JPH01312412A - 衛星の姿勢状態モニタリング装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔概要〕 宇宙空間を飛行する衛星の姿勢状態を常時モニタリング
できるようにする衛星の姿勢状態モニタリング装置に関
し、 衛星の姿勢状態をより現実のものに近い状態でモニタリ
ングできるようにすることを目的とし、予め求められて
いる衛星の姿勢制御装置のアクチュエータ情報と、テレ
メトリ・データとして送られてくるそのアクチュエータ
の動作情報とから、姿勢制御装置が姿勢制御のために発
する制御力及び制御トルクを算出する制御出力算出手段
と、衛星の軌道情報から衛星に働く外乱力及び外乱トル
クを算出する外乱算出手段と、上記制御出力算出手段の
算出結果と、上記外乱算出手段の算出結果と、予め求め
られている衛星の質量慣性情報とから、所定の運動方程
式に従って衛星の姿勢状態をシミュレーションする姿勢
状Ｕ算出手段とを備え、この姿勢状態算出手段のシミュ
レーション結果に従って、宇宙空間を飛行中の衛星の姿
勢状態をモニタリングできるよう構成する。

（産業上の利用分野） 本発明は、宇宙空間を飛行する衛星の姿勢状態を常時モ
ニタリングできるようにする衛星の姿勢状態モニタリン
グ装置に関するものである。

衛星では、衛星に搭載した姿勢制御装置に従って、放送
や気象観測のためのアンテナやカメラが地球上の所定の
方向を向くようにと制御されることになる。このように
、宇宙空間を飛行する衛星はその姿勢が自動的に制御さ
れるものであるが、好ましくは、その姿勢状態を常時地
球上でモニタリングできるようにしていくことが望まれ
るのである。

（従来の技術〕 宇宙空間を飛行する衛星の姿勢状態を、直接目視によっ
てモニタリングすることは現実にはできないことである
。これから、衛星の姿勢状態を何らかの間接的な手段に
よってモニタリングしていく必要がある。

衛星の姿勢状態を間接的にモニタリングするための１つ
の方法として、姿勢制御装置の備える姿勢誤差検出用の
センサの検出信号を、テレメトリ・データとして地球上
に送信していく方法がある。

確かに、この方法によれば、地球上で衛星の姿勢状態を
正確にモニタリングできることになる。しかしながら、
衛星は、気象観測や放送といった所定の目的の実現のた
めに打ち上げられるものである。これから、このような
主目的のために通信回線を占有させる必要があり、衛星
の姿勢状態のモニタリングのようなジョブのために通信
回線を常時使用させるということはできないのである。

従って、この方法では、衛星の姿勢状態を常時モニタリ
ングしていくことはできない。

そこで、従来では、衛星の姿勢制御装置を評価するため
に開発したシミュレーション装置を使い、打ち上げ前に
衛星の飛行中の連続的な姿勢状態をシミュレーション処
理により求めるようにしていたのである。

このシミュレーション装置は、姿勢誤差を検出するセン
サと、姿勢制御のための駆動源となるアクチュエータと
、センサの検出信号からアクチュエータの駆動信号を決
定する制御論理とからなる姿勢制御装置を数学的にモデ
ル化し、軌道位置から定まる大気抵抗や地磁気等の外乱
下のもとで、衛星の姿勢がどのように制御されることに
なるのかということを、シミュレーションにより求める
装置である。従来では、このシミュレーション装置を使
い、打ち上げ前に飛行中の衛星の連続的な姿勢状態を求
めていくことで、打ち上げられてからの衛星の連続的な
姿勢状態を間接的にモニタリングするようにとしていた
のである。

〔発明が解決しようとする課題］ しかしながら、このような従来技術では、姿勢制ｊ′Ｂ
装置のアクチュエータが発することになる姿勢制御のた
めの制御力及び制御トルクを近似的な数学モデルによっ
て求めていたことから、シミュレーション結果により求
まる衛星の姿勢状態が、十分実際のものを表していると
は考えられないという問題点があった。

本発明はかかる事情に漏みてなされたものであって、宇
宙空間を飛行する衛星の姿勢状態をより現実のものに近
い状態で、常時モニタリングできるようにする衛星の姿
勢状態モニタリング装置の提供を目的とするものである
。

