RU2180643C2 - Способ управления орбитальным космическим аппаратом (варианты) - Google Patents
Способ управления орбитальным космическим аппаратом (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2180643C2 RU2180643C2 RU95121445/28A RU95121445A RU2180643C2 RU 2180643 C2 RU2180643 C2 RU 2180643C2 RU 95121445/28 A RU95121445/28 A RU 95121445/28A RU 95121445 A RU95121445 A RU 95121445A RU 2180643 C2 RU2180643 C2 RU 2180643C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- axis
- mass distribution
- changing
- inertia
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 17
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims description 2
- JJWKPURADFRFRB-UHFFFAOYSA-N carbonyl sulfide Chemical compound O=C=S JJWKPURADFRFRB-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 abstract description 3
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
- 238000012163 sequencing technique Methods 0.000 description 1
Images
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
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/34—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using gravity gradient
-
- 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
- B64G1/244—Spacecraft control systems
-
- 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
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S136/00—Batteries: thermoelectric and photoelectric
- Y10S136/291—Applications
- Y10S136/292—Space - satellite
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Environmental & Geological Engineering (AREA)
- General Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Geochemistry & Mineralogy (AREA)
- Geology (AREA)
- Photovoltaic Devices (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к системам ориентации и стабилизации спутников на орбитах. Согласно одному варианту предложенного способа уравнивают моменты инерции спутника относительно двух его осей путем отклонения панелей солнечных батарей от положения их ориентации на Солнце. По завершении запланированных или необходимых работ (например, видеосъемки), требующих нейтральной устойчивости спутника относительно третьей оси, возвращают панели к исходному их положению. По другому варианту на время запланированных работ изменяют положение панелей солнечных батарей так, чтобы главный момент инерции спутника относительно первой оси стал больше, чем главный момент инерции относительно второй оси. Тем самым измененяют знак крутящего гравитационного момента и создают сопротивление вращению спутника вокруг третьей оси. Изобретение направлено на снижение вибровоздействий на чувствительную (например, съемочную) аппаратуру от исполнительных органов системы стабилизации-ориентации спутника в период проведения запланированных работ. 3 с. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение в целом относится к системе стабилизации и ориентации спутника.
Все космические аппараты на околоземной орбите подвержены действию гравитационного поля, которое ослабевает по мере удаления от Земли. В результате поперек космического аппарата формируется гравитационный градиент, который проявляет себя в виде крутящего момента, приложенного к космическому аппарату. Этот момент в целом нежелателен и должен быть компенсирован с помощью бортовых исполнительных органов (например, реактивных маховиков или реактивных двигателей). Однако использование этих исполнительных органов обычно вызывает вибрацию космического аппарата.
Для космических аппаратов, которые несут полезную нагрузку, чувствительную к действию вибрации, такую как видеоаппаратура, желательно свести к минимуму вибрационное воздействие на корпус космического аппарата, исключив в то же время внешние возмущающие моменты. Таким образом очевидно, что использование источников вибрации, таких как реактивные маховики, реактивные двигатели и т. п. во время видеосъемки, чувствительной к вибрации, нежелательно. Однако отказ от использования этих источников вибрации возможен только в том случае, когда возмущающие моменты, которые могут воздействовать на космический аппарат, сведены к минимуму.
Вышеупомянутые и другие проблемы решены путем использования способа сведения к минимуму воздействия на космический аппарат крутящих моментов гравитационного градиента, в результате чего уменьшается или устраняется необходимость приведения в действие исполнительных органов ориентации во время сеансов работы с чувствительной к вибрации аппаратурой космического аппарата.
