(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロータ軸の周囲を回転するロータと、上記ロータ軸に直交するジンバル軸の周囲に上記ロータを回転させるジンバルとを有した複数台のコントロールモーメントジャイロと、
上記コントロールモーメントジャイロの上記ジンバルの回転を制御するコントローラと、
回転軸の方向が相互に異なる複数台のリアクションホイールと、
を備え、
少なくとも２つの上記コントロールモーメントジャイロは、上記ジンバル軸の方向が相互に異なり、
上記コントローラは、上記コントロールモーメントジャイロにおけるジンバル軸の回転角度の初期値と最終値の間を複数の区間に分割し、初期値と最終値を除く各区間の端点における回転角度をパラメータとして、人工衛星の最終姿勢および姿勢角速度の条件を満足するようにパラメータ値を決定し、決定したパラメータ値に基づいて各区間の回転角度をそれぞれ時間関数で表現することにより、上記ジンバル軸の回転角度の時間軌跡を設定し、当該設定した回転角度の時間軌跡に沿って上記ジンバル軸を回転動作させる、
ことを特徴とした人工衛星用姿勢制御装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、人工衛星に搭載された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人工衛星用姿勢制御装置および姿勢制御方法に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
２台のコントロールモーメントジャイロ（以下、ＣＭＧ）と、３台以上のリアクションホイール（以下、ＲＷ）を用いて、人工衛星の三軸姿勢制御を行う姿勢制御装置が知られている（例えば、特許文献１参照）。このようなシステムでは、２台のＣＭＧのジンバル軸方向を相互に一致させている。
【０００３】
【特許文献１】特開２００４−９０７９６号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかしながら、ＣＭＧが出力するトルクはジンバル軸に直交する方向に限られるため、ジンバル軸の方向が相互に一致する２台のＣＭＧを用いた姿勢制御装置では、ジンバル軸方向のトルクを出力することができない。そのため、ジンバル軸方向のトルクを出力するために、ＣＭＧとは別に、衛星に対してロータの回転軸が固定されたＲＷを設ける必要がある。また、多くの場合、１台が故障したときの対策として、ＣＭＧやＲＷを更に複数台設けて冗長構成とするのが通常であり、ＣＭＧやＲＷを数多く搭載することが、人工衛星の小型化や軽量化を妨げる一つ要因となっていた。
【０００５】
この発明は係る課題を解決するためになされたものであり、最小構成数のコントロールモーメントジャイロを用いて、人工衛星の三軸姿勢制御を行うことを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この発明による人工衛星用姿勢制御装置は、ロータ軸の周囲を回転するロータと、上記ロータ軸に概ね直交するジンバル軸の周囲に上記ロータを回転させるジンバルとを有した複数台のコントロールモーメントジャイロと、上記コントロールモーメントジャイロのジンバルの回転を制御するコントローラと、を備え、２つの上記コントロールモーメントジャイロにおけるジンバル軸の方向が、相互に異なるものである。
【発明の効果】
【０００７】
この発明によれば、最小構成数のコントロールモーメントジャイロを用いて、人工衛星の三軸姿勢制御を行うことができる効果を奏する。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
実施の形態１．
以下、図を用いてこの発明に係る実施の形態１について説明する。
