JPH05238492A - 人工衛星の太陽翼のステップ運動の動的な事前補償方法および装置 - Google Patents
人工衛星の太陽翼のステップ運動の動的な事前補償方法および装置Info
- Publication number
- JPH05238492A JPH05238492A JP4318740A JP31874092A JPH05238492A JP H05238492 A JPH05238492 A JP H05238492A JP 4318740 A JP4318740 A JP 4318740A JP 31874092 A JP31874092 A JP 31874092A JP H05238492 A JPH05238492 A JP H05238492A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- satellite
- solar wing
- wing
- attitude
- sensor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 12
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 title description 15
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 18
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 2
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 239000012190 activator Substances 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012800 visualization 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
- B64G1/244—Spacecraft control systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Automation & Control Theory (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)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は、軌道人工衛星の太陽翼の擾乱を補
償するために擾乱トルクを計算することのできる補償装
置を得ることを目的とする。 【構成】 特定の人工衛星補償制御信号に応じて予め決
められた人工衛星軸において人工衛星を付勢する付勢手
段36，38と、この付勢手段36，38に補償制御信号を供給
し、センサから人工衛星の姿勢測定信号を受信する制御
手段32，34と、軸における評価された太陽翼擾乱信号を
計算し、人工衛星に関連する１以上の太陽翼の付勢から
人工衛星に位置される擾乱を補償するために付勢手段に
太陽翼制御信号を供給する太陽翼補償装置50とを具備し
ていることを特徴とする。
償するために擾乱トルクを計算することのできる補償装
置を得ることを目的とする。 【構成】 特定の人工衛星補償制御信号に応じて予め決
められた人工衛星軸において人工衛星を付勢する付勢手
段36，38と、この付勢手段36，38に補償制御信号を供給
し、センサから人工衛星の姿勢測定信号を受信する制御
手段32，34と、軸における評価された太陽翼擾乱信号を
計算し、人工衛星に関連する１以上の太陽翼の付勢から
人工衛星に位置される擾乱を補償するために付勢手段に
太陽翼制御信号を供給する太陽翼補償装置50とを具備し
ていることを特徴とする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、一般に人工衛星におけ
る動的な擾乱を補償する方法に関し、特に太陽翼回転に
よる軌道人工衛星において引き起こされる動的な擾乱を
計算し、補償する方法に関する。
る動的な擾乱を補償する方法に関し、特に太陽翼回転に
よる軌道人工衛星において引き起こされる動的な擾乱を
計算し、補償する方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】技術的に知られているような静止地球軌
道は、人工衛星または宇宙船が地球上の特定の位置の上
方に固定された状態で静止している地球を中心にした軌
道である。この軌道は地球の上方にほぼ22,400マイルの
距離にある。この軌道において、人工衛星からの通信ビ
ームのようなビームは、特定の国のような地球上の所望
の領域にわたって維持され、したがってビームを受取る
領域を設定することができる。静止軌道に残っているた
めに、人工衛星は所望の距離で実質的に地球の赤道平面
内付近の軌道上にあり、人工衛星の姿勢がこの平面に垂
直に方位付けされることが必要である。人工衛星を地球
上のボアサイト位置からアンテナを外らせる任意のずれ
または擾乱は、ビームのカバー領域に影響を与える傾向
があり、したがって望ましくない結果を生じさせる。人
工衛星のアンテナ指向方向を変化させる傾向がある多数
の異なる力が人工衛星に影響している。
道は、人工衛星または宇宙船が地球上の特定の位置の上
方に固定された状態で静止している地球を中心にした軌
道である。この軌道は地球の上方にほぼ22,400マイルの
距離にある。この軌道において、人工衛星からの通信ビ
ームのようなビームは、特定の国のような地球上の所望
の領域にわたって維持され、したがってビームを受取る
領域を設定することができる。静止軌道に残っているた
めに、人工衛星は所望の距離で実質的に地球の赤道平面
内付近の軌道上にあり、人工衛星の姿勢がこの平面に垂
直に方位付けされることが必要である。人工衛星を地球
上のボアサイト位置からアンテナを外らせる任意のずれ
または擾乱は、ビームのカバー領域に影響を与える傾向
があり、したがって望ましくない結果を生じさせる。人
工衛星のアンテナ指向方向を変化させる傾向がある多数
の異なる力が人工衛星に影響している。
【０００３】人工衛星に作用している異なる力の影響を
打消す第１の方法として、バイアスモーメント軸に対し
て横断方向の外力による人工衛星の方位の変化を阻止す
る角度的バイアスモーメントを与えることによって人工
衛星の姿勢を安定させることが知られている。この技術
を使用した人工衛星は一般に“モーメントバイアス”人
工衛星と呼ばれている。角度的モーメントバイアスは通
常人工衛星の少なくとも一部分で回転する多数のモーメ
ントまたはリアクションホイールによって与えられる。
モーメントホイールの回転によって設定されたバイアス
