JPH0522640B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は人工衛星の姿勢制御方式に関する。

人工衛星の姿勢制御精度を向上させるために、
恒星センサを用いた姿勢決定と、軌道情報を用い
た目標姿勢状態の決定に基づく人工衛星の姿勢制
御方式を開発することが必要となると考えられ
る。

ところで、従来開発されているこの種の姿勢制
御方式は第１図に示すように地球センサを用いて
地球中心方向と微星機軸方向との相対的な偏差
（φ、θ）を検出し、さら詳しくはロール偏差φ
はセンサ視野１、２による地球走査巾の差から、
またピツチ偏差θは基準パルスの走査パルス中心
からのズレから検出し、この偏差が零となるよう
に制御するものであつた。しかしながら、前記し
た従来の方法では衆知のように、地球大気の輻射
変動のため地球センサによる偏差の検出精度が劣
り、このため人工衛星の高い精度で制御すること
が困難であつた。また、従来の姿勢制御方式では
姿勢の偏差だけを制御補償の対象とした制御方式
であるので、姿勢の変化速度を同時に目標値と一
致するように制御するのは困難である。姿勢決定
にあたつては常に慣性センサデータが必要であ
る。などの欠点があつた。

この発明は、将来開発が予測される高精度三軸
姿勢制御衛星を実現するために必要となる人工衛
星の姿勢制御方式に関し、恒星センサを用いて慣
性空間座標に対する人工衛星の姿勢を決定し、こ
れと地上局コマンドによる軌道情報を用いて計算
した目標姿勢状態に基づいて、姿勢状態を所望の
状態に制御するように構成した人工衛星の姿勢制
御方式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。

第２図はホイールを用いた姿勢制御の一般的概
念を示す図である。この図において人工衛星１は
衛星後軸座標X_B、Y_B、Z_B方向にそれぞれホイー
ル２をトルク発生器として搭載しており、このホ
イール２に加えると電圧あるいは電流を増加又は
減少させると、ホイール２の回転速度が増加又は
減少する。このとき生じる電磁気力による反作用
を利用して人工衛星１をX_B、Y_B、Z_B軸回りに制
御することができる。

第３図はこの発明による姿勢制御方式の概念を
示す図である。図において３は太陽センサ、４は
慣性センサ、５は恒星センサ、６は太陽捕捉制御
装置、７はガスジエツト、８は姿勢決定装置、９
は目標姿勢計算装置、１０は姿勢制御装置、１１
は計算機、１２はアクチユエータ制御回路であ
る。

このような構成において、慣性センサによつて
測定した衛星機軸回りの回転角速度ω_l（ｌ＝１、
２、３）を入力として、太陽捕捉制御装置６は衛
星機軸回りの回転角速度が予め設定した角速度
ω^o _lと一致するように制御するための制御信号を
ガスジエツト７へ出力する。これによつて、ガス
ジエツト７が動作しその反作用によつて、衛星は
機軸回りに回転する。姿勢の回転に伴つて、太陽
センサ３の視野内に太陽光S_lが入射し、太陽方向
と所定の機軸方向（以下本実施例ではこの機軸を
−X_Bとする。）とのなす角度関係（θ、φ）が検
出される。太陽センサ３によつて上記（θ、φ）
が観測され始めたら以後太陽捕捉制御装置６は太
陽センサ３によつて観測した（θ、φ）を入力と
して、ガスジエツト７を動作させ、−X_B軸が太陽
方向と一致するように制御する。

太陽センサ３による観測値（φ、θ）が共に、
予め設定したリミツト値より小さくなつたら姿勢
決定処理開始信号を姿勢決定装置８へ送り、スイ
ツチS₁を開にする。

恒星センサ５のデータを入力として、姿勢決定
装置８は人工衛星の姿勢を計算し出力する。目標
姿勢計算装置９は地上局からのコマンド信号とし
て定期的に伝送される軌道情報をスイツチS₂を閉
じて読込み、これと姿勢決定装置８からの出力信
号を入力として、目標姿勢状態例えば衛星に対す
る地球中心方向の単位ベクトルとその変化速度を
計算し出力する。姿勢制御装置１０は上記姿勢決
定装置８で与えられる現時点の姿勢状態と上記目
的姿勢計算装置９で与えられる未来時点の目標姿
勢状態とマクチユエータ制御回路１２からの出力
であるホイール回転角速度とを入力として、姿勢
制御のための操作量を計算し出力する。このよう
に構成された制御用計算機の出力信号を入力とし
て、以下アクチユエータ制御回路１２において入
力信号に対応したアナログ電圧を発生しこれをホ
イールに印加してホイールの回転角速度を制御す
ることにより、人工衛星の姿勢制御を実現させる
ものである。

