JPS6138076B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPS6138076B2 JPS6138076B2 JP56167500A JP16750081A JPS6138076B2 JP S6138076 B2 JPS6138076 B2 JP S6138076B2 JP 56167500 A JP56167500 A JP 56167500A JP 16750081 A JP16750081 A JP 16750081A JP S6138076 B2 JPS6138076 B2 JP S6138076B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- manipulator
- satellite
- acceleration
- estimator
- attitude
- 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.)
- Expired
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
- Manipulator (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
この発明は、宇宙空間での組立作業や保守作業
などに使用されるマニプレータを有する人工衛星
において、人工衛星自体の姿勢を制御するための
三軸姿勢制御と、マニプレータの腕の先端の位置
を制御するためのマニプレータ制御を行なう制御
装置に関するものである。
などに使用されるマニプレータを有する人工衛星
において、人工衛星自体の姿勢を制御するための
三軸姿勢制御と、マニプレータの腕の先端の位置
を制御するためのマニプレータ制御を行なう制御
装置に関するものである。
マニプレータを有する人工衛星は、現在実用化
の段階にいたつていない。第１図はマニプレータ
を有する人工衛星の概要を示す説明図であり、図
において１は人工衛星本体、２は人工衛星の姿勢
を検出するセンサ、３ａ，３ｂ，３ｃは人工衛星
の三軸姿勢制御を行なうホイール、４は組立作業
や保守作業などを行うマニプレータである。座標
軸ｘ・ｙ・ｚはそれぞれロール軸・ピツチ軸・ヨ
ー軸と呼ばれ、人工衛星本体１に固定された座標
軸である。
の段階にいたつていない。第１図はマニプレータ
を有する人工衛星の概要を示す説明図であり、図
において１は人工衛星本体、２は人工衛星の姿勢
を検出するセンサ、３ａ，３ｂ，３ｃは人工衛星
の三軸姿勢制御を行なうホイール、４は組立作業
や保守作業などを行うマニプレータである。座標
軸ｘ・ｙ・ｚはそれぞれロール軸・ピツチ軸・ヨ
ー軸と呼ばれ、人工衛星本体１に固定された座標
軸である。
第２図は従来の人工衛星の三軸姿勢制御手段の
一例を示すブロツク図であり、図において２は第
１図の２と同じくセンサで、人工衛星の姿勢角目
標値と実際の姿勢角との誤差角を測定する。３は
三軸姿勢制御を行なうホイール３ａ，３ｂ，３ｃ
のうちのいずれかのホイールであり、６はホイー
ル用コントローラ、７は人工衛星のダイナミクス
を示す。第２図に示す回路が、ホイール３ａ，３
ｂ，３ｃに対しそれぞれ別に設けられ、第２図の
姿勢角目標値、姿勢角は第２図のホイール３が第
１図のホイール３ａ，３ｂ，３ｃのうちのいずれ
かのホイールであるかに対応して座標軸ｘ・ｙ・
ｚのうちの対応する軸に関する姿勢角目標値、姿
勢角である。人工衛星の姿勢角目標値としてはｘ
軸が軌道平面に対し垂直な方向にあること、ｙ軸
が軌道方向（正確に言えば軌道曲線に対する接線
方向）にあること、ｚ軸が地球の中心を指す方向
にあることであり、姿勢角は人工衛星本体１に固
定された座標軸ｘ・ｙ・ｚの実際の方向であり、
姿勢角目標値と姿勢角との誤差がセンサ２により
検出される。第２図の人工衛星のダイナミクス７
とは人工衛星の姿勢に関する制御量（controlled
variabie）、すなわち時間の関数としての姿勢角
を意味する。
一例を示すブロツク図であり、図において２は第
１図の２と同じくセンサで、人工衛星の姿勢角目
標値と実際の姿勢角との誤差角を測定する。３は
三軸姿勢制御を行なうホイール３ａ，３ｂ，３ｃ
のうちのいずれかのホイールであり、６はホイー
ル用コントローラ、７は人工衛星のダイナミクス
を示す。第２図に示す回路が、ホイール３ａ，３
ｂ，３ｃに対しそれぞれ別に設けられ、第２図の
姿勢角目標値、姿勢角は第２図のホイール３が第
