JPH0470198B2 - - Google Patents
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- JPH0470198B2 JPH0470198B2 JP60056987A JP5698785A JPH0470198B2 JP H0470198 B2 JPH0470198 B2 JP H0470198B2 JP 60056987 A JP60056987 A JP 60056987A JP 5698785 A JP5698785 A JP 5698785A JP H0470198 B2 JPH0470198 B2 JP H0470198B2
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- satellite
- attitude
- earth
- roll
- axis
- Prior art date
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
この発明は、静止軌道に打上げられる地球指向
型の人工衛星の姿勢制御装置に関するものであ
る。
型の人工衛星の姿勢制御装置に関するものであ
る。
第４図は地球センサを用いた従来の地球指向型
人工衛星（以下、単に衛星という）の姿勢制御装
置を説明するためのブロツク図である。第４図に
おいて、１は目標姿勢である地球中心方向（ピツ
チ角θまたはロール角φ＝０）、２は衛星の姿勢
（ピツチ角θまたはロール角φ）であり、地球セ
ンサ３によつて衛星の姿勢２が検出された後、そ
の出力４がコントローラ５に負帰還されて、ホイ
ール、スラスタ等のアクチユエータ６の駆動信号
に変換され、衛星のダイナミツクス７を通して最
終的に衛星の姿勢２が０になるように制御が行な
われる。
人工衛星（以下、単に衛星という）の姿勢制御装
置を説明するためのブロツク図である。第４図に
おいて、１は目標姿勢である地球中心方向（ピツ
チ角θまたはロール角φ＝０）、２は衛星の姿勢
（ピツチ角θまたはロール角φ）であり、地球セ
ンサ３によつて衛星の姿勢２が検出された後、そ
の出力４がコントローラ５に負帰還されて、ホイ
ール、スラスタ等のアクチユエータ６の駆動信号
に変換され、衛星のダイナミツクス７を通して最
終的に衛星の姿勢２が０になるように制御が行な
われる。
第５図は衛星姿勢の基準軸及び姿勢を表わす３
つのオイラー角（ピツチ、ロール及びヨー角）を
説明するための図である。第５図において、１３
は軌道面、１４は地球、１５は衛星、１６は軌道
面垂直方向、２１は衛星から見た地球中心方向、
２２は１６と２１に直交する軌道面内の方向、２
３〜２５は衛星本体に固定された座標軸であつ
て、２３がＹ軸（ピツチ軸）、２４はＸ軸（ロー
ル軸）、２５はＺ軸（ヨー軸）である。また２２，
１６，２１とＸ、Ｙ、Ｚ軸の間の座標回転を定義
するのが３つのオイラー角であつて、Ｙ軸、Ｘ軸
及びＺ軸の回りの回転角をそれぞれピツチ角θ２
６、ロール角φ２７、及びヨー角ψ２８と称す
る。ただし、以下ではθ、φ、ψは微小角である
ことを仮定するので、座標回転の順序はここでは
問わない。
つのオイラー角（ピツチ、ロール及びヨー角）を
説明するための図である。第５図において、１３
は軌道面、１４は地球、１５は衛星、１６は軌道
面垂直方向、２１は衛星から見た地球中心方向、
２２は１６と２１に直交する軌道面内の方向、２
３〜２５は衛星本体に固定された座標軸であつ
て、２３がＹ軸（ピツチ軸）、２４はＸ軸（ロー
ル軸）、２５はＺ軸（ヨー軸）である。また２２，
１６，２１とＸ、Ｙ、Ｚ軸の間の座標回転を定義
するのが３つのオイラー角であつて、Ｙ軸、Ｘ軸
及びＺ軸の回りの回転角をそれぞれピツチ角θ２
６、ロール角φ２７、及びヨー角ψ２８と称す
る。ただし、以下ではθ、φ、ψは微小角である
ことを仮定するので、座標回転の順序はここでは
問わない。
さて、第５図において、地球センサは原理上衛
星から見た地球中心方向２１を基準にした２軸回
りの姿勢角θ及びφを検出するので、地球センサ
の出力信号を基準にしてθ及びφの姿勢制御を行
うと衛星のＺ軸２５は常に地球中心方向２１に向
けられる。換言すれば、衛星のＹ軸は地球中心方
向２１と常に90°の角度をなすように制御される。
さらに、衛星のヨー角ψ２８も別途能動的または
