JP2000211598A - ステ―ションキ―ピング及びモ―メンタム管理システム及びその方法 - Google Patents
ステ―ションキ―ピング及びモ―メンタム管理システム及びその方法Info
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
地球静止周回宇宙船の同時南北ステーションキーピング
及び３軸モーメンタム管理の方法及びシステムを提供す
る。宇宙船は、第１スラスタ、第２スラスタ、及びオン
ボード搭載の少なくとも３つのモーメンタムホイールを
有する。第１スラスタ及び第２スラスタは、宇宙船の反
地球面にそれぞれ宇宙船の北面及び南面に隣接して取り
付けられ、宇宙船の質量中心から僅かに外れた推力ベク
トルを生成する向きに調整される。推力ベクトルは、南
北軌道位置偏差を修正するのに必要な姿勢軌道調整、及
びモーメンタムホイールに蓄積された角運動量を非飽和
化するのに要するトルクを提供する。
及び３軸モーメンタム管理の方法及びシステムを提供す
る。宇宙船は、第１スラスタ、第２スラスタ、及びオン
ボード搭載の少なくとも３つのモーメンタムホイールを
有する。第１スラスタ及び第２スラスタは、宇宙船の反
地球面にそれぞれ宇宙船の北面及び南面に隣接して取り
付けられ、宇宙船の質量中心から僅かに外れた推力ベク
トルを生成する向きに調整される。推力ベクトルは、南
北軌道位置偏差を修正するのに必要な姿勢軌道調整、及
びモーメンタムホイールに蓄積された角運動量を非飽和
化するのに要するトルクを提供する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、宇宙船の姿勢制御
及びモーメンタム管理、特に、南北ステーションキーピ
ング操作及び３軸モーメンタム管理を同時に実行するシ
ステム及び方法に関する。
及びモーメンタム管理、特に、南北ステーションキーピ
ング操作及び３軸モーメンタム管理を同時に実行するシ
ステム及び方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】静止通信宇宙船において、通信ハードウ
ェアの向きを定めるために惑星位置に対する宇宙船の姿
勢を制御することは重要である。また、宇宙船のモーメ
ンタムホイール安定化システムに蓄積されるモーメンタ
ム（運動量）を定期的にアンロード又は非飽和化（desa
turate）することも重要である。姿勢修正及びモーメン
タムの非飽和化を達成するメカニズムによって静止宇宙
船は確実に配備状態を続けることができる。
ェアの向きを定めるために惑星位置に対する宇宙船の姿
勢を制御することは重要である。また、宇宙船のモーメ
ンタムホイール安定化システムに蓄積されるモーメンタ
ム（運動量）を定期的にアンロード又は非飽和化（desa
turate）することも重要である。姿勢修正及びモーメン
タムの非飽和化を達成するメカニズムによって静止宇宙
船は確実に配備状態を続けることができる。
【０００３】周回宇宙船において、ステーションキーピ
ング、姿勢制御及びモーメンタム非飽和化のためにいく
つかのメカニズムが用いられる。通常、宇宙船を遷移軌
道から同期軌道に運ぶために双推進体化学スラスタ（反
動推進エンジン）が用いられる。双推進体スラスタは、
また、ステーションキーピングに用いてもよいが、この
ようなスラスタは、スラスタの位置ずれ、質量中心のオ
フセット及びプルーム（plume）衝撃のために比較的強
力な外乱トルクを生成する。この結果、双推進体スラス
タは、通常ステーションキーピング操作、姿勢制御及び
モーメンタム非飽和化の間になされる微細な調整にとっ
ては、好ましくない。
ング、姿勢制御及びモーメンタム非飽和化のためにいく
つかのメカニズムが用いられる。通常、宇宙船を遷移軌
道から同期軌道に運ぶために双推進体化学スラスタ（反
動推進エンジン）が用いられる。双推進体スラスタは、
また、ステーションキーピングに用いてもよいが、この
ようなスラスタは、スラスタの位置ずれ、質量中心のオ
フセット及びプルーム（plume）衝撃のために比較的強
力な外乱トルクを生成する。この結果、双推進体スラス
タは、通常ステーションキーピング操作、姿勢制御及び
モーメンタム非飽和化の間になされる微細な調整にとっ
ては、好ましくない。
【０００４】あるいは、宇宙船は姿勢制御及びモーメン
タム非飽和化のために磁気トルカを用いてもよい。磁気
トルカは、その動作として、地球の磁場に対する電気コ
イルの双極子モーメントの力を印加することによって宇
宙船の姿勢を変える。しかしながら、磁気トルカは、横
方向には力のないトルクを生成するのでステーションキ
ーピングには好ましくない。周回宇宙船において磁気ト
ルカを使用することについては他にも不利な点がある。
例えば、磁気トルカは重く、ほとんど制御電力を提供せ
ず、また、地球の磁場と双極子モーメントのアライメン
トのために宇宙船のピッチ姿勢の制御に用いることがで
きない。
タム非飽和化のために磁気トルカを用いてもよい。磁気
トルカは、その動作として、地球の磁場に対する電気コ
イルの双極子モーメントの力を印加することによって宇
宙船の姿勢を変える。しかしながら、磁気トルカは、横
方向には力のないトルクを生成するのでステーションキ
ーピングには好ましくない。周回宇宙船において磁気ト
ルカを使用することについては他にも不利な点がある。
例えば、磁気トルカは重く、ほとんど制御電力を提供せ
ず、また、地球の磁場と双極子モーメントのアライメン
トのために宇宙船のピッチ姿勢の制御に用いることがで
きない。
【０００５】従来の周回宇宙船は、ステーションキーピ
ング、姿勢コントロール及びモーメンタム非飽和化のた
めに更なる技術を用いる場合がある。例えば、更なる技
術は、イオン推進スラスタの使用を含む。実際、イオン
推進スラスタは、長いミッション存続期間を有する宇宙
船の南北ステーションキーピングにとって特に望まし
い。しかしながら、イオン推進スラスタの不利な点はそ
の重さである。また、イオン推進スラスタは、双推進体
スラスタと同様に、宇宙船に望ましくない姿勢運動をも
たらす外乱トルクを生成する場合がある。
ング、姿勢コントロール及びモーメンタム非飽和化のた
めに更なる技術を用いる場合がある。例えば、更なる技
術は、イオン推進スラスタの使用を含む。実際、イオン
推進スラスタは、長いミッション存続期間を有する宇宙
船の南北ステーションキーピングにとって特に望まし
い。しかしながら、イオン推進スラスタの不利な点はそ
の重さである。また、イオン推進スラスタは、双推進体
スラスタと同様に、宇宙船に望ましくない姿勢運動をも
たらす外乱トルクを生成する場合がある。
【０００６】上記した、ステーションキーピング、姿勢
制御及びモーメンタム非飽和化技術による望ましくない
姿勢運動に加えて、周回宇宙船に与えられる太陽の圧力
によっても望ましくない姿勢運動が生じる。モーメンタ
ムホイール安定化システムが、外乱トルクに対抗する源
として一般に用いられる。通常、かかる安定化システム
は、一つ以上のモーメンタムホイール及び宇宙船姿勢の
変化を検知する制御ループを含む。宇宙船のセンサは、
３本の直交宇宙船軸、すなわちｘ軸（ロール）、ｙ軸
（ピッチ）またはｚ軸（ヨー）のいずれかの偏差を検出
する。制御ループは、検知された姿勢に基づいて、ピッ
チ及びヨー・モーメンタムを吸収するために必要とされ
るホイールの速度を確定する。一般に、ヨー及びピッチ
・モーメンタムは直接モーメンタムホイールによって吸
収され、一方、ロール・モーメンタムは宇宙船にバイア
スされたモーメンタムのクロスカップリング動力学から
生じるヨー船体角の変化として吸収される。しかしなが
ら、ホイール・システムの設計上許される場合、ロール
・モーメンタムはホイールに蓄積される。
制御及びモーメンタム非飽和化技術による望ましくない
姿勢運動に加えて、周回宇宙船に与えられる太陽の圧力
によっても望ましくない姿勢運動が生じる。モーメンタ
ムホイール安定化システムが、外乱トルクに対抗する源
として一般に用いられる。通常、かかる安定化システム
は、一つ以上のモーメンタムホイール及び宇宙船姿勢の
変化を検知する制御ループを含む。宇宙船のセンサは、
３本の直交宇宙船軸、すなわちｘ軸（ロール）、ｙ軸
（ピッチ）またはｚ軸（ヨー）のいずれかの偏差を検出
する。制御ループは、検知された姿勢に基づいて、ピッ
チ及びヨー・モーメンタムを吸収するために必要とされ
るホイールの速度を確定する。一般に、ヨー及びピッチ
・モーメンタムは直接モーメンタムホイールによって吸
収され、一方、ロール・モーメンタムは宇宙船にバイア
スされたモーメンタムのクロスカップリング動力学から
生じるヨー船体角の変化として吸収される。しかしなが
ら、ホイール・システムの設計上許される場合、ロール
・モーメンタムはホイールに蓄積される。
【０００７】上記したように、モーメンタムホイールに
蓄積されるモーメンタムは定期的に解放、または非飽和
化されなければならない。非飽和化は、モーメンタムホ
イールを所定の速度範囲内に保つために必要である。非
