JP4102575B2 - 宇宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法 - Google Patents
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Description
【発明の属する技術分野】
本発明は、宇宙機に搭載した姿勢制御用アクチュエータによって宇宙機の姿勢角を変更する宇宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法に関し、特に、姿勢変更に要する時間を考慮して駆動させる姿勢制御用アクチュエータを選択し、姿勢変更の高速化及び高精度化を図った宇宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法に関する。
【0002】
【従来の技術】
従来より、人工衛星等の宇宙機には、この宇宙機の姿勢を制御する姿勢変更制御装置が搭載されている。そして、この姿勢変更制御装置には、宇宙機の姿勢変更を高速且つ高精度に行うことが要求されている。
【0003】
例えば、特開平10−287299号公報には、このような人工衛星の姿勢変更制御装置が開示されている。図9は特開平10−287299号公報に示された従来の人工衛星の姿勢変更制御装置を示すブロック図である。図9に示すように、この従来の姿勢変更制御装置においては、光学センサ101が設けられ、この光学センサ101の出力信号が入力されるように光学センサデータ処理装置102が設けられている。また、レートジャイロ106が設けられ、このレートジャイロ106の出力信号が入力されるようにレートジャイロデータ処理装置107が設けられている。更に、光学センサデータ処理装置102及びレートジャイロデータ処理装置107の出力信号が入力されるように姿勢決定フィルタ108が設けられている。姿勢決定フィルタ108は、光学センサデータ処理装置102から入力される人工衛星の指向誤差角及びレートジャイロデータ処理装置107から入力される人工衛星の角速度に基づいて姿勢角推定値及び姿勢変化率推定値を算出して出力するものである。
【0004】
そして、姿勢決定フィルタ108の出力信号が入力されるように、制御則切替ロジック112、ホイール制御則演算装置103及びスラスタ制御則演算装置109が設けられている。ホイール制御則演算装置103の出力信号はホイール駆動回路104に入力されるようになっており、ホイール駆動回路104はホイール105を駆動するようになっている。また、スラスタ制御則演算装置109の出力信号はバルブ駆動回路110に入力されるようになっており、バルブ駆動回路110はスラスタ111のバルブの開閉を制御してスラスタ111を駆動するようになっている。
【0005】
図9に示すように、この従来の人工衛星の姿勢変更制御装置においては、光学センサ101がその検知結果を光学センサデータ処理装置102に対して出力し、光学センサデータ処理装置102がこの検知結果に基づいて人工衛星の指向誤差角を算出する。一方、レートジャイロ106がその検知結果をレートジャイロデータ処理装置107に対して出力し、レートジャイロデータ処理装置107がこの検知結果に基づいて人工衛星の角速度を算出する。次に、姿勢決定フィルタ108が、前述の指向誤差角及び角速度に基づいて、人工衛星の姿勢角推定値及び姿勢変化率推定値を算出し、制御則切替ロジック112に対して出力する。
【0006】
その後、制御則切換ロジック112が姿勢角推定値及び姿勢変化率推定値に応じて指向誤差角及び角速度のデータをホイール制御則演算装置103に対して出力するか、又はスラスタ制御則演算装置109に対して出力するかを選択して切り替える。指向誤差角及び角速度のデータがホイール制御則演算装置103に入力された場合には、ホイール駆動回路104が作動し、ホイール105を駆動させて人工衛星の姿勢制御を行う。また、指向誤差角及び角速度のデータがスラスタ制御則演算装置109に入力された場合には、バルブ駆動回路109が作動し、スラスタ111を駆動させて人工衛星の姿勢制御を行う。
【0007】
制御則切換ロジック112は、姿勢決定フィルタ108で算出された姿勢角推定値及び姿勢変化率推定値の大きさに基づいて、姿勢制御アクチュエータであるスラスタ111とホイール105とを使い分ける。例えば、人工衛星の姿勢保持又は姿勢変更に必要な制御トルクがホイール105の能力範囲内である場合には、指向誤差角及び角速度のデータをホイール制御則演算装置103に対して出力し、ホイール105を作動させる。そして、必要な制御トルクがホイール105の能力より大きく、スラスタ111の能力範囲内である場合には、指向誤差角及び角速度のデータをスラスタ制御則演算装置109に対して出力し、スラスタ111を作動させる。また、必要な制御トルクがスラスタ111の能力範囲を超えている場合には、指向誤差角及び角速度のデータをホイール制御則演算装置103及びスラスタ制御則演算装置109の双方に対して出力し、ホイール105及びスラスタ111の双方を作動させる。
【0008】
特開平10−287299号公報においては、上述の図9に示す人工衛星の姿勢変更制御装置以外にも、いくつか異なる構成を持つ姿勢変更制御装置が示されているが、どの姿勢変更制御装置においても、算出した姿勢角推定値の大きさに基づいて自動的に姿勢制御用アクチュエータであるスラスタ111又はホイール105を選択することにより、スラスタ推薬の消費を抑えつつ、必要に応じた制御トルクを発生させることを目的としている。
【0009】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、上述の従来の技術には以下に示すような問題点がある。図9に示す人工衛星の姿勢変更制御装置においては、姿勢決定フィルタ108が姿勢角推定値及び姿勢変化率推定値を算出し、この算出値の大きさに基づいて制御則切替ロジック112が姿勢制御用アクチュエータを切り換えるため、姿勢誤差が小さい場合には、姿勢誤差が小さいというだけで、姿勢制御アクチュエータとして出力トルクが小さいホイール105を選定してしまう。このため、高速で姿勢変更を行いたい場合においても、姿勢変更に時間がかかってしまうという問題点がある。
【0010】
