JPH11129997A

JPH11129997A - 人工衛星の姿勢制御装置

Info

Publication number: JPH11129997A
Application number: JP9302020A
Authority: JP
Inventors: Katsuhiko Yamada; 克彦山田; Shoji Yoshikawa; 章二吉河
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 1997-11-04
Filing date: 1997-11-04
Publication date: 1999-05-18

Abstract

(57)【要約】【課題】フィードバック演算部の安定性などの特性が
フィードフォワード演算部の存在によって変化しうると
いう課題があった。【解決手段】可動部８を有する人工衛星の姿勢制御装
置において、可動部の運動による人工衛星の姿勢に対す
る影響を予め予測して補償するフィードフォワード演算
部３と、人工衛星の姿勢角誤差から誤差を減らすように
演算を行うフィードバック演算部１と、フィードフォワ
ード演算部及びフィードバック演算部の出力に基づいて
人工衛星の姿勢を制御するホイール４と、フィードフォ
ワード演算部に含まれる未知の構造パラメータを同定す
る構造パラメータ同定部７とを備え、フィードフォワー
ド演算部３が、前記構造パラメータ同定部により同定さ
れた構造パラメータに基づいてフィードフォワード制御
を行う。【効果】構造パラメータ同定部を、地上に設けるの
で、同定に必要な搭載計算機の負荷を減らすことができ
る。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】この発明は、ホイールを用い
て人工衛星の姿勢を制御する人工衛星の姿勢制御装置に
関するものである。特に、人工衛星が可動部を有する場
合に、可動部の運動が人工衛星の姿勢に与える影響をフ
ィードフォワード補償するのに必要となる構造パラメー
タを同定できるとともに、フィードフォワード補償を行
ってもフィードバック制御の特性が変化しないことを可
能とする人工衛星の姿勢制御装置に関するものである。
また、ホイールが独立な２軸にしかトルクを発生できな
い場合にも、人工衛星の３軸の姿勢制御が可能な人工衛
星の姿勢制御装置に関するものである。さらに、ホイー
ルが独立な１軸にしかトルクを発生できない場合には、
人工衛星の最大慣性主軸回りの純スピン運動に安定化可
能な人工衛星の姿勢制御装置に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】従来の人工衛星の姿勢制御装置について
図１０を参照しながら説明する。図１０は、例えば特開
平２−３１８９３５号公報に示された従来の人工衛星の
姿勢制御装置の構成を示すブロック図である。

【０００３】図１０において、１は後述する人工衛星本
体の姿勢角誤差から誤差を減らすように演算を行うフィ
ードバック演算部、２はアンテナやマニピュレータなど
の可動部の駆動角度及び駆動角速度、３は可動部による
人工衛星本体の姿勢に対する影響を予め予測して補償す
るフィードフォワード演算部、４は人工衛星本体の姿勢
を制御するためのホイール、５は人工衛星本体を表して
いる。

【０００４】つぎに、前述した従来の人工衛星の姿勢制
御装置の動作について説明する。人工衛星本体５上でア
ンテナやマニピュレータなどの可動部が運動すると、そ
の反作用が人工衛星本体５に加わり、その姿勢を乱すこ
とになる。

【０００５】上記可動部の運動による人工衛星本体５に
対する影響は可動部駆動角・可動部駆動角速度２から予
め推定することができる。この推定値を求めるのがフィ
ードフォワード演算部３の働きである。ただし、フィー
ドフォワード演算部３で可動部の運動の影響を予め求め
て補償する場合には、可動部のもつ慣性モーメントなど
のパラメータの推定精度が悪いと、人工衛星本体５に大
きな姿勢角誤差を生じてしまう。

【０００６】そのため慣性モーメントなどのパラメータ
を可変にして、人工衛星本体５の姿勢角誤差の値に基づ
いてパラメータの値を調節するようにする。この調節の
働きもフィードフォワード演算部３に含まれている。

【０００７】一方、フィードバック演算部１では、人工
衛星本体５の姿勢角誤差からＰＤ（比例微分）制御等の
制御方策によって制御量を求める。このフィードバック
演算部１の出力から、可動部の影響に相当するフィード
フォワード演算部３の出力を差し引いてホイール４を駆
動することにより、人工衛星本体５はあたかも可動部の
ない場合と同様の姿勢制御が可能になる。

【０００８】図１１は、例えば論文：H.Krishnan他著
「Attitude Stabilization of a Rigid Spacecraft Usi
ng Two Momentum Wheel Actuators」、米国航空宇宙学
会、Journal of Guidance, Control, and Dynamics、Vo
l.18、No.2、pp.256-263、(1995)に示された、従来の独
立な２軸の方向にトルクを与えるホイールを有する人工
衛星の姿勢制御装置におけるフィードバック演算部の働
きを示すフローチャートである。

【０００９】人工衛星の３軸の姿勢角速度を「ω１」、
「ω２」、「ω３」とする。また、人工衛星がホイール
の故障等で２軸にしか姿勢制御トルクを発生できない場
合、そのトルク入力を「ｕ１」、「ｕ２」とする。トル
ク入力ｕ１とｕ２によっては人工衛星の姿勢角速度はω
１とω２しか直接的には制御できないが、通常、人工衛
星全体の角運動量は０に保たれるので、姿勢角速度ω１
とω２を０にすれば姿勢角速度ω３も０にすることは可
能である。

【００１０】また、人工衛星の３軸の姿勢角を３−２−
１オイラー角で表現して「φ」、「θ」、「ψ」とす
る。３−２−１オイラー角の性質より、オイラー角φは
トルク入力ｕ１によって直接的に制御でき、オイラー角
φ＝０であればオイラー角θがトルク入力ｕ２によって
直接的に制御でき、オイラー角φ＝π／２、オイラー角
θ＝０であればオイラー角ψがトルク入力ｕ２によって
直接的に制御できる。この制御の目的は、トルク入力ｕ
１とｕ２によって、人工衛星の姿勢角速度ω１、ω２、
ω３を０とし、かつオイラー角φ、θ、ψを０とするこ
とである。

【００１１】従来の人工衛星の姿勢制御装置は、この制
御の目的を６つのステップによって段階的に解決する。
図１１に示すステップＳＴ１において、まず、トルク入
力ｕ１とｕ２を用いて姿勢角速度ω１とω２を０とす
る。このとき、姿勢角速度ω３も０とすることができ
る。

【００１２】次に、ステップＳＴ２において、トルク入
力ｕ１を用いてオイラー角φを０とする。オイラー角φ
＝０となるのでオイラー角θがトルク入力ｕ２によって
直接的に制御できる。

【００１３】次に、ステップＳＴ３において、トルク入
力ｕ２を用いてオイラー角θを０とする。この状態では
オイラー角ψが制御できない。

【００１４】そこで、ステップＳＴ４において、トルク
入力ｕ１によってオイラー角φをπ／２とする。オイラ
ー角φ＝π／２、オイラー角θ＝０となるのでオイラー
角ψがトルク入力ｕ２によって直接的に制御できる。

【００１５】次に、ステップＳＴ５において、トルク入
力ｕ２を用いてオイラー角ψを０とする。

【００１６】最後に、ステップＳＴ６において、トルク
入力ｕ１を用いてオイラー角φを０に戻す。こうして６
つのステップによって、２つのトルク入力ｕ１とｕ２に
より、姿勢角速度と姿勢角のいずれの成分も０にするこ
とができる。

【００１７】図１２は、例えば論文：二宮他著「２Ｆ５
ＳＯＬＡＲ−Ａの初期姿勢捕捉制御」、第３２回宇宙
科学技術連合講演会予稿集、pp.440-441、(1988)に示さ
れた、従来の１軸のホイールで人工衛星のスピン軸を変
更する方式を示す図である。

【００１８】次に、動作について説明する。人工衛星５
の最大慣性主軸方向にホイール４の制御軸が配置され、
初期の人工衛星５の回転方向が最小慣性主軸まわりとす
る。説明の都合上、最大慣性主軸をｙ軸、最小慣性主軸
をｚ軸とする。このとき、以下の式（１）の制御則を用
いることで、最大慣性主軸回りの純粋な回転運動に安定
化することができる。

