JPH06135396A - 宇宙船の姿勢制御のための補償転換 - Google Patents

宇宙船の姿勢制御のための補償転換

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JPH06135396A
JPH06135396A JP4108387A JP10838792A JPH06135396A JP H06135396 A JPH06135396 A JP H06135396A JP 4108387 A JP4108387 A JP 4108387A JP 10838792 A JP10838792 A JP 10838792A JP H06135396 A JPH06135396 A JP H06135396A
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Abstract

(57)【要約】 【目的】 宇宙船をステーションキーピングモードから
軌道動作状態へ円滑に転換する方法を提供すること。 【構成】 本発明によるスラスター損失補償方法は、ス
ラスターについて経験的損失データを発生し、スラスタ
ー損失データを所定の多項式によって記述し、所定の再
帰式から拡大されたパルス幅時間を解き、拡大されたパ
ルス幅時間を所定の関数を使用して量子化し、量子化さ
れ、拡大されたパルス幅を章動減衰制御装置への組み込
みによってスラスターへ適用する諸段階から成る。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、衛星およびその他の宇
宙船装置の章動ないしみそすり運動を減衰させる方法に
関するものであり、詳述すると、宇宙船がスラスターの
制御下にあるステーションキーピングモードから、制御
がモーメンタムホイールを使用して維持され、小さな配
向の補正が行なわれる軌道動作状態(on-orbit operatio
nal status) への円滑な転換を提供する方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガーグ(Garg)らによる1990年6 月5 日発
行の米国特許第4、931、942 号には、複数のスラスターの
パルス点火を制御するフィードバック制御装置を使用し
てステーションキーピングモードから軌道モードへの宇
宙船の転換中の章動運動を制御する方法を開示してい
る。スラスターの非理想状態という問題および動的な軌
道非直線性という問題が生じていたけれでも、フィード
バック制御されるスラスターの連続パルス作動を通じて
の安定状態への収束ということ以外、何らの解決策も提
案されなかった。
【０００３】ゴッシェル(Goschel) へ発行された米国特
許第4、288、051 号は、衛星が軌道を変更し新規な軌道に
到達するためエンジン装置が点火される前の３つの主軸
線に関する衛星の安定化に関するものである。何らの章
動減衰手順も開示されていない。
【０００４】チャン(Chan)へ発行された米国特許第4、53
7、375 号は、個別のスラスターモータに予備バイアスを
与え、モータのオフセットおよび不整合を補償する方法
を開示しているが、章動運動の減衰について教示してい
ない。
【０００５】ボルリチェク(Vorlicek)へ発行された米国
特許第4、725、024 号は、３軸制御宇宙船のスピンアップ
を行なうための方法を開示するが、章動運動の補償につ
いて叙述していない。
【０００６】ヒューバート(Huburt)らへ発行された米国
特許第4、758、957 号は、角運動量ジャイロからのフィー
ドバックに応答するスラスター点火動作を包含するスピ
ン宇宙船の処理および章動減衰を同時に行なう方法を開
示するが、主題の３パルス式スラスター点火方式の開示
もなければ、スラスター補償の話題についても開示して
いない。
【０００７】
【発明の構成】本発明によれば、姿勢安定器として内部
モーメンタムホイール３を使用する３軸安定化宇宙船の
章動あるいはみそすり運動を除去する方法が提供され
る。章動の減衰はモーメンタムホイール３が宇宙船のス
ラスター５と協働して作動する閉ループ制御系を使用し
て行なわれる。本発明は従来技術に優る２つの改良を開
示する。第１の改良は、従来の転換モード制御装置への
スラスター補償手順(81、83) の付加である。第２の改良
は、章動運動している宇宙船１がスラスター５の３回の
パルス作動以内に軌道制御下に置かれる修正された即効
性のあるまたは迅速なスラスタータイミングシーケンス
を組み込んだことである。
【０００８】スラスター補償手順(81、83) は姿勢制御で
使用されることの多い極めて短い持続時間の点火動作で
生ずるスラスターの非効率性を修正する方法を構成す
る。短いパルス作動時間中、燃料は燃焼チャンバ内で不
適当に混合され、パワーの損失を招く。上述の方法は、
スラスター５の非効率性に関する経験データを多項式表
現へ等式化しそしてこの多項式を使用して制御系の方程
式の解における誤差修正係数を補償することから構成さ
れる。
【０００９】第２の改良は、章動運動を停止させそして
宇宙船１を軌道動作へ差し向ける修正されたスラスター
手順（シーケンス）にある。従来技術は、２つのパルス
作動からなる即効性のあるシーケンスがステーションキ
ーピングモードから軌道動作への転換にとって理論的に
十分であることを開示する。実際には、制御機構の非理
想状態および動力学系の非直線性によって、軌道動作条
件の範囲内で転換を完了するのに３回またはそれ以上の
パルス作動が必要とされる。後述の３スラスター点火技
術を使用し、第１のパルス作動３１が宇宙船の非直線性
の動力学的性質をできるだけ最小限にするのに使用され
そして即効性のあるシーケンスとして振る舞う２つの追
加の調整用パルス作動(35、39) を使用した配向が可能で
ある。
【００１０】
【実施例】図１は従来の周回衛星１を図示している。垂
直軌道動作の下では、姿勢の制御は一つまたはそれ以上
のスピンモーメンタムホイール３を介して維持される。
各モーメンタムホイール３は衛星１の枠体２へ堅牢に装
着されておりそして図示の実施例ではＹ−７軸線のマイ
ナス方向を指向する垂直運動量ベクトル７によって表さ
れる慣性安定性を提供する。衛星１の配向の小さな変化
が一つまたはそれ以上のモーメンタムホイール３の速度
を変化させそれにより運動量ベクトル７を配向し直すこ
とにより実行できる。
【００１１】衛星１は、軌道あるいは動作軌跡を調整す
るために、周期的にステーションキーピングモードへと
指令される。かかるステーションキーピングモードは、
設定された持続時間の間点火し衛星１の軌道を調整する
一つまたはそれ以上のスラスター５を使用して実施され
る。ステーションキーピングモードの副産物がスラスタ
ー５の推力によって発生する種々の姿勢の乱れの導入で
ある。これら擾乱のうちの一つが衛星１にそのピッチあ
るいはＹ軸線６の回りの章動運動を引き起こす。かかる
章動運動は、コマまたはジャイロスコープの回転軸線へ
の瞬間的な垂直方向の力の付加を想像することにより理
解されよう。かかる垂直方向の力はコマがその新規な運
動量ベクトルの軸線の回りで章動運動を開始するように
する。衛星の章動運動はモーメンタムホイール３が姿勢
を制御するのを阻害する。なぜなら、章動運動の運動量
は制御用ホイール３の運動量能力をはるかに越えている
からである。
【００１２】転換モード修正シーケンスの目標は、章動
運動を停止させそして運動量ベクトル７を所望される方
向に差し向ける衝撃力を発生するスラスター５の短いパ
ルス作動を使用し、モーメンタムホイール３による姿勢
制御が再開できるようにすることである。図２は、この
転換モードをグラフ表示したものであり、Ｈ(0) は、初
期の円形章動運動パス１５の方向に章動運動を行なうＸ
−Ｚ面内の運動量ベクトル７先端の初期中心１３を表
す。上記の例では、このグラフ図は、運動量ベクトル７
が章動運動パスを追跡するに応じて章動するジャイロを
運動量軸線方向に見下ろした図を表したものとも考えら
れる。Ｘ（ロール）軸およびＺ（ヨオ）軸の交差によっ
て形成され必要に応じてバイアスを含む宇宙船原点１１
は、もし達成されれば軌道モード動作中、モーメンタム
ホイール３が宇宙船１の安定性を制御するのが可能にな
る所望の運動量ベクトル７の位置を表す。
【００１３】従来技術は、理想的な装置では、即効性の
ある章動運動の減衰は、いずれの任意の初期条件から
も、運動量の初期中心をスラスター５の２回のパルス作
動で原点１１へ移動可能であることを教示する。第１の
パルス作動は宇宙船１が点１７へ章動運動するに応じて
トリガされる。かかる第１の点火は原点１１と交差する
ことになる運動量ベクトル７の章動運動軌跡２０を発生
する。ＸおよびＺ軸の交差点で、スラスター５は第２の
時間点火され、運動量ベクトル７を原点１１に停止させ
る。この点で、章動運動成分は除去されそして運動量ベ
クトル７はモーメンタムホイール３により制御可能にな
る。米国特許第4、931、942 号は、原点１１との正確な交
差を阻害しうる非理想状態を補償するために原点１１近
傍での追加の点火を教示する。
【００１４】即効性のある点火シーケンス 本発明は、補償されるスラスター制御系ならびに修正さ
れた即効性のあるシーケンスを使用して運動量ベクトル
をいずれの初期位置からも３回のスラスター点火で原点
１１へ正確にかつ効率よく移動させる。かかる修正され
た即効性シーケンスが図３に図示されている。図２の従
来技術の図で表されるように、宇宙船１の章動は、Ｘ−
Ｚ面内における運動量の初期中心１３の回りの初期の章
動パス１５を追跡する運動量ベクトル７により図示され
る。地上命令による転換モードの開始後に、この修正シ
ーケンスにおける第１のパルス作動が、制御論理におけ
る固定されたフィルタ安定化時間の後、この章動パス上
のいずれの場所でも生ずる。この点火点で、章動運動の
ほとんどを除去するのに必要でありそして運動量中心を
初期中心１３からほぼ第１の点火点１７へ動かすのに必
要な正確な持続時間の間、スラスター５はパルス作動さ
れる。この第１のパルス作動は２つの目的に供する。一
つは、運動量ベクトル７が原点近傍に移動されることで
あり、もう一つは、章動運動ができるだけ最小限なもの
とされ、動力学系を線形化し、そして残余の原点捕捉ベ
クトルを発生するために残されている正確な最終の即効
的なパルス点火計算を可能にすることである。
【００１５】第１の点火に続く２番目のパルス幅計算は
第２の点火が章動運動軌跡２０を起こす前に数秒間安定
するのを許容する。第２の点火は運動量中心を第１の点
火場所１７から章動運動軌跡２０に沿って章動運動周期
の半分で原点１１と交差するよう設計されている運動量
中心２２へ移動させる。最終の第３のパルス点火が原点
１１で賦与され、章動運動を、モーメンタムホイール３
の制御が可能な点で停止させる。動力学的な非直線性は
最初の点火動作によってできるだけ最小限なものとされ
そして感知および賦活の微細な分解能はすでに実現され
ているから、追加の点火動作は必要ではない。
【００１６】図４は、本発明の転換モードの時間的な順
序に従った流れ図を図示する。ステーションキーピング
モード２５の完了に続き、宇宙船１は転換モード２７に
入るが、この転換モード２７では、章動運動が軌道モー
ド４３に備えて減衰せられる。転換モードの第１の段階
は、計算されるパルス点火幅が定常状態への到達を許容
するところの第１の待ち時間２９である。この第１の待
ち時間２９は公称６秒〜１０秒である。第１のパルス点
火３１が順次行なわれ、章動運動パス１５を第１の過渡
的な章動運動パス２０へ移す。６秒〜１０秒の第２の待
ち時間３３が挿入され、計算されるパルス幅が安定化す
るのを許容する。あるシーケンスにおいては、より正確
なパルス幅計算で第２のパルス点火が行なわれ、章動パ
スを円形の過渡的な章動パス２０４へ移す。章動周期の
半分の第３の待ち時間３７が、章動パスが原点１１を捕
捉し、その際に第３のパルス点火３９が行なわれ、章動
運動を消滅させそして運動量ベクトル７を原点１１に停
止させる。約１秒の第４の待ち時間４１が導入され、ス
ラスター５の過渡的状態を安定化させる。動作的な軌道
モード４３への変換に続いて自動的に有効な減衰動作と
宇宙船１の配向転換が行なわれる。
【００１７】スラスターの補償 図５は、本発明のスラスター５の補償改善の基礎をも構
成する従来技術の転換制御装置を図示している。ステー
ションキーピング操縦の完了の際に、誤差計算機５５
が、ロール／ヨウ軸線速度およびヨウ軸線位置に関係し
た情報をディジタル積分速度アッセンブリ(DIRA)５１か
ら受信しそして宇宙船１のロール軸位置に関係した情報
を地球センサ５３から受信する。誤差計算機５５は、最
終的にはヨウ軸およびロール軸スラスター７１、７３に
ついてスラスターのパルス点火持続時間を決定するのに
使用される一対の誤差係数を発生する。誤差計算機５５
がヨウ軸線運動量誤差５７およびロール軸線運動量誤差
５９を発生しそしてこれらの係数を一対のローパスノイ
ズフィルタ６１、６３へ送る。ノイズフィルタ６１、６
３の出力にはトルク成分(T) により除算される慣性成分
(I) から構成される重み付け因子６５、６７が乗算され
る。これらの係数は順次量子化されそしてスラスター制
御用タイマー６９へ送られそしてヨウおよびロール軸線
スラスター７１、７３を制御するのに使用される。フィ
ードバック網が宇宙船動力学系７５を通じて提供せられ
る。
【００１８】本発明の補償されたスラスター制御装置が
図６に図示されている。従来技術と同様に、誤差係数は
ノイズフィルタ６１、６３でろ波される。ノイズフィル
タ６１、６３の出力は順次ブロック６５および６７の慣
性重み付け因子およびトルク重み付け因子へ適用され
る。これらはスラスター補償手段８１、８３へ印加さ
れ、ここで、平均的なスラスター５の性能の非理想状態
に関係した経験的なデータが誤差係数へ適用される。こ
れらの係数はブロック８５、８７で量子化され、そして
これら新規な誤差係数が修正されたタイミングシーケン
ス発生手段８９で実施される。この修正されたタイミン
グシーケンス発生手段はそれぞれ、ヨウおよびロール軸
スラスター７１、７３の点火持続時間を計算しそして送
信する。
【００１９】宇宙船１でのスラスター５の装着に先立
ち、経験的な燃焼データが燃焼持続時間の範囲にわたり
作動するスラスター５により収集されそしてスラスター
５の衝撃力を時間の関数として記録する。本発明の好ま
しい実施例においては、燃焼時間についてのデータは０
〜６４ミリ秒の範囲である。この経験的なデータは以下
の多項近似式を導出するのに使用される。ここで以下の
Ｌ(EPW)
【数４】 Ｌ(EPW) ＝ ＬO ＋ Σ Ｌi ＊(EPW)i （ｉ＝１、…、ｎ） は、電気的なミリ秒のパルス幅の関数として、スラスタ
ー５の損失（Ｌ≦１）または効率を表す。
【００２０】正のゼロではない整数ｎは多項式関数Ｌ(E
PW) の次数を表す。ｎの値は、経験的なスラスター５の
性能の精密な近似を発生するのに十分な程度に大きく選
択される。本発明の好ましい実施例では３〜６の値が標
準的である。
【００２１】上述したように、この損失関数は、標準的
には４０ミリ秒以下という短い点火持続時間で遭遇する
スラスター５の非理想的な状態を数学的に記述する。ス
ラスター５の補償の目的は対応する補償関数Ｃを発生す
ることであり、この補償関数Ｃは、損失式Ｌ(EPW) が掛
け合わされるとき、スラスター５の非理想状態の影響を
除去する。かかる理想パルス幅(IPW) の関数Ｃが、損失
係数Ｌ1 、…Ｌn を適用し、以下の関係
【数５】 Ｃ(IPW) ＊ Ｌ(EPW')＝１（ここでEPW'＝Ｃ(IPW) ＊IPW である） を使用して対応する一組の補償係数Ｃ1 、…Ｃn につい
て解くことにより見出すことができる。
【００２２】式は必然的に再帰的なものである。なぜな
ら、非理想状態の領域では、スラスター５の性能は、パ
ルス幅が増大するに応じて非直線性を改善するからであ
る。スラスター５用の補償ブロック８１、８３内で実施
される補償関数は以下の式によって表現できる。
【数６】 Ｃ(IPW) 〔ミリ秒〕＝ＣO ＋Σ Ｃi ＊(IPW)i （ｉ＝１、…、ｎ） 代替え例として、数値的に効率のよい方法では、区分的
線形切片ないしセグメントが多項式を近似するのに使用
できる。好ましい実施例では、所望のIPW は２ミリ秒〜
４０ミリ秒の範囲である。追加の論理が、２ミリ秒以下
のＩＰＷについてＣを一定の値に固定するための提供さ
れる。
【００２３】図７は、補償されたスラスター５の係数を
計算するのに使用される方法についてのフローチャート
図である。ブロック９１は個別のスラスターモータから
得られた経験データに基づくスラスター５の損失データ
の発生を示している。この経験データは燃焼時間の関数
としてのスラスター５の衝撃力を包摂している。このス
ラスター５の損失データは順次使用され、多項式の損失
関数の係数がそれから発生できるところの出力が定格以
下のモデル(derating model)を発生するのに使用できる
（ステップ９３）。損失関数の係数は、それから補償係
数が抽出できるところのステップ９５で多項式補償関数
を解くために順次使用される。代替え例として、係数は
