JP2000168697A - 衛星を静止保持する実用的方法及び装置 - Google Patents

衛星を静止保持する実用的方法及び装置

Info

Publication number
JP2000168697A
JP2000168697A JP11178137A JP17813799A JP2000168697A JP 2000168697 A JP2000168697 A JP 2000168697A JP 11178137 A JP11178137 A JP 11178137A JP 17813799 A JP17813799 A JP 17813799A JP 2000168697 A JP2000168697 A JP 2000168697A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
satellite
thruster
electric propulsion
orbital
thrusters
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
JP11178137A
Other languages
English (en)
Inventor
Ahmed A Kamel
エイ． カメル アーメッド
Walter Gelon
ジェロン ウォルター
Keith Reckdahl
レックドール キース
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Maxar Space LLC
Original Assignee
Space Systems Loral LLC
Loral Space Systems Inc
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Space Systems Loral LLC, Loral Space Systems Inc filed Critical Space Systems Loral LLC
Publication of JP2000168697A publication Critical patent/JP2000168697A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets

Abstract

(57)【要約】 実用的静止保持方法及び装置であって、衛星上の電気推
進システムが用いられ、南北漂動及び軌道離心率の増加
に起因する大部分の東西漂動を修正する。衛星上の化学
推進システムが用いられ、軌道長半径の増加に起因する
残る東西漂動を修正する。本方法及び装置は、電気推進
システムが不良の場合の追加的な電気推進スラスタ噴射
の必要性を取り除き、これによって、関係する電力及び
重量損失を取り除く。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の背景】本発明は、衛星の静止保持システム及び
方法に関し、特に、電気推進システムを使用して軌道傾
斜角及び離心率の増大を同時に修正し、化学推進システ
ムを使用して軌道長半径の増大を修正するシステム及び
方法に関する。多様な外力が静止衛星に作用し、衛星を
静止軌道から外すことは、本技術分野において周知であ
る。これらの外力は、太陽及び月の重力効果、地球の非
球形性、及び太陽輻射圧を含む幾つかの源に起因する。
これらの外力に対抗する為に、静止衛星には、ある間隔
で点火される推進システムが備えられ、所望の経度に衛
星を維持せしめている。これは、衛星の軌道傾斜角、軌
道離心率、及び軌道長半径の制御を要求する。軌道傾斜
角とは、地球赤道面に対する衛星の南北位置の尺度であ
る。軌道離心率とは、衛星軌道の非円形性の尺度であ
る。即ち、衛星と地球が回転するにつれての衛星の地球
からの距離の変化を表す尺度である。軌道長半径とは、
地心を基準とした衛星の平均位置の尺度である。
【０００２】現行の三軸安定衛星では、別々のスラスタ
(thruster)の組を用い、南北及び東西の動きを制御して
いる。北面のスラスタは、衛星の速度成分における要求
される南北変化、即ちデルタVを生成し、衛星の軌道傾
斜角を制御する。東面のスラスタ及び西面のスラスタ
は、要求される東西の成分の結合されたデルタVを生成
し、軌道長半径及び軌道離心率を制御する。これら3つ
の軌道制御(maneuver)の各々の場合において、スラスタ
軸が衛星の重心を通っていない故にスラスタは対（pai
r）で点火されてトルクを打ち消す。更に、3つの別々の
軌道制御が、多様な外力の力学による要請に従って異な
る時刻で実行される。これらの軌道制御の頻度は、通
常、南北方向制御及び一対の東西方向制御の両方の場合
に対して、液体推進の5ポンドのスラスタを使用すると
して、14日毎である(東西方向制御の点火は約1/2軌道、
即ち12時間離れて発生する)。
【０００３】「衛星静止保持の方法及び装置」と題する
米国特許第 5,443,231号は、地球のような中心体周りの
静止軌道を周回する衛星の軌道傾斜角、軌道離心率、及
び軌道長半径の増加を同時修正する為の、4つの電気推
進スラスタの基本的(nominally)な使用を開示してい
る。この技術は引例特許の図１に示されている。この技
術は、スラスタが東西方向に少なくとも10度の角度αで
