姿勢制御装置
【課題】 人工衛星の姿勢制御においては、姿勢センサと角速度センサを用いて人工衛星本体の姿勢を推定し、加速度センサを用いて太陽電池パドルの振動やミッション機器の擾乱の検出を行う。しかし、複数種類のセンサを搭載して人工衛星のダイナミクスを推定する場合、衛星の大型化やコストの増加を招くという問題があった。
【解決手段】 姿勢センサ４によって人工衛星の姿勢角１５を検出し、少なくとも６個の加速度センサ５によって人工衛星における各部位の加速度を検出し、姿勢推定処理部６において姿勢センサ４の姿勢角と加速度センサ５の加速度とを用いて、人工衛星の姿勢角推定値１９を計算することにより、人工衛星の各部位の加速度を計測するとともに、角速度センサを用いることなく人工衛星本体の姿勢制御を行うことが可能となる。
【解決手段】 姿勢センサ４によって人工衛星の姿勢角１５を検出し、少なくとも６個の加速度センサ５によって人工衛星における各部位の加速度を検出し、姿勢推定処理部６において姿勢センサ４の姿勢角と加速度センサ５の加速度とを用いて、人工衛星の姿勢角推定値１９を計算することにより、人工衛星の各部位の加速度を計測するとともに、角速度センサを用いることなく人工衛星本体の姿勢制御を行うことが可能となる。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、人工衛星に搭載された加速度センサを用いて、人工衛星の姿勢制御を行う人工衛星用姿勢制御装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来、人工衛星の姿勢制御を行うために、姿勢センサと角速度センサを用いて人工衛星の姿勢を推定する装置が知られている（例えば、非特許文献１参照）。また、加速度センサを用いて太陽電池パドルの振動やミッション機器の擾乱の検出を行う装置が知られている（例えば、非特許文献２参照）。このように、人工衛星のダイナミクスに関わる様々なセンサを人工衛星に搭載することで、センサにより取得されたデータを用いて人工衛星の姿勢状態に関する複合的な評価が行われている。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００３】
【非特許文献１】「ＡＤＥＯＳ−ＩＩ姿勢軌道制御系の軌道上評価」，第４７回宇宙科学技術連合講演会講演集，１２１７−１２１８頁
【非特許文献２】「ＡＤＥＯＳ−ＩＩダイナミクスモニタリングシステムによる軌道上評価」，第４７回宇宙科学技術連合講演会講演集，１２１９−１２２０頁
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかしながら、制御すべき状態量の個別目的に対応したセンサを人工衛星に搭載すると、その目的に最適なセンサを選択できる利点はあるが、その反面、人工衛星に搭載されるセンサ数が増加して、人工衛星の大型化やコストの増加を招くという問題があった。
【０００５】
この発明は係る課題を解決するためになされたものであり、姿勢センサと加速度センサを用いて人工衛星の姿勢を推定することのできる、人工衛星の姿勢制御装置を得ることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この発明による人工衛星の姿勢制御装置は、人工衛星本体に搭載された少なくとも６個以上の複数の加速度センサと、人工衛星本体に搭載された少なくとも１つの姿勢角センサと、上記加速度センサ及び姿勢角センサからのセンサ情報に基づいて、人工衛星の姿勢角を推定する姿勢推定処理部とを備えたものである。
【０００７】
また、姿勢推定処理部は、上記加速度センサにより得られた複数の加速度信号に基づいて人工衛星の重心周りの角加速度を求め、得られた角加速度を時間積分することにより、角速度を算出するものである。
【発明の効果】
【０００８】
この発明によれば、角速度センサを用いることなく人工衛星の姿勢推定を行い、人工衛星本体の姿勢を制御することができるとともに、複数の加速度センサに基づいて人工衛星の各部位の加速度を個別に計測することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】この発明の実施の形態１による人工衛星用姿勢制御装置の構成を説明するための図である。
