JPS608199A - 人工衛星の姿勢制御方式 - 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】 この発明は人工衛星の姿勢制御方式に関する。

人工衛星の姿勢制御精度を向上させるために。

恒星センサを用いた姿勢決定と、軌道情報を用いた目標
姿勢状態の決定に基づく人工衛星の姿勢制御方式を開発
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制御方式は
第１図に示すように地球センサを用いて地球中心方向と
徴星機軸方向との相対的な偏差（ψ、θ）を検出し、さ
らに詳しくはロール偏差ψはセンサ視野１，２による地
球走査１Ｊの差から。

またピッチ偏差θは基準パルスの走査パルス中心からの
ズレから検出し、この偏差が零となるように制御するも
のであった。しかしながら、前記した従来の方法では衆
知のように、地球大気の輻射変動のため地球センサによ
る偏差の検出精度が劣り、このため人工衛星の姿勢を高
い精度で制御することが困難であった。また、従来の姿
勢側ｉｌｌ方式では姿勢の偏差だけを制御補償の対象と
した制御方式であるので、姿勢の変化速度を同時に目標
値と一致するように制御するのｔ工国難である。姿勢決
定にあたって常に慣性中ンサデータが必要である。など
の欠点があった。

この発明＆１．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制御
方式に関し、恒星センサを用いて慣性空間座標に対する
人工衛星の姿勢を決定し、これと地上局コマンドによる
軌道情報を用いて割算した目標姿勢状態に基づいて、姿
勢状態を所望の状態に制御するように構成した人工衛星
の姿勢制御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シ詳述りる。

第２図はホイールを用した姿勢制御の一般的概念を示す
図である。この図において人工衛星（１）は衛星機軸座
標ＸＢ、ＹＢ、ｚＢ方向にそれぞれホイール（２）をト
ルク発生器として搭載しておシ、このホイール（２）に
加える電圧あるいは電流を増加又は減少させると、ホイ
ール（２）の回転速度が増加又は減少する。このとき生
じる電磁気力による反作用を利用して人工衛星ｆｉｌを
ＸＢ、　ＹＢ、　ＺＢ軸軸回例制御することができる。

第３図はとのりＧ明による姿勢制御方式の概念を示す図
である。図において（３）ハ太陽センザ、（４）は慣性
センサ、（５）は恒星センサ、（６）は太陽捕捉制御装
置、（７）はガスジェッ）、＋８＋は姿勢決定装置、（
９）は目標姿勢計算装餘、四丁姿勢制御装置、　Ｑｌ）
は計算機、ａａはアクチュエータ制御回路である。

このような構成において、慣性センサによって測定した
衛星様軸回シの回転角速度ω、（（ｌ＝１．２゜３）を
入力として、太陽捕捉ｆｔ制御装置（６）は衛星様軸回
シの回転角速度が予め設定した角速度ωｊ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（７）へ出
力する。これによって、ガスジェット（７）が動作しそ
の反作用によって、衛星は機軸回シに回転する。姿勢の
回転に伴って、太陽センサ（３）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＋３１によって上記（θ
、ψ）が観測され始めたら以後太陽捕捉制御装置（６）
は太陽センサ（３）によって観測した（θ、ψ）を入力
として。

ガスジェット（７）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（３）による観測値（ψ、θ）が共に。

予め設定したリミット値よシ小さくなったら姿勢決定処
理開始信号を姿勢決定装置（８１へ送シ、スイッチＳ１
　を開にする。

恒星センサ（５）のデータを入力として、姿勢決定装置
、（８）は人工衛星の姿勢を計算し出力する。目標姿勢
状態装ｆ１１（９１６！地上局からのコマンド信号とし
て定期的に伝送逼れる軌道情報をスイッチＳ２を閉じて
読込−１−２これと姿勢決定装置ｔ　１８１からの出力
信号を入力として、目標姿勢状態例えば衛星に対する地
球中心方向の単位ベクトルとその変化速度を計算し出力
する。姿勢制御４１装置ａＣｊＴＩ工上記姿勢決定装置
１８１で与えられる現時点の姿勢状態と上記目標姿勢計
算装置（９）で与えられる未来時点の目標姿勢状態とア
クチュエータ制御回路６りからの出力で御のための操作
量を計算し出力する。このように構成された制御用計算
機の出力信号を入力とじて。

