JPH03217397A - 静止衛星用姿勢制御方法および装置 - Google Patents
静止衛星用姿勢制御方法および装置Info
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- JPH03217397A JPH03217397A JP2010779A JP1077990A JPH03217397A JP H03217397 A JPH03217397 A JP H03217397A JP 2010779 A JP2010779 A JP 2010779A JP 1077990 A JP1077990 A JP 1077990A JP H03217397 A JPH03217397 A JP H03217397A
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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
- B64G1/242—Orbits and trajectories
- B64G1/2425—Geosynchronous orbits
-
- 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
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- B64G1/2429—Station keeping
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (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】
〔産業上の利用分野〕
本発明は同期衛星用姿勢制御に関するもので、特に公称
赤道軌道面からの軌道の偏移の結果として起るロール指
向誤差(ロール ボインティングエラー)およびヨー(
yaw :偏揺)指向誤差を補償する姿勢制御方法お
よび装置に関するものである。
赤道軌道面からの軌道の偏移の結果として起るロール指
向誤差(ロール ボインティングエラー)およびヨー(
yaw :偏揺)指向誤差を補償する姿勢制御方法お
よび装置に関するものである。
通信衛星および航行衛星は、標準的に同期回転速度を与
えるため、地球のそれと等しい回転周期を有する同期軌
道または静止軌道として知られて円軌道内に置《ように
している。理想的には、衛星は、衛星のアンテナを所望
の地上位置に指向させうるよう地球の赤道面に一致した
軌道面内に置かれる.一般に同期衛星は、衛星それ自体
をスピンさせるか、モーメンタム ホイールを与えるこ
とによるモーメンタム安定形としており、この場合スピ
ン軸は所望の赤道軌道面に垂直に保持され、地球ビーム
照準(グローバル ビーム ボアサイト)はスピン軸に
垂直に配列されるようにする.この理想的状態において
は、地球ビーム照準は、衛星および地球が同期して回転
する際、固定された衛星直下点に指向する。
えるため、地球のそれと等しい回転周期を有する同期軌
道または静止軌道として知られて円軌道内に置《ように
している。理想的には、衛星は、衛星のアンテナを所望
の地上位置に指向させうるよう地球の赤道面に一致した
軌道面内に置かれる.一般に同期衛星は、衛星それ自体
をスピンさせるか、モーメンタム ホイールを与えるこ
とによるモーメンタム安定形としており、この場合スピ
ン軸は所望の赤道軌道面に垂直に保持され、地球ビーム
照準(グローバル ビーム ボアサイト)はスピン軸に
垂直に配列されるようにする.この理想的状態において
は、地球ビーム照準は、衛星および地球が同期して回転
する際、固定された衛星直下点に指向する。
ところが衛星の軌道ドリフトを誘起するようないくつか
の要因が存在し、それにより公称赤道軌道面に関する衛
星軌道の傾斜を生ずる可能性があり、この軌道傾斜が時
間とともに蓄積されて、ロール指向誤差およびヨー指向
誤差を生ずる。特に、衛星に及ぼす太陽および月の重力
作用ならびに地球の非球形状に要因する地球の重力フィ
ールドの変化が原因となって所望の赤道面に対して衛星
の軌道面を傾斜させるような軌道の摂動作用を生ずる可
能性があり、これらの軌道妨害作用の正味の効果により
、1年あたり0.75゜ないし0.95’のレートのゆ
っくりした衛星軌道傾斜のドリフトが生ずる。
の要因が存在し、それにより公称赤道軌道面に関する衛
星軌道の傾斜を生ずる可能性があり、この軌道傾斜が時
間とともに蓄積されて、ロール指向誤差およびヨー指向
誤差を生ずる。特に、衛星に及ぼす太陽および月の重力
作用ならびに地球の非球形状に要因する地球の重力フィ
ールドの変化が原因となって所望の赤道面に対して衛星
の軌道面を傾斜させるような軌道の摂動作用を生ずる可
能性があり、これらの軌道妨害作用の正味の効果により
、1年あたり0.75゜ないし0.95’のレートのゆ
っくりした衛星軌道傾斜のドリフトが生ずる。
軌道の傾斜が増大するにしたがい、衛星のアンテナの地
上照射パターンは、ロール指向誤差およびヨー指向誤差
の結果として所望のねらった領域からドリフトする。例
えば、第1図および第2図に示すように、赤道軌道面に
対して角iで示す方向の地球軌道内を動く衛星’SAT
’ は、衛星が南半球から北半球を経由するとき昇交
点N.において赤道面と交差し、北半球から南半球を経
由するとき降交点N4において再び赤道面と交差する。
上照射パターンは、ロール指向誤差およびヨー指向誤差
の結果として所望のねらった領域からドリフトする。例
えば、第1図および第2図に示すように、赤道軌道面に
対して角iで示す方向の地球軌道内を動く衛星’SAT
’ は、衛星が南半球から北半球を経由するとき昇交
点N.において赤道面と交差し、北半球から南半球を経
由するとき降交点N4において再び赤道面と交差する。
また、衛星はその昇交点N.から最北緯に進むとき、北
緯波腹点(north anti−node ) N
nを通過し、その降交点N4から最南緯に進むとき、南
緯波腹点(south anti−node ) N
.を通過する。
緯波腹点(north anti−node ) N
nを通過し、その降交点N4から最南緯に進むとき、南
緯波腹点(south anti−node ) N
.を通過する。
実際の衛星軌道と公称赤道面との間の傾斜角iの結果と
して、衛星が地球の面上に投影するアンテナ照射パター
ンは、それぞれ宇宙船のロール誤差およびヨー誤差に対
応する南北方向の運動および回転運動の正弦波的変化に
より有害な影響をうける。たとえば、第2図に示すよう
に、衛星のスピン軸が傾斜軌道面に垂直な場合は、衛星
がその昇交点を通って進む場合、地上照射パターンのロ
ール誤差(第3A図参照)はゼロであるが、ヨー誤差(
第3B図参照)は最大となる。また、衛星がその北緯波
腹点(north anti−node ) N.に
向かって進む場合は、ロール誤差はアンチノードN7に
おける最大値に達するまで増加し、ヨー誤差はゼロまで
減少する.第2図に示すように、衛星がその北緯波腹点
N7にあるときは、地球ビーム照準は地球面上の点S1
に指向する.これに対して、衛星が北緯波腹点N7から
進行するにしたがって、ロール誤差はゼロまで減少し、
ヨー誤差は再び降交点N4における最大値まで増加する
。第2図に示すように、衛星がその南緯波腹点N.にあ
るときは、地球ビーム照準は地球面上の点S2に指向す
る。
して、衛星が地球の面上に投影するアンテナ照射パター
ンは、それぞれ宇宙船のロール誤差およびヨー誤差に対
応する南北方向の運動および回転運動の正弦波的変化に
より有害な影響をうける。たとえば、第2図に示すよう
に、衛星のスピン軸が傾斜軌道面に垂直な場合は、衛星
がその昇交点を通って進む場合、地上照射パターンのロ
ール誤差(第3A図参照)はゼロであるが、ヨー誤差(
第3B図参照)は最大となる。また、衛星がその北緯波
腹点(north anti−node ) N.に
向かって進む場合は、ロール誤差はアンチノードN7に
おける最大値に達するまで増加し、ヨー誤差はゼロまで
減少する.第2図に示すように、衛星がその北緯波腹点
N7にあるときは、地球ビーム照準は地球面上の点S1
に指向する.これに対して、衛星が北緯波腹点N7から
進行するにしたがって、ロール誤差はゼロまで減少し、
ヨー誤差は再び降交点N4における最大値まで増加する
。第2図に示すように、衛星がその南緯波腹点N.にあ
るときは、地球ビーム照準は地球面上の点S2に指向す
る。
軌道傾斜により生ずるロール誤差およびヨー誤差は宇宙
船スピン軸のオリエンテーションに従属する。スピン軸
を赤道面に垂直な軸から角αだけ傾斜させるようにした
一般の場合には、ロール誤差は(1.178i−cr)
SIN ntであり、ヨー誤差はαCOS ntとな
る。ここで、iは軌道傾斜角、nは軌道角速度、Lは時
