JPH0228086B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は太陽捕捉保持と恒星同定に基づく人
工衛星の姿勢決定方式に関する。

人工衛星の姿勢制御精度を向上させるために、
恒星センサと慣性センサを用いて人工衛星の姿勢
を決定するシステムを実現することが必要となる
と考えられる。

ところで、従来開発されているこの種の姿勢決
定方式としては、姿勢の初期値を既知として、こ
れと慣性センサデータをもとに逐次的な姿勢計算
を行う方法によるものであつた。

しかしながら、前記した従来の方法では周知の
ように、姿勢の初期値を如何にして決定すべきか
が問題として残つていた。姿勢の初期値が判らな
ければ慣性センサデータを用いた姿勢決定を行う
ことができない。したがつて実用システムの実現
は困難であつた。

この発明は、上記従来の困難を簡決し、将来開
発が予測される高精度三軸姿勢制御衛星を実現す
るために必要となる人工衛星の姿勢決定法に関
し、太陽捕捉保持機能と、恒星同定機能とを備え
未知の姿勢状態から姿勢の初期値を決定し、これ
に基づいて慣性センサデータを用いた姿勢決定を
行うように構成した人工衛星の姿勢決定方式を提
供しようとするものである。

以下、この発明の一実施例を図面により詳述す
る。

第１図はこの発明による姿勢決定方式の概念を
示す図である。図において１は太陽センサ、２は
太陽捕捉制御装置、３はガスジエツト、４は恒星
センサ、５は恒星同定処理用計算装置、６は恒星
データベース、７は慣性センサ、８はオイラパラ
メータ積分用計算装置、９は姿勢計算用計算装
置、１０は計算機である。

このような構成において、慣性センサによつて
測定した衛星機軸回りの回転角速度We（ｅ＝１、
２、３）を入力として、太陽捕捉制御装置２は衛
星機軸回りの回転角速度が予め設定した角速度
We゜と一致するように制御するための制御信号を
ガスジエツト３へ出力する。これによつて、ガス
ジエツト３が動作しその反作用によつて、衛星は
機軸回りに回転する。姿勢の回転に伴つて、太陽
センサ１の視野内に太陽光Slが入射し、太陽方向
を所定の機軸方向（以下本実施例ではこの機軸を
−X_Bとする。）とのなす角度関係（θ、）が検
出される。太陽センサ１によつて上記（θ、）
が観測され始めたら以後太陽捕捉制御装置２は太
陽センサ１によつて観測した（θ、）を入力と
して、ガスジエツト３を動作させ、−X_B軸が太陽
方向と一致するように制御する。

太陽センサ１による観測値（、θ）が共に、
予め設定したリミツト値より小さくなつたら恒星
同定処理開始信号を、恒星同定処理用計算装置５
へ送り、スイツチS₁およびS₂を開にする。恒星セ
ンサ４によつて観測したセンサ視野内の恒星座標
（Yi、Zi）（但しｉは観測恒星の番号）および恒
星データベース中の恒星カタログSj^a（但しｊはデ
ータベース内恒星のカタログ番号）を入力とし
て、恒星同定処理用計算装置５は観測恒星に対応
するカタログ恒星Sij^aを決定する。一方、オイラ
パラメータ積分用計算装置８は慣性センサ７によ
つて測定した衛星機軸回りの回転角Weを入力と
して、恒星センサ４による恒星観測時刻からの衛
星姿勢の相対的変化分を計算する。姿勢計算用計
算装置９は上記、恒星同定処理用計算装置および
オイラパラメータ積分用計算装置８からの出力信
号を入力として、衛星の姿勢を決定する。これを
姿勢の初期値とすることにより、以後従来広く用
いられている方法を用いて人工衛星の姿勢を逐次
的に決定することができる。恒性センサデータを
用いて定期的に姿勢初期値の更新を行う場合、姿
勢決定値を恒星同定処理用計算装置９へフイード
バツクすることにより、恒星データベース６から
の恒星カタログデータの読込みを効率よく行うこ
とができ、恒星同定処理時間が軽減できる。以下
計算機１０を構成する各装置の詳細について第２
図、第３図、第４図、第５図を用いて説明する。

