JPS62102115A - 人口衛星の星検知器組立構造 - Google Patents
人口衛星の星検知器組立構造Info
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- JPS62102115A JPS62102115A JP61250931A JP25093186A JPS62102115A JP S62102115 A JPS62102115 A JP S62102115A JP 61250931 A JP61250931 A JP 61250931A JP 25093186 A JP25093186 A JP 25093186A JP S62102115 A JPS62102115 A JP S62102115A
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- Japan
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- detector
- satellite
- star detector
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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
- 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
- G01S3/7867—Star trackers
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- Physics & Mathematics (AREA)
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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】
本発明は人口衛星の星検知器組立構造に関するもので、
この組立構造は衛星の軌道上及び（又は）その軌道に移
行する間、この衛星自身の回転軸のまわりで一緒に回転
する少なくとも１個の構成部分とその回転軸の方向に向
き且つ上記回転軸のまわりを同様に回転する星検知器を
設けている。
この組立構造は衛星の軌道上及び（又は）その軌道に移
行する間、この衛星自身の回転軸のまわりで一緒に回転
する少なくとも１個の構成部分とその回転軸の方向に向
き且つ上記回転軸のまわりを同様に回転する星検知器を
設けている。
この種の星検知器組立構造は西独国特許出願第３４２８
７４１．８号明細書により公知である。そこでは太陽に
向かう衛星本体とその本体に回転可能な状態で結合され
ている機能構成部を保有する人口衛星を取扱っている。
７４１．８号明細書により公知である。そこでは太陽に
向かう衛星本体とその本体に回転可能な状態で結合され
ている機能構成部を保有する人口衛星を取扱っている。
この機能構成部とは地球で装備する機能構成要素、例え
ばアンテナないしカメラゆを載せている。この構成部は
軌道回転の間軌道平面に垂直で、衛星自体の回転軸のま
わりを軌道回転の向きにし殆ど完全回転している。この
回転軸方向を指向する星検知器は上記機能構成部のとこ
ろに設置されている。同様にもう１個の星検知器も設置
されるが、回転軸から外れた方向に向いていて、機能構
成部が回転するため、回転軸を対称軸とした準用錐面上
を回転している。
ばアンテナないしカメラゆを載せている。この構成部は
軌道回転の間軌道平面に垂直で、衛星自体の回転軸のま
わりを軌道回転の向きにし殆ど完全回転している。この
回転軸方向を指向する星検知器は上記機能構成部のとこ
ろに設置されている。同様にもう１個の星検知器も設置
されるが、回転軸から外れた方向に向いていて、機能構
成部が回転するため、回転軸を対称軸とした準用錐面上
を回転している。
この周知の測定装置では回転する機能構成部に設けた両
星検知器により、正確な指向方向に第１に依存するこの
構成部自体の高精度位置調整が可能になる。もちろん２
個の星検知器を使用しなければならないのは不利である
。検知器の主要部品はかなり高価であるから、その個数
を出来る限り減らすことは賢明である。
星検知器により、正確な指向方向に第１に依存するこの
構成部自体の高精度位置調整が可能になる。もちろん２
個の星検知器を使用しなければならないのは不利である
。検知器の主要部品はかなり高価であるから、その個数
を出来る限り減らすことは賢明である。
一般に宇宙空間に固定された回転軸のまわりを衛星全体
でかなり早く回転しているスピン安定人工衛星は１個な
