JP4189604B2 - 柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法、及びそれを適用した姿勢制御装置 - Google Patents

Description

本発明は、主として人工衛星に搭載される柔軟構造物（人工衛星柔軟変動体部）を対象とする柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法、及びそれを適用した姿勢制御装置に関する。

従来、人工衛星等に対する姿勢変更（姿勢制御）に関連する技術としては、例えば三軸衛星の姿勢変更制御方式（特許文献１参照）が挙げられる。この特許文献１に係る技術の場合、姿勢制御目標量の生成過程で目標量に含まれる周波数成分については、周波数分離を行っていないことにより、柔軟構造物が励振することを回避できない。このため、マヌーバ終了後には柔軟構造物の定常的な振動が残留し、振動が収束するまでは指向安定度が確保されないため、観測ミッションを開始することができないようになっている。即ち、特許文献１に係る手法で柔軟衛星の姿勢マヌーバを行う場合には、マヌーバ終了後、観測ミッションを開始できる状態に至るまでに姿勢静定（振動収束）の待機時間が必要となる等、姿勢マヌーバに要する全体の時間（姿勢マヌーバ開始から観測ミッション開始までの時間を示す）が長く掛かってしまう。

一般に人工衛星等を対象とした柔軟構造物を有する飛翔体の姿勢変更制御については、多くの場合、より早く、より高精度に所望の姿勢へと変更を行うことが要求される。この際、最も問題視されるのが柔軟構造物の振動である。柔軟構造物が姿勢変更によって揺さぶられると、飛翔体の本体にその振動が伝わって本体の指向方向に誤差が生じてしまうという問題が生じる他、一旦柔軟構造物に振動が発生すると、その振動が減衰するまでには相当な時間がかかってしまうという問題も生じる。このように、柔軟構造物を有する飛翔体の姿勢変更制御については、柔軟構造物の振動を如何に抑制できるかが重要な課題となっている。

そこで、柔軟構造物の姿勢変更制御に際して、柔軟構造物の振動を抑制するための技術対策も提案されており、例えば周知文献として、Ｎ．Ｃ．Ｓｉｎｇｅｒ等により提案されたＢａｎｇ−Ｂａｎｇ制御による柔軟衛星の姿勢マヌーバ制御手法（非特許文献１参照）や、Ｂ．Ｗｉｅ等により提案されたＢａｎｇ−Ｂａｎｇ制御による柔軟衛星の姿勢マヌーバ制御手法（非特許文献２参照）等が挙げられる。

特許第３６２３７４７号公報（特許請求の範囲） 「Ｓｉｎｇｅｒ，Ｎ．Ｃ．，Ｓｅｅｒｉｎｇ，Ｗ．Ｐ．：Ｐｒｅｓｈａｐｉｎｇ Ｃｏｍｍａｎｄ Ｉｎｐｕｔｓ ｔｏ Ｒｅｄｕｃｅ Ｓｙｓｔｅｍ Ｖｉｂｒａｔｉｏｎ，Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｄｙｎａｍｉｃ Ｓｙｓｔｅｍｓ ａｎｄ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ Ｃｏｎｔｒｏｌ，１１２ （１９９０），ｐｐ．７６−８２」 「Ｌｉｕ，Ｑ．，Ｗｉｅ，Ｂ．：Ｒｏｂｕｓｔ Ｔｉｍｅ−Ｏｐｔｉｍａｌ Ｃｏｎｔｒｏｌ ｏｆ Ｕｎｃｅｒｔａｉｎ Ｆｌｅｘｉｂｌｅ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ，Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｇｕｉｄａｎｃｅ，Ｃｏｎｔｒｏｌ，ａｎｄ Ｄｙｎａｍｉｃｓ，１５（１９９２），ｐｐ．５９７−６０４」

上述した非特許文献１や非特許文献２に開示された柔軟構造物の姿勢変更制御（姿勢マヌーバ）に際して柔軟構造物の振動を抑制するための技術の場合、これらは何れも制御アクチュエータとしてスラスタを使用対象としたＢａｎｇ−Ｂａｎｇの制御手法であり、スラスタ以外のその他の柔軟構造物、例えば人工衛星の姿勢を回転させるためのリアクションホイール（Ｒｅａｃｔｉｏｎ Ｗｈｅｅｌ：ＲＷ）や人工衛星の姿勢を動かすためのコントロールモーメントジャイロ（Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｍｏｍｅｎｔ Ｇｙｒｏ：ＣＭＧ）等へは適用し難いという問題がある。

又、非特許文献１や非特許文献２に係る技術の場合、例えば柔軟構造物が１つの柔軟モードのみから成る場合には有効であると言えるが、実際の柔軟構造物は分布定数系であると共に、複数の支配的な柔軟モードから成る振動系である場合が殆どであるため、こうした一般的な柔軟構造物を使用対象にしてＢａｎｇ−Ｂａｎｇ制御手法を適用すれば、或る特定の柔軟モードの励振を回避できるとしても、その他の大部分の大きな柔軟モードを回避することができないため、柔軟構造物の適用性において乏しい（適用し難い）という問題がある。

本発明は、このような問題点を解決すべくなされたもので、その技術的課題は、多数の柔軟モードを有する柔軟構造物を使用対象にして姿勢マヌーバを行っても有効に振動を抑制することができ、姿勢マヌーバに要する全体の時間を顕著に短縮できる柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法、及びそれを適用した姿勢制御装置を提供することにある。