１図のホイール３ａ，３ｂ，３ｃのうちのいずれ
かのホイールであるかに対応して座標軸ｘ・ｙ・
ｚのうちの対応する軸に関する姿勢角目標値、姿
勢角である。人工衛星の姿勢角目標値としてはｘ
軸が軌道平面に対し垂直な方向にあること、ｙ軸
が軌道方向（正確に言えば軌道曲線に対する接線
方向）にあること、ｚ軸が地球の中心を指す方向
にあることであり、姿勢角は人工衛星本体１に固
定された座標軸ｘ・ｙ・ｚの実際の方向であり、
姿勢角目標値と姿勢角との誤差がセンサ２により
検出される。第２図の人工衛星のダイナミクス７
とは人工衛星の姿勢に関する制御量（controlled
variabie）、すなわち時間の関数としての姿勢角
を意味する。
第３図は従来のマニプレータ制御手段の一例を
示すブロツク図であり、図において８はマニプレ
ータの運動軌道計算器、９はこの運動計算器８の
出力から補償トルクを推定するマニプレータ用補
償トルク推定器、１０はマニプレータ用コントロ
ーラ、１１はマニプレータのダイナミクスを示
す。マニプレータの運動軌道計算器８はマニプレ
ータが実行すべき保持操縦動作から時間の関数と
してのマニプレータの各関節に対する関節角目標
値を決定する。マニプレータのダイナミクス１１
とはマニプレータ４に関する制御量、すなわち時
間の関数としての関節角を意味する。第３図に示
す回路がマニプレータの各関節角に対してそれぞ
れ別に設けられる。
示すブロツク図であり、図において８はマニプレ
ータの運動軌道計算器、９はこの運動計算器８の
出力から補償トルクを推定するマニプレータ用補
償トルク推定器、１０はマニプレータ用コントロ
ーラ、１１はマニプレータのダイナミクスを示
す。マニプレータの運動軌道計算器８はマニプレ
ータが実行すべき保持操縦動作から時間の関数と
してのマニプレータの各関節に対する関節角目標
値を決定する。マニプレータのダイナミクス１１
とはマニプレータ４に関する制御量、すなわち時
間の関数としての関節角を意味する。第３図に示
す回路がマニプレータの各関節角に対してそれぞ
れ別に設けられる。
次に動作について説明する。以下の説明では、
人工衛星の三軸姿勢制御は、ピツチ軸方向のホイ
ールに大きな角運動量をもたせるバイアスモーメ
ンタム方式によるものとする。通常、センサ２に
よつて人工衛星のロール角及びピツチ角が検出さ
れる。ここにロール角とは、人工衛星本体１に固
定した座標軸ｘが当該人工衛星の軌道平面に立て
た垂線となす角度であり、ピツチ角とは、人工衛
星本体１に固定した座標軸ｙと当該人工衛星の軌
道との間の角度である。
人工衛星の三軸姿勢制御は、ピツチ軸方向のホイ
ールに大きな角運動量をもたせるバイアスモーメ
ンタム方式によるものとする。通常、センサ２に
よつて人工衛星のロール角及びピツチ角が検出さ
れる。ここにロール角とは、人工衛星本体１に固
定した座標軸ｘが当該人工衛星の軌道平面に立て
た垂線となす角度であり、ピツチ角とは、人工衛
星本体１に固定した座標軸ｙと当該人工衛星の軌
道との間の角度である。
ロール方向とヨー方向の運動が強く連成してい
るので、ロール角信号だけでホイール用コントロ
ーラ６によりホイール３ｂ，３ｃの駆動トルクを
定め、これらの方向の姿勢制御をすることができ
る。また、ピツチ方向の姿勢は、ピツチ角信号を
用いて、ホイール３ａにより制御することができ
る。
るので、ロール角信号だけでホイール用コントロ
ーラ６によりホイール３ｂ，３ｃの駆動トルクを
定め、これらの方向の姿勢制御をすることができ
る。また、ピツチ方向の姿勢は、ピツチ角信号を
用いて、ホイール３ａにより制御することができ
る。
マニプレータ制御にはいくつかの方式がある
が、人工衛星のマニプレータのようにマニプレー
タの動きによる外乱トルクの影響を抑える必要が
ある場合には、精度よく制御するため、補償トル
クを推定して、この補償トルクを与える第３図に
示す方式が適当である。
が、人工衛星のマニプレータのようにマニプレー
タの動きによる外乱トルクの影響を抑える必要が
ある場合には、精度よく制御するため、補償トル
クを推定して、この補償トルクを与える第３図に
示す方式が適当である。
運動軌道計算器８から得られた各関節角の目標
値とマニプレータのダイナミクス１１から得られ
た関節角との間の偏差をマニプレータ用コントロ
ーラ１０に入力し、各関節に加える制御トルクを
得る。マニプレータ用コントローラ１０には通常
PIDコントローラが使用される。
値とマニプレータのダイナミクス１１から得られ
た関節角との間の偏差をマニプレータ用コントロ
ーラ１０に入力し、各関節に加える制御トルクを
得る。マニプレータ用コントローラ１０には通常
PIDコントローラが使用される。
さらに、速度や加速度を含めてきめこまかに制
御するには上記の制御ループだけでは不十分で、
運動軌道の時間的変化にともなう重力や慣性力を
マニプレータ用補償トルク推定器９によつて推定
し、各関節に対する補償トルクを求める必要があ
る。この場合、慣性力には直進力だけでなく、遠
心力やコリオリ力を含めて補償する方がよい。
御するには上記の制御ループだけでは不十分で、
運動軌道の時間的変化にともなう重力や慣性力を
マニプレータ用補償トルク推定器９によつて推定
し、各関節に対する補償トルクを求める必要があ
る。この場合、慣性力には直進力だけでなく、遠
心力やコリオリ力を含めて補償する方がよい。
また、マニプレータの各関節ごとに運動方程式
をたてる繰返しニユートン・オイラー法を用いれ
ば、補償トルク計算の実時間実行が可能
（10msec以内）であることが知られている。
をたてる繰返しニユートン・オイラー法を用いれ
ば、補償トルク計算の実時間実行が可能
（10msec以内）であることが知られている。
従来の人工衛星の姿勢制御は、第２図に示すよ
うに姿勢角誤差だけからホイール駆動トルクを決
めて制御を行なうため、マニプレータの運動の反
作用で人工衛星自体も動いてしまうような大きな
外乱トルクの生ずる場合には、姿勢角間の干渉が
大きくなるため、必要以上の制御トルクを必要と
し、また、姿勢精度を保たせることが困難である
などの欠点がある。
うに姿勢角誤差だけからホイール駆動トルクを決
めて制御を行なうため、マニプレータの運動の反
作用で人工衛星自体も動いてしまうような大きな
外乱トルクの生ずる場合には、姿勢角間の干渉が
大きくなるため、必要以上の制御トルクを必要と
し、また、姿勢精度を保たせることが困難である
などの欠点がある。
一方、マニプレータ制御に関しても、高精度の
軌道制御には人工衛星本体の加速度値が必要であ
り、この加速度値はマニプレータの動きに応じて
変化するので高い制御精度が得られない欠点があ
る。
軌道制御には人工衛星本体の加速度値が必要であ
り、この加速度値はマニプレータの動きに応じて
変化するので高い制御精度が得られない欠点があ
る。
この発明は、上記のような欠点を除去するため
になされたもので、マニプレータの運動による反
作用も推定することにより、人工衛星自体とマニ
プレータの双方にフイード、フオワードに補償ト
ルクを与え、マニプレータの軌道制御と人工衛星
の姿勢制御を同時に精度よく達成できる制御装置
を提供することを目的としている。
になされたもので、マニプレータの運動による反
作用も推定することにより、人工衛星自体とマニ
プレータの双方にフイード、フオワードに補償ト
ルクを与え、マニプレータの軌道制御と人工衛星
の姿勢制御を同時に精度よく達成できる制御装置
を提供することを目的としている。
以下、この発明の一実施例を図について説明す
る。第４図はこの発明の一実施例を示すブロツク
図であり、図において２，３，６，８，１０はそ
れぞれ第２図または第３図の同一符号と同一また
は相当する部分を示し、１２は加速度推定器、１
３は反作用推定器、１４はホイール用補償トルク
推定器、１５は人工衛星本体とマニプレータを合
せた系全体のダイナミクスを示す。ここにダイナ
ミクスとは第２図の７及び第３図の１１について
説明したように第４図に示す系の制御量、すなわ
ち時間の関数としての人工衛星の姿勢角および時
間の関数としての関節角である。また、１６，１
７はそれぞれ減算器、１８，１９はそれぞれ加算
器である。
る。第４図はこの発明の一実施例を示すブロツク
図であり、図において２，３，６，８，１０はそ
れぞれ第２図または第３図の同一符号と同一また
は相当する部分を示し、１２は加速度推定器、１
３は反作用推定器、１４はホイール用補償トルク
推定器、１５は人工衛星本体とマニプレータを合
せた系全体のダイナミクスを示す。ここにダイナ
ミクスとは第２図の７及び第３図の１１について
説明したように第４図に示す系の制御量、すなわ
ち時間の関数としての人工衛星の姿勢角および時
間の関数としての関節角である。また、１６，１
７はそれぞれ減算器、１８，１９はそれぞれ加算
器である。
次に動作について説明する。マニプレータ４が
実行すべき保持操縦動作からマニプレータ４の各
関節角目標値が時間の関数として算出されるがこ
のようにしてマニプレータの運動軌道計算器８に
より算出した関節角目標値と、センサ２で検出し
た姿勢誤差とは加速度推定器１２に入力され、加
速度推定器１２はこれら入力から、繰返しニユー
トン・オイラー法を利用して人工衛星本体の加速
度推定値を算出する。人工衛星本体の加速度推定
値が得られれば、この値と関節角目標値とを反作
用推定器１３に入力し、反作用推定器１３におい
てニユートン・オイラー法を用いてマニプレータ
の各関節に働く力・モーメントやマニプレータの
運動によつて人工衛星自体に働く反作用を得るこ
とができる。上記のようにして得られた各関節に
働くモーメントからマニプレータに加えるべき補
償トルクが得られ、また、人工衛星本体に働く反
作用からホイール用補償トルク推定器１４によつ
てホイール３に加えるべき補償トルクが得られ
る。
実行すべき保持操縦動作からマニプレータ４の各
関節角目標値が時間の関数として算出されるがこ
のようにしてマニプレータの運動軌道計算器８に
より算出した関節角目標値と、センサ２で検出し
た姿勢誤差とは加速度推定器１２に入力され、加
速度推定器１２はこれら入力から、繰返しニユー
トン・オイラー法を利用して人工衛星本体の加速
度推定値を算出する。人工衛星本体の加速度推定
値が得られれば、この値と関節角目標値とを反作
用推定器１３に入力し、反作用推定器１３におい
てニユートン・オイラー法を用いてマニプレータ
の各関節に働く力・モーメントやマニプレータの
運動によつて人工衛星自体に働く反作用を得るこ
とができる。上記のようにして得られた各関節に
働くモーメントからマニプレータに加えるべき補
償トルクが得られ、また、人工衛星本体に働く反
作用からホイール用補償トルク推定器１４によつ
てホイール３に加えるべき補償トルクが得られ
る。
次に加速度推定器１２、反作用推定器１３につ
いて述べる。人工衛星本体の加速度ベクトルをａ
とする。マニプレータの運動により人工衛星本体
に働く反作用力Ｆは、ニユートン・オイラー法を
用いればａの関数として Ｆ＝−m1a＋ｇ (1) のようにあらわされる。ただし式(1)でm1は保持
操縦する物体も含めたマニプレータの質量、ｇは
マニプレータ４を動作させるためにマニプレータ
４に加えられる力のベクトルをあらわし、マニプ
レータの運動軌道計算器８により決定される既知
の値の力のベクトルである。式(1)のＦ，ａ，ｇは
それぞれベクトルであるので座標軸ｘ・ｙ・ｚの
各方向の分力に対しFx＝−m1ax＋ｇx， Fy＝−m1gy＋ｇy，Fz＝−m1az＋ｇzが成立する
ことを意味する。
いて述べる。人工衛星本体の加速度ベクトルをａ
とする。マニプレータの運動により人工衛星本体
に働く反作用力Ｆは、ニユートン・オイラー法を
用いればａの関数として Ｆ＝−m1a＋ｇ (1) のようにあらわされる。ただし式(1)でm1は保持
操縦する物体も含めたマニプレータの質量、ｇは
マニプレータ４を動作させるためにマニプレータ
４に加えられる力のベクトルをあらわし、マニプ
レータの運動軌道計算器８により決定される既知
の値の力のベクトルである。式(1)のＦ，ａ，ｇは
それぞれベクトルであるので座標軸ｘ・ｙ・ｚの
各方向の分力に対しFx＝−m1ax＋ｇx， Fy＝−m1gy＋ｇy，Fz＝−m1az＋ｇzが成立する
ことを意味する。
一方、人工衛星本体の運動方程式によれば反作
用力ＦはＦ＝m2a (2)となる。ここでm2は人工衛
星本体の質量をあらわす。式(1)と(2)とから ａ＝ｇ／（m1＋m2） (3) としてａを得ることができる。
用力ＦはＦ＝m2a (2)となる。ここでm2は人工衛
星本体の質量をあらわす。式(1)と(2)とから ａ＝ｇ／（m1＋m2） (3) としてａを得ることができる。
また、上記のようにして得られた人工衛星の加
速度ａを用いれば、マニプレータ４の各部分にも
等しく加速度ａが加えられるのであるから、この
加速度ａからマニプレータ４の各部分に加えられ
る力を算出することができ、したがつて反作用に
よつてマニプレータの各関節に働く力・モーメン
トを求めることができる。これらの力・モーメン
は人工衛星本体１からマニプレータ４への反作用
が存在しないと仮定した場合にマニプレータ４を
動作させるために加えるべき力・モーメントに対
する補償値として加えることが必要であるが、反
作用推定器１３は加速度ａからマニプレータの各
関節に働く力・モーメントを算出しマニプレータ
用補償トルクを表わす信号として出力する。
速度ａを用いれば、マニプレータ４の各部分にも
等しく加速度ａが加えられるのであるから、この
