JPH11291998A - 複合使用スラスタの搭載配置 - Google Patents

複合使用スラスタの搭載配置

Info

Publication number
JPH11291998A
JPH11291998A JP11044283A JP4428399A JPH11291998A JP H11291998 A JPH11291998 A JP H11291998A JP 11044283 A JP11044283 A JP 11044283A JP 4428399 A JP4428399 A JP 4428399A JP H11291998 A JPH11291998 A JP H11291998A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
spacecraft
thruster
axis
thrusters
south
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
JP11044283A
Other languages
English (en)
Inventor
Daryl K Hosick
ケイ． ホージック ダリル
Walter S Gelon
エス． ゲロン ウォルター
Richard M Mills
エム． ミルス リチャード
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 JPH11291998A publication Critical patent/JPH11291998A/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
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/405—Ion or plasma engines
    • 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
    • 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
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/411—Electric propulsion
    • B64G1/415—Arcjets or resistojets
    • 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
    • B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
    • B64G1/285—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using momentum wheels
    • 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
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/365—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using horizon or Earth sensors
    • 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
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/369—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using gyroscopes as attitude sensors
    • 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
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/401—Liquid propellant rocket engines

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)
  • Automatic Assembly (AREA)

Abstract

(57)【要約】 ロール、ピッチ及びヨー軸を有する３軸安定宇宙船であ
って、地球の軌道に配備され、電気スラスタであっても
よい第１及び第２のスラスタを備えた北面及び南面を有
する。第１の支持装置が第１のスラスタを北面近傍にマ
ウントし、第１のスラスタは、ピッチ軸に平行な第１方
向において北面から間隔を置いて、かつピッチ軸に垂直
な第２方向にピッチ軸から間隔を置いて配置されてい
る。第２の支持装置が第２のスラスタを南面近傍にマウ
ントし、第２のスラスタは、第１方向と反対の第３方向
に南面から間隔を置いて、かつ第２方向にピッチ軸から
間隔を置いて配置されている。ジンバル機構が、第１及
び第２のスラスタをそれぞれ第１及び第２の支持装置上
にピボット状にマウントし、第１及び第２のスラスタ姿
勢を選択的に向ける。宇宙船は、以下を含む一つ以上の
操作を実行するシステムを有する。すなわち、ヨー軸に
沿って押し出して地球静止軌道に達するのをアシストす
ること、モーメンタムホイールの蓄積された角運動量を
低減すること、及び宇宙船の南北ステーションキーピン
グである。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、宇宙空間スラスタ
・システム、特に、所望の軌道が得られた場合の軌道レ
イジング、南北ステーションキーピングにおいて、ま
た、宇宙船の方向制御に用いられるモーメンタムホイー
ルの選択的なアンロードにおいて協働して動作する一対
の電気スラスタを利用したシステムに関する。
【０００２】
【従来の技術】地球を周回する衛星又は宇宙船は、気象
データ収集及び通信を含む多くの応用に使用できる。こ
れらの応用がより複雑になったために、より強力なペイ
ロード、従って、より大きな宇宙船の需要が増してい
る。しかしながら、より重い宇宙船は軌道への打ち上げ
及び維持において一層難しく、また高価である。
【０００３】通常の宇宙船は、打上げビークル及びそれ
自身の推力システムの組合せによって軌道に配置され
る。打上げビークルは、地球を周回する初期の低軌道に
宇宙船を打上げ、放出する。一旦、この初期の低軌道に
打上げられた後は、宇宙船の推力システムが宇宙船を最
終軌道に推進する責を負う。打上げビークルの打上げ能
力は限られており、それを越えた軌道へは宇宙船を打上
げることはできない。この打上げ能力は、最大の宇宙船
分離質量、すなわち宇宙船の燃料及び空の質量の和であ
る。通常、打上げビークルは、打上げ能力が大きくなる
に従い、より大きく高価になる。したがって、設計プロ
セスにおいて宇宙船の質量が増加すると、より能力の低
い、安価な打上げビークルを利用することが困難にな
る。宇宙船の空質量が増加するにつれ、より能力が低く
安価な打上げビークルとの幅広い互換性を維持すること
が要求される。
【０００４】明らかに、空質量が増加すると、安価な打
上げビークルとの互換性を維持するために燃料の質量を
減少させなければならない。推力サブシステムがより効
率的になれば燃料の質量を減少させることができる。現
在の所、液体の化学スラスタが大部分の宇宙船を遷移軌
道から最終の配備軌道(on-station orbit)に推進する
（以下において、このプロセスを軌道レイジングと称す
る）ための選択可能な推力手段である。この操作のため
に必要な化学推進剤の量は分離質量の半分である。例え
ば、この燃料の半分をなくすことができれば、空質量を
５０％増加させることができる。また、従来技術の軌道
レイジングにおいて非能率な他の点は、高効率の大型化
学スラストを得るには、専用の主衛星スラスタ（ＭＳ
Ｔ）が必要となるということである。このスラスタは、
軌道において必要とされる繊細な操作に用いるにはあま
りに強力である。明らかに、より少ない燃料質量を用い
て軌道レイジングを行う、より効率的な推力システムが
必要である。
【０００５】一度配備(on station)されたら、推力シス
テムは、ミッションの全期間にわたって軌道を維持する
責任がある。一般に、宇宙船は地球の回転と同じ回転レ
ートで周回する。これらの宇宙船及び対応する軌道は
「同期(synchronous)」又は「静止(geosynchronous)」
軌道と呼ばれる。同期軌道が地球の赤道平面にあると
き、同期宇宙船はまた「静止(geostationary)」宇宙船
と呼ばれ、「静止」軌道内で動作する。所望の軌道から
宇宙船をずらす様々な力が同期宇宙船に作用すること
は、従来、一般によく知られている。これらの力には、
いくつかのソースがあり、太陽及び月の重力効果、地球
が楕円形であること、及び太陽輻射圧力を含む。これら
の力に対抗するため、同期宇宙船は、所望の静止位置及
び縦方向位置に宇宙船を維持するために時々点火される
推力システムを備えている。この維持のため、宇宙船の
傾斜、偏心及びドリフトの制御を必要とする。軌道の傾
斜は、地球の赤道に関する宇宙船の南北位置を定める。
偏心は、宇宙船軌道の非円形度の尺度である。すなわ
ち、宇宙船が軌道のまわりを移動したときの地球の中心
からの宇宙船の距離の変化の尺度である。ドリフトは、
時間が進行するにつれて、宇宙船のサブサテライト・ポ