以下アクチュエータ制御回路（１２において入力信号に
対応したアナログ電圧を発生しこれをホイールに印加し
てホイールの回転角速度を制御することにより２人工衛
星の姿勢制御を実現させるものである。

以下、上記発明の各装置の更に具体的な構成の一実施例
について説明する。

第４図はこの発明による姿勢制御方式の構成を示す図で
ある。

図において、（３）は太陽センサ、（４）は慣性センサ
。

（５）は恒星センサ、（６）は太陽捕捉ｆｌｔｌＪ御装
置、（７）はガスジエツ）、１８＋は目標姿勢計算装置
、Ｑυは計算機。

α５ｔｔｓｙり−ｙ−ユエータ制御回路、ｏ鼾ま恒星ベ
クトル計算装置、０４１は恒星同定処理装置、、ａ旧エ
データベース、　（１６１はサブカタログ編集製条、　
（１７）は姿勢計算装置、　（１１０工予測姿勢状態計
算装置、０１工制御パラメータ計算装置、（イ）は制御
変数計算装置である。

まず、太陽捕捉制御装置（６）について第５図、第６図
を用いて説明する。

第５図は、　−ＸＢ　軸を太陽方向へ向けるための制御
系の構成概、Ｓを示す図である。

図において、（３）は太陽セ／す、（４）は慣性センサ
。

（６）は太陽捕捉制御装置、（７）はガスジェット、Ｑ
υは推力弁制御回路、ｅｚは終了信号発生器である。

以下余白 このような構成において、太陽センサ（３１が太陽を検
出していない場合、スイッチＥ３Ｗ、　、　８Ｗ２を閉
にし、慣性センサ（４）による衛星様軸回シの回転角度
速度ω２　（ＹＢ軸回シの回転角速度）、０Ｍ（ＺＢ軸
回りの回転角速度）の観測値と設定角速度ω；ω２゜と
の偏差（ω２゜−ω２）、（ωＺ−ω５）を入力として
、推力弁制御回路Ｃ１ｌ＋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＜Ｎｓ星はｙＢ
軸回りにω２１　ｚＢ　ｔｌ１１回りにω３°の角速度
で回転する。回転に伴って、太陽センサＳＳ１および　
−８Ｂ２１３＋　（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８Ｓ１　（３１が太陽を検出したらスイッチ
ＳＷ１を開にし、以後太陽センサ５ｓ１（３１によって
観測される衛星機軸ｚＢと太陽方向Ｓｓのなす角（９０
゜−θ）を入力として、推力弁制御回路（２１１は０が
設定仏塔と一致するまでガスジェットＪ（７）を動作さ
せる。また、太陽センサ５ｓ２１３＋が太陽を検出した
らスイッチＳＷ２を開にし、以後太陽センサＳＳ２＋３
＋によって観測されるＸＢ軸と太陽方向の単位ベクトル
Ｓｓとのなす角（９０−ψ）を入力として、推力弁制御
回路ＣＩＩ＋はψが設定仏塔と一致するまでカスジェッ
トＪ２（７）を犯目午させる。

第６図０）は衛星機軸座標（ＸＢ　Ｉ　ＹＢ　ｖ　ｚＢ
　）　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６図（ｂ）は太陽センナｔ３１　Ｋよる太陽
入射角測定の原理を示す図である。図において、（７）
はガスジェット、（１１ｆ＋よ人工衛星本体、（２）す
、スリット、Ｉ、！４１は太陽電池素子、　（２’、ｌ
）　ｆｊ：遮光マスク、　Ｑ＋９は極性検出用太陽電池
素子である。

第６図（ｂ）の関係において、スリン）　（２３＋を通
過した太陽光ＳＺは太陽電池素子（２４１を照射する。

太陽′ｉ′４１７池素子（２４１１［ｒま遮光マスク（
ハ）が貼付しすられており、その形状は衆知のように２
例えば太陽光Ｓｔの入射角１に比例しで出力が変化する
ようＶこ１．ｃつているので、太陽方向ＳＳと太陽セン
サ（３１の光１１１１方向ｘ２とのなす角１が測定でき
る。）Ｚお、入射角の極性即ち←）又は←）は極性検出
用太陽電池素子（イ）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６図（ａ）に示す角度θおよびψを測定することがで
きる。

いま、第６図（δ）の関係においで、　−ｘＢ軸方向を
太陽方向（Ｓｓ力方向と一致するように制御することは
、角θおよび角ψが零にフ５仁るように制御することと
同意、義であることが判る。角θを零にするためにはガ
スジエツ）　Ｊ、　（７１の上方ノズルから推薬を噴射
して人工衛星本体（１１をＹＢ軸回シに回転させ。

角ψを零にするためにｔ」１．ガスジェットＪ２（７１
の左方ノズルから推薬を噴射して人工衛星本体を２Ｂ軸
回シに回転させることによって達成できることが判る。

’／：ｃお、第５図において、終了信号発生器（２２は
θおよびψ／Ｉ−はぼ零に近い値に安定したことを判定
して、恒星ベクトル唱幻装置０に起動信号を送り、スイ
ッチＳ１を開にして姿勢制御を停止する。

姿勢決定装置（８）は恒星ベクトル計算装置＜１３１　
、恒星同定処理装ｖＱ４１．データベースＱ９．サブカ
タログ編集装置（１ｅ、および姿勢計算装置θηから構
成される。

このよう７．Ｃ構成において、恒星センサ（５）によっ
て観測したセンサ視野内の恒星座標（ｙｔ　、　Ｚ：ｔ
　）但し１は観測恒星の番号を入力として、恒星ベクト
ル計算装置（１３１は衛星極軸座標に対する恒星方向の
単位ベクトルｓｔ　（ｔｏ）を計算する。サブカタログ
組１集装竺顧はデータベース０９中の恒星カタログを入
力としてザブカタログＳ、ｊ　（ｊはカタログ恒星番号
）を編集する。このとき姿勢情報が必要となるが、第一
回目の処理では例えばテークベース中に予め設定してお
いた恒星のカタログの予測値を用いる。恒星同定処理装
置Ｑ４１４よ上記の５ｔ（ｔ）およびＳ　、？を入力と
して、観測恒星５１（ｔ）Ｋ対応するカタログ恒星Ｓ１
１を決定する。姿勢計算装置Ｅ（（１７１は上記恒星同
定処理結果に基づいて衛星の姿勢を決定し出力する。

第７図は−Ｘ、軸を太陽方向へ向けた後＋　ｘＢ軸方向
と光＋１ｑｌｌ　ｘｓ方向が一致するように取付けた恒
星センサ（５１ｖｃよる恒星観測の概念を示す図である
。

姿勢基孕としての慣性空間座標（ｘＩ、ＹＩ、ｚ工）に
対する太陽方向の単位ペク）　／ｌ−ＳＬは衆知のよう
に暦表から簡単に泪豹−できるので９人工１１１１星の
＋１上年月日が決まれは予め恒星センサの光軸Ｘｓ力方
向予測できる。従って、恒星センサ（４）の視！ｌ！］
・の大きさおよび機軸−ｘＢ力方向太ｌｉ１．７カ向に
対する設定誤差を考慮して、恒星センサ（５）の観測対
象となる恒星のカタログを４１１星テータベース０５１
内に準（１ｆｉｉ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５ｉ（
ｊ＝１．２．・・・・・・）とする。

