WO2018047817A1 - 姿勢制御装置、姿勢制御システム、地上局、人工衛星、姿勢制御方法及びプログラム - Google Patents

姿勢制御装置、姿勢制御システム、地上局、人工衛星、姿勢制御方法及びプログラム Download PDF

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WO2018047817A1
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WO
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gimbal
attitude
angle
angular
artificial satellite
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PCT/JP2017/031955
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Inventor
憲司 北村
岳也 島
克彦 山田
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三菱電機株式会社
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    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
    • B64G1/286—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using control momentum gyroscopes (CMGs)
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
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    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
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    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control

Definitions

  • the present invention relates to an attitude control device, an attitude control system, a ground station, an artificial satellite, an attitude control method, and a program for performing attitude control using a CMG (Control Moment Gyro) mounted on the artificial satellite.
  • CMG Control Moment Gyro
  • an attitude control apparatus using three or more control moment gyros (Control Moment Gyros) is often used.
  • Control Moment Gyros Control Moment Gyros
  • the CMG gimbal angle orbit and the attitude orbit of the artificial satellite are planned in advance, and attitude control is performed based on the plan (for example, Patent Document 1).
  • the gimbal angular trajectory is composed of an acceleration section, a fixed section, and a deceleration section. It is described that the gimbal angle of a certain section is calculated by the computer provided in the artificial satellite performing iterative calculation based on the Newton method so as to satisfy the specified attitude and attitude angular velocity at the specified time.
  • the time at both ends of a certain section of the gimbal angular trajectory (that is, the end time of the acceleration section and the start time of the deceleration section) is the same for all the CMG gimbal angular trajectories.
  • the CMG having a small change amount of the gimbal angle is driven in accordance with the CMG having the maximum change amount of the gimbal angle. May be longer than necessary.
  • the time until the attitude angular velocity of the artificial satellite reaches the maximum value becomes long, leading to an increase in the attitude change time.
  • the gimbal angle of a certain section is calculated by repeated calculation so as to satisfy the specified posture and posture angular velocity at the specified time, but the repeated calculation has a heavy processing load. Therefore, when the gimbal angle orbit is calculated using a computer mounted on an artificial satellite, the time required for convergence of the calculation may be long. In such a case, for example, the earth observation satellite has a problem that the time required for observation of the ground surface is reduced and the number of observations is reduced.
  • the present invention has been made in view of the above circumstances, and an object thereof is to provide an attitude control device that reduces the load on a computer mounted on an artificial satellite and realizes a short-term attitude change.
  • an attitude control apparatus is an attitude control apparatus that performs attitude control of an artificial satellite using a plurality of control moment gyros, and the attitude at the start time and end time of the attitude change of the artificial satellite Acceleration that accelerates the rotation of the satellite by satisfying the boundary condition set by the attitude boundary condition setting unit and the boundary condition setting unit that sets the boundary condition of the angular and attitude angular velocity and demonstrating the driving ability for the control moment gyro gimbal
  • Gimbal angle trajectory of control moment gyro Comprising a Bal angle trajectory calculation unit.
  • position control system which concerns on Embodiment 1 of this invention Conceptual diagram of CMG Example configuration with multiple CMGs on an artificial satellite
  • functional block diagram showing parts related to attitude control of artificial satellites Flow chart showing the gimbal angle trajectory calculation process
  • FIG. 1 A configuration of an attitude control system 1 according to Embodiment 1 of the present invention is shown in FIG.
  • the attitude control system 1 according to the present embodiment includes an artificial satellite 11 and a ground station 21 that communicate with each other wirelessly.
  • the artificial satellite 11 includes a plurality of CMGs (Control Moment Gyros) 111 that are attitude control devices that control the attitude of the artificial satellite, an attitude angle / angular velocity sensor 112 that detects the attitude angle and angular velocity of the artificial satellite 11, and .
  • the artificial satellite 11 includes a satellite processor 113, a satellite memory 114, and a satellite transceiver 115 that transmits and receives information to and from the ground station 21.
  • the ground station 21 includes a ground station processor 213, a ground station memory 214, and a ground station transceiver 215 that transmits and receives information to and from the artificial satellite 11.
  • FIG. 2 is a conceptual diagram of the CMG 111 having a single gimbal axis that is an actuator for attitude control of the artificial satellite 11.
  • the CMG 111 has a spin axis that is a rotation axis of the wheel 1111 that rotates at a high speed, and a gimbal axis that rotates the rotation axis of the wheel 1111.
  • the wheel 1111 has a certain amount of angular momentum around the spin axis by high-speed rotation. By rotating the direction of the angular momentum of the wheel 1111 around the gimbal axis, a large reaction torque acts on the satellite body, and attitude control is performed using this torque.
  • FIG. 3 shows a configuration example when a plurality of CMGs 111 are arranged on the artificial satellite 11. Normally, four or more CMGs 111 are arranged in the artificial satellite 11 as shown in FIG. The attitude control of the artificial satellite 11 is realized by operating these CMGs 111 in a coordinated manner.
  • the arrangement shown in FIG. 3 is called a pyramid arrangement because each CMG 111 is arranged at the bottom of the quadrangular pyramid, and is one of typical arrangement examples of the CMG 111.
  • At least three CMGs are provided.
  • the number of units is not limited to this, and the number of units can be reduced, for example, by using together with another attitude control device. Further, if it is not necessary to control the rotation around one axis, two units can be configured. The present invention is applicable to such a small number of CMG configurations.
  • the attitude angle / angular velocity sensor 112 is a sensor for detecting the attitude angle and the angular velocity of the artificial satellite 11, and is composed of any conventional sensor.
  • the satellite processor 113 is composed of a CPU (Central Processing Unit) or any other arithmetic processing device.
  • the satellite processor 113 reads out and executes a program stored in the satellite memory 114, whereby a gimbal angle orbit recalculation unit 1131, an attitude trajectory calculation unit 1132, an attitude control unit 1133, a steering unit 1134, and a gimbal control unit 1135. It functions as each functional part.
  • the satellite memory 114 includes a nonvolatile or volatile semiconductor memory such as a flash memory, an EPROM, and an EEPROM, and an arbitrary storage device such as a magnetic disk, a flexible disk, an optical disk, a compact disk, a mini disk, and a DVD.
  • a nonvolatile or volatile semiconductor memory such as a flash memory, an EPROM, and an EEPROM
  • an arbitrary storage device such as a magnetic disk, a flexible disk, an optical disk, a compact disk, a mini disk, and a DVD.
  • the satellite memory 114 stores various data calculated and determined by each functional unit of the satellite processor 113. Specifically, the gimbal angle / angular velocity target value calculated and determined by the gimbal trajectory recalculation unit 1131 and the satellite attitude angle / angular velocity target value set by the attitude trajectory calculation unit 1132 are stored. Further, the feedback attitude control torque determined by the attitude control unit 1133, the feedback gimbal angle / angular velocity of each CMG 111 calculated by the steering unit 1134, and the gimbal control torque calculated by the gimbal control unit 1135 are stored.
  • the satellite memory 114 stores the gimbal angular orbit parameters received by the satellite transceiver 115. Further, the satellite memory 114 stores a program executed by the satellite processor 113 for attitude control by the CMG 111.
  • the satellite transceiver 115 transmits the attitude angle / angular velocity measured by the attitude angle / angular velocity sensor 112 and the satellite position / velocity acquired by other sensors of the artificial satellite 11 to the ground station 21, and the gimbal angle from the ground station 21. Control data including trajectory parameters is received.
  • the ground station processor 213 is composed of a CPU (Central Processing Unit) or any other arithmetic processing device.
  • the ground station processor 213 functions as the functional units of the posture boundary condition setting unit 2131 and the gimbal angle trajectory calculation unit 2132 by reading and executing a program stored in the ground station memory 214.
  • the ground station memory 214 includes a nonvolatile or volatile semiconductor memory such as a flash memory, an EPROM, and an EEPROM, and an arbitrary storage device such as a magnetic disk, a flexible disk, an optical disk, a compact disk, a mini disk, and a DVD.
  • a nonvolatile or volatile semiconductor memory such as a flash memory, an EPROM, and an EEPROM
  • an arbitrary storage device such as a magnetic disk, a flexible disk, an optical disk, a compact disk, a mini disk, and a DVD.
  • the ground station memory 214 stores attitude boundary conditions determined by the attitude boundary condition setting unit 2131 of the ground station processor 213 and gimbal angle orbit parameters calculated by the gimbal angle orbit calculation unit 2132. Further, the ground station memory 214 stores a program executed by the ground station processor 213 for calculating the posture boundary condition and calculating the gimbal angle trajectory.
  • the ground station transceiver 215 receives various data including the satellite position, velocity, attitude angle, and angular velocity acquired by the artificial satellite 11 and transmitted by the artificial satellite 11, and the gimbal angular orbit calculated by the gimbal angular orbit calculation unit 2132.
  • Send control data including parameters.
  • FIG. 4 is a functional block diagram showing a part related to the attitude control of the ground station 21
  • FIG. 5 is a functional block diagram showing a part related to the attitude control of the artificial satellite 11.
  • the ground station transceiver 215 receives the position / velocity / attitude angle / attitude angular velocity of the artificial satellite 11 from the artificial satellite 11.
  • the attitude boundary condition setting unit 2131 of the ground station processor 213 ends the attitude change start time and attitude change based on the position / velocity / attitude angle / attitude angular velocity information received by the ground station transceiver 215. Boundary conditions for the attitude angle / angular velocity of the artificial satellite 11 at the end time are set.
  • the gimbal angle orbit calculation unit 2132 of the ground station 21 calculates a gimbal angle orbit for satisfying the boundary condition calculated by the posture boundary condition setting unit 2131 and changing the posture in a short time, and expresses the gimbal angle orbit. Calculate the gimbal angular trajectory parameters.
  • the gimbal angular orbit is obtained on the premise that the CMG 111 exhibits the driving ability with respect to the gimbal to accelerate and decelerate the rotation of the artificial satellite 11.
  • the precondition is that each CMG 111 exhibits an ability to drive the gimbal to accelerate the rotation of the artificial satellite 11, and a constant interval in which the gimbal angle is constant and the rotation of the artificial satellite 11 is constant speed.
  • a decelerating section in which each CMG 111 exhibits a driving ability for the gimbal and decelerates the rotation of the artificial satellite 11 is set to be provided for each gimbal.
  • the gimbal angle trajectory calculation unit 2132 outputs the gimbal angle trajectory parameters to the ground station transceiver 215.
  • the ground station transceiver 215 transmits the gimbal angular orbit parameters to the artificial satellite 11.
  • the driving ability with respect to the gimbal defines an upper limit of at least one of the gimbal angular velocity, the gimbal angular acceleration, and the gimbal angular jerk when changing the gimbal angle, and is a rated ability for each gimbal. Also good.
  • the driving capability for the gimbal may be a value obtained by multiplying the rated capability for each gimbal by a predetermined ratio.
  • the satellite transceiver 115 receives the gimbal angle orbit parameters and outputs them to the gimbal angle orbit recalculation unit 1131. Based on the input gimbal angle trajectory parameters, the gimbal angle trajectory recalculation unit 1131 reproduces the gimbal angle trajectory from the preconditions set by the gimbal angle trajectory calculation unit 2132 and calculates the target values of the gimbal angle and angular velocity.
  • the attitude trajectory calculation unit 1132 calculates the target value of the satellite attitude angle / angular velocity from the target value of the gimbal angle / angular velocity calculated by the gimbal angular trajectory recalculation unit 1131.
  • the attitude control unit 1133 calculates a feedback attitude control torque from the deviation between the satellite attitude angle / angular velocity target value and the satellite attitude angle / angular velocity measured value obtained from the attitude angle / angular velocity sensor 112.
