JPS63106200A - 地球指向衛星の地球指向回復方法 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は地球指向型衛星の回復方法に関する。

従来の技術及びその問題点 衛星の姿勢は次の如き様々な故障及び処理の不手際によ
り不意に変化することがある。

−ソーラーアレイの駆動系の故障、モーメントホイール
の異常、地球センサの光学的欠陥又は姿勢制御エンジン
の開放膠着等の装買故障。

一本質的には憤竹コニットにお番ノる、又は姿勢！／Ｉ
ｔＥサーボループの一時的変調を引き起こす使用電力の
変動等の電気的故障。

−例えば地球センサの視野に太陽又はｎが通過すること
による地球ヒンサの擾乱又はサーボループの予測不可能
な相互影′ｆｇ苫の衛早制御コニットの設計上の制限。

一自動又は手動制御における搭載ソフトウェアのプログ
ラムミス又は地上からの誤った命令による操作エラー。

この種の故障は衛星の動作を大きく乱しがらであり中断
させることもあり、衛星は向きについての厳しい条件下
においてのみ動作する。これは特に地球指向望の３軸で
安定化される静止通信衛星の場合にそうである。

従来日−［１ツバ又はアメリカで製造されていた通信衛
星では、姿勢の変化１１故後の再指向処理の要着に制限
を加えることは比較的少４ｋかった。

向きが乱された場合（第１０ｂ図）、衛星は自動的に２
つの連続する安全保護処理、つまり自動再配置モード（
ＡＲＭ）及び緊急太陽指向足（ＥＳＲ）を行なう。

ＡＲＭの目的は姿勢及び軌道制御システム（八〇Ｃ３）
を電力停止又は指向υＩＩＩＩ停止に続く待機状態へ切
り換えることである。姿勢制御二Ｌニットは、傾斜ホイ
ール配置の場合を除いて全で主要なものから予備のもの
へ切り換えられる。ＡＲＭの初期化の際、１５分タイマ
が始動し地上のオペレータが故障の正大性を診断し可能
なら時間内に修理できる機会を提供する。

容易に修理される軽微な故障の場合、この過渡的モード
により通信サービスの長すぎる不必要な中断が憇けられ
る。オペレータは必要ならタイマによりプログラムされ
た１　／　４　ｆｆ５間以上にＡＲＭを延長することも
できる。しかしその期間は、ΔＦ＜　Ｍにおいてはソー
ラーアレイの駆動も停Ｊｌシ従ってソーラーアレイが宇
宙飛行体本体に対し故障時における向さに固定されたま
まになることによる制限を受ける。

ＡＲＭにおいて指向制御が取り戻＃！ない場合衛星は自
動的にＥＳＲモードに切り換わる。このモードの目的は
ｔ’ｌｉ星を安全な太陽指向モードにして衛星にエネル
ギが供給されるようにすることである。ペイロード及び
姿勢制御のユニットは、太陽捕捉に必要なものを除き、
Ｗｒ犀のオンボードエラーがｂはや起こらないよう全て
スイッチが切られる。太陽捕捉装置は、予備のエネルギ
供給及び予備の姿勢シリ御ｆ］ケット及びｔｉｔ進桑ラ
インを用いる単純なの用のバック７ツブルー１である。

モーメントバイアス型ｗ１星（つまり慣Ｍ基準を定める
モーメントホイール（又はホイール系）を有するもの）
では、ホイールは停止してモーメントがなくなり衛星は
太陽ヒンサ（ＳＡＳ）及び姿勢制御ロフトの制御により
固定された７レイが太陽を指向でるよう太陽指向性をＮ
持される。

従来の方式ではＥＳＲからの回復は、衛♀に対する太陽
及び地球の相対的位買がある相対的位欝においてのみ可
能であった。この制約のためｒｌｉ星は故障が修理され
ても即座に再指向することができず、この柔軟性の欠如
のため衛星の中［ｔｌｉ時間が増える。

実際、公知の方式では地球再指向は地球上ン４）及び地
球捕捉制御ループを用いて行なわれる。次いでホイール
は通常モードが回復されるよう回転がつけられる。初め
衛星はそのＸ軸及びｙ軸を太陽方向に向けてＪ３り地球
ヒンサ（赤外線：　ＩＲＥＳ）の視野はＺ軸に沿ってい
るので、ｔ！ｌｉ！ｊからの太陽と地球の方向は直交し
ていな（）ればならない（第１２Ｃ図参照）。かかる状
況は衛星の地方時開で０６００時及び１８００１）、’
ｊのみに起こり、これは１２閃間に達する時間：ｌｌ動
作で持つことを意味する。

ＥＳＲ処叩において太陽指向用に１本の回転軸があるの
みである場合には（例えばＯＴ　Ｓ　ｔ！ｆｉ　！Ｆ、
　）、中断時開は２４時間にも達しつる。

要するに衛！を保留状態としてから地球へ再指向させる
従来のｈ法には次の如き幾つかの欠点がある。

１５分間の反応時間ではオペレータが反応を起すには通
常短すぎ、また太陽エネルギの備蓄を過度に使用しない
限り延長でることは略不可能である。

緊急太陽指向は最も確実であるが、制御ループの小型姿
勢制御ロケッ１へを使用し数１−［１グラムのｊｌｔ　
Ｚ桑を消費する。またＥＳＲモードで用いられる予備の
小型姿勢制御ロケットの故障（漏洩又は事故による動作
の長期化）は、Ｅ　Ｓ　Ｒ’Ｅ−ドにおける安定性を安
全に■いつる。Ｅ　Ｓ　Ｒモードから地球ｒＴｆ指向へ
の時間が長ずざる。これは、通信の中断を最大限１時間
半におさえる心髄がある新型の通信衛星（ＩＭＭＡＲ３
ＡＴ２．ＥＣ８−Ａ）の場合特にそうである。この制約
は既に軌道上にある衛星についても必要である。

