(57)【要約】【課題】スラスタの大きな出力トルクを活用して高速の姿勢変更を行い、同時にホイールの連続的な出力トルクを活用して姿勢変更後すみやかに人工衛星を整定させる、人工衛星の姿勢制御装置を得る。【解決手段】姿勢角目標値発生部からの出力に基づいてフィードフォワード制御トルクを求めスラスタ駆動信号に変換して出力する姿勢制御フィードフォワード演算部と、人工衛星の姿勢制御を外力で行うアクチュエータとして用いられ、上記スラスタ駆動信号に基づいて人工衛星の姿勢制御を行うスラスタと、人工衛星の姿勢角をフィードバックして姿勢角のフィードバック出力と姿勢角の目標値とに基づいてフィードバック姿勢制御トルクを求めホイール駆動信号に変換して出力する姿勢制御フィードバック演算部と、人工衛星の姿勢制御を内力で行うアクチュエータとして用いられ、上記ホイール駆動信号に基づいて人工衛星の姿勢制御を行うホイールとを備える。【選択図】図４
2006008132.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
人工衛星の姿勢変更を高速に行う人工衛星の姿勢制御装置において、
人工衛星本体を姿勢制御する姿勢制御手段として、
人工衛星の姿勢変更にともなう慣性力を補償すべく上記姿勢角目標値発生部からの出力に基づいてフィードフォワード制御トルクを求めスラスタ駆動信号に変換して出力する姿勢制御フィードフォワード演算部と、
上記人工衛星の姿勢制御を外力で行うアクチュエータとして用いられ、上記姿勢制御フィードフォワード演算部からのスラスタ駆動信号に基づいて人工衛星の姿勢制御を行うスラスタと、
上記人工衛星の姿勢角をフィードバックして上記姿勢角目標値発生部からの姿勢角の目標値との誤差を低減すべく姿勢角のフィードバック出力と姿勢角の目標値とに基づいてフィードバック姿勢制御トルクを求めホイール駆動信号に変換して出力する姿勢制御フィードバック演算部と、
上記人工衛星の姿勢制御を内力で行うアクチュエータとして用いられ、上記姿勢制御フィードバック演算部からのホイール駆動信号に基づいて人工衛星の姿勢制御を行うホイールと
を備えることを特徴とする人工衛星の姿勢制御装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、人工衛星の姿勢変更を高速に行う人工衛星の姿勢制御装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
図７は、例えば特開平０６−７２３９６号公報に示されたもので、スラスタを用いて人工衛星の姿勢制御を行いつつ構造振動の励起を抑える人工衛星の姿勢制御装置の動作原理を示した説明図である。
【０００３】
構造振動モードをもつ人工衛星に対してスラスタによりパルス入力を与える場合、スラスタのパルス噴射により主に低周波数の振動モードが励起される。この低周波数の振動の励起を抑えるためには、振動の１／２周期後に同じだけのパルス入力を与えてやればよい。このことにより、いわゆるデッドビート制御となって、パルス入力後の低周波数の振動は抑えられる。
【０００４】
さらに、人工衛星がより高周波数の振動モードをもつ場合を考えると、最初のパルスと低周波数の振動の１／２周期後のパルスを高周波数の振動モードの周期にあわせて分割することが考えられる。たとえば図７に示すように、各パルスを３分割して３分割したパルスの間隔を高周波数の振動モードの１／３周期に設定すれば、高周波数の振動モードに対してもデッドビート制御を達成することができる。
【０００５】
また、図８は「航空宇宙工学便覧」（日本航空宇宙学会編、丸善、ｐ．１０２０（１９９２））に示された説明文をもとに、従来のホイールとスラスタを併用する人工衛星の姿勢制御装置の動作原理を説明するための構成図である。
図８において、１は人工衛星本体、２は人工衛星本体１の姿勢制御のための演算を行う姿勢制御演算部、３は人工衛星本体１の姿勢制御をローターの反作用トルクすなわち内力で行うアクチュエータのホイール、１２は人工衛星本体１の姿勢制御をガスの噴射すなわち外力で行うアクチュエータのスラスタ、１３はホイール角運動量の値からスラスタ駆動信号を発生するスラスタ駆動演算部、１４は人工衛星の姿勢角及び姿勢角速度を推定するための演算を行う姿勢推定演算部である。
【０００６】
次に、上記構成に係る動作について説明する。
人工衛星本体１の姿勢制御では、通常、姿勢推定演算部１４から出力される姿勢角や姿勢角速度をフィードバックして、姿勢制御演算部２においてその姿勢角が目標値（図の場合には０）になるように必要なＰＤ（比例微分）制御などの制御演算を行い、ホイール駆動信号を発生してホイール３を駆動する。人工衛星に対して外乱が作用すると、その外乱の作用を打ち消して人工衛星本体１の姿勢を保つためにホイール３は駆動されることになるが、外乱の性質によってはホイール３のもつ角運動量が許容値以上に高まる可能性がある。そこで、ホイール３のもつ角運動量をスラスタ駆動演算部１３に入力し、ホイール３のもつ角運動量がある値を超えないようにスラスタ１２を駆動して、ホイール３のもつ角運動量を放出するような制御動作が同時に行われる。
【０００７】
また、図９は「宇宙工学入門」（茂原正道著、培風館、ｐｐ．１４９−１５０（１９９４））に示された説明文をもとに、姿勢センサの出力と姿勢角速度センサの出力とから人工衛星の姿勢角と姿勢角速度を推定する従来の人工衛星の姿勢推定演算部１４の動作原理を説明するための構成図である。
