JP2001063700A - Orbit control method for artificial satellite, control method for beam irradiation territory, and artificial satellite system - Google Patents
Orbit control method for artificial satellite, control method for beam irradiation territory, and artificial satellite systemInfo
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は人工衛星の軌道制御
方法、及びビーム照射領域の制御方法、並びに人工衛星
システムに係り、特に人工衛星が準静止軌道上にあるも
のに好適な人工衛星の軌道制御方法、及びビーム照射領
域の制御方法、並びに人工衛星システムに関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an orbit control method for an artificial satellite, a method for controlling a beam irradiation area, and an artificial satellite system, and more particularly to an orbit of an artificial satellite suitable for an artificial satellite in a quasi-geostationary orbit. The present invention relates to a control method, a beam irradiation area control method, and an artificial satellite system.
【０００２】[0002]
【従来の技術】人工衛星の軌道制御方法としては、人工
衛星が受ける摂動力による外乱に対する軌道保持とし
て、静止軌道上の静止衛星における南北制御と東西制御
等が行われてきた。2. Description of the Related Art As an orbit control method of an artificial satellite, north-south control, east-west control, and the like of a geosynchronous satellite in a geosynchronous orbit have been performed in order to maintain the orbit against disturbance due to perturbation received by the artificial satellite.
【０００３】南北制御とは、静止軌道上の人工衛星に南
北方向の速度変更を与え南北方向の人工衛星の位置、す
なわち軌道傾斜角を制御する方法である。The north-south control is a method of changing the north-south speed of an artificial satellite in a geosynchronous orbit to control the position of the north-south artificial satellite, that is, the inclination angle of the orbit.
【０００４】東西制御とは、静止軌道上の人工衛星に東
西方向の速度変更を与え軌道進行方向及び半径方向の位
置を制御する方法である。The east-west control is a method of changing the speed in the east-west direction to an artificial satellite in a geosynchronous orbit to control the position in the orbit traveling direction and the radial direction.
【０００５】人工衛星の搭載アンテナからのビーム照射
領域の制御方法としては、搭載アンテナを人工衛星本体
に固定し、人工衛星の姿勢制御によりビーム照射領域を
制御する方法や、搭載アンテナからの電波伝搬方向を機
械的または電子的制御により可変制御する方法が用いら
れてきた。[0005] As a method of controlling the beam irradiation area from the onboard antenna of the satellite, the onboard antenna is fixed to the artificial satellite body, the beam irradiation area is controlled by controlling the attitude of the satellite, and the radio wave propagation from the onboard antenna is controlled. A method of variably controlling the direction by mechanical or electronic control has been used.
【０００６】人工衛星の太陽電池パネルへの太陽の入射
角の変動による発生電力の変動に対しては、太陽電池パ
ネルを一軸駆動し、入射角を制御する方法，発生電力の
変動を考慮して太陽電池パネルが余剰電力を発生できる
ように設計する方法、及び太陽電池パネルの発生電力が
不足する時にはバッテリを使用する方法等が用いられて
きた。[0006] With respect to the fluctuation of the generated power due to the fluctuation of the incident angle of the sun on the solar cell panel of the satellite, the method of driving the solar cell panel uniaxially to control the incident angle and the fluctuation of the generated power are considered. A method of designing a solar cell panel to generate surplus power and a method of using a battery when the generated power of the solar cell panel is insufficient have been used.
【０００７】[0007]
【発明が解決しようとする課題】準静止軌道衛星とは、
静止軌道衛星のように地上から見て静止していることは
ないが、地上から見てある一定のアークの中を非常に遅
い速度で動き、静止衛星に似た扱いのできる衛星であ
る。準静止軌道上での運用高度は概ね２００００km以上
であり、通常は地上からみた仰角は、同じ地上から見た
静止衛星の仰角よりも高い位置にある。SUMMARY OF THE INVENTION A quasi-geostationary orbit satellite is
Unlike a geosynchronous orbit satellite, it is not stationary when viewed from the ground, but moves at a very low speed in a certain arc when viewed from the ground, and can be treated like a geosynchronous satellite. The operational altitude in a quasi-geostationary orbit is approximately 20,000 km or more, and the elevation angle viewed from the ground is usually higher than the elevation angle of the geostationary satellite viewed from the same ground.
【０００８】従来は、静止軌道上にある静止衛星及び低
中軌道を周囲する低中軌道衛星が実運用の行われている
人工衛星であったため、準静止軌道上にある準静止衛星
の姿勢制御に対しては、特に詳細な検討は行われていな
かった。Conventionally, a geostationary satellite in a geosynchronous orbit and a low-mid orbit satellite surrounding a low-to-medium orbit were artificial satellites in actual operation. Has not been examined in detail.
【０００９】静止衛星においては、ガスジェット装置，
電熱式ヒドラジンスラスタ，触媒式ヒドラジンスラス
タ、及びイオンエンジン等の推進装置を用いて、南北制
御と呼ばれる大推力を必要とする軌道制御が中心に行わ
れている。In a geostationary satellite, a gas jet device,
Orbit control requiring large thrust called north-south control is mainly performed by using a propulsion device such as an electrothermal hydrazine thruster, a catalytic hydrazine thruster, and an ion engine.
【００１０】ガスジェット装置は、ヒドラジンを燃料と
する一液スラスタで、ヒドラジンを触媒で分解し、大量
のガスを発生させてスラスタ部から放出することにより
推力を得るものである。電熱式ヒドラジンスラスタ及び
触媒式ヒドラジンスラスタは、ヒドラジンを触媒で分解
し、ヒータで加熱して噴射することにより推力を得るも
のである。イオンエンジンは、燃料原子を正電イオン化
し、これを静電場で加速して排出することにより推力を
得るものである。The gas jet device is a one-component thruster using hydrazine as a fuel, and obtains thrust by decomposing hydrazine with a catalyst, generating a large amount of gas and discharging the gas from the thruster. An electrothermal hydrazine thruster and a catalytic hydrazine thruster obtain thrust by decomposing hydrazine with a catalyst, heating the hydrazine with a heater, and jetting the hydrazine. The ion engine obtains thrust by converting fuel atoms into positively charged ions, accelerating them by an electrostatic field, and discharging them.
【００１１】これら推進装置を一定の運用間隔において
運用し、南北方向の軌道制御を行う。These propulsion devices are operated at regular operation intervals to control the trajectory in the north-south direction.
【００１２】低中軌道衛星においては、これまで地球全
体をサービスエリアとするシステムを目的としているた
め、軌道制御については、厳密に行われていない。特
に、低軌道衛星については、軌道傾斜角の時間変化率が
少ないため、軌道傾斜角を制御する面制御の頻度が少な
かった。Since the purpose of the low and middle orbit satellites is to provide a service area covering the entire earth, orbit control has not been strictly performed. In particular, for low-Earth orbit satellites, the frequency of surface control for controlling the orbit inclination was low because the rate of time change of the orbit inclination was small.
【００１３】以上の理由から、準静止軌道衛星の様に、
静止軌道以外の軌道を用いる軌道で静止軌道上の衛星の
南北制御に相当する軌道制御を行うことは検討されたこ
とがなかった。For the above reasons, like a quasi-geostationary satellite,
Orbit control equivalent to north-south control of a satellite in geosynchronous orbit in an orbit that uses an orbit other than geosynchronous orbit has never been considered.
【００１４】また、人工衛星からのビーム照射領域を制
御するにあたっては、静止衛星と低中軌道衛星とでそれ
ぞれ、以下の様に行われてきた。In controlling the beam irradiation area from the artificial satellite, the geostationary satellite and the low-to-medium-orbit satellite have respectively performed the following.
【００１５】静止衛星においては、衛星搭載アンテナを
衛星本体に固定し、衛星本体の姿勢を制御することによ
り衛星搭載アンテナの指向方向を制御し、最終的にビー
ム照射領域を制御するという方法がとられていた。ま
た、衛星本体に対して、衛星搭載アンテナの指向方向を
可変可能なように搭載することで、ビーム照射領域の制
御を行う場合もある。In the case of a geostationary satellite, there is a method in which the satellite-mounted antenna is fixed to the satellite main body, the orientation of the satellite-mounted antenna is controlled by controlling the attitude of the satellite main body, and finally the beam irradiation area is controlled. Had been. In some cases, the beam irradiation area is controlled by mounting the satellite on-board antenna such that the directivity of the satellite-mounted antenna can be changed.
