JPH02157913A - 静止衛星のための姿勢制御システム - Google Patents
静止衛星のための姿勢制御システムInfo
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- JPH02157913A JPH02157913A JP1261231A JP26123189A JPH02157913A JP H02157913 A JPH02157913 A JP H02157913A JP 1261231 A JP1261231 A JP 1261231A JP 26123189 A JP26123189 A JP 26123189A JP H02157913 A JPH02157913 A JP H02157913A
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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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- 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
-
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-
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- B64G1/369—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using gyroscopes as attitude sensors
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
この発明は、3つの軸の回りで安定される静止衛星の姿
勢をコントロールすることに関するものである。
勢をコントロールすることに関するものである。
実際、この種の人工衛星に関連して基準の直交フレーム
(X、Y、Z)があり、そのうちX軸(または西−東軸
)は理論上、軌道に接し、Z軸(または地心軸)は地球
に向かう、Y軸(または北−市軸)はXおよびZ軸に対
して垂直である。
(X、Y、Z)があり、そのうちX軸(または西−東軸
)は理論上、軌道に接し、Z軸(または地心軸)は地球
に向かう、Y軸(または北−市軸)はXおよびZ軸に対
して垂直である。
これらの3つの軸に関して人工衛星を安定されることに
より、3つの型式の動き、すなわち北−南Y軸の回りで
の縦揺れ、東−西X軸の回りでの横揺れ、および他心Z
軸の回りでの偏揺れをコントロールすることになる。
より、3つの型式の動き、すなわち北−南Y軸の回りで
の縦揺れ、東−西X軸の回りでの横揺れ、および他心Z
軸の回りでの偏揺れをコントロールすることになる。
このために、静止衛星の従来のアーキテクチャは、恐ら
く1個以上の太陽検出器と組合わされた、縦揺れと横揺
れを測定するようにされた(赤外線型式を実施する)地
球検出器を備える。偏揺角は、その回転軸が地心軸に対
して垂直な、実際にはY軸に対して平行なイナーシアホ
イールにより受動的にコントロールされる。
く1個以上の太陽検出器と組合わされた、縦揺れと横揺
れを測定するようにされた(赤外線型式を実施する)地
球検出器を備える。偏揺角は、その回転軸が地心軸に対
して垂直な、実際にはY軸に対して平行なイナーシアホ
イールにより受動的にコントロールされる。
この種の既知のシステムにより達成される精度は通常、
0.1ないし0.5度のオーダである。
0.1ないし0.5度のオーダである。
この姿勢コントロールシステムに関して、4つの主たる
動作モードがある。
動作モードがある。
1、 軌道が正確であるという仮定のもとての、姿勢コ
ントロールに対応する正常モード。
ントロールに対応する正常モード。
2、 軌道修正操縦中の、姿勢コントロールに対応する
位置保持モード。
位置保持モード。
3、 コントロールに付随して、人工衛星がXZ平面の
軸を太陽の方へ向け、その配置がら人工衛、星が正常姿
勢に戻され得るサバイバルモード。
軸を太陽の方へ向け、その配置がら人工衛、星が正常姿
勢に戻され得るサバイバルモード。
4、遠地点スラストが、3軸安定化を有する転送軌道か
らその静止サービス軌道に人工衛星を移動させるように
命じられると、姿勢コントロールが人工衛星を正確に配
向するように指示される遠地点操縦モード6 実際、位置保持操縦中、人工衛星の軸に関する軌道修正
スラスタの誤整列によるいかなるスプリアストルクも、
正常モードに見られる太陽トルクよりも3桁分大きく、
かつ偏揺れを受動的にコントロールするイナーシアホイ
ールに関連のジャイロスコープこわさが不十分であるが
もしれない。
らその静止サービス軌道に人工衛星を移動させるように
命じられると、姿勢コントロールが人工衛星を正確に配
向するように指示される遠地点操縦モード6 実際、位置保持操縦中、人工衛星の軸に関する軌道修正
スラスタの誤整列によるいかなるスプリアストルクも、
正常モードに見られる太陽トルクよりも3桁分大きく、
かつ偏揺れを受動的にコントロールするイナーシアホイ
ールに関連のジャイロスコープこわさが不十分であるが
もしれない。
北−市軸の回りの軌道修正操縦の振幅は、東−四軸の回
りの軌道修正操縦よりも大きい規模の3のオーダである
ので、位置保持の間、偏揺れコントロールの精度もまた
臨界であり、そのための北−南操縦の間(例えば数十番
目の度数の)偏揺角に関するわずかなエラーは、この東
−西軸の回りの正常な軌道修正操縦と同程度の大きさに
なり得る東−西軸の回りスプリアス操縦を誘導する。こ
れにより1人工衛星を定位置に保持する方法をかなり混
乱させることになる。
りの軌道修正操縦よりも大きい規模の3のオーダである
ので、位置保持の間、偏揺れコントロールの精度もまた
臨界であり、そのための北−南操縦の間(例えば数十番
目の度数の)偏揺角に関するわずかなエラーは、この東
