JP3220142B2 - 太陽放射の圧力による衛星のピッチ姿勢の制御方法、および該方法を行うための衛星 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、軌道制御操作中ロール／ヨー軸のまわりに
衛星に作用する外乱トルクの選択的な補償をともない、
３軸のまわりに衛星の姿勢、通常には３軸のまわりに安
定化された地球静止衛星の姿勢、の制御に関する。

本発明はまた、民生又は軍事、商業用又は科学用又は
その組合せの目的のいずれかを問わず、静止軌道内の３
つの幾何学的軸のまわりに姿勢が安定化される衛星の一
般的構成に関する。

本明細書において、衛星は、太陽系における任意の人
工的物体であって、 該人工的物体が、 ・ 地球又はその他の惑星又は太陽系の物体のまわりの
軌道内、または、 ・ 太陽軌道内、例えば２つの惑星間の遷移軌道内、 にあるものである。

軌道内の衛星は、外乱トルクを受けることがわかって
おり、このためその姿勢を制御することが必要となる、
外乱トルクの最も重要な原因は次のようなものである： ・ 太陽に対する衛星のピッチ軸の入射角（90度ではな
い）、衛星の部品の異なる反射能特性及び衛星の幾何学
的非対称に起因する太陽放射の圧力（略して、太陽圧
力）の効果の重心（宇宙では「質量中心」という表現の
方が適切である）を中心とした対称性の欠如、 ・ 局所的（例えば地上の）磁界の作用、 ・ （低軌道における）環境の空力効果、 ・ 衛星の重心から衛星軌道を修正するのに用いられる
反動推進エンジンの合成推力ベクトル軸までの距離。

下記の事項間の区別を行うことは有能である： ・ 太陽圧力、周囲の磁界と衛星の磁気双極との相互作
用、重力勾配といった環境に関わる外乱；これらの外乱
は弱い（大きさのオーダーは10^-5N.m）ものの常時衛星
に対して作用している、 ・ 衛星の重心との関係における軌道制御化学反動推進
エンジンの推力ベクトルの心ずれに関連する摂動；これ
らの外乱はより強いが（地球静止衛星について大きさの
オーダーは、一日当り10N.m.s）、時間的には制限され
ている。

衛星の軌道内の姿勢を制御するための手段を提供する
ことが不可欠である。この目的のため、質量射出タイプ
の複数の反動ホイール又は反動推進エンジンを用いたさ
まざまな積極的手段がすでに提案されてきた。しかし、 ・ 質量射出の原理には、衛星が予備の質量を運ぶこと
が必要であり、こうして打上げ時の衛星の重量が増大す
る、 ・ ガス噴射推進装置は、衛星のフレキシブルな軸微動
のモードを励起し指向の精度を低下させる強い外乱を生
じさせる、 ・ イオン反動推進エンジン又はアークイオン化推進装
置といった低推力形式の推進装置は、相当の電力を消費
し、暖機（ウォームアップ）段階を必要とし、このこと
は、一般にその分野の熟練者が姿勢制御のためにこれら
のエンジンを使用することを回避する事態をもたらす、 ・ 反動ホイールは、ホイールを時々飽和解除しなけれ
ばならず（その速度を正常値の近傍の値にするため
に）、このことは衛星に対する外部トルクの付加を必要
にすることから、それ自体不充分なものである。

最適な質量予算のために衛星の姿勢を制御するために
は、 ・ 太陽圧力（衛星にとりつけられた表面を適切に方向
づけすることによる）、又は ・ 局所的（例えば地上の）磁界（電流対を用いて衛星
の船内で磁気双極子を生成することによる） による外乱の力が使用される。

すでに搭載されている方向づけ反動推進装置を用いる
か又は専用のアクチュエータを用いて方向づけできる可
動表面を用いて、衛星の姿勢制御及び軌道制御（位置保
持）を目的とする太陽放射圧力の使用が、以下のような
種々の文書によりすでに提唱されており、すなわち、 ・ フランス特許第2,513,589号は、スピン安定され複
数の固定式太陽パネルがついた衛星の縦揺れ軸を必要な
方向と心合せするための方法及び装置を記述している
（可動表面がパネル端部に取り付けられている）。

・ フランス特許第2,550,757号は、太陽パネルの各々
に可変的後方曲率を課すよう変形させることによってこ
れらのパネルに作用を加えて衛星の位置を制御すること
を提案している。

・ フランス特許第2,529,166号は、太陽セイルを用い
た衛星の位置保持方法及びこの方法を実施するスペース
クラフトに関する；北及び南に向けて配置された太陽セ
イルは北−南軸に対して平行なパイロンの端部で衛星上
にとりつけられている；このパイロンは自転でき、セイ
ルはパイロンに対して横方向の軸のまわりに傾斜されう
る。

・ ドイツ特許第2,537,577号「Lagerregelung fr Sa
sellisen」（「衛星用の姿勢制御」）は太陽パネルの軸
を中心にしてこの太陽パネルに対して横方向に方向づけ
されうる表面を太陽パネルの端部に具備することを教示
している。

・ 米国特許第3,304,028号「スペースクラフト用の姿
勢制御」は、米国特許第3,339,863号がそうであるよう
に、前述のフランス特許第2,513,589号と類似してい
る。

・ フランス特許第2,530,046号「Procedeet dispositi
f de commanded'attitude pour satellite geosynchron
e」（「地球の自転と同期の衛星の姿勢制御方法と装
置」）は、太陽パネルの側面に対する固定表面の付加を
教示している；及び、 ・ フランス特許第2,531,547号「Systeme de controle
d'attituded'un satellite geostationnaire」（「静
止衛星姿勢制御システム」）は、太陽パネルの軸を中心
とした相対的方向づけの変動を教示している。

同様のことが米国特許第4,325,124号「地球の自転と
同期の衛星の運動量ベクトルの方向を制御するシステ
ム」についてもあてはまる。

ヨーロッパドキュメント第0,295,978号は、宇宙探査
機を天体の方へ向かわせるための装置及び方法を提案し
ている：非対称の表面積、南北軸を中心とする方向性又
はこの軸に対し横方向の傾斜を有する北及び南の太陽セ
イルが衛星に付加されている。

フランス特許第2,522,614号は、南北軸に対して横方
向に方向づけされ、南北軸に対して横方向の軸を中心に
方向づけされるべく適合されたソーラーパネルを含む改
良型太陽熱手段を伴う衛星の構成を提案している。

文書第US−4,262,867号は、太陽セイルが各側面にパ
ネルの長手方向軸に対して横方向の軸を中心に枢着され
ているような、アコーディオン式に部分的に引込まれる
よう適合された太陽パネルを提供している。

これらの文書は、その起動手段として太陽圧力を用い
る姿勢制御装置に関するものである。しかし、これらの
解決法はすべて、下記の欠点のいずれかを有する：すな
わち、 ・ これらには余分な表面を付加することが必要とさ
れ、このことは下記の不利益点を有する： ・ 付加的な表面は衛星の質量を増大させる、 ・ 軌道内での表面の展開専用の機構の付加は、質量な
らびに故障の危険性を増大させる、 ・ これらの表面による全体の寸法の追加は、打上げに
際して、衛星の体積のペナルティとしてあらわれる、ま
たは、 ・ これらの文書は１本又は２本の軸のみを中心とした
衛星の姿勢制御を提供するため、第３の軸を中心とした
制御のためにもう１つの手段が必要となる。

重心と反動推進エンジン（又は太陽圧力）スラストベ
クトルの間の心ずれに関連する摂動トルクを減少させる
ため、衛星の重心を移動させることをさまざまな文書が
提案してきた。その中には、以下のような文書が含まれ
ている： ・ 米国特許第4,684,084号「対称質量中心及び非対称
展開可能付加物を伴うスペースクラフト構造」 ・ 米国特許第4,345,728号「太陽圧力が存在する中で
の旋回するスペースクラフトの姿勢の制御方法」 ・ 米国特許第3,516,623号「位置保持システム」 特許第3,516,623号および第4,345,728号は、可動おも
りを用いて重心を移動させることによって、重心と推力
の心ずれに関連するスピン安定された衛星に作用する外
乱トルクを低減させることを提案している。なおここで
これらのおもり及びそのアクチュエータはその他の機能
を全く果たしていない。

特許第4,684,084号は、軌道制御反動推進装置の推力
ベクトルと重心の間の心ずれによる外乱トルクが減少さ
れている衛星の構成を記述している。重心は、展開され
た後の太陽熱発電パネルの適切な位置づけにより推力軸
に向かって移動される。この位置づけは固定されてお
り、飛行中に変動しない。この構成のため、重心はきわ
めて非対称な付加物の展開にもかかわらずほぼ固定され
ているが、飛行中の太陽熱発電パネルの位置を変更する
ことは全く不可能である。これは、太陽放射による外乱
トルクが増大し、これを補償するために何も提供しない
という欠点をもつ。

特にアメリカ、日本及びヨーロッパで現行の３軸安定
衛星の実用段階の間に用いられる推進に関して言うと、
これは純粋に化学的なものであるか（例えばビドラジン
又は燃料の混合を用いたもの）、または、電気的補助を
伴う化学的なものである（例：増力触媒反動推進エンジ
ン（PACT）、加熱式又はアーク（アークジェッド）式ヒ
ドラジン又はイオン又はプラズマ軌道補正用反動推進装
置）。