第２図は、−X_B軸を太陽方向へ向けるための制
御系の構成概念を示す図である。

図において、１は太陽センサ、２は太陽捕捉制
御装置、３はガスジエツト、７は慣性センサ、１
１は推力弁制御回路、１２は終了信号発生器であ
る。

このような構成において、太陽センサ１が太陽
を検出していない場合、スイツチS₃，S₄を閉に
し、慣性センサ７による衛星機軸回りの回転角速
度W₂（Y_B軸回りの回転角速度）、W₃（Z_B軸回りの
回転角速度）の観測値と設定角速度W₂゜、W₃゜と
の偏差（W₂゜−W₂゜）、（W₃゜−W₃）を入力として、
推力弁制御回路１１は上記偏差が零となるまでガ
スジエツトを動作させる。これによつて衛星は
Y_B軸回りにW₂゜、Z_B軸回りにW₃゜の角速度で回転
する。回転に伴つて、太陽センサSS₁およびSS₂
１（本実施例では２個の太陽センサを想定してい
る。）の視野にそれぞれ太陽が入る。

太陽センサSS₁１が太陽を検出したらスイツチ
S₃を開にし、太陽センサSS₁１によつて観測され
る衛星機軸Z_Bと太陽方向Ssのなす角（90゜−θ）
を入力として、推力弁制御回路１１はθが設定直
零と一致するまでガスジエツトＪ、３を動作させ
る。また、太陽センサSS₁１が太陽を検出したら
スイツチS₄を開にし、以後太陽センサSS₂１によ
つて観測されるY_B軸と太陽方向の単位ベクトル
Ssとのなす角（90゜−４）を入力として、推力弁
制御回路１１はが設定値零と一致するまでガス
ジエツトJ₂３を動作させる。

第３図ａは衛昇機軸座標（X_B、Y_B、Z_B）との
太陽方向の単位ベクトルSsとの関係を示す概念
図、第３図ｂは太陽センサ１による太陽入射角測
定の原理を示す図である。図において、３はガス
ジエツト、１３は人工衛星本体、１４はスリツ
ト、１５は太陽電池素子、１６は遮光マスク、１
７は極性検出用太陽電池素子である。

第３図ｂの関係において、スリツト１４を通過
した太陽光Slは太陽電池素子１５を照射する。太
陽電池素子１５上には遮光マスク１６が貼付けら
れており、その形状は衆知のように、例えば太陽
光Slの入射角ｉに比例して出力が変化するように
なつているので、太陽の方向Ssと太陽センサ１
の光軸方向X₂とのなす角ｉが測定できる。なお、
入射角の極性即ち（＋）又は（−）は極性検出用
太陽電池素子１７の出力の有無によつて判定でき
る。従つて、このような太陽センサを２個組合せ
ることによつて、第３図ａに示す角度θおよび
を測定することができる。

いま、第３図ａの関係において、−X_B軸方向を
太陽方向（Ss方向）と一致するように制御する
ことは、角θおよび角が零になるように制御す
ることと同義であることが判る。角θを零にする
ためにはガスジエツトJ₁３の上方ノズルから推薬
を噴射して人工衛星本体１３をY_B軸回りに回転
させ、角を零にするためには、ガスジエツトJ₂
３の左方ノズルから推薬を噴射して人工衛星本体
をZ_B軸回りに回転させることによつて達成できる
ことが判る。なお、第２図において、終了信号発
生器１２はθおよびがほぼ零に近い値に安定し
たことを判定して、恒星同定処理用計算装置に起
動信号を送り、スイツトS₁およびS₂を開にして、
姿勢制御を停止する。