また、人工衛星の姿勢を変更する場合には、姿勢変更動作の初期に人工衛星に制御トルクを印加すると共に、姿勢角が最終目標値に達した時点で衛星角速度をゼロとするための制御トルクを、姿勢角が最終目標値に達する前に印加する必要がある。このような制御トルクを印加することにより、人工衛星に姿勢誤差(トランジェット誤差)が生じる。人工衛星の姿勢変更を高速で行うほど、この姿勢誤差が大きくなりやすくなる。姿勢制御アクチュエータとして出力トルクが小さなホイール105を使用すると、この姿勢誤差への対応が遅れる結果となり、衛星姿勢の指向方向誤差が増大してしまう。このため、姿勢変更の精度が低下し、姿勢変更時間が更に増加してしまうという問題点が生じる。
【0011】
本発明はかかる問題点に鑑みてなされたものであって、高速且つ高精度な姿勢変更が可能となる宇宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法を提供することを目的とする。
【0012】
【課題を解決するための手段】
本発明に係る宇宙機の姿勢変更制御装置は、宇宙機に搭載されこの宇宙機の姿勢変更を制御する宇宙機の姿勢変更制御装置において、前記宇宙機に対してトルクを印加する複数の姿勢変更アクチュエータと、前記宇宙機の現在の姿勢角及び姿勢角速度を検出する検出手段と、この検出手段の検出結果並びに次の姿勢における姿勢回転軸ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要求時間に基づいて、姿勢変更が姿勢変更要求時間内に終了するように、前記姿勢変更において必要となる最大トルク値を算出する算出手段と、前記算出された姿勢変更において必要となる最大トルク値と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを比較して前記最大トルク値を出力できる1の姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを選択する選択手段と、前記選択された姿勢変更アクチュエータを駆動させる制御手段と、を有することを特徴とする。
【0013】
本発明においては、算出手段が次の姿勢変更における姿勢変更要求時間を考慮して、この姿勢変更において必要となる最大トルク値を求め、この最大トルク値に基づいて選択手段が駆動させる姿勢変更アクチュエータを選択する。これにより、例えば、要求される姿勢変更角度に対して姿勢変更要求時間が短い場合には、大きな制御トルクを出力できるアクチュエータ構成を選択し、姿勢変更時間内に姿勢変更を終了することができる。この結果、姿勢変更の高速化を図ることができる。また、姿勢変更時に生じる姿勢誤差を修正する場合にも、状況に応じて最適なアクチュエータ構成を選択することにより、必要な制御トルクを確保できるため、姿勢誤差を最小化することができる。この結果、姿勢変更の高精度化を図ることができる。
【0014】
また、前記算出手段が、前記目標姿勢角と前記姿勢角との差を算出して姿勢変更角を求める姿勢変更角度算出器と、前記姿勢変更角及び前記姿勢変更要求時間から前記姿勢変更における最大角加速度を算出する姿勢変更角加速度算出器と、前記姿勢回転軸ベクトルから前記宇宙機の姿勢回転軸周りの慣性モーメントを算出する慣性モーメント算出器と、前記最大角加速度と前記慣性モーメントとの積から前記最大トルク値を算出する最大トルク値算出器と、を有することが好ましい。これにより、簡単な線形代数演算により最大トルク値を算出することができ、算出手段の構成を簡略化できると共に、演算に要する時間を短縮することができる。
【0015】
更に、前記選択手段が、前記最大トルク値と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを比較して前記最大トルク値を出力できる1の姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを選択する姿勢変更手段決定器と、この姿勢変更手段決定器の選択結果に基づいて前記選択された1の前記姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを駆動する指令信号を生成する制御指令信号設定器と、を有することが好ましい。これにより、簡単な比較演算により、姿勢変更アクチュエータを選択することができ、選択手段の構成を簡略化できると共に、演算に要する時間を短縮することができる。
【0016】
更にまた、前記複数の姿勢変更アクチュエータは、リアクションホイール、スラスタ及びコントロールモーメントジャイロからなる群より選択された2種以上の装置であることができる。また、前記選択手段は、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、リアクションホイール及びスラスタ、又はリアクションホイール及びコントロールモーメントジャイロを選択することができる。又は、前記選択手段は、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、又はリアクションホイール及びスラスタを選択することができる。又は、前記選択手段は、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、又はリアクションホイール及びコントロールモーメントジャイロを選択することができる。
【0017】
本発明に係る宇宙機の姿勢変更制御方法は、複数の姿勢変更アクチュエータが搭載された宇宙機の姿勢変更制御方法において、前記宇宙機の現在の姿勢角及び姿勢角速度を検出する工程と、前記姿勢角及び姿勢角速度の検出結果並びに次の姿勢変更における姿勢回転軸ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要求時間に基づいて、姿勢変更が姿勢変更要求時間内に終了するように、前記姿勢変更において必要となる最大トルク値を算出する工程と、前記算出された姿勢変更において必要となる最大トルク値と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを比較して前記最大トルク値を出力できる1の姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを選択する工程と、前記選択された姿勢変更アクチュエータを駆動させて前記宇宙機に対してトルクを印加する工程と、を有することを特徴とする。
