JPS62125998A - 宇宙飛翔体の姿勢制御方式 - Google Patents
宇宙飛翔体の姿勢制御方式Info
- Publication number
- JPS62125998A JPS62125998A JP60266447A JP26644785A JPS62125998A JP S62125998 A JPS62125998 A JP S62125998A JP 60266447 A JP60266447 A JP 60266447A JP 26644785 A JP26644785 A JP 26644785A JP S62125998 A JPS62125998 A JP S62125998A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- attitude
- signal
- control
- error compensation
- feedback signal
- 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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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (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】
〔産業上の利用分野〕
この発明は宇宙飛翔体の姿勢制御方式に関するものであ
る。
る。
以下、１軸まわりの姿勢制御系を例にとり説明する。
第３図は従来の宇宙飛翔体の姿勢制御方式を示すブロッ
ク図であり９図において＋１＋は姿勢センサ。
ク図であり９図において＋１＋は姿勢センサ。
（２）はこの姿勢センサの出力信号を入力して、閉ルー
プ制御信号を発生するための閉ループ制御信号発生部、
（３）はこの閉ループ制御信号により駆動されるホイー
ル駆動回路及びホイール、（４）はホイールの速度信号
を入力しその角運動量が外乱トルクにより次第に増加す
るのを抑え、あらかじめ設定した範囲内にはいるように
制御するための角運動量制御部、（５）は衛星ダイナミ
クスである。衛星ダイナミクス（５）への入力である作
用トルク（６）は、外乱トルク（７）と制御トルク（８
）の和となっている。−力制御トルク（８）は角運動量
制御部（４）の出力である夕を力制御トルク（９１とホ
イール駆動回路及びホイール（３）の出力である内力制
御トルクα１の和となっている。
プ制御信号を発生するための閉ループ制御信号発生部、
（３）はこの閉ループ制御信号により駆動されるホイー
ル駆動回路及びホイール、（４）はホイールの速度信号
を入力しその角運動量が外乱トルクにより次第に増加す
るのを抑え、あらかじめ設定した範囲内にはいるように
制御するための角運動量制御部、（５）は衛星ダイナミ
クスである。衛星ダイナミクス（５）への入力である作
用トルク（６）は、外乱トルク（７）と制御トルク（８
）の和となっている。−力制御トルク（８）は角運動量
制御部（４）の出力である夕を力制御トルク（９１とホ
イール駆動回路及びホイール（３）の出力である内力制
御トルクα１の和となっている。
閉ループの姿勢制御系は上記作用トルク（６）が衛星ダ
イナミクス（５）を通じて発生する衛星の姿勢角を姿勢
センサｆｉｌで検出し、その出力信号をもとに姿勢誤差
が小さくなるように、閉ループ制御信号発生部（２）で
制御信号を発生する。ホイール駆動回路及びホイール（
３）はこの信号をもとにホイールによる内力制御トルク
ＯＱを発生し、姿勢誤差が小さくなるように作用トルク
（６）を調整する。閉ループ制御系からみると、外乱ト
ルク（７）と外力制御トルク（９１は、同じ作用を与え
ている。このため姿勢誤差という観点からみた実効的な
外乱トルクは外乱トルク（７）と外力制御トルク（９）
の和で与えられる。
イナミクス（５）を通じて発生する衛星の姿勢角を姿勢
センサｆｉｌで検出し、その出力信号をもとに姿勢誤差
が小さくなるように、閉ループ制御信号発生部（２）で
制御信号を発生する。ホイール駆動回路及びホイール（
３）はこの信号をもとにホイールによる内力制御トルク
ＯＱを発生し、姿勢誤差が小さくなるように作用トルク
（６）を調整する。閉ループ制御系からみると、外乱ト
ルク（７）と外力制御トルク（９１は、同じ作用を与え
ている。このため姿勢誤差という観点からみた実効的な
外乱トルクは外乱トルク（７）と外力制御トルク（９）
の和で与えられる。
〔発明が解決しようとする問題点〕
上記のような従来の姿勢制御方式では、外力制御トルク
（９）が外乱トルク（７）を完全に打ち消すように作用
しないと、実効的な外乱トルクを小さくすることか出来
ない。
（９）が外乱トルク（７）を完全に打ち消すように作用
しないと、実効的な外乱トルクを小さくすることか出来
ない。
ところが角運動量制御部では９通常、任意の衛星の軌道
位置で任意の方向に外力制御トルクを発生することが出
来ない場合がある。例えば外力アクチュエータとして凪
気コイルを使用する場合。
位置で任意の方向に外力制御トルクを発生することが出
来ない場合がある。例えば外力アクチュエータとして凪
気コイルを使用する場合。
地研場との相互関係で発生できるトルクの方向がきまっ
てしまう。このため、角運動量制御部では。
てしまう。このため、角運動量制御部では。
瞬時、瞬時の外乱トルクを完全に打ち消すのではなく、
軌道１周で考えて外乱トルクを除去するような方法が使
用されることが多い。このような角運動量制御系の制約
がある場合の、外乱トルクと姿勢誤差の関係を示したも
のが第４図である。ここでは、外乱トルクは軌道１周に
わたり一定で。
軌道１周で考えて外乱トルクを除去するような方法が使
用されることが多い。このような角運動量制御系の制約
がある場合の、外乱トルクと姿勢誤差の関係を示したも
のが第４図である。ここでは、外乱トルクは軌道１周に
わたり一定で。
角運動量制御系は軌道１周あたり２ケ所ある時間Ｔだけ
制御するものとしている。図かられかるように外乱トル
クと角運動量制御部の外力制御トルクの和である実効的
な外乱トルクは軌道１周で考えるとその積分値は０とな
っているが、瞬時、瞬時の値は０とはならない。このた
め、衛星はこの実効的な外乱トルクに応じた姿勢誤差を
発生する。
制御するものとしている。図かられかるように外乱トル
クと角運動量制御部の外力制御トルクの和である実効的
な外乱トルクは軌道１周で考えるとその積分値は０とな
っているが、瞬時、瞬時の値は０とはならない。このた
め、衛星はこの実効的な外乱トルクに応じた姿勢誤差を
発生する。
この実効的な外乱トルクのピーク値は、＄４図に示した
ように角運動量制御を軌道全周で実施できない場合は９
通常もとの外乱トルクと同等もしくはそれ以上となる。
ように角運動量制御を軌道全周で実施できない場合は９
通常もとの外乱トルクと同等もしくはそれ以上となる。
このため従来の姿勢制御系ではもとの外乱トルクが大き
くなるとそれに伴い姿勢誤差が大きくなるという問題点
があった。
くなるとそれに伴い姿勢誤差が大きくなるという問題点
があった。
この発明はこのような問題点を解消するためになされた
もので、大きな外乱トルクに対しても高精度の姿勢制御
を達成できる姿勢制御精度を得ることを目的とするもの
である。
もので、大きな外乱トルクに対しても高精度の姿勢制御
を達成できる姿勢制御精度を得ることを目的とするもの
である。
この発明に係る姿勢制御方式は、閉ループ制御信号発生
部へのフィードバック信号を記憶するためのフィードバ
ック信号記憶部と、その記憶データをもとに姿勢誤差補
償コマンドを決定するための姿勢誤差補償コマンド決定
部と、この姿勢誤差補償コマンド決定部の出力である姿
勢誤差補償コマンド信号と姿勢センサ出力信号とを加算
するための加算器を設けたものである。
部へのフィードバック信号を記憶するためのフィードバ
ック信号記憶部と、その記憶データをもとに姿勢誤差補
償コマンドを決定するための姿勢誤差補償コマンド決定
部と、この姿勢誤差補償コマンド決定部の出力である姿
勢誤差補償コマンド信号と姿勢センサ出力信号とを加算
するための加算器を設けたものである。
この発明においては、閉ループ制御信号発生部への入力
であるフィードバック信号をフィードバック信号記憶部
で記憶し、その記憶したデータをもとに姿勢誤差が小さ
くなるように姿勢誤差補償コマンドを決定し、そのコマ
ンド信号を姿勢センサ出力信号に加算することで姿勢制
御精度を向上させるようにした。
であるフィードバック信号をフィードバック信号記憶部
で記憶し、その記憶したデータをもとに姿勢誤差が小さ
くなるように姿勢誤差補償コマンドを決定し、そのコマ
ンド信号を姿勢センサ出力信号に加算することで姿勢制
御精度を向上させるようにした。
第１図は、この発明による姿勢制御方式の一実施例を示
すブロック図であり９図中（１）〜ａ〔は従来の姿勢制
御方式と全く同一のものである。この発明で新規追加さ
れるのは、フィードバック信号記憶部（Ｉｌｌと、姿勢
誤差補償コマンド決定部α２と、加算器α３である。フ
ィードバック信号記憶部σＤは閉ループ制御信号発生部
（２）への入力であるフィードバック信号を記憶するた
めのものであり、姿勢誤差補償コマンド決定部α２では
このフィードバック信号の記憶データをもとに姿勢誤差
補償コマンドを決定する。加算器αｊは姿勢センサ出力
信号に姿勢誤差補償コマンドを加算し閉ループ制御信号
発生部（２）への入力信号であるフィードバック信号と
する。ここで姿勢誤差を打ち消すように姿勢誤差補償コ
マンドを決定すると姿勢制御精度が向上する。
すブロック図であり９図中（１）〜ａ〔は従来の姿勢制
御方式と全く同一のものである。この発明で新規追加さ
れるのは、フィードバック信号記憶部（Ｉｌｌと、姿勢
誤差補償コマンド決定部α２と、加算器α３である。フ
ィードバック信号記憶部σＤは閉ループ制御信号発生部
（２）への入力であるフィードバック信号を記憶するた
めのものであり、姿勢誤差補償コマンド決定部α２では
このフィードバック信号の記憶データをもとに姿勢誤差
補償コマンドを決定する。加算器αｊは姿勢センサ出力
信号に姿勢誤差補償コマンドを加算し閉ループ制御信号
発生部（２）への入力信号であるフィードバック信号と
する。ここで姿勢誤差を打ち消すように姿勢誤差補償コ
マンドを決定すると姿勢制御精度が向上する。
さて１次に上記姿勢誤差補償コマンドをどのようにして
決定するかが問題であるが、その前に外乱トルク、姿勢
誤差等の性質について簡単に述べることにする。
決定するかが問題であるが、その前に外乱トルク、姿勢
誤差等の性質について簡単に述べることにする。
衛星に作用する外乱トルクは、太陽輻射圧、空気抗力９
重力傾度、残留磁気等によって発生するが通常周期性を
もっていることが多い。この外乱トルクの周期のうち通
常支配的なものは軌道周期である。このためある軌道位
置における外乱トルクと次の周の同じ軌道位置における
外乱トルクはほぼ等しいと考えてよい。外乱トルクの１
周の波形が次の周の波形と等しければそれに伴う実効的
な外乱トルクの波形もほぼ等しくなると考えてよい。
重力傾度、残留磁気等によって発生するが通常周期性を
もっていることが多い。この外乱トルクの周期のうち通
常支配的なものは軌道周期である。このためある軌道位
置における外乱トルクと次の周の同じ軌道位置における
外乱トルクはほぼ等しいと考えてよい。外乱トルクの１
周の波形が次の周の波形と等しければそれに伴う実効的
な外乱トルクの波形もほぼ等しくなると考えてよい。
実効的な外乱トルクが等しいときは、閉ループ制御信号
発生部（２）への入力であるフィードバック信号は等し
くなる。一方フイードバック信号は姿勢誤差補償コマン
ドと姿勢センサ出力信号の和となっているから、姿勢誤
差補償コマンドをフィードバック信号と等しくなるよう
に選べば姿勢センサ出力信号な０とすることができる。
発生部（２）への入力であるフィードバック信号は等し
くなる。一方フイードバック信号は姿勢誤差補償コマン
ドと姿勢センサ出力信号の和となっているから、姿勢誤
差補償コマンドをフィードバック信号と等しくなるよう
に選べば姿勢センサ出力信号な０とすることができる。
既に述べたように外乱トルクは周期性をもっているため
、その外乱トルクによってきまるフィードバック信号も
周期性をもっている。そこでフィードバック信号を記憶
し１周前のフィードバック信号を姿勢誤差補償コマンド
とすると姿勢センサの出力信号はほぼＯとすることがで
き、これにより姿勢制御精度を向上させることができる
。
、その外乱トルクによってきまるフィードバック信号も
周期性をもっている。そこでフィードバック信号を記憶
し１周前のフィードバック信号を姿勢誤差補償コマンド
とすると姿勢センサの出力信号はほぼＯとすることがで
き、これにより姿勢制御精度を向上させることができる
。
第２図にこの発明を適用した場合の姿勢誤差補償コマン
ド、フィードバック信号、姿勢誤差等の応答波形を示す
。図中、外乱トルク、角運動量制御部外力制御トルク、
実効的な外乱トルク、ホイール速度は第４図と同じであ
る。
ド、フィードバック信号、姿勢誤差等の応答波形を示す
。図中、外乱トルク、角運動量制御部外力制御トルク、
実効的な外乱トルク、ホイール速度は第４図と同じであ
る。
姿勢誤差補償コマンドは、１周前のフィードバック信号
から決定したものである。図かられかるように姿勢誤差
補償コマンドはフィードバック信号とほぼ等しくなって
いるため、姿勢センサ出力信号はほぼＯとなり、姿勢誤
差は第２図に示したように、第４図の場合に比べて格段
に小さくなる。
から決定したものである。図かられかるように姿勢誤差
補償コマンドはフィードバック信号とほぼ等しくなって
いるため、姿勢センサ出力信号はほぼＯとなり、姿勢誤
差は第２図に示したように、第４図の場合に比べて格段
に小さくなる。
なお、ここでは姿勢誤差補償コマンド決定部συの機能
としてフィードバック信号データを軌道１周にわたり蓄
積し１時々刻々データを更新してゆく方法を考えたが、
この他にその変化パターンをフーリエ級数展開し、その
係数と微係数を推定して軌道周回での変化分まで推定す
る方法等も適用できるのはいうまでもない。
としてフィードバック信号データを軌道１周にわたり蓄
積し１時々刻々データを更新してゆく方法を考えたが、
この他にその変化パターンをフーリエ級数展開し、その
係数と微係数を推定して軌道周回での変化分まで推定す
る方法等も適用できるのはいうまでもない。
ところで、ここでは１軸まわりのホイールを使用した姿
勢制御方式を例により説明したが、２軸。
勢制御方式を例により説明したが、２軸。
３軸の場合、及びホイール以外のアクチュエータを使っ
た場合等も同様にしてこの発明を適用することができる
。
た場合等も同様にしてこの発明を適用することができる
。
この発明は以上説明したとおり、フィードバック信号記
憶部と、姿勢誤差補償コマンド決定部と。
憶部と、姿勢誤差補償コマンド決定部と。
加算器を設けることで大きな外乱トルクに対しても高精
度の姿勢制御を達成できるという効果がある。
度の姿勢制御を達成できるという効果がある。
第１図はこの発明の一実施例を示すブロック図。
第２図はこの発明を適用した場合の応答波形を示す図、
第３図は従来の姿勢制御方式を示すブロック図、第４図
はその応答波形を示す図である。 図において（１）は姿勢センサ、（２）は閉ループ制御
信号発生部、（３）はホイール駆動回路及びホイール。 ／４）は角運動量制御部、ａｌ）はフィードバック信号
記憶部、 ａ’ａは姿勢誤差補償コマンド決定部、 １
１３は加算器である。 なお、各図中同一符号は同一または相当部分を示す。
第３図は従来の姿勢制御方式を示すブロック図、第４図
はその応答波形を示す図である。 図において（１）は姿勢センサ、（２）は閉ループ制御
信号発生部、（３）はホイール駆動回路及びホイール。 ／４）は角運動量制御部、ａｌ）はフィードバック信号
記憶部、 ａ’ａは姿勢誤差補償コマンド決定部、 １
１３は加算器である。 なお、各図中同一符号は同一または相当部分を示す。
Claims (1)
- 宇宙飛翔体の姿勢を検出する姿勢センサと、この姿勢セ
ンサの出力である姿勢センサ出力信号と姿勢誤差補償コ
マンド信号を加算するための加算器と、上記姿勢誤差補
償コマンド信号を決定するための姿勢誤差補償コマンド
決定部と、このコマンド決定のため必要となるデータを
記憶するためのフイードバツク信号記憶部と、上記加算
器の出力であるフイードバツク信号を入力として、閉ル
ープ制御信号を発生するための閉ループ制御信号発生部
と、この閉ループ制御信号をもとに制御トルクを発生す
る制御トルク発生部とで構成され、宇宙飛翔体の軌道上
でのフイードバツク信号の変化をフイードバツク信号記
憶部で記憶しそのデータをもとに姿勢誤差が小さくなる
ように姿勢誤差補償コマンドを決定することで制御誤差
を改善するようにしたことを特徴とする宇宙飛翔体の姿
勢制御方式。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60266447A JPS62125998A (ja) | 1985-11-27 | 1985-11-27 | 宇宙飛翔体の姿勢制御方式 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60266447A JPS62125998A (ja) | 1985-11-27 | 1985-11-27 | 宇宙飛翔体の姿勢制御方式 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62125998A true JPS62125998A (ja) | 1987-06-08 |
Family
ID=17431060
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60266447A Pending JPS62125998A (ja) | 1985-11-27 | 1985-11-27 | 宇宙飛翔体の姿勢制御方式 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS62125998A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0926066A1 (en) | 1997-12-25 | 1999-06-30 | Nec Corporation | State control device and method for a moving body |
-
1985
- 1985-11-27 JP JP60266447A patent/JPS62125998A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0926066A1 (en) | 1997-12-25 | 1999-06-30 | Nec Corporation | State control device and method for a moving body |
| US6126117A (en) * | 1997-12-25 | 2000-10-03 | Nec Corporation | State control device of moving body and its state control method |
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