JPS61102398A - Method of determining attitude of space missile - Google Patents
Method of determining attitude of space missileInfo
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- JPS61102398A JPS61102398A JP59223265A JP22326584A JPS61102398A JP S61102398 A JPS61102398 A JP S61102398A JP 59223265 A JP59223265 A JP 59223265A JP 22326584 A JP22326584 A JP 22326584A JP S61102398 A JPS61102398 A JP S61102398A
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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。(57) [Summary] This bulletin contains application data before electronic filing, so abstract data is not recorded.
Description
【発明の詳細な説明】
（産業上の利用分野〕
この発明は、宇宙飛翔体の姿勢決定方法に関するもので
ある。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION (Industrial Field of Application) The present invention relates to a method for determining the attitude of a spacecraft.
以下、１軸まわりの姿勢決定系を例にとり説明する。 An example of an attitude determination system around one axis will be explained below.
第３図は従来の宇宙飛翔体の姿勢決定方法を示すブロッ
ク図であり９図において（１１は角速度センサ、（２１
は姿勢角センサ、（３１けこの姿勢角センサ（２；の出
力信号と推定姿勢角信号（イ）を比較しその差信号を発
生する比較器、（４１は上記差信号をもとに姿勢推定補
正信号を発生するための姿勢推定補正信号発生部、（５
１は上記角速度センサ（１）と上記姿勢推定補正信号を
加え合わせて推定角速度信号（ロ）を発生するための加
算器、（６）は上記推定角速度信号（ロ）を積分して推
定姿勢角信号を出力するための積分器である。姿勢推定
補正信号発生部（４）は、第３図に示したように通常積
分要素（７１と比例要素（８）で構成されている。積分
器９． （７１は角速度センサ（１１のバイアス誤差を
補償するため、比例要素（８）は姿勢決定系全体として
の安定性及び応答性全改善するためのものである。ここ
で図中使用している「ＳＪはラプラス演算子を示してい
る。Figure 3 is a block diagram showing a conventional method for determining the attitude of a spacecraft. In Figure 9, (11 is an angular velocity sensor, (21
is an attitude angle sensor, (31 is a comparator that compares the output signal of the attitude angle sensor (2;) and the estimated attitude angle signal (A) and generates a difference signal; (41 is a comparator that generates a difference signal); a posture estimation correction signal generation unit for generating a correction signal, (5
1 is an adder for generating an estimated angular velocity signal (b) by adding the angular velocity sensor (1) and the attitude estimation correction signal, and (6) is an adder for generating an estimated angular velocity signal (b) by integrating the above estimated angular velocity signal (b). This is an integrator for outputting a signal. As shown in FIG. 3, the attitude estimation correction signal generating section (4) usually consists of an integral element (71) and a proportional element (8). In order to compensate for this, the proportional element (8) is used to completely improve the stability and responsiveness of the attitude determination system as a whole.Here, "SJ" used in the figure indicates the Laplace operator.
この姿勢決定方式の基本的な考えは角速厩センサ（１１
の出力を積分して姿勢角を推定する方式であるが、この
時角速度センサ（１１に誤差があるとそれも一諸に積分
してしまうため、既に述べたように姿勢推定補正信号発
生部（４１からその誤差を打消すような信号を発生する
ようになっている。The basic idea of this attitude determination method is the angular velocity sensor (11
This method estimates the attitude angle by integrating the output of the angular velocity sensor (11), but at this time, if there is an error in the angular velocity sensor (11), it will also be integrated, so as mentioned above, the attitude estimation correction signal generator ( 41 generates a signal that cancels out the error.
姿勢推定補正信号発生部（４）への入力信号としては、
姿勢角センサ（２１の出力信号と推定姿勢角信号を比較
器（３１で比較した差信号を使用する。The input signal to the attitude estimation correction signal generation unit (4) is as follows:
The output signal of the attitude angle sensor (21) and the estimated attitude angle signal are compared by the comparator (31), and the difference signal is used.
姿勢推定補正信号発生部（４）では、上記差信号がゼロ
となるように姿勢推定補正信号を発生するようになって
いる。The attitude estimation correction signal generating section (4) generates an attitude estimation correction signal so that the difference signal becomes zero.
上記のような従来の姿勢決定方法では、姿勢推定補正信
号発生部（４）の各要素のゲインＫＴ。In the conventional attitude determination method as described above, the gain KT of each element of the attitude estimation correction signal generation section (4).
Ｋｐは通常角速度センサ（１１と姿勢角センサ（２）の
ノイズ特性等から決定される。そこで姿勢角センサのノ
イズが大きくなると通常姿勢推定補正信号発生部（４）
のゲインＫｔ、Ｋｐを小さく選ひ。Kp is normally determined from the noise characteristics of the angular velocity sensor (11) and the attitude angle sensor (2). Therefore, when the noise of the attitude angle sensor becomes large, the normal attitude estimation correction signal generator (4)
The gains Kt and Kp are selected to be small.
推定姿勢角と実際の姿勢角の差である推定誤差の変動を
小さくする。ところがこのように定常特性にのみ注目し
てゲインＫ１．Ｋｐ１＆：決定すると過渡応答特性が悪
くなる。このため過渡応答の観点からはゲインＫｔ、Ｋ
ｐを大きくする必要がある。この関係を示したものが第
４図と第５図である。第４図はゲインに■、Ｋｐを大き
くした場合の推定誤差の応答波形（９）、第５図はケイ
［ンＫ１．Ｋｐを小さくした場合の推定
誤差の応答波形＋Ｉ［ｌである。図かられかるようにゲ
インＫｔ。Reduce fluctuations in estimation error, which is the difference between the estimated attitude angle and the actual attitude angle. However, in this way, the gain K1. Kp1&: If determined, the transient response characteristics will deteriorate. Therefore, from the perspective of transient response, the gains Kt, K
It is necessary to increase p. This relationship is shown in FIGS. 4 and 5. Figure 4 shows the response waveform (9) of the estimation error when the gain is increased and Kp is increased, and Figure 5 is the response waveform (9) of the estimation error when the gain is increased and Kp is increased. The response waveform of the estimation error when Kp is decreased is +I[l. As shown in the figure, the gain Kt.
Ｋｐが大きい場合は、初期誤差は早く小さくなるが定常
時の誤差の変動が大きいという問題点がある。一方ゲイ
ンＫｌ、ＫＰが小さい場合は。When Kp is large, the initial error decreases quickly, but there is a problem in that the fluctuation of the error during steady state is large. On the other hand, if the gains Kl and KP are small.
定常時の誤差の変動については改善されるが過渡応答特
性が劣化し、初期誤差がなかなか小さくならないという
間鴎点がある。Although the fluctuation of errors during steady state is improved, the transient response characteristics deteriorate and the initial error is difficult to reduce.
この発明は、このような問題点を解消するためになされ
たもので過渡応答特性と定常特性の両方を良くする姿勢
決定方法を得ることを目的とするものである。The present invention has been made to solve these problems, and it is an object of the present invention to provide an attitude determination method that improves both transient response characteristics and steady-state characteristics.
Ｃ問題点を解決するための手段〕
この発明に係る姿勢決定方法は、姿勢推定補正信号発生
部のゲインを切替えるためのゲイン切替部と、そのゲイ
ン切替のためのコマンドを発生するゲイン切替コマンド
信号発生部とを設けたものである。Means for Solving Problem C] The attitude determination method according to the present invention includes a gain switching unit for switching the gain of an attitude estimation correction signal generation unit, and a gain switching command signal that generates a command for switching the gain. A generating section is provided.
この発明においては、ゲイン切替コマンド信号発生部か
らゲイン切替部に切替コマンド信号を出力することで姿
勢推定補正信号発生部の特性を変化させ、それを過渡時
と定常時で使い分けることで、過渡応答特性と定常特性
の両方を良くするようにした、
〔実施例〕
第１図はこの発明による姿勢決定方法の一実施例を示す
ブロック図であり９図中（１１〜（８）は従来の姿勢決
定方法と全く同一のものである。αＤは姿勢推定補正信
号発生部（４）の各要素（７１、（８１のゲインを選択
するためのゲイン切替部であり。In this invention, the characteristics of the attitude estimation correction signal generation section are changed by outputting a switching command signal from the gain switching command signal generation section to the gain switching section, and by using the characteristics differently in a transient state and a steady state, transient response is achieved. [Embodiment] Fig. 1 is a block diagram showing an embodiment of the attitude determination method according to the present invention, in which both the characteristics and the steady-state characteristics are improved. αD is a gain switching unit for selecting the gain of each element (71, (81) of the posture estimation correction signal generation unit (4).
ゲイン要素、スイッチ、加算器等で構成されている。こ
のゲイン切替部ａυは、ゲイン切替コマンド信号発生部
（２）から出力されるケイン切替コマンド信号により、
使用するゲインを選択するようになっている。ここで上
記ゲイン切替部α９が初期は大きなゲインを使用し、定
常に達すれば小さなゲインを使用するようにケイン切替
コマンド信号を発生すると、この姿勢決定系は過渡応答
特性と定常特性の両方を良くすることができる。第２図
にこの発明を適用した場合の推定誤差の応答波形０を示
す。図中Ｔ。は大きなゲインを使用している時間、ＴＩ
は小さなゲインを使用している時間を示している。It consists of gain elements, switches, adders, etc. This gain switching unit aυ is operated by the gain switching command signal output from the gain switching command signal generating unit (2).
You can now select the gain to use. Here, if the gain switching unit α9 generates a Kane switching command signal to use a large gain initially and a small gain once steady state is reached, this attitude determination system will improve both the transient response characteristics and the steady state characteristics. can do. FIG. 2 shows the response waveform 0 of the estimation error when the present invention is applied. T in the figure. is the time using large gain, TI
indicates the time when a small gain is used.
図中、Ｔ。In the figure, T.
の間は第４図で使用したゲインと同一となるようにゲイ
ンを選択し、またＴ１の間は第５図で使用したケインと
同一となるようにゲインを選択している。第２図かられ
かるように応答波形α３はＴ。の５間は、第４図の応答
波形（９１と同じようにふるまい初期誤差はすみやかに
収束する。During T1, the gain is selected to be the same as the gain used in FIG. 4, and during T1, the gain is selected to be the same as the gain used in FIG. As can be seen from FIG. 2, the response waveform α3 is T. 5, the response waveform in FIG. 4 behaves similarly to 91, and the initial error quickly converges.
初期勝差が充分小さくなると、ゲインを小さい値に切替
えれば、それ以降は小さな誤差変動となり好ましい定常
特性が達成される。When the initial winning difference becomes sufficiently small, by switching the gain to a small value, thereafter, the error fluctuation becomes small and a desirable steady-state characteristic is achieved.
なお、第１図中、 ＋３１． ＋４１． ＋５１． ＋
６１． （ｉｌｌ、α２は計算機を使用して実現するこ
ともできることはいうまでもない。In addition, in FIG. 1, +31. +41. +51. +
61. (It goes without saying that ill, α2 can also be realized using a computer.
ところでここでは１軸１ゎりの姿勢決定方法を例にとり
説明したが、２軸、３軸の場合も同様にしてこの説明を
適用することができる。Incidentally, although the method for determining the attitude of one axis and one angle has been explained here as an example, this explanation can be similarly applied to the case of two axes and three axes.
３ Ｃ発明０効果〕
この発明は以上説明したとおり、ゲイン切替部とゲイン
切替コマンド信号発生部を設け、過渡時と定常時で姿勢
推定補正信号発生部のゲインを適切に切替えることで過
渡応答特性と定常特性の両特性をＵくするという効果が
ある。3 C Invention 0 Effect] As explained above, this invention provides a gain switching section and a gain switching command signal generation section, and changes the transient response characteristic by appropriately switching the gain of the attitude estimation correction signal generation section between transient and steady states. This has the effect of increasing both the steady-state characteristics and the steady-state characteristics.
第１図はこの発明の一実施例を示すブロック図、第２図
はこの発明を適用した場合の推定誤差の応答波形を示す
図、第３図は従来の姿勢決定方法を示すブロック図、第
４図、第５図はその応答波形を示す図である。
図において、（ｌ）は角速度センサ、（２１は姿勢角セ
ンサ、（３）は比較器、（４１は姿勢推定神正信号発生
部、＋５１Ｆｉ加實器、（６）は積分器、任υはゲイン
切替部、α２はゲイン切替コマンド信号発生部である。
なお、各図中同一符号は同−又は相当部分を示す。FIG. 1 is a block diagram showing an embodiment of the present invention, FIG. 2 is a diagram showing a response waveform of estimation error when this invention is applied, and FIG. 3 is a block diagram showing a conventional attitude determination method. 4 and 5 are diagrams showing the response waveforms. In the figure, (l) is an angular velocity sensor, (21 is an attitude angle sensor, (3) is a comparator, (41 is an attitude estimation correct signal generator, +51Fi calculator, (6) is an integrator, and The gain switching section α2 is a gain switching command signal generation section. Note that the same reference numerals in each figure indicate the same or equivalent parts.
Claims (1)
勢からの姿勢角を検出する姿勢角センサと、推定角速度
信号を積分して推定姿勢角信号を発生するための積分器
と、上記姿勢角センサの出力である姿勢角センサ信号と
推定姿勢角信号を比較しその差信号を発生する比較器と
、上記差信号をもとに姿勢推定補正信号を発生するため
の姿勢推定補正信号発生部と、この姿勢推定補正信号発
生部の各要素のゲインを切替えるためのゲイン切替部と
、このゲイン切替部にゲイン切替コマンドを出力するゲ
イン切替コマンド信号発生部と、上記姿勢推定補正信号
と角速度センサの出力である角速度センサ信号を加え合
わせて推定角速度信号を発生するための加算器とで構成
され、上記ゲイン切替コマンド信号発生部から過渡応答
時、定常応答時等の場合に応じて適切なゲイン切替コマ
ンド信号を発生することで、姿勢推定補正信号発生部の
ゲインを切替えるようにしたことを特徴とする宇宙飛翔
体の姿勢決定方法。An angular velocity sensor that detects the angular velocity of a spacecraft, an attitude angle sensor that detects an attitude angle from a reference attitude, an integrator that integrates an estimated angular velocity signal to generate an estimated attitude angle signal, and the above attitude angle sensor. a comparator that compares the attitude angle sensor signal and the estimated attitude angle signal that are output from the and generates a difference signal; an attitude estimation correction signal generator that generates an attitude estimation correction signal based on the difference signal; A gain switching section for switching the gain of each element of this attitude estimation correction signal generation section, a gain switching command signal generation section that outputs a gain switching command to this gain switching section, and an output of the attitude estimation correction signal and the angular velocity sensor. and an adder for generating an estimated angular velocity signal by adding together the angular velocity sensor signals. A method for determining the attitude of a spacecraft, characterized in that the gain of an attitude estimation correction signal generator is switched by generating a signal.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59223265A JPS61102398A (en) | 1984-10-24 | 1984-10-24 | Method of determining attitude of space missile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59223265A JPS61102398A (en) | 1984-10-24 | 1984-10-24 | Method of determining attitude of space missile |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61102398A true JPS61102398A (en) | 1986-05-21 |
Family
ID=16795399
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59223265A Pending JPS61102398A (en) | 1984-10-24 | 1984-10-24 | Method of determining attitude of space missile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS61102398A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS62299499A (en) * | 1986-06-20 | 1987-12-26 | 宇宙開発事業団 | Attitude control system of artificial satellite |
-
1984
- 1984-10-24 JP JP59223265A patent/JPS61102398A/en active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS62299499A (en) * | 1986-06-20 | 1987-12-26 | 宇宙開発事業団 | Attitude control system of artificial satellite |
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