JPH02306900A - 静止通信衛生を軌道に乗せる方法 - Google Patents

静止通信衛生を軌道に乗せる方法

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JPH02306900A
JPH02306900A JP2107303A JP10730390A JPH02306900A JP H02306900 A JPH02306900 A JP H02306900A JP 2107303 A JP2107303 A JP 2107303A JP 10730390 A JP10730390 A JP 10730390A JP H02306900 A JPH02306900 A JP H02306900A
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JP
Japan
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satellite
apogee
axis
orbit
attitude
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JP2107303A
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Charles Bouzat
シヤルル・ブーザ
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Thales Alenia Space France SAS
Original Assignee
Alcatel Thomson Espace SA
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Publication date
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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】 本発明は静止通信衛星と軌道に乗せる方法に関する。
延来肢涛 通信衛星は通常は以下の段階を含む方法によって（「運
転準備」段階の間に）その軌道に乗せられる。
即ち、 打上げ機が衛星を遷移軌道に投入する段階（この中間軌
道は楕円形であり、打上げ機は衛星をそのほぼ近地点に
投入する）と、 遠地点噴射（ａｐｏｇｅｅ　ｂｕｒｎ）または遠地点操
縦（ａｐｏｇｅｅ鵠ａｎｅｕｖｅｒ）のための姿勢なと
る段階（遠地点噴射は、衛星を遷移軌道の遠地点におけ
る半径にほぼ等しい半径を有する円軌道である最終軌道
に乗せるために、遷移軌道の遠地点近傍で実行される）
と、 遠地点噴射または遠地点操縦を遷移軌道の遠地点近傍で
、衛星のアボジスラスタを点火することにより実行する
段階と、 〈１回以上の遠地点操縦の後に）最終円軌道が得られた
ならば、この軌道内で衛星を、衛星がその最終静止軌道
位置に到達するまで「ドリフト（ｄｒｉｆｔ）Ｊさせる
段階とが含まれる。この後にペイロードは運転可能にさ
れ、衛星の生涯の「運転段階」が開始する。
運転段階においては現在の通信衛星の殆どは、ロール姿
勢を制御することによりヨー姿勢の間接制御を可能とす
るジャイロスコープ機能を提供する固定ホイール（ｆｉ
ｘｅｄ　ｕ＋ｈｅｅｌ）によって、３軸に対して安定化
される。ピッチ制御はホイールの速度を変化させること
により得られる。この最小の装置は、使用されるセンサ
と、運動モーメントの値と、制御トルクの分解能とに依
存する指向精度を与える。この精度は、磁気コイル、太
陽電池パネル、傾斜ホイール（ｉｎｃｌｉｎｅｄ　ＩＩ
Ｉｈｅｅｌｓ）または横方向リアクションホイール（ｔ
ｒａｎｓｖｅｒｓｅ　ｒｅａｃｔｉｏｎｗｈｅｅｌ）と
いった補助装置を使用することにより向上することがで
きるが、これは重量及びコストの面で欠点を生じる８ 現在軌道上にある殆どの静止通信衛星は、衛星全体、即
ちプラットホームとペイロードとが永久的に地球を指向
しており、太陽電池電源は軌道と垂直な軸に沿って噴量
及び配向されており、且つ太陽電池パネルが、常に太陽
を指向するように該パネルの長手方向軸の周りで向きを
変える、所謂南北構成を有している。この種の構成にお
いては、アボジスラスタが点火されるときにはモーメン
タムホイールの軸はスラストベクトルと垂直である。
