JPH115599A - 宇宙船姿勢制御装置及びその方法 - Google Patents

宇宙船姿勢制御装置及びその方法

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JPH115599A
JPH115599A JP10020724A JP2072498A JPH115599A JP H115599 A JPH115599 A JP H115599A JP 10020724 A JP10020724 A JP 10020724A JP 2072498 A JP2072498 A JP 2072498A JP H115599 A JPH115599 A JP H115599A
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spacecraft
low thrust
thrusters
thruster
frequency
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JP10020724A
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English (en)
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Tung Y Liu
ワイ． リウ タング
Kam K Chan
ケイ．チャン カム
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Maxar Space LLC
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Space Systems Loral LLC
Loral Space Systems Inc
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control

Abstract

(57)【要約】 宇宙船構造体の所定の位置に取り付けた複数のスラスタ
を備えた宇宙船であって、前記複数のスラスタは個々に
所望の軸方向についてトルクを発生するように点火され
る。スラスタの点火はオフセット時間Δｔの２つの点火
に分割され、オフセット時間Δｔは Δｔ＝(1/2) ｘ (1
/F) ｘ SF を満たす。ここで、Ｆは宇宙船の振動の個々
の軸に関するヘルツ単位の主モード(名目上第１モード)
周波数であり、ＳＦはその周波数に関する調整スケール
ファクタである。望ましい実施態様では、スラスタは太
陽電池アレイパネル上に取り付けられた低推力スラスタ
であり、ペアで点火される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は衛星の姿勢制御シス
テムに関し、特に三軸姿勢制御システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】宇宙船は宇宙に打ち上げられ、ひとたび
意図した軌道に乗り安定した後には、様々な操作を行な
わなければならない。たとえば低軌道に打ち上げられた
後で、宇宙船の主スラスタを点火してさらに高軌道（た
とえば静止軌道）に揚げることが必要となる場合があ
る。この種の操作は軌道レイジング(orbit-raising)操
作として知られている。また宇宙船が選択した軌道上に
安定した後は、様々な外力（たとえば、太陽風や磁気ト
ルクなどの環境の擾乱トルク）が宇宙船に影響を与え、
宇宙船が選択した軌道から不適当な軌道にドリフトする
場合がある。したがって正しい軌道に宇宙船を戻すため
に定期的な（たとえば毎日、毎週、毎月などの）軌道操
作がしばしば必要とされる。この種の操作はステーショ
ンキーピング(station-keeping)操作として知られてい
る。
【０００３】これらの操作の間、通信機器や画像装置な
どのペイロードを予め設定された宇宙空間位置に向けた
り、宇宙船のスラスタベクトルを正しい方向に向けるこ
とが本質的に重要である。従って宇宙船は通常、姿勢を
予め設定した範囲内に制御できるような閉ループ制御シ
ステムを備えている。このような制御システムでは、宇
宙船の姿勢を修正するトルクを選択的に発生させる宇宙
船スラスタをしばしば用いる。たとえば軌道レイジング
操作の間、宇宙船の姿勢はスラスタの幾つかを選択的に
作動させ、姿勢修正のトルクを発生させることによって
維持される。
【０００４】以下の米国特許は様々な宇宙船の姿勢制御
方法についての例証である。すなわちアジト(Adsit)等
による米国特許第5,459,669号「宇宙船の姿勢制御に関
する制御システム及び方法(Control System And Method
For Spacecraft Attitude Control)」、カジミ(Kazim
i)等による米国特許第5,400,252号「宇宙船の南北方向
