JPH05504118A - 太陽放射の圧力による衛星のピッチ姿勢の制御方法、および該方法を行うための衛星 - 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】 太陽放射の圧力による衛星のピッチ姿勢の制御方法、および該方法を行うための 衛星 本発明は、軌道制御操作中ロール／ヨー軸のまわりに衛星に作用する外乱トルク の選択的な補償をともない、３軸のまわりに衛星の姿勢、通常Ｇこは３軸のまわ りに安定化された地球静止衛星の姿勢、の制御に関する。

本発明はまた、民生又は軍事、商業用又は科学用又はその組合せの目的のいずれ かを問わず、静止軌道内の３つの幾何学的軸のまわりに姿勢が安定化される衛星 の一般的構成に関する。

本明細書において、衛星は、太陽系における任意の人工的物体であって、 該人工的物体が、 ・　地球又はその他の惑星又は太陽系の物体のまわりの軌道内、または、 ・　太陽軌道内、例えば２つの惑星間の遷移軌道内、にあるものである。

軌道内の衛星は、外乱トルクを受けることがわかっており、このためその姿勢を 制御することが必要となる、外乱トルクの最も重要な原因は次のようなものであ る： ・　太陽に対する衛星のピンチ軸の入射角（９０度ではない）、衛星の部品の異 なる反射能特性及び衛星の幾何学的非対称二こ起因する太陽放射の圧力（略して 、太陽圧力）の効果の重心（宇宙では「質量中心」という表現の方が適切である ）を中心とした対称性の欠如、・　局所的（例えば地上の）磁界の作用、・　（ 低軌道における）環境の空力効果、・　衛星の重心から衛星軌道を修正するのに 用いられる反動推進エンジンの合成推力ベクトル軸までの距離。

下記の事項間の区別を行うこさば有能である：・　太陽圧力、周囲の磁界と衛星 の時期双極との相互作用、重力勾配といった環境に関わる外乱；これらの外乱は 弱い（大きさのオーダーは１０−’Ｎ、　ｍ）ものの常時衛星に対して作用して いる、・　衛星の重心との関係における軌道制御化学反動推進エンジンの推力ベ クトルの心ずれに関連する摂動；これらの外乱はより強いが（地球静止衛星につ いて大きさのオーダーは、−日当り１ＯＮ、ｍ。

ｓ）、時間的には制限されている。

衛星の軌道内の姿勢を制御するための手段を提供することが不可欠である。この 目的のため、質量射出タイプの複数の反動ホイール又は反動推進エンジンを用い たさまざまな積極的手段がすでに提案されてきた。しかし、 ・　質量射出の原理には、衛星が予備の質量を運ぶことが必要であり、こうして 打上げ時の衛星の重量が増大する、・　ガス噴射推進装置は、衛星のフレキシブ ルな軸微動のモードを励起し指向の精度を低下させる強い外乱を生しさせる、・ 　イオン反動推進エンジン又はアークイオン化推進装置といった低推力形式の推 進装置は、相当の電力を消費し、暖機（ウオームアツプ）段階を必要とし、この ことは、−ｉにその分野の熟練者が姿勢制御のためにこれらのエンジンを使用す ることを回避する事態をもたらす、 ・　反動ホイールは、ホイールを時に飽和解除しなげればならず（その速度を正 常値の近傍の値にするために）、このことは衛星に対する外部トルクの付加を必 要にすることから、それ自体不充分なものである。

最適な質量予算のために衛星の姿勢を制御するためには、・　太陽圧力（衛星に とりつけられた表面を適切に方向づけすることによる）、又は ・　局所的（例えば地上の）磁界（電流対を用いて衛星の船内で磁気双極子を生 成することによる） による外乱の力が使用される。

すでに搭載されている方向づけ反動推進装置を用いるか又は専用のアクチュエー タを用いて方向づけできる可動表面を用いて、衛星の姿勢制御及び軌道制御（位 置保持）を目的とする太陽放射圧力の使用が、以下のような種々の文書によりす でに提唱されており、すなわち、 ・　フランス特許第２．５１３．５８９号は、スピン安定され複数の固定式太陽 パネルがついた衛星の縦揺れ軸を必要な方向と心合せするための方法及び装置を 記述している（可動表面がパネル端部に取り付けられている）。

・　フランス特許第２．５５０．７５７号は、太陽パネルの各々に可変的後方曲 率を課すよう変形させることによってこれらのパネルに作用を加えて衛星の位置 を制御することを提案している。

・　フランス特許第２，５２９．１６６号は、太陽セイルを用いた衛星の位１保 持方法及びこの方法を実施するスペースクラフトに関する；北及び南に向けて配 置された太陽セイルは北−両軸に対して平行なバイロンの端部で衛星上にとりつ けられている；このバイロンは自転でき、セイルはバイロンに対して横方向の軸 のまわりに傾斜されうる。

・　ドイツ特許第２，５３７，５７７号’　Ｌ＞ｇｅ神ｅｇｅｌｕｎｇ　ｆｕｒ 　５ａｔｅｌｌｉｔ：ｎ　ｊ（「衛星用の姿勢制御」）は太陽パネルの軸を中心 にしてこの太陽パネルに対して横方向に方向づけされうる表面を太陽パネルの端 部に具備することを教示している。

・　米国特許第３，３０４，０２８号「スペースクラフト用の姿勢制御」は、米 国特許第３，３３９．８６３号がそうであるように、前述のフランス特許ｄ’ａ ｔｔｉｔｕｄｅ　ｐｏｕｒ　５ａｔｅｌｌｉｔ：　ｇｅ４ｓ３ｈｒｏｎ：」（ｒ 地球の自転と同期の衛星の姿勢制御方法と装置」）は、太陽パネルの側面に対す る固定表面の付加を教示している；及び、 ・　フランス特許第２．５３１，５４７号’５ｙｓｔｅ＋ｗｅ　ｄｅ　ｃｏｎｔ ｒｏｌｅ　ｄ’ａｔｔｉｔ肴ｄｅｄ’ｕｓ　５ａｔｅｌｌｉｔｉ　ｇｅｏｓｔａ ｔｉｏｎｎａｉｒｅＪ（’静止衛星姿勢制御システム」）は、太陽パネルの軸を 中心とした相対的方向づけの変動を教示している。

同様のことが米国特許第４，３２５．１２４号「地球の自転と同期の衛星の運動 量ベクトルの方向を制御するシステム」についてもあてはまる。

ヨーロッパドキュメント第０．２９５，９７８号は、宇宙探査機を天体の方へ向 かわせるための装置及び方法を提案している：非対称の表面積、南北軸を中心と する方向性又はこの軸に対し横方向の傾斜を有する北及び南の太陽セイルが衛星 に付加されている。

フランス特許第２，５２２，６１４号は、南北軸に対して横方向に方向づけされ 、南北軸に対して横方向の軸を中心に方向づけされるべく適合されたソーラーパ ネルを含む改良型太陽熱手段を伴う衛星の構成を提案している。

文書第ＵＳ−４、２６２，８６７号は、太陽セイルが各側面にパネルの長手方向 軸に対して横方向の軸を中心に枢着されているような、アコーディオン式に部分 的に引込まれるよう適合された太陽パネルを提供している。

これらの文書は、その起動手段として太陽圧力を用いる姿勢制御装置に関するも のである。しかし、これらの解決法はすべて、下記の欠点のいずれかを有する： すなわち、・　これらには余分な表面を付加することが必要とされ、このことは 下記の不利益点を有する： ・　付加的な表面は衛星の質量を増大させる、・　軌道内での表面の展開専用の 機構の付加は、質量ならびに故障の危険性を増大させる、 ・　これらの表面による全体の寸法の追加は、打上げに際して、衛星の体積のペ ナルティとしてあられれる、または、・　これらの文書は１本又は２本の軸のみ を中心とした衛星の姿勢制御を提供するため、第３の軸を中心とした制御のため にもう１つの手段が必要となる。

重心と反動推進エンジン（又は太陽圧力）スラストベクトルの間の心ずれに関連 する摂動トルクを減少させるため、衛星の重心を移動させることをさまざまな文 書が提案してきた。その中には、以下のような文書が含まれている： ・　米国特許第４，６８４，０８４号「対称質量中心及び非対称展開可能付加物 を伴うスペースクラフト構造」 ・　米国特許第４，３４５，７２８号「太陽圧力が存在する中での旋回するスペ ースクラフトの姿勢の制御方法」 ・　米国特許第３，５１６，６２３号「位置保持システム」特許第３．５１６， ６２３号及び第４，３４５，７２８号は、可動おもりを用いて重心を移動させる ことによって、重心と推力の心ずれに関連するスピン安定された衛星に作用する 外乱トルクを低減させることを提案している。なおここでこれらのおもり及びそ のアクチュエータはその他の機能を全く果たしていない。

特許第４，６８４，０８４号は、軌道制御反動推進装置の推力ベクトルと重心の 間の心ずれによる外乱トルクが減少されている衛星の構成を記述している。重心 は、展開された後の太陽熱発電パネルの適切な位置づけにより推力軸に向がって 移動される。この位置づけは固定されており、飛行中に変動しない。この構成の ため、重心はきわめて非対称な付加物の展開にもががねらずほぼ固定されている が、飛行中の太陽熱発電パネルの位置を変更することは全く不可能である。

これは、太陽放射による外乱トルクが増大し、これを補償するために何も提供し ないという欠点をもつ。

特にアメリカ、日本及びヨーロッパで現行の３軸安定衛星の実用段階の間に用い られる推進に関して言うと、これは純粋に化学的なものであるか（例えばヒドラ ジン又は燃料の混合を用いたもの）、または、電気的補助を伴う化学的なもので ある（例：増力触媒反動推進エンジン（ＰＡＣＴ）　、加熱式又はアーク（アー クシェッド）式ヒドラジン又はイオン又はプラズマ軌道補正用反動推進装置）。

しかし、最終的分析では、姿勢制御は、２本又は２本の軸を中心にした単数又は 複数の慣性ホイール内の角運動量の中間貯蔵を伴う化学的推進によって達成され る。関連する刊行物としては、以下のようなものがある： ・　「インテルサット■スペースクラフトの姿勢測定と制御用サブシステムＪ− １９７７年１０月ＮｏｏｒｄｗｉｊｋのＡＯＣ３会議議事録。

・　「単一本体固定式運動量ホイールを用いた精密姿勢制御Ｊ−ＡＩＡＡ飛行の 技術及び制御に関する会議−１９７４年８月Ａ；ａｈｅｉｍ。

Ｃａ１ｉｆｏｒｎｉａ。

・　１９９０年８月２１Ｅｉ付米国特許第４，９４９，９２２号「人工衛星側扉 システム」、 −「Ｓｙｓｔｅｍｅｓ　ｄｅ　ｃｏｎｔｒｏｌｅ　ｄ’ａｔｔｉＬｄｅ　ｅｔ　 ｄｂｒｂｉｔｅ＆ｓａ；ｅｌｌｉｔ＊：１ｕ・ ｅｖｏｌｕｔｉｏｎ　ｊｕｓｑ巳ａｕｘ　ａｎｎ−ｃｅｓ　８０−９０　Ｊ　（ ’人工衛星の姿勢及び軌道制御シスチムニ８０年代〜９０年代に至るまでの推移 Ｊ　）　−Ｌ’Ａｅｒ。

ｎａｕｔｉｑｕｅ　ｅｔ　１’Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｑｕｅ−ＮＯ，６９，１８ ７８−２−ｐ　３３−５６）。

同様にして、軌道制御及び均等な姿勢制御のための電気的推進の使用は、現在、 特に以下の刊行物により示されているように、広く考慮されつつある： ・　「日本における電気推進の計画と研究、、ＡＩＡＡ第２０第２隙 ・　ニューロスタースペースクラフト上の電気推進システムの設計と統合」、同 上の会議。

・　「準備状況の評価二通信衛足のためのイオン推進，、ＡＩＡＡ第１２第１隙 ・　「通信衛星のための化学及び電気推進のトレードオフＪ　Ｃｏｍ５ａｔ丁ｅ ｃｈｎｉｃａｌ　Ｒｅｖｉｅｗ、第２巻第１号、１９７２年春、ｐ１２３−１４ ５。

イオン反動推進装置の推進の現状に関しては、下記を参照することができるニ ー　１９８９年１月２８日発行のＦｌｌｌ−２，５１０．３０４　（欧州宇宙官 庁）　ｒＳｏｕｒｃｅｉｏｎｉｑｕｅ　ａ　ｅｍｉｓｓｉｏｎ　ｄｅ　ｃｈａｍ ｐ，ｎｏｔａｍｍｅｎｔ　ｐｏｕｒ　ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ　１ｏｎｉｑｕｅａ 　ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ　５ｐａｔｉａｌｅｓ　」（　ｒスペースクラフトの 電気推進に適した電界放出イオン源」） ・１９６６年１０月１８日発行ノＵＳ−３，２７９．１７６号（　Ｂ　Ｏ　Ｄ　 Ｅ　Ｎ　）　’イ，ｔ　７０ケノトエンジン」 ・　１９８９年５月１６日発行のＵＳ−４，　８２９．　７８４号（ＢＥＲＣ； はが）「電気インパルス宇宙駆動機構用の不活性ガスを貯蔵するための方法及び システム」。

本発明の１つの目的は、例えば同様に太陽放射の圧力に基づく既知のあらゆるタ イプのロール／ヨー姿勢制御と相容性がありかつ結合解除されたやり方で、でき るかぎり小さな付加的質量で高い信頼性でかつ単純にピンチにおける衛星の姿勢 を制御するため、主として太陽放射（太陽熱発電パネル及び／又は太陽セイル） に露出されるよう具備された既存の表面に対し作用する太陽放射の圧力をｆｌｆ 用することにある。

本発明の他の工つの目的は、姿勢Ｍ御のための電力の要求を低減させ、それによ り、質量又は信錬性を著しく損なうことなく、軌道側ｊ’ＥＪ操作中の姿勢の外 乱を最小化することにある。

本発明の他の１つの目的は現在単一点の故障危険を構成している太陽熱発電パネ ル駆動電動機の中に冗長性を内含させることができるようにすることにある。

本発明の他の一つの目的は、低コストでで製造及び打上げ）、全体的信顧性が改 善された状態で（化学推進の使用に付随する漏れの危険性が無くなるため）、実 用段階における化学的推進を全て無しですませ、姿勢制御（３軸を中心とする） 及び軌道制御専用の衛星の構成要素の全体的質量を最小限におさえることができ るようにするため、有利なことに反動ホイールに基づきジャイロ剛性が全く無く 　（これは常にゼロでない角運動量をもつ慣性ホイールにくらべて軽量である） 又太陽輻射圧力により生成される摂動力も全く無い状態で、運動エネルギー貯蔵 システムの電気推進（その大なる利点は化学推進よりも一層艮好な特定のインパ ルスである）から、姿勢側′４Ｂ（３軸を中心とする）及び軌道制御のための最 大限の利益を得ることにある。

この目的のため、本発明は、一定の与えられた方向において衛星から延び太陽放 射に露呈されることを主たる目的とする少なくとも１つの表面、搭載計算臀及び この計算機に接続された姿勢検出器システム、一定の与えられた軸に沿って衛星 に推力を通用するべく適合させられた軌道制御手段及び姿勢制御手段を有する衛 星において、前記一定の与えられた方向を含む複数の平面に対し平行に前記表面 を傾動させるための手段がさらに含まれ、この傾動手段は地上からの作用をとも ない、またはこの作用無しで前記搭載計算機によって制御されていることを特徴 とする衛星を提供する。

本発明の好適な技術特徴に従うと、 ・　前記太陽放射に露呈されることを主たる目的とする表面は、一定の与えられ た方向に延びこの一定の与えられた方向を中心にしてパネルを回転させるよう適 合された駆動モータによって衛星に連結されている平坦な太陽熱発電パネルであ る、・　傾動手段は前記駆動電動機及びこの電動機と太陽熱発電パネルの間に配 置された第２の電動機を含む、・　前記第２の電動機は、前記一定の与えられた 方向との関係において零でない角度αだけ傾斜した軸をもつ回転電動機である、 ・　前記零でない角度は２°と１５７の間にある。

・　傾動手段には、前記一定の与えられた方向に対し横方向の軸を有するビボ７ ）電動機が含まれる、 ・　前記電動機は、前記一定の与えられた方向との関係において最大１５°の動 作範囲を提供する、 ・　傾動手段には、軸が前記一定の与えられた方向に対し横方向でありかつ第１ のピボット電動機の軸に対し零でない傾斜をもつ第２のピボット電動機が含まれ る、 ・　傾動手段には、一定の与えられた方向に対して傾斜した方向に延び、前記表 面を衛星に連結する変形可能なヒンジ留めされた３角形の１辺上に取りつけられ たリニヤ電動機が含まれる、・　軌道制御手段二二は電気反動推進装置が含まれ る、・　軌道制御手段には、アーク電離反動推進エンジンが含まれる、・　軌道 制御操作中姿勢制御手段は前記表面及び傾動手段を含む、・　軌道制御操作中姿 勢制御手段は、方向づけ可能な角運動量システムを含む。

本発明はまた、地上南北軸のまわりに少なくともほぼ円形の地上軌道内の横揺れ 、片揺れ及び縦揺れ軸を中心として姿勢安定されるべ（適合され、しかも北と南 の側面を有する本体、姿勢検出器システム、この姿勢検出器システムに連結され た搭載計算機、ピッチ軸に対してほぼ平行に延びかつパネルが常に少なくともほ ぼ太陽放射に対して垂直にとどまるような形で搭載計算機の制御下でピッチ軸を 中心に回転させるための装置により本体に連結されている少なくとも１つの太陽 熱発電パネル、搭載計ＸＩ！によって制御されている少なくとも３本の軸のため の運動エネルギー貯蔵システム及び搭載計算機により制御されている姿勢制御及 び軌道補正推進システムを含む衛星において、 ・　姿勢制御及び軌道補正推進システムは専ら電気式のもののみであり、ロール およびヨー軸の平面及びピッチおよびヨー軸の平面に対しゼロでない傾斜又ロー ルおよびピッチ軸の平面に対し約２０度以下の傾斜を伴ってピッチおよびヨー軸 の平面に対しほぼ対称的に配置された２つの電気反動推進エンジンの少くとも１ つの第１の対を含んでいること；及び ・　衛星にはさらに、前記本体と前記太陽熱発電パネルの間に、ピンチ軸を含む 複数の平面に対して千ｊテに前記バフルを傾動させるための装置が含まれ、この 傾動装置は搭載計算機により制御されること、 を特徴とする衛星も提案している。

選択的に組合せ可能な本発明の好適な技術特徴に従うと、・　前記第１の対の電 気反動推進装置は、北及び南側面のいずれかの近くに配置されている。

・　前記第１の対の電気反動推進装置は、ヨー軸に対して平行に前記側面を縁ど りする縁部近くに配置されている。

・　電気反動推進装置は前記縁部のほぼ中央に配置されている。

・　推進システムは、第１の対の反動推進装置と反対方向ではあるがロールおよ びヨー軸の平面に対して零でない傾斜、ヨーおよびピッチ軸の平面に対して零で ない傾斜そしてロールおよびピンチ軸の平面に対して約 ２０度以下の傾斜を伴って、ピッチおよびヨー軸の平面に対しほぼ対称的に配置 された第２の電気反動推進装置の対を含む。

・　電気反動推進装置の第１及び第２の対は、ロールおよびヨー軸の平面に対し ほぼ対称的である。

・　推進システムには４つの電気反動推進装置のみが含まれる。

・　各々の電気反動推進装置は絶対値で４０度と７５度の間の角度でロール軸に 対し傾斜し、絶対値で１５度と６５度の間の角度でピッチ軸に対し傾斜している 。

・　第１のバフルに対し反対側でピッチ軸に対しほぼ平行に延びかつ、第２のパ ネルが常に太陽放射に対し少くともほぼ垂直になっているように搭載計算機の制 御の下でピンチ軸のまわりに回転させるための第２の装置及び縦揺れ軸を含む複 数の平面に対して平行に第２のパネルを傾動させるための第２の装置によって本 体に連結されている第２の太陽熱発電パネルが含まれており、パネル傾動装置は 搭載計算機によって連帯的に制御されている。

・　運動エネルギー貯蔵システムは、永久ジャイロ剛性を有せず、少なくとも３ つの反動ホイールを具備し、該反動ホイールの角運動量は零へ低減されることが 可能である。

従って、本発明のこの態様は、軌道補正操作を行なうため現状のままでの電気推 進の使用、公称ジャイロ剛性をもたない姿勢制御システム、のいずれに関するも のでもなく、セイル上の太陽輻射圧力のスラストの中心をピンチ軸に対し横方向 に移動させる設備（上記参照）を伴うこれら２つの特定的な組合せに関するもの であり、それにより、下記がみちびかれる。

１、実用段階（実際には、地球に対し静止した段階）の間に化学推進を使用する 必要がない。

２．１つの反動推進装置が故障した場合でも北−南方向（１年に約５ｍ／ｓ）及 び東−西方向（−年にほぼ５ｍ／ｓ）の軌道補正を行なうためにわずか４つの電 気反動推進装置のみを具備することができる（充分な信頌性をもつものであれば ２つでも充分でありうる）、３、　電気反動推進装置を再度指向させるだめの「 ジンバル」システムの必要性がない。

第１の点については、既存の又は現在計画中の全ての衛星において、次の目的で 静止段階の間の化学推進の使用は下記について不可欠のものである：すなわち、 ・　姿勢検出器−ブロセノサー化学的アクチュエータのフィールドハックループ を用いた衛星の１ないし３軸の直接制御のため、または、 ・　衛星の１ないし３軸のまわりで角運動量を貯蔵してきた反動又は慣性ホイー ルを不飽和状態にするため（この場合に、全体的フィードバックループは、姿勢 検出器−プロセノサ一角運動量貯蔵装置−速度検出器−化学アクチュエータであ る）、または、・　２つの設備の任意の軸ごとの組合せの必要条件を満たすため （直接制御又は中間貯蔵）。

本発明のこの観点による衛星は、ヨー軸のまわりの貯蔵された角運動量を不飽和 状態化（零に向って低減させる）するために電気推進を用いる。その他の軸（ロ ール及びピンチ）のまわりの不飽和状態化は、ソーラーセイル又は磁気ループと いった従来の非化学的手段により提供される。ヨー軸を中心とした貯蔵された角 運動量の不飽和状態化は、少なくとも隔日に軌道補正操作を行なう必要性によっ て可能になっている。電気反動推進装置のうちの一方が他方に比べて長く作動す るような形でこの操作を行なうだけで充分である。

１つの反動推進装置につき１０〜４０ｍＮ（ミリニュートン）の推力での電気推 進には、化学推進の場合標準的に約１０ニユートンの推力について１００秒の持 続時間の！２回の操作が必要であるのに比べて、はぼ１時間の持続時間の一日一 回の操作が必要である。

従って、同等の応力中心距離について、代表的な北−南の操作の間に蓄積された 外乱モーメントは、化学推進の場合に比べ電気推進の場合約１０分の１であり、 より大きな慣性タイプのホイールを必要とすることなく例えば反動ホイール内に 蓄積されうる。一方化学推進の場合、軌道補正操作により誘発された外乱トルク は非常に高いことから、運動又は反動ホイールはこれらのトルクを補償すること ができない。

電気推進のみが、外乱モーメントを吸収しかくして衛星の姿勢を保つため小さな 反動ホイールの使用を可能にする。当然のことながら、小さい反動ホイールは衛 星に対していかなる公称ジャイロ剛性も付与しない：すなわち、軸ごとの蓄積さ れた角運動量の衛星の寿命全体にわたる平均値は零であるか又は、零のいずれか の側で広い変動範囲をともなう極めて零に近いものである。

前述の第２の点に関しては、たとえ１つの反動推進装置が故障した場合でも傾き の補正（北−南）及びドリフトの補正（東−西）を提供するためにわずか４つの 反動推進装置を使用することは同様に、電気推進の賢明な使用を基礎にするもの である：すなわち、その特定のインパルスが化学推進のものに比べてはるかに高 い（Ｉｎ！３００ｓに対し１５００〜３０００ｓ）ことから、ドリフト補正のた めの推進燃料の収支は無視できるものとなり（化学推進の５００ｋｇに対して、 代表的に４０〜５０ｋｇ）、２つの推力装置の代りに単一の推力装置の使用が可 能である。反動推力装置が適切に方向づけされている場合、結果として得られる 外乱トルクは小さな反動ホイール内に一時的に貯蔵でき、これらのホイールは後 に低い外部トルクを用いて不飽和状態にされる（太陽セイル、磁気コイル）。

ピッチング軸との関係においてパネルを傾動させることができるため、以下のよ うな利点が得られる。

４つの反動推進ホイールのうちの任意の１つが故障しても使命遂行を危くするこ とにならない。現行の化学システムでは、少なくとも１２の反動推進装置のうち のいずれか１つが失われると、システムの１つの完全なブランチ（６つの反動推 進装置）を作動停止にせねばならず、他方の冗長なブランチのみを使用せねばな らぬことになる。化学推進が用いられている場合には、２回目の故障がその使途 を終結させるが、電気推進が用いられている場合には、その持続時間を短縮する にすぎない。

前述の第３の点に関して言うと、静止衛星（例えばＥＳＡ　ＡＲＴＥＭＩＳ衛星 ）の船内で電気推進を用いるという最近開発された概念は、操作中の外乱トルク を低減させるため最適に方向づけできるようにジンバル上に電気反動推進装置を とりつけることを必要とする。

これらの衛星は、蓄積された角運動量を除去するため化学推進を用いる。化学反 動推進装置により発生させられる推力は比較的高いものであることから、パルス は衛星の姿勢を混乱させることのないよう非常に短かいものでなくてはならない 。こうして、非常に短かいパルス（約１０ミリ秒）で使用される化学反動推進装 置の特定のインパルスが非常に低いものであることから、運転の全体的効率は低 下することになる。燃料の極端に多い量の必要性を避けるため、主要な原因、換 されば、外乱トルクの応力中心距離を、飛行中の電気反動推進装置の再方向づけ によってとり除く試みがなされている。

軌道制御操作中の化学推進に全く適していない、全く公称ジャイロ剛性の無い衛 星という我々の概念は、操作中の角運動量の低速蓄積及び低い外部トルク（太陽 セイル、磁気トルク）の作用によるほぼ零の総体的角運動量に向かっての低速復 帰に通している。

本発明のその他の選択的に組合せ可能な好適な技術特徴によれば、・　電気反動 推進装置のうち少なくともいくつかはイオン反動推進装置である、 ・　電気反動推進装置のうち少くともいくつかはプラズマ反動推進エンジンであ る、 ・　実用軌道内への噴射段階中姿勢制御用システムは、電気反動推進装置と同し 単一燃料貯蔵タンクに連結されている、・　衛星には、実用軌道噴射段階用の２ 重推進・姿勢制御燃料システムが含まれる、 ・　各パネルの回転装置及び傾動装置は、各パネル上の太陽放射の圧力を用いて ３本の軸を中心にした姿勢補正を生成すべく搭載計算機により制御される、 ・　搭載計算機は、電気反動推進装置による片揺れ姿勢補正を制御するべく適合 されている。

本発明においては同様に、主として太陽放射に露出されることを目的とし一定の 与えられた方向で衛星から延びている表面、姿勢測定装置及びピッチングにおい て適用されるべき姿勢補正トルクの値を決定するよう適合された計算機を含む衛 星の姿勢制御方法において、前記表面は、必要とされるピッチング姿勢補正トル クにほぼ等しいピッチングトルクを生成するよう太陽放射に対して横方向に傾動 されることを特徴とする衛星の姿勢制御方法も提案されている。

本発明のその他の好適な技術特徴によれば、・　一定の与えられた方向に軌道制 御スラストを適用するに先立ち、前の軌道操作中の姿勢の外乱の結果とじてのこ の一定の与えられた推力方向からの衛星重心のオフセントの振幅及び方向が見積 られ、前記表面は、一定の与えられた推力方向に向かって重心を動かすよう、表 面が広がっている一定の与えられた方向及び差の方向を含む１つの平面に対して 少なくとも部分的に平行に１頃動される、・　軌道制御操作の各々の間に、衛星 の姿勢は方向づけ可能な角運動量システムに作用を加えることにより安定化され 、その後代の軌道制御操作の前に前記表面は太陽放射に対し平行に傾動されてピ ッチングにおいて衛星を安定化しかつ方向づけ可能な角運動量を衛星に対して与 えられた方間へと運動させることになる。

従って、本発明による方法においては、太陽パネル表面の中心の位置は側面方向 に移動させられる（ピッチ軸に対し横方向の並進運動により；その結果、太陽圧 力は、姿勢制御、ホイール速度の不飽和状態化及び／又はピンチ外乱トルクの補 償を可能にするピッチにおけるトルクを生成する。

太陽熱発電機は、それ自体本発明の一部を成すものでない適切な既知のいずれか のアクチュエータによって移動されうる。

本発明の利点は、下記の点にある： ・　得られるピッチ制御は衛星のロール／ヨー挙動を変更せず（又は最少限にし か変更しない）、そのため、既知のいかなる形式のロール／ヨー制御とでも組合 せることができる；パネル駆動電動殿を用いた太陽制御が特に指摘される（特に 、それぞれ１９８９年１１月２９日及び１２月２９日に提出されたフランス特許 出願第８９−１５７３２号及び第８９−１７４７９号を参照のこと）、・　太陽 パネルの側方移動は衛星の重心を移動させてそれが北、南、東及び西の軌道制御 反動推進装置の推力と心合せされうるようにする；こうして北−南の軌道制御操 作中のロール／ヨー外乱及び東−西操作中のピッチ外乱が著しく減少される。

・　アクチュエータの付加的な質量は、姿勢制御（少くともピッチの）用材料の 射出を無しですませ、軌道制御操作中のロール／ヨー外乱を最小限におさえるこ とにより達成される燃料節約によって補償される。

・　採用された構成が、わずかに傾斜した軸を伴う電動機が駆動電動機上に積重 ねらされているものである場合、太陽熱発電パネルを回転させるため従来の駆動 電動機をバンクアンプするよう付加的なアクチュエータを用いることができる； この冗長性は、駆動電動機が単一点の故障の弊害を構成する従来の解決法に対す る実質的な利点である。

・　この概念を使用することにより、軌道中においてガス噴射反動推進装置の使 用が放棄される可能性のある衛星を設計することが可能になり、この場合には、 例えば軌道側９Ｂにのみ提供された電気反動推進装置（イオン、アークイオン化 又はプラズマ形式）にとり有利である。この種の概念は、下記の理由から有利で あり、すなわち、・　反動推進装置ガス噴射による外乱の不存在により可能にな った指向の精度の理由から、また、 ・　ガス噴射反動推進装置と比較して電気反動推進装置の、より良好な特定のイ ンパルスにより可能になった推進燃料の質量の節約の理由から、有利である。

本発明の目的、特徴及び利点は、次のような添付図面を参照しつつ、限定のため ではない例示により与えられる下記の記述から明瞭になるであろう。ここで、 ・　第１回は、地球を中心とする軌道内で、３本の軸のまわりで安定化されたス ペースクラフトの概略図である。

・　第２図は、フランス特許出願ＰＲ−２６５５１６７号で提塞されているよう なロール／ヨー制扉の使用及び各々可変的な３枚分をもつ角運動量の使用を例と して包含する本発明による衛星のための姿勢制御論理のブロック線図である。

・　第２Ａ図は、第２図における制御論理の構成部品のブロック線図である。

・　第３回は、太陽圧力が衛星のＹ軸を中心にしたピンチトルクを生成するよう な１つの構成における衛星の概略的な透視図である。

・　第４図、第５図及び第６図は、３つの成分すべてが可変的である角運動量を 生成するよう（第２図に示されている論理の使用を可能にするよう）適合された ３つの既知のホイールの配置を示す図である。

・　第７図は本発明による衛星の太陽パネルの動きを、パネル駆動電動機に対し やや傾いているシャフトを有する回転電動機を用いていかに制御するかを示した 詳細図である。

・　第８図は、その軸が駆動電動機の軸に対して横方向である旋回式駆動電動機 を用いた、この配置についての１つの変形を示す図である。

・　第９図は、太陽パネルを駆動電動機に連結するためのヒンジ留めされた変形 可能な角形を用いた、この配置に対する他の１つの変形を示す図である。

・　第１０図は、軌道制御操作中の理想的衛星の理想的構成の概略図である。

・　第１１回は、現実の衛星の現実の形態を示す図である。

・　第１２図は、本発明ムこより改良された現実の衛星の現実の形態を示す図で ある。

、　第１３図は、第１図および第３図の衛星の本体のより大なる寸法に対する透 視図である。

・　第１４回は、第１３図における矢印ＸＩＶの方向からみた衛星の本体の透視 図である。

・　第１５図は、推進燃料供給回路の線図である。

・　第１６図は、第１３図及び第１４図の衛星用の制御システムのブロック線図 である。

第１図は、円形地球軌道２、例えば、５°以下、例えば０．５°の傾きをもつ地 球静止軌道、にある衛星１を示す。

衛星は、衛星に関係する基準の直接のフレームを規定する下記の３個の軸が連系 させられる中央本体３を有する：・　軸Ｘであって、軌道２に接し軌道速度と同 じ方向にあり、従来ロール軸と称されるもの。

・　軸Ｙであって、地球の南−北方向に方向づけされ軌道２の平面に対して垂直 であり、従来ピッチ軸と称されるもの。

・　軸Ｚであって、地球に向かって方向づけされ、軸Ｘ及び軸Ｙに対し垂直であ り、従来ヨー軸と称されるもの。

幾つかの衛星上では、この基準フレームは、用途に関係する命令に応して、軌道 及び／又は地球に対し相異なるように方向付けされる可能性がある。

衛星は、該衛星が３木の軸を中心にして安定化させられる姿勢制御装置（下記参 照）を有する。

従って、衛星は、姿勢測定装置（それ自体従来形である）を具備し、該姿勢測定 装置は、姿勢制御装置により適用されるべき補正を計算するプロセッサ（これも 従来形である）に接続される。該装置は従来、通常ロール及びピッチにおける姿 勢を測定するよう適合された地球方向検出器７（例えば赤外線形式のもの）を包 含する（第３図参照）。該装置は、もし必要であれば、姿勢特にヨーにおける姿 勢を測定するための太陽方向検出器又は恒星方向検出器（図示せず）を、その代 りに、包含することが可能である。プロセッサは実際には、第３図に破線で示さ れた搭載計算機８の一部である。

同様に、従来衛星は、Ｙ軸と一致する長手方向軸に沿って北及び南にそれぞれ向 って延びている２枚のパネル４及び５を含む太陽熱発電機を含む。これらのパネ ルは、衛星の北側面にとりつけられ第３図の組合せ６千６′において参照番号６ で表わされているものを１つ含む適切な既知のあらゆる形式の別々に制御される ２つの駆動電動機によりＹ軸と少なくともほぼ一致する回転軸を中心にして本体 ３との関係において方向付けされうる；これらの電動機は通常、太陽光線に対し て垂直に太陽にほぼ面した状態にパネルを保持することが意図される。

幾つかの衛星上では、太陽熱発電機は、北又は南側面に支持されている単一のパ ネルのみを含んでいる。この場合、衛星は、反対側に１つの太陽セイルを支持す ることもでき（Ｙに平行な軸を中心にして方向づけ可能か又は対称）、この太陽 パネルの役目は、重心の位置及び太陽圧力による平均の推力の位置との関係にお いて全体として衛星を再び平衡させることにある。この形式の構成は、本発明の 使用を妨げるものではない。纒揺れ軸に対して平行に２つ以上のパネルまたはセ イルが存在することさえ可能である。