  • the steering unit 1134 calculates the feedback gimbal angle / angular velocity of each CMG 111 from the feedback attitude control torque calculated by the attitude control unit 1133.
  • the gimbal control unit 1135 adds a feedback gimbal angle / angular velocity calculated by the steering unit 1134 and a target value of the gimbal angle / angular velocity calculated by the gimbal angle trajectory recalculation unit 1131 as a gimbal angle / angular velocity command value. calculate.
  • the gimbal control unit 1135 drives each CMG 111 with the obtained gimbal angle / angular velocity command value. Specifically, the current gimbal angle / angular velocity obtained from each CMG 111 is fed back to the gimbal angle / angular velocity command value, and the gimbal control torque is calculated and output to each CMG 111.
  • Each CMG 111 is driven by the gimbal control torque calculated by the gimbal control unit 1135, and the reaction torque contributes to the attitude of the artificial satellite 11. Thereby, the attitude control of the artificial satellite 11 is performed so that the satellite attitude angle / angular velocity becomes the target value.
  • the attitude angle / angular velocity detected by the attitude angle / angular velocity sensor 112 is transmitted from the satellite transceiver 115 to the ground station 21 together with the satellite position / velocity acquired by other sensors of the artificial satellite 11.
  • FIG. 6 is a flowchart showing the gimbal angle trajectory calculation process
  • FIG. 7 is a flowchart showing a part of the process of FIG. 6 in detail.
  • the gimbal angle trajectory calculated by the gimbal angle trajectory calculation unit 2132 includes an acceleration section, a constant section, and a deceleration section.
  • the acceleration section is a section in which the gimbal angle is increased from the starting end value to a constant value
  • the constant section is a section in which the gimbal angle is kept constant
  • the deceleration section is a section in which the gimbal angle is decreased from the constant value to the end value.
  • the gimbal angle trajectory calculation unit 2132 obtains an acceleration section, a constant section, and a deceleration section for each gimbal. At this time, the gimbal angle orbit calculation unit 2132 accelerates the rotation of the artificial satellite 11 by demonstrating that each CMG 111 exhibits a driving capability with respect to the gimbal in the acceleration section. In the deceleration section, conditions are set so that each CMG 111 exhibits the driving ability for the gimbal and decelerates the rotation of the artificial satellite 11 to obtain the gimbal angle orbit. Therefore, the acceleration section, the fixed section, and the deceleration section calculated by the gimbal angle trajectory calculation unit 2132 are obtained for each gimbal, and the fixed gimbal angle of the fixed section is also determined for each gimbal.
  • the driving capability of each CMG 111 with respect to the gimbal may be the rated capability of each CMG 111, or may be a value obtained by multiplying the rated capability of each CMG 111 by a preset ratio. If the driving ability is the rated ability, the time for changing the posture is the shortest. Further, when the driving ability is the ability obtained by multiplying the rated ability by a preset ratio, it is possible to reduce the time for changing the posture while saving energy.
  • the gimbal angle trajectory calculation unit 2132 acquires the boundary condition regarding the attitude angle and attitude angular velocity of the artificial satellite 11 at the attitude change start time and the attitude change end time from the attitude boundary condition setting unit 2131, and based on this, the attitude change start time is calculated.
  • the gimbal angle ⁇ 0i and the end time gimbal angle ⁇ fi are determined (the symbol i represents the i-th CMG) (step S101).
  • the gimbal angle trajectory calculation unit 2132 next sets the posture change time ⁇ (step S102).
  • the posture change time ⁇ is a time required to change the posture so as to satisfy the boundary conditions when the boundary conditions of the postures at the start time and the end time are given.
  • the attitude change time ⁇ can be estimated from the size of the angular momentum envelope of the CMG 111 and the moment of inertia of the artificial satellite 11. Specifically, when the posture at the end time with respect to the posture at the start time is expressed by rotation of the angle ⁇ around the Euler axis, it can be estimated by the following equation (1).
  • the gimbal angle trajectory calculation unit 2132 scans the gimbal angle ⁇ ci in a certain section (step S103), and the gimbal angle that satisfies the posture boundary condition with respect to the posture change time ⁇ set in step S102. It is determined whether or not ⁇ ci exists (step S104). Details of step S103 will be described later.
  • step S104 If there is no gimbal angle that satisfies the posture boundary condition in step S104 (step S104: No), the posture change at time ⁇ is impossible, so the posture change time ⁇ is reset to a value ⁇ + ⁇ larger than ⁇ . Set (step S105), return to step S103.
  • step S104 determines whether there is a gimbal angle ⁇ ci that satisfies the posture boundary condition in step S104. If the gimbal angle is scanned for the first time and it cannot be determined that ⁇ is the shortest (step S106: No), the posture change time may be further shortened. A smaller value ⁇ is reset (step S107), and the process returns to step S103.
  • step S106 If it is possible to determine that ⁇ is the shortest by repeating step S103 to step S107 a plurality of times (step S106: Yes), the value of ⁇ at that time is determined as the shortest posture change time (step S108). .
  • step S103 in FIG. 6 Next, the internal operation of step S103 in FIG. 6 will be specifically described.
  • step S201 the gimbal angle trajectory calculation unit 2132 sets the gimbal angle ⁇ ci of a certain section of the gimbal angle trajectory (the symbol i represents the i-th CMG 111).
  • step S202 for each CMG 111, the time change of the gimbal angle trajectory for driving from the gimbal angle ⁇ 0i at the posture change start time to the gimbal angle ⁇ ci of a certain section is exhibited to the driving capability of the gimbal. Calculate on condition. Thereby, a gimbal angle trajectory in the acceleration section is obtained (step S202).
  • the driving capability of the gimbal may be the rated capability of each gimbal, or may be a capability obtained by multiplying the rated capability of each gimbal by a preset ratio.
  • the gimbal angle trajectory from the gimbal angle ⁇ ci in the constant zone to the gimbal angle ⁇ fi at the end time is calculated on condition that the driving capability of the gimbal is exhibited to the upper limit.
  • Step S202 the gimbal angles of the posture change start time and end time are obtained from the boundary condition of the posture angle / posture angular velocity in step S101.
  • the gimbal angle orbit calculation unit 2132 integrates the attitude angular velocity of the artificial satellite 11 along the gimbal angle orbit determined in step S202 from the attitude change start time to the end time, and calculates the attitude angle at the end time (step S203). . Then, it is determined whether the posture angle / angular velocity at the end time calculated in step S203 matches the target value (step S204). If it is determined that they do not match (step S204: No), it is determined whether or not the scanning of ⁇ ci has been completed (step S205). If the scanning has not been completed (step S205: No), the gimbal angle ⁇ ci in a certain section is reset to ⁇ ci + ⁇ ci (step S206), and the process returns to step S202.
  • step S104 when the posture angle / angular velocity at the end time coincides with the target value (step S204: Yes), the gimbal angle ⁇ ci at that time is output, and in step S104 in FIG. It is determined that the gimbal angle ⁇ ci exists (step S104: Yes), and the process proceeds to step S106. If it is determined in step S205 that scanning has ended (step S205: Yes), it is determined in step S104 in FIG. 6 that there is no gimbal angle ⁇ ci for a certain section that satisfies the posture boundary condition (step S104: No). ), The process proceeds to step S105.
  • the change amount ⁇ ci of the gimbal angle ⁇ ci can be obtained using the Newton method.
  • Each CMG 111 drives the gimbal in a state where the driving ability of each CMG 111 is exhibited in the acceleration section and the deceleration section within a range that does not deviate from the driving constraint of the gimbal. Thereby, about each CMG111, the time of an acceleration area and a deceleration area can be made into the minimum.
  • each CMG 111 drives the gimbal in a state where the driving ability that contributes to at least one of the angular velocity, the angular acceleration, and the angular jerk is exhibited up to the upper limit without departing from these driving constraints.
  • the gimbal angle of the start time of the attitude change theta
  • the gimbal angle of a certain section represents a theta ci
  • the difference between the theta 0i and theta ci and ⁇ i ⁇ ci- ⁇ 0i.
  • the time ⁇ ai for driving the gimbal angle from ⁇ 0i to ⁇ ci is set according to the following three types according to the magnitude of ⁇ i . Calculate in any of cases 1 to 3. In this calculation, the upper limit values of the angular velocity, the angular acceleration, and the angular jerk when driving the gimbal are expressed as in Expression (2).
  • the time history of the gimbal angular acceleration is a combination of two trapezoidal patterns, and the angular acceleration at the upper side of the trapezoid takes one of the two values expressed in equation (5).
  • the time history of the gimbal angle jerk takes one of the three values shown in Equation (6).
  • the gimbal in order to drive the gimbal angle from ⁇ 0i to ⁇ ci in the shortest time, driving is performed so that the gimbal angular acceleration and the angular jerk reach the upper limit during driving.
  • the gimbal is driven with a driving pattern that exhibits the driving ability that contributes to the gimbal angular acceleration and the angular jerk respectively.
  • the time history of the gimbal angular velocity in the acceleration section is a triangular history, and the maximum value of the gimbal angular velocity does not reach the value of Expression (4).
  • the time history of the gimbal angular acceleration is a history obtained by combining two trapezoidal patterns, and the angular acceleration in the upper side portion of the trapezoid becomes the binary value of Expression (5).
  • the time history of the gimbal angle jerk takes any one of the three values in equation (6).
  • the time ⁇ ai of the acceleration section of the i-th CMG 111 is given by the following equation (9).
  • the time history of the gimbal angular acceleration is a history of arranging two triangular patterns, and the maximum value and the minimum value of the angular acceleration do not reach either of the two values in the equation (5).
  • the time history of the gimbal angular jerk takes one of the two values expressed in Equation (11).
  • a gimbal angle trajectory that minimizes the time in the deceleration section is obtained while satisfying the driving constraint of the gimbal. be able to.
  • the time of the deceleration section of the i-th CMG 111 be ⁇ di .
  • ⁇ 0i , ⁇ ci , and ⁇ fi are different for each CMG 111, so that ⁇ ai and ⁇ di also have different values for each CMG 111.
  • the gimbal angle trajectory calculation unit 2132 executes the calculation, thereby obtaining a gimbal angle trajectory that allows a posture change in a short time while satisfying the posture boundary condition.
  • the quantities necessary for expressing the gimbal angular trajectory are ⁇ 0i , ⁇ ci , ⁇ fi and ⁇ . Therefore, the ground station 21 transmits ⁇ 0i , ⁇ ci , ⁇ fi and ⁇ to the artificial satellite 11 via the ground station transceiver 215 using the gimbal angle orbit parameters.
  • the artificial satellite 11 receives the gimbal angle orbit parameter by the satellite transceiver 115, and the gimbal angle orbit recalculation unit 1131 recalculates the gimbal angle orbit using this parameter. Thereby, the gimbal angle orbit satisfying the boundary condition of the posture can be obtained without repeating the calculation on the artificial satellite 11 side.
  • the gimbal angular trajectory obtained in this way is characterized by exhibiting the specific driving capability of the gimbal up to the upper limit for all CMGs 111.
  • the time until the attitude angular velocity of the satellite reaches the maximum value can be shortened as compared with the conventional orbit calculation method in which the constant section of the gimbal angle orbit is the same for all CMGs 111. That is, the posture change time can be shortened.
  • a specific example of the data string transmitted from the ground station transmitter / receiver 215 to the satellite transmitter / receiver 115 is as follows.
  • the number of CMGs 111 is four, ⁇ , ⁇ 01 , ⁇ c1 , ⁇ f1 .
  • This is a data string composed of 13 variables including ⁇ 02 , ⁇ c2 , ⁇ f2 , ⁇ 03 , ⁇ c3 , ⁇ f3 , ⁇ 04 , ⁇ c4 , and ⁇ f4 .
  • the data string transmitted from the ground station transceiver 215 to the satellite transceiver 115 is the above-described 13 data strings.
  • three variables of the upper limit value of the angular velocity, angular acceleration, and angular jerk shown in Expression (2) are also included.
  • specific examples of the data sequence transmitted from the satellite transceiver 115 to the ground station transceiver 215 include the x component, y component, z component, velocity x component, y component, z of the satellite position in the reference coordinate system.
  • the components are the roll angle, pitch angle, yaw angle, roll angular velocity, pitch angular velocity, yaw angular velocity, roll angular acceleration, pitch angular acceleration, and yaw angular acceleration of the satellite fixed coordinate system with respect to the reference coordinate system.
  • Examples of the reference coordinate system for expressing the position / velocity include the earth center inertial coordinate system, and the reference coordinate system for expressing the attitude angle / attitude angular velocity includes, for example, the orbit fixed coordinate system. It goes without saying that other coordinate systems may be used as the system.
  • FIG. 8 is an example of a gimbal angle trajectory calculated by a conventional trajectory calculation method.
  • the orbits of the gimbal angles (Gimbal Angles) of six CMGs 111 are drawn, and the time at both ends of a certain section is the same for all the CMGs 111.
  • FIG. 9 shows an example of the gimbal angle trajectory obtained by the calculation processing of the gimbal angle trajectory calculation unit 2132 in this embodiment.
  • the time of the acceleration section and the deceleration section of the gimbal angular trajectory is different for each CMG 111, and the times at both ends of the fixed section are also different for each CMG 111. This is because, for each CMG 111, the gimbal is driven so that the time in the acceleration section and the deceleration section is minimized.
  • FIG. 10A is a comparison of time histories of attitude angles (Attitude / Angle) when the gimbal angle trajectory is calculated by the respective methods of the conventional example and the present embodiment and the attitude is changed.
  • the solid line L1 is the posture angle history of the present invention
  • the dotted line L2 is the posture angle history of the conventional example.
  • the posture angle of the present invention rises more quickly, and the posture change time can be reduced by 10%.
  • FIG. 10B compares time histories of attitude angular velocity (Body Rate) of the artificial satellite 11 in each method of the conventional example and this embodiment.
  • a solid line L3 is a history of posture angular velocity of the present embodiment
  • a dotted line L4 is a history of posture angular velocity of the conventional example. Comparing the two, it can be seen that the present embodiment reaches the maximum posture angular velocity faster than the conventional example. This is an effect of exhibiting the specific driving ability of each gimbal up to the upper limit and minimizing the time of the acceleration section, which is a feature of the present embodiment.
  • FIG. 11 schematically shows the difference in the posture angular velocity history between the present embodiment shown in FIG. 10B and the conventional example.
  • the dotted line L5 in the upper diagram schematically represents the posture angular velocity of the conventional example
  • the solid line L6 in the lower diagram schematically represents the posture angular velocity of the present invention.
  • the trapezoid area surrounded by the posture angular velocity and the time axis represents the posture change angle. Since the area of the trapezoid surrounded by the dotted line L5 and the time axis is the same as the area of the trapezoid surrounded by the solid line L6 and the time axis, they change the posture angle by the same angle. However, the solid line L6 has a shorter time required for the posture angular velocity to reach the maximum value from zero and a time required for the posture angular velocity to decelerate from the maximum value to zero.
  • the attitude control system 1 having the configuration of the first embodiment obtains a remarkable effect that the attitude can be changed to the target value in a short time without applying a calculation load on the artificial satellite 11 side.
  • the gimbal angle trajectory calculation unit 2132 of the ground station 21 performs the gimbal angle ⁇ 0i at the start time of the attitude change and the gimbal angle ⁇ ci of a certain section. Based on the above, the gimbal angle trajectory that minimizes the time of the acceleration section is calculated within a range that satisfies the drive constraint of the gimbal, and the gimbal angle ⁇ ci of the fixed section and the gimbal angle ⁇ fi at the end time of the posture change are calculated.
  • the gimbal angle trajectory that minimizes the time of the deceleration zone is calculated within a range that satisfies the drive constraint of the gimbal. Then, the obtained ⁇ 0i , ⁇ ci , ⁇ fi and ⁇ are transmitted as gimbal angle orbit parameters to the artificial satellite 11 via the ground station transceiver 215, and the CMG 111 is controlled based on the gimbal angle orbit parameters. It was. This makes it possible to change the attitude of the artificial satellite 11 to the target value in a short time without imposing a calculation load on the artificial satellite 11 side.
  • the attitude control system including the artificial satellite 11 and the ground station 21 has been described.
  • the attitude control device mounted on the artificial satellite 11 may execute similar attitude control.
  • the artificial satellite 11 includes a plurality of CMGs 111, an attitude angle / angular velocity sensor 112, a satellite processor 113, and a satellite memory 114.
  • the satellite processor 113 functions as functional units of an attitude boundary condition setting unit 2131, a gimbal angle trajectory calculation unit 2132, an attitude trajectory calculation unit 1132, an attitude control unit 1133, a steering unit 1134, and a gimbal control unit 1135.
  • the difference between the attitude control device mounted on the artificial satellite 11 and the attitude control system 1 including the artificial satellite 11 and the ground station 21 of the present embodiment is that the gimbal angle and angular velocity calculated by the gimbal angle orbit calculation unit 2132 are as follows. Since the target value can be used by the artificial satellite 11, the gimbal angle orbit recalculation unit 1131 is not necessary.
  • the attitude trajectory calculation unit 1132 calculates the target value of the satellite attitude angle / angular velocity from the target value of the gimbal angle / angular velocity calculated by the gimbal angular trajectory calculation unit 2132 and calculates the feedback attitude control torque.
  • the steering unit 1134 and the gimbal control unit 1135 calculate the feedback gimbal angle / angular velocity, and calculate the gimbal angle / angular velocity command value.
  • the attitude control device mounted on the artificial satellite 11 can perform attitude control in a short time using the gimbal capability efficiently.
  • FIG. 1 The attitude control system 1 according to the second embodiment of the present invention has the same configuration as that of the first embodiment, but the processing of the satellite processor 113 is partially different.
  • FIG. 12 shows a functional block diagram of the artificial satellite 11 according to the second embodiment.
  • the satellite processor 113 further includes a satellite attitude boundary condition setting unit 1136 in addition to the functional units realized by the satellite processor 113 according to the first embodiment.
  • the gimbal angle trajectory recalculation unit 1131 repeatedly performs calculations using the boundary conditions input from the satellite attitude boundary condition setting unit 1136 in the same manner as the gimbal angle trajectory planning unit 2132 of the ground station 21.
  • the boundary condition is set based on the position / velocity, attitude angle / angular velocity of the artificial satellite 11 obtained from the satellite 11 every moment. Can be set. Since the gimbal angle orbit is planned based on this boundary condition, the attitude control of the artificial satellite 11 can be performed with higher accuracy.
  • attitude control system 1 configured as described above will be described.
  • the attitude angle / angular velocity of the artificial satellite 11 output from the attitude angle / angular velocity sensor 112 of the artificial satellite 11 and the measured values of the position / velocity output from other sensors are transmitted to the ground station 21 via the satellite transceiver 115.
  • the ground station 21 performs the same processing as in the first embodiment, and transmits the gimbal angle orbit parameters calculated by the gimbal angle orbit calculation unit 2132 from the ground station transceiver 215 to the artificial satellite 11.
  • the satellite attitude boundary condition setting unit 1136 sets an attitude change boundary condition in the same manner as the attitude boundary condition setting unit 2131 of the ground station 21.
  • the boundary condition output by the attitude boundary condition setting unit 2131 and the satellite attitude boundary condition due to the time difference between the clocks of the ground station 21 and the artificial satellite 11 or the deviation of the orbit determination result between the ground station 21 and the artificial satellite 11 The boundary condition output from the setting unit 1136 is slightly shifted.
  • the boundary condition set by the satellite attitude boundary condition setting unit 1136 is output to the gimbal angle orbit recalculation unit 1131.
  • the gimbal angle orbit parameters received by the satellite transceiver 115 are also passed to the gimbal angle orbit recalculation unit 1131.
  • the gimbal angular orbit replanning unit 1131 re-plans a gimbal angular orbit that satisfies the boundary condition set by the satellite attitude boundary condition setting unit 1136 using the gimbal angular orbit parameter sent from the ground station 21 as an initial value.
  • the target values of the gimbal angle and angular velocity obtained by the gimbal angle orbit recalculation unit 1131 are used for controlling the artificial satellite 11 and the CMG 111 as in the first embodiment.
  • the attitude control system 1 uses the gimbal angle orbit recalculation unit 1131 of the artificial satellite 11 as the initial value for the gimbal angle orbit parameter calculated on the ground side.
  • the gimbal angle orbit satisfying the boundary condition set by the satellite attitude boundary condition setting unit 1136 is recalculated.
  • a more appropriate gimbal angle orbit can be obtained with a small number of iterations, and the attitude change satisfying the boundary condition set by the artificial satellite 11 can be realized in a short time.
  • Embodiment 3 In the first embodiment, it is assumed that the end times of the gimbal angular trajectories of all the CMGs 111 are the same. However, depending on the mission of the artificial satellite 11, it is required to shorten the settling time after the end of the attitude change as much as possible. In such a case, the end times of all the gimbal angular trajectories are not the same, but it is effective to reduce the settling time by dispersing the end times of the respective gimbal angular trajectories.
  • FIG. 13 is a flowchart showing a gimbal angle trajectory calculation process according to the third embodiment.
  • the gimbal angle trajectory calculation section 2132 is, after executing up to step S108 in the same gimbal angle trajectories calculation processing in the first embodiment, depending on the size of the gimbal angle theta ci of constant section, respectively
  • the end time of the gimbal angle orbit is corrected as shown in the following equation (13) (step S109).
  • tau is the resulting attitude change time obtained by the method of the first embodiment
  • .DELTA.t i is the correction amount of the termination time of the gimbal angle trajectories of i-th CMG111.
  • the maximum correction amount ⁇ t i is determined so that ⁇ t i > 0 for the CMG 111 having the maximum gimbal angle obtained by the method of the first embodiment.
  • the minimum correction amount ⁇ t i is determined so that ⁇ t i ⁇ 0.
  • the other CMGs 111 are determined by linearly interpolating the maximum correction amount and the minimum correction amount according to the gimbal angle of a certain section.
  • the gimbal angle trajectory calculation unit 2132 fixes the end time of the gimbal angle trajectory of each CMG 111 to the time determined by the above method, and scans the gimbal angle ⁇ ci in a certain section again based on the time (step S110). Specifically, similar to the processing shown in FIG. 7, the calculation is repeated again so as to satisfy the boundary condition for posture change. A gimbal angle in a certain section of each gimbal angle orbit obtained in this way is determined as ⁇ ′ ci (step S111).
  • each gimbal angular trajectory obtained as described above is added to the gimbal angular trajectory parameter and transmitted from the ground station 21.
  • the gimbal angular trajectory parameters are ⁇ , ⁇ 01 , ⁇ ′ c1 , ⁇ f1 , ⁇ 02 , ⁇ ′ c2 , ⁇ f2 , ⁇ 03 , ⁇ ′ c3 , ⁇ f3 , ⁇ 13 variables of 04 , ⁇ ′ c4 , ⁇ f4 , 4 variables of t f1 , t f2 , t f3 , t f4 , and 3 upper limit values of gimbal angular velocity, gimbal angular acceleration, and gimbal angular jerk A total of 20 variables, including all variables, are transmitted.
  • the gimbal angle trajectory calculation unit 2132 determines the end time of each gimbal angle trajectory according to the gimbal angle magnitude of a certain section.
  • the gimbal angle trajectory is calculated so as to satisfy the posture angle and posture angular velocity at the start time and end time of posture change. Thereby, it is possible to shorten the settling time required after the attitude change of the artificial satellite 11 is completed.
  • the present invention sets and sets the boundary conditions of the attitude angle and the attitude angular velocity at the start time and the end time of the attitude change in the attitude control system that performs attitude control of the artificial satellite using a plurality of control moment gyros.
  • An acceleration zone that satisfies the boundary conditions and demonstrates the driving ability of the control moment gyro to the gimbal to accelerate the rotation of the satellite, a constant zone where the gimbal angle is constant and the rotation of the satellite is constant, and the control moment gyro
  • the gimbal angle orbit was determined on the premise that each gimbal has a deceleration zone that exhibits the driving ability for the gimbal and decelerates the rotation of the satellite. As a result, it is possible to reduce the load on the computer mounted on the artificial satellite and realize a short time attitude change.
  • the satellite processor 113 includes the gimbal angle orbit recalculation unit 1131, the attitude trajectory calculation unit 1132, the attitude control unit 1133, the steering unit 1134, the gimbal control unit 1135, and the satellite attitude boundary condition setting unit 1136.
  • the ground station processor 213 operates as each functional unit, and the ground station processor 213 functions as the attitude boundary condition setting unit 2131 and the gimbal angle trajectory calculation unit 2132.
  • all or some of these functional units are configured by hardware other than the processor. It may be realized.
  • all or a part of the functional units may be realized by a single circuit, a composite circuit, a processor programmed in parallel, an ASIC, an FPGA, or a combination thereof.
  • the computer can function as an arithmetic processing unit of the artificial satellite 11 and the ground station 21 according to the present invention. Is possible.
  • the distribution method of such a program is arbitrary, for example, CD-ROM (Compact Disc Read-Only Memory), DVD (Digital Versatile Disc), MO (Magneto Optical Disc), memory card, or other computer-readable It may be distributed by being stored in a recording medium, or distributed via the Internet or another communication network.
  • CD-ROM Compact Disc Read-Only Memory
  • DVD Digital Versatile Disc
  • MO Magnetic Optical Disc
  • memory card or other computer-readable It may be distributed by being stored in a recording medium, or distributed via the Internet or another communication network.
  • 1 attitude control system 11 artificial satellite, 111 CMG, 112 attitude angle / angular velocity sensor, 113 satellite processor, 114 satellite memory, 115 satellite transceiver, 21 ground station, 213 ground station processor, 214 ground station memory, 215 ground station transmission / reception Aircraft, 1111, wheel, 1311, gimbal angle orbit recalculation unit, 1132 attitude trajectory calculation unit, 1133 attitude control unit, 1134 steering unit, 1135 gimbal control unit, 1136 satellite attitude boundary condition setting unit, 2131 attitude boundary condition setting unit, 2132 gimbal Angular orbit calculator.

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Abstract

地上局２１の姿勢境界条件設定部２１３１が設定した境界条件を満たすジンバル角軌道を求める際に、ジンバル角軌道計算部２１３２は、姿勢変更の開始時刻のジンバル角θ０ｉと一定区間のジンバル角θｃｉとに基づいて、ジンバルの駆動制約を満たす範囲内で、加速区間の時間を最小とするジンバル角軌道を計算する。また、一定区間のジンバル角θｃｉと姿勢変更の終了時刻のジンバル角θｆｉに基づいて、ジンバルの駆動制約を満たす範囲内で、減速区間の時間を最小とするジンバル角軌道を計算する。得られたθ０ｉ，θｃｉ，θｆｉと姿勢変更時間τをジンバル角軌道パラメータとして、人口衛星に送信し、ＣＭＧをジンバル角軌道パラメータに基づいて制御する。

Description

姿勢制御装置、姿勢制御システム、地上局、人工衛星、姿勢制御方法及びプログラム
　本発明は、人工衛星に搭載されたＣＭＧ（コントロールモーメントジャイロ）を用いて姿勢制御を行う姿勢制御装置、姿勢制御システム、地上局、人工衛星、姿勢制御方法及びプログラムに関する。
　人工衛星の姿勢を変更するために、３台以上のコントロールモーメントジャイロ（Control Moment Gyros: 以下ＣＭＧと呼ぶ）を用いた姿勢制御装置がしばしば利用される。従来は、高速な姿勢制御を実現するために、ＣＭＧのジンバル角軌道及び人工衛星の姿勢軌道を予め計画し、それに基づいて姿勢制御を行っていた（例えば特許文献１）。
　特許文献１に記載の姿勢制御装置において、ジンバル角軌道は、加速区間、一定区間、減速区間から構成されている。そして、一定区間のジンバル角は、指定された時間に指定された姿勢と姿勢角速度を満たすように、人工衛星に備えた計算機が、ニュートン法に基づく繰り返し演算を行って算出すると説明している。
米国特許出願公開第２０１０／０１４０４１３号明細書
　このような姿勢制御装置は、ジンバル角軌道の一定区間の両端の時刻（即ち、加速区間の終了時刻及び減速区間の開始時刻）が、全てのＣＭＧのジンバル角軌道について同一となっている。これにより、加速区間および減速区間において、ジンバル角の変更量が小さいＣＭＧもジンバル角の変更量が最大のＣＭＧに合わせて駆動されることになるため、加速区間および減速区間の時間が、ＣＭＧによっては必要以上に長くなる場合がある。この場合、人工衛星の姿勢角速度が最大値に達するまでの時間が長くなり、姿勢変更時間の増大につながるという問題があった。
　また、指定された時刻に指定された姿勢および姿勢角速度を満たすように、繰り返し演算によって一定区間のジンバル角を算出しているが、繰り返し演算は処理負荷が大きい。よって、人工衛星に搭載された計算機を用いてジンバル角軌道を算出する場合、計算の収束にかかる時間が長くなる場合があった。このような場合、例えば地球観測衛星においては、地表面の観測に充てる時間が少なくなり、観測回数が低下するという問題があった。
　本発明は上記事情に鑑みてなされたものであり、人工衛星に搭載された計算機の負荷を軽減し、短時間の姿勢変更を実現する姿勢制御装置を提供することを目的とする。
　上記目的を達成するため、本発明の姿勢制御装置は、複数のコントロールモーメントジャイロを用いて人工衛星の姿勢制御を行う姿勢制御装置であって、人工衛星の姿勢変更の開始時刻及び終了時刻における姿勢角及び姿勢角速度の境界条件を設定する姿勢境界条件設定部と、姿勢境界条件設定部が設定した境界条件を満たし、コントロールモーメントジャイロのジンバルに対する駆動能力を発揮して人工衛星の回転を加速する加速区間と、ジンバルのジンバル角が一定であり人工衛星の回転が定速である一定区間と、コントロールモーメントジャイロのジンバルに対する駆動能力を発揮して人工衛星の回転を減速する減速区間と、をジンバル毎に設けることを前提条件としたコントロールモーメントジャイロのジンバル角軌道を求めるジンバル角軌道計算部と、を備える。
　本発明によれば、人工衛星に搭載された計算機の負荷を軽減し、短時間の姿勢変更を実現することが可能となる。
本発明の実施の形態１に係る姿勢制御システムの構成を示すブロック図 ＣＭＧの概念図 人工衛星にＣＭＧを複数台配置した構成例 地上局の姿勢制御に関する部分を示した機能ブロック図 人工衛星の姿勢制御に関する部分を示した機能ブロック図 ジンバル角軌道計算処理を示すフローチャート ジンバル角軌道計算処理の一部を示すフローチャート 従来の軌道計算方式で算出したジンバル角軌道を示した図 実施の形態１に係る計算処理で算出したジンバル角軌道を示した図 衛星の姿勢角の時間履歴を示した図。 衛星の姿勢角速度の時間履歴を示した図。 姿勢制御による姿勢角速度の時間履歴を示した図。 本発明の実施の形態２に係る人工衛星の姿勢制御に関する部分を示した機能ブロック図 本発明の実施の形態３に係るジンバル角軌道計算処理を示すフローチャート
実施の形態１．
　本発明の実施の形態１に係る姿勢制御システム１の構成を図１に示す。本実施の形態に係る姿勢制御システム１は、図１に示すように、互いに無線通信する人工衛星１１と地上局２１からなる。
　人工衛星１１は、人工衛星の姿勢を制御する姿勢制御装置である複数のＣＭＧ（コントロールモーメントジャイロ：Control Moment Gyros）１１１と、人工衛星１１の姿勢角及び角速度を検出する姿勢角・角速度センサ１１２と、を備える。また、人工衛星１１は、衛星プロセッサ１１３と、衛星メモリ１１４と、地上局２１と情報の送受信を行う衛星送受信機１１５を備える。
　地上局２１は、地上局プロセッサ２１３と、地上局メモリ２１４と、人工衛星１１と情報の送受信を行う地上局送受信機２１５を備える。
　図２は人工衛星１１の姿勢制御用アクチュエータである単一のジンバル軸を備えたＣＭＧ１１１の概念図である。ＣＭＧ１１１は、高速で回転するホイール１１１１の回転軸であるスピン軸と、ホイール１１１１の回転軸を回転させるためのジンバル軸と、を有している。ホイール１１１１は、高速回転によりスピン軸回りに一定量の角運動量を持つ。このホイール１１１１の角運動量の向きをジンバル軸回りに回転させることにより衛星本体に大きな反作用トルクが働き、このトルクを利用して姿勢制御を行う。
　図３はＣＭＧ１１１を人工衛星１１に複数台配置する場合の構成例を示す。通常、ＣＭＧ１１１は図３に示すように４台あるいはそれ以上の台数が人工衛星１１内に配置されている。これらの複数台のＣＭＧ１１１を協調して動作させることで人工衛星１１の姿勢制御を実現する。図３に示す配置は、各ＣＭＧ１１１が四角錐の底辺に配置されることからピラミッド配置と呼ばれ、ＣＭＧ１１１の典型的な配置例の一つである。
　なお、ＣＭＧの台数は、少なくとも３台以上を設けることが多い。ただし、これに限らず、例えば、他の姿勢制御装置と併用することで台数を少なくできる。また、１軸周り回転の制御が不要であれば２台で構成できる。本発明は、このように少ない台数のＣＭＧ構成にも適用可能である。
　姿勢角・角速度センサ１１２は、人工衛星１１の姿勢角及び角速度を検出するセンサであり、従来方式の任意のセンサから構成される。
　衛星プロセッサ１１３は、ＣＰＵ（Central Processing Unit：中央処理装置）、又は他の任意の演算処理装置から構成される。衛星プロセッサ１１３は、衛星メモリ１１４に記憶されているプログラムを読み出して実行することにより、ジンバル角軌道再計算部１１３１、姿勢軌道計算部１１３２、姿勢制御部１１３３、ステアリング部１１３４、及びジンバル制御部１１３５の各機能部として機能する。
　衛星メモリ１１４は、フラッシュメモリ、ＥＰＲＯＭ、ＥＥＰＲＯＭといった、不揮発性または揮発性の半導体メモリや、磁気ディスク、フレキシブルディスク、光ディスク、コンパクトディスク、ミニディスク、ＤＶＤといった任意の記憶装置から構成される。
　衛星メモリ１１４は、衛星プロセッサ１１３の各機能部で算出・決定される各種データを記憶する。具体的には、ジンバル軌道再計算部１１３１で計算し決定されるジンバル角・角速度目標値、姿勢軌道計算部１１３２で設定される衛星姿勢角・角速度目標値を記憶する。また、姿勢制御部１１３３で決定されるフィードバック姿勢制御トルク、ステアリング部１１３４で算出される各ＣＭＧ１１１のフィードバックジンバル角・角速度、ジンバル制御部１１３５で算出されるジンバル制御トルクを記憶する。
　さらに、衛星メモリ１１４は衛星送受信機１１５で受信したジンバル角軌道パラメータを記憶する。また、衛星メモリ１１４は、ＣＭＧ１１１による姿勢制御のために衛星プロセッサ１１３で実行するプログラムを記憶する。
　衛星送受信機１１５は、姿勢角・角速度センサ１１２が計測した姿勢角・角速度と、人工衛星１１の他のセンサが取得した衛星位置・速度とを地上局２１に送信し、地上局２１からジンバル角軌道パラメータを含む制御データを受信する。
　地上局プロセッサ２１３は、ＣＰＵ（Central Processing Unit：中央処理装置）、又は他の任意の演算処理装置から構成される。地上局プロセッサ２１３は、地上局メモリ２１４に記憶されているプログラムを読み出して実行することにより、姿勢境界条件設定部２１３１、ジンバル角軌道計算部２１３２の各機能部として機能する。
　地上局メモリ２１４は、フラッシュメモリ、ＥＰＲＯＭ、ＥＥＰＲＯＭといった不揮発性または揮発性の半導体メモリや、磁気ディスク、フレキシブルディスク、光ディスク、コンパクトディスク、ミニディスク、ＤＶＤといった任意の記憶装置から構成される。
　地上局メモリ２１４は、地上局プロセッサ２１３の姿勢境界条件設定部２１３１で決定される姿勢境界条件、ジンバル角軌道計算部２１３２で算出されるジンバル角軌道パラメータを記憶する。また、地上局メモリ２１４は、姿勢境界条件の算出及びジンバル角軌道の計算の地上局プロセッサ２１３で実行するプログラムを記憶する。
　地上局送受信機２１５は、人工衛星１１が送信する、人工衛星１１が取得した衛星位置、速度、姿勢角、角速度を含む各種データを受信し、ジンバル角軌道計算部２１３２で算出されるジンバル角軌道パラメータを含む制御データを送信する。
　以上のように構成された姿勢制御システム１の動作について図４、５を用いて説明する。図４は、地上局２１の姿勢制御に関する部分を示した機能ブロック図であり、図５は、人工衛星１１の姿勢制御に関する部分を示した機能ブロック図である。
　まず、図４に示す地上局２１において、地上局送受信機２１５は人工衛星１１から人工衛星１１の位置・速度・姿勢角・姿勢角速度を受信する。地上局プロセッサ２１３の姿勢境界条件設定部２１３１は、地上局送受信機２１５が受信した位置・速度・姿勢角・姿勢角速度の情報をもとに、姿勢変更を開始する開始時刻及び姿勢変更を終了する終了時刻の人工衛星１１の姿勢角・角速度についての境界条件を設定する。
　地上局２１のジンバル角軌道計算部２１３２は、姿勢境界条件設定部２１３１で計算された境界条件を満たし且つ短時間で姿勢を変更するためのジンバル角軌道を計算し、このジンバル角軌道を表現するジンバル角軌道パラメータを計算する。
　姿勢を変更するためのジンバル角軌道を計算するには、ＣＭＧ１１１のジンバルに対する駆動能力を発揮して人工衛星１１の回転を加速および減速することを前提条件として、ジンバル角軌道を求める。具体的には、前提条件は、各ＣＭＧ１１１がジンバルに対する駆動能力を発揮して人工衛星１１の回転を加速する加速区間と、ジンバル角が一定であり人工衛星１１の回転が定速である一定区間と、各ＣＭＧ１１１がジンバルに対する駆動能力を発揮して人工衛星１１の回転を減速する減速区間と、をジンバルごとに設けるように設定する。
　そして、ジンバル角軌道計算部２１３２が得たジンバル角軌道パラメータを地上局送受信機２１５に出力する。地上局送受信機２１５はジンバル角軌道パラメータを人工衛星１１へ送信する。ここで、ジンバルに対する駆動能力は、ジンバル角を変化させる際の、ジンバル角速度、ジンバル角加速度、ジンバル角加加速度の少なくともいずれか１つの上限を規定するものであり、ジンバル毎の定格能力であってもよい。または、ジンバルに対する駆動能力は、ジンバル毎の定格能力に予め定めた比率を乗算した値でもよい。
　図５に示した人工衛星１１において、衛星送受信機１１５はジンバル角軌道パラメータを受信し、それをジンバル角軌道再計算部１１３１へ出力する。ジンバル角軌道再計算部１１３１は、入力されたジンバル角軌道パラメータに基づき、ジンバル角軌道計算部２１３２で設定した前提条件からジンバル角軌道を再現して、ジンバル角・角速度の目標値を計算する。
　姿勢軌道計算部１１３２は、ジンバル角軌道再計算部１１３１が計算したジンバル角・角速度の目標値から衛星姿勢角・角速度の目標値を算出する。姿勢制御部１１３３は、衛星姿勢角・角速度の目標値と、姿勢角・角速度センサ１１２から得られる衛星姿勢角・角速度の実測値と、の偏差からフィードバック姿勢制御トルクを計算する。
　ステアリング部１１３４は、姿勢制御部１１３３が計算したフィードバック姿勢制御トルクから、それぞれのＣＭＧ１１１のフィードバックジンバル角・角速度を算出する。
　ジンバル制御部１１３５は、ステアリング部１１３４が算出したフィードバックジンバル角・角速度と、ジンバル角軌道再計算部１１３１が計算したジンバル角・角速度の目標値を加え合わせたものを、ジンバル角・角速度指令値として算出する。ジンバル制御部１１３５は、得られたジンバル角・角速度指令値で各ＣＭＧ１１１を駆動させる。具体的には、ジンバル角・角速度指令値に対して各ＣＭＧ１１１から得られる現在のジンバル角・角速度をフィードバックして、ジンバル制御トルクを算出して各ＣＭＧ１１１に出力する。
　各ＣＭＧ１１１は、ジンバル制御部１１３５が算出したジンバル制御トルクで駆動し、その反作用トルクが人工衛星１１の姿勢に寄与する。これにより、衛星姿勢角・角速度が目標値となるように人工衛星１１の姿勢制御がなされる。そして、姿勢角・角速度センサ１１２が検出する姿勢角・角速度は、人工衛星１１の他のセンサが取得する衛星位置・速度と共に、衛星送受信機１１５から地上局２１に送信される。
　以上説明した姿勢制御システム１の動作の中で、地上局２１のジンバル角軌道計算部２１３２について、図６、図７を用いて詳細に説明する。図６は、ジンバル角軌道計算処理を示すフローチャートであり、図７は、図６の処理の一部を詳細に示したフローチャートである。
　ジンバル角軌道計算部２１３２が計算するジンバル角軌道は、加速区間、一定区間、減速区間から構成される。加速区間はジンバル角を始端値から一定値まで増加させる区間であり、一定区間はジンバル角を一定に保つ区間であり、減速区間はジンバル角を一定値から終端値まで減少させる区間である。
　ジンバル角軌道計算部２１３２は、ジンバルごとに、加速区間、一定区間及び減速区間を求める。この際、ジンバル角軌道計算部２１３２は、加速区間では、各ＣＭＧ１１１がジンバルに対する駆動能力を発揮して人工衛星１１の回転を加速させ、一定区間では、ジンバル角を一定にして人工衛星１１を等速に回転させ、減速区間では、各ＣＭＧ１１１がジンバルに対する駆動能力を発揮して人工衛星１１の回転を減速させるように条件設定して、ジンバル角軌道を求める。したがって、ジンバル角軌道計算部２１３２で計算される加速区間、一定区間、減速区間は、ジンバルごとに求まり、一定区間の一定のジンバル角も、ジンバルごとに求まる。
　なお、各ＣＭＧ１１１のジンバルに対する駆動能力は、各ＣＭＧ１１１の定格能力でもよいし、予め設定された比率を各ＣＭＧ１１１の定格能力に乗じた値でもよい。駆動能力を定格能力とすると、最も姿勢変更する時間が少なくなる。また、駆動能力を定格能力に予め設定された比率を乗じた能力とすると、省エネルギーとしながら、姿勢変更する時間を削減することができる。
　ジンバル角軌道計算部２１３２は、姿勢境界条件設定部２１３１より、姿勢変更開始時刻と姿勢変更終了時刻における人工衛星１１の姿勢角及び姿勢角速度に関する境界条件を取得し、これに基づき姿勢変更開始時刻のジンバル角θ０ｉと終了時刻のジンバル角θｆｉを定める（記号ｉはｉ番目のＣＭＧを表す）（ステップＳ１０１）。
　ジンバル角軌道計算部２１３２は、次に姿勢変更時間τを設定する（ステップＳ１０２）。ここで、姿勢変更時間τとは、開始時刻と終了時刻の姿勢の境界条件が与えられた時、それらの境界条件を満たすように姿勢を変更するために必要な時間である。姿勢変更時間τは、ＣＭＧ１１１の角運動量包絡面の大きさと人工衛星１１の慣性モーメントから見積もることが可能である。具体的には、開始時刻の姿勢に対する終了時刻の姿勢をオイラー軸まわりの角度φの回転で表現するとき、以下の式（１）で見積もることができる。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000001
　ジンバル角軌道計算部２１３２は、次に、一定区間のジンバル角θｃｉを走査して（ステップＳ１０３）、ステップＳ１０２で設定した姿勢変更時間τに対して、姿勢の境界条件を満たすようなジンバル角θｃｉが存在するかどうか判定を行う（ステップＳ１０４）。ステップＳ１０３の詳細の処理は後述する。
　ステップＳ１０４において姿勢の境界条件を満たすジンバル角が存在しない場合には（ステップＳ１０４：Ｎｏ）、時間τでの姿勢変更は不可能であるため、姿勢変更時間τをτよりも大きな値τ＋Δτに再設定し（ステップＳ１０５）、ステップＳ１０３へ戻る。
　一方、ステップＳ１０４において、姿勢の境界条件を満たすようなジンバル角θｃｉが存在する場合には（ステップＳ１０４：Ｙｅｓ）、ステップＳ１０６に進む。ジンバル角の走査が１回目であり、τが最短であることが判定できない場合には（ステップＳ１０６：Ｎｏ）、姿勢変更時間を更に短くできる可能性があるため、姿勢変更時間τを現時点のτよりも小さな値τ－Δτに再設定し（ステップＳ１０７）、ステップＳ１０３に戻る。
　ステップＳ１０３からステップＳ１０７を複数回繰り返すことで、τが最短であることを判定可能な場合には（ステップＳ１０６：Ｙｅｓ）、その時のτの値を最短の姿勢変更時間として決定する（ステップＳ１０８）。
　次に図６のステップＳ１０３の内部の動作について具体的に説明する。
　ジンバル角軌道計算部２１３２は、まず、ステップＳ２０１において、ジンバル角軌道の一定区間のジンバル角θｃｉを設定する（記号ｉはｉ番目のＣＭＧ１１１を表す）。次にステップＳ２０２では、それぞれのＣＭＧ１１１について、姿勢変更開始時刻のジンバル角θ０ｉから一定区間のジンバル角θｃｉまで駆動するためのジンバル角軌道の時間変化を、ジンバルの駆動能力まで発揮することを条件にして計算する。これにより加速区間のジンバル角軌道を得る（ステップＳ２０２）。ここで、ジンバルの駆動能力は、各ジンバルの定格能力であってもよいし、予め設定された比率を各ジンバルの定格能力に乗じた能力であってもよい。
　また、減速区間のジンバル角軌道についても同様に、一定区間のジンバル角θｃｉから終了時刻におけるジンバル角θｆｉまでのジンバル角軌道を、ジンバルの駆動能力を上限まで発揮することを条件にして計算する（ステップＳ２０２）。なお、姿勢変更開始時刻と終了時刻のジンバル角は、ステップＳ１０１で姿勢角・姿勢角速度の境界条件から求めたものである。
　ジンバル角軌道計算部２１３２は、次にステップＳ２０２で定まるジンバル角軌道に沿った人工衛星１１の姿勢角速度を姿勢変更開始時刻から終了時刻まで積分し、終了時刻における姿勢角を算出する（ステップＳ２０３）。そして、ステップＳ２０３で計算した終了時刻における姿勢角・角速度が目標値と一致するかを判定する（ステップＳ２０４）。一致しないと判定した場合には（ステップＳ２０４：Ｎｏ）、θｃｉの走査が終了していないか判定する（ステップＳ２０５）。走査が終了していない場合には（ステップＳ２０５：Ｎｏ）、一定区間のジンバル角θｃｉをθｃｉ＋Δθｃｉに再設定して（ステップＳ２０６）ステップＳ２０２に戻る。
　一方、終了時刻における姿勢角・角速度が目標値と一致した場合には（ステップＳ２０４：Ｙｅｓ）、その時のジンバル角θｃｉを出力し、図６のステップＳ１０４で姿勢の境界条件を満たす一定区間のジンバル角θｃｉが存在すると判定し（ステップＳ１０４：Ｙｅｓ）、ステップＳ１０６に進む。ステップＳ２０５で走査が終了したと判定した場合には（ステップＳ２０５：Ｙｅｓ）、図６のステップＳ１０４で姿勢の境界条件を満たす一定区間のジンバル角θｃｉが存在しないと判定し（ステップＳ１０４：Ｎｏ）、ステップＳ１０５に進む。
　ここで、ジンバル角θｃｉの変更量Δθｃｉは、Ｎｅｗｔｏｎ法を利用して求めることができる。
　次に、ステップＳ２０２における加速・減速区間のジンバル角軌道の計算方法について説明する。各ＣＭＧ１１１は、加速区間及び減速区間で、ジンバルの駆動制約を逸脱しない範囲で、各ＣＭＧ１１１の駆動能力を発揮させた状態でジンバルを駆動する。これにより、それぞれのＣＭＧ１１１について、加速区間及び減速区間の時間を最小とすることができる。
　ジンバルの駆動制約としては、例えばジンバルの角速度制約、角加速度制約、角加加速度制約（ジャーク制約）が挙げられる。よって、各ＣＭＧ１１１は、これらの駆動制約を逸脱しない範囲で、角速度、角加速度及び角加加速度の少なくともいずれか１つに寄与する駆動能力を上限まで発揮した状態でジンバルを駆動する。
　ここで、姿勢変更の開始時刻のジンバル角をθ０ｉ、一定区間のジンバル角をθｃｉと表し、θ０ｉとθｃｉの差をΔθｉ＝θｃｉ－θ０ｉとする。
　角速度制約、角加速度制約、角加加速度制約の３つの制約を考慮する場合、ジンバル角をθ０ｉからθｃｉまで駆動する時間τａｉを、Δθｉの大きさに応じて、以下の３通りのケース１～３のいずれかで計算する。この計算において、ジンバルを駆動する際の角速度、角加速度、角加加速度の上限値を式（２）のように表す。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000002
　ジンバルを駆動する際の制約として、角速度、角加速度、角加加速度の絶対値がそれぞれ式（２）で表した上限値よりも小さくなるようにジンバルを駆動する必要がある。
　＜ケース１＞
　式（３）が成り立つ場合
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000003
　このケース１では、最短時間でジンバル角をθ０ｉからθｃｉまで駆動させるために、ジンバル角速度、角加速度、角加加速度の全てが駆動中に上限に達するような駆動を行う。つまり、ジンバル角速度、角加速度、角加加速度にそれぞれ寄与する駆動能力を上限まで発揮した駆動パターンでジンバルを駆動する。このとき、加速区間におけるジンバル角速度の時間履歴は、台形状の履歴であり、台形の上辺部分における角速度が式（４）に表した値となる。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000004
　また、ジンバル角加速度の時間履歴は台形状のパターンを２個組み合わせた履歴をとり、台形の上辺部分における角加速度が式（５）に表した２値のうちいずれかの値を取る。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000005
　ジンバル角加加速度の時間履歴は、式（６）に表した３値のうちいずれかの値を取る。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000006
　ケース１では、上記のようにジンバルを駆動することで、ｉ番目のＣＭＧ１１１の加速区間の時間τａｉが以下の式（７）で与えられる。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000007
　＜ケース２＞
　式（８）が成り立つ場合
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000008
　このケースでは、最短時間でジンバル角をθ０ｉからθｃｉまで駆動させるために、ジンバル角加速度と角加加速度が駆動中に上限に達するような駆動を行う。つまり、ジンバル角加速度と角加加速度にそれぞれ寄与する駆動能力を上限まで発揮した駆動パターンでジンバルを駆動する。このとき、加速区間におけるジンバル角速度の時間履歴は、三角形状の履歴であり、ジンバル角速度の最大値は式（４）の値に達しない。
　また、ジンバル角加速度の時間履歴は台形状のパターンを２個組み合わせた履歴となり、台形の上辺部分における角加速度が式（５）の２値となる。ジンバル角加加速度の時間履歴は、式（６）の３値のいずれかの値をとる。ケース２では、上記のようにジンバルを駆動することで、ｉ番目のＣＭＧ１１１の加速区間の時間τａｉが以下の式（９）で与えられる。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000009
　＜ケース３＞
　式（１０）が成り立つ場合
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000010
　このケースでは、最短時間でジンバル角をθ０ｉからθｃｉまで駆動させるために、ジンバル角の角加加速度が駆動中に上限に達するような駆動を行う。つまり、ジンバル角の角加加速度に寄与する駆動能力を上限まで発揮した駆動パターンでジンバルを駆動する。このとき、加速区間におけるジンバル角速度の時間履歴は、三角形状の履歴であり、ジンバル角速度の最大値は式（４）の値に達しない。
　また、ジンバル角加速度の時間履歴は三角形状のパターンを２個並べた履歴をとり、角加速度の最大値および最小値は式（５）の２値のいずれにも達しない。ジンバル角加加速度の時間履歴は、式（１１）に表した２値のうちいずれかの値を取る。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000011
　ケース３では、上記のようにジンバルを駆動することで、ｉ番目のＣＭＧ１１１の加速区間の時間τａｉが以下の式（１２）で与えられる。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000012
　以上で述べたケース１からケース３のいずれかの方法によって、姿勢変更の開始時刻におけるジンバル角θ０ｉと一定区間のジンバル角θｃｉが与えられたとき、ジンバルの駆動制約を満たしつつ、加速区間の時間を最小とするジンバル角軌道を得ることができる。
　また同様にして、一定区間のジンバル角θｃｉと姿勢変更の終了時刻におけるジンバル角θｆｉが与えられたとき、ジンバルの駆動制約を満たしつつ、減速区間の時間を最小とするジンバル角軌道を得ることができる。ｉ番目のＣＭＧ１１１の減速区間の時間をτｄｉとする。一般にＣＭＧ１１１毎にθ０ｉ，θｃｉ，θｆｉは異なるので、τａｉとτｄｉもＣＭＧ１１１毎に異なる値をとることになる。
　以上説明した方法で、ジンバル角軌道計算部２１３２が演算を実行することにより、姿勢の境界条件を満たしつつ、短時間の姿勢変更を可能とするジンバル角軌道を得ることができる。ここで、ジンバル角軌道を表現するために必要な量は、θ０ｉ，θｃｉ，θｆｉおよびτである。従って、θ０ｉ，θｃｉ，θｆｉおよびτをジンバル角軌道パラメータとして、地上局２１は、地上局送受信機２１５を経由して人口衛星１１に送信する。
　人工衛星１１は衛星送受信機１１５でジンバル角軌道パラメータを受信し、ジンバル角軌道再計算部１１３１でこのパラメータを用いてジンバル角軌道を再計算する。これにより、人工衛星１１側では繰り返し計算を行うことなく、姿勢の境界条件をみたすジンバル角軌道を得ることができる。
　このようにして得られるジンバル角軌道は、全てのＣＭＧ１１１について、ジンバルの特定の駆動能力を上限まで発揮していることが特徴である。これにより、衛星の姿勢角速度が最大値に達するまでの時間を、従来のような全てのＣＭＧ１１１についてジンバル角軌道の一定区間が同一である軌道計算方式と比較して短縮できる。すなわち、姿勢変更時間を短縮することが可能となる。
　なお、地上局送受信機２１５から衛星送受信機１１５に送信されるデータ列の具体例は、ＣＭＧ１１１の搭載台数が４台の場合、ジンバル角軌道パラメータとして、τ，θ０１，θｃ１，θｆ１，θ０２，θｃ２，θｆ２，θ０３，θｃ３，θｆ３，θ０４，θｃ４，θｆ４の１３個の変数の並びからなるデータ列である。
　また、人工衛星１１側と地上局２１側でジンバルの特定の駆動能力の値を共有する必要があるため、地上局送受信機２１５から衛星送受信機１１５に送信されるデータ列は、上記の１３個の変数に加えて、式（２）に示した角速度、角加速度、角加加速度の上限値の３個の変数も含む。
　次に、衛星送受信機１１５から地上局送受信機２１５に送信されるデータ列の具体例は、基準座標系における衛星の位置のｘ成分、ｙ成分、ｚ成分、速度のｘ成分、ｙ成分、ｚ成分、基準座標系に対する衛星固定座標系のロール角、ピッチ角、ヨー角、ロール角速度、ピッチ角速度、ヨー角速度、ロール角加速度、ピッチ角加速度、ヨー角加速度である。位置速度を表現するための基準座標系としては、例えば地球中心慣性座標系が挙げられ、姿勢角・姿勢角速度を表現するための基準座標系としては例えば軌道固定座標系が挙げられるが、基準座標系としてこれら以外の座標系を用いても良いことは言うまでもない。
