JP2561256B2 - デュアルスピン衛星用の姿勢制御装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明はデュアルスピン衛星の姿勢を制御するための
方法と装置とに関するもので、特に、太陽センサあるい
は地球センサからのデータの到達時間と相対移動インデ
ックスパルスとを利用する状態評価アルゴリズムを組み
込んだファームウェアを用いて、プラットフォームの姿
勢を高精度に制御する方法と装置とに関する。

マイクロフィッシュ 本発明の実施例に使用されるファームウェアのマイク
ロフィッシュを付録として添付する。

発明の背景 デュアルスピン衛星は、回転部（スピン部）であるロ
ータと逆回転部（デスパン部）であるプラットフォーム
とを有する安定化されたあるいは非安定化された軌道飛
行装置である。このような構成の装置の他に、アンテナ
だけを逆回転（デスパン）させる構成の装置もある。ス
ピン部とデスパン部の両部分は、軸が回転ベクトルに平
行でデスパンする軸受け電力転送機構（BAPTA）により
相互に結合されている。通常、プラットフォームあるい
はアンテナは地球上の予め決められた位置あるいは他の
衛星等に向けられている。プラットフォームあるいはア
ンテナのこの姿勢の正確な制御は、衛星の動作において
最も重要である。

デュアルスピン衛星の姿勢の制御は、ロータに対する
ペイロードプラットフォームの相対的な速度と相対的な
位置又は位相とを制御することによってなされる。従来
技術の衛星姿勢制御システムは、地上局から軌道上の衛
星に送信されるモータトルクコマンドをオペレータが制
御する開ループシステムを有している。オペレータの操
作により地球に対するペイロードプラットフォームの回
転速度が低レベルになると、姿勢制御ループによるプラ
ットフォームの姿勢制御が開始される。

他のシステムは、プラットフォームの指向方向が予め
決められた角度の範囲（不感地帯）内にあり、一定のト
ルク信号がこの不感地帯以外の領域に送信されている時
に利用する姿勢制御ループを有している。不感地帯の角
度の範囲は、ペイロードプラットフォームとロータとの
間の相対的な回転速度に基づいて決まる。ジョン・Ｗ・
スメイ氏が1984年３月13日に特許を取得し、同氏と共有
している米国特許第4,437,047号には更に別の制御シス
テムが述べられているので、この特許をここに援用す
る。この特許の制御システムでは、位置と回転速度の両
方を使用してデュアルスピン衛星のペイロードプラット
フォームの姿勢を制御するループフィードバックシステ
ムを採用している。このシステムでは、インデックスパ
ルスと地球パルスとを利用して誤差信号を発生し、この
誤差信号から姿勢トルク命令信号を生成している。

他の制御システムは、既知の位置を示す慣性センサの
パルス列の位相にインデックスパルス列の位相をロック
する位相ロックループを利用している。インデックスパ
ルスが多数ある場合に、このシステムでは慣性パルスを
任意のインデックスパルスにロックすることができる。
このシステムでは正しい姿勢を示すパルスを手動で任意
に選択することができる。アナログ位相ロックループ回
路を利用してプラットフォームの姿勢の制御のための慣
性基準を得ているシステムの一例が、1982年米国宇宙飛
行士協会AAS82−007のロッキー山脈誘導制御定例会議に
おけるローレン・Ｉ・スラッファ氏の講義録「リーサッ
ト海軍通信衛星の姿勢及びペイロードの制御システム」
に開示されているので、この出版物をここに援用する。

発明の概要 ［発明が解決する課題］ 従来の、通信衛星プラットフォーム精密方向決め手段
はRFビーコン・システムを使用している。このピーコン
・システムでは、姿勢制御が、干渉計または単一パルス
RF追跡器を使って、衛星地上局から発信されたラジオ周
波数信号を追跡して行われている。これだと、システム
に余分なコストがかかり、システムを複雑化し、衛星の
性能が地上局に依存してしまう。

本発明の目的は、RFビーコン基準を用いることなくデ
ュアルスピン衛星のプラットフォームの姿勢を高精度に
制御する装置を提供することである。

［課題を解決するための手段］ 上述の目的を達成するために、本発明は、スピン部
と、デスパン部と、前記スピン部及び前記デスパン部の
両者を相互に結合する逆回転手段とを有していて、前記
逆回転手段が前記デスパン部の姿勢を制御するモータ手
段を具備しているデュアルスピン衛星用の姿勢制御装置
において、 前記スピン部に関連していて慣性姿勢基準を感知する
第１の入力手段と、前記スピン部及び前記デスパン部の
両者間の相対的インデックス基準を感知する第２の入力
手段と、前記スピン部の慣性回転速度及び位相を前記慣
性姿勢基準から評価する第１のデジタル処理手段と、前
記スピン部及び前記デスパン部の両者間の相対的な回転
速度及び位相を相対的インデックス基準から評価する第
２のデジタル処理手段と、前記モータ手段の摩擦バイア
ストルクを前記相対的インデックス基準から評価する第
３のデジタル処理手段と、前記スピン部の慣性回転速度
及び位相の評価値に、前記相対的な回転速度及び位相の
評価値を加えて、前記デスパン部の回転速度及び位相の
評価値を作り出す合計手段と、前記デュアルスピン衛星
の外部にあり、前記デスパン部に対して所望の回転速度
と位相状態値を与えるコマンド手段と、前記デスパン部
の回転速度及び位相の評価値を前記デスパン部の前記所
望の回転速度と位相状態値から引算する減算手段と、引
算された評価値から前記モータ手段を制御し、前記摩擦
バイアストルクの評価値に加えるトルクコマンドを発生
する制御手段とを具備することを特徴とする。

即ち、スピン部に関連していて慣性姿勢基準を感知す
る第１の入力手段と、スピン部及びデスパン部の両者間
の相対的インデックス基準を感知する第２の入力手段と
を利用するデュアルスピン衛星用姿勢制御装置が提供さ
れる。

［作用］ この姿勢装置の基本的な特徴は、慣性姿勢基準からス
ピン部の回転速度と位相とを評価し、相対的インデック
ス基準からスピン部とデスパン部との間の相対的な回転
速度と位相とを評価し、衛星のデスパン部の姿勢を制御
するモータ手段の軸受け摩擦バイアストルクを評価する
第１、第２、第３のデジタル処理手段を有していること
である。

この姿勢装置は、スピン部の回転速度及び位相の評価
値に、前記相対的な回転速度及び位相の評価値を加え
て、前記デスパン部の回転速度及び位相の評価値を作り
出す合計手段を有している。

姿勢装置はさらに、引算された評価値からモータ手段
を制御するトルクコマンドを発生するコマンド手段を有
している。

上記のような構成によれば、RFビーコン基準を用いて
いないので、デュアルスピン衛星のプラットフォームの
姿勢を高精度に制御できる。また、衛星のスピン部にの
み既存のセンサとアクチュエータとを取り付けているの
で、デスパン部であるプラットフォームに慣性センサを
取り付ける必要がある。更にまた、本発明では状態評価
制御アルゴリズムを利用して誤差の検出及び処理をデジ
タルで行なうことができる。

［発明の実施態様］ 本発明に基づくプラットフォーム姿勢精密制御装置の
実施態様では、慣性姿勢基準として太陽あるいは地球の
どちらでも利用することができ、デジタル処理手段がフ
ァームウェアにより駆動されるマイクロコンピュータを
具備している。このような構成にすることにより、衛星
のスピン部に取り付けた既存の飛行確認センサとアクチ
ュエータとを使用して高精度の姿勢制御（0.06°、３
σ）を達成することができる。既存の飛行確認センサは
到達時間値を出力し、この到達時間値がマイクロコンピ
ュータに読み込まれて、制御ループ処理アルゴリズム用
のデータベースと、地上局での処理に用いられる姿勢デ
ータの測定値及びフォーマットとが供給される。

慣性基準として地球センサを用いて演算する際には、
地球中心検出技術を利用して回転軸の姿勢誤差をプラッ
トフォームの姿勢誤差の決定から切り離す。一方、慣性
基準として太陽センサを使用する際には、ロータ状態評
価回路にデジタルノッチフィルタを設けることにより、
太陽センサが物理的に受けているニューテンーションの
影響を除去して、姿勢の安定化を計る。更に、慣性基準
として太陽センサを使用する際には、絶えず変化し続け
ている太陽角を補正するアルゴリズムをマイクロコンピ
ュータに提供する。黄径方向のドリフト／軌道離心アル
ゴリズムにより地上局でプログラムの可能なバイアス曲
線の経時変化が得られる。バイアス曲線の経時変化によ
り、太陽センサの慣性アライメント基準を調整して、地
球及び衛星の両軌道特性の変化を補償する。この補償を
しないでいると、プラットフォームの姿勢誤差が拡大し
てしまう。

上記の実施態様では、地球慣性姿勢基準と態様慣性姿
勢基準とを過渡的運動もなく瞬時に切り替えることので
きるプラットフォーム姿勢精密制御装置を提供できる。

状態評価回路は、衛星とロータとの速度及び位相、相
対的な速度及び位相、軸受けの摩擦トルクなどの臨界的
な動的状態をファームウェアの規定を受けて機械的に評
価する。評価されたこれらの状態変数と地上局から送信
されて来る一組の指令状態とを比較して得られる差をシ
ステムの状態誤差とし、このシステムの状態誤差に基づ
いてコントローラの出力を駆動制御する。コントローラ
の出力は状態誤差の線形結合であり、軸受け電力転送機
構のトルクモータに供給されるフィードバックコマンド
を表している。この値はマイクロコンピュータからデジ
タルアナログコンバータに供給されて、軸受け電力転送
機構モータを制御するモータ駆動電子回路部の駆動に使
用される。

サンプリング速度を多重化した二重ループとして評価
回路や制御回路を設計することにより、入力センサのノ
イズや軸受けトルクの擾乱を除去することができる。ま
た、地球センサと太陽センサとを過渡的運動もなく切り
替えることのできる制御ロジックがファームウェアによ
り提供される。この制御ロジックは、非制御センサ基準
を使用してロータの回転の位相と速度とを監視する状態
評価補助回路を有していて、センサ基準の変更を指示す
る地上局からのコマンドを受信すると、慣性バイアスを
自動的に調整して誤差のない状態にする。

また本発明の他の実施態様では、エンジンの点火によ
るプラットフォームの姿勢の擾乱は、プラットフォーム
姿勢制御ファームウェア内の自動補償アルゴリズムによ
り最小限に抑えることができる。補償機構はエンジンを
点火するときにはいつでもフィードフォワードトルク技
術を使用して内部状態評価回路を調節し、内部状態評価
回路を急激に変化する実際の状態に強制的に追随させ
る。補正トルク値は軌道上のエンジンの較正データから
導き出される値であり、この値は地上局でプログラム可
能である。この技術を使用することにより、評価回路や
制御回路の変動は僅かな残留誤差の分だけしか生じない
ので、プラットフォームの姿勢にはほとんど影響しな
い。

上記の実施態様では、エンジンの点火及びニューテー
ションによる擾乱を補償するファームウェアと、太陽セ
ンサを慣性姿勢基準として使用する際の黄径方向のドリ
フト及び軌道の偏心を補正するファームウェアとを利用
した姿勢精密制御装置を提供できる。

本発明の他の特徴や長所は、以下の図面を参照して実
施例の詳細な説明を読むことによって明らかになる。

図面の簡単な説明 第１図は、本発明によるプラットフォーム姿勢精密制
御装置を利用したデュアルスピン衛星の側面図である。

第２図Ａは第１図の衛星の輪郭を示した図であり、特
に衛星の座標を表わす図である。

第２図Ｂは、地球軌道との関連で衛星の座標を表わす
図である。

第３図は、第１図に示される回転棚の上面図である。

第４図ＡからＦは、入力センサの形状を表わす概略図
と、地球、太陽、エンコーダの各センサの出力信号特性
を示す図である。

第５図Ａは、本発明によるプラットフォーム姿勢精密
制御装置の単純化されたブロック図である。

第５図ＢからＤは、第５図Ａに示したプラットフォー
ム姿勢精密制御装置のより詳細なブロック図である。

第６図は、第５図ＡからＤに示した姿勢制御プロセッ
サのブロック図である。

第７図は、第５図ＡとＢに示した到達時間ロジック回
路のブロック図である。

第８図は、第７図に示した到達時間ロジックの動作例
を示すタイミングチャートである。

第９図は、姿勢制御プロセッサが選択的に実施した測
定結果と種々のセンサからの入力信号相互の間のタイミ
ングとを表わすタイミングチャートである。

第10図は、プラットフォーム姿勢精密制御装置の分析
モデルである。

第11図Ａは、第10図に示した分析モデルのロータ状態
評価回路部の分析モデルである。

第11図Ｂは、第10図に示した分析モデルの相対状態評
価回路部の分析モデルである。

第12図ＡからＥは、本発明によるプラットフォーム姿
勢精密制御装置に使用される姿勢制御アルゴリズムを示
すフローチャートである。

第13図Ａは、平均太陽と真の太陽位置との幾何学的関
係を示す図である。

第13図Ｂは、時刻補償アルゴリズムを示すフローチャ
ートである。

第14図は、黄径ドリフトと軌道離心の軌道形状を示す
図である。

第15図は、本発明による過渡的運動の生じないセンサ
の切り替えを示すプラットフォーム姿勢精密制御装置の
部分的なブロック図である。

第16図は、姿勢制御プロセッサのファームウェア構造
を示すブロック図である。

実施例の詳細な説明 第１図は、本発明に基づくプラットフォーム姿勢精密
制御装置を備えた衛星10の側面図である。この衛星10
は、（電力、推進力、姿勢、ペイロードの指向姿勢の各
制御用の）ユーティリティサブシステムのほとんどを備
えているロータ12をスピン部として具備しており、通信
及び遠隔測定用のサブシステムを有する大きなプラット
フォーム14をデスパン部として具備している。衛星10の
ロータ12とプラットフォーム14との間には、回転機構及
び電気的インターフェイスを提供する軸受け電力転送機
構（BAPTA）16が設けられている。

