JP2542094B2 - 衛星制御システム - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は人工衛星姿勢制御に関し、特に地球回周衛星
の姿勢についてソーラー圧力などの不所望な影響を補償
する方法に関する。

［従来技術］ 通信衛星においては、一定の天体に関して衛星の位置
および姿勢を定めることが一般的に望ましい。例えば、
通信衛星において衛星のソーラーコレクタを太陽に向け
ると共にこの衛星の通信アンテナを地球に向けて合わせ
ながら、地球を回る静止軌道にこの衛星を位置させるこ
とが普通である。このことにより、この衛星がソーラー
コレクタに入射する太陽エネルギから最大の利得を得る
間に、間断なくこの衛星を継続して用いる多数の地球局
を可能にする利益がもたらされる。

［発明の解決すべき課題］ ソーラー圧力、地球の扁円、および太陽並びに月の重
力の乱れに起因する力が許容し得る限界を越えて衛星の
位置および姿勢を変えるために、静止軌道における衛星
の位置および姿勢を随時調節しなければならない。

衛星について外乱の影響を補償するため幾つかの技術
が開発されている。例えば、ガスにより付勢されるスラ
スター（thrusters）を短時間点火して衛星が所定の位
置および姿勢からはずれる時には何時でもこの衛星をそ
の所定の位置並びに姿勢に戻す。この方法はうまく動作
している間に、南北位置を維持するような比較的大きく
間断的で調整的な操縦装置を必要とする場合、衛星のソ
ーラーコレクタに及ぼすソーラー圧力により生じるよう
なより小さい姿勢の乱れを頻繁に修正することは費用が
かかり、しかも不便である。

衛星の姿勢を制御するのにしばしば用いる他の技術は
機上の運動量ホイールを使用することである。このよう
なホイールは衛星に関する固定姿勢、或いはジンバル支
持されたプラットフォームという２つのモードにおいて
使用できる。固定運動量ホイールについて、外部モーメ
ントが周期的である時、その衛星姿勢の誤差は周期的で
ある。ピーク姿勢誤差はホイールの角運動量に反比例
し、外部モーメントの大きさに直接比例する。空間にお
いて固定された方向を有するか、或いは日々の期間より
むしろ年間の期間で回転する外部モーメントの要素があ
る時、姿勢誤差が受け入れがたい限界に達するまでその
姿勢誤差は時間と共に増加する。この点においても、衛
星の姿勢を所定の範囲内に戻すために姿勢制御スラスタ
ーを使用しなければならない。典型的な衛星の設計にお
いて、姿勢制御に要求される燃料は比較的少ないが、姿
勢制御用スラスターは軌道制御用スラスターよりも一層
頻繁に用いられる。

ジンバル運動量ホイールにより、外部モーメントが存
在するにしても、その外部モーメントによる衛星姿勢の
誤差は誤差のない状態に保持される。このことは姿勢制
御システムの監視下で、このホイールをジンバル支持す
ることにより発生したモーメントによって外部モーメン
トを妨げることにより達成される。周期的な外部モーメ
ントに対し、そのジンバル角度は周期的であり、しかも
その角度のピーク値はホイールの角運動量に反比例す
る。空間において固定された方向或いは年間の期間を有
する外部モーメントの要素は、時間と共に増加し、つい
にその限界に達するジンバル角度を生じさせる。このジ
ンバル角度が生じる前に、宇宙船の姿勢制御システムの
動作によって運動量ホイールのジンバルを所定の動作範
囲に戻す外部モーメントを働かさせるために宇宙船スラ
スターを使用しなければならない。制御モーメントを得
る他の手段として役立つものがないにしても、姿勢制御
に対するスラスターは典型的な設計における軌道制御用
スラスターよりも一層頻繁に用いられる。

制御モーメントを発生させるために、さらに他の技術
が用いられる。この１つの技術は地球の磁界に対して感
応する磁気的に誘起されるトルクを用いることである。
この方法は良好に動作するが、地球自転と同期する高度
で地磁気の悪影響を受ける。別の方法はソーラー航法
（sailing）である。このソーラー航法においてはソー
ラーパネルに作用するソーラー放射圧力は所定の補償モ
ーメントを作り出すのに用いられる。この制御モーメン
トは、衛星ソーラーパネルの少なくとも１つの姿勢を正
常な太陽追跡位置から僅かに変位させることによって達
成される。２個のパネルを統合された動作において制御
する際、正確な姿勢制御が固定された運動量ホイールシ
ステムにおいて可能である。ジンバル支持された運動量
ホイールシステムにおいては、制御に要求されるジンバ
ルの運動量は実質的に減少される。両方のシステムで
は、姿勢制御用スラスターの使用はたまに軌道制御に用
いられる期間を除いて除去される。ソーラー航法は姿勢
制御を行うのに用いられる燃料を節約するだけでなく衛
星の信頼性を高める。これは、スラスターに対する不注
意な点火による制御の失敗の可能性が航行の期間中スラ
スターを閉鎖することによって最小にされるからであ
る。

長期間の外乱モーメントの最も大きなもとはソーラー
放射圧力の中心が衛星質量の中心と一致しないときに生
じるものである。このことは、このモーメントが地球の
ソーラーラインに関して固定されるためである。