−西軸の回りの正常な軌道修正操縦と同程度の大きさに
なり得る東−西軸の回りスプリアス操縦を誘導する。こ
れにより1人工衛星を定位置に保持する方法をかなり混
乱させることになる。
サバイバルモードに関して、軌道の3軸安定化への復帰
は、太陽、地球および人工衛星が整列しておらず、人工
衛星−地球および人工衛星−太陽の方向が好ましくは垂
直である(6:00と 18:00に起こる)配置から
着手され得るのみである。これにより、数時間のサバイ
バルモード作用(および人工衛星の飛行に対する妨害)
を生じることになり、これは、飛行抑制物とますます調
和しなくなり、今では人工衛星に適用されている。
は、太陽、地球および人工衛星が整列しておらず、人工
衛星−地球および人工衛星−太陽の方向が好ましくは垂
直である(6:00と 18:00に起こる)配置から
着手され得るのみである。これにより、数時間のサバイ
バルモード作用(および人工衛星の飛行に対する妨害)
を生じることになり、これは、飛行抑制物とますます調
和しなくなり、今では人工衛星に適用されている。
この発明は、3つの軸に関して活性姿勢コントロールを
適用させて、上記の不利な点を軽減することを目的とす
る。
適用させて、上記の不利な点を軽減することを目的とす
る。
このために、実際には人工衛星の北側に据付けられた、
北に向けられた星検出器が採用される。
北に向けられた星検出器が採用される。
原則的に、星検出器の実現化例は知られている文書EP
−A−0174715(ミツビシ)は、例えば北極星を
観測するために星検出器・を使用することをすでに提案
しているが、正常モードのみが企図され、もしこの星検
出器が、偏揺角の測定を可能にするためのものであるな
らば、この測定に基づく姿勢のコントロール方法は比べ
られず、提案すらされない、最終的に、関連の軌道パラ
メータを人工衛星に周期的にアップロードし、かつ人工
衛星の3つの姿勢角を計算するために、地上からの干渉
が必要となる。
−A−0174715(ミツビシ)は、例えば北極星を
観測するために星検出器・を使用することをすでに提案
しているが、正常モードのみが企図され、もしこの星検
出器が、偏揺角の測定を可能にするためのものであるな
らば、この測定に基づく姿勢のコントロール方法は比べ
られず、提案すらされない、最終的に、関連の軌道パラ
メータを人工衛星に周期的にアップロードし、かつ人工
衛星の3つの姿勢角を計算するために、地上からの干渉
が必要となる。
文書FR−2522614(C,N、 E、 S、 )
は星照準方法を述べているが、これは、従来の静止プラ
ットホームとは全く異なる特定の型式のプラットホーム
に関連する。これはプラットホームを、各々が異なる方
法で安定された2つのモジュール(ペイロートモシュー
Jしとサービスモジニール)に分割すると仮定している
。サービスモジュールは慣性で安定され、ペイロードモ
ジュールは、地球に向けられる。
は星照準方法を述べているが、これは、従来の静止プラ
ットホームとは全く異なる特定の型式のプラットホーム
に関連する。これはプラットホームを、各々が異なる方
法で安定された2つのモジュール(ペイロートモシュー
Jしとサービスモジニール)に分割すると仮定している
。サービスモジュールは慣性で安定され、ペイロードモ
ジュールは、地球に向けられる。
最後に、文書FR−2532911(C,N、 E。
S、)は、星検出器を使用する静止衛星の遠地点操縦の
ための方法を述べ、その方法は、深刻な不利な点を有す
る人工衛星の例外的配置を必要とし、遠地点スラスタが
、操縦の傾きに等しい角度だけ傾斜される。それゆえに
、支えられるべきすべての衝撃は、同じ配向で行なわれ
なければならない(それは実際には問題にならない)、
さらに、スラスタの傾斜は、推進剤貯蔵タンクの斯文の
充填度を除いて、妨害トルクの釣合いを不可能にする。
ための方法を述べ、その方法は、深刻な不利な点を有す
る人工衛星の例外的配置を必要とし、遠地点スラスタが
、操縦の傾きに等しい角度だけ傾斜される。それゆえに
、支えられるべきすべての衝撃は、同じ配向で行なわれ
なければならない(それは実際には問題にならない)、
さらに、スラスタの傾斜は、推進剤貯蔵タンクの斯文の
充填度を除いて、妨害トルクの釣合いを不可能にする。
これらが空になると、妨害トルクが増大するそれゆえに
、北極星に向けられた星検出器を使用する型式の既知の
姿勢コントロールシステムが、むしろ特定で、かつ厄介
な人工衛星構造を必要とし、かつ/または非常に複雑で
あると思われる、さらに、星検出器からの信号が、実際
に人工衛星の唯一の動作モードに対応して、断続的にの
み処理される。
、北極星に向けられた星検出器を使用する型式の既知の
姿勢コントロールシステムが、むしろ特定で、かつ厄介
な人工衛星構造を必要とし、かつ/または非常に複雑で
あると思われる、さらに、星検出器からの信号が、実際
に人工衛星の唯一の動作モードに対応して、断続的にの
み処理される。
星検出器は質量が比較的高く (3ないし10kg)、
安全性のために一般に二倍にされ、その結果ペイロード
の質量に関して、無視できない不利益を生じることにな
る0人工衛星の寿命と比較して、検出器の使用期間が短
かいならば、その質量に関する不利な点は、しばしば決
定的であると見なされ、その決定はしばしば、それを姿
勢コントロールシステムから省略するものと考えられる
。
安全性のために一般に二倍にされ、その結果ペイロード
の質量に関して、無視できない不利益を生じることにな
る0人工衛星の寿命と比較して、検出器の使用期間が短
かいならば、その質量に関する不利な点は、しばしば決
定的であると見なされ、その決定はしばしば、それを姿
勢コントロールシステムから省略するものと考えられる
。
この発明は、関連の姿勢コントロールシステムの複雑性
(質量および故障の危険)を最小限にしながら、正確で
、かつ連続する3つの軸に関する活性姿勢コントロール
を可能にすることにより、これらの不利な点を軽減する
ことを目的とする。
(質量および故障の危険)を最小限にしながら、正確で