【００１６】低中軌道衛星においては、特定の地域へビ
ーム照射領域を制御することを目的としたことはなく、
ビーム照射領域の制御は厳密に行われていない。[0016] The low and middle orbit satellite has never aimed at controlling the beam irradiation area to a specific area.
The beam irradiation area is not strictly controlled.
【００１７】以上の理由から、準静止軌道衛星の様に、
静止軌道以外の軌道を用いる軌道でビーム照射領域の制
御を厳密に検討されたことがなかった。For the above reasons, like a quasi-geostationary satellite,
The control of the beam irradiation area in orbits other than the geosynchronous orbit has never been strictly studied.
【００１８】さらに、太陽電池パネルの方向の制御にお
いては、静止衛星と低中軌道衛星とでそれぞれ、以下の
様に行われてきた。Furthermore, the control of the direction of the solar cell panel has been performed by the geostationary satellite and the low-to-medium-orbit satellite as follows.
【００１９】静止衛星においては、黄道面が赤道面に対
して２３度程度傾斜しているため、この傾斜分を補正す
るように太陽電池パネルを機械的に駆動し、太陽電池パ
ネルを太陽に対して垂直になるように制御するという方
法がとられていた。また、傾斜分による太陽電池パネル
による発生電力の変化は、発生電力が最大となるのは太
陽電池パネルが太陽に対して垂直に状態で、これを１と
すると、発生電力が最小となるのは太陽電池パネルが黄
道面と赤道面に対する傾斜角分だけ傾いた状態で、これ
はcos(２３度）でおよそ０.９２ である。このように、
静止衛星においては、発生電力の変化が少ないため、発
生電力最小時の電力が所要最大電力を上回るように太陽
電池パネルの設計を行い、太陽電離パネルと太陽方向が
垂直となる最大電力発生時には、電力が余剰となるよう
にしていた。また、太陽が地球の陰になる日陰時には、
太陽に備えられたバッテリに蓄えられた電力を用いる方
法も用いられている。In a geostationary satellite, the ecliptic plane is inclined by about 23 degrees with respect to the equatorial plane. Therefore, the solar cell panel is mechanically driven so as to correct this inclination, and the solar cell panel is moved with respect to the sun. The control was made to be vertical. In addition, the change in the power generated by the solar panel due to the inclination is that the maximum power is generated when the solar panel is perpendicular to the sun. If this is set to 1, the minimum power is generated. This is approximately 0.92 in cos (23 degrees) with the solar panel tilted by the tilt angle with respect to the ecliptic and equatorial planes. in this way,
In geostationary satellites, since the generated power changes little, the solar panel is designed so that the power at the minimum generated power exceeds the required maximum power, and at the time of maximum power generation when the solar direction is perpendicular to the solar ionization panel, The power was made surplus. Also, in the shade when the sun is shade of the earth,
A method using electric power stored in a battery provided in the sun is also used.
【００２０】低中軌道衛星においても、上述の静止衛星
において用いられている方法と同様の方法が用いられて
きた。また、特に低軌道においては、軌道傾斜角を９０
度以上の適切な値にすることにより、太陽同期軌道と呼
ばれる人工衛星に対する太陽光の入射角を一定にする軌
道の場合があり、この場合は、太陽電池パネルの発生電
力の変動は抑えることができる。The same method as that used for the above-mentioned geostationary satellites has been used for the low and middle orbit satellites. In particular, in a low orbit, the orbit inclination angle is set to 90 degrees.
By setting an appropriate value of degrees or more, there is a case of an orbit called the sun-synchronous orbit that keeps the incident angle of sunlight on the satellite, and in this case, the fluctuation of the power generated by the solar panel can be suppressed. it can.
【００２１】なお、通常は静止軌道衛星は通信や放送等
の人工衛星に大きな所要電力を必要とするサービスに用
いられることが多く、低中軌道衛星は、天文及び地球観
測等の人工衛星にあまり大きな所要電力を必要としない
ミッションに用いられることが多い。このため、低中軌
道では、軌道傾斜角がかならずしも０度ではなく、静止
衛星に比べて太陽電池パネルの発生電力の変動は大きい
が、前述の余剰電力やバッテリの活用でまかなえる程度
の所要電力しか必要としないため、太陽電池パネルの発
生電力の変動の大きさが問題となることは少なかった。In general, geosynchronous orbit satellites are often used for services that require large power requirements for artificial satellites such as communications and broadcasting, and low and medium orbit satellites are often used for artificial satellites such as astronomy and earth observation. It is often used for missions that do not require large power requirements. For this reason, in low orbit orbit, the orbital inclination angle is not always 0 degree, and the power generated by the solar cell panel fluctuates more than in geosynchronous satellites, but only the required power that can be covered by the above-mentioned surplus power and battery utilization. Since it is not required, the magnitude of the fluctuation of the generated power of the solar cell panel rarely causes a problem.
【００２２】また、人工衛星に対する太陽光入射方向の
変動に影響を与える要因をまとめると、軌道傾斜角、前
述の黄道面と赤道面の間の傾斜角（約２３度）、及び人
工衛星の姿勢制御による姿勢変動分である。The factors affecting the variation in the direction of sunlight incident on the satellite are summarized as follows: orbit inclination angle, the above-mentioned inclination angle between the ecliptic plane and the equatorial plane (about 23 degrees), and the attitude of the satellite This is the posture variation due to the control.
【００２３】準静止衛星では、軌道傾斜角が必ずしも０
度ではない。準静止軌道衛星では、軌道傾斜角を２０〜
６０度程度の範囲内にすることが多く、軌道傾斜角をｉ
度とすると、太陽電池パネルに対する太陽の入射角は、
最大ｉ＋２３度とり、非常に変動が大きい。また、準静
止衛星は静止衛星と同様の通信や放送などの人工衛星に
大きな所要電力を必要とするサービスに用いられること
が多い。このため、準静止衛星では大きな所要電力を必
要とするが、その軌道の特性上のために、太陽の入射角
の変動が大きく、人工衛星の発生電力の変動が大きくな
り、発生電力が小さい場合には電力が不足したり、また
余剰電力を大きく持つために人工衛星が非常に大型化し
てしまうという問題点があった。In a quasi-geostationary satellite, the orbit inclination angle is not always 0
Not a degree. For quasi-geostationary orbit satellites, the inclination of the orbit should be between 20 and
In many cases, the angle is in the range of about 60 degrees.
In degrees, the angle of incidence of the sun on the solar panel is
With a maximum of i + 23 degrees, the fluctuation is very large. In addition, quasi-geostationary satellites are often used for services requiring large power requirements for artificial satellites, such as communication and broadcasting, similar to geostationary satellites. For this reason, quasi-geostationary satellites require large power requirements, but due to their orbital characteristics, the incident angle of the sun fluctuates greatly, the power generated by satellites fluctuates greatly, and the power generated is small. However, there is a problem in that the satellites become extremely large due to insufficient power or large surplus power.
【００２４】そこで、本発明の第一の目的は、地域限定
サービスを目的とする準静止軌道衛星における軌道制御
方法を提供することにある。Therefore, a first object of the present invention is to provide an orbit control method for a quasi-geostationary orbit satellite for the purpose of area-limited service.
【００２５】また、本発明の第二の目的は、地域限定サ
ービスを目的とする準静止軌道衛星における当該サービ
スエリアへのビーム照射領域の制御方法を提供すること
にある。It is a second object of the present invention to provide a method of controlling a beam irradiation area on a service area of a quasi-geostationary orbit satellite for an area-limited service.
【００２６】さらに、本発明の第三の目的は、地域限定
サービスを目的とする準静止軌道衛星において、大きな
余剰電力やバッテリ電力のために人工衛星を大型化する
ことなく、太陽電池パネルへの太陽入射角の変動の影響
を抑えて、軌道上での所要電力をまかなうための人工衛
星システムを提供することにある。Further, a third object of the present invention is to provide a quasi-geostationary orbit satellite intended for area-limited services without increasing the size of the artificial satellite due to a large amount of surplus power or battery power. It is an object of the present invention to provide an artificial satellite system for covering the required power in orbit while suppressing the influence of a change in the angle of incidence of the sun.