一方、　ｉｆ４星センサ（５）によって、センサ視野内
の恒星座標（７’ｉ　＋　２１　）が観測される。これ
を入力とじて、恒星ベクトルｆｆ１−１算装ｆｔ’ｆ、
　（Ｉｓは怖Ｉ星機軸座村；（Ｘｎ　＋　Ｙｎ　！　Ｚ
Ｉｔ）に対するＩＬｉＬｉ面方向位ベクトルＳｉｆ：割
算する。

但し＋　［：ｎＣｓ］は恒星センサ座４Ｑ　（Ｘｓ　＋
　”ｓ　ｓ　ｚｓ　）と衛星機軸座標（ＸＢ　＋　Ｙｎ
　＋　ｚｎ　）の関係を与える座４票変挨行列であり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（５１Ｋよる複数飼の
観測値の中から合泪３個すなわちＳｌ　ｒ　”２　ｔＳ
５　を選定して以下の同定処理に用いることとする。

一方、サブカタログ編集装置＋ＩＢＩはデータベース０
１と姿勢割算装Ｗ：　ａｎから与えられる〔ＢＣＩ〕ｔ
（但し初回の処理のみ、上記したように予め設定してお
いた恒星カタログを用いる）を入力として、以下の方法
でサブカタログＳｊ　τ編集する。

まず、恒星センサの光軸方向の単位ベクトルｆｅｚ（ｔ
）を次式によシ計勢、する。

’５ｚ（ｔ）−［ｓＣｎ］ｚ　［ｎ’ｊｘ〕ｔ［Ｌ　Ｏ
＋　０］”＋　ｔ＝　１＋　２□（２） つぎに、データベース０９中の恒星カタログ面８から以
下の灸Ｖｌ”式によシ、恒星センサ視野内に存在すると
予測される９ｊ　）４”−Ｓ；　を〕“べ出する。

Ｓｊ’　ＥｉＢｅ”　ｌ　１１ＸＩ８−’［８Ｂ”−１
８ｚ）ｌ（ε＋）　−（３）但しε１は・１１ｉ星セン
ザの視野の大きさなどを考慮して一定の値に設定する。

恒星同定処理装置θ沿は」二記（り式で与えられる５１
（ｔ）　＋　１＝　１．１２．３と（３）式て与えられ
る恒星カタログ値Ｓｊ　を用いて以下の同定処理を行う
。

を泪尊、する。

つぎに、カタログから１個の１１１星叶を取出し。

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ε、を用いて。

Ｓ１°５−ｊ−１−ａｉ”＞ｃｘａ　Ｅｌ、　ｉ＝１．
２．３　−（５）を満足する訂［合せが１組でも存在す
るか否かをデストする。もし−組でも存在すれば、その
恒星叶を同定候補として残す。ま／ｃ、−糾も存在しな
い場合はその恒星をカタログから除去する。この操作を
ザブカタログ内の全ての□１！１晶についてくシ返す。

ε１を十分小さく設定すれば、これによってザブカタロ
グ内ＶＣａ４．　ａ２　、　ａ３　Ｋ対応するカタログ
ｆＬＴ　Ｊｌｉｉ）＋ｔｉｌｌ　ｓ、ｊ’　ｊ　Ｓ２ｒ
　、　８２；　−８３，”　、　Ｓａｒ　・ｓｌ、ａが
残る。したが・つて　３１のカタログ値はｓ　、　、Ｖ
。

Ｓ２のカタログ値は８２ｊ、　Ｓ５のカタログ恒星はＳ
５ｊであるとして回定ｂ１完了する。

姿勢Ｓｌ算Ｊ［１１３゛（装置（１７１ｔよ上記（＋ｊ
星同定処理用計算装ｆ４（Ｑ４１　ノ出カーｊ１ｚわち
（Ｓｌ　＋　８２　ｒ　Ｓｓ）と。

（Ｓ１ｊ　＋Ｓ２ｊ　ｌ５５ｊ　）を用いて２時刻ｔで
の衛星の姿勢すなわち衛星４’ｌ＋’Ｔｈ軸座標（ｘｎ
　ｒ　Ｙｎ　＋　ｚｎ　）と。

姿勢基準ＩＧＩ’：　株とＬ　−Ｃｌ／−）慣性望間座
（ｙ；’＋　（ｘｌｌ　Ｙｌｌ　Ｚｘ　）との関係〔Ｂ
Ｃ１３ｔ　を次式により計算する。

［’ｎ＋　ｊｒ＋＋ｋｎ：ｔ＝　Ｃｌ３０ｘ〕ｔ［’ｉ
　＋　Ｉｔ　＋’ｒ〕−（６ｂ）つぎに、姿勢制御装置
００について説明すると。

アクチュエータ匍Ｈ卸回路ａのからの出力であるホイー
ル回転角速度δ（【Ｊ）を入力として予測姿勢状態計算
装置θ梯は各制御区間〔０，ｔｆ〕の終端時刻ｔｆでの
人工衛星の姿勢θ（ｔｆ）および姿勢の変化速度ω（ｔ
ｆ）を削算し出力する。目４’ｓ姿勢状態発生装ｊｉ’
（（８１は終端時刻１ｆで到達させたい目標の姿勢θ０
（１ｆ）および姿勢の変化速度ω０（ｔｆ）を出力する
。

制御パラメータ語發装置（１！１は−ヒも［）のω（ｔ
ｆ）　、θ（ｔで）および６Ｊ０（ｔｆ）　、θＯ（ｔ
ｆ）勿人カとして、ホイール印加霜、圧の２乗和が最小
となるように制御変数を決定するための中間パラメータ
λ１．λ２を計訊ｊＬ出力する。１ｌｌＪ御久１：数１
■装筋（ｇ、＋叫ユ上記λ１゜λ２を入力としてホイー
ル操作σ）／ζめの制御１変数Ｖｊ（ｊ＝１，２．・・
・・・・２ｍ）をＮ１．？’１．　Ｌ出力する。このよ
うに１１・７成され７ヒ姿勢１１１１拌１ｊ装置（ｌｌ
ｌ＋の出カイ７４号を入力として、以下従来と同じ方法
でアクチュエータ制御回路Ｏ２においてホイールの回転
角速度を制御することにより人工衛星の姿勢制御を実現
させるものである。

以下、姿勢制御装置（ｉｏ）をオド間成する各１１４＝
、　（直の詳細について第８図を用いて説明゛する。

ホイールとして第８図（ａ）＆こ示ず直流フラジレスモ
ータを想定する。図においｃ■は市、圧、　ｒｔは抵抗
、Ｌはコイル、１は？＃５．流、０１）は回転子、Ｃ榎
は磁石である。いま、各制御区間〔ｏ、ｔｆ〕をｍ分割
し、第８図（ｂ）に示すように各小区間で大きさが一定
となるようなステップ状に変化する″ｉｈ川Ｖ用（ｔ）
による制御をノ５慮する。予測姿勢状態計４装置（ＩＩ
は初期時刻０におけるホイール速度δ（０）を入力とし
て９次式により終端時刻ｔｆでの姿勢状態の予測値θ（
ｔｌｆ）　、酋（ｔｆ）を与える定数パラメータａｊ（
ｊ””Ｌ　２＋”’＋　ｍ）＋　ｋ）ｊ　（ｊ＝Ｌ　２
＋”’＋　”）およびΩ１．Ω２をｉｔ７？：する。

