JPH1082656A - 宇宙航行体の姿勢推定装置 - Google Patents
宇宙航行体の姿勢推定装置Info
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- JPH1082656A JPH1082656A JP8236447A JP23644796A JPH1082656A JP H1082656 A JPH1082656 A JP H1082656A JP 8236447 A JP8236447 A JP 8236447A JP 23644796 A JP23644796 A JP 23644796A JP H1082656 A JPH1082656 A JP H1082656A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】この発明は、簡易な計算処理を実現したうえ
で、高精度な姿勢の推定を実現し得るようにすることに
ある。 【解決手段】太陽センサ３１の視野範囲Ｘ内で、太陽セ
ンサ３１のセンサ出力とＧＰＳ受信機２９で取得したＧ
ＰＳ情報とに基づいて姿勢角情報を算出して、この位置
情報と姿勢角情報とに基づいて角速度補正、ドリフト補
正及び姿勢角補正を実行して姿勢角を推定すると共に、
太陽センサ３１のセンサ出力とＧＰＳ情報とに基づいて
算出した姿勢角情報により地球センサ３５のセンサ出力
の誤差補正量を求め、太陽センサ３１の視野範囲外Ｙに
至ると、上記姿勢角情報に基づいた誤差補正量で地球セ
ンサ３５のセンサ出力を補正して、その補正後のセンサ
出力と姿勢角情報とに基づいて角速度補正、ドリフト補
正及び姿勢角補正を実行して姿勢角を推定するように構
成したものである。
で、高精度な姿勢の推定を実現し得るようにすることに
ある。 【解決手段】太陽センサ３１の視野範囲Ｘ内で、太陽セ
ンサ３１のセンサ出力とＧＰＳ受信機２９で取得したＧ
ＰＳ情報とに基づいて姿勢角情報を算出して、この位置
情報と姿勢角情報とに基づいて角速度補正、ドリフト補
正及び姿勢角補正を実行して姿勢角を推定すると共に、
太陽センサ３１のセンサ出力とＧＰＳ情報とに基づいて
算出した姿勢角情報により地球センサ３５のセンサ出力
の誤差補正量を求め、太陽センサ３１の視野範囲外Ｙに
至ると、上記姿勢角情報に基づいた誤差補正量で地球セ
ンサ３５のセンサ出力を補正して、その補正後のセンサ
出力と姿勢角情報とに基づいて角速度補正、ドリフト補
正及び姿勢角補正を実行して姿勢角を推定するように構
成したものである。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、例えば低高度の
軌道上において地球を指向する人工衛星等の宇宙航行体
の姿勢を推定するのに用いられる宇宙航行体の姿勢推定
装置に関する。
軌道上において地球を指向する人工衛星等の宇宙航行体
の姿勢を推定するのに用いられる宇宙航行体の姿勢推定
装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、この種の姿勢推定装置としては、
図４及び図５に示す方式のものが知らしれている。但
し、図４及び図５においては、例えば三軸（ロール軸、
ピッチ軸、ヨー軸）回りのうちピッチ軸回りの姿勢推定
系を示す。
図４及び図５に示す方式のものが知らしれている。但
し、図４及び図５においては、例えば三軸（ロール軸、
ピッチ軸、ヨー軸）回りのうちピッチ軸回りの姿勢推定
系を示す。
【０００３】先ず、図４に示す前者の方式においては、
センサとして、ジャイロを備えた慣性基準装置１と地球
センサ２を設ける。そして、慣性基準装置１は、ピッチ
軸回りの角速度（レート）を計測する。
センサとして、ジャイロを備えた慣性基準装置１と地球
センサ２を設ける。そして、慣性基準装置１は、ピッチ
軸回りの角速度（レート）を計測する。
【０００４】ここで、軌道伝搬部３には、地上から送信
される軌道要素が入力されると、この軌道要素に基づい
て軌道伝搬計算を実行して補正レート算出部４に出力す
る。補正レート算出部４は、入力した軌道伝搬情報に基
づいて補正レートを算出して、第１の加算器５の一方の
入力端に出力する。第１の加算器５には、その他方の入
力端に慣性基準装置１で計測したレートが入力され、こ
のレート情報を補正レートに基づいて補正して第２の加
算器６を介して積分器７に出力する。積分器７は、第２
の加算器６を介して入力したレート情報を積分して地球
中心に対する姿勢角を算出する。
される軌道要素が入力されると、この軌道要素に基づい
て軌道伝搬計算を実行して補正レート算出部４に出力す
る。補正レート算出部４は、入力した軌道伝搬情報に基
づいて補正レートを算出して、第１の加算器５の一方の
入力端に出力する。第１の加算器５には、その他方の入
力端に慣性基準装置１で計測したレートが入力され、こ
のレート情報を補正レートに基づいて補正して第２の加
算器６を介して積分器７に出力する。積分器７は、第２
の加算器６を介して入力したレート情報を積分して地球
中心に対する姿勢角を算出する。
【０００５】積分器７の出力端には、第３の加算器８の
一方の入力端が接続され、この第３の加算器８の出力端
には、比較部９の一方の入力端が接続される。この比較
部９の他方の入力端には、上記地球センサ２の出力端が
接続される。比較部９は、地球センサ２のセンサ出力と
第３の加算器８から出力される姿勢角情報を比較してド
リフト補正量及び姿勢補正量を求めて、フィルタ１０を
介してドリフト補正量を上記第２の加算器６に出力し、