維持操作中の東西方向軌道制御(Spacecraft East/West
Orbit Control During A North or South Stationkeepi
ng Maneuver)」、ティリー(Tilley)等による米国特許第
5,349,532号「ジンバル及びスロットル・スラスタを用
いたモーメンタム・アンローディング(Spacecraft Atti
tude Control And Momentum Unloading Using Gimballe
d And Throttled Thrusters)」及びリウ(Liu)等による
米国特許第5,222,023号「宇宙船姿勢制御の補償遷移(Co
mpensated Transition For SpacecraftAttitude Contro
l)」である。
【０００５】更に文献としてファウエル(Fowell)による
米国特許第5,184,790号「軌道傾斜に対する２軸姿勢修
正(Two-Axis Attitude Correction For Orbit Inclinat
ion)」、ガーグ(Garg)等による米国特許第4,931,942号
「宇宙船姿勢制御の遷移制御システム(Transition Cont
rol System For Spacecraft Attitude Control)」、ガ
ーグ(Garg)等による米国特許第4,848,706号「対スラス
タを用いた宇宙船姿勢制御(Spacecraft Attitude Contr
ol Using Coupled Thrusters)」、チャン(Chan)等によ
る米国特許第4,767,084号「３軸安定宇宙船の自律ステ
ーションキーピング(Autonomous Stationkeeping For T
hree-Axis Stabilized Spacecraft)」、クラーク(Clar
k)による米国特許第4,759,517号「ソーラーセイリング
を用いたステーションキーピング(Station-Keeping Usi
ng Solar Sailing)」、チャン(Chan)等による米国特許
第4,599,697号「デジタル ＰＷＰＦ ３軸宇宙船姿勢
制御(Digital PWPF Three-Axis Spacecraft Attitude C
ontrol)」、レーナー(Lehner)等による米国特許第4,52
1,855号「軌道上ロール／ヨー軸電子衛星制御(Electron
icOn-Orbit Roll/Yaw Satellite Control)」、シュミッ
ト・ジュニア(Schmidt,Jr.)による米国特許第4,489,383
号「高傾斜軌道衛星用閉ループ磁気的ロール／ヨー軸衛
星制御(Closed-Loop Magnetic Roll/Yaw Control Syste
m For High Inclination Orbit Satellites)」及びムー
ルフェルダー(Muhlfelder)による米国特許第4,084,772
号「モーメンタムバイアス宇宙船のロール／ヨー軸船体
操縦(Roll/Yaw Body Steering For Momentum Biased Sp
acecraft)」がある。
【０００６】また、１９８４年発行のガイダンス誌第７
巻の430-436頁(J. Guidance, vol.7, No.4, pgs. 430-4
36, July-August 1984)に記載のボン・ビー(Bong Wie)
等による「ステーションキーピング中の姿勢安定化(Att
itude Stabilization of Flexible Spacecraft During
Stationkeeping Maneuvers)」がある。更に文献とし
て、マッジーニ(Mazzini)による欧州特許出願第0 499 8
15 A1号「軌道操作及び姿勢制御用電気推進機を備えた
３軸安定化衛星(Triaxially Stabilized Satellite Pro
vided with Electric Propulsors for Orbital Maneuve
ring and Attitude Control)」を挙げることができる。
【０００７】静止衛星は通常、太陽風のトルク不均衡を
最小化するように設計されている。一般的には、宇宙船
の南北に太陽電池アレイ26を配置した(図５(a))太陽電
池対称配置設計、または南側に配置した太陽電池アレイ
26と、それとバランスするように北側にソーラーセイル
29を配置した構成(図５(b))がとられる。これらの付属
物は宇宙船バス11から伸びている。その他の太陽風また
は外部擾乱トルクはモーメンタムホイールに貯えられ、
高推力スラスタ、磁気トルカ(磁気トルク発生器)、トリ
ムタブまたは太陽電池パネル角度調整器によって定期的
にアンロードされる。
【０００８】従来のようなモーメンタムホイール及びホ
イール・アンロード装置の搭載は通常、宇宙船の質量、