以下、上記発明の各装置の更に具体的な構成の
一実施例について説明する。

第４図はこの発明による姿勢制御時方式の構成
を示す図である。

図において、３は太陽センサ、４は慣性セン
サ、５は恒星センサ、６は太陽捕捉制御装置、７
はガスジエツト、８は目標姿勢計算装置、１１は
計算機、１２はアクチユエータ制御回路、１３は
恒星ベクトル計算装置、１４は恒星同定処理装
置、１５はデータベース、１６はサブカタログ編
集装置、１７は姿勢計算装置、１８は予測姿勢状
態計算装置、１９は制御パラメータ計算装置、２
０は制御変数計算装置である。

まず、太陽捕捉制御装置６について第５図、第
６図を用いて説明する。

第５図は、−X_B軸を太陽方向へ向けるための制
御系の恒星概念を示す図である。

図において、３は太陽センサ、４は慣性セン
サ、６は太陽捕捉制御装置、７はガスジエツト、
２１は推力弁制御回路、２２は終了信号発生器で
ある。

このような構成において、太陽センサ３が太陽
を検出していない場合、スイツチSW₁、SW₂を閉
にし、慣性センサ４による衛星機軸回り回転角度
速度ω₂（Y_B軸回りの回転角速度）、ω₃（Z_B軸回りの
回転角速度）の観測値の設定角速度ω^o ₂、ω^o ₂との
偏差（ω^o ₂−ω²）、（ω^o ₃−ω³）を入力として、推力
弁制御回路２１は上記偏差が零となるまでガスジ
エツトを動作させる。これによつて衛星はY_B軸
回りにω^o ₂、ＺＢ軸回りにω^o ₃の角速度で回転する。
回転に伴つて、太陽センサSS₁およびSS₂３（本
実施例では２個の太陽センサを想定している。）
の視野にそれぞれ太陽が入る。

太陽センサSS₁３が太陽を検出したらスイツチ
SW₁を開にし、以後太陽センサSS₁３によつて観
測される衛星機軸Z_Bと太陽方向S_Sのなす角（90°
−θ）を入力とし、推力弁制御回路２１はθが設
定値零と一致するまでガスジエツトＪ７を動作さ
せる。また、太陽センサSS₂３が太陽を検出した
らスイツチSW₂を開にし、以後太陽センサSS₂３
によつて観測されるY_B軸と太陽方向の単位ベク
トルS_Sとのなす角（90°−φ）を入力として、推
力弁制御回路２１はφが設定値零と一致するまで
ガスジエツトJ₂７を動作させる。

第６図ａ衛星機軸座標（X_B、Y_B、Z_B）との太
陽方向の単位ベクトルS_Sとの関係を示す概念図、
第６図ｂは太陽センサ３による太陽入射角測定の
原理を示す図である。図において、７はガスジエ
ツト、１は人工衛星本体、２３はスリツト、２４
は太陽電池素子、２５は遮光マスク、２６は極性
検出用太陽電池素子である。

第６図ｂの関係において、スリツト２３を通過
した太陽光S_lは太陽電池素子２４を照射する。太
陽電池素子２４上には遮光マスク２５が貼付けら
れており、その形状は衆知のように、例えば太陽
光S_lの入射角ｉに比例して出力が変化するように
なつているので、太陽方向S_Sと太陽センサ３の光
軸方向X₂とのなす角ｉが測定できる。なお、入
射角の極性即ち（＋）又は（−）は極性検出用太
陽電池素子２６の出力の有無によつて判定でき
る。従つて、このような太陽センサを２個組合せ
ることによつて、第６図ａに示す角度θおよびφ
を測定することができる。

