JPH04349097A - 人工衛星の軌道航行方式 - Google Patents
人工衛星の軌道航行方式Info
- Publication number
- JPH04349097A JPH04349097A JP3121568A JP12156891A JPH04349097A JP H04349097 A JPH04349097 A JP H04349097A JP 3121568 A JP3121568 A JP 3121568A JP 12156891 A JP12156891 A JP 12156891A JP H04349097 A JPH04349097 A JP H04349097A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- sun
- orbit
- angle
- solar
- artificial satellite
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
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
- B64G1/242—Orbits and trajectories
- B64G1/2423—Sun-synchronous orbits
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は人工衛星の軌道航行方式
に関し、特に太陽同期軌道を周回する衛星の軌道および
姿勢の設定方法を改良して、衛星本体の重量の軽減およ
び太陽電池パドルが受ける空力抵抗トルク，太陽放射圧
トルクの非対称を軽減した人工衛星の軌道航行方式に関
する。
に関し、特に太陽同期軌道を周回する衛星の軌道および
姿勢の設定方法を改良して、衛星本体の重量の軽減およ
び太陽電池パドルが受ける空力抵抗トルク，太陽放射圧
トルクの非対称を軽減した人工衛星の軌道航行方式に関
する。
【０００２】
【従来の技術】従来の太陽同期軌道を周回する人工衛星
の航行軌道は図４に示すように、地球観測用人工衛星１
４の軌道方式がある。この軌道方式は観測の便宜上太陽
同期軌道１２の軌道面法線１３と太陽方向１０とのなす
角である軌道面太陽角θを通常６０〜８０度程度にとり
、地球１５の昼域と夜域すなわち日食域１６を通るよう
にするのが通常であった。前述のような人工衛星１４の
例を図５に示す。
の航行軌道は図４に示すように、地球観測用人工衛星１
４の軌道方式がある。この軌道方式は観測の便宜上太陽
同期軌道１２の軌道面法線１３と太陽方向１０とのなす
角である軌道面太陽角θを通常６０〜８０度程度にとり
、地球１５の昼域と夜域すなわち日食域１６を通るよう
にするのが通常であった。前述のような人工衛星１４の
例を図５に示す。
【０００３】図５に示す人工衛星１４は１つの地球指向
軸２を軌道面法線３と垂直に保持されるように地心方向
に向ける姿勢制御を行う。また、人工衛星１４は太陽同
期軌道１２上において、１周回中に軌道面法線を回転軸
として地球を指向しながら１回転する。人工衛星１４か
ら見ると逆に図５に示すように、太陽方向１０が軌道面
法線３の回りに半角θの円すい状の太陽軌跡１１を描い
て１回転することになる。半角θは前述のように６０〜
８０度と大きいので、太陽電池パドル４は軌道面法線３
の方向に取付け、軌道面法線３の回りに回転させて太陽
を追尾する。また、半角θが大きいので軌道面法線３と
反対側の面である放射冷却面５以外は全て太陽直射光を
多く受ける。このように放射冷却面５の取付可能場所は
決められるが、この面は地球１５からの輻射を受けるの
でそれを遮断するフード６が必要である。一方、人工衛
星１４は日食域１６を通るので、この時間帯の電力源と
して重い２次元電池を必要としていた。
軸２を軌道面法線３と垂直に保持されるように地心方向
に向ける姿勢制御を行う。また、人工衛星１４は太陽同
期軌道１２上において、１周回中に軌道面法線を回転軸
として地球を指向しながら１回転する。人工衛星１４か
ら見ると逆に図５に示すように、太陽方向１０が軌道面
法線３の回りに半角θの円すい状の太陽軌跡１１を描い
て１回転することになる。半角θは前述のように６０〜
８０度と大きいので、太陽電池パドル４は軌道面法線３
の方向に取付け、軌道面法線３の回りに回転させて太陽
を追尾する。また、半角θが大きいので軌道面法線３と
反対側の面である放射冷却面５以外は全て太陽直射光を
多く受ける。このように放射冷却面５の取付可能場所は
決められるが、この面は地球１５からの輻射を受けるの
でそれを遮断するフード６が必要である。一方、人工衛