飽和化は、通常、化学推進スラスタ又は磁気トルカによ
って宇宙船に外部トルクを印加することによって成され
る。外部トルクは、蓄積されたモーメンタムと反対に、
したがって、低減するように印加される。しかしなが
ら、化学推進スラスタリングは、固有の外乱トルクが導
入されるのでステーションキーピング操作の間の宇宙船
姿勢を非常に高精度に維持するためには好ましくない。
磁場ベクトルに平行な磁気トルクは生成されない。
蓄積されるモーメンタムは定期的に解放、または非飽和
化されなければならない。非飽和化は、モーメンタムホ
イールを所定の速度範囲内に保つために必要である。非
飽和化は、通常、化学推進スラスタ又は磁気トルカによ
って宇宙船に外部トルクを印加することによって成され
る。外部トルクは、蓄積されたモーメンタムと反対に、
したがって、低減するように印加される。しかしなが
ら、化学推進スラスタリングは、固有の外乱トルクが導
入されるのでステーションキーピング操作の間の宇宙船
姿勢を非常に高精度に維持するためには好ましくない。
磁場ベクトルに平行な磁気トルクは生成されない。
【０００８】ティリー（Tilley）等による米国特許第5,
349,532号は、南北ステーションキーピング操作を実行
する間に所望の宇宙船姿勢を維持し蓄積されたモーメン
タムをアンロードするシステム及び方法を開示してい
る。ティリー（Tilley）等は、宇宙船の位置、姿勢及び
蓄積されたモーメンタムホイールを検知する装置、及び
所望の宇宙船姿勢を生成し、モーメンタムホイールを非
飽和化するために必要なトルクを確定する装置を開示し
ている。ティリー等は、実施例において、ジンバル支持
及びスロットル付きのイオン推進スラスタの使用によっ
て所望のトルクを生成することを教示する。
349,532号は、南北ステーションキーピング操作を実行
する間に所望の宇宙船姿勢を維持し蓄積されたモーメン
タムをアンロードするシステム及び方法を開示してい
る。ティリー（Tilley）等は、宇宙船の位置、姿勢及び
蓄積されたモーメンタムホイールを検知する装置、及び
所望の宇宙船姿勢を生成し、モーメンタムホイールを非
飽和化するために必要なトルクを確定する装置を開示し
ている。ティリー等は、実施例において、ジンバル支持
及びスロットル付きのイオン推進スラスタの使用によっ
て所望のトルクを生成することを教示する。
【０００９】理想的には、宇宙船のステーションキーピ
ング及びモーメンタム管理システムは、信頼性を犠牲に
することなく、ミッション存続期間の間の燃料効率を最
大にするように動作する。本発明者は、この目的が、宇
宙船軌道の所定位置において独立して点火が行われるス
ラスタ点火サイクルを用いた、宇宙船のステーションキ
ーピング操作及びモーメンタム管理を同時に維持するシ
ステムによって実現されることを確定した。
ング及びモーメンタム管理システムは、信頼性を犠牲に
することなく、ミッション存続期間の間の燃料効率を最
大にするように動作する。本発明者は、この目的が、宇
宙船軌道の所定位置において独立して点火が行われるス
ラスタ点火サイクルを用いた、宇宙船のステーションキ
ーピング操作及びモーメンタム管理を同時に維持するシ
ステムによって実現されることを確定した。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】本発明の第１の目的及
び利点は、宇宙船の南北ステーションキーピング操作及
び３軸モーメンタム管理を同時に実行するシステム及び
方法を提供することである。本発明の他の目的及び利点
は、磁気トルカを使わずに、一対のスラスタのうちの１
つを宇宙船の軌道経路の所定位置で点火して、宇宙船の
南北ステーションキーピング操作及び３軸モーメンタム
管理を同時に実行するシステム及び方法を提供すること
である。
び利点は、宇宙船の南北ステーションキーピング操作及
び３軸モーメンタム管理を同時に実行するシステム及び
方法を提供することである。本発明の他の目的及び利点
は、磁気トルカを使わずに、一対のスラスタのうちの１
つを宇宙船の軌道経路の所定位置で点火して、宇宙船の
南北ステーションキーピング操作及び３軸モーメンタム
管理を同時に実行するシステム及び方法を提供すること
である。
【００１１】本発明の他の目的及び利点は、一対のスラ
スタのうちの１つを独立に点火することによって宇宙船
の電力消費を低減して、宇宙船の南北ステーションキー
ピング操作及び３軸モーメンタム管理を同時に実行する
システム及び方法を提供することである。本発明の更な
る目的及び利点は、図面及び下記の説明を考察すること
により明らかになる。
スタのうちの１つを独立に点火することによって宇宙船
の電力消費を低減して、宇宙船の南北ステーションキー
ピング操作及び３軸モーメンタム管理を同時に実行する
システム及び方法を提供することである。本発明の更な
る目的及び利点は、図面及び下記の説明を考察すること
により明らかになる。
【００１２】
【課題を解決するための手段】静止周回宇宙船等の宇宙
船において、同時に南北ステーションキーピング及び３
軸モーメンタム管理を行う本発明の実施例の方法及び装
置によって前述及び他の課題は克服され、本発明の目的
及び利点が実現される。本発明において、宇宙船に搭載
された少なくとも３つのモーメンタムホイール、第１ス
ラスタ、第２スラスタを有する静止周回宇宙船の同時南
北ステーションキーピング及び３軸モーメンタム管理の
方法が開示される。スラスタ点火サイクルの第１行程
（pass）において、本方法は、宇宙船の軌道経路の第１
地点で第１スラスタを点火するステップと、宇宙船の軌
道経路の第２地点で第２スラスタを点火するステップ
と、を有し、第２地点での推力ベクトルは、第１地点で
の推力ベクトルと非平行であることを特徴としている。
スラスタ点火サイクルの第２行程において、本方法は、
宇宙船の軌道経路の第３地点で第１スラスタを点火し、
第３地点での推力ベクトルは、第２地点での推力ベクト
ルとは軌道経路の反対側で平行である。第２行程は、更
に宇宙船の軌道経路の第４地点で第２スラスタを点火
し、第４地点での推力ベクトルは、第１地点での推力ベ
クトルとは軌道経路の反対側で平行である。第１及び第
２スラスタが上記した軌道経路の４つの地点にわたって
点火されたとき、第１及び第２スラスタの点火によって
生じる速度変化の半径方向成分は相殺し、少なくとも３
つのモーメンタムホイールに蓄積された角運動量は非飽
和化される。
船において、同時に南北ステーションキーピング及び３
軸モーメンタム管理を行う本発明の実施例の方法及び装
置によって前述及び他の課題は克服され、本発明の目的
及び利点が実現される。本発明において、宇宙船に搭載
された少なくとも３つのモーメンタムホイール、第１ス
ラスタ、第２スラスタを有する静止周回宇宙船の同時南
北ステーションキーピング及び３軸モーメンタム管理の
方法が開示される。スラスタ点火サイクルの第１行程
（pass）において、本方法は、宇宙船の軌道経路の第１
地点で第１スラスタを点火するステップと、宇宙船の軌
道経路の第２地点で第２スラスタを点火するステップ
と、を有し、第２地点での推力ベクトルは、第１地点で
の推力ベクトルと非平行であることを特徴としている。
スラスタ点火サイクルの第２行程において、本方法は、
宇宙船の軌道経路の第３地点で第１スラスタを点火し、
第３地点での推力ベクトルは、第２地点での推力ベクト
ルとは軌道経路の反対側で平行である。第２行程は、更
に宇宙船の軌道経路の第４地点で第２スラスタを点火
し、第４地点での推力ベクトルは、第１地点での推力ベ
クトルとは軌道経路の反対側で平行である。第１及び第
２スラスタが上記した軌道経路の４つの地点にわたって
点火されたとき、第１及び第２スラスタの点火によって
生じる速度変化の半径方向成分は相殺し、少なくとも３
つのモーメンタムホイールに蓄積された角運動量は非飽
和化される。
【００１３】１実施例において、スラスタ点火サイクル
の第１行程及び第２行程は２つの宇宙船軌道にわたって
実行される。さらに、少なくとも３つのモーメンタムホ
イールに蓄積される角運動量は、所与の時間で、それぞ
れの直交宇宙船軸に沿った少なくとも３つのモーメンタ
ムホイールの速度を減少させる１つのスラスタに点火す
ることによって非飽和化される。
の第１行程及び第２行程は２つの宇宙船軌道にわたって
実行される。さらに、少なくとも３つのモーメンタムホ
イールに蓄積される角運動量は、所与の時間で、それぞ
れの直交宇宙船軸に沿った少なくとも３つのモーメンタ
ムホイールの速度を減少させる１つのスラスタに点火す
ることによって非飽和化される。
【００１４】他の実施例において、本方法は、宇宙船の
ｚ軸と同一平面上のノード線と軌道経路が交差する、宇
宙船の軌道経路に沿った地点Ａを定める初期的ステップ
と、ノード線と軌道経路が交差し、地点Ａから１８０°
の向きの地点Ａを定める初期的ステップと、を有する。
他の実施例において、スラスタ点火サイクルの第１行程