【００１９】ｕ＝Ｔ＊ｓｉｇｎ（ωｙ）・・・式（１）

【００２０】ここで、「ｕ」はホイールの制御トルク、
「Ｔ」は衛星の回転運動エネルギーの時間変化が常に負
になるように設定した制御ゲイン、「ωｙ」はｙ軸回り
の角速度、「ｓｉｇｎ（ωｙ）」は成分ωｙの符号関数
で成分ωｙが正であれば１、負であれば−１の値をと
る。

【００２１】図１３は、従来の方法による人工衛星のホ
イールによる回転運動の制御を行った数値計算例を示す
図である。同図（ａ）に示すように、角速度ωｚが減少
してｙ軸まわりの回転運動に移行していく様子が分か
る。また、同図（ｂ）に示すように、人工衛星の回転運
動エネルギーが時間と共に単調減少している様子が分か
る。

【００２２】なお、ある程度、角速度ωｚが減少して角
速度ωｙが増大すると章動運動が発生してなかなかｙ軸
まわりの純スピン運動に収束しない。同じ論文では２個
のホイールを用いることで収束速度を早める方法が述べ
られているが、１個の場合には図に示されるように章動
運動が発生する。

【００２３】

【発明が解決しようとする課題】上述したような従来の
人工衛星の姿勢制御装置では、可動部の運動をフィード
フォワードで補償する場合のフィードフォワード演算部
３のパラメータの調節に姿勢角誤差信号を用いるように
構成されているので、フィードフォワード演算部３にお
いてもフィードバック演算部１と同様のフィードバック
機能が働くことになり、フィードバック演算部１の安定
性などの特性がフィードフォワード演算部３の存在によ
って変化しうるという問題点があった。

【００２４】また、ホイールが故障などで独立な２軸の
方向にしかトルクを発生できない場合に、フィードバッ
ク演算部の動作が多段階の複雑なものになり、単純な制
御則では安定な制御動作が実現できないという問題点が
あった。

【００２５】さらに、１軸のホイールでは最大慣性主軸
回りの単純な回転運動に安定化するまでに章動が発生
し、なかなか収束しないという問題点があった。また、
故障した人工衛星は一般に複雑な回転運動をしていると
考えられるが、その回転運動を止めるためにはまずドッ
キングすることが必要であり、ドッキングするためには
回転運動を止める必要があるという相反する要求が問題
であった。

【００２６】この発明は、前述した問題点を解決するた
めになされたもので、可動部の運動による影響をフィー
ドフォワードに補償する場合に、フィードフォワード演
算部の機能とパラメータ同定の機能を切り離し、パラメ
ータ同定と人工衛星のフィードバック姿勢制御とを独立
に行うことによって、高いフィードフォワード補償性能
を有しながら、フィードフォワード演算部の存在によっ
てもフィードバック制御の特性が変化しないことを可能
とする人工衛星の姿勢制御装置を得ることを目的とす
る。

【００２７】また、この発明は、前述した問題点を解決
するためになされたもので、ホイールが故障などで独立
な２軸の方向にしか制御トルクを発生できない場合で
も、単純な制御則で安定な３軸の姿勢制御を行うことを
可能とする人工衛星の姿勢制御装置を得ることを目的と
する。

【００２８】さらに、この発明は、前述した問題点を解
決するためになされたもので、ホイールが故障などで１
軸の方向にしか制御トルクを発生できない場合でも、最
大慣性主軸回りの純スピン運動に安定化でき、故障した
人工衛星の太陽電池パドルの支持ブームなどの構造体に
結合して１軸回りの純粋な回転運動に安定化すること
で、修理点検などを行う作業ロボットが故障した人工衛
星に容易にドッキングすることができる人工衛星の姿勢
制御装置を得ることを目的とする。

【００２９】

【課題を解決するための手段】この発明に係る人工衛星
の姿勢制御装置は、可動部を有する人工衛星の姿勢制御
装置において、前記可動部の運動による前記人工衛星の
姿勢に対する影響を予め予測して補償するフィードフォ
ワード演算部と、前記人工衛星の姿勢角誤差から誤差を
減らすように演算を行うフィードバック演算部と、前記
フィードフォワード演算部及び前記フィードバック演算
部の出力に基づいて前記人工衛星の姿勢を制御するホイ
ールと、前記フィードフォワード演算部に含まれる未知
の構造パラメータを同定する構造パラメータ同定部とを
備え、前記フィードフォワード演算部が、前記構造パラ
メータ同定部により同定された構造パラメータに基づい
てフィードフォワード制御を行うものである。

【００３０】また、この発明に係る人工衛星の姿勢制御
装置は、さらに、前記人工衛星及び前記可動部の角運動
量に含まれる構造パラメータを同定するために前記可動
部に運動を行わせる際の駆動信号を発生する同定信号生
成部を備え、前記構造パラメータ同定部が、前記人工衛
星、前記ホイール及び前記可動部の運動を示す状態量か
ら前記人工衛星及び前記可動部の角運動量に含まれる構
造パラメータを同定するものである。

【００３１】また、この発明に係る人工衛星の姿勢制御
装置は、前記構造パラメータ同定部を、地上に設けるも
のである。

【００３２】さらに、この発明に係る人工衛星の姿勢制
御装置は、前記構造パラメータ同定部が、前記人工衛星
及び前記可動部の角運動量を、既知ではあるが変動する
項と、未知ではあるが一定値をとる項とに分離し、前記
未知ではあるが一定値をとる項を、前記人工衛星、前記
ホイール及び前記可動部の状態量の時刻歴データから推
定し、構造パラメータを同定するものである。

【００３３】この発明に係る人工衛星の姿勢制御装置
は、人工衛星の独立な２軸の方向に姿勢制御トルクを与
えるホイールと、前記人工衛星の独立な３軸の姿勢角及
び姿勢角速度から前記人工衛星の姿勢を表すロドリゲス
のパラメータを更新する姿勢更新部と、前記得られたロ
ドリゲスのパラメータから前記ホイールに対する姿勢制
御量を与えて前記人工衛星の独立な３軸の姿勢制御を可
能にするフィードバック演算部とを備えたものである。

【００３４】さらに、この発明に係る人工衛星の姿勢制
御装置は、前記フィードバック演算部が、前記姿勢制御
量を、直接的に制御できるロドリゲスのパラメータの成
分の減衰項と、周期的に変動する項に直接的には制御で
きないロドリゲスのパラメータの成分の関数を掛けた項
との和で演算することにより、前記人工衛星の独立な３
軸の姿勢制御を可能にするものである。

【００３５】この発明に係る人工衛星の姿勢制御装置
は、他の人工衛星と結合するための結合部と、前記他の
人工衛星の３軸の角速度を検出する角速度検出装置と、
１軸のホイールと、前記角速度検出装置からの情報に基
づいて前記ホイールを駆動して前記他の人工衛星の回転
運動を最大慣性主軸回りの単純なスピン運動に落ちつく
ように制御する演算部とを備えたものである。

【００３６】また、この発明に係る人工衛星の姿勢制御
装置は、前記結合部が、前記ホイールの制御軸の主成分
が前記他の人工衛星の最大慣性主軸の直交方向になるよ
うに前記他の人工衛星に結合するものである。

【００３７】また、この発明に係る人工衛星の姿勢制御
装置は、さらに、前記結合部と人工衛星本体との間に連
結され、前記他の人工衛星からの距離あるいは方向を調
節する伸展部を備えたものである。

【００３８】さらに、この発明に係る人工衛星の姿勢制
御装置は、さらに、母船との間の通信を行うための通信
部を備えたものである。

【００３９】

【発明の実施の形態】

実施の形態１．この発明の実施の形態１に係る人工衛星
の姿勢制御装置について図１を参照しながら説明する。
図１は、この発明の実施の形態１に係る人工衛星の姿勢
制御装置の構成を示すブロック図である。なお、各図
中、同一符号は同一又は相当部分を示す。

