JP2581693B2 - 地球指向衛星の地球指向回復方法 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は地球指向型衛星の回復方法に関する。

従来の技術及びその問題点 衛星の姿勢は次の如き様々な故障及び処理の不手際に
より不意に変化することがある。

−ソーラーアレイの駆動系の故障，モーメントホイール
の異常、地球センサの光学的欠陥又は姿勢制御エンジン
の開放膠着等の装置故障。

−本質的には慣性ユニットにおける、又は姿勢制御サー
ボループの一時的変調を引き起こす使用電力の変動等の
電気的故障。

−例えば地球センサの視野に太陽又は月が通過すること
による地球センサの擾乱又はサーボループの予測不可能
な相互影響等の衛星制御ユニットの設計上の制限。

−自動又は手動制御における搭載ソフトウェアのプログ
ラムミス又は地上からの誤った命令による操作エラー。

この種の故障は衛星の動作を大きく乱しがちであり中
断させることもあり、衛星は向きについての厳しい条件
下においてのみ動作する。これは特に地球指向型の３軸
で安定化される静止通信衛星の場合にそうである。

従来ヨーロッパ又はアメリカで製造されていた通信衛
星では、姿勢の変化事故後の再指向処理の要件に制限を
加えることは比較的少なかった。

向きが乱された場合（第10b図）、衛星は自動的に２
つの連続する安全保護処理、つまり自動再配置モード
（ARM）及び緊急太陽再補捉（ESR）を行なう。

ARMの目的は姿勢及び軌道制御システム（AOCS）を電
力停止又は指向制御停止に続く待機状態へ切り換えるこ
とである。姿勢制御ユニットは、傾斜ホイール配置の場
合を除いて全て主要なものから予備のものへ切り換えら
れる。ARMの初期化の際、15分タイマが始動し地上のオ
ペレータが故障の重大性を診断し可能なら時間内に修理
できる機会を提供する。

容易に修理される軽微な故障の場合、この過渡的モー
ドにより通信サービスの長すぎる不必要な中断が設けら
れる。オペレータは必要ならタイマによりプログラムさ
れた1/4時間以上にARMを延長することもできる。しかし
その期間は、ARMにおいてはソーラーアレイの駆動も停
止し従ってソーラーアレイが宇宙飛行体本体に対し故障
時における向きに固定されたままになることによる制限
を受ける。

ARMにおいて指向制御が取り戻せない場合衛星は自動
的にESRモードに切り換わる。このモードの目的は衛星
を安全な太陽指向モードにして衛星にエネルギが供給さ
れるようにすることである。ペイロード及び姿勢制御の
ユニットは、太陽捕捉に必要なものを除き、衛星のオン
ボードエラーがもはや起こらないよう全てスイッチが切
られる。太陽捕捉装置は、予備のエネルギ供給及び予備
の姿勢制御ロケット及び推進薬ラインを用いる単純な専
用のバックアップループである。

モーメントバイアス型衛星（つまり慣性基準を定める
モーメントホイール（又はホイール系）を有するもの）
では、ホイールは停止してモーメントがなくなり衛星は
太陽センサ（SAS）及び姿勢制御ロットの制御により固
定されたアレイが太陽を指向するよう太陽指向性を維持
される。

従来の方式ではESRからの回復は、衛星に対する太陽
及び地球の相対的位置がある相対的位置においてのみ可
能であった。この制約のため衛星は故障が修理されても
即座に再指向することができず、この柔軟性の欠如のた
め衛星の中断時間が増える。

実際、公知の方式では地球再指向は地球センサ及び地
球捕捉制御ループを用いて行なわれる。次いでホイール
は通常モードが回復されるよう回転がつけられる。初め
衛星はそのｘ軸及びｙ軸を太陽方向に向けており地球セ
ンサ（赤外線:IRES）の視野はｚ軸に沿っているので、
衛星からの太陽と地球の方向は直交していなければなら
ない（第12c図参照）。かかる状況は衛星の地方時間で0
600時及び1800時のみに起こり、これは12時間に達する
時間非動作で待つことを意味する。ESR処理において太
陽指向用に１本の回転軸があるのみである場合には（例
えばOTS衛星）、中断時間は24時間にも達しうる。

要するに衛星を保留状態としてから地球へ再指向させ
る従来の方法には次の如き幾つかの欠点がある。

15分間の反応時間ではオペレータが反応を起こすには
通常短すぎ、また太陽エネルギの備蓄を過度に使用しな
い限り延長することは略不可能である。

緊急太陽指向は最も確実であるが、制御ループの小型
姿勢制御ロケットを使用し数キログラムの推進薬を消費
する。またESRモードで用いられる予備の小型姿勢制御
ロケットの故障（漏洩又は事故による動作の長期化）
は、ESRモードにおける安定性を安全に損いうる。ESRモ
ードから地球再指向への時間が長すぎる。これは、通信
の中断を最大限１時間半におさえる必要がある新型の通
信衛星（IMMARSAT2,ECS−Ａ）の場合特にそうである。
この制約は既に軌道上にある衛星についても必要であ
る。

本発明の目的は上記の欠点の幾つかあるいは全て解決
された地球指向回復方法を提供するにある。より詳細に
は、本発明の第１の目的は、通信衛星を緊急太陽指向モ
ードから１時間以内に公称動作状態に復帰せしめる高速
の地球指向回復方式及び方法を提供するにある。

