JPS6141917A - 人工衛星の姿勢測定装置 - Google Patents
人工衛星の姿勢測定装置Info
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- JPS6141917A JPS6141917A JP16993385A JP16993385A JPS6141917A JP S6141917 A JPS6141917 A JP S6141917A JP 16993385 A JP16993385 A JP 16993385A JP 16993385 A JP16993385 A JP 16993385A JP S6141917 A JPS6141917 A JP S6141917A
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- JP
- Japan
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- sensor
- satellite
- communication device
- attitude
- sun
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- G01S3/00—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received
- G01S3/78—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received using electromagnetic waves other than radio waves
- G01S3/782—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction
- G01S3/785—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using adjustment of orientation of directivity characteristics of a detector or detector system to give a desired condition of signal derived from that detector or detector system
- G01S3/786—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using adjustment of orientation of directivity characteristics of a detector or detector system to give a desired condition of signal derived from that detector or detector system the desired condition being maintained automatically
-
- G—PHYSICS
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- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C1/00—Measuring angles
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- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S5/00—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations
- G01S5/16—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations using electromagnetic waves other than radio waves
- G01S5/163—Determination of attitude
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S3/00—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received
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- G01S3/782—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction
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- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Electromagnetism (AREA)
- Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
この発明は人工衛星の姿勢測定装置に関し、太陽に向け
られた衛星本体、衛星本体に対し、回転可能で地球に向
けられｆｃ通信部を有する通信装置を備え、この通信装
置は軌道周回の間、その軌道面に垂直な回転軸のまわり
に周回方向と同方向に衛星本体からみて一回転するもの
で８って、回転軸と同方向に向けられた恒星センサーを
備えたものに関する。
られた衛星本体、衛星本体に対し、回転可能で地球に向
けられｆｃ通信部を有する通信装置を備え、この通信装
置は軌道周回の間、その軌道面に垂直な回転軸のまわり
に周回方向と同方向に衛星本体からみて一回転するもの
で８って、回転軸と同方向に向けられた恒星センサーを
備えたものに関する。
姿勢を検出するための測定装置を備えた人工衛星はＵ、
Ｓ、Ｐ、４５７４５７９号明ＭＡｅお工びＥＳＡレポー
ト５Ｂ、１９８４．５月Ｐ、１２〜Ｐ、１６に開示され
ている。このものにおける衛星本体は外部罠常時、太陽
の方向へ向いている太陽センサーを備え、衛星本体自身
が太陽に対し一足の方向を採る工う設定されている。し
かし、衛星本体はまた、常時太陽に向けられているソー
ラーパネルや燃料装置ろるいは必要な推進装値を備えて
いる。衛星本体に対し通信装置、例えばアンテナやカメ
ラ装置を備えたものであるが、メ回転用カップリングで
回転可能に連結されている。これらは周回の間常時、地
球罠向けられている必要がある。このため、通信装置は
周回の間、衛星本体に対し、軌道面に垂直な軸のまわり
に一回転することになる。この回転軸は宇宙でその位置
を確保するため罠、恒星センサーを備えている。このセ
ンサーの指向方向は回転軸の方向と一致しておシ、北ま
たは南に向けられている。
Ｓ、Ｐ、４５７４５７９号明ＭＡｅお工びＥＳＡレポー
ト５Ｂ、１９８４．５月Ｐ、１２〜Ｐ、１６に開示され
ている。このものにおける衛星本体は外部罠常時、太陽
の方向へ向いている太陽センサーを備え、衛星本体自身
が太陽に対し一足の方向を採る工う設定されている。し
かし、衛星本体はまた、常時太陽に向けられているソー
ラーパネルや燃料装置ろるいは必要な推進装値を備えて
いる。衛星本体に対し通信装置、例えばアンテナやカメ
ラ装置を備えたものであるが、メ回転用カップリングで
回転可能に連結されている。これらは周回の間常時、地
球罠向けられている必要がある。このため、通信装置は
周回の間、衛星本体に対し、軌道面に垂直な軸のまわり
に一回転することになる。この回転軸は宇宙でその位置
を確保するため罠、恒星センサーを備えている。このセ
ンサーの指向方向は回転軸の方向と一致しておシ、北ま
たは南に向けられている。
従来の姿勢検足用測足装置は様々な欠陥金持つでいる。
第１に、太陽センサーや恒星センサーを備えた衛星本体
自身が、それ自体は姿勢に関してｅ！Ａ際上それ程のＴ
１１１Ｎさ全要求されないのに、かなりな精確きて地球
に向けられねばならない通信器材を備えたｊ１１１信装
置のために、姿勢制御されるといり点でめる。このため
衛星本体とこれに回転可能に装備された通信装置間の精
度燈は全て通信装置の姿勢の精確さについて重大な支障
を生じる。メｉ＋（汀装置の精確さについて（Ｌ１５°
を得ようとすると衛星本体の位置制御上はα０５° の
精確さを必要としここに、α１０゜の前記精度差の無駄
がある。しかも、全作動の間でこの無駄がα１０°の間
に納まっているという保証もない。この場合、衛星本体
に対する通信装置の回転音ＰｆＪ確に伝えるべき回転カ
ップリングが大きな意味金もってくる。したがって、こ
のカップリングは通イ６装置の方向を決足するときに必
要とするイ′１５′度が得られる工うきわめて精密に設
計されねばならない。
自身が、それ自体は姿勢に関してｅ！Ａ際上それ程のＴ
１１１Ｎさ全要求されないのに、かなりな精確きて地球
に向けられねばならない通信器材を備えたｊ１１１信装
置のために、姿勢制御されるといり点でめる。このため
衛星本体とこれに回転可能に装備された通信装置間の精
度燈は全て通信装置の姿勢の精確さについて重大な支障
