JPH08244694A - 衛星安定化システム - Google Patents
衛星安定化システムInfo
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- JPH08244694A JPH08244694A JP8001947A JP194796A JPH08244694A JP H08244694 A JPH08244694 A JP H08244694A JP 8001947 A JP8001947 A JP 8001947A JP 194796 A JP194796 A JP 194796A JP H08244694 A JPH08244694 A JP H08244694A
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- reflector
- plate
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- 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
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
-
- 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
- B64G1/244—Spacecraft control systems
-
- 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
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/407—Solar sailing
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- Remote Sensing (AREA)
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- Aerials With Secondary Devices (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Photovoltaic Devices (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 アンテナ反射器の後面に対して角度をなすよ
うにタブの素材を設置して太陽光線を遮断することによ
って、太陽放射圧によって生成される不安定トルクを補
償する。 【解決手段】 タブの素材は、放射圧を生成して衛星の
軸を中心とするトルクを増大せしめる各アンテナ反射器
の背面の部材の相互作用と同じように、太陽放射と相互
作用を起こす。タブの各々は、平板状やディスク状に形
成され、反射器の後面にバネ台によって取り付けられ
る。反射器は、反射器を照らすとともに放射ビームを地
球に指向させる給電器を支持する衛星本体に対して角度
をなして配置されるように、互いに角度をなして配置さ
れている。反射器のなす角度により、反射器の各々に入
射する全太陽エネルギは、通常不均一であり、これによ
って、衛星を回転させるトルクが太陽放射圧から生成さ
れる。反射器に対するタブの角度によって、太陽光線と
離れた方向を向いている反射器によって受光される太陽
放射量が増加し、故に、両方の反射器に生じるトルクが
等しくなる。
うにタブの素材を設置して太陽光線を遮断することによ
って、太陽放射圧によって生成される不安定トルクを補
償する。 【解決手段】 タブの素材は、放射圧を生成して衛星の
軸を中心とするトルクを増大せしめる各アンテナ反射器
の背面の部材の相互作用と同じように、太陽放射と相互
作用を起こす。タブの各々は、平板状やディスク状に形
成され、反射器の後面にバネ台によって取り付けられ
る。反射器は、反射器を照らすとともに放射ビームを地
球に指向させる給電器を支持する衛星本体に対して角度
をなして配置されるように、互いに角度をなして配置さ
れている。反射器のなす角度により、反射器の各々に入
射する全太陽エネルギは、通常不均一であり、これによ
って、衛星を回転させるトルクが太陽放射圧から生成さ
れる。反射器に対するタブの角度によって、太陽光線と
離れた方向を向いている反射器によって受光される太陽
放射量が増加し、故に、両方の反射器に生じるトルクが
等しくなる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、放射ビームを地表
に指向させるために衛星の本体を中心として対称に配置
されたアンテナ反射器を有する衛星、特に通信衛星の安
定化に関する。より詳細には、本発明は、アンテナ反射
器の後面に装着されて放射エネルギを吸収若しくは反射
する部材からなるプレートの対称装着に関し、太陽放射
圧によって生成されて衛星に作用するトルクを減らし、