、かつ連続する3つの軸に関する活性姿勢コントロール
を可能にすることにより、これらの不利な点を軽減する
ことを目的とする。
このために、相互に垂直な東−西、北−重上よび地心軸
の回りで安定される静止衛星のための姿勢コントロール
システムが提案され、それは、地球に向けられるように
された少なくとも1個の地球検出器に沿って北に向けら
れた星検出器とを含む複数個の検出器と、複数個のアク
チュエータとを備え、それは −少なくとも正常モード(I)および位置保持モード(
II)の各々のための処理サブシステムをさらに備え、
各処理サブシステムは、検出器および少なくともいくつ
かのアクチュエータに接続されるように適合され、かつ
それぞれの下付きなiで示された各軸に対して、複数個
の検出器からの信号から決定された。測定された角度と
、予め定められた基準角度との間の、軸iに関する角オ
フセットeIを決定するようにされた予処理モジュール
と、それぞれの下付きiで示された各軸に対して、以下
の型式の修正トルクを決定するようにされたコントロー
ルおよび修正モジュールとを備えC=に+−et+に+
−8+ ここでは、klおよびり、は、各軸および各処理ライン
に対して特定のパラメータであり、かっ6は、この角オ
フセットの変化率であり(時々Wで示される)、さらに 一角速度6Iを測定し、かつ位置保持処理サブシステム
(IT )のコントロールおよび修正モジュールに少な
くとも接続される用に適合された速度測定ユニットと。
の回りで安定される静止衛星のための姿勢コントロール
システムが提案され、それは、地球に向けられるように
された少なくとも1個の地球検出器に沿って北に向けら
れた星検出器とを含む複数個の検出器と、複数個のアク
チュエータとを備え、それは −少なくとも正常モード(I)および位置保持モード(
II)の各々のための処理サブシステムをさらに備え、
各処理サブシステムは、検出器および少なくともいくつ
かのアクチュエータに接続されるように適合され、かつ
それぞれの下付きなiで示された各軸に対して、複数個
の検出器からの信号から決定された。測定された角度と
、予め定められた基準角度との間の、軸iに関する角オ
フセットeIを決定するようにされた予処理モジュール
と、それぞれの下付きiで示された各軸に対して、以下
の型式の修正トルクを決定するようにされたコントロー
ルおよび修正モジュールとを備えC=に+−et+に+
−8+ ここでは、klおよびり、は、各軸および各処理ライン
に対して特定のパラメータであり、かっ6は、この角オ
フセットの変化率であり(時々Wで示される)、さらに 一角速度6Iを測定し、かつ位置保持処理サブシステム
(IT )のコントロールおよび修正モジュールに少な
くとも接続される用に適合された速度測定ユニットと。
一選択された処理ラインに検出器を接続する入力選択器
と、その処理ラインを少なくとも1個のアクチュエータ
に接続するようにされた出力選択器とをコントロールす
るようにされたモード選択ユニットとを備えることを特
徴とする。
と、その処理ラインを少なくとも1個のアクチュエータ
に接続するようにされた出力選択器とをコントロールす
るようにされたモード選択ユニットとを備えることを特
徴とする。
それゆえにシステムは、(特にスラスタおよびイナーシ
アホイールの観点から)その配置が他の点では従来通り
である人工衛星に対して、その感応軸が人工衛星のY軸
に平行であり、かつ北に向いた、北極星に照準された星
検出器と地球検出器とを、恐らく3個の広角太陽検出器
と組合わせて利用する。
アホイールの観点から)その配置が他の点では従来通り
である人工衛星に対して、その感応軸が人工衛星のY軸
に平行であり、かつ北に向いた、北極星に照準された星
検出器と地球検出器とを、恐らく3個の広角太陽検出器
と組合わせて利用する。
これにより偏揺れが、正常モードと位置保持モードで、
0.02度のオーダの精度でコントロールされ得る。
0.02度のオーダの精度でコントロールされ得る。
その結果生じる利点は、以下のモードのを含む、すなわ
ち −より大きい精度、これはいくつかの新しい型式の飛行
に、その応用を見い出す(相互衛星リンク、地球観測お
よび気象)、 −3つの軸に関する連続測定からの安全性増大−北極星
が常に星検出器の領域内にあり、複雑な星認識ソフトウ
ェアが不必要であることによる、実現化例の簡単さ。
ち −より大きい精度、これはいくつかの新しい型式の飛行
に、その応用を見い出す(相互衛星リンク、地球観測お
よび気象)、 −3つの軸に関する連続測定からの安全性増大−北極星
が常に星検出器の領域内にあり、複雑な星認識ソフトウ
ェアが不必要であることによる、実現化例の簡単さ。
偏揺オフセットと呼ばれるX軸の回りの角オフセットe
2は、XおよびY軸平面における星検出器(P)からの
測定値Xと、人工衛星の姿勢が完璧であると仮定して、
星検出器の視野の北極・雇の予示された位置を表わす値
xoとの差を確立して測定されるのが好ましい。
2は、XおよびY軸平面における星検出器(P)からの
測定値Xと、人工衛星の姿勢が完璧であると仮定して、
星検出器の視野の北極・雇の予示された位置を表わす値
xoとの差を確立して測定されるのが好ましい。
e 工 = X −X a
この発明の目的、特性喝よび利点は、添付の図面を参照
して、非制限的例示により支^られた以下の説明から明
らかになり、図面において、−第1図は、この発明に従
って姿勢コントロールシステムが取付けられた静止衛星
の略図であり、−第2図は、この姿勢コントロールシス
テムの簡単な機能的略図であり、 一第3図は、遠地点操縦モードの姿勢コントロールを説
明する簡単な略図であり、 一第4図は、サバイバルモードでの姿勢コントロールへ
の復帰を説明する簡単な略図である。
して、非制限的例示により支^られた以下の説明から明
らかになり、図面において、−第1図は、この発明に従
って姿勢コントロールシステムが取付けられた静止衛星
の略図であり、−第2図は、この姿勢コントロールシス
テムの簡単な機能的略図であり、 一第3図は、遠地点操縦モードの姿勢コントロールを説