複雑さ及びコストを増大させる。また、宇宙船の励振を
減少させる従来の方法は、能動的または受動的な減衰装
置を備えたり、宇宙船体に補強材を加えるものである。
しかしこの方法は、宇宙船の質量や非循環コストを増大
させる。
【０００９】更にハード的な減衰装置を付加する場合は
通常、減衰装置は特定応用のためのカスタム設計とな
り、飛行前の１つのモード周波数に対して調整される。
しかし宇宙船の動作寿命の間、この主モード周波数が様
々に変化した事象が生じるため減衰装置は効果的でなく
なってしまう。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】本発明の第１の目的
は、低推力(すなわち、１Ｎｍ(ニュートン・メートル)
の何分の１か)のスラスタのペア(対)を用いて、(a)擾乱
トルクの除去または(b)微細な方向姿勢制御の少なくと
も１つを行い３軸安定化宇宙船を提供し、更に構造体振
動を抑制する技術を提供することにある。
【００１１】本発明の第２の目的は、１つ又は複数の付
属物、例えば太陽電池アレイパネルの端部に配置された
パルスプラズマ・スラスタのペアを用いて、(a)擾乱ト
ルクの除去または(b)微細な方向姿勢制御の少なくとも
１つを行い３軸安定化宇宙船を提供し、更にその付属物
の構造体振動を抑制する技術を提供することにある。更
に本発明の目的は、低推力スラスタペアを用いて構造体
振動を減衰させ、従って従来のハード的な減衰装置の必
要性の無い、又は必要性を低減した３軸安定化宇宙船を
提供することにある。
【００１２】
【課題を解決するための手段】本発明の目的及び利点
は、宇宙船構造体の所定の位置に取り付けた複数の低推
力スラスタペアを備えた宇宙船により実現され、前述及
び他の課題は解決される。所望のトルクを発生するよう
に複数の低推力スラスタペアを対で点火する。この場
合、１つの低推力スラスタペアの点火はオフセット時間
Δｔの２つの点火に分割される。ここで、Δｔ＝(1/2)
ｘ (1/F) ｘ SF であり、Ｆは宇宙船構造体の個々の軸
に対するヘルツ単位の主モード(名目上第１モード)の周
波数、ＳＦはその名目周波数に関して調整するスケール
ファクタである。望ましい実施態様では、低推力スラス
タペアは太陽電池アレイパネルに取り付けられ、太陽電
池アレイパネルの振動を抑制するように制御可能に点火
される。
【００１３】本発明の好適な実施例では、宇宙船は４つ
の低推力スラスタの第１のセットおよび４つの冗長低推
力スラスタの第２のセットを備えた静止軌道宇宙船であ
る。低推力スラスタの第１および第２のセットは、宇宙
船構造体に対して所定の配置に取り付けられている。複
数の低推力スラスタは所望のトルクを発生するように対
で点火され、低推力スラスタのペアの点火はオフセット
時間Δｔの２つの点火に分割される。
【００１４】更に本発明の好適な実施例によれば、静止
宇宙船は画像ペイロードを備え地球の気象画像を得るの
に用いられる。
【００１５】
【発明の実施の形態】本発明の開示するところはこれの
みに限定されないが、低推力スラスタを用いた太陽風又
は他の外乱トルクの除去、また低推力スラスタを用いた
宇宙船の軌道上での微細な方向制御に関するものであ
る。特に、太陽電池アレイパネルに取り付けた低推力ス
ラスタペアの点火により太陽電池アレイパネルの機械的
励振を低減することに関する。本発明について詳細に述
べる前に、太陽風又は他のトルクを除去し、また宇宙船
の軌道上での向きを微細に制御することが可能になる低
推力スラスタペアの用い方について述べる。
【００１６】図１を参照しつつ説明すると、低推力スラ
スタ姿勢制御システム(LTTACS: LowThrust Thruster At
titude Control System)10は慣性センサシステム(ジャ
イロ18)と共にセンサ入力(例えば、太陽センサ12、地球
センサ14およびスタートラッカー(天体追跡装置)16の１
つ又は組合せから)を用いスラスタ指令を生成する姿勢
決定・制御システム20を有している。宇宙船は１つ以上
の高推力スラスタ22および複数の低推力スラスタ24を有
する。例えば、高推力スラスタ22は２２ニュートン・メ
ータ(Ｎｍ)スラスタであり、低推力スラスタ24は４００
マイクロニュートン・メータ(μＮｍ)スラスタ(パルス
プラズマ・スラスタなどの)である。概して低推力スラ
スタ24の最大スラスト出力は１Ｎｍの何分の１かであ
る。ＬＴＴＡＣＳ10はまたΔＶ操作のための高推力スラ
スタ22から微小姿勢制御のための低推力スラスタ24への
切替え機構を備えている。どのような残存モーメンタム
も高推力スラスタから低推力スラスタへの切替えの間
に、低推力スラスタ単独で、または任意のモーメンタム
ホイール27との組み合わせで吸収される。宇宙船に任意
のモーメンタムホイール27を備えた場合、低推力スラス
タ24はモーメンタムホイール27の動作を増強させるため
に、またはモーメンタムホイールの故障時のバックアッ