Для сведения к минимуму крутящих моментов гравитационного градиента, приложенных к космическому аппарату на околоземной орбите, настоящее изобретение предлагает способ переориентации панелей солнечных батарей космического аппарата с целью изменения величины моментов инерции космического аппарата относительно главных осей. Предлагаемый способ, называемый здесь также "упорядочиванием инерции", осуществляют перед началом работы с чувствительной к вибрации аппаратурой. Например, он может быть осуществлен непосредственно перед получением изображения с помощью бортовой видеосистемы. После завершения видеосъемки панели солнечных батарей возвращают обратно в номинальное положение, ориентированное на Солнце. Солнечные батареи с плоскими панелями имеют две оси вращения и поэтому могут быть использованы для упорядочивания инерции. Преимущества данного изобретения особенно ощутимы, когда инерция панелей солнечных батарей превышает инерцию космического аппарата, что часто бывает на относительно небольших, энерговооруженных спутниках, работающих на низкой геоцентрической орбите.
Данное изобретение предлагает способ управления орбитальным космическим аппаратом. Способ включает: (а) изменение распределения масс космического аппарата от исходного распределения масс до такого их распределения, при котором первый главный момент инерции космического аппарата относительно первой оси приблизительно равен второму главному моменту инерции космического аппарата относительно второй оси, и тем самым сведение к минимуму крутящего момента гравитационного градиента относительно третьей оси; (b) выполнение запланированных работ в период, когда крутящий момент гравитационного градиента относительно третьей оси минимален; и (с) возвращение распределения масс к исходному распределению масс по завершении запланированных работ. Космический аппарат имеет панели солнечных батарей, и указанное изменение распределения масс выполняют путем изменения положения по меньшей мере двух панелей солнечных батарей с отклонением от положения, соответствующего ориентации на Солнце.
Кроме того, предложен способ стабилизации орбитального космического аппарата. Этот способ включает: (а) изменение распределения масс космического аппарата от исходного распределения масс до такого их распределения, при котором первый главный момент инерции космического аппарата относительно первой оси становится больше, чем второй главный момент инерции космического аппарата относительно второй оси, и тем самым изменение знака крутящего момента гравитационного градиента, приложенного к космическому аппарату, на противоположный и сопротивление вращению космического аппарата относительно третьей оси; (b) выполнение запланированных работ в период, когда знак крутящего момента гравитационного градиента изменен на противоположный; и (с) возвращение распределения масс к исходному распределению масс по завершении выполнения запланированных работ. Космический аппарат имеет панели солнечных батарей, и указанное изменение распределения масс выполняют путем изменения положения по меньшей мере двух панелей солнечных батарей с отклонением от положения, соответствующего ориентации на Солнце.
Ниже следует подробное описание данного изобретения, поясняемое прилагаемыми чертежами, на которых
фиг.1А изображает вид спереди; а фиг.1В - вид сбоку космического аппарата, стабилизированного по трем осям, панели солнечных батарей которого простираются на север и на юг вдоль оси Y;
фиг. 2 изображает космический аппарат, панели солнечных батарей которого наклонены относительно направления, соответствующего ориентации на Солнце, при нахождении на наклонной орбите, и
фиг. 3 иллюстрирует временную переориентацию панелей солнечных батарей космического аппарата в соответствии с данным изобретением для сведения к минимуму разницы между двумя моментами инерции относительно главных осей, и тем самым сведения к минимуму гравитационного градиента относительно третьей оси.
фиг.1А изображает вид спереди; а фиг.1В - вид сбоку космического аппарата, стабилизированного по трем осям, панели солнечных батарей которого простираются на север и на юг вдоль оси Y;
фиг. 2 изображает космический аппарат, панели солнечных батарей которого наклонены относительно направления, соответствующего ориентации на Солнце, при нахождении на наклонной орбите, и
фиг. 3 иллюстрирует временную переориентацию панелей солнечных батарей космического аппарата в соответствии с данным изобретением для сведения к минимуму разницы между двумя моментами инерции относительно главных осей, и тем самым сведения к минимуму гравитационного градиента относительно третьей оси.