明する簡単な略図であり、 一第4図は、サバイバルモードでの姿勢コントロールへ
の復帰を説明する簡単な略図である。
第1図は、地球の周りの軌道2における人工衛星lを概
略的に示す。
略的に示す。
人工衛星1は、基準フレームx、y、zに従来通り関連
し、そこではX軸が、軌道2に接し、軌道が移動される
方向(西から東へ)配向され、かつZ軸は地球に向けら
れ、第3のY軸は北−南軸方向に平行である。
し、そこではX軸が、軌道2に接し、軌道が移動される
方向(西から東へ)配向され、かつZ軸は地球に向けら
れ、第3のY軸は北−南軸方向に平行である。
人工衛星は、太陽パネル3、反射鏡4および任意の適当
な既知の型式の推進スラスタを保持するプラットホーム
を備λる。
な既知の型式の推進スラスタを保持するプラットホーム
を備λる。
また既知の方法においても、この人工衛星のプラットホ
ームは、地球に向けて配向されたTI略図的に表わされ
た少なくとも1個の地球センサと、XおよびZ軸の平面
に平行な平面において配分され1人工衛星がその軌道を
完了すると連続して太陽に向かうようにされた複数個の
太陽検出器とを備える1種々の配置が知られていて、例
として、この場合3個の太陽検出器S1、S2、S、が
あり、1個のセンサS2は、地球に向かう側に配置され
他の2個のセンサS1およびS、は、これと反対側のエ
ツジに配置される。実際、より良い太陽適用範囲のため
に、4個の太陽検出器を有するアーキテクチャが好まし
いかもしれない。
ームは、地球に向けて配向されたTI略図的に表わされ
た少なくとも1個の地球センサと、XおよびZ軸の平面
に平行な平面において配分され1人工衛星がその軌道を
完了すると連続して太陽に向かうようにされた複数個の
太陽検出器とを備える1種々の配置が知られていて、例
として、この場合3個の太陽検出器S1、S2、S、が
あり、1個のセンサS2は、地球に向かう側に配置され
他の2個のセンサS1およびS、は、これと反対側のエ
ツジに配置される。実際、より良い太陽適用範囲のため
に、4個の太陽検出器を有するアーキテクチャが好まし
いかもしれない。
この発明に従って、人工衛星のプラットホームもまた、
この場合はその北側(Y軸の反対側)に、いかなる適当
な既知の形式の星検出器Pも南−比軸に沿って北に向け
て配向された状態で設けられる。これは、例えば5OD
ERNまたはGALr LEO範囲から選択された検出
器である。
この場合はその北側(Y軸の反対側)に、いかなる適当
な既知の形式の星検出器Pも南−比軸に沿って北に向け
て配向された状態で設けられる。これは、例えば5OD
ERNまたはGALr LEO範囲から選択された検出
器である。
既知のように、上記3つの形式の検出器がすべて光学検
出器であっても、それらの間には一般に重要な差がある
。
出器であっても、それらの間には一般に重要な差がある
。
第1に、太陽検出器SlないしSs、地球検出器T1お
よび星検出器Pは、入射パワーを減じることにより、こ
の頭で分類される。
よび星検出器Pは、入射パワーを減じることにより、こ
の頭で分類される。
また、これらの既知の検出器は、異なる放射スペクトル
に感応し、地球検出器は、地球からの赤外線放射に感応
し、太陽検出器は、光電管から形成され、星検出器は電
荷軽送素子(CCD)の行または二次元アレイに基づく
。
に感応し、地球検出器は、地球からの赤外線放射に感応
し、太陽検出器は、光電管から形成され、星検出器は電
荷軽送素子(CCD)の行または二次元アレイに基づく
。
北極星は、単に、人工衛星の北側に据付けられた星検出
器の視野に常にあるべき規模の星であり、そのためその
認識には高性能ソフトウェアが必要ないので選択される
。
器の視野に常にあるべき規模の星であり、そのためその
認識には高性能ソフトウェアが必要ないので選択される
。
地球検出器T1、太陽検出器S1ないしS、および星検
出器Pは、いかなる時にも、人工衛星に関連する基準フ
レームにおける地球、太陽および北極星の角配向を決定
するのを可能にする。
出器Pは、いかなる時にも、人工衛星に関連する基準フ
レームにおける地球、太陽および北極星の角配向を決定
するのを可能にする。
先行技術に関するシステムの主たる革新は、北側の星検
出器Pの存在だけでなく、主として種々のモードに適合
される様々な実施手順に、かつそれゆ^にこれらの様々
なモードに関連の処理サブシステムにもある。
出器Pの存在だけでなく、主として種々のモードに適合
される様々な実施手順に、かつそれゆ^にこれらの様々
なモードに関連の処理サブシステムにもある。
星検出器を実施するための手順は、人工衛星の寿命全体
を事実上保護し得る。
を事実上保護し得る。
■−正常モード:横揺れおよび偏揺れコントロール、故
障検出、 ■−位置保持モード nl−遠地点スラストモートコ偏揺れ測定IV−サバイ
バルモード;最小限の飛行干渉時間(30分以内)。
障検出、 ■−位置保持モード nl−遠地点スラストモートコ偏揺れ測定IV−サバイ
バルモード;最小限の飛行干渉時間(30分以内)。
これらのモードの各々に対して、関連のモードに相関の
ローマ数字1.II、II+またはIVで第2図に示さ
れた特定の処理サブシステムが関連する。
ローマ数字1.II、II+またはIVで第2図に示さ
れた特定の処理サブシステムが関連する。
第2回は、姿勢コントロールのために使用される検出器
の組、すなわち北に向かう、かつそれゆえに北極星が視
野にある星検出器P、太陽検出器S1ないしS8、およ
び地球検出器T1を左側に略図で示す。
の組、すなわち北に向かう、かつそれゆえに北極星が視
野にある星検出器P、太陽検出器S1ないしS8、およ
び地球検出器T1を左側に略図で示す。
様々な検出器は、その出力において、(右側に略図で示
された)任意の適当な既知の形式、主として以下の3つ
の形式のアクチュエータにより支えられるべき修正操縦
の振幅をそれらから決定するように設計された処理サブ
システムに支えられる信号を送る。
された)任意の適当な既知の形式、主として以下の3つ
