JPH04260899A - 宇宙機の姿勢制御方式 - Google Patents
宇宙機の姿勢制御方式Info
- Publication number
- JPH04260899A JPH04260899A JP3022158A JP2215891A JPH04260899A JP H04260899 A JPH04260899 A JP H04260899A JP 3022158 A JP3022158 A JP 3022158A JP 2215891 A JP2215891 A JP 2215891A JP H04260899 A JPH04260899 A JP H04260899A
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- Japan
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- spacecraft
- angular velocity
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- Withdrawn
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- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 13
- 206010034719 Personality change Diseases 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 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】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、宇宙機に適用される姿
勢制御方式に関する。 【０００２】 【従来の技術】宇宙機の姿勢制御においては、図３（ａ
）（ｂ）に示すように宇宙機１を回転軸２のまわりに角
度θだけ回転させることにより、初期状態から最終目標
状態へと姿勢を変更させていた。この時の、回転軸２ま
わりの角速度ベクトルは図４に示すようにして求めてい
た。 【０００３】先ず、現時点の姿勢から最終目標姿勢への
姿勢変換の回転軸２について、その方向の単位ベクトル
ｅＶ 及び回転角θを求める。次いで、角速度ベクトル
ｗＣ を次のようにして演算する。 ｗＣ ＝ｋ・θ・ｅＶ … （１）但し、ｗＣ ：
角速度ベクトル ｋ ：ゲイン θ ：現時点の姿勢から最終目標姿勢までの回転軸２
まわりの角度差 ｅＶ ：回転軸２についての単位ベクトル 尚、角速
度ベクトルｗＣ は、姿勢制御装置（図示省略）により
発揮し得る制御力を越えることはできない。 この為、角速度ベクトルｗが、姿勢変更に使用できる角
速度の最大値ｗｍａｘ をこえる場合（｜ｗ｜＞ｗｍａ
ｘ ）には、つぎのように、回転角度ベクトルｗを制限
する。 ｗＣ ＝ｗｍａｘ ・ｅＶ …（２） 【０００４
】このようにして求めた角速度ベクトルｗＣ を、宇宙
機の姿勢制御装置に角速度ベクトルコマンドとして指令
し、宇宙機１を角速度ベクトルｗＣ に応じた速度で回
転軸２を中心として回転させていた。 【０００５】 【発明が解決しようとする課題】しかしながら、姿勢制
御装置に指令される角速度ベクトルｗＣ は、宇宙機１
の現時点の姿勢と最終的な目的の姿勢との角度差θに比
例するため、宇宙機１の姿勢が最終目標姿勢に近づいて
角度差θが小さくなるに従って小さくなる。この為、こ
の角速度ベクトルｗＣ に応じて姿勢制御装置が宇宙機
１の速度を減速させる為、宇宙機の回転速度が次第に遅
くなり最終的な姿勢を確立するのに要する時間は短くな
かった。 【０００６】特に初期状態が停止状態で、最終目標状態
との角度差θが僅かである場合には、起動時から制御装
置に指令される角速度ベクトルが小さい為、姿勢変更の
速度の遅さが特に顕著となり、姿勢変更の量は僅かであ
るにもかかわらず、これを完了するのに長時間を要して
いた。ここで、宇宙機１を初期状態から最終目標状態へ
