JPH0583440B2 - - Google Patents

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JPH0583440B2
JPH0583440B2 JP61063856A JP6385686A JPH0583440B2 JP H0583440 B2 JPH0583440 B2 JP H0583440B2 JP 61063856 A JP61063856 A JP 61063856A JP 6385686 A JP6385686 A JP 6385686A JP H0583440 B2 JPH0583440 B2 JP H0583440B2
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axes
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Jei Baageron Za Saado Debitsudo
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Space Ind Inc
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    • B64G1/244—Spacecraft control systems
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    • 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
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  • Vehicle Waterproofing, Decoration, And Sanitation Devices (AREA)
  • Radio Relay Systems (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は、２個の飛行モードで軌道飛行するこ
とができる宇宙船に関し、さらに特定すれば、２
個の飛行モード軌道飛行するための姿勢制御方法
に関する。
［従来の技術］ 従来から、人工衛星等の軌道飛行する宇宙船に
おいて、その軌道飛行の際に地球または太陽に対
応した飛行姿勢を制御するための各種のシステム
が開発されている。これらの姿勢制御システムは
大別して２個の種類、すなわちアクテイブ姿勢制
御システムとパツシブ姿勢制御システムに分類さ
れる。上記のアクテイブ姿勢制御システムは、制
御用モーメント・ジヤイロスコープ、モーメンタ
ム・ホイール、磁気トルカー等の機器を備えてい
る。また、上記パツシブ姿勢制御システムは、ス
ピンによる安定性、重力傾斜による安定性、磁場
による安定性等を利用するものである。
上記の重力傾斜による安定性は、人工衛星に搭
載されたアンテナその他の機器を地球の方向に向
けておく場合に利用される。この重力傾斜による
安定性は、ロツドによつて離間して連結された２
個の質量を有する物体すなわちあれい形の物体の
安定性を利用するものである。つまり重力は地球
の中心からの距離の２乗に反比例するので、地球
に近い側の質量には遠い側の質量より少し大きな
重力を受ける。よつて、この重力場の傾斜によつ
て、このあれい形の物体は地球の鉛直方向に沿つ
た姿勢となるようなトルクを受ける。そして、こ
のあれい形の物体が鉛直方向からずれると、両方
の質量に作用する力の釣合いが破れ、もとの鉛直
の姿勢に戻そうとするトルクが発生する。また、
この質量に作用する遠心力と重力はこの中心にお
いて釣合つているので、一方の質量においては、
これに作用する遠心力がこれに作用する重力より
大きくなる。また、反対に他の質量においては、
これに作用する重量の方がこれに作用する遠心力
より大きくなる。よつて、この遠心力によつても
このあれい形の物体が鉛直方向からずれた場合の
復元トルクが発生する。よつて、最終的には、鉛
直な姿勢においてこれら２個の質量に作用する力
の差が最大となり、この姿勢で安定する。したが
つて、上記のような重力の作用により、実際の軌
道飛行する宇宙船等のおいては、慣性モーメント
が最少となる軸が鉛直の方向を向き、地球の方向
を指向する。実際の宇宙船においては、上記のよ
うな慣性モーメントが最少となる軸はかならず存
在するので、宇宙船はこの軸が軌道面の垂直とな
るような姿勢となる。
従来から、このような動力傾斜による安定性を
利用した各種の姿勢制御システムが開発されてい
る。これらのシステムでは、人工衛星の本体から
突出されたロツド状またはブーム状の構造体を備
えている。これらのロツド状またはブーム状の構
造体は、人工衛星が軌道上に打上げた後に展開さ
れ、また回動できるように関節部を有している。
そして、このロツドまたはブーム状の構造体の先
端にはおもりが取付けられている。このようなロ
ツド状またはブーム状の構造体を設けることによ
つて、人工衛星の形状を上記のあれい形の物体に
近い形状とし、このロツドまたはブーム状の構造
体の軸が鉛直方向を指向する。この重力傾斜によ
る安定性をできるだけ大きくするために、上記の
ロツド状またはブーム状の構造体はできるだけ長
く形成される。
しかし、このような重力傾斜による安定性を利
用したシステムでは、鉛直軸まわりに動揺する傾
向がある。そして、この重力傾斜を利用したシス
テムでは、この鉛直軸まわりの動揺を制御するた
めの各種のダンパが提案されている。しかし、こ
のようなダンパは必ずしも有効であるとは言えな
いので、この重力傾斜によるパツシブ姿勢制御シ
ステムにおける上記の動揺を制御するため、アク
テイブ姿勢制御システムを併用することが提案さ
れている。しかし、このような動揺を制御するた
めのアクテイブ姿勢制御装置は、このアクテイブ
姿勢制御装置のみによつて姿勢の変更や安定をな
す場合に使用される装置より小形、安価でかつ信
頼性が高くなければならない。
従来の重力傾斜による安定性を利用した人工衛
星等の姿勢制御装置は、慣性モーメントが最少と
なる軸が垂直方向を向き、地球の方向を指向する
ものであつた。したがつて、この従来のものは、
軌道飛行中にアンテナその他の機器が常に地球の
方向を指向しており、地球の方向以外の方向を指
向するような異なる軌道飛行モードを選択するこ
とはできなかつた。
［発明が解決しようとする問題点］ 本発明は、従来の宇宙船における単一の飛行モ
ードでしか軌道飛行できない不具合を解消し、２
個の飛行モードを選択して軌道飛行することがで
きる宇宙船を提供することを目的とする。本発明
の宇宙船は、異なる飛行姿勢で軌道飛行する２種
類の飛行モードを選択できる。本発明は、地球ま
たは他の天体のまわりを軌道飛行する宇宙船に適
用でき、この宇宙船は２個の異なる飛行モードで
飛行することができる。また、本発明の実施例
は、人間が乗組むことができる工業用または実験
用の宇宙プラツトホームを提供するものである。
［問題点を解決するための手段とその作用］ 本発明の宇宙船は、宇宙船本体を備え、この本
体は宇宙船に搭載される機器およびペイロードを
収容するに十分な大きさ、形状を有している。本
発明の宇宙船は、国家宇宙輸送システム
（NSTS）すなわちスペース・シヤトルによつて
軌道上に打上げることができるように構成され、
このスペース・シヤトルの貨物室内に収容できる
ようにこの宇宙船の本体は円筒状をなしている。
また、本発明の宇宙船には太陽電池が備えられ、
この太陽電池は展開された場合には本体の側部か
ら外側に突出する。好ましくは、この太陽電池は
２個備えられ、展開された場合には互いに反対の
方向に外側に突出する。また、これらの太陽電池
はジンバル等の関節機構によつてこの宇宙船の本
体に取付けられ、任意の方向に回動できるように
構成されている。また、本発明の宇宙船には、接
舷機構等の少なくとも１個の接続手段が設けら
れ、他の宇宙船と並行して接続することができる
ように構成されている。
さらに、本発明の宇宙船にはパツシブ姿勢制御
手段とアクテイブ姿勢制御手段の両方が設けら
れ、所定の軌道飛行モードを維持するように構成
されている。このパツシブ姿勢制御手段は重力傾
斜による安定装置で、宇宙船の本体から所定の長
さ、角度に伸縮できるように構成されている。こ
の重力傾斜安定装置は、好ましくはコイル形のマ
ストまたはブーム等の伸縮部材を備えている。こ
の重力傾斜ブームは宇宙船の本体の一端部から伸
縮されるように構成されている。また、この重力
傾斜ブームの先端にはおもりが取付けられてい
る。また、この重力傾斜ブームは、宇宙船の本体
からの突出角度が調整できるように構成されてい
る。
この重力傾斜ブームが所定の長さ、角度で突出
された場合には、このブームによつて宇宙船が地
球の方向を指向し、地球指向軌道飛行モードとな
る。この飛行モードでは、宇宙船の直交する軸の
うちのひとつが垂直方向を指向し、この軸は地球
の中心に対して径方向に沿つて位置する。また、
直交する第２の軸は軌道の接線方向に配置され、
さらに互いに直交する第３の軸は軌道面と垂直に
配置される。
また、上記のアクテイブ姿勢制御装置は、制御
モーメント・ジヤイロスコープ、モーメンタム・
ホイール、磁気トルカー、ガス推進装置等の公知
の機器から構成されている。このアクテイブ姿勢
制御装置は上記のパツシブ姿勢制御装置と協同し
てこの宇宙船が太陽を指向するように姿勢制御
し、準太陽指向軌道飛行モードを維持する。この
飛行モードでは、宇宙船の互いに直交する２軸は
軌道面内に配置され、これら２軸のうちの１軸は
太陽光に対して直交するように制御される。そし
て、上記の２個の太陽電池はこの軸に沿つて展開
