(57)【要約】【課題】少ない台数のコントロールモーメントジャイロを用いて、３軸同時の姿勢制御を軽負荷処理で行う。【解決手段】姿勢制御装置１０の２台のコントロールモーメントジャイロ１３は、ホイール３１と、ジンバル３２とを個別に有する。姿勢制御装置１０のジャイロ演算部２４は、姿勢制御のための３軸方向のトルクの設定値から、ジンバルの角速度については、コントロールモーメントジャイロ１３ごとの指令値を演算する。また、ジャイロ演算部２４は、姿勢制御のための３軸方向のトルクの設定値から、ホイールの角運動量については、共通の変化量を演算した後、演算した共通の変化量をコントロールモーメントジャイロ１３ごとの係数で重み付けしてコントロールモーメントジャイロ１３ごとの指令値を演算する。【選択図】図１
2018027761.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転するホイールと、前記ホイールを保持しながら、前記ホイールの回転軸とは方向の異なる回転軸を中心に回転するジンバルとを個別に有する少なくとも２台のコントロールモーメントジャイロと、
姿勢制御のための３軸方向のトルクの設定値から、前記ジンバルの角速度については、コントロールモーメントジャイロごとの指令値を演算し、前記ホイールの角運動量については、共通の変化量を演算した後、演算した共通の変化量をコントロールモーメントジャイロごとの係数で重み付けしてコントロールモーメントジャイロごとの指令値を演算するジャイロ演算部と
を備える姿勢制御装置。
【請求項２】
前記ジャイロ演算部は、前記ホイールの角運動量について、共通の基準値と、演算した共通の変化量をコントロールモーメントジャイロごとの係数で重み付けした値との合計を、コントロールモーメントジャイロごとの指令値として演算する請求項１に記載の姿勢制御装置。
【請求項３】
宇宙機の姿勢を推定する姿勢推定部と、
前記姿勢推定部により推定された姿勢と目標の姿勢との差異から、前記宇宙機の姿勢制御のための前記３軸方向のトルクの設定値を演算するトルク演算部と
をさらに備える請求項１または２に記載の姿勢制御装置。
【請求項４】
請求項１から３のいずれか１項に記載の姿勢制御装置が搭載された宇宙機。
【請求項５】
回転するホイールと、前記ホイールを保持しながら、前記ホイールの回転軸とは方向の異なる回転軸を中心に回転するジンバルとを個別に有する少なくとも２台のコントロールモーメントジャイロを用いる姿勢制御方法において、
姿勢制御のための３軸方向のトルクの設定値から、前記ジンバルの角速度については、コントロールモーメントジャイロごとの指令値を演算し、前記ホイールの角運動量については、共通の変化量を演算した後、演算した共通の変化量をコントロールモーメントジャイロごとの係数で重み付けしてコントロールモーメントジャイロごとの指令値を演算し、
前記ジンバルの角速度と前記ホイールの角運動量とについて演算したコントロールモーメントジャイロごとの指令値に応じて、前記ホイールおよび前記ジンバルを回転させる姿勢制御方法。
【請求項６】
回転するホイールと、前記ホイールを保持しながら、前記ホイールの回転軸とは方向の異なる回転軸を中心に回転するジンバルとを個別に有する少なくとも２台のコントロールモーメントジャイロへの指令値を演算するコンピュータに、
姿勢制御のための３軸方向のトルクの設定値から、前記ジンバルの角速度については、コントロールモーメントジャイロごとの指令値を演算し、前記ホイールの角運動量については、共通の変化量を演算した後、演算した共通の変化量をコントロールモーメントジャイロごとの係数で重み付けしてコントロールモーメントジャイロごとの指令値を演算する処理を実行させる姿勢制御プログラム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、姿勢制御装置、宇宙機、姿勢制御方法および姿勢制御プログラムに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
特許文献１には、２台のＣＭＧを用いて人工衛星の３軸姿勢制御を行う姿勢制御装置が開示されている。「ＣＭＧ」は、コントロールモーメントジャイロの略語である。