本発明によれば、人工衛星に搭載された柔軟構造物を或る静止状態から別の静止状態へと姿勢マヌーバを行う際、該姿勢マヌーバにより発生する該柔軟構造物の振動を抑制するための柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における制御データ生成方法であって、周波数成分を完全分離した姿勢プロファイルの波形を生成可能なｓｉｎｃ関数を用いて該姿勢マヌーバ時の姿勢制御データとなる制御目標量を事前周波数成形型フィードフォワード制御則として生成する制御目標量生成段階を有することを特徴とする柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法が得られる。

更に、本発明によれば、上記柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法において、制御目標量生成段階では、ｓｉｎｃ関数における正負の２つの波形を１周期分ずらして組み合わせることにより制御目標量として加速減速用データを生成する柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法が得られる。

加えて、本発明によれば、上記何れかの柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法において、制御目標量生成段階では、姿勢マヌーバ後の柔軟構造物の振動を最大限に抑制するために、ｓｉｎｃ関数に対して窓関数を掛け合わせることで制御目標量を生成する柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法が得られる。

一方、本発明よれば、人工衛星に搭載された柔軟構造物に設置された姿勢を回転させるための姿勢回転手段、並びに姿勢を動かすための姿勢変更手段へ制御信号を送出して該柔軟構造物を或る静止状態から別の静止状態へと姿勢マヌーバを行う姿勢制御装置において、前記姿勢マヌーバ時に前記柔軟構造物により発生する振動を抑制するために前記制御信号の制御要素として含まれると共に、周波数成分を完全分離した姿勢プロファイルの波形を生成可能なｓｉｎｃ関数を用いて該姿勢マヌーバ時の姿勢制御データとなる制御目標量を事前周波数成形型フィードフォワード制御則として生成する姿勢マヌーバ時制御目標量生成手段を備えたことを特徴とする姿勢制御装置が得られる。

更に、本発明によれば、上記姿勢制御装置において、姿勢マヌーバ時制御目標量生成手段は、ｓｉｎｃ関数における正負の２つの波形を１周期分ずらして組み合わせることにより制御目標量として加速減速用データを生成する姿勢制御装置が得られる。

加えて、本発明によれば、上記何れかの姿勢制御装置において、姿勢マヌーバ時制御目標量生成手段は、姿勢マヌーバ終了後の柔軟構造物の振動を最大限に抑制するために、ｓｉｎｃ関数に対して窓関数を掛け合わせることで制御目標量を生成する姿勢制御装置が得られる。

他方、本発明によれば、上記何れか一つの姿勢制御装置において、柔軟構造物は、人工衛星に搭載された人工衛星用柔軟変動体部である姿勢制御装置が得られる。

又、本発明によれば、上記姿勢制御装置において、柔軟変動体部は、人工衛星の姿勢を回転させるためのリアクションホイールと、人工衛星の姿勢を動かすためのコントロールモーメントジャイロとを含む姿勢制御装置が得られる。

本発明の柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法の場合、特定の周波数以上の周波数成分を持たないサンプリング関数（ｓｉｎｃ関数）を用いて姿勢マヌーバ時の姿勢制御データとなる制御目標量を事前周波数成形型フィードフォワード制御則として生成するため、多数の柔軟モードを有する一般的な柔軟構造物を使用対象にして姿勢マヌーバを行っても有効に振動を抑制することができ（特定の周波数以上の周波数に有効な励振回避手法となる）、従来に無く姿勢マヌーバに要する全体の時間を顕著に短縮できるようになる。係る手法を適用した姿勢制御装置では、簡素な構成でリアクションホイールやコントロールモーメントジャイロ等を使用対象にした姿勢マヌーバを迅速にして、精度良く適確に行うことが可能となり、特に大きな柔軟構造物を有する人工衛星を対象として高精度な姿勢マヌーバを行う際に非常に有効となる。

本発明の最良の形態に係る柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法は、柔軟構造物を或る静止状態から別の静止状態へと姿勢マヌーバを行う際、姿勢マヌーバにより発生する柔軟構造物の振動を抑制するため、特定の周波数以上の周波数成分を持たないサンプリング関数を用いて姿勢マヌーバ時の姿勢制御データとなる制御目標量を事前周波数成形型フィードフォワード制御則として生成する制御目標量生成段階を有するものである。

図１は、本発明の柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法の制御目標量生成段階で用いられるサンプリング関数の特性［時間（ｓ）に対する振幅の関係で表わされる］を例示したものであり、同図（ａ）は１周期分ずらした正負逆極性の２つのサンプリング関数の特性（ｓ−ｆ１１，ｓ−ｆ１２）に関するもの，同図（ｂ）は同図（ａ）の特性を加算合成した合成特性（ｓ−ｆ１１＋１２）に関するものである。

図１（ａ）では、上述した制御目標量生成段階において、サンプリング関数の特性ｓ−ｆ１１，ｓ−ｆ１２として、姿勢プロファイルの波形を生成可能な１周期分ずらした正負逆極性のｓｉｎｃ関数を用い、図１（ｂ）では、これらのｓｉｎｃ関数によるサンプリング関数を加算合成することにより、合成特性（ｓ−ｆ１１＋１２）として制御目標量となる加速減速用データを生成した様子を示している。

図２は、本発明の柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法の制御目標量生成段階で用いられるサンプリング関数を応用した場合の諸特性［時間（ｓ）に対する振幅の関係で表わされる］を対比して例示したタイミングチャートであり、同図（ａ）は図１（ｂ）に示す合成特性（ｓ−ｆ１１＋１２）に関するもの，同図（ｂ）は同図（ａ）の特性におけるピーク部分に対する窓関数の特性（ｗ−ｆ）に関するもの，同図（ｃ）は同図（ａ）の特性に同図（ｂ）の特性を掛け合わせた特性（ｓ−ｆ１１＋１２）×（ｗ−ｆ）に関するものである。