される。また、この宇宙船の直交する第３の軸
は、軌道面と垂直に維持される。上記の“準”太
陽指向軌道飛行モードとはこの状態すなわち直交
する軸のひとつが太陽光と垂直である飛行モード
を意味するものとし、この状態は宇宙船の姿勢が
完全に太陽に対応して制御されるものではない。
地球の自転軸は黄道面には一致していないので、
地球の自転軸のまわりを回る人工衛星ではその軌
道面に対する太陽の角度が変化する。よつて、実
際の人工衛星では、太陽電池を周期的に回動させ
ることによつてこの太陽電池を常に太陽光と垂直
に維持する。
また、地球指向飛行モードにおいて、本発明の
宇宙船２個の異なる姿勢で軌道飛行するとができ
る。第１の姿勢では、上記の重力傾斜ブームは鉛
直方向に沿う第１の直交軸と略平行に配置され、
また太陽電池は軌道の接線方向に沿う第２の直交
軸に沿つて展開される。また、他の姿勢では、上
記の重力傾斜ブームは鉛直方向に沿う第１の直交
軸と略平行に配置され、太陽電池は宇宙船の本体
から第２の直交軸に沿つて展開され、第３の直交
軸のまわりを回動する。この宇宙船に２個の太陽
電池が設けられている場合には、これら太陽電池
は上記の第１の直交軸と平行な軸のまわりに互い
に反対方向に回動する。このような構成は、複数
の宇宙船を互いに並行に接続した場合に適する。
また、準太陽指向軌道飛行モードにおいても、
本発明の宇宙船は同様に２個の飛行姿勢をとるこ
とができる。一方の飛行姿勢の場合には、上記の
重力傾斜ブームは軌道面内にある第１の直交軸と
略平行に配置され、また太陽電池は軌道面内に配
置され太陽光と垂直な第２の直交軸に沿つて展開
される。また、他の飛行姿勢では、重力傾斜ブー
ムは軌道面内にある第１の直交軸と略平行に配置
され、また太陽電池は第２の直交軸に沿つて展開
され、第３の直交軸の回りに回動される。この宇
宙船に２個の太陽電池が設けられている場合に
は、これら太陽電池は第１の直交軸と平行な軸の
まわりに互いに反対の方向に回動される。このよ
うなものは、複数の宇宙船を並列に接続した場合
に適する。
本発明の宇宙船は上記の２個の軌道飛行モード
を選択することができ、これら各モードにおいて
それぞれ２個の異なる姿勢で飛行することができ
るものである。この宇宙船の上記互いに直交する
３個の直交軸ｘ，ｙ，ｚまわりの慣性モーメント
をそれぞれIxx，Iyy，Izzとする。そして、上記
地球指向モードの場合には、この宇宙船の姿勢制
御は主として重力傾斜による安定性によつて制御
される。そして、これら宇宙船の互いに直交する
３軸のうち、慣性モーメントが最少の軸が鉛直方
向を指向する傾向があるので、上記の重力傾斜ブ
ームは軸ｘに沿つて配置される。また、この次に
慣性モーメントが大きな軸が軌道の接線方向を指
向する傾向がある。そして、慣性モーメントが最
大の軸が軌道面に対して垂直となる。よつて、地
球指向モードにおいて２個の異なる姿勢に制御す
るためには、上記の各軸まわりの慣性モーメント
の関係を、Izz＞Iyy＞IxxおよびIyy＞Izz＞Ixxと
すればよい。
また、上記準太陽指向モードにおいては、この
宇宙船の上記各軸まわりの姿勢制御はアクテイブ
姿勢制御手段によつてなされる。この場合には、
上記の地球指向モードの場合のようにすべての軸
まわりに付いて固有の安定性を得ることはできな
いが、上記のアクテイブ姿勢制御量を軽減するた
め、１個の軸まわりについて中立の安定性が得ら
れるようにこの宇宙船を設計する。そして、２個
の直交軸まわりの慣性モーメントを互いに等しく
し、かつこれら慣性モーメントを第３の直交軸ま
わりの慣性モーメントより小さくすれば、これら
２軸のいずれかが鉛直方向を指向する傾向を示
し、これら２軸が中立の安定性をもつて軌道内面
に位置し、第３の軸はこの軌道面と垂直になる。
よつて、これら３軸まわりの慣性モーメントの関
係はIzz＞IyyIxxおよびIyy＞IzzIxxとなる。
これらの関係によつて、上記２軸まわりのパツシ
ブ安定性および第３の軸まわりの中立の安定性が
得られる。したがつて、このモードにおけるアク
テイブ姿勢制御装置は簡単、軽量でコストが低く
でき、かつ十分な安定性も得られる。
また、本発明は、上記の２個の飛行モードにお
いてそれぞれ２個の飛行姿勢を選択できることに
特徴がある。この姿勢制御方法は、飛行初期の地
球指向飛行モードの場合には重力傾斜ブームを伸
縮させてアクテイブ姿勢制御量を軽減し、また第
２段階の準太陽指向飛行モードの場合にはアクテ
イブ姿勢制御手段によつてこの宇宙船を安定さ
せ、太陽電池の出力を最大に維持する。この作動
は、重力傾斜ブームの長さを調整し、上記のIyy
とIxx、またはIzzとIxxとを等しくすることによ
つて達成される。また、この準太陽指向飛行モー
ドの場合、この重力傾斜安定装置をアクテイブ姿
勢制御手段と関連させることもできる。
本発明の宇宙船における姿勢制御方法は、軌道
面内に位置する２個の直交軸まわりの慣性モーメ
ントを相違させたり、またはこれら２軸まわりの
慣性モーメントを等しくしたりすることによつて
なされる。
［実施例］ 以下、図を参照して本発明の実施例を説明す
る。第１Ａ図および第１Ｂ図には、本発明の宇宙
船２０を示す。この宇宙船２０は各種の型式のも
のが適用されるが、この実施例のものは工業用ま
たは研究用の有人宇宙プラツトホームである。こ
の宇宙船の本体２１は、２個の円筒状のセクシヨ
ン２２および２４から構成され、上方のセクシヨ
ン２２は供用モジユールであり、また下方のセク
シヨン２４は補給モジユールである。この供用モ
ジユール２２は飛行計画の達成のための機器およ
びペイロードを収容する。このペイロードとして
は、たとえば材料の処理、新規物質の開発、生命
科学の研究等のための装置である。宇宙空間にお
ける電気泳動等（EOS）の材料の処理は、医薬
および生物工学的物質の精製に適用される。ま
た、この他の商業的な利用としては、医療用の単
分散ラテツクス球の製造、超高純度大形半導体結
晶の成長、容器を使用しない光学ガラスの処理、
重力下では製造できないような新規な合金やその
他の物質の製造等がある。この供用モジユールに
搭載されるこれらペイロードは“工場”の形態を
なし、これらの処理を自動的におこなうことがで
きるように構成されている。もちろん、この供用
モジユール２２のペイロードにはこれらの機器に
関連した機器、たとえば液体タンク、ポンプ、電
池、動力装置、熱交換器等も含まれる。また、上
記の補給モジユール２４は交換可能なモジユール
であつて、上記の供用モジユール２２およびその
ペイロードを維持するためのものである。たとえ
ば、このペイロードが電気泳動をおこなう装置の
場合には、この補給モジユール２４にはこの
EOS材料のタンク、EOS精製物のタンク、窒素
タンク、その他の配管、冷却装置等このEOS処
理に関連した装置が搭載される。
このような第１Ａおよび１Ｂ図に示されるよう
な宇宙船２０は、NASAのスペース・シヤトル
等によつて地球の周回軌道に打上げられる。この
供用モジユール２２および補給モジユール２４は
スペース・シヤトルの貨物室内に収容できるよう
な寸法に形成されており、これらの外壁には掴み
金具２６，２７が設けられ、スペース・シヤトル
の遠隔マニピユレータ・システム（RMS）によ
つてこれら掴み金具を掴み、軌道上に放出したり
軌道上から回収したりできるように構成されてい
る。この宇宙船２０には人間が常駐することはな
いが、加圧および生命維持装置が設けられてお
り、スペース・シヤトルと接舷した状態で人間が
乗込み、宇宙服なしで作業ができるように構成さ
れている。上記の供用モジユール２２の上面３０
には接舷機構（ドツキング機構）２８が設けら
れ、これを介してスペース・シヤトルの乗員がこ
の宇宙船に乗込めるように構成されている。この
接舷機構２８はスペース・シヤトルの貨物室に設
けられた接舷アダプタに結合するように構成され
ている。この宇宙船およびこれに搭載された材料
処理装置は軌道上を飛行しながら自動的に作動す
る。スペース・シヤトルが必要に応じて帰還する
際（約３ケ月に１回）には、補給モジユールを新
たなものと交換し、またペイロードおよびその必
要な物質を補給し、また生成された材料を回収す
る。スペース・シヤトルが軌道上に打上げられる
度に、乗員がこの宇宙船２０に乗込むが、基本的
には乗員はスペース・シヤトルによつて生活す
る。この宇宙船およびこれに搭載された材料処理
装置への補給は、スペース・シヤトルのRMSを
使用して補給モジユールを取外し、新しい補給モ
ジユールと交換することによつておこなう。
また、この宇宙船２０は、別の供用モジユール
２２および補給モジユール２４を並列的に連結し
て拡張することができるように構成されている。
この作業は、軌道上にある宇宙船をスペース・シ
ヤトルのRMSで回収し、これにスペース・シヤ
トルの貨物室に搭載されている第２の宇宙船を接
続することによつておこなわれる。このように複
数の宇宙船を結合することによつて、材料処理の
能力を増加させることができる。これら宇宙船を
結合させる場合には、これらの側面に直径方向に
対向して形成された平面部３２，３４を互いに連
結することにより、これら複数の宇宙船を並列に
結合することができる。この供用モジユールの平
面部には接舷機構３６，３８が設けられている
（第１Ａおよび第１Ｂ図では接舷機構３８は図示
されておらず、第２Ａ図に示されている）。また、
補給モジユール２４にも同様に互いに対向する平
面部４０，４２が形成されており、これらは上記
の供用モジユール２２の平面部３２，３４と整列
されている。この宇宙船２０を拡張するための装
置の詳細は、本願と同日に出願された米国出願：
発明者Maxim A.Faget，aldwell C.Jhonson，
およびDavid J.Bergerron 、名称「モジユー
