JPS6218400A - 静止衛星用姿勢センサ - Google Patents
静止衛星用姿勢センサInfo
- Publication number
- JPS6218400A JPS6218400A JP15631585A JP15631585A JPS6218400A JP S6218400 A JPS6218400 A JP S6218400A JP 15631585 A JP15631585 A JP 15631585A JP 15631585 A JP15631585 A JP 15631585A JP S6218400 A JPS6218400 A JP S6218400A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- geostationary satellite
- angle
- attitude sensor
- attitude
- geostationary
- 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
Links
Landscapes
- Geophysics And Detection Of Objects (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
- Details Of Aerials (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、静止衛星の姿勢制御を行うために必要な姿
勢情報を検出する静止衛星用姿勢センサに関するもので
ある。
勢情報を検出する静止衛星用姿勢センサに関するもので
ある。
第４図は従来の静止衛星用姿勢センサの原理を示す図で
ある。図において、１は地球、２は静止衛星、３は静止
衛星２の軌道、４は静止衛星２に固定された座標系、５
は静止衛星２に搭載された姿勢センサ、６は太陽、７は
姿勢センサ５の視野の中心方面″ミ８は姿勢センサ５か
ら見た太陽６の方向である。また、９，１０，１１．１
２は、それぞれ静止衛星２の軌道３上の位置である。
ある。図において、１は地球、２は静止衛星、３は静止
衛星２の軌道、４は静止衛星２に固定された座標系、５
は静止衛星２に搭載された姿勢センサ、６は太陽、７は
姿勢センサ５の視野の中心方面″ミ８は姿勢センサ５か
ら見た太陽６の方向である。また、９，１０，１１．１
２は、それぞれ静止衛星２の軌道３上の位置である。
次に、上記第４図に示す従来の静止衛星用姿勢センサの
動作について説明する。静止衛星２の姿勢は、この静止
衛星２に固定され九座標系４の各ｘ、ｙ、ｚ軸回りの回
転角として表わされる。姿勢センサ５は太陽６の方向８
を測定することによって、静止衛星２の姿勢角を検出す
る。その静止衛星２の姿勢角のうちで、ヨー角（座標系
４の２軸回りの回転角）は別の静止衛星（図示しない）
の姿勢センサでロール角（座標系４のＸ軸回りの回転角
）が分かつていれば、当該姿勢センサ５はその視野の中
心方向７からの太陽６の方向８のずれ角ψを測定し、そ
の値から上記ロール角による影響分を差し引くことによ
って得ることができる。
動作について説明する。静止衛星２の姿勢は、この静止
衛星２に固定され九座標系４の各ｘ、ｙ、ｚ軸回りの回
転角として表わされる。姿勢センサ５は太陽６の方向８
を測定することによって、静止衛星２の姿勢角を検出す
る。その静止衛星２の姿勢角のうちで、ヨー角（座標系
４の２軸回りの回転角）は別の静止衛星（図示しない）
の姿勢センサでロール角（座標系４のＸ軸回りの回転角
）が分かつていれば、当該姿勢センサ５はその視野の中
心方向７からの太陽６の方向８のずれ角ψを測定し、そ
の値から上記ロール角による影響分を差し引くことによ
って得ることができる。
ここで、座標系４のピッチ角はＹ軸回りの回転角として
表わされる。
表わされる。
上記のような従来の静止衛星用姿勢センサは以上のよう
に構成されているので、姿勢センサ５は太陽６の方向８
を検出することによって姿勢を検出しているため、静止
衛星２と太陽６を結ぶ線と２軸（ヨー軸）がほぼ直交し
ている軌道３上の各位置（例えば９，１０の位置）付近
ではヨー角を検出することができるが、静止衛星２と太
陽６を結ぶ線と２軸（ヨー軸）がほぼ平行となる軌道３
上の各位置（例えば１１．１２の位置）付近ではヨー角
