JP2023151835A - Attitude control system, attitude control method, and attitude control program - Google Patents
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Abstract
Description
本開示は、人工衛星における姿勢制御、姿勢制御方法、および、姿勢制御プログラムに関する。 The present disclosure relates to attitude control, an attitude control method, and an attitude control program in an artificial satellite.
衛星の姿勢制御サブシステムは、センサ、姿勢制御アクチュエータ、および姿勢制御計算機から構成される。センサは、スタートラッカおよび慣性基準装置といった機器である。姿勢制御アクチュエータは、トルクを発生させる機器である。姿勢制御計算機は、必要なトルクの大きさを計算する機器である。
センサが取得した姿勢角および姿勢角速度といった情報をもとに、姿勢制御計算機は発生させるトルクの大きさを計算し、トルクコマンドとして姿勢制御アクチュエータに送信する。トルクコマンドを受信した姿勢制御アクチュエータは、トルクを発生させて衛星の姿勢を変更する。衛星の姿勢は、このような手順を繰り返し実行することで制御される。
The satellite attitude control subsystem consists of sensors, attitude control actuators, and attitude control computers. Sensors are devices such as star trackers and inertial reference devices. A posture control actuator is a device that generates torque. The attitude control computer is a device that calculates the amount of required torque.
Based on the information such as the attitude angle and attitude angular velocity acquired by the sensor, the attitude control computer calculates the magnitude of the torque to be generated and sends it to the attitude control actuator as a torque command. Upon receiving the torque command, the attitude control actuator generates a torque to change the attitude of the satellite. The attitude of the satellite is controlled by repeating these steps.
姿勢制御計算機は、「姿勢決定系」、「姿勢マヌーバ計画部」、「制御則計算部」から構成される。「姿勢決定系」では、センサ出力値から姿勢角および姿勢角速度を決定する。「姿勢マヌーバ計画部」では、地上から受け取った姿勢変更コマンドをもとに目標の姿勢角および姿勢角速度を計算する。「制御則計算部」では、姿勢決定系で決定した姿勢角および姿勢角速度と、姿勢マヌーバ計画部で計画した目標姿勢角および目標姿勢角速度をもとに、トルクコマンドを決定する。 The attitude control computer is composed of an "attitude determination system", an "attitude maneuver planning section", and a "control law calculation section". The "attitude determination system" determines the attitude angle and attitude angular velocity from the sensor output values. The "Attitude Maneuver Planning Department" calculates the attitude angle and attitude angular velocity of the target based on attitude change commands received from the ground. The "control law calculation section" determines a torque command based on the attitude angle and attitude angular velocity determined by the attitude determination system and the target attitude angle and target attitude angular velocity planned by the attitude maneuver planning section.
姿勢制御アクチュエータには、姿勢制御スラスタ、リアクションホイール、コントロール・モーメント・ジャイロ、磁気トルカといった機器がある。多くの姿勢制御アクチュエータは、その原理上、１台のみで直交する３軸まわりのトルクを発生することができない。したがって、衛星の３軸姿勢制御を行うためには複数台数の姿勢制御アクチュエータを衛星に搭載する必要がある。姿勢制御アクチュエータの故障といった要因により、２軸のトルクしか発生できなくなった場合、通常の「制御則計算部」では３軸姿勢制御を実現できない。従来の小型衛星では姿勢制御アクチュエータに冗長系がないものがあり、１つの姿勢制御アクチュエータの故障だけで運用不能に陥る可能性があった。 Attitude control actuators include devices such as attitude control thrusters, reaction wheels, control moment gyros, and magnetic torquers. Due to its principle, many attitude control actuators cannot generate torque around three orthogonal axes with just one actuator. Therefore, in order to perform three-axis attitude control of a satellite, it is necessary to mount a plurality of attitude control actuators on the satellite. If only two-axis torque can be generated due to a factor such as a failure of the attitude control actuator, three-axis attitude control cannot be achieved using a normal "control law calculation unit". Some conventional small satellites do not have redundant systems for their attitude control actuators, and a failure of just one attitude control actuator could cause them to become inoperable.
劣駆動姿勢制御則と呼ばれる特殊な「制御則計算部」は、２軸のトルクのみで３軸姿勢制御を実現することができる。劣駆動姿勢制御則には、以下の方式がある。
非特許文献１あるいは非特許文献２には、姿勢角および姿勢角速度を所望の値に安定化させる制御入力をリアプノフ関数で解析的に求める方式が開示されている。
非特許文献３には、モデル予測制御を利用して数値的に制御入力を求める方式が開示されている。
A special "control law calculation unit" called an underactuated attitude control law can realize three-axis attitude control using only two-axis torque. The underactuated attitude control law includes the following methods.
Non-Patent
Non-Patent
ここでは、姿勢角および姿勢角速度を所望の値に安定化させる制御入力を、リアプノフ関数で解析的に求める方式を方式１と呼ぶ。また、モデル予測制御を利用して数値的に制御入力を求める方式を方式２と呼ぶ。
Here, a method of analytically determining a control input for stabilizing the attitude angle and attitude angular velocity to desired values using a Lyapunov function is referred to as
方式１では、制御入力を解析式で表現できるため計算負荷が低く、衛星に搭載される処理能力の低い計算機でも十分に処理可能である。また、どのような初期姿勢角に対しても姿勢制御が可能である。一方、姿勢整定時間は方式２と比べて極端に長くなることがあり、衛星における多様なミッション遂行に支障をきたす可能性がある。
In
方式２では、制御入力を毎制御ループで数値的に計算する必要があるため計算負荷が高く、処理能力の低い計算機を搭載した衛星では実現が困難である場合が多い。また大きな姿勢角変更の場合、制御入力を計算できなくなることがある。一方、姿勢整定時間は方式１よりも短く、３軸まわりのトルクが発生できるときに近い、多様なミッションを遂行可能である。
In
本開示は、方式１および方式２の課題を解決するためになされたものである。本開示は、２軸のまわりのトルクのみ発生可能な状況で、計算処理能力の低い衛星に対して、どのような初期姿勢角でも適度な姿勢整定時間で３軸姿勢制御を実現する方法を得ることを目的とする。なお、２軸のまわりのトルクのみ発生可能な状況の要因には、姿勢制御アクチュエータの故障、あるいは、コスト・重量・電力といった衛星設計上の制約といった要因がある。
The present disclosure has been made to solve the problems of
本開示に係る姿勢制御システムは、宇宙環境に存在する衛星の姿勢を姿勢角および姿勢角速度から成る目標姿勢に制御する姿勢制御システムであって、
前記姿勢制御システムは、
姿勢制御アクチュエータが２軸まわりのトルクしか発生しない状況で３軸姿勢制御ができる劣駆動姿勢制御則の手法を用いており、
姿勢角および姿勢角速度から成る状態量ベクトルと、前記目標姿勢を実現する目標出力ベクトルと、２軸の入力ベクトルとが対応付けられたパラメータデータベースと、
前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度と前記パラメータデータベースとに基づいて、前記パラメータデータベースに格納された前記入力ベクトルから前記衛星を前記目標姿勢に制御するための入力ベクトルを近似的に計算する第１制御則計算部と、
前記パラメータデータベースを用いずに、前記劣駆動姿勢制御則の手法で前記衛星を前記目標姿勢に制御するための入力ベクトルを計算する第２制御則計算部と、
前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度と前記目標姿勢とを比較した結果に基づいて、前記第１制御則計算部と前記第２制御則計算部のいずれを採用するか決定する制御則決定部とを備える。
An attitude control system according to the present disclosure is an attitude control system that controls the attitude of a satellite existing in a space environment to a target attitude consisting of an attitude angle and an attitude angular velocity,
The attitude control system includes:
It uses an underactuated attitude control law method that allows 3-axis attitude control in situations where the attitude control actuator only generates torque around 2 axes.
a parameter database in which a state quantity vector consisting of an attitude angle and an attitude angular velocity, a target output vector realizing the target attitude, and a two-axis input vector are associated;
a step of approximately calculating an input vector for controlling the satellite to the target attitude from the input vector stored in the parameter database based on the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite and the parameter database; 1 control law calculation unit;
a second control law calculation unit that calculates an input vector for controlling the satellite to the target attitude using the method of the underactuated attitude control law without using the parameter database;
a control law determining unit that determines which of the first control law calculating unit and the second control law calculating unit to adopt, based on the result of comparing the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite with the target attitude; Equipped with.
本開示に係る姿勢制御システムでは、衛星の姿勢を制御するために複数の制御則計算部を有する。パラメータデータベースには、予め計算された、所定の方法により選択した特定の状態のみ格納する。本開示に係る姿勢制御システムでは、計算処理量あるいは姿勢制
御性能を考慮しながら、衛星の姿勢角および姿勢角速度の状態に応じて、最適な制御則を選択的に実行することができる。
The attitude control system according to the present disclosure includes a plurality of control law calculation units to control the attitude of the satellite. Only specific states calculated in advance and selected by a predetermined method are stored in the parameter database. In the attitude control system according to the present disclosure, it is possible to selectively execute an optimal control law according to the state of the attitude angle and attitude angular velocity of the satellite while considering the amount of calculation processing or attitude control performance.
以下、本実施の形態について、図を用いて説明する。各図中、同一または相当する部分には、同一符号を付している。実施の形態の説明において、同一または相当する部分については、説明を適宜省略または簡略化する。図中の矢印はデータの流れまたは処理の流れを主に示している。また、以下の図では各構成部材の大きさの関係が実際のものとは異なる場合がある。また、実施の形態の説明において、上、下、左、右、前、後、表、裏といった向きあるいは位置が示されている場合がある。これらの表記は、説明の便宜上の記載であり、装置、器具、あるいは部品等の配置、方向および向きを限定するものではない。 The present embodiment will be described below with reference to the drawings. In each figure, the same or corresponding parts are given the same reference numerals. In the description of the embodiments, the description of the same or corresponding parts will be omitted or simplified as appropriate. The arrows in the figure mainly indicate the flow of data or processing. Further, in the following figures, the size relationship of each component may differ from the actual one. Further, in the description of the embodiments, directions or positions such as top, bottom, left, right, front, back, front, and back may be indicated. These notations are for convenience of explanation and do not limit the arrangement, direction, or orientation of devices, instruments, parts, or the like.
実施の形態１．
＊＊＊構成の説明＊＊＊
図１は、本実施の形態による姿勢制御システム５００の全体構成例を示す図である。
***Explanation of configuration***
FIG. 1 is a diagram showing an example of the overall configuration of an attitude control system 500 according to the present embodiment.
姿勢制御システム５００は、宇宙環境１０３に存在する衛星１０１の姿勢を姿勢角および姿勢角速度から成る目標姿勢に制御するシステムである。姿勢制御システム５００は、
例えば、姿勢制御アクチュエータ１１２が２軸まわりのトルクしか発生しない状況で３軸姿勢制御ができる劣駆動姿勢制御則の手法を用いる。
姿勢制御システム５００は、切替型劣駆動姿勢制御システムともいう。
The attitude control system 500 is a system that controls the attitude of the
For example, an underactuated attitude control law technique is used that allows three-axis attitude control in a situation where the
Attitude control system 500 is also referred to as a switched underactuated attitude control system.
姿勢制御システム５００は、衛星１０１、地上システム１０２、および宇宙環境１０３から構成される。
衛星１０１は、人工衛星である。また、衛星１０１は、宇宙環境１０３に存在する人工衛星以外の宇宙機でもよい。
地上システム１０２は、衛星１０１の姿勢変更といった運用計画および管制を行う。宇宙環境１０３は、衛星１０１が放たれる宇宙環境である。
Attitude control system 500 is comprised of
The ground system 102 performs operational planning and control such as changing the attitude of the
衛星１０１には、姿勢制御サブシステム１０４が搭載されている。
姿勢制御サブシステム１０４は、センサ１０５、姿勢決定系１０６、姿勢マヌーバ計画部１０７、制御則決定部１０８、パラメータデータベース１０９、第１制御則計算部１１０、第２制御則計算部１１１、および姿勢制御アクチュエータ１１２を備える。
The
The
宇宙環境１０３には、衛星１０１の姿勢角、角速度、角加速度を支配するダイナミクス／キネマティクス１１３がある。
また、地上システム１０２は、制御則計画部１１４を備える。また、一般の衛星と同様に、本実施の形態においても、衛星１０１のハウスキーピングに係るデータは、逐次、地上システム１０２にダウンリンクしているものとする。
The
The ground system 102 also includes a control
本実施の形態では、姿勢制御アクチュエータ１１２により直交する２軸まわりのトルクを発生できる状況を考える。また、センサ１０５と姿勢決定系１０６の処理により衛星１０１の姿勢角および姿勢角速度が取得できるものとする。
In this embodiment, a situation will be considered in which the
＊＊＊動作の説明＊＊＊
本実施の形態に係る姿勢制御システム５００における実行順序の概要を図１で説明する。
***Operation explanation***
An overview of the execution order in posture control system 500 according to this embodiment will be explained with reference to FIG.