ル形宇宙船システムとその組立方法」に開示され
ている。
また、第１Ａおよび第１Ｂ図に示すように、供
用モジユール２２には関節形の一対の太陽電池４
４，４６が設けられ、この宇宙船２０に必要な電
力を供給するように構成されている。この電力
は、この供用モジユール２２に搭載されたペイロ
ードである材料処理装置に使用されるとともに、
この宇宙船の誘導、航法、姿勢接舷、情報処理、
温度制御、遠隔制御等にも使用される。これらの
太陽電池４４，４６は、折畳まれた状態で、この
供用モジユール２２の上部に設けられた開放可能
な一対のドアの内側に収納されており、このドア
４８は第１Ａ図に一部が示されている。これらの
太陽電池４４，４６はこの供用モジユール２２か
ら互いに反対方向に展開され、複数のジンバル
（第２Ａ図に示す）によつてこのモジユールに接
続され、互いに直交する３軸まわりに回動できる
ように構成されている。これらの各回動方向は第
１Ａ図に矢印４５，４７，４９でそれぞれ示し、
これら各回動方向をそれぞれγ、α、β方向とす
る。γ方向の回動は矢印４５で示し、この宇宙船
の本体２１の縦方向の軸と平行な第１の軸まわり
の回動である。またα方向の回動は矢印４７で示
し、上記第１の軸と垂直な第２の軸まわりの回動
である。また上記β方向の回動は矢印４９で示
し、上記第２の軸と垂直で太陽電池の縦方向の軸
と平行な軸まわりの回動である。そして、上記の
共用モジユール２２内に収容されていた太陽電池
４４，４６はこれらの軸まわりに回転しながら展
開される。また、この宇宙船が軌道上を飛行する
場合に、上記のβ方向に回転することによつてこ
の太陽電池が太陽を追尾し、この太陽電池が常に
太陽に対向するように制御される。また、原理的
には、この太陽電池が太陽を追尾するためには上
記のα方向の回動も必要であるが、この太陽電池
が最大出力を必要とする場合以外はこのα方向の
回動は使用されない。また、この太陽電池の回動
によつて上記の慣性モーメントIxx，Iyy，Izzの
調整がおこなわれ、この宇宙船の重力傾斜による
安定がなされる。
上記各太陽電池をγ方向に回動させる第１のジ
ンバルは、第２および第３のジンバルより内側に
設けられており、この第１のジンバルは与圧船体
（第１Ａおよび第１Ｂ図には図示されていない）
に取付けられ、この与圧船体は供用モジユール２
２の外側壁内にこれと偏心して設けられている。
この第１のジンバルは、与圧船体と外側壁との間
の間隙内に設けられているため、この供用モジユ
ール２２の外側壁には一対の水平方向のスロツト
５０，５２が形成されており、これら太陽電池４
４，４６がγ方向に回動した場合にこの外側壁と
干渉しないように構成されている。また、α方向
の回動をなすための第２のジンバルは、上記第１
のジンバルの外側でかつ第３のジンバルの内側に
配置されている。この第２のジンバルは外側壁の
外側に配置されており、これがα方向に回動して
もこの外側壁とは干渉しないので、この外側壁に
は鉛直方向のスロツトは形成されていない。ま
た、β方向の回動をなす第３のジンバルは、この
太陽電池が展開された場合に上記の第２のジンバ
ルの外側でかつ当然外側壁の外側に配置される。
これらのジンバルは電気モータによつて駆動さ
れ、またこれらを制御するため各ジンバルの回動
角度が検出されるように構成されている。
また、この宇宙船２０には、２個の飛行モード
で軌道飛行するためのアクテイブおよびパツシブ
姿勢制御手段が設けられている。この実施例で
は、このアクテイブ姿勢制御手段は一対のダブ
ル・ジンバル形制御モーメント・ジヤイロスコー
プ（第２Ａおよび２Ｃ図において符号６９および
７１で示す）を備えており、３軸制御ができるよ
うに構成されている。この制御モーメント・ジヤ
イロスコープは、アリゾナ州フエニツクスの
「Sperry Flight systems ddivision of Sperry
Corporation」製の「Model M325 double
gimbal units」の製品が使用される。また、別の
形式のアクテイブ姿勢制御装置としては、モーメ
ンタム・ホイールと磁気トルカーを使用したもの
がある。また、パツシブ姿勢制御手段は、延長さ
れたブーム５８からなる重力傾斜安定装置を備え
ている。このブーム５８はコイル形のもので、上
記の補給モジユール２４に設けられている。そし
て、このブーム５８の先端には重り60が取付けら
れ、重力傾斜による安定性を高めるように構成さ
れている。この実施例では、この重力傾斜ブーム
５８は一杯に延長された場合の長さが約30.5m
（約100フイート）であり、また上記のおもり60は
90.7Kg（200ポンド）の鉛の円板である。これに
比較して、上記の供用モジユール２２と補給モジ
ユール２４の合計の長さは16.2m（46.5フイート）
であり、またこれらの直径は5.05m（14.5フイー
ト）である。また、この供用モジユール２２と補
給モジュール２４の重量の合計は16344Kg（36000
ポンド）である。
また、このアクテイブおよびパツシブ姿勢制御
手段に加えて、この宇宙船２０の供用モジユール
２２および補給モジユール２４の複数箇所には複
数の低温ガス推力装置（図示せず）が設けられて
いる。この低温ガス推力装置は、軌道を維持する
ため、およびこの宇宙船をスペース・シアトルま
たは他の宇宙船に接舷する場合にこの宇宙船を操
縦するために使用される。
上記の重力傾斜ブーム５８は上記の補給モジユ
ール２４内に収納されていた状態から伸長され、
この伸長および短縮量は連続的に制御されるよう
に構成されている。このブーム５８が伸長された
場合には、この宇宙船２２は地球指向飛行モード
となる。この姿勢制御は、このブーム５８が地球
の方向あるいはその反対の方向を指向した姿勢に
制御されるが、通常はこのブームが地球を指向し
た状態で制御される。この地球指向飛行モードで
は、姿勢が安定され、アクテイブ姿勢制御および
軌道維持の制御量が最少となる。また、このブー
ム５８が完全または一部短縮された場合には、こ
の宇宙船は準太陽指向飛行モード（すなわち同じ
側面が常に太陽を指向した飛行モード）となり、
この場合アクテイブ姿勢制御手段が使用される。
この飛行モードでは、この宇宙船の軌道上で太陽
電池が常に太陽の方向を向き、このため太陽電池
４４，４６から供用モジユール２２のペイロード
である材料処理装置に最大の電力が供給される。
この準太陽指向飛行モードでは、重力傾斜ブー
ム５８は部分的に伸長され、この宇宙船の互いに
直交する３軸のうち、軌道面内にある２軸まわり
の慣性モーメントが等しくなる。これによつて、
この宇宙船は軌道面内で中立の安定が得られ、ア
クテイブ姿勢制御によつて最少の制御量でこの宇
宙船を所定の姿勢に制御できる。このような特徴
は、この実施例の宇宙船のように異なる補給モジ
ユール２４を装着したり供用モジユール２２のペ
イロードとして異なる材料処理装置を搭載したり
する場合に適する。すなわち、この補給モジユー
ル２４の寸法や質量が異なる場合には、この宇宙
船の慣性モーメントも変化する。また、供用モジ
ユール２２内に搭載された材料処理装置が作動す
ると流体の移動等が生じる。そして、これによつ
てこの宇宙船の質量分布が変化し、この宇宙船の
慣性モーメントが変化する。このような影響は、
上記のブーム５８を伸縮させ、軌道面内の軸まわ
りの慣性モーメントを等しくするように調整する
ことによつて補正でき、これによつてこの宇宙船
の安定性を中立に維持することができる。この宇
宙船２０はその中心線において、上記の重力傾斜
ブーム５８が一杯に伸長された状態に対して所定
の割合いで伸長された状態において中立の安定性
が得られるような形態に設計されていることが好
ましい。このようにすることによつて、この宇宙
船の質量分布が変化した場合に、このブームをこ
の中間の伸長状態から伸縮（すなわちさらに伸長
させるかまたは短縮させるか）させることによつ
て、上記の影響を補償して中立の安定性を維持す
ることができる。
また、このブーム５８を伸縮することによつ
て、この宇宙船の固有振動数を調整し、振動応答
性を小さくしたり大きくしたりすることができ
る。また、この宇宙船２０は空力学的なアンバラ
ンスその他の原因によつてトルクを受ける。この
ようなアンバランスは、一般的に軌道の周期に対
応して変化する。このようなアンバランスによる
トルクによつてこの宇宙船の固有振動数が影響を
受ける。上記の重力傾斜ブーム５８の長さを変え
ることによつてこの固有振動数を所定の値に調整
し、この宇宙船の振動を最少にすることができ
る。また、このブーム５８の長さを調整すること
によつて逆にこの振動応答性を所定の状態となる
ように強めることができる。このようにすること
によつて、たとえばこの宇宙船の振動を軌道の周
期と対応させ、太陽電池の太陽の追尾を自動的に
行ない、アクテイブ姿勢制御の制御量を零または
最少にすることができる。
また第２Ａ，２Ｂ，２Ｃ図には上記の供用モジ
ユール２２を詳細に示す。この供用モジユールの
外側シエル６２は略円筒状をなし、前述したよう
に平面部３２，３４を有している。この外側シエ
ル６２は熱および流星に対する防御をなし、また
この外側シエルには一体に冷却材流路およびマニ
ホルドが設けられ、この供用モジユールおよびこ
れに搭載されたペイロードで発生する熱を発散さ
せるように構成されている。この外側シエルには
規則的に配列された複数の孔（図示せず）が形成
され、スペース・シヤトルの乗員が船外活動をす
る際の各種の補助具をこれらの孔に取付けること
ができるように構成されている。また、この外側
シエルの外面には複数の断熱材が被覆されてい
る。なお、この外側シエルの上および下端面３
０，６４は熱の放射には使用されず、これらの部
