JPH0133400B2 - - Google Patents
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- JPH0133400B2 JPH0133400B2 JP53136864A JP13686478A JPH0133400B2 JP H0133400 B2 JPH0133400 B2 JP H0133400B2 JP 53136864 A JP53136864 A JP 53136864A JP 13686478 A JP13686478 A JP 13686478A JP H0133400 B2 JPH0133400 B2 JP H0133400B2
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Classifications
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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
- B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
- B64G1/365—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using horizon or Earth sensors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
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- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/244—Spacecraft control systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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- B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
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- G—PHYSICS
- G09—EDUCATION; CRYPTOGRAPHY; DISPLAY; ADVERTISING; SEALS
- G09B—EDUCATIONAL OR DEMONSTRATION APPLIANCES; APPLIANCES FOR TEACHING, OR COMMUNICATING WITH, THE BLIND, DEAF OR MUTE; MODELS; PLANETARIA; GLOBES; MAPS; DIAGRAMS
- G09B9/00—Simulators for teaching or training purposes
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- G09B9/52—Simulators for teaching or training purposes for teaching control of vehicles or other craft for teaching control of an outer space vehicle
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
この発明は、太陽を捕捉する一組の太陽センサ
と、地球を捕捉する一個の地球センサと、衛星に
固定した直交座標系ｘ、ｙ、ｚ方向の回りにそれ
ぞれ独立して衛星を回転させる駆動機構とを装備
し、衛星運行中の特定な期間に、ｘ軸とｙ軸をそ
れぞれ太陽と地球に向けて捕捉操作を行う三軸安
定衛星用の太陽及び地球捕捉方法とその装置に関
する。
と、地球を捕捉する一個の地球センサと、衛星に
固定した直交座標系ｘ、ｙ、ｚ方向の回りにそれ
ぞれ独立して衛星を回転させる駆動機構とを装備
し、衛星運行中の特定な期間に、ｘ軸とｙ軸をそ
れぞれ太陽と地球に向けて捕捉操作を行う三軸安