単一パネルによるソーラー航法の一般的な概念は、レ
ナーに与えられ“地球自転と同期する衛星の運動量ベク
トルの方向を制御するためのシステム”と題する米国特
許第４、325、124号明細書に開示されている。このレナ
ー特許はソーラー航法のシステムを開示しており、この
システムにおいては、他のパネルが正常な太陽追跡位置
に留まる間に、外乱トルクの方向に基づいて、１つのソ
ーラー収集アレイが回転される。レナー方法の使用がソ
ーラー航法技術を用いるある程度の衛星姿勢制御に対し
て備える限り、不所望に大きい風車トルク（windmill t
orques）が唯一のパネルを同時に回転させることによっ
て衛星上に誘起される。これらの不所望な風車トルク
は、固定された運動量ホイールシステムに対して単一パ
ネルのソーラー技術を用いる際に達成される全体的な姿
勢精度を本来制限し、或いは水平自在にされた運動量ホ
イールシステムにおいて過大なジンバル運動に終わる。

それ故、本発明の主要な目的は衛星の姿勢についてソ
ーラー圧力等の所望で不安定な影響を減少する衛星の両
方のソーラー収集パネルを同時に回転させる方法を提供
することにある。

本発明の別の目的はスラスターを使用せずに衛星姿勢
を制御する上記したようなソーラー航行の方法にある。

本発明の別の目的は固定されたホイール姿勢制御シス
テムについて得られる姿勢精度を改良することにある。

本発明のさらに別の目的は、外乱トルクを補償するの
に用いるジンバルの搭載された運動量ホイールの全体的
なジンバル運動を減少し、それによって運動量ホイール
ジンバル機構の有効寿命を増大する上記したようなソー
ラー航行の方法を提供することにある。

本発明のさらなる別の目的は、ジンバル機構に要求さ
れる瞬時ジンバル運動を減少してその設計を簡素化する
ことにある。

［課題解決のための手段］ 本発明は、人工衛星の本体から離れるようにほぼ反対
方向に延在し、正常状態における太陽追跡位置に共通軸
を中心にして回転可能な第１および第２の太陽エネルギ
収集パネルを具備している人工衛星における人工衛星に
与えられた不所望トルクの影響を補償する方法におい
て、 （Ａ）人工衛星に与えられる不所望トルクの大きさおよ
び方向を決定し、 （Ｂ）人工衛星上の不所望トルクの影響を補償する補償
トルクを人工衛星に与えるために正常状態における太陽
追跡位置から角度的にオフセットされた第１および第２
の各補償位置に共通軸を中心として第１および第２のパ
ネルを本質的に同時に共通の第１の方向に回転させるこ
とを特徴とする。これらのパネルは、本質的に同速度で
回転されることが好ましい。規定された時間後、共通軸
の周りを反対方向に第１および第２の補償位置から正常
な太陽追跡位置を過ぎてパネルを本質的に同時に回転さ
せることによって、これら第１および第２のパネルは第
３および第４の補償位置に各々回転される。ここで、第
３および第４の補償位置は互いに角度的にずらされてい
る。衛星に加えられた不所望なトルクの大きさおよび方
向は、そのようなトルクにより生じた衛星のロールとピ
ッチとを感知することにより決定されることが好まし
い。

［実施例］ 本発明によると、通信アンテナ26、２つのソーラー収
集パネル30a,30b、スラスター32および２軸ジンバル運
動量ホイール34を具備する典型的な衛星24が第１図に示
されている。ソーラー収集パネル30は互いにほぼ反対方
向に延在し、それぞれ北および南方位36および38に維持
されている。各パネル30は共通の軸を中心にして回転す
るためにストラット28によって衛星24に取付けられてす
る。衛星24の姿勢安定性は、ジンバルが２つの軸50,52
に関して取付けられた通常タイプの運動量ホイール48に
よって達成される。運動量ホイール48の２軸ジンバルホ
イールの取付けを利用することにより、２つの軸のいず
れかまたは両方に関して運動量ホイールの姿勢を変化さ
せ、およびまたはホイールの回転速度を変えるだけで外
部から与えられる妨害トルクを補償することのできる非
常に正確な姿勢制御がもたらされる。

第４図を参照すると、衛星24の中心軸40は地球の回転
軸42にほぼ平行に延在する。北のソーラーパネル30a上
へのソーラー圧力による力は集中されてF_SPNとして示さ
れ、一方南のソーラーパネル30b上へのソーラー圧力に
よる力はベクトルF_-SPSとして示される。衛星ソーラー
パネルが完全に堅牢のままならば、ソーラー放射によっ
て発生される圧力の中心CPは一般に衛星の質量中心CMと
一致し、ソーラー圧力のために衛星に与えられる純トル
クはない。しかしながら、ソーラーパネルの熱誘導屈曲
は典型的に北−南の方向にそれらの圧力の中心をシフト
させる。これは特に夏至および冬至期間中およびその付
近において発生する。衛星の寿命にわたって燃料を消費
するステーションはまた衛星のCPとの間にずれを生じさ
せることがある。さらに、衛星のCPおよびCMを最初に厳
密に配置することに関して不確かさを伴う。このような
ずれから生じるソーラー放射トルクは太陽に関して一定
方向を有する。姿勢制御が補償されない場合、このソー
ラー圧力は第３図の曲線60で示されるような姿勢エラー
またはジンバル角度運動を導く。