従ってモーメンタムホイールは遠地点操縦の間は回転す
べきではない。
例えば仏国特許出願第２４７２５０９号明細書のごとき
文献には、常に太陽の方に指向された衛星プラットホー
ム及び太陽電池パネルと、常に地球の方を指向するよう
にプラットホーム上に回転可能に載置されたペイロード
とを使用する別の構成が記載されている。この構成は、
打上げ構成においてペイロード全部が打上げ機の軸と垂
直な北面または南面上に設置されることを必要とする。
この場合には、モーメンタムホイールの軸はアボジスラ
スタによって与えられるスラストと整列される。
現在軌道上にある静止衛星の殆どがとっている最初に挙
げた構成においては、衛星を遷移軌道から最終軌道に移
動させる際に衛星を安定化するには２つの主たる方法が
ある。
所謂「スピン遷移（ｓｐｉｎ　ｔｒａｎｓｆｅｒ）」方
法は衛星をその遷移軌道に、衛星がアボジスラスタ軸の
闇って回転（スピン）するように投入することを含む。
この方法では以下の段階が順次実行される。
特性が、 姿勢精度６°未満、 横方向角速度２゛／秒未溝、 スピン速度　約５回転／分 を有する衛星を打上げ機によって回転姿勢で投入する段
階と、 安定装置を動力増加し、アンテナを展開し、スピン速度
を１３回転／分に増加する段階と、地球及び太陽高度セ
ンサを使用し、姿勢及びスピン速度を遠隔測定器によっ
て決定する段階と、各遠地点操縦の前にスピン軸を再度
配向する段階と、 １回以上の遠地点操縦を実行する段階と、スピン速度を
減少させる段階と、 太陽捕捉を実行し、且つ太陽電池電源を展開する段階と
、 最終姿勢をとる段階とである。
衛星を遷移軌道から最終軌道に移動させる際に、衛星に
回転が与えられので高い安全性を示すこの種の方法は、
姿勢操作及び最終軌道投入に必要とされる装備を最小化
するという長所を有するが、他方で衛星上には大量の推
進薬があるので、液体の上下揺動（燃料及び燃焼補助液
）の作用を制御及びモデル化するのは困難である。更に
この「スピン」構成は、慣性比に関する制限や、安定基
準を満足するように衛星をレイアウト及び平衡調整する
上での問題点を課すという欠点を有する。
所謂「３軸安定遷移方法」は、衛星をその遷移軌道に３
軸安定姿勢で投入することを含み、遷移の間ずつと配向
を制御する専用装置を使用する。この種の方法では以下
の段階が順次実行される。即ち、 衛星をその打上げ機により、はぼ３°の姿勢精度を有し
、要求される姿勢において実質的に角速度はなく、且つ
太陽電池電源は太陽に指向させる３軸姿勢で投入する段
階と、 レートジャイロドリフトの較正と、太陽捕捉と、地球捕
捉と、レートジャイロの微細較正のための各軸の周りで
の３６０°回転とを行なう段階と、太陽電池電源を太陽
に向けて指向させる段階と、（この間にドリフトした）
レートジャイロを再度較正するｆ１階と、 遠地点噴射姿勢をとる段階と、 レートジャイロによって制御される遠地点操縦を（１回
以上）実行する段階と、 太陽捕捉及び太陽電池電源の展開の段階と、公称姿勢を
とる段階とである。
この第２の方法は、（例えば装置故障の場合に）スピン
遷移方法に固有の安定性が保証されないという欠点を有
する。更にこの方法は、衛星をその遷移軌道から最終軌
道へと遷移させるために特に、多重光学ヘッドを備えた
高性能太陽センサと、赤外線地球センサと、 ３軸レ一ト積分ジャイロ装置 とを包含する装置を必要とする。
その結果この装置は複雑で且つ高価となる。
このような公知の方法の別の欠点は、自動化されておら
ず地上からの充分な補助を必要とすることである。
丸肌ム皇１ 本発明は、静止通信衛星を軌道に乗せる方法であって、 衛星を遷移軌道に打上げ機によって投入する段階と、 衛星をその最終軌道に乗せるために遠地点近傍で遠地点
噴射姿勢をとる段階と、 遠地点噴射または遠地点操縦を実行する段階と、１回以
上の遠地点噴射の後に最終軌道に到達したならば、衛星
がその最終軌道位置に達するまでこの軌道中で衛星をド
リフトさせる段階とを順次包含しており、該方法におい
て前記衛星は、常に太陽に向かって指向されるプラット
ホームと、前記プラットホームに対して操向され得て且
つ常に地球に向かって指向されるペイロードとを包含す
る構成を有しており、更に、 衛星をその遷移軌道に、遠地点操縦姿勢に実質的に対応
する３軸安定姿勢で投入する段階と、通常衛星に装備さ
れている配向制御装置を動力増加する段階と、 太陽捕捉操作を実行する段階と、 指向誤差を消去した後に、通常は衛星内に包含されてい
るモーメンタムホイールをジャイロスコープの充分な安
定性を得るのに充分な速度にまで加速する段階であって
、前記モーメンタムホイールの回転軸は、衛星が前記構
成を有するが故にアボジスラスタのスラスト軸と整列さ
れている段階と、 太陽電池電源を少なくとも一部展開する段階と、角速度
を章動にューテーション）を減衰することにより消去し
、前記３軸に対する配向を指令する段階と、 衛星の姿勢を認知した上で前記モーメンタムホイールの
運動モーメントを遠地点噴射軸に応じて配向することに
より、遠地点操縦を準備する段階と、 遷移軌道の遠地点近傍において、遠地点噴射を噴射の間
に衛星の向きを制御しながら実行する段階と、 １回以上の遠地点噴射の後に最終軌道に到達したならば
、衛星をその最終軌道位置に通常の方法でドリフトさせ
る段階 とを包含する方法からなる。
前記３軸配向制御は、静止位置で使用されるために衛星
に通常装備されている２軸太陽センサによって行われる
のが有利である。
第１の実施例においては遠地点操縦準備は、太陽方向近
傍にある第３の軸の姿勢基準を得るために、星センサま
たは地球センサのごとき衛星ペイロードに通常包含され
ているセンサを使用して行われる。
別の実施例においては遠地点操縦準備は、衛星の２軸レ
ートジャイロと、太陽方向近傍にある第３の軸の姿勢基
準を得るために、衛星をホイールの運動モーメントの周
りで９０°回転させることを含む特別操作とを使用して
行われる。前記回転は、モーメンタムホイールに対して
横断方向の軸を交換する結果となり、そうして例えば通
常静止位置で使用されるものと垂直な補助光学ヘッド、
または静止位置で通常使用されるセンサの光学ヘッドの
前方に４５°傾斜して設置された半反射鏡のような光学
手段によって姿勢基準を得ることが可能となるように、
ジャイロスコープ基準を６とに行われる。
添付の図面を参照を含む非限定的な実施例による以下の
説明から本発明はより理解され、その他の特徴及び長所
らより明らかとなるであろう６夫里月 第１図を参照すると、静止通信衛星は、スラスタ、特に
アポジスラスタ２、モーメンタムホイール３．２軸太陽
センサ４及び［乾式ジャイロスコープ（ｄｒｙ　ｇｙｒ
ｏｓｃｏｐｅ）ｊタイプの２軸レ一ト積分ジャイロ５を
備え、更に２つの展開式太陽電池パネル６を有する太陽
電池電源を担持しているプラットホーム１と、 アンテナ８を含むラジオ通信部品の全てを包含し、且つ
プラットホーム１上に載置された回転台９に固定されて
おって、はとんどの場合に少なくとも１つの赤外線地球
センサ１０及び／または少なくとも１つの星センサ１２
を包含するペイロード７とからなるに の種の構成では、衛星が静止位置にあるときにはプラッ
トホーム１及び太陽電池パネル６は永久的に太陽に向か
う方向Ｓを指向しており、回転台９は、ペイロード７を
常に地球に向がう方向Ｔに指向させて維持するように連
続的に回転する（従ってペイロード７は太陽に対して１
日に１回転する）。これには打上げ構成においてペイロ
ード全体が、打上げ機の軸（アポジスラスタ２の軸）１
１と垂直な北面または南面（この実施例においては北面
Ｎ）上に設置される必要がある。そうするとモーメンタ
ムホイール３の軸は、この構成においてはアポジスラス
タ２によって生成されるスラストと整列される。
次いでモーメンタムホイール３は、遠地点操縦の前及び
最中で、即ち遷移軌道においては回転が与えられ得、こ
れにより遷移中の衛星の姿勢を安定化するのみでなく、
はとんどの場合に衛星が遷移軌道のための特別の装備を
包含する必要性を回避することが可能となる。
即ち、スピン遷移方法の長所の少なくとも幾つかの利を
その欠点に煩わされることなく得るために１本発明は、
モーメンタムホイールによって与えられる慣性運動モー
メント（ｉｎｔｅｒｎａｌ　ｋｉｎｅｔｉｃｍｏｍｅｎ
ｔ）をもって、衛星を回転させることにより得られる運
動モーメントに替えることを提案する。
この概念によって、運転段階の際にモーメンタムホイー
ル操作を使用することが可能となる。例えば静止位置で
も使用される太陽センサ及び配向制御スラスタに関連し
、この装置は操縦準備段階の間、衛星の姿勢を正確に維
持することを可能とする。従ってこの種の装置は単純で
、信顆性があり、しかも安価であって、はとんどの場合
にいかなる専用装置も使用しない。
第２図には地球Ｔと静止遷移軌道１３とを示してあり、
衛星が遷移軌道からその最終軌道まで遷移される遷移段