このようなトルクにより生じる衛星の回転に対して衛星
を安定化させることに関する。
に指向させるために衛星の本体を中心として対称に配置
されたアンテナ反射器を有する衛星、特に通信衛星の安
定化に関する。より詳細には、本発明は、アンテナ反射
器の後面に装着されて放射エネルギを吸収若しくは反射
する部材からなるプレートの対称装着に関し、太陽放射
圧によって生成されて衛星に作用するトルクを減らし、
このようなトルクにより生じる衛星の回転に対して衛星
を安定化させることに関する。
【０００２】
【従来の技術】衛星は、通信、地表及び地上を運行する
乗物の位置の測定や、天気予報のための雲の撮影を含む
地球物理学的現象の測定を含む様々な目的に対して、地
球周囲の軌道に配備される。通常、このような衛星は、
対をなすとともに比較的大なるアンテナ反射器を含む。
対をなすアンテナ反射器は、衛星の本体を挿通する対称
中心面を中心として対称に斜めに取り付けられている。
反射器の各々の形状は、ほぼ楕円形であり、地球の方向
に突出するとき、対称面に対する反射器の傾斜角度によ
り、反射器は円形の放射体として現れる。
乗物の位置の測定や、天気予報のための雲の撮影を含む
地球物理学的現象の測定を含む様々な目的に対して、地
球周囲の軌道に配備される。通常、このような衛星は、
対をなすとともに比較的大なるアンテナ反射器を含む。
対をなすアンテナ反射器は、衛星の本体を挿通する対称
中心面を中心として対称に斜めに取り付けられている。
反射器の各々の形状は、ほぼ楕円形であり、地球の方向
に突出するとき、対称面に対する反射器の傾斜角度によ
り、反射器は円形の放射体として現れる。
【０００３】衛星任務に最適の性能は、地表及び地軸に
対して所定の向きに衛星を維持することによって得られ
る。故に、衛星を再配向せしめて所望の向きからの偏向
を修正する手段のみならず、このような偏向を検出する
手段を衛星に備えることが一般に行われている。一般
に、衛星を所望の向きに維持するシステムは、衛星安定
化システムと称されている。
対して所定の向きに衛星を維持することによって得られ
る。故に、衛星を再配向せしめて所望の向きからの偏向
を修正する手段のみならず、このような偏向を検出する
手段を衛星に備えることが一般に行われている。一般
に、衛星を所望の向きに維持するシステムは、衛星安定
化システムと称されている。
【０００４】安定化システムが衛星の配向を維持する精
度は、アンテナ素子に太陽圧によって生成されるトルク
によって生じる衛星回転などの作用を乱す強度に依存す
る。海上で荒れた波で揺動する船との類似から、安定性
は、荒れた海よりも静かな海で維持されるものである。
同様に、衛星の場合、衛星の向きを乱す外部からの太陽
力の強度の減少によって、衛星安定化システムによる所
望の配向の維持は、さらに精度が向上する。
度は、アンテナ素子に太陽圧によって生成されるトルク
によって生じる衛星回転などの作用を乱す強度に依存す
る。海上で荒れた波で揺動する船との類似から、安定性
は、荒れた海よりも静かな海で維持されるものである。
同様に、衛星の場合、衛星の向きを乱す外部からの太陽
力の強度の減少によって、衛星安定化システムによる所
望の配向の維持は、さらに精度が向上する。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】問題は、衛星の表面に
入射する放射によって表面に作用する太陽放射圧がトル
クを生成する主な因子となり、このトルクが衛星を回転
させて衛星の向きを所望の向きから偏向させていること
である。問題の厳しさは、対称面に対してアンテナ反射
器を傾斜させて配向させることによってさらに悪くな
る。対称面に対して反射器を斜めに取付ることにより、
入射する太陽放射は、反射器の各々に異なる入射角度で
入射する。例えば、日中の特定の時間では、東を向いて
いる反射器の後面は、入射太陽放射に対してほぼ垂直に
なるが、西を向いている反射器の後面は、入射太陽放射
に対して、４５゜、６０゜、またはそれ以上の角度の入
射角度になる。従って、太陽放射は、西向きの反射器に
はほとんど入射しない。
入射する放射によって表面に作用する太陽放射圧がトル
クを生成する主な因子となり、このトルクが衛星を回転
させて衛星の向きを所望の向きから偏向させていること
である。問題の厳しさは、対称面に対してアンテナ反射
器を傾斜させて配向させることによってさらに悪くな
る。対称面に対して反射器を斜めに取付ることにより、
入射する太陽放射は、反射器の各々に異なる入射角度で
入射する。例えば、日中の特定の時間では、東を向いて
いる反射器の後面は、入射太陽放射に対してほぼ垂直に
なるが、西を向いている反射器の後面は、入射太陽放射
に対して、４５゜、６０゜、またはそれ以上の角度の入
射角度になる。従って、太陽放射は、西向きの反射器に
はほとんど入射しない。
【０００６】入射太陽放射に対する反射器の角度の違い
の程度は、特に反射器の前面に対する衛星本体の給電素
子の配置などの、アンテナに固有な構造に依存してい
