JPH082499A - 光学的衛星姿勢制御システム - Google Patents
光学的衛星姿勢制御システムInfo
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- JPH082499A JPH082499A JP7027067A JP2706795A JPH082499A JP H082499 A JPH082499 A JP H082499A JP 7027067 A JP7027067 A JP 7027067A JP 2706795 A JP2706795 A JP 2706795A JP H082499 A JPH082499 A JP H082499A
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- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
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- Electrochromic Elements, Electrophoresis, Or Variable Reflection Or Absorption Elements (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は、燃料の消費、ソーラーパネルの
出力パワーの減少なしに姿勢制御を補正し種々の宇宙船
に適用できる姿勢制御システムを提供することを目的と
する。 【構成】 宇宙船24の質量中心から変位された位置にお
いて本体22に接続され、宇宙船24が使用されるときに太
陽放射を受け、電気的に変化可能な光学的性質を有する
制御表面60a, 60bと、電源と制御表面60a, 60bとの間に
あり、制御表面が太陽放射に露出されるときに太陽放射
によって制御表面上に与えられた力を変化させるように
制御表面60a, 60bの光学的性質を変化させるスイッチと
を具備していることを特徴とする。制御表面60a, 60bは
ソーラーパネルの外側に取り付けられたエレクトロクロ
ミック表面として形成され、その透過率が電気的に制御
される。
出力パワーの減少なしに姿勢制御を補正し種々の宇宙船
に適用できる姿勢制御システムを提供することを目的と
する。 【構成】 宇宙船24の質量中心から変位された位置にお
いて本体22に接続され、宇宙船24が使用されるときに太
陽放射を受け、電気的に変化可能な光学的性質を有する
制御表面60a, 60bと、電源と制御表面60a, 60bとの間に
あり、制御表面が太陽放射に露出されるときに太陽放射
によって制御表面上に与えられた力を変化させるように
制御表面60a, 60bの光学的性質を変化させるスイッチと
を具備していることを特徴とする。制御表面60a, 60bは
ソーラーパネルの外側に取り付けられたエレクトロクロ
ミック表面として形成され、その透過率が電気的に制御
される。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、宇宙船の姿勢制御に関
し、特に、地球軌道衛星および惑星間宇宙船の姿勢にお
けるソーラー圧力等の不所望な影響を補償する方法に関
する。
し、特に、地球軌道衛星および惑星間宇宙船の姿勢にお
けるソーラー圧力等の不所望な影響を補償する方法に関
する。
【０００２】
【従来の技術】通信衛星の適用において、一般的にある
天体に関して衛星の位置および方向（姿勢）を固定する
ことが望ましい。例えば、衛星通信の適用において、衛
星のソーラーパネルが太陽へ向けられ、衛星の通信アン
テナが地球に向けられた状態で衛星を地球の周りの地球
静止軌道上に位置させることは一般的である。
天体に関して衛星の位置および方向（姿勢）を固定する
ことが望ましい。例えば、衛星通信の適用において、衛
星のソーラーパネルが太陽へ向けられ、衛星の通信アン
テナが地球に向けられた状態で衛星を地球の周りの地球
静止軌道上に位置させることは一般的である。
【０００３】地球静止軌道にある衛星の位置および方向
は、ソーラー圧力、地球の偏平率、および太陽および月
の重力摂動によって生じる力によって衛星の位置および
方向が許容できる制限を越えて変化されるために時折調
整されなければならない。
は、ソーラー圧力、地球の偏平率、および太陽および月
の重力摂動によって生じる力によって衛星の位置および
方向が許容できる制限を越えて変化されるために時折調
整されなければならない。
【０００４】衛星に関するこれらの妨害する影響を補償
するために幾つかの技術が開発されてきた。例えば、ガ
スまたはイオンパワーを与えられたスラスタは、衛星を
適切な位置および方向に戻すために短期間使用されるこ
とができる。この方法が良好に機能し、例えば南北のス
テーション保持等の比較的大きい不定期的な修正操作が
必要とされる時、定期的で小さい姿勢の修正はコストが
かかり、不都合である。
するために幾つかの技術が開発されてきた。例えば、ガ
スまたはイオンパワーを与えられたスラスタは、衛星を
適切な位置および方向に戻すために短期間使用されるこ
とができる。この方法が良好に機能し、例えば南北のス
テーション保持等の比較的大きい不定期的な修正操作が
必要とされる時、定期的で小さい姿勢の修正はコストが
かかり、不都合である。
【０００５】衛星の姿勢を制御するためにしばしば使用
される別の技術では、機上モーメントホイールを使用す
る。そのようなホイールは、衛星に関する固定された方
向またはジンバルプラットフォーム上等の少なくとも２
つのモードにおいて有効である。固定されたモーメント
ホイールでは、外部のモーメントが周期的であるときは
衛星の姿勢のエラーは周期的である。ピークの姿勢エラ
ーは、ホイールの角度モーメントに反比例し、外部モー
メントの大きさに正比例する。宇宙空間において固定さ
れた方向を有する、または日周期というよりもむしろ年
周期で回転する外部モーメントの成分があるとき、姿勢
エラーは許容されない制限に達するまで時間と共に増加
する。この点において、姿勢制御スラスタは衛星の姿勢
をその所望された範囲内に戻すために使用されなけらば
ならない。典型的な設計において、姿勢制御に必要な燃
料は比較的少ない場合であっても、姿勢制御のためにス
ラスタを使用することはステーション保持よりもかなり
頻繁に行われている。
される別の技術では、機上モーメントホイールを使用す
る。そのようなホイールは、衛星に関する固定された方
向またはジンバルプラットフォーム上等の少なくとも２
つのモードにおいて有効である。固定されたモーメント
ホイールでは、外部のモーメントが周期的であるときは
衛星の姿勢のエラーは周期的である。ピークの姿勢エラ
