JPH0229966B2 - - Google Patents
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- JPH0229966B2 JPH0229966B2 JP58243218A JP24321883A JPH0229966B2 JP H0229966 B2 JPH0229966 B2 JP H0229966B2 JP 58243218 A JP58243218 A JP 58243218A JP 24321883 A JP24321883 A JP 24321883A JP H0229966 B2 JPH0229966 B2 JP H0229966B2
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- sensor
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- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 26
- 235000019892 Stellar Nutrition 0.000 claims description 21
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 7
- 101100110009 Caenorhabditis elegans asd-2 gene Proteins 0.000 description 5
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 230000001174 ascending effect Effects 0.000 description 2
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 2
- 238000000691 measurement method Methods 0.000 description 2
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Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
この発明は、特に地球指向三軸姿勢制御衛星の
姿勢角測定装置に関する。
姿勢角測定装置に関する。
地球観測衛星や通信衛星では衛星に搭載したア
ンテナや観測機器の所定の軸を地球方向へ向ける
ために、衛星の所定の軸を常に地球中心方向へ指
向させることが必要となる。
ンテナや観測機器の所定の軸を地球方向へ向ける
ために、衛星の所定の軸を常に地球中心方向へ指
向させることが必要となる。
姿勢角計算装置は、地球中心方向及び軌道面垂
直方向と衛星機軸座標のなす角度関係を測定する
ものであり、これを用いて、制御回路は例えばこ
の姿勢角が零となるように人工衛星の姿勢を制御
することによつて、衛星の機軸方向を常に目標姿
勢状態に保つことができる。
直方向と衛星機軸座標のなす角度関係を測定する
ものであり、これを用いて、制御回路は例えばこ
の姿勢角が零となるように人工衛星の姿勢を制御
することによつて、衛星の機軸方向を常に目標姿
勢状態に保つことができる。
まず、従来の姿勢角測定方法について簡単に説
明する。従来開発されているこの種の姿勢角測定
方法は、第1図に示すように地球センサを用い
て、軌道座標(X0,Y0,Z0)に対し、地球Aの
中心Z0方向と衛星機軸ZB方向との相対的な偏差
(φ,θ)を検出していた。さらに詳しくはXB軸
回りの回転角即ちロール角φはセンサ視野B1,
B2による地球走査巾の差から、またYB軸回り
の回転角即ちピツチ角θは基準パルス(基準パル
ス発生方向C)の走査パルス中心からのズレから
検出するものであつた。しかしながら、前記した
従来の方法では衆知のように、ZB軸回りの回転に
よる偏差即ちヨー角Ψが測定できないという欠点
があつた。そこでその他の従来例では、この欠点
を克服するために、ヨー角ψの測定に恒星センサ
を用いる方法が提案されている。
明する。従来開発されているこの種の姿勢角測定
方法は、第1図に示すように地球センサを用い
て、軌道座標(X0,Y0,Z0)に対し、地球Aの
中心Z0方向と衛星機軸ZB方向との相対的な偏差
(φ,θ)を検出していた。さらに詳しくはXB軸
回りの回転角即ちロール角φはセンサ視野B1,
