JPH03217398A - 地球静止衛星の指向方法とその装置 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 この発明は、宇宙飛行物体、特に静止衛星を基準方向に
指向させる方法とその装置に関する。

〔従来の技術〕

宇宙飛行物体、例えば通信衛星は、一定の運転期間で地
球及び／又は太陽に対して一定の方向を占める必要があ
る．それには、この衛星が衛星座標系に設定された一定
方向、所謂基準方向に用いて太陽に指向させる必要があ
る。そのため、静止衛星の場合、今まで一般に瞬間的な
太陽の方向を決定する二つの直交測定が行われている。

瞬時太陽方向がこの基準方向からのずれは、この衛星を
制御系を介して指向させるために使用される。この制御
系では、測定データと衛星及びセンサの他の特性データ
から制御信号を算出し、衛星の制御機能部に導入される
制御信号に変換される。

衛星を太陽に指向させる従来の方法には、必ず少なくと
も二個のセンサが必要である。その場合、余分な要求の
ために他のセンサが配設される。これには、上記の地球
捕捉が通常の方法を用いて一定の幾何学的な境界条件の
場合にのみ実行されうる。即ち、太陽、衛星及び地球が
互いに一定の状況を占める場合に、実行される。地球が
、例えば衛星とそのセンサの捕獲領域に対する擾乱の影
響によって消え、そのために所謂衛星に対する地球基準
を見失う場合、前記一定の条項が達成され、地球の捕獲
が可能になるまで、一部に相当な待ち時間を我慢する必
要がある。

〔発明の課題〕

この発明の課題は、僅かな技術経費と僅かな回数の測定
で、基準対象物、例えば太陽に衛星を指向させ、同時に
簡単で、大切な公知の制御則を利用できる冒頭に述べた
種類の方法と装置を提供することにある。

〔課題を解決する手段〕

上記の課題は、この発明により、方法に対して、太陽の
方向をただ一つの測定方向、例えば方向センサの主軸に
関してのみ測定し、次いでこの太陽方向が宇宙飛行物体
に固定された基準方向に一致しない場合、以下の過程、 ａ）宇宙飛行物体に固定された基準方向の回りに宇宙飛
行物体を回転させ、 ｂ）測定方向に垂直で、宇宙飛行物体に固定された基準
方向に垂直な第一制御モーメントを導入して、測定方向
に向けた太陽の方向の誤差成分を調節し、 Ｃ）　基準方向に垂直で、第一制御モーメントに垂直な
第二制御モーメントを導入して測定方向に垂直な測定で
きない太陽の方向の成分を調節する、 を行うことによって、また装置に対して、太陽センサ（
１ｌ）を装備し、このセンサの出力信号を零点補正した
後、リミター（１３）に導入し、 第一分岐には、測定方向（ｅや）と基準方向（Ｏ又はＲ
）から制御ベクトル（ａ２）の回転方向を算出する第一
乗算器（１４）を装備し、第二分岐には、測定方向（ｅ
Ｍ）と基準方向（ＳＲ又はＥ）から同じように他の制御
ベクトル（ａ，）の回転方向を算出する別な乗算器（１
６）を装備し、 これ等の回転方向ベクトルをリミター（１３）の出力信
号と掛け合わせ、次いで互いに加算し、一上記加算信号
を制御パラメータ（ＫＰ）と掛け合わせる乗算器（ｌ９
）に導入し、 第三分岐には、基準方向（ｓｍ　）と定数（ｃ）から宇
宙飛行物体に固定された三輪の回りの宇宙飛行物体の回
転速度ベクトル（ｗｂ　）を算出する乗算器（２０）を
装備し、 二つの制御ベクトル（ａｘ，ａ，）を組み合わせた加算
信号、回転速度ベクトル（ｗ，）及び宇宙飛行物体の回
転速度（ｗ）を制御パラメータ（Ｋ．，Ｋ３）と乗算す
る三個の乗算器（ｌ９，２１．２２）が装備してあり、 上記乗算器（１９，２１．２２）の出力値を加算器（２
３）に導入し、この加算器の出力信号が制ＩＩＩ信号で
ある、 ことによって解決されている。

