JP2625336B2 - 太陽センサを使用して人工衛星の太陽翼を制御する方法および装置 - Google Patents
太陽センサを使用して人工衛星の太陽翼を制御する方法および装置Info
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、一般に太陽に関して人
工衛星の太陽翼を位置する方法、特に人工衛星の本体上
の太陽センサによって太陽の天体運動を補償する人工衛
星の太陽翼を位置する方法に関する。
工衛星の太陽翼を位置する方法、特に人工衛星の本体上
の太陽センサによって太陽の天体運動を補償する人工衛
星の太陽翼を位置する方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】技術的に知られているような静止地球軌
道は、人工衛星または宇宙船が地球上の特定の位置の上
方に固定された状態で静止している地球を中心にした軌
道である。この軌道は地球の上方にほぼ22,400マイルの
距離にある。この軌道において、人工衛星からの通信ビ
ームのようなビームは、特定の国のような地球上の所望
の領域にわたって維持され、したがってビームを受取る
領域を設定することができる。静止軌道に残っているた
めに、人工衛星は所望の距離で実質的に地球の赤道平面
内付近の軌道上にあり、人工衛星の姿勢がこの平面に垂
直に方位付けされることが必要である。人工衛星を地球
上のボアサイト位置からアンテナを外らせる任意のずれ
または妨害は、ビームのカバー領域に影響を与える傾向
があり、したがって望ましくない結果を生じさせる。人
工衛星のアンテナ指向方向を変化させる傾向がある多数
の異なる力が人工衛星に影響している。
道は、人工衛星または宇宙船が地球上の特定の位置の上
方に固定された状態で静止している地球を中心にした軌
道である。この軌道は地球の上方にほぼ22,400マイルの
距離にある。この軌道において、人工衛星からの通信ビ
ームのようなビームは、特定の国のような地球上の所望
の領域にわたって維持され、したがってビームを受取る
領域を設定することができる。静止軌道に残っているた
めに、人工衛星は所望の距離で実質的に地球の赤道平面
内付近の軌道上にあり、人工衛星の姿勢がこの平面に垂
直に方位付けされることが必要である。人工衛星を地球
上のボアサイト位置からアンテナを外らせる任意のずれ
または妨害は、ビームのカバー領域に影響を与える傾向
があり、したがって望ましくない結果を生じさせる。人
工衛星のアンテナ指向方向を変化させる傾向がある多数
の異なる力が人工衛星に影響している。
【０００３】人工衛星に作用している異なる力の影響を
打消す第１の方法として、バイアスモーメント軸に対し
て横断方向の外力による人工衛星の方位の変化を阻止す
る角度的バイアスモーメントを与えることによって人工
衛星の姿勢を安定させることが知られている。この技術
を使用した人工衛星は一般に“モーメントバイアス”人
工衛星と呼ばれている。角度的モーメントバイアスは通
常人工衛星の少なくとも一部分で回転する多数のモーメ
ントまたはリアクションホイールによって与えられる。
モーメントホイールの回転によって設定されたバイアス
軸は一般に人工衛星の軌道の方向に対して垂直である。
バイアスモーメントはバイアスモーメント軸に対して横
断方向の人工衛星の方位の変化を阻止するが、バイアス
軸に沿った人工衛星の方位の変化を補正するために制御
を行うことが依然として必要である。フィードバックル
ープのような人工衛星の姿勢を制御する異なる方法が技
術的に知られている。
打消す第１の方法として、バイアスモーメント軸に対し
て横断方向の外力による人工衛星の方位の変化を阻止す
る角度的バイアスモーメントを与えることによって人工
衛星の姿勢を安定させることが知られている。この技術
を使用した人工衛星は一般に“モーメントバイアス”人
工衛星と呼ばれている。角度的モーメントバイアスは通
常人工衛星の少なくとも一部分で回転する多数のモーメ
ントまたはリアクションホイールによって与えられる。
モーメントホイールの回転によって設定されたバイアス
軸は一般に人工衛星の軌道の方向に対して垂直である。
バイアスモーメントはバイアスモーメント軸に対して横
断方向の人工衛星の方位の変化を阻止するが、バイアス
軸に沿った人工衛星の方位の変化を補正するために制御
を行うことが依然として必要である。フィードバックル
ープのような人工衛星の姿勢を制御する異なる方法が技
術的に知られている。
【０００４】大部分のバイアスモーメント人工衛星にお
いて、人工衛星搭載部すなわち少なくともアンテナを支
持している人工衛星部分はモーメントホイールと異なる
方位を有している。したがって、モーメント姿勢の方位
に関して搭載部の方位を補正する手段を提供する必要が
ある。典型的に、人工衛星の搭載部はヨー、ロールおよ
びピッチ軸と呼ばれる３つの軸によって限定される。人
工衛星が静止軌道にある場合、技術的に良く知られてい
るように人工衛星の進行方向においてヨー軸は一般に人
工衛星から地球の中心に向けられ、ピッチ軸は一般に人
工衛星の軌道の平面に対して垂直に向けられ、ロール軸
は一般にヨーおよびピッチ軸に垂直である。
いて、人工衛星搭載部すなわち少なくともアンテナを支
持している人工衛星部分はモーメントホイールと異なる
方位を有している。したがって、モーメント姿勢の方位
に関して搭載部の方位を補正する手段を提供する必要が
ある。典型的に、人工衛星の搭載部はヨー、ロールおよ
びピッチ軸と呼ばれる３つの軸によって限定される。人
工衛星が静止軌道にある場合、技術的に良く知られてい
るように人工衛星の進行方向においてヨー軸は一般に人
工衛星から地球の中心に向けられ、ピッチ軸は一般に人
工衛星の軌道の平面に対して垂直に向けられ、ロール軸
は一般にヨーおよびピッチ軸に垂直である。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】上記に論じられたタイ
プの人工衛星は、一般的に人工衛星上の異なる電気シス
テムを動作するために必要な電力を生成するために太陽
翼を含む。最大効率のために、太陽翼上の太陽電池パネ
ルは太陽から入来した光線の方向に対して垂直であるこ
とが必要なことが良く知られている。しかしながら、静
止軌道の姿勢において太陽の明瞭な方位的位置、すなわ
ち昼の同時刻に測定されたような太陽と地球の中心間の
人工衛星のピッチ軸に関する角度は約±4.5 °まで季節
的に変化する。人工衛星の太陽翼に関する太陽の位置の
変化が補正されない場合、太陽翼による電力捕集効率は
