JPH0624397A - ジンバルおよび絞り調整されるスラスタを使用する宇宙船姿勢制御および運動量アンローディング方法および装置 - Google Patents

ジンバルおよび絞り調整されるスラスタを使用する宇宙船姿勢制御および運動量アンローディング方法および装置

Info

Publication number
JPH0624397A
JPH0624397A JP5123099A JP12309993A JPH0624397A JP H0624397 A JPH0624397 A JP H0624397A JP 5123099 A JP5123099 A JP 5123099A JP 12309993 A JP12309993 A JP 12309993A JP H0624397 A JPH0624397 A JP H0624397A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
spacecraft
momentum
thruster
attitude
gimbal
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
Application number
JP5123099A
Other languages
English (en)
Inventor
Scott W Tilley
スコット・ダブリュー・ティリー
Tung Yuan Liu
トゥン・ユアン・リウ
John S Higham
ジョン・エス・ハイアム
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Maxar Space LLC
Original Assignee
Space Systems Loral LLC
Loral Space Systems Inc
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Space Systems Loral LLC, Loral Space Systems Inc filed Critical Space Systems Loral LLC
Publication of JPH0624397A publication Critical patent/JPH0624397A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

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
    • B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (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)

Abstract

(57)【要約】 【目的】 宇宙船姿勢制御装置、特にノタメ宇宙船姿勢
制御およびモーメンタムアンローディングのため宇宙船
スラスタを同時にジンバルおよび絞り調整するための方
法および装置に関する。 【構成】 宇宙船（２０１）は、宇宙船（２０１）の一
面上の２対の単一ジンバルおよび絞り調整スラスタ（２
２１〜２２４）の一つを使用することによってその北−
南位置を維持する。スラスタ（２２１〜２２４）の絞り
（１１８）およびジンバル（１１６）が、宇宙船２０１
に対して所望の姿勢を維持し、同時に宇宙船２０１のモ
ーメンタム安定化ホイール（１２０，１２１）を同時に
脱飽和化するようなトルクを宇宙船（２０１）上に生ず
るように制御される。 【効果】 忠実性を犠牲にすることなく任務寿命中燃料
効率を最大化し得る。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、宇宙船の位置制御に関
し、特定するとスラスタを同時にジンバルおよび絞り調
整して、北−南位置保持操縦を遂行しながら、所望の宇
宙船姿勢を維持し、累積されたピッチおよびヨーモーメ
ンタムをアンロードする装置および方法に関する。
【０００２】
【従来技術】静止宇宙船が一度オンステーションとなる
と、北−南位置保持操縦が宇宙船の全推進剤の大部分を
消費する。静止通信宇宙船の場合、通信ハードウェアを
予め選択された惑星位置に配向するように宇宙船の姿勢
を制御することが必須であり、宇宙船のモーメンタムホ
イール安定化システムに蓄積されたモーメンタムの周期
的アンローディングすなわち「脱飽和化」も同様であ
る。それゆえ、北−南位置保持、姿勢の修正およびモー
メンタムの脱飽和化の効率を増すことは、任務寿命を相
当に延長し得る。
【０００３】軌道上宇宙船は、位置保持、姿勢制御およ
びモーメンタム脱飽和化のための数種の機構を有し得
る。宇宙船をトランスファ軌道から同期軌道に運ぶのに
普通使用される二元推推進剤スラスタは、位置保持のた
めにも使用できようが、この種のスラスタは、スラスタ
の非整合、質量中心のオフセットおよび羽毛状物との衝
突に起因して比較的強力な擾乱トルクを生ずる。それゆ
え、これらのスラスタは、位置保持中における高度に正
確な姿勢指向には不適合であり、精密な姿勢調節および
精密なモーメンタム脱飽和化にはほとんど役立たない。
信頼性の懸念からも、この種のスラスタは宇宙船の全寿
命にわたる主宇宙船軌道および姿勢誤差制御のために残
しておくべきことが要求される。
【０００４】宇宙船は、姿勢制御およびモーメンタム脱
飽和化のために磁気トルクを使用し得るが、これらのデ
バイスは、側方力なしにトルクを生ずるから、位置保持
の補助にならない。磁気トルクは、地球磁界に関する電
気コイルのダイポールモーメントの力を使用することに
よって宇宙船の姿勢を変える。残念ながら、磁気トルク
は、重く、少しのパワーしか生ぜず、ダイポールモーメ
ントセグメントと地球の磁界との整列に起因して宇宙船
のピッチ姿勢を制御するのに使用できない。
【０００５】第３の可能な技術は、イオン推進である。
イオン推進スラスタにおいては、電磁界がキセノンガス
のような推進剤をイオン化し、静電界がスラスタ本体か
ら推進剤を遠ざけるように加速する。イオン推進系ハー
ドウェアには初重量の不利はあるが、イオンスラスタの
特定のインパルスは、推進薬剤のインパルスより相当高
く、イオン推進を長い任務における位置保持に適合せし
める。加えて、イオンスラスタは、全３軸において宇宙
船姿勢およびモーメンタムを制御するのに使用できる。
これらの理由のため、イオンスラスタは、長任務寿命を
有する宇宙船に関する北−南位置保持に適当であり望ま
しいものである。
【０００６】推進薬剤スラスタの場合と同様に、イオン
スラスタの点火は、宇宙船上に擾乱トルクを生じ、望ま
しくない姿勢運動をもたらす。太陽圧力も、宇宙船に追
加の望ましくない擾乱を付与する。この種の擾乱トルク
に対抗するために、普通モーメンタムホイール安定化装
置が使用される。この種の装置は、普通１または複数の
モーメンタムホイールを備え、宇宙船の姿勢の変化を感
知するようにループを制御する。宇宙船上のセンサは、
ヨー，ピッチおよびロールを検出し得る。制御ループ
は、感知された姿勢に基づき蓄積されたピッチおよびヨ
ーモーメンタムを吸収し、オフロードするためにホイー
ルの必要とされる速度を決定する。一般に、ヨーおよび
ピッチモーメンタムは、モーメンタムホイールにより直
接吸収され、ロールモーメンタムは、モーメンタムで偏
倚される宇宙船の相互結合ダイナミックスから生ずるヨ
ー本体角度の変化として吸収される。モーメンタムホイ
ールに蓄積されるモーメンタムは、モーメンタムホイー
ルを限定された操作可能な速度範囲に維持するため周期
的に解放されねばならない、すなわち脱飽和化されねば
ならない。脱飽和化は、普通、蓄積されたモーメンタム
を低減するために、推進力による推力付与または磁気的
トルクの付与により宇宙船に外部トルクを加えることに
よって行われる。
【０００７】磁気トルク発生装置は、上に論述したよう
に、１軸における蓄積されたモーメンタムに対抗でき
ず、他の２軸においては緩慢である。推進薬剤スラスタ
の点火は、位置保持中高度に正確な宇宙船の姿勢を維持
するのには適合しない。何故ならば、それが生ずる擾乱
トルクは、普通、適正な姿勢を維持するホイール装置の
能力を圧倒するからである。推進薬剤スラスタの点火は
また、普通、高度に正確な姿勢の指向を同時に制御しな
がらホイールの脱飽和に使用するには強過ぎ、制御困難
である。
【０００８】Johansenの米国特許第3,937,423 号は、自
由度１の一つのモーメンタムホイールせ宇宙船の３軸に
沿っての姿勢を制御し、かつ宇宙船が軌道上にある間、
宇宙船の姿勢誤差の修正を可能にしその章動を低減する
ため数台のジェットを脈動させるための装置を開示して
いる。この特許の装置は、位置保持推力付与中擾乱トル
クに抵抗し得ず、あるいはモーメンタムホイール装置を
脱飽和化できない。
【０００９】Lehner等の米国特許第4,521,855 号は、軌
道航行衛星において連続的軌道上体制でヨー誤差および
ヨーおよびロールモーメンタムを測定し修正するための
機構を開示しており、蓄積されたモーメンタムをアンロ