は、地点Ａからの角度が第１所定角度である、宇宙船の
軌道経路の地点Ａ’で第１スラスタを点火するステップ
を含む。第１行程は、また、宇宙船の軌道経路の地点
Ｂ’で第２スラスタを点火するステップを含む。ここ
で、地点Ｂ’は地点Ｂから第２所定角度であり、地点
Ａ’から第２所定時間だけ移動した地点である。また、
地点Ｂ’は地点Ａ’及び地球の中心（すなわち点Ｏ）と
同一線上（共線的）ではない。
ｚ軸と同一平面上のノード線と軌道経路が交差する、宇
宙船の軌道経路に沿った地点Ａを定める初期的ステップ
と、ノード線と軌道経路が交差し、地点Ａから１８０°
の向きの地点Ａを定める初期的ステップと、を有する。
他の実施例において、スラスタ点火サイクルの第１行程
は、地点Ａからの角度が第１所定角度である、宇宙船の
軌道経路の地点Ａ’で第１スラスタを点火するステップ
を含む。第１行程は、また、宇宙船の軌道経路の地点
Ｂ’で第２スラスタを点火するステップを含む。ここ
で、地点Ｂ’は地点Ｂから第２所定角度であり、地点
Ａ’から第２所定時間だけ移動した地点である。また、
地点Ｂ’は地点Ａ’及び地球の中心（すなわち点Ｏ）と
同一線上（共線的）ではない。
【００１５】他の実施例のスラスタ点火サイクルの第２
行程において、本方法は、宇宙船の軌道経路の地点Ａ”
で第１スラスタを点火するステップを含む。ここで、地
点Ａ”は地点Ａから第３所定角度であり、地点Ｂ’から
第３所定時間だけ移動した地点である。また、地点Ａ”
は地点Ｂ’及び地球の中心（すなわち点Ｏ）の反対側に
あり共線的である。第２行程は、また、宇宙船の軌道経
路の地点Ｂ”で第２スラスタを点火するステップを含
む。ここで、地点Ｂ”は地点Ｂから第４所定角度であ
り、地点Ａ”から第４所定時間だけ移動した地点であ
る。また、地点Ｂ”は地点Ａ’及び地球の中心Ｏの反対
側にあり共線的である。
行程において、本方法は、宇宙船の軌道経路の地点Ａ”
で第１スラスタを点火するステップを含む。ここで、地
点Ａ”は地点Ａから第３所定角度であり、地点Ｂ’から
第３所定時間だけ移動した地点である。また、地点Ａ”
は地点Ｂ’及び地球の中心（すなわち点Ｏ）の反対側に
あり共線的である。第２行程は、また、宇宙船の軌道経
路の地点Ｂ”で第２スラスタを点火するステップを含
む。ここで、地点Ｂ”は地点Ｂから第４所定角度であ
り、地点Ａ”から第４所定時間だけ移動した地点であ
る。また、地点Ｂ”は地点Ａ’及び地球の中心Ｏの反対
側にあり共線的である。
【００１６】第１、第２、第３及び第４の所定角度、及
び第２、第３及び第４の所定移動時間はプログラム可能
であることが好ましい。１実施例において、このプログ
ラム可能な値は地上コマンドによって地上局から宇宙船
に送信される。例えば、第１の所定角度は地点Ａから約
１５°、静止高度で約１時間の軌道移動地点である。ま
た、第２の所定角度は地点Ｂから約１５°、第２の所定
移動時間は地点Ａ’から約１０時間である。第３の所定
角度は地点Ａから地点Ａ’と反対方向に約１５°、第３
の所定移動時間は地点Ｂ’から約１２時間である。第４
の所定角度は地点Ｂから地点Ｂ’と反対方向に約１５
°、第４の所定移動時間は地点Ａ”から約１４時間であ
る。
び第２、第３及び第４の所定移動時間はプログラム可能
であることが好ましい。１実施例において、このプログ
ラム可能な値は地上コマンドによって地上局から宇宙船
に送信される。例えば、第１の所定角度は地点Ａから約
１５°、静止高度で約１時間の軌道移動地点である。ま
た、第２の所定角度は地点Ｂから約１５°、第２の所定
移動時間は地点Ａ’から約１０時間である。第３の所定
角度は地点Ａから地点Ａ’と反対方向に約１５°、第３
の所定移動時間は地点Ｂ’から約１２時間である。第４
の所定角度は地点Ｂから地点Ｂ’と反対方向に約１５
°、第４の所定移動時間は地点Ａ”から約１４時間であ
る。
【００１７】さらに、本発明は、前述の方法によって動
作する静止周回宇宙船の同時南北ステーションキーピン
グ及び３軸モーメンタム管理システムを開示する。この
宇宙船は、質量中心、北面、南面及び静止軌道にある間
に地球の反対を向く反地球側面を有する。このシステム
は、宇宙船の北面に隣接し宇宙船の反地球側面にマウン
トされた第１のスラスタを有する。第１のスラスタは、
ほぼ質量中心を通る第１の推力ベクトルを生成するよう
に向きが調整される。このシステムは、また、宇宙船の
南面に隣接し宇宙船の反地球側面にマウントされた第２
のスラスタを有する。第２のスラスタは、ほぼ質量中心
を通る第２の推力ベクトルを生成するように向けられ
る。
作する静止周回宇宙船の同時南北ステーションキーピン
グ及び３軸モーメンタム管理システムを開示する。この
宇宙船は、質量中心、北面、南面及び静止軌道にある間
に地球の反対を向く反地球側面を有する。このシステム
は、宇宙船の北面に隣接し宇宙船の反地球側面にマウン
トされた第１のスラスタを有する。第１のスラスタは、
ほぼ質量中心を通る第１の推力ベクトルを生成するよう
に向きが調整される。このシステムは、また、宇宙船の
南面に隣接し宇宙船の反地球側面にマウントされた第２
のスラスタを有する。第２のスラスタは、ほぼ質量中心
を通る第２の推力ベクトルを生成するように向けられ
る。
【００１８】また、このシステムには少なくとも３つの
モーメンタムホイールが含まれる。モーメンタムホイー
ルは、３つの宇宙船軸の対応する１つに関して宇宙船の
軌道姿勢を維持し、当該３つの宇宙船軸の対応する１つ
の角運動量が、少なくとも３つのモーメンタムホイール
の少なくとも１つに独立して蓄積されるように非二次元
的に宇宙船に搭載される。各々のモーメンタムホイール
に蓄積される角運動量は、第１又は第２スラスタの一つ
を所与の時間で点火し蓄積された角運動量を放出するこ
とによって非飽和化される。
モーメンタムホイールが含まれる。モーメンタムホイー
ルは、３つの宇宙船軸の対応する１つに関して宇宙船の
軌道姿勢を維持し、当該３つの宇宙船軸の対応する１つ
の角運動量が、少なくとも３つのモーメンタムホイール
の少なくとも１つに独立して蓄積されるように非二次元
的に宇宙船に搭載される。各々のモーメンタムホイール
に蓄積される角運動量は、第１又は第２スラスタの一つ
を所与の時間で点火し蓄積された角運動量を放出するこ
とによって非飽和化される。
【００１９】このシステムは、更に、宇宙船の静止軌道
の南北方向の姿勢調整を確定するコントローラを含む。
コントローラは姿勢調整制御信号を生成する。コントロ
ーラはまた、少なくとも３つのモーメンタムホイールの
いずれかが飽和したか否かを確定する。コントローラ
は、この確定に応答して非飽和化制御信号を生成する。
好ましくは、第１のスラスタ及び第２のスラスタは、姿
勢調整制御信号及び非飽和化制御信号に応答し、宇宙船
の静止軌道経路の所定の軌道位置を維持する。
の南北方向の姿勢調整を確定するコントローラを含む。
コントローラは姿勢調整制御信号を生成する。コントロ
ーラはまた、少なくとも３つのモーメンタムホイールの
いずれかが飽和したか否かを確定する。コントローラ
は、この確定に応答して非飽和化制御信号を生成する。
好ましくは、第１のスラスタ及び第２のスラスタは、姿
勢調整制御信号及び非飽和化制御信号に応答し、宇宙船
の静止軌道経路の所定の軌道位置を維持する。
【００２０】
【発明の実施の形態】本発明の前述及び他の特徴は、添
付の図面を参照して下記の本発明の詳細な説明を読むこ
とによって明らかになる。尚、異なる図において同一の
参照符を付した構成要素は同一の構成要素を表すが、全
ての図において参照されてはならない。
付の図面を参照して下記の本発明の詳細な説明を読むこ
とによって明らかになる。尚、異なる図において同一の
参照符を付した構成要素は同一の構成要素を表すが、全
ての図において参照されてはならない。
【００２１】図１は、地球静止軌道への配置に適した宇
宙船１の例示的な実施例を示す。宇宙船１は、北の太陽
電池アレイ２、南の太陽電池アレイ３、第１のスラスタ
４、第２のスラスタ５及び少なくとも３つのモーメンタ
ムホイール（例えば、モーメンタムホイール６）を含
む。少なくとも３つのモーメンタムホイールは、宇宙船
１に搭載、マウントされ、特定の軸に関して宇宙船の姿
勢を維持する。本発明の特徴によれば、少なくとも３つ
のモーメンタムホイールは同一平面上ではなく、したが
って、３本の宇宙船軸、ｘ軸（ロール）、ｙ軸（ピッ
チ）またはｚ軸（ヨー）のモーメンタムは、少なくとも
３つのモーメンタムホイールに独立して蓄積される。宇
宙船１に搭載、マウントされるモーメンタムホイールの
全数は、信頼性及びミッション要求によって確定される
のが好ましい。
宙船１の例示的な実施例を示す。宇宙船１は、北の太陽
電池アレイ２、南の太陽電池アレイ３、第１のスラスタ
４、第２のスラスタ５及び少なくとも３つのモーメンタ
ムホイール（例えば、モーメンタムホイール６）を含
む。少なくとも３つのモーメンタムホイールは、宇宙船
１に搭載、マウントされ、特定の軸に関して宇宙船の姿
勢を維持する。本発明の特徴によれば、少なくとも３つ
