(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙機に搭載されこの宇宙機の姿勢変更を制御する宇宙機の姿勢変更制御装置において、
前記宇宙機に対してトルクを印加する複数の姿勢変更アクチュエータと、
前記宇宙機の現在の姿勢角及び姿勢角速度を検出する検出手段と、
この検出手段の検出結果並びに次の姿勢変更における姿勢回転軸ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要求時間に基づいて、姿勢変更が姿勢変更要求時間内に終了するように、前記姿勢変更において必要となる最大トルク値を算出する算出手段と、
前記算出された姿勢変更において必要となる最大トルク値と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを比較して前記最大トルク値を出力できる１の姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを選択する選択手段と、
前記選択された姿勢変更アクチュエータを駆動させる制御手段と、
を有することを特徴とする宇宙機の姿勢変更制御装置。
【請求項２】
前記算出手段が、前記目標姿勢角と前記姿勢角との差を算出して姿勢変更角を求める姿勢変更角度算出器と、前記姿勢変更角及び前記姿勢変更要求時間から前記姿勢変更における最大角加速度を算出する姿勢変更角加速度算出器と、前記姿勢回転軸ベクトルから前記宇宙機の姿勢回転軸周りの慣性モーメントを算出する慣性モーメント算出器と、前記最大角加速度と前記慣性モーメントとの積から前記最大トルク値を算出する最大トルク値算出器と、を有することを特徴とする請求項１に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
【請求項３】
前記選択手段が、前記最大トルク値と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを比較して前記最大トルク値を出力できる１の姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを選択する姿勢変更手段決定器と、この姿勢変更手段決定器の選択結果に基づいて前記選択された１の前記姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを駆動する指令信号を生成する制御指令信号設定器と、を有することを特徴とする請求項１又は２に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
【請求項４】
前記複数の姿勢変更アクチュエータがリアクションホイール、スラスタ及びコントロールモーメントジャイロからなる群より選択された２種以上の装置であることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
【請求項５】
前記選択手段が、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、リアクションホイール及びスラスタ、又はリアクションホイール及びコントロールモーメントジャイロを選択するものであることを特徴とする請求項４に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
【請求項６】
前記選択手段が、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、又はリアクションホイール及びスラスタを選択するものであることを特徴とする請求項４に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
【請求項７】
前記選択手段が、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、又はリアクションホイール及びコントロールモーメントジャイロを選択するものであることを特徴とする請求項４に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
【請求項８】
前記検出手段が、姿勢角を検出する姿勢角検出器と、姿勢角速度を検出する姿勢角速度検出器と、前記姿勢角検出器の検出結果及び前記姿勢角速度検出器の検出結果に基づいて前記宇宙機の姿勢角及び姿勢角速度を算出する算出器と、を有することを特徴とする請求項１乃至７のいずれか１項に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
【請求項９】
前記姿勢角検出器がスラートラッカを有し、前記姿勢角速度検出器がジャイロを有する、ことを特徴とする請求項８に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
【請求項１０】
前記次の姿勢変更における姿勢回転軸ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要求時間が前記宇宙機の外部から入力されることを特徴とする請求項１乃至９のいずれか１項に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
【請求項１１】
前記駆動手段は、アクチュエータを制御して、宇宙機を最大加速度で駆動した後最小加速度で減速することを特徴とする請求項１乃至１０のいずれか１項に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。
【請求項１２】
複数の姿勢変更アクチュエータが搭載された宇宙機の姿勢変更制御方法において、
前記宇宙機の現在の姿勢角及び姿勢角速度を検出する工程と、
前記姿勢角及び姿勢角速度の検出結果並びに次の姿勢変更における姿勢回転軸ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要求時間に基づいて、前記姿勢変更において必要となる最大トルク値を算出する工程と、
前記算出された姿勢変更において必要となる最大トルク値と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを比較して前記最大トルク値を出力できる１の姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを選択する工程と、
前記選択された姿勢変更アクチュエータを駆動させて前記宇宙機に対してトルクを印加する工程と、
を有することを特徴とする宇宙機の姿勢変更制御方法。
【請求項１３】
前記最大トルク値を算出する工程が、前記目標姿勢角と前記姿勢角との差を算出して姿勢変更角を求める工程と、前記姿勢変更角及び前記姿勢変更要求時間から前記姿勢変更における最大角加速度を算出する工程と、前記姿勢回転軸ベクトルから前記宇宙機の姿勢回転軸周りの慣性モーメントを算出する工程と、前記最大角加速度と前記慣性モーメントとの積から前記最大トルク値を算出する工程と、を有することを特徴とする請求項１２に記載の宇宙機の姿勢変更制御方法。
【請求項１４】