を生じる。メｉ＋（汀装置の精確さについて（Ｌ１５°
を得ようとすると衛星本体の位置制御上はα０５° の
精確さを必要としここに、α１０゜の前記精度差の無駄
がある。しかも、全作動の間でこの無駄がα１０°の間
に納まっているという保証もない。この場合、衛星本体
に対する通信装置の回転音ＰｆＪ確に伝えるべき回転カ
ップリングが大きな意味金もってくる。したがって、こ
のカップリングは通イ６装置の方向を決足するときに必
要とするイ′１５′度が得られる工うきわめて精密に設
計されねばならない。
さらに、従来の１１１１１足装置において太陽センサー
μＭ要な構Ｉｉ３！、要素である。しかし、これは地球
の影部分では使Ｉ１１で＠ない。このため衛星はジャイ
ロを備えその回転軸をその都度太陽に向けている。これ
は作動が完全であると仮足したときに、影の領域部分に
おいて衛星における障害時間はきわめて短かく発生する
姿勢のずれは許容される値を越えることがないというも
のである。その上、地球反射光のため太陽センサーは０
．５５°の誤差をもっている。観測角度を狭くした第２
の太陽センサー金柑いるとこの誤差はα０２５° にま
で縮小される。この誤差値はほぼ許容される限界値にあ
る。アナログ型の太陽センサーはトリット誤差があり、
またｆｆ１度が低く、この精度のオーダーは小さくとも
前記の程度であり、かつ、作動に伴い累積する。デジタ
ル式太陽センサーはコストの点から敬遠烙れている。
μＭ要な構Ｉｉ３！、要素である。しかし、これは地球
の影部分では使Ｉ１１で＠ない。このため衛星はジャイ
ロを備えその回転軸をその都度太陽に向けている。これ
は作動が完全であると仮足したときに、影の領域部分に
おいて衛星における障害時間はきわめて短かく発生する
姿勢のずれは許容される値を越えることがないというも
のである。その上、地球反射光のため太陽センサーは０
．５５°の誤差をもっている。観測角度を狭くした第２
の太陽センサー金柑いるとこの誤差はα０２５° にま
で縮小される。この誤差値はほぼ許容される限界値にあ
る。アナログ型の太陽センサーはトリット誤差があり、
またｆｆ１度が低く、この精度のオーダーは小さくとも
前記の程度であり、かつ、作動に伴い累積する。デジタ
ル式太陽センサーはコストの点から敬遠烙れている。
さらに、恒星センサーを回転軸の方向でアポジモーター
の近くに配置し、回転軸方向を観測するものがるる。し
かし、これはその元年系がアボジモーターで汚染されは
しないがとの懸念がろる。
の近くに配置し、回転軸方向を観測するものがるる。し
かし、これはその元年系がアボジモーターで汚染されは
しないがとの懸念がろる。
この発明のＲ題り先に述べた人工衛星の姿勢決めに用い
る測置装置ｉ４（全提供することでろり、通信部材を備
えた通信装置の方向を姿勢に関し高精度で達成すること
である。
る測置装置ｉ４（全提供することでろり、通信部材を備
えた通信装置の方向を姿勢に関し高精度で達成すること
である。
本発明では上記の問題を、回転軸の方向に向けられた恒
星センサー全通信装置に配置し、この装置に少なくとも
今一つの第２の恒星センサーを採用し、このセンサーに
回転軸の方向から偏位した観測方向をもたせることで解
決している。
星センサー全通信装置に配置し、この装置に少なくとも
今一つの第２の恒星センサーを採用し、このセンサーに
回転軸の方向から偏位した観測方向をもたせることで解
決している。
たがって、通信装置１りが設定値かられずかにずれると
このずれが衛星本体に起因するものであるかにかかわら
ず、姿勢制御が行なわれる。この姿勢制御は精密で；！
うり、また、殆んど遅延しない。
このずれが衛星本体に起因するものであるかにかかわら
ず、姿勢制御が行なわれる。この姿勢制御は精密で；！
うり、また、殆んど遅延しない。
今一つの実施例では、回転軸と第２の恒星セフサ−間の
角度は赤道面を軌道面とする１％合に大きくとも約６７
°でおる。このことは強烈な太陽の光線をまともに受け
て恒星センサーが破損してしまつことを避けるのに役立
つ。この傾多）した恒星センサーの観測方向は周回の間
に実した恒星センサーは２４時間に一回、衛星本体に対
し回転する。回転軸の方向に向けられた恒星センサーと
共に姿勢に関して充分な情報を得られるので太陽センサ
ーは原則として必要がない。回転軸に対し傾斜した恒星
センサーが回転することは有利である。つ１り、このこ
とに工って２４時間でリング状の立体角範囲が走査され
、特に明るい星が視界九人ったときに作動させる工うと
することができる。
角度は赤道面を軌道面とする１％合に大きくとも約６７