イントの経度と所望の静止経度との差の尺度である。
【０００６】現在の３軸安定宇宙船は、ステーションキ
ーピングに液体の化学推力を用いる。通常、１組のスラ
スタが傾斜を制御するために用いられ、第２の組がドリ
フト及び偏心を制御するために用いられる。これらの操
作の中で、通常、南北ステーションキーピングと呼ばれ
る傾斜の制御が最も燃料を必要とする。空質量が２００
０ｋｇの宇宙船は、１２年のミッション配備に対して４
００ｋｇ以上の液体推進剤を必要とする。さらに、軌道
上にこの４００ｋｇの燃料を置くために、ＭＳＴは燃料
を消費する。明らかに、南北ステーションキーピング操
作において燃料を効率的に利用する必要がある。
【０００７】一旦配備されれば、宇宙船は軌道位置に加
え、その姿勢をも維持しなければならない。この軌道の
維持は、通信ハードウェアを予め選択した惑星位置に向
けなければならない静止通信宇宙船にとって重要であ
る。例えば太陽の圧力などの外乱トルクは、望ましくな
い宇宙船姿勢の動きを生じさせる。通常、かかる外乱ト
ルクに対抗するためにモーメンタムホイール安定化シス
テムが用いられる。かかるシステムは、通常一つ以上の
モーメンタムホイール、及び宇宙船姿勢の変化を検知し
制御するループを有する。宇宙船上のセンサは、ヨー、
ピッチ及びロールを検出する。この制御ループは、検知
された姿勢に基づいて、モーメンタムを除く又は吸収す
るために必要なホイール速度を確定する。モーメンタム
ホイールに蓄積される運動量は、限定された動作速度範
囲内にモーメンタムホイールを保つため定期的に解放、
非飽和化、又はアンロードされなければならない。非飽
和化は、通常、宇宙船に推力スラストによる外部トルク
を与えることによってなされる。これは、より多くの燃
料及びより多くのスラスタを必要とする。効率的な推力
システムは、これらの操作に必要とされる燃料の効率的
利用を最大化し、スラスタの数を最小化する。
【０００８】以上のことを要約すると、従来技術の静止
衛星は、１ダース以上の小さな液体化学スラスタ及び大
きなＭＳＴを有し、ペイロード及び支持構造体の質量よ
りも大きな質量の燃料を必要とする。最近の技術開発
は、燃料質量の割合を低減する方向を目指している。１
つの重要な開発は電気スラスタである。電気スラスタ、
すなわちプラズマ推進機の１つのタイプでは、キセノン
原子が電子と衝突してイオン化されキセノン・イオンを
生成する。スラスト推力は、電磁場によってスラスタか
ら加速放出される荷電キセノン・イオンにより生成され
る。電気推力システムのハードウェアには初期の重さと
いう不利益があるにもかかわらず、電気スラスタの比推
力（スラスタ効率の尺度）は実質的に化学システムより
高く、推力システム質量の正味の節減になる。電気スラ
スタの高い比推力（化学スラスタの３００秒に比べ、お
よそ１５００−３０００秒）は、より大きな単位消費燃
料あたりの宇宙船速度又は運動量変化に対応する。従っ
て、所与の宇宙船の空質量に対して、より小さな質量の
推力システムが必要とされる。
【０００９】ＭＳＴの推力は数１００ニュートンであ
り、全軌道レイジングの推進力は２、３時間のうちに供
給される。電気スラスタは、軌道レイジングに必要とさ
れる燃料の質量を低減する可能性を有する。しかしなが
ら、電気スラスタの推力は非常に小さく、ミリ・ニュー
トンの大きさであり、その全推進力を供給するのに何日
もかかる。それゆえ、電気スラスタのみによる軌道レイ
ジングは、多くのスラスタと長い時間を要し、宇宙船を
長い時間にわたり、太陽電池アレイを損傷させるヴァン
・アレン放射帯にさらす。更に、当業者にとっても、軌
道レイジングに適し、かつ後の配備位置での操作に使用
可能な電気スラスタの搭載位置を確定するのは難しい。
電気スラスタ・システムに必要とされることは、軌道レ
イジングにおいて化学システムを補ってタイムリーに軌
道に乗せ、しかも実質的に燃料を節約し配備位置におい
ても更に使用可能なことである。
【００１０】南北ステーションキーピングにおいては、
スラスタを宇宙船の南北軸に沿って向けることが望まし
い。しかしながら、南北軸に沿って化学スラスタ又は電
気スラスタを向けることに関していくつかの障害があ
る。太陽電池アレイが南北軸に沿って又は近くに位置す
るので、太陽電池アレイの汚染を避けるためにスラスタ
は南北軸からオフセットした位置になければならない。
オフセットされたスラスタがカントがゼロで配置された
場合、スラストは宇宙船の質量中心を通って展開され
ず、これによって宇宙船の回転を誘発するトルクが生成
される。このトルクに対抗するために、追加のスラスタ
が必要とされる（これは実際、化学スラスタのステーシ
ョンキーピングにおいてなされる）。したがって、従来
技術において、最低限４つの化学スラスタが北及び南方
向の推力を供給するのに用いられる。図１は、従来技術
における、太陽電池アレイ６を有する宇宙船４の上に南
北方向に沿って配列された４つの化学スラスタ２の配置
を示す。これらは南北推力のスラスタの通常の配置であ
る。図１はまた、他の操作に用いられる他の複数のスラ
スタ７を示す。南北方向に沿ってスラスタをカントがゼ
ロで配置した場合の第２の問題は、宇宙船にトルク外乱
を与えることに加えて、スラスタの吹き出し(plume)が
太陽電池アレイ・パネルに当たってアレイの性能を低下
させるということである。これは、広い吹き出しを有す
る電気スラスタにおいて特に問題である。更に、電気ス
ラスタの吹き出しはＲＦ通信を妨げるので、ＲＦ通信ハ
ードウェア（アンテナ）１０を含む天底デッキ８（地球
向き）の近くに搭載してはならない。
【００１１】この従来技術は、電気スラスタの配備状態
での使用を示す。この構成では、図１に示される４つの
化学スラスタ２は必要ない。アンゼル（Ａｎｚｅｌ）に
対して１９９１年６月４日に発行された米国特許第5,02
0,745号は、電気スラスタ構成、及びその３軸安定宇宙
船の南北ステーションキーピングへの使用について述べ
ているが、軌道レイジング又は運動量のアンロードへの
利用については何ら示唆していない。その構成は、図２
に図示するように、２つのスラスタを利用する。衛星の
反天底面４８にスラスタが搭載される。一つの北スラス
タ１２が衛星の南北軸からカント角θで傾けられて南方
向に推力を供給し、一つの南スラスタ１４が衛星の南北
軸からカント角θで傾けられて北方向に推力を提供す
る。カント角は、スラスタの推力ベクトルが宇宙船の質
量中心１６を通り、それらの推力が姿勢外乱トルクを生
成しないように選ばれる。したがって、各スラスタは、
望ましい南北方向に沿った成分及び望ましくない放射方
向の成分を有する推力を提供する。ステーションキーピ
ング操作を２つの噴射、すなわち、北スラスタの噴射及
びその１２時間後の南スラスタの噴射に分けることによ
って、望ましくない放射方向の推力成分は相殺され正味
の効果として望ましいステーションキーピング操作が得
られる。しかしながら、スラスタが絶えず質量中心の方
向を向いているので、アンゼル（Ａｎｚｅｌ）の発明
は、モーメンタムホイールをアンロードする外乱トルク
を故意に生成することができず、又は宇宙船姿勢を調整
することもできない。
【００１２】それに加えて、アンゼルによる反天底面４
８上のスラスタ配置では、非常に大きいカント角θにな
る。これは推力の大部分が放射方向であり、南北軸に沿
った方向ではないことを意味する。これは、燃料の浪費
及び宇宙船分離質量の増加に対応する。南北ステーショ
ンキーピングの燃料効率は、推力ベクトル及び南北軸間
のカント角θのコサイン（cosine）に応じて減少する。
下記の表は、角度に対する追加の燃料使用の例であり、
カントなしで合計１０７ｋｇの燃料の電気的南北ステー
ションキーピングを仮定している。
【００１３】
【表１】 したがって、大きいカント角では、ステーションキーピ
ング燃料はほぼ二倍の量になる。余分に質量が増大する
ことに加えて、所与の操作の時間が増加することによっ
てスラスタに不必要な摩耗を引き起こすことを意味して
いる。この余分なスラスタ使用は、非常に好ましくな
く、アンゼルの部分的な解法における基本的な問題であ
る。
【００１４】１９９４年９月２０日にティリー（Tille
y）等に発行された米国特許第5,349,532号は、南北ステ
ーションキーピング操作を実行しつつ宇宙船のモーメン
タムホイール・システムを非飽和化し、同時に姿勢力学
を安定させて既知の技術の効率及び信頼性を改善する技
術を開示する。これらの結果を得るために、宇宙船の位
置姿勢及び蓄積されたホイール運動量を検知する。ステ
ーションキーピング操作を実行するのに必要な力、所望
の宇宙船姿勢を生成しホイールを非飽和化するのに要求
されるトルクが確定され、イオンスラスタは制御、ジン
バル保持されて宇宙船に所望のトルクを生成する。しか
しながら、システムは電気スラスタの最適条件ではな
い、反地球デッキと同様にスラスタを天底又は地球デッ
キの近くに配置することに依存する。このシステムは多
くの利点を有するにもかかわらず、地球デッキ近くのＲ
Ｆ装置及び太陽電池アレイに電気スラスタの吹き出しが
当たる可能性が残る。更に、この特許は軌道レイジング
について言及していない。
【００１５】したがって、従来技術は、軌道レイジング
にステーションキーピングと同じスラスタを用いて、よ
り非力な打上げビークルで実質的に空質量（dry mass）
の宇宙船を打上げ可能で、宇宙船分離質量が空質量の５
０％以上であり、小さな実効カント角で南北ステーショ
