JP6210749B2 - 宇宙機の軌道制御方法およびその装置 - Google Patents
宇宙機の軌道制御方法およびその装置 Download PDFInfo
- Publication number
- JP6210749B2 JP6210749B2 JP2013127493A JP2013127493A JP6210749B2 JP 6210749 B2 JP6210749 B2 JP 6210749B2 JP 2013127493 A JP2013127493 A JP 2013127493A JP 2013127493 A JP2013127493 A JP 2013127493A JP 6210749 B2 JP6210749 B2 JP 6210749B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- spacecraft
- control
- orbit
- slave
- trajectory
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 14
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 29
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 29
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 20
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 17
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 15
- 230000002123 temporal effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 claims 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 5
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 2
- 239000013598 vector Substances 0.000 description 2
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- 230000008685 targeting Effects 0.000 description 1
- 230000017105 transposition Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
また主宇宙機が軌道上の特定の位置(たとえば赤道上空など)において、従宇宙機の主宇宙機に対する相対位置誤差を抑えるような制御を行わせることは困難であった。
また、地球の周りを周回する宇宙機において、状態遷移マトリクスは地球の重力ポテンシャルの歪みであるJ2項の影響を受けるが、このJ2項の影響は主宇宙機の軌道上の位置(緯度引数)の関数となるので、上記のように時間を基準として制御則を構成すると、制御に必要となる燃料を節約することが難しい、などの問題点もあった。
図2はこの発明における複数の宇宙機の編隊飛行の様子を示す概念図である。図2において、編隊飛行において基準となる主宇宙機1は主宇宙機の軌道3上を飛行し、従宇宙機2は主宇宙機1に対して相対的な軌道運動を行う。4は従宇宙機2の主宇宙機1に対する相対的な位置及び相対的な速度(以下相対位置・速度等と記す)の目標を表す参照軌道、5は実際の従宇宙機2の軌道を示す。
図3はこの発明の実施の形態2による主宇宙機の軌道位置と従宇宙機の制御力の総和との関係の一例を示した図である。図3は外乱項を地球の重力ポテンシャルの歪みであるJ2項とする時に、主宇宙機1の軌道位置(緯度引数)を横軸にとり、その軌道位置において従宇宙機に2回のインパルス噴射における1回目の相対位置・速度の制御を行う場合に、従宇宙機2の制御力の和ΔV0+ΔVfの各成分とその成分の総和を示した一例である。
外乱項として、地球の重力ポテンシャルの歪みであるJ2項のみを考える場合には、図3の横軸の各軌道位置に対して、J2項の影響を補償するのに必要な制御力ΔV0とΔVfが、前述の式(21)より解析的に求まる。
図3において、xは、地心から主宇宙機1に向かう方向をx方向としたx方向の制御力(ΔV0のx方向成分とΔVfのx方向成分の和)、yは、主宇宙機1の進行方向をy方向としたy方向の制御力(ΔV0のy方向成分とΔVfのy方向成分の和)、zは、主宇宙機1の軌道面に垂直な方向をz方向としたz方向の制御力(ΔV0のz方向成分とΔVfのz方向成分の和)、totalはx,y,z方向の総和の制御力を示す。
Claims (2)
- 複数の宇宙機に編隊飛行を行わせる際に、基準となる主宇宙機に対して従属して飛行する従宇宙機の、前記主宇宙機に対する相対位置・速度を制御する宇宙機の軌道制御方法であって、
前記従宇宙機の前記主宇宙機に対する相対位置・速度の時間変化に関して、地球の重力ポテンシャルの歪みによる外乱の影響を含む形で表現した状態遷移マトリクスを、時刻を独立変数とする関係から前記主宇宙機の軌道位置を独立変数とする関係に変換して得られた状態遷移マトリクスに基づき、前記従宇宙機に前記主宇宙機に対して定められた相対位置・速度となる参照軌道を保つ軌道制御を行わせる前記従宇宙機の制御量を求める工程と、
前記従宇宙機に前記制御量の軌道制御を行わせる工程と、
を備え、
前記制御量を求める工程は、前記従宇宙機に対して、軌道一周回の間にインパルス噴射による2回の軌道制御を繰り返し行わせる場合に、前記従宇宙機の1回目または2回目のインパルス噴射における軌道半径方向の速度増分量が0となる有限個の軌道位置から、全体の速度増分量の総和が最小となる軌道位置を前記従宇宙機にインパルス噴射を行わせる制御時主宇宙機軌道位置として選択して前記従宇宙機に前記参照軌道を保たせる前記制御量を求め、
前記軌道制御を行なわせる工程は、前記制御時主宇宙機軌道位置で前記制御量の軌道制御を行うことを特徴とする宇宙機の軌道制御方法。 - 複数の宇宙機に編隊飛行を行わせる際に、基準となる主宇宙機に対して従属して飛行する従宇宙機の、前記主宇宙機に対する相対位置・速度を制御する宇宙機の軌道制御装置であって、
前記従宇宙機の前記主宇宙機に対する相対位置・速度の時間変化に関して、地球の重力ポテンシャルの歪みによる外乱の影響を含む形で表現した状態遷移マトリクスを、時刻を独立変数とする関係から前記主宇宙機の軌道位置を独立変数とする関係に変換して得られた状態遷移マトリクスに基づき、前記従宇宙機に前記主宇宙機に対して定められた相対位置・速度となる参照軌道を保つ軌道制御を行わせる前記従宇宙機の制御量を求める軌道位置・制御量演算部と、
前記従宇宙機に前記制御量の軌道制御を行わせる制御信号を送る制御信号出力部と
を備え、
前記軌道位置・制御量演算部は、前記従宇宙機に対して、軌道一周回の間にインパルス噴射による2回の軌道制御を繰り返し行わせる場合に、前記従宇宙機の1回目または2回目のインパルス噴射における軌道半径方向の速度増分量が0となる有限個の軌道位置から、全体の速度増分量の総和が最小となる軌道位置を前記従宇宙機にインパルス噴射を行わせる制御時主宇宙機軌道位置として選択して前記従宇宙機に前記参照軌道を保たせる前記制御量を求め、
前記制御信号出力部は、前記制御時主宇宙機軌道位置で前記制御信号を送ることを特徴とする宇宙機の軌道制御装置。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2013127493A JP6210749B2 (ja) | 2013-06-18 | 2013-06-18 | 宇宙機の軌道制御方法およびその装置 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2013127493A JP6210749B2 (ja) | 2013-06-18 | 2013-06-18 | 宇宙機の軌道制御方法およびその装置 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2015000703A JP2015000703A (ja) | 2015-01-05 |
JP6210749B2 true JP6210749B2 (ja) | 2017-10-11 |
Family
ID=52295475
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2013127493A Active JP6210749B2 (ja) | 2013-06-18 | 2013-06-18 | 宇宙機の軌道制御方法およびその装置 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP6210749B2 (ja) |
Families Citing this family (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104317303B (zh) * | 2014-10-10 | 2016-09-21 | 北京控制工程研究所 | 一种航天器编队维持或绕飞撤离的控制方法 |
