JPH03125698A - 宇宙機搭載用制御装置 - 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】 ［発明の目的］ （産業上の利用分野） この発明は、例えば人工衛星等の宇宙機に搭載され、該
宇宙機の本体姿勢を三軸まわりに安定化する姿勢制御装
置と、宇宙機に搭載された通信アンテナ等の機器を所定
の方向に指向制御する指向制御装置とを総括的にコント
ロールする宇宙機搭載用制御装置に関する。

（従来の技術） 周知のように、人工衛星等の宇宙機にあ−】では、通信
アンテナ等の搭載機器を宇宙機本体の姿勢精度よりも高
い精度で指向させる必要がある場合や、指向目標が時間
的に変化する場合があるので、本体姿勢制御を行なう姿
勢制御装置とは別に当該機器を指向制御する指向制御装
置を備えている。この場合、制御系の干渉を回避するた
め、それぞれの制御帯域を十分能して設計している。し
かしながら、このような手法では指向制御すべき宇宙機
搭載機器が大型化した場合、機器を指向させるための駆
動装置に対して大幅な能力向上が要求され、これによっ
て重量及び電力の増大が余儀なくされる。

このようなことから、従来より宇宙機本体の姿勢制御と
機器の指向制御との力学的干渉を緩和する制御装置が数
多く案出されている。

第３図に従来の人工衛星における姿勢制御とアンテナ指
向制御との力学的干渉緩和を補償した制御装置の構成を
示す。第３図において、１１は姿勢制御部、１２はアン
テナ指向制御部、１３は衛星ダイナミクスである。

まず、本体姿勢が安定している状態で、衛星に対して外
乱トルクＴＥが作用すると、ダイナミクス１３では外乱
トルク成分子Ｅを積分しく　１　／　ｓ　）、これを慣
性能率！で除算した角速度θＢをさらに積分した（１／
ｓ）衛星の姿勢角度θＢが本体姿勢誤差角となる。

姿勢制御部１１は地球センサＩｌｌによってこの誤差角
θＢを検知し、地球センサ信号閉ループ処理部１１２で
誤差角θＢを修正するためのモーメンタムコマントＨＷ
Ｃを生成し、ホイール１１３によってそのコマンドＩ（
ｗｃに対応するホイールモーメンタムＨＷを発生する。

このホイールモーメンタムＨＷはダイナミクス１３に作
用する外乱トルクＴＥの積分値に対して逆方向に働く。

このため、衛星に生じた外乱トルクＴＥによる姿勢変化
を抑圧することができる。

一方、アンテナの指向が安定している状態で目標角度θ
ＲＥＦが変化すると、ダイナミクス部１３にてｌ」標角
度θＲＥＦと衛星姿勢角θ８及びアンテナ駆動角θＡＰ
Ｍとの差がアンテナ指向誤差角θ４となって現れる。ア
ンテナ指向制御部１２はＲＦセンサ１２１によってこの
誤差角θ８を検知し、ＲＦセンサ信号閉ループ処理部１
２２で誤差角θ８を修正するための角速度コマンドωＡ
’　Ｐ　Ｍを生成し、アンテナ駆動装置１２３から対応
する駆動信号θＡＰＭを送出して、ダイナミクスＩ３の
アンテナ回転用モータ（１／　ｓ　）を駆動する。この
モータによるアンテナ駆動角度θＡＰＭは目標角度変化
分を補償するように逆方向に働く。このため、目標角度
変化によるアンテナ指向角度変化を抑圧することができ
る。

ここで、上記のように姿勢制御、アンテナ指向制御を行
なうと相互間で影響し合うため、このままでは高精度の
制御を行なうことができなくなる。

つまり、グイナミクス１３において、衛星姿勢誤差角θ
Ｂがアンテナ指向制御ループに加わり、アンテナ駆動信
号骨θＡＰＭが係数■いをもって姿勢制御ループに加わ
ることになる。