ーは、ホイールの角度モーメントに反比例し、外部モー
メントの大きさに正比例する。宇宙空間において固定さ
れた方向を有する、または日周期というよりもむしろ年
周期で回転する外部モーメントの成分があるとき、姿勢
エラーは許容されない制限に達するまで時間と共に増加
する。この点において、姿勢制御スラスタは衛星の姿勢
をその所望された範囲内に戻すために使用されなけらば
ならない。典型的な設計において、姿勢制御に必要な燃
料は比較的少ない場合であっても、姿勢制御のためにス
ラスタを使用することはステーション保持よりもかなり
頻繁に行われている。
【０００６】ジンバルモーメントホイールでは、外部モ
ーメントによる衛星の姿勢エラーは、外部モーメントが
存在しているにもかかわらずゼロに維持される。これは
姿勢制御システムの監督の下で、ホイールをジンバルす
ることによって発生されたモーメントによって外部モー
メントを相殺することによって達成される。１日のコー
ス上で相殺する周期的な妨害に対して、ジンバルは妨害
を補償し、１日の終りにはそれらの最初の位置へ戻るこ
とができる。宇宙における固定された方向への妨害また
は年周期の妨害によってジンバル角は時間と共に大きく
なり、結局それらの制限に達する。これが起こる前に、
宇宙船のスラスタは、宇宙船の姿勢制御システムの動き
によって、ジンバル角を不飽和にし、モーメントホイー
ルのジンバルをその所望された範囲に戻す外部モーメン
トを発生するために使用されなければならない。制御モ
ーメントを得るその他の手段がない場合、このような姿
勢制御のためのスラスタの使用は、典型的な設計におい
てステーション保持よりもかなり頻繁に行われる。
ーメントによる衛星の姿勢エラーは、外部モーメントが
存在しているにもかかわらずゼロに維持される。これは
姿勢制御システムの監督の下で、ホイールをジンバルす
ることによって発生されたモーメントによって外部モー
メントを相殺することによって達成される。１日のコー
ス上で相殺する周期的な妨害に対して、ジンバルは妨害
を補償し、１日の終りにはそれらの最初の位置へ戻るこ
とができる。宇宙における固定された方向への妨害また
は年周期の妨害によってジンバル角は時間と共に大きく
なり、結局それらの制限に達する。これが起こる前に、
宇宙船のスラスタは、宇宙船の姿勢制御システムの動き
によって、ジンバル角を不飽和にし、モーメントホイー
ルのジンバルをその所望された範囲に戻す外部モーメン
トを発生するために使用されなければならない。制御モ
ーメントを得るその他の手段がない場合、このような姿
勢制御のためのスラスタの使用は、典型的な設計におい
てステーション保持よりもかなり頻繁に行われる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】さらに、その他の技術
が制御モーメントを発生するために使用される。そのよ
うな技術の１つは、コイルまたはロッドから磁気的に誘
導されて地球の磁界に対して反応するトルクの使用であ
る。この方法は、静止高度において地球の磁界の異常な
変化を受ける。別の方法はソーラーセーリングであり、
それにおいて、所望された補償モーメントを生成するた
めに、ソーラーパネル上で反応するソーラー放射圧力が
使用される。ソーラーセーリングによって発生された制
御モーメントは、１以上の衛星のソーラーパネルの方向
を標準太陽追跡位置からわずかに逸らすことによって典
型的に得られる。ソーラーセーリングは、スラスタのた
めの付加的な燃料の使用を必要としないが、ソーラーパ
ネルの角度を太陽から逸らして、生成されるパワーの量
を減少させる必要がある。磁気トルクコイルおよびロッ
ドはパワーを消費してその他の目的のために使用される
量を減少させる。しかしながら、両方の方法は、燃料の
消費を減少させ、宇宙船の重量を節減し、宇宙船の寿命
を延長させる。
が制御モーメントを発生するために使用される。そのよ
うな技術の１つは、コイルまたはロッドから磁気的に誘
導されて地球の磁界に対して反応するトルクの使用であ
る。この方法は、静止高度において地球の磁界の異常な
変化を受ける。別の方法はソーラーセーリングであり、
それにおいて、所望された補償モーメントを生成するた
めに、ソーラーパネル上で反応するソーラー放射圧力が
使用される。ソーラーセーリングによって発生された制
御モーメントは、１以上の衛星のソーラーパネルの方向
を標準太陽追跡位置からわずかに逸らすことによって典
型的に得られる。ソーラーセーリングは、スラスタのた
めの付加的な燃料の使用を必要としないが、ソーラーパ
ネルの角度を太陽から逸らして、生成されるパワーの量
を減少させる必要がある。磁気トルクコイルおよびロッ
ドはパワーを消費してその他の目的のために使用される
量を減少させる。しかしながら、両方の方法は、燃料の
消費を減少させ、宇宙船の重量を節減し、宇宙船の寿命
を延長させる。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明によって、燃料の
消費、ソーラーパネルによって供給されるパワーの減
少、またはソーラーパネルによって生成されたパワーの
消費等なしに姿勢制御の補正を行うことができる。それ
は容易に種々の異なった宇宙船の設計に適用されること
ができ、また、現在の姿勢制御システムと共に使用され
ることもできる。ある実施例において、本発明は、宇宙
船の質量中心からオフセットされ、太陽放射に露出され
ている制御表面を有している宇宙船へ与えられた所望さ
れたトルクの影響を補償する方法を含む。最初に、補償
されるべき不所望なトルクの大きさと方向が決定され、
その後、太陽放射と相互作用するように制御表面の光学
的性質が電気的に変化され、それによって不所望なトル
クを補償するための補償トルクが生成される。電気的な
変化には、１次的な吸収状態と１次的な反射状態との間
での制御表面の反射率の変化が含まれることが好まし
い。制御表面は、宇宙船の質量中心とは反対方向に延在
する２枚以上のソーラーパネルの各遠端部に１枚ずつ、
計２枚以上のプレートを具備しているのが好ましい。電
気的な変化の段階には、プレート上の太陽放射が各プレ
ートにおいて異なったトルクを生成するために１枚以上
のプレートの光学的性質を変化させることが含まれてい
ることが好ましい。
消費、ソーラーパネルによって供給されるパワーの減
少、またはソーラーパネルによって生成されたパワーの
消費等なしに姿勢制御の補正を行うことができる。それ
は容易に種々の異なった宇宙船の設計に適用されること
ができ、また、現在の姿勢制御システムと共に使用され
ることもできる。ある実施例において、本発明は、宇宙
船の質量中心からオフセットされ、太陽放射に露出され
ている制御表面を有している宇宙船へ与えられた所望さ
