JPH06227498A - 宇宙飛行体の南北定置操縦間の東西軌道制御装置 - Google Patents

宇宙飛行体の南北定置操縦間の東西軌道制御装置

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JPH06227498A
JPH06227498A JP5325016A JP32501693A JPH06227498A JP H06227498 A JPH06227498 A JP H06227498A JP 5325016 A JP5325016 A JP 5325016A JP 32501693 A JP32501693 A JP 32501693A JP H06227498 A JPH06227498 A JP H06227498A
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thruster
thrusters
spacecraft
east
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JP5325016A
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Fatima Kazimi
カジミ ファティマ
Lisa K White
ケイ ホワイト リサ
Carl T Plescia
トーマス プレシア カール
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Maxar Space LLC
Original Assignee
Space Systems Loral LLC
Loral Space Systems Inc
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Publication date
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems

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  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【目的】 衛星を南北方向に動かすときの東西方向の移
動を抑制する。 【構成】 衛星は、姿勢に外乱を与えるスラスタストリ
ングの南北スラスタを作動させて南北方向に操縦する手
段と、東西の軌道速度の不感帯を画定する手段と、外乱
を打消すために、東西の軌道速度が変化するように配向
された第１ストリングスラスタを稼動する姿勢制御手段
と、を有する。さらに、軌道速度変化の検出手段と、限
定に達した軌道速度変化に反応して第１ストリングスラ
スタを不稼動にして衛星にトルクを作用させる第２スト
リングスラスタを稼動する手段と、東西の軌道速度の変
化を互いに逆方向とする手段と、を有する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【技術分野】本発明は、宇宙飛行体軌道制御に関し、特
に、宇宙飛行体の南北定置操縦間の東西軌道速度変化を
制御する方法及びシステムに関する。
【０００２】
【背景技術】図１は、スラスタのストリングの動作によ
って制御される宇宙飛行体１０を示す。スラスタの２本
のストリング、すなわちＡストリング及びＢストリング
が用いられる。各ストリングからのスラスタは、地球対
向パネル１２と、反地球対向パネル１４とに配置され
て、最大の３軸スラスト力とトルクとを各ストリングに
供給するように配向されている。最大の３軸スラスタト
ルクは、両ストリングからの６個のスラスタの組み合わ
せによって得られる。各スラスタストリングは、２つの
東西軌道速度制御スラスタと２つの南北軌道制御スラス
タとを含む。各スラスタストリングは、地球対向パネル
１２に装着された東西スラスタと、反地球対向パネル１
４に装着された東西スラスタとを有する。このように、
スラスタストリングＡは、地球対向パネル１２に装着さ
れたスラスタ２Ａ、５Ａと、反地球対向パネル１４に装
着されたスラスタ３Ａ、４Ａを有する。スラスタ４Ａ，
５Ａ，２Ｂ，３Ｂは、東対向パネル１６近傍でほぼ東向
きに向けられている。スラスタ２Ａ，３Ａ，４Ｂ，５Ｂ
は、西対向パネル１８近傍でほぼ西向きに向けられてい
る。南対向スラスタ６Ａ，７Ａは、それぞれパネル１
２，１４に装着されている。スラスタのＢストリングも
同様に装着されているが、スラスタ６Ｂ，７Ｂは、南向
きのスラスト力を供給する北向きのスラスタであり、対
照的に、スラスタ６Ａ，７Ａは、北向きのスラスト力を
供給する。Ａストリングは、北定置操縦用の第１ストリ