受動的に制御されることが通例であるから、結局
衛星のＹ軸２３は、姿勢センサ誤差、制御誤差が
ない理想状態において、軌道面に垂直な方向１６
に保持されることになる。
星から見た地球中心方向２１を基準にした２軸回
りの姿勢角θ及びφを検出するので、地球センサ
の出力信号を基準にしてθ及びφの姿勢制御を行
うと衛星のＺ軸２５は常に地球中心方向２１に向
けられる。換言すれば、衛星のＹ軸は地球中心方
向２１と常に90°の角度をなすように制御される。
さらに、衛星のヨー角ψ２８も別途能動的または
受動的に制御されることが通例であるから、結局
衛星のＹ軸２３は、姿勢センサ誤差、制御誤差が
ない理想状態において、軌道面に垂直な方向１６
に保持されることになる。
静止軌道上にある地球指向型の人工衛星は、通
信・放送用アンテナ、観測カメラ等の搭載ミツシ
ヨン機器を常に地球上の目標地域に指向させるこ
とをその姿勢制御の主たる目的としている。
信・放送用アンテナ、観測カメラ等の搭載ミツシ
ヨン機器を常に地球上の目標地域に指向させるこ
とをその姿勢制御の主たる目的としている。
しかしながら、従来の姿勢制御装置において
は、静止衛星の軌道が赤道面からずれる（すなわ
ち、軌道傾斜角を有する）と、衛星の軌道運動に
伴なつて軌道周期（＝１日周期）の南北方向の指
向変動を発生するという問題点があつた。
は、静止衛星の軌道が赤道面からずれる（すなわ
ち、軌道傾斜角を有する）と、衛星の軌道運動に
伴なつて軌道周期（＝１日周期）の南北方向の指
向変動を発生するという問題点があつた。
第６図及び第７図は上に述べた問題点を詳細に
説明する図である。第６図において、１２は赤道
面、１３は軌道面、２９は軌道傾斜面、３０は昇
交点（軌道が赤道面を南から北へよぎる点）の方
向、１９は衛星に搭載されたミツシヨン機器３１
の指向方向、２０は目標指向地点の緯線である。
また、図中Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄは緯度引数η（昇交点
方向３０から軌道面内で測つた衛星１５の位相
角）がそれぞれ0°、90°、180°、270°のときの１９
と地表との交点であつて、静止衛星では衛星の軌
道角速度と地球の自転角速度が相等しいところか
ら、これらの点Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄは地球上のほぼ同
一経線上の地点を表わしている。第６図からわか
るように、衛星の軌道運動に伴つて、搭載ミツシ
ヨン機器の指向地点は目標指向地点に対して軌道
周期（＝１日周期）で南北方向にずれる。
説明する図である。第６図において、１２は赤道
面、１３は軌道面、２９は軌道傾斜面、３０は昇
交点（軌道が赤道面を南から北へよぎる点）の方
向、１９は衛星に搭載されたミツシヨン機器３１
の指向方向、２０は目標指向地点の緯線である。
また、図中Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄは緯度引数η（昇交点
方向３０から軌道面内で測つた衛星１５の位相
角）がそれぞれ0°、90°、180°、270°のときの１９
と地表との交点であつて、静止衛星では衛星の軌
道角速度と地球の自転角速度が相等しいところか
ら、これらの点Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄは地球上のほぼ同
一経線上の地点を表わしている。第６図からわか
るように、衛星の軌道運動に伴つて、搭載ミツシ
ヨン機器の指向地点は目標指向地点に対して軌道
周期（＝１日周期）で南北方向にずれる。
第７図はこのようにして発生する南北方向の指
向誤差の時間波形を示したもので、二次以上の微
小項を無視すれば、南北方向の指向誤差eNSは次
式により表わされる。
向誤差の時間波形を示したもので、二次以上の微
小項を無視すれば、南北方向の指向誤差eNSは次
式により表わされる。
eNS＝asioη ……(1)
ここに、ａはeNSの日変動の振幅、ηは前述の
緯度引数であつて、任意の時刻ｔにおいて近似的
に次式により計算される。
緯度引数であつて、任意の時刻ｔにおいて近似的
に次式により計算される。
η＝ω0（ｔ−t0）＝ω0t＋ｂ ……(2)
ただし、ω0は軌道角速度、t0は昇交点を通過す
る時刻、ｂ（＝−ω0t0）はｔ＝０におけるηの値