姿勢補正量を第３の加算器８に出力する。第２の加算器
６は、ドリフト補正量に基づいて慣性基準装置１のジャ
イロのドリフトを補正する。第３の加算器８は、姿勢補
正量に基づいて積分器７で求めた姿勢角を補正する。
一方の入力端が接続され、この第３の加算器８の出力端
には、比較部９の一方の入力端が接続される。この比較
部９の他方の入力端には、上記地球センサ２の出力端が
接続される。比較部９は、地球センサ２のセンサ出力と
第３の加算器８から出力される姿勢角情報を比較してド
リフト補正量及び姿勢補正量を求めて、フィルタ１０を
介してドリフト補正量を上記第２の加算器６に出力し、
姿勢補正量を第３の加算器８に出力する。第２の加算器
６は、ドリフト補正量に基づいて慣性基準装置１のジャ
イロのドリフトを補正する。第３の加算器８は、姿勢補
正量に基づいて積分器７で求めた姿勢角を補正する。
【０００６】ところが、上記姿勢推定装置では、角速度
（レート）の補正レートを決定するのに、地上から送信
される軌道要素に基づいて算出して実行しているため
に、高精度な推定を実現するのに、複雑な計算処理を必
要とする地上からの軌道決定指令を頻繁に行なわなけれ
ばならないという問題を有する。
（レート）の補正レートを決定するのに、地上から送信
される軌道要素に基づいて算出して実行しているため
に、高精度な推定を実現するのに、複雑な計算処理を必
要とする地上からの軌道決定指令を頻繁に行なわなけれ
ばならないという問題を有する。
【０００７】そして、これによると、姿勢角の推定精度
が地球センサ２自体の性能に大きく左右されるものであ
るが、地球センサ２の測定誤差が比較的大きいために、
高精度な姿勢角推定を実現のに非常に複雑なセンサ補正
処理を必要とするという問題を有する。
が地球センサ２自体の性能に大きく左右されるものであ
るが、地球センサ２の測定誤差が比較的大きいために、
高精度な姿勢角推定を実現のに非常に複雑なセンサ補正
処理を必要とするという問題を有する。
【０００８】また、前記図５に示す後者の方式にあって
は、センサとして、ジャイロを備えた慣性基準装置１と
恒星センサ１１を設ける。そして、慣性基準装置１は、
ピッチ軸回りの角速度（レート）を計測する。
は、センサとして、ジャイロを備えた慣性基準装置１と
恒星センサ１１を設ける。そして、慣性基準装置１は、
ピッチ軸回りの角速度（レート）を計測する。
【０００９】ここで、軌道伝搬部３ａには、地上から送
信される軌道要素が入力されると、この軌道要素に基づ
いて軌道伝搬計算を実行して補正レート算出部４に出力
する。補正レート算出部４は、入力した軌道伝搬情報に
基づいて補正レートを算出して、第１の加算器５の一方
の入力端に出力する。第１の加算器５には、その他方の
入力端に慣性基準装置１で計測したレートが入力され、
このレート情報を補正レートに基づいて補正して第２の
加算器６を介して積分器７に出力する。積分器７は、第
２の加算器６を介して入力したレート情報を積分して地
球中心に対する姿勢角を算出する。
信される軌道要素が入力されると、この軌道要素に基づ
いて軌道伝搬計算を実行して補正レート算出部４に出力
する。補正レート算出部４は、入力した軌道伝搬情報に
基づいて補正レートを算出して、第１の加算器５の一方
の入力端に出力する。第１の加算器５には、その他方の
入力端に慣性基準装置１で計測したレートが入力され、
このレート情報を補正レートに基づいて補正して第２の
加算器６を介して積分器７に出力する。積分器７は、第
２の加算器６を介して入力したレート情報を積分して地
球中心に対する姿勢角を算出する。
【００１０】積分器７の出力端には、比較部９の一方の
入力端が接続され、この比較部９の他方の入力端には、
座標変換部１２の出力端が接続される。座標変換部１２
には、その一方の入力端に上記軌道伝搬部３ａの出力端
が接続され、その他方の入力端に恒星同定部１３の出力
端がスイッチ１４を介して接続される。恒星同定部１３
には、恒星センサ１１が接続され、恒星センサ１１で計
測した恒星の方位情報が入力されると、恒星を同定して
座標変換部１２に出力する。座標変換部１２は、軌道伝
搬情報と恒星同定部１３からの恒星位置情報に基づいて
姿勢角情報に生成してスイッチ１４を介して比較部９に
出力する。
入力端が接続され、この比較部９の他方の入力端には、
座標変換部１２の出力端が接続される。座標変換部１２
には、その一方の入力端に上記軌道伝搬部３ａの出力端
が接続され、その他方の入力端に恒星同定部１３の出力
端がスイッチ１４を介して接続される。恒星同定部１３
には、恒星センサ１１が接続され、恒星センサ１１で計
測した恒星の方位情報が入力されると、恒星を同定して
座標変換部１２に出力する。座標変換部１２は、軌道伝
搬情報と恒星同定部１３からの恒星位置情報に基づいて
姿勢角情報に生成してスイッチ１４を介して比較部９に
出力する。
【００１１】比較部９は、座標変換部１２からの姿勢角
情報と積分器７からの姿勢角情報を比較してドリフト補
正量及び姿勢補正量を求めて、フィルタ１０を介してド
リフト補正量を上記第２の加算器６に出力し、姿勢補正
量を第３の加算器８に出力する。第２の加算器６は、ド
リフト補正量に基づいて慣性基準装置１のジャイロのド
リフトを補正する。第３の加算器８は、姿勢補正量に基
づいて積分器７で求めた姿勢角を補正する。
情報と積分器７からの姿勢角情報を比較してドリフト補
正量及び姿勢補正量を求めて、フィルタ１０を介してド
リフト補正量を上記第２の加算器６に出力し、姿勢補正
量を第３の加算器８に出力する。第２の加算器６は、ド
