JPH06156397A - 衛星トルク平衡方法および装置 - Google Patents
衛星トルク平衡方法および装置Info
- Publication number
- JPH06156397A JPH06156397A JP5167134A JP16713493A JPH06156397A JP H06156397 A JPH06156397 A JP H06156397A JP 5167134 A JP5167134 A JP 5167134A JP 16713493 A JP16713493 A JP 16713493A JP H06156397 A JPH06156397 A JP H06156397A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- panel
- satellite
- axis
- solar
- overturn
- 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.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 13
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 claims description 14
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims description 6
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims description 4
- 230000005855 radiation Effects 0.000 claims description 4
- 238000002310 reflectometry Methods 0.000 claims description 3
- 230000004044 response Effects 0.000 claims description 2
- 206010034719 Personality change Diseases 0.000 claims 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 abstract 2
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 12
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 11
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 4
- 230000009471 action Effects 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 3
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 3
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 2
- 238000010248 power generation Methods 0.000 description 2
- 238000010008 shearing Methods 0.000 description 2
- 238000003860 storage Methods 0.000 description 2
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 238000001035 drying Methods 0.000 description 1
- 230000001747 exhibiting effect Effects 0.000 description 1
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000004513 sizing 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
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/407—Solar sailing
-
- 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
-
- 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
- B64G1/34—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using gravity gradient
-
- 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
- B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
-
- 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
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
-
- 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
- B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
-
- 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
- B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
- B64G1/2229—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state characterised by the deployment actuating mechanism
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S136/00—Batteries: thermoelectric and photoelectric
- Y10S136/291—Applications
- Y10S136/292—Space - satellite
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Sustainable Energy (AREA)
- Environmental & Geological Engineering (AREA)