分は熱および流星の遮蔽のみをなす。また、この
外側シエル６２の内部には与圧船体６６が設けら
れ、この与圧船体は略円筒状をなしている。ま
た、第２Ｃ図に示すように、この与圧船体６６と
外側シエル６２の鉛直すなわち縦方向の軸は互い
にずれており、この与圧船体６６は外側シエル６
２に対して偏心している。そして、このような構
成によつて、この与圧船体６６と外側シエル６２
との間に外側ペイロード室６８が形成される。こ
の外側ペイロード室６８内には太陽電池４４，４
６、アクテイブ姿勢制御に使用される制御モーメ
ント・ジヤイロスコープ６９，７１、およびその
他の電池、動力装置、液体タンク、熱交換器等の
ペイロード関連機器（図示せず）が収容される。
また、この外側シエルには上部ドア４８が設けら
れ、この外側ペイロード室６８を開放するように
構成され、これを開放して上記の太陽電池４４を
展開する。また、この上部ドア４８の下方にはス
ロツト５０が形成され、さらにこの下方には下部
ドア５１が設けられ、このドアによつて外側ペイ
ロード室の下部が開放される。これら上部および
下部ドアはこの供用モジユール２２の反対側すな
わちもうひとつの太陽電池４６が収容されている
側にも設けられている。また、上記の内側の与圧
船体は、アルミニウム合金の板、板材を成形した
フレーム、補強部材等を溶接した気密構造のもの
である。また、この与圧船体の周囲には複数の空
気タンク７５が設けられ、これらのタンク内の空
気は推進およびこの宇宙船内部の与圧に使用され
る。また、この与圧船体６６の内部には内部構造
部材７２が設けられ、この与圧船体のフレームの
補強をなし、さらに上記の外側シエル６２との接
続をなしている。さらに、上記の内側構造部材７
２はこの供用モジユール２２をスペース・シヤト
ルの貨物室内に固定するためのトラニオン７４を
支持している。
そして、この供用モジユール２２に搭載される
ペイロードとしての材料処理装置等はこの与圧船
体６内に収容される。また、この与圧船体６６内
に搭載されるペイロードが前述したEOS装置で
ある場合には、このEOS処理の材料、生成物、
および加圧ガス等のタンクが前記の補給モジユー
ル２４内に搭載される。これら供用モジユールと
補給モジユールとの間の配管等は分離、接続自在
に構成され、この補給モジユールを交換すること
ができるように構成されている。また、この与圧
船体６６の内部には、上記のペイロードの他に、
床、壁、天井等が設けられ、これらにはハンド
ル、足掛け等、乗員の移動および支持のための器
具が取付けられている。また、この与圧船体６６
の内部には、搭載されるペイロードを固定する器
具が設けられ、さらに、このペイロードの装置の
保守、交換等の作業をなす乗員のためのキヤビネ
ツト、ロツカー等が設けられている。
また、この供用モジユール２２には複数の接舷
機構２８，３６，３８，７６が設けられている。
これらの接舷機構は、覗き窓を有するハツチ蓋７
７を備えており、この与圧船体６６の内部に連通
している。上部の接舷機構２８はスペースシヤト
ルの貨物室の接舷アダプタと結合するように構成
され、これを介してスペースシヤトルの乗員がこ
の与圧船体６６内に乗込み、ペイロードの装置の
保守等をなす。また、下部の接舷機構７６は、第
１Ａおよび第１Ｂ図に示すように補給モジユール
２４と結合するように構成されている。また、前
記の平面部３２，３４に設けられた接舷機構３
６，３８はこの供用モジユール２２を他の供用モ
ジユールと並列に結合するためのもので、このよ
うに複数の供用モジユールを結合することによつ
てモジユール形の宇宙船を構成することができ
る。この与圧船体６６は外側シエル６２に対して
偏心しているので、一方の接舷機構３８は短いト
ンネル状の通路７９を介して与圧船体６６の内部
に連通している。また、これら供用モジユール間
または供用モジユールと補給モジユールとの間を
連結する配管、電線等の手動の接続部はこれら接
舷機構の通路内に配置されている。
また、この供用モジユール２２には一対の掴み
金具２６（第２Ａおよび２Ｃ図にその一方を示
す）が設けられており、スペースシヤトルの
RMSによつてこれらを掴んでこの供用モジユー
ル２２をスペースシヤトルの貨物室から取出し、
またこの貨物室内に回収して接舷する。わらの掴
み金具は外側シエル６２に形成された開口２７内
に設けられ、取付け台２９に取付けられ、この取
付け台は与圧船体６６に対する断熱をなす。
第２Ａないし２Ｃ図においては、太陽電池４４
が収納され、他の太陽電池４６が展開された状態
を示す。このような状態は単に図示のためだけの
もので、実際にはこれら両方の太陽電池は同じ状
態（両方とも収納されるか両方とも展開される）
である。この宇宙船２０をスペースシヤトルの貨
物室内に搭載する場合には、これら太陽電池は与
圧船体と外側シエルとの間の外側ペイロード室６
８内に収容されている。太陽電池４４は、第１す
なわち内側のジンバル８０、第２すなわち中央の
ジンバル８２および第３すなわち外側のジンバル
８４から構成される一連の連結されたジンバル機
構を介して与圧船体６６の一側面に取付けられて
いる。また、他方の太陽電池４６も第１すなわ内
側のジンバル８６、第２すなわち中央のジンバル
８８および第３すなわち外側のジンバル９０から
構成される一連の連結されたジンバル機構を介し
て与圧船体６６の反対の側面に取付けられてい
る。そして、展開時には、これらジンバルが回動
し、太陽電池は回動しながら外側ペイロード室６
８から展開される。この展開の際には、収納容器
９２，９４内に収容されていたコイル状のマスト
９６，９８（第１Ｂ図にその全体を示す）がこの
容器内から伸長され、アコーデイオン状に折畳ま
れていた太陽電池４４，４６が広げられる。そし
て、この展開された太陽電池４４，４６は上記の
マスト９６，９８によつて支持され、外側のジン
バル８４，９０の回動によつてその縦軸まわりに
回動し、太陽を追尾する。また、複数の供用モジ
ユール２２を接続してモジユール形の宇宙船を構
成した場合には、上記の内側のジンバル８０，８
６が回動することによつてこれら太陽電池４４，
４６がこの宇宙船の本体２１の縦方向の軸と平行
な軸まわりに回動し、隣接する太陽電池との間の
間隔を調整する。この太陽電池４４，４６の細部
の構成および展開作動は、本願と同日に出願した
特許出願；発明者Caldwell C.Johnson，Maxim
A.Faget，およびDavid J.Bergeron 、名称
「関節形太陽電池を備えた宇宙船とその太陽電池
の展開方法」に開示されている。
また、第３Ａおよび３Ｂ図には前記の補給モジ
ユール２４の詳細を示す。この補給モジユール２
４は、この宇宙船２０の作動に必要な消費物質お
よび関連の機器、および供用モジユール２２のペ
イロードの装置に必要な消費物質および関連の機
器を収容するものである。補給モジユール２４は
アルミニウム合金製の引抜き材を溶接して構成し
たフレーム１００を備えている。そして、このフ
レーム１００には、接舷機構１０４と重力傾斜ブ
ーム５８用の開口（図示せず）の部分を除いた前
面に熱及び流星の遮蔽シールド１０２が取付けら
れている。また、必要な場合には、この遮蔽シー
ルド１０２にも上記供用モジユール２２のペイロ
ードである装置を冷却するための放熱装置が設け
られる。また、この遮蔽シールド１０２の表面か
らはトラニオン１０６が突設され、このトラニオ
ンは上記のフレーム１００に取付けられており、
この補給モジユール２４をスペースシヤトルの貨
物室内に搭載する場合にはこのトラニオンによつ
てこの補給モジユール２４が固定される。
また、この補給モジユール２４には複数の空気
タンク１０８が設けられ、この空気は推進および
この宇宙船内の与圧に使用される。また、この補
給モジユール２４には、上記供用モジユール２２
のペイロードである材料処理装置に必要な液体の
タンクが設けられている。また、ペイロードが
EOS装置である場合には、この装置の生成物の
タンク１１０はこの補給モジユールの一側部に〓
めて配置され、この補給モジユールがスペースシ
ヤトルの貨物室内に搭載されている状態でもこれ
らタンクに容易に接近できるように構成されてい
る。また、この補給モジユールにはEOS材料の
大形のタンク１１２が設けられている。これらの
タンク１１０，１１２は断熱構造に形成され、好
ましくはアクテイブ冷却手段（図示せず）によつ
てこのタンク内のEOS生成物を適当な温度に維
持するように構成されている。また、上記のタン
ク１１０，１１２の他にも、この補給モジユール
２４にはEOS処理に必要な窒素のタンク等が設
けられている。
また、この補給モジユール２４には小形の与圧
室１１４が設けられ、接舷機構１０４に連通して
いる。そして、この補給モジユールが供用モジユ
ールに連結された場合には、上記の与圧室が供用
モジユール内に連通されるように構成されてい
る。上記の接舷機構１０４は供用モジユール２２
の下部の接舷機構７６と結合され、またこれらモ
ジユール間の配管および電線は手動で接続され
る。上記の与圧室１１４は、スペースシヤトルの
乗員が上記の配管および電線を手動で接続する場
合に使用するものである。
また、この補給モジユール２４には、上記の供
用モジユール２２の掴み金具２６と同様に、掴み
金具２７が設けられており、この掴み金具は遮蔽
シールド１０２の表面より引込んだ位置に取付け
られ、この掴み金具をスペースシヤトルのRMS
で掴むように構成されている。
また、上記重力傾斜ブーム５８の伸縮および関
節機構を第４Ａおよび４Ｂ図に示す。この重力傾
斜ブーム５８は、展開およびコイル状に折畳むこ
とができる格子状の柱形構造体であつて、展開す
る前には円筒状の収納容器１１６内に折畳み状態
で収容されている。このような構造体は、J.A.
