JPH0655599B2 - ３軸制御宇宙船をスピンアツプするための方法 - Google Patents

３軸制御宇宙船をスピンアツプするための方法

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JPH0655599B2
JPH0655599B2 JP61194134A JP19413486A JPH0655599B2 JP H0655599 B2 JPH0655599 B2 JP H0655599B2 JP 61194134 A JP61194134 A JP 61194134A JP 19413486 A JP19413486 A JP 19413486A JP H0655599 B2 JPH0655599 B2 JP H0655599B2
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スペイス・システムズ・ローラル・インコーポレイテッド
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    • 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
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    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems

Description

【発明の詳細な説明】 〔技術分野〕 本発明は、一般的には安定化される３軸線体である宇宙
船をスピンアツプ（旋回）する分野に関する。たとえ
ば、米国宇宙輸送システム（スペースシヤトル）を離れ
た直後の人工衛星は、ペリジーモーター点火の直前に、
不安定軸線のまわりに角運動量剛性（スチフネス）を人
工衛星に付与する目的でスピンアツプされねばならない
ことが多い。
〔従来技術〕
米国特許第４，５３７，３７５号明細書は、ステーシヨ
ンキーピングに関連される速度操縦における並進運動の
変化の間に、人工衛星のスラスターに予偏倚（プレバイ
アス）トルクを導き入れるための方法を開示する。本発
明は、上記とは異なり、安定化される通常３軸線体であ
る宇宙船をスピンアツプするための方法である。回転が
不安定軸線のまわりに発生せられている間は章動の発達
が制御される。予偏倚トルクの導入は本発明の好ましい
実施例の一要素に過ぎない。
米国特許第３，７５８，０５１号明細書は、複数の外部
基準を用いて、スピンする人工衛星のスピンベクトルを
慣性空間に再配向するための方法を開示する。本発明
は、これとは異なり、スピンベクトルを再配向しないし
またいずれの外部基準をも使用しない。
副次的な参考文献は、米国特許第３，１５８，３３７
号、同３，９８４，０７１号、同第４，３２６，６８４
号、同４，３７０，７１６号、同４，３７４，５７９号
および同４，４７１，９２６号明細書とデイフエンシブ
パブリケーシヨンＴ１００．６０４である。上記の参考
文献に加えて、従来の他の技術者たちは、ペリジーモー
ター点火の前に必要不可欠なスピンを付与するという試
みにおいて、「フリスビー」発射を用いて人工衛星をス
ペースシヤトルの隔室から発射していたことに注意され
たい。また別の従来の技術者たちは、このスピンを実現
するために、スペースシヤトル自体の隔室内に重くまた
は高価なスピンテーブルを使用していた。
〔発明の概要〕
本発明は、人工衛星などの宇宙船１をほぼ慣性的に休止
している位置から、本明細書に例示の例でｘ軸線または
ロール軸線２０として示されている一軸線のまわりにス
ピンアツプするための方法である。宇宙船１は、宇宙船
１の本体に関して固定されている互いに直交する各ロー
ル軸線２０、ピツチ軸線３０およびヨー軸線４０のまわ
りで安定化される通常は３軸線体である。
このスピンアツプ操作は、最初は宇宙船１に取り付けら
れているが後に投棄されるペリジーモーター２の点火の
直前にロール軸線２０のまわりに角運動量剛性を与える
のに必要とされる。ロール軸線２０のまわりのスピン
は、ペリジーモーター２付きの宇宙船１の質量分布およ
びプロペラントのスロツシングなどによるエネルギー散
