JP7204987B2 - 軌道姿勢制御装置、人工衛星、軌道姿勢制御方法及びプログラム - Google Patents

軌道姿勢制御装置、人工衛星、軌道姿勢制御方法及びプログラム Download PDF

Info

Publication number
JP7204987B2
JP7204987B2 JP2022502650A JP2022502650A JP7204987B2 JP 7204987 B2 JP7204987 B2 JP 7204987B2 JP 2022502650 A JP2022502650 A JP 2022502650A JP 2022502650 A JP2022502650 A JP 2022502650A JP 7204987 B2 JP7204987 B2 JP 7204987B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
attitude
ideal
control
torque
satellite
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
Application number
JP2022502650A
Other languages
English (en)
Other versions
JPWO2021171409A1 (ja
Inventor
憲司 北村
岳也 島
克彦 山田
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Mitsubishi Electric Corp
Original Assignee
Mitsubishi Electric Corp
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Mitsubishi Electric Corp filed Critical Mitsubishi Electric Corp
Publication of JPWO2021171409A1 publication Critical patent/JPWO2021171409A1/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP7204987B2 publication Critical patent/JP7204987B2/ja
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B64G1/2427—Transfer orbits
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/363—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using sun sensors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/411—Electric propulsion
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B64G1/443—Photovoltaic cell arrays