プシステムとして用いることができる。
【００１７】宇宙船の船体11に取り付けたスラスタを制
御するだけの従来のスラスタ制御システムと違って、Ｌ
ＴＴＡＣＳ10は姿勢制御を維持するために、太陽電池ア
レイパネル26(図２(a),(b),(d))などの宇宙船付属物に
取り付けた低推力スラスタ24に指令を出す。ＬＴＴＡＣ
Ｓ10は低推力スラスタ24を用い、太陽風または外乱トル
クを直接除去するロール、ピッチおよびヨー軸制御トル
クを与え、軌道上での要求方向姿勢に宇宙船を制御す
る。
【００１８】低推力スラスタ24を太陽電池アレイパネル
26上に取り付けるのはスラスタの働くモーメントアーム
を長くする点で有利である。例えば宇宙船バスに位置す
るスラスタのモーメントアームはおよそ１ｍであるのに
対し、太陽電池アレイパネル26の先端にあるスラスタで
は桁違いに大きい。低推力スラスタ24の動作寿命は限ら
れており、モーメントアームが長いことでトルクが大き
くなり、所定量の修正トルクを得るための点火時間を短
くできることは重要な点である。
【００１９】また、低推力スラスタ24を太陽電池アレイ
パネル26上に配置することにより、低推力スラスタ24を
太陽電池アレイに作用する太陽風トルク外乱の座標軸と
整列させることができ、それにより直接太陽風トルク
(慣性トルクとして作用する)と対向するように機能させ
ることができる。ＬＴＴＡＣＳ10は以下の３つのセンサ
の組合せのどれか１つから高精度の姿勢情報を生成す
る。すなわち、(1)ジャイロ18とスタートラッカー16、
(2)ジャイロ18、スタートラッカー16および地球センサ1
4、(3)ジャイロ18、地球センサ14、および太陽センサ12
である。次に低推力スラスタ24は、例えば画像ペイロー
ドまたは通信ペイロードがそれぞれ３軸安定気象衛星又
は通信衛星に正確に向くように、軌道上姿勢を制御する
指令を受ける。
【００２０】図１に示す低推力スラスタ姿勢制御システ
ム(LTTACS)10のブロック図を参照しつつ、さらに詳細に
説明すると、搭載型姿勢決定・制御システム20は低雑音
姿勢測定を行うため、ジャイロ18を(1)スタートラッカ
ー16、(2)地球センサ14及びスタートラッカー16、また
は(3)地球センサ14及び太陽センサ12、の何れかと組み
合わせて用い、スラスタのオンタイム指令を生成するス
ラスタ制御ロジック、トルク出力を得るための低推力ス
ラスタ24を用いる。高推力スラスタ22の出力は軌道レイ
ジングおよびΔＶ操作の場合に制御され、低推力スラス
タ24は切替時及び通常の軌道上動作において制御され
る。地球センサ14、太陽センサ12及びジャイロ18は軌道
レイジング動作の場合に用いられる。前述のように、希
望によりモーメンタムホイール27を備えることもでき
る。
【００２１】宇宙船のロール、ピッチおよびヨー軸につ
いての姿勢の基準を得るために(1)スタートラッカー1
6、または(2)地球センサ14及びスタートラッカー16、ま
たは(3)地球センサ14及び太陽センサ12、の組み合わせ
が用いられる。このデータは姿勢決定・制御システム20
の搭載フィルタにおいてジャイロ18のドリフトの決定と
除去に用いられる。選択した基準センサは高精度な長期
での宇宙船の姿勢情報を与え、ジャイロ18は短期の姿勢
情報を向上させる。基準センサ12-16及び較正されたジ
ャイロ18は標準４元数パラメータ［ｑ１，ｑ２，ｑ３，
ｑ４］で記述される姿勢決定システムを構成する。
【００２２】トルク指令を生成するために、制御装置20
によって４元数パラメータ表現による天底方向の経路は
伝搬４元数(propagated quaternions)とコンボリューシ
ョンがとられる。次に、第１の３つの誤差４元数パラメ
ータ［ｑ１，ｑ２，ｑ３］及び船体速度［ｗ１，ｗ２及
びｗ３］に制御装置利得が乗算され、トルク指令が生成
される。必要なトルクは、選択した低推力スラスタ24の
ペアの点火時間に変換される。外乱トルク及び他の擾乱
トルク、例えば太陽風トルク、磁気トルク、重力トルク
及び宇宙船のアクチュエータから来るトルクなどは低推
力スラスタ24の点火によって直接取り除かれる。この制
御方法は軌道レイジングを行う場合の姿勢制御のための
高推力スラスタ22にも用いられる。高推力スラスタ22か
ら低推力スラスタ24への切替時には制御装置利得も高利
得から低利得に切り替えられる。
【００２３】好適で望ましい４元数パラメータ制御法に
ついては、1996年10月16日出願の仮特許出願第60/028,1
61号に基づき優先権を主張した、本願と同時係属中の19
97年9月22日出願の米国特許出願第08/934,981号の「初
期単一軸姿勢情報のみを用いた宇宙船の再方向制御方法
(Method to Reorient a Spacecraft Using Only Initia
l Single Axis Attitude Knowledge)」と題する、J.D.
