(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ペイロードおよび姿勢制御セクションを有する宇宙船用の姿勢制御システムにおいて、
姿勢制御セクションに配置された質量と、
前記質量をその質量が第１の軸を中心としてペイロードに関して単一の自由度を持つようにペイロードに結合単一自由度の継手と、
前記質量を回転させる第１の手段と、
前記第１の手段を制御する第２の手段とを具備していることを特徴とする姿勢制御システム。
【請求項２】
さらに、第２の軸を中心とする前記宇宙船の回転を制御する第３の手段を含んでいる請求項１記載の姿勢制御システム。
【請求項３】
前記第３の手段は第１の反動ホイールを含んでいる請求項２記載の姿勢制御システム。
【請求項４】
前記第１の反動ホイールはジンバル上に取付けられ、前記ジンバルは前記第１の軸に関してほぼ同心の回転軸を有し、前記第１の反動ホイールは、その回転軸が前記第２の軸と整列されるように取付けられている請求項３記載の姿勢制御システム。
【請求項５】
前記第１の反動ホイールは前記第１の軸にほぼ垂直な回転軸を有している請求項３記載の姿勢制御システム。
【請求項６】
さらに、前記第１の反動ホイールの回転軸に対してある角度をなす回転軸を有する第２の反動ホイールを含んでいる請求項３記載の姿勢制御システム。
【請求項７】
前記角度は９０度である請求項６記載の姿勢制御システム。
【請求項８】
前記第１および第２の反動ホイールは前記質量に強固に取付けられ、それらの各軸を中心として自由に回転することができるように構成されている請求項６記載の姿勢制御システム。
【請求項９】
前記第１および第２の反動ホイールはそれぞれ第１および第２の操縦制御信号の受信に応答して第１および第２のアクチュエータを介して選択的に回転される請求項６記載の姿勢制御システム。
【請求項１０】
さらに、コンピュータ上で実行する宇宙船操縦ソフトウェアを備え、前記コンピュータはジャイロセンサパッケージおよび、または位置追跡装置と通信し、前記操縦ソフトウェアは前記第１および第２の操縦制御信号を発生する請求項９記載の姿勢制御システム。
【請求項１１】
前記宇宙船は、Ｂａｐｔａ継手を介してペイロードに結合されたバス構造を備え、前記第１および第２の反動ホイールはそれぞれ１自由度の継手を介して前記バス上に取付けられている請求項１０記載の姿勢制御システム。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は一般に宇宙船の姿勢を制御するシステムに関する。とくに、本発明は回転（スピン）している衛星の姿勢を制御するシステムに関する。
【０００２】
【従来の技術】
衛星は通信システムおよび全地球測位システムから宇宙望遠鏡システムまでを範囲とする種々の要求のきびしい適用において使用されている。このような適用では、正確な操縦、ステーションキーピングおよび姿勢調節能力を備えた衛星がしばしば必要とされる。
【０００３】
衛星の姿勢を正確に調節するシステムはとくに、通信および宇宙望遠鏡に適用する場合において重要である。たとえば、通信衛星に指向された地上ベースの受信機またはトランシーバがその衛星と通信するには、その衛星が現在の位置およびオリエンテーションを維持したままであることがしばしば必要とされる。同様に、特定の宇宙領域に焦点を結ぶ宇宙望遠鏡衛星は正確に方向付けられることが多い。
【０００４】
姿勢制御機構および宇宙船操縦システムがない場合には、衛星はランダムな軸を中心として回転する。この回転は、衛星の発射中に生じたモーメント、太陽放射圧力および、または重力勾配から結果的に発生する可能性がある。
【０００５】
宇宙船の姿勢を制御するために、スラスタがしばしば使用される。スラスタは衛星のオリエンテーションに対する粗制御を行うが、一般に多くの衛星適用によって要求される姿勢の微調節を行う能力を欠いている。スラスタはまた過度に燃料を消費し、そのために宇宙船の重量および費用が増加し、宇宙船の有効寿命期間を制限する。
【０００６】
スラスタは一般に、回転している通信衛星のような初期運動量がゼロでないものを含む大部分の宇宙船上で使用されている。スラスタが回転している宇宙船上で使用された場合、それらは大きいトルクを供給して宇宙船運動量ベクトルを所望の位置に移動させなければならない。（これは、自転車のホイール効果として知られている）。必要なトルクは結果的に燃料消費量を増加させる。
【０００７】
