JPS6035698A - 人工衛星の地球補促制御方法 - Google Patents
人工衛星の地球補促制御方法Info
- Publication number
- JPS6035698A JPS6035698A JP58144826A JP14482683A JPS6035698A JP S6035698 A JPS6035698 A JP S6035698A JP 58144826 A JP58144826 A JP 58144826A JP 14482683 A JP14482683 A JP 14482683A JP S6035698 A JPS6035698 A JP S6035698A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- earth
- axis
- acquisition
- center
- capture
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
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- Investigation Of Foundation Soil And Reinforcement Of Foundation Soil By Compacting Or Drainage (AREA)
- Prostheses (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
この発明はとくに地球指向三軸衛星の地球捕捉制御方法
に関する。地球観測衛星や通信衛星では衛星に搭載した
アンテナや観測機器の所定の軸を地球方向へ向けるため
に、衛星の所定の機軸を常に地球中心方向へ指向させる
ことが必要となる。
に関する。地球観測衛星や通信衛星では衛星に搭載した
アンテナや観測機器の所定の軸を地球方向へ向けるため
に、衛星の所定の機軸を常に地球中心方向へ指向させる
ことが必要となる。
地球捕捉制御は２人工衛星をロケットから分離した後の
任意の姿勢状態から、衛星の一機軸方向を太陽方向へ向
ける太陽捕捉制御を行ない、この太陽捕捉完了時点の姿
勢状態を所定の機軸が地球中心方向と一致するような姿
勢状態に制御することである。
任意の姿勢状態から、衛星の一機軸方向を太陽方向へ向
ける太陽捕捉制御を行ない、この太陽捕捉完了時点の姿
勢状態を所定の機軸が地球中心方向と一致するような姿
勢状態に制御することである。
まず、従来の地球捕捉制御方法について簡単に説明する
。第１−図（ａ）は人工衛星の一般的概念を示す外観図
である。図において（１）は人工衛星、（ｚｌｔｉ太陽
電池パドル、（３）はパドル支柱、（４）はアンテナ。
。第１−図（ａ）は人工衛星の一般的概念を示す外観図
である。図において（１）は人工衛星、（ｚｌｔｉ太陽
電池パドル、（３）はパドル支柱、（４）はアンテナ。
（５）はオムニアンテナ、（６）はアンテナ支柱、 、
＋７１は地球センサ、（８）は視野中心線、（９）は地
球センサ視野。
＋７１は地球センサ、（８）は視野中心線、（９）は地
球センサ視野。
顛はガスジェット、 ＸＢ、 ＹＢ、 ＺＢ は仮想的
に設定した衛星機軸、角αは視野（９ａ）と、視野（９
ｂ）のなすキャント角、βはセンサ視野角である。
に設定した衛星機軸、角αは視野（９ａ）と、視野（９
ｂ）のなすキャント角、βはセンサ視野角である。
このような構成において１人工衛星（１＋に搭載し危ア
ンテナ（４）全地球方向に向けるために、 ＺＢ軸を地
球中心方向へ向ける必要がある。なお、各機軸回りの回
転トルクの発生は第１図（ｂ）のように配置した３個の
ガスジェット０Ｉで行うことができる。
ンテナ（４）全地球方向に向けるために、 ＺＢ軸を地
球中心方向へ向ける必要がある。なお、各機軸回りの回
転トルクの発生は第１図（ｂ）のように配置した３個の
ガスジェット０Ｉで行うことができる。
また、地球検出器（ｌυは本発明で匣用するもので。
視野内に地球が在るか否かを検出するセンサである。
第２図は従来の方式による地球捕捉制御系の構成概念を
示す図である。図において（７）は地球センサ、 （Ｉ
ｎはガスジェット、←２は慣性センサ、０３は地球捕捉
制御装置である・ このような構成において、地上局コマンドによってスイ
ッチ８１．８２を閉じ、地球捕捉制御装置０は慣性セン