しかし、最終的分析では、姿勢制御は、２本又は２本
の軸を中心にした単数又は複数の慣性ホイール内の角運
動量の中間貯蔵を伴う化学的推進によって達成される。
関連する刊行物としては、以下のようなものがある： ・ 「インテルサットＶスペースクラフトの姿勢測定と
制御用サブシステム」−1977年10月NoorwijkのAOCS会議
議事録。

・ 「単一本体固定式運動量ホイールを用いた精密姿勢
制御」−AIAA飛行の技術及び制御に関する会議−1974年
８月Anaheim,California, ・ 1990年８月21日付米国特許第4,949,922号「人工衛
星制御システム」、 ・ 「Systemes de controle d'attitude et d'orbite
de satellite:evolution jusqu'aux annees 80−90」
（「人工衛星の姿勢及び軌道制御システム:80年代〜90
年代に至るまでの推移」）−L'Aeronautique etl'Astro
nautique−No.69、1878−２−p33−56）。

同様にして、軌道制御及び均等な姿勢制御のための電
気的推進の使用は、現在、特に以下の刊行物により示さ
れているように、広く考慮されつつある： ・ 「日本における電気推進の計画と研究」、AIAA第20
回国際電気推進会議、Garmisch,Partenkirchen（ドイ
ツ）、1988年10月、 ・ 「ユーロスタースペースクラフト上の電気推進シス
テムの設計と統合」、同上の会議。

・ 「準備状況の評価：通信衛星のためのイオン推
進」、AIAA第12回国際通信衛星システム会議、Cryotal
City、1988年３月、 ・ 「通信衛星のための化学及び電気推進のトレードオ
フ」Comsat Technical Review、第２巻第１号、1972年
春、p123−145。

イオン反動推進装置の推進の現状に関しては、下記を
参照することができる： ・ 1989年１月28日発行のFR−2,510,304（欧州宇宙官
庁）「Source ionique a emission de champ,notamment
pour propulsion ioniquea application spatiales」
（「スペースクラフトの電気推進に適した電界放出イオ
ン源」） ・ 1966年10月18日発行のUS−3,279,176号（BODEN）
「イオンロケットエンジン」 ・ 1989年５月16日発行のUS−4,829,784号（BERGほ
か）「電気インパルス宇宙駆動機構用の不活性ガスを貯
蔵するための方法及びシステム」。

本発明の１つの目的は、例えば同様に太陽放射の圧力
に基づく既知のあらゆるタイプのロール／ヨー姿勢制御
と切り離された、そして両立可能な態様で、できるかぎ
り小さな付加的質量で高い信頼性でかつ単純にピッチに
おける衛星の姿勢を制御するため、主とし太陽放射（太
陽熱発電パネル及び／又は太陽セイル）に露出されるよ
う具備された既存の表面に対し作用する太陽放射の圧力
を利用することにある。

本発明の他の１つの目的は、姿勢制御のための電力の
要求を低減させ、それにより、質量又は信頼性を著しく
損なうことなく、軌道制御操作中の姿勢の外乱を最小化
することにある。

本発明の他の１つの目的は単一の点の障害の可能性を
現在構成する太陽発電パネル駆動の電動機へ冗長性が組
み込まれることができるようにすることにある。

本発明の他の一つの目的は、低コストで（製造及び打
上げ）、全体的信頼性が改善された状態で（化学推進の
使用に付随する漏れの危険性が無くなるため）、実用段
階における化学的推進を全て無しですませ、姿勢制御
（３軸を中心とする）及び軌道制御専用の衛星の構成要
素の全体的質量を最小限におさえることができるように
するため、有利なことに反動ホイールに基づきジャイロ
剛性が全く無く（これは常にゼロでない角運動量をもつ
慣性ホイールにくらべて軽量である）又太陽輻射圧力に
より生成される摂動力も全く無い状態で、運動エネルギ
ー貯蔵システムの電気推進（その大なる利点は化学推進
よりも一層良好な特定のインパルスである）から、姿勢
制御（３軸を中心とする）及び軌道制御のための最大限
の利益を得ることにある。

本発明においては、軌道の面に実質的に垂直のピッチ
軸を有し太陽光に露出されるよう主として意図され本体
からピッチ軸に実質的に平行な或る与えられた方向に本
体から延びている少なくとも１つの表面（4,5）を有す
る本体（３）、搭載計算機（８）、および搭載計算機に
接続される姿勢検出システム（７）であって少なくとも
ピッチ軸のまわりにおける本体の姿勢を検出するに適合
するもの、少なくともピッチについて姿勢補正のトルク
を適用するに適合する活性的姿勢制御手段、および、 与えられた推力の軸に沿い衛星に推力を適用するに適
合する軌道制御手段（9,60）、を有する３軸安定化され
た衛星において、該ピッチ姿勢の制御手段は、該表面と
該本体の間の手段（６′,20,30,40）であって、該表面
を太陽放射に対し実質的に横断方向に搭載計算機により
地上からの作動をともないまたはともなわずに制御され
る量だけ傾動させ該表面と太陽放射の圧力の相互作用に
よる該ピッチ姿勢制御のトルクを発生させるもの、を包
含する、 ことを特徴とする３軸安定化された衛星、 地球の北−南の軸のまわりの少なくとも近似的に円形
の地球軌道においてロール軸（Ｘ）、ヨー軸（Ｚ）およ
びピッチ軸（Ｙ）のまわりでの姿勢の安定化に適合し、
北側および南側を有する本体、姿勢検出器システム
（７）、該姿勢検出器システムに結合される搭載計算機
（８）、 ピッチ軸（Ｙ）に実質的に平行に延びる少なくとも１
つの太陽発電パネル（4,5）であって搭載計算機の制御
の下にピッチ軸のまわりに回転させる装置（６）により
本体に結合され、該パネルが常に太陽放射に少なくとも
近似的に垂直であるよう維持されるもの、搭載計算機に
より制御される少なくとも３つの軸用の運動エネルギ貯
蔵システム（15,16,17）、および搭載計算機により制御
され姿勢制御手段および 軌道補正の推進システムを包含する姿勢制御および軌
道補正の反動推進装置（60,61−64）を具備する衛星に
おいて、 軌道補正の反動推進装置は、専ら電気的なものであり
少なくともピッチおよびヨーの軸の面に関し実質的に対
称に配置される２つの電気的反動推進装置（61−64）の
第１の対を具備し、該電気的反動推進装置はロールおよ
びヨーの軸の面およびピッチおよびヨーの軸の面に関し
零でない傾度およびロールおよびピッチの軸の面に対
し、約20゜より大でない傾度を有し、 姿勢制御手段は、該本体と該太陽発電パネルの間に該
パネルを太陽放射の横断方向に傾動させる装置（６′）
を具備し該傾動させる装置は太陽放射との相互作用によ
りピッチ姿勢の制御のトルクを発生させる搭載計算機に
より制御される、ことを特徴とする衛星、および、 軌道の面に実質的に垂直なピッチの軸、太陽放射に露
出されることが主として意図され与えられた方向（Ｙ）
において衛星から延びている表面（4,5）、姿勢測定装
置（７）、およびピッチに適用されるべき姿勢補正のト
ルクの値を決定するに適合する計算機を有する衛星の姿
勢を制御する方法において、 該表面は、太陽放射の圧力との相互作用により要求さ
れるピッチ姿勢の補正のトルクに実質的に等しいピッチ
トルクを発生するよう、太陽放射の横断方向に傾動され
ている、 ことを特徴とする方法が提供される。

本発明の好適な技術特徴に従うと、 ・ 前記太陽放射に露出されることを主たる目的とする
表面は、一定の与えられた方向に延びこの一定の与えら
れた方向を中心にしてパネルを回転させるよう適合され
た駆動モータによって衛星に連結されている平坦な太陽
熱発電パネルである、 ・ 傾動手段は前記駆動電動機及びこの電動機と太陽熱
発電パネルの間に配置された第２の電動機を含む、 ・ 前記第２の電動機は、前記一定の与えられた方向と
の関係において零でない角度αだけ傾斜した軸をもつ回
転電動機である、 ・ 前記零でない角度は２゜と15゜の間にある。

・ 傾動手段には、前記一定の与えられた方向に対し横
方向の軸を有するピボット電動機が含まれる、 ・ 前記電動機は、前記一定の与えられた方向との関係
において最大15゜の動作範囲を提供する、 ・ 傾動手段には、軸が前記一定の与えられた方向に対
し横方向でありかつ第１のピボット電動機の軸に対し零
でない傾斜をもつ第２のピボット電動機が含まれる、 ・ 傾動手段には、一定の与えられた方向に対して傾斜
した方向に延び、前記表面を衛星に連結する変形可能な
ヒンジ留めされた３角形の１辺上に取りつけられたリニ
ヤ電動機が含まれる、 ・ 軌道制御手段には電気反動推進エンジンが含まれ
る、 ・ 軌道制御手段には、アーク電離反動推進装置が含ま
れる、 ・ 軌道制御操作中姿勢制御手段は前記表面及び傾動手
段を含む、 ・ 軌道制御操作中姿勢制御手段は、方向づけ可能な角
運動量システムを含む。