宇宙船オリエンテーションをもっと微細に制御し、高価なスラスタの必要性を減少させるために、ジンバルで支持された運動量ホイールを使用するシステムがしばしば使用される。このシステムは、その内容がここにおいて参考文献とされているＨ．Ｒｏｓｅｎ氏による米国特許第 5,441,222号明細書（ATTITUDE CONTROL OF A SPINNING SPACECRAFT ）に開示されている。そのシステムには、２軸ジンバルで支持された運動量ホイールが含まれている。このホイールが回転されて存在している宇宙船運動量を消去し、その結果宇宙船の運動量がゼロになる。その後、ゼロ運動量の宇宙船は、ホイール構造体を押して所望の方向に反動力を生じさせるアクチュエータによって生成された慣性モーメントによって方向付けられる。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、ジンバルで支持された運動量ホイールの使用にはいくつかの欠点を有している。一般に、宇宙船の設計制約のために運動量ホイールの寸法および質量が制限される。その結果、運動量ホイールはその宇宙船の全運動量を消去するために高速で回転しなければならない。運動量ホイールはしばしば５０００回転／分より速い速度で回転しなければならない。この結果、除去し難い望ましくない高周波宇宙船振動が生じる可能性が高い。望ましくない高周波外乱を減少させるために、しばしば高価で複雑な運動量ホイール分離システムおよび、または制御ループが必要とされる。
【０００９】
したがって、宇宙船を正確に方向付ける経済的なシステムが技術的に必要とされている。さらに、高周波宇宙船振動を導入せず、あるいは過度の燃料を消費しないシステムが必要とされている。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
この技術的な要求は、本発明の宇宙船用姿勢制御システムにより満たされる。示されている実施形態において、本発明のシステムは、姿勢制御素子が取付けられたペイロードを有する衛星により使用されるように構成されている。バスは、これがペイロードに関して１自由度の継手を中心として回転するように、この継手によってペイロードに接続されている。したがって、バスに関してペイロードを回転させるためのアクチュエータおよび制御回路が内蔵されている。
【００１１】
特定の実施形態では、バスは１自由度の回転継手（しばしばＢａｐｔａ継手と呼ばれる）によりペイロードに接続されている。バスは第１の軸を中心とするペイロードの運動量を消去するように駆動される。これによってゼロ純運動量の宇宙船が提供される。宇宙船の内部発生力または運動量を与えることにより宇宙船を方向付けて、その宇宙船を第１の軸に垂直な２つの軸で制御する付加的な制御装置が内蔵されている。
【００１２】
特定の実施形態において、衛星はバスセクションおよびペイロードセクションを備えている。宇宙船のバスは記憶セクションとして機能し、姿勢制御素子を収容することができる。バスはペイロードの慣性モーメントと同程度の慣性モーメントを持つ質量を有するであろうことが予測される。第１の制御回路はＢａｐｔａ継手を介してペイロードに関するバスのオリエンテーションを制御する。第１の制御回路は、Ｂａｐｔａ継手アクチュエータを駆動し、それによってペイロードを回転させるアクチュエータ制御信号を計算するスピン制御装置である。第１の制御回路はさらに、３つの各軸を中心とした、バスに関するペイロードの角速度を決定するために速度検出器を備えている。この特定の実施形態では、速度検出器は、スピン制御装置と通信しているジャイロスコープセンサパッケージおよびタコメータを含んでいる。ジャイロスコープセンサパッケージは、宇宙船の運動量を表す速度信号をコンピュータに供給する。そのコンピュータは、ジャイロスコープおよびタコメータセンサパッケージからの速度信号の受信に応答して、スピン制御信号を発生するソフトウェアを実行する。
【００１３】
回転軸制御回路に加えて、回転軸に垂直な２つの姿勢角度を制御するために２つの付加的な制御回路が使用される。必要とされる制御回路は特定用途向け型であり、所定の用途のニーズを満たすように当業者により決定されてもよい。
【００１４】
１実施形態において、付加的な制御装置は、第１のホイールが取付けられているジンバルの回転軸に垂直な回転軸を有する第１の反動ホイールを制御する。このジンバルは、Ｂａｐｔａ機構の回転軸にほぼ平行な回転軸を有している。制御回路は、ジンバルおよび反動ホイール上に取付けられたセンサからの角度的位置および速度の測定値、ならびにジャイロスコープセンサパッケージからの角速度信号を使用して、ジンバルおよび反動ホイール上に取付けられたトルクモータにコンピュータを介してトルク信号を発生する。
【００１５】