間で、昇交点においてt=0である。また、既知のよう
に、ロール誤差およびヨー誤差は機能的に関連があり、
一方を他の関数として決定することができる。
船スピン軸のオリエンテーションに従属する。スピン軸
を赤道面に垂直な軸から角αだけ傾斜させるようにした
一般の場合には、ロール誤差は(1.178i−cr)
SIN ntであり、ヨー誤差はαCOS ntとな
る。ここで、iは軌道傾斜角、nは軌道角速度、Lは時
間で、昇交点においてt=0である。また、既知のよう
に、ロール誤差およびヨー誤差は機能的に関連があり、
一方を他の関数として決定することができる。
ロール指向誤差を少なくするために提案されている1つ
の技術として宇宙船のスピン軸を赤道面法線に対して意
識的に傾斜させる方法がある。この場合には、第2図に
示すように、衛星のスピン軸(点線による表示)を角θ
だけ傾斜させ、衛星の地球ビーム照準を赤道軌道内の衛
星で得られる領域S0に有効に指向させるようにする。
の技術として宇宙船のスピン軸を赤道面法線に対して意
識的に傾斜させる方法がある。この場合には、第2図に
示すように、衛星のスピン軸(点線による表示)を角θ
だけ傾斜させ、衛星の地球ビーム照準を赤道軌道内の衛
星で得られる領域S0に有効に指向させるようにする。
この場合、ロール誤差は実際上ゼロであるが、ヨー誤差
はスピン軸傾斜角θの寄与により、増大し、それは(i
+θ) COS ntで表わされる。円偏波通信あるい
は狭いスポット ビームを使用する場合は、このような
ヨー誤差の増大は受け入れ難いものとなる。
はスピン軸傾斜角θの寄与により、増大し、それは(i
+θ) COS ntで表わされる。円偏波通信あるい
は狭いスポット ビームを使用する場合は、このような
ヨー誤差の増大は受け入れ難いものとなる。
一般の衛星システムにおいては、スラスタを用いて燃料
を消費する方法で軌道の傾斜を周期的に補正するように
しており、この使用を南北方向ステーション キーピン
グ(north−south station−kee
ping )と呼んでいる。特に、10年ミッションに
対しては、このステーション キーピング機能は、衛星
の初期の全質量の約20%を必要とする.この場合、推
進燃料の大部分、すなわち約90%は軌道傾斜角補正用
として使用され、残りはピッチ誤差(第3C図参照)を
含むたの軌道内操縦( in−orbit +wane
uvers)用として使用される.一般に、同期衛星の
作動寿命はステーション キーピング燃料要求により制
限され、また作動寿命は南北方向ステーション キーピ
ングを止めることにより延長させることが可能であるが
、南北方向ステーション キーピングの停止は補正を必
要とするような姿勢制御を誘導する. 傾斜角補正作動又はマヌーバに対する実質的な船上燃料
要求の認識の上に立って、軌道の傾斜により生ずる姿勢
誤差を補正するため種々の姿勢制御システムが提案され
ている。例えば、ミュールフェルダ(Muhlfeld
er)による米国特許第4,084,772号では、軌
道周回コース中にモーメンタムホイールの角速度を正弦
波状に変化させて関連の宇宙船モーメンタムを変化させ
、各軌道周回とともに宇宙船のロール姿勢に正弦波的変
化をもたらスヨウニしたロール/ヨー宇宙船操縦システ
ムを提供している。また、ミュールフエルグ(Muhl
felder )ほかによる米国特許第4.062.5
09号においては、地球の磁界と相互作用する宇宙船磁
界を設定してロール姿勢制御およびヨー姿勢制御の手段
を与えるような磁気トルキング システムが提案されて
いる. (発明が解決しようとする課題〕 本発明の目的は公称赤道軌道面からの軌道傾斜の変化の
結果として起る指向誤差(ポインテイング エラー)を
補償するための同期衛星用姿勢制御方法および装置を提
供しようとするものである。
を消費する方法で軌道の傾斜を周期的に補正するように
しており、この使用を南北方向ステーション キーピン
グ(north−south station−kee
ping )と呼んでいる。特に、10年ミッションに
対しては、このステーション キーピング機能は、衛星
の初期の全質量の約20%を必要とする.この場合、推
進燃料の大部分、すなわち約90%は軌道傾斜角補正用
として使用され、残りはピッチ誤差(第3C図参照)を
含むたの軌道内操縦( in−orbit +wane
uvers)用として使用される.一般に、同期衛星の
作動寿命はステーション キーピング燃料要求により制
限され、また作動寿命は南北方向ステーション キーピ
ングを止めることにより延長させることが可能であるが
、南北方向ステーション キーピングの停止は補正を必
要とするような姿勢制御を誘導する. 傾斜角補正作動又はマヌーバに対する実質的な船上燃料
要求の認識の上に立って、軌道の傾斜により生ずる姿勢
誤差を補正するため種々の姿勢制御システムが提案され
ている。例えば、ミュールフェルダ(Muhlfeld
er)による米国特許第4,084,772号では、軌
道周回コース中にモーメンタムホイールの角速度を正弦
波状に変化させて関連の宇宙船モーメンタムを変化させ
、各軌道周回とともに宇宙船のロール姿勢に正弦波的変
化をもたらスヨウニしたロール/ヨー宇宙船操縦システ
ムを提供している。また、ミュールフエルグ(Muhl
felder )ほかによる米国特許第4.062.5
09号においては、地球の磁界と相互作用する宇宙船磁
界を設定してロール姿勢制御およびヨー姿勢制御の手段
を与えるような磁気トルキング システムが提案されて
いる. (発明が解決しようとする課題〕 本発明の目的は公称赤道軌道面からの軌道傾斜の変化の
結果として起る指向誤差(ポインテイング エラー)を
補償するための同期衛星用姿勢制御方法および装置を提
供しようとするものである。
この目的を達成するため、本発明によるときは、衛星に
対してモーメンタム ベクトルを設定して、モーメンタ
ム ベクトルを慣性空間内に固定させるとともに、宇宙
船とモーメンタム ベクトル間に少なくとも1つの単一
自由度関係を与えるジンバル システムを介して衛星に
結合するようにしている。また、ロール軸もしくはヨー
軸のような衛星の主軸の少な《とも1つに沿ってジンバ
ル軸を与え、慣性的に固定されたモーメンタム ベクト
ルのまわりで衛星を捩回させて姿勢誤差を補正するため
のジンバル トル力一を設けるようにしている。軌道傾
斜角によるロール誤差およびヨー誤差は角運動量の方向
に従属し、軌道傾斜角およびその軌道内の衛星の位置の
関数として解析的に決定することができる.ジンバル
トルカーは、その特定の構成に応じて、宇宙船をロール
軸もしくはヨー軸のまわりで適当なタイミング関係で回
転させ、衛星が地球のまわりを周回する際における指向
誤差の補正を行う。また、軌道傾斜により生ずるロール
誤差およびヨー誤差以外の例えば、ソーラ トルクのよ
うな他の外乱トルクにより生ずる付加的指向誤差に関し
ては、地球センサおよび姿勢制御トルカーにより形成し
た一般の姿勢制御システムを用いてその補正を行うよう
にする。
対してモーメンタム ベクトルを設定して、モーメンタ
ム ベクトルを慣性空間内に固定させるとともに、宇宙
船とモーメンタム ベクトル間に少なくとも1つの単一
自由度関係を与えるジンバル システムを介して衛星に
結合するようにしている。また、ロール軸もしくはヨー
軸のような衛星の主軸の少な《とも1つに沿ってジンバ
ル軸を与え、慣性的に固定されたモーメンタム ベクト
ルのまわりで衛星を捩回させて姿勢誤差を補正するため
のジンバル トル力一を設けるようにしている。軌道傾
斜角によるロール誤差およびヨー誤差は角運動量の方向
に従属し、軌道傾斜角およびその軌道内の衛星の位置の
関数として解析的に決定することができる.ジンバル
トルカーは、その特定の構成に応じて、宇宙船をロール
軸もしくはヨー軸のまわりで適当なタイミング関係で回
転させ、衛星が地球のまわりを周回する際における指向
誤差の補正を行う。また、軌道傾斜により生ずるロール
誤差およびヨー誤差以外の例えば、ソーラ トルクのよ
うな他の外乱トルクにより生ずる付加的指向誤差に関し
ては、地球センサおよび姿勢制御トルカーにより形成し
た一般の姿勢制御システムを用いてその補正を行うよう
にする。
本発明の第1実施例の場合、スピン安定形衛星は、慣性
的に固定されたモーメンタム ベクトルヲ与えるスパン
セクションならびにロール軸のまわりに回動可能に装
着した第1ジンバルとヨー軸のまわりに回動可能に装着
した他のジンバルを有する2自由度ジンバル セットを
介してスパンセクションに結合したデスパン アンテナ
アセンブリを具えるようにしている。また、それぞれ
のロール軸補正またはヨー軸補正に関連するジンバルに
トルクを供給することにより、スパン セクションによ
り設定されたモーメンタム ベクトルのまわりでアンテ
ナ アセンブリを捩回させ、軌道傾斜により生ずるロー
