(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙航行体の姿勢レート及び姿勢角情報に基づいて該宇宙航行体の略直交する三軸の制御軸回りの姿勢決定量を算出してなる宇宙航行体の姿勢決定装置において、
前記宇宙航行体の飛翔する軌道面の回転により発生する該宇宙航行体の制御軸回りの摂動レートを算出する摂動レート算出手段と、
この摂動レート算出手段で算出した摂動レートを、その制御軸回りの姿勢レート情報から補償し、該補償した姿勢レート及び前記姿勢角情報に基づいて前記宇宙航行体の制御軸回りの姿勢決定量を算出する姿勢決定手段と
を具備したことを特徴とする宇宙航行体の姿勢決定装置。
【請求項２】
前記摂動レート算出手段は、前記宇宙航行体の三軸の制御軸のうち少なくとも二軸の制御軸回りの摂動レートを算出することを特徴とする請求項１記載の宇宙航行体の姿勢決定装置。
【請求項３】
前記摂動レート算出手段は、摂動レートを軌道要素及び該宇宙航行体の軌道位置情報に基づいて算出することを特徴とする請求項１又は２記載の宇宙航行体の姿勢決定装置。
【請求項４】
さらに、前記軌道要素及び軌道位置情報を検出する検出手段を備えることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか記載の宇宙航行体の姿勢決定装置。
【請求項５】
前記摂動レート算出手段及び姿勢決定手段は、基地局に設けられ、前記摂動レート算出手段で前記宇宙航行体の制御軸回りの摂動レートを算出し、前記宇宙航行体から少なくとも姿勢レート及び姿勢角情報がテレメトリ送信された状態で、前記姿勢決定手段が前記摂動レート算出手段で算出した摂動レートを、姿勢レートから補償して、該補償した姿勢レート及び前記姿勢角情報に基づいて前記宇宙航行体の姿勢決定量を算出することを特徴とする請求項１乃至４のいずれか記載の宇宙航行体の姿勢決定装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、例えば人工衛星等の地球周回軌道に配備される宇宙航行体の姿勢決定装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般に、宇宙航行体１０は、図２に示すように地球１１の周囲の地球周回軌道に、その進行方向をロール軸（Ｘ）とし、その軌道面に略垂直な方向をピッチ軸（Ｙ）とし、地球方向をヨー軸（Ｚ）として配備される。このような宇宙航行体１０においては、その三軸（ロール軸、ピッチ軸、ヨー軸）回りの姿勢角を検出する姿勢検出センサとして、例えば地球センサ（ＥＳＡ）及び慣性基準装置（ＩＲＵ）等が搭載されて、この姿勢検出センサの検出情報に基づいて宇宙航行体１０の姿勢を決定する姿勢決定装置を用いて三軸の姿勢決定量を算出して三軸回りの姿勢制御が行われる。
【０００３】
上記宇宙航行体の姿勢決定装置は、その地球センサでロール軸姿勢角情報を取得して、慣性基準装置によりロール軸レート情報及びヨー軸レート情報を取得し、周知のカルマンフィルタで構成されるロール軸・ヨー軸推定姿勢角／推定姿勢レートを決定するいわゆるロール／ヨーストラップダウン姿勢決定フィルタが採用されている。
【０００４】
そして、このような宇宙航行体の姿勢決定装置においては、ピッチ軸の推定姿勢角がその推定姿勢レートを決定するピッチストラップダウン姿勢決定フィルタで地球センサにより取得したピッチ軸姿勢角情報と、慣性基準装置により取得されるピッチ軸レートとに基づいて決定される。
【０００５】
ところが、上記宇宙航行体の姿勢決定装置では、太陽同期軌道を周回する宇宙航行体の姿勢決定に適用した場合、その姿勢レート情報に軌道面の回転により発生するいわゆる摂動レートと称する姿勢回転運動が含まれるために、この姿勢レート情報に基づいて姿勢決定が行われると、その摂動レートが誤差成分となり、姿勢決定精度が低下されるという問題を有する。
