JPH08253200A - 地球センサの走査による宇宙船の姿勢制御方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【課題】 宇宙船の姿勢制御処理を地上追跡面からの支
援の殆んど無いか又は全くない状態で迅速に行う。 【解決手段】 太陽センサ５０を使用して宇宙船２０の
ｘ軸を太陽光線と平行にし、地上追跡局やまたは自発的
に供給される指示によってジャイロセンサ５２及び地球
センサ４８を使用して地球センサによる地球の捜索を可
能とする。さらに、姿勢制御は、テレメトリコマンドア
ンテナ４０の少なくとも１つを使用して、地上追跡局か
らの支援の無い状態で行われる。姿勢制御処理は、アン
テナの走査のためにｘ軸を中心とする宇宙船の回転を行
って地球からのコマンド信号放送を遮断する。故に、地
球が第１基準面に配置され、ｙ軸を中心とする回転によ
って、第１基準面に垂直な第２基準面に地球を配置する
ためのコマンド信号強度の測定が可能となる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、宇宙船による地球
の周回中に、宇宙船の地球に対する姿勢制御を行う処理
に関し、特に、本発明の第１実施例において、地球セン
サにより地球を捕捉する宇宙船の走査動作が後に続く宇
宙船の偏揺れ軸と太陽との直線配列を使用する処理に関
する。

【０００２】

【従来の技術】地球を周回する衛星や宇宙船の姿勢は、
宇宙船を原点とし且つ互いに直交する３つの軸、すなわ
ち、偏揺れ（ヨー）軸またはＺ軸と、横揺れ（ロール）
軸またはＸ軸と、縦揺れ（ピッチ）軸またはＹ軸とを有
する局所座標系によって記載される。地球を中心とする
ほぼ円形軌道に沿って飛行して地球に対する姿勢が適切
な静止軌道衛星の場合、正のｚ軸は、通常偏揺れのバイ
アスの無い状態で地球の中心を指し示し、正のｘ軸は宇
宙船の飛行路に沿った飛行方向を指し示している。な
お、ｘ軸、ｙ軸及びｚ軸は、右手の座標系を形成するも
のである。

【０００３】

【発明が解決しようとする課題】宇宙船が多くの種類の
任務を遂行する際、宇宙船にとって、地球の周回路に沿
って飛行する間は地球に対して決められた姿勢を維持す
ることが大切である。このような任務の例は、地球を覆
う雲の連続写真を撮ることであり、この場合、連続写真
間での所定の雲の変位が雲の移動を表すものである。宇
宙船の姿勢が不安定になると連続写真間の雲の変位の読
み取り値が不正確になるので、雲の移動を測定する場合
の精度は宇宙船の姿勢の安定性に依存する。宇宙船の姿
勢の安定さを必要とする任務として、アンテナ放射パタ
ーンが特定の地理学的領域に向けられている通信衛星も
該当する。所望の姿勢から反れた宇宙船の回転によっ
て、アンテナの放射パターンが所定の領域からずれて通
信の質が低下する。

【０００４】宇宙船の姿勢が不安定になっている場合、
宇宙船を所望の姿勢に迅速に再び設定することが大切で
ある。宇宙船を適切に姿勢制御するための時間の経過
が、宇宙船の通信機能を利用する個人に許容し難い不都
合を生成する通信任務の場合、これは、特に必要であ
る。現在利用されている処理に問題がある。すなわち、
姿勢制御に要する時間が過剰に長く、さらに、この処理
の実行は、宇宙船を追跡する地球局からの相当量の支援
を必要とすることに問題がある。好ましくは、宇宙船の
姿勢の回復は、地上追跡局からの支援の殆ど無い状態で
または全く無い状態で行われるべきである。

【０００５】

【課題を解決するための手段】上記問題は、宇宙船の姿
勢制御の処理によって解決されて効果をもたらす。本発
明の第１実施例において、宇宙船の姿勢制御をなす処理
は、宇宙船の基準面に対する姿勢を注視している地上追
跡局や搭載の装置そのものによって供給される指示によ
って宇宙船の地球センサによって実行される。さらに、
本発明の第２実施例において、姿勢制御は、半円よりも
大きく且つ１つの平面にて測定されるような完全な視野
を有するテレメトリコマンド（ＴＣ）アンテナの少なく
とも１つを使用することによって地上追跡局からの支援
の無い状態で行われる。第２の実施例において、姿勢制
御処理は、アンテナの走査のためにｘ軸を中心とする宇
宙船の回転を行い、地球からのコマンド信号放送を遮断
して、第１基準面に地球を配置する。ｙ（縦揺れ；ピッ
チ）軸を中心とする回転によって、第１基準面に垂直な
第２基準面に地球を配置するためのコマンド信号強度の
測定が可能になる。ジャイロコンパシングによって本発
明の実施例において偏揺れ角が設定される。