の形式のアクチュエータにより支えられるべき修正操縦
の振幅をそれらから決定するように設計された処理サブ
システムに支えられる信号を送る。
一すアクションホイール11(この回転方向は、支えら
れるべき修正に依存する)、一般に3つの軸間に配分さ
れる。
れるべき修正に依存する)、一般に3つの軸間に配分さ
れる。
−イナーシアホイール12(これは高速で連続して回転
し、速度の変化は、行なわれるべき修正に依存する)、
一般に3つの軸間に配分される、−スラスタ13 処理サブシスチムニないし■の各々は、コントロールお
よび修正モジュール18ないし21がその後に続く予処
理モジュール14ないし17を備える。
し、速度の変化は、行なわれるべき修正に依存する)、
一般に3つの軸間に配分される、−スラスタ13 処理サブシスチムニないし■の各々は、コントロールお
よび修正モジュール18ないし21がその後に続く予処
理モジュール14ないし17を備える。
偏揺れ基準ユニット22は、予処理モジエール14ない
し17の各々に接続され、かつ予め定められたイナーシ
ア基準フレームにおける人工衛星の位置を連続して評価
するように適合される。ユニット22は、北極星の変化
位置のモデルを含み、このモデルのパラメータが、地上
から受取られる情報に基づいて周期的に新しくされるよ
うに、テレメトリユニット23に接続される。
し17の各々に接続され、かつ予め定められたイナーシ
ア基準フレームにおける人工衛星の位置を連続して評価
するように適合される。ユニット22は、北極星の変化
位置のモデルを含み、このモデルのパラメータが、地上
から受取られる情報に基づいて周期的に新しくされるよ
うに、テレメトリユニット23に接続される。
モジュール18ないし20は、対応する予処理モジュー
ル14ないし16により発生られた信号に加えて、人工
衛星の厚動力を生じ、かつ検出器から信号を受取るモジ
ュール24またはジャイロメータ25のいずれかにより
発生された速度信号を受取る。
ル14ないし16により発生られた信号に加えて、人工
衛星の厚動力を生じ、かつ検出器から信号を受取るモジ
ュール24またはジャイロメータ25のいずれかにより
発生された速度信号を受取る。
サバイバルモードでは、モジュール17からの出力信号
は、地上への送信のためにテレメトリユニットに送られ
、コントロールおよび修正モジュール21の入力は、地
上で計算された修正インストラクションを受取るように
テレメトリユニットに接続される。
は、地上への送信のためにテレメトリユニットに送られ
、コントロールおよび修正モジュール21の入力は、地
上で計算された修正インストラクションを受取るように
テレメトリユニットに接続される。
テレメトリユニット23を介して地上からコントロール
される選択ユニット26は、必要な場合、横揺れ、偏揺
れまたは縦揺れ速度、およびモジュール18ないし21
により発生されるコントロール信号により様々な修正軸
に関して使用されるべきアクチュエータ11.12また
は13の組合わせの選択のためにモードの(モード選択
器27による)選択を計算モードの(モード選択器28
による)選択に関係づけるように、相互接続されたモー
ド選択器27.28および29をコントロールする。
される選択ユニット26は、必要な場合、横揺れ、偏揺
れまたは縦揺れ速度、およびモジュール18ないし21
により発生されるコントロール信号により様々な修正軸
に関して使用されるべきアクチュエータ11.12また
は13の組合わせの選択のためにモードの(モード選択
器27による)選択を計算モードの(モード選択器28
による)選択に関係づけるように、相互接続されたモー
ド選択器27.28および29をコントロールする。
正常モード(I)では、偏揺角を含む、人工衛星の3つ
の姿勢角度が連続してコントロールされる。
の姿勢角度が連続してコントロールされる。
コントロール機能は、以下の検出器から測定値を直接利
用する。
用する。
一横揺れと縦揺れ: 地球検出器
一偏揺れ: 星検出器
横揺れおよび縦揺れをコントロールするために、地球検
出器からのエラー信号がモジュール14ないし17にお
けるよ処理なしに直接に使用できる。
出器からのエラー信号がモジュール14ないし17にお
けるよ処理なしに直接に使用できる。
以下の動作は、偏揺角をコントロールするのに必要であ
る。
る。
一ユニット22により人工衛星のために作られた天体層
に基づいて、イナーシア基準フレームにおける人工衛星
の位置が計算される、 −このユニット22がそれから、この位置に対して、か
つ人工衛星の姿勢が完全である(横揺れ、縦揺れおよび
偏揺れがゼロである)ことを仮定して、星検出の視野に
ある北極星の理論上の座標X。
に基づいて、イナーシア基準フレームにおける人工衛星
の位置が計算される、 −このユニット22がそれから、この位置に対して、か
つ人工衛星の姿勢が完全である(横揺れ、縦揺れおよび
偏揺れがゼロである)ことを仮定して、星検出の視野に
ある北極星の理論上の座標X。
Zoを計算する。
一モジエール14.15または16が、偏揺れエラー信
号e i =X −X oを計算じ、ここではXは、星
検出器の二次元視野における北極星のX軸に平行に測定
された実際の位置である、 一モジュール18.19または20は、このエラー信号
から、かつ恐らくは偏揺角速度ら、から偏揺れコントロ
ール作用の振幅を計算し、典型的には、C,=に、・e
y十に2日日が、差eえを失くそうとする。)1z″と
2 一般的に言えば、この型式のコントロール法則C+=k
l’e++h+ ’e+が、各軸および各モードのため
に決定された係数h1およびに、で、モジュール18な
いし20の各々に3いてコントロールされるようにX、
YおよびZ軸の各々のために使用される。
号e i =X −X oを計算じ、ここではXは、星
検出器の二次元視野における北極星のX軸に平行に測定
された実際の位置である、 一モジュール18.19または20は、このエラー信号
から、かつ恐らくは偏揺角速度ら、から偏揺れコントロ
ール作用の振幅を計算し、典型的には、C,=に、・e