〔課題を解決するための手段〕

第１図は本発明の原理樽成図である。

図中、１０は飛行中の衛星、１１は衛星ＩＯの備える姿
勢制御装置であって、駆動力源となるアクチュエータを
制御して衛星１０の姿勢を制御するもの、２０はテレメ
トリ・データ受信手段であって、例えば所定の周期をも
って衛星１ｏから送られてくることになる姿勢制御装置
１１のアクチュエータの動作情報を受信するもの、３ｏ
は軌道情報検出手段であって、衛星１ｏの軌道情報を電
波等を用いて検出するもの、４０はシミュレーション情
報格納手段であって、衛星１ｏのシミュレーション処理
のために必要となるシミュレーション情報を格納するも
の、４１は質量惰性情報格納手段であって、予め地球上
で求めである衛星１０の質量慣性情報を格納するもの、
４２はアクチュエータ情報格納手段であって、予め地球
上で求めである姿勢制御装置１１のアクチュエータ情報
を格納するもの、５０はシミュレーション処理手段であ
って、衛星ＩＯの姿勢状態をシミュレーションするもの
、５１は制御出力算出手段であって、アクチュエータ情
報格納手段４２の格納するアクチュエータ情報と、テレ
メトリ・データ受信手段２０の受信するアクチュエータ
の動作情報とから、姿勢制御装置１１が姿勢制御の実行
のために発するところの制御力及び制御トルクを算出す
るもの、５２は外乱算出手段であって、軌道情報検出手
段３０の検出する軌道情報から衛星１０に働く外乱力及
び外乱トルクを算出するもの、５３は姿勢状態算出手段
であって、制御出力算出手段５１の算出結果と、外乱算
出手段５２の算出結果と、質量慣性情報格納手段４１の
格納する質量慣性情報とから、所定の運動方程式に従っ
て衛星１０の姿勢状態をシミュレーションするもの、６
０は姿勢状態算出手段５３のシミュレーション結果を表
示する表示装置である。

〔作用］ 本発明では、制御出力算出手段５１が、テレメトす・デ
ータ受信手段２０の受信するアクチュエータの動作情報
を使って姿勢制御装置１１の発する実際の制御力及び制
御１トルクを算出し、そして、姿勢状態算出手段５３が
、この実際の制御力及び制御１−ルクを使って衛星１０
の姿勢状態をシミュレーションする。このように、実際
の制御力及び制御トルクを使ってシミュレーションを行
うことで衛星ＩＯの姿勢状態をモニタリングするように
したことから、近イ以的な数学モデルを用いないですむ
こととなって、より現実に近い衛星１０の姿勢状態をモ
ニタリングできることになるのである。

しかも、現に飛行中の衛星の姿勢状態をモニタリングで
きるようになる。そして、テレメトリ・データ受信手段
２０は、常時アクチュエータの動作情報を受信する必要
がないので、衛星ＩＯの本来のジョブを害することもな
いのである。

〔実施例〕

以下、三輪制御衛星に適用した実施例に従って、本発明
の詳細な説明する。

三輪制御衛星とは、スピン衛星のように回転することで
姿勢を安定に維持するのではなくて、第２図に示すよう
に、軸が直交する３つのホイールｌを持たせ、このホイ
ール１の回転の加速により生じる反作用に従って姿勢の
制御を実現するものである。更に、三軸制御衛星では、
ホイールの他に姿勢制御のための駆動源として、ガスジ
ェットのスラスタ２や、地磁気との相互作用により駆動
力を得る図示しない磁気トルカ装置を具備することにな
る。なお、第２図中の太陽電池バドル３は、三軸制御Ｔ
Ｊ衛星の電力源となるべく設けられるものであり、バラ
ポナアンテナ４は、地上との通信を行うべく地球方向に
向けられることになる。

飛行中の三軸制御衛星には、大気抵抗、地磁気、太陽輻
射圧、重力傾度等に起因する外乱力及び外乱トルクが加
わることになる。そこで、三軸制御衛星は、姿勢誤差を
検出するセンサ（例えば、基準となる地球を検出する地
球センサ）を使い、このような外乱下でも、常にバラポ
ナアンテナ４が地球上の所定の方向を向くようにと、ホ
イールＩ、スラスタ２、磁気トルカ装置というアクチュ
エータを駆動して自動的に姿勢を制御するのである。

