JPH03176704A - 宇宙飛翔体の姿勢制御方法 - 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】 〔産業上の利用分野〕 この発明は宇宙飛翔体の姿勢制御方法に関するものであ
る。

〔従来の技術〕

以下、１軸１わシ姿勢制御系を例にとシ説明する。第３
図は従来の宇宙飛翔体の姿勢制御方式を示すブロック図
であ１１図にかいて（０は宇宙飛翔体の姿勢を検出する
ための姿勢センサ、（２）はこの姿勢センサの出力をも
とに宇宙飛翔体を姿勢するために必要な制御トルクを計
算する制御トルクコマンド計算部、（３）はこの制御ト
ルクコマンド計算部の出力に応じてアクチュエータを駆
動するためのアクチュエータ駆動回路、（４）はこの駆
動回路によって駆動されるアクチュエータ、（５）は宇
宙飛翔体ダイナミクスである。通常、宇宙飛翔体の姿勢
センサｆｉ＋としては、地球センサ、太陽センサ、スタ
ーセンサ等の光学センサ、及び宇宙飛翔体の角速度を検
出するジャイロ等が用いられる。制御トルクコマンド計
算部（２）では、上記姿勢センサの出力をもとに必要に
応じて姿勢決定フィルタを設け。

比例＋微分補償のような姿勢安定化補償を行なうととも
に柔軟構造物による振動モードの安定化のためのフィル
タ計算を行なう。制御トルクコマンド計算部（２）はア
ナログ回路または搭載計算機のどちらでも実現可能であ
るが計算機の小型、軽量化に伴い搭載計算機を使用する
ケースが多くなっている。宇宙飛翔体で使用されるアク
チュエータ（４）としでは、ホイール、コントロールモ
ーメンタムジャイロ、スラスタ等が代表的なものである
が。

このうちスラスタはオン／オフ制御で使用するため非線
形性が強く、また実効推力が発生する１での遅れ時間が
太きい等の問題がある。このような従来の姿勢制御方式
を適用した制御系では、外乱トルクが小さく、高精度の
姿勢制御及び速い応答特性が要求されない時は、クロス
オーバ周波数を低くすることで、センサ、アクチュエー
タ等の遅れによる柔軟構造物の振動モード等の高周波数
領域で系の不安定化を防ぐようにしている。

〔発明が解決しようとする課題〕

ところが上記のような従来の姿勢制御方式を適用した系
では、外乱トルクが大きくなシかつ高精度の姿勢制御が
要求されるようになっても、センサ、アクチュエータ等
の時間遅れによりフロスオーバ周波数を高くあげること
ができないため、要求条件を満足することができなくな
るという問題点があった。

この発明は上記のような課題を解消するためになされた
もので、センサ及びアクチュエータ等に遅れがあっても
、柔軟構造物の振動モード等の高周波数領域で系を不安
定にすることなしにクロスオーバ周波数を高くし高精度
の姿勢制御を実現できる姿勢制御方法を得ることを目的
とするものである。

〔課題を解決するための手段〕

この発明に係る宇宙飛翔体の姿勢制御方法は。

センサ出力予測信号を得るための宇宙飛翔体ダイナミク
スモデルと、上記センサ出力予測信号を入力としてセン
サ出力推定信号を作りだすためのセンサ、アクチュエー
タモデルと、上記センサ出力推定信号とセンサ出力を比
較するための比較器と。

その比較器の出力をもとに補正信号を作るためのフィル
タ補償要素と、加算器とを設けたものである。

〔作用〕

この発明ｉｃｂける宇宙飛翔体の姿勢制御方法は。

宇宙飛翔体ダイナミクスモデルを設け、このモデルに制
御トルクコマンドまたは制御トルクコマンドに補正信号
を加算した信号を入力しセンサ出力予測信号を作ジだし
、この予測信号を姿勢推定信号として制御トルクコマン
ド計算部にフィードフォワードすると同時に、モデル化
の誤差、外乱等の要因で上記姿勢推定信号が実際にとる
べき値からずれていくのを防ぐために、上記センサ出力
予測信号をもとにセンサ、アクチュエータモデルにより
センサ出力推定信号を作ジ、この信号と実際のセンサ出
力信号を比較して補正信号を作り、上記センサ出力予測
信号に加算して姿勢推定信号とするか、もしくは、上記
補正信号を制御トルクコマンド信号に加算して、宇宙飛
翔体ダイナミクスモデルの入力信号とすることで、セン
サ出力予測信号を補正する。