傾斜されていることを要求している。このことは、引例
特許の図２に示されている。米国特許第5,443,231が開
示する方法と装置の使用は、スラスタ不良の場合におけ
る著しい重量損失と電力損失に帰結することが判ってい
る(衛星重量3000kg、電気推進がIsp1620秒、及びソーラ
アレイ面積150m2の場合において52%程度)。この不具合
は、引例特許の図３に示されるように余分な方向制御を
要求する。
【０００４】従って、米国特許5,443,231号の教示を基
にこれを改良し、衛星のペイロード重量とミッション寿
命を最大化する衛星静止保持システムを得ることは利点
となる。
【０００５】
【発明の概要】本発明は、衛星を静止保持する実用的方
法及び装置を提供し、該衛星の電気推進システムが軌道
傾斜角及び軌道離心率の増加を同時修正の目的のみで使
用され、化学推進スラスタが軌道長半径を修正する目的
で使用される。このシステムは、電気推進スラスタ不良
の場合に、総推進剤の使用量を最小化し、これによっ
て、ペイロード重量とミッション寿命を最大化する。該
衛星の電気推進システムは、軌道傾斜角及び軌道離心率
により決定される2つの軌道位置において使用され、該
衛星の化学推進システムは、電気推進システムとは独立
に使用される。この化学推進スラスタ点火計画は、衛星
の静止経度、スラスタ傾斜角、及び静止位置からの許容
経度偏倚により決定される。
【０００６】本発明においては、米国特許第 5,443,231
号の場合のシステムが4つスラスタを使用するのと比較
して、2つの電気推進スラスタのみが基本的(nominally)
に使用される。本発明においては、冗長系スラスタは、
基本(nominal)系のスラスタが故障した場合においての
み使用される。本発明においては、電気推進スラスタ
は、軌道傾斜角及び軌道離心率の増加を修正するための
みに使用され、軌道長半径を修正する為には、化学推進
スラスタが使用される。本発明においては、電気推進ス
ラスタは、正規(nominal)の東西方向推進成分が零に近
いように傾斜せしめられる。本発明においては、電気推
進スラスタは，交点ライン(line of node)から離れた軌
道位置において点火され、推進剤の総使用量を最小化し
て、軌道傾斜角及び軌道離心率の増加を修正する。
【０００７】
【実施例】図１は、本発明の原理に従った静止保持装置
10を示し、地球11(図２)のような中心体11周りの静止軌
道18(図２)上の三軸安定衛星20の動きの制御に使用され
る。衛星20は、太陽に面するように制御された1つ以上
のソーラアレイ16を含む。衛星静止保持装置10は、地上
装置12及び衛星20に載置された衛星搭載装置21を含み、
これらは、軌道決定リンク13、すなわち通信リンク13を
介して衛星と地上との間で通信する。
【０００８】地上装置12は、軌道決定及び、テレメトリ
設備15を介して受信される衛星テレメトリデータから導
出されるスラスタ点火タイミング及び継続時間コマンド
を生成するに用いられるソフトウェアを持つコンピュー
タ14すなわちプロセッサ14を含む。テレメトリ及びコマ
ンド装置15は、また、スラスタ点火タイミング及び継続
時間コマンドを衛星20にアップロードするのに用いられ
る。
【０００９】衛星20は、コンピュータ22、即ちプロセッ
サ22を含む。プロセッサ22は、テレメトリ及びコマンド
装置23により受信された、又は衛星20上の軌道決定装置
28により生成された、アップロードされたスラスタ点火
タイミング及び継続時間コマンドにより導出されたスラ
スタ点火及び継続時間コマンドを生成するに用いられる
ソフトウェアを含む。衛星20は、また、コンピュータ22
と複数のアクチュエータ25との間に接続されたコントロ
ーラ24を含む。アクチュエータ25は、衛星20上で生成さ
れたスラスタ点火タイミング及び継続時間コマンドに応
じて、自身に接続された化学及び電気推進スラスタ26及
び27の点火を各々制御する。電気推進スラスタ27は、ソ
ーラアレイ16から離れ、所定角θで衛星20の南北軸に対
して傾斜せしめられ、東西に軸に対して近90度であるこ
とが好ましい。
【００１０】2つのスラスタの各々の点火継続時間は、
次の方程式により与えられる北(N)及び南(S)スラスタベ
クトルに沿った衛星の速度変化に基づいている。すなわ
ち、 ΔVN = 0.5ΔVNI / cosθ {(1 - K cos LS)2 + (K sin
LS)2 }0.5 ΔVS = 0.5ΔVNI / cosθ {(1 + K cos LS)2 + (K sin
LS)2 }0.5 ここで、ΔVNは、S1N又はS2Nの北面の電気推進スラスタ
27により与えられる衛星の速度変化(デルタV)であり、
ΔVSは、S1S又はS2Sの南面の電気推進スラスタ27により
与えられる衛星の速度変化であり、K = ΔVRE/ΔVNI/ta
nθであり、ΔVNIが軌道傾斜角を制御する為に要求され
る軌道面法線の総ΔVであり、ΔVREが、軌道離心率を制
御する為に要求される太陽方向に沿った軌道半径方向の
総ΔVであり、LSが太陽の赤経と衛星20の昇交点の赤経
との差である。
【００１１】ΔVNは、衛星20(図２)の昇交点から角度Δ
1の位置において与えられ、ΔVSは、衛星20(図２)の降
交点から角度Δ2の位置において与えられ、次の方程式