y十に2日日が、差eえを失くそうとする。)1z″と
2 一般的に言えば、この型式のコントロール法則C+=k
l’e++h+ ’e+が、各軸および各モードのため
に決定された係数h1およびに、で、モジュール18な
いし20の各々に3いてコントロールされるようにX、
YおよびZ軸の各々のために使用される。
特に大規模操縦の間、正常モードでは実際、問題になら
ない角速度6+(Fl+≠0)を考慮する必要がある場
合、これはジャイロメーク25により測定されるか、ま
たは検出器からの測定値や、任意り適当な型モデルの人
工衛星の厚動力を使用する時間に関する微分によって2
4で得ることができる。
ない角速度6+(Fl+≠0)を考慮する必要がある場
合、これはジャイロメーク25により測定されるか、ま
たは検出器からの測定値や、任意り適当な型モデルの人
工衛星の厚動力を使用する時間に関する微分によって2
4で得ることができる。
この発明によって提案される検出器のアーキテクチャは
、付加的安全性を提供する。
、付加的安全性を提供する。
検出器測定の相互の一貫性を(18,19,20または
21で)確証することにより、正常モードで起こり得る
故障のタイプを検出し、かつ識別することが可能である
。
21で)確証することにより、正常モードで起こり得る
故障のタイプを検出し、かつ識別することが可能である
。
一横揺れ; 地球および星検出器、
−縦揺れ: 地球および星検出器、
−偏揺れ−星および太陽検出器。
もし測定が相互に一貫しているならば、動力故障が起こ
り、バックアップ作動(しばしば冗長生ホイール)を活
性化するか、または太陽捕捉(サバイバルモード)に切
替^ることが必要である。
り、バックアップ作動(しばしば冗長生ホイール)を活
性化するか、または太陽捕捉(サバイバルモード)に切
替^ることが必要である。
もし測定が相互に一貫していないならば、その時は検出
器が故障していて、それが確認されるとすぐに、バック
アップとして設けられる冗長性検出器が、適当な関連の
ホイールを使用してアースの再捕捉を行なうように活性
化されなければならない。
器が故障していて、それが確認されるとすぐに、バック
アップとして設けられる冗長性検出器が、適当な関連の
ホイールを使用してアースの再捕捉を行なうように活性
化されなければならない。
図面を簡単にするために、故障の認識から生じるこれら
の信号を搬送するリンクは示されていない。
の信号を搬送するリンクは示されていない。
位置保持モードでは、偏揺角を測定するのが必要であり
、これは星検出器により直接支えられる、他の計算法則
は、前のモードのと同じ形式であるが異なるパラメータ
で修正トルクを決定する(修正トルクは、正常モードよ
りも2ないし3桁分大きくなるかもしれず、(0−”N
−mと同じ高さになり得る)。
、これは星検出器により直接支えられる、他の計算法則
は、前のモードのと同じ形式であるが異なるパラメータ
で修正トルクを決定する(修正トルクは、正常モードよ
りも2ないし3桁分大きくなるかもしれず、(0−”N
−mと同じ高さになり得る)。
先行技術と比較した場合のこの方法の利点は、偏揺れジ
ャイロスコープの使用を避けることが可能である(それ
ゆえ、信頼性が増し、実施が簡単になり、較正なしの精
度がより優れることになる)か、または可能な操作時間
に関する制約および追加の推進剤消費による不利益を導
く、偏揺れのための太陽検出器の使用を避けることが可
能なことである。
ャイロスコープの使用を避けることが可能である(それ
ゆえ、信頼性が増し、実施が簡単になり、較正なしの精
度がより優れることになる)か、または可能な操作時間
に関する制約および追加の推進剤消費による不利益を導
く、偏揺れのための太陽検出器の使用を避けることが可
能なことである。
遠地点操縦モードでは(人工衛星がその転送軌道上の3
つの軸に関して安定されているならば)、星検出器もま
た、偏揺れ統合ジャイロスコープを省(ことを可能にす
る(それゆえに複雑性を減じて信頼性と精度が増すこと
になる)。
つの軸に関して安定されているならば)、星検出器もま
た、偏揺れ統合ジャイロスコープを省(ことを可能にす
る(それゆえに複雑性を減じて信頼性と精度が増すこと
になる)。
実施手順は第3回に示されている。
l)地球検出器による従来のアース捕捉0入工衛星は太
陽検出器S、およびS2によりコントロールされる円す
い走査を行なう。
陽検出器S、およびS2によりコントロールされる円す
い走査を行なう。
2)星検出器による遠地点操縦までの、かつその最中の
偏揺れコントロール、遠地点モーフ30が始動される前
に、ターゲットの星に関して適当なバイアス(オフセッ
ト)を設定することにより、地上からのリモートコント
ロールによって人工衛星の姿勢が洗練されてもよい6通
常の転送軌道傾斜角(30度まで)に対して、常に少な
くとも1個の星が、検出器の範囲内で6より小さい規模
であることが実証されている。
偏揺れコントロール、遠地点モーフ30が始動される前
に、ターゲットの星に関して適当なバイアス(オフセッ
ト)を設定することにより、地上からのリモートコント
ロールによって人工衛星の姿勢が洗練されてもよい6通
常の転送軌道傾斜角(30度まで)に対して、常に少な
くとも1個の星が、検出器の範囲内で6より小さい規模
であることが実証されている。
上記のように、もし地球、太陽および人工衛星が一列に
整列していないならば、太陽に照準を合わせるサバイバ
ルモードから正常モードへの、人工衛星の復帰は、従来
の検出器アーキテクチャのみで行なうことができ、姿勢
精度の観点からの理想的時間は、地球、人工衛星および
太陽が矩象にあるものである(6:00と18:00
)星検出器を使用するならば、この制約が失くなる。
整列していないならば、太陽に照準を合わせるサバイバ
ルモードから正常モードへの、人工衛星の復帰は、従来
の検出器アーキテクチャのみで行なうことができ、姿勢
精度の観点からの理想的時間は、地球、人工衛星および
太陽が矩象にあるものである(6:00と18:00