６）　（１，ｆ）　＝＝　ａＩＶｌ　＋ａ２Ｖ２＋　”
’　＋ａｍ”ｍ十Ω１　□（υ０（ｔｆ）＝　ｂｌｖｌ
Ｈ）２Ｖ２＋−＝＋　ｂｍｖｍ＋Ω２　（ｅ）Ω１　＝
−１１６−””δ（ｏ）＋　ｆ（ｔ　ｆ）　−−（１ｎ
）工ｆ：ホイールの慣性モーメント に１：逆起電力 に２：トルク定数 Ｉｙ　：　＠１星の機軸ＹＢ回シの慣性モーメントｆ（
ｔｆ）　：外乱トルクの積分値 ’　（ｔｆ）　＝がｆ式τ）ｄτ　−一−（１すμ＝工
ｆ／エア　−−−（１５） 目標姿勢状態発生装置（８）は人工衛星毎に固有な制御
目標発生関数を組込むが、その出力はいずれも各制御区
間〔０，ｔｆ〕の終端で到達させたい目標の姿勢θ０（
ｔｆ）および姿勢の変化速度ω０（ｔｆ）である。

制御パラメータ計算装荷Ｈは式（２５）　、　（２６）
で計−算された値およびω’（ｔｆ）　＋００（ｔｆ）
　を入力として。

制御の中間パラメータλ１．λ２を次式によシ計算する
。

λ１＝２（（０）ｙ。（ｔｆ）−Ω１）　（ｂ＋２＋　
ｂ２２　＋−＋　ｂｒｎ２）−（θ７’（ｔｆ）−Ω２
　Ｘａ　１ｂ１＋ａ２ｂ２＋−”　ａｍｂｍ）　）／（
（ａ１２＋　ａ２２＋−＋　ａｍ’Ｘｂ１２＋ｂ２”　
＋−＋　ｂＢ”）−（ａｌｂｌ　＋　ａ２ｔ）２　＋　
・・・＋　”ｍｂｍ）２）　（１６）λ２　＝　２　（
（”７０（ｔｆ）−９１）（ａ１ｂ１＋ａ２ｂ２動°°
＋ａｍｂＩＴＩ）−（θｙ。（ｔｆ）−９２）（ａ、２
＋ａ２２＋・、、＋　ａ、月／（（ａ１２＋ａ２２＋−
＋　ａ［１１’　）　（ｂ１２＋ｂ２２＋・、　ｂｏ２
　）（ａｌｂｌ”　ａ２１１）２　＋＝・＋　ａｍｂｍ
）　２）　（１７）制御変数計算装置翰は上記（１６）
式ｒ　（’？）式の値を入力として次式によりｖｊを計
算する。

ｖｊ、、、−、（λ１ａｊ＋λ２ｂ、１）　＋　ｊ　＝
　１．２．−　、　ｍ　−（１８）なお、この（２８）
升よ（１７）式、　（１８）式を個足するＶ５のうち。

ｖ、　＋°ｖ２＋−＋ｖＩ？］’　−−（１９）を最小
にする条件式、即ち ｍ　′ Ｆ＝Σ■ｊ２＋λ１（Σａｙｊ＋Ω１−ω０（ｔｆ）　
）ｊ−＝１．　ｊ＝１ ＋λ２　（２；　ｂｊＶｊ＋　９２　０°（ｔｒ）、）
　−（２す）ｊ″＋＝１ とおき、最小となるための条件 θＦ θｖｊ＋　ｊ＝　’＋４′’−，ｍ よシ導かれる。

尚上記（１）〜（２０式は一個のホイールを対象として
制御操作量の計３つ式を示したものであるが、他の２軸
方向に取付けたホイールに対する制御操作量の計算式も
上記と全く同じ方法で与えられることは言うまでもない
。

最後に、目標姿勢計算装置（９）として地球中心指向静
止三軸衛星の場合の一実施例について、第９図を用いて
説明する。

図において翰は軌道割算装置、（至）は地球方向単位ベ
クトル計算装ｆｆｆｆ　、　００は１柚制御ｈ１−計使
装置である。このような構成において、地上コマンドに
よって定期的に与えられる軌道情報と制御変数計算装置
υの出力信号を入力として、軌道計算装置（ハ）により
、任意時刻での衛星位置ベクトルと速度ベクトルの予測
値を計算する。地球方向単位ベクトル計算装置（１は上
記軌道計算装置Ｑｌからの出力信号を入力として、衛星
から見た地球中心方向の単位ベクトルを「１算する。目
標制御良計ｐ、装置ａυは上記地球方向単位ベクトル計
ｑ装置α廊と姿勢１−１算装Ｗｉ′０からの出力信号を
入力として＋　（’ｅ）式。