る。２つのアンテナ反射器による太陽放射の遮断量が異
なるため、反射器に作用する全太陽誘起力は、反射器の
後面全体に作用する太陽圧を積分することによって計算
されるが、太陽放射の入射角が大きい方の反射器に作用
する太陽誘起力よりも、太陽光線が垂直に入射する反射
器の太陽誘起力の方が、かなり大きくなる。これらの力
の各々によって、衛星本体を中心とするトルクがそれぞ
れ生成される。太陽誘起力は大きさが異なるので、この
力によって生じるトルクも大きさが異なり、故に、衛星
を所望の向きから離すように地球から離すように回転さ
せるトルクが生じる。トルクの方向は、衛星に対する太
陽の相対位置が変化するので、日中の時間経過とともに
変化する。
の程度は、特に反射器の前面に対する衛星本体の給電素
子の配置などの、アンテナに固有な構造に依存してい
る。２つのアンテナ反射器による太陽放射の遮断量が異
なるため、反射器に作用する全太陽誘起力は、反射器の
後面全体に作用する太陽圧を積分することによって計算
されるが、太陽放射の入射角が大きい方の反射器に作用
する太陽誘起力よりも、太陽光線が垂直に入射する反射
器の太陽誘起力の方が、かなり大きくなる。これらの力
の各々によって、衛星本体を中心とするトルクがそれぞ
れ生成される。太陽誘起力は大きさが異なるので、この
力によって生じるトルクも大きさが異なり、故に、衛星
を所望の向きから離すように地球から離すように回転さ
せるトルクが生じる。トルクの方向は、衛星に対する太
陽の相対位置が変化するので、日中の時間経過とともに
変化する。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明の衛星安定化シス
テムにより、上記問題は解決され、さらなる効果がもた
らされる。本発明の衛星安定化システムは、太陽光線を
遮るためにアンテナ反射器の後面に角度をなすようにタ
ブを取り付けることによって、太陽放射圧により生成さ
れる変動トルクを補償するものである。ソーラセイリン
グに用いられるタブとの類似により、アンテナ反射器の
後面に配置される本発明のタブは、背面タブ（dorsal t
ab）と称される。タブの素材は、放射圧を生成して衛星
の軸を中心とするトルクの増大をもたらす各アンテナ放
射器の後面の素材の相互作用とほぼ同様に、太陽放射と
相互作用を生じる。タブの各々は、平板状、または円盤
状に構成され、反射器の後面にバネ台（spring mount）
によって取り付けられている。反射器が互いに角度をな
すようにして取り付けられ、その角度は衛星本体の給電
機からの放射ビームを地球に指向させるように設定さ
れ、さらに、対をなす反射器に入射する全太陽エネルギ
は一様ではないので、ヨー（偏揺れ）、ピッチ、ロール
（回転）成分を有する回転軸を中心として衛星を回転さ
せるトルクが太陽放射圧から生じる。ヨー軸は地球の半
径ベクトルであり、ロール軸はヨー軸に垂直であり且つ
地球の回転軸と同一面内にあり、ピッチ軸はヨー軸及び
ロール軸に対して垂直である。反射器に対するタブの角
度によって、太陽光線に対する入射角度の大きな反射器
によって受光される太陽放射量は増加し、２つの反射器
に生じるトルクの差は小さくなる。
テムにより、上記問題は解決され、さらなる効果がもた
らされる。本発明の衛星安定化システムは、太陽光線を
遮るためにアンテナ反射器の後面に角度をなすようにタ
ブを取り付けることによって、太陽放射圧により生成さ
れる変動トルクを補償するものである。ソーラセイリン
グに用いられるタブとの類似により、アンテナ反射器の
後面に配置される本発明のタブは、背面タブ（dorsal t
ab）と称される。タブの素材は、放射圧を生成して衛星
の軸を中心とするトルクの増大をもたらす各アンテナ放
射器の後面の素材の相互作用とほぼ同様に、太陽放射と
相互作用を生じる。タブの各々は、平板状、または円盤
状に構成され、反射器の後面にバネ台（spring mount）
によって取り付けられている。反射器が互いに角度をな
すようにして取り付けられ、その角度は衛星本体の給電
機からの放射ビームを地球に指向させるように設定さ
れ、さらに、対をなす反射器に入射する全太陽エネルギ
は一様ではないので、ヨー（偏揺れ）、ピッチ、ロール
（回転）成分を有する回転軸を中心として衛星を回転さ
せるトルクが太陽放射圧から生じる。ヨー軸は地球の半
径ベクトルであり、ロール軸はヨー軸に垂直であり且つ
地球の回転軸と同一面内にあり、ピッチ軸はヨー軸及び
ロール軸に対して垂直である。反射器に対するタブの角
度によって、太陽光線に対する入射角度の大きな反射器
によって受光される太陽放射量は増加し、２つの反射器
に生じるトルクの差は小さくなる。
【０００８】対応する反射器へのタブのスプリング装着
によって、打ち上げ用宇宙船に搭載される衛星の打ち上
げ中に反射器を畳み込む際、タブを反射器の面と平行に
畳み込むことができる。反射器の畳み込まれた状態の解
除により反射器を展開すると、タブの同様な解除が展開