ンキーピングを実行でき、モーメンタム・ホイールをア
ンロードすることができ、かつ宇宙船の地球面近くのＲ
Ｆ通信ハードウェア及び太陽電池アレイへの吹き出し干
渉を避けることが可能な非常に効率的な電気的推力シス
テムを欠いている。
【００１６】前述の知識によって本発明は理解され、以
下において実行に移される。
【００１７】
【発明が解決しようとする課題】従って、本発明の第一
の目的は、軌道レイジング及び南北ステーションキーピ
ングの両者のために最小数のスラスタを用い、宇宙船の
方向制御に用いられるモーメンタムホイールを選択的に
アンロードする宇宙空間スラスタ・システムを提供する
ことである。本発明のさらなる目的は、それぞれの特定
の作業に対するスラスタのカント角が最小化され非常に
効率的な推力を与えるようにシステム内のスラスタ配置
を提供することである。本発明の他の目的は、スラスタ
の吹き出しが太陽電池アレイに当たらず、地球向きの面
上にある宇宙船のＲＦ通信装置を妨げもしないようにス
ラスタを配置することである。
【００１８】本発明の主要な利点は、電気スラスタの場
合に、本システムを用いた宇宙船において、必要とされ
る燃料の質量を大きく低減し、より安価な打上げビーク
ルを利用可能とすることである。他の利点は、このシス
テムにおいて、宇宙船の面が、貴重で価値あるペイロー
ドによって一層多く利用され得るようにスラスタが配置
されているということである。
【００１９】他の、及び更なる本発明の特徴及び利点
は、添付の図面と共に以下の説明によって明らかにな
る。前述の一般的な説明及び詳細な説明は例示及び説明
のためであって、本発明を限定するものでないことは理
解されるべきである。本発明中に含まれ、本発明の一部
を構成する添付の図面は、一般的な言葉で本発明の実施
例の１つを説明するものである。また、本開示の全体に
わたって同様な部分には同一の参照符を付している。
【００２０】
【課題を解決するための手段】ロール、ピッチ及びヨー
軸を有する３軸安定宇宙船であって、地球の軌道に配備
され、電気スラスタであってもよい第１及び第２のスラ
スタを備えた北面及び南面を有する。第１の支持装置が
第１のスラスタを北面近傍にマウントし、第１のスラス
タは、ピッチ軸に平行な第１方向において北面から間隔
を置いて、かつピッチ軸に垂直な第２方向にピッチ軸か
ら間隔を置いて配置されている。第２の支持装置が第２
のスラスタを南面近傍にマウントし、第２のスラスタ
は、第１方向と反対の第３方向に南面から間隔を置い
て、かつ第２方向にピッチ軸から間隔を置いて配置され
ている。ジンバル機構が、第１及び第２のスラスタをそ
れぞれ第１及び第２の支持装置上にピボット状にマウン
トし、第１及び第２のスラスタ姿勢を選択的に配する。
宇宙船は、以下を含む一つ以上の操作を実行するシステ
ムを有する。すなわち、ヨー軸に沿って押し出して地球
静止軌道に達するのをアシストすること、モーメンタム
ホイールの蓄積された角運動量を低減すること、及び宇
宙船の南北ステーションキーピングである。
【００２１】
【発明の実施の形態】まず最初に、図３は、ジンバルを
有する電気スラスタ装置２２を備えた宇宙船２０を図示
している。スラスタ４４Ａ及び４４Ｂは、高い比推力
（specific impulse）を有する電気スラスタ（ＩＳＰ）
が好ましいが、明らかに、本発明はいかなる適切なタイ
プのスラスタによっても実現することができる。一般
に、３軸安定宇宙船における他の多くの特徴について示
されている。太陽電池アレイ２４、２６は、それぞれ、
宇宙船２０の北面及び南面２８、３０から延びて、一般
的な方法により太陽エネルギーを電力に変換する。宇宙
船２０はまた、概略的及び集合的に参照番号３２として
示される、宇宙空間における宇宙船の姿勢又は方向を確
定するために用いられる適切なセンサ一式を有する。セ
ンサ一式３２は、例えば、地球に対する２軸（ピッチ及
びロール）検知のための地球面３３上に備えられた地球
センサ、及び慣性３軸レート及び姿勢検知のための一組
のジャイロスコープ３４を含んでいる。宇宙船２０はま
た、いくつかの太陽センサ（図示しない）、及び／又
は、より高価であるがスター・トラッカ（図示しない）
を備えている。
【００２２】図１の宇宙船２０はまた、複数の搭載モー
メンタムホイール４０を備えている。宇宙船の姿勢は外
部の要因（例えば、太陽電池アレイ２４，２６への太陽
風トルク）によって摂動を受けるので、宇宙船２０は、
所望の宇宙船姿勢になるようにモーメンタムホイール４
０のスピンを上昇、又は低下させる適切な制御機構を有
する。これは、この技術において運動量を「吸収」、又
は「蓄積」すると称される。更に、用語「モーメンタム
ホイール」は、一方向のみに回転するホイール、両方向
に回転するホイール（一般に、「リアクションホイー
ル」と呼ばれる）、又は他のいかなるタイプのものにつ
いて、一般的な意味において用いられる。永年摂動（す
なわち、周期をもたない摂動）のため、モーメンタムホ
イールの速度は結局、飽和点と呼ばれるある上限値に達
する。一般に、スラスタの点火によって摂動を故意に生
成し、この摂動は次にホイール速度をより低く、より安
全なレベルに低減することによって修正される。この動
作は、「モーメンタム・アンローディング」と称され
る。また、化学スラスタよりも電気スラスタ装置を用い
る程度によって燃料質量を節約することができる。本発
明は、電気的軌道レイジング及び電気スラスタ装置を用
いた南北ステーションキーピングにおいて、モーメンタ
ムホイールの速度を制御する手段を提供する。
【００２３】宇宙船２０は、電気スラスタ装置２２に加
えて、他の複数の、一般に化学的スラスタを用いる。こ
れらのスラスタは、通常、電気スラスタ装置２２よりも
推力は大きいが低効率である。この点に関しては、宇宙
船を地上打上げビークルから軌道位置まで速く押し上げ
るために主宇宙船スラスタ（ＭＳＴ）３６が第一に用い
られる。本発明の主な目的は、電気スラスタ装置２２を
利用して軌道レイジングの一部を実行することである。
電気スラスタは、ＭＳＴ３６のような化学スラスタより
も非常に大きな比推力（スラスタ効率の尺度）を有す
る。したがって、電気スラスタは、宇宙船の速度に同じ
変化を与えるのにより少ない燃料質量ですむ。
【００２４】宇宙船２０は、また、一般に宇宙船の角及
びエッジ近くに位置するより小さい固定された複数の化
学スラスタ３８を備えている。これらのスラスタは、遷
移軌道にいる間、ＭＳＴ噴射に代わり、宇宙船２０の方
向付け及び操縦に用いられ、また従来、配備軌道での東
西ステーションキーピング及びモーメンタムホイール４
０に蓄積された運動量をアンロードするために用いられ
る。南北ステーションキーピングは、軌道上操作の推進
剤質量の大部分を消費する。従って、本発明の第一の目
的は、効率的な電気スラスタ装置２２を南北ステーショ
ンキーピングに用いて、宇宙船２０が搭載する燃料質量
を低減し、南北ステーションキーピングのための化学ス
ラスタを搭載する必要性を除去することである。ジンバ
ル付き電気スラスタ装置２２の第２の利点は、後述する
ように、モーメンタムホイール４０に蓄積された運動量
をアンロードするのに用いることである。
【００２５】図３及び図４に示すように、電気スラスタ
装置２２の各々は、関連するスラスタ４４Ａ、４４Ｂを
近くの関連パネル又は面にマウントするための支持パイ
ロン４２を有する。宇宙船２０は、ロール、ピッチ及び
ヨーと称される主軸を有する３軸安定宇宙船である。宇
宙船が静止軌道にいるとき、太陽電池アレイ又はピッチ
軸は、概ね地球の南北軸に合わせられ、ヨー軸は名目
上、地球の中心の方向に向けられ、ロール軸は概ね、東
を向いている。図７において最も明らかに示されるよう
に、これらの座標は任意にＸ軸（又はロール軸）、Ｙ軸
（又はピッチ軸）、及びＺ軸（又はヨー軸）と名付けら
れ、これらのそれぞれとの関係から地球４６が指定され
る。図３に一旦戻ると、１つのスラスタ４４Ａが北面２
８にマウントされ、ピッチ（又はＹ−）軸に平行な第１
の方向に北面から間隔をおいて、また、ピッチ（又はＹ
−）軸に垂直な第２の方向にピッチ軸から間隔をおい
て、すなわち、地球面３３から離れて反地球面４８の方
へ配置されている。これと組のスラスタ４４Ｂが反対の
南面３０にマウントされ、第１の方向と反対の第３の方
向に南面から間隔をおいて、また、ピッチ（又はＹ−）
軸に垂直な第２の方向にピッチ軸から間隔をおいて、す
なわち、地球面３３から離れて反地球面４８の方へ配置
されている。
【００２６】ジンバル機構５０が、第１及び第２のスラ
スタ４４Ａ、４４Ｂの姿勢又は方向決めを選択的に行う
ために、支持パイロン４２上にそれぞれ第１及び第２の
スラスタ４４Ａ、４４Ｂをピボット状にマウントしてい
る。各ジンバル機構５０は、スラスタ４４Ａ及び４４Ｂ
の各々がロール軸、すなわちＸ軸に平行な軸の周りに、
ピッチ（すなわち、Ｙ軸）及びヨー（すなわち、Ｚ軸）
によって定められる平面に平行な平面内でピボット状に
動くようにマウントする第１のジンバル５２を含んでい
る。各ジンバル機構５０は、第１のジンバル５２に適切
に接続された第２のジンバル５４を有し、スラスタ４４
Ａ、４４Ｂがピッチ軸に平行な軸の周りにピボット状に
動いて、ピッチ軸及びヨー軸によって定められる平面に
対し外向きの推力成分を有するようにマウントされてい
る。更に、第１のジンバル５２は、スラスタ４４Ａ、４
４Ｂが停止状態の収容位置（図４−６を参照のこと）
と、電気スラスタ４４Ａ、４４Ｂのそれぞれ第１及び第
２の推力ベクトルがヨー軸に概ね平行な軌道レイジング