ここでは、更に制御目標量生成段階において、姿勢マヌーバ終了後の柔軟構造物の振動を最大限に抑制するために、図２（ａ）に示されるようなｓｉｎｃ関数に基づいて合成して得た合成特性（ｓ−ｆ１１＋１２）に対して図２（ｂ）に示されるようなハミング窓関数の特性（ｗ−ｆ）を掛け合わせた結果として得られる図２（ｃ）に示されるような特性（ｓ−ｆ１１＋１２）×（ｗ−ｆ）として制御目標量を生成することを示している。

図３は、図２（ｃ）に示す特性（ｓ−ｆ１１＋１２）×（ｗ−ｆ）におけるピーク部分をその成分特性（ｓ−ｆ１１＋１２）におけるピーク部分と対比して周波数（Ｈｚ）に対する振幅の関係で示したものである。

ここでは、上述した加算合成の特性（ｓ−ｆ１１＋１２）に窓関数の特性（ｗ−ｆ）を掛け合わせても、周波数成分が完全分離された様子、即ち、制御目標量生成段階での制御目標量の生成において、サンプリング関数としてｓｉｎｃ関数を用いることにより周波数分離を完全に行うことができることを示している。このことは、姿勢マヌーバ後の柔軟構造物の定常的な残留振動を殆ど零に近付けることができ、各種の姿勢マヌーバを経て行われる観測ミッションを最短時間の姿勢マヌーバにより効果的に実施することができることを示唆している。特に、図１（ｂ）に示した合成特性（ｓ−ｆ１１＋１２）のようにサンプリング関数を重ね合わせるだけでは、姿勢マヌーバ後に振動が残ってしまうことになるため、図２（ｂ）に示したような窓関数の特性（ｗ−ｆ）を掛け合わせることによって、制御目標量を姿勢マヌーバから姿勢マヌーバ終了に及んで滑らかに減衰させることができるので、この点が重要になっている。

因みに、サンプリング関数（ｓｉｎｃ関数）とは、特定の周波数帯域ω_ｓ（Ｈｚ）以上の周波数成分を全く含まないことで一般に知られる関数である。但し、ここで特定の周波数帯域ω_ｓ（Ｈｚ）のサンプリング関数を数式で表わすと、ｙ（ｔ）＝ｓｉｎ（ω_ｓｔ）／ω_ｓｔとなる。

本願発明の技術的課題（目的）とする柔軟構造物を有する人工衛星を最短時間で姿勢マヌーバを完了するためには、第１の留意事項として、定常的な柔軟構造物の振動を引き起こさない加減速プロファイルを用いること、第２の留意事項として、アクチュエータ（トルク発生装置）が発生できるトルク能力を最大限使うような姿勢マヌーバを行うことが必要であり、これらを実現できれば良いことになる。

このうち、第１の留意事項については、図１（ａ）に示すようなサンプリング関数（ｓｉｎｃ関数）の波形を用いて人工衛星の姿勢マヌーバに際しての角加速度プロファイル（制御目標量）の生成を行えば実現できる。サンプリング関数を利用して生成した角加速度プロファイルを周波数分布で見ると、図３に示したような分布となり、サンプリング関数によって決まる或る特定の周波数以上の周波数成分を含まない波形であることが分かる。

又、第２の留意事項については、図１（ａ）に示される２つのサンプリング関数のピークの山同士を１周期分ずらして正の波を加速用，負の波を減速用の角加速度波形と考え、２つの波を重ね合わせることで人工衛星の姿勢の加速減速の角加速度プロファイルを図２（ｃ）に示されるような特性として生成すれば実現できる。ここで、最大限にアクチュエータの能力を使うために、角加速度のピークをアクチュエータ能力の最大トルクから求められる姿勢の角加速度に設定することで、第１の留意事項の利点を活かしたままアクチュエータの能力を最大限利用した加速減速を行うことができる。

尚、サンプリング関数（ｓｉｎｃ関数）を１周期ずらして重ね合わせることにより加速減速のプロファイルを生成する際、例えば図２（ａ）に示されるような２つのサンプリング関数の重ね合わせた特性の場合、そのままでは姿勢マヌーバ終了後に僅かに波が残ってしまう。このため、姿勢マヌーバ終了後の姿勢の振動を減らすために、更に図２（ｂ）に示されるような窓関数を掛け合わせることで得られる図２（ｃ）に示されるような波形を人工衛星の姿勢の加速減速の角加速度プロファイルとして利用することが重要となる。こうした窓関数を掛け合わせることにより、姿勢マヌーバ終了後の姿勢に振動が残らず、より精度の高い指向性能が確保できることになる。

ところで、実際に人工衛星等に搭載される柔軟構造物を対象として姿勢マヌーバを行う場合、或る二つの姿勢を最短経路で変更（姿勢マヌーバ）するためには、一般的に二つの姿勢から唯一求められるオイラー軸と呼ばれる軸回りの姿勢回転を行うことが最短経路であることが知られている。そこで、本発明で実行する姿勢マヌーバ則は、姿勢変更前の姿勢と姿勢変更後の目標姿勢とからオイラー軸を求め、そのオイラー軸回りに人工衛星の姿勢を回転させるような制御を行うものである。

図４は、本発明の柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法の制御目標量生成段階で生成するオイラー軸決定後の制御目標量であるマヌーバプロファイルの諸特性を例示したものである。但し、図４中の下段は時間（ｓ）に対する角度θ（ｄｅｇ）の関係で示される角度特性に関するもの，中段は時間（ｓ）に対する角速度ｄθ／ｄｔ（ｄｅｇ／ｓ）の関係で示される角速度特性に関するもの，上段は時間（ｓ）に対する角加速度ｄ^２θ／ｄｔ^２（ｄｅｇ／ｓ^２）の関係で示される角加速度特性に関するものである。