リフト補正量に基づいて慣性基準装置１のジャイロのド
リフトを補正する。第３の加算器８は、姿勢補正量に基
づいて積分器７で求めた姿勢角を補正する。
【００１２】ところが、上記姿勢推定装置では、恒星セ
ンサ１１で恒星の方位を計測して、その恒星を同定しな
ければならないために、恒星を同定するための計算処理
が複雑となるという問題を有する。
ンサ１１で恒星の方位を計測して、その恒星を同定しな
ければならないために、恒星を同定するための計算処理
が複雑となるという問題を有する。
【００１３】また、これによると、図３の方式と略同様
に地上から送信される軌道要素に基づいて軌道伝搬計算
が必要となるために、この点からも計算処理が複雑とな
るという問題を有する。
に地上から送信される軌道要素に基づいて軌道伝搬計算
が必要となるために、この点からも計算処理が複雑とな
るという問題を有する。
【００１４】
【発明が解決しようとする課題】以上述べたように、従
来の姿勢推定装置では、地上からの軌道要素に基づいて
位置情報を算出しているために、非常に複雑な計算処理
が必要となるという問題を有する。
来の姿勢推定装置では、地上からの軌道要素に基づいて
位置情報を算出しているために、非常に複雑な計算処理
が必要となるという問題を有する。
【００１５】この発明は上記の事情に鑑みてなされたも
ので、簡易な計算処理を実現したうえで、高精度な姿勢
の推定を実現し得るようにした宇宙航行体の姿勢推定装
置を提供することを目的とする。
ので、簡易な計算処理を実現したうえで、高精度な姿勢
の推定を実現し得るようにした宇宙航行体の姿勢推定装
置を提供することを目的とする。
【００１６】
【課題を解決するための手段】この発明は、地球の方位
を検出する地球センサと、角速度情報を取得する慣性基
準装置と、太陽の方位を検出する太陽センサと、ＧＰＳ
信号を受信してＧＰＳ情報を取得するＧＰＳ信号受信手
段と、前記慣性基準装置で検出した角速度情報に基づい
て姿勢角を算出する姿勢角算出手段と、前記慣性基準装
置で検出した角速度情報を前記ＧＰＳ信号受信手段で取
得したＧＰＳ情報に基づいて補正する角速度補正手段
と、前記太陽センサのセンサ出力と前記ＧＰＳ信号受信
手段で取得したＧＰＳ情報とに基づいて地球に対する姿
勢角を算出する座標変換手段と、前記地球センサのセン
サ出力と前記姿勢角算出手段で算出した姿勢角とを比較
して前記地球センサの誤差補正量を求めて該誤差を補正
する補正手段と、前記座標変換手段で算出した姿勢角と
前記姿勢角算出手段で算出した地球に対する姿勢角とを
比較して姿勢補正量を求めて補正する姿勢角補正手段
と、前記太陽センサの視野範囲内において前記座標変換
手段で算出した姿勢角と前記姿勢角算出手段で算出した
姿勢角とに基づいて前記慣性基準装置のドリフト補正量
を求めてドリフト補正を実行し、前記太陽センサの視野
範囲外において前記補正手段で補正した前記地球センサ
のセンサ出力と前記姿勢角算出手段で算出した姿勢角と
に基づいて前記慣性基準装置のドリフト補正量を求めて
ドリフト補正を実行するドリフト補正手段とを備えて宇
宙航行体の姿勢推定装置を構成したものである。
を検出する地球センサと、角速度情報を取得する慣性基
準装置と、太陽の方位を検出する太陽センサと、ＧＰＳ
信号を受信してＧＰＳ情報を取得するＧＰＳ信号受信手
段と、前記慣性基準装置で検出した角速度情報に基づい
て姿勢角を算出する姿勢角算出手段と、前記慣性基準装
置で検出した角速度情報を前記ＧＰＳ信号受信手段で取
得したＧＰＳ情報に基づいて補正する角速度補正手段
と、前記太陽センサのセンサ出力と前記ＧＰＳ信号受信
手段で取得したＧＰＳ情報とに基づいて地球に対する姿
勢角を算出する座標変換手段と、前記地球センサのセン
サ出力と前記姿勢角算出手段で算出した姿勢角とを比較
して前記地球センサの誤差補正量を求めて該誤差を補正
する補正手段と、前記座標変換手段で算出した姿勢角と
前記姿勢角算出手段で算出した地球に対する姿勢角とを
比較して姿勢補正量を求めて補正する姿勢角補正手段
と、前記太陽センサの視野範囲内において前記座標変換
手段で算出した姿勢角と前記姿勢角算出手段で算出した
姿勢角とに基づいて前記慣性基準装置のドリフト補正量
を求めてドリフト補正を実行し、前記太陽センサの視野
範囲外において前記補正手段で補正した前記地球センサ
のセンサ出力と前記姿勢角算出手段で算出した姿勢角と
に基づいて前記慣性基準装置のドリフト補正量を求めて
ドリフト補正を実行するドリフト補正手段とを備えて宇
宙航行体の姿勢推定装置を構成したものである。
【００１７】上記構成によれば、太陽センサの視野範囲
内においては、該太陽センサのセンサ出力とＧＰＳ受信
手段で取得したＧＰＳ情報とに基づいて地球に対する姿
勢角を算出して、この姿勢角情報と姿勢角算出手段で算
出した姿勢角情報とに基づいて角速度補正、ドリフト補
正及び姿勢角補正を実行して姿勢角を推定すると共に、
太陽センサのセンサ出力とＧＰＳ受信手段で取得したＧ
ＰＳ情報とに基づいて算出した姿勢角情報により地球セ
ンサのセンサ出力のセンサ誤差補正量を求める。そし
て、太陽センサの視野範囲外においては、上記センサ誤
差補正量で地球センサのセンサ出力を補正して、その補
正後のセンサ出力と姿勢角情報とに基づいて角速度補
正、ドリフト補正及び姿勢角補正を実行して姿勢角を推
定する。従って、地球センサの精度の向上が図れ、しか
も、従来のような地上からの軌道要素の送信を行うこと
がなくなることで、計算処理の簡略化が図れると共に、
高精度な姿勢角の推定が可能となる。
内においては、該太陽センサのセンサ出力とＧＰＳ受信