図１は、実施の形態１による人工衛星用姿勢制御装置の構成を示している。図において、人工衛星用姿勢制御装置１００は人工衛星２２に搭載される。人工衛星用姿勢制御装置１００は、少なくとも２台のＣＭＧ１、ＣＭＧ４と、コントローラ５０を備えている。ＣＭＧ１は、人工衛星２２に固定された固定部５１と、ジンバル部６１と、ロータ部７１から構成される。ＣＭＧ４は、人工衛星２２に固定された固定部５２と、ジンバル部６２と、ロータ部７２から構成される。コントローラ５０はジンバル部６１、６２、およびロータ部７１、７２の回転を制御する。
【０００９】
ジンバル部６１はジンバル軸２とロータ軸３を有し、ジンバル部６１は固定部５１に対して、ジンバル軸２の周りを回転するように、図示しない軸受けにより軸支される。ロータ部７１は、ジンバル部６１に対してロータ軸３の周りを回転するように、図示しない軸受けにより軸支される。ロータ軸３はジンバル軸２に対して所定角度を有して交差し、好ましくは両軸が概ね直交するのが良い。なお、ジンバル部６１およびロータ部７１は、それぞれ図示しないモータによりジンバル軸２およびロータ軸３の周りに回転駆動され、コントローラ５０や図示しない角度検出器を用いることによって、その角速度および回転角度が制御される。
【００１０】
ジンバル部６２はジンバル軸５とロータ軸６を有し、ジンバル部６２は固定部５２に対して、ジンバル軸５の周りを回転するように、図示しない軸受けにより軸支される。ロータ部７２は、ジンバル部６２に対してロータ軸６の周りを回転するように、図示しない軸受けにより軸支される。ロータ軸６はジンバル軸５に対して所定角度を有して交差し、好ましくは両軸が概ね直交するのが良い。なお、ジンバル部６２およびロータ部７２は、それぞれ図示しないモータによりジンバル軸５およびロータ軸６の周りに回転駆動され、コントローラ５０や図示しない角度検出器を用いることによって、その回転角速度および回転角度が制御される。
【００１１】
２つのＣＭＧ１、ＣＭＧ４は、ジンバル軸２とジンバル軸５の方向が相互に異なるように配置されて、人工衛星２２に搭載される。好ましくは、ジンバル軸２とジンバル軸５が概ね直交するのが良い。ＣＭＧ１では、ジンバル軸２の回転角速度を制御することにより、ジンバル軸２とロータ軸３とに直交する方向の出力トルクが出力される。ＣＭＧ４では、ジンバル軸５の回転角速度を制御することにより、ジンバル軸５とロータ軸６とに直交する方向の出力トルクが出力される。人工衛星２２には、ＣＭＧ１とＣＭＧ４の出力トルクが合成されて作用し、その姿勢が変化する。
【００１２】
図２は、実施の形態１の人工衛星用姿勢制御装置１００における、ジンバル軸およびロータ軸と出力トルクとの関係を、幾何学的に示す図である。
図において、ＣＭＧ１の出力トルク方向ベクトル９は、ＣＭＧ１のジンバル軸方向ベクトル７とロータ軸方向ベクトル８に直交し、ＣＭＧ１の出力トルクは例えばＴ１となる。ＣＭＧ４の出力トルク方向ベクトル１２は、ＣＭＧ４のジンバル軸方向ベクトル１０とロータ軸方向ベクトル１１に直交し、ＣＭＧ４の出力トルクは例えばＴ２となる。このように、ＣＭＧ１の出力トルクＴ１とＣＭＧ４の出力トルクＴ２が合成された出力トルク１３は、出力トルク方向ベクトル９と出力トルク方向ベクトル１２を含む平面１４内に拘束され、Ｔ１とＴ２の合成ベクトルとなる。
【００１３】
ＣＭＧ１では、ロータ軸方向ベクトル８はジンバル軸２の回転によりジンバル軸方向ベクトル７の周りで回転するため、それにより出力トルク方向ベクトル９がジンバル軸方向ベクトル７の周りで回転する。ＣＭＧ４では、ロータ軸方向ベクトル１１はジンバル軸４の回転によりジンバル軸方向ベクトル１０の周りで回転するため、それにより出力トルク方向ベクトル１２がジンバル軸方向ベクトル１０の周りで回転する。このようにして、出力トルク１３が拘束される平面１４は、ジンバル軸２とジンバル軸５の回転により変化する。
【００１４】
かくして、２台のＣＭＧを用いて出力されるトルク１３はジンバル軸の回転角度に応じた平面１４に拘束されるが、ジンバル軸の回転により平面１４が変化することを利用することで、適当な長さの時間において人工衛星を任意の姿勢に制御することができる。
一般に、ＣＭＧの出力トルクはリアクションホイール（ＲＷ）に比して大きいので、ＣＭＧ１とＣＭＧ４の大きな出力トルクを利用することで、より高速に姿勢変更を行うことが可能となる。
【００１５】
この実施の形態１によれば、ロータ軸の周囲を回転するロータ部と、上記ロータ軸に概ね直交するジンバル軸の周囲に上記ロータ部を回転させるジンバル部とを有した複数台のコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）と、上記コントロールモーメントジャイロのロータ部およびジンバル部の回転を制御するコントローラとを備えて、２つの上記コントロールモーメントにおけるジンバル軸の方向が相互に異なるように配置して、人工衛星用姿勢制御装置１００を構成することを特徴とする。
【００１６】
これにより、最小数で２台のＣＭＧを用いて人工衛星の姿勢制御を行うことができるため、人工衛星の小型化・軽量化を図ることができる。なお、冗長性を考慮してＣＭＧを更に多く設置し、３台以上のＣＭＧを用いても良いことは言うまでもない。
【００１７】
次に、ＣＭＧを用いた実施の形態１による、人工衛星の姿勢制御方法について説明する。
図３は、１台のＣＭＧのジンバル軸における回転角度の軌跡を示すものであり、その時間履歴を示している。
【００１８】
はじめに、コントローラ５０は、ＣＭＧにおけるジンバル軸の回転角度の初期値１５と最終値１６を定めてその間を複数の区間に分割し、初期値１５と最終値１６を除く各区間の端点における回転角度１７、１８をパラメータとして設定する。図３では３区間に分割した場合を示している。
【００１９】
次に、コントローラ５０は、各区間での回転角度の時間履歴１９、２０、２１をそれぞれ時間関数（例えば、時間を変数とする多項式）で表現し、時間関数を定めるパラメータ（例えば、多項式の係数）を設定する。ここで、時間関数の変数は時間に限らず、時間と実質的に等価な変数（例えば、時間をある数値で割った変数）であっても良い。
各区間の時間関数は、区間端点において設定された回転角度１５、１６、１７、１８を満足する関数である。
【００２０】
このようにして、使用する全てのＣＭＧのジンバル軸に対してパラメータを設定し、それにより定まる回転角度の時間履歴に沿って、コントローラ５０がＣＭＧの各モータを駆動し、各ジンバル軸を回転動作させると、人工衛星の姿勢はそれと力学的に整合した時間履歴に沿って運動する。
【００２１】
従って、姿勢の最終値が目標値と同一か微小な差で目標値に一致するようにパラメータを定めることにより、姿勢を目標値に収束させるように制御することができる。パラメータを定める方法としては、例えば、非線形計画法があるが、ここではその詳細な説明は割愛する。
【００２２】
なお、このようにして定められたジンバル軸の回転角度の時間履歴に沿って各ＣＭＧを動作させると、人工衛星の姿勢に誤差が発生する場合があるが、その誤差に基づいてジンバル軸の回転角度を補正したり、パラメータを設定し直したりすることにより、人工衛星の姿勢が目標値に一致するように制御することができる。
【００２３】
一例として、図４に、実施の形態１による２台のＣＭＧ（ＣＭＧ−Ａ２３、ＣＭＧ−Ｂ２４）を用いた人工衛星の姿勢制御の数値計算結果を示す。
図４の上段は人工衛星の姿勢（ＺＹＸオイラー角）の時間履歴を示し、下段は各ＣＭＧにおけるジンバル軸の回転角度の時間履歴を示している。
図５はこの数値計算で用いた数値計算モデルを示している。慣性モーメントが５００ｋｇｍ２である人工衛星２２に、ロータの角運動量が１０ＮｍｓであるＣＭＧ−Ａ２３とＣＭＧ−Ｂ２４を搭載し、姿勢を人工衛星２２に固定された座標系の＋Ｘ軸２５まわりに１０°回転させた姿勢を目標値として制御する。
【００２４】
ＣＭＧ−Ａ２３はジンバル軸の方向が＋Ｘ軸２５方向に一致し、ロータの角運動量ベクトル２８の方向が＋Ｚ軸２７方向に一致する状態が初期状態（ジンバル軸の回転角度が０°の状態）である。
ＣＭＧ−Ｂ２４はジンバル軸の方向が＋Ｙ軸２６方向に一致し、ロータの角運動量ベクトル２９の方向が人工衛星の＋Ｚ軸２７の逆方向となる状態が初期状態（ジンバル軸の回転角度が０°の状態）である。
【００２５】
図４から分かるように、人工衛星２２の姿勢が、制御開始から約１２秒後に目標姿勢に到達している。
このように、２台のみのＣＭＧを用いて人工衛星の姿勢制御を行う場合であっても、ごく短時間で、所望の姿勢に制御することが可能となる。
【００２６】
なお、この姿勢制御方法は、ＣＭＧが２台の場合に限らず、ＣＭＧを３台以上搭載して冗長構成とした人工衛星の、姿勢制御に適用することができることは言うまでもない。
【００２７】
実施の形態２．
以下、図を用いてこの発明に係る実施の形態２について説明する。
図６は実施の形態２による人工衛星用姿勢制御装置の構成を示している。この実施の形態では、ジンバル軸の方向が相互に異なる２台のＣＭＧ１とＣＭＧ４に加えて、回転軸の方向が相互に異なる３台以上のＲＷ３０を搭載する。
【００２８】
この実施の形態によれば、ＲＷ３０を用いることにより任意の方向のトルクを出力できることに加えて、ＣＭＧ１とＣＭＧ４の大きな出力トルクを利用して、高速に姿勢変更を行うことができる。
【００２９】
図７は実施の形態２による出力トルクの分配方法の一例を示している。
姿勢制御のための３軸の出力トルク３２を、ＲＷの出力トルク３４と各ＣＭＧの出力トルク３５、３６とに分配し、それに基づいてＲＷとＣＭＧをそれぞれ制御する。出力トルク３３は、出力トルク３２を２台のＣＭＧの出力トルクが拘束される平面３１に射影したものである。出力トルク３４は、出力トルク３２から出力トルク３３を差し引いたもので、ＲＷを用いて出力する。トルク３５、３６は、出力トルク３３を各ＣＭＧの出力トルクの方向に分解したもので、それぞれのＣＭＧを用いて出力する。
【００３０】
このように、少なくとも２台のＣＭＧに加えて、ＲＷを用いることで、より微調整の利いた木目細かい姿勢制御を行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】この発明の実施の形態１による人工衛星用姿勢制御装置の構成を説明するための図である。
【図２】この発明の実施の形態１による人工衛星用姿勢制御装置の出力トルクと各軸の幾何学的関係を説明するための図である。
【図３】この発明の実施の形態１による人工衛星用姿勢制御装置を用いたジンバル軸の回転角の軌跡を説明するための図である。
【図４】この発明の実施の形態１による人工衛星用姿勢制御装置を用いた制御計算結果を説明するための図である。
【図５】図４の制御計算における数値計算モデルを説明するための図である。
【図６】この発明の実施の形態２による人工衛星用姿勢制御装置の構成を説明するための図である。
【図７】この発明の実施の形態２による出力トルクの分配方法の一例を説明するための図である。
【符号の説明】
【００３２】
１  ＣＭＧ、２  ジンバル軸、３  ロータ軸、４  ＣＭＧ、５  ジンバル軸、６  ロータ軸、７  ジンバル軸方向ベクトル、８  ロータ軸方向ベクトル、９  出力トルク方向ベクトル、１０  ジンバル軸方向ベクトル、１１  ロータ軸方向ベクトル、１２  出力トルク方向ベクトル、１３  出力トルク、１４  平面、１５  初期値、１６  最終値、１７  区間端点の回転角、１８  区間端点の回転角、１９  第１区間、２０  第２区間、２１  第３区間、２２  人工衛星、２３  ＣＭＧ−Ａ、２４  ＣＭＧ−Ｂ、２５  ＋Ｘ軸、２６  ＋Ｙ軸、２７  ＋Ｚ軸、２８  角運動量ベクトル、２９  角運動量ベクトル、３０  ＲＷ、３１  平面、３２  出力トルク、３３  出力トルク、３４  出力トルク、３５  出力トルク、３６  出力トルク、５０  コントローラ、５１、５２  固定部、６１、６２  ジンバル部、７１、７２  ロータ、１００  人工衛星用姿勢制御装置。
【図１】
0005125542.tif 000002
【図２】
0005125542.tif 000003
【図３】
0005125542.tif 000004
【図４】
0005125542.tif 000005
【図５】
0005125542.tif 000006
【図６】
0005125542.tif 000007
【図７】
0005125542.tif 000008