JPS6357398A - 人工衛星の姿勢軌道制御装置 - 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】 〔産業上の利用分野〕 この発明は地球センサの検出する地球を基準に人工ｍ星
に推力を発生するスラスタを噴射し人工衛星の姿勢軌道
を保持する人工衛星の姿勢軌道制御装置に関するもので
ある。

〔従来の技術〕

第６図は従来の姿勢軌道制御装置の説明図である。図に
おいて、（１）は地球センサ、（２）は光学７、（３）
は波形微分回路、（４）は基準パルス発生器、（５）は
地球巾検出器、（６）はアンテナ、（７）は送受信機、
（８）は噴射時間巾レジスタ、（９１１よ噴射回数レジ
スタ、ａ■は遅れ時間レジスタ、（１１）はタイマ、（
１２）はラッチングバルブ、（１３）はタンク、（１４
）は加圧ガス、（１５）ば推薬、（１６）は配管、（１
７）はスラスタ、Ｔは基準タイミングパルス（以下基準
パルス）である。

従来の人工衛星の姿勢軌道制御装置は上記の様に構成さ
れ、図示してない天体（ここでは地球）を検出する地球
センサ（１）はその光学部（２）で地球のヘリ　（地球
は球型で巾を有するのでこれをスキャンした時には２つ
のへり：前線、後縁、に掛けろ）を検出しその検出信号
を波型微分回路（３）を用いて波型整形して地球センサ
（１）が地球のへりを感応した時の基準パルスＴ（但し
、前縁と後縁の２ケ所で生成する）を生成し姿勢軌道制
御の基準となし、更にこの２ゲ所で生成する２つのパル
スの間隔から地球巾検出器（５）は地球中Ｗを検出し１
．センサ（１）が地球のどの辺をスキャンしているかを
モニタする（地球中Ｗは極近傍で狭く赤道近傍で広い）
、よって、人工ｖｆＩ星のアンテナ（６）を経由して姿
勢・軌道制御の為のスラスタ（１７）の噴射時間巾、噴
射回数、基準パルスＴからの噴射開始時ムシの遅れ時間
（以下遅れ時間）の各コマンドを送受信機（７）で受信
するとともに各々噴射時間巾レジスタ（８）、噴射回数
レジスタ（９）、遅れ時間レジスタ０■に格納し次いで
噴射開始のコマンドが同様にアンテナ（６）を経由して
入力したら、送受信機（７）は基準パルス発生器（４）
で生成した基準パルスＴを起点にタイマ（１１）を動作
せしめ、遅れ時間レジスタαＯ）の遅ね時間即ち噴射開
始タイミングに至ったら、噴射時間巾レジスタ（８）の
噴射時間巾だけラッチングバルブ（推薬弁）　（１２）
を開はタンク内（１３）内の加圧ガス（１４）により加
圧された准薬（１５）をライン（１６）を経由してスラ
スタ（１７）に供給し人工衛星に推力を発生すると言う
（基準パルスＴを得てからスラスタ（１７）を噴射する
）一連の動作を噴射回数レジスタ（９）の噴射回数くり
返し人工衛星の姿勢軌道を制御する。　　〔発明が解決
しようとする問題点〕上記の様に従来の姿勢・軌道制御
装置は地球センサの基準パルス発生器で生成した基準パ
ルスを起点にしたスラスタ噴射方向迄の遅れ時間、噴射
時間巾、噴射回数のコマンドに従いスラスタを噴射し所
期のとおりに人工衛星の姿勢軌道を制御していたが、基
準パルスは地球センサの光学部への入力波形の微分をと
って成形して得る一方で波形微分回路の出力１よ入力す
る地球中Ｗの広狭（即ち、高度が低いと広く、高度が高
いと狭く、姿勢が極方向を指向していると狭く、赤道方
向を指向していると広い）により遅延時間が変わる（数
１０す２ノーセカンド（ｎｓ））。一方で制御タイミン
グ単位は２〜３ｎｓであるので結果的に微分回路の出力
で作成する基準パルスは人工衛星の姿勢軌道の制御に伴
い必然的に変動し制御量の５〜１０％の制御誤差が発生
するので所期の姿勢軌道を達成する為には再制御、再々
制御を必要とする等の問題がある。

この発明は係る問題を解決する為になされたもので、地
球センサの検出する地球中の変化に対して伊一定の基準
パルスを生成することでスラスタ噴射開始クィミンゲ変
勅による制御誤差の発生を防止する姿勢軌道制御装置を
得ることを目的とする。

τ問題点を解決するための手段〕 この発明に係る姿勢軌道制御装置では姿勢軌道の制御開
始タイミングは地球センサの出力する基準パルスからの
遅れ時間で与えられるので地球ＩＪ（ζ応じて変わる基
準パルスの時間変動量でスラスタ噴射開始の遅延時間を
補正する遅れ補償器を備えることで姿勢軌道状態に係わ
らず一定した基準パルスを生成する。

〔作　用〕

この発明に於ては従来人工衛星の姿勢決定（地上の制御
局で行う）にのみ用いていた地球中を用いて人工衛星上
でスラスタ噴射の為の基準タイミングの変動を補正する
ので連続的に数百〜数千回噴射する姿勢軌道制御を高精
度に実施でき、従来制御後の誤差修正に必要とされた再
制御や再々制御を不用とする。

〔実施例〕 第１図はこの発明の一実施例を示す図であり、（１）〜
（１７）は上記従来の姿勢軌道制御装置と全く同一のも
のであり、（１８）は遅れ補正レジスタ、（１９）は遅
れ補償回路である。

第１図に示す姿勢軌道制御装置は人工衛星の姿勢軌道を
制御するに際してアンテナ（６）を経由して送受信機（
７）で受信した噴射時間巾、噴射回数、遅れ時間、の各
コマンドを噴射時間巾しり・スタ（８）、噴射回数レジ
スタ（９）、遅れ時間レジスタ００）に各々格納し、時
間にアンテナ（６）を経由してスラスタの噴射開始のコ
マンドが送受信機（７）に入力したら遅れ補償回路（１
９）は基準パルス発生器（４）で生成する基準パルスＴ
の変動を補正する代わりに遅れ時間レジスタ（１１）に
ストアされた噴射開始の遅れ時間を（遅れ補正レジスタ
（１８）に人工衛星打上げ前にあらかじめ記録しておい
た地球中対応の基準パルスの変動時間を用いて）軌道上
で時々刻々変わる地球中Ｗ（地球センサ（１）の光学部
（２）で実際に地球のへりに感応した出力を波形微分回
路（３）で整形し地球巾検出器（５）で生成した出力）
に対応して補正するので、上記レジスタｆ８］　（９１
Ｑｆ）で記憶された遅れ時間、噴射時間巾、噴射回数を
カウントするタイマ（１１）は基準タイミングパルスＴ
を起点にこの補正された遅延時間のカウントアツプの度
毎にラッチングバルブ（１２）を噴射時間巾の間開きタ
ンク（１３）内の加圧ガス（１４）で加圧された推薬（
１５）を配管（１６）を経てスラスタ（１７）に供給し
人工衛星に推力を発生し遂には噴射回数ぶんのスラスタ
（１７）の噴射を完了する。ここで遅れ補正レジスタ（
１８）は例丸ば静止軌道投入用の遷移軌道では地球中Ｗ
は０〜１６°迄変わりこれに対応する基準パルス変動は
θ〜４ナノ秒（，５）程度であるので、数十ワードで十
分であり、数十グラムのレジスタやメモリの重量増加で
良い。

第２図は地球センサによる地球の検出を説明する図であ
り１図において（１）は地球センサ、（２０）はスキャ
ン方向、Ｅは地球、Ｓはスキャン巾、Ｗは地球中である
。

第２図に示す地球センサは（例えば、静止衛星では軌道
上からの地球の視半径が８°の為０．２゜の視角の赤外
センサを備えた光学部をスキャン方向（２０）沿いに回
転せしめて２０’度を有するスキャン巾Ｓで地球Ｅをス
キャンするので）絶対零度で赤外輻射の無い宇宙空間を
スキャンした後に赤外輻射する地球をスキャンするため
地球の前縁から後縁迄の巾即ち地球中Ｗを検出する。