【０００６】本発明は、説明を容易とするために、宇宙
船に固有な構成を参照しながら説明する。例えば、宇宙
船は、円形、静止軌道、偏揺れ角のバイアスの無いほぼ
赤道軌道で地球を周回する通信衛星である。２つのＴＣ
アンテナが電子通信装置に接続されて宇宙船によって担
持され、地上局から宇宙船への制御信号の通信を可能と
する。一方のＴＣアンテナは、地球と対向するために正
のｚ方向に指し向けられ、他方のテレメトリアンテナ
は、負のｚ方向に向けられて地球とは反対側を指してい
る。比較的広範囲の視野を備えて対向配置されたテレメ
トリアンテナによって、地上管制員は、宇宙船が混乱し
たときに生じ得る宇宙船のあらゆる姿勢に対して宇宙船
と通信することができるようになっている。宇宙船は、
さらに地球センサを備えている。この地球センサは、宇
宙船が地球に対して所望の姿勢を採るときに地球を調査
するために正のｚ方向に向けられている。太陽センサは
負のｘ方向に向けられ、ジャイロセンサアセンブリは、
横揺れ（ロール）、縦揺れ（ピッチ）、偏揺れ（ヨー）
の３成分を含む宇宙船の角度の累積変化を供給する。

【０００７】宇宙船を所望の姿勢に制御する方法におい
て、太陽センサで太陽を指し示すようにする行程と、ジ
ャイロを使用する慣性回転を使用して負のｚ軸で太陽を
指し示させる行程とが存在する。この慣性回転はジャイ
ロセンサアセンブリを使用する。ジャイロセンサアセン
ブリは、宇宙船の姿勢の再設定中に宇宙船の移動角度を
表示するためにｘ軸、ｙ軸、ｚ軸の各々に取り付けられ
た３つのジャイロセンサを有する。この２つの行程を実
行する際、太陽センサは負のｘ軸方向を指し示し、地球
センサは正のｚ軸方向を指し示している。本発明の第２
実施例の他の行程を実行する際、ＴＣアンテナはそれぞ
れｚ軸の正及び負方向に向けられている。一般に、宇宙
船は、遂行すべき特定任務に対応する様々な形態に構成
されてる。上記センサやアンテナが宇宙船の上記開示例
とは異なる軸方向に向けられた場合、対応して処理も修
正されるものである。例えば、太陽センサが正のｙ方向
に指し向けられている場合、太陽捕捉は、最初に正のｙ
軸を太陽方向に指し向けることによって行われ、その
後、ジャイロコンパシングが用いられて宇宙船の姿勢を
再設定してｚ軸を所望の方向に向ける。このように、本
発明の方法の説明は、本発明の方法を実行する際に使用
されるセンサ及びアンテナの宇宙船本体に対する位置及
び向きに基づくものである。

【０００８】

【実施例】本発明の上述概念及び特徴を添付図面に基づ
き以下に説明する。なお、図面において、同一符号が付
された要素は、図番が異なるといえども同一構成要素を
示すものである。図１を参照すると、地球を中心とする
静止軌道を飛行する宇宙船２０が示されている（図４及
び図５参照）。ｘ軸、ｙ軸、ｚ軸を含む直交座標系が、
宇宙船２０の本体２２から伸長し、本発明の実行時に記
載されるように、宇宙船２０の回転の様々な行程のみな
らず、宇宙船２０の姿勢成分を確認する機能を有する。
ソーラーパネル２４（図１に図示）が、本体２２から負
のｙ軸方向に北に向けて延在し、ソーラーセイル２８
（図１に図示）を担持するブーム２６が本体２２から反
対方向に伸長している。ソーラーパネル２４は、宇宙船
の電気回路に給電するために、太陽エネルギを電気エネ
ルギに変換する太陽電池を有する。通信アンテナ３０，
３２が、本体２２の両側にそれぞれ配置されて、地球に
位置する地上局（図示せず）によって通信システムの異
なる周波数帯域で動作する。例えば、アンテナ３０，３
２の各々は、放射器のアレイからなる給電機を有する。
なお、アンテナ３０用の給電機３４のみが示されてい
る。アンテナ３０，３２は、地球との信号交信のため
に、対応する給電機から正のｚ方向にビーム放射を指向
せしめる反射器３６，３８をそれぞれ有する。なお、−
ｙ，＋ｙ，＋ｘ，−ｘとみなされる軸方向に対してそれ
ぞれ付された北、南、東、西の方向は、宇宙船２０が地
球に対して適切に向けられて好ましくは偏揺れ角をバイ
アスせずに＋ｚ方向が地球と対向し且つ−ｚ方向が地球
とは反対の方向を向く場合にのみあてはまるものであ
る。宇宙船２０は、＋ｘ軸方向である東方向の軌道に沿
って飛行している。