第１図でも説明したように、本発明では、衛星が備える
このアクチュエータの動作情報を、テレメトリ・データ
として地上局に送信するよう構成することになる。衛星
が三軸制御衛星のときには、このテレメトリ・データと
して送信されることになるアクチュエータの動作情報は
、 ■スラスタのオン・オフ信号（ＳＷｉ）■スラスタの温
度（Ｔ　ｉ　） ■燃料タンク圧（Ｐ蓋） ■ホイール駆動電流（Ｊ　ｗｉ　） ■ホイール回転数（Ω−１） ■磁気トルカ電流（Ｊｍｉ） という６つの情報である。ここで、符号のｉは、複数個
用意されるスラスタ、ホイール、磁気ｉ・ルカの識別番
号を示している。

また、同しく第１図で説明したように、本発明では、衛
星が備えるアクチュエータのアクチュエータ情報を予め
打ち上げ前に収集することになる。

衛星が三輪制御衛星のときには、この収集されることに
なるアクチエエータ情報は、 ■スラスタ推力（Ｆｔｉ） ■スラスタ推力方向ベクトル（Ｖｔｉ）■スラスタ取付
位置ベクトル（Ｒｔｉ）■ホイール駆動モータ発生トル
ク係数（Ｋｗｉ）■ホイール慣性モーメント　（ＩＷｉ
）■ホイール回転軸方向ベクトル（Ｖｗｉ）■ホイール
取付位置ベクトル（Ｒｗｉ）■磁気トルカ発生トルク係
数（Ｋｍｉ）■磁気トルカ発生トルク方向ベクトル（Ｖ
ｍｉ）という９つの情報である。ここで、スラスタ推力
Ｆｔｉは、スラスタ温度Ｔｉと燃料タンク圧Ｐｉで定ま
ることになる。

次に、第３図に示すフローチャートに従って、本発明の
モニタリング装置の処理内容について説明する。

三軸制御衛星の姿勢状態のモニタリング要求があると、
モニタリング装置は、最初にステップ１で、実行するこ
とになる積分処理の初期値を設定し、続いてステップ２
で、この積分処理の時間単位等の実行条件を入力する。

そして、次のステップ３で、三輪制御衛星から送られて
くるアクチュエータの動作情報と、予め収集されである
アクチュエータ情報とから、スラスタ２の発している制
御力Ｆｔｉ、制御トルクＮｔｉと、ホイール１の発して
いる駆動トルクＮ　ｗ　ｉと、磁気トルカの発している
発生トルクＮ　ｍ　ｉを、下式に従って求めることにな
る。

Ｆｔｉ＝ＳＷ　１−Ｆｔｉ・Ｖｔ１ Ｎｔｉ工Ｒｔｉｘｓｗｉ　・Ｆｔｉ・Ｖｔｉここで、×
はベクトルの外積。

Ｎｗｉ＝　Ｋｗｉ−Ｊｗｉ　・Ｖｗｉ Ｎｍｉ＝Ｋｍｉ−Ｊｗｉｉ　・Ｖｍｉ ここで、三輪制御衛星の姿勢状態をリアルタイムでモニ
タリングするときには、アクチュエータの動作情報は所
定の周期をもってリアルタイムでサンプリングされ、こ
れらの制御力や制御トルクもそれに合わせて求められて
いくことになる。

モニタリング装置は、続くステ、プ４で、三輪制御衛星
の軌道情報から、所定の外乱モデルに従って、三軸制御
衛星に動く外乱の力Ｆ０とトルクＮ０を求める。本発明
が用いる外乱モデルは公知のものなのでその詳細は省略
するが、三軸制御衛星に働く外乱としては、大気抵抗、
地磁気、太陽輻射圧、重力傾度等がある。なお、三軸制
御衛星の軌道情報は、従来通り地上からの電波等を使っ
て求められることになる。

このようにして、アクチュエータの発する制御力及び制
御トルクと、三軸制御衛星に働く外乱力及び外乱トルク
を求めると、モニタリング装置は、続くステップ５で、
下式の運動方程式をルンゲ・フッタ積分法等で積分する
ことで解いて、三軸制御衛星の姿勢状態を求めることに
なる。