位置（図８−１０を参照のこと）から、第１及び第２の
推力ベクトルが概ね宇宙船の質量中心５６に向いた南北
ステーションキーピング位置（図１１及び１２を参照の
こと）までの間をピボット状に動くようにマウントして
いる。
【００２７】図４は、収容位置のジンバル電気スラスタ
装置２２を図示している。この位置は、宇宙船が打上げ
ビークルのフェアリング内にある間、スラスタを配置す
る位置として有利である。フェアリング内の空間は制限
されているので、このようにスラスタを効率的に収容す
ることによって、スラスタを収容しない場合に比べてよ
り大きな船体寸法を有する宇宙船を設計することが可能
になる。宇宙船２０が打上げビークルのフェアリングか
ら分離した後、この収容位置によって、図５及び図６に
示すようにＭＳＴ３６が初めに宇宙船軌道の大きさを増
すために噴射するときでも安全な位置を維持する。もち
ろん、スラスタは電気的軌道レイジング位置において、
図８に示すように展開されてもよく、以下に議論するよ
うに、もし望めばＭＳＴ点火の前に、又は打上げビーク
ル・フェアリングのサイズが許せば、スラスタ装置２２
は電気的軌道レイジング位置においてフェアリング内に
収容され、展開する必要はない。展開は、一つの連続的
なモーター駆動機構に限らず、粗い（段階的な）展開及
び連続モーター駆動の組合せによってなされてもよい。
電気的軌道レイジングにおける電気スラスタ装置２２の
利用及び利点について説明する。前のパラグラフで示し
たように、ＭＳＴ３６は打上げビークルからの分離後、
宇宙船の軌道サイズを増すために用いられる。しかしな
がら、化学ＭＳＴの使用は、電気スラスタに比べて効率
が悪い。本発明の第一の利用法は、ＭＳＴ軌道レイジン
グを補うために電気スラスタ装置２２を用いることであ
る。好ましくは、ＮＳＴ３６はヴァン・アレン放射帯に
よって太陽電池アレイに容認できない劣化が生じないこ
とが確実な高度まで、まず宇宙船を配置するのに用いら
れる（かかる考察が所与の宇宙船に対する関心事である
場合）。その地点から先の残りの軌道レイジング（傾斜
除去を含む）は、主に電気スラスタ装置２２を使用する
ことによってなされる。
【００２８】最終的なＭＳＴ噴射に続いて、電気スラス
タ４４Ａ、４４Ｂは図８に示すような電気的軌道レイジ
ング位置に配される。電気的軌道レイジング位置におい
て、図９に示すようにスラスタ４４Ａ、４４Ｂは略平行
であって、ヨー軸に沿った方向に向けられている。ＭＳ
Ｔ３６に比べて推力が小さいので、地球静止軌道に達す
るのに数週間を要する。しかしながら、燃料質量が低減
され分離質量は小さいので、打上げビークルを安価にで
き、実質的に軌道に乗せるまでの時間コストを相殺でき
る。電気的軌道レイジングを継続している間、電気スラ
スタはほとんど連続的に図８−１０に示されるように名
目上の位置において点火される。宇宙船を操縦する際、
宇宙船姿勢、従って、電気的推力ベクトルを所望のプロ
ファイルに向けるためにモーメンタムホイール４０を用
いることが好ましい。モーメンタムホイール４０は、好
ましくは３軸操作及びモーメンタム格納を提供する。も
ちろん、電気スラスタ４４Ａ、４４Ｂをジンバル支持
し、及び／又はそれらを差動的にスロット操作すること
によって、スラスタ装置２２が操縦を補助できること、
又は化学スラスタ３８を操縦の補助のために用いること
ができることは理解できるであろう。
【００２９】電気スラスタ４４Ａ、４４Ｂに連続的に電
力を供給するため、太陽電池アレイ２４、２６は太陽の
方向に向けられなければならない。これは、太陽面内の
軌道において、アレイの軸を太陽を追跡するように回転
させることによって容易になされる。他の軌道において
は、宇宙船２０をヨー（又は、推力）軸の周りに回転さ
せ、宇宙船のＸ−Ｚ平面内に太陽を保つようにして、太
陽電池アレイをそれらの軸の周りに回転させることで太
陽を追跡できるようにすることが必要な場合がある。
【００３０】ヨー軸に沿った電気的推力を提供して配備
軌道に達することが第一の目的であるが、電気的軌道レ
イジングの間、ジンバル機構５０を更にモーメンタムホ
イール４０を非飽和化するために用いることができる。
宇宙船２０が電気的軌道レイジングにおいて操縦される
間、アレイ２４、２６に対する太陽輻射圧力などの姿勢
摂動はモーメンタムホイール４０によって吸収される。
図１３は、電気スラスタ装置２２の名目上の軌道レイジ
ング位置を示す。この位置において、ネットの推力ベク
トルは名目上、宇宙船２０の質量中心５６に合わせら
れ、電気スラスタは質量中心から横方向に等間隔でＺ軸
に平行に配置され、トルクは発生されていない。運動量
をホイール４０からアンロードするために、推力ベクト
ルは名目上の位置から僅かにずらされてジンバル保持さ
れ、３つの線形独立軸の各々についてトルクを生成す
る。例えば、図１４に示すように、スラスタ４４Ａ及び
４４Ｂのジンバル５２のそれぞれの変位θ1，θ2はロー
ル・トルクを生成するように用いられる。例えば、θ1
＝θ2＞０及びθ1＝θ2＜０は、それぞれ正及び負のロ
ール・トルクを与える。図１５は、ピッチ及びヨー・ト
ルクを与える、ジンバル５４のＸ−Ｚ平面にある変位φ
1及びφ2を示している。例えば、φ1＝φ2＞０及びφ1
＝φ2＜０は、それぞれ正及び負のピッチ・トルクを与
え、φ1＝−φ2＞０及びφ1＝−φ2＜０は、それぞれ正
及び負のヨー・トルクを与える。したがって、電気スラ
スタ４４Ａ、４４Ｂを用いて、モーメンタム・アンロー
ディングを完全になし得ることが理解できるであろう。
【００３１】図１９は、電気的軌道レイジングの間の宇
宙船姿勢制御の制御モード図を示している。宇宙船姿勢
ダイナミクス２００は、外部の摂動Ｔp（例えば、太陽
風トルク）、ホイール制御トルクＴc及び電気スラスタ
のアンロード・トルクＴuによって影響を受ける。姿勢
制御装置２１０は、搭載されたセンサ一式３２から現在
の姿勢情報（好ましくは、３軸の角度位置及びレート）
を受信する。制御装置は、センサ入力を所望の姿勢プロ
ファイル２３０と比較する。所望のプロファイルは、電
気推力ベクトルの方向決めに必要な３軸姿勢情報及び太
陽電池アレイ２４、２６の配置を補助するのに必要な推
力ベクトルの回転についての情報を含んでいる。この情
報は、使用する前に一時的に宇宙船２０上に記憶するた
め地上からブロック情報として遠隔計器で伝えられる。
制御装置２１０は、センサ情報及び所望の姿勢プロファ
イルを比較して、ホイール・サブシステム２４０に運動
量信号「ｈ」を出力する。ホイール・サブシステム２４
０は、ホイール電子回路、モーメンタムホイール４０及
びモーメンタムホイール速度測定能力を有する従来の設
計のものである。このホイール・サブシステム２４０
は、宇宙船姿勢ダイナミクス２００が所望のプロファイ
ル２３０に緊密に従うように制御トルクＴcを生成す
る。それに加えて、ホイール・サブシステムは、ホイー
ル速度を制御装置２１０のアンロード論理モジュール２
５０に報告する。ホイール速度が閾値に達したとき、ア
ンロード論理モジュール２５０はスラスタ装置２２を名
目上の軌道レイジング位置からずらしてジンバル保持し
所望のトルクＴuを生成する。アンロード論理モジュー
ル２５０は、電気スラスタが名目上のトルク無し軌道レ
イジング位置（すなわち、Ｔu＝０）に戻る点、すなわ
ちホイール４０が十分に非飽和化されるまでアンロード
位置にスラスタ４４Ａ、４４Ｂを保持する。
【００３２】一度地球４６についての静止軌道に配置さ
れると、宇宙船２０は図７に示すように、位置Ａ又はＢ
に向けられる。前述したように、ｚ軸はヨー軸、Ｘ軸は
ロール軸、Ｙ軸はピッチ軸である。電気スラスタ装置２
２は、軌道上において、南北ステーションキーピングの
実行、及びホイール４０のモーメンタム管理のアシスト
に用いることができる。
【００３３】図１１及び１２は、軌道上の南北ステーシ
ョンキーピングの電気スラスタ配置を示す。名目上のス
テーションキーピング位置において、図１２に示すよう
に、各電気スラスタ４４Ａ、４４Ｂの推力ベクトルは質
量中心５６の方向を向いている。この位置において、ど
ちらのスラスタの推力も、南北又はピッチ軸に関してカ
ント角を有する。南北ステーションキーピングに関して
前述したように、カント角αは比較的小さく、生成され
た推力の大部分は南北軸に沿っている。従来技術、特に
アンゼルのものに対する本発明の主な利点は、カント角
αを比較的小さくすることができる点にある。パイロン
４２の長さを調整することによってカント角αが設定さ
れ、その長さを長くすると角αはより小さくなる。アン
ゼルの反地球デッキ４８上へのスラスタ配置（図２を参
照のこと）は、カント角に厳しい制約があり、容認でき
ないほど大きな角度になる。
【００３４】スラスタ装置２２によって南北ステーショ
ンキーピング操作を実行する際、一度に１つのスラスタ
４４Ａ又は４４Ｂが点火される。この方法は、１つの軌
道ノード近くで１つのスラスタを点火し、およそ１２時
間後の他のノード近くで第２の点火を行う（軌道ノード
は、地球の赤道平面を横切る軌道上の点である）。この
状況は図７に示されており、位置Ａにある宇宙船２０は
スラスタ４４Ｂを点火して北向き放射状の噴射を生成す
る。その１２時間後、宇宙船２０は位置Ｂにおいて、ス
ラスタ４４Ａを点火して南向き放射状の噴射を生成す
る。従来技術においてよく知られているように、放射状
推力による軌道偏心への摂動は軌道の反対側のスラスタ
をペアーで点火することで相殺される。多くの電気スラ
スタでそうであるように、推力が小さい場合、この毎日