ングであり、Ｂストリングは、南定置操縦用の第１スト
リングである。
【０００３】最初に、スラスタ６，または７が回転トル
クを供給し、スラスタ２，３，４，５がピッチトルク及
び偏揺れトルクを供給する。宇宙飛行体１０は、図１に
示すように、東西方向、南北方向、及び地球方向を中心
とする回転、ピッチ、及び偏揺れ軸方向に、さらに東方
に移動するようになっている。当業者には周知のよう
に、地球静止軌道宇宙飛行体は、南北定置軌道調整をし
ばしば行うようになっている。このような調整の各々
は、スラスタ対６Ａ及び７Ａ、６Ｂ及び７Ｂの指定の点
火時間によって、南北それぞれの方向に宇宙飛行体の軌
道を再配向させるものである。
【０００４】例えばスラスタ６Ｂ，７Ｂによって作用す
るトルクが、同一強度でありながらも符号が逆である場
合、南定置操縦は、宇宙飛行体１０の東西配向に殆ど影
響を与えない。しかしながら、このようなことは、宇宙
飛行体１０に作用するトルクやスラスタの点火よって作
用するトルクの変化により、希である。従って、宇宙飛
行体１０内部の姿勢制御システムは、スラスタ６Ｂまた
は７Ｂにかなりの強度のトルクを生じさせることによっ
て等しくないトルクを補償して、ストリング内の１つ以
上の東西のスラスタをパルスオフにしたり、パルスにし
たりする。東西姿勢制御スラスタの点火（２Ｂ−５Ｂ）
によって、宇宙飛行体の移動方向の東西の軸に沿って作
用する力の成分が生じる。このような力は、宇宙飛行体
の軌道速度に影響を及ぼし、宇宙飛行体の地球に対する
経度の損失を生ぜしむることとなる。
【０００５】図２に、ピッチトルク対偏揺れトルクの関
係を示す。ベクトル２０，２２，２４，２６は、表示さ
れたスラスタのトルクを示す。このように、スラスタ２
Ａがパルスになったときに、偏揺れ成分トルクとピッチ
成分トルクとの両方が作用する。同様に、ストリングＢ
からのスラスタ２Ｂがパルスになったときに、同一の方
向の偏揺れトルクとピッチトルクとが作用する。しか
し、スラスタ２Ａ，２Ｂは、互いに反対方向を向いてい
るので、スラスタ２Ａは東向きの力を作用させ、スラス
タ２Ｂは西向きの力を作用させる。このように、スラス
タ２Ａがパルスになったときに、スラスタ２Ａの偏揺れ
トルクとピッチトルク成分とによって、宇宙飛行体１０
の東方向の速度が増大する。スラスタ２Ｂは、対照的
に、宇宙飛行体１０の速度に強度が同一でありながらも
向きが反対の影響を与える。そして、同時に、スラスタ
２Ａと同様に、同一の偏揺れトルクとピッチトルクとを
作用させる。
【０００６】特定のスラスタを稼動させることによっ
て、南北スラスタ６Ａ, ７Ａまたは６Ｂ，７Ｂの不均衡
によって生成されたトルクを消すような形態で、宇宙飛
行体１０にピッチトルクまたは偏揺れトルクが作用する
ことが判る。例えば、正のピッチトルクが必要な場合、
スラスタ２Ａ，４Ａはパルスにされて、正の方向を有す
る合成ピッチトルクが供給される。また、スラスタ２
Ａ，４Ａは、互いに方向が反対でオフセットを有する偏
揺れトルクを作用させる。図１のスラスタ６Ａ，７Ａの
配置から判るように、スラスタ６Ａ及び７Ａの同時点火
によって、宇宙飛行体１０に北向きの速度を与え、一方
のスラスタがパルスになったときに第１の回転トルクを
供給する。スラスタ６Ｂ及び７Ｂの同時点火によって、
南向きのスラストを供給し、さらに、一方のスラスタが
パルスになった場合に第１の回転トルクを生成する。
【０００７】先行技術には、連結スラスタの使用や他の
技術の両者による宇宙飛行体姿勢制御のための多くの技
術が開示されている。ガーグ（Garg）らによる米国特許
第 4,848,706号には、スラスタの配置によってかなりの
交差結合（cross-coupling）トルクを生ぜしむる３軸制
御システムが開示されている。姿勢制御信号が、宇宙飛
行体の調整を考慮して交差結合トルクを補償するために
生成される。
【０００８】カバナグ（Cavanagh）による米国特許第
3,866,025号には、軌道調整スラスタが用いられて軌道
傾斜調整と、回転または偏揺れ姿勢制御と、を行う宇宙
飛行体姿勢制御システムが開示されている。このシステ
ムは、搭載コンピュータに、宇宙飛行体の全角モーメン
トベクトルが軌道法線ベクトルと直線状に配列されるた
めに回転しなければならない最短の角度で動くような信
号を供給する。さらに、理想トルクが計算されて、全角
モーメントベクトル回転が生じる。次に、軌道スラスト
アジャスタの組み合わせが選択されて、理想トルクに最
も近似したトルクが生成される。
【０００９】スメイ（Smay）らによる米国特許第 4,83
7,699号には、スピンの軸の歳差運動を検出して所望の
姿勢にスピンの軸を復帰させるスラスタ制御信号を発現