Webbの米国特許3486279、およびJ.M.
Hedgepethの米国特許4334391に開示されている。
また、これらの構造体は、カリフオルニア州
CarpinteriaのAstro Reserch Corpolation社、
およびカリフオルニア州GoletaのACE−ABLE
EngeneeringCompamy社から販売されている。
これらの構造体は、おの縦通材がコイル状に折畳
まれて収納容器内に収容されており、この縦通材
の弾性エネルギによつて自動的に展開する。この
ようなブーム５８は、図示はしていないが従来公
知の機構によつて、その展開すなわち伸長が制御
され、また伸長されたブームも収容容器１１６に
折畳みすなわち短縮させることができる。この機
構は連続的に制御可能であり、このブーム５８を
任意の長さに伸長または短縮することができる。
本発明の目的を達成するために、このブーム５
８は任意の長さに伸長または短縮できるだけでな
く、この宇宙船の鉛直軸とのなす角度が調整でき
るように構成されている。このような目的のた
め、上記の収納容器１１６にはラツク１１８が取
付けられ、このラツクにはモータによつて駆動さ
れるピニオン１２０が噛合しており、この収納容
器はスリーブ１２２内を鉛直方向に移動できるよ
うに構成されている。また、このスリーブ１２２
はピン１２５によつてジンバル１２４に枢着さ
れ、モータ形アクチユエータ１２６によつてこの
ピンを中心として回動されるように構成されてい
る。このジンバル１２４はフレーム１２８に回転
自在に取付けられ、その周囲には歯１３０が形成
され、モータ形のアクチユエータ１３２およびピ
ニオンによつてこのジンバルが回転されるように
構成されている。上記のフレーム１２８は第３Ｂ
図に示すように補給モジユール２４の底部に取付
けられており、上記の収納容器１１６はこの補給
モジユール２４内部に引込まれる。作動状態で
は、上記の重力傾斜ブーム５８はこの収納容器１
１６から伸長され、この収納容器が補給モジユー
ル２４から突出しあるいは引込まれる。そして、
このブーム５８の角度を調整する場合には、上記
の収納容器が上記のラツク・ピニオン機構１１
８，１２０によつて一杯に下方に突出する。そし
て、ジンバル１２４およびアクチユエータ１２６
によつて上記のスリーブ１２２と収納容器１１６
が傾けられ、上記のブーム５８が鉛直軸に対して
所定の角度で傾斜される。同時にアクチユエータ
１３２とピニオン１３４によつてスリーブ１２２
と収納容器１１６がフレーム１２８内で鉛直軸ま
わりに回転し、上記のブームが円形の軌跡を描い
て回転する。よつて、このスリーブ１２２の回動
とジンバル１２４の回転の組合わせによつて、こ
のブーム５８はジンバル１２４内でのスリーブ１
２２の回転角度範囲内で任意の方向に任意の角度
だけ傾くことができる。例えば、このスリーブ１
２２が30°の範囲で傾くことができれば、このス
リーブ１２２を頂点とする頂角60°の円錐内でこ
のブーム５８は任意の方向の任意の角度だけ傾く
ことができる。
第５図には、第１図ないし第４図に示す宇宙船
２０の航法および制御装置のブロツク図を示す。
この装置は所定の飛行モードにおいて、この宇宙
船の姿勢を制御し、また軌道の修正および太陽電
池の制御をなすものである。この装置には、水平
検出器１３６、レーザ・ジヤイロスコープ・パツ
ケージ１３８、太陽検出器１４０、GPSレシー
バ１４２等から外部の情報が入力される。上記の
水平検出器１３６は長期間の姿勢情報を検出し、
上記レーザ・ジヤイロスコープの定期的なリセツ
トをなす。このレーザ・ジヤイロスコープ１３８
はこの宇宙船の姿勢および姿勢の変化率を検出す
る。また、上記の太陽検出器１４０は太陽の方向
を検出し、太陽電池または宇宙船を制御する。ま
た、上記のGPS（広域位置検出システム）レシー
バ１４２は、この宇宙船２０の位置および速度を
測定する。
そして、これらのブロツク１３６，１３８，１
４０，１４２からの信号はブロツク１４４に送ら
れ、これらの信号が処理される。このブロツク１
４４にはオン・ボード形のマイクロプロセツサが
備えられ、宇宙船の実際の姿勢および位置ベクト
ル（すなわち位置および速度）を所定の変数と比
較する。この実測値と目標値との差が許容誤差を
超えた場合には、このマイクロプロセツサは必要
な補正量を演算し、姿勢あるいは軌道の修正指令
信号を出力する。このマイクロプロセツサによつ
て実行される姿勢制御ロジツクは、主オン・ボー
ド形マイクロプロセツサに姿勢の情報を送り、ま
た上記の水平検出器からの信号に基づくレーザ・
ジヤイロスコープ・パツケージの定期的補正信号
を送るように構成されている。また、このマイク
ロプロセツサによつて実行される軌道修正ロジツ
クは、上記GPSのデータにもとづいて軌道のず
れを算定し、この情報を上記の主オン・ボード形
マイクロプロセツサに送るように構成されてい
る。また、太陽電池の制御指令信号は、このブロ
ツク１４４から出力される。
また、この装置からの出力は、第５図のブロツ
ク１４６に送られる。上記の主オン・ボード形マ
イクロプロセツサからの姿勢制御指令信号は、制
御モーメント・ジヤイロスコープ（CMG）に送
られ、この宇宙船２０の姿勢をピツチ、ロール、
およびヨーの各軸についてそれぞれ制御する。ま
た、この姿勢制御指令信号に基づいて、所定の飛
行モード（すなわち地球指向モードまたは準太陽
指向モード）に対応して上記の重力傾斜ブーム５
８が伸縮および回動される。また、軌道修正指令
信号によつて軌道修正用推力装置が作動し、軌道
のずれを修正する。
また、ブロツク１４８は上記ブロツク１４６の
出力信号に対応してこの宇宙船を制御する。この
宇宙船は、互いに直交する３軸まわりの慣性モー
メントIxx，Iyy，Izzを制御することによつて制
御される。これら３個の慣性モーメントの関係
は、飛行モードに対応して制御され、上記の重力
傾斜ブーム５８を伸縮あるいは傾斜させ、また上
記の太陽電池を内側のジンバルまわりに回動させ
ることによつてこれら慣性モーメントの関係を変
化させる。また、このブロツク１４８は、誘導装
置、航法装置、および第５図の制御装置の指令に
基づいてこの宇宙船の特性を制御する。これらの
指令は、宇宙船の姿勢、軌道および太陽電池４
４，４６の方向等である。
この宇宙船２０は、第６Ａおよび６Ｂ図に示す
ような地球指向飛行モード、および第７Ａおよび
７Ｂ図に示す準太陽指向飛行モードで飛行する。
地球指向飛行モードにおいては、この宇宙船２０
は２個の飛行姿勢を選択できる。第６Ａ図に示す
そのうちのひとつの飛行姿勢では、重力傾斜ブー
ム５８は宇宙船２０の第１の直交軸すなわち鉛直
な軸と平行に配置される。そして、太陽電池４
４，４６はこの宇宙船の本体２１から展開され、
この宇宙船の第２の直交軸すなわち軌道の接線方
向の軸と平行に位置される。また、この場合、第
３の直交軸は軌道面と垂直である。また、この地
球指向飛行モードにおける他の姿勢では、重力傾
斜ブーム５８は略鉛直の方向の第１の直交軸と平
行に配置される。また、この場合には太陽電池４
４，４６は第２の直交軸と略平行に展開される。
これら太陽電池は第３の直交軸に向けて回動さ
れ、図示するように２個の太陽電池が設けられて
いる場合にはこれら太陽電池は第１の直交軸と平
行な軸まわりに互いに反対の方向に回動する。こ
の飛行姿勢は、第６Ｂ図に示すように複数モジユ
ールを並列に結合した場合に適するものである。
このような２個の飛行姿勢の場合、この宇宙船
の互いに直交するｘ，ｙ，ｚの３軸まわりの慣性
モーメントをそれぞれIxx，Iyy，Izzとする。第
６Ａ図には、この宇宙船２０のｘ，ｙ，ｚ軸を示
す。そして、太陽電池４４，４６は上記ｙ軸に沿
つて展開されており、また重力傾斜ブーム５８は
ｘ軸に沿つて伸縮する。この場合、ｚ軸まわりの
慣性モーメント（Izz）はｙ軸まわりの慣性モー
メント（Iyy）より大きくなり、さらにこのｙ軸
まわりの慣性モーメントはｘ軸まわりの慣性モー
メント（Ixx）より大きくなる。このような状態
では、このｘ軸まわりの慣性モーメントが最少で
あるので、このｘ軸が鉛直となり、地球の方向を
指向する。また、ｙ軸まわりの慣性モーメントは
その次に大きいので、軌道の接線方向を向く。ま
た、ｚ軸まわりの慣性モーメントは最大であるの
で、軌道面と垂直となる。この第１の姿勢では、
重力傾斜による安定性が得られ、また太陽電池４
４，４６はその前縁と後縁が飛行方向と平行に配
置されるので、空力的抵抗が最少となる。また、
これらの太陽電池が太陽の光に対して垂直でなく
なつた場合には、これらの太陽電池はｙおよびｚ
軸まわりに回動し、太陽光の受光面積を最大に維
持する。なお、この受光面積を最大に維持する必
要のない場合には、これら太陽電池はｙ軸まわり
に回動させるだけでよい。
また、図示するように２個の太陽電池がｙ軸に
沿つて互いに反対方向に展開されている場合に