手段で取得したＧＰＳ情報とに基づいて地球に対する姿
勢角を算出して、この姿勢角情報と姿勢角算出手段で算
出した姿勢角情報とに基づいて角速度補正、ドリフト補
正及び姿勢角補正を実行して姿勢角を推定すると共に、
太陽センサのセンサ出力とＧＰＳ受信手段で取得したＧ
ＰＳ情報とに基づいて算出した姿勢角情報により地球セ
ンサのセンサ出力のセンサ誤差補正量を求める。そし
て、太陽センサの視野範囲外においては、上記センサ誤
差補正量で地球センサのセンサ出力を補正して、その補
正後のセンサ出力と姿勢角情報とに基づいて角速度補
正、ドリフト補正及び姿勢角補正を実行して姿勢角を推
定する。従って、地球センサの精度の向上が図れ、しか
も、従来のような地上からの軌道要素の送信を行うこと
がなくなることで、計算処理の簡略化が図れると共に、
高精度な姿勢角の推定が可能となる。
【００１８】
【発明の実施の形態】以下、この発明の実施の形態につ
いて、図面を参照して詳細に説明する。図１は、この発
明の一実施の形態に係る宇宙航行体の姿勢推定装置を示
すもので、三軸（ロール軸、ピッチ軸、ヨー軸）のうち
ピッチ軸回りの姿勢推定系を示す。
いて、図面を参照して詳細に説明する。図１は、この発
明の一実施の形態に係る宇宙航行体の姿勢推定装置を示
すもので、三軸（ロール軸、ピッチ軸、ヨー軸）のうち
ピッチ軸回りの姿勢推定系を示す。
【００１９】すなわち、慣性基準装置２０は、ピッチ軸
に対応して宇宙航行体２１（図２三章）に搭載され、そ
の出力端には第１の加算器２２の一方の入力端に接続さ
れる。第１の加算器２２は、その他方の入力端に補正レ
ート算出部２３の出力端が接続され、その出力端が第２
の加算器２４の一方の入力端に接続される。第２の加算
器２４は、その他方の入力端に第１の比較部２５がフィ
ルタ２６を介して接続され、その出力端が積分器２７に
接続される。積分器２７は、入力した角速度（レート）
を積分して地球中心に対する姿勢角を算出して、第３の
加算器２８の一方の入力端に出力する。
に対応して宇宙航行体２１（図２三章）に搭載され、そ
の出力端には第１の加算器２２の一方の入力端に接続さ
れる。第１の加算器２２は、その他方の入力端に補正レ
ート算出部２３の出力端が接続され、その出力端が第２
の加算器２４の一方の入力端に接続される。第２の加算
器２４は、その他方の入力端に第１の比較部２５がフィ
ルタ２６を介して接続され、その出力端が積分器２７に
接続される。積分器２７は、入力した角速度（レート）
を積分して地球中心に対する姿勢角を算出して、第３の
加算器２８の一方の入力端に出力する。
【００２０】上記補正レート算出部２３には、周知のＧ
ＰＳ受信機２９の出力端が接続される。補正レート算出
部２３は、ＧＰＳ受信機２９からのＧＰＳ情報（時刻、
位置、速度）を受信すると、宇宙航行体２１の位置ｐ
（ｘ，ｙ，ｚ）、宇宙航行体２１の速度ｖ（ｖｘ，ｖ
ｙ，ｖｚ）に基づいて補正レートΔωを算出して、第１
の加算器２２に出力する。即ち、補正レート算出部２３
は、ＧＰＳ受信機２９の位置情報をｐ、速度情報をｖ、
微小量の補正項をｆとして、補正レートΔωを Δω＝{(ｖｘ2 ＋ｖｙ2 ＋ｖｚ2 ) ／（ｘ2 ＋ｙ2 ＋ｚ
2 )}＋ｆ( ｐ，ｖ) の式に基づいて演算処理して、ＧＰＳ受信機２９の出力
を地球固定座標系から慣性基準装置２０の出力に対応す
る慣性座標系に変換して、第１の加算器２２に出力す
る。
ＰＳ受信機２９の出力端が接続される。補正レート算出
部２３は、ＧＰＳ受信機２９からのＧＰＳ情報（時刻、
位置、速度）を受信すると、宇宙航行体２１の位置ｐ
（ｘ，ｙ，ｚ）、宇宙航行体２１の速度ｖ（ｖｘ，ｖ
ｙ，ｖｚ）に基づいて補正レートΔωを算出して、第１
の加算器２２に出力する。即ち、補正レート算出部２３
は、ＧＰＳ受信機２９の位置情報をｐ、速度情報をｖ、
微小量の補正項をｆとして、補正レートΔωを Δω＝{(ｖｘ2 ＋ｖｙ2 ＋ｖｚ2 ) ／（ｘ2 ＋ｙ2 ＋ｚ
2 )}＋ｆ( ｐ，ｖ) の式に基づいて演算処理して、ＧＰＳ受信機２９の出力
を地球固定座標系から慣性基準装置２０の出力に対応す
る慣性座標系に変換して、第１の加算器２２に出力す
る。
【００２１】第１の加算器２２は、補正レート算出部２
３からの補正レートΔωを慣性基準装置２０の出力に加
算して、該慣性基準装置２０の出力を地球を指向した座
標系に変換して第２の加算器２４に出力する。
３からの補正レートΔωを慣性基準装置２０の出力に加
算して、該慣性基準装置２０の出力を地球を指向した座
標系に変換して第２の加算器２４に出力する。
【００２２】また、上記ＧＰＳ受信機２９の出力端に
は、座標変換部３０の一方の入力端が接続され、この座
標変換部３０の他方の入力端には、太陽センサ３１の出
力端が接続される。太陽センサ３１は、図２に示すよう
に、宇宙航行体２１のピッチ軸に対応して配置され、太
陽の方位を計測して座標変換部３０に出力する。座標変
換部３０は、ＧＰＳ情報と太陽方位情報に基づいて姿勢
角情報を算出して姿勢角情報をスイッチ３２の固定接点
Ａに出力する。
は、座標変換部３０の一方の入力端が接続され、この座
標変換部３０の他方の入力端には、太陽センサ３１の出
力端が接続される。太陽センサ３１は、図２に示すよう
に、宇宙航行体２１のピッチ軸に対応して配置され、太
陽の方位を計測して座標変換部３０に出力する。座標変
換部３０は、ＧＰＳ情報と太陽方位情報に基づいて姿勢
角情報を算出して姿勢角情報をスイッチ３２の固定接点
Ａに出力する。
【００２３】座標変換部３０は、太陽センサ３１のセン
