JPS6047159B2 - 衛星の姿勢制御装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は、能動的３軸姿勢制御システムを持つ宇宙航
行機の姿勢制御装置に関するものである。

地球に方向の合わされる衛星には、３軸反作用・輪を姿
勢制御に用いているものがある。

センサ（感知器）から得られる姿勢誤差情報に応動する
３つの反作用輪から与えられるトルクによつて、精度の
高い姿勢制御の目的を達成することができる。それらの
３つの反作用輪（以下で単に輪といフうことがある）は
、姿勢制御の基準となる機体軸の作る１組の直交軸に平
行な３軸を持つように、機体内部に取付けるのが正統派
のやり方である。そこて、地球指向衛星においては、軌
道面法線に対して平行（名目的に）である機体のピッチ
（縦揺れ）軸に平行に、論の軸線の１つが置かれる。残
りの２つの輪の軸線は、機体のロール（速度ベクトル）
軸とヨー（局所鉛直線）軸と、それぞれ一直線をなすよ
うに置かれる。大きな外乱トルクが存在しないときは、
このような宇宙航行機系は、それぞれの軸線のまわりの
反作用輪運動量の時間平均が実質的に零であるから、実
質的に零の運動量系と呼ばれる。別の地球指向衛星とし
て、機体のピッチ軸に平行に設けられた軸を中心として
回転する反作用輪だけを用いるものがある。

その衛星では、機体のヨー軸を局所鉛直線と同一の線上
に保持させるために、反作用輪が平均非零あるいはバイ
アス（偏倚）運動量を持つて働き、また輪の慣性安定性
によつて、ピッチ軸が軌道面法線と同一の直線上に保持
される。このような制御系を備えるものは、バイアス運
動量で制御される衛星と呼ばれ、現在対地同期軌道動作
をしている（いわゆる静止衛星である）ＲＣＡＳＡＴＣ
ＯＭＩ（５ＲＣＡＳＡＴＣ０Ａ■の両衛星で実施されて
いるし、また現在軌道にある他のいくつかの衛星でも用
いられている。このバイアス運動量系の特徴は、所要の
機体の角位置−は、ロール軸とピッチ軸とのまわりにつ
いてだけ測定すればよく、より複雑なヨー軸中心につい
ての測定が不要なことにある。衛星のための、零運動量
型の３軸安定化姿勢制御方式では、３軸を所望の姿制に
保持させるため．”に、各軸（すなわち、ロールとピッ
チとヨーと）についての姿勢基準が必要である。

実際には、地球自体が（地球軌道衛星の場合）、地平線
センサを利用してピッチ誤差とロール誤差とを感知する
ための、つごうのよい基準となるが、ヨー軸情報３を入
手するには、別の手段たとえば太陽、星、ラジオビーコ
ンおよび（または）ジャイロスコープを含むものの利用
が必要になる。高速度回転するロータたとえばジャイロ
を備える運動型の機械的装置の使用あるいは星感知に伴
４なう複雑な操作を避けるために、軌道上で、太陽の見
える部分では、ヨー軸中心の誤差検出のための便利な手
段として、太陽を選ぶことができる。

そこで、太陽がヨー基準と呼ばれる。しかし、衛星にと
つての真昼あるいは真夜中とその近傍における期間は、
太陽と機体とを結ぶ直線（Ｓｕｎｌｌｎｅ）と機体のヨ
ー軸とがだいたい合致して、ヨー誤差検出感度が低下す
るので、太陽はヨー基準として役立ち得ない。事実上、
両線の一致する点では、ヨー信号が得られない。これら
の１無人力期間（太陽の見えない）Ｊについてヨー誤差
入力を持たない零運動量系の動作では、指向制御の精度
が低下することになる。複雑なヨー姿勢制御手フ段を使
用することが好ましくない長寿名で信頼度の高い、正確
度の高い姿勢制御手段としての零運動量系の全面的使用
が非難される原因は、ヨー基準を太陽に頼る零運動量３
軸制御系における上述の欠点にある。この発明による装
置は、互いに垂直な、ピッチ軸とロール軸とヨー軸とを
備える衛星のための姿勢制御装置であつて：（ａ）前記
衛星の互いに垂直な３つの軸に対して一定の角度関係を
持つそれぞれの軸に設けられた３個またはそれより多く
の反作用輪（例えば輪２４，２６，２８）と；（ｂ）衛
星の予じめ定められた基準姿勢からの角偏差を検知する
ためのもので、地球に対するロールおよびピッチ軸姿勢
誤差信号を発生する第１のセンサ（例えばセンサ３４）
と太陽に対するヨー軸姿勢誤差信号を発生する太陽セン
サ（例えばセンサ３０）とを含む姿勢感知装置と；（ｃ
）前記姿勢誤差信号に応じて、それぞれの姿勢誤差信号
が零に収斂するように前記反作用輪の角速度を制御する
制御装置（例えば装置３１−２，３２−３，３２−５）
と；を備え、さらに、前記太陽センサが、従つて姿勢感
知装置が衛星ヨー軸の基準姿勢からの偏差に不感となる
期間を指示する信号を与えるための、軌道位置推定暦に
対応するデータ信号を出力する装置（例えば第２図のブ
ロック３３）と；この位置推定データ信号出力装置から
の期間指示信号に応じて、前記制御装置からヨー軸姿勢
誤差信号を除去するスイッチ装置（例えばスイッチ５６
）と；を備え、前記制御装置は、ロール軸とヨー軸のそ
れぞれに沿う長期に見ての平均角運動量が事実上零とな
るように、また、ピッチ軸に沿つては、残差角運動量バ
イアスを発生して、前記ピッチ軸に沿う残差角運動量に
よつて生成されるジャイロスコープ的現状維持性が前記
期間の間衛星の正規のヨー軸姿勢を維持するように、各
反作用輪の速度を制御するように働くことが可能である
ようになされている。

