JPH0524000B2 - - Google Patents
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- JPH0524000B2 JPH0524000B2 JP59002993A JP299384A JPH0524000B2 JP H0524000 B2 JPH0524000 B2 JP H0524000B2 JP 59002993 A JP59002993 A JP 59002993A JP 299384 A JP299384 A JP 299384A JP H0524000 B2 JPH0524000 B2 JP H0524000B2
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- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 34
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 8
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 5
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 4
- 101100110009 Caenorhabditis elegans asd-2 gene Proteins 0.000 description 2
- 235000019892 Stellar Nutrition 0.000 description 2
- 230000001174 ascending effect Effects 0.000 description 2
- 238000000691 measurement method Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
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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
姿勢角測定装置に関する。
姿勢角測定装置に関する。
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（Xo，Yo，Zo）に対し、地球中心
Zo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軸回り
の回転角即ちロール角Φはセンサ視野１，２によ
る地球走査巾の差から、またYB軸回りの回転角
即ちピツチ角Θは基準パルス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
に恒星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（Xo，Yo，Zo）に対し、地球中心
Zo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軸回り
の回転角即ちロール角Φはセンサ視野１，２によ
る地球走査巾の差から、またYB軸回りの回転角
即ちピツチ角Θは基準パルス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
に恒星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１方向が常に北
極方向を向くような機軸−YB方向に取付けた恒
星センサによつて北極星２を検出する。恒星セン
サ視野１内の北極星２の座標をｚ，ｘとしたと
き、いま、ロール偏差Φ及びピツチ偏差Θが常に
零で且つ、軌道傾斜が零の静止軌道であれば、ヨ
ー角Ψが、 Ψ＝−（ｘ＋Epsinα）、α∈〔０，2π〕 ……(1) で与えられる。但し、Epは北極星２の赤緯、α
は人工衛星位置の赤経から北極星２の赤経を差引
いて与えられる。しかし、実際の人工衛星では
Φ，Θ及び軌道傾斜を同時に常に零とすることは
困難であるので、恒星観測値（ｚ，ｘ）にこれら
のΦ，Θ及び衛星の軌道条件が重畳して分離でき
ない。したがつて、ヨー角Ψを精度よく測定する
ことができないという欠点があつた。
極方向を向くような機軸−YB方向に取付けた恒
星センサによつて北極星２を検出する。恒星セン
サ視野１内の北極星２の座標をｚ，ｘとしたと
き、いま、ロール偏差Φ及びピツチ偏差Θが常に
零で且つ、軌道傾斜が零の静止軌道であれば、ヨ
ー角Ψが、 Ψ＝−（ｘ＋Epsinα）、α∈〔０，2π〕 ……(1) で与えられる。但し、Epは北極星２の赤緯、α
は人工衛星位置の赤経から北極星２の赤経を差引
いて与えられる。しかし、実際の人工衛星では
Φ，Θ及び軌道傾斜を同時に常に零とすることは
困難であるので、恒星観測値（ｚ，ｘ）にこれら
のΦ，Θ及び衛星の軌道条件が重畳して分離でき
ない。したがつて、ヨー角Ψを精度よく測定する
ことができないという欠点があつた。
この発明は、衛星の姿勢を高精度に制御するた
めに必要となる姿勢角の測定装置に関し、地上局
からのコマンド信号として送信された人工衛星の
軌道情報に基づいて計算した軌道座標と地球セン
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
からのコマンド信号として送信された人工衛星の
軌道情報に基づいて計算した軌道座標と地球セン
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、３は地球センサ、４は軌道座標計
算装置、５は太陽センサ、６は太陽ベクトル計算
装置、７は太陽エフエメリス計算装置、８はヨー
角計算装置、９は姿勢角計算装置である。
算装置、５は太陽センサ、６は太陽ベクトル計算
装置、７は太陽エフエメリス計算装置、８はヨー
