JPH1159599A - 姿勢制御装置 - Google Patents
姿勢制御装置Info
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- JPH1159599A JPH1159599A JP9230626A JP23062697A JPH1159599A JP H1159599 A JPH1159599 A JP H1159599A JP 9230626 A JP9230626 A JP 9230626A JP 23062697 A JP23062697 A JP 23062697A JP H1159599 A JPH1159599 A JP H1159599A
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- 206010034719 Personality change Diseases 0.000 claims abstract description 7
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 12
- 230000005484 gravity Effects 0.000 abstract description 11
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 11
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 9
- 238000012806 monitoring device Methods 0.000 description 7
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 2
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 角度検出機を使用して高精度な姿勢制御をす
るには複雑な補正作業が必要であった。 【解決手段】 飛翔体、飛翔体上の異なる位置に固定さ
れた３式のアンテナ、航法衛星信号受信機、姿勢変更
機、航法衛星とにより構成し、航法衛星信号受信機が航
法衛星の採用する地心を原点とする座標系に基づき３式
のアンテナそれぞれの位置座標と飛翔体の地球指向方向
ベクトルを解析し、飛翔体から地心へのベクトルとの相
対角度差を解析して姿勢変更機に入力して飛翔体の地球
指向方向ベクトルが地心方向と一致するように動作する
姿勢変更機を具備した。
るには複雑な補正作業が必要であった。 【解決手段】 飛翔体、飛翔体上の異なる位置に固定さ
れた３式のアンテナ、航法衛星信号受信機、姿勢変更
機、航法衛星とにより構成し、航法衛星信号受信機が航
法衛星の採用する地心を原点とする座標系に基づき３式
のアンテナそれぞれの位置座標と飛翔体の地球指向方向
ベクトルを解析し、飛翔体から地心へのベクトルとの相
対角度差を解析して姿勢変更機に入力して飛翔体の地球
指向方向ベクトルが地心方向と一致するように動作する
姿勢変更機を具備した。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は人工衛星、航空機
や飛行船、気球などの飛翔体の飛翔時姿勢角度を制御す
る姿勢制御装置に関するものである。
や飛行船、気球などの飛翔体の飛翔時姿勢角度を制御す
る姿勢制御装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図７は従来の姿勢制御装置を説明するた
めの図であり、図において１は地球上空を飛翔する飛翔
体、２は上記飛翔体１に搭載され、飛翔体の位置座標を
示す信号を受信するアンテナ、３は上記アンテナ２で受
信した信号を処理して位置座標を解析する航法衛星信号
受信機、４は上記飛翔体１の姿勢角度を変更するスラス
タやリアクションホイールなどの姿勢変更機、５は電波
伝搬時間を利用して距離を測定するための電波を発生す
る、軌道上位置が既知の複数の航法衛星、７は地球、１
４は上記飛翔体１の姿勢角度を検出する地球センサやジ
ャイロなどの角度検出機である。従来の姿勢制御装置で
は、航法衛星信号受信機３が、アンテナ２が受信した航
法衛星５の発信する電波を解析してアンテナ２の位置座
標を算出し、解析結果を姿勢変更機４に送信する。また
角度検出機１４は飛翔体の姿勢角度を測定し、予め計画
された目標姿勢角度と測定した姿勢角度の差分を解析し
て解析結果を姿勢角度変更量として姿勢変更機４に送信
する。姿勢変更機４は受信した姿勢角度変更量に応じて
飛翔体１の姿勢を変更して、予め目標とする姿勢角度を
維持して飛翔していた。
めの図であり、図において１は地球上空を飛翔する飛翔
体、２は上記飛翔体１に搭載され、飛翔体の位置座標を
示す信号を受信するアンテナ、３は上記アンテナ２で受
信した信号を処理して位置座標を解析する航法衛星信号
受信機、４は上記飛翔体１の姿勢角度を変更するスラス
タやリアクションホイールなどの姿勢変更機、５は電波
伝搬時間を利用して距離を測定するための電波を発生す
る、軌道上位置が既知の複数の航法衛星、７は地球、１
４は上記飛翔体１の姿勢角度を検出する地球センサやジ
ャイロなどの角度検出機である。従来の姿勢制御装置で
は、航法衛星信号受信機３が、アンテナ２が受信した航
法衛星５の発信する電波を解析してアンテナ２の位置座
標を算出し、解析結果を姿勢変更機４に送信する。また
角度検出機１４は飛翔体の姿勢角度を測定し、予め計画