逸の点から不安定である。本発明は、ロール軸線２０の
まわりに宇宙船１を回転するための手段２１を標準的に
は１００％よりも小さいデューテイサイクルで賦活する
ことによつて、必要不可欠な角運動量剛性を与えてい
る。この回転手段２１は、ペリジーモーター２ないしの
宇宙船１のために設計されているので、この賦活は、別
の軸線３０、４０の一方または両方のまわりに大きな交
差軸線トルクを招くこととなる。
これらの交差軸線トルクは、悪影響を受ける交差軸線３
０、４０の各々に関して、この交差軸線３０、４０用の
回転手段３１、４１にトルク命令７１を与えることによ
り補償される。各トルク命令７１は、少なくともこの交
差軸線３０、４０のまわりの宇宙船１の角速度を表わす
レートフイードバツク要素７４を備えている。さらに、
ロール軸線の回転手段２１の賦活によつて発生されると
予想される交差軸線トルクの量に基づいて、バイアス要
素７２が標準的にはある。位置フイードバツク要素７６
もまたある。
〔好ましい実施例の詳細な説明〕 本発明は米国のスペースシヤトル（空間輸送機関）の隔
室からちようど今分離されたと想定されるジー・オー・
イー・エス・アイ／ジエイ／ケイ（GOES I／J／K）人
工衛星１に使用される場合について述べられる。人工衛
星１は、人工衛星１のどのような場所にも配置可能なデ
イジタルインテグレーテイングレートアツセンブリ６
（DIRA、Digital Integrating Rate Assembly、デジタ
ルレート積分アツセンブリ）を有しまた互いに直交する
Ｘ、Ｙ、Ｚ（ロール、ピツチ、ヨー）ボデイ軸線２０、
３０、４０の各々に関連されるジヤイロスコープを備え
ている。DIRA６は各軸線のために、これら各軸線に関す
る人工衛星１の角速度を表わす連続した複数のパルスを
（ある固定時間間隔にわたり）出力する。内臓コンピユ
ータ７がこれらのパルスを計数し計算を実行して３つの
軸線２０、３０、４０の各々について人工衛星１の角度
位置および角速度を決定する。
人工衛星１がスペースシヤトルの隔室から分離されよう
としているとき、DIRA６は配備姿勢へ初期化される。次
に人工衛星１は、従来技術によるフリスピー方法および
重く高価なスピンテーブルの使用を行うことなく、簡単
な線形ばね機構によりスペースシヤトルから発射され
る。人工衛星１は、安全性の理由によりスペースシヤト
ルから少なくとも約６１ｍ（２００ft）の距離を通過す
るまではいずれもスラスター２１、３１、４１も賦活さ
れないようなされている。
人工衛星１は一般に６面から構成され、上面３、西面
４、南面５が第１図に示されている。北面、東面、下面
は第１図では隠れてみえない。上面３には、ヨー軸線４
０のまわりに正または負のトルクを分け与えることので
きる一対のヨースラスター４１が配置されている。対応
する一対のヨースラスター４１が下面に配置されるが、
大きな固定燃料のアポジーモーター２があるので、最初
のスピンアツプのためには役に立たない。
一対のピツチスラスター３１が上面３に配置され、ピツ
チ軸線３０のまわりに正または負のトルクを付与するよ
う配されている。対応する一対のピツチスラスター３１
が下面に配置されるが、モータ２があるので最初のスピ
ンアツプのためには役に立たない。
二対のロールスラスター２１が南面５に配置される。各
ロールスラスター２１は２２ニユートン（５ポンド）の
力を付与する。一対のスラスターの一方のスラスターは
各々ロール軸線２０のまわりの正の回転のために使用さ
れ、一対のスラスターの他方のスラスターは各々ロール
軸線２０のまわりの負の回転のために使用される。各一
対のスラスターは、地球静止軌道運転の間、北／南のス
テーシヨンキーピング操縦のために使用される。この種
の人工衛星で通常行われるように、北面に配置されるス
ターセンサーとの干渉を回避するなど種々の理由によ
り、北面にはスラスターは一つも配置されない。
上記スラスター２１、３１、４１の一組は、できるだけ
少ない数のスラスター２１、３１、４１を用いて、遷移
軌道および地球静止軌道の両方で、その３つの直交する
ボデイー軸線２０、３０、４０のまわりに人工衛星１を
安定させるために必要不可欠なすべての姿勢修正操縦を