第４図は−X_B軸を太陽方向へ向けた後、X_B軸
方向と光軸X_S方向が一致するように取付けた恒
星センサ４による恒星観測の概念を示す時であ
る。姿勢基準としての慣性空間座標（X_I、Y_I、
Z_I）に対する太陽方向の単位ベクトルSlは、衆知
のように暦表から簡単に計算できるので、人工衛
星の打上年月日が決まれば予め恒星センサの光軸
X_S方向が予測できる。従つて、恒星センサ４の
視野の大きさおよび機軸−X_Bの太陽方向に対す
る設定誤差を考慮して、恒星センサ４の観測対象
となる恒星のカタログを恒星データベース６内に
準備しておくことができる。このカタログ恒星方
向の慣性空間座標に対する単位ベクトルSj^a（ｊ＝
１、２、…）とする。

一方、恒星センサ４によつて、センサ視野内の
恒星座標（Yi、Zi）が観測される。これを入力
として、恒星同定処理用計算装置５はまず、衛星
機軸座標（X_B、Y_B、Z_B）に対する恒星方向の単
位ベクトルSiを計算する。

Si＝〔_BC_S〕cosYi・cosZi sinYi・cosZi sinZi ………(1) 但し、〔_BC_S〕は恒星センサ座標（X_S、Y_S、Z_S）
と衛星機軸座標（X_B、Y_B、Z_B）の関係を与える
座標変換行列であり、本実施例では単位行列で与
えることができる。

なお、この実施例では恒星センサ４による複数
個の観測値の中から合計３個すなわちS₁、S₂、S₃
を選定して以下の同定処理に用いることとする。

つぎに、恒星データベース６中の恒星カタログ
値Sj^aを読込んで以下の処理を行う。

まず a₁＝S₁（ｔ）・S₂（ｔ） a₂＝S₂（ｔ）・S₃（ｔ） a₃＝S₃（ｔ）・S₁（ｔ） ………(2) を計算する。

つぎに、カタログから１個の恒星S₁ ^aを取出し、
カタログ内の残りのｊ＝１個の恒星に対し、あら
かじめ設定した定数ε₁を用いて S₁ ^a・S^{a j} _- ¹−a_i＞cosε₁、ｉ＝１、２、３
………(3) を満足する組合せが１組でも存在するか否かをテ
ストする。もし１組でも存在すれば、その恒星
S₁ ^aを同定候補として残す。また、１組も存在し
ない場合はその恒星をカタログから除去する。こ
の操作をサブカタログ内の全ての恒星についてく
り返す。ε₁を十分小さく設定すれば、これによつ
てサブカタログ内にa₁、a₂、a₃に対応するカタロ
グ恒星の組S₁j^a・S₂j^a、S₂j^a・S₃j^a、S₃j^a・S₁j^aが
残る。したがつて、S₁のカタログ値はS₁j^a、S₂の
カタログ恒星はS₃j^aであるとして同定が完了す
る。

第５図は恒星センサ４による恒星観測時刻をｔ
＝０として、時刻（ｎ−１）τと時刻nτでの人
工衛星の姿勢の相対的関係を示している。但しτ
は角速度データのサンプリング時間とする。図に
おいて、（i_Bo-1、j_Bo-1、k_Bo-1）は時刻（ｎ−１）
τでの衛星機軸方向の単位ベクトル、（i_Bo、j_Bo、
k_Bo）は時刻nτでの衛星機軸方向の単位ベクトル
であり、（△_o、△φ_o、△θ_o）はオイラ角、
（W_1o-1、W_2o-1、W_3o-1）、（W_1o、W_2o、W_3o）は
それぞれ衛星機軸回りの回転角速度である。