Фиг. 1А и 1В изображают типичный космический аппарат 10, стабилизированный по трем осям, панели 12 и 14 солнечных батарей которого вытянуты вдоль оси Y (на север и на юг). На фиг.1А и 1В ось Х - это продольная ось, ось Y - поперечная ось и ось Z - вертикальная ось. Заданным направлением оси Z является направление к центру Земли. Панели солнечных батарей предпочтительно ориентированы так, чтобы линия, проведенная через Солнце, была перпендикулярна плоскости панелей солнечных батарей.
Для того, чтобы при нахождении на наклонной орбите, типичной для спутников, работающих на низкой геоцентрической орбите, ориентировать панели солнечных батарей 12 и 14 на Солнце, их отклоняют от главных осей инерции (и орбитальной системы координат) как показано на фиг.2. Однако такой наклон панелей солнечных батарей 12 и 14 вызывает возникновение крутящего момента гравитационного градиента, приложенного к космическому аппарату, как описано уравнениями 1, 2 и 3. В этих уравнениях Ixx, Iyy и Izz - главные моменты инерции космического аппарата 10 соответственно вдоль осей X, Y и Z орбитальной системы координат.
Установлено, что если панели солнечных батарей 12 и 14 ориентированы таким образом, что Iуу равен Izz, крутящий момент гравитационного градиента относительно оси Х (продольной) становятся равным нулю независимо от ориентации корпуса космического аппарата относительно продольной, поперечной и вертикальной осей. Аналогично, если панели солнечных батарей 12 и 14 ориентированы так, что Ixx равен Izz, отсутствует крутящий момент гравитационного градиента относительно оси Y (поперечной). Наконец, если панели солнечных батарей ориентированы так, что Ixx равен Iyy, отсутствует крутящий момент гравитационного градиента относительно оси Z (вертикальной).
Автор изобретения применил эти зависимости новым способом, так, чтобы в результате установки двух осевых моментов инерции равными друг другу сделать минимальным крутящий момент гравитационного градиента относительно третьей оси. Предпочтительная в настоящее время технология изменения главных моментов инерции включает использование панелей солнечных батарей 12 и 14.
Фиг. 3 представляет такую геометрию распределения масс, при которой панели солнечных батарей наклонены в сторону отрицательного значения оси Z, тем самым сводя к минимуму разницу между Izz и Iyy. при такой геометрии распределения масс и в соответствии с данным изобретением крутящий момент гравитационного градиента относительно оси Х (продольной) минимален. В период, когда нежелательный момент минимален, могут быть выполнены запланированные действия, на выполнение которых влияет вибрация, такие как видеосъемка с помощью видеосистемы 16. После видеосъемки панели солнечных батарей переориентируют обратно в положение, перпендикулярное направлению на Солнце.
Следует отметить, что если панели солнечных батарей наклонены за пределы точки, в которой два главных момента инерции космического аппарата равны друг другу, и например, Iyy становится больше Izz, знак крутящего момента гравитационного градиента меняется на противоположный, что оказывает на космический аппарат стабилизирующее воздействие с противодействием его вращению вокруг оси X. В течение этого времени могут быть выполнены запланированные действия, такие как видеосъемка или осуществление сеансов связи, после которых панели солнечных батарей переориентируют обратно в положение, перпендикулярное направлению на Солнце. Аналогично, если Ixx становится больше, чем Izz, момент гравитационного градиента оказывает сопротивление вращению вокруг оси Y.
Требуемое угловое отклонение панелей солнечных батарей 12 и 14 от эталонной оси (обозначенное как AD на фиг.3) может быть определено до запуска исходя из распределения массы и инерции космического аппарата. Эти параметры массы в дальнейшем могут быть уточнены после вывода космического аппарата на орбиту с использованием обычной технологии. Предварительно определяемое угловое отклонение не зависит от параметров орбиты, а является функцией массы космического аппарата.