ここでは、観測ミッション周期ｔ_ｏｂｓと姿勢マヌーバ周期ｔ_ｍｎｖとが交互に繰り返されることを前提として、下段に示されるような３ｄｅｇ（３度）のオフセット角θ_{ｏｆｆｓｅｔ}を持つ波形の角度特性を時刻（ｔ）で微分して得られる中段に示されるような角速度特性について、更に時刻（ｔ）で微分［即ち、角度特性を時刻（ｔ）で２階微分］して得られる上段に示されるような角加速度特性に基づいて、オイラー軸回りに人工衛星の姿勢を回転させるような姿勢マヌーバを実行することを示している。

一方、係る柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法を適用した姿勢制御装置では、柔軟構造物に設置された姿勢を回転させるための姿勢回転手段、並びに姿勢を動かすための姿勢変更手段へ制御信号を送出して柔軟構造物を或る静止状態から別の静止状態へと姿勢マヌーバを行う基本構成のものにおいて、姿勢マヌーバ時に柔軟構造物により発生する振動を抑制するために制御信号の制御要素として含まれると共に、特定の周波数以上の周波数成分を持たないサンプリング関数を用いて姿勢マヌーバ時の姿勢制御データとなる制御目標量を事前周波数成形型フィードフォワード制御則として生成する姿勢マヌーバ時制御目標量生成手段を備えたものである。

但し、ここでの姿勢マヌーバ時制御目標量生成手段についても、サンプリング関数として、周波数成分を完全分離した姿勢プロファイルの波形を生成可能なｓｉｎｃ関数を用いて制御目標量を生成する機能を持つこと、ｓｉｎｃ関数によるサンプリング関数における正負の２つの波形を１周期分ずらして組み合わせることにより制御目標量として加速減速用データを生成する機能を持つこと、更に姿勢マヌーバ終了後の柔軟構造物の振動を最大限に抑制するためにｓｉｎｃ関数に対して窓関数を掛け合わせることで制御目標量を生成する機能を持つことがそれぞれ好ましい。何れにしても、柔軟構造物については、人工衛星に搭載された人工衛星用柔軟変動体部である場合には有効となる。人工衛星用柔軟変動体部としては、人工衛星の姿勢を回転させるためのリアクションホイールや、人工衛星の姿勢を動かすためのコントロールモーメントジャイロ等が含まれることが好ましい。

この姿勢制御装置の場合についても、人工衛星用柔軟変動体部を対象として或る静止状態から別の静止状態への姿勢マヌーバを行う際、姿勢マヌーバ時の制御目標量の生成則として、上述した図１（ａ），（ｂ）乃至図４で説明したような特定の周波数以上の周波数成分を持たないサンプリング関数（ｓｉｎｃ関数）を利用すれば、姿勢マヌーバにより発生する柔軟物の振動を大きく低減することが可能となる。

図５は、係る姿勢制御装置で人工衛星柔軟変動体部を対象として実行する姿勢マヌーバ時の柔軟モード変位の特性を例示したもので、同図（ａ）は時間（ｓ）に対する柔軟モード変位ξの関係で示される基本モード特性に関するもの，同図（ｂ）は時間（ａ）に対する微分柔軟モード変位ｄξ／ｄｔの関係で示される微分モード特性に関するものである。

即ち、ここでの図５（ａ），（ｂ）は、姿勢マヌーバ時の人工衛星柔軟変動体部についてのモード変位の時間履歴を示しており、図５（ａ）に示される基本モード特性の場合、１回目モード（１ｓｔ ｍｏｄｅ）では零の特性Ｓ１となり、２回目モード（２ｓｔ ｍｏｄｅ）では１０秒〜２０秒の間で負，正を向く大きな二つのピークを持つと共に、４０秒〜５０秒の間でも正，負を向く大きな二つのピークを持った特性Ｓ２となり、４回目モード（４ｓｔ ｍｏｄｅ）では１０秒〜２０秒の間で負，正を向く二つの小さなピークを持つと共に、４０秒〜５０秒の間でも正，負を向く小さな二つのピークを持った特性Ｓ２となり、その他の回数のモード［３回目モード（３ｓｔ ｍｏｄｅ），５回目モード（５ｓｔ ｍｏｄｅ）〜８回目モード（８ｓｔ ｍｏｄｅ）］では殆ど零となっている様子を示している。

図５（ｂ）に示される微分モード特性の場合、１回目モード（１ｓｔ ｍｏｄｅ）では零の特性Ｓ１となるが、２回目モード（２ｓｔ ｍｏｄｅ）では１０秒〜２０秒の間で負，正，負を向く中，大，中の三つのピークを持つと共に、４０秒〜５０秒の間でも正，負，正を向く中，大，中の三つのピークを持った特性Ｓ２となり、４回目モード（４ｓｔ ｍｏｄｅ）では１０秒〜２０秒の間で負，正，負を向く三つの非常に小さなピーク（正を向く中央のピークは他のものよりも大きい）を持つと共に、４０秒〜５０秒の間でも正，負，正を向く非常に小さな三つのピーク（負を向く中央のピークは他のものよりも大きい）を持った特性Ｓ２となり、その他の回数のモード［３回目モード（３ｓｔ ｍｏｄｅ），５回目モード（５ｓｔ ｍｏｄｅ）〜８回目モード（８ｓｔ ｍｏｄｅ）］では殆ど零となっている様子を示している。