【００２７】[0027]
【課題を解決するための手段】前記第一の目的を達成す
るための軌道制御手法は、準静止軌道上にある人工衛星
が準静止軌道上のサービス運用領域以外の軌道上に存在
するときに、前記人工衛星が備えている軌道修正用の推
進手段を使用して軌道制御を行うことを特徴とする。An orbit control method for achieving the first object is a method for controlling an artificial satellite in a quasi-geostationary orbit in an orbit other than a service operation area in the quasi-geostationary orbit. The orbit is controlled using the propulsion means for orbit correction provided in the artificial satellite.
【００２８】前記第一の目的を達成するための軌道制御
手法の第二の形態は、準静止軌道上にある人工衛星が準
静止軌道上のサービス運用領域以外の軌道上に存在する
ときに、前記人工衛星が備えている軌道修正用の推進手
段、及び前記推進手段を用いて人工衛星に与える推力方
向を任意の方向に制御できる推進手段制御装置を使用し
て、軌道の接線方向，垂線方向及びそれらの合成方向に
対する軌道制御を行うことを特徴とする。A second form of the orbit control method for achieving the first object is that, when an artificial satellite in a quasi-geostationary orbit exists in an orbit other than the service operation area in the quasi-geostationary orbit, The propulsion means for correcting the orbit provided in the artificial satellite, and the propulsion means control device capable of controlling the thrust direction given to the artificial satellite using the propulsion means in an arbitrary direction, the tangential direction and the perpendicular direction of the orbit. And performing trajectory control with respect to the combined direction.
【００２９】前記第二の目的を達成するためのビーム照
射領域の制御方法は、サービスリンクに用いられる衛星
搭載アンテナが準静止軌道上にある人工衛星の本体に固
定され、前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領
域内の軌道上に存在するときに、前記人工衛星が備えら
れている姿勢制御用の制御トルク発生手段を使用して衛
星姿勢を制御することによって、人工衛星からのビーム
照射領域を保持するように姿勢制御を行うことを特徴と
する。According to a second aspect of the present invention, there is provided a method for controlling a beam irradiation area, in which a satellite-mounted antenna used for a service link is fixed to a main body of an artificial satellite in a quasi-geostationary orbit, and When the satellite is in orbit within the service operation area in orbit, by controlling the satellite attitude using the control torque generating means for attitude control provided in the artificial satellite, beam irradiation from the artificial satellite is performed. It is characterized in that attitude control is performed so as to maintain the area.
【００３０】前記第二の目的を達成するためのビーム照
射領域の制御方法の第二の形態は、サービスリンクに用
いられる衛星搭載アンテナが準静止軌道上にある人工衛
星の本体に対して可変に制御可能なように搭載され、前
記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領域内の軌道
上に存在するときに、前記人工衛星が備えている姿勢制
御用の制御トルク発生手段を使用して衛星姿勢を制御す
ることによって、人工衛星からのビーム照射領域を保持
するように姿勢制御を行うことを特徴とする。A second mode of the beam irradiation area control method for achieving the second object is that a satellite-mounted antenna used for a service link is variably provided with respect to a main body of an artificial satellite in a quasi-geostationary orbit. When the artificial satellite is installed in an orbit within a service operation area on a quasi-geostationary orbit, the satellite is controlled using a control torque generating means for attitude control provided in the artificial satellite. By controlling the attitude, the attitude control is performed so as to maintain the beam irradiation area from the artificial satellite.
【００３１】前記第三の目的を達成するための電力系構
成を有する人工衛星システムは、準静止軌道上にある人
工衛星を用いる衛星システムにおいて、サービスに用い
られる衛星搭載アンテナの通信方向が前記人工衛星の本
体に固定され、前記人工衛星は姿勢制御用の制御トルク
発生手段を備えていると共に、前記人工衛星の太陽電池
パネルは２軸駆動制御が可能であるように構成され、か
つ、前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領域内
の軌道上に存在するときに、前記制御トルク発生手段を
使用して衛星姿勢を制御することによって、人工衛星か
らのビーム照射領域を保持するように姿勢制御を行いつ
つ、太陽電池パネルを２軸駆動制御することにより太陽
電池パネルを太陽方向に垂直に向けるように制御するこ
とを特徴とする。An artificial satellite system having a power system configuration for achieving the third object is a satellite system using an artificial satellite in a quasi-geostationary orbit. The satellite is fixed to the main body of the satellite, the artificial satellite is provided with control torque generating means for attitude control, and the solar cell panel of the artificial satellite is configured to be capable of biaxial drive control, and When the satellite is in an orbit within a service operation area on a quasi-geostationary orbit, the attitude of the satellite is controlled by using the control torque generating means to maintain the beam irradiation area from the artificial satellite. It is characterized in that the solar cell panel is controlled so as to be directed perpendicularly to the sun by performing biaxial drive control of the solar cell panel while performing the control.
【００３２】前記第三の目的を達成するための電力系構
成を有する人工衛星システムの第二の形態は、準静止軌
道上にある人工衛星を用いる衛星システムにおいて、サ
ービスに用いられる衛星搭載アンテナの通信方向が前記
人工衛星の本体に対して可変に制御可能なように搭載さ
れ、前記人工衛星は姿勢制御用の制御トルク発生手段を
備えていると共に、前記人工衛星の太陽電池パネルは駆
動制御が可能であるように構成され、かつ、前記人工衛
星が準静止軌道上のサービス運用領域内の軌道上に存在
するときに、前記制御トルク発生手段を使用して衛星姿
勢を制御することと衛星搭載アンテナの通信方向の制御
を行うことによって人工衛星からのビーム照射領域を保
持するように姿勢制御を行いつつ、太陽電池パネルを駆
動制御することにより太陽電池パネルを太陽方向に垂直
に向けるように制御することを特徴とする。A second embodiment of an artificial satellite system having a power system configuration for achieving the third object is a satellite system using an artificial satellite in a quasi-geostationary orbit. The communication direction is mounted so as to be variably controllable with respect to the main body of the artificial satellite, the artificial satellite includes a control torque generating means for attitude control, and the solar cell panel of the artificial satellite has drive control. Controlling the attitude of the satellite using the control torque generating means when the artificial satellite is in an orbit within a service operation area on a quasi-geostationary orbit. By controlling the communication direction of the antenna and controlling the driving of the solar cell panel while controlling the attitude so as to maintain the beam irradiation area from the artificial satellite And controls so that the solar cell panel oriented perpendicular to the sun direction Ri.
【００３３】上述した各本発明によれば、準静止軌道上
にある人工衛星を用いて地域限定サービスを行う衛星シ
ステムにおいて、当該サービスエリアへのサービスへの
軌道制御の影響を及ぼすことなく、軌道制御を行うこと
を可能とする。According to each of the above-mentioned present inventions, in a satellite system that provides an area-limited service using an artificial satellite in a quasi-geostationary orbit, the orbit control on the service to the service area is not affected. It is possible to perform control.
【００３４】また、前述の衛星システムにおいて、当該
サービスエリア以外への不要放射を出さないようにビー
ム照射領域の制御を行うことを可能とする。Further, in the above-mentioned satellite system, it is possible to control the beam irradiation area so as not to emit unnecessary radiation to areas other than the service area.
【００３５】さらに、前述の衛星システムにおいて、大
きな余剰電力やバッテリ電力のために人工衛星を大型化
することなく、太陽電池パネルへの太陽入射角の変動の
影響を抑えて、軌道上での所要電力をまかなうための手
法を提供することである。Further, in the above-mentioned satellite system, the effect of the fluctuation of the solar incident angle on the solar cell panel can be suppressed without increasing the size of the artificial satellite due to the large surplus power and battery power, and the satellite can be controlled in orbit. The purpose is to provide a method for providing power.
【００３６】[0036]
【発明の実施の形態】以下、本発明の一実施例について
図面を用いて説明する。DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS One embodiment of the present invention will be described below with reference to the drawings.
【００３７】図１に地球上への準静止軌道の一例の地球
上への軌道軌跡の投影図を示す。FIG. 1 is a projection view of an orbit on the earth as an example of a quasi geostationary orbit on the earth.
【００３８】図１中の曲線１００は、準静止軌道の軌跡
を示す。曲線１００中の曲線１１０は、前述の軌跡中で
人工衛星がサービスを行う箇所のみを示す。前述の人工
衛星が曲線１１０以外の曲線１００に存在するときは、
他の人工衛星が曲線１１０内に存在するように複数の人
工衛星を配置することにより、サービスを連続的に行
う。A curve 100 in FIG. 1 shows a trajectory of a quasi-geostationary orbit. A curve 110 in the curve 100 shows only a portion of the above-mentioned trajectory where the artificial satellite provides service. When the above-mentioned satellite exists on the curve 100 other than the curve 110,
The service is provided continuously by arranging a plurality of satellites such that other satellites are within the curve 110.