【００４０】図１において、１は人工衛星本体１の姿勢
角誤差から姿勢制御に必要となる演算を行うフィードバ
ック演算部、３は後述する可動部の運動による後述する
人工衛星本体の姿勢に対する影響を予め補償するための
演算を行うフィードフォワード演算部、４は後述する人
工衛星本体の姿勢制御をおこなうアクチュエータである
ホイール、５は人工衛星本体、６は人工衛星本体５や後
述する可動部の角運動量に含まれる構造パラメータを同
定するため可動部に運動を行わせる際の指令値を発生す
る同定信号生成部、７は人工衛星本体５やホイール４や
後述する可動部の運動を示す状態量から構造パラメータ
の同定を行う構造パラメータ同定部、８はアンテナやマ
ニピュレータなど人工衛星本体５上で運動する可動部で
ある。

【００４１】つぎに、前述した実施の形態１の動作につ
いて説明する。人工衛星本体５は、その姿勢角誤差を検
出して姿勢角誤差を減らすように姿勢制御を行う。これ
がフィードバック演算部１の働きであり、ホイール４が
トルク入力の場合には通常ＰＤ（比例微分）制御が用い
られる。また、ホイール４に角運動量指令値を入力とす
るような局所的なフィードバックループが施されている
場合にはＰＩ（比例積分）制御となる。

【００４２】ところで、人工衛星本体５にアンテナやマ
ニピュレータなどの人工衛星本体５に対して相対的に動
きうる可動部８が取り付けられている場合には、人工衛
星本体５の姿勢は可動部８の運動により影響を受ける。
これを数式で表現すると次の式（２）のようになる。

【００４３】Ｍ＊ｄθ／ｄｔ＋ｈｗ＋ｍ＊ｄφ／ｄｔ＝０・・・式（２）

【００４４】上記の式２は、ホイール４を用いた人工衛
星の姿勢制御によって人工衛星全体の角運動量の和が保
存されることを表している。「Ｍ」は人工衛星全体の質
量マトリクス、「θ」は人工衛星本体５の姿勢角（ベク
トル）、「ｄθ／ｄｔ」は姿勢角θの１階時間微分（姿
勢角速度）、「ｈｗ」はホイール４のもつ角運動量、
「ｍ」は主に可動部８に依存する質量マトリクス、
「φ」は可動部８の駆動角（ベクトル）、「ｄφ／ｄ
ｔ」は駆動角φの１階時間微分（駆動角速度）である。

【００４５】可動部８の影響は上記の式２において「ｍ
＊ｄφ／ｄｔ」に現れており、これが可動部８の運動に
ともなう角運動量を表している。この影響は人工衛星本
体５の姿勢制御の精度を損なう要因となるのでこれを予
め補償することが望ましい。

【００４６】そのため通常は運動方程式に基づいて可動
部８の運動にともなう角運動量ｍ＊ｄφ／ｄｔを求め、
この逆符号をとったものをホイール４の角運動量指令値
として与えるようにする。こうすると上記の式２におい
て「ｈｗ」と「ｍ＊ｄφ／ｄｔ」とがほぼキャンセルす
ることになり、可動部８の人工衛星本体５の姿勢に対す
る影響を抑えることができる。ホイール４がトルク入力
である場合には、角運動量指令値を擬似的に微分するこ
とによってホイール４の入力とする。以上がフィードフ
ォワード演算部３の働きである。フィードバック演算部
１の出力とフィードフォワード演算部３の出力は加え合
わされて最終的なホイール４の入力が得られる。

【００４７】上記のようなフィードフォワード制御を行
う場合、可動部８の運動にともなう角運動量「ｍ＊ｄφ
／ｄｔ」を求める必要がある。この計算を精度よく行わ
なければ可動部８の運動により人工衛星本体５の姿勢が
乱れることになる。

【００４８】可動部８の角運動量には、質量、慣性モー
メントなど種々の構造パラメータが含まれているが、こ
れらの構造パラメータは地上で必ずしも精度よく求めら
れるわけではないので、これを軌道上のデータをもとに
同定することが望ましい。

【００４９】この同定のためには可動部８を構造パラメ
ータの同定に都合がいいように駆動する必要がある。同
定信号生成部６は、この可動部８の駆動信号を発生する
働きをもつ。可動部８がアンテナやマニピュレータなど
のように複数の駆動関節をもつ場合、各関節を順次一つ
ずつ動かすことが、一部の構造パラメータに関する分だ
けの影響をみることになるので、同定にとっては都合が
よい。また、同定用の駆動信号が複数の周波数成分をも
つ方が、同定の精度が向上する場合が多い。以上のよう
な条件を考慮しつつ同定用の駆動信号を発生するのが同
定信号生成部６である。

【００５０】また、構造パラメータ同定部７では、人工
衛星本体５の姿勢角・姿勢角速度と、ホイール４の角運
動量と、可動部８の駆動角度・駆動角速度などの信号の
時刻歴から、可動部８あるいは人工衛星本体５の角運動
量に含まれる構造パラメータを同定する。上記の式２に
おける各質量マトリクスＭ及びｍの推定値を「Ｍ”」及
び「ｍ”」とし、真値との誤差を「ΔＭ」及び「Δｍ」
とすると次の式（３）が成り立つ。

【００５１】（Ｍ”＋ΔＭ）＊ｄθ／ｄｔ＋ｈｗ＋（ｍ”＋Δｍ）＊ｄφ／ｄｔ＝０・・・式（３）

【００５２】同定したい量は誤差ΔＭ、Δｍであるが、
これらを左辺にまとめると次の式（４）となる。

【００５３】 ΔＭ＊ｄθ／ｄｔ＋Δｍ＊ｄφ／ｄｔ＝−Ｍ”＊ｄθ／ｄｔ−ｍ”＊ｄφ／ｄｔ−ｈｗ・・・式（４）

【００５４】上記の式（４）において右辺は既知量の組
み合わせであり、各時刻での値から求めることができ
る。従って、上記の式（４）の右辺の値をいくつかの時
刻で求めておけば誤差ΔＭ、Δｍの同定が可能になる。

【００５５】構造パラメータ同定部７で同定された質量
マトリクスｍ（＝ｍ”＋Δｍ）の値は、同定後、フィー
ドフォワード演算部３に送られて以後のフィードフォワ
ード演算に用いられることになる。

【００５６】なお、この例では構造パラメータ同定部７
の場所を特に限定していないが、これは必ずしも人工衛
星に搭載される必要はなく、地上であってもよい。構造
パラメータ同定部７が地上にある場合には、人工衛星本
体５の姿勢角・姿勢角速度、ホイール４の角運動量、可
動部８の駆動角度・駆動角速度などの信号をテレメトリ
として地上に送り、また同定されたパラメータ値を再度
軌道上に送信するなどの手段が必要になるが、軌道上で
の計算負荷を減らすことができ、大容量のデータを扱う
ことができるので同定パラメータの精度が向上するとい
うメリットがある。

【００５７】この実施の形態１に係る人工衛星の姿勢制
御装置は、まず構造パラメータを同定するために可動部
８を駆動する。可動部８を駆動しながらホイール４を用
いて通常のフィードバック姿勢制御とフィードフォワー
ド姿勢制御を行いつつ、可動部８を駆動したときの人工
衛星本体５の角度・角速度、ホイール４の角運動量、及
び可動部８の駆動角度・駆動角速度などの状態量の時刻
歴を蓄える。ある程度状態量が蓄えられれば、その状態
量に基づいて構造パラメータの同定を行う。同定された
パラメータ値はそれ以後のフィードフォワード制御にお
いて用いるようにする。このことで構造パラメータの同
定を行いつつ、フィードバック制御系の特性を変化させ
ないことが可能になる。

【００５８】以上のように、この実施の形態１に係る人
工衛星の姿勢制御装置によれば、フィードフォワード演
算部３と慣性モーメントなどの構造パラメータ同定部７
を分離し、この構造パラメータ同定部７の出力であるパ
ラメータ同定値が、連続的にはフィードフォワード演算
部３に入力されないような構成にしたので、構造パラメ
ータの同定を行いつつ、フィードバック制御系の特性を
変化させない効果があり、また、構造パラメータ同定部
７を地上に置くことで同定に必要な搭載計算機の負荷を
減らすことができる。

