JPS59210000A - 人工衛星の姿勢決定方式 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は太陽捕捉保持と恒星同定に基づく人工衛星の
姿勢決定方式に関する。

人工衛星の姿勢制御精匿を同上させるために。

恒星センサと慣性センサを用いて人工衛星の姿勢を決定
するシステムを実現することが必要となると考えられる
。

ところで、従来開発されているこの種の姿勢決定方式と
しては、姿勢の初期値を既知として、これと慣性センサ
データをもとに逐次的な姿勢計算を行う方法によるもの
でめった。

しかしながら、前記した従来の方法では周知のように、
姿勢の初期値を如何にして決定すべきかが問題として残
っていた。姿勢の初期値が判らなければ慣性センサデー
タを用いた姿勢決定を行うことができない。したがって
実用システムの実現は困難であった。

この発明は、上記２従米の困難を解決し、将来開発が予
測される高精度三軸姿勢制御衛星を実現するために必要
となる人工衛星の姿勢決定法に関し。

太陽捕捉保持機能と、恒星同定機能とを備え未知の姿勢
状態から姿勢の初期値を決定し、これに基づいて慣性セ
ンサデータを用いた姿勢決定を行うように構成した人工
衛星の姿勢決定方式を提供しようとするものである。

以下、この発明の一実施例を図面により詳述する。

第１図はこの発明による姿勢決定方式の概念を示す図で
ある。図において（１）は太陽センサ、（２）は太陽捕
捉制御装置、（３ｊはガスジェット、　（４）は恒星セ
ンサ、（５）は恒星同定処理用計算装置、（６）は恒星
データベース、（７）は慣性センサ、（８）はオイラバ
ラメータ積分用計算装置、（９）は姿勢計算用計算装置
。

００）は計算機である。

このような構成において、慣性センサによって測定した
衛星機軸回りの回転角速度Ｗｅ　（ｅ＝１．２．　ｉを
入力として、太陽捕捉制御装置（２）は衛星機軸回りの
回転角速度が予め設定した角速度Ｗｅ０と一致するよう
に制御するための制御信号をガスジェット（３）へ出力
する。これによって、ガスジェノ目３）が動作しその反
作用によって、衛星は機軸回りに回転する。姿勢の回転
に伴って、太陽センサ（１）の視野内に太陽光ＳＺが入
射し、太陽方向と所定の機軸方向（以下本実施例ではこ
の機軸を−ＸＢとする。）とのなす角度関係（θ、ψ）
が検出される。太陽センサ（ｘｒｖｃよって上記（θ、
ψ１が観測され始めたら以後太陽捕捉制御装置（２）は
太陽センサ（１）によって観測した（θ、ψ１を入力と
して、ガスジェット（３）を動作させ、−ＸＢ軸が太陽
方向と一致するように制御する。

太陽センサ（υによる観測値（ψ、θ）が共に、予め設
定した＋）　ミント値より小さくなったら恒星間だ処理
開始信号を、恒星同定処理用計算装置（５）へ送り、ス
イッチＳ□およびＳ２を開にする。恒星センサ（４）に
よって観測したセンサ視野内の恒星座標（￥１゜Ｚｉ）
　（但しｉは観測恒星の番号）および恒星データベース
中の恒星カタログ５ｊａ（但しｊはデータペース内恒星
のカタログ番号Ｊを入力として、恒星同定処理用計算装
置（５）は観測恒星に対応するカタ、ｃｆグ恒星Ｓｉｊ
”を決定する。一方、オイラパラメータ積分用計算装置
（８）は慣性センサ（７）によって測定した衛星機軸回
りの回転角Ｗｅを入力として、恒星センサ（４１Ｋよる
恒星観測時刻からの衛星姿勢の相対的変化分を計算する
。姿勢計算用計算装置（９）は上記、恒星同定処理用計
算装置およびオイラバ２メータ積分用計算装置（８）か
らの出力信号を入力として、衛星の姿勢を決定する。こ
れを姿勢の初期値とすることにより、以後従来広く用い
られている方法を用いて人工衛星の姿勢を逐次的に決定
することができる。恒星センサデータを用いて定期的に
姿勢初期値の更新を行う場会、姿勢決定値を恒星同定処
理用計算装置（９）−＼フィードバンクすることにより
、恒星データベース（６）からの恒星カタログデータの
読毛みを効率よく行うことができ。