二回のプロセスは、軌道傾斜に対するネットの調整が適
切な範囲内になるまで数日繰り返される。宇宙船の操作
チームは、相対推力レベル、カント角及び宇宙船質量を
含む特定の宇宙船パラメータで与えられる適切なステー
ションキーピング・プログラムを容易に定めることがで
きる。
【００３５】南北ステーションキーピングにおいて電気
スラスタ装置を動作させる間、搭載制御システムは僅か
に推力を名目上のステーションキーピング位置からずら
してジンバル保持し、同時に他のサービスを提供する。
例えば、制御ループは、宇宙船の質量中心に対する推力
ベクトルの僅かな不整合による宇宙船の回転を検知し
て、質量中心を通るスラスタのより正確なジンバル保持
によって応答することができる。これは、特に、ミッシ
ョンが進行するにつれ、宇宙船の質量中心が燃料質量の
消耗によってシフトするという点において、非常に役に
立つ。
【００３６】電気スラスタ装置２２は、また、特に南北
ステーションキーピング操作の間、モーメンタムホイー
ルの管理に役立つ。図１６は、南方向噴射の間、電気ス
ラスタ４４Ａの名目上のトルク無しの位置を示す。図１
７は、ジンバル５２に関し、名目上の位置から僅かにず
れた場合にロール・トルクが生成されることを示してい
る。このトルクは、ロール軸に沿った蓄積運動量をアン
ロードするために用いられる（又は、宇宙船の姿勢を変
更する際に、アシストのためのロール・トルクを提供す
るのに用いられてもよい）。例えば、ホイール４０に蓄
積されたロール運動量が閾値に達したときに、ジンバル
５２は、スラスタ４４Ａをジンバル保持して図１７に示
すようにロール・トルクを生成するように指令される。
制御システムは、ホイール４０に蓄積されたロール運動
量を低減して宇宙船姿勢の回転に応答し、同時に宇宙船
姿勢を安定させる。
【００３７】図１８において、残りのジンバル５４は
（ジンバル機構５２への修正とともに）、南北ステーシ
ョンキーピング操作の間、ピッチ／ヨー軸のまわりにロ
ール軸に直交するトルクを生成する。制御装置を望むよ
うに複雑化することによって、ジンバル機構５０のモー
メンタム・アンローディング能力を様々に利用すること
ができる。１つの設計として、ジンバル機構５０は、ロ
ールのみをアンロードし、必要ならば、化学スラスタを
用いて他の成分をアンロードすることができる。より複
雑で高価な設計としては、全２軸能力のジンバル機構５
０を取り入れ、モーメンタムホイール４０をアンロード
するのに必要な化学スラスタの量を最小化することであ
る。このように、電気スラスタ４４Ａ又は４４Ｂを用い
てロール運動量を完全にアンロードすることができ、そ
れに加えて、ピッチ及びヨー運動量も同じようにアンロ
ードすることができることは理解されなければならな
い。
【００３８】図２０は、本発明の他の実施例であり、特
に有利な特徴を有する電気スラスタ装置３００を示して
いる。電気スラスタ装置２２と同様に、電気スラスタ装
置３００も北パネル２８から延びたパイロン４２、第１
及び第２のジンバル５２、５４を有する。ジンバル５２
に取り付けられた単一のスラスタに対し、装置３００は
２つのスラスタ３２０、３２２を支えるラジエータ・パ
ネル３１０を有する。装置３００につき２つのスラスタ
を設けることによって電気的軌道レイジングに追加の推
力が可能になる。スラスタ３２０、３２２は、ｚ軸から
小さい角度離れていることに注意すべきである。この角
度は、スラスタ３２０、３２２の推力線３２６、３２８
のそれぞれがジンバル５４の軸３３０を通るように選ば
れる。推力線３２６、３２８の間の角度は、小さい角度
βである。電気的軌道レイジングにおいてＺ軸に沿った
ネット推力３２４があるが、１つのスラスタ３２２又は
３２０が南北ステーションキーピングに用いられ、ジン
バル５４に角度オフセット±β／２を加える。このよう
な方法により、例えば、１つのスラスタ３２２は、宇宙
船２０の質量中心５６を通る方向に向けられ南北ステー
ションキーピングに用いられる。このように、スラスタ
３２２が故障した場合は、他のスラスタ３２０が質量中
心５６を通るように配置され、ミッションに必要な残り
の南北ステーションキーピング操作を完了する。もちろ
ん、熟練した技術者であれば、同様に３つ以上のスラス
タをラジエータ・プレート３１０にマウントすることが
できることを容易に理解するであろう。
【００３９】図２０は、他の利点を図示している。ラジ
エータ・プレート３１０は、スラスタによって生成され
た熱を、好ましくはその両面から、宇宙空間に放射する
ために用いられる。直接の太陽光はラジエータの能力を
そこなう。電気的軌道レイジングの間、装置３００につ
き２つのスラスタが点火されるので、特にこれらの操作
の間、ラジエータ３１０が受ける太陽光は最小であるこ
とは重要な点である。これは、図２０に示される設計に
おいて容易に成し遂げられる。電気的軌道レイジングの
間、宇宙船は、太陽電池アレイが太陽に直接面して最大
の電気推力を得る電力を生成するように向けられる。し
かしながら、ラジエータ３１０は太陽電池アレイに垂直
な北パネル２８に平行であり、従って、ラジエータ３１
０及び北パネル２８はその端部が太陽を見るにすぎな
い。したがって、ラジエータ面への太陽照射は最小であ
り、最大能力で動作することが可能である。
【００４０】図２０における他の特徴、及び本発明の全
ての実施例に共通する特徴は、スラスタ３２０、３２２
又は４４Ａ、４４Ｂ及びラジエータ３１０を宇宙船の船
体から離して配置する点である。スラスタをもし北又は
南のパネル２８、３０、又は反地球デッキ４８に配置し
た場合、これらの面に他の必要な装置をマウントするた
めの空間は減少する。したがって、本発明によって置き
換えられる化学スラスタ（例えば、図１のスラスタ２）
を取り除くことによってつくられる空間のみならず、電
気スラスタ装置の配置によって更に自由な空間が得られ
る。
【００４１】本発明の好適な実施例について詳細に開示
したが、詳細な説明に記載され特許請求の範囲によって
定められる本発明の範囲内において、他の様々な変更が
可能であることは当業者により理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】南北ステーションキーピングに用いられる化学
スラスタを有する従来技術の宇宙船を示す図である。
【図２】南北ステーションキーピングのため、反天底又
は反地球面にマウントされる電気スラスタを有する従来
技術の宇宙船を示す図である。
【図３】本発明を具現化する宇宙船の模式的な斜視図で
ある。
【図４】図３の宇宙船の模式的な斜視図を異なる方向か
ら、幾つかの装置についてのみ示した模式的な斜視図で
ある。
【図５】宇宙船及び図４に示される装置の側面図であ
る。
【図６】化学ＭＳＴ（主衛星スラスタ）を用いて軌道レ
イジング操作を行う地球周回宇宙船を示す模式的な平面
図である。
【図７】地球周回の配備軌道に沿った２つの位置Ａ及び
Ｂにある宇宙船を示す模式的な斜視図である。
【図８】図４と同様の宇宙船の模式的な斜視図である
が、概ね軌道レイジング位置にあるときの電気スラスタ
を示している。
【図９】図５と同様の宇宙船の側面図であるが、概ね軌
道レイジング位置にあるときの電気スラスタを示してい
る。
【図１０】図６と同様の宇宙船の模式的な斜視図である
が、電気スラスタを用いて軌道レイジング操作を行う地
球周回宇宙船を示している。
【図１１】図４及び図８と同様の宇宙船の模式的な斜視
図であるが、南北ステーションキーピング位置にあると
きの電気スラスタを示している。
【図１２】図５及び図９と同様の宇宙船の側面図である
が、南北ステーションキーピング位置にあるときの電気
スラスタを示している。
【図１３】宇宙船の所望の動きを得るための電気スラス
タの方向を示す詳細な側面図である。
【図１４】宇宙船の所望の動きを得るための、図１３と
は異なる方向の電気スラスタを示す詳細な側面図であ
る。
【図１５】宇宙船を所望の他方向に動かすための電気ス
ラスタの方向を示す、図４，８，１１と同様な詳細斜視
図である。
【図１６】更に宇宙船を所望の他方向に動かすための電
気スラスタの方向を示す詳細な側面図である。
【図１７】更に宇宙船を所望の他方向に動かすための電
気スラスタの方向を示す詳細な側面図である。
【図１８】更に宇宙船を所望の他方向に動かすための電
気スラスタの方向を示す詳細な側面図である。
【図１９】電気的な軌道レイジングの間、宇宙船を動作
させる制御システムのブロック図である。
【図２０】冗長スラスタ及びラジエータ・プレートを有
する電気スラスタ装置の他の実施例を示す斜視図であ
る。
【主要部分の符号の説明】
２０ 宇宙船 ２２，３００ 電気スラスタ装置 ２４，２６ 太陽電池アレイ ２８ 北面 ３０ 南面 ３２ センサ一式 ３３ 地球面 ３４ ジャイロスコープ ３６ 主宇宙船スラスタ（ＭＳＴ） ３８ 化学スラスタ ４０ モーメンタムホイール ４２ 支持パイロン ４４Ａ，４４Ｂ，３２０，３２２ スラスタ ４８ 反地球面 ５０ ジンバル機構 ５２，５４ ジンバル ５６ 宇宙船の質量中心 ３１０ ラジエータ・パネル
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ウォルター エス． ゲロン アメリカ合衆国 カリフォルニア州 94065 レッドウッドシティー アイラン ドプレイス 622 (72)発明者 リチャード エム． ミルス アメリカ合衆国 カリフォルニア州 95130 サンノゼ キングストンウェイ 4985