- General Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Geochemistry & Mineralogy (AREA)
- Geology (AREA)
- Photovoltaic Devices (AREA)
Abstract
回する人工衛星の妨害トルクを減少させるシステムを得
ることを目的とする。 【構成】 本体と、太陽に面し、展開位置で軌道平面か
ら外れて本体から突出して展開位置で軌道平面に垂直な
ラインに関して角度を有する方向に位置している1つの
太陽パネル16と、このパネル16を展開位置の垂直なライ
ン38に関して可変に方向づけるためオーバーターン軸に
平行な傾斜軸22を中心にパネルを回転し、それによって
パネル上の太陽圧力と引力勾配がオーバーターン軸を中
心に衛星に作用するオーバーターントルクを最小にする
ように変化する線形アクチュエータ37等の傾斜手段とを
具備することを特徴とする。
Description
に供給される環境的妨害トルクを平衡するための手段と
して太陽へのまたは太陽から離れる衛星の太陽パネルの
傾斜により長期間の衛星トルクを平衡するための方法お
よび装置に関する。
を受ける。静止軌道の衛星では環境的妨害トルクは主に
太陽の放射圧力による。衛星に取付けられた光電気電力
発生装置は大きな表面領域を太陽へ露出する必要があ
る。通常、これらの領域は結果的な太陽力のモーメント
がゼロであるように衛星の質量中心に関して対称的に配
置される。しかしこれらの領域の不整列または非対称は
比較的大きな太陽トルクの生成を生じる。地球の磁界と
の衛星磁気ダイポール相互作用または非対称質量分布を
横切る引力勾配によるトルクのような他の環境的効果は
典型的にセッケイによって無視できるようにされる。あ
る場合にはこれらは不所望な環境的妨害トルクの効果と
反対の作用をするため付加的な制御トルクを提供するこ
とに使用される。
陽圧力トルクは中心の本体が典型的に太陽に関して軌道
率で回転し、衛星の1表面が地球を向くように維持する
ので慣性標準システムに関して1日のコ−スにわたって
変化する。しかし太陽パネルの非対称配置により生成さ
れる太陽トルクは、パネルが太陽への固定した方向を維
持するので本質的に慣性標準システムに関して1日中一
定である。
と、平均値を減算した後の残りの合計として表される。
平均慣性トルクは長期間トルクと呼ばれ、一方定義によ
り差は周期的トルクと呼ばれる。この区別は長期間トル
クのみがシステムの角モーメントに実質的変化を起こす
ので重要である。周期的トルクは角モーメントの日中変
化を起こすが、結果的な正味の変化はゼロである。衛星
姿勢制御システムが適切に構成されると環境的妨害トル
クによる角モーメントの変化は長期間トルクと周期的ト
ルクとの両者を処理する能力がなくてはならない衛星の
モーメント処理システムにより吸収される。モーメント
処理システムの角モーメント蓄積能力が到達すると蓄積
された角モーメントはネットシステムの角モーメントを
ゼロまたは好ましいモーメント(バイアス)状態を回復
するために反動制御システムを典型的に使用して“制
動”されなくてはならない。スラスタ動作期間中、指向
性の正確性の劣化のために衛星の角モーメント蓄積能力
は典型的に必要な定常維持間隔と同じ角モーメント制動
との間の間隔を提供する大きさにされる。
交モーメント成分、即ちオーバーターン、ウインドミ
ル、ピッチに分解される。オーバーターンおよびウイン
ドミル成分は軌道平面にあり、ウインドミル成分は太陽
の投射ラインに沿っており、トルクのオーバーターン要
素は太陽の投射ラインに垂直である。ピッチ成分は通常
図1で示されているように軌道の垂線に沿っている。
の反射性の変化、b)乾燥または熱膨脹による太陽パネ
ルの変形、c)アンテナ反射器および衛星本体の幾何学
的形状、d)衛星の質量中心と環境的力の作用の中心と
の差のような幾つかの要因が衛星上で太陽圧力妨害トル
クの生成となる。ソースからの限定された影響の不確定
性は大きく、それ故衛星は典型的に太陽航海システム等
における磁界トルクシステム、大きいモーメントおよび
/またはリアクションホイール、広範囲の領域の変化の
ような強力な姿勢制御トルクシステムを必要とする。
ターントルクを生成する1つの方法は、太陽パネルが衛
星本体から延在する距離を変化することである。即ちパ
ネル上の太陽放射圧力により生成される力は異なった長
さの2つのレバ−ブラケット上で衛星に作用し、従って
衛星にオーバーターントルクを生成する。同様の効果が
太陽パネルの領域と衛星の質量中心に関して領域の中心
位置を変化するためアコ−ディオンのように太陽パネル
を折畳み可能にすることにより達成される。しかし太陽
パネルを衛星本体から出入れするように動かすため比較
的複雑な機構を必要とする。
別の方法は、太陽パネル構造に影響を及ぼし、従って衛
星に作用する反作用のオーバーターントルクを生成する
ために反対の太陽パネルに関する太陽追跡軸を中心に太
陽パネルの1つを回転させて傾斜させることである。し
かしこのような方法は衛星姿勢制御システムまたは反対
方向に太陽パネルを回転することにより交互に負および
正のウインドミルを生成することにより補償されなくて
はならないウインドミルトルクを生成する。長期間オー
バーターントルクは1日のコ−スにわたって一定値であ
るので適切な姿勢制御を維持するため1日を通して周期
的に動作の補償を行う必要がある。
ルクを生成する既知の方法の困難を克服することであ
る。
償動作を除去するため平衡動作により長期間オーバータ
ーントルクを補償することである。
用する長期間環境的妨害トルクは、最初に軌道の環境的
力による衛星妨害トルクを測定し、次に衛星のトルク平
衡を達成するためにオーバーターントルクベクトルに平
行な軸に関して回転することにより衛星本体に関して衛
星太陽パネルを傾斜することにより平衡される。太陽圧
力トルクと引力勾配効果との両者はパネル傾斜に関連す
る太陽パネル電力の小さな低下のみでこのようなトルク
平衡に利用される。トルク平衡は最初の軌道に乗せた衛
星のチェック後および使命開始前に行われるのが好まし
い。
勢制御が燃料の消費がなく、およびさらに重要なことは
衛星の大きな活動モーメント安定システムを必要とする
ことなく維持されることを可能にする。トルク平衡の利
点は安定システムがより小型に製造されるようにモーメ
ント安定システムの大きさを設定するときに衛星干渉が
最小化されることである。長期間トルクの最小化または
消去により衛星姿勢制御に使用される燃料は減少され
る。トルク平衡の利点は受動的特性、即ち太陽航海、磁
気トルク、低スラスットパルス等による連続的能動衛星
制御と比較して使命開始で一度平衡されることである。
パネルが展開位置で垂直な平面に関して反対方向の本体