【０００６】
係る姿勢決定精度の高精度化の問題は、宇宙空間において人工衛星を含む宇宙航行体の各種の運用形態を高精度に実現するうえで、重要な課題の一つとなっている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
以上述べたように、従来の宇宙航行体の姿勢決定装置では、摂動レートが宇宙航行体の姿勢レート情報に含まれるために、姿勢決定精度の低下を招くという問題を有する。
【０００８】
この発明は上記の事情に鑑みてなされたもので、摂動レートの確実な補償を実現して姿勢決定精度の高精度化を図り得るようにした宇宙航行体の姿勢決定装置を提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
この発明は、宇宙航行体の姿勢レート及び姿勢角情報に基づいて該宇宙航行体の略直交する三軸の制御軸回りの姿勢決定量を算出してなる宇宙航行体の姿勢決定装置において、前記宇宙航行体の飛翔する軌道面の回転により発生する該宇宙航行体の制御軸回りの摂動レートを算出する摂動レート算出手段と、この摂動レート算出手段で算出した摂動レートを、その制御軸回りの姿勢レート情報から補償し、該補償した姿勢レート及び前記姿勢角情報に基づいて前記宇宙航行体の制御軸回りの姿勢決定量を算出する姿勢決定手段とを備えて宇宙航行体の姿勢決定装置を構成した。
【００１０】
上記構成によれば、摂動レート算出手段は、宇宙航行体の飛翔する軌道面の回転によって発生する各制御軸回りの摂動レートを算出して姿勢決定手段に出力する。姿勢決定手段は、宇宙航行体の姿勢レート情報から摂動レートを補償して、この摂動レートを補償した姿勢レート及び姿勢角情報に基づいて宇宙航行体の制御軸回りの姿勢決定量を算出する。これにより、姿勢決定手段で算出した姿勢決定量は、摂動レートによる誤差成分が含まれていない宇宙航行体の真の姿勢レート及び姿勢角情報に基づいて算出されることにより、高精度な姿勢決定が可能となる。
【００１１】
また、この発明は、制御軸回りに付与される摂動レートを、軌道要素及び該宇宙航行体の軌道位置情報に基づいて算出するように構成した。これによれば、簡便な演算処理で、宇宙航行体の制御軸回りに付与される摂動レートの算出が可能となる。
【００１２】
【発明の実施の形態】
以下、この発明の実施の形態について、図面を参照して詳細に説明する。
【００１３】
図１は、この発明の一実施の形態に係る宇宙航行体の姿勢決定装置を示すもので、例えば前記図２に示すように宇宙航行体１０の進行方向をロール軸（Ｘ）とし、その軌道面に略垂直な方向をピッチ軸（Ｙ）とし、地球方向をヨー軸（Ｚ）として、地球周回軌道における極軌道を周回する各制御軸回りの姿勢決定量を算出する。
【００１４】
但し、この極軌道を周回する宇宙航行体１０の場合においては、その軌道面の回転により発生する摂動レートと称する姿勢回転運動が、そのピッチ軸回りに対して無視できる程度の摂動レートが付与され、そのロール軸及びヨー軸に対しては比較的、大きい摂動レート量が付与される。そこで、図１においては、宇宙航行体１０のロール軸及びヨー軸の二軸に対してこの発明の特徴とする摂動レート補償系を設けて構成する。
【００１５】
即ち、図１において、１２は、ロール・ヨー姿勢決定部で、その一方の入力端には、例えば地球センサで構成される姿勢角センサ１３の出力端が接続される。この姿勢角センサ１３は、上記宇宙航行体１０のロール軸回りのロール姿勢角及びピッチ軸回りのピッチ姿勢角を検出して、そのロール姿勢角を上記ロール・ヨー姿勢決定部１２に出力し、そのピッチ姿勢角をピッチ姿勢決定部２３に出力する。
【００１６】