本発明の第２の目的は地上から制御しえ、また比較的
単純なアルゴリズムを用いた搭載ソフトウェアパッケー
ジによっても制御される方法を提供するにある。

本発明の第３の目的はモーメントバイアス式衛星及び
ゼロモーメント式衛星のどちらにも適用される方法を提
供するにある。

本発明の別の目的は、あまり重大でない姿勢変化事故
の場合一部分のみが作動される段階の系列からなる方法
を提供するにある。より正確には、方法によりESRモー
ドから地球指向モードへ急速に復帰しうる場合には、適
度な角速度で章動している衛星を太陽指向がまず行なわ
れなくても制御下に置くようにしうる最後の段階を用い
るだけでよい。

本発明の他の目的はモーメントバイアス式衛星が姿勢
制御ロケットによらず再指向動作を完全に行えるように
する方法及び方式を提供するにある。

本発明の好ましい実施例の目的は、既に軌道上にある
衛星において利用可能な機器、つまり利用可能な予備の
センサを用いる動作を可能とすることにある。

本発明のさらに他の目的は、伝達される命令又は地上
のオペレータの反応についての特定の時間上の制約がな
く、エネルギの供給中断を避けるよう太陽電池板を太陽
方向へ向くよう配置する少なくとも１つの段階からなる
高度の柔軟性を有する方法を提供するにある。また方法
が不調な場合あるいは中断した場合には、方法によりさ
またげられることなく最大の確実性を有する緊急太陽再
指向（ESR）モードに復帰し、公知の上記に記載した長
い処理による再指向に戻る。

問題点を解決するための手段 本発明によれば上記の目的は次の原理に基く２段階式
の方法を用いて達成される。

方法のＡ局面では衛星は、ERSモードユニットから衛
星のピッチ軸が地球方向近くの値の小さな範囲内を小な
る章動速度及び角速度で運動する中間姿勢に戻される。
この局面は衛星の太陽方向に対する衛星の位置及びピッ
チ角速度を決定及び制御することで行なわれる。このＡ
局面の２つの実施例については後に詳述する。

Ｂ局面は厳密に言う場合の高速復帰局面に対応し、小
なる章動速度及び角速度を有する衛星につき３つの軸が
地球方向に安定化することからなる。これはまず段々に
章動速度をおさえ次いで衛星のピッチ軸を正確に整列さ
せることにより行なわれる。この局面は衛星がモーメン
トバイアスにつき安定化されるかゼロモーメントにつき
安定化されるかに応じて異なって行なわれる。またモー
メントバイアス式衛星に対応するＢ局面の実施例では、
段階は処理を続けて行なう際のよりよい安定化に対応す
る。これにより、重要でない偶発事故に続く軽微な姿勢
変化からの地球指向へ復帰のためＢ局面の中間段階にＢ
局面を選択的に入れることができる。

特許請求の範囲第１項はモーメントバイアス式衛星に
適するＢ局面の実施例に関し、太陽電池パネルと、太陽
センサと、地球センサ及び／又はジャイロメータと、ピ
ッチサーボ制御手段と、ロールサーボ制御手段と、衛星
の姿勢を変更するモーメントホイール及び／又は姿勢制
御ロケット等の姿勢補正手段とからなる地球指向衛星の
地球指向回復方法であって、少なくとも （ｉ）前記ロールサーボ制御手段のサーボループを非動
作とし、前記太陽及び地球センサ及び／又はジャイロメ
ータの全てを接続し、前記姿勢補正手段を用いて姿勢の
オープンループ制御を行なう初期化段階と、 （ii）衛星を逆回転体により二重回転配置とし、前記太
陽及び地球センサからの信号に応答してピッチ速度を決
定し、前記姿勢補正手段を用いてピッチ速度を制御する
ピッチ予備安定化段階と、 （iii）単一の軸制御のピッチ内に地球を捕捉すること
でピッチ速度を前記ピッチサーボ制御手段の動作限界内
に収めるピッチ回復段階と， （iv）前記ロールサーボ制御手段により地球が捕捉され
るまで前記モーメントホイール及び／又は姿勢制御ロケ
ットの動作により横方向ロール／ヨートルクを加える残
留章動抑圧段階 とを記載順序に従って行ない場合により中間段階から開
始するようにしてなる地球指向衛星の地球指向回復方法
を提供する。

ピッチ予備安定化によりピッチ軸が制御される。次に
章動抑圧により衛星は完全なる軸制御されるようにな
る。この局面は衛星の安定化系がモーメントバイアス方
式からなるか否かに応じて異なる。姿勢の事故による小
さな変動については中間段階から開始される。

この方法は、前記章動が前記ピッチサーボ制御手段の
動作限界より大なる振幅を有する場合についての粗章動
抑圧段階を前記ピッチ回復段階の前にさらに有する。前
記粗章動抑圧段階は電力のバランスを改善するよう前記
太陽電池板を互いに略180°の角度に固定し、（ホイー
ル又は姿勢制御ロケットを用い）横方向モーメントを調
整することによる能働的制御又はピッチホイールと宇宙
飛行体本体間のモーメントの交換を用いる受動的制御に
より前記章動を抑圧する。

上記の高速回復方法（第２図のＢ局面）は、姿勢の事
故による変化の後のARM状態にある衛星に適用されると
有利であるこの局面によると衛星がESRモードとなるこ
とが避けられるという利点がある。

しかしながら本発明はESRモードとなってしまった衛
星にも適用可能である。この場合、衛星をESRモードか
ら上記の高速回復方法（Ｂ局面の始点に変更せしめるＡ
局面は、 ソーラーアレイに取り付けられる太陽センサを用いソ
ーラーアレイを太陽方向に指向させ固定するソーラーア
レイサーボ制御段階と、 支持及び電力移送組立体を前記太陽電池板に対し処理
の地方時間において衛星から太陽及び地球方向を見込む
角度に関係する角度傾斜せしめる太陽電池板傾斜段階
と、 衛星のロール運動中の前記地球センサからの信号の周
期的変動を基準にして衛星の姿勢（角速度及びピッチ軸
の位置）を決定する衛星姿勢決定段階とからなる。