【0018】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施例について添付の図面を参照して具体的に説明する。先ず、本発明の第1の実施例について説明する。図1は、本発明の第1の実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブロック図である。図1において、宇宙機本体の動特性は、宇宙機姿勢ダイナミクス15として表されている。また、図2は図1に示す姿勢変更計画指令生成器4の構成を示すブロック図であり、図3は図1に示す姿勢変更手段選定器5の構成を示すブロック図である。本実施例において、宇宙機は例えば人工衛星である。
【0019】
なお、図1及び以下の説明において、リアクションホイールは「RW」と略し、スラスタは「RCS」と略し、コントロールモーメントジャイロは「CMG」と略す。また、「RCS−RW」はスラスタ−リアクションホイール(スラスタとリアクションホイールの併用)、「CMG−RW」はコントロールモーメントジャイロ−リアクションホイール(コントロールモーメントジャイロとリアクションホイールの併用)を意味する。
【0020】
図1に示すように、本実施例に係る姿勢変更制御装置51においては、姿勢角検出器1及び姿勢角速度検出器2が設けられている。姿勢角検出器1は、宇宙機姿勢ダイナミクス15の姿勢角を検出し、姿勢角検出信号16を出力するものであり、例えばスラートラッカ(STT)により構成することができる。姿勢角速度検出器2は、宇宙機姿勢ダイナミクス15の姿勢角速度を検出し、姿勢角速度検出信号17を出力するものであり、例えばジャイロ(IRU)により構成することができる。
【0021】
また、姿勢変更制御装置51には、姿勢角/姿勢角速度決定器3、算出手段としての姿勢変更計画指令生成器4、選択手段としての姿勢変更手段選定器5、RW制御則演算器6、RCS−RW制御則演算器7及びCMG−RW制御則演算器8が設けられている。姿勢角/姿勢角速度決定器3は姿勢角検出信号16及び姿勢角速度検出信号17に基づいて現在の宇宙機の姿勢角及び姿勢角速度を決定し、姿勢角決定信号18及び姿勢角速度決定信号19を姿勢変更計画指令生成器4及び姿勢変更手段選定器5に対して出力するものである。なお、姿勢角検出器1、姿勢角速度検出器2及び姿勢角/姿勢角速度決定器3により、姿勢変更制御装置5の検出手段が構成されている。
【0022】
図2に示すように、姿勢変更計画指令生成器4においては、姿勢角決定信号18、姿勢角速度決定信号19及び地上局32から送信されてくるテレメトリデータ33が入力される姿勢変更角度算出器41が設けられ、この姿勢変更角度算出器41の出力信号が入力される姿勢変更角加速度算出器42が設けられている。また、テレメトリデータ33が入力されるEuler軸周り慣性モーメント算出器43が設けられ、姿勢変更角加速度算出器42の出力信号及びEuler軸周り慣性モーメント算出器43の出力信号が入力され、姿勢変更指令信号20を生成する姿勢変更最大角加速度算出器44が設けられている。姿勢変更計画指令生成器4は姿勢角決定信号18、姿勢角速度決定信号19及びテレメトリデータ33に基づいて、姿勢変更において必要とされる最大トルク値を算出し、その結果を姿勢変更指令信号20として姿勢変更手段選定器5に対して出力するものである。なお、後述するように、姿勢変更計画指令生成器4が行う演算は線形代数演算であるため、姿勢変更計画指令生成器4は簡単なデジタル回路からなるハードウェア又はソフトウェアがプログラムされた集積回路によって容易に実現可能である。
【0023】
図3に示すように、姿勢変更手段選定器5においては、姿勢角決定信号18、姿勢角速度決定信号19及び姿勢変更指令信号20が入力される姿勢変更手段決定器45が設けられ、この姿勢変更手段決定器45の出力信号が入力され、RW制御指令信号21、RCS−RW制御指令信号22及びCMG−RW制御指令信号23を生成する制御指令信号設定器46が設けられている。姿勢変更手段選定器5は、姿勢変更指令信号20に基づいて、RW12、RCS13及びCMG14のうちから駆動させる姿勢制御アクチュエータの組み合わせを選択するものである。即ち、姿勢変更手段選定器5はRW制御則演算器6、RCS−RW制御則演算器7及びCMG−RW制御則演算器8(以下、総称して制御則演算器ともいう)のうちから駆動させる制御則演算器を選択し、姿勢角決定信号18及び姿勢角速度決定信号19からRW制御指令信号21、RCS−RW制御指令信号22及びCMG−RW制御指令信号23を生成し、夫々RW制御則演算器6、RCS−RW制御則演算器7及びCMG−RW制御則演算器8に対して出力するものである。なお、後述するように、姿勢変更手段選定器5が行う演算は簡単な比較演算であるため、姿勢変更手段選定器5は簡単なデジタル回路からなるハードウェア又はソフトウェアがプログラムされた集積回路によって容易に実現可能である。
【0024】
また、図1に示すRW制御則演算器6は、RW制御指令信号21に基づいてRW駆動指令信号24を生成するものであり、RCS−RW制御則演算器7は、RCS−RW制御指令信号22に基づいてRW駆動指令信号25及びRCS駆動指令信号27を生成するものであり、CMG−RW制御則演算器8は、CMG−RW制御指令信号23に基づいてRW駆動指令信号26及びCMG駆動指令信号28を生成するものである。
【0025】
更に、姿勢変更制御装置51には、RW駆動回路9、RCS駆動回路10及びCMG駆動回路11が設けられている。RW駆動回路9はRW駆動指令信号24、25及び26が入力されてRW駆動信号29を生成するものであり、RCS駆動回路10はRCS駆動指令信号27が入力されてRCS駆動信号30を生成するものであり、CMG駆動回路11はCMG駆動指令信号28が入力されてCMG駆動信号31を生成するものである。RW制御則演算器6、RCS−RW制御則演算器7、CMG−RW制御則演算器8、RW駆動回路9、RCS駆動回路10及びCMG駆動回路11により、姿勢変更制御装置51の姿勢制御アクチュエータの制御手段が構成されている。
【0026】
更にまた、リアクションホイール(RW)12、スラスタ(RCS)13及びコントロールモーメントジャイロ(CMG)14が設けられている。RW12、RCS13及びCMG14はいずれも宇宙機姿勢ダイナミクス15に駆動トルクを印加する姿勢制御アクチュエータである。RW12及びCMG14は回転することにより宇宙機姿勢ダイナミクス15に駆動トルクを印加するものである。また、RCS13はガス等の推薬を宇宙機の外部に噴射することにより宇宙機姿勢ダイナミクス15に駆動トルクを印加するものである。
【0027】