により与えられる。すなわち、 Δ1 = - arctan {K sin LS /( 1 - K cos LS)} Δ2 = - arctan {K sin LS /( 1 + K cos LS)} 本発明は、以下において図２乃至図４を参照してより詳
細に説明される。図２は、地球11周りの静止軌道の2つ
の異なる位置にある3軸安定衛星20を示し、本発明の原
理による改良された衛星静止保持装置10及び方法40を示
している。図３は、本発明の2スラスタ形式の衛星静止
保持装置を使用した3軸衛星20の簡易三次元図である。
図４は、一対の北面及び南面のスラスタ27を使用した噴
射弦(arc)を示している。スラスタ27の1つが不良である
場合においては、スラスタ27の他の冗長系の対が、静止
保持計画を変更することなく2つの軌道位置において用
いられる(すなわち、何ら追加的軌道制御が要求されな
い)。
【００１２】図２の3軸安定衛星20は、地球周りの静止
軌道にあることが示されている。衛星20についての局所
座標系が、垂直軸31、東西軸32、及び南北軸33により定
義される。該座標系の原点は、衛星20の重心(C.M.)であ
り、垂直軸31は、地球11と衛星20とを通る線であり、天
底と反天底との方向を示している。天底方向は、地球11
に向かう方向であり、反天底方向は、地球11から離れる
方向である。図２は、第1位置A及び第2位置Bにある衛星
20を示し、スラスタ点火が発生する場所を示している。
図２の斜線の部分はスラスタ27の噴射弦を示している。
【００１３】図３に示されるように、4つの電気推進ス
ラスタ27(S1N, S2N, S1S, S2S)が、衛星20の反天底面に
マウントされている。4つのスラスタ27は、ソーラアレ
イ軸から所定の角θ (図３におけるθl及びθ2)で傾斜
せしめられ、スラスタラインは衛星重心(C.M.)を通り、
同時にソーラアレイへの噴流浸食を最小限にしている。
【００１４】2つの電気推進スラスタ27 (S/N, S/S)
は、2つの軌道ベクトル、すなわち、軌道傾斜角及び軌
道離心率の完全な制御を提供している。電気推進スラス
タ27の各々は、主にΔVの2つ成分を発生する、すなわ
ち、軌道面法線方向及び軌道半径方向(地球へ向かう方
向11)である。これは、スラスタラインが衛星20の重心
を通っていることに依る。
【００１５】要求される軌道傾斜角を維持する南北修正
を提供する最適な時刻は、負の加速度(南修正)の場合に
赤経近90度、正の加速度(北修正)の場合に赤経近270度
の昇交点及び/又は降交点であることは周知のことであ
る。これは、軌道傾斜角における変化の殆どが交点ライ
ンを軸として軌道面を回転させる外力により生成される
ことに依る。
【００１６】要求される軌道離心率を維持する軌道半径
方向加速度を提供する最適な時刻は、軌道半径方向加速
度が太陽の方向を指向した時刻であることも周知であ
る。これは軌道離心率における変化の殆どが衛星のソー
ラアレイ上への太陽輻射圧であることに依る。ここで、
本発明は、ソーラアレイへの噴流浸食を避けるために用
いられた大きな傾斜角θを持つ電気推進スラスタ27の点
で利点を有している。この傾斜角の結果として、スラス
タ27は、南北方向のみならず軌道半径方向にも加速度を
生成して、軌道傾斜角及び軌道離心率の増加の両方に対
する最適な修正に用いられ得る。これは、軌道上での時
刻を選択することにより達成され、適当な加速度を提供
せしめる。
【００１７】北面の電気推進スラスタ27の1つは、負の
軌道面法線方向加速度を提供し、赤経(R.A.)≒90°−Δ
1において点火され、一方、南面の電気推進スラスタ27
の1つは、正の軌道面法線方向加速度を提供し、赤経(R.
A.)≒270°＋Δ2において点火される。スラスタ27の両
方は、負の軌道半径方向加速度を提供する。スラスタの
継続時間は、上述で定義されたデルタVN及びデルタVSに
基づく。
【００１８】従って、零の正規化(nominal)東西傾斜角
を有する2つの電気推進スラスタ27(図３)が用いられ、
年当たり約45m/secの速度修正(デルタV)の大部分を要求
する軌道傾斜角及び軌道離心率を同時に修正するのに用
いられる。最大デルタVが年当たり1.9m/secしか修正量
を要求しない軌道長半径の増加は、化学推進スラスタ26
(例えば、図３におけるB1E、B2E、B2W、及びB2W)を使用
して独立に実行される。
【００１９】本発明は、実用的方法40及び装置10を提供
し、これらによれば、電力損失を取り除き、「発明の背
景」の節において述べた従来技術に比較しても、重量損
失を著しく低減している(例えば、電気推進スラスタ27
のIspが1620秒、化学推進スラスタ26のIspが210秒、衛
星乾燥重量3000Kg、及びソーラアレイ面積が150m2の場
合で、重力損失を52%から約15%に低減している)。
【００２０】モーメンタム管理は、米国特許5,349,532
号(本出願人に譲渡されている)に示されるように、スラ
スタ27を衛星の重心から離れて指向するジンバル構造と
することにより達成される。角度Δ1及びΔ2が十分に大
きい場合には、2つの南北静止保持制御は、全ての3軸周
りについてのモーメンタム管理を一緒に行うことができ
る。しかし、他の場合(Δ1=Δ2=0のような場合)、2つの
制御に関連するスラスタベクトルは、3軸全てについて
