JP2565095B2 - 静止衛星の相対軌道制御方法 - Google Patents
静止衛星の相対軌道制御方法Info
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- 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
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は静止衛星の相対軌道制御
方法に関し、特に静止衛星の相互間の接近回避のための
相対軌道制御方法に関するものである。
方法に関し、特に静止衛星の相互間の接近回避のための
相対軌道制御方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】従来の人工衛星の相対軌道制御の方式に
おいては、地上管制局から衛星への電波により折返し距
離測定を行い、また人工衛星を地上にて追跡するアンテ
ナの仰角（エレベーション角），方位角等の時系列的観
測を行うことにより、衛星毎に独立の軌道６要素（軌道
長半径，離心率，軌道傾斜角，昇交点半径，近地点引
数，平均近点離角）の推定を行い、その結果を比較して
相対的な衛星相互間の接近管理を行うようになってい
る。
おいては、地上管制局から衛星への電波により折返し距
離測定を行い、また人工衛星を地上にて追跡するアンテ
ナの仰角（エレベーション角），方位角等の時系列的観
測を行うことにより、衛星毎に独立の軌道６要素（軌道
長半径，離心率，軌道傾斜角，昇交点半径，近地点引
数，平均近点離角）の推定を行い、その結果を比較して
相対的な衛星相互間の接近管理を行うようになってい
る。
【０００３】この様な人工衛星の相対軌道制御方式に用
いられる代表的な方法としては、重み付き最小二乗法に
よる軌道決定方法がある。この方法は、Ｊ．Ｊ．Ｐｏｃ
ｈａ著による「Ａｎ ｌｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎ ｔｏ
Ｍｉｓｓｉｏｎ Ｄｅｓｉｇｎ ｆｏｒ Ｇｅｏｓｔ
ａｔｉｏｎａｒｙ Ｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ」のｐｐ．１
８５〜１９０，（Ｄ．Ｒｅｉｄｅｌ Ｐｕｂｌｉｓｈｉ
ｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ発行）に詳述されている。
いられる代表的な方法としては、重み付き最小二乗法に
よる軌道決定方法がある。この方法は、Ｊ．Ｊ．Ｐｏｃ
ｈａ著による「Ａｎ ｌｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎ ｔｏ
Ｍｉｓｓｉｏｎ Ｄｅｓｉｇｎ ｆｏｒ Ｇｅｏｓｔ
ａｔｉｏｎａｒｙ Ｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ」のｐｐ．１
８５〜１９０，（Ｄ．Ｒｅｉｄｅｌ Ｐｕｂｌｉｓｈｉ
ｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ発行）に詳述されている。
【０００４】また、従来の代表的な静止衛星の軌道制御
方式の例が、上記文献のｐｐ．８０〜１１７に詳細に示
されている。
方式の例が、上記文献のｐｐ．８０〜１１７に詳細に示
されている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】上述の従来の静止衛星
の軌道制御においては、軌道決定や軌道制御計画等の立
案は衛星毎に個別に行うようになっているので、衛星相
互間の相対的な軌道上位置の接近による干渉，衝突，妨
害等を管理することは困難となっている。
の軌道制御においては、軌道決定や軌道制御計画等の立
案は衛星毎に個別に行うようになっているので、衛星相
互間の相対的な軌道上位置の接近による干渉，衝突，妨
害等を管理することは困難となっている。
【０００６】そこで、本発明はこの様な従来のものの欠
点を解決すべくなされたものであって、その目的とする