れたトルクの影響を補償する方法を含む。最初に、補償
されるべき不所望なトルクの大きさと方向が決定され、
その後、太陽放射と相互作用するように制御表面の光学
的性質が電気的に変化され、それによって不所望なトル
クを補償するための補償トルクが生成される。電気的な
変化には、１次的な吸収状態と１次的な反射状態との間
での制御表面の反射率の変化が含まれることが好まし
い。制御表面は、宇宙船の質量中心とは反対方向に延在
する２枚以上のソーラーパネルの各遠端部に１枚ずつ、
計２枚以上のプレートを具備しているのが好ましい。電
気的な変化の段階には、プレート上の太陽放射が各プレ
ートにおいて異なったトルクを生成するために１枚以上
のプレートの光学的性質を変化させることが含まれてい
ることが好ましい。
【０００９】別の実施例において、本発明は、本体およ
び電源を有している宇宙船のための姿勢制御システムを
含む。姿勢制御システムは、宇宙船の質量中心から移さ
れた位置において主要ボティに接続され、宇宙船が使用
されるときに太陽放射を受ける制御表面を有している。
この制御表面は、電気的に変化可能な光学的性質を有し
ている。電源と制御表面との間の切換えスイッチによっ
て制御表面の電気的性質が変化し、それによって制御表
面が太陽放射に露出されたときに太陽放射によって制御
表面上に及ぼされた力を変化させる。制御システムは、
宇宙船の姿勢を決定するセンサと、センサに接続され、
センサによって測定された宇宙船の姿勢と所望された姿
勢とを比較し、制御表面上に及ぼされた力が宇宙船上に
力を及ぼして測定された姿勢と所望された姿勢との間の
差を小さくするようにスイッチを制御するプロセッサと
を含む。制御表面は、変化可能な透過率を有する第１の
層と、第１の層を通って移動する放射を反射する第２の
層とを有するエレクトロクロミック層であることが好ま
しい。
び電源を有している宇宙船のための姿勢制御システムを
含む。姿勢制御システムは、宇宙船の質量中心から移さ
れた位置において主要ボティに接続され、宇宙船が使用
されるときに太陽放射を受ける制御表面を有している。
この制御表面は、電気的に変化可能な光学的性質を有し
ている。電源と制御表面との間の切換えスイッチによっ
て制御表面の電気的性質が変化し、それによって制御表
面が太陽放射に露出されたときに太陽放射によって制御
表面上に及ぼされた力を変化させる。制御システムは、
宇宙船の姿勢を決定するセンサと、センサに接続され、
センサによって測定された宇宙船の姿勢と所望された姿
勢とを比較し、制御表面上に及ぼされた力が宇宙船上に
力を及ぼして測定された姿勢と所望された姿勢との間の
差を小さくするようにスイッチを制御するプロセッサと
を含む。制御表面は、変化可能な透過率を有する第１の
層と、第１の層を通って移動する放射を反射する第２の
層とを有するエレクトロクロミック層であることが好ま
しい。
【００１０】
【実施例】添付された図面において、同じ参照番号は、
種々の類似した実施例および形態における類似した素子
を示している。本発明に従って、図１に示されている典
型的な通信衛星24は、本体22、本体の両側の通信アンテ
ナ26、２つのソーラーパネル30a,30b 、本体の外側の種
々の位置に設置されるスラスタ32、および本体内に収容
される２軸ジンバルモーメントホイールを有している。
ソーラーパネル30は、一般的に互いに反対の方向に延在
しており、それぞれ北方向36および南方向38に位置され
るのが好ましい。各パネル30は、共通軸に関して回転す
るようにソーラーパネル駆動モータ（図示されていな
い）に接続されたストラット28によって衛星24へ設置さ
れる。衛星24の姿勢の安定は、ピッチおよびロールの２
つの軸に関して設置されているジンバルを含む従来の型
式のモーメントホイール48によって達成される。モーメ
ントホイール48を設けた２軸のジンバルホイールを使用
することによって、２軸のいずれかまたは両方に関して
モーメントホイールの姿勢を変えるだけで外部から与え
られた妨害トルクを補償することができる高精度の姿勢
制御が提供される。ホイールの回転速度を変化させるこ
とによって宇宙船の姿勢は第３の軸であるヨー軸に関し
て変化する。
種々の類似した実施例および形態における類似した素子
を示している。本発明に従って、図１に示されている典
型的な通信衛星24は、本体22、本体の両側の通信アンテ
ナ26、２つのソーラーパネル30a,30b 、本体の外側の種
々の位置に設置されるスラスタ32、および本体内に収容
される２軸ジンバルモーメントホイールを有している。
ソーラーパネル30は、一般的に互いに反対の方向に延在
しており、それぞれ北方向36および南方向38に位置され
るのが好ましい。各パネル30は、共通軸に関して回転す
るようにソーラーパネル駆動モータ（図示されていな
い）に接続されたストラット28によって衛星24へ設置さ
れる。衛星24の姿勢の安定は、ピッチおよびロールの２
つの軸に関して設置されているジンバルを含む従来の型
式のモーメントホイール48によって達成される。モーメ
ントホイール48を設けた２軸のジンバルホイールを使用
することによって、２軸のいずれかまたは両方に関して
モーメントホイールの姿勢を変えるだけで外部から与え
られた妨害トルクを補償することができる高精度の姿勢
制御が提供される。ホイールの回転速度を変化させるこ
とによって宇宙船の姿勢は第３の軸であるヨー軸に関し
て変化する。
【００１１】図２を参照すると、衛星24の中心軸40は、
一般的に地球58の回転軸42に平行に延在する。北方向の
ソーラーパネル30a 上に入射する太陽56からの放射によ
る力はまとめられてＦSPN として示され、一方、南方向
のソーラーパネル30b 上に入射するソーラー圧力による
力はベクトルＦSPS として示されている。ソーラー圧力
は、アンテナ反射器（図２には示されていない）および
本体にも入射する。太陽放射は、宇宙船上に直接太陽線
54に沿って作用し、宇宙船の各表面を太陽56に向けさ
せ、ソーラー圧力は宇宙船の質量中心に対してレバーア
ームとして動かす。ソーラーパネルは、一般的にそれら
の場所および宇宙船の質量中心からの距離のために非常
に大きい影響を有する。しかしながら、これは宇宙船の
形態に依存する。衛星のソーラーパネルが完全に固定さ
れている場合、もしくは衛星が対称的である場合、太陽
放射による圧力の中心は一般的に衛星の質量中心と一致
し、ソーラー圧力による実質的なトルクは与えられな
い。しかしながら、ソーラーパネルおよびその他の非対
称のものを共に熱誘導屈曲することによって圧力の中心
は典型的に南北方向で移動する。これは特に夏至および
冬至の期間中またはその近くにあてはまる。衛星の寿命