【００５９】実施の形態２．図２は、上記構造パラメー
タ同定部７を計算機内部で実現する際の処理を示すフロ
ーチャートである。

【００６０】人工衛星本体５の角運動量Ｍ＊ｄθ／ｄｔ
と、可動部８の角運動量ｍ＊ｄφ／ｄｔは、人工衛星本
体５や可動部８の運動に依存して変化する項と、これら
の運動によらずに変化しない項を分離して、次の式
（５）のように表すことができる。

【００６１】Ｍ＊ｄθ／ｄｔ＋ｍ＊ｄφ／ｄｔ＝Ｙ（ｄθ／ｄｔ，φ，ｄφ／ｄｔ）＊α ・・・式（５）

【００６２】ここで、「α」は質量や慣性モーメントな
どからなる未知のパラメータ項（ベクトル）であるが、
人工衛星本体５や可動部８の運動によらずに一定値とな
る。一方、「Ｙ（ｄθ／ｄｔ，φ，ｄφ／ｄｔ）」は人
工衛星本体５や可動部８の運動によって変化する項（マ
トリクス）であるが、その関数形は既知なので、人工衛
星本体５の姿勢角速度ｄθ／ｄｔ、可動部８の駆動角
φ、駆動角速度ｄφ／ｄｔなどが得られれば精度よく計
算することができる。

【００６３】未知のパラメータ項αは、全ての成分を同
定することが望ましいが、全てを求める場合には同定精
度が低下することが多い。そこで、未知のパラメータ項
αにおいて、角運動量に対する影響の大きな項と小さな
項を分離して、前者だけを同定することにする。

【００６４】未知のパラメータ項αのうち、影響の大き
な成分だけをまとめてα_I、影響の小さな成分だけをま
とめてα_Nとして、それに応じてＹもＹ_IとＹ_Nに分割す
る。このとき上記の式５は次の式（６）のように表され
る。

【００６５】Ｍ＊ｄθ／ｄｔ＋ｍ＊ｄφ／ｄｔ＝Ｙ_I＊α_I＋Ｙ_N＊α_N ・・・式（６）

【００６６】ここで、α_I、α_Nの地上での推定値を「α
_I”」、「α_N”」とする。構造パラメータ同定部７で求
めるのは推定値α_I”の誤差分「Δα_I」（＝α_I−
α_I”）である。

【００６７】さて、図２のステップＳＴ７１において、
同定パラメータ数を決める。これは、未知のパラメータ
項αのうち、同定すべきパラメータ（影響の大きな成
分）α_Iの成分の数をいくつに選ぶかということに対応
している。

【００６８】次に、ステップＳＴ７２において、同定が
終了する時刻「ｔｅ」を設定する。

【００６９】次に、ステップＳＴ７３において、データ
の時刻歴を表すカウンタ「ｉ」を０に設定する。

【００７０】次に、ステップＳＴ７４〜７５において、
時刻ｔ＝ｔｉにおける、人工衛星本体５の角速度、ホイ
ール４の角運動量、可動部８の駆動角度、駆動角速度な
どの状態量を取得する。

【００７１】次に、ステップＳＴ７６において、これか
ら既知項を計算する。この場合、上記の式２の角運動量
保存則は次の式（７）のように表すことができる。

【００７２】Ｙ_I＊Δα_I＝−Ｙ_I＊α_I”−Ｙ_N＊α_N”−ｈｗ・・・式（７）

【００７３】この右辺は上記の状態量が得られれば求め
ることのできる量である。この右辺を「ｈ_N」とおく
と、ステップＳＴ７６の既知項はＹ_Iとｈ_Nをさしてい
る。

【００７４】次に、ステップＳＴ７７において、時刻ｔ
が同定終了時刻ｔｅに到達したかどうかを判定し、到達
していなければステップＳＴ７８でデータのカウンタｉ
を進めて次の時刻におけるデータを取得する。

【００７５】一方、同定終了時刻ｔｅに到達していれ
ば、ステップＳＴ７９において、未知項の同定を行う。
時刻ｔｉにおけるＹ_Iとｈ_Nに添字ｉをつけて表すことに
すると上記の式７は次の式（８）のようになる。

【００７６】Ｙ_IiΔα_I＝ｈ_Ni ・・・式（８）

【００７７】ここで、ｉ＝０，・・・，Ｎまでデータが
あると誤差分Δα_Iを例えば次の式（９）のように最小
二乗法で求めることができる。

【００７８】 Δα_I＝（ΣＹ_Ii ^TＹ_Ii）^-1（ΣＹ_Ii ^Tｈ_Ni）・・・式（９）

【００７９】上記の式（９）において、「Σ」はｉ＝
０，・・・，Ｎまでのデータの和を表しており、「Ｔ」
はマトリクスの転置をとることを意味している。

【００８０】これより、α_I＝α_I”＋Δα_Iとして、影
響の大きな成分α_Iが推定できるので重要度の高いパラ
メータが同定できることになる。

【００８１】この実施の形態２に係る人工衛星の姿勢制
御装置は、構造パラメータ同定部７において、可動部８
及び人工衛星本体５の角運動量を、既知ではあるが変動
する項と、未知ではあるが一定値をとる項との積の形で
表現する。人工衛星本体５の角度・角速度、ホイール４
の角運動量及び可動部８の駆動角度・駆動角速度などの
状態量の時刻歴がある程度蓄えられれば、その状態量に
基づいて各時刻の既知である項を計算する。姿勢制御に
ホイール４を用いることで全体の角運動量は保存されて
いるから、既知項を計算することで各時刻において未知
項に対する線形の方程式が得られる。これより例えば最
小二乗法によって未知ではあるが一定値をとる項を精度
よく求めることができる。

【００８２】すなわち、構造パラメータ同定部７におい
て、可動部８及び人工衛星本体５の角運動量を既知では
あるが変動する項と、未知ではあるが一定値をとる項に
分離し、既知項を計算することで各時刻において未知項
に対する線形の方程式が得られるように構成したので、
未知ではあるが一定値をとる項を精度よく求めることが
できる。

【００８３】実施の形態３．この発明の実施の形態３に
係る人工衛星の姿勢制御装置について図３を参照しなが
ら説明する。図３は、この発明の実施の形態３に係る人
工衛星の姿勢制御装置の構成を示すブロック図である。

【００８４】上記の実施の形態１及び２は、可動部８を
有し、ホイール４が独立な３軸にトルクを発生する場合
の人工衛星の姿勢制御装置であるが、この実施の形態３
は、可動部の有無に関係がなく、ホイール４が独立な２
軸にトルクを発生する場合の人工衛星の姿勢制御装置に
関するものである。

【００８５】図３において、１Ａはロドリゲスのパラメ
ータを用いて姿勢制御演算を行いホイール４Ａに対する
指令値を出力するフィードバック演算部、９は人工衛星
本体５の姿勢角や姿勢角速度を用いて人工衛星本体５の
姿勢をロドリゲスのパラメータに変更する姿勢更新部で
ある。

【００８６】次に、動作について説明する。ここでは人
工衛星本体５の姿勢を制御するホイール４Ａは、故障な
どで独立な２軸の方向にしかトルクを発生できないもの
とする。

【００８７】人工衛星本体５の姿勢を表すロドリゲスの
パラメータは、次のように定義される。人工衛星本体５
に固定した座標系を考えて、この座標系の向きは基準と
なる座標系をある「単位ベクトルａ」の回りに「角度
φ」だけ回転すれば得られるものとする。このとき、人
工衛星本体５の姿勢を表す「ロドリゲスのパラメータ
ｐ」とは、単位ベクトルａを人工衛星本体５に固定した
座標系で表現するとき次の式（１０）で与えられる。

【００８８】ｐ＝ａ＊ｔａｎ（φ／２）・・・式（１０）

【００８９】この定義より明らかなように、ロドリゲス
のパラメータは人工衛星本体５の姿勢を３つの成分で表
すので、冗長性をもたず、また人工衛星本体５に固定し
た座標系と基準となる座標系との向きのずれが微小であ
るとき、通常、姿勢角表現に用いられるオイラー角のほ
ぼ２倍の値をとるという便利な性質がある。