このように、上述した図２（ｃ）に示す特性（ｓ−ｆ１１＋１２）×（ｗ−ｆ）に基づいて生成した制御目標量を用いて姿勢マヌーバを行うと、或る静止状態から別の静止状態へと姿勢マヌーバした後、定常的な振動が殆ど残留せず、直ちに姿勢の振動状態が収束することになり、姿勢マヌーバ直後に指向安定度が確保できるようになる。このため、最短の所要時間で姿勢マヌーバを完了することができ、各種の姿勢マヌーバを経て行われる観測ミッションを最短時間の姿勢マヌーバにより効果的に実施することが可能となる。

以下は、本発明の柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法を適用した人工衛星用姿勢制御装置の実施例について、図面を参照して具体的に説明する。

図６は、本発明の柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法を柔軟構造物が人工衛星に搭載される場合に適用した人工衛星用姿勢制御装置４０の基本構成を例示した機能ブロック図である。

この姿勢制御装置（Ａｔｔｉｔｕｄｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｙｓｔｅｍ：ＡＣＳ）４０は、外部の他の図示されない電気系装置から妨害トルク（Ｄｉｓｔｕｒｂａｎｃｅ Ｔｏｒｑｕｅ：ＤＴ）信号（抑制トルク信号と呼ばれても良い）が入力されると共に、人工衛星の姿勢を回転させるための略図するリアクションホイール（ＲＷ）、並びに人工衛星の姿勢を動かすための略図するコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）が設置された人工衛星用柔軟変動体部５０におけるリアクションホイール（ＲＷ），コントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）へそれぞれ制御信号τ_ＲＷ，τ_ＣＭＧを送出することにより図示されない人工衛星の本体を姿勢制御するものである。因みに、リアクションホイール（ＲＷ）は、フライホイールを回転させることにより、その反力トルクを発生させることができ、これによって人工衛星の姿勢を回転させることができるアクチュエータである。コントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）は、或る一定の回転スピードで回転させたフライホイールをフライホイールの回転軸に対して直交方向に回転軸を持つジンバルを用いて回転させることにより、ジャイロ効果のトルクを出力でき、これによって人工衛星の姿勢を回転制御することができるアクチュエータである。

姿勢制御装置（ＡＣＳ）４０におけるハードウェア部分の基本構成としては、人工衛星用柔軟変動体部５０における姿勢情報センサとして働くジャイロセンサとしてのジャイロスコープ（Ｇｙｒｏ Ｓｃｏｐｅｓ：ＧＳ）１と、人工衛星用柔軟変動体部５０における恒星，地球，太陽の角度検出機能を持つ光センサ群（Ｏｐｔｉｃａｌ Ｓｅｎｓｏｒｓ：ＯＳ）２と、人工衛星柔軟変動部５０におけるコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）のジンバルについての角度／角速度の比を検出するジンバル角度／角速度センサ（Ｇｉｍｂａｌ Ａｎｇｌｅ／Ｒａｔｅ Ｓｅｎｓｏｒ）３と、各センサからの情報を用いてリアクションホイール（ＲＷ），コントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）へ制御信号τ_ＲＷ，τ_ＣＭＧを送出する姿勢制御回路部（Ａｔｔｉｔｕｄｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃｓ：ＡＣＥ）３０とから構成されている。

このうち、ジャイロスコープ（ＧＳ）１は、慣性空間（ここでは宇宙空間と考えて良い）に対して人工衛星の直交三軸回りに回転した角速度ωを検出した情報を含む角速度信号ω_ＧＳを出力するセンサ（或いは角度θを検出した情報を含む角度検出信号θ_ＧＳを出力することも可能）である。光センサ群（ＯＳ）２は、恒星，地球，太陽との角度を検出した情報を含む角度検出信号θ_ＯＳを出力するセンサの集合体である。尚、上述したリアクションホイール（ＲＷ），コントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ），ジャイロスコープ（ＧＳ）１，光センサ群（ＯＳ）２については、人工衛星の姿勢制御系の分野では汎用的であり、ここでの技術的要旨とは直接関係しないため、その詳細な構成や機能についての説明は省略する。

ジンバル角度／角速度センサ３は、コントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）のジンバルから検出した角度／角速度の比を示す角度／角速度比信号θ_Ｇ／ω_Ｇを出力するセンサである。