なお、姿勢角/姿勢角速度決定器3、RW制御則演算器6、RCS−RW制御則演算器7、CMG−RW制御則演算器8、RW駆動回路9、RCS駆動回路10及びCMG駆動回路11は例えば集積回路等により構成することができ、例えば、RW制御則演算器6、RCS−RW制御則演算器7及びCMG−RW制御則演算器8はソフトウェアがプログラムされた集積回路により構成することができ、RW駆動回路9、RCS駆動回路10及びCMG駆動回路11はデジタル回路からなるハードウェアにより構成することができる。
【0028】
次に、本実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置51の動作について説明する。図4は本実施例の姿勢変更制御装置における姿勢変更計画指令生成器4の動作を示すフローチャートであり、図5は姿勢変更手段選定器5の動作を示すフローチャートである。また、図6(a)は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角をとって、宇宙機の姿勢角の変化を示すグラフ図であり、(b)は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角速度をとって、宇宙機の姿勢角速度の変化を示すグラフ図であり、(c)は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角加速度をとって宇宙機の姿勢角加速度の変化を示すグラフ図である。
【0029】
図1に示すように、先ず、スラートラッカ等の姿勢角検出器1が宇宙機の姿勢角を検出し、姿勢角検出信号16を姿勢角/姿勢角速度決定器3に対して出力する。一方、ジャイロ等の姿勢角速度検出器2が宇宙機の姿勢角速度を検出し、姿勢角速度検出信号17を姿勢角/姿勢角速度決定器3に対して出力する。そして、姿勢角/姿勢角速度決定器3が現在の宇宙機の姿勢角及び姿勢角速度を算出し、姿勢角決定信号18及び姿勢角速度決定信号19を生成し、これらの信号を姿勢変更計画指令生成器4及び姿勢変更手段選定器5に対して出力する。
【0030】
姿勢変更計画指令生成器4には、現在の宇宙機の状態を示す姿勢角決定信号18及び姿勢角速度決定信号19と共に、地上局32からテレメトリデータ33として、次の姿勢変更で基準となる姿勢回転軸(Euler軸)ベクトルn、この姿勢回転軸周りの目標姿勢角θr及び姿勢変更要求時間tmが入力される。姿勢変更計画指令生成器4はこれらのデータから次の姿勢変更で必要となる最大トルク値(最大姿勢変更トルクτe)を算出し、Euler軸ベクトルn、目標姿勢角θr及び姿勢変更要求時間tmと共に、姿勢変更指令信号20として出力する。具体的には、姿勢変更計画指令生成器4(図2参照)はこのロジックを以下に示す手順によって実行する。
【0031】
先ず、図4のステップS1に示すように、Euler軸周り慣性モーメント算出器43が、テレメトリデータ33におけるEuler軸ベクトルnから、Euler軸ベクトルn周りの衛星慣性モーメントJeを算出する。
【0032】
次に、ステップS2に示すように、姿勢変更角度算出器41が、テレメトリデータ33に含まれる目標姿勢角θrと、姿勢角決定信号18に含まれる現在の姿勢角θcとの差を求め、姿勢変更角θmを算出する。
【0033】
次に、ステップS3に示すように、姿勢変更角加速度算出器42が、宇宙機が剛体であると仮定し、最小時間制御を適用して、テレメトリデータ33に含まれる姿勢変更要求時間tm及び姿勢変更角度算出器41が算出した姿勢変更角θmから最大角加速度αmを算出する。
【0034】
次に、ステップS4に示すように、姿勢変更最大角加速度算出器44が、Euler軸周り慣性モーメント算出器43が算出した衛星慣性モーメントJeと姿勢変更角加速度算出器42が算出した最大角加速度αmとから、最大角加速度αmをEuler軸周りに発生させるため必要となる最大姿勢変更トルクτeを算出する。
【0035】
そして、この最大姿勢変更トルクτeを姿勢変更指令信号20として出力する。但し、姿勢変更計画指令生成器4は、地上局32から入力されるテレメトリデータ33により姿勢変更要求が更新されたときのみ最大姿勢変更トルクτeを算出し、それ以外のときは、最大姿勢変更トルクτeとして直前に算出した値を保持し、その値を姿勢変更指令信号20として出力する。
【0036】
上述のステップS3に示す工程において適用した最小時間制御について説明する。ある姿勢変更要求に対し、それを最小時間で実行するためには、最大加速度で衛星姿勢を加速後、最小加速度、即ち絶対値が最大である負の加速度で減速することが必要となる。このとき、宇宙機の角度、角速度、角加速度プロファイルは、夫々図6(a)乃至(c)に示すようになる。図2に示す姿勢変更角加速度算出器42は、対象となる宇宙機が剛体であると仮定し、宇宙機の姿勢変更が図6(a)乃至(c)に示す最小時間制御プロファイルに従って実施されるものと仮定した上で、指定された姿勢変更要求時間内に指定された姿勢変更を行うためにアクチュエータに要求されるトルク値を、最大トルク値として導出する。
【0037】
但し、最大角加速度αmは必ずしも姿勢制御アクチュエータの最大出力値に対応しているとは限らず、あくまで与えられた姿勢変更要求時間tm内で姿勢変更角θmを得るために、図6(a)乃至(c)に示す制御プロファイルを適用した場合の値である。即ち、最終的にどのような制御プロファイルを利用して宇宙機の姿勢変更を行うかは、RW制御則演算器6、RCS−RW制御則演算器7、CMG−RW制御則演算器8によって独立に設定されている。また、実際の宇宙機(人工衛星等)は剛体ではないため、姿勢変更は必ずしもこの最小時間制御プロファイルには従わない。姿勢変更角加速度算出器42において適用する剛体衛星の最小時間制御プロファイルは、あくまでも要求される姿勢変更に対し基準となるアクチュエータ最大出力トルク値を算出するためだけに適用するものである。
【0038】
次に、姿勢変更手段選定器5が、姿勢変更指令信号20に基づいて、使用する姿勢制御アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、スラスタ及びリアクションホイール、又はコントロールモーメントジャイロ及びリアクションホイールのいずれかの組み合わせを選定する。
【0039】
