JPH045600B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、人工衛星の回転軸を制御するための
装置、すなわちそれ自体、その回転軸の回りに自
転しつつある人工衛星の回転軸を太陽の方向と60
度以下の角度を形成する任意の所望の方向に向け
るための装置に関するものであるが、この装置
は、太陽輻射の圧力により、人工衛星の一部に加
わる力を利用するものである。

本発明は、特に、外乱変動の無い非常に安定し
た観測条件を必要とする天体観測用の人工衛星に
適用されるものであるが、これに限るものでは無
い。

人工衛星は、その軌道上で、外乱トルクを受け
ることが知られており、その中で最も重大な原因
は、 −太陽に関する人工衛星の軸の入射角及び人工衛
星の構成要素の反射性の差異による太陽輻射圧
の効果の非対称性； −地球引力の勾配の影響； −人工衛星の残留磁気モーメントへの地球磁場の
作用； −周囲の航空力学的な影響（低い軌道に対し
て）； などである。

従つて、軌道上の人工衛星の飛行姿勢を制御す
るための方法を提供することは、不可欠である。
この目的のために、現在三つの手段が知られてい
る。

これらの手段の内の二つは、はずみ車又はガス
ノズルを、それぞれ、用いている。はずみ車は、
その懸垂手段が磁気的である時には、その軸受に
は、何らの外乱をも生じさせない。しかしなが
ら、はずみ車の駆動要素の電磁的な切り換えは、
人工衛星に積載されている観測装置へ伝達される
低振幅の励起を生じさせる。更に、時々、飛行姿
勢修正用の短いパルスを作り出すガスノズルの使
用は、励起を発生し、この励起は、構造物、ソー
ラパネル及び人工衛星の感知部分へ伝達される。

従つて、最小の外乱で人工衛星の飛行姿勢を制
御することが望まれる時には、第三番目の手段が
用いられるが、この手段は、太陽光子束輻射圧を
用いること、従つて、人工衛星に連結され且つこ
の輻射圧に暴露される向きを変更することが出来
る面を用いることから成り立つている。

この第三番目の手段については、多くの特殊な
実施形態が、受動的なものと、能動的なものとの
両方について、既に、公知となつている。例え
ば、フランス特許第1364354号及び第1375558号明
細書、月刊誌「エーアイエーエー」（“AIAA
Journal”）の1963年７月の第１巻第７号、同「宇
宙船」（“SPACECRAFT”）の1976年12月の第13
巻第12号、同「ガイダンスと制御」
（“GUIDANCE AND CONTROL”）の1980年
第３巻第２号、ベルギー特許第874523号明細書、
月刊誌「アクタ・アストロノーチカ」（“ACTA
ASTRONAUTICA”）の1980年第７巻、又は、
米国特許第3304028号及び第4262867号明細書に記
載されている。

米国特許第3304028号明細書においては、３個
の軸に沿つて安定化されている人工衛星の飛行姿
勢を制御するために、ソーラパネルの端部に太陽
の方向とある一定の角度を作らなければならない
人工衛星の軸に対してほぼ直角に制御面が、配置
され、それらの制御面の上には、太陽輻射圧が作
用することが出来るようになつている。

制御面を制御するために、この特許明細書の中
に記載され且つ設計されている手段は、３個の軸
に沿つて安定化されている人工衛星に対して適用
されることが出来るだけであり、永久的に自転し
ている人工衛星の飛行姿勢を安定化するために
は、不適当である。

更に、米国特許第3145948号明細書には、太陽
圧の作用の下に、プロペラのような様式で、向き
を変えることが出来るソーラパネルを使用し、こ
れにより、人工衛星を回転させるための手段が記
載されているが、人工衛星は、他の手段により安
定化されるようになつている。

本発明の目的は、太陽圧使用によつて飛行姿勢
を修正する一般原理を、自転している人工衛星に
適用することにある。一層詳細には、この一般原
理の適用は、運動によつて天体観測を行うことを
可能とさせるために、実質的に一定の回転速度を
有している人工衛星に関するものである。この場
合、人工衛星に積載された少なくとも２個の観測
望遠鏡の視界の軸により定められる平面に対して
少なくとも実質的に垂直である回転軸の方向を、
太陽基準系、星基準系、又は、慣性系に関して制
御することが、必要である。