この発明によつて、合成されるピッチ運動量の慣性的ジ
ャイロスコープ的安定性によつて一種の記憶が形成され
、これによつて、太陽から得られるヨー誤差の無いある
いは感知されない期間においても、正規のヨー姿勢が維
持され、外乱トルク作用が最小となる。

前に述べた、太陽と地球と衛星とが同一直線上に列ぶこ
とによる１無人力期間ョの間にヨー誤差を検出する必要
がなくなり、また、これらの期間の間に、零運動量系の
開ループ（すなわち、ヨー誤差なし）を働かせるのに比
べて、ピッチ運動量で与えられるヨー制御の精度がよく
なる。好ましい実発明の詳細な説明 〔直交配列された反作用輪一第１，２，３図〕中心物体
たとえば地球１４をまわる軌道１２に在る宇宙航行機１
０についての大要が第１図に示されている。

この宇宙航行機（以下衛星という）は、たとえば、地球
の赤道面１６上にある対地同期軌道に在るものとする。
ただし、この発明は、任意の軌道に在る衛星で利用でき
る。対地同期軌道にあるとき、衛星は、地球の赤道１６
の地表面の定点上に浮いているように見える。在来の基
準を用いる衛星の主機体軸としては、ピッチ軸１８とロ
ール軸２０とヨー軸２２とがあり、これらの３軸は衛星
１０の質量中心から互いに直交して伸びる。ヨー軸は、
名目上、地球表面を指す方向、すなわち局所鉛直線とも
呼ばれる方向に向けられる。ピッチ軸は、名目上、軌道
１２の平面に垂直の方向に向けられ、ロール軸は、軌道
が円であるとき、名目上、速度ベクトルに平行な方向と
される。３個の反作用輪、すなわちピッチ輪２牡ロール
輪２６およびヨー輪２８とが衛星１０に設けられている
。

これらの輪の回転軸は、機体の互いに直交する軸１８、
２０および２２の同名のものに平行に（たとえばピッチ
軸１８とピッチ輪２４の軸とが平行に）設けられている
。冗長度を与えるために、この分野で知られているよう
に、図の１つの輪を複数の輪で置換えてもよい。さらに
、衛星１０に、２個またはより多くの太陽センサ３０１
制御電子装置３２、ロールおよびピッチセンサ３４が設
けられている。次に、第２図の姿勢制御方式のブロック
線図を参照すると、ここには、衛星と姿勢制御系の種々
の構成成分の組合せが示されている。

衛星１０の機体の力学系がブロック１１で表わされてい
る。所望の基準からの衛星１０の変移が機体運動の偏り
として表わされ（ルート３６）、所望の基準に対する太
陽センサ誤差信号が、太陽センサ３０から、これに組合
わされた変成（ＣＯＯｒｄｉｎａｔｅｔｒａｎｓｆＯｒ
ｍ）電子装置３２−１へ与えられる。衛星機体の運動の
偏りは、地球センサ３４でも検出され、ロール誤差とピ
ッチ誤差とを表わす信号が、ルート３８と４０とを通じ
て、ロール誤差に対する輪駆動電子装置３２−２とピッ
チ誤差に対する輪駆動電子装置３２−３とに与えられる
。ロール誤差信号に対して、輪駆動電子装置３２一２が
、ロール輪２６の回転の速度と向きとを制御する制御信
号を供給する。ピッチ誤差信号に応じて、輪駆動電子装
置３２−２が、この型の動作ではピッチ輪の回転の向き
が変ることがないので、ピッチ輪２４の速度だけを制御
する制御信号を供給する。これらの信号がルート４２と
４４とによつて伝送される。衛星上でのロール輪２６と
ピッチ輪２４とヨー輪２８との回転の運動量交換効果が
、ルート４６と４８によつて与えられて、それらの作用
に応する衛星力学系１１として描かれている。太陽セン
サ３０は、衛星の乱された運動で生じる基準からの偏差
角として誤差を供給し、ヨー輪２８の速度と回転の向き
とを制御させる。

