JPS6171300A - 人工衛星の姿勢角計算装置 - Google Patents
人工衛星の姿勢角計算装置Info
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- JPS6171300A JPS6171300A JP59192252A JP19225284A JPS6171300A JP S6171300 A JPS6171300 A JP S6171300A JP 59192252 A JP59192252 A JP 59192252A JP 19225284 A JP19225284 A JP 19225284A JP S6171300 A JPS6171300 A JP S6171300A
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- 229910052737 gold Inorganic materials 0.000 description 2
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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
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- G01S3/78—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received using electromagnetic waves other than radio waves
- G01S3/782—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction
- G01S3/785—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using adjustment of orientation of directivity characteristics of a detector or detector system to give a desired condition of signal derived from that detector or detector system
- G01S3/786—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using adjustment of orientation of directivity characteristics of a detector or detector system to give a desired condition of signal derived from that detector or detector system the desired condition being maintained automatically
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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】
〔発明の技術分野〕
この発明は2%に地球指向三軸姿勢制御衛星の姿勢角(
計算)装置に関する。
計算)装置に関する。
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
所定の軸を常に地球中心方向へ指向させることが必要と
なる。
観測機器の所定の軸を地球方向へ向けるために、衛星の
所定の軸を常に地球中心方向へ指向させることが必要と
なる。
姿勢角計算装置は、地球中心方向及び軌道面垂直方向と
衛星機軸座標のなす角度関係を測定するものであり、こ
れを用いて、制御回路は例えばこの姿勢角が零となるよ
うに人工衛星の姿勢を制御することによって、衛星の機
軸方向を常に目標姿勢状態に保つことができる。
衛星機軸座標のなす角度関係を測定するものであり、こ
れを用いて、制御回路は例えばこの姿勢角が零となるよ
うに人工衛星の姿勢を制御することによって、衛星の機
軸方向を常に目標姿勢状態に保つことができる。
まず、従来の姿勢角測定方法について簡単に説明する。
従来開発されているこの種の姿勢角測定方法は、第1図
に示すように地球センサを用いて。
に示すように地球センサを用いて。
軌道座標(xo、 yo、 zo)に対し、地球Aの中
心2 方向と衛星機軸zB方向との相対的な偏差(φ、
θ〕金検出していた。さらに詳しくはXB軸回りの回転
角即ちロール角φはセンサ視野B1゜B による地球走
査中の差から、またYB軸回りの回転角即ちピッチ角θ
は基準パルス(基準パルス発生方向C)の走査パルス中
心からのズレから検出するものであった。しかしながら
、@記した従来の方法では衆知のように、zB軸回りの
回転による偏差即ちヨー角Vが測定できないという欠点
があった。そこでその他の従来例では、この欠点を克服
するために、ヨー角Vの測定に太陽センサを用いる方法
が提案されている。
心2 方向と衛星機軸zB方向との相対的な偏差(φ、
θ〕金検出していた。さらに詳しくはXB軸回りの回転
角即ちロール角φはセンサ視野B1゜B による地球走
査中の差から、またYB軸回りの回転角即ちピッチ角θ
は基準パルス(基準パルス発生方向C)の走査パルス中
心からのズレから検出するものであった。しかしながら
、@記した従来の方法では衆知のように、zB軸回りの
回転による偏差即ちヨー角Vが測定できないという欠点
があった。そこでその他の従来例では、この欠点を克服
するために、ヨー角Vの測定に太陽センサを用いる方法
が提案されている。
即ち、第2図に示すように視野方向か−XB軸と一致す
るように取付けた太陽センサによって太陽の入射角ηの
変化敢Δηを測定する。
るように取付けた太陽センサによって太陽の入射角ηの
変化敢Δηを測定する。
図において、(1)は軌道面、Oは地球Aの中心。
Nは軌道面垂直方向、Lは太陽方向ベクトルSとONの
作る面と軌道面(1ンとの交線2Mは軌道面(1)内で
Lから90@の点、βは点Mと人工衛星の軌道上の点P
とが地球中心Oを見込む角である。又L は X。、2
9面内に在ってLと平行な線である。
作る面と軌道面(1ンとの交線2Mは軌道面(1)内で
Lから90@の点、βは点Mと人工衛星の軌道上の点P
とが地球中心Oを見込む角である。又L は X。、2
9面内に在ってLと平行な線である。
図から明らかなようにβ−0即ち太陽が常にXY 面
内にあれば入射角ηのある時刻におけ0′0 る値を0としてその後の変化分△ηがそのま\ヨー角の
変化分ΔVと一致する。即ちロール角φはΔηから完全
に分離されている。しかし、実際の人工衛星では、軌道
上の運動にともなって、太陽はXY 面外に出してし
まうので1機軸X。回l O りの角度変化Δφが△ηの測定値に重畳して分離できな
い。従って、ヨー角偏移ΔFを精度よく測定することが
出来ないという欠点があった。尚ピッチ偏差θは衆知の
ように太陽センサの特性上Δηの測定には重畳しない。
内にあれば入射角ηのある時刻におけ0′0 る値を0としてその後の変化分△ηがそのま\ヨー角の
変化分ΔVと一致する。即ちロール角φはΔηから完全
に分離されている。しかし、実際の人工衛星では、軌道
上の運動にともなって、太陽はXY 面外に出してし
まうので1機軸X。回l O りの角度変化Δφが△ηの測定値に重畳して分離できな
い。従って、ヨー角偏移ΔFを精度よく測定することが
出来ないという欠点があった。尚ピッチ偏差θは衆知の
ように太陽センサの特性上Δηの測定には重畳しない。
この発明は、衛星の姿勢を精度良く制御するために必要
となる姿勢角の測定装置に関し、地上局コマンドに基づ
いて計算した軌道位置と地球センサデータ全周いて、太
陽センサデータを処理し。
となる姿勢角の測定装置に関し、地上局コマンドに基づ
いて計算した軌道位置と地球センサデータ全周いて、太
陽センサデータを処理し。
所望のヨー角酬移を出力するように構成した姿勢角計算
装置を提供しようとするものである。
装置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3図はこの発明による姿勢角計算装置の溝数概念を示
す図である。
す図である。
図において、(2)は地球センサ、(3)は太陽センサ
。
。
(4)はレジスタ、(5)は初期補正散計算部、(6)
はタイマ、(7)は軌道上位置計算部、(8)は補正第
二計算部。
はタイマ、(7)は軌道上位置計算部、(8)は補正第
二計算部。
(9)はヨー角偏移計算部、 ilGは姿勢角計算装置
、Slは地球センサ信号入力スイッチ、S2はコマンド
信号スイッチである。
、Slは地球センサ信号入力スイッチ、S2はコマンド
信号スイッチである。
このような構成において、レジスタ(4)は地上局から
のコマンド信号として伝送された衛星位#端報β。を記
憶する。初期補正叶計算部(5)は上記レジスタ(4)
内の位置情報β。と地球センサ(2)データとを入力と
して太陽センサ(3)のデータの補正数の初期値を計算
する。
のコマンド信号として伝送された衛星位#端報β。を記
憶する。初期補正叶計算部(5)は上記レジスタ(4)
内の位置情報β。と地球センサ(2)データとを入力と
して太陽センサ(3)のデータの補正数の初期値を計算
する。
軌道上位置計算部(7)はタイマ(6)とレジスタ(4
)内の位置情報β。を用いて、衛星位置と太陽方向との
角度関係を逐次的に計算する。補正量計算部(8)に地
球センサ(2)のデータと、初期補正鼠計算部(5)で
与えられる補正量初期値と軌道上位置計算部(7)で与
えられる衛星位置と太陽方向の角度関係を入力として太
陽センサ(3)データの補正量を計算する。
)内の位置情報β。を用いて、衛星位置と太陽方向との
角度関係を逐次的に計算する。補正量計算部(8)に地
球センサ(2)のデータと、初期補正鼠計算部(5)で
与えられる補正量初期値と軌道上位置計算部(7)で与
えられる衛星位置と太陽方向の角度関係を入力として太
陽センサ(3)データの補正量を計算する。
ヨー角偏移計算部(9)は上記補正量計算部(8)から
の出力信号と太陽センサ(3)データとを入力として軌
道座標に対する衛星機41]座標のヨー角の変化承を計
算し出力する。
の出力信号と太陽センサ(3)データとを入力として軌
道座標に対する衛星機41]座標のヨー角の変化承を計
算し出力する。
以下、姿勢角計算装置t11を構成する各構成要素の詳
細について説明する。
細について説明する。
ます、初期補正数1lif算部(5)について説明する
。
。
第2図を参照して2時刻t。での人工衛星の位置と太陽
11)方向との角度関係を与えるβ。全レジスタ(4)
から読出し1時刻t。で地球センサ(2)で測定したロ
ール角φ(0)を読込む。補正量の初期(直は次式で与
えられる。
11)方向との角度関係を与えるβ。全レジスタ(4)
から読出し1時刻t。で地球センサ(2)で測定したロ
ール角φ(0)を読込む。補正量の初期(直は次式で与
えられる。
ao−φ(o)sinβ。 (1]つぎ
に@迫上位置計算部(7)について説明する。
に@迫上位置計算部(7)について説明する。
タイマ(6)からの時間信号Δtと、レジスタ(4)の
データβ。と全読込む。衛星の位置と太陽方向との角度
関係は次式で与えられる。
データβ。と全読込む。衛星の位置と太陽方向との角度
関係は次式で与えられる。
β(Δt)りβ。+ω。Δt(2)