そこで、ここでは姿勢制御ループで得られた地球センサ
１１１の検出出力をアンテナ指向制御部１２に送り、ア
ンテナ指向目標角推定部１４で推定される目標角推定値
θＲＥＦとの差を求め、この差を本体姿勢誤差角補償部
１５で補償値（衛星が動いた角速度に相当する）θＡＰ
Ｍを算出する。本体姿勢誤差角補償部Ｉ５の働きは基本
的には微分器であり、その出力信号θＡＰＭによりアン
テナ駆動装置　１２３の角速度コマンドωＡＰＭを修正
して、駆動信号θ＾ＰＭを逆方向に変化させるようにし
ている。これによって本体姿勢誤差角θＢがアンテナ指
向誤差角θいに及ぼす影響を、ＲＦセンサ１２１を用い
た閉ループ制御によることなく除去することを試みてい
る。また、本体姿勢誤差角補償部１５の出力θＡＰＭを
姿勢補償部１６に入力してアンテナ駆動装置１２３が与
える影響を推定し、この推定値を姿勢制御部１１のモー
メンタムホイール１、１３に対するモーメンタムコマン
トに加え、これによって■いの影響を補償することを試
みている。

しかし、上記構成による従来の制御装置では、制御系全
体が連続系で構成されている場合には有効であるが、現
在のように制御装置がデジタル方式で構成され、本体の
姿勢制御装置よりも指向制御装置の制御周期が長い場合
には、補償部が指向制御装置内にあるため、力学的干渉
に対する良好な補償が困難である。

（発明が解決しようとする課題） 以上述べたように従来の宇宙機搭載用制御装置では、本
体の姿勢制御と機器の指向制御の力学的干渉緩和のため
の補償部が指向制御装置内にあり、特にデジタル方式で
構成されているため、指開制御周期が姿勢制御周期より
も長い場合には良好な補償が困難であった。

この発明は上記の課題を解決するためになされたもので
、姿勢制御装置、指向制御装置がいずれもデジタル方式
で構成されていても、各制御の力学的干渉緩和を容易に
かつ効果的に補償し得る宇宙機搭載用制御装置を提供す
ることを目的とする。

［発明の構成コ （課題を解決するための手段） 上記目的を達成するためにこの発明に係る宇宙機搭載用
制御装置は、宇宙機本体の本体姿勢角又はレートを検出
し、この本体姿勢角又はレートに基づいて本体の姿勢を
所定方向に制御する姿勢制御部と、前記本体に搭載され
る機器を前記姿勢制御部の制御周期よりも長い周期で目
標方向に指向させる指向制御部と、前記姿勢制御部で得
られる本体姿勢角又はレートを用いて前記指向制御部で
の指向目標角推定値との差を求め、この差の値に基づい
て前記姿勢制御部及び指向制御部の制御ループ利得を制
御することにより、前記姿勢制御部及び指向制御部の力
学的干渉を緩和する補償部とを備え、前記補償部を前記
姿勢制御部内に設け、この制御部の制御周期で補償部を
駆動するようにしたことを特徴とする。

（作　用） 上記構成の宇宙機搭載用制御装置では、補償部を制御周
期の短い姿勢制御部側に設け、この制御部の制御周期で
補償部を駆動するようにして、補償周期の実際の本体姿
勢角又はレートとの差を最大でも姿勢制御周期とし、本
体姿勢制御と機器指向制御との力学的干渉を容易かつ効
果的に緩和する。

（実施例） 以下、第１図及び第２図を参照してこの発明の一実施例
を説明する。但し、第１図において第３図と同一部分に
は同一符号を付して示し、ここでは異なる点について説
明する。

第１図はその構成を示すもので、この制御装置では、本
体姿勢誤差角補償部１５及び姿勢補償部１６を姿勢制御
部ｌｌ側に設けて構成される。アンテナ指向目標角推定
部１４からの推定値θＲＥｐは姿勢制御部１１へ送られ
、地球センサ１１１の検出出力から減算処理されて本体
姿勢誤差角補償部１５に入力される。本体姿勢誤差角補
償部１５の出力は姿勢補償部１６に入力されて、アンテ
ナ駆動装置１２３が与える影響の推定値となり、姿勢制
御部１１のモーメンタムホイール１１３に対するモーメ
ンタムコマントに加えられる。さらに、この本体姿勢誤
差角補償部１５の出力θＡＰＭはアンテナ指向制御部１
３に送られて、アンテナ駆動装置１２３の角速度コマン
ドωＡＰＭの修正に供される。