ードするために磁気トルク発生器を使用することを企画
している。Lehnerの特許はまた、本発明に従って使用さ
れる制御ループおよびモーメンタム分配サブシステムの
理解に役立つ従来技術を参照しているが、北−南位置保
持操縦中の同時の姿勢制御およびモーメンタム分配の問
題を扱っていない。
【００１０】Chan等の米国特許第4,767,048 号は、宇宙
船の一面からスラスタを点火し、ついで同時に自動的な
西−東位置保持を遂行しながら面間で点火を交番するこ
とによってモーメンタムホイールを脱飽和化するための
装置を開示している。Chan等の特許は、宇宙船姿勢制御
に関係する背景技術を参照するのに役立つ。普通、東−
西位置保持は、北−南位置保持よりもはるかに小さい力
しか必要とせず、Chan等の特許は、北−南位置保持に必
要な比較的大きな側方力を発生しながら同時にモーメン
タムホイールを脱飽和化するための沿う著を扱っていな
い。さらに、Chan等の特許は、対応する姿勢維持または
章動の問題を扱っていない。
【００１１】Garg等の米国特許第4,825,646 号は、少な
くとも３対のスラスタを必要とする宇宙船姿勢制御装置
を開示している。Garg等の装置は、北−南位置保持、章
動低減またはモーメンタムホイール脱飽和化の問題に関
係してない。
【００１２】Challoner 等の米国特許第4,848,706 号
は、宇宙船のスパン部分に装着され、北−南速度および
姿勢制御を行うために整数のスピン期間の間連続的に点
火される軸方向非ジンバル調整スラスタを開示してい
る。Challoner 等の特許は、モーメンタムホイール脱飽
和化の問題を扱っていない。
【００１３】AIAA/ASME/SAE/ASEE第２５回Joint Propul
sion Conference,論文AIAA-89-2274にT.G.Duhamel によ
り提示された「Implementation of Electric Propulsion
forNorth-South station keeping on the EUROSTAR Sp
acecraft」なる論文は、宇宙船EUROSTARに関する北−南
位置保持のためのイオン推進の実施について開示してい
る。イオンスラスタは、２軸スラスタ指向機構を使用し
て宇宙船の質量中心に整列される。２軸スラスタは、質
量中心に関する推進方向の非整合により引き起こされる
擾乱トルクを最小化するためロールおよびヨー両軸にト
ルクを供給する。Duhamel 特許の２軸ジンバルは、３軸
姿勢制御に使用されることは明らかでなく、単にスラス
ト方向を質量中心と整列するだけである。ピッチモーメ
ンタムホイールは、ピッチ軸に関する制御を行う。Duha
mel の特許は、１軸上でジンバル調整し、一方のスラス
タの出力を他方のスラスタに関して調節して全３軸でト
ルクを生じさせることについて開示していない。Duhame
l の特許はまた、トルクを生じることによりモーメンタ
ムホイールの脱飽和化を行うことを開示していない。Du
hamel 特許は、北−南方向からおおよそ45度の比較的不
十分なイオンスラスタの傾斜について教示している。さ
らに、Duhamel 特許により提唱される２軸ジンバルは、
１軸ジンバルよりも比較的複雑で、重く、信頼性に欠け
る。
【００１４】ETS-VI衛星プログラム印刷物の一部として
東芝により開示された他のシステムは、東−西位置維持
のためのイオン推進力付与の間の姿勢安定化のために４
基のリアクションホイールと推進薬剤モーメンタムアン
ローディングを使用する。この開示は、ジンバルまたは
絞り調整されるイオンスラスタの使用を教示していない
し、位置決め操作中の姿勢制御および推進薬剤スラスタ
なしでの同時の脱飽和化を開示してもいない。さらにこ
の文献に関係するような東−西位置維持のための点火継
続時間は、北−南位置決めのために必要とされるものよ
り相当に短い。
【００１５】
【発明の課題】理想的には、宇宙船制御システムは、信
頼性を犠牲にすることなく任務寿命中の燃料効率を最小
化するものであろう。宇宙船の姿勢を維持し、独立のス
ラスタ点火なしにモーメンタムを脱飽和化する簡単なシ
ステムで、この目標を実現する。
【００１６】
【課題を解決するための手段】北−南位置保持操縦を遂
行しながら同時に姿勢ダイナミックスを安定化し宇宙船
２０１のモーメンタムホイール系１２２を脱飽和化する
ことによって、効率および信頼性を既存の機構以上に向
上し得る。これらの結果を達成するために、宇宙船（２
０１）位置、姿勢および蓄積されたホイール（１２０，
１２１）モーメンタムが感知され、位置保持操縦を遂行
するに必要な力、宇宙船（２０１）に対する所望の姿勢
を生じ、ホイール（１２０，１２１）を脱飽和化するに
必要なトルクが決定され、そしてイオン推進力スラスタ
（２２１−２２４）が、宇宙船（２０１）上に所望のト
ルクを生ずるように絞りおよびジンバル調整される。質
量を減じ、信頼性を増すために６軸ジンバル（１１６）
を使用するのが好ましい。
【００１７】
【実施例】以下図面を参照して本発明を実施例について
説明する。本発明に従う図１〜４および図５〜８を参照
して説明すると、３軸安定化モーメンタム偏倚宇宙船２
０１は、３ジメンションにおける擾乱トルク３０６，４
０６，５０６および制御トルク３０５，４０５，５０５
により作用を受ける。生じた全トルク３０７，４０７，
５０７は、宇宙船ダイナミックス３０８，４０８，５０
８に合体され、宇宙船２０１のピッチ、ヨーおよびロー
ルを変更する。イオン推進力式モーメンタム脱飽和化お
よびヨーコントローラ８０２と従来形式の推進薬剤およ
び磁気コントローラ８０４より成る宇宙船制御システム
８０６は、以下に詳述されるように、宇宙船ダイナミッ
クス３０８，４０８，５０８ に応答して宇宙船２０１
を制御する。
【００１８】ここで図２を参照すると、宇宙船２０１の
従来形式の推進薬剤および磁気コントローラ８０４が図
示されている。コントローラ８０４は、２つの主要素、
ホイールコントローラ８１０およびモーメンタム脱飽和
コントローラ８１２より成る。ホイールコントローラ８
１０は、ピッチおよびロール角１０２，１０３をそれぞ
れ検出するための地球センサ１０１を使用する。これら
の角度は、ピッチおよびロール／ヨーホイールコントロ
ーラ１６４，１６５によりモーメンタム信号１６６，１
６７に変換され、これがモーメンタム分配サブシステム
１６３によりモーメンタムホイールサブシステム１２２
に分配される。モーメンタムホイールサブシステム１２
２は、従来設計のものであり、２つの主ピッチおよびヨ
ーモーメンタムホイール１２０，１２１に対するホイー
ル電子装置１６２、逆モーメンタムホイールおよびモー
メンタム測定サブシステム１１１より成る。図４は主モ
ーメンタムホイール１２０，１２１を例示している。モ
ーメンタムホイールシステム１２２はモーメンタムホイ
ール１２０，１２１の速度を測定し、モーメンタム測定
サブシステム１１１は、この情報を使用して、それぞれ
蓄積された宇宙船ピッチおよびヨーモーメンタムに対応
する信号Hy112 およびHz113 を生ずる。好ましい実施例
において、ピッチはロールおよびヨーから分解される
が、もしも宇宙船２０１がロールし始めると、宇宙船ヨ
ー角度１０７も、ピッチモーメンタム偏倚宇宙船におけ
るロールおよびヨー間の周知のジャイロスコープ相互結
合作用に起因して変わる。ホイール１２０，１２１に蓄
積されるモーメンタムを蓄積または解放することによっ
て、制御トルク４０５，５０５がホイールコントローラ
８１０により発生される。
【００１９】図２を参照して説明すると、宇宙船２０１
は、さらに、宇宙船のロール１０２および蓄積されたモ
ーメンタム１１２，１１３に基づいてモーメンタム脱飽
和化コントローラ８１２により制御される。モーメンタ
ム脱飽和化コントローラ８１２の動作の１側面として、
ロール角度１０２およびモーメンタム１１３信号が、ソ
ーラトルクおよびヨー評価装置８２６に供給され、そし
てこの評価装置が、トルク３０５，５０５の生成のため
ロールおよびヨー磁気コイル８２０，８２２を付勢する
ように磁気トルク発生装置コントローラ８２４に指令す
る。モーメンタム脱飽和コントローラ８１２の動作の他
の側面として、蓄積された宇宙船モーメンタム１１２，
１１３信号が、ホイールアンロード論理装置８１４に供
給され、そしてこの論理装置は、蓄積された宇宙船モー
メンタムを所望の範囲に維持するためにトルク４０５，
５０５を生ずるようにピッチおよびヨー推進薬剤スラス
タ８１６，８１８に指令する。
【００２０】次に図３を参照すると、イオン推進式モー
メンタム脱飽和化およびヨーコントローラ８０２が図示
されている。ヨー１０７および蓄積モーメンタム１１
２，１１３に対する信号が、プロセッササブシステム１
１４に供給される。ヨー角度１０７は、ジャイロスコー
プ１０４または太陽センサ１０５を使用して検出され
る。好ましい実施例において、デジタルインティグレー
ティングレートアセンブリ（ＤＩＲＡ）ジャイロスコー
プ１０４とコースアナログサンセンサ（ＣＡＳＳ）の両
