(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備え、各制御モーメントジャイロについて、その制御モーメントジャイロを回転させて衛星の姿勢を制御するようにジンバル角度信号を供給する信号処理装置を備えた衛星姿勢制御装置であって、前記信号処理装置は、次の値のうちの１つの値、すなわち、
格納されている角度運動量のうちで所望のジンバル角度に対応する値が、特異点を生じない予定の値より小さい場合に、所望のジンバル角度に等しい第１の値、
格納されている角度運動量のうちで所望のジンバル角度に対応する値が、特異点を生じない値と、可能な最大の角運動量の値との間にある場合に、特異点を生じない値と、可能な最大の角運動量の値と間の補間値に等しい第２の値、
格納されている角度運動量のうちで所望のジンバル角度に対応する値が、可能な最大の角運動量の値を超えている場合に、その最大の角運動量である第３の値のうちの１つの値を、
制御モーメントジャイロに対する所望のジンバル角度として発生する手段
を具備することを特徴とする衛星姿勢制御装置。
【請求項２】
制御則に従って信号処理装置により制御されるアクチュエータを特徴とするロボットシステムであって、前記信号処理装置は、
所望のアクチュエータ位置を示す第１信号を受信する手段と、
実際のアクチュエータ位置を示す第２信号を受信する手段と、
上記第１信号と上記第２信号間の差に基づく位置誤差信号を発生する手段と、
上記位置誤差信号を受信する手段と、
第１、第２または第３の値の１つを含んだ制御信号を発生し、上記位置誤差信号に基づいて上記所望のアクチュエータ位置を得るために上記実際のアクチュエータ位置を修正する手段とを具備し、
上記第１の値は、前記実際のアクチュエータ位置が特異点のない位置に対応していれば、前記所望のアクチュエータ位置を示し、
上記第２の値は特異点のない位置と最大のアクチュエータ位置の間の補間を示し、且つ上記第３の値は上記所望のアクチュエータ位置が前記最大のアクチュエータ位置より大きければ、最大のアクチュエータ位置を示すことを特徴とする衛星姿勢制御装置。
【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、Ｂｏｎｇ  Ｗｉｅ、Ｄａｖｉｄ  Ａ．Ｂａｉｌｅｙ、Ｃｈｒｉｓｔｏｐｈｅｒ  Ｊ．Ｈｅｉｂｅｒｇ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  １７２１５］、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］、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する。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ほぼ直交している。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＝（・）δ×ｈの結果である（本明細書において（・）はその直ぐ後ろの文字の上に・が付けられることを意味する）。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  （ここに、Ｊは回転ホイールの慣性モーメントであり、Ωはホイールの回転速度である）によって定義される。
【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）レートは疑似逆元制御則(pseudo inverse control law)、
（・）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】
0004249901.tif 000002
であり、
ｈはＣＭＧアレイの角運動量の合計、
【数２】
0004249901.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(singular condition)であり、疑似逆元が計算できない。
【０００５】
上述した出願番号０８，９２３，７４２の出願により、所望の軌道を維持するためオープン・ループを主として使用する解決策が提供される。本発明では、ＣＭＧ角度は、ジンバル角度の変化率（rate of change）のみを制御することに代えて、直接に制御される。
【０００６】
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対象物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。
【０００７】
本発明によれば、姿勢制御装置は、所望のトルクの代わりに、ＣＭＧ用の角運動量を計算する。角運動量は、ＣＭＧのジンバル角度の計算に直接に使用される。これは、角運動量を３つの領域にマッピングすることに基づく。１番目の領域は、原点を囲んでいて特異点のない最も広い領域である。２番目の領域は、ＣＭＧアレイの角運動量の能力を超える領域であり、３番目の領域は、それらの間の領域である。角運動量が、特異点のない楕円（長円）内にあるなら、角運動量の値はジンバル角度の計算に使用される。楕円内になければ、ジンバル角度は、楕円上にあって且つ角運動量と原点とを結ぶ線上にある点に関して、ジンバル角度が計算される。ジンバル角度とともに、所望の角運動量の方向における飽和角運動量が計算される。指令角運動量が飽和角運動量より大きいとすると、飽和ジンバル角度が使用され、大きくないとすると、ジンバル角度は、飽和ジンバル角度と楕円ジンバル角度との間での補間値である。
【０００８】
このアプローチの特徴は、角運動量の全域(full envelope)を使用できることである。
他の特徴は、ＣＭＧ制御が、ＣＭＧ制御則における疑似逆元の使用で引き起こされる特異点を被らないことである。
更に他の特徴は、この発明は、同様の制御上の問題をかかえるロボット・システムにおける特異点の回避に使用できることである。
【０００９】
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。
発明を実施する最良のモード
【００１０】
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。
【００１１】
図１に示される実施形態において、衛星１１の所望の姿勢１０が、任務プランナにより通常の形式、クオタニオン(quaternion)、でもって生成される（もちろん通常の形式以外の別の手法であっても良い）。所望の姿勢１０は、現実の衛星の姿勢１１と、１２において比較され、エラー１６が生成される。このエラー１６は姿勢制御装置１７に加えられる。姿勢制御装置１７は次式に従う。
ＨS＝Ｊ（Ｋ1ｑe＋Ｋ2ωe）
ここで、ＨSは衛星の所望の角運動量であり、Ｊは衛星の慣性モーメント・テンソルであり、ｑeはクオタニオン・エラーの始めの３項であり、ωeは角度エラー・レートであり、Ｋ1，Ｋ2はゲインである。ベースの角運動量Ｈbias２２は、４０において所望の衛星角運動量ＨS２０に加えられ、その結果、ＣＭＧ２４により与えられるトータル角運動量となる。所望の角運動量は２６においてマップされて所望の（ＣＭＧレートとは対照的な）ＣＭＧ角度δcが２８において得られる。このプロセスには、所与の所望の角運動量に対して３つの排他的な判断基準（クライテリア）が必要となる。角運動量の３つの領域があり、それらにより所望のジンバル角度の計算方法が定まる。最小の領域は、角運動量が、特異点のない空間を含む楕円内におちる場合である。最大の領域は、指令された角運動量がＣＭＧアレイの飽和角運動量より大きい場合であり、飽和角運動量がジンバル角度の計算に使用される。中間の領域は、最小と最大の領域から得られる補間値である。
【００１２】
角運動量からジンバル角度へのマッピングは、３つの領域で、異なるやり方で行われる。角運動量ＨCMGが特異点のない楕円内にあれば、
【数３】
0004249901.tif 000004
（ｈiは特定方向での角運動量成分で、ａiはｉ番目方向での半径である。）
所望の角運動量Ｈdesiredは、ＨCMGに等しく設定される。しかし、もし、角運動量ＨCMGがその楕円の外にあれば、
【数４】
0004249901.tif 000005
と設定され、ジンバル角度は特異点のない楕円に基づいて定まる。
【数５】
0004249901.tif 000006
【００１３】
本発明を衛星制御について説明したが、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ｑc に応じて衛星を回転させるために本発明を具体化して構成した制御装置の機能ブロック図である。
図２は、衛星の姿勢を
【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】
0004249901.tif 000007
【図２】
0004249901.tif 000008
【図３】
0004249901.tif 000009