期間にわたりステーション保持燃料を消費することによ
って衛星の圧力の中心と質量中心との間で変位が生じ
る。衛星の圧力の中心と質量中心との間の変位から生じ
る太陽放射のトルクには通常、太陽に関連した不変の方
向がある。姿勢制御の補償がない場合、このソーラー圧
力によって、姿勢のエラーまたはジンバルの角度の移動
が起こり、それによってジンバルの移動が飽和し、宇宙
船が使用できないものになってしまう。
一般的に地球58の回転軸42に平行に延在する。北方向の
ソーラーパネル30a 上に入射する太陽56からの放射によ
る力はまとめられてＦSPN として示され、一方、南方向
のソーラーパネル30b 上に入射するソーラー圧力による
力はベクトルＦSPS として示されている。ソーラー圧力
は、アンテナ反射器（図２には示されていない）および
本体にも入射する。太陽放射は、宇宙船上に直接太陽線
54に沿って作用し、宇宙船の各表面を太陽56に向けさ
せ、ソーラー圧力は宇宙船の質量中心に対してレバーア
ームとして動かす。ソーラーパネルは、一般的にそれら
の場所および宇宙船の質量中心からの距離のために非常
に大きい影響を有する。しかしながら、これは宇宙船の
形態に依存する。衛星のソーラーパネルが完全に固定さ
れている場合、もしくは衛星が対称的である場合、太陽
放射による圧力の中心は一般的に衛星の質量中心と一致
し、ソーラー圧力による実質的なトルクは与えられな
い。しかしながら、ソーラーパネルおよびその他の非対
称のものを共に熱誘導屈曲することによって圧力の中心
は典型的に南北方向で移動する。これは特に夏至および
冬至の期間中またはその近くにあてはまる。衛星の寿命
期間にわたりステーション保持燃料を消費することによ
って衛星の圧力の中心と質量中心との間で変位が生じ
る。衛星の圧力の中心と質量中心との間の変位から生じ
る太陽放射のトルクには通常、太陽に関連した不変の方
向がある。姿勢制御の補償がない場合、このソーラー圧
力によって、姿勢のエラーまたはジンバルの角度の移動
が起こり、それによってジンバルの移動が飽和し、宇宙
船が使用できないものになってしまう。
【００１２】宇宙船は、各ソーラーパネルの末端または
遠端において一対のプレート60a,60b （図１参照）で構
成されている制御表面を含む。プレートは、プレートに
対して与えられたソーラー圧力の影響が変化できるよう
に透過率、反射率、および吸収度が変化可能な材料から
形成される。プレートは、宇宙船の質量中心からできる
だけ離れていることが好ましい。制御表面はソーラーパ
ネルの端部に設けられることが好ましいが、ブーム、ア
ンテナ、または本体上に設置されることもできる。
遠端において一対のプレート60a,60b （図１参照）で構
成されている制御表面を含む。プレートは、プレートに
対して与えられたソーラー圧力の影響が変化できるよう
に透過率、反射率、および吸収度が変化可能な材料から
形成される。プレートは、宇宙船の質量中心からできる
だけ離れていることが好ましい。制御表面はソーラーパ
ネルの端部に設けられることが好ましいが、ブーム、ア
ンテナ、または本体上に設置されることもできる。
【００１３】ソーラー圧力の姿勢の影響は、圧力の力の
中心と宇宙船の質量中心との間の距離の関数である。ソ
ーラーパネルの遠端は、宇宙船の質量中心から最も離れ
た表面である。ソーラー圧力の力は、光子の入射フラッ
クス（太陽の場合には関連する定数）、入射の方向に関
連する表面の投影面積、および表面の放射特性の関数で
ある。黒い吸収表面は、入射光子の全モーメントを集
め、鏡のような反射器は、入射光子の２倍のモーメント
を受ける。プレートは、吸収状態と反射状態との間で電
気的に切換え可能でほとんどパワーを消費しないものが
好ましい。そのような装置の２つの例としてエレクトロ
クロミックおよび液晶があげられる。可能なエレクトロ
クロミックシステムの例は、米国のMassachusetts, Nor
wood の EIC Laboratories によって開発された、ガラ
スの基体上に付着された薄膜装置（図３参照）である。
装置は様々な寸法で作ることができるが、２ｃｍ×５ｃ
ｍまたは５ｃｍ×５ｃｍの面積の小さいタイルの形式で
あることが好ましい。そのようなタイルの例として、陰
極発色エレクトロクロミック層（ＨX ＷＯ3 またはＬｉ
x ＷＯ3 ）（62）および陽極発色対向電極層（Ｉr Ｏ2
またはＶ2 Ｏ5 ）（64）を有し、それらは高分子イオン
導体層（66）によって隔てられている。これらの層は、
酸化すずインジウムまたはその他の導体の導体層68,70
と、外部のガラス基体またはシリカ基体72,74 との間で
付着されている。そのようなエレクトロクロミック装置
は、エレクトロクロミック層へ一方の極性の電圧を供給
することによって得られる実質的な透明状態からもう一
方の極性で電圧を供給することによって得られる実質的
な吸収状態へ電気的に切換えることができる。一度タイ
ルが切換えられると、その状態を維持するためのパワー
はもはや必要でない。ソーラー圧力によって装置上に生
成された力の変化を最大にするために、銀またはその他
の反射性の被覆層（76）が底部の基体に設けられる。従
って、装置が透明性であるとき、光は底部の反射性の層
を除いた全ての層を通過し、装置から反射される。エレ
クトロクロミック層が吸収状態に切換えられたとき、実
質的に全ての光が反射性の層に到達する前に吸収され
る。
中心と宇宙船の質量中心との間の距離の関数である。ソ
ーラーパネルの遠端は、宇宙船の質量中心から最も離れ
た表面である。ソーラー圧力の力は、光子の入射フラッ
クス（太陽の場合には関連する定数）、入射の方向に関
連する表面の投影面積、および表面の放射特性の関数で
ある。黒い吸収表面は、入射光子の全モーメントを集
め、鏡のような反射器は、入射光子の２倍のモーメント
を受ける。プレートは、吸収状態と反射状態との間で電
気的に切換え可能でほとんどパワーを消費しないものが
好ましい。そのような装置の２つの例としてエレクトロ
クロミックおよび液晶があげられる。可能なエレクトロ
クロミックシステムの例は、米国のMassachusetts, Nor
wood の EIC Laboratories によって開発された、ガラ
スの基体上に付着された薄膜装置（図３参照）である。
装置は様々な寸法で作ることができるが、２ｃｍ×５ｃ
ｍまたは５ｃｍ×５ｃｍの面積の小さいタイルの形式で
あることが好ましい。そのようなタイルの例として、陰
極発色エレクトロクロミック層（ＨX ＷＯ3 またはＬｉ
x ＷＯ3 ）（62）および陽極発色対向電極層（Ｉr Ｏ2
またはＶ2 Ｏ5 ）（64）を有し、それらは高分子イオン
導体層（66）によって隔てられている。これらの層は、
酸化すずインジウムまたはその他の導体の導体層68,70