者が採用され、スイッチ１０６が、ヨー本体角度検出信
号１０７を生ずるのにどちらが使用されるかを選択す
る。プロセッササブシステム１１４は、３０２でヨー信
号１０７を基準値３０１と混合し、結果３０３を定数３
０４と乗算して、制御トルク３０５を達成する。同様
に、プロセッササブシステム１１４は、４０２でピッチ
モーメンタム信号１１２を基準値４０１と混合し、結果
４０３を定数４０４と乗算して制御トルク４０５を得、
また５０２ピッチモーメンタム信号１１３を基準値５０
１と混合し、結果５０３を定数５０４と乗算して制御ト
ルク５０５を得る。ジンバルおよび絞り幾何補償サブシ
ステム１５１は、制御トルク値３０５，４０５，５０５
を使用して、スラスタジンバル角度制御信号１１５およ
びスラスタ絞り制御信号１１７を生ずる。好ましい実施
例において、プロセッササブシステム１１４はプログラ
ム内蔵マイクロプロセッサ被制御回路により実施される
が、スラスタジンバルおよび絞り制御信号１１５，１１
７を計算し得る任意の回路を、本発明に従って使用でき
よう。スラスタジンバル角度制御信号１１５は、宇宙船
スラスタ２２１〜２２４の単軸ジンバル１１６に供給さ
れる。図５〜８をも参照して説明すると、好ましい実施
例においては、４基のスラスタ２２１〜２２４が宇宙船
２０１に装着されており、そのうち２基のスラスタ２２
１，２２４は必ず宇宙船２０１の南側パネル２０２に取
りつけられ、２基のスラスタ２２２，２２３は必ず宇宙
船２０１の北側パネルに取りつけられる。好ましい実施
例において、スラスタ２２１〜２２４は、各々、宇宙船
２０１から遠ざかるピッチ軸（すなわちＹ軸）から22.8
°の公称傾斜角で取りつけられ、宇宙船２０１の公称質
量中心と同一平面にあって、ジンバル１１６および絞り
１１８がその中性位置にある場合、スラスタ対、例えば
２２１，２２４の点火でスペース２０１のいずれの軸の
回りにもトルクを生じないようになされている。単軸ジ
ンバル１１６は従来の設計より成り、量子化増分でほぼ
5°の移動を可能にする。しかして、各ジンバルは、そ
のジンバルを同じ宇宙船パネルの回りに取りつけられた
他のスラスタのジンバルと接続する軸線の回りに枢動す
る。例えば、スラスタ２２１および２２４に対するジン
バル１１６は、Ｘ’軸線２５０の回りに枢動する。イオ
ンスラスタ絞り１１８も従来設計より成り、量子化増分
量でほぼ10％の絞り（スラスタパワーの減少）を可能に
する。パワーを提供し制御を可能にするため、可撓性の
推進薬剤、パワーおよび信号制御線がスラスタ２２１〜
２２４と接続されている。代表的スラスタ動作において
は、南側装着のスラスタ対２２１，２２４または北側装
着のスラスタ対２２２，２２３のみが、ある一時点に点
火される。１対のスラスタに対するジンバルは、集合的
にまたは作動的に作動され、他方１対のスラスタに対す
る絞りは普通作動的に作動され、それにより任意の組合
せのの軸線の回りに宇宙船トルクを生ずる。ジンバル座
標から宇宙船座標への必要な変換は、ジンバル／絞り幾
何補償手段５１で従来通り遂行される。
【００２１】他の形式の推進力も本発明に従い使用でき
るが、好ましい実施例においてはイオン推進スラスタが
使用される。イオン推進力スラスタは比較的高い効率を
有するからである。さらに、北−南スラスタ位置保持に
必要とされる範囲のスラスタ出力を有するイオン推進ス
ラスタは、従来のホイールモーメンタム安定化システム
とよく整合するから、従来のホイールモーメンタム安定
化システムとジンバル１１６および絞り１１８との組合
せで十分に減衰された制御システムをもたらす。好まし
い実施例において、従来のホイールモーメンタム安定化
システムは、ジンバルおよび絞り調整スラスタ２２１〜
２２４により生成されるトルクよりもロールおよびピッ
チ軸の回りにより強いトルクを生ずる。これによって、
従来形式のホイールモーメンタム安定化システムは、そ
れらの軸の回りに起こり得る摂動の攻撃を吸収し、ジン
バル１１６および絞り１１８にそれらの所望の設定に達
する時間を与える。
【００２２】本発明の好ましい実施例においては、公称
ロールおよびヨーモーメンタムおよび姿勢制御ループ
は、追って説明されるように、高利得線形二次ガウス
（ＬＱＤ）コントローラ、例えば３０１〜３１２であ
る。ヨー本体角度は、宇宙船２０１のピッチモーメンタ
ムバイアスにより決定されるスケーリングファクタの使
用により従来の態様でロールモーメンタムに変換され
る。プロセッササブシステム１１４は、これらの制御シ
ステムに従ってヨー１０７および蓄積されたモーメンタ
ム１１２，１１３に対する信号を供給することによっ
て、北−南位置保持中姿勢制御およびモーメンタム脱飽
和化のために宇宙船２０１に供給すべき適当なトルクを
決定する。しかして、この制御システムの基本的閉鎖ル
ープダイナミックスは、図８〜１１に例示されている。
【００２３】ここで図９を詳しく参照すると、宇宙船２
０１のヨー軸に対する制御システム３０１〜３１２の詳
細ブロック図が示してある。制御システム３０１〜３１
２は、基準の所望のヨー値３０１、普通０に定められ
る、を感知されたヨー角度値フィードバックパラメータ
３１１と混合することにより動作する。得られた誤差値
３０３は、予定された一定の利得３０４と乗算される。
予定された一定の利得３０４の値は、例えば確立された
テラサキまたはＬＱＧ法の下で、所望の減衰時定数を得
るように従来の態様で決定し得る。好ましい実施例にお
いては、ＬＱＧ法が使用され、利得３０４の値は0.003
である。視界に精通したものに周知のコンピュータシミ
ュレーションを使用して、利得３０４の正しい選択を確
認できる。得られた制御トルク信号３０５は、３１２に
て存在し得る外部擾乱トルク３０６に対応する信号と結
合され、ヨー軸に対して必要とされるトルク値３０７生
ずる。この値は、ついで、宇宙船中性ダイナミックス３
０８により積分され、推定ロールモーメンタム値３０９
を生ずる。これは、ついで予定された定数３１０と乗算
され、ヨー軸姿勢フィードバックパラメータ３１１を生
ずる。乗算は、実際の関係hx=116sin Ψを使用する。こ
こで、１１６は、ピッチモーメンタム偏倚宇宙船におけ
るピッチモーメンタムの公称レベルを表わすファクタ、
hxは、宇宙船２０１のロールモーメンタム、そしてΨは
宇宙船２０１のヨー角度である。この近似は、小値のΨ
に対してかなり正確である。
【００２４】図１０を参照すると、この図には宇宙船２
０１のピッチ軸に対する制御システム４０１〜４１０の
詳細ブロック図が示されている。システム４０１〜４１
０は、４０２にて基準の所望ピッチ値４０１をピッチ値
フィードバックパラメータ４０９と混合することによっ
て動作する。得られた値は、予定された一定の利得４０
４と乗算される。予定された一定の利得４０４の値は、
上述のようにテラサキまたはＬＱＧ法で決定できる。好
ましい実施例においては、ＬＱＧ法が使用され、利得の
値は0.01である。斯界に精通したものに周知のコンピュ
ータシュミレーションで、利得４０４の正しい選択を確
認できる。得られた制御トルク信号４０５は、４１０に
て存在し得る外部擾乱トルク４０６に対応する信号と混
合され、ピッチ軸に対する必要とされるトルク値４０７
を生ずる。トルク値４０７は、ついで、宇宙船自然ダイ
ナミックス４０８により積分され、ピッチ値フィードバ
ックパラメータ４０９を生ずる。
【００２５】図１１を参照すると，この図には宇宙船２
０１のヨーモーメンタム軸に対するする制御システム５
０１〜５１０の詳細ブロック図が示されている。システ
ム５０１〜５１０は、５０２にて基準の所望ヨーモーメ
ンタム値５０１、普通０に限定されている、をヨーモー
メンタム値フィードバックパラメータ５０９と混合する
ことによって動作する。得られた誤差値５０３は予定さ
れた一定の利得５０４と乗算される。予定された一定の
利得５０４の値は、上述のように、テラサキまたはＬＱ
Ｇ法で決定できる。好ましい実施例においては、ＬＱＧ
法が使用され、利得５０４の値は0.003 である。斯界に
精通したものに周知のコンピュータシミュレーション
で、利得５０４の正しい選択を確認するのに使用でき
る。得られた制御トルク信号５０５は、５１０にて存在
し得る外部擾乱トルク５０６に対応する信号と混合さ
れ、ヨウ軸に対する必要とされるトルクを生ずる。この
値は、ついで宇宙船自然ダイナミック５０８により積分
され、ヨー値フィードバックパラメータ５０９を生ず
る。
【００２６】図１〜４を再度参照して説明すると、プロ
セッササブシステム１１４は、宇宙船２０１の各軸の回
りの計算された所望のトルクに基づいて、スラスト１１
５の角度１１５および絞り量１１７を計算する。上述の
ように構成される１対のスラスタ例えば２２１，２２４
により生成されるトルクは、斯界に精通したものに周知
の方法により決定できる。好ましい実施例において、座
標[0,0,1474]mm、スラスタ２２１座標[-1476,767,2437]
mm、スラスタ２２４座標[1476,767,511]mm、22.8 °の
傾斜角度を仮定すると、トルクは下式により絞りおよび