（以後、初期位相角と呼ぶ）である。指向変動の
振幅ａについては、軌道傾斜角ｉ３０に比例す
る。すなわち、 ａ＝ki ……(3) ここで、ｋは目標指向地点の緯度δに依存する
定数であつて、δ＝30°Nに対してｋ≒0.14
（deg／deg）である。
る時刻、ｂ（＝−ω0t0）はｔ＝０におけるηの値
（以後、初期位相角と呼ぶ）である。指向変動の
振幅ａについては、軌道傾斜角ｉ３０に比例す
る。すなわち、 ａ＝ki ……(3) ここで、ｋは目標指向地点の緯度δに依存する
定数であつて、δ＝30°Nに対してｋ≒0.14
（deg／deg）である。
以上の説明から明らかなように、衛星の軌道面
が赤道面から傾くと、軌道傾斜角に比例した振幅
の正弦波状の南北方向の指向誤差が発生する。し
たがつて、衛星に要求される指向制度が高い程、
軌道傾斜角によつて発生する指向誤差を小さくす
るために、軌道傾斜角の許容範囲を小さく押える
必要があり、そのために南北方向の軌道保持制御
を頻繁に実施しなければならない等の問題点があ
つた。
が赤道面から傾くと、軌道傾斜角に比例した振幅
の正弦波状の南北方向の指向誤差が発生する。し
たがつて、衛星に要求される指向制度が高い程、
軌道傾斜角によつて発生する指向誤差を小さくす
るために、軌道傾斜角の許容範囲を小さく押える
必要があり、そのために南北方向の軌道保持制御
を頻繁に実施しなければならない等の問題点があ
つた。
この発明は、かかる問題点を解決するためにな
されたものであり、衛星の軌道が赤道面から傾い
ても南北方向の指向誤差を発生させないことを目
的としたものである。
されたものであり、衛星の軌道が赤道面から傾い
ても南北方向の指向誤差を発生させないことを目
的としたものである。
この発明に係る人工衛星の姿勢制御装置は、軌
道周期で変化する正弦波状の信号を発生する信号
発生器を設け、その信号発生器の出力と地球セン
サのロール出力との加算信号をコントローラの基
準入力としたものである。
道周期で変化する正弦波状の信号を発生する信号
発生器を設け、その信号発生器の出力と地球セン
サのロール出力との加算信号をコントローラの基
準入力としたものである。
この発明においては、地球センサのロール出力
を直接姿勢制御系のコントロールの基準入力とす
ることによつて衛星のロール姿勢を零に保持する
場合に発生する南北方向の指向変動と同一の振幅
で逆相の正弦波状信号を信号発生器により発生
し、この信号と地球センサのロール出力の加算信
号をコントローラの基準入力とすることにより、
軌道傾斜角が零でない場合でも南北方向の指向変
動を発生しないような正弦波状に変化するロール
姿勢を実現するものである。
を直接姿勢制御系のコントロールの基準入力とす
ることによつて衛星のロール姿勢を零に保持する
場合に発生する南北方向の指向変動と同一の振幅
で逆相の正弦波状信号を信号発生器により発生
し、この信号と地球センサのロール出力の加算信
号をコントローラの基準入力とすることにより、
軌道傾斜角が零でない場合でも南北方向の指向変
動を発生しないような正弦波状に変化するロール
姿勢を実現するものである。
以下、第１図〜第３図に示す一実施例によつて
この発明を具体的に説明する。
この発明を具体的に説明する。
第１図はこの発明による衛星の姿勢制御装置
（ロール系）のブロツク図である。衛星のピツチ
系に対しては従来の装置（第４図）を使用する。
また、ヨー系については、Ｙ軸（ピツチ軸）回り
にバイアス角運動量をもたせて、力学的なロー
ル／ヨー・カツプリングによりヨーセンサを用い
ないで受動的に制御する方式（いわゆるバイア
ス・モーメンタム方式）を想定する。
（ロール系）のブロツク図である。衛星のピツチ
系に対しては従来の装置（第４図）を使用する。
また、ヨー系については、Ｙ軸（ピツチ軸）回り
にバイアス角運動量をもたせて、力学的なロー
ル／ヨー・カツプリングによりヨーセンサを用い
ないで受動的に制御する方式（いわゆるバイア
ス・モーメンタム方式）を想定する。
第１図において、１〜７は上記従来装置と全く
同一のものであり、８は地上からのコマンド入力
（振幅ａと初期位相角ｂ）、９は正弦波状の信号１
０を発生するこの発明による信号発生器である。
正弦波状の信号１０と地球センサのロール出力φ
４との加算出力１１がコントローラ５に負帰還さ
れる。コントローラはアクチユエータ６を駆動