いしそれ以上の星検知器を装備できる。この検知器中の
１個が上記回転軸方向に指向方向を保って回転している
。たマそのような検知器は１個であるため、この種の人
工衛星では例えば所望の軌道に到着するまでの移行状態
で一般に横を向き、一時的に明るい星を視界から見失う
と云うある種の困難に陥る。
でかなり早く回転しているスピン安定人工衛星は１個な
いしそれ以上の星検知器を装備できる。この検知器中の
１個が上記回転軸方向に指向方向を保って回転している
。たマそのような検知器は１個であるため、この種の人
工衛星では例えば所望の軌道に到着するまでの移行状態
で一般に横を向き、一時的に明るい星を視界から見失う
と云うある種の困難に陥る。
それ故に移行状態では単に大ざっばな位置調整でさえも
往々困難になる。
往々困難になる。
本発明の課題は前書きに述べた種類の星検知器組立構造
を用意して、出来る限り少数の星検知器で間に合わせ、
且つ軌道移行中ないし軌道到達後も可能な限り正確な位
置調整を保証することにある。
を用意して、出来る限り少数の星検知器で間に合わせ、
且つ軌道移行中ないし軌道到達後も可能な限り正確な位
置調整を保証することにある。
この課題は本発明により、検知器に対して斜めに向け、
−緒に回転する鏡を星検知器の指向方向に設置すること
で解決される。それ−故、た９１個の星検知器、即ち回
転軸方向を指向する検知器で十分である。検知器の指向
方向は同様に回転する鏡により主に回転軸の頂角の方に
傾き、従って円錐凸面に沿って回転することになる。こ
のため星検知器の視界にいつも充分明るい星を新たにし
ながら周期的に繰返し捉え、正確な位置調整の基準を与
える。衛星の所望の指向方向を決め、且つ衛星の回転速
度を知れば、何時特定の星が検知器の視界に現れ、また
その星の結像点が像面上でどのような軌道を描くかは前
もって計算できる。星検知器の像面にマトリックス状配
置で散りばめた星検知器（ＣＯＤアレー；電荷結合素子
アレー）は目的に適っている。予め計算しておいた像面
上での軌道から上記結像点がずれると、計算によって衛
星を誤った方向に決めてしまう。この場合見出した位置
のずれ信号は衛星の位置調整器によりずれに応じた補正
命令に置き換えられる。
−緒に回転する鏡を星検知器の指向方向に設置すること
で解決される。それ−故、た９１個の星検知器、即ち回
転軸方向を指向する検知器で十分である。検知器の指向
方向は同様に回転する鏡により主に回転軸の頂角の方に
傾き、従って円錐凸面に沿って回転することになる。こ
のため星検知器の視界にいつも充分明るい星を新たにし
ながら周期的に繰返し捉え、正確な位置調整の基準を与
える。衛星の所望の指向方向を決め、且つ衛星の回転速
度を知れば、何時特定の星が検知器の視界に現れ、また
その星の結像点が像面上でどのような軌道を描くかは前
もって計算できる。星検知器の像面にマトリックス状配
置で散りばめた星検知器（ＣＯＤアレー；電荷結合素子
アレー）は目的に適っている。予め計算しておいた像面
上での軌道から上記結像点がずれると、計算によって衛
星を誤った方向に決めてしまう。この場合見出した位置
のずれ信号は衛星の位置調整器によりずれに応じた補正
命令に置き換えられる。
本発明による有利な別の構成にしたがうと、半透明の鏡
を使用できるように準備している。
を使用できるように準備している。
これにより星検知器の指向方向が実際上同時に２方向に
向けられていることになる。即ち、１番目の方向は回転
軸に向き、２番目の方向は円錐軌道上を回転する方向へ
向く。このようにして生じた重畳像は、衛星の回転運動
と星検知器を搬送回転する構成部の回転運動によって別
々に変調されているため、相互を容易に分離できる。こ
の場合視界に十分明るい星がある限り回転軸方向に向い
た光通路を利用できる。また、上記の場合を実現してい
ないのであれば、回転している鏡によって外れた方向の
光通路を使うこともできる。
向けられていることになる。即ち、１番目の方向は回転
軸に向き、２番目の方向は円錐軌道上を回転する方向へ
向く。このようにして生じた重畳像は、衛星の回転運動
と星検知器を搬送回転する構成部の回転運動によって別
々に変調されているため、相互を容易に分離できる。こ
の場合視界に十分明るい星がある限り回転軸方向に向い
た光通路を利用できる。また、上記の場合を実現してい
ないのであれば、回転している鏡によって外れた方向の
光通路を使うこともできる。
斜めに置いた回転している鏡の助けで、星検知器の指向
方向を回転軸方向から外す原理は情報衛星にも使用され
ている。この衛星の折畳みできるアンテナ反射器は軌道
移行の問屋検知器の指向方向は完全に覆いかくされてし