Claims (27)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 地球を周回する軌道上に配置されたとき
    それぞれ略北向き及び略南向きの北面及び南面を有し、
    ロール軸、ピッチ軸及びヨー軸を有する３軸安定宇宙船
    の少なくとも１つを操作するシステムであって、 それぞれ第１及び第２の推力ベクトルを有する第１及び
    第２のスラスタと、 前記北面の近傍に前記第１のスラスタをマウントする第
    １の支持手段と、 前記南面の近傍に前記第２のスラスタをマウントする第
    ２の支持手段と、 前記第１及び第２の支持手段にそれぞれ前記第１及び第
    ２のスラスタをピボット状にマウントし、前記第１及び
    第２のスラスタの推力ベクトルを選択的に配するジンバ
    ル手段と、を有し、 前記第１のスラスタは、前記ピッチ軸に平行な第１の方
    向に前記北面から間隔をおいて、かつ、前記ピッチ軸に
    垂直な第２の方向に前記ピッチ軸から間隔をおいて配置
    され、前記第２のスラスタは、前記第１の方向と反対の
    第３の方向に前記南面から間隔をおいて、かつ、前記第
    ２の方向に前記ピッチ軸から間隔をおいて配置されてい
    ることを特徴とするシステム。
  2. 【請求項２】 請求項１に記載のシステムであって、 前記ジンバル手段は、前記ピッチ軸及びヨー軸によって
    定められる平面に平行な平面内で前記ロール軸に平行な
    軸の周りにピボット状に動くように前記第１及び第２の
    スラスタの各々をマウントする第１のジンバル手段を有
    することを特徴とするシステム。
  3. 【請求項３】 請求項２に記載のシステムであって、 前記ピッチ軸に平行な軸の周りでピボット状に動き、前
    記ピッチ軸及びヨー軸によって定められる平面から外向
    きの推力成分を有するように前記第１及び第２のスラス
    タをマウントする第２のジンバル手段を有することを特
    徴とするシステム。
  4. 【請求項４】 請求項１に記載のシステムであって、 停止状態の収容位置との間で、前記第１及び第２の推力
    ベクトルが前記ヨー軸に略平行な軌道レイジング位置か
    ら、前記第１及び第２の推力ベクトルが前記宇宙船の質
    量中心方向に概ね向けられる南北ステーションキーピン
    グ位置まで、前記ロール軸に平行な軸の周りにピボット
    状に動くように前記第１及び第２のスラスタの各々をマ
    ウントする第１のジンバル手段を有することを特徴とす
    るシステム。
  5. 【請求項５】 請求項１に記載のシステムであって、 停止状態の収容位置と、前記第１及び第２の推力ベクト
    ルが前記ピッチ軸から離れる方向に向けられる位置との
    間で前記ロール軸に平行な軸の周りにピボット状に動く
    ように前記第１及び第２のスラスタの各々をマウントす
    る第１のジンバル手段を有することを特徴とするシステ
    ム。
  6. 【請求項６】 請求項１に記載のシステムであって、 前記第１及び第２のスラスタの各々は、電気スラスタで
    あることを特徴とするシステム。
  7. 【請求項７】 請求項１に記載のシステムであって、 前記ジンバル手段は、前記第１及び第２の推力ベクトル
    がヨー方向に略平行な位置と、前記第１及び第２の推力
    ベクトルが前記宇宙船の質量中心を通る方向に概ね向け
    られる位置との間でピボット状に動くように前記第１及
    び第２のスラスタの各々をマウントする第１のジンバル
    手段を有することを特徴とするシステム。
  8. 【請求項８】 地球を周回する軌道上に配置されたとき
    それぞれ略北向き及び略南向きの北面及び南面を有し、
    ロール軸、ピッチ軸及びヨー軸を有する３軸安定宇宙船
    の少なくとも１つを操作する方法であって、（ａ）前記
    ピッチ軸に平行な第１の方向に前記宇宙船から間隔をお
    いて、かつ、前記ピッチ軸に垂直な第２の方向に前記ピ
    ッチ軸から間隔をおいて配置されるように、前記宇宙船
    の前記北面の近傍に第１のスラスタをピボット状にマウ
    ントするステップと、（ｂ）前記第１の方向と反対の第
    ３の方向に前記南面から間隔をおいて、かつ、前記第２
    の方向に前記ピッチ軸から間隔をおいて配置されるよう
    に、前記宇宙船の前記南面の近傍に第２のスラスタをピ
    ボット状にマウントするステップと、（ｃ）第１及び第
    ２の支持手段上の前記第１及び第２のスラスタの各々の
    方向を選択的に配して操作を実行するステップと、を有
    することを特徴とする方法。
  9. 【請求項９】 請求項８に記載の方法であって、（ｄ）
    前記第１及び第２のスラスタの少なくとも１つを向けて
    前記宇宙船の質量中心のまわりのトルクを生成するステ
    ップを有することを特徴とする方法。
  10. 【請求項１０】 請求項８に記載の方法であって、
    （ｄ）前記第１及び第２のスラスタの少なくとも１つを
    概ね前記宇宙船の質量中心方向に向けるステップを有す
    ることを特徴とする方法。
  11. 【請求項１１】 請求項１０に記載の方法であって、前
    記３軸安定宇宙船は、角運動量を蓄積して前記宇宙船の
    姿勢を安定させるように動作可能な複数のモーメンタム
    ホイールを有し、ステップ（ｆ）は、（ｈ）前記第１及
    び第２のスラスタの少なくとも１つを前記宇宙船の質量
    中心から離れる方向に向けて前記モーメンタムホイール
    の該蓄積された角運動量を低減するステップを含むこと
    を特徴とする方法。
  12. 【請求項１２】 請求項１１に記載の方法であって、ス
    テップ（ｈ）は、（ｉ）前記宇宙船のロール軸に沿う蓄
    積された前記モーメンタムホイールの角運動量成分を主
    に低減するステップを含むことを特徴とする方法。
  13. 【請求項１３】 請求項８に記載の方法であって、
    （ｄ）前記第１及び第２のスラスタの少なくとも１つを
    前記宇宙船のピッチ軸から離れた向きに向けるステップ
    を有することを特徴とする方法。
  14. 【請求項１４】 請求項８に記載の方法であって、ステ
    ップ（ｃ）は、（ｄ）前記第１及び第２のスラスタをそ
    れぞれ前記ヨー軸に略平行であるように向きを調整する
    ステップと、（ｅ）前記宇宙船の方向決めを行い、地球
    を周回するに従い前記宇宙船の所望の推力方向に前記ヨ
    ー軸の向きを概ね合わせるステップと、（ｆ）所望の新
    たな軌道を得るために前記第１及び第２のスラスタを同
    時に操作するステップと、を含むことを特徴とする方
    法。
  15. 【請求項１５】 請求項１４に記載の方法であって、 前記３軸安定宇宙船は、角運動量を蓄積して前記宇宙船
    の姿勢を安定させる複数のモーメンタムホイールを有
    し、ステップ（ｆ）は更に、（ｇ）前記第１及び第２の
    スラスタの少なくとも１つが前記ヨー軸に平行な向きか
    ら離れる方向に向けて前記モーメンタムホイールの該蓄
    積された角運動量を低減するステップを含むことを特徴
    とする方法。
  16. 【請求項１６】 請求項１５に記載の方法であって、
    （ｈ）３直交軸の各々について前記モーメンタムホイー
    ルの前記蓄積された角運動量を低減するステップを含む
    ことを特徴とする方法。
  17. 【請求項１７】 請求項８に記載の方法であって、ステ
    ップ（ｃ）は、（ｄ）地球を周回するに従い前記宇宙船
    の方向決めを行い、前記ヨー軸の向きを地球の中心に合
    わせ、前記ロール軸を前記宇宙船の軌道速度方向に合わ
    せるステップと、（ｅ）前記第１及び第２のスラスタの
    各々が概ね前記宇宙船の質量中心を通る方向を向くよう
    に合わせるステップと、（ｆ）前記宇宙船の軌道の所定
    位置において前記第１のスラスタを動作させるステップ
    と、（ｇ）前記宇宙船の前記軌道上において前記所定位
    置から略１８０度離れた軌道位置において前記第２のス
    ラスタを動作させるステップと、を有し、これにより、
    前記宇宙船の南北ステーションキーピングをなすことを
    特徴とする方法。
  18. 【請求項１８】 請求項１７に記載の方法であって、 前記３軸安定宇宙船は、角運動量を蓄積して前記宇宙船
    の姿勢を安定させるように動作可能な複数のモーメンタ
    ムホイールを有し、 ステップ（ｆ）は、前記第１のスラスタが前記宇宙船の
    質量中心から離れる方向に向けて前記モーメンタムホイ
    ールの前記蓄積された角運動量を低減するステップを更
    に含むことを特徴とする方法。
  19. 【請求項１９】 請求項１７に記載の方法であって、 前記３軸安定宇宙船は、角運動量を蓄積して前記宇宙船
    の姿勢を安定させるように動作可能な複数のモーメンタ
    ムホイールを有し、 ステップ（ｇ）は、前記第２のスラスタが前記宇宙船の
    質量中心から離れる方向に向けて前記モーメンタムホイ
    ールの前記蓄積された角運動量を低減するステップを更
    に含むことを特徴とする方法。
  20. 【請求項２０】 請求項８に記載の方法であって、前記
    複数の操作は、（ｄ）前記ヨー軸に沿ってスラストして
    静止軌道に達するようにアシストするステップと、
    （ｅ）前記モーメンタムホイールの蓄積された角運動量
    を低減するステップと、（ｆ）前記宇宙船の南北ステー
    ションキーピングをなすステップと、のうち少なくとも
    １つを含むことを特徴とする方法。
  21. 【請求項２１】 地球の軌道上に配置されたとき略北を
    向く北面と、地球の軌道上に配置されたとき略南を向く
    南面とを有する宇宙船に取り付けられたスラスタ装置で
    あって、 推力ベクトルを有するスラスタと、 概ね平らな面を有し、前記スラスタに取り付けられ前記
    スラスタと熱接触を有する熱ラジエータと、 前記スラスタ及び前記熱ラジエータを前記北面の近傍に
    マウントする支持手段と、 前記支持手段上に前記スラスタ及び前記熱ラジエータを
    ピボット状にマウントし、前記スラスタの推力ベクトル
    を選択的に配するジンバル手段と、を有し、 前記スラスタの前記推力ベクトルは、前記熱ラジエータ
    の前記平らな面に概ね平行であり、前記スラスタ及び前
    記ラジエータは、前記北面に垂直な方向に間隔をおい
    て、かつ、前記北面の幾何中心から離れて前記北面の接
    線方向に間隔をおいて配置されることを特徴とするスラ
    スタ装置。
  22. 【請求項２２】 請求項２１に記載の装置であって、 前記熱ラジエータの前記概ね平らな面は、前記北面及び
    前記南面のうちの１つと概ね平行であることを特徴とす
    る装置。
  23. 【請求項２３】 請求項２１に記載の装置であって、 前記スラスタの推力ベクトルは、概ね前記宇宙船の質量
    中心に向けられていることを特徴とする装置。
  24. 【請求項２４】 請求項２１に記載の装置であって、 前記熱ラジエータの前記平らな面に取り付けられ前記平
    らな面と熱接触を有し、第２の推力ベクトルを有する第
    ２のスラスタを更に有することを特徴とする装置。
  25. 【請求項２５】 請求項２４に記載の装置であって、 前記第２のスラスタの前記第２の推力ベクトルは前記宇
    宙船の質量中心を通る方向に向けられていることを特徴
    とする装置。
  26. 【請求項２６】 請求項２４に記載の装置であって、 前記第１及び第２の推力ベクトルの和は、前記宇宙船の
    前記北面及び前記南面のうちの１つに略平行な面内にあ
    ることを特徴とする装置。
  27. 【請求項２７】 地球の軌道上に配置されたとき略南向
    きの南面を有する宇宙船に取り付けられたスラスタ装置
    であって、 推力ベクトルを有するスラスタと、 概ね平らな面を有し、前記スラスタに取り付けられ前記
    スラスタと熱接触を有する熱ラジエータと、 前記スラスタ及び前記熱ラジエータを前記南面の近傍に
    マウントする支持手段と、 前記支持手段上に前記スラスタ及び前記熱ラジエータを
    ピボット状にマウントし、前記スラスタの推力ベクトル
    を選択的に配するジンバル手段と、を有し、 前記スラスタの前記推力ベクトルは、前記熱ラジエータ
    の前記平らな面に概ね平行であり、前記スラスタ及び前
    記熱ラジエータは、前記南面に垂直な方向に間隔をおい
    て、かつ、前記南面の幾何中心から離れて前記南面の接
    線方向に間隔をおいて配置されることを特徴とするスラ
    スタ装置。
JP11044283A 1998-02-23 1999-02-23 複合使用スラスタの搭載配置 Pending JPH11291998A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/027668 1998-02-23
US09/027,668 US6032904A (en) 1998-02-23 1998-02-23 Multiple usage thruster mounting configuration