いま、第６図ａの関係において、−X_B軸方向を
太陽方向（S_S方向）と一致するように制御するこ
とは、角θおよび角φが零になるように制御する
ことと同意義であることが判る。角θを零にする
ためにはガスジエツトJ₁７の上方ノズルから矢印
方向D₁に推薬を噴射して人工衛星本体１をY_B軸
回りに回転させ、角φを零にするためには、ガス
ジエツトJ₂７の左方ノズルから矢印方向D₂に推
薬を噴射して人工衛星本体をZ_B軸回りに回転させ
ることによつて達成できることが判る。なお、第
５図において、終了信号発生器２２はθおよひφ
がほぼ零に近い値に安定したことを判定して、恒
星ベクトル計算装置１３起動信号を送り、スイツ
チS₁を開にして姿勢制御を停止する。

姿勢決定装置８は恒星ベクトル計算装置１３、
恒星同定処理装置１４、データベース１５、サブ
カタログ編集装置１６、および姿勢計算装置１７
から構成される。

このような構成において、恒星センサ５によつ
て観測したセンサ視野内の恒星座標（Yi、Zi）
但しｉは観測恒星の番号を入力として、恒星ベク
トル計算装置１３は衛星極軸座標に対する恒星方
向の単位ベクトルSi（to）を計算する。サブカタ
ログ編集装置１６はデータベース１５中の恒星カ
タログを入力としてサブカタログS^a _j（ｊはカタロ
グ恒星番号）を編集する。このとき姿勢情報が必
要となるが、第一回目の処理では例えばデータベ
ース中に予め設定しておいた恒星のカタログの予
測値を用いる。恒星同定処理装置１４は上記のSi
(t)およびS^a _jを入力として、観測恒星Si(t)に対応す
るカタログ恒星Si^a _jを決定する。姿勢計算装置１
７は上記恒星同定処理結果に基づいて衛星の姿勢
を決定し出力する。

第７図は−X_B軸を太陽方向へ向けた後、X_B軸
方向と光軸X_S方向が一致するように取付けた恒
星センサ５による恒星観測の概念を示す図であ
る。姿勢基準としての慣性空間座標（X_I、Y_I、
Z_I）に対する太陽方向の単位ベクトルS_lは衆知の
ように暦表から簡単に計算できるので、人工衛星
の打上年月日が決まれば予め恒星センサの光軸
X_S方向が予測できる。従つて、恒星センサ４の
視野の大きさおよび機軸−X_B方向の太陽方向に
対する設定誤差を考慮して、恒星センサ５の観測
対象となる恒星のカタログを恒星データベース１
５内に準備しておくことができる。このカタログ
恒星方向の慣性空間座標に対する単位ベクトルを
S^a _j（ｊ＝１、２、……）とする。

一方、恒星センサ５によつて、センサ視野内の
恒星座標（y_i、Z_i）が観測される。これ入力とし
て、恒星ベクトル計算装置１５は衛星機軸座標
（X_B、Y_B、Z_B）に対する恒星方向の単位ベクトル
S_iを計算する。

si＝〔_BC_IＳ〕cos y_i cos Z_i Sin y_i cos z_i sin z_i −(1) 但し、〔_BC_S〕は恒星センサ座標（X_S、Y_S、Z_S）
と衛星機軸座標（X_B、Y_B、Z_B）の関係を与える
座標変換行列であり、本実施例では単位行列で与
えることができる。

なお、この実施例では恒星センサ５による複数
個の観測値の中から合計３個すなわちS₁、S₂、S₃
を選定して以下の同定処理に用いることとする。

一方、サブカタログ編集装置１６はデータベー
ス１５と姿勢計算装置１７から与えられる〔_BC_I）
ｔ（但し初回の処理のみ、上記したように予め設
定しておいた恒星カタログを用いる）を入力とし
て、以下の方法でサブカタログS^a _jを編集する。

まず、恒星センサの光軸方向の単位ベクトルi_Si
(t)を次式により計算する。

i_Si(T)＝〔_SC_B〕_l〔_BC_I〕_t〔１、０、０〕^T、ｌ＝１
、
２ −(2) つぎに、データベース１５中の恒星カタログ
SS^aから以下の条件式により、恒星センサ視野内
に存在する予測される恒星S^a _jを選出する。