サ出力を慣性座標系から地球中心を基準とする姿勢角に
変換する。即、太陽の方位は、太陽センサ３１のセンサ
出力に基づいてモデル式に算出し、地球中心に対する宇
宙航行体２１の方位は、ＧＰＳ受信機２９からのＧＰＳ
情報に基づいて求められる。
サ出力を慣性座標系から地球中心を基準とする姿勢角に
変換する。即、太陽の方位は、太陽センサ３１のセンサ
出力に基づいてモデル式に算出し、地球中心に対する宇
宙航行体２１の方位は、ＧＰＳ受信機２９からのＧＰＳ
情報に基づいて求められる。
【００２４】上記座標変換部３０の出力端には、第２の
比較部３３の一方の入力端が接続される。第２の比較部
３３は、その他方の入力端に第４の加算器３４の出力端
が接続され、この第４の加算器３４の一方の入力端に
は、地球センサ３５の出力端が接続される。
比較部３３の一方の入力端が接続される。第２の比較部
３３は、その他方の入力端に第４の加算器３４の出力端
が接続され、この第４の加算器３４の一方の入力端に
は、地球センサ３５の出力端が接続される。
【００２５】第２の比較部３３は、その出力端に第４の
加算器３４の他方の入力端が接続され、座標変換部３０
からの位置情報及び地球センサ３５のセンサ出力に基づ
いて該地球センサ３５のセンサ誤差補正量を算出して、
この誤差補正量をより小さいゲインを掛けることによっ
て実現されるローパスフィルタ３６を介して第４の加算
器３４の他方の入力端に出力する。
加算器３４の他方の入力端が接続され、座標変換部３０
からの位置情報及び地球センサ３５のセンサ出力に基づ
いて該地球センサ３５のセンサ誤差補正量を算出して、
この誤差補正量をより小さいゲインを掛けることによっ
て実現されるローパスフィルタ３６を介して第４の加算
器３４の他方の入力端に出力する。
【００２６】また、第４の加算器３４の出力端には、ス
イッチ３２の固定接点Ｂが接続され、このスイッチ３２
の固定接点Ｃには、上記第１の比較部２５の一方の入力
端が接続される。スイッチ３２は、可動接点Ｃが、例え
ば太陽センサ３１の視野範囲Ｘで固定接点Ａに接続さ
れ、太陽センサ３１の視野範囲外Ｙで固定接点Ｂに接続
される。
イッチ３２の固定接点Ｂが接続され、このスイッチ３２
の固定接点Ｃには、上記第１の比較部２５の一方の入力
端が接続される。スイッチ３２は、可動接点Ｃが、例え
ば太陽センサ３１の視野範囲Ｘで固定接点Ａに接続さ
れ、太陽センサ３１の視野範囲外Ｙで固定接点Ｂに接続
される。
【００２７】第１の比較部２５は、その他方の入力端に
第３の加算器２８の出力端が接続され、地球の方位情報
あるいは座標変換部３０からの姿勢角情報のいずれか
と、姿勢角情報とを比較して慣性基準装置２０のドリフ
ト補正量及び姿勢補正量を算出してフィルタ２６に出力
する。フィルタ２６は、入力したドリフト補正量のノイ
ズを除去して上記第２の加算器２４に出力する。第２の
加算器２４は、補正レートを加算した角速度にドリフト
補正量を加算して慣性基準装置２０のジャイロのドリフ
トを補正する。
第３の加算器２８の出力端が接続され、地球の方位情報
あるいは座標変換部３０からの姿勢角情報のいずれか
と、姿勢角情報とを比較して慣性基準装置２０のドリフ
ト補正量及び姿勢補正量を算出してフィルタ２６に出力
する。フィルタ２６は、入力したドリフト補正量のノイ
ズを除去して上記第２の加算器２４に出力する。第２の
加算器２４は、補正レートを加算した角速度にドリフト
補正量を加算して慣性基準装置２０のジャイロのドリフ
トを補正する。
【００２８】また、上記フィルタ２６は、入力した姿勢
補正量のノイズを除去して第３の加算器２８に出力す
る。第３の加算器２８は、姿勢角に姿勢補正量を加算し
て地球に対する宇宙航行体２１の姿勢角を算出する。
補正量のノイズを除去して第３の加算器２８に出力す
る。第３の加算器２８は、姿勢角に姿勢補正量を加算し
て地球に対する宇宙航行体２１の姿勢角を算出する。
【００２９】上記構成において、慣性基準装置２０は、
ピッチ軸回りの角速度（レート）を計測して、第１及び
第２の加算器２２，２４を介して積分器２７に出力す
る。積分器２７は、角速度を積分して地球の中心に対す
る宇宙航行体２１の姿勢角を算出し、第３の加算器２８
に出力する。
ピッチ軸回りの角速度（レート）を計測して、第１及び
第２の加算器２２，２４を介して積分器２７に出力す
る。積分器２７は、角速度を積分して地球の中心に対す
る宇宙航行体２１の姿勢角を算出し、第３の加算器２８
に出力する。
【００３０】ここで、補正レート算出部２３には、ＧＰ
Ｓ受信機からのＧＰＳ情報が入力される。すると、補正
レート算出部は、ＧＰＳ情報２９の位置・速度情報に基
づいて上述したように補正レートを算出して、第１の加
算器２２に出力する。第１の加算器２２は、入力した補
正レートを慣性基準装置２０の出力に加算して角速度を
生成し、第２の加算器２４に出力する。
Ｓ受信機からのＧＰＳ情報が入力される。すると、補正
レート算出部は、ＧＰＳ情報２９の位置・速度情報に基
づいて上述したように補正レートを算出して、第１の加
算器２２に出力する。第１の加算器２２は、入力した補
正レートを慣性基準装置２０の出力に加算して角速度を
生成し、第２の加算器２４に出力する。
【００３１】同時に、補正レート算出部２３は、補正レ
ートを座標変換部３０に出力する。座標変換部３０に
は、太陽センサ３１の視野範囲Ｘ内において、該太陽セ
ンサ３１のセンサ出力及びＧＰＳ受信機２９のＧＰＳ情
報が入力され、上述したようにこれらセンサ出力及びＧ
ＰＳ情報に基づいて地球中心に対する姿勢角を求めてス