し、衛星の姿勢ダイナミクス７を介して最終的に
加算出力１１が０になるように制御が行なわれ
る。その結果、衛星の姿勢（ロール角φ）２は、
地球センサ誤差、制御誤差（外乱トルクの影響を
含む）等を除いて、信号発生器９から出力される
正弦波状信号１０と同一振幅で逆相の時間変動波
形となる。すなわち、 φ＝−asio（ω0t＋ｂ）＝−asioη ……(4) 第２図は、第１図に示す一実施例により実現さ
れる衛星の慣性空間及び地球に対する姿勢を示す
説明図である。第２図において、１２は赤道面、
１３は軌道面、１４は地球、１５はη＝90°、
270°における衛星（昇交点通過後、６時間、18時
間後に対応）、１６は軌道面垂直方向、１７は衛
星のＹ軸（ピツチ軸）である。第１図に示す実施
例によれば、Ｙ軸と衛星から見た地球中心方向と
のなす角（＝90°＋φ）が正弦波状に変化し、か
つＹ軸回りのバイアス角運動量によつてヨー姿勢
が受動的に制御されるので、衛星の軌道上位置に
依らず慣性空間に対して不変のＹ軸姿勢が実現さ
れる。したがつてＹ軸１７と軌道面垂直方向１６
のなす角１８は不変であり、その大きさは正弦波
状信号１０（第１図）の振幅ａに等しい。そこ
で、この振幅ａを、ロール系に従来の姿勢制御装
置を使用したときに発生する南北方向の指向誤差
の振幅ａ（第７図参照）に等しく選べば、第２図
に示すように、衛星搭載ミツシヨン機器の指向方
向１９を目標とする地球上の同一緯線２０上の地
点に向けることができる。
同一のものであり、８は地上からのコマンド入力
（振幅ａと初期位相角ｂ）、９は正弦波状の信号１
０を発生するこの発明による信号発生器である。
正弦波状の信号１０と地球センサのロール出力φ
４との加算出力１１がコントローラ５に負帰還さ
れる。コントローラはアクチユエータ６を駆動
し、衛星の姿勢ダイナミクス７を介して最終的に
加算出力１１が０になるように制御が行なわれ
る。その結果、衛星の姿勢（ロール角φ）２は、
地球センサ誤差、制御誤差（外乱トルクの影響を
含む）等を除いて、信号発生器９から出力される
正弦波状信号１０と同一振幅で逆相の時間変動波
形となる。すなわち、 φ＝−asio（ω0t＋ｂ）＝−asioη ……(4) 第２図は、第１図に示す一実施例により実現さ
れる衛星の慣性空間及び地球に対する姿勢を示す
説明図である。第２図において、１２は赤道面、
１３は軌道面、１４は地球、１５はη＝90°、
270°における衛星（昇交点通過後、６時間、18時
間後に対応）、１６は軌道面垂直方向、１７は衛
星のＹ軸（ピツチ軸）である。第１図に示す実施
例によれば、Ｙ軸と衛星から見た地球中心方向と
のなす角（＝90°＋φ）が正弦波状に変化し、か
つＹ軸回りのバイアス角運動量によつてヨー姿勢
が受動的に制御されるので、衛星の軌道上位置に
依らず慣性空間に対して不変のＹ軸姿勢が実現さ
れる。したがつてＹ軸１７と軌道面垂直方向１６
のなす角１８は不変であり、その大きさは正弦波
状信号１０（第１図）の振幅ａに等しい。そこ
で、この振幅ａを、ロール系に従来の姿勢制御装
置を使用したときに発生する南北方向の指向誤差
の振幅ａ（第７図参照）に等しく選べば、第２図
に示すように、衛星搭載ミツシヨン機器の指向方
向１９を目標とする地球上の同一緯線２０上の地
点に向けることができる。
第３図は、第２図と対応して、この実施例によ
り得られる衛星のロール姿勢φ、信号発生器の出
力及び南北方向の指向誤差eNSの時間波形を示し
た説明図である。第３図と第７図を比較すれば明
らかなように、この実施例によれば軌道傾斜角が
零でなくても（二次以上の微小項を除いて）、常
に、 eNS＝０ ……(5) とすることができる。
り得られる衛星のロール姿勢φ、信号発生器の出
力及び南北方向の指向誤差eNSの時間波形を示し
た説明図である。第３図と第７図を比較すれば明
らかなように、この実施例によれば軌道傾斜角が
零でなくても（二次以上の微小項を除いて）、常
に、 eNS＝０ ……(5) とすることができる。
なお、上記実施例においては、信号発生器で使
用する定数のうち振幅ａ及び初期位相角ｂを地上
からのコマンド入力とし、軌道角速度ω0につい
ては内部定数としたが、ａ、ｂ、ω0のうちすべ
てまたは任意の一部をコマンド入力としたり、コ
マンド入力を全く省略してすべて内部で設定する