星１４は日食域１６を通るので、この時間帯の電力源と
して重い２次元電池を必要としていた。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上述した従来の人工衛
星の軌道航行方式は次のような欠点がある。
星の軌道航行方式は次のような欠点がある。
【０００５】（１）電力源として必ず２次電池を必要と
するので、人工衛星の重量を増大させ、かつ、２次電池
の充放電サイクル数に寿命があるので、衛星の寿命もこ
の２次電池で２〜３年に制約されてしまう。
するので、人工衛星の重量を増大させ、かつ、２次電池
の充放電サイクル数に寿命があるので、衛星の寿命もこ
の２次電池で２〜３年に制約されてしまう。
【０００６】（２）太陽電池パドルを太陽追尾のため回
転する機構が必要であり、かつ、電気的結合のためスリ
ップリング等の機構が複雑になる。
転する機構が必要であり、かつ、電気的結合のためスリ
ップリング等の機構が複雑になる。
【０００７】（３）太陽電池パドルが回転しながら進行
方向に向くので、進行方向から受ける空力抵抗が大きく
、かつ反対側の面に放射冷却面を設けると太陽電池パド
ルが片側のみとなり、空力抵抗トルクと太陽放射圧トル
クが衛星に非対称に負荷されるので、姿勢外乱となり大
きな姿勢制御系を必要とする。また軌道高度９００Ｋｍ
の場合に、放射冷却面が地球を見る範囲が仰角０度から
約６０度までの広い範囲で見るために遮へいするフード
が大きくなる。
方向に向くので、進行方向から受ける空力抵抗が大きく
、かつ反対側の面に放射冷却面を設けると太陽電池パド
ルが片側のみとなり、空力抵抗トルクと太陽放射圧トル
クが衛星に非対称に負荷されるので、姿勢外乱となり大
きな姿勢制御系を必要とする。また軌道高度９００Ｋｍ
の場合に、放射冷却面が地球を見る範囲が仰角０度から
約６０度までの広い範囲で見るために遮へいするフード
が大きくなる。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明の人工衛星の軌道
航行方式は、太陽同期軌道を航行する太陽電池パドルと
放射冷却面とを備えた人工衛星の軌道航行方式において
、太陽同期軌道面の法線方向と太陽方向とのなす角を角
度θとし、太陽同期軌道が地球による日食領域にはいる
限界における前記の角度θの最小値を角度θｅとすると
、角度θの年間変動域が前記角度θｅ以下になるように
軌道を設定し、人工衛星がこの軌道上を航行するように
３軸の姿勢軸を一定に維持する姿勢制御を行う。
航行方式は、太陽同期軌道を航行する太陽電池パドルと
放射冷却面とを備えた人工衛星の軌道航行方式において
、太陽同期軌道面の法線方向と太陽方向とのなす角を角
度θとし、太陽同期軌道が地球による日食領域にはいる
限界における前記の角度θの最小値を角度θｅとすると
、角度θの年間変動域が前記角度θｅ以下になるように
軌道を設定し、人工衛星がこの軌道上を航行するように
３軸の姿勢軸を一定に維持する姿勢制御を行う。
【０００９】
【実施例】次に本発明について図面を参照して説明する
。
。
【００１０】図１は本発明の一実施例の斜視図、図２，
図３は人工衛星の航行軌道の説明図である。図１におい
て人工衛星１は地球観測衛星であり、図５と同様に地球
指向軸２を地心方向に指向する姿勢制御を行っている。
図３は人工衛星の航行軌道の説明図である。図１におい
て人工衛星１は地球観測衛星であり、図５と同様に地球
指向軸２を地心方向に指向する姿勢制御を行っている。
【００１１】今、図２に示すように、太陽同期軌道１２
の軌道面法線３と太陽方向１０とのなす角θを小さくと
る。一方、図３に示すように、太陽同期軌道１２が日食
域１６に入いる限界の軌道をとる場合に、太陽方向１０
と軌道面法線３とのなす角度をθｅとする。図２におけ
る角度θをθ＜θｅに設定する。図１において、太陽方
向１０は、人工衛星１から見ると軌道面法線３の回りに
半角θの円すい状の太陽軌跡１１を描いて軌道１周中に
１回転する。θは太陽方向の季節変化と、軌道と太陽の
間の同期のズレにより変動する。軌道面法線３を年間平
均太陽方向に合わせるように軌道を選定すると、θの公
称値が約０度となり、年間変動を加えても例えば軌道高
度９００Ｋｍのときθの変化域を０〜２５度程度に小さ
くできる。このように太陽方向１０が軌道面法線３の近
くに限定されるので、衛星の軌道面法線３と直交する四
面には太陽光入射が非常に少なくなり放射冷却面５とし
て使用できるようになる。このように放射冷却面５は、
地球からの熱入射の無い、反地球面の反対に設けられる
ので、太陽光を遮ぎるフード６を取付けるのが最も有利