【０００９】本発明を実施するために、宇宙船２０は、
宇宙船２０の制御のための地球局とのコマンド信号の通
信のみならず、通信ハードウェアと電気的に接続してい
る第１ＴＣアンテナ４０及び第２ＴＣアンテナ４２を担
持する。ＴＣアンテナ４０，４２は、それぞれ本体２２
からｚ軸の正方向及び負方向に伸長している。１組の周
知のスラスタが、ｘ，ｙ，ｚ軸を中心とする回転を宇宙
船２０に与えるために本体２２に取り付けられて、宇宙
船２０を所望の姿勢に制御している。なお、スラスタの
うち２つが符号４６にて示されている。地球センサ４８
は、地球を捜すために地球からの放射を調べる。地球セ
ンサ４８は、本体２２によって担持されて、＋ｚ方向を
向いている。太陽センサ５０は、太陽を捜すために太陽
からの放射を調べる。太陽センサ５０は、本体２２によ
って担持されて、−ｘ方向を向いている。宇宙船本体２
２は、ジャイロセンサアセンブリ５２も担持する。この
ジャイロセンサアセンブリ５２は、宇宙船２０の姿勢の
変化に関するデータを航行コンピュータ５４に提供す
る。航行コンピュータ５４も本体２２内部に配置されて
いる。コンピュータ５４は、スラスタ４６を制御する信
号を出力する。

【００１０】ジャイロセンサアセンブリ５２は、ｘ軸、
ｙ軸、ｚ軸の各々の方向に沿って向けられて対応する軸
に対する宇宙船２０の角速度を検出する１組のセンサか
らなる。ジャイロセンサは、機械的であったり、または
電磁的なものでも良い。ディジタル信号処理を含むジャ
イロセンサアセンブリの使用が好ましく、このディジタ
ル信号処理は、検出された角速度の積分を行って出力サ
ンプル間の増加した累積角度のサンプルデータを出力す
るものである。このようなジャイロセンサアセンブリ
は、ディジタル積分速度アセンブリ（Digital Integrat
ing Rate Assembly:DIRA）と呼ばれる。ＤＩＲＡは、本
発明の実施中に行われる宇宙船２０の操縦中に、ｘ軸、
ｙ軸、及びｚ軸の全軸に対して、宇宙船２０が被る回転
量を航行コンピュータ５４に供給する。なお、操縦方法
は本発明の処理方法として後述する。

【００１１】ＴＣアンテナ４０，４２は、前述の如くコ
マンド信号の通信のために使用され、さらに、本発明の
一実施例の特徴により、地球を捜す地球センサ４８の動
作と同様に、コマンド信号の存在を検知して地球の存在
を表示するためにも使用される。これは、記載した形態
に宇宙船を適切に配置した後、ｘ軸を中心に宇宙船２０
を回転させ、さらにｙ軸を中心に宇宙船２０を回転させ
ることによって終了する。前述の回転によって地球から
放射されたコマンド信号がＴＣアンテナ４０，４２の視
野に入るように宇宙船２０が配置されると同時に、アン
テナ４０，４２の各々で受信された信号強度に周期的な
パルス化が見られる。図６に、横揺れ軸を中心として宇
宙船２０が回転している場合に、ＴＣアンテナ４０，４
２の両方の使用によって受信される信号強度のパルス化
の周期の１つを示す。パルス化された受信信号のピーク
強度や中心は、地球の位置の表示として機能する。この
ような検出は、ＴＣアンテナ４０，４２の一方のみでも
行われるが、好ましくはＴＣアンテナ４０，４２の両方
の使用によって行われるものである。アンテナ４０，４
２の両方を使用する場合、検出信号パターンの強度にお
けるゼロも、地球の探索用のデータとなる。２つのピー
クが図６のグラフに示されているが、アンテナ４２の特
定形状の視野に対応した環境下では、１つのピークのみ
を得ることができる。ｘ軸を中心とする宇宙船２０の回
転によって、ｘ−ｚ平面を基準とする地球位置データが
提供され、ｙ軸を中心とする宇宙船２０の回転によっ
て、ｙ−ｚ平面を基準とする地球位置データが提供され
る。地球の位置の検出は、十分な精度を有しているの
で、宇宙船２０を回転させて、地球センサ４８が地球を
調査できるように地球と対向する。次に、地球センサ４
８が用いられて、宇宙船２０のさらなる回転を可能と
し、地球と宇宙船２０とを正確に直線配列させることが
できる。