サ視野角および地球センサデータに基づいてガスジエツ
）Ｑｌを動作させ機軸ＺＢを地球中心方向へ指向させる
。第３図は上記従来の方法による地球捕捉の概念を示す
図である。図において（１）は人工衛星、（２）は太陽
電池パドル、（３）はパ″ドル支柱、（５）はオムニア
ンテナ、（６）はアンテナ支柱、（９）は地球センサ視
野、αくは太陽、（１９は軌道。
示す図である。図において（７）は地球センサ、 （Ｉ
ｎはガスジェット、←２は慣性センサ、０３は地球捕捉
制御装置である・ このような構成において、地上局コマンドによってスイ
ッチ８１．８２を閉じ、地球捕捉制御装置０は慣性セン
サ視野角および地球センサデータに基づいてガスジエツ
）Ｑｌを動作させ機軸ＺＢを地球中心方向へ指向させる
。第３図は上記従来の方法による地球捕捉の概念を示す
図である。図において（１）は人工衛星、（２）は太陽
電池パドル、（３）はパ″ドル支柱、（５）はオムニア
ンテナ、（６）はアンテナ支柱、（９）は地球センサ視
野、αくは太陽、（１９は軌道。
←Ｑは地球である。このような構成において１人工衛星
（１）は−ＸＢ 軸方向を太陽Ｉ方向へ保持し、また太
Ｉ１１電池パドル（２）の受光面も太陽方向へ向けた状
態で一定の角速度ω１でｘＢ軸回シに回転している。こ
のような状態で人工衛星（１）は軌道α！９ｆ、矢印の
方向へ進行する。人工衛星（１１が軌道上のサンライズ
ポイン） Ｐｌの近傍まで進行すると、ＸＨ軸回りの回
転に伴って地球センナ（７）の視野（９）が一定周期で
地球αＱを検出するようになる。このような条件成立つ
時刻は軌道計算によって予測できるので、その時刻に地
上局からコマンドを送ってスイッチＳｔ、 ８２を閉じ
、地球捕捉制御装置峙を動作させて、地球センサ（７）
によるＺＢ軸と地球中心方向との偏差の測定値が零にな
るように制御することによって、地球捕捉を実現する。
（１）は−ＸＢ 軸方向を太陽Ｉ方向へ保持し、また太
Ｉ１１電池パドル（２）の受光面も太陽方向へ向けた状
態で一定の角速度ω１でｘＢ軸回シに回転している。こ
のような状態で人工衛星（１）は軌道α！９ｆ、矢印の
方向へ進行する。人工衛星（１１が軌道上のサンライズ
ポイン） Ｐｌの近傍まで進行すると、ＸＨ軸回りの回
転に伴って地球センナ（７）の視野（９）が一定周期で
地球αＱを検出するようになる。このような条件成立つ
時刻は軌道計算によって予測できるので、その時刻に地
上局からコマンドを送ってスイッチＳｔ、 ８２を閉じ
、地球捕捉制御装置峙を動作させて、地球センサ（７）
によるＺＢ軸と地球中心方向との偏差の測定値が零にな
るように制御することによって、地球捕捉を実現する。
ところで、上記従来の方法は−ＸＢ 軸を太陽方向に向
けてＸＢ軸回りに回転させることにより、サンプ１ズ近
傍で地球センナ視野が一定周期で地球を捕えることによ
シ、以後自律的にｚＢ＠を地球中心方向へ指向させる方
式であるので、地球捕捉を開始するまでに一定周期でオ
ムニアンテナ（５）の指向方向が衛星本体の陰になりこ
のため地上局との通信が断続する。すなわちブラックア
ウトが生じる欠点があった。
けてＸＢ軸回りに回転させることにより、サンプ１ズ近
傍で地球センナ視野が一定周期で地球を捕えることによ
シ、以後自律的にｚＢ＠を地球中心方向へ指向させる方
式であるので、地球捕捉を開始するまでに一定周期でオ
ムニアンテナ（５）の指向方向が衛星本体の陰になりこ
のため地上局との通信が断続する。すなわちブラックア
ウトが生じる欠点があった。
この発明は上記欠点を除去するため、オムニアンテナ（
５）の指向方向と並行する機軸←）ＺＢ方向を太陽方向
に向けて軌道上を進行させ、この状態から自律的に地球
捕捉を実現するために地球捕捉姿勢設定機能を持たせる
ことによシブラックアウトの問題を解決するよう圧した
ことを特徴とする人工衛星の地球捕捉制御系法を提供し
ようとするものである。
５）の指向方向と並行する機軸←）ＺＢ方向を太陽方向
に向けて軌道上を進行させ、この状態から自律的に地球
捕捉を実現するために地球捕捉姿勢設定機能を持たせる
ことによシブラックアウトの問題を解決するよう圧した
ことを特徴とする人工衛星の地球捕捉制御系法を提供し
ようとするものである。
以下図面によってこの発明の一実施例を詳細に説明する
。
。
第４図はこの発明による地球捕捉制御系の構成概念を示
す図である。図においてり７）は地球センサ。