本発明の目的は上記の欠点の幾つかあるいは全てが解決
された地球指向回復方法を提供するにある。より詳細に
は、本発明の第１の目的は、通信衛星を緊急太陽指向モ
ードから１時間以内に公称動作状態に復チ、ｒＩせしめ
る高速の地球指向回復方式及び方法を関供するにある。

本発明の第２の目的は地上から１．ｌＪＩ’ＩＩシえ、
また比較的甲純なアルゴリズムを用いた搭載ソフトウェ
アパッケージによっても制御される方法を提供するにあ
る。

本発明の第３の目的はモーメントバイアス式衛星及びゼ
ロモーメント式衛星のどちらにも適用される方法を提供
１１るにある。

本発明の別の目的は、あまり重大でない姿勢変化事故の
場合一部分のみが作動される段階の系列からなる方法を
提供するにある。より正確には、方法によりＥＳＲモー
ドから地球指向モードへ急速に復帰しつる場合には、適
度な角速度で型動しているＷＩ星を太陽指向がまず行な
われなくても制御下にｌくようにしつる最後の段階を用
いるだけでよい。

本発明の他の目的はモーメントバイアス式衛星が姿勢制
御Ｉ０ケットによらず再指向動作を完全に行えるように
する方法及び方式を提供するにある。

本発明の好ましい実施例の目的１よ、既に軌道上にある
Ｗｌ星において利用可能な機器、つまり利用可能な予備
のセンサを用いる動作を可能とすることにある。

本発明のさらに伯の目的は、伝達される命令又は地上の
オペレータの反応についての特定の時間上の制約がなく
、Ｊネルギの供給中断を避各ノるよう太陽電池板を太陽
方向へ向くよう配置する少なくとも１つの段階からなる
へ度の柔軟性を右づる方法を提供するにある。また方法
が不調な場合あるいもま中断した場合には、方法により
さまたげられることなく最大の確実性を有する緊急太陽
再指向（ＥＲ３）モードに復帰し、公知の上記にＮ　＋
１した長い処理による再ＪＲ向に戻る。

問題点を解決するための手段 本発明によれば上記の目的は次の原理に基く２段階式の
方法を用いて達成される。

方法のへ局面では衛９は、ＥＲＳエードユニツ（−から
ＷＩ星のピッチ軸が地球方向近くの値の小さな範囲内を
小なる型動速度及び角速度で運動する中間姿勢に戻され
る。この局面は耐重の太陽方向に対する衛星の位欝及び
ピッヂ角速＋ａを決定及び制御することで行なわれる。

このＡ局面の２つの実施例については後に訂述する。

１３局面は厳密に言う場合の高速回復局面に対応し、小
なる型動速度及び角速度を有Ｊる１！ｌ］星につぎ３つ
の軸が地球方向に安定化することからなる。

これはまず段々に即動速度をおさえ次いで衛星のピッチ
軸を正確に整列さＵることにより行なわれる。この局面
は衛？がモーメントバイアスにつき安定化されるかぜロ
モーメン］・につぎ安定化されるかに応じて異なって行
なわれる。またモーメントバイアス式衛星に対応する８
局面の実施例では、段階は処理を続けで行なう際のより
よい安定化に対応する。これにより、重要でない偶発事
故に続く軽微な姿勢変化からの地球指向へ復帰のため８
局面の中間段階にＢｉ：′５面を選択的に入れることが
できる。

特許請求の範囲第１項はモーメントバイアス式衛星に適
する８局面の実施例に関し、太陽電池パネルと、太陽セ
ンサと、地球センサ及び／又はジャイロメータと、ピッ
ヂナーボ制御手段と、ロールサーボ制御手段と、衛星の
姿勢を変更するモーメントホイール及び／又は姿勢ホ制
御ロケット秀の姿勢補正手段とからなる地球指向衛星の
地球指向回復方法であって、少なくとも （ｉ）　　前記ロールサーボ制御手段の→Ｊ−ボノーー
ブを非動作とし、前記太陽及び地球センサ及び／又はジ
ャイロメータの全てを接続し、前記姿勢補正手段を用い
て姿勢のＡ−プンルーブ制御を行なう初期化段階と、 （ｉ　ｉ　）　　１！ｌｉｓ、ｐを逆目転体により二重
回転配置とし、前記太陽及び地球レンサからの信号に応
答してピッチ速度を決定し、前記姿勢補正手段を用いて
ピッチ速度を制御するピップ予備安定化段階と、 （ｉｉｉ）　　１１１−の軸制御のピッチ内に地球を捕
捉することでピッチ速度を前記ピッチサーボυ１１１１
手段の動作限界内に収めるピッチ回復段階と。

（ｉｖ）　　前記ロールサーボ制御手段により地球が捕
捉されるまで前記モーメントホイール及び／又は姿勢ａ
ｉｌｌ　ｔｉｌｌロケットの動作により横方向ロール／
ヨートルクを加える残留章動抑圧段階とを記載順序に従
って行ない場合により中間段階から開始するようにして
なる地球指向衛５ｐの地球指向回復方法を提供する。

