JPH0858699A - 太陽センサと地球センサと宇宙対地上リンクを使用した宇宙船姿勢決定システム - Google Patents
太陽センサと地球センサと宇宙対地上リンクを使用した宇宙船姿勢決定システムInfo
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は、軌道宇宙船用の連続的に更新され
たヨー測定を行うことのできる宇宙船の３軸姿勢測定シ
ステムを提供することを目的とする。 【構成】 宇宙船10が宇宙船本体18と、宇宙船10の動作
状態を示す信号の受信手段14,24,28と、指令信号を発生
するプロセッサ32と、ロール軸Ｒ姿勢とピッチ軸Ｐ姿勢
を示す姿勢基準信号を発生する地球センサ14と、ターゲ
ット地上ステーションＳ1 に対する方位角および高低角
姿勢エラーを示すエラー信号の発生手段30と、プロセッ
サ32と通信し、太陽が視野内にある期間中ピッチ軸姿勢
とヨー軸姿勢を示す太陽センサ信号を発生する太陽セン
サ16と、宇宙船10の３軸姿勢測定を決定するために姿勢
基準信号、太陽センサ信号、エラー信号から選択された
複数の信号を組合わせる手段32とを具備していることを
特徴とする。
たヨー測定を行うことのできる宇宙船の３軸姿勢測定シ
ステムを提供することを目的とする。 【構成】 宇宙船10が宇宙船本体18と、宇宙船10の動作
状態を示す信号の受信手段14,24,28と、指令信号を発生
するプロセッサ32と、ロール軸Ｒ姿勢とピッチ軸Ｐ姿勢
を示す姿勢基準信号を発生する地球センサ14と、ターゲ
ット地上ステーションＳ1 に対する方位角および高低角
姿勢エラーを示すエラー信号の発生手段30と、プロセッ
サ32と通信し、太陽が視野内にある期間中ピッチ軸姿勢
とヨー軸姿勢を示す太陽センサ信号を発生する太陽セン
サ16と、宇宙船10の３軸姿勢測定を決定するために姿勢
基準信号、太陽センサ信号、エラー信号から選択された
複数の信号を組合わせる手段32とを具備していることを
特徴とする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は宇宙船のヨー姿勢測定値
を決定するためのシステムと方法に関する。
を決定するためのシステムと方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】人工衛星のような宇宙船はその宇宙にお
ける相対的な方向を決定するため複数のセンサを使用す
る。宇宙船の正確な指示は太陽電池翼または通信アンテ
ナのような種々の宇宙船部品の位置を正確に制御するた
めに重要である。典型的に、宇宙船姿勢測定は宇宙船の
ピッチ、ロール、ヨー軸に関する宇宙船の方向を特徴づ
ける。特定の応用に応じて、宇宙船方向測定は適切なセ
ンサにより直接指示されるか、またはこれらのセンサか
ら間接的に得られる。
ける相対的な方向を決定するため複数のセンサを使用す
る。宇宙船の正確な指示は太陽電池翼または通信アンテ
ナのような種々の宇宙船部品の位置を正確に制御するた
めに重要である。典型的に、宇宙船姿勢測定は宇宙船の
ピッチ、ロール、ヨー軸に関する宇宙船の方向を特徴づ
ける。特定の応用に応じて、宇宙船方向測定は適切なセ
ンサにより直接指示されるか、またはこれらのセンサか
ら間接的に得られる。
【０００３】モーメントバイアス宇宙船は公称上ピッチ
軸に沿ったモーメントバイアスを生成するようにピッチ
軸を中心に典型的に回転するモーメントホイールを利用
する。このモーメントホイールは宇宙船のピッチ軸を軌
道の垂直軸から攝動させるロールおよびヨー軸の妨害ト
ルクに抵抗するため“ジャイロスコープ剛性”を与え
る。従って、モーメントバイアスはより大きなジャイロ
スコープの剛性を与えるが宇宙船の制御をより困難にす
る。
軸に沿ったモーメントバイアスを生成するようにピッチ
軸を中心に典型的に回転するモーメントホイールを利用
する。このモーメントホイールは宇宙船のピッチ軸を軌
道の垂直軸から攝動させるロールおよびヨー軸の妨害ト
ルクに抵抗するため“ジャイロスコープ剛性”を与え
る。従って、モーメントバイアスはより大きなジャイロ
スコープの剛性を与えるが宇宙船の制御をより困難にす
る。
【０００４】ジャイロスコープの効果はまたロールおよ
びヨーダイナミックスを結合する。従来技術の宇宙船制
御システムはロールおよびヨー軸の両者を制御し直接ロ
ール軸のみを感知しロールセンサからヨー測定値を得る
ためにこの結合を認識し利用していた。この制御方法の
効率はモーメントバイアスの大きさに比例する。従って
比較的小さいモーメントバイアス（静止軌道通信で典型
的に２０乃至８０Ｎ−ｍ−秒）ではヨー姿勢の直接的な
感知をせずにはヨー姿勢は非常に正確に制御されること
はできない。
びヨーダイナミックスを結合する。従来技術の宇宙船制
御システムはロールおよびヨー軸の両者を制御し直接ロ
ール軸のみを感知しロールセンサからヨー測定値を得る
ためにこの結合を認識し利用していた。この制御方法の
効率はモーメントバイアスの大きさに比例する。従って
比較的小さいモーメントバイアス（静止軌道通信で典型
的に２０乃至８０Ｎ−ｍ−秒）ではヨー姿勢の直接的な
感知をせずにはヨー姿勢は非常に正確に制御されること
はできない。
【０００５】現在、市場で入手可能な静止モーメントバ
イアス衛星は衛星ヨー姿勢の直接測定用の装置を具備し
ない。代りに、これらの衛星はロールセンサからヨー姿
勢測定を得るために前述の制御方法を利用する。得られ
たヨー姿勢測定値は適切に衛星またはその部品を位置さ
せるために制御システムにより利用される。例えば得ら
れたヨー姿勢測定値は衛星通信アンテナを予め定められ
たターゲットに指向させるために用いられてもよい。
イアス衛星は衛星ヨー姿勢の直接測定用の装置を具備し
ない。代りに、これらの衛星はロールセンサからヨー姿
勢測定を得るために前述の制御方法を利用する。得られ
たヨー姿勢測定値は適切に衛星またはその部品を位置さ
せるために制御システムにより利用される。例えば得ら
れたヨー姿勢測定値は衛星通信アンテナを予め定められ
たターゲットに指向させるために用いられてもよい。
【０００６】この制御方法はモーメントバイアスの大き
さと宇宙船指向の正確さの間の妥協を必要とするので、
このシステムは典型的に正確性が限定され、非常に大き
な時間変化妨害トルクに敏感である。このようなシステ
ムはアンテナ旋回等による大きな時間的に変化する妨害
を受ける大きな旋回アンテナを有するデータ中継宇宙船
で使用するのに不適切である。これらの応用は地球天底
から外れた位置をターゲットするためアンテナ指向サー
ビスを提供するように正確なヨー指向を必要とする。
さと宇宙船指向の正確さの間の妥協を必要とするので、
このシステムは典型的に正確性が限定され、非常に大き
な時間変化妨害トルクに敏感である。このようなシステ
ムはアンテナ旋回等による大きな時間的に変化する妨害
を受ける大きな旋回アンテナを有するデータ中継宇宙船
で使用するのに不適切である。これらの応用は地球天底
から外れた位置をターゲットするためアンテナ指向サー
ビスを提供するように正確なヨー指向を必要とする。
【０００７】データ中継宇宙船を含む市場で入手可能な
人工衛星はしばしばアナログ太陽センサを含んでいる。
アナログ太陽センサは典型的に宇宙船の太陽電池翼に設
置されている。これらの太陽センサは一日のほとんどで
粗ヨー測定を行い、地球センサはロールおよびピッチ測
定を行う。しかしながら太陽電池翼上の位置のためにア
ナログ太陽センサはバイアスと歪みを受ける。さらに重
要なことに、太陽分点近くでは、ほぼ２時間にわたって
一日に２度生じる周期スパンがあり、この期間にはヨー
測定は有効ではない。これはこれらの期間中に宇宙船か
ら太陽までのラインがほぼ宇宙船のヨー軸に沿っている
ために生じるものである。
人工衛星はしばしばアナログ太陽センサを含んでいる。
アナログ太陽センサは典型的に宇宙船の太陽電池翼に設
置されている。これらの太陽センサは一日のほとんどで
粗ヨー測定を行い、地球センサはロールおよびピッチ測
定を行う。しかしながら太陽電池翼上の位置のためにア
ナログ太陽センサはバイアスと歪みを受ける。さらに重
要なことに、太陽分点近くでは、ほぼ２時間にわたって
一日に２度生じる周期スパンがあり、この期間にはヨー
測定は有効ではない。これはこれらの期間中に宇宙船か
ら太陽までのラインがほぼ宇宙船のヨー軸に沿っている
ために生じるものである。
【０００８】多くの宇宙船は姿勢測定システムの一部と
してアナログではなくデジタルな太陽センサを備えて飛
行する。例えばナサの地球低軌道マッピング衛星用の標
準的な構造はデジタル太陽センサを含んでいる。デジタ
ル太陽センサは典型的に２つのスターセンサの一方が故
障した場合に支援装置としてだけの機能を行う冗長部品
である。
してアナログではなくデジタルな太陽センサを備えて飛
行する。例えばナサの地球低軌道マッピング衛星用の標
準的な構造はデジタル太陽センサを含んでいる。デジタ
ル太陽センサは典型的に２つのスターセンサの一方が故
障した場合に支援装置としてだけの機能を行う冗長部品
である。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】それ故、本発明の目的
は、軌道宇宙船用の連続的に更新されたヨー測定を行う
ことのできるシステムを提供することである。本発明の
別の目的は、地上ビーコンおよび地球センサの組合わせ
から得られる連続的に更新されたヨー測定値を較正する
ためにデジタル太陽センサを利用するシステムを提供す
ることである。本発明のさらに別の目的は、正確な３軸
姿勢測定を行うために付加的なデジタル太陽センサを備
えた宇宙船で既に使用されているハードウェアを利用す
ることである。本発明のさらに別の目的は、現在の宇宙