図９において、１５は姿勢センサ、１６は低速モードの角速度センサ、１７は高速モードの角速度センサ、１８は低速モードの角速度センサ１６のバイアス推定部、１９は高速モードの角速度センサ１７のバイアス推定部、２０は定常姿勢時姿勢推定部、２１は姿勢変更時姿勢推定部である。
【０００８】
次に、上記構成に係る動作について説明する。
通常の運用形態では、人工衛星１は定常姿勢を保つように制御される。このような定常姿勢時において想定される人工衛星の姿勢角速度は小さく、用いられる低速モードの角速度センサ１６は、計測範囲を狭めて検出精度を高めることが通例である。角速度センサ１６の出力を積分すると角速度変化が得られる。これに姿勢角の初期値を加えて姿勢角が得られる。
【０００９】
この姿勢角の初期値には、姿勢センサ１５の出力が用いられる。しかし、長時間にわたって角速度センサ１６の出力を積分すると、角速度センサ１６の出力に含まれるバイアス的な誤差成分の影響が顕著に現れる。そこで、姿勢角の推定値と姿勢センサ１５の出力を比較して、バイアス推定部１８でバイアス的な誤差成分を推定する。角速度センサ１６の出力からバイアス的な誤差成分の推定値を引いて姿勢角速度の推定値αを得、さらに姿勢角速度の推定値αを積分して姿勢角の推定値θを得る。以上が、定常姿勢時姿勢推定部２０の動作である。
【００１０】
一方、軌道制御のために慣性空間におけるスラスタの軸方向を変更する、あるいは観測のために慣性空間におけるミッションセンサの指向軸を変更する、など人工衛星１の姿勢を変更する運用形態がある。このような姿勢変更時において想定される人工衛星の姿勢角速度は大きく、用いられる高速モードの角速度センサ１７は、検出精度を落として計測範囲を広げることが通例である。定常姿勢時姿勢推定部２０と同様に、角速度センサ１７の出力を積分すると角速度変化が得られる。これに姿勢角の初期値を加えて姿勢角が得られる。
【００１１】
この姿勢角の初期値には、運用形態を切り替える前の定常姿勢時姿勢推定部２０の姿勢角の推定値の最終値が用いられる。姿勢変更時には、姿勢センサ１５の視野から検出対象が外れてしまったり、姿勢センサ１５の使用可能な帯域を越えてしまったりして、姿勢センサ１５の出力を使用できないことが考えられる。そこで、角速度センサ１７の出力に含まれるバイアス的な誤差成分を補正するためにバイアス推定部１９では、地上試験や軌道上のこれまでの運用で取得されたデータをオフラインで処理して求めたキャリブレーションデータを利用する。これにより、姿勢変更中においても姿勢角および姿勢角速度を推定可能である。以上が姿勢変更時姿勢推定部２１の動作である。
【００１２】
姿勢推定演算部１４は、運用形態に応じて定常姿勢時姿勢推定部２０または姿勢変更時姿勢推定部２１のいずれかを選択し、姿勢角の推定値θと姿勢角速度の推定値αを姿勢制御フィードバック演算部７に出力する。
【００１３】
【特許文献１】特開平０６−７２３９６号公報
【非特許文献１】「航空宇宙工学便覧」（日本航空宇宙学会編、丸善、ｐ．１０２０（１９９２））
【非特許文献２】「宇宙工学入門」（茂原正道著、培風館、ｐｐ．１４９−１５０（１９９４））
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
従来の人工衛星の姿勢制御装置は、以上のようにパルス的に姿勢制御トルクを与える場合を前提として考えられているので、姿勢角加速度の発生もパルス的になり、大姿勢角変更時のようにある程度の長い時間姿勢角加速度を発生する必要のある場合には対応できないという問題点があった。また、従来の姿勢制御の方法は、構造振動の励起を抑えることを主として考えているので、構造振動の存在により剛体的な姿勢角に誤差の生じうることについては、対策が講じられていないという問題点があった。
【００１５】
また、スラスタ１２とホイール３を併用して姿勢制御を行う場合には、スラスタ１２はホイール３の角運動量を放出するためだけに用いられるので、スラスタ１２によって発生しうる大きな姿勢制御トルクを利用しきれておらず、スラスタ１２を用いても、ホイール３だけを用いる場合と同程度の速度でしか姿勢変更を行えないという問題点があった。
【００１６】
さらに、従来の人工衛星の姿勢制御装置は、定常姿勢時姿勢推定部２０、２１の姿勢角の初期値として姿勢センサ１５の出力を用いることを前提としているため、姿勢変更時から定常姿勢時に運用形態が切り替わった直後に姿勢角の推定値が不連続に変化する。この変化の大きさによっては姿勢制御系の指令値が大きく変化し、場合によっては構造振動モードを励起するなど、定常姿勢を開始してから姿勢が整定するまでには、ある程度の時間をかけざるをえない。一方、姿勢変更後も姿勢変更時と同じセンサ構成で姿勢および姿勢角速度を推定する場合には、高速モードの角速度センサ１７の出力を用いるため十分な精度を得ることができない。このように、姿勢変更後に速やかにかつ高い精度で姿勢を整定させることができないという問題点があった。
【００１７】
この発明は、上述した従来例に係る問題点を解決するためになされたもので、姿勢角加速度の生じる時間を長くとることが必要な場合にも、人工衛星のもつ構造振動の励起を抑え、かつ構造振動の存在により人工衛星の剛体的な姿勢角に無視できない誤差の生じるような場合にも対処しうる、人工衛星の姿勢制御装置を得ることを目的としている。
【００１８】
また、スラスタとホイールを併用して姿勢変更を行う場合には、スラスタの大きな出力トルクを活用して高速の姿勢変更を行い、同時にホイールの連続的な出力トルクを活用して姿勢変更後すみやかに人工衛星を整定させることのできる、人工衛星の姿勢制御装置を得ることを目的としている。
【００１９】
さらに、姿勢変更を行った後に精度の高い低速モードの角速度センサの出力を用いる運用形態に切り替えても、姿勢角の推定値が不連続になることなく速やかに姿勢を整定させることのできるとともに、人工衛星本体とは独立に指向制御機構を持つアンテナや観測センサ等のミッション機器を高精度に指向制御できる人工衛星の姿勢制御装置を得ることを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【００２０】
この発明に係る人工衛星の姿勢制御装置は、人工衛星の姿勢変更を高速に行う人工衛星の姿勢制御装置において、人工衛星本体を姿勢制御する姿勢制御手段として、人工衛星の姿勢変更にともなう慣性力を補償すべく上記姿勢角目標値発生部からの出力に基づいてフィードフォワード制御トルクを求めスラスタ駆動信号に変換して出力する姿勢制御フィードフォワード演算部と、上記人工衛星の姿勢制御を外力で行うアクチュエータとして用いられ、上記姿勢制御フィードフォワード演算部からのスラスタ駆動信号に基づいて人工衛星の姿勢制御を行うスラスタと、上記人工衛星の姿勢角をフィードバックして上記姿勢角目標値発生部からの姿勢角の目標値との誤差を低減すべく姿勢角のフィードバック出力と姿勢角の目標値とに基づいてフィードバック姿勢制御トルクを求めホイール駆動信号に変換して出力する姿勢制御フィードバック演算部と、上記人工衛星の姿勢制御を内力で行うアクチュエータとして用いられ、上記姿勢制御フィードバック演算部からのホイール駆動信号に基づいて人工衛星の姿勢制御を行うホイールとを備えることを特徴とするものである。
【発明の効果】
【００２１】
この発明によれば、人工衛星の姿勢変更にともなう慣性力を補償する姿勢制御フィードフォワード演算部と、人工衛星の姿勢角をフィードバックして姿勢角の目標値との誤差を低減する姿勢制御フィードバック演算部とを備え、姿勢制御フィードフォワード演算部のアクチュエータにスラスタを用い、姿勢制御フィードバック演算部のアクチュエータにホイールを用いるようにしたので、高速の姿勢変更に必要となる駆動トルクはおもに高トルク出力が可能なスラスタによって発生することになり、かつスラスタではフィードバック制御を行わないので姿勢制御フィードバックに用いるホイールと干渉することもなく、ホイールだけを用いるよりも高速の姿勢変更が可能になり、姿勢変更後速やかに人工衛星を整定することができるという効果がある。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２２】
実施の形態１．
この発明の実施の形態１に係る人工衛星の姿勢制御装置を図１および図２を参照しながら説明する。
図１は、この発明の実施の形態１に係る人工衛星の姿勢制御装置の構成を示すブロック図であり、また、図２はこの発明の実施の形態１に係る人工衛星の姿勢制御装置の姿勢角目標値発生部の動作を説明する図である。なお、各図中、同一符号は同一または相当部分を示す。
【００２３】
図１において、１は人工衛星本体、３は人工衛星本体１の姿勢制御をローターの反作用トルクすなわち内力で行うアクチュエータであるホイール、７は姿勢角変更の目標値と実際の姿勢角とから人工衛星の姿勢制御にとって必要となる演算を行う姿勢制御フィードバック演算部、８は姿勢角変更の目標値から姿勢変更に必要となるホイール駆動トルクをあらかじめ求める姿勢制御フィードフォワード演算部を示し、これらホイール３、姿勢制御フィードバック演算部７、姿勢制御フィードフォワード演算部８及び姿勢推定演算部１４の構成により、姿勢角、姿勢角速度、姿勢角加速度の目標値に基づいて人工衛星本体１の姿勢制御を行う姿勢制御手段を構成している。
【００２４】
また、９は姿勢角変更終了時に構造振動の励起も抑えるような、最終段階での姿勢角変更の角加速度目標値を求めるデッドビートパターン発生部、１０は姿勢角変更における姿勢角、姿勢角速度、姿勢角加速度の目標値を求める姿勢角目標値発生部である。
【００２５】
次に、実施の形態１の動作について説明する。
人工衛星本体１が姿勢角変更を行う場合、通常は姿勢角速度に対する台形速度パターンが用いられる。これは、ある一定角加速度で姿勢角速度を増速し、次に加速度を零として一定角速度で姿勢角を変更し、最後に一定角加速度で減速して角速度が零となったところで、姿勢角変更を終えるというものである。このときの角速度の時間的な変化パターンが台形状になることから台形速度パターンと呼ばれる。ところが、このパターンで姿勢角変更の目標値を生成する場合、人工衛星本体１に無視できない構造振動が存在すると姿勢角変更を終えた時点で構造振動が励起されることにもなる。以下にこれを説明する。
【００２６】
人工衛星本体１の主要な構造振動モードが１つだけの場合について考えると、その運動方程式は次式（１）のように単純化できる。
ｄ2ｘ／ｄｔ2＋２ζωｄｘ／ｄｔ＋ω2ｘ＝ｆ      （１）
ここで、ｘは主要な振動モードの振動振幅、ｄ2ｘ／ｄｔ2 はｘの２階時間微分、ｄｘ／ｄｔはｘの１階時間微分、ωは固有振動数、ω2 は固有振動数ωの二乗、ζは減衰係数、ｆは一定角加速度で人工衛星本体１が姿勢変更するに際して主要な振動モードに働く慣性力である。
【００２７】
今、姿勢角加速度がある一定値から別の一定値に変化する場合を考える。それにともなって慣性力ｆもｆ1からｆ2に変化するものとする。
構造振動の減衰係数ζが姿勢制御系の働きによってある程度大きな場合を想定すると、姿勢角加速度が変化する直前の状態では、構造振動の振動振幅ｘはほぼ一定値になっていると考えてよい。その値をｘ0とするとｘ0の値は上式から次のように求められる。
ｘ0＝ｆ1／ω2                                  （２）
【００２８】
さて、構造振動の振動振幅ｘが上記の値で一定値をとっている状態から慣性力ｆがｆ1からｆ2に変化すると、変化する時点を時刻ｔ＝０としてそれ以降のｘの値ｘ（ｔ）は式（１）から次のように求められる。
ｘ（ｔ）＝ｆ2／ω2−［ｅｘｐ（−ζωｔ）｛ω（１−ζ2）ｃｏｓ（Ωｔ）            ＋ζΩｓｉｎ（Ωｔ）｝／ω3／（１−ζ2）］×（ｆ2−ｆ1）
（３）
ただし、Ω＝ｓｑｒｔ（１−ζ2）ωであり、ｅｘｐは自然対数の底ｅのべき乗、ｓｑｒｔは平方根の意味である。
【００２９】
たとえば姿勢角加速度がある一定値から零に変化する場合を考えると、変化後は姿勢角加速度にともなう慣性力も零となるから、式（３）において、ｆ2は零となるが、この場合にも式（３）から明らかなように、ｘ（ｔ）は零とはならない。すなわち、姿勢変更の最終状態において、姿勢角加速度をある一定値から零にするような台形速度パターンの場合、姿勢角変更を終了した時点で、構造振動は零にならずに振動が持続していることになる。この振動が持続すると、人工衛星本体１の姿勢角も振動的になるため、高い姿勢精度を達成することは困難になる。
【００３０】
そのため、デッドビートパターン発生部９において、最終段階における姿勢角加速度の目標値を以下のように発生する。
まず、式（３）の時間微分をとってｔ＝π／Ωとすると、時間微分ｄｘ／ｄｔの値が零になることがわかる。すなわち、振動の半周期後において、構造振動の振動振幅の時間微分は零になる。したがって、この同じ時刻において、ｘの値も零になるように半周期の間の慣性力ｆ2を設定し、それ以後の慣性力を零となるようにすれば、慣性力が零となった時点で構造振動の振動振幅ｘとその時間微分ｄｘ／ｄｔがともに零となっているので、それ以降は、構造振動の生じないデッドビートの状態が達成されることになる。この条件を満たす慣性力ｆ2の値は式（３）から次のように求めることができる。
ｆ2＝ｅｘｐ（−ζωπ／Ω）／｛１＋ｅｘｐ（−ζωπ／Ω）｝×ｆ1
（４）
【００３１】
構造振動に作用する慣性力は姿勢角加速度の値に比例するから、姿勢角加速度の値が、姿勢変更の最終段階において、振動の半周期に相当するπ／Ωの期間、式（４）のｆ2とｆ1の比を満たすように減少すればよいことになる。
デッドビートパターン発生部９の働きは、姿勢角加速度の減少する割合と、減少した姿勢角加速度の持続する期間を求めることである。
【００３２】
デッドビートパターン発生部９で上記の値が得られれば、姿勢角目標値発生部１０では、姿勢変更したい角度と時間、およびデッドビートパターン発生部９の最終的な角加速度のパターンとから、姿勢変更のための角加速度の時間的な変化（目標値）を定める。この角加速度は、通常の台形速度パターンの角加速度を若干変更したものとして得られる。また、角加速度の目標値が得られれば、それを時間積分することによって角速度の目標値および角度の目標値が得られることになる。
【００３３】
このときの様子を図２に示す。
図２において、上段の図が姿勢角加速度の目標値であり、Ａに示す箇所がデッドビートパターン発生部９によって得られた角加速度の変化分である。
上述したように、姿勢変更終了の直前において、構造振動の半周期分の期間だけ角加速度を式（４）にしたがって減少させるようにする。
この姿勢角加速度の目標値を１階時間積分すると、中段の図のように姿勢角速度の目標値が得られる。また、さらに１階時間積分すると、下段の図のように姿勢角度の目標値が得られる。このように、姿勢角、姿勢角速度、姿勢角加速度の目標値を生成するのが姿勢角目標値発生部１０の働きである。
【００３４】
姿勢角目標値発生部１０から出力された人工衛星本体１の姿勢角と姿勢角速度の目標値は、実際の姿勢角および姿勢角速度との差をとることによって姿勢制御フィードバック演算部７に入力される。姿勢制御フィードバック演算部７では、この差が零になるようにホイール３の駆動トルクを発生する。同時に、姿勢角目標値発生部１０から出力された姿勢角、姿勢角速度、姿勢角加速度の目標値は、姿勢制御フィードフォワード演算部８に入力され、あらかじめ姿勢変更に必要なホイール３の駆動トルクを求めて、これを姿勢制御フィードバック演算部７の出力と足しあわせて最終的なホイール３の駆動トルクとする。
【００３５】
なお、この実施の形態１では、人工衛星本体１の姿勢制御にホイール３を用いる場合を示したが、スラスタで姿勢制御をする場合であっても同様の効果を奏する。また、デッドビートパターン発生部９において、角加速度の減少する期間が振動周期の半分である場合を示したが、必ずしも振動周期の半分に限定されるわけではなく、角加速度を零にするときに振動振幅とその時間微分が零になるように設定すれば、同様の効果がある。
【００３６】
従って、上記実施の形態１によれば、主要な構造振動の振動数と減衰係数とから、姿勢変更終了直前で姿勢角加速度の値を段階的に減少させるように姿勢角目標値を設定するようにしたので、姿勢角変更のために、人工衛星に連続的に一定の姿勢角加速度を与えた後、姿勢角変更を終了する時点において、たとえば振動の半周期の期間だけ姿勢角加速度の値を減少させ、ついで姿勢角加速度の値を零として姿勢角変更を停止させることにより、姿勢角変更にともなう姿勢角加速度で励起された人工衛星の主要な構造振動は、姿勢角変更の終了する時点で抑制することができ、姿勢角加速度の生じる時間を長くとることが必要な場合にも、人工衛星のもつ構造振動の励起を抑え、かつ構造振動の存在により人工衛星の剛体的な姿勢角に無視できない誤差の生じるような場合にも対処しうる。
【００３７】
実施の形態２．
この発明の実施の形態２に係る人工衛星の姿勢制御装置について図３を参照しながら説明する。
図３は、この発明の実施の形態２に係る人工衛星の姿勢制御装置の構成を示すブロック図である。
図３において、図１に示す実施の形態１と同一部分は同一符号を付してその説明は省略する。新たな符号として、１１は人工衛星本体１の構造振動を含むダイナミクスとほぼ逆の特性を有する逆特性フィルタ部である。
【００３８】
次に、実施の形態２に係る動作について説明する。
人工衛星において、高速の姿勢変更を行う場合には、姿勢変更を終了した時点において、人工衛星本体１の剛体的な姿勢角にバイアス的な誤差と振動的な誤差の両方が残らないようにすることが必要である。このうち、振動的な誤差に関しては前述した図１に示すデッドビートパターン発生部９の働きによって取り除くことが可能である。しかし、姿勢角のバイアス的な誤差に関しては、これだけでは取り除くことができず、さらに工夫を必要とする。以下にその理由を述べる。
【００３９】
今、人工衛星本体１の主要な構造振動モードがひとつだけであるとして、その振動振幅、固有振動数、減衰係数を、それぞれｘ、ω、ζとし、人工衛星本体１の剛体的な姿勢角をθ、人工衛星本体１の慣性モーメントをＪとすれば、人工衛星全体の運動方程式は次のように考えることができる。
Ｊｄ2θ／ｄｔ2＋Ｍｄ2ｘ／ｄｔ2＝ｎ
Ｍｄ2θ／ｄｔ2＋ｄ2ｘ／ｄｔ2＋２ζωｄｘ／ｄｔ＋ω2ｘ＝０    （５）
この式において、ｎは人工衛星本体１の駆動トルク、Ｍは剛体的な姿勢角θと振動振幅ｘとの力学的な干渉項、ｄ2θ／ｄｔ2はθの２階時間微分である。
【００４０】
ここで、姿勢角θの仮の目標値をθ2とすれば、人工衛星本体１の駆動トルクｎはたとえば次のように表すことができる。
ｎ＝Ｊｄ2θ2／ｄｔ2
＋ｋｄ（ｄθ2／ｄｔ−ｄθ／ｄｔ）＋ｋｐ（θ2−θ）    （６）
上式において、ｄ2θ2／ｄｔ2はθ2の２階時間微分、ｄθ2／ｄｔはθ2の１階時間微分、ｄθ／ｄｔはθの１階時間微分、ｋｄは姿勢制御の微分制御ゲイン、ｋｐは姿勢制御の比例制御ゲインである。
【００４１】
上式において、右辺第１項は姿勢制御フィードフォワード演算部８の働き、右辺第２項と右辺第３項は姿勢制御フィードバック演算部７の働きに相当する。ここで、駆動トルクｎは人工衛星本体１の実際の姿勢角θがその仮の目標値θ2と等しくなるように選ばれたものであるが、振動項ｘの存在により誤差を生じる。駆動トルクｎをもとの運動方程式に代入すると次式となる。
Ｊｄ2θ／ｄｔ2＋ｋｄｄθ／ｄｔ＋ｋｐθ＋Ｍｄ2ｘ／ｄｔ2
＝Ｊｄ2θ2／ｄｔ2＋ｋｄｄθ2／ｄｔ＋ｋｐθ2
Ｍｄ2θ／ｄｔ2＋ｄ2ｘ／ｄｔ2＋２ζωｄｘ／ｄｔ＋ω2ｘ＝０    （７）
【００４２】
上式（７）から明らかなように、振動振幅ｘの影響（Ｍｄ2ｘ／ｄｔ2の項の影響）により姿勢角θはその仮の目標値θ2と等しくはならない。
このバイアス的な誤差を取り除くために、式（７）の逆のシステムを考える。式（７）でθの代わりに姿勢角目標値発生部１０の出力θ1を代入して、θ2を左辺に移項すると次のシステムが得られる。
Ｊｄ2θ２／ｄｔ2＋ｋｄｄθ2／ｄｔ＋ｋｐθ2−Ｍｄ2ｘ／ｄｔ2
＝Ｊｄ2θ1／ｄｔ2＋ｋｄｄθ1／ｄｔ＋ｋｐθ1
ｄ2ｘ／ｄｔ2＋２ζωｄｘ／ｄｔ＋ω2ｘ
＝−Ｍｄ2θ1／ｄｔ2                                      （８）
【００４３】
これは、式（７）においてθとθ1を入れ替えているので、θ1とθ2の関係は式（７）のθ2とθの関係のちょうど逆の関係になっている。したがって、姿勢角目標値発生部１０の出力θ1をいったん式（８）によって仮の目標値θ2に変換した後、式（６）のように姿勢制御を行うことにすれば、式（７）と式（８）からθ1とθ2の関係とθ2とθの関係とがちょうどキャンセルされて、実際の姿勢角θは姿勢角目標値発生部１０の出力θ1と等しくなる。すなわち、人工衛星本体１に含まれる構造振動の影響を、あらかじめこの人工衛星本体１と逆の特性をもつフィルタを挿入することによって取り除くことができる。この式（８）で表されるθ1を入力してθ2を出力するフィルタを、ここでは逆特性フィルタ部１１と呼んでいる。
【００４４】
ただし、式（８）において、振動の減衰係数ζが小さい場合にはフィルタが振動的になってしまうので、それを避けるために、逆特性フィルタ部１１では人為的に大きな減衰を与えるようにする。そのため、完全にプラントの逆特性が実現されるわけではないが、その場合にも応答を改善する効果がある。
【００４５】
なお、この例では、人工衛星本体１の姿勢制御にホイールを用いる場合を示したが、スラスタで姿勢制御をする場合であっても同様の効果を奏する。
また、姿勢角目標値発生部１０の前段に、図１に示すデッドビートパターン発生部９を挿入すると、人工衛星本体１の剛体的な姿勢角におけるバイアス的な誤差と振動的な誤差の両方を残らないようにする効果がある。
【００４６】
従って、上記実施の形態２によれば、人工衛星の剛体的な姿勢角に対して与えられた姿勢角変更の目標値を、人工衛星の構造振動を含むダイナミクスとほぼ逆の特性を有する逆特性フィルタ１１に通して、人工衛星の最終的な姿勢角変更の目標値とすることにより、人工衛星の構造振動の影響がほぼキャンセルされ、構造振動の影響で人工衛星の剛体的な姿勢角にバイアス的な誤差の発生するのを防ぐことができる。
【００４７】
また、姿勢角目標値発生部１０の前段に、図１に示すデッドビートパターン発生部９を挿入することにより、人工衛星本体１の剛体的な姿勢角におけるバイアス的な誤差と振動的な誤差の両方を残らないようにする効果がある。
【００４８】
実施の形態３．
この発明の実施の形態３に係る人工衛星の姿勢制御装置について図４を参照しながら説明する。
図４は、この発明の実施の形態３に係る人工衛星の姿勢制御装置の構成を示すブロック図である。
図４において、図１及び図２に示す実施の形態１及び２と同一部分は同一符号を付してその説明は省略する。新たな符号として、１２は人工衛星本体１の姿勢制御をガスの噴射すなわち外力で行うアクチュエータであるスラスタである。
【００４９】
次に、実施の形態３の動作について説明する。
人工衛星本体１の高速の姿勢変更を行う場合には、人工衛星本体１の姿勢角をθ、姿勢角目標値発生部１０の姿勢角出力をθ2として、式（６）と同様に次式によって人工衛星本体１の姿勢制御トルクｎを与える。
ｎ＝Ｊｄ2θ2／ｄｔ2＋ジャイロ項＋ｋｄ（ｄθ2／ｄｔ−ｄθ／ｄｔ）
＋ｋｐ（θ2−θ）                                        （９）
【００５０】
この式（９）において、右辺第１項のＪｄ2θ2／ｄｔ2の項は、姿勢角目標値発生部１０の姿勢角加速度出力ｄ2θ2／ｄｔ2に人工衛星本体１の慣性モーメントＪをかけたものであり、人工衛星本体１の姿勢角θのフィードバックなしに求めることができる。また、右辺第２項のジャイロ項は、人工衛星本体１が高速に姿勢変更することで人工衛星全体１の角運動量（人工衛星本体１の角運動量とホイール３の角運動量の和）との間に生じるジャイロ効果による慣性力項であり、スラスタ１２をアクチュエータとして用いる場合には人工衛星全体の角運動量が変化するのでこの項を無視できない場合がある。このジャイロ項についても、人工衛星本体１の姿勢角θのフィードバックなしに、姿勢角目標値発生部１０の姿勢角出力を用いて求めることができる。
【００５１】
これらの式（９）における右辺第１項と右辺第２項の演算を行うのが姿勢制御フィードフォワード演算部８の働きであり、得られたフィードフォワード姿勢制御トルクは、姿勢変更中には人工衛星本体１の姿勢制御トルクの主要な部分を占め、人工衛星本体１の高速の姿勢変更を可能にする。得られたフィードフォワード姿勢制御トルクは、姿勢制御フィードフォワード演算部８においてさらにスラスタ駆動信号に変換され、スラスタ１２を駆動する。
【００５２】
一方、式（９）における右辺第３項と右辺第４項は、人工衛星本体１の姿勢角θと姿勢角速度ｄθ／ｄｔをフィードバックして得られる項であり、姿勢角目標値発生部１０の出力θ2と人工衛星本体１の姿勢角θとの誤差を減少させる働きをする。姿勢制御フィードバック演算部７では、このフィードバック姿勢制御トルクを求めてホイール駆動信号に変換し、ホイール３を駆動する。
【００５３】
このように、姿勢制御フィードフォワード演算部８による姿勢制御トルクはスラスタ１２によって実現し、姿勢制御フィードバック演算部７による姿勢制御トルクはホイール３によって実現するように構成すると、フィードバックはホイール３の方でしか行っていないので、スラスタ１２とホイール３の互いの姿勢制御系が干渉することはなく、また、姿勢変更中に必要となる大きな姿勢制御トルクは、その大部分が姿勢制御フィードフォワード演算部８の出力として得られるので、スラスタ１２の高トルク出力を有効に活用して高速の姿勢変更を実現することができる。さらに、姿勢変更後は、姿勢制御フィードフォワード演算部８の出力は零となるので、スラスタ１２の噴射が行われることはなく、ホイール３の連続的な出力トルクにより速やかに姿勢を整定させることが可能になる。
【００５４】
なお、この例ではフィードフォワード姿勢制御トルクのうちのジャイロ項をスラスタ１２によって補償する場合を示したが、ジャイロ項は通常ホイール３によっても制御できるので、その場合にはジャイロ項をホイール３による姿勢制御トルクに含ませても同様の効果が得られる。また、姿勢角目標値発生部１０の前段に図１に示すデッドビートパターン発生部９を挿入することや、姿勢角目標値発生部１０の後段に図３に示す逆特性フィルタ部１１を挿入することは、いずれも有効であり、人工衛星本体１の姿勢角に対する構造振動の影響を取り除くうえで効果がある。
【００５５】
従って、上記実施の形態３によれば、姿勢制御フィードフォワード演算部８のアクチュエータにスラスタ１２を用い、姿勢制御フィードバック演算部７のアクチュエータにホイール３を用いるように構成することで、人工衛星の高速の姿勢変更に必要となる大きな制御トルクは、おもに人工衛星のもつ慣性力を補償するために用いられるので、これを姿勢制御フィードフォワード演算部８で求めて、必要なトルクをスラスタ１２によって発生するようにすることができ、姿勢制御フィードバックに用いるホイール３と干渉することもなく、ホイール３だけを用いるよりも高速の姿勢変更が可能になる。
【００５６】
実施の形態４．
この発明の実施の形態４に係る人工衛星の姿勢制御装置について図５を参照しながら説明する。
図５は、この発明の実施の形態４に係る人工衛星の姿勢制御装置の姿勢推定演算部の構成を示すブロック図である。
図５において、図９に示す従来例と同一部分は同一符号を付して示しその説明は省略する。新たな符号として、１４Ａは本実施の形態４に係る姿勢推定演算部、２２は姿勢整定時姿勢推定部を示し、本実施の形態４に係る姿勢推定演算部１４Ａには、姿勢整定時姿勢推定部２２を内蔵し、姿勢変更をした後に速やかに姿勢を整定させる姿勢整定時に、姿勢整定時の姿勢角と姿勢角速度の推定値を、姿勢制御フィードバック演算部７に出力するようになされている。
【００５７】
次に、実施の形態４の動作について説明する。
姿勢変更をした後に速やかに姿勢を整定させる姿勢整定時に、姿勢推定演算部１４は、姿勢整定時姿勢推定部２２からの姿勢角と姿勢角速度の推定値を、姿勢制御フィードバック演算部７に出力する。姿勢変更が終了しているので想定される人工衛星の姿勢角速度は小さく、低速モードの角速度センサ１６を用いることができる。角速度センサ１６の出力に含まれるバイアス的な誤差をバイアス推定部１８の出力を用いて補正して、姿勢角速度の推定値αを得る。これに姿勢角の初期値を加えて姿勢角の推定値θを得る。この姿勢角の初期値には、運用形態を切り替える前の姿勢変更時姿勢推定部２１の姿勢角の最終値を用いる。バイアス推定部１８では、定常姿勢時姿勢推定部２０の姿勢角の推定値と姿勢センサ１５の出力を比較して、角速度センサ１６の出力に含まれるバイアス的な誤差を推定する。
【００５８】
なお、低速モードの角速度センサ１６と高速モードの角速度センサ１７とは、同一の角速度センサでセンサゲインの切り替えにより分解能と計測範囲を切り替える場合でも、高分解能で狭計測範囲の角速度センサと低分解能で広計測範囲の角速度センサを組み合わせる場合でも同様の効果があることは言うまでもない。
【００５９】
さらに、角速度センサ１６の出力に含まれるバイアス的な誤差を補正するためにバイアス推定部１８で、地上試験や軌道上のこれまでの運用で取得されたデータをオフラインで処理して求めたキャリブレーションデータを利用する場合でも同様の効果がある。
【００６０】
なお、この実施の形態４では、姿勢推定演算部１４Ａについてのみ述べたが、図４に示す実施の形態３に適用できるのは勿論であり、また、姿勢角目標値発生部１０の前段に図１に示すデッドビートパターン発生部９を挿入することや、姿勢角目標値発生部１０の後段に図３に示す逆特性フィルタ部１１を挿入することは、いずれも有効であり、人工衛星本体１の姿勢角に対する構造振動の影響を取り除くうえで効果がある。
【００６１】
従って、上記実施の形態４によれば、定常姿勢時の姿勢角と姿勢角速度を推定する定常姿勢時姿勢推定部２０および姿勢変更時の姿勢角と姿勢角速度を推定する姿勢変更時姿勢推定部２１のほかに、姿勢整定時の姿勢角と姿勢角速度を推定する姿勢整定時姿勢推定部２２を備え、姿勢整定時姿勢推定部２２において姿勢角の初期化に上記姿勢変更時姿勢推定部２１の姿勢角の最終値を用い、かつ低速モードの角速度センサ１６の出力を積分して姿勢を推定するように構成することにより、姿勢変更時から姿勢整定時への運用切り替えにおいて姿勢角の推定値を連続に保ちつつ、かつ姿勢角変化を高精度に推定することが可能になる。
【００６２】
実施の形態５．
この発明の実施の形態５に係る人工衛星の姿勢制御装置について図６を参照しながら説明する。
図６は、この発明の実施の形態５に係る人工衛星の姿勢制御装置の姿勢推定演算部の構成を示すブロック図である。
図６において、図６に示す実施の形態５と同一部分は同一符号を付して示しその説明は省略する。新たな符号として、２３は指向制御機構を保有するアンテナや観測センサ等の指向制御を行う指向制御機器である。
【００６３】
次に、実施の形態５の動作について説明する。
アンテナや観測センサ等の指向方向を電気的に制御可能あるいは小型のミラー等軽量の能動部材の駆動で制御可能でかつ制御の結果として実用的に人工衛星本体１に反作用トルクを及ぼさない場合には、人工衛星本体１の姿勢角の推定値が不連続であっても、指向制御で人工衛星の構造振動を励起する恐れが無い。そこで、姿勢変更時から姿勢整定時に切り替えたときに定常姿勢時姿勢推定部２０の演算を姿勢整定時姿勢推定部２２の演算と並行して実行し、その高精度な姿勢決定値を指向制御機器２３に出力する。指向制御機器２３は、この高精度な姿勢決定値に基づいて指向制御を行うことができる。
【００６４】
なお、この実施の形態５では、姿勢推定演算部１４Ａと指向制御機器２３についてのみ述べたが、図４に示す実施の形態３に適用できるのは勿論であり、また、姿勢角目標値発生部１０の前段に図１に示すデッドビートパターン発生部９を挿入することや、姿勢角目標値発生部１０の後段に図３に示す逆特性フィルタ部１１を挿入することは、いずれも有効であり、人工衛星本体１の姿勢角に対する構造振動の影響を取り除くうえで効果がある。
【００６５】
従って、上記実施の形態５によれば、姿勢整定時姿勢推定部２２の出力に基づく姿勢制御フィードバックによる姿勢整定時に、定常姿勢時姿勢推定部２０の出力に基づいてアンテナや観測センサ等の指向制御を行う指向制御機器を備えたので、姿勢変更終了後速やかに、人工衛星本体１の姿勢変化を高精度に制御し、かつアンテナや観測センサなどのミッション機器の指向方向を高精度に制御することが可能になる効果がある。