姿勢制御回路部（ＡＣＥ）３０については、ジャイロスコープ（ＧＳ）１からの角速度信号ω_ＧＳ，光センサ群（ＯＳ）２からの角度検出信号θ_ＯＳに基づいて人工衛星の本体姿勢制御に必要な角速度ω_Ｂの推定値を示す角速度推定信号，角度θ_Ｂの推定値を示す角度推定信号を出力する姿勢推定器（Ａｔｔｉｔｕｄｅ Ｅｓｔｉｍａｔａｏｒ：ＡＥ）４と、姿勢推定器（ＡＥ）４からの角速度ω_Ｂの推定値及び角度θ_Ｂの推定値に基づいて姿勢マヌーバを実行する前に初期の姿勢と変更後の姿勢とから求めたオイラー軸に応じて姿勢マヌーバに必要な制御目標量を示す目標姿勢プロファイルとしての角度θ_Ｍの目標値を示す角度目標信号，角速度ω_Ｍの目標値を示す角速度目標信号の生成出力、姿勢の流れ（Ａｔｔｉｔｕｄｅ Ｄｒｉｆｔ）の検出結果に基づいてコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）のジンバル向けの角度θ_Ｇの目標値を示す角度目標信号，角速度ω_Ｇの目標値を示す角速度目標信号の生成出力、並びにリアクションホイール（ＲＷ）に対するフィードフォワード制御則の制御信号τ_{ＦＦ（ＲＷ）}の生成出力を担う姿勢誘導部（Ａｔｔｉｔｕｄｅ Ｇｕｉｄａｃｅ Ｌａｗ：ＡＧＬ）２０と、姿勢誘導部（ＡＧＬ）２０からの角度目標信号，角速度目標信号から姿勢推定器（ＡＥ）４からの角速度推定信号，角度推定信号をそれぞれ減算する減算器と、この減算器での減算値を姿勢の流れ（ＡＤ）を示す信号として入力し、リアクションホイール（ＲＷ）に対するフィードバック量の制御信号τ_{ＦＢ（ＲＷ）}をＰＩＤ制御により生成出力するリアクションホイール制御部（ＲＷ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）５と、姿勢誘導部（ＡＧＬ）２０からの制御信号τ_{ＦＦ（ＲＷ）}とリアクションホイール制御部５からの制御信号τ_{ＦＢ（ＲＷ）}とを加算する加算器と、この加算器での加算値を入力し、擬似反転させて制御信号τ_ＲＷを生成出力するリアクションホイール分配器（ＲＷ Ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｏｒ）１０と、姿勢誘導部（ＡＧＬ）２０からの角度目標信号，角速度目標信号からジンバル角度／角速度センサ３からの角度／角速度比信号θ_Ｇ／ω_Ｇを減算する減算器と、この減算器での減算値を入力し、ＰＤ制御によりコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）のジンバル向けの制御信号τ_ＣＭＧを生成出力するコントロールモーメントジャイロ向けジンバル制御部（ＣＭＧ−Ｇｉｍｂａｌ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）１１とを備えて構成される。

更に、姿勢誘導部（ＡＧＬ）２０は、姿勢推定器（ＡＥ）４からの角速度ω_Ｂの推定値及び角度θ_Ｂの推定値に基づいて姿勢マヌーバを実行する前に運動学上で初期の姿勢と変更後の姿勢とからオイラー軸を求めると共に、オイラー軸に応じて姿勢マヌーバに必要な制御目標量を示す目標姿勢プロファイルとしての角度θ_Ｍの目標値を示す角度目標信号と角速度ω_Ｍの目標値を示す角速度目標信号とを出力する姿勢マヌーバ時制御目標量プロファイル生成部（ＮＭＥ Ｐｒｏｆｉｌｅｒ）６と、姿勢マヌーバ時制御目標量プロファイル生成部６からの角度目標信号，角速度目標信号を入力してコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）に対するフィードフォワード制御則の制御信号τ_{ＦＦ（ＣＭＧ）}，並びに反転変動によりリアクションホイール（ＲＷ）に対するフィードフォワード制御則の制御信号τ´_{ＦＦ（ＲＷ）}を生成出力するトルクプロファイル生成／分配器（Ｔｏｒｑｕｅ Ｐｒｏｆｉｌｅｒ／Ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｏｒ）７と、リアクションホイール制御部５の入力側からの姿勢の流れを示す信号（点線で示す）を入力し、その信号のバイアス流れを減少させることによりトルクプロファイル信号を生成出力するトルクプロファイル生成器（Ｔｏｒｑｕｅ Ｐｒｏｆｉｌｅｒ）９と、トルクプロファイル生成器９からのトルクプロファイル信号とトルクプロファイル生成／分配器７からの制御信号τ´_{ＦＦ（ＲＷ）}とを加算してリアクションホイール（ＲＷ）に対するフィードフォワード制御則の制御信号τ_{ＦＦ（ＲＷ）}を出力する加算器と、トルクプロファイル生成／分配器７からの制御信号τ_{ＦＦ（ＣＭＧ）}に基づいてコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）のジンバル向けの角度θ_Ｇの目標値を示す角度目標信号，角速度ω_Ｇの目標値を示す角速度目標信号を生成出力するコントロールモーメントジャイロ向けジンバル誘導部（ＣＭＧ−Ｇｉｍｂａｌ Ｓｔｅｅｒｉｎｇ Ｌａｗ）８とを備えている。

尚、姿勢制御回路部（ＡＣＥ）３０の各部については、ハードワイアードロジック回路のみで構成することも可能である他、ＣＰＵ等のコンピュータを内蔵して制御ロジックをソフトウェアで実行する構成とすることもできる。ここでは、姿勢制御回路部（ＡＣＥ）３０における姿勢誘導部（ＡＧＬ）２０内では姿勢マヌーバ時制御目標量プロファイル生成部６，トルクプロファイル生成／分配器７，コントロールモーメントジャイロ向けジンバル誘導部８の各部、姿勢誘導部（ＡＧＬ）２０外では姿勢推定器（ＡＥ）４，リアクションホイール制御部５，リアクションホイール分配器１０，コントロールモーメントジャイロ向けジンバル制御部１１の各部がソフトウェアにより実現されているものとする。

ソフトウェアにより具現される各部の技術的機能を簡単に説明すれば、姿勢推定器（ＡＥ）４の場合、ジャイロスコープ（ＧＳ）１の出力，光センサ群（ＯＳ）２の出力から人工衛星用柔軟変動体部５０における現在姿勢を推定する機能を持つ。姿勢マヌーバ時制御目標量プロファイル生成部６は、姿勢マヌーバ用の事前周波数整形型フィードフォワード制御則を実行する部分であり、そのための制御目標量（目標姿勢）のプロファイルを生成する。トルクプロファイル生成／分配器７は、目標姿勢のプロファイルを実現するために必要な制御トルクを計算する機能を担う他、衛星が角運動量を持っていることによる軸間干渉量を回避するために必要なデカップリング量も同時に計算すると共に、分配機能では計算で得られた制御トルクをコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）向けとリアクションホイール（ＲＷ）向けとに分配する機能を持つ。