【００１２】図２及び図３は、ＴＣアンテナ４０，４２
の放射パターンを示す。宇宙船の１回の回転において地
球の存在の検知を保証するために、ＴＣアンテナ４０
は、図２に示すｘ−ｚ平面において測定されるように、
１８０度を越える視野を有する。ＴＣアンテナを組合せ
て１８０度よりも大きな視野を重ね合わせても良い。こ
の条件を満足しなければ、地球の検出は、軌道での宇宙
船の位置により遅れる場合がある。ｙ−ｚ平面におい
て、アンテナ４０の視野は１００度であり、アンテナ４
２の視野は、ｘ−ｚ平面及びｙ−ｚ平面においてそれぞ
れ同じ幅となる。図２及び図３に、アンテナの視野のみ
ならず、ｚ軸に対するビームの向きが示されている。図
３のｙ−ｚ平面において、アンテナ４０，４２の視野
は、ｚ軸に対して対称である。しかし、図２のｘ−ｚ平
面において、アンテナ４０，４２の視野は、宇宙船本体
２２とは反対方向に外側に向けて広がるように角度をな
している。アンテナ４０，４２の視野の形態と向きとに
よって、アンテナ４０，４２をテレメトリ／コマンド通
信及び地球位置検知の２つの任務において用いることが
できる。

【００１３】図４及び図５において、太陽からの光線は
互いに平行であり、宇宙船軌道に沿って様々な位置にあ
る宇宙船２０のみならず地球も照らす。図４において、
宇宙船２０は、地球及び太陽と一列に並び、太陽と地球
との間に位置している。図５において、宇宙船２０は、
軌道に沿って９０度の円弧分だけ前進している。軌道に
沿う宇宙船２０の飛行路において、宇宙船２０は、ｚ軸
が地球中心を指し示し続けるために回転したり、また
は、太陽捕捉モードのように、宇宙船２０は軌道を中心
に進行するので、ｘ軸は最初の基準の向きと平行に維持
される。この飛行の形態は、次の方法論に記載されるよ
うに、本発明の実施例の方法の実施において議論され
る。宇宙船の姿勢を回復する方法は、地球が地球センサ
４８の視野内にほとんど無いという程度に宇宙船の姿勢
が失われた状況において用いられるものであり、座標軸
の１つが方向を反転した状況においても適用することが
できる。

【００１４】本発明の第１実施例において、宇宙船２０
の姿勢制御をなす方法は、宇宙船２０がｙ軸やｚ軸を中
心に回転されて太陽を太陽センサ５０の視野に入れる太
陽捕捉行程で始まる。太陽センサは、多くの場合、太陽
センサ５０に対して太陽を捜す信号を生成する光電池検
出器を有する。太陽センサ５０の信号が、航行コンピュ
ータ５４の宇宙船制御電子回路によって使用されて、宇
宙船２０で太陽を正確に狙わせる。太陽センサ５０は負
のｘ方向を向いているので、−ｘ軸は、太陽捕捉行程の
結果太陽を指し示す。また、この説明は、図１の構成の
宇宙船に基づいているものである。例えば、太陽センサ
が宇宙船（図示せず）の構成が異なるために−ｙ方向を
向いている場合、方法のこの行程は、−ｙ軸が太陽を指
し示したことにより、ｘ軸及びｚ軸を中心とする宇宙船
２０の回転によって成し遂げられる。故に、本発明を実
施する際、宇宙船２０の回転の軸は、図１の宇宙船２０
とは異なる構成を有する宇宙船に取り付けられたセンサ
の所定の向きと一致するように変更されるものである。