のモーメンタムホイールは同一平面上ではなく、したが
って、３本の宇宙船軸、ｘ軸（ロール）、ｙ軸（ピッ
チ）またはｚ軸（ヨー）のモーメンタムは、少なくとも
３つのモーメンタムホイールに独立して蓄積される。宇
宙船１に搭載、マウントされるモーメンタムホイールの
全数は、信頼性及びミッション要求によって確定される
のが好ましい。
【００２２】従来のシステムにおいて、宇宙船１は２つ
のモードのうちの１つで動作する。第１のモードにおい
て、宇宙船１はその意図されたミッション、すなわち、
例えば通信衛星として動作する等の配備された目的を実
行する。第２のモードにおいて、宇宙船１は、宇宙船の
静止軌道位置を維持するために必要ないかなる姿勢制御
またはステーションキーピング操作を実行する。本発明
の教示は、第２のモードの間の宇宙船１の動作に対処す
ることを目的とする。
のモードのうちの１つで動作する。第１のモードにおい
て、宇宙船１はその意図されたミッション、すなわち、
例えば通信衛星として動作する等の配備された目的を実
行する。第２のモードにおいて、宇宙船１は、宇宙船の
静止軌道位置を維持するために必要ないかなる姿勢制御
またはステーションキーピング操作を実行する。本発明
の教示は、第２のモードの間の宇宙船１の動作に対処す
ることを目的とする。
【００２３】第２のモードに入り、姿勢制御またはステ
ーションキーピング操作を実行する決定は、宇宙船１に
搭載された論理装置及びセンサによって、あるいは地上
局１０からの指令によって開始される。本発明の１実施
例において、地上局１０は、宇宙船１に第２のモードに
入るように指示する地上指令１２を宇宙船１に送信す
る。さらに、地上指令１２は、下記に述べられるよう
に、姿勢制御またはステーションキーピング操作の間に
用いられる一定のパラメータを含んでもよい。
ーションキーピング操作を実行する決定は、宇宙船１に
搭載された論理装置及びセンサによって、あるいは地上
局１０からの指令によって開始される。本発明の１実施
例において、地上局１０は、宇宙船１に第２のモードに
入るように指示する地上指令１２を宇宙船１に送信す
る。さらに、地上指令１２は、下記に述べられるよう
に、姿勢制御またはステーションキーピング操作の間に
用いられる一定のパラメータを含んでもよい。
【００２４】所望の静止軌道姿勢を維持するために、定
期的な宇宙船の姿勢修正が必要である。特に、モーメン
タムホイールは、宇宙船１の３本の直交軸に沿ったいか
なる外乱トルクをも補償するために用いられる。経時的
に、モーメンタムホイールは結局飽和するので、軌道姿
勢を維持するように動作することができなくなる。飽和
が生ずる前にモーメンタムホイールは非飽和化される。
本発明によれば、非飽和化は、ステーションキーピング
活動と関連する所与の時間で、一対のスラスタのうちの
１つを点火することによって実行される。スラスタの点
火はモーメンタムホイールの角運動量を減ずるものであ
り、スラスタ点火はそれぞれの直交宇宙船軸に沿ったホ
イールの速度を減少させ、モーメンタムホイールの非飽
和化を達成する。さらに、スラスタは軸からの偏差を補
償する非飽和化プロセスとは独立に点火されてもよい。
期的な宇宙船の姿勢修正が必要である。特に、モーメン
タムホイールは、宇宙船１の３本の直交軸に沿ったいか
なる外乱トルクをも補償するために用いられる。経時的
に、モーメンタムホイールは結局飽和するので、軌道姿
勢を維持するように動作することができなくなる。飽和
が生ずる前にモーメンタムホイールは非飽和化される。
本発明によれば、非飽和化は、ステーションキーピング
活動と関連する所与の時間で、一対のスラスタのうちの
１つを点火することによって実行される。スラスタの点
火はモーメンタムホイールの角運動量を減ずるものであ
り、スラスタ点火はそれぞれの直交宇宙船軸に沿ったホ
イールの速度を減少させ、モーメンタムホイールの非飽
和化を達成する。さらに、スラスタは軸からの偏差を補
償する非飽和化プロセスとは独立に点火されてもよい。
【００２５】図１に示されるように、第１のスラスタ４
及び第２のスラスタ５は、宇宙船１の反地球側、すなわ
ち軌道を通じて地球の反対側にマウントされる。第１の
スラスタ４及び第２のスラスタ５は各々、宇宙船の質量
中心から僅かに離れた推力ベクトルを供給する向きに調
整される。すなわち、スラスタ４及び５は各々宇宙船ｙ
及びｚ軸の間の角度Φ1及びΦ2の推力ベクトルを供給す
る。また、第１のスラスタ４は宇宙船の北面７に隣接し
てマウントされ、第２のスラスタ５は宇宙船の南面８に
隣接してマウントされる。第１のスラスタ４又は第２の
スラスタ５が点火されるとき、速さの変化ΔＶ１又はΔ
Ｖ２がそれぞれ実現される。この速さの変化は、３つの
直交宇宙船軸のうちの２つの成分、すなわちｙ軸（ピッ
チ）及びｚ軸（ヨー）によって表される。これらの成分
について以下に詳細に議論される。
及び第２のスラスタ５は、宇宙船１の反地球側、すなわ
ち軌道を通じて地球の反対側にマウントされる。第１の
スラスタ４及び第２のスラスタ５は各々、宇宙船の質量
中心から僅かに離れた推力ベクトルを供給する向きに調
整される。すなわち、スラスタ４及び５は各々宇宙船ｙ
及びｚ軸の間の角度Φ1及びΦ2の推力ベクトルを供給す
る。また、第１のスラスタ４は宇宙船の北面７に隣接し
てマウントされ、第２のスラスタ５は宇宙船の南面８に
隣接してマウントされる。第１のスラスタ４又は第２の
スラスタ５が点火されるとき、速さの変化ΔＶ１又はΔ
Ｖ２がそれぞれ実現される。この速さの変化は、３つの
直交宇宙船軸のうちの２つの成分、すなわちｙ軸（ピッ
チ）及びｚ軸（ヨー）によって表される。これらの成分
について以下に詳細に議論される。
【００２６】推力ベクトルΔＶ１及びΔＶ２が質量中心
を通る向きを有するようにスラスタ４及び５の方向が調
整された場合（すなわち、ａ＝ｂのとき、Φ1＝Φ2＝４
５°）、宇宙船１にトルクは生じない。従って、推力ベ
クトルが質量中心を僅かに外れるようにスラスタ４及び
５の方向の調整がずれた場合、印加された推力に垂直な
方向にトルクが生成され、該垂直方向に蓄積されたホイ
ール・モーメンタムを非飽和化する。モーメンタムはト
ルクに時間を乗じることによって表されるので、ダンピ
ングされた、すなわち非飽和化されたモーメンタムの大
きさは、調整がずれたスラスタが点火された時間を測定
することによって確定される。
を通る向きを有するようにスラスタ４及び５の方向が調
整された場合（すなわち、ａ＝ｂのとき、Φ1＝Φ2＝４
５°）、宇宙船１にトルクは生じない。従って、推力ベ
クトルが質量中心を僅かに外れるようにスラスタ４及び
５の方向の調整がずれた場合、印加された推力に垂直な
方向にトルクが生成され、該垂直方向に蓄積されたホイ
ール・モーメンタムを非飽和化する。モーメンタムはト
ルクに時間を乗じることによって表されるので、ダンピ
ングされた、すなわち非飽和化されたモーメンタムの大
きさは、調整がずれたスラスタが点火された時間を測定
することによって確定される。
【００２７】図２は、スラスタ４の詳細なブロック図を
示している。図２に示すように、スラスタ４はジンバル
支持され、ロール・モーメンタム（すなわち、宇宙船の
ｘ軸のモーメンタム）及びピッチ及びヨーの結合モーメ
ンタム（すなわち、宇宙船のｙ軸及びｚ軸の結合モーメ
ンタム）を非飽和化することができる。第１のジンバル
１４は宇宙船のｘ軸のまわりに回転し、ロール・トルク
Ｔxを生成する。第１のジンバル１４の回転は、図２に
おいてδ1として示される。第２のジンバル１６は宇宙
船のｙ軸及びｚ軸間の約４５°の角度Φ3で定められる
軸のまわりに回転する。第２のジンバル１６は、ピッチ
／ヨー・トルクＴy/zを生成する。第２のジンバル１６
の回転は、図２においてδ2として示される。
示している。図２に示すように、スラスタ４はジンバル
支持され、ロール・モーメンタム（すなわち、宇宙船の
ｘ軸のモーメンタム）及びピッチ及びヨーの結合モーメ
ンタム（すなわち、宇宙船のｙ軸及びｚ軸の結合モーメ
ンタム）を非飽和化することができる。第１のジンバル
１４は宇宙船のｘ軸のまわりに回転し、ロール・トルク
Ｔxを生成する。第１のジンバル１４の回転は、図２に
おいてδ1として示される。第２のジンバル１６は宇宙
船のｙ軸及びｚ軸間の約４５°の角度Φ3で定められる
軸のまわりに回転する。第２のジンバル１６は、ピッチ
／ヨー・トルクＴy/zを生成する。第２のジンバル１６
の回転は、図２においてδ2として示される。
【００２８】スラスタ４が宇宙船の質量中心を通り点火
されると仮定するならば（すなわち、Φ1＝４５°）、
半径ΔｒはΔｒ及び側面ａ及びｂから形成される直角三
角形の斜辺によって表される（図１）。例えば、側面ａ
及びｂが各々１．７ｍの長さであると仮定すると、半径
Δｒは次式で表される。
されると仮定するならば（すなわち、Φ1＝４５°）、
半径ΔｒはΔｒ及び側面ａ及びｂから形成される直角三
角形の斜辺によって表される（図１）。例えば、側面ａ
及びｂが各々１．７ｍの長さであると仮定すると、半径
