JP2009227019A - Program, method, and apparatus for generating semi-zenith satellite control plan - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、人工衛星の軌道制御技術に関し、より詳しくは人工衛星の追跡管制における軌道保持制御技術に関する。 The present invention relates to an orbit control technique for an artificial satellite, and more particularly to an orbit maintenance control technique for tracking control of an artificial satellite.
まず図１Ａ乃至図５を用いて、人工衛星の軌道制御の基本的事項について説明する。図１Ａには、地球１０００と、人工衛星の軌道１００２とが示されている。ここで、地球１０００の中心を通り且つ軌道１００２上の２点を結ぶ線分であってその長さが最大となる線分の端点のうち地球１０００に近い方の点をペリジ点と呼び、遠い方の点をアポジ点と呼ぶ。地球１０００の中心とペリジ点との距離はペリジ半径と呼ばれ、地球１０００の中心とアポジ点との距離はアポジ半径と呼ばれる。また、軌道長半径ａは上記線分の長さの半分である。すなわち、上記線分の長さは軌道長半径ａの２倍となっている。さらに、離心率をｅとすると、アポジ半径はａ×（１＋ｅ）で算出され、ペリジ半径はａ×（１−ｅ）で算出される。なお、地球１０００の中心からペリジ点に向かう長さｅのベクトルをｅベクトル（離心率ベクトル）と呼ぶ。
First, basic items for orbit control of an artificial satellite will be described with reference to FIGS. 1A to 5. FIG. 1A shows an
また、図１Ｂに３次元的に示すように、人工衛星が地球１０００の赤道面を下から上に突き抜ける点を昇交点と呼び、軌道１００２の面と赤道面とが成す角度を軌道傾斜角ｉと呼ぶ。また、地球１０００の春分点を基準として、地球１０００の中心と昇交点とを結ぶ直線の角度を昇交点赤経Ωと呼ぶ。また、地球１０００の中心と昇交点とを結ぶ直線とｅベクトルとが成す角度を近地点引数ωと呼ぶ。さらにｅベクトルと、人工衛星１００４と地球１０００の中心を結ぶ直線とが成す角度を真近点離角ｆと呼ぶ。
Further, as shown in FIG. 1B in a three-dimensional manner, the point at which the artificial satellite penetrates the equator plane of the
人工衛星の軌道には、地球の非球状効果、太陽や月の引力など、さまざまな外乱（摂動）が作用するので、目的とする軌道状態を保持するためには摂動を打ち消す軌道保持制御を定期的に実施する必要がある。軌道保持制御は、軌道面、すなわち軌道傾斜角ｉと昇交点赤経Ω を補正する軌道面制御と、軌道の形、すなわち軌道長半径ａと離心率ｅと近地点引数ωを補正する軌道面内制御に分けられる。通常、離心率ｅと近地点引数ωの代わりにｅベクトルの表現を用いる。なお、ｅベクトル＝（ξ，η）＝（ｅ・cosω，ｅ・sinω）である。 Since various disturbances (perturbations) such as the Earth's non-spherical effect and the attractive force of the sun and the moon act on the orbit of the satellite, orbit maintenance control that cancels the perturbation is regularly performed to maintain the target orbital state. Need to be implemented. The trajectory holding control includes the trajectory plane, that is, the trajectory plane control that corrects the trajectory inclination angle i and the ascending point red longitude Ω, and the trajectory shape, ie, the trajectory length radius a, the eccentricity e, and the near-point argument ω. Divided into control. Usually, the expression of the e vector is used in place of the eccentricity e and the near point argument ω. Note that e vector = (ξ, η) = (e · cos ω, e · sin ω).
軌道制御とは、人工衛星に搭載された推進系によって、所定の方向に速度ベクトルを付加することにより、軌道パラメータを変化させることである。また、どのような速度ベクトルを、いつ又はどこで付加すべきかを決定するのが軌道制御計画である。 Orbit control is changing orbital parameters by adding a velocity vector in a predetermined direction by a propulsion system mounted on an artificial satellite. It is the trajectory control plan that determines when or where the velocity vector should be added.
ここで軌道面内制御に必要な軌道長半径ａの制御は、軌道１００２の接線（tangential）方向に速度ベクトルを付与する、すなわち加速又は減速することで可能であり、円軌道に近い場合には制御実施位置は特に制限されない。一方、ｅベクトルの制御は、制御実施位置と、付加する速度ベクトルの方向とを考慮して行わなければならない。図２に示すように、人工衛星が真近点離角ｆに位置するとすると、（１）方向に速度ベクトルΔＶを設定するとｅベクトルは（１ａ）方向に変化し、（２）方向に速度ベクトルΔＶを設定するとｅベクトルは（２ａ）方向に変化し、（３）方向に速度ベクトルΔＶを設定するとｅベクトルは（３ａ）方向に変化し、（４）方向に速度ベクトルΔＶを設定するとｅベクトルは（４ａ）方向に変化する。すなわち、付加する速度ベクトルΔＶ に対して、時計回りに９０°回転させた方向にｅベクトルは変化する。
Here, the control of the trajectory length radius a necessary for the in-plane control is possible by giving a velocity vector in the tangential direction of the
準天頂軌道は１９９０年台に考案された軌道で以下の特徴を持つ。
・静止軌道と同じように軌道周期は地球自転と同期
・軌道傾斜角が日本の緯度と同じくらい
静止軌道では日本付近（北緯３５度）からの仰角はせいぜい５０°であるが、準天頂軌道は日本の天頂付近を通過するので、都市部のビルの谷間や山間部のように、周囲の視界が開けていない地域でも可視性が良いことを狙ったものである。当然、２４時間、四六時中天頂付近にあるわけではないので、複数衛星を配置することにより、次から次へと天頂付近に衛星が滞在するような複数衛星のコンステレーションを組まなければならない。
The quasi-zenith orbit was devised in the 1990s and has the following characteristics.
・ As with geosynchronous orbits, the orbital period is synchronized with the earth rotation. ・ Orbital tilt angle is about the same as the latitude of Japan. Since it passes near the zenith in Japan, it aims to have good visibility even in areas where the surrounding field of view is not open, such as valleys and mountainous areas of urban buildings. Of course, it is not always near the zenith for 24 hours, so by arranging multiple satellites, you must construct a constellation of multiple satellites so that the satellites stay near the zenith from one to the next. .
現在設計されている準天頂衛星の傾斜角は４０乃至５０°である。この軌道傾斜角のため、静止衛星と同じ地球自転同期軌道であっても、地上軌跡は南北と東西に変動し、図３に示すように、８の字を描く。図３（ａ）は、ｅ＝０すなわち円軌道の場合を示しており、図３（ｂ）は、ｅ＝０．０９９の場合を示しており、図３（ｃ）は、ｅ＝０．２８５の場合を示す。 The tilt angle of the currently designed quasi-zenith satellite is 40-50 °. Due to this orbital inclination, the ground trajectory fluctuates from north to south and from east to west even in the same earth-synchronous orbit as a geostationary satellite, and the figure 8 is drawn as shown in FIG. 3A shows the case of e = 0, that is, a circular orbit, FIG. 3B shows the case of e = 0.099, and FIG. 3C shows the case of e = 0. The case of 285 is shown.
準天頂衛星の軌道保持制御は、中心経度（図３に示すような８の字の交差点）と８の字の形を保持することを目的として実施される。中心経度は、軌道長半径が地球の非球状効果で増大することにより変動する。中心経度と軌道長半径が２次関数の関係になることを利用し、軌道長半径を適切な周期で減少させてやることにより、中心経度を所定範囲に保持することができる。すなわち、図４において、縦軸を軌道長半径ａとし、横軸を中心経度λとする。そして、制御前の軌道長半径ａbから、ΔＶだけ軌道長半径を減少させて軌道長半径の制御目標値ａtまで軌道長半径を変化させるものとする。その後準天頂衛星が制御無しで運用されると、ΔＴm後には、２次曲線１１０１を経て星印で示す位置まで軌道長半径及び中心経度の組み合わせは変化する。このような変化を前提として、中心経度の保持範囲内に中心経度λが収まるようにΔＶを決定しなければならない。この考え方は静止衛星の直下点経度保持と同じである。
The orbit maintenance control of the quasi-zenith satellite is performed for the purpose of maintaining the center longitude (the intersection of the figure 8 as shown in FIG. 3) and the figure of figure 8. The central longitude varies as the orbital length radius increases due to the non-spherical effect of the earth. By utilizing the fact that the center longitude and the orbital length radius are in the form of a quadratic function, the central longitude can be maintained within a predetermined range by decreasing the orbital length radius at an appropriate period. That is, in FIG. 4, the vertical axis is the trajectory length radius a, and the horizontal axis is the center longitude λ. Then, the semimajor axis a b of the pre-control, and one that changes the ΔV only semi-major radius reduces semimajor until the control target value a t the semimajor axis. Thereafter, when the quasi-zenith satellite is operated without control, after ΔTm, the combination of the orbital length radius and the central longitude changes to a position indicated by an asterisk through the
８の字の形は軌道傾斜角とｅベクトルに依存するが、現在想定されている準天頂衛星では軌道傾斜角の変動はミッションに重大な支障を及ぼさないため、ｅベクトルの保持が問題になる。準天頂軌道のｅベクトルは、地球の非球状効果、太陽／月引力により極めて複雑な変動を示す。また、変動の大きさも静止軌道に比べると一桁以上大きい。この変動を打ち消すようなｅベクトルの補正を与えることにより、ｅベクトルを保持する。 The shape of figure 8 depends on the orbit tilt angle and the e vector, but in the currently assumed quasi-zenith satellite, the fluctuation of the orbit tilt angle does not seriously affect the mission, so the maintenance of the e vector becomes a problem. . The e-vector of the quasi-zenith orbit shows extremely complex fluctuations due to the earth's non-spherical effect, the sun / moon attraction. Also, the magnitude of the fluctuation is more than an order of magnitude larger than that of the geostationary orbit. The e-vector is retained by applying correction of the e-vector so as to cancel out this fluctuation.