°でおる。このことは強烈な太陽の光線をまともに受け
て恒星センサーが破損してしまつことを避けるのに役立
つ。この傾多）した恒星センサーの観測方向は周回の間
に実した恒星センサーは２４時間に一回、衛星本体に対
し回転する。回転軸の方向に向けられた恒星センサーと
共に姿勢に関して充分な情報を得られるので太陽センサ
ーは原則として必要がない。回転軸に対し傾斜した恒星
センサーが回転することは有利である。つ１り、このこ
とに工って２４時間でリング状の立体角範囲が走査され
、特に明るい星が視界九人ったときに作動させる工うと
することができる。
要する罠姿勢に関するＮ度はこの場合恒星センサー罠の
み拠っているのでおり（典型としてはα０５°）、この
センサーは通信装置ｒ（装置されているから、通信装置
誰に関する姿勢の粘度は冒いものとなる。
み拠っているのでおり（典型としてはα０５°）、この
センサーは通信装置ｒ（装置されているから、通信装置
誰に関する姿勢の粘度は冒いものとなる。
通信装置と衛Ｊｉ１本体間で万一の誤差が生じるかもし
れないといり心配は全く意味のないことである。アンテ
ナやカメラ等通信部の方向ｆ′ｉ実質的に工す精度が高
くなるばかりでなく（［Ｌ１５゜から００５°へｊ、衛
星自体安価に、特ＶＣ開発費が安くなる。
れないといり心配は全く意味のないことである。アンテ
ナやカメラ等通信部の方向ｆ′ｉ実質的に工す精度が高
くなるばかりでなく（［Ｌ１５゜から００５°へｊ、衛
星自体安価に、特ＶＣ開発費が安くなる。
概略示した実施例の図を用いて本発明を場らに詳しく説
明する。
明する。
第２図は笑質的に、中央の衛星本体１と通信装置２から
なる衛星を示している。通信装置２は回転カップリング
８を介して衛星本体１と連結されており、この本体に対
し、回転軸の１ゎシに回転可能となっている。衛星本体
１の太陽に向けられた外面には太陽センサー７が配４ａ
きれておシ、これは、衛星本体の太陽に対する望ましい
固足位飲からのずれを検知（記録）するために常時、太
陽の方向に向けられている。この太陽センチ−７は、例
えば、ピラミッド形で四面のそれぞれが対角線圧配置さ
れた太陽電池からなる四分儀である。衛星本体１はさら
に、折畳み可能なソーラーパネル９を備え、これは衛星
本体の正しい姿勢で常時太陽に向けられている。人工衛
星において、太陽センサー７は地球の軌道面がわる象限
（春、秋）にあるとき、地球を周回する毎に一度、地球
の影の部分に入ジ、この部分ではまた、通信も不能に陥
いる。
なる衛星を示している。通信装置２は回転カップリング
８を介して衛星本体１と連結されており、この本体に対
し、回転軸の１ゎシに回転可能となっている。衛星本体
１の太陽に向けられた外面には太陽センサー７が配４ａ
きれておシ、これは、衛星本体の太陽に対する望ましい
固足位飲からのずれを検知（記録）するために常時、太
陽の方向に向けられている。この太陽センチ−７は、例
えば、ピラミッド形で四面のそれぞれが対角線圧配置さ
れた太陽電池からなる四分儀である。衛星本体１はさら
に、折畳み可能なソーラーパネル９を備え、これは衛星
本体の正しい姿勢で常時太陽に向けられている。人工衛
星において、太陽センサー７は地球の軌道面がわる象限
（春、秋）にあるとき、地球を周回する毎に一度、地球
の影の部分に入ジ、この部分ではまた、通信も不能に陥
いる。
ここで採り゛上げている従来タイプの人工衛星にあって
衛星本体の太陽に対する姿勢の維持全太陽センサーに頼
っているものでは、第２図において破線で示したジャイ
ロ１１を装備して、その軸を太陽の方向に向け、地球の
影の部分罠おいて太陽の方向からずれることにできるだ
け抵抗する必要かめる。
衛星本体の太陽に対する姿勢の維持全太陽センサーに頼
っているものでは、第２図において破線で示したジャイ
ロ１１を装備して、その軸を太陽の方向に向け、地球の
影の部分罠おいて太陽の方向からずれることにできるだ
け抵抗する必要かめる。
通信装置２は、衛星本体１と回転カップリング８ｆｔ介
して連結されており、ここでは図示していないが、アン
テナやカメラの工すな、力１３球に対して厳密に方向付
けられている必要のある通信部を備えている。さらに、
本発明においては図で平板にしか示していない通信装置
２に、回転軸５の方向すなわち北に向けられた第１の恒
星センサー４と回転軸５に対し、その指向方向が角度α
だけ傾斜した第２の恒星センサー５が配置されている。
して連結されており、ここでは図示していないが、アン
テナやカメラの工すな、力１３球に対して厳密に方向付
けられている必要のある通信部を備えている。さらに、
本発明においては図で平板にしか示していない通信装置