恒星同定処理時間が軽減できる。以下計算機（１０１を
構成する各装置の詳ａｒＣついて第２図、第３図。

第４図、第５図を用いて説明する。

第２図は、　　ＸＢ軸を太陽方向へ向けるための制御系
の構成概念を示す図である。

図において、（１ｊは太陽センサ、（２）は太陽捕捉制
御装置、（３）はガスジェッｈ　、　’（７１は慣性セ
ンサ、　（１１１は推力弁制御回路、α鼾ま終了信号発
生器である。

このような構成において、太陽センサ（１）が太陽を検
出していない場会、スイッチＳｍ、８４を閉にし。

慣性センサ（７）による衛星機軸回りの回転角速度Ｗｚ
ｆＹｎ軸回りの回転角速度１　、　Ｗ−Ｉ　Ｚａ軸回り
の回転角速度）の観測値と設定角速度Ｗ２０．Ｗ、Ｏト
。

偏走（Ｗ２°　Ｗ２Ｏ１、（Ｗｓ’　Ｗ−１を入力とし
て、推力弁制御回路Ｑｌｌは上記偏差が零となるまでガ
スジェットを動作させる。これによって衛星はＹＢ軸回
りにＷ２°、　ＺＢ軸回りｉｃｗ、’の角速度で回転す
る。回転に伴って、太陽センサＳＳＩおよび５Ｓｚ（１
１（本実施例では２個の太陽センサを想定している。）
の視野にそれぞれ太陽が入る。

太陽センサＳＳ＋ｆｌｌが太陽を検出したらスイッチ８
、を１ａＫＬ、以後太陽センサ８８　ｔ　（１１ＩＣよ
って観測される衛星機軸Ｚｎと太陽方向ＳＳのなす角（
９０°−〇）を入力として、推力弁制御回路圓はθが設
定直答と一致するまでガスジェットＪ　、　（３１を動
作させる。

また、太陽センサＳＳ１［１１が太陽を検出したらスイ
ッチＳ４を開にし、以後太陽センサ８Ｓ２（１１によっ
て観測されるｙｎ軸と太陽方向の単位ベクトルＳｓとの
なす角（９０°−４）を入力とじて、推力弁制御回路Ｏ
Ｄはψが設定値零と一致するまでガスシェフ）Ｊ２（３
）を動作させる。

第３図＜ａ）は衛星機軸座標（ＸＢ　、　Ｙｎ　、　Ｚ
ｎ　ｌとの太陽方向の単位ベクトルＳＳとの関係を示す
概念図、第３図（ｂ）は太陽センサ（１）ニよる太陽入
射角測定の原理を示す図である。図において、（３）は
ガスジｘ’）ト、０３）は人工衛星本体、　（１４１は
ス’）　：ｙ　ト、　（１５）は太陽電池素子、　（１
６）は遮光マスク、ａηは極性検出用太陽電池素子でめ
る。

第３図（ｂ）の関係において、スリン）（ｌωを通過し
た太陽光ＳＺは太陽電池素子０５）を照射する。太陽電
池素子０５）上には遮光マスク０６）が貼付けられてお
り。

その形状は衆知のように９例えば太陽光８ｔ！の入射角
！に比例して出力が変化するようになっているので、太
陽方向Ｓｓと太陽センサ（１）の光軸方向Ｘ２とのなす
角ｉが測定できる。なお、入射角の極性即ち（ト）又は
（→は極性検出用太陽電池素子ａηの出力の有無によっ
て判定できる。従って、このような太陽センサを２個組
合せることによって、第３図＜２）に示す角朋θおよび
ψを測定することができる。

いま、第３図＜ａ）の関係において、　　ＸＢ軸方向を
太陽方向ｆＳｓ方同）と一致するように制御することは
、角θおよび角ψが零になるように制御することと同義
であることが判る。角０を零にするためにはガスシェフ
）　Ｊ　ｓ　（３）の上方ノズルから推薬を噴射して人
工衛星本体０３）をＹＢ軸回りに回転させ。

角ψを零にするためには、ガスジェットＪｚ（３１の左
方ノズルから推薬を噴射して人工衛星本俸を２Ｂ軸回り
に回転させることによって達成できることが判る。なお
、第２図において、終了信号発生器０のはθおよびψが
ほぼ零に近い値に安定したことを判定して、恒星同定処
理用計算装置（５）に起動信号ヲ送り、スイットＳ１お
よびＳ２を開にして、姿勢制御を停止する。

第４図は−Ｘｓ軸を太陽方向へ向けた後、ＸＢ軸方向と
光軸Ｘｓ方向が一致するように取付けた恒星センサ（４
）による恒星観測の概念を示す時である。

姿勢基準としての慣性空間座標（Ｘｒ　、Ｙ　Ｉ　、　
Ｚ　ｒ）に対する太陽方向の単位ベクトルＳｌは、衆知
のように暦表から簡単に計算できるので１人工衛星の打
上年月日が決まれば予め恒星センサの光軸Ｘｓ方向が予
測できる。従って、恒星センサ（４）の視野の大きさお
よび機軸−Ｘｎの太陽方向に対する設定誤差を考慮して
、恒星センサ（４）の観測対象となる恒星のカタログを
恒星データベース（６）内に準備しておくことができる
。このカタログ恒星方向の慣性空間座標に対する単位ベ
クトルを５ｊａＩ　ｊ　＝　１．２．・・・）とする。

一方、恒星センサ（４）によって、センサ視野内の恒星
座標ＩＹｉ、　Ｚｉｌが観測される。これを入力として
、恒星同定処理用計算装置（５）は捷ず、衛星機軸座標
（Ｘ　ｎ　＋　Ｙｓ　＋　Ｚ　ｎ　ｌに対する恒星方向
の単位ベクトルＳｉを計算する。

但し、［ｎＣｓ〕は恒星センサ座標ＩＸｓ、　Ｙｓ、　
Ｚｓｌと衛星機軸座標ｆＸｎ、　Ｙｎ、　ＺＢ＋の関係
を与える座標変換行列であり１本実施例では単位行列で
与えることができる。

なお、この実施例では恒星センサ（４）による複数個の
観測値の中から合計３個すなわち８１．８２．　Ｓ−、
を選定して以下の同定処理に用いることとする。

つぎに、恒星データベース（６）中の恒星カタログ値８
　Ｊ　ａを読込んで以下の処理を行う。

を計算する。

つぎに、カタログから１個の恒星Ｓよ２を取出し。

カタログ内の残りのｊ＝１個の恒星に対し、あらかじめ
設定した定数εｌを用いて Ｓ＋ａ−８ｊ旦ｒ　−ａｉ＞　ｃｏｓ　ｊ＋、　ｉ　＝
　１．２．３　・−＝−−−（３１を満足する組合せが
１組でも存在するか否かをテストする。もし１組でも存
在すれば、その恒星Ｓ１ａを同定候補として残す。また
、１組も存在しない場合はその恒星をカタログから除去
する。この操作をサブカタログ内の全ての恒星について
くり返す。

εｌを十分小さく設定すれば、これによってサブカタロ
グ内にａｌ、　ａ２．　ａｓに対応するカタログ恒星の
組５２ｊａ−８２ｊａ、　５２ｊａ−８ｘｊａ、　５ｓ
ｊａ−８ｔｊａカ残ル。シタがって、Ｓｌのカタログ値
はＳ　Ｉ　Ｊ　”＋　８２のカタログ恒星はＳ　３３　
”であるとして同定が完了する。

第５図は恒星センサ（４）による恒星観測時刻なｔ−０
として１時刻（ｎ−１１τと時刻ｎτでの人工衛星の姿
勢の相対的関係を示している。但しては角速度データの
サンプリング時間とする。図において＋　＋ｔＢｎ　”
＋　ｊＢｎ　’＋　ｋｏｎ−１ｌ　は時刻Ｉ　ｎ−１１
τでの衛星機軸方向の単位ベクトル＋　Ｉ　ｌＢｒ１＋
　Ｊ　Ｂｎ＋　ｋＢｎｌは時刻ｎτでの衛星機軸方向の
単位ベクトルであり。

（△ψ。、Δψ。、△θ。）はオイラ角＋　（ＷＩ　ｎ
　ｌ＋　Ｗ２Ｂ　ｌ＋ＷｓＨ００，（Ｗｌｎ、　Ｗ２　
ｎｌ　Ｗｓ　ｎｌ　はそれぞれ衛星機軸回りの回転角速
度である。

このような関係において、オイラパラメータ積分用計算
装置（８）は時刻ｔｏから時刻ｔ＝ｎτ１での姿勢の変
化分〔△ＣＢコ　　な以下の式で計算する。

・・・・・・・−・・・・・・・・・・・・・・・・・
・・・・　（４）但し ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・
・・・・・　（５）ここで未知量となっているのはオイ
ラ角（△ダ。

ΔＯ２△ψ）ｎでめるが１時刻ｉ＝ｏでの初期値△ダ。

−Δθ０＝△ψ。−０とし、慣性センサ（７）で測定し
た衛星機軸回りの回転角速ＩＪｊ　Ｗｕｎ　Ｉ　ｕ　＝
　１．２．３１を同期τで読込み９次式で計算する。

但し ｄｌ−τＷｌｎ η１　＝　ｒ　Ｗ２Ｂ ｆ、−τＷ。

ｄｚ　＝　Ｔ　（ＷｔｌＩ　ＣＯ５＋Ｗ２ｎｒ／２１＋
Ｗｏ　ｓｉｎ　＋Ｗ２ｎｒ／２１　）１’）２＝τ（Ｗ
ｔｎｔａｎｆＷｌｎτ／２１　ｓ　ｉｎ　（Ｗ２ｎτ／
２１　＋Ｗ２ｎ−Ｗ　ｓ　ｎｔ　ａｎ　（Ｗ　１　ｎτ
／２１　ｃｏｓ　（Ｗ　２１１τ／２））ｆ２−τ（−
Ｗ１ｎ’ｓｉｎ　ｆＷ２．τ／２１／ｃｏｓ　ｆＷＩＨ
τ／２）＋Ｗｓｎｃｏｓ　（Ｗｚ、ｒ／２１／ｃｏｓ　
ｆＷｌｌ　ｒ／２１）ｄｒ　＝ｆ　（Ｗａｎ　ｃｏｓ　
ｆη２／２１＋Ｗｓｎｓｉｎ　ｆ７２／２１）η、−丁
（ｗｌｎｔａｎ　ｆｄ２／２１　ｓｉｎ　（η２／２１
　＋Ｗ２ｎ−Ｗ−ｎｔａｎ　（ｄｚ／２１　ｃｏｓ　０
７２／２１　）ｆ、−τ（−ＷＨｎｓｉｎ（ηｔ／２１
／ｃｏｓ　（ｄｚ／２１　＋Ｗｓ１１　ｃｏｓ（η２／
２１／ＣＯ５（ｄ２／２１　）ｄ４＝τ（Ｗｌｎｃｏｓ
ηｓ　＋ＷＰ７　ｓｉｎη１）１４−τ（Ｗｌｎｔａｎ
　ｄｘ　ｓｉｎηｓ　＋ＷｚＨ−Ｗ３ｎｔａｎ　ｄｓ　
ｃｏｓη工）なお、〔△１３．△Ｐ２．△Ｐ３．△Ｐａ
Ｊ＋−８−（ｏ、ｏ、ｏ、１）Ｔｔ＝。

・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・
・・・・・　（８）と設定する。

姿勢計算用計算装置（９）は上記恒星同定処理用計算装
＃　（５＋　ｃｖ小出力なわち［Ｓｔ＋　８２１　ｓｍ
ｌ　トＡ３５３ａ＋　５２ＪａＩＳｘｊ”ｌを用いて、
まず９時刻ｔ＝Ｏｆ＝ｔ、ｌでの衛星の姿勢すなわち衛
星機軸座標（ＸＢ、　Ｙａ、　ＺＢＩと、姿勢基準座標
としての慣性空間座標（Ｘ　ｒ　ｒ　Ｙ　ｘ　＋　Ｚ　
ｘ　ｌとの関係［ｎｃＩ、］ｔ＝ｏを次式により計算す
る。

つぎに１式（９）と式（４）を用いて時刻ｔ＝ｎτでの
姿勢［ｎＣｒ１ｔ＝ｎｔを次式により計算する。

［ａＣｔｌｔ＝ｎｒ＝［△Ｃｎ１（ｎＣＩ）ｔ＝０　　
＋・・・＋・＋＋＋＋・（１０）１時間後に再び姿勢初
期値が更新される丑での期間、上記式００）の計算結果
を初期値として、以下の式により姿勢を計算し出力する
。