行うことができる。
ロール軸線２０はモーター２のスラスト（推力）軸線と
符合しているので、角運動量剛性（スチフネス）を付与
するために、モーター２の点火に先立つてロール軸線２
０のまわりに人工衛星１を人工衛星に付属のモーター２
と一緒にスピンさせることが必要である。ロール軸線２
０は最も小さい慣性モーメントの軸線である。ヨー軸線
４０は最も大きな慣性モーメントを有し、それゆえ安定
な回転軸線である。制御トルクのない場合には、（たと
えば燃料のスロツシングによる）エネルギーの散逸によ
つて、人工衛星１をヨー軸線４０のまわりの安定なスピ
ンへと散開させる。スピンアツプの目的は、モーター２
の点火によつて導入される複数の交差軸線トルクの平均
化を許容することである。スピンレートが高ければ高い
ほど、平均化および指向性はより一層良好となり、それ
ゆえモーター２の点火能率はより一層良好となる。一
方、プロペラント（推進剤）が、人工衛星１およびモー
ター２をスピンおよびデスピン（スピン停止）するのに
必要とされ、スピンレートが高ければ高いほど、より多
くのプロペラシトが必要である。スピンレートに影響を
及ぼす他の要因は、センサのダイナミツクレンジ、章動
発散時間定数およびスラスター２１（Ｕ）の推力レベル
である。本発明において、スピンアツプはモーター２の
点火の直前に、４０rpmの速度まで行われる。回転速度
が４０rpmに達すると、コンピユータ７がモーター２に
点火を行うことを命令し、ジエツト制動（減衰）効果が
章動を制御する。スピンアツプは１２分で達成される。
ロール軸線の角運動量剛性を実現するために従来技術で
使用された一つの技術は、ロール軸線に垂直で人工衛星
のみの質量中心８を含む面に配置される通常のロールス
ラスター２１に加えて、人工衛星１とモーター２との組
み合わされたものの一時的な（組合せ）質量中心１８を
含みロール軸線に垂直な面に追加のスラスターの組を使
用することであつた。本発明は、現にある３軸スラスタ
ー２１、３１、４１を使用し他のものを使用しないとい
う点で、この従来技術の方法に関連される余分の費用を
回避している。
人工衛星１／モーター２は、従来の方法（たとえば、ウ
イー（Wie）およびバーバ（Barba）による刊行物「クオ
ーターニオン フイードバツク フオー スペースクラ
フト ラージアングル マヌーバ（Quaternion Feedbac
k for Spacecraft Large Angle Maneuvers）と表題の附
されたジヤーナル オブ ガイダンス、コントロール、
アンド ダイナミツクス（Journal of Guidance、Cotro
l、and Dynamics）、第８巻、ナンバー３、５月〜６月
（１９８５）発行、３６０〜３６５ページ」に述べられ
ている４元数（quaternions）を含む方法など）によ
り、慣性空間においてモーター２の点火を行うために所
望の配向へと再配向される。この方法では、人工衛星の
瞬間の姿勢は、スペースシヤトルからのその分離の時点
からモーター２の点火を起動することが所望される地点
まで人工衛星１の運動を追跡（トラツクキング）してい
たコンピユータ７によつて決定される。人工衛星１は次
に、スペースシヤトルの隔室から発射されたときに取つ
ていた慣性姿勢またはこれに対して予じめ選択される関
係の慣性姿勢に配置される。
代替的に、モーター２はコンピユータ７に慣性基準を与
えるのに十分なハードウエアを備える。
第２図はモーター２が連結モジユール１２、プロペラン
トタンク１３および排気装置１４を備えることを示す。
上側の一対のロールスラスター２１（Ｕ）は、ロール軸
線２０に垂直でピツチ軸線３０および質量中心８を含む
面にある。この上側の一対のスラスター２１（Ｕ）の一
方は、第４図に例示の開制御ループによりスピン運動を
与えるのに使用される。
通常の場合には、賦活されるスラスターは、推力レベル
・スラスター位置・人工衛星とモーターとの組み合わさ
れたものの重心の位置に応じて１００％よりも小さいか
または１００％のデューテイサイクルで点火される。こ
こに例示されるGOES I／J／K人工衛星については、賦
活されるスラスター２１（Ｕ）は約５０％のそのデュー
テイサイクルで点火するようコンピユータ７によつて命