である。また太陽電池パドル４は、軌道面法線３と直交
する面のうち、放射冷却面や、観測器の搭載される地球
指向面以外の２面に取付ける。太陽方向１０の変化が小
さいので太陽電池パドル４は回転不要で固定したままで
良い。また日食域１６がほとんど無いので、２次電池を
搭載しなくて良い。ただし、打上げ中や姿勢異常等の短
期間の電力不足に対処するため少量の１次電池を搭載し
ている。
の軌道面法線３と太陽方向１０とのなす角θを小さくと
る。一方、図３に示すように、太陽同期軌道１２が日食
域１６に入いる限界の軌道をとる場合に、太陽方向１０
と軌道面法線３とのなす角度をθｅとする。図２におけ
る角度θをθ＜θｅに設定する。図１において、太陽方
向１０は、人工衛星１から見ると軌道面法線３の回りに
半角θの円すい状の太陽軌跡１１を描いて軌道１周中に
１回転する。θは太陽方向の季節変化と、軌道と太陽の
間の同期のズレにより変動する。軌道面法線３を年間平
均太陽方向に合わせるように軌道を選定すると、θの公
称値が約０度となり、年間変動を加えても例えば軌道高
度９００Ｋｍのときθの変化域を０〜２５度程度に小さ
くできる。このように太陽方向１０が軌道面法線３の近
くに限定されるので、衛星の軌道面法線３と直交する四
面には太陽光入射が非常に少なくなり放射冷却面５とし
て使用できるようになる。このように放射冷却面５は、
地球からの熱入射の無い、反地球面の反対に設けられる
ので、太陽光を遮ぎるフード６を取付けるのが最も有利
である。また太陽電池パドル４は、軌道面法線３と直交
する面のうち、放射冷却面や、観測器の搭載される地球
指向面以外の２面に取付ける。太陽方向１０の変化が小
さいので太陽電池パドル４は回転不要で固定したままで
良い。また日食域１６がほとんど無いので、２次電池を
搭載しなくて良い。ただし、打上げ中や姿勢異常等の短
期間の電力不足に対処するため少量の１次電池を搭載し
ている。
【００１２】
【発明の効果】以上説明したように本発明は太陽同期軌
道を日食域に入いる限界の軌道にとることにより、軌道
上での日食が無いので、重い２次電池が不要であり、人
工衛星を軽量化すると共に、バッテリのサイクル寿命に
よる制約が無くなって人工衛星の寿命も延びる効果があ
る。また太陽電池パドルを回転する必要がないので、複
雑な回転機構が不要となり、同様に軽量化と信頼性向上
ができる効果がある。また太陽電池パドル４を衛星進行
方向と平行に取付けられるので、空気抵抗が無くなる。 また、放射冷却面との干渉なしに衛星の両側に対称型に
取付けられるので、太陽光圧トルクも対称になり軽減さ
れる。したがって人工衛星の姿勢制御系を小さくできる
効果がある。また放射冷却面は地球からの熱入力が無く
、太陽光入射も仰角が比較的小さいため小さなフードで
遮断できる効果がある。
道を日食域に入いる限界の軌道にとることにより、軌道
上での日食が無いので、重い２次電池が不要であり、人
工衛星を軽量化すると共に、バッテリのサイクル寿命に
よる制約が無くなって人工衛星の寿命も延びる効果があ
る。また太陽電池パドルを回転する必要がないので、複
雑な回転機構が不要となり、同様に軽量化と信頼性向上
ができる効果がある。また太陽電池パドル４を衛星進行
方向と平行に取付けられるので、空気抵抗が無くなる。 また、放射冷却面との干渉なしに衛星の両側に対称型に
取付けられるので、太陽光圧トルクも対称になり軽減さ
れる。したがって人工衛星の姿勢制御系を小さくできる
効果がある。また放射冷却面は地球からの熱入力が無く
、太陽光入射も仰角が比較的小さいため小さなフードで
遮断できる効果がある。
【図１】本発明の一実施例の人工衛星の斜視図である。
【図２】本実施例の太陽同期軌道の説明図である。
【図３】一般的な軌道が日食域にはいる場合の軌道面太
陽角θｅの説明図である。
陽角θｅの説明図である。
【図４】従来の太陽同期軌道の説明図である。
【図５】従来の人工衛星の斜視図である。
１，１４ 人工衛星
２ 地球指向軸
３ 軌道面法線
４ 太陽電池パドル
５ 放射冷却面
６ フード
１０ 太陽方向
１１ 太陽軌跡
１２ 太陽同期軌道
１５ 地球
１６ 日食域
Claims (3)
- 【請求項１】 太陽同期軌道を航行する太陽電池パド
ルと放射冷却面とを備えた人工衛星の軌道航行方式にお
いて、太陽同期軌道面の法線方向と太陽方向とのなす角
を角度θとし、太陽同期軌道が地球による日食領域には
いる限界における前記の角度θの最小値を角度θｅとす
ると、角度θの年間変動域が前記角度θｅ以下になるよ
うに軌道を設定し、人工衛星がこの軌道上を航行するよ
うに３軸の姿勢軸を一定に維持する姿勢制御を行うこと