このヨ・一輪制御は、スイッチ５６（図で開いた状態で
示されている）が閉じられると、協働する変成電子装置
３２−１からの信号に応じる、輪駆動電子装置３２−５
によつて行なわれる。地球に対する太陽の暦による推定
位置を示すデータ３３を表わす・適当な信号が電子装置
３２−１を通じて系統に与えられる。また、そのデータ
３３により発生される信号によつてスイッチ５６が操作
される。軌道の適当な点でスイッチ５６が開かれ（暦に
よる推定位置データあるいは他の記憶装置から、）制御
ルート３５を通じて与えられる信号で）、太陽と衛星と
を結ぶ線が局所鉛直線（すなわちヨー軸）に近づくとき
（衛星にとつての真昼と真夜中とに近い）ヨー輪制御系
から太陽センサ３０に基づく信号が取除かれる。このヨ
ー誤差入力が存在しない時間の間、バイアス・ピッチ運
動量によるピッチ軸のジャイロスコープ的な現状維持性
（ステイフネス）によつて、ヨー軸の指向制御が維持さ
れる。すなわち、スイッチ５６が開かれると、ヨー輪の
速度は、そのスイッチが開かれた時点での速度と同じに
一定に保持されるか、または予じめ定められた計画に従
つて変更され、ある所望のヨー率で機体のヨー動作が行
なわれる。暦による推定位置データは、衛星に積込まれ
た読出し専用メモリ（ＲＯＭ）に適当に記憶させるか、
あるいは、地上制御局から与えることができる。

太陽センサ３０からの信号で表わされるヨー誤差は、ル
ート５８を通じて輪駆動電子装置３２−５に与えられ、
ここで処理されて、ヨー輪２８の速度と回転の向きとを
制御する信号となる。ヨー輪２８の運動量効果が、ルー
ト６０を通じて、衛星の力学系１１に反映される。３個
の反作用輪２４，２６および２８の動作状態が、信号ル
ート５０，５１および５２を通じて、運動量減少（Ｄｅ
ｓａｔｕｒａｔｉＯｎ）電子装置３２一４の入力部へ与
えられる。

そのために、各々の輪に、それらの状況を表わす信号を
生じる、適当な、回転速度と回転の向きとを検出するセ
ンサ（図示されてない）が組合わさされる。制御電子装
置３２−４は、トルク発生器５４に所望の制御トルクを
発生させるための適当な信号を発生する。発生した制御
トルクは（ルート５６を通じて）機体力学系１１に与え
られ、各々の輪速度のそれぞれの所望の基準からの偏差
を減少させるように働く。トルク発生器５４は、好まし
くは、衛．星の機体に、この分野ですでに知られている
ように適当に位置決めして、機体の３個の制御軸のそれ
ぞれを中心とする所望のトルクを発生するようにされた
推力装置である。図に単一のブ殆ツクとして示されてい
る複数の！トルク発生器５４は、衛星の各部分に、適当
な位置に配置され、また適当な向きを与えられ、所望の
トルク効果を生じるように、推力すなわちジェットガス
を発生する。

もし希望するなら、この分野で知られているように、地
球の磁場の作用に反４応する磁気トルク発生器を衛星上
に設けて、所望のトルクを得てもよい。このような磁気
トルク発生器の一例は、ムールフエルダ（Ｌｕｄｗｉｇ
Ｍｕｈｌｆｅｌｄｅｒ）氏その他による米国特許出願第
６０６２７３号に記載されている。上述の、輪とトルク
発生器とを働かせるための電子装置３２（ブロック３２
−１と３２−２など）は、この分野で周知の設計手法に
よる在来の回路装置で実現される。

３軸制御系のための典型的な制御回路の詳細は、ピステ
イナ（Ｊ．Ｓ．Ｐｉｓｔｉｎｅｒ）氏による米国特許出
願第５５７３１８号とムールフエルダ氏その他による米
国特許出願第４６０３６１号に述べられている。ノ 簡
単に言えば、在来の３軸零運動量方式では、地球センサ
３４と太陽センサ３０とから与えられる誤差制御信号に
応じて、時間平均として零角運動量を目標として働かさ
れるロールとピッチとヨーの各輪によつて、衛星１０が
第１図に示される・所望の向きと姿勢で維持される。

しかし、衛星の局所鉛直線上に太陽と地球とが在る間は
、太陽センサがヨー姿勢誤差に対して不感であり、従つ
て、在来方式では信頼できる正確度でヨー輪２８を制御
するための信号を太陽センサから得ること”はできない
。この発明によつて、衛星に、軌道を回る全期間を通じ
て、ピッチ軸に沿う残差角運動量が与えられる。

この残差角運動量によつて衛星に運動量の現状維持性（
ステイフネス）が与えられ、時間平均零運動量型での３
反作用輪の安定化動作に頼ることなく、制御された所望
の向きで、衛星がバイアスされる。ジャイロスコープ的
な現状維持性の原理はよく知られており、たとえば前述
のＲＣＡＳＡＴＣＯＭＩと■のような在来衛星ですでに
実施されている。しかし、在来のバイアスされた運動量
を持つ衛星では、角運動量を充分に大きくする必要があ
る。その理由は、ヨーの制御は、周知の軌道の４分の１
ごとのヨーとロールの交換を利用して行なわれるので、
ロールの連続的な制御をすればピッチ軸のジャイロスコ
ープ的現状維持性に基いて実効的にヨーの制御が行なわ
れて、ヨーを測定する必要がないようにするためである
。この発明によれば、ジャイロスコープ的現状維持性を
、短期間すなわち太陽と衛星とを結ふ線と局所鉛直線と
が一致する前後を含む真昼と真夜中だけに利用するから
、所要のピッチ角運動量の大きさが遥かに小さくてよい
。たとえば、ＲＣＡＳＡＴＣＯＭ級の衛星で、衛星を安
定化された状態に維持するのに要する、ピッチ軸に沿う
角運動量は、１５０インチ−ボンド秒（Ｉｎ−１ｂ−Ｓ
ｅｃ）（１１ｎ−１ｂ−Ｓｅｃは約１１５０ｙ−ＡＴｌ
／秒）の程度である。

別の級の衛星たとえばＮＡＳＡのＩＴＯＳＮＯＡＡ衛星
では、バイアス角運動量は２１０１ｎ−１ｂ−Ｓｅｃの
程度である。この発明によれば、残差角運動量バイアス
の代表的な例は、約１５ｊｎ−１ｂ−Ｓｅｃの程度であ
る。ピッチ輪で与えられるバイアス角運動量の大きさは
、ヨー制御についての所望の正確度と、ヨー制御ループ
が１開かれている（スイッチ５６によつて）Ｊ状態にあ
る時間とに左右される。そこで、この発明を実施して、
系統を働かせ制御して、ある残差角運動量を生じさせる
には、ピッチ輪をロール輪とヨー輪とに協働して働かせ
て、在来の３軸、時間平均零角運動量型の動作に要する
角運動量を生じさせるだけでなく、さらに、衛星に連続
的残差角運動量を与えるようピッチ論を制御する。より
具体的に言えば、ピッチ論は、バイアス角運動量をもつ
て連続的に動作して、太陽センサが有効な太陽信号を得
られずそのために不作動である間、ジャイロスコープ的
現状維持性がヨー制御を行なう。このようなヨー不感性
状態が衛星の真昼と真夜中で現われる。これらの期間に
ある間、第２図のブロック３３からのデータ信号に応じ
て、スイッチ５６が開かれるように構成される。この発
明の制御システムの動作の詳細について述べるのに先立
つて、第３図について説明する。