ジンバル調整と関係づけられる。すなわち、
【数１】 Tx=[-4.80(δφ1+δφ4)+3.37(δf1- δf4)] ×10-4Nm （1) Ty=[-13.18 (δφ1-δφ4)] ×10-4Nm (2) Tz=[3.12 (δφ1+δφ4)+5.17(δf1- δf4)] ×10-4Nm (3) ここで、δφはジンバル角度の所望の変化、δf は絞り
の所望の変化，( δφ1+δφ4)ジンバル和、 (δφ1-δ
φ4)はジンバル差、そして( δf1- δf4) は絞り差であ
る。かくして、ジンバルおよび絞り制御信号１１５，１
１７の値は、一度プロセッササブシステム１１４が宇宙
船２０１に供給すべき適当なトルクTx,TyおよびTzを決
定してしまった後は、プロセッササブシステム１１４内
のジンバル／絞り幾何補償装置１５１により計算でき
る。ジンバルおよび絞り制御信号１１５，１１７は、つ
いで従来技術を使用して、各スラスタ例えば２２１を調
節のため機械的制御装置に、また各スラスタ絞り１１８
を調節するため電気的制御装置に送られ、それにより宇
宙船２０１上に所望のダイナミックトルクを生ずる。宇
宙船２０１の位置、姿勢および蓄積されたモーメンタム
を感知し、所望の変化を生じさせるために宇宙船２０１
上に適用されるべきトルクを計算し、所望の宇宙線２０
１ダイナミックスを提供するためスラスタジンバル１１
６および絞り１１８を調節するプロセスは、位置保持操
縦の全周期中継続される。
【００２７】宇宙船モーメンタムホイールコントローラ
システム８１０は、上述のスラスタ制御と同時に動作し
続け、宇宙船姿勢の安定化のためのトルクも生ずる。ホ
イールコントローラシステム８１０は、ジンバルおよび
絞り調整スラスタ２２１〜２２４より大きなトルクを生
じ、姿勢およびモーメンタムの粗制御に使用され、他方
ジンバルおよび絞り調整スラスタがより繊細な制御を行
う。モーメンタムホイール例えば１２０が飽和すると、
スラスタ制御システム８０２はこの飽和を検出し、ジン
バル１１６および絞り１１８を調節して、ホイール１２
０，１２１をその基準速度に漸次戻す。しかして、スラ
スタ１２１−１２４からの制御トルクは、ホイール例え
ば１２０のモーメンタムの変化割合を等化する。かくし
て、脱飽和の割合は、スラスタ２２１〜２２４により生
ずるモーメンタムの大きさに依存して変わる。
【００２８】次に図１２を参照すると、この図には本発
明に従う宇宙船２０１の制御の流れ図が示されている。
宇宙船２０１の北−南位置は、地上制御装置１１９によ
り従来のように決定される。地上制御装置が、北−南位
置決めの修正が必要とされることを決定すると、地上制
御装置は、適当な１対のスラスタ例えば２２１〜２２４
に信号して、それを点火する。好ましい実施例において
は、北−南位置決めのためのスラスタ２２１〜２２４の
点火は、宇宙船２０１上で制御されない。
【００２９】図１２の流れ図の第１のステップ２４は、
図１と関連して論述したように、宇宙船２０１の現在の
姿勢をで感知することである。ホイールローラ８０２
は、ロールおよびピッチの姿勢の変化に応答する。つい
で、２６で、地上制御装置１１９が、位置決め操縦のた
めの１対のイオンスラスタ例えば２２１，２２４の点火
を命令したかどうかについてのチェックがなされる。も
しも命令が発せられていなければ、従来形式の非イオン
推進姿勢制御システム８０４は、宇宙船モーメンタム２
８を維持する。詳述すると、スラスタ２２１〜２２４の
どれもが点火していなければ、上述の形式の他の摂動が
本体のトルクを引き起こし、本体の姿勢の誤差を生じさ
せる。ロールおよびピッチの誤差は、宇宙船２０１の従
来形式の地球センサ１０１により迅速に感知され、宇宙
船２０１のモーメンタムホイールコントローラ８１０に
おける増大されたモーメンタムの蓄積により０化され
る。ヨー誤差は、ロール誤差に結合され、そしてこれ
は、モーメンタム脱飽和化コントローラ８１２において
評価され、磁気的トルク発生により緩やかに低減され
る。ヨーモーメンタムも、磁気的トルク発生により緩や
かに低減される。ピッチモーメンタムは、短い推進薬剤
スラスタ８１６の点火により従来の態様で迅速に低減さ
れる。
【００３０】チェック２６にて、イオンスラスタ例えば
２２１、２２４が点火していることがわかると、多数の
後続のステップが、宇宙船２０１の姿勢およびモーメン
タムを制御する。しかしながら、これらのステップにつ
いて詳述する前に、宇宙船２０１がこれらの後続の制御
ステップなしに推進する結果について考察するのが有益
である。本発明に従う絞りおよびジンバル調整なしであ
ると、１対のスラスタ２２１−２２４が北−南位置保持
のために点火しているとき、非推進モードよりずっと大
きな本体トルクが、スラストの質量中心からの非整列に
起因して生ずる。非推進モードにおけるのと同様に、ホ
イールコントローラ８１０はロールおよびピッチ誤差を
０化しようとするが、ホイール１２０，１２１は、それ
をなすに十分の新しいモーメンタムを迅速に蓄積できな
い場合もあり得るし、その動作速度の限界に達する場合
もあり得る。磁気トルク発生装置の修正は、ヨー誤差を
修正しあるいはモーメンタムをアンロードするには余り
に緩速であるから、ヨー誤差は非制御である。
【００３１】本発明に従うと、これらの影響は、点火中
スラスタ２２１−２２４を絞りおよびジンバル調整する
ことにより対抗本体トルクを導入することによって避け
られる。図１２を再度参照して詳述すると、宇宙船２０
１のモーメンタムの基準値に関する状態が、２９にて測
定され、感知され所望されるモーメンタムおよび姿勢が
３０にて比較され、３２にて、宇宙船２０１の感知され
たモーメンタムが基準値に等しいか否かについてのチェ
ックがなされる。もしもそうならば、処理はステップ３
６に進む。もしもそうでなければ、宇宙船２０１のモー
メンタム状態を所望の基準値に戻すに必要とされるトル
クが３４で計算され、処理は３６に進む。ステップ３６
では、宇宙船２０１の感知されたヨー姿勢が所望のヨウ
姿勢に等しいか否かについての他のチェックがなされ
る。もしそうならば、処理はステップ４０に進む。そう
でない場合には、宇宙船２０１を所望のヨー姿勢に操縦
するに必要なトルクが３８で計算され、処理はステップ
４０に進む。ステップ３４および３８で決定されたトル
クを生ずるに必要なジンバル１１６の幾何および絞り１
１８の補償がステップ４０で計算され、処理がステップ
２４から反復される間に、スラスタ例えば２２１，２２
４が相応にジンバルおよび絞り調整される。この反復プ
ロセス中、ジンバル１１６および絞り１１８は、実際の
モーメンタムおよび姿勢が所望の値に整合するとき、そ
の静止値に戻る。位置保持操作が完了後、姿勢誤差およ
びモーメンタム誤差は０となり、磁気トルクまたはアン
ロード脱飽和化は必要とされない。
【００３２】それゆえ、宇宙船は、北−南位置保持操縦
を遂行しながら、同時に所望の姿勢を維持し、モーメン
タムホイールを脱飽和化できる。
【００３３】以上の説明は、本発明の実施例の動作を例
示するためになされたものであり、本発明の技術思想を
限定することを意図するものではない。斯界に精通した
ものであれば、ここに図示説明される実施例から本発明
の技術思想から逸脱することなく種々変化、変更を思い
つくことができるであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明にしたががう制御システムのブロック図
である。
【図２】図１の従来の推進薬剤および磁気コントローラ
のより詳細なブロック図である。
【図３】図１のイオン推進式モーメンタム脱飽和および
ヨーコントローラのより詳細なブロック図である。
【図４】図２の従来のモーメンタムホイールサブシステ
ム１２２の２モーメンタムホイールを表わす概略線図で
ある。
【図５】本発明に従う宇宙船の南側パネルの線図であ
る。
【図６】同じ宇宙船のスラスタの平面に垂直な側面線図
である。
【図７】宇宙船の南側パネルの斜視図である。
【図８】ジンバル／アセンブリの分解図である。
【図９】本発明に従う宇宙船のロールモーメンタム制御
システムループを例示する簡単化されたブロック図であ
る。
【図１０】本発明に従う宇宙船のピッチモーメンタム制
御システムループを例示する簡単化されたブロック図で
ある。
【図１１】本発明に従う宇宙船のヨーモーメンタム制御
システムループを例示する簡単化されたブロック図であ
る。
【図１２】本発明に従う宇宙船制御装置の流れ図であ
る。
【符号の説明】
１１６ ジンバル ２０２ 南側パネル １２０，１２１ ホイール １２２ モーメンタムホイールシステム ２２１〜２２４ イオン推進スラスタ ２０１ 宇宙船 ３０１〜３１２ ロールモーメンタム制御システムルー
プ ４０１〜４１０ ピッチモーメンタム制御システムルー
プ ５０１〜５１０ モーメンタム制御システムループ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジョン・エス・ハイアム アメリカ合衆国カリフォルニア州マウンテ ンビュー、ウェスト・ミドルフィールド・ ロード905、ナンバー963

