JPH04231295A - 宇宙船地球方向姿勢獲得方法 - 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】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、迅速で正確な地球方向
姿勢の初期獲得または再獲得を達成するために本体安定
宇宙船、例えば人工衛星の姿勢を制御する新しい技術に
関する。

【０００２】

【従来の技術】現在、地球に関係する適切な軌道位置に
ある宇宙船を方向付け、この適切な軌道位置を維持する
多くの利用可能な宇宙船姿勢決定および制御システムが
存在する。宇宙船姿勢決定および制御システムの設計と
、構造と、動作の原理を詳細に説明するために、文献（
１９８６年　Ｄ．Ｒｅｉｄｅｌ　Ｐｕｂｌｉｓｈｉｎｇ
　Ｃｏｍｐａｎｙにより出版された「宇宙船の姿勢決定
と制御」）を参照することができる。一般的にそのよう
なシステムは実時間を基本として連続して宇宙船の姿勢
を決定する装置と、宇宙船の姿勢を制御するために決定
装置に応答する装置を含む。なぜなら、一般的に地球周
辺を軌道飛行する宇宙船、例えば人工衛星の範囲におい
て地球に関係して予め方向付けするその決定した姿勢か
らその適切或いは所望の姿勢に宇宙船を再度方向付ける
ためである。姿勢決定装置は一般的に種々の空中の物体
を感知或いは検出し、それに応答する電気信号を発生す
るように機能する各種のセンサを含む。幅広く用いられ
ているセンサは太陽センサと、星センサと、地上（地平
線）センサと、磁気計を含む。姿勢決定装置はまた基本
的に言えば、宇宙船の慣性方向の変化を感知しそれに応
答する高速回転マスを使用する装置である種々の型式の
ジャイロスコープを含むことができる。姿勢決定装置は
またセンサおよび、またはジャイロスコープにより発生
された出力信号を適当な姿勢決定ソフトウエアにしたが
って処理するコンピュータを含む。コンピュータはさら
に典型的にゴダード軌道決定システム（ＧＴＤＳ）を使
用するゴダード宇宙飛行センタで発生され維持された宇
宙船天体位置表等から通常得られる天体位置データを備
える。「天体位置」は軌道全体の規則的間隔で宇宙船の
位置を示す数表に関係する技術用語である。正確な宇宙
船軌道情報は任意の特定の宇宙船のための容易で明確な
情報である。結果的に生じた天体位置は例えば磁気ディ
スクまたはテープまたは直接コンピュータメモリに記憶
される。いずれにせよコンピュータはセンサ発生データ
および天体位置データの両方を処理し、任意の所定の瞬
間に宇宙船の正確な姿勢を決定するように機能する。

【０００３】コンピュータはさらに決定された姿勢と所
望の姿勢とを比較し、その決定された姿勢から所望の姿
勢へ宇宙船を再び方向付けるために姿勢制御装置により
利用されるエラー信号または制御信号を発生するように
機能する。姿勢制御装置は宇宙船の姿勢を補正或いは調
節するために制御信号に応答して制御トルクを宇宙船に
与えるように機能する（例えば宇宙船内部座標系のｘ軸
、ｙ軸、ｚ軸を中心に回転する）トルク発生器を含む。 通常使用される代表的なトルク発生器は熱ガスまたは冷
ガス噴射器、ガスおよびイオンスラスタ、反動ホイール
、モーメントホイール、磁気コイル、制御モーメントジ
ャイロスコープ（ＣＭＧ）等を含む。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】宇宙船システムの分野
において良く知られているように、姿勢決定コンピュー
タは地上に位置されるか或いは宇宙船に搭載されること
ができる。一般的に、姿勢決定および制御システムが宇
宙船に完全に搭載され、適切な宇宙船姿勢の獲得および
維持が地上支援を本質的に必要としないならば、システ
ムは自主性であると考えられる。もしシステムが制御エ
レクトロニクス装置を搭載することにより部分的に機上
で制御され、さらに地上支持または制御ステーションか
ら部分的に制御されるとき、システムは半自主性である
ように考えられる。システムが地上ステーションから全
体的に制御されるとき、人間干渉（例えば開ループまた
は閉ループ）を必要としようがしまいが、システムは地
上で制御されると考えられる。典型的に、システムは半
自主性であり、センサおよび関連する搭載エレクトロニ
クス装置の発生する宇宙船姿勢データはデータを姿勢決
定コンピュータを収容する受信ステーション（例えばゴ
ダード宇宙飛行センタにあるオペレーション制御センタ
）に中継する地上追跡ステーションに送信される。コン
ピュータは上述のような一般的な方法でこのデータを処
理し、宇宙船に搭載されたトルク発生器制御エレクトロ
ニクス装置に結合される命令信号を発生するので、所望
の或いは適切な宇宙船姿勢を達成するために適切な制御
トルクの発生を容易にすることができる。