第３図は、このシステムの動作に関連する速度と角運動
量とのそれぞれのベクトルの関係を示す図てある。ベク
トル６２と６４とは、衛星が軌道上の種々の部分にある
間の、ロール輪の速度（等価的に角運動量）の範囲を表
わしている。ベクトル６２の符号の正の向きが、ロール
輪２０の正の向きに対応している。ロール論２６の一方
の向きの回転によつて、角運動量ベクトルのその向きが
定まり、角運動量の大きさはその輪の速度に関係する。
ベクトル６４は、同様に、ロール論２６の逆向きの回転
から生じる角運動量を表わす。ロール輪２６の回転の向
きは、この分野で知られているように、機体に与えられ
る外部トルクの全体から生じる結果の要求に従つて反転
される。同様に、ベクトル６６と６８とによつて、ヨー
輪２８の速度（および等価的に角運動量）が表わされて
いる。ピッチ輪２４は、系統の残差角運動量を発生する
。ピッチ輪２４は、ピッチ軸が軌道面に対して常に垂直
であるから、全軌道を通じて、同じ向きに回りつづける
。ピッチ輪２４の速度（と角運動量）はベクトル７０と
７２とで表わされている。ピッチ輪の動作範囲がベクト
ル７０と７２との差で表わされ、この差の大きさが、ピ
ッチ軸を中心とする機体への外力によるトルクの変化に
従つて変動する。ピッチ輪の角運動量の平均値が寸法７
４で表わされている。ベクトル７４がここではピッチ●
オフセット◆バイアス輪速度（あるいは角運動量）と呼
ばれる。前に述べたように、在来の能動的３軸姿勢制御
方式では、ピッチ軸・ロール軸・ヨー軸のそれぞれの輪
を、長期的平均ベースで時間平均零角運動量とするよう
に制御することによつて、衛星の安定性が維持される。

それぞれの輪が、軌道を回る間、回転の速度と向きとを
変化して、零またはそれに近い名目平均運動量となる。
予じめ定められた限界値を輪運動量が超えると、その変
化が輪（２４，２６，２８）に設けられた速度センサに
検出され、スラスタあるいは磁気ダイボールのような機
体にトルクを与えるトルク発生器５４によつて運動量の
減少（゜“ダンピング゛）が行なわれて、システム全体
の運動量が変化させられる。衛星にとつての真昼あるい
は真夜中の近くでは、太陽センサはヨー誤差に対して不
感となるので、ヨー輪輪御ループに有効な信号が与えら
れなくなる。この問題が、この発明によつて、前に述べ
たように、ピッチ軸に沿う角運動量バイアスを与えその
バイアスの大きさを、ピッチ軸に従つてその衛星の運動
量が長期間平均として零でなくなり、さらに、衛星の運
動量現状維持性を生じるのに充分な値のものとすること
で解決される。この同じ期間の間、ロール輪は在来の零
運動量方式の場合と同様に働き続け、またピッチ輪は在
来のバイアス運動量方式の場合のように働きつづける。
ヨー輪は１開ループョ状態で制御されて、スイッチ５６
が開かれている間、一定のあるいは予じめ定められた速
度で働かされる。スイッチ５６が閉じられると、太陽セ
ンサ３０がヨー輪のための１閉ループョに制御信号を供
給する。軌道面に対する法線に事実上平行な方向を与え
られた、すなわちピッチ軸１８（第１図）に平行な軸線
を中心とする正味角運動量（第３図のベクトル７０と７
２）の慣性的安定性が、在来の運動量バイアス３軸制御
方式のヨー感知の所望の独立性を衛星１０に与え、同時
に、ロール輪２６とヨー輪２８の可変動作によつて、零
運動量方式の制御の柔軟性が与えられる。軌道上ての真
昼と真夜中とにある期間中、ヨー姿勢に関する情報は得
られないけれども、ピッチ・バイアス角運動量を加える
ことで与えられるジャイロスコープ的記憶によつて、正
規のヨー姿勢が維持され、外乱による作用が最小に保た
れる。所要のピッチ角運動量バイアスの大きさは、ヨー
の１開ループ（スイッチ５６の開）Ｊ期間（すなわち、
軌道上で太陽（ヨー）センサの働かない期間）の持続時
間と、そのシステムに許されるヨー誤差と外乱との関数
である。

直交輪構成（第１，２，３図）のシステムの動作正常動
作において、スイッチ５６が閉じられている間、衛星１
０は所望の向きに維持され、ヨー軸２２は地球を指向す
る局所鉛直線と一致している。

この所望の向きからの衛星の姿勢偏差として現われるロ
ールまたはピッチ誤差があれば、地球センサ３４がこれ
を検出する。センサ３４から出力される誤差信号に基づ
いて、輪駆動電子装置（３２−２，３２−３）は、ロー
ル輪２６とピッチ輪２４とのそれぞれの速度と必要によ
つてはロール輪２６の回転の向きとを変更させる信号を
出力する。ロール論とヨー輪とは、長期平均として平均
零またはこれに近い運動量を持つように制御しなければ
ならないから、その目的を達成するために、運動量が蓄
積されれば、それを減少させる必要がある。また、ピッ
チ輪を平均バイアス運動量で維持するための運動量減少
制御も必要である。これらの運動量制御は、２つのセン
サ３０と３４から与えられる信号に応じて、電子装置３
２−．２，３２−３，３２−４，３２−５て行なわれる
計算に基づいて適当な信号を発生する適当な論理演算手
段によつて行なわれる。