軸は一般に人工衛星の軌道の方向に対して垂直である。
バイアスモーメントはバイアスモーメント軸に対して横
断方向の人工衛星の方位の変化を阻止するが、バイアス
軸に沿った人工衛星の方位の変化を補償するために制御
を行うことが依然として必要である。フィードバックル
ープのような人工衛星の姿勢を制御する異なる方法が技
術的に知られている。
打消す第１の方法として、バイアスモーメント軸に対し
て横断方向の外力による人工衛星の方位の変化を阻止す
る角度的バイアスモーメントを与えることによって人工
衛星の姿勢を安定させることが知られている。この技術
を使用した人工衛星は一般に“モーメントバイアス”人
工衛星と呼ばれている。角度的モーメントバイアスは通
常人工衛星の少なくとも一部分で回転する多数のモーメ
ントまたはリアクションホイールによって与えられる。
モーメントホイールの回転によって設定されたバイアス
軸は一般に人工衛星の軌道の方向に対して垂直である。
バイアスモーメントはバイアスモーメント軸に対して横
断方向の人工衛星の方位の変化を阻止するが、バイアス
軸に沿った人工衛星の方位の変化を補償するために制御
を行うことが依然として必要である。フィードバックル
ープのような人工衛星の姿勢を制御する異なる方法が技
術的に知られている。
【０００４】大部分のバイアスモーメント人工衛星にお
いて、人工衛星の搭載部すなわち少なくともアンテナを
支持している人工衛星部分はモーメントホイールと異な
る方位を有している。したがって、モーメント姿勢の方
位に関して搭載部の方位を補償する手段を提供する必要
がある。典型的に、人工衛星の搭載部はヨー、ロールお
よびピッチ軸と呼ばれる３つの軸によって限定される。
人工衛星が静止軌道にある場合、技術的に良く知られて
いるように人工衛星の進行方向においてヨー軸は一般に
人工衛星から地球の中心に向けられ、ピッチ軸は一般に
人工衛星の軌道の平面に対して垂直に向けられ、ロール
軸は一般にヨーおよびピッチ軸に垂直である。
いて、人工衛星の搭載部すなわち少なくともアンテナを
支持している人工衛星部分はモーメントホイールと異な
る方位を有している。したがって、モーメント姿勢の方
位に関して搭載部の方位を補償する手段を提供する必要
がある。典型的に、人工衛星の搭載部はヨー、ロールお
よびピッチ軸と呼ばれる３つの軸によって限定される。
人工衛星が静止軌道にある場合、技術的に良く知られて
いるように人工衛星の進行方向においてヨー軸は一般に
人工衛星から地球の中心に向けられ、ピッチ軸は一般に
人工衛星の軌道の平面に対して垂直に向けられ、ロール
軸は一般にヨーおよびピッチ軸に垂直である。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】人工衛星の位置におけ
る上記された擾乱の１つは、人工衛星太陽翼の回転の結
果である。人工衛星太陽翼の回転は、太陽翼における太
陽電池の最大効率を実現するために地球の軌道に乗る人
工衛星として太陽を追跡する、つまり太陽からの光線に
対して垂直に太陽電池の面を維持するために行われる。
太陽翼が回転される時、角加速度と太陽翼の慣性の積に
等しい擾乱トルクがこの運動により人工衛星本体に供給
される。特に、太陽翼の回転運動は翼の速度における突
然のステップ変化によるので、翼の速度と翼の慣性の積
に等しいモーメントは搭載部が取り付けられる人工衛星
本体に伝えられる。人工衛星の搭載部は、擾乱のトルク
と反対の方向に回転し始めることによって反応する。人
工衛星の姿勢制御システムは、閉ループ動作によって人
工衛星の搭載部の移動を０にするように実際に動作し、
所望の指向方向へ戻す。しかしながら、制御システムは
通常低バンド帯域を有し、これらのタイプの擾乱に対し
てあまり早くは反応しない。従って、人工衛星の指向方
向に影響する無視できない姿勢の過渡的なファクターが
存在する。
る上記された擾乱の１つは、人工衛星太陽翼の回転の結
果である。人工衛星太陽翼の回転は、太陽翼における太
陽電池の最大効率を実現するために地球の軌道に乗る人
工衛星として太陽を追跡する、つまり太陽からの光線に
対して垂直に太陽電池の面を維持するために行われる。
太陽翼が回転される時、角加速度と太陽翼の慣性の積に
等しい擾乱トルクがこの運動により人工衛星本体に供給
される。特に、太陽翼の回転運動は翼の速度における突
然のステップ変化によるので、翼の速度と翼の慣性の積
に等しいモーメントは搭載部が取り付けられる人工衛星
本体に伝えられる。人工衛星の搭載部は、擾乱のトルク
と反対の方向に回転し始めることによって反応する。人
工衛星の姿勢制御システムは、閉ループ動作によって人
工衛星の搭載部の移動を０にするように実際に動作し、
所望の指向方向へ戻す。しかしながら、制御システムは
通常低バンド帯域を有し、これらのタイプの擾乱に対し
てあまり早くは反応しない。従って、人工衛星の指向方
向に影響する無視できない姿勢の過渡的なファクターが
存在する。
【０００６】宇宙船ダイナミックスを補償する従来技術
のシステムは、Plescia 氏らによる1987年８月18日の米
国特許第 4,687,161号明細書において明らかにされてい
る。この特許において、宇宙船における装置の作動によ
って生じられる宇宙船の方向のエラーを減少する動的な
事前補償順方向供給システムが明らかにされている。こ
のシステムは、宇宙船において引き起こされる装置の作
動の結果として補償エラーを生ずる補償手段を含む。特
に補償される装置は、地球に向って調整可能に方向を定
められる人工衛星におけるミラーである。しかしなが
ら、この特許明細書は太陽翼運動のために動的な事前補
償順方向供給システムは明らかにしない。
のシステムは、Plescia 氏らによる1987年８月18日の米
国特許第 4,687,161号明細書において明らかにされてい
る。この特許において、宇宙船における装置の作動によ
って生じられる宇宙船の方向のエラーを減少する動的な
事前補償順方向供給システムが明らかにされている。こ
のシステムは、宇宙船において引き起こされる装置の作
動の結果として補償エラーを生ずる補償手段を含む。特
に補償される装置は、地球に向って調整可能に方向を定
められる人工衛星におけるミラーである。しかしなが
ら、この特許明細書は太陽翼運動のために動的な事前補
償順方向供給システムは明らかにしない。
【０００７】Lievre社による1988年３月22日の米国特許
第 4,732,354号明細書は、３軸安定人工衛星の章動を制
御するシステムを明らかにしている。特に、この特許明
細書は人工衛星に関連した太陽翼の移動によって生じら
れる章動の補償を明らかにする。この補償は、章動の振
幅を減少するために予め計算された平均値に対する翼の
回転速度を変えるために選択的および一時的に太陽翼の
回転速度を制御することによって達成される。この特許
明細書は、太陽翼運動を動的な事前補償順方向供給シス
テムは明らかにしていない。
第 4,732,354号明細書は、３軸安定人工衛星の章動を制
御するシステムを明らかにしている。特に、この特許明
細書は人工衛星に関連した太陽翼の移動によって生じら
れる章動の補償を明らかにする。この補償は、章動の振
幅を減少するために予め計算された平均値に対する翼の
回転速度を変えるために選択的および一時的に太陽翼の
回転速度を制御することによって達成される。この特許
明細書は、太陽翼運動を動的な事前補償順方向供給シス
テムは明らかにしていない。
【０００８】太陽翼の回転、および擾乱を補償する人工
衛星の制御トルクに対する等しいが反対の命令の付加に
よって人工衛星の搭載部に供給される擾乱トルクを計算
する方法が必要とされる。したがって、本発明の目的は
このような方法を提供することである。
衛星の制御トルクに対する等しいが反対の命令の付加に
よって人工衛星の搭載部に供給される擾乱トルクを計算
する方法が必要とされる。したがって、本発明の目的は
このような方法を提供することである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は、その軸を中心
とする太陽翼の回転による軌道人工衛星の搭載部に適用
されるトルクを決定し、その結果としてこの運動による
過渡現象を除去するために大きさが等しく反対のトルク
を生成する方法を提供する。特に、翼の回転軸を中心と
する太陽翼慣性およびこの軸を中心とする翼の加速度を
知ることによって、人工衛星中心本体に与えられる擾乱
トルクが計算される。この擾乱に大きさが等しく反対の
補償トルクは人工衛星の姿勢制御システムによって供給
されたフィードバック制御トルクに加算され、これらの
トルクの和はその軸における人工衛星制御付勢装置に供
給される。２つ以上の太陽翼が存在する場合、全ての翼
による擾乱トルクは加算されて制御トルクに加算され
る。
とする太陽翼の回転による軌道人工衛星の搭載部に適用
されるトルクを決定し、その結果としてこの運動による
過渡現象を除去するために大きさが等しく反対のトルク
を生成する方法を提供する。特に、翼の回転軸を中心と
する太陽翼慣性およびこの軸を中心とする翼の加速度を
知ることによって、人工衛星中心本体に与えられる擾乱
トルクが計算される。この擾乱に大きさが等しく反対の
補償トルクは人工衛星の姿勢制御システムによって供給
されたフィードバック制御トルクに加算され、これらの
トルクの和はその軸における人工衛星制御付勢装置に供
給される。２つ以上の太陽翼が存在する場合、全ての翼
による擾乱トルクは加算されて制御トルクに加算され
る。
【００１０】別の実施態様において、姿勢制御システム
は本質的にサンプルデータである。つまり、制御トルク
は時間的に別々に計算され、これらの瞬間の間の最新の
計算された値で保持される。この場合、擾乱トルクに代
って、以前の瞬間からのサンプルの角度モーメントにお
ける変化が供給される。これは、太陽翼によって与えら
れるのと大きさが等しく反対の角度モーメントにおける
変化を人工衛星本体に加えるように人工衛星制御付勢装
置を動作させる。本発明の付加的な目的、利点および特
徴は、添付図面と共に以下の説明および特許請求の範囲
から明瞭にされるであろう。
は本質的にサンプルデータである。つまり、制御トルク
は時間的に別々に計算され、これらの瞬間の間の最新の
計算された値で保持される。この場合、擾乱トルクに代
って、以前の瞬間からのサンプルの角度モーメントにお
ける変化が供給される。これは、太陽翼によって与えら
れるのと大きさが等しく反対の角度モーメントにおける
変化を人工衛星本体に加えるように人工衛星制御付勢装
置を動作させる。本発明の付加的な目的、利点および特
徴は、添付図面と共に以下の説明および特許請求の範囲
から明瞭にされるであろう。
【００１１】
【実施例】太陽翼の回転によって生ずる人工衛星本体に
対する影響の補償を行う好ましい実施例の以下の説明は
単に特徴についての例示であり、本発明あるいはその適
用または使用方法を限定するものではない。
対する影響の補償を行う好ましい実施例の以下の説明は
単に特徴についての例示であり、本発明あるいはその適
用または使用方法を限定するものではない。
【００１２】本発明の特徴を述べる前に、本発明を含む
人工衛星の概要を知ることが有効である。これを理解す
るために、最初に図１を参照する。図１において、地球
20の軌道に乗っているモーメントバイアス人工衛星10の
太陽22に関する関係が示されている。人工衛星10は人工
衛星中心本体12を含み、ここでは立方体として示されて
いる。立方体として人工衛星10の本体12を表すことによ
って、人工衛星のヨー、ロールおよびピッチ軸の座標を
視覚化することが容易になる。上記に論じられたよう
に、ヨー軸は人工衛星本体12の姿勢から地球20の中心に
向けられた軸であり、ピッチ軸は人工衛星10の軌道に垂
直に、またヨー軸に垂直に向けられ、ロール軸は人工衛
星10の進路方向においてヨーおよびピッチ軸に垂直であ
る。これらの各軸は図１において方向的な方法で示され
ている。
人工衛星の概要を知ることが有効である。これを理解す
るために、最初に図１を参照する。図１において、地球
20の軌道に乗っているモーメントバイアス人工衛星10の
太陽22に関する関係が示されている。人工衛星10は人工
衛星中心本体12を含み、ここでは立方体として示されて
いる。立方体として人工衛星10の本体12を表すことによ
って、人工衛星のヨー、ロールおよびピッチ軸の座標を
視覚化することが容易になる。上記に論じられたよう
に、ヨー軸は人工衛星本体12の姿勢から地球20の中心に
向けられた軸であり、ピッチ軸は人工衛星10の軌道に垂
直に、またヨー軸に垂直に向けられ、ロール軸は人工衛
星10の進路方向においてヨーおよびピッチ軸に垂直であ
る。これらの各軸は図１において方向的な方法で示され
ている。
【００１３】人工衛星10はその軌道において人工衛星10
を安定させるために示されているように特定の方向、こ
こでは時計方向に回転するモーメントホイール14を含
む。モーメントホイール14の回転軸は人工衛星の本体12
のピッチ軸にほぼ平行である。モーメントホイール14は
典型的に人工衛星本体12の基準から分離して方位付けさ
れている。一実施例において、モーメントホイール14の
方位は２軸ジンバル上にある。この例において、モーメ
ントホイール14は人工衛星の姿勢を調節して維持する付
勢装置である。ピッチ軸およびモーメント軸は、人工衛
星10が静止軌道にあるならば実質的に地球20の赤道線上
の平面に対して垂直に方位付けされている。
を安定させるために示されているように特定の方向、こ
こでは時計方向に回転するモーメントホイール14を含