された目標姿勢角度と測定した姿勢角度の差分を解析し
て解析結果を姿勢角度変更量として姿勢変更機４に送信
する。姿勢変更機４は受信した姿勢角度変更量に応じて
飛翔体１の姿勢を変更して、予め目標とする姿勢角度を
維持して飛翔していた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】従来の姿勢制御装置の
中で、角度検出機として地球センサを用いた姿勢制御装
置においては、角度検出機の捉える地球の形状情報が、
飛翔体の飛翔高度や飛翔位置に依存して変化したり、地
球の楕円形状効果に依存して変化するので、十分精度の
高い角度検出はできないため、飛翔体の地球指向ベクト
ルを十分精度よく制御することができないという課題が
あった。また角度検出機としてジャイロを用いた姿勢制
御装置においては、短時間内の角度変化は十分正確に把
握できるが、時間がたつと測定値がドリフトして、絶対
値が把握できなくなるという課題があった。また地球と
飛翔体の相対角度は精度よく把握できないという課題が
あった。このため従来の姿勢制御装置においては、飛翔
体の指向方向ベクトルを精度よく制御するために、地上
の基準点を用いた補正を施したり、地球から飛翔体の位
置を観測して衛星姿勢情報を補正するなどの別の手段を
併用しなければならないという課題があった。
中で、角度検出機として地球センサを用いた姿勢制御装
置においては、角度検出機の捉える地球の形状情報が、
飛翔体の飛翔高度や飛翔位置に依存して変化したり、地
球の楕円形状効果に依存して変化するので、十分精度の
高い角度検出はできないため、飛翔体の地球指向ベクト
ルを十分精度よく制御することができないという課題が
あった。また角度検出機としてジャイロを用いた姿勢制
御装置においては、短時間内の角度変化は十分正確に把
握できるが、時間がたつと測定値がドリフトして、絶対
値が把握できなくなるという課題があった。また地球と
飛翔体の相対角度は精度よく把握できないという課題が
あった。このため従来の姿勢制御装置においては、飛翔
体の指向方向ベクトルを精度よく制御するために、地上
の基準点を用いた補正を施したり、地球から飛翔体の位
置を観測して衛星姿勢情報を補正するなどの別の手段を
併用しなければならないという課題があった。
【０００４】この発明による姿勢制御装置は上記のよう
な課題を解決するためになされたものであり、飛翔体の
指向方向ベクトルが地球に固定された単一の座標系上に
おいて起点とベクトルが決定し、かつ指向目標に対する
ベクトルも同様に単一の座標系上において起点とベクト
ルが決定することにより精度の高い姿勢制御を実現可能
な姿勢制御装置を提供する。また角度検出機を使用しな
いで姿勢角度を把握できる姿勢制御装置を提供する。
な課題を解決するためになされたものであり、飛翔体の
指向方向ベクトルが地球に固定された単一の座標系上に
おいて起点とベクトルが決定し、かつ指向目標に対する
ベクトルも同様に単一の座標系上において起点とベクト
ルが決定することにより精度の高い姿勢制御を実現可能
な姿勢制御装置を提供する。また角度検出機を使用しな
いで姿勢角度を把握できる姿勢制御装置を提供する。
【０００５】
【課題を解決するための手段】第１の発明による姿勢制
御装置は地球上空を飛翔する飛翔体、上記飛翔体に搭載
され、飛翔体の位置座標を示す信号を受信するアンテ
ナ、上記アンテナで受信した信号を処理して位置座標を
解析する航法衛星信号受信機、上記航法衛星信号受信機
から衛星位置情報と姿勢角度変更情報を受信し、上記飛
翔体の姿勢角度を変更する姿勢変更機、及び電波伝搬時
間を利用して距離を測定するための電波を発生する軌道
上位置が既知の複数の航法衛星とにより構成し、かつ上
記アンテナとして上記飛翔体上の異なる位置に固定され
た３式のアンテナを具備し、かつ上記航法衛星信号受信
機は航法衛星の採用する地心を原点とする座標系に基づ
き３式のアンテナそれぞれの位置座標を解析し、３式の
アンテナの相対位置関係に基づき飛翔体の地球指向方向
ベクトルを解析し、飛翔体の地球指向方向ベクトルと飛
翔体から地心へのベクトルとの相対角度差を解析して姿
勢変更機に入力し、飛翔体の地球指向方向ベクトルが地
心方向と一致するように動作する姿勢変更機を具備した
ものである。
御装置は地球上空を飛翔する飛翔体、上記飛翔体に搭載
され、飛翔体の位置座標を示す信号を受信するアンテ
ナ、上記アンテナで受信した信号を処理して位置座標を
解析する航法衛星信号受信機、上記航法衛星信号受信機
から衛星位置情報と姿勢角度変更情報を受信し、上記飛
翔体の姿勢角度を変更する姿勢変更機、及び電波伝搬時
間を利用して距離を測定するための電波を発生する軌道
上位置が既知の複数の航法衛星とにより構成し、かつ上
記アンテナとして上記飛翔体上の異なる位置に固定され
た３式のアンテナを具備し、かつ上記航法衛星信号受信
機は航法衛星の採用する地心を原点とする座標系に基づ
き３式のアンテナそれぞれの位置座標を解析し、３式の
アンテナの相対位置関係に基づき飛翔体の地球指向方向
ベクトルを解析し、飛翔体の地球指向方向ベクトルと飛
翔体から地心へのベクトルとの相対角度差を解析して姿
勢変更機に入力し、飛翔体の地球指向方向ベクトルが地
心方向と一致するように動作する姿勢変更機を具備した
ものである。
【０００６】また第２の発明による姿勢制御装置は地球
上空を飛翔する飛翔体、上記飛翔体に搭載され、飛翔体
の位置座標を示す信号を受信するアンテナ、上記アンテ
ナで受信した信号を処理して位置座標を解析する航法衛