させる静止軌道宇宙飛行体制御システムが開示されてい
る。チャン（Chan）らによる米国特許第 4,767,084号に
は、静止軌道にある３軸安定宇宙飛行体の定置操縦方法
が開示されている。宇宙飛行体の運動量・反応ホイール
が極限状態に達したときに、スラスタが稼動されて運動
量・反応ホイールを極限状態から開放し、同時に東西方
向に宇宙飛行体の予め選択された補償を行う。
【００１０】フレミング（Fleming）による米国特許第
3,984,071号には、宇宙飛行体の制御不感帯の範囲で回
転・偏揺れ動作をダンピングする制御装置が開示されて
いる。エラー信号が不感帯から外れたことを表す場合、
制御システムが動作して適切な方向のスラスタが動作す
る期間を制御し、宇宙飛行体の方向を不感帯の範囲内に
復帰させるものである。
【００１１】ベッカー（Becker）による米国特許第 3,9
44,172号には、宇宙船が選択されたディスクリート自差
を越えて移動した場合にスラストの爆発を利用して宇宙
船のモーメントを徐々に増やす姿勢制御システムが開示
されている。上記姿勢制御システムでは、 東西の軌道
制御は、南北定置操縦とともに同時に行われることはな
い。
【００１２】本発明の目的は、宇宙飛行体の姿勢を制御
しながら、宇宙飛行体の南北定置操縦と同時にともに東
西軌道制御を行う方法を提供することである。
【００１３】
【発明の概要】３軸安定宇宙飛行体は、第１及び第２姿
勢制御スラスタストリング、ストリング, 回転, ピッチ
及び偏揺れトルクに作用する各ストリングのスラスタを
有する。第１及び第２スラスタストリングは、同一で、
宇宙飛行体を挿通する東西の軸の両側に配向された対を
なすスラスタとして現れている。定置入力によって、ス
ラスタは宇宙飛行体の姿勢を乱しながら、南北スラスタ
の一方が稼動されて南北の軸に沿って宇宙飛行体を操縦
する。姿勢の乱れを直すために、姿勢制御システムは、
南北スラスタのスラスタ６，７の少なくとも一方をパル
スオフにする。さらに、姿勢制御システムは、第１スラ
スタストリング２, ３, ４または５の少なくとも１つを
パルスにする。これによって、宇宙飛行体の南北軌道速
度に所望の変化が生じ、宇宙飛行体の東西軌道速度には
何の変化も生じない。プロセッサは、第２スラスタ２,
３, ４及び５を稼動させ且つ第１ストリングスラスタ
２, ３, ４及び５を不稼動とする不感帯極限値に達する
東西軌道速度の変化に反応する。この第２スラスタ２,
３, ４及び５は、第１ストリングとして、宇宙飛行体に
作用する同様なトルク効果を現しながらも、宇宙飛行体
の東西軌道速度に互いに反対方向の変化を生じさせるよ
うに配向されている。本発明は、スラスタ２, ３, ４ま
たは５によって打ち消される外乱トルクが、南北の操縦
方向と同一方向にとどまるようにしている。さらに、宇
宙飛行体は、定置操縦前後の限界サイクルの間の姿勢制
御のために１方向（すなわち、東または西）に力が作用
するように、第１及び第２スラスタ２, ３, ４及び５の
組み合わせを可能にするシステムを含んでいる。同様に
配向されたスラスタは、姿勢安定化を行うとともに軌道
速度に所定の変化を生ぜしむる。
【００１４】 〔発明の詳細な説明〕図３において、宇宙飛行体制御シ
ステムの最上位ブロックダイアグラムは、プロセッサ３
０と、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）３２と、を含
む。ＲＡＭ３２は、南北スラスタ制御及び東西スラスタ
制御用の処理を含む。さらに、プロセッサ３０への入力
は、宇宙飛行体軌道速度及び姿勢変化を表す信号を供給
する姿勢速度及び位置センサ３４から入力される。
【００１５】南北定置入力３６は、地面または宇宙飛行
体の一方から入力される。プロセッサ３０は、一対の南
北スラスタ３８を動作させることによって、南北定置入
力に応答する。同時に、プロセッサ３０は、姿勢速度及
び位置センサ３４からの入力に応答して、一対の南北ス
ラスタ３８及びＡストリング東西スラスタ４０の動作に
適切な姿勢制御動作を生じさせる。Ｂストリング東西ス
ラスタ４２も設けられて、プロセッサ３０にて同様に制
御される。プロセッサ３０は、ストリングＡ、Ｂの両方
から任意に選択されたスラスタを独立に操作して十分な
姿勢制御を行い、一方、同時に所望の軌道速度変化を実
行する。図３のシステムの動作を、図４乃至図６に示す
フローチャートを用いて以下に説明する。
【００１６】図４に、３軸スラスト姿勢制御における宇
宙飛行体用の南北定置操縦の間に東西軌道制御を行う処
理を示す。上述のように、一対の南（または北）スラス
タの点火によって、スラスト及びモーメントアームの不