ことも可能である。またａ、ｂの代わりに、(3)式
または(2)式に従つてｉまたはt0を用いてもよい。
ａ、ｂの値は実際には軌道周期に比べて緩やかで
はあるが時間変化する量であるから、時々更新す
る必要がある。しかし、ａ、ｂの両方または一方
の時間変化をモデル化してオンボードで発生させ
れば、地上からのコマンドの頻度を上記実施例よ
りも少なくすることができる。
用する定数のうち振幅ａ及び初期位相角ｂを地上
からのコマンド入力とし、軌道角速度ω0につい
ては内部定数としたが、ａ、ｂ、ω0のうちすべ
てまたは任意の一部をコマンド入力としたり、コ
マンド入力を全く省略してすべて内部で設定する
ことも可能である。またａ、ｂの代わりに、(3)式
または(2)式に従つてｉまたはt0を用いてもよい。
ａ、ｂの値は実際には軌道周期に比べて緩やかで
はあるが時間変化する量であるから、時々更新す
る必要がある。しかし、ａ、ｂの両方または一方
の時間変化をモデル化してオンボードで発生させ
れば、地上からのコマンドの頻度を上記実施例よ
りも少なくすることができる。
さらに、上記実施例では、Ｙ軸（ピツチ軸）回
りにバイアス角運動量をもたせて受動的にヨー姿
勢制御を行う方式を想定したが、ヨー姿勢を推定
ないし別途設けたヨーセンサにより検出して、ヨ
ー系のコントローラ及びアクチユエータによつて
能動的に制御するような方式（３自由度コントロ
ールド・バイアス・モーメンタム方式またはゼ
ロ・モーメンタム方式）に対しても、この発明は
適用可能である。後者の場合には、衛星のＹ軸姿
勢は慣性空間に対して不変とはならず、正弦波状
に変化するが、ロール姿勢角、信号発生器出力及
び南北方向の指向誤差についての第７図に示す関
係はそのまま成立する。
りにバイアス角運動量をもたせて受動的にヨー姿
勢制御を行う方式を想定したが、ヨー姿勢を推定
ないし別途設けたヨーセンサにより検出して、ヨ
ー系のコントローラ及びアクチユエータによつて
能動的に制御するような方式（３自由度コントロ
ールド・バイアス・モーメンタム方式またはゼ
ロ・モーメンタム方式）に対しても、この発明は
適用可能である。後者の場合には、衛星のＹ軸姿
勢は慣性空間に対して不変とはならず、正弦波状
に変化するが、ロール姿勢角、信号発生器出力及
び南北方向の指向誤差についての第７図に示す関
係はそのまま成立する。
以上のように、この発明によれば静止軌道上に
ある地球指向型の人工衛星において、軌道面が赤
道面から傾いても地球センサを使用する従来の姿
勢制御装置において発生する南北方向の指向誤差
を抑止することができるという効果がある。した
がつて、南北方向の指向誤差を劣化させることな
く、軌道傾斜角の許容範囲を広くとることができ
るという効果も有する。
ある地球指向型の人工衛星において、軌道面が赤
道面から傾いても地球センサを使用する従来の姿
勢制御装置において発生する南北方向の指向誤差
を抑止することができるという効果がある。した
がつて、南北方向の指向誤差を劣化させることな
く、軌道傾斜角の許容範囲を広くとることができ
るという効果も有する。
第１図はこの発明による姿勢制御装置（ロール
系）の一実施例を示すブロツク図、第２図は第１
図に示す実施例により実現される衛星の姿勢の説
明図、第３図は上記実施例の効果を示す説明図、
第４図は地球センサを用いた従来の姿勢制御装置
（ピツチ系及びロール系）のブロツク図、第５図
は衛星の姿勢の定義を説明するための図、第６図
は従来の姿勢制御装置により実現される衛星の姿
勢の説明図、第７図は従来の姿勢制御装置の問題
点を説明する図である。 図中、１は目標姿勢（ピツチ角θまたはロール
角φ＝０）、２は衛星の姿勢（ピツチ角θまたは
ロール角φ）、３は地球センサ、４は地球センサ
出力（ピツチまたはロール）、５はコントローラ、
６はアクチユエータ、７は衛星の姿勢ダイナミク
ス、８は地上からのコマンド入力、９は信号発生
器、１０は正弦波状信号、１１は１０と４の加算
信号、１２は赤道面、１３は軌道面、１４は地
球、１５は人工衛星、１６は軌道面垂直方向、１
７は衛星のＹ軸（ピツチ軸）、１８は１６と１７
のなす角、１９は衛星搭載ミツシヨン機器の指向
方向、２０は地表上の目標指向地点が属する緯
線、２１は衛星から見た地球中心方向、２２は１
６と２１に直交する方向、２３は衛星のＹ軸（ピ
ツチ軸）、２４は衛星のＸ軸（ロール軸）、２５は