〔作用と効果〕

従って、ここに提唱する方法の場合、一つの方向に関し
てただ一個の測定信号しか必要でない．即ち、センサの
測定方向に関して、基準物体（以下では太陽）に向かう
方向、つまり主軸を決定するただ一個のセンサが必要で
ある。この制御思想によれば、太陽の指向方向がずれる
と、宇宙飛行物体は先ずこの宇宙飛行物体に固定された
基準方向に一致するある軸の回りに回転する．制御機能
部は、瞬時太陽方向の成分を測定方向に制御するように
制御信号で駆動される．測定方向に垂直な瞬時太陽方向
の第二成分は、測定されないが、次いで同じように制御
され、制御信号を制御機能部に導入して基準方向に垂直
で、第一制御モーメントに垂直な複数の制御モーメント
を宇宙飛行物体に及ぼす。この作業のためには、瞬時太
陽方向を基準方向に一致させる。

両方の制御モーメントは、宇宙飛行物体に固定した基準
方向に調整できるか、あるいは、特にセンサ、例えば太
陽センサが９０゜より大きい指向角度を有する視野を有
する場合、このセンサの光軸に指向される。こうして、
太陽の方向と基準方向に対する一定の相関のために、集
束の困難が防止される．このことは、制御則にある個々
のセンサのベクトルが一定で、即ち基準方向に無関係で
と言う利点がある。つまり、このことは制御則の計算に
対して単純化を意味する。

この発明による方法と装置を用いて、例えば通信衛星の
場合、少なくとも二個のセンサを節約でいる．つまり、
一般的に主センサと余剰センサである．これ等のセンサ
を用いて、通常の方法により、太陽を向く太陽センサの
第二方向成分が、太陽の方向に応じて測定され、これ等
の成分は地球捕捉の行動に対してのみ必要である。

更に、この発明によれば、地球基準を見失った後の地球
捕捉の待ち時間を低減できる。ただ一個のセンサしか必
要でないので、地球基準が無くなった後のこのような地
球捕捉は、他の行動のため゛にある補助的な二つの太陽
センサを用いても可能である。新たに地球を捕捉するた
めには、それ故、公知方法に定まる太陽、宇宙飛行物体
及び地球の間の状況が期待されない。

この発明による方法が非常に僅かな技術的測定経費で行
えるとしても、宇宙飛行物体の指向に必要な時間は従来
のものより長《ない。

この発明の他の構成は、従属請求項から理解できる． 〔実施例〕 この発明を、図面に基づき二つの実施例で説明する。

第１図には、指向センサ１が示してある。このセンサの
測定方向、ないしは主軸に記号ｅ４が付けてある。この
指向センサ１を用いて、測定方向ｅ．に対する瞬時太陽
の方向Ｓ．の成分が測定される。これ等の測定値は制御
器２に伝送され、そこで制御則に応じて制御信号に変換
され、次いで衛星の制御機能部３に導入される駆動信号
に変換される。これによって指向された制御モーメント
が生じて、以下に一般にベクトルａ！とじて与えてある
。

第２図には、衛星に固定された座標系Ｘ−Ｙ−Ｚが示し
てある。この図には、更にそれぞれベクトルとして測定
方向ｅＭ＋太陽を向く衛星に固定した基準方向、及び瞬
時の太陽の方向Ｓ．が示してある．このセンサ１は測定
方向ｅイに対して瞬時太陽方向Ｓ．の成分のみを測定す
る。付属するセンサの信号Ｎ　ｓｙは、一般的な指向セ
ンサの非線型出力特性ｆによって測定され、ベクトル表
示方法で、 Ｎｌ，＝　ｒ　　（　ｅＭＴ　　Ｓ，　）　　　　　　
　　１）によって与えられる。ここで、ｅ　，Ｔはｅ．
の反転ベクトルである。