【０００３】
非特許文献１には、ＶＳＣＭＧを用いた人工衛星の３軸姿勢制御方法が開示されている。「ＶＳＣＭＧ」は、Ｖａｒｉａｂｌｅ  Ｓｐｅｅｄ  ＣＭＧの略語である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２００９−１７３０６９号公報
【非特許文献】
【０００５】
【非特許文献１】Ｈａｎｓｐｅｔｅｒ  Ｓｃｈａｕｂ，  Ｓｒｉｎｉｖａｓ  Ｒ．  Ｖａｄａｌｉ  ａｎｄ  Ｊｏｈｎ  Ｌ．  Ｊｕｎｋｉｎｓ，  “Ｆｅｅｄｂａｃｋ  Ｃｏｎｔｒｏｌ  Ｌａｗ  ｆｏｒ  Ｖａｒｉａｂｌｅ  Ｓｐｅｅｄ  Ｃｏｎｔｒｏｌ  Ｍｏｍｅｎｔ  Ｇｙｒｏｓ”，  Ｊｏｕｒｎａｌ  ｏｆ  ｔｈｅ  Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａｌ  Ｓｃｉｅｎｃｅｓ，  Ｖｏｌ．  ４６，  Ｎｏ．  ３，  Ｊｕｌｙ−Ｓｅｐｔ．，  １９９８，  Ｐａｇｅｓ  ３０７−３２８
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ＣＭＧを用いた人工衛星の姿勢制御において、一般的にＣＭＧのホイールは角運動量の蓄積のみを行い、ジンバル軸の回転角度を制御することでホイール角運動量方向を変化させた際に発生するジャイロトルクを利用している。このような使い方をした場合、ＣＭＧの制御自由度は１台につき１であり、人工衛星の３軸姿勢制御を実現するためには３台以上の構成にすることが必要になる。さらに、冗長系を考慮すると、４台以上のＣＭＧ構成にすることが望ましいとされているため、ＣＭＧ搭載台数の増加が人工衛星の小型化や軽量化の実現を妨げている。
【０００７】
特許文献１に開示されているシステムでは、ＣＭＧのホイールを一定回転させ、ジンバル軸の回転角度を制御することで出力されるトルクのみを利用している。このように、特許文献１の姿勢制御装置では、ジンバル軸の回転によって出力トルク方向が変化することを利用して姿勢制御をしているが、２台のＣＭＧが瞬間的に出力できるトルク方向は平面上に固定されるため、人工衛星の３軸姿勢を同時に制御することができない。
【０００８】
非特許文献１に開示されている方法では、ジンバル軸の回転角度を制御することで出力されるトルクに加えて、ホイールの角運動量を変化させることで発生するトルクも利用することで、人工衛星の３軸姿勢制御トルクを出力している。非特許文献１のようなＶＳＣＭＧでは、ホイール角運動量を変化させるとトルクが出力されるため、ジンバル軸の回転角度とホイール角運動量が制御可能であり、ＣＭＧの制御自由度が１台につき２になる。したがって、ＣＭＧ２台で制御自由度が２×２＝４になり、人工衛星の３軸姿勢制御が可能になる。制御自由度４に対して制御軸が３つであることから、１自由度が冗長であるため、そのままでは３軸姿勢制御トルクが２台のＣＭＧに対して一意に分配されず、適切な制御が行われない可能性がある。また、ジンバル軸の回転角度とホイール角運動量との両方を制御するための演算処理が高負荷となり、処理時間が長くなる可能性がある。処理時間が長くなると、ＣＭＧへの指令コマンドを適切なタイミングで出力できなくなり、姿勢制御系の応答性や安定性が劣化する。
【０００９】
本発明は、少ない台数のコントロールモーメントジャイロを用いて、３軸同時の姿勢制御を軽負荷処理で行うことを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明の一態様に係る姿勢制御装置は、
回転するホイールと、前記ホイールを保持しながら、前記ホイールの回転軸とは方向の異なる回転軸を中心に回転するジンバルとを個別に有する少なくとも２台のコントロールモーメントジャイロと、
姿勢制御のための３軸方向のトルクの設定値から、前記ジンバルの角速度については、コントロールモーメントジャイロごとの指令値を演算し、前記ホイールの角運動量については、共通の変化量を演算した後、演算した共通の変化量をコントロールモーメントジャイロごとの係数で重み付けしてコントロールモーメントジャイロごとの指令値を演算するジャイロ演算部とを備える。