２に、回転軸５の方向すなわち北に向けられた第１の恒
星センサー４と回転軸５に対し、その指向方向が角度α
だけ傾斜した第２の恒星センサー５が配置されている。
この通信装置２は、太陽に対する姿勢が固定的に定めら
れた衛星本体１に関してその回転軸５のまわりに回転し
、軌道周回の間にこの軸゛まわ９に一回転する。この場
合、恒星センサー４は、その観測方向を常時回転軸５に
あわせて維持するので、回転軸５の姿勢全適宜な姿勢制
御手段を用いて安定に保つことができる。恒星センサー
５の方は、軌道周回中にその観測方向６を円錐面に沿っ
て一回転嘔せる。
れた衛星本体１に関してその回転軸５のまわりに回転し
、軌道周回の間にこの軸゛まわ９に一回転する。この場
合、恒星センサー４は、その観測方向を常時回転軸５に
あわせて維持するので、回転軸５の姿勢全適宜な姿勢制
御手段を用いて安定に保つことができる。恒星センサー
５の方は、軌道周回中にその観測方向６を円錐面に沿っ
て一回転嘔せる。
恒星センサー５は、その観測軸６全回転軸５から所定の
角度傾ＩＦ１式・ビで、その強ｆｌｙ ７２２ｉ５（＊
（几り几めに場合によって；膚害をもたらす太陽を腹側
視界に入れない工すにしている。傾斜角度αを決めるに
は赤道面にｄ）つた軌道が地球の軌道に対し、２５°傾
斜（２ている小火を考思に入れ、さらに、恒星センサー
５が、通常わずかなものであるが、ある程度の角度幅β
を有していること、お工ひ、衛星からみて太陽が一定の
角度幅γをもって輝いていることを考劾；に入れるべき
でらる。したがって、角度αとして許容式れる最高値は
次の式で与えられる。
角度傾ＩＦ１式・ビで、その強ｆｌｙ ７２２ｉ５（＊
（几り几めに場合によって；膚害をもたらす太陽を腹側
視界に入れない工すにしている。傾斜角度αを決めるに
は赤道面にｄ）つた軌道が地球の軌道に対し、２５°傾
斜（２ている小火を考思に入れ、さらに、恒星センサー
５が、通常わずかなものであるが、ある程度の角度幅β
を有していること、お工ひ、衛星からみて太陽が一定の
角度幅γをもって輝いていることを考劾；に入れるべき
でらる。したがって、角度αとして許容式れる最高値は
次の式で与えられる。
α＝９０°−２５°−１７２（β＋ｒ）第１囚はこの関
係を示している。恒星センサー４．５は平板罠形成され
たフォトセンサーかＣＣＤアレーである。恒星センサー
４では、例えば北極星の工うな参照層に方向が合致され
たとき、その星に特足のセンサーエレメントが励起咥れ
る工うになっていなければならない。このセンサーエレ
メントを電子的に常時走査することに工す、姿勢にずれ
が生じているかどうか確められる。恒星センサー５では
、軌道周回の間、多数の里が観１り視界全通過し、この
中から特に明るい星が参照層として選ばれる。これらの
参照層のどれが、どの時刻に観測視界全通過するかとか
、平板センサーのどの位置にどの参照層が投影されるか
は橿１′ノすることができる。このＬつにして高粘度に
姿勢のずれ金検足することができる。これは戸ζ（ぺし
たυ照星の数を数えた後−足の時間間隔装置いて行なわ
れる。センサーエレメントの感＃を変えることで恒星セ
ンサー５で選択されるｔ９照星の数を制限することがで
きる。さらに、同じような回転軸５に対し傾斜した恒星
センサーを別の方向に向けて用いれば、姿勢を検足する
ときの時間的な間隔を無くしイ０る。
係を示している。恒星センサー４．５は平板罠形成され
たフォトセンサーかＣＣＤアレーである。恒星センサー
４では、例えば北極星の工うな参照層に方向が合致され
たとき、その星に特足のセンサーエレメントが励起咥れ
る工うになっていなければならない。このセンサーエレ
メントを電子的に常時走査することに工す、姿勢にずれ
が生じているかどうか確められる。恒星センサー５では
、軌道周回の間、多数の里が観１り視界全通過し、この
中から特に明るい星が参照層として選ばれる。これらの
参照層のどれが、どの時刻に観測視界全通過するかとか
、平板センサーのどの位置にどの参照層が投影されるか
は橿１′ノすることができる。このＬつにして高粘度に
姿勢のずれ金検足することができる。これは戸ζ（ぺし
たυ照星の数を数えた後−足の時間間隔装置いて行なわ
れる。センサーエレメントの感＃を変えることで恒星セ
ンサー５で選択されるｔ９照星の数を制限することがで
きる。さらに、同じような回転軸５に対し傾斜した恒星
センサーを別の方向に向けて用いれば、姿勢を検足する
ときの時間的な間隔を無くしイ０る。
二つの恒厘センサー４．５を用いれば原則として姿勢の
検出を充分に行うことができる。しかし、このエフな恒