船設計を大きく変更することなくデータ中継衛星に必要
な条件を満たすのに十分な正確性を有する３軸宇宙船姿
勢測定を行うことのできる、価格が妥当なシステムを提
供することである。本発明のさらに別の目的は、天底か
ら外れたターゲットを指向するヨーを維持するため十分
なヨー感知特性および制御特性を有するシステムを提供
することである。本発明の付加的な目的は宇宙船姿勢測
定における非常に大きな時間的に変化する妨害トルクの
影響を減少するシステムを提供することである。
は、軌道宇宙船用の連続的に更新されたヨー測定を行う
ことのできるシステムを提供することである。本発明の
別の目的は、地上ビーコンおよび地球センサの組合わせ
から得られる連続的に更新されたヨー測定値を較正する
ためにデジタル太陽センサを利用するシステムを提供す
ることである。本発明のさらに別の目的は、正確な３軸
姿勢測定を行うために付加的なデジタル太陽センサを備
えた宇宙船で既に使用されているハードウェアを利用す
ることである。本発明のさらに別の目的は、現在の宇宙
船設計を大きく変更することなくデータ中継衛星に必要
な条件を満たすのに十分な正確性を有する３軸宇宙船姿
勢測定を行うことのできる、価格が妥当なシステムを提
供することである。本発明のさらに別の目的は、天底か
ら外れたターゲットを指向するヨーを維持するため十分
なヨー感知特性および制御特性を有するシステムを提供
することである。本発明の付加的な目的は宇宙船姿勢測
定における非常に大きな時間的に変化する妨害トルクの
影響を減少するシステムを提供することである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】本発明の前述および他の
目的と特徴を実行するために、適度の正確度の宇宙船３
軸姿勢測定を行うことのできるシステムが提供される。
このシステムは宇宙船本体に設置され、プロセッサと通
信する太陽センサを含んでおり、太陽センサは予め定め
られた視野を有し、太陽が視野内にあるときピッチ軸姿
勢とヨー軸姿勢を示す太陽センサ信号を生成する。この
システムはまた宇宙船の３軸姿勢測定値を決定するため
に種々のセンサにより発生される信号を組合わせる手段
を含んでいる。また説明したシステムおよび他の類似の
システムによって使用される方法も与えられる。
目的と特徴を実行するために、適度の正確度の宇宙船３
軸姿勢測定を行うことのできるシステムが提供される。
このシステムは宇宙船本体に設置され、プロセッサと通
信する太陽センサを含んでおり、太陽センサは予め定め
られた視野を有し、太陽が視野内にあるときピッチ軸姿
勢とヨー軸姿勢を示す太陽センサ信号を生成する。この
システムはまた宇宙船の３軸姿勢測定値を決定するため
に種々のセンサにより発生される信号を組合わせる手段
を含んでいる。また説明したシステムおよび他の類似の
システムによって使用される方法も与えられる。
【００１１】本発明は通常のロールおよびピッチ測定に
加えて連続的に更新され、適度に正確なヨー測定を必要
とする静止軌道モーメントバイアス衛星用の価格が妥当
な姿勢測定システムを提供する。連続的なヨー測定はア
ンテナ旋回および大きな時間的に変化する太陽トルクの
ような妨害が存在するところで宇宙船のヨー軸の制御を
可能にする。太陽センサは宇宙船で既に利用されている
ハードウェアに対して補足的に付加されたものにすぎな
い。太陽センサはそれがなければヨー測定が大きなバイ
アスエラーを受けるので必要である。多くの点で、本発
明はスターセンサ、連続走向ジャイロスコープ、太陽電
池翼に設けられた太陽センサを含む他の設計よりも優れ
ている。
加えて連続的に更新され、適度に正確なヨー測定を必要
とする静止軌道モーメントバイアス衛星用の価格が妥当
な姿勢測定システムを提供する。連続的なヨー測定はア
ンテナ旋回および大きな時間的に変化する太陽トルクの
ような妨害が存在するところで宇宙船のヨー軸の制御を
可能にする。太陽センサは宇宙船で既に利用されている
ハードウェアに対して補足的に付加されたものにすぎな
い。太陽センサはそれがなければヨー測定が大きなバイ
アスエラーを受けるので必要である。多くの点で、本発
明はスターセンサ、連続走向ジャイロスコープ、太陽電
池翼に設けられた太陽センサを含む他の設計よりも優れ
ている。
【００１２】本発明の前述の目的と他の目的、特徴およ
び利点は添付図面を伴った本発明の実行の最良方法に関
する後述の詳細な説明から当業者により容易に理解され
るであろう。
び利点は添付図面を伴った本発明の実行の最良方法に関
する後述の詳細な説明から当業者により容易に理解され
るであろう。
【００１３】
【実施例】図１を参照すると、本発明は静止衛星10の３
軸姿勢を測定するため３個の異なった姿勢センサを結合
する。衛星10は静止軌道の通信衛星である。本発明のシ
ステムおよび方法はモーメントバイアス宇宙船を利用す
る赤道静止軌道応用に特に適切であり、傾斜した静止軌
道に適合することもできる。しかしながら本発明のシス
テムおよび方法を利用することはポーラ、地球低軌道、
モルニヤ等の他の軌道の宇宙船ではより困難である。こ
れは本発明の基本的規則が衛星から見えるように地球中
心に関して固定位置に位置した地上ベースの無線周波数
（ＲＦ）ビーコンから得られる姿勢基準を含んでいる事
実によるものである。
軸姿勢を測定するため３個の異なった姿勢センサを結合
する。衛星10は静止軌道の通信衛星である。本発明のシ
ステムおよび方法はモーメントバイアス宇宙船を利用す
る赤道静止軌道応用に特に適切であり、傾斜した静止軌
道に適合することもできる。しかしながら本発明のシス
テムおよび方法を利用することはポーラ、地球低軌道、
モルニヤ等の他の軌道の宇宙船ではより困難である。こ
れは本発明の基本的規則が衛星から見えるように地球中
心に関して固定位置に位置した地上ベースの無線周波数
（ＲＦ）ビーコンから得られる姿勢基準を含んでいる事
実によるものである。
【００１４】図１で示されているように、衛星10上のセ
ンサは地球センサ12と、宇宙対地上通信リンク（ＳＧ
Ｌ）アンテナ14と、中心宇宙船本体18に設けられている
少なくとも１つの太陽センサ16とを含んでいる。本発明
の１実施例では少なくとも１つの付加的な太陽センサ16
´（破線で示されている）が太陽センサ信号の有効性を
増加しながら冗長度を与えるために宇宙船本体18に取付
けられている。従って、この実施例は詳細に後述するよ
うに宇宙船センサのより頻繁な較正を可能にするため増
加された正確性、より高い時間的割合を利用できるよう
にする高い帯域幅指向基準を提供する。さらに、太陽セ
ンサの１つが故障しても、付加的な太陽センサの冗長度
は軌道当り１回の太陽センサ基準を提供する。
ンサは地球センサ12と、宇宙対地上通信リンク（ＳＧ
Ｌ）アンテナ14と、中心宇宙船本体18に設けられている
少なくとも１つの太陽センサ16とを含んでいる。本発明
の１実施例では少なくとも１つの付加的な太陽センサ16
´（破線で示されている）が太陽センサ信号の有効性を
増加しながら冗長度を与えるために宇宙船本体18に取付
けられている。従って、この実施例は詳細に後述するよ
うに宇宙船センサのより頻繁な較正を可能にするため増
加された正確性、より高い時間的割合を利用できるよう
にする高い帯域幅指向基準を提供する。さらに、太陽セ
ンサの１つが故障しても、付加的な太陽センサの冗長度
は軌道当り１回の太陽センサ基準を提供する。
【００１５】典型的にＳＧＬアンテナ14は技術でよく知
られているようにジンバルとリゾルバ装置20を介して衛
星10の本体18に取付けられている。衛星10はまた本体18
内に配置されているモーメントホイール26ならびに中心
本体18に設けられている１以上の太陽電池翼22と通信ア
ンテナ24を含んでいる。モーメントホイール26は詳細に
後述するようにヨー軸Ｙとロール軸Ｒと同一平面でピッ
チ軸Ｐを中心に回転する。図１で示されている基準座標
系は宇宙船本体18の中心にその原点を有する。
られているようにジンバルとリゾルバ装置20を介して衛
星10の本体18に取付けられている。衛星10はまた本体18
内に配置されているモーメントホイール26ならびに中心
本体18に設けられている１以上の太陽電池翼22と通信ア
ンテナ24を含んでいる。モーメントホイール26は詳細に
後述するようにヨー軸Ｙとロール軸Ｒと同一平面でピッ
チ軸Ｐを中心に回転する。図１で示されている基準座標
系は宇宙船本体18の中心にその原点を有する。
【００１６】地球センサ12は地球の中心（天底）に関し
て宇宙船のロールおよびピッチ姿勢の測定用の姿勢基準
信号を発生する。好ましくは、地球センサのボアサイト
は宇宙船のヨー軸Ｙに沿って位置し、これは公称上地上
天底ＮE を指向する。
て宇宙船のロールおよびピッチ姿勢の測定用の姿勢基準
信号を発生する。好ましくは、地球センサのボアサイト
は宇宙船のヨー軸Ｙに沿って位置し、これは公称上地上
天底ＮE を指向する。
【００１７】ＳＧＬアンテナ14はターゲット地上ステー
ションＳ1 に指向され、それと共同して動作する通信パ
ッケージ28を含んでいる。この通信パッケージは地上ス
テーションＳ1 に位置するＲＦビーコンに関するＳＧＬ
アンテナ14の方位角および高低角姿勢エラーを測定する
ためのＳＧＬ自動追跡センサ30が追跡センサ30を含んで
いる。しかしながら、ＳＧＬ自動追跡センサ30が地球セ
ンサ12の座標フレームとは僅かに異なった座標フレーム
におけるロールおよびピッチを測定するように、地上ス
テーションＳ1 は公称上、地上天底ＮE からオフセット
される。ＳＧＬ自動追跡センサ30と地球センサ12の組合
わせは詳細に後述するようにロールおよびピッチと弱結
合のヨー測定値を与える。
ションＳ1 に指向され、それと共同して動作する通信パ