階は以下のように順次実行される。
（１）衛星Ｓを遷移軌道１３内に打上げ機によって、打
上げ機の配向誤差は無視し、遠地点操縦姿勢に対応する
３軸安定姿勢で投入する段階。
（ＩＩ）衛星の姿勢制御装置を動力増加し、モーメンタ
ムホイール３を充分なジャイロスコープ安定性を得るの
に充分に速く（典型的には例えば５ＯＮｍｓ）スピンさ
せる段階。
（■）（最高７００秒内で）上記段階が完了したならば
、例えば使用可能な電荷３，０００＾ｈに対して蓄電池
の放電を２０％に制限することを可能とするように、太
陽電池電源６を展開する指令を伝送し、次いで、通常静
止位置で使用される２軸太陽センサ４によって衛星の姿
勢を３つの軸に対して安定化する段階で、角速度は単動
を減衰することによる通常の方法によって消去され、広
角太陽センサ測定精度は０．０５°であるので、太陽方
向近傍の軸に対する姿勢は０，５°よりも高い精度で維
持され得る段階。
（ＩＶ）遠地点操縦準備で、衛星の姿勢を認知した上で
モーメンタムホイール３の運動モーメントを遠地点噴射
軸に従って配向する段階である。
遠地点操縦を準備するためには、遠地点噴射の間の速度
増分を最適化することによりモーメンタムホイール３の
運動モーメントを要求される方向に配向することが必要
である。これには太陽方向近傍にある第３の軸の姿勢基
準を得ることが！ｇ・要であるが、これは以下の２つの
方法で行なうことができる。
第１の方法は、星センサ１２または地球センサ１０のご
ときペイロード７のセンサを使用する方法であって、こ
れは、特にモーメンタムホイールの配向誤差が数度に制
限されて結果として星確認方法を単純化するので、単純
な解決策である。
第２の方法は、２軸（第３図１４．１５）ジャイロスコ
ープ５（軸１５は太陽方向に対して４５°の角度をなす
）を使用し、且つジャイロスコープ基準をもとにして運
動モーメントの周りで９０”回転させる特別操縦を実行
する方法である。これは、モーメンタムホイール３に対
して横断方向の軸を交ＩＱする結果となり、静止位置で
使用されるものと垂直な補助光学ヘッドを使用するか、
または静止位置で使用されるセンサの光学ヘッドの前方
に４５°傾けて設置された半反射鏡を使用するか（太陽
光はこの鏡を直接位置で通過し且つ鏡に直角位置で反射
する。従ってこの姿勢基準を得るためには、衛星に装備
された太陽センサを使用することができる）のいずれか
により姿勢基準を得ることが可能となる。当初の慣性姿
勢において２軸積分レートジャイロ５は較正することが
でき、第３図に示した傾斜構成によって、軸１５は太陽
方向Ｓに対して４５゜傾斜しているが故に、両軸の較正
が可能となる。
その姿勢が既知であるので、衛星を、スラスタを使用す
る遠地点噴射のためのスラスト軸と正確に整列させるこ
とができる。
（Ｖ）遠地点噴射が、軌道１３の遠地点の直前から直後
まで（約１時間）アポジスラスタ２を使用して実施され
る段階である。最終の円軌道は通常、同様の遠地点操縦
を何回も行った後に得られる。
この遠地点操縦の間には慣性ホイール３に起因するジャ
イロスコープの安定性は、アポジスラスタに起因するト
ルクに耐えるのに充分ではない。
従ってこの姿勢は、前記のごときペイロードのセンサ（
１２，１０）を使用するか、または前記２軸レートジャ
イロ５を使用するかのいずれかにより安定化される。
（’／Ｉ）この段附く図示なし）では、（通常は各々が
遷移軌道の遠地点近傍で約１時間費やされて行われる数
回の遠地点操縦の後に）ｆ＆、終日軌道が得られたなら
ば、衛星を、衛星が最終軌道位置に到達するまで「ドリ
フトｊさせる。
はとんどの場合にこの種の遷移姿勢制御装置はいかなる
専用装置も必要としない。なぜならば、モーメンタムホ
イール及び太陽センサは、運転段階においてプラットホ
ームを指向するために既に備わっており、 赤外線地球センサまたは赤外線星センサは、ペイロード
を指向するために既に備わっており、２軸レートジャイ
ロは、指向精度を維持するための位置保持にも使用する
ことができるからである。
総括すると、太陽に指向された慣性プラットホームをベ
ースとする衛星構成は、スピン遷移装置と同じく単純で
且つ信頼性があり、しかも特に液体の上下揺動及び質量
及び慣性特性に関する制限を回避する最小のハードウェ
アをベースとする配向制御装置の設計を可能とする。
本発明は以上に記載の実施例に制限されることなく、多
くの他の変形態様において実施され得ることは言うまで
もない。
【図面の簡単な説明】
第１図は通信衛星に使用される構成の概略図、第２図は
主遷移段階の図、第３図は遠地点操縦準備の１つの方法
の説明図である。 Ｓ・・・太陽の方向、Ｔ・・・地球の方向、１・・・プ
ラットホーム、２・・・アボジスラスタ、３・・・モー
メンタムホイール、４・・・２軸太陽センサ、５・・・
２軸レ一ト積分ジャイロ、７・・・ペイロード、８・・
・アンテナ、９・・・回転台、１０・・・赤外線地球セ
ンサ、１２・・・星センサ、１３・・・遷移軌道。

Claims (8)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）静止通信衛星を軌道に乗せる方法であって、衛星
    を遷移軌道に打上げ機によって投入する段階と、 衛星をその最終軌道に乗せるために遠地点近傍で遠地点
    噴射姿勢をとる段階と、 遠地点噴射または遠地点操縦を実行する段階と、１回以
    上の遠地点噴射の後に最終軌道に到達したならば、衛星
    がその最終軌道位置に到達するまでこの軌道中で衛星を
    ドリフトさせる段階とを順次包含しており、該方法にお
    いて前記衛星は、常に太陽に向かって指向されるプラッ
    トホームと、前記プラットホームに対して操向され得て
    且つ常に地球に向かつて指向されるペイロードとを包含
    する構成を有しており、更に、 衛星をその遷移軌道に、遠地点操縦姿勢に実質的に対応
    する３軸安定姿勢で投入する段階と、通常衛星に装備さ
    れている配向制御装置を動力増加する段階と、 太陽捕捉操作を実行する段階と、 指向誤差を消去した後に、通常衛星内に包含されている
    モーメンタムホイールを充分なジャイロスコープ安定性
    を得るのに充分な速度にまで加速する段階であって、前
    記モーメンタムホイールの回転軸は、該衛星が前記構成
    を有する故にアボジスラスタのスラスト軸と整列されて
    いる段階と、太陽電池電源を少なくとも一部展開する段
    階と、角速度を章動を減衰させることにより消去し、前
    記３つの軸に対する配向を指令する段階と、衛星の姿勢
    を認知した上で前記モーメンタムホイールの運動モーメ
    ントを遠地点噴射軸に応じて配向することにより、遠地
    点操縦を準備する段階と、 遷移軌道の遠地点近傍において、遠地点噴射を噴射の間
    に衛星の向きを制御しながら実行する段階と、 １回以上の遠地点噴射の後に最終軌道に到達したならば
    、衛星をその最終軌道位置に通常の方法でドリフトさせ
    る段階 とを包含する静止通信衛星を軌道に乗せる方法。
  2. （２）前記３軸配向制御が、静止位置で使用するために
    衛星に通常備えられている２軸センサによって行われる
    請求項１に記載の方法。
  3. （３）前記遠地点操縦準備が、太陽方向近傍にある第３
    の軸の姿勢基準を得るために、星センサまたは地球セン
    サのごとき衛星ペイロードに通常包含されているセンサ
    を使用して行われる請求項１に記載の方法。
  4. （４）前記遠地点操縦準備が、衛星の２軸レートジャイ
    ロと、太陽方向近傍にある第３の軸の姿勢基準を得るた
    めに、衛星をホィールの運動モーメントの周りで９０°
    回転させることを含む特別操縦とを使用して行われ、前
    記回転が、モーメンタムホイールに対して横断方向の軸
    を交換する結果となり、そして光学手段によって姿勢基
    準を得ることが可能となるようにジャイロスコープ基準
    を基に行われる請求項１に記載の方法。
  5. （５）前記光学手段が、静止位置で通常使用されるもの
    に垂直な補助光学ヘッドを備えている請求項４に記載の
    方法。
  6. （６）前記光学手段が、静止位置で通常使用されるセン
    サの光学ヘッドの前方に４５°傾けて設置された半反射
    鏡を備えている請求項４に記載の方法。
  7. （７）前記遠地点噴射の際の配向制御が、ペイロードの
    単数または複数のセンサを使用して行われる請求項１に
    記載の方法。
  8. （８）前記遠地点噴射の際の配向制御が、衛星の２軸レ
    ートジャイロを使用して行われる請求項１に記載の方法
    。
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