)星検出器を使用するならば、この制約が失くなる。
2つの手順が、この目的に使用され得る。
l)第1段階で、適当なバイアスを星検出器に設定する
か、または 2)単一段階で、赤道平面における太陽方向への射手に
よって定められた軸の回りの回転W(第4図)と、その
後に続く、地球を再捕捉するために北極星により定めら
れた方向の偏揺れ回転により一連の星を走査して、姿勢
を雑に回復しC数度のオーダの精度)、偏揺れが改良さ
れる。
か、または 2)単一段階で、赤道平面における太陽方向への射手に
よって定められた軸の回りの回転W(第4図)と、その
後に続く、地球を再捕捉するために北極星により定めら
れた方向の偏揺れ回転により一連の星を走査して、姿勢
を雑に回復しC数度のオーダの精度)、偏揺れが改良さ
れる。
上の説明は非制限的例示によってのみを支えられ1発明
の範囲を逸脱することなく、当業者によって様々な変更
がそこに行なわれてもよいことは言うまでもない。
の範囲を逸脱することなく、当業者によって様々な変更
がそこに行なわれてもよいことは言うまでもない。
第1図は、この発明に従って姿勢コントロールシステム
が取付けられた静止衛星の略図であり、第2図は、この
姿勢コントロールシステムの簡単な機能的略図であり、 第3図は、遠地点操縦モードの姿勢コントロールを説明
する簡単な略図であり、 第4図は、サバイバルモードでの姿勢コントロールへの
復帰を説明する簡単な略図である。 トリニル Fl()、1
が取付けられた静止衛星の略図であり、第2図は、この
姿勢コントロールシステムの簡単な機能的略図であり、 第3図は、遠地点操縦モードの姿勢コントロールを説明
する簡単な略図であり、 第4図は、サバイバルモードでの姿勢コントロールへの
復帰を説明する簡単な略図である。 トリニル Fl()、1
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 1、相互に垂直な東−西、北−南および地心軸の回りで
安定された静止衛星のための姿勢コントロールシステム
であって、地球に向けられるようにされた少なくとも1
個の地球検出器と北−南軸に沿って北に向いて配向され
た星検出器とを含む複数個の検出器と、複数個のアクチ
ュエータとを備え、 少なくとも正常モード( I )と位置保持モード(II)
の各々のための処理サブシステムをさらに備え、各処理
サブシステムは、検出器と、少なくともいくつかのアク
チュエータに接続されるように適合され、かつそれぞれ
の下付きiで示された各軸に対して、複数個の検出器か
らの信号から決定された、測定された角度と、予め定め
られた基準角度との間の、軸iに関する角オフセットe
_iを決定するように適合された予処理モジュールと、
そのそれぞれの下付きiで示された各軸に対して以下の
形式、すなわち c=k_i・e_i+h_i・■_i の修正トルクを決定する用に適合されたコントロールお
よび修正モジュールとを備え、ここではkiおよびhi
が各軸および各処理ラインに対して特定のパラメータで
あり、かつ■がこの角オフセットの変化率であり、さら
に −角速度■_iを測定し、かつ少なくとも定位置維持処
理サブシステム(II)のコントロールおよび修正モジュ
ールに接続されるように適合された速度測定ユニットと
、 −選択された処理ラインに検出器を接続する入力選択器
と、その処理ラインを少なくとも1個のアクチュエータ
に接続するように適合された出力選択器とをコントロー
ルするように適合されたモード選択ユニットとを備える
、姿勢コントロールシステム。 2、偏揺れオフセットと呼ばれる、X軸の回りの前記角
オフセットe_zが、XおよびY軸の平面の星検出器(
P)からの測定値xと、人工衛星の姿勢が完璧であると
仮定して、星検出器の視野における北極星の予示された
位置を表わす値x_oとの差を確立することにより測定
され、 e_z=x−x_o となる、請求項1記載のシステム 3、XおよびY軸に関連の角オフセットe_xおよびe
_yが、前記地球検出器からの測定値に等しいものと考
えられる、請求項2記載のシステム。 4、複数個の検出器が太陽検出器を備え、かつ処理ライ
ン(IV)が、地球、太陽および星検出器に接続されるよ
うに適合された、人工衛星サバイバルモードに関連する
、請求項1記載のシステム。 5、処理ライン(III)が位置保持モードに関連し、少
なくとも地球および星検出器に接続され、以下の式、す
なわち c^III_i=k^III_i・e_i+h^III_i・■
_iから修正トルクを決定する用に適合されたコントロ
ールおよび修正モジュールを備える、請求項1記載のシ
ステム。 6、2個の速度測定ユニット、すなわち1組のジャイロ
メータと、人工衛星の厚動力を生じるモジュールとをさ
らに備え、そのうちの1個の入力が少なくとも間接的に
検出器に接続され、第1の、および第2の選択器に接続
された中間選択器が、人工衛星の各モードに対して、そ
のモードに関連する処理ラインのコントロールおよび修
正モジュールをこれらのメンバーのうちのせいぜい1個
の出力に接続するように適合される、請求項1記載のシ
ステム。 7、複数個の検出器が太陽検出器を備え、かつ処理サブ
システムが、地球および星検出器による横揺れと、地球
および太陽検出器による縦揺れと、太陽および星検出器
による偏揺れとを同時に測定できるように、前記複数個
の検出器に接続される、請求項1記載のシステム。 8、複数個の検出器が太陽検出器を備え、かつ処理ライ
ン(IV)が人工衛星サバイバルモードに関連し、地球、
太陽および星検出器に接続されるように適合された、請
求項2記載のシステム。 9、複数個の検出器が太陽検出器を備え、かつ処理ライ
ン(IV)が人工衛星サバイバルモードに関連し、地球、
太陽および星検出器に接続されるように適合された、請
求項3記載のシステム。 10、処理ライン(III)が位置保持モードに関連し、
少なくとも地球および星検出器に接続され、かつ以下の
式、すなわち C^IIIi=k^III_i・e_i+h^III_i・■_
iから修正トルクを決定するように適合されたコントロ
