JPH0420124B2 - - Google Patents
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- JPH0420124B2 JPH0420124B2 JP59192252A JP19225284A JPH0420124B2 JP H0420124 B2 JPH0420124 B2 JP H0420124B2 JP 59192252 A JP59192252 A JP 59192252A JP 19225284 A JP19225284 A JP 19225284A JP H0420124 B2 JPH0420124 B2 JP H0420124B2
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- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims 1
- 230000008054 signal transmission Effects 0.000 claims 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 3
- 238000000691 measurement method Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 101100258233 Caenorhabditis elegans sun-1 gene Proteins 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
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- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
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- G01S5/16—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations using electromagnetic waves other than radio waves
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/244—Spacecraft control systems
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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- B64G1/361—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using star sensors
-
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- G—PHYSICS
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- G01S3/00—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received
- G01S3/78—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received using electromagnetic waves other than radio waves
- G01S3/782—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction
- G01S3/785—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using adjustment of orientation of directivity characteristics of a detector or detector system to give a desired condition of signal derived from that detector or detector system
- G01S3/786—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using adjustment of orientation of directivity characteristics of a detector or detector system to give a desired condition of signal derived from that detector or detector system the desired condition being maintained automatically
- G01S3/7867—Star trackers
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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（計算）装置に関する。
姿勢角（計算）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、
YB、ZBがX0、Y0、Z0と一致している状態（第１
図ｂ）から第１図ｃに示すようにXB軸回りに回
転したときのZBとZ0のなす角、即ち、ロール角φ
はセンサ視野ＣのB1、B2回りの円錐状の回転に
よる地球走査巾の差から、また第１図ｄに示すよ
うに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
定に太陽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、
YB、ZBがX0、Y0、Z0と一致している状態（第１
図ｂ）から第１図ｃに示すようにXB軸回りに回
転したときのZBとZ0のなす角、即ち、ロール角φ
はセンサ視野ＣのB1、B2回りの円錐状の回転に
よる地球走査巾の差から、また第１図ｄに示すよ