［Ｍ］父＝Ｆｔｉ＋Ｆ６ ［＋１Ω＋Ω×［■１Ω十Ω×１讐Ｉ・Ωｉｉｉ　−Ｒ
ｗｉ−Ｎ　ｔｉ　−Ｎｗｉ　＋　ｔＪｎ＋ｉ　＋　Ｎ　
にこで、ＸとΩは、それぞれ三軸制御衛星の位置ベクト
ルと角速度ベクトルを表し、［Ｍ］と［＋１は、それぞ
れ三輪制御衛星の質量行列と慣性行列を表している。な
お、この三軸制御衛星の質量行列と慣性行列は、アクチ
ュエータ情報と同様に予め打ち上げ前に収集される。

ステップ５のシミュレーション処理により三軸制御衛星
の姿勢状態を求めると、モニタリング装置は、次のステ
ップ６で、求められたシミュレーション結果をデイスプ
レィ装置に表示して、ファイルに格納するよう処理する
。そして、続くステップ７で、オペレータからの終了要
求があるか否かを判断し、終了要求がなければステップ
３に戻って、三輪制御衛星の姿勢状態のシミュレーショ
ン処理を続行していくことになる。

このように本発明では、テレメトリ・データとして送ら
れてくるアクチエエータの動作情報を使って制御力及び
制御トルクを求め、この求められた制御力及び制御トル
クを使いシミュレーション処理により三軸制御衛星の姿
勢状態をモニタリングするよう処理するのである。第４
図に、デイスプレィ装置に表示されることになる三軸制
御衛星の姿勢状態の一例を示す。この表示方式では、太
陽電池パドル３の向きをもって三輪制御衛星の姿勢状態
を表示するようにしている。

以上、図示実施例について説明したが、本発明はこれに
限定されるものではない。例えば、本発明は三輪制御衛
星に限られることな（、すべての衛星に適用可能である
。また、リアルタイムで衛星の姿勢状態をモニタリング
するものに限られるものではなく、例えばアクチュエー
タ情報の時系列データを一度フアイルに格納し、後でシ
ミュレーション処理を行ってモニタリングを行うという
ようにすることも可能である。

（発明の効果〕 このように、本発明によれば、実際の制御出力を使って
シミュレーション処理を行うことで衛星の姿勢状態をモ
ニタリングするようにしたことから、近位的な数学モデ
ルを用いないですむこととなって、より現実に近い衛星
の姿勢状態をモニタリングできることになる。しかも、
現に飛行中の衛星の姿勢状態をモニタリングできるよう
になる。

そして、アクチュエータの動作情報を常時受信する必要
がないので、衛星の本来のジョブを害することもないの
である。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の原理構成図、 第２図は三軸制御衛星の説明図、 第３図は本発明の実行するフローチャート、第４図は出
力表示される衛星の姿勢状態の一例である。 図中、１はホイール、２はスラスタ、３は太陽電池パド
ル、４はパラポナアンテナ、１０は衛星、１１は姿勢制
御装置、２０はテレメトリ・データ受信手段、３０は軌
道情報検出手段、４０はシミュレーシジン情報格納手段
、４１は質量慣性情報格納手段、４２はアクチュエータ
情報格納手段、５０はシミュレーション処理手段、５１
は制御比算出手段、５２は外乱算出手段、５３は姿勢状
態算出手段である。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 姿勢制御装置（１１）に従って自動的に飛行中の姿勢が
   制御されることになる衛星（１０）の姿勢状態をモニタ
   リングするための衛星の姿勢状態モニタリング装置であ
   って、 予め求められている衛星（１０）の姿勢制御装置（１１
   ）のアクチュエータ情報と、テレメトリ・データとして
   送られてくるそのアクチュエータの動作情報とから、姿
   勢制御装置（１１）が姿勢制御のために発する制御力及
   び制御トルクを算出する制御出力算出手段（５１）と、
   衛星（１０）の軌道情報から衛星（１０）に働く外乱力
   及び外乱トルクを算出する外乱算出手段（５２）と、上
   記制御出力算出手段（５１）の算出結果と、上記外乱算
   出手段（５２）の算出結果と、予め求められている衛星
   （１０）の質量慣性情報とから、所定の運動方程式に従
   って衛星（１０）の姿勢状態をシミュレーションする姿
   勢状態算出手段（５３）とを備え、 この姿勢状態算出手段（５３）のシミュレーション結果
   に従って、宇宙空間を飛行中の衛星（１０）の姿勢状態
   をモニタリングできるようにしてなることを特徴とする
   衛星の姿勢状態モニタリング装置。