ストーンとK.チャン(J.D,Stoen and K.Chan)によるもの
がある。しかし、制御方法としてはこの技術に限らず、
一般に、姿勢修正及びスラスタ点火時間を決定する従来
の多くの技術をＬＴＴＡＣＳ10に用いることができる。
【００２４】正確な姿勢方向は特定の範囲内で維持さ
れ、選択的に低推力スラスタ24を点火することによっ
て、通常全ての軸に対して0.01度以下に維持される。従
来の高推力スラスタ22は宇宙船の主船体またはバス11に
取り付けられる。望ましくは軽量でコンパクトな(推進
剤と装置を統合した)低推力スラスタ24は、宇宙船のバ
ス11(図２(c)、又は他の適当な付属物上)に取り付ける
ことができる。図２(a),(b),(d)に示すように低推力ス
ラスタ24は、例えば太陽電池アレイパネル26の周辺の１
箇所以上に取り付けることができる。
【００２５】例えば、画像装置を備えた気象衛星では、
姿勢決定・制御システム20からの高精度の姿勢情報は、
衛星方向の誤差修正信号を広帯域の２軸ジンバル装置ペ
イロードにフィードフォワードすることによって更に修
正される。これには限定されないが好適な実施例として
は、以下の３つの目標を達成するために宇宙船は４つの
低推力スラスタ24を有している。
【００２６】(1)第１の目標は、(任意の)モーメンタム
ホイール27を用いるよりは、低推力スラスタ24を用いて
高精度の軌道上姿勢を維持することである。 (2)第２の目標は、ソーラーセイルなどの受動手段や、
トリムタブや磁気トルカなどの能動手段を用いるより
は、低推力スラスタ24を用いて太陽風や他の外乱トルク
を除去することである。
【００２７】(3)第３の目標は、モーメンタムホイール
にモーメントを蓄積するよりは、低推力スラスタ24を用
いて宇宙船のモーメントを除去することである。本技術
は従来の技術に比べ多くの利点を有している。これらの
利点には以下のものを含んでいる。 (1)１つ以上のトリムタブ、ソーラーセイル、モーメン
タムホイールや磁気トルカを用いないので、正味の質量
を減らせる。
【００２８】(2)太陽トルクのバランスをとることはも
はや決定的な設計パラメータではないので、宇宙船構成
の設計を単純にできる。 (3)低推力スラスタ24の一式(本実施例では４つの低推力
スラスタ)を、姿勢制御と太陽風トルクに対する対抗力
の両者に使うことができる。更に４つの低推力スラスタ
の一式を冗長系として備えてもよい。
【００２９】(4)低推力スラスタ24を太陽電池アレイパ
ネル26上、又は他の適当な宇宙船付属物の上に取り付け
ることで、低推力スラスタが作用するモーメントアーム
を長くでき、トルクの除去能力を最大化できる。図２
(a)から(d)は、前述した従来のトリムタブ、対称均衡さ
せた太陽電池アレイ、ソーラーセイル、モーメンタムホ
イールや磁気トルカが不要な宇宙船の構成を示す。図２
(a),(b),(d)については前述した。例えば、図２(a)及び
(d)では宇宙船バスおよび太陽電池アレイパネルの非対
称な構成を用いている。図２(a)では太陽電池アレイパ
ネルの縦軸(LA:longitudinal axis)は宇宙船バス11を通
らないが、図２(d)では縦軸(LA)は宇宙船バス11を通
る。図２(c)は低推力スラスタ24が宇宙船バス11上に配
置されていることを示している。
【００３０】図３(a),(b)は、太陽風トルク、磁気トル
ク、重力トルク及び宇宙船のアクチュエータから来るト
ルクなど広範囲の外乱トルクを制御するのに必要なトル
クを発生する低推力スラスタの第１の構成を示してい
る。図３(a)は図２(a)の太陽電池アレイパネルの端部か
ら見た図であり、図３(b)は上面図である。低推力スラ
スタ24の４つを１セットし、冗長度を有する２セットの
スラスタは太陽電池アレイパネル26の端部に配置される
のが好ましい。計８個のスラスタに参照符号１から８を
付す。
【００３１】設計パラメータは、図３(a),(b)に示すよ
うに質量中心からの距離L1，Ｌ2(cm)、およびスラスト
角α，βである。スラスタ1,2,3,4は第１の低推力スラ
スタのセットを、スラスタ5,6,7,8は第２の(冗長)低推
力スラスタセットを構成している。４つのスラスタの配
置は、最小のスラスタのセットで宇宙船に働く外乱トル
クを除去するための慣性トルクを生成する効率的な手段
を与える。各軸の正及び負のトルクは、角度がα及びβ
で配置されたスラストベクトルを有する低推力スラスタ
24の一対を用いることにより生成することができる。表
１は様々な低推力スラスタのペアによって生成される正
味のトルク極性を示す。
【００３２】
【表１】
【００３３】このトルク駆動能力はまた、第２セットの
冗長低推力スラスタ5,6,7,8によっても得ることができ
る。この４つの低推力スラスタ構成およびスラスタペア
構成は、外乱トルクを除去するための効率的で低質量の
技術を提供する。例えば、ここでの低推力スラスタは0.