星信号受信機、上記航法衛星信号受信機から衛星位置情
報と姿勢角度変更情報を受信し、上記飛翔体の姿勢角度
を変更する姿勢変更機、及び電波伝搬時間を利用して距
離を測定するための電波を発生する軌道上位置が既知の
複数の航法衛星とにより構成され、かつ上記飛翔体の地
球指向ベクトルを指向させる指向目標と、航法衛星の採
用する地心を原点とする座標系に基づき上記指向目標の
位置座標を記述した位置座標データベースを具備し、か
つ上記アンテナとして上記飛翔体上の異なる位置に固定
された３式のアンテナを具備し、かつ上記航法衛星信号
受信機は上記座標系に基づき３式のアンテナそれぞれの
位置座標を解析し、３式のアンテナの相対位置関係に基
づき飛翔体の指向方向ベクトルを解析し、飛翔体の地球
指向方向ベクトルと飛翔体から上記指向目標へのベクト
ルとの相対角度差を解析して姿勢変更機に入力し、飛翔
体の指向方向ベクトルが指向目標と一致するように動作
する姿勢変更機を具備したものである。
上空を飛翔する飛翔体、上記飛翔体に搭載され、飛翔体
の位置座標を示す信号を受信するアンテナ、上記アンテ
ナで受信した信号を処理して位置座標を解析する航法衛
星信号受信機、上記航法衛星信号受信機から衛星位置情
報と姿勢角度変更情報を受信し、上記飛翔体の姿勢角度
を変更する姿勢変更機、及び電波伝搬時間を利用して距
離を測定するための電波を発生する軌道上位置が既知の
複数の航法衛星とにより構成され、かつ上記飛翔体の地
球指向ベクトルを指向させる指向目標と、航法衛星の採
用する地心を原点とする座標系に基づき上記指向目標の
位置座標を記述した位置座標データベースを具備し、か
つ上記アンテナとして上記飛翔体上の異なる位置に固定
された３式のアンテナを具備し、かつ上記航法衛星信号
受信機は上記座標系に基づき３式のアンテナそれぞれの
位置座標を解析し、３式のアンテナの相対位置関係に基
づき飛翔体の指向方向ベクトルを解析し、飛翔体の地球
指向方向ベクトルと飛翔体から上記指向目標へのベクト
ルとの相対角度差を解析して姿勢変更機に入力し、飛翔
体の指向方向ベクトルが指向目標と一致するように動作
する姿勢変更機を具備したものである。
【０００７】
実施の形態１．図１はこの発明の実施の形態１を示す構
成図であり、図において１は地球上空を飛翔する飛翔
体、２ａは上記飛翔体１に搭載され、飛翔体１の位置座
標を示す信号を受信する第１のアンテナ、２ｂは上記飛
翔体１上で上記第１のアンテナ２ａとは異なる位置に搭
載され、飛翔体１の位置座標を示す信号を受信する第２
のアンテナ、２ｃは上記飛翔体１上で上記第１のアンテ
ナ２ａ及び第２のアンテナ２ｂとは異なる位置に搭載さ
れ、飛翔体１の位置座標を示す信号を受信する第３のア
ンテナ、３は上記第１のアンテナ２ａ、第２のアンテナ
２ｂ及び第３のアンテナ２ｃで受信した信号を処理して
位置座標を解析する航法衛星信号受信機、４は上記航法
衛星信号受信機３から姿勢角度変更情報を受信し、上記
飛翔体１の姿勢角度を変更するスラスタやリアクション
ホイールなどの姿勢変更機、５は電波伝搬時間を利用し
て距離を測定するための電波を発生する軌道上位置が既
知の複数の航法衛星、７は地球、８は地球の重力中心と
しての地心、９は上記飛翔体１の基準軸が地球７を指向
する方向を示す地球指向ベクトルをそれぞれ示す。図に
おいて第１のアンテナ２ａ、第２のアンテナ２ｂ及び第
３のアンテナ２ｃはそれぞれ異なる位置に固定されてい
るので、航法衛星５の採用する座標系における３点の位
置座標として上記航法衛星信号受信機３によって上記３
式のアンテナの位置座標を解析することにより３式のア
ンテナの位置座標が決定できる。また飛翔体１の基準軸
としての地球指向ベクトル９の具体例としては、例えば
飛翔体１の構造体の地球指向面側パネルの法線方向ベク
トルと平行で、飛翔体の重心位置を起点とするベクトル
などを設定すればよい。第１のアンテナ２ａ、第２のア
ンテナ２ｂ及び第３のアンテナ２ｃと、飛翔体１の重心
位置及び地球指向ベクトル９の相対位置関係は予め測定
しておくことができるので、３式のアンテナの配置され
る３点の位置座標が既知になることにより、飛翔体１の
重心位置及び地球指向ベクトル９の方向が決定し、また
飛翔体１の姿勢角度が決定される。また姿勢変更機は上
記衛星信号受信機３で解析した３式のアンテナの位置座
標に基づく地球指向ベクトル９の方向と、飛翔体１の重
心から地心８へのベクトルの方向との差分を解析した結
果により飛翔体１の姿勢角度を変更するので、飛翔体１
は常に地球指向ベクトル９が地心８の方向を向くように
制御されることになる。
成図であり、図において１は地球上空を飛翔する飛翔
体、２ａは上記飛翔体１に搭載され、飛翔体１の位置座
標を示す信号を受信する第１のアンテナ、２ｂは上記飛
翔体１上で上記第１のアンテナ２ａとは異なる位置に搭
載され、飛翔体１の位置座標を示す信号を受信する第２
のアンテナ、２ｃは上記飛翔体１上で上記第１のアンテ
ナ２ａ及び第２のアンテナ２ｂとは異なる位置に搭載さ
れ、飛翔体１の位置座標を示す信号を受信する第３のア
ンテナ、３は上記第１のアンテナ２ａ、第２のアンテナ
２ｂ及び第３のアンテナ２ｃで受信した信号を処理して
位置座標を解析する航法衛星信号受信機、４は上記航法
衛星信号受信機３から姿勢角度変更情報を受信し、上記
飛翔体１の姿勢角度を変更するスラスタやリアクション
ホイールなどの姿勢変更機、５は電波伝搬時間を利用し
て距離を測定するための電波を発生する軌道上位置が既
知の複数の航法衛星、７は地球、８は地球の重力中心と
