(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
複数の制御モーメントジャイロを有するＣＭＧアレイとそれぞれのジャイロのジンバル角度を変えるコントローラを備え、コントローラが信号処理手段を備える衛星姿勢制御装置において、
所望の衛星姿勢信号を受信する手段と、
実際の姿勢信号を生成する手段と、
所望の衛星姿勢信号と実際の姿勢信号から姿勢エラー信号を生成する手段と、
姿勢エラー信号に応答してトルク指令信号を生成する手段と、
トルク指令信号とジャイロの角度に対するヤコビーン値とを用いた疑似逆元制御規則を用いて各ジャイロの角度レート信号を生成する手段であって、前記疑似逆元制御規則は角度レート信号中に特異点を防ぐ項を含む手段と、
角度レート信号に応じてアレイのジャイロを回転させる手段と
を含む衛星姿勢制御装置。
【請求項２】
前記項は前記疑似逆元制御規則を不定にしないものであることを特徴とする請求項１記載の衛星姿勢制御装置。
【請求項３】
ＡがＣＭＧアレイのヤコビーン値であるとき、前記疑似逆元制御規則がＡT（ＰＡＡT＋ｋＩ）-1Ｐであることを特徴とする請求項１記載の衛星姿勢制御装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
関連する出願のクロス参照
本出願は、Ｄａｖｉｄ  Ａ．Ｂａｉｌｅｙによる、制御された運動量ジャイロ（Cotrolled Momentum Gyro）を備えた衛星の方向付け、と題する１９９７年９月２日に出願した、出願番号０８，９２３，７４２の先の出願、および同時に出願された、Ｄａｖｉｄ  Ａ．Ｂａｉｌｅｙ、Ｃｈｒｉｓｔｏｐｈｅｒ  Ｊ．ＨｅｉｂｅｒｇおよびＢｏｎｇ  ＷｉｅによるＣＭＧ  アレイ特異点を回避した連続姿勢制御と題する出願ＳＮ［書類番号Ａ６６  １７０２５］、Ｄａｖｉｄ  Ａ．Ｂａｉｌｅｙによる、衛星の姿勢を制御する角運動量に基づくＣＭＧ制御と題する出願ＳＮ［書類番号Ａ６６  １７２１４］、Ｃｈｒｉｓｔｏｐｈｅｒ  Ｊ．ＨｅｉｂｅｒｇおよびＤａｖｉｄ  Ａ．Ｂａｉｌｅｙによる、衛星姿勢制御における特異点回避と題する出願ＳＮ［書類番号Ａ６６  １７２１６］で論議された題材を開示している。
【０００２】
本発明の技術分野
本発明は、例えば、複数の制御モーメントジャイロ（control moment gyros:ＣＭＧ）を用いた衛星の向きを制御するための衛星およびロボットシステムに関する。
【０００３】
発明の背景
宇宙船や衛星の姿勢は制御モーメントジャイロで維持し、かつ調整されることが多い。それらの装置は高トルクおよびトルク増幅であるためである。典型的なＣＭＧはジンバルに支持された回転質量であり、ジンバル軸上でそれを回転させるアクチェータを備えており、トルクを生成させ、かつ角運動量を累積している。角運動量はトルクの時間積分である。ｎ＞３のＣＭＧのアレイが使用されることが多く、冗長性を持って姿勢制御している。各ＣＭＧは主に平面に制限された角運動量（ｈ）を持っている。ジャイロの角運動量ベクトルはジンバル軸に直交している。直交に関するエラーはＣＭＧ、ＣＧＭのアレイ又は衛星の姿勢制御の動作に影響を与えない程度に小さい。ＣＭＧのホイール速度は多くの応用例においてほぼ一定である。しかし、そのことは本発明にとって必須ではない。ＣＭＧによって生成されるトルクＱはクロス積Ｑ＝（・）δｘｈの結果である（本明細書において（・）はその直ぐ後ろの文字がその上に・を付けることを意味する）。ここで（・）δはジンバル速度で、ｈはロータの角運動量である。ホイール速度が変わるとＱ＝（・）δｘｈ＋（・）ｈと付加項が付く。ここで角運動量ｈは、ｈ＝ＪΩおよび（・）ｈ＝Ｊ（・）Ωとして決定される。Ｊは回転ホイールの慣性モーメントで、Ωはホイールの回転速度である。
【０００４】
古典的な姿勢制御は、衛星の所望の姿勢加速度、３軸姿勢加速度である（・）ωｃを計算する。ＣＭＧアレイのジンバル角度（δ）レートは疑似逆元則、（・）δ＝ＡT（ＡＡT）-1Ｊs（・）ωcを用いて計算される。Ｊsは慣性マトリックスの衛星モーメントで、Ａはジンバル角度に関するＣＭＧアレイ角運動量のヤコビアン、
【数１】
0004276381.tif 000002
であり、
ｈはＣＭＧアレイの角運動量の合計、
【数２】
0004276381.tif 000003
である。Ａマトリックスがジンバル角度の関数であり、ジンバル角度が宇宙船上でトルクを生成するために変化するので、Ａのランクは３から２に低下できる。それは特異点条件であり、疑似逆元が計算できない。
【０００５】
発明の開示
本発明の目的は、ＣＭＧからの利用できるより多くの角運動量を用いて二つのオブジェクトの間で衛星を再方向付けする早さを極度に向上させることである。
【０００６】
本発明は、新しい疑似逆元を用いてジンバル角度レートを計算する。ジンバル角度ランクに関する角運動量のヤコビアンによるマトリックスが２へ低下したとき新しい疑似逆元は制御が不安定になるのを防止する。ヤコビアンのランクが３から２に低下したことによる特異点が発生すると、解の軌道はその特異点に捕らえられないで通過する。
【０００７】
本発明の他の目的、効果及び特徴は以下の一つ又は複数の実施形態から明らかになるであろう。
【０００８】
発明を実施する最良のモード
後述するような衛星に搭載されたＣＭＧを制御する出力信号を生成するようにプログラムされた一つ又は複数のプロセッサを制御する、コンピュータベースの衛星制御におけるハードウエア又はソフトウエア、好ましくはソフトウエアによって実施される機能ブロックを図１に示している。基本的にプロセスは二つの点の間の単一パスとして示されている。しかし、単一の線はベクトルデータを表しているということを理解すべきである。そのデータは、衛星の姿勢、姿勢レート及びトルクに対して三次元であり、ｎ個のＣＭＧに関する信号に対してはｎ次元である。図２は３（ｎ＝３）ＣＭＧを示している。図１に示す制御技法は、図３のオブジェクトＡの見通し線からオブジェクトＢの見通し線への軸に対して衛星をパンさせる又は回転させるために用いられる。典型的な閉ループ制御は実際の経路姿勢（図３の姿勢決定システムＡＤＳから決定される）及び所望の経路姿勢に基づいてＣＭＧを制御することによって固有軸回転経路「オールド」に従う。しかし、本発明は以下説明する固有軸経路に従うことに制限されない。
【０００９】
オイラー角、クオーターンイオン（quaternion）、ギブスパラメータ、またはその他の衛星の姿勢を記述する便宜な方法として表現される入力１０の所望の衛星姿勢が実際の姿勢である慣性計測ユニット（Inertial Measurement Unit:ＩＭＵ）５６又は衛星の姿勢を決める他の方法によって生成される入力１２と１４で比較される。姿勢制御１８で姿勢エラー１６を用いて所望の本体加速（・）ωcを出力２０に生成する。出力２４のトルク指令（・）ｈcが宇宙船慣性マトリックスＪSから２２で（・）ｈc＝ＪS（・）ωcと計算される。変形疑似逆元３６を用いて、閉ループジンバルレートδcが３６で以下のように計算される。
δc＝ＡT（ＰＡＡT＋ｋＩ）-1Ｐ（・）ｈc。
付加項ｋＩは、解の軌跡が内部特異点を通るとき式が不定になることから守るためである。重みマトリックスＰは生じることがある特異点から逃れるために用いられる。これをなすためにＰは以下の形である必要がある。
【数３】
0004276381.tif 000004
ｋ１は概念の証明においては１に等しく、かつ
【数４】
0004276381.tif 000005
である。
Ｐの対角線の時間変化項は、軌道がムーア−ペンローズの楕円特異点から開始されても制御軌道の脱出を提供する。ＣＭＧアレイ４８はジンバルレート指令４２に応答する。新しいジンバル角度４６を用いて、逆元の中で用いられるヤコビアン４４
【数５】
0004276381.tif 000006
を生成する。ＣＭＧアレイ４８の動作で衛星５２に関するトルク（・）ｈ５０を生成する。衛星の動き（・）ω５４が姿勢センサ５６で検出される。
【００１０】
本発明を衛星制御の内容で説明したが、本発明は、特異点を生じるロボットシステムのようなシステムに用いることができる。本発明の前述の効果によって、当業者は、本発明の真の範囲と精神から離れることなく、述べられた発明、要素、及び機能を全体として又は部分的に変形することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  指令された回転信号（・）ｑに応答して衛星を回転させるために本発明を実施した制御を示す機能ブロック図である。
【図２】  ＣＭＧを備え、個々に生成した角度レート信号に応答して衛星の姿勢を変えるために回転させられた衛星を示すブロック図である。
【図３】  二つのオブジェクトの間の再方向付けのための二つの可能な経路を示す図である。
【図１】
0004276381.tif 000007
【図２】
0004276381.tif 000008
【図３】
0004276381.tif 000009