ソーラー放射圧力により生成された各ソーラーパネル
30a,30bへの力は、入射したソーラー放射線の吸収
（Ｐ）、乱反射（2/3D）および鏡面反射（Ｓ）によって
発生される成分に分解されることができる。第２図のベ
クトル図はソーラー放射圧力に関連したこれらの成分力
を示す。乱反射成分は、その板の角度的拡散のために2/
3だけ有効である。直角方向の組F_xおよびF_yにこれらの
成分を分解することが便利であり、ここで、 第４図に示されているように、２つの力F_yおよびF_xは
圧力の中心CPに作用する。力F_yはソーラーライン54に垂
直な赤道平面52においてトルクを生成し、このトルクは
M_FYとして示されている。力F_xは、衛星24の質量の中心C
Mと太陽56の巾心との間に延在するソーラーライン54に
沿ってトルクを生成する。このトルクはM_FXで示されて
いる。これらの両トルクは、衛星の圧力の中心CPと衛星
の質量の中心CM間の距離に比例する。F_yによって活性化
されるトルクはロールトルク（Ｒトルク）と呼び、F_xに
より活性化されるトルクは命名すれば風車トルク（Ｗト
ルク）である。ＲトルクおよびＷトルクは、以下の式に
よってソーラーパネル角度に関連されることができる。

Ｒ＝ａ（θ₁ ²−θ₂ ²） （１） Ｗ＝ｂ（θ₁−θ₂） （２） ここでθ₁は、北のソーラーパネル30aの平面に引かれた
法線とベトルF_SPNとの間に形成された角度であり、θ₂
は南のソーラーパネル30bの平面に引かれた法線とベト
ルF_SPSとの間に形成された角度であり、ａおよびｂはソ
ーラーセルの光学的特性の幾何学によって決定された定
数である。

θ₁およびθ₂について式（１）および（２）を解く
と、 ２θ₁＝（bR/aW）＋W/b （４） ２θ₂＝（bR/aW）−W/b （５） 第１図、第３図および第４図を参照すると、軸40に沿
った北−南方向における質量の中心CMからの放射圧力の
中心CPの距離ｄのずれは、大きさ２F_ydのＲトルクを生
成する。Ｒトルク方向は太陽56に関して固定されている
が、地球58に関しては地球に向けられた宇宙船座標にお
いて１日に１回転づつ回転する。衛星24の姿勢制御シス
テムは、外部Ｒトルクと反対方向に運動量ホイール48の
ジンバルをシフトすることによって正しい姿勢を維持す
る。ソーラーパネル補償がない場合の１日間の運動量ホ
イールジンバル角度の軌跡は第３図の実線60で示されて
いる。曲線60は時間と共に不均一に増加する半径を有す
るアルキメデスのらせんである。らせんの式はｒ＝ｋφ
であり、その長さの式は以下の通りであり、 Ｌ＝k/2［ψ（１＋ψ²）^1/2 ＋1n（ψ＋（１＋ψ²）^1/2）］ この式は大きい角度に対して、 Ｌ＝（k/2）ψ² ここでψは、太陽と地球との間に角度またはω_eｔで
あり、ω_eは7.27×10^-5rad/秒の地球の回転速度であ
り、ｔは秒での時間である。ジンバル角度θ₁およびθ₂
は、それぞれｋψcosψおよびｋψsinψである。その他
のトルク制御がない場合には、姿勢制御スラスターが周
期的にそれらの中心位置にジンバル角度を戻すために使
用されなければならない。

本発明の方法によると、ダイナミックソーラーパネル
方位は所望の範囲内にジンバル角度を維持するためにス
ラスターの代りに使用されることができる。各ソーラー
パネルがその標準の太陽追跡位置から離されて共通の方
向に回転させられ、その後共通の反対方向に回転させら
れた場合、効果的に衛星の姿勢を安定させ、別の方法で
あればジンバル運動量ホイールまたはスラスターによっ
て抑制されなければならないかなりの姿勢妨害を修正す
る純トルクが発達されることができる。

ソーラー航行が使用されない場合およびソーラー航行
が使用された場合の単一のソーラーパネルの運動を説明
するために使用される第４図、第５図および第６図を参
照する。第１図に示されたタイプのほとんどの衛星にお
いて、ソーラーパネルは電力に太陽エネルギを変換する
という主な目的を達成する。電力に変換されるソーラー
パワーの比率を最大にするために、ソーラーパネルは常
時太陽を追跡する。ソーラーパネルはその平面に対する
法線42aが直接太陽56を指向するように維持することに
よって太陽を追跡する。第６図において、この通常の太
陽追跡方法論は直線44により示されている。第５図の破
線46は直線44と同一の角度情報を示すが、宇宙船基準に
関するものである。最初に述べられたように、記載の方
法を実行する際に、ソーラーパネルは直接的に太陽を追
跡せず、標準の太陽追跡位置からおよび互いからも角度
的にずらされた補償位置においてそれを追跡する。本発
明を実現するために使用される場合の２つのソーラーパ
ネルの一方の運動に注目すると、第６図は時間（ｔ）＝
０の点48でソーラーパネルがその標準の追跡位置48から
回転され、太陽56に対して15°の傾斜49で（すなわちθ
＝15°）位置されることを示す。この太陽に対する15°
の角度において、ソーラーパネルの平面はψが90°なら
ば15°で地球基準線51と交差する。地球基準線に関する
この15°のずれは第５図の53として示されている。時間
がｔ＝０の点48から中間点であるｔ＝３時間の点57まで
経過すると、パネルは太陽に対する15°の最初のオフセ
ット角度の点49としてθを維持するように移動される。
これは１時間に15°の一定のパネル回転55として地球基
準線から認められる。サイクル期間の最初の半分の終り
57に、ソーラーパネルは反対方向に回転され、サイクル
期間の最初の半分の間に占有される角度に等しく、それ
と反対の角度的な補償位置59に位置される。パネルは残
りのサイクル期間60の間中この第２のオフセット位置に
あり、その後標準太陽追跡位置61に戻る。必要量のパネ
ルオフセットを決定する際に主に考慮することは、所望
の制御モーメントの大きさであり、大きいパネルオフセ
ットは大きい制御モーメントを生成する。

