(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と、
各制御モーメントジャイロに対してトルクコマンドを供給してアクチュエータを動作させ各制御モーメントジャイロを回転させビークルの姿勢を命令された姿勢信号に応じて第１の姿勢から第２の姿勢に変化させる信号処理手段を有する姿勢コントローラと、
前記複数の制御モーメントジャイロの角運動量を表す信号を供給する慣性計測ユニットとからなり、
前記信号処理手段は、
前記制御モーメントジャイロの１つに関し、命令された姿勢と前記慣性計測ユニットによって生成された姿勢制御信号によって表された実際の姿勢との差を表す誤差信号を生成する手段と、
前記誤差信号から第１のトルクコマンドを生成する手段と、
前記複数の制御モーメントジャイロの１つに関するジンバル位置が該複数の制御モーメントジャイロの動作において特異点を生じる可能性があると判定された場合に、該判定に応答して、該特異点を回避するための第２のトルクコマンドを生成する手段と、
前記第２のトルクコマンドを前記第１のトルクコマンドに加算して修正トルクコマンドを作成して前記複数の制御モーメントジャイロの１つにその修正トルクコマンドを与えて、命令された姿勢に対する擾乱であって前記複数の制御モーメントジャイロが前記特異点を回避するような擾乱を生成する手段と
を含む衛星姿勢制御装置。
【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、先に出願された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（ＳＮ）０８，９２３，７４２、および同時に出願されたＢｏｎｇ  Ｗｉｅ、Ｄａｖｉｄ  Ａ．Ｂａｉｌｅｙ、およびＣｈｒｉｓｔｏｐｈｅｒ  Ｊ．Ｈｅｉｂｅｒｇによる、衛星姿勢制御におけるロバスト特異点回避、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、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、［書類番号Ａ６６  １７２１４］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＝（・）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、（・）ｈ＝Ｊ（・）Ωで定義される。ここでＪは回転するホイールの慣性モーメント、Ωはホイールの角速度である。
【０００４】
古典的には、姿勢制御は、衛星の望ましい姿勢レート（・）ωc を計算し、それは３軸の姿勢レートとなる。ＣＭＧアレイに対するジンバル角（δ）レートは擬似逆制御法則
（・）δ＝ＡT（ＡＡT）-1Ｊs（・）ωc
を用いて計算される。ここでＪs は衛星の慣性モーメント行列、Ａはシンバル角に関するＣＧＭアレイの角運動量のヤコビアン  Ａ＝∂ｈ／∂δ  である。ここでｈはＣＧＭアレイの角運動量の積
【０００５】
【数１】
0004249902.tif 000002
【０００６】
である。行列Ａはシンバル角とジンバル角の変化の関数であるので、宇宙船にトルクを生じるためには、Ａのランクは３から２へ落ちることもできるが、このときには特異点と擬似逆行列とを計算することはできない。
【０００７】
発明の開示
本発明の目的は、
ＣＭＧから利用可能な角運動量をもっと用いることにより、２つのオブジェクト間において衛星を新しい方向に向ける際のスピードを著しく向上させることにある。
本発明によれば、特異点の兆しがあるジンバル位置が検出されると、トルクコマンドに擾乱を導入して、ＣＭＧアレイが特異点を避ける。
本発明によれば、（・）δ＝Ａ*（・）ｈ を用いて、ジンバルレートを生成する。ここでＡ* ＝ＡT［ＡＡT＋ｋＩ］-1、ｋはスカラーであり、Ｉは３ｘ３の単位行列である。ＣＭＧの動作中、行列式（ＡＡT） の値は連続してモニタされる。行列式ｄｅｔ（ＡＡT） の値がプリセットされた最小値を下回ると、所望のトルクコマンドは、システムが特異点を回避するように変更される。トルクは１つ又はそれ以上の軸において小さな固定された量のトルクを加えることによって、又は、特定の直交方向、すなわち
【０００８】
【数２】
0004249902.tif 000003
【０００９】
とトルクの大きさｍを選択し、それを既存のトルクコマンドに加算することによって変更することができる。加えて、トルクデルタのインプリメンテーションにおけるヒステリシスは、特異点におけるリミットサイクリングの可能性を除去する。トルクコマンドにおける偏差は、宇宙船の慣性計測ユニット（ＩＭＵ）にとって擾乱として感知され、次いでＩＭＵは更新されたトルクコマンドを発行し、その擾乱に対して修正を行う。
本発明のその他の目的、長所及び特性は以下の１又はそれ以上の実施例の議論から明らかになるであろう。
【００１０】
発明を実施する最良のモード
図１は、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含む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示しているが理解されるであろう。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、姿勢レイ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。
【００１１】
図１において、所望の宇宙船の姿勢１０は、加算結合点１４において、現実の姿勢１２と比較される。加算結合点１４からの姿勢誤差１６は宇宙船姿勢制御器１８によって所望の宇宙船加速度２０を生成するために使用される。所望の加速度２０は、宇宙船慣性行列２２と乗算され、トルクコマンド２４を生成する。このトルクコマンド２４は、ヤコビ行列Ａの値４０ＴＰともに特異点回避プロセス３２に適用される。ここでは、特異点に遭遇するか否かが判断され、特異点がエミネントであるならば、ＣＭＧアレイが特異点を回避できるようにする小さいトルク２６が算出される。このトルクは加算結合点２８に送られる。３４において修正されたトルクコマンドは、ボックス３６の線形変換に送られる。ここではムーア−ペンローズ逆変換を用いて、ＣＭＧジンバル角度レートコマンド４２を計算する。ジンバル角度レートコマンド４２はＣＭＧアレイを動作させ、トルク５０を生成する。このトルクは宇宙船５２に作用し、その回転５４を変化させる。アレイからのジンバル角４６は、ステップ４４において、ボックス３２と３６Ｆで用いられるヤコビアンＡ４０の値を計算するために用いられる。宇宙船の実際の回転レート５４はセンサ５６で計測され、実際の宇宙船の姿勢１２を決定するために用いられる。
【００１２】
特異点回避プロセス３２は、一般的に、ａ）特異点が表れる可能性があるか否か（すなわち、行列式ｄｅｔ（ＡＡT） ＜許容値）を判断し、ｂ）特異点が表れるようであれば、特異点を回避できるような小さなトルクを計算して既存のトルクコマンド２４に加算し、ｃ）その他の場合はトルクコマンドはそのままにされる。特異点を回避するのに必要な付加的なトルクコマンド２６は、コマンド２４に比較して小さく、この付加的なトルク２６を表すベクトルは既存のトルクコマンド２４と同一方向とはなり得ない。このプロセスは、ＣＭＧアレイを所与のアレイ配置のための最大可能運動量包絡線に対して用いることを可能にする。
【００１３】
本発明を衛星の制御の文脈において説明してきたが、これをロボットシステムのような特異点が表れうるシステムに用いてもよい。先に議論した本発明の利点により、当業者は、本発明の真の範囲と精神から逸脱することなく、本発明並びにここで説明した要素及び機能の全体又は一部を変形することが出来るであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】  図１は、本発明を実現する、命令された回転信号ｑc に応答して衛星を回転させる制御を示す機能ブロック図である。
【図２】  図２は、個別に生成された角度レートシグナルに応じて衛星の姿勢を変えるために回転させられるＣＭＧを有する衛星を示すブロック図である。
【図３】  ２つのオブジェクト間において衛星を新しい方向に向けるために可能な２つの経路を図示する。
【図１】
0004249902.tif 000004
【図２】
0004249902.tif 000005
【図３】
0004249902.tif 000006