【００３９】前述の曲線１１０内に人工衛星が存在する
場合に軌道制御を行うと、人工衛星から地表へ照射する
ビームの領域が変動し、人工衛星によるサービスに影響
が出る場合がある。このため、人工衛星がサービスを行
っていない曲線１１０以外の曲線１００に存在するとき
に軌道制御を行うことにより、人工衛星によるサービス
に影響を及ぼさずに、軌道制御を行うことが可能にな
る。If orbit control is performed when an artificial satellite exists within the above-described curve 110, the area of the beam irradiated from the artificial satellite to the ground varies, which may affect service by the artificial satellite. For this reason, by performing orbit control when the artificial satellite exists on the curve 100 other than the curve 110 that does not provide service, it becomes possible to perform orbit control without affecting the service by the artificial satellite.
【００４０】次に、本発明の第二の実施例について、図
面を用いて説明する。Next, a second embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
【００４１】図２（ａ）（ｂ）を用いて各座標系の説明
をする。図２（ａ）の如く、衛星２００に衛星座標系２
２０を定義する。衛星座標系２２０の各軸に平行に、衛
星２００の推進手段としてスラスタ２３１，２３２、及
び２３３が取り付けられている。図２（ｂ）の如く、軌
道３００上の点３１０に軌道座標系３２０を定義する。
軌道座標系３２０は、軌道上の衛星の進行方向にＸ軸、
地球の中心方向にＹ軸，Ｘ軸及びＹ軸と直行するように
Ｚ軸をとることにより構成される。Each coordinate system will be described with reference to FIGS. As shown in FIG. 2A, the satellite 200 has a satellite coordinate system 2
20 is defined. In parallel with each axis of the satellite coordinate system 220, thrusters 231, 232, and 233 are attached as propulsion means of the satellite 200. As shown in FIG. 2B, a trajectory coordinate system 320 is defined at a point 310 on the trajectory 300.
The orbital coordinate system 320 includes an X-axis in the traveling direction of the satellite in orbit,
It is configured by taking the Z axis so as to be orthogonal to the Y axis, the X axis, and the Y axis in the direction of the center of the earth.
【００４２】衛星座標系２２０が軌道座標系３２０に平
行となるように、衛星２００を軌道３００上に配置した
場合に、スラスタ２３１，２３２、及び２３３が軌道座
標系３２０と平行となるため、軌道制御が容易となる。
すなわち、人工衛星２００を軌道座標系３２０のＺ軸に
平行に軌道制御を行いたい場合は、スラスタ２３３の制
御を行えばよい。When the satellite 200 is placed on the orbit 300 so that the satellite coordinate system 220 is parallel to the orbit coordinate system 320, the thrusters 231, 232, and 233 are parallel to the orbit coordinate system 320. Control becomes easy.
That is, when it is desired to control the orbit of the artificial satellite 200 in parallel with the Z axis of the orbit coordinate system 320, the control of the thruster 233 may be performed.
【００４３】静止衛星の場合は、常に衛星座標系２２０
と軌道座標系３２０とを平行に静止軌道上に配置できる
ため、前述のような単純な制御が可能である。これは他
の軸に対しても同様である。In the case of a geostationary satellite, the satellite coordinate system 220 is always used.
And the orbital coordinate system 320 can be arranged in parallel on a geosynchronous orbit, so that the above-described simple control is possible. This is the same for the other axes.
【００４４】準静止軌道の場合は、衛星搭載アンテナが
衛星に対して固定されていると、常に衛星座標系２２０
と衛星座標系３２０とを平行に軌道上に配置すると、衛
星からの地表へのビーム照射領域が一定とはならない。
このため、人工衛星２００の姿勢制御を行うため、遠地
点と近地点のみで衛星座標系２２０と軌道座標系320と
が平行になる。準静止軌道の場合は、通常遠地点は図１
の曲線１１０の中に存在する。第一の実施例で述べたと
おり、曲線１１０内では軌道制御を行わず、曲線１１０
外で軌道制御を行う場合には、衛星座標系２２０と軌道
座標系３２０を平行にすることはできない。衛星座標系
２２０と軌道上座標系３２０が平行でない状態では、軌
道座標系の一座標軸方向の制御を行う場合は、スラスタ
２３１，２３２、及び２３３の内の最低２ヶを同時に使
用して、各スラスタの推力のベクトル合成結果が目的の
制御を行う当該座標軸の方向及び制御目標推力とが一致
するように制御を行う必要がある。In the case of a quasi-geostationary orbit, if the onboard satellite antenna is fixed with respect to the satellite, the satellite coordinate system 220
When the satellite and the satellite coordinate system 320 are arranged in orbit in parallel, the beam irradiation area from the satellite to the ground surface is not constant.
Therefore, in order to control the attitude of the artificial satellite 200, the satellite coordinate system 220 and the orbit coordinate system 320 are parallel only at the apogee and perigee. For a semi-geostationary orbit, the normal apogee is
In the curve 110. As described in the first embodiment, the trajectory control is not performed within the curve 110 and the curve 110
When performing orbit control outside, the satellite coordinate system 220 and the orbit coordinate system 320 cannot be made parallel. In a state where the satellite coordinate system 220 and the on-orbit coordinate system 320 are not parallel, when controlling in one coordinate axis direction of the orbit coordinate system, at least two of the thrusters 231, 232, and 233 are used at the same time, and It is necessary to control the thruster thrust vector synthesis so that the direction of the coordinate axis for performing the target control coincides with the control target thrust.
【００４５】図３に人工衛星２００の軌道制御及び姿勢
制御に関する制御ブロックを示す。人工衛星２００は推
進装置２３０を有し、推進装置２３０はスラスタ２３
１，２３２、及び２３３を有する。また、人工衛星２０
０は姿勢制御装置２４０を有し、姿勢制御装置２４０は
姿勢検出手段としてセンサ２４１を有する。センサ２４
１としては、通常はスターセンサ，地球センサ，太陽セ
ンサ，ジャイロ，電波センサ等が用いられる。ＴＴ＆Ｃ
系２５０には、軌道制御演算部２５１を有し、センサ２
４１の情報を基に、各スラスタ２３１，２３２、及び２
３３への制御指令を生成する。この制御指令に基づき、
各スラスタ２３１，２３２、及び233が制御される。FIG. 3 shows a control block relating to orbit control and attitude control of the artificial satellite 200. The artificial satellite 200 has a propulsion device 230, and the propulsion device 230
1, 232, and 233. In addition, artificial satellite 20
0 has a posture control device 240, and the posture control device 240 has a sensor 241 as posture detection means. Sensor 24
As 1, a star sensor, an earth sensor, a sun sensor, a gyro, a radio wave sensor, or the like is usually used. TT & C
The system 250 has a trajectory control calculation unit 251 and the sensor 2
41, each thruster 231, 232, and 2
Generate a control command to 33. Based on this control command,
Each of the thrusters 231, 232, and 233 is controlled.
【００４６】以上により、曲線１１０以外の曲線１００
内の軌道での軌道制御が可能となる。As described above, the curve 100 other than the curve 110
It is possible to control the orbit in the orbit inside.
【００４７】本実施例中のスラスタは、ガスジェットス
ラスタや電熱式ヒドラジンスラスタや触媒式ヒドラジン
スラスタ等のいずれのスラスタでも良い。The thruster in this embodiment may be any one of a gas jet thruster, an electrothermal hydrazine thruster and a catalytic hydrazine thruster.