令される。もし、仮に１００％のデューテイサイクルが
使用されるとすると、スラスター２１（Ｕ）により発生
される交差軸線トルクはかなり大きいので、交差軸線の
スラスター３１、４１により補償することが不可能であ
る。２２ニユートン（５ポンド）のヨースラスター４１
は、プルーム衝突・擾乱トルク・公称重心などを考慮し
て、ロール軸線２０に関して傾斜されているので、交差
軸線トルクを補償するのに有効でない。
他方、賦活されるスラスター２１（Ｕ）のデューテイサ
イクルは、適当な短時間（１０ないし１２分）の間、モ
ーター２の有効な点火のために必要不可欠な角運動量剛
性を付与するために十分大きくされねばならない。
第４図は、スラスター２１（Ｕ）から発生される交差軸
線トルク８２が、精密な変調分解（モジユレーシヨン
レゾリユーシヨン）を行うためにパルス幅（pulse-widt
h）パルス周波数（pulse-frequency）調整器２３を通る
ことを示す。PWPF調整器２３は、幅および周波数が変化
する相当に速い連続した複数のパルスの命令トルクを出
力する。命令トルク８１は、どのような擾乱トルク８３
がロール軸線２１のまわりに働いても記号の加算結合器
２４で擾乱トルク８３と組み合わせられ、人工衛星の剛
体姿勢ダイナミツクス系に影響を及ぼす。このことは記
号的に表現されている。
第２図は、ロールスラスター２１（Ｕ）により誘導され
るスピンにより、（第２図のページに垂直である）ヨー
軸線４０のまわりに、大部分の交差軸線トルクが発生す
ることを示す。これは相当に長いモーメント腕２２、す
なわち組合せ人工衛星１／モーター２の一時的な質量中
心１８とロール軸線２２に垂直でスラスター２１（Ｕ）
および人工衛星だけの質量中心８を含む面との間の距離
があることによる。南面５の付近に配備されるソーラー
配列体に影響を及ぼすプルーム衝突を回避するために、
ロールスラスター２１（Ｕ）がピツチ軸線３０に関して
約１０゜傾斜されているという事実により、小さな交差
軸線トルクがピツチ軸線３０のまわりに発生される。
これらのピツチ軸線３０およびヨー軸線４０のまわりに
発生されると予想される交差軸線トルクは、各ピツチ軸
線３０およびヨー軸線４０のための別々の閉制御ループ
の一部として用いられるのが好ましい。これらの２つの
閉制御ループは機能的に同様であるので、これらの一方
だけが第３図に例示されており、これは、ロールスラス
ター２１（Ｕ）により発生される対応する交差軸線トル
クと符号が反対で大きさの等しい予偏倚（プレバイア
ス）トルク７２が、加算器５９への一入力としてコンピ
ユータ７により供給される。予偏倚トルク７２は予じめ
選択されることができ、この場合、地上命令により人工
衛星１に送信されるかまたはコンピユータ７のROMに記
憶される。代替的に、予偏倚トルク７２は、内蔵のフイ
ルター（ろ波器）を使つてリアルタイム（実時間）で評
価することもできる。予偏倚トルク７２は、閉制御ルー
プから全部省くこともできるけれども、これは、追加の
燃料を燃焼させる必要性から能率の劣化を招くこととな
ろう。
加算器５９は不感帯（デツトバンド）回路５２およびPW
PF５３を通過するトルク命令を出力する。不感帯回路５
２は小さいレベルの雑音をろ波し、人工衛星１の許容で
きる小さな運動を許容する。たとえば、人工衛星の剛体
章動が±０．１゜であれば、この動作は許容できるの
で、不感帯は±０．１゜よりも大きく設定され、人工衛
星１の運動が許容できる間は、スラスター３１、４１の
点火（または、スラスター以外のアクチユエーターの賦
活）を回避する。
第３図では、不感帯回路５２への入力は、水平軸に沿つ
て例示され、不感帯回路５２からの出力は、垂直軸に沿
つて例示される。標準的には約１２分かかるスピンアツ
プ動作のほぼ中間で、各不感帯は、燃料を節約するため
に、コンピユータ７からの命令によつて拡げられるのが
好ましい。すなわち、水平軸に沿う不感帯の伝達関数の
該当部分が延長される。不感帯５２のこの開放により、
スラスター３１、４１が人工衛星１の剛体章動の間に点
火することを回避するとともにスラスター３１、４１が
章動発散を制御することを依然として許容する。スピン