コントロールモーメントジャイロ向けジンバル誘導部８は、コントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）向けとして分配された制御トルクを出力するために必要なコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）のジンバル角プロファイル及びジンバル角速度プロファイルを計算する。コントロールモーメントジャイロ向けジンバル制御部１１は、ジンバル角度／角速度センサ３から得られた現在のジンバル状態と目標のジンバル状態との対比で得られるジンバル角誤差及びジンバル角速度誤差に基づいて、ジンバルが目標の運動を行うためのマイナーループ制御を行う。リアクションホイール制御部５は、姿勢角誤差及び姿勢角速度誤差に基づいて姿勢が目標の運動を行うためのフィードバック制御トルクの計算を行う。リアクションホイール分配器１０は、姿勢が目標の運動を行うために必要なフィードバック制御トルクを各リアクションホイールに分配して寄与する。

以上の各部の構成部分は、柔軟構造物の固有振動数を励起しない最適なフィードフォワード制御則を算出するための姿勢マヌーバ時制御目標量プロファイル生成部６の構成部分を除けば、人工衛星の姿勢制御に頻繁に用いられている周知構成を導入したものである。

そこで、姿勢マヌーバ時制御目標量プロファイル生成部６の動作について詳細に説明すれば、ここでは姿勢変更前の姿勢と姿勢変更後の目標姿勢とから求められたオイラー軸の回りに図４に示した角加速度プロファイル（上段の特性）を用いるものであり、これによって人工衛星の姿勢を回転させるような姿勢マヌーバを実行する。即ち、姿勢マヌーバ時制御目標量プロファイル生成部６は、姿勢マヌーバを実行する前に初期の姿勢と変更後の姿勢とからオイラー軸を求め、このオイラー軸に応じて図４の上段に示したような最短経路で姿勢マヌーバを実現できるオイラー軸回りの人工衛星の角加速度の変化を計算して得た特性を得ており、姿勢マヌーバ中は逐一、このような特性の人工衛星の姿勢制御目標量を生成してコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）による姿勢誘導則を実行する姿勢誘導部（ＡＧＬ）２０、及びＰＩＤ制御ループを成すリアクションホイール制御部５へ与える。この目標量通りに人工衛星が回転すれば、最短経路の姿勢変更制御が柔軟構造物である人工衛星用柔軟変動体部５０におけるリアクションホイール（ＲＷ），コントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）の振動を最低限に抑えながら実現できるようになる。

以上の諸機能の組み合わせにより、人工衛星は理論的に求められる最短な経路を通って柔軟構造物にあっての最低限の振動しか励起させず、これによって高精度な姿勢マヌーバを行うことができる。

尚、実施例に係る図６に示した姿勢制御装置４０により姿勢マヌーバを行う人工衛星用柔軟変動体部５０におけるアクチュエータ部分［リアクションホイール（ＲＷ），コントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）］をリアクションホイール（ＲＷ）やスラスタに置き換え、コントロールモーメントジャイロ向けジンバル誘導部８をリアクションホイール（ＲＷ）向けやスラスタ向けのものに代えてシステム構成することも可能であり、こうした場合にも同様な効果を期待できる。但し、この場合、一般にリアクションホイール（ＲＷ）はコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）よりも最大出力トルクは小さいものの、小さい制御トルクをより精密に発生させることができるため、係る構成は小さい角度の姿勢変更をより高精度に行うことが要求される場合に適している。又、一般にスラスタはリアクションホイール（ＲＷ）よりも大きく、コントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）よりも小さい制御トルクを発生するが、リアクションホイール（ＲＷ）やコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）のように滑らかな出力トルク特性でないため、係る構成は一般に姿勢精度が若干粗くなる。このように、姿勢制御装置４０では、若干の変更を行うだけでアクチュエータの種類を限定することなく使用することができ、それぞれのアクチュエータの性能を有効に活用した姿勢マヌーバを行うことができる。

要するに、上述した姿勢制御装置４０の場合、一般に人工衛星の高精度な姿勢マヌーバのために用いられるフィードフォワード制御則について、図１（ｂ）及び図３に示されるような特定の周波数以上の周波数を持たないサンプリング関数（ｓｉｎｃ関数）の波形成形したものを用いて図４の上段に示されるような事前に決めるフィードフォワード制御則としての制御目標量の特性（角加速度プロファイル）を生成しているため、図５（ａ），（ｂ）に示される姿勢マヌーバ時のモード特性のように柔軟構造物の振動を極力抑制した姿勢マヌーバが可能となることを特色としている。その他、図１（ａ）に示されるサンプリング関数（ｓｉｎｃ関数）の正負の２つの極性の波を１周期分ずらして重ね合わせ、図１（ｂ）及び図３に示されるような周波数分離効果を活かしたままの角加速度プロファイルを利用することにより、姿勢の加速と減速とが可能になる。又、サンプリング関数（ｓｉｎｃ関数）のみを用いた場合には定常的な柔軟構造物の振動は励起しないものの、強制力により強制解として発生する振動成分が姿勢マヌーバ終了後にも残ってしまうので、これについては姿勢マヌーバの始点（加速開始）から終点（減速終了）に及んで波形の両端を零にするために図２（ｂ）に示されるような窓関数をサンプリング関数に掛け合わせることにより、図５（ａ），（ｂ）に示される姿勢マヌーバ時のモード特性のように姿勢マヌーバ終了後の強制解（残留振動）を零にすることが可能になる。