うに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
定に太陽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方向が−XB軸
と一致するように取付けた太陽センサによつて太
陽の入射角ηの変化量△ηを測定する。
と一致するように取付けた太陽センサによつて太
陽の入射角ηの変化量△ηを測定する。
図において、１は軌道面、Ｏは地球Ａの中心、
Ｎは軌道面垂直方向、Ｌは太陽方向、ベクトル
とONが作る面と軌道面１との交線、Ｍは軌道面
１内でＬから90°の点βは点Ｍと人工衛星の軌道
上の点Ｐとが地球中心Ｏを見込む角である。又Ｌ
はX0、Z0面内に在つてＬと平行な線である。
Ｎは軌道面垂直方向、Ｌは太陽方向、ベクトル
とONが作る面と軌道面１との交線、Ｍは軌道面
１内でＬから90°の点βは点Ｍと人工衛星の軌道
上の点Ｐとが地球中心Ｏを見込む角である。又Ｌ
はX0、Z0面内に在つてＬと平行な線である。
図から明らかなようにβ＝０即ち太陽が常に
X0、Y0面内にあれば入射角ηのある時刻におけ
る値をη0としてその後のη0の変化分△ηにη−η0
がそのまゝヨー角の変化分△Ψと一致する。即ち
ロール角φは△ηから完全に分離されている。し
かし、実際の人工衛星では、軌道上の運動にとも
なつて、太陽はX0、Y0面外に出てしまうので、
X0、Y0、Z0とXB、YB、ZBがほぼ一致するように
姿勢制御を行う場合、機軸XB回りの角度変化△
φが△ηの測定値に重畳して分離できない。従つ
て、ヨー角偏移△Ψを精度よく測定することが出
来ないという欠点があつた。尚ピツチ偏差θは衆
知のように太陽センサの特性上△ηの測定には重
畳しない。
X0、Y0面内にあれば入射角ηのある時刻におけ
る値をη0としてその後のη0の変化分△ηにη−η0
がそのまゝヨー角の変化分△Ψと一致する。即ち
ロール角φは△ηから完全に分離されている。し
かし、実際の人工衛星では、軌道上の運動にとも
なつて、太陽はX0、Y0面外に出てしまうので、
X0、Y0、Z0とXB、YB、ZBがほぼ一致するように
姿勢制御を行う場合、機軸XB回りの角度変化△
φが△ηの測定値に重畳して分離できない。従つ
て、ヨー角偏移△Ψを精度よく測定することが出
来ないという欠点があつた。尚ピツチ偏差θは衆
知のように太陽センサの特性上△ηの測定には重
畳しない。
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位置と地球セン
サデータを用いて、太陽センサデータを処理し、
所望のヨー角偏移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位置と地球セン
サデータを用いて、太陽センサデータを処理し、
所望のヨー角偏移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、２は地球センサ、３は太陽セン
サ、４はレジスタ、５は初期補正量計算部、６は
タイマ、７は軌道上位置計算部、８は補正量計算
部、９はヨー角偏移計算部、１０は姿勢角計算装
置、S1は地球センサ信号入力スイツチ、S2はコマ
ンド信号スイツチである。
サ、４はレジスタ、５は初期補正量計算部、６は
タイマ、７は軌道上位置計算部、８は補正量計算
部、９はヨー角偏移計算部、１０は姿勢角計算装
置、S1は地球センサ信号入力スイツチ、S2はコマ
ンド信号スイツチである。
このような構成において、レジスタ４は地上局
からのコマンド信号として伝送された衛星位置情
報β0を記録する。初期補正量計算部５は上記レジ
スタ４内の位置情報β0と地球センサ２データとを
入力して太陽センサ３のデータの補正量の初期値
を計算する。
からのコマンド信号として伝送された衛星位置情
報β0を記録する。初期補正量計算部５は上記レジ
スタ４内の位置情報β0と地球センサ２データとを
入力して太陽センサ３のデータの補正量の初期値
を計算する。
軌道上位置計算部７はタイマ６とレジスタ４内
の位置情報β0を用いて、衛星位置と太陽方向との
角度関係を逐次的に計算する。補正量計算部８に
地球センサ２のデータと、初期補正量計算部５で
与えられる補正量初期値と軌道上位置計算部７で
与えられる衛星位置と太陽方向の角度関係を入力
として太陽センサ３データの補正量を計算する。
の位置情報β0を用いて、衛星位置と太陽方向との
角度関係を逐次的に計算する。補正量計算部８に
地球センサ２のデータと、初期補正量計算部５で
与えられる補正量初期値と軌道上位置計算部７で
与えられる衛星位置と太陽方向の角度関係を入力
として太陽センサ３データの補正量を計算する。
ヨー角偏移計算部９は上記補正量計算部８から
の出力信号と太陽センサ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の変化量
を計算し出力する。
の出力信号と太陽センサ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の変化量
を計算し出力する。
以下、姿勢角計算装置１０を構成する各構成要
素の詳細について説明する。
素の詳細について説明する。
まず、初期補正量計算部５について説明する。
第２図を参照して、時刻t0での人工衛星の位置
と太陽１方向との角度関係を与えるβ0をレジスタ
４から読出し、時刻t0で地球センサ２で測定した
ロール角φOを読込む。補正量の初期値は次式で
与えられる。
と太陽１方向との角度関係を与えるβ0をレジスタ
４から読出し、時刻t0で地球センサ２で測定した
ロール角φOを読込む。補正量の初期値は次式で
与えられる。
a0＝φ（Ｏ）sinβ0 (1)
つぎに軌道上位置計算部７について説明する。
タイマ６からの時間信号△ｔと、レジスタ４のデ
ータβ0とを読込む。衛星の位置と太陽方向との角
度関係は次式で与えられる。
タイマ６からの時間信号△ｔと、レジスタ４のデ
ータβ0とを読込む。衛星の位置と太陽方向との角
度関係は次式で与えられる。
β（△ｔ）＝β0＋ω0△ｔ (2)
但し、△ｔは時刻t0を零としたときの経過時
間、ω0は衛星の軌道上の角速度であり、既知と
できる（例えば静止衛星の場合0.25°／分）。
間、ω0は衛星の軌道上の角速度であり、既知と
できる（例えば静止衛星の場合0.25°／分）。
補正量計算部８は、上記初期補正量計算部５に