を検出することができないか、もしくは検出しにくいと
いう問題点があった。
に構成されているので、姿勢センサ５は太陽６の方向８
を検出することによって姿勢を検出しているため、静止
衛星２と太陽６を結ぶ線と２軸（ヨー軸）がほぼ直交し
ている軌道３上の各位置（例えば９，１０の位置）付近
ではヨー角を検出することができるが、静止衛星２と太
陽６を結ぶ線と２軸（ヨー軸）がほぼ平行となる軌道３
上の各位置（例えば１１．１２の位置）付近ではヨー角
を検出することができないか、もしくは検出しにくいと
いう問題点があった。
この発明は、かかる問題点を解決するためになされたも
ので、静止衛星の軌道上の位置にかかわらず、常に静止
衛星のヨー角を検出することができる静止衛星用姿勢セ
ンサを得ることを目的とする。
ので、静止衛星の軌道上の位置にかかわらず、常に静止
衛星のヨー角を検出することができる静止衛星用姿勢セ
ンサを得ることを目的とする。
この発明に係る静止衛星用姿勢センサは、静止衛星の姿
勢角を測定する基準として太陽を用いることなく、他の
静止衛星の自己の静止衛星からの方向を測定することに
よって、自己の静止衛星の姿勢角を検出するものである
。
勢角を測定する基準として太陽を用いることなく、他の
静止衛星の自己の静止衛星からの方向を測定することに
よって、自己の静止衛星の姿勢角を検出するものである
。
この発明の静止衛星用姿勢センサにおいては。
静止衛星間には常にほぼ一定の位置関係が保たれている
ことを利用し、自己の静止衛星から他の静止衛星への方
向を測定することによって、自己の靜＋ｈ衛星の姿勢角
を検出するようにしたので、静止衛星が軌道上のいずれ
の位置にあっても、常に静止衛星の姿勢角を正確に検出
することができる。
ことを利用し、自己の静止衛星から他の静止衛星への方
向を測定することによって、自己の靜＋ｈ衛星の姿勢角
を検出するようにしたので、静止衛星が軌道上のいずれ
の位置にあっても、常に静止衛星の姿勢角を正確に検出
することができる。
第１図及び第２図はそれぞれこの発明の一実施例である
静止衛星用姿勢センサの原理を示す図である。各図にお
いて、１は地球、２は姿勢角を測定しようとする静止衛
星、３は静止衛星２の軌道。
静止衛星用姿勢センサの原理を示す図である。各図にお
いて、１は地球、２は姿勢角を測定しようとする静止衛
星、３は静止衛星２の軌道。
４は静止衛星２に固定された座標系、５は静止衛星２に
搭滅された姿勢センサ、１３は他の静止衛星、１４．１
５は姿勢センサ５の中心方向、１６は姿勢センサ５から
の他の静止衛星１３の方向である。
搭滅された姿勢センサ、１３は他の静止衛星、１４．１
５は姿勢センサ５の中心方向、１６は姿勢センサ５から
の他の静止衛星１３の方向である。
第３図はこの発明の他の実施例である静止衛星用姿勢セ
ンサの原理を示す図であり、これは、他の静止衛星１３
の軌道が赤道面に対して角度βだけ傾いている場合につ
いて、赤道面内から見た図である。図において、１７は
他の静止衛星１３の軌道、１８は静止衛星２の姿勢セン
サ５からの他の静止衛星１３の方向である。その他、第
３図中の各符号は第２図のものと同一である。
ンサの原理を示す図であり、これは、他の静止衛星１３
の軌道が赤道面に対して角度βだけ傾いている場合につ
いて、赤道面内から見た図である。図において、１７は
他の静止衛星１３の軌道、１８は静止衛星２の姿勢セン
サ５からの他の静止衛星１３の方向である。その他、第
３図中の各符号は第２図のものと同一である。
上記実施例においては、静止衛星２と他の静止衛星１３
は同一の軌道３上を飛行している場合を示しているが、
これらのうちで一方もしくは両方が静止軌道から多少ず
れた軌道を飛行していても。
は同一の軌道３上を飛行している場合を示しているが、
これらのうちで一方もしくは両方が静止軌道から多少ず
れた軌道を飛行していても。
両静止衛星２，１３の位置関係が既知であれば。
同様にして姿勢角を検出することができる。−例として
、他の静止衛星１３の軌道が赤道面に対して角度βだけ
傾斜している場合のヨー角の検出について一第３図を参
照にして説明する。両静止衛星２，１３の位置関係は既
知であるから、静止衛星２のヨー角、ピッチ角、ロール
角がすべて零の場合に、静止衛星２の姿勢センサ５から
他の静止衛星１３への方向角ｒは既知である。したがっ
て。
、他の静止衛星１３の軌道が赤道面に対して角度βだけ