このような関係において、オイラパラメータ積
分用計算装置８は時刻t₀から時刻ｔ＝nτまでの姿
勢の変化分〔△C_B〕を以下の式で計算する。

〔△C_B〕＝A₁₁ A₁₂ A₁₃ A₂₁ A₂₂ A₂₃ A₃₁ A₃₂ A₃₃ ………(4) ここでA₁₁＝△P₁ ²−△P₂ ²−△P₃ ²＋P₄ ² A₁₂＝２（−△P₄△P₃＋△P₁△P₂） A₁₃＝２（△P₄△P₂＋△P₁△P₂） A₂₁＝２（△P₄△P₃＋△P₁△P₂） A₂₂＝−△P₁ ²＋△P₂ ²−△P₃ ²＋△P₄ ² A₂₃＝２（−△P₄△P₁＋△P₂△P₃） A₃₁＝２（−△P₄△P₂＋△P₁△P₃） A₃₂＝２（△P₄△P₁＋△P₂△P₃） A₃₃＝−△P₁ ²−△P₂ ²＋△P₃ ²＋△P₄ ² 但し △ρ₁ △ρ₂ △ρ₃ △ρ₄〓 ｜ ｜ ｜ ｜ 〓_o＝△q₄−△q₃ △q₂ △q₁ △q₃ △q₄ △q₁ △q₂ △q₂ △q₁ △q₄ △q₃ △q₁−△q₂−△q₃ △q₄△ρ₁ △ρ₂ △ρ₃ △ρ₄〓 ｜ ｜ ｜ ｜ 〓_o-1 ………(5) ここで未知量となつているのはオイラ角（△
φ、△θ、△）_oであるが、時刻ｔ＝０での初期
値△φ₀＝△θ₀＝△₀＝０とし、慣性センサ７で測
定した衛星機軸回りの回転角速度Wun（ｕ＝１、
２、３）を同期τで読込み、次式で計算する。

但し d₁＝τW_1o η₁＝τW_2o f₁＝τW_3o d₂＝τ｛W_1ocos（W_2oτ／２）＋W₃₁sin（W_2oτ／２）｝ η₂＝τ｛W_1otan（W_1oτ／２）sin（W_2oτ／２）＋W_2o
−W_3otan（W_1oτ／２）cos（W_2oτ／２）｝ f₂＝τ｛−W_1osin（W_2oτ／２）／cos（W_1oτ／２）＋W
_3ocos（W_2oτ／２）／cos（W_1oτ／２）｝ d₃＝τ｛W_1ocos（η₂／２）＋W_3osin（η₂／２）｝ η₃＝τ｛W_1otan（d₂／２）sin（η₂／２）＋W_2o−W_3o
tan（d₂／２）cos（η₂／２）｝ f₃＝τ｛−W_1osin（η₂／２）／cos（d₂／２）＋W_3ocos
（η₂／２）／cos（d₂／２）｝ d₄＝τ｛W_1ocosη₃＋W₃₇sinη₃｝ η₄＝τ｛W_1otand₃sinη₃＋W_2o−W_3otand₃cosη₃｝ なお、 〔△P₁、△P₂、△P₃、△P₄〕^T _t=0 ＝〔０、０、０、１〕^T _t=0 ………(8) と設定する。

姿勢計算用計算装置９は上記恒星同定処理用計
算装置５の出力すなわち、（S₁、S₂、S₃）と、
（S₁j^a、S₂j^a、S₃j^a）を用いて、まず、時刻ｔ＝０
（＝t₀）での衛星の姿勢すなわち衛星機軸座標
（X_B、Y_B、Z_B）と、姿勢基準座標としての慣性空
間座標（X_I、Y_I、Z_I）との関係〔_BC_I〕_t=0を次式に
より計算する。

〔_BC_I〕_t=0＝S₁ S₂ S₃〔S₁j^a、S^a ₂j、S^a ₃j〕 ………(9) つぎに、式(9)と式(4)を用いて時刻ｔ＝nτでの
姿勢〔_BC_I〕_t=o〓を次式により計算する。

〔_BC_I〕_t=o〓＝〔△C_B〕〔_BC_I〕_t=0………(10) Ｔ時間後に再び姿勢初期値が更新されるまでの
期間、上記式(10)の計算結果を初期値として、以下
の式により姿勢を計算し出力する。