このＡ局面の第１実施例は従来の搭載機器を用いて既
に軌道上にある衛星に適用可能であるが、本発明によれ
ば衛星をERSモードからＢ局面の高速回復方法の始点に
変更させるＡ局面の第２実施例をも提供される。

この第２実施例では、選択される明るさのレベルの星
についての地上基地パターン認識方法による位置及びロ
ール角度の速度検出用の低精度スリット又はマトリクス
型スタートラッカーを使用する。

Ａ局面の第２実施例は大略、 前記スタートラッキング手段を用いて星を検出する星
検出段階と、 前記星の位置を基準として衛星の姿勢を決定する衛星
姿勢決定段階と、 ピッチ軸が上記のＢ局面による高速地球指向回復にと
り好ましい位置である際ホイールに回転をつけ及び／又
はジャイロメータを初期化するロール速度停止段階とよ
りなる。

衛星がゼロモーメント安定化方式を使用している場合
には慣性制御ユニットのジャイロエータは、ロール速度
が停止したピッチ軸が地球再指向に好ましい位置となる
際に始動する。

この場合積算ジャイロメータからの角速度データは、
オイラー角処理により地球再指向を確実にし安定位置へ
の固定を確実にするのに用いられる。

実施例 第１図に示す衛星においてロール軸はx,ピッチ軸はy,
及びヨー軸はｚである。

衛星が地球軌道上にあり地球指向の安定化をしている
場合、衛星はヨー軸を地上に向け、ロール軸方向に軌道
を追従する。

第1a図に示される衛星は、ソーラーアレイ（特許請求
の範囲に記載の「太陽電池板」に対応する）10上に取り
付けられる太陽センサ21、広角の視野を有する予備の太
陽センサ22、２つの地球センサ及びＶビーム太陽センサ
23のブロック等の適宜の測定装置を有する。衛星は予備
の２軸式赤外線地球センサ24をも有する。

第1b図は衛星の慣性ユニットのある実施例をyz平面で
見た略図であり、傾斜ホイール構成の３つのモーメント
ホイール31,32,33よりなる。

しかし本発明はこの種の慣性ユニットを有する衛星に
限定されるものではなく、より多くの又はより少なくフ
ライホイールを有する衛星にも適用可能である。ゼロモ
ーメント衛星の場合には、後に本発明の特定の実施例に
ついて説明する如く、慣性ユニットはモーメントホイー
ルを有さず本質的に積算ジャイロメータを有する。

本発明の好ましい実施例に応じた方法の全体は第２図
に示されている。第２図はまず衛星を緊急太陽指向配向
（A1）からピッチ軸が安定地球指向位置に予備整列され
る中間位置（A30,A40）とするＡ局面を示す。

前述の如くこのＡ局面には次の２つの実施例がある。

−衛星のプラットフォーム上に設けられるセンサを用い
た地球検出周期を感知することで衛星のピッチ軸の位置
及び角速度を決定する（A10,A11,A12）。

−スタートラッキング方式により星に対するピッチ軸の
上記のパラメータを決定する（A20,A21）。

次いでＡ局面は、衛星の回転速度を安定化し、モーメ
ントホイールを再初期化するか（A30,モーメントバイア
ス式衛星）積算ジャイロメータを再初期化して（A40,ゼ
ロモーメント式衛星）完了する。

Ｂ局面は安定位置N1に至る最終的な地球再指向に対応
する。この局面は、衛星が初め緊急太陽再捕捉（ESRモ
ード）である場合にはＡ局面の実施例の１つの後続する
が自動再配置モード（ARM）からは直接初期化される。

本発明の本実施例ではＢ局面にも次の２つの実施例が
ある。

−衛星運動のパラメータを通常の地球指向安定化用サー
ボループの動作限界に収める前に衛星を二重回転配置で
地球再指向させる（B10,B11,B12,B13,B14）。これはモ
ーメントバイアス式衛星に用いられる。

−ゼロモーメント式衛星の場合にはオイラー角を処理す
ることで地球再指向を行なう（B20）。

方法の上記の部分の各々については後に詳述する。

しかしまず本発明が適用される２つの慣性方式つまり
モーメントバイアス安定化方式及びゼロモーメント安定
化方式の安定化の原理について簡単に説明する。

例えばMARECS衛星における如きモーメントバイアス制
御方式においては、公称速度約4000r.p.m.で回転するモ
ーメントホイール（又は数枚のホイールの組み合わせ）
により与えられる慣性基準による正常状態で地球指向が
行なわれる。

第１図に示した方式はMARECS衛星での方式に対応して
全てモーメントバイアス安定化に必要な素子からなる。
地球センサは２軸赤外線検出器である。ロール及びヨー
制御は、小型姿勢制御ロケットの推進力又はソーラーア
レイに加えられる太陽圧を用いて軌道平面に垂直なホイ
ールモーメントを基準にして行なわれる。ピッチ制御
は、衛星本体でトルクが発生するようモーメントホイー
ルの速度を調節することで行なわれる。例えばモーメン
トバイアス姿勢制御はECS,MARECS,TELECOM,DFS,RCA−SA
TOM,FORD−INTELSATV及びINSAT通信衛星で用いられてい
る。これらの衛星の大部分では柔軟性及び余裕を示すた
め傾斜ホイール方式（Ｖ字状配置の２つ又は３つのフラ
イホイール）が用いられている。