第５図および第６図は、どのように１つのソーラーパ
ネルが単一パネルソーラー航行の実行中に使用されるか
を示したものである。第７図は、二重パネルソーラー航
行の１サイクル期間にわたって回転されたときの２つの
ソーラーパネルの角度的な関係を示す。第７図を参照す
ると、48で示されたｔ＝０においてパネル１は角度θ₁
で第１の方向に回転され、第１の補償位置84に位置さ
れ、ここでθ₁＝15°である。また、48で示されたｔ＝
０でパネル２は角度θ₂で第１の方向に回転され、第２
の補償位置86に位置され、ここでθ₂＝10°である。両
パネルはサイクル期間の半分が57で経過するまでこれら
の各オフセット位置に留り、この時にそれぞれが標準追
跡位置、すなわち88および90でそれぞれ示されたθ₁＝
−15°およびθ₂＝−10°から基準化される対称的な補
正位置に位置されるまで、それらは第１の方向と反対の
方向に回転される。両パネルはサイクル期間の第２の半
分の期間中これらの位置に留る。サイクル期間の第２の
半分が終了すると、両パネルは標準太陽追跡位置61に戻
るように回転される。

パネルが第７図に示された方法で移動されたとき、Ｗ
トルク成分およびＲトルク成分の２つのトルク成分が生
成される。Ｗトルク成分はパネル１およびパネル２の時
間軸44に関する収集オフセットによって発生されたトル
クなので、１サイクル期間にわたって純Ｗトルク成分が
ゼロであることが理解できる。純Ｗトルク成分がゼロで
あっても、瞬間的なＷトルク成分はゼロではなく、また
運動量ホイールが平均トルクでなく瞬間的なトルクに応
答するため、24時間にわたって変化するＷトルク成分の
ために運動量ホイールジンバル角度は第３図の破線62で
示された通路を描く。角度θ₁およびθ₂は、二重パネル
ソーラー航行によって発生されたＲトルクがソーラー圧
力等によって発生されたＲトルクの影響を打消し、一方
不所望の瞬間的なＷトルクを最小にするように選択され
る。第１のパネル角度θ₁に対する第２の角度θ₂の比が
定数Ｃで示されるならば、式（１）および（２）が生成
される。

Ｒ＝ａ（θ₁ ²−θ₂ ²） ＝ａθ₁ ²（１−C²） Ｗ＝ｂ（θ₁−θ₂）＝ｂθ₁（１−Ｃ） さらにθ₁を消去するために式（１）および（２）を結
合すると、 Ｗ＝ｂ（R/a）^1/2（（１−Ｃ）／（１＋Ｃ））
^1/2 （６） 式（６）は、θ₁に対するθ₂の比が一定のままなら
ば、風車トルクＷによるジンバル運動は第２のパネル運
動により係数（（１−Ｃ）／（１＋Ｃ））^1/2で減少さ
れることを示す。この係数は第８図のグラフに示されて
いる。θ₁はＣが要求されるＲトルクを供給するために
増加されると増加されなければならないため、結局cos
θとして変化する利用可能なソーラーパワーの減少が使
用されることができるＣの値を制限する。事実上、係数
３の減少は現在妥当なものと考えられており、Ｃに対す
る0.8の値に対応する。

実際に、第５図、第６図および第７図に示された方形
のパネル運動は、この性質のパネル運動が容易に達成さ
れることができない程度の非常に速い速度を必要とす
る。第９図、第10図および第11図の台形プロット中に示
されたパネル運動はこの様な正方形パネル運動に関連し
た問題を回避し、それ故好ましいものである。以下、台
形パネル運動の好ましい方法が示される。

太陽に関するほぼ台形のパネル波形に対するソーラー
パネルの速度および角度は、第９図においてパネル期間
Ｔ時間200および変位期間中のｎω_eおよび−ｎω_eのパ
ネル速度202および204として示されている。時間τ206
は所望のパネル移動角度θ_max208を与えるように選択さ
れる。θ_maxはｎω_eτに等しい。パネルが変位する地球
速度の倍数ｎは、期間200中にソーラーパネルがどの位
その最大移動角度θ_max208に止まっているかを決定す
る。宇宙船は地球の方位に合わせられ、したがって地球
速度ω_eで回転するため、宇宙船に関するパネル角度は
ω_eτだけ増加された太陽基準角度に等しい。したがっ
て、宇宙船に関するソーラーパネル速度はω_eだけ増加
された太陽基準速度である。