定衛星用の太陽及び地球捕捉方法とその装置に関
する。
この種の衛星では、軌道に到達した後、最初に
アンテナの感度と太陽電池の採光を最適にするた
め、太陽及び地球に対して衛星を所定の姿勢に調
整する必要がある。
アンテナの感度と太陽電池の採光を最適にするた
め、太陽及び地球に対して衛星を所定の姿勢に調
整する必要がある。
周知のシンフオニイ衛星、例えば航空誌「フル
ーグレビユウ」（Fluugrevue：航空詳論）、1975
年１月号の39〜40頁に記載してある衛星では、準
同期軌道に到達した後、衛星を所定の姿勢に指向
させるため、毎分約120回の回転速度から毎分約
２回の回転速度に自動速度（スピンレート）を下
げ、太陽電池（ソーラーセル）のパドルを展開す
る。モメンタムホイールを正規の速度に加速した
後、自転速度を太陽センサの助けで検出し、場合
によつては、冷却ガス系を用いて補正する。別な
冷却ガスのパルス噴射により自転速度を更に下
げ、赤外センサを用いて検出し、ｚ軸を地球に向
ける。その後、ｘ軸が衛星の軌道面に対して垂直
に向くまで、この衛星をｚ軸の回りに回転させ
る。衛星を正確に指向させるため、付加的な精密
センサが使用されている。反射光の侵入を防止す
るため、これ等のセンサは光遮蔽板で遮蔽されて
いる。
ーグレビユウ」（Fluugrevue：航空詳論）、1975
年１月号の39〜40頁に記載してある衛星では、準
同期軌道に到達した後、衛星を所定の姿勢に指向
させるため、毎分約120回の回転速度から毎分約
２回の回転速度に自動速度（スピンレート）を下
げ、太陽電池（ソーラーセル）のパドルを展開す
る。モメンタムホイールを正規の速度に加速した
後、自転速度を太陽センサの助けで検出し、場合
によつては、冷却ガス系を用いて補正する。別な
冷却ガスのパルス噴射により自転速度を更に下
げ、赤外センサを用いて検出し、ｚ軸を地球に向
ける。その後、ｘ軸が衛星の軌道面に対して垂直
に向くまで、この衛星をｚ軸の回りに回転させ
る。衛星を正確に指向させるため、付加的な精密
センサが使用されている。反射光の侵入を防止す
るため、これ等のセンサは光遮蔽板で遮蔽されて
いる。
種々の理由から、衛星が捕捉操作をできるかぎ
り早く終えることは非常に大切である。過熱又は
過冷却に対して熱の授受を正常に保つには、過敏
な構成部品を規定時間より長く太陽に曝したり、
日陰に放置することは許されない。このようにし
ないと、機能上の危険が高まるからである。同様
に、エネルギを供給するため、太陽電池をできる
限り早く引き出し、前記パドルを早く展開して太
陽に向ける必要がある。しかしながら、この場
合、上記の太陽電池はセンサヘツドを遮蔽しては
ならない。
り早く終えることは非常に大切である。過熱又は
過冷却に対して熱の授受を正常に保つには、過敏
な構成部品を規定時間より長く太陽に曝したり、
日陰に放置することは許されない。このようにし
ないと、機能上の危険が高まるからである。同様
に、エネルギを供給するため、太陽電池をできる
限り早く引き出し、前記パドルを早く展開して太
陽に向ける必要がある。しかしながら、この場
合、上記の太陽電池はセンサヘツドを遮蔽しては
ならない。
この発明の課題は、衛星を最終姿勢にできる限
り早く、しかも確実に誘導でき、単純な構造のセ
ンサ、即ち、視野が極端に広くない太陽センサ
と、単純なジヤイロを搭載でき、単純な制御方法
と制御論理回路を利用できる捕捉方法、及びこの
方法を実行でき、衛星に搭載可能な捕捉装置を提
供することにある。
り早く、しかも確実に誘導でき、単純な構造のセ
ンサ、即ち、視野が極端に広くない太陽センサ
と、単純なジヤイロを搭載でき、単純な制御方法
と制御論理回路を利用できる捕捉方法、及びこの
方法を実行でき、衛星に搭載可能な捕捉装置を提
供することにある。
上記の課題は、太陽及び地球捕捉方法に関して
特許請求の範囲第１項の特徴部分によつて、また
太陽及び地球捕捉装置に関して特許請求の範囲第
２項の特徴部分によつて解決されている。
特許請求の範囲第１項の特徴部分によつて、また
太陽及び地球捕捉装置に関して特許請求の範囲第
２項の特徴部分によつて解決されている。
この発明による装置の他の有利な構成は、特許
請求の範囲の従属項に記載されている。
請求の範囲の従属項に記載されている。
