JP2007216750A - Artificial satellite and disturbance canceling method - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、三軸安定制御を行う人工衛星及び、人工衛星で発生する外乱をキャンセル方法に関するものである。 The present invention relates to an artificial satellite that performs three-axis stability control and a method for canceling a disturbance generated in the artificial satellite.
人工衛星宇宙空間上で太陽輻射圧、地球の重力傾斜、地磁気、高層空気等による外乱角運動量の影響を受ける。一般的に人工衛星は通信ミッションや観測ミッションなどを実施するため、姿勢を安定化させる必要があり、三軸安定制御を行う人工衛星では、リアクションホイール等の内部機器によって、人工衛星に発生した外乱角運動量に対して相殺するように角運動量を発生させて制御を行う（例えば、非特許文献１参照）。この結果、角運動量はリアクションホイール等の内部機器内に蓄積する。 It is affected by disturbance angular momentum due to solar radiation pressure, earth's gravitational tilt, geomagnetism, high-rise air, etc. in space. In general, artificial satellites perform communication missions and observation missions, so it is necessary to stabilize their attitudes. For artificial satellites that perform three-axis stability control, disturbances generated in the artificial satellites due to internal devices such as reaction wheels. Control is performed by generating angular momentum so as to cancel out the angular momentum (for example, see Non-Patent Document 1). As a result, the angular momentum is accumulated in an internal device such as a reaction wheel.
リアクションホイール等の内部機器を用いた制御では、内部機器に角運動量発生可能限界があるため、ある一定の閾値を越えた場合にはスラスタ等によって蓄積方向とは逆の角運動量を生成して相殺する、所謂アンローディング操作を実施する。しかしながら本操作によって短期的には姿勢擾乱が発生し、ミッションの中断を強いられる可能性がある。また現在一般的に用いられているスラスタを使用したアンローディングの場合には、推薬を消費するために人工衛星の寿命に影響する。 In control using an internal device such as a reaction wheel, there is a limit to the amount of angular momentum that can be generated in the internal device. If a certain threshold value is exceeded, an angular momentum that is opposite to the accumulation direction is generated by a thruster or the like to cancel out. A so-called unloading operation is performed. However, this operation may cause posture disturbance in the short term and may force the mission to be interrupted. In addition, in the case of unloading using a thruster that is generally used at present, the lifetime of the satellite is affected because the propellant is consumed.
外乱に対抗する別のアプローチとして、ウィンドミル手法も良く知られている（例えば、特許文献１参照）。これは太陽輻射圧による外乱運動量が諸外乱の中で支配的となる静止軌道、準天頂軌道で運用される人工衛星で、人工衛星上に可動物を設置して駆動することによって太陽光の照射面積を変化させ、人工衛星の受ける外乱運動量そのものを調整するというものである。可動物としては太陽電池パドルやトリムタブが挙げられる。この手法を適用するとアンローディングを行う頻度が低下し、ミッション中断回数が低減できるという利点がある。また推薬を消費しない手法であるため、人工衛星質量の低減に資するなどの効果の大きい手法である。 As another approach to counter disturbance, a wind mill method is also well known (see, for example, Patent Document 1). This is an artificial satellite operated in geostationary or quasi-zenith orbit where the disturbance momentum due to solar radiation pressure is dominant among various disturbances. By changing the area, the disturbance momentum received by the satellite is adjusted. Examples of movable objects include solar cell paddles and trim tabs. Applying this method has the advantage that the frequency of unloading decreases and the number of mission interruptions can be reduced. In addition, since it is a method that does not consume propellant, it is a highly effective method such as contributing to the reduction of the mass of the satellite.
ウィンドミル手法では下記の手順で計測・予測・制御を行う。（１）まず人工衛星に現在蓄積している角運動量を計測する。（２）次にウィンドミル制御に使用するパドル等の可動物に作用する太陽輻射外乱量と、可動物以外の人工衛星構体に作用する太陽輻射外乱量を予測する。（３）蓄積している角運動量と今後の角運動量の予測値から、可動物が受けるべき所望の外乱量を決定する。（４）可動物の所望角度プロファイルを決めて駆動する。 In the wind mill method, measurement, prediction, and control are performed according to the following procedure. (1) First, the angular momentum currently accumulated in the satellite is measured. (2) Next, the amount of solar radiation disturbance acting on a movable object such as a paddle used for windmill control and the amount of solar radiation disturbance acting on an artificial satellite structure other than the movable object are predicted. (3) A desired disturbance amount to be received by the movable object is determined from the accumulated angular momentum and a predicted value of the future angular momentum. (4) A desired angle profile of the movable object is determined and driven.
上記手順の２に対する課題として、輻射外乱量の予測の困難さが挙げられる。近年の人工衛星は、ミッション要求の高度化や複雑化によって衛星搭載アンテナ等の衛星外表面に露出する機器が大型化、形状の複雑化が進んでいる。これらの人工衛星では、太陽光の人工衛星表面での多重反射、影、太陽光透過等の表面特性が、人工衛星に固定された座標に対する太陽方向に対して非線形特性を持つため、外乱量を人工衛星モデルベースで予測することは困難である。また人工衛星表面特性の反射率や吸収率についても経年変化があり、モデル化が課題である。 As a problem with respect to 2 of the above procedure, it is difficult to predict the amount of radiation disturbance. In recent satellites, equipment exposed on the outer surface of the satellite, such as a satellite mounted antenna, is becoming larger and more complicated in shape due to sophistication and complexity of mission requirements. In these artificial satellites, the surface characteristics such as multiple reflection, shadow, and sunlight transmission of sunlight on the artificial satellite surface have nonlinear characteristics with respect to the sun direction with respect to the coordinates fixed to the artificial satellite. It is difficult to predict on a satellite model basis. In addition, the reflectance and absorptance of satellite surface characteristics have changed over time, and modeling is a challenge.
また手順の４に対する課題として、ミッション遂行等の理由により人工衛星に固定された座標系における太陽方向が変化する場合、太陽輻射による外乱方向も変化して、ウィンドミル運用する太陽電池パドルやトリムタブの駆動角度の定式化が困難である。
Also, as an issue for
静止軌道、準天頂軌道等の高度にある三軸安定制御を行う人工衛星は、太陽輻射圧をはじめとする外乱トルクを受け、外乱角運動量を蓄積する。これにより衛星性能と寿命が影響されるため、従来ウィンドミル手法を用いて外乱運動量の低減を図っている。しかしアンテナが多数ある等といった形状が複雑な人工衛星や、姿勢を複雑に変化させる人工衛星にこの手法を適用して制御する場合には、上記のように外乱量の予測と可動物の駆動角度決定が困難という問題点が挙げられる。 Artificial satellites that perform three-axis stable control such as geostationary orbit and quasi-zenith orbit receive disturbance torques such as solar radiation pressure and accumulate disturbance angular momentum. As a result, satellite performance and lifetime are affected, so the conventional windmill method is used to reduce the disturbance momentum. However, when applying this method to satellites with complex shapes such as a large number of antennas, or satellites that change their attitude in a complicated manner, the amount of disturbance and the driving angle of the movable object are as described above. The problem is that it is difficult to make a decision.
本発明に関わる人工衛星は、衛星のサービス期間中に外乱角運動量を発生する内部機器と、前記内部機器で発生した外乱角運動量を計測する角運動量センサ部と、衛星の姿勢と、発生角運動量との関係が記憶されているメモリ部と、前記外乱角運動量を衛星の非サービス期間に前発生角運動量で打ち消すための姿勢を、前記メモリ部から抽出する外乱トルク演算部と、衛星衛星の姿勢を、前記外乱トルク演算部で抽出された姿勢に制御する姿勢制御部と、を備えるものである。 An artificial satellite according to the present invention includes an internal device that generates a disturbance angular momentum during a satellite service period, an angular momentum sensor unit that measures the disturbance angular momentum generated by the internal device, the attitude of the satellite, and the generated angular momentum. A memory unit in which the relationship between the disturbance angular momentum and the attitude for canceling the disturbance angular momentum with the previous generated angular momentum during the non-service period of the satellite is extracted from the memory unit, and the attitude of the satellite satellite And a posture control unit that controls the posture extracted by the disturbance torque calculation unit.
本発明によれば、ウィンドミル手法を用いずに、人工衛星の外乱角運動量を開放することができる。 According to the present invention, the disturbance angular momentum of an artificial satellite can be released without using a wind mill technique.
実施の形態１．
図１〜図５は本発明を説明するための図である。図１は実施の形態１におけるフローチャートであり、実施の手順を３つのステップに分けて説明している。各ステップの説明は、後段において詳細に行う。
1 to 5 are diagrams for explaining the present invention. FIG. 1 is a flowchart according to the first embodiment, and the implementation procedure is described in three steps. Each step will be described in detail later.
図２は本発明の構成である、人工衛星の構成例を示したものである。人工衛星１はその構体外側に可動部である太陽電池パドル２aと２bを有し、アンテナＡ３a及びアンテナＢ３bの２枚のアンテナを具有する。但しアンテナの枚数の多寡は任意であって、また他の構造物を有しても良い。また人工衛星１の内部に配置されている人工衛星搭載衛星制御器４によって人工衛星１の三軸の安定制御を行い、併せて外乱の制御を行う。尚人工衛星１に固定された座標系（衛星座標系）として、Ｘsc軸５、Ｙsc軸６、Ｚsc軸７を定義する。
FIG. 2 shows a configuration example of an artificial satellite which is a configuration of the present invention. The
人工衛星搭載衛星制御器４の詳細な構成を図３に示す。人工衛星搭載衛星制御器４は、人工衛星１に対する外乱トルク計算部８、外乱制御を行うための姿勢計算部９、外乱トルクデータを格納するメモリ部１０、リアクションホイールなど角運動量を発生する内部機器１１、同内部機器の角運動量を計測する角運動量センサ部１２、人工衛星姿勢制御部１３の各要素から構成される。
A detailed configuration of the
角運動量を発生する内部機器１１が発生する角運動量は、三軸安定姿勢を保持するために使用される。安定姿勢の保持は外乱角運動量を補償することによって得られている。角運動量を発生する内部機器１１の角運動量変化は外乱角運動量の変化に負号を乗じたものと等価となる。
The angular momentum generated by the
本発明では角運動量を発生する内部機器１１の角運動量変化を角運動量センサ部１２によって計測することで、外乱角運動量を計測することとする。図２及び図３の構成要素を持つ人工衛星１は、図４に示す運用区間に分割して運用される。地球を周回する人工衛星軌道１２０のうち、地上または宇宙に対してサービスを提供する姿勢をとる区間をサービス区間１２１とし、サービスを提供しない区間を非サービス区間１２２とする。非サービス区間１２２においては任意の姿勢を取りうるものとする。
In the present invention, the angular angular momentum is measured by measuring the angular momentum change of the
図５で太陽１８に対する衛星座標系における太陽方向１７を、衛星座標系太陽方位角α１４、衛星座標系太陽仰角β１５及びパドル回転角度γ１６の3つのパラメータを定義する。本発明ではα,β,γの３つのパラメータに応じて外乱トルクデータベースをメモリ部１０上に構築し、非サービス区間１２２においてこのデータベースを使用して外乱制御を実施する。
In FIG. 5, the sun direction 17 in the satellite coordinate system with respect to the sun 18 is defined by three parameters: satellite coordinate system sun azimuth angle α14, satellite coordinate system sun elevation angle β15, and paddle rotation angle γ16. In the present invention, a disturbance torque database is constructed on the
図６は図１で示すフローによって運用を実施した場合に、慣性座標系における各軸ごとの角運動量プロファイルを模式化したものである。角運動量を発生する内部機器１１の角運動量は、地球周回軌道の一周回単位で管理・制御することを示している。つまり、サービス区間で蓄積された角運動量は、非サービス区間で放出される。
FIG. 6 schematically shows the angular momentum profile for each axis in the inertial coordinate system when the operation is performed according to the flow shown in FIG. The angular momentum of the
まず、図１のフローについて、以下で説明する。Ｓｔｅｐ１は、人工衛星運用前に人工衛星とパドルを慣性座標系に固定された姿勢とし、その際の外乱角運動量を計測して外乱トルクを算出し、外乱トルクデータベースを構築する。人工衛星１によるサービス開始前であるので、人工衛星１はサービスに拘束される事なく任意の姿勢を取りうる。
First, the flow of FIG. 1 will be described below.
図５に示すように、衛星座標系太陽方位角α１４、衛星座標系太陽仰角β１５、及びパドル角度γ１６の3つのパラメータで太陽１８と人工衛星１の姿勢関係を定義する。但し、これでは衛星姿勢の３自由度の内、衛星座標系太陽方位角α１４と衛星座標系太陽仰角β１５に規定される方向の２自由度のみが拘束され、衛星座標系における太陽方向１７周りの自由度があるため、適当な拘束条件を付加する。
As shown in FIG. 5, the attitude relationship between the sun 18 and the
例えば、慣性座標系における衛星姿勢をオイラー角3-2-1系（慣性座標系からＺ軸回転−Ｙ軸回転−Ｘ軸回転の順番で衛星座標系を回転して衛星姿勢を定義する手法）で定義する場合で、Ｚ軸回転を0とする等の拘束条件を与える。 For example, satellite attitude in inertial coordinate system is Euler angle 3-2-1 system (method to define satellite attitude by rotating satellite coordinate system in order of inertial coordinate system Z-axis rotation-Y-axis rotation-X-axis rotation) In this case, a constraint condition such as zero Z-axis rotation is given.
次に拘束条件及び3パラメータ（α,β,γ）によって設定された人工衛星姿勢に制御し、その姿勢をTime_smp[s]間保持する。この間、角運動量を発生する内部機器１１において、外乱に対抗して姿勢保持をするための角運動量を発生するので、これを角運動量センサ部１２で計測する。即ちこの△Msc_smp[Nms]は、Time_smp[s]間に人工衛星１が受けた外乱角運動量である。
Next, the satellite attitude set by the constraint conditions and the three parameters (α, β, γ) is controlled, and the attitude is held for Time_smp [s]. During this time, the
計測した外乱角運動量△Msc_smp[Nms]には、支配的な外乱要因である太陽輻射圧による角運動量以外にも、地球の重力傾斜トルク、地磁気トルク等に起因する角運動量が含まれているが、ここではまとめて扱う。Time_smp[s]及び外乱角運動量△Msc_smp[Nms]から、外乱トルクT_dis1[Nm]を外乱トルク計算部８において式（１）によって算出する。 The measured disturbance angular momentum △ Msc_smp [Nms] includes angular momentum due to the Earth's gravitational gradient torque, geomagnetic torque, etc. in addition to the angular momentum due to solar radiation pressure, which is the dominant disturbance factor. Here, we deal with them together. From the Time_smp [s] and the disturbance angular momentum ΔMsc_smp [Nms], the disturbance torque T_dis1 [Nm] is calculated by the disturbance torque calculation unit 8 according to the equation (1).
これを複数ケース設定して同様の計測と計算を行う。例えばα,β,γそれぞれのパラメータを30°毎に変位させると、都合1728通りの姿勢についてデータを計測し、計算することとなる。ケース設定にあたっては、人工衛星１の電力的／熱的制約、あるいは計測時間の制約を考慮して設定する。例えば太陽電池パドルによる発生電力を確保等の制約条件を考慮した、人工衛星１が取りうる姿勢を前提として設定すればよい。
A plurality of cases are set and the same measurement and calculation are performed. For example, if the parameters α, β, and γ are displaced every 30 °, data is measured and calculated for 1728 postures. In setting the case, the power / thermal constraint of the
外乱角運動量計測時の姿勢拘束条件及び、3パラメータ（α,β,γ）に対する外乱トルクT_dis1[Nm]を１セットとして、外乱トルクデータベースとしてメモリ部１０で保持する。各ケースの{（α,β,γ）,T_dis1}間を補間した値でデータベースを作成して保持してもよい。
The posture constraint condition at the time of measurement of the disturbance angular momentum and the disturbance torque T_dis1 [Nm] with respect to the three parameters (α, β, γ) are stored as one set in the
ここまで、人工衛星運用前に外乱トルクに関わるデータベースを構築する。 Up to this point, a database related to disturbance torque is constructed before satellite operation.
以降、サービス開始後について説明する。Ｓｔｅｐ２は、サービス区間終了時にサービス区間１２１で蓄積された蓄積外乱角運動量を計測する。これを打ち消すように衛星姿勢及びパドル角度を決め、非サービス区間での蓄積された蓄積外乱角運動量を開放する。人工衛星１によるサービスを開始した後、ステップ２とステップ３を繰り返し実行する。
Hereinafter, a description will be given after the service starts. Step 2 measures the accumulated disturbance angular momentum accumulated in the
サービス区間１２１においては人工衛星１によるサービスを提供する姿勢とする必要があり、この区間で太陽電池パドル２a及び２bを駆動して太陽輻射圧を受ける面積を調整し、外乱角運動量を制御するウィンドミル運用を実施しようとすると、所望の外乱角運動量を受けるような太陽電池パドル２a及び２bの駆動角度プロファイルの作成が困難である。そのためサービス区間１２１においては外乱制御を実施しない。
In the
非サービス区間１２２ではサービスに関係なく任意の姿勢を取れるため、この区間においてサービス区間１２１で蓄積した外乱角運動量を相殺できるような外乱を受ける姿勢をとる。これにより、軌道を一周回する毎に蓄積外乱角運動量を0[Nms]とすることができる。外乱姿勢計算部９において、下記の計算を実施する。
Since the non-service section 122 can take any posture regardless of the service, the non-service section 122 is subjected to a disturbance that can cancel the disturbance angular momentum accumulated in the
まず式（２）を利用して非サービス区間１２２における所望トルクT_cmp1[Nm]を計算する。つまり、サービス区間１２１終了時外乱角運動量を非サービス区間１２２の時間で除算することで、所望トルクT_cmp1[Nm]を計算する。
First, the desired torque T_cmp1 [Nm] in the non-service section 122 is calculated using Equation (2). That is, the desired torque T_cmp1 [Nm] is calculated by dividing the disturbance angular momentum at the end of the
次にＳｔｅｐ１あるいはＳｔｅｐ３の結果得られたメモリ部１０上の外乱トルクデータベースから、上記所望トルクT_cmp1[Nm]を得られる3つの姿勢パラメータ（αcmp1,βcmp1,γcmp1）を決定する。このとき、3パラメータ（αcmp1,βcmp1,γcmp1）及びＳｔｅｐ１で設定した拘束条件から、非サービス区間１２２における慣性座標系での人工衛星１の姿勢が決定される。
Next, three attitude parameters (αcmp1, βcmp1, γcmp1) for obtaining the desired torque T_cmp1 [Nm] are determined from the disturbance torque database on the
（αcmp1,βcmp1,γcmp1）のセットが複数ある場合は、何らかの条件によって決定すればよい。例えばサービス区間１２１終了時の姿勢からの姿勢変更時間が最も少なくなる姿勢、太陽電池パドルによる発生電力量が最大である姿勢等の条件を設定して決定する。決定した所望姿勢を保持するよう、非サービス区間１２２の期間中人工衛星姿勢制御部１３によって姿勢制御を実施する。これにより、非サービス区間１２２の間に、サービス区間１２１の間に蓄積された蓄積外乱角運動量をキャンセルすることができる。
When there are a plurality of sets of (αcmp1, βcmp1, γcmp1), they may be determined according to some condition. For example, conditions such as an attitude in which the attitude change time from the attitude at the end of the
Ｓｔｅｐ３では、非サービス区間終了時の外乱角運動量から、外乱トルクデータベースを更新する。Ｓｔｅｐ２にて決定した所望姿勢が非サービス区間１２２中十分に保たれていたとすると、非サービス区間１２２終了時にはリアクションホイール等の角運動量を発生する内部機器１１に蓄積している角運動量が0[Nms]となるはずである。
In Step 3, the disturbance torque database is updated from the disturbance angular momentum at the end of the non-service section. Assuming that the desired posture determined in Step 2 is sufficiently maintained during the non-service section 122, the angular momentum accumulated in the
しかし実際の（αcmp1,βcmp1,γcmp1）の姿勢における外乱トルクと外乱トルクデータベース上のトルクに差がある場合、角運動量を相殺しきれない。そこで外乱トルク計算部８においてステップ２の設定ケースにおける外乱トルクを計算し、これを用いて外乱トルクデータベースを更新する。 However, if there is a difference between the disturbance torque in the actual (αcmp1, βcmp1, γcmp1) posture and the torque on the disturbance torque database, the angular momentum cannot be offset. Therefore, the disturbance torque calculation unit 8 calculates the disturbance torque in the setting case in step 2, and updates the disturbance torque database using this.
非サービス区間１２２終了時に、実際に姿勢保持した期間Time_nst[s]及び、当該期間に変化した各軸の角運動量△Msc_nst[Nms]を角運動量センサ部１２で計測する。次に式（３）によって非サービス区間１２２における外乱トルクT_dism[Nm]を算出する。
At the end of the non-service section 122, the angular
データベースの更新は、これまでに保持していた外乱トルクデータベース｛（α,β,γ）に対するT_dis1｝に対し、計測した非サービス区間のデータ｛（αcmp1,βcmp1,γcmp1）に対するT_dism｝に重みを付けて最小二乗法等の計算によって行う。更新されたデータベースを、メモリ部１０に保持する。
The database update is based on the measured non-service section data {(αcmp1, βcmp1, γcmp1) T_dism} against the disturbance torque database {(α, β, γ)} In addition, the calculation is performed by the least square method. The updated database is held in the
尚、該当周回の外乱制御によって相殺しきれなかった残差の角運動量に関しては、図６に示すように次周回の非サービス区間１２２において、サービス区間１２１で蓄積した外乱角運動量分と併せて相殺する姿勢を決定し、制御を行う。Ｓｔｅｐ３は次周回のサービス区間１２１内で実施し、サービス区間１２１終了後からステップ２が開始される。以降、ステップ２とステップ３を毎周回繰り返す。
Note that the residual angular momentum that cannot be canceled out by the disturbance control of the corresponding lap is canceled together with the disturbance angular momentum accumulated in the
ここで図３の人工衛星搭載衛星制御器の動作を外乱トルク算出動作と制御動作に分けてまとめる。まず外乱トルクの算出動作について述べる。人工衛星１に受ける太陽輻射圧等の外乱によって生じる角運動量を補償して姿勢を安定化させるために、角運動量を発生する内部機器１１で外乱トルク由来の角運動量を相殺するような角運動量を発生させる。
Here, the operation of the satellite controller of FIG. 3 is divided into disturbance torque calculation operation and control operation. First, the disturbance torque calculation operation will be described. In order to compensate the angular momentum generated by disturbances such as solar radiation pressure received by the
この相殺角運動量は角運動量を発生する内部機器１１の角運動量変化として角運動量センサ部１２で△Msc_smp[Nms]として計測され、外乱トルク計算部８にて外乱角運動量△Msc_smp[Nms]から外乱トルクT_dis1[Nm]を算出する。外乱トルクを受けた時の衛星姿勢パラメータ(α,β,γ)と外乱トルクデータT_dis1[Nm]をデータベース化し、メモリ部１０に格納する。
This offset angular momentum is measured as ΔMsc_smp [Nms] by the angular
次に外乱制御動作について述べる。サービス区間１２１における角運動量を発生する内部機器１１の蓄積外乱角運動量△Msc_st[Nms]を角運動量センサ部１２で計測して外乱姿勢計算部９にて所望トルクT_cmp1[Nm]に変換し、外乱トルクデータベース中から非サービス区間１２２における外乱制御を行うための姿勢パラメータ（αcmp1,βcmp1,γcmp1）を計算する。算出された姿勢となるよう人工衛星姿勢制御部１３で制御を行う。
Next, the disturbance control operation will be described. The accumulated disturbance angular momentum ΔMsc_st [Nms] of the
いいかえれば、以下の通りである。角運動量を発生する内部機器１１は、人工衛星１のサービス区間１２１中に外乱角運動量を発生する。角運動量センサ部１２は、角運動量を発生する内部機器１１で発生した外乱角運動量を計測する。メモリ部１０は、人工衛星１の姿勢と、発生角運動量との関係が記憶されている。
In other words, it is as follows. The
外乱トルク演算部８は、外乱角運動量を人工衛星１の非サービス区間１２２に前発生角運動量で打ち消すための姿勢を、メモリ部１０から抽出する。姿勢制御部９は、人工衛星１の姿勢を、外乱トルク演算部８で抽出された姿勢に制御する。
The disturbance torque calculation unit 8 extracts a posture for canceling the disturbance angular momentum from the
上記では人工衛星搭載衛星制御器４上で外乱トルクデータベースの構築及び所望トルクの計算を行っていたが、地上に配置された計算機で実施してもよい。サービス区間１２１における姿勢から非サービス区間１２２における姿勢への姿勢変更時にも外乱角運動量が生じるが、これについても残差角運動量として次周回で相殺すればよい。また姿勢変更時分の角運動量を予測して式（２）の△Msc_st[Nms]に加え、所望トルクを算出してもよい。
In the above description, the disturbance torque database is constructed and the desired torque is calculated on the
また、図１では可動物として太陽電池パドル２aと２bを例示したが、トリムタブ等の他の機構を使用しても良いのは言うまでもない。その際、ステップ１における姿勢パラメータ数が3より増加するが、本質的には上記のステップを適用可能である。
Moreover, although the solar cell paddles 2a and 2b are illustrated as movable objects in FIG. 1, it goes without saying that other mechanisms such as a trim tab may be used. At this time, the number of posture parameters in
本実施形態により、人工衛星１の推薬を消費することなく簡便に角運動量を発生する内部機器１１に蓄積する角運動量を低減できる効果がある。ここで簡便とは、以下の項目を指す。(1)従来は打上前に人工衛星１の吸収率や反射率等の表面特性を計測し、太陽輻射圧外乱をモデル化していたが、本発明では必要ない。(2)また衛星表面での太陽輻射光の多重反射、表面特性の経年変化等もモデル化する必要がなく、それらをまとめた外乱トルクデータベースとして更新される。(3)人工衛星１のサービスを提供するための姿勢に対して影響なく、また簡単な数式とデータベースのみを用いて外乱を制御できる手法である
According to the present embodiment, there is an effect that the angular momentum accumulated in the
実施の形態２．
図７に実施の形態２におけるフローチャートを示す。特徴としては、人工衛星１に加わる外乱トルクの内、太陽輻射圧による外乱トルクを分離してデータベース化し、制御を実施することである。以下に各ステップについて説明する。
Embodiment 2. FIG.
FIG. 7 shows a flowchart in the second embodiment. Characteristically, the disturbance torque caused by the solar radiation pressure among the disturbance torque applied to the
Ｓｔｅｐ１は、人工衛星運用前に人工衛星とパドルを慣性座標系に固定された姿勢とし、その際の外乱角運動量を計測して外乱トルクを算出する。外乱トルクデータベースを構築する。外乱角運動量を計測するまで、実施の形態１と同様である。
外乱角運動量△Msc_smp[Nms]には、支配的な外乱要因である太陽輻射圧による外乱トルク以外に地球の重力傾斜トルク、地磁気トルク等による外乱角運動量が含まれている。太陽輻射圧による外乱トルクの算出は、計測した外乱角運動量△Msc_smp[Nms]から人工衛星数学モデルを用いて計算した同期間の重力傾斜由来の外乱角運動量Mg_smp[Nms]及び地磁気由来の外乱角運動量Mm_smp[Nms]を減ずる操作を行い、これを計測期間Time_smp[s]で除すという式（４）の操作を行うことで得られる。 Disturbance angular momentum ΔMsc_smp [Nms] includes disturbance angular momentum due to the earth's gravitational gradient torque, geomagnetic torque, and the like in addition to the disturbance torque due to solar radiation pressure, which is the dominant disturbance factor. Disturbance torque due to solar radiation pressure is calculated from the disturbance angular momentum Mg_smp [Nms] derived from the gravitational gradient of the same period calculated using the satellite mathematical model from the measured disturbance angular momentum △ Msc_smp [Nms] and the geomagnetic disturbance angle. It is obtained by performing an operation of subtracting the momentum Mm_smp [Nms] and performing an operation of equation (4) in which this is divided by the measurement period Time_smp [s].
式（４）により算出した、3パラメータ（α,β,γ）に対する太陽輻射圧による外乱トルクT_dis2[Nm]を外乱トルクデータベースとしてメモリ部１０で保持する。各ケースの（α,β,γ,T_dis2）間を補間した値でデータベースを作成して保持してもよい。
Disturbance torque T_dis2 [Nm] due to the solar radiation pressure with respect to the three parameters (α, β, γ) calculated by Expression (4) is held in the
Ｓｔｅｐ２は、サービス区間終了時に蓄積外乱角運動量を計測する。これを打ち消すように衛星姿勢及びパドル角度を決め、非サービス区間での衛星運用を実施する 。人工衛星１によるサービスを開始した後、Ｓｔｅｐ２とＳｔｅｐ３を繰り返し実行する。
Step 2 measures the accumulated disturbance angular momentum at the end of the service section. The satellite attitude and paddle angle are determined so as to cancel this, and the satellite operation is performed in the non-service section. After the service by the
サービス区間１２１においては人工衛星１によるサービスを提供する姿勢とする必要があり、この区間で太陽電池パドル２a及び２bを駆動して太陽輻射圧を受ける面積を調整し、外乱角運動量を制御するウィンドミル運用を実施しようとすると、所望の外乱角運動量を受けるような太陽電池パドル２a及び２bの駆動角度プロファイルの作成が困難である。
In the
そのためサービス区間１２１においては外乱制御を実施しない。非サービス区間１２２ではサービスに関係なく任意の姿勢を取れるため、この区間において適切な姿勢を取り、その姿勢で受ける太陽輻射圧に起因する外乱トルクを用いてサービス区間１２１で蓄積した角運動量を相殺し、制御を行う方針とする。
Therefore, disturbance control is not performed in the
なお、実施の形態１では太陽輻射圧による外乱トルク以外にも地球の重力傾斜による外乱トルクと地磁気による外乱トルク等を含めて外乱トルクと定義し、計測及び制御に使用したが、本形態では太陽輻射圧による外乱のみを分離してデータベース化し、制御を行う。 In the first embodiment, the disturbance torque including the disturbance torque due to the earth's gravitational inclination and the disturbance torque due to the geomagnetism is defined in addition to the disturbance torque due to the solar radiation pressure, and used for measurement and control. Only disturbances due to radiation pressure are separated into a database and controlled.
この方針のもと、まず式（５）を利用して非サービス区間１２２における所望トルク、つまり受けるべき太陽輻射圧による所望トルクを計算する。サービス区間１２１で蓄積した角運動量△Msc_st[Nm]に、人工衛星モデルより算出した非サービス区間１２２における地球の重力傾斜による外乱角運動量Mg_nst[Nms]と地磁気による外乱角運動量Mm_nst[Nms]を加え、非サービス区間１２２の時間Time_nst[s]で除している。ここで地球の重力傾斜による外乱角運動量Mg_nst[Nms]と地磁気による外乱角運動量Mm_nst[Nms]は人工衛星１の姿勢プロファイルが必要であり、非サービス区間１２２における姿勢は決定していないため、前周回における衛星姿勢を用いて算出する。これにより所望トルクT_cmp2[Nm]を決定する
Under this policy, first, the desired torque in the non-service section 122, that is, the desired torque due to the solar radiation pressure to be received is calculated using the equation (5). To the angular momentum ΔMsc_st [Nm] accumulated in the
次にＳｔｅｐ１あるいはＳｔｅｐ３の結果得られたメモリ部１０上の外乱トルクデータベースから、上記所望トルクT_cmp2[Nm]を得られる3パラメータ（αcmp2,βcmp2,γcmp2）を決定する。このとき、（αcmp2,βcmp2,γcmp2）及びＳｔｅｐ１で設定した拘束条件から慣性座標系における人工衛星１の姿勢が決定される。
Next, three parameters (αcmp2, βcmp2, γcmp2) for obtaining the desired torque T_cmp2 [Nm] are determined from the disturbance torque database on the
（αcmp2,βcmp2,γcmp2）のセットが複数ある場合は、何らかの条件によって決定すればよい。例えばサービス区間１２１終了時の姿勢からの姿勢変更時間が最も少なくなる姿勢、太陽電池パドルによる発生電力量が最大である姿勢等の条件を設定して決定する。決定した所望姿勢を保持するよう、非サービス区間１２２の期間中人工衛星姿勢制御部１３によって姿勢制御を実施する。
When there are a plurality of sets of (αcmp2, βcmp2, γcmp2), they may be determined according to some condition. For example, conditions such as an attitude in which the attitude change time from the attitude at the end of the
非サービス区間終了時の外乱計測データからに外乱トルクデータベースを更新する。本ステップは実施の形態１と同一の内容である。本実施の形態により、実施の形態１における利点に加えて下記の効果がある。 The disturbance torque database is updated from the disturbance measurement data at the end of the non-service section. This step has the same contents as in the first embodiment. In addition to the advantages of the first embodiment, the present embodiment has the following effects.
太陽輻射圧による外乱トルクは地球と人工衛星１との位置・姿勢関係に依存しない項目であるため、データベース上の外乱トルクと外乱制御を実施する区間における外乱トルクの差異が実施の形態１より小さくなる。これにより非サービス区間１２２における外乱制御がより正確となる。
Since the disturbance torque due to solar radiation pressure is an item that does not depend on the position / posture relationship between the earth and the
１ 人工衛星、２a、２b 太陽電池パドル、３a、３b アンテナ、４ 人工衛星搭載衛星制御器、５ 衛星座標系Ｘsc軸、６ 衛星座標系Ｙsc軸、７ 衛星座標系Ｚsc軸、８ 人工衛星に対する外乱トルク計算部、９ 外乱制御を行うための姿勢計算部、１０ メモリ部、１１ 角運動量を発生する内部機器、１２ 角運動量センサ部、１３ 人工衛星姿勢制御部、１４ 衛星座標系太陽方位角α、１５ 衛星座標系太陽仰角β、１６ パドル角度γ、１７ 太陽方向、１８ 太陽、１２０ 人工衛星軌道、１２１ サービス区間、１２２ 非サービス区間。 1 artificial satellite, 2a, 2b solar battery paddle, 3a, 3b antenna, 4 satellite-mounted satellite controller, 5 satellite coordinate system Xsc axis, 6 satellite coordinate system Ysc axis, 7 satellite coordinate system Zsc axis, 8 disturbance to artificial satellite Torque calculation unit, 9 attitude calculation unit for performing disturbance control, 10 memory unit, 11 internal device for generating angular momentum, 12 angular momentum sensor unit, 13 artificial satellite attitude control unit, 14 satellite coordinate system sun azimuth α 15 satellite coordinate system sun elevation angle β, 16 paddle angle γ, 17 sun direction, 18 sun, 120 satellite orbit, 121 service section, 122 non-service section.
Claims (4)
前記内部機器で発生した外乱角運動量を計測する角運動量センサ部と、
衛星の姿勢と、発生角運動量との関係が記憶されているメモリ部と、
前記外乱角運動量を衛星の非サービス期間に前発生角運動量で打ち消すための姿勢を、前記メモリ部から抽出する外乱トルク演算部と、
衛星の姿勢を、前記外乱トルク演算部で抽出された姿勢に制御する姿勢制御部と、を備える人工衛星。 Internal equipment that generates disturbance angular momentum during the service period of the satellite,
An angular momentum sensor unit for measuring the disturbance angular momentum generated in the internal device;
A memory unit storing the relationship between the attitude of the satellite and the generated angular momentum;
A disturbance torque calculation unit that extracts from the memory unit a posture for canceling the disturbance angular momentum with a previously generated angular momentum during a non-service period of the satellite;
An artificial satellite comprising: an attitude control unit that controls the attitude of the satellite to the attitude extracted by the disturbance torque calculation unit.
（ａ）サービス期間中に発生した外乱運動量を計測するステップ
（ｂ）外乱運動量をキャンセルするための衛星姿勢を演算するステップ
（ｃ）非サービス期間中に前記演算された衛星姿勢に衛星を制御するステップ A disturbance canceling method for canceling the disturbance angular momentum during the satellite service period in the following steps (a) to (c).
(A) Step of measuring disturbance momentum generated during service period (b) Step of calculating satellite attitude for canceling disturbance momentum (c) Controlling the satellite to the calculated satellite attitude during non-service period Step
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104828261A (en) * | 2015-04-30 | 2015-08-12 | 北京控制工程研究所 | Angular momentum unloading method of small-sized momentum wheel |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001502272A (en) * | 1996-10-16 | 2001-02-20 | スペース システムズ／ローラル インコーポレイテッド | Autonomous solar radiation torque management |
| US6318676B1 (en) * | 2000-01-10 | 2001-11-20 | Space Systems/Loral, Inc. | Equatorial-normal body-stabilized spacecraft and control method for inclined orbit operation |
| US20050049764A1 (en) * | 2003-08-26 | 2005-03-03 | The Boeing Company | Momentum estimator for on-station momentum control |
-
2006
- 2006-02-15 JP JP2006037586A patent/JP2007216750A/en active Pending
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001502272A (en) * | 1996-10-16 | 2001-02-20 | スペース システムズ／ローラル インコーポレイテッド | Autonomous solar radiation torque management |
| US6318676B1 (en) * | 2000-01-10 | 2001-11-20 | Space Systems/Loral, Inc. | Equatorial-normal body-stabilized spacecraft and control method for inclined orbit operation |
| US20050049764A1 (en) * | 2003-08-26 | 2005-03-03 | The Boeing Company | Momentum estimator for on-station momentum control |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104828261A (en) * | 2015-04-30 | 2015-08-12 | 北京控制工程研究所 | Angular momentum unloading method of small-sized momentum wheel |
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