本明細書において「太陽熱弁ＮＷＩＪという語は、１枚又は２枚（または、それ より多く）のパネルの組合せのことを意味し、「大陽熱発電パネル」は、駆動電 動機により方向づけされうるアセンブリ、換言すれば、下記のものを含むアセン ブリをあられす：・　太陽熱発電機自体、すなわち、例えば光電効果により光の エヱルギを電気エネルギに変換する電池の組、・　これらの構成要素を支持する 構造、・　該構造に結合された機構であって、衛星がその軌道位置に達するまで は構造を格納し、次いでこれを展開させ展開位置に保持するもの、 ・　太陽熱発電機が展開されない段階の間衛星からの熱損失を制限する熱保護フ ラップ又は光電的装置（陰影均一化スクリーン等〕上に衝突する光を増大させる ための表面といった、軌道構成内で種々の機能をもち構造に固定されている全て の付加的な構成要素。

成る場合には、太陽圧力に露出された表面として衛星に取付けられた展開可能な ヒートシンクを用いることができる。

実際には、衛星は、太陽圧力に露呈されたとき太陽熱発電機のあらゆる非対称の 結果として生じるものと組合わされた外乱トルクを発生させるような、固定され た又はほぼ固定された種々の付加物（アンテナ等）をさらに具備する。例えば遠 隔通信衛星は通常単数又は複数の送信アンテナを含み、伝送ビームの輻射圧力は 、前述のもに加えられるＹ軸を中心としだ外乱トルクを発生させる。

これまた従来形の態様で、衛星は例えば化学形式の軌道制御反動推進装置（図２ への品目９）を具備し、その機能は、衛星を規則的間隔で宇宙内のその公称位置 へ復帰させることにある。この装置は、種々の外乱の力により何らかの軌道旋回 物体がその軌道から外れて移動する傾向をもつため必要とされるものである（例 えば、静止衛星においては、月及び太陽の引力は軌道の望ましくない傾きを生起 させ、地球の異方性形状は、地球との関係における衛星の見かけの位置の東又は 西へ向かってのドリフトを生起させる）。すべての場合において、このシステム は埋葬軌道内への噴射のため用途の要求である場合には、たとえその耐用寿命の 終りにおいてのみであっても、衛星の軌道を修正ために必要になったものである 。

第１３図及び第１４図を参照しつつ下記に説明する本発明の他の１つの態様によ れば、このシステムは電気反動推進装置のみを具備し、これは後記において記述 される。

衛星Ｉには、特に例えば前述の文書すなわちフランス特許出願ＦＲ−２，６５５ ，１６７号及びＦＲ−２，６５６，５８６号、又は文書ＦＲ〜２，５３１，５４ ７号、ＦＲ−２，５３０，０４６号、又は［１５−４，３２５，１２４号、のう ちの１つに記述されている形式の太陽制御装置におけるロール及びヨーの衛星制 御用の他の既知のいかなる手段とも両立性のあるピッチ姿勢制御システムが設け られている。下記に説明するように、このピンチ制御装置は、ロール／ヨー姿勢 制御装置から連結解除されている。

また、本発明は、本明細書に参考事項として内含組み込まれ、衛星に最小の項の みを付加するか又は全く何も付加しないという前記の特許出願の教示の基盤にな る哲学と両立性のあるものである。

前記と同じ種類の装置に連結された場合、本発明は、衛星の３本の軸のまわりの 姿勢を制御するために太陽放射の圧力を使用することを可能にする。

第３図を参照すると、ピッチ制御トルクは、２枚の太陽熱発電パネルのうちの少 くとも１枚（及び／又は衛星が再平衡のセイルを有する場合には太陽セイル）の 太陽放射に対し横断方向の制御された傾動により得られる。このことは太陽の推 力の中心をピッチ軸Ｙに対して変位させ、それによりピッチトルクを発生させる 。

軌道制御操作中、この傾動は同様にパネルの重心ひいては衛星全体の重心を変位 させるのにも用いることができる。従って、衛星の重心は、軌道制御によるロー ル及びヨーの外乱を最小限におさえる１又は無効にさえする南−北さらには東− 西の制御反動推進装置９の推力ベクトル上へと移動することができる（第１Ｏ図 、第１１図及び第１２図に関連して下記を参照）。実際には、これらの外乱トル クは常に完全に除去されるとは限らないが、少くとも強力に減衰され、そのため これらの操作中のロール／ヨー姿勢制御は、慣性ホイールに比べて強力でなく従 って質量面でコストが低くしかも衛星のフレキシブルおよび微動のモードを比較 的低いレベルで励起するような、（例えば反動ホイール）アクチュエータ９′に まかせることができ、その場合には、したがって、指向の精度は改善されること になる。

重心の位置付けは、先行する操作の間の外乱の識別（自動式または地上分析によ る）に基づいて制御されうる。これらの操作中、大陽圧力により生成されたピン チトルクは、軌道補正操作により生成される外乱トルク及びそれを補償する目的 をもつアクチュエータの作用に比べて明らかに無視できるものであり、従って傾 動によるピンチ制御は作動的であることを終止しするが、このことは推力ベクト ルの軸に向っての重心の移動が場合によってピッチ姿勢を補正するのではなくむ しろ付加的な外乱トルクを導入するだけに一層そのようである。従って、ピンチ 制御の他の手段が使用されねばならぬのであり、それは、例えば、次の移動創価 操作の開にひきつづき不飽和状態にされるホイールの速度を変化させる手段であ る。このことは第２図に示され、第２図は、交番する２つのモードを概略的にあ られす。

軌道制御モード（フレームＡ）では、重心は、軌道制御反動推進装置の推力ベク トル軸へ向かって、先行する操作の後のその推定された位置から移動させられる 。次に同時姿勢測定二こ基いて、軌道制御推力が印加される一方で可変的な角運 動量システム９′　（第２Ａ回参照）が作動させられる。

第４図ないし第６図は、システム９′について利用できる既知のさまざまな可変 的角運動量システムを示し、これらのシステムは、ロール／ヨ一平面内の２本の 軸を伴う２つの反動ホイール１１及び１つのピッチ運動ホイールか又は、２重ピ ボット１４上にとりつけられたビ、チ運動ホイール１３又はロール／ヨ一平面内 の２本の軸及びピッチ軸の上の３つの反動ホイール１５．１６及び１７のいずれ かを含んでいる。ロール／ヨ一平面内の選択された軸は当然のことながらロール 及びヨー軸であることが可能である。後者の具体例は、ジャイロ剛性を有しない 。

姿勢制御モード（フレームＢ）においては、パネルの傾動が、衛星の姿勢を維持 しホイールを不飽和状態にするため先行する軌道制御操作の後なお補償されるべ き測定上の角運動量、推定される外乱トルク及び姿勢測定値に基いて制御される 。

パ名ルに印加されるべき傾動の振幅を決定するための第２図からの制御論理の実 現は、当業者には明らかであろう。

第２Ａ図は、制御論理の構成要素の概略的表示であり、搭載計算機８は、方向付 は可能な角運動量システム９′から（検出器７を含む）姿勢検出器により既知の 方法で生成された、さらには衛星のその他の構成要素から受信され又は地球から 送信さ抗た種々の信号を用いて、駆動電動機６、傾動電動機６′、方向付は可能 な可変的角運動量システム９′及び軌道制御反動推進装置９上で作動する。

前記の説明は、ビ、チおよびロールおよびヨーにおける姿勢を考慮に入れており 、ロール及びヨー制御は、すでに言及されここに参考事項として組み込まれるフ ランス特許出願筒２．６５５，１６７号に開示されるようにを利に行なわれる。

パネル（又はセイル）をその平面に対して平行に傾動させる１つの方法（多くの 方法のうちの１つ）は、第７図ないし第９図のいずれかに示されるような電動機 ６′を使用することであり、すなわち、・　従来のパネル駆動電動！１１６とパ ネル取り付はアーム２１　（第８図参照）の間にはめ込まれたパネルの平面に対 して垂直である軸をもつ方向付は電動機２０；角運動の範囲は例えば電動機６の 軸の両側で±５°である；図は、太陽熱発電機から電力を送るケーブル２２の一 部を示している；又は ・　太陽熱発電機取りつけアーム３１（図９参照〕のうちの１本又は複数のもの の上に取りつけられたリニヤ電動機３０（ボール循環式親ネジ＆ランク形式のも の）；このアームはこのとき変形可能である；又は、 ・　（好適な解決策）バフル駆動電動機と同じであってよい第２の電動機４０を 付加すること；この電動機の軸は、例えば約５°の角度αで駆動電動機の軸に対 しやや傾斜している（第７図参照）；この場合、パ矛ル（その取りつけアーム４ １の一部は図に示される）は２つの電動機により合同で傾動させられ、パネルの 長手方向軸はほぼ同し方向に面し続けながらパネル駆動電動機６の回転軸のまわ りで１つの円錐形をスウィープする。この後者の解決策は、下記の事項を含め数 多くの利点を有する。