量子化の前に、段階的線形関数として宇宙船で実施でき
る。ブロック８５、８７により適用される量子化関数は
以下の式、
【数７】EPW ＝ INT((EPW' - 1.0 )/2.0) ＊2. で表される。
【図面の簡単な説明】
【図１】３次元ベクトル空間を周回する従来の衛星の模
式図である。
【図２】３軸安定化宇宙船の即効性のあるインパルス点
火動作によってＸ−Ｚ面内の運動量ベクトルの従来技術
による減衰を図示する模式図である。
【図３】本発明による３軸安定化宇宙船１の即効性のあ
るインパルス点火により横方向運動量の減衰を図示する
模式図である。
【図４】本発明の修正されたスラスターシーケンスを図
示する流れ図である。
【図５】従来の章動減衰制御装置の模式図である。
【図６】本発明による章動減衰制御装置のスラスター補
償およびシーケンス発生部の模式図である。
【図７】本発明によるスラスター損失補償アルゴリズム
を図示する流れ図である。
【符号の説明】
１ 周回衛星 ２ 枠体 ３ モーメンタムホイール ５ スラスター ７ 運動量ベクトル １３ 運動量の初期中心 １５ 初期章動パス １７ 第１の点火点 ２０ 章動運動軌跡 ２２ 運動量中心 ２５ ステーションキーピングモード ２７ 転換モード ４３ 軌道モード

Claims (5)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 章動減衰制御装置においてスラスターの
    損失を補償するための方法において、 少なくとも一つのスラスターについて経験的な損失デー
    タを発生し、 スラスター損失データを以下の形式 【数１】 Ｌ(EPW) ＝ ＬO ＋ ΣＬi ＊(EPW)i ( ｉ＝１、…、ｍ） の多項式によって記述し、ただし、ここでEPW はスラス
    ターの電気的パルス幅でありＬは損失係数でありそして
    ｎは正のゼロでない整数であり、以下の再帰式 【数２】 Ｃ(IPW) ＊ Ｌ(EPW')＝１ (ただし、EPW'＝Ｃ(IPW) ＊IPW ） から拡大されたパルス幅時間を解き、ここで、Ｃ(IPW)
    は理想的なパルス幅(IPW) 補償関数であり、拡大された
    パルス幅時間を以下の関数、 【数３】EPW ＝ INT((EPW' + 1.0 )/2.0) ＊2.0 を使用して量子化し、量子化され、拡大されたパルス幅
    を章動減衰制御装置への組み込みによってスラスターへ
    適用する諸段階よりなるスラスター損失補償方法。
  2. 【請求項２】 経験的なスラスター損失データを発生す
    る段階は、 スラスターを燃焼持続時間のある範囲にわたり作動さ
    せ、 スラスターの衝撃力を燃焼持続時間の関数として記録す
    るという副次段階から構成される請求項１のスラスター
    損失補償方法。
  3. 【請求項３】 前記燃焼持続時間の範囲は０〜６４ミリ
    秒にわたる請求項２のスラスター損失補償方法。
  4. 【請求項４】 スラスターおよびノイズフィルタを具備
    する制御装置を有する宇宙船の章動を、修正された即効
    性のあるスラスター点火シーケンスを使用することによ
    り、減衰させるための方法において、 第１のスラスターのパルス点火を行なって宇宙船の運動
    を直線化し、 第２のスラスターのパルス点火の方向および持続時間を
    計算し、 運動量誤差フィルタが短い待ち時間を通じて定常状態に
    到達するのを許容し、 第２のスラスターのパルス点火を行なって、宇宙船を所
    望される軌道動作の原点へ章動させ、 宇宙船が原点へ章動するに応じて章動時間の半分だけ待
    ち、 宇宙船が原点に到達するときに、第３のスラスターパル
    ス点火を行なう諸段階から成る宇宙船の章動の減衰方
    法。
  5. 【請求項５】 第１のスラスターパルスの点火動作の前
    には短い待ち時間が先行しており、計算された係数が定
    常状態に到達するのが許容される請求項４の宇宙船の章
    動の減衰方法。
JP4108387A 1991-04-02 1992-04-02 宇宙船の姿勢制御のための補償転換 Expired - Lifetime JP2623402B2 (ja)

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