本発明はまた、地上南北軸のまわりに少なくともほぼ
円形の地上軌道内の横揺れ、片揺れ及び縦揺れ軸を中心
として姿勢安定されるべく適合され、しかも北と南の側
面を有する本体、姿勢検出器システム、この姿勢検出器
システムに連結された搭載計算機、ピッチ軸に対してほ
ぼ平行に延びかつパネルが常に少なくともほぼ太陽放射
に対して垂直にどとまるような形で搭載計算機の制御下
でピッチ軸を中心に回転させるための装置により本体に
連結されている少なくとも１つの太陽熱発電パネル、搭
載計算機によって制御されている少なくとも３本の軸の
ための運動エネルギー貯蔵システム及び搭載計算機によ
り制御されている姿勢制御及び軌道補正推進システムを
含む衛星において、 ・ 姿勢制御及び軌道補正推進システムは専ら電気的の
もののみであり、ロールおよびヨー軸の平面及びピッチ
およびヨー軸の平面に対しゼロでない傾斜又ロールおよ
びピッチ軸の平面に対し約20度以下の傾斜を伴ってピッ
チおよびヨー軸の平面に対しほぼ対称的に配置された２
つの電気反動推進エンジンの少くとも１つの第１の対を
含んでいること；及び ・ 衛星にはさらに、前記本体と前記太陽熱発電パネル
の間に、ピッチ軸を含む複数の平面に対して平行に前記
パネルを傾動させるための装置が含まれ、この傾動装置
は搭載計算機により制御されること、 を特徴とする衛星も提案している。

選択的に組合せ可能な本発明の好適な技術特徴に従う
と、 ・ 前記第１の対の電気反動推進装置は、北及び南側面
のいずれかの近くに配置されている。

・ 前記第１の対の電気的反動推進装置は、ヨー軸に対
して平行に前記側面を縁どりする縁部近くに配置されて
いる。

・ 電気的反動推進装置は前記縁部のほぼ中央に配置さ
れている。

・ 推進システムは、第１の対の反動推進装置と反対方
向ではあるがロールおよびヨー軸の平面に対して零でな
い傾斜、ヨーおよびピッチ軸の平面に対して零でない傾
斜そしてロールおよびピッチ軸の平面に対して約20度以
下の傾度を伴って、ピッチおよびヨー軸の平面に対しほ
ぼ対称的に配置された第２の電気反動推進装置の対を含
む。

・ 電気反動推進装置の第１及び第２の対は、ロールお
よびヨー軸の平面に対しほぼ対称的である。

・ 推進システムには４つの電気反動推進装置のみが含
まれる。

・ 各々の電気反動推進装置は絶対値で40度と75度の間
の角度でロール軸に対して傾斜し、絶対値で15度と65度
の間の角度でピッチ軸に対し傾斜している。

・ 第１のパネルに対し反対側でピッチ軸に対しほぼ平
行に延びかつ、第２のパネルが常に太陽放射に対し少く
ともほぼ垂直になっているように搭載計算機の制御の下
でピッチ軸のまわりに回転させるための第２の装置及び
縦揺れ軸を含む複数の平面に対して平行に第２のパネル
を傾動させるための第２の装置によって本体に連結され
ている第２の太陽熱発電パネルが含まれており、パネル
傾動装置は搭載計算機により連帯的に制御されている。

・ 運動エネルギー貯蔵システムは、永久ジャイロ剛性
を有せず、少なくとも３つの反動ホイールを具備し、該
反動ホイールの角運動量を零へ低減されることが可能で
ある。

従って、本発明のこの態様は、軌道補正操作を行なう
ため現状のままでの電気推進の使用、公称ジャイロ剛性
をもたない姿勢制御システム、のいずれに関するもので
もなく、セイル上の太陽輻射圧力のスラストの中心をピ
ッチ軸に対し横方向に移動させる設備（上記参照）を伴
うこれら２つの特定的な組合せに関するものであり、そ
れにより、下記がみちびかれる。

1. 実用段階（実際には、地球に対し静止した段階）の
間に化学推進を使用する必要がない。

2. １つの反動推進装置が故障した場合でも北−南方向
（１年に約5m/s）及び東−西方向（一年にほぼ5m/s）の
軌道補正を行なうためにわずか４つの電気反動推進装置
のみを具備することができる（充分な信頼性をもつもの
であれば２つでも充分でありうる）、 3. 電気反動推進装置を再度指向させるための「ジンバ
ル」システムの必要性がない。

第１の点については、既存の又は現在計画中の全ての
衛星において、次の目的で静止段階の間の化学推進の使
用は下記について不可欠のものである：すなわち、 ・ 姿勢検出器−プロセッサー化学的アクチュエータの
フィールドバックループを用いた衛星の１ないし３軸の
直接制御のため、または、 ・ 衛星の１ないし３軸のまわりで角運動量を貯蔵して
きた反動又は慣性ホイールを不飽和状態にするため（こ
の場合に、全体的フィードバックループは、姿勢検出器
−プロセッサー角運動量貯蔵装置−速度検出器−化学ア
クチュエータである）、または、 ・ ２つの設備の任意の軸ごとの組合せの必要条件を満
たすため（直接制御又は中間貯蔵）。

本発明のこの観点による衛星は、ヨー軸のまわりの貯
蔵された角運動量を不飽和状態化（零に向って低減させ
る）するために電気推進を用いる。その他の軸（ロール
及びピッチ）のまわりの不飽和状態化は、ソーラーセイ
ル又は磁気ループといった従来の非化学的手段により提
供される。ヨー軸を中心とした貯蔵された角運動量の不
飽和状態化は、少なくとも隔日に軌道補正操作を行なう
必要性によって可能になっている。電気反動推進装置の
うちの一方が他方に比べて長く作動するような形でこの
操作を行なうだけで充分である。

１つの反動推進装置につき10〜40mN（ミリニュート
ン）の推力での電気推進には、化学推進の場合標準的に
約10ニュートンの推力について100秒の持続時間の週２
回の操作が必要であるのに比べて、ほぼ１時間の持続時
間の一日一回の操作が必要である。

従って、同等の応力中心距離について、代表的な北−
南の操作の間に蓄積された外乱モーメントは、化学推進
の場合に比べ電気推進の場合約10分の１であり、より大
きな慣性タイプのホイールを必要とすることなく例えば
反動ホイール内に蓄積されうる。一方化学推進の場合、
軌道補正操作により誘発された外乱トルクは非常に高い
ことから、運動又は反動ホイールはこれらのトルクを補
償することができない。

電気推進のみが、外乱モーメントを吸収しかくして衛
星の姿勢を保つため小さな反動ホイールの使用を可能に
する。当然のことながら、小さい反動ホイールは衛星に
対していかなる公称ジャイロ剛性も付与しない：すなわ
ち、軸ごとの蓄積された角運動量の衛星の寿命全体にわ
たる平均値は零であるか又は、零のいずれかの側で広い
変動範囲をともなう極めて零に近いものである。

前述の第２の点に関しては、たとえ１つの反動推進装
置が故障した場合でも傾きの補正（北−南）及びドリフ
トの補正（東−西）を提供するためにわずか４つの反動
推進装置を使用することは同様に、電気推進の賢明な使
用を基礎にするものである：すなわち、その特定のイン
パルスが化学推進のものに比べてはるかに高い（標準30
0sに対し1500〜3000s）ことから、ドリフト補正のため
の推進燃料の収支は無視できるものとなり（化学推進の
500kgに対して、代表的に40〜50kg）、２つの推力装置
の代りに単一の推力装置の使用が可能である。反動推力
装置が適切に方向づけされている場合、結果として得ら
れる外乱トルクは小さな反動ホイール内に一時的に貯蔵
でき、これらのホイールは後に低い外部トルクを用いて
不飽和状態にされる（太陽セイル、磁気コイル）。

ピッチング軸との関係においてパネルを傾動させるこ
とができるため、以下のような利点が得られる。

４つの反動推進ホイールのうちの任意の１つが故障し
ても使命遂行を危くすることにならない。現行の化学シ
ステムでは、少なくとも12の反動推進装置のうちのいず
れか１つが失われると、システムの１つの完全なブラン
チ（６つの反動推進装置）を作動停止にせねばならず、
他方の冗長なブランチのみを使用せねばならぬことにな
る。化学推進が用いられている場合には、２回目の故障
がその使途を終結させるが、電気推進が用いられている
場合には、その持続時間を短縮するにすぎない。

前述の第３の点に関して言うと、静止衛星（例えばES
A ARTEMIS衛星）の船内で電気推進を用いるという最近
開発された概念は、操作中の外乱トルクを低減させるた
め最適に方向づけできるようにジンバル上に電気反動推
進装置をとりつけることを必要とする。

これらの衛星は、蓄積された角運動量を除去するため
化学推進を用いる。化学反動推進装置により発生させら
れる推力は比較的高いものであることから、パルスは衛
星の姿勢を混乱させることのないよう非常に短かいもの
でなくてはならない。こうして、非常に短かいパルス
（約10ミリ秒）で使用される化学反動推進装置の特定の
インパルスが非常に低いものであることから、運転の全
体的効率は低下することになる。燃料の極端に多い量の
必要性を避けるため、主要な原因、換言れば、外乱トル
クの応力中心距離を、飛行中の電気反動推進装置の再方
向づけによってとり除く試みがなされている。

軌道制御操作中の化学推進に全く適していない、全く
公称ジャイロ剛性の無い衛星という我々の概念は、操作
中の角運動量の低速蓄積及び低い外部トルク（太陽セイ
ル、磁気トルク）の作用によるほぼ零の総体適角運動量
に向かっての低速復帰に適している。