【図２】この発明の実施の形態１による人工衛星に搭載した姿勢センサと加速度センサの構成を説明するための図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
実施の形態１．
以下、図を用いてこの発明に係る実施の形態１について説明する。
図１は、実施の形態１による人工衛星用姿勢制御装置の制御系の構成を示す図である。図１において、実施の形態１による制御系は、レギュレータ１と、アクチュエータ２と、人工衛星を示すプラント３と、姿勢センサ４と、複数の加速度センサ５と、姿勢推定処理部６と、加算器１０を備えて構成される。加速度センサ５は、人工衛星内部における複数箇所においてその各設置部位の加速度をそれぞれ計測する。
【００１１】
加算器１０は、制御系の外部から入力される姿勢角目標値１１（θｄ）と姿勢角推定値１９（θｆ）の差から姿勢角誤差１２（ｅ）を算出する。レギュレータ１では、加算器１０により算出された姿勢角誤差１２（ｅ）に基づいて、姿勢角誤差１２が小さくなるように、アクチュエータ２に入力する出力指令値１３（τｄ）を計算する。アクチュエータ２は出力指令値１３に基づいて動作し、プラント３にアクチュエータ２の出力トルク１４（τ）を作用させる。プラント３は、アクチュエータ２により作用する出力トルク１４に基づいて、人工衛星のダイナミクスに従った姿勢運動が生じる。人工衛星は、この姿勢運動により姿勢角１５と加速度１６が変化し、姿勢センサ４では姿勢角１５（θ）を検出して姿勢角信号１７（θｓ）を出力し、加速度センサ５では加速度１６（ａ）を検出して加速度信号１８（ａｓ）を出力する。姿勢推定処理部６では、姿勢角信号１７と加速度信号１８とを用いて人工衛星の姿勢角推定値１９（θｆ）を計算する。
【００１２】
図２は、人工衛星に搭載した姿勢センサ４と加速度センサ５の構成を示す図である。図２において、１台の姿勢センサ４と６台の加速度センサ５を搭載した例を示している。姿勢センサ４は、星や太陽や地球等の天体を検出することにより、衛星本体２０の姿勢角信号１７を姿勢推定処理部６に出力する。加速度センサ５は、衛星本体２０に取り付けられた位置の加速度１６により生じる慣性力等を検出することにより、感度軸方向２３の加速度信号１８を姿勢推定処理部６に出力する。
【００１３】
姿勢推定処理部６では、以下に説明する方法により姿勢角推定値１９を計算する。
まず、衛星本体２０に固定された基準点２２（例えば、衛星本体２０の重心点）を設定すると、加速度センサ５により検出される加速度１６は次式（１）により表される。
【００１４】
【数１】
【００１５】
上式において、ａｉは加速度センサ５により検出される加速度ｕｉは加速度センサ５の感度軸方向ベクトル、ｐｉは慣性座標系２１における加速度センサ５の位置ベクトル２４、ｐ０は慣性座標系２１における基準点２２の位置ベクトル２５、ωは衛星本体２０の角速度である。また、右肩のダッシュ記号（’）は時間微分を意味し、２つ重なっている場合には２回微分を意味する。右肩の添字Ｔはベクトルや行列の転置を意味する。
【００１６】
衛星本体２０に加速度センサ５をＮ台搭載している場合には、式（１）により表される加速度の値はＮ（Ｎは６以上の整数）通り（ｉ＝１，２，・・・，Ｎ）得られるため、それを用いて基準点２２の加速度ｐ０’’と衛星本体２０の角加速度ω’は、次式（２）により計算できる。なお、加速度センサ５は、独立した少なくとも６自由度分の加速度を計測できるように配置される。
【００１７】
【数２】
【００１８】
上式において、右肩の添字♯は擬似逆行列を意味する。また、Ｉは３行３列の単位行列であり、行列[ｒ×]は、ベクトルｒ＝〔ｘｙｚ〕Ｔに対して次式（３）により定義される。
【００１９】
【数３】
【００２０】
本体２０の角速度は、上式（２）を用いて算出された角加速度を時間積分することにより計算することができる。
【００２１】
また、本体２０の姿勢角推定値１９は、このようにして得られた角速度の時間積分と、姿勢センサ４から出力される姿勢角信号１７とを合わせて、例えばカルマンフィルタによるフィルタ処理を施すことにより、人工衛星の姿勢角を推定計算することができる。かくして、人工衛星の姿勢制御系は、姿勢推定処理部６により得られた姿勢角推定値に基づいて、上述したようにアクチュエータ２を制御することにより、人工衛星の姿勢制御を行うことができる。