B2による地球走査巾の差から、またYB軸回り
の回転角即ちピツチ角θは基準パルス(基準パル
ス発生方向C)の走査パルス中心からのズレから
検出するものであつた。しかしながら、前記した
従来の方法では衆知のように、ZB軸回りの回転に
よる偏差即ちヨー角Ψが測定できないという欠点
があつた。そこでその他の従来例では、この欠点
を克服するために、ヨー角ψの測定に恒星センサ
を用いる方法が提案されている。
即ち第2図に示すように、視野1方向が常に北
極方向を向くような機軸(一)YB方向に取付けた恒
星センサによつて北極星2を検出する。恒星セン
サ視野1内の北極星2の座標を(z,x)とした
とき、いま、ロール偏差φ及びピツチ偏差θが常
に零で且つ、軌道傾斜が零の静止軌道であれば、
ヨー角ψが、 Ψ=x−(π/2−Ep)sinα (1) で与えられる。但し、Epは北極星2の赤緯、α
は人工衛星位置の赤経から北極星2の赤経を差引
いて与えられる。しかし、実際の人工衛星では
φ、θ及び軌道傾斜を同時に零とすることは困難
であるので、恒星測値(z,x)にこれらのφ、
θ及び衛星の軌道条件が重畳して分離できない。
従つて、ヨー角ψを精度よく測定することができ
ないという欠点があつた。
極方向を向くような機軸(一)YB方向に取付けた恒
星センサによつて北極星2を検出する。恒星セン
サ視野1内の北極星2の座標を(z,x)とした
とき、いま、ロール偏差φ及びピツチ偏差θが常
に零で且つ、軌道傾斜が零の静止軌道であれば、
ヨー角ψが、 Ψ=x−(π/2−Ep)sinα (1) で与えられる。但し、Epは北極星2の赤緯、α
は人工衛星位置の赤経から北極星2の赤経を差引
いて与えられる。しかし、実際の人工衛星では
φ、θ及び軌道傾斜を同時に零とすることは困難
であるので、恒星測値(z,x)にこれらのφ、
θ及び衛星の軌道条件が重畳して分離できない。
従つて、ヨー角ψを精度よく測定することができ
ないという欠点があつた。
この発明は、衛星の姿勢を精度良く制御するた
めに必要となる姿勢角の測定装置に関し、地上局
コマンドに基づいて計算した軌道座標と地球セン
サデータを用いて、恒星センサデータを処理し、
所望のヨー角を出力するように構成した姿勢角計
算装置を提供しようとするものである。
めに必要となる姿勢角の測定装置に関し、地上局
コマンドに基づいて計算した軌道座標と地球セン
サデータを用いて、恒星センサデータを処理し、
所望のヨー角を出力するように構成した姿勢角計
算装置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。
る。
第3図はこの発明による姿勢角計算装置の構成
概念を示す図である。
概念を示す図である。
図において、3は地球センサ、4は軌道座標計
算部、5は恒星センサ、6は恒星ベクトル計算
部、7はヨー角計算部、8は姿勢角計算装置、S
はコマンド信号ON/OFFスイツチである。
算部、5は恒星センサ、6は恒星ベクトル計算
部、7はヨー角計算部、8は姿勢角計算装置、S
はコマンド信号ON/OFFスイツチである。
このような構成において、軌道座標計算部4は
地上局からのコマンド信号として伝送された軌道
情報Dを用いて、任意時刻での人工衛星の軌道座
標を計算する。恒星ベクトル計算部6は恒星セン
サ5データを入力として、衛星機軸座標に対する
恒星方向の単位ベクトルを計算する。ヨー角計算
部7は上記軌道座標計算部4で与えられる軌道座
標と、上記恒星ベクトル計算部6で与えられる観
測恒星の単位ベクトルと、地球センサ3データと
を入力として軌道座標に対する衛星機軸座標のヨ
ー角を計算し出力する。
地上局からのコマンド信号として伝送された軌道
情報Dを用いて、任意時刻での人工衛星の軌道座
標を計算する。恒星ベクトル計算部6は恒星セン
サ5データを入力として、衛星機軸座標に対する
恒星方向の単位ベクトルを計算する。ヨー角計算
部7は上記軌道座標計算部4で与えられる軌道座
標と、上記恒星ベクトル計算部6で与えられる観
測恒星の単位ベクトルと、地球センサ3データと
を入力として軌道座標に対する衛星機軸座標のヨ
ー角を計算し出力する。
以下、姿勢角計算装置8を構成する各構成要素
の詳細について第4図を用いて説明する。
の詳細について第4図を用いて説明する。
なお、以下の説明では地球指向静止三軸衛星の
姿勢角測定を想定する。
姿勢角測定を想定する。
まず、軌道座標計算部4について説明する。第