即ち、姿勢変更手段選定器5は、姿勢変更計画指令生成器4で生成された最大姿勢変更トルクτeを、RW、RCS−RW及びCMG−RWの各アクチュエータ構成で出力可能となる最大出力トルク値τrw、τrcs及びτcmgと比較し、要求される最大トルクτeが出力可能なアクチュエータ構成を選定する。そして、選定したアクチュエータに対しては、制御指令信号としてEuler軸ベクトルn、目標姿勢角θr、姿勢変更時間tm、姿勢角決定信号18と姿勢角速度決定信号19を含む制御指令信号を出力し、それ以外の選定しなかったアクチュエータに対しては、制御指令信号としてゼロ値のデータセットを出力する。このロジックは具体的には、次のような手順によって実行する。
【0040】
先ず、図5のステップS5に示すように、姿勢変更手段決定器45(図3参照)が最大姿勢変更トルクτeとRWの出力最大トルク値τrwとを比較し、τe<τrwである場合にはステップS8に進み、τe<τrwでない場合には、ステップS6に進む。ステップS8においては、制御指令信号設定器46(図3参照)がRW制御指令信号21としてEuler軸ベクトルn、目標姿勢角θr、姿勢変更時間tm、姿勢角決定信号18(姿勢角θc)及び姿勢角速度決定信号19(姿勢角速度ωc)をRW制御則演算器6(図1参照)に対して出力すると共に、RCS−RW制御指令信号22及びCMG−RW制御指令信号23としてゼロ値をセットし、夫々RCS−RW制御則演算器7及びCMG−RW制御則演算器8に対して出力する。なお、図5に示すS21乃至S23は、夫々RW制御指令信号21、RCS−RW制御指令信号22及びCMG−RW制御指令信号23に含まれるデータ列を示す。
【0041】
ステップS6においては、姿勢変更手段決定器45が最大姿勢変更トルクτeとRCS−RWの出力最大トルク値τrcsとを比較し、τe<τrcsである場合にはステップS9に進み、τe<τrcsでない場合には、ステップS7に進む。ステップS9においては、制御指令信号設定器46がRCS−RW制御指令信号22としてEuler軸ベクトルn、目標姿勢角θr、姿勢変更時間tm、姿勢角決定信号18及び姿勢角速度決定信号19をRCS−RW制御則演算器7(図1参照)に対して出力すると共に、RW制御指令信号21及びCMG−RW制御指令信号23としてゼロ値をセットし、夫々RW制御則演算器6及びCMG−RW制御則演算器8に対して出力する。
【0042】
ステップS7においては、姿勢変更手段決定器45が最大姿勢変更トルクτeとCMG−RWの出力最大トルク値τcmgとを比較し、τe<τcmgである場合にはステップS10に進み、τe<τcmgでない場合には、ステップS11に進む。ステップS10においては、制御指令信号設定器46がCMG−RW制御指令信号23としてEuler軸ベクトルn、目標姿勢角θr、姿勢変更時間tm、姿勢角決定信号18及び姿勢角速度決定信号19をCMG−RW制御則演算器8(図1参照)に対して出力すると共に、RW制御指令信号21及びRCS−RW制御指令信号22としてゼロ値をセットし、夫々RW制御則演算器6及びRCS−RW制御則演算器7に対して出力する。
【0043】
ステップS7において、τe<τcmgでないと判断された場合には、要求された姿勢変更は実行不可能であるため、ステップS11に示すように、RW性慮指令信号21、RCS−RW制御指令信号22及びCMG−RW制御指令信号23に全てゼロ値をセットし、夫々RW制御則演算器6、RCS−RW制御則演算器7及びCMG−RW制御則演算器8に対して出力する。
【0044】
但し、姿勢変更手段選定器5は、姿勢変更計画指令生成器4から出力される姿勢変更指令信号20に変更がない場合には、RW制御指令信号21、RCS−RW制御指令信号22、CMG−RW制御指令信号23において、姿勢角θc及び姿勢角速度ωcには夫々その時点で姿勢角/姿勢角速度決定器3が出力する姿勢角決定信号18及び姿勢角速度決定信号19の値を採用するが、Euler軸ベクトルn、目標姿勢角θr、姿勢変更時間tmの値は更新せず、既に設定されている値をそのまま出力する。
【0045】
以上示したように、姿勢変更計画指令生成器4が要求する姿勢変更に対し、姿勢変更手段決定器45が、使用する姿勢制御アクチュエータとしてリアクションホイール(RW)のみを使用する構成が最適と判断した場合には、制御指令信号設定器46が姿勢角決定信号18、姿勢角速度決定信号19及び姿勢変更指令信号20からRW制御指令信号21を生成し、RW制御則演算器6に入力する。また、これと同時に、RCS−RW制御指令信号22及びCMG−RW制御指令信号23として、各々ゼロ指令となるような制御指令信号を生成し、これを夫々RCS−RW制御則演算器7及びCMG−RW制御則演算器8に入力する。
【0046】
この結果、RCS−RW制御則演算器7が生成するRW駆動指令信号25及びRCS駆動指令信号27、並びにCMG−RW制御則演算器8が生成するRW駆動指令信号26及びCMG駆動指令信号28はゼロ値信号となるが、RW制御則演算器6が生成するRW駆動指令信号24はゼロ値信号とならず、RW駆動回路9に入力される。これにより、RW駆動回路9がRW駆動信号29を生成しリアクションホイール(RW)12に対して出力する。そして、RW12が駆動することにより宇宙機姿勢ダイナミクス15に対して制御トルクを印加し、宇宙機の姿勢制御を実施する。
【0047】
また、姿勢変更計画指令生成器4が要求する姿勢変更に対し、姿勢変更手段選定器5の姿勢変更手段決定器45が、使用する姿勢制御アクチュエータとしてスラスタ(RCS)とリアクションホイール(RW)とを併用する構成が最適と判断した場合には、姿勢変更手段選定器5の制御指令信号設定器46が姿勢角決定信号18、姿勢角速度決定信号19及び姿勢変更指令信号20からRCS−RW制御指令信号22を生成し、それをRCS−RW制御則演算器7に入力する。また、これと同時に、RW制御指令信号21及びCMG−RW制御指令信号23として、各々ゼロ指令となるような制御指令信号を生成し、これらの信号をRW制御則演算器6及びCMG−RW制御則演算器8に夫々入力する。
【0048】
この結果、RW制御則演算器6が生成するRW駆動指令信号24、並びにCMG−RW制御則演算器8が生成するRW駆動指令信号26及びCMG駆動指令信号28はゼロ値信号となるが、RCS−RW制御則演算器7が生成するRW駆動指令信号25及びRCS駆動指令信号27はゼロ値信号とならず、夫々RW駆動回路9及びRCS駆動回路10に入力される。これにより、RW駆動回路9がRW駆動信号29を生成しリアクションホイール(RW)12に対して出力すると共に、RCS駆動回路10がRCS駆動信号30を生成し、スラスタ(RCS)13に対して出力する。そして、RW12及びRCS13が駆動することにより宇宙機姿勢ダイナミクス15に対して制御トルクを印加し、宇宙機の姿勢制御を実施する。