【００９０】人工衛星本体５の３軸の姿勢角がオイラー
角などの形で得られれば、それを一度、方向余弦行列の
形に変換することによって、それからロドリゲスのパラ
メータに変換することは容易に行える。

【００９１】また、人工衛星本体５の３軸の姿勢角速度
を「ω」とすれば、ロドリゲスのパラメータｐとωとの
関係は次の式（１１）のようになる。

【００９２】ｄｐ／ｄｔ＝（ω＋ｐ×ω＋（ｐ・ω）ｐ）／２・・・式（１１）

【００９３】ここで、「ｄｐ／ｄｔ」はロドリゲスのパ
ラメータｐの一階時間微分、「ｐ×ω」はロドリゲスの
パラメータｐと姿勢角速度ωとのベクトル積、「（ｐ・
ω）」はロドリゲスのパラメータｐと姿勢角速度ωとの
スカラ積を表している。

【００９４】上記の式１１を用いれば姿勢角速度ωが得
られたときにロドリゲスのパラメータｐの値を予測する
ことができる。以上のように、人工衛星本体５の３軸の
姿勢角や姿勢角速度からロドリゲスのパラメータｐの値
を随時更新するのが姿勢更新部９の働きである。

【００９５】ロドリゲスのパラメータｐの３成分「ｐ
１」、「ｐ２」、「ｐ３」が得られれば、フィードバッ
ク演算部１Ａではこれらを全て０とするようにフィード
バック制御を行い、ホイール４Ａに対して指令値を出力
する。ロドリゲスのパラメータの全ての成分が０になれ
ば、人工衛星本体５の姿勢は基準となる座標系の姿勢と
一致することになり、制御の目的が達せられたことにな
る。

【００９６】ホイール４Ａが２軸にしかトルクを発生で
きない場合、ホイール４Ａに対するトルク入力に対して
適当な変換を行い変換後の入力を「ｕ１」、「ｕ２」と
すると、ロドリゲスのパラメータｐ１、ｐ２との関係を
次の式（１２）で与えることができる。

【００９７】ｄ２ｐ１／ｄｔ２＝ｕ１、ｄ２ｐ２／ｄｔ２＝ｕ２・・・式（１２）

【００９８】上記の式（１２）において、「ｄ２ｐ１／
ｄｔ２」、「ｄ２ｐ２／ｄｔ２」はそれぞれロドリゲス
のパラメータｐ１、ｐ２の２階時間微分である。

【００９９】すなわち、このロドリゲスのパラメータｐ
１とｐ２は、ホイール４Ａによって直接的に制御するこ
とが可能である。また、このとき残りのロドリゲスのパ
ラメータの成分ｐ３と、ｐ１及びｐ２との関係は次の式
（１３）で与えられる。

【０１００】ｄｐ３／ｄｔ＝−ｐ２＊（ｄｐ１／ｄｔ）＋ｐ１＊（ｄｐ２／ｄｔ）・・・式（１３）

【０１０１】このように人工衛星本体５の姿勢角表現に
ロドリゲスのパラメータを用いると、直接的に制御でき
る２つの成分ｐ１及びｐ２と、直接的には制御できない
成分ｐ３との間に、上記の式１３のように極めて簡単な
関係式を導くことができる。これからホイール４Ａに対
する２つのトルク入力によってロドリゲスのパラメータ
成分ｐ３も制御することが可能になる。フィードバック
演算部１Ａでは以上の性質を利用して人工衛星本体５の
フィードバック姿勢制御を行い、ホイール４Ａに対する
トルク入力を生成する。

【０１０２】この実施の形態３に係る人工衛星の姿勢制
御装置は、人工衛星の３軸の姿勢角あるいは姿勢角速度
を検出し、姿勢更新部９で人工衛星の姿勢をロドリゲス
のパラメータで表現し直す。このロドリゲスのパラメー
タは、人工衛星の姿勢を３つの成分で表現するが、この
うち２つの成分はホイール４Ａによって直接制御でき、
残りの１つの成分の運動も、直接制御できる２つの成分
によって極めて簡単に表現できる。この特徴を活かせ
ば、人工衛星の３軸の姿勢制御を、独立した２軸にトル
クを発生するホイール４Ａによって行うことができる。

【０１０３】すなわち、この実施の形態３に係る人工衛
星の姿勢制御装置によれば、人工衛星の姿勢をロドリゲ
スのパラメータで表現するようにしたので、独立な２軸
にトルクを与えるホイール４Ａでは直接的には制御でき
ないロドリゲスのパラメータの１つの成分の運動も、直
接的に制御できる２つの成分によって簡単に表現でき、
人工衛星の３軸の姿勢制御を、独立した２軸にトルクを
発生するホイール４Ａによって行うことができる。

【０１０４】実施の形態４．図４は、上記実施の形態３
に係る人工衛星の姿勢制御装置のフィードバック演算部
１Ａの構成を示すブロック図である。

【０１０５】図４において、１１及び１２はロドリゲス
のパラメータのうち直接的に制御できる２つの成分ｐ１
とｐ２を減衰させるためのＰＤ制御器、１３及び１４は
直接的には制御できない成分ｐ３の関数ｆ１及びｆ２
で、制御量において周期的に変動する余弦波、正弦波部
分のゲインとなる項、１５は正弦波余弦波発生器、１６
はロドリゲスのパラメータに対する制御出力をホイール
の入力トルクに変換するホイール入力トルク変換器であ
る。

【０１０６】次に、動作について説明する。ホイール４
Ａが独立な２軸の方向にしかトルクを発生できない場
合、直接的に制御できるロドリゲスのパラメータの成分
は２つだけである。これを「ｐ１」及び「ｐ２」とす
る。ロドリゲスのパラメータの成分ｐ１、ｐ２に対して
はＰＤ（比例微分）制御によってこれを減衰させること
ができる。これがＰＤ制御器１１及び１２の働きであ
る。

【０１０７】一方、直接的には制御できない成分「ｐ
３」に対しては、上記の式１３の関係を利用して成分ｐ
１、ｐ２から間接的に制御を行う。まず、正弦波余弦波
発生器１５によって周波数ωの正弦波（サイン：ｓｉ
ｎ）と余弦波（コサイン：ｃｏｓ）を発生させる。い
ま、成分ｐ１の動きをａ１ｃｏｓωｔ、成分ｐ２の動き
をａ２ｓｉｎωｔとすると、上記の式１３からこれらの
１周期において成分ｐ３の変化量Δｐ３は次の式（１
４）となることがわかる。

【０１０８】 Δｐ３＝２ａ１＊ａ２・・・式（１４）

【０１０９】これより成分ｐ１、ｐ２の係数ａ１、ａ２
の積を−ｋ＊ｐ３（ｋは正の定数）と設定すれば、成分
ｐ３も成分ｐ１、ｐ２によって同時に減衰させることが
できる。以上述べた働きをするのが余弦波、正弦波に対
するゲイン項である関数ｆ１（１３）と関数ｆ２（１
４）である。すなわち、関数ｆ１（１３）と関数ｆ２
（１４）を以下の式（１５）のように設定する。

【０１１０】ｆ１＝ｃ＊ｓｉｇｎ（ｐ３）＊ｓｑｒｔ（｜ｐ３｜）ｆ２＝−ｃ＊ｓｑｒｔ（｜ｐ３｜）・・・式（１５）

【０１１１】ここで、「ｃ」は定数。また、「ｓｑｒｔ
（｜ｐ３｜）」は成分ｐ３の絶対値の平方根を意味す
る。このように設定すると、以下の式（１６）となるの
で、成分ｐ３を効果的に減衰させることができる。

【０１１２】ｆ１＊ｆ２＝−ｃ＊ｃ＊ｐ３・・・式（１６）

【０１１３】また、関数ｆ１（１３）と関数ｆ２（１
４）は成分ｐ３が０のとき０となるので、成分ｐ３が微
小値になったあとは成分ｐ１、ｐ２が余弦波、正弦波入
力で影響をうけることはなくなる。

【０１１４】さて以上のように、正弦波余弦波発生器１
５の出力ｃｏｓωｔ、ｓｉｎωｔにそれぞれ上記の式１
５の関数ｆ１、ｆ２を掛けて加えあわせれば、成分ｐ
１、ｐ２に対する制御量ｕ１、ｕ２が決まる。これは上
記の式１２のｕ１、ｕ２と対応しており、次の式（１
７）で与えられる。