〔実施例〕

第１図は、この発明による姿勢制御方法の−実り例を示
すブロック図であ＃）、図中（１１〜（５）は従来の姿
勢制御方式を適用した第３図のブロック図と全く同一の
ものである。この発明でＦｉ、姿勢センサ、アクチュエ
ータの遅れにより姿勢推定信号が遅れないようにするた
めに、宇宙飛翔体ダイナミクスモデル（６）、アクチュ
エータモデル（７１，姿勢センサモデル（８）、比較器
（９）、補正信号計算部ａα、及び加算器αＤを新規に
設けている。

宇宙飛翔体ダイナ□クスモデル（６）は、制御トルクコ
マンド計算部ｆ２）の出力をもとに、姿勢センサ出力の
予測信号を得るためのものである。このモデルには姿勢
センサ及びアクチュエータの遅れモデルが含１れでいな
りので、その出力信号は実際の姿勢センサ（りの出力よ
りも時間的に進んだ予測信号となる。このためこの信号
を制御トルクコマンド計算部（２）の入力信号として使
用すれば、姿勢センサ、アクチュエータの遅れによる不
安定化現象が発生しなくなる。ところが上記姿勢センサ
出力予測信号は、ダイナミクスモデルのモデル化誤差、
外乱等の要因で実際の姿勢センサ出力予測値から次第に
ずれてゆく可能性がある。このためには実際の姿勢セン
サ（＋１の出力をフィードバックして姿勢センサ出力推
定信号と比較し、上記姿勢センサ出力予測信号を補正す
る必要がある。アクチュエータモデル（７１，及び姿勢
センサモデル（８）ば。

上記姿勢センサ出力予測信号から現時点での姿勢センサ
出力を推定するためのもので、この推定信号は、比較器
（９）により実際の姿勢センサｔｌ）の出力と比較され
る。比較器（９）の出力は、補正信号計算部ＱＧに入力
され実際の姿勢センサ出力と推定信号の差がゼロになる
ように姿勢センサ出力予測信号を補正する信号を出力す
る。補正信号計算部ααとしては通常比例プラス積分の
補償要素を使用する。

加算器（１９は、上記補正信号と姿勢センサ出力予測信
号を加算し、姿勢推定信号を作りだすためのものである
。また比較器（９）の出力は、必要に応じて第１図に示
すように、宇宙飛翔体ダイナミクスモデル（６）にフィ
ードバックし姿勢センサ出力予測信号が一方向にドリフ
トしてゆくのを防止するためにも使用される。

第２図は、この発明による姿勢制御方式のもう一つの実
施例を示すブロック図であう、構成要素は第１図の実施
例と基本的に同じである。第２図の実施例が第１図の実
施例と異ｉるところは宇宙飛翔体ダイナミクスモデル（
６）への入力が補正信号計算部Ｕの出力と制御トルクコ
マンド計算部（２）の出力を加算した信号となっている
こと及び制御トルクコマンド計算部１２１への入力が宇
宙飛翔体ダイナミクスモデル（６）の出力である姿勢セ
ンサ出力予測信号となっているところである。この実地
例の場合は、姿勢センサ出力予測信号が実際にとるべき
値からずれてゆくのを補正するために、実際の姿勢セン
サ出力と姿勢センサ推定信号を比較し。

その差がゼロになるように補正信号計算部αＯから補正
信号を発生し、宇宙飛翔体ダイナミクスモデル（６）の
入力を調整する。その他の機能は基本的に第１図の実施
例と同じである。

以上述べたようにして姿勢推定信号を作ると。

この推定信号は姿勢センサ及びアクチュエータの時間遅
れの影響を直接受けないので、姿勢センサ及びアクチュ
エータ等の時間遅れによる不安定化現象が発生しなくな
る。

なかここではセンサとして姿勢センサを例にとって説明
したが、加速度計等の柔軟構成物の変位。

速度、加速度を検出するセンサを用いた場合に対しても
同様にしてこの発明を適用することができる。捷た制御
トルクコマンド計算部を搭載計算機で実現し、大きなサ
ンプリング周期を使用する場合も、サンプリングによる
遅れを等確約なセンサ。

アクチュエータの遅れと見なして同様な扱すをすること
ができる。

また、上記実施例では制御トルクコマンド計算部への入
力として上記姿勢推定信号のみ使用する場合を考えたが
、その信号に加えて姿勢センサ出力値も入力して２つの
信号を組み合わせて使用する場合もこの発明の一変形例
であシ、上記実施例と同様の効果を奏する。

〔発明の効果〕

以上のように、この発明によればセンサ及びアクチュエ
ータの遅れの影響を直接受けない姿勢推定信号が得られ
るので、クロスオーバ周波数ヲ高（選ぶことができ、大
きな外乱に対しても高精度の姿勢制御を実現できるとい
う効果がある。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明の一実施例を示すブロック図。 第２図はこの発明の他の実施例を示すブロック図。 第３図は従来の姿勢制御方法を欽明するブロック図であ
る。 図に釦いて、（１）は姿勢センサ、Ｃ２）は制御トルク
コマンド計算部、（３）はアクチュエータ駆動回路。 （４）はアクチュエータ、（６）は宇宙飛翔体ダイナミ
クスモデル、（７）はアクチュエータモデル、（８）ａ
ｌｌセンサモデル、（９）は比較器、ａαは補正信号計
算部。 αＤは加算器である。 な訃図中、同一符号は同一″または相当部分を示す。

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. （１）宇宙飛翔体の姿勢を検出するための姿勢センサも
   しくは柔軟構造物の変位または速度を検出するセンサと
   、トルクコマンドを入力としてセンサ出力予測信号を得
   るための宇宙飛翔体ダイナミクスモデルと、上記センサ
   出力予測信号をもとにセンサ及びアクチユエータの動特
   性を計算しセンサ出力推定信号を作り出すためのセンサ
   、アクチユエータモデルと、上記センサ出力推定信号と
   センサ出力信号とを比較するための比較器と、この比較
   器の出力をもとに上記センサ出力予測信号を補正するた
   めの信号を計算する補正信号計算部と、この補正信号計
   算部の出力と上記センサ出力予測信号とを加算するため
   の加算器と、この加算器の出力をもとに姿勢制御に必要
   なトルクコマンドを計算するための制御トルクコマンド
   計算部と、この制御トルクコマンド計算部の出力により
   アクチュエータを駆動するためのアクチュエータ駆動回
   路と、このアクチュエータ駆動回路により駆動され宇宙
   飛翔体に制御トルクを与えるアクチュエータとで構成さ
   れ、上記制御トルクコマンド計算部への入力である姿勢
   推定信号に、センサ及びアクチユエータの遅れの影響を
   直接受けないように宇宙飛翔体ダイナミクスモデルの出
   力であるセンサ出力予測信号をフィードバックすると同
   時に、モデル化の誤差、外乱等の要因で上記姿勢推定信
   号が実際にとるべき値からずれていくのを防ぐため上記
   センサ出力予測信号を入力としセンサ、アクチュエータ
   モデルによりセンサ、アクチュエータの動特性の影響を
   とりこんだセンサ出力推定信号を作り、これと実際のセ
   ンサ出力信号とを比較して補正信号を作り、上記センサ
   予測出力信号に加算して姿勢推定信号を作るようにした
   ことを特徴とする宇宙飛翔体の姿勢制御方法。
2. （２）宇宙飛翔体の姿勢を検出するための姿勢センサも
   しくは柔軟構造物の変位または速度を検出するセンサと
   、トルクコマンドと補正信号の加算値を入力としてセン
   サ出力予測信号を得るための宇宙飛翔体ダイナミクスモ
   デルと、上記センサ出力予測信号をもとにセンサ及びア
   クチユエータの動特性を計算しセンサ出力推定信号を作
   り出すためのセンサ、アクチュエータモデルと、上記セ
   ンサ出力推定信号とセンサ出力信号とを比較するための
   比較器と、この比較器の出力をもとに上記トルクコマン
   ドを補正するための信号を計算する補正信号計算部と、
   この補正信号計算部の出力と上記トルクコマンドとを加
   算し、宇宙飛翔体ダイナミクスモデルへの入力とするた
   めの加算器と、上記宇宙飛翔体ダイナミクスモデルの出
   力であるセンサ出力予測信号をもとに姿勢制御に必要な
   トルクコマンドを計算するための制御トルクコマンド計
   算部と、この制御トルクコマンド計算部の出力によりア
   クチュエータを駆動するためのアクチュエータ駆動回路
   と、このアクチュエータ駆動回路により駆動され宇宙飛
   翔体に制御トルクを与えるアクチュエータとで構成され
   、上記制御トルクコマンド計算部への入力としてセンサ
   出力予測信号を用いることで、センサ及びアクチユエー
   タの遅れの影響を直接受けないようにすると同時に、モ
   デル化の誤差、外乱等の要因で上記センサ出力予測信号
   が実際にとるべき値からずれていくのを防ぐため、上記
   センサ出力予測信号を入力としセンサ、アクチュエータ
   モデルによりセンサ、アクチュエータの動特性の影響を
   とりこんだセンサ出力推定信号を作り、これと実際のセ
   ンサ出力信号とを比較して補正信号を作り、その補正信
   号をトルクコマンドに加算して宇宙飛翔体ダイナミクス
   モデルへの入力としたことを特徴とする宇宙飛翔体の姿
   勢制御方法。