この発明は、絶対に必要な衛星の姿勢制御だけ
を行うと言う点で特に有利である。前記の解決策
により推進燃料を節約し、実効荷重を増大させ、
また衛星の寿命も永くすることができる。この発
明による装置では、同じセンサ部品が使用できる
ので、発射前にセンサを交換して利用でき、地上
での交換部品の種類を低減できる。
を行うと言う点で特に有利である。前記の解決策
により推進燃料を節約し、実効荷重を増大させ、
また衛星の寿命も永くすることができる。この発
明による装置では、同じセンサ部品が使用できる
ので、発射前にセンサを交換して利用でき、地上
での交換部品の種類を低減できる。
第１図は、衛星上の太陽センサ及び地球センサ
の配置を示す。衛星１０には、三個の太陽センサ
１１，１２，１３が装備してある。更に、補助的
な使用のため、三個の予備用太陽センサ１１ａ，
１２ａ，１３ａが装備してある。第１図に示す直
交座標系のｘ、ｙ、ｚ軸は、衛星１０に対して固
定されているものとする。衛星１０の所望の最終
姿勢では、これ等のｘ、ｙ、ｚ軸がそれぞれロー
ル軸、ピツチ軸及びヨー軸に一致するよう、各
ｘ、ｙ、ｚ軸の回りで衛星を回転させる駆動機構
によつて衛星に姿勢を調整する。更に、太陽及び
地球の捕捉操作は衛星の運行時で特定な短期間の
間、衛星に固定したｘ軸とｙ軸を前記駆動機構を
用いて、それぞれ太陽と地球に指向させる。その
場合、太陽と地球は衛星から見て互いに直交する
向きにあり、衛星の進行方向（ロール軸）が太陽
の方向に一致している幾何学的な配置に置かれ
る。地球センサ１４は、ｚ軸の方向に向けて配置
してある。対にした前記の太陽センサの組１１と
１２又は１１ａと１２ａは、それぞれｘ軸に対し
て角度βほど傾けて、しかも対称に配設してあ
る。後者のセンサ１１ａと１２ａの組みは、予備
用として使用される。
の配置を示す。衛星１０には、三個の太陽センサ
１１，１２，１３が装備してある。更に、補助的
な使用のため、三個の予備用太陽センサ１１ａ，
１２ａ，１３ａが装備してある。第１図に示す直
交座標系のｘ、ｙ、ｚ軸は、衛星１０に対して固
定されているものとする。衛星１０の所望の最終
姿勢では、これ等のｘ、ｙ、ｚ軸がそれぞれロー
ル軸、ピツチ軸及びヨー軸に一致するよう、各
ｘ、ｙ、ｚ軸の回りで衛星を回転させる駆動機構
によつて衛星に姿勢を調整する。更に、太陽及び
地球の捕捉操作は衛星の運行時で特定な短期間の
間、衛星に固定したｘ軸とｙ軸を前記駆動機構を
用いて、それぞれ太陽と地球に指向させる。その
場合、太陽と地球は衛星から見て互いに直交する
向きにあり、衛星の進行方向（ロール軸）が太陽
の方向に一致している幾何学的な配置に置かれ
る。地球センサ１４は、ｚ軸の方向に向けて配置
してある。対にした前記の太陽センサの組１１と
１２又は１１ａと１２ａは、それぞれｘ軸に対し
て角度βほど傾けて、しかも対称に配設してあ
る。後者のセンサ１１ａと１２ａの組みは、予備
用として使用される。
上記の三種の太陽センサ及び地球センサの視野
の中心は、それぞれ以下の方向を指向している。
即ち、 センサ１３：＋ｘ軸（１、０、０） センンサ１３ａ：−ｘ軸（−１、０、０） センサ１１，１１ａ：（−cos45゜、０、cos45゜） センサ１２，１２ａ：（cos45゜、０、cos45゜） 地球センサ１４：（０、０、１） 第２図には、第１図と同じ太陽センサの配置に
対するセンサの視野の幾何学的な関係が単位球を
用いて示してある。太陽センサ１１，１２及び１
３の視界は、球面上の細長い検出範囲２１，２２
と２３によつて表わせて、その範囲は単位球上の
角度を仕切る交線で指定されている。更に、第２
図には以下に述べる太陽の捕捉操作での各過程に
ある太陽の方向も示してある。
の中心は、それぞれ以下の方向を指向している。
即ち、 センサ１３：＋ｘ軸（１、０、０） センンサ１３ａ：−ｘ軸（−１、０、０） センサ１１，１１ａ：（−cos45゜、０、cos45゜） センサ１２，１２ａ：（cos45゜、０、cos45゜） 地球センサ１４：（０、０、１） 第２図には、第１図と同じ太陽センサの配置に
対するセンサの視野の幾何学的な関係が単位球を
用いて示してある。太陽センサ１１，１２及び１
３の視界は、球面上の細長い検出範囲２１，２２