測定信号Ｎ　ｓｙは、瞬時太陽方向Ｓ６が測定方向で正
の成分を有する場合に、正である。基準方向ＳＲは所定
の測定値又は基礎値Ｎｂ，に相当し、この値はそれに応
じて、 ＮｂＶ＝　ｒ　　（　ｅＨＴ　　Ｓｓ　　）　　　　　
　（２）で与えられる。それ故、正確な太陽の指向に対
しては、瞬時太陽方向の測定された成分Ｎ８アは基礎値
Ｎｂｙに一致するはずである。

もしそうでなければ、三つの部分から合成される一つの
制御則による指向が行われる。

部分　１： 衛星は、誤った指向を確認した場合、衛星に固定された
基準方向ＳＩｌの回りに回転する。制御器は制御部材に
、衛星の回転速度ベクトルＷ，をその衛星に固定した三
輪ｘ，ｙ，ｚの回りに与える制御信号を送る。従って、
この回転速度ベクトルを、 ｗ，＝ｃＳ，， （３） によって表すことができる。この式で、Ｃは零より大き
く、回転速度の目安となる。この回転速度ベクトルが制
御信号として衛星に導入されると、太陽に向くベクトル
Ｓ３は第２図に基準方向ＳＲの回りの円軌道で示してあ
る円錐を描く。

部分　２： 太陽の方向の瞬時ベクトルＳＩの測定した成分は、測定
した成分Ｎ　ｓｙと基礎値Ｎｂｙの間の差、即ち、 ΔＮ＝Ｎ，，−Ｎ，， （４） がほぼ一定になるまで、制御される。このことは、第２
図にａ２ ａ２ ａ２ ＝Ｓ＊　ｅ．４（Ｎｔｙ　　Ｎｂｙ）又は＝Ｓ　ｅＨ　
　Ｌ　　（Ｎｒ．ｙ　　Ｎｂｙ）（５） で示した制御ベク トルを与えて行われる。

ここで、 Ｌは限界値である。

ＳＲは外積マトリックス、 即ちベクトル積、 Ｏ　　　　ＳＲ−　　ＳＲ？ ＳＲ　　＝　　　　ＳＲ−　　Ｏ　　　　ＳＲｘ（６）
？Ｓａｙ　　Ｓｌ１■　０ である。従って、ＳｅｅｎはＳＲとｅＭの外積に一致す
る。

部分　３： 方向センサを用いて、瞬時太陽ベクトルＳｍの成分のみ
測定できるが、このベクトルに垂直な成分は測定できな
い。今まで説明した過程は、成分Ｎ．アと基礎値Ｎｂｙ
の間の上記の差が一定であるための方向の回りで衛星が
回転することをのみ保証するが、衛星を基準方向Ｓ，に
実際に指向させる調節は保証しない．測定方向ｅエに垂
直なベクトルＳｂの成分は、他のベクトルａ３を導入す
ることによって制御される。即ち、 ａｓ　＝Ｓ＊　（ＳＲｅｗ）　　（Ｎｓｙ　　Ｎｂｙ）
　　　　（７）＝　（ＳｂＳｍ”　　　Ｉ　）ｅＨ（Ｎ
ｓｙ　　Ｎｂｙ）？こで、ＳＲＴはＳ＋ｔの転置ベクト
ルであり、■はは単位行列である．ここでも、成分（Ｎ
■ｒ’＋ｂｙ）を係数Ｌて制限できる． このベクトルは衛星に対する制御モーメント又はローリ
ングモーメントを有する結果になり、このモーメントは
基準方向に垂直で、第一ベクトルａ２に垂直である。