傾斜している場合のヨー角の検出について一第３図を参
照にして説明する。両静止衛星２，１３の位置関係は既
知であるから、静止衛星２のヨー角、ピッチ角、ロール
角がすべて零の場合に、静止衛星２の姿勢センサ５から
他の静止衛星１３への方向角ｒは既知である。したがっ
て。
他の静止衛星１３のヨー角、ピッチ角、ロール角が零で
ない場合に、静止衛星２の姿勢センサ５から他の静止衛
星１３への方向角δを測定し、この方向角δより上記方
向角ｒによる影響分を差し引けば静止衛星２のヨー角を
検出することができる。
ない場合に、静止衛星２の姿勢センサ５から他の静止衛
星１３への方向角δを測定し、この方向角δより上記方
向角ｒによる影響分を差し引けば静止衛星２のヨー角を
検出することができる。
また、ピッチ角の検出も、同様の補正を加えて検出する
ことができる。
ことができる。
次に、上記第１図及び第２図に示すこの発明の一実施例
である静止衛星用姿勢センサの動作について説明する。
である静止衛星用姿勢センサの動作について説明する。
静止衛星２の交替は、この静止衛星２に固定された座標
系４の各ｘ、ｙ、ｚ軸回りの回転角として表わされる。
系４の各ｘ、ｙ、ｚ軸回りの回転角として表わされる。
静止衛星２の姿勢センサ５は他の静止衛星１３の方向を
測定する。姿勢測定の基準となる他の静止衛星１３と静
止衛星２との位置関係は既知であるので、静止衛星２の
ロール角（座標系４のＸ軸回りの回転角）が分かつてい
れば、静止衛星２の姿勢センサ５から他の静止衛星１３
への各方向角ψ、θの値から、静止衛星２のヨー角（座
標系４の２＠回りの回転角）とピッチ角（座標系４のＹ
軸３回りの回転角）を検出すること−ができる。−例と
して、ロール角が零の場合は、ヨー角はφ、ピッチ角は
θ−αとして得られる。
測定する。姿勢測定の基準となる他の静止衛星１３と静
止衛星２との位置関係は既知であるので、静止衛星２の
ロール角（座標系４のＸ軸回りの回転角）が分かつてい
れば、静止衛星２の姿勢センサ５から他の静止衛星１３
への各方向角ψ、θの値から、静止衛星２のヨー角（座
標系４の２＠回りの回転角）とピッチ角（座標系４のＹ
軸３回りの回転角）を検出すること−ができる。−例と
して、ロール角が零の場合は、ヨー角はφ、ピッチ角は
θ−αとして得られる。
この発明は以上説明したとおり、静止衛星用姿勢センサ
において、静止衛星の姿勢角の検出を他の静止衛星を測
定基皐として行うようにしたので。
において、静止衛星の姿勢角の検出を他の静止衛星を測
定基皐として行うようにしたので。
静止衛星が軌道上のいずれの位置にあっても、常に静止
衛星の姿勢角を正確に検出することができ。
衛星の姿勢角を正確に検出することができ。
また、装置が簡単化されて精度の高いものが得られると
いう優れた効果を奏するものである。
いう優れた効果を奏するものである。
第１図及び第２図はそれぞれこの発明の一実施例である
静止衛星用姿勢センサの原理を示す図。 第３図はこの発明の他の実施例である静止衛星用姿勢セ
ンサの原理を示す図、第４図は従来の静止衛星用姿勢セ
ンサの原理を示す図である。 図において、１・・・地球、２・・・姿勢角を潰１１定
しようとする静止衛星、３・・・軌道、４・・・座標系
、５・・・姿勢センサ、１３・・・姿勢角の検出の基阜
になる他の静止衛星で−ある。 なお−各図中、同一符号は同一、又は相当部分を示す。
静止衛星用姿勢センサの原理を示す図。 第３図はこの発明の他の実施例である静止衛星用姿勢セ
ンサの原理を示す図、第４図は従来の静止衛星用姿勢セ
ンサの原理を示す図である。 図において、１・・・地球、２・・・姿勢角を潰１１定
しようとする静止衛星、３・・・軌道、４・・・座標系
、５・・・姿勢センサ、１３・・・姿勢角の検出の基阜
になる他の静止衛星で−ある。 なお−各図中、同一符号は同一、又は相当部分を示す。
Claims (1)
- 静止衛星において、他の静止衛星の自己の静止衛星から
の方向を測定することによつて、前記自己の静止衛星の
姿勢角を検出することができることを特徴とする静止衛