【００１５】この方法は、横揺れ（ロール）、縦揺れ
（ピッチ）、偏揺れ（ヨー）においてゼロの回転速度を
命令することによって継続する。これらのコマンドは、
ＴＣアンテナ４０，４２を経由した航行コンピュータ５
４への地上コントローラによって、または航行コンピュ
ータ５４そのものによって発せられる。なお、本実施例
を実施する際、地上職員は宇宙船軌道の任意の箇所にお
いて宇宙船２０に命令することができ、地球局や搭載航
行コンピュータ５４は、宇宙船軌道の任意の箇所におい
て地球及び太陽に対する宇宙船の位置を測定することが
できる。

【００１６】次の行程は、宇宙船２０にｘ−ｚ平面内で
ｙ軸を中心とする９０度の回転を与えて−ｚ軸が太陽を
指し示すことによってｚ軸を太陽と直線配列させるジャ
イロセンサ５２（ＤＩＲＡ）の使用を含む。上記行程に
おいて、宇宙船２０は、図４に示すように地球と太陽と
の間に位置すると仮定する。しかしながら、地球が宇宙
船２０と太陽との間に位置するように宇宙船２０が配置
されていれば、上記行程は、＋ｚ軸が太陽を指し示すよ
うに修正される。上記行程は、宇宙船２０が太陽と地球
とを結ぶ線の＋／−４５度の範囲内にあるときのみ実行
される。宇宙船２０が、宇宙のほぼ「同一直線上」領域
の外側にあるとき、地球センサは、太陽センサをバイア
スすることによって、宇宙船の１回の回転の間に地球を
検出するので、上記行程を実行する必要が無い。

【００１７】次の行程において、太陽線、すなわち宇宙
船から太陽に向けて伸長し且つ図４及び図５に示す太陽
光線と平行になるベクトルが使用される。別のベクト
ル、すなわち地球ベクトルが、宇宙船から地球へと伸長
している。この行程は、宇宙船のｙ軸を回転させて、宇
宙船のｚ軸と太陽線との間に含まれる角度の大きさを、
地球ベクトルと太陽線との間に含まれる角度の大きさと
等しくすることによって終了する。

【００１８】宇宙船２０の偏心（off-axis）スピンが、
宇宙船本体２２のｘｙｚ座標系の中心から太陽に伸長す
るベクトルを中心として宇宙船２０を回転させることに
よって次の行程で行われる。偏心スピンは、ＤＩＲＡに
よって供給される位置及び速度情報の使用によって終了
する。偏心スピンの形状により宇宙船２０の姿勢制御を
なすこの処理は、円錐地球捕捉処理と呼ばれている。偏
心スピンの効果は、地球センサ４８の視野に地球を入れ
る円弧分だけ地球センサ４８を移動させることである。
地球が地球センサ４８の視野に入ると直ちに、宇宙船２
０は、地球センサからの情報を使用してｘ軸及びｙ軸を
中心に回転されて地球が地球センサ４８の視野の中心に
置かれ、故に地球センサ４８によって地球が捕捉され
る。これが、横揺れ及び縦揺れに対する操縦となる。こ
の時、ｚ軸は地球の中心を指し示している。次に、ジャ
イロコンパシングが用いられて、地球センサ及びＤＩＲ
Ａ測定値に基づき偏揺れの誤差を評価して偏揺れに対す
る操縦を実行し、ｘ軸及びｙ軸をそれぞれ正しい東西方
向及び南北方向に合わせる。

【００１９】本発明の第２の実施例において、ＴＣアン
テナ４０，４２の使用によって宇宙船２０の姿勢制御を
なす方法は、次の形態で完了する。この処理は、アンテ
ナ支援地球捕捉処理と呼ばれる。宇宙船のｘ軸は、本発
明の第１実施例において太陽と対向させたが、これは第
２の実施例の必要条件ではない。本発明の第２実施例
は、宇宙船の最初の姿勢に拘らず＋ｚ軸が地球を指すよ
うに宇宙船を操縦するために、姿勢検出のためのＤＩＲ
Ａのみを必要とする。