ッケージ28を含んでいる。この通信パッケージは地上ス
テーションＳ1 に位置するＲＦビーコンに関するＳＧＬ
アンテナ14の方位角および高低角姿勢エラーを測定する
ためのＳＧＬ自動追跡センサ30が追跡センサ30を含んで
いる。しかしながら、ＳＧＬ自動追跡センサ30が地球セ
ンサ12の座標フレームとは僅かに異なった座標フレーム
におけるロールおよびピッチを測定するように、地上ス
テーションＳ1 は公称上、地上天底ＮE からオフセット
される。ＳＧＬ自動追跡センサ30と地球センサ12の組合
わせは詳細に後述するようにロールおよびピッチと弱結
合のヨー測定値を与える。
【００１８】地上ステーションＳ1 が副衛星点にあると
き、地上ステーションＳ1 は衛星から見えるように地球
天底ＮE と同一線上にあるように見える。この場合、Ｓ
ＧＬ自動追跡センサ30の方位角と高度角の測定は地球セ
ンサ12により測定されるようにそれぞれ宇宙船のロール
およびピッチと同一である。従って、この状態ではＳＧ
Ｌ自動追跡センサ30から得られる付加的な姿勢情報はな
い。しかしながらＳＧＬ自動追跡センサ30は典型的に地
球センサ12よりも雑音が少なく正確である。結果とし
て、ＳＧＬ自動追跡センサ30から得られるロールおよび
ピッチ測定は地球センサ12よりも好ましい。
き、地上ステーションＳ1 は衛星から見えるように地球
天底ＮE と同一線上にあるように見える。この場合、Ｓ
ＧＬ自動追跡センサ30の方位角と高度角の測定は地球セ
ンサ12により測定されるようにそれぞれ宇宙船のロール
およびピッチと同一である。従って、この状態ではＳＧ
Ｌ自動追跡センサ30から得られる付加的な姿勢情報はな
い。しかしながらＳＧＬ自動追跡センサ30は典型的に地
球センサ12よりも雑音が少なく正確である。結果とし
て、ＳＧＬ自動追跡センサ30から得られるロールおよび
ピッチ測定は地球センサ12よりも好ましい。
【００１９】しかしながら、典型的に宇宙船の軌道上の
位置および地上ステーションＳ1 の位置は、地上ステー
ションＳ1 が地球天底ＮE からできるだけオフセットさ
れるように選択される。最大の分離は、地上ステーショ
ンＳ1 が衛星10から見て水平線上であるときに達成され
る。これは、約８°の分離角度γを生じる。図２に示さ
れているように、分離角度γは地球天底ＮE と地上ステ
ーションＳ1 との間の角度として定義され、その頂点を
衛星10に置く。宇宙船が完全な赤道静止軌道上にない場
合（例えば、それが傾斜した軌道にある場合）、地上ス
テーションＳ1は地球天底ＮE に関して移動しているよ
うに見える。この場合、地上ステーションＳ1 の予測さ
れる基準位置が分かっていなければならない。その後、
ＳＧＬ自動追跡センサ30によって測定される地上ステー
ションＳ1 の見掛け上の位置がこの予測された基準位置
と比較されなければならない。
位置および地上ステーションＳ1 の位置は、地上ステー
ションＳ1 が地球天底ＮE からできるだけオフセットさ
れるように選択される。最大の分離は、地上ステーショ
ンＳ1 が衛星10から見て水平線上であるときに達成され
る。これは、約８°の分離角度γを生じる。図２に示さ
れているように、分離角度γは地球天底ＮE と地上ステ
ーションＳ1 との間の角度として定義され、その頂点を
衛星10に置く。宇宙船が完全な赤道静止軌道上にない場
合（例えば、それが傾斜した軌道にある場合）、地上ス
テーションＳ1は地球天底ＮE に関して移動しているよ
うに見える。この場合、地上ステーションＳ1 の予測さ
れる基準位置が分かっていなければならない。その後、
ＳＧＬ自動追跡センサ30によって測定される地上ステー
ションＳ1 の見掛け上の位置がこの予測された基準位置
と比較されなければならない。
【００２０】ジンバルおよびレゾルバ装置20は、異なる
地上ステーションに適合させるためにＳＧＬアンテナ14
を操縦するために使用されることが好ましい。レゾルバ
（特に示されていない）または別の測定装置は、技術的
に良く知られているように衛星中心本体18に関するＳＧ
Ｌジンバル角度を測定するために使用される。その代り
として、ＳＧＬジンバルは、やはり技術的に良く知られ
ているように、命令されたステップの数をカウントする
ことによってその角度が追跡されることができるように
ステップモータによって駆動されてもよい。
地上ステーションに適合させるためにＳＧＬアンテナ14
を操縦するために使用されることが好ましい。レゾルバ
（特に示されていない）または別の測定装置は、技術的
に良く知られているように衛星中心本体18に関するＳＧ
Ｌジンバル角度を測定するために使用される。その代り
として、ＳＧＬジンバルは、やはり技術的に良く知られ
ているように、命令されたステップの数をカウントする
ことによってその角度が追跡されることができるように
ステップモータによって駆動されてもよい。
【００２１】宇宙船が傾斜した静止軌道にある場合、ジ
ンバルは地上ステーションの見掛けの運動を追跡するよ
うにデイリーサイクル中にＳＧＬアンテナ14を操縦する
ために使用されることができる。この場合、ＳＧＬアン
テナ14は地上ステーションＳ1 に向けられ、一方地球セ
ンサ12（宇宙船中心本体18に固定されている）は、地球
天底ＮE に向いている。地上ステーションＳ1 の位置お
よび宇宙船の軌道上の位置が打上げ前に分かっており、
実質的に変化しない場合には、ジンバルおよびレゾルバ
装置20は不要である。この場合、ＳＧＬアンテナの方位
付けは打上げ前に固定される。しかしながら、宇宙船は
固定したＳＧＬアンテナ装置を使用するためにやはり実
質的に赤道（傾斜していない）静止軌道になければなら
ない。
ンバルは地上ステーションの見掛けの運動を追跡するよ
うにデイリーサイクル中にＳＧＬアンテナ14を操縦する
ために使用されることができる。この場合、ＳＧＬアン
テナ14は地上ステーションＳ1 に向けられ、一方地球セ
ンサ12（宇宙船中心本体18に固定されている）は、地球
天底ＮE に向いている。地上ステーションＳ1 の位置お
よび宇宙船の軌道上の位置が打上げ前に分かっており、
実質的に変化しない場合には、ジンバルおよびレゾルバ
装置20は不要である。この場合、ＳＧＬアンテナの方位
付けは打上げ前に固定される。しかしながら、宇宙船は
固定したＳＧＬアンテナ装置を使用するためにやはり実
質的に赤道（傾斜していない）静止軌道になければなら
ない。
【００２２】図１に示されているように、太陽センサ16
は宇宙船中心本体18に取付けられている。多数の市販の
精密太陽センサのいずれが使用されてもよい。例えば、
マサチューセッツ州マルボローのアドコール(Adcol) 社
によって製造されているアドコールデジタル精密太陽セ
ンサ（ＤＦＳＳ）が使用できる。
は宇宙船中心本体18に取付けられている。多数の市販の
精密太陽センサのいずれが使用されてもよい。例えば、
マサチューセッツ州マルボローのアドコール(Adcol) 社
によって製造されているアドコールデジタル精密太陽セ
ンサ（ＤＦＳＳ）が使用できる。
【００２３】太陽センサ16は、宇宙船のヨー（および付
随的にピッチ）の直接的な測定を行ない、１軌道に１度
のＳＧＬおよび地球センサの精確な較正を可能にする。
このセンサは、宇宙船のロール軸＋Ｒと同一直線上のそ
のボアサイト（その視界の中心）に関して位置されてい
ることが好ましいが、これは視界を妨げるアンテナまた
はその他のハードウェアのために恐らく不可能である。
その代りに、太陽センサ16は、そのボアサイトが典型的
に正のロール軸＋Ｒからほぼ30°変位されるように、
“後方に”（すなわち、負のヨー軸−Ｙに向かって正の
ロール軸＋Ｒと反対方向に）傾斜されてもよい。また、
太陽センサ16（およびしたがってそのボアサイト）は、
図１に示されているように宇宙船のヨー軸から正のロー
ル軸＋Ｒに向かってオフセットされることが好ましい。
随的にピッチ）の直接的な測定を行ない、１軌道に１度
のＳＧＬおよび地球センサの精確な較正を可能にする。
このセンサは、宇宙船のロール軸＋Ｒと同一直線上のそ
のボアサイト（その視界の中心）に関して位置されてい
ることが好ましいが、これは視界を妨げるアンテナまた
はその他のハードウェアのために恐らく不可能である。
その代りに、太陽センサ16は、そのボアサイトが典型的
に正のロール軸＋Ｒからほぼ30°変位されるように、
“後方に”（すなわち、負のヨー軸−Ｙに向かって正の
ロール軸＋Ｒと反対方向に）傾斜されてもよい。また、
太陽センサ16（およびしたがってそのボアサイト）は、
図１に示されているように宇宙船のヨー軸から正のロー
ル軸＋Ｒに向かってオフセットされることが好ましい。
【００２４】典型的に、太陽センサ16は64°×64°の方
形の視界を有している。もっとも、別の形態も、本発明
の技術的範囲を逸脱することなく可能である。太陽セン
サ16からの姿勢測定を駆動するために、太陽の天体位置
表（見掛け上の軌道運動）のモデルが完全な宇宙船姿勢
を仮定した太陽の予測される基準位置を決定するために
使用されなければならない。測定された宇宙船姿勢は、
この予測された基準位置と実際の宇宙船姿勢との間の差
である。
形の視界を有している。もっとも、別の形態も、本発明
の技術的範囲を逸脱することなく可能である。太陽セン
サ16からの姿勢測定を駆動するために、太陽の天体位置
表（見掛け上の軌道運動）のモデルが完全な宇宙船姿勢
を仮定した太陽の予測される基準位置を決定するために
使用されなければならない。測定された宇宙船姿勢は、
この予測された基準位置と実際の宇宙船姿勢との間の差
である。
【００２５】１以上の精密太陽センサを制御計画に含む
ことによって、この設計は典型的に中継衛星ミッション
要求（ほぼロールおよびピッチで0.05°およびヨーで0.