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Description

本開示は、軌道姿勢制御装置、人工衛星、軌道姿勢制御方法及びプログラムに関する。
静止衛星がロケットによって投入されるロケット投入軌道には、例えば、低軌道（Low Earth Orbit；ＬＥＯ）、静止トランスファ軌道（Geostationary Transfer Orbit；ＧＴＯ）、スーパーシンクロナス軌道（Super Synchronous Orbit；ＳＳＯ）がある。これらの軌道は、静止軌道（Geostationary Orbit；ＧＥＯ）よりも近地点高度が低い。そのため、ロケットから分離された後は、静止衛星は搭載されたスラスタ（Thruster）を用いて、ロケット投入軌道から静止軌道まで軌道遷移する必要がある。
従来、人工衛星は搭載された化学スラスタを用いて軌道遷移を行っていた。化学スラスタは一般に推力が大きいため、例えば、１週間でＧＴＯからＧＥＯへの軌道遷移が可能であった。しかし、化学スラスタは比推力が小さく、有効排気速度が低いため、莫大な推薬を消費するという欠点があった。典型的には、人工衛星の打ち上げ質量の１／３から１／２が推薬で占められていた。
近年、電気推進スラスタを用いた軌道遷移が注目されている。電気推進スラスタには、例えば、イオンエンジン、ホールスラスタがある。電気推進スラスタは、化学スラスタと比較して、比推力が大きく有効排気速度が高いため、効率が高い。このため、電気推進スラスタを用いることによって、軌道遷移で消費する推薬を大幅に削減することが可能である。しかし、電気推進スラスタの推力は化学スラスタの推力と比較して非常に小さいため、軌道遷移に非常に長い時間がかかる。例えば、電気推進スラスタを用いる場合のＧＴＯからＧＥＯへの典型的な軌道遷移時間は４ヶ月から６ヶ月である。
電気推進スラスタによる軌道遷移において、遷移時間をできるだけ短縮するためには、連続してスラスタを噴射し続ける必要がある。しかし、人工衛星が地球の陰に隠れてしまい、太陽電池パネル（Solar Array Panel；ＳＡＰ）が電力を生成できない場合にはスラスタが停止することもある。また、軌道の制御効率の悪い区間において、スラスタが停止することもある。
電気推進スラスタによる軌道遷移において、推薬消費を削減し、遷移時間を短くするために、慣性系における推力ベクトルの方向を適切な方向に常に変化させる必要がある。一般に人工衛星に固定された衛星固定座標系において、推力ベクトルの方向は固定されている。例えば、推力ベクトルの方向は、衛星固定座標系のＺ軸に一致する。したがって、慣性系において推力ベクトルの方向を変化させるためには、人工衛星の姿勢そのものを変化させる必要がある。人工衛星の姿勢制御には、人工衛星に搭載された姿勢制御アクチュエータがしばしば用いられる。姿勢制御アクチュエータは、例えば、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である。
また，電気推進スラスタは消費電力が大きいため、スラスタを連続して噴射し続けるためには、太陽電池パネルの発電効率を最大に保つ必要がある。発電効率を最大化するためには、太陽電池パネルに垂直に太陽光を入射させる必要がある。
一般に人工衛星に搭載される太陽電池パネルは、人工衛星本体から延びた１軸を回転軸とする回転自由度を有する。この回転軸は、例えば衛星固定座標系のＹ軸に一致する。したがって、この回転軸が、人工衛星から太陽に向かう方向である太陽方向に垂直になる姿勢に、人工衛星の姿勢を制御すれば、太陽電池パネルの入射面に対して垂直に太陽光を入射させることができ、発電効率を最大化できる。
したがって、衛星固定座標系のＺ軸が適切な推力方向を向き、かつ衛星固定座標系のＹ軸が太陽方向に垂直になる姿勢に、人工衛星の姿勢が制御される必要がある。しかし、これらの条件を満たす人工衛星の理想姿勢は、時として急激に変化する。そのため、姿勢制御アクチュエータによる姿勢制御が理想姿勢に追従することができず、衛星固定座標系Ｚ軸が適切な推力軸方向から逸脱し、軌道の制御効率が悪化するという問題がある。また、衛星固定座標系のＹ軸と太陽方向の垂直性が崩れてＳＡＰの発電効率が低下するという問題がある。
これらの問題に対して、地上局のコンピュータを用いて、太陽電池パネルの回転軸と太陽方向の垂直性が常に満たされる人工衛星の姿勢スケジュールを作成し、それに基づいて人工衛星の姿勢を制御する方法が提案されている（例えば、特許文献１）。特許文献１に記載の電気推進システムにおいて、地上局のコンピュータが作成した衛星姿勢スケジュールは、地上局から人工衛星に送信される。そして、人工衛星側では、姿勢制御アクチュエータによって人工衛星の姿勢を、受信した姿勢スケジュールに追従させる姿勢制御が行われる。これにより、最適な推力ベクトル方向を常に優先しつつ、最大電力を生成することができると説明されている。
また、電気推進スラスタを用いた姿勢制御における姿勢プロファイルの具体的な導出方法が提案されている（例えば、非特許文献１）。非特許文献１で提案されている方法は、姿勢制御アクチュエータの駆動制約を満たす条件で、推力軸まわりの姿勢角を修正する方法である。
特開２００１－１８８９９号公報
R. Rigger、J. Juul Yde、M. Mueller、V. Companys、「The Optimisation of Attitude Profiles for SMART-1: A Highly Constrained Problem (The Truth about Attitude)」、18th ISSFD, 2004
特許文献１に記載の電気推進システムは、人工衛星の姿勢スケジュールを地上局で算出し人工衛星にアップロードするため、地上局の運用負荷が大きいという問題があった。また、地上局が作成した姿勢スケジュールに基づく軌道遷移は、人工衛星の姿勢の時々刻々の変化に追従させることが難しいため、人工衛星の自律的な軌道遷移が望まれていた。しかし、人工衛星に搭載する計算機には処理能力に限りがあり、地上局と同様の計算による自律制御は困難であった。
非特許文献１に記載の姿勢プロファイルの導出方法は、推力軸まわりの姿勢角を修正することにより、太陽電池パネルの回転軸と太陽方向との直交性が保てなくなり、太陽電池パネルの発電効率が低下するという問題があった。
本開示は上記事情に鑑みてなされたものであり、太陽電池パネルの発電効率を高く保ちつつ、自律的な軌道遷移を短時間で実現する軌道姿勢制御装置、人工衛星、軌道姿勢制御方法及びプログラムを提供することを目的とする。
上記目的を達成するため、本開示の軌道姿勢制御装置は、姿勢制御アクチュエータと、人工衛星から延びた一軸を回転軸とする回転自由度を有する太陽電池パネルと、を搭載した人工衛星の軌道姿勢制御装置であって、人工衛星の姿勢を推定し推定姿勢情報を出力する姿勢推定部と、人工衛星の駆動制約を設定する駆動制約設定部と、を備える。さらに、軌道姿勢制御装置は、予め設定した人工衛星の軌道の情報に基づいて理想的な推力軸方向を算出する理想推力軸方向算出部と、理想的な推力軸方向と太陽方向とに基づいて人工衛星の理想的な姿勢を算出し、理想姿勢情報を出力する理想姿勢算出部と、推定姿勢情報と太陽方向と駆動制約と理想姿勢情報とに基づいて、姿勢制御アクチュエータを制御する制御トルクを算出する制御トルク算出部と、を備える。制御トルク算出部は、理想的な姿勢に追従させる理想制御トルクと、太陽方向と回転軸とが直交するときのトルク拘束平面と、を算出し、理想制御トルクからの距離とトルク拘束平面からの距離とを重み付けをして加算した評価関数を定義し、駆動制約を満たし、かつ、評価関数を最小とする制御トルクを算出することを特徴とする。