姿勢決定系１０６は、センサ１０５から得られたセンサ出力値から、姿勢角および姿勢角速度を計算する。
姿勢マヌーバ計画部１０７は、目標姿勢角および目標姿勢角速度を出力する。
以下において、目標姿勢角および目標姿勢角速度を目標姿勢と呼ぶ場合がある。
The
Attitude
In the following, the target attitude angle and target attitude angular velocity may be referred to as target attitude.
＜制御則決定部１０８＞
制御則決定部１０８は、衛星１０１の現在の姿勢角および姿勢角速度と目標姿勢とを比較した結果に基づいて、第１制御則計算部１１０と第２制御則計算部１１１のいずれを採用するか決定する。
具体的には、制御則決定部１０８は、姿勢決定系１０６により計算された姿勢角および姿勢角速度と、姿勢マヌーバ計画部１０７から出力された目標姿勢角および目標姿勢角速度を取得する。制御則決定部１０８は、姿勢角および姿勢角速度と、目標姿勢角および目標姿勢角速度とをもとに、所定の法則に基づいて第１制御則計算部１１０または第２制御則計算部１１１を切り替えて実行する。
<Control
The control
Specifically, the control
＜第１制御則計算部１１０＞
第１制御則計算部１１０は、衛星１０１の現在の姿勢角および姿勢角速度と、後述するパラメータデータベース１０９とに基づいて、パラメータデータベース１０９に格納された入力ベクトルから衛星１０１を目標姿勢に制御するための入力ベクトルを近似的に計算する。
<First control
The first control
第１制御則計算部１１０が選択された場合、第１制御則計算部１１０は、次のように制御入力を計算する。第１制御則計算部１１０は、パラメータデータベース１０９に予め格納した状態量ベクトル２０１および目標出力ベクトル２０２、現在の衛星１０１の姿勢角および姿勢角速度、および、目標姿勢角と目標姿勢角速度を取得する。
第１制御則計算部１１０は、パラメータデータベース１０９に予め格納した姿勢角と姿勢角速度からなる状態量ベクトル２０１群と目標出力ベクトル２０２群、現在の衛星１０１の姿勢角と姿勢角速度、および目標姿勢角と姿勢角速度の関係をもとに、パラメータデータベース１０９に予め格納された入力ベクトル２０３から近似的に制御入力を計算する。
そして、第１制御則計算部１１０は、姿勢制御アクチュエータ１１２にトルクコマンドを出力する。姿勢制御アクチュエータ１１２は、入力されたトルクコマンドをもとにトルクを発生させ、衛星１０１の姿勢角および姿勢角速度が変更される。パラメータデータベース１０９に格納されている状態量ベクトル２０１群、目標出力ベクトル２０２群、および入力ベクトル２０３群は、故障した姿勢制御アクチュエータに応じて制御則計画部１１４からパラメータデータベース１０９へアップロードされる。
When the first control
The first control
The first control
＜第２制御則計算部１１１＞
第２制御則計算部１１１は、パラメータデータベース１０９を用いずに、劣駆動姿勢制御則の手法で衛星１０１を目標姿勢に制御するための制御入力を計算する。
<Second control
The second control
第２制御則計算部１１１が選択された場合、第２制御則計算部１１１は、現在の衛星１０１の姿勢角と姿勢角速度、および目標姿勢角と姿勢角速度の関係をもとに劣駆動姿勢制御則の手法で制御入力を計算する。このとき、第２制御則計算部１１１は、パラメータデータベース１０９を用いない。そして、第２制御則計算部１１１は、トルクコマンドを姿勢制御アクチュエータ１１２に出力する。姿勢制御アクチュエータ１１２は、入力されたトルクコマンドをもとにトルクを発生させ、衛星１０１の姿勢を制御する。
When the second control
＜パラメータデータベース１０９＞
パラメータデータベース１０９にでは、姿勢角および姿勢角速度から成る状態量ベクトル２０１と、目標姿勢を実現する目標出力ベクトル２０２と、２軸の入力ベクトル２０３とが対応付けられている。
<
In the
パラメータデータベース１０９には、衛星１０１を状態方程式で表した際の状態量からなる状態量ベクトル２０１群および目標出力ベクトル２０２群が格納されている。また、パラメータデータベース１０９には、その状態量ベクトル２０１と目標出力ベクトル２０２に対しモデル予測制御を適用した場合の制御入力からなる入力ベクトル２０３群が格納されている。
The
状態量ベクトル２０１として、オイラー角で定義された衛星１０１の姿勢角３つ（φ、θ、ψ）と、衛星１０１の姿勢角速度３つ（ω１、ω２、ω３）からなる６次元ベクトルＸを考える。
出力ベクトルＹとして、オイラー角で定義された衛星１０１の姿勢角３つ（φ、θ、ψ）からなる３次元ベクトルを考える。目標出力ベクトルＹｒｅｆは、出力ベクトルを構成する姿勢角それぞれに添え字をつけ、（φｒｅｆ、θｒｅｆ、ψｒｅｆ）と表す。
入力ベクトル２０３としては、姿勢制御アクチュエータ１１２が発生する、直交する２軸のトルク（ｕ１、ｕ２）からなる２次元ベクトルを考える。
As the state quantity vector 201, consider a six-dimensional vector .
As the output vector Y, consider a three-dimensional vector consisting of three attitude angles (φ, θ, ψ) of the
As the input vector 203, a two-dimensional vector generated by the
図２は、本実施の形態に係るパラメータデータベース１０９のデータ構造例を示す図である。
図２中のｉ、ｊ、ｋ、ｌ、ｍ、ｎはいずれも２以上の整数であり、ｍａｘ（ｘ）は整数ｘの最大値を表す。またｄは整数値であり、詳細は後述する。
FIG. 2 is a diagram showing an example data structure of the
i, j, k, l, m, and n in FIG. 2 are all integers of 2 or more, and max(x) represents the maximum value of the integer x. Further, d is an integer value, and the details will be described later.
パラメータデータベース１０９には、６次元ベクトルである状態量ベクトル２０１、３次元ベクトルである目標出力ベクトル２０２、および２次元ベクトルである入力ベクトル２０３が対応づいた状態で格納される。
状態量ベクトル２０１は、制御則計画部１１４が所定の方式を用いて選定したベクトルである。
目標出力ベクトル２０２は、選定された状態量ベクトル２０１に対応する姿勢マヌーバ計画の姿勢角ベクトルである。
また、入力ベクトル２０３は、選定された状態量ベクトル２０１に対して、制御則計画部１１４に搭載されたアルゴリズムにより計算された制御入力からなるベクトルである。
In the
The state quantity vector 201 is a vector selected by the control
The target output vector 202 is an attitude angle vector of the attitude maneuver plan corresponding to the selected state quantity vector 201.
Furthermore, the input vector 203 is a vector consisting of control inputs calculated by an algorithm installed in the control
＜制御則計画部１１４＞
制御則計画部１１４は、目標姿勢に基づいて、状態量ベクトル２０１と目標出力ベクトル２０２と入力ベクトル２０３とを算出し、パラメータデータベース１０９に格納する。
制御則計画部１１４は、目標姿勢に基づいて、目標姿勢の近傍の姿勢角および姿勢角速度を選択領域Ｄとして選択する。そして、制御則計画部１１４は、選択領域Ｄからパラメータデータベース１０９に格納する代表点を抽出する。制御則計画部１１４は、抽出した代表点を状態量ベクトル２０１とし、状態量ベクトル２０１と目標出力ベクトル２０２とに基づいて入力ベクトル２０３を算出する。
<Control
The control
The control
＜制御則計画部１１４：状態量ベクトル２０１の選定方式＞
パラメータデータベース１０９に格納する状態量ベクトル２０１の選定方式について図３から図６を使って説明する。
<Control law planning unit 114: Selection method of state quantity vector 201>
A selection method for the state quantity vector 201 to be stored in the
パラメータデータベース１０９に格納する状態量ベクトル２０１は、状態量ベクトル空間の特定の領域の代表点である。状態量ベクトル空間の中から特定の領域を選択する方法と、その選択領域から代表点を抽出する方法を、順に説明する。なお、以下において、特定の領域を、選択領域、選択領域Ｄ、または単にＤと呼称する。
The state quantity vector 201 stored in the
＜＜選択領域Ｄの抽出＞＞
図３は、本実施の形態に係る衛星の姿勢マヌーバ計画と選択領域Ｄとの姿勢角の例を示す図である。
図４は、本実施の形態に係る衛星の姿勢マヌーバ計画と選択領域Ｄとの姿勢角速度の例を示す図である。
<<Extraction of selected area D>>
FIG. 3 is a diagram showing an example of the attitude maneuver plan of the satellite and the attitude angle of the selected area D according to the present embodiment.
FIG. 4 is a diagram showing an example of the attitude maneuver plan of the satellite and the attitude angular velocity of the selected area D according to the present embodiment.
まず、図３および図４を用いて、状態量ベクトル空間の中から選択領域を抽出する方法を説明する。状態量ベクトル空間の中から選択される領域は、衛星の目標姿勢角、目標姿勢角速度、および運用で使用される頻度が高いと想定される姿勢マヌーバ計画をもとに選択される。 First, a method for extracting a selected region from the state quantity vector space will be explained using FIGS. 3 and 4. The region selected from the state quantity vector space is selected based on the satellite's target attitude angle, target attitude angular velocity, and attitude maneuver plan that is assumed to be frequently used in operations.
本実施の形態では、目標姿勢角を、ある特定の慣性座標系で３軸とも０ＤＥＧとする。
また、目標姿勢角速度を、衛星の機体座標系で０ＤＥＧ／Ｓとする。
また、衛星の姿勢マヌーバ計画を図３および図４の実線で示す。図３および図４の横軸は時間を表している。ｔ０は衛星１０１の姿勢変更開始時刻、ｔ１は衛星１０１の姿勢変更完了時刻を表す。図３の縦軸は衛星１０１の姿勢角（φ、θ、ψ）の大きさを示しており、図４の縦軸は衛星１０１の姿勢角速度（ω１、ω２、ω３）の大きさを示している。
In this embodiment, the target attitude angle is set to 0DEG for all three axes in a certain inertial coordinate system.
Further, the target attitude angular velocity is set to 0 DEG/S in the satellite body coordinate system.
Further, the attitude maneuver plan of the satellite is shown by the solid line in FIGS. 3 and 4. The horizontal axes in FIGS. 3 and 4 represent time. t0 represents the start time of the attitude change of the
図３および図４に示す通り、３軸のうちの１軸まわり（ω３軸まわり）に姿勢マヌーバ
を行い、目標姿勢角０ＤＥＧ、目標姿勢角速度０ＤＥＧ／Ｓに収束させている。このとき衛星１０１に搭載された姿勢制御アクチュエータ１１２はω１軸およびω２軸まわりにのみトルク発生可能であり、ω１軸およびω２軸まわりのトルクを使って、ω３軸まわりの姿勢マヌーバを行っているものとする。
以後、この姿勢マヌーバ計画を任意の時間ｔに対する関数ｆ（ｔ）とおく。すなわち、衛星１０１の姿勢角と姿勢角速度は時間ｔの関数として、次の数１で表現できるものとする。
Hereinafter, this attitude maneuver plan will be referred to as a function f(t) for an arbitrary time t. That is, it is assumed that the attitude angle and attitude angular velocity of the
ただし、数１中のＸは、数２で定義されるものとする。
状態量ベクトル空間の中から選択する領域は、ベクトルの集合として数３のＤで表現される。
ここで、Δは数４で定義されるものとする。
数３で定義された選択領域Ｄを図３および図４に網掛けで示す。
The selection area D defined by
すなわち、制御則計画部１１４は、選択領域Ｄとして、運用で使用される頻度が高いと想定される姿勢マヌーバ計画の近傍の姿勢角および姿勢角速度を選択している。
ε１、ε２、ε３、δ１、δ２、δ３は、衛星１０１に格納可能なデータ量、宇宙環境１０３で想定される衛星１０１への外乱の大きさ、およびモデル予測制御法で制御入力を計算できる範囲に応じて設定される値である。値が大きい方がパラメータデータベース１０９に格納されるデータ量が増加し、第１制御則計算部１１０の適用範囲が広くなる。第１制御則計算部１１０の適用範囲を広げることで、衛星１０１に対して大きな外乱が入った場合でも第１制御則計算部１１０を使用することができ、姿勢整定時間を短縮できる可能性が高まる。
一方、パラメータデータベース１０９に格納されるデータ量は増加するため、衛星１０１にはよりデータ領域保存領域が大きく、データ検索といった計算能力の高い計算機を搭載する必要がある。また、εあるいはδが大きい、すなわち大きな姿勢変更を要する場合、モデル予測制御法で制御入力を計算できないことがある。パラメータデータベース１０９に格納するすべての状態量ベクトル２０１は、モデル予測制御法により対応する制御入力を計算し、その入力ベクトル２０３をパラメータデータベース１０９に格納しておく必
要がある。したがってεあるいはδは、モデル予測制御法で制御入力を計算できる範囲も考慮して決定される。
That is, the control
ε1, ε2, ε3, δ1, δ2, and δ3 are the amount of data that can be stored in the
On the other hand, since the amount of data stored in the
＜＜選択領域Ｄから代表点を抽出＞＞
次に状態量ベクトル空間の選択領域Ｄから代表点を抽出する方法について説明する。
制御則計画部１１４は、主に、選択領域Ｄにおける目標姿勢の最大値と最小値とに基づいて代表点を抽出する。すなわち、選択領域Ｄの最大値と最小値に注目し、状態量ベクトル２０１の各成分の全組み合わせを考えることで代表点を抽出する。
また、制御則計画部１１４は、状態量ベクトル２０１を構成する状態量に対する制御入力の変化量に応じて、代表点の間隔あるいは配置を決定する。
選択領域Ｄの代表点の集合Ｅは、整数ｉ、ｊ、ｋ、ｌ、ｍ、ｎを用いて数５のように表される。
Next, a method for extracting representative points from the selection area D of the state quantity vector space will be explained.