В примере, представленном на фиг.3, необходимо минимизировать крутящий момент гравитационного градиента относительно продольной оси Х для космического аппарата, находящегося на низкой геоцентрической орбите, имеющего номинальный момент инерции А, с двумя панелями солнечных батарей, момент инерции каждой из которых равен В, величина углового отклонения AD составляет приблизительно 46o, с угловым отклонением AD, равным 46o, момент инерции космического аппарата становится равным С, где, например
Команды на ориентацию и переориентацию панелей солнечных батарей 12 и 14 могут быть посланы на космический аппарат 10 с наземной станции перед и после выполнения необходимых, чувствительных к вибрации работ. С другой стороны, космический аппарат может быть запрограммирован на автоматическую ориентацию и переориентацию панелей солнечных батарей 12 и 14 перед и после выполнения заданных, чувствительных к вибрации работ.
Команды на ориентацию и переориентацию панелей солнечных батарей 12 и 14 могут быть посланы на космический аппарат 10 с наземной станции перед и после выполнения необходимых, чувствительных к вибрации работ. С другой стороны, космический аппарат может быть запрограммирован на автоматическую ориентацию и переориентацию панелей солнечных батарей 12 и 14 перед и после выполнения заданных, чувствительных к вибрации работ.
Важным вопросом в применении предложений данного изобретения является энергия космического аппарата. Т.е., если космический аппарат 10 не может допустить кратковременной потери солнечной энергии, тогда ориентация панелей солнечных батарей 12 и 14 не на Солнце может быть неприемлемой. Однако при периодических видеосъемках космический аппарат 10 может использовать, а часто требуется использование, энергии бортовых батарей. В этом случае временное отклонение панелей солнечных батарей от направления на Солнце наносит ущерба. Панели солнечных батарей 12 и 14 затем возвращают обратно в их номинальное положение, соответствующее направлению на Солнце, для подзарядки батарей в процессе подгоготовки к следующей видеосъемке.
Хотя данное изобретение в целом показано и описано для его предпочтительного варианта выполнения, специалистам в данной области ясно, что в форму и детали могут быть внесены изменения, не нарушая рамок и духа данного изобретения.
Claims (8)
1. Способ управления орбитальным космическим аппаратом, включающий изменение распределения масс космического аппарата от исходного распределения масс до такого их распределения, при котором первый главный момент инерции космического аппарата относительно первой оси приблизительно равен второму главному моменту инерции космического аппарата относительно второй оси, и тем самым сведение к минимуму крутящего момента гравитационного градиента относительно третьей оси, выполнение запланированных работ в период, когда крутящий момент гравитационного градиента относительно третьей оси минимален, и возвращение распределения масс к исходному распределению масс по завершении необходимых работ, причем космический аппарат имеет множество панелей солнечных батарей, а операцию изменения распределения масс выполняют путем изменения положения по меньшей мере двух панелей солнечных батарей с отклонением от положения, соответствующего ориентации на Солнце.
2. Способ управления орбитальным космическим аппаратом, стабилизированным по трем осям и имеющим панели солнечных батарей, главные моменты инерции которого - Ixx, Iyy и Izz по отношению к осям соответственно X, Y и Z орбитальной системы координат, включающий изменение распределения масс космического аппарата от исходного распределения масс путем изменения углового положения по меньшей мере двух панелей солнечных батарей с отклонением от положения, соответствующего направлению на Солнце, для приблизительного уравнивания главных моментов инерции в одной из пар Ixx и Iyy, Iyy и Izz и Ixx и Izz между собой и сведения тем самым к минимуму крутящего момента гравитационного градиента относительно третьей оси, не связанной с уравненной парой главных моментов инерции, и выполнение запланированных работ в период, когда крутящий момент гравитационного градиента относительно третьей оси минимален.
3. Способ по п. 2, в котором операцию изменения распределения масс начинают по команде, поданной снаружи космического аппарата.
4. Способ по п. 2, в котором операцию изменения распределения масс начинают по команде, поданной изнутри космического аппарата.