を特徴とする人工衛星の軌道航行方式。 - 【請求項２】 ２個の太陽電池パドル面が太陽同期軌
道面とほぼ平行に保持され、かつ、太陽方向に正対する
ように固定されていることを特徴とする請求項１記載の
人工衛星の軌道航行方式。 - 【請求項３】 ３軸の姿勢軸における第１の軸を軌道
面法線方向に保持し第２の軸を地心方向に保持し第３の
軸を太陽同期軌道の接線方向に保持するように姿勢制御
され、前記第２の軸の地心方向と逆の面に太陽光を遮へ
いするフードを有する放射冷却面を設けたことを特徴と
する請求項１記載の人工衛星の軌道航行方式。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3121568A JPH04349097A (ja) | 1991-05-28 | 1991-05-28 | 人工衛星の軌道航行方式 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3121568A JPH04349097A (ja) | 1991-05-28 | 1991-05-28 | 人工衛星の軌道航行方式 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04349097A true JPH04349097A (ja) | 1992-12-03 |
Family
ID=14814458
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3121568A Pending JPH04349097A (ja) | 1991-05-28 | 1991-05-28 | 人工衛星の軌道航行方式 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH04349097A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0645901A1 (en) * | 1993-09-24 | 1995-03-29 | ALENIA SPAZIO S.p.A. | Satellite telecommunications and remote sensing system based on the use of short-period sun-synchronous elliptical orbits |
| CN102126564A (zh) * | 2010-01-19 | 2011-07-20 | 泰勒斯公司 | 用于最优化人造卫星的质量的方法和装置 |
-
1991
- 1991-05-28 JP JP3121568A patent/JPH04349097A/ja active Pending
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0645901A1 (en) * | 1993-09-24 | 1995-03-29 | ALENIA SPAZIO S.p.A. | Satellite telecommunications and remote sensing system based on the use of short-period sun-synchronous elliptical orbits |
| CN102126564A (zh) * | 2010-01-19 | 2011-07-20 | 泰勒斯公司 | 用于最优化人造卫星的质量的方法和装置 |
| FR2955313A1 (fr) * | 2010-01-19 | 2011-07-22 | Thales Sa | Procede et dispositif d'optimisation de la masse d'un satellite |
| JP2011148488A (ja) * | 2010-01-19 | 2011-08-04 | Thales | 衛星の質量を最適化する方法および装置 |
| EP2354007A1 (fr) * | 2010-01-19 | 2011-08-10 | Thales | Procédé et dispositif d'optimisation de la masse d'un satellite |
| US8583297B2 (en) | 2010-01-19 | 2013-11-12 | Thales | Method and device for optimization of the mass of a satellite |
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