しての地心、９は上記飛翔体１の基準軸が地球７を指向
する方向を示す地球指向ベクトルをそれぞれ示す。図に
おいて第１のアンテナ２ａ、第２のアンテナ２ｂ及び第
３のアンテナ２ｃはそれぞれ異なる位置に固定されてい
るので、航法衛星５の採用する座標系における３点の位
置座標として上記航法衛星信号受信機３によって上記３
式のアンテナの位置座標を解析することにより３式のア
ンテナの位置座標が決定できる。また飛翔体１の基準軸
としての地球指向ベクトル９の具体例としては、例えば
飛翔体１の構造体の地球指向面側パネルの法線方向ベク
トルと平行で、飛翔体の重心位置を起点とするベクトル
などを設定すればよい。第１のアンテナ２ａ、第２のア
ンテナ２ｂ及び第３のアンテナ２ｃと、飛翔体１の重心
位置及び地球指向ベクトル９の相対位置関係は予め測定
しておくことができるので、３式のアンテナの配置され
る３点の位置座標が既知になることにより、飛翔体１の
重心位置及び地球指向ベクトル９の方向が決定し、また
飛翔体１の姿勢角度が決定される。また姿勢変更機は上
記衛星信号受信機３で解析した３式のアンテナの位置座
標に基づく地球指向ベクトル９の方向と、飛翔体１の重
心から地心８へのベクトルの方向との差分を解析した結
果により飛翔体１の姿勢角度を変更するので、飛翔体１
は常に地球指向ベクトル９が地心８の方向を向くように
制御されることになる。
【０００８】次に地球指向ベクトル９が地心８の方向を
指向するための姿勢変更機４の必要姿勢角度変更量を決
定する方法について図２を用いて説明する。図において
２ａは第１のアンテナ、２ｂは第２のアンテナ、２ｃは
第３のアンテナでありその設定条件は図１と同様であ
る。また７は地球、８は地心、９は飛翔体の基準軸が地
球７を指向する方向を示す地球指向ベクトル、１０は飛
翔体の飛翔方向を示す飛翔方向ベクトル、１５は航法衛
星の採用する地心を原点とする座標系、１６ａは飛翔方
向ベクトル１０を回転軸として地球指向ベクトル９が地
心方向ベクトルとなす第１の姿勢変更角度、１６ｂは第
１のアンテナ２ａから第３のアンテナ２ｃを指向するベ
クトルを回転軸として地球指向ベクトル９が地心方向ベ
クトルとなす第２の姿勢変更角度をそれぞれ示す。この
図では第１のアンテナ２ａが地球指向ベクトル９の起点
と一致し、第１のアンテナ２ａから第２のアンテナ２ｂ
を指向する方向ベクトルを飛翔方向ベクトル１０と一致
させ、かつ第１のアンテナ２ａから第３のアンテナ２ｃ
を指向する方向ベクトルが地球指向ベクトル９及び飛翔
方向ベクトル１０と直交するように配置された例を示し
ている。図に示す如く第１のアンテナ２ａから地心８に
向けた方向ベクトルと地球指向ベクトル９が食い違う場
合には、そのずれ量は飛翔方向ベクトル１０に対する回
転角度φ及び第１のアンテナ２ａから第３のアンテナ２
ｃを指向する方向ベクトルに対する回転角度θとして一
意に決定され、上記φを第１の姿勢変更角度１６ａと
し、上記θを第２の姿勢変更角度１６ｂとして姿勢変更
機を動作させれば、この地球指向ベクトル９は地心８の
方向と一致するように飛翔体１は姿勢制御されることに
なる。なおここでは図示していないが、地球指向ベクト
ル９に対する回転角度を制御することも可能なことはい
うまでもない。またここでは第１のアンテナ２ａから第
２のアンテナ２ｂを指向する方向ベクトルを飛翔方向ベ
クトル１０と一致させた場合の例を示したが、第１のア
ンテナ２ａ、第２のアンテナ２ｂ及び第３のアンテナ２
ｃの配置と飛翔体の進行方向ベクトルが上記と異なる関
係であっても、特定の座標系における位置座標既知の３
点の解析が可能なので同様に動作できることは言うまで
もない。
指向するための姿勢変更機４の必要姿勢角度変更量を決
定する方法について図２を用いて説明する。図において
２ａは第１のアンテナ、２ｂは第２のアンテナ、２ｃは
第３のアンテナでありその設定条件は図１と同様であ
る。また７は地球、８は地心、９は飛翔体の基準軸が地
球７を指向する方向を示す地球指向ベクトル、１０は飛
翔体の飛翔方向を示す飛翔方向ベクトル、１５は航法衛
星の採用する地心を原点とする座標系、１６ａは飛翔方
向ベクトル１０を回転軸として地球指向ベクトル９が地
心方向ベクトルとなす第１の姿勢変更角度、１６ｂは第
１のアンテナ２ａから第３のアンテナ２ｃを指向するベ
クトルを回転軸として地球指向ベクトル９が地心方向ベ
クトルとなす第２の姿勢変更角度をそれぞれ示す。この
図では第１のアンテナ２ａが地球指向ベクトル９の起点
と一致し、第１のアンテナ２ａから第２のアンテナ２ｂ
を指向する方向ベクトルを飛翔方向ベクトル１０と一致
させ、かつ第１のアンテナ２ａから第３のアンテナ２ｃ
を指向する方向ベクトルが地球指向ベクトル９及び飛翔
方向ベクトル１０と直交するように配置された例を示し
ている。図に示す如く第１のアンテナ２ａから地心８に
向けた方向ベクトルと地球指向ベクトル９が食い違う場
合には、そのずれ量は飛翔方向ベクトル１０に対する回
転角度φ及び第１のアンテナ２ａから第３のアンテナ２
ｃを指向する方向ベクトルに対する回転角度θとして一
意に決定され、上記φを第１の姿勢変更角度１６ａと
し、上記θを第２の姿勢変更角度１６ｂとして姿勢変更
機を動作させれば、この地球指向ベクトル９は地心８の
方向と一致するように飛翔体１は姿勢制御されることに
なる。なおここでは図示していないが、地球指向ベクト
ル９に対する回転角度を制御することも可能なことはい
うまでもない。またここでは第１のアンテナ２ａから第
２のアンテナ２ｂを指向する方向ベクトルを飛翔方向ベ
クトル１０と一致させた場合の例を示したが、第１のア
ンテナ２ａ、第２のアンテナ２ｂ及び第３のアンテナ２
ｃの配置と飛翔体の進行方向ベクトルが上記と異なる関
係であっても、特定の座標系における位置座標既知の３
点の解析が可能なので同様に動作できることは言うまで
もない。
【０００９】次に航法衛星信号受信機における処理につ
いて図３を用いて説明する。図において２ａは第１のア
ンテナ、２ｂは第２のアンテナ、２ｃは第３のアンテ
ナ、３は航法衛星信号受信機、４は姿勢変更機、８は地
心、ｓ１は飛翔方向ベクトルを解析する処理１、ｓ２は
指向目標ベクトルを算出する処理２、ｓ３は地球指向ベ
クトルを解析する処理３、ｓ４は姿勢角変更量を算出す
る処理４を示す。図は航法衛星の採用する座標系におい
て、第１のアンテナ２ａが位置座標（ｘ１，ｙ１，ｚ
１）に、第２のアンテナ２ｂが位置座標（ｘ２，ｙ２，
ｚ２）に、第３のアンテナ２ｃが位置座標（ｘ３，ｙ
３，ｚ３）にそれぞれ位置する場合の処理について示し
たものであり、航法衛星信号受信機３が第１のアンテナ
２ａから受信した信号を解析すると、ｘ１，ｙ１及びｚ
１を数値化できる。同様にして航法衛星信号受信機３が
第２のアンテナ２ｂから受信した信号を解析すると、ｘ
２，ｙ２及びｚ２を、第３のアンテナ２ｃから受信した
信号を解析すると、ｘ３，ｙ３及びｚ３をそれぞれ数値
化できる。３式のアンテナの配置が図２と同様で、第１
のアンテナ２ａから第２のアンテナ２ｂを指向する方向
ベクトルが飛翔方向ベクトルと一致している場合には、
処理１として第１のアンテナ２ａの信号を解析したｘ
１，ｙ１及びｚ１と、第２のアンテナ２ｂの信号を解析
したｘ２，ｙ２及びｚ２とを差分評価することにより飛
翔方向ベクトルを算出できる。また処理２として第１の
アンテナ２ａの信号を解析したｘ１，ｙ１及びｚ１と、
第２のアンテナ２ｂの信号を解析したｘ２，ｙ２及びｚ
２、及び第３のアンテナ２ｃの信号を解析したｘ３，ｙ
３及びｚ３を解析すると地球指向ベクトルを算出でき
る。一方地心８の位置座標は航法衛星の採用する座標系
の原点と一致しているので、位置座標（０，０，０）で
あるから、第１のアンテナ２ａが地球指向ベクトルの起
点位置となる場合は、処理３として第１のアンテナ２ａ
の位置座標（ｘ１，ｙ，ｚ１）と地心８の位置座標
（０，０，０）を差分評価すれば、姿勢制御すべき目標
方向を示すところの指向目標ベクトルが算出できる。次
に処理４として地球指向ベクトルと指向目標ベクトルの
差分評価をすれば、目標とすべき姿勢角度と現在の姿勢
角度とのずれ量を示すところの姿勢角変更量（Δφ、Δ
θ、Δλ）が算出できる。この値を姿勢変更機４に送信
し、姿勢変更機４を動作させれば、目標とすべき姿勢角
度と現在の姿勢角度が一致するよう制御されるので、飛
翔体１の地球指向ベクトルが地心８の方向を指向するよ
うに制御されることになる。なお第１のアンテナ２ａ、
第２のアンテナ２ｂ及び第３のアンテナ２ｃの配置と飛
翔体１の進行方向ベクトルが上記と異なる関係であって
も、特定の座標系における位置座標既知の３点の解析が
可能なので同様に動作できることは言うまでもない。
いて図３を用いて説明する。図において２ａは第１のア
ンテナ、２ｂは第２のアンテナ、２ｃは第３のアンテ
ナ、３は航法衛星信号受信機、４は姿勢変更機、８は地
心、ｓ１は飛翔方向ベクトルを解析する処理１、ｓ２は
指向目標ベクトルを算出する処理２、ｓ３は地球指向ベ
クトルを解析する処理３、ｓ４は姿勢角変更量を算出す
る処理４を示す。図は航法衛星の採用する座標系におい
て、第１のアンテナ２ａが位置座標（ｘ１，ｙ１，ｚ
１）に、第２のアンテナ２ｂが位置座標（ｘ２，ｙ２，
ｚ２）に、第３のアンテナ２ｃが位置座標（ｘ３，ｙ
３，ｚ３）にそれぞれ位置する場合の処理について示し
たものであり、航法衛星信号受信機３が第１のアンテナ
２ａから受信した信号を解析すると、ｘ１，ｙ１及びｚ
１を数値化できる。同様にして航法衛星信号受信機３が
第２のアンテナ２ｂから受信した信号を解析すると、ｘ
２，ｙ２及びｚ２を、第３のアンテナ２ｃから受信した
信号を解析すると、ｘ３，ｙ３及びｚ３をそれぞれ数値
化できる。３式のアンテナの配置が図２と同様で、第１
のアンテナ２ａから第２のアンテナ２ｂを指向する方向
ベクトルが飛翔方向ベクトルと一致している場合には、
処理１として第１のアンテナ２ａの信号を解析したｘ
１，ｙ１及びｚ１と、第２のアンテナ２ｂの信号を解析
したｘ２，ｙ２及びｚ２とを差分評価することにより飛
翔方向ベクトルを算出できる。また処理２として第１の
アンテナ２ａの信号を解析したｘ１，ｙ１及びｚ１と、
第２のアンテナ２ｂの信号を解析したｘ２，ｙ２及びｚ
２、及び第３のアンテナ２ｃの信号を解析したｘ３，ｙ
３及びｚ３を解析すると地球指向ベクトルを算出でき
る。一方地心８の位置座標は航法衛星の採用する座標系
の原点と一致しているので、位置座標（０，０，０）で
あるから、第１のアンテナ２ａが地球指向ベクトルの起
点位置となる場合は、処理３として第１のアンテナ２ａ
の位置座標（ｘ１，ｙ，ｚ１）と地心８の位置座標
（０，０，０）を差分評価すれば、姿勢制御すべき目標
方向を示すところの指向目標ベクトルが算出できる。次
に処理４として地球指向ベクトルと指向目標ベクトルの
差分評価をすれば、目標とすべき姿勢角度と現在の姿勢
角度とのずれ量を示すところの姿勢角変更量（Δφ、Δ
θ、Δλ）が算出できる。この値を姿勢変更機４に送信
し、姿勢変更機４を動作させれば、目標とすべき姿勢角
度と現在の姿勢角度が一致するよう制御されるので、飛
翔体１の地球指向ベクトルが地心８の方向を指向するよ
うに制御されることになる。なお第１のアンテナ２ａ、
第２のアンテナ２ｂ及び第３のアンテナ２ｃの配置と飛
翔体１の進行方向ベクトルが上記と異なる関係であって
も、特定の座標系における位置座標既知の３点の解析が
可能なので同様に動作できることは言うまでもない。
【００１０】次に航法衛星を用いて飛翔体の位置を精度
よく決定する方法について図４を用いて説明する。図に
おいて１は飛翔体、５ａは第１の航法衛星、５ｂは第２
の航法衛星、５ｃは第３の航法衛星、５ｄは第４の航法
衛星、７は地球、９は地球指向ベクトル、１０は飛翔方
向ベクトル、１１は飛翔体の軌道、１２は航法衛星の軌
道である。航法衛星の任意の瞬間の飛翔位置は、航法衛
星の採用する座標系における位置座標として把握されて
いる。そこで飛翔体１において第１の航法衛星５ａ、第
２の航法衛星５ｂ、及び第３の航法衛星５ｃからの電波
が到達する時間を計測することにより飛翔体１の位置座
標も精度よく測定できる。更に第４の航法衛星５ｄから
の情報を併用することにより、軌道伝搬に伴う時刻誤差
を補正できるので、更に精度のよい測定が可能となる。
よく決定する方法について図４を用いて説明する。図に
おいて１は飛翔体、５ａは第１の航法衛星、５ｂは第２
の航法衛星、５ｃは第３の航法衛星、５ｄは第４の航法
衛星、７は地球、９は地球指向ベクトル、１０は飛翔方
向ベクトル、１１は飛翔体の軌道、１２は航法衛星の軌
道である。航法衛星の任意の瞬間の飛翔位置は、航法衛
星の採用する座標系における位置座標として把握されて
いる。そこで飛翔体１において第１の航法衛星５ａ、第
２の航法衛星５ｂ、及び第３の航法衛星５ｃからの電波
が到達する時間を計測することにより飛翔体１の位置座
標も精度よく測定できる。更に第４の航法衛星５ｄから
の情報を併用することにより、軌道伝搬に伴う時刻誤差
を補正できるので、更に精度のよい測定が可能となる。
【００１１】実施の形態２．図５はこの発明の実施の形
態２を示す構成図であり、図において１から５及び７と
９は図１と同様である。６は地球上の各地の場所を航法
衛星５の採用する座標系における位置座標として記録し
ている位置座標データベース、１３は飛翔体１の地球指
向ベクトル９を指向させたい指向目標である。実施の形
態１では地球指向ベクトル９が座標系の原点である地心
を指向するように構成したのに対して、実施の形態２は
指向目標１３の位置座標を予め位置座標データベース６
に登録しておき、航法衛星受信機の中で解析することに
より地球指向ベクトル９が任意の地点を指向するように
構成したものである。
態２を示す構成図であり、図において１から５及び７と
９は図１と同様である。６は地球上の各地の場所を航法
衛星５の採用する座標系における位置座標として記録し
ている位置座標データベース、１３は飛翔体１の地球指
向ベクトル９を指向させたい指向目標である。実施の形
態１では地球指向ベクトル９が座標系の原点である地心
を指向するように構成したのに対して、実施の形態２は
指向目標１３の位置座標を予め位置座標データベース６
に登録しておき、航法衛星受信機の中で解析することに
より地球指向ベクトル９が任意の地点を指向するように
構成したものである。
【００１２】次に航法衛星信号受信機における処理につ
いて図６を用いて説明する。図において２ａから４、及
びｓ１からｓ４は図３と同様であり、６は位置座標デー
タベース、１３は指向目標である。図において指向目標
１３を決めると、その位置座標が予め登録された位置座
標データベース６により検索されて、位置座標（Ｘ０，
Ｙ０，Ｚ０）として把握され、航法衛星受信機３に入力
される。第１のアンテナ２ａが地球指向ベクトルの起点
位置となる場合は、処理２として第１のアンテナ２ａの
位置座標（ｘ１，ｙ１，ｚ１）と指向目標１３の位置座
標（Ｘ０，Ｙ０，Ｚ０）を差分評価すれば、姿勢制御す
べき目標方向を示すところの指向目標ベクトルが算出で
きる。次に処理４として地球指向ベクトルと指向目標ベ
クトルの差分評価をすれば、目標とすべき姿勢角度と現
在の姿勢角度とのずれ量を示すところの姿勢角変更量
（Δφ、Δθ、Δλ）が算出できる。この値を姿勢変更
機４に送信し、姿勢変更機４を動作させれば、目標とす
べき姿勢角度と現在の姿勢角度が一致するよう制御され
るので、飛翔体１の地球指向ベクトルが指向目標１３の
方向を指向するように制御されることになる。その他の
動作は実施の形態１と同様である。
いて図６を用いて説明する。図において２ａから４、及
びｓ１からｓ４は図３と同様であり、６は位置座標デー
タベース、１３は指向目標である。図において指向目標
１３を決めると、その位置座標が予め登録された位置座
標データベース６により検索されて、位置座標（Ｘ０，
Ｙ０，Ｚ０）として把握され、航法衛星受信機３に入力
される。第１のアンテナ２ａが地球指向ベクトルの起点
位置となる場合は、処理２として第１のアンテナ２ａの
位置座標（ｘ１，ｙ１，ｚ１）と指向目標１３の位置座
標（Ｘ０，Ｙ０，Ｚ０）を差分評価すれば、姿勢制御す
べき目標方向を示すところの指向目標ベクトルが算出で
きる。次に処理４として地球指向ベクトルと指向目標ベ
クトルの差分評価をすれば、目標とすべき姿勢角度と現
在の姿勢角度とのずれ量を示すところの姿勢角変更量
（Δφ、Δθ、Δλ）が算出できる。この値を姿勢変更
機４に送信し、姿勢変更機４を動作させれば、目標とす
べき姿勢角度と現在の姿勢角度が一致するよう制御され
るので、飛翔体１の地球指向ベクトルが指向目標１３の
方向を指向するように制御されることになる。その他の
動作は実施の形態１と同様である。
【００１３】
【発明の効果】第１の発明によれば、飛翔体の指向方向
ベクトルが地球に固定された単一の座標系上において起
点とベクトルが決定し、かつ指向目標に対するベクトル
も同様に単一の座標系上において起点とベクトルが決定
するので精度の高い姿勢制御を実現可能となるという効
果がある。また角度検出機を使用せずに姿勢角度を把握
できるという効果がある。
ベクトルが地球に固定された単一の座標系上において起
点とベクトルが決定し、かつ指向目標に対するベクトル
も同様に単一の座標系上において起点とベクトルが決定
するので精度の高い姿勢制御を実現可能となるという効
果がある。また角度検出機を使用せずに姿勢角度を把握
できるという効果がある。
【００１４】第２の発明によれば、飛翔体の指向方向ベ
クトルが地球に固定された単一の座標系上において起点
とベクトルが決定し、かつ指向目標に対するベクトルも
同様に単一の座標系上において起点とベクトルが決定す
るので精度の高い姿勢制御を実現可能となるという効果
がある。また角度検出機を使用せずに姿勢角度を把握で
きるという効果があるという点は第１の発明と同様であ
るが、更に任意の点を指向目標とした姿勢制御が可能に
なるという効果がある。
クトルが地球に固定された単一の座標系上において起点
とベクトルが決定し、かつ指向目標に対するベクトルも
同様に単一の座標系上において起点とベクトルが決定す
るので精度の高い姿勢制御を実現可能となるという効果
がある。また角度検出機を使用せずに姿勢角度を把握で
きるという効果があるという点は第１の発明と同様であ
るが、更に任意の点を指向目標とした姿勢制御が可能に
なるという効果がある。
【図１】 この発明による監視装置の実施の形態１を示
す構成図である。
す構成図である。
【図２】 この発明による監視装置において姿勢角度変
更量を決定する方法を示す図である。
更量を決定する方法を示す図である。
【図３】 この発明による監視装置の実施の形態１にお
ける航法衛星受信機の処理を示す図である。
ける航法衛星受信機の処理を示す図である。
【図４】 この発明による監視装置において精度よく位
置座標を決定する方法を示す図である。
置座標を決定する方法を示す図である。
【図５】 この発明による監視装置の実施の形態２を示
す構成図である。
す構成図である。
【図６】 この発明による監視装置の実施の形態２にお
ける航法衛星受信機の処理を示す図である。
ける航法衛星受信機の処理を示す図である。
【図７】 従来の監視装置を示す図である。
１ 飛翔体、２ アンテナ、３ 航法衛星信号受信機、
４ 姿勢変更機、５航法衛星、６ 位置座標データベー
ス、７ 地球、８ 地心、９ 地球指向ベクトル、１０
飛翔方向ベクトル、１１ 飛翔体の軌道、１２ 航法
衛星の軌道、１３ 指向目標、１４ 角度検出機、１５
座標系、１６ 姿勢変更角度。
４ 姿勢変更機、５航法衛星、６ 位置座標データベー
ス、７ 地球、８ 地心、９ 地球指向ベクトル、１０
飛翔方向ベクトル、１１ 飛翔体の軌道、１２ 航法
衛星の軌道、１３ 指向目標、１４ 角度検出機、１５
座標系、１６ 姿勢変更角度。
Claims (2)
- 【請求項１】 地球上空を飛翔する飛翔体に搭載され、
上記飛翔体の位置座標を示す信号を受信するアンテナ、
上記アンテナで受信した信号を処理して位置座標を解析
する航法衛星信号受信機、上記航法衛星信号受信機から
衛星位置情報と姿勢角度変更情報を受信し、上記飛翔体
の姿勢角度を変更する姿勢変更機、及び電波伝搬時間を
利用して距離を測定するための電波を発生する、軌道上
位置が既知の複数の航法衛星とにより構成される姿勢制
御装置において、上記アンテナとして上記飛翔体上の異
なる位置に固定された３式のアンテナを具備し、かつ上
記航法衛星信号受信機は航法衛星の採用する地心を原点
とする座標系に基づき上記３式のアンテナそれぞれの位
置座標を解析し、３式のアンテナの相対位置関係に基づ
き飛翔体の地球指向方向ベクトルを解析し、飛翔体の地
球指向方向ベクトルと飛翔体から地心へのベクトルとの
相対角度差を算出し上記姿勢変更機に入力させる手段を
有し、さらに上記姿勢変更機は、飛翔体の地球指向方向
ベクトルが地心方向と一致するように飛翔体の姿勢角度
を変更する手段を有することを特徴とする姿勢制御装
置。 - 【請求項２】 地球上空を飛翔する飛翔体に搭載され、
上記飛翔体の位置座標を示す信号を受信するアンテナ、
上記アンテナで受信した信号を処理して位置座標を解析
する航法衛星信号受信機、上記航法衛星信号受信機から
衛星位置情報と姿勢角度変更情報を受信し、上記飛翔体
の姿勢角度を変更する姿勢変更機、及び電波伝搬時間を
利用して距離を測定するための電波を発生する、軌道上
位置が既知の複数の航法衛星とにより構成される姿勢制
御装置において、上記飛翔体の地球指向ベクトルを指向
させる指向目標と、航法衛星の採用する地心を原点とす
る座標系に基づき上記指向目標の位置座標を記述した位
置座標データベースを具備し、かつ上記アンテナとして
上記飛翔体上の異なる位置に固定された３式のアンテナ
を具備し、かつ上記航法衛星信号受信機は上記座標系に
基づき上記３式のアンテナそれぞれの位置座標を解析
し、３式のアンテナの相対位置関係に基づき飛翔体の指
向方向ベクトルを解析し、飛翔体の地球指向方向ベクト
ルと飛翔体から上記指向目標へのベクトルとの相対角度
差を算出し上記姿勢変更機に入力させる手段を有し、さ
らに上記姿勢変更機は、飛翔体の指向方向ベクトルが指
向目標と一致するように飛翔体の姿勢角度を変更する手
段を有することを特徴とする姿勢制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23062697A JP3911781B2 (ja) | 1997-08-27 | 1997-08-27 | 姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23062697A JP3911781B2 (ja) | 1997-08-27 | 1997-08-27 | 姿勢制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1159599A true JPH1159599A (ja) | 1999-03-02 |
| JP3911781B2 JP3911781B2 (ja) | 2007-05-09 |
Family
ID=16910735
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP23062697A Expired - Fee Related JP3911781B2 (ja) | 1997-08-27 | 1997-08-27 | 姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3911781B2 (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104199457A (zh) * | 2014-09-19 | 2014-12-10 | 北京航空航天大学 | 一种基于h∞和模型修复抗饱和的平流层飞艇姿态控制方法 |
| CN105159307A (zh) * | 2015-08-27 | 2015-12-16 | 北京天航华创科技股份有限公司 | 一种带有执行器饱和问题的运动体姿态事件触发控制方法 |
| CN106292695A (zh) * | 2015-12-11 | 2017-01-04 | 中国特种飞行器研究所 | 一种用于小型无人飞艇的自动飞控系统 |
| CN112945242A (zh) * | 2021-01-29 | 2021-06-11 | 长光卫星技术有限公司 | 一种卫星在轨自主规划任务最佳时间与姿态的方法 |
| CN114526742A (zh) * | 2022-01-25 | 2022-05-24 | 上海卫星工程研究所 | 微纳卫星姿态基准的构件化通用构造方法及系统 |
| CN115060227A (zh) * | 2022-06-15 | 2022-09-16 | 北京信息科技大学 | 卫星在轨视轴指向变化高精度测量的组合夹角测量方法 |
-
1997
- 1997-08-27 JP JP23062697A patent/JP3911781B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104199457A (zh) * | 2014-09-19 | 2014-12-10 | 北京航空航天大学 | 一种基于h∞和模型修复抗饱和的平流层飞艇姿态控制方法 |
| CN104199457B (zh) * | 2014-09-19 | 2017-05-24 | 北京航空航天大学 | 一种基于h∞和模型修复抗饱和的平流层飞艇姿态控制方法 |
| CN105159307A (zh) * | 2015-08-27 | 2015-12-16 | 北京天航华创科技股份有限公司 | 一种带有执行器饱和问题的运动体姿态事件触发控制方法 |
| CN106292695A (zh) * | 2015-12-11 | 2017-01-04 | 中国特种飞行器研究所 | 一种用于小型无人飞艇的自动飞控系统 |
| CN112945242A (zh) * | 2021-01-29 | 2021-06-11 | 长光卫星技术有限公司 | 一种卫星在轨自主规划任务最佳时间与姿态的方法 |
| CN112945242B (zh) * | 2021-01-29 | 2023-09-22 | 长光卫星技术股份有限公司 | 一种卫星在轨自主规划任务最佳时间与姿态的方法 |
| CN114526742A (zh) * | 2022-01-25 | 2022-05-24 | 上海卫星工程研究所 | 微纳卫星姿态基准的构件化通用构造方法及系统 |
| CN114526742B (zh) * | 2022-01-25 | 2024-05-07 | 上海卫星工程研究所 | 微纳卫星姿态基准的构件化通用构造方法及系统 |
| CN115060227A (zh) * | 2022-06-15 | 2022-09-16 | 北京信息科技大学 | 卫星在轨视轴指向变化高精度测量的组合夹角测量方法 |
| CN115060227B (zh) * | 2022-06-15 | 2023-05-12 | 北京信息科技大学 | 卫星在轨视轴指向变化高精度测量的组合夹角测量方法 |
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|---|---|
| JP3911781B2 (ja) | 2007-05-09 |
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