と２３によつて表わせて、その範囲は単位球上の
角度を仕切る交線で指定されている。更に、第２
図には以下に述べる太陽の捕捉操作での各過程に
ある太陽の方向も示してある。
これ等の太陽センサは、機能と形状に関し同一
であると、保守点検及び在庫管理の点で有利であ
る。
であると、保守点検及び在庫管理の点で有利であ
る。
第１図及び第２図から分かるように、二つの太
陽センサ１１と１２（又は１１ａと１２ａ）の検
出領域２１，２２から合成した視界は、xz平面
の半分以上に相当する極座標範囲を覆い、ｙ軸方
向の角度範囲では狭い。
陽センサ１１と１２（又は１１ａと１２ａ）の検
出領域２１，２２から合成した視界は、xz平面
の半分以上に相当する極座標範囲を覆い、ｙ軸方
向の角度範囲では狭い。
この種のセンサは、雑誌“Der Setellit
Symphonie und sein Stabilisierungssystem”、
Raumfahrtforschung、１／２月号、1975年、及
び会議録、“The Attitude Determination and
Control Subsystem of the Intelsat Ｖ
Spacecraft”、proceedings of the AOCS
conference、1977から公知である。
Symphonie und sein Stabilisierungssystem”、
Raumfahrtforschung、１／２月号、1975年、及
び会議録、“The Attitude Determination and
Control Subsystem of the Intelsat Ｖ
Spacecraft”、proceedings of the AOCS
conference、1977から公知である。
太陽センサの狭い視野方向の視野の広さは、こ
の例とは無関係に、得られる推進力が回転してい
る衛星を急速に止めて、太陽センサの視野に入れ
ることができるように、実際に使用する駆動機
構、即ちエンジン又は推力発生機に応じて適切に
設計する必要がある。しかし、その場合、視野を
勝手に広く、例えば2πのようにしてはならい。
何故ならば、そのようにすると、散乱光が太陽及
び地球センサの視界に入り込む恐れがあるか、衛
星に高価な遮蔽処置を施す必要があるからであ
る。
の例とは無関係に、得られる推進力が回転してい
る衛星を急速に止めて、太陽センサの視野に入れ
ることができるように、実際に使用する駆動機
構、即ちエンジン又は推力発生機に応じて適切に
設計する必要がある。しかし、その場合、視野を
勝手に広く、例えば2πのようにしてはならい。
何故ならば、そのようにすると、散乱光が太陽及
び地球センサの視界に入り込む恐れがあるか、衛
星に高価な遮蔽処置を施す必要があるからであ
る。
この発明による捕捉方法は、ここに例示したセ
ンサの配置とその視野により実現することができ
る。無論、この方法を行う別な配置を衛星の形状
に応じて利用することもできる。
ンサの配置とその視野により実現することができ
る。無論、この方法を行う別な配置を衛星の形状
に応じて利用することもできる。
太陽の捕捉操作は、衛星に固定した座標系の三
軸回りの角速度に対して原則的には任意である
が、例えば、次のような値、 ωX＝0.5゜／sec、 ωY＝0.5゜／sec、 ωZ＝0.5゜／sec で始める。
軸回りの角速度に対して原則的には任意である
が、例えば、次のような値、 ωX＝0.5゜／sec、 ωY＝0.5゜／sec、 ωZ＝0.5゜／sec で始める。
太陽に対する衛星の初期方向は、全く偶然的な
ものである。捕捉方法の中の第一過程では、衛星
による太陽の捕捉を、前記した衛星の運行の特定
時点で所定の期間内、例えば遅くても40分の期間
以内で遂行する必要がある。更に、衛星の＋ｘ軸
（又は−ｘ軸）を、例えば5゜以内の精度と0.5±
0.13゜／secの回転速度で太陽に指向させる。
ものである。捕捉方法の中の第一過程では、衛星
による太陽の捕捉を、前記した衛星の運行の特定
時点で所定の期間内、例えば遅くても40分の期間
以内で遂行する必要がある。更に、衛星の＋ｘ軸
（又は−ｘ軸）を、例えば5゜以内の精度と0.5±
0.13゜／secの回転速度で太陽に指向させる。
以下に詳細に記載する個々の捕捉操作は、衛星
