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

地球センサの走査による宇宙船の姿勢制御方法

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JPH08253200A
JPH08253200A JP8015105A JP1510596A JPH08253200A JP H08253200 A JPH08253200 A JP H08253200A JP 8015105 A JP8015105 A JP 8015105A JP 1510596 A JP1510596 A JP 1510596A JP H08253200 A JPH08253200 A JP H08253200A
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earth
axis
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sun
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Yat F Leung
フェイ レウン ヤット
Scott W Tilley
ダブリュ. ティレイ スコット
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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。
JP8015105A 1995-03-06 1996-01-31 地球センサの走査による宇宙船の姿勢制御方法 Pending JPH08253200A (ja)

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