5. Способ по п. 2, в котором операция изменения распределения масс включает вращение по меньшей мере двух панелей солнечных батарей по меньшей мере с двумя степенями свободы вращения.
6. Способ по пп. 2-5, включающий операцию возвращения распределения масс к исходному распределению масс по завершении выполнения необходимых работ.
7. Способ по п. 2, в котором операция выполнения необходимых работ включает видеосъемку с помощью видеоаппаратуры, находящейся на борту космического аппарата.
8. Способ стабилизации орбитального космического аппарата, включающий изменение распределения масс космического аппарата от исходного распределения масс до такого их распределения, при котором первый главный момент инерции космического аппарата относительно первой оси становится больше, чем второй главный момент инерции космического аппарата относительно второй оси, и тем самым изменение знака крутящего момента гравитационного градиента, приложенного к космическому аппарату, на противоположный и сопротивление вращению космического аппарата относительно третьей оси, выполнение запланированных работ в период, когда знак крутящего момента гравитационного градиента изменен на противоположный, и возвращение распределения масс к исходному распределению масс по завершении выполнения необходимых работ, причем космический аппарат имеет множество панелей солнечных батарей, а операцию изменения распределения масс выполняют путем изменения положения по меньшей мере двух панелей солнечных батарей с отклонением от положения, соответствующего ориентации на Солнце.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US08/349950 | 1994-12-06 | ||
US08/349,950 | 1994-12-06 | ||
US08/349,950 US5669586A (en) | 1994-12-06 | 1994-12-06 | Satellite gravity gradient compensation using on-orbit solar array reorientation |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU95121445A RU95121445A (ru) | 1997-12-27 |
RU2180643C2 true RU2180643C2 (ru) | 2002-03-20 |
Family
ID=23374662
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU95121445/28A RU2180643C2 (ru) | 1994-12-06 | 1995-11-30 | Способ управления орбитальным космическим аппаратом (варианты) |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5669586A (ru) |
EP (1) | EP0716365B1 (ru) |
DE (1) | DE69523542T2 (ru) |
RU (1) | RU2180643C2 (ru) |
Families Citing this family (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6070833A (en) * | 1998-04-09 | 2000-06-06 | Hughes Electronics Corporation | Methods for reducing solar array power variations while managing the system influences of operating with off-pointed solar wings |
US6381520B1 (en) * | 2000-07-10 | 2002-04-30 | Space Systems/Loral, Inc. | Sun seeking solar array control system and method |
US6481671B1 (en) | 2000-08-14 | 2002-11-19 | Ball Aerospace & Technologies Corp. | Spacecraft sunshield for use in performing solar torque balancing |
FR2836450B1 (fr) * | 2002-02-25 | 2004-12-03 | Centre Nat Etd Spatiales | Vehicule spatial et procede de pilotage d'un tel vehicule |
FR2955313B1 (fr) * | 2010-01-19 | 2012-11-16 | Thales Sa | Procede et dispositif d'optimisation de la masse d'un satellite |
RU2457159C2 (ru) * | 2010-08-30 | 2012-07-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы |
RU2457158C2 (ru) * | 2010-09-22 | 2012-07-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка |
RU2480387C2 (ru) * | 2011-06-30 | 2013-04-27 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Московский Государственный Технический Университет Имени Н.Э. Баумана" | Способ переориентации и управления тягой вращающегося космического аппарата с солнечным парусом |
US9815575B2 (en) * | 2012-09-14 | 2017-11-14 | The Boeing Company | On-orbit reconfigurable solar array |