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 現在の宇宙船の姿勢を感知し、 この感知された現在の宇宙船の姿勢に応答して宇宙船に
    対する所望の姿勢を作るために必要な第１組の力を決定
    し、 スラスタ手段をジンバル調整し、 該スラスタ手段を絞る諸段階を含み、前記のジンバルお
    よび絞り調整段階で、前記スラスタ手段で、前記宇宙船
    上に前記第１の１組の力を生じさせることを特徴とす
    る、位置決め操縦中所望の姿勢を達成するために前記ス
    ラスタを有する宇宙船を同時に移動させる方法。
  2. 【請求項２】 前記スラスタ手段がイオン推進システム
    より成る請求項１記載の宇宙船移動方法。
  3. 【請求項３】 前記宇宙船が、その安定化のため少なく
    とも１つのモーメンタムホイールを有し、前記モーメン
    タムホイール内の蓄積されたモーメンタムを測定し、こ
    の蓄積されたモーメンタムの予定された値を達成するに
    必要な第２の１組の力を決定し、該第２の１組の力を前
    記の第１組の力の発生と同時に発生させるように前記ス
    ラスタ手段を調節することを含む請求項１記載の宇宙船
    移動方法。
  4. 【請求項４】 前記のジンバル調整段階が、予め定めら
    れたステップサイズでの前記スラスタ手段の角度調節を
    含む請求項１記載の宇宙船移動方法。
  5. 【請求項５】 前記絞り調整段階が、予め定められたス
    テップサイズでの前記スラスタ手段のパワー調節を含む
    請求項１記載の宇宙船移動方法。
  6. 【請求項６】 姿勢感知手段と、 該姿勢感知手段に応答してジンバルおよび絞り制御信号
    を生ずるための計算手段と、 該ジンバルおよび絞り制御信号に応答するジンバル調整
    手段と、 前記ジンバルおよび絞り制御信号に応答する絞り調整手
    段と、 前記宇宙船を前記所望の姿勢に操縦するため、前記ジン
    バル調整手段による角度調節および前記絞り調節手段に
    よるパワー調節のために設けられたスラスタ手段とを備
    えることを特徴とする位置決め操縦中宇宙船の姿勢を達
    成するための装置。
  7. 【請求項７】 前記スラスタ手段がイオン推進システム
    手段より成る請求項６記載の姿勢達成装置。
  8. 【請求項８】 前記宇宙船がモーメンタムを蓄積するモ
    ーメンタムホイール安定化システムを備えており、そし
    てさらに、前記の蓄積されたモーメンタムに応答してモ
    ーメンタム信号を発生するモーメンタム測定手段を備
    え、前記計算手段が、該モーメンタム測定信号から前記
    のモーメンタム信号を受信し、前記の蓄積されたモーメ
    ンタムの予定された値を達成するに必要な第２の１組の
    力を決定し、該第２の１組の力を前記第１の１組の力の
    発生と同時に発生するように前記スラスタを調節する請
    求項６記載の姿勢達成装置。
  9. 【請求項９】 前記ジンバル調整手段が、予め定められ
    たステップサイズでの角度調整を可能にするように配置
    された請求項６記載の姿勢達成装置。
  10. 【請求項１０】 前記絞り調整手段が予め定められたス
    テップサイズでのパワー調整を可能にするように配され
    た請求項６記載の姿勢達成装置。
JP5123099A 1992-04-28 1993-04-28 ジンバルおよび絞り調整されるスラスタを使用する宇宙船姿勢制御および運動量アンローディング方法および装置 Pending JPH0624397A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US07/875,276 US5349532A (en) 1992-04-28 1992-04-28 Spacecraft attitude control and momentum unloading using gimballed and throttled thrusters
US875276 1992-04-28