【発明の効果】
【００１１】
本発明では、姿勢制御のための３軸方向のトルクの設定値から、ジンバルの角速度については、コントロールモーメントジャイロごとの指令値が演算され、ホイールの角運動量については、共通の変化量が演算された後、その共通の変化量をコントロールモーメントジャイロごとの係数で重み付けしてコントロールモーメントジャイロごとの指令値が演算される。このため、少ない台数のコントロールモーメントジャイロを用いて、３軸同時の姿勢制御を軽負荷処理で行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】実施の形態１に係る姿勢制御装置の構成を示すブロック図。
【図２】実施の形態１に係るコントロールモーメントジャイロの構成を示す図。
【図３】実施の形態１に係る２台のコントロールモーメントジャイロの配置例を示す図。
【図４】実施の形態１に係る２台のコントロールモーメントジャイロの配置例を示す図。
【図５】実施の形態１に係る姿勢制御装置の動作を示すフローチャート。
【図６】実施の形態１の変形例に係る姿勢制御装置の構成を示すブロック図。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下、本発明の実施の形態について、図を用いて説明する。なお、各図中、同一または相当する部分には、同一符号を付している。実施の形態の説明において、同一または相当する部分については、説明を適宜省略または簡略化する。
【００１４】
実施の形態１．
本実施の形態について、図１から図５を用いて説明する。
【００１５】
＊＊＊構成の説明＊＊＊
図１を参照して、本実施の形態に係る姿勢制御装置１０の構成を説明する。
【００１６】
姿勢制御装置１０は、宇宙機４０に搭載され、宇宙機４０の姿勢を制御する装置である。宇宙機４０は、本実施の形態では人工衛星であるが、宇宙ステーション等、他の種類の宇宙機であってもよい。
【００１７】
本実施の形態において、姿勢制御装置１０は、コンピュータである。姿勢制御装置１０は、プロセッサ１１を備えるとともに、メモリ１２、コントロールモーメントジャイロ１３といった他のハードウェアを備える。プロセッサ１１は、信号線を介して他のハードウェアと接続され、これら他のハードウェアを制御する。
【００１８】
姿勢制御装置１０は、機能要素として、姿勢推定部２１と、姿勢演算部２２と、トルク演算部２３と、ジャイロ演算部２４とを備える。姿勢推定部２１、姿勢演算部２２、トルク演算部２３、ジャイロ演算部２４といった「部」の機能は、ソフトウェアにより実現される。
【００１９】
プロセッサ１１は、プロセッシングを行うＩＣである。「ＩＣ」は、Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ  Ｃｉｒｃｕｉｔの略語である。プロセッサ１１は、具体的には、ＣＰＵである。「ＣＰＵ」は、Ｃｅｎｔｒａｌ  Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ  Ｕｎｉｔの略語である。
【００２０】
メモリ１２は、具体的には、フラッシュメモリまたはＲＡＭである。「ＲＡＭ」は、Ｒａｎｄｏｍ  Ａｃｃｅｓｓ  Ｍｅｍｏｒｙの略語である。
【００２１】
コントロールモーメントジャイロ１３については後述する。
【００２２】
姿勢制御装置１０は、ハードウェアとして、通信装置を備えていてもよい。
【００２３】
通信装置は、データを受信するレシーバおよびデータを送信するトランスミッタを含む。通信装置は、具体的には、通信チップまたはＮＩＣである。「ＮＩＣ」は、Ｎｅｔｗｏｒｋ  Ｉｎｔｅｒｆａｃｅ  Ｃａｒｄの略語である。
【００２４】
メモリ１２には、「部」の機能を実現するプログラムが記憶されている。このプログラムは、プロセッサ１１に読み込まれ、プロセッサ１１によって実行される。メモリ１２には、ＯＳも記憶されている。「ＯＳ」は、Ｏｐｅｒａｔｉｎｇ  Ｓｙｓｔｅｍの略語である。プロセッサ１１は、ＯＳを実行しながら、「部」の機能を実現するプログラムを実行する。なお、「部」の機能を実現するプログラムの一部または全部がＯＳに組み込まれていてもよい。