イッチ３２の固定接点Ａ及び第２の比較部３３に出力す
る。
ートを座標変換部３０に出力する。座標変換部３０に
は、太陽センサ３１の視野範囲Ｘ内において、該太陽セ
ンサ３１のセンサ出力及びＧＰＳ受信機２９のＧＰＳ情
報が入力され、上述したようにこれらセンサ出力及びＧ
ＰＳ情報に基づいて地球中心に対する姿勢角を求めてス
イッチ３２の固定接点Ａ及び第２の比較部３３に出力す
る。
【００３２】スイッチ３２は、図２に示す太陽センサ３
１の視野範囲Ｘ内において、図示しない制御部を介して
可動接点Ｃが固定接点Ａ側に切換え設定され、入力した
姿勢角情報を第１の比較部２５に出力する。第１の比較
部２５には、第３の加算器２８の出力端を介して地球中
心に対する宇宙航行体２１の姿勢角情報が入力され、こ
れらを比較してドリフト補正量及び姿勢補正量を求めて
フィルタ２６に出力する。
１の視野範囲Ｘ内において、図示しない制御部を介して
可動接点Ｃが固定接点Ａ側に切換え設定され、入力した
姿勢角情報を第１の比較部２５に出力する。第１の比較
部２５には、第３の加算器２８の出力端を介して地球中
心に対する宇宙航行体２１の姿勢角情報が入力され、こ
れらを比較してドリフト補正量及び姿勢補正量を求めて
フィルタ２６に出力する。
【００３３】フィルタ２６は、入力したドリフト補正量
のノイズを除去して上記第２の加算器２４に出力する。
第２の加算器２４は、第１の加算器２２を介して入力さ
れる角速度にドリフト補正量を加算して慣性基準装置２
０のジャイロのドリフトを補正する。
のノイズを除去して上記第２の加算器２４に出力する。
第２の加算器２４は、第１の加算器２２を介して入力さ
れる角速度にドリフト補正量を加算して慣性基準装置２
０のジャイロのドリフトを補正する。
【００３４】また、上記フィルタ２６は、入力した姿勢
補正量のノイズを除去して第３の加算器２８に出力す
る。第３の加算器２８は、姿勢角に姿勢補正量を加算し
て地球中心に対する宇宙航行体２１の姿勢角を算出す
る。
補正量のノイズを除去して第３の加算器２８に出力す
る。第３の加算器２８は、姿勢角に姿勢補正量を加算し
て地球中心に対する宇宙航行体２１の姿勢角を算出す
る。
【００３５】この際、座標変換部３０で算出した地球中
心に対する姿勢角は、第２の比較部３３に入力される。
第２の比較部３３は、地球センサ３５のセンサ出力が入
力され、このセンサ出力と地球中心に対する姿勢角を比
較してセンサ誤差補正量を算出し、スイッチ３２の固定
接点Ｂに出力する。
心に対する姿勢角は、第２の比較部３３に入力される。
第２の比較部３３は、地球センサ３５のセンサ出力が入
力され、このセンサ出力と地球中心に対する姿勢角を比
較してセンサ誤差補正量を算出し、スイッチ３２の固定
接点Ｂに出力する。
【００３６】次に、太陽センサ３１の視野範囲外Ｙ（図
２参照）に到達すると、例えばＧＰＳ受信機２９の位置
情報に基づいて上記制御部（図示せず）が視野範囲外Ｙ
であることを検出し、スイッチ３２の可動接点Ｃを固定
接点Ｂ側に切換え設定する。
２参照）に到達すると、例えばＧＰＳ受信機２９の位置
情報に基づいて上記制御部（図示せず）が視野範囲外Ｙ
であることを検出し、スイッチ３２の可動接点Ｃを固定
接点Ｂ側に切換え設定する。
【００３７】ここで、第１の比較部２５は、太陽センサ
３１の視野範囲Ｘにおいて該太陽センサ３１のセンサ出
力に基づいて求めた誤差補正量を第４の加算器３４に出
力する。すると、第４の加算器３４には、この誤差補正
量を地球センサ３５のセンサ出力に加算して補正し、ス
イッチ３２の固定接点Ｂに出力する。
３１の視野範囲Ｘにおいて該太陽センサ３１のセンサ出
力に基づいて求めた誤差補正量を第４の加算器３４に出
力する。すると、第４の加算器３４には、この誤差補正
量を地球センサ３５のセンサ出力に加算して補正し、ス
イッチ３２の固定接点Ｂに出力する。
【００３８】スイッチ３２は、固定接点Ｂに供給された
センサ出力を第１の比較部２５に出力する。第１の比較
部２５は、入力したセンサ出力と第３の加算器２８の出
力と比較してドリフト補正量及び姿勢補正量を求め、フ
ィルタ２６に出力する。
センサ出力を第１の比較部２５に出力する。第１の比較
部２５は、入力したセンサ出力と第３の加算器２８の出
力と比較してドリフト補正量及び姿勢補正量を求め、フ
ィルタ２６に出力する。
【００３９】フィルタ２６は、入力したドリフト補正量
のノイズを除去して上記第２の加算器２２に出力する。
第２の加算器２２は、補正レートを加算した角速度にド
リフト補正量を加算して慣性基準装置２０のジャイロの
ドリフトを補正する。
のノイズを除去して上記第２の加算器２２に出力する。
第２の加算器２２は、補正レートを加算した角速度にド
リフト補正量を加算して慣性基準装置２０のジャイロの
ドリフトを補正する。
【００４０】また、上記フィルタ２６は、入力した姿勢
補正量のノイズを除去して第３の加算器２８に出力す
る。第３の加算器２８は、姿勢角に姿勢補正量を加算し
て地球中心に対する宇宙航行体２１の姿勢角を算出す
る。
補正量のノイズを除去して第３の加算器２８に出力す
る。第３の加算器２８は、姿勢角に姿勢補正量を加算し
て地球中心に対する宇宙航行体２１の姿勢角を算出す
る。
【００４１】このように、上記宇宙航行体の姿勢推定装
置は、太陽センサ３１の視野範囲Ｘ内で、太陽センサ３
１のセンサ出力とＧＰＳ受信機２９で取得したＧＰＳ情
報とに基づいて姿勢角情報を算出して、この位置情報と
姿勢角情報とに基づいて角速度補正、ドリフト補正及び
姿勢角補正を実行して姿勢角を推定すると共に、太陽セ