この目的のために、本発明によると、それ自
身、その回転軸の回りを回転しつつある人工衛星
を太陽の方向と60度以下のある角度を作つている
任意の希望の方向に向けるための方法であつて、
前記人工衛星が、前記回転軸の回りに分布し、展
開された運転位置においては、前記回転軸に対し
て少なくとも近似的に垂直な平面内に置かれた複
数のソーラパネルと、太陽輻射圧に感応し、前記
ソーラパネルの少なくとも幾つかのものの外端部
に、それぞれが、回転軸に対して直角な軸の回り
に枢着された制御面の様式で配置されている可動
面とから成り立つているものにおいて、各制御面
の対応するソーラパネルに関する偏向が、回転軸
の回りの人工衛星の回転の間、周期的に制御され
ることを特徴とするものである。

また、太陽の方向に関する回転軸の傾斜角（以
後、このような傾斜を、「太陽入射角」と呼ぶ）
を所望の値に維持するために、あるいは、太陽入
射角をプログラムに従つて逐次進行させるため
に、更に、上述の原因によると共に適当な検出器
により検出された向きの誤差を修正するために、
制御面の傾斜の制御装置は、３個の構成要素によ
り構成されるのが好適であるが、それらの内で、
第一の構成要素は、所望の太陽入射角における人
工衛星のつり合いに、少なくとも実質的に相当
し、第二の構成要素は、回転軸と太陽の方向とに
より定められる入射平面内で検出された誤差に比
例し且つこの平面に対して垂直の縦揺れモーメン
トを発生し、第三の構成よりは、入射平面に対し
て垂直な平面内で検出された誤差に比例し且つの
後者の平面内で偏揺れモーメントを発生する。

従つて、本発明によると、人工衛星の飛行姿勢
は、回転軸を通る２個の垂直平面に沿つて制御さ
れる。

人工衛星の任務及び太陽電池の劣化の進行、あ
るいは、衛星の任務、又は、太陽電池の劣化進行
により、太陽入射角は、地球からの遠隔制御によ
つてか、又は、人工衛星内に記録されることによ
つてかのどちらか一方によるプログラムに従つ
て、変更されることが出来る。

本発明による装置は、各制御面を制御するため
に、電磁モータ、又は、アクチユエータから成立
つており、その制御電流は、フイルタ、制御論理
及び増幅器から構成されているパイロツト・チエ
ーンの助けにより、検出器により伝達され、人工
衛星の位置及び人工衛星の角速度の両方、あるい
は、いずれか一方の誤差を示す信号から発生され
る。

制御面の制御において制動を行うために、制御
面の角速度を検出するための検出器が、各モータ
と協同されることができる。各制御面は、対応す
るソーラパネルの上に少なくとも１個のねじりリ
ンクにより維持されると共に枢着されることが、
望ましい。好適な実施例においては、各制御面
は、対応するソーラパネルの上に、２個の整列し
たねじりリンクにより維持されると共に枢着さ
れ、前記ねじりリンクのそれぞれは、その端部の
一つで前記ソーラパネルの外縁に固定されると共
にその他端では、対応するモータの可動部に固定
されるが、前記モータは、枢着部の中間位置に配
置され、モータの固定部は、前記ソーラパネル似
固着されている。

制御の線形性を満足させるために、若しも、電
磁モータが作動しない時に、対応する制御面が、
これと協同されるソーラパネルとゼロでは無い偏
向角度を作るならば、有利である。このゼロでは
無い偏向角度は、制御面が太陽入射平面を通過す
る時に、制御面により形成される偏向角度と同一
であつても良い。

以下、本発明を添付図面に示す実施例に基づい
て説明する。

図面について説明すると、天体測定のための本
発明による人工衛星の実施例は、第１〜３図に示
されるように、本質的に、次ぎのものから構成さ
れている。すなわち、 正多角形断面から成り、回転軸と一致している
縦軸GZを有している細長い角柱体Ｃと； 視界軸Ｖを有し、縦軸GZに対して垂直な平面
内に配置され且つ前記角柱体Ｃにより支持されて
いる２個の星観測望遠鏡Ｔと； 縦軸GZの回りに規則的に分布され、それぞれ、
角柱体Ｃの面上に、対応する枢着部Ｉ１０，Ｉ１
１，Ｉ１２，Ｉ２０，Ｉ２１及びＩ２２により、
枢着されている同一の光電ソーラパネルＰ１０，
Ｐ１１，Ｐ１２，Ｐ２０，Ｐ２１及びＰ２２と； から成立つているが、ソーラパネルの枢着部は、
縦軸GZに対して直角な同一平面内にあり、運転
の状態においては、異なつたソーラパネルは、こ
の平面内に配置され、一種の正規星（regular
star）を形成しており、発射及び軌道の上に載せ
る間は、パネルは、角柱体Ｃに沿つて折り畳まれ
るようになつている。