第２の実施形態において、付加的な制御装置は第１の反動ホイールおよび第２の反動ホイールを備えている。第１および第２の反動ホイールは宇宙船バスにしっかりと取付けられており、それぞれ第１および第２の互いに垂直な軸を中心として自由に回転することができる。第１および第２の反動ホイールはそれぞれ第１および第２の操縦制御信号に応答して、第１および第２のアクチュエータにより選択的に回転される。その制御信号は制御装置によって発生される。この制御装置は、技術的によく知られているようにホイール上に取付けられたジャイロスコープセンサパッケージ、スタートラッカおよびタコメータと通信している。
【００１６】
第３の実施形態において、付加的な制御装置は、可撓性サスペンションを介して宇宙船に取付けられた反動質量を含んでいる。第１の力アクチュエータは第１の力を反動質量に与えて宇宙船の方位制御を容易にする。第２の力アクチュエータは第２の力を反動質量に与えて宇宙船の方位調整を容易にする。第１および第２の力アクチュエータはそれぞれ、操縦制御信号の受信に応答して第１および第２の力を選択的に生成する音声コイルアクチュエータである。これらのアクチュエータは、宇宙船が回転軸に直交する２つの軸で操縦されることができるように配置される。近接センサは、宇宙船に関する反動質量の角度を測定する。その後、ジャイロスコープセンサパッケージ、スタートラッカおよび近接センサと通信しているコンピュータ上で実行するソフトウェアによって宇宙船操縦トルクコマンドが発生される。
【００１７】
本発明の特有の設計は、宇宙船の運動量を消去するために逆回転バスおよび付随のＢａｐｔａ機構を使用することによって容易になる。バスの質量特性のために、一般に、バスの比較的遅い回転だけが宇宙船運動量を消去するために必要である。遅い回転の結果、宇宙船振動が最小になる。結果的に生じる振動は、一般に、技術的によく知られている制御装置によって容易に除去される低周波振動である。これによって、高価な運動量ホイール分離システムが必要でなくなり、その結果さらに経済的な宇宙船が可能になる。さらに、Ｂａｐｔａ機構のバスは記憶区画として使用可能であり、したがって宇宙船の空間および重量が効率的に使用される。
【００１８】
【発明の実施の形態】
本発明はここでは特定の適用に対する例示的な実施形態を参照して説明されているが、本発明はそれに限定されないことを理解すべきである。当業者は、本発明の技術的範囲内における付加的な修正、適応および実施形態、ならびに本発明が非常に有益な付加的な分野を認識するであろう。
図１は、本発明の第１の実施形態に対応した衛星10の概略図である。衛星10は姿勢制御セクション12に結合されたペイロード14を備えている。姿勢制御セクション12はバス16を備えており、このバス16は一方の端部がＢａｐｔａ継手18によってペイロード14に結合されてい。Ｂａｐｔａ継手18、バス16およびペイロード14はｚ軸24と同軸に配置されている。第１の反動ホイール20および第２の反動ホイール22はバス16の反対側の端部においてそれぞれｘ軸26およびｙ軸28と同軸方向に取付けられている。
【００１９】
Ｂａｐｔａ継手18は１自由度を有し、姿勢制御セクション12がｚ軸24だけを中心として回転することを可能にする。同様に、第１の反動ホイール20はｘ軸26を中心とした回転だけが可能であり、第２の反動ホイール22はｙ軸28を中心とした回転だけが可能である。姿勢制御セクション12がｚ軸24を中心として回転したとき、ｘ軸26およびｙ軸28は共にｚ軸を中心として回転する。
【００２０】
当業者は、本発明の技術的範囲を逸脱することなく反動ホイール20および22がｘ軸26およびｙ軸28に関して角度付けされた軸のような異なった軸を中心として回転するホイールにより置換されてもよいことを認識するであろう。しかしながら、ホイールは、それらがｚ軸24、すなわち、衛星10の回転軸に直交する２つの異なった方向に２つの異なったトルク成分を提供することができるように位置されなければならない。
【００２１】
姿勢制御セクション12は、Ｂａｐｔａ継手18ならびに反動ホイール20および22に結合されたアクチュエータを備えており、これらアクチュエータは、以下さらに詳細に説明するように宇宙船コンピュータからのコマンドによって選択的に制御される。姿勢制御セクション12はＢａｐｔａ継手18を中心として選択的に回転され、存在する宇宙船運動量を消去する。宇宙船10の全運動量がゼロに減少された後、反動ホイール20および22が回転されてｘ軸26および、またはｙ軸28に沿ったトルクを生成し、衛星10を所望のオリエンテーションに移動させる。
【００２２】
姿勢制御セクション12は、衛星10の全運動量を消去するためにペイロード14に関してＢａｐｔａ継手18を中心としてを逆回転するように命令される（以下さらに詳細に説明するように）。
【００２３】
図２は、図１の衛星10内に構成されている姿勢制御システム30を示すブロック図である。姿勢制御システム30は、ペイロード14内に位置された宇宙船コンピュータ32を備えている。宇宙船コンピュータ32はジャイロスコープセンサパッケージ34およびスタートラッカ36に結合されており、それら両者はバス16とは反対側のペイロード14の外側に取付けられている。宇宙船コンピュータ32はまたＢａｐｔａ位置センサ38、Ｂａｐｔａアクチュエータ40、第１のホイールタコメータ42、第１のホイールアクチュエータ44、第２のホイールタコメータ46および第２のホイールアクチュエータ48に結合されている。
【００２４】
動作において、宇宙船コンピュータ32は、以下さらに詳細に説明するように、ジャイロスコープセンサパッケージ34、スタートラッカ36、Ｂａｐｔａ位置センサ38ならびにホイールタコメータ42および46からの入力に応答してＢａｐｔａアクチュエータ40ならびにホイールアクチュエータ20および22を制御する姿勢制御プログラム（ソフトウェアで実施されることが好ましい）によって制御計算を行う。
【００２５】
ジャイロスコープセンサパッケージ34内のジャイロスコープセンサはペイロード14の角回転速度を感知し、宇宙船コンピュータ32への主フィードバックを行う。宇宙船コンピュータ32上で実行している姿勢制御プログラムは、Ｂａｐｔａアクチュエータ40によりバス16を含む姿勢制御セクション12を回転させ、ジャイロセンサパッケージ34により検出された存在している宇宙船運動量を消去するように設計されている。姿勢制御プログラムはまた、衛星10の姿勢を調節するためのモーメントを生成するために反動ホイール20および22を選択的に回転させる命令を含んでいる。スタートラッカ36は宇宙船コンピュータ32にフィードバックを行って、衛星10の現在のオリエンテーションを示す。
【００２６】
姿勢制御プログラムは、宇宙船コンピュータ32上のメモリに記憶された姿勢情報により特定された所望の宇宙船オリエンテーションをスタートラッカ36およびジャイロスコープセンサパッケージ34により提供された姿勢情報と比較し、宇宙船コンピュータ32によりホイールアクチュエータ42および48に入力される操縦制御信号を発生する。ペイロード14上に取付けられ、宇宙船コンピュータ32に接続された受信機50は、所望のオリエンテーションに向くように宇宙船に命令するテレメトリ制御信号を受信するために設けられている。
【００２７】
当業者は、本発明の技術技術的範囲を逸脱することなく宇宙船コンピュータ32および受信機50のような姿勢制御システム30のコンポーネントが図２に示されている位置とは別の位置に配置されてもよいことを認識するであろう。たとえば、宇宙船コンピュータ32および受信機50はバス16上に配置されてもよい。
【００２８】
衛星10がスタートラッカ36およびジャイロスコープセンサパッケージ34からの入力により指示された所望のオリエンテーションに向いた後、衛星がその所望のオリエンテーションに向いたまま保持されるように、ホイール20および、または22の回転速度が落とされる。第１のホイールタコメータ44および第２のホイールタコメータ46はそれぞれ第１の反動ホイール20および第２の反動ホイール22の回転速度に関する情報を宇宙船コンピュータ32に供給する。姿勢制御プログラムはそのホイール回転速度情報を使用して、ホイールの存在している回転速度を決定する。姿勢制御プログラムは存在している回転速度情報を使用して、第１のホイールアクチュエータ42および、または第２のホイールアクチュエータ48を制御して予め定められた量だけ回転速度を調節するためのアクチュエータ制御信号の発生を容易にする。同様に、Ｂａｐｔａ位置または速度センサ38は、ペイロード14に関するバス16の回転速度についての情報を宇宙船コンピュータ32上で実行する姿勢制御プログラムに提供する。姿勢制御プログラムはこの加速情報を使用してＢａｐｔａアクチュエータ40を制御し、予め定められた量だけ回転速度を調節する。
【００２９】
Ｂａｐｔａ位置センサ38ならびに反動ホイールタコメータ44および46を使用することによって、宇宙船コンピュータ32上で実行する姿勢制御プログラムによる運動量の消去が容易になる。
【００３０】
上記の手順を実施するソフトウェアは、当業者により図３を参照して容易に生成される。さらに、当業者は、本発明の技術的範囲を逸脱することなく反動ホイールタコメータ44および46ならびにＢａｐｔａ位置センサ38が別のセンサ素子により置換されてもよいことを認識するであろう。この場合、宇宙船コンピュータ32上で実行する制御プログラムは適切に変更される。
【００３１】
多くの適用に対して、姿勢制御セクション12の慣性モーメントは、ペイロード14の慣性モーメントと同程度の大きさになるであろうと予測される。その結果、これらの適用では、存在している宇宙船運動量を消去するために姿勢制御セクション12が比較的遅く逆回転することが要求される。姿勢制御セクション12が逆回転した結果生じた宇宙船振動は、技術的によく知られている手順によって容易に除去される。これによって高価な運動量ホイール分離システムが必要なくなる。
【００３２】
バス16は、通常衛星上に設けられている電子機器その他のデバイス（示されていない）を搭載されている。したがって、姿勢制御セクション12は、バス16内に記憶スペースが設けられ、衛星10の姿勢制御を容易にするように機能する。バス16を記憶区画として使用することによって、重量節約が達成される。
【００３３】
従来技術の姿勢制御システムはしばしば、比較的小さいが質量の大きい運動量ホイールが必要である。運動量ホイールの高密度要求は典型的に補助記憶区画としてのホイールの使用から除外される。
【００３４】
姿勢制御セクション12は、ペイロード14の運動量を正確に消去する速度で回転する低速逆回転機構として考えられてもよい。運動量を消去するために高速運動量ホイールではなく低速機構を使用することによって、高価な運動量ホイール分離システムが不要になる。当業者は、宇宙船の方位を制御するために、回転軸24に直交するトルクの２つの軸を提供する任意の内部機構が制御アクチュエータとして十分であることを認識するであろう。
【００３５】
衛星10が有する純運動量はゼロなので、衛星10は内力およびモーメントを使用して任意の位置に方向付けられることができる。ビークルの安体化を行うためにスラスタまたは外部モーメントは必要ない。さらに、ビークルの安体化を容易にするために、本発明の技術的範囲を逸脱することなくダイナミックな平衡機構が構成されてもよい。
【００３６】
示されている実施形態において、第１の反動ホイール20および第２の反動ホイール22は同じ質量および慣性モーメントを有している。ホイール20および22はそれぞれｘ軸26およびｙ軸28を中心として回転するが、他のいずれの軸を中心とした回転または変換を行うことはてきない。ホイール20および22は、ＤＣトルクモータ（以下さらに詳細に説明する）として構成された標準的なアクチュエータを使用することによりそれらの各軸26および28を中心として回転する。反動ホイール20および22は、それらが公称的に固定した速度で回転しないため、運動量ホイールではない。ホイール20および22はゼロの公称速度を有している。
【００３７】
以下の力学式は、第１の反動ホイール20および第２の反動ホイール22を有する図１の衛星10に関するものである。当業者は、以下の制御式が本発明の姿勢制御システムの構成方法だけを表すものではないことを認識するであろう。
【００３８】
以下の力学制御式では、各質量体、すなわち、ペイロード14と、バス16と、第１の反動ホイール20と、および第２の反動ホイール22に対して、慣性テンソルが０の慣性乗積項を有していると仮定されている。一般に、以下の力学式が有効なままであるように、事実上慣性乗積項は十分に小さいままである。また、本体14、16、20および22間のアタッチメントは完全な摩擦のないアタッチメントであると仮定されている。たとえば、ペイロード14およびバス16は、ペイロード14およびバス16がｚ軸24を中心として回転するが、その他の軸を中心とした回転は行わないことを可能にする完全ピンであるＢａｐｔａ継手18により連結されている。
【００３９】
各本体14、16、20および22に対して、最も外側の本体（ホイール20および22）から始まってペイロード14に向かってオイラーの運動方程式を適用することによって、当業者は特定の衛星軌道に関する運動方程式を導出し、それらを線形化することができる。
【００４０】
特定の衛星軌道に関する運動方程式を線形化した結果、ペイロード14のオリエンテーションの完全な可制御性を可能にする方程式の線形系が得られる。運動量の保存は、衛星10の全ての位置状態が完全に制御可能であることを許さない（バスおよびホイールは同時に制御できない）。しかしながら、この実施形態では、ペイロード14のオリエンテーションを制御することだけしか必要はない。
【００４１】
公称軌道において、ペイロードはｚ軸24を中心として所望の回転速度ωs で回転し、一方横軸の回転速度はゼロである。例示的な線形化軌道は以下のマトリックス式によって与えられる：
【数２】
0004550347.tif 000002
ここで、ωPx，ωPyおよびωPzはそれぞれ慣性空間に関するｘ軸26、ｙ軸28およびｚ軸24を中心とするペイロード14の角速度である。同様に、ωBx，ωByおよびωBzはそれぞれ慣性空間に関するｘ軸26、ｙ軸28およびｚ軸24を中心とするバス16の角速度である。さらに、ωW1x はｘ軸26を中心とする第１のホイール20の角速度であり、ωW2y はｙ軸28を中心とする第２のホイール22の角速度であり、ωBsは、この実施形態ではｚ軸24であるバス16の回転軸を中心とするその角速度である。ωPsは、この実施形態ではこれもまたｚ軸24であるペイロード14の回転軸を中心とするその角速度であり、ρはペイロード14とバス16との間の角度であり、ρ´はρの導関数である。
【００４２】
一般的にはバス16はペイロード14の回転速度と比較して任意の速度で回転するが、式（１）では、バス16はペイロード14と全く同じ速度で逆方向に回転していると仮定されている。バス16は衛星10の全慣性をゼロにするように回転する。
【００４３】
式１の線形化軌道の結果、以下の線形化された式が得られる：
【数３】
0004550347.tif 000003
ここで、ω´は角速度の導関数、すなわち角加速度である。ＩPx，ＩPyおよびＩPzはそれぞれｘ軸26、ｙ軸28およびｚ軸24を中心とするペイロード14の慣性モーメントである。ＩBx，ＩByおよびＩBzはそれぞれｘ軸26、ｙ軸28およびｚ軸24を中心とするバス16の慣性モーメントである。ＩT は横断軸すなわち第１の反動ホイール20に対してはｙ軸28およびｚ軸24であり、第２の反動ホイール22に対してはｘ軸26およびｚ軸24である横断軸を中心とする各反動ホイールの慣性モーメントである。各反動ホイール20および22は各回転軸、すなわちそれぞれｘ軸26およびｙ軸28を中心とするＩS の慣性モーメントを有する。ＴBaptcom は、姿勢制御セクション12のＢａｐｔａ継手18を中心とする回転を制御するために宇宙船コンピュータ32によってＢａｐｔａアクチュエータ40に与えられるＢａｐｔａトルクコマンドである。ＴW1com は、第１の反動ホイール20の回転を制御するために第１のホイールアクチュエータ44に与えられるトルクコマンドである。ＴW2com は、第２の反動ホイール22の回転を制御するために第２のホイールアクチュエータ48に与えられるトルクコマンドである。
【００４４】
一般に、
【数４】
0004550347.tif 000004
ここで、マトリックス［Ｉ］、［Ａ］および［Ｂ］は式（２）に示されているとおりである。
【００４５】
当業者は、式（４）が式（１）の線形化された軌道に適度に近い任意の軌道で制御可能な式を表すことを容易に証明することができる。可制御性が証明された後、式（４）において特定された法則にしたがって衛星10のオリエンテーションを制御するための局部的に安定した制御装置を構成するために、通常の利得のスケジュール化された制御装置、ＬＰＶ制御装置および、または非線形制御装置が使用されることができる。
【００４６】
当業者は、以下の量：
【数５】
0004550347.tif 000005
を計算して、結果的に得られた式のランクを決定することによりシステム30の可制御性を証明することができる。そのランクがこの問題に対して５である場合、この動作点においてシステムは完全に制御可能である。
【００４７】
この特定の実施形態では、
【数６】
0004550347.tif 000006
ＢおよびＡＢのランクは、
【数７】
0004550347.tif 000007
でない限り５である。角運動量保存には、
【数８】
0004550347.tif 000008
が（このオリエンテーションに対して）必要であることを認識すべきである。したがって、式（６）は次のように簡単化される：
【数９】
0004550347.tif 000009
バス16の回転速度およびペイロード14の回転速度のいずれもゼロではなく、
【数１０】
0004550347.tif 000010
であることが要求される。
【００４８】
一般に、式（９）はゼロではない。したがって、姿勢制御セクション12は衛星10のシステム30によって完全に制御可能であり、システム30を制御するために、古典的なもの、極配置、Ｈインフィニティ等の任意の一般的な制御方法が使用できる。当業者は適切なゲインスケジューリングを実施して、制御装置をバスに対するペイロードの角度の関数として容易に変更することができる。
【００４９】
ＩBx＝ＩByおよびＩPx＝ＩPyである（すなわち、ペイロードおよびバスの両者が完全な円筒形に似ている）異常な場合には、５より低い可制御性マトリックスが発生し、ここで、
【数１１】
0004550347.tif 000011
これは、ペイロード14のオリエンテーションあるいはホイール20および22のオリエンテーションの一方が制御可能であるが、両方は制御可能ではないことを示している。これらの可制御性仮定を使用すると、式（２）は次のようになる：
【数１２】
0004550347.tif 000012
結果的に得られる制御法則は、
【数１３】
0004550347.tif 000013
ここで、Ｋ1 、Ｋ2 およびＫ3 は、特定の適用に適合するように当業者によって容易に決定される利得係数である。
【００５０】
式（１２）の制御法則はプラットフォーム速度を安定させ、制御不可能な状態（ホイール速度）を制限する。これは望ましい特性である。
【００５１】
図３は、図２の宇宙船コンピュータ32により実行されるプログラム51の重要な機能ブロックを示す図である。プログラムは、位置検出ルーチン52、位置比較ルーチン54、エラー補償ルーチン56、およびアクチュエータ制御ルーチン58を含んでいる。
【００５２】
図２および３を参照すると、位置検出ルーチン52は現在の宇宙船位置情報を求めてジャイロスコープセンサパッケージ34およびスタートラッカ36をサンプリングし、受信機50ようなテレメタリから位置コマンドを受信する。現在の宇宙船位置情報は、受信機50からの任意の命令された位置情報と共に比較ルーチン54に供給される。
比較ルーチン54は、受信機50から受信された信号によって示されるか、あるいはエラー補償ルーチン56の先行する出力から受信された信号によって示されるような命令された位置を、位置検出器ルーチンにより示される宇宙船10の現在の位置と比較する。比較ルーチン54は、命令された位置と現在の位置の違いを表すエラー信号を供給する。
【００５３】
エラー補償ルーチン56は位置コマンドを供給し、エラー信号を最小にするように宇宙船10の位置を調節する。アクチュエータ制御ルーチン58は、適用可能なトルクコマンドをＢａｐｔａアクチュエータ40および適切なホイールアクチュエータ44および、または48に与える。
個々のルーチン52、54、56および58は、当業者によって構成されてもよい。
【００５４】
実施形態では、ジンバルで支持された反動ホイールが含まれており、このホイールは、円筒型宇宙船バス16の後面に結合されたピボット上に取付けられている。ピボットは衛星のｚ軸だけを中心として回転することができる。ジンバルで支持された反動ホイールは、このホイールの回転軸が衛星の回転軸であるｚ軸24に垂直であるようにピボット上に取付けられている。
【００５５】
動作において、図２および４を参照すると、宇宙船コンピュータ32において実行する姿勢制御プログラムは、ジャイロスコープセンサパッケージ34およびスタートラッカ36から受信された信号によって衛星の運動を検出する。現在の衛星オリエンテーションは、スタートラッカ36およびジャイロスコープセンサパッケージ34により決定される。姿勢制御プログラムは現在の衛星運動情報を使用して、制御信号をＢａｐｔａアクチュエータ40に発生し、このＢａｐｔａアクチュエータ40がバス16にｚ軸24を中心として回転させて、存在している衛星運動量を消去するように命令する。ジャイロスコープセンサパッケージ34からのフィードバックにより示されるように、ｚ軸24を中心とする運動量がゼロになった後、ピボットはピボットアクチュエータ（示されていない）により付勢されて、ジンバルで支持された反動ホイールを予め定められたオリエンテーションに方向付ける。ジンバルで支持された反動ホイールが所望の方位に向いた後、この反動ホイールはホイールアクチュエータ（示されていない）に対する制御信号によって回転されて所望の方向のトルクを生成し、宇宙船コンピュータ32上のメモリに記憶されている衛星オリエンテーション情報にしたがって衛星を適切に方向付ける。衛星オリエンテーション情報は、新しいオリエンテーション情報を受信機50に送ることにより更新または変更されてもよい。
【００５６】
この実施形態において、ジンバルで支持された反動ホイール64は単一の軸、すなわちｚ軸24を中心として自由に回転することができる。このジンバルで支持された反動ホイール64は、Ｂａｐｔａ軸と同じ軸、すなわちｚ軸24を中心として回転可能なジンバルユニット68内に収容されている。
【００５７】
宇宙船コンピュータ（図２参照）上で実行する姿勢制御プログラムにより動作される制御システムはバス16に対してトルクコマンドＴを方向：
【数１４】
0004550347.tif 000014
に発生する。このコマンドＴを実施するために、宇宙船コンピュータとジンバルユニット68との間の高い帯域幅ループ（示されていない）がジンバルユニット68を所望の方向に駆動する。とくに、このユニット68は以下の式によって表される角度θで駆動される：
【数１５】
0004550347.tif 000015
【００５８】
次に、ジンバルで支持された反動ホイール64はトルクコマンドＴによって命令され、所望のトルクを所望の方向でバス16に与える。ジンバルで支持された反動ホイール64を正しく配置するように構成された制御ループ（示されていない）の帯域幅（たとえば、１０Ｈｚ以上）は、トルクコマンドＴの供給によりバスの姿勢を制御するように構成された制御ループの帯域幅（一般に、０．０１乃至０．１Ｈｚ）よりもはるかに高い。その結果、制御ループ間に妨害が最小にされる。上述した制御ループの詳細な構成は適用に依存する。当業者はこのような詳細な構成を容易に決定することができる。
【００５９】
図４は、本発明の宇宙船姿勢制御システムの別の実施形態82を使用する第３の衛星80の概略図である。この別の実施形態82には、環状の反動質量84が含まれ、この反動質量84は、そのほぼ中心に結合された可撓性サスペンション86を介して宇宙船のバス16に取付けられている。反動質量84とバス16の後面70との間には音声コイルアクチュエータ88が配置されている。
【００６０】
衛星80の運動量がバス16の逆回転によって消去された後、音声コイルアクチュエータ88は選択的に付勢されて反動ホイール84を押す。音声コイルアクチュエータ88は、それらが反動ホイール84を押したときに予め定められた所望の衛星方向にしたがって衛星80を適切に方向付ける方向に反動力を生成する。
【００６１】
音声コイルアクチュエータ88は、可撓性サスペンション86により宇宙船上に取付けられた高い慣性反動質量84に対して力を加える。可撓性サスペンション86はｘおよびｙ角度方向において非常に柔軟（＜２Ｈｚ）であるが、ｚ角方向には非常に硬い（＞１００Ｈｚ）。それはまたｘ、ｙおよびｚトランスレ−ション方向において非常に硬い。
【００６２】
対の音声コイルアクチュエータ88を駆動することにより、モーメントが反動質量84に対してｘおよびｙ方向に与えられる。ニュートンの第三法則により、反動質量にモーメントを与えることは宇宙船バス16にモーメントを与えることでもある。音声アクチュエータには一般に１０ポンドの力があるため、音声コイルを２フィートの間隔で配置することによって、実質的なトルク能力である２０フィート／ポンドの最大モーメントが得られる。さらに大きい力の能力を有する音声コイルを使用するか、あるいは音声コイルに対して大きい間隔距離を選択することにより、このトルク能力をさらに増大させることができる。
【００６３】
この実施形態で使用されている可撓性サスペンション86のような典型的な可撓性サスペンションは、反動質量84の運動をほぼ±５°の移動に制限する。反動質量84は比較的大きい慣性モーメントを有しているが、比較的軽量である。これは反動質量84の外縁上にその質量を集中させることにより達成される。これは、宇宙船重量の望ましくない追加を最小限にしながら、反動質量84が高トルク操縦中にその移動限界に達する確率を減らすことを助ける。
【００６４】
当業者は、本発明の技術的範囲を逸脱することなく別の装置が可撓性サスペンション86の代わりに使用可能であることを認識するであろう。たとえば、可撓性サスペンション86はベアリングにより置換されることができる。さらに、外部ジンバルは反動質量84に結合され、反動質量84がさらに移動するのに適合する。
【００６５】
慣性モーメントを宇宙船上で発生する種々のシステムおよび方法が存在している。これらのシステムおよび方法は本発明の技術的範囲内に含まれるものである。
【００６６】
以上、本発明はここにおいて特定の適用に対する特定の実施形態を参照して説明されてきた。当業者は、本発明の技術的範囲内の付加的な修正、適用および実施形態を認識するであろう。
【００６７】
したがって、添付された請求の範囲は、本発明の技術的範囲内のこのような適用、修正および実施形態の任意および全てのものをカバーするものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の教示にしたがって構成された衛星の概略図。
【図２】  図１の衛星内に構成されている姿勢制御システムを示すブロック図。
【図３】  図２の宇宙船コンピュータにより実行されるプログラムの重要な機能ブロック図。
【図４】  本発明の宇宙船姿勢制御システムの別の実施形態を使用する衛星の概略図。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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