本開示によれば、理想的な姿勢に追従させる理想制御トルクからの距離と、太陽方向と回転軸とが直交するときのトルク拘束平面からの距離と、で表した評価関数を用いて制御トルクを算出するため、人工衛星に搭載した計算機による姿勢制御が可能となり、太陽電池パネルの発電効率を高く保ちつつ、自律的な軌道遷移を短時間で実現することが可能となる。
実施の形態１に係る軌道姿勢制御システムの構成を示すブロック図 人工衛星の構成を示す概念図 実施の形態１に係る軌道姿勢制御装置の機能ブロック図 理想姿勢算出処理を示すフローチャート 制御トルク算出処理を示すフローチャート 実施の形態２に係る軌道姿勢制御装置の機能ブロック図 参照姿勢算出部の機能ブロック図
実施の形態１．
本開示の実施の形態１に係る軌道姿勢制御システム１の構成を図１に示す。本実施の形態に係る軌道姿勢制御システム１は、図１に示すように、互いに無線通信する人工衛星１１と地上局１２を含む。
図２は、人工衛星１１の構成を示す概念図である。人工衛星１１は、図１及び図２に示すように、人工衛星１１の姿勢を制御する姿勢制御アクチュエータ１１１と、人工衛星１１に推力を与えるスラスタ（Thruster）１１２と、太陽電池パネル（Solar Array Panel；ＳＡＰ）１１３と、人工衛星１１の姿勢角及び姿勢角速度並びに太陽方向を含む各種情報を検出するセンサ部１１４と、を備える。また、人工衛星１１は、衛星プロセッサ１１５と、衛星メモリ１１６と、地上局１２と情報の送受信を行う無線通信部１１７と、を備える。
姿勢制御アクチュエータ１１１は、人工衛星１１にトルクを加えて、人工衛星１１の姿勢を変化させる装置であり、例えば、リアクションホイール（Reaction Wheel）、コントロールモーメントジャイロ（Control Moment Gyros：ＣＭＧ）である。姿勢制御アクチュエータ１１１は、図２に示すような複数のホイールをそれぞれ回転させたときの人工衛星１１に働く反作用トルクにより姿勢制御を行う。
スラスタ１１２は、人工衛星１１に固定されており，スラスタ１１２を噴射させることにより人工衛星１１に推力を与える。本実施の形態では、図２に示すように、人工衛星に固定された衛星固定座標系において、スラスタ１１２の推力方向をＺＢとする。つまり、スラスタ１１２は、ＺＢに平行の方向に噴射口を向けて人工衛星１１に固定されている。
スラスタ１１２により人工衛星１１に働く推力方向は、衛星固定座標系においては一定方向ＺＢであるが、人工衛星１１の姿勢運動に伴い、慣性系では推力方向は変化する。本実施の形態１では、スラスタ１１２が、太陽電池パネル１１３が生成した電力により駆動する電気推進スラスタである場合について説明する。
太陽電池パネル１１３は、太陽光エネルギーを電力に変換する太陽電池を、パネル状に複数配列したものである。人工衛星１１は衛星固定座標系におけるYＢを回転軸とする回転自由度を有する回転機構１１３１を備える。この回転機構１１３１を介して太陽電池パネル１１３が人工衛星１１に取り付けられている。
太陽電池パネル１１３は、回転軸YＢを軸として回転することにより、パネルの表面の向きを変えることができる。太陽電池パネル１１３のパネルの表面を、人工衛星１１から太陽２００に向かう太陽方向Ｓに垂直に延在させたときが、最も発電効率が高くなる。言い換えると、太陽電池パネル１１３のパネルの表面の法線方向が、太陽方向Ｓに平行であるときが、発電効率が最大となる。
センサ部１１４は、姿勢角センサ及び姿勢角速度センサを含む。センサ部１１４を構成する各種センサは、従来方式の任意のセンサでよく、例えば、姿勢角センサとして地球センサを用いてもよく、姿勢角速度センサとしてジャイロスコープを用いてもよい。センサ部１１４は、太陽の方向を検出する太陽センサを含んでもよい。
衛星プロセッサ１１５は、ＣＰＵ（Central Processing Unit）、又は他の任意の演算処理装置であり、衛星メモリ１１６に記憶されているプログラムを読み出して実行することにより、軌道姿勢制御装置１１５０として機能する。軌道姿勢制御装置１１５０は、図３に示すように、軌道設定部１５０１、姿勢推定部１５０２、太陽方向算出部１５０３、駆動制約設定部１５０４、理想推力軸方向算出部１５０５、理想姿勢算出部１５０６、姿勢制御部１５０８、推進制御部１５０９、制御トルク算出部１５１０の各機能部として機能する。制御トルク算出部１５１０は、トルク拘束平面算出部１５１１、理想制御トルク算出部１５１２、非線形計画問題求解部１５１３を含む。
軌道設定部１５０１は慣性系における人工衛星１１の軌道の情報を衛星メモリ１１６から取得して設定軌道を設定する。軌道の情報は人工衛星１１がこれから遷移する先の軌道の情報を含み、軌道要素で表現されてもよく、又は、直交座標系での位置速度で表現されてもよい。衛星メモリ１１６に記憶されている軌道の情報は、無線通信部１１７を介して地上局から取得した情報でもよい。
姿勢推定部１５０２は、センサ部１１４の姿勢角センサ及び姿勢角速度センサの出力に基づいて、人工衛星１１の姿勢角及び姿勢角速度を推定し、推定姿勢角及び推定姿勢角速度を含む推定姿勢情報を出力する。
太陽方向算出部１５０３は、人工衛星１１から太陽２００に向かう太陽方向Sを算出する。太陽方向算出部１５０３は、衛星メモリ１１６に予め記憶されていた天体暦と現在時刻とから太陽方向Sを算出し、又は、センサ部１１４に含まれる太陽センサの出力から太陽方向Sを算出する。
駆動制約設定部１５０４は、姿勢制御アクチュエータ１１１の能力によって規定される人工衛星１１の駆動制約を設定する。駆動制約は、角運動量制約とトルク制約を含む。
理想推力軸方向算出部１５０５は、軌道設定部１５０１が設定した人工衛星１１の設定軌道から、軌道遷移時間の最小化又は推薬消費量の最小化のための理想的な推力軸方向である理想推軸力方向及び理想的な推力軸方向の時間変化率である理想推力軸方向時間変化率を算出する。
理想姿勢算出部１５０６は、理想推力軸方向算出部１５０５が算出した理想推力軸方向及び理想推力軸方向時間変化率と、太陽方向算出部１５０３が算出した太陽方向をもとに、人工衛星１１の理想姿勢角及び理想姿勢角速度を算出し、理想姿勢角及び理想姿勢角速度を含む理想姿勢情報を出力する。この理想姿勢角は、太陽電池パネル１１３の回転軸が太陽方向と垂直であり、かつ、スラスタ１１２の推力軸方向が理想推力軸方向と一致するときの姿勢である。
制御トルク算出部１５１０のトルク拘束平面算出部１５１１は、姿勢推定部１５０２が推定した推定姿勢角、推定姿勢角速度及び太陽方向算出部１５０３が算出した太陽方向から、トルク拘束平面を算出する。このトルク拘束平面は、制御トルクがこの平面上に存在すれば、直交条件が満たされる平面を意味する。
理想制御トルク算出部１５１２は、理想姿勢角、理想姿勢角速度、推定姿勢角及び推定姿勢角速度から、現時点の姿勢と理想姿勢との誤差を低減させることができる理想制御トルクを算出する。
非線形計画問題求解部１５１３は、理想制御トルクからの距離とトルク拘束平面からの距離との２つの距離を重み付けして加算した評価関数を定義し、駆動制約を満たしつつ評価関数が最小となる非線形計画問題を解くことで、制御トルクを算出する。
非線形計画問題求解部１５１３で算出された制御トルクは姿勢制御部１５０８に出力される。姿勢制御部１５０８は、入力された制御トルクに基づいて、姿勢制御アクチュエータ１１１の回転を制御する。人工衛星１１は、姿勢制御アクチュエータ１１１の回転により、反作用トルクが加えられ姿勢が変化する。
なお、推進制御部１５０９は、電気推進スラスタであるスラスタ１１２の推進力を制御する。
以上のように構成された軌道姿勢制御装置１１５０の動作について説明する。まず、衛星プロセッサ１１５が実行する理想姿勢算出処理について、図４のフローチャートに沿って説明する。