この実施例においては、６枚のソーラパネル
が、相互に、対Ｐ１０−Ｐ２０，Ｐ１１−Ｐ２
１、Ｐ１２−Ｐ２２に、対向して配置されてい
る。

第３図に示されるように、枢着部Ｉ１０，Ｉ１
１，Ｉ１２，Ｉ２１及びＩ２２は、重心Ｇに関し
て偏心しており、その結果、展開されたパネルＰ
１０，Ｐ１１，Ｐ１２，Ｐ２０，Ｐ２１及びＰ２
２の平面は、前記重心Ｇを通過しない。

更に、本実施例の人工衛星は、 縦軸GZから等距離であり且つこの縦軸GZの上
に中心のある同一の円に接する枢着部Ｅ１０，Ｅ
１１，Ｅ１２，Ｅ２０，Ｅ２１及びＥ２２によ、
パネルＰ１０，Ｐ１１，Ｐ１２，Ｐ２０，Ｐ２１
及びＰ２２の端部に、それぞれ、枢着されてい
る、同一の制御面ｇ１０，ｇ１１，ｇ１２，ｇ２
０，ｇ２１及びｇ２２； を含んでいるが、異なつた制御面の重心は、それ
ぞれCg１０，Cg１１，Cg１２，Cg２０，Cg２
１及びCg２２の符号を付けられている。

人工衛星全体は、太陽輻射に関して、実質的に
一定の太陽入射角で置かれる。この太陽入射角
は、縦軸GZと、太陽Ｓの方向GSとの間における
角度ｊにより定められる。縦軸GZに対して垂直
な軸GXが、太陽の入射平面GZ，GSの面内に示
されている。更に、縦軸GZ及びGXに対して垂直
な軸GYが、第１図及び第２図に示されている。
このようにして、人工衛星の重心Ｇにいて交差す
る座標GX，GY，GZの系が得られる。

入射角ｊは、特に、パネルＰ１０からＰ２２ま
での太陽電池の劣化を考慮して、徐々に拡大する
ようにされることが出来る。

望遠鏡Ｔによる星の探査は、大空に関する次ぎ
の３個の回転により、得られることが出来る。す
なわち、 人工衛星は、地球の回りの軌道の中にあり且つ
太陽Ｓに対して少なくとも実質的に一定の入射角
ｊで向いているので、太陽の回りの地球の回転に
対応する１年の周期の第一の回転と； 太陽方向の回りの人工衛星の縦軸GZの歳差運
動に対応する、１箇月のオーダの周期に対応する
速度ωを有する縦軸GZの回りの第二の回転と； ２時間のオーダの周期に対応する速度Ωの縦軸
GZの回りの軸の回転であり、同一の星の方向に
おける各望遠鏡Ｔの走査及び連続的な通過を確保
する第三の回転と； である。

第二及び第三の回転は、モーメントＨ→を生ずる
本発明の目的は、太陽入射角ｊ及び歳差運動速度
ωを高精度で、しかも、出来るだけ小さな変動量
で制御することもある。実際に、縦軸GZの回り
の軸の速度Ωは、高精度で行われる必要は無く、
ガスノズルによる公知の方法により、時々、修正
されても良い。

この目的を達成するために、本発明において
は、軸GS及びGYの回りの太陽圧力修正装置トル
ク（solar pressure correcto torques）が使用
されるが、これらのトルクは、制御面ｇ１０から
ｇ２２までに与えられる制御の重ね合わせから生
ずるものである。これらの制御の第一のものは、
外乱が無い場合、太陽に関してつり合いの取れた
人工衛星の太陽入射角ｊを得ることに、相当して
いる。この第一の制御の原理は第３〜６図に関連
して説明される。

第２及び３図は、制御面ｇ１０の重心Cg１０
が、平面GZ，GX内を通る瞬間における衛星を示
している。更に、第２図には、展開されたパネル
Ｐ１０〜Ｐ２２の平面内において、軸GXの突出
部である軸X′−X′に関して、軸GZの回りの重心
Cg１０〜Cg２２の位置を表すことを可能にする
角度φが示されている。この角度φは、時間ｔに
関するドリフトdφ／dtが、速度Ωに等しいようなも のである。

