(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
人工衛星の姿勢情報センサと、当該人工衛星の姿勢を動かすアクチュエータと、前記姿勢情報センサの出力に基づいて前記アクチュエータを制御する姿勢制御装置とからなる三軸衛星の姿勢変更制御方式において、
前記姿勢制御装置は、前記アクチュエータが出すべきトルク量を求める処理を行って当該人工衛星の角速度が目標角速度に一致するようにフィードバック制御を行うＤ制御ループと、前記姿勢情報センサの出力を用いて当該人工衛星の現在の姿勢を求める処理を行うクオータニオン計算部（Quaternion Calculation）と、当該人工衛星の姿勢変更制御を実行する際に前記Ｄ制御ループに制御の目標値を与える目標角速度プロファイラ（Target Rate Profiler）と、当該人工衛星の姿勢変更制御を実行する直前のみオンとなって前記クオータニオン計算部（Quaternion Calculation）の出力を初期姿勢として前記目標角速度プロファイラ（Target Rate Profiler）に供給するスイッチとを備え、
前記目標角速度プロファイラ（Target Rate Profiler）は、当該人工衛星の姿勢変更制御を実行する前に、指定された変更後の姿勢（目標姿勢）と前記スイッチを介して入力された姿勢変更制御を実行する直前の初期姿勢とからオイラー軸を求める手段と、該求められたオイラー軸回りに当該人工衛星を回転させて前記初期姿勢から前記目標姿勢に最短時間で姿勢変更を実現できる有限時間および該有限時間内における前記オイラー軸回りの衛星角速度の時間関数を求める手段と、姿勢変更制御中に前記求められた衛星角速度を逐一生成して前記Ｄ制御ループに制御の目標値として与える手段を有していることを特徴とする三軸衛星の姿勢変更制御方式。
【請求項２】
前記計算されたオイラー軸回りの衛星角速度の時間変化特性は、全制御時間の前半分は一定の比率で所望の角速度まで加速し、後半分は前記一定の比率で前記所望の角速度から減速する特性であることを特徴とする請求項１記載の三軸衛星の姿勢変更制御方式。
【請求項３】
前記計算されたオイラー軸回りの衛星角速度の時間変化特性は、制御開始時点から一定の比率で所望の角速度まで加速し、一定時間前記所望の角速度を維持した後、前記所望の角速度から前記一定の比率で減速する特性であることを特徴とする請求項１記載の三軸衛星の姿勢変更制御方式。
【請求項４】
前記アクチュエータは、フライホイールを回転させることによりその反力トルクを発生させる構成となっていることを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載の三軸衛星の姿勢変更制御方式。
【請求項５】
前記アクチュエータは、スラスタを用いたリアクションコントロールシステム（Reaction Control System：ＲＣＳ）によって構成されていることを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載の三軸衛星の姿勢変更制御方式。
【請求項６】
前記アクチュエータは、高速回転するコマの回転剛性を利用して制御トルクを発生させるモーメンタムホイールを用いたControlled Bias Momentum Gyro（ＣＭＧ）によって構成されていることを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載の三軸衛星の姿勢変更制御方式。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、衛星の向き（姿勢）を一定の向きに保つように制御された三軸衛星における姿勢を別の姿勢に変更する制御方式に関する。
【０００２】
ここで、三軸衛星とは、衛星上に搭載した観測装置で観測する時に、衛星の向き（姿勢）を一定の向きに保つように制御された人工衛星である。また、姿勢を変更する制御とは、それまでの観測とは別の観測を実行するために、衛星搭載観測装置の観測面を別の観測対象の方向に向けるために衛星の姿勢を動かす制御のことである。
【０００３】
【従来の技術】
従来、人工衛星の姿勢変更制御として採用されてきた方式に「Ｑｕａｔｅｒｎｉｏｎ  Ｆｅｅｄｂａｃｋ」方式がある。この制御方式について説明された代表的な論文としては、「Ｊｏｕｒｎａｌ  ｏｆ  Ｇｕｉｄａｎｃｅ，Ｃｏｎｔｒｏｌ  ａｎｄ  Ｄｙｎａｍｉｃｓ，Ｖｏｌ．１２，Ｎｏ．３，１９８９，ｐｐ．３７５−３８０」に記載された“Ｑｕａｔｅｒｎｉｏｎ  Ｆｅｅｄｂａｃｋ  Ｒｅｇｕｌａｔｏｒ  ｆｏｒ  Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ  Ｅｉｇｅｎａｘｉｓ  Ｒｏｔａｔｉｏｎ”（Ｗｉｅ，Ｂ．  Ｗｅｉｓｓ，Ｈ．，ａｎｄ  Ａｒａｐｏｓｔａｔｈｉｓ，Ａ．）などがある。日本でも宇宙科学研究所の科学衛星「あすか」に同等の制御方式が採用されている。
【０００４】
図４は、従来の三軸衛星の姿勢変更制御方式を示すブロック図である。
【０００５】
三軸衛星の姿勢変更制御装置は、姿勢情報センサであるジャイロセンサ（Ｇｙｒｏ）１と、人工衛星の姿勢を動かすアクチュエータであるホイール（Ｗｈｅｅｌ）２と、ジャイロセンサの情報を用いてホイール２に指示を出す姿勢制御装置（Ａｔｔｉｔｕｄｅ  Ｃｏｎｔｒｏｌ  Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃｓ：以降、ＡＣＥと呼ぶ）３とから構成されている。
【０００６】
ジャイロセンサ１は、慣性空間（ここでは宇宙空間と考えて良い）に対して人工衛星の直交三軸回りに回転した角度あるいは角速度の情報を出力するセンサコンポーネントである。ホイール２は、フライホイールを回転させることでその反力トルクを発生させることができ、これによって人工衛星の姿勢を回転させることができるアクチュエータコンポーネントである。
【０００７】
このアクチュエータは、例えば図５に示すように、４台のホイール（ＭＷ−Ａ，ＭＷ−Ｂ，ＭＷ−Ｃ，ＭＷ−Ｄ）をそれぞれの回転軸を対称的に傾けて配置（スキュー配置）した構成となっている。それぞれのホイールはすべて単体として同じ向きに回転させ、ある回転数の範囲で使用する。従って、人工衛星は慣性空間上で一定の方向を向いて姿勢を固定させる三軸制御を行っているが、衛星全体としては角運動量を持っている。
【０００８】
ＡＣＥ３は更に、ドリフト角速度補償部（Ｄｒｉｆｔ  Ｒａｔｅ  Ｃｏｍｐｅｎｓａｔｉｏｎ）３１、クオータニオン計算部（Ｑｕａｔｅｒｎｉｏｎ  Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ）３２、軸間干渉量計算部（Ｇｙｒｏｓｃｏｐｉｃ  Ｔｅｒｍ  Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ）３３、Ｄ制御ループ３４、ホイールタコループフィードバック制御部（Ｗｈｅｅｌ  Ｔａｃｈｏ  Ｌｏｏｐ  Ｆｅｅｄｂａｃｋ  Ｃｏｎｔｒｏｌ）３５、目標角速度生成部３６の各部分から構成される。これらの構成は、ハードワイアードロジック回路により、あるいは計算機システムを内蔵して制御ロジックをソフトウェアにより実現される。
【０００９】
ドリフト角速度補償部３１は、ジャイロセンサ１の出力に含まれているバイアス的なノイズを除去する処理を行う。クオータニオン計算部３２は、ジャイロセンサ情報を用いて人工衛星の現在の姿勢（オイラーパラメータ）を求める処理を行う。
【００１０】
目標角速度生成部３６は、クオータニオン計算部３２で計算された人工衛星の現在の姿勢と、地上局等から指令された目標姿勢に基づいて、目標角速度を逐一求めてＤ制御ループ３４に与える。Ｄ制御ループ３４は、衛星の角速度が目標角速度に一致するように制御を行うフィードバック制御ループであり、これを実現するためにホイール２が出すべきトルク量を求める処理を行う。
【００１１】
軸間干渉量計算部３３は、先に示したように衛星が角運動量を持っているため、そのままでは角運動量剛性のために任意の軸回りに衛星の姿勢を回転させて姿勢変更させることができないので、この剛性による軸間干渉量を求めることでデカップリング処理を行う。
【００１２】
ホイールタコループフィードバック制御部３５は、ホイール２が回転している最中に発生している摩擦による減速トルクを補償して、Ｄ制御ループ３４が要求した通りの制御トルクを確実に発生させるために、ホイール回転数制御のためのマイナーループ制御を行う。
【００１３】
この制御方式を搭載した人工衛星が地上局等から姿勢変更指示を受けると、目標角速度生成部３６に目標姿勢ｑｔが入力され、目標角速度生成部３６は、この目標姿勢とｑｔとクオータニオン計算部３２で逐次計算される人工衛星の現在の姿勢ｑとから目標角速度ωｔを逐次求める。
【００１４】
Ｄ制御ループ３４では、ジャイロセンサ１から出力される現在の衛星角速度ωから目標角速度生成部３６で求められた目標角速度ωｔを減算した角速度情報が入力され、衛星の角速度が目標角速度に一致するようにホイール２のトルクを制御する。
【００１５】
その目標値は、現在姿勢と目標姿勢の間の座標変換関係を示す「ｑｕａｔｅｒｎｉｏｎ」と呼ばれる数学パラメータ（二つの座標系に唯一存在するオイラー軸ベクトルと、その軸回りの二つの座標系の間の角度であるオイラー角から定義されるパラメータ）を求め、その最初の三成分の比例倍（制御ゲイン倍）を制御目標とする。
【００１６】
この「ｑｕａｔｅｒｎｉｏｎ」の三成分は、二つの姿勢が近くなればほぼオイラー軸回りの二つの姿勢間の回転角度の半分に相当する。
【００１７】
このように、図４に示す従来の姿勢変更制御方式では、Ｄ制御ループ３４に与えられる目標角速度ωｔは、クオータニオン計算部３２で求めた現在の姿勢と目標の姿勢から逐次生成され、人工衛星の姿勢が目標姿勢と一致するようにホイール２のトルクが制御される。
【００１８】
図６は、上記従来の「Ｑｕａｔｅｒｎｉｏｎ  Ｆｅｅｄｂａｃｋ」制御方式で姿勢変更させたシミュレーション結果である。図の上から三つのグラフはそれぞれ人工衛星の直交三軸回りの角速度を示しており、四つ目のグラフはオイラー軸回りの角速度を、一番下のグラフは現在の姿勢と目標の姿勢との間の角度を示している。
【００１９】
【発明が解決しようとする課題】
上記従来の「Ｑｕａｔｅｒｎｉｏｎ  Ｆｅｅｄｂａｃｋ」方式は、姿勢変更制御の後半では二つの姿勢間の角度の比例倍を目標角速度とする方式と言える。このことはすなわち、人工衛星の姿勢が目標に近づくに従って目標角速度が漸近的にゼロに近づく（十分ゼロに近づいていくが厳密にはゼロになることはない）ので、厳密には目標姿勢に近づくだけでいつまでも一致することはない制御である。従って、これは「無限応答（Ｉｎｆｉｎｉｔｅ  Ｒｅｓｐｏｎｓｅ）」の制御方式であると言える。
【００２０】
ただしこの方式でも、実際には、ある程度目標に近づいたところで姿勢を慣性空間に対して固定させるポインティング制御に移行させるように設計できるため、姿勢変更制御が終わらないわけではない。しかしこの方式では目標姿勢への変更を最短時間で実現することは難しいという問題点がある。
【００２１】
また姿勢変更終了時に他モードに移行する際、過渡応答が発生しやすい。特に、姿勢変更時間を短くするために急激に停止するように設計するほど大きな過渡応答が発生し、姿勢変更を開始してから別の姿勢に静止させて運用を開始できるまでの時間が長くなる傾向にある。
【００２２】
本発明の目的は、以上の問題点に鑑み、三軸衛星の姿勢を別の姿勢に変更する制御において、衛星に搭載している姿勢制御駆動装置の能力の範囲で物理的に考え得る最短の時間で制御を完了させることが可能な方式を提供することにある。
【００２３】
【課題を解決するための手段】
本発明は、三軸衛星の姿勢を別の姿勢に変更する制御に対して、姿勢変更制御実施前に、衛星に搭載している姿勢制御駆動装置の能力の範囲で物理的に考え得る最短の時間で完了するような制御のパターンを求め、姿勢変更制御中は、この制御パターンに従って決められた時間に制御が終了する「有限時間応答（Ｆｉｎｉｔｅ
Ｒｅｓｐｏｎｓｅ）」の制御方式としたことを特徴とする。
【００２４】
一般に、発生トルクの最大値が規定されているアクチュエータを用いた場合に、ある姿勢で静止している状態から一軸回りに別の姿勢に変更して静止させるような制御を最短時間で達成するには、アクチュエータの最大トルクで姿勢回転を加速させ、途中でアクチュエータの逆向きの最大トルクで姿勢回転を減速させることで実現できることが知られている。
【００２５】
図２は、物理や工学理論により理論的に求められる、最短時間で姿勢変更した時に人工衛星が示すはずの人工衛星角速度の時間変化を示しており、上段は、アクチュエータが発生するトルクの時間変化を、下段は、上記トルクが発生した時の、衛星の角速度の時間変化を示している。
【００２６】
特に最大加速トルクと最大減速トルクの大きさが同じ場合は、＜Ｔｙｐｅ１＞に示されているように、全制御時間の前半分の時間で加速を行い、後半分の時間で減速を行うことにより、最短時間での姿勢変更が可能となる。
【００２７】
しかし、一般に人工衛星の姿勢を検出するジャイロセンサにより検出できる角速度には限界（ダイナミックレンジ）があるため、このダイナミックレンジを越える角速度で衛星を回転させると制御できなくなる。そのような場合は、＜Ｔｙｐｅ２＞に示すような形で目標角速度を求める必要がある。
【００２８】
本発明の制御方式は、この理論的に求められる最短時間姿勢変更時の角速度を、姿勢変更制御実施前に計算により求めておき、この計算された角速度を目標値として入力し、実際の人工衛星の角速度を計測できるセンサを用いて人工衛星の角速度が目標値に一致するように制御を行うことを特徴とする。
【００２９】
本発明は、姿勢制御に使用する装置の能力を最大限に利用した制御方式であり、従来の三軸衛星で利用されてきた制御方式よりも短い時間で制御を完了することができる。
【００３０】
特に、制御開始時、停止時に姿勢が安定しない期間（過渡応答期間）が非常に短いという特徴がある。従って、通常は観測対象時間外である姿勢変更時間が短くなり、その分観測時間を長く取ることができるので、人工衛星の有効利用につながる。
【００３１】
【発明の実施の形態】
図１は、本発明の実施の形態を示す、三軸衛星の姿勢変更制御方式のブロック図である。
【００３２】
本実施の形態も、基本的な構成は従来例と同様に、姿勢情報センサであるジャイロセンサ（Ｇｙｒｏ）１と、人工衛星の姿勢を動かすアクチュエータであるホイール（Ｗｈｅｅｌ）２と、ジャイロセンサの情報を用いてホイールに指示を出す姿勢制御装置（Ａｔｔｉｔｕｄｅ  Ｃｏｎｔｒｏｌ  Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃｓ：ＡＣＥ）３とから構成されている。
【００３３】
ジャイロセンサ１は、慣性空間（ここでは宇宙空間と考えて良い）に対して人工衛星の直交三軸回りに回転した角度あるいは角速度の情報を出力するセンサコンポーネントである。ホイール２は、フライホイールを回転させることでその反力トルクを発生させることができ、これによって人工衛星の姿勢を回転させることができるアクチュエータコンポーネントである。
【００３４】
ホイールは、図５に示すように、４台のホイール（ＭＷ−Ａ，ＭＷ−Ｂ，ＭＷ−Ｃ，ＭＷ−Ｄ）をそれぞれの回転軸を対称的に傾けて配置（スキュー配置）されており、それぞれのホイールはすべて単体として同じ向きに回転させられ、ある回転数の範囲で使用される。従って、人工衛星は慣性空間上で一定の方向を向いて姿勢を固定させる三軸制御を行っているが、衛星全体としては角運動量を持っている。
【００３５】
ジャイロセンサ１とホイール２は従来例と同様であり、姿勢制御の設計を行う当業者によく知られており、また本発明とは直接関係しないので、その内部の詳細な構成についての説明は省略する。
【００３６】
ＡＣＥ３は更に、ドリフト角速度補償部（Ｄｒｉｆｔ  Ｒａｔｅ  Ｃｏｍｐｅｎｓａｔｉｏｎ）３１、クオータニオン計算部（Ｑｕａｔｅｒｎｉｏｎ  Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ）３２、軸間干渉量計算部（Ｇｙｒｏｓｃｏｐｉｃ  Ｔｅｒｍ  Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ）３３、Ｄ制御ループ３４、ホイールタコループフィードバック制御部（Ｗｈｅｅｌ  Ｔａｃｈｏ  Ｌｏｏｐ  Ｆｅｅｄｂａｃｋ  Ｃｏｎｔｒｏｌ）３５、スイッチ３７、目標角速度プロファイラ（Ｔａｒｇｅｔ  Ｒａｔｅ  Ｐｒｏｆｉｌｅｒ）３８の各部分から構成される。これらの構成は、ハードワイアードロジック回路により実現する方法、あるいは計算機システムを内蔵して制御ロジックをソフトウェアで実現する方法のいずれでも実現可能である。
【００３７】
ドリフト角速度補償部３１は、ジャイロセンサ１の出力に含まれているバイアス的なノイズを除去する処理を行う。クオータニオン計算部３２は、ジャイロセンサ１の情報を用いて人工衛星の現在の姿勢（オイラーパラメータ）を求める処理を行う。
【００３８】
スイッチ３７は、人工衛星の姿勢変更開始時点のみオンとなって、人工衛星の姿勢変更開始時点におけるクオータニオン計算部３２の出力を目標角速度プロファイラ３８に出力し、それ以外の期間はオフとなっている。
【００３９】
目標角速度プロファイラ３８は、人工衛星の姿勢変更を開始する際に、スイッチ３７を介してクオータニオン計算部３２で計算された人工衛星の姿勢変更開始時点における姿勢を初期姿勢ｑｉとして入力するとともに地上局から指令された目標姿勢ｑｔを入力して、当該人工衛星の姿勢変更制御を行う目標角速度を時間の関数として求め、人工衛星の姿勢変更開始後、この時間関数に従った目標角速度ωｔをＤ制御ループ３４に与える。
【００４０】
この目標速度ωｔは、当該人工衛星に搭載している姿勢制御駆動装置の能力の範囲で姿勢変更制御を理論的に最短時間で行うことが可能な有限時間と、当該有限時間内における目標角速度の時間の関数として与えられる。
【００４１】
Ｄ制御ループ３４は、衛星の角速度が目標角速度に一致するように制御を行うフィードバック制御ループであり、これを実現するためにホイール２が出すべきトルク量を求める処理を行う。
【００４２】
軸間干渉量計算部３３は、先に示したように衛星が角運動量を持っているため、そのままでは角運動量剛性のために任意の軸回りに衛星の姿勢を回転させて姿勢変更させることができないので、この剛性による軸間干渉量を求めることでデカップリング処理を行う。
【００４３】
ホイールタコループフィードバック制御部３５は、ホイール２が回転している最中に発生している摩擦による減速トルクを補償して、Ｄ制御ループ３４が要求した通りの制御トルクを確実に発生させるために、ホイール回転数制御のためのマイナーループ制御を行う。
【００４４】
図２は、本発明における姿勢変更制御動作原理を説明するためのタイムチャートである。以下、本実施の形態の動作について、図１及び図２を参照して詳細に説明する。
【００４５】
人工衛星を最短時間で姿勢変更するためには、（１）最も少ない角度で姿勢変更できる経路を使い、かつ（２）アクチュエータが発生できる能力を最大限使うことで時間を短縮する、という方法で実現できる。
【００４６】
このうち（１）については、ある二つの姿勢を最短経路で変更するためには、二つの姿勢から唯一求められるオイラー軸と呼ばれる軸回りに回転することであることが一般的に知られている（例えば、特公平３−１９８４０号公報参照）。従って、（１）を実現するために姿勢変更前の姿勢と姿勢変更後の目標姿勢からオイラー軸を求めて、その軸回りに衛星姿勢を回転させるように制御を行えばよい。
【００４７】
また、（２）は以下のように実現できる。一般にアクチュエータは発生できるトルクの最大値が規定されている。このようなアクチュエータを用いた場合に、ある姿勢で静止している状態から一軸回りに別の姿勢に変更して静止させるような制御を最短時間で達成するには、前述のように、アクチュエータの最大トルクで姿勢回転を加速させて、途中でアクチュエータの逆向きの最大トルクで姿勢回転を減速させることで実現できる。
【００４８】
特に最大加速トルクと最大減速トルクの大きさが同じ場合は、全制御時間の前半分の時間で加速を行い、後半分の時間で減速を行えばよい。この様子を図２の＜Ｔｙｐｅ１＞に示す。上段の図は、ホイール２が発生するトルクの時間変化を、下段の図は、上段に示されたトルクが発生した時の、衛星のオイラー軸回りの角速度の時間変化を示している。
【００４９】
目標角速度プロファイラ３８は、スイッチ３７を介してクオータニオン計算部３２で計算された人工衛星の姿勢変更開始直前における姿勢を初期姿勢ｑｉとして入力するとともに地上局等から指令された目標姿勢ｑｔを入力し、この初期姿勢ｑｉと目標姿勢ｑｔからオイラー軸を求め、次に、図２に示すような、衛星に搭載している姿勢制御駆動装置の能力の範囲で物理的に最短時間で姿勢変更を実現できるオイラー軸回りの衛星角速度の変化を計算により求める。
【００５０】
そして、姿勢変更制御が開始されると、姿勢変更制御中はこの計算された衛星角速度の変化値に従って逐一衛星角速度を生成して、Ｄ制御ループ３４に制御の目標値ωｔとして与える。この目標通りに衛星が回転すれば、最短時間の姿勢変更制御が実現できることになる。
【００５１】
なお前記のとおり、一般にジャイロセンサ１は検出できる角速度に限界（ダイナミックレンジ）があるため、このダイナミックレンジを越える角速度で衛星を回転させると制御できなくなる。そのため、目標角速度プロファイラ３８は、計画した角速度がジャイロセンサ１のダイナミックレンジを越えるような場合は、図２の＜Ｔｙｐｅ２＞に示すような形で目標角速度を求める必要がある。
【００５２】
Ｄ制御ループ３４は一般に、制御系の応答時定数に匹敵するような時間遅れの要素が含まれていなければ、アクチュエータの能力限界内で制御ゲイン（フィードバック係数）を高くするほど目標に対する追随性能が高く、安定な制御系となることが知られている。従って、十分に高い制御ゲインを持つＤ制御ループにすることで、目標角速度プロファイラ３８が生成した目標角速度ωｔと実際の衛星の角速度との間の誤差を十分に小さく抑えることができる。
【００５３】
また、軸間干渉量計算部（Ｇｙｒｏｓｃｏｐｉｃ  Ｔｅｒｍ  Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ）３３で求めた角運動量剛性値をＤ制御ループ３４の制御トルクから差し引くことで、角運動量を持った衛星でも限られた範囲内では任意の軸回りで回転することができる。
【００５４】
ホイール２は、一般に回転を減速させるような摩擦が生じるため、何らかの補償をしなければ指示通りの制御トルクを発生させることができない。そこで、Ｗｈｅｅｌ  Ｔａｃｈｏ  Ｌｏｏｐ  Ｆｅｅｄｂａｃｋ  Ｃｏｎｔｒｏｌ部３５では、Ｄ制御ループ部３４から指示された制御トルクを補償するためにホイール２の回転数制御をしている。
【００５５】
Ｄｒｉｆｔ  Ｒａｔｅ  Ｃｏｍｐｅｎｓａｔｉｏｎ部３１は、ジャイロセンサ１のバイアスノイズを除去することによりセンサ出力の精度を上げるために処理を行っている。また、Ｑｕａｔｅｒｎｉｏｎ  Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ部３２は、姿勢変更直前の姿勢のみを初期姿勢ｑｉとして求めて出力する処理を行っている。
【００５６】
以上の構成により、人工衛星は理論的に求められる最短な経路を通って最短の時間で精度良く姿勢変更することができる。
【００５７】
図４は、本実施形態の制御方式で姿勢変更させた場合のシミュレーション結果を示すタイムチャートである。図の上から三つのグラフはそれぞれ人工衛星の直交三軸回りの角速度を示しており、四つ目のグラフはオイラー軸回りの角速度を、一番下のグラフは現在の姿勢と目標の姿勢の間の角度を示している。
【００５８】
本発明の方式では、理想的な最短時間制御の形である図２に非常によく沿って制御されている様子が分かる。また、図６に示す従来のシミュレーション結果と比較して、姿勢変更にかかる時間も短縮されていることが分かる。
【００５９】
図４及び図６に示すタイムチャートは、ジャイロセンサやホイール、それから衛星の回転運動の様子もすべて計算機上のモデルで実現したシミュレーションで得られたものである。しかしながら、地上で実際のホイールを用いた試験（ジャイロセンサと衛星モデルはやはり計算機上のモデルで実現）も行っているが、この試験結果と図示のシミュレーション結果は、このグラフの分解能の範囲ではほぼ一致した結果が得られている。
【００６０】