Δｒは次式で表される。
【００２９】
【式１】
【００３０】本発明によれば、スラスタ４及び５が点火
され、速度ベクトルが質量中心から僅かにずれて、角度
オフセットΔΦ、例えば、南北ステーションキーピング
操作につき１°又は（１°／５７．３）ラジアンを有す
る。スラスタ点火による力を、例えば、０．０８Ｎと仮
定すると、ロール・トルクＴxの大きさは次式で定めら
れる。
され、速度ベクトルが質量中心から僅かにずれて、角度
オフセットΔΦ、例えば、南北ステーションキーピング
操作につき１°又は（１°／５７．３）ラジアンを有す
る。スラスタ点火による力を、例えば、０．０８Ｎと仮
定すると、ロール・トルクＴxの大きさは次式で定めら
れる。
【００３１】
【式２】
【００３２】従って、δ1の１°につきＴx＝3.4×10-3
Ｎｍである。同様に、ピッチ／ヨー・トルクＴy/zの大
きさは次式で定められる。
Ｎｍである。同様に、ピッチ／ヨー・トルクＴy/zの大
きさは次式で定められる。
【００３３】
【式３】
【００３４】従って、δ2の１°につきＴy/z＝3.4×10
-3 Ｎｍである。また、スラスタ５はジンバル支持さ
れ、ロール・モーメンタム及びピッチ及びヨー結合モー
メンタムを非飽和化することができる。本発明の一特徴
において、一連の方法ステップに従って、一定量の蓄積
モーメンタム（例えば約２．５Ｎｍｓ）をダンプするた
めに、スラスタ４または５は所定の時間、例えば約２
４．５分にわたって点火される。図７を参照すると、こ
の一連の方法ステップは、次のようである。
-3 Ｎｍである。また、スラスタ５はジンバル支持さ
れ、ロール・モーメンタム及びピッチ及びヨー結合モー
メンタムを非飽和化することができる。本発明の一特徴
において、一連の方法ステップに従って、一定量の蓄積
モーメンタム（例えば約２．５Ｎｍｓ）をダンプするた
めに、スラスタ４または５は所定の時間、例えば約２
４．５分にわたって点火される。図７を参照すると、こ
の一連の方法ステップは、次のようである。
【００３５】ステップＡにおいて、（地上）計算された
ゼロトルク調整の所定の角度内にジンバル（例えば、ス
ラスタ４が点火される場合、ジンバル１４及び１６）を
設定する（以下、プリセットジンバル角と称する）。ス
テップＢにおいて、スラスタを起動し、過渡状態を落ち
着かせてモーメンタムホイール・システムによって吸収
されるようにする。
ゼロトルク調整の所定の角度内にジンバル（例えば、ス
ラスタ４が点火される場合、ジンバル１４及び１６）を
設定する（以下、プリセットジンバル角と称する）。ス
テップＢにおいて、スラスタを起動し、過渡状態を落ち
着かせてモーメンタムホイール・システムによって吸収
されるようにする。
【００３６】ステップＣにおいて、計算してジンバルを
ほぼゼロトルク位置に進める。ステップＤにおいて、必
要なモーメンタム・ダンピングを計算して、所定の角度
だけジンバルを進め、可変期間に対するモーメンタム非
飽和化トルクを生成する（例えば、期間の長さ×トルク
＝ダンプされたモーメンタム）。ステップＥにおいて、
プリセットジンバル角を取り除き、ゼロトルク位置に戻
す。
ほぼゼロトルク位置に進める。ステップＤにおいて、必
要なモーメンタム・ダンピングを計算して、所定の角度
だけジンバルを進め、可変期間に対するモーメンタム非
飽和化トルクを生成する（例えば、期間の長さ×トルク
＝ダンプされたモーメンタム）。ステップＥにおいて、
プリセットジンバル角を取り除き、ゼロトルク位置に戻
す。
【００３７】ステップＦにおいて、ステーションキーピ
ング動作が完了しスラスタが停止するまでステップＤ及
びＥを必要に応じて繰り返す。実行される一連のステッ
プは１時間につき１回を超えないことが好ましい。１実
施例において、プリセットされたジンバル角は好ましく
は約０．５°であり、ジンバルを進める所定角度ステッ
プは約０．０１°である。
ング動作が完了しスラスタが停止するまでステップＤ及
びＥを必要に応じて繰り返す。実行される一連のステッ
プは１時間につき１回を超えないことが好ましい。１実
施例において、プリセットされたジンバル角は好ましく
は約０．５°であり、ジンバルを進める所定角度ステッ
プは約０．０１°である。
【００３８】これらの値を式２及び式３に代入すること
により、０．５°のジンバルオフセットの各南北ステー
ションキーピング操作に対してロール・トルクＴx及び
ピッチ／ヨー・トルクＴy/zが生成される。
により、０．５°のジンバルオフセットの各南北ステー
ションキーピング操作に対してロール・トルクＴx及び
ピッチ／ヨー・トルクＴy/zが生成される。
【００３９】
【式４】
【００４０】従って、δ1の０．５°につきＴx＝０．０
０１７Ｎｍであり、ピッチ／ヨー・トルクＴy/zは次式
のように計算される。
０１７Ｎｍであり、ピッチ／ヨー・トルクＴy/zは次式
のように計算される。
【００４１】
【式５】
【００４２】得られたピッチ／ヨー・トルクは、δ2の
０．５°につきＴy/z＝０．００１７Ｎｍであり。ダン
プされるモーメンタムはトルク×期間で決定されるの
で、少なくとも１４７０秒又は約２４．５分の期間で実
行される各南北ステーションキーピング操作は、ホイー
ルのロール軸及びピッチ／ヨー軸において２．５Ｎｍｓ
を非飽和化することができる。
０．５°につきＴy/z＝０．００１７Ｎｍであり。ダン
プされるモーメンタムはトルク×期間で決定されるの
で、少なくとも１４７０秒又は約２４．５分の期間で実
行される各南北ステーションキーピング操作は、ホイー
ルのロール軸及びピッチ／ヨー軸において２．５Ｎｍｓ
を非飽和化することができる。
【００４３】トルク及び点火の継続時間の影響に加え
て、非飽和化されるモーメンタムの量もまた、スラスタ
４及び５の点火サイクルによって影響される。図３に示
すように、第１のスラスタ４及び第２のスラスタ５は、
宇宙船の地球静止軌道経路に沿って別々に所定の期間に
わたり点火される。第１のスラスタ４の点火は、宇宙船
の軌道経路の地点Ａによって表される。同様に、第２の
スラスタ５の所定の点火は、地点Ｂによって表される。
地点Ａ及びＢは、宇宙船の静止軌道経路が宇宙船のｚ軸
と同一平面上であるノード線と交差する地点を表してい
る。更に、地点Ｂは地点Ａから１８０°の方角にある。
従って、地点Ｂは地点Ａとは軌道の反対側にある。地球
のまわりの静止軌道の継続時間が約２４時間であると仮
定すると、地点Ａ及びＢの間の距離は宇宙船の軌道経路
に沿って１２時間の差があることをを表す。宇宙船の軌
道経路に沿って１２時間の差がある地点においてスラス
タ４及び５を点火することによって、速度変化の半径方
向の効果（作用）は効率的に相殺される。相殺の結果は
速度変化の成分の検証によって明らかである。
て、非飽和化されるモーメンタムの量もまた、スラスタ
４及び５の点火サイクルによって影響される。図３に示
すように、第１のスラスタ４及び第２のスラスタ５は、
宇宙船の地球静止軌道経路に沿って別々に所定の期間に
わたり点火される。第１のスラスタ４の点火は、宇宙船
の軌道経路の地点Ａによって表される。同様に、第２の
スラスタ５の所定の点火は、地点Ｂによって表される。
地点Ａ及びＢは、宇宙船の静止軌道経路が宇宙船のｚ軸
と同一平面上であるノード線と交差する地点を表してい
る。更に、地点Ｂは地点Ａから１８０°の方角にある。
従って、地点Ｂは地点Ａとは軌道の反対側にある。地球
のまわりの静止軌道の継続時間が約２４時間であると仮
定すると、地点Ａ及びＢの間の距離は宇宙船の軌道経路
に沿って１２時間の差があることをを表す。宇宙船の軌
道経路に沿って１２時間の差がある地点においてスラス
タ４及び５を点火することによって、速度変化の半径方
向の効果（作用）は効率的に相殺される。相殺の結果は
速度変化の成分の検証によって明らかである。
【００４４】図４を参照すると、地点Ａ及びＢにおける
第１のスラスタ４及び第２のスラスタ５の点火による速
度変化の成分が示されている。図に示されているように
ように、推力ベクトルΔＶ１及びΔＶ２の両者は、それ
ぞれｙ軸及びｚ軸に沿った推力ベクトル成分ΔＶ１y、
ΔＶ１z、ΔＶ２y、ΔＶ２zを生じる。ここで、ｙ軸の
成分ΔＶ１y及びΔＶ２yは逆方向であることに留意すべ
きである。すなわち、推力ベクトルΔＶ１のｙ軸成分は
南方向の速度変化を生成するのに対し、推力ベクトルΔ
Ｖ２のｙ軸成分は北方向の速度変化を生成する。逆又は
反対の速度成分は、宇宙船の質量中心に関するスラスタ
４及び５の位置合わせの直接の結果である。第１のスラ
スタ４は宇宙船１の北面７に隣接してマウントされるの
で、推力ベクトルΔＶ１は質量中心の方向に点火された
とき南方向の成分を生成する。同様に、第２のスラスタ
５は、宇宙船１の南面８に隣接してマウントされ、質量
中心の方向に点火されたとき北方向の成分を生成する。
第１のスラスタ４及び第２のスラスタ５の点火による速
度変化の成分が示されている。図に示されているように
ように、推力ベクトルΔＶ１及びΔＶ２の両者は、それ