む。モーメントホイール14の回転軸は人工衛星の本体12
のピッチ軸にほぼ平行である。モーメントホイール14は
典型的に人工衛星本体12の基準から分離して方位付けさ
れている。一実施例において、モーメントホイール14の
方位は２軸ジンバル上にある。この例において、モーメ
ントホイール14は人工衛星の姿勢を調節して維持する付
勢装置である。ピッチ軸およびモーメント軸は、人工衛
星10が静止軌道にあるならば実質的に地球20の赤道線上
の平面に対して垂直に方位付けされている。
【００１４】人工衛星10はさらに積分ジャイロ18および
熱電対列の地球センサ24のアレイを含む。積分ジャイロ
は一般に技術的に知られているように人工衛星10がその
静止軌道高度に達したときに、所望の構成で人工衛星10
を方位付けするために使用される。人工衛星10の通常の
動作において、積分ジャイロ18は使用されない。しばし
ば水平センサと呼ばれる地球センサ24は、人工衛星10の
適切な方位付けのために慣性基準フレームを設定するた
めに地球の水平線を感知する。地球センサ10は典型的に
ロールおよびピッチ方向で人工衛星の方位を測定する。
スターセンサ、太陽センサ、ジャイロおよび地上ビーコ
ンセンサに制限されないが、それらを含む別のタイプの
センサはまた必要な人工衛星の姿勢を感知する。人工衛
星本体12からの突出しているものは、ここでは切取られ
たフォーマットで示された二個の太陽翼16および17であ
る。太陽翼16および17は、人工衛星10上の電気システム
に必要な電力を供給するために太陽光線に対して垂直に
向けられる。
熱電対列の地球センサ24のアレイを含む。積分ジャイロ
は一般に技術的に知られているように人工衛星10がその
静止軌道高度に達したときに、所望の構成で人工衛星10
を方位付けするために使用される。人工衛星10の通常の
動作において、積分ジャイロ18は使用されない。しばし
ば水平センサと呼ばれる地球センサ24は、人工衛星10の
適切な方位付けのために慣性基準フレームを設定するた
めに地球の水平線を感知する。地球センサ10は典型的に
ロールおよびピッチ方向で人工衛星の方位を測定する。
スターセンサ、太陽センサ、ジャイロおよび地上ビーコ
ンセンサに制限されないが、それらを含む別のタイプの
センサはまた必要な人工衛星の姿勢を感知する。人工衛
星本体12からの突出しているものは、ここでは切取られ
たフォーマットで示された二個の太陽翼16および17であ
る。太陽翼16および17は、人工衛星10上の電気システム
に必要な電力を供給するために太陽光線に対して垂直に
向けられる。
【００１５】上記で論じられるように、軌道人工衛星の
太陽翼は人工衛星10に関して太陽の移動を追うために回
転される。この回動中、人工衛星10は翼16および17の回
転と反対方向に擾乱トルクを受け、人工衛星10の方向が
変化する。人工衛星本体12に与えられる擾乱トルクを計
算し、付勢装置によって本体12に大きさが等しく反対方
向の擾乱トルクを加えることによって、回転運動による
最終的な擾乱はゼロになり、太陽翼回転による過渡現象
が除去される。軸のまわりの太陽翼の加速度がαw であ
り、回転軸のまわりの太陽翼慣性がＩw である場合、Ｉ
w αw の擾乱トルクは翼に供給される反対方向のトルク
の人工衛星本体によって供給される。従って、−Ｉw α
w のトルクは太陽翼運動からこの過渡的なトルクを除去
するために人工衛星の姿勢制御システムに供給される制
御トルクに加えられる。特定の人工衛星の設計におい
て、回転太陽翼軸はモーメントホイール回転軸、人工衛
星10のホイール14、および人工衛星のピッチ軸と一致す
る。従って、人工衛星のピッチ軸方向における擾乱トル
クのみがこれらのタイプの設計において一般的に示され
ている。
太陽翼は人工衛星10に関して太陽の移動を追うために回
転される。この回動中、人工衛星10は翼16および17の回
転と反対方向に擾乱トルクを受け、人工衛星10の方向が
変化する。人工衛星本体12に与えられる擾乱トルクを計
算し、付勢装置によって本体12に大きさが等しく反対方
向の擾乱トルクを加えることによって、回転運動による
最終的な擾乱はゼロになり、太陽翼回転による過渡現象
が除去される。軸のまわりの太陽翼の加速度がαw であ
り、回転軸のまわりの太陽翼慣性がＩw である場合、Ｉ
w αw の擾乱トルクは翼に供給される反対方向のトルク
の人工衛星本体によって供給される。従って、−Ｉw α
w のトルクは太陽翼運動からこの過渡的なトルクを除去
するために人工衛星の姿勢制御システムに供給される制
御トルクに加えられる。特定の人工衛星の設計におい
て、回転太陽翼軸はモーメントホイール回転軸、人工衛
星10のホイール14、および人工衛星のピッチ軸と一致す
る。従って、人工衛星のピッチ軸方向における擾乱トル
クのみがこれらのタイプの設計において一般的に示され
ている。
【００１６】図２を参照すると、太陽翼ステップ運動補
償システム30の１実施例の構成がブロック図において示
されている。特に、補償システム30は北翼制御システム
32，南翼制御システム34，北翼付勢装置36，南翼付勢装
置38，北翼ダイナミックス40，南翼ダイナミックス42，
人工衛星ピッチ軸制御システム44，ピッチ軸付勢装置4
6，人工衛星ダイナミックス48，太陽翼ステップ事前補
償装置50および姿勢センサ52を含むことが示されてい
る。北太陽翼制御システム32は当業者によく知られてい
るアルゴリズムを含み、北翼ダイナミックス40を付勢す
るために北翼付勢装置36に信号を供給することを予め計
算されており、北翼ダイナミックス40は最大の太陽効率
を与えるために太陽を追跡する。特に、北太陽翼制御シ
ステム32は、太陽を追跡するための所望な方法において
それを回転するために北翼ダイナミックス40に適当なト
ルクＴN W を供給する北翼付勢装置36に加速度信号αWN
C を伝える。トルクＴN W は、翼の慣性ＩW N と加速度
信号αWN C との積である。翼の慣性ＩW N は、従来技術
において良く知られているようにその質量に関連する。
北翼付勢装置36からの加速度αW A は、翼に伝えられる
実際の加速度である。北翼ダイナミックス40からの出力
信号θW N は、回転軸に関する翼の角度的な位置であ
る。
償システム30の１実施例の構成がブロック図において示
されている。特に、補償システム30は北翼制御システム
32，南翼制御システム34，北翼付勢装置36，南翼付勢装
置38，北翼ダイナミックス40，南翼ダイナミックス42，
人工衛星ピッチ軸制御システム44，ピッチ軸付勢装置4
6，人工衛星ダイナミックス48，太陽翼ステップ事前補
償装置50および姿勢センサ52を含むことが示されてい
る。北太陽翼制御システム32は当業者によく知られてい
るアルゴリズムを含み、北翼ダイナミックス40を付勢す
るために北翼付勢装置36に信号を供給することを予め計
算されており、北翼ダイナミックス40は最大の太陽効率
を与えるために太陽を追跡する。特に、北太陽翼制御シ
ステム32は、太陽を追跡するための所望な方法において
それを回転するために北翼ダイナミックス40に適当なト
ルクＴN W を供給する北翼付勢装置36に加速度信号αWN
C を伝える。トルクＴN W は、翼の慣性ＩW N と加速度
信号αWN C との積である。翼の慣性ＩW N は、従来技術
において良く知られているようにその質量に関連する。
北翼付勢装置36からの加速度αW A は、翼に伝えられる
実際の加速度である。北翼ダイナミックス40からの出力
信号θW N は、回転軸に関する翼の角度的な位置であ
る。
【００１７】南翼システムは、全く同じように動作す
る。特に、南太陽翼制御システム34は、南翼ダイナミッ
クス42に南翼の慣性Ｉs W と実際の加速度αA WSとの積
に等しいトルクＴS W を供給する南翼付勢装置38に加速
度信号αC WSを与える。南翼ダイナミックスの出力θW
S は、回転軸に対する南翼の角度的な位置である。人工
衛星ダイナミックス48に関連する−１のボックスによっ
て示されるように、ＴW N およびＴW S は人工衛星ダイ
ナミックス48に反対の力を供給する。
る。特に、南太陽翼制御システム34は、南翼ダイナミッ
クス42に南翼の慣性Ｉs W と実際の加速度αA WSとの積
に等しいトルクＴS W を供給する南翼付勢装置38に加速
度信号αC WSを与える。南翼ダイナミックスの出力θW
S は、回転軸に対する南翼の角度的な位置である。人工
衛星ダイナミックス48に関連する−１のボックスによっ
て示されるように、ＴW N およびＴW S は人工衛星ダイ
ナミックス48に反対の力を供給する。
【００１８】人工衛星ダイナミックス48は、人工衛星自
体を表す。人工衛星のピッチ軸は、地球の赤道平面に関
してある角度を有する。この角度θP は、適当な方位に
存在するかどうかを決定するために姿勢センサ52によっ
て測定される。姿勢センサ52は、地上ビーコンセンサ、
地球センサ、太陽センサ、スターセンサ等のような任意
の適切なセンサである。姿勢センサ52からの測定された
角度θP M は、角度θP が適当な人工衛星の方向に対し
て正しい方位にあるかどうかを決定する人工衛星ピッチ
軸制御システム44に供給される。角度θP が適当な人工
衛星の方向への正しい方位にない場合、ピッチ軸制御シ
ステム44は、人工衛星ダイナミックス48に実際のトルク
ＴP を供給するピッチ付勢装置46に制御トルク信号ＴP
C を伝える。ピッチ付勢装置46は、モーメントあるいは
リアクションホイール、スラスタあるいはモーメント制
御ジャイロのような任意の適切な付勢装置である。従っ
て、ピッチ軸姿勢は閉ループシステムによって制御され
ている。
体を表す。人工衛星のピッチ軸は、地球の赤道平面に関
してある角度を有する。この角度θP は、適当な方位に
存在するかどうかを決定するために姿勢センサ52によっ
て測定される。姿勢センサ52は、地上ビーコンセンサ、
地球センサ、太陽センサ、スターセンサ等のような任意
の適切なセンサである。姿勢センサ52からの測定された
角度θP M は、角度θP が適当な人工衛星の方向に対し
て正しい方位にあるかどうかを決定する人工衛星ピッチ
軸制御システム44に供給される。角度θP が適当な人工
衛星の方向への正しい方位にない場合、ピッチ軸制御シ
ステム44は、人工衛星ダイナミックス48に実際のトルク
ＴP を供給するピッチ付勢装置46に制御トルク信号ＴP
C を伝える。ピッチ付勢装置46は、モーメントあるいは
リアクションホイール、スラスタあるいはモーメント制
御ジャイロのような任意の適切な付勢装置である。従っ
て、ピッチ軸姿勢は閉ループシステムによって制御され
ている。
【００１９】上記で論じられるように、ピッチ角度を監
視する制御システムは低バンド帯域を有する。すなわ
ち、それは一定の姿勢の調整のための補償において非常
に低速である。それ故、翼が回転されるとき、人工衛星
ダイナミックスに供給されるトルクの補償は許容可能な
時間では補償されない。さらに早くこの擾乱トルクを補
償するため、太陽翼ステップ事前補償論理回路50が含ま
れている。太陽翼ステップ事前論理回路50は北太陽翼慣
性モデル回路54および南太陽翼慣性モデル回路56を含
む。北太陽翼回路54および南太陽翼回路56は、それぞれ
北翼および南翼に評価された慣性ＩN W およびＩS W の
モデルを含む。北太陽翼制御システム32からの制御加速
度信号αC WNは北翼慣性回路54に供給され、南太陽翼制
御システム34からの制御信号C WSは南翼慣性回路56に供
給される。これから、人工衛星ダイナミックス48に対し
て予測される加速度トルクは北翼に対するαC WSＩW N
の増倍および南翼に対するαC WSＩS W の増倍として計
算され、翼のステップ運動によって生じられる擾乱を補
償するために加えられた補償を供給するためのピッチ軸
制御システムからの制御信号ＴP C に加えられる。従っ
て、ＴP C ＋αC WSＩW N ＋αC WSＩS W のようなこれ
らの係数の加算値は、示されるようにピッチ付勢装置に
供給される。制御トルクＴP C に加えられた評価された
加速度トルクは、翼の回転運動からの人工衛星に供給さ
れる実際のトルクに実質上大きさが等しく反対である。
視する制御システムは低バンド帯域を有する。すなわ
ち、それは一定の姿勢の調整のための補償において非常
に低速である。それ故、翼が回転されるとき、人工衛星
ダイナミックスに供給されるトルクの補償は許容可能な
時間では補償されない。さらに早くこの擾乱トルクを補
償するため、太陽翼ステップ事前補償論理回路50が含ま
れている。太陽翼ステップ事前論理回路50は北太陽翼慣
性モデル回路54および南太陽翼慣性モデル回路56を含
む。北太陽翼回路54および南太陽翼回路56は、それぞれ
北翼および南翼に評価された慣性ＩN W およびＩS W の
モデルを含む。北太陽翼制御システム32からの制御加速
度信号αC WNは北翼慣性回路54に供給され、南太陽翼制
御システム34からの制御信号C WSは南翼慣性回路56に供
給される。これから、人工衛星ダイナミックス48に対し
て予測される加速度トルクは北翼に対するαC WSＩW N
の増倍および南翼に対するαC WSＩS W の増倍として計
算され、翼のステップ運動によって生じられる擾乱を補
償するために加えられた補償を供給するためのピッチ軸
制御システムからの制御信号ＴP C に加えられる。従っ
て、ＴP C ＋αC WSＩW N ＋αC WSＩS W のようなこれ
らの係数の加算値は、示されるようにピッチ付勢装置に