と、外部のガラス基体またはシリカ基体72,74 との間で
付着されている。そのようなエレクトロクロミック装置
は、エレクトロクロミック層へ一方の極性の電圧を供給
することによって得られる実質的な透明状態からもう一
方の極性で電圧を供給することによって得られる実質的
な吸収状態へ電気的に切換えることができる。一度タイ
ルが切換えられると、その状態を維持するためのパワー
はもはや必要でない。ソーラー圧力によって装置上に生
成された力の変化を最大にするために、銀またはその他
の反射性の被覆層（76）が底部の基体に設けられる。従
って、装置が透明性であるとき、光は底部の反射性の層
を除いた全ての層を通過し、装置から反射される。エレ
クトロクロミック層が吸収状態に切換えられたとき、実
質的に全ての光が反射性の層に到達する前に吸収され
る。
【００１４】エレクトロクロミック装置は、ソーラーパ
ネルを形成する太陽電池に寸法および重量において類似
しているタイルの形式であることが好ましい。これによ
ってエレクトロクロミック装置は、典型的にアルミニウ
ムまたは複合材料等の、太陽電池に通常使用されている
ものと同じ背面体に固定されることができる。ソーラー
パネルは、各パネルの遠端上の素子の最外部の列が太陽
電池の代りにエレクトロクロミック装置になるように組
立てられる。パネルによって発生されたパワーの量が最
大になるようにソーラーパネルが駆動され、それによっ
てパネルが直接太陽へ向けられた場合、エレクトロクロ
ミック装置の影響も最大になる。反対に、ソーラーパネ
ルが太陽に関してオフセット角で方向付けされた場合、
エレクトロクロミック装置の効果は減少し、ソーラーパ
ネルによって生じる姿勢への妨害も減少され、その結
果、図１に示された典型的な３軸の本体の安定化された
衛星では、システムは自動的にソーラーパネルの角度を
補償する。同様に、ソーラーパネルの角度は、制御表面
によって生じたトルクを調整するために使用される。
ネルを形成する太陽電池に寸法および重量において類似
しているタイルの形式であることが好ましい。これによ
ってエレクトロクロミック装置は、典型的にアルミニウ
ムまたは複合材料等の、太陽電池に通常使用されている
ものと同じ背面体に固定されることができる。ソーラー
パネルは、各パネルの遠端上の素子の最外部の列が太陽
電池の代りにエレクトロクロミック装置になるように組
立てられる。パネルによって発生されたパワーの量が最
大になるようにソーラーパネルが駆動され、それによっ
てパネルが直接太陽へ向けられた場合、エレクトロクロ
ミック装置の影響も最大になる。反対に、ソーラーパネ
ルが太陽に関してオフセット角で方向付けされた場合、
エレクトロクロミック装置の効果は減少し、ソーラーパ
ネルによって生じる姿勢への妨害も減少され、その結
果、図１に示された典型的な３軸の本体の安定化された
衛星では、システムは自動的にソーラーパネルの角度を
補償する。同様に、ソーラーパネルの角度は、制御表面
によって生じたトルクを調整するために使用される。
【００１５】制御表面の各パネル内のタイルは、制御量
の変化を生じるためにグループで使用される、もしくは
単に単一のパネルとして一緒に結線されることができ
る。パネルの１つを透過状態に、もう１つのパネルを反
射状態にすることによって、特異なトルクをプレート上
のソーラー圧力から得ることができる。約５μＮ -ｍの
トルクが所望されたと仮定すると、プレートの寸法は以
下の式から得ることができる。
の変化を生じるためにグループで使用される、もしくは
単に単一のパネルとして一緒に結線されることができ
る。パネルの１つを透過状態に、もう１つのパネルを反
射状態にすることによって、特異なトルクをプレート上
のソーラー圧力から得ることができる。約５μＮ -ｍの
トルクが所望されたと仮定すると、プレートの寸法は以
下の式から得ることができる。
【００１６】
【数１】 この式において典型的な値は、 Ｌ ＝パネルの端部に設置された制御表面のプレートの
長さ Ｌο＝質量中心からパネルの端部までの長さ＝典型的な
４枚パネルの宇宙船に対して１２．９ｍ ΔＴ＝必要なトルク＝５μＮ -ｍ Ｐ ＝ソーラー圧力＝４．６４４×１０-6Ｎ／ｍ2 ｗ ＝ソーラーパネルの幅＝２．１６ｍ Δρ＝制御表面による反射率の達成可能な変化 異なった制御表面の材料によって反射率における変化の
量が異なる。以下の表は、Δρに各ソーラーパネルの端
部におけるプレートの寸法を与える。
長さ Ｌο＝質量中心からパネルの端部までの長さ＝典型的な
４枚パネルの宇宙船に対して１２．９ｍ ΔＴ＝必要なトルク＝５μＮ -ｍ Ｐ ＝ソーラー圧力＝４．６４４×１０-6Ｎ／ｍ2 ｗ ＝ソーラーパネルの幅＝２．１６ｍ Δρ＝制御表面による反射率の達成可能な変化 異なった制御表面の材料によって反射率における変化の
量が異なる。以下の表は、Δρに各ソーラーパネルの端
部におけるプレートの寸法を与える。
【００１７】 Δρ Ｌ，メートル ０．２ ０．２９３ ０．４ ０．１４６ ０．６ ０．０９７ ０．８ ０．０７３ 上述のような典型的なエレクトロクロミック装置では、
十分なトルクを生成するには１０乃至１５センチメート
ルの長さで２．１６メートルの幅を有するプレートで十
分である。姿勢の補正量は、２つのプレートの反射率に
おける差が維持される時間の量によって制御される。長
い期間にわたって小さいトルクを与えることによって宇
宙船への衝撃は減少される。
十分なトルクを生成するには１０乃至１５センチメート
ルの長さで２．１６メートルの幅を有するプレートで十
分である。姿勢の補正量は、２つのプレートの反射率に
おける差が維持される時間の量によって制御される。長
い期間にわたって小さいトルクを与えることによって宇
宙船への衝撃は減少される。
【００１８】図面に示された構造および軌道を与えるこ
とによって、宇宙船の軸に関して与えられたトルクの方
向は、宇宙船の軌道飛行の期間中の異なった時間にトル
クを生成することによって変化させることができる。通
常の軌道飛行においては、ソーラーパネルは太陽線54
（図２参照）を追跡するために駆動され、宇宙船の本体
はソーラーパネルに関して回転して衛星から地球への直
線51を追跡する。宇宙船のロール軸76、ヨー軸78、およ
びピッチ軸80は、地球の周りの衛星の飛行通路52に関し
て定められる。ロール軸およびピッチ軸の両方に関する
トルクは、衛星が南北方向に留まっている限り生成され
ることができる。
とによって、宇宙船の軸に関して与えられたトルクの方
向は、宇宙船の軌道飛行の期間中の異なった時間にトル
クを生成することによって変化させることができる。通
常の軌道飛行においては、ソーラーパネルは太陽線54
（図２参照）を追跡するために駆動され、宇宙船の本体