それぞれの軸の運動量は、この分野で知られている適当
な制御則に従つて変更される。後出の表１と■とに、第
４図一に示される実施例についての詳細な制御則が示さ
れている。運動量減少電子装置３２−４は、ロール輪２
６とピッチ輪２４のそれぞれの速度に応動し、所定値を
超える速度に対して、トルク発生器５４を始動させる信
号を発生するように構成されている。

トルク発生器５４は、その信号を受けると、それぞれの
輪輪の速度の変化で表わされる衛星機体の運動量を減少
させるのに適するトルクを発生する。スイッチ５６が閉
じられると、同時に、ヨー輪２８が、長期的に見て平均
零またはこれに近い運動量を維持するのに必要な向きと
速度の回転を持１つように制御される。

このヨー輪は、太陽センサ３０から得られる信号に応じ
て制御される。すなわち、ヨー誤差が現われると、ヨー
誤差信号がセンサ３０から出力され、この信号が電子装
置３２一１で処理され制御信号として、輪駆動電子装置
３２−５へ与えられる。電子装置３２−５は、ヨー輪２
８の回転の向きと速度とを制御する信号を出力する。衛
星の真昼と真夜中との近くで現われる太陽に対するヨー
不感期の間、スイッチ５６は第２図に・示されるように
開かれる。そこで、暦から推定されるデータを表わす信
号によつて、輪２８の速度が予じめ定められた計画に従
つて制御され、衛星の安定性が太陽センサの出力信号と
独立して維持される。次にスイッチ５６が閉じられると
、ヨー輪２８が再び太陽センサ３０からの信号に応じて
働かされることになる。斜めに配列された反作用輪一第
４，５，６図第１図に示された直交配列の反作用輪は、
上で述べたように、ピッチ軸に沿う残差角運動量をもつ
て、衛星のジャイロスコープ的現状維持性を発生する。

第４図に示された実施例の反作用輪は、機体の各主軸に
対して斜めに配置された、３個より多くの反作用輪を持
つている。このような斜め配置の好ましいことの理由は
、たとえば以下て述べる４輪システムにおいて、４輪中
の任意の３輪の動作によつて、前述の残差運動量の原理
に基づく完全な制御が行なえるように、冗長度が増すこ
とにある。こうして、衛星制御システムの信頼性が、そ
の軌道における長い、孤独な生涯に亘つて強化される。
ここで述べられる４輪方式の第２の特徴でありかつ現実
的な利点は、それらの輪のどの１つも回転の向きを逆に
する必要がなく、あるいは零に近い速度領域で働かせる
必要もなく、３個の働いている輪が長期平均バイアス速
度を維持し、同時に、それらの角運動量のベクトル和が
制御則とこの発明の思想に従うことにある。第４図には
、衛星の機体１００に、ピラミツド形の台１１０に取付
けられた４個の反作用輪１０２と１０４，１０６と１０
８とが設けられた形態が示されている。

この機体には、太陽センサ３０−１と３０−２，３０−
３と３０−４の組合せ３０と地球センサ３４とが設けら
れている。太陽センサの数と位置とは、一部は、軌道上
にあつてそのセンサから見える太陽を含む視野によつて
定まる。ピツチ軸とロール軸とヨー軸とのそれぞれは、
第１図での軸と同様に符号１８，２０および２２で示さ
れている。第４図に示されるように構成された斜めの輪
からなるシステムの種々の構成成分の組織と構成が第５
図に示されている。

衛星力学系１１は４個の輪１０２から１０８までの影響
を受け、これらの輪は、それぞれの駆動電子装置１１２
，１１４，１１６，１１８によつて制御される。運動量
制御電子装置１２０は、地球センサ３４の発生するロー
ル誤差信号とピッチ誤差信号と、太陽センサ３０の発生
するヨー誤差信号とに応じて、輪の制御に必要な信号を
出力する。太陽センサ３０の出力信号は変成電子装置３
２−１で処理されたのち、スイツチ５６を通じて電子装
置１２０へ与えられる。適当なデータ源３３たとえばＲ
ＯＭ記憶装置ォ“から暦による推定データが供給される
。運動量減少電子装置１２２は、４輪のそれぞれの速度
を表わす信号に応じて、トルク発生器５４に与える信号
を発生する。トルク発生器５４は衛星の機体１００に働
く適当な外部トルクを発生して、働いているいくつかの
輪の運動量を減少させる。斜め反作用論システムについ
ての角運動量ベクトルが第６図に示されている。