【００２５】
「部」の機能を実現するプログラムおよびＯＳは、補助記憶装置に記憶されていてもよい。補助記憶装置は、具体的には、フラッシュメモリまたはＨＤＤである。「ＨＤＤ」は、Ｈａｒｄ  Ｄｉｓｋ  Ｄｒｉｖｅの略語である。補助記憶装置に記憶されているプログラムおよびＯＳは、メモリ１２にロードされ、プロセッサ１１によって実行される。
【００２６】
姿勢制御装置１０は、プロセッサ１１を代替する複数のプロセッサを備えていてもよい。これら複数のプロセッサは、「部」の機能を実現するプログラムの実行を分担する。それぞれのプロセッサは、プロセッサ１１と同じように、プロセッシングを行うＩＣである。
【００２７】
「部」の処理の結果を示す情報、データ、信号値、および、変数値は、メモリ１２、補助記憶装置、または、プロセッサ１１内のレジスタまたはキャッシュメモリに記憶される。
【００２８】
「部」の機能を実現するプログラムは、磁気ディスク、光ディスクといった可搬記録媒体に記憶されてもよい。
【００２９】
姿勢制御装置１０は、本実施の形態では２台のコントロールモーメントジャイロ１３を備えるが、コントロールモーメントジャイロ１３の台数は、２台に限らず、３台以上でもよい。すなわち、姿勢制御装置１０は、少なくとも２台のコントロールモーメントジャイロ１３を備えていればよい。
【００３０】
図２を参照して、それぞれのコントロールモーメントジャイロ１３の構成を説明する。
【００３１】
コントロールモーメントジャイロ１３は、ホイール３１と、ジンバル３２とを個別に有する。
【００３２】
ホイール３１は、ホイール回転軸３３を中心に回転する。ホイール３１は、ロータとも呼ばれる。
【００３３】
ジンバル３２は、ホイール３１を保持しながら、ジンバル回転軸３４を中心に回転する。ジンバル回転軸３４は、ホイール３１の回転軸であるホイール回転軸３３とは方向の異なる回転軸である。ジンバル３２は、宇宙機４０である人工衛星の構造体に固定されたフレーム３５と、フレーム３５に対してジンバル回転軸３４周りに回転するシャフト３６と、シャフト３６を駆動する、図示していないモータとを有する。シャフト３６は、フレーム３５の内側でホイール３１と接続されている。
【００３４】
コントロールモーメントジャイロ１３は、ホイール回転軸３３周りに回転しているホイール３１を、人工衛星の構造体に固定されたフレーム３５に対して、ジンバル回転軸３４周りに回転させることによってトルクを出力する。また、コントロールモーメントジャイロ１３は、ホイール３１の回転角速度を変化させることでホイール回転軸３３の方向にトルクを出力する。
【００３５】
図示していないが、コントロールモーメントジャイロ１３は、角度検出器を有し、角度検出器を用いて、フレーム３５に対するシャフト３６の回転角度であるジンバル角の測定値を出力する。また、コントロールモーメントジャイロ１３は、角速度検出器を有し、角速度検出器を用いて、ホイール回転軸３３周りのホイール３１の回転角速度の測定値から得られるホイール角運動量の測定値を出力する。ただし、ホイール角運動量の測定値は、後述するジャイロ演算部２４で計算されるホイール角運動量の指令値で代替することができるため、角速度検出器は必須ではない。
【００３６】
図３および図４を参照して、本実施の形態に適用される、２台のコントロールモーメントジャイロ１３の配置例を説明する。ここでは、一方のコントロールモーメントジャイロ１３をＣＭＧ＃１、他方のコントロールモーメントジャイロ１３をＣＭＧ＃２と称する。
【００３７】
この例において、ＣＭＧ＃１とＣＭＧ＃２はそれぞれ、ジンバル回転軸３４とホイール回転軸３３が互いに直交している。ＣＭＧ＃１のジンバル角が０°のときにＣＭＧ＃１のホイール回転軸３３の方向が宇宙機４０の＋Ｘ軸方向に一致する。ＣＭＧ＃２のジンバル角が０°のときにＣＭＧ＃２のホイール回転軸３３の方向が宇宙機４０の−Ｘ軸方向に一致する。ＣＭＧ＃１のジンバル回転軸３４の方向は、宇宙機４０の＋Ｙ軸を宇宙機４０の＋Ｘ軸周りにα１だけ回転させた方向に一致する。ＣＭＧ＃２のジンバル回転軸３４の方向は、宇宙機４０の＋Ｙ軸を宇宙機４０の＋Ｘ軸周りにα２だけ回転させた方向に一致する。