はソーラーパネルに関して回転して衛星から地球への直
線51を追跡する。宇宙船のロール軸76、ヨー軸78、およ
びピッチ軸80は、地球の周りの衛星の飛行通路52に関し
て定められる。ロール軸およびピッチ軸の両方に関する
トルクは、衛星が南北方向に留まっている限り生成され
ることができる。
【００１９】図４は、最新の姿勢制御システムを示して
おり、本発明を実施する衛星に設置されることが好まし
い。制御システムは、地球センサまたは恒星センサ92ま
たはその両方に結合され、衛星24のピッチ角およびロー
ル角に関する情報を受取る姿勢制御プロセッサ90を備え
ている。精度の高いデータまたは異なるタイプのデータ
が必要とされる場所において、ＲＦセンサ94はプロセッ
サ90に結合されて、衛星24のピッチ角、ロール角、およ
びヨー角に関するデータを供給する。地球命令受信機96
は、姿勢の変化および測定に関して地球から命令を受取
る。受信機96はプロセッサ90に結合され、これらの命令
をプロセッサ90に供給する。ジンバルモーメントホイー
ルを有する本体の安定された衛星の場合、ジンバルモー
メントホイールシステムに含まれるジンバル位置検出器
98もプロセッサ90に結合され、ジンバルの各軸に対する
ジンバルの位置に関する情報を提供する。
おり、本発明を実施する衛星に設置されることが好まし
い。制御システムは、地球センサまたは恒星センサ92ま
たはその両方に結合され、衛星24のピッチ角およびロー
ル角に関する情報を受取る姿勢制御プロセッサ90を備え
ている。精度の高いデータまたは異なるタイプのデータ
が必要とされる場所において、ＲＦセンサ94はプロセッ
サ90に結合されて、衛星24のピッチ角、ロール角、およ
びヨー角に関するデータを供給する。地球命令受信機96
は、姿勢の変化および測定に関して地球から命令を受取
る。受信機96はプロセッサ90に結合され、これらの命令
をプロセッサ90に供給する。ジンバルモーメントホイー
ルを有する本体の安定された衛星の場合、ジンバルモー
メントホイールシステムに含まれるジンバル位置検出器
98もプロセッサ90に結合され、ジンバルの各軸に対する
ジンバルの位置に関する情報を提供する。
【００２０】プロセッサ90は、プログラムされた指令に
従ってセンサ等の装置92,94,96,98から受取られたデー
タを処理し、出力信号をスイッチングネットワーク100
へ供給する。スイッチングネットワーク100 は、衛星の
種々の姿勢制御動作に影響を及ぼすためにソレノイドお
よびその他の種類のアクチュエータへ結合される。スイ
ッチングネットワークは、種々の姿勢コントローラを駆
動するパワーを供給するために電源バス102 にも結合さ
れる。特に、スイッチングネットワーク100 は、モーメ
ントホイールの速度を制御するモーメントホイール速度
コントローラ104 と、スピンしているモーメントホイー
ルに関して宇宙船の本体を動かすためのジンバル駆動装
置106 と、太陽線に関して宇宙船のソーラーパネルの角
度を制御するための南北のソーラーパネル駆動装置108,
110 と、プレートの光学的性質を変化させるための南北
の制御表面プレート60a,60b と、姿勢制御およびステー
ション保持動作のためのスラスタおよびスラスタアクチ
ュエータ112 とに結合される。
従ってセンサ等の装置92,94,96,98から受取られたデー
タを処理し、出力信号をスイッチングネットワーク100
へ供給する。スイッチングネットワーク100 は、衛星の
種々の姿勢制御動作に影響を及ぼすためにソレノイドお
よびその他の種類のアクチュエータへ結合される。スイ
ッチングネットワークは、種々の姿勢コントローラを駆
動するパワーを供給するために電源バス102 にも結合さ
れる。特に、スイッチングネットワーク100 は、モーメ
ントホイールの速度を制御するモーメントホイール速度
コントローラ104 と、スピンしているモーメントホイー
ルに関して宇宙船の本体を動かすためのジンバル駆動装
置106 と、太陽線に関して宇宙船のソーラーパネルの角
度を制御するための南北のソーラーパネル駆動装置108,
110 と、プレートの光学的性質を変化させるための南北
の制御表面プレート60a,60b と、姿勢制御およびステー
ション保持動作のためのスラスタおよびスラスタアクチ
ュエータ112 とに結合される。
【００２１】姿勢制御プロセッサ90は、宇宙船および制
御表面60の位置のための動作基準に依存して種々の異な
った方法でプログラムされることができる。プロセッサ
は、軌道飛行の期間中の特定の時間に特定された操縦動
作を行うように、または、しきい基準に従って行動する
ようにプログラムされることができ、その結果、姿勢が
特定の点を越えて摂動されるとき、姿勢制御動作が開始
される。姿勢制御システムは、地上から直接動作される
か、または、地上局との対話なしに宇宙船によって自律
的に動作されることができる。姿勢を決定するために種
々の異なったセンサが使用され、そのセンサから受取ら
れた信号から姿勢の評価を計算するために種々の異なっ
た方法が採用される。制御プロセッサは、特定の所望さ
れた姿勢をプログラムされるのが好ましく、それによっ
て、所望された姿勢はセンサによって測定されたまたは
センサから評価された姿勢と最初に比較される。その
後、プロセッサは測定または評価された姿勢とプログラ
ムされた所望の姿勢との間の差を最小にするための適切
な制御値を計算する。ジンバルモーメントホイールの場
合、プロセッサはジンバルの移動の中心に近いジンバル
位置の範囲と共にプログラムされるのが好ましい。その
後、プロセッサは測定されたジンバル位置を所望された
ジンバル位置と比較し、適切な衛星の姿勢を維持したま
までプロセッサがジンバルを所望された位置へ戻すよう
にする適切なトルクを計算する。
御表面60の位置のための動作基準に依存して種々の異な
った方法でプログラムされることができる。プロセッサ
は、軌道飛行の期間中の特定の時間に特定された操縦動
作を行うように、または、しきい基準に従って行動する
ようにプログラムされることができ、その結果、姿勢が
特定の点を越えて摂動されるとき、姿勢制御動作が開始
される。姿勢制御システムは、地上から直接動作される
か、または、地上局との対話なしに宇宙船によって自律
的に動作されることができる。姿勢を決定するために種
々の異なったセンサが使用され、そのセンサから受取ら
れた信号から姿勢の評価を計算するために種々の異なっ
た方法が採用される。制御プロセッサは、特定の所望さ
れた姿勢をプログラムされるのが好ましく、それによっ
て、所望された姿勢はセンサによって測定されたまたは
センサから評価された姿勢と最初に比較される。その
後、プロセッサは測定または評価された姿勢とプログラ