（１１）式で用いるＱ０（ｔｆ）ｌθ０（ｔｆ）を計算
し出力する。

以下、目標姿勢計算装置（９）を構成する名装置の詳細
について第１０図を用いて説明する。

第１０図は静止衛星の場合の衛星位置割算のための数学
的概念を示す図である。地上コマンドによる軌道情報と
して、昇交点赤経ｒ、軌道傾斜１゜周期Ｔおよび時刻し
０での昇交点離角ｆ、を想定する。時刻ｔｏを０時とし
て任意時間ｔでの昏Ｊ星の位置（ＲＡ　、　Ｄｌ）は以
下のように与えられる。

衛星中心から地球中心方向への単位ベクトルｅは（２２
）　（２３）式で計算されるＲＡ　、　ＤＩを用いて次
式で与えられる。

ここで９例えば機軸ＹＢ力方向地球中心方向に制御する
場合について述べると（６ｂ）式で与えられる現時点ｔ
＝ｔｋの姿勢と（２４）式で与えられる時刻ｔｆ＝　ｔ
ｋ十τ　での単位ベクトルｅを用いて、目標の姿勢は次
式で与えられる。

ＸＢ　軸回す（７）　制御目標Ｏｘ。（ｔｆ）　＋　ω
ｘ’　（ｔｆ）　ｔｆ：ｚＢ軸回シの制御目標θｚ０（
ｆ’ｆ）　？　”Ｚ。（ｔｆ）はで与えられる。なお、
中・低高度を飛翔する人工衛星の場合は特殊摂動法など
による軌道言１３つ、が必要であるが、このような計算
法を用いても本発明の効果を防げるものではない。

以上述べたことから明らかなように、この発明による姿
勢制御方式は、恒星センサを用いで慣性空間座標に対す
る人工衛星の姿勢を決定し、これを地上局コマンドによ
る軌道情報を用いてｎ目フした目標姿勢状態とを入力と
して、衛星の姿勢および姿勢の変化速度が同時に目標状
態へ一致するように制御できる。地球センサを用いない
で、地球中心指向三軸姿勢制御ｈ１１が実現できるなど
の利点を有する。

【図面の簡単な説明】

第１図は」１１２球センサによる姿勢偏差測定の概念を
示す図、第２図はホイールを用いた姿勢制御の一般概念
を示す図、第３図はこの発明の姿勢制御方式の基本概念
図、第４図はこの発明の姿勢制御系の具体構成を示１図
、第５図はこの発明の太陽捕捉制御系の構成を示す図、
第６図←）杖衛星機軸座標と太陽方向との１ダ１係を示
す概念図、第６図（ｂ）は太陽センサによる大１０４入
射角測定の原理を示す図。 第１図は太陽捕捉状態における恒星観測の概念を示す図
、第８図（、）は直流プラシレスモークの回路構成を示
す図、第８図（ｂ）はホイール制御電圧の形状概念図、
第９図は目標姿勢計算装置６の構成を示す図、第１０図
は衛星位（ｒ１泪幻のための数学重相１念を示す図であ
る。 （１）は人工衛星、（２）はホイール、（３１は太陽セ
ンサ。 （４）は慣性センサ、（５）は恒星センサ、（６）は太
陽捕捉制御装置、（７）はガスジエツ）　、　（８１は
姿勢決定装置。 （９）は目標姿勢計算装置凰、α０は姿勢制御装量、　
（ｌυは計算機、　ａ’ａはアクチュエータ制＜＋ｒｕ
回路、（＋３は恒星ベクトル計算装置、（Ｉ４は恒星同
定処理装置、　Ｑ９はデータベース、Ｑｅはサブカタロ
グ編集装置、（１つは姿勢計算装置、（田は予測１ｊｉ
、勢状態計算装置−１は制御パラメータ計算装置、（イ
）は制御変数計算装置。 ｔ２Ｄは推力弁制御回路、０２は終了信号発生２：（、
（２）はスリン）、Ｈは太陽電池素子、　ｃ＋＋ｉは遮
光マスク。 弼は極註検出用太陽電池素子、Ｑ７）は回転子、（ハ）
は磁石、（２１は軌道計算装置、彌は地球方向単位ベク
トル計算装置、Ｇυは目標姿勢計算装置である。 なお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　ノ４Ｌ 第１図 第６図 （Ｑ） 第７図 ２゜ 第８図 第９図