The control
Further, the control
A set E of representative points of the selection area D is expressed as shown in Equation 5 using integers i, j, k, l, m, and n.
ここで、ｇｍｉｎ（ε、δ）およびｇｍａｘ（ε、δ）は、それぞれ選択領域Ｄの要素であるベクトルの各成分の最小値および最大値からなるベクトルである。ｇｍｉｎ（ε、δ）およびｇｍａｘ（ε、δ）は、数６、数７のように表される。
なお、φｍｉｎ、θｍｉｎ、ψｍｉｎ、ω１ｍｉｎ、ω２ｍｉｎ、ω３ｍｉｎは、それぞれ選択領域Ｄ内のφ、θ、ψ、ω１、ω２、ω３の最小値である。φｍａｘ、θｍａｘ、ψｍａｘ、ω１ｍａｘ、ω２ｍａｘ、ω３ｍａｘは、それぞれ選択領域Ｄ内のφ、θ、ψ、ω１、ω２、ω３の最大値である。図３および図４にｇｍｉｎ（ε、δ）およびｇｍａｘ（ε、δ）の各成分と、選択領域Ｄの関係を示している。
また、数５おけるｈ（ｉ、ｊ、ｋ、ｌ、ｍ、ｎ）は数８のように表される。
Further, h (i, j, k, l, m, n) in Equation 5 is expressed as shown in Equation 8.
図５は、本実施の形態に係る選択領域Ｄからパラメータデータベース１０９に格納する代表点（姿勢角部分）を抽出する一例を示す図である。
図６は、本実施の形態に係る選択領域Ｄからパラメータデータベース１０９に格納する代表点（姿勢角速度部分）を抽出する一例を示す図である。
数５および数８について、図５および図６を用いて説明する。
FIG. 5 is a diagram showing an example of extracting a representative point (posture angle portion) from the selection area D according to the present embodiment to be stored in the
FIG. 6 is a diagram showing an example of extracting a representative point (attitude angular velocity portion) to be stored in the
Equations 5 and 8 will be explained using FIGS. 5 and 6.
図５および図６の各軸は、状態量ベクトル２０１の各成分の大きさを示している。また、選択領域Ｄから抽出された代表点は×印で示されている。図５および図６が示すように、選択領域Ｄの最下端、すなわちｇｍｉｎ（ε、δ）の第一成分などに対して、後述する所定の法則で計算した代表点の各成分の間隔ｄφ（１）、ｄφ（２）、ｄφ（３）…などを足し合わせることで代表点の各成分φ１、φ２、φ３…などを計算している。ここでいずれの代表点も数３を満たしている。すなわち、いずれの代表点も選択領域Ｄ内の点である。
Each axis in FIGS. 5 and 6 indicates the magnitude of each component of the state quantity vector 201. Further, representative points extracted from the selection area D are indicated by cross marks. As shown in FIGS. 5 and 6, the interval dφ( 1), dφ(2), dφ(3), etc., each component φ1, φ2, φ3, etc. of the representative point is calculated. Here, all representative points satisfy
図２に示したデータ構造のパラメータデータベース１０９に格納する状態量ベクトル２０１は、代表点の各成分の全組み合わせである。すなわちパラメータデータベース１０９に格納される状態量ベクトル２０１の個数は、数９のｄのように表現される。
制御則計画部１１４は、状態量ベクトル２０１を構成する状態量に対する制御入力の変化量に応じて、代表点の間隔あるいは配置を決定する。
例えば、代表点の各成分の間隔は、状態量ベクトル２０１を構成する各状態量に対して入力ベクトル２０３を構成する制御入力の変化量が大きい箇所では小さく、変化量が小さい箇所では大きくする。すなわち、任意の実数ｋ１１、ｋ１２、ｋ２１、・・・に対して、代表点の各成分の間隔は数１０で表される。
For example, the interval between the respective components of the representative points is small where the amount of change in the control input that makes up the input vector 203 with respect to each state quantity that makes up the state quantity vector 201 is large, and is made large where the amount of change is small. That is, for arbitrary real numbers k11, k12, k21, . . . , the interval between each component of the representative point is expressed by
ここで、任意の実数ｋ１１、ｋ１２、ｋ２１、・・・は、衛星１０１に搭載可能なデー
タ量および、要求される姿勢制御精度に応じてチューニングされ、決定される。言い換えれば、任意の実数ｋ１１、ｋ１２、ｋ２１、・・・は、パラメータデータベース１０９のデータサイズと制御入力の精度に応じてチューニングされ、決定される。
Here, the arbitrary real numbers k11, k12, k21, . . . are tuned and determined according to the amount of data that can be carried on the
＜制御則計画部１１４：入力ベクトル２０３の計算方式＞
前述の方法で選定した状態量ベクトル２０１から、パラメータデータベース１０９に格納する入力ベクトル２０３を計算する方法について説明する。制御則計画部１１４は、選定した状態量ベクトル２０１それぞれと、目標出力ベクトル２０２とに対して、モデル予測制御の手法を適用し、入力ベクトル２０３を計算する。計算した入力ベクトル２０３は、計算で使用した状態量ベクトル２０１および目標出力ベクトル２０２と関係づけた状態でパラメータデータベース１０９に格納する。
目標出力ベクトル２０２は、姿勢マヌーバ計画上、取りうる目標の出力ベクトルである。
制御則計画部１１４は、例えば、非特許文献３等に記載されているモデル予測制御の手法を適用し、入力ベクトル２０３を計算する。
<Control law planning unit 114: Calculation method of input vector 203>
A method for calculating the input vector 203 to be stored in the
The target output vector 202 is a possible target output vector in the attitude maneuver plan.
The control
＜制御則決定部１０８＞
制御則決定部１０８は、衛星１０１の現在の姿勢角および姿勢角速度が選択領域Ｄにあるか否かを判定する。衛星１０１の現在の姿勢角および姿勢角速度が選択領域Ｄにあれば、制御則決定部１０８は、第１制御則計算部１１０を採用する。衛星１０１の現在の姿勢角および姿勢角速度が選択領域Ｄになければ、制御則決定部１０８は、第２制御則計算部１１１を採用する。
<Control
The control
制御則決定部１０８は、パラメータデータベース１０９の状態量ベクトル２０１および目標出力ベクトル２０２を取得しながら、第１制御則計算部１１０と第２制御則計算部１１１のいずれを採用するか決定する。制御則決定部１０８は、パラメータデータベース１０９の状態量ベクトル２０１および目標出力ベクトル２０２と、現在の衛星１０１の姿勢角と姿勢角速度および目標姿勢角と目標姿勢角速度とを比較し、第１制御則計算部１１０と第２制御則計算部１１１のいずれを採用するか決定する。
The control
第１制御則計算部１１０を採用するのは、現在の衛星１０１の姿勢角および姿勢角速度が図３および図４の網掛け部、すなわち選択領域Ｄにある場合である。
The first control
具体的には、以下の通りである。
現在の衛星１０１の姿勢角および姿勢角速度をそれぞれφ、θ、ψ、ω１、ω２、ω３とする。このとき、パラメータデータベース１０９において、目標姿勢角に最も近い目標出力ベクトル２０２に対応する状態量ベクトル２０１の中に、数１１から数１６をすべて満たすものが存在する場合、制御則決定部１０８は、第１制御則計算部１１０を採用する。存在しない場合は、制御則決定部１０８は、第２制御則計算部１１１を採用する。
The current attitude angle and attitude angular velocity of the
図７は、本実施の形態に係る制御則決定部１０８による制御則決定処理の計算アルゴリズムの例を示すフロー図である。
ステップＳ１０１において、制御則決定部１０８は、パラメータデータベース１０９の中で、目標姿勢角に最も近い目標出力ベクトル２０２に対応する状態量ベクトル２０１を検索する。制御則決定部１０８は、数１１を満たすφｉ、φｉ＋１が、パラメータデータベース１０９の状態量ベクトル２０１内に格納されているか調べる。
ステップＳ１０２において、制御則決定部１０８は、数１１を満たすφｉ、φｉ＋１を含む状態量ベクトル２０１の中で、さらに数１２を満たすθｊ、θｊ＋１がパラメータデータベース１０９の状態量ベクトル２０１内に格納されているか調べる。
同様に数１３から数１６についても検索し、数１３から数１６のすべての数式を満たす状態量ベクトル２０１がパラメータデータベース１０９に格納されていた場合は第１制御則計算部１１０を採用する。それ以外の場合は第２制御則計算部１１１を採用する。
FIG. 7 is a flow diagram illustrating an example of a calculation algorithm for control law determination processing by the control
In step S101, the control
In step S102, the control
Similarly, Equations 13 to 16 are searched, and if the state quantity vector 201 that satisfies all the expressions from Equations 13 to 16 is stored in the
＜第１制御則計算部１１０＞
第１制御則計算部１１０では、パラメータデータベース１０９の状態量ベクトル２０１および入力ベクトル２０３を取得しながら、線形補間により現在の衛星１０１の姿勢角および姿勢角速度に対応する制御入力を計算する。そして、第１制御則計算部１１０は、計算した制御入力をトルクコマンドとして姿勢制御アクチュエータ１１２に入力する。
具体的には以下の通りである。
<First control
The first control
Specifically, the details are as follows.
図８は、本実施の形態に係る第１制御則計算部１１０による第１制御則計算処理の計算アルゴリズムの例を示すフロー図である。
現在の衛星の姿勢角および姿勢角速度８０１は、φ、θ、ψ、ω１、ω２、ω３である。
ステップＳ２０１において、第１制御則計算部１１０は、現在の衛星の姿勢角および姿勢角速度８０１に対して、数１１から数１６をすべて満たす状態量ベクトル８０２をパラメータデータベース１０９の中から抽出する。抽出した状態量ベクトル８０２は、数１１から数１６内の文字を使用して［φｉ、θｊ、ψｋ、ω１ｌ、ω２ｍ、ω３ｎ］および［φｉ＋１、θｊ＋１、ψｋ＋１、ω１ｌ＋１、ω２ｍ＋１、ω３ｎ＋１］と表現される。
FIG. 8 is a flow diagram illustrating an example of a calculation algorithm for the first control law calculation process by the first control
The current satellite attitude angle and attitude
In step S201, the first control
ステップＳ２０２において、第１制御則計算部１１０は、状態量ベクトル８０２に隣接する状態量ベクトル８０３と、隣接する状態量ベクトル８０３に対応する入力ベクトル８０４をパラメータデータベース１０９の中から抽出する。ここでいう「隣接する」とは、図８に示すように、姿勢角および姿勢角速度の添え字が１つ前および１つ後の姿勢角および姿勢角速度を含む状態量ベクトルを意味する。
In step S202, the first control
ステップＳ２０３において、第１制御則計算部１１０は、隣接する状態量ベクトル８０３と入力ベクトル８０４、および現在の衛星の姿勢角および姿勢角速度８０１から、線形補間により制御入力８０５を計算する。
ステップＳ２０４において、第１制御則計算部１１０は、計算した制御入力８０５は、トルクコマンドとして姿勢制御アクチュエータ１１２に入力する。
In step S203, the first control
In step S204, the first control
＜第２制御則計算部１１１＞
第２制御則計算部１１１では、非特許文献１あるいは非特許文献２といった文献に開示されている方法を用いて、現在の衛星１０１の姿勢角と姿勢角速度から、制御入力を計算する。そして、第２制御則計算部１１１は、計算した制御入力をトルクコマンドとして姿勢制御アクチュエータ１１２に入力する。
<Second control
The second control
この結果、計算処理量が多いために衛星１０１内部での処理が難しい制御則、あるいは、制御則を適用可能な範囲が限られている制御則であっても、衛星１０１内部のパラメータデータベース１０９に格納し、制御則決定部１０８で最適な制御則を選択的に実行することで、衛星１０１の姿勢制御に適用可能になった。
As a result, even if the control law is difficult to process inside the
なお、第１制御則計算部１１０と第２制御則計算部１１１の２種類の制御則を用いていたが、更なる最適化のため３つ以上の制御則を用いることもできる。この場合、パラメータデータベース（１０９）も複数個搭載される可能性がある。
Although two types of control laws, the first control
＊＊＊ハードウェア構成例の説明＊＊＊
姿勢制御サブシステム１０４および地上システム１０２には、コンピュータが搭載されている。ここでは、コンピュータのハードウェア構成例１およびハードウェア構成例２について、地上システム１０２を用いて説明する。姿勢制御サブシステム１０４に搭載されるコンピュータについても、以下のハードウェア構成例１およびハードウェア構成例２を適宜適用できる。
***Explanation of hardware configuration example***
＜ハードウェア構成例１＞
図９は、本実施の形態に係る地上システム１０２のハードウェア構成例１を示す図である。
地上システム１０２は、コンピュータである。地上システム１０２は、サーバ、パーソナルコンピュータといったコンピュータを複数個組み合わせたシステムであってもよい。
地上システム１０２は、プロセッサ９１０を備えるとともに、メモリ９２１、補助記憶装置９２２、入力インタフェース９３０、出力インタフェース９４０、および通信装置９５０といった他のハードウェアを備える。プロセッサ９１０は、信号線を介して他のハードウェアと接続され、これら他のハードウェアを制御する。
<Hardware configuration example 1>
FIG. 9 is a diagram showing an example 1 of the hardware configuration of the ground system 102 according to the present embodiment.