加速度ａからマニプレータ４の各部分に加えられ
る力を算出することができ、したがつて反作用に
よつてマニプレータの各関節に働く力・モーメン
トを求めることができる。これらの力・モーメン
は人工衛星本体１からマニプレータ４への反作用
が存在しないと仮定した場合にマニプレータ４を
動作させるために加えるべき力・モーメントに対
する補償値として加えることが必要であるが、反
作用推定器１３は加速度ａからマニプレータの各
関節に働く力・モーメントを算出しマニプレータ
用補償トルクを表わす信号として出力する。
ホイール用補償トルク推定器１４は、人工衛星
本体１の加速度ベクトルａが得られるとその各座
標軸方向の分力をそれぞれ対応するホイールによ
つて吸収するためのホイール補償トルクを算出す
る演算装置によつて構成することができる。ま
た、加速度推定器１２、反作用推定器１３、ホイ
ール用補償トルク推定器１４における計算は単純
なので、実時間実行が可能である。また、第２
図、第３図について説明したように、第４図にお
いてホイール３の制御は３個のホイール３ａ，３
ｂ，３ｃの各別の制御を意味するものであり、関
節角の制御は各関節角に対するそれぞれの制御を
意味するものである。
本体１の加速度ベクトルａが得られるとその各座
標軸方向の分力をそれぞれ対応するホイールによ
つて吸収するためのホイール補償トルクを算出す
る演算装置によつて構成することができる。ま
た、加速度推定器１２、反作用推定器１３、ホイ
ール用補償トルク推定器１４における計算は単純
なので、実時間実行が可能である。また、第２
図、第３図について説明したように、第４図にお
いてホイール３の制御は３個のホイール３ａ，３
ｂ，３ｃの各別の制御を意味するものであり、関
節角の制御は各関節角に対するそれぞれの制御を
意味するものである。
なお、上記実施例では三軸姿勢制御にホイール
３を用いたものを示したが、スラスタや磁気トル
カを用いた三軸姿勢制御方式であつてもよい。ま
た、ニユートン・オイラー法の計算は二度実行す
るが、１ステツプ前の人工衛星本体の加速度を用
いれば、一度の実行でも実施可能となる。さら
に、上記実施例ではマニプレータの関節は回転自
由度をもつものとしたが、摺動自由度をもつもの
であつてもよい。
３を用いたものを示したが、スラスタや磁気トル
カを用いた三軸姿勢制御方式であつてもよい。ま
た、ニユートン・オイラー法の計算は二度実行す
るが、１ステツプ前の人工衛星本体の加速度を用
いれば、一度の実行でも実施可能となる。さら
に、上記実施例ではマニプレータの関節は回転自
由度をもつものとしたが、摺動自由度をもつもの
であつてもよい。
以上のように、この発明によれば、補償トルク
をフイード、フオワードに加えて人工衛星の姿勢
制御とマニプレータの軌道制御を同時に考慮する
ように構成したので、必要以上の制御トルクを加
える必要がなく、また、精度の高い制御が得られ
るという効果がある。
をフイード、フオワードに加えて人工衛星の姿勢
制御とマニプレータの軌道制御を同時に考慮する
ように構成したので、必要以上の制御トルクを加
える必要がなく、また、精度の高い制御が得られ
るという効果がある。
第１図はマニプレートを有する人工衛星の概要
を示す説明図、第２図は従来の人工衛星の三軸姿
勢制御手段の一例を示すブロツク図、第３図は従
来のマニプレータ制御手段の一例を示すブロツク
図、第４図はこの発明の一実施例を示すブロツク
図である。 図において１は人工衛星本体、２はセンサ、
３，３ａ，３ｂ，３ｃはホイール、４はマニプレ
ータ、６はホイール用コントローラ、８はマニプ
レータの運動軌道計算器、１０はマニプレータ用
コントローラ、１２は加速度推定器、１３は反作
用推定器、１４はホイール用補償トルク推定器、
１５は人工衛星本体とマニプレータを合せた系全
体のダイナミクスである。なお、各図中同一符号
は同一または相当する部分を示すものとする。
を示す説明図、第２図は従来の人工衛星の三軸姿
勢制御手段の一例を示すブロツク図、第３図は従
来のマニプレータ制御手段の一例を示すブロツク
図、第４図はこの発明の一実施例を示すブロツク
図である。 図において１は人工衛星本体、２はセンサ、
３，３ａ，３ｂ，３ｃはホイール、４はマニプレ
ータ、６はホイール用コントローラ、８はマニプ
レータの運動軌道計算器、１０はマニプレータ用
コントローラ、１２は加速度推定器、１３は反作
用推定器、１４はホイール用補償トルク推定器、
１５は人工衛星本体とマニプレータを合せた系全