本発明のその他の選択的に組合せ可能な好適な技術特
徴によれば、 ・ 電気反動推進装置のうち少なくともいくつかはイオ
ン反動推進装置である、 ・ 電気反動推進装置のうち少くともいくつかはプラズ
マ反動推進エンジンである、 ・ 実用軌道内への噴射段階中姿勢制御用システムは、
電気反動推進装置と同じ単一燃料貯蔵タンクに連結され
ている、 ・ 衛星には、実用軌道噴射段階用の２重推進・姿勢制
御燃料システムが含まれる、 ・ 各パネルの回転装置及び傾動装置は、各パネル上の
太陽放射の圧力を用いて３本の軸を中心にした姿勢補正
を生成すべく搭載計算機により制御される、 ・ 搭載計算機は、電気反動推進装置による片揺れ姿勢
補正を制御するべく適合されている。

本発明においては同様に、主として太陽放射に露出さ
れることを目的とし一定の与えられた方向で衛星から延
びている表面、姿勢測定装置及びピッチングにおいて適
用されるべき姿勢補正トルクの値を決定するよう適合さ
れた計算機を含む衛星の姿勢制御方法において、前記表
面は、必要とされるピッチング姿勢補正トルクにほぼ等
しいピッチングトルクを生成するよう太陽放射に対して
横方向に傾動されることを特徴とする衛星の姿勢制御方
法も提案されている。

本発明のその他の好適な技術特徴によれば、 ・ 一定の与えられた方向に軌道制御スラストを適用す
るに先立ち、前の軌道操作中の姿勢の外乱の結果として
のこの一定の与えられた推力方向からの衛星重心のオフ
セットの振幅及び方向が見積られ、前記表面は、一定の
与えられた推力方向に向かって重心を動かすよう、表面
が広がっている一定の与えられた方向及び差の方向を含
む１つの平面に対して少なくとも部分的に平行に傾動さ
れる、 ・ 軌道制御操作の各々の間に、衛星の姿勢は方向づけ
可能な角運動量システムに作用を加えることにより安定
化され、その後次の軌道制御操作の前に前記表面は太陽
放射に対し平行に傾動されてピッチングにおいて衛星を
安定化しかつ方向づけ可能な角運動量を衛星に対して与
えられた方向へと運動させることになる。

従って、本発明による方法においては、太陽パネル表
面の中心の位置は側面方向に移動させられる（ピッチ軸
に対し横方向の並進運動により；その結果、太陽圧力
は、姿勢制御、ホイール速度の不飽和状態化及び／又は
ピッチ外乱トルクの補償を可能にするピッチにおけるト
ルクを生成する。

太陽熱発電機は、それ自体本発明の一部を成すもので
ない適切な既知のいずれかのアクチュエータによって移
動されうる。

本発明の利点は、下記の点にある： ・ 得られるピッチ制御は衛星のロール／ヨー挙動を変
更せず（又は最少限にしか変更しない）、そのため、既
知のいかなる形式のロール／ヨー制御とでも組合せるこ
とができる；パネル駆動電動機を用いた太陽制御が特に
指摘される（特に、それぞれ1989年11月29日及び12月29
日に提出されたフランス特許出願第89−15732号及び第8
9−17479号を参照のこと）、 ・ 太陽パネルの側方移動は衛星の重心を移動させてそ
れが北、南、東及び西の軌道制御反動推進装置の推力と
心合せされうるようにする；こうして北−南の軌道制御
操作中のロール／ヨー外乱及び東−西操作中のピッチ外
乱が著しく減少される。

・ アクチュエータの付加的な質量は、姿勢制御（少く
ともピッチの）用材料の射出を無しですませ、軌道制御
操作中のロール／ヨー外乱を最小限におさえることによ
り達成される燃料節約によって補償される。

・ 採用された構成が、わずかに傾斜した軸を伴う電動
機が駆動電動機上に積重ねらされているものである場
合、太陽熱発電パネルを回転させるため従来の駆動電動
機をバックアップするよう付加的なアクチュエータを用
いることができる；この冗長性は、駆動電動機が単一点
の故障の弊害を構成する従来の解決法に対する実質的な
利点がある。

・ この概念を使用することにより、軌道中においてガ
ス噴射反動推進装置の使用が放棄される可能性のある衛
星を設計することが可能になり、この場合には、例えば
軌道制御にのみ提供された電気反動推進装置（イオン、
アークイオン化又はプラズマ形式）にとり有利である。
この種の概念は、下記の理由から有利であり、すなわ
ち、 ・ 反動推進装置ガス噴射による外乱の不存在により可
能になった指向の精度の理由から、また、 ・ ガス噴射反動推進装置と比較して電気反動推進装置
の、より良好な特定のインパルスにより可能になった推
進燃料の質量の節約の理由から、有利である。

本発明の目的、特徴及び利点は、次のような添付図面
を参照しつつ、限定のためではない例示により与えられ
る下記の記述から明瞭になるであろう。ここで、 ・ 第１図は、地球を中心とする軌道内で、３本の軸の
まわりで安定化されたスペースクラフトの概略図であ
る。

・ 第２図は、フランス特許出願FR−2655167号で提案
されているようなロール／ヨー制御の使用及び各々可変
的な３成分をもつ角運動量の使用を例として包含する本
発明による衛星のための姿勢制御論理のブロック線図で
ある。

・ 第2A図は、第２図における制御論理の構成部品のブ
ロック線図である。

・ 第３図は、太陽圧力が衛星のＹ軸を中心にしたピッ
チトルクを生成するような１つの構成における衛星の概
略的な透視図である。

・ 第４図、第５図及び第６図は、３つの成分すべてが
可変的である角運動量を生成するよう（第２図に示され
ている論理の使用を可能にするよう）適合された３つの
既知のホイールの配置を示す図である。

・ 第７図は本発明による衛星の太陽パネルの動きを、
パネル駆動電動機に対しやや傾いているシャフトを有す
る回転電動機を用いていかに制御するかを示した詳細図
である。

・ 第８図は、その軸が駆動電動機の軸に対して横方向
である旋回式駆動電動機を用いた、この配置についての
１つの変形を示す図である。

・ 第９図は、太陽パネルを駆動電動機に連結するため
のヒンジ留めされた変形可能な角形を用いた、この配置
に対する他の１つの変形を示す図である。

・ 第10図は、軌道制御操作中の理想的衛星の理想的構
成の概略図である。

・ 第11図は、現実の衛星の現実の形態を示す図であ
る。

・ 第12図は、本発明により改良された現実の衛星の現
実の形態を示す図である。

・ 第13図は、第１図および第３図の衛星の本体のより
大なる寸法に対する透視図である。

・ 第14図は、第13図における矢印XIVの方向からみた
衛星の本体の透視図である。

・ 第15図は、推進燃料供給回路の線図である。

・ 第16図は、第13図及び第14図の衛星用の制御システ
ムのブロック線図である。

第１図は、円形地球軌道２、例えば、５゜以下、例え
ば0.5゜の傾きをもつ地球静止軌道、にある衛星１を示
す。

衛星は、衛星に関係する基準の直接のフレームを規定
する下記の３個の軸が連系させられる中央本体３を有す
る： ・ 軸Ｘであって、軌道２に接し軌道速度と同じ方向に
あり、従来ロール軸と称されるもの。

・ 軸Ｙであって、地球の南−北方向に方向づけされ軌
道２の平面に対して垂直であり、従来ピッチ軸と称され
るもの。

・ 軸Ｚであって、地球に向かって方向づけされ、軸Ｘ
及び軸Ｙに対し垂直であり、従来ヨー軸と称されるも
の。

幾つかの衛星上では、この基準フレームは、用途に関
係する命令に応じて、軌道及び／又は地球に対し相異な
るように方向付けされる可能性がある。

衛星は、該衛星が３本の軸を中心にして安定化させら
れる姿勢制御装置（下記参照）を有する。

従って、衛星は、姿勢測定装置（それ自体従来形であ
る）を具備し、該姿勢測定装置は、姿勢制御装置により
適用されるべき補正を計算するプロセッサ（これも従来
形である）に接続される。該装置は従来、通常ロール及
びピッチにおける姿勢を測定するよう適合された地球方
向検出器７（例えば赤外線形式のもの）を包含する（第
３図参照）。該装置は、もし必要であれば、姿勢特にヨ
ーにおける姿勢を測定するための太陽方向検出器又は恒
星方向検出器（図示せず）を、その代りに、包含するこ
とが可能である。プロセッサは実際には、第３図に破線
で示された搭載計算機８の一部である。

同様に、従来衛星は、Ｙ軸と一致する長手方向軸に沿
って北及び南にそれぞれ向って延びている２枚のパネル
４及び５を含む太陽熱発電機を含む。これらのパネル
は、衛星の北側面にとりつけられ第３図の組合せ６＋
６′において参照番号６で表わされているものを１つ含
む適切な既知のあらゆる形式の別々に制御される２つの
駆動電動機によりＹ軸と少なくともほぼ一致する回転軸
を中心にして本体３との関係において方向付けされう
る；これらの電動機は通常、太陽光線に対して垂直に太
陽にほぼ面した状態にパネルを保持することが意図され
る。

幾つかの衛星上では、太陽熱発電機は、北又は南側面
に支持されている単一のパネルのみを含んでいる。この
場合、衛星は、反対側に１つの太陽セイルを支持するこ
ともでき（Ｙに平行な軸を中心にして方向づけ可能か又
は対称）、この太陽パネルの役目は、重心の位置及び太
陽圧力による平均の推力の位置との関係において全体と
して衛星を再び平衡させることにある。この形式の構成
は、本発明の使用を妨げるものではない。縦揺れ軸に対
して平行に２つ以上のパネルまたはセイルが存在するこ
とさえ可能である。

本明細書において「太陽熱発電機」という語は、１枚
又は２枚（または、それより多く）のパネルの組合せの
ことを意味し、「太陽熱発電パネル」は、駆動電動機に
より方向づけされうるアセンブリ、換言すれば、下記の
ものを含むアセンブリをあらわす： ・ 太陽熱発電機自体、すなわち、例えば光電効果によ
り光のエネルギを電気エネルギに変換する電池の組、 ・ これらの構成要素を支持する構造、 ・ 該構造に結合された機構であって、衛星がその軌道
位置に達するまでは構造を格納し、次いでこれを展開さ
せ展開位置に保持するもの、 ・ 太陽熱発電機が展開されない段階の間衛星からの熱
損失を制限する熱保護フラップ又は光電的装置（陰影均
一化スクリーン等）上に衝突する光を増大させるための
表面といった、軌道構成内で種々の機能をもち構造に固
定されている全ての付加的な構成要素。

或る場合には、太陽圧力に露出された表面として衛星
に取付けられた展開可能なヒートシンクを用いることが
できる。

実際には、衛星は、太陽圧力に露呈されたとき太陽熱
発電機のあらゆる非対称の結果として生じるものと組合
わされた外乱トルクを発生させるような、固定された又
はほぼ固定された種々の付加物（アンテナ等）をさらに
具備する。例えば遠隔通信衛星は通常単数又は複数の送
信アンテナを含み、伝送ビームの輻射圧力は、前述のも
に加えられるＹ軸を中心とした外乱トルクを発生させ
る。

これまた従来形の態様で、衛星は例えば化学形式の軌
道制御反動推進装置（図2Aの品目９）を具備し、その機
能は、衛星を規則的間隔で宇宙内のその公称位置へ復帰
させることにある。この装置は、種々の外乱の力により
何らかの軌道旋回物体がその軌道から外れて移動する傾
向をもつため必要とされるものである（例えば、静止衛
星においては、月及び太陽の引力は軌道の望ましくない
傾きを生起させ、地球の異方性形状は、地球との関係に
おける衛星の見かけの位置の東又は西へ向かってのドリ
フトを生起させる）。すべての場合において、このシス
テムは埋葬軌道内への噴射のため用途の要求である場合
には、たとえその耐用寿命の終りにおいてのみであって
も、衛星の軌道を修正ために必要になったものである。

第13図及び第14図を参照しつつ下記に説明する本発明
の他の１つの態様によれば、このシステムは電気反動推
進装置のみを具備し、これは後記において記述される。

衛星１には、特に例えば前述の文書すなわちフランス
特許出願FR−2,655,167号及びFR−2,656,586号、又は文
書FR−2,531,547号、FR−2,530,046号、又はUS−4,325,
124号、のうちの１つに記述されている形式の太陽制御
装置におけるロール及びヨーの衛星制御用の他の既知の
いかなる手段とも両立性のあるピッチ姿勢制御システム
が設けられている。下記に説明するように、このピッチ
制御装置は、ロール／ヨー姿勢制御装置から連結解除さ
れている。

また、本発明は、本明細書に参考事項として内含組み
込まれ、衛星に最小の項のみを付加するか又は全く何も
付加しないという前記の特許出願の教示の基盤になる哲
学と両立性のあるものである。

前記と同じ種類の装置に連結された場合、本発明は、
衛星の３本の軸のまわりの姿勢を制御するために太陽放
射の圧力を使用することを可能にする。

第３図を参照すると、ピッチ制御トルクは、２枚の太
陽熱発電パネルのうちの少くとも１枚（及び／又は衛星
が再平衡のセイルを有する場合には太陽セイル）の太陽
放射に対し横断方向の制御された傾動により得られる。
このことは太陽の推力の中心をピッチ軸Ｙに対して変位
させ、それによりピッチトルクを発生させる。

軌道制御操作中、この傾動は同様にパネルの重心ひい
ては衛星全体の重心を変化させるのにも用いることがで
きる。従って、衛星の重心は、軌道制御によるロール及
びヨーの外乱を最小限におさえる１又は無効にさえする
南−北さらには東−西の制御反動推進装置９の推力ベク
トル上へと移動することができる（第10図、第11図及び
第12図に関連して下記を参照）。実際には、これらの外
乱トルクは常に完全に除去されるとは限らないが、少く
とも強力に減衰され、そのためこれらの操作中のロール
／ヨー姿勢制御は、慣性ホイールに比べて強力でなく従
って質量面でコストが低くしかも衛星のフレキシブルお
よび微動のモードを比較的低いレベルで励起するよう
な、（例えば反動ホイール）アクチュエータ９′にまか
せることができ、その場合には、したがって、指向の精
度は改善されることになる。

重心の位置付けは、先行する操作の間の外乱の識別
（自動式または地上分析による）に基づいて制御されう
る。これらの操作中、太陽圧力により生成されたピッチ
トルクは、軌道補正操作により生成される外乱トルク及
びそれを補償する目的をもつアクチュエータの作用に比
べて明らかに無視できるものであり、従って傾動による
ピッチ制御は作動的であることを終止しするが、このこ
とは推力ベクトルの軸に向っての重心の移動が場合によ
ってピッチ姿勢を補正するのではなくむしろ付加的な外
乱トルクを導入するだけに一層そのようである。従っ
て、ピッチ制御の他の手段が使用されねばならぬのであ
り、それは、例えば、次の移動制御操作の間にひきつづ
き不飽和状態にされるホイールの速度を変化させる手段
である。このことは第２図に示され、第２図は、交番す
る２つのモードを概略的にあらわす。

軌道制御モード（フレームＡ）では、重心は、軌道制
御反動推進装置の推力ベクトル軸へ向かって、先行する
操作の後のその推定された位置から移動させられる。次
に同時姿勢測定に基いて、軌道制御推力が印加される一
方で可変的な角運動量システム９′（第2A図参照）が作
動させられる。

第４図ないし第６図は、システム９′について利用で
きる既知のさまざまな可変的角運動量システムを示し、
これらのシステムは、ロール／ヨー平面内の２本の軸を
伴う２つの反動ホイール11及び１つのピッチ運動ホイー
ルか又は、２重ピボット14上にとりつけられたピッチ運
動ホイール13又はロール／ヨー平面内の２本の軸及びピ
ッチ軸の上の３つの反動ホイール15,16及び17のいずれ
かを含んでいる。ロール／ヨー平面内の選択された軸は
当然のことながらロール及びヨー軸であることが可能で
ある。後者の具体例は、ジャイロ剛性を有しない。

姿勢制御モード（フレームＢ）においては、パネルの
傾動が、衛星の姿勢を維持しホイールを不飽和状態にす
るため先行する軌道制御操作の後なお補償されるべき測
定上の角運動量、推定される外乱トルク及び姿勢測定値
に基いて制御される。

パネルに印加されるべき傾動の振幅を決定するための
第２図からの制御論理の実現は、当業者には明らかであ
ろう。

第2A図は、制御論理の構成要素の概略的表示であり、
搭載計算機８は、方向付け可能な角運動量システム９′
から（検出器７を含む）姿勢検出器により既知の方法で
生成された、さらには衛星のその他の構成要素から受信
され又は地球から送信された種々の信号を用いて、駆動
電動機６、傾動電動機６′、方向付け可能な可変的角運
動量システム９′及び軌道制御反動推進装置９上で作動
する。

前記の説明は、ピッチおよびロールおよびヨーにおけ
る姿勢を考慮に入れており、ロール及びヨー制御は、す
でに言及されここに参考事項として組み込まれるフラン
ス特許出願第2,655,167号に開示されるように有利に行
なわれる。

パネル（又はセイル）をその平面に対して平行に傾動
させる１つの方法（多くの方法のうちの１つ）は、第７
図ないし第９図のいずれかに示されるように電動機６′
を使用することであり、すなわち、 ・ 従来のパネル駆動電動機６とパネル取り付けアーム
21（第８図参照）の間にはめ込まれたパネルの平面に対
して垂直である軸をもつ方向付け電動機20;角運動の範
囲は例えば電動機６の軸の両側で＋５゜である；図は、
太陽熱発電機から電力を送るケーブル22の一部を示して
いる；又は ・ 太陽熱発電機取りつけアーム31（図９参照）のうち
の１本又は複数のものの上に取りつけられたリニヤ電動
機30（ボール循環式親ネジ＆ラック形式のもの）；この
アームはこのとき変形可能である；又は、 ・ （好適な解決策）パネル駆動電動機と同じであって
よい第２の電動機40を付加すること；この電動機の軸
は、例えば約５゜の角度αで駆動電動機の軸に対しやや
傾斜している（第７図参照）；この場合、パネル（その
取りつけアーム41の一部は図に示される）は２つの電動
機により合同で傾動させられ、パネルの長手方向軸はほ
ぼ同じ方向に面し続けながらパネル駆動電動機６の回転
軸のまわりで１つの円錐形をスウィープする。この後者
の解決策は、下記の事項を含め数多くの利点を有する。

・ わずか１つの付加的電動機で、XZ平面に対して平行
な平面内のあらゆる方向での重心の移動を可能にし、こ
うして南−北軌道制御操作のための南−北軸上の重心に
心合せのためのみならず、東−西軌道制御操作のための
東−西軸に向かっての重心の移動も提供されることにな
る； ・ 衛星本体内に容易に収納され、付加的な機構のため
の余地を残すために持ち上げられる必要のない太陽熱発
電機の配置を容易にする； ・ 従来の太陽熱発電機駆動電動機のいずれかが万一故
障した場合、やや傾斜した軸をもつ電動機を付加するこ
とにより冗長性が提供される；万一このことは生起した
場合、ピッチ制御及び重心の位置づけは有効性が50％減
少する；しかし、衛星は、従来の衛星上の１つの駆動電
動機の欠如がもたらす重大な結果をなしですますのであ
る。

軸X_S,Y_S及びZ_Sは、衛星との関係における基準フレー
ムの軸である。

第８図において、20は太陽熱発電パネルを傾動させる
ことができる装置の１例を示す。第９図において、30は
太陽熱発電パネルを傾動させることができる装置の他の
例を示す。第７図において、40は太陽熱発電を傾動させ
ることができる装置のさらに他の例を示す。第７図にお
いて駆動電動機６と傾動装置40の間に配置された要素42
は、中間要素としての結合部材であり、電動機６により
該電動機のハウジングに対して運動させられる。傾動装
置40は電動機により結合部材に対して運動させられる。
第９図において、上方に４角形であらわされるものは太
陽熱発電パネル４または５の一部である。

第10図は、重心０が正確に必要とされる場所にあり、
南−北反動推進装置50及び51の推力ベクトル軸がこの所
要位置を通るという理想的な場合を示す。この理想的な
場合において、南−北軌道制御操作は直接いかなる外乱
トルクも誘発しない。

実際には、重心０′は所要位置との関係においてオフ
セットされており、反動推進装置50及び51の推力ベクト
ル軸はこの所要位置を正確に通過しない（第11図）。外
乱トルクを最小限にするため、本発明は推力軸に向かっ
ての真の重心の移動を教示している（第12図の位置
０″） 従って、本発明による衛星上では、 ・ 軌道制御操作以外のステーションでの姿勢制御のた
め、及び ・ 軌道制御操作中（外乱の減少のため例えば運動ホイ
ール又は反動ホイールといった比較的強力でない手段に
よる姿勢制御が可能になる） 従来のガス噴射反動推進装置を使用せずにすますことが
可能である。このときこれらのホイール内に貯蔵された
角運動量は、軌道制御操作とは別に作動する太陽圧力姿
勢制御によって極めて容易に不飽和状態にされる。

下記のことがわかるであろう： ・ 太陽熱発電機の単数又は複数のパネル（又は太陽熱
発電機か非対称である場合それと反対側のセイル）の傾
動は、太陽熱発電パネル（又は太陽セイル）上の太陽放
射の圧力の効果によりピッチ制御トルクを作り出すため
かまたは、重心と軌道制御反動推進装置の真の推力ベク
トルの間の不一致による外乱を最小限におさえるような
形で衛星の重心を位置付けるため軌道制御操作中に使用
されうる。なおこれら２つの利用分野は別々に又は同じ
衛星上で一緒に使用することが可能である； ・ 既知のいずれかの形式のアクチュエータにより得ら
れる傾動は、既知のあらゆる方法（これは本発明の一部
ではない）によるロール及びヨー制御のための太陽熱発
電機のパネル上の太陽圧力の使用を可能にする； ・ 傾動（最高±15゜）は、太陽熱発電パネル駆動電動
機の軸に対してやや傾斜した軸をもつ回転アクチュエー
タが選択された場合ロール／ヨー平面の２つの方向に達
成されうる（傾動は２つの電動機つまり駆動電動機と付
加的な電動機の回転差によって達成される）； ・ ２つの電動機の軸の間の角度は２゜から15゜の間で
ある。

・ 第２の電動機は、パネル駆動電動機が故障した場合
のバックアップとして用いることができる。

・ 傾動（最高±15゜）は、太陽熱発電パネルの単数又
は複数の取り付けアーム上に取り付けられたリニヤアク
チュエータによって一方の方向において得ることができ
る； ・ 太陽熱発電パネルの平面に対して少なくともほぼ垂
直な軸をもつ回転アクチュエータによって、１つの方向
で傾動を達成することもできる； ・ 示されていない一具体例においては、太陽熱発電パ
ネル駆動電動機の軸に対して少くともほぼ垂直な異なる
軸をもつ２つの回転アクチュエータによって２つ方向に
傾動を得ることができる； ・ ロール、ピッチ、及びヨー軸の少くとも１つを中心
とした姿勢制御は全面的に又は部分的に、衛星の表面上
の太陽圧力を利用するシステムによって提供される； ・ 示されていない一具体例において、ロール、ピッチ
及びヨー軸のうち少くとも１つを中心とした姿勢制御
は、衛星内の磁気双極子を用いたシステムによって全面
的に又は部分的に提供される； ・ ロール、ピッチ、及びヨー軸のうちの少くとも１つ
を中心とした姿勢制御は、衛星上の角運動量の成分のう
ち少なくとも１つの変動を用いるシステムによって全面
的に又は部分的に提供される； ・ 軌道制御操作中の姿勢制御は、衛星内角運動量の３
つの成分を変動させ本発明を用いて外乱を最小限におさ
えることにより得られる； ・ 軌道制御操作外の姿勢制御は、太陽圧力を用いて
（示されていない具体例においては磁気双極子の援助を
受けて）、得られる； ・ 示されていない一具体例においては軌道制御操作外
の姿勢制御は磁気双極子（可能ならば太陽圧力の援助を
受けて）により提供される； ・ 軌道制御操作外の姿勢制御は、設定点値を衛星内角
運動量の成分を心合せするのに用いられる； ・ 衛星は、地球静止衛星である； ・ 軌道制御反動推進装置の全て又は幾つかは、低推力
形式（１ニュートン未満）のものである； ・ 軌道制御反動推進装置の全て又は幾つかは、イオン
形式のものである； ・ 軌道制御反動推進装置の全て又は幾つかは、イオン
化形式のものである； ・ 軌道制御アクチュエータの全て又はいくつかは、太
陽圧力に露出された方向付け可能な表面である。

第13図から第16図までを参照した残りの説明は、実用
段階で用いられる軌道及び姿勢制御推進システムが化学
推進を用いないような状況に関する。従って、これには
化学推進に固有の欠点がない（漏れの危険性、突然の姿
勢変動及び／又は変動発生の可能性）。その代りに、電
気反動推進装置の優れた特性のインパルス（従来の化学
反動促進装置に比べて５〜10倍）が用いられる。

最小の形態においては、電気推進システム60は、ピッ
チ軸に対して約40゜の傾きα１で、Ｙ及びＺ軸の平面と
の関係においてほぼ対称的に配置されたわずか２つの反
動推進装置61及び62（又は63及び64）を含んでいる。こ
の角度α１は通常絶対値で15゜から65゜の間にあり（す
なわち、その余弦が絶対値で0.43〜0.97であることを意
味する）、ロール軸に対するこれらの反動推進装置の傾
きα２は絶対値で0.25と0.75の間である（絶対値で40゜
と75゜の間の角度）。

これらの反動推進装置は好ましくはヨー軸に対して垂
直である。利用可能な空間に関する制約条件のため、こ
れらの反動推進装置を70゜と110゜の間のヨー軸に対す
る角度α３で傾斜させることが必要となる可能性がある
（−0.35と0.35の間の余弦）。

反動推進装置は、有利には、Ｚ軸に対して平行な衛星
の共通の側面（この例では反動推進装置61及び62につい
て北側面）のまわりで衛星本体の縁部近くに配置されて
いる；反動推進装置は好適には、これらの縁部の中間に
ある。

故障が全く無い場合、東−西軌道補正（推力は同時に
Ｙ軸に対して平行に発生させられ、このことは真実であ
る）及びＹ軸に対して平行な軌道補正（南に向かっての
推力についての必要条件は、1/2軌道後に北に向かう推
力によって達成される）のためには一対の反動推進装置
で充分である。

推進システム60は有利なことに、ほぼ反対側（南側
面）に配置された第２の電気反動推進装置対63及び64を
含んでおりこれらの推進装置の各々はYZ平面を中心にし
て互いに対しほぼ対称である；反動推進装置の２つの対
は好ましくはXZ平面を中心にして互いに対し対称であ
る。

わずか４つの電気反動推進装置61〜64しかもたないこ
の種の推進システムは、たとえば万一１の反動推進装置
が故障したとしても、必要な全ての軌道補正作業を提供
する（これらの反動推進装置を、対で、できるだけ多く
用いる）。

本発明の範囲から逸脱することなく、信頼性を増大す
るために、より多くの電気反動推進装置を使用すること
も可能である。

原理的には、本体との関係における反動推進装置61〜
64の方向性は固定されている；しかし、より複雑な形態
においては、方向づけ可能なものであることが可能であ
るが、その場合、質量は増大し、信頼性は低くなる。

衛星は、いずれかの軸を中心とした全体的角運動量を
一時的に貯蔵するために用いられる第６図からの反動ホ
イール15〜17によって形成された全くジャイロ剛性をも
たない運動エネルギー貯蔵システムを含む。実際には、
特に縦揺れ角速度信号を提供するよう適合された速度検
出器15A,16A及び17Aがこれらのホイールに結びつけられ
ている。

衛星はその遷移軌道（その実用軌道への遷移の間）に
おいて、それがその後とるものとは異なる構成及び方向
性にあり、このためこの噴射段階のための専用姿勢制御
システム（第13図及び第14図には示されず）が必要とさ
れ、ここで第７図をみると、このシステム70は有利なこ
とに、システム60の電気反動推進装置と同じ単一燃料を
用いる反動推進装置71（図11図及び第12図に示される）
を使用している；種々の反動推進エンジンは、適切な既
知のあらゆる形式の圧力調整器及び流動調整器システム
73及び74を介して貯蔵タンク72から供給を受ける。

示されていない衛星の一具体例においては、衛星は、
実用軌道（地球静止衛星軌道またはその他）への噴射段
階中の推進及び姿勢制御のための２重燃料システムを含
んでいる。

示されている例（第14図参照）においては、衛星は、
静止軌道内にそれを噴射するための推進システム80をそ
の一Ｚ軸に有している；これは、固体燃料システムであ
ることが可能である。

電気推進システム60は、実用軌道（地球静止衛星軌道
またはその他）内への衛星の噴射に寄与することができ
る。

噴射段階のために、第14図の衛星はさらにＺ軸に対し
て平行な２つの電気反動推進装置90を含む付加的な電気
推進システムを含んでいてよい。

実用軌道（地球静止衛星軌道またはその他）内の反動
ホイールにより蓄積された角運動量の一時的な零への減
少は好ましくは（前記参照）、反動推進装置６及び６′
の作用と組合わされたパネル上の太陽放射の圧力を用い
て３個の軸X,Y及びＺとの関係において行われる。

前記の代りに、地磁界と相互作用する磁気ループを用
いて、ロール及びヨーの姿勢補正を得ることが可能であ
る。

もちろん、瞬間的角運動量成分の零への低減は、電気
反動推進装置61〜64を用いて容易に達成される（要求さ
れるすべては、同時に作動することが要求される２つの
反動推進装置の相異なる作動期間である）。

上述の説明では、ジャイロ剛性を全くもたないことが
特に有利であるとみなされてきたが、例えばＹ軸に沿っ
た成分といった連続的にゼロでない成分をもつ角運動量
の場合にも本発明が一般に適用可能であることが理解さ
れるべきである（従って例えば第４図及び第５図におけ
るようにＹ軸を中心とした連続的に零でない角運動量を
もつ慣性ホイールの場合）。

ホイールの数は、有利には、冗長性を与えるため３個
以上であることが可能である。

例えば、図示されている衛星は、15年後に10KWを発電
するよう設定された大型（80m²）の太陽熱発電機を伴う
打上げ時点で3000kgの重量の遠隔通信衛星である。

100ミリニュートンの推力をともなう４個のイオン反
動推進装置（例えばMESSER SCHMITT−BOLKOW−BLOHM（M
BB）が供給しているもの）が、Ｙ軸との関係において60
゜の傾斜を伴ってXY平面内に配置されている。この構成
は、北又は南の推力についての優れた効率という利点を
もち、同様に、１つの反動推進装置が故障した状態での
劣化した運転の場合にＺ軸を中心とする外乱トルクを反
動ホイールのための許容可能な値に制限することを可能
にする。３個の反動ホイールは±15Nmsの能力を有す
る。これらは、摩擦の無い磁気ベアリングを用い、各ホ
イール内部において電気的部分のみが冗長である。

太陽熱発電機は、毎日一回衛星との関係において発電
機を回転させしかも同様に太陽熱発電機の長手方向軸が
衛星のＹ軸に対して数度（例えば７゜）傾斜できるよう
にする装置６＋６′によって常に太陽の方へ向けられて
いる。搭載計算機により制御されているこれら２つの動
きは、反動ホイールを不飽和状態にするため、換言すれ
ば、必要な太陽熱トルクを生成することによって反動ホ
イールを減速させるために用いられる。太陽制御は、衛
星の３個の軸に適用される。

軌道操作は毎日２回行われ、約１時間接続し、約1.5K
Wの所要電力は２回の操作間に充電されるバッテリによ
って提供される。

この精密制御の概念（角運動量無し、化学反動推進エ
ンジン無し）のため、どのような故障でも衛星のきわめ
て緩慢なドリフトを生起させる可能性があるにすぎず、
このドリフトは容易に観察でき故障したユニット用のバ
ックアップのユニットへの切り換えることによって迅速
に補償される。指向性喪失期間はかくして最小限におさ
えられ、いつでも用途の機能が保証される。これは基本
的な利点である。

公称では、遷移軌道だけのために１組の化学反動推進
装置が用いられる。４個の化学反動推進装置で充分であ
るが、故障に対する予防対策としては８個の反動推進装
置（図示せず）が必要とされる。これらは、遠地点反動
推進装置のまわりで地球から離れた側面にまとめられて
いる。衛星の最初の数週間の作動後、これらの反動推進
装置はソレノイドバルブによって隔離され、かくして漏
洩のすべての危険性が消滅させられるため、著しい利点
をもたらすのであり、すなわち、 ・ 燃料の漏れの場合につねに困難である、管制ステー
ションによって要求される緊急動作が全く無い。

・ 漏洩が発生した場合の蒸発の影響による熱変化の危
険性が無い。

・ 燃料の漏洩に続く使途持続時間の短縮の危険性が全
く無い。

多重の故障という例外的な場合においては、化学反動
推進装置が再び運転停止された状態で、太陽制御の再開
に関して専門家の意見を待つ間いわゆるサバイバルのモ
ードで太陽に向けて衛星を指向させるべくソレノイドバ
ルブを開放するようになっている。

４個の反動推進装置とその燃料と結びつけられたマス
バランスは、12個の化学反動推進装置を伴う従来のシス
テムの場合に比べて、約800kgの節約を示す。４トンの
打上げ重量及び15年の用途寿命の衛星について、電気反
動推進装置について付加的な乾燥質量は70kgであるが、
燃料節約〔（化学推進）−（キセノン推進）〕は900kg
である。

第16図は、制御システムのブロック線図である。これ
は、第２図及び第2A図に極めて類似している。

本発明が、それ自体既知のものであり長年にわたり軌
道内ですでに実証済みの構成要素、すなわち ・ 磁気ベアリングホイール（SPOT衛星）、 ・ 太陽熱発電機回転装置（全ての静止衛星）の新規な
組合せを提案していることがわかるであろう。

当然のことながら、前述の説明は、限定のためではな
い例示としてのみ与えられ、当業者ならば本発明の範囲
から逸脱することなく多くの変形を提案することが可能
であることは、いうまでもないことである。本発明は、
太陽放射に露出されることが主として意図され或る与え
られた方向に衛星から延びている少なくとも１つの表面
を有する任意の衛星に適用される。駆動電動機及び傾動
電動機の順序を逆にすることは可能であり、駆動電動機
は傾動電動機と太陽熱発電パネルの間に配置される。傾
動電動機の運動の範囲は、本発明の原理を変えることな
く増大させられることが可能である。

本発明はまた、必要な演算が全面的に又は部分的に地
上で行なわれる、任意の衛星に適用される。

フロントページの続き (72)発明者 ポルティエ，ジャン フランス国，06400 カンヌ，アブニュ ドゥ グラッス，45 (72)発明者 ブルネ，ピエール フランス国，06810 オリボー―セ／シ アーニュ，シュマン ドゥ ラ カラン ク，45 (56)参考文献 特開 昭61−268600（ＪＰ，Ａ) 特開 平１−237296（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−48299（ＪＰ，Ａ) 特開 昭60−8198（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−124400（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−212298（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−124878（ＪＰ，Ａ) 特開 昭60−50100（ＪＰ，Ａ) 特開 昭61−238598（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−154500（ＪＰ，Ａ) 実開 昭60−117300（ＪＰ，Ｕ) 実開 昭62−127900（ＪＰ，Ｕ) (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) B64G 1/24 B64G 1/28 F03H 1/00