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPH11291998A true JPH11291998A (ja) 1999-10-26

Family

ID=21839102

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP11044283A Pending JPH11291998A (ja) 1998-02-23 1999-02-23 複合使用スラスタの搭載配置

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6032904A (ja)
EP (1) EP0937644A3 (ja)
JP (1) JPH11291998A (ja)
FR (1) FR2775251B1 (ja)

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPWO2002049239A1 (ja) * 2000-12-14 2004-04-15 株式会社アイ・エイチ・アイ・エアロスペース メッセージ供給システム
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
JP2016084817A (ja) * 2014-10-28 2016-05-19 エアバス デーエス ゲーエムベーハー 宇宙航行機に用いられる電気推進システム
JP2016217136A (ja) * 2015-05-14 2016-12-22 三菱電機株式会社 人工衛星
JP2017528374A (ja) * 2014-08-26 2017-09-28 イフェクティブ・スペース・ソリューションズ・リミテッドＥｆｆｅｃｔｉｖｅ Ｓｐａｃｅ Ｓｏｌｕｔｉｏｎｓ Ｌｔｄ 衛星のためのドッキングシステムおよびドッキング方法
JP2018527246A (ja) * 2015-09-18 2018-09-20 オービタル サイエンセズ コーポレーション 電気スラスタを備えた地球周回衛星のための操作システム
JP2019089543A (ja) * 2012-12-04 2019-06-13 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 電気推進システムを使用して推進動作を実行するための方法および機器
US10689132B2 (en) 2012-05-11 2020-06-23 The Boeing Company Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems
US11286066B2 (en) 2012-05-11 2022-03-29 The Boeing Company Multiple space vehicle launch system
US11459129B2 (en) 2016-09-29 2022-10-04 Mitsubishi Electric Corporation Pointing mechanism

Families Citing this family (69)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6296207B1 (en) * 1999-01-27 2001-10-02 Space Systems/Loral, Inc. Combined stationkeeping and momentum management
US7113851B1 (en) * 1999-06-09 2006-09-26 Walter Gelon Practical orbit raising system and method for geosynchronous satellites
US6675324B2 (en) * 1999-09-27 2004-01-06 Intel Corporation Rendezvous of processors with OS coordination
ES2180367B1 (es) * 2000-03-01 2004-04-01 Centro De Investigacion De Tecnicas Aeroespaciales, S.A. (Cenita) Nuevo procedimiento para modificar la trayectoria de un cuerpo movil o particula.
US6445981B1 (en) * 2000-03-02 2002-09-03 Space Systems/Loral, Inc. Controller and control method for satellite orbit-keeping maneuvers
US6439507B1 (en) * 2000-05-05 2002-08-27 Space Systems/Loral, Inc. Closed-loop spacecraft orbit control
ES2171355B1 (es) * 2000-10-10 2003-12-01 Cenita S A Un sistema y un metodo para modificar y controlar trayectorias de ingenios en navegacion espacial o aerea, y para modificar trayectorias de cuerpos inertes que se desplazan por el espacio.
US6481672B1 (en) * 2001-01-18 2002-11-19 Lockheed Martin Corporation Gimbaled thruster control system
US6543723B1 (en) * 2001-09-04 2003-04-08 Space Systems/Loral, Inc. Electric orbit raising with variable thrust
US6581880B2 (en) * 2001-10-15 2003-06-24 Space Systems/Loral, Inc. Energy managed electric propulsion methods and systems for stationkeeping satellites
US6565043B1 (en) * 2001-12-21 2003-05-20 The Boeing Company Redundant system for satellite inclination control with electric thrusters
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
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
US7059571B2 (en) * 2003-02-21 2006-06-13 The Boeing Company Deployable spacecraft mount for electric propulsion
US7118075B2 (en) * 2003-06-13 2006-10-10 Schubert Peter J System and method for attitude control and station keeping
US6945500B2 (en) * 2003-08-15 2005-09-20 Skycorp, Inc. Apparatus for a geosynchronous life extension spacecraft
US20050077425A1 (en) * 2003-10-10 2005-04-14 Raymond Payette Thruster for propelling and directing a vehicle without interacting with environment and method for making the same
US7654490B2 (en) 2003-10-14 2010-02-02 Lockheed Martin Corporation Precision attitude control system for gimbaled thruster
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
US7454272B1 (en) * 2005-08-25 2008-11-18 Raytheon Company Geostationary stationkeeping method
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.
US8016240B2 (en) * 2007-03-29 2011-09-13 The Boeing Company Satellites and satellite fleet implementation methods and apparatus
US20090166476A1 (en) * 2007-12-10 2009-07-02 Spacehab, Inc. Thruster system
US9004408B2 (en) * 2011-01-13 2015-04-14 Kratos Integral Holdings, Llc Inclination vector control with continuous or quasi-continuous maneuvers
FR2980176A1 (fr) 2011-09-19 2013-03-22 Astrium Sas Procede de controle d'attitude d'un satellite et satellite commande en attitude
FR2986213B1 (fr) * 2012-02-01 2014-10-10 Snecma Engin spatial a propulsion electrique et chimique a propergol solide
CN102649480B (zh) * 2012-04-23 2014-09-24 上海卫星工程研究所 一种可全向变轨航天器的16推力器布局设计方法
FR2990930B1 (fr) * 2012-05-25 2014-06-27 Thales Sa Systeme de propulsion pour controle d'orbite et controle d'attitude de satellite
US9296494B1 (en) 2012-08-10 2016-03-29 Lockheed Martin Corporation Thruster orbit control method and configuration
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
FR3002594B1 (fr) * 2013-02-26 2016-09-30 Snecma Module de propulsion spatiale a propulsion electrique et chimique a propergol solide
FR3006670B1 (fr) * 2013-06-07 2015-05-29 Thales Sa Systeme de propulsion en deux modules pour controle d'orbite et controle d'attitude de 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
FR3010053B1 (fr) 2013-08-30 2016-10-21 Thales Sa Procede et dispositif de propulsion electrique de satellite
FR3013685B1 (fr) * 2013-11-25 2017-05-19 Astrium Sas Procede et dispositif de commande d'une phase d'acquisition du soleil par un engin spatial
US10183765B2 (en) * 2014-03-12 2019-01-22 Lockheed Martin Corporation Thruster arrangement for geosynchronous orbit spacecraft
US9284068B2 (en) * 2014-04-08 2016-03-15 The Boeing Company Fast-low energy transfer to Earth-Moon Lagrange point L2
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
US20160096604A1 (en) * 2014-10-07 2016-04-07 Brigham Young University Micro-scale vehicle having a propulsion device
US9663251B2 (en) 2014-12-22 2017-05-30 Space Systems/Loral, Llc Thruster support mechanism for satellite propulsion
FR3032427B1 (fr) * 2015-02-10 2017-03-10 Airbus Defence & Space Sas Satellite a moyens de propulsion electriques, procede de mise a poste d'un tel satellite et procede de maintien a poste dudit satellite
US9963249B2 (en) 2015-06-29 2018-05-08 The Boeing Company Efficient stationkeeping design for mixed fuel systems in response to a failure of an electric thruster
US10934026B2 (en) 2015-10-19 2021-03-02 Aerojet Rocketdyne, Inc. Propulsion system with differential throttling of electric thrusters
US10005568B2 (en) 2015-11-13 2018-06-26 The Boeing Company Energy efficient satellite maneuvering
US10144531B2 (en) * 2016-02-04 2018-12-04 The Boeing Company Reorientation of a spinning spacecraft using gimbaled electric thrusters
US9963248B2 (en) * 2016-02-04 2018-05-08 The Boeing Company Spin stabilization of a spacecraft for an orbit maneuver
US10569909B2 (en) * 2016-03-30 2020-02-25 The Boeing Company Systems and methods for satellite orbit and momentum control
CN106628261B (zh) * 2016-10-20 2018-11-20 上海航天控制技术研究所 一种电推位保过程中的卫星高精度高稳度姿态控制方法
CN107844618B (zh) * 2016-11-22 2021-01-01 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 用于测量推力和冲量的扭摆系统的设计方法
US10689108B2 (en) * 2016-11-28 2020-06-23 Advance Technology Holdings, L.L.C. Unmanned aerial vehicle with omnidirectional thrust vectoring
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
US10435183B1 (en) 2017-04-14 2019-10-08 Space Systems/Loral, Llc Deployable propulsion module for spacecraft
RU2022100795A (ru) 2017-07-21 2022-02-08 Нортроп Грамман Системз Корпорейшн Обслуживающие устройства космического аппарата и соответствующие узлы, системы и способы
US10934025B2 (en) * 2018-03-14 2021-03-02 Mitsubishi Electric Research Laboratories, Inc. Model predictive control of spacecraft
EP3604805B1 (en) 2018-08-02 2024-04-24 ENPULSION GmbH Ion thruster for thrust vectored propulsion of a spacecraft
CN113631481A (zh) 2019-01-15 2021-11-09 诺思路·格鲁曼系统公司 航天器服务装置及相关组件、系统和方法
US11827386B2 (en) 2020-05-04 2023-11-28 Northrop Grumman Systems Corporation Vehicle capture assemblies and related devices, systems, and methods
US20230192322A1 (en) * 2020-05-08 2023-06-22 Orbion Space Technology, Inc. Propulsion system for spacecraft
FR3110144A1 (fr) * 2020-05-12 2021-11-19 Airbus Defence And Space Sas Procédé de contrôle d’orbite et de désaturation d’un satellite au moyen d’un unique bras articulé portant une unité de propulsion
CN113734469B (zh) * 2021-08-30 2023-02-03 北京控制工程研究所 一种电推力器位置保持推力分配方法和系统
CN114019794B (zh) * 2021-10-09 2023-03-14 北京控制工程研究所 一种固定轨位电推分时卸载的整轨角动量估计和管理方法