４個の輪のそれぞれの角運動量（Ｈ，，ｈ。，ｈ。，ｈ
，）を表わすベクトルが、ベクトル１２４，１２６，１
２８，１３０で示されている。これらの４個のベクトル
のベクトル和が、ロール軸ＨＲとヨー軸ＨＹとピツチ軸
ＨＰＩＴＣＨとに沿う合成角運動量のそれぞれに対応す
るベクトル１３２，１３４，１３６で示されている。そ
れぞれの制御軸に沿う３成分へのベクトル１２４の分力
がベクトル１３８，１４０，１４２で示されている。こ
のベクトル１２４の分解は他の３個の輪についての代表
例であり、それらの輪については省略されている。４個
の輪のそれぞれの角運動量に所要の変化を生じさせるた
めの制御則が次の表Ｉに示されている。

表Ｉ 代表的な斜め反作用輪構成（第４図）のための角運動量
のベクトル組合せここに、たとえば、Ｈｌｐは、輪ＮＯ
．ｌ（第４図の輪１０２）の、ピツチ軸１８に沿う角運
動量成分に等しい。

表Ｉは、４輪中の３輪から成る組のそれぞれの衛星への
寄与を表わしており、可能な４つの組合せのすべてが示
されている。働いている輪の１つが不作動になると、４
つの斜めの輪の１つだけが、そのとき動作状態とされる
常時は不作動の支援輪として役立つ。その支援輪とされ
る輪は、４個のうちの輪のどれであつてもよい。制御則
は、さらに具体的に言えば、次の表で示される式で表わ
されるように、衛星のそれぞれの主軸に沿う角運動量の
制御を要求する。表は、第４図の斜めに置かれた輪から
成るシステムの、輪１，２，３が働いており、輪４が待
機すなわち不作動状態にある場合についての関係式を示
す。他の３輪の組合せについての同様の関係式が容易に
得られよう。表 角運動量制御例（第４図の輪１，２，３を使用）（ａ）
Ｈｐｆ！− Ｈｐ′に変化させるには、輪１と３との
角運動量だけを、それぞれの軸に沿つて、等しい量だけ
変化させよ。

Ｈｐ’＝ （Ｈ，ｐ＋ΔＨ，ｐ）＋ Ｈ２ｐ＋（Ｈｓｐ
＋ΔＨｌｐ）＝ Ｈｐ＋ΔＨここに、ΔＨ＝２ΔＨｐ ＨＲ’： （ＨｌＲ＋ΔＨｌＲ）＋Ｈ２Ｒ−（Ｈ３Ｒ＋
ΔＨ３Ｒ）＝ ＨＲ゜・゜ΔＨｌＲ：ΔＨ３Ｒ ＨＹ’＝ （ＨｌＹ＋ΔＨｌＹ）−Ｈ２Ｙ− （Ｈ３Ｙ
＋ΔＨ３Ｙ）＝ ＨＹ゜．゜ΔＨｌＹ＝ΔＨ３Ｙ （ｂ） ＨＲを変化させるには、輪２と３との角運動量
だけを、それぞれの軸に沿つて、互いに逆向きに等しい
量だけ変化させよ。

Ｈｐ’：：Ｈｌｐ＋ （Ｈ２ｐ＋ΔＨ２ｐ）＋ （Ｈ３
ｐ−ΔＨ３ｐ）＝ Ｈｐ゜．’ΔＨ２ｐ＝ΔＨ３． ＨＲ’＝ＨｌＲ＋ （Ｈ２Ｒ＋ΔＨ２Ｒ）− （Ｈ３Ｒ
−ΔＨ３Ｒ）＝ＨＲ＋ΔＨここに、ΔＨＲ＝ ２ΔＨＲ Ｈ．，’＝Ｈ，Ｙ− （Ｈ。

Ｙ＋ΔＨ２Ｙ）− （Ｈ３Ｙ−△Ｈ３Ｙ）＝ ＨＹ゜．
゜ΔＨＷ＝△Ｈ３Ｙ （ｃ） ＨＹを変化させるには、輪１と２との角運動量
だけを、それぞれの軸に沿つて、互いに逆向きに等しい
量だけ変化させよ。

Ｈｐ′ ＝（ Ｈｌｐ＋ΔＨｌｐ）＋ （Ｈ２ｐ−ΔＨ
２ｐ） ＋Ｈ３ｐ＝ Ｈｐ゜．゜ΔＨｌｐ＝ΔＨ２ｐ ＨＲ’： （ＨｌＲ＋ΔＨｌＲ）＋（Ｈ２Ｒ−Δ２Ｒ）
− Ｈ３Ｒ＝ ＨＲ゜．゜ΔＨｌＲ。