から延在している1対の太陽パネルとを有し、軌道平面
で地球を周回する衛星上で動作可能である。展開位置で
はパネルは軌道平面に垂直なラインに関して角度を有す
る方向に位置され、衛星は展開位置で垂直なラインに関
してパネルを可変に方向づけるためオーバーターントル
クベクトルの方向と平行な軸を中心に太陽パネルを回転
するための傾斜機構を含む。結果として太陽圧力および
パネルの引力勾配により生じる衛星に作用する正味の長
期間オーバーターントルクは最小化される。
対方向で衛星の本体から延在し、軌道平面に垂直なライ
ンに関して角度を有して方向づけられる1対の太陽パネ
ルを有する地球軌道の衛星に作用する妨害トルクは、
1)衛星に作用する正味のオーバーターントルクを測定
し、2)衛星のオーバーターントルクを最小化または消
去するため太陽パネルに作用する好ましい太陽圧力およ
び引力勾配を決定し、3)パネルの好ましい太陽圧力と
引力勾配を得るために垂直なラインに関して各パネルの
方向の所望の角度を決定し、4)軌道平面に垂直なライ
ンに関してパネル方向の所望の角度を得るために太陽に
対して前後にパネルを傾斜することにより平衡される。
これは衛星に、太陽追跡用の太陽パネルと共に回転して
太陽パネルを太陽に対して前後に傾斜させることを可能
にする太陽パネルの基体に位置する傾斜機構を設けるこ
とにより達成される。
開駆動装置に存在するラッチと整列する線形アクチュエ
イタは基本的にラッチ位置即ちパネルの傾斜を変更す
る。パネルの展開およびラッチは線形アクチュエイタの
存在により影響を受けず、一方パネル屈折周波数はアク
チュエイタの堅さのために減少する。平衡の設定は固定
した開口と質量中心を有する衛星の使命開始時にのみ必
要である。しかし燃料消耗による質量中心の変化によっ
て長期間妨害トルクが所定の値を超過するので、衛星に
対して使命期間中に設定される平衡の時折の更新が必要
とされることが予想される。
照にした以下の説明により明白である。
14,16 を具備する本体12を有するものとして示されてい
る。衛星10はz軸が地球表面の固定した位置に向けて方
向づけられて静止軌道で地球の周囲の軌道を旋回する。
軌道においてパネルは軌道平面から反対方向で延在す
る。2つの太陽パネル14,16 は縦方向の軸yを中心に回
転され、その結果地球の周囲の衛星10の軌道期間中太陽
に直面し続け、各パネルの基体で太陽追跡駆動機構15に
より駆動される。
により衛星本体12に取付けられる。同一のブラケット18
は各パネルに使用される。パネルはヨ−ク20によりブラ
ケット18に取付けられており、ヨ−ク20の各足17はブラ
ケット18のソケット25に插入されている。各ブラケット
18は回転軸23を有するピボット22(図3)で回転するよ
うに取付けられている。衛星の発射期間中、パネルおよ
びブラケットは既知の方法で荷積位置にある。発射後ブ
ラケットは良く知られた方法で展開駆動装置41により荷
積位置から使用位置まで矢印19で示されているようにピ
ボット22を中心に回転される。ブラケットの回転期間中
太陽パネルは展開位置に展開される。ラッチ21は各ブラ
ケット18を使用または展開位置に衛星軌道平面39に垂直
のライン38に対して角度を有して把持することに使用さ
れる。図7は荷積位置から使用位置までの回転期間中の
ラッチされていない位置のブラケット18を示している。
ピボット22はパネル14,16 を回転する太陽追跡駆動機構
15により運ばれるパネルブラケット設置基体29の一部で
ある。結果としてピボット22の軸23は常に太陽ラインに
垂直に位置され、オーバーターントルクベクトル(図
1)の方向に平行である。
られピボット22から間隔を隔てられて設けられているス
プリングバイアスラッチフック28を含む。ブラケットは
ラッチピン26を含み、これはブラケットが使用位置にあ
るときラッチフック28にはめられている。ラッチフック
28はピン42を中心に回転し、スプリング40によりラッチ
位置にバイアスされる。フックにはまるときラッチピン
26はピボット22の軸23に平行な軸27(図4)を中心に回
転可能である。ラッチピン26はブラケット18に取付けら
れている滑動バ−24の一端部で支持される。滑動バ−24
の他方の端部32はジャッキ捩子34に螺合されているカラ
−33を有する線形駆動機構として示されている駆動機構
37によりブラケット18に結合される。ジャッキ捩子34は
軸23,27に垂直のジャッキ捩子の縦方向の軸35を中心に
回転するためにブラケット18に取付けられている。モ−
タ36はジャッキ捩子を駆動する。
共に3つのバ−連結を形成するように動作する。ブラケ
ット18はピボット22で回転でき、滑動バ−とブラケット
18との剛性な連結によりブラケットはその位置に固定さ
れる。しかしジャッキ捩子34の回転で滑動バ−34は矢印
30(図3)で示されているように捩子軸35に沿って線形
に移動される。この変化は3つのバ−の連結のブラケッ
ト18の実効的な長さを変化し、ブラケットを軸23を中心
に回転させる。これはブラケットと太陽パネルの方向が
軌道平面39に垂直なライン38に関して変化することを可
能にする。ブラケット18の3つの位置は図3、5、6で
示されている。図3ではブラケットは垂直ライン38に実
質上平行に延在し、図5ではブラケット18は垂直ライン
38の方向にわずかに回転され、図6ではブラケット18は
垂直ライン38から離れる方向に回転される。パネルを回
転するために記載されている線形駆動機構は使用される
異なったタイプの駆動機構のうちの1つに過ぎない。
重ねた設計により衛星が平衡された長期間トルク用に構
成され1日の変化されるトルクを最小にしても、領域の
不整列と環境的力の不確定のために大きな姿勢の妨害ト
ルクを示す可能性がある。典型的に太陽パネル不整列は
トルクの平衡を乱す主要原因である。静止軌道ではパネ
ルの太陽放射圧力は環境的妨害トルクの最大の原因であ
る。衛星に作用する環境的妨害トルクは時間にわたる衛
星姿勢の応答を評価することにより測定される。軌道の
垂線に関してパネルの角度を変化することによりパネル
上に作用する太陽圧力および衛星の太陽圧力トルクは変
化される。パネルが使命開始で展開されると、軸23を中
心にパネルを回転することによりパネルの傾斜を変化
し、オ−バ−タ−ントルクベクトルに平行にして衛星の
総合的なオーバーターン妨害トルクが平衡されることが
できる。衛星/太陽パネル干渉におけるジャッキ捩子お
よび滑動バ−の線形駆動がパネルをトルク平衡の達成に
必要な量だけ太陽へまたは太陽から傾斜する。太陽圧力
トルクを変化するようにパネルを傾斜するとき引力勾配
トルクも影響され、衛星トルク平衡に対する使用はブラ
ケット18の回転角度の選択で示される。
用法に与えられる駆動機構37を通して満足される。駆動
機構は適切に動作される駆動機構の故障がパネル展開ま