十分なモーメンタム制御支配（control authority)を生
成するにはあまりに近い(非力なスラスタ27が用いられ
た場合には、より長い噴射時間が、噴射の始めから噴射
の終了まで変化するスラスタベクトルを生み、3軸モー
メンタム制御支配を改善することが留意されるべきであ
る)。
【００２１】このモーメンタム制御問題に対する1つの
解決策は、各噴射を2つのサブ噴射各々が正規のスラス
タ噴射位置の一方側にあるものに分けることによる。こ
れは、モーメンタム管理問題を解決するが、衛星20の運
用上の複雑さを増す追加的噴射を招き、スラスタ27の運
用寿命を縮めるスラスタサイクル数を増加させる。より
よい解決策は、2日の静止保持サイクルを実行すること
である。これは、第1日目において、該噴射を正規の噴
射位置の各一方側に移動し、第2日目において、該噴射
を正規の噴射位置の他方側に移動するものである。これ
らの噴射は、静止保持に要する2日間を結合し、その2日
間に対して必要な静止保持を生成するように編成され
る。同様に、これと同じ保持計画は、2日以上の期間の
場合に対しても実施されてもよい。また、この保持計画
は、触又は浸食制約に起因して噴射位置を移動すること
に用いられてもよいことも留意されるべきである。
【００２２】本発明は、衛星がロール、ピッチ、ヨーに
ついてバイアスを含んでいる場合のミッションにも適用
し得る。ロール及びヨーのバイアスは、総ΔVに僅かの
影響しかない。もし、衛星の打ち上げ以前にピッチバイ
アスが確定され、既知であるならば、ピッチバイアス
も、又、デルタVに僅かの影響を有する。この場合、電
気推進スラスタ27は、製造工場において軸調整され、軌
道東西デルタVへの寄与を事実上最小化する。他方、ピ
ッチバイアスは、もしそれが軌道上で変化するならば、
重量損失の原因となるはずである。この場合、電気推進
スラスタ27は、製造工場において軸調整され、軌道東西
デルタVへの寄与を最小化し、そして、化学推進スラス
タ26が用いられ、電気推進スラスタ点火をしたことから
生ずる東西デルタVを修正する。化学推進スラスタがこ
の影響を修正する為に用いられることから、電力損失は
僅かであるが、上述のように15%の推進剤損失が、ピッ
チバイアス1度当たり約4%で増加する。この損失は、
「発明の背景」の節において述べた従来システムの損失
52%よりはなお著しく低い。
【００２３】本発明は、衛星の静止経度が打ち上げ前に
既知の場合にも適用し得る。この場合、電気推進スラス
タ27は、製造工場において要求される軌道東西デルタV
が与えられるように軸調整され、電気及び化学推進剤の
重量の総和は最小化される。まとめとして、図５は、本
発明の原理に従った例示的衛星静止保持方法40を示す工
程系統図である。この例示的衛星静止保持方法40は次の
ステップを含む。
【００２４】化学推進及び電気推進スラスタ26及び27を
有する衛星20は、中心体11周りの静止軌道18に打ち上げ
られる（ステップ41）。電気推進スラスタ27は、衛星20
の軌道傾斜角及び軌道離心率の増加により決定される2
つの軌道位置において点火され（ステップ42）、軌道離
心率の増加に起因する南北及び東西漂動を修正する。化
学推進スラスタ26は点火され(ステップ43)、軌道長半径
の増加に起因する東西漂動を修正し、これによって、衛
星20の軌道長半径の増加を修正する。電気推進スラスタ
27は、ジンバルを使用して選択的に指向されて(ステッ
プ44)、モーメンタムダンピングを可能としてもよく、
及び/又は、追加的化学推進スラスタ26が使用され、電
気推進スラスタ27が点火された場合に衛星20の姿勢を維
持せしめてもよい。
【００２５】以上、改良された衛星静止保持装置及び方
法が開示されたが、ここにおいて、電気推進システムが
用いられ、軌道傾斜角及び軌道離心率の増加を同時修正
し、そして化学推進スラスタが用いられ、軌道長半径の
修正がなされる。示された実施例は、本発明の原理の応
用を示す多くの中から特定の実施例を例示するものでし
かないことは理解されるべきである。多くの他の改変
が、本発明の範囲から離れることなく、当業者によりな
され得ることは明らかである。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の原理による衛星静止保持装置を示す
図である。
【図２】 本発明の原理による改良された衛星静止保持
の方法を示す為に、2つの異なる位置における地球周回
静止軌道にある三軸安定衛星を示す図である。
【図３】 本発明の2スラスタ形式の衛星静止保持装置
を使用する三軸衛星の簡易三次元図である。
【図４】 本発明による2スラスタ形式の装置におい
て、北面及び南面のスラスタの各々を使用した噴射弦を
示す図であり、基本的な衛星静止保持のみならず、1つ
のスラスタが不良なイベントにおいてもこれを達成す
る。
【図５】 本発明の原理による例示的な衛星静止保持方
法を示す工程系統図である。
【符号の説明】
11 地球 20 衛星 26 化学推進スラスタ 27 電気推進スラスタ
フロントページの続き (72)発明者 ウォルター ジェロン アメリカ合衆国 カリフォルニア州 94065 レッドウッドシティ アイランド プレイス 622 (72)発明者 キース レックドール アメリカ合衆国 カリフォルニア州 94306 パロアルト エドリーアベニュー 256