【0049】
更に、姿勢変更計画指令生成器4が要求する姿勢変更に対し、姿勢変更手段選定器5の姿勢変更手段決定器45が、使用する姿勢制御アクチュエータとしてコントロールモーメントジャイロ(CMG)とリアクションホイール(RW)とを併用する構成が最適と判断した場合には、姿勢変更手段選定器5の制御指令信号設定器46が姿勢角決定信号18、姿勢角速度決定信号19及び姿勢変更指令信号20からCMG−RW制御指令信号23を生成し、それをCMG−RW制御則演算器8に入力する。また、これと同時に、RW制御指令信号21及びRCS−RW制御指令信号22として、各々ゼロ指令となるような制御指令信号を生成し、これをRW制御則演算器6及びRCS−RW制御則演算器7に入力する。
【0050】
この結果、RW制御則演算器6が生成するRW駆動指令信号24、並びにRCS−RW制御則演算器7が生成するRW駆動指令信号25及びRCS駆動指令信号27はゼロ値信号となるが、CMG−RW制御則演算器8が生成するRW駆動指令信号26及びCMG駆動指令信号28はゼロ値信号とならず、夫々RW駆動回路9及びCMG駆動回路11に入力される。これにより、RW駆動回路9がRW駆動信号29を生成しリアクションホイール(RW)12に対して出力する。また、CMG駆動回路11がCMG駆動信号31を生成し、コントロールモーメントジャイロ(CMG)14に対して出力する。そして、RW12及びCMG14が駆動することで宇宙機姿勢ダイナミクス15に対して制御トルクを印加し、宇宙機の姿勢制御を実施する。
【0051】
以上説明したように、本実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置においては、姿勢変更指令生成器4が、要求される姿勢角度及び姿勢変更時間に基づいて最大姿勢変更トルクを導出し、姿勢変更指令信号20を生成する。そして、姿勢変更手段選定器5が姿勢変更指令信号20に基づいて最適な姿勢制御アクチュエータ構成を選定し、そのアクチュエータ構成により宇宙機姿勢ダイナミクス15を制御する。これにより、例えば、要求される姿勢変更角度に対して姿勢変更時間が短い場合には、大きな制御トルクを出力できるアクチュエータ構成を選択し、姿勢変更時間内に姿勢変更を終了することができる。また、姿勢変更時に生じる姿勢誤差を修正する場合にも、最適なアクチュエータ構成を選択することにより、必要な制御トルクを確保できるため、姿勢誤差を最小化することができる。このように、本実施例においては、姿勢変更時に生じる姿勢誤差を最小化しながら高速に姿勢変更制御を実現することができる。この結果、姿勢変更中に起こりうる多くの状況に対応することが可能となり、高速且つ高精度な姿勢変更を実現することができる。
【0052】
これに対して、前述の如く、特開平10−287299号公報に開示された従来の人工衛星の姿勢変更制御装置は、姿勢誤差の大きさに応じて使用する姿勢制御アクチュエータを自動的に切り換えることで、姿勢誤差に対する制御性能を向上させることを目的としたものであるが、姿勢制御アクチュエータの切換を姿勢誤差の大きさのみに基づいて実施しているため、要求された時間内に姿勢変更を終了することができない場合がある。このように、本実施例の宇宙機の姿勢変更制御装置は、従来の姿勢変更制御装置とは異なっている。
【0053】
なお、本実施例においては、アクチュエータとしてRW、RCS及びCMGを設け、使用するアクチュエータ構成としてRWのみ、RW及びRCSの併用、又はRW及びCMGの併用を選択する例を示したが、本発明はこれに限定されず、RCSのみ、CMGのみ、又はRCS及びCMGの併用を選択できるようにしてもよい。また、RW、RCS及びCMG以外のアクチュエータを設け、このアクチュエータのみの使用又はこのアクチュエータとRW、RCS若しくはCMGとの併用を選択できるようにしてもよい。更に、RW、RCS及びCMGのうちいずれかのアクチュエータが故障した場合、並びにRCSの推薬を使い果たした場合等に、この故障又は推薬切れ等により動作不能となったアクチュエータを選択しないようにする手段を姿勢変更制御装置に設けてもよい。
【0054】
次に、本発明の第2の実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置について説明する。図7は、本第2実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブロック図である。図7に示すように、本実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置52は、前述の第1の実施例に係る姿勢変更制御装置51と比較して、CMG−RW制御則演算器、CMG駆動回路及びCMGが設けられていない点が異なっている。即ち、本実施例の姿勢変更制御装置52の姿勢変更手段選定器5aは、姿勢変更計画指令生成器4から出力された姿勢変更指令信号20に基づいて、アクチュエータとしてリアクションホイール(RW)のみを使用するか、RWとスラスタ(RCS)の双方を使用するかを選択し、RW制御指令信号21及びRCS−RW制御指令信号22を夫々RW制御則演算器6及びRCS−RW制御則演算器7に対して出力する。本実施例における上記以外の構成及び上記以外の動作は、前述の第1の実施例と同様である。
【0055】
本実施例においては、姿勢制御アクチュエータとしてリアクションホイール及びスラスタのみを設け、コントロールモーメントジャイロ(CMG)を省略している。これにより、前述の第1の実施例と比較して姿勢変更制御装置の構成を簡略化し、小型化及び低コスト化を図ることができる。また、姿勢変更手段選定器5aにおける演算処理時間を短縮することができる。
【0056】
次に、本発明の第3の実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置について説明する。図8は、本第3実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブロック図である。図8に示すように、本実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置53は、前述の第1の実施例に係る姿勢変更制御装置51と比較して、RCS−RW制御則演算器、RCS駆動回路及びRCSが設けられていない点が異なっている。即ち、本実施例の姿勢変更制御装置53の姿勢変更手段選定器5bは、姿勢変更計画指令生成器4から出力された姿勢変更指令信号20に基づいて、アクチュエータとしてリアクションホイール(RW)のみを使用するか、RWとコントロールモーメントジャイロ(CMG)の双方を使用するかを選択し、RW制御指令信号21及びCMG−RW制御指令信号23を夫々RW制御則演算器6及びCMG−RW制御則演算器8に対して出力する。本実施例における上記以外の構成及び上記以外の動作は、前述の第1の実施例と同様である。
