JPH02274697A - 宇宙航行体の姿勢制御装置 - Google Patents
宇宙航行体の姿勢制御装置Info
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- JPH02274697A JPH02274697A JP1094879A JP9487989A JPH02274697A JP H02274697 A JPH02274697 A JP H02274697A JP 1094879 A JP1094879 A JP 1094879A JP 9487989 A JP9487989 A JP 9487989A JP H02274697 A JPH02274697 A JP H02274697A
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- JP
- Japan
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- attitude
- control system
- attitude control
- antenna
- position control
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- Pending
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- 230000008878 coupling Effects 0.000 abstract description 8
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 abstract description 8
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 abstract description 8
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
-
- 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
- B64G1/244—Spacecraft control systems
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
［発明の目的］
（産業の利用分野）
この発明は、例えば人工衛星等の宇宙航行体の姿勢を制
御する宇宙航行体の姿勢制御装置に関する。
御する宇宙航行体の姿勢制御装置に関する。
（従来の技術）
一般に、人工衛星においては、第２図に示すように搭載
機器として、例えば時間的に変化する基僧に対して指向
をする必要のあるアンテナ１が搭載されるような場合、
衛星本体２の姿勢制御と共に、そのアンテナ１の姿勢を
制御することにより、姿勢の安定化が図られている。
機器として、例えば時間的に変化する基僧に対して指向
をする必要のあるアンテナ１が搭載されるような場合、
衛星本体２の姿勢制御と共に、そのアンテナ１の姿勢を
制御することにより、姿勢の安定化が図られている。
第３図はこのような人工衛星に用いられる従来の姿勢制
御装置を示すもので、衛星本体２の姿勢を制御する第１
の姿勢制御系３、搭載機器、例えばアンテナ１の姿勢を
制御する第２の姿勢制御系４て形成される。すなわち、
第１の姿勢制御系３は、例えば地球センサ３ａで、その
姿勢誤差角θＢを検出し、この姿勢誤差角θＢより閉ル
ープ信号処理回路３ｂでホイール駆動信号Ｈｗｃを生成
して姿勢制御用ホイール３Ｃを駆動制御することにより
、衛星本体２の姿勢を制御する。
御装置を示すもので、衛星本体２の姿勢を制御する第１
の姿勢制御系３、搭載機器、例えばアンテナ１の姿勢を
制御する第２の姿勢制御系４て形成される。すなわち、
第１の姿勢制御系３は、例えば地球センサ３ａで、その
姿勢誤差角θＢを検出し、この姿勢誤差角θＢより閉ル
ープ信号処理回路３ｂでホイール駆動信号Ｈｗｃを生成
して姿勢制御用ホイール３Ｃを駆動制御することにより
、衛星本体２の姿勢を制御する。
他方、第２の姿勢制御系４は、ＲＦセンサ４ａで、図示
しない目標体からの電波を検出してアンテナ指向基準軸
ＸＡＯからのアンテナボアサイト軸ＸＡのずれ量である
アンテナ指向誤差角θ６を求め、このアンテナ指向誤差