【００３８】
＊＊＊動作の説明＊＊＊
図５を参照して、本実施の形態に係る姿勢制御装置１０の動作を説明する。姿勢制御装置１０の動作は、本実施の形態に係る姿勢制御方法に相当する。姿勢制御装置１０の動作は、本実施の形態に係る姿勢制御プログラムの処理手順に相当する。
【００３９】
ステップＳ１において、姿勢推定部２１は、宇宙機４０の姿勢を推定する。
【００４０】
具体的には、姿勢推定部２１は、宇宙機４０に搭載された姿勢クオタニオン検出センサ、角速度検出ジャイロといったセンサのデータから、宇宙機４０の姿勢角および姿勢角速度の推定値を計算する。そして、姿勢推定部２１は、計算した推定値をプロセッサ１１のレジスタまたはメモリ１２に出力する。
【００４１】
ステップＳ２において、姿勢演算部２２は、宇宙機４０の目標の姿勢を演算する。
【００４２】
具体的には、姿勢演算部２２は、予め設定されているか、または、外部から指令された目的地に合わせて、宇宙機４０の姿勢角および姿勢角速度の目標値とフィードフォワードトルクの設定値とを計算する。そして、姿勢演算部２２は、計算した目標値および設定値をプロセッサ１１のレジスタまたはメモリ１２に出力する。
【００４３】
ステップＳ３において、トルク演算部２３は、姿勢推定部２１により推定された姿勢と目標の姿勢との差異から、宇宙機４０の姿勢制御のための３軸方向のトルクの設定値を演算する。
【００４４】
具体的には、トルク演算部２３は、ステップＳ１で出力された姿勢角および姿勢角速度の推定値を、ステップＳ２で出力された姿勢角および姿勢角速度の目標値からそれぞれ引いて、姿勢角および姿勢角速度の誤差を求める。トルク演算部２３は、求めた誤差と、ステップＳ２で出力されたフィードフォワードトルクの設定値とから、宇宙機４０の姿勢制御に必要な姿勢制御トルクの設定値を計算する。そして、トルク演算部２３は、計算した設定値をプロセッサ１１のレジスタまたはメモリ１２に出力する。
【００４５】
ステップＳ４において、ジャイロ演算部２４は、姿勢制御のための３軸方向のトルクの設定値から、ジンバル３２の角速度については、コントロールモーメントジャイロ１３ごとの指令値を演算する。また、ジャイロ演算部２４は、姿勢制御のための３軸方向のトルクの設定値から、ホイール３１の角運動量については、共通の変化量を演算した後、演算した共通の変化量をコントロールモーメントジャイロ１３ごとの係数で重み付けしてコントロールモーメントジャイロ１３ごとの指令値を演算する。本実施の形態では、このとき、ジャイロ演算部２４は、ホイール３１の角運動量について、共通の基準値と、演算した共通の変化量をコントロールモーメントジャイロ１３ごとの係数で重み付けした値との合計を、コントロールモーメントジャイロ１３ごとの指令値として演算する。
【００４６】
具体的には、ジャイロ演算部２４は、後述する計算方法により、ステップＳ３で出力された設定値と、ＣＭＧ＃１およびＣＭＧ＃２から得られるジンバル角の測定値とに基づいて、ＣＭＧ＃１のジンバル角速度の指令値と、ＣＭＧ＃２のジンバル角速度の指令値と、ＣＭＧ＃１のホイールトルクの指令値と、ＣＭＧ＃２のホイールトルクの指令値とを計算する。そして、ジャイロ演算部２４は、計算した指令値をプロセッサ１１のレジスタまたはメモリ１２に出力する。
【００４７】
なお、ジャイロ演算部２４は、ホイールトルクの指令値に代えて、ホイールトルクの指令値を積分することによって得られるホイール角運動量の指令値を計算してもよい。本実施の形態では、ホイールトルクの指令値を計算することも、ホイール角運動量の指令値することも、ホイール３１の角運動量についてコントロールモーメントジャイロ１３ごとの指令値を演算することに相当する。
【００４８】
また、前述したように、ホイール角運動量の測定値は、ホイール角運動量の指令値で代替することができるため、ジャイロ演算部２４は、本実施の形態では、ホイール角運動量の指令値を用いてジンバル角速度の指令値を計算するが、ホイール角運動量の測定値を用いてジンバル角速度の指令値を計算してもよい。すなわち、ジャイロ演算部２４は、ステップＳ３で出力された設定値と、ＣＭＧ＃１およびＣＭＧ＃２から得られるジンバル角の測定値と、ＣＭＧ＃１およびＣＭＧ＃２から得られるホイール角運動量の測定値とに基づいて、ＣＭＧ＃１のジンバル角速度の指令値と、ＣＭＧ＃２のジンバル角速度の指令値と、ＣＭＧ＃１のホイールトルクの指令値と、ＣＭＧ＃２のホイールトルクの指令値とを計算してもよい。