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPH0624397A true JPH0624397A (ja) 1994-02-01

Family

ID=25365512

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP5123099A Pending JPH0624397A (ja) 1992-04-28 1993-04-28 ジンバルおよび絞り調整されるスラスタを使用する宇宙船姿勢制御および運動量アンローディング方法および装置

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5349532A (ja)
EP (1) EP0568209B1 (ja)
JP (1) JPH0624397A (ja)
CA (1) CA2094215A1 (ja)
DE (1) DE69300535T2 (ja)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2010105659A (ja) * 2008-10-31 2010-05-13 Thales 宇宙機の慣性車輪をアンロードする方法およびシステム
JP2011521163A (ja) * 2008-05-19 2011-07-21 アストリウム エスアーエス 宇宙船用電気スラスタ
WO2018061138A1 (ja) * 2016-09-29 2018-04-05 三菱電機株式会社 人工衛星および衛星推進方法
WO2018061226A1 (ja) * 2016-09-29 2018-04-05 三菱電機株式会社 ポインティング機構
JP2018530475A (ja) * 2015-10-19 2018-10-18 エアロジェット ロケットダイン インコーポレイテッド 電気スラスタの差動スロットリングを伴う推進システム
US11117685B2 (en) 2016-06-28 2021-09-14 Mitsubishi Electric Corporation Artificial satellite and thrust balance adjustment method