アツプの中途では章動はより許容できるものである。な
ぜなら擾乱トルクの平均化はスピンレートが高ければよ
り一層良好であるからである。
予偏倚トルク７２もまた不感帯５２の開放の時点または
スピンアツプ動作中のある別の時点で除去される。
不感帯回路５２の出力は、準線形の伝達関数を有しスラ
スター命令のより精密な分解能（レゾリユーシヨン）を
許容するPWPF５３によつて調整される。PWPF５３の出力
は命令トルク７１であり、これは後に、どのような擾乱
トルク７３が前記軸線に関して働いても記号の結合器５
４によつて擾乱トルク７３と組み合わせられた後に、人
工衛星の姿勢ダイナミツクス系５５に影響を及ぼす。
所与の交差軸線３０、４０のまわりの実際の角速度は、
加算器５９で予偏倚トルク７２と結合され２つの各フイ
ードバツクブランチを通る角速度の測定量を出力するDI
RA６によつて測定される。上側のフイードバツクブラン
チ７４はレート（角速度）フイードバツクを提供し、レ
ート利得（ゲイン）定数５８による調整を用いる。下側
のフイードバツクブランチでは、角速度は積分器５６お
よび位置利得（ゲイン）制御定数５７によつて位置情報
７５に変換される。定数５８、５７はコンピユータ７に
記憶されており、コンピユータ７もまた、ブロツク５６
で示される積分を実行する。利得５８、５７は、従来の
制御ループ理論の技術を用いて、所望の帯域幅および安
定余裕に基づいて選択される。
ここに例示されるような３軸制御人工衛星に関して、ロ
ール軸線２０に関連されるDIRA６のジヤイロスコープ
は、２度／秒と１０度／秒との間の角速度で飽和する。
これは、３軸操縦に関連される低い角速度での精密な分
解農を与えるためであり、ここに述べられた計画の実行
のために、ペリジーモーター２の点火の直前に必要とさ
れる大略２４０度／秒のスピンレート比較して非常に低
いレートである。かくしてロールジヤイロは本発明の方
法の遂行中、非常に急速に飽和する。ロールジヤイロが
飽和する時、すべての３軸線２０、３０、４０のための
位置情報は失われるが、レート情報は依然として有効で
ある。このような理由で、コンピユータ７はロールジヤ
イロ飽和の瞬間に、この軸線３０、４０に関するジヤイ
ロの既知のどのような較正誤りをも補償するために位置
トルタ７５をゼロまたはゼロに近いある値にすることに
よつて、各交差軸線制御系のための位置フイードバツク
ブランチ情報７５を使用不可能にするようプログラム化
されている。
【図面の簡単な説明】
第１図は、本発明を用いることによりそのロール軸線２
０のまわりに有効にスピンアツプされる付属のペリジー
モーター２付きの人工衛星１の斜視図である。第２図は
線２−２に沿う第１図の人工衛星１の側面図である。第
３図は、各ピツチ軸線３０およびヨー軸線４０に関し
て、第１図および第２図の人工衛星のために本発明によ
り使用される閉制御ループのブロツク図である。第４図
は、ロール軸線２０に関して第１図〜第３図の人工衛星
のために本発明により使用される開制御ループのブロツ
ク図である。 図中の各番号が示す名称を以下に挙げる。 １：人工衛星 ２：アポジーモーター ３：上面 ４：西面 ５：南面 ６：デイジタルインテグレーテイングレートアツセンブ
リ（ＤＩＲＡ） ７：コンピユータ ８：質量中心 １２：連結モジユール １３：プロペラントタンク １４：排気装置 １８：（一時的な）質量中心 ２０：ロール軸線 ２１：ロールスラスター ２２：モーメント腕 ２３：パルス幅パルス周波数調整器 ３０：ピツチ軸線 ３１：ピツチスラスター ４０：ヨー軸線 ４１：ヨースラスター ５２：不感帯回路 ５３：ＰＷＰＦ ５４：結合器 ５５：人工衛星姿勢ダイナミツクス系 ５６：積分器 ５７：位置利得制御定数 ５８：レート利得定数 ５９：加算器 ７１：命令トルク ７２：予偏倚トルク ７３：擾乱トルク ７４：フイードバツクブランチ ７５：位置情報 ８１：命令トルク ８２：交差軸線トルク ８３：擾乱トルク
フロントページの続き (56)参考文献 米国特許866025（ＵＳ，Ａ) 米国特許4437047（ＵＳ，Ａ) 欧州特許機構101302（ＥＰ，Ａ) 欧州特許機構148550（ＥＰ，Ａ) ＪＯＵＲＮＡＬ ＯＦ ＧＵＩＤＡＮＣ Ｅ ＡＮＤ ＣＯＮＴＲＯＬ，Ｖｏｌ. ２，ｎｏ．４，Ｊｕｉｙ−Ａｕｇｕｓｔ 1979，ｐａｇｅｓ 339−346 ＪＯＵＲＮＡＬ ＯＦ ＧＵＩＤＡＮＣ Ｅ ＣＯＮＴＲＯＬ ＡＮＤ ＤＹＮＡＭ ＩＣＳ，Ｖｏｌ．８，ｎｏ．３，Ｍａｙ− Ｊｕｎｅ 1985，ｐａｇｅｓ 360−365,