まず、軌道設定部１５０１が、慣性系における人工衛星１１の軌道の情報を衛星メモリ１１６から取得して設定する。設定軌道の情報に基づいて、理想推力軸方向算出部１５０５が、時刻ｔにおける、軌道遷移時間の最小化又は推薬消費量の最小化のための理想推力軸方向と理想推力軸方向時間変化率とを算出する。また、太陽方向算出部１５０３が時刻ｔにおける太陽方向を算出する（ステップＳ１０１）。
時刻ｔにおける太陽方向、理想推力軸方向及び理想推力軸方向時間変化率の単位ベクトルを式（１）のように示す。
Figure 0007204987000001
次に、理想姿勢算出部１５０６は、時刻ｔにおける理想的な衛星固定座標系のＺＢ軸方向とその時間変化率を設定する（ステップＳ１０２）。スラスタ１１２の推力方向は、衛星固定座標系のＺＢ軸方向に平行であるから、衛星固定座標系のＺＢ軸方向が理想推力軸方向に平行である状態が理想的な状態である。よって、理想姿勢算出部１５０６は、時刻ｔにおける理想的な衛星固定座標系のＺＢ軸方向に平行な単位ベクトル及びその時間変化率を式（２）のように設定する。
Figure 0007204987000002
また、理想姿勢算出部１５０６は、時刻ｔにおける理想的な衛星固定座標系のＹＢ軸方向とその時間変化率を算出する（ステップＳ１０３）。太陽電池パネル１１３の回転軸は、衛星固定座標系のＹＢ軸方向に平行であるため、太陽電池パネル１１３の回転軸と太陽方向が垂直である状態が太陽電池パネル１１３の発電効率が最高となり、理想的な状態である。よって、理想的な衛星固定座標系のＹＢ軸方向に平行な単位ベクトル及びその時間変化率は、式（３）を用いて算出される。
Figure 0007204987000003
また、理想的な衛星固定座標系は右手系の直交座標系であるため、理想的な衛星固定座標系のＸＢ軸方向とその時間変化率は式（４）を用いて算出される（ステップＳ１０４）。
Figure 0007204987000004
次に、理想姿勢算出部１５０６は、ステップＳ１０１，Ｓ１０２，Ｓ１０３で算出した、時刻ｔにおける理想的な衛星固定座標系のＸ，Ｙ，Ｚ軸方向の単位ベクトルより、時刻ｔにおける慣性系に対する理想姿勢角を表す座標変換行列を、式（５）を用いて算出する（ステップＳ１０５）。また、時刻ｔにおける理想的なＸ，Ｙ，Ｚ軸方向の単位ベクトルとその時間変化率により、時刻ｔにおける慣性系に対する理想姿勢角速度を、式（６）を用いて算出する（ステップＳ１０５）。なお、式（５）、（６）において、[ ]Ｉは、慣性系で表現したベクトルを示しており、[ ]Bは、衛星固定座標系で表現したベクトルを示している。
Figure 0007204987000005
Figure 0007204987000006
ステップＳ１０５で算出した時刻ｔにおける慣性系に対する理想姿勢角を表す座標変換行列、及び、慣性系に対する理想姿勢角速度を制御トルク算出部１５１０へ渡して、理想姿勢算出処理を終了する。
次に、軌道姿勢制御装置１１５０が実行する制御トルク算出処理について、図５のフローチャートに沿って説明する。
まず、理想制御トルク算出部１５１２が、理想姿勢算出部１５０６が算出した理想姿勢角及び理想姿勢角速度との誤差を低減する理想制御トルクを、クオータニオンフィードバック形式の式（７）を用いて算出する（ステップＳ２０１）。
Figure 0007204987000007
式（７）において、ｑｅは理想姿勢角に対する実際の姿勢角の誤差を表す誤差クオータニオンのベクトル部である。ここで、実際の姿勢角は、姿勢推定部１５０２が推定する推定姿勢角である。またωｅは理想姿勢角速度に対する実際の姿勢角速度の誤差である。ここで、実際の姿勢角速度は、姿勢推定部１５０２が推定する推定姿勢角速度である。ｋｐ，ｋｄはフィードバックゲインである。
次に、トルク拘束平面算出部１５１１が、直交条件を満たすトルクの拘束平面を算出する（ステップＳ２０２）。直交条件を満たすために人工衛星１１のＹ軸方向と太陽方向との内積を時間とともに０に漸近させることのできる制御トルクが存するトルク拘束平面は、式（８）で表現される。
Figure 0007204987000008
トルク拘束平面を表現する式（８）のｐとｌは、太陽方向、姿勢角、姿勢角速度、及び衛星慣性行列を用いて計算することができる。
次に、非線形計画問題求解部１５１３は、理想制御トルクからの距離とトルク拘束平面からの距離の２つの距離を重み付けして加算した評価関数を定義し、この評価関数と駆動制約とで定義された非線形計画問題を設定する（ステップＳ２０３）。設定された非線形計画問題を解くことで、駆動制約を満たしつつ評価関数を最小とする制御トルクを算出する（ステップＳ２０４）。
ステップＳ２０３、ステップＳ２０４について詳細に説明する。まず、駆動制約設定部１５０４で設定される許容角運動量ｈｍａｘと許容トルクτｍａｘをもとに、角運動量制約式を式（９）のように設定し、トルク制約式を式（１０）のように設定する。
Figure 0007204987000009
Figure 0007204987000010
なお、式（９）、（１０）はベクトルもしくはスカラーの不等式制約である。ｈは人工衛星１１本体の角運動量であり、推定姿勢角速度と衛星慣性行列から求めることができる。τは制御トルクである。式（９）は式（１１）のように設定することができ、式（１０）は式（１２）のように設定することができる。ここで、Ｔｃは制御トルク算出部１５１０の動作周期である．
Figure 0007204987000011
Figure 0007204987000012
次に、非線形計画問題求解部１５１３は、評価関数Ｊを式（１３）のように定義する。
Figure 0007204987000013
評価関数Ｊは、例えば、式（１４）のように定義することができる。
Figure 0007204987000014
非線形計画問題求解部１５１３は、式（９）式（１０）式（１３）の３式で定義される非線形計画問題を解き、その解を制御トルクとして、姿勢制御部１５０８に渡す。ここで、この３式が例えば、式（１１）式（１２）式（１４）で与えられる場合には、この非線形計画問題は拘束条件と評価関数がともにトルクに関して２次関数である２次計画問題となり、この解は４次代数方程式の根として与えられる。したがって、ニュートン法のような繰り返し計算を行うことなく、制御トルクの解を算出することが可能となる。
姿勢制御部１５０８は、制御トルク算出部１５１０から入力された制御トルクに基づいて、姿勢制御アクチュエータ１１１の回転を制御して、人工衛星１１に対して加えるトルクを制御して、人工衛星１１の姿勢を制御する。
以上説明したように、本実施の形態によれば、理想推力軸方向算出部１５０５が設定軌道に基づいて理想的な推力軸方向を算出し、理想姿勢算出部１５０６が理想的な推力軸方向と太陽方向とに基づいて人工衛星１１の理想姿勢を算出し、制御トルク算出部１５１０が推定姿勢と太陽方向と駆動制約と理想姿勢とに基づいて、姿勢制御アクチュエータ１１１に加える制御トルクを算出する。制御トルク算出部１５１０は、理想姿勢に追従させる理想制御トルクと、太陽方向と太陽電池パネル１１３の回転軸とが直交するときのトルク拘束平面と、を算出し、理想制御トルクからの距離とトルク拘束平面からの距離とを重み付けして加算した評価関数を定義し、駆動制約を満たし、かつ、評価関数を最小とする制御トルクを算出することとした。
これにより、姿勢制御アクチュエータ１１１の能力から定まる人工衛星１１の制約と、太陽電池パネル１１３の回転軸と太陽方向との直交条件と、を満たしつつ、推力軸を常に適切な方向に向けるための制御トルクを、人工衛星１１に搭載した計算機にて算出可能となる。そして、算出した制御トルクを用いて姿勢制御アクチュエータ１１１を制御することにより、常に太陽電池パネル１１３の発電効率を高く保ちつつ、軌道遷移の時間の短縮及び推薬消費量の低減を実現できる。また、本実施の形態の姿勢制御のための計算は、人工衛星１１に搭載した計算機で実現可能であるから、地上局１２を介さない自律的な軌道遷移が可能となる。