す図である。図においてり７）は地球センサ。
０〔はガスジエツ）、Ｈは慣性センサ、（Ｉ３は地球捕
捉制御ａ４Ｉ装置、ａ１）は地球検出器、αηは地球捕
捉姿勢設定装置である。
捉制御ａ４Ｉ装置、ａ１）は地球検出器、αηは地球捕
捉姿勢設定装置である。
このような構成において、地上コマンドによってスイッ
チＳ１〜Ｓ４を閉じ、地球捕捉姿勢設定装置（Ｉ？）は
地球検出器Ｉの出力信夛を入力として、ガスジェットＱ
ＩＪｓ？ｆ−μｂ作させＸＦＪ軸が地球方向を向いた状
態でＺＢ軸回ｐの回転を止める。 これによって地球捕
捉安勢が確立する。この状態で地球捕捉制御装置峙は慣
性センサデータおよび地球センサデータを入力としてガ
スジェット１ｌＩＪｔ、Ｊ２ｉ動作させ、 ＺＢ軸を地
球中心方向へ制御することによシ、地球捕捉が達成され
る。
チＳ１〜Ｓ４を閉じ、地球捕捉姿勢設定装置（Ｉ？）は
地球検出器Ｉの出力信夛を入力として、ガスジェットＱ
ＩＪｓ？ｆ−μｂ作させＸＦＪ軸が地球方向を向いた状
態でＺＢ軸回ｐの回転を止める。 これによって地球捕
捉安勢が確立する。この状態で地球捕捉制御装置峙は慣
性センサデータおよび地球センサデータを入力としてガ
スジェット１ｌＩＪｔ、Ｊ２ｉ動作させ、 ＺＢ軸を地
球中心方向へ制御することによシ、地球捕捉が達成され
る。
上記地球捕捉姿勢設定装置（１７）、および地球捕捉制
御装置ａ階の一実施例についてさらに詳細に説明する。
御装置ａ階の一実施例についてさらに詳細に説明する。
第５図は地球捕捉姿勢設定装置的の構成を示す図である
。図においてＱｌはガスジエツ）、ａｌ）は地球検出器
、 ａ擾は慣性センサ、Ｏ均はスイッチ制御回路、員は
推力弁制御回路である。このような構成において、スイ
ッチ開閉制御回路Ｏ１は地球検出器ａ珍信号のレベルが
一定のスレショルド値よ〕小さい場合は、地球検出器α
Ｄの視野内に地球が存在しないと判定してスイッチＳ５
を閉にする。推力弁制御回路員は慣性センサ■による機
軸ＺＢ回りの回転角速度の観測値ω５と、あらかじめ設
定した目標角速度ω３ との差が零となるようにガスジ
エツ）ＱＩＪＢを動作させる。Ｚｐ軸回りの回転に伴っ
て、第６図に示すように地球検出器αυの視野四内に地
球−が入ってくる。スイッチ制御回路顛は地球検出器α
υ倍信号レベルが一定のスレショルド値を越えた時、ス
イッチ８５ｆｔ開にする。これによって推力弁制御回路
部は目標角速度Ｏと慣性センサ（Ｉのによる観測値の差
が零となるようにガスジエツ）（１１１Ｊｓを動作させ
る。即ちｚＢ軸回りの回転角速度ω３が零とな”）−Ｚ
Ｂ軸が地球αＱ方向を向いて一〜＼ 停止する。第６図から明らかなように２人工衛星（１１
の姿勢がこのような状態に保たれている時、まずＹＢ軸
回シに回転させることにより地球センサ（７）の視野（
９）が必ず地球ａ枠を捉えるようにすることができる。
。図においてＱｌはガスジエツ）、ａｌ）は地球検出器
、 ａ擾は慣性センサ、Ｏ均はスイッチ制御回路、員は
推力弁制御回路である。このような構成において、スイ
ッチ開閉制御回路Ｏ１は地球検出器ａ珍信号のレベルが
一定のスレショルド値よ〕小さい場合は、地球検出器α
Ｄの視野内に地球が存在しないと判定してスイッチＳ５
を閉にする。推力弁制御回路員は慣性センサ■による機
軸ＺＢ回りの回転角速度の観測値ω５と、あらかじめ設
定した目標角速度ω３ との差が零となるようにガスジ
エツ）ＱＩＪＢを動作させる。Ｚｐ軸回りの回転に伴っ
て、第６図に示すように地球検出器αυの視野四内に地
球−が入ってくる。スイッチ制御回路顛は地球検出器α
υ倍信号レベルが一定のスレショルド値を越えた時、ス
イッチ８５ｆｔ開にする。これによって推力弁制御回路
部は目標角速度Ｏと慣性センサ（Ｉのによる観測値の差
が零となるようにガスジエツ）（１１１Ｊｓを動作させ
る。即ちｚＢ軸回りの回転角速度ω３が零とな”）−Ｚ
Ｂ軸が地球αＱ方向を向いて一〜＼ 停止する。第６図から明らかなように２人工衛星（１１
の姿勢がこのような状態に保たれている時、まずＹＢ軸
回シに回転させることにより地球センサ（７）の視野（
９）が必ず地球ａ枠を捉えるようにすることができる。
地球ａｅが地球センサ（７）の視野（９）に入ったら地
球センサ（７）によってＺＢ軸と地球中心方向の偏差が
検出できるので、地球捕捉制御装置α尋の作用によって
、偏差が零となるようにガスジェットαＩＪ１． Ｊ２