モーメントバイアス制御方式と異なるゼロモーメント
方式は一般的に３軸積算器パッケージ（RIG）に応じて
動作し、例えば衛星位置の光学的検出（地球又は太陽基
準センサ）を用い、オイラー角処理の後積算ジャイロメ
ータの制御により再指向処理を行ない、最後に微細安定
化用光学的地球センサを最終的な指向に復帰せしめる。

原理の相違につき説明したので姿勢の事故による変化
の効果及び地球指向姿勢においてモーメントバイアス制
御により初期に安定化される衛星の振舞いについて簡単
に説明する。

姿勢の変化が検出されるとすぐに衛星はARMモード等
の警告及び保留モードをとる。従って衛星の地球指向安
定化を確保していたサーボループは全て中断される。

この時モーメントホイールは、（回転速度計制御方式
の場合）一定速度にとどまるか、あるいはフライホイー
ル駆動トルクと摩擦抗力の不一致により緩かにドリフす
る。また姿勢変化の原因によっては章動も起こる。

衛星には角運動量の保存則によりピッチ軸を中心とす
る速度がつき、宇宙飛行体本体とホイールとは二重回転
配置をなす。

他の軸についての角速度は初期章動に依存する。不安
定化がホイールへの正しくない命令により引き起された
ものならば、章動は相当大きくなりうる。

なんらの手段もとられないと衛星は段々に水平きりも
みするようになり、最後には横方向軸を中心に回転する
ようになる。水平きりもみの時定数は典型的には２〜３
時間程度である。

全過程は順次第3,第４及び第５図に示されている。

本発明の本実施例による急速地球再指向方法（Ｂ局
面）は太陽指向（ESRモード）を避けるという目的を有
する。

この方法は次の原理に基く。

大なる章動化でもモーメント基準が保存されること。
目的は衛星を通常のピッチサーボループ（特許請求の範
囲第１項に記載の「ピッチサーボ制御手段」に対応）に
より制御されうる運動状態に復帰させることである。第
６図に示される如きサーボループは典型的には15°以下
の章動角及び毎秒0.05°以下の平均ピッチ速度で動作す
る。このサーボループは、ピッチ誤差信号を進相回路61
及び積算を行なう回路62へ供給する地球基準赤外線セン
サ60からなる。得られる信号は加算回路63及び利得増幅
器64を介してホイール66の制御65へ供給される。

このピッチサーボ制御ループの動作限界内に復帰する
ため、衛星の運動パラメータはピッチトルクの変更及び
太陽又は地球センサによるチェックによる制御下に置か
れる。

オペレータの指示によるか自動的かにより行なわれる
連続処理の詳細は第２図のB10,B11,B12,B13及びB14段階
に対応する。

初期化段階B10は、姿勢が事故により変化し通常のサ
ーボループ制御が失われたことが検出されると即座に行
なわれるロールサーボループ（特許請求の範囲第１項に
記載の「ロールサーボ制御手段」に対応）の遮断に対応
する。ピッチサーボループが維持される場合にはB13段
階が直接適用可能である。

あるいは、使用可能な全ての地球センサ及び太陽セン
サを接続し、全ての速度ジャイロメータを接続し、フラ
イホイール速度のオープンループ制御を行なうことから
なるオープンループサーボ制御配置が適用される。

本発明の本実施例ではこの段階がESRモードの代わり
とされる。

次のB11段階のピッチ予備安定化における目的は衛星
の姿勢を安定化することである。これはピッチモーメン
トを公称値より２〜３パーセント僅かに増大させ衛星本
体がモーメントホイールに対し逆回転するようにするこ
とで行なうのが好ましい。（特許請求の範囲第１項に記
載の「衛星本体を逆回転させることにより二重回転構成
とし」に対応する。） この安定位置では章動を引き起こすことなくピッチモ
ーメントは広い範囲に亘り調整される。このピッチモー
メントの変化によりピッチ速度はセンサからのデータに
より確認されつつ変えられる。従ってピッチ変化は0.05
°／秒の限界以下としうるので通常のピッチサーボルー
プの動作限界内に復帰しうる。

本発明の本実施例では、ピッチの低下はピッチモーメ
ントの作用によりセンサの視野に各周期で地球が捉えら
れている時間を最長とすることで行なわれる。

第７図はこの段階における地球センサからの典型的な
出力信号を示す。

ピッチ振動を制御下に置く際にはB12段階で粗章動抑
圧を行なう必要がある。その目的は地球をIRES地球セン
サの視野内に安定して捉えることである。

章動の制御には、（ホイール又は姿勢制御ロケットを
用いて）横方向モーメントを調節する能働的制御とピッ
チホイールと衛星本体間でモーメントを交換する受動的
制御の２つの基本的原理がある。

ここで、原理は、ジャイロメータ又は地球及び太陽セ
ンサを使用して章動量を決定することからなる。この動
作中太陽電池板は、エネルギ生成を最大にするため互い
に180°に固定される。

章動モーメントの能働的制御又は受動的制御は抑圧が
充分にされるまで行なわれる（第９図）。

姿勢の事故による変化が引き起こした章動が開始時か
ら小さい場合にはこの段階は不要である。

ピッチ速度が充分に低下した章動モーメントがピッチ
サーボループの動作限界以下となるとB13段階のピッチ
回復が行なわれる。次いでこのループが働く。

次に二重回転配置が姿勢を少し変えて単一軸につき制御
される。（特許請求の範囲第１項に記載の「単一軸での
ピッチの制御で地球を捕捉する」に対応する。）第８図
は、この再整列段階中地球センサから得られる収束出力
信号を示す。