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4821508A (en) * 1985-06-10 1989-04-18 Gt-Devices Pulsed electrothermal thruster
US4767084A (en) * 1986-09-18 1988-08-30 Ford Aerospace & Communications Corporation Autonomous stationkeeping for three-axis stabilized spacecraft
US4955559A (en) * 1988-01-26 1990-09-11 Trw Inc. Thrust vector control system for aerospace vehicles
US5020746A (en) * 1989-09-29 1991-06-04 Hughes Aircraft Company Method for satellite station keeping
US5020745A (en) 1989-12-20 1991-06-04 General Electric Company Reaction wheel fricton compensation using dither
FR2669887B1 (fr) * 1990-11-30 1995-06-02 Aerospatiale Procede de controle d'attitude en tangage d'un satellite grace a la pression de radiation solaire et satellite adapte a sa mise en óoeuvre.
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.
US5349532A (en) * 1992-04-28 1994-09-20 Space Systems/Loral Spacecraft attitude control and momentum unloading using gimballed and throttled thrusters
US5984236A (en) * 1995-12-22 1999-11-16 Keitel; Keith F. Momentum unloading using gimbaled thrusters

Cited By (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPWO2002049239A1 (ja) * 2000-12-14 2004-04-15 株式会社アイ・エイチ・アイ・エアロスペース メッセージ供給システム
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
US10689132B2 (en) 2012-05-11 2020-06-23 The Boeing Company Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems
US11708181B2 (en) 2012-05-11 2023-07-25 The Boeing Company Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems
US11286066B2 (en) 2012-05-11 2022-03-29 The Boeing Company Multiple space vehicle launch system
JP2020203679A (ja) * 2012-12-04 2020-12-24 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 電気推進システムを使用して推進動作を実行するための方法および機器
JP2019089543A (ja) * 2012-12-04 2019-06-13 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 電気推進システムを使用して推進動作を実行するための方法および機器
US10611504B2 (en) 2014-08-26 2020-04-07 Effective Space Solutions Ltd. Docking system and method for satellites
JP2017528374A (ja) * 2014-08-26 2017-09-28 イフェクティブ・スペース・ソリューションズ・リミテッドＥｆｆｅｃｔｉｖｅ Ｓｐａｃｅ Ｓｏｌｕｔｉｏｎｓ Ｌｔｄ 衛星のためのドッキングシステムおよびドッキング方法
JP2016084817A (ja) * 2014-10-28 2016-05-19 エアバス デーエス ゲーエムベーハー 宇宙航行機に用いられる電気推進システム
JP2016217136A (ja) * 2015-05-14 2016-12-22 三菱電機株式会社 人工衛星
JP2018527246A (ja) * 2015-09-18 2018-09-20 オービタル サイエンセズ コーポレーション 電気スラスタを備えた地球周回衛星のための操作システム
JP2021165136A (ja) * 2015-09-18 2021-10-14 ノースロップ・グラマン・イノベーション・システムズ・エルエルシー 電気スラスタを備えた地球周回衛星のための操作システム
US11459129B2 (en) 2016-09-29 2022-10-04 Mitsubishi Electric Corporation Pointing mechanism

Also Published As

Publication number Publication date
FR2775251A1 (fr) 1999-08-27
EP0937644A3 (en) 2000-02-23
EP0937644A2 (en) 1999-08-25
US6032904A (en) 2000-03-07
FR2775251B1 (fr) 2000-12-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6032904A (en) Multiple usage thruster mounting configuration
US6637701B1 (en) Gimbaled ion thruster arrangement for high efficiency stationkeeping
US7113851B1 (en) Practical orbit raising system and method for geosynchronous satellites
JP3220142B2 (ja) 太陽放射の圧力による衛星のピッチ姿勢の制御方法、および該方法を行うための衛星
US9527607B2 (en) Propulsion system for satellite orbit control and attitude control
US9573703B2 (en) Propulsion system for controlling the orbit and controlling the attitude of a satellite
US6213432B1 (en) Method and a system for putting a space vehicle into orbit, using thrusters of high specific impulse
US9114890B1 (en) Thruster orbit control method and configuration
US11661213B2 (en) Maneuvering system for earth orbiting satellites with electric thrusters
JPH1179100A (ja) 人工衛星発射方法および人工衛星発射システム
EP1227037B1 (en) Thruster systems for spacecraft station changing, station keeping and momentum dumping
JP2000211598A (ja) ステ―ションキ―ピング及びモ―メンタム管理システム及びその方法
KR102528036B1 (ko) 전기 스러스터의 고장에 응답하여 혼합 연료 시스템을 위한 효율적인 위도 궤도 수정 설계
EP3680182B1 (en) Spin stabilization of a spacecraft for an orbit maneuver
EP0716365B1 (en) Satellite gravity gradient compensation using on-orbit solar array reorientation
KR102528033B1 (ko) 혼합 연료 시스템을 위한 효율적인 위도 궤도 수정 설계
US6076773A (en) Spin-stabilized spacecraft and methods
US6042058A (en) Stationkeeping and momentum-dumping thruster systems and methods
EP0958170A1 (en) Spacecraft attitude control system using low thrust thrusters
US4374579A (en) Spacecraft configuration permitting a continuous three-axes attitude control
US6378810B1 (en) Satellite having a solar generator on a deployable arm, and method of bringing such a satellite on station
US7104506B1 (en) Spacecraft disturbance trimming system
US5934620A (en) Spacecraft sun-target steering about an arbitrary body axis
US10144531B2 (en) Reorientation of a spinning spacecraft using gimbaled electric thrusters
JP2001063700A (ja) 人工衛星の軌道制御方法、及びビーム照射領域の制御方法、並びに人工衛星システム