この制御過程の後、太陽ベクトルＳｍの測定成分Ｎｓｙ
が基礎値Ｎｂｙに一致すると、制御過程は終了し、衛星
は正しい方向に指向する．上に説明した差ΔＮ＝Ｎ■一
Ｎｂｙはここで零になる．説明した三つの成分から、制
御機能部に伝えるべき制御信号Ｕに対する以下の制御則
を設定できる。即ち、 ｕ＝　　ＫＤ（ｗ　　ｃ　ＳＲ）＋ＫＰ　（Ｉ＋ｓ＊）
ＳＲｅ．Ｌ　　（Ｎｔｙ　　Ｎｂｙ）　　　　　（８）
一−−ＫＤ（ｗ−　ｃ　Ｓｍ）＋Ｋ，（Ｓ＊＋Ｓ＊３Ｒ
Ｔ　　　Ｉ　）　　ｅｌ４Ｌ　　（Ｎｓｙ　　Ｎｂｙ）
ここで、Ｌは極限を示す。

三輪座標の回りの衛星の回転速度Ｗに対する制御増幅用
の制御パラメータＫゎ及び衛星の姿勢に関する制御増幅
用の制御パラメータＫ，は対角行列で記述される。即ち
、個々の座標方向に対するこれ等の制御パラメータは行
列Ｋ，又はＫ，の対角値で与えられる。制御パラメータ
を選択するには、近似的に、 （ｉ−ｘ，ｙ，ｚに対して） が当てはまることに注意する必要がある．従って、（８
）式の制御則の個々の成分はベクトル的に、つまり同じ
様に全ての軸で有効になる。

ここに、Ｌ　ｃｉは制御モーメント、例えば衛星のノズ
ルによって生じる制御モーメントを意味し、Ｊ　ｓｉは
ｘ，ｙ，ｚに対応する軸ｉの回りの慣性質量モーメント
を意味する。

この方法はシュミレーションに基づき検証されている。

シュミレーション結果は第３〜６図に、静止衛星の地球
捕捉に関連して示してある。第３図には、三座標軸Ｘ，
Ｙ，Ｚの回りの衛星の回転速度が時間に関して記入して
ある．第４図には、太陽ベクトルＳ．の成分の経過が同
じ様に三座標軸に関して示してあり、第５図には地球に
指向するベクトルの成分の経過が示してある．更に、第
６図には、制御過程の間での衛星の表面に対するする太
陽ベクトルＳ，　　Ｖ，及び地球ベクトルＥ．■．の軌
跡が与えてある。地球衛星を太陽に指向させる全制御過
程は約１２〜１３分で完了する．ほぼ同じ時間内で、公
知の方法を用いても正確な指向が達成される．比較のた
め、第７図には公知の制御過程の間、衛星の表面に対象
ベクトルと地球ベクトルの軌跡が示してある。これ等の
ベクトルの軌跡はこの発明の方法の場合とほぼ同じに移
動することが判る。これ等の軌跡に沿って、小さい円の
傍に、所定の時間（秒で）でのベクトルの各方向が載せ
てある。

第８図には、上で説明した制御則の実施態様の座標系が
記入してある。つまり、視界ＣＦが９０’より広い太陽
センサに対する座標系である。基準方向に関する上に述
べた制御モーメントａｔとａ３はこの場合収束の難点を
もたらす．視角が９０゜以下の第一視界Ｇ　Ｆ　ｚにあ
る出発太陽位置Ｓｌを制御する間、視角が９０゜以上の
視野ＣＦ．Ｎｂｙ太陽の位置Ｓ２に対して、Ｙ軸方向、
つまり負のベクトル方向（−ｅ３）への投影が何時も大
きくなる。この難点は、第８図に視界ＧＦ．の二等分線
として示してある太陽センサの光軸０を制御則に使用す
ると、回避できる．この先軸の方向は、一般に以下のも
のに対して定義できる。即ち、一両方の測定信号が零と
なる方向の二軸センサに対して、 ｅ）Ｈに垂直な面と視界を対象に分割する平面との交線
の方向の一軸センサに対して、 定義できる。

従って、この改善された制御則の部分は、ａ３＝Ｏｅ． Ｌ （Ｎ．， Ｎ，，） （１０） 及び ａ３ ＝Ｓ．Ｏｅ． Ｌ （Ｎ．， Ｎｂ，） （ｌｌａ） 又は ａｘ　　一（ｅｓ　　）　　Ｌ　　（Ｎｓｙ　　Ｎｂｙ
）　　　　　（ｌｌｂ）となる。

（Ｉｌｂ）式の制御モーメントａ，の表現は．　（ｌｌ
ａ）式の表現の代わりとなり得る。何故なら、（ｆｌｂ
）式のベクトルを測定方向ｅ。の方向へ投影したものが
符号も含めて一義的であるからである。このことは、 以下のことから生じる。

即ち、 ｅＭ’ｓ．ｏｅ３＝ｅ．”　（ＯＳ．”　（ＯＳｍ’−
Ｓ．’ＯＩ） ｅｌ４−一Ｓ，ｌＴＯ≦　０ Ｑ２１ 及び、市販のセンサは視角が１８０゜以下の視界しかな
いので、光軸の定義から、 ｅＨＴ　−０、 及び ３１″≧０ である事実から生じる。

０（Ｄ式と（ｌｌｂ）式の制御則の成分には、上に説明
した（５）と（７）の式に比べて、先のベクトルが各セ
ンサに対して一定、つまり基準方向Ｓｓに無関係である
と言う利点がある．このことは、制御則を計算するのに
簡単であることを意味する。

第９図には、説明した方法に従って一個の衛星を制御す
る装置のブロック回路図が示してある。

太陽センサｌ１のセンサ信号Ｎ　ａｙは、差形成個所ｌ
２で基礎値Ｎｂｙで減算されるので、これから上記の差
ΔＮ　（　＝　Ｎｓｙ　　ｎ　ｂｙ）が生じる。この差
にリミター１３中で限界値Ｌが乗算される．第二分岐で
は、一個の乗算器１４中で制御ベクトルａ２の回転後方
が計算され、この乗算器には、測定方向のベクトルｅＭ
と第一実施例の場合、基準方向Ｓ＋ｔとが、又は第二実
施例の場合、光軸の方向とが導入され、それ等から行列
の積が形成される。第二乗算器ｌ５での乗算の後、第一
乗算器の出力信号と制限された角度信号から積が形成さ
れので、この第二乗算器の出力信号は制御ベクトルａ２
与える。

第三分岐では、第三乗算器ｌ６中で制御ベクトルａ，の
回転方向が上に与えた公式による同じ様に第一実施例の
入力値ｅ７とＳｌ又は第二実於例の光軸Ｏから算出され
る。

この出力信号は、第四乗算器１７中で制限された角度信
号に乗算される。従って、この乗算器１７の出力信号は
制御ベクトルａ，を表す。接続している加算器ｌ８中で
は、両制御ベクトルａｚとａ，が加算され、その和が第
五乗算器１９に導入される。この加算器中でこの和は制
御パラメータＫＰに乗算される。

第四分岐では、回転速度ベクトルｗ１が第６乗算器２０
中で衛星に固定した基準方向ＳＩ１に定数Ｃを掛けて算
出される。この乗算器２０の出力信号は第７乗算器２１
中で制御パラメータ−ＫＤに乗算される。

他の乗算器２２中では、ベクトルＷが同じ様に制御パラ
メータＫ，に乗算される。

加算器２３中では、乗算器１９、２ｌと２２の出力信号
が符号に合わせて互いに組み合わされる．この場合、乗
算器１９と２１の出力信号は正で、乗算器２２の出力信
号は負に計算される。合成した信号は、その時、制御機
能部に伝えるべき制御ベクトルＵである。

【図面の簡単な説明】

第１図、この発明の方法により衛星を太陽に指向させる
ための最も重要な構成要素の模式ブロック回路図。 第２図、この発明の方法で利用するベクトルを説明する
座標系の図。 第３図〜第５図、指向作業の間に衛星に固定した座標系
にそれぞれ関連した回転速度と太陽ベクトルと地球ベク
トルの成分の経過を示す時間グラフ。 第６図、指向過程の間、立方体として模式的に表した衛
星の表面での太陽ベクトルと地球ベクトルの軌跡を示す
図。 第７図、公知の指向方法での第６図に相当するグラフ。 第８図、第二実施例を説明するための座標系を示す図。 第９図、この発明の装置のブロック回路図。 図中引用符号： ｌ・・・方向センサ、 ２・・・制御器、 ３・・・制御機能部、 ４・・・帰還回路、 １１・・・太陽センサ、 １２，１８．２３・・・加算器、 １５，　　１６，　　１７，　　１９．　　２０．・・
・乗算器、 Ｓ３　・・・太陽の方向、 Ｓ，ｌ　・・・基準方向、 ｅ．　　・・・測定方向、 Ｎ　ｉｙ・・・測定信号、 Ｎｂｙ・・・基礎値、 ａ２　・・・第一制御ベクトル、 ａ，・・・第二制御ベクトル、 ｘ，ｙ，ｚ・・・座標軸。 ２　１， ２２

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、宇宙飛行物体の方向あるいは基準物体の方向（太陽
   の方向）を測定し、太陽の方向が宇宙飛行物体に固定さ
   れた基準方向に一致するように、宇宙飛行物体を制御機
   能部の助けで指向させ、そのため制御機能部に方向測定
   から導出された制御信号が印加される、静止衛星、特に
   宇宙飛行物体を基準物体、特に太陽に指向させる方法に
   おいて、太陽の方向をただ一つの測定方向、例えば方向
   センサの主軸に関してのみ測定し、次いでこの太陽方向
   が宇宙飛行物体に固定された基準方向に一致しない場合
   、以下の過程、 ａ）宇宙飛行物体に固定された基準方向の回りに宇宙飛
   行物体を回転させ、 ｂ）測定方向に垂直で、宇宙飛行物体に固定された基準
   方向に垂直な第一制御モーメントを導入して、測定方向
   に向けた太陽の方向の誤差成分を調節し、 ｃ）基準方向に垂直で、第一制御モーメントに垂直な第
   二制御モーメントを導入して測定方向に垂直な測定でき
   ない太陽の方向の成分を調節する、 を行うことを特徴とする方法。 ２、第一制御モーメントはベクトルで、 ａ＿２＝Ｓ＿Ｒｅ＿Ｍ（Ｎ＿ｓ＿ｙ−Ｎ＿ｂ＿ｙ）又は
   ａ＿２＝Ｏｅ＿Ｍ（Ｎ＿ｓ＿ｙ−Ｎ＿ｂ＿ｙ）（５）と
   して表現でき、ここでｅ＿Ｍは測定方向のベクトル、Ｓ
   ＿Ｒは基準方向のベクトルと測定方向のベクトルの外積
   、Ｎ＿ｓ＿ｙは測定した太陽の方向（Ｓ＿ｂ）の測定方
   向の成分、Ｎ＿ｂ＿ｙはこの成分の所定の基礎値、及び
   Ｏは太陽の方向を測定するセンサの光軸である、ことを
   特徴とする請求項１に記載の方法。 ３、第二制御モーメントはベクトルで、 ａ＿３＝■＿Ｒ（■＿Ｒｅ＿Ｍ）（Ｎ＿ｓ＿ｙ−Ｎ＿ｂ
   ＿ｙ）又はａ＿３＝■＿Ｒ■ｅ＿Ｍ（Ｎ＿ｓ＿ｙ−Ｎ＿
   ｂ＿ｙ）あるいはａ＿３＝（ｅ＿Ｍ）（Ｎ＿ｓ＿ｙ−Ｎ
   ＿ｂ＿ｙ）（７）ここで、ｅ＿Ｍは測定方向のベクトル
   、Ｓ＿Ｒは基準方向のベクトルと測定方向のベクトルの
   外積、Ｎ＿ｓ＿ｙは測定した太陽の方向（Ｓ＿ｂ）の測
   定方向の成分、Ｎ＿ｂ＿ｙはこの成分の所定の基礎値、
   及びＯは太陽の方向を測定するセンサの光軸である、こ
   とを特徴とする請求項１又は２に記載の方法。 ４、宇宙飛行物体を指向させる過程に対して、以下の制
   御則、 ｕ＝−Ｋ＿Ｄ（ｗ−ｃＳ＿Ｒ）＋Ｋ＿Ｐ（Ｓ＿Ｒ＋Ｓ＿
   Ｒ（Ｓ＿Ｒ）＾Ｔ−Ｉ）ｅ＿ＭＬ（Ｎ＿ｓ＿ｙ−Ｎ＿ｂ
   ＿ｙ）が使用され、ここで、ｕは制御機能部の入力信号
   、Ｋ＿Ｄは宇宙飛行物体の軸の回りの回転速度に対する
   制御パラメータ、Ｋ＿Ｐは宇宙飛行物体の姿勢に対する
   制御パラメータ、ｗは宇宙飛行物体の軸の回りの宇宙飛
   行物体の回転速度、ｃは宇宙飛行物体の回転速度に対す
   る値、Ｓ＿Ｒは基準方向のベクトル、Ｓ＿Ｒは基準ベク
   トルＳ＿Ｒと測定方向ｅ＿Ｍのベクトルとの外積、（Ｓ
   ＿Ｒ）＾Ｔは基準方向の転置ベクトル、Ｉは単位ベクト
   ル、Ｌは限界係数、Ｎ＿ｓ＿ｙは太陽の方向Ｓ＿ｂの測
   定方向で測定された成分、及びＮ＿ｂ＿ｙはこの成分に
   対する所定の基礎値である、ことを特徴とする請求項１
   〜３の何れか１項に記載の方法。 ５、特許請求の範囲第１〜４項の何れか１項の方法を実
   行する装置において、 −太陽センサ（１１）を装備し、このセンサの出力信号
   を零点補正した後、リミター（１３）に導入し、 −第一分岐には、測定方向（ｅ＿Ｍ）と基準方向（Ｏ又
   はＲ）から制御ベクトル（ａ＿２）の回転方向を算出す
   る第一乗算器（１４）を装備し、 −第二分岐には、測定方向（ｅ＿Ｍ）と基準方向（Ｓ＿
   Ｒ又はＥ）から同じように他の制御ベクトル（ａ＿３）
   の回転方向を算出する別な乗算器（１６）を装備し、 −これ等の回転方向ベクトルをリミター（１３）の出力
   信号と掛け合わせ、次いで互いに加算し、 −上記加算信号を制御パラメータ（Ｋ＿Ｐ）と掛け合わ
   せる乗算器（１９）に導入し、 −第三分岐には、基準方向（Ｓ＿Ｒ）と定数（ｃ）から
   宇宙飛行物体に固定された三軸の回りの宇宙飛行物体の
   回転速度ベクトル（ｗ＿ｂ）を算出する乗算器（２０）
   を装備し、−二つの制御ベクトル（ａ＿２、ａ＿３）を
   組み合わせた加算信号、回転速度ベクトル（ｗ＿ｂ）及
   び宇宙飛行物体の回転速度（ｗ）を制御パラメータ（Ｋ
   ＿Ｐ、Ｋ＿Ｄ）と乗算する三個の乗算器（１９、２１、
   ２２）が装備してあり、 −上記乗算器（１９、２１、２２）の出力値を加算器（
   ２３）に導入し、この加算器の出力信号が制御信号であ
   る、 ことを特徴とする装置。