4図は、慣性空間座標(XI,YI,ZI)に対する
軌道座標(X0,Y0,Z0)の関係を与える数学モ
デルを示す図である。地上コマンドによる軌道情
報Dとして、時刻t0での昇交点赤経Ω、軌道傾斜
i、周期J及び昇交点離角f0を想定する。このと
き軌道座標は次式で与えられる。
4図は、慣性空間座標(XI,YI,ZI)に対する
軌道座標(X0,Y0,Z0)の関係を与える数学モ
デルを示す図である。地上コマンドによる軌道情
報Dとして、時刻t0での昇交点赤経Ω、軌道傾斜
i、周期J及び昇交点離角f0を想定する。このと
き軌道座標は次式で与えられる。
つぎに、恒星ベクトル計算部6について説明す
る。光軸YSが第2図に示すように−YB軸と一致
するように、恒星センサ5を人工衛星に搭載す
る。恒星センサ4の恒星検出レベルを3等星程度
より明るい星に設定し、センサ視野角を4゜×4゜程
度にすれば、地球指向静止衛星の場合恒星センサ
4は常に北極星2だけを検出するようにすること
ができる。
る。光軸YSが第2図に示すように−YB軸と一致
するように、恒星センサ5を人工衛星に搭載す
る。恒星センサ4の恒星検出レベルを3等星程度
より明るい星に設定し、センサ視野角を4゜×4゜程
度にすれば、地球指向静止衛星の場合恒星センサ
4は常に北極星2だけを検出するようにすること
ができる。
恒星センサ4によつて観測した恒星座標をz,
xとすると、衛星機軸座標XB,YB,ZBに対する
恒星(この場合北極星2)方向の単位ベクトル$
(f)は、次式で与えられる。
xとすると、衛星機軸座標XB,YB,ZBに対する
恒星(この場合北極星2)方向の単位ベクトル$
(f)は、次式で与えられる。
$(f)=S2=S1
S2
S3 〔BCS〕cosZ・sinX
cosZ・sinX
sinZ (4)
但し、〔BCS〕は恒星センサ座標系と衛星機軸座標
の関係を与える座標変換行列であり、予め既知と
できる。
の関係を与える座標変換行列であり、予め既知と
できる。
ヨー角計算部7は、上記式(2)による〔0CI〕と、
上記式(4)による恒星方向単位ベクトルと、地球セ
ンサ3によつて観測した(ロール角、ピツチ角)
=(φ(t)、θ(t))とを入力として、次式によ
り、ヨー角ψを計算する。
上記式(4)による恒星方向単位ベクトルと、地球セ
ンサ3によつて観測した(ロール角、ピツチ角)
=(φ(t)、θ(t))とを入力として、次式によ
り、ヨー角ψを計算する。
sinΨ=(S2b1−a3b1−S3b2+a2b3)/(a1b
1−a2b2)(5) 但し a1=−SC 1cosφ(t) a2=SC 2cosφ(t) a3=SC 3sinφ(t) b1=SC 1sinθ(t)−SC 2sinφ(t)cosθ(t) b2=SC 1sinφ(t)cosθ(t)+SC 2sinθ(t) b3=SC 3cosφ(t)cosθ(t) (6) SC 1 SC 2 SC 3=〔0CI〕cosRAScosDIS sinRAScosDIS sinDIS 式(7)の(RAS、DIS)は恒星センサ4によつて
観測している恒星(この例では北極星2)の(赤
経、赤緯)であり、既知とできる。
1−a2b2)(5) 但し a1=−SC 1cosφ(t) a2=SC 2cosφ(t) a3=SC 3sinφ(t) b1=SC 1sinθ(t)−SC 2sinφ(t)cosθ(t) b2=SC 1sinφ(t)cosθ(t)+SC 2sinθ(t) b3=SC 3cosφ(t)cosθ(t) (6) SC 1 SC 2 SC 3=〔0CI〕cosRAScosDIS sinRAScosDIS sinDIS 式(7)の(RAS、DIS)は恒星センサ4によつて
観測している恒星(この例では北極星2)の(赤
経、赤緯)であり、既知とできる。
以上、のべたようにこの方法は軌道座標計算部
4の出力〔0CI〕を式(7)に代入して、〔SC 1、SC 2、
SC 3〕を求め、これと、地球センサ3によつて従来
と全く同じ方法で測定した(φ、θ)とを式(6)に
代入して、ai,bi(i=1,2,3)を計算し、
このai、biと、恒星ベクトル計算部6で計算した
単位ベクトル$(f)の成分S2,S3とを式(5)に代
入して、所望のヨー角ψを計算できる。
4の出力〔0CI〕を式(7)に代入して、〔SC 1、SC 2、
SC 3〕を求め、これと、地球センサ3によつて従来
と全く同じ方法で測定した(φ、θ)とを式(6)に