を動作させることにより地球捕捉が達成される。
球センサ（７）によってＺＢ軸と地球中心方向の偏差が
検出できるので、地球捕捉制御装置α尋の作用によって
、偏差が零となるようにガスジェットαＩＪ１． Ｊ２
を動作させることにより地球捕捉が達成される。
第１図は地球捕捉制御回路（１１の構成を示す図である
。図において（７）は地球センサ、 （１１はガスジェ
ット、（３は慣性センサ、α謙は地球捕捉制御回路。
。図において（７）は地球センサ、 （１１はガスジェ
ット、（３は慣性センサ、α謙は地球捕捉制御回路。
ａ場は推力弁制御回路である。
このような構成において、地上局コマンドによってスイ
ッチＳ１，８２を閉にする。地球センサ（７）の視ｖ（
９）内に地球（１Ｇが入るまではＳ６は閉になっている
ので、慣性センサａ３によって測定したＹＢ軸回りの角
測度ω２が予め設定した角速度ω２゜と一致するように
推力弁制御回路ａｌが作用して、ガスジエツ）＋１ＧＪ
２を動作させる・ この間機軸ｘＢ回りの角速度ω１は
零に保たれる。ＹＢ軸回シの回転に伴って地球センサ（
７）の視野（９）が地球Ｑｌ）を捉えるとスイッチＳ６
を開にし、地球センサ（７）で測定したｚＢ軸方向と地
球中心方向との偏差（θ。
ッチＳ１，８２を閉にする。地球センサ（７）の視ｖ（
９）内に地球（１Ｇが入るまではＳ６は閉になっている
ので、慣性センサａ３によって測定したＹＢ軸回りの角
測度ω２が予め設定した角速度ω２゜と一致するように
推力弁制御回路ａｌが作用して、ガスジエツ）＋１ＧＪ
２を動作させる・ この間機軸ｘＢ回りの角速度ω１は
零に保たれる。ＹＢ軸回シの回転に伴って地球センサ（
７）の視野（９）が地球Ｑｌ）を捉えるとスイッチＳ６
を開にし、地球センサ（７）で測定したｚＢ軸方向と地
球中心方向との偏差（θ。
φ）を入力として、（０，φ）が（口、Ｏ）となるよう
に推力弁制御回路（１１が作用して、ガスジエツ）ＱＱ
Ｊｌ、、ｒ２を動作させ、ＺＢ軸方向が地球中心方向と
一致して、地球捕捉が達成される。
に推力弁制御回路（１１が作用して、ガスジエツ）ＱＱ
Ｊｌ、、ｒ２を動作させ、ＺＢ軸方向が地球中心方向と
一致して、地球捕捉が達成される。
以上述べたことから明らかなように、この発明の方法は
−ＺＢ軸方向を太陽方向に向けた状態から地球捕捉を達
成できるので、ブラックアウトの問題が解決されている
。これＫよって、地上局コマンドの尻切２頭切れなどに
よる人工衛星の誤動作が回避できる。テレメトリデータ
を地上局へ連続して取込むことができるので衛星の状態
を監視しながら４！ｒ種操作を行うことができるなどの
利点を有する。
−ＺＢ軸方向を太陽方向に向けた状態から地球捕捉を達
成できるので、ブラックアウトの問題が解決されている
。これＫよって、地上局コマンドの尻切２頭切れなどに
よる人工衛星の誤動作が回避できる。テレメトリデータ
を地上局へ連続して取込むことができるので衛星の状態
を監視しながら４！ｒ種操作を行うことができるなどの
利点を有する。
第１図は人工衛星の一般的概念を示す外観図。
第２図は従来の方式による地球捕捉制御系の構成概念図
、第３図は従来の方式による地球捕捉の概念を示す図、
第４図は本発明による地球捕捉制御系の構成概念を示す
図、第５図は地球捕捉姿勢設定装置の構成を示す図、第
６図は本発明による地球捕捉の概念を示す数学モデル、
第１図は地球捕捉制御装置のＳ成を示す図でるり、（１
１は人工ｆｉ凰（２）は太陽電池パドル、（３）はパド
ル支柱、（４）はアンテナ、（５）はオムニアンテナ、
ｔｅ＋ｈアンテナ支柱。 （７）は地球センサ、（８）は視野中心線、（９）は地
球センサ視野、 Ｑ（Ｉはガスジェット、ａｅは地球検
出器２輪は慣性センサ、 Ｑｌは地球捕捉制御ｆ！ｌ装
置、 ０４１は太陽。 Ｑ！１９は軌道、ａｅは地球１面は地球捕捉姿勢設定装
置。 （１８はスイッチ制御回路、Ｏ１，は推力弁制御回路、
ｃＡは地球検出器視野である。゛ なお２図中同一するいは相当部分には同一符号を付して
示してめる。 代理人大岩増雄 第１図 （α） Ｙρ 第２図 第３図
、第３図は従来の方式による地球捕捉の概念を示す図、
第４図は本発明による地球捕捉制御系の構成概念を示す
図、第５図は地球捕捉姿勢設定装置の構成を示す図、第
６図は本発明による地球捕捉の概念を示す数学モデル、
第１図は地球捕捉制御装置のＳ成を示す図でるり、（１