ビツヂ予備安定化によりピッチ軸が制御される。

次に章動抑圧によりｔ！ｔｉ星は完全なる軸制御される
ようになる。この局面は衛星の安定化系がｔ−メントバ
イアス方式からなるか否かに応じて異なる。

姿勢の事故による小さな変動については中間段階から１
ｍ始される。

この方法は、前記型動がＩｙＩｒｉｌ！ビツチリーボ制
御手サー動作限界より大なる振幅を有する場合について
の粗章動抑圧段階を前記ピッチ回復段階の前にさらに右
する。前記ｍ１章型押圧段階は電力のバランスを改善す
るよう前記太陽電池板を互いに略１８０’の角度に固定
し、（ホイール又は姿勢制御ロケットを用い）横方向モ
ーメントを調整することによる能動的制御又はピッチホ
イールと宇宙飛行体本体間の［−メントの交換を用いる
受動的制御により前記型動を抑圧する。

上記の高速回復方法（第２図の８局面）は、姿勢の事故
による変化の後の△ＲＭ状態にある１！ｊ星に適用され
ると有利であるこの局面によると宥望がＥＳＲモードと
なることが避（プられるという利点がある。

しかしながら本発明はＥＳＲモードとなってしまった衛
犀にも適用可能である。この場合、衛星をＥＳＲモード
から上記の５速回復方法（８局面の始点に変更せしめる
Ａ８面は、 ソーラーアレイに取り付けられる太陽センサを用いソー
ラーアレイを太陽方向に指向させ固定するソーラーアレ
イサーボ制御段階と、 支持及び電２Ｊ移送組立体を前記太陽電池板に対し処理
の地方時間において衛星から太陽及び地球方向を見込む
角度に関係する角度傾斜ゼしめる太陽電池板傾斜段階と
、 ＷｓＷのロール運動中の前記地球センサからの信号の周
期的変動を基準にして％すの姿勢（自速麻及びピップ軸
の位ｌ）を決定する衛星姿勢決定段階とからなる。

このへ局面の第１実施例は従来の搭載礪器を用いて既に
軌道上にある衛星に適用可能であるが、本発明ににれば
Ｗｌｉ　ＷをＥＲＳモードから８局面の高速回復方法の
始点に変更させるＡ局面の第２実施例をも提供される。

この第２実施例では、選択された明るさのレベルの早に
ついての地上基地パターン認識方法による位置及びロー
ル角趨の速度検出用の低精度スリット又はマトリクス型
スタートラッカーを使用する。

へ局面の第２実施例は大略、 前記スタートラッキング手段を用いてＷを検出するり検
出段階と、 前記星の（＆６を基準として１！Ｉｉ星の姿勢を決定す
る衛星姿勢決定段階と、 ピップ軸が上記の８局面によるＩｆ′！２速地球指向回
復にとり好ましい（Ｏ置である際ホイールに回転をつ４
Ｊ及び／又はジャイロメータを初期化する【１−ル速瓜
停止段階とよりなる。

衛星がゼロモーメント安定化方式を使用している場合に
は慣性制御ユニットのジャイロメータは、ロール速度が
停止しピッチ軸が地球再指向に好ましい位置となる際に
始動する。

この場合槓篩ジトイロメータからの自速１αデータは、
オイラー角処理により地球再指向を確実にし安定位ｔへ
の固定を確実にするのに用いられる。

実施例 第１図に示寸聞Ｗにおいてロール軸はＸ、ピッチ軸はｙ
、及び］−軸は２である。

衛すが地球軌道上にあり地球指向の安定化をしている場
合、衛星はヨー軸を地上に向け、ロール軸方向に軌道を
追従する。

第１ａ図に示される衛星は、ソーラーアレイ１０上に取
り付けられる太陽セン＋ｊ２１、広角の視野を右する予
備の太陽セン＋１７２２．２つの地球ヒンサ及びＶビー
ム太陽センサ′２３の１０ツク笠の適宜の測定装ｒｔを
右する。ｔ’ｔｉ星は予備の２＋Ｉ１式赤外線地球セン
サ°２４をも有する。

第１ｂ図は照星の慣性ユニットのある実施例をｙｚＴ而
で見た略図であり、傾斜ホイール構成の３つのモーメン
トホイール３１．３２．３３よりなる。

しかし本発明はこの種の慣性コニットを有する衛星に限
定されるものでなく、より多くの又【、１より少なくフ
ライホイールを有する衛星にも適用可能である。ぜロモ
ーメント衛星の場合には、後に本発明の特定の実施例に
ついて説明覆る如く、慣性ユニツｉ〜はモーメントホイ
ールを右さず木質的に梢０ジｐイロメー夕を有する。

本発明の好ましい実施例に応じた方法の全体は第２図に
示されている。第２図はまｆｌ！Ｉ＋星を緊急太陽指向
配向くＡ１）からピッチ軸が安定地球指向位置に予備整
列される中間位８　（Ａ３０．Ａ４０）とするＡ局面を
示す。

前述の如くこのＡ局面には次の２つの実施例がある。

一耐重のプラットフォーム上に設けられるヒンサを用い
地球検出周期を感知することでＩ７星のピッチ軸の位置
及び角速度を決定する（ＡＩＯ。

Ａ１１．Ａ１２）。

一スタートラッキング方式により星に対するピッチ軸の
上記のパラメータを決定する（Ａ２０゜Ａ２１）。

次いでへ局面は、衛星の回転速度を安定化し、モーメン
トホイールを再初期化するか（Ａ３０゜モーメントバイ
アス式衛星）積わジャイ０メータを再初期化して（Ａ４
０．ゼロモーメント式衛星）完了する。