代入して、ai,bi(i=1,2,3)を計算し、
このai、biと、恒星ベクトル計算部6で計算した
単位ベクトル$(f)の成分S2,S3とを式(5)に代
入して、所望のヨー角ψを計算できる。
以上述べたことから明らかなように、この発明
による姿勢角計算装置8は(φ、θ)が零近傍で
あるか、また、衛星の軌道傾斜iが零近傍である
かに関係なく、恒星センサ4データを用いて十分
精度良く人工衛星のヨー角を計算し、出力するこ
とができる利点を有する。
による姿勢角計算装置8は(φ、θ)が零近傍で
あるか、また、衛星の軌道傾斜iが零近傍である
かに関係なく、恒星センサ4データを用いて十分
精度良く人工衛星のヨー角を計算し、出力するこ
とができる利点を有する。
第1図は、地球センサによるロール、ピツチ角
測定の概念を示す図、第2図は、恒星センサによ
るヨー角測定の概念を示す図、第3図は、この発
明の一実施例を示す姿勢角計算装置の構成概念を
示す図、第4図は、慣性空間座標と軌道座標の関
係を示す数学モデル図である。 図において1は恒星センサ視野、2は北極星、
3は地球センサ、4は軌道座標計算部、5は恒星
センサ、6は恒星ベクトル計算部、7はヨー角計
算部、8は姿勢角計算装置である。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。
測定の概念を示す図、第2図は、恒星センサによ
るヨー角測定の概念を示す図、第3図は、この発
明の一実施例を示す姿勢角計算装置の構成概念を
示す図、第4図は、慣性空間座標と軌道座標の関
係を示す数学モデル図である。 図において1は恒星センサ視野、2は北極星、
3は地球センサ、4は軌道座標計算部、5は恒星
センサ、6は恒星ベクトル計算部、7はヨー角計
算部、8は姿勢角計算装置である。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)
- 1 地上局からのコマンド信号として送信された
軌道情報を入力として、軌道座標を計算する軌道
座標計算手段と、人工衛星に仮想的に設定した所
定の機軸と地球中心方向との偏差を測定する地球
センサと、視野内の恒星座標を測定する恒星セン
サと、上記恒星センサからの出力信号を入力して
衛星機軸座標に対する恒星方向の単位ベクトルを
計算する恒星ベクトル計算手段と、上記地球セン
サと軌道座標計算手段及び恒星ベクトル計算手段
からの出力信号を入力して、軌道座標に対する衛
星機軸座標のヨー姿勢角を計算するヨー角計算手
段とを具備したことを特徴とする人工衛星の姿勢
角計算装置。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP58243218A JPS60135400A (ja) | 1983-12-23 | 1983-12-23 | 人工衛星の姿勢角計算装置 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP58243218A JPS60135400A (ja) | 1983-12-23 | 1983-12-23 | 人工衛星の姿勢角計算装置 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS60135400A JPS60135400A (ja) | 1985-07-18 |
JPH0229966B2 true JPH0229966B2 (ja) | 1990-07-03 |
Family
ID=17100579
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP58243218A Granted JPS60135400A (ja) | 1983-12-23 | 1983-12-23 | 人工衛星の姿勢角計算装置 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPS60135400A (ja) |
-
1983
- 1983-12-23 JP JP58243218A patent/JPS60135400A/ja active Granted
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPS60135400A (ja) | 1985-07-18 |
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