Ground system 102 is a computer. The ground system 102 may be a system that combines multiple computers such as servers and personal computers.
Ground system 102 includes a processor 910 and other hardware such as memory 921,
地上システム１０２は、機能要素として、制御則計画部１１４と記憶部９２０とを備える。
制御則計画部１１４の機能は、ソフトウェアにより実現される。記憶部９２０は、メモリ９２１に備えられる。なお、記憶部９２０は、補助記憶装置９２２に備えられていてもよいし、メモリ９２１と補助記憶装置９２２に分散して備えられていてもよい。
The ground system 102 includes a control
The functions of the control
姿勢制御プログラムは、姿勢制御システム５００の各装置の機能を実現するプログラムである。よって、姿勢制御プログラムには、地上システム１０２の機能を実現するプログラムと姿勢制御サブシステム１０４の機能を実現するプログラムとが含まれる。
The attitude control program is a program that realizes the functions of each device of the attitude control system 500. Therefore, the attitude control program includes a program that realizes the functions of the ground system 102 and a program that realizes the functions of the
プロセッサ９１０は、姿勢制御プログラムを実行する装置である。姿勢制御プログラムは、制御則計画部１１４の機能を実現するプログラムである。
プロセッサ９１０は、演算処理を行うＩＣである。プロセッサ９１０の具体例は、ＣＰＵ、ＤＳＰ、ＧＰＵである。ＩＣは、Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ Ｃｉｒｃｕｉｔの略語である。ＣＰＵは、Ｃｅｎｔｒａｌ Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ Ｕｎｉｔの略語である。ＤＳＰは、Ｄｉｇｉｔａｌ Ｓｉｇｎａｌ Ｐｒｏｃｅｓｓｏｒの略語である。ＧＰＵは、Ｇｒａｐｈｉｃｓ Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ Ｕｎｉｔの略語である。
Processor 910 is a device that executes an attitude control program. The attitude control program is a program that realizes the functions of the control
Processor 910 is an IC that performs arithmetic processing. Specific examples of the processor 910 are a CPU, a DSP, and a GPU. IC is an abbreviation for Integrated Circuit. CPU is an abbreviation for Central Processing Unit. DSP is an abbreviation for Digital Signal Processor. GPU is an abbreviation for Graphics Processing Unit.
メモリ９２１は、データを一時的に記憶する記憶装置である。メモリ９２１の具体例は、ＳＲＡＭ、あるいはＤＲＡＭである。ＳＲＡＭは、Ｓｔａｔｉｃ Ｒａｎｄｏｍ Ａｃｃｅｓｓ Ｍｅｍｏｒｙの略語である。ＤＲＡＭは、Ｄｙｎａｍｉｃ Ｒａｎｄｏｍ Ａｃｃｅｓｓ Ｍｅｍｏｒｙの略語である。 Memory 921 is a storage device that temporarily stores data. A specific example of the memory 921 is SRAM or DRAM. SRAM is an abbreviation for Static Random Access Memory. DRAM is an abbreviation for Dynamic Random Access Memory.
補助記憶装置９２２は、データを保管する記憶装置である。補助記憶装置９２２の具体例は、ＨＤＤである。また、補助記憶装置９２２は、ＳＤ（登録商標）メモリカード、ＣＦ、ＮＡＮＤフラッシュ、フレキシブルディスク、光ディスク、コンパクトディスク、ブルーレイ（登録商標）ディスク、ＤＶＤといった可搬の記憶媒体であってもよい。なお、ＨＤＤは、Ｈａｒｄ Ｄｉｓｋ Ｄｒｉｖｅの略語である。ＳＤ（登録商標）は、Ｓｅｃｕｒｅ Ｄｉｇｉｔａｌの略語である。ＣＦは、ＣｏｍｐａｃｔＦｌａｓｈ（登録商標）の略語である。ＤＶＤは、Ｄｉｇｉｔａｌ Ｖｅｒｓａｔｉｌｅ Ｄｉｓｋの略語である。
入力インタフェース９３０は、マウス、キーボード、あるいはタッチパネルといった入力装置と接続されるポートである。入力インタフェース９３０は、具体的には、ＵＳＢ端子である。なお、入力インタフェース９３０は、ＬＡＮと接続されるポートであってもよい。ＵＳＢは、Ｕｎｉｖｅｒｓａｌ Ｓｅｒｉａｌ Ｂｕｓの略語である。ＬＡＮは、Ｌｏｃａｌ Ａｒｅａ Ｎｅｔｗｏｒｋの略語である。なお、姿勢制御サブシステム１０４の場合は、例えば、センサ１０５などからの入力インタフェースを備える。
The
出力インタフェース９４０は、ディスプレイといった出力機器のケーブルが接続されるポートである。出力インタフェース９４０は、具体的には、ＵＳＢ端子またはＨＤＭＩ（登録商標）端子である。ディスプレイは、具体的には、ＬＣＤである。出力インタフェース９４０は、表示器インタフェースともいう。ＨＤＭＩ（登録商標）は、Ｈｉｇｈ Ｄｅｆｉｎｉｔｉｏｎ Ｍｕｌｔｉｍｅｄｉａ Ｉｎｔｅｒｆａｃｅの略語である。ＬＣＤは、Ｌｉｑｕｉｄ Ｃｒｙｓｔａｌ Ｄｉｓｐｌａｙの略語である。なお、姿勢制御サブシステム１０４の場合は、例えば、姿勢制御アクチュエータ１１２などへの出力インタフェースを備える。
The
通信装置９５０は、レシーバとトランスミッタを有する。通信装置９５０は、ＬＡＮ、インターネット、あるいは電話回線といった通信網に接続している。通信装置９５０は、具体的には、通信チップまたはＮＩＣである。
また、地上システム１０２と衛星１０１間における通信は、上記の通信網とは別の通信リンクにより行われる。地上システム１０２と衛星１０１間における通信に使用する通信装置は、コンピュータの１要素ではなく、地上システム１０２側は衛星用地上局アンテナであり、衛星１０１側は衛星搭載用送受信機である。
Further, communication between the ground system 102 and the
姿勢制御プログラムは、姿勢制御システム５００の各装置において実行される。ここでは、姿勢制御プログラムは、地上システム１０２において実行される。姿勢制御プログラムは、プロセッサ９１０に読み込まれ、プロセッサ９１０によって実行される。メモリ９２１には、姿勢制御プログラムだけでなく、ＯＳも記憶されている。なお、姿勢制御サブシステム１０４の場合は、ＯＳ、ファームウェアのいずれか、またはその両方が記憶されている。ＯＳは、Ｏｐｅｒａｔｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍの略語である。
プロセッサ９１０は、ＯＳを実行しながら、姿勢制御プログラムを実行する。また、姿勢制御プログラム以外の組み込まれたプログラムあるいはファームウェアも、姿勢制御プログラムと同時に実行することがある。姿勢制御プログラムおよびＯＳは、補助記憶装置９２２に記憶されていてもよい。補助記憶装置９２２に記憶されている姿勢制御プログラムおよびＯＳは、メモリ９２１にロードされ、プロセッサ９１０によって実行される。なお、姿勢制御プログラムの一部または全部がＯＳに組み込まれていてもよい。
The attitude control program is executed in each device of the attitude control system 500. Here, the attitude control program is executed on the ground system 102. The attitude control program is loaded into processor 910 and executed by processor 910. The memory 921 stores not only the attitude control program but also the OS. Note that in the case of the
Processor 910 executes the attitude control program while executing the OS. Also, installed programs or firmware other than the attitude control program may be executed simultaneously with the attitude control program. The attitude control program and the OS may be stored in the
地上システム１０２は、プロセッサ９１０を代替する複数のプロセッサを備えていてもよい。これら複数のプロセッサは、姿勢制御プログラムの実行を分担する。それぞれのプロセッサは、プロセッサ９１０と同じように、姿勢制御プログラムを実行する装置である。 Ground system 102 may include multiple processors to replace processor 910. These multiple processors share the execution of the attitude control program. Each processor, like processor 910, is a device that executes an attitude control program.
姿勢制御プログラムにより利用、処理または出力されるデータ、情報、信号値および変数値は、メモリ９２１、補助記憶装置９２２、または、プロセッサ９１０内のレジスタあるいはキャッシュメモリに記憶される。
Data, information, signal values, and variable values utilized, processed, or output by the attitude control program are stored in memory 921,
制御則計画部１１４の「部」を「回路」、「工程」、「手順」、「処理」、あるいは「サーキットリー」に読み替えてもよい。姿勢制御プログラムは、制御則計画処理を、コンピュータに実行させる。制御則計画処理の「処理」を「プログラム」、「プログラムプロダクト」、「プログラムを記憶したコンピュータ読取可能な記憶媒体」、または「プログラムを記録したコンピュータ読取可能な記録媒体」に読み替えてもよい。
The "section" of the control
また、姿勢制御方法は、姿勢制御システム５００の各装置が姿勢制御プログラムを実行することにより行われる方法である。
姿勢制御プログラムは、コンピュータ読取可能な記録媒体に格納されて提供されてもよい。また、姿勢制御プログラムは、プログラムプロダクトとして提供されてもよい。
Further, the attitude control method is a method performed by each device of the attitude control system 500 executing an attitude control program.
The attitude control program may be provided stored in a computer-readable recording medium. Further, the attitude control program may be provided as a program product.
＜ハードウェア構成例２＞
姿勢制御システム５００の各装置の機能がハードウェアで実現されてもよい。
地上システム１０２の例では、制御則計画部１１４の機能がハードウェアで実現されてもよい。このとき、地上システム１０２は、プロセッサ９１０に替えて電子回路９０９を備える。
<Hardware configuration example 2>
The functions of each device of the attitude control system 500 may be realized by hardware.
In the example of ground system 102, the functions of
図１０は、本実施の形態に係る地上システム１０２のハードウェア構成例２を示す図である。
電子回路９０９は、制御則計画部１１４の機能を実現する専用の電子回路である。電子回路９０９は、具体的には、単一回路、複合回路、プログラム化したプロセッサ、並列プログラム化したプロセッサ、ロジックＩＣ、ＧＡ、ＡＳＩＣ、または、ＦＰＧＡである。ＧＡは、Ｇａｔｅ Ａｒｒａｙの略語である。ＡＳＩＣは、Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ Ｓｐｅｃｉｆｉｃ Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ Ｃｉｒｃｕｉｔの略語である。ＦＰＧＡは、Ｆｉｅｌｄ－Ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ Ｇａｔｅ Ａｒｒａｙの略語である。
FIG. 10 is a diagram showing a second hardware configuration example of the ground system 102 according to the present embodiment.
The electronic circuit 909 is a dedicated electronic circuit that realizes the functions of the control
制御則計画部１１４の機能は、１つの電子回路で実現されてもよいし、複数の電子回路に分散して実現されてもよい。
The functions of the control
変形例として、制御則計画部１１４の一部の機能が電子回路で実現され、残りの機能がソフトウェアで実現されてもよい。また、制御則計画部１１４の一部またはすべての機能がＯＳ、またはファームウェアで実現されてもよい。
As a modification, part of the functions of the control
プロセッサと電子回路の各々は、プロセッシングサーキットリとも呼ばれる。つまり、姿勢制御システム５００の各装置の機能は、プロセッシングサーキットリにより実現される。 Each processor and electronic circuit is also referred to as processing circuitry. In other words, the functions of each device of the attitude control system 500 are realized by processing circuitry.
＊＊＊本実施の形態の効果の説明＊＊＊
本実施の形態に係る姿勢制御システム５００では、衛星の姿勢制御サブシステムに、劣
駆動姿勢制御を実現できる制御則計算部が複数搭載されており、２軸まわりのトルクしか発生しない状況で３軸姿勢制御ができる。複数の制御則計算部のうち１つ以上の制御則計算部は、モデル予測制御を利用したものであり、モデル予測制御による制御入力計算結果を格納したパラメータデータベースを有する。
パラメータデータベースは、運用で使用頻度が高いと想定される姿勢マヌーバ計画近傍における、衛星の状態量ベクトルからなる状態空間の特定領域の代表点が格納されている。
本実施の形態に係る姿勢制御システム５００は、パラメータデータベースと、複数の制御則計算部の各々の特徴と、に基づき、複数の制御則計算部を切り替えながら劣駆動姿勢制御を行う。
***Explanation of effects of this embodiment***
In the attitude control system 500 according to the present embodiment, the attitude control subsystem of the satellite is equipped with a plurality of control law calculation units that can realize underactuated attitude control, and in a situation where only torque is generated around two axes, three axes are generated. Posture control is possible. One or more control law calculation units among the plurality of control law calculation units utilize model predictive control, and have a parameter database that stores control input calculation results based on model predictive control.
The parameter database stores representative points of a specific region of a state space consisting of a satellite's state quantity vector in the vicinity of an attitude maneuver plan that is assumed to be frequently used in operations.
Attitude control system 500 according to the present embodiment performs underactuated attitude control while switching between a plurality of control law calculation units based on a parameter database and the characteristics of each of the plurality of control law calculation units.
本実施の形態に係る姿勢制御システム５００では、計算処理量および姿勢制御性能等を考慮しながら、人工衛星の姿勢角および姿勢角速度等の状態に応じて、最適な制御則を選択的に実行することができる。姿勢制御システム５００では、計算処理量が多いために人工衛星内部での処理が難しい制御則は、所定の方法により選択した特定の状態のみを予め地上システムで計算し、人工衛星内部のパラメータデータベースに格納する。 The attitude control system 500 according to the present embodiment selectively executes the optimal control law according to the state of the satellite's attitude angle, attitude angular velocity, etc., while taking into account the amount of calculation processing, attitude control performance, etc. be able to. In the attitude control system 500, control laws that are difficult to process inside the satellite due to the large amount of calculation processing are calculated in advance by the ground system only for specific states selected using a predetermined method, and stored in the parameter database inside the satellite. Store.
本実施の形態に係る姿勢制御システム５００では、コスト・重量・電力等の衛星設計上の制約等により、２軸のまわりのトルクのみ発生可能な構成である人工衛星に対して、どのような初期姿勢角でも適度な姿勢整定時間で３軸姿勢制御を実現することができる。 In the attitude control system 500 according to the present embodiment, what kind of initial setup is required for an artificial satellite that has a configuration that can only generate torque around two axes due to satellite design constraints such as cost, weight, and electric power? Three-axis attitude control can be achieved with a moderate attitude settling time even at attitude angles.
実施の形態２．
本実施の形態では、主に、実施の形態１と異なる点および実施の形態１に追加する点について説明する。
本実施の形態において、実施の形態１と同様の機能を有する構成については同一の符号を付し、その説明を省略する。
In this embodiment, points different from
In this embodiment, components having the same functions as those in
本実施の形態では、実施の形態１のパラメータデータベース１０９、および制御則計画部１１４の別の実現方法について説明する。主として、パラメータデータベース１０９に格納する状態量ベクトル２０１として別の値を使用した例と、その場合の制御則計画部１１４の実現例を示している。
In this embodiment, another implementation method of the
実施の形態１では、パラメータデータベース１０９に格納する状態量ベクトル２０１として、オイラー角で定義された衛星１０１の姿勢角３つ（φ、θ、ψ）と、衛星１０１の姿勢角速度３つ（ω１、ω２、ω３）からなる６次元ベクトルを使用していた。しかし、この６つの状態量だけでは前ステップでのトルクが考慮されていない。このため、モデル予測制御を適用して制御入力を計算した際に、制御入力の履歴が不連続になることがある。不連続な制御入力は姿勢制御アクチュエータ１１２の機器としての最大発生角加速度を超えるために、実現できないことがある。
In the first embodiment, the state quantity vector 201 stored in the
そこで、本実施の形態では、状態量ベクトル２０１として、衛星１０１の姿勢角３つ（φ、θ、ψ）および姿勢角速度３つ（ω１、ω２、ω３）に加え、姿勢制御アクチュエータ１１２による発生トルク（ｕ１、ｕ２）からなる８次元ベクトルを考える。なお、姿勢制御アクチュエータ１１２による発生トルクｕ１、ｕ２の回転軸は、それぞれ衛星１０１の姿勢角速度ω１、ω２の回転軸に一致するものとする。
Therefore, in this embodiment, in addition to the three attitude angles (φ, θ, ψ) and three attitude angular velocities (ω1, ω2, ω3) of the
制御則計画部１１４は、状態量ベクトル２０１として、姿勢角３つ（φ、θ、ψ）および姿勢角速度３つ（ω１、ω２、ω３）に加え、姿勢制御アクチュエータ１１２による発生トルク（ｕ１、ｕ２）からなる８次元ベクトルを算出する。
また、制御則計画部１１４では、この８種類の状態量を用いてモデル予測制御を適用し
、制御入力を計算する。このように８種類の状態量に対してモデル予測制御を適用した例は非特許文献３などに記載されている。
The control
Furthermore, the control
＊＊＊本実施の形態の効果の説明＊＊＊
本実施の形態に係る姿勢制御システム５００では、パラメータデータベースが、衛星の状態量ベクトルからなる状態空間の特定領域の代表点に対応する、他のパラメータを保持することで、制御入力が不連続になることを防ぐことができる。
***Explanation of effects of this embodiment***
In the attitude control system 500 according to the present embodiment, the parameter database holds other parameters corresponding to representative points of a specific region of the state space consisting of the state quantity vector of the satellite, so that the control input is discontinuous. can be prevented from happening.
実施の形態３．
本実施の形態では、主に、実施の形態１，２と異なる点および実施の形態１，２に追加する点について説明する。
本実施の形態において、実施の形態１，２と同様の機能を有する構成については同一の符号を付し、その説明を省略する。
In this embodiment, differences from
In this embodiment, components having the same functions as those in
本実施の形態では、実施の形態１のパラメータデータベース１０９の別の実現方法について説明する。主として、パラメータデータベース１０９に格納する状態量ベクトル２０１を抽出するための、選択領域Ｄの別の選択方法例を示している。
In this embodiment, another method of implementing the
実施の形態１では、主に姿勢マヌーバ計画をもとに選択領域Ｄを抽出していた。しかし、各制御則の特徴を考慮して選択領域を抽出することで、更なる姿勢整定時間の短縮につながる可能性がある。
本実施の形態では、第２制御則計算部１１１の制御則の特徴を考慮した選択領域の抽出例を示す。
In the first embodiment, the selection region D is extracted mainly based on the posture maneuver plan. However, by extracting the selected region in consideration of the characteristics of each control law, the attitude stabilization time may be further shortened.
In this embodiment, an example of extracting a selected region in consideration of the characteristics of the control law of the second control
一般に、姿勢制御アクチュエータＸによりトルクを発生できない軸ω３まわりの姿勢角速度の制御を、姿勢制御アクチュエータＸによりトルクを発生できる軸ω１およびω２まわりのトルクで実施する場合、次のように実施する。ω１とω２まわりの衛星１０１の慣性能率の差分を利用し、ω１およびω２まわりに姿勢角速度を変化させることでω３まわりの姿勢角速度および姿勢角を制御する。
数式を用いてより具体的に説明する。
Generally, when controlling the attitude angular velocity around the axis ω3, which cannot generate torque with the attitude control actuator X, using torque around the axes ω1 and ω2, which can generate torque with the attitude control actuator X, it is performed as follows. The attitude angular velocity and attitude angle around ω3 are controlled by changing the attitude angular velocity around ω1 and ω2 using the difference in the inertia factor of the
This will be explained more specifically using mathematical formulas.
衛星１０１のダイナミクスは数１７のように表せる。
ここでＪ１，Ｊ２，Ｊ３は主慣性モーメントである。ここでは簡単のため、慣性乗積はいずれもゼロとし、Ｊ１，Ｊ２，Ｊ３は値が大きい順にＪ１，Ｊ２，Ｊ３とする。数１７の第三成分を書き下すと数１８のように表せる。
数１８から明らかなように、ω３まわりの角速度制御は主慣性モーメントＪ１，Ｊ２の
差分を利用して行う。このため、Ｊ１とＪ２の値が異なる場合にのみω３軸回りのトルクを発生することができる。
数１８の左辺を正、すなわちω３を増加させる場合は、ω１とω２をともに正、またはともに負にする必要がある。
また、数１８左辺を負、すなわちω３を減少させる場合は、ω１が正でかつω２が負とするか、ω１が負でかつω２が正とする必要がある。
このように姿勢角速度ω３は、ω１とω２の正負とその大きさを制御することにより間接的に制御できる。
As is clear from Equation 18, the angular velocity control around ω3 is performed using the difference between the main moments of inertia J1 and J2. Therefore, torque around the ω3 axis can be generated only when the values of J1 and J2 are different.
When making the left side of Equation 18 positive, that is, increasing ω3, it is necessary to make ω1 and ω2 both positive or both negative.
Further, when the left side of Equation 18 is negative, that is, when ω3 is to be decreased, it is necessary to set ω1 to be positive and ω2 to be negative, or to set ω1 to be negative and ω2 to be positive.
In this way, the attitude angular velocity ω3 can be indirectly controlled by controlling the positive and negative signs and magnitudes of ω1 and ω2.
一方、非特許文献１あるいは非特許文献２で採用されている非線形制御は、一般に行き過ぎ量の大きい、２次的な応答となる傾向がある。
例えば、非特許文献１で採用されている非線形制御の手法の一つであるスライディングモード制御は、制御対象の状態量を状態空間中の所定の超曲面上で滑らせることで制御目標を達成する非線形制御則である。スライディングモード制御は、符号関数によるスイッチングによる制御入力を伴うハイゲインな制御手法である。
また、非特許文献２で採用されている“ＣＡＳＣＡＤＥＤ ＨＩＧＨ－ＧＡＩＮ ＣＯＮＴＲＯＬ”は、リアプノフ関数を利用して制御対象が漸近安定になるように時間変化する連続的な制御である。制御入力の設計上、トルクを発生できる軸まわりの角速度は行き過ぎ量の大きい、２次的な応答となることが多い。
On the other hand, the nonlinear control adopted in
For example, sliding mode control, which is one of the nonlinear control methods adopted in
Furthermore, "CASCADED HIGH-GAIN CONTROL" adopted in
以上の特徴から、第２制御則計算部１１１に非線形制御則を適用した場合、特にω１およびω２まわりの姿勢角速度が大きく振れるような姿勢プロファイルになる可能性がある。
Due to the above characteristics, when a nonlinear control law is applied to the second control
図１１は、本実施の形態に係る第２制御則計算部の制御則を適用した姿勢角の時間変化の一例を示す図である。
図１２は、本実施の形態に係る第２制御則計算部の制御則を適用した姿勢角速度の時間変化の一例を示す図である。
図１１および図１２では、ω１およびω２まわりに大きく姿勢角速度が振れる姿勢プロファイルの一例を示している。図１１および図１２の横軸はともに時間を、縦軸はそれぞれ衛星１０１のオイラー角で定義された姿勢角と姿勢角速度を表している。
FIG. 11 is a diagram illustrating an example of a temporal change in attitude angle to which the control law of the second control law calculation unit according to the present embodiment is applied.
FIG. 12 is a diagram illustrating an example of a temporal change in attitude angular velocity to which the control law of the second control law calculation unit according to the present embodiment is applied.
FIGS. 11 and 12 show an example of an attitude profile in which the attitude angular velocity largely swings around ω1 and ω2. The horizontal axes in FIGS. 11 and 12 both represent time, and the vertical axes represent the attitude angle and attitude angular velocity of the
姿勢角［φ、θ、ψ］＝［２．９、１．７、－５．７］ｄｅｇ、姿勢角速度［ω１、ω２、ω３］＝［５．７、－５．７、５．７］ｄｅｇ／ｓから、姿勢角［φ、θ、ψ］＝［０、０、０］ｄｅｇ、姿勢角速度［ω１、ω２、ω３］＝［０、０、０］ｄｅｇ／ｓへ制御している。言い換えれば、時刻ｔがｔ０≦ｔ≦ｔ１の範囲で、常に姿勢角が［φ、θ、ψ］＝［０、０、０］ｄｅｇ、姿勢角速度が［ω１、ω２、ω３］＝［０、０、０］ｄｅｇ／ｓであるような姿勢マヌーバ計画に対して、第２制御則計算部１１１を適用している。このとき、図１２からわかるように、ω３を０ｄｅｇ／ｓに近づけるために、ω１およびω２を大きく振動させている。また、ω１およびω２の変化と同じ周期で、φおよびθも大きく振動させている。ω１およびω２が０ｄｅｇ／ｓのとき、φおよびθは振幅の最大または最小の値を取っていることが分かる。
Attitude angle [φ, θ, ψ] = [2.9, 1.7, -5.7] deg, attitude angular velocity [ω1, ω2, ω3] = [5.7, -5.7, 5.7] deg/s to attitude angle [φ, θ, ψ] = [0, 0, 0] deg and attitude angular velocity [ω1, ω2, ω3] = [0, 0, 0] deg/s. In other words, when time t is in the range t0≦t≦t1, the attitude angle is always [φ, θ, ψ] = [0, 0, 0] deg, and the attitude angular velocity is [ω1, ω2, ω3] = [0, 0, 0] deg/s, the second control
図１３は、本実施の形態に係る第２制御則計算部の制御則を適用した場合の状態量ベクトルの一例に対し、数３に対応する選択領域Ｄ内に属すか否かを示す図である。
図１３は、このような姿勢プロファイルにおいて、数３を満たす場合、すなわち状態量ベクトル２０１の各成分が選択領域Ｄ内であり、第１制御則計算部１１０の適用範囲である場合を示している。図１３の横軸は時間を表しており、縦軸が１のときは第１制御則計算部１１０の適用範囲であり、縦軸が０のときは、第２制御則計算部１１１の適用範囲である。ここでε１＝１ｄｅｇ、ε２＝１ｄｅｇ、δ１＝５ｄｅｇ／ｓ、δ２＝５ｄｅｇ／
ｓとした。このとき、図１３からわかるようにω１およびω２が大きく変化している初期においては、ほぼ第２制御則計算部１１１が適用されることが分かる。
FIG. 13 is a diagram showing whether or not an example of the state quantity vector belongs to the selection region D corresponding to
FIG. 13 shows a case where
It was set as s. At this time, as can be seen from FIG. 13, in the initial stage when ω1 and ω2 are changing significantly, it can be seen that the second control
姿勢整定時間の更なる短縮のためには第１制御則計算部１１０の適用範囲拡大が必要である。一方、単にε１、ε２、δ１、δ２などの値を大きくすると、パラメータデータベース１０９に格納するデータサイズが大きくなり、衛星１０１へ搭載しにくくなってしまう。そこで、前述の姿勢プロファイルを利用して、数３に代わり、数１９に示す選択領域Ｄを採用する。
ここでε１＝１ｄｅｇ、ε２＝１ｄｅｇ、δ１１＝２．５ｄｅｇ／ｓ、δ１２＝２０ｄｅｇ／ｓ、δ２１＝２．５ｄｅｇ／ｓ、δ２２＝２０ｄｅｇ／ｓとした。これは前述の姿勢プロファイルでは、姿勢角φおよびθと、姿勢角速度ω１およびω２の振動の関係を念頭に選択領域Ｄの範囲を変更したものである。 Here, ε1=1deg, ε2=1deg, δ11=2.5deg/s, δ12=20deg/s, δ21=2.5deg/s, and δ22=20deg/s. This is because, in the above-mentioned attitude profile, the range of the selection region D is changed keeping in mind the relationship between the vibrations of the attitude angles φ and θ and the attitude angular velocities ω1 and ω2.
図１４は、本実施の形態に係る第２制御則計算部の制御則を適用した場合の状態量ベクトルの一例に対し、数１９に対応する選択領域Ｄ内に属すか否かを示す図である。
図１４では、数１９を適用した場合の第１制御則計算部１１０の適用範囲を示している。図１４の横軸は時間を表しており、縦軸が１のときは第１制御則計算部１１０の適用範囲であり、縦軸が０のときは、第２制御則計算部１１１の適用範囲である。図１３と比較し、図１４の方がω１およびω２が大きく変化している初期においても、第１制御則計算部１１０の適用範囲が増加していることが分かる。
FIG. 14 is a diagram showing whether or not an example of the state quantity vector belongs to the selection region D corresponding to Equation 19 when the control law of the second control law calculation unit according to the present embodiment is applied. be.
FIG. 14 shows the applicable range of the first control
＊＊＊本実施の形態の効果の説明＊＊＊
本実施の形態に係る姿勢制御システム５００では、制御則計画部が、選択領域の代表点を、制御則計算部の特徴に基づいて取捨選択する。制御則計画部が、パラメータデータベースに格納される衛星の状態量ベクトルからなる状態空間の特定領域の代表点を、制御則計算部の特徴に基づいて取捨選択することで、データベース格納量を低減し、姿勢整定時間を低減することができる。
***Explanation of effects of this embodiment***
In the attitude control system 500 according to the present embodiment, the control law planning section selects representative points of the selection area based on the characteristics of the control law calculation section. The control law planning unit selects representative points of a specific region of the state space consisting of satellite state vectors stored in the parameter database based on the characteristics of the control law calculation unit, thereby reducing the amount of data stored in the database. , posture stabilization time can be reduced.
実施の形態４．
本実施の形態では、主に、実施の形態１から３と異なる点および実施の形態１から３に追加する点について説明する。
本実施の形態において、実施の形態１から３と同様の機能を有する構成については同一の符号を付し、その説明を省略する。
In this embodiment, differences from
In this embodiment, components having the same functions as those in
本実施の形態では、実施の形態１のパラメータデータベース１０９の別の実現方法について説明する。主として、パラメータデータベース１０９に格納する状態量ベクトル２０１を抽出するための選択領域Ｄから代表点を選択する際の別の実現方法例を示している。
In this embodiment, another method of implementing the
実施の形態１では、主に、選択領域Ｄにおける目標姿勢の最大値と最小値とに基づいて代表点を抽出した。すなわち、選択領域Ｄの最大値と最小値に注目し、状態量ベクトル２０１の各成分の全組み合わせを考えることで代表点を抽出していた。しかしながら、この方法では実際に取りうる可能性の低い状態量ベクトル２０１の各成分の組み合わせも抽出されてしまう。
そこで、本実施の形態では、姿勢マヌーバ計画の時間成分に注目することで、実際に取りうる可能性の高い状態量ベクトル２０１の組み合わせを抽出する方法について説明する。
In the first embodiment, representative points are extracted mainly based on the maximum and minimum values of the target posture in the selection area D. That is, the representative points are extracted by paying attention to the maximum and minimum values of the selection region D and considering all combinations of each component of the state quantity vector 201. However, with this method, combinations of components of the state quantity vector 201 that are unlikely to actually be obtained are also extracted.
Therefore, in this embodiment, a method of extracting combinations of state quantity vectors 201 that are highly likely to actually be taken by focusing on the time component of the posture maneuver plan will be described.
実施の形態１と同様に抽出された選択領域Ｄの代表点の集合Ｅは、整数ｉ、ｊ、ｋ、ｌ、ｍ、ｎを用いて数２０のように表される。
ｈ（ｉ、ｊ、ｋ、ｌ、ｍ、ｎ）は数８で定義される。また時刻τはｔ０以上ｔ１以下の実数であり、一定の時刻間隔ｄｔと任意の整数ｐの積によりあらわされる。時刻間隔ｄｔは、衛星１０１に搭載可能なデータ量および、要求される姿勢制御精度、言い換えればパラメータデータベース１０９のデータサイズと制御入力の精度に応じてチューニングされ、決定される。
h(i, j, k, l, m, n) is defined by Equation 8. Further, time τ is a real number greater than or equal to t0 and less than or equal to t1, and is represented by the product of a constant time interval dt and an arbitrary integer p. The time interval dt is tuned and determined according to the amount of data that can be carried on the
図１５および図１６は、本実施の形態に係る選択領域からパラメータデータベースに格納する代表点（姿勢角部分）を抽出する一例を示す図である。
数２０および数８を図１５および図１６で説明する。
図１５および図１６の横軸は時刻を、縦軸は状態量ベクトル３０１の姿勢角φ、θ、ψの大きさをそれぞれ示しており、姿勢マヌーバ計画の各成分を実線で、選択領域Ｄから抽出された代表点を×印で示している。
○印で示された時刻τにおける姿勢マヌーバ計画の各成分に対して、後述する所定の法則で計算した代表点の各成分の間隔ｄφ（１）、ｄφ（２）、ｄφ（３）…などを加算し合わせるもしくは減算し合わせることで代表点の各成分φ１、φ２、φ３…などを計算している。ここでいずれの代表点も数３を満たしている、すなわち選択領域Ｄ内の点である。状態量ベクトル３０１の姿勢角速度ω１、ω２、ω３についても、姿勢角φ、θ、ψと同様に代表点を抽出する。
FIGS. 15 and 16 are diagrams showing an example of extracting representative points (posture angle portions) from the selected area to be stored in the parameter database according to the present embodiment.
In FIGS. 15 and 16, the horizontal axes indicate time, and the vertical axes indicate the sizes of attitude angles φ, θ, and ψ of the
For each component of the attitude maneuver plan at time τ indicated by a circle, the intervals dφ(1), dφ(2), dφ(3), etc. between each component of the representative point calculated using a predetermined law described later. Each component φ1, φ2, φ3, etc. of the representative point is calculated by adding or subtracting them together. Here, each representative point satisfies
図１７は、本実施の形態に係るパラメータデータベース１０９のデータ構造例を示す図である。
図１７では、時刻と状態量ベクトル３０１と入力ベクトル３０２とが対応付けられている。図１７に示したデータ構造のパラメータデータベース１０９に格納する状態量ベクトル３０１は、時刻τにおける代表点の各成分の全組み合わせであり、時刻τごとにパラメータデータベース１０９に格納されている。したがって、パラメータデータベース１０９に格納される状態量ベクトル３０１の個数は、数２１のｄ、すなわち時刻τに対応する状態量ベクトル３０１の個数を、パラメータデータベース１０９に格納されたτの個数ｐ個分足し合わせた個数となる。
In FIG. 17, time,
＊＊＊本実施の形態の効果の説明＊＊＊
本実施の形態に係る姿勢制御システム５００では、制御則計画部が、選択領域の代表点を、目標姿勢の特徴に基づいて取捨選択する。制御則計画部が、パラメータデータベース
に格納される衛星の状態量ベクトルからなる状態空間の特定領域の代表点を、姿勢マヌーバ計画の特徴に基づいて取捨選択することで、データベース格納量を低減し、姿勢整定時間を低減することができる。
***Explanation of effects of this embodiment***
In the attitude control system 500 according to the present embodiment, the control law planning unit selects representative points of the selection area based on the characteristics of the target attitude. The control law planning unit reduces the amount of database storage by selecting representative points of a specific region of the state space consisting of the state vector of the satellite stored in the parameter database based on the characteristics of the attitude maneuver plan. Posture stabilization time can be reduced.
実施の形態５．
本実施の形態では、主に、実施の形態１から４と異なる点および実施の形態１から４に追加する点について説明する。
本実施の形態において、実施の形態１から４と同様の機能を有する構成については同一の符号を付し、その説明を省略する。
Embodiment 5.
In this embodiment, differences from
In this embodiment, components having the same functions as those in
実施の形態１では、パラメータデータベース１０９に格納されている状態量ベクトル２０１群、目標出力ベクトル２０２群および入力ベクトル２０３群は、故障した姿勢制御アクチュエータに応じて制御則計画部１１４からパラメータデータベース１０９へアップロードされる。このため、状態量ベクトル２０１群、目標出力ベクトル２０２群および入力ベクトル２０３群がアップロードされる前の姿勢制御アクチュエータ故障直後では、実施の形態１の実現方法を利用できない。
そこで、本実施の形態では、すべての姿勢制御アクチュエータ故障パターンをパラメータデータベース１０９に予め格納しておく方法について説明する。
In the first embodiment, the state quantity vector 201 group, the target output vector 202 group, and the input vector 203 group stored in the
Therefore, in this embodiment, a method will be described in which all attitude control actuator failure patterns are stored in the
図１８は、本実施の形態による姿勢制御システム５００の全体構成例を示す図である。 FIG. 18 is a diagram showing an example of the overall configuration of attitude control system 500 according to this embodiment.
本実施の形態の実行順序の概要を図１８で説明する。ＦＤＩＲ部１１５は、センサ１０５のセンサ出力値、および姿勢決定系１０６が決定した衛星１０１の姿勢角と姿勢角速度から、姿勢制御アクチュエータ１１２の故障有無を判定する。ＦＤＩＲは、Ｆａｕｌｔ Ｄｅｔｅｃｔｉｏｎ Ｉｓｏｌａｔｉｏｎ ａｎｄ Ｒｅｃｏｖｅｒｙの略語である。
姿勢制御アクチュエータ１１２が故障した場合は、故障部位、すなわちトルクを発生できなくなった軸を特定する。パラメータデータベース１０９には、予めすべての姿勢制御アクチュエータ１１２故障パターンに対応する、状態量ベクトル２０１群、目標出力ベクトル２０２群および入力ベクトル２０３群を格納しておく。第１制御則計算部１１０は、ＦＤＩＲ部１１５から受信した姿勢制御アクチュエータの故障軸をもとに、状態量ベクトル２０１群、目標出力ベクトル２０２群および入力ベクトル２０３群を選択する。
An overview of the execution order of this embodiment will be explained with reference to FIG. The FDIR unit 115 determines whether there is a failure in the
If the
＊＊＊本実施の形態の効果の説明＊＊＊
本実施の形態に係る姿勢制御システム５００では、制御則計画部が、状態量ベクトルと目標出力ベクトルと入力ベクトルとを、姿勢制御アクチュエータの故障パターンに対応づけてパラメータデータベースに格納する。
本実施の形態に係る姿勢制御システム５００によれば、状態量ベクトル群、目標出力ベクトル群および入力ベクトル群がアップロードされる前の姿勢制御アクチュエータ故障直後であっても、実施の形態１の実現方法を利用することができる。
***Explanation of effects of this embodiment***
In the attitude control system 500 according to the present embodiment, the control law planning unit stores the state quantity vector, target output vector, and input vector in a parameter database in association with the failure pattern of the attitude control actuator.
According to the attitude control system 500 according to the present embodiment, even if the attitude control actuator fails immediately before the state quantity vector group, the target output vector group, and the input vector group are uploaded, the implementation method of the first embodiment can be used.
なお、実施の形態１から５では、いずれも姿勢マヌーバに本手法を利用するが、姿勢維持にも本手法は利用することができる。 Note that in the first to fifth embodiments, this method is used for posture maneuver, but this method can also be used for posture maintenance.
以上の実施の形態１から５では、姿勢制御システム５００各装置の各部を独立した機能ブロックとして説明した。しかし、姿勢制御システム５００各装置の構成は、上述した実施の形態のような構成でなくてもよい。姿勢制御システム５００各装置の機能ブロックは、上述した実施の形態で説明した機能を実現することができれば、どのような構成でもよい。また、姿勢制御システム５００各装置は、１つの装置でなく、複数の装置から構成されたシステムでもよい。
また、実施の形態１から５のうち、複数の部分を組み合わせて実施しても構わない。あ
るいは、これらの実施の形態のうち、１つの部分を実施しても構わない。その他、これらの実施の形態を、全体としてあるいは部分的に、どのように組み合わせて実施しても構わない。
すなわち、実施の形態１から５では、各実施の形態の自由な組み合わせ、あるいは各実施の形態の任意の構成要素の変形、もしくは各実施の形態において任意の構成要素の省略が可能である。
In the first to fifth embodiments described above, each part of each device of the attitude control system 500 has been described as an independent functional block. However, the configuration of each device in the attitude control system 500 does not have to be the configuration of the above-described embodiment. The functional blocks of each device in the attitude control system 500 may have any configuration as long as they can realize the functions described in the above embodiments. Further, each device in the attitude control system 500 may be a system composed of a plurality of devices instead of one device.
Further, a plurality of parts of
That is, in
なお、上述した実施の形態は、本質的に好ましい例示であって、本開示の範囲、本開示の適用物の範囲、および本開示の用途の範囲を制限することを意図するものではない。上述した実施の形態は、必要に応じて種々の変更が可能である。例えば、フロー図あるいはシーケンス図を用いて説明した手順は、適宜に変更してもよい。 Note that the embodiments described above are essentially preferable examples, and are not intended to limit the scope of the present disclosure, the scope of applications of the present disclosure, and the scope of uses of the present disclosure. The embodiments described above can be modified in various ways as necessary. For example, the procedures described using flow diagrams or sequence diagrams may be modified as appropriate.
以下、本開示の諸態様を吹きとしてまとめて記載する。 Hereinafter, various aspects of the present disclosure will be collectively described as blowing.
（付記１）
宇宙環境に存在する衛星の姿勢を姿勢角および姿勢角速度から成る目標姿勢に制御する姿勢制御システムであって、
前記姿勢制御システムは、
姿勢制御アクチュエータが２軸まわりのトルクしか発生しない状況で３軸姿勢制御ができる劣駆動姿勢制御則の手法を用いており、
姿勢角および姿勢角速度から成る状態量ベクトルと、前記目標姿勢を実現する目標出力ベクトルと、２軸の入力ベクトルとが対応付けられたパラメータデータベースと、
前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度と前記パラメータデータベースとに基づいて、前記パラメータデータベースに格納された前記入力ベクトルから前記衛星を前記目標姿勢に制御するための制御入力を近似的に計算する第１制御則計算部と、
前記パラメータデータベースを用いずに、前記劣駆動姿勢制御則の手法で前記衛星を前記目標姿勢に制御するための制御入力を計算する第２制御則計算部と、
前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度と前記目標姿勢とを比較した結果に基づいて、前記第１制御則計算部と前記第２制御則計算部のいずれを採用するか決定する制御則決定部と
を備える姿勢制御システム。
（付記２）
前記姿勢制御システムは、
前記目標姿勢に基づいて、前記状態量ベクトルと前記目標出力ベクトルと前記入力ベクトルとを算出し、前記パラメータデータベースに格納する制御則計画部を備え、
前記制御則計画部は、
前記目標姿勢に基づいて、前記目標姿勢の近傍の姿勢角および姿勢角速度を選択領域として選択し、前記選択領域から前記パラメータデータベースに格納する代表点を抽出し、前記代表点を前記状態量ベクトルとし、前記状態量ベクトルと前記目標出力ベクトルとに基づいて前記入力ベクトルを算出する付記１に記載の姿勢制御システム。
（付記３）
前記制御則決定部は、
前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度が前記選択領域にあるか否かを判定し、前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度が前記選択領域にあれば前記第１制御則計算部を採用し、前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度が前記選択領域になければ前記第２制御則計算部を採用する付記２に記載の姿勢制御システム。
（付記４）
前記制御則計画部は、
前記選択領域における前記目標姿勢の最大値と最小値とに基づいて前記代表点を抽出する付記３に記載の姿勢制御システム。
（付記５）
前記制御則計画部は、
前記状態量ベクトルを構成する状態量に対する制御入力の変化量に応じて、前記代表点の間隔あるいは配置を決定する付記３または付記４に記載の姿勢制御システム。
（付記６）
前記制御則計画部は、
前記状態量ベクトルとして、姿勢角３つ（φ、θ、ψ）および姿勢角速度３つ（ω１、ω２、ω３）の６次元ベクトルを算出する付記２から付記５のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。
（付記７）
前記制御則計画部は、
前記状態量ベクトルとして、姿勢角３つ（φ、θ、ψ）および姿勢角速度３つ（ω１、ω２、ω３）に加え、前記姿勢制御アクチュエータによる発生トルク（ｕ１、ｕ２）からなる８次元ベクトルを算出する付記２から付記５のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。
（付記８）
前記制御則計画部は、
前記選択領域の代表点を、前記制御則計算部の特徴に基づいて取捨選択する付記２から付記７のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。
（付記９）
前記制御則計画部は、
前記選択領域の代表点を、前記目標姿勢の特徴に基づいて取捨選択する付記２から付記７のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。
（付記１０）
前記制御則計画部は、
前記状態量ベクトルと前記目標出力ベクトルと前記入力ベクトルとを、前記姿勢制御アクチュエータの故障パターンに対応づけて前記パラメータデータベースに格納する付記２から付記９のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。
（付記１１）
宇宙環境に存在する衛星の姿勢を姿勢角および姿勢角速度から成る目標姿勢に制御する姿勢制御システムに用いられる姿勢制御方法であって、
前記姿勢制御システムは、
姿勢制御アクチュエータが２軸まわりのトルクしか発生しない状況で３軸姿勢制御ができる劣駆動姿勢制御則の手法を用いており、
プロセッサが、姿勢角および姿勢角速度から成る状態量ベクトルと、前記目標姿勢を実現する目標出力ベクトルと、２軸の入力ベクトルとが対応付けられた情報をパラメータデータベースに格納し、
プロセッサが、前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度と前記目標姿勢とを比較した結果に基づいて、前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度と前記パラメータデータベースとに基づき、前記パラメータデータベースに格納された前記入力ベクトルから前記衛星を前記目標姿勢に制御するための制御入力を近似的に計算するか、前記パラメータデータベースを用いずに、前記劣駆動姿勢制御則の手法で前記衛星を前記目標姿勢に制御するための制御入力を計算するか、のいずれを採用するかを決定する姿勢制御方法。
（付記１２）
宇宙環境に存在する衛星の姿勢を姿勢角および姿勢角速度から成る目標姿勢に制御する姿勢制御システムに用いられる姿勢制御プログラムであって、
前記姿勢制御システムは、
姿勢制御アクチュエータが２軸まわりのトルクしか発生しない状況で３軸姿勢制御ができる劣駆動姿勢制御則の手法を用いており、
姿勢角および姿勢角速度から成る状態量ベクトルと、前記目標姿勢を実現する目標出力ベクトルと、２軸の入力ベクトルとが対応付けられた情報をパラメータデータベースに格納する制御則計画処理と、
前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度と前記目標姿勢とを比較した結果に基づいて、前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度と前記パラメータデータベースとに基づき、前記パラメータデータベースに格納された前記入力ベクトルから前記衛星を前記目標姿勢に制御するための制御入力を近似的に計算する第１制御則計算処理と、前記パラメータデータベースを用いずに、前記劣駆動姿勢制御則の手法で前記衛星を前記目標姿勢に制御するための制御入力を計算する第２制御則計算処理とのいずれを採用するかを決定する制御則決定処理と
をコンピュータに実行させる姿勢制御プログラム。
(Additional note 1)
An attitude control system that controls the attitude of a satellite existing in a space environment to a target attitude consisting of an attitude angle and an attitude angular velocity,
The attitude control system includes:
It uses an underactuated attitude control law method that allows 3-axis attitude control in situations where the attitude control actuator only generates torque around 2 axes.
a parameter database in which a state quantity vector consisting of an attitude angle and an attitude angular velocity, a target output vector realizing the target attitude, and a two-axis input vector are associated;
a step of approximately calculating a control input for controlling the satellite to the target attitude from the input vector stored in the parameter database based on the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite and the parameter database; 1 control law calculation unit;
a second control law calculation unit that calculates a control input for controlling the satellite to the target attitude using the method of the underactuated attitude control law without using the parameter database;
a control law determining unit that determines which of the first control law calculating unit and the second control law calculating unit to adopt, based on the result of comparing the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite with the target attitude; An attitude control system comprising:
(Additional note 2)
The attitude control system includes:
a control law planning unit that calculates the state quantity vector, the target output vector, and the input vector based on the target attitude and stores them in the parameter database;
The control law planning unit includes:
Based on the target attitude, select an attitude angle and an attitude angular velocity near the target attitude as a selection area, extract a representative point from the selection area to be stored in the parameter database, and use the representative point as the state quantity vector. , the attitude control system according to
(Additional note 3)
The control law determining unit includes:
determining whether or not the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite are in the selection area; and if the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite are in the selection area, employing the first control law calculation unit; , the attitude control system according to
(Additional note 4)
The control law planning unit includes:
The attitude control system according to
(Appendix 5)
The control law planning unit includes:
The attitude control system according to
(Appendix 6)
The control law planning unit includes:
The posture according to any one of
(Appendix 7)
The control law planning unit includes:
As the state quantity vector, in addition to three attitude angles (φ, θ, ψ) and three attitude angular velocities (ω1, ω2, ω3), an eight-dimensional vector consisting of the torques (u1, u2) generated by the attitude control actuator is used. The attitude control system according to any one of
(Appendix 8)
The control law planning unit includes:
The attitude control system according to any one of
(Appendix 9)
The control law planning unit includes:
The posture control system according to any one of
(Appendix 10)
The control law planning unit includes:
The attitude control system according to any one of
(Appendix 11)
An attitude control method used in an attitude control system that controls the attitude of a satellite in a space environment to a target attitude consisting of an attitude angle and an attitude angular velocity,
The attitude control system includes:
It uses an underactuated attitude control law method that allows 3-axis attitude control in situations where the attitude control actuator only generates torque around 2 axes.
a processor stores in a parameter database information in which a state quantity vector consisting of an attitude angle and an attitude angular velocity, a target output vector realizing the target attitude, and a two-axis input vector are associated;
A processor stores information in the parameter database based on the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite and the parameter database based on a result of comparing the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite with the target attitude. Approximately calculate a control input for controlling the satellite to the target attitude from the input vector obtained by using the parameter database, or move the satellite to the target attitude using the method of the underdriven attitude control law without using the parameter database. An attitude control method that determines whether to calculate control inputs for control.
(Appendix 12)
An attitude control program used in an attitude control system that controls the attitude of a satellite in a space environment to a target attitude consisting of an attitude angle and an attitude angular velocity,
The attitude control system includes:
It uses an underactuated attitude control law method that allows 3-axis attitude control in situations where the attitude control actuator only generates torque around 2 axes.
control law planning processing for storing information in which a state quantity vector consisting of an attitude angle and an attitude angular velocity, a target output vector realizing the target attitude, and two-axis input vectors are associated with each other in a parameter database;
the input stored in the parameter database based on the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite and the parameter database based on the result of comparing the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite with the target attitude; a first control law calculation process that approximately calculates a control input for controlling the satellite to the target attitude from a vector; and a first control law calculation process that approximately calculates a control input for controlling the satellite to the target attitude from a vector; An attitude control program that causes a computer to execute a second control law calculation process that calculates a control input for controlling to a target attitude, and a control law determination process that determines which one to adopt.
１０１ 衛星、１０２ 地上システム、１０３ 宇宙環境、１０４ 姿勢制御サブシステム、１０５ センサ、１０６ 姿勢決定系、１０７ 姿勢マヌーバ計画部、１０８ 制御則決定部、１０９ パラメータデータベース、１１０ 第１制御則計算部、１１１ 第２制御則計算部、１１２ 姿勢制御アクチュエータ、１１３ ダイナミクス／キネマティクス、１１４ 制御則計画部、２０１，３０１ 状態量ベクトル、２０２ 目標出力ベクトル、２０３，３０２ 入力ベクトル、５００ 姿勢制御システム、８０１ 現在の衛星の姿勢角および姿勢角速度、８０２ 状態量ベクトル、８０３ 隣接する状態量ベクトル、８０４ 入力ベクトル、８０５ 制御入力、１１５ ＦＤＩＲ部、９０９ 電子回路、９１０ プロセッサ、９２０ 記憶部、９２１ メモリ、９２２ 補助記憶装置、９３０
入力インタフェース、９４０ 出力インタフェース、９５０ 通信装置。
101 satellite, 102 ground system, 103 space environment, 104 attitude control subsystem, 105 sensor, 106 attitude determination system, 107 attitude maneuver planning unit, 108 control law determination unit, 109 parameter database, 110 first control law calculation unit, 111 Second control law calculation unit, 112 Attitude control actuator, 113 Dynamics/Kinematics, 114 Control law planning unit, 201, 301 State quantity vector, 202 Target output vector, 203, 302 Input vector, 500 Attitude control system, 801 Current Satellite attitude angle and attitude angular velocity, 802 state quantity vector, 803 adjacent state quantity vector, 804 input vector, 805 control input, 115 FDIR section, 909 electronic circuit, 910 processor, 920 storage section, 921 memory, 922 auxiliary storage device , 930
Input interface, 940 Output interface, 950 Communication device.
Claims (12)
前記姿勢制御システムは、
姿勢制御アクチュエータが２軸まわりのトルクしか発生しない状況で３軸姿勢制御ができる劣駆動姿勢制御則の手法を用いており、
姿勢角および姿勢角速度から成る状態量ベクトルと、前記目標姿勢を実現する目標出力ベクトルと、２軸の入力ベクトルとが対応付けられたパラメータデータベースと、
前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度と前記パラメータデータベースとに基づいて、前記パラメータデータベースに格納された前記入力ベクトルから前記衛星を前記目標姿勢に制御するための制御入力を近似的に計算する第１制御則計算部と、
前記パラメータデータベースを用いずに、前記劣駆動姿勢制御則の手法で前記衛星を前記目標姿勢に制御するための制御入力を計算する第２制御則計算部と、
前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度と前記目標姿勢とを比較した結果に基づいて、前記第１制御則計算部と前記第２制御則計算部のいずれを採用するか決定する制御則決定部と
を備える姿勢制御システム。 An attitude control system that controls the attitude of a satellite existing in a space environment to a target attitude consisting of an attitude angle and an attitude angular velocity,
The attitude control system includes:
It uses an underactuated attitude control law method that allows 3-axis attitude control in situations where the attitude control actuator only generates torque around 2 axes.
a parameter database in which a state quantity vector consisting of an attitude angle and an attitude angular velocity, a target output vector realizing the target attitude, and a two-axis input vector are associated;
a step of approximately calculating a control input for controlling the satellite to the target attitude from the input vector stored in the parameter database based on the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite and the parameter database; 1 control law calculation unit;
a second control law calculation unit that calculates a control input for controlling the satellite to the target attitude using the method of the underactuated attitude control law without using the parameter database;
a control law determining unit that determines which of the first control law calculating unit and the second control law calculating unit to adopt, based on the result of comparing the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite with the target attitude; An attitude control system comprising:
前記目標姿勢に基づいて、前記状態量ベクトルと前記目標出力ベクトルと前記入力ベクトルとを算出し、前記パラメータデータベースに格納する制御則計画部を備え、
前記制御則計画部は、
前記目標姿勢に基づいて、前記目標姿勢の近傍の姿勢角および姿勢角速度を選択領域として選択し、前記選択領域から前記パラメータデータベースに格納する代表点を抽出し、前記代表点を前記状態量ベクトルとし、前記状態量ベクトルと前記目標出力ベクトルとに基づいて前記入力ベクトルを算出する請求項１に記載の姿勢制御システム。 The attitude control system includes:
a control law planning unit that calculates the state quantity vector, the target output vector, and the input vector based on the target attitude and stores them in the parameter database;
The control law planning unit includes:
Based on the target attitude, select an attitude angle and an attitude angular velocity near the target attitude as a selection area, extract a representative point from the selection area to be stored in the parameter database, and use the representative point as the state quantity vector. , the attitude control system according to claim 1, wherein the input vector is calculated based on the state quantity vector and the target output vector.
前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度が前記選択領域にあるか否かを判定し、前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度が前記選択領域にあれば前記第１制御則計算部を採用し、前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度が前記選択領域になければ前記第２制御則計算部を採用する請求項２に記載の姿勢制御システム。 The control law determining unit includes:
determining whether or not the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite are in the selection area; and if the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite are in the selection area, employing the first control law calculation unit; 3. The attitude control system according to claim 2, wherein if the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite are not in the selection area, the second control law calculation unit is employed.
前記選択領域における前記目標姿勢の最大値と最小値とに基づいて前記代表点を抽出する請求項３に記載の姿勢制御システム。 The control law planning unit includes:
The attitude control system according to claim 3, wherein the representative point is extracted based on a maximum value and a minimum value of the target attitude in the selected area.
前記状態量ベクトルを構成する状態量に対する制御入力の変化量に応じて、前記代表点の間隔あるいは配置を決定する請求項３または請求項４に記載の姿勢制御システム。 The control law planning unit includes:
5. The attitude control system according to claim 3, wherein the interval or arrangement of the representative points is determined in accordance with the amount of change in a control input with respect to a state quantity constituting the state quantity vector.
前記状態量ベクトルとして、姿勢角３つ（φ、θ、ψ）および姿勢角速度３つ（ω１、ω２、ω３）の６次元ベクトルを算出する請求項２から請求項４のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。 The control law planning unit includes:
According to any one of claims 2 to 4, the state quantity vector is a six-dimensional vector of three attitude angles (φ, θ, ψ) and three attitude angular velocities (ω1, ω2, ω3). attitude control system.
前記状態量ベクトルとして、姿勢角３つ（φ、θ、ψ）および姿勢角速度３つ（ω１、ω２、ω３）に加え、前記姿勢制御アクチュエータによる発生トルク（ｕ１、ｕ２）からなる８次元ベクトルを算出する請求項２から請求項４のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。 The control law planning unit includes:
As the state quantity vector, in addition to three attitude angles (φ, θ, ψ) and three attitude angular velocities (ω1, ω2, ω3), an eight-dimensional vector consisting of the torques (u1, u2) generated by the attitude control actuator is used. The attitude control system according to any one of claims 2 to 4, wherein the attitude control system calculates the attitude control system.
前記選択領域の代表点を、前記制御則計算部の特徴に基づいて取捨選択する請求項２から請求項４のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。 The control law planning unit includes:
The attitude control system according to any one of claims 2 to 4, wherein representative points of the selection area are selected based on characteristics of the control law calculation unit.
前記選択領域の代表点を、前記目標姿勢の特徴に基づいて取捨選択する請求項２から請求項４のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。 The control law planning unit includes:
The attitude control system according to any one of claims 2 to 4, wherein representative points of the selection area are selected based on characteristics of the target attitude.
前記状態量ベクトルと前記目標出力ベクトルと前記入力ベクトルとを、前記姿勢制御アクチュエータの故障パターンに対応づけて前記パラメータデータベースに格納する請求項２から請求項４のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。 The control law planning unit includes:
Attitude control according to any one of claims 2 to 4, wherein the state quantity vector, the target output vector, and the input vector are stored in the parameter database in association with a failure pattern of the attitude control actuator. system.
前記姿勢制御システムは、
姿勢制御アクチュエータが２軸まわりのトルクしか発生しない状況で３軸姿勢制御ができる劣駆動姿勢制御則の手法を用いており、
プロセッサが、姿勢角および姿勢角速度から成る状態量ベクトルと、前記目標姿勢を実現する目標出力ベクトルと、２軸の入力ベクトルとが対応付けられた情報をパラメータデータベースに格納し、
プロセッサが、前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度と前記目標姿勢とを比較した結果に基づいて、前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度と前記パラメータデータベースとに基づき、前記パラメータデータベースに格納された前記入力ベクトルから前記衛星を前記目標姿勢に制御するための制御入力を近似的に計算するか、前記パラメータデータベースを用いずに、前記劣駆動姿勢制御則の手法で前記衛星を前記目標姿勢に制御するための制御入力を計算するか、のいずれを採用するかを決定する姿勢制御方法。 An attitude control method used in an attitude control system that controls the attitude of a satellite in a space environment to a target attitude consisting of an attitude angle and an attitude angular velocity,
The attitude control system includes:
It uses an underactuated attitude control law method that allows 3-axis attitude control in situations where the attitude control actuator only generates torque around 2 axes.
a processor stores in a parameter database information in which a state quantity vector consisting of an attitude angle and an attitude angular velocity, a target output vector realizing the target attitude, and a two-axis input vector are associated;
A processor stores information in the parameter database based on the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite and the parameter database based on a result of comparing the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite with the target attitude. Approximately calculate a control input for controlling the satellite to the target attitude from the input vector obtained by using the parameter database, or move the satellite to the target attitude using the method of the underdriven attitude control law without using the parameter database. An attitude control method that determines whether to calculate control inputs for control.
前記姿勢制御システムは、
姿勢制御アクチュエータが２軸まわりのトルクしか発生しない状況で３軸姿勢制御ができる劣駆動姿勢制御則の手法を用いており、
姿勢角および姿勢角速度から成る状態量ベクトルと、前記目標姿勢を実現する目標出力ベクトルと、２軸の入力ベクトルとが対応付けられた情報をパラメータデータベースに格納する制御則計画処理と、
前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度と前記目標姿勢とを比較した結果に基づいて、前記衛星の現在の姿勢角および姿勢角速度と前記パラメータデータベースとに基づき、前記パラメータデータベースに格納された前記入力ベクトルから前記衛星を前記目標姿勢に制御するための制御入力を近似的に計算する第１制御則計算処理と、前記パラメータデータベースを用いずに、前記劣駆動姿勢制御則の手法で前記衛星を前記目標姿勢に制御するための制御入力を計算する第２制御則計算処理とのいずれを採用するかを決定する制御則決定処理と
をコンピュータに実行させる姿勢制御プログラム。 An attitude control program used in an attitude control system that controls the attitude of a satellite in a space environment to a target attitude consisting of an attitude angle and an attitude angular velocity,
The attitude control system includes:
It uses an underactuated attitude control law method that allows 3-axis attitude control in situations where the attitude control actuator only generates torque around 2 axes.
control law planning processing for storing information in which a state quantity vector consisting of an attitude angle and an attitude angular velocity, a target output vector realizing the target attitude, and two-axis input vectors are associated with each other in a parameter database;
the input stored in the parameter database based on the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite and the parameter database based on the result of comparing the current attitude angle and attitude angular velocity of the satellite with the target attitude; a first control law calculation process that approximately calculates a control input for controlling the satellite to the target attitude from a vector; and a first control law calculation process that approximately calculates a control input for controlling the satellite to the target attitude from a vector; An attitude control program that causes a computer to execute a second control law calculation process that calculates a control input for controlling to a target attitude, and a control law determination process that determines which one to adopt.
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