実施の形態２．
本開示の実施の形態２に係る軌道姿勢制御システム１は、実施の形態１と同様のハードウェア構成を有するが、人工衛星１１の衛星プロセッサ１１５の処理により実現する軌道姿勢制御装置１１５０の機能が一部異なる。本実施の形態２に係る軌道姿勢制御装置１１５０の機能ブロック図を図６に示す。
本実施の形態２にかかる軌道姿勢制御装置１１５０は、図６に示すように、軌道設定部１５０１、姿勢推定部１５０２、姿勢制御部１５０８、推進制御部１５０９、参照姿勢算出部１５２０、フィードバック制御トルク算出部１５２１を有する。軌道設定部１５０１、姿勢推定部１５０２、姿勢制御部１５０８、推進制御部１５０９の機能及び動作は実施の形態１と同様である。
参照姿勢算出部１５２０は、任意の時刻における人工衛星１１の設定軌道、推定姿勢角及び推定姿勢角速度を入力として、その時刻から将来の任意の時刻までの参照姿勢角、参照姿勢角速度、及び、フィードフォワード制御トルクを算出する。
参照姿勢算出部１５２０について、図７を用いて詳細に説明する。図７は、参照姿勢算出部１５２０の機能ブロック図である。参照姿勢算出部１５２０は、図７に示すように、人工衛星１１の数理モデルである衛星モデル１５３１及び姿勢制御アクチュエータ１１１の数理モデルである姿勢制御アクチュエータモデル１５３２を備える。 衛星モデル１５３１及び姿勢制御アクチュエータモデル１５３２は、人工衛星１１及び姿勢制御アクチュエータ１１１の動作をそれぞれ模擬する。
参照姿勢算出部１５２０は、衛星モデル１５３１を用いて、設定軌道、推定姿勢角、推定姿勢角速度を時間積分することで、任意の時刻ｔ１から将来の任意の時刻ｔ２までの参照姿勢及びフィードフォワード制御トルクを算出する。
参照姿勢算出部１５２０は、実施の形態１の軌道姿勢制御装置１１５０に含まれる太陽方向算出部１５０３、駆動制約設定部１５０４、理想推力軸方向算出部１５０５、理想姿勢算出部１５０６、制御トルク算出部１５１０を備える。太陽方向算出部１５０３、駆動制約設定部１５０４、理想推力軸方向算出部１５０５、理想姿勢算出部１５０６、制御トルク算出部１５１０の機能及び動作は、実施の形態１と同様である。ただし、理想推力軸方向算出部１５０５に入力されるのは、実施の形態１では設定軌道であるが、本実施の形態２では軌道予測部１５２３から出力される予測軌道である。このため、制御トルク算出部１５１０の出力は任意の時刻ｔ１から将来の任意の時刻ｔ２までのフィードフォワード制御トルクである。
軌道予測部１５２３は、任意の時刻ｔ１の設定軌道に基づいて任意の時刻ｔ１から将来の任意の時刻ｔ２までの衛星の軌道を予測する。軌道の予測は任意の方法を用いて行うが、例えば、２体問題近似を用いる。得られた予測軌道は理想推力軸方向算出部１５０５に入力される。
姿勢制御アクチュエータモデル１５３２は、制御トルク算出部１５１０が出力するフィードフォワード制御トルクを実現することのできる回転でアクチュエータを駆動させ、衛星モデル１５３１に制御トルクを加える。
衛星モデル１５３１は、任意の時刻ｔ１における推定姿勢角及び推定姿勢角速度を初期値として、フィードフォワード制御トルクを加えたときの衛星モデル１５３１の姿勢について、任意の時刻ｔ１から将来の任意の時刻ｔ２まで時間積分することにより、参照姿勢角及び参照姿勢角速度を含む参照姿勢の情報を求める。
フィードバック制御トルク算出部１５２１は、参照姿勢算出部１５２０が算出する参照姿勢角及び参照姿勢角速度と、推定姿勢角及び推定姿勢角速度から、参照姿勢角及び参照姿勢角速度に追従するためのフィードバック制御トルクを算出する。
参照姿勢算出部１５２０が算出するフィードフォワード制御トルクとフィードバック制御トルク算出部１５２１が算出するフィードバック制御トルクを含む制御トルクの情報を姿勢制御部１５０８に出力する。姿勢制御部１５０８は、入力された制御トルクの情報に基づいて、フィードフォワード制御とフィードバック制御の２自由度制御を実行し、姿勢制御アクチュエータ１１１の回転を制御する。これにより、人工衛星１１の姿勢を参照姿勢に追従させることが可能となる。
以上説明したように、本実施の形態によれば、参照姿勢算出部１５２０に含まれる制御トルク算出部１５１０が、予測軌道及び推定姿勢情報に基づいて将来の任意の時刻のフィードフォワード制御トルクを算出する。参照姿勢算出部１５２０は、フィードフォワード制御トルクを衛星モデル１５３１に加えて求めた将来の任意の時刻の参照姿勢を求め、フィードバック制御トルク算出部１５２１が、参照姿勢に追従させるフィードバック制御トルクを算出する。そして、姿勢制御部１５０８が、フィードフォワード制御トルクと、フィードバック制御トルクと、を併用する２自由度制御を実行することとした。
これにより、人工衛星１１の姿勢を参照姿勢に追従させることが可能となる。さらに参照姿勢は、太陽電池パネル１１３の直交条件とアクチュエータ駆動制約を満たしつつ、理想姿勢との誤差を抑制する姿勢であるため、常に太陽電池パネル１１３の発電効率を最大に保ちつつ、軌道遷移の時間の短縮及び推薬消費量の低減が可能となる。また、本実施の形態の姿勢制御のための計算は、人工衛星１１に搭載した計算機で実現可能であるから、地上局１２を介さない自律的な軌道遷移が可能となる。
本開示は、本開示の広義の精神と範囲を逸脱することなく、様々な実施の形態及び変形が可能とされるものである。また、上述した実施の形態は、本開示を説明するためのものであり、本開示の範囲を限定するものではない。すなわち、本開示の範囲は、実施の形態ではなく、請求の範囲によって示される。そして、請求の範囲内及びそれと同等の開示の意義の範囲内で施される様々な変形が、本開示の範囲内とみなされる。
例えば、上記実施の形態においては、衛星プロセッサ１１５が、軌道及び姿勢の情報に基づいて、推進力及びトルクの制御値を算出するまでのすべての機能を実現するとしたが、これらの機能の全部又は一部をプロセッサ以外の他のハードウェアで実現してもよい。例えば、これらの機能の全部又は一部を、単一回路、複合回路、並列プログラム化したプロセッサ、ＡＳＩＣ（Application Specific Integrated Circuit）、ＦＰＧＡ（Field-Programmable Gate Array）、またはこれらの組み合わせで実現してもよい。
また、衛星プロセッサ１１５が実行した処理のプログラムを、既存のコンピュータで実行させることにより、当該情報端末を本開示に係る人工衛星１１の軌道姿勢制御装置１１５０として機能させることも可能である。
このようなプログラムの配布方法は任意であり、例えば、ＣＤ－ＲＯＭ（Compact Disc Read-Only Memory）、ＤＶＤ（Digital Versatile Disc）、ＭＯ（Magneto Optical Disc）、メモリカード、又は他のコンピュータ読み取り可能な記録媒体に格納して配布してもよいし、インターネット又は他の通信ネットワークを介して配布してもよい。
１ 軌道姿勢制御システム、１１ 人工衛星、１１１ 姿勢制御アクチュエータ、１１２ スラスタ、１１３ 太陽電池パネル（ＳＡＰ）、１１４ センサ部、１１５ 衛星プロセッサ、１１６ 衛星メモリ、１１７ 無線通信部、１２ 地上局、１１３１ 回転機構、２００ 太陽、１１５０ 軌道姿勢制御装置、１５０１ 軌道設定部、１５０２ 姿勢推定部、１５０３ 太陽方向算出部、１５０４ 駆動制約設定部、１５０５ 理想推力軸方向算出部、１５０６ 理想姿勢算出部、１５０８ 姿勢制御部、１５０９ 推進制御部、１５１０ 制御トルク算出部、１５１１ トルク拘束平面算出部、１５１２ 理想制御トルク算出部、１５１３ 非線形計画問題求解部、１５２０ 参照姿勢算出部、１５２１ フィードバック制御トルク算出部、１５２３ 軌道予測部、１５３１ 衛星モデル、１５３２ 姿勢制御アクチュエータモデル。

