JPH072194A - 人工衛星の姿勢制御装置 - Google Patents
人工衛星の姿勢制御装置Info
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- JPH072194A JPH072194A JP5011313A JP1131393A JPH072194A JP H072194 A JPH072194 A JP H072194A JP 5011313 A JP5011313 A JP 5011313A JP 1131393 A JP1131393 A JP 1131393A JP H072194 A JPH072194 A JP H072194A
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】三軸姿勢制御とともにスピン姿勢制御を行うこ
とができ、構造が簡単でしかも消費電力および重量の小
さい人工衛星の姿勢制御装置を提供する。 【構成】地球２０を指向する人工衛星１０において、三
軸安定姿勢制御では、各各二つの視野１Ｐ，１Ｍおよび
２Ｐ，２Ｍを持つ固定視野型の地球センサ１，２がロー
ル軸１１およびピッチ軸１２回り姿勢誤差を検出し、地
磁気センサ３がヨー軸１３回り姿勢誤差を検出する。こ
れら三軸の姿勢誤差は、スラスタ制御手段４によって３
値の姿勢誤差角に変換され、さらにシュードレートモジ
ュレータによって姿勢誤差角と姿勢角速度との線形和に
相当する疑似姿勢誤差角にそれぞれ変換される。スラス
タ制御手段４は、これらの疑似姿勢誤差角を噴射コマン
ドとしてスラスタ５ａないし５ｆをゼロモーメンタム制
御する。
とができ、構造が簡単でしかも消費電力および重量の小
さい人工衛星の姿勢制御装置を提供する。 【構成】地球２０を指向する人工衛星１０において、三
軸安定姿勢制御では、各各二つの視野１Ｐ，１Ｍおよび
２Ｐ，２Ｍを持つ固定視野型の地球センサ１，２がロー
ル軸１１およびピッチ軸１２回り姿勢誤差を検出し、地
磁気センサ３がヨー軸１３回り姿勢誤差を検出する。こ
れら三軸の姿勢誤差は、スラスタ制御手段４によって３
値の姿勢誤差角に変換され、さらにシュードレートモジ
ュレータによって姿勢誤差角と姿勢角速度との線形和に
相当する疑似姿勢誤差角にそれぞれ変換される。スラス
タ制御手段４は、これらの疑似姿勢誤差角を噴射コマン
ドとしてスラスタ５ａないし５ｆをゼロモーメンタム制
御する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はスピン安定姿勢制御フェ
ーズと三軸姿勢制御フェーズとを備える人工衛星の姿勢
制御装置に関し、特に略円軌道を周回する地球指向型人
工衛星の姿勢制御装置に関する。
ーズと三軸姿勢制御フェーズとを備える人工衛星の姿勢
制御装置に関し、特に略円軌道を周回する地球指向型人
工衛星の姿勢制御装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】この種の人工衛星の姿勢制御装置の一つ
が、公開特許公報（昭６１−１７１７００，発明の名
称：地球センサ）に開示されている。この姿勢制御装置
では、人工衛星の地球に対する姿勢を検出するために、
地球をスキャンする地球センサを備えている。スピン姿
勢制御モードでは、上記地球センサは人工衛星のスピン
によって地球を受動的にスキャンする。しかし、三軸姿
勢制御モードでは、この地球センサはミラー駆動により
地球をスキャンしている。なお、スピン姿勢制御モード
の場合には、上記ミラー駆動が停止されている。
が、公開特許公報（昭６１−１７１７００，発明の名
称：地球センサ）に開示されている。この姿勢制御装置
では、人工衛星の地球に対する姿勢を検出するために、
地球をスキャンする地球センサを備えている。スピン姿
勢制御モードでは、上記地球センサは人工衛星のスピン
によって地球を受動的にスキャンする。しかし、三軸姿
勢制御モードでは、この地球センサはミラー駆動により
地球をスキャンしている。なお、スピン姿勢制御モード
の場合には、上記ミラー駆動が停止されている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上述した従来の人工衛
星の姿勢制御装置は、ミラー駆動型の地球センサを必要
とするので、構造が複雑であるばかりでなく重量も増加
し、また消費電力が大きいという欠点があった。
星の姿勢制御装置は、ミラー駆動型の地球センサを必要
とするので、構造が複雑であるばかりでなく重量も増加
し、また消費電力が大きいという欠点があった。
【０００４】また、この姿勢制御装置は、地球センサの
構造が複雑であることに付随して高価になるという欠点
もあった。
構造が複雑であることに付随して高価になるという欠点
もあった。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明の人工衛星の姿勢
制御装置は、スラスタからのジェット噴射によるゼロモ
ーメンタム姿勢安定方式によって人工衛星のヨー面の一
つを地球の中心方向に指向させるために三軸安定姿勢制
御を行う人工衛星の姿勢制御装置において、４象限に分
割した前記地球を前記４象限の各各について検出する固
定視野の地球センサと、前記地球の地磁気ベクトルを検
出する地磁気センサと、前記地球の検出結果から前記人
工衛星のロール軸回り姿勢誤差角とピッチ軸回り姿勢誤
差角とを抽出する第１の姿勢誤差角決定手段と、前記地
磁気ベクトルから前記人工衛星のヨー軸回り姿勢誤差角
を抽出する第２の姿勢誤差角決定手段と、前記ロール軸
回り姿勢誤差角，前記ピッチ軸回り姿勢誤差角および前
記ヨー軸回り姿勢誤差角の各各に応答して前記人工衛星
のヨー軸を前記地球の中心方向に指向させるように比例
・微分（ＰＤ，Ｐｒｏｐｏｒｔｉｏｎａｌ ＆ Ｄｉｆ
ｆｅｒｅｎｔ−ｉａｌ）制御によって前記スラスタをジ
ェット噴射するスラスタ制御手段とを備えている。
制御装置は、スラスタからのジェット噴射によるゼロモ
ーメンタム姿勢安定方式によって人工衛星のヨー面の一
つを地球の中心方向に指向させるために三軸安定姿勢制
御を行う人工衛星の姿勢制御装置において、４象限に分
割した前記地球を前記４象限の各各について検出する固
定視野の地球センサと、前記地球の地磁気ベクトルを検
出する地磁気センサと、前記地球の検出結果から前記人
工衛星のロール軸回り姿勢誤差角とピッチ軸回り姿勢誤
差角とを抽出する第１の姿勢誤差角決定手段と、前記地
磁気ベクトルから前記人工衛星のヨー軸回り姿勢誤差角
を抽出する第２の姿勢誤差角決定手段と、前記ロール軸
回り姿勢誤差角，前記ピッチ軸回り姿勢誤差角および前
記ヨー軸回り姿勢誤差角の各各に応答して前記人工衛星
のヨー軸を前記地球の中心方向に指向させるように比例
・微分（ＰＤ，Ｐｒｏｐｏｒｔｉｏｎａｌ ＆ Ｄｉｆ
ｆｅｒｅｎｔ−ｉａｌ）制御によって前記スラスタをジ
ェット噴射するスラスタ制御手段とを備えている。
【０００６】本発明の人工衛星の一つは、スラスタから
のジェット噴射によるゼロモーメンタム姿勢安定方式に
よって人工衛星のヨー面の一つを地球の中心方向に指向
させるために三軸安定姿勢制御を行うとともに前記人工
衛星をスピン安定姿勢制御する人工衛星の姿勢制御装置
において、４象限に分割した前記地球を前記４象限の各
各について検出する固定視野の地球センサと、前記地球
の地磁気ベクトルを検出する地磁気センサと、前記地球
の検出結果から前記人工衛星のロール軸回り姿勢誤差角
とピッチ軸回り姿勢誤差角とを抽出する第１の姿勢誤差
角決定手段と、前記地磁気ベクトルから前記人工衛星の
ヨー軸回り姿勢誤差角を抽出する第２の姿勢誤差角決定
手段と、前記ロール軸回り姿勢誤差角，前記ピッチ軸回
り姿勢誤差角および前記ヨー軸回り姿勢誤差角の各各に
応答して前記人工衛星のヨー軸を前記地球の中心方向に
指向させるように比例・微分制御によって前記スラスタ
をジェット噴射するスラスタ制御手段とを備え、前記三
つの姿勢誤差角の各各が、正，零および負の３値で表わ
されており、前記スラスタ制御手段が、前記姿勢誤差角
の一つからフィルタ出力を減算する減算器と、前記減算
器の出力を＋１，０および−１の三値に変換するシュミ
ットトリガ回路と、前記シュミットトリガ回路を出力を
平滑して前記フィルタ出力を生じる低域通過フィルタと
を含むシュードレートモジュレータを備えている。
のジェット噴射によるゼロモーメンタム姿勢安定方式に
よって人工衛星のヨー面の一つを地球の中心方向に指向
させるために三軸安定姿勢制御を行うとともに前記人工
衛星をスピン安定姿勢制御する人工衛星の姿勢制御装置
において、４象限に分割した前記地球を前記４象限の各
各について検出する固定視野の地球センサと、前記地球
の地磁気ベクトルを検出する地磁気センサと、前記地球
の検出結果から前記人工衛星のロール軸回り姿勢誤差角
とピッチ軸回り姿勢誤差角とを抽出する第１の姿勢誤差
角決定手段と、前記地磁気ベクトルから前記人工衛星の
ヨー軸回り姿勢誤差角を抽出する第２の姿勢誤差角決定
手段と、前記ロール軸回り姿勢誤差角，前記ピッチ軸回
り姿勢誤差角および前記ヨー軸回り姿勢誤差角の各各に
応答して前記人工衛星のヨー軸を前記地球の中心方向に
指向させるように比例・微分制御によって前記スラスタ
をジェット噴射するスラスタ制御手段とを備え、前記三
つの姿勢誤差角の各各が、正，零および負の３値で表わ
されており、前記スラスタ制御手段が、前記姿勢誤差角
の一つからフィルタ出力を減算する減算器と、前記減算
器の出力を＋１，０および−１の三値に変換するシュミ
ットトリガ回路と、前記シュミットトリガ回路を出力を
平滑して前記フィルタ出力を生じる低域通過フィルタと
を含むシュードレートモジュレータを備えている。
【０００７】
【実施例】次に、本発明について図面を参照して説明す
る。
る。
【０００８】図１は本発明の一実施例の概念図である。
また、図２はこの実施例の機能ブロック図である。
また、図２はこの実施例の機能ブロック図である。
【０００９】図１および図２を併せ参照すると、この地
球指向型の人工衛星１０は、地球２０に対する衛星１０
の姿勢を検出する三つのセンサ，即ち、地球センサ１，
２および地磁気センサ３と、論理回路および電子計算機
を主要素とし上記センサ１ないし３の検出した姿勢誤差
に応答して姿勢制御量を決定するスラスタ制御手段４
と、スラスタ制御手段４に制御されて衛星１０の姿勢を
制御するスラスタ５（スラスタ５ａ，５ｂ，５ｃ，５
ｄ，５ｅおよび５ｂから成る）とを備えている。
球指向型の人工衛星１０は、地球２０に対する衛星１０
の姿勢を検出する三つのセンサ，即ち、地球センサ１，
２および地磁気センサ３と、論理回路および電子計算機
を主要素とし上記センサ１ないし３の検出した姿勢誤差
に応答して姿勢制御量を決定するスラスタ制御手段４
と、スラスタ制御手段４に制御されて衛星１０の姿勢を
制御するスラスタ５（スラスタ５ａ，５ｂ，５ｃ，５
ｄ，５ｅおよび５ｂから成る）とを備えている。
【００１０】人工衛星１０は、三つの互いに直交する
軸，即ち、ロール軸１１，ピッチ軸１２およびヨー軸１
３を有し、三軸安定姿勢制御フェーズでは、これらの軸
１１，１３および１２が、順に、衛星１０の進行方向，
地球２０の中心方向および軌道面に垂直な方向（ロール
軸１１およびヨー軸１３に互いに直交する方向）を向く
ように制御される。なお、スラスタ５ａ，５ｂ，５ｃ，
５ｄ，５ｅおよび５ｆは、これらの各各をジエット噴射
すると、ロール軸１１の正方向，ロール軸１１の負方
向，ピッチ軸１２の正方向，ピッチ軸１２の負方向，ヨ
ー軸１３の正方向およびヨー軸１３の負方向にトルクを
それぞれ発生するように、人工衛星１０のハウジング外
面に固定されている。即ち、スラスタ５ａ，５ｂ，５ｃ
および５ｃはヨー面（ヨー軸１３に垂直な面）の一つ１
６ｂに、スラスタ５ｅおよび５ｆはピッチ面（ピッチ軸
１２に垂直な面）１５ａおよび１５ｂにそれぞれ配置さ
れている。なお、このスラスタ５ａないし５ｆの配置
は、一例を示すものであり、上述したトルクを発生させ
る別の配置もある。
軸，即ち、ロール軸１１，ピッチ軸１２およびヨー軸１
３を有し、三軸安定姿勢制御フェーズでは、これらの軸
１１，１３および１２が、順に、衛星１０の進行方向，
地球２０の中心方向および軌道面に垂直な方向（ロール
軸１１およびヨー軸１３に互いに直交する方向）を向く
ように制御される。なお、スラスタ５ａ，５ｂ，５ｃ，
５ｄ，５ｅおよび５ｆは、これらの各各をジエット噴射
すると、ロール軸１１の正方向，ロール軸１１の負方
向，ピッチ軸１２の正方向，ピッチ軸１２の負方向，ヨ
ー軸１３の正方向およびヨー軸１３の負方向にトルクを
それぞれ発生するように、人工衛星１０のハウジング外
面に固定されている。即ち、スラスタ５ａ，５ｂ，５ｃ
および５ｃはヨー面（ヨー軸１３に垂直な面）の一つ１
６ｂに、スラスタ５ｅおよび５ｆはピッチ面（ピッチ軸
１２に垂直な面）１５ａおよび１５ｂにそれぞれ配置さ
れている。なお、このスラスタ５ａないし５ｆの配置
は、一例を示すものであり、上述したトルクを発生させ
る別の配置もある。
【００１１】一方、スピン安定姿勢制御フェーズでは、
人工衛星１０はピッチ軸１２を中心にしてスピンしてお
り、この場合にはピッチ軸１２をスピン軸１２と呼ぶ。
なお、地球２０には衛星１０が正しく三軸安定姿勢制御
されている場合のロール軸１１およびピッチ軸１２をそ
れぞれ投影した投影ロール軸１１ａおよび投影ピッチ軸
１２ａを示しており、地球２０がこれら投影ロール軸１
１ａおよび投影ピッチ軸１２ａにより４象限に分割され
ている。この衛星１０が静止衛星の場合には、投影ロー
ル軸１１ａが地球２０の赤道、投影ピッチ軸１２ａが地
球２０の自転軸に一致する。
人工衛星１０はピッチ軸１２を中心にしてスピンしてお
り、この場合にはピッチ軸１２をスピン軸１２と呼ぶ。
なお、地球２０には衛星１０が正しく三軸安定姿勢制御
されている場合のロール軸１１およびピッチ軸１２をそ
れぞれ投影した投影ロール軸１１ａおよび投影ピッチ軸
１２ａを示しており、地球２０がこれら投影ロール軸１
１ａおよび投影ピッチ軸１２ａにより４象限に分割され
ている。この衛星１０が静止衛星の場合には、投影ロー
ル軸１１ａが地球２０の赤道、投影ピッチ軸１２ａが地
球２０の自転軸に一致する。
【００１２】二つの地球センサ１および２は、共に人工
衛星１０の地球２０に対向する面，即ち、一つのヨー面
１６ａに備えられ、地磁気センサ３はハウジング内に備
えられる。地球センサ１および２は、地球２０の表面，
特に炭酸ガスから放射される赤外線を検出するセンサで
あり、サーミスタ等を用いる。これら地球センサ１およ
び２の各各は、地球２０に対して直径１ｄｅｇ程度のコ
ーン状の二つの視野１Ｐ，１Ｍおよび２Ｐ，２Ｍをそれ
ぞれ有する。三軸安定姿勢制御時の正常な地球２０の指
向時においては、これら視野１Ｐ，１Ｍ，２Ｐおよび２
Ｍが、地球２０内の上記４象限の各各に、地球２０のエ
ッジからθ０＝２ｄｅｇ程度内側でしかも投影ロール軸
１１ａおよび投影ピッチ軸１２ａの各各に対してθ＝４
５ｄｅｇの角度をなす位置に向けられている。一方、ス
ピン姿勢制御時には、地球センサ１の視野１Ｐ，１Ｍの
二つの視野を使用し、衛星１０のスピンを利用して地球
２０のエッジを検出する。
衛星１０の地球２０に対向する面，即ち、一つのヨー面
１６ａに備えられ、地磁気センサ３はハウジング内に備
えられる。地球センサ１および２は、地球２０の表面，
特に炭酸ガスから放射される赤外線を検出するセンサで
あり、サーミスタ等を用いる。これら地球センサ１およ
び２の各各は、地球２０に対して直径１ｄｅｇ程度のコ
ーン状の二つの視野１Ｐ，１Ｍおよび２Ｐ，２Ｍをそれ
ぞれ有する。三軸安定姿勢制御時の正常な地球２０の指
向時においては、これら視野１Ｐ，１Ｍ，２Ｐおよび２
Ｍが、地球２０内の上記４象限の各各に、地球２０のエ
ッジからθ０＝２ｄｅｇ程度内側でしかも投影ロール軸
１１ａおよび投影ピッチ軸１２ａの各各に対してθ＝４
５ｄｅｇの角度をなす位置に向けられている。一方、ス
ピン姿勢制御時には、地球センサ１の視野１Ｐ，１Ｍの
二つの視野を使用し、衛星１０のスピンを利用して地球
２０のエッジを検出する。
【００１３】地磁気センサ３は、人工衛星１０をゼロモ
ーメンタム姿勢制御するために必要なヨー軸１２回りの
姿勢誤差（位相誤差）を検出するセンサであり、消費電
流および価格が小さい特徴を持っている。この地磁気セ
ンサ３は、地球２０が軌道上の人工衛星１０に生じる地
磁気ベクトル（位相）を検出し、この検出結果をスラス
タ制御手段４の三軸姿勢検出手段４１およびスピン姿勢
検出手段４３に供給する。これら姿勢検出手段４１およ
び４３は、人工衛星１０の軌道計算および地磁気モデル
計算から求めた基準姿勢（基準位相）を予め用意してお
り、上記地磁気ベクトルと基準位相とから衛星１０のヨ
ー軸１２回り姿勢誤差を求める。
ーメンタム姿勢制御するために必要なヨー軸１２回りの
姿勢誤差（位相誤差）を検出するセンサであり、消費電
流および価格が小さい特徴を持っている。この地磁気セ
ンサ３は、地球２０が軌道上の人工衛星１０に生じる地
磁気ベクトル（位相）を検出し、この検出結果をスラス
タ制御手段４の三軸姿勢検出手段４１およびスピン姿勢
検出手段４３に供給する。これら姿勢検出手段４１およ
び４３は、人工衛星１０の軌道計算および地磁気モデル
計算から求めた基準姿勢（基準位相）を予め用意してお
り、上記地磁気ベクトルと基準位相とから衛星１０のヨ
ー軸１２回り姿勢誤差を求める。
【００１４】この人工衛星１０は、周知の技術を用いて
スピン安定姿勢制御を行う。一例として、スピン軸１３
ａを軌道面に垂直に設定する場合について説明する。ス
ピン姿勢においては、衛星１０のスピンにより、地球セ
ンサ１が視野１Ｐによって視野２ａを受動的にスキャン
し、視野１Ｍによって視野２ｂを受動的にスキャンす
る。スラスタ制御手段４内蔵のスピン姿勢検出手段４３
は、地球センサ１の視野２ａおよび２ｂによりそれぞれ
得られた地球２０の検出時間を比較する。視野２ａが視
野２ｂより長く地球２０、厳密には地球２０の生じる赤
外線を検出している場合、スピン軸１２は軌道面（正し
く地球指向しているときのヨー面１６ａに平行な面）に
垂直方向に対して地球２０の方向に傾いており、視野２
ｂが視野２ａより長く地球２０を検出している場合、ス
ピン軸１２は軌道面に垂直方向に対して地球２０の反対
方向に傾いている。スピン姿勢検出手段４３は、上述の
視野２ａおよび２ｂを検出する期間の中心時刻をスピン
毎に検出して衛星１０のスピン周期を得る。また、スピ
ン姿勢検出手段４３は、地磁気センサ３の検出した地磁
場方向を地球２０方向に垂直な面に投影した位相で検出
し、この検出結果からスピン軸１３の地球方向まわりの
軌道面垂直方向に対する傾きを検出する。
スピン安定姿勢制御を行う。一例として、スピン軸１３
ａを軌道面に垂直に設定する場合について説明する。ス
ピン姿勢においては、衛星１０のスピンにより、地球セ
ンサ１が視野１Ｐによって視野２ａを受動的にスキャン
し、視野１Ｍによって視野２ｂを受動的にスキャンす
る。スラスタ制御手段４内蔵のスピン姿勢検出手段４３
は、地球センサ１の視野２ａおよび２ｂによりそれぞれ
得られた地球２０の検出時間を比較する。視野２ａが視
野２ｂより長く地球２０、厳密には地球２０の生じる赤
外線を検出している場合、スピン軸１２は軌道面（正し
く地球指向しているときのヨー面１６ａに平行な面）に
垂直方向に対して地球２０の方向に傾いており、視野２
ｂが視野２ａより長く地球２０を検出している場合、ス
ピン軸１２は軌道面に垂直方向に対して地球２０の反対
方向に傾いている。スピン姿勢検出手段４３は、上述の
視野２ａおよび２ｂを検出する期間の中心時刻をスピン
毎に検出して衛星１０のスピン周期を得る。また、スピ
ン姿勢検出手段４３は、地磁気センサ３の検出した地磁
場方向を地球２０方向に垂直な面に投影した位相で検出
し、この検出結果からスピン軸１３の地球方向まわりの
軌道面垂直方向に対する傾きを検出する。
【００１５】スラスタ制御手段４内蔵のスピン姿勢制御
手段４４は、スピン姿勢検出手段４３から供給される上
記スピン周期およびスピン軸１３の地球２０に対する傾
きに応答して人工衛星１０の角運動量誤差を決定し、こ
の角運動量誤差に比例する制御トルクを求める。さらに
スピン姿勢制御手段４４は、上記制御トルクに応じた使
用スラスタ５およびこのスラスタ５のジェット噴射量を
決定し、使用スラスタ５のジエット噴射を制御する噴射
コマンドを送出する。この噴射コマンドを受けたスラス
タ５は、この噴射コマンドに対応するガスジエットを噴
射して衛星１０に制御トルクを与え、衛星１０の姿勢を
変える。
手段４４は、スピン姿勢検出手段４３から供給される上
記スピン周期およびスピン軸１３の地球２０に対する傾
きに応答して人工衛星１０の角運動量誤差を決定し、こ
の角運動量誤差に比例する制御トルクを求める。さらに
スピン姿勢制御手段４４は、上記制御トルクに応じた使
用スラスタ５およびこのスラスタ５のジェット噴射量を
決定し、使用スラスタ５のジエット噴射を制御する噴射
コマンドを送出する。この噴射コマンドを受けたスラス
タ５は、この噴射コマンドに対応するガスジエットを噴
射して衛星１０に制御トルクを与え、衛星１０の姿勢を
変える。
【００１６】次に、図１ないし図４を参照して、本発明
の特徴である人工衛星１０の三軸安定姿勢制御手法につ
いて説明する。ここで、図３は、図１の実施例に示した
地球センサ１および２の視野を示す図であり、（ａ）は
人工衛星１０に姿勢誤差のない場合、（ｂ）は人工衛星
１０がロール軸１１に沿って回転している場合を示して
いる。また、図４は、図１の実施例における地球センサ
１および２の視野検出状態と人工衛星１０の姿勢誤差と
の対応を示す図である。
の特徴である人工衛星１０の三軸安定姿勢制御手法につ
いて説明する。ここで、図３は、図１の実施例に示した
地球センサ１および２の視野を示す図であり、（ａ）は
人工衛星１０に姿勢誤差のない場合、（ｂ）は人工衛星
１０がロール軸１１に沿って回転している場合を示して
いる。また、図４は、図１の実施例における地球センサ
１および２の視野検出状態と人工衛星１０の姿勢誤差と
の対応を示す図である。
【００１７】人工衛星１０が地球２０の指向姿勢を保持
していると（図１および図３（ａ）参照）、地球センサ
１は、視野１Ｐおよび１Ｍの各各が投影ロール軸１１ａ
および投影ピッチ軸１２ａのなす地球２０の第２および
第３象限にある視野１Ｐａおよび１Ｍａとなり、赤外線
をそれぞれ検出する。また、地球センサ２は、視野２Ｐ
および２Ｍの各各が投影ロール軸１１ａおよび投影ピッ
チ軸１２ａのなす地球２０の第１および第４象限にある
視野２Ｐａおよび２Ｍａとなり、赤外線をそれぞれ検出
する。
していると（図１および図３（ａ）参照）、地球センサ
１は、視野１Ｐおよび１Ｍの各各が投影ロール軸１１ａ
および投影ピッチ軸１２ａのなす地球２０の第２および
第３象限にある視野１Ｐａおよび１Ｍａとなり、赤外線
をそれぞれ検出する。また、地球センサ２は、視野２Ｐ
および２Ｍの各各が投影ロール軸１１ａおよび投影ピッ
チ軸１２ａのなす地球２０の第１および第４象限にある
視野２Ｐａおよび２Ｍａとなり、赤外線をそれぞれ検出
する。
【００１８】一方、人工衛星１０が正しく地球２０を指
向していないときには、地球センサ１および２の視野１
Ｐ，１Ｍ，２Ｐおよび２Ｍの一つないし全部が地球２０
を検出しなくなる。この視野１Ｐ，１Ｍ，２Ｐおよび２
Ｍがどのように地球２０を外れたかを検出することによ
り、衛星１０のロール軸１１回り姿勢誤差およびピッチ
軸１３回り姿勢誤差を検出できる（図４参照）。なお、
図４では地球センサ１および２の視野１Ｐ，１Ｍ，２Ｐ
および２Ｍのうちの３つ以下の視野が地球２０を外す場
合を示しているが、これら視野の全部が地球２０を外す
状態は、その外す前に三つ以下の視野を外す状態を経て
姿勢制御を行うことから一般には有り得ず、図２に示し
た人工衛星１０機器の異常・故障を示すことになる。
向していないときには、地球センサ１および２の視野１
Ｐ，１Ｍ，２Ｐおよび２Ｍの一つないし全部が地球２０
を検出しなくなる。この視野１Ｐ，１Ｍ，２Ｐおよび２
Ｍがどのように地球２０を外れたかを検出することによ
り、衛星１０のロール軸１１回り姿勢誤差およびピッチ
軸１３回り姿勢誤差を検出できる（図４参照）。なお、
図４では地球センサ１および２の視野１Ｐ，１Ｍ，２Ｐ
および２Ｍのうちの３つ以下の視野が地球２０を外す場
合を示しているが、これら視野の全部が地球２０を外す
状態は、その外す前に三つ以下の視野を外す状態を経て
姿勢制御を行うことから一般には有り得ず、図２に示し
た人工衛星１０機器の異常・故障を示すことになる。
【００１９】人工衛星１０の姿勢誤差検出の一例を詳述
すると、衛星１０が、ロール軸１１について衛星１０か
らみて反時計回りに回転している場合（図３（ｂ）参
照，この状態は、衛星１０がロール軸１１（または投影
ロール軸１１ａ）回りの正の方向に回転しているので、
ロール軸１１回り姿勢誤差が正であると呼ぶ）、地球セ
ンサ１および２の視野１Ｐおよび２Ｐの各各は、投影ロ
ール軸１１ａおよび投影ピッチ軸１２ａのなす地球２０
の第２および第１象限にある視野１Ｐｂおよび２Ｐｂに
なるので、赤外線をそれぞれ検出するが、地球センサ１
および２の視野１Ｍおよび２Ｍの各各は、投影ロール軸
１１ａおよび投影ピッチ軸１２ａのなす第３および第４
象限の地球２０から外れた視野１Ｍｂおよび２Ｍｂとな
るので、赤外線を検出しない。
すると、衛星１０が、ロール軸１１について衛星１０か
らみて反時計回りに回転している場合（図３（ｂ）参
照，この状態は、衛星１０がロール軸１１（または投影
ロール軸１１ａ）回りの正の方向に回転しているので、
ロール軸１１回り姿勢誤差が正であると呼ぶ）、地球セ
ンサ１および２の視野１Ｐおよび２Ｐの各各は、投影ロ
ール軸１１ａおよび投影ピッチ軸１２ａのなす地球２０
の第２および第１象限にある視野１Ｐｂおよび２Ｐｂに
なるので、赤外線をそれぞれ検出するが、地球センサ１
および２の視野１Ｍおよび２Ｍの各各は、投影ロール軸
１１ａおよび投影ピッチ軸１２ａのなす第３および第４
象限の地球２０から外れた視野１Ｍｂおよび２Ｍｂとな
るので、赤外線を検出しない。
【００２０】三軸安定姿勢制御フェーズにおいて、スラ
スタ制御手段４は、地球センサ１および２の固定の４つ
の視野１Ｐ，１Ｍおよび２Ｐ，２Ｍによる地球２０の検
出結果から人工衛星１０のロール軸１１回り姿勢誤差角
とピッチ軸回り姿勢誤差角とを、地磁気センサ３の検出
した地磁気ベクトルから人工衛星１０のヨー軸１３回り
姿勢誤差角を正，零および負の３値でそれぞれ抽出す
る。そして、スラスタ制御手段４は、これら姿勢誤差角
の各各から衛星１０の各軸ごとの姿勢誤差角の時間平均
値と角速度との和である疑似姿勢角，いわゆるＰＤ制御
信号をそれぞれ生成し、これらのＰＤ制御信号に基づく
噴射コマンドを生じる。これらの噴射コマンドは、それ
ぞれ対応するスラスタ５（スラスタ５ａ，５ｂはロール
軸１１の正方向および負方向トルク、スラスタ５ｃ，５
ｄはピッチ軸１２の正方向および負方向トルク、スラス
タ５ｅ，５ｆはヨー軸１３の正方向および負方向トル
ク）に供給される。スラスタ５の各各は、これら噴射コ
マンドによりジェット噴射を行い、人工衛星１０のヨー
軸１４をゼロモーメンタム姿勢安定方式により地球２０
の中心方向に指向させる。
スタ制御手段４は、地球センサ１および２の固定の４つ
の視野１Ｐ，１Ｍおよび２Ｐ，２Ｍによる地球２０の検
出結果から人工衛星１０のロール軸１１回り姿勢誤差角
とピッチ軸回り姿勢誤差角とを、地磁気センサ３の検出
した地磁気ベクトルから人工衛星１０のヨー軸１３回り
姿勢誤差角を正，零および負の３値でそれぞれ抽出す
る。そして、スラスタ制御手段４は、これら姿勢誤差角
の各各から衛星１０の各軸ごとの姿勢誤差角の時間平均
値と角速度との和である疑似姿勢角，いわゆるＰＤ制御
信号をそれぞれ生成し、これらのＰＤ制御信号に基づく
噴射コマンドを生じる。これらの噴射コマンドは、それ
ぞれ対応するスラスタ５（スラスタ５ａ，５ｂはロール
軸１１の正方向および負方向トルク、スラスタ５ｃ，５
ｄはピッチ軸１２の正方向および負方向トルク、スラス
タ５ｅ，５ｆはヨー軸１３の正方向および負方向トル
ク）に供給される。スラスタ５の各各は、これら噴射コ
マンドによりジェット噴射を行い、人工衛星１０のヨー
軸１４をゼロモーメンタム姿勢安定方式により地球２０
の中心方向に指向させる。
【００２１】三軸安定姿勢制御フェーズにおけるスラス
タ制御手段４の動作をさらに詳述すると、三軸姿勢検出
手段４１は、地球センサ１および２から図４に示した地
球２０の検出・非検出データを取り込み、地磁気センサ
３から上記地磁気ベクトルを取り込む。三軸姿勢検出手
段４１は、上記検出・非検出データから人工衛星１０の
ロール軸１１およびピッチ軸１２回り姿勢誤差を図４に
示すとおりに判定し、ロール軸１１およびピッチ軸１２
回り姿勢誤差を＋θ０，０，−θ０の非線形な３値デー
タの姿勢誤差角とする。三軸姿勢検出手段４１は、ヨー
軸１３回り姿勢誤差も上述と同様の＋θ０，０，−θ０
の姿勢誤差角とする。これら３軸１１，１２および１３
回りの姿勢誤差角＋θ０，０，−θ０は、シュードレー
トモジュレータ４２にそれぞれ供給される。
タ制御手段４の動作をさらに詳述すると、三軸姿勢検出
手段４１は、地球センサ１および２から図４に示した地
球２０の検出・非検出データを取り込み、地磁気センサ
３から上記地磁気ベクトルを取り込む。三軸姿勢検出手
段４１は、上記検出・非検出データから人工衛星１０の
ロール軸１１およびピッチ軸１２回り姿勢誤差を図４に
示すとおりに判定し、ロール軸１１およびピッチ軸１２
回り姿勢誤差を＋θ０，０，−θ０の非線形な３値デー
タの姿勢誤差角とする。三軸姿勢検出手段４１は、ヨー
軸１３回り姿勢誤差も上述と同様の＋θ０，０，−θ０
の姿勢誤差角とする。これら３軸１１，１２および１３
回りの姿勢誤差角＋θ０，０，−θ０は、シュードレー
トモジュレータ４２にそれぞれ供給される。
【００２２】同様に、図５に示す詳細機能ブロック図を
参照してシュードレートモジュレータ４２の説明を行
う。
参照してシュードレートモジュレータ４２の説明を行
う。
【００２３】シュードレートモジュレータ４２は、三軸
姿勢検出手段４１から供給される各軸の姿勢制御角に対
応する三つの同じ構成のシュードモジュレータ４２ａ，
４２ｂおよび４２ｃを備える。モジューレータ４２ａは
三軸姿勢検出手段４１からのロール軸姿勢誤差角に応答
してロール軸疑似姿勢角を生じ、同様に、モジューレー
タ４２ｂはヨー軸姿勢誤差角に応答してヨー軸疑似姿勢
角を生じ、モジューレータ４２ｃはピッチ軸姿勢誤差角
に応答してピッチ軸疑似姿勢角を生じる。以下、これら
モジュレータ４２ａないし４２ｃを代表して、モジュレ
ータ４２ａの動作を説明する。
姿勢検出手段４１から供給される各軸の姿勢制御角に対
応する三つの同じ構成のシュードモジュレータ４２ａ，
４２ｂおよび４２ｃを備える。モジューレータ４２ａは
三軸姿勢検出手段４１からのロール軸姿勢誤差角に応答
してロール軸疑似姿勢角を生じ、同様に、モジューレー
タ４２ｂはヨー軸姿勢誤差角に応答してヨー軸疑似姿勢
角を生じ、モジューレータ４２ｃはピッチ軸姿勢誤差角
に応答してピッチ軸疑似姿勢角を生じる。以下、これら
モジュレータ４２ａないし４２ｃを代表して、モジュレ
ータ４２ａの動作を説明する。
【００２４】シュードレートモジュレータ４２ａは、入
力されたロール軸姿勢誤差角からフィルタ４２２の出力
を減算器４２１で減算してシュミットトリガ回路４２３
に供給する。シュミットトリガ回路４２３は上記減算器
４２１の出力を＋１，０および−１に弁別して出力し、
この弁別出力がロール軸疑似姿勢角になる。このロール
軸疑似姿勢角がフィルタ４２２に帰還されている。
力されたロール軸姿勢誤差角からフィルタ４２２の出力
を減算器４２１で減算してシュミットトリガ回路４２３
に供給する。シュミットトリガ回路４２３は上記減算器
４２１の出力を＋１，０および−１に弁別して出力し、
この弁別出力がロール軸疑似姿勢角になる。このロール
軸疑似姿勢角がフィルタ４２２に帰還されている。
【００２５】いま、フィルタ４２２を伝達関数１／｛Ｋ
（τ・ｓ＋１）｝で表わされる平滑フィルタとすると、
モジュレータ４２の出力に生じるロール軸疑似姿勢角の
時間平均値はＫ（θ＋τ・ω）になる。ここで、Ｋはフ
ィルタ４２２の比例定数（制御ゲイン定数），τはフィ
ルタ４２２の遅延時間，ｓはラプラス演算子である。ま
た、θおよびωは、人工衛星１０のロール軸１１回りの
姿勢誤差角および姿勢角速度をそれぞれ表わしている。
即ち、このモジュレータ４２は、三軸姿勢検出手段４１
から，言い換えれば、地球センサ１，２および地磁気セ
ンサ３から供給された非線形な姿勢誤差角を真の姿勢誤
差角θと角速度ωとの和である疑似姿勢角に変換し、衛
星１０を安定に姿勢制御できるＰＤ制御信号を得る。モ
ジュレータ４２ａに生じたロール軸疑似姿勢角は、＋１
の場合にはスラスタ５ａを噴射してロール軸１１に正の
トルクを与えるコマンドであり、−１の場合にはスラス
タ５ｂを噴射してロール軸１１に負のトルクを与えるコ
マンドである。
（τ・ｓ＋１）｝で表わされる平滑フィルタとすると、
モジュレータ４２の出力に生じるロール軸疑似姿勢角の
時間平均値はＫ（θ＋τ・ω）になる。ここで、Ｋはフ
ィルタ４２２の比例定数（制御ゲイン定数），τはフィ
ルタ４２２の遅延時間，ｓはラプラス演算子である。ま
た、θおよびωは、人工衛星１０のロール軸１１回りの
姿勢誤差角および姿勢角速度をそれぞれ表わしている。
即ち、このモジュレータ４２は、三軸姿勢検出手段４１
から，言い換えれば、地球センサ１，２および地磁気セ
ンサ３から供給された非線形な姿勢誤差角を真の姿勢誤
差角θと角速度ωとの和である疑似姿勢角に変換し、衛
星１０を安定に姿勢制御できるＰＤ制御信号を得る。モ
ジュレータ４２ａに生じたロール軸疑似姿勢角は、＋１
の場合にはスラスタ５ａを噴射してロール軸１１に正の
トルクを与えるコマンドであり、−１の場合にはスラス
タ５ｂを噴射してロール軸１１に負のトルクを与えるコ
マンドである。
【００２６】
【発明の効果】以上説明したように本発明によれば、三
軸安定姿勢制御においては、二つの固定視野型地球セン
サと地磁気センサとを用いて人工衛星の姿勢誤差を非線
形な３値で検出し、シュードレートモジュレータにより
上記姿勢誤差を姿勢誤差角と角速度との和に相当する疑
似姿勢誤差角に変換してスラスタをＰＤ制御するので、
構造が簡単でしかも消費電力および重量の小さい人工衛
星の姿勢制御装置を得ることができる。
軸安定姿勢制御においては、二つの固定視野型地球セン
サと地磁気センサとを用いて人工衛星の姿勢誤差を非線
形な３値で検出し、シュードレートモジュレータにより
上記姿勢誤差を姿勢誤差角と角速度との和に相当する疑
似姿勢誤差角に変換してスラスタをＰＤ制御するので、
構造が簡単でしかも消費電力および重量の小さい人工衛
星の姿勢制御装置を得ることができる。
【００２７】また本発明は、三軸安定姿勢制御であって
も姿勢誤差検出のために走査型の地球センサを必要とせ
ず、スピン安定姿勢制御と同じ安価な固定視野型の地球
センサを用いているので、構造の簡単なことから低価格
に構成できるという効果もある。
も姿勢誤差検出のために走査型の地球センサを必要とせ
ず、スピン安定姿勢制御と同じ安価な固定視野型の地球
センサを用いているので、構造の簡単なことから低価格
に構成できるという効果もある。
【図１】本発明の一実施例の概念図である。
【図２】本発明の一実施例の機能ブロック図である。
【図３】実施例に示した地球センサ１および２の視野を
示す図であり、（ａ）は人工衛星１に姿勢誤差のない場
合、（ｂ）は人工衛星１がロール軸１１に沿って回転し
ている場合を示している。
示す図であり、（ａ）は人工衛星１に姿勢誤差のない場
合、（ｂ）は人工衛星１がロール軸１１に沿って回転し
ている場合を示している。
【図４】実施例における地球センサ１および２の視野検
出状態と人工衛星１０の姿勢誤差との対応を示す図であ
る。
出状態と人工衛星１０の姿勢誤差との対応を示す図であ
る。
【図５】実施例に示したシュードレートモジュレータ４
２の機能ブロック図である。
２の機能ブロック図である。
１，２ 地球センサ １Ｍ，１Ｍａ，１Ｍｂ，１Ｐ，１Ｐａ，１Ｐｂ，２Ｍ，
２Ｍａ，２Ｍｂ，２Ｐ，２Ｐａ，２Ｐｂ，２ａ 視野 ３ 地磁気センサ ４ スラスタ制御手段 ５ スラスタ １０ 人工衛星 １１ ロール軸 １１ａ 投影ロール軸 １２ ピッチ軸（スピン軸） １２ａ 投影ピッチ軸（投影スピン軸） １３ ヨー軸 １５ａ，１５ｂ ピッチ面 １６ａ，１６ｂ ヨー面 ２０ 地球 ４１ 三軸姿勢検出手段 ４２，４２ａ〜４２ｃ シュードレートモジュレータ ４３ スピン姿勢検出手段 ４４ スピン姿勢決定手段 ４２１ 減算回路 ４２２ フィルタ ４２３ シュミットトリガ回路
２Ｍａ，２Ｍｂ，２Ｐ，２Ｐａ，２Ｐｂ，２ａ 視野 ３ 地磁気センサ ４ スラスタ制御手段 ５ スラスタ １０ 人工衛星 １１ ロール軸 １１ａ 投影ロール軸 １２ ピッチ軸（スピン軸） １２ａ 投影ピッチ軸（投影スピン軸） １３ ヨー軸 １５ａ，１５ｂ ピッチ面 １６ａ，１６ｂ ヨー面 ２０ 地球 ４１ 三軸姿勢検出手段 ４２，４２ａ〜４２ｃ シュードレートモジュレータ ４３ スピン姿勢検出手段 ４４ スピン姿勢決定手段 ４２１ 減算回路 ４２２ フィルタ ４２３ シュミットトリガ回路
Claims (4)
- 【請求項１】 スラスタからのジェット噴射によるゼロ
モーメンタム姿勢安定方式によって人工衛星のヨー面の
一つを地球の中心方向に指向させるために三軸安定姿勢
制御を行う人工衛星の姿勢制御装置において、 ４象限に分割した前記地球を前記４象限の各各について
検出する固定視野の地球センサと、前記地球の地磁気ベ
クトルを検出する地磁気センサと、前記地球の検出結果
から前記人工衛星のロール軸回り姿勢誤差角とピッチ軸
回り姿勢誤差角とを抽出する第１の姿勢誤差角決定手段
と、前記地磁気ベクトルから前記人工衛星のヨー軸回り
姿勢誤差角を抽出する第２の姿勢誤差角決定手段と、前
記ロール軸回り姿勢誤差角，前記ピッチ軸回り姿勢誤差
角および前記ヨー軸回り姿勢誤差角の各各に応答して前
記人工衛星のヨー軸を前記地球の中心方向に指向させる
ように比例・微分制御によって前記スラスタをジェット
噴射するスラスタ制御手段とを備えることを特徴とする
人工衛星の姿勢制御装置。 - 【請求項２】 前記三つの姿勢誤差角の各各が、正，零
および負の３値で表わされており、 前記スラスタ制御手段が、前記姿勢誤差角の一つからフ
ィルタ出力を減算する減算器と、前記減算器の出力を＋
１，０および−１の三値に変換するシュミットトリガ回
路と、前記シュミットトリガ回路の出力を平滑して前記
フィルタ出力を生じる低域通過フィルタとを含むシュー
ドレートモジュレータを有することを特徴とする請求項
１記載の人工衛星の姿勢制御装置。 - 【請求項３】 前記地球センサからの地球検出結果に応
答して前記スラスタのジェット噴射を行わせることによ
り前記人工衛星をスピン安定姿勢制御するための手段を
さらに備えることを特徴とする請求項１記載の人工衛星
の姿勢制御装置。 - 【請求項４】 スラスタからのジェット噴射によるゼロ
モーメンタム姿勢安定方式によって人工衛星のヨー面の
一つを地球の中心方向に指向させるために三軸安定姿勢
制御を行うとともに前記人工衛星をスピン安定姿勢制御
する人工衛星の姿勢制御装置において、 ４象限に分割した前記地球を前記４象限の各各について
検出する固定視野の地球センサと、前記地球の地磁気ベ
クトルを検出する地磁気センサと、前記地球の検出結果
から前記人工衛星のロール軸回り姿勢誤差角とピッチ軸
回り姿勢誤差角とを抽出する第１の姿勢誤差角決定手段
と、前記地磁気ベクトルから前記人工衛星のヨー軸回り
姿勢誤差角を抽出する第２の姿勢誤差角決定手段と、前
記ロール軸回り姿勢誤差角，前記ピッチ軸回り姿勢誤差
角および前記ヨー軸回り姿勢誤差角の各各に応答して前
記人工衛星のヨー軸を前記地球の中心方向に指向させる
ように比例・微分制御によって前記スラスタをジェット
噴射するスラスタ制御手段とを備え、 前記三つの姿勢誤差角の各各が、正，零および負の３値
で表わされており、 前記スラスタ制御手段が、前記姿勢誤差角の一つからフ
ィルタ出力を減算する減算器と、前記減算器の出力を＋
１，０および−１の三値に変換するシュミットトリガ回
路と、前記シュミットトリガ回路を出力を平滑して前記
フィルタ出力を生じる低域通過フィルタとを含むシュー
ドレートモジュレータを有することを特徴とする人工衛
星の姿勢制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5011313A JP2565070B2 (ja) | 1993-01-27 | 1993-01-27 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5011313A JP2565070B2 (ja) | 1993-01-27 | 1993-01-27 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH072194A true JPH072194A (ja) | 1995-01-06 |
| JP2565070B2 JP2565070B2 (ja) | 1996-12-18 |
Family
ID=11774530
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5011313A Expired - Lifetime JP2565070B2 (ja) | 1993-01-27 | 1993-01-27 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2565070B2 (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104724301A (zh) * | 2015-03-19 | 2015-06-24 | 天津大学 | 一种基于球形电机三自由度动量交换的卫星姿态控制方法 |
| JP2018144632A (ja) * | 2017-03-06 | 2018-09-20 | 学校法人電波学園 | 宇宙航行体、宇宙航行体用コントローラ、制御方法及びコンピュータプログラム |
| JP2020001696A (ja) * | 2019-08-21 | 2020-01-09 | 学校法人電波学園 | 宇宙航行体、宇宙航行体用コントローラ、制御方法及びコンピュータプログラム |
| JP2021123242A (ja) * | 2020-02-05 | 2021-08-30 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 宇宙機の磁場計測システム、磁場計測方法、及び磁場計測装置 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5172100A (en) * | 1974-12-20 | 1976-06-22 | Mitsubishi Electric Corp | Jinkoeiseino shiseiketsuteihoshiki |
| JPS6035698A (ja) * | 1983-08-08 | 1985-02-23 | 三菱電機株式会社 | 人工衛星の地球補促制御方法 |
-
1993
- 1993-01-27 JP JP5011313A patent/JP2565070B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5172100A (en) * | 1974-12-20 | 1976-06-22 | Mitsubishi Electric Corp | Jinkoeiseino shiseiketsuteihoshiki |
| JPS6035698A (ja) * | 1983-08-08 | 1985-02-23 | 三菱電機株式会社 | 人工衛星の地球補促制御方法 |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104724301A (zh) * | 2015-03-19 | 2015-06-24 | 天津大学 | 一种基于球形电机三自由度动量交换的卫星姿态控制方法 |
| JP2018144632A (ja) * | 2017-03-06 | 2018-09-20 | 学校法人電波学園 | 宇宙航行体、宇宙航行体用コントローラ、制御方法及びコンピュータプログラム |
| JP2020001696A (ja) * | 2019-08-21 | 2020-01-09 | 学校法人電波学園 | 宇宙航行体、宇宙航行体用コントローラ、制御方法及びコンピュータプログラム |
| JP2021123242A (ja) * | 2020-02-05 | 2021-08-30 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 宇宙機の磁場計測システム、磁場計測方法、及び磁場計測装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2565070B2 (ja) | 1996-12-18 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
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