ここで、姿勢初期値の更新時刻ｔ＝nτをあら
ためてｔ＝０とすると、衛星の姿勢〔i_B、j_B、k_B〕
_tkは 〔i_B、j_B、k_B〕_tk＝〔_BC_I〕_tk〔i_I、j_I、k_I〕………(11
) 〔_BC_I〕_tk＝〔〓C_B〕〔_BC_I〕_tk-1 ………(12) で与えられる。

但し、〔_BC_I〕_t=0は式(10)の計算結果を用いる。ま
た〔〓C_B〕は、時間τ＝tk−tk_-1毎に慣性センサ
データWl（ｌ＝１、２、３）を読込み、式(7)、(8)
により、オイラ角△φ、△θ、△を計算し、こ
れを式(6)に代入し、式(5)、(6)からオイラパラメー
タ（△ρ₁、△ρ₂、△ρ₃、△ρ₄）を計算し、これを
式(4)の右辺に代入して逐次的に〔〓C_B〕を計算す
る。

以上述べたことから明らかなように、この発明
による姿勢決定方式によれば、まず慣性センサデ
ータを参照して、所定のガスジエツトを噴射し衛
星を一定速度で回転させ、つぎに、回転に伴つて
太陽センサデータが得られる状態になつたら、太
陽センサデータを用いて所定の機軸（本実施例で
は−X_B軸）を太陽方向へ向ける制御を行う。−X_B
軸が太陽方向と一致するように制御した後、恒星
同定に基づいて得られる恒星観測時刻での姿勢
と、慣性センサデータを用いて得られる恒星同定
処理期間の姿勢の変化分を結合して姿勢が決定で
きる。即ち従来困難であつた姿勢初期決定の問題
が解決され、軌道上で自律的に精度の高い姿勢決
定を行うシステムが実現できる。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明による姿勢決定系の構成概念
を示す図、第２図は太陽捕捉制御系の構成を示す
概念図、第３図は太陽センサによる太陽方向と機
軸方向のなす角度の関係の観測概念を示す図、第
４図は、X_B軸方向に取付けた恒星センサによる
恒星観測の概念を示す図、第５図は逐次的姿勢変
化計算の過程における前段階姿勢と現時点の姿勢
との関係を説明する図であり、１は太陽センサ、
２は太陽捕捉制御装置、３はガスジエツト、４は
恒星センサ、５は恒星同定処理用計算装置、６は
恒星データベース、７は慣性センサ、８はオイラ
パラメータ積分用計算装置、９は姿勢系用計算装
置、１０は計算機、１１は推力弁制御回路、１２
は終了信号発生器、１３は人工衛星本体、１４は
スリツト、１５は太陽電池素子、１６は遮光マス
ク、１７は極性検出用太陽電池素子である。な
お、図中同一あるいは相当部分には同一符号を付
して示してある。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １ 太陽センサによつて測定した所定の衛星機軸
   と太陽方向とのなす角度、および慣性センサで測
   定した衛星機軸回りの回転角速度を入力として、
   所定の衛星機軸を太陽方向と一致するように制御
   するための制御信号を発生する太陽捕捉制御装置
   と、上記太陽捕捉制御装置からの出力信号を入力
   としてバルブを開閉し推薬を噴射するガスジエツ
   トと、上記太陽捕捉制御装置からの太陽捕捉終了
   信号および恒星センサによつて測定した恒星座標
   観測値および恒星データベース中の恒星カタログ
   を入力として、観測恒星とカタログ恒星を同定す
   る恒星同定処理装置と、慣性センサによつて測定
   した衛星機軸回りの回転角速度を入力として衛星
   の相対的な姿勢変化量を計算するオイラパラメー
   タ積分用計算装置と、上記恒星同定処理用計算装
   置およびオイラパラメータ積分用計算装置からの
   出力信号を入力として人工衛星の姿勢を計算する
   姿勢計算用計算装置とを備え、上記計算装置の出
   力信号を上記恒星同定処理用計算装置にフイード
   バツクするように構成した計算機を人工衛星に搭
   載し、人工衛星の姿勢決定値および角速度を出力
   するようにしたことを特徴とする人工衛星の姿勢
   決定方式。