Claims (9)

  1. 姿勢制御アクチュエータと、人工衛星から延びた一軸を回転軸とする回転自由度を有する太陽電池パネルと、を搭載した前記人工衛星の軌道姿勢制御装置であって、
    前記人工衛星の姿勢を推定し、推定姿勢情報を出力する姿勢推定部と、
    前記人工衛星の駆動制約を設定する駆動制約設定部と、
    予め設定した前記人工衛星の軌道の情報に基づいて理想的な推力軸方向を算出する理想推力軸方向算出部と、
    前記理想的な推力軸方向と、太陽方向と、に基づいて前記人工衛星の理想的な姿勢を算出し、理想姿勢情報を出力する理想姿勢算出部と、
    前記推定姿勢情報と、前記太陽方向と、前記駆動制約と、前記理想姿勢情報と、に基づいて、前記姿勢制御アクチュエータを制御する制御トルクを算出する制御トルク算出部と、を備え、
    前記制御トルク算出部は、前記理想的な姿勢に追従させる理想制御トルクと、前記太陽方向と前記回転軸とが直交するときのトルク拘束平面と、を算出し、前記理想制御トルクからの距離と前記トルク拘束平面からの距離とを重み付けをして加算した評価関数を定義し、前記駆動制約を満たし、かつ、前記評価関数を最小とする前記制御トルクを算出する、
    軌道姿勢制御装置。
  2. 前記制御トルク算出部は、
    前記評価関数及び前記駆動制約をそれぞれ前記制御トルクに関する２次式で表し、当該２次式で表された非線形計画問題を解いて前記制御トルクを算出する、
    請求項１に記載の軌道姿勢制御装置。
  3. 前記人工衛星は、前記太陽電池パネルで生成する電力により駆動する電気推進スラスタを備え、
    前記電気推進スラスタの推進力を制御する推進制御部をさらに備える、
    請求項１又は請求項２に記載の軌道姿勢制御装置。
  4. 前記推定姿勢情報は、推定姿勢角及び推定姿勢角速度を含み、
    前記理想姿勢情報は、理想姿勢角及び理想姿勢角速度を含む、
    請求項１から３のいずれか１項に記載の軌道姿勢制御装置。
  5. 前記駆動制約は、前記姿勢制御アクチュエータの角運動量の制約及びトルクの制約を含む、
    請求項１から４のいずれか１項に記載の軌道姿勢制御装置。
  6. 前記制御トルク算出部は、前記軌道の情報及び前記推定姿勢情報に基づいて将来の時刻のフィードフォワード制御トルクを算出し、
    前記人工衛星のモデルに前記フィードフォワード制御トルクを加えて求めた、前記将来の時刻の参照姿勢に追従させるフィードバック制御トルクを算出するフィードバック制御トルク算出部と、
    前記フィードフォワード制御トルクと、前記フィードバック制御トルクと、を併用する２自由度制御により前記姿勢制御アクチュエータを制御する姿勢制御部と、を更に備える、
    請求項１から５のいずれか１項に記載の軌道姿勢制御装置。
  7. 太陽電池パネルと、
    姿勢制御アクチュエータと、
    前記姿勢制御アクチュエータを制御して人工衛星の軌道及び姿勢を制御する軌道姿勢制御装置と、を備え、
    前記軌道姿勢制御装置は、
    前記人工衛星の姿勢を推定し、推定姿勢情報を出力する姿勢推定部と、
    前記人工衛星の駆動制約を設定する駆動制約設定部と、
    予め設定した前記人工衛星の軌道の情報に基づいて理想的な推力軸方向を算出する理想推力軸方向算出部と、
    前記理想的な推力軸方向と、太陽方向と、に基づいて前記人工衛星の理想的な姿勢を算出し、理想姿勢情報を算出する理想姿勢算出部と、
    前記推定姿勢情報と、前記太陽方向と、前記駆動制約と、前記理想姿勢情報と、に基づいて、前記姿勢制御アクチュエータを制御する制御トルクを算出する制御トルク算出部と、を備え、
    前記太陽電池パネルは、前記人工衛星から延びた一軸を回転軸とする回転自由度を有し、
    前記制御トルク算出部は、前記理想的な姿勢に追従させる理想制御トルクと、前記太陽方向と前記回転軸とが直交するときのトルク拘束平面と、を算出し、前記理想制御トルクからの距離と前記トルク拘束平面からの距離とを重み付けをして加算した評価関数を定義し、前記駆動制約を満たし、かつ、前記評価関数を最小とする前記制御トルクを算出する、
    人工衛星。
  8. 太陽電池パネル及び姿勢制御アクチュエータを搭載した人工衛星の軌道姿勢制御方法であって、
    予め設定した前記人工衛星の軌道の情報に基づいて理想的な推力軸方向を算出する理想推力軸方向算出ステップと、
    前記理想的な推力軸方向と、太陽方向と、に基づいて前記人工衛星の理想的な姿勢を算出する理想姿勢算出ステップと、
    前記人工衛星の推定姿勢と、前記太陽方向と、前記姿勢制御アクチュエータの駆動制約と、前記理想的な姿勢と、に基づいて、前記姿勢制御アクチュエータを制御する制御トルクを算出する制御トルク算出ステップと、を有し、
    前記制御トルク算出ステップは、前記理想的な姿勢に追従させる理想制御トルクと、前記太陽方向と前記太陽電池パネルの回転軸とが直交するときのトルク拘束平面と、を算出し、前記理想制御トルクからの距離と前記トルク拘束平面からの距離とを重み付けをして加算した評価関数を定義し、前記駆動制約を満たし、かつ、前記評価関数を最小とする前記制御トルクを算出する、
    軌道姿勢制御方法。
  9. 太陽電池パネル及び姿勢制御アクチュエータを搭載した人工衛星の軌道及び姿勢を制御するコンピュータを、
    予め設定した前記人工衛星の軌道の情報に基づいて理想的な推力軸方向を算出する理想推力軸方向算出部、
    前記理想的な推力軸方向と、太陽方向と、に基づいて前記人工衛星の理想的な姿勢を算出する理想姿勢算出部、
    前記人工衛星の推定姿勢と、前記太陽方向と、前記姿勢制御アクチュエータの駆動制約と、前記理想的な姿勢と、に基づいて、前記姿勢制御アクチュエータを制御する制御トルクを算出する制御トルク算出部として機能させるためのプログラムであって、
    前記制御トルク算出部は、前記理想的な姿勢に追従させる理想制御トルクと、前記太陽方向と前記太陽電池パネルの回転軸とが直交するときのトルク拘束平面と、を算出し、前記理想制御トルクからの距離と前記トルク拘束平面からの距離とを重み付けをして加算した評価関数を定義し、前記駆動制約を満たし、かつ、前記評価関数を最小とする前記制御トルクを算出する、
    プログラム。
JP2022502650A 2020-02-26 2020-02-26 軌道姿勢制御装置、人工衛星、軌道姿勢制御方法及びプログラム Active JP7204987B2 (ja)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/JP2020/007653 WO2021171409A1 (ja) 2020-02-26 2020-02-26 軌道姿勢制御装置、人工衛星、軌道姿勢制御方法及びプログラム