ル指向誤差およびヨー指向誤差を補正するためジンバル
トル力一を配置し、24時間周期を用いて正弦波的方
法でロールおよびヨー ジンバル トルカーを駆動する
ようにしている.かくして、衛星胴部を角運動量装置と
して使用し、2自由度ジンハル セットを介してアンテ
ナ アセンブリに選択的に被制御結合させることにより
、軌道傾斜補正用に燃料を消費するを要せずしてほぼす
べての指向誤差補正を与えることができる。また、この
場合は2自由度関係を選択しているが、軸の1つに沿っ
て補正を行うため、ロール軸またはヨー軸の少なくとも
1つに沿って単一自由度関係を与えることもできる。
的に固定されたモーメンタム ベクトルヲ与えるスパン
セクションならびにロール軸のまわりに回動可能に装
着した第1ジンバルとヨー軸のまわりに回動可能に装着
した他のジンバルを有する2自由度ジンバル セットを
介してスパンセクションに結合したデスパン アンテナ
アセンブリを具えるようにしている。また、それぞれ
のロール軸補正またはヨー軸補正に関連するジンバルに
トルクを供給することにより、スパン セクションによ
り設定されたモーメンタム ベクトルのまわりでアンテ
ナ アセンブリを捩回させ、軌道傾斜により生ずるロー
ル指向誤差およびヨー指向誤差を補正するためジンバル
トル力一を配置し、24時間周期を用いて正弦波的方
法でロールおよびヨー ジンバル トルカーを駆動する
ようにしている.かくして、衛星胴部を角運動量装置と
して使用し、2自由度ジンハル セットを介してアンテ
ナ アセンブリに選択的に被制御結合させることにより
、軌道傾斜補正用に燃料を消費するを要せずしてほぼす
べての指向誤差補正を与えることができる。また、この
場合は2自由度関係を選択しているが、軸の1つに沿っ
て補正を行うため、ロール軸またはヨー軸の少なくとも
1つに沿って単一自由度関係を与えることもできる。
また、本発明の他の実施例の場合は、慣性的に固定され
たモーメンタム ベクトルのまわりで宇宙船を回転させ
るためロール軸およびヨー軸に沿って配置したトルカ一
を含む2自由度ジンバルセットを介してモーメンタム
ホイールを宇宙船に結合するようにしている。この場合
も、第1実施例と同じように、ロールおよびヨー ジン
バルトルカーは24時間周期を用いて正弦波的方法で駆
動するようにする。
たモーメンタム ベクトルのまわりで宇宙船を回転させ
るためロール軸およびヨー軸に沿って配置したトルカ一
を含む2自由度ジンバルセットを介してモーメンタム
ホイールを宇宙船に結合するようにしている。この場合
も、第1実施例と同じように、ロールおよびヨー ジン
バルトルカーは24時間周期を用いて正弦波的方法で駆
動するようにする。
さらに、本発明の他の実施例の場合は、軌道傾斜による
2つの誤差の1つ、すなわちロール誤差またはヨー誤差
のいずれかが零となるよう角モーメンタム方向を選定し
、他の誤差は、その軸に沿って単一自由度ジンバルを与
え、かつ慣性的に固定されたモーメンタム ベクトルに
関して宇宙船を回転させるためジンバルに供給されるト
ルクの組合せにより生ずる誤差に対して宇宙船を回転さ
せることにより補正するようにしている。
2つの誤差の1つ、すなわちロール誤差またはヨー誤差
のいずれかが零となるよう角モーメンタム方向を選定し
、他の誤差は、その軸に沿って単一自由度ジンバルを与
え、かつ慣性的に固定されたモーメンタム ベクトルに
関して宇宙船を回転させるためジンバルに供給されるト
ルクの組合せにより生ずる誤差に対して宇宙船を回転さ
せることにより補正するようにしている。
本発明によるときは、公称赤道軌道からの軌道傾斜ドリ
フトの結果として起るロールおよびヨー指向誤差を効率
的な燃料消費方式により容易に補償することができる同
期衛星用姿勢制御を与えることができ、燃料消費形スラ
スタを用いて軌道傾斜を補正する従来の方法および装置
と比較して、衛星の作動寿命を著しく延長させることを
可能にしている。
フトの結果として起るロールおよびヨー指向誤差を効率
的な燃料消費方式により容易に補償することができる同
期衛星用姿勢制御を与えることができ、燃料消費形スラ
スタを用いて軌道傾斜を補正する従来の方法および装置
と比較して、衛星の作動寿命を著しく延長させることを
可能にしている。
第4図は本発明を具現化した衛星を絵画的形状により図
示したもので、そのすべてを符号数字10で示す。衛星
10は同期軌道における使用を意図したスピン安定形と
し、スパン セクション12およびデスパン アンテナ
タワー14を含む。スパンセクシコン12は宇宙船主
軸A.のまわりを回転しうるよう設計し、例えば、ロン
ジャロン形(Longeron−type )の通常円
筒状の船体部(ハル)およびその概要を16で示すよう
なデスバン モータおよびベアリング アセンブリを含
む一般の設計とする。衛星10はその意図するミッショ
ンに応じて適当なトラッキング テレメトリおよびコマ
ンド系、主電源系、熱制御系および推進系を具える。
示したもので、そのすべてを符号数字10で示す。衛星
10は同期軌道における使用を意図したスピン安定形と
し、スパン セクション12およびデスパン アンテナ
タワー14を含む。スパンセクシコン12は宇宙船主
軸A.のまわりを回転しうるよう設計し、例えば、ロン
ジャロン形(Longeron−type )の通常円
筒状の船体部(ハル)およびその概要を16で示すよう
なデスバン モータおよびベアリング アセンブリを含
む一般の設計とする。衛星10はその意図するミッショ
ンに応じて適当なトラッキング テレメトリおよびコマ
ンド系、主電源系、熱制御系および推進系を具える。
また、第4図に示すように、衛星10は第11第2およ
び第3スラスタTI+ rlおよびT3を含むスラスタ
制御系を具える.スラスタ↑7は一般の設計とし、推進
燃料(標準的にはヒドラジン)を放出させる信号制御バ
ルプに応じて衛星10の角運動量を変化させるような作
動をする.第4図に示すスラスタT.は単に例示目的の
ものに過ぎず、衛星の形状に応じて他の適当なスラスタ
T0横造を使用することもできる. 前述のような軌道傾斜によるロールおよびヨーボインテ
ィング誤差のほかにソーラ(太陽)トルクのような他の
外乱トルクにより付加的エラーが誘起される可能性があ
る.これらの付加的エラーは、アース センサ(地球セ
ンサ)および姿勢制御トルカーにより形成した一般の姿
勢制御系を用いて補正を行うようにしている.すなわち
、アース センサの出力は、例えば、この場合外乱トル
クに起因する衛星姿勢を補正する機能を有するスラスタ
のような姿勢コントローラに供給するようにする。アー
ス センサ システムに関しては、例えば、前述のミュ
ールフェルダ(Muhlfelder)による米国特許
第4.084.772号に記載されている。
び第3スラスタTI+ rlおよびT3を含むスラスタ
制御系を具える.スラスタ↑7は一般の設計とし、推進
燃料(標準的にはヒドラジン)を放出させる信号制御バ
ルプに応じて衛星10の角運動量を変化させるような作
動をする.第4図に示すスラスタT.は単に例示目的の
ものに過ぎず、衛星の形状に応じて他の適当なスラスタ
T0横造を使用することもできる. 前述のような軌道傾斜によるロールおよびヨーボインテ
ィング誤差のほかにソーラ(太陽)トルクのような他の
外乱トルクにより付加的エラーが誘起される可能性があ
る.これらの付加的エラーは、アース センサ(地球セ
ンサ)および姿勢制御トルカーにより形成した一般の姿
勢制御系を用いて補正を行うようにしている.すなわち
、アース センサの出力は、例えば、この場合外乱トル
クに起因する衛星姿勢を補正する機能を有するスラスタ
のような姿勢コントローラに供給するようにする。アー
ス センサ システムに関しては、例えば、前述のミュ
ールフェルダ(Muhlfelder)による米国特許
第4.084.772号に記載されている。
また、図示のように、例示の形で示したアンテナ タワ
ー14はマスト18および横方向に伸長するスバー(円
柱)20を含み、前記マスト18およびスバ−20の端
部にアンテナAIl A!およびA,を取付ける。アン
テナ醜は宇宙船ミッションに応じて広域もしくはスポッ
ト ビーム カバレージ向け通信を行うためlまたはそ
れ以上の地上領域に指向させる。マスト18は、スパン
セクション12の出力増強器(図示せず)からアンテ
ナ八、にマイクロ波エネルギーを搬送し、また逆に、ス
パン セクション12内の受信機(図示せず)に受信エ
ネルギーを搬送するための構造を含む。
ー14はマスト18および横方向に伸長するスバー(円
柱)20を含み、前記マスト18およびスバ−20の端
部にアンテナAIl A!およびA,を取付ける。アン
テナ醜は宇宙船ミッションに応じて広域もしくはスポッ
ト ビーム カバレージ向け通信を行うためlまたはそ
れ以上の地上領域に指向させる。マスト18は、スパン