ところは、衛星間の最適な相対軌道制御を従来よりも極
めて簡単に行うことが可能な静止衛星の軌道制御方法を
提供することにある。
点を解決すべくなされたものであって、その目的とする
ところは、衛星間の最適な相対軌道制御を従来よりも極
めて簡単に行うことが可能な静止衛星の軌道制御方法を
提供することにある。
【０００７】本発明の他の目的は、大きな軌道外乱が生
じてから軌道制御のコマンドを送出するまで比較的大き
な時間的余裕を持たせることが可能な静止衛星の軌道制
御方法を提供することである。
じてから軌道制御のコマンドを送出するまで比較的大き
な時間的余裕を持たせることが可能な静止衛星の軌道制
御方法を提供することである。
【０００８】本発明による静止衛星の軌道制御方法は、
複数の静止衛星の各々の観測量及び予め定められた観測
モデルから、前記静止衛星相互間の相対的な位置ベクト
ルのうち半径方向及び南北方向の時間的変化の係数を状
態量として推定すべく、初期状態量を設定するステップ
と、この初期状態量から前記観測モデルを用いて観測量
を算出するステップと、この算出観測量と実際の観測量
との差を算出するステップと、この差が基準値より大の
とき前記算出観測量に対する前記状態量の変化を示す感
度行列を算出するステップと、この感度行列の算出結果
に基づいて前記状態量の修正をなすステップと、この修
正状態量を用いて再度前記差を算出するステップ及び前
記感度行列の算出ステップを処理を行ない、前記差が基
準値より小になったときの状態量を推定状態量とするス
テップと、この推定状態量が予め定められた衛星間の相
対位置関係を示す条件式を満足する値となる様な状態量
を設定するステップと、この設定された状態量に従って
衛星の軌道制御をなすステップとを含むことを特徴とす
る。
複数の静止衛星の各々の観測量及び予め定められた観測
モデルから、前記静止衛星相互間の相対的な位置ベクト
ルのうち半径方向及び南北方向の時間的変化の係数を状
態量として推定すべく、初期状態量を設定するステップ
と、この初期状態量から前記観測モデルを用いて観測量
を算出するステップと、この算出観測量と実際の観測量
との差を算出するステップと、この差が基準値より大の
とき前記算出観測量に対する前記状態量の変化を示す感
度行列を算出するステップと、この感度行列の算出結果
に基づいて前記状態量の修正をなすステップと、この修
正状態量を用いて再度前記差を算出するステップ及び前
記感度行列の算出ステップを処理を行ない、前記差が基
準値より小になったときの状態量を推定状態量とするス
テップと、この推定状態量が予め定められた衛星間の相
対位置関係を示す条件式を満足する値となる様な状態量
を設定するステップと、この設定された状態量に従って
衛星の軌道制御をなすステップとを含むことを特徴とす
る。
【０００９】
【発明の原理】本発明による静止衛星の軌道制御におい
ては、静止衛星間の相対軌道を推定制御するものであ
る。図２に示す如く、衛星＃１を原点０とし、衛星＃２
の相対位置ベクトルをＬ（東西方向），Ｒ（反地心方
向），Ｚ（赤道面垂直方向，南北方向）とした場合、静
止軌道に近い衛星に対して相対的な摂動力を無視して運
動方程式を解くと、 Ｌ＝Ｋ１＋Ｋ２ｔ＋２Ｋ３sin ωｔ＋２Ｋ４cos ωｔ Ｒ＝Ｋ４sin ωｔ−Ｋ３cos ωｔ−（２／３）ωＫ２ Ｚ＝Ｋ５sin ωｔ＋Ｋ６cos ωｔ なる解が得られる。
ては、静止衛星間の相対軌道を推定制御するものであ
る。図２に示す如く、衛星＃１を原点０とし、衛星＃２
の相対位置ベクトルをＬ（東西方向），Ｒ（反地心方
向），Ｚ（赤道面垂直方向，南北方向）とした場合、静
止軌道に近い衛星に対して相対的な摂動力を無視して運
動方程式を解くと、 Ｌ＝Ｋ１＋Ｋ２ｔ＋２Ｋ３sin ωｔ＋２Ｋ４cos ωｔ Ｒ＝Ｋ４sin ωｔ−Ｋ３cos ωｔ−（２／３）ωＫ２ Ｚ＝Ｋ５sin ωｔ＋Ｋ６cos ωｔ なる解が得られる。
【００１０】尚、上式においてｔは時間，ωは地球回転
レートを夫々示している。
レートを夫々示している。
【００１１】以上の解から判る様に、相対的な摂動力を
無視した場合、Ｌ（東西方向相対距離）のみがｔの一次