ｅベクトルの制御は、制御実施場所と付加する速度ベクトルの方向によって、ｅベクトルが図３のように変化することに基づいて実施される。ここで、tangential方向ΔＶの方がradial方向ΔＶに比べてｅベクトルの変化は２倍、すなわち制御効率が良いことがポイントとなる。 The control of the e vector is performed based on the change of the e vector as shown in FIG. 3 depending on the control execution place and the direction of the added velocity vector. Here, the change in the e-vector is twice in the tangential direction ΔV compared to the radial direction ΔV, that is, the control efficiency is good.
従来、静止衛星等で行われている軌道面内保持制御は、軌道長半径ａを制御するためのtangential方向ΔＶでｅベクトルを同時に制御する方式である。軌道長半径ａの制御に必要なΔＶaとｅベクトル制御に必要なΔＶeの大きさは通常異なるので、両者の辻褄を合わせるため、２つのΔＶに分けて制御を実施する方式（２パートマヌーバ方式）がある。軌道上の制御実施位置はｅベクトルを補正すべき方向で決まる。２パートの場合は、軌道上の位相が１８０°離れた２地点で制御を実施することになる。 Conventionally, in-orbit plane holding control performed by a geostationary satellite or the like is a method of simultaneously controlling the e vector in a tangential direction ΔV for controlling the orbital length radius a. Since ΔVa required for controlling the orbital length radius a and ΔVe required for e-vector control are usually different, the control is divided into two ΔVs in order to match the two differences (two-part maneuver method). There is. The control execution position on the trajectory is determined by the direction in which the e vector should be corrected. In the case of two parts, control is performed at two points whose phases on the orbit are 180 ° apart.
ところで準天頂軌道は、静止軌道と同じ周期（すなわち２４時間）で、日本上空通過時に天頂に位置するよう軌道傾斜角を４０°乃至５０°として設計された軌道である。離心率ｅは０．１程度で、アポジ点が天頂に位置する。準天頂衛星システムは、このような軌道の昇交点赤経Ωを等間隔に配した複数の人工衛星で構成され、３機構成の場合を図５に示す。図５は、３機構成の準天頂軌道を北極上空から見た図である。人工衛星ＳＡＴ１の昇交点赤経Ω1、人工衛星ＳＡＴ２の昇交点赤経Ω2及び人工衛星ＳＡＴ３の昇交点赤経Ω3は１２０°間隔で配置される。なお、矢印１０１４は地球１０００の自転方向である。
By the way, the quasi-zenith orbit is an orbit designed with an inclination angle of 40 ° to 50 ° so as to be positioned at the zenith when passing over Japan with the same period as that of the geostationary orbit (that is, 24 hours). The eccentricity e is about 0.1, and the apogee point is located at the zenith. The quasi-zenith satellite system is composed of a plurality of artificial satellites in which the ascending intersections of the orbits in the orbit are arranged at equal intervals, and FIG. FIG. 5 is a view of the quasi-zenith orbit with three aircraft as viewed from above the North Pole. The rising intersection red longitude Ω1 of the artificial satellite SAT1, the rising intersection red longitude Ω2 of the artificial satellite SAT2, and the rising intersection red longitude Ω3 of the artificial satellite SAT3 are arranged at intervals of 120 °. Note that the arrow 1014 is the rotation direction of the
そして、人工衛星ＳＡＴ１の軌道１０１１のアポジ点通過時を中心とする８時間（真近点離角ｆについては１２０°から２４０°）であって太線で示された部分、人工衛星ＳＡＴ２の軌道１０１２のアポジ点通過時を中心とする８時間であって太線で示された部分、及び人工衛星ＳＡＴ３の軌道１０１３のアポジ点通過時を中心とする８時間であって太線で示された部分がそれぞれサービス時間帯（＝ミッション運用時間帯）である。
Then, the portion indicated by a bold line for 8 hours centering on the passage of the apogee point of the
軌道保持制御は衛星のミッション（通信、測位、観測等）への影響が大きいので、軌道制御実施中はミッションを制約せざるを得ない場合がある。従って、準天頂軌道のサービス時間帯（φ：３０°〜１５０°）では、軌道制御実施を避けるべきである。 Since orbit maintenance control has a large impact on satellite missions (communication, positioning, observation, etc.), there are cases where the missions must be constrained during orbit control. Therefore, orbit control should be avoided in the service time zone (φ: 30 ° to 150 °) of the quasi-zenith orbit.
現状想定されている準天頂衛星では、軌道制御実施範囲は南半球に限定される。軌道制御実施前後の姿勢制御時間等も考慮すると、実際に軌道制御実施可能な範囲はφについて１８７°〜３５３°となる。 In the currently assumed quasi-zenith satellite, the orbit control range is limited to the Southern Hemisphere. Considering the attitude control time before and after the execution of the orbit control, the range in which the orbit control can actually be performed is 187 ° to 353 ° for φ.
また、軌道面内保持制御の実施頻度は年２回程度が予定されているが、この間に実施されるアンローディング（アンローディングとは衛星姿勢をコントロールするホイール角運動量をリセットするために行うスラスタ噴射であり、軌道に影響を及ぼす場合が多い）による外乱ΔＶが無視できない大きさとなる。さらに、スラスタ取り付け方向のずれにより軌道面内制御時にtangential方向以外のΔＶが発生する。これらの軌道長半径、ｅベクトルへの影響を考慮して制御計画を作成する必要がある。 In addition, the frequency of in-plane holding control is scheduled to be about twice a year. During this time, unloading (unloading is a thruster injection performed to reset the wheel angular momentum that controls the satellite attitude. Therefore, the disturbance ΔV due to the fact that the trajectory is often affected) is not negligible. Furthermore, ΔV other than the tangential direction is generated during the in-track control due to the displacement of the thruster mounting direction. It is necessary to create a control plan in consideration of the influence on the trajectory length radius and e-vector.
準天頂軌道の軌道長半径とｅベクトルを同時に制御するためには２パートマヌーバが必要なのだが、軌道制御実施可能範囲が１８０°に満たないため、従来の面内保持方式では対応できない。 A two-part maneuver is required to control the orbital radius and e-vector of the quasi-zenith orbit at the same time, but the orbit control feasible range is less than 180 °, so it cannot be handled by the conventional in-plane holding method.
準天頂衛星の軌道制御に関しては、特開２００５−９６７０２号公報には、軌道制御実施位置が限定された場合の軌道長半径ａとｅベクトルを補正する方式が開示されている。具体的には、radial方向ΔＶでｅベクトルを、tangential方向ΔＶでａを補正する制御を基本としている。しかしながら、上で述べたように、radial方向ΔＶでｅベクトルを補正するので、制御量が増加して効率が低くなってしまう。
従って、本発明の目的は、制御実施可能範囲が限定されている状況において、摂動や外乱の影響を考慮してできるだけ効率的な軌道面内保持制御計画を立案するための技術を提供することである。 Therefore, an object of the present invention is to provide a technique for creating an in-plane holding control plan that is as efficient as possible in consideration of the influence of perturbations and disturbances in a situation where the control feasible range is limited. is there.
本発明は、準天頂衛星の軌道を所定の範囲に保持するための制御計画を生成する制御計画生成方法であり、中心経度が次回制御実施時において指定の目標中心経度になるように、今回制御実施時点における軌道長半径に対する、軌道長半径目標制御量を近似的に算出するステップと、今回制御実施時における離心率ベクトル（ｅベクトル）を摂動の影響を考慮した形で次回制御実施時まで軌道伝播することにより得られる前記離心率ベクトルの変化に基づき、離心率ベクトルの制御量を算出するステップと、軌道長半径目標制御量及び離心率ベクトルの制御量と、制御実施可能期間における３つの制御実施緯度と、各制御実施緯度における軌道接線方向の制御量との関係を表す３元連立方程式を解くことにより、軌道接線方向の制御量の初期値を算出するステップと、外乱要素の影響を考慮して次回制御実施時まで軌道伝播することにより算出される中心経度ずれ並びに軌道長半径の差分及び離心率ベクトルの差分を所定レベル以下になるように、軌道接線方向の制御量の初期値を補正する補正ステップとを含む。 The present invention is a control plan generation method for generating a control plan for maintaining the orbit of a quasi-zenith satellite in a predetermined range, and this control is performed so that the center longitude becomes a specified target center longitude at the next control execution time. Approximate calculation of trajectory length radius target control amount with respect to the trajectory length radius at the time of execution and the eccentricity vector (e vector) at the time of the current control in consideration of the influence of perturbation until the next control execution A step of calculating a control amount of the eccentricity vector based on a change in the eccentricity vector obtained by propagation, a control amount of the trajectory length radius target control amount and the eccentricity vector, and three controls in the control feasible period By solving a ternary simultaneous equation representing the relationship between the effective latitude and the control amount in the orbit tangent direction at each control latitude, the initial control amount in the orbit tangent direction is solved. In consideration of the influence of disturbance factors, the difference between the central longitude and the orbital length radius and the eccentricity vector calculated by propagating the trajectory until the next control will be reduced to a predetermined level or less. And a correction step of correcting the initial value of the control amount in the trajectory tangent direction.
このような処理を行うことによって、軌道接線方向に適切に制御を行うことができるようになる。すなわち、効率良く軌道面内保持制御を行うことができる。 By performing such processing, it becomes possible to appropriately control in the tangential direction of the track. That is, the in-track holding control can be performed efficiently.
上で述べた補正ステップが、アンローディング外乱の影響を考慮して次回制御実施時まで軌道伝播することにより実現中心経度を算出し、当該実現中心経度と目標中心経度との差が第１の所定レベル以下となるように、軌道接線方向の制御量の初期値を補正するステップと、準天頂衛星のスラスタ取り付け方向のずれの影響を考慮して次回制御時まで軌道伝播することにより実現軌道長半径及び実現離心率ベクトルを算出し、実現軌道長半径から得られる軌道長半径についての差分及び実現離心率ベクトルから得られる離心率ベクトルの差分が第２の所定レベル以下となるように、補正された軌道接線方向の制御量の初期値をさらに補正するステップとを含むようにしてもよい。このように２つのステップに分けることにより、適切に軌道接線方向の制御量を補正することができるようになる。 The correction step described above calculates the real center longitude by propagating the trajectory until the next control execution in consideration of the influence of the unloading disturbance, and the difference between the real center longitude and the target center longitude is a first predetermined value. Orbital length radius realized by correcting the initial value of the control amount in the orbital tangential direction so that it is below the level, and orbital propagation until the next control in consideration of the effect of deviation in the thruster mounting direction of the quasi-zenith satellite And the realized eccentricity vector is calculated and corrected so that the difference in the orbital length radius obtained from the realized orbital length radius and the difference in the eccentricity vector obtained from the realized eccentricity vector are equal to or lower than the second predetermined level. And a step of further correcting the initial value of the control amount in the track tangent direction. By dividing into two steps as described above, the control amount in the orbital direction can be corrected appropriately.