RU2535979C2 (ru) * | 2012-12-04 | 2014-12-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Система ориентации навигационного спутника |
RU2562903C1 (ru) * | 2014-02-06 | 2015-09-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка |
RU2562904C1 (ru) * | 2014-02-06 | 2015-09-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов |
RU2569999C2 (ru) * | 2014-04-29 | 2015-12-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ ориентации навигационного спутника |
RU2594057C1 (ru) * | 2015-02-02 | 2016-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы |
RU2594054C1 (ru) * | 2015-02-02 | 2016-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы |
RU2594056C1 (ru) * | 2015-02-02 | 2016-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ одноосной ориентации космического аппарата вытянутой формы |
FR3032182B1 (fr) * | 2015-02-03 | 2018-06-22 | Arianegroup Sas | Systeme de desorbitation de satellite |
FR3041608B1 (fr) | 2015-09-25 | 2018-04-13 | Thales Sa | Ensemble deployable |
US10005568B2 (en) | 2015-11-13 | 2018-06-26 | The Boeing Company | Energy efficient satellite maneuvering |
RU2685948C1 (ru) * | 2018-04-02 | 2019-04-23 | ООО "Инжиниринговый центр микроспутниковых компетенций" | Способ пространственной ориентации микроспутника |
EP3983297A4 (en) * | 2019-06-17 | 2023-06-21 | The Board Of Trustees Of The University Of Illinois | MULTIFUNCTIONAL STRUCTURES FOR POSITION CONTROL |
Family Cites Families (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3168263A (en) * | 1961-11-20 | 1965-02-02 | Gen Dynamics Corp | Gravity gradient satellite orientation system |
US3268183A (en) * | 1963-12-12 | 1966-08-23 | Etkin Bernard | Passive stabilization of an earth's satellite |
US3270984A (en) * | 1963-12-13 | 1966-09-06 | Goodyear Aerospace Corp | Gravity gradient satellite damping device |
US3427623A (en) * | 1965-04-22 | 1969-02-11 | Joseph C Yater | Communication satellite |
US3429525A (en) * | 1965-09-24 | 1969-02-25 | Westinghouse Electric Corp | Satellite orientation apparatus |
US3386686A (en) * | 1967-01-19 | 1968-06-04 | Nasa Usa | Station keeping of a gravity-gradient stabilized satellite |
US3519222A (en) * | 1967-01-27 | 1970-07-07 | Goodyear Aerospace Corp | Augmented gravity gradient satellite stabilization system |
US3640487A (en) * | 1967-07-13 | 1972-02-08 | Gen Electric | Vertical orientation device |
US3768756A (en) * | 1967-09-21 | 1973-10-30 | Westinghouse Electric Corp | Commandable satellite attitude control apparatus |
US3582016A (en) * | 1967-10-03 | 1971-06-01 | Bernard C Sherman | Satellite attitude control mechanism and method |
US3560642A (en) * | 1967-10-13 | 1971-02-02 | Us Navy | Television satellite system |
US3601338A (en) * | 1967-11-17 | 1971-08-24 | Tokyo Shibaura Electric Co | Apparatus for controlling the attitude of a satellite |
US3516622A (en) * | 1968-02-05 | 1970-06-23 | Gen Electric | Longitude keeper |
US3567155A (en) * | 1968-12-20 | 1971-03-02 | James A Gatlin | Gravity gradient attitude control system |
US3582019A (en) * | 1969-03-24 | 1971-06-01 | Vincent L Pisacane | Rotor for satellite stabilization |
US3635425A (en) * | 1969-10-01 | 1972-01-18 | Us Navy | Deployment method for a telescoping solar array |
US3582020A (en) * | 1969-12-01 | 1971-06-01 | Gen Dynamics Corp | Gravity gradient satellite orientation system for high pointing accuracy |
US3698661A (en) * | 1970-10-07 | 1972-10-17 | Us Navy | Controllable hysteresis damping |
US4097010A (en) * | 1975-10-08 | 1978-06-27 | Smithsonian Institution | Satellite connected by means of a long tether to a powered spacecraft |
US4684084A (en) * | 1984-05-29 | 1987-08-04 | Rca Corporation | Spacecraft structure with symmetrical mass center and asymmetrical deployable appendages |