ΔＨ２ＲＨＹ’＝ （ＨｌＹ＋ΔＨｌＹ）− （Ｈ２Ｙ
−ΔＨ２Ｙ）一Ｈ３Ｙ＝ＨＹ＋ΔＨここに、ΔＨ＝ ２
ΔＨＹ 表の式の中で、プライム（’）の付けられたパラメータ
たとえばＨｐ′は、主軸に沿う角運動量であつて、所望
の変化によつて影響されるものを示す便宜上で用いられ
ている。

しかし、角運動量変更操作の後では、変更を望まれる角
運動量だけが変化して新しい値を持ち、他の２つの軸の
角運動量が元のままで変らないことがわかるであろう。
第５図の運動量制御電子装置１２０は、地球センサと太
陽センサとからの信号に応じて、前に述べた３直交軸輪
構成の場合と同様に、表Ｉの制御則に従つて、働いてい
る輪のそれぞれの速度の変更に要する計算を行なうよう
に構成される。

そこで、正常時の、スイツチ５６が閉じられている状態
の動作では、ロール軸とヨー軸とを中心とする事実上零
の運動量とピツチ軸に沿う差引残差角運動量（第６図の
ベクトル１３６）とを発生し、太陽センサから得られる
ヨー誤差信号によつてヨ一運動量が制御されるように、
このシステムが働く。衛星での真昼と真夜中との期間で
は、ルート３５を通じて与えられるデータ信号に応じて
スイツチ５６が開かれ、暦によるデータ３３に基づく予
じめ定められた計画に従つてヨー運動量が制御される。
ピツチ軸に沿う残差角運動量によつて角運動量バイアス
が与えられ、衛星に働く外的あるいは内的トルクによつ
て安定性が失なわれないで、所望の向きに衛星が維持さ
れる。システムにロールおよびピツチ誤差信号を供給す
る地球センサ３４は、地平線センサ、１個またはそれ以
上の加速度計あるいは地球から送られる単相または多相
ラジオビーコン信号の受信装置のような任意周知の装置
とすることができる。

【図面の簡単な説明】 第１図は、姿勢制御を受ける衛星の１例を示す図、第２
図は、第１図の衛星のためのこの発明による姿勢制御装
置の１実施例のフ伯ツク線図、第３図は、第１図の衛星
の輪速度と角運動量のベクトル図、第４図は、姿勢制御
を受ける衛星の他の例であつて、輪が主機軸に沿つて設
けられないで、角運動量のベクトル和が機体の主軸に沿
うようにされたものを示す要図、第５図は、第４図の衛
星のためのこの発明による姿勢制御装置の他の実施例の
ブロック線図、第６図は、第４図の衛星のための、主軸
に沿うベクトル和を生じる斜めにされた輪の角運動量の
ベクトル図である。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １ 互いに垂直な、ピッチ軸とロール軸とヨー軸とを備
   える衛星のための姿勢制御装置であつて；（ａ）前記衛
   星の互いに垂直な３つの軸に対して一定の角度関係を持
   つそれぞれの軸に設けられた３個またはそれより多くの
   反作用輪と；（ｂ）衛星の予じめ定められた基準姿勢か
   らの角偏差を検知するためのもので、地球に対するロー
   ルおよびピッチ軸姿勢誤差信号を発生する第１のセンサ
   と太陽に対するヨー軸姿勢誤差信号を発生する太陽セン
   サとを含む姿勢感知装置と；（ｃ）前記姿勢誤差信号に
   応じて、それぞれの姿勢誤差信号が零に収斂するように
   前記反作用論の角速度を制御する制御装置と；を備え、
   さらに前記太陽センサが、従つて姿勢感知装置が衛星ヨ
   ー軸の基準姿勢からの偏差に不感となる期間を指示する
   信号を与えるための、軌道位置推定暦に対応するデータ
   信号を出力する装置と；この位置推定データ信号出力装
   置からの期間指示信号に応じて、前記制御装置からヨー
   軸姿勢誤差信号を除去するスイッチ装置と；を備え、前
   記制御装置は、ロール軸とヨー軸のそれぞれに沿う長期
   に見ての平均角運動量が事実上零となるように、また、
   ピッチ軸に沿つては、残差角運動量バイアスを発生して
   、前記ピッチ軸に沿う残差角運動量によつて生成される
   ジャイロスコープ的現状維持性が前記期間の間衛星の正
   規のヨー軸姿勢を維持するように、各反作用輪の速度を
   制御するように働くことが可能であるようになされてい
   る、衛星の姿勢制御装置。