なお、上記方法は、コンピュータと当該コンピュータによって実行されるプログラムとの組み合わせにて実行される場合があり、当該プログラムは、例えばフレキシブルディスク、ＣＤ−ＲＯＭ、光磁気ディスク、半導体メモリ、ハードディスク等の記憶媒体又は記憶装置に格納される。また、ネットワークなどを介してデジタル信号として配信される場合もある。尚、中間的な処理結果はメインメモリ等の記憶装置に一時保管される。 The above method may be executed by a combination of a computer and a program executed by the computer, and the program is stored in, for example, a flexible disk, a CD-ROM, a magneto-optical disk, a semiconductor memory, a hard disk, or the like. Stored in a medium or storage device. Moreover, it may be distributed as a digital signal via a network or the like. The intermediate processing result is temporarily stored in a storage device such as a main memory.
本発明によれば、制御実施可能範囲が限定されている状況において、摂動や外乱の影響を考慮してできるだけ効率的な軌道面内保持制御計画を立案できるようになる。 According to the present invention, in a situation where the control feasible range is limited, it becomes possible to formulate an in-plane maintaining control plan that is as efficient as possible in consideration of the influence of perturbation and disturbance.
本発明の一実施の形態に係る、準天頂衛星の軌道面内保持制御計画装置の機能ブロック図を図６に示す。軌道面内保持制御計画装置１００は、周知の軌道決定装置２００が算出する初期軌道要素のデータを格納する初期軌道要素格納部２０１と、周知の制御管制系システム２０２が算出するアンローディングΔＶのデータを格納するアンローディングΔＶデータ格納部２０３とを参照するようになっている。また、軌道面内保持制御計画装置１００は、ユーザから所定のパラメータの値の入力を受け付けるデータ入力部１０２と、データ入力部１０２によって入力されたデータを格納する入力データ格納部１０３と、各種パラメータの値を格納するパラメータ格納部１０５と、初期軌道要素格納部２０１と入力データ格納部１０３とパラメータ格納部１０５とに格納されているデータを用いて軌道長半径目標値及び軌道長半径制御量を算出する軌道長半径算出処理部１０１と、軌道長半径算出処理部１０１によって算出されたデータを格納する軌道長半径データ格納部１０４と、アンローディングΔＶデータ格納部２０３などのデータを用いて周知の軌道伝播処理を実施する軌道伝播処理部１０６と、軌道伝播処理部１０６の処理結果を格納する軌道伝播結果データ格納部１０７と、初期軌道要素格納部２０１と入力データ格納部１０３と軌道伝播結果データ格納部１０７とに格納されたデータを用いてｅベクトルの制御目標値及び制御量を算出するｅベクトル算出処理部１０８と、ｅベクトル算出処理部１０８の処理結果を格納するｅベクトルデータ格納部１０９と、入力データ格納部１０３とｅベクトルデータ格納部１０９と軌道長半径データ格納部１０４とに格納されているデータを用いて３パートマヌーバの計画値を算出する３パートマヌーバ計画値算出部１１０と、３パートマヌーバ計画値算出部１１０による処理結果を格納する計画値格納部１１１と、中心経度ずれによる制御目標値等の修正などを実施する第１補正処理部１１２と、スラスタ取り付け方向のずれによるピッチ・ヨー方向の速度ベクトルを考慮して制御目標値等の修正を行う第２補正処理部１１３と、計画値格納部１１１に格納される最終的な制御計画値などを出力する出力部１１４とを有する。
FIG. 6 shows a functional block diagram of the in-plane maintenance control planning device for the quasi-zenith satellite according to one embodiment of the present invention. The track in-plane maintenance
軌道伝播処理部１０６は、以下で述べる複数のケースの各々に応じた軌道伝播処理を実施する。従って、各々のケースに必要なデータを、図６に示した各データ格納部から読み出して軌道伝播処理を実施する。また、第１補正処理部１１２は、軌道長半径データ格納部１０４と軌道伝播結果データ格納部１０７とパラメータ格納部１０５と入力データ格納部１０３とに格納されたデータを用いて処理を行い、処理結果を軌道長半径データ格納部１０４に格納すると共に、必要な場合には３パートマヌーバ計画値算出部１１０に処理を実施するように命ずる。また、第２補正処理部１１３は、軌道長半径データ格納部１０４とｅベクトルデータ格納部１０９と軌道伝播結果データ格納部１０７とに格納されたデータを用いて処理を行い、処理結果を軌道長半径データ格納部１０４とｅベクトルデータ格納部１０９とに格納すると共に、必要な場合には３パートマヌーバ計画値算出部１１０に処理を実施するように命ずる。
The orbit
次に、図７乃至図３０を用いて図６に示した軌道面内保持制御計画装置１００の処理内容について説明する。まず、軌道長半径算出処理部１０１は、初期軌道要素格納部２０１と入力データ格納部１０３とパラメータ格納部１０５とに格納されているデータを用いて、軌道長半径制御目標値及び軌道長半径目標制御量を算出し、軌道長半径データ格納部１０４に格納する（ステップＳ１）。
Next, processing contents of the in-track surface holding
静止軌道と同様に、地球重力ポテンシャルの非球状成分により軌道長半径は永年摂動を受ける。この永年摂動によって東経１３５°付近では、軌道長半径は増加する。これにより中心経度が変化するが、軌道長半径と中心経度がほぼ２次式の関係であることから、静止衛星の東西方向保持と同様の考え方に基づき、一定期間毎に減速制御を行うことにより中心経度を保持する。以下では、次回制御までの期間ΔＴmと目標中心経度λtから、ΔＴm後に中心経度がλtとなるように制御目標軌道長半径ａt及び軌道長半径目標制御量Δａvを算出する。 Similar to geosynchronous orbits, the orbital length radius is perturbed by the non-spherical component of the Earth's gravitational potential. Due to this perennial perturbation, the orbital radius increases around 135 ° east longitude. As a result, the center longitude changes. However, since the orbital length radius and the center longitude are approximately quadratic, the deceleration control is performed at regular intervals based on the same concept as the maintenance of geostationary satellites in the east-west direction. Holds the center longitude. Hereinafter, the period ΔTm and the target center longitude .lamda.t until the next control center longitude after ΔTm calculates the control target semi-major axis a t and semimajor target control amount .DELTA.a v such that .lamda.t.
本実施の形態では、初期軌道要素格納部２０１には、制御実施日の初期軌道長半径ａbが格納されている。また、ユーザは、データ入力部１０２に対して、次回制御までの予定期間ΔＴm、ΔＴm後の目標中心経度λt、及び摂動モデルから算出される軌道長半径変化率ａｄｏｔを入力し、これらのデータは入力データ格納部１０３に格納される。さらに、パラメータ格納部１０５には、ミッション軌道における平均軌道長半径ａ0、及びミッション軌道における平均運動ｎ0が格納されている。
In the present embodiment, the initial trajectory
ここで、任意時刻における経度λと軌道長半径ａとの関係は、以下のとおりである。
λ＝−（３ｎ0／４ａ0・ａｄｏｔ）Δａ2＋λ0 （１）
ここで、Ｋa＝３ｎ0／４ａ0・ａｄｏｔ （２）
とする。また、Δａは平均軌道長半径である基準値ａ0からのずれで、Δａ＝０の時、λ＝λ0である。
Here, the relationship between the longitude λ and the orbital radius a at an arbitrary time is as follows.
λ = − (3n 0 / 4a 0 · adot) Δa 2 + λ 0 (1)
Here, Ka = 3n 0 / 4a 0 · adot (2)
And Δa is a deviation from the reference value a 0 which is an average orbital length radius. When Δa = 0, λ = λ 0 .
制御実施直後の状態（軌道長半径制御量，中心経度）は、
（Δａt，λb） （３）
であり、ΔＴm後の状態は、
（Δａ(ΔＴm)，λt） （４）
とする。但し、Δａ(ΔＴm)＝Δａt＋ａｄｏｔ×ΔＴm （５）
とする。
The state (orbital radius control amount, center longitude) immediately after the execution of control is
(Δat, λb) (3)
The state after ΔTm is
(Δa (ΔTm), λt) (4)
And However, Δa (ΔTm) = Δa t + adot × ΔTm (5)
And
このとき、（３）式及び（４）式を（１）式に入力すると、以下のようになる。
λb＝−Ｋa・Δａt 2＋λ0 （６）
λt＝−Ｋa・（Δａt＋ａｄｏｔ×ΔＴm）2＋λ0 （７）
（６）式及び（７）式をΔａtについて解くと以下のようになる。
Δａt＝｛（λb−λt）／Ｋa−（ａｄｏｔ×ΔＴm）2／２ａｄｏｔ・ΔＴm （８）
ここで（λb−λt）では、λ0はキャンセルされるので必要ない。
At this time, when the expressions (3) and (4) are input to the expression (1), the following is obtained.
λb = -Ka · Δa t 2 + λ 0 (6)
λt = -Ka · (Δa t + adot × ΔTm) 2 + λ 0 (7)
Consisting of (6) and (7) as follows solving for .DELTA.a t.
Δa t = {(λb-λt ) / Ka- (adot × ΔTm) 2 / 2adot · ΔTm (8)
Here, in (λb−λt), λ 0 is canceled and is not necessary.
よって、（２）式及び（８）式並びに以下で示す（９）式及び（１０）式で、軌道長半径の制御目標値ａtと、軌道長半径の目標制御量Δａvとが算出される。
ａt＝ａ0＋Δａt （９）
Δａv＝ａt−ａb （１０）
Therefore, (2) and (8) as well as in shown in the following equation (9) and (10), the control target value a t the semimajor and a semimajor axis of the target control amount .DELTA.a v calculated The
a t = a 0 + Δa t (9)
Δa v = a t -a b ( 10)
次に、ｅベクトル算出処理部１０８等は、ｅベクトル制御目標値ｅt（＝（ｅtx，ｅty））及びｅベクトル目標制御量Δｅ_v（＝（Δｅvx，Δｅvy）。なお、「_」は、ｅの下に付くアンダーバーを表し、ベクトルを意味する。以下同じ。）算出処理を実施する（ステップＳ３）。この処理については、図８Ａ及び図８Ｂを用いて説明する。
Next, the e vector
まず、軌道伝播処理部１０６は、制御実施日の初期軌道要素であるｅベクトルｅ_bを次回制御予定時期（すなわちΔＴm後）まで伝播する処理を実施する（ステップＳ２１）。ｅベクトルは、地球形状偏平の効果、太陽／月引力の摂動で変動する。変動の大きさはΩに依存し、且つ太陽／月引力の１８．６年周期の変化にも影響を受ける。従って、ミッション期間中のｅベクトルについては、その時々の摂動量を計算しなければならない。本ステップでは、制御実施日から次回制御予定期間ΔＴm後まで、軌道伝播処理部１０６によりアンローディングΔＶデータ格納部２０３に格納されているデータを用いて周知の特別摂動で軌道伝播し、摂動によるｅベクトル変動量Δｅ_p（近地点引数の変動量Δωp）を算出し、軌道伝播結果データ格納部１０７に格納する。
First, the trajectory
図に示すと図８Ｂのようになる。すなわち、制御実施日のｅベクトルｅ_bが摂動によるｅベクトル変動量Δｅ_pだけ動いてしまい、ｅベクトルｅ_bpとなってしまう。この際、ｅ_bからｅ_bpまで、Δωpだけ回転が生ずる。 This is shown in FIG. 8B. That, e vector e_ b of the control implementation date will move only e vector variation Derutai_ p by perturbations becomes e vector e_ bp. At this time, from e_ b to e_ bp, rotated [Delta] [omega p occurs.
次に、ｅベクトル算出処理部１０８は、ｅベクトルモードがユーザによって指示されているか判断する（ステップＳ２３）。入力データ格納部１０３に格納されているＩＦＥフラグの値が、「０」であればｅベクトルモードであり、「１」であればωモードであると判断する。ｅベクトルモードは、Δｅ_pの中心が指定されたｅベクトル保持中心ｅc（入力データ格納部１０３に格納されているデータ）になるようにｅベクトルの制御目標を決定するモードである。一方、ωモードは、Δωpの中心が、指定ω保持中心ωc（入力データ格納部１０３に格納されているデータ）になるようにｅベクトルの制御目標を決定するモードである。準天頂衛星軌道のΩが１８０°付近の場合にはｅベクトルの摂動はωの回転が主で、ｅベクトルの大きさの変化が少ないため、ωモードでも十分な場合がある。
Next, the e vector
図８Ｂに示すように、ｅベクトルモードの場合には、ｅベクトルの保持中心ｅcとΔｅ_p／２とが一致するように、制御目標のｅベクトルｅ_t0を決定する。同様にωモードの場合には、摂動による回転の１／２であるΔωp／２とω保持中心ωcとが一致するように、制御目標のｅベクトルｅt1を決定する。 As shown in FIG. 8B, if the e vector mode, as the holding center e c e-vector and Δe_ p / 2 are identical, it determines the e vector e_ t0 of the control target. Similarly, in the case of the ω mode, the control target e vector e t1 is determined so that Δω p / 2, which is half of the rotation due to the perturbation, and the ω holding center ω c coincide with each other.
そして、ｅベクトルモードであれば、ｅベクトル算出処理部１０８は、ｅベクトルの変化分Δｅ_p（＝ｅ_bp−ｅ_b）を基に、ｅベクトル制御目標値ｅt（＝（ｅtx，ｅty））及びｅベクトル目標制御量Δｅ_v（＝（Δｅvx，Δｅvy））を算出し、ｅベクトルデータ格納部１０９に格納する（ステップＳ２５）。
Then, if the e vector mode, e vector
ステップＳ２１ではｅ_bpが算出されるので、ｅベクトルの変化分Δｅ_pは上で述べたように定義される。従って、図８Ｂから分かるように、以下のようにｅベクトル制御目標値ｅt（＝（ｅtx，ｅty））及びｅベクトル目標制御量Δｅ_v（＝（Δｅvx，Δｅvy））は算出される。
ｅ_t＝ｅ_c−Δｅ_p／２ （１１）
Δｅ_v＝ｅ_t−ｅ_b （１２）
その後、図７の処理に戻る。
Since step S21 is e_ bp is calculated, variation Derutai_ p of e vectors are defined as described above. Thus, as can be seen from Figure 8B, as follows e vector control target value e t (= (e tx, e ty)) and e vector target control amount Δe_ v (= (Δe vx, Δe vy)) is calculated Is done.
e_ t = e_ c -Δe_ p / 2 (11)
Δe_ v = e_ t -e_ b ( 12)
Thereafter, the processing returns to FIG.
一方、ωモードであれば、ｅベクトル算出処理部１０８は、回転角Δωpに基づきｅベクトル制御目標値ｅt（＝（ｅtx，ｅty））及びｅベクトル目標制御量Δｅ_v（＝（Δｅvx，Δｅvy））を算出し、ｅベクトルデータ格納部１０９に格納する（ステップＳ２７）。
On the other hand, in the ω mode, the e vector
初期軌道要素である初期ｅベクトルｅ_b及びΔＴm後のｅベクトルｅ_bpとから、Δωpは以下のように表される。
Δωp＝ａｒｇ（ｅ_bp）−ａｒｇ（ｅ_b） （１３）
なお、ａｒｇ（Ｐ_）は、ベクトルＰ_を引数としてＰ_の角度を出力する関数であり、以下のように算出される。ＡＴＡＮはアークタンジェントである。
ａｒｇ（Ｐ_）＝ａｒｇ（Ｘ，Ｙ）＝ＡＴＡＮ（−Ｘ，−Ｙ）＋π
ωモードでは、ｅベクトルの大きさは変化させないので、以下の式が成り立つ。
ωt＝ωc−Δωp／２ （１４）
ｅt＝ｅb （１５）
ｅ_t＝（ｅt・ｃｏｓωt，ｅt・ｓｉｎωt） （１６）
ωモードでも、ｅベクトル目標制御量については（１２）式が適用される。
From the initial e vector e_ b and e vector e_ bp after ΔTm is the initial orbital elements, [Delta] [omega p is expressed as follows.
Δω p = arg (e_ bp) -arg (e_ b) (13)
Note that arg (P_) is a function that outputs the angle of P_ using the vector P_ as an argument, and is calculated as follows. Atan is an arctangent.
arg (P _) = arg (X, Y) = ATAN (−X, −Y) + π
In the ω mode, since the magnitude of the e vector is not changed, the following equation is established.
ω t = ω c −Δω p / 2 (14)
e t = e b (15)
e_ t = (e t · cosω t, e t · sinω t) (16)
Even in the ω mode, the equation (12) is applied to the e vector target control amount.
図７の説明に戻って、３パートマヌーバ計画値算出部１１０は、パラメータ格納部１０５と軌道長半径データ格納部１０４と入力データ格納部１０３とｅベクトルデータ格納部１０９とに格納されているデータを用いて、以下で述べる三元連立方程式を解き、３パートマヌーバの初期制御量（１パート目の制御量Ｖ１，２パート目の制御量Ｖ２，３パート目の制御量Ｖ３）を算出し、計画値格納部１１１に格納する（ステップＳ５）。
Returning to the description of FIG. 7, the three-part maneuver planned
本実施の形態では、図９に示すように、準天頂衛星のサービス期間は実施制御実施不可範囲として指定されており、それ以外の範囲において緯度φ1、φ2及びφ3の３箇所で制御を軌道の接線方向（tangential方向）に実施する。すなわち、φ1でΔＶ1だけ制御を実施し、φ2でΔＶ2だけ制御を実施し、φ3でΔＶ3だけ制御を実施し、制御前ｅベクトルを３段階に渡って変化させて、制御目標ｅベクトルになるようにする。なお、増速方向を＋方向とする。 In the present embodiment, as shown in FIG. 9, the service period of the quasi-zenith satellite is specified as an implementation control ineffective range, and control is performed at three locations of latitudes φ1, φ2, and φ3 in other ranges. Carry out in the tangential direction (tangential direction). That is, control is performed by ΔV1 at φ1, only control by ΔV2 is performed at φ2, control is performed by ΔV3 at φ3, and the pre-control e-vector is changed in three stages to become the control target e-vector. To. The speed increasing direction is the + direction.
ここで、最初の制御実施時刻における緯度φ1は、入力データ格納部１０３に格納されており、最初の制御実施時刻から最後の制御実施時刻までの時間Δτf又は最後の制御実施時刻における緯度φ3も入力データ格納部１０３に格納されている。Δτfが指定されている場合には、衛星平均運動よりφ1からΔτf後の緯度φ3を周知の方法を用いて算出する。また、２回目の制御実施時刻における緯度φ2は、（φ1＋φ3）／２で算出する。なお、［φ1，φ3］＞１８０°の場合には、φ3＝φ1＋１８０°とする。
Here, the latitude φ1 at the first control execution time is stored in the input
また、ミッション軌道における平均運動ｎ0及びミッション軌道における平均速度の大きさＶ0は、パラメータ格納部１０５に格納されている。さらに、軌道長半径目標制御量Δａvは、軌道長半径データ格納部１０４に格納されており、ｅベクトル目標制御量Δｅ_v＝（Δｅvx，Δｅvy）は、ｅベクトルデータ格納部１０９に格納されている。
The average motion n 0 in the mission trajectory and the average velocity magnitude V 0 in the mission trajectory are stored in the
以上のデータを用いて、軌道長半径方向の増速量Ｖa、ｅベクトルのｘ方向の増速量Ｖex、ｅベクトルのｙ方向の増速量Ｖeyを以下のように算出する。
Ｖa＝（ｎ0／２）Δａv （１７）
Ｖex＝（Ｖ0／２）Δｅvx （１８）
Ｖey＝（Ｖ0／２）Δｅvy （１９）
Using the above data, the acceleration amount Va in the orbital radius direction, the acceleration amount Vex in the x direction of the e vector, and the acceleration amount Vey in the y direction of the e vector are calculated as follows.
Va = (n 0/2) Δa v (17)
Vex = (V 0/2) Δe vx (18)
Vey = (V 0/2) Δe vy (19)
また、緯度φiで増速制御量Ｖiを与えた場合、ｅベクトルのＸ及びＹ成分に寄与する増速量は、Ｖi・cosφi及びＶi・sinφiで与えられる。 Further, when the acceleration control amount Vi is given at the latitude φi, the acceleration amounts contributing to the X and Y components of the e vector are given by Vi · cosφi and Vi · sinφi.
従って、（１７）乃至（１９）式から、以下の式が成り立つ。
Ｖ1＋Ｖ2＋Ｖ3＝Ｖa （２０）
Ｖ1・cosφ1＋Ｖ2・cosφ2＋Ｖ3・cosφ3＝Ｖex （２１）
Ｖ2・sinφ1＋Ｖ2・sinφ2＋Ｖ3・sinφ3＝Ｖey （２２）
Therefore, the following formulas are established from the formulas (17) to (19).
V1 + V2 + V3 = Va (20)
V1 ・ cosφ1 + V2 ・ cosφ2 + V3 ・ cosφ3 = Vex (21)
V2 ・ sinφ1 + V2 ・ sinφ2 + V3 ・ sinφ3 = Vey (22)
３パートマヌーバ計画値算出部１１０は、（２０）乃至（２２）式をＶ1、Ｖ2及びＶ3の三元連立方程式として解き、結果をφ1、φ2及びφ3と共に、計画値格納部１１１に格納する。
The three-part maneuver planned
次に、第１補正処理部１１２等は、中心経度ずれに基づく補正処理を実施する（ステップＳ７）。この中心経度ずれに基づく補正処理については、図１０及び図１１Ａを用いて説明する。
Next, the 1st
ステップＳ１では軌道長半径と中心経度との関係について２次形式を仮定して軌道長半径制御目標値及び軌道長半径目標制御量を算出していたが、アンローディングΔＶ等の効果により、上記関係は厳密には２次形式ではないので、実際にΔＴm後まで特別摂動で軌道伝播すると、目標値λtからずれてしまう。また、面内制御時のスラスタ噴射で、進行方向以外のピッチ・ヨー方向（ピッチ方向（紙面に垂直な方向）、ヨー方向（進行方向に垂直な方向）については図１０に示す方向）の速度成分ΔＶが発生する。本ステップは、前者についての補正を行う処理である。 In step S1, the trajectory length radius control target value and the trajectory length radius target control amount are calculated by assuming a quadratic form for the relationship between the trajectory length radius and the center longitude. Is not strictly a quadratic form, so if the trajectory is propagated by special perturbation until after ΔTm, it will deviate from the target value λt. Further, in thrust injection during in-plane control, the velocity in the pitch / yaw direction other than the traveling direction (pitch direction (direction perpendicular to the paper surface) and yaw direction (direction perpendicular to the traveling direction) is the direction shown in FIG. 10). A component ΔV is generated. This step is processing for correcting the former.
まず、軌道伝播処理部１０６は、アンローディングΔＶデータ格納部２０３に格納されているアンローディング外乱ΔＶ及び計画値格納部１１１に格納されている３パートマヌーバのデータ等を考慮して、次回制御時（ΔＴm後）まで周知の軌道伝播処理を実施することにより、伝播後の中心経度λrを算出し、軌道伝播結果データ格納部１０７に格納する（図１１Ａ：ステップＳ３１）。この処理は周知であるからこれ以上述べない。
First, the trajectory
次に、第１補正処理部１１２は、軌道伝播結果データ格納部１０７に格納されている伝播後の中心経度λrと、入力データ格納部１０３に格納されている目標経度λtとの差δλt（＝λr−λt）を算出し、メインメモリなどの記憶装置に格納する（ステップＳ３３）。
Next, the first
そして、第１補正処理部１１２は、δλtが所定の閾値未満であるか否かで収束したか判断する（ステップＳ３５）。伝播後の中心経度λrと目標経度λtとの差δλtが十分小さくなっている場合には、適切な制御量並びに軌道長半径目標制御値及び軌道長半径目標制御量が算出されていることになるので、元の処理に戻る。通常ステップＳ３３を１回実施しただけでは収束したと判断されることはないが、収束したと判断された場合には、中心経度についてはステップＳ１乃至Ｓ５が適切に実施されたと判断されたことになる。
Then, the first
一方、収束したと判断されなかった場合、第１補正処理部１１２は、δλtを補正するための軌道長半径目標値の変化分δａｔを算出し、当該δａｔを用いて軌道長半径目標値ａt’及び軌道長半径目標制御量Δａv’を算出し、軌道長半径データ格納部１０４に格納する（ステップＳ３７）。
On the other hand, when it is not determined to have converged, the first
具体的には、中心経度λと軌道長半径ａとの関係は（１）式に示したとおりである。
λ＝−Ｋa・Δａ2＋λ0 （１）'
ここで、Ｋa＝３ｎ0／４ａ0・ａｄｏｔである。
Specifically, the relationship between the central longitude λ and the trajectory length radius a is as shown in the equation (1).
λ = −Ka · Δa 2 + λ 0 (1) ′
Here, Ka = 3n 0 / 4a 0 · adot.
ΔＴm後における軌道長半径は、以下のように表される。
Δａm＝ａt＋ａｄｏｔ・ΔＴm−ａ0 （２３）
制御直後の軌道長半径にδａの変動があった場合のΔＴm後の中心経度変動は以下のように表される。
δλ＝−２Ｋa・Δａm・δａ （２４）
従って、中心経度の実現値と目標値との差分δλt（＝λr−λt）を補正するための軌道長半径目標値の変化分は、以下のとおりである。
δａt＝−（１／２Ｋa・Δａm）×（−δλt）
＝δλt／（２Ｋa・Δａm） （２５）
The trajectory length radius after ΔTm is expressed as follows.
Δa m = a t + adot · ΔTm-a 0 (23)
The change in the central longitude after ΔTm in the case where there is a change in δa in the orbital length radius immediately after the control is expressed as follows.
δλ = −2Ka · Δa m · δa (24)
Therefore, the amount of change in the trajectory length radius target value for correcting the difference δλt (= λr−λt) between the actual value of the center longitude and the target value is as follows.
δa t = − (1 / 2Ka · Δa m ) × (−δλt)
= Δλt / (2Ka · Δa m ) (25)
従って、軌道長半径制御目標値の修正値ａt'と軌道長半径目標制御量の修正値Δａv’は以下のように算出される。
ａt'＝ａt＋δａt （２６）
Δａv'＝Δａv＋δａt （２７）
Therefore, correction values of the semimajor axis control target value a t 'and semimajor target control amount correction value .DELTA.a v' is calculated as follows.
a t '= a t + δa t (26)
Δa v '= Δa v + δa t (27)
さらに、第１補正処理部１１２は、３パートマヌーバ計画値算出部１１０に処理を指示する。
Further, the first
この指示に応じて、３パートマヌーバ計画値算出部１１０は、ステップＳ３７で算出され且つ軌道長半径データ格納部１０４に格納されている軌道長半径目標制御量Δａv’及びｅベクトルデータ格納部１０９に格納されている従前のｅベクトル目標制御量Δｅ_vを用いて三元連立方程式（２０）乃至（２２）式を解き、３パートマヌーバの修正制御量Ｖ1'、Ｖ2'、Ｖ3'を算出して、計画値格納部１１１に格納する（ステップＳ３９）。そしてステップＳ３１に戻る。
In response to this instruction, 3 parts maneuver planning
以上のような処理を収束、すなわちδλtが十分小さくなるまで繰り返す。 The above processing is repeated until convergence, that is, δλt becomes sufficiently small.
図７の説明に戻って、第２補正処理部１１３等は、スラスタの影響を考慮した補正処理を実施する（ステップＳ９）。この補正処理については、図１１Ｂを用いて説明する。
Returning to the description of FIG. 7, the second
本ステップは、上で述べたように、面内制御時のスラスタ噴射で、進行方向以外のピッチ及びヨー方向の速度成分ΔＶが発生するため、制御直後の軌道がａtｅtからずれてしまうのを補正する処理である。従って、目標値の修正値ａt’及びｅt’を算出する。 This step, as mentioned above, in thruster firings at plane control, the pitch and yaw direction of the velocity component ΔV other than the traveling direction is generated, the track immediately after the control is shifted from a t e t This is a process for correcting the above. Accordingly, the correction values a t ′ and e t ′ of the target value are calculated.
まず、軌道伝播処理部１０６は、パラメータ格納部１０５に格納されているスラスタ取り付け方向のずれによるピッチ及びヨー方向の速度成分ΔＶ及び計画値格納部１１１に格納されている３パートマヌーバのデータ等を考慮して、次回制御時（ΔＴm後）まで周知の軌道伝播処理を実施することにより、伝播後の軌道長半径実現値ａr及びｅベクトルの実現値ｅ_rを算出し、軌道伝播結果データ格納部１０７に格納する（図１１Ｂ：ステップＳ４１）。この処理は周知であるからこれ以上述べない。
First, the trajectory
次に、第２補正処理部１１３は、軌道伝播結果データ格納部１０７に格納されている伝播後の軌道長半径実現値ａrと、軌道長半径データ格納部１０４に格納されている軌道長半径制御目標値ａtとの差δａtと、軌道伝播結果データ格納部１０７に格納されている伝播後のｅベクトル制御実現値ｅ_rと、ｅベクトルデータ格納部１０９に格納されているｅベクトル制御目標値ｅ_tとの差δｅ_tを算出し、メインメモリなどの記憶装置に格納する（ステップＳ４３）。
Next, the second
そして、第２補正処理部１１３は、δａt及びδｅ_tが所定の閾値未満であるか否かで収束したか判断する（ステップＳ４５）。上記δａt及びδｅ_tが十分小さくなっている場合には、適切な制御量、軌道長半径制御目標値並びに軌道長半径目標制御量、ｅベクトル制御目標値及びｅベクトル目標制御量が算出されていることになるので、元の処理に戻る。通常ステップＳ４１を１回実施しただけでは収束したと判断されることはないが、収束したと判断された場合には、スラスタの噴射の影響については、ステップＳ１乃至Ｓ５が適切に処理されたと判断されたことになる。
Then, the second
一方、収束したと判断されなかった場合、第２補正処理部１１３は、δａtを用いて軌道長半径制御目標値ａt’及び軌道長半径目標制御量Δａv’を算出し、軌道長半径データ格納部１０４に格納すると共に、δ_ｅtを用いてｅベクトル制御目標値ｅ_t’及びｅベクトル目標制御量Δｅ_v’を算出し、ｅベクトルデータ格納部１０９に格納する（ステップＳ４７）。以下のように算出する。
ａt’＝ａt−δａt （２８）
Δａv’＝Δａt−δａt （２９）
ｅ_t’＝ｅ_t−δｅ_t （３０）
Δ_ｅv’＝Δ_ｅv−δｅ_t （３１）
On the other hand, when it is not determined to have converged, the second
a t '= a t -δa t (28)
Δa v '= Δa t -δa t (29)
e_ t '= e_ t -δe_ t (30)
Δ_e v ′ = Δ_e v −δe_ t (31)
さらに、第２補正処理部１１３は、３パートマヌーバ計画値算出部１１０に処理を指示する。
Further, the second
この指示に応じて、３パートマヌーバ計画値算出部１１０は、ステップＳ４７で算出され且つ軌道長半径データ格納部１０４に格納されているた軌道長半径目標制御量Δａv’及びステップＳ４７で算出され且つｅベクトルデータ格納部１０９に格納されているｅベクトル目標制御量Δｅ_v’を用いて三元連立方程式（２０）乃至（２２）式を解き、３パートマヌーバの修正制御量Ｖ1'、Ｖ2'、Ｖ3'を算出して、計画値格納部１１１に格納する（ステップＳ４９）。そしてステップＳ４１に戻る。
In response to this instruction, 3 parts maneuver planning
以上のような処理をδａt及びδｅ_tが十分小さくなるまで繰り返す。 Above processing the .delta.a t and Derutai_ t is repeated until sufficiently small.
図７の説明に戻って、出力部１１４は、計画値格納部１１１に格納されているＶ1’、Ｖ2’及びＶ3’を、φ1、φ2及びφ3と共に表示装置や印刷装置などの出力装置に出力する（ステップＳ１１）。その後、実際に準天頂衛星の制御が行われる。
Returning to the description of FIG. 7, the
以上のような処理を実施することによって、非サービス期間において、軌道の接線方向に実施すべき制御量等を得ることができるようになる。特に、近似を用いて三元連立方程式の解に問題を落とし込んだ上で、軌道伝播によってアンローディングΔＶやスラスタ噴射のずれなどを考慮して制御量等に微調整を行うことによって、容易に制御量を算出することができるようになっている。また、軌道の接線方向に制御を実施するので、使用燃料が少なくて済むという効果もある。 By performing the processing as described above, it is possible to obtain a control amount to be performed in the tangential direction of the track during the non-service period. In particular, it is easy to control by making fine adjustments to the control amount etc. in consideration of unloading ΔV and thruster injection deviation by orbital propagation after dropping problems into the solution of ternary simultaneous equations using approximation. The amount can be calculated. Further, since control is performed in the tangential direction of the track, there is an effect that less fuel is used.
例えば、図１２乃至図１７に、西暦２０１０年から２０２５年までの軌道保持について、制御実施頻度を年２回とした場合で、保持開始時点（２０１０年）におけるΩ＝９０°の場合の制御例を示す。なお、ＮＯＭ９０−Ｅはｅベクトルモードの場合、ＮＯＭ９０−Ｗはωモードの場合を示す。図１２乃至図１７において、縦軸は制御量を表し、横軸は西暦を表す。図１２には、ｅベクトルモードにおいて、軌道長半径ａの制御量Ｖa、ｅベクトルのｘ成分ｅxの制御量Ｖex及びｙ成分ｅyの制御量Ｖeyとが各年においてプロットされている。図１３には、ωモードにおいて、軌道長半径ａの制御量Ｖa、ｅベクトルのｘ成分ｅxの制御量Ｖex及びｙ成分ｅyの制御量Ｖeyとが、各年においてプロットされている。図１４には、ｅベクトルモードにおいて、３パートマヌーバの各パート制御量Ｖ1、Ｖ2及びＶ3と全制御量Ｖ123とが、各年においてプロットされている。図１５には、ωモードにおいて、３パートマヌーバの各パートの制御量Ｖ1、Ｖ2及びＶ3と全制御量Ｖ123とが各年においてプロットされている。図１６には、ｅベクトルモードにおいて、２０１０年から各年の１年の制御量Ｖyearと、その累積値である累積制御量Ｖaccumとが、各年においてプロットされている。図１７には、ωモードにおいて、２０１０年から各年の１年の制御量Ｖyearと、その累積値である累積制御量Ｖaccumとが、各年においてプロットされている。
For example, FIG. 12 to FIG. 17 show examples of control in the case of Ω = 90 ° at the start of holding (2010) when the control execution frequency is set to twice a year for orbit maintenance from the
このように上で述べた状況においては、必要な制御量は、単調に変化している。また、ωモードの方が累積制御量Ｖaccumがやや少なく済んでいることも分かる。 Thus, in the situation described above, the required control amount changes monotonously. It can also be seen that the cumulative control amount Vaccum is slightly less in the ω mode.
また、図１８乃至図２３に、西暦２０１０年から２０２５年までの軌道保持について、制御実施頻度を年２回とした場合で、保持開始時点（２０１０年）におけるΩ＝２１０°の場合の制御例を示す。なお、ＮＯＭ２１０−Ｅはｅベクトルモードの場合、ＮＯＭ２１０−Ｗはωモードの場合を示す。図１８乃至図２３において、縦軸は制御量を表し、横軸は西暦を表す。図１８には、ｅベクトルモードにおいて、軌道長半径ａの制御量Ｖa、ｅベクトルのｘ成分ｅxの制御量Ｖex及びｙ成分ｅyの制御量Ｖeyとが各年においてプロットされている。図１９には、ωモードにおいて、軌道長半径ａの制御量Ｖa、ｅベクトルのｘ成分ｅxの制御量Ｖex及びｙ成分ｅyの制御量Ｖeyとが、各年においてプロットされている。図２０には、ｅベクトルモードにおいて、３パートマヌーバの各パート制御量Ｖ1、Ｖ2及びＶ3と全制御量Ｖ123とが、各年においてプロットされている。図２１には、ωモードにおいて、３パートマヌーバの各パートの制御量Ｖ1、Ｖ2及びＶ3と全制御量Ｖ123とが各年においてプロットされている。図２２には、ｅベクトルモードにおいて、２０１０年から各年の１年の制御量Ｖyearと、その累積値である累積制御量Ｖaccumとが、各年においてプロットされている。図２３には、ωモードにおいて、２０１０年から各年の１年の制御量Ｖyearと、その累積値である累積制御量Ｖaccumとが、各年においてプロットされている。
18 to 23 show examples of control for orbit maintenance from the
このように上で述べた状況においては、必要な制御量は、大きく変化している部分もあるが、累積制御量ＶaccumについてはΩ＝９０°の場合に比して大幅に削減されていることが分かる。また、ωモードの方が累積制御量Ｖaccumが少なく済んでいることも分かる。 As described above, in the situation described above, the necessary control amount may vary greatly, but the cumulative control amount Vaccum is greatly reduced as compared with the case of Ω = 90 °. I understand. It can also be seen that the ω mode requires less cumulative control amount Vaccum.
さらに、図２４乃至図２９に、西暦２０１０年から２０２５年までの軌道保持について、制御実施頻度を年２回とした場合で、保持開始時点（２０１０年）におけるΩ＝３３０°の場合の制御例を示す。なお、ＮＯＭ３３０−Ｅはｅベクトルモードの場合、ＮＯＭ３３０−Ｗはωモードの場合を示す。図２４乃至図２９において、縦軸は制御量を表し、横軸は西暦を表す。図２４には、ｅベクトルモードにおいて、軌道長半径ａの制御量Ｖa、ｅベクトルのｘ成分ｅxの制御量Ｖex及びｙ成分ｅyの制御量Ｖeyとが各年においてプロットされている。図２５には、ωモードにおいて、軌道長半径ａの制御量Ｖa、ｅベクトルのｘ成分ｅxの制御量Ｖex及びｙ成分ｅyの制御量Ｖeyとが、各年においてプロットされている。図２６には、ｅベクトルモードにおいて、３パートマヌーバの各パート制御量Ｖ1、Ｖ2及びＶ3と全制御量Ｖ123とが、各年においてプロットされている。図２７には、ωモードにおいて、３パートマヌーバの各パートの制御量Ｖ1、Ｖ2及びＶ3と全制御量Ｖ123とが各年においてプロットされている。図２８には、ｅベクトルモードにおいて、２０１０年から各年の１年の制御量Ｖyearと、その累積値である累積制御量Ｖaccumとが、各年においてプロットされている。図２９には、ωモードにおいて、２０１０年から各年の１年の制御量Ｖyearと、その累積値である累積制御量Ｖaccumとが、各年においてプロットされている。
Further, FIGS. 24 to 29 show examples of control in the case of orbit maintenance from the
このように上で述べた状況においては、必要な制御量は、ほぼ単調に変化する。また、累積制御量ＶaccumについてはΩ＝９０°の場合とほぼ同様であることも分かる。但し、ωモードの方が累積制御量Ｖaccumが少なく済んでいることも分かる。 Thus, in the situation described above, the required control amount changes almost monotonously. It can also be seen that the cumulative control amount Vaccum is substantially the same as in the case of Ω = 90 °. However, it can also be seen that the cumulative control amount Vaccum is smaller in the ω mode.
さらに、図３０に他の手法との差についても示す。図３０では、２０１０年の年間保持制御量ΔＶ（ｍ／ｓｅｃ）を、本方式、制御実施位置に制約のない２パートマヌーバ方式（２パート）、及び特開２００５−９６７０２号公報記載の手法（radialΔＶ）のそれぞれについて算出した場合の数値を列挙する。なお、本方式と２パートマヌーバ方式の場合についてはｅベクトルモードとωモードの両方について算出している。２パートマヌーバ方式は、制御実施位置の制約がないので、最も効率的に制御を行うことができる方式であるが、本方式は、ｅベクトルモードでΩ＝２１０°の場合を除き、２パートマヌーバ方式とほぼ同じ制御量となっている。すなわち、本方式は、人工衛星の燃料効率を向上させている。特開２００５−９６７０２号公報と比べれば効率の良さは顕著である。 Further, FIG. 30 also shows differences from other methods. In FIG. 30, the annual holding control amount ΔV (m / sec) in 2010 is calculated using this method, the two-part maneuver method (2 parts) with no restriction on the control execution position, and the method described in JP-A-2005-96702 ( The numerical values when calculated for each of (radial ΔV) are listed. In the case of this method and the two-part maneuver method, calculation is performed for both the e-vector mode and the ω mode. The two-part maneuver method is a method that can perform the control most efficiently because there is no restriction on the control execution position. However, this method is a two-part maneuver except in the case of Ω = 210 ° in the e-vector mode. The control amount is almost the same as the method. That is, this method improves the fuel efficiency of the satellite. Compared with JP 2005-96702 A, the efficiency is remarkable.
以上本発明の一実施の形態を説明したが、本発明はこれに限定されるものではない。例えば、軌道面内保持制御計画装置１００は、ネットワークに接続されており、同様に当該ネットワークに接続されているクライアント端末からの指示に応じて上で述べたような処理を実施するようにしても良い。
Although one embodiment of the present invention has been described above, the present invention is not limited to this. For example, the in-plane maintenance
また、図６に示したような機能ブロック図は一例であって、必ずしもプログラムモジュール構成とは一致しない場合がある。また、処理結果さえ同一であれば、処理ステップを同時に実行したり、順番を入れ替えたりしても良い場合がある。 Further, the functional block diagram as shown in FIG. 6 is an example, and may not necessarily match the program module configuration. Further, as long as the processing results are the same, the processing steps may be executed simultaneously or the order may be changed.
なお、軌道面内保持制御計画装置１００は、コンピュータ装置であって、このコンピュータ装置においては、図３１に示すように、メモリ２５０１（記憶部）とＣＰＵ２５０３（処理部）とハードディスク・ドライブ（ＨＤＤ）２５０５と表示装置２５０９に接続される表示制御部２５０７とリムーバブル・ディスク２５１１用のドライブ装置２５１３と入力装置２５１５とネットワークに接続するための通信制御部２５１７とがバス２５１９で接続されている。ＯＳ及びＷｅｂブラウザを含むアプリケーション・プログラムは、ＨＤＤ２５０５に格納されており、ＣＰＵ２５０３により実行される際にはＨＤＤ２５０５からメモリ２５０１に読み出される。必要に応じてＣＰＵ２５０３は、表示制御部２５０７、通信制御部２５１７、ドライブ装置２５１３を制御して、必要な動作を行わせる。また、処理途中のデータについては、メモリ２５０１に格納され、必要があればＨＤＤ２５０５に格納される。このようなコンピュータは、上で述べたＣＰＵ２５０３、メモリ２５０１などのハードウエアとＯＳ及び必要なアプリケーション・プログラムとが有機的に協働することにより、上で述べたような各種機能を実現する。
The in-plane maintenance
（付記１）
準天頂衛星の軌道を所定の範囲に保持するための制御計画を生成する制御計画生成プログラムであって、
コンピュータに、
中心経度が次回制御実施時において指定の目標中心経度になるように、今回制御実施時点における軌道長半径に対する、軌道長半径目標制御量を近似的に算出するステップと、
今回制御実施時における離心率ベクトルを摂動の影響を考慮した形で次回制御実施時まで軌道伝播することにより得られる前記離心率ベクトルの変化に基づき、前記離心率ベクトルの制御量を算出するステップと、
前記軌道長半径目標制御量及び前記離心率ベクトルの制御量と、制御実施可能期間における３つの制御実施緯度と、各前記制御実施緯度における軌道接線方向の制御量との関係を表す３元連立方程式を解くことにより、前記軌道接線方向の制御量の初期値を算出するステップと、
外乱要素の影響を考慮して次回制御実施時まで軌道伝播することにより算出される中心経度ずれ並びに前記軌道長半径の差分及び前記離心率ベクトルの差分を所定レベル以下になるように、前記軌道接線方向の制御量の初期値を補正する補正ステップと、
を実行させるための準天頂衛星の制御計画生成プログラム。
(Appendix 1)
A control plan generation program for generating a control plan for maintaining the orbit of a quasi-zenith satellite in a predetermined range,
On the computer,
A step of approximately calculating a trajectory length radius target control amount with respect to the trajectory length radius at the time of execution of the current control so that the center longitude becomes a specified target center longitude at the time of the next control execution;
Calculating the amount of control of the eccentricity vector based on a change in the eccentricity vector obtained by orbital propagation of the eccentricity vector at the time of the current control in consideration of the influence of perturbation until the next control execution; ,
A ternary simultaneous equation representing the relationship between the control amount of the trajectory length radius target control amount and the eccentricity vector, the three control execution latitudes in the control feasible period, and the control amount in the trajectory tangential direction at each control execution latitude Calculating an initial value of the control amount in the orbital tangent direction by solving
The trajectory tangent is set so that the center longitude deviation calculated by propagating the trajectory until the next control execution in consideration of the influence of disturbance factors, the trajectory length radius difference, and the eccentricity vector difference are below a predetermined level. A correction step for correcting the initial value of the control amount in the direction;
A program for generating a control plan for a quasi-zenith satellite to execute
（付記２）
前記補正ステップが、
アンローディング外乱の影響を考慮して次回制御実施時まで軌道伝播することにより実現中心経度を算出し、当該実現中心経度と前記目標中心経度との差が第１の所定レベル以下となるように、前記軌道接線方向の制御量の初期値を補正するステップと、
前記準天頂衛星のスラスタ取り付け方向のずれの影響を考慮して次回制御時まで軌道伝播することにより実現軌道長半径及び実現離心率ベクトルを算出し、前記実現軌道長半径から得られる前記軌道長半径についての差分及び前記実現離心率ベクトルから得られる前記離心率ベクトルの差分が第２の所定レベル以下となるように、補正された前記軌道接線方向の制御量の初期値をさらに補正するステップと、
を含む請求項１記載の準天頂衛星の制御計画生成プログラム。
(Appendix 2)
The correction step includes
Considering the influence of unloading disturbance, the actual center longitude is calculated by propagating the trajectory until the next control execution, and the difference between the actual center longitude and the target center longitude is equal to or lower than the first predetermined level. Correcting an initial value of the control amount in the trajectory tangent direction;
The orbital length radius obtained from the realized orbital length radius is calculated by calculating the realized orbital length radius and the realized eccentricity vector by propagating the orbit until the next control in consideration of the influence of the displacement of the thruster mounting direction of the quasi-zenith satellite. Further correcting the corrected initial value of the control amount in the orbital tangential direction so that the difference between the eccentricity vector obtained from the difference and the realized eccentricity vector is equal to or lower than a second predetermined level;
The program for generating a control plan for a quasi-zenith satellite according to
（付記３）
準天頂衛星の軌道を所定の範囲に保持するための制御計画を生成する制御計画生成方法であって、
中心経度が次回制御実施時において指定の目標中心経度になるように、今回制御実施時点における軌道長半径に対する、軌道長半径目標制御量を近似的に算出するステップと、
今回制御実施時における離心率ベクトルを摂動の影響を考慮した形で次回制御実施時まで軌道伝播することにより得られる前記離心率ベクトルの変化に基づき、前記離心率ベクトルの制御量を算出するステップと、
前記軌道長半径目標制御量及び前記離心率ベクトルの制御量と、制御実施可能期間における３つの制御実施緯度と、各前記制御実施緯度における軌道接線方向の制御量との関係を表す３元連立方程式を解くことにより、前記軌道接線方向の制御量の初期値を算出するステップと、
外乱要素の影響を考慮して次回制御実施時まで軌道伝播することにより算出される中心経度ずれ並びに前記軌道長半径の差分及び前記離心率ベクトルの差分を所定レベル以下になるように、前記軌道接線方向の制御量の初期値を補正する補正ステップと、
を含み、コンピュータにより実行される準天頂衛星の制御計画生成方法。
(Appendix 3)
A control plan generation method for generating a control plan for maintaining the orbit of a quasi-zenith satellite in a predetermined range,
A step of approximately calculating a trajectory length radius target control amount with respect to the trajectory length radius at the time of execution of the current control so that the center longitude becomes a specified target center longitude at the time of the next control execution;
Calculating the amount of control of the eccentricity vector based on a change in the eccentricity vector obtained by orbital propagation of the eccentricity vector at the time of the current control in consideration of the influence of perturbation until the next control execution; ,
A ternary simultaneous equation representing the relationship between the control amount of the trajectory length radius target control amount and the eccentricity vector, the three control execution latitudes in the control feasible period, and the control amount in the trajectory tangential direction at each control execution latitude Calculating an initial value of the control amount in the orbital tangent direction by solving
The trajectory tangent is set so that the center longitude deviation calculated by propagating the trajectory until the next control execution in consideration of the influence of disturbance factors, the trajectory length radius difference, and the eccentricity vector difference are below a predetermined level. A correction step for correcting the initial value of the control amount in the direction;
A method for generating a control plan for a quasi-zenith satellite, which is executed by a computer.
（付記４）
準天頂衛星の軌道を所定の範囲に保持するための制御計画を生成する制御計画生成装置であって、
中心経度が次回制御実施時において指定の目標中心経度になるように、今回制御実施時点における軌道長半径に対する、軌道長半径目標制御量を近似的に算出する手段と、
今回制御実施時における離心率ベクトルを摂動の影響を考慮した形で次回制御実施時まで軌道伝播することにより得られる前記離心率ベクトルの変化に基づき、前記離心率ベクトルの制御量を算出する手段と、
前記軌道長半径目標制御量及び前記離心率ベクトルの制御量と、制御実施可能期間における３つの制御実施緯度と、各前記制御実施緯度における軌道接線方向の制御量との関係を表す３元連立方程式を解くことにより、前記軌道接線方向の制御量の初期値を算出する手段と、
外乱要素の影響を考慮して次回制御実施時まで軌道伝播することにより算出される中心経度ずれ並びに前記軌道長半径の差分及び前記離心率ベクトルの差分を所定レベル以下になるように、前記軌道接線方向の制御量の初期値を補正する補正手段と、
を有する準天頂衛星の制御計画生成装置。
(Appendix 4)
A control plan generation device that generates a control plan for maintaining the orbit of a quasi-zenith satellite in a predetermined range,
Means for approximately calculating the trajectory length radius target control amount with respect to the trajectory length radius at the time of execution of the current control so that the center longitude becomes the specified target center longitude at the time of the next control execution;
Means for calculating the amount of control of the eccentricity vector based on a change in the eccentricity vector obtained by orbital propagation of the eccentricity vector at the time of the current control in consideration of the influence of perturbation until the next control execution; ,
A ternary simultaneous equation representing the relationship between the control amount of the trajectory length radius target control amount and the eccentricity vector, the three control execution latitudes in the control feasible period, and the control amount in the trajectory tangential direction at each control execution latitude Means for calculating an initial value of the control amount in the orbital tangent direction by solving
The trajectory tangent is set so that the center longitude deviation calculated by propagating the trajectory until the next control execution in consideration of the influence of disturbance factors, the trajectory length radius difference, and the eccentricity vector difference are below a predetermined level. Correction means for correcting the initial value of the direction control amount;
A quasi-zenith satellite control plan generator.
１００ 軌道面内保持制御計画装置
１０１ 軌道長半径算出処理部 １０２ データ入力部
１０３ 入力データ格納部 １０４ 軌道長半径データ格納部
１０５ パラメータ格納部 １０６ 軌道伝播処理部
１０７ 軌道伝播結果データ格納部 １０８ ｅベクトル算出処理部
１０９ ｅベクトルデータ格納部 １１０ ３パートマヌーバ計画値算出部
１１１ 計画値格納部 １１２ 第１補正処理部
１１３ 第２補正処理部 １１４ 出力部
２００ 軌道決定装置 ２０１ 初期軌道要素格納部
２０２ 制御管制系システム ２０３ アンローディングΔＶデータ格納部
DESCRIPTION OF
Claims (4)
コンピュータに、
中心経度が次回制御実施時において指定の目標中心経度になるように、今回制御実施時点における軌道長半径に対する、軌道長半径目標制御量を近似的に算出するステップと、
今回制御実施時における離心率ベクトルを摂動の影響を考慮した形で次回制御実施時まで軌道伝播することにより得られる前記離心率ベクトルの変化に基づき、前記離心率ベクトルの制御量を算出するステップと、
前記軌道長半径目標制御量及び前記離心率ベクトルの制御量と、制御実施可能期間における３つの制御実施緯度と、各前記制御実施緯度における軌道接線方向の制御量との関係を表す３元連立方程式を解くことにより、前記軌道接線方向の制御量の初期値を算出するステップと、
外乱要素の影響を考慮して次回制御実施時まで軌道伝播することにより算出される中心経度ずれ並びに前記軌道長半径の差分及び前記離心率ベクトルの差分を所定レベル以下になるように、前記軌道接線方向の制御量の初期値を補正する補正ステップと、
を実行させるための準天頂衛星の制御計画生成プログラム。 A control plan generation program for generating a control plan for maintaining the orbit of a quasi-zenith satellite in a predetermined range,
On the computer,
A step of approximately calculating a trajectory length radius target control amount with respect to the trajectory length radius at the time of execution of the current control so that the center longitude becomes a specified target center longitude at the time of the next control execution;
Calculating the amount of control of the eccentricity vector based on a change in the eccentricity vector obtained by orbital propagation of the eccentricity vector at the time of the current control in consideration of the influence of perturbation until the next control execution; ,
A ternary simultaneous equation representing the relationship between the control amount of the trajectory length radius target control amount and the eccentricity vector, the three control execution latitudes in the control feasible period, and the control amount in the trajectory tangential direction at each control execution latitude Calculating an initial value of the control amount in the orbital tangent direction by solving
The trajectory tangent is set so that the center longitude deviation calculated by propagating the trajectory until the next control execution in consideration of the influence of disturbance factors, the trajectory length radius difference, and the eccentricity vector difference are below a predetermined level. A correction step for correcting the initial value of the control amount in the direction;
A program for generating a control plan for a quasi-zenith satellite to execute
アンローディング外乱の影響を考慮して次回制御実施時まで軌道伝播することにより実現中心経度を算出し、当該実現中心経度と前記目標中心経度との差が第１の所定レベル以下となるように、前記軌道接線方向の制御量の初期値を補正するステップと、
前記準天頂衛星のスラスタ取り付け方向のずれの影響を考慮して次回制御時まで軌道伝播することにより実現軌道長半径及び実現離心率ベクトルを算出し、前記実現軌道長半径から得られる前記軌道長半径についての差分及び前記実現離心率ベクトルから得られる前記離心率ベクトルの差分が第２の所定レベル以下となるように、補正された前記軌道接線方向の制御量の初期値をさらに補正するステップと、
を含む請求項１記載の準天頂衛星の制御計画生成プログラム。 The correction step includes
Considering the influence of unloading disturbance, the actual center longitude is calculated by propagating the trajectory until the next control execution, and the difference between the actual center longitude and the target center longitude is equal to or lower than the first predetermined level. Correcting an initial value of the control amount in the trajectory tangent direction;
The orbital length radius obtained from the realized orbital length radius is calculated by calculating the realized orbital length radius and the realized eccentricity vector by propagating the orbit until the next control in consideration of the influence of the displacement of the thruster mounting direction of the quasi-zenith satellite. Further correcting the corrected initial value of the control amount in the orbital tangential direction so that the difference between the eccentricity vector obtained from the difference and the realized eccentricity vector is equal to or lower than a second predetermined level;
The program for generating a control plan for a quasi-zenith satellite according to claim 1.
中心経度が次回制御実施時において指定の目標中心経度になるように、今回制御実施時点における軌道長半径に対する、軌道長半径目標制御量を近似的に算出するステップと、
今回制御実施時における離心率ベクトルを摂動の影響を考慮した形で次回制御実施時まで軌道伝播することにより得られる前記離心率ベクトルの変化に基づき、前記離心率ベクトルの制御量を算出するステップと、
前記軌道長半径目標制御量及び前記離心率ベクトルの制御量と、制御実施可能期間における３つの制御実施緯度と、各前記制御実施緯度における軌道接線方向の制御量との関係を表す３元連立方程式を解くことにより、前記軌道接線方向の制御量の初期値を算出するステップと、
外乱要素の影響を考慮して次回制御実施時まで軌道伝播することにより算出される中心経度ずれ並びに前記軌道長半径の差分及び前記離心率ベクトルの差分を所定レベル以下になるように、前記軌道接線方向の制御量の初期値を補正する補正ステップと、
を含み、コンピュータにより実行される準天頂衛星の制御計画生成方法。 A control plan generation method for generating a control plan for maintaining the orbit of a quasi-zenith satellite in a predetermined range,
A step of approximately calculating a trajectory length radius target control amount with respect to the trajectory length radius at the time of execution of the current control so that the center longitude becomes a specified target center longitude at the time of the next control execution;
Calculating the amount of control of the eccentricity vector based on a change in the eccentricity vector obtained by orbital propagation of the eccentricity vector at the time of the current control in consideration of the influence of perturbation until the next control execution; ,
A ternary simultaneous equation representing the relationship between the control amount of the trajectory length radius target control amount and the eccentricity vector, the three control execution latitudes in the control feasible period, and the control amount in the trajectory tangential direction at each control execution latitude Calculating an initial value of the control amount in the orbital tangent direction by solving
The trajectory tangent is set so that the center longitude deviation calculated by propagating the trajectory until the next control execution in consideration of the influence of disturbance factors, the trajectory length radius difference, and the eccentricity vector difference are below a predetermined level. A correction step for correcting the initial value of the control amount in the direction;
A method for generating a control plan for a quasi-zenith satellite, which is executed by a computer.
中心経度が次回制御実施時において指定の目標中心経度になるように、今回制御実施時点における軌道長半径に対する、軌道長半径目標制御量を近似的に算出する手段と、
今回制御実施時における離心率ベクトルを摂動の影響を考慮した形で次回制御実施時まで軌道伝播することにより得られる前記離心率ベクトルの変化に基づき、前記離心率ベクトルの制御量を算出する手段と、
前記軌道長半径目標制御量及び前記離心率ベクトルの制御量と、制御実施可能期間における３つの制御実施緯度と、各前記制御実施緯度における軌道接線方向の制御量との関係を表す３元連立方程式を解くことにより、前記軌道接線方向の制御量の初期値を算出する手段と、
外乱要素の影響を考慮して次回制御実施時まで軌道伝播することにより算出される中心経度ずれ並びに前記軌道長半径の差分及び前記離心率ベクトルの差分を所定レベル以下になるように、前記軌道接線方向の制御量の初期値を補正する補正手段と、
を有する準天頂衛星の制御計画生成装置。 A control plan generation device that generates a control plan for maintaining the orbit of a quasi-zenith satellite in a predetermined range,
Means for approximately calculating the trajectory length radius target control amount with respect to the trajectory length radius at the time of execution of the current control so that the center longitude becomes the specified target center longitude at the time of the next control execution;
Means for calculating the amount of control of the eccentricity vector based on a change in the eccentricity vector obtained by orbital propagation of the eccentricity vector at the time of the current control in consideration of the influence of perturbation until the next control execution; ,
A ternary simultaneous equation representing the relationship between the control amount of the trajectory length radius target control amount and the eccentricity vector, the three control execution latitudes in the control feasible period, and the control amount in the trajectory tangential direction at each control execution latitude Means for calculating an initial value of the control amount in the orbital tangent direction by solving
The trajectory tangent is set so that the center longitude deviation calculated by propagating the trajectory until the next control execution in consideration of the influence of disturbance factors, the trajectory length radius difference, and the eccentricity vector difference are below a predetermined level. Correction means for correcting the initial value of the direction control amount;
A quasi-zenith satellite control plan generator.
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