【０１１５】ｕ１＝−ｋｐ＊ｐ１−ｋｄ＊ｄｐ１／ｄｔ−ｆ１＊ｃｏｓωｔｕ２＝−ｋｐ＊ｐ２−ｋｄ＊ｄｐ２／ｄｔ−ｆ２＊ｓｉｎωｔ・・・式（１７）

【０１１６】ここで、「ｋｐ」は比例ゲイン、「ｋｄ」
は微分ゲインである。この制御量ｕ１、ｕ２はそのまま
ホイール４Ａに対するトルク指令値となるのではなく、
これをトルク指令値に変換する操作がさらに必要であ
る。

【０１１７】このトルク指令値は、成分ｐ１、ｐ２の加
速度目標値から人工衛星本体５の角加速度の目標値が得
られるので、それを人工衛星本体５の運動方程式に代入
すれば得られる。この変換操作を行うのがホイール入力
トルク変換器１６であり、こうしてホイール４Ａ₁、４
Ａ₂を駆動することにより、直接的に制御できるロドリ
ゲスのパラメータの成分ｐ１、ｐ２だけではなく、直接
的には制御できない成分ｐ３をも同時に０にすることが
できる。

【０１１８】なお、上記実施の形態４では、関数ｆ１、
ｆ２として上記の式１５の形のものを用いたが、関数ｆ
１とｆ２が成分ｐ３の関数で成分ｐ３が０のとき０とな
り、その積が−ｋ＊ｐ３（ｋは正の定数）の形になれば
とくに上記の式１５に限定されるものではない。

【０１１９】また、周期的に変動する関数として正弦波
と余弦波を用いたが、成分ｐ１とｐ２に対応する関数が
位相差をもって変動すればよく、正弦波、余弦波に限定
されるものではない。

【０１２０】この実施の形態４に係る人工衛星の姿勢制
御装置は、独立した２軸にトルクを発生するホイール４
Ａによって、直接的に制御できるロドリゲスのパラメー
タの２つの成分に減衰を与える。同時にこれらの２つの
成分の入力に対して、周期的に変動する関数に、直接的
には制御できないロドリゲスのパラメータの成分の関数
を掛けたものを加える。このことで第三の直接的には制
御できない成分に対しても間接的に効果的な減衰を与え
ることができ、すべての成分を０とすることができる。

【０１２１】すなわち、この実施の形態４によれば、図
４に示すようにフィードバック演算部１Ａを、独立した
２軸にトルクを発生するホイール４Ａによって直接的に
制御できるロドリゲスのパラメータの２つの成分ｐ１、
ｐ２に減衰を与え、同時にこれらの２つの成分の入力に
対して、周期的に変動する関数に直接的には制御できな
いロドリゲスのパラメータの成分の関数を掛けたものを
加えるように構成したので、直接的には制御できないロ
ドリゲスのパラメータの成分ｐ３に対しても間接的に減
衰を与えることができ、すべての成分を０にできる。

【０１２２】実施の形態５．以下、この発明の実施の形
態５に係る人工衛星の姿勢制御装置について図５を参照
しながら説明する。図５は、この実施の形態５に係る人
工衛星の姿勢制御装置の構成を示す図である。

【０１２３】図５において、例えば救援に向かった人工
衛星５は、結合部５１を介して、例えば故障した、制御
を行う対象の人工衛星１００と結合する。また、４Ｂは
１軸のホイール、１０１は人工衛星１００の太陽電池パ
ドルである。なお、図示していないが人工衛星５は演算
部（小型計算機）を有している。

【０１２４】次に、動作について説明する。人工衛星５
は、制御を行う対象の人工衛星１００に結合部５１を介
して剛に結合した後、内蔵された角速度検出装置により
人工衛星１００の３軸の角速度を推定する。そして、人
工衛星５は、その情報を元にして演算部により１軸のホ
イール４Ｂを駆動して人工衛星１００の回転運動を最大
慣性主軸回りの単純なスピン運動に落ちつくように制御
する。

【０１２５】この実施の形態５に係る人工衛星の姿勢制
御装置は、故障した人工衛星１００と結合するための結
合部５１を備え、１軸のホイール４Ｂを内蔵することで
結合した人工衛星１００の回転運動を制御できるように
したものである。

【０１２６】つまり、上記人工衛星の姿勢制御装置は、
故障した人工衛星１００に結合し、角速度を検出するこ
とでホイール４Ｂの角運動量を調整し、人工衛星１００
の回転運動を制御することができる。

【０１２７】すなわち、この実施の形態５によれば、人
工衛星５が結合部５１を備えたのでドッキングのための
特別な装置を有しない人工衛星１００に結合することが
できるとともに、人工衛星５が少なくとも１軸のホイー
ル４Ｂと３軸の角速度検出装置を備えているので故障し
ている結合した相手の人工衛星１００の回転運動を制御
することができる。

【０１２８】実施の形態６．以下、この発明の実施の形
態６に係る人工衛星の姿勢制御装置について図６及び図
７を参照しながら説明する。図６は、この実施の形態６
に係る人工衛星の姿勢制御装置おける人工衛星のホイー
ルの配置を示す図である。

【０１２９】図６において、例えば故障等した、制御を
行う対象の人工衛星１００の座標系として、慣例に従っ
て進行方向をｘ軸、太陽電池パドル１０１の軸方向をｙ
軸とし、右手系を構成するようにｚ軸を定める。

【０１３０】次に、動作について説明する。説明の都合
上、ｘ軸を人工衛星１００の最大慣性主軸とし、ｙ軸と
例えば救援の人工衛星５のホイール４Ｂの制御軸が一致
するものとする。

【０１３１】ホイール４Ｂの制御軸の主成分と人工衛星
１００の最大慣性主軸が直交していれば、慣性モーメン
トの大小関係は他の組み合わせでも良い。

【０１３２】人工衛星１００の回転運動の方程式は以下
の式（１８）で与えられる。

【０１３３】ｄ／ｄｔ｛ωｘ｝＝−ωｚ／Ｉｘ＊｛ωｙ＊（Ｉｚ−Ｉｙ）−Ω＊Ｉｗ｝ｄ／ｄｔ｛ωｙ｝＝−１／Ｉｙ’＊｛ωｘ＊ωｚ＊（Ｉｘ−Ｉｚ）＋ｕ｝ｄ／ｄｔ｛ωｚ｝＝−ωｘ／Ｉｚ＊｛ωｙ＊（Ｉｙ−Ｉｘ）＋Ω＊Ｉｗ｝ｄ／ｄｔ｛Ω｝＝ｕ／Ｉｗ−ｄ／ｄｔ｛ωｙ｝Ｉｙ’＝Ｉｙ−Ｉｗ・・・式（１８）

【０１３４】ここで、「ｄ／ｄｔ｛｝」は｛｝内の変数
を時間微分することを表す。また、「ωｘ」、「ω
ｙ」、「ωｚ」はそれぞれ人工衛星１００の各慣性主軸
回りの角速度、「Ｉｘ」、「Ｉｙ」、「Ｉｚ」は人工衛
星１００の慣性モーメント、「Ω」は人工衛星１００に
対するホイール４Ｂの相対角速度、「Ｉｗ」はホイール
４Ｂの回転軸回りの慣性モーメント、「ｕ」はホイール
４Ｂの制御トルクを表す。

【０１３５】制御則を以下の式（１９）で与える。

【０１３６】ｕ＝Ｋ１＊ωｙ＋Ｋ２＊ωｚ＋Ｋ３＊Ω ・・・式（１９）

【０１３７】「Ｋ１」、「Ｋ２」、「Ｋ３」は制御ゲイ
ンである。最大慣性主軸まわりの角速度ωｘのフィード
バックを必要としない点が特徴である。なお、制御ゲイ
ンを定めるにあたって、ωｘを用いることが考えられ
る。