0004Ｎｍ程度の力を与え、本実施例のスラスタ配置(効
率向上のためモーメントアームは長い)では0.0012Ｎｍ
程度のトルクが得られる。この能力は期待される外乱ト
ルクを除去するのに十分である。図３(a),(b)に示すよ
うな大きくバランスを欠いた宇宙船の構成の場合でも太
陽風トルクを緩和し制御するのに10倍の余裕がある。
【００３４】この４つの低推力スラスタ構成およびスラ
スタペア構成はまた、軌道上での姿勢制御システムが同
時にまた微細な姿勢方向制御を維持するための技術を提
供する。例として、2400kg-ｍ2の慣性をもつ宇宙船の場
合、１つのスラスタで発生される船体速度は0.5マイク
ロラジアン／秒(μrad/sec)である。所望の範囲内の微
細な姿勢方向は、表１の低推力スラスタペアの作動指令
を出す前述の姿勢決定・制御システム20によって維持さ
れる。本実施例では、例えば±25μrad(0.0014度)のロ
−ル姿勢方向範囲を維持するにはスラスタペア1及び3
（+Txi)、又はスラスタペア2及び4（-Txi)を平均100秒
に一回パルス駆動することを必要とする。
【００３５】第２の低推力スラスタの実施例を図４(a),
(b)に示す。この実施例では、冗長度のある２セットの
低推力スラスタ24を宇宙船バス11の角の近傍に取り付け
ている。スラスタ1,2,3,4が第１セットを構成し、スラ
スタ5,6,7,8が第２の冗長セットを構成する。このスラ
スタ構成は、宇宙船に働く外乱トルクを除去するための
慣性トルクを生成する、最小のスラスタのセットで効率
的な手段を与える。各軸の正及び負のトルクは、スラス
タの一対を用いることにより生成することができる。表
２は低推力スラスタのペアによって生成される正味のト
ルク極性を示す。
【００３６】
【表２】
【００３７】これら４つの低推力スラスタの構成および
スラスタペア構成は、微細な姿勢方向制御を得る手段及
び最小のスラスタ構成で外乱トルクを除去する能力を提
供する。パルスプラズマ・スラスタなどの低推力スラス
タ24を用いることができれば、これらの装置は通常、電
気的に動力を供給でき、また燃料タンク、燃料ラインや
他の支援装置も不要なため特に有益である。これによ
り、従来の燃料型スラスタでは困難であった、例えば太
陽電池アレイパネル26の周辺部などに低推力スラスタ24
を配置できる。
【００３８】本発明の全体については前述したので、以
下に本発明の好ましい実施例について説明する。本発明
の開示するところは、これに限られないが、特に前述の
低推力スラスタ姿勢制御システム(LTTACS)を用いる点で
有用である。詳細に述べれば、低推力スラスタ24を太陽
電池アレイパネル26(又は、スラスタ点火による機械的
振動に敏感な、他の宇宙船付属物)に設置した、図２
(a),(b),(d)に示す実施例において有用である。
【００３９】本発明によれば、モーメント放出や姿勢修
正のため低推力スラスタ24を点火したときの太陽電池ア
レイパネルの励振を大きく低減することができる。ま
た、大きく柔軟な太陽電池アレイパネルや他の柔軟な構
造体を有し、モーメント処理や姿勢制御に低推力スラス
タ24を用いた宇宙船の高精度な姿勢方向制御の応用に特
に有用である。
【００４０】本発明では、柔軟な太陽電池アレイパネル
の主モード励振を抑制するための、能動的または受動的
な減衰装置などの付加的な装置を必要としない。本発明
によれば、スラスタを設置した構造体の主モード周波数
の日毎の又は季節的な変動及びパラメータの不確実さを
補償する性能を向上できる。これは、図１の制御装置20
などの宇宙船搭載プロセッサへの指令により低推力スラ
スタの１対の点火間隔を調整することによって可能とな
る。
【００４１】本発明においては、低推力スラスタの点火
をモーメント放出や姿勢制御と同時に構造体の励振を抑
制するために用いている。これは、スラスタ点火を所定
の時間間隔の２つに分割し、その所定時間間隔は、低推
力スラスタ24を支持する構造体の主モード周波数の関数
とすることによって実現できる。前述したように、宇宙
船構造体の励振を低減する従来の方法は、能動的または
受動的な減衰装置を備えたり、宇宙船体に補強材を加え
るものである。しかしこの方法は、宇宙船の質量や非循
環コストを増大させる。更に、ハード的な減衰装置を付
加する場合は通常、減衰装置は特定応用のためのカスタ
ム設計となり、飛行前の１つのモード周波数に対して調
整される。しかし宇宙船の動作寿命の間、この主モード
周波数が様々に変化した事象が生じることがある。
【００４２】本発明による技術は、スラスタ点火ペアの
振動抑制(deadbeat)周波数を軌道上で調整でき広範囲の
(場合によっては可変に)モード周波数に対応できるので