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPWO2021171409A1 JPWO2021171409A1 (ja) 2021-09-02
JP7204987B2 true JP7204987B2 (ja) 2023-01-16

Family

ID=77489974

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2022502650A Active JP7204987B2 (ja) 2020-02-26 2020-02-26 軌道姿勢制御装置、人工衛星、軌道姿勢制御方法及びプログラム

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20220402633A1 (ja)
EP (1) EP4112482A4 (ja)
JP (1) JP7204987B2 (ja)
WO (1) WO2021171409A1 (ja)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115352654A (zh) * 2022-08-05 2022-11-18 哈尔滨工业大学（威海） 一种分离式返回器用姿态调整推进舱

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000247298A (ja) 1999-02-26 2000-09-12 Mitsubishi Electric Corp 人工衛星の姿勢・軌道制御方法
US7464898B1 (en) 2003-10-14 2008-12-16 Lockheed Martin Corporation Precision thrust/sun tracking attitude control system for gimbaled thruster
US20150001345A1 (en) 2011-09-19 2015-01-01 Astrium Sas Method of controlling the attitude of a satellite and an attitude-controlled satellite
WO2016111317A1 (ja) 2015-01-09 2016-07-14 三菱電機株式会社 軌道制御装置および衛星
JP2017137040A (ja) 2015-11-13 2017-08-10 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ エネルギー効率に優れた衛星の操縦