８局面は安定位置Ｎ１に至る最終的な地球再指向に対応
する。この局面は、耐量が初め緊急太陽再捕捉（ＥＳＲ
モード）である場合にはへ局面の実施例の１つの後続す
るが自動再記ｊモード（△ＲＭ）からは直接初期化され
る。

本発明の本実施例では８局面にも次の２つの実／１１！
例がある。

一衛〒運動のパラメータを通常の地球指向安定化用１ナ
ーボルーブの動作限界に収める館に衛星を二手回転配置
で地球再指向させる（［３１０，Ｂ１１　。

Ｆ３１２．８１３．８１４＞。これはモーメン１−バイ
アス式ＷＩ９に用いられる。

一ゼロ七−メン１一式衛星の場合にはオイラー角を処理
することで地球再指向を行なう（８２０）。

方法の上記の部分の各々については後に詳述する。

しかしまず本発明が適用される２つの慣性方式つまりモ
ーメン１−バイアス安定化方式及びゼロ上−メント安定
化方式の安定化の原理について簡単に説明づる。

例えばＭＡＲＥＣ８衛星における如きモーメントバイア
ス制御方式においては、公称速度的４０００ｒ、　ｐ、
　ｍ、で回転するモーメントホイール（又は数枚のホイ
ールの組み合わせ）により与えられる慣性基準による正
常状態で地球指向が行なわれる。

第１図に示した方式はＭＡＲＥＣ８衛）でての方式に対
応して全てモーメントバイアス安定化に必要な素子から
なる。地球センサは２軸赤外線検出器である。ロール及
び］−制御は、小便姿勢制御ロケットのＪ１１准力がソ
ーラーアレイに加えられる太陽圧を用いて軌道平面に垂
直なホイールモーメントを基準にして行なわれる。ピッ
チ１り御は、衛星本体でトルクが発生するようモーメン
トホイールの速度を調節することで行なわれる。例えば
−し−メントバイアス姿勢制御はＥＣ８，ＭΔＲＥ　Ｃ
８，置ＥＣ０Ｍ、ＤＦＳ、ＲＣＡ−３ΔＴ。

Ｍ、ＦＯＲＤ、−ＩＮ置５ＡＴＶ及ＵＩＮＳＡＴ通１＊
　Ｉ！ｌｉ　星で用いられている４これらのｖｈ星の大
部分では柔軟性及び余裕を示すＩ〔め傾斜ホイール方式
（Ｖ字状開式の２つ又は３つのフライホイール）が用い
られている。

モーメントバイアス制御方式と異なりゼ［１モ一メント
方式は一般的に３軸積算篤パツケージ（Ｒ１Ｇ）に応じ
て動作し、例えば衛星位置−の光学的検出（地球又は太
陽１１準セン号）を用い、オイラー角処理の後積ｎジャ
イロメータの制御により再指向処理を行ない、８後に微
細安定化用光学的地球センサを最終的な指向に復帰せし
める。

原理の相違につき説明したので姿勢の事故による変化の
効果及び地球指向姿勢においてモーメントバイアス制御
により初１訂に安定化されるｔ！１ｉ星の振舞いについ
て筒中に説明する。

姿勢の変化が検出されるとすぐに斯望はΔＲＭモード等
のけ告及び保留モードをとる。従って衛星の地球指向安
定化を確保していたり−ボルーブは全て中断される。

この時モーメントホイールは、（回転速度計制御方式の
場合）一定速度にとどまるか、あるいはフライホイール
駆動トルクとａ擦抗力の不一致ににり緩かにドリフトす
る。また姿勢変化の原因によっては型動も起こる。

ｔ！［３には角運！ｌＪｍの保存則によりピッチ軸を中
心とする速度がつき、宇宙飛行体本体とホイールとは二
重回転配置をなす。

他の軸についての角速度は初期章動に依存する。

不安定化がホイールへの正しくない命令により引き起さ
れたものならば、型動は相当大きくなりうる。

なんらの手段もとられないと衛星は段々に水平きりもみ
するようになり、最後には横方向軸を中心に回転するよ
うになる。水平きりもみの「、１定故は典型的には２〜
３時間程度である。

仝過程は順次第３．第４及び第５図に示されている。

本発明の本実施例による急速地球再指向方法〈８局面）
は太陽指向（ＥＳＲモード）を避（）るという目的を右
ザる。

この方法は次の原理に基く。

大なる章動化でもモーメント基準が保存されること。目
的は衛星を通常のピッチサーボループにより制御されう
る運動状態に復帰させることである。第６図に示される
如きサーボループｔよ典型的には１５°以下の章勅角及
び毎秒０．０５°以下の平均ピッチ速度で動作する。こ
の１ノーボループは、ピッチ誤差信号を進、和回路６１
及び積口を行なう回路６２へ供給する地球基準赤外線セ
ンサ６０からなる。得られる信号は加算回路６３及び利
得増幅器６４を介してホイール６６の制御２１１６５へ
供給される。

このビップサーボｆ［、ＩＪ御ループの動作限界内に復
帰するため、衛星の運動パラメータはピッチｌ−ルクの
変更及び太陽又は地球センサによるヂエックによる制御
）に行かれる。

オペレータの指示によるか自動的かにより行なわれる連
続処理の詳細は第２図の８１０．Ｂ１１゜８１２、［３
１３及びＢ１４段階に対応する。

初期化段階８１０は、姿勢が事故により変化し通常のサ
ーボループｆＩＩＩＩＩｌが失われたことが検出される
とＩＷＩ座に行なわれるロールサーボループの遮断に対
応する。ピッチサーボループが維持される場合には８１
３段階が直接適用可能である。