25°）を満たすのに十分な正確さを有する。以下、本発
明のシステム性能パラメータをさらに詳細に説明する。
ことによって、この設計は典型的に中継衛星ミッション
要求（ほぼロールおよびピッチで0.05°およびヨーで0.
25°）を満たすのに十分な正確さを有する。以下、本発
明のシステム性能パラメータをさらに詳細に説明する。
【００２６】動作において、各１日（各地球軌道）の間
に、宇宙船は、太陽がピッチ軸を中心として方位角で宇
宙船の周囲を回っているように見えるように回転する。
特に、太陽は１軌道に１度づつ太陽センサ16の視界を通
過する。したがって、太陽が太陽センサ16の視界にある
か否かに対応した２つの主要な動作モードが存在する。
第１の動作モード（太陽が太陽センサ16の視界にない
場合）において、地球センサ12およびＳＧＬ自動追跡セ
ンサ30が宇宙船姿勢を決定するのに有効である。これら
の各センサは、少し異なった座標系で２つの姿勢の軸を
測定する。理論的に、それぞれ異なる方向で２つの軸を
測定した任意の２つのセンサからの測定値は、３つの全
宇宙船姿勢軸の測定を生成するために結合されることが
できる。
に、宇宙船は、太陽がピッチ軸を中心として方位角で宇
宙船の周囲を回っているように見えるように回転する。
特に、太陽は１軌道に１度づつ太陽センサ16の視界を通
過する。したがって、太陽が太陽センサ16の視界にある
か否かに対応した２つの主要な動作モードが存在する。
第１の動作モード（太陽が太陽センサ16の視界にない
場合）において、地球センサ12およびＳＧＬ自動追跡セ
ンサ30が宇宙船姿勢を決定するのに有効である。これら
の各センサは、少し異なった座標系で２つの姿勢の軸を
測定する。理論的に、それぞれ異なる方向で２つの軸を
測定した任意の２つのセンサからの測定値は、３つの全
宇宙船姿勢軸の測定を生成するために結合されることが
できる。
【００２７】２つのセンサのボアサイト軸が同一直線に
近くなると、共通のボアサイトに関して姿勢を測定する
ためにそれらの測定を使用することはさらに困難にな
る。端的に、ボアサイト軸が完全に同一直線である場
合、それらは同じ２つの姿勢軸を測定し、第３の軸（セ
ンサのボアサイト軸でなければならない）を測定するた
めに使用されることは不可能である。したがって、３軸
姿勢測定がこれらの期間中に要求された場合には、別の
方法が使用されなければならない。
近くなると、共通のボアサイトに関して姿勢を測定する
ためにそれらの測定を使用することはさらに困難にな
る。端的に、ボアサイト軸が完全に同一直線である場
合、それらは同じ２つの姿勢軸を測定し、第３の軸（セ
ンサのボアサイト軸でなければならない）を測定するた
めに使用されることは不可能である。したがって、３軸
姿勢測定がこれらの期間中に要求された場合には、別の
方法が使用されなければならない。
【００２８】地球センサ12は、地球天底ＮE に向かって
方位付けされ、宇宙船ロールおよびピッチ姿勢を測定す
ることが好ましい。ＳＧＬ自動追跡センサ30は、８°ま
で地球天底ＮE からオフットされている地上ステーショ
ンＳ1 に向かって方位付けされている。この分離は、Ｓ
ＧＬ自動追跡センサ30および地球センサ12からの測定の
組合せが宇宙船ロールおよびピッチの測定を可能にす
る。この組合せられた測定は、いずれか一方のセンサだ
けを使用して得られた測定より少し良好である。この技
術はまた宇宙船ヨー姿勢の粗測定値を与えるために使用
されてもよい。
方位付けされ、宇宙船ロールおよびピッチ姿勢を測定す
ることが好ましい。ＳＧＬ自動追跡センサ30は、８°ま
で地球天底ＮE からオフットされている地上ステーショ
ンＳ1 に向かって方位付けされている。この分離は、Ｓ
ＧＬ自動追跡センサ30および地球センサ12からの測定の
組合せが宇宙船ロールおよびピッチの測定を可能にす
る。この組合せられた測定は、いずれか一方のセンサだ
けを使用して得られた測定より少し良好である。この技
術はまた宇宙船ヨー姿勢の粗測定値を与えるために使用
されてもよい。
【００２９】第１の動作モード中、ヨー姿勢測定は、Ｓ
ＧＬ自動追跡センサ30および地球センサ12における小さ
いエラーまたはバイアスに対して非常に敏感である。典
型的な軌道に対して、これらのセンサバイアスのインク
レメント累積が生じ、結果的に著しいヨー指向エラーを
発生させる。太陽センサ16は、地球センサ12およびＳＧ
Ｌ自動追跡センサ30のバイアスを更新するために使用さ
れることができる正確なヨー姿勢基準を１軌道当り１度
提供する。したがって、これは、太陽が視界にない場合
に、ヨー測定バイアスの更新を行う。太陽センサ測定は
１軌道当り１度（典型的に１軌道ごとに数時間）利用で
きるため、地球センサ12およびＳＧＬ自動追跡センサ30
からの測定だけを使用して動作する必要がある最長時間
は、24時間より少ない。これは、従来技術の制御方法に
まさる大きな改良点である。
ＧＬ自動追跡センサ30および地球センサ12における小さ
いエラーまたはバイアスに対して非常に敏感である。典
型的な軌道に対して、これらのセンサバイアスのインク
レメント累積が生じ、結果的に著しいヨー指向エラーを
発生させる。太陽センサ16は、地球センサ12およびＳＧ
Ｌ自動追跡センサ30のバイアスを更新するために使用さ
れることができる正確なヨー姿勢基準を１軌道当り１度
提供する。したがって、これは、太陽が視界にない場合
に、ヨー測定バイアスの更新を行う。太陽センサ測定は
１軌道当り１度（典型的に１軌道ごとに数時間）利用で
きるため、地球センサ12およびＳＧＬ自動追跡センサ30
からの測定だけを使用して動作する必要がある最長時間
は、24時間より少ない。これは、従来技術の制御方法に
まさる大きな改良点である。
【００３０】第１の動作モードにおいて、太陽は太陽セ
ンサ16の視界中にないため、ＳＧＬ自動追跡センサ30お
よび地球センサ12が使用される。この場合、２つの２軸
センサが３軸姿勢を決定するのに有効である。完全に最
適な一般的な３軸姿勢決定は、標準的な技術によって計
算されることができる。しかしながら、近似の解が小さ
い宇宙船姿勢角度および地上ステーションＳ1 の小さい
オフ天底位置に対して適切である。
ンサ16の視界中にないため、ＳＧＬ自動追跡センサ30お
よび地球センサ12が使用される。この場合、２つの２軸
センサが３軸姿勢を決定するのに有効である。完全に最
適な一般的な３軸姿勢決定は、標準的な技術によって計
算されることができる。しかしながら、近似の解が小さ
い宇宙船姿勢角度および地上ステーションＳ1 の小さい
オフ天底位置に対して適切である。
【００３１】典型的に、ハードウェア回路およびソフト
ウェア命令を含むプロセッサ32が宇宙船本体18内に取付
けられている。プロセッサ32は予め定められた命令のセ
ットを実行して、測定値を計算し、宇宙船の動作を制御
する。その代りとして、計算および命令は地上ステーシ
ョンプロセッサによって決定されてもよい。その後、通
信リンクを介して結果が宇宙船に中継される。小さい宇
宙船姿勢角度および地上ステーションＳ1 の小さいオフ
天底位置に対する近似の解は以下の式１によって与えら
れる：
ウェア命令を含むプロセッサ32が宇宙船本体18内に取付
けられている。プロセッサ32は予め定められた命令のセ
ットを実行して、測定値を計算し、宇宙船の動作を制御
する。その代りとして、計算および命令は地上ステーシ
ョンプロセッサによって決定されてもよい。その後、通
信リンクを介して結果が宇宙船に中継される。小さい宇
宙船姿勢角度および地上ステーションＳ1 の小さいオフ
天底位置に対する近似の解は以下の式１によって与えら
れる：
【数２】 ここで、 Φ，θおよびΨ は利用可能な測定値を使用した近似の最小自乗宇宙船姿
勢であり、 φES m およびθES m はそれぞれ地球センサのロールおよびピッチ測定値であ
り、 φSGL m およびθSGL m はそれぞれＳＧＬ自動追跡センサの仰角および方位角測
定値であり、 σES は地球センサ雑音またはエラーの標準偏差（ロールおよ
びピッチに対して等しいと仮定された）であり、 γおよびβ はＳＧＬ地上ステーションＳ1 の位置を限定し、 σSGL はＳＧＬ自動追跡センサエラーの標準偏差（仰角および
方位角に対して等しいと仮定された）である。
勢であり、 φES m およびθES m はそれぞれ地球センサのロールおよびピッチ測定値であ
り、 φSGL m およびθSGL m はそれぞれＳＧＬ自動追跡センサの仰角および方位角測
定値であり、 σES は地球センサ雑音またはエラーの標準偏差（ロールおよ
びピッチに対して等しいと仮定された）であり、 γおよびβ はＳＧＬ地上ステーションＳ1 の位置を限定し、 σSGL はＳＧＬ自動追跡センサエラーの標準偏差（仰角および
方位角に対して等しいと仮定された）である。
【００３２】パラメータσESおよびσSGL は、適用にし
たがって特定の方法でＳＧＬ自動追跡センサ30および地
球センサ12からの測定値に加重するように選択されるこ