角θ８より閉ループ信号処理部４ｂでアンテナ駆動信号
ＷＡ１Ｍを生成してアンテナ駆動機構４Ｃを駆動制御す
ることにより、アンテナ１の姿勢を制御する。
しない目標体からの電波を検出してアンテナ指向基準軸
ＸＡＯからのアンテナボアサイト軸ＸＡのずれ量である
アンテナ指向誤差角θ６を求め、このアンテナ指向誤差
角θ８より閉ループ信号処理部４ｂでアンテナ駆動信号
ＷＡ１Ｍを生成してアンテナ駆動機構４Ｃを駆動制御す
ることにより、アンテナ１の姿勢を制御する。
また、第３図において、Ｔ８は外乱トルク、Ｓはラプラ
ス演算子、■は全体慣性能率である。
ス演算子、■は全体慣性能率である。
ところが、上記姿勢制御装置では、その構成上、第１の
姿勢制御系３と第２の姿勢制御系４とのダイナミククス
部５に第１の姿勢制御系３から第２の姿勢制御系４への
力学的影響を及ぼす力・ノブリング項５ａ及び第２の姿
勢制御系４から第１の姿勢制御系３への力学的影響を及
ぼすカップリング項５ｂが存在するために、カップリン
グ項５ ａ ＋５ｂの干渉を防止するように、これら第
１及び第２の姿勢制御系３．４の制御帯域間隔を十分に
採って設計しなければならないという問題ををしていた
。これによれば、例えば近年の人工衛星の大型化にとも
なう大型のアンテナを搭載した場合には、その第２の姿
勢制御系４に設けるアンテナ駆動機構４Ｃを大型にする
等の手段を講じなければ、カップリング項５ａ、５ｂの
干渉を確実に防止することが困難となるために、重量の
増加と共に、消費電力の増加を招くという欠点がある。
姿勢制御系３と第２の姿勢制御系４とのダイナミククス
部５に第１の姿勢制御系３から第２の姿勢制御系４への
力学的影響を及ぼす力・ノブリング項５ａ及び第２の姿
勢制御系４から第１の姿勢制御系３への力学的影響を及
ぼすカップリング項５ｂが存在するために、カップリン
グ項５ ａ ＋５ｂの干渉を防止するように、これら第
１及び第２の姿勢制御系３．４の制御帯域間隔を十分に
採って設計しなければならないという問題ををしていた
。これによれば、例えば近年の人工衛星の大型化にとも
なう大型のアンテナを搭載した場合には、その第２の姿
勢制御系４に設けるアンテナ駆動機構４Ｃを大型にする
等の手段を講じなければ、カップリング項５ａ、５ｂの
干渉を確実に防止することが困難となるために、重量の
増加と共に、消費電力の増加を招くという欠点がある。
このように、従来の姿勢制御装置にあっては、第１及び
第２の姿勢制御系３，４の制御干渉を防止するために特
別な手段を：カじなければならないため、その設計製作
が非常に面倒で、アンテナの大型化を図ることが困難で
あるという問題を有していた。
第２の姿勢制御系３，４の制御干渉を防止するために特
別な手段を：カじなければならないため、その設計製作
が非常に面倒で、アンテナの大型化を図ることが困難で
あるという問題を有していた。
（発明が解決ようとする課題）
以上述べたように、従来の姿勢制御装置では、その設計
製作が非常に面倒で、搭載機器の大型化が困難であると
いう問題を有していた。
製作が非常に面倒で、搭載機器の大型化が困難であると
いう問題を有していた。
この発明は上記の事情に鑑みて成されたもので、簡易な
構成で、制御干渉を確実に防止し得るようにして、設計
製作性の簡略化を図り、可及的に搭載機器の大型化を図
り得るようにした宇宙航行体の姿勢制御装置を提供する
ことを目的とする［発明の構成］ （課題を解決しようとする手段） この発明は、宇宙航行体の姿勢を制御する第１の姿勢制
御系と、前記宇宙航行体に搭載された搭載機器の姿勢を
制御する第２の姿勢制御系とを備えてなる宇宙航行体の
姿勢制御装置において、前記宇宙航行体の姿勢角情報と
前記搭載機器の指向目標推定量より姿勢誤差角を求めて
、この姿勢誤差角を基に前記第１の姿勢制御系から前記
第２の姿勢制御系への力学的影響を補償する第１の補償
手段と、この第１の補償手段による補償時に生じる前記
第２の姿勢制御系から前記第１の姿勢制御系への力学的
影響を前記姿勢誤差角を基に補償する第２の補償手段と
を備えて構成したものである。
構成で、制御干渉を確実に防止し得るようにして、設計
製作性の簡略化を図り、可及的に搭載機器の大型化を図
り得るようにした宇宙航行体の姿勢制御装置を提供する
ことを目的とする［発明の構成］ （課題を解決しようとする手段） この発明は、宇宙航行体の姿勢を制御する第１の姿勢制