あるいは、使用可能な全ての地球センサ及び太陽センナ
を接続し、全ての速度ジャイロメータを接続し、フライ
ホイール速度のオープンルーＩ制御を行なうことからな
るオーブンループリーボＬｌ＋御配置が適用される。

本発明の本実施例ではこの段階がＥＳＲ王−ドの代わり
とされる。

次の８１１段階のピッチ予備安定化における］］的は衛
星の姿勢を安定化することである。これはピッデーし一
メントを公称値より２〜３パーセント僅かに増大させ衛
星本体がホイールに対し逆回転するようにすることで行
なうのが好ましい。

この安定位置では型動を引き起こすことなくピッチモー
メントは広い範囲に亘り調整される。このピッチモーメ
ントの変化によりピップ速度はセンサからのデータによ
り確認されつつ変えられる。

従ってピッチ変化は０，０５°／秒の限界以上としつる
ので通常のピッチサーボループの動作限界内に復帰しつ
る。

本発明の本実施例では、ピッチの低下はピップ［−メン
１−の作用によりセンサ゛の視野に各周期で地球が捉え
られている時間を最長とすることで行なわれる。

第７図はこの段階における地球センサからの典型的な出
力信号を示す。

ピッチ振動を制御下にδく際には８１２段階で粗型動抑
圧を行なう必要がある。その目的は地球をＩＲＥＳ地球
センサの初野内に安定して捉えることである。

章動の制！２０には、（ホイール又は姿勢制御ロケット
を用いて）横方向モーメントを調節する能動的制御とピ
ッチホイールと衛？本体間でモーメントを交換する受動
的制御の２つの基本的原理がある。

ここで、原理は、ジャイロメータ又は地球及び太陽セン
サを使用して型動Ｅを決定することからなる。この動作
中太陽電池板は、エネルギ生成を最大にするためｎいに
　１８０゛に固定される。

単動エーメントの能動的動制御又は受動的制御は抑圧が
充分にされるまで行なわれる（第９図）。

姿勢の事故による変化が引き起こした型動が開始時から
小さい場合にはこの段階は不要である。

ピッチ速度が充分に低下し章動モーメントがピップサー
ボループの動作限界以下となると８１３段階のピッチ回
復が行なわれる。次いでこのループが働く。

次に二ｍ回転配置が姿勢を少し変えてｌ１１−軸につき
制御される。第８図は、この再整列段階中地球センサか
らｔｑられる収束出力信号を示す。

この段階中はソーラーアレイは適切な向きであるようサ
ーボ制御されるのが望ましい。

８１４段階は、地球指向にある衛すを完全に安定化する
よう桟留している型動を抑圧する。ピッチ軸がｕＩ御下
にあるまでは、光学的センサ又はジトイ【］メータを用
いて変化を検出することで０−ル軸を制御に置けばよい
。補正は使用中のセンサに応じ横方向モーメントを適当
な局面で制御することで行なわれる。姿勢制御ロケット
のパルスを用いてもよい。

ロール速度がロールサーボ回転ループの動作限界内に復
帰するとサーボＶ＋御は再び活動化され衛星は最終的に
地球指向Ｎ１に安定化する。

衛星が初め安全保護太陽指向モードＥＳＲにある場合に
は、上記の地球指向局面Ｂには第２図に示す如く２つの
へ局面の一方が先行する。

全体の再指向方法はモーメントバイアス方式にもピ［］
モーメント方式にも適用可能である。

第１の場合の目的はＥＳＲモードで失われた角連動吊を
８局面を通過しうるよう軌道平面に対し垂直な方向とす
ることである。

Ｕ０玉−メント方式に適用される場合方法は積０ジャイ
ロメータの再初期化のため衛星の姿勢を決定する。これ
で地球指向をｌ１１−軸上の処理及びオイラー角処理に
より回復する手はずが定められる。

衛星の安定化モードが何であるにしろ、２つの方法があ
り、−ｈ＋、Ｌ既にＩ］ち上げられている衛星の大部分
にある装置により用いることができ、他方は特定のスタ
ートラッキング装置を必要とする。

しかし、へ局面の両方法の目的は（Ｑ１？のモーメン１
へのサイクルにおいて８局面の地球再指向が１ｈ１始さ
れる際の干−メントを選択できるよう１９ｉ星のピッチ
軸の角速度及び位詔を決定することにある。

前述の如く、安全保護太陽指向モードＥＳＲには２つの
太陽指向軸を制御しつつ衛星を太陽ラインを中心に自由
に回転しつるという特徴がある。

通常主慣性ユニットは停止される。

地球再指向を準備する第１の方法の目的は、地球基準セ
ンυの視野内に地球が周期的に入るよう太陽方向を向い
た衛星のロール軸を中心とする衛星の回転を用いること
である。地球センＶの両角は制限されているので、地球
セン勺が走査サイクルのある点で地球を捕捉する円相状
走査を行なうようにさせる。

これが行なうことができるのは１日中の任意の１１５問
従って再指向の初ｍ化を行なうｄ−確な時開にお１）る
衛星からの太陽への方向と地球への方向への角度は周知
であるからである。従ってこの角度を地球ピン４ノの（
既知の太陽方向に対する）走査円錐の角の半分の饋とす
れば確実に走査円錐は走査円錐の一点において地球方向
を含む。