上記のような制限はない。本発明によれば、搭載プロセ
ッサのソフトウエア内にΔｔ(すなわち、スラスタペア
のパルス点火の時間間隔)を可変とする機能を備えてい
るので、従来技術に対し安価で簡易な解決法を提供でき
る。
【００４３】再び図２(a),(b),(d)を参照すると、低推
力スラスタ24は柔軟な太陽電池アレイパネル26に取り付
けられている。モーメント放出や姿勢制御のために低推
力スラスタペアを点火した場合、太陽電池アレイパネル
26の柔軟な本体は励振する。特別の予防措置をとらなけ
れば、点火を繰り返した後では、構造体周波数に対する
スラスタ点火の位相に応じて励振は増大又は減少する
(図６，７参照)。その結果、本体(すなわち、宇宙船バ
ス11)にジッターが生じる。このようなジッターは、宇
宙船が画像ペイロードやジッターの悪い影響を受けやす
いペイロードを搭載している場合は特に好ましくない。
【００４４】本発明によれば、構造体励振、特に主モー
ドを抑制する方法は、スラスタペアを点火する時間間隔
Δｔを適当に選ぶことである。１対の低推力スラスタの
点火は見かけ上、２つに分割又は区切られた１つの点火
として定義される。スラスタペアを２つの点火に分割す
る、振動抑制の時間間隔Δｔは次式によって決定され
る。
【００４５】Δｔ＝(1/2) ｘ (1/F) ｘ SF ここで、Δｔはスラスタペアを点火する時間間隔(秒)、
Ｆは個々の軸に対するヘルツ単位の主モード(名目上第
１モード)の周波数、ＳＦはその名目周波数に関して調
整するためのスケールファクタである。このように第１
の低推力スラスタの点火によって引き起こされた太陽電
池アレイパネルの振動は、半周期遅れの第２の点火によ
って相殺される。
【００４６】図６、図７は低推力スラスタのペアを同時
に点火した場合における構造体の励振をシミュレートし
た結果の例である。この図から、最初の振動モードの振
幅が徐々に増大し、次に減少しているのがわかる。図
８、図９は低推力スラスタペアの点火を、前述の式に従
いΔｔだけ離した２つの点火に分割した場合に構造体の
励振が著しく低減されていることを示している。ここで
図８の縦軸のスケールが１０-6であるのに対し、図９で
は１０-7と改善されていることに留意されたい。
【００４７】上記では、図３(a),(b)、図４(a),(b)に関
し述べたように、低推力スラスタペアの点火について説
明したが、宇宙船の質量中心を通る軸上に設置した１つ
のスラスタなど、単一のスラスタを用いた場合も本発明
の範囲に含まれる。パルスプラズマ・スラスタを用いた
好適な実施例としては、点火の手順は、まずスラスタ・
キャパシタを充電(例えば、32V、1Aで１秒間の充電によ
り400μNの推進力)する指令によって開始され、次に実
際にスラスタを点火(実際の点火時間は数マイクロ秒)す
る指令が出される。本発明に従いスラスタ点火を分割す
る場合、２つの点火の所要充電時間をそれぞれ短縮する
か、充電時間は変えずに点火頻度を少なくして所望のト
ルクを得る。一般的には効率の点から、点火の前に完全
にキャパシタを充電することが好ましい。本発明の開示
するところは、パルスプラズマ・スラスタを用いた場合
のみに限定されない。
【００４８】スケールファクタSFは、テレメトリリンク
を介して宇宙船に送られる指令により、構造体の励振特
性の経時的な変動を補償するようにΔｔの値を最適化す
る調整が可能である。以上では、本発明の望ましい実施
態様に関して特に述べたが、本発明の範囲と思想から逸
脱せずに構成と詳細を変えられることを、当業者であれ
ば理解できるであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明を実施するのに適した宇宙船姿勢決定・
制御システムのブロック図である。
【図２】本発明による姿勢制御用低推力スラスタを備え
た宇宙船の実施例を説明する図である。
【図３】本発明による第１の低推力スラスタの配置を示
す図である。
【図４】本発明による第２の低推力スラスタの配置を示
す図である。
【図５】従来の静止衛星の太陽電池アレイの配置を示す
図である。
【図６】本発明を用いない場合の、太陽電池アレイパネ
ルの構造体励振の例を時間の関数としてプロットした図
である。
【図７】本発明を用いない場合の、スラスタ点火パルス
の例を時間の関数としてプロットした図である。
【図８】本発明を用いた場合の、太陽電池アレイパネル
の構造体励振の例を時間の関数としてプロットした図で
ある。
【図９】本発明を用いた場合の、スラスタ点火パルスの
例を時間の関数としてプロットし、またスラスタ点火が
オフセットを有することを示す図である。
【符号の説明】