前記駆動させる姿勢変更アクチュエータを選択する工程が、前記最大トルク値と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを比較して前記最大トルク値を出力できる１の姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを選択する工程と、前記選択された１の前記姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを駆動する指令信号を生成する工程と、を有することを特徴とする請求項１２又は１３に記載の宇宙機の姿勢変更制御方法。
【請求項１５】
前記複数の姿勢変更アクチュエータがリアクションホイール、スラスタ及びコントロールモーメントジャイロからなる群より選択される２種以上の装置であることを特徴とする請求項１２乃至１４のいずれか１項に記載の宇宙機の姿勢変更制御方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、宇宙機に搭載した姿勢制御用アクチュエータによって宇宙機の姿勢角を変更する宇宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法に関し、特に、姿勢変更に要する時間を考慮して駆動させる姿勢制御用アクチュエータを選択し、姿勢変更の高速化及び高精度化を図った宇宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来より、人工衛星等の宇宙機には、この宇宙機の姿勢を制御する姿勢変更制御装置が搭載されている。そして、この姿勢変更制御装置には、宇宙機の姿勢変更を高速且つ高精度に行うことが要求されている。
【０００３】
例えば、特開平１０−２８７２９９号公報には、このような人工衛星の姿勢変更制御装置が開示されている。図９は特開平１０−２８７２９９号公報に示された従来の人工衛星の姿勢変更制御装置を示すブロック図である。図９に示すように、この従来の姿勢変更制御装置においては、光学センサ１０１が設けられ、この光学センサ１０１の出力信号が入力されるように光学センサデータ処理装置１０２が設けられている。また、レートジャイロ１０６が設けられ、このレートジャイロ１０６の出力信号が入力されるようにレートジャイロデータ処理装置１０７が設けられている。更に、光学センサデータ処理装置１０２及びレートジャイロデータ処理装置１０７の出力信号が入力されるように姿勢決定フィルタ１０８が設けられている。姿勢決定フィルタ１０８は、光学センサデータ処理装置１０２から入力される人工衛星の指向誤差角及びレートジャイロデータ処理装置１０７から入力される人工衛星の角速度に基づいて姿勢角推定値及び姿勢変化率推定値を算出して出力するものである。
【０００４】
そして、姿勢決定フィルタ１０８の出力信号が入力されるように、制御則切替ロジック１１２、ホイール制御則演算装置１０３及びスラスタ制御則演算装置１０９が設けられている。ホイール制御則演算装置１０３の出力信号はホイール駆動回路１０４に入力されるようになっており、ホイール駆動回路１０４はホイール１０５を駆動するようになっている。また、スラスタ制御則演算装置１０９の出力信号はバルブ駆動回路１１０に入力されるようになっており、バルブ駆動回路１１０はスラスタ１１１のバルブの開閉を制御してスラスタ１１１を駆動するようになっている。
【０００５】
図９に示すように、この従来の人工衛星の姿勢変更制御装置においては、光学センサ１０１がその検知結果を光学センサデータ処理装置１０２に対して出力し、光学センサデータ処理装置１０２がこの検知結果に基づいて人工衛星の指向誤差角を算出する。一方、レートジャイロ１０６がその検知結果をレートジャイロデータ処理装置１０７に対して出力し、レートジャイロデータ処理装置１０７がこの検知結果に基づいて人工衛星の角速度を算出する。次に、姿勢決定フィルタ１０８が、前述の指向誤差角及び角速度に基づいて、人工衛星の姿勢角推定値及び姿勢変化率推定値を算出し、制御則切替ロジック１１２に対して出力する。
【０００６】
その後、制御則切換ロジック１１２が姿勢角推定値及び姿勢変化率推定値に応じて指向誤差角及び角速度のデータをホイール制御則演算装置１０３に対して出力するか、又はスラスタ制御則演算装置１０９に対して出力するかを選択して切り替える。指向誤差角及び角速度のデータがホイール制御則演算装置１０３に入力された場合には、ホイール駆動回路１０４が作動し、ホイール１０５を駆動させて人工衛星の姿勢制御を行う。また、指向誤差角及び角速度のデータがスラスタ制御則演算装置１０９に入力された場合には、バルブ駆動回路１０９が作動し、スラスタ１１１を駆動させて人工衛星の姿勢制御を行う。
【０００７】
制御則切換ロジック１１２は、姿勢決定フィルタ１０８で算出された姿勢角推定値及び姿勢変化率推定値の大きさに基づいて、姿勢制御アクチュエータであるスラスタ１１１とホイール１０５とを使い分ける。例えば、人工衛星の姿勢保持又は姿勢変更に必要な制御トルクがホイール１０５の能力範囲内である場合には、指向誤差角及び角速度のデータをホイール制御則演算装置１０３に対して出力し、ホイール１０５を作動させる。そして、必要な制御トルクがホイール１０５の能力より大きく、スラスタ１１１の能力範囲内である場合には、指向誤差角及び角速度のデータをスラスタ制御則演算装置１０９に対して出力し、スラスタ１１１を作動させる。また、必要な制御トルクがスラスタ１１１の能力範囲を超えている場合には、指向誤差角及び角速度のデータをホイール制御則演算装置１０３及びスラスタ制御則演算装置１０９の双方に対して出力し、ホイール１０５及びスラスタ１１１の双方を作動させる。
【０００８】
特開平１０−２８７２９９号公報においては、上述の図９に示す人工衛星の姿勢変更制御装置以外にも、いくつか異なる構成を持つ姿勢変更制御装置が示されているが、どの姿勢変更制御装置においても、算出した姿勢角推定値の大きさに基づいて自動的に姿勢制御用アクチュエータであるスラスタ１１１又はホイール１０５を選択することにより、スラスタ推薬の消費を抑えつつ、必要に応じた制御トルクを発生させることを目的としている。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、上述の従来の技術には以下に示すような問題点がある。図９に示す人工衛星の姿勢変更制御装置においては、姿勢決定フィルタ１０８が姿勢角推定値及び姿勢変化率推定値を算出し、この算出値の大きさに基づいて制御則切替ロジック１１２が姿勢制御用アクチュエータを切り換えるため、姿勢誤差が小さい場合には、姿勢誤差が小さいというだけで、姿勢制御アクチュエータとして出力トルクが小さいホイール１０５を選定してしまう。このため、高速で姿勢変更を行いたい場合においても、姿勢変更に時間がかかってしまうという問題点がある。
【００１０】
また、人工衛星の姿勢を変更する場合には、姿勢変更動作の初期に人工衛星に制御トルクを印加すると共に、姿勢角が最終目標値に達した時点で衛星角速度をゼロとするための制御トルクを、姿勢角が最終目標値に達する前に印加する必要がある。このような制御トルクを印加することにより、人工衛星に姿勢誤差（トランジェット誤差）が生じる。人工衛星の姿勢変更を高速で行うほど、この姿勢誤差が大きくなりやすくなる。姿勢制御アクチュエータとして出力トルクが小さなホイール１０５を使用すると、この姿勢誤差への対応が遅れる結果となり、衛星姿勢の指向方向誤差が増大してしまう。このため、姿勢変更の精度が低下し、姿勢変更時間が更に増加してしまうという問題点が生じる。