S^a _j(t)〔^a｜｜cos^-1〔^a・i_Si｝｜＜ε₁〕−(
3) 但しε₁は恒星センサの視野の大きさなどを考慮
して一定の値に設定する。

恒星同定処理装置１４は上記(1)式で与えられる
Si(t)、ｉ＝１、２、３と(3)式で与えられる恒星カ
タログ値S^a _jを用いて以下の同定処理を行う。

まず、a₁＝S₁(t)・S₂(t) a₂＝S₂(t)・S₃(t) a₃＝S₃(t)・S₁(t) −(4) を計算する。

つぎに、カタログから１個の恒星S^a _jを取出し、
カタログ内の残りのｊ−１個の恒星に対し、あら
かじめ設定した定数ε₁用いて、 S^a _j・S^a _j-1−a_i＞cos ε₁、ｉ＝１、２、３(5) を満足する組合せが１組でも存在するか否かをテ
ストる。もし一組でも存在すれば、その恒星S^a _j同
定候補として残す。また、一組も存在しない場合
はその恒星をカタログから除去する。この操作を
サブカタログ内の全ての恒星のついてくり返す。
ε₁を十分小さく設定すれば、これによつてサブカ
タログ内にa₁、a₂、a₃に対応するカタログ恒星の
組S₁ ^a _j・S₂ ^a _j・S₂ ^a _j・S₃ ^a _j、S₃ ^a _j・S₁ ^a _jが残る。したが
つて、S₁のカタログ値はS₁ ^a _j、S₂のカタログ値は
S₂ ^a _j、S₃のカタログ恒星はS₃ ^a _jであるとして同定が
完了する。

姿勢計算用計算装置１７は上記恒星同定処理用
計算装置１４の出力すなわち（S₁、S₂、S₃）と、
（S₁ ^a _j、S₂ ^a _j、S₃ ^a _j）を用いて、時刻ｔでの衛星の姿
勢すなち衛星機軸座標（X_B、Y_B、Z_B）と、姿勢
基準座標としての慣性空間座標（X_I、Y_I、Z_I）
との関係〔_BC_I〕_tを次式により計算する。

〔_BC_I〕_t＝S₁ S₂ S₃〔S₁ ^a _j、S₂ ^a _j、S₃ ^a _j〕 −（6a） 〔i_B、j_B、k_B〕_t＝〔_BC_I〕_t〔i_I、j_I、k_I〕 −（6b） つぎに、姿勢制後装置１０についての説明する
と、アクチユエータ制御回路１２からの出力であ
るホイール回転角速度δ0を入力として予測姿勢状
態計算装置１８は各制御区間〔０、t_f〕の終端時
刻t_fでの人工衛星の姿勢θ^（t_f）および姿勢の変化
速度ω^（t_f）を計算し出力する。目標姿勢状態発生
装置８は終端時刻t_fで到達させたい目標の姿勢θ^o
（t_f）および姿勢の変化速度ω^o（t_f）を出力する。
制御パラメータ計算装置１９は上記のω^（t_f）、θ^
（t_f）およびω^o（t_f）、θ^o（t_f）を入力として、ホイ
ー
ル印加電圧の２乗和が最小となるように制御変数
を決定するための中間パラメータλ₁、λ₂を計算し
出力する。制御変数計算装置２０は上記λ₁、λ₂を
入力としてホイール操作のための制御変数V_j（ｊ
＝１、２、……、ｍ）を計算し出力する。このよ
うに構成された姿勢制御装置１０の出力信号を入
力として、以下従来と同じ方法でアクチユエータ
制御回路１２においてホイールの回転角速度を制
御することにより人工衛星の姿勢制御を実現させ
るものである。