【０００５】一般的に、知られていない初期姿勢（例え
ば予備操縦）である姿勢操縦は姿勢獲得操縦と呼ばれる
。宇宙船は最初に発射運動体からの展開の際に軌道飛行
するとき、初期姿勢獲得が必要とされる。姿勢安定は基
準の外部構造に関して現在の姿勢を維持する方法である
。通常、姿勢安定は、通常の動作の正常ステーション保
持モード動作と呼ばれる動作の閉ループモードの精密サ
ーボの姿勢制御システムによって行われる。姿勢制御シ
ステムは一般的に宇宙船の動作姿勢を定められた動作領
域内に維持することが可能である。その動作領域は一般
的にセンサハードウェアの分解能、例えば地球または太
陽センサの視界および、またはサーボ制御ハードウェア
の速度および正確度、例えばスラスタの応答時間および
正確度によって限定される。いずれにせよ、この定めら
れた動作領域が（例えば妨害トルクによって）超過され
るとき、姿勢獲得操縦を実行するのに再び必要になる。 その場合、この操縦が開始されるとき宇宙船の初期姿勢
は知られていない。この過程は普通姿勢再獲得操縦と呼
ばれる。

【０００６】姿勢獲得および再獲得操縦は標準の姿勢制
御システムの動作の通常の閉ループモードを中断し、特
定の宇宙船およびその特定した役割のために注文設計さ
れたソフトウェアパッケージの制御（または部分的制御
）のもとで特別の姿勢操縦シーケンスを開始することに
よって実行される。姿勢制御システムの動作のこの獲得
または再獲得モードは動作の粗サーボモードとして考え
られることが可能であり、精密サーボ制御ソフトウェア
のプルインまたは捕捉領域内に姿勢をもたらすようにし
て宇宙船を方向付けるために利用される。

【０００７】本発明は、地球周辺の赤道またはほぼ赤道
の軌道（例えば赤道軌道の上下２０乃至３０度内）に位
置する３軸本体安定宇宙船例えば静止軌道の通信衛星に
関する。３軸本体安定人工衛星の姿勢制御システムは全
体の姿勢制御を可能にさせるために、人工衛星のロール
軸、ピッチ軸、およびヨー軸（例えば＋または−のピッ
チ軸、＋または−のロール軸、＋または−のヨー軸）の
それぞれを中心に回転するトルクを与えることが可能で
あるトルク発生器を有しなければならない。特定の静止
軌道通信衛星の場合、ヨー軸が天底（すなわち地球の中
心方向）へ向き、ピッチ軸が軌道平面と垂直でない方向
に向き、ロール軸が他の２つの軸と垂直であるとき、「
地球方向姿勢」と呼ばれる所望の姿勢が成遂げられる。 この場合、３つの軸に沿ったユニットベクトルはＲ＾＝
Ｐ＾×Ｙ＾の関係を有する。したがって、円形軌道の宇
宙船では、ロール軸は速度ベクトルに沿っている。すな
わち宇宙船の運動の方向にある。静止軌道通信衛星の領
域内において、人工衛星の動作／サービス寿命中に地球
方向姿勢を失う度に迅速に再獲得する能力は中断されな
い音声、データ、およびまたは放送ビデオ通信サービス
を提供する基本的役割に非常に重要である。さらに、人
工衛星の機能停止時間は人工衛星の高い動作コストによ
り非常に高価であることが容易に認識される。したがっ
て、人工衛星姿勢制御システムの動作の標準ステーショ
ン保持モードが中断される度に、適切な地球方向姿勢を
再獲得するために必要な時間を最小限にすることが非常
に望ましい。