は、これら太陽電池をｚ軸の方向に向かつて互い
に反対方向に回動させてもよい。この場合には、
慣性モーメントIyyがIzzより大きくなり、この
IzzはもちろんIxxより大きい。したがつて、この
状態では、ｘ軸が鉛直方向となり、かつｙ軸が軌
道面と垂直となる。この状態が地球指向飛行モー
ドにおける第２の飛行姿勢であり、この姿勢では
重力傾斜による安定性が得られ、また２個の太陽
電池の前縁と後縁が飛行方向に対して一直線上に
並ぶので、空力抵抗がさらに減少する。
この第２の姿勢は、第６Ｂ図に示すように、接
舷機構によつて２台の宇宙船２０，２２０を並列
に結合した場合に適する。この宇宙船２０の互い
に直交する３軸ｘ，ｙ，ｚは別の宇宙船２２０の
互いに直交する３軸とそれぞれ並行であり、この
結合された宇宙船全体の互いに直交する３軸x′，
y′，z′は各宇宙船２０，２２０の直交する３軸と
それぞれ平行である。そして、各宇宙船２０，２
２０の太陽電池４４，４６，２４４，２４６はそ
れぞれｚ軸方向に互いに反対方向に回動し、また
重力傾斜ブーム５８、２５８はｘ軸に沿つて伸縮
される。この状態では、y′軸まわりの慣性モーメ
ント（Iy′y′）がz′軸まわりの慣性モーメント
（Iz′z′）より大きくなり、またこのz′軸まわりの
慣性モーメントはx′軸まわりの慣性モーメント
（Ix′x′）より大きくなる。よつて、このx′軸が鉛
直となり、またz′軸が軌道の接線方向に沿い、さ
らにy′軸が軌道面に垂直となる。このような第２
の姿勢では、この結合された宇宙船は重力傾斜に
よる安定性が得られ、また宇宙船２０の太陽電池
４４，４６、および宇宙船２２０の太陽電池２４
４，２４６の前縁と後縁とが飛行方向に対して一
直線に並び、空力抵抗が小さくなる。
また、前記の準太陽指向飛行モードにおいて
も、２個の飛行姿勢を選択できる。この姿勢で
は、第７Ａ図に示すように、重力傾斜ブーム５８
は軌道面内にある宇宙船２０の第１の直交軸に沿
つて延長されている。また、太陽電池４４，４６
は、軌道面内にあり、かつ太陽の光の方向と垂直
な第２の直交軸に沿つて展開されている。また、
第３の直交軸は軌道面に対して垂直である。ま
た、この準太陽指向飛行モードにおける他の飛行
姿勢では、重力傾斜ブーム５８は軌道面内にある
第１の直交軸と平行である。また、太陽電池は第
２の直交軸と平行に展開され、第３の直交軸に向
かつて回動される。この第３の直交軸は軌道面に
対して垂直である。図示するように、２個の太陽
電池が設けられている場合には、これら太陽電池
は互いに反対方向に回動される。この他の飛行姿
勢は、第７Ｂ図に示すように２台の宇宙船２０，
２２０を並列に結合した場合に適する。
この準太陽指向飛行モードにおける２個の飛行
姿勢では、この宇宙船のｘ，ｙ，ｚ軸まわりの慣
性モーメントによつて制御される。第７Ａ図に示
すように、この宇宙船２０はその重力傾斜ブーム
５８が所定の長さに伸縮調整され、ｘ軸まわりの
慣性モーメント（Ixx）とｙ軸まわりの慣性モー
メント（Iyy）とが互いに等しくなり、かつこれ
らがｚ軸まわりの慣性モーメントより小さくなる
ように制御され、このｚ軸は軌道面と垂直であ
り、またｘ軸およびｙ軸はいずれも軌道面内にあ
り、これらの軸はいずれも鉛直方向に位置しない
ので、中立の安定性が得られる。このような中立
の安定状態では、アクテイブ姿勢制御装置によつ
て最少のモーメントで姿勢を制御でき、ｙ軸方向
に沿つて展開された太陽電池４４，４６を太陽の
光の方向と垂直になるように制御できる。そし
て、この場合には、太陽電池はｙ軸まわりに回動
させるだけで軌道面に対して移動する太陽を追尾
することができ、最大の電力が得られる。
上述のように２個の太陽電池が設けられている
場合には、この準太陽指向飛行モードにおける第
２の飛行姿勢が選択され、中立の安定性が与えら
れ、姿勢が制御される。そして、ｙ軸方向に沿つ
て配置されているこれら太陽電池の取付け部を中
心としてこれら太陽電池をｚ軸方向に互いに反対
方向に回動させ、これと同時に上記の重力傾斜ブ
ーム５８を伸縮させ、ｘ軸まわりの慣性モーメン
ト（Ixx）ｚ軸まわりの慣性モーメント（Izz）を
互いに等しく、かつこれらがｙ軸まわりの慣性モ
ーメント（Iyy）より小さくなるように制御し、
これによつてｙ軸が軌道面と垂直となり、またｘ
軸およびｚ軸が軌道面内に配置され、中立の安定
性が得られるように制御する。よつて、この中立
の安定状態では、アクテイブ姿勢制御装置によつ
て容易に姿勢制御がなされ、ｚ軸に沿つて展開さ
れた太陽電池が常に太陽の光と垂直に維持され
る。
また、第７Ｂ図に示すように、２台の宇宙船２
０，２２０が結合され、各宇宙船にはそれぞれ２
個の太陽電池４４，４６，２４４，２４６が設け
られている場合には、これら太陽電池はｚ軸に向
けて互いに反対方向に回動され、また重力傾斜ブ
ーム５８，２５８が伸縮してこの結合された宇宙
船全体のx′軸まわりの慣性モーメント（Ix′x′）
とz′軸まわりの慣性モーメント（Iz′z′）とが互い
に等しくなり、かつこれらがy′軸まわりの慣性モ
ーメント（Iy′y′）より小さくなるように制御し、
このy′軸が軌道面に垂直となり、またx′軸および
z′軸が軌道面内に配置され、中立の安定性が得ら
れるように制御する。この中立の安定状態では、
アクテイブ姿勢制御装置によつて容易に姿勢制御
がなされ、z′軸に沿つて配列されたこれら太陽電
池が太陽の光に対して常に垂直となるように制御
する。
この宇宙船２０は有人の工業用および研究用宇
宙プラツトホームとして構成され、この宇宙船２
０には電気泳動装置等の材料処理装置が搭載され
る。
このような装置は、たとえば処理すべき原材料
のタンク、処理工程のためのタンク、処理した生
成材料および廃棄物のタンク等を備えている。こ
の宇宙船内での処理工程の種類に対応して、これ
らのタンクの寸法、数、配置、内部の材料等が相
違し、この宇宙船の質量分布が変化する。よつ
て、この変化によつてこの宇宙船２０の慣性モー
メントが変化する。また、処理工程中に材料がタ
ンク間で移送されるので、これによつてもこの宇
宙船２０の質量分布が変化する。そして、このよ
うな質量分布の変化によつて、この宇宙船２０の
互いに直交する３軸まわりの慣性モーメントがそ
れぞれ変化する。上記の重力傾斜ブーム５８をこ
の宇宙船の本体２１に対して伸縮させたり、ある
いは傾けたりすることによつて、上記の慣性モー
メントの変化を補正し、この宇宙船を安定して軌
道飛行させることができる。このような作用は、
準太陽指向飛行モードの場合に、中立の安定性を
維持するのに効果的である。また、この重力傾斜
ブーム５８をこの宇宙船の本体２１に対して伸縮
あるいは傾斜させ、この宇宙船２０の固有振動数
を調整することもできる。
また、地球指向飛行モードの場合に、この重力
傾斜ブーム５８を周期的に伸縮させ、この宇宙船
２０を安定化し、アクテイブ姿勢制御による制御
量を最少とし、またアクテイブ姿勢制御による準
太陽指向飛行モードの場合には、別の周期で伸縮
させ、太陽電池４４，４６の出力を最大にするこ
とができる。また、この準太陽指向飛行モードの
場合に、この重力傾斜ブーム５８をアクテイブ姿
勢制御装置と連動させ、この宇宙船をより安定さ
せることもできる。この軌道飛行する宇宙船のこ
の姿勢制御方法は、この宇宙船２０互いに直交す
る３軸のうち、軌道面内にある２軸まわりの慣性
モーメントを等しくないようにしたり、またこれ
ら２軸まわりの慣性モーメントを互いに等しくし
たりすることを特徴とする。このような制御方法
は、重力傾斜ブームを伸縮させることによつて、
一方の飛行モードにおいて、第１の状態では各軸
まわりの慣性モーメントを、Izz＞Iyy＞Ixxとし、
また第２の状態では、Iyy＞Izz＞Ixxとし、また
別の飛行モードにおいて、第１の状態では、Izz
＞IyyIxxとし、また第２の状態ではIyy＞Izz
Ixxとするものである。さらに、この制御方法
は、この重力傾斜ブーム５８の宇宙船本体２１に
対する角度を調整し、この宇宙船を所定の飛行モ
ードにおいて所定の姿勢に制御するものである。
また、この軌道飛行中のこの宇宙船の質量分布が
変化した場合には、本発明の方法によつて重量傾
斜ブーム５８を伸縮あるいは傾斜させ、この質量
分布の変化による慣性モーメントIxx，Iyy，Izz
の変化を補償し、この宇宙船２０を所定の飛行モ
ードに維持するものである。
なお、本発明は上記の実施例には限定されな
い。本発明の技術分野における通常の技術を有す
る者であれば、本発明の要旨を逸脱しない範囲で
各種の変化が可能である。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の宇宙船全体の上方から見た斜
視図、第２図は本発明の宇宙船を下方から見た斜
視図、第２Ａ図は供用モジユールの側面図、第２
Ｂ図は供用モジユールを別の角度から見た一部を