【００４８】次に、本発明の第三の実施例について、図
を用いて説明する。Next, a third embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
【００４９】図４に人工衛星２００の軌道制御及び姿勢
制御に関する制御ブロックの第二の形態を示す。人工衛
星２００は推進装置２３０を有し、推進装置２３０はイ
オンエンジン２３１ａ，２３２ａ、及び２３３ａを有す
る。また、人工衛星２００は姿勢制御装置２４０を有
し、姿勢制御装置２４０は姿勢検出手段としてセンサ２
４１を有する。ＴＴ＆Ｃ系２５０には、軌道制御演算部
２５１を有し、センサ２４１の情報を基に、各イオンエ
ンジン２３１ａ，２３２ａ、及び２３３ａへの制御指令
を生成する。この制御指令に基づき、各イオンエンジン
２３１ａ，232a、及び２３３ａが制御される。イオンエ
ンジンは推力がガスジェットスラスタや電熱式ヒドラジ
ンスラスタや触媒式ヒドラジンスラスタ等のスラスタに
比べて少ない。このため、人工衛星２００が曲線１１０
内にある状態でイオンエンジン２３１ａ，２３２ａ、及
び２３３ａによる軌道制御を行っても、人工衛星からの
ビーム照射領域の変動などを生じることはなく、サービ
ス中での軌道制御も可能となる。FIG. 4 shows a second form of a control block relating to the orbit control and the attitude control of the artificial satellite 200. The artificial satellite 200 has a propulsion device 230, and the propulsion device 230 has ion engines 231a, 232a, and 233a. Further, the artificial satellite 200 has an attitude control device 240, and the attitude control device 240
41. The TT & C system 250 has a trajectory control calculation unit 251 and generates a control command to each of the ion engines 231a, 232a, and 233a based on the information of the sensor 241. Based on this control command, each of the ion engines 231a, 232a, and 233a is controlled. The ion engine has a lower thrust than thrusters such as gas jet thrusters, electrothermal hydrazine thrusters, and catalytic hydrazine thrusters. Therefore, the artificial satellite 200 has the curve 110
Even if the orbit control by the ion engines 231a, 232a, and 233a is performed in the state of being inside, the fluctuation of the beam irradiation area from the artificial satellite does not occur, and the orbit control during the service can be performed.
【００５０】次に、本発明の第四の実施例について、図
面を用いて説明する。Next, a fourth embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
【００５１】図５に人工衛星２００からのビーム照射領
域を示す。曲線４００がサービスエリアの範囲を示す。
当該サービスエルア外への不要放射を防ぐために、ビー
ム照射領域の当該サービスエリアからのずれは、所定の
誤差範囲内に抑さえる必要がある。FIG. 5 shows a beam irradiation area from the artificial satellite 200. Curve 400 shows the range of the service area.
In order to prevent unnecessary radiation outside the service area, the deviation of the beam irradiation area from the service area needs to be suppressed within a predetermined error range.
【００５２】図６に人工衛星２００の軌道制御及び姿勢
制御に関する制御ブロックの第三の形態を示す。人工衛
星２００は推進装置２３０を有し、推進装置２３０はス
ラスタ２３１，２３２、及び２３３を有する。また、人
工衛星２００は姿勢制御装置２４０を有し、姿勢制御装
置２４０は姿勢検出手段としてセンサ２４１、及び姿勢
制御手段としてリアクションホイール２４２を有する。
ＴＴ＆Ｃ系２５０には、軌道制御演算部２５１を有し、
センサ２４１の情報を基に、リアクションホイール２４
２への制御指令を生成する。この制御指令に基づき、リ
アクションホイール２４２が制御される。また、人工衛
星２００は衛星搭載アンテナ２６０を有する。衛星搭載
アンテナ２６０の反射鏡２６１及びホーン２６２は共に
人工衛星２００の本体に対して固定して搭載されてい
る。従って、人工衛星２００からのビームの照射領域の
制御は、人工衛星２００の姿勢制御によって達成され
る。FIG. 6 shows a third form of a control block relating to the orbit control and the attitude control of the artificial satellite 200. The artificial satellite 200 has a propulsion device 230, and the propulsion device 230 has thrusters 231, 232, and 233. Further, the artificial satellite 200 has an attitude control device 240, and the attitude control device 240 has a sensor 241 as attitude detection means and a reaction wheel 242 as attitude control means.
The TT & C system 250 has an orbit control operation unit 251,
Based on the information of the sensor 241, the reaction wheel 24
2 is generated. The reaction wheel 242 is controlled based on this control command. The artificial satellite 200 has a satellite-mounted antenna 260. The reflector 261 and the horn 262 of the satellite mounted antenna 260 are both fixedly mounted on the main body of the artificial satellite 200. Therefore, control of the irradiation area of the beam from the artificial satellite 200 is achieved by attitude control of the artificial satellite 200.
【００５３】以上により、人工衛星からのビーム照射領
域の変動を制限するような制御が可能となる。As described above, it is possible to perform control so as to limit the variation of the beam irradiation area from the artificial satellite.
【００５４】次に、本発明の第五の実施例ついて、図面
を用いて説明する。Next, a fifth embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
【００５５】図７に人工衛星２００の軌道制御及び姿勢
制御に関する制御ブロックの第四の形態を示す。人工衛
星２００は推進装置２３０を有し、推進装置２３０はス
ラスタ２３１，２３２、及び２３３を有する。また、人
工衛星２００は姿勢制御装置２４０を有し、姿勢制御装
置２４０は姿勢検出手段として、センサ２４１、及び姿
勢制御手段としてリアクションホイール２４２を有す
る。また、人工衛星200は衛星搭載アンテナ２６０を有
する。衛星搭載アンテナ２６０の反射鏡２６１は人工衛
星２００の本体に対して固定して搭載されている。衛星
搭載アンテナ260のホーン２６２は反射鏡２６１への電
波伝搬方向が、ホーン２６２によって可変に制御できる
ように搭載されている。この可変制御の方法は、機械的
な駆動によっても、フェーズドアレイの様に電子的な方
法によってもいずれでも良い。ＴＴ＆Ｃ系２５０には、
軌道制御演算部２５１を有し、センサ２４１の情報を基
に、リアクションホイール２４２及びホーン制御装置２
６３への制御指令を生成する。この制御指令に基づき、
リアクションホイール２４２及びホーン２６２が制御さ
れる。従って、人工衛星２００からのビームの照射領域
の制御は、人工衛星２００の姿勢制御及びホーン２６２
の電波伝搬方向の制御の組み合わせによって達成され
る。FIG. 7 shows a fourth form of a control block relating to the orbit control and the attitude control of the artificial satellite 200. The artificial satellite 200 has a propulsion device 230, and the propulsion device 230 has thrusters 231, 232, and 233. In addition, the artificial satellite 200 has an attitude control device 240, and the attitude control device 240 has a sensor 241 as attitude detecting means and a reaction wheel 242 as attitude controlling means. Further, the artificial satellite 200 has a satellite-mounted antenna 260. The reflector 261 of the satellite mounted antenna 260 is fixedly mounted on the main body of the artificial satellite 200. The horn 262 of the satellite mounted antenna 260 is mounted so that the direction of radio wave propagation to the reflector 261 can be variably controlled by the horn 262. This variable control method may be either mechanical drive or an electronic method such as a phased array. TT & C 250
It has a trajectory control calculation unit 251 and, based on information from the sensor 241, a reaction wheel 242 and a horn control device 2
A control command to 63 is generated. Based on this control command,
The reaction wheel 242 and the horn 262 are controlled. Therefore, the control of the irradiation area of the beam from the artificial satellite 200 depends on the attitude control of the artificial satellite 200 and the horn 262.
This is achieved by a combination of control of the radio wave propagation directions.
【００５６】以上により、人工衛星からのビーム照射領
域の変動を制限するような制御が可能となる。As described above, it is possible to perform control to limit the fluctuation of the beam irradiation area from the artificial satellite.