【０００８】３軸本体安定宇宙船の適切な地球方向姿勢
を獲得或いは再獲得する多くの既知の技術があるが、米
国特許４，３５８，０７６　号明細書で開示されている
最も一般的に使用される技術は以下簡単に記載される日
暮れまたは夜明けの獲得技術である。基本的に、３つの
広視野（＋または−３５度×＋または−６０度）太陽セ
ンサおよび特定の走査プロファイルは太陽を位置付け、
宇宙船のロール軸と太陽線を整列させるために使用され
る。次に、ロール軸は太陽線を中心に回転されるので、
太陽センサが＋および−ロール軸の両方に位置されると
いう事実によって、ヨー軸対称地球センサ視野を１２時
間以内に地球に遭遇することを可能にさせる。故に、日
暮れおよび夜明けの両方で所望の地球方向姿勢の獲得が
可能である。この地球方向姿勢獲得技術は簡単で信頼性
があり且つ低コストであるが、獲得を達成するのに必要
な時間はそれによって生じた人工衛星機能停止時間の長
さによって顕著な欠点を構成する。迅速な（例えば１時
間以下の）獲得を達成する他の既知の技術があるが、こ
れらの技術（例えば星センサ技術）はそれを実行するた
めに非常に複雑で高価なハードウェアおよびソフトウェ
アを常に必要とするので、多くの適用に望ましい技術よ
りも信頼性が欠け高コストである。

【０００９】上述を基本として、３軸本体安定人工衛星
の地球方向姿勢を迅速に獲得する簡単で信頼性があり且
つ低コストで現在既知の地球方向姿勢獲得技術に関係す
る欠点を除去することができる技術が必要であることは
明らかである。

【００１０】本発明の主要な目的は、このような必要性
を満足させることである。

【００１１】

【課題を解決するための手段】本発明は、例えば地球周
辺例えば赤道または赤道付近の軌道平面を飛行するゼロ
モーメンタムまたはモーメンタムバイアス人工衛星のよ
うな３軸本体安定宇宙船の地球方向姿勢を獲得する方法
を含む。その方法は宇宙船のロール軸と太陽線を整列さ
せ、次に宇宙船のヨー軸と太陽線の間の角度が地球と太
陽の間の角度と等しいように宇宙船の方向を制御し、次
にヨー軸が宇宙船内部座標系の原点から地球に向けられ
たベクトルと整列されるように宇宙船の方向を制御し、
最後に宇宙船のピッチ軸が軌道平面に関して例えば軌道
平面と垂直である所望の姿勢に方向が移動されるるまで
ヨー軸を中心に宇宙船を回転させるステップを含実、そ
れによって地球方向姿勢の獲得が完了する。

【００１２】

【実施例】本発明は主に宇宙船の方位付けを操縦する方
法に関するものであり、ハードウェア自身は宇宙船姿勢
決定および制御システムの技術において良く知られてい
るため、ここではこの方法を実行するハードウエアの詳
細な説明は不要である従って、便利な姿勢制御ハードウ
ェア構造、例えば３軸本体安定宇宙船の制御に適切な上
記の論文（「宇宙船の姿勢決定および制御」）に示され
たシステム等が本発明の実行に使用されることを理解す
べきである。

【００１３】本発明の地球方向姿勢獲得方法の第１のス
テップは便宜上任意の便利な技術によって太陽線２２（
太陽に対して宇宙船２０から導かれたベクトルである）
とロール軸２１を整列するような、ゼロモーメンタムま
たはモーメンタムバイアスのいずれかのタイプであり得
る３軸本体安定化宇宙船２０の方位付けを操縦すること
である。 本発明の方法は例えば静止軌道通信衛星等の宇宙船と共
同した際、すなわち赤道または“ほぼ赤道”軌道平面（
例えば赤道の上下２０乃至３０°）において地球を軌道
に乗せた場合に最も有効であるが、本発明はこの内容に
限定されるものではない。以降、第１のステップを太陽
獲得ステップと呼ぶ。

【００１４】以下、太陽獲得ステップのこの特有の構成
は実施例の方法全体に限定されないという理解の下に太
陽獲得ステップの特定の構成を説明する。特に図１を参
照すると、ここで考慮される、地球方向姿勢を獲得する
ために宇宙船２０の方位を操縦する本発明の方法を行う
最良モードの太陽センサハードウェア構造の概略図が示
されている。特に図１に示されているように、２つの狭
いスリットの太陽センサ２３，２４が宇宙船２０のピッ
チ・ロールおよびロール・ヨー平面にそれぞれ配置され
、それによって宇宙船２０のピッチ・ロールおよびロー
ル・ヨー平面にそれぞれ位置された対応した狭い、平坦
な扇形の太陽センサ視界（ＦＯＶ）２６，２８を提供す
る。この特定の太陽センサ構造は、宇宙船姿勢決定およ
び制御システム（示されていない）に適切な宇宙船姿勢
データを与えることになよって以下説明される実施例の
方法全体の太陽獲得ステップの特定の実行を容易にする
。