断面で示す側面図、第２Ｃ図は供用モジユールの
一部を断面で示す平面図、第３Ａ図は補給モジユ
ールを破断して示す側面図、第３Ｂ図は補給モジ
ユールの底面図、第４Ａ図は重力傾斜ブームの取
付け部を破断して示す側面図、第４Ｂ図は補給モ
ジユールの底面図、第５図は制御装置のブロツク
図、第６Ａ図は１個の宇宙船の地球指向飛行モー
ドを説明する図、第６Ｂ図は２個の宇宙船を結合
した場合の地球指向飛行モードを説明する図、第
７Ａ図は１個の宇宙船の準太陽指向飛行モードを
説明する図、第７Ｂ図は２個の宇宙船を結合した
場合の準太陽指向飛行モードを説明する図であ
る。 ２０……宇宙船、２２……供用モジユール、２
４……補給モジユール、４４，４６……太陽電
池、５８……重力傾斜ブーム。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 地球指向モードおよび準太陽指向モードの２
    個の飛行モードを選択できる宇宙船であつて： 宇宙船本体と； この宇宙船本体から突設された少なくとも１個
    の太陽電池と； 上記宇宙船本体に伸縮自在に設けられ重力傾斜
    による安定手段を利用したパツシブ姿勢制御手段
    と； 宇宙船の姿勢を検出する手段およびこの宇宙船
    の姿勢検出手段からの出力信号に対応して作動し
    姿勢制御トルクを発生する手段を備えたアクテイ
    ブ姿勢制御手段と； 地球指向モードにおいて伸長された上記の重力
    傾斜による安定手段がこの宇宙船を安定させ、ま
    た準太陽指向モードにおいて上記アクテイブ姿勢
    制御手段がこの宇宙船を安定させることを特徴と
    する２個の飛行モードを選択できる宇宙船。 ２ ２個の飛行モードを選択して軌道飛行するこ
    とができる宇宙船であつて、上記の第１のモード
    では宇宙船の直交軸のうち軌道面内に位置する２
    軸まわりの慣性モーメントが等しくなく、また第
    ２のモードではこの宇宙船の直交する３軸のうち
    軌道面内に位置する２軸まわりの慣性モーメント
    が互いに等しいものにおいて： 互いに直交するｘ，ｙ，ｚ軸を有する宇宙船本
    体と； 少なくとも１個の太陽電池を備え、この太陽電
    池は上記ｙ軸上にある宇宙船本体との取付け部を
    中心として回動し； 上記宇宙船本体から上記ｘ軸と平行な方向に伸
    縮自在な重力傾斜による安定手段と； 上記ｘ，ｙ，ｚ軸まわりの慣性モーメントをそ
    れぞれIxx，Iyy，Izzとし； 上記重力傾斜による安定手段が伸縮され、また
    上記太陽電池が回動されることによつて、上記第
    １の飛行モードにおける第１の姿勢では、上記の
    慣性モーメントの関係がIzz＞Iyy＞Ixxとなり、
    また第２の姿勢ではIyy＞Izz＞Ixxとなり、また
    第２の軌道飛行モードにおける第１の姿勢では上
    記慣性モーメントの関係がIzz＞IyyIxxとなり、
    また第２の姿勢ではIyy＞IzzIxxとなるように
    制御されることを特徴とする２個の飛行モードを
    選択できる宇宙船。 ３ ２個の飛行モードを選択できる宇宙船の姿勢
    制御方法であつて： １ 地球を指向した第１のモードでは、宇宙船の
    第１の直交軸が鉛直であり、また第２の直交軸
    が軌道の接線方向であり、また第３の直交軸が
    軌道面と垂直であり、 ２ 準太陽指向モードである第２のモードでは、
    宇宙船の２個の直交軸が軌道面内に配置され、
    これらの２軸のうち１軸が太陽の光と垂直であ
    り、第３の直交軸は軌道面と垂直であり、 この宇宙船は、その本体から外側に突出した
    少なくとも１個の太陽電池を備え、この本体か
    ら伸縮する重力傾斜による安定手段からなるパ
    ツシブ姿勢制御手段と、アクテイブ姿勢制御手
    段とを備えたものにおいて： 地球指向モードでは、重力による安定手段を
    伸縮させて宇宙船を安定させ； 準太陽指向モードでは、アクテイブ姿勢制御
    手段によつて宇宙船を安定させることを特徴と
    する宇宙船の姿勢制御方法。 ４ ２個の飛行モードを選択できる宇宙船の姿勢
    制御方法であつて、上記の第１のモードではこの
    宇宙船の直交軸のうち軌道面内に位置する２軸ま
    わりの慣性モーメントが等しくなく、また第２の
    モードではこの宇宙船の直交する３軸のうち軌道
    面内に位置する２軸まわりの慣性モーメントが互
    いに等しいものにおいて、この宇宙船は、互いに
    直交するｘ，ｙ，ｚ軸を有する宇宙船本体と、少
    なくとも１個の太陽電池を備え、この太陽電池は
    上記ｙ軸上にある宇宙船本体との取付け部を中心
    として回動し、上記宇宙船本体から上記ｘ軸と平
    行な方向に伸縮自在な重力傾斜による安定手段と
    を備え、上記ｘ，ｙ，ｚ軸まわりの慣性モーメン
    トをそれぞれIxx，Iyy，Izzとしたものにおい
    て： 第１の飛行モードにおいては、上記重力傾斜に
    よる安定手段を伸縮させ、また太陽電池を回動さ
    せることによつて、第１の姿勢では上記の慣性モ
    ーメントの関係がIzz＞Iyy＞Ixxとなり、また第
    ２の姿勢ではIyy＞Izz＞Ixxとなり； また第２の飛行モードにおいては、上記重力傾
    斜による安定手段を伸縮させ、また上記太陽電池
    を回動させることによつて、第１の姿勢では上記
    慣性モーメントの関係がIzz＞IyyIxxとなり、
    また第２の姿勢ではIyy＞IzzIxxとなるように
    制御することを特徴とする宇宙船の姿勢制御方
    法。
JP61063856A 1985-03-20 1986-03-20 ２個の飛行モ−ドを選択できる宇宙船とその姿勢制御方法 Granted JPS61268600A (ja)

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JPS61268600A JPS61268600A (ja) 1986-11-28
JPH0583440B2 true JPH0583440B2 (ja) 1993-11-26

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DE (1) DE3671875D1 (ja)

Families Citing this family (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0725358B2 (ja) * 1987-09-08 1995-03-22 三菱電機株式会社 宇宙飛しょう体の姿勢制御装置
JPH0725359B2 (ja) * 1987-10-08 1995-03-22 三菱電機株式会社 宇宙飛しよう体の姿勢制御装置
US4960250A (en) * 1988-09-12 1990-10-02 Space Industries Partnership, L.P. Energy desaturation of electromechanical actuators used in satellite attitude control
FR2637565B1 (fr) * 1988-10-06 1991-01-11 Aerospatiale Systeme de controle actif selon trois axes de l'attitude d'un satellite geostationnaire
US5183225A (en) * 1989-01-09 1993-02-02 Forward Robert L Statite: spacecraft that utilizes sight pressure and method of use
US5092543A (en) * 1989-09-27 1992-03-03 General Electric Company Spacecraft attitude control with avoidance constraint
US5152482A (en) * 1990-06-29 1992-10-06 Standard Space Platforms Corp. Modular mother satellite bus for subsidiary payloads
US5271582A (en) * 1990-06-29 1993-12-21 Standard Space Platforms Corp. Modular mother satellite bus for subsidiary payloads
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.