　図８は、従来の軌道計算方式で算出したジンバル角軌道の例である。図８では、６台のＣＭＧ１１１のジンバル角（Gimbal Angles）の軌道が描かれており、全てのＣＭＧ１１１について、一定区間の両端の時刻は同一である。一方、図９は本実施の形態におけるジンバル角軌道計算部２１３２の計算処理によって得られるジンバル角軌道の例である。ジンバル角軌道の加速区間および減速区間の時間はＣＭＧ１１１毎に異なっており、一定区間の両端の時刻もＣＭＧ１１１毎に異なっている。これは、それぞれのＣＭＧ１１１について、加速区間および減速区間の時間が最小となるようにジンバルを駆動しているためである。
　図１０Ａは、従来例と本実施の形態のそれぞれの方式でジンバル角軌道を算出し、姿勢変更を行った場合の姿勢角（Attitude Angle）の時間履歴の比較である。実線Ｌ１が本発明の姿勢角履歴であり、点線Ｌ２が従来例の姿勢角履歴である。従来例と比較すると、本発明の方が姿勢角が速やかに立ち上がっており、姿勢変更時間は１０％短縮できている。
　図１０Ｂは、従来例と本実施の形態のそれぞれの方式における人工衛星１１の姿勢角速度（Body Rate）の時間履歴を比較したものである。実線Ｌ３が本実施の形態の姿勢角速度の履歴であり、点線Ｌ４が従来例の姿勢角速度の履歴である。両者を比較すると、本実施の形態の方が従来例よりも早く最大姿勢角速度に達していることが分かる。これは、本実施の形態の特徴である、各々のジンバルの特定の駆動能力を上限まで発揮し、加速区間の時間を最小としていることによる効果である。
　図１１は、図１０Ｂで示した本実施の形態と従来例の姿勢角速度の履歴の違いを模式的に表したものである。上図の点線Ｌ５が従来例の姿勢角速度を模式的に表したものであり、下図の実線Ｌ６が本発明の姿勢角速度を模式的に表したものである。
　姿勢角速度を時間積分すると姿勢角になるため、姿勢角速度と時間軸で囲まれた台形の面積が姿勢変更角度を表す。点線Ｌ５と時間軸で囲まれた台形の面積と、実線Ｌ６と時間軸で囲まれた台形の面積は同じであるため、両者は同じ角度だけ姿勢角を変更している。しかしながら、実線Ｌ６は姿勢角速度が零から最大値に達するまでの時間、および姿勢角速度が最大値から零に減速する時間が短くなるため、姿勢変更に要する時間が従来例と比較して短くなる。
　以上より、実施の形態１の構成の姿勢制御システム１は、人工衛星１１側で計算負荷をかけることなく、短時間で姿勢を目標値に変更することが可能となるという顕著な効果を得る。
　以上説明したように、本実施の形態によれば、姿勢制御システム１は、地上局２１のジンバル角軌道計算部２１３２が、姿勢変更の開始時刻におけるジンバル角θ０ｉと一定区間のジンバル角θｃｉとに基づいて、ジンバルの駆動制約を満たす範囲内で、加速区間の時間を最小とするジンバル角軌道を計算し、また、一定区間のジンバル角θｃｉと姿勢変更の終了時刻におけるジンバル角θｆｉに基づいて、ジンバルの駆動制約を満たす範囲内で、減速区間の時間を最小とするジンバル角軌道を計算する。そして、得られたθ０ｉ，θｃｉ，θｆｉおよびτをジンバル角軌道パラメータとして、地上局送受信機２１５を経由して人口衛星１１に送信し、ＣＭＧ１１１をジンバル角軌道パラメータに基づいて制御することとした。これにより、人工衛星１１側で計算負荷をかけることなく、短時間で人工衛星１１の姿勢を目標値に変更することが可能になる。
　なお、本実施の形態において、人工衛星１１と地上局２１とで構成される姿勢制御システムについて説明したが、人工衛星１１に搭載する姿勢制御装置で同様の姿勢制御を実行してもよい。この場合は、人工衛星１１は、複数のＣＭＧ１１１と、姿勢角・角速度センサ１１２と、衛星プロセッサ１１３と、衛星メモリ１１４と、を備える。衛星プロセッサ１１３は、姿勢境界条件設定部２１３１、ジンバル角軌道計算部２１３２、姿勢軌道計算部１１３２、姿勢制御部１１３３、ステアリング部１１３４、およびジンバル制御部１１３５の各機能部として機能する。
　この人工衛星１１に搭載する姿勢制御装置と、本実施の形態の人工衛星１１と地上局２１とからなる姿勢制御システム１との違いは、ジンバル角軌道計算部２１３２で計算したジンバル角・角速度の目標値を人工衛星１１で使用できるので、ジンバル角軌道再計算部１１３１が不要であることである。
　すなわち、姿勢軌道計算部１１３２は、ジンバル角軌道計算部２１３２で計算したジンバル角・角速度の目標値から、衛星姿勢角・角速度の目標値を算出して、フィードバック姿勢制御トルクを計算する。ステアリング部１１３４およびジンバル制御部１１３５は、上述のように、フィードバックジンバル角・角速度を算出し、ジンバル角・角速度指令値を算出する。このように構成することで、人工衛星１１に搭載する姿勢制御装置は、ジンバルの能力を効率よく用いて短時間に姿勢制御することができる。
実施の形態２．
　本発明の実施の形態２に係る姿勢制御システム１は、実施の形態１と同様の構成からなるが、衛星プロセッサ１１３の処理が一部異なる。本実施の形態２に係る人工衛星１１の機能ブロック図を図１２に示す。
　本実施の形態に係る衛星プロセッサ１１３は、実施の形態１に係る衛星プロセッサ１１３が実現する機能部に加えて、衛星姿勢境界条件設定部１１３６を更に有する。ジンバル角軌道再計算部１１３１は、衛星姿勢境界条件設定部１１３６から入力される境界条件を用いて、地上局２１のジンバル角軌道計画部２１３２と同様に繰り返し計算を行う。
　本実施の形態において、衛星姿勢境界条件設定部１１３６を人工衛星１１側にも設けることにより、人工衛星１１で時々刻々得られる人工衛星１１の位置・速度、姿勢角・角速度に基づいて境界条件を設定することができる。この境界条件をもとにジンバル角軌道を計画するため、より高精度な人工衛星１１の姿勢制御が可能となる。
　以上のように構成された姿勢制御システム１の動作について説明する。人工衛星１１の姿勢角・角速度センサ１１２から出力される人工衛星１１の姿勢角・角速度及び他のセンサから出力される位置・速度の計測値は、衛星送受信機１１５を経て地上局２１に送信される。
　そして、地上局２１は、実施の形態１と同様の処理を実行し、ジンバル角軌道計算部２１３２が計算して得たジンバル角軌道パラメータを、地上局送受信機２１５から人工衛星１１へ送信する。
　一方、衛星姿勢境界条件設定部１１３６では、地上局２１の姿勢境界条件設定部２１３１と同様にして姿勢変更の境界条件を設定する。ここで、地上局２１と人工衛星１１の時計の時刻差や、地上局２１と人工衛星１１での軌道決定結果のずれにより、姿勢境界条件設定部２１３１の出力する境界条件と、衛星姿勢境界条件設定部１１３６の出力する境界条件は、わずかにずれることになる。衛星姿勢境界条件設定部１１３６で設定した境界条件は、ジンバル角軌道再計算部１１３１に出力される。
　また、衛星送受信機１１５で受信したジンバル角軌道パラメータもジンバル角軌道再計算部１１３１に渡される。ジンバル角軌道再計画部１１３１は、地上局２１から送られてきたジンバル角軌道パラメータを初期値として、衛星姿勢境界条件設定部１１３６で設定した境界条件を満たすようなジンバル角軌道を再計画する処理を実行する。ジンバル角軌道再計算部１１３１で得られたジンバル角・角速度の目標値は、実施の形態１と同様にして人工衛星１１及びＣＭＧ１１１の制御に用いられる。
　以上説明したように、本実施の形態によれば、姿勢制御システム１は、人工衛星１１のジンバル角軌道再計算部１１３１が、地上側で算出したジンバル角軌道パラメータを初期値として、人工衛星１１の衛星姿勢境界条件設定部１１３６で設定した境界条件を満たすようなジンバル角軌道を再計算することとした。これにより、少ない反復回数でより適切なジンバル角軌道を得ることができ、人工衛星１１で設定した境界条件を満たすような姿勢変更を、短時間で実現することができる。
実施の形態３．
　実施の形態１では、全てのＣＭＧ１１１のジンバル角軌道の終端時刻が同じであると仮定していた。しかしながら、人工衛星１１のミッションによっては姿勢変更終了後の整定時間をできるだけ短くすることが求められる。このような場合は、全てのジンバル角軌道の終端時刻を同一とするのでははく、各々のジンバル角軌道の終端時刻を分散させる方が整定時間を短縮する上で有効である。
　図１３は実施の形態３に係るジンバル角軌道計算処理を示すフローチャートである。本実施の形態３では、ジンバル角軌道計算部２１３２が、実施の形態１と同様のジンバル角軌道計算処理のステップＳ１０８まで実行した後、一定区間のジンバル角θｃｉの大きさに応じて、各々のジンバル角軌道の終端時刻を以下の式（１３）のように修正する（ステップＳ１０９）。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000013
　ここで、τは実施の形態１の方法で得られた姿勢変更時間であり、δｔｉはｉ番目のＣＭＧ１１１のジンバル角軌道の終端時刻の修正量である。修正量δｔｉを決定する際、実施の形態１の方法で得られた一定区間のジンバル角が最大のＣＭＧ１１１についてはδｔｉ＞０となるように最大の修正量δｔｉを決定し、一定区間のジンバル角が最小のＣＭＧ１１１についてはδｔｉ＜０となるように最小の修正量δｔｉを決定する。その他のＣＭＧ１１１に関しては、一定区間のジンバル角の大きさに応じて、上記の最大の修正量と最小の修正量の値を線形補間することによって決定する。
　ジンバル角軌道計算部２１３２は、各々のＣＭＧ１１１のジンバル角軌道の終端時刻を上記の方法で決定した時刻に固定し、それに基づいて一定区間のジンバル角θｃｉを再度走査する（ステップＳ１１０）。具体的には、図７に示す処理と同様に、姿勢変更の境界条件を満たすように再度繰り返し計算を行う。このようにして得られる各々のジンバル角軌道の一定区間のジンバル角をθ’ｃｉに決定する（ステップＳ１１１）。
　以上のようにして得られる各々のジンバル角軌道の終端時刻ｔｆｉをジンバル角軌道パラメータに追加し、地上局２１から送信する。例えばＣＭＧ１１１の搭載台数が４台の場合、ジンバル角軌道パラメータとして、τ，θ０１，θ’ｃ１，θｆ１，θ０２，θ’ｃ２，θｆ２，θ０３，θ’ｃ３，θｆ３，θ０４，θ’ｃ４，θｆ４の１３個の変数、ｔｆ１，ｔｆ２，ｔｆ３，ｔｆ４の４個の変数、及び、ジンバル角速度、ジンバル角加速度、ジンバル角加加速度の上限値の３個の変数を合わせた，計２０個の変数を送信する。
　以上説明したように、本実施の形態によれば、姿勢制御システム１は、ジンバル角軌道計算部２１３２が、一定区間のジンバル角の大きさに応じて各々のジンバル角軌道の終端時刻を決定し、姿勢変更の開始時刻及び終了時刻における姿勢角及び姿勢角速度を満たすようにジンバル角軌道を計算するようにした。これにより、人工衛星１１の姿勢変更終了後に必要な整定時間を短縮させることが可能となる。
　このように本発明は、複数のコントロールモーメントジャイロを用いて人工衛星の姿勢制御を行う姿勢制御システムにおいて、姿勢変更の開始時刻及び終了時刻における姿勢角及び姿勢角速度の境界条件を設定し、設定した境界条件を満たし、コントロールモーメントジャイロのジンバルに対する駆動能力を発揮して人工衛星の回転を加速する加速区間と、ジンバル角が一定であり人工衛星の回転が定速である一定区間と、コントロールモーメントジャイロのジンバルに対する駆動能力を発揮して人工衛星の回転を減速する減速区間と、をジンバル毎に設けることを前提条件としたジンバル角軌道を求めることとした。これにより、人工衛星に搭載された計算機の負荷を軽減し、短時間の姿勢変更を実現することが可能となる。
　なお、本発明は、本発明の広義の精神と範囲を逸脱することなく、様々な実施の形態及び変形が可能とされるものである。また、上述した実施の形態は、この発明を説明するためのものであり、本発明の範囲を限定するものではない。すなわち、本発明の範囲は、実施の形態ではなく、特許請求の範囲によって示される。そして、特許請求の範囲内及びそれと同等の発明の意義の範囲内で施される様々な変形が、この発明の範囲内とみなされる。
　例えば、上記実施の形態においては、衛星プロセッサ１１３が、ジンバル角軌道再計算部１１３１、姿勢軌道計算部１１３２、姿勢制御部１１３３、ステアリング部１１３４、ジンバル制御部１１３５、衛星姿勢境界条件設定部１１３６の各機能部として動作し、地上局プロセッサ２１３が、姿勢境界条件設定部２１３１、ジンバル角軌道計算部２１３２として機能するとしたが、これらの機能部の全部又は一部をプロセッサ以外の他のハードウェアで実現してもよい。例えば、上記機能部の全部又は一部を、単一回路、複合回路、並列プログラム化したプロセッサ、ＡＳＩＣ、ＦＰＧＡ、またはこれらの組み合わせで実現してもよい。