供給される。制御トルクＴP C に加えられた評価された
加速度トルクは、翼の回転運動からの人工衛星に供給さ
れる実際のトルクに実質上大きさが等しく反対である。
【００２０】図３は翼の回転運動の補償の別の実施態様
を示しており、それにおける姿勢制御システムは本質的
にサンプルデータである。換言すると、このタイプのシ
ステムにおいて制御トルクは時間的に別々に計算され、
制御値は別々の時間の間隔内で最新の計算された値に保
持される。図３の実施例において、南太陽翼制御システ
ムは図３に示されていないが、Ｔs としてここに示され
ているサンプリング装置は、北太陽翼制御システム32、
ピッチ軸制御システム44および南太陽翼制御システム34
の出力に含まれている。サンプリング装置ＴS は、人工
衛星のピッチ軸の態様の制御と同様に上記で論じられる
のと同じ方法で北翼ダイナミックスおよび南翼ダイナミ
ックスに制御信号を供給するための予め決められた時間
の間隔毎に閉路する。翼における適当な加速度を得るた
めに、連続的な間隔で翼命令を計算することは必要であ
る。論理装置60は、連続的な時間間隔で北翼制御命令ω
WN C を得て、ピッチ軸制御システム44からの制御信号Ｔ
P C と共にピッチ軸付勢装置46に供給されるこれらの時
間間隔の間の時間に対して平均トルクＴN avg.を計算す
る。ＴN avg.を計算するために次の式が使用される。 ＴN avg.＝ＩW N ／ＴS （ωC WN(K) −C WN(K-1) ）
を示しており、それにおける姿勢制御システムは本質的
にサンプルデータである。換言すると、このタイプのシ
ステムにおいて制御トルクは時間的に別々に計算され、
制御値は別々の時間の間隔内で最新の計算された値に保
持される。図３の実施例において、南太陽翼制御システ
ムは図３に示されていないが、Ｔs としてここに示され
ているサンプリング装置は、北太陽翼制御システム32、
ピッチ軸制御システム44および南太陽翼制御システム34
の出力に含まれている。サンプリング装置ＴS は、人工
衛星のピッチ軸の態様の制御と同様に上記で論じられる
のと同じ方法で北翼ダイナミックスおよび南翼ダイナミ
ックスに制御信号を供給するための予め決められた時間
の間隔毎に閉路する。翼における適当な加速度を得るた
めに、連続的な間隔で翼命令を計算することは必要であ
る。論理装置60は、連続的な時間間隔で北翼制御命令ω
WN C を得て、ピッチ軸制御システム44からの制御信号Ｔ
P C と共にピッチ軸付勢装置46に供給されるこれらの時
間間隔の間の時間に対して平均トルクＴN avg.を計算す
る。ＴN avg.を計算するために次の式が使用される。 ＴN avg.＝ＩW N ／ＴS （ωC WN(K) −C WN(K-1) ）
【００２１】ここでＫはｋ番目の時間サンプルを表し、
Ｋ−１はＫの前の時間間隔である。南翼の回転によって
人工衛星の評価されたトルクを計算する論理回路がさら
に含まれている。
Ｋ−１はＫの前の時間間隔である。南翼の回転によって
人工衛星の評価されたトルクを計算する論理回路がさら
に含まれている。
【００２２】上記の議論は太陽翼が完全に整列され、平
坦である場合に限定され、大洋翼回転からの人工衛星に
対する擾乱のみが回転軸に沿っている。回転軸は、人工
衛星ピッチ軸に平行である。しかしながら、実際には太
陽翼は典型的に完全に整列されていず、それらの回転軸
に関する慣性の結果を有する。これは、翼が回転される
時に翼回転軸を横断する人工衛星本体軸のまわりに擾乱
トルクを生ずる。人工衛星がこれらの軸において動作能
力を有し、太陽翼の慣性の積が知られる場合、これらの
擾乱は制御付勢装置に擾乱トルクあるいは角度モーメン
トの変化を供給することによって補償される。それ故
に、擾乱が人工衛星のピッチ軸内に含まれない場合にお
ける人工衛星のロールおよびヨー軸に供給される擾乱ト
ルクを計算するために次の式を使用することが可能であ
る。 Ｔr ＝Ｉrpαw Ｔy ＝Ｉrpαw
坦である場合に限定され、大洋翼回転からの人工衛星に
対する擾乱のみが回転軸に沿っている。回転軸は、人工
衛星ピッチ軸に平行である。しかしながら、実際には太
陽翼は典型的に完全に整列されていず、それらの回転軸
に関する慣性の結果を有する。これは、翼が回転される
時に翼回転軸を横断する人工衛星本体軸のまわりに擾乱
トルクを生ずる。人工衛星がこれらの軸において動作能
力を有し、太陽翼の慣性の積が知られる場合、これらの
擾乱は制御付勢装置に擾乱トルクあるいは角度モーメン
トの変化を供給することによって補償される。それ故
に、擾乱が人工衛星のピッチ軸内に含まれない場合にお
ける人工衛星のロールおよびヨー軸に供給される擾乱ト
ルクを計算するために次の式を使用することが可能であ
る。 Ｔr ＝Ｉrpαw Ｔy ＝Ｉrpαw
【００２３】ここで、Ｔr およびＴy はそれぞれ人工衛
星に供給されるロールおよびヨー擾乱トルクであり、Ｉ
rpは人工衛星座標システムにおけるロール軸とピッチ軸
の間の太陽翼の慣性の積であり、Ｉrpは人工衛星座標シ
ステムにおけるヨー軸およびピッチ軸の間の太陽翼の慣
性の積であり、αw は太陽翼加速度である。大きさが等
しく反対のトルクは、人工衛星ロールおよびヨー制御ト
ルクに入れられる。サンプルデータ制御システムは、加
速度に代って太陽翼の変化速度を使用することによって
上記のように組合わせられる。
星に供給されるロールおよびヨー擾乱トルクであり、Ｉ
rpは人工衛星座標システムにおけるロール軸とピッチ軸
の間の太陽翼の慣性の積であり、Ｉrpは人工衛星座標シ
ステムにおけるヨー軸およびピッチ軸の間の太陽翼の慣
性の積であり、αw は太陽翼加速度である。大きさが等
しく反対のトルクは、人工衛星ロールおよびヨー制御ト
ルクに入れられる。サンプルデータ制御システムは、加
速度に代って太陽翼の変化速度を使用することによって
上記のように組合わせられる。
【００２４】以上のように、本発明の単なる例示的な実
施例を開示し、説明した。当業者は、このような説明、
添付図面および特許請求の範囲から、様々な変化、変更
および変形が特許請求の範囲に定められるような本発明
の技術的範囲内から逸脱することなしに行われることが
容易に理解できるであろう。
施例を開示し、説明した。当業者は、このような説明、
添付図面および特許請求の範囲から、様々な変化、変更
および変形が特許請求の範囲に定められるような本発明
の技術的範囲内から逸脱することなしに行われることが
容易に理解できるであろう。
【図１】本発明の好ましい実施例による太陽翼トルクの
補償を含む地球の軌道に乗るモーメントバイアス人工衛
星の概略図。
補償を含む地球の軌道に乗るモーメントバイアス人工衛
星の概略図。
【図２】本発明の好ましい１実施例による太陽翼事前補
償システムを示す概略的なブロック図。
償システムを示す概略的なブロック図。
【図３】本発明の第２の好ましい実施例による太陽翼事
前補償論理を示す概略的なブロック図。
前補償論理を示す概略的なブロック図。
10…人工衛星，16,17 …太陽翼，46…付勢装置。
Claims (10)
- 【請求項１】 軌道人工衛星に関連して擾乱を補償する
装置において、 特定の人工衛星補償制御信号に応じて１つ以上の予め決
められた人工衛星軸において人工衛星を付勢する付勢手
段と、 前記１以上の予め決められた軸における付勢手段に補償
制御信号を供給し、センサから人工衛星の姿勢測定信号
を受信する制御手段と、 前記１以上の軸における評価された太陽翼擾乱信号を計
算し、人工衛星に関連する１以上の太陽翼の付勢から人
工衛星に位置される擾乱を補償するために付勢手段に太
陽翼制御信号を供給する太陽翼補償装置とを具備してい
ることを特徴とする装置。 - 【請求項２】 太陽翼補償装置が、太陽翼制御信号を生
成するために太陽翼に供給される加速度信号と評価され
た太陽翼慣性とを乗算する乗算手段と、人工衛星に関連
する２つの太陽翼を補償する補償手段とを具備している
請求項１記載の装置。 - 【請求項３】 センサが地球センサ、スターセンサ、太
陽センサ、地上ビーコンセンサおよびジャイロから成る
グループから選択される慣性センサであり、この慣性セ
ンサが１つ以上の軸に沿った予め決められた所望の人工
衛星の姿勢に対する人工衛星の姿勢の角度を測定し、制
御システムに対して角度を表す信号を出力する請求項１
記載の装置。 - 【請求項４】 制御手段からの制御信号と太陽翼補償装
置からの太陽翼信号とを合計し、付勢装置にその合計を
供給する合計手段をさらに具備している請求項１記載の
装置。 - 【請求項５】 付勢手段が、リアクションホイール、ス
ラスタおよびモーメント制御ジャイロからなるグループ
から選択される請求項１記載の装置。 - 【請求項６】 人工衛星に関連した１つ以上の太陽翼の
回転からの擾乱に対して予め決められた人工衛星の姿勢
における軌道人工衛星を維持する方法において、 １以上の予め決められた軸に対する人工衛星の姿勢の角
度を測定し、 制御システムに前記１以上の予め決められた軸の測定さ
れた角度を供給し、 予め決められた所望な人工衛星の姿勢位置に対して前記
１以上の予め決められた軸における人工衛星の姿勢を補
償するために前記１以上の予め決められた軸における補
償制御トルクを計算し、 太陽を追跡するためにその軸を中心とする太陽翼の回転
により人工衛星に供給される評価された太陽翼擾乱トル
クを決定し、 付勢装置に評価された太陽翼擾乱から得られる評価され
た太陽翼トルクを供給し、 制御トルクおよび評価された太陽翼トルクに応じて人工
衛星を付勢するステップを含む方法。 - 【請求項７】 評価された太陽翼擾乱トルクを決定する
ステップが、時間間隔の間の平均値として評価された太
陽翼トルクを生ずるために予め決められたアルゴリズム
に対して予め決められた時間間隔で太陽翼を回転するた
めに伝えられる加速度信号を供給するステップを含む請
求項６記載の方法。 - 【請求項８】 人工衛星の姿勢の角度を測定するステッ
プが、地球センサ、スターセンサ、太陽センサ、地上ビ
ーコンセンサ、およびジャイロからなるグループから選
択されるセンサによる人工衛星の姿勢の測定を含む請求
項６記載の方法。 - 【請求項９】 太陽を追跡する人工衛星に関連した太陽
翼の回転から軌道人工衛星に供給される擾乱トルクを補
償するシステムにおいて、 １以上の予め決められた人工衛星軸に関連する人工衛星
の姿勢を測定し、この１以上の予め決められた軸におけ
る姿勢測定信号を供給するセンサ手段と、 姿勢測定信号を受信し、前記１以上の予め決められた軸
における人工衛星の姿勢補償制御信号を計算する制御手
段と、 評価された太陽翼慣性信号を１つ以上の予め決められた
軸における評価された太陽翼擾乱制御信号を生ずるため
太陽翼に供給される加速度信号に供給する慣性手段を含
んでいる太陽翼補償装置と、 制御手段からの補償制御信号および太陽翼補償装置から
の太陽翼擾乱信号に応じて前記１以上の予め決められた
軸において人工衛星を付勢する付勢手段とを具備してい
るシステム。 - 【請求項１０】 制御手段からの制御信号を太陽翼補償
装置からの太陽翼制御信号と合計し、付勢手段にその合
計を供給する合計手段をさらに具備している請求項９記
載のシステム。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US80066191A | 1991-11-27 | 1991-11-27 | |
| US800661 | 1991-11-27 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05238492A true JPH05238492A (ja) | 1993-09-17 |
Family
ID=25179007
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4318740A Pending JPH05238492A (ja) | 1991-11-27 | 1992-11-27 | 人工衛星の太陽翼のステップ運動の動的な事前補償方法および装置 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0544241A1 (ja) |
| JP (1) | JPH05238492A (ja) |
| CA (1) | CA2080613A1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112537461A (zh) * | 2020-12-03 | 2021-03-23 | 北京航空航天大学 | 一种基于星载关联性健康基线卫星在轨实时监测方法 |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5520359A (en) * | 1994-05-02 | 1996-05-28 | Martin Marietta Corporation | Spacecraft with gradual acceleration of solar panels |
| US5816540A (en) * | 1995-12-22 | 1998-10-06 | Hughes Electronics | Optimal solar tracking system |
| CN103129752B (zh) * | 2013-02-28 | 2015-07-08 | 中国资源卫星应用中心 | 一种基于地面导航的光学遥感卫星姿态角误差动态补偿方法 |
| CN115180179A (zh) * | 2022-06-22 | 2022-10-14 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种自配平的低轨卫星太阳翼气动布局 |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4687161A (en) * | 1985-09-30 | 1987-08-18 | Ford Aerospace & Communications Corporation | Pointing compensation system for spacecraft instruments |
| US4843294A (en) * | 1987-12-01 | 1989-06-27 | Ford Aerospace & Communications Corporation | Solar array stepping to minimize array excitation |
| JPH02274697A (ja) * | 1989-04-14 | 1990-11-08 | Toshiba Corp | 宇宙航行体の姿勢制御装置 |
| DE4114804A1 (de) * | 1991-05-07 | 1992-11-12 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Vorrichtung zur lageregelung von satelliten mit solardruckmomenten |
-
1992
- 1992-10-15 CA CA002080613A patent/CA2080613A1/en not_active Abandoned
- 1992-11-25 EP EP92120035A patent/EP0544241A1/en not_active Withdrawn
- 1992-11-27 JP JP4318740A patent/JPH05238492A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112537461A (zh) * | 2020-12-03 | 2021-03-23 | 北京航空航天大学 | 一种基于星载关联性健康基线卫星在轨实时监测方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2080613A1 (en) | 1993-05-28 |
| EP0544241A1 (en) | 1993-06-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5149022A (en) | Satellite roll and yaw attitude control method | |
| EP0769736B1 (en) | Method for inclined orbit attitude control for momentum bias spacecraft | |
| JP3667817B2 (ja) | 太陽センサと地球センサと宇宙対地上リンクを使用した宇宙船姿勢決定システム | |
| US5259577A (en) | Attitude control system for three-axis stabilized satellite in near-equatorial orbit | |
| JP2625336B2 (ja) | 太陽センサを使用して人工衛星の太陽翼を制御する方法および装置 | |
| US6296207B1 (en) | Combined stationkeeping and momentum management | |
| US5692707A (en) | Universal spacecraft attitude steering control system | |
| US5540405A (en) | Method and apparatus for compensating for magnetic disturbance torques on a satellite | |
| JPS6047159B2 (ja) | 衛星の姿勢制御装置 | |
| US5738309A (en) | Single axis correction for orbit inclination | |
| CA2094215A1 (en) | Spacecraft attitude control and momentum unloading using gimballed and throttled thrusters | |
| US6289268B1 (en) | Attitude determination system and method | |
| JPH05185998A (ja) | 衛星用のロールおよびヨー姿勢制御の方法および装置 | |
| US6504502B1 (en) | Method and apparatus for spacecraft antenna beam pointing correction | |
| CA2383255C (en) | Method of controlling the attitude and stabilization of a satellite in low orbit | |
| US6471161B1 (en) | Satellite attitude control system | |
| JP2625337B2 (ja) | 日食中に人工衛星上の太陽トルク過渡現象を補償する方法および装置 | |
| JPH05238492A (ja) | 人工衛星の太陽翼のステップ運動の動的な事前補償方法および装置 | |
| EP1167189B1 (en) | Correction of spacecraft steering control law for unexpected orbital inclination effects | |
| US5996942A (en) | Autonomous solar torque management | |
| US6283415B1 (en) | Simplified yaw steering method for satellite antenna beam control | |
| LEBSOCK et al. | DESIGN OF A MANEWERABLE MOUENTllM BIAS ATTITUDE CONTROL SYSTEM | |
| Price et al. | Flight experience of dynamic momentum bias for spacecraft yaw steering |