まう。この場合、下方に折畳んだアンテナ反射器は星検
知器の真上に検知器の視界を開放する開゛口部を１個所
保有し、又この開口部上方に上記反射器に取付け、検知
器の指向方向に斜めに突出た鏡を保有している。衛星な
いしは少なくともアンテナを搬送している機能構成部が
星検知器の指向方向に一致する回転軸、つまり鏡に対し
て傾いている回転軸のまわりを回転しているが、この鏡
は軌道移行中機能している。回転軌道に到達後読を保有
するアンテナ反射器か折り込まれて、星検知器は以後は
た望衛星の軸方向を向いている。軌道移行中に極端に正
確な位置測定を必要としないので折畳み可能なアンチ六
反射器に鏡を設置して生じる不正確さは、乱れない。
方向を回転軸方向から外す原理は情報衛星にも使用され
ている。この衛星の折畳みできるアンテナ反射器は軌道
移行の問屋検知器の指向方向は完全に覆いかくされてし
まう。この場合、下方に折畳んだアンテナ反射器は星検
知器の真上に検知器の視界を開放する開゛口部を１個所
保有し、又この開口部上方に上記反射器に取付け、検知
器の指向方向に斜めに突出た鏡を保有している。衛星な
いしは少なくともアンテナを搬送している機能構成部が
星検知器の指向方向に一致する回転軸、つまり鏡に対し
て傾いている回転軸のまわりを回転しているが、この鏡
は軌道移行中機能している。回転軌道に到達後読を保有
するアンテナ反射器か折り込まれて、星検知器は以後は
た望衛星の軸方向を向いている。軌道移行中に極端に正
確な位置測定を必要としないので折畳み可能なアンチ六
反射器に鏡を設置して生じる不正確さは、乱れない。
結局、本発明はスピン安定化衛星にも、２重スピン型衛
星にも適用できる。後者の衛星は衛星本体は回転してい
なくて、機能構成部が回転している。この場合、回転し
ていない衛星本体は３軸で安定化されていることになる
。斜めに配置し回転している鏡を星検知器の光通路に挿
入することは軌道移行中又は軌道に到着後にも行えるが
、両状況下にあっても唯一つの指令で行える。
星にも適用できる。後者の衛星は衛星本体は回転してい
なくて、機能構成部が回転している。この場合、回転し
ていない衛星本体は３軸で安定化されていることになる
。斜めに配置し回転している鏡を星検知器の光通路に挿
入することは軌道移行中又は軌道に到着後にも行えるが
、両状況下にあっても唯一つの指令で行える。
次に本発明の２実施例を図面にもとずきより詳しく明ら
かにする。第１図に回転軸３のまわりを回転しているス
ピン安定衛星を相当単純化し模式的に示す。この衛星の
断面は８角形で、エネルギー供給用の太陽電池９を８個
の表面に保有している。星検知器４は回転軸３の直ぐ近
くに指向方向ＩＯを向けるように衛星ｉ中に設置されて
いる。この検知器４の光通路に衛星ｌに固定し、斜めに
置かれた半透明の鏡５が配置されている。
かにする。第１図に回転軸３のまわりを回転しているス
ピン安定衛星を相当単純化し模式的に示す。この衛星の
断面は８角形で、エネルギー供給用の太陽電池９を８個
の表面に保有している。星検知器４は回転軸３の直ぐ近
くに指向方向ＩＯを向けるように衛星ｉ中に設置されて
いる。この検知器４の光通路に衛星ｌに固定し、斜めに
置かれた半透明の鏡５が配置されている。
この結果、衛星ｌの公転のため、回転軸３のまわりで円
錐面上を回転する新たな星検知器の指向方向１１が生じ
る。回転中には、指向方向Ｉ！に向く星検知器４の視界
中にはっきりと明るい星が現れる。これ等のことは実際
上光学系及びその像面側の焦点面に存在しマトリックス
状に配置した光検知素子から形成される。この場合、こ
の素子にはＣＯＤ （電荷結合素子）アレーを使用する
のは目的に適っている。。
錐面上を回転する新たな星検知器の指向方向１１が生じ
る。回転中には、指向方向Ｉ！に向く星検知器４の視界
中にはっきりと明るい星が現れる。これ等のことは実際
上光学系及びその像面側の焦点面に存在しマトリックス
状に配置した光検知素子から形成される。この場合、こ
の素子にはＣＯＤ （電荷結合素子）アレーを使用する
のは目的に適っている。。
この種の光センサ−アレーを選定することは現状の技術
水準に属し、本発明の一部分をなすものではない。第１
図の半透明鏡５の場合では、星検知器４の像面上に２重
重畳像が存在することになる。指向方向ｌＯで得ようと
している像はその方向に同けた視界中に存在する星を同
心円で、リング状の軌跡にする。これに反して、指向方
向１１に属する像は、平行でわずかに曲がり大体、直線
に結像されている星の軌跡となっている。像の形状に関
するこの相違は画像を分離するための選別基準に利用で
きる。