また、ロール・ヨー姿勢決定部１２の他方の入力端には、第１及び第２の加算器１４、１５の出力端が接続される。これら第１及び第２の加算器１４、１５には、その一方の入力端にロール軸回りの姿勢レートを検出するロール姿勢レートセンサ１６及びヨー軸回りの姿勢レートを検出するヨー姿勢レートセンサ１７の出力端が接続される。
【００１７】
これらロール姿勢レートセンサ１６及びヨー姿勢レートセンサ１７は、例えば慣性基準装置で構成され、上記宇宙航行体１０のロール姿勢レート及びヨー姿勢レートを検出して、上記第１及び第２の加算器１４、１５の一方の入力端に出力する。そして、これら第１及び第２の加算器１４、１５の他方の入力端には、第１及び第２の摂動レート算出部１８、１９が接続される。
【００１８】
これら第１及び第２の摂動レート算出部１８、１９には、その入力端に、例えばコマンド受信部２０が接続される。このコマンド受信部２０は、例えば地上局で計測されて該地上局よりコマンド送信された宇宙航行体１０の軌道要素情報を受信して、その軌道要素情報を第１及び第２の摂動レート算出部１８、１９にそれぞれ出力する。
【００１９】
また、第１及び第２の摂動レート算出部１８、１９には、その入力端に、例えばタイマー等で構成される軌道位置算出部２１の出力端が接続される。この軌道位置算出部２１は、上記コマンド受信部２０に接続され、該コマンド受信部２０で受信した軌道要素が入力される。すると、軌道位置算出部２１は、その軌道要素から宇宙航行体１０の軌道位置を求めて、その軌道位置情報を上記第１及び第２の摂動レート算出部１８、１９にそれぞれ出力する。
【００２０】
第１及び第２の摂動レート算出部１８、１９は、上記軌道要素及び軌道位置情報がそれぞれ入力されると、これら軌道要素と軌道位置情報を入力変数とする関数ｆ
摂動レート＝ｆ（軌道要素、軌道位置）      …（１）
に基づいて上述した軌道の回転により発生する姿勢回転運動である宇宙航行体１０のロール軸及びヨー軸回りの摂動レートを算出して上記第１及び第２の加算器１４、１５に出力する。
【００２１】
ここで、第１及び第２の加算器１４、１５は、第１及び第２の摂動レート算出部１８、１９を介して入力されたロール軸及びヨー軸回りの摂動レートと、ロール姿勢レートセンサ１６及びヨー姿勢レートセンサ１７からのロール姿勢レート及びヨー姿勢レートとを加算して各姿勢レート情報に含まれる摂動レートを、いわゆるフィードフォワード補償した補償ロール姿勢レート及び補償ヨー姿勢レートを算出する。
【００２２】
また、上記第１及び第２の加算器１４、１５には、その出力端に上記ロール・ヨー姿勢決定部１２の他方の入力端が接続される。この第１及び第２の加算器１４、１５は、ロール姿勢レート及びヨー姿勢レートと、ロール軸及びヨー軸回りの摂動レートとを加算して補償ロール姿勢レート及び補償ヨー姿勢レートを求めて上記ロール・ヨー姿勢決定部１２に出力する。
【００２３】
このロール・ヨー姿勢決定部１２には、その出力端に姿勢制御部２２が接続される。ロール・ヨー姿勢決定部１２は、入力したロール姿勢角及びヨー姿勢角、補償ロール姿勢レート及び補償ヨー姿勢レートに基づいてロール軸及びヨー軸回りの各姿勢決定量を算出して上記姿勢制御部２２に出力する。同時に、姿勢制御部２２には、上記ピッチ軸姿勢決定部２３により算出された宇宙航行体１０のピッチ軸回りの姿勢決定量が入力される。このピッチ軸姿勢決定部２３には、ピッチ姿勢レートセンサ２４が接続され、このピッチ姿勢レートセンサ２４からのピッチ姿勢レート及び上記姿勢角センサ１３からのピッチ姿勢角情報に基づいてピッチ軸姿勢決定量を算出して上記姿勢制御部２２に出力する。
【００２４】
ここで、姿勢制御部２２は、ロール・ヨー姿勢決定部１２で決定したロール軸及びヨー軸回りの各姿勢決定量と上記ピッチ軸姿勢決定部２３で算出したピッチ軸姿勢決定量とに基づいてアクチュエータ駆動信号を生成して図示しない姿勢駆動アクチュエータを駆動制御し、宇宙航行体１０のロール軸、ピッチ軸及びヨー軸の三軸回りの姿勢を制御する。