地球の周期的な捕捉により衛Ｖの回転角速度及び角度位
置をいつでも決定できる。このデータは後述の如く角モ
ーメントを軌道平面に対し垂直にしなおす際に用いられ
る。

地球指向を’Ｙ　＠する第１の方法である地球セン＋ｉ
の円錐状走査を行なうには次の２つの方法がある。

一８ＡＳ太陽センサを使用する方法（プラットホームの
太陽センサＳＡＳの使用は、その本来的な限界のため使
用が制御されるが説明のため述べられている）。

一太陽電池板／宇宙飛ｔｊ体本体の角度分離（△１１段
ｒＩＡ）後に太陽電池板のソーラーアレイ太陽センサ５
ＡＳＳを使用する方法。

Ｅ　Ｓ　Ｒ１１向においては、衛星は太陽センザＳＡＳ
、ピッチ検出及びヨーデータによる２軸ｉ、ＩＩ御をさ
れつつ太陽方向に指向される。第１０ａ図は、ｙ及びｚ
軸の方向は未知だがＸ軸は太陽方向を指向しｖｆｒＭは
このＸ軸を中心に低速で回転するこの配置を概略的に示
す。

このＸ軸の太陽方向への指向から開始してＳＡＳピッチ
ループにバイアスがかけられる。これによりＸ軸はＸ′
へ変位しく第１０ｂ図）２軸（地球センサの視野の中心
に対応する）ｂＺ’　に変位する。ロール速度は、定常
だからＸ軸は太陽を中心として円錐状走査を行ない（２
軸も同様）、規則的に地球方向を捉える。

太陽センサＳＡＳの特性は３１線形であるため変位角は
約２０°に制限されるが、センサの視野に２０”が付は
加わることにより「１日の時間」の相当部分がカバーさ
れる。

第２図のＡ１１段階は、角度分離ソーラーアレイ／宇宙
飛行体本体く第１１ａ及び第１１ｂ図）を用いて衛星の
角速度及び位置を決定する第２のより柔軟性を右する方
法に対応する。

この場合衛星のとッチυ１１１１は、衛星が安全保護モ
ードＥＳＲにある際の如くプラットフォーム上の太陽セ
ン勺Ｓ　Ａ　Ｓにより行なわれれるのではなくその代わ
り太陽電池板に取り句けられる太陽センサ５ＡＳＳにま
ず移される。ヨーサーボループも遮断される（Ａ１０段
階）。

次にソーラーアレイ駆動が、赤外線地球センサ（ＩＲＥ
Ｓ）の視野と太陽方向の角の角度が方法のｉ′Ｌ確な時
刻にお番ノる２方向に対応するようになるまで働かされ
る（Ａ１１段階）。Ｘ輪はＸ′に至り、地球センサは円
錐状走査を行なう（第１１ｂ図）。この方法によるＩＲ
ＥＳ視野への地球の捕捉は必要な角度変位にかかわらず
適用可能である。

しかし第１１ｂ図に示される第２の方法においては太陽
方向を中心とする回転の角速度はもはやＴｈ星のロール
速度に対応しない。しかし２に整列するジャイロメータ
を始動しうる。

１＃７星の角速度及び位置の決定後にホイールが軌道平
面に垂直な角モーメントが得られるよう始動される必要
がある。つまりヨー軸は軌道平面に垂直に南を指向し全
ての軸を中心とする速度はげ口か少なくとも非常に小さ
い必要がある。

この再指示の準備には、ホイールに回転をつＧＪるのは
即座にできる動作ではなく最大のトルクを１ｑるには１
０分に達するあるいはそれ以上の時間がかかるから衛星
が特定の姿勢をとる必要がある。

ｙ軸が南を指向している際には、次の２つの理由により
衛」！の変位を甲に停止することはできない。

一角運動は太陽方向を中心として行なわれる。

しかし、この回転は衛星本体の純粋なロールとして考え
ることはできず、従って姿勢制御ロクットは速度をぜ口
に低下させるよう適当なトルクを加えるということがで
きない。

この理由により（Ａ１２段階の後で）衛５−のＺ軸が太
陽方向（ただし逆向き）に整列するよう衛星の２軸を補
足的にずらす必要が通常ある。この配置では地球は地球
センサＩＲＥＳの視野からはずれる。しかしその際ヨー
姿勢制御ロケット１１角速度が正しい位相で停止するよ
う作動される。

同じ結果が得られるようＸ軸が太陽指向するようにする
こともできる。しかしヨージャイロメータの方が太陽セ
ンサＳＡＳより速度検出が容易であるのでヨー＠Ｚを太
陽指向と逆方向に整列させるのがしばしば好ましい。

必要な場合このヨートルクの補正段階は、例えばヨー姿
勢制御１］ケツト１１【進方を命令することで行なわれ
る。点火は、前記の如くヨー軸が太陽指向と逆方向に整
合した後地球が横切る「５点で行なう必要がある。次い
でヨージャイロメータは行なわれた補正を確認し、好ま
しくはヨー変動が０８０１°／秒以下となるようにする
。

このようにして行なわれる安定化方法は、衛星軌道平面
の太陽方向に対する傾斜を考慮に入れていない。そこで
太陽の軌道平面に対する仰角を２３°とする この角度を無視すると初期角モーメントは軌道の法線に
対し２３°ずれる。このずれは地球捕捉がされた後通常
の指向サーボループによりなくされる。