水準に属し、本発明の一部分をなすものではない。第１
図の半透明鏡５の場合では、星検知器４の像面上に２重
重畳像が存在することになる。指向方向ｌＯで得ようと
している像はその方向に同けた視界中に存在する星を同
心円で、リング状の軌跡にする。これに反して、指向方
向１１に属する像は、平行でわずかに曲がり大体、直線
に結像されている星の軌跡となっている。像の形状に関
するこの相違は画像を分離するための選別基準に利用で
きる。
第２図に２重スピン形の衛星Ｉを相当単純化して模式的
に示す。この衛星ｌは回転していない衛星本体と回転結
合体１３を介して結合体１３に設置しである機能構成部
２から形成されている。搬送用ブラットボームとして作
成されている機能構成部２には折畳み可能なアンテナ反
射器６が設置されている。この反射器６は第２図では下
側に折り曲げた状態で描かれていて、同様に機能構成部
２に設置されている星検知器４の視界を覆っている。し
かしながらアンテナ反射器６は下方に折り曲げた状態で
星検知器４上の一部領域に開口部８を有している、この
開口部８は星検知器４に対して視界を開放している。ア
ンテナ反射器６のところでこの開口部８の上部に斜めに
配置された鏡７が設けられ、この鏡７は、星検知器４の
元の指向方向に対して変更された指向方向■４に導く。
に示す。この衛星ｌは回転していない衛星本体と回転結
合体１３を介して結合体１３に設置しである機能構成部
２から形成されている。搬送用ブラットボームとして作
成されている機能構成部２には折畳み可能なアンテナ反
射器６が設置されている。この反射器６は第２図では下
側に折り曲げた状態で描かれていて、同様に機能構成部
２に設置されている星検知器４の視界を覆っている。し
かしながらアンテナ反射器６は下方に折り曲げた状態で
星検知器４上の一部領域に開口部８を有している、この
開口部８は星検知器４に対して視界を開放している。ア
ンテナ反射器６のところでこの開口部８の上部に斜めに
配置された鏡７が設けられ、この鏡７は、星検知器４の
元の指向方向に対して変更された指向方向■４に導く。
この場合、元の指向方向は機能構成部２の回転軸３に一
致している。この指向方向１４は機能構成部２の回転軸
３のまわりを回転するため円錐面上を旋回する。星検知
器４は第１図と同じように組立られる。アンテナ反射器
６は衛星の使命による軌道転移中は第２図に示している
、下向きに振り曲げている姿勢になっている。軌道に到
達後はアンテナ反射器６を矢印１５の方向に振り曲げ、
鏡７も星検知器４の光通路から遠ざかり、星検知器４の
指向方向は以後回転する機能構成部２の回転軸３に一致
する。第２図の衛星ｌの場合では軌道移行中の位置調整
は星検知器４によりお＼ざっばに監視することができる
。軌道に到達後゛、例えば星検知器の指向方向が北を向
いている静止衛星は位置調整のため一般に別の星検知器
、地球ないしは太陽検知器、を加えなくてはならない。
致している。この指向方向１４は機能構成部２の回転軸
３のまわりを回転するため円錐面上を旋回する。星検知
器４は第１図と同じように組立られる。アンテナ反射器
６は衛星の使命による軌道転移中は第２図に示している
、下向きに振り曲げている姿勢になっている。軌道に到
達後はアンテナ反射器６を矢印１５の方向に振り曲げ、
鏡７も星検知器４の光通路から遠ざかり、星検知器４の
指向方向は以後回転する機能構成部２の回転軸３に一致
する。第２図の衛星ｌの場合では軌道移行中の位置調整
は星検知器４によりお＼ざっばに監視することができる
。軌道に到達後゛、例えば星検知器の指向方向が北を向
いている静止衛星は位置調整のため一般に別の星検知器
、地球ないしは太陽検知器、を加えなくてはならない。
アンテナ反射器６の一部である駆動部は他のものと同じ
ように衛星の本発明に関連しない部分であり、第２図に
は示していない。
ように衛星の本発明に関連しない部分であり、第２図に
は示していない。
このことは第１図にもあてはまる。
鏡５及び７は第１図の指向方向ＩＯ及び第２図の回転軸
に対しである角度以下にそれぞれ傾けられる。この角度
は衛星に与えられた特別な使命に関係している。この角
度は１回の回転ごとに星検知器４の回転視界の中に特別
に明るくてはっきり識別できる星をできる限り多く来る
で、星検知器の視界からできる限り遠ざけることに注意
しなくてはならない。
に対しである角度以下にそれぞれ傾けられる。この角度
は衛星に与えられた特別な使命に関係している。この角
度は１回の回転ごとに星検知器４の回転視界の中に特別
に明るくてはっきり識別できる星をできる限り多く来る
で、星検知器の視界からできる限り遠ざけることに注意
しなくてはならない。
第１図は本発明による星検知器組立構造を保有している
スピン安定化した人工衛星であり、第２図は非回転衛星
本体及び回転して、折畳めるアンテナ反射器と本発明に
よる星検知器組立構造を搬送し回転する機能構成部を保
有している人工衛星である。 図中に使用している符号、 ３・・・回転軸 ４・・・星検知器 ５及び７・・・鏡
スピン安定化した人工衛星であり、第２図は非回転衛星
本体及び回転して、折畳めるアンテナ反射器と本発明に
よる星検知器組立構造を搬送し回転する機能構成部を保
有している人工衛星である。 図中に使用している符号、 ３・・・回転軸 ４・・・星検知器 ５及び７・・・鏡
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １）軌道上及び（又は）軌道に移る間、人口衛星自体の
回転軸のまわりを回転する少なくとも１個の構成部分と
その回転軸方向を指向し、同じようにその回転軸のまわ
りを回転する星検知器を設けている人口衛星の星検知器
組立構造において、 検知器（４）に関して斜めに配置し且つ一緒に回転する
鏡（５）を星検知器（４）の指向方向に配置してあるこ
とを特徴とする人口衛星の星検知器組立構造。 ２）鏡（５）が半透明であることを特徴とする特許請求
の範囲第１項に記載の人口衛星の星検知器組立構造。 ３）鏡（７）が星検知器（４）の上部で下方に折畳んだ
状態になっていて折畳むことができるアンテナ反射器（
６）のところで、星検知器（４）の指向方向を開放して
いるアンテナ反射器（６）の開口部（８）上部に設置さ
れていることを特徴とする特許請求の範囲第１項に記載
の人口衛星の星検知器組立構造。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE3537871.9 | 1985-10-24 | ||
| DE19853537871 DE3537871A1 (de) | 1985-10-24 | 1985-10-24 | Sternsensor-anordnung fuer einen satelliten |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62102115A true JPS62102115A (ja) | 1987-05-12 |
Family
ID=6284377
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61250931A Pending JPS62102115A (ja) | 1985-10-24 | 1986-10-23 | 人口衛星の星検知器組立構造 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4740680A (ja) |
| JP (1) | JPS62102115A (ja) |
| DE (1) | DE3537871A1 (ja) |
| FR (1) | FR2589232B1 (ja) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| AU7118896A (en) * | 1995-09-28 | 1997-04-17 | Lockheed Martin Corporation | Techniques for optimizing an autonomous star tracker |
| US8222582B1 (en) * | 2008-09-30 | 2012-07-17 | Anderson Mark J | Celestial navigation using stellar narrow-band emission |
| US10351266B2 (en) * | 2014-06-24 | 2019-07-16 | Triad National Security, Llc | Attitude determination and control system (ADCS), sun sensor, and star tracker |
| US11046463B1 (en) | 2017-08-02 | 2021-06-29 | Triad National Security, Llc | Compact star-field sensor (SFS) |
| US12103713B1 (en) | 2017-08-02 | 2024-10-01 | Triad National Security, Llc | Attitude determination and control system (ADCS) |
| CN113701744A (zh) * | 2021-08-30 | 2021-11-26 | 北京航空航天大学 | 一种利用反射镜的锥扫观星实现方法 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61129400A (ja) * | 1984-11-28 | 1986-06-17 | 宇宙開発事業団 | 三軸スタ−センサ |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2923202A (en) * | 1948-08-21 | 1960-02-02 | Northrop Corp | Dual field optical system |
| US3180587A (en) * | 1961-01-25 | 1965-04-27 | Howell D Garner | Attitude orientation of spin-stabilized space vehicles |
| US4309005A (en) * | 1976-06-17 | 1982-01-05 | Walter G. Finch | Target seeking gyro |
| US4159419A (en) * | 1977-08-31 | 1979-06-26 | The Singer Company | Three axis stellar sensor |
| FR2485275A1 (fr) * | 1979-06-18 | 1981-12-24 | Aerospatiale | Procede de pilotage d'orientation d'antenne sur un satellite et configuration de detecteurs mettant en oeuvre ce procede |
| US4675715A (en) * | 1982-12-09 | 1987-06-23 | American Telephone And Telegraph Company, At&T Bell Laboratories | Semiconductor integrated circuit vertical geometry impedance element |
| DE3329670A1 (de) * | 1983-08-17 | 1985-03-07 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Optischer lagesensor fuer einen satelliten |
| DE3428741A1 (de) * | 1984-08-03 | 1986-02-13 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Messvorrichtung zur lagebestimmung fuer einen satelliten |
-
1985
- 1985-10-24 DE DE19853537871 patent/DE3537871A1/de active Granted
-
1986
- 1986-10-23 US US06/922,273 patent/US4740680A/en not_active Expired - Fee Related
- 1986-10-23 FR FR868614747A patent/FR2589232B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1986-10-23 JP JP61250931A patent/JPS62102115A/ja active Pending
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61129400A (ja) * | 1984-11-28 | 1986-06-17 | 宇宙開発事業団 | 三軸スタ−センサ |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2589232A1 (fr) | 1987-04-30 |
| DE3537871A1 (de) | 1987-04-30 |
| FR2589232B1 (fr) | 1991-12-27 |
| US4740680A (en) | 1988-04-26 |
| DE3537871C2 (ja) | 1988-09-22 |
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