【００４９】
ステップＳ５において、ジャイロ演算部２４は、ジンバル３２の角速度とホイール３１の角運動量とについて演算したコントロールモーメントジャイロ１３ごとの指令値に応じて、それぞれのコントロールモーメントジャイロ１３のホイール３１およびジンバル３２を回転させる。それぞれのコントロールモーメントジャイロ１３は、ホイール３１およびジンバル３２の回転によって、姿勢制御のための３軸方向のトルクを宇宙機４０に出力する。
【００５０】
具体的には、ジャイロ演算部２４は、ステップＳ４で出力したＣＭＧ＃１のジンバル角速度の指令値と、ＣＭＧ＃１のホイールトルクの指令値とを、ＣＭＧ＃１に送信する。ＣＭＧ＃１は、送信された指令値を受信し、受信した指令値に応じて、ＣＭＧ＃１のホイール３１およびジンバル３２を回転させる。同様に、ジャイロ演算部２４は、ステップＳ４で出力したＣＭＧ＃２のジンバル角速度の指令値と、ＣＭＧ＃２のホイールトルクの指令値とを、ＣＭＧ＃２に送信する。ＣＭＧ＃２は、送信された指令値を受信し、受信した指令値に応じて、ＣＭＧ＃２のホイール３１およびジンバル３２を回転させる。
【００５１】
以下では、ステップＳ４の具体的な計算方法を説明する。
【００５２】
ＣＭＧ＃１およびＣＭＧ＃２によって出力される３軸姿勢制御トルクは、ＣＭＧ＃１のジンバル角速度と、ＣＭＧ＃２のジンバル角速度と、ＣＭＧ＃１のホイール角運動量の時間変化率と、ＣＭＧ＃２のホイール角運動量の時間変化率とを用いて式１のように表される。なお、「ホイール角運動量の時間変化率」は、ホイールトルクと同義である。
【数１】
2018027761.tif 000003
【００５３】
ここで、Ａはコントロールモーメントジャイロ１３の配置によって決まる３×４の行列であり、各コントロールモーメントジャイロ１３のジンバル角度とホイール角運動量の関数になる。３軸姿勢制御トルクからコントロールモーメントジャイロ１３への指令値を計算するためには、Ａの逆行列を計算する必要がある。３×４の行列のような正則でない行列の逆行列は存在しないため、式２のような擬似逆行列を用いることで、コントロールモーメントジャイロ１３への指令値を計算することができる。
【数２】
2018027761.tif 000004
【００５４】
しかし、ＦＰＧＡや組み込みソフトウェアのような、演算処理能力が制限された計算機では擬似逆行列の計算は高負荷となり、処理時間が長くなる。「ＦＰＧＡ」は、Ｆｉｅｌｄ−Ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ  Ｇａｔｅ  Ａｒｒａｙの略語である。処理時間が長くなると、コントロールモーメントジャイロ１３への指令値を適切なタイミングで出力できなくなり、姿勢制御系の応答性や安定性が劣化する。そこで、本実施の形態では、各コントロールモーメントジャイロ１３のホイール角運動量に一定の関係式を設けることで、３軸姿勢制御トルクを２台のコントロールモーメントジャイロ１３に対して分配する。具体的には、ホイール角運動量の基準値をｈｃ、ホイール角運動量の共通変化量をΔｈとし、ＣＭＧ＃１のホイール角運動量をｈ１＝ｈｃ＋ｋ１Δｈ、ＣＭＧ＃２のホイール角運動量をｈ２＝ｈｃ＋ｋ２Δｈとする。ｈｃは固定値である。このとき、係数パラメータｋ１およびｋ２に互いに異なる任意の値を与えることでＣＭＧ＃１とＣＭＧ＃２のホイール角運動量に関係式を与えることができる。この関係式を与えることで、宇宙機４０の３軸姿勢制御トルクを式３で表すことができる。
【数３】
2018027761.tif 000005
【００５５】
ここで、Ｂはコントロールモーメントジャイロ１３の配置によって決まる３×３の行列であり、各コントロールモーメントジャイロ１３のジンバル角度とホイール角運動量の関数になる。ホイール角運動量の時間微分値はトルクを表現しているため、Δｈの時間微分値に基づいてホイールトルクを計算することができる。３×３の行列の逆行列は、３×４の行列の擬似逆行列の計算よりも簡単に解くことができるため、式３をＣＭＧ＃１のジンバル角速度と、ＣＭＧ＃２のジンバル角速度と、Δｈの時間微分値とについて解いた結果は簡易な数式になる。ジャイロ演算部２４は、式３をＣＭＧ＃１のジンバル角速度と、ＣＭＧ＃２のジンバル角速度と、Δｈの時間微分値とについて解いた結果の数式を処理することで、所望の姿勢制御トルクから各コントロールモーメントジャイロ１３のジンバル角速度の指令値とホイールトルクの指令値とを求める。
【００５６】
前述したように、本実施の形態では、ＣＭＧ＃１のジンバル角が０°のときにＣＭＧ＃１のホイール回転軸３３の方向が宇宙機４０の＋Ｘ軸方向に一致する。ＣＭＧ＃２のジンバル角が０°のときにＣＭＧ＃２のホイール回転軸３３の方向が宇宙機４０の−Ｘ軸方向に一致する。ＣＭＧ＃１のジンバル回転軸３４の方向は、宇宙機４０の＋Ｙ軸を宇宙機４０の＋Ｘ軸周りにα１だけ回転させた方向に一致する。ＣＭＧ＃２のジンバル回転軸３４の方向は、宇宙機４０の＋Ｙ軸を宇宙機４０の＋Ｘ軸周りにα２だけ回転させた方向に一致する。このとき、式３におけるＡは式４で表される。
【数４】
2018027761.tif 000006
【００５７】
式４において、θ１＝０、θ２＝０としたとき、Ａの擬似逆行列は式５のように表される。
【数５】
2018027761.tif 000007
【００５８】
このとき、コントロールモーメントジャイロ１３への指令値は式６のように計算される。
【数６】
2018027761.tif 000008
【００５９】
一方、同じコントロールモーメントジャイロ１３の配置で、式３におけるＢは式７のように表される。
【数７】
2018027761.tif 000009
【００６０】
式７において、Ｂの逆行列を計算することで、コントロールモーメントジャイロ１３への指令値は式８のように表される。
【数８】
2018027761.tif 000010
【００６１】
式８において、θ１＝０、θ２＝０、ｋ１＝−１、ｋ２＝１とすると、コントロールモーメントジャイロ１３への指令値は式９のように計算される。
【数９】
2018027761.tif 000011
【００６２】
式９において求められたΔｈの時間微分値を用いると、ＣＭＧ＃１のホイール角運動量の時間変化率と、ＣＭＧ＃２のホイール角運動量の時間変化率は式１０のように計算される。
【数１０】
2018027761.tif 000012
【００６３】
式６と、式９および式１０とを比較すると、計算結果がまったく同じものになっている。つまり、式８はＣＭＧ＃１のジンバル角とＣＭＧ＃２のジンバル角がともに０°に近いときの擬似逆行列によるコントロールモーメントジャイロ１３への指令値の計算を簡易にしている。ジャイロ演算部２４は式８を計算することで、所望の姿勢制御トルクから各コントロールモーメントジャイロ１３のジンバル角速度の指令値とホイールトルクの指令値とを求めることができる。
【００６４】
このような計算方法により、３×４の行列の擬似逆行列を解くことなく、２台のコントロールモーメントジャイロ１３による宇宙機４０の３軸姿勢制御を簡易な計算で行うことが可能になる。これにより、コントロールモーメントジャイロ１３の搭載台数を最小限に抑えながら、軽負荷の処理で人工衛星等の宇宙機４０の３軸姿勢を同時に制御することが可能になる。また、３台以上のコントロールモーメントジャイロ１３に対して、各コントロールモーメントジャイロ１３の角運動量に一定の関係式を設けることで、解くべき行列の次数を減らすことができるため、演算処理の負荷を軽くすることができる。
【００６５】
＊＊＊実施の形態の効果の説明＊＊＊
本実施の形態では、姿勢制御のための３軸方向のトルクの設定値から、ジンバル３２の角速度については、コントロールモーメントジャイロ１３ごとの指令値が演算され、ホイール３１の角運動量については、共通の変化量が演算された後、その共通の変化量をコントロールモーメントジャイロ１３ごとの係数で重み付けしてコントロールモーメントジャイロ１３ごとの指令値が演算される。このため、少ない台数のコントロールモーメントジャイロ１３を用いて、３軸同時の姿勢制御を軽負荷処理で行うことができる。
【００６６】
つまり、本実施の形態では、各コントロールモーメントジャイロ１３のホイール角運動量を可変とした上で、一定の関係式を設けることで、３軸姿勢制御トルクが少なくとも２台のコントロールモーメントジャイロ１３に対して分配される。具体的には、少なくとも２台のコントロールモーメントジャイロ１３に対して、それぞれのホイール角運動量が、ホイール角運動量の基準値と、共通変化量に決まった係数を掛けた値とを足した値になるように関係式を設けることで、人工衛星の姿勢制御トルクから、コントロールモーメントジャイロ１３に対するジンバル角速度コマンドと、ホイールトルクコマンドもしくはホイール角運動量コマンドが計算される。このため、コントロールモーメントジャイロ１３の搭載台数を最小限にした人工衛星等の宇宙機４０の３軸同時の姿勢制御が軽負荷処理で可能になる。最小限の搭載台数は、冗長性を考慮しなければ２台である。
【００６７】
＊＊＊他の構成＊＊＊
本実施の形態では、「部」の機能がソフトウェアにより実現されるが、変形例として、「部」の機能がハードウェアにより実現されてもよい。この変形例について、主に本実施の形態との差異を説明する。
【００６８】
図６を参照して、本実施の形態の変形例に係る姿勢制御装置１０の構成を説明する。
【００６９】
姿勢制御装置１０は、処理回路１４、コントロールモーメントジャイロ１３といったハードウェアを備える。
【００７０】
処理回路１４は、「部」の機能を実現する専用の電子回路である。処理回路１４は、具体的には、単一回路、複合回路、プログラム化したプロセッサ、並列プログラム化したプロセッサ、ロジックＩＣ、ＧＡ、ＦＰＧＡ、または、ＡＳＩＣである。「ＧＡ」は、Ｇａｔｅ  Ａｒｒａｙの略語である。「ＡＳＩＣ」は、Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ  Ｓｐｅｃｉｆｉｃ  Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ  Ｃｉｒｃｕｉｔの略語である。
【００７１】
姿勢制御装置１０は、処理回路１４を代替する複数の処理回路を備えていてもよい。これら複数の処理回路により、全体として「部」の機能が実現される。それぞれの処理回路は、処理回路１４と同じように、専用の電子回路である。
【００７２】
別の変形例として、「部」の機能がソフトウェアとハードウェアとの組み合わせにより実現されてもよい。すなわち、「部」の機能の一部が専用の電子回路により実現され、残りがソフトウェアにより実現されてもよい。
【００７３】
プロセッサ１１、メモリ１２、および、処理回路１４を、総称して「プロセッシングサーキットリ」という。つまり、姿勢制御装置１０の構成が図１および図６のいずれに示した構成であっても、「部」の機能は、プロセッシングサーキットリにより実現される。
【００７４】
「部」を「工程」、「手順」、または、「処理」に読み替えてもよい。
【００７５】
以上、本発明の実施の形態について説明したが、この実施の形態を部分的に実施しても構わない。具体的には、この実施の形態に係る姿勢制御装置１０の機能要素のうち、一部の機能要素のみを採用してもよい。なお、本発明は、この実施の形態に限定されるものではなく、必要に応じて種々の変更が可能である。
【符号の説明】
【００７６】
１０  姿勢制御装置、１１  プロセッサ、１２  メモリ、１３  コントロールモーメントジャイロ、１４  処理回路、２１  姿勢推定部、２２  姿勢演算部、２３  トルク演算部、２４  ジャイロ演算部、３１  ホイール、３２  ジンバル、３３  ホイール回転軸、３４  ジンバル回転軸、３５  フレーム、３６  シャフト、４０  宇宙機。
【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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【図６】
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