のｘ軸を太陽に順次指向させることになる。その
ため、推進ノズルを動作させるのに、一時間当り
1000回以下の噴射が各軸の回りの回転に対して行
われる。
のｘ軸を太陽に順次指向させることになる。その
ため、推進ノズルを動作させるのに、一時間当り
1000回以下の噴射が各軸の回りの回転に対して行
われる。
衛星に固定した直交座標系ｘ、ｙ、ｚ中での太
陽の方向に応じて（第２図参照）、捕捉操作に次
の三つの独立した過程がある。即ち、 (a) 太陽が、出力信号SYを測定する太陽センサ１
１，１２の視野２１，２２外にある場合。
陽の方向に応じて（第２図参照）、捕捉操作に次
の三つの独立した過程がある。即ち、 (a) 太陽が、出力信号SYを測定する太陽センサ１
１，１２の視野２１，２２外にある場合。
捕捉制御則に基づき衛星をｘ軸回りに、例え
ば回転速度ωX＝0.5゜／secで回転させる。他方、
ｙ軸及びｚ軸の回りの回転速度ωYとωZを零に
減衰させる。太陽センサ１１，１２の視野２
１，２２はxz面の半分以上の角度範囲を覆う
ので、この捕捉操作によつて最終的に太陽が視
野２１又は２２に現われ、出力信号SYを測定で
きるようになる。この期間の制御則は、次の通
りである。即ち、 MX＝−kDx（ωX−ωCX） MY＝−kDyωY MZ＝−kDzωZ ここで、ωx、ωy、ωz：それぞれｘ、ｙ、ｚ
軸の回りの回転速度に対するジヤイロからの測
定信号、Mx、My、Mz：補正用ノズルの回転
トルク、kDx、kDy、kDz：定数、ωCX：指令した
ｘ軸回りの回転速度。
ば回転速度ωX＝0.5゜／secで回転させる。他方、
ｙ軸及びｚ軸の回りの回転速度ωYとωZを零に
減衰させる。太陽センサ１１，１２の視野２
１，２２はxz面の半分以上の角度範囲を覆う
ので、この捕捉操作によつて最終的に太陽が視
野２１又は２２に現われ、出力信号SYを測定で
きるようになる。この期間の制御則は、次の通
りである。即ち、 MX＝−kDx（ωX−ωCX） MY＝−kDyωY MZ＝−kDzωZ ここで、ωx、ωy、ωz：それぞれｘ、ｙ、ｚ
軸の回りの回転速度に対するジヤイロからの測
定信号、Mx、My、Mz：補正用ノズルの回転
トルク、kDx、kDy、kDz：定数、ωCX：指令した
ｘ軸回りの回転速度。
(b) 太陽が、ほぼxz面内で、視野２１，２２内
にあるが、視野２３外にあるとき、即ち出力信
号SYを測定できるが、出力信号SZを測定できな
い場合。
にあるが、視野２３外にあるとき、即ち出力信
号SYを測定できるが、出力信号SZを測定できな
い場合。
ｘ軸回りの回転によつて太陽をほぼxz面に
留める。ｙ軸回りにωY＝0.5゜／sec（又は太陽が
負のｘ軸に向く場合、−0.5゜／sec）で回転させ
て、太陽をセンサ１３の視野２３内に入れ、衛
星を出力信号SZの測定できる姿勢に持ち込む。
この過程では、ωZが零に保持されている。
留める。ｙ軸回りにωY＝0.5゜／sec（又は太陽が
負のｘ軸に向く場合、−0.5゜／sec）で回転させ
て、太陽をセンサ１３の視野２３内に入れ、衛
星を出力信号SZの測定できる姿勢に持ち込む。
この過程では、ωZが零に保持されている。
付属する制御則は、次の通りである。
Mx＝−kDx（ωX＋kpxSY）
My＝−kDy（ωY−ωCY）
Mz＝−kDzωZ
ここで、kpx：一定値、ωcy：指令したｙ軸の
回りの回転速度。
回りの回転速度。
(c) 出力信号SyもSzも測定できる場合、即ち太陽
が視野２１及び２３（両方の視野の重なり部
分）内にある場合。
が視野２１及び２３（両方の視野の重なり部
分）内にある場合。
太陽方向に対するｘ軸のｙ方向又はｚ方向に
対するずれを、それぞれｚ軸又はｙ軸回りの衛
星の回転によつて最終補正し、次いで地球セン
サ１４によつて地球を捕捉するためｘ軸の回り
に衛星を回転させる。この地球の捕捉は、例え
ばωxc＝0.5±0.13゜／secでｘ軸回りの回転によ
つて開始される。
対するずれを、それぞれｚ軸又はｙ軸回りの衛
星の回転によつて最終補正し、次いで地球セン
サ１４によつて地球を捕捉するためｘ軸の回り
に衛星を回転させる。この地球の捕捉は、例え
ばωxc＝0.5±0.13゜／secでｘ軸回りの回転によ
つて開始される。
制御則は、今度は次の通りになる。
MX＝−kDx（ωx−ωXC）
MY＝−kDY（ωy＋kpySZ）
MZ＝−kDZ（ωz−kpzSY）
ここで、kpy、kpz：定数、ωXC：地球探知の回
転速度。
転速度。
この過程をもつて、太陽捕捉は終了する。地球
は、即座に付属する地球センサ１４の視野内に浮
上して、太陽及び地球の捕捉操作は終了する。
は、即座に付属する地球センサ１４の視野内に浮
上して、太陽及び地球の捕捉操作は終了する。
この装置は、地球及び太陽とは別な対象に対す
る基準位置を捕捉する場合にも、同じ様に効果的
に導入できる。衛星の寿命期間中、この発明の装
置で、場合によつては再度捕捉を行うこともでき
る。
る基準位置を捕捉する場合にも、同じ様に効果的
に導入できる。衛星の寿命期間中、この発明の装
置で、場合によつては再度捕捉を行うこともでき
る。
衛星の方向を制御する方式は、例えば、雑誌
“Der Satellit Symphonie und sein
Stabilisierungssystem”、Raumfahrtforschung、
１／２月号、1975年、及び会議録“The
Attitude Determination and Control
Subsystem of the Intelsat Ｖ Spacecraft”、
proceedings of the AOCS conference、
Noordwuijk、1977年10月３〜６日に開催、から
公知である。
“Der Satellit Symphonie und sein
Stabilisierungssystem”、Raumfahrtforschung、
１／２月号、1975年、及び会議録“The
Attitude Determination and Control
Subsystem of the Intelsat Ｖ Spacecraft”、
proceedings of the AOCS conference、
Noordwuijk、1977年10月３〜６日に開催、から
公知である。
上記の説明及び図面は、この発明による太陽及
び地球の捕捉方法と装置の好適実施例として示し
たもので、当業者にとつて変更及び改良はこの発
明の精神及び範囲を離れることなく容易に行なえ
る。
び地球の捕捉方法と装置の好適実施例として示し
たもので、当業者にとつて変更及び改良はこの発
明の精神及び範囲を離れることなく容易に行なえ
る。
第１図は、最終姿勢に到達している衛星に固定
した座標系ｘ、ｙ、ｚ中での太陽センサ及び地球
センサの配置図。第２図は、第１図に示した太陽
センサと同じ配置の場合三個の太陽センサの視
野、及び各捕捉過程での太陽の方向を示す極座標
表示図。 図中符号：１０……衛星、１１，１２，１３…
…太陽センサ、１１ａ，１２ａ，１３ａ……予備
太陽センサ、１４……地球センサ、２１，２２，
２３……視野。
した座標系ｘ、ｙ、ｚ中での太陽センサ及び地球
センサの配置図。第２図は、第１図に示した太陽
センサと同じ配置の場合三個の太陽センサの視
野、及び各捕捉過程での太陽の方向を示す極座標
表示図。 図中符号：１０……衛星、１１，１２，１３…
…太陽センサ、１１ａ，１２ａ，１３ａ……予備
太陽センサ、１４……地球センサ、２１，２２，
２３……視野。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 少なくとも三個の太陽センサの組と、前記太
陽センサの出力信号に応じて衛星に固定した直交
座標系のｘ、ｙ、ｚ軸回りに衛星をそれぞれ独立
して回転させる駆動機構と、一個の地球センサと
を装備し、地球衛星軌道中の特定な区間内でｘ軸
を太陽に、ｚ軸を地球に指向させる捕捉操作を行
い、前記太陽センサの組は、ｚ軸を中心として
xz面に沿つた少なくとも180゜の角度範囲を覆う細
長い一方の視野２１，２２を保有し、更にxy面
に沿う所定角度範囲を覆い、ｘ軸の正又は負の方
向を中心とする細長い他方の視野２３を保有する
ように配設してあり、前記一方の視野と他方の視
野を発生させる太陽センサ１１，１２；１３は、
座標系ｘ、ｙ、ｚ中で衛星から太陽に向かう方向
を指定する太陽ベクトルのｙ成分又はｚ成分を表
す出力信号Sy又はSzを出力する衛星用の太陽及び
地球捕捉方法において、 太陽に対する衛星の姿勢に応じて、以下の過
程、 (a) 太陽が一方の視界２１，２２で検出されない
場合、前記一方の視野２１，２２に太陽が入る
まで、衛星をｘ軸の回りに回転速度ωxで回転
させ、しかもｙ軸及びｚ軸の回りの各回転速度
ωy、ωzを零に減衰させ、 (b) 太陽が前記一方の視野２１，２２内で検出さ
れるが、前記他方の視野２３内では検出されな
い場合、太陽をほぼxz平面に留めるように衛
星をｘ軸回りで制御して、太陽が前記他方の視
野２３内に入るまで、回転速度ωzを零に保ち
ながら、衛星をｙ軸回りに回転速度ωyで回転
させ、 (c) 太陽が両方の視野２１，２２；２３内で検出
される場合、太陽方向に対するｘ軸のｙ方向又
はｚ方向のずれを、それぞれｚ軸又はｙ軸回り
の衛星の回転によつて最終調整し、次いで地球
センサ１４によつて地球を捕捉するためｘ軸の
回りに衛星を回転させる、 を実行することを特徴とする方法。 ２ 少なくとも三個の太陽センサの組と、前記太
陽センサの出力信号に応じて衛星に固定した直交
座標系のｘ、ｙ、ｚ軸回りに衛星をそれぞれ独立
して回転させる駆動機構と、一個の地球センサと
を装備し、地球衛星軌道中の特定な区間内でｘ軸
を太陽に、ｚ軸を地球に指向させる捕捉操作を行
う衛星用の太陽及び地球捕捉装置において、 前記太陽センサの組は、ｚ軸を中心としxz面
に沿つた少なくとも180゜の角度範囲を覆う細長い
一方の視野２１，２２を保有し、更にxy面に沿
う所定角度範囲を覆い、ｘ軸の正又は負の方向を
中心とする細長い他方の視野２３を保有するよう
に配設してあり、前記一方の視野と他方の視野を
発生させる太陽センサ１１，１２；１３は、座標
系ｘ、ｙ、ｚ中で衛星から太陽に向かう方向を指
定する太陽ベクトルのｙ成分又はｚ成分を表す出
力信号Sy又はSzを出力することを特徴とする装
置。 ３ 前記一方の視野２１，２２は二つの太陽セン
サ１１，１２によつて形成され、両太陽センサの
視界はそれぞれxz面の少なくとも90゜の角度範囲
とxz面に対して垂直な一定角度範囲の細長い視
野を有することを特徴とする特許請求の範囲第２
項記載の装置。 ４ 前記一方の視野を生じる二つの太陽センサ１
１，１２の視野２１，２２は、それぞれｚ軸とｘ
軸間の角の二等分方向に中心を有することを特徴
とする特許請求の範囲第３項記載の装置。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE2749868A DE2749868C3 (de) | 1977-11-08 | 1977-11-08 | Sonnen- und Erderfassungsverfahren für Satelliten |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS54110600A JPS54110600A (en) | 1979-08-30 |
| JPH0133400B2 true JPH0133400B2 (ja) | 1989-07-13 |
Family
ID=6023255
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13686478A Granted JPS54110600A (en) | 1977-11-08 | 1978-11-08 | Triaxial stability sun and earth attitude deciding method for satellite provided with location confirming sensor |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4358076A (ja) |
| JP (1) | JPS54110600A (ja) |
| CA (1) | CA1122677A (ja) |
| DE (1) | DE2749868C3 (ja) |
| FR (1) | FR2407860A1 (ja) |
| GB (1) | GB2008284B (ja) |
| IT (1) | IT1100054B (ja) |
| NL (1) | NL7809794A (ja) |
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