御系と、前記宇宙航行体に搭載された搭載機器の姿勢を
制御する第２の姿勢制御系とを備えてなる宇宙航行体の
姿勢制御装置において、前記宇宙航行体の姿勢角情報と
前記搭載機器の指向目標推定量より姿勢誤差角を求めて
、この姿勢誤差角を基に前記第１の姿勢制御系から前記
第２の姿勢制御系への力学的影響を補償する第１の補償
手段と、この第１の補償手段による補償時に生じる前記
第２の姿勢制御系から前記第１の姿勢制御系への力学的
影響を前記姿勢誤差角を基に補償する第２の補償手段と
を備えて構成したものである。
（作用）
上記構成によれば、第１及び第２の姿勢制御系はｔｒ＋
互間の力学的影響が第１及び第２の補償手段により補償
されることにより、その制御干渉が確実に防止される。
互間の力学的影響が第１及び第２の補償手段により補償
されることにより、その制御干渉が確実に防止される。
従って、従来のように、第１及び第２の姿勢制御系の制
御帯域間隔を十分に採ることなく、制御系間の制御干渉
を確実に防止できることにより、可及的に設計製作の簡
略化が図れ、搭載機器の大型化を簡便に実現できる。
御帯域間隔を十分に採ることなく、制御系間の制御干渉
を確実に防止できることにより、可及的に設計製作の簡
略化が図れ、搭載機器の大型化を簡便に実現できる。
（実施例）
以−ド、この発明の実施例について、図面を参照して詳
細に説明する。
細に説明する。
第１図はこの発明の一実施例に係る宇宙航行体の姿勢制
御装置を示すもので１、前記衛星本体２（第２図参照）
の姿勢を制御する第１の姿勢制御系１０、搭載機器、例
えば前記アンテナ１（第２図参照）の姿勢を制御する第
２の姿勢制御系２０で形成される。
御装置を示すもので１、前記衛星本体２（第２図参照）
の姿勢を制御する第１の姿勢制御系１０、搭載機器、例
えば前記アンテナ１（第２図参照）の姿勢を制御する第
２の姿勢制御系２０で形成される。
すなわち、第１の姿勢制御系１０は、例えば地球センサ
１１で、その姿勢誤差角θＢを検出し、この姿勢誤差角
θＢより閉ループ信号処理回路１２で駆動信号を生成す
る。そして、この駆動信号は加算器１３の一方の入力端
に人力される。加算器１３は、その他方の入力端に後述
するアンテナ等価慣性能率ＩＡの推定値ＩＡが人力され
、これらの値を加算してダイナミクス部３０における第
２の姿勢制御系２０から第１の姿勢制御系１０への力学
的影響であるカップリング類ｌＡ３１を補償したホイー
ル駆動信号Ｈｗ。を生成して、姿勢制御用ホイール１４
を駆動制御し、衛星本体２の姿勢を制御する。
１１で、その姿勢誤差角θＢを検出し、この姿勢誤差角
θＢより閉ループ信号処理回路１２で駆動信号を生成す
る。そして、この駆動信号は加算器１３の一方の入力端
に人力される。加算器１３は、その他方の入力端に後述
するアンテナ等価慣性能率ＩＡの推定値ＩＡが人力され
、これらの値を加算してダイナミクス部３０における第
２の姿勢制御系２０から第１の姿勢制御系１０への力学
的影響であるカップリング類ｌＡ３１を補償したホイー
ル駆動信号Ｈｗ。を生成して、姿勢制御用ホイール１４
を駆動制御し、衛星本体２の姿勢を制御する。
他方、第２の姿勢制御系２０は、ＲＦセンサ２１て、図
示しない目標体からの電波を検出してアンテナ指向基準
軸ＸＡＯからのアンテナボアサイト輔ＸＡのずれ−であ
るアンテナ指向誤差角θ８を求め、このアンテナ指向誤
差角θ８を閉ループ信号処理部２２に出力する。閉ルー
プ信号処理部２２は入力したアンテナ指向誤差角θ９に
対応した駆動信号が生成して第１の減算器２３の一方の
入力端に出力する。第１の減算器２３は、その他方の入
力端に本体姿勢誤差角補償部２４の出力端が接続されて
おり、この本体姿勢誤差角補償部２４で後述するように
求めた補償信号θＲ［ＬＰを駆動信号から減算して上記
ダイナミクス部３０における第１の姿勢制御系１０から
第２の姿勢制御系２０への力学的影響であるカップリン
グ類３２を補償したアンテナ駆動信号ＷＡＰＭを生成し
、アンテナ駆動機構２５を駆動制御して、アンテナ１の
姿勢を制御する。
示しない目標体からの電波を検出してアンテナ指向基準
軸ＸＡＯからのアンテナボアサイト輔ＸＡのずれ−であ
るアンテナ指向誤差角θ８を求め、このアンテナ指向誤
差角θ８を閉ループ信号処理部２２に出力する。閉ルー
プ信号処理部２２は入力したアンテナ指向誤差角θ９に
対応した駆動信号が生成して第１の減算器２３の一方の