Claims (22)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項1】 中心体周りの静止軌道に打ち上げられた
    衛星の静止保持を提供する方法であって、 化学推進及び電気推進スラスタを有する衛星を中心体周
    りの静止軌道に打ち上げるステップと、 前記電気推進スラスタを点火し、軌道傾斜角の増加に起
    因する南北漂動と、軌道離心率の増加に起因する東西漂
    動とを修正するステップと、 前記化学推進スラスタを点火し、軌道長半径の増加に起
    因する東西漂動を修正するステップと、 を含むことを特徴とする方法。
  2. 【請求項2】 請求項1に記載の方法であって、前記電気
    推進スラスタが、ジンバルで支えられ、スラスタベクト
    ルを前記衛星の重心に指向せしめていることを特徴とす
    る方法。
  3. 【請求項3】 請求項1に記載の方法であって、前記化学
    推進スラスタが、ジンバルで支えられ、スラスタベクト
    ルを前記衛星の重心に指向せしめていることを特徴とす
    る方法。
  4. 【請求項4】 請求項1に記載の方法であって、前記衛星
    が、 2つの電気推進スラスタと、 1つのソーラアレイと、 を含み、前記電気推進スラスタが、ソーラアレイから離
    れ、南北軸に対して所定角θで傾斜し、衛星の東西軸に
    対して近90度であることを特徴とする方法。
  5. 【請求項5】 請求項4に記載の方法であって、前記2つ
    の電気推進スラスタの各々の点火継続時間が、北(N)及
    び南(S)スラスタベクトルに沿った衛星の速度変化に基
    づき、 ΔVN = 0.5ΔVNI / cosθ { (1 - K cos LS)2 + (K sin
    LS)2 }0.5 ΔVS = 0.5ΔVNI / cosθ { (1 + K cos LS)2 + (K sin
    LS)2 }0.5 であり、 前記ΔVNは、北面の前記電気推進スラスタにより与えら
    れる衛星の速度変化(デルタV）であり、前記ΔVSは、南
    面の前記電気推進スラスタにより与えられる衛星の速度
    変化(デルタV）であり、K=ΔVRE/ΔVNI/tanθであり、
    前記ΔVNIは、軌道傾斜角を制御する軌道面法線の総デ
    ルタVであり、前記ΔVREは、軌道離心率を制御する太陽
    軸に沿った軌道半径方向の総デルタVであり、前記LS
    は、太陽赤経と衛星赤経との差であることを特徴とする
    方法。
  6. 【請求項6】 請求項4に記載の方法であって、前記ΔVN
    が、前記衛星の昇交点から角度Δ1の位置で与えられ、
    前記ΔVSが、前記衛星の降交点から角度Δ2の位置で与
    えられ、 Δl = - arctan {K sin LS /(1 - K cos LS)} Δ2 = - arctan {K sin LS /(1 + K cos LS)} により画定されることを特徴とする方法。
  7. 【請求項7】 請求項1に記載の方法であって、 ジンバルを使用した前記電気推進スラスタを選択的に指
    向し、モーメンタムダンピングを可能とし、及び/又
    は、追加的に前記化学推進スラスタを点火し、前記電気
    推進スラスタを点火した場合に前記衛星の姿勢を維持せ
    しめるステップを更に含むことを特徴とする方法。
  8. 【請求項8】 請求項1に記載の方法であって、静止保持
    が基本的に(nominally)日毎行われて、前記方法が、1日
    乃至それ以上の日数に行われる未完の静止保持を行うス
    テップを更に含み、N日間にまたがる静止保持全体が前
    記N日間に要求される静止保持を満足し、噴射位置の制
    限を回避することを特徴とする方法。
  9. 【請求項9】 請求項8に記載の方法であって、Nが2に等
    しいことを特徴とする方法。
  10. 【請求項10】 請求項1に記載の方法であって、前記衛
    星がロール、ヨー、及び/又はピッチについてバイアス
    を有する場合の総推進剤重量を最小化するように軸調整
    されていることを特徴とする方法。
  11. 【請求項11】 請求項1に記載の方法であって、前記電
    気スラスタが、前記衛星が既知の静止経度範囲を有する
    場合の総推進剤重量を最小化するように軸調整されてい
    ることを特徴とする方法。
  12. 【請求項12】 中心体周りの静止軌道に打ち上げられた
    衛星について使用する為の衛星静止保持装置であって、 テレメトリ装置と、軌道決定及びテレメトリ装置により
    受信された衛星テレメトリから導出されたスラスタ点火
    タイミング及び継続時間を生成するソフトウェアを含む
    コンピュータと、を含む地上装置と、 衛星に配置された装置であり、テレメトリ装置と、アッ
    プロードされたスラスタ点火タイミング及び継続時間コ
    マンド及び衛星上から生成された衛星テレメトリから導
    出されたスラスタ点火タイミング及び継続時間コマンド
    を生成するソフトウェアを含む前記テレメトリ装置に接
    続されたコンピュータと、複数の化学推進スラスタと、
    複数の電気推進スラスタと、前記複数の化学推進スラス
    タ及び前記複数の電気推進スラスタに接続された複数の
    アクチュエータと、前記コンピュータにより生成された
    前記スラスタ点火タイミング及び継続時間コマンドに応
    じて前記化学推進スラスタ及び前記電気推進スラスタ各
    々を制御する、前記コンピュータ及び前記複数のアクチ
    ュエータとの間に接続されたコントローラと、を含む装
    置と、 前記地上装置と前記衛星との間に接続された軌道決定リ
    ンクと、 を含むことを特徴とする衛星静止保持装置。
  13. 【請求項13】 請求項12に記載の装置であって、前記電
    気推進スラスタが、前記ソーラアレイから離れ、前記衛
    星の南北軸に対して所定角θで傾斜し、且つ、前記衛星