【００２２】
また、複数の加速度センサ５は、それぞれ人工衛星内部における各設置部位の加速度を計測することができる。例えば、太陽電池パドルや複数のミッション機器にそれぞれ加速度センサ５を設置することによって、太陽電池パドルや各ミッション機器の加速度を個別に計測することができる。
【００２３】
以上説明した通り、この実施の形態１による人工衛星の姿勢制御装置は、人工衛星本体に搭載された少なくとも６個以上の複数の加速度センサと、人工衛星本体に搭載された少なくとも１つの姿勢角センサと、上記加速度センサ及び姿勢角センサからのセンサ情報に基づいて、人工衛星の姿勢角を推定する姿勢推定処理部とを備えたものである。姿勢推定処理部は、上記加速度センサにより得られた複数の加速度信号に基づいて人工衛星の重心周りの角加速度を求め、得られた角加速度を時間積分することにより、角速度を算出する。
【００２４】
また、この実施の形態１による人工衛星の姿勢制御装置は、上記姿勢推定処理部により得られた姿勢角推定値と、外部から設定される姿勢角目標値との差に基づいて姿勢角誤差を算出し、算出した姿勢角誤差に基づいてアクチュエータの出力を調整して、人工衛星の姿勢を制御することを特徴とする。
【００２５】
この実施の形態１による人工衛星の姿勢制御装置は、このように構成されるので、角速度センサを用いることなく人工衛星の姿勢推定を行って、人工衛星本体の姿勢制御を行うことが可能となる。また、人工衛星の各部位に設けた複数の加速度センサを用いて、各部位の加速度を個別に計測することが可能となる。
【符号の説明】
【００２６】
１ レギュレータ、２ アクチュエータ、３ プラント、４ 姿勢センサ、５ 加速度センサ、６ 姿勢推定処理部、２０ 衛星本体。
【技術分野】
【０００１】
この発明は、人工衛星に搭載された加速度センサを用いて、人工衛星の姿勢制御を行う人工衛星用姿勢制御装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来、人工衛星の姿勢制御を行うために、姿勢センサと角速度センサを用いて人工衛星の姿勢を推定する装置が知られている（例えば、非特許文献１参照）。また、加速度センサを用いて太陽電池パドルの振動やミッション機器の擾乱の検出を行う装置が知られている（例えば、非特許文献２参照）。このように、人工衛星のダイナミクスに関わる様々なセンサを人工衛星に搭載することで、センサにより取得されたデータを用いて人工衛星の姿勢状態に関する複合的な評価が行われている。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００３】
【非特許文献１】「ＡＤＥＯＳ−ＩＩ姿勢軌道制御系の軌道上評価」，第４７回宇宙科学技術連合講演会講演集，１２１７−１２１８頁
【非特許文献２】「ＡＤＥＯＳ−ＩＩダイナミクスモニタリングシステムによる軌道上評価」，第４７回宇宙科学技術連合講演会講演集，１２１９−１２２０頁
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかしながら、制御すべき状態量の個別目的に対応したセンサを人工衛星に搭載すると、その目的に最適なセンサを選択できる利点はあるが、その反面、人工衛星に搭載されるセンサ数が増加して、人工衛星の大型化やコストの増加を招くという問題があった。
【０００５】
この発明は係る課題を解決するためになされたものであり、姿勢センサと加速度センサを用いて人工衛星の姿勢を推定することのできる、人工衛星の姿勢制御装置を得ることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この発明による人工衛星の姿勢制御装置は、人工衛星本体に搭載された少なくとも６個以上の複数の加速度センサと、人工衛星本体に搭載された少なくとも１つの姿勢角センサと、上記加速度センサ及び姿勢角センサからのセンサ情報に基づいて、人工衛星の姿勢角を推定する姿勢推定処理部とを備えたものである。
【０００７】
また、姿勢推定処理部は、上記加速度センサにより得られた複数の加速度信号に基づいて人工衛星の重心周りの角加速度を求め、得られた角加速度を時間積分することにより、角速度を算出するものである。
【発明の効果】
【０００８】
この発明によれば、角速度センサを用いることなく人工衛星の姿勢推定を行い、人工衛星本体の姿勢を制御することができるとともに、複数の加速度センサに基づいて人工衛星の各部位の加速度を個別に計測することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】この発明の実施の形態１による人工衛星用姿勢制御装置の構成を説明するための図である。
【図２】この発明の実施の形態１による人工衛星に搭載した姿勢センサと加速度センサの構成を説明するための図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
実施の形態１．
以下、図を用いてこの発明に係る実施の形態１について説明する。
図１は、実施の形態１による人工衛星用姿勢制御装置の制御系の構成を示す図である。図１において、実施の形態１による制御系は、レギュレータ１と、アクチュエータ２と、人工衛星を示すプラント３と、姿勢センサ４と、複数の加速度センサ５と、姿勢推定処理部６と、加算器１０を備えて構成される。加速度センサ５は、人工衛星内部における複数箇所においてその各設置部位の加速度をそれぞれ計測する。
【００１１】
加算器１０は、制御系の外部から入力される姿勢角目標値１１（θｄ）と姿勢角推定値１９（θｆ）の差から姿勢角誤差１２（ｅ）を算出する。レギュレータ１では、加算器１０により算出された姿勢角誤差１２（ｅ）に基づいて、姿勢角誤差１２が小さくなるように、アクチュエータ２に入力する出力指令値１３（τｄ）を計算する。アクチュエータ２は出力指令値１３に基づいて動作し、プラント３にアクチュエータ２の出力トルク１４（τ）を作用させる。プラント３は、アクチュエータ２により作用する出力トルク１４に基づいて、人工衛星のダイナミクスに従った姿勢運動が生じる。人工衛星は、この姿勢運動により姿勢角１５と加速度１６が変化し、姿勢センサ４では姿勢角１５（θ）を検出して姿勢角信号１７（θｓ）を出力し、加速度センサ５では加速度１６（ａ）を検出して加速度信号１８（ａｓ）を出力する。姿勢推定処理部６では、姿勢角信号１７と加速度信号１８とを用いて人工衛星の姿勢角推定値１９（θｆ）を計算する。
【００１２】
図２は、人工衛星に搭載した姿勢センサ４と加速度センサ５の構成を示す図である。図２において、１台の姿勢センサ４と６台の加速度センサ５を搭載した例を示している。姿勢センサ４は、星や太陽や地球等の天体を検出することにより、衛星本体２０の姿勢角信号１７を姿勢推定処理部６に出力する。加速度センサ５は、衛星本体２０に取り付けられた位置の加速度１６により生じる慣性力等を検出することにより、感度軸方向２３の加速度信号１８を姿勢推定処理部６に出力する。
【００１３】
姿勢推定処理部６では、以下に説明する方法により姿勢角推定値１９を計算する。
まず、衛星本体２０に固定された基準点２２（例えば、衛星本体２０の重心点）を設定すると、加速度センサ５により検出される加速度１６は次式（１）により表される。
【００１４】
【数１】
【００１５】
上式において、ａｉは加速度センサ５により検出される加速度ｕｉは加速度センサ５の感度軸方向ベクトル、ｐｉは慣性座標系２１における加速度センサ５の位置ベクトル２４、ｐ０は慣性座標系２１における基準点２２の位置ベクトル２５、ωは衛星本体２０の角速度である。また、右肩のダッシュ記号（’）は時間微分を意味し、２つ重なっている場合には２回微分を意味する。右肩の添字Ｔはベクトルや行列の転置を意味する。
【００１６】
衛星本体２０に加速度センサ５をＮ台搭載している場合には、式（１）により表される加速度の値はＮ（Ｎは６以上の整数）通り（ｉ＝１，２，・・・，Ｎ）得られるため、それを用いて基準点２２の加速度ｐ０’’と衛星本体２０の角加速度ω’は、次式（２）により計算できる。なお、加速度センサ５は、独立した少なくとも６自由度分の加速度を計測できるように配置される。
【００１７】
【数２】
【００１８】
上式において、右肩の添字♯は擬似逆行列を意味する。また、Ｉは３行３列の単位行列であり、行列[ｒ×]は、ベクトルｒ＝〔ｘｙｚ〕Ｔに対して次式（３）により定義される。
【００１９】
【数３】
【００２０】
本体２０の角速度は、上式（２）を用いて算出された角加速度を時間積分することにより計算することができる。
【００２１】
また、本体２０の姿勢角推定値１９は、このようにして得られた角速度の時間積分と、姿勢センサ４から出力される姿勢角信号１７とを合わせて、例えばカルマンフィルタによるフィルタ処理を施すことにより、人工衛星の姿勢角を推定計算することができる。かくして、人工衛星の姿勢制御系は、姿勢推定処理部６により得られた姿勢角推定値に基づいて、上述したようにアクチュエータ２を制御することにより、人工衛星の姿勢制御を行うことができる。
【００２２】
また、複数の加速度センサ５は、それぞれ人工衛星内部における各設置部位の加速度を計測することができる。例えば、太陽電池パドルや複数のミッション機器にそれぞれ加速度センサ５を設置することによって、太陽電池パドルや各ミッション機器の加速度を個別に計測することができる。
【００２３】
以上説明した通り、この実施の形態１による人工衛星の姿勢制御装置は、人工衛星本体に搭載された少なくとも６個以上の複数の加速度センサと、人工衛星本体に搭載された少なくとも１つの姿勢角センサと、上記加速度センサ及び姿勢角センサからのセンサ情報に基づいて、人工衛星の姿勢角を推定する姿勢推定処理部とを備えたものである。姿勢推定処理部は、上記加速度センサにより得られた複数の加速度信号に基づいて人工衛星の重心周りの角加速度を求め、得られた角加速度を時間積分することにより、角速度を算出する。
【００２４】
また、この実施の形態１による人工衛星の姿勢制御装置は、上記姿勢推定処理部により得られた姿勢角推定値と、外部から設定される姿勢角目標値との差に基づいて姿勢角誤差を算出し、算出した姿勢角誤差に基づいてアクチュエータの出力を調整して、人工衛星の姿勢を制御することを特徴とする。
【００２５】
この実施の形態１による人工衛星の姿勢制御装置は、このように構成されるので、角速度センサを用いることなく人工衛星の姿勢推定を行って、人工衛星本体の姿勢制御を行うことが可能となる。また、人工衛星の各部位に設けた複数の加速度センサを用いて、各部位の加速度を個別に計測することが可能となる。
【符号の説明】
【００２６】
１ レギュレータ、２ アクチュエータ、３ プラント、４ 姿勢センサ、５ 加速度センサ、６ 姿勢推定処理部、２０ 衛星本体。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
人工衛星本体に搭載された少なくとも６個以上の複数の加速度センサと、人工衛星本体に搭載された少なくとも１つの姿勢角センサと、上記加速度センサ及び姿勢角センサからのセンサ情報に基づいて、人工衛星の姿勢角を推定する姿勢推定処理部とを備えた姿勢制御装置。
【請求項２】
姿勢推定処理部は、上記加速度センサにより得られた複数の加速度信号に基づいて人工衛星の重心周りの角加速度を求め、得られた角加速度を時間積分することにより、角速度を算出することを特徴とした請求項１記載の姿勢制御装置。
【請求項１】
人工衛星本体に搭載された少なくとも６個以上の複数の加速度センサと、人工衛星本体に搭載された少なくとも１つの姿勢角センサと、上記加速度センサ及び姿勢角センサからのセンサ情報に基づいて、人工衛星の姿勢角を推定する姿勢推定処理部とを備えた姿勢制御装置。
【請求項２】
姿勢推定処理部は、上記加速度センサにより得られた複数の加速度信号に基づいて人工衛星の重心周りの角加速度を求め、得られた角加速度を時間積分することにより、角速度を算出することを特徴とした請求項１記載の姿勢制御装置。
【図１】
【図２】
【図２】
【公開番号】特開２０１０−２０２０６９（Ｐ２０１０−２０２０６９Ａ）
【公開日】平成２２年９月１６日（２０１０．９．１６）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００９−５０７７７（Ｐ２００９−５０７７７）
【出願日】平成２１年３月４日（２００９．３．４）
【出願人】（０００００６０１３）三菱電機株式会社 (33,312)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２２年９月１６日（２０１０．９．１６）
【国際特許分類】
【出願日】平成２１年３月４日（２００９．３．４）
【出願人】（０００００６０１３）三菱電機株式会社 (33,312)
【Ｆターム（参考）】
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