【００５７】次に、本発明の第六の実施例ついて、図面
を用いて説明する。Next, a sixth embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
【００５８】図８に人工衛星２００の軌道制御及び姿勢
制御に関する制御ブロックの第六の形態を示す。人工衛
星２００は推進装置２３０を有し、推進装置２３０はス
ラスタ２３１，２３２、及び２３３を有する。また、人
工衛星２００は姿勢制御装置２４０を有し、姿勢制御装
置２４０は姿勢検出手段として、センサ２４１、及び姿
勢制御手段としてリアクションホイール２４２を有す
る。ＴＴ＆Ｃ系２５０には、軌道制御演算部２５１を有
し、センサ２４１の情報を基に、リアクションホイール
２４２への制御指令を生成する。この制御指令に基づ
き、リアクションホイール２４２が制御される。また、
人工衛星２００は衛星搭載アンテナ２６０を有する。衛
星搭載アンテナ２６０の反射鏡２６１及びホーン２６２
は共に人工衛星２００の本体に対して固定して搭載され
ている。また、人工衛星２００は電源系２７０を有し、
電源系２７０は太陽電池パネル２７１及び駆動軸２７２
及び２７３と駆動軸２７２及び２７３を駆動制御する駆
動制御装置２７４及び２７５を有する。軌道制御演算部
２５１は、リアクションホイール２４２と同時に駆動制
御装置２７４及び２７５へも制御指令を生成する。この
制御指令に基づき、太陽電池パネル方向を太陽光の入射
角に対して垂直になるように制御する。FIG. 8 shows a sixth form of a control block relating to the orbit control and the attitude control of the artificial satellite 200. The artificial satellite 200 has a propulsion device 230, and the propulsion device 230 has thrusters 231, 232, and 233. In addition, the artificial satellite 200 has an attitude control device 240, and the attitude control device 240 has a sensor 241 as attitude detecting means and a reaction wheel 242 as attitude controlling means. The TT & C system 250 has a trajectory control calculation unit 251, and generates a control command to the reaction wheel 242 based on the information of the sensor 241. The reaction wheel 242 is controlled based on this control command. Also,
The artificial satellite 200 has a satellite antenna 260. Reflector 261 and horn 262 of satellite mounted antenna 260
Are fixedly mounted on the main body of the artificial satellite 200. Further, the artificial satellite 200 has a power supply system 270,
The power supply system 270 includes a solar cell panel 271 and a drive shaft 272.
And 273 and drive control devices 274 and 275 that drive and control the drive shafts 272 and 273. The trajectory control calculation unit 251 generates a control command to the drive control devices 274 and 275 simultaneously with the reaction wheel 242. Based on this control command, the direction of the solar cell panel is controlled to be perpendicular to the incident angle of sunlight.
【００５９】以上により、リアクションホイール２４２
の制御により人工衛星２００からのビーム照射領域の変
動を制限するように制御しつつ、太陽電池パネル２７１
の方向を駆動制御し、太陽電池パネルと太陽光の入射角
とが垂直に近い状態となるように制御し、人工衛星２０
０に対する太陽光の入射角が変動しても発生電力を維持
することが可能となる。As described above, the reaction wheel 242
Is controlled so as to limit the fluctuation of the irradiation area of the beam from the artificial satellite 200 while controlling the solar cell panel 271.
Is controlled so that the solar cell panel and the incident angle of sunlight are close to a perpendicular state.
Even if the incident angle of sunlight with respect to 0 fluctuates, the generated power can be maintained.
【００６０】次に、本発明の第七の実施例について、図
面を用いて説明する。Next, a seventh embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
【００６１】図９に人工衛星２００の軌道制御及び姿勢
制御に関する制御ブロックの第六の形態を示す。人工衛
星２００は推進装置２３０を有し、推進装置２３０はス
ラスタ２３１，２３２、及び２３３を有する。また、人
工衛星２００は姿勢制御装置２４０を有し、姿勢制御装
置２４０は姿勢検出手段として、センサ２４１、及び姿
勢制御手段としてリアクションホイール２４２を有す
る。ＴＴ＆Ｃ系２５０には、軌道制御演算部２５１を有
し、センサ２４１の情報を基に、リアクションホイール
２４２への制御指令を生成する。この制御指令に基づ
き、リアクションホイール２４２が制御される。また、
人工衛星２００は衛星搭載アンテナ２６０を有する。衛
星搭載アンテナ２６０の反射鏡２６１は共に人工衛星２
００の本体に対して固定して搭載されている。衛星搭載
アンテナ２６０のホーン２６２は反射鏡２６１への電波
伝搬方向が、ホーン２６２によって可変に制御できるよ
うに搭載されている。この可変制御の方法は、機械的な
駆動によっても、フェーズドアレイの様に電子的な方法
によってもいずれでも良い。また、人工衛星２００は電
源系２７０を有し、電源系２７０は太陽電池パネル２７
１及び駆動軸２７２と駆動軸２７２を駆動制御する駆動
制御装置２７４を有する。軌道制御演算部２５１は、リ
アクションホイール２４２と同時に駆動制御装置２７４
へも制御指令を生成する。この制御指令に基づき、太陽
電池パネル方向を太陽光の入射角に対して垂直になるよ
うに制御する。FIG. 9 shows a sixth form of the control block relating to the orbit control and the attitude control of the artificial satellite 200. The artificial satellite 200 has a propulsion device 230, and the propulsion device 230 has thrusters 231, 232, and 233. In addition, the artificial satellite 200 has an attitude control device 240, and the attitude control device 240 has a sensor 241 as attitude detecting means and a reaction wheel 242 as attitude controlling means. The TT & C system 250 has a trajectory control calculation unit 251, and generates a control command to the reaction wheel 242 based on the information of the sensor 241. The reaction wheel 242 is controlled based on this control command. Also,
The artificial satellite 200 has a satellite antenna 260. Both the reflector 261 of the satellite-mounted antenna 260 is the artificial satellite 2
It is fixedly mounted on the main body of the 00. The horn 262 of the satellite mounted antenna 260 is mounted so that the direction of radio wave propagation to the reflector 261 can be variably controlled by the horn 262. This variable control method may be either mechanical drive or an electronic method such as a phased array. The artificial satellite 200 has a power supply system 270, and the power supply system 270 is connected to the solar cell panel 27.
1 and a drive control device 274 for controlling the drive shaft 272 and the drive shaft 272. The trajectory control calculation unit 251 includes the drive control device 274 simultaneously with the reaction wheel 242.
Also generates a control command. Based on this control command, control is performed so that the direction of the solar cell panel is perpendicular to the incident angle of sunlight.
【００６２】以上により、リアクションホイール２４２
の制御及びホーン２６２の電波伝搬方向の制御により人
工衛星２００からのビーム照射領域の変動を制限するよ
うに制御しつつ、太陽電池パネル２７１の方向を駆動制
御し、太陽電池パネル２７０と太陽光の入射角とが垂直
に近い状態となるように制御し、人工衛星２００に対す
る太陽光の入射角が変動しても発生電力を維持すること
が可能となる。ホーン２６２の電波伝搬方向を制御する
ため、太陽電池パネルの駆動制御が１軸であってもビー
ム照射領域と太陽に対する入射角の制御が可能になる。As described above, the reaction wheel 242
Of the solar cell panel 271 while controlling the direction of the radio wave propagation of the horn 262 so as to limit the fluctuation of the beam irradiation area from the artificial satellite 200, It is possible to control the incident angle so as to be almost perpendicular, and to maintain the generated power even when the incident angle of the sunlight to the artificial satellite 200 fluctuates. Since the radio wave propagation direction of the horn 262 is controlled, the beam irradiation area and the incident angle with respect to the sun can be controlled even when the driving control of the solar cell panel is uniaxial.
【００６３】この実施例においては、人工衛星２００の
姿勢制御による太陽光方向変動分を主にホーン２６２の
電波伝搬方向の制御により補正し、軌道傾斜角及び黄道
面と赤道面の間の傾斜角による太陽光方向変動分を太陽
電池パネルの方向制御により補正する。In this embodiment, the variation in the sunlight direction due to the attitude control of the artificial satellite 200 is corrected mainly by controlling the radio wave propagation direction of the horn 262, and the orbit inclination angle and the inclination angle between the ecliptic plane and the equatorial plane are corrected. Is corrected by the direction control of the solar cell panel.
【００６４】但し、この実施例においては、第七の実施
例と同様に太陽電池パネル２７１を２軸駆動しても良
い。However, in this embodiment, the solar cell panel 271 may be driven in two axes as in the seventh embodiment.
【００６５】上記の実施例において、姿勢制御としてリ
アクションホイールを用いているが、これに限らず、磁
気トルカ，スラスタ，モーメンタムホイール等の他の手
段によっても良い。In the above embodiment, the reaction wheel is used as the attitude control. However, the present invention is not limited to this, and other means such as a magnetic torquer, a thruster, and a momentum wheel may be used.
【００６６】また、太陽電池パネルは１台ではなく複数
台でも良い。The number of solar cell panels may be plural instead of one.
【００６７】また、人工衛星からのビームはシングルビ
ームでなくマルチビームでも同様である。The same applies to the case where the beam from the artificial satellite is not a single beam but a multi-beam.
【００６８】また、上記の実施例中の、軌道制御，ビー
ム照射領域制御、及び姿勢制御は、人工衛星搭載のコン
ピュータによりオンボードで自動的に行っても、地上管
制局からの指令によってもいずれでも良い。In the above embodiment, the orbit control, beam irradiation area control, and attitude control are automatically performed on-board by a computer equipped with an artificial satellite or by a command from a ground control station. But it is good.