ールおよび修正モジュールを備える、請求項4記載のシ
ステム。 11、2個の速度測定ユニット、すなわち1組のジャイ
ロメータと、人工衛星の厚動力を生じるモジュールとを
さらに備え、そのうちの1個の入力が、少なくとも間接
的に検出器に接続され、第1の、および第2の選択器に
接続された中間選択器が、各モードに対して、そのモー
ドに関連する処理ラインのコントロールおよび修正モジ
ュールをこれらのメンバーのうちのせいぜい1個の出力
に接続するように適合された、請求項4記載のシステム
。 12、2個の速度測定ユニット、すなわち1組のジャイ
ロメータと人工衛星の厚動力を生じるモジュールとをさ
らに備え、そのうちの1個の入力が少なくとも間接的に
検出器に接続され、第1の、および第2の選択器に接続
された中間選択器が、各モードに対して、そのモードに
関連する処理ラインのコントロールおよび修正モジュー
ルをこれらのメンバーのうちのせいぜい1個の出力に接
続するように適合された、請求項5記載のシステム。 13、複数個の検出器が太陽検出器を備え、かつ処理サ
ブシステムが、地球および星検出器による横揺れと、地
球および太陽検出器による縦揺れと、太陽および星検出
器による偏揺れとを同時に測定できるように前記複数個
の検出に接続される、請求項4記載のシステム。 14、複数個の検出器が太陽検出器を備え、かつ処理サ
ブシステムが、地球および星検出器による横揺れと、地
球および星検出器による縦揺れと、太陽および星検出器
による偏揺れとを同時に測定できるように前記複数個の
検出器に接続される、請求項5記載のシステム。 15、複数個の検出器が太陽検出器を備え、かつ処理サ
ブシステムが、地球および星検出器による横揺れと、地
球および太陽検出器による縦揺れと、太陽および星検出
器による偏揺れとを同時に測定できるように前記複数個
の検出器を備える、請求項6記載のシステム。 16、処理ライン(III)が位置保持モードに関連し、
少なくとも地球および星検出器に接続され、かつ以下の
式、すなわち C^III_i=k^III_i・e_i+h^III_i・■
_iから修正トルクを決定するように適合されたコント
ロールおよび修正モジュールを備える、請求項8記載の
システム。 17、2個の速度測定ユニット、すなわち1組のジャイ
ロメータと人工衛星の厚動力を生じるモジュールとをさ
らに備え、そのうちの1個の入力が少なくとも間接的に
検出器に接続され、第1の、および第2の選択器に接続
された中間選択器が、各モードに対して、そのモードに
関連する処理ラインのコントロールおよび修正モジュー
ルをこれらのメンバーのうちせいぜい1個の出力に接続
するように適合された、請求項16記載のシステム18
、複数個の検出器が太陽検出器を備え、かつ処理サブシ
ステムが、地球および星検出器により横揺れを、同時に
地球および太陽検出器により縦揺れを同時に、かつ太陽
および星検出器により偏揺れを同時に測定できるように
前記複数個の検出器に接続される、請求項17記載のシ
ステム。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR8813122A FR2637565B1 (fr) | 1988-10-06 | 1988-10-06 | Systeme de controle actif selon trois axes de l'attitude d'un satellite geostationnaire |
FR8813122 | 1988-10-06 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH02157913A true JPH02157913A (ja) | 1990-06-18 |
JP2844090B2 JP2844090B2 (ja) | 1999-01-06 |
Family
ID=9370754
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP1261231A Expired - Lifetime JP2844090B2 (ja) | 1988-10-06 | 1989-10-05 | 静止衛星のための姿勢制御システム |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5054719A (ja) |
EP (1) | EP0363244B1 (ja) |
JP (1) | JP2844090B2 (ja) |
CA (1) | CA2000215C (ja) |
DE (1) | DE68905285T2 (ja) |
FR (1) | FR2637565B1 (ja) |
Families Citing this family (30)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5100084A (en) * | 1990-04-16 | 1992-03-31 | Space Systems/Loral, Inc. | Method and apparatus for inclined orbit attitude control for momentum bias spacecraft |
DE69109266T2 (de) * | 1990-08-22 | 1995-08-24 | Microcosm Inc | Vorrichtung zum halten eines satelliten auf seiner umlaufbahn. |
FR2670746B1 (fr) * | 1990-12-21 | 1993-04-16 | Aerospatiale | Systeme de controle d'attitude pour satellite 3-axes,; notamment pour satellite d'observation. |
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