Claims (13)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】互いに直交する各第１・第２・第３の宇宙
    船軸線のまわりに宇宙船を回転するために第１・第２・
    第３の手段を有する３軸制御宇宙船をスピンアップする
    ための方法において、 各第２および第３の宇宙船軸線のための閉制御ループを
    宇宙船に組み込み、第２および第３の宇宙船軸線のまわ
    りに発生されると予想される交差軸線トルクが閉制御ル
    ープの一部として用いられるようにし、 第１の宇宙船軸線のまわりに宇宙船にスピンを付与する
    ために開ループ態様で第１の回転手段を賦活し、 賦活される前記閉制御ループの各々に関連される軸線の
    ための回転手段に、この閉制御ループ軸線のまわりの宇
    宙船の角速度を表わすレートフィードバック要素を備え
    るトルク命令を送ることによって、前記閉制御ループの
    少なくとも１つを賦活する諸段階を備える方法。
  2. 【請求項２】各トルク命令は、第１の回転手段の賦活に
    よって発生される前記制御ループ軸線のまわりの交差軸
    線トルクの量に基づく予偏倚トルクを備える特許請求の
    範囲第１項記載の方法。
  3. 【請求項３】宇宙船は、宇宙輸送システムから分離され
    た直後の人工衛星である特許請求の範囲第１項記載の方
    法。
  4. 【請求項４】２つの賦活段階の実行前の宇宙船の初期位
    置は、４元数に基づく方法を用いて、発射輸送機関から
    の宇宙船の分離に続くその各３軸線のまわりの宇宙船の
    運動の変遷を計算することにより決定された特許請求の
    範囲第１項記載の方法。
  5. 【請求項５】第１の回転手段はその全デューティサイク
    ルよりも小さく賦活される特許請求の範囲第１項記載の
    方法。
  6. 【請求項６】各命令トルクは、パルス幅パルス周波数変
    調器により調整される特許請求の範囲第１項記載の方
    法。
  7. 【請求項７】各命令トルクは不感帯回路により調整され
    る特許請求の範囲第１項記載の方法。
  8. 【請求項８】各不感帯は、回転手段を賦活するのに使用
    される燃料の保存を許容するために、スピンアップ動作
    中のある予じめ選択された時間期間の後に拡げられる特
    許請求の範囲第７項記載の方法。
  9. 【請求項９】各トルク命令は、対応する制御ループ軸線
    のまわりの宇宙船の角度位置を表わす位置フィードバッ
    ク要素を有する特許請求の範囲第１項記載の方法。
  10. 【請求項１０】宇宙船は、各３つの軸線のまわりの宇宙
    船の相対的な角度位置および角速度を決定するために、
    各３つの軸線に関連されるジャイロスコープを有し、第
    １の軸線に関連されるジャイロスコープは第１の回転手
    段の賦活の間飽和しており、２つの各閉制御ループのた
    めの位置フィードバック要素は、第１の軸線のジャイロ
    スコープが飽和している時、使用不可能とされる特許請
    求の範囲第９項記載の方法。
  11. 【請求項１１】第１の回転手段のデューティサイクル
    は、第１の回転手段の賦活により発生されるいずれの交
    差軸線トルクも閉制御ループの賦活により補償されるよ
    う十分小さく予じめ選択された安定余裕をもって命令さ
    れる特許請求の範囲第１項記載の方法。
  12. 【請求項１２】各第１・第２・第３の回転手段は一対の
    スラスターを有する特許請求の範囲第１項記載の方法。
  13. 【請求項１３】宇宙船は６面を有し、第１の回転手段は
    前記面の１つに完全に配置される特許請求の範囲第１項
    記載の方法。
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