時間の経過にしたがって著しい減少を生じる。それは太
陽翼に入射する光線が太陽翼平面に対する垂線に対して
可成傾斜した角度で太陽翼を照射するためである。
プの人工衛星は、一般的に人工衛星上の異なる電気シス
テムを動作するために必要な電力を生成するために太陽
翼を含む。最大効率のために、太陽翼上の太陽電池パネ
ルは太陽から入来した光線の方向に対して垂直であるこ
とが必要なことが良く知られている。しかしながら、静
止軌道の姿勢において太陽の明瞭な方位的位置、すなわ
ち昼の同時刻に測定されたような太陽と地球の中心間の
人工衛星のピッチ軸に関する角度は約±4.5 °まで季節
的に変化する。人工衛星の太陽翼に関する太陽の位置の
変化が補正されない場合、太陽翼による電力捕集効率は
時間の経過にしたがって著しい減少を生じる。それは太
陽翼に入射する光線が太陽翼平面に対する垂線に対して
可成傾斜した角度で太陽翼を照射するためである。
【０００６】人工衛星上の従来技術の太陽翼操縦機構は
一般に一定速度で太陽を追跡する手段しか備えていな
い。その結果、上記で論じられたように、これは通常の
追跡速度がこの運動を考慮しないため太陽の天体運動に
より追跡エラーを生じさせる。これらのタイプのシステ
ムにおいて、一般にこの運動を補正するために太陽に関
する翼位置の感知および調節が地上位置から行われるこ
とが必要となる。このプロセスは調節の必要のない人工
衛星に対しても行われるため無駄な費用と手間を浪費
し、コストを増加させる欠点がある。
一般に一定速度で太陽を追跡する手段しか備えていな
い。その結果、上記で論じられたように、これは通常の
追跡速度がこの運動を考慮しないため太陽の天体運動に
より追跡エラーを生じさせる。これらのタイプのシステ
ムにおいて、一般にこの運動を補正するために太陽に関
する翼位置の感知および調節が地上位置から行われるこ
とが必要となる。このプロセスは調節の必要のない人工
衛星に対しても行われるため無駄な費用と手間を浪費
し、コストを増加させる欠点がある。
【０００７】したがって、本発明の目的は、地上ステー
ションから介入せずに人工衛星の本体に取付けられたセ
ンサによって人工衛星の太陽翼の所望の位置を自動的
に、正確に制御することのできるシステムを提供するこ
とである。
ションから介入せずに人工衛星の本体に取付けられたセ
ンサによって人工衛星の太陽翼の所望の位置を自動的
に、正確に制御することのできるシステムを提供するこ
とである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明は、軌道人工衛星
の少なくとも１つの太陽翼の太陽に関する所望の方位を
維持するシステムにおいて、少なくとも１つの太陽翼を
駆動する駆動装置と、太陽に対する人工衛星本体の角度
を得るために人工衛星本体に取付けられ、２個のセンサ
から構成された太陽センサを具備している太陽に関する
人工衛星本体の位置を評価する太陽追跡評価装置と、太
陽翼に対する人工衛星本体の角度を得るために人工衛星
本体に関する太陽翼の位置を評価する翼評価装置と、太
陽翼に対する人工衛星本体の位置の評価値から前記太陽
に対する人工衛星本体の位置の評価値を減算してエラー
信号を生成する減算装置と、前記エラー信号に対応する
制御信号を生成して太陽を追跡するために太陽翼を動か
すように駆動装置に命令する制御信号を駆動装置に供給
する制御手段とを具備し、太陽センサの２個のセンサは
人工衛星の軌道平面に対して実質的に垂直な人工衛星の
ピッチ軸に沿って配置され、太陽に対する人工衛星本体
の角度が人工衛星の１軌道運動当り１度測定されるよう
に人工衛星のピッチ軸とロール軸によって定められた平
面に位置する視界を有していることを特徴とする。太陽
センサとしては、特にピッチ獲得スリット太陽センサを
使用することがこのましい。このピッチ獲得スリット太
陽センサはピッチ軸に関する宇宙船の姿勢を得るために
よく使用されるためにそのような名称で呼ばれているも
のである。このような２個のスリット太陽センサは人工
衛星のピッチ軸に沿って配置され、その視界は人工衛星
のピッチ軸とロール軸によって定められた平面上にあ
る。１日に１回人工衛星の正方向のロール軸が太陽の赤
道線の平面への投射と一致した状態になったとき、これ
らの太陽センサは太陽に対する人工衛星本体の角度の測
定を行う。太陽翼に対する人工衛星の本体の角度は太陽
翼駆動機構の位置を評価する翼評価装置によって測定さ
れる。これらの測定値は人工衛星本体対太陽角度および
人工衛星本体対太陽翼角度の評価値を更新するために使
用され、これらは時間的に連続的に行われる。
の少なくとも１つの太陽翼の太陽に関する所望の方位を
維持するシステムにおいて、少なくとも１つの太陽翼を
駆動する駆動装置と、太陽に対する人工衛星本体の角度
を得るために人工衛星本体に取付けられ、２個のセンサ
から構成された太陽センサを具備している太陽に関する
人工衛星本体の位置を評価する太陽追跡評価装置と、太
陽翼に対する人工衛星本体の角度を得るために人工衛星
本体に関する太陽翼の位置を評価する翼評価装置と、太
陽翼に対する人工衛星本体の位置の評価値から前記太陽
に対する人工衛星本体の位置の評価値を減算してエラー
信号を生成する減算装置と、前記エラー信号に対応する
制御信号を生成して太陽を追跡するために太陽翼を動か
すように駆動装置に命令する制御信号を駆動装置に供給
する制御手段とを具備し、太陽センサの２個のセンサは
人工衛星の軌道平面に対して実質的に垂直な人工衛星の
ピッチ軸に沿って配置され、太陽に対する人工衛星本体
の角度が人工衛星の１軌道運動当り１度測定されるよう
に人工衛星のピッチ軸とロール軸によって定められた平
面に位置する視界を有していることを特徴とする。太陽
センサとしては、特にピッチ獲得スリット太陽センサを
使用することがこのましい。このピッチ獲得スリット太
陽センサはピッチ軸に関する宇宙船の姿勢を得るために
よく使用されるためにそのような名称で呼ばれているも
のである。このような２個のスリット太陽センサは人工
衛星のピッチ軸に沿って配置され、その視界は人工衛星
のピッチ軸とロール軸によって定められた平面上にあ
る。１日に１回人工衛星の正方向のロール軸が太陽の赤
道線の平面への投射と一致した状態になったとき、これ
らの太陽センサは太陽に対する人工衛星本体の角度の測
定を行う。太陽翼に対する人工衛星の本体の角度は太陽
翼駆動機構の位置を評価する翼評価装置によって測定さ
れる。これらの測定値は人工衛星本体対太陽角度および
人工衛星本体対太陽翼角度の評価値を更新するために使