ンサ３１のセンサ出力とＧＰＳ情報とに基づいて算出し
た姿勢角情報により地球センサ３５のセンサ出力の誤差
補正量を求め、太陽センサ３１の視野範囲外Ｙに至る
と、上記姿勢角情報に基づいた誤差補正量で地球センサ
３５のセンサ出力を補正して、その補正後のセンサ出力
と姿勢角情報とに基づいて角速度補正、ドリフト補正及
び姿勢角補正を実行して姿勢角を推定するように構成し
た。
置は、太陽センサ３１の視野範囲Ｘ内で、太陽センサ３
１のセンサ出力とＧＰＳ受信機２９で取得したＧＰＳ情
報とに基づいて姿勢角情報を算出して、この位置情報と
姿勢角情報とに基づいて角速度補正、ドリフト補正及び
姿勢角補正を実行して姿勢角を推定すると共に、太陽セ
ンサ３１のセンサ出力とＧＰＳ情報とに基づいて算出し
た姿勢角情報により地球センサ３５のセンサ出力の誤差
補正量を求め、太陽センサ３１の視野範囲外Ｙに至る
と、上記姿勢角情報に基づいた誤差補正量で地球センサ
３５のセンサ出力を補正して、その補正後のセンサ出力
と姿勢角情報とに基づいて角速度補正、ドリフト補正及
び姿勢角補正を実行して姿勢角を推定するように構成し
た。
【００４２】これによれば、地球センサ３５の精度の向
上が図れ、しかも、地上からの軌道要素の送信を行うこ
とがなくなり、計算処理の簡略化が図れると共に、高精
度な姿勢角情報の推定が実現される。
上が図れ、しかも、地上からの軌道要素の送信を行うこ
とがなくなり、計算処理の簡略化が図れると共に、高精
度な姿勢角情報の推定が実現される。
【００４３】そして、これによれば、仮に、ＧＰＳ受信
機２９から出力されるＧＰＳ信号の出力誤差が大きくな
ったような場合、すなわち、太陽センサ３１から求めた
姿勢角の誤差が大きくなった太陽センサ３１の使用を中
止するような場合においても、地球センサ３５の誤差が
補正されていることにより、高精度な地球指向が実現さ
れるため、信頼性の高い高精度な姿勢角推定が実現され
る。
機２９から出力されるＧＰＳ信号の出力誤差が大きくな
ったような場合、すなわち、太陽センサ３１から求めた
姿勢角の誤差が大きくなった太陽センサ３１の使用を中
止するような場合においても、地球センサ３５の誤差が
補正されていることにより、高精度な地球指向が実現さ
れるため、信頼性の高い高精度な姿勢角推定が実現され
る。
【００４４】なお、上記実施の形態では、姿勢推定系を
ピッチ軸に対応して構成した場合で説明したが、これに
限ることなく、ロール軸及びヨー軸を含む三軸に対応し
てそれぞれ姿勢推定系を構成してもよいし、あるいは三
軸のうち一軸に対応してのみ姿勢推定系を構成するよう
にしてもよい。
ピッチ軸に対応して構成した場合で説明したが、これに
限ることなく、ロール軸及びヨー軸を含む三軸に対応し
てそれぞれ姿勢推定系を構成してもよいし、あるいは三
軸のうち一軸に対応してのみ姿勢推定系を構成するよう
にしてもよい。
【００４５】また、上記実施の形態では、宇宙航行体に
対して太陽センサを一個配設するように構成した場合で
説明したが、これに限ることなく、例えば図３に示すよ
うに太陽センサ４０ａ，４０ｂを宇宙航行体２１に２個
配設したり、あるいはそれ以上複数個の太陽センサを配
設するように構成してもよい。これによると、太陽セン
サの視野範囲の拡大が図れることにより、さらに地球セ
ンサのセンサ誤差補正量の性能の高精度化が図れる。よ
って、この発明は、上記実施の形態に限ることなく、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。
対して太陽センサを一個配設するように構成した場合で
説明したが、これに限ることなく、例えば図３に示すよ
うに太陽センサ４０ａ，４０ｂを宇宙航行体２１に２個
配設したり、あるいはそれ以上複数個の太陽センサを配
設するように構成してもよい。これによると、太陽セン
サの視野範囲の拡大が図れることにより、さらに地球セ
ンサのセンサ誤差補正量の性能の高精度化が図れる。よ
って、この発明は、上記実施の形態に限ることなく、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。
【００４６】
【発明の効果】以上詳述したように、この発明によれ
ば、簡易な計算処理を実現したうえで、高精度な姿勢の
推定を実現し得るようにした宇宙航行体の姿勢推定装置
を提供することができる。
ば、簡易な計算処理を実現したうえで、高精度な姿勢の
推定を実現し得るようにした宇宙航行体の姿勢推定装置
を提供することができる。
【図１】この発明の一実施の形態に係る宇宙航行体の姿
勢推定装置を示した図。
勢推定装置を示した図。
【図２】図１の太陽センサの視野範囲を説明するために
示した図。
示した図。
【図３】この発明の他の実施の形態を示した図。
【図４】従来の姿勢推定装置を示した図。
【図５】従来の姿勢推定装置を示した図。
２０…慣性基準装置。 ２１…宇宙航行体。 ２２，２４，２８，３４…第１乃至第４の加算器。 ２３…補正レート算出部。 ２５，３３…第１及び第２の比較部。 ２６…フィルタ。 ２７…積分器。 ２９…ＧＰＳ受信機。 ３０…座標変換部。 ３１…太陽センサ。 ３２…スイッチ。 ３５…地球センサ。 ３６…ローパスフィルタ。
Claims (2)
- 【請求項１】 地球の方位を検出する地球センサと、 角速度情報を取得する慣性基準装置と、 太陽の方位を検出する太陽センサと、 ＧＰＳ信号を受信してＧＰＳ情報を取得するＧＰＳ信号
受信手段と、 前記慣性基準装置で検出した角速度情報に基づいて姿勢
角を算出する姿勢角算出手段と、 前記慣性基準装置で検出した角速度情報を前記ＧＰＳ信