たはパワ−生成のためのパネル使用を阻害しないように
パネルの展開およびパネルパワ−生成用に使用されな
い。さらに、両者の太陽パネルに調節駆動を有すること
により冗長度が与えられる。
力と引力勾配トルクの評価用の基本的な形態を示してい
る。パネル14,16 は軌道平面39から反対方向に衛星本体
12から延在する。ライン38は軌道平面に垂面である。そ
れぞれの太陽パネルに加えられる太陽力は2つの成分に
より表すことができ、即ち一方はパネル(通常の太陽
力)に垂直、他方はパネル(剪断の太陽力)に平行であ
る。2つのパネルに垂直の成分は以下のように示され
る。
り、γはゼロでない反射率とパネルの鏡面(約1.3 )を
考慮した垂直力係数であり、pは太陽放射圧力定数=
9.46×10-8lb/FT2 であり、Aは太陽パネル
の面積であり、αは軌道の垂線からの太陽パネルの傾斜
であり(αは小さい)、δは軌道平面に関する太陽の角
度である。
ル中心からの距離であるならば、両者の太陽パネルに垂
直な太陽力により生成されるネットのオーバーターンモ
−メントTSNは以下のように与えられる。
される。
νはゼロでない反射率と鏡面(約0.87)を考慮した剪断
力係数である。
心までの距離であるならば、両者の太陽パネル上の剪断
太陽力により生成されるネットオーバーターンモ−メン
トTSSは以下のように与えられる。
補償する傾向にあることが明白である。太陽圧力による
ネットオーバーターントルクは2つの成分TSSとTSNを
以下のように合計することにより得られる。
力勾配トルクTG は以下のように限定される。
力パラメ−タであり、Rは軌道半径(22765NMの
静止軌道)であり、(Iz −Iy )は太陽ラインIz と
パネル駆動軸Iy についての太陽パネル質量の慣性差で
ある。
SNETは衛星に作用するネット妨害トルクを決定するため
引力勾配トルクTG と結合される。トルクは衛星に作用
するオーバーターントルクを最小限にするために適切な
角度α1 とα2 を決定することにより平衡される。一度
所望の角度が決定されると、ジャッキ捩子駆動モ−タ36
は好ましい太陽パネル角度α1 とα2 を生成するように
動作される。パネル角度は衛星使命の開始時に設定され
るが、衛星は燃料消耗が再平衡を必要とすることにより
衛星の質量中心を変化するので使命期間中周期的に再平
衡される。
2つの太陽パネルを備えた衛星に関して説明したが、本
発明は1つのみまたは2つ以上のパネルを有する衛星で
実行することもできる。1つのみのパネルの場合パネル
は衛星本体に対して平衡される。
勢制御システム44により達成される。制御システム44は
プログラム可能なデジタルプロセッサである姿勢制御プ
ロセッサ46を含む。プロセッサ46は通常地球センサ48と
RFセンサ50からの情報を受信する。指令受信機52は姿
勢における指令変化に関して地球から発せられる指令を
受信し、これらをプロセッサ46に与える。プロセッサ46
は軌道平面の垂線に関して角度をつけられた太陽パネル
傾斜の所望の変化を達成するためジャッキ捩子駆動モ−
タ36に連結される。
るものではなく、種々の変化、変形は本発明の技術的範
囲を逸脱することなく行われることが理解できよう。
面図。
ケットの側面図。
ットの側面図。
位置の太陽パネルブラケットの側面図。
使用されるときのパラメ−タを示した衛星および太陽パ
ネルの概略図。
Claims (8)
- 【請求項1】 オーバーターン、ウインドミル、ピッチ
軸を有する衛星の中心に位置する太陽基礎の慣性標準シ
ステムにより地球の周囲の軌道平面で地球を周回し、ウ
インドミル軸は軌道平面において太陽の投射ラインに沿
っており、オーバーターン軸は軌道平面にありウインド
ミル軸に垂直である衛星システムにおいて、 本体と、 太陽に直面し、展開位置で軌道平面から突出して前記本
体から延在し、前記展開位置で前記軌道平面に垂直なラ
インに関して角度を有する方向に位置している少なくと
も1つの太陽パネルと、 前記パネルを前記展開位置の前記垂直なラインに関して
可変に方向づけるためオーバーターン軸に平行な傾斜軸
を中心に前記パネルを回転し、それによって前記パネル
上の太陽圧力と引力勾配が前記オーバーターン軸を中心
に前記衛星に作用するオーバーターントルクを最小にす
るように変化させる傾斜手段とを具備することを特徴と
する衛星システム。 - 【請求項2】 前記傾斜手段は、 前記傾斜軸を中心に回転するため1端部で前記本体に結
合し、反対端部において前記パネルを取付けるための手
段を有するパネル取付けブラケットと、 2つの端部を有し、前記傾斜軸に平衡でそれと間隔を隔
てた第2の軸を中心に回転するため前記本体に1端で結
合し、反対端部が前記傾斜軸と第2の軸から間隔を隔て
た取付け点で前記ブラケットに取付けるための結合手段
と有する支持リンクと、 前記取付け点と前記傾斜軸との間の距離を変化するため
のアクチュエイタ手段とを具備し前記ブラケットは前記
傾斜軸を中心に回転し、前記垂直なラインに関する前記
パネルの方向が変化される請求項1記載の衛星システ
ム。 - 【請求項3】 前記アクチュエイタ手段が前記傾斜軸に
関して前記取付け点を移動するための線形駆動手段を含
む請求項2記載の衛星システム。 - 【請求項4】 前記線形駆動手段が前記捩子の縦方向の
軸を中心に回転するための前記ブラケットにより支持さ
れるジャッキ捩子を含み、前記捩子軸は前記第1、第2
の軸に垂直な方向であり、前記リンクの反対端部は前記
ジャッキ捩子と螺合して結合し、前記リンクの反対端部
は前記ジャッキ捩子を回転させるモ−タ手段による回転
で前記ジャッキ捩子に沿って縦方向に移動される請求項
3記載の衛星システム。 - 【請求項5】 前記衛星に作用する環境的妨害トルクに
応答して前記衛星の姿勢変化を測定する感知手段と、 前記衛星に作用するオーバーターントルクを最小にする
ため前記垂直なラインに関して前記パネルの所望の角度
を決定するための前記感知手段に結合する処理手段とを
具備し、 前記処理手段は、前記パネルの方向を前記垂直なライン
に関して前記所望の角度に変化するように前記パネルを
回転するために前記傾斜手段を付勢するために前記傾斜
手段に結合されている請求項1記載の衛星システム。 - 【請求項6】 衛星が、本体と、軌道平面から突出して
前記本体から延在する少なくとも1つの太陽パネルとを
有し、このパネルは軌道平面に垂直なラインに関して角
度を有する方向に位置されている、軌道平面における地
球の周囲の軌道上の衛星に作用するオーバーターントル
クを減少する方法において、 a)軌道上の前記衛星に作用する環境的妨害トルクを測
定し、 b)前記衛星のオーバーターントルクを最小にするため
に前記パネルに対する所望の力を得るように前記垂直な
ラインに関して前記パネルの方向の所望の角度を決定
し、 c)前記所望の方向の角度を得るためにオーバーターン
トルクに平衡な軸を中心に前記パネルを回転するステッ
プを有することを特徴とする軌道上の衛星に作用するオ
ーバーターントルクを減少する方法。 - 【請求項7】 前記垂直なラインに関する前記パネルの
所望の方向の角度が前記太陽パネルに対する太陽圧力と
引力勾配効果を同時に考慮することにより決定される請
求項6記載の方法。 - 【請求項8】 前記衛星が前記軌道平面から反対方向に
突出して前記本体から延在する1対の太陽パネルを具備
し、前記パネルは前記垂直なラインに関して角度α1 と
α2 で方向づけられ、α1 とα2 の所望の値は以下の等
式を解くことにより決定され、 【数1】 ここでTSNETは太陽圧力により生成される太陽パネルに
作用するネットオーバーターントルクであり、 pは太陽放射圧力定数9.46×10-8lb/FT2 で
あり、 Aは太陽パネルの面積であり、 α1 は軌道垂線からの太陽パネル1の傾斜であり、 α2 は軌道垂線からの太陽パネル2の傾斜であり、 γはパネルのゼロでない反射率と鏡面を考慮した垂直力
係数であり、 lは圧力の各パネル中心から衛星の質量中心までの距離
距離であり、 νはゼロでない反射性と鏡面を考慮した剪断力係数であ
り、 dは各パネルの傾斜点から衛星の質量中心までの距離で
あり、 δは軌道平面に関する太陽の仰角であり、 TG は異なったパネル傾斜角度により生成される平均引
力勾配オーバーターントルクであり、 μEは地球引力パラメータ6.263×104 NM3 /
s2 であり、 Rは軌道半径(22765NMの静止軌道)であり、 (Iz −Iy )は太陽ラインIz とパネル駆動軸Iy に
ついての太陽パネル質量の慣性差である請求項7記載の
方法。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/909,260 US5310144A (en) | 1992-07-06 | 1992-07-06 | Method and apparatus for satellite torque balancing |
US909260 | 2001-07-19 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH06156397A true JPH06156397A (ja) | 1994-06-03 |
JP2959696B2 JP2959696B2 (ja) | 1999-10-06 |
Family
ID=25426910
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP5167134A Expired - Lifetime JP2959696B2 (ja) | 1992-07-06 | 1993-07-06 | 衛星トルク平衡方法および装置 |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5310144A (ja) |
EP (1) | EP0578176B1 (ja) |
JP (1) | JP2959696B2 (ja) |
DE (1) | DE69315129T2 (ja) |
Families Citing this family (34)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2669887B1 (fr) * | 1990-11-30 | 1995-06-02 | Aerospatiale | Procede de controle d'attitude en tangage d'un satellite grace a la pression de radiation solaire et satellite adapte a sa mise en óoeuvre. |
US5400987A (en) * | 1993-04-26 | 1995-03-28 | Hughes Aircraft Company | Variable angle latching mechanism for spacecraft |
US5673459A (en) * | 1994-09-28 | 1997-10-07 | Space Systems/Loral, Inc. | Deployment hinge apparatus |
US5669586A (en) * | 1994-12-06 | 1997-09-23 | Space Systems/Loral, Inc. | Satellite gravity gradient compensation using on-orbit solar array reorientation |
FR2732309B1 (fr) * | 1995-03-28 | 1997-06-20 | Centre Nat Etd Spatiales | Dispositif pour l'orientation d'un panneau solaire d'engin spatial et engin ainsi equipe |
FR2738930B1 (fr) * | 1995-09-14 | 1997-11-14 | Matra Marconi Space France | Procede et dispositif passif de pointage d'un engin spatial vers le soleil |
WO1997012806A1 (de) * | 1995-10-04 | 1997-04-10 | Österreichische Raumfahrt- Und Systemtechnik Gesellschaft Mbh | Antriebseinrichtung zum verstellen von zu orientierenden bauteilen eines satelliten |
AT403030B (de) * | 1995-10-04 | 1997-10-27 | Oesterreichische Raumfahrt Und | Antriebseinrichtung zum verstellen von zu orientierenden bauteilen eines satelliten |
US5816540A (en) * | 1995-12-22 | 1998-10-06 | Hughes Electronics | Optimal solar tracking system |
US5934620A (en) * | 1996-03-04 | 1999-08-10 | Abernethy; David K. | Spacecraft sun-target steering about an arbitrary body axis |
DE19610297C1 (de) * | 1996-03-15 | 1997-01-23 | Daimler Benz Aerospace Ag | Vorrichtung zum Entfalten von zwei Paneelen für Solargeneratoren |
US5906339A (en) * | 1996-11-07 | 1999-05-25 | Motorola, Inc. | Multiple axis solar sailing |
US6003817A (en) * | 1996-11-12 | 1999-12-21 | Motorola, Inc. | Actively controlled thermal panel and method therefor |
FR2765189B1 (fr) * | 1997-06-25 | 1999-08-20 | Agence Spatiale Europeenne | Dispositif de stabilisation passive de la direction de pointage d'un engin spatial |
US6070833A (en) * | 1998-04-09 | 2000-06-06 | Hughes Electronics Corporation | Methods for reducing solar array power variations while managing the system influences of operating with off-pointed solar wings |
US6010096A (en) * | 1998-07-22 | 2000-01-04 | Space Systems/Loral, Inc. | Deployment restraint and sequencing device |
US6318675B1 (en) | 1999-10-11 | 2001-11-20 | Hughes Electronics Corporation | Solar wing thermal shock compensation using solar wing position actuator |
WO2002002402A1 (en) * | 2000-06-29 | 2002-01-10 | Honeywell International Inc. | Method and device for compensating for thermal deformation of a gravity gradient boom on a satellite |
US6481671B1 (en) | 2000-08-14 | 2002-11-19 | Ball Aerospace & Technologies Corp. | Spacecraft sunshield for use in performing solar torque balancing |
US7104506B1 (en) | 2003-08-06 | 2006-09-12 | Lockheed Martin Corporation | Spacecraft disturbance trimming system |
KR100573876B1 (ko) * | 2004-07-13 | 2006-04-25 | 한국과학기술원 | 태양 복사 압력을 이용하여 타원 궤도에 있는 위성 자세제어 방법 |
US20060163434A1 (en) * | 2005-01-27 | 2006-07-27 | Honeywell International Inc., Law Dept. | Spacecraft for interplanetary/lunar travel |
US8352101B2 (en) * | 2009-12-22 | 2013-01-08 | The Boeing Company | Algorithm for simultaneous attitude maneuver and momentum dumping |
US8868263B2 (en) | 2011-05-25 | 2014-10-21 | Space Systems/Loral, Llc | Spacecraft momentum management using solar array |
US9240626B2 (en) | 2011-07-21 | 2016-01-19 | Pro Brand International, Inc. | Snap attachment for reflector mounting |
US20140166815A1 (en) * | 2012-03-12 | 2014-06-19 | Arthur M. Dula | Tether for spacecraft reaction control system |
RU2535979C2 (ru) * | 2012-12-04 | 2014-12-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Система ориентации навигационного спутника |
US11724836B2 (en) * | 2013-03-15 | 2023-08-15 | Arthur M Dula | Tether for spacecraft reaction control system |
RU2569999C2 (ru) * | 2014-04-29 | 2015-12-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ ориентации навигационного спутника |
US11009297B2 (en) * | 2015-04-15 | 2021-05-18 | Worldvu Satellites Limited | Fluidicially coupled heat pipes and method therefor |
US10005568B2 (en) * | 2015-11-13 | 2018-06-26 | The Boeing Company | Energy efficient satellite maneuvering |
US10647450B2 (en) * | 2016-03-18 | 2020-05-12 | The Boeing Company | Satellite control system using electrically controllable variable reflection glass panels |
CN112432732B (zh) * | 2020-10-20 | 2022-11-18 | 上海航天控制技术研究所 | 一种自动配平装置及使用方法 |