JP6586658B2 (ja) | 2015-05-12 | 2019-10-09 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | トルク発生システム、宇宙機の姿勢制御システム、宇宙機の相対位置・速度制御システム |
CN108490973B (zh) * | 2018-04-19 | 2021-04-13 | 哈尔滨工业大学 | 航天器编队相对轨道确定方法及装置 |
CN112764428B (zh) * | 2021-01-08 | 2022-07-19 | 中国科学院空间应用工程与技术中心 | 一种航天器集群重构方法和系统 |
CN113703487B (zh) * | 2021-09-22 | 2023-05-26 | 中山大学 | 一种基于单一电推的小卫星编队构型控制方法 |
CN114115307B (zh) * | 2021-11-09 | 2024-02-27 | 北京航空航天大学 | 一种基于深度学习的航天器反交会逃逸脉冲求解方法 |
CN114355962B (zh) * | 2021-12-09 | 2024-05-14 | 北京航空航天大学 | 时间约束下燃料最优的近距离顺光抵近与维持控制方法 |
CN117367436B (zh) * | 2023-12-08 | 2024-02-23 | 中国西安卫星测控中心 | 一种星间相对测量线性时变误差的实时估计方法 |
-
2013
- 2013-06-18 JP JP2013127493A patent/JP6210749B2/ja active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2015000703A (ja) | 2015-01-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6210749B2 (ja) | 宇宙機の軌道制御方法およびその装置 | |
Cao et al. | Robust fixed-time attitude stabilization control of flexible spacecraft with actuator uncertainty | |
Cao et al. | Minimum sliding mode error feedback control for fault tolerant reconfigurable satellite formations with J2 perturbations | |
Zhang et al. | Design of an active disturbance rejection control for drag-free satellite | |
Huang et al. | Output feedback control of underactuated spacecraft hovering in circular orbit with radial or in-track controller failure | |
Dang et al. | Formation control using μ-synthesis for inner-formation gravity measurement satellite system | |
Vandersteen et al. | Robust rocket navigation with sensor uncertainties: Vega launcher application | |
Wu et al. | Robust H∞ control for spacecraft rendezvous with a noncooperative target | |
Zhenqi et al. | Research on Control Method of Keeping Flight Formation by Using SDRE on the Sun‐Earth Libration Points | |
Mu et al. | Trajectory planning for terminal area energy management phase of reusable launch vehicles | |
Holzinger et al. | Passively safe receding horizon control for satellite proximity operations | |
Ducard | Fault-tolerant flight control and guidance systems for a small unmanned aerial vehicle | |
Fang et al. | State estimation of double-pyramid tethered satellite formations using only two GPS sensors | |
Luquette | Nonlinear control design techniques for precision formation flying at lagrange points | |
Huang et al. | Pseudospectral method for optimal propellantless rendezvous using geomagnetic Lorentz force | |
Wen et al. | Infinite-horizon control for retrieving a tethered subsatellite via an elastic tether | |
Cai et al. | Command tracking control system design and evaluation for hypersonic reentry vehicles driven by a reaction control system | |
Li et al. | Online trajectory optimization and guidance algorithm for space interceptors with nonlinear terminal constraints via convex programming | |
Cui et al. | Improved Path Planning and Attitude Control Method for Agile Maneuver Satellite with Double‐Gimbal Control Moment Gyros | |
Cho et al. | Satellite formation control using continuous adaptive sliding mode controller | |
Lee et al. | Adaptive output feedback spacecraft formation flying via observer based feedback linearization | |
Harl et al. | Modified state observer for orbit uncertainty estimation | |
Feng et al. | Integrated strategy of stationkeeping, autonomous navigation, and real-time geodetical recovery of gravity fields: application into asteroid Lutetia mission | |
De Florio et al. | The precise autonomous orbit keeping experiment on the PRISMA mission | |
Lee et al. | Gimbal-angle vectors of the nonredundant CMG cluster |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20151015 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20151111 |
|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20160609 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20160705 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20160902 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20170207 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20170307 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20170815 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20170912 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 6210749 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |