(57)【要約】衛星の姿勢の２つの推定値は、衛星上で追跡される衛星が送信する信号、および、追跡すべきだが衛星の姿勢のために追跡できない信号を使用することによって、および、衛星を回転させることによって作成され、衛星の姿勢の２つの推定値は、全てのＧＰＳ信号が追跡されるように、衛星の姿勢を変更するために使用される。
2005504670.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
衛星のための姿勢制御装置であって、
ＧＰＳ衛星に対して記憶された位置を送る手段と、
ＧＰＳアンテナと、
前記ＧＰＳ衛星を追跡するための手段と、
追跡されているＧＰＳ衛星の位置と追跡されるべきＧＰＳ衛星とを含む特徴から、第１のＧＰＳアンテナボアサイトの推定値を決定する手段と、
前記ＧＰＳアンテナのためのアンテナボアサイトに対して宇宙船を回転させる手段と、
前記回転に続いて、前記特徴からＧＰＳ衛星に対して第２のアンテナボアサイトの推定値を決定するための手段と、
ＧＰＳ姿勢の初期化に必要とされる制約された領域内で追跡すべき衛星を追跡するために、前記第１および第２の推定された宇宙船の姿勢に応じて、所望の方向にアンテナボアサイトを向けるように、所望の衛星姿勢の変更を決定するための手段と、
宇宙船を前記所望の姿勢に変更するための手段と、
を備える姿勢制御装置。
【請求項２】
前記所望の方向は、ＧＰＳアンテナについての天頂である、請求項１に記載の宇宙船。
【請求項３】
前記回転は、衛星のＸ軸に沿った９０度である、請求項１に記載の宇宙船。
【請求項４】
前記ボアサイトの推定ベクトルは、方位角および高度を示す、請求項１に記載の宇宙船。
【請求項５】
宇宙船上のＧＰＳアンテナのボアサイトを位置合わせする方法であって、
ＧＰＳ衛星を追跡するステップと、
追跡すべきＧＰＳ衛星を決定するステップと、
宇宙船と、追跡されるＧＰＳ衛星および追跡されない衛星との間の方位角および高度に応じて、ボアサイトの向きの第１の推定を行うステップと、
ボアサイトの向きを変更するために宇宙船を回転させるステップと、
ＧＰＳ衛星の第２の集合を追跡して、追跡できる残りＧＰＳ衛星を決定するステップと、
宇宙船を回転させるステップに続いて、宇宙船と追跡できる第２のＧＰＳ衛星集合および第３の衛星集合との間の方位角および高度に応じて、ボアサイトの向きの第２の推定を行うステップと、
ＧＰＳ姿勢の初期化に必要とされる制約された領域内で衛星を追跡するために、ボアサイトの向きの第１および第２の推定に応じて、アンテナボアサイトを位置合わせするために、宇宙船の所望の姿勢を決定するステップと、
宇宙船の姿勢を所望の向きに変更するステップと、
を含む方法。
【請求項６】
宇宙船の姿勢を制御するための方法であって、
第１の衛星の集合からＧＰＳ信号を受信するステップと、
受信されていない第２の衛星の集合からのＧＰＳ信号を決定するステップと、
前記宇宙船と前記第１および第２の衛星の集合との間にある視線に応じて、姿勢の第１の推定を行うステップと、
前記宇宙船を回転させるステップと、
前記宇宙船の回転に続いて、第３の衛星の集合からＧＰＳ信号を受信するステップと、
前記宇宙船の回転に続いて、第４の衛星の集合から受信されていないＧＰＳ信号を決定するステップと、
前記宇宙船と前記第３および第４の衛星の集合との間にある視線に応じて、姿勢の第２の推定を行うステップと、
姿勢の前記第１および第２の推定に基づいて、所望のベクトルに沿って前記ＧＰＳアンテナボアサイトを位置合わせするために姿勢を変更するステップと、
を含む方法。
【請求項７】
前記ベクトルは、地球に相対的である、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
前記ベクトルは、慣性空間に関連するものである、請求項７に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、衛星に関し、特に、姿勢制御のために全地球測位システム（ＧＰＳ）を使用する衛星に関する。
【背景技術】
【０００２】
全地球測位システムは、飛び抜けて正確なものであり、そのシステムは、ＧＰＳ受信機が（地球の座標における）位置および高度を決定するために使用する信号を送信するＧＰＳ衛星の集合を採用する。発明者の米国特許第５，９５９，５７６号明細書に説明されるように、軌道上を周回する衛星の姿勢は、１つまたは複数のＧＰＳ衛星と通信することとこれらを目標にすることと、ＧＰＳ衛星に対する高度および方位角の決定と地球に基づいたＧＰＳ座標の宇宙座標への変換を含む処理と、機上の姿勢制御システム、慣性測定部（ＩＭＵ）制御、および、推進器を備えた運動量デバイスの使用と、によって調節することができる。