星用姿勢センサ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15631585A JPS6218400A (ja) | 1985-07-16 | 1985-07-16 | 静止衛星用姿勢センサ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15631585A JPS6218400A (ja) | 1985-07-16 | 1985-07-16 | 静止衛星用姿勢センサ |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6218400A true JPS6218400A (ja) | 1987-01-27 |
Family
ID=15625112
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15631585A Pending JPS6218400A (ja) | 1985-07-16 | 1985-07-16 | 静止衛星用姿勢センサ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6218400A (ja) |
-
1985
- 1985-07-16 JP JP15631585A patent/JPS6218400A/ja active Pending
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4746085A (en) | Method for determining the earth's magnetic field and a satellite's attitude for attitude control | |
| US5287628A (en) | Omni range inclino-compass | |
| US6588117B1 (en) | Apparatus with gyroscopes and accelerometers for determining the attitudes of an aerodyne | |
| JPS6171300A (ja) | 人工衛星の姿勢角計算装置 | |
| US4884771A (en) | Method for calibrating the gyros of a 3-axis stabilized satellite | |
| US4924593A (en) | Method for aligning a two-axis platform | |
| JPS6218400A (ja) | 静止衛星用姿勢センサ | |
| JPH04283615A (ja) | ジャイロ装置 | |
| WO2000027701A1 (en) | Method and apparatus for determining the yaw angle of a satellite | |
| JPH0949737A (ja) | 航法信号出力方法 | |
| RU93051295A (ru) | Навигационный комплекс | |
| US6536713B2 (en) | Method of controlling or stabilizing the attitude of a vehicle in space | |
| GB2080972A (en) | Apparatus for Determining North Direction | |
| US20160076889A1 (en) | Apparatus for providing an azimuth angle | |
| JPS62212515A (ja) | 航空機の航行方法 | |
| JP2756554B2 (ja) | 慣性装置 | |
| JP2578842B2 (ja) | 光学式方位測定装置による方位測定方法及びその方位測定方法に用いる装置 | |
| JPH02309702A (ja) | テレビアンテナ指向装置 | |
| JPH07112840B2 (ja) | 人工衛星の姿勢およびアンテナ指向制御装置 | |
| JPS6280200A (ja) | スキヤン型地球センサ | |
| JPS622487Y2 (ja) | ||
| JP2592883B2 (ja) | 方向探知装置 | |
| JPH06281716A (ja) | 方位検出装置 | |
| JP2000356519A (ja) | 磁方位センサ | |
| JPS59180700A (ja) | 船舶の座標検知装置 |