【００１１】
本発明はかかる問題点に鑑みてなされたものであって、高速且つ高精度な姿勢変更が可能となる宇宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法を提供することを目的とする。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
本発明に係る宇宙機の姿勢変更制御装置は、宇宙機に搭載されこの宇宙機の姿勢変更を制御する宇宙機の姿勢変更制御装置において、前記宇宙機に対してトルクを印加する複数の姿勢変更アクチュエータと、前記宇宙機の現在の姿勢角及び姿勢角速度を検出する検出手段と、この検出手段の検出結果並びに次の姿勢における姿勢回転軸ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要求時間に基づいて、姿勢変更が姿勢変更要求時間内に終了するように、前記姿勢変更において必要となる最大トルク値を算出する算出手段と、前記算出された姿勢変更において必要となる最大トルク値と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを比較して前記最大トルク値を出力できる１の姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを選択する選択手段と、前記選択された姿勢変更アクチュエータを駆動させる制御手段と、を有することを特徴とする。
【００１３】
本発明においては、算出手段が次の姿勢変更における姿勢変更要求時間を考慮して、この姿勢変更において必要となる最大トルク値を求め、この最大トルク値に基づいて選択手段が駆動させる姿勢変更アクチュエータを選択する。これにより、例えば、要求される姿勢変更角度に対して姿勢変更要求時間が短い場合には、大きな制御トルクを出力できるアクチュエータ構成を選択し、姿勢変更時間内に姿勢変更を終了することができる。この結果、姿勢変更の高速化を図ることができる。また、姿勢変更時に生じる姿勢誤差を修正する場合にも、状況に応じて最適なアクチュエータ構成を選択することにより、必要な制御トルクを確保できるため、姿勢誤差を最小化することができる。この結果、姿勢変更の高精度化を図ることができる。
【００１４】
また、前記算出手段が、前記目標姿勢角と前記姿勢角との差を算出して姿勢変更角を求める姿勢変更角度算出器と、前記姿勢変更角及び前記姿勢変更要求時間から前記姿勢変更における最大角加速度を算出する姿勢変更角加速度算出器と、前記姿勢回転軸ベクトルから前記宇宙機の姿勢回転軸周りの慣性モーメントを算出する慣性モーメント算出器と、前記最大角加速度と前記慣性モーメントとの積から前記最大トルク値を算出する最大トルク値算出器と、を有することが好ましい。これにより、簡単な線形代数演算により最大トルク値を算出することができ、算出手段の構成を簡略化できると共に、演算に要する時間を短縮することができる。
【００１５】
更に、前記選択手段が、前記最大トルク値と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを比較して前記最大トルク値を出力できる１の姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを選択する姿勢変更手段決定器と、この姿勢変更手段決定器の選択結果に基づいて前記選択された１の前記姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを駆動する指令信号を生成する制御指令信号設定器と、を有することが好ましい。これにより、簡単な比較演算により、姿勢変更アクチュエータを選択することができ、選択手段の構成を簡略化できると共に、演算に要する時間を短縮することができる。
【００１６】
更にまた、前記複数の姿勢変更アクチュエータは、リアクションホイール、スラスタ及びコントロールモーメントジャイロからなる群より選択された２種以上の装置であることができる。また、前記選択手段は、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、リアクションホイール及びスラスタ、又はリアクションホイール及びコントロールモーメントジャイロを選択することができる。又は、前記選択手段は、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、又はリアクションホイール及びスラスタを選択することができる。又は、前記選択手段は、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、又はリアクションホイール及びコントロールモーメントジャイロを選択することができる。
【００１７】
本発明に係る宇宙機の姿勢変更制御方法は、複数の姿勢変更アクチュエータが搭載された宇宙機の姿勢変更制御方法において、前記宇宙機の現在の姿勢角及び姿勢角速度を検出する工程と、前記姿勢角及び姿勢角速度の検出結果並びに次の姿勢変更における姿勢回転軸ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要求時間に基づいて、姿勢変更が姿勢変更要求時間内に終了するように、前記姿勢変更において必要となる最大トルク値を算出する工程と、前記算出された姿勢変更において必要となる最大トルク値と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを比較して前記最大トルク値を出力できる１の姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを選択する工程と、前記選択された姿勢変更アクチュエータを駆動させて前記宇宙機に対してトルクを印加する工程と、を有することを特徴とする。
【００１８】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施例について添付の図面を参照して具体的に説明する。先ず、本発明の第１の実施例について説明する。図１は、本発明の第１の実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブロック図である。図１において、宇宙機本体の動特性は、宇宙機姿勢ダイナミクス１５として表されている。また、図２は図１に示す姿勢変更計画指令生成器４の構成を示すブロック図であり、図３は図１に示す姿勢変更手段選定器５の構成を示すブロック図である。本実施例において、宇宙機は例えば人工衛星である。
【００１９】
なお、図１及び以下の説明において、リアクションホイールは「ＲＷ」と略し、スラスタは「ＲＣＳ」と略し、コントロールモーメントジャイロは「ＣＭＧ」と略す。また、「ＲＣＳ−ＲＷ」はスラスタ−リアクションホイール（スラスタとリアクションホイールの併用）、「ＣＭＧ−ＲＷ」はコントロールモーメントジャイロ−リアクションホイール（コントロールモーメントジャイロとリアクションホイールの併用）を意味する。
【００２０】
