JPS638099A - 人工衛星の姿勢制御装置 - Google Patents
人工衛星の姿勢制御装置Info
- Publication number
- JPS638099A JPS638099A JP61150501A JP15050186A JPS638099A JP S638099 A JPS638099 A JP S638099A JP 61150501 A JP61150501 A JP 61150501A JP 15050186 A JP15050186 A JP 15050186A JP S638099 A JPS638099 A JP S638099A
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- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 23
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 2
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
Landscapes
- 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９例えば人工衛星の姿勢制御装置特にその遷
移軌道三軸制御時の姿勢制御装置に関するものである。
移軌道三軸制御時の姿勢制御装置に関するものである。
−
〔従来の技術〕
第４図は、従来の遷移軌道三軸制御時の人工衛星の姿勢
制御装置のブロック図である。図１ζおいて、（１）は
遷移軌道用２軸太陽センサ、（２ＩＩＩは遷移軌道用地
球センサ、（３）はレートジャイロ、（５）は姿勢制御
電子回路、（６）はスラスタ駆動回路である。
制御装置のブロック図である。図１ζおいて、（１）は
遷移軌道用２軸太陽センサ、（２ＩＩＩは遷移軌道用地
球センサ、（３）はレートジャイロ、（５）は姿勢制御
電子回路、（６）はスラスタ駆動回路である。
矢に第４図を用い動作ｌζついて説明する。遷移軌道用
２軸太陽センサ（１）及び遷移軌道用地球センサ■によ
り、衛星の姿勢誤差角を検出し、レードジャイロ（３）
により、三軸各軸まわりの角速度を検出する。そｎらの
６つの出力信号が姿勢制御電子回路（４）ｆζ入力さｎ
、入力信号に対応したスラスタ駆動信号を出力する。こ
の出力信号がスラスタ駆動回路（６）へ入力されスラス
タを駆動し、衛星の姿勢を安定化させようとするもので
ある。
２軸太陽センサ（１）及び遷移軌道用地球センサ■によ
り、衛星の姿勢誤差角を検出し、レードジャイロ（３）
により、三軸各軸まわりの角速度を検出する。そｎらの
６つの出力信号が姿勢制御電子回路（４）ｆζ入力さｎ
、入力信号に対応したスラスタ駆動信号を出力する。こ
の出力信号がスラスタ駆動回路（６）へ入力されスラス
タを駆動し、衛星の姿勢を安定化させようとするもので
ある。
従来の遷移軌道三軸制御時の姿勢制御装置は以上のよう
に構成されているので、姿勢角誤差検出用のセンサとし
て、遷移軌道用２軸太陽センサ。
に構成されているので、姿勢角誤差検出用のセンサとし
て、遷移軌道用２軸太陽センサ。
遷移軌道用地球センサが必要であり、静止軌道用の姿勢
誤差検出センサとは別に２種類のセンサが必要となる。
誤差検出センサとは別に２種類のセンサが必要となる。
従って１人工衛星の姿勢制御装置の重量が重くなり、さ
らに高価になるという問題点があった。
らに高価になるという問題点があった。
この発明は、かかる問題点を解消Ｔるためになされたも
ので、衛星の三軸の姿勢誤差の検出をジャイロの出力値
を積分する事により得、遷移軌道用の姿勢角検出センサ
として遷移軌道用２軸太陽センサのみで制御する姿勢制
御装置を得ることを目的とする。
ので、衛星の三軸の姿勢誤差の検出をジャイロの出力値
を積分する事により得、遷移軌道用の姿勢角検出センサ
として遷移軌道用２軸太陽センサのみで制御する姿勢制
御装置を得ることを目的とする。
この発明に係る人工衛星の姿勢制御装置は、ジャイロの
出力信号である角速ｉ証ｚａ分すること暑こより衛星の
姿勢誤差角を検出することにより。
出力信号である角速ｉ証ｚａ分すること暑こより衛星の
姿勢誤差角を検出することにより。
遷移軌道用地球センサを搭載しな（さも、姿勢を安定化
できるようにしたものである。
できるようにしたものである。
この発明における人工衛星の姿勢制御装置は。
ジャイロの出力信号を積分し、姿勢誤差角を検出する事
ｌζより遷移軌道用のセンサとして太陽センサのみで制
御を行なう。
ｌζより遷移軌道用のセンサとして太陽センサのみで制
御を行なう。
第１図は、この発明の一実施例を示すブロック図である
。（１１，（３１，＋５１． （６１は、上記従来装置
と全く同一のものである。（２）は静止軌道用地球セン
サ。
。（１１，（３１，＋５１． （６１は、上記従来装置
と全く同一のものである。（２）は静止軌道用地球セン
サ。
（４）は姿勢決定電子回路である。
上記のように構成さｎた姿勢制御装置ｆこおいて遷移軌
道用２軸太陽センサ（１）と、三軸の衛星姿勢角速度誤
差を検出するレートジャイロ（３）と、静止軌道用地球
センサ（２）で検出した信号を入力とし。
道用２軸太陽センサ（１）と、三軸の衛星姿勢角速度誤
差を検出するレートジャイロ（３）と、静止軌道用地球
センサ（２）で検出した信号を入力とし。
レートジャイロのドリフトの推定と、さらにレートジャ
イロの出力信号を積分し姿勢角誤差を出力する機能を有
する姿勢決定電子回路である。この出力信号が姿勢制御
電子回路ａＳに入力され、入力信号Ｃζ対応したスラス
タ駆動回路を出力する。この出力信号がスラスタ駆動回
路（６）へ入力さｎスラスタを駆動し安定化を行なう。
イロの出力信号を積分し姿勢角誤差を出力する機能を有
する姿勢決定電子回路である。この出力信号が姿勢制御
電子回路ａＳに入力され、入力信号Ｃζ対応したスラス
タ駆動回路を出力する。この出力信号がスラスタ駆動回
路（６）へ入力さｎスラスタを駆動し安定化を行なう。
第２図に、この発明を実施した場合の一例として、遷移
軌道でのシーケンスオプイペン）％示Ｔ。
軌道でのシーケンスオプイペン）％示Ｔ。
また、このときのセンサ配置と座標の定義を第３図に示
す。図において、αｎは太陽電池パドル、α沸アンテナ
タワー、α９は衛星本体である。尚、第２゜３図のセン
サ配置は、アボジ点でのローヤルタイムが１２：００の
場合の実施例である。
す。図において、αｎは太陽電池パドル、α沸アンテナ
タワー、α９は衛星本体である。尚、第２゜３図のセン
サ配置は、アボジ点でのローヤルタイムが１２：００の
場合の実施例である。
第２図の流れ図に従い説明する。ロケット／衛星の分離
（７）後、レートダンピング（８）を行ない衛星の侵勢
角速度を減衰させる。欠に、遷移軌道用２軸太陽センサ
（１）経より、太陽捕捉（９）を行ない捕捉後、静止用
地球センサ（２１により、地球捕捉αＧへ移行する。こ
の時、遷移軌道用２軸太陽センサ（１）は太陽をセンサ
視野内に捕えておく事とする。従って衛星（ゴ、三輪姿
勢を保つことが可能となる。そこで、ジャイロの較正α
υを行ない、ジャイロドリフトの推定を行う。次に、地
球捕捉を解除しＡＫＦ（アポジエンジン吹射〕マヌーバ
の７．：メＡＫＦ姿勢移行α３ｊ行ない、ＡＫＦ（１３
を行なう。このとき姿勢角は、ジャイロの出力値である
角速度を積分し用いる。ＡＺＦ終了後、再び太陽捕捉Ｉ
を行ない、さらに地球捕捉α５を行ない定常モードｔ１
ｅへ移行する。
（７）後、レートダンピング（８）を行ない衛星の侵勢
角速度を減衰させる。欠に、遷移軌道用２軸太陽センサ
（１）経より、太陽捕捉（９）を行ない捕捉後、静止用
地球センサ（２１により、地球捕捉αＧへ移行する。こ
の時、遷移軌道用２軸太陽センサ（１）は太陽をセンサ
視野内に捕えておく事とする。従って衛星（ゴ、三輪姿
勢を保つことが可能となる。そこで、ジャイロの較正α
υを行ない、ジャイロドリフトの推定を行う。次に、地
球捕捉を解除しＡＫＦ（アポジエンジン吹射〕マヌーバ
の７．：メＡＫＦ姿勢移行α３ｊ行ない、ＡＫＦ（１３
を行なう。このとき姿勢角は、ジャイロの出力値である
角速度を積分し用いる。ＡＺＦ終了後、再び太陽捕捉Ｉ
を行ない、さらに地球捕捉α５を行ない定常モードｔ１
ｅへ移行する。
上記のように、ジャイロの較正を行なった後。
ジャイロ出力信号ｔａ分し姿勢角信号とし用いることに
より、遷移軌道用地球センサが不要となることがわかる
。
より、遷移軌道用地球センサが不要となることがわかる
。
この発明は以上説明した通り、ジャイロ出力信号を較正
した後に、その出力信号を積分し検勢角信号として用い
ること薔ζより、遷移軌道用地球センサを搭載しなくて
良くなり、姿勢制御重量が軽く、また安価になるという
効果がある。
した後に、その出力信号を積分し検勢角信号として用い
ること薔ζより、遷移軌道用地球センサを搭載しなくて
良くなり、姿勢制御重量が軽く、また安価になるという
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
図はこの発明の一実施例を示す１ｔｉ１１仰モードの遷
移図、第３図（；この発明の一実施例を示すセンサ配置
図、第４図はに米の遷移軌道での姿勢制御装置を示すブ
ロック図である。 図において、（１）は遷移軌道用２軸太陽センサ。 （２）は静止軌道用地球センサ、（３）はレートジャイ
ロ１（４）は姿勢決定電子回路、（５１は姿勢制御電子
回路。 （６）はスラスタ駆動回路である。 なお、各図中同一符号は同一または相当部分を示す。
図はこの発明の一実施例を示す１ｔｉ１１仰モードの遷
移図、第３図（；この発明の一実施例を示すセンサ配置
図、第４図はに米の遷移軌道での姿勢制御装置を示すブ
ロック図である。 図において、（１）は遷移軌道用２軸太陽センサ。 （２）は静止軌道用地球センサ、（３）はレートジャイ
ロ１（４）は姿勢決定電子回路、（５１は姿勢制御電子
回路。 （６）はスラスタ駆動回路である。 なお、各図中同一符号は同一または相当部分を示す。
Claims (1)
- 遷移軌道において、太陽光線の入射方向より、衛星の２
軸まわりの姿勢角を検出する遷移軌道用２軸太陽センサ
と、静止軌道において地球の位置から衛星の姿勢角を検
出する静止軌道用地球センサと、衛星の姿勢角速度を検
出するレートジャイロと、このレートジャイロの出力と
前記遷移軌道用２軸太陽センサの出力と前記静止軌道用
地球センサの出力を入力し、レートジャイロのドリフト
の推定およびレートジャイロの出力信号を積分し姿勢角
誤差信号を出力する機能を有する姿勢決定電子回路と、
この姿勢決定電子回路の出力を入力し、その入力信号に
対応したスラスタ駆動信号を出力する姿勢制御電子回路
と、この姿勢制御電子回路の出力信号を入力し、スラス
タを駆動するスラスタ駆動回路とを具備したことを特徴
とする人工衛星の姿勢制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61150501A JPS638099A (ja) | 1986-06-26 | 1986-06-26 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61150501A JPS638099A (ja) | 1986-06-26 | 1986-06-26 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS638099A true JPS638099A (ja) | 1988-01-13 |
Family
ID=15498240
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61150501A Pending JPS638099A (ja) | 1986-06-26 | 1986-06-26 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS638099A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0328714A (ja) * | 1989-02-13 | 1991-02-06 | Hughes Aircraft Co | 走査型センサ用測定および制御システム |
| JPH0612124A (ja) * | 1992-03-12 | 1994-01-21 | Deutsche Aerospace Ag | 検査系を備えた軌道と姿勢の制御系 |
-
1986
- 1986-06-26 JP JP61150501A patent/JPS638099A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0328714A (ja) * | 1989-02-13 | 1991-02-06 | Hughes Aircraft Co | 走査型センサ用測定および制御システム |
| JPH0612124A (ja) * | 1992-03-12 | 1994-01-21 | Deutsche Aerospace Ag | 検査系を備えた軌道と姿勢の制御系 |
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