均衡の結果、宇宙飛行体の姿勢変化に影響する３軸の外
乱トルクが生じる。先行技術では、プロセッサ３０は、
南北操縦スラスタの一方及び東西スラスタの１つ以上の
スラスタ動作を最適に変化させることによって姿勢の外
乱に反応し、姿勢変化を補償する。しかしながら、この
動作によって、点火している東西スラスタの東西方向の
力成分により軌道速度に変化が生じる。このような軌道
速度の変化は、特別な補償操縦を必要とする。
【００１７】図４に示す処理によって、３軸スラスタ制
御を用いて姿勢を保持しながらの南北方向操縦の間に
（不感帯の範囲内で）東西軌道速度制御を可能にしてい
る。要約すると、軌道速度変化が軌道速度の不感帯の１
制限に達して次に姿勢制御を継続するように東西スラス
タの第２セット（すなわち、Ｂストリング）に姿勢制御
を切り替えて大きさが同一で方向が互いに逆となる軌道
速度変化を生じるまで、上記処理は、北方向操縦に対す
る東西スラスタ（すなわち、Ａストリング）の主なスト
リングを交互に稼動することによって行われる。このよ
うに、東西スラスタストリングの両方は、軌道速度変化
が不感帯の限度に達するように交互に稼動されて、東西
宇宙飛行体軌道速度はこれらの限度の間で脈動しながら
も所望の平均軌道速度を保持する。
【００１８】図１乃至図３において、宇宙飛行体１０
は、北方向定置操縦中であり、姿勢速度及び位置センサ
３４によって、プロセッサ３０が偏揺れ及びピッチトル
クの両者に正の変化を求めていると仮定する。プロセッ
サ３０は、スラスタ２Ａを動かすことによって反応し、
補償トルクスラストを獲得する。スラスタ２Ａが点火し
ているとき、スラスタ２Ａは東向きの軌道速度に変化を
生じる。
【００１９】軌道速度変化の値がプリセット限界に達し
た場合、プロセッサ３０は東西スラスタのＢストリング
にスイッチする。そして、プロセッサ３０が偏揺れ及び
ピッチトルクに正の変化を必要とした場合、スラスタ２
Ｂも、スラスタ２Ａのように同様な偏揺れ及びピッチト
ルクを修正するように稼動される。しかしながら、スラ
スタ２Ｂが西向きの力成分を作用させてスラスタ２Ａに
よって生じた東向きの速度変化を打ち消すように動作す
ることに注意しなければならない。宇宙飛行体軌道速度
変化が不感帯の限界に達した場合、プロセッサ３０は再
び東西Ａストリングに切り替えてスラスタ２Ａを再稼動
させる。この処理は、北方向定置操縦が終了するまで継
続する。この時、宇宙飛行体姿勢限界サイクルは可能で
あり、宇宙飛行体の安定化は、３軸スラスタ制御モード
が存在する限り、保持される。
【００２０】Ａ及びＢストリング東西スラスタ間の切り
替えが、東西スラスタを打ち消す（南北スラスタの一方
によって最初に生じる）外乱トルクの方向に殆ど影響を
与えないと仮定する。図４のフローチャートにおいて用
いられるパラメータを次のように定義する。 THRSTR ピッチ・偏揺れスラスタを可能とするスラス
タストリング(+1='A', 0='B') ONTA(i) 各サイクルのピッチ・偏揺れＡストリングの
ｉ番目のスラスタオン時間（点火時間） (sec) ONTB(i) 各サイクルのピッチ・偏揺れＢストリングの
ｉ番目のスラスタオン時間（点火時間）(sec) ONT2DVA(i) デルタＶに対するオン時間から変換され
たピッチ・偏揺れＡストリングのｉ番目のスラスタ定数
(s/sec/sec) ONT2DVB(i) デルタＶに対するオン時間から変換され
たピッチ・偏揺れＢストリングのｉ番目のスラスタ定数
(s/sec/sec) SUME 東方向の全デルタＶ (m/s) SUMW 西方向の全デルタＶ (m/s) DELTV 蓄積残留デルタＶ(m/s) [(+)=東; (-)=西] デルタＶは軌道速度の変化 DVDB デルタＶ不感帯(m/s) (> 0.005 m/sec) NUMSW 早期の切り替えを防止するフラグ SGNFLG 早期の切り替えを防止するサインフラグ 上述のように、宇宙飛行体１０が南北定置操縦を行うプ
ロセスにあり、宇宙飛行体１０の姿勢に変化を生じさせ
る南北スラスタにトルクの不均衡が生じていると仮定す
る。図４の処理の開始時において、パラメータは図面の
右上部に示すような初期値を有する。初期値の重要性
は、処理を説明すると明らかになる。
【００２１】ステップ５０にて、最初にスラスタ値が０
より大きいか否か（すなわち、スラスタＡストリングま
たは スラスタＢストリングが稼動しているか否か）を
判断する。スラスタのＢストリングが稼動している場合
（THRSTR = 0）ステップ５２に進み、一方、Ａストリン
グが稼動している場合（THRSTR = 1）ステップ５４に進
む。各ステップでの計算は稼動しているスラスタが異な
っていること以外は同一である。
【００２２】Ｂスラスタが稼動している場合、全東（SU
ME）軌道速度変化及び全西（SUMW）軌道速度変化が計算
される。SUMEは、スラスタ４Ｂ（ONTB4）の点火時間
と、スラスタ４Ｂの点火時間を速度値に変換した一定値
（ONT2DVB4）と、の積に、予め計算されたSUMEを加算す
ることによって計算される。また、SUMEは、スラスタ５
Ｂに対し計算されて前述の値に加算される。図２からス
ラスタ４Ｂ及び５Ｂの両方は東向きの軌道速度効果を表
している。同様に、西向き（SUMW）の成分の和がスラス
タ２Ｂ及び３Ｂ用にステップ５２にて示すように計算さ
れる。
【００２３】ステップ５６にて、蓄積残留軌道速度変化
（DELTV）に達するようにSUME及びSUMWの和を算出する
（DELTVが東向きの場合は正の値、西向きの場合は負の
値）。ステップ５７にて、操縦が進行中であるか否かを
判定する。操縦が進行中でない場合、処理は終了する。
操縦が進行中の場合、ステップ５８にて、DELTV の絶対
値を予め設定されたデルタＶ不感帯限界（DVDB）と比較
する。DELTV の絶対値がDVDB未満の場合、処理は迂回し
てスタートに戻る。
【００２４】ときどき、蓄積残留デルタＶの絶対値が不
感帯限界（DVDB）を越えることがある。このような場
合、ステップ６０に進み、前にスラスタストリングの切
り替えがあったか否かを判定する。スラスタストリング
の切り替えが無い場合、ステップ６２を飛び越してステ
ップ６４に進み、ピッチ・偏揺れスラスタのＡストリン
グまたはＢストリングが稼動しているか否かを再び判定
する。上述のように、Ｂストリングが稼動している場
合、ステップ６６に進み、制御をＡストリングに切り替
える。その結果、Ａストリングの対応するスラスタが点
火されて、反対の軌道速度効果を除く同一のピッチ・偏
揺れ姿勢制御を生じる。このように、姿勢制御が、定置
操縦の間は継続されて軌道速度は保持される。
【００２５】スラスタ値は１と等しくなるように切り替
えられ（ステップ７０）、この値は処理が再循環したと
きにステップ５０及び６４にて検知される。NUMSW 値
は、ステップ７２にて１づつ増加され、ステップ７４に
てサインフラグは、スラスタストリングの切り替えを生
じるDELTV の値の符号に等しい符号のセットを有する。
このようにして、DELTV（ステップ５６）が西方向の速
度の限度の境界に達したと想定した場合、DELTVは負の
値を表すこととなる。この負の値はステップ７４にてサ
インフラグに割り当てられる。
【００２６】図４の処理は各プロセッサ周期で繰り返さ
れ、次のプロセッサ周期においても処理は繰り返される
（操縦が進行中であると想定した場合）。このステージ
では、ステップ５０の判定によって、Ａストリングが稼
動しているために、ステップ５４に示すSUME及びSUMWの
計算が生じる。図２から、Ａストリングスラスタ２Ａ及
び３Ａによって東向きの速度変化が生じ、スラスタ４Ａ
及び５Ａによって、西向きの速度変化が生じることに注
意しなければならない。このように、ステップ５４に示
す各スラスタは、それぞれのオン時間の関数となって、
東向き及び西向きの軌道速度変化の一因となる。
【００２７】SUME及びSUMWの計算値がステップ５６で加
算されて蓄積残留DELTV になる。ここで、各コンピュー
タサイクルの間にスラスタが必ずしも稼働しないことを
覚えておくべきである。故に、前のコンピュータサイク
ル以来DELTV に何の変化もない複数のコンピュータサイ
クルが存在することが有り得る。ひとたび、スラスタが
点火してDELTV に変化が生じると、不感帯の限界には到
達しないが、ステップ５８にて図示の如く処理の短絡が
生じる。DELTV が変化しなければ（すなわち、スラスタ
ストリングの切替え以降にスラスタの点火が生じない場
合）、ステップ５８の判定は、前のプロセッササイクル
と同一の「より大きい」条件を表す。しかしながら、NU
MSW の値は、０よりも大きな値に徐々に増加され（ステ
ップ７２）、処理はステップ６２に進む。ステップ６２
にて、DELTV の符号がサインフラグ（このサインフラグ
は前のサイクルのDELTV の符号と同一に設定されてい
る）と同一であるか否かが判定される。このようにし
て、DELTV の符号を変えるスラスタの動作が無い場合、
サインフラグの値は、DELTV と等しい状態にとどまり、
スラスタストリングの切替えは生じない（スラスタＡス
トリングは動作可能状態にとどまる）。DELTV の値が再
び符号が逆のDVDB不感帯値に達した場合、図４に示すよ
うに、スラスタストリングの切替えが発生する（ステッ
プ６８）。
【００２８】このようにして、同一の方向にピッチ・偏
揺れトルクを作用させるＡストリング及びＢストリング
ピッチ・偏揺れスラスタが、南北定置操縦の間に繰返し
稼動状態に切り替ることが見られる。一方、ピッチ・偏
揺れスラスタは、同様なトルク特性を呈して、互いに反
対方向の軌道速度成分を有する。故に、南北操縦の間に
平衡が乱れる傾向がある。
【００２９】南北定置操縦（３軸スラスタ制御下）の前
後の両方に、宇宙飛行体１０には、単一のスラスタスト
リングにより姿勢が制御される「限界サイクル」が作用
するようになっている。限界サイクルによって、宇宙飛
行体の姿勢に姿勢限界の間でサイクルの前進や後退が生
じるので、宇宙飛行体の姿勢は、南北定置操縦の前後の
両方で安定する。単一のスラスタストリングを用いる限
界サイクルは、様々なスラスタの動作のキャンセルによ
って導入される速度変化のように、概して東西軌道速度
変化の蓄積を生じない。
【００３０】しかしながら、Ａ及びＢストリングからの
スラスタの細心の選択によって、搭載した推進剤の過剰
の消費を必要とせずに、限界サイクルの間及び操縦の間
に軌道速度変化が行われることが促される。このような
処理は、図５及び図６に示されている。所望の東西軌道
速度変化は、「ダイアルイン」デルタＶとして表されて
いる。
【００３１】図５及び図６のパラメータを以下に示す。 パラメータ 定義 DIDV ダイアルイン東西デルタＶ (+=東, -=西, O=デルタＶ無し) THRFC 稼動スラスタ面 (+1=東, -1=西) DV 蓄積ダイアルインデルタＶ(m/s) (+=東, -=西) ONTA(i) 各サイクルのピッチ・偏揺れＡストリングのｉ番目のスラ スタオン時間（点火時間） (sec) ONTB(i) 各サイクルのピッチ・偏揺れＢストリングのｉ番目のスラ スタオン時間（点火時間）(sec) ONT2DVA(i) デルタＶに対するオン時間から変換されたピッチ・偏揺 れＡストリングｉ番目のスラスタ定数 (s/sec/sec) ONT2DVB(i) デルタＶに対するオン時間から変換されたピッチ・偏揺 れＢストリングｉ番目のスラスタ定数 (s/sec/sec) THRSTR ピッチ・偏揺れスラスタを可能とするスラスタストリン グ (+1='A', 0='B') DELTV 蓄積残留東西デルタＶ(m/s) (+=東, -=西) 東西軌道速度変化を行うために、図５の処理は、全東向
きピッチ・偏揺れスラスタ、または全西向きピッチ・偏
揺れスラスタ（Ａ及びＢストリングの両者から）の一方
を姿勢制御するように用いている。このように、処理
は、西対向パネル１８近傍のスラスタ２Ａ, ３Ａ, ４Ｂ
及び５Ｂを使用したり、あるいは、東対向パネル１６近
傍のスラスタ２Ｂ, ３Ｂ, ４Ａ及び５Ａを使用したりし
ている。
【００３２】図５において、ステップ１００にて、ダイ
アルイン東西軌道速度変化（DIDV）が０であるか否かが
判定される。DIDVが０であれば、ダイアルインデルタＶ
は不要であり、処理は図６のステップに進み、ピッチ・
偏揺れスラスタのストリングを可能にして、南北定置操
縦が開始されるまで待機する。ダイアルイン東西軌道速
度変化が必要な場合、処理はステップ１０２に進み、DI
DVの符号が判定される。DIDVの値が０よりも大きい場
合、DIDVの符号はプラス（東向き）である。一方、DIDV
の値が０よりも小さい場合、DIDVの符号はマイナス（西
向き）である。東向きのデルタＶは軌道速度全体を減少
させるが、西向きのデルタＶは軌道速度全体を増加させ
る。DIDVが負の値とした場合、スラスタ２Ｂ, ３Ｂ, ４
Ａ及び５Ａを含む東対向パネル１６近傍のスラスタが可
動となる（ステップ１０４及び１０６）。対照的に、DI
DVが正の値とした場合、西対向パネル１８近傍のスラス
タが可動となる（ステップ１０８及び１１０）。
【００３３】次にステップ１１２に進み、東対向スラス
タが西向きのデルタＶ（すなわち、THRFC が０よりも
大）に対して可動であるか否か（すなわち、THRFC が０
以下）が判定される。蓄積デルタＶ（DV）がステップ１
１４にて算出される。ステップ１１８にて、DVの絶対値
がDIDV以上であるか否かが判定される。DVの絶対値がDI
DV以上であれば、速度の修正は行われず、図６の処理に
進行する。DVの絶対値がDIDV未満であれば、処理が繰返
されて、東対向スラスタは限界サイクルの間は可動の状
態のままで潜在的に、南北定置操縦へと進む。限界サイ
クルの間や南北定置操縦の間の姿勢制御によって、DVの
値の変化を生ぜしむるピッチ・偏揺れスラスタの点火が
生じる。
【００３４】ステップ１１８での条件が最終的に満たさ
れた場合、処理は図６のステップ１２０に進み、宇宙飛
行体１０のピッチ・偏揺れスラスタストリングが可動で
あるべきか否かが判定される。このような場合、制御処