【００２０】図１を参照しながら説明したように、ＴＣ
アンテナ４０，４２は、ｘ−ｙ面から外側を向き、故
に、ｘ軸を中心とする横揺れやｙ軸を中心とする縦揺れ
における宇宙船２０の回転によって地球局から発せられ
るコマンド信号を調べるために、円弧分だけ回転され
る。宇宙船２０の姿勢制御をなす方法を実施するため
に、ＴＣアンテナ４０，４２によるコマンド信号の調査
は、地球から発せられる赤外線放射の検出によって地球
を調べる際の地球センサ４８の動作と類似した形態の、
地球の調査とみなされる。

【００２１】この方法は、ｘ軸を中心として宇宙船２０
を回転させる行程で継続する。宇宙船２０が回転する
と、コマンド信号はアンテナ４０，４２によって受信さ
れ、その信号強度は、図６を参照しながら説明したよう
に、横揺れ角度（roll angle）の関数として変化する。
信号強度の履歴は、宇宙船２０の通信回路４４や航行コ
ンピュータ５４などの電子回路の図示せぬメモリに、横
揺れ角度の関数として保存される。横揺れ角度（roll a
ngle）はＤＩＲＡによって供給される。上述のように、
２つのＴＣアンテナ４０，４２によって受信された信号
のピーク信号強度が用いられて、横揺れ角度（roll ang
le）の点から地球の位置を与える。次に、宇宙船２０
を、ｘ軸を中心として地球の位置の横揺れ座標まで回転
させて地球をｘ−ｚ面内に置く。次の行程は、ｙ軸を中
心とする宇宙船２０の回転であり、縦揺れ（ピッチ）角
度を関数とするコマンド信号強度のさらなる履歴を得
る。これが縦揺れに対する操縦となる。縦揺れ角度はＤ
ＩＲＡによって供給される。再度、前述の如く信号ピー
クの位置が用いられて、縦揺れ座標で地球を捜す。次
に、宇宙船２０がｙ軸を中心として地球の位置の縦揺れ
座標まで回転されて地球がｙ−ｚ面内に入れられる。

【００２２】処理のこの時点で、地球は、ｘ−ｚ面内及
びｙ−ｚ面内にほぼ配置される。図６の信号履歴から得
られた測定値は、地球センサ４８によって得られた測定
値ほど正確ではないので、ｘ−ｚ面及びｙ−ｚ面におけ
る地球の位置は近似にすぎない。ｘ−ｚ面及びｙ−ｚ面
の交線はｚ軸であるから、この交線はほぼ地球を指して
いる。この時のｚ軸を指し示す精度は、地球を地球セン
サ４８の視野に入れるためには十分である。しかしなが
ら、ｚ軸を指し示す精度が、地球を地球センサ４８の視
野に入れるほど十分でない場合、宇宙船を横揺れさせて
縦揺れさせる行程は、ｘ−ｚ面及びｙ−ｚ面に対する地
球の位置座標のより正確な測定値を得るために繰り返さ
れる。このようにして得られたｚ軸を指し示す精度は、
地球を地球センサ４８の視野に入れるためには十分に正
確なものとなる。

【００２３】地球が地球センサ４８の視野にあれば、宇
宙船２０は、地球センサからの情報を使用してｘ軸及び
ｙ軸を中心に回転されて、地球が地球センサ４８の視野
の中心に置かれる。これが横揺れ及び偏揺れに対する操
縦となる。この時、ｚ軸は地球の中心を指し示してい
る。次に、偏揺れに対する操縦中にジャイロコンパシン
グが用いられて、ｘ軸及びｙ軸をそれぞれ正しい東西方
向及び南北方向に合わせる。故に、本発明の方法の第２
の実施例も、地上局の支援が無い状態で、さらに、偏心
スピンを必要とせずに、衛星の所望の姿勢制御を終了さ
せることができる。

【００２４】本発明の各実施例において、方法の対応す
るシーケンスの実行中、地球はいずれかのシーケンスの
間に地球センサの視野に入るものである。これが発生す
れば、コンピュータ５４は、シーケンスを終了し、宇宙
船に地球センサのデータに基づいて横揺れ及び偏揺れに
対する操縦を行うように指図し、故に、＋ｚ軸が地球の
中心に来る。次に、ジャイロコンパシングが使用され
て、地球センサ及びジャイロの測定値に基づいて偏揺れ
の誤差が評価されて、偏揺れに対する操縦を実行し、ｘ
軸及びｙ軸をそれぞれ正しい東西方向及び南北方向に合
わせる。