号受信手段で取得したＧＰＳ情報に基づいて補正する角
速度補正手段と、 前記太陽センサのセンサ出力と前記ＧＰＳ信号受信手段
で取得したＧＰＳ情報とに基づいて地球に対する姿勢角
を算出する座標変換手段と、 前記地球センサのセンサ出力と前記姿勢角算出手段で算
出した姿勢角とを比較して前記地球センサの誤差補正量
を求めて該誤差を補正する補正手段と、 前記座標変換手段で算出した姿勢角と前記姿勢角算出手
段で算出した地球に対する姿勢角とを比較して姿勢補正
量を求めて補正する姿勢角補正手段と、 前記太陽センサの視野範囲内において前記座標変換手段
で算出した姿勢角と前記姿勢角算出手段で算出した姿勢
角とに基づいて前記慣性基準装置のドリフト補正量を求
めてドリフト補正を実行し、前記太陽センサの視野範囲
外において前記補正手段で補正した前記地球センサのセ
ンサ出力と前記姿勢角算出手段で算出した姿勢角とに基
づいて前記慣性基準装置のドリフト補正量を求めてドリ
フト補正を実行するドリフト補正手段とを具備した宇宙
航行体の姿勢推定装置。 - 【請求項２】 前記太陽センサは、複数個を配設して、
選択的に太陽の方位を計測してなることを特徴とする請
求項１記載の宇宙航行体の姿勢推定装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23644796A JP3746851B2 (ja) | 1996-09-06 | 1996-09-06 | 宇宙航行体の姿勢推定装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23644796A JP3746851B2 (ja) | 1996-09-06 | 1996-09-06 | 宇宙航行体の姿勢推定装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1082656A true JPH1082656A (ja) | 1998-03-31 |
| JP3746851B2 JP3746851B2 (ja) | 2006-02-15 |
Family
ID=17000891
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP23644796A Expired - Lifetime JP3746851B2 (ja) | 1996-09-06 | 1996-09-06 | 宇宙航行体の姿勢推定装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3746851B2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2777365A1 (fr) * | 1998-04-17 | 1999-10-15 | Daimler Chrysler Ag | Procede d'identification d'un capteur effectuant des mesures erronees dans un engin spatial |
| KR100761011B1 (ko) | 2006-05-30 | 2007-09-21 | 학교법인 인하학원 | 카메라형 태양센서를 이용한 관성항법시스템의자세보정장치 및 방법 |
| JP2007538231A (ja) * | 2004-05-13 | 2007-12-27 | ノースロップ・グラマン・コーポレーション | インターフェロメトリック・センシングシステム |
-
1996
- 1996-09-06 JP JP23644796A patent/JP3746851B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2777365A1 (fr) * | 1998-04-17 | 1999-10-15 | Daimler Chrysler Ag | Procede d'identification d'un capteur effectuant des mesures erronees dans un engin spatial |
| JP2007538231A (ja) * | 2004-05-13 | 2007-12-27 | ノースロップ・グラマン・コーポレーション | インターフェロメトリック・センシングシステム |
| JP4818260B2 (ja) * | 2004-05-13 | 2011-11-16 | ノースロップ グラマン システムズ コーポレーション | インターフェロメトリック・センシングシステム |
| KR100761011B1 (ko) | 2006-05-30 | 2007-09-21 | 학교법인 인하학원 | 카메라형 태양센서를 이용한 관성항법시스템의자세보정장치 및 방법 |
| US7805244B2 (en) | 2006-05-30 | 2010-09-28 | Inha University | Attitude correction apparatus and method for inertial navigation system using camera-type solar sensor |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3746851B2 (ja) | 2006-02-15 |
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