方形パネル運動とは異なる台形パネル運動を実行した
場合、主な相違はパネルがその補償位置へ回転されるた
めに必要とされる時間である。方形パネル運動におい
て、標準太陽追跡位置から補償位置までの推移時間は非
常に短く、一方台形状のパネル運動を実行するこの時間
経過は短くなく、２乃至４倍のω_eの好ましい速度に対
応する。第９図は、本発明の方法を実行する際にソーラ
ーパネル（第１図）によって行われる台形のパネル運動
を示す。符号48で示されたｔ＝０において、パネル１は
θ＝０°の標準太陽追跡位置からθ＝θ_max208の第１の
補償位置に回転される。この回転は202で示されたｎω_e
のパネル回転速度でτ秒の時間期間にわたって発生す
る。パネル１は、それがω_eで回転することを示すT/2−
２τ秒の期間中このθ_max補償位置208に維持されてい
る。T/2−２τ秒が経過した点210になると、パネル１は
−ｎω_eの回転速度204で第１の補償位置（θ＝θ_max）2
10から第２の補償位置（θ＝−θ_max）212へ回転され
る。パネル１は、T/2−２τ秒216の間第２の補償位置に
存在し、それからτ秒間ｎω_eの速度214で回転すること
によってＴ秒のサイクル期間61を完了するように続けら
れる。この制御波形の重要な特徴は、Ｒトルクに関連す
るその二乗平均値およびＷトルクに関連する半期間に対
するその平均値である。これらは以下のようにパラメー
タτの関数として与えられる。² ＝（１−（８τ/3T））θ² _max ＝（１−（２τ/T））θ_max θ_max＝ｎω_eτ 第10図は第９図と同じであるが、宇宙船基準から見た
ソーラーパネル運動を示す。１よりも大きいｎに対して
中間期間変位中に後方追跡が発生することは明らかであ
る。これは、追跡が使用されない場合に太陽を追跡する
ために必要な期間を越す期間の間の全体的パネル運動を
増加させ、したがってパネルメカニズムの消耗を高め
る。追跡による、およびそれによらない全体的運動の速
度は、 ｒ＝１＋（４（ｎ−１）τ/T） または ｒ＝１＋［４（ｎ−１）_{e max}/nω_eＴ］ これらの結果は、ｎの低い値が合計ソーラーパネルの
進行を最小にするために望ましいことを表す。しかしな
がら、最大移動角度における滞在時間が減少されるため
にｎの低い値により平均制御モーメントは減少される。

移動角度θ_maxにおける滞在時間（すなわち、［T/2］
−２τ）はT/2（１−４θ_max/nω_eＴ）であり、半分の
期間T/2に対する滞在時間の比率はｄ＝（１−（４θ_max
/nω_eＴ））である。15°のパネル移動角度θ_maxに対し
て以下の表が適用される。

ｎの高い値は大きい滞在時間となり、したがって大き
い最大制御能力をもたらすことが認められる。

一般化された台形パネル運動を使用する二重パネルソ
ーラー航行に対する姿勢エラーまたはジンバル進行にお
ける減少は、パネル移動速度であるＣの関数であるだけ
でなく、所望のＲトルク、変位速度ｎおよび期間Ｔの関
数でもあり、各宇宙船の場合について計算されなければ
ならない。しかしながら、実際に重要な全ての場合に対
してＣの関数としての改善は方形波運動に対するものと
ほとんど同じであり、それはｎ＝∞に対応する。第11図
には１例が示されており、ｎ＝２に対する９×10^-61b−
ft.,および６時間の期間の制御トルクＲが220で示され
ている。改善係数は方形波222に対するよりも少し好ま
しいことが認められる。

この改善係数は第12A図および第12B図を参照すること
によってさらに良く理解することができる。この図にお
いて、単一のパネル運動236は同一のＲ制御トルク要求
に対して二重パネル運動238に比較される。両方法は同
一のＲ制御トルクに耐えるが、パネル１とパネル２の曲
線間の面積240に比例する不所望のＷトルクは単一パネ
ル運動236に対して二重パネル運動238の３倍の大きさで
ある。したがって、姿勢エラーまたはジンバル運動はこ
の二重パネルの場合238に対して３分の１に減少され
る。ある平均Ｗトルクが二重パネルソーラへ航行38を使
用する際に望ましい場合、それは斜線部分の面積240aお
よび240bを不均等にすることによって達成される。

第12B図は、第９図に示されたようなパネル１の台形
運動および本発明の好ましい方法を使用した場合のパネ
ル２の台形運動を示す。第12B図は、標準太陽追跡位置4
8からパネル１に対する第１の補償位置100およびパネル
２に対する第２の補償位置102に回転される両パネルを
示す。第１および第２のパネルは、太陽に関して固定さ
れており、互いに関して一定のオフセット128である各
補償位置に維持されている。適切な時間が経過した後、
パネルは太陽ライン57を通って回転され、サイクル期間
の前半中に設定された補償位置100,102の補足位置であ
る補償位置104,106に位置される。パネルは、回転され
て標準太陽追跡位置61に戻されるまで各補足的な補償位
置にある。第12B図のグラフのサイクル期間Ｔは所定の
組の不所望なトルクに対して最適化されることができ
る。最適なサイクル期間が決定されると、完了サイクル
の最大数、或は衛星が地球の周囲の軌道を１つ完了する
間に実行されることができるセグメントは適切なサイク
ル時間により分割された24に等しい。セグメントは一般
に１乃至100の範囲にあり、好ましいセグメント範囲は
２乃至10である。４（６時間サイクル期間に等しい）の
セグメント数は広範囲の状況に対して有効である。パラ
メータ全ての最適値を選択する際に、ジンバル進行に対
する姿勢エラー並びにソーラーパネルの進み過ぎを考慮
しなければならない。ジンバル運動量ホイールの場合に
対して、合計ジンバル進行ではなくピークジンバル角度
だけが影響されるので、比較的長い期間Ｔが選択され
る。期間が長くなると、それだけ過度のソーラーパネル
進行の値は小さくなる。一定の運動量ホイールの場合に
は、一般的に姿勢エラーを最小にするために短い期間が
選択されなければならない。

第１図および第４図に示された、80のフットスパンお
よびパネル30a,30b中の典型的なソーラーセルを有する
パネル宇宙船24に対して、 ａ＝530×10^-61b.−ft. ｂ＝200×10^-61b.−ft. 北−南方向におけるCP−CMオフセットは、結果的に以
下のトルクを生じる。

Ｒ＝4.5×10^-61b.−ft./インチ 25ft.−1b.秒の運動量ホイールモーメントは、 Ｇ＝Wt/H （ラジアンにおけるジンバル進行） という関係を使用してジンバル進行を計算するために使
用されていた。ここでＷは平均風車トルクであり、ｔは
時間（デイリー進行計算値として86,400秒）であり、Ｈ
は運動量ホイール角度モーメントである。一定のホイー
ルシステムに対する姿勢エラーはジンバルホイールシス
テムのジンバル角度に等しい。第13図および第14図には
さらにジンバル進行または姿勢エラーにおける減少が曲
線で示されている。また第13図および第14図は、Ｃの実
際値に対して無航行による、単一のパネル航行による、
および本発明の調整された二重パネル航行により発生す
る合計およびピークデイリージンバル進行を示す。ジン
バルメカニズムの使用寿命はデイリー進行に関連してい
るので、二重パネル航行は実質的にジンバルの使用寿命
を増加する。一定のジンバル運動を使用するシステムに
対して、二重パネルソーラー航行は実質的に衛星の姿勢
エラーを減少する。

要約すると、本発明の方法は一般に（Ａ）衛星に与え
られる不所望のトルクの大きさおよび方向を決定し、
（Ｂ）ソーラー圧力等によって衛星に与えられる不所望
のトルクの影響を補償するために共通軸を中心にして第
１の方向に標準太陽追跡位置から角度的にオフセットさ
れた第１および第２の各補償位置に第１および第２のパ
ネルを同時に回転することによって衛星に補償トルクを
与えるステップを含む。さらに方法には、第１および第
２の補償位置から共通軸を中心にした回転方向と反対方
向にその標準太陽追跡位置を通って第３および第４の各
補償位置に第１および第２の各パネルを回転するステッ
プが含まれる。第１および第２の補償位置は互いに角度
的にずらされ、同様に第３および第４の補償位置も互い
に角度的にずらされており、標準太陽追跡位置に関して
第１および第２の補償位置を補足する。

第15図に注目すると、本発明の方法を実行する際の使
用に適した最新の姿勢制御システムが示されている。制
御システムは、プログラム可能なデジタルプロセッサで
ある姿勢制御プロセッサ64を含む。プロセッサ64は通常
地球センサ66から衛星24のピッチおよびロールに関する
情報を受信する。しかしながら、高い正確性を必要とす
るこれらの適用においてRFセンサ68はプロセッサに衛星
24のピッチおよびロールに関するデータを供給する。衛
星24の命令受信機70は地球からの姿勢変化に関する命令
を受信し、これらをプロセッサ64に供給する。

プロセッサ64はプログラムされた指示にしたがってセ
ンサ66,68および命令受信機70から受信したデータを処
理し、衛星24の姿勢を訂正するために種々の手段に出力
信号を供給する。特に、プロセッサ64は運動量ホイール
48の速度を制御するホイール速度制御装置72に信号を供
給する。同様に、プロセッサ64は２つの軸に関して運動
量ホイール48の方位を変えるために２軸ジンバル装置74
に制御信号を供給する。北および南のソーラーパネルの
各回転を独立的に制御する制御可能なモータ76,78は同
様にプロセッサ64から制御信号を受信する。最終的に、
プロセッサ64はまた姿勢制御を実行するためにスラスタ
ー80に信号を供給する。

姿勢エラーを最小にするように設計されたプログラム
されたアルゴリズムを使用して、プロセッサ64は第12図
に示された時間にわたって相対的な回転を生成するよう
にソーラーパネル30a,30bの回転を制御する信号を発生
する。パラメータτおよびＣは内部で計算されるか、或
はその代わりに地上で命令システムを介して送信される
ことができる。スラスター80に対する出力は時たまのス
テーションキーピング動作中中だけ姿勢制御のために必
要であり、完成図のためにだけ示されている。

ここに記載された二重パネルソーラー航行処理はプロ
セッサ64によって制御されているので、期間Ｔおよびパ
ネル回転速度ｎω_eは推測または予測不可能な環境に適
合するように時々刻々変化されることができる。ここに
記載の情報と共に第９図に外観を示された一般的な台形
パネル運動は、衛星が配置された後でも非常に多数の適
用および状況に適合することができる二重パネルソーラ
ー航行用のフレキシブルな制御方法を実行するために使
用されてもよい。

上記から、本発明の目的を単に達成するだけでなく、
特に効果的で信頼性の高い方法で実現する新しい衛星姿
勢制御方法が提供されることが理解される。当業者は本
発明の技術的範囲を逸脱することなく本発明を説明する
ために選択された好ましい実施例に対して種々の修正ま
たは付加を実行できることが認められる。したがって、
この記載に与えられる保護は本発明の技術的範囲内の特
許請求の各請求項およびその等価なもの全てに及ぶもの
である。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の方法の好ましい形態を実行するのに適
した１対の太陽追跡ソーラー収集パネルを有する衛星の
斜視図である。 第２図は第１図に示された衛星のソーラーコレクタの１
つを上方から見た図であり、通常その上に作用するソー
ラー圧力の関連成分を示す。 第３図はソーラー航行が使用された場合、およびソーラ
ー航行が使用されない場合の衛星またはその運動量ホイ
ールに生じる妨害を示したグラフである。 第４図は地球の周囲の静止軌道における第１図の衛星、
並びにソーラー圧力により衛星上で動作する関連ベクト
ル力を示す斜視図である。 第５図は、パネルが本発明の方法を実行する際に高い回
転速度で回転したときの宇宙船に関するソーラーパネル
の１つの相対運動を示すグラフである。 第６図は第５図と同じであるが、太陽に関して見たパネ
ル回転速度を示すグラフである。 第７図は両ソーラーパネルが高い回転速度で回転されな
がら本発明の方法を実行する場合の、６時間にわたって
太陽から観察される両ソーラーコレクタパネルの相対的
な位置を示すグラフである。 第８図は、本発明を使用する衛星のパネル移動速度の関
数として相対ジンバル進行または姿勢エラー減少を示す
グラフである。 第９図は第10図と同じであるが、太陽に関して見たパネ
ル回転速度を示すグラフである。 第10図はパネルが台形速度で回転されながら本発明の方
法を実行する場合の、衛星境界基準に関するソーラーパ
ネルの１つの相対的な運動を示すグラフである。 第11図はｎ＝２およびｎ＝無限大（方形波）による台形
波形に対するパネル移動速度Ｃの関数として得られるデ
イリージンバル進行における減少を示すグラフである。 第12A図は単一パネルのソーラー航行を実行した際の両
ソーラーパネルの運動を示すグラフである。 第12B図は二重パネルのソーラー航行を実行した際の両
ソーラーパネルの運動を示すグラフである。 第13図は質量の中心CMと圧力の中心CPとの間にオフセッ
トの関数として、ソーラー航行なし、単一パネルソーラ
ー航行、および二重パネルソーラー航行の３つの異なる
衛星姿勢制御システムにおけるピークジンバル運動をそ
れぞれ示すグラフである。 第14図は質量の中心CMと圧力の中心CPとの間にオフセッ
トの関数として、ソーラー航行なし、単一パネルソーラ
ー航行、および二重パネルソーラー航行の３つの異なる
衛星姿勢制御システムにおける合計デイリージンバル運
動をそれぞれ度数で示したグラフである。 第15図は、本発明の方法の実行を使用するのに適した第
１図の衛星用の姿勢制御システムのブロック図である。 24…衛星、30…パネル、32…スラスター、48…運動量ホ
イール。

Claims (14)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】人工衛星本体から離れるようにほぼ反対方
   向に延在し、正常状態における太陽追跡位置に共通軸を
   中心にして回転可能な第１および第２の太陽エネルギ収
   集パネルを具備している人工衛星における人工衛星に与
   えられた不所望トルクの影響を補償する方法において、 （Ａ）前記人工衛星に与えられる不所望トルクの大きさ
   および方向を決定し、 （Ｂ）前記人工衛星上の不所望トルクの影響を補償する
   補償トルクを前記人工衛星に与えるために前記正常状態
   における太陽追跡位置から角度的にオフセットされた第
   １および第２の各補償位置に前記共通軸を中心として前
   記第１および第２のパネルを本質的に同時に共通の第１
   の方向に回転させるステップを含むことを特徴とする人
   工衛星に与えられた不所望トルクの影響の補償方法。
2. 【請求項２】ステップ（Ｂ）はほぼ同じ速度で前記第１
   および第２のパネルを回転することによって行われる請
   求項１記載の方法。
3. 【請求項３】ステップ（Ａ）は前記不所望のトルクによ
   って発生された前記人工衛星のロールおよびピッチを感
   知することによって行われる請求項１記載の方法。
4. 【請求項４】前記第１および第２の補償位置から前記共
   通軸を中心にして第２の共通の方向に本質的に同時に前
   記第１および第２のパネルを回転することによって第３
   および第４の各補償位置に第１および第２のパネルを回
   転するステップを含み、前記第２の回転方向は前記第１
   の回転方向と反対であり、第３および第４の補償位置は
   前記正常状態における太陽追跡位置から角度的にオフセ
   ットされている請求項１記載の方法。
5. 【請求項５】前記第１および第３の補償位置はそれぞれ
   絶対値は等しいが符号は反対の量だけ前記正常状態にお
   ける太陽追跡位置から前記共通軸を中心にして角度的に
   オフセットされており、前記第２および第４の補償位置
   はそれぞれ絶対値は等しいが符号は反対の量だけ前記正
   常状態における太陽追跡位置から前記共通軸を中心にし
   て角度的にオフセットされている請求項４記載の方法。
6. 【請求項６】前記第１および第２の補償位置は前記共通
   軸を中心にして互いに角度的にオフセットされている請
   求項１記載の方法。
7. 【請求項７】前記第１および第２の各補償位置から前記
   正常状態における太陽追跡位置に前記第１および第２の
   パネルを本質的に同時に回転させるステップを含む請求
   項１記載の方法。
8. 【請求項８】前記ステップ（Ａ）および（Ｂ）は地球周
   囲の前記衛星の軌道行程中周期的に実行される請求項１
   記載の方法。
9. 【請求項９】正常状態において太陽を追跡するために共
   通軸を中心にして回転可能な第１および第２の太陽エネ
   ルギ収集パネルを具備している地球軌道人工衛星におい
   て、前記人工衛星に不所望な風車およびロール運動を生
   成させる太陽エネルギ圧力等による不所望なトルクを補
   償する方法において、 （Ａ）ロール運動を前記衛星に行わせる第１のベクトル
   成分および風車運動を前記衛星に行わせる第２のベクト
   ル成分を有するベクトル量に前記不所望なトルクを分解
   し、 （Ｂ）前記正常状態における太陽追跡位置から第１の補
   償位置および第２の補償位置にそれぞれ前記共通軸を中
   心にして前記第１および第２のパネルを本質的に同時に
   同一方向に回転し、 （Ｃ）前記第１および第２の補償位置から第３および第
   ４の補償位置へ前記共通軸を中心にして前記第１および
   第２のパネルを本質的に同時に同一方向に回転させ、前
   記第１および第３の補償位置はそれぞれ前記正常状態に
   おける太陽追跡位置からθ_１および−θ_１だけ角度的に
   オフセットされ、前記第２および第４の補償位置はそれ
   ぞれ前記正常状態における太陽追跡位置からθ_２および
   −θ_２だけ角度的にオフセットされており、 （Ｄ）それぞれ前記第３および第４の補償位置から前記
   正常状態における太陽追跡位置に前記共通軸を中心にし
   て前記第１および第２のパネルを本質的に同時に同一方
   向に回転するステップを含み、 それによってステップ（Ｂ）および（Ｃ）において実行
   された回転により生成された前記第１および第２のパネ
   ルの方位が前記ソーラー圧力により生成された不所望な
   衛星のロールおよび風車運動の影響を補償することを特
   徴とする不所望なトルクの補償方法。
10. 【請求項１０】前記第１および第２の補償位置は前記共
    通軸を中心にして互いに角度的にオフセットされている
    請求項９記載の方法。
11. 【請求項１１】１）ステップ（Ｂ）、（Ｃ）および
    （Ｄ）はそれぞれ本質的に同じ速度で前記第１および第
    ２のパネルを回転することによって実行される請求項９
    記載の方法。
12. 【請求項１２】正常状態において太陽を追跡するために
    共通軸を中心にして回転可能な第１および第２の太陽エ
    ネルギ収集パネルを具備している地球軌道人工衛星にお
    いて、前記人工衛星を定められた姿勢から外れさせるよ
    うな太陽エネルギ圧力による不所望な風車トルク成分お
    よびロールトルク成分を含む不所望なトルクを補償する
    方法において、 （Ａ）前記地球軌道人工衛星の軌道通路をセグメントに
    分割し、 （Ｂ）人工衛星が前記各セグメントに滞在する期間を決
    定し、 （Ｃ）前記各セグメントに滞在する期間中に前記人工衛
    星を定められた姿勢から外れさせる前記不所望な風車ト
    ルクの大きさおよび方向、ならびに前記不所望なロール
    トルクの大きさおよび方向を決定し、 （Ｄ）前記共通軸を中心にして前記第１および第２のパ
    ネルを本質的に同時に同一方向に回転させ、前記第１の
    パネルは正常状態における太陽追跡位置から第１の補償
    位置に回転させ、前記第２のパネルは正常状態における
    太陽追跡位置から第２の補償位置に回転させ、 （Ｅ）前記共通軸を中心にして前記第１および第２のパ
    ネルを本質的に同時に同一方向に回転させ、前記第１の
    パネルは第１の補償位置から第３の補償位置に回転さ
    せ、前記第２のパネルは第２の補償位置から第４の補償
    位置に回転させ、 （Ｆ）前記第１および第２のパネルをそれぞれ前記第３
    および第４の補償位置から前記正常状態における太陽追
    跡位置へ前記共通軸を中心にして本質的に同時に回転さ
    せ、 前記ステップ（Ｄ）乃至（Ｆ）によって前記不所望な風
    車およびロールトルクに対して方向は反対で大きさが等
    しい所望の風車トルクおよびロールトルクを生成するこ
    とを特徴とする不所望なトルクの補償方法。
13. 【請求項１３】前記ステップ（Ｄ）乃至（Ｆ）は前記地
    球軌道衛星の前記軌道の前記各セグメントの期間中に導
    入される請求項12記載の方法。
14. 【請求項１４】前記パネルは1/10ωｅ乃至10ωｅの速度
    で回転され、ここでωｅは地球の角速度である請求項12
    記載の方法。