よるa0と、軌道上位置計算部７によるβ（△ｔ）
とを入力として、次式により補正量△φ（△ｔ）
を計算する。
よるa0と、軌道上位置計算部７によるβ（△ｔ）
とを入力として、次式により補正量△φ（△ｔ）
を計算する。
△φ（△ｔ）＝a1−a0 (3)
a1＝φ（△ｔ）sinβ（△ｔ） (4)
ヨー角偏移計算部９は、上記式(3)による補正量
△φ（△ｔ）と、(2)式によるβ（△ｔ）及び太陽入
射角ηの時刻t0での値η（t0）を零として以後の
変化分△η（△ｔ）を太陽センサ３で測定したも
のとを入力として、ヨー角偏移△Ψ（△ｔ）を次
式で与える。
△φ（△ｔ）と、(2)式によるβ（△ｔ）及び太陽入
射角ηの時刻t0での値η（t0）を零として以後の
変化分△η（△ｔ）を太陽センサ３で測定したも
のとを入力として、ヨー角偏移△Ψ（△ｔ）を次
式で与える。
△Ψ（△ｔ）＝｛△η（△ｔ）
＋△φ（△ｔ）｝／cosβ（△ｔ） (5)
〔発明の効果〕
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９は衛星位置と太陽方向と
の角度関係βが零近傍にあると否とに係らず、太
陽センサ３を用いて十分精度良く人工衛星のヨー
角の偏移を計算し、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９は衛星位置と太陽方向と
の角度関係βが零近傍にあると否とに係らず、太
陽センサ３を用いて十分精度良く人工衛星のヨー
角の偏移を計算し、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図は太陽と衛星の位置関
係βとヨー角偏移測定にロール角が重畳すること
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である。 図において、１は太陽、２は地球センサ、３は
太陽センサ、４はレジスタ、５は初期補正量計算
部、６はタイマ、７は軌道上位置計算部、８は補
正量計算部、９はヨー角偏移計算部、１０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。
定の概念を示す図、第２図は太陽と衛星の位置関
係βとヨー角偏移測定にロール角が重畳すること
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である。 図において、１は太陽、２は地球センサ、３は
太陽センサ、４はレジスタ、５は初期補正量計算
部、６はタイマ、７は軌道上位置計算部、８は補
正量計算部、９はヨー角偏移計算部、１０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
人工衛星の軌道上の位置を記憶するレジスタと、
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、上記レ
ジスタに記憶された衛星の位置とコマンド信号送
信時刻における上記地球センサからの出力信号を
入力して補正量の初期値を計算する初期補正量計
算手段と、上記レジスタに記憶された衛星位置及
びコマンド送信時刻を零として起動するタイマ信
号を入力して、人工衛星の位置と太陽方向との角
度関係を計算する軌道上位置計算手段と、太陽入
射角の相対的な変化分を測定する太陽センサと、
上記地球センサと、上記軌道上位置計算手段及び
初期補正量計算手段からの出力信号を入力して逐
次的に補正量を計算する補正量計算手段と、上記
太陽センサと上記補正量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
ー姿勢角の偏移を計算するヨー角偏移計算手段と
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 (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59192252A JPS6171300A (ja) | 1984-09-13 | 1984-09-13 | 人工衛星の姿勢角計算装置 |
| DE8585304275T DE3577427D1 (de) | 1984-09-13 | 1985-06-14 | Neigungswinkelrechner fuer einen geostationaeren satelliten. |
| EP85304275A EP0174715B1 (en) | 1984-09-13 | 1985-06-14 | Attitude angle calculation apparatus for a geostationary satellite |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59192252A JPS6171300A (ja) | 1984-09-13 | 1984-09-13 | 人工衛星の姿勢角計算装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6171300A JPS6171300A (ja) | 1986-04-12 |
| JPH0420124B2 true JPH0420124B2 (ja) | 1992-03-31 |
Family
ID=16288196
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59192252A Granted JPS6171300A (ja) | 1984-09-13 | 1984-09-13 | 人工衛星の姿勢角計算装置 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0174715B1 (ja) |
| JP (1) | JPS6171300A (ja) |
| DE (1) | DE3577427D1 (ja) |
Families Citing this family (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19703629A1 (de) * | 1997-01-31 | 1998-08-06 | Daimler Benz Aerospace Ag | Verfahren zur bordautonomen Bestimmung der Position eines Satelliten |