Families Citing this family (75)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5556058A (en) * 1994-05-16 1996-09-17 Hughes Electronics Spacecraft attitude determination using sun sensor, earth sensor, and space-to-ground link
US5631830A (en) 1995-02-03 1997-05-20 Loral Vought Systems Corporation Dual-control scheme for improved missle maneuverability
US5752675A (en) * 1995-07-03 1998-05-19 Space Systems/Loral, Inc. Thruster control of yaw without yaw measurements
US5655735A (en) * 1995-07-03 1997-08-12 Space Systems Loral, Inc. Post transition momentum management
US5755406A (en) * 1995-12-22 1998-05-26 Hughes Electronics Modular, independent subsystem design satellite bus and variable communication payload configurations and missions
US5765780A (en) * 1995-12-22 1998-06-16 Hughes Electronics Corporation Systematic vectored thrust calibration method for satellite momentum control
US5984236A (en) * 1995-12-22 1999-11-16 Keitel; Keith F. Momentum unloading using gimbaled thrusters
US6102337A (en) * 1995-12-22 2000-08-15 Hughes Electronics Corporation Spacecraft attitude control with gimbaled thrusters
US5810295A (en) * 1996-07-10 1998-09-22 Hughes Electronics Corporation Method and apparatus for a satellite station keeping
US6000661A (en) * 1996-10-16 1999-12-14 Space Systems/Loral, Inc. Autonomous spacecraft payload base motion estimation and correction
US5996942A (en) * 1996-10-16 1999-12-07 Space Systems/Loral, Inc. Autonomous solar torque management
US6023291A (en) * 1996-10-16 2000-02-08 Space Systems/Loral, Inc. Satellite camera attitude determination and image navigation by means of earth edge and landmark measurement
US6068217A (en) * 1996-10-16 2000-05-30 Space Systems/Loral, Inc. Method to reorient a spacecraft using only initial single axis attitude knowledge
WO1998032657A1 (en) 1997-01-27 1998-07-30 Space Systems/Loral, Inc. Spacecraft attitude control system using low thrust thrusters
US5957411A (en) 1997-01-31 1999-09-28 Space Systems/Loral, Inc. Method using double thruster firings to deadbeat flexible solar array structural oscillations
US6015116A (en) * 1997-12-11 2000-01-18 Hughes Electronics Corporation Fuel efficient methods for satellite stationkeeping and momentum dumping
US6036143A (en) * 1997-12-18 2000-03-14 Trw Inc. Solar array-mounted stationkeeping and maneuvering thrusters
US6032904A (en) * 1998-02-23 2000-03-07 Space Systems/Loral, Inc. Multiple usage thruster mounting configuration
US6308911B1 (en) 1998-10-30 2001-10-30 Lockheed Martin Corp. Method and apparatus for rapidly turning a vehicle in a fluid medium
US6135394A (en) * 1998-12-08 2000-10-24 Space Systems/Loral, Inc. Practical method and apparatus for satellite stationkeeping
US6296207B1 (en) 1999-01-27 2001-10-02 Space Systems/Loral, Inc. Combined stationkeeping and momentum management
US6356814B1 (en) * 1999-02-03 2002-03-12 Microcosm, Inc. Spacecraft magnetic torquer feedback system
US6373023B1 (en) 1999-03-02 2002-04-16 General Dynamics (Ots) Aerospace, Inc. ARC discharge initiation for a pulsed plasma thruster
US6293501B1 (en) * 1999-05-06 2001-09-25 Hughes Electronics Corporation Spacecraft momentum management system
US7113851B1 (en) * 1999-06-09 2006-09-26 Walter Gelon Practical orbit raising system and method for geosynchronous satellites
FR2796172B1 (fr) 1999-07-08 2001-09-21 Cit Alcatel Systeme pour le controle d'un satellite en attitude et procede corespondant
EP1076005B1 (en) * 1999-08-13 2007-01-03 Hughes Electronics Corporation Spacecraft orbit control using orbit position feedback
DE19950247A1 (de) * 1999-10-18 2001-05-17 Daimler Chrysler Ag Regelungsanordnung und Regelungsverfahren für Sstelliten
US6445981B1 (en) 2000-03-02 2002-09-03 Space Systems/Loral, Inc. Controller and control method for satellite orbit-keeping maneuvers
EP1136356A3 (en) 2000-03-20 2002-11-20 Space Systems / Loral, Inc. Sequencer and method for automating a series of satellite orbit-keeping maneuvers
US6481672B1 (en) 2001-01-18 2002-11-19 Lockheed Martin Corporation Gimbaled thruster control system
US6732977B1 (en) 2002-02-11 2004-05-11 Lockheed Martin Corporation System for on-orbit correction of spacecraft payload pointing errors
US6695263B1 (en) 2002-02-12 2004-02-24 Lockheed Martin Corporation System for geosynchronous spacecraft rapid earth reacquisition
GB0203950D0 (en) * 2002-02-20 2002-04-03 Astrium Ltd Method and system for balancing thrust demands
US7051980B2 (en) * 2002-02-26 2006-05-30 Lockheed Martin Corporation Efficient orbit sparing system for space vehicle constellations
US6702234B1 (en) 2002-03-29 2004-03-09 Lockheed Martin Corporation Fault tolerant attitude control system for zero momentum spacecraft
US6637701B1 (en) 2002-04-03 2003-10-28 Lockheed Martin Corporation Gimbaled ion thruster arrangement for high efficiency stationkeeping
FR2846081B1 (fr) * 2002-10-17 2005-01-07 Saint Louis Inst Pilotage d'un projectile par decharge plasma
US7059571B2 (en) * 2003-02-21 2006-06-13 The Boeing Company Deployable spacecraft mount for electric propulsion
US6921049B2 (en) * 2003-11-18 2005-07-26 The Boeing Company System for counteracting a disturbance in a spacecraft
US20050133670A1 (en) * 2003-12-03 2005-06-23 Wang H. G. Unified sensor-based attitude determination and control for spacecraft operations
US7665695B2 (en) * 2003-12-03 2010-02-23 The Boeing Company Unified attitude control for spacecraft transfer orbit operations
US7835826B1 (en) 2005-12-13 2010-11-16 Lockheed Martin Corporation Attitude determination system for yaw-steering spacecraft
NL1032158C2 (nl) * 2006-07-13 2008-01-15 Dutch Space B V Satelliet.
FR2909462B1 (fr) * 2006-12-05 2008-12-26 Airbus France Sas Procede et dispositif de controle actif du tangage d'un avion.
US8352101B2 (en) * 2009-12-22 2013-01-08 The Boeing Company Algorithm for simultaneous attitude maneuver and momentum dumping
US9108749B2 (en) * 2010-10-20 2015-08-18 Space Systems/Loral, Llc Spacecraft momentum management
US9108748B2 (en) * 2010-10-20 2015-08-18 Space Systems/Loral, Llc Satellite orbit raising using electric propulsion
FR2990930B1 (fr) * 2012-05-25 2014-06-27 Thales Sa Systeme de propulsion pour controle d'orbite et controle d'attitude de satellite
US8763957B1 (en) * 2012-10-08 2014-07-01 Space Systems/Loral, Llc Spacecraft transfer orbit techniques
FR2997386B1 (fr) * 2012-10-31 2015-05-29 Thales Sa Dispositif de propulsion optimise pour controle d'orbite et controle d'attitude de satellite
US8998146B2 (en) * 2012-11-21 2015-04-07 Space Systems/Loral, Llc Spacecraft momentum unload and station-keeping techniques
FR2998875B1 (fr) * 2012-11-30 2015-07-17 Thales Sa Procede et systeme de mise a poste d'un satellite
FR3006671B1 (fr) * 2013-06-07 2015-05-29 Thales Sa Systeme de propulsion en quatre modules pour controle d'orbite et controle d'attitude de satellite
FR3022530B1 (fr) 2014-06-19 2018-03-02 Airbus Defence And Space Sas Procede de controle d'orbite d'un satellite en orbite terrestre, satellite et systeme de controle d'orbite d'un tel satellite
WO2016030890A1 (en) 2014-08-26 2016-03-03 Effective Space Solutions Ltd Docking system and method for satellites
US9663251B2 (en) * 2014-12-22 2017-05-30 Space Systems/Loral, Llc Thruster support mechanism for satellite propulsion
US9764858B2 (en) 2015-01-07 2017-09-19 Mitsubishi Electric Research Laboratories, Inc. Model predictive control of spacecraft
US10046867B2 (en) * 2015-09-18 2018-08-14 Orbital Atk, Inc. Maneuvering system for earth orbiting satellites with electric thrusters
US9963248B2 (en) * 2016-02-04 2018-05-08 The Boeing Company Spin stabilization of a spacecraft for an orbit maneuver
US10180686B2 (en) 2016-03-17 2019-01-15 Mitsubishi Electric Research Laboratories, Inc. Concurrent station keeping, attitude control, and momentum management of spacecraft
US10569909B2 (en) * 2016-03-30 2020-02-25 The Boeing Company Systems and methods for satellite orbit and momentum control
CN106773679B (zh) * 2016-12-01 2018-10-16 北京航空航天大学 一种基于角速度观测器的航天器容错控制方法
EP3330189B1 (en) * 2016-12-05 2019-06-19 Airbus Defence and Space GmbH Pointing mechanism for use in an electric propulsion system of a spacecraft
US10625882B2 (en) 2017-03-06 2020-04-21 Effective Space Solutions Ltd. Service satellite for providing in-orbit services using variable thruster control
US10464694B1 (en) * 2017-03-23 2019-11-05 Space Systems/Loral, Llc Asymmetric thruster gimbal configuration
EP4147981A1 (en) 2017-07-21 2023-03-15 Northrop Grumman Systems Corporation Spacecraft servicing devices and related assemblies, systems, and methods
US10875669B2 (en) * 2017-08-10 2020-12-29 Mitsubishi Electric Research Laboratories, Inc. Model predictive control of spacecraft
FR3078113B1 (fr) * 2018-02-16 2020-11-13 Arianegroup Sas Procede et dispositif de commande d'une baie multi-moteurs, programme d'ordinateur et support d'informations pour la mise en oeuvre du procede de commande
US11155368B1 (en) 2018-03-13 2021-10-26 Space Systems/Loral, Llc Multiple thruster firing on a single articulable module
US11299285B2 (en) 2018-12-20 2022-04-12 Honeywell International Inc. Systems and methods for providing throttle guidance as a function of flight path acceleration
EP3911574A4 (en) 2019-01-15 2022-09-14 Northrop Grumman Systems Corporation SPACECRAFT MAINTENANCE DEVICES AND RELATED ARRANGEMENTS, SYSTEMS AND PROCEDURES
EP4112482A4 (en) * 2020-02-26 2023-04-05 Mitsubishi Electric Corporation ORBITAL ATTITUDE CONTROL DEVICE, SATELLITE, ORBITAL ATTITUDE CONTROL METHOD AND PROGRAM
US11827386B2 (en) 2020-05-04 2023-11-28 Northrop Grumman Systems Corporation Vehicle capture assemblies and related devices, systems, and methods
CN113306748A (zh) * 2021-06-21 2021-08-27 中国科学院微小卫星创新研究院 一种用于小型高轨卫星公用平台的推进系统