理は、ダイアルインモードから切り替り、宇宙飛行体の
姿勢の制御を継続するためにＡ及びＢスラスタストリン
グの一方が可動となる制御モードに逆戻りする。ステッ
プ１２６にて、南北定置操縦が進行していない場合、ア
ルゴリズムは宇宙飛行体姿勢限界サイクルの間は待機す
る。南北定置操縦が開始されると、または南北定置操縦
の進行中は、南北定置操縦及び次の限界サイクル期間が
終了するまで、アルゴリズムは図４に移行する。
【００３５】上記記載は本発明の実施例を例示したにす
ぎない。当業者においては、本発明から逸脱することな
く様々な変形例や適用例が導出されるものと考える。例
えば、本発明にて開示された姿勢制御装置は、２重結合
スラスタ（すなわち、ピッチまたは偏揺れ方向のいずれ
か一方にのみトルクを作用させるスラスタ）によって動
作される。さらに、ダイアルインデルタＶの可能性は、
ピッチ・偏揺れスラスタの面よりもむしろピッチ・偏揺
れスラスタのストリングに対して編出される。従って、
本発明は、請求の範囲内に含まれる全ての代替例、変形
例及び適用例を包含するものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】宇宙飛行体の斜視図を示し、地球または反地球
に向けて配置された第１及び第２スラスタストリング
Ａ，Ｂの向きを示す。
【図２】図１の特定のスラスタの主な軌道速度を含み、
これらのスラスタによって作用する主なトルクを表すピ
ッチトルクと偏揺れトルクとの関係を示すグラフであ
る。
【図３】図１の宇宙飛行体の制御装置の最上位の構成図
である。
【図４】南北定置操縦の間の東西軌道速度変化を最小限
にする本発明の方法を説明する最上位のフローチャート
である。
【図５】宇宙飛行体の軌道 速度に所定の変化が生じる
ように姿勢限界サイクルの間に宇宙飛行体の東西スラス
タを制御する方法を示すフローチャートである。
【図６】宇宙飛行体の軌道 速度に所定の変化が生じる
ように姿勢限界サイクルの間に宇宙飛行体の東西スラス
タを制御する方法を示すフローチャートである。
【符号の説明】
２，３，４，５，６，７ スラスタ １０ 宇宙飛行体 １２ 地球対向パネル １４ 反地球対向パネル １６ 東対向パネル １８ 西対向パネル
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 リサ ケイ ホワイト アメリカ合衆国， カルフォルニア州 94025， メンロ パーク， ウェイヴァ リィ ストリート 339 (72)発明者 カール トーマス プレシア アメリカ合衆国， カルフォルニア州 94086， サニーヴェイル， グラディオ ラ ドライブ 862

Claims (9)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 第１及び第２の３軸姿勢制御スラスタス
    トリングと、回転、ピッチ及び偏揺れトルクを生じる各
    ストリング内のスラスタと、を有し、前記第１及び第２
    のスラスタストリングは、前記宇宙飛行体を挿通する東
    西方向の軸に交差して対向する対向面に配向されたスラ
    スタを提示する宇宙飛行体であって、 前記宇宙飛行体の姿勢に外乱を作用させる前記スラスタ
    ストリングの南北スラスタを稼動させて南北方向の軸に
    沿った操縦を生ぜしむる手段と、 限界値を有し軌道速度値の東西の不感帯範囲を画定する
    手段と、 前記正の外乱を打消すために、前記東西方向の軸に沿う
    第１方向の前記軌道速度に変化を生ぜしむるように配向
    された第１ストリングスラスタを少なくとも稼動させる
    姿勢制御手段と、 軌道速度の変化を判定する手段と、 限界値に達する軌道速度の前記変化に反応して、前記第
    １ストリングスラスタを不稼動にするとともに、不稼動
    の前記第１ストリングスラスタのように前記宇宙飛行体
    に作用するほぼ同様なトルクを呈する第２ストリングス
    ラスタを稼動し、前記東西方向の軸に沿う前記軌道速度
    に互いに逆方向の変化を生じるように配向された手段
    と、を有することを特徴とする宇宙飛行体。
  2. 【請求項２】 請求項１記載の宇宙飛行体であって、前
    記第１ストリングの４つのスラスタは前記第２ストリン
    グに一対のスラスタを有し、前記スラスタ及び一対のス
    ラスタの各々は稼動状態にあるときに宇宙船の姿勢に影
    響する同様なトルクを作用し、前記一対のスラスタの各
    々は東西の軸に沿う互いに反対方向の値から成分を生じ
    るように配向され、前記手段の各々は前記第１ストリン
    グの前記４つのスラスタのスラスタの稼動を終了すると
    きに前記第２ストリング内の前記第１スラスタの対をな
    すスラスタを稼動させることを特徴とする宇宙飛行体。
  3. 【請求項３】 請求項２記載の宇宙飛行体であって、前
    記反応手段は、軌道速度の不感帯限界値に達する度に、
    前記第１及び第２ストリングのスラスタの間で切り替え
    ることを特徴とする宇宙飛行体。
  4. 【請求項４】 少なくとも第１及び第２スラスタストリ
    ングと、各ストリング内に少なくとも４つの東西配向ス
    ラスタと、点火時にピッチ・偏揺れトルク成分を供給す
    るように配向された前記スラスタの各々と、前記宇宙船
    の東向きの軸に沿う力成分を供給するように配向された
    前記第１ストリングの第１及び第２スラスタ並びに前記
    第２ストリングの第３及び第４スラスタと、前記宇宙飛
    行体の西向きの軸に沿う力成分を供給するように配向さ
    れた前記第２ストリングの第１及び第２スラスタ並びに
    前記第１ストリングの第３及び第４スラスタと、を有す
    る宇宙飛行体であって、 前記宇宙飛行体の限界サイクル姿勢制御を提供するスラ
    スタストリングを動作する手段と、 前記第１ストリングから２つ及び前記第２ストリングか
    ら２つの４つのスラスタを稼動することによって、増加
    にて前記宇宙飛行体の軌道速度を変えるコマンドに反応
    し、前記４つの稼動中のスラスタは、共通の東西方向の
    軸方向の力成分を呈し、前記４つのスラスタは、姿勢制
    御のために稼動した場合に、前記軌道速度を変える共通
    の力成分を呈するとともに、同時に前記宇宙飛行体の姿
    勢を制御する制御手段と、を有することを特徴とする宇
    宙飛行体。
  5. 【請求項５】 請求項４記載の宇宙飛行体であって、前
    記第１及び第２ストリングからの前記４つの稼動スラス
    タは、前記衛星の東西軌道制御を可能にすることを特徴
    とする宇宙飛行体。
  6. 【請求項６】 請求項５記載の宇宙飛行体であって、前
    記制御手段は、南北定置操縦の間の軌道速度を変えるコ
    マンドに応答可能であることを特徴とする宇宙飛行体。
  7. 【請求項７】 第１及び第２, ３軸姿勢制御スラスタス
    トリングと、回転, ピッチ及び偏揺れトルクを生成する
    各ストリングのスラスタと、を有し、前記第１及び第２
    スラスタストリングは、前記宇宙飛行体を挿通する東西
    方向の軸を交差して互いに対向する面に配向されたスラ
    スタを呈する宇宙飛行体であって、 南北の軸に沿う操縦を生ぜしむるために、前記宇宙飛行
    の姿勢の外乱に影響する南北スラスタを稼動させる手段
    と、 前記姿勢の外乱を打ち消すために、前記東西の軸に沿う
    第１方向の前記軌道速度に変化を生ぜしむるように配向
    された第１ストリングスラスタを少なくとも稼動させる
    姿勢制御手段と、 軌道速度の変化が限界値に達したことを信号呈示する手
    段と、 前記第１ストリングスラスタを不稼動にし且つ前記不稼
    動の第１ストリングスラスタのように前記宇宙飛行体に
    作用するほぼ同一のトルクを呈する第２ストリングスラ
    スタを稼動させる前記信号に反応し、前記東西の軸に沿
    う前記軌道速度に互いに反対方向の変化を生ぜしむるよ
    うに配向された手段と、を有することを特徴とする宇宙
    飛行体。
  8. 【請求項８】 請求項７記載の宇宙飛行体であって、前
    記第１ストリングの複数のスラスタの各々は前記第２ス
    トリングに１対のスラスタを有し、前記スラスタ及び１
    対のスラスタの各々は、稼動時に前記宇宙飛行体の姿勢
    に作用する同一のトルクを呈し、前記１対のスラスタの
    各々は前記東西方向の軸に沿う互いに反対方向の力成分
    を生じるように配向され、前記反応手段は、前記第１ス
    トリング内のスラスタの稼動を終了するとき、前記第２
    ストリングの前記第１スラスタの対をなすスラスタを稼
    動させることを特徴とする宇宙飛行体。
  9. 【請求項９】 請求項８記載の宇宙飛行体であって、前
    記反応手段は、軌道速度の前記限界値に達するたびに、
    前記第１及び第２ストリングの間で切り替わることを特
    徴とする宇宙飛行体。
JP5325016A 1992-12-22 1993-12-22 宇宙飛行体の南北定置操縦間の東西軌道制御装置 Pending JPH06227498A (ja)

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