第２図、特に、第３図に明確に示されるよう
に、制御面ｇ１０〜ｇ２２は、すべてが重心Ｇに
向かつて同一方向にある各偏向角β₁₀〜β₂₂を与え
られている。

第３図において、制御面ｇ１０及びｇ２０の偏
向角β₁₀及びβ₂₀は、太陽入射角ｊと組み合わされ
て、軸GYに関して反対符号のモーメントＭ_１→及
びＭ_２→を引き起こす太陽圧力Ｒ１０及びＲ２０
を、それぞれ、作り出す。

また、制御面の他の組ｇ１１−ｇ２１及びｇ１
２−ｇ２２のそれぞれは、モーメントＭ１→及び
Ｍ２→のようなモーメント引き起こすが、これらの
モーメントの値は、太陽入射角ｊ及び縦軸GZの
回りの角度位置φに依存する。

第４図及び第５図には、ある与えられた太陽入
射角ｊ（例えば、36°）に対して、それぞれ偏向角
β₁₀及びβ₂₀の関数として、制御面ｇ１０及びｇ２
０に対するモーメントＭ１→及びＭ２→の変化曲線Ｋ
及びＬが、それぞれ示されている。このようにし
て、曲線Ｋは、角度φ＝０に対する制御面ｇ１０
〜ｇ２２の一つにより生じた太陽輻射圧のモーメ
ントの変化を表しており、一方、曲線Ｌ、はφ＝
180°に対するこれらの制御面の一つにより生ずる
太陽輻射圧のモーメントの変化を表している。

これらの曲線Ｋ及びＬは、制御面ｇ１０及びｇ
２０のそれぞれに対して、モーメントＭ１→又は
Ｍ２→の振幅が、偏向角β₁₀又はβ₂₀の変化量Δβ₁₀又
はΔβ₂₀に対して、ほぼ線形に変化する範囲ΔM_K
又はΔM_Lを見い出すことが、可能であることを、
示している。

若しも、人工衛星の角柱体Ｃ及びパネルＰ１０
〜Ｐ２２の上に加えられる太陽輻射圧力のモーメ
ントＭｊ→が、つり合い角度付近で常にゼロである
と仮定するならば、第４図及び第５図から理解さ
れるように、各範囲ΔM_K及びΔM_Lの中程におい
て、モーメントＭ_１→及びＭ_２→が、同じ大きさであ
る偏向角β₀又はβ₁₈₀の値を、それぞれ、見い出す
ことが、可能である。これらのモーメントは、反
対符号であるので、それらの効果は、相殺され
る。

従つて、前の仮定により、入射平面におけるつ
り合い条件は、偏向角β₁₀及びβ₂₀が、それぞれ、
β₀及びβ₁₈₀に等しいことである。例示された例に
おいては、これらの角度は、それぞれ、60°及び
12°に等しく、これらの角度の付近では、線形の
範囲は、±15°のオーダであり、約５％の歪みがあ
る場合には、±20°のオーダとさえもなる。

その上、太陽入射角ｊの減少は、β₁₀の増大及
びβ₂₀の減少として作用することが、見られるこ
とが出来る。すなわち、モーメントＭ１→の減少及
びモーメントＭ２→の増大をもたらすことが、見ら
れることが出来る。従つて、合成モーメントは、
太陽入射角ｊを増大させる傾向がある。同様に、
太陽入射角の増大は、反対の効果を有していると
見られる。従つて、系は静的に安定である。

更に、一定の太陽入射角におけるβ₁₀の増大及
びβ₂₀の減少は、同一符号のモーメントを生ずる。

入射平面に垂直な平面GZ，GYについて行われ
た前述の検討と同様の検討により、つり合いを得
るためには、φ＝90°を通過する制御面に、角度
β₉₀に等しい偏向角を与え、φ＝270°を通過する
制御面には、β₉₀＝β₂₇₀となる角度β₂₇₀に等しい偏
向角を与えることが必要である。上の例では、
β₉₀＝β₂₇₀＝36°である。この角度は、実質的には、
太陽入射角ｊは無関係である。

従つて、人工衛星の静的つり合いを得るために
は、人工衛星が、縦軸GZの回りを回転する時に、
制御面のそれぞれの偏向角が、縦軸GZの回りを
角度位置の関数として、正弦曲線的に変化しなけ
ればならず、その結果、 φ＝0° に対してβ＝β₀ φ＝90° 〃 β＝β₉₀ φ＝180° 〃 β＝β₁₈₀ φ＝270° 〃 β＝β₉₀ φ＝360° 〃 β＝β₀ のようになる。

人工衛星の角柱体Ｃに加わる太陽輻射圧力のモ
ーメントは乱れつつあるが、しかしながら、この
モーメントは、人工衛星の回転形状により、最小
とされる。合成モーメントＭｊ→は、太陽入射角ｊ
の関数として変化することが出来、その極値は、
制御面が、供給することが出来る極値よりも実質
的により小さく、これにより、制御面が、修正モ
ーメントを更に供給することが出来るようにしな
ければならない。

制御面の寸法を決定する時には、この判定基準
が考慮に入れられる。

第６図は、制御面ｇ１０〜ｇ２２のそれぞれの
偏向角の変化を、その重心の角度位置φの関数と
して示したものである。

若しも、制御面のアクチユエータ（これらの１
例が、第９図及び第１０図に示されている）が、
停止している時に、制御面がゼロに等しく無い停
止偏向角βγを現しているならば、制御のより良
い線形性を得るのに、有利となる。例えばβγは
少なくとも、近似的にβ₉₀に等しいように選定さ
れるのと、有利である。このようにして、つり合
いの制御は、Δβ＝β₀−β₉₀＝β₉₀−β₁₈₀となる大き
さ±Δβの制御された偏向角により、行われる。
この変化量Δβに、特性曲線Ｋ，Ｌなどの線形部
分に対応する±20°の範囲が、加えられる。従つ
て、±（Δβ＋20°）という制御振幅が、β₉₀付近で得
られることが出来る。第６図には、これに対応す
る制御帯域が、破線により示されている。

このような初期の調整（β_r＝β₉₀）により、本
発明は、60°に近い太陽入射角ｊの角度まで、実
施可能となる。

人工衛星は、その縦軸GZの回りに回転してい
る間に、その飛行姿勢が測定される。

この観測された飛行姿勢は、人工衛星の２個の
望遠鏡Ｔに組込まれた星検出器により検出された
位置から、導き出される。望遠鏡Ｔが、太陽入射
平面GX，GZに位置している時には、入射の際の
飛行姿勢が、測定可能となる。望遠鏡が、平面
GX，GZに垂直な平面内に位置している時には、
側面箇所の飛行姿勢が測定可能となる。望遠鏡
が、前の２平面の間に位置した１個の星に向けら
れている時には、検出器は、どのような方向にお
いても見い出される誤差を、検出する。GXと
GYの方向におけるこの誤差の２成分は、情報分
布において人工衛星の回転軸の方位を用いる分解
装置により得られる。人工衛星の再配置を非常に
速く行えるようにするためには、毎分（又は、大
空に関して、約3°の角度ごと）に、約１個の星の
座標を記憶すれば、大体、十分である。

飛行姿勢の誤差は、基準飛行姿勢（これは、大
空探査のプログラムに対応する）と、測定された
飛行姿勢との比較の結果から出されるが、この比
較は、ジヤイロメータにより測定された角速度の
積分の利用で可能であり、また、この積分は、周
期的にリセツトされることができる。このリセツ
トの手段により、直流信号が２個の星観測の間に
得られることを可能とすることができる。また、
この信号は、検出された誤差をろ波（フイルタ）
することにより、得られる。この誤差の処理によ
り、修正装置が、寄生的な変動の起源となること
を回避するために、十分に連続的な情報を供給さ
れることを、可能とさせる。

処理は、誤差の２成分について別々に行われ
る。

若しも、ある瞬間に、整列誤差が検出されたな
らば、平面GX，GY（第７図参照）内に位置した
モーメントＭ→の生成を必要とする。図示されるよ
うに、このモーメントは、GX及びGY方向にお
いて、ＭＸ→及びＭＹ→に分解される。

モーメントＭＹ→を生成するためには、最も有効
な制御面は、その瞬間にφ＝0°及びφ＝180°に相
当するものであり、一方、φ＝90°及びφ＝270°
に相当するものは、軸GYに沿う有効なモーメン
トを有していない。更に、上述のことから、モー
メントを生成するためには、180°だけ偏らされて
いる２個の制御面は、つり合い偏向に関して、反
対の偏向を有していなければならないことが、分
かつた。

このことから、モーメントＭＹ→を生成するため
には、各制御面ｇに、その位置の関数として、 δβ₁＝β₁・cosφ の式による付加偏向角を与えることが適切であ
る。同様に、モーメントＭＸ→を生成するために
は、付加偏向角 δβ₂＝β₂・sinφ が与えられる。軸GX及びGYに沿う修正に関す
る各々偏向角β₁及びβ₂の角度は、検出された誤差
の線形関数、又は、同じことになるが、必要モー
メントの線形関数、すなわち、 β₁＝１／K1｜ＭＹ→｜及びβ₂＝１／K2｜ＭＸ→｜ であり、ここで、例えば、１／K1＝−2.4・ 10⁴rad／Ｎｍ 及び１／K2＝＋2.9・10⁴rad／Ｎｍであるが、これ らの数値は、実験から取られたものである。

一方、計算によると、GX及びGYに沿つて行
われた修正間の結合は、弱く（20°の偏向角に対
して、10％以下）、他方、制御面の線形性の範囲
は、大きい（偏向角20°に対して、±５％）。

１ｍ×0.5ｍ及び反射率が１に近い制御面の場
合、モーメント容量が、例えば、20°の偏向角に
対して10^-5Nｍ、又は、外乱トルクのつり合いを
含んでいる人工衛星を操作するために必要なモー
メント容量の数倍である。

第８図は、制御面ｇを制御するための装置のブ
ロツク図である。

所望の基準飛行姿勢は、天体観測プログラムに
対応する。このプログラムは、人工衛星の運動が
完全に連続的であるように作成される。基準飛行
姿勢は、視界に関する基準星の座標から定められ
且つプログラム読取装置１００により、伝達され
る。

更に、検出器１０１（上の説明から分かるよう
に、望遠鏡Ｔと関連した）は、人工衛星の測定さ
れた飛行姿勢を与える。この測定された飛行姿勢
は、比較器１０２において基準飛行姿勢と比較さ
れる。

そして、その処理の後、比較器１０２から来る
誤差信号は、ピー・アイ・デイ型（P.I.D.type）
の制御フイルタ１０３へ伝達され、このフイルタ
により、早期修正の結果を積分し且つ航行中の運
動を制御するために必要なフエース・アドバン
ス・ターム（“Phase Advance Term”）を計算
することを可能とさせる。この方法では、制御は
進行性があり且つ、連続的で、人工衛星の捕捉の
間でも、あるいは、食（日食や、月食）の後で
も、連続的な変動を可能とさせる。

軸GX及びGYのそれぞれに関するフイルタの
出力は、制御トルクを表し、これらのトルクは、
修正されるために残つている誤差の修正速度と、
変動量との関数として、計算された制動を、考慮
に入れている。

それから、これらの制御トルクは、偏向法則を
表し且つ方向角度φの関数として分布を組合わせ
る中継器１０４において、各制御面のための偏向
制御量に変換される。

これらの偏向制御量は、制御面ｇの偏向モータ
１０５へ送られる。対応する制御面の角速度を検
出するための検出器１０６が、これらのモータと
協同されている。この情報は、前記制御面に対し
て、中継器１０４により指令された偏向法則を、
修正することが出来る。

得られた偏向は、太陽輻射の効果の下に、人工
衛星に作用をする駆動モーメントを作り出す。

これらの駆動モーメント、太陽輻射圧によるモ
ーメント及び外乱モーメントの組合わせ効果の下
に、人工衛星の動力学的応答が、その慣性の関数
として得られる。

最後に、人工衛星のこの応答は、検出器１０１
により測定された飛行姿勢に由来する実際の飛行
姿勢に変えられる。

第９図及び第１０図は、パネルＰの端にある制
御面ｇの軸Ｅの回りの枢着の例を示すものであ
る。

この軸Ｅは、２本の整列された、伸長された２
本のねじりケーブル１及び１′により、構成され
ている。これらのケーブル１，１′のそれぞれは、
一方では、モータ３（これは、第８図のモータ１
０５に相当する）のどちらか一方の側の上におい
て、制御面の内縁の中心に近い点１ａ又は１a′に
固定され、他方では、パネルＰの端縁に近い点１
ｂ又は１b′において固定されている。また、制御
面ｇと一体の軸受２及び２′が設けられていて、
それらをすきまを有して、ねじりケーブル１及び
１′が貫通している。操作の際には、軸受２，
２′を接触することが全く無く、これにより、摩
擦を無くし且つ真空中の拡散の問題を回避する。

制御面ｇは、枢軸Ｅの線の上の中間位置に配置
された電磁モータ３により、制御される。このモ
ータ３は、単一の駆動コイルを有する、スイツチ
開閉機構の無い電磁式のもであることが、好適で
ある。第１０図は、前記モータを詳細に示すもの
である。このモータは、ソーラパネルＰに固着さ
れたコイル４を含んでいるが、このコイル４は、
回転接触無しに、また、破損し易い屈曲自在な電
線無し、制御電流ｉを直接的に受ける。制御面ｇ
に固着された可動部分は、コイルの中心の永久磁
石５と、エアギヤツプの外側の軟鉄磁気回路６と
から成立つている。

安定状態の下においては、ケーブル１及び１′
による抵抗トルク（Nm）は、モータ３によつて
生成されるトルクに等しい。

この抵抗トルク（Nm）は、ケーブル１及び
１′のねじり剛性（Nm／rad）と、制御面の回転
角度β′（rad）との積、すなわち、λ・β′である。

静止状態の下においては、パネルＰ及び制御面
ｇの各面は、後に説明をするように、初期設定角
度βrにある。この初期設定角度βrからの偏向角
は、トルクを計算するために考慮に入れられるべ
き角度である。

モータのトルクＴは、 Ｔ→＝λβ→′＝K′β→∧ｎｉｌｒ→ ここで β→′＝β→−βｒ→ K′：回転の効率係数 Ｂ：エアギヤツプにおける磁場 ｎ：コイルの巻数 ｉ：制御電流の強度 ｌ：磁石の幅 ｒ：コイルの平均作用平径 である。

このように、このトルクＴは、４項の積であ
る。

すなわち、 K′B：コイルが、回転する空間、すなわち、軟鉄
磁気回路６と、磁石５との間のエアギヤツプの
中の磁場に、ある定数を乗じたもの ｌ：軸Ｅに対して平行な線に沿うコイル４の幅
（なぜならば、強度は、装置の軸方向の長さに
比例するから） ｒ：図示されるように、コイル４の中心と、軸Ｅ
との間の平均距離（ｍ）であり、これは、上に
定義された強さと共にトルク（Nm）を決定す
る ni：磁化を決定するアンペア回数 の積である。

従つて、制御面を維持するためのケーブル１及
び１′は、ねじり剛性λを有しているので、他の
何らの作用も無い場合には、制御面の偏向角は、
コイル４の中を通る電流に比例する。

この式が、制御面の位置を正しく与えるために
は、ヒンジの回りの太陽圧力によるモーメント
は、制御面を保持しているケーブル１，１′のト
ルクよりも、遥かに、より小さくなければならな
い。

コイル４を構成する湾曲部は、円筒形状であ
り、従つて、ある与えられた、電流により生成さ
れるトルクは、偏向角度の値がどのようなもので
あつても、実質的には、一定であることに注意さ
れたい。しかしながら、技術的な限界があり、平
均値に関し、±60°よりもより大きい偏向角度を求
めることは、困難である。これにより、モータに
関して制御面を初期設定角度βrで開始することの
必要性が確実となり、更に、モータはより少ない
電流を必要とすることを確実とする。

各モータ３は、偏向角の角速度を測定するため
の装置を備えていても良い。この測定は、モータ
の永久磁石の運動により、固定コイル７（第８図
における検出器１０６に相当する）の中において
生成される場の変動により行われるが、永久磁石
は、場の変化量に比例した電流を引き起こす。

この測定のために意図されたコイル７は、モー
タの制御コイルの外側に且つｉ＝０の時における
磁石の平面内に置かれる。

この配置は、制御コイルが実質的に円筒形であ
るので、コイルは測定域において、事実上、場を
生成しないという事実により、可能とされるもの
である。

若しも、必要であるならば、速度検出器が、モ
ータから分離され、独立した磁気回路の一部を形
成しても良い。すなわち、速度検出器は、固定コ
イル及び可動磁石の原理と同じ原理に基づくこと
も、出来る。

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明による人工衛星の実施例の略
斜視図、第２図は、第１図の人工衛星の略平面
図、第３図は第２図の線−に沿う断面図、第
４図及び第５図は、制御面に与えられた偏向角の
関数として、それにより与えられる太陽輻射圧の
モーメントの線図、第６図は、回転軸の回りの制
御面の位置の関数として制御面の偏向角を展開し
た図、第７図は、整列誤差が修正装置のモーメン
トＭ→を生成する時の制御面の偏向制御を示す図、
第８図は、制御面を制御するための装置のブロツ
ク図、第９図は、制御面の枢着及び制御を示す
図、第１０図は、制御面のモータの部分拡大断面
図である。 ３……電磁モータ、Ｃ……角柱体、Cg１０，
Cg１１，Cg１２，Cg２０，Cg２１，Cg２２…
…重心、Ｅ１０，Ｅ１１，Ｅ１２，Ｅ２０，Ｅ２
１，Ｅ２２……枢着部、Ｇ……重心、ｇ１０，ｇ
１１，ｇ１２，ｇ２０，ｇ２１，ｇ２２……制御
面、GX，GY，GZ……軸、Ｉ１０，Ｉ１１，Ｉ
１２，Ｉ２０，Ｉ２１，Ｉ２２……枢着部、ｊ…
…太陽入射角、Ｐ１０，Ｐ１１，Ｐ１２，Ｐ２
０，Ｐ２１，Ｐ２２……ソーラパネル、Ｔ……望
遠鏡、β……偏向角。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 回転しつつある人工衛星の回転軸を太陽に対
   して60°の角度以内で制御するための装置であつ
   て、前記人工衛星は、多数の放射方向のソーラパ
   ネルを有しており、その少なくともあるものが、
   それらの外端縁に、太陽輻射圧に応答して旋回可
   動な制御面を有している装置において 前記制御面のそれぞれと、その協同されるソー
   ラパネルに対するその角度的位置を制御するため
   に協同される電磁モータと 前記人工衛星の位置又は角速度の誤差に基づい
   て、作動電流を発生し、作動電流を前記電磁モー
   タに周期的に供給するために、検出手段、フイル
   タ手段、制御論理手段及び増幅手段を含んでお
   り、これにより、前記電磁モータのそれぞれが、
   前記誤差を減少させるために、前記人工衛星の回
   転の間に、その協同される制御面が、その方向の
   角度的位置を変えさせるようにする手段と 協同される制御面の角度を検出し、前記制御面
   の制御に減衰を生じさせるために、前記電磁モー
   タのそれぞれと協同される角度検出手段と から成り立つていることを特徴とする人工衛星の
   回転軸を制御するための装置。 ２ 各制御面が、少なくとも１個のねじりリンク
   を含んでいる連結手段によつて、対応するソーラ
   パネルの上に維持されると共にそれに枢着されて
   いる特許請求の範囲第１項記載の人工衛星の回転
   軸を制御するための装置。 ３ 前記連結手段が、２個の整列されたねじりリ
   ンクから成り立つており、前記ねじりリンクのそ
   れぞれが、その１端部において前記ソーラパネル
   の外縁に定着されると共に他端部において対応す
   る電磁モータの可動部分に定着されており、前記
   電磁モータが、枢着部分の上の中間位置に配置さ
   れると共に前記ソーラパネル及び前記ねじりリン
   クと一体の固定部分を有しており、これにより、
   前記固定部分と、前記可動部分との間におけるど
   のような接触も阻止するようになつている特許請
   求の範囲第２項記載の人工衛星の回転軸を制御す
   るための装置。 ４ 前記電磁モータのそれぞれが、固定された誘
   導コイル及び回転する永久磁石を有している形式
   のものである特許請求の範囲第２項記載の人工衛
   星の回転軸を制御するための装置。 ５ 電磁モータが作動されない時には、対応する
   制御面が、それと協同されるソーラパネルと、ゼ
   ロでは無い偏向角度を作つている特許請求の範囲
   第１項記載の人工衛星の回転軸を制御するための
   装置。 ６ 前記ゼロでは無い偏向角度が、制御面が太陽
   入射面を通過する時に、制御面によつて取られる
   偏向角度に近似している特許請求の範囲第５項記
   載の人工衛星の回転軸を制御するための装置。 ７ 前記制御手段により発生された電流が、３個
   の成分から成り立つており、それらの内、第一の
   成分は、人工衛星の希望される姿勢に実質的に対
   応しており、第二の成分は、回転軸及び太陽の方
   向によつて決定される入射面内において検出され
   た誤差に比例していると共に前記入射面に対して
   直角な縦揺れモーメントを生成し、第三の成分
   は、前記入射面に対して垂直な平面内において検
   出された誤差に比例し且つ前記垂直平面内におけ
   る偏揺れモーメントを生成するようになつている
   特許請求の範囲第１項記載の人工衛星の回転軸を
   制御するための装置。