但し、Δtは時刻t。を零としたときの経過時間、ω0
は衛星の軌道上の角速度であり、既知とできる(例えば
静止衛星の場合0.25°/分)。
は衛星の軌道上の角速度であり、既知とできる(例えば
静止衛星の場合0.25°/分)。
補正量計算部(8)は、上記初期補正量計算部(5)に
よるa。と、軌道上位置計算部(7)によるβ(△t)
とを入力として1次式により補正量Δφ(△t)を計算
する。
よるa。と、軌道上位置計算部(7)によるβ(△t)
とを入力として1次式により補正量Δφ(△t)を計算
する。
Δφ(Δt)りa、−ao131
a1=φ(Δt)比β(Δt ) +41
ヨ一角偏移計算部(9)は、上記式(3)による補正量
△φ(Δt)と、(2)式によるβ(Δt)及び太陽入
射角ηの時刻t でのf直η(to)を零として以後の
変化分△η(△t)を太陽センサ(3)で測定したもの
と金入力として、ヨー角の偏移ΔF(Δt)を次式%式
%(5) 〔発明の効果〕 以上述べたことから明らかなように、この発明による姿
勢角計算装置(9)は衛星位置と太陽方向との角度関係
βが零近傍にあると否とに係らず、太陽センサ(3)を
用いて十分子I度良く人工衛星のヨー角の偏移を計算し
、出力することができる利点を有する。
ヨ一角偏移計算部(9)は、上記式(3)による補正量
△φ(Δt)と、(2)式によるβ(Δt)及び太陽入
射角ηの時刻t でのf直η(to)を零として以後の
変化分△η(△t)を太陽センサ(3)で測定したもの
と金入力として、ヨー角の偏移ΔF(Δt)を次式%式
%(5) 〔発明の効果〕 以上述べたことから明らかなように、この発明による姿
勢角計算装置(9)は衛星位置と太陽方向との角度関係
βが零近傍にあると否とに係らず、太陽センサ(3)を
用いて十分子I度良く人工衛星のヨー角の偏移を計算し
、出力することができる利点を有する。
第1図は地球センサによるロール、ピッチ角測定の概念
を示す図、第2図は太陽と衛星の位置関係βとヨー角偏
移測定にロール角が重畳することの概念金示す図、第3
図はこの発明の一実施例を示す姿勢角計算装置の構成概
念を示す図である。 図において、(l;は太陽、(2)は地球センサ、(3
)は太陽センサ、(4)はレジスタ、(5)は初期補正
量計算部、(6)はタイマ、(7)は軌道上位置計算部
、(8)は補正量計算部、(9)はヨー角偏移計算部、
α1は姿勢角計算装置である。 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。
を示す図、第2図は太陽と衛星の位置関係βとヨー角偏
移測定にロール角が重畳することの概念金示す図、第3
図はこの発明の一実施例を示す姿勢角計算装置の構成概
念を示す図である。 図において、(l;は太陽、(2)は地球センサ、(3
)は太陽センサ、(4)はレジスタ、(5)は初期補正
量計算部、(6)はタイマ、(7)は軌道上位置計算部
、(8)は補正量計算部、(9)はヨー角偏移計算部、
α1は姿勢角計算装置である。 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。
Claims (1)
- 地上局からのコマンド信号として送信された人工衛星の
軌道上の位置を記憶するレジスタと、人工衛星に仮想的
に設定した所定の機軸と地球中心方向との偏差を測定す
る地球センサと、上記レジスタに記憶された衛星の位置
とコマンド信号送信時刻における上記地球センサからの
出力信号を入力して補正量の初期値を計算する初期補正
量計算手段と、上記レジスタに記憶された衛星位置及び
コマンド送信時刻を零として起動するタイマ信号を入力
して、人工衛星の位置と太陽方向との角度関係を計算す
る軌道上位置計算手段と、太陽入射角の相対的な変化分
を測定する太陽センサと、上記地球センサと、上記軌道
上位置計算手段及び初期補正量計算手段からの出力信号
を入力して逐次的に補正量を計算する補正量計算手段と
、上記太陽センサと上記補正量計算手段からの出力信号
を入力して、軌道座標に対する衛星機軸座標のヨー姿勢
角の偏移を計算するヨー角偏移計算手段とを具備したこ
とを特徴とする人工衛星の姿勢角計算装置。
Priority Applications (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP59192252A JPS6171300A (ja) | 1984-09-13 | 1984-09-13 | 人工衛星の姿勢角計算装置 |
EP85304275A EP0174715B1 (en) | 1984-09-13 | 1985-06-14 | Attitude angle calculation apparatus for a geostationary satellite |
DE8585304275T DE3577427D1 (de) | 1984-09-13 | 1985-06-14 | Neigungswinkelrechner fuer einen geostationaeren satelliten. |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP59192252A JPS6171300A (ja) | 1984-09-13 | 1984-09-13 | 人工衛星の姿勢角計算装置 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS6171300A true JPS6171300A (ja) | 1986-04-12 |
JPH0420124B2 JPH0420124B2 (ja) | 1992-03-31 |
Family
ID=16288196
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP59192252A Granted JPS6171300A (ja) | 1984-09-13 | 1984-09-13 | 人工衛星の姿勢角計算装置 |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP0174715B1 (ja) |
JP (1) | JPS6171300A (ja) |
DE (1) | DE3577427D1 (ja) |
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GB8809247D0 (en) * | 1988-04-20 | 1988-05-25 | British Aerospace | Attitude recovery for spacecraft |
FR2637565B1 (fr) * | 1988-10-06 | 1991-01-11 | Aerospatiale | Systeme de controle actif selon trois axes de l'attitude d'un satellite geostationnaire |
FR2637564B1 (fr) * | 1988-10-06 | 1994-10-14 | Aerospatiale | Procede et systeme de controle autonome d'orbite d'un satellite geostationnaire |
FR2647565B1 (fr) * | 1989-04-24 | 1991-07-26 | Alcatel Espace | Procede de mise a poste d'un satellite de telecommunications geostationnaire |
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FR2670886B1 (fr) * | 1990-12-21 | 1994-07-01 | Aerospatiale | Procede de reacquisition d'attitude par reconnaissance d'etoile pour satellite stabilise 3-axes. |
US5348255A (en) * | 1992-06-02 | 1994-09-20 | Hughes Aircraft Company | System and method for sensing attitude of a spacecraft with equilized star tracker errors along three orthogonal axes |
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FR2748721A1 (fr) * | 1996-05-17 | 1997-11-21 | Matra Marconi Space France | Appareil de reglage de la rotation d'un vaisseau spatial autour d'un axe |
JP3034807B2 (ja) * | 1996-08-30 | 2000-04-17 | 三菱電機株式会社 | 人工衛星の姿勢決定装置 |
GB2318888A (en) * | 1996-10-30 | 1998-05-06 | Motorola Inc | Solar panel mounted sun sensor and three-axis attitude control |
EP0999128A1 (en) * | 1998-11-06 | 2000-05-10 | Société Européenne des Satellites | Method for determining the yaw angle of a satellite |
CN112966211B (zh) * | 2021-02-04 | 2022-03-18 | 上海卫星工程研究所 | 卫星对目标观测下视角计算方法及系统 |
CN113485095B (zh) * | 2021-08-11 | 2022-09-13 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 北斗三号卫星处于地影期时预报姿态的方法 |
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-
1984
- 1984-09-13 JP JP59192252A patent/JPS6171300A/ja active Granted
-
1985
- 1985-06-14 EP EP85304275A patent/EP0174715B1/en not_active Expired - Lifetime
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Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS55164599A (en) * | 1979-06-12 | 1980-12-22 | Mitsubishi Electric Corp | Threeeaxial attitude angle determination system for artificial satellite |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
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