以下、姿勢制御装置１０を構成する各装置の詳
細について第８図を用いて説明する。ホイールと
して第８図ａに示す直流プラシレスモータを想定
する。図においてＶは電圧、Ｒは抵抗、Ｌはコイ
ル、ｉは電流、２７は回転子、２８は磁石であ
る。いま、各制御区間〔０、t_f〕をｍ分割し、第
８図ｂに示すように各小区間で大きさが一定とな
るようなステツプ状に変化する電圧Ｖ(t)による制
御を考慮する。予測姿勢状態計算装置１８は初期
時刻０におけるホイール速度δ0入力として、次式
により終端時刻t_fでの姿勢状態の予測値θ^（t_f、ω^
（t_f）を与える定数パラメータa_j（ｊ＝１、２、…、
ｍ）、b_j（ｊ＝１、２、…、ｍ）およびΩ₁、Ω₂を
計算する。

ω^（t_f）＝a₁V₁＋a₂V₂＋…＋a_nV_n＋Ω₁ −(7) θ^（t_f）＝b₁V₁＋b₂V₂＋…＋b_nV_n＋Ω₂ −(8) 但し Ω₁＝−μe−C1tmδ（０）＋ｆ（tf）……（10） Ω₂＝−μ１／C₁〔１−e^-C1tf〕δ0＋Ｆ（t_f）−(12) C₁＝K₁K₂／RI_f、C₂＝K₂／RI_f、μ＝I_f／I_f −(13) I_f：ホイールの慣性モーメント K₁：逆起電力 K₂：トルク定数 I_y：衛星の機軸Y_B回りの慣性モーメント ｆ（t_f）：外乱トルクの積分値 Ｆ（t_f）＝∫₀ ^tfｒ（τ）dτ −(14) μ＝I_f／I_y −(15) 目標姿勢状態発生装置８は人工衛星毎に固有な
制御目標発生関数を組込むが、その出力はいずれ
も各制御区感〔０、t_f〕の終端で到達させたい目
標の姿勢θ^o（t_f）および姿勢の変化速度ω^o（t_f）で
ある。

制御パラメータ計算装置１９は式（25）、（26）
で計算された値およびω^o（t_f）、θ^o（t_f）を入力とし
て、制御の中間パラメータλ₁、λ₂は次式により計
算する。

λ₁＝−２｛ω^o _y）（t_f）−Ω₁）（b₁ ²＋b₁ ²＋…＋b_n ²
）−
（^o _y）（t_f）−Ω₂（a₁b₁＋a₂b₂＋……＋a_nb_n）｝ ／｛（a₁ ²＋a₂ ²＋……a_n ²）（b₁ ²＋b₂ ²＋……＋b_n ²）
−（a₁b₁＋a₂b₂＋…a_nb_n）²｝−(16) λ₂＝−２｛ω^o _y）（t_f）−Ω₁（a₁b₁＋a₂＋……＋a_nb_n
）−（θ_y ⁰（t_f）−Ω₂）（a₁ ²＋a₂ ²＋…＋a_n ²）｝ ／｛（a₁ ²＋a₂ ²＋……a_n ²）（b₁ ²＋b₂ ²＋…b_n ²）−（
a₁b₁＋a₁b₂＋…＋a_nb_n ²）｝−(17) 制御変数計算装置２０は上記(16)式、(17)式の値を
入力として次式によりV_jを計算する。

V_j＝−１／２（λ₁a_j＋λ₂b_j）、ｊ＝１，２，…，ｍ− (18) なお、この（28）式は(17)式、(18)式を満足する
V_jのうち、 V₁ ²＋V₂ ²＋…＋V_n ² −(19) を最小にする条件式、即ち Ｆ＝_n 〓^j=1 V_j ¹ _n 〓^j=1 a_jV_j＋Ω₁−ω^o（t_f）＋λ₂（_n 〓^j=1 b_jV_Iｊ＋Ω₂−θ^o（t_I）） − とおき、最小となるための条件 ∂F／∂V_j＝０、ｊ＝１、２，…、ｍ ∂F／∂λ_i＝０、ｉ＝１、２ −（21） より導かれる。

尚上記(7)〜（21）式は一個のホイールを対象と
して制御操作量の計算式を示したものであるが、
他の２軸方向に取付けたホイールに対する制御操
作量の計算式も上記と全く同じ方法で与えられる
ことは言うまでもない。

最後に、目標姿勢計算装置９として地球中心指
向静止三軸衛星の場合の一実施例について、第９
図を用いて説明する。

図において２９は軌道計算装置、３０は地球方
向単位ベクトル計算装置、３１は目標制御量計算
装置である。このような構成において、地上コマ
ンドによつて定期的に与えられる軌道情報と制御
変数計算装置２０の出力信号を入力として、軌道
計算装置２９により、任意時刻での衛星位置ベク
トルと速度ベクトルの予測値を計算する。地球方
向単位ベクトル計算装置３０は上記軌道計算装置
２９からの出力信号を入力として、衛星から見た
地球中心方向の単位ベクトルを計算する。目標制
御量計算装置３１は上記地球方向単位ベクトル計
算装置３０と姿勢計算装置１７からの出力信号を
入力として、(16)式、(17)式で用いるω^o（t_f）、θ^o（
t_f）
を計算し出力する。

以下、目標姿勢計算装置９を構成する各装置の
詳細について第１０図を用いて説明する。

第１０図は静止衛星の場合の衛星位置計算のた
めの数学的概念を示す図である。地上コマンドに
よる軌道情報として、昇交点赤経ｒ、軌道傾斜
ｉ、周期Ｔおよび時刻t₀での昇交点離角f₀を想定
する。時刻t₀を０時として任意時間ｔでの衛星の
位置（RA、DI）は以下のように与えられる。

sinDI＝sin_isinω_t 但しω＝2π／Ｔ −（22） RA＝Ω＋α 但しcosα＝cosω_t／cosDI −（23） 衛星中心から地球中心方向への単位ベクトルｅ
は（22）（23）式で計算されるRA、DIを用いて
次式で与えられる。

ｅ＝cos（−DI）cos（RAS＋180°） cos（−DI）sin（RAS＋180°） sin（−DI） −（24） ここで、例えば機軸Y_B方向を地球中心方向に
制御する場合について述べると（6b）式で与え
られる現時点ｔ＝t_kの姿勢と（24）式で与えられ
る時刻t_f＝t_k＋τでの単位ベクトルｅを用いて、
目横の姿勢は次式で与えられる。

X_B軸回りの制御目標θ^o _x（t_f）、ω^o _x（t_f）は cosθ^o _x（t_f）＝j_B・ｅ／cos〔π／２・
cos^-1（i_B・ｅ）〕 ω^o _x（t_f）＝０，０／sec −（25） Z_B軸回りの制御目標θ^o _x（t_f）、ω^o _x（t_f）は θ^o _x（t_f）＝π／２・cos^-1（i_B・ｅ） ω^o _x（t_f）＝2π／Ｔ −（26） で与えられる。なお、中・低高度を飛翔する人工
衛星の場合は特殊摂動法などによる軌道計算が必
要であるが、このような計算法を用いても本発明
の効果を防げるものではない。

以上述べたことから明らかなように、この発明
による姿勢制御方式は、恒星センサを用いて慣性
空間座標に対する人工衛星の姿勢を決定し、これ
を地上局コマンドによる軌道情報を用いて計算し
た目標姿勢状態とを入力として、衛星の姿勢およ
び姿勢の変化速度が同時に目標状態へ一致するよ
うに制御できる。地球センサを用いないで、地球
中心指向三軸姿勢制御が実現できるなどの利点を
有する。

【図面の簡単な説明】

第１図は地球センサによる姿勢偏差測定の概念
を示す図、第２図はホイールを用いた姿勢制御の
一般概念を示す図、第３図はこの発明の姿勢制御
系の基本概念図、第４図はこの発明の姿勢制御系
の具体構成を示す図、第５図はこの発明の太陽捕
捉制御系の構成を示す図、第６図ａは衛星機軸座
標と太陽方向との関係を示す概念図、第６図ｂは
太陽センサによる太陽入射角測定の原理を示す
図、第７図は太陽捕捉状態における恒星観測の概
念を示す図、第８図ａは直流ブラシレスモータの
回路構成を示す図、第８図ｂはホイール制御電圧
の形状概念図、第９図は目標姿勢計算装置の構成
を示す図、第１０図は衛星位置計算のための数学
的概念図を示す図である。 １は人工衛星、２はホイール、３は太陽セン
サ、４は慣性センサ、５は恒星センサ、６は太陽
捕捉制御装置、７はガスジエツト、８は姿勢決定
装置、９は目標姿勢計算装置、１０は姿勢制御装
置、１１は計算機、１２はアクチユエータ制御回
路、１３は恒星ベクトル計算装置、１４は恒星同
定処理装置、１５はデータベース、１６はサブカ
タログ編集装置、１７は姿勢計算装置、１８は予
測姿勢状態計算装置、１９は制御パラメータ計算
装置、２０は制御変数計算装置、２１は推力弁制
御回路、２２は終了信号発生器、２３はスリツ
ト、２４は太陽電池素子、２５は遮光マスク、２
６は極性検出用太陽電池素子、２７は回転子、２
８は磁石、２９は軌道計算装置、３０は地球方向
単位ベクトル計算装置、３１は目標制御計算装置
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. 【特許請求の範囲】 １ 太陽センサによつて測定した所定の衛星機軸
   と太陽方向とのなす角度、および慣性センサで測
   定した衛星機軸回りの回転角速度を入力して、所
   定の衛星機軸を太陽方向と一致するように制御す
   るための制御信号を発生する太陽捕捉制御装置
   と、上記太陽捕捉制御装置からの出力信号を入力
   としてバルブを開閉し推薬を噴射するガスジエツ
   トと、上記太陽捕捉制御装置からの太陽捕捉終了
   信号および恒星センサデータを入力して、人工衛
   星の姿勢状態を決定する姿勢決定装置と、地上局
   からのコマンド信号として送信された軌道情報お
   よび上記姿勢決定装置からの出力信号を入力とし
   て、未来のある時刻において到達させたい人工衛
   星の姿勢状態を計算する目標姿勢計算装置および
   アクチユエータ制御回路からのホイール回転角速
   度情報を入力して姿勢制御のための操作量を計算
   する姿勢制御装置とを備えた計算機を人工衛星に
   搭載し、この計算機から出力される制御操作信号
   によつて、人工衛星の姿勢および姿勢の変化速度
   を目標の姿勢および姿勢の変化速度へ到達するよ
   うに制御することを特徴とする人工衛生の姿勢制
   御方式。 ２ 姿勢決定装置を上記太陽捕捉制御装置からの
   太陽捕捉終了信号および視野内での恒星の座標を
   測定する恒星センサからの出力信号を入力して衛
   星機軸座標に対する恒星方向の単位ベクトルを計
   算する恒星ベクトル計算装置と、恒星カタログを
   データベースから読み込んで恒星センサの視野範
   囲にあると予測される恒星のカタログを編集する
   サブカタログ編集装置と、上記恒星ペクトル計算
   装置およびサブカタログ編集装置の出力信号を入
   力として観測恒星に対応するカタログ恒星を同定
   する同定処理装置と、上記同定処理装置の出力信
   号を入力として現時点の姿勢を計算する姿勢計算
   装置とにより構成し、また姿勢制御装置を制御の
   各区間〔０、t_f〕の初期時刻０でのホイールの回
   転角速度を入力として、制御区間の終端時刻t_fで
   の人工衛星の姿勢状態の予測値を計算する予測姿
   勢状態計算装置と、地上局から定期的にコマンド
   データとして送信される任意時刻での軌道情報お
   よび制御変数計算装置からの出力信号および上記
   姿勢計算装置からの出力信号を入力として、制御
   区間の終端時刻t_fで到達させたい姿勢状態の目標
   値を計算する目標姿勢計算装置と、上記予測姿勢
   状態計算装置および目標姿勢計算装置の出力信号
   を入力として、制御操作量の２乗和が最小となる
   条件を満足するように制御の中間パラメータを決
   定する制御パラメータ計算装置と、上記制御変数
   計算装置の出力信号を入力として、姿勢制御のた
   めの操作量を計算する制御変数計算装置とにより
   構成したことを特徴とする特許請求の範囲第１項
   記載の人工衛星の姿勢制御方式。 ３ 姿勢計算装置の出力信号を上記サブカタログ
   編集装置へ、また、上記アツチユエータ制御回路
   の出力信号を上記予測姿勢状態計算装置ヘフイー
   ドバツクするようにしたことを特徴とする特許請
   求の範囲第１項あるいは第２項記載の人工衛星の
   姿勢制御方式。