なお、上記の実施形態では、アクチュエータとしてホイール２を用いたが、このアクチュエータ部分を、スラスタを搭載した「Ｒｅａｃｔｉｏｎ  Ｃｏｎｔｒｏｌ  Ｓｙｓｔｅｍ（以降、ＲＣＳと呼ぶ）」に置き換えた系でも実現可能である。
【００６１】
この場合、一般にＲＣＳはホイールよりも大きな制御トルクを発生させることができるため、より速い姿勢変更を実施することができる。ＲＣＳを使った系の場合、図１のＷｈｅｅｌ  Ｔａｃｈｏ  Ｌｏｏｐ  Ｆｅｅｄｂａｃｋ  Ｃｏｎｔｒｏｌ部３３は、Ｄ制御ループ３４が生成した制御トルクに相当するＲＣＳのスラスタ噴射時間を求める処理部に変更する必要がある。
【００６２】
さらに、他の実施形態として、上記アクチュエータ部分を、高速回転するコマの回転剛性を利用して制御トルクを発生させる「Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ  Ｂｉａｓ  Ｍｏｍｅｎｔｕｍ  Ｇｙｒｏ（以降、ＣＭＧと呼ぶ）」に置き換えた系でも実現可能である。
【００６３】
このように、本発明の制御方式は、アクチュエータを限定することなく実施することが可能であり、それぞれのアクチュエータの性能を有効に活用することができる。
【００６４】
【発明の効果】
本発明によれば、姿勢変更制御実施前に、理論的に最短時間となるように制御の目標を計画立て、この計画によって決められた時間に必ず制御を終了させることができるので、衛星の姿勢変更を最短時間で実施することが可能である。
【００６５】
また、本発明の「Ｔａｒｇｅｔ  Ｒａｔｅ  Ｐｒｏｆｉｌｅｒ」が生成する制御目標に追随させる制御系は、制御設計分野では一般的に安定であることが証明されているシンプルなＤ制御ループで実現でき、この制御ループは、制御目標に追随するために必要なトルクがアクチュエータ能力範囲内であれば、制御系の安定性を損なうことなく、容易に精度の高い制御系を実現することができるので、無理なく衛星を回転させ始めること、及び無理なく衛星の回転を停止することが可能となる。そのため、姿勢変更制御前後で過渡応答を非常に小さく抑えることができ、制御目標に精度よくかつ速やかに追随させることができる。
【００６６】
その結果、本発明によれば、衛星の姿勢変更時間が大幅に短縮することができ、新たな姿勢での運用を速やかに開始することにより人工衛星の運用効率を上げることが可能になる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の形態を示すブロック図である。
【図２】本発明における姿勢変更制御動作原理を説明するためのタイムチャートである。
【図３】本発明の動作を示すタイムチャートである。
【図４】従来例を示すブロック図である。
【図５】アクチュエータの一例を示す概略図である。
【図６】従来例の動作を示すタイムチャートである。
【符号の説明】
１  ジャイロセンサ（Ｇｙｒｏ）
２  ホイール（Ｗｈｅｅｌ）
３  姿勢制御装置（Ａｔｔｉｔｕｄｅ  Ｃｏｎｔｒｏｌ  Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃｓ：ＡＣＥ）
３１  ドリフト角速度補償部（Ｄｒｉｆｔ  Ｒａｔｅ  Ｃｏｍｐｅｎｓａｔｉｏｎ）
３２  クオータニオン計算部（Ｑｕａｔｅｒｎｉｏｎ  Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ）
３３  軸間干渉量計算部（Ｇｙｒｏｓｃｏｐｉｃ  Ｔｅｒｍ  Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ）
３４  Ｄ制御ループ
３５  ホイールタコループフィードバック制御部（Ｗｈｅｅｌ  Ｔａｃｈｏ  Ｌｏｏｐ  Ｆｅｅｄｂａｃｋ  Ｃｏｎｔｒｏｌ）
３６  目標角速度生成部
３７  スイッチ
３８  目標角速度プロファイラ（Ｔａｒｇｅｔ  Ｒａｔｅ  Ｐｒｏｆｉｌｅｒ）
【図１】
0003623747.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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