【0057】
本実施例においては、姿勢制御アクチュエータとしてリアクションホイール及びコントロールモーメントジャイロのみを設け、スラスタ(RCS)を省略している。これにより、前述の第1の実施例と比較して姿勢変更制御装置の構成を簡略化し、小型化及び低コスト化を図ることができる。また、姿勢変更手段選定器5bにおける演算処理時間を短縮することができる。
【0058】
【発明の効果】
以上詳述したように、本発明によれば、算出手段が次の姿勢変更における姿勢変更要求時間を考慮して姿勢変更において必要となる最大トルク値を求め、この最大トルク値に基づいて選択手段が駆動させる姿勢変更アクチュエータを選択することにより、姿勢変更時間内に姿勢変更を終了することができ、姿勢変更の高速化を図ることができる。また、姿勢変更時に生じる姿勢誤差を修正する場合にも、最適なアクチュエータ構成を選択することにより、必要な制御トルクを確保できるため、姿勢誤差を最小化することができ、姿勢変更の高精度化を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明の第1の実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブロック図である。
【図2】図1に示す姿勢変更計画指令生成器4の構成を示すブロック図である。
【図3】図1に示す姿勢変更手段選定器5の構成を示すブロック図である。
【図4】本実施例の姿勢変更制御装置における姿勢変更計画指令生成器4の動作を示すフローチャートである。
【図5】本実施例の姿勢変更手段選定器5の動作を示すフローチャートである。
【図6】(a)は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角をとって、宇宙機の姿勢角の変化を示すグラフ図であり、(b)は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角速度をとって、宇宙機の姿勢角速度の変化を示すグラフ図であり、(c)は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角加速度をとって宇宙機の姿勢角加速度の変化を示すグラフ図である。
【図7】本発明の第2の実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブロック図である。
【図8】本発明の第3の実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブロック図である。
【図9】特開平10−287299号公報に開示された従来の人工衛星の姿勢変更制御装置を示すブロック図である。
【符号の説明】
1;姿勢角検出器
2;姿勢角速度検出器
3;姿勢角/姿勢角速度決定器
4;姿勢変更計画指令生成器
5、5a、5b;姿勢変更手段選定器
6;RW制御則演算器
7;RCS−RW制御則演算器
8;CMG−RW制御則演算器
9;RW駆動回路
10;RCS駆動回路
11;CMG駆動回路
12;RW(リアクションホイール)
13;RCS(スラスタ)
14;CMG(コントロールモーメントジャイロ)
15;宇宙機姿勢ダイナミクス
16;姿勢角検出信号
17;姿勢角速度検出信号
18;姿勢角決定信号
19;姿勢角速度決定信号
20;姿勢変更指令信号
21;RW制御指令信号
22;RCS−RW制御指令信号
23;CMG−RW制御指令信号
24、25、26;RW駆動指令信号
27;RCS駆動指令信号
28;CMG駆動指令信号
29;RW駆動信号
30;RCS駆動信号
31;CMG駆動信号
32;地上局
33;テレメトリデータ
41;姿勢変更角度算出器
42;姿勢変更角加速度算出器
43;Euler軸周り慣性モーメント算出器
44;姿勢変更最大角加速度算出器
51、52、53;姿勢変更制御装置
101;光学センサ
102;光学センサデータ処理装置
103;ホイール制御則演算装置
104;ホイール駆動回路
105;ホイール
106;レートジャイロ
107;レートジャイロデータ処理装置
108;姿勢決定フィルタ
109;スラスタ制御則演算装置
110;バルブ駆動回路
111;スラスタ
112;制御則切換ロジック
Je;衛星慣性モーメント
n;姿勢回転軸(Euler軸)ベクトル
tm;姿勢変更要求時間
αm;最大角加速度
θc;姿勢角
θr;目標姿勢角
θm;姿勢変更角
τe;最大姿勢変更トルク
τrw;RWの最大出力トルク値
τrcs;RCS−RWの最大出力トルク値
τcmg;CMG−RWの最大出力トルク値
ωc;姿勢角速度
Claims (15)
- 宇宙機に搭載されこの宇宙機の姿勢変更を制御する宇宙機の姿勢変更制御装置において、
前記宇宙機に対してトルクを印加する複数の姿勢変更アクチュエータと、
前記宇宙機の現在の姿勢角及び姿勢角速度を検出する検出手段と、
この検出手段の検出結果並びに次の姿勢変更における姿勢回転軸ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要求時間に基づいて、姿勢変更が姿勢変更要求時間内に終了するように、前記姿勢変更において必要となる最大トルク値を算出する算出手段と、
前記算出された姿勢変更において必要となる最大トルク値と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを比較して前記最大トルク値を出力できる1の姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを選択する選択手段と、
前記選択された姿勢変更アクチュエータを駆動させる制御手段と、
を有することを特徴とする宇宙機の姿勢変更制御装置。 - 前記算出手段が、前記目標姿勢角と前記姿勢角との差を算出して姿勢変更角を求める姿勢変更角度算出器と、前記姿勢変更角及び前記姿勢変更要求時間から前記姿勢変更における最大角加速度を算出する姿勢変更角加速度算出器と、前記姿勢回転軸ベクトルから前記宇宙機の姿勢回転軸周りの慣性モーメントを算出する慣性モーメント算出器と、前記最大角加速度と前記慣性モーメントとの積から前記最大トルク値を算出する最大トルク値算出器と、を有することを特徴とする請求項1に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