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １１＋　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／すで測定した衛
   星様軸回シの回転角速度を入力して。 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易、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データを入
   力して９人工衛星の姿勢状態を決定する姿勢決定装置と
   、地上局からのコマンド信号として送信された軌道情報
   および上記姿勢決定装置からの出力信号を入力として、
   未来のある時刻において到達させたい人工衛星の姿勢状
   態を計算する目標姿勢計算装置およびアクチュエータ制
   御回路からのホイール回転角速度情報を入力して姿勢制
   御のための操作量を計算する姿勢制御装置とを備えた計
   算機を人工衛星に搭載し、この計算機から出方される制
   御操作信号によって２人工衛星の姿勢および姿勢の変化
   速度を目標の姿勢および姿勢の変化速度へ到達するよう
   に制御することを特徴とする人工衛星の姿勢制御方式。 （２）　姿勢決定装置を上記太陽捕捉制御装置からの太
   陽捕捉終了信号および祝野内での恒星の座標を測定する
   恒星センサからの出力信号を入力して衛星機軸座標に対
   する恒星方向の単位ベクトルを計算する恒星ベクトル計
   算装給と、恒星カタログをデータベースから読み込んで
   恒星センサの視野範囲にあると予測される恒星のカタロ
   グを編集するサブカタログ編集装置と、上記恒星ベクト
   ル計算装置およびザブカタログ編集装浦の出方信号を入
   力として観測恒星に対応するカタログ恒星を同定する同
   定処理装置と、上記同定処理装置の出力信号を入力とし
   て現時点の姿勢を計算する姿勢計算装置とによ多構成し
   、また姿勢制御装置を制御の各区間［０，１ｆ］　の初
   期時刻０でのホイールの回転角速度を入力として、制御
   区間の終端時刻与での人工衛星の姿勢状態の予測値を計
   算する予測姿勢状態計算装置と、地上局から定期的にコ
   マンドデータとして送信される任意時刻での軌道情報お
   よび制御変数計算装置からの出力信号および上記姿勢計
   ｑ、装置からの出力信号を入力として、制御区間の終端
   時刻ｔｆで到達させたい姿勢状態の目標値を計算する目
   標姿勢計算装置と、上記予測姿勢状態計算装置および目
   標姿勢計算装置″の出力信号を入力として、制御操作量
   の２乗和が最小となる条件を満足するように制御の中間
   パラメータを決定する制御パラメータ計算装置と、上記
   ｔｌｉ１．ｌ　伺１変数計算装置の出力信号を入力とし
   て、姿勢制御のための操作量を計算する制御変数割算装
   置１とによシ構成したことを特徴とする特許請求の範囲
   第（１）項記載の人工衛星の姿勢制御方式。 （３）　姿勢計算装置の出力信号を上記ザブカタログ編
   集装置へ、また、上記アクチュエータ制御回路の出力信
   号を上記予測姿勢状態計算袋−°ヘフィードバックする
   ようにしたことを特徴とする特許請求の範囲第（１）項
   あるいは第（２）項記載の人工衛星の姿勢制御方式。