US5762298A (en) * 1991-03-27 1998-06-09 Chen; Franklin Y. K. Use of artificial satellites in earth orbits adaptively to modify the effect that solar radiation would otherwise have on earth's weather
DE4114804A1 (de) * 1991-05-07 1992-11-12 Messerschmitt Boelkow Blohm Vorrichtung zur lageregelung von satelliten mit solardruckmomenten
US5228644A (en) * 1991-05-28 1993-07-20 The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration Solar powered system for a space vehicle
JPH0577797A (ja) * 1991-09-19 1993-03-30 Nec Corp 人工衛星装置
US5377936A (en) * 1992-03-19 1995-01-03 Mitchell; Maurice Net kinetic energy differential guidance and propulsion system for satellites and space vehicles
US5310144A (en) * 1992-07-06 1994-05-10 Hughes Aircraft Company Method and apparatus for satellite torque balancing
WO1994006680A1 (en) * 1992-09-23 1994-03-31 Space Industries, Inc. Spacecraft berthing mechanism
FR2710314B1 (fr) * 1993-09-23 1995-12-15 Aerospatiale Satellite stabilisé 3-axes à pointage géocentrique en orbite basse à générateur solaire orientable 1-axe.
US5546309A (en) * 1993-10-20 1996-08-13 The Charles Stark Draper Laboratory, Inc. Apparatus and method for autonomous satellite attitude sensing
EP0666612B1 (en) * 1994-02-04 2001-10-24 Orbital Sciences Corporation Self-deploying helical structure
US5669586A (en) * 1994-12-06 1997-09-23 Space Systems/Loral, Inc. Satellite gravity gradient compensation using on-orbit solar array reorientation
FR2748721A1 (fr) * 1996-05-17 1997-11-21 Matra Marconi Space France Appareil de reglage de la rotation d'un vaisseau spatial autour d'un axe
US5895014A (en) * 1996-07-31 1999-04-20 Hughes Electronics Corporation Satellite solar array and method of biasing to reduce seasonal output power fluctuations
US6068218A (en) * 1997-05-14 2000-05-30 Hughes Electronics Corporation Agile, spinning spacecraft with sun-steerable solar cell array and method
US6227497B1 (en) * 1998-08-19 2001-05-08 Mobile Communications Holdings, Inc. Adaptively positioned solar array
US6474602B1 (en) * 2000-04-27 2002-11-05 Hughes Electronics Corporation Spacecraft pointing performance via optimized solar array orientation
US6585193B1 (en) 2000-10-30 2003-07-01 Lockheed Martin Corporation Spacecraft with integrated pulsed-plasma thrusters
RU2247684C2 (ru) * 2003-03-25 2005-03-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" Способ трехосной ориентации космического аппарата в орбитальной системе координат
US7823836B2 (en) * 2006-12-04 2010-11-02 The Boeing Company Optimal sun safe attitude for satellite ground tracking
RU2412873C1 (ru) * 2009-11-02 2011-02-27 Федеральное Государственное унитарное предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") Способ ориентации целевой аппаратуры космических аппаратов и устройство, его реализующее
US20130008488A1 (en) * 2011-07-07 2013-01-10 Holmes John W Use of rotating photovoltaic cells and assemblies for concentrated and non-concentrated solar systems
RU2565426C2 (ru) * 2014-03-12 2015-10-20 Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") Способ ориентации космических аппаратов и устройство его реализующее
US10005568B2 (en) 2015-11-13 2018-06-26 The Boeing Company Energy efficient satellite maneuvering
JP6537462B2 (ja) * 2016-02-12 2019-07-03 三菱電機株式会社 衛星自律制御装置、人工衛星、衛星管理システム、衛星自律制御方法及び衛星自律制御プログラム
EP3468868B1 (en) * 2016-06-14 2021-05-19 Blomquist, Richard Spacecraft and control method
US11273932B2 (en) 2017-09-10 2022-03-15 Space Arena, Inc. Enclosures for facilitating activities in space, and associated systems and methods
DK3681804T3 (da) 2017-09-10 2023-08-07 Orbit Fab Inc Systemer og fremgangsmåder til levering, opbevaring og behandling af materialer i rummet
US11034235B2 (en) 2017-12-06 2021-06-15 Orbit Fab, Inc. Systems and methods for creating and automating an enclosed volume with a flexible fuel tank and propellant metering for machine operations
RU2685948C1 (ru) * 2018-04-02 2019-04-23 ООО "Инжиниринговый центр микроспутниковых компетенций" Способ пространственной ориентации микроспутника
US11471717B1 (en) * 2018-12-31 2022-10-18 Vlad Novotny Early fire detection and suppression
JP6750913B1 (ja) 2019-12-24 2020-09-02 一般財団法人グローバルヘルスケア財団 宇宙航行体
DE102022114410A1 (de) 2022-06-08 2023-12-14 Mt Aerospace Ag Zentralrohr für Satelliten und Raumfahrzeuge

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3168263A (en) * 1961-11-20 1965-02-02 Gen Dynamics Corp Gravity gradient satellite orientation system
US3145948A (en) * 1962-07-09 1964-08-25 Richard B Kershner Satellite rotation by radiation pressure
US3243143A (en) * 1962-11-27 1966-03-29 Gen Electric Doubly stabilized satellite
US3241142A (en) * 1962-12-28 1966-03-15 Litton Systems Inc Gravity stabilized satellite
US3148846A (en) * 1963-01-07 1964-09-15 Robert R Newton System for gravity orienting a satellite
FR1375558A (fr) * 1963-11-27 1964-10-16 Thomson Houston Comp Francaise Perfectionnements aux procédés de stabilisation des véhicules spatiaux
US3268183A (en) * 1963-12-12 1966-08-23 Etkin Bernard Passive stabilization of an earth's satellite
US3367604A (en) * 1964-04-10 1968-02-06 Gen Electric Extensible straight rod-like structure
US3282532A (en) * 1964-07-27 1966-11-01 Bruce E Tinling Stabilization of gravity oriented satellites
US3302905A (en) * 1964-08-06 1967-02-07 Gen Electric Stabilized satellite
US3500417A (en) * 1965-05-25 1970-03-10 Sichak Associates Steered-cone retrodirective antenna
US3429525A (en) * 1965-09-24 1969-02-25 Westinghouse Electric Corp Satellite orientation apparatus
US3480232A (en) * 1965-11-22 1969-11-25 Us Navy Damping coupler for satellite attitude control
US3362656A (en) * 1965-11-22 1968-01-09 Navy Usa Damping coupler for satellite attitude control
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
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
US3540676A (en) * 1968-12-20 1970-11-17 Nasa Redundant actuating mechanism
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
FR2476018A1 (fr) * 1980-02-14 1981-08-21 Org Europeene De Rech Configuration de satellites pour mission geostationnaire

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