【０００３】
姿勢維持能力を備えたＧＰＳ受信機のいかなる使用も、「姿勢初期化」シーケンスを必要とする。「姿勢初期化」シーケンスは、そのＧＰＳ受信機が正確な姿勢の決定のために周期の曖昧さを解決するまでの間隔である。しかし、宇宙で輸送機が別の輸送機から発射される（例えば、ＣＲＶ（乗務員帰還用輸送機）が、乗務員を地球に迅速に帰還させるために宇宙ステーションから発射される）時に、特別な問題が生じる。衛星が発射される時、衛星は、天頂に沿って指向されたＧＰＳアンテナを使用して配向することができず、その結果、機上のＧＰＳ受信機は、姿勢を適切に初期化できない。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明の目的は、機上のＧＰＳ受信機を初期化するために、適切な数のＧＰＳ衛星が受信されるように、衛星の姿勢を調整するための技術を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明によれば、衛星が発射される時に、アンテナの視野内にあるべきＧＰＳ衛星（潜在的衛星）は、可視でなければならず、機上のプロセッサ、または、地上に基づく制御からの上方リンクされたデータのいずれかから知られる。可視であるべきＧＰＳ衛星（潜在的衛星）および実際に追跡されている衛星を使用して、アンテナの照準に合わせる配向は、追跡されるＧＰＳ衛星の位置と、宇宙船の位置、速度および時刻とを使用して決定される。結果は、アンテナのボアサイト推定である。この推定に基づいて、衛星は、第２のボアサイト推定が得られる他のＧＰＳ衛星を視野に引き込みながら、（例えば、アンテナのボアサイトに対して９０度）回転される。３軸姿勢の良好な推定は、これら２つのベクトルの観測と、アンテナのボアサイトベクトルが宇宙船のＺ軸に沿って位置合わせされるという知識とから得られる。これらの要因から、宇宙船の姿勢が探知され、その後、慣性測定部および推進器もしくは運動量デバイスを採用する姿勢制御システムは、ボアサイトベクトルが天頂を指すように、衛星を再配向するために制御される。ＧＰＳアンテナを天頂に位置合わせするための所望の姿勢または姿勢変更は、機上で決定され、適切なコマンドは、姿勢制御装置に供給されて、これにより、推進器または運動量デバイスは、ＧＰＳ受信機のアンテナが適切に配向される所望の姿勢に、衛星の姿勢を、天頂に沿って変更させて、完全なＧＰＳ受信機の初期化が可能になる。
【０００６】
なお、本発明の目的、利益、および、特徴は、図面および説明から当業者に明らかとなる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
図１において、ＧＰＳ衛星Ａ、Ｂ、ＣおよびＤは、軌道上で地球を周回し、他の宇宙船または衛星（本例では乗務員帰還輸送機ＣＲＶ１０）が、より低い軌道を周回する。ユーザ輸送機または衛星１０は、アンテナ水平線１６に理想的に垂直であるアンテナボアサイト１４について半球の視野１２を備える（図２の）１つまたは複数のＧＰＳ受信機３２を含むと仮定することができる。図５は、複数のＧＰＳアンテナ１０ａが共通の平面に配列され、全てが衛星のＺ軸１４に沿って整列することを示す。衛星１０が発射された時に、Ｚ軸は、最初に、球形のいかなる方向にも配向することができる。本発明の目的は、図１に示すように、衛星がそれのＺ軸を使用して配向されるように、ＧＰＳ衛星のみを使用する衛星の再配向を導くことである。検討の目的のために、図１は、衛星１０の視野の下にある衛星ＢおよびＤに対して、ＧＰＳ姿勢初期化のために適切に配向された衛星１０を示す。衛星ＢおよびＤは、水平線１６の下にあるが、この水平線が水平線１８または２０のいずれかと一致するように再配向された時は、衛星１０から潜在的に可視である。ＧＰＳ衛星Ｃは、不可視の衛星の集合に入る。ユーザ衛星の向きにかかわらず、地球は衛星Ｃの送信したＧＰＳ信号を遮る。ＧＰＳ衛星ＢおよびＤは、潜在的に可視の衛星（すなわち、もし衛星が天頂を離れて正確に配向されていれば、可視となれた衛星）の集合に入る。ＧＰＳ衛星Ａは、そのＧＰＳ信号が受信される可視の衛星の集合に入る。
【０００８】
機上のＧＰＳ受信機３２は、搬送波の位相に基づいた姿勢決定が可能である。ＧＰＳ周期の曖昧さの解決策は、制約空間解決法を使用する。アンテナのサブシステムは、４つのパッチ式の同じアンテナ１０ａからなり、それらの全てが、天頂の方向１４を理想的に指す宇宙船のＺ体軸に沿って配向される。