【００６９】尚、本発明の説明の中で用いた上述の軌道
の定義に用いられる軌道六要素について以下に説明す
る。これらは、ある基準の時刻における値として定義さ
れる。 軌道長半径 ａ：楕円の長半径 離心率 ｅ：楕円の偏平度（０≦ｅ＜１） 軌道傾斜角 ｉ：軌道面の赤道面からの傾き（０度≦ｉ≦１８０度） 昇交点赤径 Ω：軌道が赤道面を南半球から北半球にかけて横切る点を春分 点方向から東回りに測った角度（０度≦Ω≦１８０度） 近接点引数 ω：軌道面上で近地点の一を昇交点から計った角度（０度≦ω ≦３６０度) 真近点離角 θ：近地点と楕円の焦点を結ぶ線分と軌道上の衛星の一と楕円 の焦点を結ぶ線分がなす角（０度≦θ≦３６０度） さらに、地球上から観測される人工衛星の位置及び速度
から上述の軌道六要素を導出する方法を以下に示す。The six orbit elements used for defining the above-mentioned orbit used in the description of the present invention will be described below. These are defined as values at a certain reference time. Orbit major radius a: major radius of ellipse eccentricity e: flatness of ellipse (0 ≦ e <1) orbit inclination angle i: inclination of the orbit plane from the equatorial plane (0 degrees ≦ i ≦ 180 degrees) Ω: Angle measured eastward from the direction of the vernal equinox at the point where the orbit crosses the equatorial plane from the southern hemisphere to the northern hemisphere (0 degrees ≦ Ω ≦ 180 degrees) Proximity point argument Angle (0 degrees ≤ ω ≤ 360 degrees) Perpendicular angle θ: The angle (0 degrees ≤ θ) between the line segment connecting the perigee and the focal point of the ellipse and the line segment connecting the satellite in orbit and the focal point of the ellipse (<360 degrees) Further, a method for deriving the above-mentioned six orbital elements from the position and velocity of the artificial satellite observed from the earth will be described below.
【００７０】ｅ＝｜ｅ_｜ 但し、ｅ_＝{(ｖ２−μ／ｒ)ｒ_−(ｒ_・ｖ_)ｖ_}／μ ａ＝(１−ｅ２)｜ｈ_｜２／μ 但し、ｈ_＝ｒ_×ｖ_（ｒ_とｖ_の外積） ｉ＝arccos［(Ｋ_・ｈ_)／｜ｈ_｜］（ｉは常に正） Ω＝arccos［Ｉ_・(Ｋ_×ｈ_)／｜Ｋ_×ｈ_｜］ 但し、Ｉ_・(Ｋ_×ｈ_)＞０ならばΩ＜１８０゜ ω＝arccos［(Ｋ_×ｈ_)・ｅ_／(｜Ｋ_×ｈ_｜｜ｅ_
｜］ 但し、(Ｋ_×ｈ_)・ｅ_＞０ならばω＜１８０゜ θ＝arccos［(ｅ_・ｒ０_)／｜ｅ_・ｒ０_｜］ 但し、(ｅ_・ｒ０_)＞０ならばθ＜１８０゜ 但し、_のついた量は全てベクトル量である。但し、ｒ_
の基点は地球中心である。E = | e_ | where e _ = {(v2-μ / r) r _− (r_ · v_) v _} / μa = (1-e2) | h_ | 2 / μ where h_ = r_ × v_ (cross product of r_ and v_) i = arccos [(K_ · h _) / | h_ |] (i is always positive) Ω = arccos [I_ · (K_ × h _) / | K_ × h_ |] If I_ · (K_ × h _)> 0, Ω <180 ° ω = arccos [(K_ × h_) · e _ / (| K_ × h_ || e_
|] However, if (K_ × h_) · e_> 0, ω <180 ° θ = arccos [(e_ · r0 _) / | e_ · r0_ |] However, if (e_ · r0 _)> 0, θ <180 ° However, all the quantities with _ are vector quantities. Where r_
Is the center of the earth.
【００７１】μ ：地球の重力定数（＝３.９８６×１０
5ｋｍ3／sec2) ｒ ：人工衛星の位置（観測量）、ｒ０：人工衛星の軌
道元期における位置 ｖ ：人工衛星の速度（観測量） Ｉ_：Ｘ軸方向（地球中心から春分点方向が正）の単位
ベクトル Ｋ_：Ｚ軸方向（地球中心から北極方向が正）の単位ベ
クトルΜ: Earth's gravitational constant (= 3.986 × 10
5 km 3 / sec 2 ) r: the position of the satellite (observed amount), r0: the position of the satellite in the first phase of the orbit v: the speed of the satellite (observed amount) I_: X-axis direction (the direction of the vernal equinox from the earth center is Positive) unit vector K_: unit vector in the Z-axis direction (positive from the center of the earth to the north pole)
【００７２】[0072]
【発明の効果】以上説明した本発明によれば、サービス
運転中に軌道制御を行わないため、準静止軌道上にある
人工衛星を用いて地域限定サービスを行う衛星システム
において、当該サービスエリアへのサービスへの軌道制
御の影響を及ぼすことなく、軌道制御を行うことを可能
とする。According to the present invention described above, since orbit control is not performed during service operation, a satellite system that performs an area-limited service using an artificial satellite in a quasi-geostationary orbit is provided. It is possible to perform trajectory control without affecting trajectory control on services.
【００７３】また、サービス運用中以外に軌道制御を行
う際に、推進手段の座標系と軌道上座標系とが平行でな
くても、制御装置により、推進手段の推力のベクトル合
成により任意の方向への推力を可能とするため、当該サ
ービスエリアへのサービスへの軌道制御の影響を及ぼす
ことなく、軌道制御を行うことを可能とする。Further, when the trajectory control is performed other than during the service operation, even if the coordinate system of the propulsion means and the on-orbit coordinate system are not parallel, the control device can perform any desired direction by the vector synthesis of the thrust of the propulsion means. Therefore, it is possible to perform trajectory control without affecting trajectory control on the service to the service area.
【００７４】また、軌道制御を行う際に、推力の低いイ
オンエンジンを使用するため、サービス運転中でも軌道
制御を行うことが可能となるため、当該サービスエリア
へのサービスへの軌道制御の影響を及ぼすことなく、軌
道制御を行うことを可能とする。Further, since the ion engine having low thrust is used when performing the orbit control, the orbit control can be performed even during the service operation, so that the influence of the orbit control on the service to the service area is affected. It is possible to perform trajectory control without the need.
【００７５】また、前述の衛星システムにおいて、当該
サービスエリア以外への不要放射を出さないようにビー
ム照射領域の制御を行うことを可能とする。Further, in the above-mentioned satellite system, it is possible to control the beam irradiation area so as not to emit unnecessary radiation to areas other than the service area.
【００７６】また、前述の衛星システムにおいて、大き
な余剰電力やバッテリ電力のために人工衛星を大型化す
ることなく、太陽電池パネルへの太陽放射角の変動の影
響を抑えて、軌道上での所要電力をまかなうことができ
る。Further, in the above-mentioned satellite system, the effect of the fluctuation of the solar radiation angle on the solar cell panel can be suppressed without increasing the size of the artificial satellite due to the large surplus electric power and battery power, and the required power in orbit can be reduced. Power can be provided.
【図１】本発明にかかる準静止軌道の説明図及び第一の
実施例の説明図である。FIG. 1 is an explanatory diagram of a quasi-geostationary orbit according to the present invention and an explanatory diagram of a first embodiment.
【図２】本発明にて用いる座標系の説明図である。FIG. 2 is an explanatory diagram of a coordinate system used in the present invention.
【図３】本発明にかかる第二の実施例の説明図である。FIG. 3 is an explanatory diagram of a second embodiment according to the present invention.
【図４】本発明にかかる第三の実施例の説明図である。FIG. 4 is an explanatory diagram of a third embodiment according to the present invention.
【図５】人工衛星からのビーム照射領域の一例の説明図
である。FIG. 5 is an explanatory diagram of an example of a beam irradiation area from an artificial satellite.
【図６】本発明にかかる第四の実施例の説明図である。FIG. 6 is an explanatory diagram of a fourth embodiment according to the present invention.
【図７】本発明にかかる第五の実施例の説明図である。FIG. 7 is an explanatory diagram of a fifth embodiment according to the present invention.