ぞれｙ軸及びｚ軸に沿った推力ベクトル成分ΔＶ１y、
ΔＶ１z、ΔＶ２y、ΔＶ２zを生じる。ここで、ｙ軸の
成分ΔＶ１y及びΔＶ２yは逆方向であることに留意すべ
きである。すなわち、推力ベクトルΔＶ１のｙ軸成分は
南方向の速度変化を生成するのに対し、推力ベクトルΔ
Ｖ２のｙ軸成分は北方向の速度変化を生成する。逆又は
反対の速度成分は、宇宙船の質量中心に関するスラスタ
４及び５の位置合わせの直接の結果である。第１のスラ
スタ４は宇宙船１の北面７に隣接してマウントされるの
で、推力ベクトルΔＶ１は質量中心の方向に点火された
とき南方向の成分を生成する。同様に、第２のスラスタ
５は、宇宙船１の南面８に隣接してマウントされ、質量
中心の方向に点火されたとき北方向の成分を生成する。
【００４５】点火の間、スラスタ４及び５は好ましくは
ジンバル支持され（上記したように）、外乱トルクがな
く、ホイールの２軸に蓄積されたモーメンタムを解放す
る。従って、宇宙船の静止軌道に沿って反対の間隔（地
点Ａ及びＢ）での点火及び推力ベクトルの方向によっ
て、モーメンタムホイール安定化システムから２軸の慣
性モーメンタムが解放、すなわち非飽和化される。しか
しながら、本発明によれば、スラスタ点火のタイミング
を変更することによって３軸モーメンタム管理が実現さ
れる。
ジンバル支持され（上記したように）、外乱トルクがな
く、ホイールの２軸に蓄積されたモーメンタムを解放す
る。従って、宇宙船の静止軌道に沿って反対の間隔（地
点Ａ及びＢ）での点火及び推力ベクトルの方向によっ
て、モーメンタムホイール安定化システムから２軸の慣
性モーメンタムが解放、すなわち非飽和化される。しか
しながら、本発明によれば、スラスタ点火のタイミング
を変更することによって３軸モーメンタム管理が実現さ
れる。
【００４６】再び図３を参照し、地点Ａ’、Ｂ’、
Ａ”、及びＢ”について強調する。上記したように、ス
ラスタ４及び５は宇宙船の軌道経路に沿った共線地点
（地球の中心（すなわち地点Ｏ）と地点Ａ及びＢ）で点
火される。このように、推力ベクトルの半径方向の効果
はキャンセルされ、モーメンタムは３つの宇宙船軸のう
ちの２軸においてダンプされる。しかしながら、本発明
によれば、スラスタ４及び５は、様々な地点で、宇宙船
の軌道経路のオフセットされた非共線地点で点火がなさ
れるというスラスタ点火サイクルで点火が行われる。す
なわち、スラスタ４及び５の点火はオフセットされて３
軸モーメンタム・コントロールが実現され、推力ベクト
ルの半径方向の効果（例えば２つの軌道）が相殺され
る。
Ａ”、及びＢ”について強調する。上記したように、ス
ラスタ４及び５は宇宙船の軌道経路に沿った共線地点
（地球の中心（すなわち地点Ｏ）と地点Ａ及びＢ）で点
火される。このように、推力ベクトルの半径方向の効果
はキャンセルされ、モーメンタムは３つの宇宙船軸のう
ちの２軸においてダンプされる。しかしながら、本発明
によれば、スラスタ４及び５は、様々な地点で、宇宙船
の軌道経路のオフセットされた非共線地点で点火がなさ
れるというスラスタ点火サイクルで点火が行われる。す
なわち、スラスタ４及び５の点火はオフセットされて３
軸モーメンタム・コントロールが実現され、推力ベクト
ルの半径方向の効果（例えば２つの軌道）が相殺され
る。
【００４７】図３に示すように、第１の軌道上の南北ス
テーションキーピングは地点Ａ’及びＢ’にオフセット
される。地点Ａ’、Ｂ’及びＯ（地球の中心）は、共線
点火地点Ａ、Ｂ及びＯからそれぞれ第１の角度θ1及び
第２の角度θ2だけオフセットされ、すなわち非共線的
である。第１のスラスタ４を地点Ａ’で点火し、次に第
２のスラスタ５を地点Ｂ’で点火することによって、推
力ベクトル（ΔＶ１及びΔＶ２）が非平行であることが
確実になる。推力ベクトルが平行ではないので、地点
Ｂ’での第２のスラスタ５によるモーメンタム制御は、
地点Ａ’での第１のスラスタ４の点火で影響されなかっ
たモーメンタムを非飽和化する。しかしながら、この第
１軌道の間におけるスラスタのオフセット点火は、第１
のスラスタ４及び第２のスラスタ５の点火による速度変
化の半径方向成分の相殺をもたらさない。半径方向の速
度変化を相殺するには、各スラスタの第２の点火が必要
である。スラスタ４及び５の第２の点火はそれぞれ地点
Ａ”、Ｂ”で実行される。地点Ａ”、Ｂ”及びＯは、共
線点火地点Ａ、Ｂ及びＯからそれぞれ第３の角度θ3及
び第４の角度θ4だけオフセットしている。地点Ａ”及
びＢ”は、第１対のスラスタ点火地点Ａ’及びＢ’と同
量で反対方向にオフセットしていることに留意すべきで
ある。換言すれば、角度θ1は角度θ4に等しく、角度θ
2は角度θ4に等しい。上記のスラスタ点火サイクルを繰
り返すことによって、３軸全てのホイール・モーメンタ
ムは非飽和化される。
テーションキーピングは地点Ａ’及びＢ’にオフセット
される。地点Ａ’、Ｂ’及びＯ（地球の中心）は、共線
点火地点Ａ、Ｂ及びＯからそれぞれ第１の角度θ1及び
第２の角度θ2だけオフセットされ、すなわち非共線的
である。第１のスラスタ４を地点Ａ’で点火し、次に第
２のスラスタ５を地点Ｂ’で点火することによって、推
力ベクトル（ΔＶ１及びΔＶ２）が非平行であることが
確実になる。推力ベクトルが平行ではないので、地点
Ｂ’での第２のスラスタ５によるモーメンタム制御は、
地点Ａ’での第１のスラスタ４の点火で影響されなかっ
たモーメンタムを非飽和化する。しかしながら、この第
１軌道の間におけるスラスタのオフセット点火は、第１
のスラスタ４及び第２のスラスタ５の点火による速度変
化の半径方向成分の相殺をもたらさない。半径方向の速
度変化を相殺するには、各スラスタの第２の点火が必要
である。スラスタ４及び５の第２の点火はそれぞれ地点
Ａ”、Ｂ”で実行される。地点Ａ”、Ｂ”及びＯは、共
線点火地点Ａ、Ｂ及びＯからそれぞれ第３の角度θ3及
び第４の角度θ4だけオフセットしている。地点Ａ”及
びＢ”は、第１対のスラスタ点火地点Ａ’及びＢ’と同
量で反対方向にオフセットしていることに留意すべきで
ある。換言すれば、角度θ1は角度θ4に等しく、角度θ
2は角度θ4に等しい。上記のスラスタ点火サイクルを繰
り返すことによって、３軸全てのホイール・モーメンタ
ムは非飽和化される。
【００４８】本発明のスラスタ点火サイクル２０によれ
ば、南北ステーションキーピング及び３軸モーメンタム
管理は同時に提供される。図５(ａ)ないし(ｄ)に示され
るスラスタ点火サイクル２０は、図６のフローチャート
に概説されるステップに従い第１のスラスタ４及び第２
のスラスタ５の点火パターンを変化させることによって
達成される。
ば、南北ステーションキーピング及び３軸モーメンタム
管理は同時に提供される。図５(ａ)ないし(ｄ)に示され
るスラスタ点火サイクル２０は、図６のフローチャート
に概説されるステップに従い第１のスラスタ４及び第２
のスラスタ５の点火パターンを変化させることによって
達成される。
【００４９】図６のブロック２２において、スラスタ点
火サイクル２０が開始される。第１軌道の間の第１ステ
ップにおいて、ホイール・コントロールで姿勢を維持
し、第１のスラスタをジンバリングしてモーメンタムホ
イールを必要に応じて非飽和化しつつ、第１のスラスタ
４が地点Ａ’で点火される（ブロック２４）。好ましく
は、地点Ａ’は地点Ａから第１の所定角度(θ1)にあ
り、又は地点Ａから第１の所定移動時間の地点である
（図５(ａ)）。１実施例において、第１の所定角度
(θ1)は約１５°であり、第１の所定移動時間は地点Ａ
からの移動時間が約１時間である。
火サイクル２０が開始される。第１軌道の間の第１ステ
ップにおいて、ホイール・コントロールで姿勢を維持
し、第１のスラスタをジンバリングしてモーメンタムホ
イールを必要に応じて非飽和化しつつ、第１のスラスタ
４が地点Ａ’で点火される（ブロック２４）。好ましく
は、地点Ａ’は地点Ａから第１の所定角度(θ1)にあ
り、又は地点Ａから第１の所定移動時間の地点である
（図５(ａ)）。１実施例において、第１の所定角度
(θ1)は約１５°であり、第１の所定移動時間は地点Ａ
からの移動時間が約１時間である。
【００５０】ブロック２６において、第２のスラスタ５
が点火される。第２のスラスタ５の点火は地点Ｂ’で生
じ、好ましくは、地点Ｂから第２の所定角度(θ2)にあ
り、地点Ａ’から第２の所定移動時間の地点である。第
２のスラスタの点火は、ホイール・コントロールで姿勢
を維持し、第２のスラスタをジンバリングしてモーメン
タムホイールを必要に応じて非飽和化しつつ行われる。
１実施例において、第２の所定角度(θ2)は地点Ｂから
約１５°であり、第２の所定移動時間は地点Ａ’から約
１０時間である。本発明によれば、地点Ａ’、Ｂ’及び
Ｏは同一直線上にない（非共線的である）ことに特に留
意すべきである（図５(ｂ)）。地点Ａ’、Ｂ’及びＯは
非共線的なので、第１及び第２のスラスタ４，５の点火
した場合に生成される速度変化の半径方向成分は相殺さ
れない。加えて、地点Ａ’、Ｂ’及びＯは非共線的なの