この段階中はソーラーアレイは適切な向きであるよう
サーボ制御されるのが望まし。

B14段階は、地球指向にある衛星を完全に安定化する
よう残留している章動を抑圧する。ピッチ軸が制御下に
あるまでは、光学的センサ又はジャイロメータを用いて
変化を検出することでロール軸を制御に置けばよい。補
正は使用中のセンサに応じ横方向モーメントを適当な局
面で制御することで行なわれる。姿勢制御ロケットのパ
ルスを用いてもよい。

ロール速度がロールサーボ回転ループの動作限界内に
復帰するとサーボ制御は再び活動化され衛星は最終的に
地球指向N1に安定化する。

衛星が初め安全保護太陽指向モードESRにある場合に
は、上記の地球指向局面Ｂには第２図に示す如く２つの
Ａ局面の一方が先行する。

全体の再指向方法はモーメントバイアス方式にもゼロ
モーメント方式にも適用可能である。

第１の場合の目的はESRモードで失われた角運動量を
Ｂ局面を通過しうるよう軌道平面に対し垂直な方向とす
ることである。

ゼロモーメント方式に適用される場合方法は積算ジャ
イロメータの再初期化のため衛星の姿勢を決定する。こ
れで地球指向を単一軸上の処理及びオイラー角処理によ
り回復する手はずが定められる。

衛星の安定化モードが何であるにしろ、２つの方法が
あり、一方は既に打ち上げられている衛星の大部分にあ
る装置により用いることができ、他方は特定のスタート
ラッキング装置を必要とする。しかし、Ａ局面の両方法
の目的は衛星のモーメントのサイクルにおいてＢ局面の
地球再指向が開始される際のモーメントを選択できるよ
う衛星のピッチ軸の角速度及び位置を決定することにあ
る。

前述の如く、安全保護太陽指向モードESRには２つの
太陽指向軸を制御しつつ衛星を太陽ラインを中心に自由
に回転しうるという特徴がある。通常主慣性ユニットは
停止される。

地球再指向を準備する第１の方法の目的は、地球基準
センサの視野内に地球が周期的に入るよう太陽方向を向
いた衛星のロール軸を中心とする衛星の回転を用いるこ
とである。地球センサの画角は制限されているので、地
球センサが走査サイクルのある点で地球を捕捉する円錐
状走査を行なうようにさせる。

これが行なうことができるのは１日中の任意の時間従
って再指向の初期化を行なう正確な時間における衛星か
らの太陽への方向と地球への方向への角度は周知である
からである。従ってこの角度を地球センサの（既知の太
陽方向に対する）走査円錐の角の半分の値とすれば確実
に走査円錐は走査円錐の一点において地球方向を含む。

地球の周期的な捕捉により衛星の回転角速度及び角度
位置をいつでも決定できる。このデータは後述の如く角
モーメントを軌道平面に対し垂直にしなおす際に用いら
れる。

地球指向を準備する第１の方法である地球センサの円
錐状走査を行なうには次の２つの方法がある。

−SAS太陽センサを使用する方法（プラットホームの太
陽センサSASの使用は、その本来的な限界のため使用が
制御されるが説明のため述べられている）。

−太陽電池板／宇宙飛行体本体の角度分離（A11段階）
後に太陽電池板のソーラーアレイ太陽センサSASSを使用
する方法。

ESR指向においては、衛星は太陽センサSAS,ピッチ検
出及びヨーデータによる２軸制御をされつつ太陽方向に
指向される。第10a図は、ｙ及びｚ軸の方向は未知だが
ｘ軸は太陽方向を指向し衛星はこのｘ軸を中心に低速で
回転するこの配置を概略的に示す。

このｘ軸の太陽方向への指向から開始してSASピッチ
ループにバイアスがかけられる。これによりｘ軸はｘ′
へ変位し（第10b図）ｚ軸（地球センサの視野の中心に
対応する）もｚ′に変位する。ロール速度は、定常だか
らｘ軸は太陽を中心として円錐状走査を行ない（ｚ軸も
同様）、規則的に地球方向を捉える。

太陽センサSASの特性は非線形であるため変位角は約2
0°に制限されるが、センサの視野に20°が付け加わる
ことにより「１日の時間」の相当部分がカバーされる。

第２図のA11段階は、角度分離ソーラーアレイ／宇宙
飛行体本体（第11a及び第11b図）を用いて衛星の角速度
及び位置を決定する第２のより柔軟性を有する方法に対
応する。

この場合衛星のピッチ制御は、衛星が安全保護モード
ESRにある際の如くプラットフォーム上の太陽センサSAS
により行なわれれるのではなくその代わり太陽電池板に
取り付けられる太陽センサSASSにまず移される。ヨーサ
ーボループも遮断される（A10段階）。

次にソーラーアレイ駆動が、赤外線地球センサ（IRE
S）の視野と太陽方向の角の角度が方法の正確な時刻に
おける２方向に対応するようになるまで働かされる（A1
1段階）。ｘ軸はｘ′に至り、地球センサは円錐状走査
を行なう（第11b図）。この方法によるIRES視野への地
球の捕捉は必要な角度変位にかかわらず適用可能であ
る。

しかし第11b図に示される第２の方法においては太陽
方向を中心とする回転の角速度はもはや衛星のロール速
度に対応しない。しかしｚに整列するジャイロメータを
始動しうる。

衛星の角速度及び位置の決定後にホイールが軌道平面
に垂直な角モーメントが得られるよう始動される必要が
ある。つまりヨー軸は軌道平面に垂直に南を指向し全て
の軸を中心とする速度はゼロが少なくとも非常に小さい
必要がある。

この再指示の準備には、ホイールに回転をつけるのは
即座にできる動作ではなく最大のトルクを得るには10分
に達するあるいはそれ以上の時間がかかるから衛星が特
定の姿勢をとる必要がある。

ｙ軸を南に指向している際には、次の２つの理由によ
り衛星の変位を単に停止することはできない。

−角運動は太陽方向を中心として行なわれる。しかし、
この回転は衛星本体の純粋なロールとして考えることは
できず、従って姿勢制御ロケットは速度をゼロに低下さ
せるよう適当なトルクを加えるということができない。

この理由により（A12段階の後で）衛星のｚ軸が太陽
方向（ただし逆向き）に整列するよう衛星のｚ軸を補足
的にずらす必要が通常ある。この配置では地球は地球セ
ンサIRESの視野からはずれる。しかしその際ヨー姿勢制
御ロケットは角速度が正しい位相で停止するよう作動さ
れる。

同じ結果が得られるようｘ軸が太陽指向するようにす
ることもできる。しかしヨージャイロメータの方が太陽
センサSASより速度検出が容易であるのでヨー軸ｚを太
陽指向と逆方向に整列させるのがしばしば好ましい。

必要な場合このヨートルクの補正段階は、例えばヨー
姿勢制御ロケット推進力を命令することで行なわれる。
点火は、前記の如くヨー軸が太陽指向と逆方向に整合し
た後地球が横切る時点で行なう必要がある。次いでヨー
ジャイロメータは行なわれた補正を確認し、好ましくは
ヨー変動が0.01°／秒以下となるようにする。

このようにして行なわれる安定化方法は、衛星軌道平
面の太陽方向に対する傾斜を考慮に入れていない。そこ
で太陽の軌道平面に対する仰角を23°とする。

この角度を無視すると初期角モーメントは軌道の法線
に対し23°ずれる。このずれは地球捕捉がされた後通常
の指向サーボループによりなくされる。

しかし太陽仰角を補償するのにSASヨーループにおけ
るバイアスを設定してもよい。このずれの値は季節（太
陽のデクリネーション）及び再指向の時刻の関数であ
る。

次のA30段階（モーメントバイアス式衛星用）及びA40
段階（ゼロモーメント衛星用）はそれぞれ地球再指向の
Ｂ局面が行なえるようロール回転を停止しホイール及び
／又はジャイロスコープを再初期化する。

モーメントバイアス制御を受ける衛星に対する高速地
球指向回復方法については既に説明してある。

ゼロモーメント安定化衛星の場合は、オイラー角の処
理により衛星の再指向及び公称位置での安定化（B20）
は積算ジャイロメータからの信号による。

ESRモードからの復帰の第２の方法は、絶対精度の低
いスリット又はマトリクス型のスタートラッカーを使用
する。この装置は所定の明るさの等級の星による星のパ
ターンを認識する方法によりピッチ軸の回転の位置及び
速度を決定するものである。

この星パターンの認識の段階は、特定のソフトウェア
パッケージを使用するか地上のオペレータの手動の解釈
によるかにより完全に地上基地が制御することができ
る。

衛星の姿勢及び運動が決定されるとロール運動は停止
され、先行する方法と同一の仕方で衛星安定化方式の性
格に応じホイール（A30）又はジャイロメータ（A40）が
始動される。

A20段階で使用されるスタートラッカーは、低精度
（例えば１°程度）ではあるが中程度の解像度（0.1°
以下）のスリット又はマトリクス式CCD装置であるのが
有利である。このユニットは、地上制御基地で選定され
る星の明るさの等級についての検出レベルを有するのが
有利である。取り出される星のパターンは解釈のため通
常のテレメトリチャンネルを通じて地上へ伝送される。
このユニットは例えば太陽方向に垂直に20°〜40°の角
をなす視野で０°乃至１°／秒働く。

上記の方法により衛星の異なる種類の搭載機器に適す
る幾つかの地球再指向方法が得られる。各実施例とも通
常１時間以内で再指向が可能である。

各方法とも姿勢制御ロケットの使用は最小限でありエ
ネルギ発生用の太陽電池板の使用が最適化されている。

本発明の実施例の方法は静止軌道上３軸で安定化され
る通信衛星に適用されると衛星の動作中断時間を相当に
減少できる。

以上を要約すると本発明によれば公知のARMモード及
びESR安全保護モードと両立し第２図のフローチャート
に示される２つの連続する局面からなる高速地球指向回
復方法が提供される。方法は姿勢変化が充分小さい場合
には中間段階から初められる。本発明はモーメントバイ
アス姿勢制御又はゼロモーメント姿勢制御がされる衛星
に適用可能である。

尚、特許請求の範囲第１項に記載の構成のうち、「太
陽センサ、地球センサ、速度ジャイロメータからなる群
に属する方向基準手段」、「ピッチサーボ制御手段と、
ロールサーボ制御手段と」、「モーメントホイール及び
姿勢制御ロケットからなる群に属し衛星の姿勢を変える
姿勢補正手段」は周知の構成である。特許請求の範囲第
１項の最初の部分、すなわち「太陽電池板と、太陽セン
サ、地球センサ及び速度ジャイロメータからなる群に属
する方向基準手段と、ピッチサーボ制御手段と、ロール
サーボ制御手段と、モーメントホイール及び姿勢制御ロ
ケットからなる群に属し衛星の姿勢を変える姿勢補正手
段とからなる」構成は従来の衛星の技術分野において周
知の構成であり且つ従来の衛星に存在するものである。
この構成は衛星が通常の状態に動作するのもである。同
様に周知の構成として、衛星が地球及び太陽に対して正
確に方向付けされ続けるようするために、サーボ制御ル
ープは所定の状態を維持する。このようなループは通常
「閉ループ」である。

方向付けの欠如の場合に衛星が、自動再配置モード
（ARM）及び緊急太陽捕捉（ERS）の二つの連続する安全
保護処理を適用することも又従来の衛星の技術分野にお
いて周知に技術である。

しかしながら、上記過程は明細書の第９頁第６行目乃
至第11頁第２行目に記載の如くにいくつかの問題点を有
する。

本願発明の第１の目的はこれらの問題点を解消するこ
とにあり、特にERSモードから速やかに、すなわち「１
時間以内に」通常の動作状態に復帰させることである。
多くの様式の衛星、特に各モーメントバイアス及びゼロ
モーメント安定衛星、既に軌道上にある衛星（すなわち
余分なセンサの使用）、そして更にこれから打ち上げる
衛星に適合させることが可能なように、いくつかの実施
例が明細書に開示され、特許請求の範囲に記載されてい
る。

この方法は、二つの局面（Ａ局面及びＢ局面）よりな
る。

Ａ局面は衛星をERSモードユニットから衛星のピッチ
軸が地球の方向近くの小さな範囲内を小さな章動速度及
び角速度で運動する中間姿勢に戻すことを可能とする。

Ｂ局面は厳密に言う場合の高速回復局面に対応し、衛
星をその小さな章動速度及び角速度状態から３軸地球方
向安定化状態、すなわち通常状態に戻すことよりなる。

このＢ局面は衛星がモーメントバイアス安定化される
かゼロモーメント安定化されるかによって異なる構成で
実施される。

更にある環境では、衛星はARMモードに置かれ、ERSモ
ードが回避される。ある場合にはＡ局面も回避される。
そして、他の実施例では、本質的に未来の衛星を念頭に
おいており、「低精度スリット又はマトリクス型スター
トラッカー」の実施に有用である。

図２は、全ての可能な実施例を、連続する過程として
記述している。すなわち、ここには別々の実施例が全て
記述されている。

Ａ局面、Ｂ局面の各局面に関して二つの可能性が存在
する。

Ａ局面に関しては、（段階A1から、すなわち衛星がER
Sモードにある状態から）A10乃至12の一連とA20乃至A21
の一連との二通りの過程がそれぞれあり得る。最後の段
階A30及びA40はそれぞれモーメントバイアス及びゼロモ
ーメント安定衛星に対応する。

Ｂ局面に関しては、B10乃至14の一連及びB20のそれぞ
れ二通りの過程がそれぞれあり得る。左側の分岐系統は
モーメントバイアス安定衛星に対応し右側の分岐系統は
ゼロモーメント安定衛星に対応する。

図２のフローチャートに示されているように、通常状
態（N1）から、事故による姿勢の変化によって衛星がAR
Mモードに入る。そこで、ERSモード（したがってＡ局
面）に入るか或いは直接Ｂ局面に入る。

特許請求の範囲第１項は、特にモーメントバイアス衛
星に適合されたＢ局面の実施例に関するものである。特
許請求の範囲第１項の段階（ｉ）は段階B10に対応し、
段階（ii）は段階B11に対応し、段階（iii）は段階B13
に対応し、段階（iv）は段階B14に対応する。

特許請求の範囲第２項及び３は選択段階B12に対応
し、すなわち二つの開示された実施例（所謂章動の能動
的及び受動的制御）に関するものである。

同様に、特許請求の範囲第５項の過程は、段階A1（ER
Sモード）から始まるＡ局面、A10、A11、A12及びA30
（又は衛星の様式によってA40）に対応する。

特許請求の範囲第６項は第34頁第20行目乃至第31頁６
行目の記載に対応する。

特許請求の範囲第７項は、特許請求の範囲第１項と同
様に、図２のフローチャートの右側の分岐系統、すなわ
ち段階A20、A21及びA30（又は衛星の様式によってA40）
に対応する。

特許請求の範囲第８項はスタートラッキング手段を特
定している。

特許請求の範囲第９項は、この方法を特に「ゼロモー
メント制御方式」へ適用することを特定している。

【図面の簡単な説明】

第１図は姿勢及び軌道制御系（AOCS）及び地球センサ及
び太陽センサの好適な位置（第1a図）及びモーメントホ
イールからなる慣性安定化ユニットの好ましい実施例
（第1b図）を示す透視図、第２図は本発明の一実施例に
よる地球再指向方法の一連の局面を示すフローチャー
ト、第3,第４及び第５図のそれぞれ正常な地球指向の姿
勢にある衛星、地球へのロックが失われている衛星及び
水平きりもみをしている衛星を示す概略斜視図、第６図
は通常の安定化モードに対応する衛星ピッチサーボ制御
ループの略図、第７図及び第８図はピッチ予備安定化段
階（第７図）及びピッチ回復段階（第８図）中に赤外線
地球センサ（IRES）が発生する信号を時間の関数として
示す図、第９図は衛星が章動しつつ運動している際に太
陽センサが発生する信号を時間の関数として示す図、第
10a及び第10b図はそれぞれAASセンサを円錐状に走査す
ることで衛星の角速度及び位置を決定する（A12段階）
第１の方法を示すための衛星概略斜視図及び平面図、第
11a図及び第11b図は角度分離ソーラーアレイ／プラット
フォームにより（A11段階）衛星の角速度及び位置を決
定する（A12段階）第２の方法を示すための同様の図、
第12a,第12b及び第12c図はESRモードの安全保護のため
の太陽指向から始まる低速の従来技術による地球再指向
方法を３段階で示す同様な図である。 10…ソーラーアレイ、21…太陽センサ、22…予備の太陽
センサ、23…Ｖビーム太陽センサ、24…赤外線地球セン
サ、31,32,33…モーメントホイール、60…地球基準赤外
線センサ、61…進相回路、62…積算を行なう回路、63…
加算回路、64…利得増幅器、65…制御、66…ホイール。