ムされた所望の姿勢との間の差を最小にするための適切
な制御値を計算する。ジンバルモーメントホイールの場
合、プロセッサはジンバルの移動の中心に近いジンバル
位置の範囲と共にプログラムされるのが好ましい。その
後、プロセッサは測定されたジンバル位置を所望された
ジンバル位置と比較し、適切な衛星の姿勢を維持したま
までプロセッサがジンバルを所望された位置へ戻すよう
にする適切なトルクを計算する。
【００２２】その他の制御表面の形態も使用されること
ができる。宇宙船がその幾何学的配置および反射器のた
めに予め定められた不平衡なソーラー圧力を有している
場合、制御表面は既知の不平衡の影響に対応するために
質量中心からオフセットされたある位置に用いられるこ
とができる。制御表面の光学的性質は、結果として生じ
るトルクをある方向に提供するか、またはソーラー圧力
の不平衡に依存して逆方向のトルクを生成するために変
化させることができる。
ができる。宇宙船がその幾何学的配置および反射器のた
めに予め定められた不平衡なソーラー圧力を有している
場合、制御表面は既知の不平衡の影響に対応するために
質量中心からオフセットされたある位置に用いられるこ
とができる。制御表面の光学的性質は、結果として生じ
るトルクをある方向に提供するか、またはソーラー圧力
の不平衡に依存して逆方向のトルクを生成するために変
化させることができる。
【００２３】上述のエレクトロクロミック装置の代り
に、種々の異なった制御表面のための材料が使用される
ことができる。液晶およびポリマが分散された液晶フィ
ルムの２つが例としてあげられる。加えて、制御表面は
異なって形成され、その結果、制御表面を反射性から吸
収性に変化させる代りに制御表面はその他の方法で変化
されることもできる。透過率、吸収度、および反射率は
異なった全ての適用例に適合するように変化される。ソ
ーラー圧力の影響における最も大きい変化は、制御表面
にトルクが与えられない透過性から、固体の吸収パネル
の２倍のトルクが与えられる反射性へ制御表面が変化さ
れるときに生じる。制御表面は、より高い制御能力を得
るために透過、反射、および吸収の３つのモードの間で
変化するように形成される。
に、種々の異なった制御表面のための材料が使用される
ことができる。液晶およびポリマが分散された液晶フィ
ルムの２つが例としてあげられる。加えて、制御表面は
異なって形成され、その結果、制御表面を反射性から吸
収性に変化させる代りに制御表面はその他の方法で変化
されることもできる。透過率、吸収度、および反射率は
異なった全ての適用例に適合するように変化される。ソ
ーラー圧力の影響における最も大きい変化は、制御表面
にトルクが与えられない透過性から、固体の吸収パネル
の２倍のトルクが与えられる反射性へ制御表面が変化さ
れるときに生じる。制御表面は、より高い制御能力を得
るために透過、反射、および吸収の３つのモードの間で
変化するように形成される。
【００２４】多数の別の変更および付加が上述の本発明
の実施例に行われることができる。本発明の意図および
技術的範囲は、上述の実施例には制限されず、以下の請
求の範囲によってのみ制限される。
の実施例に行われることができる。本発明の意図および
技術的範囲は、上述の実施例には制限されず、以下の請
求の範囲によってのみ制限される。
【図１】本発明の方法による好ましい形態を実施するの
に適した１対の太陽追跡ソーラーパネルを有する衛星の
斜視線図。
に適した１対の太陽追跡ソーラーパネルを有する衛星の
斜視線図。
【図２】地球の周りの静止軌道中の図１の衛星と、ソー
ラー圧力のために衛星上に働いている幾つかの関連する
ベクトル力とを示す斜視線図。
ラー圧力のために衛星上に働いている幾つかの関連する
ベクトル力とを示す斜視線図。
【図３】本発明の制御表面への使用に適しているエレク
トロクロミック装置の断面図。
トロクロミック装置の断面図。
【図４】本発明に適した図１の衛星のための姿勢制御シ
ステムのブロック図。
ステムのブロック図。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ブルース・エル・ドローレン アメリカ合衆国、カリフォルニア州 91104、パサデナ、エヌ・ルーズベルト・ アベニュー 1430
Claims (28)
- 【請求項１】 宇宙船の質量中心からオフセットされ、
太陽放射に露出されている制御表面を有する宇宙船へ与
えられた不所望なトルクの影響を補償する方法におい
て、 補償されるべき不所望なトルクの大きさおよび方向を決
定し、 太陽放射と相互作用するために制御表面の光学的性質を
電気的に変化させ、それによって不所望なトルクを補償
するための補償トルクを生成する段階を有していること
を特徴とする方法。 - 【請求項２】 電気的に変化させる段階は、本質的な吸
収状態と本質的な反射状態との間で制御表面の反射率を
電気的に変化させることを含む請求項１記載の方法。 - 【請求項３】 電気的に変化させる段階は、太陽放射が
実質的に制御表面の第１の層を通って移動し、第２の層
上に当たって反射する本質的な透過状態と、太陽放射が
実質的に第１の層によって吸収される本質的な吸収状態
との間で制御表面の第１の層の透過率を電気的に変化さ
せることを含む請求項２記載の方法。 - 【請求項４】 電気的に変化させる段階は、制御表面の
エレクトロクロミック表面へ電流を与えることを含む請
求項１記載の方法。 - 【請求項５】 制御表面は、宇宙船の質量中心から反対
方向に延在する少なくとも２個のソーラーパネルの各遠
端部に１個ずつ、計２個以上のプレートを具備し、電気
的に変化させる段階は、プレート上の太陽放射が各プレ
ートにおいて異なるトルクを生成するように少なくとも
１個のプレートの光学的性質を電気的に変化させること
を含む請求項１記載の方法。 - 【請求項６】 大きさおよび方向を決定する段階は、宇
宙船のロールおよびピッチ角を測定することを含む請求
項１記載の方法。 - 【請求項７】 本体および電源を有する宇宙船における
姿勢制御システムにおいて、 宇宙船の質量中心から変位された位置において本体に接
続され、宇宙船が使用されるときに太陽放射を受け、電
気的に変化可能な光学的性質を有する制御表面と、 電源と制御表面との間にあり、制御表面が太陽放射に露
出されるときに太陽放射によって制御表面上に与えられ
た力を変化させるように制御表面の光学的性質を変化さ
せるスイッチとを具備していることを特徴とする姿勢制
御システム。 - 【請求項８】 さらに、 宇宙船の姿勢を決定するための１以上のセンサと、 センサヘ接続され、センサによって測定された宇宙船の
姿勢と所望された姿勢とを比較し、制御表面上に与えら
れた力が宇宙船に力を及ぼして測定された姿勢と所望さ