とができる。例えば、加重はセンサの特性高周波ランダ
ム雑音に基づいて選択されることができる。その代り
に、加重は、どの項が全体的な宇宙船指向エラーを支配
するかに応じてゆっくり変化するバイアスに依存するこ
とができる。もちろん、高周波および低周波センサエラ
ーをそれぞれ処理するもっと精巧なフィルタ方式が使用
されてもよい。
たがって特定の方法でＳＧＬ自動追跡センサ30および地
球センサ12からの測定値に加重するように選択されるこ
とができる。例えば、加重はセンサの特性高周波ランダ
ム雑音に基づいて選択されることができる。その代り
に、加重は、どの項が全体的な宇宙船指向エラーを支配
するかに応じてゆっくり変化するバイアスに依存するこ
とができる。もちろん、高周波および低周波センサエラ
ーをそれぞれ処理するもっと精巧なフィルタ方式が使用
されてもよい。
【００３３】いくつかの例において、さらに簡単化する
近似が感知方程式に含まれてもよく、それが方程式の特
性をさらに明瞭にする。例えば、地上ステーションＳ1
が赤道上にあり、衛星10が赤道軌道にある場合、ヨー測
定に対する式（１）は、 Ψ＝±（φES m −φSGL m ）／sin γ （２） 式（２）における“＋”符号は、衛星から観察された地
上ステーションが地球天底ＮE の東である（β＝０°）
ときに使用される。式（２）における“−”符号は、衛
星から観察された地上ステーションが地球天底ＮE の西
である（β＝ 180°）ときに使用される。
近似が感知方程式に含まれてもよく、それが方程式の特
性をさらに明瞭にする。例えば、地上ステーションＳ1
が赤道上にあり、衛星10が赤道軌道にある場合、ヨー測
定に対する式（１）は、 Ψ＝±（φES m −φSGL m ）／sin γ （２） 式（２）における“＋”符号は、衛星から観察された地
上ステーションが地球天底ＮE の東である（β＝０°）
ときに使用される。式（２）における“−”符号は、衛
星から観察された地上ステーションが地球天底ＮE の西
である（β＝ 180°）ときに使用される。
【００３４】さらに、地球センサ12およびＳＧＬ自動追
跡センサ30の特性雑音およびエラーが（σSGL ＋σES）
に等しい場合、ロールおよびピッチ測定に対する式はそ
れぞれ、 Φ＝1/2 （φES m ＋φSGL m ） （３） θ＝1/2 （θES m ＋θSGL m ） （４） 第２の動作モードにおいて（太陽が太陽センサ16の視界
内にある場合）、太陽センサ16は宇宙船から太陽まで延
在する線に直交する軸に関して宇宙船姿勢を測定する。
図１および２に示されているように方位付けされた太陽
センサ16に関して、これは高度に正確な宇宙船ピッチお
よびヨー姿勢の測定値を提供する。任意の３つの線形的
に独立した測定は、宇宙船の３軸姿勢を決定するのに十
分である。太陽センサ16の付加することにより６つの測
定値の全体が得られ、３軸姿勢が決定される。これらの
測定は、地球センサ12、太陽センサ6 およびＳＧＬ自動
追跡センサ30によって提供された方位角および仰角測定
からなる。
跡センサ30の特性雑音およびエラーが（σSGL ＋σES）
に等しい場合、ロールおよびピッチ測定に対する式はそ
れぞれ、 Φ＝1/2 （φES m ＋φSGL m ） （３） θ＝1/2 （θES m ＋θSGL m ） （４） 第２の動作モードにおいて（太陽が太陽センサ16の視界
内にある場合）、太陽センサ16は宇宙船から太陽まで延
在する線に直交する軸に関して宇宙船姿勢を測定する。
図１および２に示されているように方位付けされた太陽
センサ16に関して、これは高度に正確な宇宙船ピッチお
よびヨー姿勢の測定値を提供する。任意の３つの線形的
に独立した測定は、宇宙船の３軸姿勢を決定するのに十
分である。太陽センサ16の付加することにより６つの測
定値の全体が得られ、３軸姿勢が決定される。これらの
測定は、地球センサ12、太陽センサ6 およびＳＧＬ自動
追跡センサ30によって提供された方位角および仰角測定
からなる。
【００３５】第２の動作モードにおいて、３つの２軸セ
ンサが３軸姿勢を決定するのに有効である。再び、完全
に最適な大まかな３軸姿勢決定の解は、知られているよ
うにそれらの相対的なエラーおよよび雑音に対する異な
る測定の加重を含む標準的な技術によって計算されるこ
とができる。しかしながら、一般的な姿勢決定は、宇宙
船搭載プロセッサが実行するのに非実際的または望まし
くないかなり複雑ないくつかの計算を生じさせる。
ンサが３軸姿勢を決定するのに有効である。再び、完全
に最適な大まかな３軸姿勢決定の解は、知られているよ
うにそれらの相対的なエラーおよよび雑音に対する異な
る測定の加重を含む標準的な技術によって計算されるこ
とができる。しかしながら、一般的な姿勢決定は、宇宙
船搭載プロセッサが実行するのに非実際的または望まし
くないかなり複雑ないくつかの計算を生じさせる。
【００３６】太陽センサ16は典型的に地球センサ12また
はＳＧＬ自動追跡センサ30のいずれより正確な装置であ
る。この特性は、搭載制御アルゴリズムで使用されるも
っと簡単な姿勢測定方式を開発するために使用される。
例えば、姿勢制御に対して太陽センサおよびＳＧＬ自動
追跡センサ30または地球センサ12のいずれか一方だけが
使用される必要がある。典型的に、ＳＧＬ自動追跡セン
サ30はこの目的に対して地球センサ12より良好である。
したがって、一般的な３軸姿勢決定は２つの選択された
センサを使用して解かれる。その後、この解はまた残り
のセンサを較正するために使用される。
はＳＧＬ自動追跡センサ30のいずれより正確な装置であ
る。この特性は、搭載制御アルゴリズムで使用されるも
っと簡単な姿勢測定方式を開発するために使用される。
例えば、姿勢制御に対して太陽センサおよびＳＧＬ自動
追跡センサ30または地球センサ12のいずれか一方だけが
使用される必要がある。典型的に、ＳＧＬ自動追跡セン
サ30はこの目的に対して地球センサ12より良好である。
したがって、一般的な３軸姿勢決定は２つの選択された
センサを使用して解かれる。その後、この解はまた残り
のセンサを較正するために使用される。
【００３７】別の例において、太陽センサ16は宇宙船の
ヨーおよびピッチ姿勢を測定するために使用されてもよ
い。宇宙船ロールは地球センサ12またはＳＧＬ自動追跡
センサ30のいずれか一方によって測定される。再び、一
般的な３軸姿勢決定方法が２つの選択されたセンサを使
用して実行される。その後、地球センサ12およびＳＧＬ
自動追跡センサ30によって生成されたピッチ測定を較正
するためにその解が使用されてもよい。同様にして、残
りのセンサからのロール測定値もまた較正されてよい。
もちろん、簡単さと正確さとの間の妥協を最適化するた
めに、ここに示された以外の測定の組合せが使用されて
もよい。
ヨーおよびピッチ姿勢を測定するために使用されてもよ
い。宇宙船ロールは地球センサ12またはＳＧＬ自動追跡
センサ30のいずれか一方によって測定される。再び、一
般的な３軸姿勢決定方法が２つの選択されたセンサを使
用して実行される。その後、地球センサ12およびＳＧＬ
自動追跡センサ30によって生成されたピッチ測定を較正
するためにその解が使用されてもよい。同様にして、残
りのセンサからのロール測定値もまた較正されてよい。
もちろん、簡単さと正確さとの間の妥協を最適化するた
めに、ここに示された以外の測定の組合せが使用されて
もよい。
【００３８】本発明の制御システムを含む宇宙船におい
て、太陽が太陽センサ16の視界内にある期間中３つの宇
宙船軸全ての劣化されていない測定値が利用可能であ
る。この場合、太陽センサ16を含む通常の宇宙船制御シ
ステムが使用される。各軸の制御特性は、その軸におけ
るセンサおよびアクチュエータの性能によって限定さ
れ、３つの軸は本質的に分離した制御問題として処理さ
れることができる。
て、太陽が太陽センサ16の視界内にある期間中３つの宇
宙船軸全ての劣化されていない測定値が利用可能であ
る。この場合、太陽センサ16を含む通常の宇宙船制御シ
ステムが使用される。各軸の制御特性は、その軸におけ
るセンサおよびアクチュエータの性能によって限定さ
れ、３つの軸は本質的に分離した制御問題として処理さ
れることができる。
【００３９】太陽が太陽センサ16の視界内にない期間
中、異なる制御方法が必要である。ヨー測定を行うため
に使用される場合、地球センサ12またはＳＧＬ自動追跡
センサ30中の全ての雑音が係数１／sin γだけ増幅され
る（式２の“sin γ”を参照されたい）。この係数は、
赤道軌道の宇宙船に対して6.6 以上である。これは、8.
7 °のγの最大値に対応する。しかしながら、典型的に
γは約８°であり、（１／sin γ）は約７である。
中、異なる制御方法が必要である。ヨー測定を行うため
に使用される場合、地球センサ12またはＳＧＬ自動追跡
センサ30中の全ての雑音が係数１／sin γだけ増幅され
る（式２の“sin γ”を参照されたい）。この係数は、
赤道軌道の宇宙船に対して6.6 以上である。これは、8.