【００１５】特に、本発明の方法の太陽獲得ステップは
、太陽線２２がピッチ・ロール平面に達するまで宇宙船
２０をピッチ軸３０を中心にして回転することによって
都合良く行われることができる。その後、宇宙船２０は
太陽線２２がロール・ヨー平面に達するまでそのヨー軸
３４を中心にして回転される。太陽獲得ステップはロー
ル軸２１が太陽線２２と整列された、すなわち太陽線２
２が図１に示されるように宇宙船２０のピッチ・ロール
およびロール・ヨー平面の交差部分と整列されたときに
終了する。

【００１６】本発明の地球方向姿勢獲得方法の第２のス
テップは、図２および図３において認められるようにヨ
ー軸３４と太陽線２２との間の角度Ａが地球・太陽角度
Ｂに等しいように宇宙船２０を方位付けすることである
。技術的に良く知られているように、地球・太陽角度Ｂ
は太陽線２２と宇宙船ロール、ヨー、ピッチ（ＲＰＹ）
座標系の原点から地球に引かれたベクトルＶ１との間に
形成された角度である。以下、ここで考えられる実施例
の方法全体の第２のステップを実行する最良モードを説
明する。

【００１７】第１に、第２のステップが始められる時の
地球・太陽角度Ｂは宇宙船および地球の天体位置データ
に基づいて決定され、宇宙船２０の本体の速度は公称的
にゼロにされ（例えば図１に見られるジャイロ３５の制
御下で）、ロール軸２１が太陽線２２と整列される。そ
の後ピッチ軸３０は角度Ａの大きさが実質的に角度Ｂの
大きさに等しい位置にヨー軸３４を移動するために９０
°−Ｂに等しい角度Ｃだけ回転される。このピッチ回転
操縦は地球から角度Ｂの１／２の円錐（示されていない
）上にヨー軸３４を位置させ、さらに太陽線２２および
以降探査走査回転軸と呼ぶ非主軸３９との整列からロー
ル軸２１を移動して太陽線２２と整列させる。

【００１８】本発明の地球方向姿勢獲得方法の第３のス
テップは、ヨー軸３４が地球の中心と整列されるように
宇宙船２０を方位付けすることである。前の、第２のス
テップは地球からの角度Ｂの半分の円錐上にヨー軸３４
を位置したので、上記において定められた第３のステッ
プは探査走査回転軸３９を中心にして宇宙船２０を回転
し、一方技術的に良く知られた任意の便利なタイプのヨ
ー軸ボアサイト地球センサ４０（図１参照）により地球
を探査することによって簡単に実現され、それによって
ヨー軸３４を円錐運動させ、それによって適切な円錐走
査幾何学形状を提供することが容易に理解されるであろ
う。この過程によって行われた宇宙船２０の幾何学な位
置付けのためにヨー軸３４の宇宙船２０が探査走査回転
軸３９を中心にする１回転の間に地球に面することが保
証される。次に、ヨー軸３４が地球の中心と整列される
位置（以降、“地球獲得位置”と呼ぶ）に宇宙船２０を
ロックするために、宇宙船２０の姿勢位置付けシステム
（示されていない）は、地球が地球センサの視界内に完
全に位置したときに通常の方法でヨー軸３４の円錐運動
をゼロにするために使用される。 その際、宇宙船２０のロールおよびピッチの地球センサ
測定値（もちろん、地上制御ステーションに遠隔送信さ
れることができる）はヨー軸３４を中心に位置させる、
すなわち地球の中心とヨー軸３４を完全に整列させるた
めに姿勢位置付けシステムによって使用される。

【００１９】この時点で地球獲得位置における宇宙船２
０に関して、ピッチ軸３０が軌道平面４１に関して所望
の姿勢、例えば宇宙船２０の最終的な地球位置付け姿勢
を示している図３に示されているように軌道平面４１に
垂直に方位付けされるまでヨー軸３４を中心にして宇宙
船２０を回転するステップだけが残っている。要求され
る回転角度は姿勢情報を使用せずに天体位置データから
完全に計算されることができる。この時点で、本発明の
地球位置付け姿勢獲得方法または操縦は完了し、宇宙船
姿勢制御システムは通常のステーションキープ動作モー
ドに戻される。