角計算装置、９は姿勢角計算装置である。
このような構成において、軌道座標計算装置４
は地上局からのコマンド信号として伝送された例
えば軌道傾斜ｉ、時刻などの軌道情報用いて、任
意時刻での人工衛星の軌道座標を計算する。太陽
ベクトル計算装置６は太陽センサ５データを入力
として、衛星機軸座標に対する太陽方向の単位ベ
クトルを計算する。太陽エフエメリス計算装置７
は上記太陽センサ４で太陽方向を検出した時刻で
の地心慣性座標に対する太陽方向の赤経、赤緯を
計算する。ヨー角計算装置８は上記軌道座標計算
装置４で与えられる太陽方向の単位ベクトル観測
値と、上記太陽エフエメリス計算装置７で与えら
れる太陽の赤経、赤緯と、地球センサ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
ー角を計算し出力する。
は地上局からのコマンド信号として伝送された例
えば軌道傾斜ｉ、時刻などの軌道情報用いて、任
意時刻での人工衛星の軌道座標を計算する。太陽
ベクトル計算装置６は太陽センサ５データを入力
として、衛星機軸座標に対する太陽方向の単位ベ
クトルを計算する。太陽エフエメリス計算装置７
は上記太陽センサ４で太陽方向を検出した時刻で
の地心慣性座標に対する太陽方向の赤経、赤緯を
計算する。ヨー角計算装置８は上記軌道座標計算
装置４で与えられる太陽方向の単位ベクトル観測
値と、上記太陽エフエメリス計算装置７で与えら
れる太陽の赤経、赤緯と、地球センサ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
ー角を計算し出力する。
以下、姿勢角計算装置９を構成する各装置の詳
細について第４図、第５図を用いて説明する。な
お、以下の説明では地球指向静止三軸衛星の姿勢
角測定を想定する。
細について第４図、第５図を用いて説明する。な
お、以下の説明では地球指向静止三軸衛星の姿勢
角測定を想定する。
まず、軌道座標計算装置４について説明する。
第４図は、地心慣性座標（XI，YI，ZI）に対す
る軌道座標（Xo，Yo，Zo）の関係を与える数学
モデルを示す図である。地上コマンドによる軌道
情報として、時刻toでの昇交点赤経Ω、軌道傾斜
ｉ、周期Ｔ及び昇交点離角foを想定する。このと
き軌道座標は次式で与えられる。
第４図は、地心慣性座標（XI，YI，ZI）に対す
る軌道座標（Xo，Yo，Zo）の関係を与える数学
モデルを示す図である。地上コマンドによる軌道
情報として、時刻toでの昇交点赤経Ω、軌道傾斜
ｉ、周期Ｔ及び昇交点離角foを想定する。このと
き軌道座標は次式で与えられる。
Xo
Yo
Zo＝−sinfcosΩ−cosisinΩcosf
−sinfsinΩ＋cosicosΩcosf
cosfsini
−sinisinΩsinfcosΩ
−cosi
−sinfcosΩ＋cosicosΩcosf
cosfcosΩ−cosicosΩcosf
sinΩsiniXI
YI
ZI
＝〔0C1〕〔X1，Y1，Z1〕T……(2)
但しＴ：転置
ｆ＝fo＋2π（ｔ−to）／Ｔ ……(3)
つぎに、太陽ベクトル計算装置６について説明
する。本実施例では従来広く用いられている二軸
太陽センサの搭載を想定する。二軸太陽センサは
衆知のように太陽センサ座標に対する太陽方向の
方位角ｇと仰角ｈを測定するものであるから、衛
星機軸座標に対する太陽方向の単位ベクトルＳ(t)
が次式で与えられる。
する。本実施例では従来広く用いられている二軸
太陽センサの搭載を想定する。二軸太陽センサは
衆知のように太陽センサ座標に対する太陽方向の
方位角ｇと仰角ｈを測定するものであるから、衛
星機軸座標に対する太陽方向の単位ベクトルＳ(t)
が次式で与えられる。
Ｓ(t)＝S1
S2
S3＝〔BCs〕cosgcosh
singcosh
sinh ……(4)
但し、〔BCs〕は太陽センサ座標系と、衛星機軸
座標の関係を与える座標変換行列であり、予め既
知とできる。
座標の関係を与える座標変換行列であり、予め既
知とできる。
つぎに太陽エフエメリス計算装置７について第
５図を用いて説明する。第５図は地心慣性座標に
対する太陽方向の関係を与える数学モデルであ
る。図から、太陽の赤経Ｒ(t)、赤緯Ｄ(t)は次式で
与えられる。
５図を用いて説明する。第５図は地心慣性座標に
対する太陽方向の関係を与える数学モデルであ
る。図から、太陽の赤経Ｒ(t)、赤緯Ｄ(t)は次式で
与えられる。
sinD(t)＝sinαsinβ(t) ……(5)
cosR(t)＝cosβ(t)／cosD(t) ……(6)
但しα＝0.409（rad）
β(t)＝0.0172×Ｄ
Ｄ：人工衛星打上年の春分日時から現時点ま
での通算日 ヨー角計算装置８は、上記式(2)による〔oCI〕
と、上記式(4)による太陽方向単位ベクトルの観測
値と、上記式(5)、式(6)による太陽の赤経、赤緯
と、地球センサ３によつて観測した（ロール角、
ピツチ角）＝（Φ(t)，Θ(t)）とを入力として、次式
により、ヨー角Ψを計算する。
での通算日 ヨー角計算装置８は、上記式(2)による〔oCI〕
と、上記式(4)による太陽方向単位ベクトルの観測
値と、上記式(5)、式(6)による太陽の赤経、赤緯
と、地球センサ３によつて観測した（ロール角、
ピツチ角）＝（Φ(t)，Θ(t)）とを入力として、次式
により、ヨー角Ψを計算する。
sinΨ＝（S2b1−a8b1−S3b2＋a2b3）
／（a1b1−a2b2） ……(7)
但し
a1＝−SC 1cosφ(t)
a2＝ SC 2cosφ(t)
a3＝ SC 3sinφ(t)
b1＝ SC 1sinθ(t)−SC 2sinφ(t)cosθ(t)
b2＝ SC 1sinφ(t)cosθ(t)＋SC 2sinθ(t)
b3＝ SC 3cosφ(t)cosθ(t) ……(8)
SC 1
SC 2
SC 3＝〔oCI〕cosR(t)cosD(t)
sinR(t)cosD(t)
sinD(t)……(9)