入力端に出力する。第１の減算器２３は、その他方の入
力端に本体姿勢誤差角補償部２４の出力端が接続されて
おり、この本体姿勢誤差角補償部２４で後述するように
求めた補償信号θＲ［ＬＰを駆動信号から減算して上記
ダイナミクス部３０における第１の姿勢制御系１０から
第２の姿勢制御系２０への力学的影響であるカップリン
グ類３２を補償したアンテナ駆動信号ＷＡＰＭを生成し
、アンテナ駆動機構２５を駆動制御して、アンテナ１の
姿勢を制御する。
上記本体姿勢誤差角補償部２４は第２の減算器２６の出
力端が接続される。第２の減算器２６は、一方の入力端
に地球センサ１１で検出した人工衛星の姿勢角情報が入
力され、その他方の入力端にはアンテナ指向目漂角推定
部２７からのアンテナ指向目標角推定値θＲＥＦが入力
されており、これらを減算して本体姿勢誤差角補償部２
４に出力する。本体姿勢誤差角補償部２４は人力信号よ
り補償信号θＡＰＭを生成し、上記第１の減算器２３と
共に、補償部２８に出力する。この補償部は入力した補
償信号θＲＥＰに上記アンテナ等価慣性能率■への推′
定値ＩＡを乗じて、上記加算器１３の他方の入力端に出
力する。
力端が接続される。第２の減算器２６は、一方の入力端
に地球センサ１１で検出した人工衛星の姿勢角情報が入
力され、その他方の入力端にはアンテナ指向目漂角推定
部２７からのアンテナ指向目標角推定値θＲＥＦが入力
されており、これらを減算して本体姿勢誤差角補償部２
４に出力する。本体姿勢誤差角補償部２４は人力信号よ
り補償信号θＡＰＭを生成し、上記第１の減算器２３と
共に、補償部２８に出力する。この補償部は入力した補
償信号θＲＥＰに上記アンテナ等価慣性能率■への推′
定値ＩＡを乗じて、上記加算器１３の他方の入力端に出
力する。
なお、推定１直ＩＡはアンテナの質量特性及びアンテナ
駆動角θＡＰＭより求められる。
駆動角θＡＰＭより求められる。
また、第１図において、ＴＦ、は外乱トルク、Ｓはラプ
ラス演算子、Ｉは全体慣性能率である。
ラス演算子、Ｉは全体慣性能率である。
このように、上記宇宙航行体の姿勢制御装置は衛す本体
１の姿勢角情報と、アンテナ指向目標角推定値を基に第
１及び第２の姿勢制御系１０２０のダイナミグス部３０
に発生する力学的影響となるカップリング類３１．３２
を補償する補償（，３号を求め、第１及び第２の姿勢制
御系１０゜２０相互間の制御干渉を防止するように＋１
．ｉ成したことにより、従来のように、第１及び第２の
姿勢制御系１０．２０の制御帯域間隔を十分に採る等を
考慮することなく、相互間の制御干渉の防止が図れるた
めに、設５］製作性の簡略化が図れ、アンテナの大型化
が簡便に実現できる。
１の姿勢角情報と、アンテナ指向目標角推定値を基に第
１及び第２の姿勢制御系１０２０のダイナミグス部３０
に発生する力学的影響となるカップリング類３１．３２
を補償する補償（，３号を求め、第１及び第２の姿勢制
御系１０゜２０相互間の制御干渉を防止するように＋１
．ｉ成したことにより、従来のように、第１及び第２の
姿勢制御系１０．２０の制御帯域間隔を十分に採る等を
考慮することなく、相互間の制御干渉の防止が図れるた
めに、設５］製作性の簡略化が図れ、アンテナの大型化
が簡便に実現できる。
なお、上記実施例では搭載機器として、アンテナ１を用
いて構成した場合で説明したが、これに限ることなく、
例えば姿勢制御の要求される太陽電池バドル等を用いて
構成することも可能である。
いて構成した場合で説明したが、これに限ることなく、
例えば姿勢制御の要求される太陽電池バドル等を用いて
構成することも可能である。
よって、この発明は上記実施例に限ることなく、その他
、この発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形を実施
し得ることは勿論のことである。
、この発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形を実施
し得ることは勿論のことである。
［発明の効果］
以上詳述しように、この発明によれば、簡易な構成で、
制御干渉を確実に防止し得るようにして、設計製作性の
簡略化を図り、可及的に搭載機器の大型化を図り得るよ
うにした宇宙航行体の姿勢制御装置を提供することがで
きる。
制御干渉を確実に防止し得るようにして、設計製作性の
簡略化を図り、可及的に搭載機器の大型化を図り得るよ
うにした宇宙航行体の姿勢制御装置を提供することがで
きる。
第１図はこの発明の一実施例に係る宇宙航行体の姿勢制
御装置を示すブロック図、第２図はこの発明の適用され
る人工衛星を示す図、第３図は従来の宇宙航行体の姿勢
制御装置を示すブロック図である。 １・・・アンテナ、２・・・衛生本体、１０．２０・・
・第１及び第２の姿勢制御系、１１・・・地球センサ、
１２・・・閉ループ信号処理部、１３・・・加算器、１
４・・・ホイール、２１・・・ＲＦセンサ、２２・・・
閉ループ信号処理部、２３．２６・・・第１及び第２の
減算器、２４・・・本体姿勢誤差角補償部、２５・・・
アンテナ駆動機構、２７・・・アンテナ指向目標角推定
部、３０・・・ダイナミクス部、２１．３２・・・カッ
プリング類。
御装置を示すブロック図、第２図はこの発明の適用され
る人工衛星を示す図、第３図は従来の宇宙航行体の姿勢
制御装置を示すブロック図である。 １・・・アンテナ、２・・・衛生本体、１０．２０・・
・第１及び第２の姿勢制御系、１１・・・地球センサ、
１２・・・閉ループ信号処理部、１３・・・加算器、１
４・・・ホイール、２１・・・ＲＦセンサ、２２・・・
閉ループ信号処理部、２３．２６・・・第１及び第２の
減算器、２４・・・本体姿勢誤差角補償部、２５・・・
アンテナ駆動機構、２７・・・アンテナ指向目標角推定
部、３０・・・ダイナミクス部、２１．３２・・・カッ
プリング類。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 宇宙航行体の姿勢を制御する第１の姿勢制御系と、前記
宇宙航行体に搭載された搭載機器の姿勢を制御する第２
の姿勢制御系とを備えてなる宇宙航行体の姿勢制御装置
において、 前記宇宙航行体の姿勢角情報と前記搭載機器の指向目標
推定量より姿勢誤差角を求めて、この姿勢誤差角を基に
前記第１の姿勢制御系から前記第２の姿勢制御系への力
学的影響を補償する第１の補償手段と、 この第１の補償手段による補償時に生じる前記第２の姿
勢制御系から前記第１の姿勢制御系への力学的影響を前
記姿勢誤差角を基に補償する第２の補償手段とを具備し
たことを特徴とする宇宙航行体の姿勢制御装置。
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1094879A JPH02274697A (ja) | 1989-04-14 | 1989-04-14 | 宇宙航行体の姿勢制御装置 |
| US07/507,467 US5062592A (en) | 1989-04-14 | 1990-04-11 | Orientation control apparatus for space vehicle |
| FR9004835A FR2647238B1 (fr) | 1989-04-14 | 1990-04-13 | Dispositif de commande d'orientation pour un vehicule spatial |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1094879A JPH02274697A (ja) | 1989-04-14 | 1989-04-14 | 宇宙航行体の姿勢制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02274697A true JPH02274697A (ja) | 1990-11-08 |
Family
ID=14122339
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1094879A Pending JPH02274697A (ja) | 1989-04-14 | 1989-04-14 | 宇宙航行体の姿勢制御装置 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5062592A (ja) |
| JP (1) | JPH02274697A (ja) |
| FR (1) | FR2647238B1 (ja) |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5184139A (en) * | 1990-08-29 | 1993-02-02 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Antenna pointing equipment |
| DE4129630A1 (de) * | 1991-09-06 | 1993-05-06 | Deutsche Aerospace Ag, 8000 Muenchen, De | Messanordnung und regelungssystem zur lageregelung eines dreiachsenstabilisierten satelliten sowie zugehoerige mess- und regelverfahren |
| CA2080613A1 (en) * | 1991-11-27 | 1993-05-28 | Douglas J. Bender | Method and apparatus for dynamic precompensation of solar wing stepping motions of a satellite |
| US5377936A (en) * | 1992-03-19 | 1995-01-03 | Mitchell; Maurice | Net kinetic energy differential guidance and propulsion system for satellites and space vehicles |
| US5557285A (en) * | 1994-01-24 | 1996-09-17 | Hughes Electronics | Gimbal control system |
| JP2639359B2 (ja) * | 1994-10-31 | 1997-08-13 | 日本電気株式会社 | 非静止衛星用送信装置 |
| JP3031216B2 (ja) * | 1995-10-25 | 2000-04-10 | 日本電気株式会社 | 宇宙機搭載用光アンテナの指向角制御装置 |
| US5738309A (en) * | 1996-02-28 | 1998-04-14 | Hughes Electronics | Single axis correction for orbit inclination |
| US5822515A (en) * | 1997-02-10 | 1998-10-13 | Space Systems/Loral, Inc. | Correction of uncommanded mode changes in a spacecraft subsystem |
| US6825806B2 (en) * | 2002-06-03 | 2004-11-30 | The Boeing Company | Satellite methods and structures for improved antenna pointing and wide field-of-view attitude acquisition |
| US7663542B1 (en) * | 2004-11-04 | 2010-02-16 | Lockheed Martin Corporation | Antenna autotrack control system for precision spot beam pointing control |
| US20110297704A1 (en) * | 2009-01-15 | 2011-12-08 | Victor Esteve | Packaging Element with a Hermetically Solid Dosing Mechanism for Semi-Solid Products |
| KR101782259B1 (ko) * | 2016-04-21 | 2017-09-27 | 한국항공우주연구원 | 위성 안테나 속도 제어 장치 및 방법 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| JPS6138076A (ja) * | 1984-07-30 | 1986-02-24 | 笹谷 峰雄 | 車庫 |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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