(57)【要約】【課題】  人工衛星の姿勢制御用アクチュエータであるＣＭＧ（コントロールモーメントジャイロ）は、大トルクを出力できる反面、トルク分解能やトルク出力誤差が大きくなってしまうという欠点があった。【解決手段】  オープンループでのトルク出力が可能なＣＭＧ駆動演算部と、ＣＭＧのジンバル角に応じてＣＭＧ内部のＲＷ（リアクションホイール）にトルク分配するＲＷ駆動制御部を備え、人工衛星のマヌーバ時と非マヌーバ時とで、ＣＭＧによるオープンループ制御モードとＲＷによるクローズドループ制御モードとの切り替えを行う。【選択図】      図１
2009190506.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
リアクションホイール回転軸周りに回転する複数のリアクションホイールと、上記各リアクションホイールをジンバル回転軸周りにそれぞれ回転させる複数のジンバル軸とを有したコントロールモーメントジャイロと、
人工衛星のマヌーバ時に、上記ジンバル軸の目標ジンバル角度および目標ジンバル角速度指令値とジンバル角度測定値およびジンバル角速度測定値に基づいてジンバル角度誤差およびジンバル角速度誤差を演算し、上記各ジンバル回転軸へのジンバル角度指令値およびジンバル角速度指令値を出力するとともに、上記各リアクションホイールへの角運動量指令値が一定になるように制御するコントロールモーメントジャイロ駆動演算部と、
人工衛星の非マヌーバ時に、上記ジンバル軸のジンバル角度を一定に制御するとともに、人工衛星の目標姿勢角および姿勢角推定値と目標角速度および角速度推定値に基づいて姿勢誤差を演算し、演算した姿勢誤差および上記ジンバル軸のジンバル角度測定値に基づいて上記各リアクションホイールへのトルク指令値を演算するリアクションホイール駆動演算部と、
を備えた人工衛星用姿勢制御装置。
【請求項２】
内部に設けられたリアクションホイールを、ジンバル回転軸周りに回転させる複数のコントロールモーメントジャイロを用いて、
人工衛星のマヌーバ時に、ジンバル軸の目標ジンバル角度および目標ジンバル角速度指令値とジンバル角度測定値およびジンバル角速度測定値に基づいてジンバル角度誤差およびジンバル角速度誤差を演算し、上記各ジンバル回転軸へのジンバル角度指令値およびジンバル角速度指令値を出力するとともに、上記各リアクションホイールへの角運動量指令値が一定になるように制御するコントロールモーメントジャイロ駆動モードと、
人工衛星の非マヌーバ時に、ジンバル軸のジンバル角度を一定に制御するとともに、人工衛星の目標姿勢角および姿勢角推定値と目標角速度および角速度推定値に基づいて姿勢誤差を演算し、演算した姿勢誤差および上記ジンバル軸のジンバル角度測定値に基づいて上記各リアクションホイールへのトルク指令値を演算するリアクションホイール駆動モードとの、２つのモードを切り替えて、人工衛星の姿勢制御を行うことを特徴とした人工衛星の姿勢制御方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、コントロールモーメントジャイロを用いて、人工衛星の姿勢を制御する姿勢制御装置、および人工衛星の姿勢制御方法に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
コントロールモーメントジャイロ（以下、ＣＭＧ）は、人工衛星の姿勢制御に用いられるアクチュエータである。従来、人工衛星の姿勢制御には、リアクションホイール（以下、ＲＷ）やスラスタ等のアクチュエータが用いられていたが、ＣＭＧはこれらのアクチュエータと比較して大きなトルクを発生させることが可能であり、人工衛星の機動性が向上する。
【０００３】
ＣＭＧは高速回転するリアクションホイール（以下、ＲＷ）をジンバル軸まわりに回転させて、そのジャイロ効果により出力トルクを得ることができる。従って、ＣＭＧから人工衛星に働くトルクはＲＷの角運動量ベクトルとジンバル角速度ベクトルの外積により求められるが、このときＲＷの角運動量を一定とし、ジンバル角速度を上げることによって、大トルクを発生させる制御方法が一般的である。
【０００４】
また、複数のＣＭＧを用いた制御システムでは、特異点と呼ばれるすべての出力トルクの方向が一つの平面内に含まれ、三軸の姿勢制御トルクが出力できない状態が存在する。このため、例えば２台のＣＭＧと４台のＲＷを組み合わせて設け、ＣＭＧとＲＷをそれぞれ独立に制御して、特異点の影響を受けない制御システムを構築するものが知られている（例えば、特許文献１参照）。
【０００５】
【特許文献１】特開２００４−９０７９６号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ＣＭＧは、ジンバル角速度の制御性能によりトルク分解能が決まってしまい、大トルクを出力できる反面、従来人工衛星の姿勢制御に用いられていたＲＷのトルク出力性能と比較すると、トルク分解能やトルク出力誤差が大きくなり、制御精度が低下してしまうという欠点がある。  
【０００７】
特許文献１の姿勢制御装置は、ＣＭＧとＲＷの両方を別々に搭載することで、この問題の解決を図るものであるが、このような複数のアクチュエータ群を搭載するには人工衛星内部のスペースは限られており、現実的では無い。
【０００８】
また、ＣＭＧ内部に搭載されているＲＷは、本来高精度の姿勢制御に向いたトルク出力ができるにもかかわらず、ＣＭＧでの利用方法は角運動量の蓄積に限られてしまい、その能力を十分に生かせていない。
【０００９】
さらに、ＣＭＧのみを用いた制御システムでは、ある方向にトルクが出力できなくなる特異点問題が発生し、この特異点を回避する制御システムの構築は複雑で困難を極める。
【００１０】
この発明は、係る課題を解決するためになされたものであり、ＣＭＧとＲＷの双方の利点を活かし、ＣＭＧを用いた人工衛星の高い機動性を維持しつつ、精度の高い姿勢制御を得ることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
この発明による人工衛星用姿勢制御装置は、リアクションホイール回転軸周りに回転する複数のリアクションホイールと、上記各リアクションホイールをジンバル回転軸周りにそれぞれ回転させる複数のジンバル軸とを有したコントロールモーメントジャイロと、人工衛星のマヌーバ時に、上記ジンバル軸の目標ジンバル角度および目標ジンバル角速度指令値とジンバル角度測定値およびジンバル角速度測定値に基づいてジンバル角度誤差およびジンバル角速度誤差を演算し、上記各ジンバル回転軸へのジンバル角度指令値およびジンバル角速度指令値を出力するとともに、上記各リアクションホイールへの角運動量指令値が一定になるように制御するコントロールモーメントジャイロ駆動演算部と、人工衛星の非マヌーバ時に、上記ジンバル軸のジンバル角度を一定に制御するとともに、人工衛星の目標姿勢角および姿勢角推定値と目標角速度および角速度推定値に基づいて姿勢誤差を演算し、演算した姿勢誤差および上記ジンバル軸のジンバル角度測定値に基づいて上記各リアクションホイールへのトルク指令値を演算するリアクションホイール駆動演算部と、を備えたものである。
【発明の効果】
【００１２】
この発明によれば、ＣＭＧ内部にＲＷを搭載し、人工衛星の非マヌーバ時にＲＷによる三軸の姿勢制御行い、マヌーバ時にはジンバル軸によりＲＷを回転させてＣＭＧを制御することにより、特異点の影響を受けずに高い機動性で姿勢変化ができるとともに、人工衛星の制御精度低下を防ぐことができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
実施の形態１．
以下、図を用いて、この発明に係わる実施の形態１について説明する。図１は実施の形態１における人工衛星用の姿勢制御装置の構成を示すブロック図である。
【００１４】
図において、姿勢制御装置は、姿勢マヌーバ計画部１と、レギュレータ演算部２と、ＲＷ駆動演算部３と、ＣＭＧ４と、ＣＭＧ駆動演算部５と、姿勢決定部７を備えて構成される。姿勢制御装置は人工衛星６に搭載され、人工衛星６の姿勢を制御する。姿勢マヌーバ計画部１は、人工衛星のマヌーバに応じて、人工衛星６が目標姿勢を得るためのＣＭＧのジンバル軸における目標ジンバル角度指令値と目標ジンバル角速度指令値から成る目標ジンバル角度・角速度指令値を計算する。人工衛星のマヌーバ計画は、人工衛星を運用管制する地上局（図示せず）のオペレータが人工衛星の運用計画に基づいて決定し、地上局と人工衛星との通信を介して姿勢マヌーバ計画部１に入力される。レギュレータ演算部２は、姿勢マヌーバ計画部１から出力される目標ジンバル角度・角速度指令値と、姿勢決定部７より得られた姿勢角・角速度推定値とから姿勢誤差を算出し、人工衛星６の所望の姿勢制御トルクを計算する。レギュレータ演算部２は人工衛星のマヌーバ時と非マヌーバ時とで演算処理形態が切り替わり、異なる演算結果を出力する。ＲＷ駆動演算部３はレギュレータ演算部２より得られた姿勢制御トルクを各ＲＷに分配し、各ＲＷに対応したトルク指令値を求める。
【００１５】
図２はＣＭＧ４の概略構成を示す図である。ＣＭＧ４は、ＲＷ１０と、ＲＷ１０をジンバル回転軸周りに回転させるジンバル軸１１と、ジンバル軸１１を人工衛星６の衛星構体に固定するフレーム１２から構成される。ジンバル軸１１はフレーム１２の内側を回転するフレームを有しており、図中では、ＲＷ１０をジンバル軸１１に接続するフレームを、図示の都合上、点線で示している。ＣＭＧ４は、ＲＷ１０をジンバル軸１１周りに駆動することができるアクチュエータであり、ＣＭＧ４を駆動することにより人工衛星に姿勢変動トルクを出力する。ＣＭＧ４は角度および角速度検出器（図示せず）を有し、ジンバル軸１１のフレーム１２に対する角度を示すジンバル角度の測定値、およびジンバル軸１１のフレーム１２に対する角速度を示すジンバル角速度の測定値から成るジンバル角度・角速度測定値を出力する。また、ＣＭＧ４は、ＲＷ１０をジンバル回転軸周りに回転させるモータ（図示せず）と、ＲＷ１０をジンバル軸１１周りに回転させるモータ（図示せず）と、モータの回転を制御する制御回路（図示せず）が設けられるが、ここではその図示および詳細説明を略する。
【００１６】
ＣＭＧ駆動演算部５は、ジンバル軸における目標ジンバル角度指令値および目標ジンバル角速度指令値から成る目標ジンバル角度・角速度指令値と、ＣＭＧ４より得られたジンバル軸におけるジンバル角度測定値およびジンバル角速度測定値から成るジンバル角度・角速度測定値に基づき、ジンバル軸におけるジンバル角度指令値およびジンバル角速度指令値から成るジンバル角度・角速度指令値を計算する。姿勢決定部７は、人工衛星６に搭載された姿勢角度検出ジャイロや角速度検出ジャイロなどのセンサデータに基づき、人工衛星の姿勢角・角速度の推定値を計算する。
【００１７】
次に、実施の形態１の姿勢制御装置について、マヌーバ時と非マヌーバ時の動作形態を説明する。
まず、図１により、人工衛星６の非マヌーバ時の形態（ＲＷ駆動モード）について説明する。マヌーバ時以外ではＣＭＧは駆動させず、ジンバル角は一定に固定されており、クローズドループ制御によりＲＷによる三軸駆動制御を行う。このとき、レギュレータ演算部２にて、人工衛星６の目標姿勢角度および角速度と姿勢角・角速度推定値から得られた姿勢誤差を補償するための、人工衛星６の三軸の姿勢制御トルクが計算される。レギュレータ演算部２で計算された三軸の姿勢制御トルクは、ＲＷ駆動演算部３にて各ＲＷ毎のトルク指令値へ分配される。
【００１８】
図３はＣＭＧ４及びＣＭＧ内部に搭載されたＲＷの配置例を示す図であり、図４は図３のＣＭＧ配置における、人工衛星６の三軸固定座標系（Ｘ，Ｙ，Ｚ）に対する各ＲＷ回転軸の配置例を示す図である。
図３では、ＣＭＧ４を４台用いて、ＣＭＧ内部に搭載された４台のＲＷのピラミッド型配置例を示している。この場合、人工衛星６のＺ軸に対してＲＷの回転軸が開いた形となり、各々の回転軸が平行にならないようにジンバル角の初期位置を設定する。これにより、各ＣＭＧ内部に搭載されたＲＷを組み合わせて使用することにより、人工衛星６の三軸すべての方向に姿勢制御可能なトルクを出力することができる。
なお、人工衛星６のマヌーバ中はジンバル角が変化するため、ＲＷの回転軸も変化するが、マヌーバ後はほぼジンバル角は初期位置に戻る。このため、マヌーバ時以外は、常にＲＷによる三軸姿勢制御が可能である。
【００１９】
ここで、人工衛星６の三軸の姿勢制御トルク（τx、τy、τzとする）と各ＲＷのトルク（τwi、i:ＲＷの個数）の関係は、一般的に以下の式で表される。
【００２０】
【数１】
2009190506.tif 000003
【００２１】
但し、ＡはＲＷの配置によって幾何学的に一意に決まる３×iのトルク分配行列である。ジンバル軸１１のジンバル角をφj(j:ＣＭＧの個数)とすると、ＲＷの配置は各ＣＭＧのφjに応じて変化するため、行列Ａの各要素は、次にようにφjの関数となる。
【００２２】
【数２】
2009190506.tif 000004
【００２３】
図１のジンバル角測定値８がφjに相当し、この値がＲＷ駆動演算部３にフィードバックされることにより、マヌーバ後毎に変化する行列Ａを求めることが可能となる。この求めた行列Ａを用いて、人工衛星６の姿勢制御トルクから各ＲＷへの分配トルクを求めることができる。
【００２４】
かくして、非マヌーバ時の形態では、ＲＷのみを用いて人工衛星６の三軸の姿勢制御を実施することができ、ＲＷのトルク出力精度での姿勢制御を行うことが可能である。
【００２５】
次に、人工衛星６のマヌーバ時の形態（ＣＭＧ駆動モード）について説明する。
人工衛星６のマヌーバ時は、ＲＷの角運動量指令値は一定として、ＲＷは一定回転で制御を行い、ＣＭＧ４のジンバル角を図１の姿勢マヌーバ計画１により得られた目標ジンバル角度・角速度に従って制御する。この時、図１に示すように、姿勢誤差を補償するクローズドループを切ることにより、ＣＭＧ４のオープンループ制御を行う。
【００２６】
ＣＭＧ４はオープンループ制御であるため、目標ジンバル角度・角速度を計画する際、特異点を考慮せずに軌道計画を行うことが可能であり、特異点通過時に必要な複雑な制御システムの構築は必要でなくなる。
【００２７】
また、ＣＭＧ４はオープンループ制御でマヌーバを実施するため、マヌーバ直後に姿勢誤差が発生するが、前述の通り、マヌーバ後は姿勢誤差を補償するクローズドループを有するＲＷによる三軸姿勢制御に切り替えれば、姿勢誤差を取り除くことが可能である。
【００２８】
以上説明したとおり、この実施の形態による人工衛星用姿勢制御装置は、リアクションホイール回転軸周りに回転する複数のリアクションホイールと、上記各リアクションホイールをジンバル回転軸周りにそれぞれ回転させる複数のジンバル軸とを有したコントロールモーメントジャイロと、人工衛星のマヌーバ時に、上記ジンバル軸の目標ジンバル角度および目標ジンバル角速度指令値とジンバル角度測定値およびジンバル角速度測定値に基づいてジンバル角度誤差およびジンバル角速度誤差を演算し、上記各ジンバル回転軸へのジンバル角度指令値およびジンバル角速度指令値を出力するとともに、上記各リアクションホイールへの角運動量指令値が一定になるように制御するコントロールモーメントジャイロ駆動演算部と、人工衛星の非マヌーバ時に、上記ジンバル軸のジンバル角度を一定に制御するとともに、人工衛星の目標姿勢角および姿勢角推定値と目標角速度および角速度推定値に基づいて姿勢誤差を演算し、演算した姿勢誤差および上記ジンバル軸のジンバル角度測定値に基づいて上記各リアクションホイールへのトルク指令値を演算するリアクションホイール駆動演算部と、を備えたものである。
【００２９】
この構成により、ＣＭＧ４だけでなくＣＭＧ内部に搭載されているＲＷの能力もフルに発揮することができ、人工衛星の高い機動性を維持しつつ、高精度な姿勢制御を比較的簡単なロジックで実現することができる。
【００３０】
また、ＣＭＧ内部にＲＷを搭載し、人工衛星の非マヌーバ時にＲＷによる三軸の姿勢制御するＲＷ駆動モードと、マヌーバ時にはジンバル軸によりＲＷを回転させてＣＭＧ４を制御するＣＭＧ駆動モードとの、２つのモードを切り替えて、人工衛星の姿勢制御を行うことにより、特異点の影響を受けず、かつ人工衛星の制御精度低下を防ぐことができる。
【００３１】
さらに、マヌーバ時にはＣＭＧ４をオープンループ制御するモード（ＣＭＧ駆動モード）を実行することにより、特異点のを考慮せずに制御計画を立てることができる。また、マヌーバ後に姿勢誤差を補償するクローズドループを有したＲＷによる三軸姿勢制御のモード（ＲＷ駆動モード）に切り替わるため、オープンループ制御によりマヌーバ時に発生する姿勢誤差を取り除くことが可能である。
【００３２】
また、ＣＭＧとＲＷの双方の利点を活かしながら、ＣＭＧ内部のＲＷを用いることにより、ＣＭＧとＲＷを組み合わせた搭載数を、最小限（冗長性を考慮しなければ、最低限ＣＭＧ４台）に減らすことが可能である。
【図面の簡単な説明】
【００３３】
【図１】この発明の実施の形態１における人工衛星の姿勢制御装置のブロック図である。
【図２】この発明の実施の形態１におけるＣＭＧの概略図である。
【図３】この発明の実施の形態１におけるＣＭＧ及びＣＭＧ内部搭載ＲＷの配置図の例である。
【図４】この発明の実施の形態１におけるＣＭＧ配置に対応した、衛星の三軸固定座標系（Ｘ，Ｙ，Ｚ）に対するＲＷ回転軸を示している。
【符号の説明】
【００３４】
１  姿勢マヌーバ計画部、２  レギュレータ演算部、３  ＲＷ駆動演算部、４  ＣＭＧ、５  ＣＭＧ駆動演算部、６  人工衛星、７  姿勢決定部、１０  ＲＷ、１１  ジンバル軸、１２  フレーム。
【図１】
2009190506.tif 000005
【図２】
2009190506.tif 000006
【図３】
2009190506.tif 000007
【図４】
2009190506.tif 000008