7 °のγの最大値に対応する。しかしながら、典型的に
γは約８°であり、（１／sin γ）は約７である。
【００４０】本発明の別の１実施例において、地球ディ
スク上の十分に離された位置に配置された２つの地上ス
テーションが使用される（図２のＳ1 およびＳ2 を参照
されたい）。さらに、２つのＳＧＬアンテナおよび対応
したＳＧＬ自動追跡センサが宇宙船上に取付けられてい
る。この実施例において、宇宙船から観察された地上ス
テーションの間の角度は17.4°以内であるため、ヨー指
向基準はさらに正確である。
スク上の十分に離された位置に配置された２つの地上ス
テーションが使用される（図２のＳ1 およびＳ2 を参照
されたい）。さらに、２つのＳＧＬアンテナおよび対応
したＳＧＬ自動追跡センサが宇宙船上に取付けられてい
る。この実施例において、宇宙船から観察された地上ス
テーションの間の角度は17.4°以内であるため、ヨー指
向基準はさらに正確である。
【００４１】したがって、上記の実施例では各ＳＧＬ自
動追跡センサ中のエラーは１／sin17.4 °以上と乗算さ
れるか、或は係数6.6 の代わりにわずか3.3 の最小値が
地球センサを使用して達成可能である。事実、地球セン
サを完全に取除くことが可能である。もっとも、地球リ
ンクがなくなった場合、最初に地球の指向を獲得し、Ｓ
ＧＬセンサを補助するために少なくとも基本的な地球セ
ンサが望ましい。
動追跡センサ中のエラーは１／sin17.4 °以上と乗算さ
れるか、或は係数6.6 の代わりにわずか3.3 の最小値が
地球センサを使用して達成可能である。事実、地球セン
サを完全に取除くことが可能である。もっとも、地球リ
ンクがなくなった場合、最初に地球の指向を獲得し、Ｓ
ＧＬセンサを補助するために少なくとも基本的な地球セ
ンサが望ましい。
【００４２】地球センサ12によって生成された測定値
は、典型的に大量のランダム雑音を有する。したがっ
て、この方式は非常に雑音の多いヨー測定値を生じさせ
る。したがって、宇宙船に対するヨー制御ループは、ロ
ールおよびピッチ制御ループに比較して非常に低い帯域
幅を有するため、ヨー制御ループの感度は雑音に対して
低い。この方式による典型的なヨー制御時定数は、ロー
ルおよびピッチ時定数に対する数秒または数十秒と比較
して数分間である。この理由のために、ピッチモーメン
トバイアスを有することは有用である。
は、典型的に大量のランダム雑音を有する。したがっ
て、この方式は非常に雑音の多いヨー測定値を生じさせ
る。したがって、宇宙船に対するヨー制御ループは、ロ
ールおよびピッチ制御ループに比較して非常に低い帯域
幅を有するため、ヨー制御ループの感度は雑音に対して
低い。この方式による典型的なヨー制御時定数は、ロー
ルおよびピッチ時定数に対する数秒または数十秒と比較
して数分間である。この理由のために、ピッチモーメン
トバイアスを有することは有用である。
【００４３】十分なピッチモーメントバイアスにより生
成されたジャイロスコープ剛性は、短期間にわたってヨ
ー指向に対する摂動に抵抗する。ヨー姿勢エラーは、長
期間にわたって地球センサ12およびＳＧＬ自動追跡セン
サ30によって測定され、補正されることができる。した
がって、ヨー指向の正確度は、モーメントバイアスの大
きさにより短期間で決定される。
成されたジャイロスコープ剛性は、短期間にわたってヨ
ー指向に対する摂動に抵抗する。ヨー姿勢エラーは、長
期間にわたって地球センサ12およびＳＧＬ自動追跡セン
サ30によって測定され、補正されることができる。した
がって、ヨー指向の正確度は、モーメントバイアスの大
きさにより短期間で決定される。
【００４４】本発明の制御方法は、地球センサ12および
ＳＧＬ自動追跡センサ30から宇宙船ロールおよびピッチ
の劣化されていない姿勢測定を常に提供する。しかしな
がら、ヨー軸測定は雑音増幅のために著しく劣化され
る。モーメントバイアス宇宙船に関して、宇宙船ピッチ
軸の力学は本質的に宇宙船ロールおよびヨー軸の力学か
ら分離している。したがって、ピッチ軸Ｐに対する制御
システムは、ヨー軸Ｙおよびロール軸Ｒと無関係に設計
されてもよい。ＰＩＤ（比例積分微分）制御等の標準的
な制御システム設計技術が使用されてもよい。
ＳＧＬ自動追跡センサ30から宇宙船ロールおよびピッチ
の劣化されていない姿勢測定を常に提供する。しかしな
がら、ヨー軸測定は雑音増幅のために著しく劣化され
る。モーメントバイアス宇宙船に関して、宇宙船ピッチ
軸の力学は本質的に宇宙船ロールおよびヨー軸の力学か
ら分離している。したがって、ピッチ軸Ｐに対する制御
システムは、ヨー軸Ｙおよびロール軸Ｒと無関係に設計
されてもよい。ＰＩＤ（比例積分微分）制御等の標準的
な制御システム設計技術が使用されてもよい。
【００４５】しかしながら、モーメントバイアスはロー
ル軸Ｒおよびヨー軸Ｙの力学を結合する。したがって、
ロールおよびヨー力学は、結合された２入力、２出力シ
ステムと考えられることができる。さらに、本発明のシ
ステムにおいて制御変数（ロールおよびヨー姿勢角度）
の測定が直接利用可能である。したがって、線形２次ガ
ウシアン観測器を備えた線形２次調整器等のフィードバ
ック制御装置がロール／ヨー力学に対して通常の技術を
使用して設計されてもよい。
ル軸Ｒおよびヨー軸Ｙの力学を結合する。したがって、
ロールおよびヨー力学は、結合された２入力、２出力シ
ステムと考えられることができる。さらに、本発明のシ
ステムにおいて制御変数（ロールおよびヨー姿勢角度）
の測定が直接利用可能である。したがって、線形２次ガ
ウシアン観測器を備えた線形２次調整器等のフィードバ
ック制御装置がロール／ヨー力学に対して通常の技術を
使用して設計されてもよい。
【００４６】任意のこのような制御システムのヨー軸部
分は、このチャンネルに存在する著しいセンサ雑音のた
めに制限された利得および帯域幅を有する。図３のブロ
ック図で示された簡単化された制御システムは、本発明
を使用して可能な性能特性を示唆している。ロールおよ
びヨー力学の結合は、以下詳細に説明するようにこれら
の軸が結合されたロール・ヨー制御システムによって安
定化されると考えられるため、無視される。
分は、このチャンネルに存在する著しいセンサ雑音のた
めに制限された利得および帯域幅を有する。図３のブロ
ック図で示された簡単化された制御システムは、本発明
を使用して可能な性能特性を示唆している。ロールおよ
びヨー力学の結合は、以下詳細に説明するようにこれら
の軸が結合されたロール・ヨー制御システムによって安
定化されると考えられるため、無視される。
【００４７】図３に示された制御システムは、簡単化さ
れた１軸力学モデル（ロールおよびヨー軸間の結合が無
視された）によるヨー軸制御システムである。このブロ
ック図は、ヨー軸制御システム設計におけるいくつかの
妥協を示し、一方においてこの制御システムで達成可能
な典型的な帯域幅を示している。力学は、ヨー軸摂動力
学によって表されている。
れた１軸力学モデル（ロールおよびヨー軸間の結合が無
視された）によるヨー軸制御システムである。このブロ
ック図は、ヨー軸制御システム設計におけるいくつかの
妥協を示し、一方においてこの制御システムで達成可能
な典型的な帯域幅を示している。力学は、ヨー軸摂動力
学によって表されている。
【００４８】ヨー姿勢基準信号40は、合計ブロック46に
おいて測定されたヨー姿勢42およびヨーセンサ雑音44か
らの負のフィードバックと結合される。その後、この結
果は利得係数48により乗算され、命令されたロールトル
ク50を生成する。この結果は、簡単化されたヨー軸力学
モデル56（ここにおいてＨはモーメントホイールに蓄積
されたモーメントの大きさである）によって乗算され
て、実際の宇宙船ヨー姿勢58を生成する前に、加算ブロ
ック54でロール軸擾乱トルク52と結合される。モーメン
トホイールが負の宇宙船ピッチ軸を中心としてスピンし
た場合、Ｈは正の数であると考えられる。
おいて測定されたヨー姿勢42およびヨーセンサ雑音44か
らの負のフィードバックと結合される。その後、この結
果は利得係数48により乗算され、命令されたロールトル
ク50を生成する。この結果は、簡単化されたヨー軸力学
モデル56（ここにおいてＨはモーメントホイールに蓄積
されたモーメントの大きさである）によって乗算され
て、実際の宇宙船ヨー姿勢58を生成する前に、加算ブロ
ック54でロール軸擾乱トルク52と結合される。モーメン
トホイールが負の宇宙船ピッチ軸を中心としてスピンし
た場合、Ｈは正の数であると考えられる。
【００４９】図３に示された力学モデルによると、定数
を固定されたロール軸擾乱トルクＴd r が宇宙船に与え
られたとき、ピッチ軸（したがって、モーメントベクト
ル）はその擾乱トルクに比例した速度でヨー軸を中心と
して摂動する。この力学モデルは、ロールおよびヨー間
の軌道結合の効果を無視し（これはヨー制御システムの
時定数よりはるかに遅いため）、ロールおよびヨーの間