しかし太陽仰角を補償するのにＳＡＳヨーループにおけ
るバイアスを設定してもよい。このずれの値は季ＩＩ（
太陽のデクリネージフン）及び再指向の時刻の関数であ
る。

次のＡ３０段階（（−メントバイアス′ｊｔ衛星用）及
びＡ４０段階（ゼロモーメント衛星用）Ｇｉそれぞれ地
球再指向のＢ局面が行なえるようロール回転を停止しホ
イール及び／又はジャイロスコープを再初期化する。

■−メントバイアス制御を受ける衛星に対する＾速地球
指向回復方法については既に説明しである。

Ｕロモーメント安定化衛星の場合は、オイラー角の処理
により衛星の再指向及び公称位置での安定化（Ｂ２０）
はＷｌｔｌジャイロメータからの信号による。

ＥＳＲモードからの復帰の第２の方法は、絶対精度の低
いスリット又は７トリクス９１１のスタートラッカーを
使用する。この装置は所定の明るさの等級の星による星
のパターンを認識する方法によりピッチ軸の回転の位置
及び速度を決定するものである。

このＷパターンの認識の段階は、特定のソフトウェアパ
ッケージを使用するか地上のオペレータの手動の解釈に
よるかにより完全に地上基地が制御することができる。

衛星の姿勢及び運動が決定されるとロール運動は停止さ
れ、先行する方法と同一の仕方で衛星安定化方式の性格
に応じホイール（Ａ３０）又はジャイロメータ（Ａ／１
０）が始動される。

Ａ２０段階で使用されるスタートラッカーは、低粘Ｉｆ
（例えば１°稈度）ではあるが中程度の解８！ｉ（０，
１°以下）のスリット又はマトリクス弐ＣＯＤ￥装置で
あるのが右利である。このユニットは、地上制御基地で
選定される星の明るさの等級についての検出レベルを有
するのが右利である。

取り出される星のパターンは解釈のため通常のテレメト
リヂトンネルを通じて地上へ伝送される。

このユニットは例えば太陽方向に垂ｊｌ＋に２０°〜４
０’の角をなす視野で０°乃至１°／秒働く。

上記の方法により衛すの異なる挿類の搭ａ機器に適する
幾つかの地球再指向方法が４！？られる。各実施例とも
通常１時間以内で再指向が可能である。

各方法とも姿勢制御［１ケツトの使用は最小限でありエ
ネルギ発生用の太陽電池板の使用が最適化されている。

本発明の実施例の方法は静止軌道上３軸で安定化される
通信ｔ！Ｉｉ即に適用されると衛星の動作中衛時間を相
当に減少できる。

以上を要約すると本発明によれば公知のＡＲＭモード及
びＥ　Ｓ　Ｒ安全保護モードと両立し第２図の）【］−
チャートに示される２つの連続する局面からなる高速地
球指向回復方法が提供される。方法は姿勢変化が充分小
さい場合には中間段階から始められる。本発明はモーメ
ントバイアス姿勢制御又はげ［１モーメント姿勢制御が
されるＷｉＷに適用可能である。

【図面の簡単な説明】

第１図は姿勢及び軌道制御系（八〇Ｃ８）及び地球セン
サ及び太陽センサの好適な位置（第１ａ図）及びモーメ
ントホイールからなるｔｔＲ１安定化ユニットの好まし
い実施例（第１ｂ図）を示１透視図、第２図は本発明の
一実施例による地球再指向り法の一連の局面を示すフロ
ーチャート、第３゜第４及び第５図はそれぞれ正常な地
球指向の姿勢にあるｔ’ｆｉ星、地球へのロックが失わ
れている衛星及び水平きりもみをしている衛星を示す概
略斜視図、第６図１よ通常の安定化モードに対応する衛
星ピッチサーボ制御ループの略図、第７及び第８図はピ
ッチ子猫安定化段階（第７図）及びピッチ回復段階（第
８図）中に赤外線地球センサ（ＩＲＥＳ）が発生する信
号を時間の［ｑ数として示す図、第９図は衛星が単動し
つつ運動している際に太陽センサが発生する仁りを時間
の関数として示す図、第１１ａ及び第１１ｂ図はぞれぞ
れＡＡＳセンサを円錐状に走査することで衛星の角速度
及び装置を決定する（Ａ１２段階）第１の方法を示すた
めの衛星概略斜視図及び平面図、第１１８及び第１１ｂ
図は角度分離ソーラーアレイ／プラットフォームにより
（Ａ１１段階）衛星の角速度及び位図はＥＳＲモードの
安全保護のための太陽指向から始まる低速の従来技術に
よる地球再指向方法を３８２階で示す同様な図である。 １０・・・ソーラーアレイ、２１・・・太陽センサ、２
２・・・予備の太陽しンサ、２３・・・■ビーｔ＼太陽
ピン（Ｊ、２４・・・赤外線地球センサ、３１，３２゜
３３・・・モーメントホイール、６０・・・地球基準赤
外線センサ、６１・・・進相回路、６２・・・槓０を行
なう回路、６３・・・加９回路、６４・・・利１７増幅
器、６５・・・制御、６６・・・ホイール。 特許出願人　アジャンス　スバスＶル ＦＩＧ、３　　　　　　　ＦＩＧ、４ ■ ＝ 手続？Ｆｎ正書（方式） ％式％ １、事件の表示 昭和６２年　特許願　第１６７６５９号２、発明の名称 地球指向衛星の地球指向回復方法 ３、補正をする者 事件との関係　　特許出願人 住　所　フランスＥｌ　　７５７３８　　パリ　リ１　
マリオ　ニキ８−１０番地 名　称　　アジャンス　スパスヤル　ユーロビエエン住
　所　〒１０２　　東京都千代田区麹町５丁目７番地６
、　補正の対東 願書、明細力の図面の簡単な説明の欄、図面及び委任状
。 ７、　補正の内容 （１）願書中、出願人の代表者名を別紙のとおり補正す
る。 ■　明ａ店中、第３９頁９行記載の「第１１ａ及び第１
１ｂ図」を「第１０ａ及び第１０ｂ図」と補正する。 ■　図面の浄書（内容に変更なし）を別紙のとおり補充
する。 （４）委任状及びその訳文各１通を別紙のとおり補充す
る。