【００２５】
上記構成において、宇宙航行体１０が軌道上を飛翔すると、その姿勢角センサ１３がロール姿勢角及びヨー姿勢角を検出してロール・ピッチ姿勢決定部１２に出力する。ここで、ロール姿勢レートセンサ１６及びヨー姿勢レートセンサ１７は、宇宙航行体１０のロール姿勢レート及びヨー姿勢レートを検出して第１及び第２の加算器１４、１５に出力する。
【００２６】
同時に、第１及び第２の摂動レート算出部１８、１９には、宇宙航行体１０の軌道要素及び軌道位置情報がコマンド受信部２０、軌道位置算出部２１を介して入力される。すると、第１及び第２の摂動レート算出部１８、１９は、入力した軌道要素及び軌道位置情報を入力変数として上記（１）式に基づいて軌道面の回転により発生するロール軸回り及びヨー軸回りの各摂動レートを算出して上記第１及び第２の加算器１４、１５に出力する。
【００２７】
上記第１及び第２の加算器１４、１５は、入力したロール軸回り及びヨー軸回りの摂動レートをロール姿勢レート及びヨー姿勢レートに加算して、その摂動レートを補償した補償ロール姿勢レート及び補償ヨー姿勢レートを算出し、上記ロール・ヨー姿勢決定部１２に出力する。
【００２８】
すると、ロール・ヨー姿勢決定部１２は、入力した補償ロール姿勢レート及び補償ヨー姿勢レートと、姿勢角センサ１３からのロール姿勢角情報とに基づいてロール及びヨー軸回りの各姿勢決定量を求めて、上記姿勢制御部２２に出力する。同時に、上記ピッチ姿勢決定部２３は、ピッチ姿勢レートセンサからのピッチ姿勢レートと姿勢角センサからのピッチ姿勢角とに基づいてピッチ軸回りの姿勢決定量を算出して姿勢制御部２２に出力する。
【００２９】
ここで、上記姿勢制御部２２は、上記ロール軸、ヨー軸及びピッチ軸の三軸回りの各姿勢決定量に基づいてアクチュエータ駆動信号を生成して上記姿勢駆動アクチュエータ（図示せず）を駆動制御し、宇宙航行体１０のロール軸、ピッチ軸及びヨー軸の三軸回りの姿勢制御を実行する。
【００３０】
このように、上記宇宙航行体の姿勢決定装置は、宇宙航行体１０の飛翔する軌道面の回転により発生する該宇宙航行体１０のロール軸及びヨー軸回りの摂動レートを第１及び第２の摂動レート算出部１８、１９で算出して、この各摂動レートを、そのロール姿勢レート及びヨー姿勢レート情報から補償して補償ロール姿勢レート及び補償ヨー姿勢レートを算出し、該補償ロール姿勢レート及び補償ヨー姿勢レート情報と、姿勢角情報とに基づいて宇宙航行体１０の制御軸回りの姿勢決定量を算出するように構成した。
【００３１】
これによれば、算出したロール軸及びヨー軸回りの姿勢決定量は、摂動レートによる誤差成分が含まれていない宇宙航行体１０の真の姿勢レート及び姿勢角情報に基づいて算出されることにより、簡便にして容易に高精度な姿勢決定を実現することができる。
【００３２】
なお、上記実施の形態では、地球周回軌道の極軌道を周回する宇宙航行体１０の姿勢決定系に適用してロール軸回り及びヨー軸回りの二軸の摂動レートを第１及び第２の摂動レート算出部１８、１９で算出して、この二軸回りの摂動レートを二軸回りの姿勢レートから補償するように構成した場合で説明したが、これに限ることなく、その他の地球周回軌道を飛翔する宇宙航行体１０の姿勢決定系に適用するように構成することも可能で、いずれの場合においても略同様の効果が期待される。
【００３３】
そして、摂動レートの補償構成としては、上記実施の形態では、ロール軸及びヨー軸の二軸を補償するように構成したが、これに限ることなく、ロール軸、ヨー軸及びピッチ軸の三軸の摂動レートを各姿勢レートから補償するように構成することも可能である。これによれば、さらに姿勢決定量の高精度化の促進を図ることが可能となる。
【００３４】
また、宇宙航行体の三軸の制御軸のうちの一軸の摂動レートが大きく他の二軸の摂動レートが無視できる程度の場合においては、一軸の摂動レートの補償のみを行うように構成しても良い。
【００３５】
さらに、上記実施の形態では、地上局からコマンド送信される軌道要素及び軌道位置情報を宇宙航行体側で受信して、該軌道要素及び軌道位置情報に基づいて摂動レートを算出するように構成した場合で説明したが、これに限ることなく、その他、例えば宇宙航行体１０に図示しないＧＰＳ（Ｇｌｏｂａｌ  Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ  Ｓｙｓｔｅｍ）受信機を搭載して、このＧＰＳ受信機を用いて宇宙空間において、宇宙航行体の軌道要素及び軌道位置情報を取得するように構成することも可能である。
【００３６】
また、上記実施の形態では、地球周回軌道を飛翔する宇宙航行体１０の姿勢を決定するシステムに適用するように構成した場合で説明したが、これに限ることなく、その他の天体の周回軌道を飛翔する宇宙航行体１０の姿勢決定においても適用可能であり、略同様の効果が期待される。
【００３７】
また、上記実施の形態では、宇宙航行体１０の三軸回りの姿勢決定量を算出して、その各軸回りの姿勢決定量に基づいて宇宙航行体１０の姿勢を制御するように構成した場合で説明したが、これに限ることなく、宇宙航行体１０の姿勢を評価するシステムにおいても適用可能である。
【００３８】
例えば宇宙航行体１０の三軸回りの姿勢角及び姿勢レート情報を、宇宙航行体側から地上局等にテレメトリ送信するようにして、その制御軸回りの姿勢レートに含まれる摂動レートを同様にフィードフォワード補償し、その補償した制御軸回りの姿勢レートに基づいて宇宙航行体１０の姿勢・評価を行うための姿勢決定量を算出するように構成する。
【００３９】
これによれば、宇宙航行体１０の姿勢の評価を高精度に行うことが可能となるため、宇宙航行体の運用の多様化の促進と共に、運用上の信頼性の向上を図ることに寄与することが可能となる。
【００４０】
また、上記実施の形態では、制御軸回りの摂動レートを軌道要素及び軌道位置に基づいて算出するように構成した場合で説明したが、これに限ることなく、その他の方法で算出するように構成しても良い。
【００４１】
よって、この発明は、上記実施の形態に限ることなく、その他、この発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形を実施し得ることは勿論のことである。
【００４２】
【発明の効果】
以上詳述したように、この発明によれば、摂動レートの確実な補償を実現して姿勢決定精度の高精度化を図り得るようにした宇宙航行体の姿勢決定装置を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明の一実施の形態に係る宇宙航行体の姿勢決定装置の構成を示したブロック図である。
【図２】この発明の適用される宇宙航行体運用方法の概略構成を説明するために示した図である。
【符号の説明】
１０  …  宇宙航行体。
１１  …  地球。
１２  …  ロール・ヨー姿勢決定部。
１３  …  姿勢角センサ。
１４  …  第１の加算器。
１５  …  第２の加算器。
１６  …  ロール姿勢レートセンサ。
１７  …  ヨー姿勢レートセンサ。
１８  …  第１の摂動レート算出部。
１９  …  第２の摂動レート算出部。
２０  …  コマンド受信部。
２１  …  軌道位置算出部。
２２  …  姿勢制御部。
２３  …  ピッチ軸姿勢決定部。
２４  …  ピッチ姿勢レートセンサ。
【図１】
0004462740.tif 000002
【図２】
0004462740.tif 000003