本発明の柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法及びそれを適用した姿勢制御装置は、柔軟構造物が搭載された人工衛星での姿勢マヌーバへの適用が好適である他、ロボットマニピュレータを制御する用途での適用も可能である。

本発明の柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法の制御目標量生成段階で用いられるサンプリング関数の特性を例示したものであり、（ａ）は１周期分ずらした正負逆極性の２つのサンプリング関数の特性に関するもの，（ｂ）は（ａ）の特性を加算合成した合成特性に関するものである。 本発明の柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法の制御目標量生成段階で用いられるサンプリング関数を応用した場合の諸特性を対比して例示したタイミングチャートであり、（ａ）は図１（ｂ）に示す合成特性に関するもの，（ｂ）は（ａ）の特性におけるピーク部分に対する窓関数の特性に関するもの，（ｃ）は（ａ）の特性に（ｂ）の特性を掛け合わせた特性に関するものである。 図２（ｃ）に示す特性におけるピーク部分をその成分特性におけるピーク部分と対比して周波数に対する振幅の関係で示したものである。 本発明の柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法の制御目標量生成段階で生成するオイラー軸決定後の制御目標量であるマヌーバプロファイルの諸特性を例示したタイミングチャートである。 本発明の柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法を適用した姿勢制御装置により柔軟構造物（人工衛星柔軟変動体部）を対象として実行する姿勢マヌーバ時の柔軟モード変位の特性を例示したもので、（ａ）は時間に対する柔軟モード変位の関係で示される基本モード特性に関するもの，（ｂ）は時間に対する微分柔軟モード変位の関係で示される微分モード特性に関するものである。 本発明の柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法を柔軟構造物が人工衛星に搭載される場合に適用した人工衛星用姿勢制御装置の基本構成を例示した機能ブロック図である。

符号の説明

１ ジャイロスコープ
２ 光センサ群
３ ジンバル角度／角速度センサ
４ 姿勢推定器
５ リアクションホイール制御部
６ 姿勢マヌーバ時制御目標量プロファイル生成部
７ トルクプロファイル生成／分配器
８ コントロールモーメントジャイロ向けジンバル誘導部
９ トルクプロファイル生成器
１０ リアクションホイール分配器
１１ コントロールモーメントジャイロ向けジンバル制御部
２０ 姿勢誘導部
３０ 姿勢制御回路部
４０ 姿勢制御装置
５０ 人工衛星用柔軟変動体部

Claims (8)

1. 人工衛星に搭載された柔軟構造物を或る静止状態から別の静止状態へと姿勢マヌーバを行う際、該姿勢マヌーバにより発生する該柔軟構造物の振動を抑制するための柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における制御データ生成方法であって、周波数成分を完全分離した姿勢プロファイルの波形を生成可能なｓｉｎｃ関数を用いて該姿勢マヌーバ時の姿勢制御データとなる制御目標量を事前周波数成形型フィードフォワード制御則として生成する制御目標量生成段階を有することを特徴とする柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法。
2. 請求項１記載の柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法において、前記制御目標量生成段階では、前記ｓｉｎｃ関数における正負の２つの波形を１周期分ずらして組み合わせることにより前記制御目標量として加速減速用データを生成することを特徴とする柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法。
3. 請求項１又は２記載の柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法において、前記制御目標量生成段階では、前記姿勢マヌーバ後の前記柔軟構造物の振動を最大限に抑制するために、前記ｓｉｎｃ関数に対して窓関数を掛け合わせることで前記制御目標量を生成することを特徴とする柔軟構造物用姿勢マヌーバ時における姿勢制御データ生成方法。
4. 人工衛星に搭載された柔軟構造物に設置された姿勢を回転させるための姿勢回転手段、並びに姿勢を動かすための姿勢変更手段へ制御信号を送出して該柔軟構造物を或る静止状態から別の静止状態へと姿勢マヌーバを行う姿勢制御装置において、前記姿勢マヌーバ時に前記柔軟構造物により発生する振動を抑制するために前記制御信号の制御要素として含まれると共に、周波数成分を完全分離した姿勢プロファイルの波形を生成可能なｓｉｎｃ関数を用いて該姿勢マヌーバ時の姿勢制御データとなる制御目標量を事前周波数成形型フィードフォワード制御則として生成する姿勢マヌーバ時制御目標量生成手段を備えたことを特徴とする姿勢制御装置。
5. 請求項４記載の姿勢制御装置において、前記姿勢マヌーバ時制御目標量生成手段は、前記ｓｉｎｃ関数における正負の２つの波形を１周期分ずらして組み合わせることにより前記制御目標量として加速減速用データを生成することを特徴とする姿勢制御装置。
6. 請求項４又は５記載の姿勢制御装置において、前記姿勢マヌーバ時制御目標量生成手段は、前記姿勢マヌーバ終了後の前記柔軟構造物の振動を最大限に抑制するために、前記ｓｉｎｃ関数に対して窓関数を掛け合わせることで前記制御目標量を生成することを特徴とする姿勢制御装置。
7. 請求項４〜６の何れか一つに記載の姿勢制御装置において、前記柔軟構造物は、人工衛星に搭載された柔軟変動体部であることを特徴とする姿勢制御装置。
8. 請求項７記載の姿勢制御装置において、前記柔軟変動体部は、前記人工衛星の姿勢を回転させるためのリアクションホイールと、前記人工衛星の姿勢を動かすためのコントロールモーメントジャイロとを含むことを特徴とする姿勢制御装置。

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