　また、衛星プロセッサ１１３、地上局プロセッサ２１３が実行した処理のプログラムを、既存のコンピュータで実行させることにより、当該コンピュータを本発明に係る人工衛星１１、地上局２１の演算処理部として機能させることも可能である。
　このようなプログラムの配布方法は任意であり、例えば、ＣＤ－ＲＯＭ（Compact Disc Read-Only Memory）、ＤＶＤ（Digital Versatile Disc）、ＭＯ（Magneto Optical Disc）、メモリカード、又は他のコンピュータ読み取り可能な記録媒体に格納して配布してもよいし、インターネットや他の通信ネットワークを介して配布してもよい。
　本出願は、２０１６年９月９日に出願された、日本国特許出願特願２０１６－１７６３４６号に基づく。本明細書中に日本国特許出願特願２０１６－１７６３４６号の明細書、特許請求の範囲、図面全体を参照として取り込むものとする。
　１　姿勢制御システム、１１　人工衛星、１１１　ＣＭＧ、１１２　姿勢角・角速度センサ、１１３　衛星プロセッサ、１１４　衛星メモリ、１１５　衛星送受信機、２１　地上局、２１３　地上局プロセッサ、２１４　地上局メモリ、２１５　地上局送受信機、１１１１　ホイール、１１３１　ジンバル角軌道再計算部、１１３２　姿勢軌道計算部、１１３３　姿勢制御部、１１３４　ステアリング部、１１３５　ジンバル制御部、１１３６　衛星姿勢境界条件設定部、２１３１　姿勢境界条件設定部、２１３２　ジンバル角軌道計算部。

Claims (18)

  1. 　複数のコントロールモーメントジャイロを用いて人工衛星の姿勢制御を行う姿勢制御装置であって、
    　前記人工衛星の姿勢変更の開始時刻及び終了時刻における姿勢角及び姿勢角速度の境界条件を設定する姿勢境界条件設定部と、
    　前記姿勢境界条件設定部が設定した前記境界条件を満たし、前記コントロールモーメントジャイロのジンバルに対する駆動能力を発揮して前記人工衛星の回転を加速する加速区間と、前記ジンバルのジンバル角が一定であり前記人工衛星の回転が定速である一定区間と、前記コントロールモーメントジャイロの前記ジンバルに対する前記駆動能力を発揮して前記人工衛星の回転を減速する減速区間と、を前記ジンバル毎に設けることを前提条件とした前記コントロールモーメントジャイロのジンバル角軌道を求めるジンバル角軌道計算部と、
    　を備える姿勢制御装置。
  2. 　前記駆動能力は、前記ジンバル毎のジンバル角速度、ジンバル角加速度、ジンバル角加加速度の少なくともいずれか１つの上限を規定する定格能力である、
    　請求項１に記載の姿勢制御装置。
  3. 　前記駆動能力は、前記ジンバル毎のジンバル角速度、ジンバル角加速度、ジンバル角加加速度の少なくともいずれか１つの上限を規定する定格能力に予め定めた比率を乗算した駆動能力である、
    　請求項１に記載の姿勢制御装置。
  4. 　前記ジンバル角軌道計算部は、
    　前記駆動能力がジンバル角速度、角加速度および角加加速度に寄与する第１駆動パターンと、
    　前記駆動能力がシンバル角加速度および角加加速度に寄与する第２駆動パターンと、
    　前記駆動能力がジンバル角加加速度に寄与する第３駆動パターンと、の３パターンのいずれか１つのパターンで決定した前記加速区間及び前記減速期間を設けることを前記条件とする、
    　請求項１から３のいずれか１項に記載の姿勢制御装置。
  5. 　前記ジンバル角軌道計算部は、前記開始時刻における前記ジンバル角と前記一定区間の一定の前記ジンバル角との差の大きさに応じて、前記３パターンから前記１つのパターンを選択する、
    　請求項４に記載の姿勢制御装置。
  6. 前記ジンバル角軌道計算部は、前記一定区間の前記ジンバル角の大きさに応じて各々の前記ジンバル角軌道の終端時刻を決定し、姿勢変更の前記開始時刻及び前記終了時刻における前記姿勢角及び前記姿勢角速度を満たすように前記ジンバル角軌道を決定する、
    　請求項１から５のいずれか１項に記載の姿勢制御装置。
  7. 　複数のコントロールモーメントジャイロによって姿勢を変える人工衛星と、前記人工衛星に姿勢制御用の情報を送信する地上局とからなり、前記人工衛星の姿勢制御を行う姿勢制御システムであって、
    　前記地上局は、
    　前記人工衛星の姿勢変更の開始時刻及び終了時刻における姿勢角及び姿勢角速度の境界条件を設定する姿勢境界条件設定部と、
    　前記姿勢境界条件設定部が設定した前記境界条件を満たし、前記コントロールモーメントジャイロのジンバルに対する駆動能力を発揮して前記人工衛星の回転を加速する加速区間と、前記ジンバルのジンバル角が一定であり前記人工衛星の回転が定速である一定区間と、前記コントロールモーメントジャイロの前記ジンバルに対する前記駆動能力を発揮して前記人工衛星の回転を減速する減速区間と、を前記ジンバル毎に設けることを前提条件とした前記コントロールモーメントジャイロのジンバル角軌道を求め、前記ジンバル角軌道を示すジンバル角軌道パラメータを計算するジンバル角軌道計算部と、
    　前記ジンバル角軌道パラメータを送信する送信部とを備え、
    　前記人工衛星は、
    　前記ジンバル角軌道パラメータを受信する受信部と、
    　前記ジンバル角軌道パラメータに基づき前記前提条件から前記ジンバル角軌道を再現し、再現した前記ジンバル角軌道によって前記コントロールモーメントジャイロの前記ジンバルを制御する制御部とを備える、
    　姿勢制御システム。
  8. 　前記ジンバル角軌道計算部は、
    　前記駆動能力がジンバル角速度、角加速度および角加加速度に寄与する第１駆動パターンと、
    　前記駆動能力がシンバル角加速度および角加加速度に寄与する第２駆動パターンと、
    　前記駆動能力がジンバル角加加速度に寄与する第３駆動パターンと、の３パターンのいずれか１つのパターンで決定した前記加速区間及び前記減速期間を設けることを前記前提条件とする、
    　請求項７に記載の姿勢制御システム。
  9. 　前記ジンバル角軌道計算部は、前記開始時刻における前記ジンバル角と前記一定区間の一定の前記ジンバル角との差の大きさに応じて、前記３パターンから前記１つのパターンを選択する、
    　請求項８に記載の姿勢制御システム。
  10. 　前記駆動能力は、前記ジンバル毎の定格能力である、
    　請求項７から９のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。
  11. 　前記駆動能力は、前記ジンバル毎の定格能力に予め定めた比率を乗算した駆動能力である、
    　請求項７から９のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。
  12. 　前記送信部は、前記駆動能力の情報を送信し、
    　前記受信部は、前記駆動能力の情報を受信し、
    　前記制御部は、前記受信部で受信した前記駆動能力及びジンバル角軌道パラメータを用いて前記ジンバル角軌道を再現する請求項１０又は１１に記載の姿勢制御システム。
  13. 　前記人工衛星は、時々刻々計測した前記人工衛星の位置、速度、姿勢角及び姿勢角速度を含む情報に基づいて、衛星姿勢境界条件を設定する衛星姿勢境界条件設定部を更に備え、
    　前記制御部は、前記地上局から受信した前記駆動能力および前記ジンバル角軌道パラメータに基づいて前記ジンバル角軌道を再現し、再現した前記ジンバル角軌道の前記ジンバル角軌道パラメータを初期値として繰り返し計算を行うことによって、前記衛星姿勢境界条件を満足する前記ジンバル角軌道を算出する、
    　請求項１２に記載の姿勢制御システム。
  14. 前記ジンバル角軌道計算部は、前記一定区間の前記ジンバル角の大きさに応じて各々の前記ジンバル角軌道の終端時刻を決定し、姿勢変更の前記開始時刻及び前記終了時刻における前記姿勢角及び前記姿勢角速度を満たすように前記ジンバル角軌道を決定する、
    　請求項７から１３のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。
  15. 　複数のコントロールモーメントジャイロによって姿勢を変える人工衛星に姿勢制御用の情報を送信して前記人工衛星の姿勢制御を行う地上局であって、
    　前記人工衛星の姿勢変更の開始時刻及び終了時刻における姿勢角及び姿勢角速度の境界条件を設定する姿勢境界条件設定部と、
    　前記姿勢境界条件設定部が設定した前記境界条件を満たし、前記コントロールモーメントジャイロのジンバルに対する駆動能力を発揮して前記人工衛星の回転を加速する加速区間と、前記ジンバルのジンバル角が一定であり前記人工衛星の回転が定速である一定区間と、前記コントロールモーメントジャイロの前記ジンバルに対する前記駆動能力を発揮して前記人工衛星の回転を減速する減速区間と、を前記ジンバル毎に設けることを前提条件とした前記コントロールモーメントジャイロのジンバル角軌道を求め、前記ジンバル角軌道を示すジンバル角軌道パラメータを計算するジンバル角軌道計算部と、
    　前記ジンバル角軌道パラメータを送信する送信部と、
    　を備える地上局。
  16. 　複数のコントロールモーメントジャイロによって姿勢を変える人工衛星であって、
    　前記人工衛星の姿勢変更の開始時刻及び終了時刻における姿勢角及び姿勢角速度の境界条件を満たし、前記コントロールモーメントジャイロのジンバルに対する駆動能力を発揮して前記人工衛星の回転を加速する加速区間と、前記ジンバルのジンバル角が一定であり前記人工衛星の回転が定速である一定区間と、前記コントロールモーメントジャイロの前記ジンバルに対する前記駆動能力を発揮して前記人工衛星の回転を減速する減速区間と、を前記ジンバル毎に設けることを前提条件として求められた前記コントロールモーメントジャイロのジンバル角軌道を示すジンバル角軌道パラメータを受信する受信部と、
    　前記ジンバル角軌道パラメータに基づき前記前提条件から前記ジンバル角軌道を再現し、求めた前記ジンバル角軌道によって前記コントロールモーメントジャイロの前記ジンバルを制御する制御部と、
    　を備える人工衛星。
  17. 　複数のコントロールモーメントジャイロを用いて人工衛星の姿勢制御を行う姿勢制御方法であって、
    　前記人工衛星の姿勢変更の開始時刻及び終了時刻における姿勢角及び姿勢角速度の境界条件を設定する姿勢境界条件設定ステップと、
    　前記姿勢境界条件設定ステップで設定した前記境界条件を満たし、前記コントロールモーメントジャイロのジンバルに対する駆動能力を発揮して前記人工衛星の回転を加速する加速区間と、前記ジンバルのジンバル角が一定であり前記人工衛星の回転が定速である一定区間と、前記コントロールモーメントジャイロの前記ジンバルに対する前記駆動能力を発揮して前記人工衛星の回転を減速する減速区間と、を前記ジンバル毎に設けることを前提条件とした前記コントロールモーメントジャイロのジンバル角軌道を求めるジンバル角軌道計算ステップと、
    　を有する姿勢制御方法。
  18. 　複数のコントロールモーメントジャイロを用いて人工衛星の姿勢制御を行うコンピュータを、
    　前記人工衛星の姿勢変更の開始時刻及び終了時刻における姿勢角及び姿勢角速度の境界条件を設定する姿勢境界条件設定部、
    　前記姿勢境界条件設定部が設定した前記境界条件を満たし、前記コントロールモーメントジャイロのジンバルに対する駆動能力を発揮して前記人工衛星の回転を加速する加速区間と、前記ジンバルのジンバル角が一定であり前記人工衛星の回転が定速である一定区間と、前記コントロールモーメントジャイロの前記ジンバルに対する前記駆動能力を発揮して前記人工衛星の回転を減速する減速区間と、を前記ジンバル毎に設けることを前提条件とした前記コントロールモーメントジャイロのジンバル角軌道を求めるジンバル角軌道計算部、
    　として機能させる姿勢制御プログラム。
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