【０１３８】図７（ａ）及び（ｂ）は、この実施の形態
６の制御則をｚ軸回りに歳差運動をしている人工衛星１
００に適用した場合の人工衛星１００の姿勢角速度及び
回転運動エネルギーの数値計算例を示す。従来の方式を
適用した場合の図１３（ａ）及び（ｂ）に対応する数値
計算例である。

【０１３９】なお、人工衛星１００の回転運動エネルギ
ーＥは、次の式（２０）で算出される。

【０１４０】Ｅ＝｛Ｉｘ＊ωｘ＊ωｘ＋Ｉｙ’＊ωｙ＊ωｙ＋Ｉｚ＊ωｚ＊ωｚ｝／２・・・式（２０）

【０１４１】図７に示すように、この実施の形態６の方
式を用いれば、制御の対象とする人工衛星１００の最大
慣性主軸と直交する方向にホイール４Ｂの制御軸がある
場合に、歳差運動する人工衛星１００を最大慣性主軸回
りの純スピン運動に制御することができる。なお、人工
衛星１００の回転運動エネルギーを平均的に減少させる
ように制御則を構成しているので、単調減少させるよう
に制御則を構成する従来の方式に比べて少ない制御トル
クで制御できると考えられる。

【０１４２】この実施の形態６に係る人工衛星の姿勢制
御装置は、結合する際に人工衛星１００の最大慣性主軸
と１軸のホイール４Ｂの制御軸が直交するようにしたも
ので、最大慣性主軸まわり以外の角速度成分を０になる
ように制御することで最大慣性主軸まわりの純スピン運
動に安定化することができる。

【０１４３】すなわち、この実施の形態６によれば、最
大慣性主軸に垂直な面に制御軸の主成分を持つため、過
大な制御トルクを生成することなく人工衛星１００の回
転運動を最大慣性主軸回りの純スピン運動に制御するこ
とができる。

【０１４４】実施の形態７．以下、この発明の実施の形
態７について図８を参照しながら説明する。図８は、こ
の実施の形態７における人工衛星の姿勢制御装置の伸展
部の動作を示す図である。

【０１４５】図８において、伸展部５２は結合部５１か
らの人工衛星５の距離あるいは方向を調節するものであ
る。

【０１４６】次に、動作について説明する。例えば、救
援の人工衛星５は、例えば、故障した、制御を行う対象
の人工衛星１００に結合部５１を介して剛に結合した
後、伸展部５２を伸展する。伸展方向は、人工衛星１０
０の望ましい純スピン方向が最大慣性主軸になるような
方向に設定する。例えば、望ましい純スピン方向がｘ軸
方向であれば、伸展方向はｘ軸に垂直な面内でｘ軸から
遠ざかる方向を選択する。

【０１４７】結合部５１に回転自由度を与えることで、
得られる慣性主軸方向の微調整を行うことも考えられ
る。

【０１４８】この実施の形態７に係る人工衛星の姿勢制
御装置は、結合後に伸展部５２が伸展することで人工衛
星１００の慣性モーメントを変えることができるように
したもので、また、伸展部５２を伸展することで人工衛
星１００の慣性モーメントを望ましい方向に変えること
ができる。

【０１４９】すなわち、この実施の形態７によれば、伸
展部５２を備えたので、もともとの人工衛星の最大慣性
主軸方向ではない方向まわりの純スピン運動に制御する
場合にも、伸展部５２を伸展することで最大慣性主軸方
向を望ましい方向に変えることができる。

【０１５０】実施の形態８．以下、この発明の実施の形
態８について図９を参照しながら説明する。図９は、こ
の実施の形態８における人工衛星の姿勢制御装置の通信
部の動作を示す図である。

【０１５１】図９において、５３は例えば、救援の人工
衛星５の通信アンテナ、２００は高性能計算機搭載可能
な母船、２０１は母船２００の通信アンテナである。

【０１５２】次に、動作について説明する。人工衛星５
は、通信アンテナ５３と通信アンテナ２０１により母船
２００との通信を行う。母船２００から、例えば故障等
で制御の対象となる人工衛星１００の運動に関する詳細
な情報や人工衛星１００と人工衛星５の位置及び姿勢関
係を人工衛星５に送信する。

【０１５３】母船２００からこれらの情報を計測し送信
することで、人工衛星５に視覚センサなどの姿勢や位置
を計測するセンサを搭載する必要がなくなる。また、人
工衛星１００と結合する際に、母船２００のアームの先
端に人工衛星５を把持して人工衛星１００に十分近づけ
ることにより、あるいは人工衛星１００の結合可能な構
造部材付近に到達するように母船２００から人工衛星５
に初速度を与えることにより、人工衛星５に軌道制御を
行うための推進装置を搭載する必要がなくなる。

【０１５４】この実施の形態８に係る人工衛星の姿勢制
御装置は、通信部を搭載することで母船２００から制御
に必要な情報を入手でき、搭載機器を最小限にすること
ができる。

【０１５５】すなわち、この実施の形態８によれば、母
船２００との通信を行う装置を備えたので、位置や姿勢
を検出する手段を持たなくても母船２００で計測したデ
ータを受信したり、計算を高性能計算機搭載可能な母船
２００で行うことで回転運動の制御精度の向上が可能で
ある。

【０１５６】

【発明の効果】この発明に係る人工衛星の姿勢制御装置
は、以上説明したとおり、可動部を有する人工衛星の姿
勢制御装置において、前記可動部の運動による前記人工
衛星の姿勢に対する影響を予め予測して補償するフィー
ドフォワード演算部と、前記人工衛星の姿勢角誤差から
誤差を減らすように演算を行うフィードバック演算部
と、前記フィードフォワード演算部及び前記フィードバ
ック演算部の出力に基づいて前記人工衛星の姿勢を制御
するホイールと、前記フィードフォワード演算部に含ま
れる未知の構造パラメータを同定する構造パラメータ同
定部とを備え、前記フィードフォワード演算部が、前記
構造パラメータ同定部により同定された構造パラメータ
に基づいてフィードフォワード制御を行うので、構造パ
ラメータの同定を行いつつ、フィードバック制御系の特
性を変化させないという効果を奏する。

【０１５７】また、この発明に係る人工衛星の姿勢制御
装置は、以上説明したとおり、さらに、前記人工衛星及
び前記可動部の角運動量に含まれる構造パラメータを同
定するために前記可動部に運動を行わせる際の駆動信号
を発生する同定信号生成部を備え、前記構造パラメータ
同定部が、前記人工衛星、前記ホイール及び前記可動部
の運動を示す状態量から前記人工衛星及び前記可動部の
角運動量に含まれる構造パラメータを同定するので、構
造パラメータの同定を行いつつ、フィードバック制御系
の特性を変化させないという効果を奏する。

【０１５８】また、この発明に係る人工衛星の姿勢制御
装置は、以上説明したとおり、前記構造パラメータ同定
部を、地上に設けるので、同定に必要な搭載計算機の負
荷を減らすことができるという効果を奏する。

【０１５９】さらに、この発明に係る人工衛星の姿勢制
御装置は、以上説明したとおり、前記構造パラメータ同
定部が、前記人工衛星及び前記可動部の角運動量を、既
知ではあるが変動する項と、未知ではあるが一定値をと
る項とに分離し、前記未知ではあるが一定値をとる項
を、前記人工衛星、前記ホイール及び前記可動部の状態
量の時刻歴データから推定し、構造パラメータを同定す
るので、未知ではあるが一定値をとる項を精度よく求め
ることができるという効果を奏する。

【０１６０】この発明に係る人工衛星の姿勢制御装置
は、以上説明したとおり、人工衛星の独立な２軸の方向
に姿勢制御トルクを与えるホイールと、前記人工衛星の
独立な３軸の姿勢角及び姿勢角速度から前記人工衛星の
姿勢を表すロドリゲスのパラメータを更新する姿勢更新
部と、前記得られたロドリゲスのパラメータから前記ホ
イールに対する姿勢制御量を与えて前記人工衛星の独立
な３軸の姿勢制御を可能にするフィードバック演算部と
を備えたので、独立な２軸にトルクを与えるホイールで
は直接的には制御できないロドリゲスのパラメータの１
つの成分の運動も、直接的に制御できる２つの成分によ
って簡単に表現でき、人工衛星の３軸の姿勢制御を、独
立した２軸にトルクを発生するホイールによって行うこ
とができるという効果を奏する。