の項（Ｋ２ｔ）を有しており、時間ｔに対する発散傾向
がみられる。それ以外のＲ，Ｚは振動的であって時間ｔ
に対する発散傾向はみられない。
無視した場合、Ｌ（東西方向相対距離）のみがｔの一次
の項（Ｋ２ｔ）を有しており、時間ｔに対する発散傾向
がみられる。それ以外のＲ，Ｚは振動的であって時間ｔ
に対する発散傾向はみられない。
【００１２】衛星に相対的な摂動力が働いて軌道が変化
した場合には、上記の解のＫ１〜Ｋ６が夫々変化すると
考えられる。この相対的な摂動力のうち影響力が大きな
スラスタ噴射による外乱について考察すると、Ｌについ
ては、ｔの一次の項が存在するために、Ｌを制御しよう
とすれば、外乱発生後比較的迅速な制御を行う必要があ
る。
した場合には、上記の解のＫ１〜Ｋ６が夫々変化すると
考えられる。この相対的な摂動力のうち影響力が大きな
スラスタ噴射による外乱について考察すると、Ｌについ
ては、ｔの一次の項が存在するために、Ｌを制御しよう
とすれば、外乱発生後比較的迅速な制御を行う必要があ
る。
【００１３】これに対して、ＲとＺについて相対的な管
理を行っていれば、Ｌにかかわらず相対的な距離を一定
値以上に管理することが可能になる。
理を行っていれば、Ｌにかかわらず相対的な距離を一定
値以上に管理することが可能になる。
【００１４】そこで、本発明では、衛星の個別軌道決定
に用いられる個々の衛星に対する観測量である、Ａｚｉ
ｍｕｔｈ（Ａｚ），Ｅｌｅｖａｔｉｏｎ（Ｅｌ），Ｒａ
ｎｇｅ（Ｒａ）等によってＬ以外のＲ及びＺを推定し、
これ等Ｒ及びＺの時間的変化を示す係数であるＫ２〜Ｋ
６（状態量と称す）を決定制御することにより、比較的
時間的余裕を持って、簡単に相対軌道制御を行うように
したものである。
に用いられる個々の衛星に対する観測量である、Ａｚｉ
ｍｕｔｈ（Ａｚ），Ｅｌｅｖａｔｉｏｎ（Ｅｌ），Ｒａ
ｎｇｅ（Ｒａ）等によってＬ以外のＲ及びＺを推定し、
これ等Ｒ及びＺの時間的変化を示す係数であるＫ２〜Ｋ
６（状態量と称す）を決定制御することにより、比較的
時間的余裕を持って、簡単に相対軌道制御を行うように
したものである。
【００１５】
【実施例】以下に本発明の実施例につき図面を参照しつ
つ説明する。
つ説明する。
【００１６】図１は本発明の実施例の概略ブロック図で
ある。距離，測角アンテナ１は複数の静止衛星に関する
地上管制局からの方位角（Ａｚ），仰角（Ｅｌ），測距
値（Ｒａ）等の観測量を得るものである。
ある。距離，測角アンテナ１は複数の静止衛星に関する
地上管制局からの方位角（Ａｚ），仰角（Ｅｌ），測距
値（Ｒａ）等の観測量を得るものである。
【００１７】これ等各衛星の観測量は状態量Ｋ２〜Ｋ６
推定部２へ導入され、これ等観測量と観測モデル３とを
用いてＫ２〜Ｋ６の推定処理が行われる。
推定部２へ導入され、これ等観測量と観測モデル３とを
用いてＫ２〜Ｋ６の推定処理が行われる。
【００１８】図３はこの軌道を定義するＲ，Ｚに関する
状態量Ｋ２〜Ｋ６の推定処理の詳細を示すフローチャー
トである。先ずステップ３１において、状態量Ｋ２〜Ｋ
６の初期値設定が行われる。この初期値設定の例として
は、いわゆるプリヴィアス・オービット・ディターミネ
ーション（ｐｒｅｖｉｏｕｓ ｏｒｂｉｔ ｄｅｔｅｒ
ｍｉｎａｔｉｏｎ）から時間的変化を予測する（ｐｒｏ
ｐａｇａｔｅ）ことにより得られる値を用いることがで
き、精度の低いもので良い。
状態量Ｋ２〜Ｋ６の推定処理の詳細を示すフローチャー
トである。先ずステップ３１において、状態量Ｋ２〜Ｋ
６の初期値設定が行われる。この初期値設定の例として
は、いわゆるプリヴィアス・オービット・ディターミネ
ーション（ｐｒｅｖｉｏｕｓ ｏｒｂｉｔ ｄｅｔｅｒ
ｍｉｎａｔｉｏｎ）から時間的変化を予測する（ｐｒｏ
ｐａｇａｔｅ）ことにより得られる値を用いることがで
き、精度の低いもので良い。
【００１９】次に、ステップ３２において、この初期設
定されたＫ２〜Ｋ６から、観測モデル３を用いて観測量
（Ａｚ，Ｅｌ，Ｒａ）の計算が行われる。
定されたＫ２〜Ｋ６から、観測モデル３を用いて観測量
（Ａｚ，Ｅｌ，Ｒａ）の計算が行われる。
【００２０】ここで、観測モデルとは、先述した衛星の
軌道６要素から観測量（Ａｚ，Ｅｌ，Ｒａ）をもとめる
ための計算式のことを称し、この計算手順は周知の手法
が用いられコンピュータ処理により行われるものであっ
て、極めて複雑かつ膨大な計算量となるが、概略手順は
次の如くである。
軌道６要素から観測量（Ａｚ，Ｅｌ，Ｒａ）をもとめる
ための計算式のことを称し、この計算手順は周知の手法
が用いられコンピュータ処理により行われるものであっ
て、極めて複雑かつ膨大な計算量となるが、概略手順は
次の如くである。
【００２１】先ず、軌道要素から慣性系で表わされた観
測局と衛星間の位置ベクトルを計算する。そして、観測
時刻でのグリニッジ時角を求め、更に地球の才差，章動
の計算を行う。しかる後に、これ等グリニッジ時角と才
差，章動のデータ及び地上局データから、慣性系で表わ
された位置ベクトルを観測点での地球固定系に座標変換
を行う。最後に、観測点での地球固定系で表わされた位
置ベクトルから、Ａｚ，Ｅｌ，Ｒａを算出する。
測局と衛星間の位置ベクトルを計算する。そして、観測
時刻でのグリニッジ時角を求め、更に地球の才差，章動
の計算を行う。しかる後に、これ等グリニッジ時角と才
差，章動のデータ及び地上局データから、慣性系で表わ
された位置ベクトルを観測点での地球固定系に座標変換
を行う。最後に、観測点での地球固定系で表わされた位
置ベクトルから、Ａｚ，Ｅｌ，Ｒａを算出する。
【００２２】こうして得られた観測量の計算値とアンテ
ナ１にて得られた実測値との差（観測残差）が、ステッ
プ３３にて算出される。
ナ１にて得られた実測値との差（観測残差）が、ステッ
プ３３にて算出される。
【００２３】次のステップ３４において、この観測残差
が予め定められた基準値より小であれば、状態量Ｋ２〜
Ｋ６の推定は終了し、そうでなければ次のステップ３５
へ移る。
が予め定められた基準値より小であれば、状態量Ｋ２〜
Ｋ６の推定は終了し、そうでなければ次のステップ３５
へ移る。
【００２４】このステップ３５では、観測量に対する状
態量の変化を示す感度行列が計算される。この感度行列
（ｐａｒｔｉａｌ ｄｅｒｉｖａｔｉｖｅ ｍａｔｒｉ
ｘ）は、上述の文献中のＰＰ．１８８に“Ａ”というマ
トリックスで示されており、詳述されている。
態量の変化を示す感度行列が計算される。この感度行列
（ｐａｒｔｉａｌ ｄｅｒｉｖａｔｉｖｅ ｍａｔｒｉ
ｘ）は、上述の文献中のＰＰ．１８８に“Ａ”というマ
トリックスで示されており、詳述されている。
【００２５】次のステップ３６において、感度行列Ａの
算出結果に基づいて状態量の修正値△Ｋ２〜△Ｋ６が算
出される。この修正値に基づいてステップ３２の現在の
状態量Ｋ２〜Ｋ６が修正され、再び当該ステップ３２以
降の状態量の推定処理がなされることになる。
算出結果に基づいて状態量の修正値△Ｋ２〜△Ｋ６が算
出される。この修正値に基づいてステップ３２の現在の
状態量Ｋ２〜Ｋ６が修正され、再び当該ステップ３２以
降の状態量の推定処理がなされることになる。
【００２６】判断ステップ３４にて「イエス」とされれ
ば、そのときの状態量Ｋ２〜Ｋ６が最終推定値となり、
制御計画作成部４へ送られることになる。この制御計画
作成部４では、推定された状態量Ｋ２〜Ｋ６を用いて衛
星の軌道制御を行う。
ば、そのときの状態量Ｋ２〜Ｋ６が最終推定値となり、
制御計画作成部４へ送られることになる。この制御計画
作成部４では、推定された状態量Ｋ２〜Ｋ６を用いて衛
星の軌道制御を行う。
【００２７】この場合、推定された状態量Ｋ２〜Ｋ６が
予め定められた衛星間の相対位置関係を示す関係式を満
足する値となる様な状態量Ｋ２〜Ｋ６が決定される。こ
のＫ２〜Ｋ６の値の最適値の選定は以下の如く行われ
る。
予め定められた衛星間の相対位置関係を示す関係式を満
足する値となる様な状態量Ｋ２〜Ｋ６が決定される。こ
のＫ２〜Ｋ６の値の最適値の選定は以下の如く行われ
る。
【００２８】例えば、衛星間の赤道面内方向の相対距離
の半径方向の周期成分が最大となる時刻と、赤道面外
（南北方向）のそれが最大になる時刻とが約６時間ずれ
ている（π／２ずれている）ように制御を行う場合に
は、 ｜ｔａｎ-1（−Ｋ４／Ｋ３）−tan -1（Ｋ５／Ｋ６）｜
＝π／２ なる条件式を満足するＫ３〜ｋ６の値が選定される。
の半径方向の周期成分が最大となる時刻と、赤道面外
（南北方向）のそれが最大になる時刻とが約６時間ずれ
ている（π／２ずれている）ように制御を行う場合に
は、 ｜ｔａｎ-1（−Ｋ４／Ｋ３）−tan -1（Ｋ５／Ｋ６）｜
＝π／２ なる条件式を満足するＫ３〜ｋ６の値が選定される。
【００２９】上記式を満たせば、ＲとＺ（図２参照）と
の位相がπ／２（＝９０°）離れているので、衛星間の
相対距離は一定値以上に保たれることになって、接近回
避が可能になる。
の位相がπ／２（＝９０°）離れているので、衛星間の
相対距離は一定値以上に保たれることになって、接近回
避が可能になる。
【００３０】尚、状態量のうちＫ２については、Ｒの式
において−（２／３）ωＫ２なる項が存在するが、ωの
値は１０-5のオーダであるために、この項は極めて小と
なり実用上無視できるので、Ｋ２は考慮されない。
において−（２／３）ωＫ２なる項が存在するが、ωの
値は１０-5のオーダであるために、この項は極めて小と
なり実用上無視できるので、Ｋ２は考慮されない。
【００３１】また、状態量Ｋ１については、Ｌの式のみ
に現われており、上記原理の項で述べた様に、このＬは
時間ｔに対する発散傾向がみられることから、このＬの
制御は比較的迅速な制御が要求されることになって、本
発明では、それ以外のＲ，Ｚの制御のみを行うことで比
較的時間的余裕を持った軌道制御ができるようにしてい
ることから、状態量Ｋ１は考慮されていないのである。
に現われており、上記原理の項で述べた様に、このＬは
時間ｔに対する発散傾向がみられることから、このＬの
制御は比較的迅速な制御が要求されることになって、本
発明では、それ以外のＲ，Ｚの制御のみを行うことで比
較的時間的余裕を持った軌道制御ができるようにしてい
ることから、状態量Ｋ１は考慮されていないのである。
【００３２】上記の条件式を満足する状態量Ｋ３〜Ｋ６
の組合せは複数組存在するが、これ等組のなかから個々
の衛星の絶対的な軌道制御の条件の良いものを選定すれ
ば良い。
の組合せは複数組存在するが、これ等組のなかから個々
の衛星の絶対的な軌道制御の条件の良いものを選定すれ
ば良い。
【００３３】こうして得られた状態量Ｋ３〜Ｋ６となる
様に衛星を制御することになるが、Ｋ３とＫ４とを設定
制御するには、通常衛星の東西面に取付けられているガ
スジェットスラスタを軌道上の適切な位置で噴射すれば
良い。
様に衛星を制御することになるが、Ｋ３とＫ４とを設定
制御するには、通常衛星の東西面に取付けられているガ
スジェットスラスタを軌道上の適切な位置で噴射すれば
良い。
【００３４】また、Ｋ５とＫ６とを制御するには、衛星
の南北面に取付けられたガスジェットスラスタを、同様
に軌道上の適切な位置で噴射するようにすれば良い。
の南北面に取付けられたガスジェットスラスタを、同様
に軌道上の適切な位置で噴射するようにすれば良い。
【００３５】従って、コマンド送信部５は制御計画作成
部４にて得られた状態量Ｋ３〜Ｋ６に従ってガスジェッ
トスラスタを噴射制御するためのコマンドを生成し、コ
マンド送信用アンテナ６にて送出する。
部４にて得られた状態量Ｋ３〜Ｋ６に従ってガスジェッ
トスラスタを噴射制御するためのコマンドを生成し、コ
マンド送信用アンテナ６にて送出する。
【００３６】
【発明の効果】叙上の如く本発明によれば、衛星間の相
対的位置ベクトルのうち半径方向と南北方向との時間的
変化の係数Ｋ２〜Ｋ６を状態量として推定して軌道制御
計画を立案することにより、最適な相対軌道制御を極め
て簡単に行うことが可能となると共に、経度方向（東西
方向）の相対制御を省くことにより、大きな軌道外乱が
生じてから軌道制御コマンドを送信するまで、比較的大
きな時間余裕をもたせることができるという効果があ
る。
対的位置ベクトルのうち半径方向と南北方向との時間的
変化の係数Ｋ２〜Ｋ６を状態量として推定して軌道制御
計画を立案することにより、最適な相対軌道制御を極め
て簡単に行うことが可能となると共に、経度方向（東西
方向）の相対制御を省くことにより、大きな軌道外乱が
生じてから軌道制御コマンドを送信するまで、比較的大
きな時間余裕をもたせることができるという効果があ
る。
【図１】本発明の実施例の概略ブロック図である。
【図２】相対軌道座標の定義を示す図である。
【図３】図１のＫ２〜Ｋ６推定部２の動作フロー図であ
る。
る。
１，６ アンテナ ２ Ｋ２〜Ｋ６推定部 ３ 観測モデル ４ 制御計画部 ５ コマンド送信部
Claims (1)
- 【請求項１】 複数の静止衛星の各々の観測量及び予め
定められた観測モデルから、前記静止衛星相互間の相対
的な位置ベクトルのうち半径方向及び南北方向の時間的
変化の係数を状態量として推定すべく、初期状態量を設
定するステップと、この初期状態量から前記観測モデル
を用いて観測量を算出するステップと、この算出観測量
と実際の観測量との差を算出するステップと、この差が
基準値より大のとき前記算出観測量に対する前記状態量
の変化を示す感度行列を算出するステップと、この感度
行列の算出結果に基づいて前記状態量の修正をなすステ
ップと、この修正状態量を用いて再度前記差を算出する
ステップ及び前記感度行列の算出ステップを処理を行な
い、前記差が基準値より小になったときの状態量を推定
状態量とするステップと、この推定状態量が予め定めら
れた衛星間の相対位置関係を示す条件式を満足する値と
なる様な状態量を設定するステップと、この設定された
状態量に従って衛星の軌道制御をなすステップとを含む
ことを特徴とする静止衛星の相対軌道制御方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5188799A JP2565095B2 (ja) | 1993-06-30 | 1993-06-30 | 静止衛星の相対軌道制御方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5188799A JP2565095B2 (ja) | 1993-06-30 | 1993-06-30 | 静止衛星の相対軌道制御方法 |
Publications (2)
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|---|---|
| JPH0717494A JPH0717494A (ja) | 1995-01-20 |
| JP2565095B2 true JP2565095B2 (ja) | 1996-12-18 |
Family
ID=16230010
Family Applications (1)
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|---|---|---|---|
| JP5188799A Expired - Lifetime JP2565095B2 (ja) | 1993-06-30 | 1993-06-30 | 静止衛星の相対軌道制御方法 |
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| JP (1) | JP2565095B2 (ja) |
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|---|---|---|---|---|
| KR100903114B1 (ko) * | 2007-07-09 | 2009-06-16 | 한국전자통신연구원 | 실시간 위성 궤도 결정 시스템 및 그 방법 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5959597A (ja) * | 1982-09-30 | 1984-04-05 | 株式会社東芝 | 静止衛星 |
-
1993
- 1993-06-30 JP JP5188799A patent/JP2565095B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0717494A (ja) | 1995-01-20 |
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