【００６６】
以上のように、この発明に係る人工衛星の姿勢制御装置によれば、デッドビートパターン発生部を設けて、姿勢角変更のために人工衛星に連続的に一定の姿勢角加速度を与えた後、姿勢角変更を終了する時点において、たとえば振動の半周期の期間だけ姿勢角加速度の値を減少させ、ついで姿勢角加速度の値を零として姿勢角変更を停止させるようにしたので、姿勢角変更にともなう姿勢角加速度で励起された人工衛星の主要な構造振動を姿勢角変更の終了する時点で抑制することができ、姿勢角加速度の生じる時間を長くとることが必要な場合にも、人工衛星のもつ構造振動の励起を抑え、かつ構造振動の存在により人工衛星の剛体的な姿勢角に無視できない誤差の生じるような場合にも対処し得るという効果がある。
【００６７】
また、人工衛星の剛体的な姿勢角に対して与えられた姿勢角変更の目標値を、人工衛星の構造振動を含むダイナミクスとほぼ逆の特性を有する逆特性フィルタ部に通して、人工衛星の最終的な姿勢角変更の目標値としたので、人工衛星の構造振動の影響がほぼキャンセルされ、構造振動の影響で人工衛星の剛体的な姿勢角にバイアス的な誤差の発生するのを防ぐことができるという効果がある。
【００６８】
また、人工衛星の姿勢変更にともなう慣性力を補償する姿勢制御フィードフォワード演算部と、人工衛星の姿勢角をフィードバックして姿勢角の目標値との誤差を低減する姿勢制御フィードバック演算部とを備え、姿勢制御フィードフォワード演算部のアクチュエータにスラスタを用い、姿勢制御フィードバック演算部のアクチュエータにホイールを用いるようにしたので、高速の姿勢変更に必要となる駆動トルクはおもに高トルク出力が可能なスラスタによって発生することになり、かつスラスタではフィードバック制御を行わないので姿勢制御フィードバックに用いるホイールと干渉することもなく、ホイールだけを用いるよりも高速の姿勢変更が可能になり、姿勢変更後速やかに人工衛星を整定することができるという効果がある。
【００６９】
また、定常姿勢時の姿勢角と姿勢角速度を推定する定常姿勢時姿勢推定部および姿勢変更時の姿勢角と姿勢角速度を推定する姿勢変更時姿勢推定部のほかに、姿勢整定時の姿勢角と姿勢角速度を推定する姿勢整定時姿勢推定部を備え、姿勢整定時姿勢推定部において姿勢角の初期化に上記姿勢変更時姿勢推定部の姿勢角の最終値を用い、かつ低速モードの角速度センサの出力を積分して姿勢を推定するように構成したので、姿勢変更時から姿勢整定時への運用切り替えにおいて姿勢角の推定値を連続に保ちつつ、かつ姿勢角変化を高精度に推定することが可能になるという効果がある。
【００７０】
さらに、姿勢整定時姿勢推定部の出力に基づく姿勢制御フィードバックによる姿勢整定時に、定常姿勢時姿勢推定部の出力に基づいてアンテナや観測センサ等の指向制御機構を保有する機器の指向制御を行うように構成したので、姿勢変更終了後速やかに、衛星本体の姿勢変化を高精度に制御し、かつアンテナや観測センサなどのミッション機器の指向方向を高精度に制御することが可能になるという効果がある。
【図面の簡単な説明】
【００７１】
【図１】この発明の実施の形態１に係る人工衛星の姿勢制御装置の構成を示すブロック図である。
【図２】この発明の実施の形態１に係る人工衛星の姿勢制御装置の姿勢角目標値発生部の動作を示す説明図である。
【図３】この発明の実施の形態２に係る人工衛星の姿勢制御装置の構成を示すブロック図である。
【図４】この発明の実施の形態３に係る人工衛星の姿勢制御装置の構成を示すブロック図である。
【図５】この発明の実施の形態４に係る人工衛星の姿勢制御装置の姿勢推定演算部の構成を示すブロック図である。
【図６】この発明の実施の形態５に係る人工衛星の姿勢制御装置の姿勢推定演算部の構成を示すブロック図である。
【図７】従来のスラスタを用いる人工衛星の姿勢制御装置の動作を示す説明図である。
【図８】従来のホイールとスラスタを併用する人工衛星の姿勢制御装置の構成を示すブロック図である。
【図９】従来の姿勢角センサと角速度センサを併用する人工衛星の姿勢推定演算部の構成を示すブロック図である。
【符号の説明】
【００７２】
１  人工衛星本体、３  ホイール、７  姿勢制御フィードバック演算部、８  姿勢制御フィードフォワード演算部、９  デッドビートパターン発生部、１０  姿勢角目標値発生部、１１  逆特性フィルタ部、１２  スラスタ、１４Ａ  姿勢推定演算部、１５  姿勢センサ、１６  角速度センサ（低速モード）、１７  角速度センサ（高速モード）、１８  バイアス推定部（低速モード）、１９  バイアス推定部（高速モード）、２０  定常姿勢時姿勢推定部、２１  姿勢変更時姿勢推定部、２２  姿勢整定時姿勢推定部、２３  指向制御機器。
【図１】
2006008132.tif 000003
【図２】
2006008132.tif 000004
【図３】
2006008132.tif 000005
【図４】
2006008132.tif 000006
【図５】
2006008132.tif 000007
【図６】
2006008132.tif 000008
【図７】
2006008132.tif 000009
【図８】
2006008132.tif 000010
【図９】
2006008132.tif 000011