JPS59190100A - 人工衛星の姿勢制御方式 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は−！１ＩＩＩＩを太陽に指向し、その軸（以
下指向軸と称す）同シに一定速度で回転する（以下スピ
ンと称す）人工衛星の姿勢制御方式に関するものである
。

従来この極の姿勢制御を実施するために、指向軸につい
ては９回転角速度を検出する速に制御。

（］） 指向軸以外の２４！１１１については１回転角とその回
転速度を検出する比例微分制御の制御＠理が用いられて
いる。

この制御論理を行うための従来の装置例を之・１図に示
す。衛星の機械＠′ｔ−Ｘ、Ｙ、　　Ｚとし、その２を
検出するためには、ｘ、ｙ、ｚと検出軸の方向が平行に
なるように３つの角速度検出器ｆｌ）、　ｆ２）及び（
３）が配置されている。＋４）　ｔＩ′ｉ人工衛星の指
向の目標である太陽。（５）は、軸Ｚが太陽指向するた
めのＸ、　　Ｙ回シの太陽に対する相対回転角−ＡＸ、
ＡＹを検出する方向検出器である。

オ１図に対応した従来の人工衛星の制８論理部の構成例
を１・２図に示す通りであって。

図において（６）はＸ回り、（７）はＹ回シ、（８）は
Ｚ凹シに関する制御論理を示し。

ＴＸ＝　ｐｘ　、ＡＸ　十ＤＸ　、　ＷＸ　　　　　　
　（１）ＴＹ＝ＰＹ、ＡＹ十ＤＹ、ＷＹ　　　　　　　
　（２）で計算される制御トルクＴＸ、　ＴＹをＸ、Ｙ
回シに（２） 与えることで２が太陽の方向指向する制御を実施できる
。またＺ回シに ＴＺ−Ｊ）Ｚ　、　　（Ｚ　−ＺＯ）　　　　　　　ｉ
３１で計算される制御トルクＺをＺ回シに与えることで
、ｘＯの回転速度でＺ回りにスピンする制御全笑施でき
る。

従来の装置は上記の実ＪｉＩＭ例で述べたように（１）
。（２）（３）の３個の角速度検出器、及び１個の方向
検出器（４）で構成されておシ、高度な重量管理、信頼
性管理が要求される人工衛星において重量９部品数の増
加の問題がケじていた。これに対してこの発明は、角速
度検出器の検出軸の方向を慣性主軸からずれるように配
置することにより、その角速度検出器の出力が複数の慣
性上軸回シの角速度寵。

ｗｙ、ｗｚの関数として表わされることをオリ用して。

指向軸の角速度検出器を１個削減するものである。

本発明による方式を１個角速度検出器を削減することが
できることから１人工衛星の重量の節約を行え９部品数
が減ることから信頼性が上がシ、高（３） 度な重量管理、信頼性管理が要求される人工衛星におい
て、従来の方式に比較して、その向上が図れる。

動作の原理を人工衛星の運動方程式を用いて以下で述べ
る。人工衛星の慣性行列を ■に　　　　ＩＸ　　　Ｏ０ （４） ＩＹＩＹＺ ＩＹＺＯ と慣性乗積項ＩＹＺを有するものとし、　　ＩＹＺはそ
の生慣性モーメン）　ＩＸ、　ＩＹ、　ＩＺに比較して
十分小さく　（１／１０以下）とし、かつＸ、　　Ｚの
主慣性モーメントＩＸ、　ＩＺは ＩＸさＩ　Ｚ　　　　　　　　　　　　　　（５）とす
る。ここで人工衛星の角速度ベクトルをＷ。

角運動量ベクトルをＨとすれば、運動方程式を。

オイラーの運動方程式を用いて ＷｘＴ’ｆ＝σ　　　　　　　　　　　　　（６）（４
） と表わせるので、要素を用いて ＷＸＸＩＸ、智Ｘ　　　　　　　＝Ｏ ＷＹ　　　　ＩＹ、ＷＹ　＋　ＩＹＺ、ＷＺ　　　Ｏｗ
ｚ　　　　ＩＹＺ、ＷＹ＋　ＩＺ、ＷＺ　　　　。

であ９０次式が得られる。

ｘｙｚ（ｗｙ２−Ｗｚ２）＋（ＩＺ　−■ｙ）ｗｚ、ｗ
ｙ　＝　　。

ここで倣小項ｗ？　、　ｗｙ’、　ｖｖｘ　、、・・全
省略り、オ（５）式の関関係を用いれば１次の方程式が
得られる。

−ＩＹＺ、ＷＺ２　＋　（ＩＺ−ＩＹ）’ｍＺ　　、Ｗ
Ｙ　　＝　　Ｏｉ８１の関係が得られ、Ｙ回シの角速度
検出器の出力を知れば、Ｘ回りの角速度をオ・９式に基
づいて求めることができる。この方式はオ（９）式の関
係を利用（５） し、オ（６）式に示すような、慣性乗積ＩＹＺを有する
慣性行列の人工衛星に対して、指向軸以外のＸ。

Ｙについてのみに角速度検出器を設け、Ｚ回りの角速度
に対しては。オ（９）式に基づいた処理回路によシ検出
する方式である。

この方式を用いれば、従来の方式で、　　ｘ、　　ｙ及
びＺの角速度検出器が必要であったに対して、指向軸Ｚ
用の速度検出器を１個削減することができる。

以下第３図に示すこの発明の一実施例について説明する
。

第３図にお込て、衛星の慣性主軸Ｘ、　Ｙ回りの角速度
ｗｘ、　ｗｙを検出するため、　Ｘ、　　Ｙと検出軸が
平行になるように、２つの角速度検出器（１）及び（２
）が配置されている。（４）は人工衛星の指向の目標で
ある太陽を示し、　ｆ５）ｔ：ｌ：太陽に対する指向軸
の相対回転角ＡＸ、　ＡＹ　ｉ検出する方向検出器であ
る。

第３図の装置を用いたこの発明による人工衛星の制御論
理部の構成例を第４図に示す。

第４図において（６）はＸ同り、（７）はＹ回り、（９
）は（す は２同シについての制御論理を示す。ここで（６）。

（７）は従来の方式による制御論理、（９）はこの発明
のいて推定し。それ回りの角速度検出器を省略した制御
論理である。

以上のように従来角速度検出器が、　　Ｘ、　　Ｙ及び
Ｚの３軸について必要であったのが、この発明によれば
１人工衛星の慣性行列に対して、第４式のように慣性乗
積項を設けることで指向軸に関する角速度を、他の軸回
りの角速度で推定できるということを利用し、指向軸に
ついての角速度検出器全省略できるという利点がある。

なお１以上は９指向軸をＺ軸の場合について述べてきた
が。：１Ｍ−ｆ３１式。オ（４）式に基づき適鮨な慣性
乗積項を選べば、　　Ｘ、　　Ｙが指向軸であるような
人工衛星に対しても適要できる。また同様な理由で。

Ｚを指向する場合でも、慣性乗積項の設ける変数’ｆｅ
　　ＩＹＺの換わりにＩＺＸとすることも可能である。

【図面の簡単な説明】

第１図は、従来の姿勢制（２）方式を示す図、第２（′
Ｉ） 図は、第１図の構成に関する制御論理図、第３図は、こ
の発明による姿勢制御方式を示す図、第４図は、第３図
の構成に関する制御論理図である。 図中、　　ｘ、　　ｙ、　　Ｚｕ人工１ｕノ機械軸、　
ＷＸ、Ｗ’Ｙ’ＷＺは角速度、（４）は太陽、ＡＸ、Ａ
Ｙは回転角、（５）は方向検出器、　（６）、　ｆ７１
は、　　Ｘ、　Ｙの制御論理、（８）（９）はＺの制御
論理を示す。 なお１図中同一あるいは相当部分には同一符号を付して
示しである。 代理人　　大　岩　増　雄 （８）

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 機械的な基準となる直交軸のうちの一軸を太陽に指向し
   ９かつその軸回シに一定速度で回転することによル、慣
   星空間に対する回転角速度を検ｂ」する角速度検出器、
   及び太陽に対する相対回転角を検出する方向検出器を用
   いて９人工衛星の姿勢制御方式において１人工衛星本体
   に搭載された姿勢速度検出器の検出軸をその人工衛星の
   慣性玉軸からずらして配置したことを％徴とする人工衛
   星の姿勢制御方式。