    の東西軸に対して近90度であることを特徴とする装置。
  14. 【請求項14】 請求項12に記載の装置であって、前記電
    気推進スラスタが点火されて軌道離心率の増加に起因す
    る南北及び東西漂動を修正し、前記化学推進スラスタが
    点火され、軌道長半径の増大に起因する東西漂動を修正
    することを特徴とする装置。
  15. 【請求項15】 請求項12に記載の装置であって、前記コ
    ンピュータが2つのスラスタの点火継続時間を、北（N）
    及び南（S）スラスタベクトルに沿った衛星の速度変化
    に基づいて計算し、 ΔVN = 0.5ΔVNI / cosθ {(1 - K cos LS)2 + (K sin
    LS)2 }0.5 ΔVS = 0.5ΔVNI / cosθ {(1 + K cos LS)2 + (K sin
    LS)2 }0.5 であり、 前記ΔVNが北面の前記電気推進スラスタにより与えられ
    る衛星の速度変化(デルタV)であり、前記ΔVSが南面の
    前記電気推進スラスタにより与えられる衛星の速度変化
    であり、K = ΔVRE/ΔVNI/tanθであり、前記ΔVNIが軌
    道傾斜角を制御する為の軌道面法線の総ΔVであり、前
    記ΔVREが、軌道離心率を制御する為の太陽方向に沿っ
    た軌道半径方向の総ΔVであり、前記LSが太陽の赤経と
    衛星の昇交点の赤経との差であることを特徴とする装
    置。
  16. 【請求項16】 請求項15に記載の装置であって、前記Δ
    VNが前記衛星の昇交点から角度Δ1の位置で与えられ、
    前記ΔVSが前記衛星の降交点から角度Δ2の位置で与え
    られ、 Δ1 = - arctan {K sin LS /( 1 - K cos LS)} Δ2 = - arctan {K sin LS /( 1 + K cos LS)} として画定されることを特徴する方法。
  17. 【請求項17】 請求項15に記載の装置であって、静止保
    持が基本的に(nominally)日毎に実行された場合に、前
    記コントローラが、1日乃至それ以上の日数に行われる
    未完の静止保持の実行を誘起し、N日間にまたがる静止
    保持全体が、要求されるN日間の静止保持を満足し、噴
    射位置の制約を回避することを特徴とする装置。
  18. 【請求項18】 請求項17に記載の装置であって、Nが2に
    等しいことを特徴とする装置。
  19. 【請求項19】 中心体周りの静止軌道に打ち上げられた
    衛星について使用する為の衛星静止保持装置であって、 軌道決定から導出されたスラスタ点火タイミング及び継
    続時間を生成するソフトウェアを含む衛星に配置された
    装置と、 衛星に配置された装置であり、テレメトリ装置と、アッ
    プロードされたスラスタ点火タイミング及び継続時間コ
    マンド及び衛星上から生成された衛星テレメトリから導
    出された、スラスタ点火タイミング及び継続時間コマン
    ドを生成するソフトウェアを含むテレメトリ装置に接続
    されたコンピュータと、複数の化学推進スラスタと、複
    数の電気推進スラスタと、前記複数の化学推進スラスタ
    及び前記複数の電気推進スラスタに接続された複数のア
    クチュエータと、前記コンピュータにより生成された前
    記スラスタ点火タイミング及び継続時間コマンドに応じ
    て前記化学推進スラスタ及び前記電気推進スラスタの各
    々を制御する、前記コンピュータ及び前記複数のアクチ
    ュエータとの間に接続されたコントローラと、を含む装
    置と、 を含むことを特徴とする衛星静止保持装置。
  20. 【請求項20】 請求項19に記載の装置であって、前記電
    気推進スラスタが、前記ソーラパネルから離れ、前記衛
    星の南北軸に対して所定角θで傾斜し、且つ、前記衛星
    の東西軸に対して近90度であることを特徴とする装置。
  21. 【請求項21】 請求項19に記載の装置であって、前記電
    気推進スラスタが点火されて軌道離心率の増大に起因す
    る南北及び東西漂動を修正し、前記化学推進スラスタが
    点火され、軌道長半径の増大に起因する東西漂動を修正
    することを特徴とする装置。
  22. 【請求項22】 請求項19に記載の装置であって、前記コ
    ンピュータが前記2つのスラスタの継続時間を、北（N）
    及び南（S）スラスタベクトルに沿った衛星の速度変化
    に基づいて計算し、 ΔVN = 0.5ΔVNI / cosθ {(1 - K cos LS)2 + (K sin
    LS)2 }0.5 ΔVS = 0.5ΔVNI / cosθ {(1 + K cos LS)2 + (K sin
    LS)2 }0.5 であり、 前記ΔVNが北面の前記電気推進スラスタにより与えられ
    る前記衛星の速度変化(デルタV)であり、前記ΔVSが南
    面の前記電気推進スラスタにより与えられる前記衛星の
    速度変化であり、K = ΔVRE/ΔVNI/tanθであり、前記
    ΔVNIが軌道傾斜角を制御する為の軌道面法線の総ΔVで
    あり、前記ΔVREが、軌道離心率を制御する為の太陽方
    向に沿った軌道半径方向の総ΔVであり、前記LSが太陽
    の赤経と衛星の昇交点の赤経との差であることを特徴と
    する装置。
JP11178137A 1998-12-08 1999-06-24 衛星を静止保持する実用的方法及び装置 Pending JP2000168697A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/207,399 US6135394A (en) 1998-12-08 1998-12-08 Practical method and apparatus for satellite stationkeeping
US09/207399 1998-12-08