と最も早く姿勢変更するには、姿勢制御装置により発揮
される最大の角速度ｗｍａｘ を角速度として回転させ
れば良い。 【０００７】しかし、最終的な目的状態に到達した時に
角速度が零ではなければ、宇宙機は瞬時に停止すること
ができないから、その最終的な目的状態を通り過ぎてし
まうことになる。従って、最終目標状態において静止す
るため、つまり、最終目標状態において角速度ベクトル
ｗを零とするため、一定期間減速して停止する必要があ
るが、減速度も、姿勢制御装置の制御力に制限されるの
で、一定以上に大きくすることはできない。 【０００８】本発明は、上記従来技術に鑑みて成された
ものであり、姿勢制御装置により発生しうる制御力の大
きさを応じて可能な限り迅速に姿勢変換可能な宇宙機の
姿勢制御方式を提供することを目的とする。 【０００９】 【課題を解決するための手段】斯かる目的を達成する本
発明の構成は宇宙機を或る回転軸回りに回転させること
により、初期状態から静止的な最終目標状態へと姿勢を
変更する姿勢制御方式において、初期状態から所定の回
転角度となる迄は姿勢制御装置により発揮し得る最大の
角速度で回転させ、所定の角度となった以後は、前記姿
勢制御装置により発揮し得る最大の減速度で減速して最
終目標状態で静止させることを特徴とする。 【００１０】 【実施例】以下、本発明について、図面に示す実施例を
参照して詳細に説明する。図１及び図２に本発明の一実
施例を示す。本実施例では、宇宙機の姿勢制御装置から
発生される制御力により得られる代表的な角加速度αｎ
ｏｍｉｎａｌを利用するものである。ここで、角加速度
αｎｏｍｉｎａｌ とは、姿勢制御装置の能力を越えず
、又小さすぎない適当な値のことである。この角加速度
αｎｏｍｉｎａｌ で角速度ｗから減速して停止するた
め、つまり、角加速度αｎｏｍｉｎａｌ を減速度とし
て使用して停止するためには、次の関係式を満たす必要
がある。但し、角加速度αｎｏｍｉｎａｌ と正の値と
する。 ｗ−αｎｏｍｉｎａｌ ・ｔ＝０ …（３） 但し、
ｔは減速を開始して、停止するまでの時間である。 【００１１】また、角加速度αｎｏｍｉｎａｌ で減速
して停止するまでの角度θとの間には、次の関係式を満
たす必要がある。 θ−（１／２）αｎｏｍｉｎａｌ ・ｔ２ ＝０ …
（４） 上記（３）（４）により、角度θ、速度ｗを求
めると、次式が導かれる。 θ＝ｗ２／（２・αｎｏｍｉｎａｌ ） …（５）
ｗ＝（２・θ・αｎｏｍｉｎａｌ ） １／２
…（６） 【００１２】従って、姿勢制御装置により発
揮し得る最大の角速度ｗｍａｘから角加速度αｎｏｍｉ
ｎａｌ で減速して停止するまでの角度θＤ は、上記
（５） のｗをｗｍａｘ に置き換えると良い（図１参
照）。即ち、次式のようになる。 θＤ ＝ｗｍａｘ ２／（２・αｎｏｍｉｎａｌ ）
…（７） 結局、上記式（７） に示す角度θＤ
になるまでは、最大の角速度ｗｍａｘ で回転させ、そ
の後は、加速度αｎｏｍｉｎａｌ で減速させれば、最
終的な目的状態へ最も早く到達して、その最終的な状態
で静止した状態とすることができるのである。 【００１３】図２は、本発明の姿勢制御方法の一実施例
であり、上記式（７）に示す角度θＤ になるまでは、
姿勢制御装置で発揮される最大の角速度ｗｍａｘ で回
転させ、その角度に到達した以後は、加速度αｎｏｍｉ
ｎａｌ で減速する場合を示すフローチャートである。 【００１４】先ず、現時点の姿勢から最終目標姿勢への
姿勢変換の回転軸２について、その方向の単位ベクトル
ｅＶ 及び回転角θを求める。次いで、姿勢制御装置の
能力、配置等より発揮し得る最大の角速度ｗｍａｘ 及
び姿勢制御装置の能力、宇宙機の慣性データ等から代表
的な角加速度αｎｏｍｉｎａｌ を算出する。 【００１５】引き続き、現在の角度差θが、以下の不等
式を満たすかどうか判定する。 θ＞ｗｍａｘ ２／（２・αｎｏｍｉｎａｌ ）
…（８） この式（８） を充足する場合は減速領域で
はないので、角速度ベクトルｗは最大の角速度ｗｍａｘ
を用いて次のようにして算出する。 ｗｃ ＝ｗｍａｘ ・ｅＶ … （９）この角速度
ベクトルｗｃ は姿勢制御装置に指令され、この角速度