【００２５】なお、本発明の上記実施例は、単なる一例
であり、当業者においては様々な変形例を考え出すもの
と考える。従って、本発明は、開示された実施例に限ら
ず、請求項のみによって限定されるものである。

【図面の簡単な説明】

【図１】地球を周回するとともに本発明により姿勢制御
をなす際に有効なセンサ及びアンテナを備えて構成され
た宇宙船の構成図を示す。

【図２】宇宙船によって担持されるＴＣアンテナのビー
ム放射パターン（視野）を示す図１の宇宙船の本体の上
面図である。

【図３】宇宙船によって担持されるＴＣアンテナのビー
ム放射パターン（視野）を示す図１の宇宙船の本体の側
面図である。

【図４】宇宙船が地球と太陽との間に位置する、宇宙
船、地球、及び太陽の相対位置を示す図である。

【図５】宇宙船、地球、及び太陽の相対位置を示し、宇
宙船が図４の位置から地球の周囲を９０度移動した模様
を示す図である。

【図６】宇宙船が横揺れ軸を中心に回転している間に図
１の宇宙船にて互いに対向する２つのＴＣアンテナを使
用して受信される信号強度の周期の１つを示すグラフで
ある。

【符号の説明】

２０ 宇宙船 ２２ 本体 ４０，４２ テレメトリコマンドアンテナ ４８ 地球センサ ５０ 太陽センサ ５２ ジャイロセンサアセンブリ ５４ 航行コンピュータ

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 スコット ダブリュ． ティレイ アメリカ合衆国 カリフォルニア州 94002 ベルモント ベレスフォードアベ ニュ 3408