第３図は地球センサの生成する信号を説明する図であり
図において、（２０）はスキャン方向、（２］）は赤外
センサの視角、（２２）は微分遅れ、Ｅは地球、Ｒは赤
外センサを具備した光学部（以下光学部）出力、Ｄは波
形微分回路出力、Ｔは基準パルス、Ｗは地球中である。

第３図に示す地球センサの生成する信号は赤外センサの
視角（２１）で地球Ｅの赤道近傍をスキャン方向（２０
）沿いにスキャンすると地球Ｅからは赤外利得が得られ
るので光学部出力波Ｒは地球の前縁で立上り後縁で立下
る台形波となり、この地球Ｅの前縁や後縁を強調させる
為に波形微分回路を通すので光学部出力Ｒに比較して数
ｎｓの微分遅れ（２２）を有する微分波形出力［）ｊｅ
得るのでこの微分波形出力りをスレシホルド以上７以下
で判定しパルス波形に変換すると地球Ｅの前縁と後縁近
傍で２つの基準パルスＴが与えられこの２つの基準パル
スＴの間隔が地球中Ｗとる。

ここで電気Ｉ管理論より微分回路は遅れ時間を有するこ
とが自明であり、又地球センサの光学部が地球をスキャ
ンする場合赤道近傍（地球中Ｗが広い）では地球Ｅの前
縁（よスキャン方向（２０）に対して垂直である一方極
近傍（地球中Ｗが狭い）では地球の前縁はスキャン方向
に対し傾斜しているので、極近傍（をスキャンする時の
地球の前縁及び後縁）におけろ地球センサの光学部出力
Ｒの立上り及び立下り波形スロープは赤道近傍に於る出
力のスロープより大巾にゆるやかである為に極近傍で得
る微分波形出力りの微分遅れ（２２）は赤道近傍で得る
微分遅れ（２２）よりはるかに大きくなる、即ち微分遅
れ（２２）は地球中Ｗの関数となる。

第４図は波形微分回路の遅延特性を示す図であり、地球
中Ｗに対応して微分遅れ（２２）は−意に決まる事が分
かるので地球中Ｗを用いて基準パルスＴを起点にした制
ｖＩＤ開始タイミング（−最的に経過時間で与文る）に
関（７、微分遅れ（２２）の影響を補正できろ。

第５図はスピン′ｉ！＃１星の姿勢制御を説明する図で
あり、図において、（１）は地球センサ、（Ｉ７）はス
ラスタ、（２３）はスピン方向、Ｅは地球、■は初期ス
ピン軸姿勢、Ｆｌは目標スピン軸姿勢、Ｅｌはスピン衛
星−地球Ｅベクトル、τ（よ遅れ時間、Ｄ（よ黴分遅れ
、Ｆ２は制御後の姿勢、Ｆ１２は地球センサ（１）が地
球Ｅを指向する位置、Ｆ１２は目標スピン軸Ｆ１方向を
地球センサ（１）が指向する位置である。

第５図に示すスピン衛星の姿勢制御に関して（よ動力学
上良く知られるラムライン法で行う為に地球センサ（１
）及びスラスタ（１７）を互いに９０°バイアスして取
付ける（スピン衛星ではスラスタを噴射するとジャイロ
効果に依り９０°位相の離れた方向に姿勢が動く）ので
地球Ｅを基準に初期スピン軸姿勢Ｉを目標スピン軸姿勢
Ｆ１に変える場合には、目標スピン軸姿勢Ｆ１の方向を
地球センサ（１）が指向する位置Ｆ１２でスラスタ（１
７）を噴射すると良い、即ち地球センサ（１）がスピン
衛星−地球ＥベクトルＥ１を指向する位置Ｅ１２から遅
れ時間τだけほれた位置（地球センサ（１）が目標スピ
ン軸Ｆ１の方向を指向する位置Ｆ１２）に至ったらスラ
スタ（１７）を噴射する事と等価である、ここで地球セ
ンサ（１）が地球Ｅを指向する位置Ｅ１２に於て得る基
準パルスＴに微分遅れＤがある場合はこの微分遅れＤの
為に目標とするスピン軸姿勢Ｆ１を得る為の制御を実施
しても実際は制御後の姿勢Ｆ２を得てしまうので基準パ
ルスＴを起点とする噴射開始迄の遅れ時間τを微分遅れ
Ｄで補正（加えるもしくは差引く）すると相対的に基準
パルスＴの変動は消滅し目標スピン軸Ｆ】は達成される
。

なお、上記の実施例では地球センサの検出する基準パル
スの微分遅れを地球巾の変動の点から補正したが人工衛
星は日陰軌道と日照軌道上を飛行し地球センサは宇宙空
間に露出しているので温度的には数十度も変動し、かつ
微分回路の周波数特性も温度特性を有するので地球セン
サに具備した温度センサ出力も用いて微分遅れを補正す
ればなお一層の効果を有する。

〔発明の効果〕

この発明は以上説明したとおり地球センサで検出する地
球巾の変化に起因する基準パルスの微分遅れを人工衛星
上で補正するので、従来の人工衛星の場合の様に制御の
度毎に地上の管制局で姿勢を決定し、しかる後に再制御
、再々制御を処す無駄を省くとともに人工衛星上限られ
た重量しか搭載し得ない推薬ロスを抑える等の大巾な改
善効果を可能とするものである。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明の一実施例を示す図、第２図は地球セ
ンサによる地球の検出を説明するための図、第３図は地
球センサの生成する信号を説明するための図、第４図は
波形微分回路の遅延特性を示す図、第５図はスピン衛星
の姿勢制御を説明するための図、第６図は従来の姿勢軌
道割部装置を示す図である。 図中（１）は地球センサ、（２）は光学部、（３）波形
微分回路、（４）は基準パルス発生器、（５）は地球巾
検出器、（６）はアンテナ、（７）は送受信機、（８）
は噴射時間巾し・ジスク、（９）は噴射回数レジスフ、
０■は遅延時間レジスタ、（１１）はタイマ、（１２１
はラッチングバルブ、（１３）はタンク、（１４）は加
圧ガス、（１５）は推薬、（１６）は配管、（１７）は
スラスタ、（１８）は遅れ補正しジスタ、（１９）ｉよ
遅れ補償回路である。 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　雄第１図 １：毘球゛１！し寸 ３：ｉ形黴ｊｌｒ同將 ４二基準バ、【＝鳳、ｍ ５池球軸＃、諾 １４：Ｍ＋ｈ檜償四將 ＠２　図　　、 第３図 第４図 工屯珠輻Ｗ 第５図 〜 第６図

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 地球センサと、この地球センサが地球を走査して得られ
   る地球センサ出力から基準タイミングパルスを生成する
   基準パルス発生器と、この基準タイミングパルスから地
   球巾を検出する地球巾検出器と、人工衛星に推力を発生
   し人工衛星の姿勢軌道を制御するスラスタと、このスラ
   スタの噴射時間巾と噴射回数と上記の基準タイミングパ
   ルスを起点にしてスラスタの噴射方向を与える噴射迄の
   遅れ時間のコマンドを各々記憶する噴射時間巾レジスタ
   と噴射回数レジスタおよび遅れ時間レジスタと、これら
   のレジスタに記憶された遅れ時間と噴射時間巾と噴射回
   数とをカウントするタイマと、このタイマにより噴射回
   数だけ噴射開始迄の遅れ時間を計時の後に噴射時間巾の
   間スラスタを噴射せしめるバルブドライバと、このスラ
   スタの噴射開始迄の遅れ時間を上記の地球巾に応じて補
   正する遅延補償回路を備えたことを特徴とする人工衛星
   の姿勢軌道制御装置。