US4834325A (en) * | 1985-03-20 | 1989-05-30 | Space Industries, Inc. | Modular spacecraft system |
US4728061A (en) * | 1985-03-20 | 1988-03-01 | Space Industries, Inc. | Spacecraft operable in two alternative flight modes |
US4757964A (en) * | 1986-07-17 | 1988-07-19 | Hughes Aircraft Company | Method for controlling the attitude of a spinning body in orbit |
US4807835A (en) * | 1987-04-10 | 1989-02-28 | Ithaco, Inc. | Spacecraft attitude stabilization system |
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. |
US5310144A (en) * | 1992-07-06 | 1994-05-10 | Hughes Aircraft Company | Method and apparatus for satellite torque balancing |
-
1994
- 1994-12-06 US US08/349,950 patent/US5669586A/en not_active Expired - Fee Related
-
1995
- 1995-11-30 RU RU95121445/28A patent/RU2180643C2/ru not_active IP Right Cessation
- 1995-12-06 DE DE69523542T patent/DE69523542T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1995-12-06 EP EP95308858A patent/EP0716365B1/en not_active Expired - Lifetime
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
САРЫЧЕВ. В.А. Вопросы ориентации искусственных спутников. Итоги науки и техники. Исследование космического пространства , т.11. М., 1978, с.8, 171, 183. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE69523542D1 (de) | 2001-12-06 |
US5669586A (en) | 1997-09-23 |
EP0716365A2 (en) | 1996-06-12 |
EP0716365B1 (en) | 2001-10-31 |
EP0716365A3 (en) | 1996-12-27 |
DE69523542T2 (de) | 2002-07-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2180643C2 (ru) | Способ управления орбитальным космическим аппаратом (варианты) | |
US6296207B1 (en) | Combined stationkeeping and momentum management | |
US5400033A (en) | Tracking system for tracking targets with a spacecraft | |
US5765780A (en) | Systematic vectored thrust calibration method for satellite momentum control | |
US6637701B1 (en) | Gimbaled ion thruster arrangement for high efficiency stationkeeping | |
EP1059232A2 (en) | An orbit raising system and method for geosynchronous satellites | |
JPH11291998A (ja) | 複合使用スラスタの搭載配置 | |
US6102337A (en) | Spacecraft attitude control with gimbaled thrusters | |
JPH1179100A (ja) | 人工衛星発射方法および人工衛星発射システム | |
JPH10250696A (ja) | 人工衛星を発射する発射方法およびその発射方法を実行する人工衛星発射システム | |
US10464694B1 (en) | Asymmetric thruster gimbal configuration | |
US6311931B1 (en) | Bi-directional momentum bias spacecraft attitude control | |
EP3680182B1 (en) | Spin stabilization of a spacecraft for an orbit maneuver | |
US6990396B2 (en) | Method and apparatus for reaction wheel dynamic compensation in long-duration deployment of a large reflector | |
EP1679259B1 (en) | Method of injecting plurality of spacecrafts into different orbits individually | |
US5957411A (en) | Method using double thruster firings to deadbeat flexible solar array structural oscillations | |
US7025307B2 (en) | Method and apparatus for solar tacking momentum maintenance in long-duration deployment of a large reflector | |
US6921049B2 (en) | System for counteracting a disturbance in a spacecraft | |
EP0372397A2 (en) | Spin stabilization method using momentum wheels | |
EP1129943A2 (en) | Controller and control method for satellite orbit-keeping maneuvers | |
Renk et al. | Gaia: Trajectory design with tightening constraints | |
JP2527895B2 (ja) | 衛星管制方法 | |
Hacker et al. | Globalstar second generation hybrid attitude control on-orbit experience | |
Chubb et al. | Application of control moment gyros in the attitude control of the Apollo Telescope Mount | |
Legostaev | Russian space programs: Achievements and prospects of automatic control applications |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20031201 |