図１に示すように、本実施例に係る姿勢変更制御装置５１においては、姿勢角検出器１及び姿勢角速度検出器２が設けられている。姿勢角検出器１は、宇宙機姿勢ダイナミクス１５の姿勢角を検出し、姿勢角検出信号１６を出力するものであり、例えばスラートラッカ（ＳＴＴ）により構成することができる。姿勢角速度検出器２は、宇宙機姿勢ダイナミクス１５の姿勢角速度を検出し、姿勢角速度検出信号１７を出力するものであり、例えばジャイロ（ＩＲＵ）により構成することができる。
【００２１】
また、姿勢変更制御装置５１には、姿勢角／姿勢角速度決定器３、算出手段としての姿勢変更計画指令生成器４、選択手段としての姿勢変更手段選定器５、ＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８が設けられている。姿勢角／姿勢角速度決定器３は姿勢角検出信号１６及び姿勢角速度検出信号１７に基づいて現在の宇宙機の姿勢角及び姿勢角速度を決定し、姿勢角決定信号１８及び姿勢角速度決定信号１９を姿勢変更計画指令生成器４及び姿勢変更手段選定器５に対して出力するものである。なお、姿勢角検出器１、姿勢角速度検出器２及び姿勢角／姿勢角速度決定器３により、姿勢変更制御装置５の検出手段が構成されている。
【００２２】
図２に示すように、姿勢変更計画指令生成器４においては、姿勢角決定信号１８、姿勢角速度決定信号１９及び地上局３２から送信されてくるテレメトリデータ３３が入力される姿勢変更角度算出器４１が設けられ、この姿勢変更角度算出器４１の出力信号が入力される姿勢変更角加速度算出器４２が設けられている。また、テレメトリデータ３３が入力されるＥｕｌｅｒ軸周り慣性モーメント算出器４３が設けられ、姿勢変更角加速度算出器４２の出力信号及びＥｕｌｅｒ軸周り慣性モーメント算出器４３の出力信号が入力され、姿勢変更指令信号２０を生成する姿勢変更最大角加速度算出器４４が設けられている。姿勢変更計画指令生成器４は姿勢角決定信号１８、姿勢角速度決定信号１９及びテレメトリデータ３３に基づいて、姿勢変更において必要とされる最大トルク値を算出し、その結果を姿勢変更指令信号２０として姿勢変更手段選定器５に対して出力するものである。なお、後述するように、姿勢変更計画指令生成器４が行う演算は線形代数演算であるため、姿勢変更計画指令生成器４は簡単なデジタル回路からなるハードウェア又はソフトウェアがプログラムされた集積回路によって容易に実現可能である。
【００２３】
図３に示すように、姿勢変更手段選定器５においては、姿勢角決定信号１８、姿勢角速度決定信号１９及び姿勢変更指令信号２０が入力される姿勢変更手段決定器４５が設けられ、この姿勢変更手段決定器４５の出力信号が入力され、ＲＷ制御指令信号２１、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３を生成する制御指令信号設定器４６が設けられている。姿勢変更手段選定器５は、姿勢変更指令信号２０に基づいて、ＲＷ１２、ＲＣＳ１３及びＣＭＧ１４のうちから駆動させる姿勢制御アクチュエータの組み合わせを選択するものである。即ち、姿勢変更手段選定器５はＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８（以下、総称して制御則演算器ともいう）のうちから駆動させる制御則演算器を選択し、姿勢角決定信号１８及び姿勢角速度決定信号１９からＲＷ制御指令信号２１、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３を生成し、夫々ＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８に対して出力するものである。なお、後述するように、姿勢変更手段選定器５が行う演算は簡単な比較演算であるため、姿勢変更手段選定器５は簡単なデジタル回路からなるハードウェア又はソフトウェアがプログラムされた集積回路によって容易に実現可能である。
【００２４】
また、図１に示すＲＷ制御則演算器６は、ＲＷ制御指令信号２１に基づいてＲＷ駆動指令信号２４を生成するものであり、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７は、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２に基づいてＲＷ駆動指令信号２５及びＲＣＳ駆動指令信号２７を生成するものであり、ＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８は、ＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３に基づいてＲＷ駆動指令信号２６及びＣＭＧ駆動指令信号２８を生成するものである。
【００２５】
更に、姿勢変更制御装置５１には、ＲＷ駆動回路９、ＲＣＳ駆動回路１０及びＣＭＧ駆動回路１１が設けられている。ＲＷ駆動回路９はＲＷ駆動指令信号２４、２５及び２６が入力されてＲＷ駆動信号２９を生成するものであり、ＲＣＳ駆動回路１０はＲＣＳ駆動指令信号２７が入力されてＲＣＳ駆動信号３０を生成するものであり、ＣＭＧ駆動回路１１はＣＭＧ駆動指令信号２８が入力されてＣＭＧ駆動信号３１を生成するものである。ＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７、ＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８、ＲＷ駆動回路９、ＲＣＳ駆動回路１０及びＣＭＧ駆動回路１１により、姿勢変更制御装置５１の姿勢制御アクチュエータの制御手段が構成されている。
【００２６】
更にまた、リアクションホイール（ＲＷ）１２、スラスタ（ＲＣＳ）１３及びコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）１４が設けられている。ＲＷ１２、ＲＣＳ１３及びＣＭＧ１４はいずれも宇宙機姿勢ダイナミクス１５に駆動トルクを印加する姿勢制御アクチュエータである。ＲＷ１２及びＣＭＧ１４は回転することにより宇宙機姿勢ダイナミクス１５に駆動トルクを印加するものである。また、ＲＣＳ１３はガス等の推薬を宇宙機の外部に噴射することにより宇宙機姿勢ダイナミクス１５に駆動トルクを印加するものである。
【００２７】
なお、姿勢角／姿勢角速度決定器３、ＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７、ＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８、ＲＷ駆動回路９、ＲＣＳ駆動回路１０及びＣＭＧ駆動回路１１は例えば集積回路等により構成することができ、例えば、ＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８はソフトウェアがプログラムされた集積回路により構成することができ、ＲＷ駆動回路９、ＲＣＳ駆動回路１０及びＣＭＧ駆動回路１１はデジタル回路からなるハードウェアにより構成することができる。
【００２８】