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JP2000168697A true JP2000168697A (ja) 2000-06-20

Family

ID=22770395

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP11178137A Pending JP2000168697A (ja) 1998-12-08 1999-06-24 衛星を静止保持する実用的方法及び装置

Country Status (3)

Country Link
US (1) US6135394A (ja)
JP (1) JP2000168697A (ja)
FR (1) FR2786893A1 (ja)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20170002287A (ko) * 2015-06-29 2017-01-06 더 보잉 컴파니 전기 스러스터의 고장에 응답하여 혼합 연료 시스템을 위한 효율적인 위도 궤도 수정 설계
KR20170002286A (ko) * 2015-06-29 2017-01-06 더 보잉 컴파니 혼합 연료 시스템을 위한 효율적인 위도 궤도 수정 설계
JP2019089543A (ja) * 2012-12-04 2019-06-13 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 電気推進システムを使用して推進動作を実行するための方法および機器
US10689132B2 (en) 2012-05-11 2020-06-23 The Boeing Company Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems
US11286066B2 (en) 2012-05-11 2022-03-29 The Boeing Company Multiple space vehicle launch system

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7113851B1 (en) 1999-06-09 2006-09-26 Walter Gelon Practical orbit raising system and method for geosynchronous satellites
US6439507B1 (en) * 2000-05-05 2002-08-27 Space Systems/Loral, Inc. Closed-loop spacecraft orbit control
US6565043B1 (en) * 2001-12-21 2003-05-20 The Boeing Company Redundant system for satellite inclination control with electric thrusters
US7059571B2 (en) * 2003-02-21 2006-06-13 The Boeing Company Deployable spacecraft mount for electric propulsion
US6945500B2 (en) * 2003-08-15 2005-09-20 Skycorp, Inc. Apparatus for a geosynchronous life extension spacecraft
US7454272B1 (en) * 2005-08-25 2008-11-18 Raytheon Company Geostationary stationkeeping method
US8205839B2 (en) * 2006-11-06 2012-06-26 The Boeing Company Methods and apparatus for node-synchronous eccentricity control
US7922124B2 (en) * 2006-12-07 2011-04-12 The Boeing Company Power optimized system for electric propulsion stationkeeping geosynchronous spacecraft
KR100819131B1 (ko) 2007-05-30 2008-04-03 한국전자통신연구원 정지궤도 위성의 기동 스케줄/연료소모 최적화 방법 및장치
US20090166476A1 (en) * 2007-12-10 2009-07-02 Spacehab, Inc. Thruster system
GB2460443A (en) * 2008-05-29 2009-12-02 Inmarsat Global Ltd Propulsion system arrangement for decommissioning a satellite
WO2011103194A2 (en) 2010-02-16 2011-08-25 University Of Florida Research Foundation, Inc. Method and apparatus for small satellite propulsion
FR2980176A1 (fr) * 2011-09-19 2013-03-22 Astrium Sas Procede de controle d'attitude d'un satellite et satellite commande en attitude
US9296494B1 (en) 2012-08-10 2016-03-29 Lockheed Martin Corporation Thruster orbit control method and configuration
WO2014131055A1 (en) 2013-02-25 2014-08-28 University Of Florida Research Foundation, Incorporated Method and apparatus for providing high control authority atmospheric plasma
US10183765B2 (en) 2014-03-12 2019-01-22 Lockheed Martin Corporation Thruster arrangement for geosynchronous orbit spacecraft
FR3022530B1 (fr) * 2014-06-19 2018-03-02 Airbus Defence And Space Sas Procede de controle d'orbite d'un satellite en orbite terrestre, satellite et systeme de controle d'orbite d'un tel satellite
WO2016111317A1 (ja) * 2015-01-09 2016-07-14 三菱電機株式会社 軌道制御装置および衛星
IL237081A0 (en) * 2015-02-04 2015-11-30 Israel Aerospace Ind Ltd System and method for satellite maneuvering
US10569909B2 (en) * 2016-03-30 2020-02-25 The Boeing Company Systems and methods for satellite orbit and momentum control
CN106628261B (zh) * 2016-10-20 2018-11-20 上海航天控制技术研究所 一种电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法
CN107554820B (zh) * 2017-09-04 2019-08-20 上海航天控制技术研究所 一种基于增益在线估计的卫星自主轨道保持方法
CN108958277A (zh) * 2018-08-02 2018-12-07 西北工业大学 一种mems固体微推进器的微纳卫星姿轨一体化控制方法
CN109507909B (zh) * 2018-09-20 2021-11-16 中国卫通集团股份有限公司 基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法及系统
CN111552312B (zh) * 2020-04-20 2023-12-12 中国卫通集团股份有限公司 一种同步轨道卫星共位策略的生成方法及装置
CN111505987B (zh) * 2020-04-26 2021-03-09 中国科学院国家空间科学中心 一种空间微牛级电推进控制系统
AU2021302784B2 (en) * 2020-07-02 2023-04-06 Airbus Defence And Space Sas Method for orbit control and desaturation of a satellite by means of articulated arms supporting propulsion units
CN112278330B (zh) * 2020-09-27 2022-02-01 北京控制工程研究所 一种基于星时驱动的电推进位置保持方法

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5239820A (en) * 1991-11-18 1993-08-31 California Institute Of Technology Electric propulsion using C60 molecules
US5349532A (en) * 1992-04-28 1994-09-20 Space Systems/Loral Spacecraft attitude control and momentum unloading using gimballed and throttled thrusters
US5443231A (en) * 1993-11-17 1995-08-22 Hughes Aircraft Company Method and apparatus for a satellite station keeping
US5595360A (en) * 1994-03-25 1997-01-21 Hughes Aircraft Company Optimal transfer orbit trajectory using electric propulsion
ES2296295T3 (es) * 1995-12-09 2008-04-16 Astrium Sas Propulsor de efecto hall que puede guiarse.
US5813633A (en) * 1995-12-22 1998-09-29 Hughes Electronics Corporation Method and apparatus for stationkeeping a satellite offset by pitch rotation
US5984236A (en) * 1995-12-22 1999-11-16 Keitel; Keith F. Momentum unloading using gimbaled thrusters
US5765780A (en) * 1995-12-22 1998-06-16 Hughes Electronics Corporation Systematic vectored thrust calibration method for satellite momentum control
US5823477A (en) * 1995-12-22 1998-10-20 Hughes Electronics Corporation Device and method for minimizing radiator area required for heat dissipation on a spacecraft

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10689132B2 (en) 2012-05-11 2020-06-23 The Boeing Company Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems
US11286066B2 (en) 2012-05-11 2022-03-29 The Boeing Company Multiple space vehicle launch system
US11708181B2 (en) 2012-05-11 2023-07-25 The Boeing Company Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems
JP2019089543A (ja) * 2012-12-04 2019-06-13 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 電気推進システムを使用して推進動作を実行するための方法および機器
KR20170002287A (ko) * 2015-06-29 2017-01-06 더 보잉 컴파니 전기 스러스터의 고장에 응답하여 혼합 연료 시스템을 위한 효율적인 위도 궤도 수정 설계
KR20170002286A (ko) * 2015-06-29 2017-01-06 더 보잉 컴파니 혼합 연료 시스템을 위한 효율적인 위도 궤도 수정 설계
JP2017061292A (ja) * 2015-06-29 2017-03-30 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 混合燃料システムのための効率的な軌道保持の設計
KR102528036B1 (ko) * 2015-06-29 2023-05-03 더 보잉 컴파니 전기 스러스터의 고장에 응답하여 혼합 연료 시스템을 위한 효율적인 위도 궤도 수정 설계
KR102528033B1 (ko) * 2015-06-29 2023-05-04 더 보잉 컴파니 혼합 연료 시스템을 위한 효율적인 위도 궤도 수정 설계

Also Published As

Publication number Publication date
US6135394A (en) 2000-10-24
FR2786893A1 (fr) 2000-06-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2000168697A (ja) 衛星を静止保持する実用的方法及び装置
US6481672B1 (en) Gimbaled thruster control system
US6213432B1 (en) Method and a system for putting a space vehicle into orbit, using thrusters of high specific impulse
EP0434861B1 (en) Attitude pointing error correction system and method for geosynchronous satellites
JP3220142B2 (ja) 太陽放射の圧力による衛星のピッチ姿勢の制御方法、および該方法を行うための衛星
JP3117921B2 (ja) ピッチ回転によって衛星オフセットをステーション維持する方法および装置
EP1059232A2 (en) An orbit raising system and method for geosynchronous satellites
US20130313369A1 (en) Propulsion system for controlling the orbit and controlling the attitude of a satellite
EP0818721B1 (en) Method and apparatus for a satellite station keeping
EP3202670B1 (en) Spin stabilization of a spacecraft for an orbit maneuver
JP2000211598A (ja) ステ―ションキ―ピング及びモ―メンタム管理システム及びその方法
JPH11291998A (ja) 複合使用スラスタの搭載配置
JPH1179100A (ja) 人工衛星発射方法および人工衛星発射システム
EP1227037B1 (en) Thruster systems for spacecraft station changing, station keeping and momentum dumping
KR102528036B1 (ko) 전기 스러스터의 고장에 응답하여 혼합 연료 시스템을 위한 효율적인 위도 궤도 수정 설계
KR102528033B1 (ko) 혼합 연료 시스템을 위한 효율적인 위도 궤도 수정 설계
US6053455A (en) Spacecraft attitude control system using low thrust thrusters
US6076773A (en) Spin-stabilized spacecraft and methods
JPH10147297A (ja) 人工衛星を同じ位置に配置する方法
US10850870B1 (en) Optimized propulsion device for controlling the orbit and attitude of a satellite
US10144531B2 (en) Reorientation of a spinning spacecraft using gimbaled electric thrusters
RU2711819C2 (ru) Способ управления движением космического аппарата
Salvatore et al. Galaxy III-R Transfer Orbit Attitude Control
JPH03217397A (ja) 静止衛星用姿勢制御方法および装置