１は人工ｆｉ凰（２）は太陽電池パドル、（３）はパド
ル支柱、（４）はアンテナ、（５）はオムニアンテナ、
ｔｅ＋ｈアンテナ支柱。 （７）は地球センサ、（８）は視野中心線、（９）は地
球センサ視野、 Ｑ（Ｉはガスジェット、ａｅは地球検
出器２輪は慣性センサ、 Ｑｌは地球捕捉制御ｆ！ｌ装
置、 ０４１は太陽。 Ｑ！１９は軌道、ａｅは地球１面は地球捕捉姿勢設定装
置。 （１８はスイッチ制御回路、Ｏ１，は推力弁制御回路、
ｃＡは地球検出器視野である。゛ なお２図中同一するいは相当部分には同一符号を付して
示してめる。 代理人大岩増雄 第１図 （α） Ｙρ 第２図 第３図
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 地球が視野内に在るか否かを検出する地球検出器と２人
工衛星に仮想的に設定した直交３機軸ｘＢ。 ＹＢ、 ＺＢ） 回シの回転角速度を測定する慣性セン
ナと、地球中心方向に向けるべき所定の機軸ＺＢと地球
中心方向との偏差を測定する地球センサと。 各機軸口りに回転トルクを発生するガスジュツトとを具
備した人工衛星の地球捕捉制御方式において、前記人工
衛星が←）ＺＢ軸を太陽方向に向け。 ｚＢ軸回シに一定の速度で回転している状態から。 所定の機軸ｚＢを地球中心方向へ指向させる地球捕捉を
行うとき、上記地球検出器の出力信号と慣性センサデー
タとを入力として、上記ガスジェットを動作させて、Ｚ
Ｂ軸が地球方向を向いた状態でＺＢ＠回りの回転速度を
零にするように制御する地球捕捉姿勢設定装置と、上記
慣性センサデータおよび上記地球センサデータを入力と
して、上記ガスジェットを動作させて、所定の機軸ｚＢ
軸を地球中心方向へ向ける地球捕捉制御装置とを備え、
上記地球捕捉姿勢設定装置と上記地球捕捉制御装置との
作用によシ地球捕捉を完了するようにしたことを特徴と
する人工衛星の地球捕捉制御方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP58144826A JPS6035698A (ja) | 1983-08-08 | 1983-08-08 | 人工衛星の地球補促制御方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP58144826A JPS6035698A (ja) | 1983-08-08 | 1983-08-08 | 人工衛星の地球補促制御方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6035698A true JPS6035698A (ja) | 1985-02-23 |
Family
ID=15371349
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58144826A Pending JPS6035698A (ja) | 1983-08-08 | 1983-08-08 | 人工衛星の地球補促制御方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6035698A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH04274997A (ja) * | 1990-12-14 | 1992-09-30 | Hughes Aircraft Co | 宇宙船を回転させる能動回転軸制御システム |
| JPH072194A (ja) * | 1993-01-27 | 1995-01-06 | Nec Corp | 人工衛星の姿勢制御装置 |
-
1983
- 1983-08-08 JP JP58144826A patent/JPS6035698A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH04274997A (ja) * | 1990-12-14 | 1992-09-30 | Hughes Aircraft Co | 宇宙船を回転させる能動回転軸制御システム |
| JPH072194A (ja) * | 1993-01-27 | 1995-01-06 | Nec Corp | 人工衛星の姿勢制御装置 |
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