すなわち、上記構成の制御装置では、制御周期の短い方
（現在の人工衛星では姿勢制御部の方が短い）に補償部
１５．１６を含めている。この場合、補償信号の実際の
本体姿勢角又はレートとの差は最大でも姿勢制御周期ま
でとなる。

第２図を参照して、補償動作について第３図の従来装置
の場合と比較して説明する。

第２図において、（ａ）図は姿勢制御部１１のクロック
タイミング、（ｂ）図はアンテナ制御部１２のクロック
タイミングを示している。一般の人工衛星では、アンテ
ナ指向制御部１２の制御周期は本体姿勢制御部１１の制
御周期の約２倍に設定されている例がある。いま、本体
姿勢角θＢが（ｃ）図のように変化したとすると、本体
姿勢角又はレートは（ｄ）図のようになる。したがって
、従来のように本体姿勢誤差角補償部１５、姿勢補償部
１６がアンテナ指向制御部１２内にある場合、その補償
出力θＡＰＭは本来（ｄ）図に示す本体姿勢角又はレー
トを逆にした特性になるべきところ、（ｂ）図のアンテ
ナ指向制御用クロックに基づいて生成されるため、（ｅ
）図に示すようになる。同様に姿勢補償部１６の補償出
力ＨＡも（ｆ）図に示すようになる。

これに対し、本願の装置では、本体姿勢誤差角補償部１
５、姿勢補償部１Ｂが本体姿勢制御部１１内にあり、上
記のアンテナ指向制御部１２のクロックより周期の短い
姿勢制御部位１１のクロックを用いるため、本体姿勢誤
差角補償部１５、姿勢補償部１６の各出力θＡ　Ｐ　Ｍ
　＋　ＨＡはそれぞれ（ｇ）図、（ｈ）図のようになり
、補償信号の実際の本体姿勢角又はレートとの差は、（
ｄ）図と比較して明らかなように、最大でも姿勢制御周
期となる。

しまたがって、上記構成の制御装置は、本体姿勢制御と
アンテナ指向制御との力学的干渉を容易にかつ効果的に
低減することができる。

口発明の効果］ 以上のようにこの発明によれば、姿勢制御装置、指向制
御装置がいずれもデジタル方式で構成されていても、各
制御の力学的干渉緩和を容易にかつ効果的に補償し得る
宇宙機搭載用制御装置を提供することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明に係る宇宙機搭載用制御装置の一実施
例を示すブロック図、第２図は同実施例の補償動作を説
明するためのタイミング図、第３図は従来の宇宙機搭載
用制御装置の構成を示すブロック図である。 １１・・・本体姿勢制御部、１１１・・・地球センサ、
１１２・・・地球センサ閉ループ処理部、１１３・・・
モーメンタムホイール、１２・・アンテナ指向制御部、
１２１・・・ＲＦセンサ、１２２・・・ＲＦセンサ信号
閉ループ処理部、１３・・・ダイナミクス部、１４・・
・アンテナ指向目標推定部、１５・・・本体姿勢誤差角
補償部、１６・・・姿勢補償部。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 宇宙機本体の本体レートを検出し、この本体姿勢角又は
   レートに基づいて本体の姿勢を所定方向に制御する姿勢
   制御部と、前記本体に搭載される機器を前記姿勢制御部
   の制御周期よりも長い周期で目標方向に指向させる指向
   制御部と、前記姿勢制御部で得られる本体姿勢角又はレ
   ートを用いて前記指向制御部での指向目標角推定値との
   差を求め、この差の値に基づいて前記姿勢制御部及び指
   向制御部の制御ループ利得を制御することにより、前記
   姿勢制御部及び指向制御部の力学的干渉を緩和する補償
   部とを備える宇宙機搭載用制御装置において、前記補償
   部を前記姿勢制御部内に設け、この制御部の制御周期で
   補償部を駆動するようにしたことを特徴とする宇宙機搭
   載用制御装置。