衛星のＺ軸（ヨー軸）、２６はピツチ角θ、２７
はロール角φ、２８はヨー角ψ、２９は軌道傾斜
角、３０は昇交点方向、３１は衛星搭載のミツシ
ヨン機器である。なお、図中同一符号は同一また
は相当部分を示す。
系）の一実施例を示すブロツク図、第２図は第１
図に示す実施例により実現される衛星の姿勢の説
明図、第３図は上記実施例の効果を示す説明図、
第４図は地球センサを用いた従来の姿勢制御装置
（ピツチ系及びロール系）のブロツク図、第５図
は衛星の姿勢の定義を説明するための図、第６図
は従来の姿勢制御装置により実現される衛星の姿
勢の説明図、第７図は従来の姿勢制御装置の問題
点を説明する図である。 図中、１は目標姿勢（ピツチ角θまたはロール
角φ＝０）、２は衛星の姿勢（ピツチ角θまたは
ロール角φ）、３は地球センサ、４は地球センサ
出力（ピツチまたはロール）、５はコントローラ、
６はアクチユエータ、７は衛星の姿勢ダイナミク
ス、８は地上からのコマンド入力、９は信号発生
器、１０は正弦波状信号、１１は１０と４の加算
信号、１２は赤道面、１３は軌道面、１４は地
球、１５は人工衛星、１６は軌道面垂直方向、１
７は衛星のＹ軸（ピツチ軸）、１８は１６と１７
のなす角、１９は衛星搭載ミツシヨン機器の指向
方向、２０は地表上の目標指向地点が属する緯
線、２１は衛星から見た地球中心方向、２２は１
６と２１に直交する方向、２３は衛星のＹ軸（ピ
ツチ軸）、２４は衛星のＸ軸（ロール軸）、２５は
衛星のＺ軸（ヨー軸）、２６はピツチ角θ、２７
はロール角φ、２８はヨー角ψ、２９は軌道傾斜
角、３０は昇交点方向、３１は衛星搭載のミツシ
ヨン機器である。なお、図中同一符号は同一また
は相当部分を示す。
Claims (1)
- １ 人工衛星に設けられた地球センサにより人工
衛星の姿勢を検出し、その検出結果に基づいてア
クチユエータを作動せしめて人工衛星の地球に対
する姿勢を制御する装置において、軌道周期で変
化する正弦波状の信号を発生する信号発生器を設
け、この信号発生器の出力と地球センサのロール
出力との加算信号を姿勢制御系の基準入力とする
とともに、上記信号発生器の出力信号の振幅と位
相を、地球センサのロール出力を直接姿勢制御系
の基準入力とすることによつてロール姿勢を常に
零に保持しようとした場合に零でない軌道傾斜角
によつて発生する軌道周期で正弦波状に変化する
南北方向の指向変動と同一の振幅及び逆相に調整
することによつて、人工衛星のロール姿勢を軌道
傾斜角が零でない場合でも南北方向の指向変動が
発生しないように正弦波状に変化させるように構
成したことを特徴とする人工衛星の姿勢制御装
置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60056987A JPS61215200A (ja) | 1985-03-20 | 1985-03-20 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60056987A JPS61215200A (ja) | 1985-03-20 | 1985-03-20 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61215200A JPS61215200A (ja) | 1986-09-24 |
| JPH0470198B2 true JPH0470198B2 (ja) | 1992-11-10 |
Family
ID=13042844
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60056987A Granted JPS61215200A (ja) | 1985-03-20 | 1985-03-20 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS61215200A (ja) |
-
1985
- 1985-03-20 JP JP60056987A patent/JPS61215200A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS61215200A (ja) | 1986-09-24 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |