JPH0776300A - 姿勢制御装置 - Google Patents
姿勢制御装置Info
- Publication number
- JPH0776300A JPH0776300A JP5223174A JP22317493A JPH0776300A JP H0776300 A JPH0776300 A JP H0776300A JP 5223174 A JP5223174 A JP 5223174A JP 22317493 A JP22317493 A JP 22317493A JP H0776300 A JPH0776300 A JP H0776300A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- attitude
- spacecraft
- around
- axis
- roll
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims description 14
- 230000007704 transition Effects 0.000 abstract description 11
- 230000003068 static effect Effects 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】この発明は、構成部品の削減を図り、動作制御
の信頼性を向上し得るようにすることにある。 【構成】地球センサ１４を静止軌道に対応されるゲイン
値に設定し、遷移軌道において、ロール軸回りに回転駆
動されるクルージング状態で、角速度検出センサ１５で
検出したロール軸回りの角速度ωx に基づいてロール軸
回りの角度φIRUを算出して、この角度φIRU に基づい
て地球センサ１４で検出されるロール軸回りの姿勢角φ
ESA の地球捕捉の状況を判定して姿勢制御に供するよう
に構成し、所期の目的を達成したものである。
の信頼性を向上し得るようにすることにある。 【構成】地球センサ１４を静止軌道に対応されるゲイン
値に設定し、遷移軌道において、ロール軸回りに回転駆
動されるクルージング状態で、角速度検出センサ１５で
検出したロール軸回りの角速度ωx に基づいてロール軸
回りの角度φIRUを算出して、この角度φIRU に基づい
て地球センサ１４で検出されるロール軸回りの姿勢角φ
ESA の地球捕捉の状況を判定して姿勢制御に供するよう
に構成し、所期の目的を達成したものである。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、例えば人工衛星等の
宇宙航行体の姿勢を制御するのに用いる姿勢制御装置に
関する。
宇宙航行体の姿勢を制御するのに用いる姿勢制御装置に
関する。
【０００２】
【従来の技術】従来より、人工衛星等の宇宙航行体にお
いては、地上よりロケットに搭載されて、トランスファ
（遷移）軌道上に打上げられ、その後、静止軌道上に軌
道変更される。このような宇宙航行体においては、その
軌道のペリジ点高度が約３００ｋｍの遷移軌道から約３
６０００ｋｍの静止軌道と大幅に変化する。このため、
宇宙航行体の姿勢を制御する姿勢制御装置としては、宇
宙航行体の姿勢角を検出する地球センサを軌道に応じて
それぞれ配設して、各軌道毎に、異なる地球センサを用
いて姿勢角を検出する方法が採られている。
いては、地上よりロケットに搭載されて、トランスファ
（遷移）軌道上に打上げられ、その後、静止軌道上に軌
道変更される。このような宇宙航行体においては、その
軌道のペリジ点高度が約３００ｋｍの遷移軌道から約３
６０００ｋｍの静止軌道と大幅に変化する。このため、
宇宙航行体の姿勢を制御する姿勢制御装置としては、宇
宙航行体の姿勢角を検出する地球センサを軌道に応じて
それぞれ配設して、各軌道毎に、異なる地球センサを用
いて姿勢角を検出する方法が採られている。
【０００３】すなわち、遷移軌道用の地球センサと静止
軌道用の地球センサでは、要求されるゲイン値が大きく
変わる。このため、例えば図３に示すようにゲイン値を
静止軌道用に設定した地球センサー１では、そのＮ極及
びＳ極検出部１ａ，１ｂの一方がそれぞれ地球のＮ極あ
るいはＳ極に掛かっている状態では（同図（ａ）あるい
は（ｂ）参照）、地球上のどちらの極を捕捉しているか
を識別することが困難となり、視界を外す虞がある。ま
た、地球センサ１のゲイン値を遷移軌道用に設定した場
合には、そのゲイン値の関係から高高度の静止軌道上に
適用することが困難となる。
軌道用の地球センサでは、要求されるゲイン値が大きく
変わる。このため、例えば図３に示すようにゲイン値を
静止軌道用に設定した地球センサー１では、そのＮ極及
びＳ極検出部１ａ，１ｂの一方がそれぞれ地球のＮ極あ
るいはＳ極に掛かっている状態では（同図（ａ）あるい
は（ｂ）参照）、地球上のどちらの極を捕捉しているか
を識別することが困難となり、視界を外す虞がある。ま
た、地球センサ１のゲイン値を遷移軌道用に設定した場
合には、そのゲイン値の関係から高高度の静止軌道上に
適用することが困難となる。
【０００４】ところが、上記姿勢制御装置では、軌道毎
に地球センサ１を配設して、各軌道上における姿勢角を
検出している構成上、構成部品が多くなることにより、
大形となると共に、その動作制御の信頼性が低下される
という問題を有する。
に地球センサ１を配設して、各軌道上における姿勢角を
検出している構成上、構成部品が多くなることにより、
大形となると共に、その動作制御の信頼性が低下される
という問題を有する。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】以上述べたように、従
来の姿勢制御装置では、構成部品の削減が困難で、大形
となると共に、動作制御の信頼性が劣るという問題を有
する。この発明は上記の事情に鑑みてなされたもので、
簡易な構成で、構成部品の削減を図り得るようにして、
小形化の促進と共に、動作制御の信頼性の向上を図った
姿勢制御装置を提供することを目的とする。
来の姿勢制御装置では、構成部品の削減が困難で、大形
となると共に、動作制御の信頼性が劣るという問題を有
する。この発明は上記の事情に鑑みてなされたもので、
簡易な構成で、構成部品の削減を図り得るようにして、
小形化の促進と共に、動作制御の信頼性の向上を図った
姿勢制御装置を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】この発明は、異なる第１
及び第２の高度を飛翔する宇宙航行体のピッチ軸回りの
姿勢角を検出する第１の太陽センサと、前記宇宙航行体
のヨー軸回りの姿勢角を検出する第２の太陽センサと、
前記宇宙航行体のロール及びピッチ軸回りの姿勢角を検
出する地球センサと、前記宇宙航行体のロール、ピッチ
及びヨー軸回りの角速度を検出する角速度検出手段と、
前記宇宙航行体の司る第１及び第２の高度のうち低高度
の一方において、ロール、ピッチ及びヨー軸のうちの１
軸回りに回転駆動されるクルージング状態で、前記角速
度検出手段で検出したロール軸回りの角速度に基づいて
ロール軸回りの角度を算出する演算手段と、この演算手
段で算出したロール軸回りの角度に基づいて前記地球セ
ンサで検出されるロール軸回りの姿勢角の地球捕捉の状
況を判定する捕捉判定手段と、この捕捉判定手段で判定
したロール軸回りの姿勢角、前記第１及び第２の太陽セ
ンサからのピッチ及びヨー軸回りの姿勢角、前記角速度
検出手段からの３軸回りの角速度に基づいて前記宇宙航
行体の第１の姿勢制御信号を生成し、且つ前記宇宙航行
体の司る第１及び第２の高度のうち高高度の他方の飛翔
状態において、前記第２の太陽センサからのヨー軸回り
の姿勢角、前記地球センサからのロール及びピッチ軸回
りの姿勢角、前記角速度検出手段からの３軸回りの角速
度に基づいて前記宇宙航行体の第２の姿勢制御信号を生
成する姿勢制御部と、この姿勢制御部で生成した第１あ
るいは第２の姿勢制御信号に基づいて駆動信号をそれぞ
れ生成して姿勢駆動用アクチュエータを駆動して、前記
宇宙航行体を姿勢制御する駆動手段とを備えて姿勢制御
装置を構成したものである。
及び第２の高度を飛翔する宇宙航行体のピッチ軸回りの
姿勢角を検出する第１の太陽センサと、前記宇宙航行体
のヨー軸回りの姿勢角を検出する第２の太陽センサと、
前記宇宙航行体のロール及びピッチ軸回りの姿勢角を検
出する地球センサと、前記宇宙航行体のロール、ピッチ
及びヨー軸回りの角速度を検出する角速度検出手段と、
前記宇宙航行体の司る第１及び第２の高度のうち低高度
の一方において、ロール、ピッチ及びヨー軸のうちの１
軸回りに回転駆動されるクルージング状態で、前記角速
度検出手段で検出したロール軸回りの角速度に基づいて
ロール軸回りの角度を算出する演算手段と、この演算手
段で算出したロール軸回りの角度に基づいて前記地球セ
ンサで検出されるロール軸回りの姿勢角の地球捕捉の状
況を判定する捕捉判定手段と、この捕捉判定手段で判定
したロール軸回りの姿勢角、前記第１及び第２の太陽セ
ンサからのピッチ及びヨー軸回りの姿勢角、前記角速度
検出手段からの３軸回りの角速度に基づいて前記宇宙航
行体の第１の姿勢制御信号を生成し、且つ前記宇宙航行
体の司る第１及び第２の高度のうち高高度の他方の飛翔
状態において、前記第２の太陽センサからのヨー軸回り
の姿勢角、前記地球センサからのロール及びピッチ軸回
りの姿勢角、前記角速度検出手段からの３軸回りの角速
度に基づいて前記宇宙航行体の第２の姿勢制御信号を生
成する姿勢制御部と、この姿勢制御部で生成した第１あ
るいは第２の姿勢制御信号に基づいて駆動信号をそれぞ
れ生成して姿勢駆動用アクチュエータを駆動して、前記
宇宙航行体を姿勢制御する駆動手段とを備えて姿勢制御
装置を構成したものである。
【０００７】
【作用】上記構成によれば、ゲイン値の等しい地球セン
サを用いて、高度の異なる第１及び第２の軌道における
地球検出を確実に行うことが可能となることにより、構
成部品の削減が図れる。従って、従来にして、小形化の
促進が図れると共に、動作制御の信頼性の向上が図れ
る。
サを用いて、高度の異なる第１及び第２の軌道における
地球検出を確実に行うことが可能となることにより、構
成部品の削減が図れる。従って、従来にして、小形化の
促進が図れると共に、動作制御の信頼性の向上が図れ
る。
【０００８】
【実施例】以下、この発明の実施例について、図面を参
照して詳細に説明する。図１はこの発明の一実施例に係
る姿勢制御装置を示すもので、第１及び第２の太陽セン
サは、宇宙航行体に配設され、その出力端には、姿勢制
御部が接続される。この第１及び第２の太陽センサ１
０，１１は、宇宙航行体１２のピッチ（Ｙ）及びヨー
（Ｚ）軸回りの姿勢角θ，ψを検出して姿勢制御部１３
に出力する。また、宇宙航行体１２には、地球センサ１
４及び慣性基準装置（ＩＲＵ）等の角速度検出センサ１
５が配設される。これら地球センサ（ＥＳＡ）及び角速
度検出センサ１５は、上記姿勢制御１３が接続され、そ
れぞれで検出したロール（Ｘ）及びピッチ（Ｙ）軸回り
の姿勢角φESA と、ロール（Ｘ）、ピッチ（Ｙ）及びヨ
ー（Ｚ）軸回りの角速度ωx ，ωy ，ωz を検出する。
そして、地球センサ１４は、例えば遷移軌道に比して高
高度な静止軌道に対応したゲイン値に設定される。
照して詳細に説明する。図１はこの発明の一実施例に係
る姿勢制御装置を示すもので、第１及び第２の太陽セン
サは、宇宙航行体に配設され、その出力端には、姿勢制
御部が接続される。この第１及び第２の太陽センサ１
０，１１は、宇宙航行体１２のピッチ（Ｙ）及びヨー
（Ｚ）軸回りの姿勢角θ，ψを検出して姿勢制御部１３
に出力する。また、宇宙航行体１２には、地球センサ１
４及び慣性基準装置（ＩＲＵ）等の角速度検出センサ１
５が配設される。これら地球センサ（ＥＳＡ）及び角速
度検出センサ１５は、上記姿勢制御１３が接続され、そ
れぞれで検出したロール（Ｘ）及びピッチ（Ｙ）軸回り
の姿勢角φESA と、ロール（Ｘ）、ピッチ（Ｙ）及びヨ
ー（Ｚ）軸回りの角速度ωx ，ωy ，ωz を検出する。
そして、地球センサ１４は、例えば遷移軌道に比して高
高度な静止軌道に対応したゲイン値に設定される。
【０００９】また、地球センサ１４の出力端は、地球捕
捉判定部１６の一方の入力端に接続される。この地球捕
捉判定部１６の他方の入力端には、加算器１７の出力端
が接続される。加算器１７には、その一方の入力端に角
速度検出センサ１５の出力端が演算部１８を介して接続
され、他方の入力端には、コマンドが入力される。演算
部１８には、角速度検出センサ１５で検出したロール軸
回りの角速度ωx が入力され、この角速度ωx を積分し
てロール軸回りの角度φIRU を算出して加算器１７の一
方に出力する。加算器１７は、他方の入力端に初期値信
号が入力され、この初期値信号に応動して角度φIRU を
規定化した捕捉用角度信号を上記地球捕捉判定部１６に
出力する。地球捕捉判定部１６は、入力した角度信号に
応動して地球センサ１４からの姿勢角φESA の捕捉状況
を判定して姿勢制御部１３に出力する。姿勢制御部１３
は、入力した姿勢角θ，ψ，θESA ，φESA 及び角速度
ωx ，ωy ，ωz を用いて姿勢制御信号Ｔcx，Ｔcy，Ｔ
czを生成して、アクチュエータ駆動部１９に出力する。
アクチュエータ駆動部１９は、入力した姿勢制御信号Ｔ
cx，Ｔcy，Ｔczに基づいて駆動信号Ｔx ，Ｔy ，Ｔz を
生成して、図示しない姿勢駆動用アクチュエータを駆動
制御し、宇宙航行体１２の姿勢を制御する。
捉判定部１６の一方の入力端に接続される。この地球捕
捉判定部１６の他方の入力端には、加算器１７の出力端
が接続される。加算器１７には、その一方の入力端に角
速度検出センサ１５の出力端が演算部１８を介して接続
され、他方の入力端には、コマンドが入力される。演算
部１８には、角速度検出センサ１５で検出したロール軸
回りの角速度ωx が入力され、この角速度ωx を積分し
てロール軸回りの角度φIRU を算出して加算器１７の一
方に出力する。加算器１７は、他方の入力端に初期値信
号が入力され、この初期値信号に応動して角度φIRU を
規定化した捕捉用角度信号を上記地球捕捉判定部１６に
出力する。地球捕捉判定部１６は、入力した角度信号に
応動して地球センサ１４からの姿勢角φESA の捕捉状況
を判定して姿勢制御部１３に出力する。姿勢制御部１３
は、入力した姿勢角θ，ψ，θESA ，φESA 及び角速度
ωx ，ωy ，ωz を用いて姿勢制御信号Ｔcx，Ｔcy，Ｔ
czを生成して、アクチュエータ駆動部１９に出力する。
アクチュエータ駆動部１９は、入力した姿勢制御信号Ｔ
cx，Ｔcy，Ｔczに基づいて駆動信号Ｔx ，Ｔy ，Ｔz を
生成して、図示しない姿勢駆動用アクチュエータを駆動
制御し、宇宙航行体１２の姿勢を制御する。
【００１０】なお、上記加算器１７に入力される初期値
信号は、宇宙航行体／地球位置関係算出区間の宇宙航行
体のヨー軸が地球の中心に対向された地点Ａで、図２に
示す遷移軌道のアボジ点（遠地点）からペリジ点（近地
点）への移動途中に位置され、例えばコマンドとして地
上より送信される。
信号は、宇宙航行体／地球位置関係算出区間の宇宙航行
体のヨー軸が地球の中心に対向された地点Ａで、図２に
示す遷移軌道のアボジ点（遠地点）からペリジ点（近地
点）への移動途中に位置され、例えばコマンドとして地
上より送信される。
【００１１】上記構成において、図２に示すように遷移
軌道において、宇宙航行体１２がロール軸回りに所定の
角速度で回転される周知のクルージング状態において、
宇宙航行体１２のヨー軸が地球の中心に対向された状態
で、初期値信号が加算器１７に入力される。同時に、加
算器１７には、角速度検出センサ１５からの角速度ωx
を演算器１７で積分して求めた角度φIRU が入力され、
この角度φIRU を初期値信号に応動して１回転を３６０
（ｄｅｇ）で規格化した角度信号を生成し、この角度信
号を地球捕捉判定部１６に出力する。地球捕捉判定部１
６は、地球センサ１４からの姿勢角φESA が入力される
と、軌道上の地球捕捉実施区間において捕捉を開始して
姿勢角信号φESA を角度信号が１８０°以下の状態で、
地球のＮ極を捕捉していると判定し、角度信号が１８０
°以上の状態で、地球のＳ極を捕捉していると判定し
て、該姿勢角φESA を姿勢制御部１３に出力する。
軌道において、宇宙航行体１２がロール軸回りに所定の
角速度で回転される周知のクルージング状態において、
宇宙航行体１２のヨー軸が地球の中心に対向された状態
で、初期値信号が加算器１７に入力される。同時に、加
算器１７には、角速度検出センサ１５からの角速度ωx
を演算器１７で積分して求めた角度φIRU が入力され、
この角度φIRU を初期値信号に応動して１回転を３６０
（ｄｅｇ）で規格化した角度信号を生成し、この角度信
号を地球捕捉判定部１６に出力する。地球捕捉判定部１
６は、地球センサ１４からの姿勢角φESA が入力される
と、軌道上の地球捕捉実施区間において捕捉を開始して
姿勢角信号φESA を角度信号が１８０°以下の状態で、
地球のＮ極を捕捉していると判定し、角度信号が１８０
°以上の状態で、地球のＳ極を捕捉していると判定し
て、該姿勢角φESA を姿勢制御部１３に出力する。
【００１２】同時に、姿勢制御部１３には、第１及び第
２の太陽センサ１０，１１からの姿勢角θ，ψ、及び角
速度検出センサ１５からの角速度ωx ，ωy ，ωz が入
力され、上述したように姿勢制御信号Ｔcx，Ｔcy，Ｔcz
を生成してアクチュエータ駆動部１９に出力する。アク
チュエータ駆動部１９は、入力した姿勢制御信号Ｔcx，
Ｔcy，Ｔczに基づいて駆動信号Ｔx ，Ｔy ，Ｔz を生成
して上記アクチュエータ（図示せず）を駆動し、遷移軌
道における宇宙航行体１２の姿勢を制御する。
２の太陽センサ１０，１１からの姿勢角θ，ψ、及び角
速度検出センサ１５からの角速度ωx ，ωy ，ωz が入
力され、上述したように姿勢制御信号Ｔcx，Ｔcy，Ｔcz
を生成してアクチュエータ駆動部１９に出力する。アク
チュエータ駆動部１９は、入力した姿勢制御信号Ｔcx，
Ｔcy，Ｔczに基づいて駆動信号Ｔx ，Ｔy ，Ｔz を生成
して上記アクチュエータ（図示せず）を駆動し、遷移軌
道における宇宙航行体１２の姿勢を制御する。
【００１３】また、宇宙航行体１２が静止軌道に軌道変
更された状態では、姿勢制御部１３は、第２の太陽セン
サ１１からの姿勢角ψ、地球センサからの姿勢角φESA
、図示しない地球センサからの姿勢角θESA 、角速度
検出センサからの角速度ωx ，ωy ，ωz に基づいて姿
勢制御信号Ｔcx，Ｔcy，Ｔczを生成してアクチュエータ
駆動部１９に出力する。アクチュエータ駆動部１９は、
入力した姿勢制御信号Ｔcx，Ｔcy，Ｔczに基づいて駆動
信号Ｔx ，Ｔy ，Ｔz を生成して上記アクチュエータ
（図示せず）を駆動し、静止軌道上における宇宙航行体
１２の姿勢を制御する。
更された状態では、姿勢制御部１３は、第２の太陽セン
サ１１からの姿勢角ψ、地球センサからの姿勢角φESA
、図示しない地球センサからの姿勢角θESA 、角速度
検出センサからの角速度ωx ，ωy ，ωz に基づいて姿
勢制御信号Ｔcx，Ｔcy，Ｔczを生成してアクチュエータ
駆動部１９に出力する。アクチュエータ駆動部１９は、
入力した姿勢制御信号Ｔcx，Ｔcy，Ｔczに基づいて駆動
信号Ｔx ，Ｔy ，Ｔz を生成して上記アクチュエータ
（図示せず）を駆動し、静止軌道上における宇宙航行体
１２の姿勢を制御する。
【００１４】このように、上記姿勢制御装置は、地球セ
ンサ１４を静止軌道に対応されるゲイン値に設定し、遷
移軌道において、ロール軸回りに回転駆動されるクルー
ジング状態で、角速度検出センサ１５で検出したロール
軸回りの角速度ωx に基づいてロール軸回りの角度φIR
U を算出して、この角度φIRU に基づいて地球センサ１
４で検出されるロール軸回りの姿勢角φESA の地球捕捉
の状況を判定して姿勢制御に供するように構成した。こ
れによれば、高度の異なる静止軌道に対応したゲイン値
を持つ地球センサ１４を用いて遷移軌道における姿勢検
出センサ１５として共用することが可能となることによ
り、構成部品の削減が図れるため、小形化の促進が図れ
ると共に、動作制御の信頼性の向上が図れる。
ンサ１４を静止軌道に対応されるゲイン値に設定し、遷
移軌道において、ロール軸回りに回転駆動されるクルー
ジング状態で、角速度検出センサ１５で検出したロール
軸回りの角速度ωx に基づいてロール軸回りの角度φIR
U を算出して、この角度φIRU に基づいて地球センサ１
４で検出されるロール軸回りの姿勢角φESA の地球捕捉
の状況を判定して姿勢制御に供するように構成した。こ
れによれば、高度の異なる静止軌道に対応したゲイン値
を持つ地球センサ１４を用いて遷移軌道における姿勢検
出センサ１５として共用することが可能となることによ
り、構成部品の削減が図れるため、小形化の促進が図れ
ると共に、動作制御の信頼性の向上が図れる。
【００１５】なお、上記実施例では、宇宙航行体１２を
ロール軸回りに所定の角速度で回転させるクルージング
状態に適用した場合で説明したが、これに限ることな
く、ロール，ピッチ及びヨー軸回りのいずれか１軸回り
で回転させるクルージング状態においても適用可能であ
る。
ロール軸回りに所定の角速度で回転させるクルージング
状態に適用した場合で説明したが、これに限ることな
く、ロール，ピッチ及びヨー軸回りのいずれか１軸回り
で回転させるクルージング状態においても適用可能であ
る。
【００１６】また、上記実施例では、遷移軌道から静止
軌道に軌道変更する宇宙航行体１２の姿勢制御システム
に適用した場合で説明したが、これに限ることなく、高
度の異なる第１及び第２の軌道に軌道変更される宇宙航
行体の姿勢制御システムにおいても適用可能である。よ
って、この発明は上記実施例に限ることなく、その他、
この発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形を実施し
得ることは勿論のことである。
軌道に軌道変更する宇宙航行体１２の姿勢制御システム
に適用した場合で説明したが、これに限ることなく、高
度の異なる第１及び第２の軌道に軌道変更される宇宙航
行体の姿勢制御システムにおいても適用可能である。よ
って、この発明は上記実施例に限ることなく、その他、
この発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形を実施し
得ることは勿論のことである。
【００１７】
【発明の効果】以上詳述したように、この発明によれ
ば、簡易な構成で、構成部品の削減を図り得るようにし
て、小形化の促進とと共に、動作制御の信頼性を向上し
得るようにした姿勢制御装置を提供することができる。
ば、簡易な構成で、構成部品の削減を図り得るようにし
て、小形化の促進とと共に、動作制御の信頼性を向上し
得るようにした姿勢制御装置を提供することができる。
【図１】この発明の一実施例に係る姿勢制御装置を示し
た図。
た図。
【図２】図１の動作を説明するために示した図。
【図３】従来の姿勢制御装置を問題点を説明するために
示した図。
示した図。
１０…第１の太陽センサ。 １１…第２の太陽センサ。 １２…宇宙航行体。 １３…姿勢制御部。 １４…地球センサ。 １５…角速度検出センサ。 １６…地球捕捉判定部。 １７…加算器。 １８…演算部。 １９…アクチュエータ駆動部。
Claims (1)
- 【請求項１】 異なる第１及び第２の高度を飛翔する宇
宙航行体のピッチ軸回りの姿勢角を検出する第１の太陽
センサと、 前記宇宙航行体のヨー軸回りの姿勢角を検出する第２の
太陽センサと、 前記宇宙航行体のロール及びピッチ軸回りの姿勢角を検
出する地球センサと、 前記宇宙航行体のロール、ピッチ及びヨー軸回りの角速
度を検出する角速度検出手段と、 前記宇宙航行体の司る第１及び第２の高度のうち低高度
の一方において、ロール、ピッチ及びヨー軸のうちの１
軸回りに回転駆動されるクルージング状態で、前記角速
度検出手段で検出したロール軸回りの角速度に基づいて
ロール軸回りの角度を算出する演算手段と、 この演算手段で算出したロール軸回りの角度に基づいて
前記地球センサで検出されるロール軸回りの姿勢角の地
球捕捉の状況を判定する捕捉判定手段と、 この捕捉判定手段で判定したロール軸回りの姿勢角、前
記第１及び第２の太陽センサからのピッチ及びヨー軸回
りの姿勢角、前記角速度検出手段からの３軸回りの角速
度に基づいて前記宇宙航行体の第１の姿勢制御信号を生
成し、且つ前記宇宙航行体の司る第１及び第２の高度の
うち高高度の他方の飛翔状態において、前記第２の太陽
センサからのヨー軸回りの姿勢角、前記地球センサから
のロール及びピッチ軸回りの姿勢角、前記角速度検出手
段からの３軸回りの角速度に基づいて前記宇宙航行体の
第２の姿勢制御信号を生成する姿勢制御部と、 この姿勢制御部で生成した第１あるいは第２の姿勢制御
信号に基づいて駆動信号をそれぞれ生成して姿勢駆動用
アクチュエータを駆動して前記宇宙航行体の姿勢を制御
する駆動手段とを具備した姿勢制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5223174A JPH0776300A (ja) | 1993-09-08 | 1993-09-08 | 姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5223174A JPH0776300A (ja) | 1993-09-08 | 1993-09-08 | 姿勢制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0776300A true JPH0776300A (ja) | 1995-03-20 |
Family
ID=16793969
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5223174A Pending JPH0776300A (ja) | 1993-09-08 | 1993-09-08 | 姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0776300A (ja) |
-
1993
- 1993-09-08 JP JP5223174A patent/JPH0776300A/ja active Pending
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2635821B2 (ja) | 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 | |
| JP2844090B2 (ja) | 静止衛星のための姿勢制御システム | |
| US6296207B1 (en) | Combined stationkeeping and momentum management | |
| US7546983B2 (en) | Spacecraft power acquisition method for wing-stowed configuration | |
| US7665695B2 (en) | Unified attitude control for spacecraft transfer orbit operations | |
| US5788188A (en) | Control of the attitude of a satellite in low orbit involving solar acquisition | |
| US7410130B2 (en) | Star-tracker-based attitude determination for spinning spacecraft | |
| EP0461394A1 (en) | Spacecraft earth-pointing attitude acquisition method | |
| JPS6047159B2 (ja) | 衛星の姿勢制御装置 | |
| JPH04293698A (ja) | ３軸安定方式の人工衛星のための姿勢制御装置 | |
| US5458300A (en) | Method for controlling the attitude of a satellite aimed towards a celestial object and a satellite suitable for implementing it | |
| US6102337A (en) | Spacecraft attitude control with gimbaled thrusters | |
| US4732354A (en) | Active damping of satellite nutation | |
| JPH05185998A (ja) | 衛星用のロールおよびヨー姿勢制御の方法および装置 | |
| US3977633A (en) | Orientation system for a spin stabilized spacecraft | |
| JPH08253200A (ja) | 地球センサの走査による宇宙船の姿勢制御方法 | |
| CA1183241A (en) | Magnetically torqued nutation damping | |
| US11597539B2 (en) | Methods for attitude control of a satellite in survival mode without a priori knowledge of the local time of the satellite's orbit | |
| US6745984B2 (en) | Method of controlling the attitude and stabilization of a satellite in low orbit | |
| US6354163B1 (en) | Mitigating gimbal induced disturbances in CMG arrays | |
| US5875676A (en) | Non colocated rate sensing for control moment gyroscopes | |
| US6076774A (en) | Fuel and thermal optimal spiral earth acquisition | |
| JPH0776300A (ja) | 姿勢制御装置 | |
| EP0321513A1 (en) | NUTATION SENSOR AND NUTATION CONTROL SYSTEM FOR A STABILIZED DOUBLE SPIN SATELLITE. | |
| EP0544241A1 (en) | Method and apparatus for dynamic precompensation of solar wing stepping motions of a satellite |