Claims (4)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 地球を周回する宇宙船が互いに垂直なｘ
   軸とｙ軸とｚ軸とを有して前記ｘ軸が横揺れ軸となり前
   記ｙ軸が縦揺れ軸となり前記ｘ軸及び前記ｚ軸がｘ−ｚ
   面を画定する局所座標系によって表現され、前記宇宙船
   の姿勢が適切に制御されているとｚ軸の正の方向は地球
   と対向し、前記宇宙船は、正のｚ軸方向を向く地球セン
   サと負のｘ方向を向く太陽センサとを有し、さらに宇宙
   船の回転中の角度の増分を出力し且つ宇宙船の所望の角
   度量の慣性回転を可能とするジャイロセンサを担持し、
   前記宇宙船から太陽へと伸長する地球ベクトルと前記宇
   宙船から太陽へと伸長する太陽線ベクトルとが存在し、
   太陽を利用して地球を周回する前記宇宙船を地球に対し
   て姿勢制御する方法であって、 前記太陽センサが太陽を指し示すように前記宇宙船を回
   転させる行程と、 前記宇宙船をさらに回転させて前記ｚ軸を太陽と直線配
   列せしめる行程と、 前記宇宙船のｙ軸を回転させて前記宇宙船のｚ軸と太陽
   線ベクトルとのなす角度の大きさを地球ベクトルと太陽
   線ベクトルとのなす角度の大きさと等しくする行程と、 宇宙船を太陽線ベクトルを中心にスピンさせる行程と、 前記ｚ軸が地球を指し示すように前記スピン行程中に前
   記地球センサの視野の走査によって地球を捕捉する行程
   と、 前記宇宙船のジャイロコンパシングを行って前記ｘ軸及
   び前記ｙ軸を所望の方向に指し向ける行程と、を有する
   ことを特徴とする方法。
2. 【請求項２】 地球を周回する宇宙船が互いに直交する
   ｘ軸とｙ軸とｚ軸とを有し前記ｘ軸が横揺れ軸となり前
   記ｙ軸が縦揺れ軸となり前記ｘ軸及びｚ軸がｘ−ｚ面を
   画定する局所座標系で表現され、前記宇宙船の姿勢が適
   切に制御されていると前記ｚ軸の正の方向は地球と対向
   し、前記宇宙船は、正のｚ軸方向を向く地球センサを有
   し、さらに宇宙船の回転中の角度の増分を出力し前記宇
   宙船の所望の角度量の慣性回転を可能とするジャイロセ
   ンサアセンブリと、前記ｚ軸に沿って指向されるビーム
   を有し且つ半円よりも大きい連続視野を有する少なくと
   も１つのテレメトリコマンド（ＴＣ）アンテナと、を担
   持し、地球を周回する前記宇宙船を地球に対して姿勢制
   御する方法であって、 前記宇宙船の回転動作を終結する行程と、 前記宇宙船を前記ｘ軸を中心にローリングさせる行程
   と、 前記ＴＣアンテナの少なくとも１つを使用して前記ロー
   リング行程中に地球を見つける行程と、 前記ローリング行程中に前記ＴＣアンテナの少なくとも
   １つによって受信された信号強度の履歴であって前記ジ
   ャイロセンサアセンブリによって供給される宇宙船のロ
   ーリング角度に対して提供される前記履歴を調査してロ
   ーリング角度の所定値でｘ−ｚ面内の地球の位置座標を
   得る行程と、 前記ローリング行程を継続して所定のローリング角度に
   前記宇宙船の姿勢を設定する行程と、 前記宇宙船を前記ｙ軸を中心にピッチングさせる行程
   と、 前記ＴＣアンテナの少なくとも１つを使用して前記ピッ
   チング行程中に地球を見つける行程と、 前記ピッチング行程中に前記ＴＣアンテナの少なくとも
   １つによって受信された信号強度の履歴であって前記ジ
   ャイロセンサアセンブリによって供給される宇宙船ピッ
   チ角度に対して提供された前記履歴を観察して所定のピ
   ッチ角度でｙ−ｚ面内で地球位置座標を得る行程と、 前記ピッチング行程を継続して前記所定のピッチ角度に
   宇宙船の姿勢を設定する行程と、 前記ｚ軸が地球を指し示すように前記ローリング行程及
   び前記ピッチング行程の少なくとも一方において前記地
   球センサの視野の走査によって地球を捕捉する行程と、 宇宙船のジャイロコンパシングを行って前記ｘ軸及び前
   記ｙ軸を所望の方向に指し向ける行程と、を有すること
   を特徴とする方法。
3. 【請求項３】 地球を周回する宇宙船が、宇宙船の回転
   中の角度の増分を出力し且つ所望の回転量の宇宙船のジ
   ャイロコンパシングを可能とするジャイロセンサアセン
   ブリを担持するとともに地球センサ及び電磁アンテナを
   有し、前記地球アンテナの視野方向及び前記電磁アンテ
   ナの照準方向は前記宇宙船の軸と垂直な第１面内に存在
   し、地球の周回中の前記宇宙船を地球に対して姿勢制御
   する方法であって、 前記宇宙船の回転動作を終了させる行程と、 前記宇宙船を宇宙船の軸を中心に回転させる行程と、 前記アンテナを使用して前記回転行程中に地球に照準を
   定める行程と、 前記回転行程中に前記アンテナによって受信された信号
   強度の第１の履歴であって前記ジャイロセンサアセンブ
   リによって宇宙船の第１回転角度に対して提供される前
   記第１履歴を調査して前記宇宙船の所定の第１回転角度
   で前記第１面内に地球位置座標を獲得する行程と、 前記回転行程を継続して前記所定の第１回転角度に前記
   宇宙船の姿勢を設定する行程と、 前記宇宙船の軸及び前記アンテナ照準方向の各々に垂直
   な回転軸を中心とする宇宙船の第２回転角度の回転によ
   って宇宙船の姿勢を再設定する行程と、 前記アンテナを使用して前記再設定行程中に地球に照準
   を定める行程と、 前記再設定行程中に前記アンテナによって受信された信
   号強度の第２履歴であって前記ジャイロセンサアセンブ
   リによって宇宙船の第２の回転角度に対して提供される
   前記第２履歴を調査して前記宇宙船の軸及び前記アンテ
   ナの照準方向を含む第２面内にて所定の第２回転角度で
   地球位置座標を獲得する行程と、 前記再設定行程を継続して前記所定の第２回転角度に前
   記宇宙船の姿勢を設定する行程と、 前記回転行程及び前記再設定行程の少なくとも一方の間
   に前記地球センサの視野の走査によって地球を捕捉する
   行程と、 前記地球センサの調査軸を中心として前記宇宙船のジャ
   イロコンパシングを行って前記宇宙船の所望の姿勢を得
   る行程と、を有することを特徴とする方法。
4. 【請求項４】 前記宇宙船は前記宇宙船の軸と一致する
   調査軸を有する太陽センサを担持し、前記方法は前記宇
   宙船を姿勢制御する前記回転行程の前に前記太陽センサ
   を以て太陽を指し示す行程をさらに有することを特徴と
   する請求項３記載の方法。