次に、本実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置５１の動作について説明する。図４は本実施例の姿勢変更制御装置における姿勢変更計画指令生成器４の動作を示すフローチャートであり、図５は姿勢変更手段選定器５の動作を示すフローチャートである。また、図６（ａ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角をとって、宇宙機の姿勢角の変化を示すグラフ図であり、（ｂ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角速度をとって、宇宙機の姿勢角速度の変化を示すグラフ図であり、（ｃ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角加速度をとって宇宙機の姿勢角加速度の変化を示すグラフ図である。
【００２９】
図１に示すように、先ず、スラートラッカ等の姿勢角検出器１が宇宙機の姿勢角を検出し、姿勢角検出信号１６を姿勢角／姿勢角速度決定器３に対して出力する。一方、ジャイロ等の姿勢角速度検出器２が宇宙機の姿勢角速度を検出し、姿勢角速度検出信号１７を姿勢角／姿勢角速度決定器３に対して出力する。そして、姿勢角／姿勢角速度決定器３が現在の宇宙機の姿勢角及び姿勢角速度を算出し、姿勢角決定信号１８及び姿勢角速度決定信号１９を生成し、これらの信号を姿勢変更計画指令生成器４及び姿勢変更手段選定器５に対して出力する。
【００３０】
姿勢変更計画指令生成器４には、現在の宇宙機の状態を示す姿勢角決定信号１８及び姿勢角速度決定信号１９と共に、地上局３２からテレメトリデータ３３として、次の姿勢変更で基準となる姿勢回転軸（Ｅｕｌｅｒ軸）ベクトルｎ、この姿勢回転軸周りの目標姿勢角θｒ及び姿勢変更要求時間ｔｍが入力される。姿勢変更計画指令生成器４はこれらのデータから次の姿勢変更で必要となる最大トルク値（最大姿勢変更トルクτｅ）を算出し、Ｅｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿勢角θｒ及び姿勢変更要求時間ｔｍと共に、姿勢変更指令信号２０として出力する。具体的には、姿勢変更計画指令生成器４（図２参照）はこのロジックを以下に示す手順によって実行する。
【００３１】
先ず、図４のステップＳ１に示すように、Ｅｕｌｅｒ軸周り慣性モーメント算出器４３が、テレメトリデータ３３におけるＥｕｌｅｒ軸ベクトルｎから、Ｅｕｌｅｒ軸ベクトルｎ周りの衛星慣性モーメントＪｅを算出する。
【００３２】
次に、ステップＳ２に示すように、姿勢変更角度算出器４１が、テレメトリデータ３３に含まれる目標姿勢角θｒと、姿勢角決定信号１８に含まれる現在の姿勢角θｃとの差を求め、姿勢変更角θｍを算出する。
【００３３】
次に、ステップＳ３に示すように、姿勢変更角加速度算出器４２が、宇宙機が剛体であると仮定し、最小時間制御を適用して、テレメトリデータ３３に含まれる姿勢変更要求時間ｔｍ及び姿勢変更角度算出器４１が算出した姿勢変更角θｍから最大角加速度αｍを算出する。
【００３４】
次に、ステップＳ４に示すように、姿勢変更最大角加速度算出器４４が、Ｅｕｌｅｒ軸周り慣性モーメント算出器４３が算出した衛星慣性モーメントＪｅと姿勢変更角加速度算出器４２が算出した最大角加速度αｍとから、最大角加速度αｍをＥｕｌｅｒ軸周りに発生させるため必要となる最大姿勢変更トルクτｅを算出する。
【００３５】
そして、この最大姿勢変更トルクτｅを姿勢変更指令信号２０として出力する。但し、姿勢変更計画指令生成器４は、地上局３２から入力されるテレメトリデータ３３により姿勢変更要求が更新されたときのみ最大姿勢変更トルクτｅを算出し、それ以外のときは、最大姿勢変更トルクτｅとして直前に算出した値を保持し、その値を姿勢変更指令信号２０として出力する。
【００３６】
上述のステップＳ３に示す工程において適用した最小時間制御について説明する。ある姿勢変更要求に対し、それを最小時間で実行するためには、最大加速度で衛星姿勢を加速後、最小加速度、即ち絶対値が最大である負の加速度で減速することが必要となる。このとき、宇宙機の角度、角速度、角加速度プロファイルは、夫々図６（ａ）乃至（ｃ）に示すようになる。図２に示す姿勢変更角加速度算出器４２は、対象となる宇宙機が剛体であると仮定し、宇宙機の姿勢変更が図６（ａ）乃至（ｃ）に示す最小時間制御プロファイルに従って実施されるものと仮定した上で、指定された姿勢変更要求時間内に指定された姿勢変更を行うためにアクチュエータに要求されるトルク値を、最大トルク値として導出する。
【００３７】
但し、最大角加速度αｍは必ずしも姿勢制御アクチュエータの最大出力値に対応しているとは限らず、あくまで与えられた姿勢変更要求時間ｔｍ内で姿勢変更角θｍを得るために、図６（ａ）乃至（ｃ）に示す制御プロファイルを適用した場合の値である。即ち、最終的にどのような制御プロファイルを利用して宇宙機の姿勢変更を行うかは、ＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７、ＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８によって独立に設定されている。また、実際の宇宙機（人工衛星等）は剛体ではないため、姿勢変更は必ずしもこの最小時間制御プロファイルには従わない。姿勢変更角加速度算出器４２において適用する剛体衛星の最小時間制御プロファイルは、あくまでも要求される姿勢変更に対し基準となるアクチュエータ最大出力トルク値を算出するためだけに適用するものである。
【００３８】
次に、姿勢変更手段選定器５が、姿勢変更指令信号２０に基づいて、使用する姿勢制御アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、スラスタ及びリアクションホイール、又はコントロールモーメントジャイロ及びリアクションホイールのいずれかの組み合わせを選定する。
【００３９】
即ち、姿勢変更手段選定器５は、姿勢変更計画指令生成器４で生成された最大姿勢変更トルクτｅを、ＲＷ、ＲＣＳ−ＲＷ及びＣＭＧ−ＲＷの各アクチュエータ構成で出力可能となる最大出力トルク値τｒｗ、τｒｃｓ及びτｃｍｇと比較し、要求される最大トルクτｅが出力可能なアクチュエータ構成を選定する。そして、選定したアクチュエータに対しては、制御指令信号としてＥｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿勢角θｒ、姿勢変更時間ｔｍ、姿勢角決定信号１８と姿勢角速度決定信号１９を含む制御指令信号を出力し、それ以外の選定しなかったアクチュエータに対しては、制御指令信号としてゼロ値のデータセットを出力する。このロジックは具体的には、次のような手順によって実行する。
【００４０】
先ず、図５のステップＳ５に示すように、姿勢変更手段決定器４５（図３参照）が最大姿勢変更トルクτｅとＲＷの出力最大トルク値τｒｗとを比較し、τｅ＜τｒｗである場合にはステップＳ８に進み、τｅ＜τｒｗでない場合には、ステップＳ６に進む。ステップＳ８においては、制御指令信号設定器４６（図３参照）がＲＷ制御指令信号２１としてＥｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿勢角θｒ、姿勢変更時間ｔｍ、姿勢角決定信号１８（姿勢角θｃ）及び姿勢角速度決定信号１９（姿勢角速度ωｃ）をＲＷ制御則演算器６（図１参照）に対して出力すると共に、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３としてゼロ値をセットし、夫々ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８に対して出力する。なお、図５に示すＳ２１乃至Ｓ２３は、夫々ＲＷ制御指令信号２１、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３に含まれるデータ列を示す。
【００４１】
ステップＳ６においては、姿勢変更手段決定器４５が最大姿勢変更トルクτｅとＲＣＳ−ＲＷの出力最大トルク値τｒｃｓとを比較し、τｅ＜τｒｃｓである場合にはステップＳ９に進み、τｅ＜τｒｃｓでない場合には、ステップＳ７に進む。ステップＳ９においては、制御指令信号設定器４６がＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２としてＥｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿勢角θｒ、姿勢変更時間ｔｍ、姿勢角決定信号１８及び姿勢角速度決定信号１９をＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７（図１参照）に対して出力すると共に、ＲＷ制御指令信号２１及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３としてゼロ値をセットし、夫々ＲＷ制御則演算器６及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８に対して出力する。
【００４２】
ステップＳ７においては、姿勢変更手段決定器４５が最大姿勢変更トルクτｅとＣＭＧ−ＲＷの出力最大トルク値τｃｍｇとを比較し、τｅ＜τｃｍｇである場合にはステップＳ１０に進み、τｅ＜τｃｍｇでない場合には、ステップＳ１１に進む。ステップＳ１０においては、制御指令信号設定器４６がＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３としてＥｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿勢角θｒ、姿勢変更時間ｔｍ、姿勢角決定信号１８及び姿勢角速度決定信号１９をＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８（図１参照）に対して出力すると共に、ＲＷ制御指令信号２１及びＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２としてゼロ値をセットし、夫々ＲＷ制御則演算器６及びＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７に対して出力する。
【００４３】
ステップＳ７において、τｅ＜τｃｍｇでないと判断された場合には、要求された姿勢変更は実行不可能であるため、ステップＳ１１に示すように、ＲＷ性慮指令信号２１、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３に全てゼロ値をセットし、夫々ＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８に対して出力する。
【００４４】
但し、姿勢変更手段選定器５は、姿勢変更計画指令生成器４から出力される姿勢変更指令信号２０に変更がない場合には、ＲＷ制御指令信号２１、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２、ＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３において、姿勢角θｃ及び姿勢角速度ωｃには夫々その時点で姿勢角／姿勢角速度決定器３が出力する姿勢角決定信号１８及び姿勢角速度決定信号１９の値を採用するが、Ｅｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿勢角θｒ、姿勢変更時間ｔｍの値は更新せず、既に設定されている値をそのまま出力する。
【００４５】
以上示したように、姿勢変更計画指令生成器４が要求する姿勢変更に対し、姿勢変更手段決定器４５が、使用する姿勢制御アクチュエータとしてリアクションホイール（ＲＷ）のみを使用する構成が最適と判断した場合には、制御指令信号設定器４６が姿勢角決定信号１８、姿勢角速度決定信号１９及び姿勢変更指令信号２０からＲＷ制御指令信号２１を生成し、ＲＷ制御則演算器６に入力する。また、これと同時に、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３として、各々ゼロ指令となるような制御指令信号を生成し、これを夫々ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８に入力する。
【００４６】
この結果、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７が生成するＲＷ駆動指令信号２５及びＲＣＳ駆動指令信号２７、並びにＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８が生成するＲＷ駆動指令信号２６及びＣＭＧ駆動指令信号２８はゼロ値信号となるが、ＲＷ制御則演算器６が生成するＲＷ駆動指令信号２４はゼロ値信号とならず、ＲＷ駆動回路９に入力される。これにより、ＲＷ駆動回路９がＲＷ駆動信号２９を生成しリアクションホイール（ＲＷ）１２に対して出力する。そして、ＲＷ１２が駆動することにより宇宙機姿勢ダイナミクス１５に対して制御トルクを印加し、宇宙機の姿勢制御を実施する。
【００４７】
また、姿勢変更計画指令生成器４が要求する姿勢変更に対し、姿勢変更手段選定器５の姿勢変更手段決定器４５が、使用する姿勢制御アクチュエータとしてスラスタ（ＲＣＳ）とリアクションホイール（ＲＷ）とを併用する構成が最適と判断した場合には、姿勢変更手段選定器５の制御指令信号設定器４６が姿勢角決定信号１８、姿勢角速度決定信号１９及び姿勢変更指令信号２０からＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２を生成し、それをＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７に入力する。また、これと同時に、ＲＷ制御指令信号２１及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３として、各々ゼロ指令となるような制御指令信号を生成し、これらの信号をＲＷ制御則演算器６及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８に夫々入力する。
【００４８】
この結果、ＲＷ制御則演算器６が生成するＲＷ駆動指令信号２４、並びにＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８が生成するＲＷ駆動指令信号２６及びＣＭＧ駆動指令信号２８はゼロ値信号となるが、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７が生成するＲＷ駆動指令信号２５及びＲＣＳ駆動指令信号２７はゼロ値信号とならず、夫々ＲＷ駆動回路９及びＲＣＳ駆動回路１０に入力される。これにより、ＲＷ駆動回路９がＲＷ駆動信号２９を生成しリアクションホイール（ＲＷ）１２に対して出力すると共に、ＲＣＳ駆動回路１０がＲＣＳ駆動信号３０を生成し、スラスタ（ＲＣＳ）１３に対して出力する。そして、ＲＷ１２及びＲＣＳ１３が駆動することにより宇宙機姿勢ダイナミクス１５に対して制御トルクを印加し、宇宙機の姿勢制御を実施する。
【００４９】
更に、姿勢変更計画指令生成器４が要求する姿勢変更に対し、姿勢変更手段選定器５の姿勢変更手段決定器４５が、使用する姿勢制御アクチュエータとしてコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）とリアクションホイール（ＲＷ）とを併用する構成が最適と判断した場合には、姿勢変更手段選定器５の制御指令信号設定器４６が姿勢角決定信号１８、姿勢角速度決定信号１９及び姿勢変更指令信号２０からＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３を生成し、それをＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８に入力する。また、これと同時に、ＲＷ制御指令信号２１及びＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２として、各々ゼロ指令となるような制御指令信号を生成し、これをＲＷ制御則演算器６及びＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７に入力する。
【００５０】
この結果、ＲＷ制御則演算器６が生成するＲＷ駆動指令信号２４、並びにＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７が生成するＲＷ駆動指令信号２５及びＲＣＳ駆動指令信号２７はゼロ値信号となるが、ＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８が生成するＲＷ駆動指令信号２６及びＣＭＧ駆動指令信号２８はゼロ値信号とならず、夫々ＲＷ駆動回路９及びＣＭＧ駆動回路１１に入力される。これにより、ＲＷ駆動回路９がＲＷ駆動信号２９を生成しリアクションホイール（ＲＷ）１２に対して出力する。また、ＣＭＧ駆動回路１１がＣＭＧ駆動信号３１を生成し、コントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）１４に対して出力する。そして、ＲＷ１２及びＣＭＧ１４が駆動することで宇宙機姿勢ダイナミクス１５に対して制御トルクを印加し、宇宙機の姿勢制御を実施する。
【００５１】
以上説明したように、本実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置においては、姿勢変更指令生成器４が、要求される姿勢角度及び姿勢変更時間に基づいて最大姿勢変更トルクを導出し、姿勢変更指令信号２０を生成する。そして、姿勢変更手段選定器５が姿勢変更指令信号２０に基づいて最適な姿勢制御アクチュエータ構成を選定し、そのアクチュエータ構成により宇宙機姿勢ダイナミクス１５を制御する。これにより、例えば、要求される姿勢変更角度に対して姿勢変更時間が短い場合には、大きな制御トルクを出力できるアクチュエータ構成を選択し、姿勢変更時間内に姿勢変更を終了することができる。また、姿勢変更時に生じる姿勢誤差を修正する場合にも、最適なアクチュエータ構成を選択することにより、必要な制御トルクを確保できるため、姿勢誤差を最小化することができる。このように、本実施例においては、姿勢変更時に生じる姿勢誤差を最小化しながら高速に姿勢変更制御を実現することができる。この結果、姿勢変更中に起こりうる多くの状況に対応することが可能となり、高速且つ高精度な姿勢変更を実現することができる。
【００５２】
これに対して、前述の如く、特開平１０−２８７２９９号公報に開示された従来の人工衛星の姿勢変更制御装置は、姿勢誤差の大きさに応じて使用する姿勢制御アクチュエータを自動的に切り換えることで、姿勢誤差に対する制御性能を向上させることを目的としたものであるが、姿勢制御アクチュエータの切換を姿勢誤差の大きさのみに基づいて実施しているため、要求された時間内に姿勢変更を終了することができない場合がある。このように、本実施例の宇宙機の姿勢変更制御装置は、従来の姿勢変更制御装置とは異なっている。
【００５３】
なお、本実施例においては、アクチュエータとしてＲＷ、ＲＣＳ及びＣＭＧを設け、使用するアクチュエータ構成としてＲＷのみ、ＲＷ及びＲＣＳの併用、又はＲＷ及びＣＭＧの併用を選択する例を示したが、本発明はこれに限定されず、ＲＣＳのみ、ＣＭＧのみ、又はＲＣＳ及びＣＭＧの併用を選択できるようにしてもよい。また、ＲＷ、ＲＣＳ及びＣＭＧ以外のアクチュエータを設け、このアクチュエータのみの使用又はこのアクチュエータとＲＷ、ＲＣＳ若しくはＣＭＧとの併用を選択できるようにしてもよい。更に、ＲＷ、ＲＣＳ及びＣＭＧのうちいずれかのアクチュエータが故障した場合、並びにＲＣＳの推薬を使い果たした場合等に、この故障又は推薬切れ等により動作不能となったアクチュエータを選択しないようにする手段を姿勢変更制御装置に設けてもよい。
【００５４】
次に、本発明の第２の実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置について説明する。図７は、本第２実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブロック図である。図７に示すように、本実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置５２は、前述の第１の実施例に係る姿勢変更制御装置５１と比較して、ＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器、ＣＭＧ駆動回路及びＣＭＧが設けられていない点が異なっている。即ち、本実施例の姿勢変更制御装置５２の姿勢変更手段選定器５ａは、姿勢変更計画指令生成器４から出力された姿勢変更指令信号２０に基づいて、アクチュエータとしてリアクションホイール（ＲＷ）のみを使用するか、ＲＷとスラスタ（ＲＣＳ）の双方を使用するかを選択し、ＲＷ制御指令信号２１及びＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２を夫々ＲＷ制御則演算器６及びＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７に対して出力する。本実施例における上記以外の構成及び上記以外の動作は、前述の第１の実施例と同様である。
【００５５】
本実施例においては、姿勢制御アクチュエータとしてリアクションホイール及びスラスタのみを設け、コントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）を省略している。これにより、前述の第１の実施例と比較して姿勢変更制御装置の構成を簡略化し、小型化及び低コスト化を図ることができる。また、姿勢変更手段選定器５ａにおける演算処理時間を短縮することができる。
【００５６】
次に、本発明の第３の実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置について説明する。図８は、本第３実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブロック図である。図８に示すように、本実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置５３は、前述の第１の実施例に係る姿勢変更制御装置５１と比較して、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器、ＲＣＳ駆動回路及びＲＣＳが設けられていない点が異なっている。即ち、本実施例の姿勢変更制御装置５３の姿勢変更手段選定器５ｂは、姿勢変更計画指令生成器４から出力された姿勢変更指令信号２０に基づいて、アクチュエータとしてリアクションホイール（ＲＷ）のみを使用するか、ＲＷとコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）の双方を使用するかを選択し、ＲＷ制御指令信号２１及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３を夫々ＲＷ制御則演算器６及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８に対して出力する。本実施例における上記以外の構成及び上記以外の動作は、前述の第１の実施例と同様である。
【００５７】
本実施例においては、姿勢制御アクチュエータとしてリアクションホイール及びコントロールモーメントジャイロのみを設け、スラスタ（ＲＣＳ）を省略している。これにより、前述の第１の実施例と比較して姿勢変更制御装置の構成を簡略化し、小型化及び低コスト化を図ることができる。また、姿勢変更手段選定器５ｂにおける演算処理時間を短縮することができる。
【００５８】
【発明の効果】
以上詳述したように、本発明によれば、算出手段が次の姿勢変更における姿勢変更要求時間を考慮して姿勢変更において必要となる最大トルク値を求め、この最大トルク値に基づいて選択手段が駆動させる姿勢変更アクチュエータを選択することにより、姿勢変更時間内に姿勢変更を終了することができ、姿勢変更の高速化を図ることができる。また、姿勢変更時に生じる姿勢誤差を修正する場合にも、最適なアクチュエータ構成を選択することにより、必要な制御トルクを確保できるため、姿勢誤差を最小化することができ、姿勢変更の高精度化を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１の実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブロック図である。
【図２】図１に示す姿勢変更計画指令生成器４の構成を示すブロック図である。
【図３】図１に示す姿勢変更手段選定器５の構成を示すブロック図である。
【図４】本実施例の姿勢変更制御装置における姿勢変更計画指令生成器４の動作を示すフローチャートである。
【図５】本実施例の姿勢変更手段選定器５の動作を示すフローチャートである。
【図６】（ａ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角をとって、宇宙機の姿勢角の変化を示すグラフ図であり、（ｂ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角速度をとって、宇宙機の姿勢角速度の変化を示すグラフ図であり、（ｃ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角加速度をとって宇宙機の姿勢角加速度の変化を示すグラフ図である。
【図７】本発明の第２の実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブロック図である。
【図８】本発明の第３の実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブロック図である。
【図９】特開平１０−２８７２９９号公報に開示された従来の人工衛星の姿勢変更制御装置を示すブロック図である。
【符号の説明】
１；姿勢角検出器
２；姿勢角速度検出器
３；姿勢角／姿勢角速度決定器
４；姿勢変更計画指令生成器
５、５ａ、５ｂ；姿勢変更手段選定器
６；ＲＷ制御則演算器
７；ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器
８；ＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器
９；ＲＷ駆動回路
１０；ＲＣＳ駆動回路
１１；ＣＭＧ駆動回路
１２；ＲＷ（リアクションホイール）
１３；ＲＣＳ（スラスタ）
１４；ＣＭＧ（コントロールモーメントジャイロ）
１５；宇宙機姿勢ダイナミクス
１６；姿勢角検出信号
１７；姿勢角速度検出信号
１８；姿勢角決定信号
１９；姿勢角速度決定信号
２０；姿勢変更指令信号
２１；ＲＷ制御指令信号
２２；ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号
２３；ＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号
２４、２５、２６；ＲＷ駆動指令信号
２７；ＲＣＳ駆動指令信号
２８；ＣＭＧ駆動指令信号
２９；ＲＷ駆動信号
３０；ＲＣＳ駆動信号
３１；ＣＭＧ駆動信号
３２；地上局
３３；テレメトリデータ
４１；姿勢変更角度算出器
４２；姿勢変更角加速度算出器
４３；Ｅｕｌｅｒ軸周り慣性モーメント算出器
４４；姿勢変更最大角加速度算出器
５１、５２、５３；姿勢変更制御装置
１０１；光学センサ
１０２；光学センサデータ処理装置
１０３；ホイール制御則演算装置
１０４；ホイール駆動回路
１０５；ホイール
１０６；レートジャイロ
１０７；レートジャイロデータ処理装置
１０８；姿勢決定フィルタ
１０９；スラスタ制御則演算装置
１１０；バルブ駆動回路
１１１；スラスタ
１１２；制御則切換ロジック
Ｊｅ；衛星慣性モーメント
ｎ；姿勢回転軸（Ｅｕｌｅｒ軸）ベクトル
ｔｍ；姿勢変更要求時間
αｍ；最大角加速度
θｃ；姿勢角
θｒ；目標姿勢角
θｍ；姿勢変更角
τｅ；最大姿勢変更トルク
τｒｗ；ＲＷの最大出力トルク値
τｒｃｓ；ＲＣＳ−ＲＷの最大出力トルク値
τｃｍｇ；ＣＭＧ−ＲＷの最大出力トルク値
ωｃ；姿勢角速度
【図１】
0004102575.tif 000002
【図２】
0004102575.tif 000003
【図３】
0004102575.tif 000004
【図４】
0004102575.tif 000005
【図５】
0004102575.tif 000006
【図６】
0004102575.tif 000007
【図７】
0004102575.tif 000008
【図８】
0004102575.tif 000009
【図９】
0004102575.tif 000010