で、地点Ａ’での第１のスラスタ４の点火及び地点Ｂ’
での第２のスラスタ５の点火により生成される速度ベク
トルの成分は、慣性空間における異なった推力ベクトル
方向に蓄積されるモーメンタムを非飽和化する。
が点火される。第２のスラスタ５の点火は地点Ｂ’で生
じ、好ましくは、地点Ｂから第２の所定角度(θ2)にあ
り、地点Ａ’から第２の所定移動時間の地点である。第
２のスラスタの点火は、ホイール・コントロールで姿勢
を維持し、第２のスラスタをジンバリングしてモーメン
タムホイールを必要に応じて非飽和化しつつ行われる。
１実施例において、第２の所定角度(θ2)は地点Ｂから
約１５°であり、第２の所定移動時間は地点Ａ’から約
１０時間である。本発明によれば、地点Ａ’、Ｂ’及び
Ｏは同一直線上にない（非共線的である）ことに特に留
意すべきである（図５(ｂ)）。地点Ａ’、Ｂ’及びＯは
非共線的なので、第１及び第２のスラスタ４，５の点火
した場合に生成される速度変化の半径方向成分は相殺さ
れない。加えて、地点Ａ’、Ｂ’及びＯは非共線的なの
で、地点Ａ’での第１のスラスタ４の点火及び地点Ｂ’
での第２のスラスタ５の点火により生成される速度ベク
トルの成分は、慣性空間における異なった推力ベクトル
方向に蓄積されるモーメンタムを非飽和化する。
【００５１】ブロック２８において、第１及び第２のス
ラスタ４，５の点火によって生成される速度変化の半径
方向成分の効果を相殺するために第２の対のスラスタ点
火が開始される。ブロック２８において、再び第１のス
ラスタ４が点火される。第１のスラスタ４の第２の点火
は地点Ａ”で生ずる（図５(ｃ)）。地点Ａ”は、地点Ａ
から第３の所定角度(θ3)にあり、又は地点Ｂ’から第
３の所定移動時間の地点であり、地点Ｂ’、Ａ”及びＯ
は同一直線上にある。地点Ａ”での第１のスラスタ４の
第２の点火の結果として、地点Ｂ’における第２のスラ
スタ５の第１の点火によって生成される速度変化の半径
方向成分は相殺される。１実施例において、第３の所定
角度(θ3)は地点Ａから約１５°であり、第３の所定移
動時間は地点Ｂ’から約１２時間である。
ラスタ４，５の点火によって生成される速度変化の半径
方向成分の効果を相殺するために第２の対のスラスタ点
火が開始される。ブロック２８において、再び第１のス
ラスタ４が点火される。第１のスラスタ４の第２の点火
は地点Ａ”で生ずる（図５(ｃ)）。地点Ａ”は、地点Ａ
から第３の所定角度(θ3)にあり、又は地点Ｂ’から第
３の所定移動時間の地点であり、地点Ｂ’、Ａ”及びＯ
は同一直線上にある。地点Ａ”での第１のスラスタ４の
第２の点火の結果として、地点Ｂ’における第２のスラ
スタ５の第１の点火によって生成される速度変化の半径
方向成分は相殺される。１実施例において、第３の所定
角度(θ3)は地点Ａから約１５°であり、第３の所定移
動時間は地点Ｂ’から約１２時間である。
【００５２】同様に、ブロック３０において第２のスラ
スタ５が再び点火される。第２のスラスタ５は地点Ｂ”
で点火される（図５(ｄ)）。地点Ｂ”は、地点Ｂから第
４の所定角度(θ4)にあり、地点Ａ”から第４の所定移
動時間の地点であり、地点Ｂ”、Ａ’及びＯは同一直線
上にある。地点Ｂ”での第２のスラスタ５の第２の点火
の結果として、地点Ａ’における第１のスラスタ４の第
１の点火によって生成される速度変化の半径方向成分は
相殺される。好ましくは、第４の所定角度(θ4)は地点
Ｂから約１５°であり、第４の所定移動時間は地点Ａ”
から約１４時間である。
スタ５が再び点火される。第２のスラスタ５は地点Ｂ”
で点火される（図５(ｄ)）。地点Ｂ”は、地点Ｂから第
４の所定角度(θ4)にあり、地点Ａ”から第４の所定移
動時間の地点であり、地点Ｂ”、Ａ’及びＯは同一直線
上にある。地点Ｂ”での第２のスラスタ５の第２の点火
の結果として、地点Ａ’における第１のスラスタ４の第
１の点火によって生成される速度変化の半径方向成分は
相殺される。好ましくは、第４の所定角度(θ4)は地点
Ｂから約１５°であり、第４の所定移動時間は地点Ａ”
から約１４時間である。
【００５３】上記において示したように、スラスタ点火
サイクル２０は、例えば、宇宙船の２つの軌道にわたり
２対のスラスタ点火を行うことにより半径方向の速度変
化の影響を引き起こさずに、３軸モーメンタム・コント
ロール及びバランスのとれた南北ステーションキーピン
グを達成する。本発明によれば、異なった所定の角度
（θ1、θ2、θ3及びθ4）及び地点Ａ’からＢ’、Ｂ’
からＡ”、及びＡ”からＢ”への所定の移動時間は、オ
ンボードで又は地上局１０からの地上指令１２の受信に
よって計算することができる。このように、所定の角度
及び移動時間は、軌道力学及び／又は燃料の最適化の考
慮により、推力点火サイクルの開始の前に変更すること
ができる。
サイクル２０は、例えば、宇宙船の２つの軌道にわたり
２対のスラスタ点火を行うことにより半径方向の速度変
化の影響を引き起こさずに、３軸モーメンタム・コント
ロール及びバランスのとれた南北ステーションキーピン
グを達成する。本発明によれば、異なった所定の角度
（θ1、θ2、θ3及びθ4）及び地点Ａ’からＢ’、Ｂ’
からＡ”、及びＡ”からＢ”への所定の移動時間は、オ
ンボードで又は地上局１０からの地上指令１２の受信に
よって計算することができる。このように、所定の角度
及び移動時間は、軌道力学及び／又は燃料の最適化の考
慮により、推力点火サイクルの開始の前に変更すること
ができる。
【００５４】以上、好適な実施例について説明したが、
当業者であればこれらの教示に対して多数の変更が可能
であることは理解されなければならない。例えば、また
上記したように、本発明の教示は、本発明において開示
されたスラスタ点火サイクルにおけるスラスタの交互の
点火間でのいかなる特定の所定角度及び／又は移動時間
に限られない。
当業者であればこれらの教示に対して多数の変更が可能
であることは理解されなければならない。例えば、また
上記したように、本発明の教示は、本発明において開示
されたスラスタ点火サイクルにおけるスラスタの交互の
点火間でのいかなる特定の所定角度及び／又は移動時間
に限られない。
【００５５】以上、本発明の好適な実施例について説明
したが、当業者であれば本発明の範囲から逸脱せずに様
々な他の変更が可能であることは理解できるであろう。
したが、当業者であれば本発明の範囲から逸脱せずに様
々な他の変更が可能であることは理解できるであろう。
【図１】本発明の宇宙船構成のブロック図である。
【図２】図１の宇宙船へのスラスタのジンバルマウント
を図示するブロック図である。
を図示するブロック図である。
【図３】本発明の宇宙船の地球静止軌道の平面図であ
る。
る。
【図４】本発明の宇宙船の地球静止軌道の側面図であ
る。
る。
【図５】宇宙船の静止軌道の平面図であり、本発明の特
徴によるスラスタ点火サイクルの２つの連続した行程を
図示している。
徴によるスラスタ点火サイクルの２つの連続した行程を
図示している。
【図６】本発明により実行されるスラスタ点火サイクル
の２つの連続した行程の論理フローチャートである。
の２つの連続した行程の論理フローチャートである。
【図７】蓄積されたモーメンタムの所望量をダンプする
ためのスラスタ点火の方法を表している論理フローチャ
ートである。
ためのスラスタ点火の方法を表している論理フローチャ
ートである。
１ 宇宙船 ４ 第１スラスタ ５ 第２スラスタ ６ モーメンタムホイール ７ 北面 ８ 南面 １０ 地上局 １２ 地上指令 １４、１６ ジンバル
フロントページの続き (72)発明者 ダレン アール． ストレイトメイヤー アメリカ合衆国 カリフォルニア州 94065 レッドウッドシティー ポートウ ォークプレイス 857
Claims (12)
- 【請求項１】 ３軸モーメンタムホイール安定化宇宙船
において南北ステーションキーピング及びモーメンタム
管理を同時に提供する方法であって、 宇宙船の軌道経路の対向地点において複数のスラスタの
うち選択された１つを点火して速度変化の半径方向の作
用を効果的に相殺するステップと、 前記複数のスラスタのうち選択された１つを点火しつ
つ、該スラスタをジンバル支持して外乱トルクを相殺
し、蓄積ホイール・モーメンタムを非飽和化するステッ
プと、を有することを特徴とする方法。 - 【請求項２】 請求項１に記載の方法であって、 前記ジンバル支持するステップは、前記宇宙船の軌道に
沿って推力ベクトルの方向を設定して慣性モーメントの
２軸を該モーメンタムホイール安定化システムから非飽
和化し、スラスタ点火のタイミングを設定することによ
って３軸モーメンタム管理を達成することを特徴とする
方法。 - 【請求項３】 搭載された少なくとも３つのモーメンタ
ムホイール、第１スラスタ、及び第２スラスタを有する
地球静止軌道周回宇宙船の南北ステーションキーピング
及び３軸モーメンタム管理を同時に行う方法であって、 スラスタ点火サイクルの第１行程において、前記宇宙船
の軌道経路の第１地点で前記第１スラスタを点火するス
テップと、 前記宇宙船の前記軌道経路の第２地点で前記第２スラス
タを点火するステップと、 前記スラスタ点火サイクルの第２行程において、前記宇
宙船の前記軌道経路の第３地点で前記第１スラスタを点
火するステップと、 前記宇宙船の前記軌道経路の第４地点で前記第２スラス
タを点火するステップと、を有し、 前記第２地点における推力ベクトルは前記第１地点にお
ける前記推力ベクトルと非二次元的であり、前記第３地
点における推力ベクトルは前記第２地点における前記推
力ベクトルと平行で前記軌道経路の反対側にあり、前記
第４地点における推力ベクトルは前記第１地点における
前記推力ベクトルと平行で前記軌道経路の反対側にあ
り、前記軌道経路上の第１、第２、第３及び第４地点に
おいて前記第１及び第２スラスタが点火されたとき、前
記第１及び第２スラスタの点火により生成される速度変
化の半径方向の成分は相殺され、前記少なくとも３つの
モーメンタムホイールに蓄積された角運動量は非飽和化
されることを特徴とする方法。 - 【請求項４】 請求項３に記載の南北ステーションキー
ピング及び３軸モーメンタム管理を同時に行う方法であ
って、前記スラスタ点火サイクルの前記第１行程及び前
記第２行程は２つの宇宙船の軌道にわたって実行される
ことを特徴とする方法。 - 【請求項５】 請求項３に記載の南北ステーションキー
ピング及び３軸モーメンタム管理を同時に行う方法であ
って、前記少なくとも３つのモーメンタムホイールに蓄
積された前記角運動量は、所与の時間に１つのスラスタ
を点火し各宇宙船軸における前記少なくとも３つのモー
メンタムホイールの速度を減少させることによって非飽
和化されることを特徴とする方法。 - 【請求項６】 搭載された少なくとも３つのモーメンタ
ムホイール、第１スラスタ、及び第２スラスタを有する
地球静止軌道周回宇宙船の南北ステーションキーピング
及び３軸モーメンタム管理を同時に行う方法であって、 前記宇宙船のｚ軸と同一平面上のノード線に交差する前
記宇宙船の軌道経路に沿った地点Ａを定めるステップ
と、 前記ノード線と交差する前記宇宙船の軌道経路に沿っ
た、前記地点Ａから１８０°の方角の地点Ｂを定めるス
テップと、 スラスタ点火サイクルの第１行程において、前記宇宙船
の軌道経路の地点Ａ’において前記第１スラスタを点火
するステップと、 前記宇宙船の前記軌道経路の地点Ｂ’において前記第２
スラスタを点火するステップと、 前記スラスタ点火サイクルの第２行程において、前記宇
宙船の前記軌道経路の地点Ａ”において前記第１スラス
タを点火するステップと、 前記宇宙船の前記軌道経路の地点Ｂ”において前記第２
スラスタを点火するステップと、を有し、 前記地点Ａ’は前記地点Ａから第１所定角度にあり、前
記地点Ｂ’は前記地点Ｂから第２所定角度及び前記地点
Ａ’から第２所定移動時間の地点でありかつ前記地点
Ａ’及び地球の中心の地点Ｏと同一直線上になく、前記
地点Ａ”は前記地点Ａから第３所定角度及び前記地点
Ｂ’から第３所定移動時間の地点でありかつ前記地点
Ｂ’及び前記地点Ｏと同一直線上で前記軌道経路の反対
側にあり、前記地点Ｂ”は前記地点Ｂから第４所定角度
及び前記地点Ａ”から第４所定移動時間の地点でありか
つ前記地点Ａ’及び前記地点Ｏと同一直線上で前記軌道
経路の反対側にあり、前記軌道経路上の地点Ａ’、
Ｂ’、Ａ”及びＢ”において前記第１及び第２スラスタ
が点火されたとき、前記第１及び第２スラスタの点火に
より生成される速度変化の半径方向の成分は相殺され、
前記少なくとも３つのモーメンタムホイールに蓄積され
た角運動量は非飽和化されることを特徴とする方法。 - 【請求項７】 請求項６に記載の南北ステーションキー
ピング及びモーメンタム管理を同時に行う方法であっ
て、前記スラスタ点火サイクル内の前記第１、第２、第
３、第４所定角度及び前記第１、第２、第３、第４所定
移動時間の値はプログラム可能であることを特徴とする
方法。 - 【請求項８】 請求項７に記載の南北ステーションキー
ピング及び３軸モーメンタム管理を同時に行う方法であ
って、該プログラム可能な値は地上局から宇宙船に送信
されることを特徴とする方法。 - 【請求項９】 請求項６に記載の南北ステーションキー
ピング及び３軸モーメンタム管理を同時に行う方法であ
って、前記第１所定角度は前記地点Ａから略１５°であ
り、前記第２所定角度は前記地点Ｂから略１５°であり
かつ前記第２所定移動時間は前記地点Ａ’から略１０時
間であり、前記第３所定角度は前記地点Ａから略１５°
で前記地点Ａ’の反対方向でありかつ前記第３所定移動
時間は前記地点Ｂ’から略１２時間であり、前記第４所
定角度は前記地点Ｂから略１５°で前記地点Ｂ’の反対
方向でありかつ前記第４所定移動時間は前記地点Ａ”か
ら略１４時間であることを特徴とする方法。 - 【請求項１０】 質量中心、北面、南面、及び地球静止
軌道にある間、地球の反対側を向く反地球側面を有する
地球静止軌道周回宇宙船の南北ステーションキーピング
及び３軸モーメンタム管理を同時に行うシステムであっ
て、 前記宇宙船の前記反地球側面に前記宇宙船の前記北面に
隣接して取り付けられた第１スラスタと、 前記宇宙船の前記反地球側面に前記宇宙船の前記南面に
隣接して取り付けられた第２スラスタと、 前記宇宙船にオンボードで取り付けられ、直交する３つ
の宇宙船軸の対応する１つに関して前記宇宙船の軌道姿
勢を維持する少なくとも３つのモーメンタムホイール
と、を有し、 前記第１スラスタは前記質量中心から僅かに外れた第１
推力ベクトルを生成する向きに調整され、前記第２スラ
スタは前記質量中心から僅かに外れた第２推力ベクトル
を生成する向きに調整され、前記少なくとも３つのモー
メンタムホイールは同一平面上になく、前記３つの宇宙
船軸の前記対応する１つの角運動量が前記少なくとも３
つのモーメンタムホイールの少なくとも１つに独立に蓄
積され、前記少なくとも３つのモーメンタムホイールの
各々に蓄積された前記角運動量は所与の時間において前
記第１又は前記第２スラスタの１つを点火することによ
って非飽和化されることを特徴とするシステム。 - 【請求項１１】 請求項１０に記載の南北ステーション
キーピング及び３軸モーメンタム管理を同時に行うシス
テムであって、 前記宇宙船の前記地球静止軌道における該南北方向の姿
勢調整を確定して姿勢調整制御信号を生成し、前記少な
くとも３つのモーメンタムホイールのいずれかが飽和し
たことを確定して非飽和化制御信号を生成するコントロ
ーラを更に有し、 前記第１スラスタ及び前記第２スラスタは前記姿勢調整
制御信号及び前記非飽和化制御信号に応答し、前記宇宙
船の前記地球静止軌道経路に沿った所定の軌道位置を維
持することを特徴とするシステム。 - 【請求項１２】 第１スラスタ、第２スラスタ、及び直
交する３つの宇宙船軸の対応する１つに角運動量を蓄積
するオンボード搭載の少なくとも３つのモーメンタムホ
イールを有する地球静止軌道周回宇宙船の南北ステーシ
ョンキーピング及び３軸モーメンタム管理を同時に行う
方法であって、 前記宇宙船の軌道経路の、地球中心に関して同一直線上
にない第１の一対の地点において択一的に前記第１スラ
スタ及び前記第２スラスタを点火するステップと、 前記同一直線上にない前記地球中心及び前記第１の一対
の地点と同一直線上で前記軌道経路の反対側の地点にお
いて択一的に前記第１スラスタ及び前記第２スラスタを
点火するステップと、を有し、 宇宙船の南北方向における所望の速度変化及び前記モー
メンタムホイールに蓄積された角運動量の非飽和化が同
時に提供されることを特徴とする方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/238,339 US6296207B1 (en) | 1999-01-27 | 1999-01-27 | Combined stationkeeping and momentum management |
| US09/238339 | 1999-01-27 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000211598A true JP2000211598A (ja) | 2000-08-02 |
Family
ID=22897463
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17300A Pending JP2000211598A (ja) | 1999-01-27 | 2000-01-26 | ステ―ションキ―ピング及びモ―メンタム管理システム及びその方法 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6296207B1 (ja) |
| EP (1) | EP1024082A3 (ja) |
| JP (1) | JP2000211598A (ja) |
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