CN118182875B (zh) * | 2024-05-16 | 2024-07-19 | 哈尔滨工业大学 | 用于平板式卫星的帆板的同步展开设计方法及系统 |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0248299A (ja) * | 1988-08-11 | 1990-02-19 | Mitsubishi Electric Corp | 人工衛星 |
Family Cites Families (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3304028A (en) * | 1964-08-11 | 1967-02-14 | Hugh L Dryden | Attitude control for spacecraft |
DE2604005A1 (de) * | 1976-02-03 | 1977-08-11 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Einrichtung zur beeinflussung der position und lage eines satelliten |
US4325124A (en) * | 1979-02-28 | 1982-04-13 | Organisation Europeenne De Recherches Spatiales | System for controlling the direction of the momentum vector of a geosynchronous satellite |
FR2513589A1 (fr) * | 1981-09-28 | 1983-04-01 | Aerospatiale | Procede et dispositif pour aligner l'axe de roulis d'un satellite avec une direction desiree |
FR2522614A1 (fr) * | 1982-03-02 | 1983-09-09 | Centre Nat Etd Spatiales | Configuration de satellite a orbite equatoriale a moyens solaires perfectionnes |
DE3329955A1 (de) * | 1983-08-19 | 1985-03-07 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh, 2800 Bremen | Lageregelung von satelliten |
US4684084A (en) * | 1984-05-29 | 1987-08-04 | Rca Corporation | Spacecraft structure with symmetrical mass center and asymmetrical deployable appendages |
US4728061A (en) * | 1985-03-20 | 1988-03-01 | Space Industries, Inc. | Spacecraft operable in two alternative flight modes |
US4834325A (en) * | 1985-03-20 | 1989-05-30 | Space Industries, Inc. | Modular spacecraft system |
FR2580582B1 (fr) * | 1985-04-19 | 1987-06-26 | Matra | Procede et dispositif d'amortissement de nutation de satellite par commande d'orientation de masses presentant un produit d'inertie variable |
FR2615477B1 (fr) * | 1987-05-22 | 1989-08-18 | Centre Nat Etd Spatiales | Dispositif et procede de pointage d'une sonde spatiale vers un corps celeste |
US4949922A (en) * | 1988-12-09 | 1990-08-21 | Hughes Aircraft Company | Satellite control system |
FR2669887B1 (fr) * | 1990-11-30 | 1995-06-02 | Aerospatiale | Procede de controle d'attitude en tangage d'un satellite grace a la pression de radiation solaire et satellite adapte a sa mise en óoeuvre. |
DE4114804A1 (de) * | 1991-05-07 | 1992-11-12 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Vorrichtung zur lageregelung von satelliten mit solardruckmomenten |
-
1992
- 1992-07-06 US US07/909,260 patent/US5310144A/en not_active Expired - Lifetime
-
1993
- 1993-07-05 EP EP93110729A patent/EP0578176B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1993-07-05 DE DE69315129T patent/DE69315129T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1993-07-06 JP JP5167134A patent/JP2959696B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0248299A (ja) * | 1988-08-11 | 1990-02-19 | Mitsubishi Electric Corp | 人工衛星 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2959696B2 (ja) | 1999-10-06 |
US5310144A (en) | 1994-05-10 |
EP0578176B1 (en) | 1997-11-12 |
DE69315129D1 (de) | 1997-12-18 |
EP0578176A1 (en) | 1994-01-12 |
DE69315129T2 (de) | 1998-03-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2959696B2 (ja) | 衛星トルク平衡方法および装置 | |
US6003817A (en) | Actively controlled thermal panel and method therefor | |
US5349532A (en) | Spacecraft attitude control and momentum unloading using gimballed and throttled thrusters | |
AU639504B2 (en) | Satellite roll and yaw attitude control method | |
EP0434861B1 (en) | Attitude pointing error correction system and method for geosynchronous satellites | |
RU2114770C1 (ru) | Спутник с трехосной стабилизацией углового положения (варианты) и способ управления этим спутником | |
JP4061652B2 (ja) | 太陽輻射エネルギーを用いた楕円軌道にある衛星の姿勢制御方法 | |
EP0743249B1 (en) | Universal spacecraft attitude steering control system | |
US5697582A (en) | Method of adjusting the position of satellites by means of solar pressure torques | |
US6296207B1 (en) | Combined stationkeeping and momentum management | |
CA2072545A1 (en) | Continuously acting one-way satellite roll-yaw attitude control method and device | |
US6481671B1 (en) | Spacecraft sunshield for use in performing solar torque balancing | |
GB2320770A (en) | Controlling disturbances in satellites using solar panels | |
JPH0550998A (ja) | 2重スピン宇宙船の受動的方向反転方法 | |
CN1025995C (zh) | 同步卫星姿态指向误差修正系统及方法 | |
US7343228B2 (en) | Transient cancellation technique for spacecraft solar wing stepping | |
EP0668212A1 (en) | Optical satellite attitude control system | |
Dougherty et al. | Attitude stabilization of synchronous communications satellites employing narrow-beam antennas | |
EP1092626B1 (en) | Solar wing thermal shock compensation using solar wing position actuator | |
Broquet et al. | Antenna pointing systems for large communications satellites | |
Starinova et al. | Sunlight Reflection off the Spacecraft with a Solar Sail on the Surface of Mars | |
CA2006199C (en) | Attitude pointing error correction system and method for geosynchronous satellites | |
Smola et al. | The Magsat magnetometer boom | |
Of et al. | GROUND-BASED TECHNOLOGY DEVELOPMENT FOR LARGE SPACE ANTENNAS | |
Markland | A Review of the Attitude Control of Communication Satellites |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080730 Year of fee payment: 9 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090730 Year of fee payment: 10 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100730 Year of fee payment: 11 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100730 Year of fee payment: 11 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110730 Year of fee payment: 12 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110730 Year of fee payment: 12 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120730 Year of fee payment: 13 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120730 Year of fee payment: 13 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130730 Year of fee payment: 14 |
|
EXPY | Cancellation because of completion of term |