ここで、姿勢初期値の更新時刻ｔ−ｎτをあらためてｔ
＝ｏとすると、衛星の姿勢［ｊＢ＋　Ｊ　８１　ｋＢＪ
ｔｋはいＢｌ　ｊｎ、　ｋＪｔｋ＝　ＣＢＣＩコｔｋ　
［’Ｉ＋　ＪＩ＋　ｋｌ〕”””“°゛（ｌυ［ｎｅｔ
］１に−［４Ｃｎｌ［ｅＣＩ：］１１（−１−・・・・
・・・・・・・−（１２＋で与えられる。

但し、　［ｎＣ１〕ｔ＝ａは式（１０１の計算結果を用
いる。捷た〔τｐｎ〕は１時間τ−１ｋ−１ｋｌ毎に慣
性センサデータ＼Ｖｊ’　Ｉｌ＝　１．２．３１を読込
み、弐ｆ７１．　（８１により、オイラ角△グ、△θ、
△ψを計算し、これを式＋６１　ＶＣ代入し１式（５１
，（６）からオイラパラメータ（△ρ１．△ρ２゜Δρ
３．Δρ４）を計算し、これを式（４）の右辺に代入し
て逐次的に［ｒｃＢ］を計算する。

以上述べたことから明らかなように、この発明による姿
勢決定方式によれば、まず慣性センサデータを参照して
、所定のガスジェントを噴射し衛星を一定速度で回転さ
せ、つぎに１回転に伴って太陽センサデータが得られる
状態になったら、太陽センサデータを用いて所定の機軸
（本実施例では−Ｘｎ軸）を太陽方向へ向ける制御を行
う。−ＸＢ軸が太陽方向と一致するように制御した後、
恒星同定に基づいて得られる恒星観測時刻での姿勢と。

慣性センサデータを用いて得られる恒星同定処理期間の
姿勢の変化分を結合して姿勢が決定できる。

即ち従来困難であった姿勢初期値決定の問題が解決され
、軌道上で自律的に精度の高い姿勢決定を行うシステム
が実現できる。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明による姿勢決定系の構成概念を示す図
、第２図は太陽捕捉制御系の構成を示す概念図、第３図
は太陽センサによる太陽方向と機軸方向のなす角度の関
係の観測概念を示す図、第４図は、ＸＢ軸方向に取付け
た恒星センサによる恒星観測の概念を示す図、第５図は
逐次的姿勢変化計算の過程における前段階姿勢と現時点
の姿勢との関係を説明する図であり、（１）は太陽セン
サ。 （２）は太陽捕捉制御装置、（３）はガスジェノ）　、
　（４１は恒星センサ、（５）は恒星同定処理用計算装
置、（６）は恒星データベース、（７）は慣性センサ、
（８）はオイラパラメータ積分用計算装！、（９１は姿
勢不用計算装置、　＋ＩＩＪＩは計算機、圓は推力弁制
御回路、０２１は終了信号発生器、０３）は人工衛星本
体、０４）はスリット。 ０５）は太陽電池素子、　ｔ１６＋は遮光マスク、０η
は極性検出用太陽電池素子である。 なお１図中同一あるいは相当部分には同一符号を付して
示しである。 代理人　大　岩　増　Ｊイ（ 第３図 （（１） 第４図 ２工 第５図 ａｎ−１

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 太陽センサによって測定した所定の衛星機軸と太陽方向
   とのなす角度、および慣性センサで測定した衛星機軸回
   りの回転角速度を入力として、所定の衛星機軸を太陽方
   向と一致するように制御するための制御信号を発生する
   太陽捕捉制御装置と。 上記太陽捕捉制御装置からの出力信号を入力としてパル
   プを開閉し推薬を噴射するガスジェットと。 上記太陽捕捉制御装置からの太陽捕捉終了信号および恒
   星センサによって測定した恒星座標観測値および恒星デ
   ータベース中の恒星カタログを入力として、観測恒星と
   カタログ恒星を同定する恒星同定処理装置と、慣性セン
   サによって測定した衛星機軸回りの回転角速度を入力と
   して衛星の相対的な姿勢変化量を計算するオイラバラメ
   ータ積分用計算装置と、上記恒・星同定処理用計算装置
   およびオイラバラメータ積分用計算装置からの出力信号
   を入力として人工衛星の姿勢を計算する姿勢計算用計算
   装置とを備え、上記計算装置の出力信号を上記恒星同定
   処理用計算装置にフィードバックするように構成した計
   算機を人工衛星に搭載し。 人工衛星の姿勢決定頒および角速度を出力するようにし
   たことを特徴とする人工衛星の姿勢決定方式。