- 前記選択手段が、前記最大トルク値と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを比較して前記最大トルク値を出力できる1の姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを選択する姿勢変更手段決定器と、この姿勢変更手段決定器の選択結果に基づいて前記選択された1の前記姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを駆動する指令信号を生成する制御指令信号設定器と、を有することを特徴とする請求項1又は2に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
- 前記複数の姿勢変更アクチュエータがリアクションホイール、スラスタ及びコントロールモーメントジャイロからなる群より選択された2種以上の装置であることを特徴とする請求項1乃至3のいずれか1項に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
- 前記選択手段が、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、リアクションホイール及びスラスタ、又はリアクションホイール及びコントロールモーメントジャイロを選択するものであることを特徴とする請求項4に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
- 前記選択手段が、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、又はリアクションホイール及びスラスタを選択するものであることを特徴とする請求項4に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
- 前記選択手段が、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、又はリアクションホイール及びコントロールモーメントジャイロを選択するものであることを特徴とする請求項4に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
- 前記検出手段が、姿勢角を検出する姿勢角検出器と、姿勢角速度を検出する姿勢角速度検出器と、前記姿勢角検出器の検出結果及び前記姿勢角速度検出器の検出結果に基づいて前記宇宙機の姿勢角及び姿勢角速度を算出する算出器と、を有することを特徴とする請求項1乃至7のいずれか1項に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
- 前記姿勢角検出器がスラートラッカを有し、前記姿勢角速度検出器がジャイロを有する、ことを特徴とする請求項8に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
- 前記次の姿勢変更における姿勢回転軸ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要求時間が前記宇宙機の外部から入力されることを特徴とする請求項1乃至9のいずれか1項に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
- 前記駆動手段は、アクチュエータを制御して、宇宙機を最大加速度で駆動した後最小加速度で減速することを特徴とする請求項1乃至10のいずれか1項に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
- 複数の姿勢変更アクチュエータが搭載された宇宙機の姿勢変更制御方法において、
前記宇宙機の現在の姿勢角及び姿勢角速度を検出する工程と、
前記姿勢角及び姿勢角速度の検出結果並びに次の姿勢変更における姿勢回転軸ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要求時間に基づいて、前記姿勢変更において必要となる最大トルク値を算出する工程と、
前記算出された姿勢変更において必要となる最大トルク値と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを比較して前記最大トルク値を出力できる1の姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを選択する工程と、
前記選択された姿勢変更アクチュエータを駆動させて前記宇宙機に対してトルクを印加する工程と、
を有することを特徴とする宇宙機の姿勢変更制御方法。 - 前記最大トルク値を算出する工程が、前記目標姿勢角と前記姿勢角との差を算出して姿勢変更角を求める工程と、前記姿勢変更角及び前記姿勢変更要求時間から前記姿勢変更における最大角加速度を算出する工程と、前記姿勢回転軸ベクトルから前記宇宙機の姿勢回転軸周りの慣性モーメントを算出する工程と、前記最大角加速度と前記慣性モーメントとの積から前記最大トルク値を算出する工程と、を有することを特徴とする請求項12に記載の宇宙機の姿勢変更制御方法。
- 前記駆動させる姿勢変更アクチュエータを選択する工程が、前記最大トルク値と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを比較して前記最大トルク値を出力できる1の姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを選択する工程と、前記選択された1の前記姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを駆動する指令信号を生成する工程と、を有することを特徴とする請求項12又は13に記載の宇宙機の姿勢変更制御方法。
- 前記複数の姿勢変更アクチュエータがリアクションホイール、スラスタ及びコントロールモーメントジャイロからなる群より選択される2種以上の装置であることを特徴とする請求項12乃至14のいずれか1項に記載の宇宙機の姿勢変更制御方法。
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