用され、これらは時間的に連続的に行われる。
【０００９】各人工衛星の翼に対して、本体対太陽角度
の評価値は本体対翼角度評価値から減算され、したがっ
て太陽に関する各太陽翼の評価されたオフセット位置を
生成する。この評価されたオフセットはオフセットエラ
ーを計算するために所望のオフセットと比較される。エ
ラーに比例する翼転回割合は、エラー角度がゼロにされ
るまで命令される。この方法において、太陽翼操縦は太
陽に関する適切な太陽翼を決定するために１日１度の太
陽センサ測定を使用することによって閉ループ方法で達
成される。本発明の付加的な目的、利点および特徴は以
下の説明、添付された特許請求の範囲および図面から明
らかになるであろう。
の評価値は本体対翼角度評価値から減算され、したがっ
て太陽に関する各太陽翼の評価されたオフセット位置を
生成する。この評価されたオフセットはオフセットエラ
ーを計算するために所望のオフセットと比較される。エ
ラーに比例する翼転回割合は、エラー角度がゼロにされ
るまで命令される。この方法において、太陽翼操縦は太
陽に関する適切な太陽翼を決定するために１日１度の太
陽センサ測定を使用することによって閉ループ方法で達
成される。本発明の付加的な目的、利点および特徴は以
下の説明、添付された特許請求の範囲および図面から明
らかになるであろう。
【００１０】
【実施例】人工衛星の太陽翼の追跡の好ましい実施例の
以下の論議は単なる例示であって、本発明またはその適
応或は使用方法を限定するものではない。
以下の論議は単なる例示であって、本発明またはその適
応或は使用方法を限定するものではない。
【００１１】本発明の特徴を述べる前に、本発明を含む
人工衛星の概要を知ることが有効である。これを理解す
るために、最初に図１を参照する。図１において、地球
20の軌道に乗っているモーメントバイアス人工衛星10の
太陽22に関する関係が示されている。人工衛星10は人工
衛星中心本体12を含み、ここでは立方体として示されて
いる。立方体として人工衛星10の本体12を表すことによ
って、人工衛星のヨー、ロールおよびピッチ軸の座標を
視覚化することが容易になる。上記に論じられたよう
に、ヨー軸は人工衛星本体12の姿勢から地球20の中心に
向けられた軸であり、ピッチ軸は人工衛星10の軌道に垂
直に、またヨー軸に垂直に向けられ、ロール軸は人工衛
星10の進路方向においてヨーおよびピッチ軸に垂直であ
る。これらの各軸は図１において方向的な方法で示され
ている。
人工衛星の概要を知ることが有効である。これを理解す
るために、最初に図１を参照する。図１において、地球
20の軌道に乗っているモーメントバイアス人工衛星10の
太陽22に関する関係が示されている。人工衛星10は人工
衛星中心本体12を含み、ここでは立方体として示されて
いる。立方体として人工衛星10の本体12を表すことによ
って、人工衛星のヨー、ロールおよびピッチ軸の座標を
視覚化することが容易になる。上記に論じられたよう
に、ヨー軸は人工衛星本体12の姿勢から地球20の中心に
向けられた軸であり、ピッチ軸は人工衛星10の軌道に垂
直に、またヨー軸に垂直に向けられ、ロール軸は人工衛
星10の進路方向においてヨーおよびピッチ軸に垂直であ
る。これらの各軸は図１において方向的な方法で示され
ている。
【００１２】人工衛星10はその軌道において人工衛星10
を安定させるために示されているように特定の方向、こ
こでは時計方向に回転するモーメントホイール14を含
む。モーメントホイール14の回転軸は人工衛星の本体12
のピッチ軸にほぼ平行である。モーメントホイール14は
典型的に人工衛星本体12の基準から分離して方位付けさ
れている。一実施例において、モーメントホイール14の
方位は２軸ジンバル上にある。この例において、モーメ
ントホイール14は人工衛星の姿勢を調節して維持する付
勢装置である。ピッチ軸およびモーメント軸は、人工衛
星10が静止軌道にあるならば実質的に地球20の赤道線上
の平面に対して垂直に方位付けされている。
を安定させるために示されているように特定の方向、こ
こでは時計方向に回転するモーメントホイール14を含
む。モーメントホイール14の回転軸は人工衛星の本体12
のピッチ軸にほぼ平行である。モーメントホイール14は
典型的に人工衛星本体12の基準から分離して方位付けさ
れている。一実施例において、モーメントホイール14の
方位は２軸ジンバル上にある。この例において、モーメ
ントホイール14は人工衛星の姿勢を調節して維持する付
勢装置である。ピッチ軸およびモーメント軸は、人工衛
星10が静止軌道にあるならば実質的に地球20の赤道線上
の平面に対して垂直に方位付けされている。
【００１３】人工衛星10はさらに積分ジャイロ18および
熱電対列の地球センサ24のアレイを含む。積分ジャイロ
は一般に技術的に知られているように人工衛星10がその
静止軌道高度に達したときに、所望の構成で人工衛星10
を方位付けするために使用される。人工衛星10の通常の
動作において、積分ジャイロ18は使用されない。しばし
ば水平センサと呼ばれる地球センサ24は、人工衛星10の
適切な方位付けのために慣性基準フレームを設定するた
めに地球の水平線を感知する。地球センサ10は典型的に
ロールおよびピッチ方向で人工衛星の方位を測定する。
スターセンサ、太陽センサ、ジャイロおよび地上ビーコ
ンセンサに制限されないが、それらを含む別のタイプの
センサはまた必要な人工衛星の姿勢を感知する。人工衛
星本体12からの突出しているものは、ここでは切取られ
たフォーマットで示された二個の太陽翼16および17であ
る。太陽翼16および17は、人工衛星10上の電気システム
に必要な電力を供給するために太陽光線に対して垂直に
向けられる。
熱電対列の地球センサ24のアレイを含む。積分ジャイロ
は一般に技術的に知られているように人工衛星10がその
静止軌道高度に達したときに、所望の構成で人工衛星10
を方位付けするために使用される。人工衛星10の通常の
動作において、積分ジャイロ18は使用されない。しばし
ば水平センサと呼ばれる地球センサ24は、人工衛星10の
適切な方位付けのために慣性基準フレームを設定するた
めに地球の水平線を感知する。地球センサ10は典型的に
ロールおよびピッチ方向で人工衛星の方位を測定する。
スターセンサ、太陽センサ、ジャイロおよび地上ビーコ
ンセンサに制限されないが、それらを含む別のタイプの
センサはまた必要な人工衛星の姿勢を感知する。人工衛
星本体12からの突出しているものは、ここでは切取られ
たフォーマットで示された二個の太陽翼16および17であ