軸受け電力転送機構16は、軸受けと、プラットフォー
ム14を支持する構造と、プラットフォーム姿勢精密制御
装置が発生するトルクコマンドに応答してプラットフォ
ームを逆回転させてプラットフォームの姿勢を制御する
ブラシレストルクモータとを有している。軸受け電力転
送機構16は、回転継手を介して電力及び信号を転送する
スリップリングを有する電気的接続リング機構と、衛星
のスピン部とデスパン部との相対的角度情報を提供する
２台のパルスジェネレータとを有している。一方のパル
スジェネレータはマスタインデックスパルス基準ジェネ
レータであり、１回転する度にパルスを１個発生する。
他方のパルスジェネレータは、インデックスパルスジェ
ネレータであり、１回転当り８個のパルスを発生する。

第１図には回転棚18も示されている。この回転棚18に
ついては第３図を参照して後で詳細に説明する。第１図
には幾つかのアンテナ及び幾つかの反射器が参照符号20
として全体的に示されている。衛星10にはこれらのアン
テナ及び反射器を総て搭載することができる。衛星10の
電力は、ロータに取り付けられた太陽パネル22と蓄電池
とによって供給される。蓄電池は日陰時の電力供給に使
用される。

第２図のＡとＢに衛星10の座標系を示す。地球の自転
及び公転が共に反時計周りなので、本発明の一実施例で
はロータは反時計回りに回転している。この実施例で
は、衛星10は地球静止軌道に載るように設計されてい
る。

第３図は回転棚18の上面図である。衛星10の信頼性を
高めるために、回転棚18には同一構成要素が過剰に取り
付けられている。例えば、衛星10は２対の地球センサ2
4、26と、２台の回転アップ円周方向エンジン28、30
と、２台の回転ダウン円周方向エンジン32、34とを有し
ている。第３図には２対の太陽センサを有する太陽セン
サ機構36も示されている。太陽センサ、地球センサ、軸
受け電力転送機構のモータの詳細な構造については、上
に援用した講義録「リーサット海軍通信衛星の姿勢及び
ペイロードの制御システム」を参照すること。

第３図には２台の加速度計42も示されている。両加速
度計はいずれも振り子機構を用いて衛星のニューテーシ
ョンを検出するものである。プラットフォームが逆回転
しているので、加速度計はロータのニューテーション周
波数から衛星のニューテーションを検出する。第３図に
は衛星10用の２台の姿勢制御電子ユニット（ACE）44及
び46がボックスとして示されている。両姿勢制御電子ユ
ニット44、46は、いずれも本発明のプラットフォーム姿
勢精密制御装置を有している。このプラットフォーム姿
勢精密制御装置については以下に詳細に説明する。

地球センサと太陽センサは、いずれもロータ12の回転
棚18に取り付けられていて、衛星10の回転軸姿勢データ
を提供する。地球センサ24、26は、いずれも冷たい宇宙
空間を背景として暖かい地球からの赤外エネルギレベル
を検出することのできる狭い帯域の赤外ラジオメータで
あることが望ましい。これらの地球センサの各々は、ペ
ンシルビーム（1.5°×1.5°）センサの視界が地球を方
位圏内で走査するにつれてアナログ出力パルスを生成す
る。センサ出力のピーク振幅は地球から受信したエネル
ギに比例し、パルスの幅は地球の走査した部分の角度幅
に比例する。

第４図に示したように、衛星の回転軸に垂直な平面に
対して北方地球センサは＋5.5°の角度をなすように、
また、南方地球センサは−5.5°の角度をなすように、
それぞれ配置されている。このように二重系の構成にす
ることにより、使用するセンサを地上局から任意に選択
できるので、太陽あるいは月の影響を避けることができ
る（逆回転制御には地球センサは１台で事足りる）。こ
の地球センサが発生したアナログ出力パルスを第４図Ｂ
に示す。このアナログ出力パルスは、適当なスレッシュ
ホールド技術をロータの１回転当りに１回使用して、デ
ジタル地球弦信号に変換される。このデジタル地球弦信
号により、センサの視界が地球を走査する際に、宇宙か
ら地球への遷移（地球立ち上がりエッジ）、及び地球か
ら宇宙への遷移（地球立ち下がりエッジ）が定義され
る。

太陽センサ機構36は２台のサブ機構からなる。各サブ
機構は２台の独立したセンサを同じ囲いの中に備えてい
て、冗長性のあるゼロクロス出力信号を作り出す。これ
らの冗長性のある太陽パルスは回転基準と姿勢決定のた
めに使用される。これらの太陽センサの各々は、約４°
×90°の狭い扇形をした視界を作り出す二重のスリット
開口部を有したシリコン太陽電池である。これらのセン
サは視界の真中にゼロ平面、即ち、ゼロクロス平面を作
り出すように幾何学的にまとめられている。

衛星のロータ12の回転によりセンサが回転して太陽を
通過するので、第４図Ｂに示した電流二重項がスリット
の各対から作られる。これらのパルスは増幅されて、負
に向かう各ゼロクロス点が姿勢制御電子ユニット44、46
で検出される。衛星が１回転する度に１回太陽センサを
対で使用して、冗長性のあるパルス対（Ψ，Ψ２）を得
るようにする。Ψセンサ平面とΨ２センサ平面との間の
角度関係（時間関係）は太陽への視線と衛星の回転軸と
の間の極太陽角の測定値として使用される。第４図Ｃに
示したように、Ψ太陽センサを有するサブ機構は、ゼロ
平面が衛星回転軸に公称上平行であるように配置されて
いる。従って、Ψパルスは太陽極角が回転軸から90°±
45°のどの範囲にあっても、常に公称上同じ方位角で発
生する。これらのパルスは衛星自体の逆回転（デスパ
ン）の基準として使用される。太陽センササブ機構はΨ
センサのゼロ平面に対して35°傾けられていて、方位角
35°で回転する。従って、Ψ２パルスが発生する方位角
は太陽角φと共に変化する。

太陽センサ相互を組み合わせてから、太陽を用いて個
々の太陽センサを較正する。このセンサ機構を経緯儀に
取り付け、この経緯儀を赤道儀に取り付ける。この太陽
センサ機構を衛星に取り付けてから、較正データを使用
して調整する。太陽センサからのパルスと第４図Ｃに示
した式とを使用して、太陽に対する衛星の姿勢を高精度
で決定することができる。

軸受け電力転送機構16は、第４図Ｅに概略を示した軸
角エンコーダ48を有している。一般にこの軸角エンコー
ダ48は、軸受け電力転送機構の回転ハウジングに取り付
けられた二重コイル機構50と、相互に45°離隔して軸受
け電力転送機構の逆回転軸上に設けられた８個の励起極
部52とを有している。ジェネレータコイルは、個々の軟
鉄励起極部がコイル機構の磁石上を通過する度に磁気抵
抗が変化する。これにより第４図Ｆに示した正弦波電気
信号が生じる。このセンサ信号のゼロクロスは衛星10の
スピン部及びデスパン部の相互の相対的な位置のクロッ
ク指針となる。

軸角エンコーダ48は１回転当りに１回生じるマスタプ
ラットフォーム姿勢基準と高速相対角基準（マスタプラ
ットフォーム姿勢基準の８倍の回数だけ生じる）とをプ
ラットフォーム姿勢精密制御装置に供給する。マスタプ
ラットフォーム姿勢基準はマスタインデックスパルス基
準（MIPR）と呼ばれ、相対角基準はインデックスパルス
基準（IRP）と呼ばれる。このマスタインデックスパル
ス基準は、デスパン部が逆回転して地球を捕捉している
間に、プラットフォームの指向方向における地球への視
線の位置のあいまいさを除去するためにプラットフォー
ム姿勢精密制御装置によって使用される。二重コイル機
構50を構成している２個のコイルは一方が他方よりも半
径方向に沿って外側にずれて設けられている。一方、８
個の励起極部は１個だけが半径方向に突出している。こ
のような構成とすることにより、外側にずれているコイ
ルは半径方向に突出している１個の励起極部によって１
回転当りにただ１回だけ励起されるので、マスタインデ
ックスパルス基準が得られる。

第５図Ａは本発明によるプラットフォーム姿勢精密制
御装置54のブロック図である。この図に示したように、
プラットフォーム姿勢精密制御装置54は、過剰に設けら
れている姿勢制御電子ユニット44、46の各々に組込まれ
る。プラットフォーム姿勢精密制御装置54には５種類の
入力信号が供給される。これらの入力信号の第１のもの
は太陽センサ機構36の太陽センサの一方の対からのもの
である。地球センサの一方の対24又は26を用いて北方地
球センサ56及び南方地球センサ58からの入力が提供され
る。最後の２つの入力信号はインデックスパルスジェネ
レータ38とマスタインデックスパルス基準ジェネレータ
40からのものである。

これらの入力信号の各々はプラットフォーム姿勢精密
制御装置54のセンサ処理回路60に転送される。センサ処
理回路60により入力センサからのアナログ信号がプラッ
トフォーム姿勢精密制御装置54のデジタル処理回路で処
理できる適切なデジタル信号に変換される。センサ処理
回路60のブロック図を第５図Ｂに示す。第５図ＢからＤ
はプラットフォーム姿勢精密制御装置54の精密なブロッ
ク図である。例えば、第５図Ｂには一対の地球センサ5
6、58又は一対の地球センサ66、68のいずれかの対を選
択するマルチプレクサ62及び64が示されている。この選
択はプラットフォーム姿勢精密制御装置54の姿勢制御プ
ロセッサ70からのコンピュータコマンドに基づいて行わ
れる。

マスタインデックスパルス基準ジェネレータ40からの
マスタインデックスパルス基準パルス信号が姿勢制御プ
ロセッサ70へのデータバス72に直接インターフェイスさ
れている間に残りのデジタル化された入力信号はセンサ
到達時間ロジック74に伝達される。デジタル化された
後、北方地球センサ56は北方立上がりエッジ信号（NLE
信号）と北方立ち下がりエッジ信号（NTE信号）を作り
出す。同様に南方地球センサ58からのデジタル化された
信号は南方立ち上がりエッジ信号（SLE信号）と南方立
ち下がりエッジ信号（STE信号）を作り出す。センサ到
達時間ロジック74は第７図から第９図を参照して後で詳
細に説明する。現時点では、センサ到達時間ロジック74
は特別の時間基準を使用してセンサ処理回路60からのパ
ルスの各々の到達時間を決定するとだけ言っておく。到
達時間の値の各々は姿勢制御プロセッサのデータバス72
に伝送される。姿勢制御プロセッサ70はこれらの値の各
々を格納して将来のプラットフォーム姿勢制御処理に備
える。

姿勢制御プロセッサ70は３つのファームウェア実行状
態評価回路ブロック76から80を有する。これらの状態評
価回路ブロックは、相対状態評価回路76、ロータ状態評
価回路78、状態評価補助回路80である。これらの３台の
評価回路と個々の回路に関連するアルゴリズムを第10図
から第13図を参照して詳細に説明する。簡単に言えば、
ロータ状態評価回路78は太陽センサあるいは地球センサ
のどちらかからデジタル化された慣性姿勢基準データ
（到達時間値）を受信する。この選択に漏れてしまっ
て、制御を受けていない慣性基準センサは、その入力を
状態評価補助回路80に供給する。状態評価補助回路80と
センサ切り替え制御ロジック82とを結合することによ
り、太陽センサと地球センサとの間で過渡的運動のない
切り替えを達成するために必要なバイアス補正が得られ
る。慣性姿勢制御基準として太陽センサを選択した場合
には、衛星が軌道を周回している間に常に変化する太陽
角を補正する必要がある。これらの太陽アライメント補
正は、ファームウェアに組み込まれている時刻更新ロジ
ック84及び黄径離心補償ロジック86によってなされる。

ロータ状態評価回路78が衛星10のロータ12の回転速度
と位相とを評価するために使用される。相対状態評価回
路76は、デジタル化されたインデックスパルスとデジタ
ル化されたマスタインデックスパルス基準パルスからロ
ータ12とデスパン部14との間の相対的な回転速度及び位
相を評価するために使用される。相対状態評価回路76
は、軸受け電力転送機構16の軸受けによる摩擦バイアス
トルクを評価するためにも使用される。相対状態評価回
路76及びロータ状態評価回路78にはエンジン点火制御処
理ロジック88の出力も供給されている。このような構成
にすることにより、以下に詳細に述べるフォワードトル
ク補償方法を使用すれば、エンジンの点火によるプラッ
トフォームの姿勢の擾乱を最小にすることができる。

相対状態評価回路76とロータ状態評価回路78の出力は
加算コントローラ90に伝送される。加算コントローラ90
は、スピン部の回転速度と位相との評価値を相対的な回
転速度と位相との評価値に加算して、デスパン部の回転
速度と位相との評価値を作成する。加算コントローラ90
には衛星のデスパン部14の回転速度及び位相並びに摩擦
バイアストルクに関する望ましい状態が地上局から入力
される。加算コントローラ90は、デスパン部の回転速度
及び位相の評価値と摩擦バイアストルクの評価値とを地
上局から命令されたデスパン部の回転速度及び位相と摩
擦バイアストルクとの状態値から引算する。加算コント
ローラ90の出力はトルクコマンドであり、D/Aコンバー
タ92に転送されてからモータ駆動回路94に入力される。
このようにして、加算コントローラ90で引算された評価
値は軸受け電力転送機構16のトルクモータ96を制御する
ための適切なトルクコマンドとなる。

第５図Ｃでは、加算コントローラ90は出力をD/Aコン
バータ92に直接に供給しないで、加算スケールブロック
98に供給している。この加算スケールブロック98は、逆
回転コントローラを介してニューテーションを減衰させ
ることが望まれるとき、変調したトルクコマンドを供給
するために使用される。加算スケールブロック98は姿勢
制御プロセッサフォームウェアの作動状態にあるニュー
テーション制御部分から逆回転能動ニューテーション減
衰（DAND）トルクコマンドを受信する。ブロック100及
び102で示したように衛星エンジンを使用してニューテ
ーションを補償することができ、一般にはそのようにし
ているのであるが、プラットフォーム姿勢精密制御装置
54はファームウェアに組み込まれている能動トルクコマ
ンドを利用してニューテーションを減衰させることもで
きる。

上述のように、衛星のニューテーションは加速度計42
によって感知される。第５図Ｂに示したように、加速度
計42の出力信号は微分バッファ104によって増幅され、
マルチプレクサ106を通過する。マルチプレクサ106は、
地上局に従ってどの加速度計で測定をして、加速度計の
どの出力をプラットフォーム姿勢精密制御装置54で処理
するかを決定する。プラットフォーム姿勢精密制御装置
54は加速度計からの信号を先ずアナログバンドパスフィ
ルタ108に通して、直流残留偏差を取り除き、高周波ノ
イズを除去する。アナログバンドパスフィルタ108の出
力はA/Dコンバータ110を通過して、姿勢制御プロセッサ
70のデータバス72に出力される。姿勢制御プロセッサ70
の能動ニューテーション制御ファームウェア内には、位
相曲線を平滑し、A/Dコンバータ110によって生じる直流
残留偏差を取り除くためにデジタルバンドパスフィルタ
112が設けられている。加速度計から供給されてフィル
タ処理の施されたこの信号は、変調ロジックブロック11
4に通される。変調器ロジック114はロータとプラットフ
ォームとの間の相対的な速度で方形波を発生するインデ
ックスパルスを受信する。方形波はフィルタ処理の施さ
れた加速度計信号を変調して、ロータ座標信号をプラッ
トフォームニューテーション周波数に変換する。変調さ
れた加速度計信号は次にデジタルフィルタ116を通過し
て、直流バイアスの除去及び方形波によって生じた高調
波の減衰が行われる。この変調後のフィルタは変調器ロ
ジック114からの合計周波数を通すように設計されてい
る。周波数の異なる２種類の正弦波信号を掛け合わせて
得られる信号は、もと両正弦波の周波数の合計と差に当
たる成分を有している。この場合、もとの両正弦波はロ
ータニューテーション周波数及びロータとプラットフォ
ームとの間の相対速度から得られる。変調器ロジック11
4による変調を除けば、逆回転能動ニューテーションダ
ンパーは線形系として設計することができる。即ち、所
定の限界内のニューテーション角に比例する逆回転モー
タトルクコマンドを作り出すものとして逆回転能動ニュ
ーテーションダンパーを設計する。逆回転能動ニューテ
ーション減衰トルク信号を加算コントローラ90によって
作られる逆回転モータトルクコマンドに加えることによ
り、衛星10のニューテーションが補償される。

第６図は姿勢制御プロセッサ70のブロック図である。
この実施例では、姿勢制御プロセッサは２台の改良型マ
イクロデバイスAM2901B4ビットマイクロコンピュータ
と、１台のAM2910マイクロプログラムシーケンサ120と
に基づいている。

ACP70用に設計されたインストラクションセット（全
てシングルサイクルインストラクションである）は、算
術インストラクション（加算、拡張された加算、減算、
拡張された減算）および論理インストラクション（アン
ド、オア、イクスクルーシブオア、イクスクルーシブノ
ア、事象アンド）を含み、それらのインストラクション
は、マイクロコンピュータ118の16個の内部レジスタの
任意の対に、あるいはメモリアドレスレジスタ（MAR）
に前もって達成されたメモリロケーションとその結果に
対する内部レジスタ宛先とに対して動作する。シングル
レジスタインストラクションは、シフトおよび（キャリ
付あるいはキャリなし）の回転、算術演算（インクリメ
ント、デクリメント、および２の補数）と論理演算（イ
ンバータ、０、ビットテスト、ビットセット、およびビ
ットクリア）を含む。プログラムコントロールインスト
ラクションは、サブルーチンコール、条件ジャンプ、条
件分岐／ループ、サブルーチンリターンおよびインター
ラプトを含む。特別のビット掛算インストラクションに
より（初期状態で被乗算）レジスタＱのビット０に依存
してRAM内に見付けられる被乗算を加算し、あるいは加
算することなくシングルマシンサイクルシフトがなされ
ることができる。このインストラクションによりマシン
サイクルは８×８（メモリへのリード／ライト）から14
マシンサイクルに減らされる。全ての入力／出力データ
は、算術論理ユニット（ALU）の16個の内部レジスタを
介して流れる。ダイレクトページメモリアクセスは８個
の下位の内部レジスタを介している。

プロセッサ制御部は、４個の基本的な機能グループに
分けられる。１）プログラムシーケンス、２）インスト
ラクションデコード、３）データ処理、および４）デー
タの格納。プログラムシーケンス部は、シーケンサ12
0、条件コードマルチプレクサ122、プログラムメモリ12
4、およびパイプラインレジスタ126からなる。パイプラ
インレジスタ126によりマイクロインストラクション
は、全体のサイクルに対して存在することが許され、処
理経路においてより多くのアドレスおよびデータバスの
情報の安定時間の確保と全体としての遅延時間の減少の
ためにデコードの先頭から最後まで遅いプログラマブル
リードオンリメモリ（PROM）124を動かす。この遅延は
最大のマシン実行経路の20％のオーダーである。ページ
ング技術なしに直接アクセス可能な最大のプログラムメ
モリは、4K×16であるが、実際のサイズは2Kインクリメ
ントされた値に変更されることができる。ここで述べら
れる実施例では、PROMサイズは8K×16である。これはシ
ーケンサに常に取付けられたベースページとして下位2K
を定義することによってなされ、上位2Kはプログラムペ
ージアドレスレジスタ（PRAR）128の内容によって制御
される。

選択されたPROMは上位2Kが選択されるとき、イネーブ
ルとされる。プログラムシーケンスはシーケンサ120に
送られたインストラクションによって実行され、そのシ
ーケンサ120はプログラムカウンタおよびインクリメン
タを有し、５個のディープスタック、ループカウンタ／
分岐、アドレスレジスタ、16個のループ／分岐サブイン
ストラクションがプログラム制御される。これらのイン
ストラクションはデータ処理のキャリ、負、ゼロ、常
に、あるいはインバータの出力によって条件付けられ
る。

デコード部はアドレスバスとデータバスの両方を流れ
るデータを支配する。アドレスバスをアクセスする３つ
のソースは、MAR130とマイクロコンピュータ118の出力
および最上位ビット（MSB）がＬレベルのときイネーブ
ルとされるパイプラインレジスタの下位８ビットであ
る。データバス72のソースは、出力インストラクション
に対してイネーブルとされるマイクロコンピュータ出力
とメモリインストラクションへの動き、入力ンストラク
ションに対してイネーブルとされる入力バッファであ
り、ビットマニュピュレーションインストラクションに
対してイネーブルとされるビットセレクトおよびインタ
ーラプトし内部レジスタにイミーディエイトデータを動
かした後、MAR130を読みためにデータバス上でイネーブ
ルとされたアドレスバスである。それはまた、インスト
ラクションセットを実行するためにALUとシーケンサへ
の制御ビットの必要なマルチプレクスを実行する。

データ処理部はシフトマトリクス132と２個のAM2902B
Sからなる。AM2901BSは16個のジェネラルパーパスレジ
スタ（全てマルチプルアドレス指定可能な出力を有す
る）とＱレジスタとALUを有する。二重アドレス指定可
能出力により、そのレジスタはレジスタ間動作が可能と
される。Ｑレジスタは二重レジスタシフト動作と、マル
チプルインストラクションの実行において使用される。
ALUは、実際の算術演算と論理演算を実行する。外部シ
フトマトリクス132と結合されて、AM2901BSの内部ビッ
トシフト能力により非常に多数の組合わせのシフト動作
（シングルおよびダブルレジスタシフトを含めて）とキ
ャリ付あるいはキャリなしの回転が許される。シフトは
算術演算と論理演算と関連して行われる。ACP70のデー
タメモリは、16ページ（256バイト／ページ）アドレス
レジスタ（PAR）134と、ハミングコードプロテクト（二
重検出／単一補正）RAM（1K×13）136と定数格納138と
およびハミングコードテストレジスタ140とからなる。
勿論本発明は特定のマイクロコンピュータ回路設計に制
限されるものではなく、上記のマイクロコンピュータ回
路構成は単に例示にすぎないということは明らかであ
る。

第７図を参照して、到達時間ロジック74のブロックダ
イアグラムが示される。タイミングチャートはまた、第
７図の到達時間ロジック74の動作を説明するために第８
図に示される。タイミングチャートは到達時間ロジック
74の動作を説明するための例として、短い地球弦Ａを利
用する。弦の立ち上がりエッジは、センサエッジ検出回
路142のフリップフロップを非同期にセットする。この
信号は171kHzの基準クロックの立ち下がりエッジの間に
同期回路144によって同期される。その後、その出力は
ラッチ回路148に含まれる３状態ラッチの１つに12ビッ
トバニアカウンタのカウント値をトリガする。バニアカ
ウンタ146は171kHzの基準クロックの立ち上がりエッジ
で更新され、これにより、データのラッチ対バニアカウ
ンタの更新という条件が除去される。地球弦の立ち上が
りエッジはセンサエッジ検出回路142の他のフリップフ
ロップに非同期でロードされ、同期された後そのカウン
ト値は立ち上がりエッジと同様にしてラッチされる。オ
カレンスフラグは、24ミリ秒間隔の最後で事象レジスタ
152にラッチされる。

ACP70はそれらのフラグによって要求されるようにデ
ータラッチ148の内容を引出し処理し、それらのフラグ
は前に述べた24ミリ秒の間隔の間に事象レジスタ150に
セットされる（例えば地球弦Ａ、立ち上がりエッジと立
ち下がりエッジ）。データを処理した後、ACP70は出力
コマンド経由で対応するセットフラグをリセットする。
処理センサデータと関連するエッジは、リセットされる
だけであり、エッジの二重遷移は48ミリ秒期間内では発
生せず、全てのセンサ処理は互いに独立である。

カウンタ146はACP70の24ミリ秒のリアルタイムインタ
ーラプト（RTI）以下に事象時間を分解するためにバー
ニアとして働くということは明らかである。12ビットバ
ーニアカウンタ146は、5.8594マイクロ秒の分解能を有
し、30rpmのロータ回転速度で0.00105°の角度量子化に
対応する。ラッチされたバーニア値はセンサ事象の発生
に続いてインターラプトにおいてACP70によって読み出
され、その値はセンサ事象の精密な時間タグを作り出す
ために24ミリ秒のリアルタイムインターラプト割合いを
カウントするソフトウエアタイマと結び付けられる。

任意のあるいは全てのセンサ遷移状態が完全に非同期
に発生するように各個々のセンサ事象はそれ自身独立な
事象時間ロジックを有するということは明らかである。

ACP70内のファームウェアは、個々のセンサ事象時間
タグの比較に基づいて表１にリストアップされ、第９図
に示される15個の時間インターバル測定値を計算する。
測定値は３個の８ビットワードでデータメモリに格納さ
れ、24ビットの幅で5.8594×10^-6秒から98.303994秒ま
での測定範囲をカバーする。

各センサ時間インターバル測定値は、第４のマイナー
テレメトリフレームごとに１度テレメートされることが
望ましい。これにより、1.708秒のデータ速度が与えら
れ、地上局に対し35.129rpm以下の回転速度に対して各
回転サイクルごとに記録されるすべてのセンサデータが
供給される。二重のデータが35rpm以下の回転速度に対
してテレメートされるので、個々の測定値が測定値の新
しいデータ（テレメトリーワードの１条件）であるか、
以前のデータの繰返しであるか（ゼロ条件）を定義する
新しいデータテレメートワードが供給される。センサ事
象とメジャーフレーム同期（MFS）との間の時間インタ
ーバルを表わす測定値T₁₁，T₁₂およびT₁₃は各メジャー
テレメトリーフレームごとに１回テレメートされること
が望ましく、0.024秒の分解能を有し、1572.84秒のダイ
ナミックレンジ（16ビット幅）を有する。

表１ 姿勢データプロセッサ測定値 測定値 パラメータ 時間間隔 T₁：太陽（Ψ）から太陽（Ψ）（回転周期） T₂：太陽（Ψ）から傾斜太陽（Ψ_２）（太陽周期）太陽
から T₃：地球センサの弦幅 プロセッサＡ（ELE−ＡからELE−Ａまで） T₄：地球センサの弦幅 プロセッサＢ（ELE−ＢからELE−Ｂまで） T₅：地球センサＡからの回転周期（EC−ＡからEC−Ａま
で） T₆：地球センサＢからの回転周期（EC−ＢからEC−Ｂま
で） T₇：逆回転インデックスから逆回転インデックスまで
（MIPからMIPまで）相対周期 T₈：プラットフォーム逆回転コントローラで選択された
逆回転インデックス（MIP）への基準（地球基準の地球
中心線） T₉：太陽（Ψ）から地球センサＡの立ち上がりエッジま
で T₁₀：太陽（Ψ）から地球センサＢの立ち上がりエッジ
まで T₁₁：太陽（Ψ）メジャーフレーム同期 T₁₂：メジャーフレーム同期へのELE−Ａ T₁₃：メジャーフレーム同期へのELE−Ｂ T₁₄：太陽／月パルス（ESPE−Ａ） T₁₅：太陽／月パルス（ESPE−Ｂ） データ獲得のためのロータ回転速度:0.61rpm＞100rpm 測定範囲と分解能:24ビット（98.304秒）0.00586ミリ秒
（30rpmで0.00105°） （T₁₁，T₁₂，T₁₃に対して24.0ミリ秒） （T₁₄，T₁₅に対して1.5ミリ秒） データ速度 T₁からT₁₀：メジャーフレーム（1.708秒）に８回 T₁₁からT₁₃：メジャーフレーム（13.664秒）に１回 T₁₄からT₁₅：メジャーフレームに８回 注意 １）新しいデータの指示計（ロジック１はテレメートさ
れる新しい測定値を示す）ためのデータワード ２）範囲外測定値（DT＞98.304秒）98.304秒モジュロイ
ンターバルを読む。

３）同じRTI内に両方のセンサ事象に対する妥当な測定
値はない。

４）太陽／月データはパルスが検出されないときゼロに
セットされる。

５）地球センサデータの太陽／月弁別：幅＜37ミリ秒；
最少のESPE出力パルス幅は6m秒。

６）T_ec＝（T_ele＋T_ete）/2。

通常の時間間隔測定値を発生する他に、ファームウェ
アは地球弦から太陽および月のパルスを弁別するための
ロジックを有し、検出された月パルスの弦幅テレメトリ
を提供する。月弁別ロジックは37m秒以下の検出された
地球弦幅を妥当でないとして取除く。誤差を含む月ある
いは太陽パルスの発生はメジャーフレーム当り８回の繰
返しの割合いで、個々の（ESPE−Ａおよび／あるいは
Ｂ）検出された月パルス幅をテレメートすることによっ
て地上局に示される。誤差を含むパルスが発生しなけれ
ば、テレメトリデータ（それぞれ1.5m秒の分解能を有す
る３ビット）はゼロにセットされる。しかしながら、各
ESPE内の保護回路（それは重なりあったパルスエッジが
発生することを防ぐ）により、ESPE入力の最少量子化パ
ルス幅は6m秒（最大12m秒まで）である。このようにし
て、0.5°の見掛け上の月パルス幅（30rpmで2.8m秒）に
対して検出され、テレメートされる幅は、６から12m秒
の間である。

第10図を参照して、プラットフォーム指向コントロー
ラ54のファームウェアの分析モデルが示される。そのフ
ァームウェアはプラットフォーム逆回転コントロールシ
ステム（PDCS）ファームウェアと時々呼ばれ、それにお
いて使用される用語は以下の表に定義される。例えば、
RSEはロータ状態評価回路に対して使用され、RelSEは相
対状態評価回路に対して使用される。PDCSファームウェ
アは、RSE（外部ループフィルタ）とRelSE（内部ループ
フィルタ）の２つの独立なサブシステムからなる。RSE
はロータの位相と角度（φとΩ）の評価値を導くために
慣性センサ（太陽あるいは地球）からのパルスを使用す
る。この評価回路は二重集積プラント（ロータ）の内部
モデルに関して第２次のオーダーである。さらに、スリ
ット太陽センサの運動結合により信号を分割するために
章動周波数におけるノッチフィルタ152として働くよう
に慣性センサ測定残留値に関する第２次オーダオーの差
の式が存在する。

表２ プラットフォーム逆回転コントロールシステムの用語
基本的用語 BOL:寿命の始まり DAND:逆回転活性化章動ダンピング EOL:寿命の最後 IP:インデックスパルス PPM:プラットフォーム指向モード RRM:相対速度モード RSE:ロータ状態評価回路 RelSE:相対状態評価回路／コントローラ SIR:選択された慣性基準 SSM:スーパースピンモード TANC:エンジン活性化章動ダンピング 運動 θ₁：プラットフォーム（および宇宙船）横方向軸位相 θ₂：プラットフォーム（および宇宙船）横方向軸位相 θ₃，θ_P：プラットフォーム回転軸位相 φ，φ_Rotor：ロータ回転軸位相角 θ，φ_Rel：プラットフォームとロータの間の相対回転
軸位相角、θ_P−φ ω₁：プラットフォーム（および宇宙船）横方向軸位相 ω₂：プラットフォーム（および宇宙船）横方向軸位相 ω₃，ω_P：プラットフォーム回転軸速度 ω_R，ω_S，Ω：ロータ回転軸速度 I_T1，I_T2：乗物全体の横方向慣性運動 I_T：有効横方向慣性運動 I_P：プラットフォームの回転軸方向の慣性運動 I_R：ロータ回転軸方向の慣性運動 I_Rel：ロータとプラットフォームの間の相対回転 軸方向慣性運動；I_P・I_R／（I_P＋I_R） I_PO1：回転軸方向と横方向の間のプラットフォーム慣性 積 r:乗物質量性質結合パラメータ；I_PO1 ²／I_PI_T λ_P：プラットフォーム章動周波数；ω_P＝０、λ_P＝I_P
×ω_R／I_T τ_n：正規化章動時間定数（秒）;2/［ｒλ_P（１＋２×
ω_P／λ_P）］ トルク T₃：全体のBAPTAトルク T_P：プラットフォームに加えられる全体のトルク T_R：ロータに加えられる全体のトルク T_DAND′U_DAND:DANDトルク T_PDC：プラットフォーム角コントロールトルク 転送機能 Y_R：−φ Y_P：−Y_Rel Y_Rel：φ_Rel＋V_IP 誤差サンプリング速度 T_S:RSEサンプル周期;30rpmで２秒（見掛け上の逆回転追
尾条件） T_IP:RelSEサンプル周期;30rpmで0.25秒（見掛け上の逆
回転追尾条件） T_INT：運動伝播時間とDAND差の式更新周期;0.024秒 評価回路 ε_S：慣性センサ測定残留値 ε_IP：インデックスパルス測定値残留値 β_S：慣性基準のアライメント角 β_PSI：太陽センサアライメント角 β_IP：インデックスパルスのアライメント角 Ｆ（ｚ）：ノッチフィルタ転送機能 b:BAPTAバックEMFと機能バイアストルクT_d0の評価値 H_S:RSE出力ベクトル;|10| H_Rel:RelSE出力ベクトル;|100| C_Rel:RelSEゲインベクトル;|C_P C_R 1｜ ノイズソース V_S：慣性センサノイズ（パルス対パルスジッタ） V_IP：インデックスパルスノイズ（パルス対パルスジッ
タ） V_a：加速度計ノイズ T_b，T_d:BAPTAトルク擾乱 T_d0：摩擦とバックEMFによる一定のBAPTAトルク擾乱 擾乱 T^P _e：外部プラットフォームトルク擾乱 T^r _e：外部ロータトルク擾乱 nf:摩擦によるランダムBAPTAトルク擾乱 運動結合 K_C：運動結合ゲイン;tan（γ） K₁:1軸の回りの運動結合ゲイン;cos（β）、第７図−２ K₂:2軸の回りの運動結合ゲイン；−sin（β）、第７図
−２ γ：太陽上昇角 β：太陽日時角 DANDゲイン K₁:1軸の回りのDANDゲイン；f_r−I_b（ラジアン／秒）第
７図−１ K₂:2軸の回りのDANDゲイン；f_r−I_b（ラジアン／秒）第
７図−１ 正味のBAPTA16のバックエレクトロモーティブ値（EM
F）からの摩擦バイアストルク（ｂ）と共に、ロータと
プラットフォームの間の相対位相と速度（θ＝O_P−φと
Ｗ＝W_P−Ω）の評価値を導くためにRelSEは、ロータと
プラットフォームの間のインデックスパルス情報を使用
する。RSEからのロータの位相と速度の評価値は、プラ
ットフォームの慣性位相と速度の評価値を導くために相
対位相と速度に加えられる。これらは命令されたプラッ
トフォームの位相と速度と比べられ、その差は逆回転ト
ルクを計算するためにコントロールゲインと掛算され
る。トルクバイアス評価値は、BAPTAバイアストルクを
補償するために、このトルクコマンドから引算される。
内部ループ補償器は第３次オーダーの転送機能を有す
る。そのバイアス状態はゼロ周波数擾乱をモデルとし、
制御不可能なモードであるので、内部ループ補償器は積
分器を有する。

RSEは、φの入力と の出力でサンプルされるデータフィルタとして見ること
ができる。同様に、RelSEは入力θ_P−φとφと、逆回転
トルクコマンドT_DACの出力とフィルタ（補償器）として
得られることができる。第10図に示される様に、システ
ム設計は別の実体として２つのフィルタを扱うことによ
って達成されることができる。

プラットフォームの逆回転と指向コントロール（PD
C）ファームウェア設計は、３つのコマンド選択可能な
オートノーマスコントロールモードを有する： １）プラットフォーム指向モード（PPM）は、慣性アジ
マスプラットフォーム角と速度を制御する。しかし、非
ゼロ速度が命令されたとき、指向角誤差によるトルク成
分はゼロにセットされ、PDCはプラットフォーム慣性速
度だけを制御する。

２）相対速度モード（RRM）は、ロータ回転速度がプラ
ットフォーム回転速度より大きいときプラットフォーム
とロータの間の相対速度を命令可能な値に制御する。

３）スーパースピンモード（SSM）は、ロータ回転速度
がプラットフォーム回転速度より少ないとき、プラット
フォームとロータの間の相対速度を命令可能な値に制御
する。

プラットフォーム逆回転制御を行なうためのACPファ
ームウェアが使用されるアルゴリズムのロジックのフロ
ーチャートは、第12図ＡからＥに示される。コントロー
ルループは、状態評価回路とコントローラアプローチを
使用して実行される。ロータ慣性速度と位相に対する状
態評価値とプラットフォーム相対速度と位相およびBAPT
A摩擦バイアスはACP（24m秒）のリアルタイムインター
ラプト周期ごとに伝播される。トルクコマンドはほとん
ど連続的なコントロール信号と信号を作り出し、定常的
な状態ジッタを減少させるために計算される。センサ発
生がADPによって検出された後、状態可変評価値に対す
る補正がRTIで起きる。地球センサ基準に対して補正は
地球立ち上がりエッジが発生するまで行われない。

評価値の伝播は、第５次オーダーの宇宙船モデルにお
ける前のRTIと前の状態の間で計算されるトルクを使用
する。項目はまた高速回転速度の変化を考えるために、
ロータと相対速度伝播の両方に含まれ、それらの変化は
軸方向あるいは円周方向のエンジン点火の結果として生
じる。位相伝播が30rpmで１回のRTIに対して更新されな
ければ、ロータと相対位置に対する次の補正時における
結果としての位相誤差は4.32°となる。それは次には、
大きな指向遷移を生じる。この条件を防ぐために、位相
伝播式が全てのインターラプトがディスエーブルとされ
ている間に、各RTIの始まりにおいて、ファームウェア
の保護された部分で実行される。

２つの付加的なロータの位相と速度の評価値（補助評
価値と呼ばれる）は、ESPE−ＡとESPE−Ｂからセンサ入
力を使用して形成される。これらの位相角は地球センサ
基準で、あるいはその間で、無遷移スイッチングを達成
するために使用される。これらの評価値が基本的でない
ので、エンジン点火の補償期間は伝播式に含まれない。

ロータ状態可変補正のためにロータの評価された位相
はセンサのTOAに戻されて計算され、基準位相角と比べ
られる。各地球センサの見掛け上の基準角に対する値
は、データプログラマブルリードオンリーメモリ（PRO
M）138に格納され、そのセンサがESPE−ＡかあるいはES
PE−Ｂのいずれかに対して選択されたときにはいつでも
補助評価回路に対して基準として使用される。地球基準
が命令されたとき、第１次ロータ状態評価回路に対する
基準位相角は現在のロータ位相と補助ロータとの間の誤
差によってPROM値から補正される。地球基準位相角はま
た、地上局からの命令によってセットされることができ
る。

太陽基準モードにおいてロータ位相評価回路は一定の
基準位相が与えられるならば、太陽線を追尾する。一定
に変化する太陽−地球分離角（24時間当り見掛け上360
℃平均地球速度）は、一定の地球指向角を維持するため
に太陽基準位相角を周期的に更新することが必要であ
る。日時（TOD）補正は地上局からのコマンドによって
イネーブルとされ、あるいはディスエーブルされる。イ
ネーブルとされたならば、太陽基準角は地上局から指定
されたインターバルごとに１つのLSB（0.00549°）だけ
更新される。この更新は太陽がロータ状態評価回路に対
する基準として使用されているかどうかを生じる。分離
補正ファクタは太陽−地球分離角の合計ドリフトと軌道
離心（LDOE）効果を考慮するために使用される。その補
正角は、その係数が地上局から命令可能な軌道角と時間
の複素関数である。LDOEがディスエーブルならば、補正
角機能は更新され続けるが、太陽基準角に対する補正は
なされない。LDOEは太陽基準角に対する補正がロータ状
態評価回路に使用されるかどうかに係わらずなされる。
太陽基準角はまた地上局からのコマンドによってセット
されることができる。

ロータ状態評価値補正は、RRMあるいはSSMのどちらか
が選択されたならば、バイパスされる。PPMが選択され
たならば、基準位相角と評価された位相角との間の誤差
は、ロータの位相評価値と速度評価値の両方を補正する
ために使用される。運動章動結合による寄与を除くため
にデジタルノッチフィルタ152を通された誤差が選択さ
れることが可能である。このフィルタのノッチ周波数は
地上局からのコマンドを使用して２つの差の式の係数を
セットするように調整されることができる。ロータ評価
回路のゲインの２つの選択可能な組により地球あるいは
太陽基準の間に別のゲインが使用されることができる。
さらに、太陽−地球および補助評価回路ゲインはディフ
ォルト値あるいは地上局（あるいはプロセッサ）から指
定された他のゲインであるように独立して選択されるこ
とができる。プロセッサによって指定された他のゲイン
はエラー補正モードの間に使用される。

相対評価値補正は評価された位相を基準位相と比べる
ことによって各インデックスパルスが発生されるとき発
生される。この基準位相はMIPが発生する度に、マイナ
ス８°にリセットされる。その後、それはインデックス
パルス（IP）ごとに45°だけ（SSMで）インクリメント
され、（RRMあるいはPPMで）デクリメントされる。この
更新は相位相を正しく評価するために重要であるので、
位相伝播と共に保護された逆回転領域で実行される。IP
が発生するごとに発生される誤差は相対速度と位相とBA
PTAバイアス摩擦トルクに対する評価値を補正するため
に使用される。使用されるゲインは、RRMあるいはSSMの
どちらかが命令されたときにはいつでも自動的にディフ
ォルト値であるように、あるいは地上局あるいはプロセ
ッサ命令された値に選択されることができる。

スーパースピンと逆回転遷移の間において、相対速度
は低い相対速度（8rpm以下）の領域に行く。インデック
スパルスジェネレータは非常に低い相対速度では動作し
ないので、RRMとSSMにおいて8rpm以下の相対速度を検出
し、相対速度評価値と命令された速度をセットするファ
ームウェアが追加され、その結果、補正された飽和トル
クがこの領域を通して宇宙船を駆動するように発生され
る。

BAPTAトルクコマンドはロータ状態評価値と相対状態
評価値を使用して形成される評価された慣性プラットフ
ォーム角と速度に対して地上局あるいはプロセッサから
指定された角度と速度のコマンドを比べることにより発
生される。命令された角度位置は±180°までである。
新しい角度コマンドが入力されると、評価された角度
は、比べられる基準コマンドが入力されたコマンドと一
致するまでRTIごとにその現在の値から１つのLSP（0.00
549°）だけインクリメントされ、あるいはデクリメン
トされる（どちらがコマンドにより近いかをプロセッサ
が決定する）。この処理はプラットフォームの位置の変
化に対して0.23°／秒の有効スリュー速度限界を作り出
す。角度の誤差はPPMが命令されたとき、および命令さ
れた速度がゼロであるときにのみ、計算される。他方、
それは更新されず、トルクへの寄与はゼロとされる。

RRMあるいはSSMで動作する場合には、ロータ速度評価
値は固定して保たれる。相対速度はマイナス命令された
速度マイナスセットされたロータ速度評価値 に制御される。RRMに対して に対しては15rpmにセットされる。

PPMではトルクが計算される前に、誤差補正モード（E
CM）アルゴリズムはイネーブルとされることができる。
ECMはコンピュータハードウェアを宇宙線によって誘起
される擾乱から守り、プラットフォーム角の誤差が0.2
°以上ならば計算されたトルク出力をディスエーブルと
するように設計される。代わりに、平均トルクは10秒の
インターバルの間出力され、高いゲインが補正されたロ
ータ位相にロックするように、それに対して必要とされ
る時間を減少させるためにロータ状態評価回路で使用さ
れる。ディフォルトゲインは相対状態評価回路に対して
使用される。ロータディフォルトゲインは、10秒の安全
保持期間後使用される。誤差補正機能は角度の誤差が0.
2°以内に戻った後、30秒まで使用されることはできな
い。この安全保護は閉ループ制御の再開によって作られ
る小さい遷移から生じる安全保持に無縁のトリガを防
ぐ。

見掛け上のトルク補償値は角ゲインによって重ねられ
た速度と角度の誤差の制限された合計値として計算され
る。これらのゲインはディフォルトの他の命令可能な値
を有する。活性化逆回転章動ダンパアルゴリズムによっ
て計算されるトルクは加えられ、その合計値は速度伝播
式へのフィードバックとして使用される。この結果はま
た、D/Aコンバータ（DAC）92に出力され、そのDAC92の
信号はモータ駆動回路94に命令として働く。

一実施例に従って、スーパースピン速度モードは液体
燃料タンク内のエネルギ消費が安定化するように、ロー
タの有効慣性比が単位（〜1.4）より大きくなるように
維持されることを確保するために、遠地点モータ点火
（AMF）の間に使用される。スーパースピンはロータと
同じ方向にプラットフォームが回転する状態とおよびロ
ータより速く回転する状態として定義される。この場合
プラットフォームとロータの間の相対速度は見掛け上逆
回転相対速度として実際には反対方向である。相対状態
評価回路は相対速度の方向に関してインデックスパルス
から何の情報も受けないので、他にするように離さなけ
ればいつでも負の相対速度評価値を作る。逆回転モード
ラッチリレーがスーパースピン状態にセットされるため
には、選択はパワーオンのときになされる。それはま
た、逆回転コマンドでSSMの地上局からのコマンド選択
によってなされる。このコマンドにより評価された相対
速度がRRMあるいはPPMにおいて発生された負の値よりむ
しろ正であるようにループフィードバックの符号が反転
される。望ましい相対速度は適切なPDC速度コマンド（C
MDRAT）を送ることによって達成される。ロータ状態評
価値はスーパースピンにおいて15rpmに固定され、相対
状態評価回路は正の評価値を発生しつつあるので、命令
された速度は CMDRAT＝絶対値（望まれる相対速度）＋15rpm 電源がオンされたとき（ラッチリレーがスーパースピ
ンにセットされていれば）、および低い相対速度の間に
入力される命令される速度に対する値は26.5rpmであ
る。この命令された速度は宇宙船が11.5rpmのスーパー
スピン相対速度になるように制御し、すなわちプラット
フォームがロータよりも11.5rpm速く回転する。

全ての回転条件からスーパースピンするためにスーパ
ースピンコマンドは送られる（あるいはACEはスーパー
スピンでラッチリレーでオンされる）。インデックスパ
ルスが全ての回転条件で発生されないので、低い相対速
度ロジックは命令された速度を26.5rpmにセットし、評
価された相対速度を＋4.88rpmにセットする。このコマ
ンドはプラットフォームをスーパースピンされるために
補正符号（正）付のフルスケールトルクコマンドを発生
する。相対速度が8rpmに達するとき、正常な相対状態評
価が自動的に始まり、地上局によって選択されたCMDRAP
が送られることができる。

近地点モータ点火の始まりにおいて、ロータは12rpm
で回転し、プラットフォームは23.5rpmで回転し、11.5r
pmの絶対値の回転速度とする。燃焼の間にこれらの速度
は必要とされる回転アップ／回転ダウンエンジンを使用
して26.5rpmの命令された速度によって、および運動量
を調整することで維持される。相対速度トグルロジック
をトリガする故障の場合には、コントロールは第２のAC
Eに通される。ラッチリレーがスーパースピン状態にセ
ットされたならば、26.5rpmの命令された速度でSSM状態
でオンする。

AMFに続くプラットフォーム逆回転動作はスーパース
ピン条件から始められる。相対速度はゼロを通って操縦
の間に方向を変化する。逆回転操作はコマンドRRMによ
って初期化され、命令された相対速度ゼロを送ることに
よって初期化される。RRMは相対状態評価値の符号を変
え、ロータ状態評価値を30rpmにセットする。このコマ
ンドは補正方向（負）にトルクを生じる。相対速度の絶
対値が8rpm以下である間に、相対低速度ロジックは相対
速度評価値をマイナス−4.88rpmにセットし、補正トル
クをこの領域を通すようにするために命令された速度を
ゼロにセットする。相対速度がゼロを通り、再び8rpm以
上に上昇したとき、通常の相対速度評価が自動的に回復
され、新しい命令された速度が地上局から選択される。
命令された速度の値は CMDRAT＝−絶対値（望まれる相対速度）＋30rpm として計算される。30rpm（軌道上のプラットフォーム
の逆回転）の見掛け上のロータ回転速度に対して、命令
された速度はゼロにセットされる。ラッチリレーが通常
の回転条件にある間に、相対速度トグルロジックがトリ
ガされるならば、第２のACEは負の速度評価値を発生す
る相対状態評価回路でオンし、ロータ回転状態評価値は
30rpmにセットし、命令された速度はゼロにセットさ
れ、それにより宇宙船の相対速度を30rpmに制御するト
ルクコマンドが発生される。

プラットフォームの慣性速度の直接コントロールは、
非ゼロプラットフォーム速度を命令することで達成する
ことができる。慣性基準を提供するとロータ状態評価回
路の通常の動作は継続する。このようにして慣性プラッ
トフォーム速度（相対速度よりもむしろ）は、命令され
た値に制御される。このモードでは、プラットフォーム
の角度誤差によるトルク成分はゼロとされる。21rpmよ
り大きいロータ回転速度は一般にPPM動作で必要とされ
る。

プラットフォームの照準器のオフセット指向は状態評
価値を地上局から命令された値（CMDPOS）に制御するよ
うにPDCへのシリアルコマンド経由でなされる。オフセ
ットコマンド範囲は0.00549°のコマンドが分解能に関
して±180°である。

PDCは宇宙船の寿命を通していくつかのコントロール
モードを含むように設計される（表３を参照）。したが
って、それはいくつかの地上局から選択可能なモードと
パラメータを有する。PDCモードコマンドの先頭の２ビ
ットは、RRM,SSM,PPMが命令されたかどうかを決定す
る。RRMあるいはSSMがPPMから命令されたならば、他の
ゲインがセットされ、相対状態評価回路とトルク計算に
おいて使用するためにセットされ、選択される。他の場
合には、ディフォルト／他のゲインが地上局からのコマ
ンドすなわちACE初期化によって選択される。次ぎのビ
ットはノッチフィルタ出力のイネーブル／ディスエーブ
ルと誤差モードのイネーブル／ディスエーブルを制御す
る。

表３ ADCS逆回転コントロールモード モード：プラットフォーム、太陽指向 動作：自動逆回転、獲得、太陽の追尾；地球追尾のため
の日時補正；自動ドリフト／離心補償 機能：通常のステーション上プラットフォーム指向 モード：プラットフォーム 地球指向 動作：自動逆回転、獲得、地球中心線の追尾；地球セン
サの1/4のコマンド選択 機能：欠けた周期プラットフォーム指向 モード：相対速度コントロール（スーパースピン） 動作：プラットフォーム／ロータの固定された相対温度
の維持；命令による速度バイス；見掛け上のRRM速度（3
0rpm）；軌道スーパースピンを転送するための負の相対
速度コントロール 機能：軌道転送動作；遠地点点火；ステーション上故障
回復 モード：地上局からのトルク 動作：地上局からのシリアルコマンドによるモータトル
クの設定；通常の逆回転コントロールループバイパス 機能：故障モード；手動プラットフォーム指向コントロ
ールのバックアップ モード：初期化 動作：エンジン機能の非活性化、相対速度モードのイネ
ーブル、逆回転の活性化、活性化章動コントロール機能 機能:ACEパワーオンされたとき安全保持状態を達成 あるグループの５ビットは、評価回路／コントローラ
のゲインに対するデフォルト／択一の選択を制御する。
コマンド中のこれらのビットの状態は、フィールドイネ
ーブルビットが送信されなければ、無視される。このイ
ネーブルビットにより、地上局はゲイン選択の状態変化
なしに、（ECMイネーブルのような）新しいモードコマ
ンドを送信することができる。独立なデフォルト／択一
のゲイン選択が以下のグループのゲインに対してなされ
る。

１）トルクゲイン（C_RとC_P）…トルク成分を形成するた
めに、慣性プラットフォーム速度と指向各誤差を掛算す
る。

２）太陽ロータゲイン（Ｋ_ΩとＫ_φ）…太陽が基準とし
て使用されるとき、ロータの速度と位相の評価値の補正
を形成するために、ロータ位相誤差を掛算する。

３）地球ロータゲイン（ＫΩとＫφ）…地球センサプロ
セッサが基準として使用されるとき、ロータの速度と位
相の評価値の補正を形成するために、ロータ位相誤差を
掛算する。

４）相対ゲイン（Ｋ_ω′ K_θ、およびK_b）…相対的な速
度と位相の評価値の補正とBAPTAのバイアス摩擦評価値
の補正を形成するために、相対位相誤差を掛算する。

５）補助ゲイン（Ｋ_ΩＡとＫ_φＢ）…補助評価値の速度
と位相の補正を形成するために、補助評価値によって発
生されたロータ位相誤差を掛算する。

第11図Ａを参照して、ロータ状態評価回路（RSE）
は、第２番目の評価回路であると示され、その第２番目
の評価回路は、慣性ロータ回転位相と速度の評価値を発
生するために、地上局で選択された慣性基準（地球ある
いは太陽）パルスに基づいて動作するようにロータ力学
の内部モデルを使用する。RSEは、角慣性基準パルスを
受信するとき、評価され、また測定されたロータ位相の
間の差を測定し、この基準に比例する量によって位相と
速度の評価値を補正することによって動作する。

RSEは線形システムである。従って、開および閉ルー
プ転送機能と、システムを介して白パルスをパルスセン
サノイズへの伝送と、および、ロータトルク擾乱へのRS
Eの応答とに対して導かれることができる。ロータ状態
評価値は、センササンプル速度に関してほとんど連続的
に伝播する。位相と速度の評価値は、リアルタイムイン
タラプト毎に、0.024秒の周期で伝播する。

任意のセンサパルスのRSE誤差は、到達時間センサパ
ルスの基準と評価されたロータの位相の間の差である。
しかしながら、センサパルス（太陽センサパルスと地球
センサの立ち下がりエッジの検出）は、インターラプト
の周期の間に何時でも発生するが、以下のインターラプ
トまでにファームウェアによって検出されない。従っ
て、インターラプト時に、センサパルスTOAの評価され
たロータ位相はTOAによいタイミングで位相評価値を戻
すことにより計算される。慣性基準が地球センサなら
ば、位相評価値は地球の中心線にまで戻され、その地球
の中心線は地球の立ち上がりエッジと立ち下がりエッジ
のTOAを平均化することによって計算される。この手順
は“地球中心発見”と呼ばれ、立ち上がりエッジと立ち
下がりエッジの両方が使用されるので、センサパルスの
パルスジッタは だけ減少される。

半径方向あるいは軸方向のエンジンが点火されると
き、大きな回転軸トルクがロータに加えられる。このト
ルクにより、ロータは正方向あるいは負方向に加速され
ることができる。どちらの場合も、ロータの位相評価値
は加速度に比例する誤差を有する。この誤差は、ロータ
の速度評価値を直接調整するようにエンジン点火の先験
的な知識を使用することによって減少されることができ
る。V_AJとV_RJは、それぞれ軸方向と半径方向のエンジン
の点火により２つのリアルタイムインターラプトの間の
ロータの速度変化を表わす命令できるパラメータであ
る。このようにして、どんなリアルタイムインターラプ
トが点火される限り、V_AJあるいはV_RJは各リアルタイム
インターラプトにロータの位相評価値に加算される。こ
の手順によりエンジンの点火によるロータの位相評価値
誤差が実質的に減少される。

各回転サイクル毎に一度だけ位相情報を受信するロー
タの状態評価回路は、どんな位相誤差を発生することな
く実際の回転速度の正確に２倍の回転速度を評価するこ
とができる。30rpmの見掛け上のステーション上のロー
タの回転速度に対して、評価回路は、回転速度として30
あるいは60rpmのどちらかに戻り、それ自身を補正する
ための誤差を発生しない。これを防ぐために、２つのス
テップが取られる。

１）速度変化は20と45rpmの間の範囲に制限される。

２）ロータの速度評価値になされた補正は9.76rpmの振
幅に制限される。

速度補正の限界は、評価回路は実際の回転速度と実際
の回転速度の２倍とに択一的に補正しようとするモード
を防ぐ。これらの制限は反対に通常の状態評価値に影響
を与えず、過剰遷移へのRSE応答の間に観察されるに過
ぎない。

ロータの状態評価回路は、独立に指定されることがで
きる２組のゲインを有する。１つは、太陽が基準として
使用されるとき（太陽モード）使用され、他方は、地球
センサプロセッサの出力が基準として選択されるとき
（地球モード）使用される。地球センサのパルス対パル
スジッタは、太陽センサのそれよりかなり大きい。地球
モードで実行される唯一のエンジンの誘導は、初めの姿
勢制御である。したがって、慣性基準として地球センサ
を使用するとき、低いレベルの評価回路ゲインがRSEで
命令され、そのRSEは、いくつかの追尾性能のコストに
おいて、バンド幅を下げ、高周波センサジッタを減衰さ
せる。

太陽センサのパルス対パルスジッタはほとんどゼロで
あり、エンジンの全ての主誘導は太陽モードで実行され
る。誘導により発生される誤差のほとんどは、エンジン
点火命令をRSEにフィードフォワードすることにより除
かれる。しかしながら、小さい残留誤差を維持するため
にはかなり高いバンド幅のRSEが必要である。より大き
い位相ゲインＫφは評価回路をより安定にしがちであ
る。より大きい速度ゲインＫ_Ωにより、より効果的に評
価回路はロータ加速度を追尾させられることができる
が、RSEの安定性のマージンは減少させられる。Ｋ_Ωの
より小さい値は、閉ループ評価回路を非安定化すること
なく、より広いノッチフィルタを有することを可能とす
る。

一定に変化する太陽−地球角は、太陽基準モード（RS
Eが太陽ラインを追尾する）で動作する間プラットフォ
ームの地球指向性を維持するために時間変化指向バイア
スを必要とする。日時（TOD）補償器として引用される
この機能はPDCファームエゥアモジュールの中に組込ま
れている。コマンドによってイネーブルされるとき、TO
Dは太陽アジマスの変化を補償するために一定の割合い
でRSE太陽アライメント角（β_Ψ）への調整を発生す
る。２つの効果、日時と時間の等価は必要とされる補償
を決定するために結合される。

TOD機能によって補償されなければならない基本的効
果は、宇宙船によって観察される太陽の毎日の基本的運
動である。太陽日に渡る太陽の360°の位相のこの変化
は15.0°／時の平均地球速度を定義する。太陽センサ出
力パルスの周期は、太陽がロータの回転の方向と反対方
向に衛星の回りを回転するので、ロータ回転当り１回よ
り僅かにこのようにして、太陽センサによって測定され
るロータの周期は、真実の回転周期より少ない。補正さ
れないままだと、（P35）ロータの位相の測定値は、逆
回転プラットフォームを太陽日当り１回回転させる。太
陽は0.25068°／分の平均太陽速度で回転しているの
で、太陽センサは、30rpmロータ回転速度（2.0秒回転周
期）で1.9999536秒毎にパルスを出力する。この割合い
はセンサ事象毎に0.00835°のロータ位相誤差に対応す
る。

２つの太陽運動の効果は、太陽が基準とされる指向性
能に影響を与える。第１は、地球−太陽軌道平面への地
球軸の傾角によって生じる。第２は、太陽の回りの地球
の離心軌道によって生じる。

軌道の離心性の結果として、太陽は、右に動き、その
後反対に左に動き、その後再び右に動くように見える。
太陽は１年の周期に渡って1.8°の振幅で水平軌道平面
で振動するように見える。地球が太陽に近付くように移
動するにつれて、その位置エネルギが運動エネルギが増
加するように変換されるので、その速度は増加する。AD
CSは、左方向への太陽の運動についてこれが速度を増加
させるとみる。速度の減少（地球−太陽距離の増加）は
太陽を右方向に動かす。太陽の運動は、地球がその一周
の間に２回太陽に近付くので、１年に２回反対に動くよ
うに見える。太陽のこの周期的な角運動の正味の効果は
ロータの周期のにせの太陽センサ測定値である。補償さ
れないままだと、このにせのロータ周期により観察者プ
ラットフォームは太陽の運動にサーボ制御される。離心
軌道により、 1.8sin（Ｌ＋13.4）の形のプラットフォーム指向誤差
を生じる。ここで、Ｌは太陽黄径角である。

地球軸傾斜（黄道傾斜）のために、太陽は１年に渡っ
て、地球回転平面の上の方を移動し、地球回転平面の下
の方を移動する。地球回転平面は傾けられ、傾斜角だけ
地球−太陽平面から離れている。軌道平面の上方の太陽
の最大位置は夏至と呼ばれ、下方の最大の位置は冬至と
呼ばれる。それが地球の軌道平面を横切るときの太陽の
位置は下から横切るとき春分と呼ばれ、上から横切ると
き秋分と呼ばれる。

時間（EOT）効果の式は１年に渡る結合された効果す
なわち軌道離心と傾きを述べている。真の太陽角と平均
太陽角の差を述べる第１次近似は次のようにして与えら
れる。

Ｅ＝ｓ−α＝Ｌ−α Ｅ＝（θ−α）−（θ−Ｌ） ＝（θ−α）−（Ｖ−Ｍ） Ｅ＝〜0.27sin（Ｌ）−1.79cos（Ｌ） ＋2.49sin（2L）（度） ここで、 ｓ＝平均太陽の右側からの上昇＝Ｌ α＝太陽の右側から上昇 θ＝太陽のの真の黄径 Ｌ＝黄道面で測定された太陽の平均黄径 Ｖ＝太陽の真の近点角 Ｍ＝太陽の平均の近点角 この角度（Ｅ）は他の指向補正がなされなければ一定の
（平均地球速度）TOD補正インターバルから得られるプ
ラットフォーム指向誤差を表わす。この機能は第13図Ａ
の幾何学に基づく。cos（Ｌ）とsin（Ｌ）項は、軌道離
心によって支配され、一方sin（2L）項は軌道傾斜によ
って支配される。

可変のTOD速度を提供するために、ファームウェア内
のTODアルゴリズムは地上局からのコマンドによってセ
ットされる速度においてRSE太陽アライメント角
（β_Ψ）の補正を発生する。TOD機能アルゴリズムは第1
3図Ｂに示される。アルゴリズムでは、β_Ψは補償速度
を W_c＝360/2¹⁶T_TOD）（度／秒） とすると、T_TOD秒ごとに1LSB（0.00549°＝360°/2）だ
けデクリメントされる。ここで、 T_TODは、見掛け上のTOD補正に対する1.3147598秒。

更新周期は23.4375μ秒の分解能（ΔT_TOD）でコマン
ドによって調整可能である。 残留軌道離心と宇宙船黄
道位置の変化および太陽視差の結果として地球中心追尾
を維持するために、慣性基準として太陽を使用すると
き、付加的照準器指向誤差が展開される。太陽基準モー
ドで動作する間に精密な地球指向を維持するために、搭
載された自動プログラマブル補償アルゴリズム（LDOE）
は、PDCファームウェア処理に組込まれる。LDOE補償器R
SEアルゴリズムで使用される太陽アライメント角
（β_Ψ）の補正を変える第２の時間を発生する。

（Lsで）見掛け上のサブ衛星点を追尾するように設計
された見掛け上の黄径Ls（度＋Ｗ）における静止軌道衛
星に対して、追尾誤差は宇宙船の黄径と残留軌道離心の
長い時間のドリフトによって発生される太陽基準とされ
たプラットフォームコントロールモードで生じる。同期
軌道黄径加速度ａ_λは： ａ_λ＝6.95sin2（λ−λ₀）f_ps／年 ここで、 λ−λ₀は安定モードに関連する衛星位置（76±３°
Ｅ、106±６°Ｗ）。

ある黄径ステーションにおける衛星によって経験され
る黄径シフトΔθは： Δθは、1.025×10^-3sin2（λ−λ₀）t²（ラジアン）
ここで、ｔは日時。

ほかに、非ゼロ軌道離心は離心の大きさに比例する振
幅で衛星の位置の日周の信号を作り出す。

第14図に示されるように、ドリフト／離心操作サイク
ルの間に時間の関数として黄径は： Ｌ（ｔ）−L₀＋D₀t＋（1/2）A₀t²−2e（ｔ）sin（ω_et
＋Ｍ（ｔ）） ここで、 L₀＝操作初角における結果としての平均黄径（度＋Ｗ） D₀＝結果として平均ドリフト速度（度＋太陽日当りの
Ｗ） A₀＝結果として平均加速度（度＋太陽日の平方根当りの
Ｗ） ｅ（ｔ）＝結果としての平均離心 ω_e＝地球の回転速度（太陽日当りの度） ｍ（Ｔ）＝結果としての平均近点角 第14図に示されるように、この黄径変化の結果として
の近点角サブ衛星点に関連するプラットフォーム指向誤
差は： として与えられ、ここで、 R_s＝同期軌道半径 R_e＝地球の半径 0.016°の付加的な日週の誤差は太陽視差の結果とし
て生ずる。衛星軌道のセミメジャー軸が太陽までの距離
と比べて意味があるので、すなわち、太陽の方向のシフ
トがその軌道の宇宙船の動きにつれて生じるので、太陽
視差を生ずる。シフトの量は、 Δθ（ピーク）＝tan^-1［R_sync／（R_earth−sun）］＝
0.016 として与えられ、ここでR_syncは宇宙船の同期軌道の半
径でありR_e-sは太陽の回りの地球軌道の半径である。

以下に要約されるLDOEアルゴリズムは、視界内の太陽
線と地球中心線との間の補正された瞬時の慣性アジマス
角を維持するために、内部太陽センサアライメイト角
（β_Ψ）の、ファームウェア制御の置換変化補正（Δβ
_Ψ）を発生する。補償アルゴリズムは、 Δβ_Ψ（ｔ）＝［D_c＊t_m＋A_c＊t_m ²＋（C₀＋C₁＊t_m）＊c
os（ω_e＊t_m）＋（S₀＋S₁＊t_m）＊sin（ω_e＊t_m）］ ここで、命令可能な定数 D_c＝東西ステーション保持操作に続くプラットフォーム
指向誤差速度；−1.178×衛星ドリフト速度（D₀） A_c＝地球の３軸加速度によるプラットフォーム指向誤差
加速度； −1.178×A₀/2 C₀、C₁、S₀、S₁＝軌道離心、太陽視差、および平均近点
角変化から生じる日周項のための係数 ω_e＝地球回転速度（15度／時） t_m＝東西ステーション維持操作参照時間（太陽日）；t_m
は角操作に続くコマンドによってゼロにセットされるβ
_Ψの補正は10分（太陽日の1/144に対応するt_mの最少イ
ンクレメント）ごとに計算される。Δβ_Ψの値の結果的
な変化が0.00549°に等しい（あるいは、それを越え
る）ならば、β_Ψは0.00549°だけインクリメントある
いはデクリメントされる。10分のインターバルの間にた
だ１回の補正が許される。２つの連続するインターバル
の間に0.01099°以上のコンピュータによる補正は誤差
条件を示すLDOEを自動的にディスエーブルにする。係数
はアルゴリズムをリセットすることなくいつでも新しい
命令された値を送ることによって変更される。

宇宙船が章動するとき、章動運動はロータ回転軸運動
に運動力学的に結合される。運動力学により、慣性セン
サパルス列は章動角に比例する大きさで慣性章動周波数
に位相変調させられる。この効果は地球の中心線発見誤
差検出技術としての慣性基準が章動運動力学的結合信号
をキャンセルするとき、地球センサよりもむしろ、太陽
センサを使用してより述べられる。太陽モードにおい
て、正弦擾乱はロータ状態評価回路を通り、逆回転トル
クに重畳されるべき正弦トルクを生じる。運動力学的結
合はこのようにして、宇宙船章動運動を介して付加的な
フィードバック経路を作り出す。この経路は、慣性と慣
性基準（太陽）に関する宇宙船プラットフォーム積の方
向に依存して安定あるいは非安定のいずれかであること
ができる。このようにして、運動力学的結合による章動
時間定数は24時間周期内に正弦的に変化する。運動力学
的結合が真夜中に章動的に安定しているならば、昼間は
非安定化する。さらに、運動力学的結合の相互作用の強
さは太陽上昇角に比例し、その角度は同様に年周期での
運動力学的結合の効果の変化を生じる。これらの変化の
ために、PDC設計は、ロータ状態評価回路のフォワード
ループのプログラマブルサンプルデータノッチフィルタ
152を有することによってできるだけ無効にされる運動
力学的結合の効果を有する。

ノッチフィルタ152は慣性センサの発生速度（30rpmで
２秒のサンプル周期）でサンプルされた差の式として組
込まれる。

ノッチフィルタを組込むために使用される差の式は： e_k＝C₂（ε_k＋ε_k-2−2e_k-2）＋C₁（ε_k-1−e_k-1）＋e
_k-2 の形を有し、ここで、 e_kはＫ番目のフィルタの出力であり、ｋはｋ番目のセ
ンサ残留誤差、C₁とC₂はフィルタの共振周波数を指定す
る。

上記差の式はｃ平面の転送関数として書かれることが
できる。

Ｆ（ｚ）＝［ｅ（ｚ）＝C₂z²＋C₁z＋C₂］ ／［ε（ｚ）z²＋C₁z＋（2C₂−２）］ このフィルタを設計するために使用され、その結果と
してノッチが章動周波数で起きる手順は連続ノッチフィ
ルタを最初に設計することである。

Ｆ（ｓ）＝［Z²＋ω_n ²］／［s²＋２ζω_n・ｓ＋ω_n］ このフィルタのｚ変換等価式が見付けられ、C₁とC₂は
宇宙船慣性比と上記ｚ変換から導かれる。

システムを通り、短い期間のプラットフォームジッタ
を生じる３つの主なノイズソース、すなわち、慣性セン
サノイズ、インデックスパルスノイズ、およびBAPTAベ
アリング摩擦トルクノイズが存在する。パルス対パルス
ジッタのために、慣性センサ広帯域ノイズは、地球セン
サを使用するときよりも地球センサを使用するときより
高くなる。この信号はRSEによってフィルタされ、この
ようにして、地球センサを使用するとき、減少されたバ
ンド幅RSEは望まれ、より低いRSEゲインを使用すること
により達成される。インデックスパルスジッタは通さ
れ、内部ループ補償器によって減衰される。BAPTAトル
クノイズは、内部ループ補償器が高いゲインを有するな
らば（すなわち、ｓ＝0W×補償器極が大きな剰余を有す
るならば）、低周波数で減衰される。３つの全てのノイ
ズソースにより指向ジッタがプラントにより高周波数で
減衰され、そのプラントは必然的に1/I_p＊s²の転送関数
を有する。

設計されるようにシステムは、非常に強くトルク擾乱
を減衰する。この設計により重要な指向誤差なしで予想
されるトルクノイズは実質的に増加される。トルクノイ
ズの強い減衰は大きな低い周波数補償器ゲイン（大きな
積分器ゲイン）を意味し、そのゲインは外部擾乱トルク
を減衰させることを助ける。

全体としてのループ安定は、内部ループ補償器設計に
よって基本的に決定される。内部ループ補償器はよい全
体としての安定マージン（位相とゲインマージン）ある
いは、等価的に、よくダンプされた閉ループシステム極
を与えるように形成されなければならない。RSEは、そ
の半分サンプル周波数の近くでかなり位相遅延に寄与す
る。従って、内部ループ補償器が他で必要であるよりも
さらに安定マージンをもつように設計することが必要で
ある。

RRMとSSMにおいて、システムの安定は、慣性センサ情
報が使用されないので、内部ループ補償器によって例外
的に決定される。さらに、安定と章動ダンパは速度モー
ドのループゲインを考慮だけである。しかしながら、速
度モードは、回転速度の広範囲（スーパースピンの間の
10rpmからステーション上の40rpm）に渡って、１あるい
は２逆回転モータがオンされて、動作しなければならな
い。このようにして、低いバンド幅状態評価回路は、低
い回転速度で安定するように選択されなければならな
い。従って、ゲインはほとんどの構成における有効な章
動ダンピングに対する章動周波数であまりに低い。

外部ロータとプラットフォームトルクは、姿勢と軌道
制御の間にシステムの誤差の２つの主なソースである。
軸方向エンジンが点火されるとき、トルクはエンジンの
ミスアライメントのためにロータに加えられる。半径方
向のエンジンが点火されるとき、トルクはエンジンのミ
スマッチとミスアライメントのためにロータに加えられ
る。どちらかの場合でも、これらのトルクはロータを加
速させる。RSEはダブル積分器プラントの内部モデルを
有し、このようにして、加速度のために非ゼロ定常状態
誤差 を有する。この誤差はＫに反比例する。従って、高いバ
ンド幅RSEは制御の間にロータ位相を追尾することが必
要とされる。指向誤差はさらに、RSEとRelSEにエンジン
回転軸トルクのフィードフォワードによって減衰され
る。ロータと位対位相評価値は、ロータ加速度の大部分
が経験的に知られているので、より正確である。

さらに、半径方向のエンジン制御の間に、大きなトル
クは回転軸からの質量（CM）オフセットのプラットフォ
ーム中心によって生じるプラットフォームに加えられ
る。この誤差を最少にするために、内部ループは、速
い、よくダンプされた閉ループ極を有する。この要求
は、全体のループを高い章動周波数と大きな低い周波数
ゲインマージンに与えるために高い内部ループ補償器を
設計することである。状態評価回路への擾乱トルクのフ
ィードフォワードは、運動量がプラットフォームに加え
られるとき、実際にロータに転送されるので、役に立
つ。このようにして、フィードフォワードにより状態評
価値は擾乱にすぐに反映されることができる。

第11B図を参照して、相対状態評価回路（RelSE）はデ
ィスクリートな時間状態評価回路コントローラアルゴリ
ズムとして実行されるフィードバック補償器として示さ
れる。逆回転モータトルクコマンドを計算するためにプ
ラットフォーム位相に関連するロータの測定値を処理す
る。RelSEは、相対位相、速度、およびBAPTAバイアス摩
擦トルクを評価するために、インデックスパルスの到達
時間から導かれた相対位相の測定値を使用する。プラッ
トフォーム指向モードでは、これらの評価値は、プラッ
トフォーム状態の評価値（位相、速度、およびバイアス
トルク）を導くためにロータ状態評価回路からのロータ
位相と速度の評価値に加えられる。プラットフォーム状
態は地上局から命令されたプラットフォーム状態から引
算され、その差はコントロールトルクを得るためにコン
トロールゲインが掛けられる。どちらの場合のも、コン
トロールトルク（位相、速度、およびバイアス）は、ト
ータル逆回転モータトルクコマンドを導くために、共に
加算される。

RelSEはインデックスパルスの発生ごとに状態評価値
を補正するサンプルされたデータ状態評価回路である。
しかしながら、状態評価回路は、各24m秒の各リアルタ
イムインターラプトごとに運動のプラントモデル式に従
って伝播される。このようにして、RelSEは必然的にデ
ィスクリートで連続する状態評価アルゴリズムを使用す
る。

任意のインデックスパルスの到達後の最初のリアルタ
イムインターラプトで、パルスの時間に実際のロータと
プラットフォームとの間の相対位相は、発生したインデ
ックスパルスに対応するアライメント角を使用すること
によって計算されることができる。各インデックスパル
スのアライメント角はプロセッサによってセットされ、
地上局から命令される。

インデックスパルスTOAにおける相対位相の評価値
は、続くインターラプトの位相評価値から、TOAとイン
ターラプトの間に時間インターバルが掛けられた評価さ
れた相対速度を引算することによって発生される。換言
すれば、相対位相評価値は、インデックスパルスTOAに
おける相対位相の評価値に達するためにインターラプト
から時間内に後に伝播される。評価された相対位相は、
インデックスパルス測定値残留値εIPを導くために、測
定された相対位相から引算される。この残留値は、３つ
の相対状態の評価値（θ_rel、ω_rel、ｂ）を補正するた
めに使用される。その残留値は評価回路のゲインが掛け
られ、その積は３つの状態評価値に加算される。この手
順はインデックスパルスの発生ごとに行われ、このよう
にして、RelSEのサンプル速度は、相対速度の８倍のイ
ンデックスパルス速度である。

相対状態評価回路はディフォルトあるいは択一である
ように独立に指定されることができる２組のゲインを有
する。第１の組のゲインは相対状態、すなわち、速度、
位相、およびバイアストルクへの誤差フィードバックを
制御する。第２の組のゲインは命令されたプラットフォ
ーム慣性速度と指向角と評価されたそれらとの間の誤差
によって発生されたコントロールトルクを確立する。

相対状態評価回路は、プラットフォーム回転動力に関
連するロータの３つの状態を評価する。プラントの運動
の式のラプラス変換は、 Ｐ（ｓ）＝（I_p＋I_s）／（I_pI_ss²） このようにして、RelSEは、第２のオーダーのプラント
を追尾するために必要な１以上の状態を有する。しかし
ながら、プラントは、BAPTAベアリングとモータバックE
MFの摩擦により未知のトルク擾乱に合い、BAPTAベアリ
ングとモータバックEMFは、バイアス成分が時間と共に
ゆっくり変化するのと同様に、低周波数成分を有する。
プラットフォームとロータの間の相対位相を観測するこ
とによって、このトルクバイアスを評価することは可能
である。評価されたバイアストリクは、BAPTAトルクが
逆回転モータトルクに加えられるとき、正味ゼロのトル
クを提供するために、計算されたトルクコマンドから引
算される。定常状態では、このキャンセルは完全であ
り、BAPTA摩擦により定常状態指向誤差は存在しない。
評価回路アルゴリズムのバイアストルク評価値を含むこ
とにより、全体の相対状態評価回路コントローラの転送
機能は、ｚ＝１でｚ平面の極を、ｓ＝０でｓ平面の極を
有するようになる。このようにして、バイアストルクを
評価するために、積分項は補償器に加えられる。

相対およびロータ状態評価値は、慣性プラットフォー
ム状態評価値を形成するように結合され、慣性プラット
フォーム状態評価値から誤差が、コントロールトルクを
導くように発生される。これを達成するために使用され
る式は、 ここで、PSLEWは、地上局から命令されたプラットフォ
ーム指向角に基づいて、プロセッサによって発生された
プラットフォーム指向角コマンドであり、CMDRATは、地
上局から命令されたプラットフォーム速度。

プラットフォーム指向角は、PPMコマンドとゼロ速度
コマンドで制御されることができるだけである。ゼロ指
向角コマンドは、プラットフォームにロータ慣性基準を
直接追尾させる。命令された角度は、プラットフォーム
方向をこの絶対値ゼロ基準から±180°まで調整され
る。

新しい指向角が命令されたとき、評価されたプラット
フォーム角が比べられるPSLEWの値は、命令された値に
達するまで、各リアルタイムインターラプトごとにその
現在の値から0.00549°だけインクリメントあるいはデ
クリメントされる。プロセッサロジックは、現在の位置
から命令された位置までプラットフォームをスクリュー
するために、どれがより短距離かに基づいて、PSLEWが
インクリメントされるかデクリメントされるかどうかを
決定する。

プラットフォーム速度コントロール計算は、プラット
フォームの慣性回転速度と相対回転速度の両方を制御す
るために使用されることができる。プラットフォーム慣
性速度制御は、PPMと非ゼロ速度コマンドを命令するこ
とによって達成される。非ゼロの命令さた速度が入力さ
れると、プラットフォーム位置によりトルク成分は自動
的にゼロとされ、速度だけのコントロールループが形成
される。プラットフォーム慣性回転速度は、相対および
ロータの状態評価回路は相対とロータの回転速度の真値
を発生するので、命令された速度入力値に制御される。

相対速度コントロールは、RRMあるいはSSMを命令する
とき（SSMに対して15rpm、RRM速度に対して30rpm）、ロ
ータ速度評価値を一定値に内部的にさせることにより達
成される。このコマンドは自動的にコントローラを相対
速度コントロールループに変え、相対速度コントロール
ループは、命令された速度マイナス固定されたロータ速
度評価値に等しい絶対値に相対速度を駆動する。RRM
で、ロータはプラットフォームより速く同じ方向に回転
する。相対速度は２つの速度の間の差であり、負の値と
して相対状態評価回路によって評価される。例えば、RR
Mが命令され、望ましい相対位速度が28rpmならば（すな
わち、ロータはプラットフォームより速い28rpmで回転
している）、補正された命令された速度は、 CMDRAT＝30rpm−28rpm＝2rpm SSMではプラットフォームはロータより速く、同じ方
向に再び回転する。相対速度は２つの速度の差であり、
相対状態評価回路は正の値であるとによって評価され
る。例えば、SSMが命令され、望ましい相対速度が12rpm
ならば（すなわち、プラットフォームはロータより速い
12rpmで回転している）、補正された命令された速度
は、 CMDRAT＝15rpm＋12rpm＝27rpm 上述のように、逆回転アルゴリズムにおいて、２つの
コントローラゲインC_PとC_Rがある。それらはトルク成分
を形成するために、それぞれプラットフォーム角度と速
度誤差が掛けられ、トルク成分は逆回転モータトルクを
計算するために使用される。プラットフォーム位置誤
差、プラットフォーム速度誤差、およびバイアストルク
による個々のトルク成分は、それぞれ制限され、制限さ
れた合計値を形成するために加算される。制限ロジック
は、速度トルクが常に位置トルクを決定し、位置トルク
がバイアストルクを決定することを確認するように設計
される。逆回転活性化章動ダンパによって発生されたト
ルクコマンドが、DNADがイネーブルならば、制限され、
制限された合計値に含まれることが望ましい。ゲインは
C_PとC_Rは地上局からのコマンドによってセットされるこ
とができる制限された範囲の値を持つ。C_PとC_Rの範囲が
制限される理由の１つは、コントロールシステムを不安
定にする条件を命令することを地上局のコントローラが
より困難にすることである。

PDC内のファームウェアは、逆回転指向コントロール
基準の間で、搭載された自動無遷移スイッチングを生じ
させる。基準スイッチに続くプラットフォーム照準指向
誤差は、姿勢決定制御サブシステム（ADCS）指向誤差の
全体としてのアロケーション内の小さい残留値に制限さ
れる。選択された慣性基準を変更するための地上局から
のコマンドは何時でも送信されることができる。そのコ
マンドを受信すると自動的に、センサスイッチングファ
ームウェアが活性化される。格納されたコマンドプロセ
ッサ（SCP）はまた、地上局から選択された時に基準の
変更を自動的に始めるために利用されることができる。

第12図ＡからＥに示されるように、PDCファームウェ
ア処理は３つのロータ状態評価アルゴリズムを有する。
１つは、プラットフォーム指向方向（RSE）を制御する
ために使用され、２つは、２つの地球センサプロセッサ
（ESPE−ＡとESPE−Ｂ）の出力を入力とする補助状態評
価回路である。ASEは、選択された地球センサを連続的
にモニターし、地球センサから導かれたロータ位相の平
滑された評価値（低いバンド幅が評価ゲインを変更する
とき、Ｋ_φＡとＫ_ΩＡがイネーブルとされる）を提供す
る。両方の評価回路は、地球中心線発見モードで動作す
る。

太陽指向基準から地球センサ基準への、あるいは地球
センサ間のスイッチングのためのロジックシーケンス
は、第15図に与えられる。太陽から地球へのモード変更
がSCPによって実行されるとき、２つのロータ位相評価
値間の差が計算される。この値はRSE（β_ECL）の地球モ
ードアライメントバイアスを補正するために使用され
る。このように、コントロールが地球センサ基準に変更
されたとき、（プラットフォームの慣性指向方向を確立
する）ロータ位相評価値は、望まれる（太陽基準とされ
た）位相から変更されない。この位相リセット技術によ
り、センサ温度、ロータ回転速度の変化、処理回路バイ
アスドリフト、および不均一な地球のプロファイルによ
って生じる地球センサからのパルスの中心線の長時間の
変化が補償される。補助状態評価回路の動作は、地球セ
ンサからのパルスジッタをもっともよくフィルタするよ
うに選択され、それにより、センサのノイズにおいて位
相リセットによって生じる残留指向バイアスが最少にさ
れる。

太陽を基準とした指向に陰に隠れた後戻ることは、第
15図に示される自動ロジックシーケンスによって制御さ
れる。太陽基準モードコマンドが実行されるとき、PDC
ロータ状態評価回路に対するデータは選択された地球セ
ンサから太陽センサにスイッチされる。地球センサが動
作している間に、陰に隠れたとき生じた残留指向バイア
スは、太陽動作が回復した（すなわち、太陽日時とLDOE
補償が正しい地球中心指向方向を維持している間に、地
球中心線はその初期の陰に隠れる前の基準値に移され
る）とき、感知された評価誤差となる。太陽基準評価誤
差の初期値の大きさと方向は、地球センサ（および、プ
ラットフォーム指向）のバイアスシフトを正確に定義す
る。状態評価回路による評価誤差は通常ゼロなので、プ
ラットフォーム照準はその通常の正しい地球指向方向に
戻る。太陽指向基準に戻ることに続いて残留誤差は日時
LDOE補正機能の精度によって決定される。

無遷移太陽基準センサスイッチングコマンドオプショ
ンは、同様にして行われるが、位相リセット基準として
現在の照準指向方向を常に維持する。バックアップロジ
ックシーケンスに対して、コントロール転送は太陽から
地球への基本的スイッチロジックと（すなわち、一定の
初期基準を確立するためにセンサアライメント角β_Ψの
補正と）同様に正確に実行される。太陽モードへの無遷
移スイッチングは、望ましい指向方向を保持し、あるい
は軌道点検の間に太陽アライメントを適切に初期化する
ためにシステムテストの間に使用される。

ACPファームウェアのヒエラルキー構造は第16図に示
される。このファームウェアはマイクロディッシュ付録
に含まれ、ここに参考例としてこの出願に取り込まれ
る。ファームウェアは３つのレベルのトップダウンアー
キテクチャーを利用する。中心となるトップレベルはフ
ァームウェアプログラム実行を制御し、指向する。機能
モジュールは第２のレベルを形成し、各機能モジュール
はファームウェアの特定のメジャータスクに対して応答
する。サブルーチンはボトムレベルを形成する。サブル
ーチンは特定のモジュールのためであり、全てのモジュ
ールに共通である。さらに、サブルーチンは他のサブル
ーチンをコールする。ひつようなネスティングの深さ
は、マイクロシーケンサのスタックのサイズが５の深さ
であるが、最大３である。

中心となるモジュールはインターラプト処理（マスタ
リセット、テレメトリ、およびリアルタイムクロック
（RTI））と、通常のプログラムシーケンスを制御す
る。テレメトリ（通常および／あるいはドウェル）リク
エストは、それらがプログラムと非同期に受信されると
き、処理される。テレメトリインターラプトで、プログ
ラム実行はハルトされ、テレメトリは働かされる。実行
はインターラプトの点で通常のシーケンスに戻る。

ファームウェア実行は24ミリ秒RTIハードウェアにし
たがわされる。各RTIを受信したとき、中心となるモジ
ュールはキー時間臨界機能を実行し、線形時間シーケン
サの機能をコールする。主な機能はモジュールレベルで
処理され、ほとんどの制御機能は単一モジュールとして
コード化する。トルクおよびエンジンのコントロールの
ような大きな複雑な機能は、多数のモジュールの中に分
割される。

ボトムレベルのサブルーチンは２つのグループであ
る。第１のグループは基本的に算術処理である一般のル
ーチンである。第２のグループは機能特性ルーチンであ
る。サブルーチンはそのモジュールからあるいは他のモ
ジュールからコールされる。ネスティングの最大の深さ
は、複合ルーチン以外で３である。

上述の実施例は飽くまでも説明のために提示したもの
に過ぎず、本発明をなんら制限するものではないことを
断っておく。当該技術分野の熟練者であれば、請求の範
囲に記載した定義の範囲を外れることなく、種々の変更
を以上に説明した実施例に加えることができることは明
らかである。

フロントページの続き (72)発明者 ヨカム，ジヨン・エフ アメリカ合衆国，カリフオルニア州 90274，ランチヨ・パロス・ベルデス, シヤイアー・オークス 28717 (72)発明者 デゼグゼ，ジオージ・ジエイ アメリカ合衆国，カリフオルニア州 90504，トーレンス，オグラム 16635 (56)参考文献 特開 昭61−98700（ＪＰ，Ａ) 特開 昭61−93000（ＪＰ，Ａ) 特開 昭57−1000（ＪＰ，Ａ) 特開 昭61−244700（ＪＰ，Ａ)

Claims (7)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】スピン部と、デスパン部と、前記スピン部
   及び前記デスパン部の両者を相互に結合する逆回転手段
   とを有していて、前記逆回転手段が前記デスパン部の姿
   勢を制御するモータ手段を具備しているデュアルスピン
   衛星用の姿勢制御装置において、 前記スピン部に関連していて慣性姿勢基準を感知する第
   １の入力手段と、 前記スピン部及び前記デスパン部の両者間の相対的イン
   デックス基準を感知する第２の入力手段と、 前記スピン部の慣性回転速度及び位相を前記慣性姿勢基
   準から評価する第１のデジタル処理手段と、 前記スピン部及び前記デスパン部の両者間の相対的な回
   転速度及び位相を相対的インデックス基準から評価する
   第２のデジタル処理手段と、 前記モータ手段の摩擦バイアストルクを前記相対的イン
   デックス基準から評価する第３のデジタル処理手段と、 前記スピン部の慣性回転速度及び位相の評価値に、前記
   相対的な回転速度及び位相の評価値を加えて、前記デス
   パン部の回転速度及び位相の評価値を作り出す合計手段
   と、 前記デュアルスピン衛星の外部にあり、前記デスパン部
   に対して所望の回転速度と位相状態値を与えるコマンド
   手段と、 前記デスパン部の回転速度及び位相の評価値を前記デス
   パン部の前記所望の回転速度と位相状態値から引算する
   減算手段と、 引算された評価値から前記モータ手段を制御し、前記摩
   擦バイアストルクの評価値に加えるトルクコマンドを発
   生する制御手段と を具備することを特徴とする姿勢制御装置。
2. 【請求項２】前記慣性姿勢基準が太陽であり、前記第１
   のデジタル処理手段には前記第１の入力手段がニューテ
   ーションにより受ける物理的な影響を除去するフィルタ
   手段が設けられていることを特徴とする請求の範囲第１
   項に記載の姿勢制御装置。
3. 【請求項３】前記第１のデジタル処理手段が、常に変化
   する太陽と地球との角度を補償するバイアス補正手段を
   有していることを特徴とする請求の範囲第１項に記載の
   姿勢制御装置。
4. 【請求項４】前記スピン部に関連していて第２の慣性姿
   勢基準を感知する第３の入力手段と、前記第２の慣性姿
   勢基準の回転速度及び位相を評価する補助デジタル処理
   手段と、前記補助デジタル処理手段から供給されるバイ
   アス補正値を利用して前記第１の慣性姿勢基準と前記第
   ２の慣性姿勢基準との切り替えをする切り替え手段とを
   更に具備していることを特徴とする請求の範囲第１項に
   記載の姿勢制御装置。
5. 【請求項５】前記第１の入力手段が、前記慣性姿勢基準
   を感知して前記慣性姿勢基準の感知時間を格納するロジ
   ック手段を有していて、前記第２の入力手段が前記相対
   的インデックス基準を感知して前記相対的インデックス
   基準の感知時間を格納するロジック手段を有しているこ
   とを特徴とする請求の範囲第１項に記載の姿勢制御装
   置。
6. 【請求項６】前記第１のデジタル処理手段が、衛星の黄
   径及び残留軌道離心を補償するアライメント角補正手段
   を有していることを特徴とする請求の範囲第１項に記載
   の姿勢制御装置。
7. 【請求項７】前記第１のデジタル処理手段が、エンジン
   の点火により生じる姿勢の擾乱を補償するフィードフォ
   ワード手段を有していることを特徴とする請求の範囲第
   １項に記載の姿勢制御装置。