星センサー（複）金円いることはぜいたくでろって、−
個の恒星センサーを用い、不足分全衛星本体に配置され
た太陽センサー７で代用することもできる。この工うな
太陽センサ−７μ測定精度が低いがそれだけ価格も低い
。
検出を充分に行うことができる。しかし、このエフな恒
星センサー（複）金円いることはぜいたくでろって、−
個の恒星センサーを用い、不足分全衛星本体に配置され
た太陽センサー７で代用することもできる。この工うな
太陽センサ−７μ測定精度が低いがそれだけ価格も低い
。
【図面の簡単な説明】
第１図は位置関係を示すための概略図、第２図は人工衛
星の概略図。 １：衛星本体、２：通信装置、３：（赤道面にある軌道
面に対し垂直な２回転軸、４：第１の恒星センサー、５
：第２の恒星センサー、６：第２の恒星センサーによる
観測方向、７：太陽センサー、８：回転カップリング、
９二ソーラーパネル
星の概略図。 １：衛星本体、２：通信装置、３：（赤道面にある軌道
面に対し垂直な２回転軸、４：第１の恒星センサー、５
：第２の恒星センサー、６：第２の恒星センサーによる
観測方向、７：太陽センサー、８：回転カップリング、
９二ソーラーパネル
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、人工衛星の姿勢を測定するための装置であつて、こ
の衛星は、太陽に向けられた衛星本体とこれに対し回転
可能に連結され、地球に向けられている通信部をもつ通
信装置を備えており、この通信装置は、軌道周回の間、
衛星本体に対し、軌道面に垂直な回転軸のまわりに周回
方向と同方向に一回転し、かつ、回転軸と同じに方向を
定めた恒星センサーを備えたものであつて、 回転軸（３）と同方向へ向けられた恒星センサー（４）
が通信装置（２）に配備され、また、少なくとも第２の
恒星センサー（５）がやはり通信装置（２）に配備され
、この恒星センサー（５）は回転軸（３）の方向から偏
位した観測方向（６）を有するものであること、 を特徴としたもの。 ２、特許請求の範囲１に記載した測定装置であつて、回
転軸（３）と第２の恒星センサー（５）における観測方
向（６）間の角度（α）は赤道軌道の場合において最高
６７°であることを特徴としたもの。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19843428741 DE3428741A1 (de) | 1984-08-03 | 1984-08-03 | Messvorrichtung zur lagebestimmung fuer einen satelliten |
| DE3428741.8 | 1984-08-03 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6141917A true JPS6141917A (ja) | 1986-02-28 |
| JPH0473526B2 JPH0473526B2 (ja) | 1992-11-24 |
Family
ID=6242338
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP16993385A Granted JPS6141917A (ja) | 1984-08-03 | 1985-08-02 | 人工衛星の姿勢測定装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4674715A (ja) |
| JP (1) | JPS6141917A (ja) |
| DE (1) | DE3428741A1 (ja) |
| FR (1) | FR2568680B1 (ja) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19703629A1 (de) * | 1997-01-31 | 1998-08-06 | Daimler Benz Aerospace Ag | Verfahren zur bordautonomen Bestimmung der Position eines Satelliten |
| DE3537871A1 (de) * | 1985-10-24 | 1987-04-30 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Sternsensor-anordnung fuer einen satelliten |
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