Claims (33)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】軌道の面に実質的に垂直のピッチ軸を有し
   太陽光に露出されるよう主として意図され本体からピッ
   チ軸に実質的に平行な或る与えられた方向に本体から延
   びている少なくとも１つの表面（4,5）を有する本体
   （３）、搭載計算機（８）、および搭載計算機に接続さ
   れる姿勢検出システム（７）であって少なくともピッチ
   軸のまわりにおける本体の姿勢を検出するに適合するも
   の、少なくともピッチについて姿勢補正のトルクを適用
   するに適合する活性的姿勢制御手段、および、 与えられた推力の軸に沿い衛星に推力を適用するに適合
   する軌道制御手段（9,60）、を有する３軸安定化された
   衛星において、該ピッチ姿勢の制御手段は、該表面と該
   本体の間の手段（６′,20,30,40）であって、該表面を
   太陽放射に対し実質的に横断方向に搭載計算機により地
   上からの作動をともないまたはともなわずに制御される
   量だけ傾動させ該表面と太陽放射の圧力の相互作用によ
   る該ピッチ姿勢制御のトルクを発生させるもの、を包含
   する ことを特徴とする３軸安定化された衛星。
2. 【請求項２】前記太陽放射に露出されることが主として
   意図される表面は、一定の与えられた方向に延びこの一
   定の与えられた方向のまわりにパネルを回転させるよう
   適合させられた駆動電動機（６）により衛星に連結され
   ている平坦な太陽熱発電パネル（4,5）である、請求項
   １記載の衛星。
3. 【請求項３】傾動手段は前記駆動電動機及びこの電動機
   と太陽熱発電パネルの間に配置された第２の電動機（2
   0,30,40）を含む、請求項２記載の衛星。
4. 【請求項４】前記第２の電動機は、前記一定の与えられ
   た方向との関係において零でない角度αだけ傾斜した軸
   をもつ回転電動機（40）である、請求項３記載の衛星。
5. 【請求項５】前記零でない角度は２゜と15゜の間にあ
   る、請求項４記載の衛星。
6. 【請求項６】傾動手段には、前記一定の与えられた方向
   に対し横方向の軸を有するピボット電動機（30）が含ま
   れている、請求項１〜３のいずれかに記載の衛星。
7. 【請求項７】前記電動機（30）は、前記一定の与えられ
   た方向との関係において最大15゜の動作範囲を提供する
   ことを特徴とする、請求項６記載の衛星。
8. 【請求項８】傾動手段には、軸が前記一定の与えられた
   方向に対し横方向でありかつ第１のピボット電動機の軸
   に対しゼロでない傾斜をもつ第２のピボット電動機が含
   まれている、請求項６または７記載の衛星。
9. 【請求項９】傾動手段には、一定の与えられた方向に対
   して傾斜した方向に延び、前記表面を衛星に連結する変
   形可能なヒンジ留めされた三角形の１辺上に取りつけら
   れたリニヤ電動機（40）が含まれている、請求項１〜３
   のいずれかに記載の衛星。
10. 【請求項１０】軌道制御手段には電気反動推進装置（61
    −64）が含まれている、請求項１〜９のいずれかに記載
    の衛星。
11. 【請求項１１】軌道制御手段には、アークイオン化反動
    推進装置が含まれている、請求項１〜９のいずれかに記
    載の衛星。
12. 【請求項１２】軌道制御操作中姿勢制御手段が前記表面
    及び傾動手段を含む、請求項１〜11のいずれかに記載の
    衛星。
13. 【請求項１３】軌道制御操作中姿勢制御手段が方向づけ
    可能な角運動量システム（９′）を含む、請求項１〜12
    のいずれかに記載の衛星。
14. 【請求項１４】地球の北−南の軸のまわりの少なくとも
    近似的に円形の地球軌道においてロール軸（Ｘ）、ヨー
    軸（Ｚ）およびピッチ軸（Ｙ）のまわりでの姿勢の安定
    化に適合し、北側および南側を有する本体、姿勢検出器
    システム（７）、該姿勢検出器システムに結合される搭
    載計算機（８）、 ピッチ軸（Ｙ）に実質的に平行に延びる少なくとも１つ
    の太陽発電パネル（4,5）であって搭載計算機の制御の
    下にピッチ軸のまわりに回転させる装置（６）により本
    体に結合され、該パネルが常に太陽放射に少なくとも近
    似的に垂直であるよう維持されるもの、搭載計算機によ
    り制御される少なくとも３つの軸用の運動エネルギ貯蔵
    システム（15,16,17）、および搭載計算機により制御さ
    れ姿勢制御手段および 軌道補正の推進システムを包含する姿勢制御および軌道
    補正の反動推進装置（60,61−64）を具備する衛星にお
    いて、 軌道補正の反動推進装置は、専ら電気的のものであり少
    なくともピッチおよびヨーの軸の面に関し実質的に対称
    に配置される２つの電気的反動推進装置（61−64）の第
    １の対を具備し、該電気的反動推進装置はロールおよび
    ヨーの軸の面およびピッチおよびヨーの軸の面に関し零
    でない傾度およびロールおよびピッチの軸の面に対し、
    約20゜より大でない傾度を有し、 姿勢制御手段は、該本体と該太陽発電パネルの間に該パ
    ネルを太陽放射の横断方向に傾動させる装置（６′）を
    具備し該傾動させる装置は太陽放射との相互作用により
    ピッチ姿勢の制御のトルクを発生させる搭載計算機によ
    り制御される、ことを特徴とする衛星。
15. 【請求項１５】前記第１の対の電気的反動推進装置（61
    −64,51）は、北と南の側面のいずれかの近傍に配置さ
    れている、請求項14記載の衛星。
16. 【請求項１６】前記第１の対の電気的反動推進装置（61
    −64）はヨー軸に対して平行に前記側面を縁どりする縁
    部近くに配置されている請求項15記載の衛星。
17. 【請求項１７】電気的反動推進装置は前記縁部のほぼ中
    央に配置されている、請求項16記載の衛星。
18. 【請求項１８】推進システムは、第１の対の反動推進装
    置と反対方向ではあるがロール及びヨー軸の平面に対し
    て零でない傾斜、ヨー及びピッチ軸の平面に対して零で
    ない傾斜そしてロール及びピッチ軸の平面に対して約20
    ゜より大でない傾度を伴って、ピッチ及びヨー軸の平面
    に対しほぼ対称的に配置された第２の電気的反動推進装
    置の対（61−64）を含む、請求項14〜17のいずれかに記
    載の衛星。
19. 【請求項１９】電気的反動推進装置の第１及び第２の対
    （61−64）は、ロール及びヨー軸の平面に対しほぼ対称
    的である、請求項18記載の衛星。
20. 【請求項２０】推進システムには４つの電気反動推進装
    置のみが含まれている、請求項18又は19記載の衛星。
21. 【請求項２１】各々の電気反動推進装置は絶対値で40度
    と75度の間の角度でロール軸に対して傾斜し、絶対値で
    15度と65度の間の角度でピッチ軸に対して傾斜してい
    る、請求項14〜20のいずれかに記載の衛星。
22. 【請求項２２】第１のパネルに対し反対側でピッチ軸
    （Ｙ）に対しほぼ平行に延びかつ、第２のパネルがつね
    に太陽放射に対し少くともほぼ垂直になっているように
    搭載計算機の制御の下にピッチ軸のまわりに回転させる
    ための第２の装置及びピッチ軸を含む複数の平面に対し
    て平行に第２のパネルを傾動させるための第２の装置に
    よって本体に連結されている第２の太陽熱発電パネルが
    含まれており、パネル傾動装置は搭載計算機により連帯
    的に制御されている、請求項14〜21のいずれかに記載の
    衛星。
23. 【請求項２３】運動エネルギ貯蔵システムは、ゼロに低
    減できる角運動量をもつ少くとも３つの反動ホイール
    （15,16,17）を含む、永久ジャイロ剛性を全くもたない
    ものである、請求項14〜22のいずれかに記載の衛星。
24. 【請求項２４】電気反動推進装置のうち少くとも幾つか
    はイオン反動推進装置である、請求項14〜23のいずれか
    に記載の衛星。
25. 【請求項２５】電気反動推進装置の少くともいくつかが
    プラズマ反動推進装置である、請求項14〜24のいずれか
    に記載の衛星。
26. 【請求項２６】電気反動推進装置と同じ単一燃料貯蔵タ
    ンク（72）に連結された、実用軌道内への噴射段階中の
    姿勢制御用のシステム60が含まれている、請求項14〜25
    のいずれかに記載の衛星。
27. 【請求項２７】実用軌道噴射段階用の２重推進・姿勢制
    御燃料システムが含まれている、請求項14〜25のいずれ
    かに記載の衛星。
28. 【請求項２８】各パネルの回転装置（６）及び傾動装置
    （６′）は、各パネル上の太陽放射の圧力を用いて３本
    の軸のまわりに姿勢補正を実行すべく搭載計算機により
    制御される、請求項14〜27のいずれかに記載の衛星。
29. 【請求項２９】搭載計算機は、電気反動推進装置による
    ヨー姿勢補正を制御するべく適合されている、請求項14
    〜27のいずれかに記載の衛星。
30. 【請求項３０】軌道の面に実質的に垂直なピッチの軸、
    太陽放射に露出されることが主として意図され与えられ
    た方向（Ｙ）において衛星から延びている表面（4,
    5）、姿勢測定装置（７）、およびピッチに適用される
    べき姿勢補正のトルクの値を決定するに適合する計算機
    を有する衛星の姿勢を制御する方法において、 該表面は、太陽放射の圧力との相互作用により要求され
    るピッチ姿勢の補正のトルクに実質的に等しいピッチト
    ルクを発生するよう、太陽放射の横断方向に傾動されて
    いる、 ことを特徴とする方法。
31. 【請求項３１】一定の与えられた方向で軌道制御の推力
    を適用するに先立ち、前の軌道操作中の姿勢の外乱の結
    果としてのこの一定の与えられた推力方向からの衛星重
    心（０′）のオフセットの振幅及び方向が推定され、前
    記表面は、一定の与えられた推力方向に向かって重心を
    動かすよう、表面が広がっている一定の与えられた方向
    及び差の方向を含む１つの平面に対して少くとも部分的
    に平行に傾動される、請求項30記載の方法。
32. 【請求項３２】軌道制御操作の各々の間に、衛星の姿勢
    は方向づけ可能な角運動量システムに作用を適用するこ
    とにより安定化され、その後次の軌道制御操作の前に前
    記表面は太陽放射に対し平行に傾動されてピッチにおい
    て衛星を安定化しかつ方向づけ可能な角運動量を衛星に
    対して与えられた方向への運動させられる、請求項31記
    載の方法。
33. 【請求項３３】軌道制御の推力は、ロール−ピッチ平面
    に対しほぼ平行に電気反動推進装置（61−64）の作動に
    より適用されることを特徴とする、請求項30〜32のいず
    れかに記載の方法。