の章動結合の効果を無視する（これは結合されたロール
／ヨー制御システムによって安定化されるため）。した
がって、この簡単なモデルはセンサ雑音および擾乱トル
クに対する感度を測定するのに十分である。
を固定されたロール軸擾乱トルクＴd r が宇宙船に与え
られたとき、ピッチ軸（したがって、モーメントベクト
ル）はその擾乱トルクに比例した速度でヨー軸を中心と
して摂動する。この力学モデルは、ロールおよびヨー間
の軌道結合の効果を無視し（これはヨー制御システムの
時定数よりはるかに遅いため）、ロールおよびヨーの間
の章動結合の効果を無視する（これは結合されたロール
／ヨー制御システムによって安定化されるため）。した
がって、この簡単なモデルはセンサ雑音および擾乱トル
クに対する感度を測定するのに十分である。
【００５０】ヨー軸等の特定の軸上の擾乱トルクＴd r
の効果は、以下のように表されることができる。
の効果は、以下のように表されることができる。
【００５１】
【数３】 もし、Ｔd r （τ）が一定ならば、 Ψ（ｔ）＝Ψ（０）＋（１／Ｈ）Ｔd r ｔ （５） これらの力学のラプラス伝達関数は： Ψ（ｓ）／Ｔd t （ｓ）＝１／Ｈｓ （７） したがって、これらの力学を安定化するために必要とさ
れるものの全ては、図３に示されているような一定なフ
ィードバック利得Ｋである。もちろん、ＰＩＤのような
さらに複雑なフィードバック補償装置が使用されてもよ
いが、この簡単なモデルはシステムの妥協を効果的に示
す。システムの閉ループ伝達関数は： Ψ（ｓ）／Ｔd r （ｓ）＝（１／Ｈ）／（ｓ＋Ｋ／Ｈ） Ψ（ｓ）／ｎs （ｓ）＝（Ｋ／Ｈ）／（ｓ＋Ｋ／Ｈ） （８） ここでｎs （ｓ）は、 １／sin γ （９） によるＳＧＬ自動追跡センサ30および地球センサ12の増
幅の効果を含む実効ヨーセンサ雑音である。
れるものの全ては、図３に示されているような一定なフ
ィードバック利得Ｋである。もちろん、ＰＩＤのような
さらに複雑なフィードバック補償装置が使用されてもよ
いが、この簡単なモデルはシステムの妥協を効果的に示
す。システムの閉ループ伝達関数は： Ψ（ｓ）／Ｔd r （ｓ）＝（１／Ｈ）／（ｓ＋Ｋ／Ｈ） Ψ（ｓ）／ｎs （ｓ）＝（Ｋ／Ｈ）／（ｓ＋Ｋ／Ｈ） （８） ここでｎs （ｓ）は、 １／sin γ （９） によるＳＧＬ自動追跡センサ30および地球センサ12の増
幅の効果を含む実効ヨーセンサ雑音である。
【００５２】このシステムの閉ループ時定数は、 τ＝Ｈ／Ｋ （１０） によって与えられる。
【００５３】このシステムの重要なパラメータに対する
典型的な値は、Ｈ，宇宙船モーメントバイアス＝60 N-m
-sec；φn ，ヨーセンサに対するセンサ雑音パワースペ
クトル密度＝0.001 deg 2 ／Hz；Ｔd r ，ロール擾乱ト
ルクは、100 ×10-6Ｎ−ｍにより抑制されている。
典型的な値は、Ｈ，宇宙船モーメントバイアス＝60 N-m
-sec；φn ，ヨーセンサに対するセンサ雑音パワースペ
クトル密度＝0.001 deg 2 ／Hz；Ｔd r ，ロール擾乱ト
ルクは、100 ×10-6Ｎ−ｍにより抑制されている。
【００５４】センサ雑音による宇宙船ヨー姿勢の標準偏
差は、次のように計算されることができる： σΨ＝［φn （Ｋ／Ｈ）／２］1/2 （１１） 典型的に、雑音による宇宙船姿勢エラーを制限すること
が望ましい。制限値は、宇宙船制御アクチュエータの電
力消費またはトルキングを減少する必要度によって決定
される。例えば、センサ雑音による３−σ姿勢エラーを
0.004 °に制限することが望ましいと仮定する。すると
フィードバック利得Ｋは0.2 N-m/rad 以下である（或は
0.003 N-m/deg に等しい）ことができる。したがって、
閉ループ時定数はτ＝Ｋ／Ｈ＝（60 N-m-sec）／（0.2
N-m/rad ）＝300 秒＝５分である。最後に、擾乱トルク
におけるステップ変化による定常状態の姿勢エラーは： Ψss＝Ｔd ／Ｋ （１２） したがって、例えばロール擾乱トルクが100 マイクロ N
-mであり、それが太陽およびその他の大部分の通信衛星
に対して定常的に作用する擾乱トルクに対する伝統的な
上限である場合、定常状態のヨーエラーは 0.033度に過
ぎない。これは、現在利用されている制御方法と比較し
て非常に良好な性能である。対照的に、何等制御がない
場合には、100 マイクロ N-mの固定されたヨー擾乱トル
クは、1.3 °（Ψss＝Ｔd ／Ｈω0 として計算され、こ
こでω0 は軌道速度7.27×10-5rad/sec である）のヨー
姿勢エラーを生じさせる。
差は、次のように計算されることができる： σΨ＝［φn （Ｋ／Ｈ）／２］1/2 （１１） 典型的に、雑音による宇宙船姿勢エラーを制限すること
が望ましい。制限値は、宇宙船制御アクチュエータの電
力消費またはトルキングを減少する必要度によって決定
される。例えば、センサ雑音による３−σ姿勢エラーを
0.004 °に制限することが望ましいと仮定する。すると
フィードバック利得Ｋは0.2 N-m/rad 以下である（或は
0.003 N-m/deg に等しい）ことができる。したがって、
閉ループ時定数はτ＝Ｋ／Ｈ＝（60 N-m-sec）／（0.2
N-m/rad ）＝300 秒＝５分である。最後に、擾乱トルク
におけるステップ変化による定常状態の姿勢エラーは： Ψss＝Ｔd ／Ｋ （１２） したがって、例えばロール擾乱トルクが100 マイクロ N
-mであり、それが太陽およびその他の大部分の通信衛星
に対して定常的に作用する擾乱トルクに対する伝統的な
上限である場合、定常状態のヨーエラーは 0.033度に過
ぎない。これは、現在利用されている制御方法と比較し
て非常に良好な性能である。対照的に、何等制御がない
場合には、100 マイクロ N-mの固定されたヨー擾乱トル
クは、1.3 °（Ψss＝Ｔd ／Ｈω0 として計算され、こ
こでω0 は軌道速度7.27×10-5rad/sec である）のヨー
姿勢エラーを生じさせる。
【００５５】上記に説明されたように現在利用されてい
る赤道静止軌道モーメントバイアス衛星は、直接的なヨ
ー感知能力を全く有していない。これらの宇宙船は、軌
道力学およびモーメントバイアスによって行われたロー
ル・ヨー結合を利用することにより、ロールセンサだけ
を使用してロールおよびヨーの両軸を制御する。典型的
に、これらの宇宙船上の制御システムは、２乃至３時間
の時定数を有するヨー軸制御を使用する。本発明は、わ
ずか５分の時定数を提供する。さらに、時間的に変化す
る大きいロールトルクにより現在利用されている衛星の
指向エラーもまた本発明の制御システムと関連した対応
的に大きいものである。
る赤道静止軌道モーメントバイアス衛星は、直接的なヨ
ー感知能力を全く有していない。これらの宇宙船は、軌
道力学およびモーメントバイアスによって行われたロー
ル・ヨー結合を利用することにより、ロールセンサだけ
を使用してロールおよびヨーの両軸を制御する。典型的
に、これらの宇宙船上の制御システムは、２乃至３時間
の時定数を有するヨー軸制御を使用する。本発明は、わ
ずか５分の時定数を提供する。さらに、時間的に変化す
る大きいロールトルクにより現在利用されている衛星の
指向エラーもまた本発明の制御システムと関連した対応
的に大きいものである。
【００５６】本発明は、約0.25°のヨー指向正確度を可
能にする。典型的な地球センサは、地球の明るさの変化
等の動作条件の種々の変化のために１日で約0.02°だけ
変化するエラーを有する。また、典型的なＳＧＬ自動追
跡センサは、アンテナの熱歪、電子的なオフセット等に
よる約0.02°の日中エラーを有する。これらのエラー源
のＲＳＳ（二乗和平方根）は約0.03°であり、これは式
（２）の７の係数で乗算された場合、ほぼ0.21°であ
る。擾乱トルクによる指向エラーは上記に説明されたフ
ィードバック動作によって制限されるため、この項は合
計の許容可能なヨーエラーをほとんど支配する。
能にする。典型的な地球センサは、地球の明るさの変化
等の動作条件の種々の変化のために１日で約0.02°だけ
変化するエラーを有する。また、典型的なＳＧＬ自動追
跡センサは、アンテナの熱歪、電子的なオフセット等に
よる約0.02°の日中エラーを有する。これらのエラー源
のＲＳＳ（二乗和平方根）は約0.03°であり、これは式
（２）の７の係数で乗算された場合、ほぼ0.21°であ
る。擾乱トルクによる指向エラーは上記に説明されたフ
ィードバック動作によって制限されるため、この項は合
計の許容可能なヨーエラーをほとんど支配する。
【００５７】特定の宇宙船パラメータおよび動作に応じ
て、擾乱トルクによるある指向エラーが存在する。上記
のエラーは全て典型的に結合し（ＲＳＳの意味で）、0.
25°付近の合計ヨーエラーを生成する。
て、擾乱トルクによるある指向エラーが存在する。上記
のエラーは全て典型的に結合し（ＲＳＳの意味で）、0.