【００２０】上記には本発明の方法を実行する現在にお
ける最良モードが示されているが、当業者により認識さ
れ得る本発明の概念の多数の変形、修正および改良は本
発明の技術的範囲内で行われ、特許請求の範囲に基づい
て解釈されなければならないことが明確に理解されるべ
きである。

【図面の簡単な説明】

【図１】３軸本体安定宇宙船の所望の地球方向姿勢を獲
得するために本発明の方法を実行する現在期待される優
良なモードで使用された太陽および地球センサ形状の概
略図。

【図２】本発明の方法の概念を説明する太陽−地球宇宙
船の関係を示すベクトル図。

【図３】本発明の方法の概念をさらに説明する球状を示
す宇宙船を中心にした球状図。

【図４】地球方向姿勢で地球周辺を軌道飛行する宇宙船
の図。

【符号の説明】

２０…宇宙船、２１…ロール軸、２２…太陽線、２３，
２４　…太陽センサ、２６，２８　…太陽センサの視界
、３０…ピッチ軸、３４…ヨー軸、３９…非主軸、４０
…地球センサ。

Claims (4)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】　　ロール軸と、ピッチ軸と、ヨー軸を有
   し、地球周辺の軌道平面を飛行し、宇宙船から太陽に向
   けられた第１のベクトルが太陽線を限定している３軸本
   体安定宇宙船の地球方向姿勢を獲得する方法において、
   前記宇宙船の前記ロール軸と前記太陽線を整列させ、前
   記ヨー軸と前記太陽線の間に形成された第１の角度が前
   記太陽線と前記宇宙船から地球に向けられた第２のベク
   トルの間に形成された第２の角度と等しくなるように前
   記宇宙船の方向を制御し、前記ヨー軸が前記太陽線を中
   心に前記宇宙船を回転させることによって前記第２のベ
   クトルと整列されるように前記宇宙船を方向付け、前記
   ピッチ軸が前記軌道平面に関して所望のピッチ軸角度で
   方向付けられるまで前記ヨー軸を中心に前記宇宙船を回
   転させ、それによって地球方向姿勢の獲得を完了する順
   次のステップを含む方法。
2. 【請求項２】　　前記整列ステップは、前記太陽線が前
   記ピッチ軸およびロール軸によって限定された第１の面
   に位置するまで前記ピッチ軸を中心に前記宇宙船を回転
   させ、前記太陽線が前記ロール軸およびヨー軸によって
   限定された第２の面に位置するまで前記ヨー軸を中心に
   前記宇宙船を回転させ、前記ロール軸と前記太陽線を整
   列させるサブステップを含む請求項１記載の方法。
3. 【請求項３】　　前記第１の方向付けステップは、宇宙
   船および地球天体位置データを設け、前記第２の角度の
   大きさを決定するために前記宇宙船および地球の天体位
   置データを利用し、前記太陽線と整列されたロール軸と
   、ピッチ軸と、ヨー軸とを中心に回転する前記宇宙船の
   運動を公称的にゼロにし、９０度マイナス前記決定され
   た第２の角度の大きさに等しい回転角度で前記ピッチ軸
   を回転させるステップを含み、前記太陽線と第３の角度
   を形成する前記第２の平面の位置に前記ヨー軸を移動さ
   せ、前記第３の角度の大きさは前記第２の角度の大きさ
   に実質上等しく、上述のステップによって、前記ヨー軸
   が前記第２の角度の半分の角度を有する円錐体上に位置
   付けられ、前記ロール軸が前記太陽線との整列から外れ
   て位置され、宇宙船の非主軸が前記太陽線と整列するサ
   ブステップを含む請求項２記載の方法。
4. 【請求項４】　　前記第２の方向付けステップは、前記
   宇宙船の非主軸を中心にして宇宙船を回転させ、円錐運
   動を前記ヨー軸に与え、地球を捜査するためにヨー軸ボ
   アサイト地球センサを利用し、前記地球センサによる地
   球の方向に応答して前記ヨー軸の円錐運動をゼロにし、
   前記ヨー軸と前記第２のベクトルを整列させるように前
   記宇宙船の姿勢を微調節するサブステップを含む請求項
   ３記載の方法。