・　わずか１つの付加的電動機で、ＸＺ平面に対して平行な平面内のあらゆる方 向での重心の移動を可能にし、こうして南−北軌道制御操作のための南−比軸上 の重心の心合せのためのみならず、東−西軌道制御操作のだめの東−四軸に向か っての重心の移動も提供されることになる； ・　衛星本体内に容易に収納され、付加的な機構のための余地を残すために持ち 上げられる必要のない太陽熱発電機の配胃を容易にする； ・　従来の太陽熱発電機駆動電動機のいずれかが万一故障した場合、やや傾斜し た軸をもつ電動機を付加することにより冗長性が提供される；万一このことが生 起した場合、ピッチ制御及び重心の位置づけは可動性が５０％減少する；しかじ 、衛星は、従来の衛星上の１つの駆動電動機の欠如がもたらす重大な結果をなし ですますのである。

軸Ｘｓ、Ｙｓ及びＺ、は、衛星との関係における基準フレームの軸である。

第１０図は、重心０が正確に必要とされる場所にあり、南−北反動推進装置５０ 及び５１の推力ベクトル軸がこの所要位置を通るという理想的な場合を示す。こ の理想的な場合において、南−北軌道制御操作は直接いかなる外乱トルクも誘発 しない。

実際には、重心Ｏ′は所要位置との関係においてオフセットされており、反動推 進装置５０及び５１の推力ベクトル軸はこの所要位置を正確に通過しない（第１ １図）。外乱トルクを最小限にするため、本発明は推力軸に向かっての真の重心 の移動を教示している（第１２図の位置０′） 従って、本発明による衛星上では、 ・　軌道制御操作以外のステーションでの姿勢制御のため、及び・　軌道制御操 作中（外乱の減少のため例えば運動ホイール又は反動ホイールといった比較的強 力でない手段による姿勢制御が可能になる） 従来のガス噴射反動推進装置を使用せずにすますことが可能である。

このときこれらのホイール内に貯蔵された角運動量は、軌道制御操作とは別に作 動する太陽圧力姿勢制御によって極めて容易に不飽和状態にされる。

下記のことがわかるであろう： ・　太陽熱発電機の単数又は複数のパネル（又は太陽熱発電機か非対称である場 合それと反対側のセイル）の傾動シま、太陽熱発電パネル（又は太陽セイル）上 の太陽放射の圧力の効果によりビ、千制御トルクを作り出すためかまたは、重心 と軌道制御反動推進装置の真の推力ベクトルの間の不一致シこよる外乱を最小限 におさえるような形で衛星の重心を位置付けるため軌道制御操作中に使用されう る。

なおこれら２つの利用分野は別々に又は同し衛星上で一緒に使用することが可能 である： ・　既知のいずれかの形式のアクチュエータにより得られる傾動は、既知のあら ゆる方法（これは本発明の一部ではない）によるロール及びヨー側扉のための太 陽熱発電機のパネル上の太陽圧力の使用を可能にする； ・　傾動（最高±１５°）は、太陽熱発電パネル駆動電動機の軸に対してやや傾 斜した軸をもつ回転アクチュエータが選択された場合ロール／ヨ一平面の２つの 方向に達成されうる（傾動は２つの電動機つまり駆動電動機と付加的な電動機の 回転差によって達成される）；・　２つの電動機の軸の間の角度は２°から１５ °の間である。

・　第２の電動機は、パネル駆動電動機が故障した場合のバノクア７プとして用 いることができる。

・　傾動（最高±１５°）は、太陽熱発電パネルの単数又は複数の取りつけアー ム上に取りつけられたりニヤアクチュエータによって一方の方向において得るこ とができる；・　太陽熱発電パネルの平面に対して少なくともほぼ垂直な軸をも つ回転アクチュエータによって、１つの方向で傾動を達成することもできる； ・　示されていない一興体例においては、太陽熱発電バネｌし駆動電動機の軸に 対して少くともほぼ垂直な異なる軸をもつ２つの回転アクチュエータによって２ つの方向に傾動を得ることができる；・　ロール、ピッチ、及びヨー軸の少くと も１つを中心とした姿勢制御は全面的に又は部分的に、衛星の表面上の太陽圧力 を利用するシステムによって提供される； ・　示されていない一具体例において、ロール、ピンチ及びヨー軸のうち少くと も１つを中心とした姿勢制御は、衛星内の磁気双極子を用いたシステムによって 全面的に又は部分的に提供される；・　ロール、ピッチ、及びヨー軸のうちの少 くとも１つを中心とした姿勢制御は、衛星上の角運動量の成分のうち少なくとも １つの変動を用いるシステムによって全面的に又は部分的に提供される；・　軌 道制御操作中の姿勢制御は、衛星内角運動量の３つの成分を変動させ本発明を用 いて外乱を最小限におさえることにより得られる； ・　軌道制御操作外の姿勢制御は、太陽圧力を用いて（示されていない具体例に おいては磁気双極子の援助を受けて）、得られる；・　示されていない一興体例 においては軌道制御操作外の姿勢制御は磁気双極子（可能ならば太陽圧力の援助 を受けて）により提供される： ・　軌道制御操作外の姿勢制御は、設定点値を衛星内角運動量の成分を心合せす るのに用いられる； ・　衛星は、地球静止衛星である； ・　軌道制御反動推進装置の全て又は幾つかは、低推力形式（１ニユ一トン未満 ）のものである； ・　軌道制御反動推進装置の全て又１よ幾つかは、イオン形式のものである； ・　軌道制御反動推進装置の全て又は幾つかは、イオン化形式〇ものである： ・　軌道制御アクチュエータの全て又はいくつかは、太陽圧力に露出された方向 付は可能な表面である。

第１３図から第１６図までを参照した残りの説明は、実用段階で用いられる軌道 及び姿勢制御推進システムが化学推進を用いないような状況に関する。従って、 これには化学推進に固有の欠点がない（漏れの危険性、突然の姿勢変動及び／又 は変動発生の可能性）。

その代りに、電気反動推進装置の優れた特定のインパルス（従来の化学反動促進 装置に比べて５〜１０倍）が用いられる。

最小の形態においては、電気推進システム６０は、ピンチ軸に対して約４０’の 傾きαｌで、Ｙ及びＺ軸の平面との関係においてほぼ対称的とこ配置されたわず か２つの反動推進装置６１及び６２（又は６３及び６４）を含んでいる。この角 度α１は通常絶対値で１５゜から６５°の間にあり（すなわち、その余弦が絶対 値で０．４３〜０．９７であることを意味する）、ロール軸に対するこれらの反 動推進装置の傾きα２は絶対値で０．２５と０．７５の間である（絶対値で４０ ”と７５°の間の角度〕。

これらの反動推進装置は好ましくはヨー軸に対して垂直である。

利用可能な空間に関する制約条件のため、これらの反動推進装置を７０’と１１ ０′の間のヨー軸に対する角度α３で傾斜させることが必要となる可能性がある （−０，３５と０．３５の間の余弦）。

反動推進装置は、有利には、Ｚ軸に対して平行な衛星の共通の側面（この例では 反動推進装置６１及び６２について北側面）のまわりで衛星本体の縁部近くに配 置されている；反動推進装置は好適には、これらの縁部の中間にある。

故障が全く無い場合、東−西軌道補正（推力は同時にＹ軸に対して平行に発生さ せられ、このことは真実である）及びＹ軸に対して平行な軌道補正（南に向かっ ての推力についての必要条件は、１／２軌道後に北に向かう推力によって達成さ れる）のためには一対の反動推進装置で充分である。

推進システム６０は有利なことに、はぼ反対側（南側面）に配置された第２の電 気反動推進装置対６３及び６４を含んでおりこれらの推進装置の各々はＹＺ平面 を中心にして互いに対しほぼ対称である；反動推進装置の２つの対は好ましくは ＸＺ平面を中心にして互いに対し対称である。

わずか４つの電気反動推進装置６１〜６４しかもたないこの種の推進システムは 、たとえ万一１つの反動推進装置が故障したとしても、必要な全ての軌道補正作 業を提供する（これらの反動推進＠置を、対で、できるだけ多く用いる）。

本発明の範囲から逸脱することなく、信幀性を増大するために、より多くの電気 反動推進装置を使用することも可能である。

原理的には、本体との関係における反動推進装置６１〜６４の方向性は固定され ている；しかじ、より複雑な形態においては、方向づけ可能なものであることが 可能であるが、その場合、質量は増大し、偉績性は低くなる。

衛星は、いずれかの軸を中心とした全体的角運動量を一時的に貯蔵するために用 いられる第６図からの反動ホイール１５〜１７によって形成された全くジャイロ 剛性をもたない運動エネルギー貯蔵システムを含む。実際には、特に縦揺れ角速 度信号を提供するよう適合された速度検出器１５Ａ、１６Ａ及び１．７Ａがこれ らのホイールに結びつけられている。

衛星はその遷移軌道（その実用軌道への遷移の間）において、それがその後とる ものとは異なる構成及び方向性にあり、このためこの噴射段階のための専用姿勢 制御システム（第１３図及び第１４図には示されず）が必要とされ、ここで第７ 図をみると、このシステム７０は有利なことに、システム６０の電気反動推進装 置と同し単一燃料を用いる反動推進装置７１（図１１図及び第１２図に示される ）を使用している；種々の反動推進エンジンは、適切な既知のあらゆる形式の圧 力調整器及び流量調整器システム７３及び７４を介して貯蔵タンク７２から供給 を受ける。

示されていない衛星の一具体例においては、衛星は、実用軌道（地球静止衛星軌 道またはその他）への噴射段階中の推進及び姿勢制御のための２重燃料システム を含んでいる。

示されている例（第１４図参照）においては、衛星は、静止軌道内にそれを噴射 するための推進システム８０をその−Ｚ側に有している：これは、固体燃料シス テムであることが可能である。

電気推進システム６ｏは、実用軌道（地球静止衛星軌道またはその他）内への衛 星の噴射に寄与することができる。

噴射段階のために、第１４図の衛星はさらにＺ軸に対して平行な２つの電気反動 推進装置９０を含む付加的な電気推進システムを含んでいてよい。

実用軌道（地球静止衛星軌道またはその他）内の反動ホイールにより蓄積された 角運動量の一時的な零への減少は好ましくは（前記参照）、反動推進装置６及び ６′の作用と組合わされたパネル上の太陽放射の圧力を用いて３個の軸Ｘ、Ｙ及 びＺとの関係において行われる。

前記の代りに、地磁界と相互作用する磁気ループを用いて、ロール及びヨーの姿 勢補正を得ることが可能である。

もちろん、瞬間的角運動量成分の零への低減は、電気反動推進装置６１〜６４を 用いて容易に達成される（要求されるすべては、同時に作動することが要求され る２つの反動推進装置の相異なる作動期間である）。

上述の説明では、ジャイロ剛性を全くもたないことが特に有利であるとみなされ てきたが、例えばＹ軸に沿った成分といった連続的にゼロでない成分をもつ角運 動量の場合にも本発明が一般に適用可能であることが理解されるべきである（従 って例えば第４図及び第５図におけるようにＹ軸を中心とした連続的に雰でない 角運動量をもつ慣性ホイールの場合）。

ホイールの数は、有利には、冗長性を与えるため３個以上であることが可能であ る。

例えば、図示されている衛星は、１５年後にｌ０ＫＷを発電するよう設計された 大型（８０ｍ”）の太陽熱発電機を伴う打上げ時点で３０００ｋｇの重量の遠隔 通信衛星である。

１００ミリニユートンの推力をともなう４個のイオン反動推進装置（例えば門Ｅ ＳＳＥＲＸＳＣ１１ＭｒＴＴ　−ＢＯ［、ＫＯＷ−ＢＬＯ）ＩＭ（ＭＢＢ）が供 給しているもの）が、Ｙ軸との関係において６０’の傾斜を伴ってＸＹ平而面に 配置されている。この構成は、北又は南の推力についての優れた効率という利点 をもち、同様に、１つの反動推進装置が故障した状態での劣化した運転の場合に Ｚ軸を中心とする外乱トルクを反動ホイールのための許容可能な値に制限するこ とを可能にする。３個の反動ホイールは±１５Ｎｍｓの能力を有する。これらは 、摩擦の無い磁気ヘアリングを用い、各ホイール内部において電気的部分のみが 冗長である。

太陽熱発電機は、毎日−回衛星との関係において発電機を回転させしかも同様に 太陽熱発電機の長手方向軸が衛星のＹ軸に対して数置（例えば７°ン傾斜できる ようにする１１６−１−６’によって常に太陽の方へ間けられている。搭載計算 機により制御されているこれら２つの動きは、反動ホイールを不飽和状態にする ため、換言すれば、必要な太陽熱トルクを生成することによって反動ホイールを 減速させるために用いられる。太陽制御は、衛星の３個の軸に適用される。

軌道操作は毎日２回行われ、約１時間接続し、約１．５ＫＨの所要電力は２目の 操作間に充電されるへンテリによって提供される。

この精密制御の概念（角運動量無し、化学反動推進エンジン無し）のため、どの ような故障でも衛星のきわめて緩慢なドリフトを生起させる可能性があるにすぎ ず、このドリフトは容易に観察でき故障したユニット用のバックアップのユニッ トへと切り換えることによって迅速に補償される。指向性喪失期間はかくして最 小限におさえられ、いつでも用途の機能が保証される。これは基本的な利点であ る。

公称では、遷移軌道だけのために１組の化学反動推進装置が用いられる。４個の 化学反動推進装置で充分であるが、故障に対する予防対策としては８個の反動推 進装置（ズ示せず）が必要とされる。

これらは、遠地点反動推進装置のまわりで地球から離れた側面にまとめられてい る。衛星の最初の数週間の作動後、これろの反動推進装置はソレノイドバルブに よって隔離され、かくして漏洩のすべでの危険性が消滅させられるため、著しい 利点をもたらすのであり、すなわち、 ・　燃料の漏れの場合につねに困難である、管制ステーションによって要求され る緊急、動作が全く無い。

・　漏洩が発生した場合の蒸発の影響による熱変化の危険性が無い。

・　燃料の漏洩に続く使途持続時間の短縮の危険性が全く無い。

多重の故障という例外的な場合においては、化学反動推進装置が再び運転停止さ れた状態で、太陽制御の再開に関して専門家の意見を待つ問いわゆるサハイハル のモードで太陽に向けて衛星を指向させるべくソレノイドバルブを開放するよう になっている。

４個の反動推進装置とその燃料と結びつけられたマスバランスは、１２個の化学 反動推進装置を伴う従来のシステムの場合に比べて、約８００ｋｇの節約を示す 。４トンの打上げ重量及び１５年の用途寿命の衛星について、電気反動推進装置 について付加的な乾燥質量は７０ｋｇであるが、燃料節約〔（化学推進）＝（キ セノン推進）〕は９００ｋｇである。

第１６回は、制御システムのブロック線図である。これは、第２図及び第２Ａ図 に極めて類似している。

本発明が、それ自体既知のものであり長年にわたり軌道内ですでに実証済みの構 成要素、すなわち ・　磁気ベアリングホイール（ＳＰＯＴｉ星）、・　太陽熱発電機回転装置（全 ての静止衛星）の新規な組合せを提案していることがわかるであろう。

当然のことながら、前述の説明は、限定のためではない例示としてのみ与えられ 、当業者ならば本発明の範囲から逸脱することな（多（の変形を提案することが 可能であることは、いうまでもないことである。本発明は、太陽放射に露出され ることが主として意図され成る与えられた方向に衛星から延びている少なくとも １つの表面を有する任意の衛星に適用される。駆動電動機及び傾動電動機の順序 を逆にすることは可能であり、駆動電動機は傾動電動機と太陽熱発電パネルの間 に配置される。傾動電動機の運動の範囲は、本発明の原理を変えることなく増大 させられることが可能である。

本発明はまた、必要な演算が全面的に又は部分的に地上で行なわれる、任意の衛 星に適用される。

要約書 衛星が、太陽放射への露出用として玉として意図され予め定めろれた方向（Ｙ） に衛星から延びる少くとも１つの表面（４，５）、搭載計算機（８）であって姿 勢検出システム（７）が接続されているもの、および予め定められた軸に沿って 衛星シこ推力を与える軌道制御システムを具備する。該衛星は、該予め定められ た方向を含む複数の平面に平行に（したがって、該表面を形成する太陽パネルの 平面に特に平行に）該表面の傾動を制御する装置（６′）をさらに具備する。該 傾動制御装置は、該搭載計算機により制御される。該傾動は、ピンチのモーメン トを発生させ、または、重心を軌道制御システムの軸へ再配置することができる 。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．一定の与えられた方向（Ｙ）において衛星から延び太陽放射に露出されるこ とが主として意図される少くとも１つの表面（４，５）、搭載計算機（８）、お よび該計算機に接続された姿勢検出器システム（７）、一定の与えられた軸に沿 って衛星に推力を与えるよう適合させられる軌道制御手段（９，６０）、および 姿勢制御手段（９′）を有する衛星において、 前記衛星が、前記一定の与えられた方向を含む複数の平面に対し平行に前記表面 を傾動させる傾動手段（６′，２０，３０，４０）をさらに包含し、前記傾動手 段は、地上からの操作をともない、またはともなわずに、前記搭載計算機により 制御される、ことを特徴とする衛星。 ２．前記太陽放射に露出されることが主として意図される表面は、一定の与えら れた方向に延びこの一定の与えられた方向のまわりにパネルを回転させるよう適 合させられた駆動電動機（６）により衛星に連結されている平坦な太陽熱発電パ ネル（４，５）であることを特徴とする、請求の範囲第１項に記載の衛星。 ３．傾動手段は前記駆動電動機及びこの電動機と太陽熱発電パネルの間に配置さ れた第２の電動機（２０，３０，４０）を含むことを特徴とする、請求の範囲第 ２項に記載の衛星。 ４．前記第２の電動機は、前記一定の与えられた方向との関係において零でない 角度αだけ傾斜した軸をもつ回転電動機（４０）であることを特徴とする、請求 の範囲第３項に記載の衛星。 ５．前記零でない角度は２°と１５°の間にあることを特徴とする、請求の範囲 第４項に記載の衛星。 ６．傾動手段には、前記一定の与えられた方向に対し横方向の軸を有するピボッ ト電動機（３０）が含まれていることを特徴とする、請求の範囲第１〜第３項の いずれかに記載の衛星。 ７．前記電動機（３０）は、前記一定の与えられた方向との関係において最大１ ５°の動作範囲を提供することを特徴とする、請求の範囲第６項に記載の衛星。 ８．傾動手段には、軸が前記一定の与えられた方向に対し横方向でありかつ第１ のピボット電動機の軸に対しゼロでない傾斜をもつ第２のピボット電動機が含ま れていることを特徴とする、請求の範囲第６または第７項に記載の衛星。 ９．傾動手段には、一定の与えられた方向に対して傾斜した方向に延び、前記表 面を衛星に連結する変形可能なヒンジ留めされた三角形の１辺上に取りつけられ たリニャ電動機（４０）が含まれていることを特徴とする、請求の範囲第１〜第 ３項のいずれかに記載の衛星。 １０．軌道制御手段には電気反動推進装置（６１−６４）が含まれていることを 特徴とする、請求の範囲第１〜第９項のいずれかに記載の衛星。 １１．軌道制御手段には、アークイオン化反動推進装置が含まれていることを特 徴とする、請求の範囲第１〜第９項のいずれかに記載の衛星。 １２．軌道制御操作中姿勢制御手段が前記表面及び傾動手段を含むことを特徴と する、請求の範囲第１〜第１１項のいずれかに記載の衛星。 １３．軌道制御操作中姿勢制御手段が方向づけ可能な角運動量システム（９′） を含むことを特徴とする、請求の範囲第１〜第１２項のいずれかに記載の衛星。 １４．地上南北軸のまわりの少くともほぼ円形の地上軌道内のロール（Ｘ）、ヨ ー（Ｚ）及びピッチ（Ｙ）軸を中心として姿勢安定されるべく適合され、しかも 北と南の側面を有する本体、姿勢検出器システム（７）、この姿勢検出器システ ムに連結された搭載計算機（８）、ピッチ軸（Ｙ）に対してほぼ平行に延びかつ パネルが常に少くともほぼ太陽放射に対して垂直にとどまるような形で搭載計算 機（８）の制御下でピッチ軸を中心に回転させるための装置（６）により本体に 連結されている少くとも１つの太陽熱発電パネル（４，５）、搭載計算機により 制御されている少くとも３本の軸のための運動エネルギー貯蔵システム（１５， １６，１７）及び搭載計算機により制御される姿勢制御及び軌道補正推進システ ム（６０，６１−６４）を含む衛星において、姿勢制御及び軌道補正推進システ ムは専ら電気式のもののみであり、ロール及びヨー軸の平面及びピッチ及びヨー 軸の平面に対し零でない傾斜又ロール及びピッチ軸の平面に対し約２０度以下の 傾斜を伴ってピッチ及びヨー軸の平面との関係においてほぼ対称的に配置された ２つの電気反動推進装置（６１−６４）の少くとも１つの第１の対を含んでいる こと；及び 衛星にはさらに、前記本体と前記太陽熱発電パネルの間に、ピッチ軸を含む複数 の平面に対して平行に前記パネルを傾動させるための装置（６′）が含まれ、こ の傾動装置は搭載計算機により制御されること、 を特徴とする衛星。 １５．前記第１の対の電気反動推進装置（６１−６４，５１）は、北と南の側面 のいずれかの近傍に配置されていることを特徴とする、請求の範囲第１４項に記 載の衛星。 １６．前記第１の対の電気反動推進装置（６１−６４）はヨー軸に対して平行に 前記側面を縁どりする縁部近くに配置されていることを特徴とする請求の範囲第 １５項に記載の衛星。 １７．電気反動推進装置は前記縁部のほぼ中央に配置されていることを特徴とす る、請求の範囲第１６項に記載の衛星。 １８．推進システムは、第１の対の反動推進装置と反対方向ではあるがロール及 びヨー軸の平面に対して零でない傾斜、ヨー及びピッチ軸の平面に対して零でな い傾斜そしてロール及びピッチ軸の平面に対して約２０°以下の傾斜を伴って、 ピッチ及びヨー軸の平面に対しほぼ対称的に配置された第２の電気反動推進装置 の対（６１−６４）を含むことを特徴とする、請求の範囲第１４〜第１７項のい ずれかに記載の衛星。 １９．電気反動推進装置の第１及び第２の対（６１−６４）は、ロール及びヨー 軸の平面に対しほぼ対称的であることを特徴とする、請求の範囲第１８項に記載 の衛星。 ２０．推進システムには４つの電気反動推進装置のみが含まれていることを特徴 とする、請求の範囲第１８又は第１９項に記載の衛星。 ２１．各々の電気反動推進装置は絶対値で４０度と７５度の間の角度でロール軸 に対して傾斜し、絶対値で１５度と６５度の間の角度でピッチ軸に対して傾斜し ていることを特徴とする、請求の範囲第１４〜第２０項のいずれかに記載の衛星 。 ２２．第１のパネルに対し反対側でピッチ軸（Ｙ）に対しほぼ平行に延びかつ、 第２のパネルがつねに太陽放射に対し少くともほぼ垂直になっているように搭載 計算機の制御の下にピッチ軸のまわりに回転させるための第２の装置及びピッチ 軸を含む複数の平面に対して平行に第２のパネルを傾動させるための第２の装置 によって本体に連結されている第２の太陽熱発電パネルが含まれており、パネル 傾動装置は搭載計算機により連帯的に制御されていることを特徴とする、請求の 範囲第１４〜第２１項のいずれかに記載の衛星。 ２３．運動エネルギ貯蔵システムは、ゼロに低減できる角運動量をもつ少くとも ３つの反動ホイール（１５，１６，１７）を含む、永久ジャイロ剛性を全くもた ないものであることを特徴とする、請求の範囲第１４〜第２２項のいずれかに記 載の衛星。 ２４．電気反動推進装置のうち少くとも幾つかはイオン反動推進装置であること を特徴とする、請求の範囲第１４〜第２３項のいずれかに記載の衛星。 ２５．電気反動推進装置の少くともいくつかがプラズマ反動推進装置であること を特徴とする、請求の範囲第１４〜第２４項のいずれかに記載の衛星。 ２６．電気反動推進装置と同じ単一燃料貯蔵タンク（７２）に連結された、実用 軌道内への噴射段階中の姿勢制御用のシステム６０が含まれていることを特徴と する、請求の範囲第１４〜第２５項のいずれかに記載の衛星。 ２７．実用軌道噴射段階用の２重推進・姿勢制御燃料システムが含まれているこ とを特徴とする、請求の範囲第１４〜第２５項のいずれかに記載の衛星。 ２８．各パネルの回転装置（６）及び傾動装置（６′）は、各パネル上の太陽放 射の圧力を用いて３本の軸のまわりの姿勢補正を実行すべく搭載計算機により制 御されることを特徴とする、請求の範囲第１４〜第２７項のいずれかに記載の衛 星。 ２９．搭載計算機は、電気反動推進装置によるヨー姿勢補正を制御するべく適合 されていることを特徴とする、請求の範囲第１４〜第２７項のいずれかに記載の 衛星。 ３０．主として太陽放射に露呈されることを目的とし一定の与えられた方向（Ｙ ）で衛星から延びている表面（４，５）、姿勢測定装置（７）及びピッチにおい て適用されるべき姿勢補正トルクの値を決定するよう適合された計算機を含む人 工衛星の姿勢制御方法において、前記表面は、必要とされるピッチ姿勢補正トル クにほぼ等しいピッチトルクを生成するよう太陽放射に対して横方向に傾動され ることを特徴とする衛星の姿勢制御方法。 ３１．一定の与えられた方向で軌道制御の推力を適用するに先立ち、前の軌道操 作中の姿勢の外乱の結果としてのこの一定の与えられた推力方向からの衛星重心 （０′）のオフセットの振幅及び方向が推定され、前記表面は、一定の与えられ た推力方向に向かって重心を動かすよう、表面が広がっている一定の与えられた 方向及び差の方向を含む１つの平面に対して少くとも部分的に平行に傾動される ことを特徴とする、請求の範囲第３０項に記載の方法３２．軌道制御操作の各々 の間に、衛星の姿勢は方向づけ可能な角運動量システムに作用を適用することに より安定化され、その後次の軌道制御操作の前に前記表面は太陽放射に対し平行 に傾動されてピッチにおいて衛星を安定化しかつ方向づけ可能な角運動量を衛星 に対して与えられた方向へと運動させられることを特徴とする、請求の範囲第３ １項に記載の方法。 ３３．軌道制御の推力は、ロール−ピッチ平面に対しほぼ平行に電気反動推進装 置（６１−６４）の作動により適用されることを特徴とする、請求の範囲第３０ 〜第３３項のいずれかに記載の方法。