JPH04189699A - 人工衛星の姿勢制御装置 - Google Patents
人工衛星の姿勢制御装置Info
- Publication number
- JPH04189699A JPH04189699A JP2318935A JP31893590A JPH04189699A JP H04189699 A JPH04189699 A JP H04189699A JP 2318935 A JP2318935 A JP 2318935A JP 31893590 A JP31893590 A JP 31893590A JP H04189699 A JPH04189699 A JP H04189699A
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- JP
- Japan
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- satellite
- feed
- attitude
- attitude control
- feedforward
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- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 21
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000013641 positive control Substances 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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】
［産業上の利用分野コ
この発明は、大型アンテナを有する通信衛星やマニピュ
レータを有する宇宙ロボットなどの、衛星本体の姿勢制
御に関するものである。
レータを有する宇宙ロボットなどの、衛星本体の姿勢制
御に関するものである。
［従来の技術］
第３図は例えば第４回宇宙航空の誘導制御シンポジウム
資料ｐｐ、７−１２（１９８７）に基づく、従来のフィ
ードフォワードをもつ人工衛星の姿勢制御装置のブロッ
ク図である。
資料ｐｐ、７−１２（１９８７）に基づく、従来のフィ
ードフォワードをもつ人工衛星の姿勢制御装置のブロッ
ク図である。
図において、（１）は人工衛星、（２）はホイール駆動
部、（３）ハアンテナやマニピュレータなどの可動部の
駆動角ｑと駆動角速度４、（４）は可動部の駆動角ｑと
駆動角速度らからフィードフォワード補償項を求めるフ
ィードフォワード演算部、（５）は衛星の姿勢角誤差か
らフィードバック補償項を求めるフィードバック演算部
である。
部、（３）ハアンテナやマニピュレータなどの可動部の
駆動角ｑと駆動角速度４、（４）は可動部の駆動角ｑと
駆動角速度らからフィードフォワード補償項を求めるフ
ィードフォワード演算部、（５）は衛星の姿勢角誤差か
らフィードバック補償項を求めるフィードバック演算部
である。
次に動作について説明する。アンテナやマニピュレータ
などの可動部の慣性が大きいと、その運動にともない人
工衛星（１）の姿勢も変動する。このとき、この姿勢変
動を抑えるにはフィードバック補償だ、けでは不十分で
、可動部の運動の影響をあらかじめ計算してフィードフ
ォワードに補償することが必要になる。このフィードフ
ォワード補償を行うのがフィードフォワード演算部（４
）であり、アンテナなどの可動部の駆動角ｑと駆動角速
度へはフィードフォワード演算部（４）に入力され、フ
ィードフォワード演算部（４）では、この駆動角ｑと駆
動角速度４から人工衛星に対して可動部のもつ角運動量
を計算する。この角運動量がフィードフォワード補償項
となる。一方、フィードバック演算部（５）では、通常
ＰＩ（比例微分）制御によって、人工衛星（１）の姿勢
角誤差から姿勢制御に必要なフィードバック補償項を計
算する。フィードバック補償項からフィードフォワード
補償項を差し引くことによってホイールの角運動量の目
標値（符号は逆）を生成し、ホイール駆動部（２）に入
力する。ホイール駆動部（２）では、ホイールの角運動
量がこの目標値となるようにホイールの角速度を制御し
、このときのホイール駆動トルクの反作用トルクにより
人工衛星（１）の姿勢を制御する。
などの可動部の慣性が大きいと、その運動にともない人
工衛星（１）の姿勢も変動する。このとき、この姿勢変
動を抑えるにはフィードバック補償だ、けでは不十分で
、可動部の運動の影響をあらかじめ計算してフィードフ
ォワードに補償することが必要になる。このフィードフ
ォワード補償を行うのがフィードフォワード演算部（４
）であり、アンテナなどの可動部の駆動角ｑと駆動角速
度へはフィードフォワード演算部（４）に入力され、フ
ィードフォワード演算部（４）では、この駆動角ｑと駆
動角速度４から人工衛星に対して可動部のもつ角運動量
を計算する。この角運動量がフィードフォワード補償項
となる。一方、フィードバック演算部（５）では、通常
ＰＩ（比例微分）制御によって、人工衛星（１）の姿勢
角誤差から姿勢制御に必要なフィードバック補償項を計