Claims (9)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】太陽電池板と、太陽センサ，地球センサ及
   び速度ジャイロメータからなる群に属する方向基準手段
   と、ピッチサーボ制御手段と、ロールサーボ制御手段
   と、モーメントホイール及び姿勢制御ロケットからなる
   群に属し衛星の姿勢を変える姿勢補正手段とからなる地
   球指向衛星の地球指向回復方法において、 少なくとも （ｉ）該ロールサーボ制御手段のサーボループを非動作
   とし、該太陽及び地球センサ及び／又はジャイロメータ
   の全てを接続し、該姿勢補正手段を用いて姿勢のオープ
   ンループ制御を行なう初期化段階と、 （ii）衛星本体を逆回転させることにより二重回転構成
   とし、該太陽及び地球手段からの信号に応答してピッチ
   速度を決定し、該姿勢補正手段を用いてピッチ速度を制
   御するピッチ予備安定化段階と、 （iii）単一軸でのピッチの制御で地球を捕捉すること
   でピッチ速度を該ピッチサーボ制御手段の動作限界内に
   収めるピッチ回復段階と、 （iv）該ロールサーボ制御手段により地球が捕捉される
   まで該モーメントホイール及び／又は姿勢制御ロケット
   の動作により横方向ロール／ヨートルクを加える残留章
   動抑圧段階 とを記載順序に従って行ない場合により中間段階から開
   始するようにしてなる地球指向衛星の地球指向回復方
   法。
2. 【請求項２】該章動が該ピッチサーボ制御手段の動作限
   界より大なる振幅を有する場合についての章動抑圧段階
   を該ピッチ回復段階の前にさらに有し、該章動抑圧段階
   は電力のバランスを改善するよう該太陽電池板を互いに
   略180°の角度に固定し、ホイールと宇宙飛行体本体間
   のモーメントの交換により該章動を抑圧することを特徴
   とする特許請求の範囲第１項記載の地球指向回復方法。
3. 【請求項３】該章動が該ピッチサーボ制御手段の動作限
   界より大なる振幅を有する場合についての章動抑圧段階
   を該ピッチ回復段階の前にさらに有し、該章動抑圧段階
   は電力のバランスを改善するよう該太陽電池板を互いに
   略180°の角度に固定し、ホイール及び／又は姿勢制御
   ロケットを用い横方向モーメントを発生することによ
   り、該章動を抑圧することを特徴とする特許請求の範囲
   第１項記載の地球指向回復方法。
4. 【請求項４】該ピッチ回復段階は衛星の章動角を15°以
   下としピッチ角速度を毎秒0.05°以下とするようにする
   ことを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の地球指向
   回復方法。
5. 【請求項５】該衛星は、ソーラーアレイと該ソーラーア
   レイに取り付けられた太陽センサとからなり、当初ロー
   ル自在でありつつ２本の軸につき太陽方向に安定化され
   ており、該初期化段階の前に、 該ソーラーアレイに取り付けられた該太陽センサを用い
   ソーラーアレイを太陽方向に指向させ固定するソーラー
   アレイサーボ制御段階と、 衛星本体を該太陽電池板に対し回復の地方時間において
   衛星からの太陽方向と地球方向の間の角度に関係する角
   度傾斜せしめる太陽電池板傾斜段階と、 ロール運動中の該地球センサの視野中に地球が入ること
   に対応する該地球センサからの信号の周期的変動を基準
   にして衛星の姿勢を決定する衛星姿勢決定段階と、 ピッチ軸が特許請求の範囲第１項記載の地球指向回復に
   とり好ましい位置である際ホイールに回転をつけ及び／
   又はジャイロメータを初期化するロール速度停止段階 とよりなる段階の系列があることを特徴とする特許請求
   の範囲第１項記載の地球指向回復方法。
6. 【請求項６】該ロール制御段階の前に衛星のヨー回転を
   減少せしめる段階があることを特徴とする特許請求の範
   囲第５項記載の地球指向回復方法。
7. 【請求項７】該方向基準手段はスタートラッキング手段
   からなり、該衛星は当初ロール自在でありつつ２本の軸
   につき太陽方向に安定化されており、該初期化段階の前
   に、 該スタートラッキング手段を用いて星を検出する星検出
   段階と、 該検出された星のパターンを基準として衛星の姿勢を決
   定する衛星姿勢決定段階と、 ピッチ軸が特許請求の範囲第１項記載の地球指向回復に
   とり好ましい位置である際ホイールに回転をつけ及び／
   又はジャイロメータを初期化するロール速度停止段階 とよりなる段階の系列があることを特徴とする特許請求
   の範囲第１項記載の地球指向回復方法。
8. 【請求項８】該スタートラッキング手段はマトリクス又
   はスリット型のCCDデバイスからなることを特徴とする
   特許請求の範囲第７項記載の地球指向回復方法。
9. 【請求項９】特許請求の範囲第５項乃至第７項のうちい
   ずれか一項記載の地球指向回復方法のゼロモーメント制
   御方式への適用。