セクション12の出力増強器(図示せず)からアンテ
ナ八、にマイクロ波エネルギーを搬送し、また逆に、ス
パン セクション12内の受信機(図示せず)に受信エ
ネルギーを搬送するための構造を含む。
デスパン モータおよびベアリング アセンブリ16と
アンテナ タワー14との間には、第4図にその概略を
示し、第5図に詳細を示したジンバルユニット22を連
結する.前記ジンバル ユニット22は2つの軸、すな
わち、ロール軸およびヨー軸に沿ってのアンテナ タヮ
ー14のスパン セクション12に関する選択された傾
斜を与える機能を有する.かくして、後述するように、
アンテナタワーの主軸A0、はスパンセクションの主軸
AXと一致するか、主軸AMに関してある角で配列する
よう制御することができる.第5図に示すように、ジン
バル ユニット22は構造的にアンテナタワー14に連
結した支持リング24、例えば中空円柱のような適当な
構造メンバー(図示せず)によりデスパン モータおよ
びペアリング アセンブ1月6に連結した内部ジンバル
28および外部ジンバル26を含む。外部ジンバル26
は、例えば、ロール軸と一致するそれぞれの回転軸を有
する外部ジンバル位置センサ32および外部ジンバル
トル力−30により支持リング24に結合する。同じよ
うにして、外部ジンバル26は、ヨー軸に沿って一列に
並んだそれぞれの回転軸を有する内部ジンバル位置セン
サ36および内部一ジンバル トル力−34にょり内部
ジンバル28に結合する。ジンバル トルカー30およ
び34は、一般の設計によるものでよく、例えば、影響
されるジンバルを相対的に回転させる電気的駆動モータ
および歯車列により形成することができる。ジンバル位
置センサ32および34はジンバルの相対的角関係に関
する出力情報を与え、例えば、必要な角度情報を与える
分解器または光学的エンコーダにより形成することがで
きる。また、ジンバルの受入れ可能限度内での角度偏位
を制限するためのジンバル ストップ(図示せず)を配
置する。
アンテナ タワー14との間には、第4図にその概略を
示し、第5図に詳細を示したジンバルユニット22を連
結する.前記ジンバル ユニット22は2つの軸、すな
わち、ロール軸およびヨー軸に沿ってのアンテナ タヮ
ー14のスパン セクション12に関する選択された傾
斜を与える機能を有する.かくして、後述するように、
アンテナタワーの主軸A0、はスパンセクションの主軸
AXと一致するか、主軸AMに関してある角で配列する
よう制御することができる.第5図に示すように、ジン
バル ユニット22は構造的にアンテナタワー14に連
結した支持リング24、例えば中空円柱のような適当な
構造メンバー(図示せず)によりデスパン モータおよ
びペアリング アセンブ1月6に連結した内部ジンバル
28および外部ジンバル26を含む。外部ジンバル26
は、例えば、ロール軸と一致するそれぞれの回転軸を有
する外部ジンバル位置センサ32および外部ジンバル
トル力−30により支持リング24に結合する。同じよ
うにして、外部ジンバル26は、ヨー軸に沿って一列に
並んだそれぞれの回転軸を有する内部ジンバル位置セン
サ36および内部一ジンバル トル力−34にょり内部
ジンバル28に結合する。ジンバル トルカー30およ
び34は、一般の設計によるものでよく、例えば、影響
されるジンバルを相対的に回転させる電気的駆動モータ
および歯車列により形成することができる。ジンバル位
置センサ32および34はジンバルの相対的角関係に関
する出力情報を与え、例えば、必要な角度情報を与える
分解器または光学的エンコーダにより形成することがで
きる。また、ジンバルの受入れ可能限度内での角度偏位
を制限するためのジンバル ストップ(図示せず)を配
置する。
ジンバル26および28の運動ならびに最終位置決めは
、その構造を第6図に例示的に示すようなジンバル制御
ループにより制御するようにする。図示のように、トル
カー駆動ユニット38は所望の位置を指定するコマンド
fi40からの入力信号“CMD ’を受信して、トル
カーに適当な電気的出力信号を供給する。これに応じて
、前記トルカーは第6図に点線で示すような機械的に連
結したそのジンバルを新しい位置に駆動する。コマンド
源40は、地上制御からのコマンドあるいはオンボード
処理からのコマンドにより部分的入力信号’CHD ’
を与えうるようにする。また、クロックCLKは24時
間タイミング信号t(ただし、昇交点N. (第1図
)において1=0とする)を与えるようにし、がくして
衛星が地球のまわりを回転する際、ジンバル制御信号を
時間とともに正弦波状に変化させるようにする。特に、
以下に詳述するように、コマンド信号CHDはロール軸
補正用のSIN nt関数およびヨー軸補正用のCOS
nt関数を含む。また、ジンバル位置センサはジンバ
ルの位置を示すトルカー駆動ユニット38への電気的帰
還信号を与える。前記トルカー駆動ユニット38は所望
位1への移動を行い、かつその位置を保持するようトル
カ一を制御する。
、その構造を第6図に例示的に示すようなジンバル制御
ループにより制御するようにする。図示のように、トル
カー駆動ユニット38は所望の位置を指定するコマンド
fi40からの入力信号“CMD ’を受信して、トル
カーに適当な電気的出力信号を供給する。これに応じて
、前記トルカーは第6図に点線で示すような機械的に連
結したそのジンバルを新しい位置に駆動する。コマンド
源40は、地上制御からのコマンドあるいはオンボード
処理からのコマンドにより部分的入力信号’CHD ’
を与えうるようにする。また、クロックCLKは24時
間タイミング信号t(ただし、昇交点N. (第1図
)において1=0とする)を与えるようにし、がくして
衛星が地球のまわりを回転する際、ジンバル制御信号を
時間とともに正弦波状に変化させるようにする。特に、
以下に詳述するように、コマンド信号CHDはロール軸
補正用のSIN nt関数およびヨー軸補正用のCOS
nt関数を含む。また、ジンバル位置センサはジンバ
ルの位置を示すトルカー駆動ユニット38への電気的帰
還信号を与える。前記トルカー駆動ユニット38は所望
位1への移動を行い、かつその位置を保持するようトル
カ一を制御する。
第4図の構造に関連してロール軸およびヨー軸補正を行
うため、衛星スピン軸AXは当初衛星の傾斜軌道面(第
2図)に垂直に配列するを可とする。この傾斜は、スピ
ン軸AXをも赤道軌道面法線に対して角度iに配列する
。がくしで、次に、ロール軸ジンバル トル力−30を
時間的に変化する正弦波状CMD信号一θSIN nt
(ただし、θの最大値は0.178i)により制御し
、同時にヨー軸ジンバル トルカ−34を時間とともに
変化する正弦波状CMD信号iCOSntにより制御す
る。{lr0.178は赤道軌道の幾何学的寸法、すな
わち地球の半径および軌道の高度により一定となる。ロ
ール誤差は、θSIN ntオフセントを行うため、衛
星地球センサ制御ループに一〇SIN ntオフセット
係数を導入することによりーθSIN nLだけバイア
スさせるようにする。この場合、アンテナ タワー14
は衛星10の各回転とともに絶えず時間的に変化するロ
ールおよびヨー指向誤差の補正をえるため、スパンセク
ション12の軸AXに関してその軸Am++Lの再配列
を行う.衛星スピン軸AXは当初衛星10の傾斜軌道面
に垂直に配列することが好ましいが、これは必ずしもそ
うする必要はなく、スパン セクション12のモーメン
タム ベクトルが慣性的に固定されている限り、他の配
列も可能である。
うため、衛星スピン軸AXは当初衛星の傾斜軌道面(第
2図)に垂直に配列するを可とする。この傾斜は、スピ
ン軸AXをも赤道軌道面法線に対して角度iに配列する
。がくしで、次に、ロール軸ジンバル トル力−30を
時間的に変化する正弦波状CMD信号一θSIN nt
(ただし、θの最大値は0.178i)により制御し
、同時にヨー軸ジンバル トルカ−34を時間とともに
変化する正弦波状CMD信号iCOSntにより制御す
る。{lr0.178は赤道軌道の幾何学的寸法、すな
わち地球の半径および軌道の高度により一定となる。ロ
ール誤差は、θSIN ntオフセントを行うため、衛
星地球センサ制御ループに一〇SIN ntオフセット
係数を導入することによりーθSIN nLだけバイア
スさせるようにする。この場合、アンテナ タワー14
は衛星10の各回転とともに絶えず時間的に変化するロ
ールおよびヨー指向誤差の補正をえるため、スパンセク
ション12の軸AXに関してその軸Am++Lの再配列
を行う.衛星スピン軸AXは当初衛星10の傾斜軌道面
に垂直に配列することが好ましいが、これは必ずしもそ
うする必要はなく、スパン セクション12のモーメン
タム ベクトルが慣性的に固定されている限り、他の配
列も可能である。
以上第4図示実施例においては、2自由度(two d
egree−of−freedom )の環境に関連し
て説明してきたが、必要に応じて、スパン セクション
12によりアンテナ タヮー14を与えられるモーメン
タム ベクトルの結合をロール軸またはヨー軸の一方ま
たは他方に沿って配列したジンバル軸との単一自由度連
結(single degree−of−freedo
mconnection )を介して行うようにするこ
ともできる。かくして、単一自由度連結をヨー軸上に配
列する場合には、ロール軸指向補正を行うため地球セン
サ制御ループ内にオフセット係数を導入するトトモに、
ヨー軸誤差の補正のため、ジンバル制御軸を周期的方法
で回転させるようにする。
egree−of−freedom )の環境に関連し
て説明してきたが、必要に応じて、スパン セクション
12によりアンテナ タヮー14を与えられるモーメン
タム ベクトルの結合をロール軸またはヨー軸の一方ま
たは他方に沿って配列したジンバル軸との単一自由度連
結(single degree−of−freedo
mconnection )を介して行うようにするこ
ともできる。かくして、単一自由度連結をヨー軸上に配
列する場合には、ロール軸指向補正を行うため地球セン
サ制御ループ内にオフセット係数を導入するトトモに、
ヨー軸誤差の補正のため、ジンバル制御軸を周期的方法
で回転させるようにする。
第7図は本発明を具現化する衛星の第2実施例を絵画的
に図示したもので、その全体を符号数字50で示す。衛
星5oは平行六面体として形成し、図示のようにその選
定した部分をとりこわして、宇宙船(vehicle
)の内部を見えるようにしている。
に図示したもので、その全体を符号数字50で示す。衛
星5oは平行六面体として形成し、図示のようにその選
定した部分をとりこわして、宇宙船(vehicle
)の内部を見えるようにしている。
また、明瞭のため、第7図からはソーラ バネルアンテ
ナおよびスラスタを含む関連構造体は除外してある。
ナおよびスラスタを含む関連構造体は除外してある。
衛星50は、軌道傾斜に起因する以外の例えばソーラ
トルクを含む外乱により生ずる姿勢誤差を補正するため
一般のトルカーとともに使用する地球センサ(アース
センサ)52を含む。また、図示のように、モーメンタ
ム ホイール軸へ.wのまわりを回転しうるようモーメ
ンタム ホイール54を取付け、内部ジンバル56およ
び外部ジンバル58内で保持されるようにする、前記内
部ジンバル56は、ヨー軸に沿って1列に配置した関連
の軸を有する内部ジンバル位置センサ62および内部ジ
ンバル トル力−60により回転可能に外部ジンバル5
8に連結する。また、外部ジンバル58は、ロール軸に
沿って配列したそれらの関連の軸を有する外部ジンバル
位置センサ66および外部ジンバル トル力−64によ
り宇宙船フレームまたは構造体に回動可能に連結する。
トルクを含む外乱により生ずる姿勢誤差を補正するため
一般のトルカーとともに使用する地球センサ(アース
センサ)52を含む。また、図示のように、モーメンタ
ム ホイール軸へ.wのまわりを回転しうるようモーメ
ンタム ホイール54を取付け、内部ジンバル56およ
び外部ジンバル58内で保持されるようにする、前記内
部ジンバル56は、ヨー軸に沿って1列に配置した関連
の軸を有する内部ジンバル位置センサ62および内部ジ
ンバル トル力−60により回転可能に外部ジンバル5
8に連結する。また、外部ジンバル58は、ロール軸に
沿って配列したそれらの関連の軸を有する外部ジンバル
位置センサ66および外部ジンバル トル力−64によ
り宇宙船フレームまたは構造体に回動可能に連結する。
モーメンタム ホイール54は電動機(図示せず)によ
り駆動され、慣性的に一定値を保持するモーメンタム
ベクトルで示される方向にモーメンタム ベクトルHを
生成する機能を有する。ロール指向誤差とヨー指向誤差
との間の正弦的関係は既知であるので、正弦波的に変化
するヨー軸補正信号は時間的に変化するロール誤差補正
コマンドから決定することが可能であり、さらにこの補
正信号は、そのヨー軸のまわりでの慣性的に固定された
モーメンタム ベクトルHに関する宇宙船の回転を行わ
せるため内部ジンバル トルカ−60に供給されるよう
にする。第5図示実施例に関して前述したように、モー
メンタム ホイール スピン軸が傾斜軌道面に垂直の場
合は、ロール軸ジンバル トル力−64を時間的に変化
する正弦波状CMD信号θSIN nt (ここでθの
最大値は(0.178i))により制御し、同時にヨー
軸を時間的に変化する正弦波状CMD信号iCOSnt
で制御することにより、ロール誤差は一〇SEN nt
だけバイアスされる。ロール誤差バイアスおよびジンバ
ル角制御用コマンドは地上制御あるいは宇宙船上処理か
ら与えることができる。
り駆動され、慣性的に一定値を保持するモーメンタム
ベクトルで示される方向にモーメンタム ベクトルHを
生成する機能を有する。ロール指向誤差とヨー指向誤差
との間の正弦的関係は既知であるので、正弦波的に変化
するヨー軸補正信号は時間的に変化するロール誤差補正
コマンドから決定することが可能であり、さらにこの補
正信号は、そのヨー軸のまわりでの慣性的に固定された
モーメンタム ベクトルHに関する宇宙船の回転を行わ
せるため内部ジンバル トルカ−60に供給されるよう
にする。第5図示実施例に関して前述したように、モー
メンタム ホイール スピン軸が傾斜軌道面に垂直の場
合は、ロール軸ジンバル トル力−64を時間的に変化
する正弦波状CMD信号θSIN nt (ここでθの
最大値は(0.178i))により制御し、同時にヨー
軸を時間的に変化する正弦波状CMD信号iCOSnt
で制御することにより、ロール誤差は一〇SEN nt
だけバイアスされる。ロール誤差バイアスおよびジンバ
ル角制御用コマンドは地上制御あるいは宇宙船上処理か
ら与えることができる。
第7図示実施例においては、第5図示実施例と同じよう
に、宇宙船それ自体をスピンさせるか、別個のボディ部
をスピンさせるかのいずれかの方法によりモーメンタム
ベクトルを与えるほか、2自由度装置を介してモーメ
ンタム ベクトルへの結合を与えることにより、宇宙船
をそのロール軸およびヨー軸のまわりに捩回させ、公称
赤道面に対する衛星軌道の傾斜の結果としてのロールお
よびヨー指向誤差の補正を行うようにしている。
に、宇宙船それ自体をスピンさせるか、別個のボディ部
をスピンさせるかのいずれかの方法によりモーメンタム
ベクトルを与えるほか、2自由度装置を介してモーメ
ンタム ベクトルへの結合を与えることにより、宇宙船
をそのロール軸およびヨー軸のまわりに捩回させ、公称
赤道面に対する衛星軌道の傾斜の結果としてのロールお
よびヨー指向誤差の補正を行うようにしている。
また、上述のように、2自由度ジンバル セットを用い
て、慣性的に固定されたモーメンタム ベクトルHのま
わりに衛星を捩回させる方法のほか、第8図および第9
図示実施例に関して後述するように、スラスタ制御シス
テムと組合せたシングルジンハ゜ル モーメンタム ホ
イールにより指向誤差補正を行うこともできる。
て、慣性的に固定されたモーメンタム ベクトルHのま
わりに衛星を捩回させる方法のほか、第8図および第9
図示実施例に関して後述するように、スラスタ制御シス
テムと組合せたシングルジンハ゜ル モーメンタム ホ
イールにより指向誤差補正を行うこともできる。
第8図に示すように、衛星70は地球センサ(アース
センサ)72を含むほか、モーメンタム ベクトルHを
生成するため軸八〇のまわりに回動可能に取付けたジン
バル モーメンタム ホイール74を具える。前記モー
メンタム ホイール74は単一自由度ジンバル76を介
して宇宙船構造体に連結?る。また、ジンバル トルカ
−78およびジンバル位置センサ80をヨー軸と同一直
線関係で配列する。軌道周回中におけるジンバル76の
運動は、第6図に関して前述したような24時間サイク
ルを通してジンバルを処理することが可能なクロックを
有するプログラム可能ジンバル駆動ユニットを含む第6
図に与えるような形式の制御ループにより制御するよう
にする。また、ロール軸はーθSINnt(θは0.1
78iの最大値を有する傾斜角、またiは軌道傾斜角)
だけバイアスさせる.ロール制御は、モーメンタム ホ
イ−ノレ スピン軸A■を111斜軌道法線から角θだ
け傾斜させるような通常の方法で、lまたはそれ以上の
スラスタTイを用いて実施する。次に、宇宙船を慣性的
に固定されたモーメンタム ホイール軸Amwに関して
ヨー軸のまわりに角(i+θ) COS ntだけ回転
させ、軌道傾斜により生ずる誤差を補正する.ロール誤
差バイアスおよびヨー軸に沿うジンバル精度用のコマン
ドは地上制御あるいはオンボード(宇宙船上)処理から
与えることができる。
センサ)72を含むほか、モーメンタム ベクトルHを
生成するため軸八〇のまわりに回動可能に取付けたジン
バル モーメンタム ホイール74を具える。前記モー
メンタム ホイール74は単一自由度ジンバル76を介
して宇宙船構造体に連結?る。また、ジンバル トルカ
−78およびジンバル位置センサ80をヨー軸と同一直
線関係で配列する。軌道周回中におけるジンバル76の
運動は、第6図に関して前述したような24時間サイク
ルを通してジンバルを処理することが可能なクロックを
有するプログラム可能ジンバル駆動ユニットを含む第6
図に与えるような形式の制御ループにより制御するよう
にする。また、ロール軸はーθSINnt(θは0.1
78iの最大値を有する傾斜角、またiは軌道傾斜角)
だけバイアスさせる.ロール制御は、モーメンタム ホ
イ−ノレ スピン軸A■を111斜軌道法線から角θだ
け傾斜させるような通常の方法で、lまたはそれ以上の
スラスタTイを用いて実施する。次に、宇宙船を慣性的
に固定されたモーメンタム ホイール軸Amwに関して
ヨー軸のまわりに角(i+θ) COS ntだけ回転
させ、軌道傾斜により生ずる誤差を補正する.ロール誤
差バイアスおよびヨー軸に沿うジンバル精度用のコマン
ドは地上制御あるいはオンボード(宇宙船上)処理から
与えることができる。
?9図は本発明の他の実施例を示す。図示実施例は第8
図示実施例と同じように、単一自由度ジンバルを介して
宇宙船構造体に連結したモーメンタム ホイールを含む
。また、衛星90は図示のように、地球センサ92なら
びに軸八■のまわりを回転してモーメンタム ベクトル
Hを生成するモーメンタム ホイール94を含む。前記
モーメンタムホイール94は単一自由度ジンバル96を
介して宇宙船構造体に連結する。また、ジンバル トル
カ−98およびジンバル位置センサ100をロール軸と
同一直線関係に配列する。軌道周回中におけるジンバル
96の運動は、第6図に示すような形式の24時間サイ
クルを通してジンバルを処理しうるよう形成したクロッ
クを具えたプログラム可能ジンバル駆動ユニットを含む
制御ループにより制御するようにする。モーメンタム
ホイール94のスピン軸A.oは公称的に赤道軌道面に
垂直な南北軸に沿って保持されるようにする。また、衛
星90はロール軸のまわりで慣性的に固定されたモーメ
ンタムホイール軸Amwに関して角−(i+θ) SI
N nt(θは傾斜角で、0. 178iの最大値を有
する)だけ回転させ、ロール誤差は一〇SIN ntオ
フセット値だけバイアスさせる。ロール誤差バイアスお
よびロール軸ジンバル角川のコマンドは地上制御あるい
は宇宙船上処理から与えるようにする。また、ロール誤
差バイアスおよびロール軸ジンバル角の大きさは軌道傾
斜角の変化を考慮するため地上制御により周期的に更新
されるようにする。
図示実施例と同じように、単一自由度ジンバルを介して
宇宙船構造体に連結したモーメンタム ホイールを含む
。また、衛星90は図示のように、地球センサ92なら
びに軸八■のまわりを回転してモーメンタム ベクトル
Hを生成するモーメンタム ホイール94を含む。前記
モーメンタムホイール94は単一自由度ジンバル96を
介して宇宙船構造体に連結する。また、ジンバル トル
カ−98およびジンバル位置センサ100をロール軸と
同一直線関係に配列する。軌道周回中におけるジンバル
96の運動は、第6図に示すような形式の24時間サイ
クルを通してジンバルを処理しうるよう形成したクロッ
クを具えたプログラム可能ジンバル駆動ユニットを含む
制御ループにより制御するようにする。モーメンタム
ホイール94のスピン軸A.oは公称的に赤道軌道面に
垂直な南北軸に沿って保持されるようにする。また、衛
星90はロール軸のまわりで慣性的に固定されたモーメ
ンタムホイール軸Amwに関して角−(i+θ) SI
N nt(θは傾斜角で、0. 178iの最大値を有
する)だけ回転させ、ロール誤差は一〇SIN ntオ
フセット値だけバイアスさせる。ロール誤差バイアスお
よびロール軸ジンバル角川のコマンドは地上制御あるい
は宇宙船上処理から与えるようにする。また、ロール誤
差バイアスおよびロール軸ジンバル角の大きさは軌道傾
斜角の変化を考慮するため地上制御により周期的に更新
されるようにする。
本発明は公称赤道面に関する軌道傾斜ドリフトに起因す
る指向誤差(ボインティング エラー)を効率的な燃料
消費で絶えず補正しうるような静止衛星制御方法および
装置を与えるものである。
る指向誤差(ボインティング エラー)を効率的な燃料
消費で絶えず補正しうるような静止衛星制御方法および
装置を与えるものである。
したがって、本発明によるときは、衛星のステーション
キーピング燃料に対する要求を顕著に減少させること
ができるので、衛星のサービス寿命を大幅に増大させる
ことが可能となる。
キーピング燃料に対する要求を顕著に減少させること
ができるので、衛星のサービス寿命を大幅に増大させる
ことが可能となる。
第1図は地球のまわりの赤道軌道面および傾斜軌道面な
らびに種々のノード(交点)およびアンチノードを示す
透視図、 第2図は第1図示傾斜軌道および赤道軌道の二次元的概
要図、 第3八図は地球面ならびに地球上のアンテナ照射バクー
ンに及ぼすロール軸指向誤差の影響を示す図、 第3B図は地球面ならびに地球上のアンテナ照射パター
ンに及ぼすヨー軸指向誤差の影響を示す図、第3C図は
地球面ならびに地球上のアンテナ照射パターンに及ぼす
ピッチ軸指向誤差の影響を示す図、 第4図は本発明の第1実施例を絵画的に示す概要図、 第5図は第4図示実施例とともに使用する2自由度ジン
バル セットを示す投影図、 第6図はジンバルの制御を行う制御ループを示すブロッ
ク図、 第7図は本発明の第2実施例を絵画的に示す概要図、 第8図は本発明の第3実施例を絵画的に示す概要図、 第9図は本発明の第4実施例を絵画的に示す概要図であ
る。 10, 50. 70. 90・・・衛星12・・・ス
パン セクション 14・・・デスバン アンテナ タワー16・・・デス
パン モータおよびベアリング アセンブリ 18・・・マスト 20・・・スバ−(円材) 22・・・ジンバル ユニット 24・・・支持リング 26. 58・・・外部ジンバル 28. 56・・・内部ジンバル 30. 64・・・外部ジンバル トルカー32. 6
6・・・外部ジンバル位置センサ34. 60・・・内
部ジンバル トルカー36. 62・・・内部ジンバル
位置センサ38・・・トルカー駆動ユニット 40・・・コマンド源 52, 72. 92・・・地球センサ(アース セン
サ)54, 74. 94・・・モーメンタム ホイー
ル76. 96・・・単一自由度ジンバル78. 98
・・・ジンバル トルカー80, 100・・・ジンバ
ル位置センサAIl A2+ All, AM・・・ア
ンテナAMI Alllll Amr+t ”’軸TI
+ Tz. T3, TN ”’スラスタF / G.
,5A F/G.3B FIG.:5C 11風 ヒ F ! G. 9
らびに種々のノード(交点)およびアンチノードを示す
透視図、 第2図は第1図示傾斜軌道および赤道軌道の二次元的概
要図、 第3八図は地球面ならびに地球上のアンテナ照射バクー
ンに及ぼすロール軸指向誤差の影響を示す図、 第3B図は地球面ならびに地球上のアンテナ照射パター
ンに及ぼすヨー軸指向誤差の影響を示す図、第3C図は
地球面ならびに地球上のアンテナ照射パターンに及ぼす
ピッチ軸指向誤差の影響を示す図、 第4図は本発明の第1実施例を絵画的に示す概要図、 第5図は第4図示実施例とともに使用する2自由度ジン
バル セットを示す投影図、 第6図はジンバルの制御を行う制御ループを示すブロッ
ク図、 第7図は本発明の第2実施例を絵画的に示す概要図、 第8図は本発明の第3実施例を絵画的に示す概要図、 第9図は本発明の第4実施例を絵画的に示す概要図であ
る。 10, 50. 70. 90・・・衛星12・・・ス
パン セクション 14・・・デスバン アンテナ タワー16・・・デス
パン モータおよびベアリング アセンブリ 18・・・マスト 20・・・スバ−(円材) 22・・・ジンバル ユニット 24・・・支持リング 26. 58・・・外部ジンバル 28. 56・・・内部ジンバル 30. 64・・・外部ジンバル トルカー32. 6
6・・・外部ジンバル位置センサ34. 60・・・内
部ジンバル トルカー36. 62・・・内部ジンバル
位置センサ38・・・トルカー駆動ユニット 40・・・コマンド源 52, 72. 92・・・地球センサ(アース セン
サ)54, 74. 94・・・モーメンタム ホイー
ル76. 96・・・単一自由度ジンバル78. 98
・・・ジンバル トルカー80, 100・・・ジンバ
ル位置センサAIl A2+ All, AM・・・ア
ンテナAMI Alllll Amr+t ”’軸TI
+ Tz. T3, TN ”’スラスタF / G.
,5A F/G.3B FIG.:5C 11風 ヒ F ! G. 9
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 1、軌道傾斜の結果として起る同期衛星(10)の指向
誤差を補正する方法において、 赤道軌道面に垂直な軸以外の軸に沿ってモーメンタムベ
クトルを設定するステップと、該モーメンタムベトクル
をロール軸またはヨー軸の少なくとも選定された1つと
一致する少なくとも1つの単一自由度連結(22)を介
して衛星(10)に結合することにより衛星(10)を
該選定軸のまわりで該モーメンタムベクトルに関して回
転させるステップと、該衛星(10)を選定軸のまわり
で衛星(10)の軌道と同期して時間的に変化させる方
法で、軌道傾斜角iの関数として捩回させるステップと
を含むことを特徴とする同期衛星用姿勢制御方法。 2、該結合ステップは、さらに、 モーメンタムベクトルをロール軸と一致する少なくとも
1つの単一自由度連結(22)を介して衛星(10)に
結合することにより、衛星(10)をロール軸のまわり
で、モーメンタムベクトルに関して回転させるステップ
を含むことを特徴とする請求項1記載の方法。 3、該捩回ステップは、さらに、 −θSINnt(ただし、tは時間を示し、昇交点にお
いてt=0、nは軌道角速度、またθは0.781iの
最大値を有する。)の関数として衛星(10)をロール
軸のまわりで捩回させるステップを含むことを特徴とす
る請求項2記載の方法。 4、該結合ステップは、さらに、 モーメンタムベクトルをヨー軸に一致する少なくとも1
つの単一自由度連結(22)を介して衛星(10)に結
合することにより、衛星(10)をヨー軸のまわりでモ
ーメンタムベトクルに関して回転させるステップを含む
ことを特徴とする請求項1記載の方法。 5、該捩回ステップは、さらに、 iCOSnt(ただし、tは時間を示し、昇交点におい
てt=0、またnは軌道角速度である。)の関数として
衛星(10)をヨー軸のまわりで捩回させるステップを
含むことを特徴とする請求項4記載の方法。 6、該捩回ステップは、さらに、 傾斜軌道法線から角θだけ傾斜した軸に沿ってモーメン
タムベクトルを設定するステップと、(i+θ)COS
nt(ただし、tは時間を示し、昇交点においてt=0
、nは軌道角速度、またθは0.178iの最大値を有
する。)により衛星(10)をヨー軸のまわりで捩回さ
せるステップとを含むことを特徴とする請求項5記載の
方法。 7、該結合ステップは、さらに、 モーメンタムベクトルをそれぞれロール軸およびヨー軸
と一致する2自由度連結(22)を介して衛星(10)
に連結することにより、衛星(10)をロール軸および
ヨー軸のまわりでモーメンタムベクトルに関して回転さ
せるステップを含むことを特徴とする請求項1記載の方
法。 8、該捩回ステップは、さらに、 衛星(10)を−θSINntの関数としてロール軸の
まわりで捩回させ、iCOSntの関数としてヨー軸の
まわりで捩回させるステップ(ただし、tは時間を示し
、昇交点においてt=0、nは軌道角速度、またθは0
.781iの最大値を有する。)を含むことを特徴とす
る請求項7記載の方法。 9、該捩回ステップは、さらに、 傾斜軌道面への法線に沿ってモーメンタムベクトルを設
定するステップと、 衛星(10)を−θSINntの関数としてロール軸の
まわりで捩回させ、iCOSntの関数としてヨー軸の
まわりで捩回させるステップ(ただし、tは時間を示し
、昇交点においてt=0、nは軌道角速度、またθは0
.781iの最大値を有する。)を含むことを特徴とす
る請求項8記載の方法。 10、1つの軸に沿ってモーメンタムベクトルを設定す
るスパンセクション(12)およびデスパンセクション
(14)を含むような形式の同期衛星(10)における
軌道傾斜の結果として起る指向誤差を補正する方法にお
いて、 赤道軌道面に垂直な軸以外の軸に沿ってモーメンタムベ
クトルを設定するステップと、ロール軸またはヨー軸の
少なくとも選定された1つと一致する少なくとも1つの
単一自由度連結(22)を介してスパンセクション(1
2)のモーメンタムベクトルをデスパンセクション(1
4)に結合することにより、該デスパンセクション(1
4)を該選定軸のまわりでモーメンタムベクトルに関し
て回転させるステップと、 該デスパンセクション(14)を選定軸のまわりで衛星
(10)の軌道と同期して時間的に変化する方法で軌道
傾斜角iの関数として捩回させるステップとを含むこと
を特徴とする同期衛星用姿勢制御方法。 11、該結合ステップは、さらに、 ロール軸と一致する少なくとも1つの単一自由度連結(
22)を介してスパンセクション(12)のモーメンタ
ムベクトルをデスパンセクション(14)に結合するこ
とにより、該デスパンセクション(14)をロール軸の
まわりでモーメンタムベクトルに関して回転させるステ
ップを含むことを特徴とする請求項10記載の方法。 12、該捩回ステップは、さらに、 −θSINnt(ただし、tは時間を示し、昇交点でt
=0、nは軌道角速度、またθは0.178iの最大値
を有する。)の関数としてデスパンセクション(14)
をロール軸のまわりで捩回させるステップを含むことを
特徴とする請求項11記載の方法。 13、該結合ステップは、さらに、 ヨー軸と一致する少なくとも1つの単一自由度連結(2
2)を介してスパンセクション(12)のモーメンタム
ベクトルをデスパンセクション(14)に結合すること
により、該デスパンセクション(14)をヨー軸のまわ
りでモーメンタムベクトルに関して回転させるステップ
を含むことを特徴とする請求項10記載の方法。 14、該捩回ステップは、さらに、 iCOSnt(ただし、tは時間を示し、昇交点におい
てt=0、またnは軌道角速度である。)の関数として
ヨー軸のまわりで該デスパンセクション(14)を捩回
させるステップを含むことを特徴とする請求項13記載
の方法。 15、該捩回ステップは、さらに、 傾斜軌道法線から角θだけ傾斜した軸に沿ってモーメン
タムベクトルを設定するステップと、 (i+θ)COSnt(ただし、tは時間を示し、昇交
点においてt=0、nは軌道角速度、またθは0.17
8iの最大値を有する。)の関数として該ヨー軸のまわ
りで衛星(10)を捩回させるステップとを含むことを
特徴とする請求項14記載の方法。 16、該結合ステップは、さらに、 それぞれロール軸およびヨー軸と一致する2自由度連結
(22)を介してスパンセクション(12)のモーメン
タムベクトルをデスパンセクション(14)に結合する
ことにより該デスパンセクション(14)をロール軸お
よびヨー軸のまわりでモーメンタムベクトルに関して回
転させるステップを含むことを特徴とする請求項10記
載の方法。 17、該捩回ステップは、さらに、 衛星(10)を−θSINntの関数としてロール軸の
まわりで捩回させ、iCOSntの関数としてヨー軸の
まわりで捩回させるステップ(ただし、tは時間を示し
、昇交点においてt=0、nは軌道角速度、またθは0
.781iの最大値を有する。)を含むことを特徴とす
る請求項16記載の方法。 18、該捩回ステップは、さらに、 傾斜軌道面への法線に沿ってモーメンタムベクトルを設
定するステップと、 衛星(10)を−θSINntの関数としてロール軸の
まわりで捩回させ、iCOSntの関数としてヨー軸の
まわりで捩回させるステップ(ただし、tは時間を示し
、昇交点においてt=0、nは軌道角速度、またθは0
.178iの最大値を有する。)を含むことを特徴とす
る請求項17記載の方法。 19、軌道傾斜の結果として起る静止衛星(10)の指
向誤差を補正する方法において、赤道軌道面に垂直な軸
以外の軸に沿ってモーメンタムベクトルを設定するため
1つの軸のまわりで少なくとも1つの質量(54、74
、94)を回転させるステップと、 該モーメンタムベクトルをロール軸またはヨー軸の少な
くとも選定された1つと一致する少なくとも1つの単一
自由度連結(56、58、76、96)を介して衛星(
10)に結合することにより、衛星(10)を該選定軸
のまわりで該モーメントベクトルに関して回転させるス
テップと、 該衛星(10)を選定軸のまわりで衛星(10)の軌道
と同期して時間的に変化する方法で、軌道傾斜角iの関
数として捩回させるステップとを含むことを特徴とする
同期衛星用姿勢制御方法。 20、該結合ステップは、さらに、 モーメンタムベクトルをロール軸と一致する少なくとも
1つの単一自由度連結(58、96)を介して衛星(1
0)に結合することにより、衛星(10)をロール軸の
まわりでモーメンタムベクトルに関して回転させるステ
ップを含むことを特徴とする請求項19記載の方法。 21、該捩回ステップは、さらに、 −θSINnt(ただし、tは時間を示し、昇交点にお
いてt=0、nは軌道角速度、またθは0.781iの
最大値を有する。)の関数として衛星(10)をロール
軸のまわりで捩回させるステップを含むことを特徴とす
る請求項20記載の方法。 22、該結合ステップは、さらに、 モーメンタムベクトルをヨー軸と一致する少なくとも1
つの単一自由度連結(56、72)を介して衛星(10
)に結合することにより、衛星(10)をヨー軸のまわ
りでモーメンタムベクトルに関して回転させるステップ
を含むことを特徴とする請求項19記載の方法。 23、該捩回ステップは、さらに、 iCOSnt(ただし、tは時間を示し、昇交点におい
てt=0、またnは軌道角速度である)の関数として衛
星(10)をヨー軸のまわりで捩回させるステップを含
むことを特徴とする請求項22記載の方法。 24、該捩回ステップは、さらに、 傾斜軌道法線から角θだけ傾斜した軸に沿ってモーメン
タムベクトルを設定するステップと、 (i+θ)COSnt(ただし、tは時間を示し、昇交
点においてt=0、nは軌道角速度、またθは0.17
8iの最大値を有する。)により衛星(10)をヨー軸
のまわりで捩回させるステップとを含むことを特徴とす
る請求項23記載の方法。 25、該結合ステップは、さらに、 モーメンタムベクトルをそれぞれロール軸およびヨー軸
と一致する2自由度連結(56、58)を介して衛星(
10)に連結することにより、衛星(10)をロール軸
およびヨー軸のまわりでモーメンタムベクトルに関して
回転させるステップを含むことを特徴とする請求項19
記載の方法。 26、該捩回ステップは、さらに、 衛星(10)をθSINntの関数としてロール軸のま
わりで捩回させ、iCOSntの関数としてヨー軸のま
わりで捩回させるステップ(ただし、tは時間を示し、
昇交点においてt=0、nは軌道角速度、またθは0.
