JPH06510499A - 地球を指向する３軸安定化衛星および付属する太陽と地球を捕捉する方法 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 地球を指向する３軸安定化衛星および付属する太陽と地球を捕捉する方法この発 明は、請求の範囲第１項の前段による、地球を指向する３軸安定化衛星、および そのような衛星で太陽と地球の捕捉を行う方法に関する。

この種の衛星は、Ｈ，Ｂｉｔｔｎｅｒ　ｅｔ　ａｌ、ゴｈｅ　Ａｔｔｉｔｕｄｅ 　Ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ　ａｎｄＣｏｎｔｒｏｌ　Ｓｕｂｓｙｓｔｅｍ　 ｏｆ　ｔｈｅ　Ｉｎｔｅｌｓａｔ　Ｖ　５ｐａｃｅｃｒａｆｔ″、　ｉｎ　Ｐｒ ｏｃｅｅｄｊｎｇｓ@ｏｆ　ＡＯＣＳ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ、　Ｎｏｏｒｄ剖ｊｋ　３．−６．０ｃｔｏｂｅｒ　１９ ７７、８ＳＡ　ＳＰ　−１２８，Ｎｏｖｅｍｂｅｒ　１９７V により知られている。この衛星は、遷移軌道や地球静止衛星軌道で必要な種々の 作戦行動を行うことができる。例えば太陽捕捉、つまり衛星に固定された座標系 （Ｘ、　Ｙ、Ｚ）のＹ軸を太陽に向けること、地球捕捉、つまりＹ軸を地球の中 心点に向けること、遠地点作戦行動、つまり遠地点で発射する前に遷移軌道の遠 地屯てＹ軸を静止衛星軌道の方向に向けること、および目標方位を常時維持する ため姿勢制御の全ての簡単な作戦行動や、太陽および／または地球のような姿勢 の基準を見失った場合の再捕捉の全ての作戦行動を行うことができる。

この周知の衛星の姿勢制御系は、その都度必要な制御則を使用する制御器、この 制ｉｌｌ器から出力される駆動信号に応じて衛星の主軸（Ｘ、　Ｙ、Ｚ）の各々 の周りに駆動モーメントを発生する駆動ユニット、つまり姿勢制御ノズル、およ び太陽センサ、地球センサ七して衛星の主軸に対して衛星の回転速度ベクトルの 成分を直接測定するために、冗長性をもって設計され３軸に付いて測定するジャ イロスコープのパケットを保有する。これ等の太陽センサは負のＹ軸の周りに全 体でＸＺ平面の半分とこの平面に垂直に一定の幅を有する第一視界と、Ｙ軸の周 りに全体でＸＹ平面の３分の１とこの平面に垂直に一定の幅を存する第二視界を 有する。前記地球センサはその先軸を通常のようにＹ軸の方向に指向する。この Ｙ軸は静止軌道て常時地球の中心点を指向する必要がある（地球への指向）。

姿勢制御系に使用する測定値発生器には、主要構成要素として、衛星の回転速度 ベクトルω＝（ω、ω、ω工）Ｔの衛星に固定された座標系に関する成分を直接 測定するために３軸で測定するジャイロスコープ・パケットが付属している。

これ等の測定値は、周知の衛星て必要である。何故なら、望ましい姿勢制御作戦 行動を実行するため、この制御がそこではそれに合わせて設計されるからである 。

しかし、この種のジャイロスコープの利用には、特に宇宙空間の極端な条件の下 で非常に高い要求が設定され、非常に乱れ易く、故障し易い電子・機械部材が問 題になると言う重大な難点がある。これに必要な冗長性のある設計は非常にコス トの要因となっている。

この発明の課題は、姿勢＃御系ができる限りコストに見合い、機能上信頼性のあ るように構成されている、冒頭に述べた種類の衛星を提供することにある。

上記の課題は、この発明により、請求の範囲第１項の特徴部分にある構成によっ て解決されている。

この構成により、太陽センサ装置が使用され、この太陽センサ装置の視界が衛星 に固定された座標系の一平面、ここでは所謂［視界面Ｊ１例えばＸｚ平面内で０ ≦α、≦２πの全角度を有し、Ｃ１は前記平面内で任意に選択された基準方向、 例えばＹ軸から見た角度である。つまり、視界面内に周回視界が必要である。こ の視界に垂直に、つまり例えばＹ軸の方向に、２軸で測定が可能であるように、 当然視界の最小幅を与える必要がある。

重要な構成としては、姿勢制御系用の測定値発生器として、もっばら太陽センサ 装置と地球センサが存在することが要求される。つまり、ジャイロスコープも最 早必要としない。これには、制御器の中で特別な制御則を使用する必要があり、 この制御則は衛星の回転速度ベクトル史の成分に対する直接の測定値を必要とし 、制御信号を処理するため、未だある測定値発生器（太陽センサと地球センサ） で得られる測定信号が使用される。姿勢制御の全ての作戦行動は、使用すべき制 御則と、その中に必要なぶｑ定量に関して適当に構成されている必要がある。

従属請求項には、太陽と地球の捕捉を行う方法が開示されている。これ等の方法 は、上に示した要求を満たし、ジャイロスコープを使用しないこの発明による衛 星で使用できる。

太陽の捕捉は、周知のように、衛星の主軸、例えばＹ軸を太陽の方向に指向させ る作戦行動である。それから、Ｙ軸方向に出て往き、この軸の周りに回転する太 陽発電機が少なくとも一部展開され、例えば遷移軌道でのエネルギ供給を既に成 る最小範囲で確保するため、太陽に対向する。地球を捕捉する作戦行動は衛星の ３つの主軸の他方の軸、例えばＺ軸を地球の中心点に指向させるためにある。

何故なら、地上ステーションと交信するために使用される衛星のアンテナをこの 方向に向けるからである。この作戦行動は一般的に既に遷移軌道上で行う必要が あるが、最終的な静止衛星軌道上でも遠地点の作戦行動を行った後にも必要であ る。

太陽と地球の捕捉はこの発明により以下のように行われる。その場合、衛星の任 意の状態、場合によっては、ふらつき状態から始まる。

先ず、太陽が太陽センサの視界内にない場合、太陽の探索が行われる。この場合 、太陽は独りでに視界に入り込むことがしばしば生じ、この視界が視界面、例え ばＸＺ平面に垂直に±α、の幅、ここでα、＜９０°１例えばα１工６０°、を 存する。これは、衛星が視界内で延びる回転軸の周りで回転するので、全周視界 のため、太陽が遅くともこの種の半回転後に太陽センサの視界に達することに基 づく。この場合は、角度α、が大きければ、それだけ早く生じる。他方、このふ らつき運動がただ一つの安定な軸、つまり最大慣性モーメントの軸周りの回転で 燃料消費と構造上の減衰によるエネルギ損失のため、終了する場合も生じる。こ の軸は、地球衛星の場合、一般に視界面として有利なＸＺ平面内にある。

太陽が予め選択できる時間の後、太陽センサ装置の視界内に入らないなら、単動 運動を励起するため、視界面（例えばＸＺ平面）内にある軸の周りのモーメント パルスを、場合によって、繰り返してその都度モーメント・レベルを高めて与え ることができる。それから、この単動運動は確実に太陽が太陽センサの視界内に 最終的に達することになる。

（例えば、Ｘ軸）の方向に調整される。後で行う地球探索（地球の捕捉）で、地 球センサの光軸がこの光軸に垂直に向（回転軸の周りで早く回転するため、地球 の上を早くかすめて通過しないことを保証するため、適時減速を可能にするため 、および他方で地球探索に必要な回転が余り遅く行われることを防止するため、 太せるか、あるいは完全に抑制する。最後に、太陽線を第二の基準方向（太陽基 準ベクトルＳ、２）に調整することができる。この第二基準方向は衛星の各既知 の軌道位置と地球センサの光軸の方向に応じて、衛星がこの第二基準方向の周り に回転する時、地球センサの光軸が地球をかすめるように選択される。これに必 要な太陽線の周りの衛星回転速度は既に予め平均値に調節され、その後一定に維 持されるので、地球センサの光軸は地球を一度捕捉すると、地球の中心点を指向 する。

単動運動を励起する太陽探索では、以下の状況から出発する。即ち、視界面がＸ Ｚ平面であり、太陽センサ装置の視界がこの平面に垂直に±α、の間の角度範囲 、ここでα、＜９０°１例えばα１工６０°、を存し、衛星がＸ２面に垂直なＹ 軸の周りで角速度ωで回転し、この角速度ベクトルωと同じ回転パルスベクトル Ｌを有する。これは単動運動を導入する前の最悪の配置である。この単動運動は 、パスル期間 のモーメントパルスをＸ軸の周りに発生させることによって励起される。ここで 、モーメントレベルｔ２および衛星のＹ軸に関する慣性モーメントＩＹである。

の待ち時間の後、太陽探索が未だ成功していない場合、場合によっては、パルス 期間を長くした、新しいモーメントパルスを発生させることができる。

太陽線、即ち太陽ベクトルＳで与えられる方向を第一基準方向く太陽基準ベクト ルＳ□）に調節する場合、以下の制御ｌ１ｌｌＩを使用する。つまり、この場合 、Ｕは、駆動ユニットに導入すべき、３軸に付属する駆動信号のベクトルを、Ｋ Ｄと扮は増幅率の対角行列を、以と以は次のベクトルの長さを制限し、その方向 を変えないベクトル制限子（これは制御の安定性を確保するためら、太陽センサ で２軸測定をする場合、測定された二つの成分から第三の成分が自動的に生じる 。時間微分旦は測定された太陽ベクトル旦から数値微分、あるいは高域浦波器、 好ましくは二次の高域濾波器で、次のタイプの伝達関数として得られる（Ｓはラ プラス演算子である）、上記制御口１１によって太陽ペクトえる。この制御則は 太陽線の周りに回転速度を調整するのでなく、むしろこの速度を（少なくとも近 似的に）一定に維持させる。

太陽線の周りの衛星の回転速度色、を予め選択できる一定値に調整することは以 下の制御則、 により行われる。この場合、既に説明した量を別にして、ｋ、はスカラー量の増 幅率係数を、Ｃは太陽線の周りの衛星の回転速度のレベルを、そして０次は前記 レベルに対して予め選択できる基準値を意味する。この制御則では、最初の二つ の項が、上で説明したように、依然として太陽線を調整するが、第三項は太陽線 の周りの衛星の回転速度を基準値Ｃ２に制御するためにある。その場合、符号ｓ ｉｇｎ（ｃ）とＣを予測する必要がある。この第三項はＣの有効な予測値がある 場合のみ付加的に接続される。

回転速ａＣの予測は以下のように行われる。即ち、基本的な仮定として、太陽線 の周りの衛星の回転をこの太陽線に垂直な軸に導入する必要がある点にある。何 故なら、この太陽線に垂直にしか速度を測定できないか、あるいは予測できない からである。これは、衛星の３軸周りの慣性モーメントが全て等しくない場合に 、自動的に守られる。それから、つまり基本式１式％ 全ての慣性モーメントが互いに等しい場合には、衛星内のモーメンタムホイール によって太陽線に垂直な回転パルス成分が、な予測アルゴリズムが生じる。それ で、駆動モーメントベクトルである。このベクトルは個々の駆動ユニット、特に 姿勢によりまる。ここで、Ｔｅは使用する各駆動ユニットあるいはノズルの組の 回転モーメントの行列を表す。

符号の決定（Ｓの方向に対して正または負）は連続する時間間隔（ｋ、　ｋＵ、 ・・・）で段階的に行われる。これは、 ｓｉｇｎ（ｃ）ｍ、＋　＝　ｓｉｇｎ（ｌｃｌｈ、＋　−１ｃｌｈ）・ｓｉｇｎ （ｒ、）ｈ　Ｈである。これは、以下のように解釈できる。即ち、先行時間間隔 （ｋ）で太陽線の周りで行う回転モーメントで、が正、つまりＳと同じ方向で、 それ故にｓｉｇｎ（τ＋）＊＝＋＋で、この軸の周りの回転速度の値が大きくな ると、現在の時間間隔（ｋ＋１）で回転速度が正、つまりｓｉｇｎ（ｃ）ｈ−＋ 　＝＋１等々となる。初期値として（ｋ＝ｏ）とすると、ｓｉｇｎ（ｃｍ）　＝ ＋　１あるいは−１および１ｃｌｈ＝ｏである。

太陽線の周りに加わった回転モーメントの符号は、ｓｉｇｎ（ｒ、）　＝　ｓｉ ｇｎ（ｃｂ）・ｓｉｇｎ（ｌｃ讃１−　ｌｃｌｈ）ｓｉｇｎ（ｃ）の計算は、 Δ（ｃ）＝　ｌｃｌｍ−＋　ｌｃｌｍ が成るしきい値Δ０を越えた時にのみ、ｌｅｔの予測の不正確さを除去するため に行われる。

その他、関係式 を調べることによって、静止状況を簡単に問い合わせることができる。ここで、 εは小さな所定の範囲を表す。

上に述べた第二の場合では、太陽線の周りの回転速度（大きさと符号）が作為的 に発生させる既知の回転パルスｈを使用し、衛星の３軸周りの慣性モーメントが 同じであると仮定して、簡単な関係式により決定できる。

この代わりに、衛星の回転速度をめることは以下のようにも行える。

Ｘ軸周りにモーメントを発生する駆動ユニットの操作が禁止される（例えば、Ｕ Ｘ＝Ｏに設定する）。横軸の運動（Ｙ、Ｚ軸）は太陽ベクトルの測定可能な成に より制御される。

先ず、衛星のＸ軸に一致する（Ｓｔ　＝　（＋、　ｏ、　ｏ））　、衛星の軸へ の太陽の入射方向を、好ましくは予め指定された一定の速度で移動させる。つま り、Ｙ軸方向に初期値ｒＯＪから予め指定された最終値（Ｓ、ｖ、）へ規則０≦ ５ａｙ（ｔ）　＝ΔＳａｙ・ｔ≦５ＩＹＩにより行い、その場合、Ｘ軸の周りに の衛星の回転速度Ｃの値を関係式によりめることができるか、あるいは衛星のＺ 軸の方向に初期値ｒＯＪから予め指定された最終値（Ｓ、、りまで、規則０≦Ｓ ＊ｚ（ｔ）　＝ΔＳｌ！・１５３ｍ１ｔにより行い、その場合、衛星の回転速度 Ｃの値を関係式％式％ によりめることができる。その場合、既に使用した記号の外に、対応する量は以 下のように定義される。つまり、 および Ｓ　ｖｍ、　５ｔａｙ−静止（つまり過渡）状態の太陽の単位ベクトルの（Ｙ、 Ｚ）成分、 １、、ＴＶ、Ｔ、一対応する軸の周りの衛星の慣性モーメントを意味する。

回転方向（Ｃの符号）は、以下の関係式により、予め与えられた量＜Ｓ−ｖ、Ｓ 、８）あるいは測定可能な量（Ｓ　−−−、Ｓ　−−−ｏ　）の符号（ｓｉｇｎ ）からめることができる。つまり、第一の場合、 ｓｉｇｎ（ｃ）　＝　ｓｉｇｎ　［（１−Ｂ）　・　Ｓａｙ］　・　ｓｉｇｎ（ Ｓｚｃ）あるいは、第二の場合、 ｓｉｇｎ（ｃ）＝　ｓｉｇｎ　［（１−Ａ）　・Ｓ＊ｚ］　・ｓｉｇｎ（Ｓｙ、 ｏ）によりまる。実際の応用では、回転速度（Ｃ）の符号は、Ｘ軸の周りのモー メントの増分を指令し、次いて回転速度の値の数値（ｌｃｌ）を回転パルスの変 化前の値と比較して「試して」簡単にめることもてきる。正の増分で値がより太 き（なれば、符号は正であり、この逆の場合には負になる。

太陽を捕捉する場合、太陽線を第一基準方向に最初に調整するとき、太陽基準ベ クトル に対して、 として最初に、 Ｓ□＝（Ｓア、ｏ、Ｓｔ）’ ただし、１ｓｙｌ≧００である限り、およびＳ＋＋＋＝　（１，０，Ｏ）” ただし、ｌ　Ｓｙ　ｌ　＜ｃｍアになると、を指定すると合理的である。この場 合、Ｃ０は予め選択できる定数である。これによって、太陽が再び視界から離れ ることを防止するため、太陽ベクトルを先ずできる限り早くＸＺ平面の方向に導 くことになる（Ｓ□７＝０．他方Ｓ＊＋ｘ＝ＳｘおよびＳＲ＋！＝ＳＩを不変に 維持する）。

こうして、初めて太陽ベクトルはＸＺ平面内でＸ軸の方向に旋回する（Ｓ□８＝ Ｓ□、＝０）。

太陽線の周りの回転速度を調節した後、太陽線を軌道上の衛星の位置に、あるい は地球−衛星−太陽の状況に応じて、そのような方向（Ｓ、りに傾ける必要があ る。つまり、所望の回転を維持して、この回転が結局地球センサの光軸を地球上 記実施例から判ることは、太陽と地球を捕捉する場合、３軸安定化衛星はジャイ ロスコープなしで、むしろこの作戦行動を説明したように制御して実行するため 、太陽センサと地球センサの情報て十分である。

これは、遠地点の作戦行動にも当てはまる。この場合には、楕円遷移軌道の地球 から最も遠い点（遠地点）で衛星がほぼ円形の最終静止軌道に導入される。つま り、軌道方向に動く遠地点エンジンの推力によって導入される。この推力がＸ軸 方向に向い、２軸の太陽センサ装置の視界面がＸＺ平面であり、２軸地球センサ の光軸がＺ軸の方向に向くと、Ｘ軸が軌道方向を向かなくてはならない遠地点の 作戦行動は、ジャイロスコープなして実行できる。何故なら、この状況で３軸の 基準が与えられるからである。

これに反して、遠地点エンジンの推力がＺ軸方向に働き、それ以外ではセンサの 配置は同じであるなら、３軸の基準が初めて失われる。何故なら、Ｚ軸方向を眺 める２軸で測定する地球センサが最早地球を視界に捕らえないからである。この 場合には、単軸でのみ測定する必要のあるＹ軸の方向を向いた付加的な地球セン サがある時にも、ジャイロスコープを省くことができる。

静止衛星軌道に向ける目標方位では、衛星はいずれにしてもジャイロスコープを 必要としない。何故なら、衛星は地球センサで何時も地球を指向し、太陽センサ がその視界をＹ方向に十分な開口角で太陽を常時視界に入れているからである。

目標方位を見失った場合、上に説明した太陽と地球の捕捉方法を用い、ジャイロ スコープを使用することなく、目標方位を再び設定できる。

請求の範囲 補正書の写しく翻訳文）提出書 （特許法第１８４条の８） 平成６年２月２５日

Claims (7)

【特許請求の範囲】
1. １．制御器、衛星に固定された座標系の３軸（主軸Ｘ，Ｙ，Ｚ）の各々の周りに 制御モーメントを発生する駆動ユニット、２軸で測定する地球センサ、および２ 軸で測定する太陽センサ装置を有する姿勢制御系を備えた地球を指向する３軸安 定化衛星において、センサ装置の視界が座標系の一つの平面（例えばＸＺ平面） で全角度（０≦α１≦２πの視界面）を有し、測定値発生器としての姿勢制御系 が専ら太陽センサと地球センサを有することを特徴とする衛星。
2. ２．請求の範囲第１項の衛星で太陽と地球の捕捉を行う方法において、以下の過 程、 ａ）衛星に固定された座標系での位置が太陽ベクトルＳ＝（Ｓｘ，Ｓｙ，Ｓｚ） Ｔで与えられる目標、太陽を太陽センサ装置の視界に入れる太陽の探索、ｂ）太 陽ベクトルＳの方向で与えられる太陽線を第一基準方向（太陽の基準ベクトルＳ Ｒ１），好ましくは視界面内にある主軸（例えば、ＸあるいはＺ軸）に調整し、 ｃ）横成分ωｑをできる限り完全に抑制して、太陽線の周りの衛星の回転速度ω ｐを選択可能な値に調整し、 ｄ）衛星が第二基準方向（太陽基準ベクトルＳＲ２）の周りで回転する場合、地 球センサの光軸が地球をかすめるように、衛星の各既知軌道位置と地球センサの 光軸の方向に応じて選択される第二基準方向に太陽線を調整し、ｅ）地球センサ の光軸と共に衛星を地球に指向させる、に特徴のある方法。
3. ３．太陽探索時に太陽が予め選択された時間の後に太陽センサ装置の視界に入ら ない場合、章動運動を励起するため、視界面内にある軸の周りにモーメントパル スを、場合によって、繰り返して、その都度モーメントレベルを高めて与えるこ とを特徴とする請求の範囲第２項に記載の方法。
4. ４．太陽線を第一基準方向ＳＲ１に調整する場合、次の制御則ｕ＝−ＫＤＬＤω ｑ＋ＫＰＬＰ（■Ｒ１・Ｓ），ωｑ＝−■・■を制御器内で使用し、その場合、 ｕが駆動ユニットに導入すべきベクトル駆動量で、ＫＤとＫＰが姿勢および速度 の増幅率の係数で、ＬＤとＬＰがベクトル限界を、ωｑが太陽線に対する衛星の 回転速度ωの横成分で、■Ｒ１とＳが対角ベクトル積の行列で、■が太陽ベクト ルＳの時間微分に対する予測値であることを特徴とする請求の範囲第２項または 第３項に記載の方法。
5. ５．太陽線の周りの衛星の回転速度ωｐを一定の値に調整する場合、次の制御則 ｕ＝−ＫＤＬＤωｑ＋ＫＰＬＰ（■Ｒ１・Ｓ）＋ｋ■ｓｉｇｎ（ｃ）Ｓ（｜ＣＲ ｜−｜ＣＲ｜）を制御器内で使用し、ここでｋｑがスカラーの増幅率の係数で、 ｃ＝｜ωｐ｜が太陽線の周りの回転速度で、ＣＲが対応する基準備であることを 特徴とする請求の範囲第２〜４項のいずれか１項に記載の方法。
6. ６．準静止衛星的な状況（Ｓ≒ＳＲ１，Ｓ≒０）では、回転速度ｃの値を次の規 則ｃ２＝（（■・ＩＳ）Ｔτ／｜■・ＩＳ｜２）によって求め、ここでＩは衛星 に固定された座標系（Ｘ，Ｙ，Ｚ）に関する衛星の慣性テンソルで、τは太陽線 を調節するために加える制御モーメントであることを特徴とする請求の範囲第５ 項に記載の方法。
7. ７．制御モーメントτを以下の規則 τ＝Ｔｃａ により求め、その場合、Ｔｃは駆動ユニットの使用する組の回転モーメントの行 列で、ａは駆動ユニットの駆動率を表すベクトルであることを特徴とする請求の 範囲第６項に記載の方法。