１，２，３，４，５，６，７，８ スラスタ １０ ＬＴＴＡＣＳ １１ 宇宙船バス １２ 太陽センサ １４ 地球センサ １６ スタートラッカー １８ ジャイロ ２０ 姿勢決定・制御システム ２２ 高推力スラスタ ２４ 低推力スラスタ ２６ 太陽電池アレイパネル ２７ モーメンタムホイール ２９ ソーラーセイル
フロントページの続き (72)発明者 カム ケイ．チャン アメリカ合衆国 カリフォルニア州 95131 サンノゼ ジョーンズボロコート 1517

Claims (9)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 宇宙船構造体の所定の位置に取り付けた
    複数の低推力スラスタを備えた宇宙船であって、前記複
    数の低推力スラスタは所望のトルクを発生するようにペ
    ア(対)で点火され、前記低推力スラスタの各ペアについ
    ての点火はオフセット時間Δｔの２つの点火に分割され
    ていることを特徴とする宇宙船であって、前記オフセッ
    ト時間Δｔは次式、 Δｔ＝(1/2) ｘ (1/F) ｘ SF を満たし、但し、Ｆは前記宇宙船の構造体振動の個々の
    軸に関するヘルツ単位の主モード(名目上第１モード)周
    波数であり、ＳＦは前記周波数に関する調整スケールフ
    ァクタである、ことを特徴とする宇宙船。
  2. 【請求項２】 前記低推力スラスタが太陽電池アレイパ
    ネル上に取り付けられたことを特徴とする請求項１記載
    の宇宙船。
  3. 【請求項３】 ４つの低推力スラスタからなる第１の低
    推力スラスタセットと、４つの冗長低推力スラスタから
    なる第２の低推力スラスタセットと、を備えた静止宇宙
    船であって、前記第１の低推力スラスタセットおよび前
    記第２の低推力スラスタセットが宇宙船構造体の所定の
    位置に取り付けられ、前記低推力スラスタは所望のトル
    クを発生するようにペア(対)で点火され、前記低推力ス
    ラスタの各ペアについての点火はオフセット時間Δｔの
    ２つの点火に分割されていることを特徴とする静止宇宙
    船であって、前記オフセット時間Δｔは次式、 Δｔ＝(1/2) ｘ (1/F) ｘ SF を満たし、但し、Ｆは前記宇宙船の構造体振動の個々の
    軸に関するヘルツ単位の主モード(名目上第１モード)周
    波数であり、ＳＦは前記周波数に関する調整スケールフ
    ァクタである、ことを特徴とする静止宇宙船。
  4. 【請求項４】 前記低推力スラスタが太陽電池アレイパ
    ネルの端部近傍に取り付けられたことを特徴とする請求
    項３記載の静止宇宙船。
  5. 【請求項５】 前記太陽電池アレイパネルの縦軸が前記
    宇宙船のバス(主船体)を通ることを特徴とする請求項４
    記載の静止宇宙船。
  6. 【請求項６】 宇宙船構造体の所定の位置に取り付けた
    複数のスラスタを備えた宇宙船であって、前記複数のス
    ラスタは個々に所望の軸方向についてトルクを発生する
    ように点火され、前記スラスタの点火はオフセット時間
    Δｔの２つの点火に分割されていることを特徴とする宇
    宙船であって、前記オフセット時間Δｔは次式、 Δｔ＝(1/2) ｘ (1/F) ｘ SF を満たし、但し、Ｆは前記宇宙船の構造体振動の個々の
    軸に関するヘルツ単位の主モード(名目上第１モード)周
    波数であり、ＳＦは前記周波数に関する調整スケールフ
    ァクタである、ことを特徴とする宇宙船。
  7. 【請求項７】 前記スラスタが太陽電池アレイパネルの
    端部に取り付けられた低推力スラスタであることを特徴
    とする請求項６記載の宇宙船。
  8. 【請求項８】 宇宙船を作動させる方法であって、宇宙
    船構造体の所定の位置に取り付けた複数の低推力スラス
    タを設けるステップと、所望のトルクを発生するように
    ペア(対)で前記複数の低推力スラスタを制御可能に点火
    するステップと、前記低推力スラスタの各ペアをオフセ
    ット時間Δｔの２つに分割して点火するステップと、か
    らなる方法であって、前記オフセット時間Δｔは次式、 Δｔ＝(1/2) ｘ (1/F) ｘ SF を満たし、但し、Ｆは前記宇宙船の構造体振動の個々の
    軸に関するヘルツ単位の主モード(名目上第１モード)周
    波数であり、ＳＦは前記周波数に関する調整スケールフ
    ァクタである、ことを特徴とする方法。
  9. 【請求項９】 前記低推力スラスタが太陽電池アレイパ
    ネル上に取り付けられたことを特徴とする請求項８記載
    の方法。
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