体のダイナミクスである。なお、各図中同一符号
は同一または相当する部分を示すものとする。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ マニプレータを有する人工衛星の三軸姿勢を
制御するとともに上記マニプレータの運動を制御
する人工衛星の制御装置において、 上記マニプレータにおいて実行すべき保持操縦
動作に対応して上記マニプレータの各関節角の目
標値を決定するマニプレータの運動軌道計算器、 人工衛星本体の質量及び上記マニプレータによ
り保持操縦すべき物体を含めたマニプレータの質
量と、上記各関節角の運動のため上記マニプレー
タに加えるべき力のベクトルとからこの力によつ
て上記人工衛星本体及び上記マニプレータに加え
られる加速度を推定する加速度推定器、 上記マニプレータの各関節角の目標値と、対応
する各関節角の現在値との各誤差から各関節角を
制御するための各制御信号を出力するマニプレー
タ用コントローラ、 上記人工衛星に搭載したセンサにより検出した
上記人工衛星の姿勢誤差から上記人工衛星の姿勢
を制御するための制御信号を出力するホイール用
コントローラ、 上記加速度推定器により推定した加速度から、
この加速度により上記マニプレータの各関節に加
えられるトルクの値を算出し、このトルクの値を
マニプレータ用補償トルクを表わす信号として出
力する反作用推定器、 この反作用推定器の出力と上記マニプレータ用
コントローラの出力とを加算して上記マニプレー
タの関節角を制御する信号を発生する加算器、 上記加速度推定器により推定した加速度から、
この加速度により上記人工衛星の三軸に加えられ
るトルクの値を算出し、このトルクの値をホイー
ル用補償トルクを表わす信号として出力するホイ
ール用補償トルク推定器、 このホイール用補償トルク推定器の出力と上記
ホイール用コントローラの出力とを加算して上記
人工衛星の姿勢を制御する信号を発生する加算
器、を備えたことを特徴とする人工衛星制御装
置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP56167500A JPS5867600A (ja) | 1981-10-20 | 1981-10-20 | 人工衛星の制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP56167500A JPS5867600A (ja) | 1981-10-20 | 1981-10-20 | 人工衛星の制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5867600A JPS5867600A (ja) | 1983-04-22 |
| JPS6138076B2 true JPS6138076B2 (ja) | 1986-08-27 |
Family
ID=15850829
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP56167500A Granted JPS5867600A (ja) | 1981-10-20 | 1981-10-20 | 人工衛星の制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5867600A (ja) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6218398A (ja) * | 1985-07-16 | 1987-01-27 | 三菱電機株式会社 | 人工衛星の制御装置 |
| JPS6235792U (ja) * | 1985-08-20 | 1987-03-03 | ||
| JPS632800A (ja) * | 1986-06-23 | 1988-01-07 | 三菱電機株式会社 | 人工衛星の姿勢及びアンテナ指向制御装置 |
| JPH0659634B2 (ja) * | 1991-01-24 | 1994-08-10 | 三菱重工業株式会社 | マニピュレータ |
-
1981
- 1981-10-20 JP JP56167500A patent/JPS5867600A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS5867600A (ja) | 1983-04-22 |
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