25°付近の合計ヨーエラーを生成する。
【００５８】その代りとして、宇宙船のヨー指向正確度
を改良するために本発明の制御システムを実施するので
はなく、小さいモーメントバイアスを使用して、必要と
される指向要求を少なくされてもよい。小さいモーメン
トバイアスは、その重量がより軽量であり、動作に必要
な電力がさらに少ないために望ましい。宇宙船のジャイ
ロスコープの剛性の結果的な低下は、本発明の制御シス
テムにより行われる改良された制御によって補償させ
る。
を改良するために本発明の制御システムを実施するので
はなく、小さいモーメントバイアスを使用して、必要と
される指向要求を少なくされてもよい。小さいモーメン
トバイアスは、その重量がより軽量であり、動作に必要
な電力がさらに少ないために望ましい。宇宙船のジャイ
ロスコープの剛性の結果的な低下は、本発明の制御シス
テムにより行われる改良された制御によって補償させ
る。
【００５９】ここに図示され、説明された本発明の形態
は、本発明の好ましい実施例を含んでいるが、全ての可
能な形態を示すものではないことはもちろん理解される
べきである。使用された用語は、限定的ではなく説明的
なものであり、記載されている本発明の技術的範囲を逸
脱することなく種々の変更がなされてもよいことも理解
されるであろう。
は、本発明の好ましい実施例を含んでいるが、全ての可
能な形態を示すものではないことはもちろん理解される
べきである。使用された用語は、限定的ではなく説明的
なものであり、記載されている本発明の技術的範囲を逸
脱することなく種々の変更がなされてもよいことも理解
されるであろう。
【図１】本発明による典型的な赤道静止軌道モーメント
バイアス宇宙船の斜視図。
バイアス宇宙船の斜視図。
【図２】本発明を使用して３軸姿勢測定を決定するため
の宇宙船・地球幾何学形状を示した概略図。
の宇宙船・地球幾何学形状を示した概略図。
【図３】本発明による閉ループ宇宙船制御システムのヨ
ー軸力学の簡単化されたブロック図。
ー軸力学の簡単化されたブロック図。
Claims (22)
- 【請求項１】 宇宙船がピッチおよびロールおよびヨー
軸を有する宇宙船本体と、宇宙船の動作状態を示す信号
を受信する手段と、動作状態に基づいて指令信号を発生
するプロセッサと、ロール軸姿勢とピッチ軸姿勢を示す
姿勢基準信号を発生するための宇宙船本体内に位置され
た地球センサと、宇宙船本体内に位置されて第１のター
ゲット地上ステーションに関して方位角姿勢エラーと高
低角姿勢エラーとを示すエラー信号を発生する手段とを
具備する宇宙船の３軸姿勢測定値を決定するシステムに
おいて、 宇宙船本体に設置されてプロセッサと通信し、予め定め
られた視野を有し、太陽が視野内にある期間中、ピッチ
軸姿勢とヨー軸姿勢を示す太陽センサ信号を発生するよ
うに動作される太陽センサと、 宇宙船の３軸姿勢測定を決定するように姿勢基準信号、
太陽センサ信号、およびエラー信号から構成されるグル
−プから選択される複数の信号を組合わせる手段とを具
備していることを特徴とする宇宙船の３軸姿勢測定値決
定システム。 - 【請求項２】 宇宙船が静止軌道応用で使用されるモー
メントバイアス宇宙船であり、宇宙船に作用する妨害ト
ルクに抵抗するためにシステムがさらにモーメントバイ
アスを提供するために宇宙船本体内に配置されているモ
ーメントホイールを具備し、このモーメントホイールは
宇宙船のピッチ軸を中心に回転可能である請求項１記載
のシステム。 - 【請求項３】 エラー信号を発生する手段は、 ターゲットの地上ステーションから基準信号を受信する
ための宇宙船本体に可動的に設けられたアンテナと、 宇宙船本体に設けられ、ターゲットの地上ステーション
方向へアンテナを指向する手段と、 ターゲットの地上ステーションに関して方位角および高
低角姿勢エラーを測定するためのセンサとを具備してい
る請求項１記載のシステム。 - 【請求項４】 宇宙船が傾斜した静止軌道応用で使用さ
れるモーメントバイアス宇宙船であり、アンテナを指向
する手段がターゲット地上ステーションの見掛け上の運
動を減少するため１日が周期のサイクル期間でアンテナ
を操作するように動作される請求項３記載のシステム。 - 【請求項５】 アンテナに取付けられ、宇宙船本体に関
するアンテナの位置付けを可能にするように宇宙船本体
に取付けられているジンバルと、 プロセッサにより発生された位置付け指令に応答してア
ンテナの位置付けのためにプロセッサと通信するアクチ
ュエイタと、 プロセッサと通信し、アンテナの実際位置を示す手段と
を具備する請求項３記載のシステム。 - 【請求項６】 前記アンテナの位置を示す手段がアンテ
ナの運動を表す信号を発生するためのリゾルバを含んで
いる請求項５記載のシステム。 - 【請求項７】 アクチュエイタがステッパモータであ
り、前記アンテナの位置を示す手段がステッパモータと
一体の部品である請求項５記載のシステム。 - 【請求項８】 宇宙船本体に設置され、プロセッサと通
信する少なくとも１つの付加的な太陽センサをさらに具
備し、少なくとも１つの各太陽センサは対応する予め定
められた視野を有し、太陽が対応する視野内にある期間
中ピッチ軸姿勢とヨー軸姿勢を示す太陽センサ信号を発
生するように動作する請求項１記載のシステム。 - 【請求項９】 エラー信号発生手段が第２のターゲット
地上ステーションに関して方位角姿勢エラーと高低角姿
勢エラーを示す信号を発生する請求項１記載のシステ
ム。 - 【請求項１０】 太陽センサがデジタル太陽センサであ
る請求項１記載のシステム。 - 【請求項１１】 宇宙船の３軸姿勢測定を決定するため
のシステムと、ピッチ、ロールおよびヨー軸を有する宇
宙船本体と、宇宙船の動作状態を示す信号受信手段と、
宇宙船制御用の指令信号を発生するプロセッサとを具備
する宇宙船において、 ロール軸姿勢とピッチ軸姿勢を示す姿勢基準信号を発生
するために宇宙船本体内に位置し、プロセッサと通信す
る地球センサと、 宇宙船本体内に位置し、プロセッサと通信し、少なくと
も１つのターゲット地上ステーションに関して方位角姿
勢エラーと高低角姿勢エラーとを示すエラー信号を発生
する手段と、 宇宙船の３軸姿勢測定値を決定するように姿勢基準信号
とエラー信号とを組合わせる手段とを具備していること
を特徴とする宇宙船。 - 【請求項１２】 宇宙船本体に設けられ、プロセッサと
通信し、予め定められた視野を有し、太陽が視野内にあ
るときピッチ軸姿勢およびヨー軸姿勢を示す太陽センサ
信号を発生するように動作する太陽センサと、 宇宙船の３軸姿勢測定値を決定するために姿勢基準信号
と太陽センサ信号とエラー信号とから構成されるグル−
プから選択された複数の信号を組合わせる手段とをさら
に具備している請求項１１記載の宇宙船。 - 【請求項１３】 太陽センサがデジタル太陽センサであ
る請求項１２記載の宇宙船。 - 【請求項１４】 宇宙船の３軸姿勢測定値を決定する方
法において、 宇宙船はピッチ、ロール、ヨー軸を有する宇宙船本体
と、宇宙船の動作状態を示す信号を受信する手段と、宇
宙船制御用の指令信号を発生するためのプロセッサと、
ロール軸姿勢およびピッチ軸姿勢を示す姿勢基準信号を
発生するための宇宙船本体内に配置された地球センサ
と、宇宙船本体内に配置されて第１のターゲット地上ス
テーションに関して方位角姿勢エラーと高低角姿勢エラ
ーを示すエラー信号を発生する手段とを含み、 宇宙船の３軸姿勢測定を決定するため姿勢基準信号とエ
ラー信号とを組合わせることを特徴とする宇宙船の３軸
姿勢測定値の決定方法。 - 【請求項１５】 宇宙船本体に設けられ、プロセッサと
通信する太陽センサを含み、この太陽センサは予め定め
られた視野を有し、太陽が視野内にあるときピッチ軸姿
勢とヨー軸姿勢を示す太陽センサ信号を発生するように
動作可能であり、複数の信号の組合わせは地球センサと
太陽センサとエラー信号発生手段から構成されるグル−
プから選択された２つの成分により発生される信号を利
用して概略的な３軸姿勢測定値を決定することを含んで
いる請求項１４記載の方法。 - 【請求項１６】 概略的な３軸姿勢測定値は３軸姿勢測
定値の決定に選択されない残りのセンサを較正するため
に使用される請求項１５記載の方法。 - 【請求項１７】 ３軸姿勢測定に基づいた宇宙船の制御
がさらに行われる請求項１４記載の方法。 - 【請求項１８】 複数の信号の組合わせは概略的な３軸
姿勢測定に適切な解の決定を含んでいる請求項１４記載
の方法。 - 【請求項１９】 複数の信号の組合わせは、概略的な３
軸姿勢測定に対する適切な解を次式により決定し、 【数１】 ここで、 Φ，θおよびΨ は近似の最小自乗宇宙船姿勢を表し、 φES m およびθES m はそれぞれロールおよびピッチに対応する地球センサ姿
勢基準信号を表し、 φSGL m およびθSGL m はそれぞれ高低角および方位角エラーに対応するエラー
信号を発生する手段により発生されたエラー信号を表
し、 σES は地球センサにより発生された雑音の標準的偏差を表
し、 γおよびβ はターゲット地上ステーションの位置を限定する角度を
表し、 σSGL はエラー信号発生手段の標準偏差を表している請求項１
４記載の方法。 - 【請求項２０】 σESとσSGL がそれぞれ地球センサと
エラー信号発生用の手段からの測定値を加重するように
選択される請求項１９記載の方法。 - 【請求項２１】 σESとσSGL が地球センサとエラー信
号発生手段の高周波数ランダム雑音に基づいて選択され
る請求項１９記載の方法。 - 【請求項２２】 σESとσSGL が地球センサとエラー信
号発生手段の低速変化バイアスに応じて選択される請求
項１９記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/243,669 US5556058A (en) | 1994-05-16 | 1994-05-16 | Spacecraft attitude determination using sun sensor, earth sensor, and space-to-ground link |
| US243669 | 1994-05-16 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0858699A true JPH0858699A (ja) | 1996-03-05 |
| JP3667817B2 JP3667817B2 (ja) | 2005-07-06 |
Family
ID=22919638
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11754395A Expired - Lifetime JP3667817B2 (ja) | 1994-05-16 | 1995-05-16 | 太陽センサと地球センサと宇宙対地上リンクを使用した宇宙船姿勢決定システム |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5556058A (ja) |
| EP (1) | EP0683098B1 (ja) |
| JP (1) | JP3667817B2 (ja) |
| DE (1) | DE69512129T2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100400977B1 (ko) * | 2000-12-21 | 2003-10-10 | 한국항공우주연구원 | 인공위성 태양전지판의 저온환경 전개시험 장치대 |
Families Citing this family (34)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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