以上、のべたようにこの方法は軌道座標計算装
置４の出力〔oCI〕及び太陽エフエメリス計算装
置７の出力Ｒ(t)，Ｄ(t)を式(9)に代入して、〔SC 1，
SC 2，SC 3〕を求め、これと、地球センサ３によつて
従来と全く同じ方法で測定した（Φ，Θ）とを式
(8)に代入して、ai，bi（ｉ＝１，２，３）を計算
し、このai，biと、太陽ベクトル計算装置６で計
算した単位ベクトルＳ(t)の成分（S2，S3）とを式
に代入して、所望のヨー角Ψを計算できる。
置４の出力〔oCI〕及び太陽エフエメリス計算装
置７の出力Ｒ(t)，Ｄ(t)を式(9)に代入して、〔SC 1，
SC 2，SC 3〕を求め、これと、地球センサ３によつて
従来と全く同じ方法で測定した（Φ，Θ）とを式
(8)に代入して、ai，bi（ｉ＝１，２，３）を計算
し、このai，biと、太陽ベクトル計算装置６で計
算した単位ベクトルＳ(t)の成分（S2，S3）とを式
に代入して、所望のヨー角Ψを計算できる。
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８は（Φ，Θ）が零近傍で
あるか、また、衛星の軌道傾斜ｉが零近傍である
かに関係なく、太陽センサ４データを用いて十分
精度良く人工衛星のヨー角を計算し、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８は（Φ，Θ）が零近傍で
あるか、また、衛星の軌道傾斜ｉが零近傍である
かに関係なく、太陽センサ４データを用いて十分
精度良く人工衛星のヨー角を計算し、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、恒星センサによ
るヨー角測定の概念を示す図、第３図は、本発明
の一実施例を示す姿勢角計算装置の構成概念を示
す図、第４図は、慣性空間座標と軌道座標の関係
を示す数学モデル図、第５図は地心慣性座標と太
陽位置の関係を示す数学モデル図である。 図において１は恒星センサ視野、２は北極星、
３は地球センサ、４は軌道座標計算装置、５は太
陽センサ、６は太陽ベクトル計算装置、７は太陽
エフエメリス計算装置、８はヨー角計算装置、９
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。
測定の概念を示す図、第２図は、恒星センサによ
るヨー角測定の概念を示す図、第３図は、本発明
の一実施例を示す姿勢角計算装置の構成概念を示
す図、第４図は、慣性空間座標と軌道座標の関係
を示す数学モデル図、第５図は地心慣性座標と太
陽位置の関係を示す数学モデル図である。 図において１は恒星センサ視野、２は北極星、
３は地球センサ、４は軌道座標計算装置、５は太
陽センサ、６は太陽ベクトル計算装置、７は太陽
エフエメリス計算装置、８はヨー角計算装置、９
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
人工衛星の軌道情報を入力として、軌道座標を計
算する軌道座標計算装置と、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、センサ座標に対する太陽方
向の方位角と仰角を測定する太陽センサと、上記
太陽センサからの出力信号を入力して衛星機軸座
標に対する太陽方向の単位ベクトルを計算する太
陽ベクトル装置と、地心慣性座標に対する太陽の
赤経、赤緯を計算する太陽エフエメリス計算装置
と、上記地球センサと軌道座標計算装置と太陽ベ
クトル計算装置及び太陽エフエメリス計算装置か
らの出力信号を入力として、軌道座標に対する衛
星機軸座標のヨー姿勢角を計算するヨー角計算装
置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 (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59002993A JPS60146800A (ja) | 1984-01-11 | 1984-01-11 | 人工衛星の姿勢角計算装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59002993A JPS60146800A (ja) | 1984-01-11 | 1984-01-11 | 人工衛星の姿勢角計算装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS60146800A JPS60146800A (ja) | 1985-08-02 |
| JPH0524000B2 true JPH0524000B2 (ja) | 1993-04-06 |
Family
ID=11544898
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59002993A Granted JPS60146800A (ja) | 1984-01-11 | 1984-01-11 | 人工衛星の姿勢角計算装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS60146800A (ja) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61226397A (ja) * | 1985-03-30 | 1986-10-08 | 株式会社東芝 | ３軸制御衛星のヨ−姿勢角検出装置 |
-
1984
- 1984-01-11 JP JP59002993A patent/JPS60146800A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS60146800A (ja) | 1985-08-02 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |