Transcript 位置/姿勢決定システム
東京工業大学 GTO技術試験衛星 旋風（つむじ） ○鶴見辰吾，澤田弘崇，中谷幸司，森 淳， 宇井恭一，黒川健也，前田直秀 発表の流れ (1) Introduction :はじめに／背景／提案するミッション／期待される効果 (2) ミッションの概要：GPS姿勢決定ミッション (3) 衛星の概要 : アニメーション／各サブシステム (4) まとめと課題 : ミッションのまとめ／今後の課題 はじめに ■１次審査時のミッション 1.GPSを用いた姿勢決定技術の検証 2.内部帯電時の電荷分布の連続的測定 ・内部帯電の観測を小型衛星で実現するのは難しい． （要求電力など） ・GPS姿勢決定技術検証ミッションは実現性が高く， 非常に興味深い． ■最終審査時のミッション GPSミッションに絞り，その分衛星の高機能化を図った． GPS(Global Positioning System) 複数の衛星からの測距情報を同時に受信することにより， 陸海空および宇宙のあらゆる移動体や乗り物に対して 全天候，全世界，実時間の3次元測位(位置，速度の測定)を 可能にするシステムである． 軌道面数 ：6面 軌道傾斜角：55 deg 軌道高度 ：20,200 km 測位波電波：L1帯 1575.42MHz L2帯 1227.60MHz 背景 ■従来の衛星の位置/軌道決定法 ・地上局によるレンジ及びレンジレートの観測を利用． ・INS（慣性航法システム）の利用． ■従来の衛星の姿勢決定法 ・各種センサの併用 ・インターフェースの複雑化 ・コスト，体積，重量が大きい 地球センサ 太陽センサ ジャイロスコープ スタートラッカ ■GPSを利用した位置/姿勢決定法 ・インターフェースの単純化 ・コスト，体積，重量の軽減 ・速度，姿勢角，姿勢角速度，時刻の取得 背景（過去の実験結果） ■低軌道上でのGPS位置/軌道決定 日本でもすでに実証済みで，航法誘導等にも応用されている． ■低軌道上でのGPS姿勢決定 衛星 備考 th e Air Fo rc e RAD CAL th e CRI STA- SPAS STS- 6 6 （ 1 9 9 4 ） th e REX- I I （ 1 9 9 6 ） 精度 0 .5 °～1 .0 ° 精度 0 .2 °～0 .3 ° c lo se d lo o p c o n tro l にも成功 GPSによる位置，姿勢決定技術は確立されつつある． しかし，これらの実験はいずれも低軌道でしか行われていない． ・GPS衛星の軌道高度：2万キロ ・GPS衛星は地球方向へ電波を送信している． 低軌道ではGPSを利用できるが高軌道ではどうだろうか． 背景（過去の実験結果） ■EQUATOR-S（独）によるGPS信号受信実験の結果 GPS衛星の軌道高度である２万km以上でもGPS電波を 捕らえることができた．（アンテナ２個） N um ber of V isible S atellite 3 2 1 0 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 1516 17 18 19 20 21 22 23 24 H ours 高度約４万km 背景 ■高度２万km以上でもGPS電波が受信できる理由 GPS電波のサイドローブや電離層により反射した電波は， GPS軌道の外側まで伝播する． I onospher e GPS Sat el l i t e Ear t h GPS Sat el l i t e (a) サイドローブ (b) 電離層による反射 Fr om GPS ミッション提案 中・高軌道におけるGPS位置/姿勢決定法の有効性の検証 ミッション目的 ■GTO軌道を用い，様々な高度においてGPS位置/姿勢決定実験を 行うことによって，GPS位置/姿勢決定法の有効高度を明確にする． ■宇宙環境のGPS位置/姿勢決定システムに及ぼす影響を調べる． （軌道上速度，軌道高度，ドップラーシフト等） ■小型衛星におけるGPS位置/姿勢決定技術のノウハウを蓄積する． ミッション提案 以下の実験を低・中・高軌道で行う． 1. GPS信号の受信 ・受信可能なGPS衛星数の連続計測 2. GPSを用いた衛星の位置/姿勢決定 ・リアルタイム計測と精度評価 3. GPSを用いた衛星の姿勢制御 ・リアクションホイールによるスピン軸の制御 ・スラスタによる角運動量ベクトルの制御 2，3の実験は高軌道では行われた例のない実験である． 上記の実験は，いずれもGPSデータを用いて行い， 地上局による測距， INS，太陽センサ，地球センサから得られる位置及び姿勢データと比較 し検証する． 期待される成果 ■位置/姿勢決定システムのコスト，重量，複雑化を抑え，かつ信頼 性を向上させることが可能である． 多くの衛星に対して大きなメリットとなる． ■GPS位置/姿勢決定法が利用できる高度を明確にする． より多くの衛星に，GPS位置/姿勢決定システムを搭載する ことができる． ■宇宙環境がGPS位置/姿勢決定に対してどのような影響を与える かを調べることができる． GPS位置/姿勢決定システムの開発に役立つデータが 得られる． GPSによる姿勢決定の理論 宇宙機に搭載された複数のGPSアンテナ間のGPS搬送波（L1帯）の 位相差を求めることでアンテナの相対位置を知ることができる． これにより宇宙機の姿勢がリアルタイムに決定できる． 位置決定と姿勢決定の相違点 位置決定の場合は，位置の3成分と受信機の時刻の定常偏差を 求めるために少なくとも4機のGPS衛星が必要である． 理由 姿勢決定の場合，必要なGPS衛星は2機である． ・アンテナ間に拘束条件がある． ・アンテナ間がTime Referenceを共有するので，GPS衛星間の 時間のずれを計算する必要がない． GPSによる姿勢決定の理論 Fractional Component Δφ r k Integer Component k Baseline b (3 × 1) Master Antenna Slave Antenna s(3 ×1) Unit Vector to GPS Satellite GPSによる姿勢決定の理論 定義 m n J rij b As j i : baseline i j : GPS satellite j i 1 j 1 A : i b姿勢変換行列 T を最小にするAを求める 各時間においてAの変化は小さいと仮定できるので ~ A A0 I A0 ただし 0 ~ θ z y これを上の式に代入して変形すると m n J δrij A 0s j b i δθ i 1 j 1 ただし δrij rij bi A0s j T z y 0 x x 0 GPSによる姿勢決定の理論 J を最小にする δθ は以下の式で表される δθ H H ただし T T~ H s j A 0 bi 1 T H δr δr δrij この結果新しいAが求まり，これを繰り返すことで，姿勢が決定できる． 本衛星の場合は，姿勢決定精度がノミナルで0.3度である． ただし，GPS電波の受信状態，及び衛星数によって変動する． 位置/姿勢決定システム GPS位置/姿勢決定システムは，アンテナと受信機から構成される． 代表的な製品としては，Trimble社製のTANS VectorやSS/Loral社 製のTensorが挙げられる． 各機関がこれら製品を改良・改造して 宇宙で実際に使用した実績がある 本衛星のGPS位置/姿勢決定システムも これらの製品を基本に考える． Accuracy 1m baseline: 0.30deg.(RMS) Attitude Trimble TANS Vector 2m baseline: 0.15deg.(RMS) 3m baseline: 0.10deg.(RMS) 位置/姿勢決定システム TANS VectorやTensorは4つのGPSアンテナを用いて位置/姿勢決定 を行う設計になっている．しかし，本衛星の場合4つのアンテナでは 少ないと考えられる． 理由 ・本衛星はスピン安定方式を採用しているため，どの方向からも GPS衛星からの信号を受信する必要がある． ・GPS衛星軌道よりも高軌道（約20,000km以上）では，受信可能な GPS衛星の個数が少ないと予想され，そのような場合でもbaseline の本数を多く取る必要がある． 位置/姿勢決定システム そこで本衛星では，合計8個のGPSアンテナを用いることにする． 120 [deg] ・パネルを120度展開 ・上下面にそれぞれ４つ． GPS Antenna 受信機について 本衛星は8個のアンテナを接続できるように受信機の改良が 必要であるが，その他の改良点も存在する． Master Antenna Slave Antenna GPS Satellite 改良前： 4つのアンテナが共通のGPS衛星の信号を受信している． Master Antennaは１個のみ． 改良後： Master Antennaが複数設定できる．これにより最低2つの アンテナが共通のGPS衛星の信号を受信すればよい． GPS衛星選択アルゴリズムついて 受信機が処理できるGPS衛星数には限界があり，TANS Vectorでは 6個，Tensorでは9個までとなっている．この限界以上にGPS衛星が見 えるとき何らかのアルゴリズムによりGPS衛星を選択する必要がある． アルゴリズムの一例 N i : i 個のアンテナから見えているGPS衛星の数 ①4つのアンテナから見えているGPS衛星 SVi i 1, N 4 を選択しそれぞれの衛星に 対し一番高いエレベーション角をもつアンテナをマスターアンテナとする． ②3つのアンテナから見えているGPS衛星 SV j j N 4 1, N 4 N 3 を選択しそれぞ れの衛星に対し一番高いエレベーション角をもつアンテナをマスターアンテナとする． ③1つのアンテナから見えているGPS衛星 SVk k N3 N 4 1, N3 N 4 N1 を選択する． ④2つのアンテナから見えているGPS衛星 SVl l N1 N3 N 4 1, N1 N3 N 4 N 2 を選択しそれぞれの衛星に対し一番高いエレベーション角をもつアンテナをマスター アンテナとする． 電波遅延 プラズマ環境（ヴァン・アレン帯等）でのGPS電波の波長変化見積もり ne 10 ( 0.3145 L 3.9043) 3 L:軌道高度（地球半径の何倍かを表す） ne：プラズマ密度 fp:：プラズマラズマ周波数 [cm ] f p 9000 ne [ Hz ] プラズマ中を伝播する電波（周波数ω）の分散関係式 p c k 2 2 波長 [m] 群速度 [m/ s] 位相速度 [m/ s] 2 2 c：高速 k：波数 真空中 0 .1 9 0 2 9 3 7 1 2 299792458 299792458 プラズマ 中 0 .1 9 0 2 9 3 7 1 299792456 299792460 GPS電波（L1波）のヴァン・アレン帯での波長の変化は，位置/姿勢決定 精度には影響を及ぼさない程度であるといえる． 概観図 展開前 展開後 軌道 ミッション要求 ・軌道高度の大きく変化する軌道 ・MDS-1に近い軌道を検討 遠地点高度 近地点高度 離心率 軌道傾斜角 近地点引数 昇降点軽度 軌道周期 GTO軌道 3,6000 [km] 250 [km] 0.729 28.5 [deg] 179.0 [deg] 99.17 [deg] 10.6 [hour] 地上局との通信範囲 各サブシステム S-Band アンテナ×8 バッテリ ダイプ レクサ 位相器×8 アンプ×8 S-Band カプラ 太陽電池 データ レコーダ S-Band 送信機 電力制御器 OBC UHF-Band アンテナ×16 各サブシステム UHF-Band カプラ ダイプ レクサ S-Band 送信機 GPS姿勢決定系 受信機 電源系 慣性航法 システム スラスタ 通信系 GPSアンテナ×8 C&DH系 太陽センサ 姿勢制御 回路 リアクション ホイール ×２ 姿勢制御系 地球センサ ×2 構体系 熱制御系 通信系 ダウンリンク通信 ・Ｓバンド帯：位置/姿勢測定データを地上局へ送信 ・カップ付き広帯域MSA（最大利得7[dBi], 半値幅60[deg]）を本体側面に8個配置 本体のスピンに同期させアンテナをスイッチングする アップリンク通信 ・UHF帯：地上局から衛星へのコマンド送信 ・ターンスタイルホイップアンテナ 通信系 回線設計の結果 衛星→地上局 地上局→衛星 周 波 数 ［G H z ］ 2 .5 2 0 .4 送 信 機 の 出 力 パ ワ ー ［W ］ 2 .5 30 送 信 ア ン テ ナ の 半 値 幅 ［ d e g］ 60 2 .9 2 送 信 ア ン テ ナ の ゲ イ ン ［dB ］ 9 .9 9 3 4 .9 実 効 放 射 電 力 ［ｄB W ］ 1 2 .9 4 8 .7 受 信 ア ン テ ナ の 半 値 幅 ［ d e g］ 0 .4 6 0 受 信 ア ン テ ナ の ゲ イ ン ［dB ］ 5 0 .8 0 0 .2 5 6 0 .0 0 9 6 1 7 .5 2 8 .9 0 .0 0 0 0 01 0 .0 0 0 0 1 6 4 .5 1 0 .5 2 3 .5 デ ー タ レ ー ト ［ M b p s］ E ｂ / N 0 ［d B ］ ビットエラー 率 要 求 Eb/N ０ ［dB ］ マ ー ジ ン ［dB ］ マージンはどちらも３［dB］を大幅に上回っており 通信が可能であることがわかる 姿勢制御系 スピン安定方式 スピンレート ＝ 10～15 ［rpm］ （GTO軌道におけるスピン衛星の安定条件 ： ＞6 ［rpm］） スピン軸制御（姿勢決定センサ：地球センサ×２，太陽センサ×１） 軌道投入 姿勢決定実験 姿勢制御実験 ： 超小型スラスターによる能動制御 （角運動量ベクトルとスピンレートを制御） ： ニューテーションダンパーによる受動制御 （スピン軸のニューテーションを吸収） ： リアクションホイール（ロール，ヨー軸） およびスラスターによる能動制御 指向精度 ±２［deg］ （定常運用時） 姿勢制御用ハードウェア 制御用アクチュエータ ・リアクションホイール×２ ： The OSSS BANTAM Series REACTION WHEEL （One Stop Satellite Solutions） ・ニューテーションダンパー×１ ： FAST-type fluid damper （Goddard Space Flight Center） ・姿勢変更用超小型スラスター ： Pellet-type Thruster （Nissan Corp.） 姿勢決定用センサ ・地球センサ×２ ： Horizon Crossing Indicator （ITHACO） ・太陽センサ×１ ： Fine Sun Sensor （Adcole） 決定精度 0.1［deg］ 慣性航法システム（INS） ■機能 3軸レートジャイロおよび3軸加速度計のデータから，衛星の 位置・姿勢・速度・角速度・加速度・角加速度 を得る． ■目的 ・位置・速度・加速度データによるGPS位置/軌道決定のリファレンス ・姿勢・角速度・角加速度データによるGPS姿勢決定のリファレンス ■ハードウェア Digital Quartz IMU （Boeing Guidance, Navigation and Sensors） 姿勢決定＆制御ループ Disturbance Torque Nutation Damper Attitude Control Electronics CPU Attitude Control Actuator Space Craft Dynamics Reaction Wheel Attitude Determination Sensor Roll ROM Telemetry Data RAM A/D Converter Reaction Wheel + Motion Equation Thruster Yaw Pitch EIA/TIA 232/422 EIA/TIA 232/422 Earth Sensor Global Positioning System Inertial Navigation System GPS Reciever & Proccesor Inertial Measurement Unit Sensor Data Earth Sensor Sun Sensor 初期捕捉シーケンス Step1 衛星分離 → Perigee近傍，初期スピン（50～150rpm）を想定 Step2 デスピン → 初期スピンから30 rpm ぐらいまで減速 Step3 地球捕捉 → 地球センサから姿勢およびスピン速度の情報を得る Step4 姿勢決定テレメトリデータ送信 → 衛星-地上局間通信の開通，地上系を制御に組込む Step5 スピン軸のリオリエンテーション → 超小型スラスターによりスピン軸を所定の方向へ Step6 太陽捕捉 → 太陽センサの情報を加え，姿勢決定システムの完成 Step7 太陽電池パドル展開 Step8 定常状態へ移行 熱制御系 1 ネットワーク法を用いた熱解析 2 2 3 太陽が衛星上面，側面からあたる場合 に分けて計算した． 搭載機器の温度許容範囲内に収まって いる， 4 10 10 6 6 7 7 8 9 Case1（衛星上面から太陽が当たる場合） node ID Temp.(℃) 1 7.5308 2 5.891 3 -33.9047 4 -33.9181 5 -33.9374 6 -33.9561 7 -33.9908 8 -52.6604 9 -52.7 10 -33.9871 4 断熱材 5 5 1 3 Case2（衛星側面から太陽が当たる場合） node ID Temp.(℃) 1 25.9077 2 23.0214 3 50.0869 4 50.1236 5 50.1247 6 50.1258 7 50.1166 8 28.5958 9 31.4717 10 50.1817 8 9 電源系 ■電源供給 ： ボディマウントの太陽電池セル(GaAs)で行う ■最大要求電力 ： 56.4[W] ■最小総発電力 ： 64.0[W] ■バッテリー容量 ： 120[Wh] (15V,8Ahのユニットが４個) ミッション末期（1ヶ月後）の総発電力：数％の減少 構体系（内部配置） ニューテーションダンパ 太陽センサ 太陽センサ 電子部 GPS－ＲPU 電源制御回路 スラスタ 太陽電池パネル 展開機構 TNC&MUX UHF-受信機 バッテリ INS UHFアンテナ GPSアンテナ 地球センサ 電子部 データレコーダ On-Board Computer 地球センサ MSA MSA用位相機 MSA用アンプ リアクションホイール 構体系 ・衛星総重量：47.3[kg] 内訳 構造部 ：17.4[kg] 搭載機器 ：22.6[kg] 計装類総計＋マージン： 7.3[kg] ・打上時最大荷重等：安全係数1.5以上を確保 ・構造固有振動数概算；81.3[Hz] H-ⅡAロケット搭載のためのインターフェイスを含め ピギーバック衛星の条件をクリア ミッションのまとめ GPS位置/姿勢決定技術を検証する衛星の設計を行った． 本衛星のミッション目的を以下にまとめる． 1. 様々な軌道高度でGPSを用いて位置/姿勢決定を行い， GPS位置/姿勢決定システムの有効範囲を明確にする． 2. 宇宙環境のGPS位置/姿勢決定システムに対する影響を調べる． 以上のミッションは今後の宇宙開発にとって非常に有意義で あると考える． 今後の課題 今後の課題 ■GPS位置/姿勢決定システムの精度の改善 ・データ処理技術の開発 ・ハードウェアの高精度化 ■軌道高度ごとに最適化した姿勢決定アルゴリズムの開発 ■計算負荷の軽減と計算速度の高速化 ■GPS位置/姿勢決定システムと他のセンサとの融合