ベクトルｗｃ に応じた最大の角速度ｗｍａｘ で宇宙
機１を回転させる。 【００１６】その後、角度差θがθＤ と等しいか又は
小さくなり、上記式（８） を充足しない場合は、減速
領域となったことになり、加速度αｎｏｍｉｎａｌ で
減速するため、次式で角速度ベクトルｗｃ を算出する
。 ｗｃ ＝（２・θ・αｎｏｍｉｎａｌ ） １／２・ｅ
Ｖ … （１０） このような式 （１０） は、
姿勢制御装置の計算刻み毎に繰り返して演算され、順次
角速度を新たに演算したものを姿勢制御装置に出力する
。 【００１７】このように、角速度ｗが次第に低くなり、
減速される為、最終的目標状態では、静止した状態とな
り、その状態が保持される。このように、本実施例では
、一定角度θＤ となるまでは、姿勢制御装置により発
揮し得る最大の角速度でｗｍａｘ で回転させるので、
最も早く最終目標姿勢に到達することができる。また、
一定の角度θＤ となった後は、姿勢制御装置により発
揮できる適当な角加速度αｎｏｍｉｎａｌ で減速する
ので、最終的目標状態において角速度が零となり、静止
状態を保持することができる。 【００１８】 【発明の効果】以上、実施例に基づいて具体的に説明し
たように、本発明は、初期状態の姿勢と最終的な目標状
態の姿勢との角度差に基づかず、姿勢制御装置の発揮し
得る制御力を基づいて、可能な限り大きな角速度ベクト
ルで宇宙機を回転させるので、上記角度差が小さくなっ
ても、迅速に最終目標状態に到達することができる。ま
た、最終目標状態に到達する前に、適当な源速度で減速
するので、最終目標状態で、角速度が零となり、静止し
た状態を保持することができる。
勢制御方式に関する。 【０００２】 【従来の技術】宇宙機の姿勢制御においては、図３（ａ
）（ｂ）に示すように宇宙機１を回転軸２のまわりに角
度θだけ回転させることにより、初期状態から最終目標
状態へと姿勢を変更させていた。この時の、回転軸２ま
わりの角速度ベクトルは図４に示すようにして求めてい
た。 【０００３】先ず、現時点の姿勢から最終目標姿勢への
姿勢変換の回転軸２について、その方向の単位ベクトル
ｅＶ 及び回転角θを求める。次いで、角速度ベクトル
ｗＣ を次のようにして演算する。 ｗＣ ＝ｋ・θ・ｅＶ … （１）但し、ｗＣ ：
角速度ベクトル ｋ ：ゲイン θ ：現時点の姿勢から最終目標姿勢までの回転軸２
まわりの角度差 ｅＶ ：回転軸２についての単位ベクトル 尚、角速
度ベクトルｗＣ は、姿勢制御装置（図示省略）により
発揮し得る制御力を越えることはできない。 この為、角速度ベクトルｗが、姿勢変更に使用できる角
速度の最大値ｗｍａｘ をこえる場合（｜ｗ｜＞ｗｍａ
ｘ ）には、つぎのように、回転角度ベクトルｗを制限
する。 ｗＣ ＝ｗｍａｘ ・ｅＶ …（２） 【０００４
】このようにして求めた角速度ベクトルｗＣ を、宇宙
機の姿勢制御装置に角速度ベクトルコマンドとして指令
し、宇宙機１を角速度ベクトルｗＣ に応じた速度で回
転軸２を中心として回転させていた。 【０００５】 【発明が解決しようとする課題】しかしながら、姿勢制
御装置に指令される角速度ベクトルｗＣ は、宇宙機１
の現時点の姿勢と最終的な目的の姿勢との角度差θに比
例するため、宇宙機１の姿勢が最終目標姿勢に近づいて
角度差θが小さくなるに従って小さくなる。この為、こ
の角速度ベクトルｗＣ に応じて姿勢制御装置が宇宙機
１の速度を減速させる為、宇宙機の回転速度が次第に遅
くなり最終的な姿勢を確立するのに要する時間は短くな
かった。 【０００６】特に初期状態が停止状態で、最終目標状態
との角度差θが僅かである場合には、起動時から制御装
置に指令される角速度ベクトルが小さい為、姿勢変更の
速度の遅さが特に顕著となり、姿勢変更の量は僅かであ
るにもかかわらず、これを完了するのに長時間を要して
いた。ここで、宇宙機１を初期状態から最終目標状態へ
と最も早く姿勢変更するには、姿勢制御装置により発揮
される最大の角速度ｗｍａｘ を角速度として回転させ
れば良い。 【０００７】しかし、最終的な目的状態に到達した時に
角速度が零ではなければ、宇宙機は瞬時に停止すること
ができないから、その最終的な目的状態を通り過ぎてし
まうことになる。従って、最終目標状態において静止す
るため、つまり、最終目標状態において角速度ベクトル
ｗを零とするため、一定期間減速して停止する必要があ
るが、減速度も、姿勢制御装置の制御力に制限されるの
で、一定以上に大きくすることはできない。 【０００８】本発明は、上記従来技術に鑑みて成された
ものであり、姿勢制御装置により発生しうる制御力の大
きさを応じて可能な限り迅速に姿勢変換可能な宇宙機の
姿勢制御方式を提供することを目的とする。 【０００９】 【課題を解決するための手段】斯かる目的を達成する本
発明の構成は宇宙機を或る回転軸回りに回転させること
により、初期状態から静止的な最終目標状態へと姿勢を
変更する姿勢制御方式において、初期状態から所定の回
転角度となる迄は姿勢制御装置により発揮し得る最大の
角速度で回転させ、所定の角度となった以後は、前記姿
勢制御装置により発揮し得る最大の減速度で減速して最
終目標状態で静止させることを特徴とする。 【００１０】 【実施例】以下、本発明について、図面に示す実施例を
参照して詳細に説明する。図１及び図２に本発明の一実
施例を示す。本実施例では、宇宙機の姿勢制御装置から
発生される制御力により得られる代表的な角加速度αｎ
ｏｍｉｎａｌを利用するものである。ここで、角加速度
αｎｏｍｉｎａｌ とは、姿勢制御装置の能力を越えず
、又小さすぎない適当な値のことである。この角加速度
αｎｏｍｉｎａｌ で角速度ｗから減速して停止するた
め、つまり、角加速度αｎｏｍｉｎａｌ を減速度とし
て使用して停止するためには、次の関係式を満たす必要
がある。但し、角加速度αｎｏｍｉｎａｌ と正の値と
する。 ｗ−αｎｏｍｉｎａｌ ・ｔ＝０ …（３） 但し、
ｔは減速を開始して、停止するまでの時間である。 【００１１】また、角加速度αｎｏｍｉｎａｌ で減速
して停止するまでの角度θとの間には、次の関係式を満
たす必要がある。 θ−（１／２）αｎｏｍｉｎａｌ ・ｔ２ ＝０ …
（４） 上記（３）（４）により、角度θ、速度ｗを求
めると、次式が導かれる。 θ＝ｗ２／（２・αｎｏｍｉｎａｌ ） …（５）
ｗ＝（２・θ・αｎｏｍｉｎａｌ ） １／２
…（６） 【００１２】従って、姿勢制御装置により発
揮し得る最大の角速度ｗｍａｘから角加速度αｎｏｍｉ
ｎａｌ で減速して停止するまでの角度θＤ は、上記
（５） のｗをｗｍａｘ に置き換えると良い（図１参
照）。即ち、次式のようになる。 θＤ ＝ｗｍａｘ ２／（２・αｎｏｍｉｎａｌ ）
…（７） 結局、上記式（７） に示す角度θＤ
になるまでは、最大の角速度ｗｍａｘ で回転させ、そ
の後は、加速度αｎｏｍｉｎａｌ で減速させれば、最
終的な目的状態へ最も早く到達して、その最終的な状態
で静止した状態とすることができるのである。 【００１３】図２は、本発明の姿勢制御方法の一実施例
であり、上記式（７）に示す角度θＤ になるまでは、
姿勢制御装置で発揮される最大の角速度ｗｍａｘ で回
転させ、その角度に到達した以後は、加速度αｎｏｍｉ
ｎａｌ で減速する場合を示すフローチャートである。 【００１４】先ず、現時点の姿勢から最終目標姿勢への
姿勢変換の回転軸２について、その方向の単位ベクトル
ｅＶ 及び回転角θを求める。次いで、姿勢制御装置の
能力、配置等より発揮し得る最大の角速度ｗｍａｘ 及
び姿勢制御装置の能力、宇宙機の慣性データ等から代表
的な角加速度αｎｏｍｉｎａｌ を算出する。 【００１５】引き続き、現在の角度差θが、以下の不等
式を満たすかどうか判定する。 θ＞ｗｍａｘ ２／（２・αｎｏｍｉｎａｌ ）
…（８） この式（８） を充足する場合は減速領域で
はないので、角速度ベクトルｗは最大の角速度ｗｍａｘ
を用いて次のようにして算出する。 ｗｃ ＝ｗｍａｘ ・ｅＶ … （９）この角速度
ベクトルｗｃ は姿勢制御装置に指令され、この角速度
ベクトルｗｃ に応じた最大の角速度ｗｍａｘ で宇宙
機１を回転させる。 【００１６】その後、角度差θがθＤ と等しいか又は
小さくなり、上記式（８） を充足しない場合は、減速
領域となったことになり、加速度αｎｏｍｉｎａｌ で
減速するため、次式で角速度ベクトルｗｃ を算出する
。 ｗｃ ＝（２・θ・αｎｏｍｉｎａｌ ） １／２・ｅ
Ｖ … （１０） このような式 （１０） は、
姿勢制御装置の計算刻み毎に繰り返して演算され、順次
角速度を新たに演算したものを姿勢制御装置に出力する
。 【００１７】このように、角速度ｗが次第に低くなり、
減速される為、最終的目標状態では、静止した状態とな
り、その状態が保持される。このように、本実施例では
、一定角度θＤ となるまでは、姿勢制御装置により発
揮し得る最大の角速度でｗｍａｘ で回転させるので、
最も早く最終目標姿勢に到達することができる。また、
一定の角度θＤ となった後は、姿勢制御装置により発
揮できる適当な角加速度αｎｏｍｉｎａｌ で減速する
ので、最終的目標状態において角速度が零となり、静止
状態を保持することができる。 【００１８】 【発明の効果】以上、実施例に基づいて具体的に説明し
たように、本発明は、初期状態の姿勢と最終的な目標状
態の姿勢との角度差に基づかず、姿勢制御装置の発揮し
得る制御力を基づいて、可能な限り大きな角速度ベクト
ルで宇宙機を回転させるので、上記角度差が小さくなっ
ても、迅速に最終目標状態に到達することができる。ま
た、最終目標状態に到達する前に、適当な源速度で減速
するので、最終目標状態で、角速度が零となり、静止し
た状態を保持することができる。
【図１】初期状態の姿勢から最終目標状態の姿勢に至る
までの角度差と角速度の関係を示すグラフである。
までの角度差と角速度の関係を示すグラフである。
【図２】本発明の一実施例を示すフローチャートである
。
。
【図３】同図（ａ） は初期状態の宇宙機の説明図、同
図（ｂ） は最終目標状態の宇宙機の説明図である。
図（ｂ） は最終目標状態の宇宙機の説明図である。
【図４】従来の姿勢制御方法を示すフローチャートであ
る。
る。
１ 宇宙機
２ 回転軸
ｗｃ 角速度ベクトル
ｗ 角速度
ｗｍａｘ 最大の角速度
αｎｏｍｉｎａｌ 代表的な加速度
Claims (1)
- 【請求項１】 宇宙機を或る回転軸回りに回転させる
ことにより、初期状態から静止的な最終目標状態へと姿
勢を変更する姿勢制御方式において、初期状態から所定
の回転角度となる迄は姿勢制御装置により発揮し得る最
大の角速度で回転させ、所定の角度となった以後は、前
記姿勢制御装置により発揮される適当な減速度で減速し
て最終目標状態で静止させることを特徴とする宇宙機の
姿勢制御方式。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3022158A JPH04260899A (ja) | 1991-02-15 | 1991-02-15 | 宇宙機の姿勢制御方式 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3022158A JPH04260899A (ja) | 1991-02-15 | 1991-02-15 | 宇宙機の姿勢制御方式 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04260899A true JPH04260899A (ja) | 1992-09-16 |
Family
ID=12075031
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3022158A Withdrawn JPH04260899A (ja) | 1991-02-15 | 1991-02-15 | 宇宙機の姿勢制御方式 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH04260899A (ja) |
-
1991
- 1991-02-15 JP JP3022158A patent/JPH04260899A/ja not_active Withdrawn
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19980514 |