れた姿勢との間の差を小さくするようにスイッチを制御
するプロセッサとを具備している請求項７記載のシステ
ム。 - 【請求項９】 １以上のセンサが地球センサおよび太陽
センサを具備している請求項７記載のシステム。 - 【請求項１０】 電気的に変化可能な光学的性質は、本
質的な吸収状態と本質的に反射状態との間で変化可能な
制御表面の反射率である請求項７記載のシステム。 - 【請求項１１】制御表面は、 太陽放射が実質的に第１の層を通過する基本的な透過状
態と、太陽放射が実質的に第１の層によって吸収される
基本的な吸収状態との間で電気的に変化可能な透過率を
有している第１の層と、 第１の層を通過した放射の反射のための反射層である第
２の層とを具備している請求項１０記載のシステム。 - 【請求項１２】制御表面は、エレクトロクロミック層を
具備している請求項７記載のシステム。 - 【請求項１３】制御表面は、液晶ダイオード層を具備し
ている請求項７記載のシステム。 - 【請求項１４】さらに、本体から延在し、制御表面に接
続されている１以上のソーラーパネルを具備している請
求項７記載のシステム。 - 【請求項１５】本体の２つの向かい合っている側のそれ
ぞれから延在しているソーラーパネルを具備し、そこに
おいて制御表面は各ソーラーパネルの遠端部へ接続され
ているプレートを具備している請求項７記載のシステ
ム。 - 【請求項１６】ソーラーパネルは、ソーラーパネル基体
に設けられた複数の太陽電池を具備し、プレートは、太
陽電池の近隣のソーラーパネルへ固定された複数のタイ
ルを具備している請求項１５記載のシステム。 - 【請求項１７】ジンバルモーメントホイールと、 ジンバルモーメントホイールを支持しているジンバルの
位置を測定するジンバル位置検出器と、 検出器に結合され、ジンバルの位置を所望されたジンバ
ル位置と比較し、検出されたジンバル位置と、所望され
たジンバル位置との間の差を小さくするために宇宙船の
方位を再設定するためにスイッチを制御するプロセッサ
とを具備している請求項７記載のシステム。 - 【請求項１８】本体と、 電源と、 宇宙船の質量中心から変位された位置において本体と結
合され、宇宙船が使用されるときに太陽の放射を受け、
電気的に変化可能な光学的性質を有する制御表面と、 電源と制御表面との間にあり、制御表面が太陽放射に露
出されるときに太陽放射によって制御表面上に与えられ
た力を変化させるように制御表面の光学的性質を変化さ
せるスイッチとを具備していることを特徴とする宇宙
船。 - 【請求項１９】さらに、 宇宙船の姿勢を決定する１以上のセンサと、 センサヘ接続され、センサによって測定された宇宙船の
姿勢と所望された姿勢とを比較し、制御表面上に与えら
れた力が宇宙船に力を及ぼして測定された姿勢と所望さ
れた姿勢との間の差を小さくするようにスイッチを制御
するプロセッサとを具備している請求項１８記載の宇宙
船。 - 【請求項２０】１以上のセンサは、地球センサおよび太
陽センサを具備している請求項１８記載の宇宙船。 - 【請求項２１】電気的に変化可能な光学的性質は、本質
的な吸収状態と本質的に反射状態との間で変化可能な制
御表面の反射率である請求項１８記載の宇宙船。 - 【請求項２２】制御表面は、 太陽放射が実質的に第１の層を通過する基本的な透過状
態と、太陽放射が実質的に第１の層によって吸収される
基本的な吸収状態との間で電気的に変化可能な透過率を
有している第１の層と、 第１の層を通過する放射の反射のための反射層である第
２の層とを具備している請求項２１記載の宇宙船。 - 【請求項２３】制御表面は、エレクトロクロミック層を
具備している請求項１８記載の宇宙船。 - 【請求項２４】制御表面は、液晶ダイオード層を具備し
ている請求項１８記載の宇宙船。 - 【請求項２５】さらに、本体から延在し、制御表面に接
続されている１以上のソーラーパネルを具備している請
求項１８記載の宇宙船。 - 【請求項２６】本体の２つの向かい合っている側のそれ
ぞれから延在しているソーラーパネルを具備し、そこに
おいて制御表面は各ソーラーパネルの遠端部へ接続され
ているプレートを具備している請求項１８記載の宇宙
船。 - 【請求項２７】ソーラーパネルは、ソーラーパネル基体
に設けられた複数の太陽電池を具備し、プレートは、太
陽電池の近隣のソーラーパネルへ固定された複数のタイ
ルを具備している請求項２６記載の宇宙船。 - 【請求項２８】ジンバルモーメントホイールと、 ジンバルモーメントホイールを支持しているジンバルの
位置を測定するジンバル位置検出器と、 検出器に結合され、ジンバルの位置を所望されたジンバ
ル位置と比較し、検出されたジンバル位置と、所望され
たジンバル位置との間の差を小さくするために宇宙船の
方位を再設定するためにスイッチを制御するプロセッサ
とを具備している請求項１８記載の宇宙船。
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|---|---|---|---|
| US19568094A | 1994-02-16 | 1994-02-16 | |
| US195680 | 1998-11-19 |
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|---|---|
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| JP (1) | JPH082499A (ja) |
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-
1995
- 1995-02-11 EP EP95101886A patent/EP0668212A1/en not_active Withdrawn
- 1995-02-15 JP JP7027067A patent/JPH082499A/ja active Pending
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| US11679901B2 (en) | 2017-06-02 | 2023-06-20 | Japan Aerospace Exploration Agency | Optical device, attitude control apparatus, and spacecraft |
Also Published As
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| EP0668212A1 (en) | 1995-08-23 |
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