【図８】本発明にかかる第六の実施例の説明図である。FIG. 8 is an explanatory diagram of a sixth embodiment according to the present invention.
【図９】本発明にかかる第七の実施例の説明図である。FIG. 9 is an explanatory diagram of a seventh embodiment according to the present invention.
１００，１１０…曲線、２００…衛星、２２０…衛星座
標系、２３０…推進装置、２３１，２３２，２３３…ス
ラスタ、２３１ａ，２３２ａ，２３３ａ…イオンエンジ
ン、２４０…姿勢制御装置、２４１…センサ、２４２…
リアクションホイール、２５０…ＴＴ＆Ｃ系、２５１…
軌道制御演算部、２６０…衛星搭載アンテナ、２６１…
反射鏡、２６２…ホーン、２７０…電源系、２７１…太
陽電池パネル、２７２，２７３…駆動軸、２７４，２７
５…駆動制御装置、３００…軌道、３１０…軌道座標系
の原点、３２０…軌道座標系、４００…サービスエリ
ア。100, 110: curve, 200: satellite, 220: satellite coordinate system, 230: propulsion device, 231, 232, 233: thruster, 231a, 232a, 233a: ion engine, 240: attitude control device, 241: sensor, 242 ...
Reaction wheel, 250 ... TT & C system, 251 ...
Orbit control calculation unit, 260 ... satellite mounted antenna, 261 ...
Reflecting mirror, 262 horn, 270 power supply system, 271 solar cell panel, 272, 273 drive shaft, 274, 27
5: drive control device, 300: track, 310: origin of track coordinate system, 320: track coordinate system, 400: service area.
Claims (7)
上のサービス運用領域以外の軌道上に存在するときに、 前記人工衛星が備えている軌道修正用の推進手段を使用
して軌道制御を行うことを特徴とする人工衛星の軌道制
御方法。When a satellite in a quasi-geostationary orbit exists in an orbit other than a service operation area in a quasi-geostationary orbit, an orbit is corrected using an orbit correction propulsion means provided in the satellite. An orbit control method for an artificial satellite, comprising performing control.
上のサービス運用領域以外の軌道上に存在するときに、 前記人工衛星が備えている軌道修正用の推進手段、及び
前記推進手段を用いて人工衛星に与える推力方向を任意
の方向に制御できる推進手段制御装置を使用して、軌道
の接線方向及び垂線方向に対する軌道制御を行うことを
特徴とする人工衛星の軌道制御方法。2. A propulsion means for correcting an orbit provided in an artificial satellite when the artificial satellite in the quasi-geostationary orbit exists in an orbit other than a service operation area in the quasi-geostationary orbit. A trajectory control method for an artificial satellite, characterized in that a trajectory control in a tangential direction and a perpendicular direction of an orbit is performed by using a propulsion means control device capable of controlling a thrust direction given to the artificial satellite in an arbitrary direction by using the trajectory.
ンジンを用いたことを特徴とする請求項２記載の人工衛
星の軌道制御方法。3. The orbit control method for an artificial satellite according to claim 2, wherein an ion engine is used as said propulsion means for correcting the orbit.
テナが準静止軌道上にある人工衛星の本体に固定され、 前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領域内の軌
道上に存在するときに、 前記人工衛星が備えている姿勢制御用の制御トルク発生
手段を使用して衛星姿勢を制御することによって、人工
衛星からのビーム照射領域を保持するように姿勢制御を
行うことを特徴とするビーム照射領域の制御方法。4. A satellite-mounted antenna used for a service link is fixed to a main body of a satellite in a quasi-geostationary orbit, and when the satellite is in an orbit in a service operation area in a quasi-geostationary orbit. Controlling the attitude of the satellite using a control torque generating means for attitude control provided in the satellite, thereby performing attitude control so as to maintain a beam irradiation area from the satellite. How to control the area.
通信方向が準静止軌道上にある人工衛星の本体に対して
可変に制御可能なように搭載され、 前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領域内の軌
道上に存在するときに、 前記人工衛星が備えている姿勢制御用の制御トルク発生
手段を使用して衛星姿勢を制御することによって、人工
衛星からのビーム照射領域を保持するように姿勢制御を
行うことを特徴とするビーム照射領域の制御方法。5. A satellite-mounted antenna used for a service is mounted so that the communication direction of the satellite-mounted antenna can be variably controlled with respect to a main body of an artificial satellite in a quasi-geostationary orbit, and the artificial satellite is operated in a service in a quasi-geostationary orbit. When in orbit within the area, by controlling the attitude of the satellite using a control torque generating means for attitude control provided in the artificial satellite, to maintain the beam irradiation area from the artificial satellite A method for controlling a beam irradiation area, comprising performing attitude control.
システムにおいて、 サービスに用いられる衛星搭載アンテナの通信方向が前
記人工衛星の本体に固定され、 前記人工衛星は姿勢制御用の制御トルク発生手段を備え
ていると共に、 前記人工衛星の太陽電池パネルは２軸駆動制御が可能で
あるように構成され、かつ、 前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領域内の軌
道上に存在するときに、 前記制御トルク発生手段を使用して衛星姿勢を制御する
ことによって、人工衛星からのビーム照射領域を保持す
るように姿勢制御を行いつつ、太陽電池パネルを２軸駆
動制御することにより太陽電池パネルを太陽方向に垂直
に向けるように制御することを特徴とする人工衛星シス
テム。6. A satellite system using an artificial satellite in a quasi-geostationary orbit, wherein a communication direction of a satellite mounted antenna used for service is fixed to a main body of the artificial satellite, and the artificial satellite generates a control torque for attitude control. Means, the solar panel of the satellite is configured to be capable of biaxial drive control, and when the satellite is in an orbit within a service operation area on a quasi-geostationary orbit. By controlling the attitude of the satellite using the control torque generating means, the attitude control is performed so as to maintain the beam irradiation area from the artificial satellite, and the solar cell is controlled by driving the solar cell panel in two axes. An artificial satellite system wherein a panel is controlled to be oriented perpendicular to the sun.
システムにおいて、 サービスに用いられる衛星搭載アンテナの通信方向が前
記人工衛星の本体に対して可変に制御可能なように搭載
され、 前記人工衛星は姿勢制御用の制御トルク発生手段を備え
ていると共に、 前記人工衛星の太陽電池パネルは駆動制御が可能である
ように構成され、かつ、 前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領域内の軌
道上に存在するときに、 前記制御トルク発生手段を使用して衛星姿勢を制御する
ことと衛星搭載アンテナの通信方向の制御を行うことに
よって人工衛星からのビーム照射領域を保持するように
姿勢制御を行いつつ、太陽電池パネルを駆動制御するこ
とにより太陽電池パネルを太陽方向に垂直に向けるよう
に制御することを特徴とする人工衛星システム。7. A satellite system using an artificial satellite in a quasi-geostationary orbit, wherein a communication direction of a satellite-mounted antenna used for service is mounted so as to be variably controllable with respect to a main body of the artificial satellite. The satellite is provided with control torque generating means for attitude control, and the solar cell panel of the artificial satellite is configured to be capable of drive control, and the artificial satellite is in a service operation area on a quasi-geostationary orbit. When in orbit, control the attitude of the satellite using the control torque generating means and control the communication direction of the on-board antenna to maintain the beam irradiation area from the artificial satellite An artificial feature wherein the solar panel is controlled so as to be directed perpendicularly to the sun by driving and controlling the solar panel while performing the control. Star system.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24478699A JP2001063700A (en) | 1999-08-31 | 1999-08-31 | Orbit control method for artificial satellite, control method for beam irradiation territory, and artificial satellite system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24478699A JP2001063700A (en) | 1999-08-31 | 1999-08-31 | Orbit control method for artificial satellite, control method for beam irradiation territory, and artificial satellite system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001063700A true JP2001063700A (en) | 2001-03-13 |
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ID=17123913
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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| JP24478699A Withdrawn JP2001063700A (en) | 1999-08-31 | 1999-08-31 | Orbit control method for artificial satellite, control method for beam irradiation territory, and artificial satellite system |
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| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2001063700A (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005096702A (en) * | 2003-09-26 | 2005-04-14 | Fujitsu Ltd | Orbit control planning method, program, and device for artificial satellite |
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-
1999
- 1999-08-31 JP JP24478699A patent/JP2001063700A/en not_active Withdrawn
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