る。太陽翼16および17は、人工衛星10上の電気システム
に必要な電力を供給するために太陽光線に対して垂直に
向けられる。
【００１４】静止軌道において、２つの基本的な影響が
太陽が人工衛星10の太陽翼16および17に対してどのよう
に基準にされるかを決定する。第１の影響は、太陽を中
心とする地球の軌道の偏心性によって発生させられる。
軌道基準フレームからの軌道偏心の結果として、太陽は
右に移動し、その後逆になって左に移動し、それから再
び右に戻るように見える。地球を中心とする固定された
静止軌道に関して、太陽は１年の期間にわたって約1.8
°の振幅で水平軌道平面において振動するように見え
る。地球が太陽の近くに進むと、そのポテンシャルエネ
ルギは運動エネルギの増加として交換される。静止衛星
に関して、速度におけるこの増加は左への太陽の運動で
ある。地球が太陽から離れたときの速度の減少は太陽を
右に移動させる。この点において、太陽の運動は地球が
太陽を周る１軌道中２度太陽に接近および後退するため
１年当り２度逆になる。この運動が補償されない場合、
周期的な太陽の角度運動は結果的に太陽に関して向いて
いる太陽翼にエラーを生じさせ、結果的に太陽パワーを
損失させる。地球の偏心軌道は結果的にほぼ1.8 sin(L+
13.4) °の翼指向エラーを生じさせ、ここでＬは太陽の
経線角度である。
太陽が人工衛星10の太陽翼16および17に対してどのよう
に基準にされるかを決定する。第１の影響は、太陽を中
心とする地球の軌道の偏心性によって発生させられる。
軌道基準フレームからの軌道偏心の結果として、太陽は
右に移動し、その後逆になって左に移動し、それから再
び右に戻るように見える。地球を中心とする固定された
静止軌道に関して、太陽は１年の期間にわたって約1.8
°の振幅で水平軌道平面において振動するように見え
る。地球が太陽の近くに進むと、そのポテンシャルエネ
ルギは運動エネルギの増加として交換される。静止衛星
に関して、速度におけるこの増加は左への太陽の運動で
ある。地球が太陽から離れたときの速度の減少は太陽を
右に移動させる。この点において、太陽の運動は地球が
太陽を周る１軌道中２度太陽に接近および後退するため
１年当り２度逆になる。この運動が補償されない場合、
周期的な太陽の角度運動は結果的に太陽に関して向いて
いる太陽翼にエラーを生じさせ、結果的に太陽パワーを
損失させる。地球の偏心軌道は結果的にほぼ1.8 sin(L+
13.4) °の翼指向エラーを生じさせ、ここでＬは太陽の
経線角度である。
【００１５】第２の影響は地球対太陽軌道平面に関する
地球の軸の傾斜によって発生させられる。地球の回転軸
の傾斜のために、１年で太陽は地球の回転平面の上方に
進み、その後地球の回転平面の下方に進む。軌道平面の
上方の太陽の最大位置は夏至と呼ばれ、一方軌道平面の
下方の太陽の最大位置は冬至と呼ばれる。さらに、それ
が下方から地球の軌道平面を横切ったときの太陽の位置
は春分点と呼ばれ、それが上方から地球の軌道平面を横
切ったときの太陽の位置は秋分点と呼ばれる。
地球の軸の傾斜によって発生させられる。地球の回転軸
の傾斜のために、１年で太陽は地球の回転平面の上方に
進み、その後地球の回転平面の下方に進む。軌道平面の
上方の太陽の最大位置は夏至と呼ばれ、一方軌道平面の
下方の太陽の最大位置は冬至と呼ばれる。さらに、それ
が下方から地球の軌道平面を横切ったときの太陽の位置
は春分点と呼ばれ、それが上方から地球の軌道平面を横
切ったときの太陽の位置は秋分点と呼ばれる。
【００１６】これら２つの影響の組合せとして、太陽は
図２に示されたように人工衛星の位置に関して８字形パ
ターンで移動する。図２上の点Ａは春および秋分点を表
し、点Ｂは冬至を表し、点Ｃは夏至を表す。この方法に
おいて、太陽の運動は点Ａにおいてスタートし、地球の
回転平面の下方を点Ｃまで移動する。太陽が点Ｃに下降
すると、それは左に、その後右に移動する。１年の最初
の半分において、太陽は点Ａに戻り、最初に右に移動
し、次に左に移動する。１年の次の半分の間に太陽は点
Ｂから移動し、再び点Ａに戻る。この運動が補償されな
い場合、太陽が点Ａ，ＢまたはＣに留っているならば太
陽翼指向エラーはゼロである。しかしながら、太陽がこ
れらの点を接続する垂直軸から外れて移動した場合、そ
れは太陽翼に関して東西運動と考えられる。この振動の
影響は、６か月の期間で約2.5 °の振幅 2.5°sin(2L)
で水平軌道平面を減少する。傾斜による地球のこの周期
的な各回転は、結果として偏心軌道によるものに類似し
た太陽翼指向エラーを生じさせる。補償されない場合、
太陽翼は太陽の水平角度運動に追従しない。別の軌道に
おいて、別の軌道影響は太陽の明確な運動を決定する。
図２に示されたように人工衛星の位置に関して８字形パ
ターンで移動する。図２上の点Ａは春および秋分点を表
し、点Ｂは冬至を表し、点Ｃは夏至を表す。この方法に
おいて、太陽の運動は点Ａにおいてスタートし、地球の
回転平面の下方を点Ｃまで移動する。太陽が点Ｃに下降
すると、それは左に、その後右に移動する。１年の最初
の半分において、太陽は点Ａに戻り、最初に右に移動
し、次に左に移動する。１年の次の半分の間に太陽は点
Ｂから移動し、再び点Ａに戻る。この運動が補償されな
い場合、太陽が点Ａ，ＢまたはＣに留っているならば太
陽翼指向エラーはゼロである。しかしながら、太陽がこ
れらの点を接続する垂直軸から外れて移動した場合、そ
れは太陽翼に関して東西運動と考えられる。この振動の
影響は、６か月の期間で約2.5 °の振幅 2.5°sin(2L)
で水平軌道平面を減少する。傾斜による地球のこの周期
的な各回転は、結果として偏心軌道によるものに類似し
た太陽翼指向エラーを生じさせる。補償されない場合、
太陽翼は太陽の水平角度運動に追従しない。別の軌道に
おいて、別の軌道影響は太陽の明確な運動を決定する。
【００１７】図１を参照すると、太陽22の光線が太陽翼
16および17に実質的に垂直に投射するように太陽22に垂
直に面している各太陽翼16および17の適切な方位を決定
するために、人工衛星本体12と太陽22との間の角度を最
初に決定することが必要である。これを達成するために
好ましい実施例において２つのピッチ獲得太陽センサが
内蔵されている。特に、太陽センサは影付けされた領域
26および28によって示されたように人工衛星のピッチ軸
に関して感応し、太陽に関する人工衛星のピッチ角度の
１日１度の測定を行う。これらのピッチ獲得太陽センサ
はまたピッチ軸に関する人工衛星の姿勢を決定するため
に使用される。センサは人工衛星のロールおよびピッチ
軸によって限定された平面において、正の人工衛星のロ
ール軸に沿って見て影付けされた領域26および28によっ
て示されたように視界を有している。軌道形態におい
て、これらのセンサの１つは地球の北半球に視界を有
し、別のセンサは地球の南半球に視界を有している。図
１に示された実施例において、センサは15°だけピッチ
軸から外れた視界を有する。このオフセットは、人工衛
星が半球区別を維持することによって最初に軌道に置か
れたときに人工衛星10が太陽を効率的に位置することを
可能にするために望ましい。換言すると、太陽はセンサ
の視界がピッチ軸から外れていない場合、センサはどの
半球に太陽が位置されたかを告げることができないよう
に人工衛星に関して位置される。別の実施例において、
本体対太陽角度は翼に設置した太陽センサから連続的に
測定される。さらに、この角度はまた広い角度の視界を
持つ本体取付け太陽センサを使用することによって１日
当り数時間の間測定されることができる。
16および17に実質的に垂直に投射するように太陽22に垂
直に面している各太陽翼16および17の適切な方位を決定
するために、人工衛星本体12と太陽22との間の角度を最
初に決定することが必要である。これを達成するために
好ましい実施例において２つのピッチ獲得太陽センサが
内蔵されている。特に、太陽センサは影付けされた領域
26および28によって示されたように人工衛星のピッチ軸
に関して感応し、太陽に関する人工衛星のピッチ角度の
１日１度の測定を行う。これらのピッチ獲得太陽センサ
はまたピッチ軸に関する人工衛星の姿勢を決定するため
に使用される。センサは人工衛星のロールおよびピッチ
軸によって限定された平面において、正の人工衛星のロ
ール軸に沿って見て影付けされた領域26および28によっ
て示されたように視界を有している。軌道形態におい
て、これらのセンサの１つは地球の北半球に視界を有
し、別のセンサは地球の南半球に視界を有している。図
１に示された実施例において、センサは15°だけピッチ
軸から外れた視界を有する。このオフセットは、人工衛
星が半球区別を維持することによって最初に軌道に置か
れたときに人工衛星10が太陽を効率的に位置することを
可能にするために望ましい。換言すると、太陽はセンサ
の視界がピッチ軸から外れていない場合、センサはどの
半球に太陽が位置されたかを告げることができないよう
に人工衛星に関して位置される。別の実施例において、
本体対太陽角度は翼に設置した太陽センサから連続的に
測定される。さらに、この角度はまた広い角度の視界を
持つ本体取付け太陽センサを使用することによって１日
当り数時間の間測定されることができる。
【００１８】さらに、人工衛星10の本体12と各太陽翼16
および17との間の角度を決定することが必要である。１
実施例において、人工衛星本体12に関する各翼16および
17の位置は太陽翼駆動ステップサーボ機構（図３参照）
によって行われる直接カウントステップによって追跡さ
れる。最初に、本体対翼角度評価が地上命令ステーショ
ンによる測定から開始される。別の実施例において、当
業者に知られている電位差計またはリゾルバを使用する
ことによって本体対翼角度を決定することができる。こ
の要求は、太陽翼駆動装置がステップサーボ機構の代り
に連続駆動機構が使用されるならば重要である。人工衛
星は地球を中心とした軌道に乗っているため、人工衛星
の本体対翼角度は以下の式にしたがって軌道速度で伝播
されている： θbw k+1 ＝θbw k ＋ω0 Ｔs
および17との間の角度を決定することが必要である。１
実施例において、人工衛星本体12に関する各翼16および
17の位置は太陽翼駆動ステップサーボ機構（図３参照）
によって行われる直接カウントステップによって追跡さ
れる。最初に、本体対翼角度評価が地上命令ステーショ
ンによる測定から開始される。別の実施例において、当
業者に知られている電位差計またはリゾルバを使用する
ことによって本体対翼角度を決定することができる。こ
の要求は、太陽翼駆動装置がステップサーボ機構の代り
に連続駆動機構が使用されるならば重要である。人工衛
星は地球を中心とした軌道に乗っているため、人工衛星
の本体対翼角度は以下の式にしたがって軌道速度で伝播
されている： θbw k+1 ＝θbw k ＋ω0 Ｔs
【００１９】ここでθbwは本体対翼角度評価であり（ｋ
＋１はｋ番目の時間間隔に関する次の時間間隔を表
す）、ω0 は太陽に関する人工衛星回転速度であり、Ｔ
s は軌道の伝播の期間である。太陽センサからの太陽セ
ンサ測定が１軌道当り１度利用可能にされると、本体対
翼角度評価は以下の式によって更新される： θbw←θbw＋Ｋθ［βss−θbw］ ここでβssは人工衛星本体12に関する太陽センサの位置
であり、Ｋθは補正利得である。
＋１はｋ番目の時間間隔に関する次の時間間隔を表
す）、ω0 は太陽に関する人工衛星回転速度であり、Ｔ
s は軌道の伝播の期間である。太陽センサからの太陽セ
ンサ測定が１軌道当り１度利用可能にされると、本体対
翼角度評価は以下の式によって更新される： θbw←θbw＋Ｋθ［βss−θbw］ ここでβssは人工衛星本体12に関する太陽センサの位置
であり、Ｋθは補正利得である。
【００２０】１つの特定の実施例において、Ｋθは１の
不履行利得であり、したがって新しいセンサ測定が利用
可能にされた場合、θbwは新しい測定値βssにリセット
される。太陽センサが雑音が多い場合、Ｋθはフィルタ
処理を行うように調節されることができる。
不履行利得であり、したがって新しいセンサ測定が利用
可能にされた場合、θbwは新しい測定値βssにリセット
される。太陽センサが雑音が多い場合、Ｋθはフィルタ
処理を行うように調節されることができる。
【００２１】図３を参照すると、図１のものと少し異な
った図で人工衛星10が示されている。図３において、適
切な翼方位を計算するために異なる機構が示されてい
る。人工衛星ダイナミックス30は人工衛星10の本体12を
表す。ここにおいて北太陽駆動装置32および南太陽駆動
装置34によってそれぞれ制御されている北太陽翼16およ
び南太陽翼17が示されている。上記に論じられたよう
に、太陽センサは、１軌道運動当り１度の人工衛星の姿
勢に関する太陽の位置を検出する。この太陽対本体測定
は、太陽対本体角度評価θbsを決定する太陽追跡評価装
置36に出力される。太陽対本体角度評価θbsは上記に論
じられたようにアルゴリズムによって更新される。同様
に、北および南本体対翼測定は各北および南太陽翼駆動
装置32および34からの出力で行われ、適切な北および南
翼制御システムに与えられる。ここにおいて北翼制御装
置38は内蔵された主システム素子と共に示されている。
南翼制御装置40はブロック図で示されている。それが北
翼制御装置38と同一の素子を含んでいることは理解され
るであろう。
った図で人工衛星10が示されている。図３において、適
切な翼方位を計算するために異なる機構が示されてい
る。人工衛星ダイナミックス30は人工衛星10の本体12を
表す。ここにおいて北太陽駆動装置32および南太陽駆動
装置34によってそれぞれ制御されている北太陽翼16およ
び南太陽翼17が示されている。上記に論じられたよう
に、太陽センサは、１軌道運動当り１度の人工衛星の姿
勢に関する太陽の位置を検出する。この太陽対本体測定
は、太陽対本体角度評価θbsを決定する太陽追跡評価装
置36に出力される。太陽対本体角度評価θbsは上記に論
じられたようにアルゴリズムによって更新される。同様
に、北および南本体対翼測定は各北および南太陽翼駆動
装置32および34からの出力で行われ、適切な北および南
翼制御システムに与えられる。ここにおいて北翼制御装
置38は内蔵された主システム素子と共に示されている。
南翼制御装置40はブロック図で示されている。それが北
翼制御装置38と同一の素子を含んでいることは理解され
るであろう。
【００２２】北翼制御装置38は、北翼16への人工衛星10
の本体12の位置の変化として信号Ｎbwを受信する翼評価
装置42を含む。本体対翼角度評価はθbwの値であるよう
に翼評価装置42において発生され、上記に論じられたよ
うに新しいステップが太陽翼駆動機構に命令されるたび
にＮbwによって更新される。本体対太陽角度評価θbsは
本体対翼角度評価θbwから減算され、θswとして示され
た太陽22に関する北太陽翼16の評価された位置を生成す
る。この評価されたオフセットは、オフセットエラーθ
err を計算するためにバイアス命令からの所望のオフセ
ットθN と比較される。オフセットエラーθerr は、翼
を動かすために翼命令ωcmd を導出する速度利得アルゴ
リズム44に供給される。この例におけるアルゴリズムは
ωcmd ＝Ｃw θerr ＋ωs d であり、ここでωs d は太
陽の速度であり、Ｃw はエラー信号の振幅を比例的に増
加するための比例定数である。このようにして、命令信
号ωcmd は本体対太陽角度評価マイナス本体対翼角度評
価として太陽速度プラス適切なエラー信号として発生さ
れる。
の本体12の位置の変化として信号Ｎbwを受信する翼評価
装置42を含む。本体対翼角度評価はθbwの値であるよう
に翼評価装置42において発生され、上記に論じられたよ
うに新しいステップが太陽翼駆動機構に命令されるたび
にＮbwによって更新される。本体対太陽角度評価θbsは
本体対翼角度評価θbwから減算され、θswとして示され
た太陽22に関する北太陽翼16の評価された位置を生成す
る。この評価されたオフセットは、オフセットエラーθ
err を計算するためにバイアス命令からの所望のオフセ
ットθN と比較される。オフセットエラーθerr は、翼
を動かすために翼命令ωcmd を導出する速度利得アルゴ
リズム44に供給される。この例におけるアルゴリズムは
ωcmd ＝Ｃw θerr ＋ωs d であり、ここでωs d は太
陽の速度であり、Ｃw はエラー信号の振幅を比例的に増
加するための比例定数である。このようにして、命令信
号ωcmd は本体対太陽角度評価マイナス本体対翼角度評
価として太陽速度プラス適切なエラー信号として発生さ
れる。
【００２３】典型的にこの翼命令信号ωcmd は翼駆動機
構の速度の限界を越えており、したがって翼命令ωcmd
は翼が動かす速度を制限する速度制限装置46に与えられ
る。上記の利得により、典型的に0.1 °を越えてオフセ
ットした任意の角度により最大速度が命令される。した
がって、直線利得倍のエラーとして制御速度が計算され
ても、システムは最大の命令されたステップ速度で任意
のかなりのエラー角度をゼロにする。それが全体的な軌
道を更新されるべき翼対太陽評価とみなしても、翼角度
エラーは更新された情報が受取られたほぼ直後にゼロに
される。
構の速度の限界を越えており、したがって翼命令ωcmd
は翼が動かす速度を制限する速度制限装置46に与えられ
る。上記の利得により、典型的に0.1 °を越えてオフセ
ットした任意の角度により最大速度が命令される。した
がって、直線利得倍のエラーとして制御速度が計算され
ても、システムは最大の命令されたステップ速度で任意
のかなりのエラー角度をゼロにする。それが全体的な軌
道を更新されるべき翼対太陽評価とみなしても、翼角度
エラーは更新された情報が受取られたほぼ直後にゼロに
される。
【００２４】速度制限装置46から、翼速度命令ωcmd は
角度命令に直線翼命令を変換する積分装置48に与えられ
る。示されたように積分装置48は翼位置変化信号Ｎbwに
よって更新される。その後、角度翼命令はステップモー
タサーボアルゴリズム50が翼速度角度命令を受取り、北
翼サーボ駆動装置32を駆動するようにステップ運動にそ
れを変換するステップモータサーボアルゴリズム50に与
えられる。さらに、サーボ命令は、サーボがサーボ駆動
装置に命令したステップをカウントすることによって翼
の位置の追跡を維持するために累算器54に与えられる。
角度命令に直線翼命令を変換する積分装置48に与えられ
る。示されたように積分装置48は翼位置変化信号Ｎbwに
よって更新される。その後、角度翼命令はステップモー
タサーボアルゴリズム50が翼速度角度命令を受取り、北
翼サーボ駆動装置32を駆動するようにステップ運動にそ
れを変換するステップモータサーボアルゴリズム50に与
えられる。さらに、サーボ命令は、サーボがサーボ駆動
装置に命令したステップをカウントすることによって翼
の位置の追跡を維持するために累算器54に与えられる。
【００２５】図示のように、スイッチ52は積分装置48と
ステップモータサーボアルゴリズム50との間に位置され
ている。通常の動作において、スイッチ52は計量装置56
を通じて命令されたようなステップ命令が動作しないよ
うに閉じられている。しかしながら、スイッチ52が開か
れているとき、地上ステーションは所望の位置に転回さ
れるように翼に命令することができる。この考えは以下
さらに詳細に論じられる。南翼制御装置40は同様にして
動作し、したがって詳細に論じる必要のないことが理解
されるであろう。
ステップモータサーボアルゴリズム50との間に位置され
ている。通常の動作において、スイッチ52は計量装置56
を通じて命令されたようなステップ命令が動作しないよ
うに閉じられている。しかしながら、スイッチ52が開か
れているとき、地上ステーションは所望の位置に転回さ
れるように翼に命令することができる。この考えは以下
さらに詳細に論じられる。南翼制御装置40は同様にして
動作し、したがって詳細に論じる必要のないことが理解
されるであろう。
【００２６】補償アルゴリズムに対して上記に示された
形態は、評価装置・制御装置フォーマットを使用し、デ
ジタルコンピュータを事実上使用したディスクリートな
時間形態であった。このようにして、θbsのための第１
のオーダーのディスクリートな時間評価装置（または観
察装置）およびθbwのためだけに累算器が本質的に存在
していた。しかしながら、いつくかの代りの変形が存在
している。第１に、この補償はまたアナログ電子装置に
より達成されることができる。この方法において、本体
対太陽角度は以下のような連続した時間で伝播される。 θbw＝ω0
形態は、評価装置・制御装置フォーマットを使用し、デ
ジタルコンピュータを事実上使用したディスクリートな
時間形態であった。このようにして、θbsのための第１
のオーダーのディスクリートな時間評価装置（または観
察装置）およびθbwのためだけに累算器が本質的に存在
していた。しかしながら、いつくかの代りの変形が存在
している。第１に、この補償はまたアナログ電子装置に
より達成されることができる。この方法において、本体
対太陽角度は以下のような連続した時間で伝播される。 θbw＝ω0
【００２７】別の変わりの形態において、補償のオーダ
ーは増加されることができる。特に、本体対翼および本
体対太陽観察装置はそれぞれ角度および速度評価に対し
て２つの状態を含むことができる。その後、制御は角度
および速度エラーの加重された合計として計算される。
これは、補償装置に位相進相期間を含んでいることに等
しい。最終的に、補償は観察装置・制御装置フォーマッ
トで構成されることは必ずしも必要ない。この補償はさ
らに一般的な伝達関数フォーマットで行われることが可
能である。
ーは増加されることができる。特に、本体対翼および本
体対太陽観察装置はそれぞれ角度および速度評価に対し
て２つの状態を含むことができる。その後、制御は角度
および速度エラーの加重された合計として計算される。
これは、補償装置に位相進相期間を含んでいることに等
しい。最終的に、補償は観察装置・制御装置フォーマッ
トで構成されることは必ずしも必要ない。この補償はさ
らに一般的な伝達関数フォーマットで行われることが可
能である。
【００２８】太陽翼制御アルゴリズムが上記に論じられ
たように有している太陽追跡モードに加えて、太陽翼制
御アルゴリズムは２つの別のモードを含む。第１に、太
陽翼は地上命令によって直接操縦されることができる。
このモードにおいて、進むべき翼駆動機構に対する多数
のステップは命令される。その後、ステップモータサー
ボは、翼が所望の位置に移動するまでモータ駆動装置ま
でのステップを計測する。この直接地上命令モードは、
例えば故障発生後の長期間の蓄積のために人工衛星を組
立てたときに±180 °まで翼を操縦するために使用され
ることができる。第２のモードは東指向モードである。
最初の獲得が行われたとき、太陽翼はそれらが人工衛星
の東面を指すように操縦される。これは、東指向ヨーお
よびピッチ太陽センサによる太陽獲得の後に太陽翼が太
陽の方向を向くことを確実にする。太陽翼は、東指向方
位付けが達成されるまで基準として翼対本体電位差計を
使用して操縦される。
たように有している太陽追跡モードに加えて、太陽翼制
御アルゴリズムは２つの別のモードを含む。第１に、太
陽翼は地上命令によって直接操縦されることができる。
このモードにおいて、進むべき翼駆動機構に対する多数
のステップは命令される。その後、ステップモータサー
ボは、翼が所望の位置に移動するまでモータ駆動装置ま
でのステップを計測する。この直接地上命令モードは、
例えば故障発生後の長期間の蓄積のために人工衛星を組
立てたときに±180 °まで翼を操縦するために使用され
ることができる。第２のモードは東指向モードである。
最初の獲得が行われたとき、太陽翼はそれらが人工衛星
の東面を指すように操縦される。これは、東指向ヨーお
よびピッチ太陽センサによる太陽獲得の後に太陽翼が太
陽の方向を向くことを確実にする。太陽翼は、東指向方
位付けが達成されるまで基準として翼対本体電位差計を
使用して操縦される。
【００２９】上記の論議は本発明の一実施例を説明した
に過ぎない。当業者は、以下の特許請求の範囲に限定さ
れるように本発明の技術的範囲を逸脱することなく種々
の変化、修正および変形がおこなわれることができるこ
のような論議、添付図面および特許請求の範囲から容易
に認識するであろう。
に過ぎない。当業者は、以下の特許請求の範囲に限定さ
れるように本発明の技術的範囲を逸脱することなく種々
の変化、修正および変形がおこなわれることができるこ
のような論議、添付図面および特許請求の範囲から容易
に認識するであろう。
【図１】地球および太陽に関する軌道衛星の位置を示し
た概略図。
た概略図。
【図２】人工衛星に関する１年の異なる時期の太陽の位
置を示した概略図。
置を示した概略図。
【図３】本発明の好ましい１実施例による太陽翼調節技
術を示した概略的なブロック図。
術を示した概略的なブロック図。
Claims (6)
- 【請求項１】 軌道人工衛星の少なくとも１つの太陽翼
の太陽に関する所望の方位を維持するシステムにおい
て、 少なくとも１つの太陽翼を駆動する駆動装置と、 太陽に対する人工衛星本体の角度を得るために人工衛星
本体に取付けられ、２個のセンサから構成された太陽セ
ンサを具備している太陽に関する人工衛星本体の位置を
評価する太陽追跡評価装置と、 太陽翼に対する人工衛星本体の角度を得るために人工衛
星本体に関する前記少なくとも１つの太陽翼の位置を評
価する翼評価装置と、前 記少なくとも１つの太陽翼に対する人工衛星本体の位
置の評価値から前記太陽に対する人工衛星本体の位置の
評価値を減算してエラー信号を生成する減算装置と、 前記エラー信号に対応する制御信号を生成して太陽を追
跡するために前記少なくとも１つの太陽翼を動かすよう
に駆動装置に命令する制御信号を駆動装置に供給する制
御手段とを具備し、 前記太陽センサの２個のセンサは人工衛星の軌道平面に
対して実質的に垂直な人工衛星のピッチ軸に沿って配置
され、太陽に対する人工衛星本体の角度が人工衛星の１
軌道運動当り１度測定されるように人工衛星のピッチ軸
とロール軸によって定められた平面に位置する視界を有
し ていることを特徴とするシステム。 - 【請求項２】 ２個のセンサの一方は地球の北半球にそ
の視界を有し、その他方は地球の南半球にその視界を有
している請求項１記載のシステム。 - 【請求項３】 制御手段はエラー信号に比例定数を与
え、制御信号を生成するために太陽の予め定められた速
度にそれを加算する速度利得手段と、速度制限手段と、
この速度制限手段からの制御信号を駆動装置に与えられ
る角度命令に変換する積分手段とを含んでいる請求項１
記載のシステム。 - 【請求項４】 さらに地上命令手段が少なくとも１つの
太陽翼を駆動するために駆動装置に命令を与えるように
制御手段を解除するために地上命令信号を導く地上命令
手段を含んでいる請求項１記載のシステム。 - 【請求項５】 軌道人工衛星の太陽翼の太陽に関する所
望の方位を維持する方法において、 太陽に関する人工衛星本体の位置を評価するステップ
と、 人工衛星本体に関する太陽翼の位置を評価するステップ
と、 エラー信号を生成するために太陽翼に関する人工衛星本
体の評価された位置から太陽に関する人工衛星本体の評
価された位置を減算するステップと、 エラー信号に応答して太陽を追跡するように太陽翼を駆
動するステップとを含み、 前記人工衛星本体に関する太陽翼の位置を評価するステ
ップにおいて、人工衛星本体上の２個のセンサが使用さ
れ、それら２個のセンサは共に人工衛星のピッチ軸およ
びロール軸によって定められた平面に位置する視界を有
し、一方のセンサは地球の北半球に視界を有し、他方の
センサは地球の南半球に視界を有しており、それらの２
個のセンサによって人工衛星の１軌道運動当り一度太陽
の位置を検出する ことを特徴とする方法。 - 【請求項６】 太陽翼を駆動するステップは、エラー信
号と比例定数の乗算値プラス太陽の予め定められた速度
から命令された翼速度を生成するために速度利得システ
ムにエラー信号を供給し、太陽翼を駆動する機構によっ
て処理されることができる適用可能な値に命令された速
度を制限するために速度制限装置に命令された翼速度を
供給し、翼速度角度命令に翼速度命令を変換するために
速度制限装置から積分装置に命令された翼速度を供給す
るステップを含んでいる請求項５記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/800,892 US5257759A (en) | 1991-11-27 | 1991-11-27 | Method and apparatus for controlling a solar wing of a satellite using a sun sensor |
| US800892 | 1991-11-27 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05238498A JPH05238498A (ja) | 1993-09-17 |
| JP2625336B2 true JP2625336B2 (ja) | 1997-07-02 |
Family
ID=25179646
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4318737A Expired - Lifetime JP2625336B2 (ja) | 1991-11-27 | 1992-11-27 | 太陽センサを使用して人工衛星の太陽翼を制御する方法および装置 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5257759A (ja) |
| EP (1) | EP0544198B1 (ja) |
| JP (1) | JP2625336B2 (ja) |
| CA (1) | CA2080609A1 (ja) |
| DE (1) | DE69217844T2 (ja) |
Families Citing this family (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5556058A (en) * | 1994-05-16 | 1996-09-17 | Hughes Electronics | Spacecraft attitude determination using sun sensor, earth sensor, and space-to-ground link |
| FR2727934A1 (fr) * | 1994-12-08 | 1996-06-14 | Aerospatiale | Satellite geostationnaire stabilise 3-axes a surveillance radar de son espace environnant |
| US5587714A (en) * | 1995-03-10 | 1996-12-24 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft antenna pointing error correction |
| FR2732309B1 (fr) * | 1995-03-28 | 1997-06-20 | Centre Nat Etd Spatiales | Dispositif pour l'orientation d'un panneau solaire d'engin spatial et engin ainsi equipe |
| GB2318888A (en) * | 1996-10-30 | 1998-05-06 | Motorola Inc | Solar panel mounted sun sensor and three-axis attitude control |
| GB2320232B (en) * | 1996-12-12 | 2000-09-27 | Ico Services Ltd | Satellite and Method of Operating a Satellite |
| US6089508A (en) * | 1998-03-02 | 2000-07-18 | Hughes Electronics Corporation | Autonomous spacecraft safing with reaction wheels |
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