【０１６１】さらに、この発明に係る人工衛星の姿勢制
御装置は、以上説明したとおり、前記フィードバック演
算部が、前記姿勢制御量を、直接的に制御できるロドリ
ゲスのパラメータの成分の減衰項と、周期的に変動する
項に直接的には制御できないロドリゲスのパラメータの
成分の関数を掛けた項との和で演算することにより、前
記人工衛星の独立な３軸の姿勢制御を可能にするので、
直接的には制御できないロドリゲスのパラメータの成分
に対しても間接的に減衰を与えることができ、全ての成
分を０にできるという効果を奏する。

【０１６２】この発明に係る人工衛星の姿勢制御装置
は、以上説明したとおり、他の人工衛星と結合するため
の結合部と、前記他の人工衛星の３軸の角速度を検出す
る角速度検出装置と、１軸のホイールと、前記角速度検
出装置からの情報に基づいて前記ホイールを駆動して前
記他の人工衛星の回転運動を最大慣性主軸回りの単純な
スピン運動に落ちつくように制御する演算部とを備えた
ので、結合した相手の人工衛星の回転運動を制御するこ
とができるという効果を奏する。

【０１６３】また、この発明に係る人工衛星の姿勢制御
装置は、以上説明したとおり、前記結合部が、前記ホイ
ールの制御軸の主成分が前記他の人工衛星の最大慣性主
軸の直交方向になるように前記他の人工衛星に結合する
ので、過大な制御トルクを生成することなく人工衛星の
回転運動を最大慣性主軸回りの純スピン運動に制御する
ことができるという効果を奏する。

【０１６４】また、この発明に係る人工衛星の姿勢制御
装置は、以上説明したとおり、さらに、前記結合部と人
工衛星本体との間に連結され、前記他の人工衛星からの
距離あるいは方向を調節する伸展部を備えたので、元々
の人工衛星の最大慣性主軸方向ではない方向まわりの純
スピン運動に制御する場合にも、伸展部を伸展すること
で最大慣性主軸方向を望ましい方向に変えることができ
るという効果を奏する。

【０１６５】さらに、この発明に係る人工衛星の姿勢制
御装置は、以上説明したとおり、さらに、母船との間の
通信を行うための通信部を備えたので、位置や姿勢を検
出する手段を持たなくても母船で計測したデータを受信
することで回転運動の制御精度を向上することができる
という効果を奏する。

【図面の簡単な説明】

【図１】この発明の実施の形態１に係る人工衛星の姿
勢制御装置の構成を示すブロック図である。

【図２】この発明の実施の形態２に係る人工衛星の姿
勢制御装置の構造パラメータ同定部の動作を示すフロー
チャートである。

【図３】この発明の実施の形態３に係る人工衛星の姿
勢制御装置の構成を示すブロック図である。

【図４】この発明の実施の形態４に係る人工衛星の姿
勢制御装置のフィードバック演算部の構成を示す図であ
る。

【図５】この発明の実施の形態５に係る人工衛星の姿
勢制御装置の構成を示す図である。

【図６】この発明の実施の形態６に係る人工衛星の姿
勢制御装置のホイールの配置を示す図である。

【図７】この発明の実施の形態６に係る人工衛星の姿
勢制御装置のホイールによる回転運動の制御を行った数
値計算例を示す図である。

【図８】この発明の実施の形態７に係る人工衛星の姿
勢制御装置の構成を示す図である。

【図９】この発明の実施の形態８に係る人工衛星の姿
勢制御装置の構成を示す図である。

【図１０】従来の人工衛星の姿勢制御装置の構成を示
すブロック図である。

【図１１】従来の人工衛星の姿勢制御装置の動作を示
すフローチャートである。

【図１２】従来の人工衛星の姿勢制御装置の回転運動
の制御動作を示す図である。

【図１３】従来の人工衛星の姿勢制御装置のホイール
による回転運動の制御を行った数値計算例を示す図であ
る。

【符号の説明】

１フィードバック演算部、１Ａフィードバック演算
部、３フィードフォワード演算部、４ホイール、４
Ａホイール、４Ｂホイール、５人工衛星本体、６
同定信号生成部、７構造パラメータ同定部、８可
動部、９姿勢更新部、５１結合部、５２伸展部、
５３通信アンテナ、１００人工衛星、１０１太陽
電池パドル、２００母船、２０１通信アンテナ。

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】可動部を有する人工衛星の姿勢制御装置
において、前記可動部の運動による前記人工衛星の姿勢に対する影
響を予め予測して補償するフィードフォワード演算部
と、前記人工衛星の姿勢角誤差から誤差を減らすように演算
を行うフィードバック演算部と、前記フィードフォワード演算部及び前記フィードバック
演算部の出力に基づいて前記人工衛星の姿勢を制御する
ホイールと、前記フィードフォワード演算部に含まれる未知の構造パ
ラメータを同定する構造パラメータ同定部とを備え、前記フィードフォワード演算部は、前記構造パラメータ
同定部により同定された構造パラメータに基づいてフィ
ードフォワード制御を行うことを特徴とする人工衛星の
姿勢制御装置。
【請求項２】さらに、前記人工衛星及び前記可動部の
角運動量に含まれる構造パラメータを同定するために前
記可動部に運動を行わせる際の駆動信号を発生する同定
信号生成部を備え、前記構造パラメータ同定部は、前記人工衛星、前記ホイ
ール及び前記可動部の運動を示す状態量から前記人工衛
星及び前記可動部の角運動量に含まれる構造パラメータ
を同定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】前記構造パラメータ同定部は、地上に設
けることを特徴とする請求項２記載の人工衛星の姿勢制
御装置。
【請求項４】前記構造パラメータ同定部は、前記人工
衛星及び前記可動部の角運動量を、既知ではあるが変動
する項と、未知ではあるが一定値をとる項とに分離し、
前記未知ではあるが一定値をとる項を、前記人工衛星、
前記ホイール及び前記可動部の状態量の時刻歴データか
ら推定し、構造パラメータを同定することを特徴とする
請求項１、２又は３記載の人工衛星の姿勢制御装置。
【請求項５】人工衛星の独立な２軸の方向に姿勢制御
トルクを与えるホイールと、前記人工衛星の独立な３軸の姿勢角及び姿勢角速度から
前記人工衛星の姿勢を表すロドリゲスのパラメータを更
新する姿勢更新部と、前記得られたロドリゲスのパラメータから前記ホイール
に対する姿勢制御量を与えて前記人工衛星の独立な３軸
の姿勢制御を可能にするフィードバック演算部とを備え
たことを特徴とする人工衛星の姿勢制御装置。
【請求項６】前記フィードバック演算部は、前記姿勢
制御量を、直接的に制御できるロドリゲスのパラメータ
の成分の減衰項と、周期的に変動する項に直接的には制
御できないロドリゲスのパラメータの成分の関数を掛け
た項との和で演算することにより、前記人工衛星の独立
な３軸の姿勢制御を可能にすることを特徴とする請求項
５記載の人工衛星の姿勢制御装置。
【請求項７】他の人工衛星と結合するための結合部
と、前記他の人工衛星の３軸の角速度を検出する角速度検出
装置と、１軸のホイールと、前記角速度検出装置からの情報に基づいて前記ホイール
を駆動して前記他の人工衛星の回転運動を最大慣性主軸
回りの単純なスピン運動に落ちつくように制御する演算
部とを備えたことを特徴とする人工衛星の姿勢制御装置。
【請求項８】前記結合部は、前記ホイールの制御軸の
主成分が前記他の人工衛星の最大慣性主軸の直交方向に
なるように前記他の人工衛星に結合することを特徴とす
る請求項７記載の人工衛星の姿勢制御装置。
【請求項９】さらに、前記結合部と人工衛星本体との
間に連結され、前記他の人工衛星からの距離あるいは方
向を調節する伸展部を備えたことを特徴とする請求項７
記載の人工衛星の姿勢制御装置。
【請求項１０】さらに、母船との間の通信を行うため
の通信部を備えたことを特徴とする請求項７記載の人工
衛星の姿勢制御装置。