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR88335E (fr) * 1958-09-04 1967-01-20 Dispositif pour la mise en rotation du plan de l'orbite d'un mobile en gravitation ainsi que mobiles tels que satellites, pourvus du présent dispositif ou dispositif similaire
US3866025A (en) * 1972-03-17 1975-02-11 Rca Corp Spacecraft attitude control system
US3937423A (en) * 1974-01-25 1976-02-10 Hughes Aircraft Company Nutation and roll error angle correction means
US4071211A (en) * 1976-09-23 1978-01-31 Rca Corporation Momentum biased active three-axis satellite attitude control system
US4294420A (en) * 1978-01-30 1981-10-13 Matra Attitude control systems for space vehicles
US4521855A (en) * 1981-07-27 1985-06-04 Ford Aerospace & Communications Corporation Electronic on-orbit roll/yaw satellite control
US4617634A (en) * 1983-06-28 1986-10-14 Mitsubishi Denki Kabushiki Kaisha Artificial satellite attitude control system
US4786019A (en) * 1985-05-08 1988-11-22 Morton Thiokol, Inc. Energy efficient solid propellant attitude control system
US4837699A (en) * 1985-07-18 1989-06-06 Hughes Aircraft Company Method for controlling the spin axis attitude of a spinning spacecraft
US4991393A (en) * 1986-05-15 1991-02-12 Trw Inc. Spacecraft guidance and control system
US4767084A (en) * 1986-09-18 1988-08-30 Ford Aerospace & Communications Corporation Autonomous stationkeeping for three-axis stabilized spacecraft
US4825646A (en) * 1987-04-23 1989-05-02 Hughes Aircraft Company Spacecraft with modulated thrust electrostatic ion thruster and associated method
US4955559A (en) * 1988-01-26 1990-09-11 Trw Inc. Thrust vector control system for aerospace vehicles
US4848706A (en) * 1988-02-29 1989-07-18 Ford Aerospace Corporation Spacecraft attitude control using coupled thrusters
US4931942A (en) * 1988-05-26 1990-06-05 Ford Aerospace Corporation Transition control system for spacecraft attitude control
FR2637565B1 (fr) * 1988-10-06 1991-01-11 Aerospatiale Systeme de controle actif selon trois axes de l'attitude d'un satellite geostationnaire
US5098041A (en) * 1990-06-07 1992-03-24 Hughes Aircraft Company Attitude control system for momentum-biased spacecraft
IT1245661B (it) * 1991-01-23 1994-10-06 Selenia Spazio Spa Ora Alenia Satellite stabilizzato a tre assi dotato di propulsori elettrici per manovre orbitali e controllo di assetto.
US5205518A (en) * 1991-11-25 1993-04-27 General Electric Co. Gyroless yaw control system for a three axis stabilized, zero-momentum spacecraft

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011521163A (ja) * 2008-05-19 2011-07-21 アストリウム エスアーエス 宇宙船用電気スラスタ
JP2010105659A (ja) * 2008-10-31 2010-05-13 Thales 宇宙機の慣性車輪をアンロードする方法およびシステム
JP2018530475A (ja) * 2015-10-19 2018-10-18 エアロジェット ロケットダイン インコーポレイテッド 電気スラスタの差動スロットリングを伴う推進システム
US11117685B2 (en) 2016-06-28 2021-09-14 Mitsubishi Electric Corporation Artificial satellite and thrust balance adjustment method
WO2018061138A1 (ja) * 2016-09-29 2018-04-05 三菱電機株式会社 人工衛星および衛星推進方法
WO2018061226A1 (ja) * 2016-09-29 2018-04-05 三菱電機株式会社 ポインティング機構
JPWO2018061138A1 (ja) * 2016-09-29 2019-02-14 三菱電機株式会社 人工衛星および衛星推進方法
JPWO2018061226A1 (ja) * 2016-09-29 2019-03-22 三菱電機株式会社 ポインティング機構
US11459129B2 (en) 2016-09-29 2022-10-04 Mitsubishi Electric Corporation Pointing mechanism

Also Published As

Publication number Publication date
EP0568209A1 (en) 1993-11-03
US5349532A (en) 1994-09-20
DE69300535T2 (de) 1996-05-15
DE69300535D1 (de) 1995-11-02
EP0568209B1 (en) 1995-09-27
CA2094215A1 (en) 1993-10-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5349532A (en) Spacecraft attitude control and momentum unloading using gimballed and throttled thrusters
US5149022A (en) Satellite roll and yaw attitude control method
JP3244717B2 (ja) モーメンタムバイアス宇宙船の傾斜軌道姿勢制御を行うための方法及び装置
US6481672B1 (en) Gimbaled thruster control system
US6296207B1 (en) Combined stationkeeping and momentum management
EP0743249B1 (en) Universal spacecraft attitude steering control system
EP0225683B1 (en) Method for spinning up a three-axis controlled spacecraft
EP0260957B1 (en) Autonomous stationkeeping for three-axis stabilized spacecraft
US6260805B1 (en) Method of controlling attitude of a momentum biased spacecraft during long-duration thruster firings
US8113468B2 (en) Precision attitude control system for gimbaled thruster
US20080315039A1 (en) System and methods for space vehicle torque balancing
US7661627B2 (en) Method of controlling the attitude of satellites, particularly agile satellites with a reduced number of gyrodynes
US6311931B1 (en) Bi-directional momentum bias spacecraft attitude control
US6053455A (en) Spacecraft attitude control system using low thrust thrusters
EP0622295A1 (en) Attitude control of spinning spacecraft
JP2567098B2 (ja) 姿勢制御システム
US5957411A (en) Method using double thruster firings to deadbeat flexible solar array structural oscillations
Reijneveld et al. Attitude control system of the Delfi-n3Xt satellite
Kaplan Design and Operational Aspects of All-Electric Thruster Control Systems for Geostationary Satellites
LEROY et al. Spacecraft attitude control for a solar electric geosynchronous transfer mission
WO1998032657A1 (en) Spacecraft attitude control system using low thrust thrusters
Paluszek All resistojet control of the NASA dual keel Space Station
Price et al. Flight experience of dynamic momentum bias for spacecraft yaw steering

Legal Events

Date Code Title Description
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20030121