【０００９】
ＧＰＳの搬送波位相に基づいた姿勢決定は、所与の１つのＧＰＳ衛星の方向にある所与の１対のアンテナ間に存在する波長の整数を見つけることを必要とする。周期のこの曖昧さは、ＧＰＳの姿勢を得ることができるようになる前に、最初に解決されなければならない。周期の曖昧さを解決するためには、２つの基本的な方法がある。すなわち、１）サーチ、および、２）動きである。ＧＰＳ受信機３２は、周期の曖昧さを解決するために、サーチ法を使用する。いくつかのサーチ法は、ＧＰＳアンテナのアレーが、基準姿勢の所定の角度内に指向されることを必要とする。この検討からは、本発明が、ＧＰＳアンテナボアサイトベクトル（図１の矢印１４）が、指定される指向の制約条件付き領域内に存在することを仮定できることを保証するために宇宙船を再配向するための手段を提供することが分かる。加えて、この検討は、ベクトル外積操舵法を採用することによって、宇宙船が再配向されることを説明する。従来技術として知られているベクトル外積操舵法は、（輸送機と地球の中心を通る直線に沿った）軌道の接線に垂直な天頂ベクトルに沿ってＧＰＳアンテナ１０ａのボアサイトを位置合わせするために、衛星１０を回転で操作する作動装置コマンドを計算する。ＧＰＳアンテナがどこに配向されているかの知識は、実証されるように、ＧＰＳ衛星の集合内のＧＰＳ衛星についての可視性を検査することに基づく。アンテナのボアサイトベクトルは、宇宙船の姿勢Ψを見積もるためのＺ軸に沿った１回の９０度の横転操作の前後で、得られる。片揺れ（ｙａｗ）姿勢（アンテナのボアサイト軸であるＺ軸についての回転）は、姿勢制御作動装置（例えば、推進器または運動量デバイス）を制御する縦揺れ（ｐｉｔｃｈ）、片揺れおよび横揺れ（ｒｏｌｌ）作動装置コマンドの外積操舵誤差を配分するために使用される。
【００１０】
図２において、姿勢制御システム２２は、慣性姿勢選択／保持モード（初期姿勢を維持）に最初に関与する一方、姿勢決定サブシステム２３は、図３のステップ３０を使用してボアサイトベクトルＵＡを見積もる。ＧＰＳ衛星は、３つの下位集合にグループ分けされる。すなわち、可視、不可視、および、潜在的に可視、である。図３を参照すると、可視衛星の下位集合は、ＧＰＳ受信機３２によって現在追跡されているＧＰＳ（例えば、衛星衛星Ａなど）からなり、不可視の下位集合は、地球によって覆い隠されるＧＰＳ衛星（例えば、衛星衛星Ｃなど）からなり、潜在的に可視であるＧＰＳ衛星の下位集合は、ユーザとＧＰＳ衛星の位置を、それぞれ軌道要素３４とＧＰＳ暦３６、および、関連する軌道伝播器３８および４０を使用して伝播させることによって、決定される。言い換えれば、これは、現在のユーザ衛星の軌道位置と将来の向きとから、見えるようになると思われるＧＰＳ衛星を決定する。次のステップ４２は、ＧＰＳ衛星への視線ベクトルを決定し、また、どの視線ベクトル（つまり図１の線１２および２０）が地球によって覆い隠されるかを決定する。ステップ４４および４６は、見積もられたボアサイトベクトルを、方位角および高度に変換する。ステップ４８において、潜在的に可視のＧＰＳ下位集合４８ａは、ＧＰＳ受信機３２が獲得した実際または可視の衛星下位集合４８ｂと、不可視ＧＰＳ下位集合４８ｃと、稼働中のＧＰＳ衛星下位集合４８ｄの全数とから、決定される。潜在的に可視のＧＰＳ下位集合は、稼働中のＧＰＳ衛星から、可視ＧＰＳ下位集合および不可視ＧＰＳ下位集合を、差し引いたものを含む。ステップ５０は、単位ベクトル
【００１１】
【数１】
2005504670.tif 000003
【００１２】
として、ＧＰＳアンテナの方向を決定する。
潜在的に可視の衛星下位集合は、地球によって覆い隠されないがＧＰＳ受信機によって追跡されていない全てのＧＰＳ衛星、および、ユーザ宇宙船の向きに応じて可視となることがある衛星のうち潜在的に可視のＧＰＳ衛星からなる。ＧＰＳアンテナの視野が、角度β（図１の番号１１）によって表され、可視衛星への視線単位ベクトルが、
【００１３】
【数２】
2005504670.tif 000004
【００１４】
によって表され、また、潜在的に可視の衛星への視線単位ベクトルが、
【００１５】
【数３】
2005504670.tif 000005
【００１６】
によって表される場合、アンテナボアサイト単位ベクトル
【００１７】
【数４】
2005504670.tif 000006
【００１８】
は、以下の制約の集合を満たさなければならない。