781iの最大値を有する。)を含むことを特徴とする
請求項25記載の方法。 27、該捩回ステップは、さらに、 傾斜軌道面への法線に沿ってモーメンタムベクトルを設
定するステップと、 衛星(10)を−θSINntの関数としてロール軸の
まわりで捩回させ、iCOSntの関数としてヨー軸の
まわりで捩回させるステップ(ただし、tは時間を示し
、昇交点においてt=0、nは軌道角速度、またθは0
.781iの最大値を有する。)を含むことを特徴とす
る請求項26記載の方法。 28、該同期衛星(10)を、地球に対する衛星(10
)の姿勢を決定し、かつ地球センサ(52)の出力に応
じて姿勢を補正するための地球センサ(52)制御ルー
プを有するような形式のものとし、さらに、該地球セン
サ(52)制御ループ内にバイアス値を導入することに
より該捩回ステップの効果をオフセットさせるステップ
を含むことを特徴とする請求項27記載の方法。 29、赤道軌道面に垂直な軸以外のスピン軸のまわりで
質量(12、54、74、94)を回転させることによ
りモーメンタムベクトルを設定する手段と、 ロール軸またはヨー軸の少なくとも選定された1つのま
わりにおいて衛星(10)の被制御相対回転を行わせる
ため、該モーメンタムベクトルを同期衛星(10)の少
なくとも一部に結合するための手段(22、56、58
、76、96)と、該衛星(10)を選定軸のまわりで
衛星(10)の軌道と同期して時間的に変化する方法で
、軌道傾斜角iの関数として被制御回転させるため該結
合手段を駆動する手段とを具えたことを特徴とする同期
衛星用姿勢制御装置。 30、該モーメンタムベクトル設定手段を、スピン軸に
沿ってモーメンタムベクトルを生成するため該スピン軸
のまわりで回動可能に装着したモーメンタムホイール(
54、74、94)により形成したことを特徴とする請
求項29記載の装置。 31、該モーメンタムベクトル設定手段を、スピン軸の
まわりで衛星(10)の他のスピン部分(14)に関し
て回動可能に装着した衛星(10)の第1部分(12)
により形成したことを特徴とする請求項29記載の装置
。 32、該結合手段をロール軸と一致する軸を有する単一
自由度ジンバル手段(96)により形成し、衛星(10
)をロール軸のまわりでモーメンタムベクトルに関して
回転させるようにしたことを特徴とする請求項29記載
の装置。 33、該ジンバル手段を−θSINnt(ただし、tは
時間を示し、昇交点においてt=0、nは軌道角速度、
またθは0.187iの最大値を有する。)の関数とし
て該駆動手段により制御するようにしたことを特徴とす
る請求項32記載の装置。 34、該結合手段をヨー軸と一致する軸を有する単一自
由度ジンバル手段により形成し、衛星(10)をヨー軸
のまわりでモーメンタムベクトルに関して回転させるよ
うにしたことを特徴とする請求項29記載の装置。 35、該ジンバル手段をiCOSnt(ただし、tは時
間を示し、昇交点においてt=0、nは軌道角速度であ
る。)の関数として該駆動手段により制御するようにし
たことを特徴とする請求項34記載の装置。 36、該モーメンタムベクトル設定手段は傾斜軌道面法
線から角θだけ傾斜した軸に沿ってモーメンタムベクト
ルを設定し、該ジンバ ル手段を(i+θ)COSnt(ただし、tは時間を示
し、昇交点においてt=0、nは軌道角速度、またiは
軌道傾斜角である。)の関数として該駆動手段により制
御するようにしたことを特徴とする請求項35記載の装
置。 37、該結合手段を衛星(10)のロール軸およびヨー
軸と一致する軸を有する2自由度ジンバル(56、58
)手段により形成したことを特徴とする請求項29記載
の装置。 38、ロール軸を−θSINnt(ただし、tは時間を
示し、昇交点においてt=0、nは軌道角速度、またθ
は0.178iの最大値を有する。)の関数として該駆
動手段により制御するようにしたことを特徴とする請求
項37記載の装置。 39、該モーメンタムベクトル設定手段は傾斜軌道面へ
の法線に沿ってモーメンタムベクトルを設定し、ロール
軸を−(i+θ)SINnt(ただし、tは時間を示し
、昇交点においてt=0、nは軌道角速度、またθは0
.178iの最大値を有する。)の関数として該駆動手
段により制御するようにしたことを特徴とする請求項3
8記載の装置。 40、ヨー軸をiCOSnt(ただし、tは時間を示し
、昇交点においてt=0、nは軌道角速度、またiは軌
道傾斜角である。)の関数として該駆動手段により制御
するようにしたことを特徴とする請求項37記載の装置
。 41、該モーメンタムベクトル設定手段は傾斜軌道面へ
の法線に沿ってモーメンタムベクトルを設定し、ヨー軸
をiCOSnt(ただし、tは時間を示し、昇交点にお
いてt=0、nは軌道角速度、またiは軌道傾斜角であ
る。)の関数として該駆動手段により制御するようにし
たことを特徴とする請求項40記載の装置。 42、ロール軸を−θSINntの関数として該駆動手
段により制御し、ヨー軸をiCOSntの関数として該
駆動手段により制御するようにしたこと(ただし、tは
時間を示し、昇交点においてt=0、nは軌道角速度、
iは軌道傾斜角、またθは地球の半径と同期軌道高度の
比に軌道傾斜角を乗じた値の最大値を有する。)を特徴
とする請求項37記載の装置。 43、モーメンタムベクトルを決定するスパンセクショ
ン(12)およびデスパンセクション(14)を有する
ような形式の同期衛星(10)用の姿勢制御装置におい
て、 2自由度結合(22)により限定される直交ロール軸お
よびヨー軸、すなわち軌道通路に正接するロール軸およ
び軌道面内のロール軸に垂直なヨー軸のまわりで衛星(
10)のスパン(12)セクションおよびデスパン(1
4)セクションの被制御相対回転を与えるため、スパン
(12)セクションとデスパン(14)セクション間に
2自由度結合(22)を限定する手段と、該スパン(1
2)セクションおよびデスパン(14)セクション間に
、地球のまわりの衛星(10)の軌道と同期して時間的
に変化する方法で、かつ軌道傾斜角iの関数としての被
制御相対回転を与えるため、該結合手段(22)を制御
する手段とを含むことを特徴とする同期衛星用姿勢制御
装置。 44、赤道軌道面に垂直な軸以外の軸に沿ってモーメン
タムベクトルを決定するようにしたことを特徴とする請
求項43記載の装置。 45、該制御手段は、該結合手段(22)を制御して−
θSINntの関数として該ロール軸のまわりでの相対
回転を与え、iCOSntの関数として該ヨー軸のまわ
りでの相対回転を与えるようにしたこと(ただし、tは
時間を示し、昇交点においてt=0、nは軌道角速度、
iは軌道傾斜角、またθは地球の半径と同期軌道高度の
比に軌道傾斜角を乗じた値の最大値を有する。)を特徴
とする請求項44記載の装置。 46、該制御手段は該結合手段を制御して−θSINn
t(ただし、tは時間を示し、昇交点においてt=0、
nは軌道角速度、iは軌道傾斜角、またθは最大値0.
178iを有する。)の関数として該ロール軸のまわり
での相対回転を与えるようにしたことを特徴とする請求
項44記載の装置。 47、該制御手段は該結合手段を制御して、iCOSn
t(ただし、tは時間を示し、昇交点においてt=0、
nは軌道角速度、iは軌道傾斜角である。)の関数とし
て該ヨー軸のまわりで相対回転を与えるようにしたこと
を特徴とする請求項44記載の装置。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2010779A JP2971494B2 (ja) | 1990-01-22 | 1990-01-22 | 静止衛星用姿勢制御方法および装置 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2010779A JP2971494B2 (ja) | 1990-01-22 | 1990-01-22 | 静止衛星用姿勢制御方法および装置 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH03217397A true JPH03217397A (ja) | 1991-09-25 |
JP2971494B2 JP2971494B2 (ja) | 1999-11-08 |
Family
ID=11759819
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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JP2010779A Expired - Lifetime JP2971494B2 (ja) | 1990-01-22 | 1990-01-22 | 静止衛星用姿勢制御方法および装置 |
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Country | Link |
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JP (1) | JP2971494B2 (ja) |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4776540A (en) | 1986-10-03 | 1988-10-11 | Communications Satellite Corporation | Method of orienting a synchronous satellite |
-
1990
- 1990-01-22 JP JP2010779A patent/JP2971494B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
Publication number | Publication date |
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JP2971494B2 (ja) | 1999-11-08 |
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