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Info
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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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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
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- B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control
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- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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。
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
【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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
(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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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)
- 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。
Applications Claiming Priority (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US3676897P | 1997-01-31 | 1997-01-31 | |
US08/998173 | 1997-01-31 | ||
US60/036768 | 1997-01-31 | ||
US08/998,173 US5957411A (en) | 1997-01-31 | 1997-12-24 | Method using double thruster firings to deadbeat flexible solar array structural oscillations |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH115599A true JPH115599A (ja) | 1999-01-12 |
Family
ID=26713480
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP10020724A Pending JPH115599A (ja) | 1997-01-31 | 1998-02-02 | 宇宙船姿勢制御装置及びその方法 |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5957411A (ja) |
EP (1) | EP0861784A3 (ja) |
JP (1) | JPH115599A (ja) |
Cited By (2)
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US8930240B2 (en) | 2000-05-25 | 2015-01-06 | Redbox Automated Retail, Llc | System and kiosk for commerce of optical media through multiple locations |
US9922488B2 (en) | 2013-10-16 | 2018-03-20 | Redbox Automated Retail, Llc | Wireless communication for consumer-operated kiosks |
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JP3391292B2 (ja) * | 1999-03-30 | 2003-03-31 | 日本電気株式会社 | 宇宙機の6自由度制御装置 |
GB0125728D0 (en) | 2001-10-26 | 2001-12-19 | Astrium Ltd | Autonomous active manoeuvring method and system for spinning spacecraft |
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- 1998-01-30 EP EP98300684A patent/EP0861784A3/en not_active Withdrawn
- 1998-02-02 JP JP10020724A patent/JPH115599A/ja active Pending
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---|---|
EP0861784A2 (en) | 1998-09-02 |
EP0861784A3 (en) | 1998-11-11 |
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