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3866025A (en) * 1972-03-17 1975-02-11 Rca Corp Spacecraft attitude control system
US4767084A (en) * 1986-09-18 1988-08-30 Ford Aerospace & Communications Corporation Autonomous stationkeeping for three-axis stabilized spacecraft
US5349532A (en) * 1992-04-28 1994-09-20 Space Systems/Loral Spacecraft attitude control and momentum unloading using gimballed and throttled thrusters
US5452869A (en) * 1992-12-18 1995-09-26 Hughes Aircraft Company On-board three-axes attitude determination and control system
US6042058A (en) * 1997-04-29 2000-03-28 Hughes Electronics Corporation Stationkeeping and momentum-dumping thruster systems and methods
US6015116A (en) * 1997-12-11 2000-01-18 Hughes Electronics Corporation Fuel efficient methods for satellite stationkeeping and momentum dumping
US6296207B1 (en) * 1999-01-27 2001-10-02 Space Systems/Loral, Inc. Combined stationkeeping and momentum management
US6186446B1 (en) * 1999-06-08 2001-02-13 Space Systems/Loral, Inc. Solar array control for electric propulsion system
US6439507B1 (en) * 2000-05-05 2002-08-27 Space Systems/Loral, Inc. Closed-loop spacecraft orbit control
US6435457B1 (en) * 2001-01-25 2002-08-20 The Boeing Company Thruster systems for spacecraft station changing, station keeping and momentum dumping
JP4339016B2 (ja) * 2002-05-20 2009-10-07 川崎重工業株式会社 推力配分方法及び推力配分装置
EP1526072B1 (en) * 2003-10-21 2008-07-23 Astrium GmbH Dynamic yaw steering method for spacecraft
US7437224B2 (en) * 2004-09-28 2008-10-14 The Boeing Company Target acquisition control for spacecraft gimballed payload
JP4189604B2 (ja) * 2006-05-12 2008-12-03 Ｎｅｃ東芝スペースシステム株式会社 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
US20080315039A1 (en) * 2007-06-21 2008-12-25 Lael Rudd System and methods for space vehicle torque balancing
US7918420B2 (en) * 2007-07-17 2011-04-05 The Boeing Company System and methods for simultaneous momentum dumping and orbit control
US8380370B2 (en) * 2009-02-03 2013-02-19 The Boeing Company Spacecraft acquisition maneuvers using position-based gyroless control
US8352101B2 (en) * 2009-12-22 2013-01-08 The Boeing Company Algorithm for simultaneous attitude maneuver and momentum dumping
US20140214373A1 (en) * 2013-01-30 2014-07-31 The Mathworks, Inc. Framework for solving trajectory optimization problems
FR3006298B1 (fr) * 2013-06-03 2016-10-14 Astrium Sas Vehicule spatial comprenant au moins un couple de bras porteurs muni d'un module creux de montage et procede pour la mise en oeuvre d'un tel vehicule
US9764858B2 (en) * 2015-01-07 2017-09-19 Mitsubishi Electric Research Laboratories, Inc. Model predictive control of spacecraft
US10967991B2 (en) * 2017-08-10 2021-04-06 Mitsubishi Electric Research Laboratories, Inc. Model predictive control of spacecraft
US10934025B2 (en) * 2018-03-14 2021-03-02 Mitsubishi Electric Research Laboratories, Inc. Model predictive control of spacecraft
EP3854698B1 (en) * 2018-09-21 2023-06-07 Mitsubishi Electric Corporation Orientation control device, satellite, orientation control method, and program

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000247298A (ja) 1999-02-26 2000-09-12 Mitsubishi Electric Corp 人工衛星の姿勢・軌道制御方法
US7464898B1 (en) 2003-10-14 2008-12-16 Lockheed Martin Corporation Precision thrust/sun tracking attitude control system for gimbaled thruster
US20150001345A1 (en) 2011-09-19 2015-01-01 Astrium Sas Method of controlling the attitude of a satellite and an attitude-controlled satellite
WO2016111317A1 (ja) 2015-01-09 2016-07-14 三菱電機株式会社 軌道制御装置および衛星
JP2017137040A (ja) 2015-11-13 2017-08-10 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ エネルギー効率に優れた衛星の操縦

Also Published As

Publication number Publication date
EP4112482A4 (en) 2023-04-05
US20220402633A1 (en) 2022-12-22
EP4112482A1 (en) 2023-01-04
JPWO2021171409A1 (ja) 2021-09-02
WO2021171409A1 (ja) 2021-09-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Bedrossian et al. Zero-propellant maneuver guidance
JP6444293B2 (ja) 宇宙船の動作を制御する方法および制御システム、並びに宇宙船
Kluever et al. Direct approach for computing near-optimal low-thrust earth-orbit transfers
Gao et al. Low-thrust interplanetary orbit transfers using hybrid trajectory optimization method with multiple shooting
Gao Near-optimal very low-thrust earth-orbit transfers and guidance schemes
EP3765369B1 (en) Spacecraft and vehicle
US6845950B1 (en) System for high efficiency spacecraft orbit transfer
US8868263B2 (en) Spacecraft momentum management using solar array
JP6972373B2 (ja) 姿勢制御装置、衛星、姿勢制御方法、およびプログラム
US11787569B2 (en) System and method for optimizing a low-thrust trajectory of a spacecraft trajectory
Weiss et al. Model predictive control for simultaneous station keeping and momentum management of low-thrust satellites
CN110816897A (zh) 一种基于cmg系统的多模式转换控制方法
JP7204987B2 (ja) 軌道姿勢制御装置、人工衛星、軌道姿勢制御方法及びプログラム
US9477795B1 (en) Modeling, simulation, and control of a solar electric propulsion vehicle in near-earth vicinity including solar array degradation
Sperber et al. Large angle reorientation of a solar sail using gimballed mass control
Defendini et al. Low cost CMG-based AOCS designs
Ranieri et al. Indirect optimization of three-dimensional finite-burning interplanetary transfers including spiral dynamics
Bhatt et al. Optimal propellant maneuver flight demonstrations on ISS
JP2021011257A (ja) 結合された天文座標系の非線形モデル予測制御
CN115072007A (zh) 基于自主任务规划的全电推进卫星轨道转移方法
CN114313313A (zh) 全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法、装置及介质
Emma et al. Algorithm for autonomous longitude and eccentricity control for geostationary spacecraft
Lysandrou et al. A 6-DoF Successive Convexification Powered Descent Guidance Implementation using Modified Rodrigues Parameters
JPWO2019044735A1 (ja) 宇宙機制御装置、宇宙機制御方法、およびプログラム
Kitamura et al. Quasi-time-optimal steering law for low-thrust orbit transfer considering angular momentum and torque constraints

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20220309

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: 20221206

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20221228

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 7204987

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150