Claims (9)

【特許請求の範囲】
1. （１）太陽電池板と、太陽センサ、地球センサ及び速度
   ジャイロメータからなる群に属する方向基準手段と、ピ
   ッチサーボ制御手段と、ロールサーボ制御手段と、モー
   メントホィール及び姿勢制御ロケットからなる群に属し
   衛星の姿勢を変える姿勢補正手段とからなる地球指向衛
   星の地球指向回復方法であつて、 少なくとも （ｉ）該ロールサーボ制御手段のサーボループを非動作
   とし、該太陽及び地球センサ及び／又はジャイロメータ
   の全てを接続し、該姿勢補正手段を用いて姿勢のオープ
   ンループ制御を行なう初期化段階と、 （ｉｉ）衛星を逆回転体により二重回転配置とし、該太
   陽及び地球手段からの信号に応答してピッチ速度を決定
   し、該姿勢補正手段を用いてピッチ速度を制御するピッ
   チ予備安定化段階と、（ｉｉｉ）単一の軸制御のピッチ
   内に地球を捕捉することでピッチ速度を該ピッチサーボ
   制御手段の動作限界内に収めるピッチ回復段階と、（ｉ
   ｖ）該ロールサーボ制御手段により地球が捕捉されるま
   で該モーメントホィール及び／又は姿勢制御ロケットの
   動作により横方向ロール／ヨートルクを加える残留章動
   抑圧段階 とを記載順序に従って行ない場合により中間段階から開
   始するようにしてなる地球指向衛星の地球指向回復方法
   。
2. （２）該章動が該ピッチサーボ制御手段の動作限界より
   大なる振幅を有する場合についての章動抑圧段階を該ピ
   ッチ回復段階の前にさらに有し、該章動抑圧段階は電力
   のバランスを改善するよう該太陽電池板を互いに略１８
   ０°の角度に固定し、ホィールと宇宙飛行体本体間のモ
   ーメントの交換により該章動を抑圧することを特徴とす
   る特許請求の範囲第１項記載の地球指向回復方法。
3. （３）該章動が該ピッチサーボ制御手段の動作限界より
   大なる振幅を有する場合についての章動抑圧段階を該ピ
   ッチ回復段階の前にさらに有し、該章動抑圧段階は電力
   のバランスを改善するよう該太陽電池板を互いに略１８
   ０°の角度に固定し、ホィール及び／又は姿勢制御ロケ
   ットを用い横方向モーメントを発生することにより、該
   章動を抑圧することを特徴とする特許請求の範囲第１項
   記載の地球指向回復方法。
4. （４）該ピッチ回復段階は衛星の章動角を１５°以下と
   しピッチ角速度を毎秒０．０５°以下とするようにする
   ことを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の地球指向
   回復方法。
5. （５）該衛星は、ソーラーアレイと該ソーラーアレイに
   取り付けられた太陽センサとからなり、当初ロール自在
   でありつつ２本の軸につき太陽方向に安定化されており
   、該初期化段階の前に、該ソーラーアレイに取り付けら
   れた該太陽センサを用いソーラーアレイを太陽方向に指
   向させ固定するソーラーアレイサーボ制御段階と、衛星
   本体を該太陽電池板に対し回復の地方時間において衛星
   からの太陽方向と地球方向の間の角度に関係する角度傾
   斜せしめる太陽電池板傾斜段階と、 ロール運動中の該地球センサの視野中に地球が入ること
   に対応する該地球センサからの信号の周期的変動を基準
   にして衛星の姿勢を決定する衛星姿勢決定段階と、 ピッチ軸が特許請求の範囲第１項記載の地球指向回復に
   とり好ましい位置である際ホィールに回転をつけ及び／
   又はジャイロメータを初期化するロール速度停止段階 とよりなる段階の系列があることを特徴とする特許請求
   の範囲第１項記載の地球指向回復方法。
6. （６）該ロール制御段階の前に衛星のヨー回転を減少せ
   しめる段階があることを特徴とする特許請求の範囲第４
   項記載の地球指向回復方法。
7. （７）該方向基準手段はスタートラッキング手段からな
   り、該衛星は当初ロール自在でありつつ２本の軸につき
   太陽方向に安定化されており、該初期化段階の前に、 該スタートラッキング手段を用いて星を検出する星検出
   段階と、 該検出された星のパターンを基準として衛星の姿勢を決
   定する衛星姿勢決定段階と、 ピッチ軸が特許請求の範囲第１項記載の地球指向回復に
   とり好ましい位置である際ホィールに回転をつけ及び／
   又はジャイロメータを初期化するロール速度停止段階 とよりなる段階の系列があることを特徴とする特許請求
   の範囲第１項記載の地球指向回復方法。
8. （８）該スタートラッキング手段はマトリクス又はスリ
   ット型のＣＣＤデバイスからなることを特徴とする特許
   請求の範囲第７項記載の地球指向回復方法。
9. （９）特許請求の範囲第５項乃至第７項のうちいずれか
   一項記載の地球指向回復方法のゼロモーメント制御方式
   への適用。