算する。フィードバック補償項からフィードフォワード
補償項を差し引くことによってホイールの角運動量の目
標値（符号は逆）を生成し、ホイール駆動部（２）に入
力する。ホイール駆動部（２）では、ホイールの角運動
量がこの目標値となるようにホイールの角速度を制御し
、このときのホイール駆動トルクの反作用トルクにより
人工衛星（１）の姿勢を制御する。
［発明が解決しようとする課題］
従来の人工衛星の制御装置は以上のように構成されてい
るので、フィードフォワードをうまく働かせるためには
、可動部の慣性を精度よく同定しなければならず、また
、経年変化やマニピュレータがペイロードをもつなどで
慣性が変化する場合には、うまく対応できないなどの問
題点があった。
るので、フィードフォワードをうまく働かせるためには
、可動部の慣性を精度よく同定しなければならず、また
、経年変化やマニピュレータがペイロードをもつなどで
慣性が変化する場合には、うまく対応できないなどの問
題点があった。
この発明は上記のような問題点を解消するためになされ
たもので、フィードフォワード補償を行うとともに、そ
のフィードフォワード項に誤差が含まれる場合には、こ
れを適応的に修正して精度の高いフィードフォワード補
償を実現し、衛星本体のより高精度の姿勢制御を実現で
きる姿勢制御装置を提供することを目的としている。
たもので、フィードフォワード補償を行うとともに、そ
のフィードフォワード項に誤差が含まれる場合には、こ
れを適応的に修正して精度の高いフィードフォワード補
償を実現し、衛星本体のより高精度の姿勢制御を実現で
きる姿勢制御装置を提供することを目的としている。
ｃａｍを解決するための手段］
この発明に係る人口衛星の姿勢制御装置は、フィードフ
ォワード制御項を、アンテナの回転角などの変数だけに
依存して可変ではあるが値を正確に求めることのできる
部分と、アンテナの慣性や長さなどに依存して一定値を
とるが不確定性の大きい部分とにわけて、一定値をとる
部分を、衛星本体の姿勢制御誤差により修正するように
したものである。
ォワード制御項を、アンテナの回転角などの変数だけに
依存して可変ではあるが値を正確に求めることのできる
部分と、アンテナの慣性や長さなどに依存して一定値を
とるが不確定性の大きい部分とにわけて、一定値をとる
部分を、衛星本体の姿勢制御誤差により修正するように
したものである。
［作用コ
この発明における姿勢制御装置は、姿勢制御を行いなが
ら、フィードフォワード制御項のうち不確定性の大きい
部分の同定も行うので、かりにフィードフォワード項が
実際の値より大きくくずれるようなことがあっても、可
動部の駆動を繰り返すうちに、フィードフォワード項の
真価とはずれていた部分も真価に収束し、より精度の高
いフィードフォワード補償が行えるようになる。
ら、フィードフォワード制御項のうち不確定性の大きい
部分の同定も行うので、かりにフィードフォワード項が
実際の値より大きくくずれるようなことがあっても、可
動部の駆動を繰り返すうちに、フィードフォワード項の
真価とはずれていた部分も真価に収束し、より精度の高
いフィードフォワード補償が行えるようになる。
［実施例コ
以下、この発明の一実施例を図について説明する。第１
図は人工衛星の姿勢制御をホイールで行う場合の実施例
を示している。
図は人工衛星の姿勢制御をホイールで行う場合の実施例
を示している。
第１図において、（１）は人工衛星、（２）はホイール
駆動部、（３）はアンテナやマニピュレータなどの可動
部の駆動角ｑと駆動角速度４、（４）は可動部の駆動角
ｑと駆動角速度ｔおよび衛星の姿勢角誤差と衛星とホイ
ールの角運動量を用いてフィードフォワード補償項を求
めるフィードフォワード演算部、（５）は衛星の姿勢角
誤差からフィードバック補償項を求めるフィードバック
演算部である。
駆動部、（３）はアンテナやマニピュレータなどの可動
部の駆動角ｑと駆動角速度４、（４）は可動部の駆動角
ｑと駆動角速度ｔおよび衛星の姿勢角誤差と衛星とホイ
ールの角運動量を用いてフィードフォワード補償項を求
めるフィードフォワード演算部、（５）は衛星の姿勢角
誤差からフィードバック補償項を求めるフィードバック
演算部である。
フィードバック演算部（５）の出力からフィードフォワ
ード演算部（４）の出力をひいてホイール駆動部（２）
に入力し、人工衛星（１）の姿勢制御を行う。
ード演算部（４）の出力をひいてホイール駆動部（２）
に入力し、人工衛星（１）の姿勢制御を行う。
つぎに動作について説明する。第２図はフィードフォワ
ード演算部（４）の動作を示すフローチャートである。
ード演算部（４）の動作を示すフローチャートである。
この演算部ではフィードフォワード補償項をα・Ｎ （
ｑ、２）という積の形で求める。ここでαは可動部の慣
性や長さなどに依存して一定値をとるが不確定性の大き
い部分を表すベクトルであり、Ｎ （Ｑ’、（］）は可
動部駆動角９と可動部駆動角速度：ｑ （ｑ、；＋は複
数の成分をもっていてもよい）に依存して正確に値を計
算することのできるベクトルである。Ｎ （ｑ、（１）
は通常９の三角関数と）の積の形で表わされる。ま
ずフィードフォワード演算部（４）ではり、４を入力す
ると、Ｎ （ｑ、２）を求める。同時にαの推定４ｆｉ
ａを修正するためにその微分値＆を求める。この計算は
ホイールで制御を行う場合には、−例としてつぎのアル
ゴリズムにしたがう。
ｑ、２）という積の形で求める。ここでαは可動部の慣
性や長さなどに依存して一定値をとるが不確定性の大き
い部分を表すベクトルであり、Ｎ （Ｑ’、（］）は可
動部駆動角９と可動部駆動角速度：ｑ （ｑ、；＋は複
数の成分をもっていてもよい）に依存して正確に値を計
算することのできるベクトルである。Ｎ （ｑ、（１）
は通常９の三角関数と）の積の形で表わされる。ま
ずフィードフォワード演算部（４）ではり、４を入力す
ると、Ｎ （ｑ、２）を求める。同時にαの推定４ｆｉ
ａを修正するためにその微分値＆を求める。この計算は
ホイールで制御を行う場合には、−例としてつぎのアル
ゴリズムにしたがう。
五＝ −（ｋ、ｅ ＋に、（ａ・Ｎ（９，い十ｈ ｍ
＋ｈ ｗ ） ）・Ｎ （ｑｔ２）上式でり、、ｈｗは
、それぞれ衛星全体のもつ角運動量（衛星の姿勢角速度
に依存する分）とホイールのもつ角運動量であり、衛星
の姿勢角速度とホイールの回転角速度がわかれば精度よ
く求めることができる。また、Ｏは衛星の姿勢角誤差で
あり、ｋ、に、は正の制御ゲインである。こうして＆が
得られると、＆は＆の値を各時刻で積分することによっ
て求めることができる。すなわち、時刻ｔにおける＆の
値を＆（ｔ）とすると、 ａ（を十Δｔ ）＝ ａ （ｔ ）＋ａΔｔこの＆と即
知項であるベクトルＮ （ｑ、ｑ） の内積をとるこ
とにより、フィードフォワード項＆・Ｎ （ｑ ｒ ｑ
−） を求める。以上がフィードフォワード演算部（
４）の働きである。
＋ｈ ｗ ） ）・Ｎ （ｑｔ２）上式でり、、ｈｗは
、それぞれ衛星全体のもつ角運動量（衛星の姿勢角速度
に依存する分）とホイールのもつ角運動量であり、衛星
の姿勢角速度とホイールの回転角速度がわかれば精度よ
く求めることができる。また、Ｏは衛星の姿勢角誤差で
あり、ｋ、に、は正の制御ゲインである。こうして＆が
得られると、＆は＆の値を各時刻で積分することによっ
て求めることができる。すなわち、時刻ｔにおける＆の
値を＆（ｔ）とすると、 ａ（を十Δｔ ）＝ ａ （ｔ ）＋ａΔｔこの＆と即
知項であるベクトルＮ （ｑ、ｑ） の内積をとるこ
とにより、フィードフォワード項＆・Ｎ （ｑ ｒ ｑ
−） を求める。以上がフィードフォワード演算部（
４）の働きである。
一方、フィードバック演算部（５）では、姿勢角誤差か
らＰＩ（比例微分）制御を行う。このフィードバック演
算部（５）の出力からフィードフォワード演算部（４）
の出力をひいてホイール駆動部（２）に入力する。この
入力値は、ホイールのもつ角運動量の目標値（符号は逆
）となっている。ホイール駆動部（２）では、ホイール
角速度をフィードバックしてこの角運動量を実現する。
らＰＩ（比例微分）制御を行う。このフィードバック演
算部（５）の出力からフィードフォワード演算部（４）
の出力をひいてホイール駆動部（２）に入力する。この
入力値は、ホイールのもつ角運動量の目標値（符号は逆
）となっている。ホイール駆動部（２）では、ホイール
角速度をフィードバックしてこの角運動量を実現する。
このときのホイール駆動トルクの反作用トルクが衛星本
体の姿勢制御トルクとなる。
体の姿勢制御トルクとなる。
以上のように人工衛星の姿勢制御系を構成すると、姿勢
角誤差がＯに収束し、かつ、可動部が適当に動くことに
よってαの推定値＆がαに収束することも保証される。
角誤差がＯに収束し、かつ、可動部が適当に動くことに
よってαの推定値＆がαに収束することも保証される。
なお、上記実施例では姿勢制御のアクチュエータとして
ホイールを用いたものを示したが、これをガスジェット
スラスタによって行うこともできる。その場合には＆の
計算アルゴリズムは異なることになるが、姿勢制御精度
を用いて＆の値を修正するという考え方は同じである。
ホイールを用いたものを示したが、これをガスジェット
スラスタによって行うこともできる。その場合には＆の
計算アルゴリズムは異なることになるが、姿勢制御精度
を用いて＆の値を修正するという考え方は同じである。
また、可動部の駆動角９と駆動角速度ｑをフィードフォ
ワード演算部（４）の入力としているが、駆動角加速度
亙までを用いて演算部を構成することも可能である。
ワード演算部（４）の入力としているが、駆動角加速度
亙までを用いて演算部を構成することも可能である。
［発明の効果］
以上のように、この発明によれば、人工衛星の姿ｉｊ８
制御装置において、フィードフォワード補償項に含まれ
る未知パラメータの大きさを衛星の姿勢側ａｌｌＬ’Ｌ
差により適応的に改善するように装置を構成したので、
パラメータの値に不確定性の大きい場合や、パラメータ
の値が変化するような場合にも、精度のよいフィードフ
ォワード補償が達成でき、衛星の姿勢制御精度が向上す
る効果がある。
制御装置において、フィードフォワード補償項に含まれ
る未知パラメータの大きさを衛星の姿勢側ａｌｌＬ’Ｌ
差により適応的に改善するように装置を構成したので、
パラメータの値に不確定性の大きい場合や、パラメータ
の値が変化するような場合にも、精度のよいフィードフ
ォワード補償が達成でき、衛星の姿勢制御精度が向上す
る効果がある。
第１図はこの発明の一実施例による人工衛星の姿勢制御
装置を示すブロック図、第２図はこの発明のフィードフ
ォワード演算部のアルゴリズムを示すフローチャート、
第３図は従来の人工衛星の姿勢制御装置を示すブロック
図である。 図において（１）は人工衛星、（４）はフィードフォワ
ード演算部である。 なお、図中、同一符号は同一、または相当部分を示す。 桟理人大岩増雄 第 ２ 図
装置を示すブロック図、第２図はこの発明のフィードフ
ォワード演算部のアルゴリズムを示すフローチャート、
第３図は従来の人工衛星の姿勢制御装置を示すブロック
図である。 図において（１）は人工衛星、（４）はフィードフォワ
ード演算部である。 なお、図中、同一符号は同一、または相当部分を示す。 桟理人大岩増雄 第 ２ 図
Claims (1)
- アンテナやマニピュレータなどの可動部を有する人工衛
星において、この人工衛星の可動部の運動により衛星本
体に働く反作用力をフィードフオワードに補償し、かつ
このフィードフオワード項に含まれる未知パラメータの
大きさを、上記可動部の運動により生じた衛星の姿勢制
御誤差を用いて適応的に改善するフィードフォワード演
算部を有することを特徴とする人工衛星の姿勢制御装置
。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2318935A JP2754910B2 (ja) | 1990-11-22 | 1990-11-22 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2318935A JP2754910B2 (ja) | 1990-11-22 | 1990-11-22 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04189699A true JPH04189699A (ja) | 1992-07-08 |
| JP2754910B2 JP2754910B2 (ja) | 1998-05-20 |
Family
ID=18104632
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2318935A Expired - Lifetime JP2754910B2 (ja) | 1990-11-22 | 1990-11-22 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2754910B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6622969B2 (en) | 2001-03-01 | 2003-09-23 | Nec Corporation | Maneuver device for artificial satellite |
| CN115764303A (zh) * | 2022-12-05 | 2023-03-07 | 迪泰（浙江）通信技术有限公司 | 双惯导的卫星移动终端天线两轴稳定三轴动态跟踪方法 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6288700A (ja) * | 1985-10-15 | 1987-04-23 | 三菱電機株式会社 | 宇宙飛翔体の姿勢制御方法 |
| JPH0190699U (ja) * | 1987-12-09 | 1989-06-14 |
-
1990
- 1990-11-22 JP JP2318935A patent/JP2754910B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6288700A (ja) * | 1985-10-15 | 1987-04-23 | 三菱電機株式会社 | 宇宙飛翔体の姿勢制御方法 |
| JPH0190699U (ja) * | 1987-12-09 | 1989-06-14 |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6622969B2 (en) | 2001-03-01 | 2003-09-23 | Nec Corporation | Maneuver device for artificial satellite |
| CN115764303A (zh) * | 2022-12-05 | 2023-03-07 | 迪泰（浙江）通信技术有限公司 | 双惯导的卫星移动终端天线两轴稳定三轴动态跟踪方法 |
| CN115764303B (zh) * | 2022-12-05 | 2024-02-20 | 迪泰（浙江）通信技术有限公司 | 双惯导的卫星移动终端天线两轴稳定三轴动态跟踪方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2754910B2 (ja) | 1998-05-20 |
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Legal Events
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