| US4811033A (en) * | 1987-11-10 | 1989-03-07 | National Aeronautics And Space Administration | Antenna surface contour control system |
| GB8809247D0 (en) * | 1988-04-20 | 1988-05-25 | British Aerospace | Attitude recovery for spacecraft |
| FR2637564B1 (fr) * | 1988-10-06 | 1994-10-14 | Aerospatiale | Procede et systeme de controle autonome d'orbite d'un satellite geostationnaire |
| FR2637565B1 (fr) * | 1988-10-06 | 1991-01-11 | Aerospatiale | Systeme de controle actif selon trois axes de l'attitude d'un satellite geostationnaire |
| FR2647565B1 (fr) * | 1989-04-24 | 1991-07-26 | Alcatel Espace | Procede de mise a poste d'un satellite de telecommunications geostationnaire |
| US5107434A (en) * | 1990-04-19 | 1992-04-21 | General Electric Company | Three-axis spacecraft attitude control using polar star sensor |
| EP0477798A3 (en) * | 1990-09-27 | 1993-04-07 | Alliant Techsystems Inc. | Apparatus and method for determining the position and attitude of an object |
| FR2670886B1 (fr) * | 1990-12-21 | 1994-07-01 | Aerospatiale | Procede de reacquisition d'attitude par reconnaissance d'etoile pour satellite stabilise 3-axes. |
| US5348255A (en) * | 1992-06-02 | 1994-09-20 | Hughes Aircraft Company | System and method for sensing attitude of a spacecraft with equilized star tracker errors along three orthogonal axes |
| US5556058A (en) * | 1994-05-16 | 1996-09-17 | Hughes Electronics | Spacecraft attitude determination using sun sensor, earth sensor, and space-to-ground link |
| FR2748721A1 (fr) * | 1996-05-17 | 1997-11-21 | Matra Marconi Space France | Appareil de reglage de la rotation d'un vaisseau spatial autour d'un axe |
| JP3034807B2 (ja) * | 1996-08-30 | 2000-04-17 | 三菱電機株式会社 | 人工衛星の姿勢決定装置 |
| GB2318888A (en) * | 1996-10-30 | 1998-05-06 | Motorola Inc | Solar panel mounted sun sensor and three-axis attitude control |
| EP0999128A1 (en) | 1998-11-06 | 2000-05-10 | Société Européenne des Satellites | Method for determining the yaw angle of a satellite |
| CN112966211B (zh) * | 2021-02-04 | 2022-03-18 | 上海卫星工程研究所 | 卫星对目标观测下视角计算方法及系统 |
| CN113485095B (zh) * | 2021-08-11 | 2022-09-13 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 北斗三号卫星处于地影期时预报姿态的方法 |
| CN113830333B (zh) * | 2021-10-11 | 2023-10-03 | 北京理工大学 | 一种抛物面体制星载sar场景匹配模式卫星控制方法 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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- 1985-06-14 EP EP85304275A patent/EP0174715B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1985-06-14 DE DE8585304275T patent/DE3577427D1/de not_active Expired - Fee Related
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|---|---|
| EP0174715B1 (en) | 1990-05-02 |
| EP0174715A3 (en) | 1987-05-20 |
| JPS6171300A (ja) | 1986-04-12 |
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