ＧＰＳの可視の下位集合の各要素ｉについて
【００１９】
【数５】
2005504670.tif 000007
【００２０】
ＧＰＳの潜在可視下位集合の各要素ｊについて
【００２１】
【数６】
2005504670.tif 000008
【００２２】
制約された領域内、かつ、最も近い拘束条件から可能な限り離れてＧＰＳアンテナを定置するＧＰＳアンテナの方向
【００２３】
【数７】
2005504670.tif 000009
【００２４】
を見出すために、無作為サーチが使用される。
ＧＰＳアンテナの方向が一旦決定されると、衛星のＸ体軸について輸送機を９０度横転させるためのコマンドは、慣性姿勢選択／保持モードに供給され、また、ＧＰＳアンテナの方向
【００２５】
【数８】
2005504670.tif 000010
【００２６】
は、操作の完了の後に、再計算される。
ほぼ垂直である２つのＧＰＳアンテナボアサイト単位ベクトルは、ここで、利用可能である。輸送機の３軸姿勢の良好な推定は、これらの２つのベクトルの観測と、アンテナボアサイトベクトルが宇宙船のＺ体軸に沿って整列されているという知識とから、得られる。ベクトルの観測値
【００２７】
【数９】
2005504670.tif 000011
【００２８】
および
【００２９】
【数１０】
2005504670.tif 000012
【００３０】
からの３軸姿勢の決定は、以下の４つのステップを実施することによって達成される。
１．Ｂを計算し、ここで、
【００３１】
【数１１】
2005504670.tif 000013
【００３２】
２．行列Ｂの特異な値の分解を計算する。
Ｂ＝ＵＳＶ’、ここで、ＵおよびＶは直交行列であり、かつ、ｓ１≧ｓ２≧ｓ３≧０の条件で
【００３３】
【数１２】
2005504670.tif 000014
【００３４】
３．ｄを計算し、ここでｄ＝（ｄｅｔＵ）（ｄｅｔＶ）＝±１。
４．方向余弦行列Ａを計算し、ここで、
【００３５】
【数１３】
2005504670.tif 000015
【００３６】
輸送機片揺れ回転は、
【００３７】
【数１４】
2005504670.tif 000016
【００３８】
宇宙船の片揺れ姿勢（Ψ）の推定値が得られた後で、姿勢制御システム・モードは、外積操舵に切り換えられる。外積操舵制御法は、図４に要約されるように、天頂に沿ってＧＰＳアンテナの方向を位置合わせするために輸送機を回転する作動装置コマンドを計算する。ＧＰＳアンテナが天頂に沿って位置合わせされ、周期の曖昧さ解決の問題が解決されるまで、姿勢決定システムは、外積操舵の間、アンテナの方向の推定を続ける。
【００３９】
姿勢決定システムのアンテナボアサイトベクトル推定機能は、２つの軸の姿勢を見積もる。この２つの自由度の姿勢推定の正確さは、ユーザ宇宙船の姿勢および軌道の位置に依存する。
【００４０】
当業者は、本発明の真の範囲および精神から逸脱することなく、本発明の述べた実施形態、および、その様々な機能および構成部分に対し、全体にせよ部分にせよ、変形を施すことができる。
【図面の簡単な説明】
【００４１】
【図１】地球の周囲に並ぶＧＰＳ衛星の集合、および、それらと、同じく軌道上のＣＲＶ輸送機のアンテナボアサイトとアンテナ視野との関係を示す図である。
【図２】ＧＰＳ受信機に加えて、運動量デバイスまたは推進器などの輸送機駆動装置を制御するための感性参照部に関わる処理シーケンスを使用する姿勢の決定および制御システムのブロック図である。
【図３】ＧＰＳアンテナボアサイトの推定を作成するために、機上のＧＰＳ暦およびユーザ軌道要素を使用する、図２に示す姿勢の決定および制御のシステムの姿勢決定処理の部分の機能的ブロック図である。
【図４】縦揺れ、横揺れ、および、片揺れを制御するための外積操舵制御の機能的ブロック図である。
【図５】（説明なし）
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【国際公開パンフレット】
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2005504670.tif 000038
2005504670.tif 000039
2005504670.tif 000040
2005504670.tif 000041
【国際公開パンフレット（コレクトバージョン）】
2005504670.tif 000042
【国際調査報告】
2005504670.tif 000043
2005504670.tif 000044
2005504670.tif 000045