のために行われる。例えば、畳み込まれた状態からの解
除は爆薬によって行われる。この爆薬によって、タブ
は、対応するマウントのばね圧の下で、反射器に対して
所望の向きに展開することができる。
によって、打ち上げ用宇宙船に搭載される衛星の打ち上
げ中に反射器を畳み込む際、タブを反射器の面と平行に
畳み込むことができる。反射器の畳み込まれた状態の解
除により反射器を展開すると、タブの同様な解除が展開
のために行われる。例えば、畳み込まれた状態からの解
除は爆薬によって行われる。この爆薬によって、タブ
は、対応するマウントのばね圧の下で、反射器に対して
所望の向きに展開することができる。
【０００９】
【実施の形態】本発明の特徴は、添付図面を参照しなが
ら以下の記載に基づき説明される。図１は、地球２２を
中心とする静止軌道に設けられた飛行路２４に沿って地
球２２を周回する衛星２０を示す。衛星２０は、第１ア
ンテナ２８及び第２アンテナ３０を有する本体２６を備
える。第１アンテナ２８及び第２アンテナ３０は、本体
２６の両側にそれぞれ配備され、衛星２０の回転軸３２
を中心に対称に配置されている。アンテナ２８，３０
は、それぞれ東向き及び西向きのように、軸３２からほ
ぼ反対の方向に延在する反射器３４，３６を含む。太陽
４２からの放射線４０は、本体２６と反射器３４，３６
の後面とを含む衛星２０に入射する。反射器３４，３６
は、支柱４４によって本体２６に周知の形態で接続され
ている。支柱４４は、反射器３４，３６を、互いに所望
の向きに、さらには本体２６に対して所望の向きに維持
している。
ら以下の記載に基づき説明される。図１は、地球２２を
中心とする静止軌道に設けられた飛行路２４に沿って地
球２２を周回する衛星２０を示す。衛星２０は、第１ア
ンテナ２８及び第２アンテナ３０を有する本体２６を備
える。第１アンテナ２８及び第２アンテナ３０は、本体
２６の両側にそれぞれ配備され、衛星２０の回転軸３２
を中心に対称に配置されている。アンテナ２８，３０
は、それぞれ東向き及び西向きのように、軸３２からほ
ぼ反対の方向に延在する反射器３４，３６を含む。太陽
４２からの放射線４０は、本体２６と反射器３４，３６
の後面とを含む衛星２０に入射する。反射器３４，３６
は、支柱４４によって本体２６に周知の形態で接続され
ている。支柱４４は、反射器３４，３６を、互いに所望
の向きに、さらには本体２６に対して所望の向きに維持
している。
【００１０】図２は、反射器３４，３６が本体２６から
支柱４４によって延在している衛星２０を示す。さら
に、アンテナ２８，３０は、本体２６にそれぞれ取り付
けられるとともに反射器３４，３６の前面に向けて電磁
気信号を指向させるように向きが決められている給電機
４６，４８を含む。図１及び図２を参照すると、アンテ
ナ２８の反射器３４が東向きの反射器となり、アンテナ
３０の反射器３６が西向きの反射器となっている。図２
に示すように、太陽光線４０の入射方向は、光線４０
が、東向き反射器３４の後面に対してはほぼ垂直に入射
し、一方西向きの反射器３６の後面には僅かな視射角で
入射している。
支柱４４によって延在している衛星２０を示す。さら
に、アンテナ２８，３０は、本体２６にそれぞれ取り付
けられるとともに反射器３４，３６の前面に向けて電磁
気信号を指向させるように向きが決められている給電機
４６，４８を含む。図１及び図２を参照すると、アンテ
ナ２８の反射器３４が東向きの反射器となり、アンテナ
３０の反射器３６が西向きの反射器となっている。図２
に示すように、太陽光線４０の入射方向は、光線４０
が、東向き反射器３４の後面に対してはほぼ垂直に入射
し、一方西向きの反射器３６の後面には僅かな視射角で
入射している。
【００１１】アンテナ２８，３０は、本体２６を挿通す
る中心面５０を中心に対称に配置されている。なお、図
１に示す軸３２も面５０内に含まれている。衛星２０の
偏揺れが中心面５０に含まれるＺ軸を中心に発生する。
図３に示すように、ピッチ軸３２Ａは、ロール軸及びヨ
ー軸に垂直である。中心面５０に対する光線４０の傾斜
により、西向きの反射器３６に入射する僅かな放射量に
比較すると東向きの反射器３４に入射する放射量は多い
ので、反射器３６よりも反射器３４に作用する放射圧は
かなり高い。
る中心面５０を中心に対称に配置されている。なお、図
１に示す軸３２も面５０内に含まれている。衛星２０の
偏揺れが中心面５０に含まれるＺ軸を中心に発生する。
図３に示すように、ピッチ軸３２Ａは、ロール軸及びヨ
ー軸に垂直である。中心面５０に対する光線４０の傾斜
により、西向きの反射器３６に入射する僅かな放射量に
比較すると東向きの反射器３４に入射する放射量は多い
ので、反射器３６よりも反射器３４に作用する放射圧は
かなり高い。
【００１２】反射器３４，３６の各々の後面全体に沿っ
て圧力を積分すると、反射器３４全体の力は、反射器３
６の力よりもかなり大きい。これにより、３軸Ｚ，３
２，３２Ａに対する成分を有するトルクが生成される。
例えば、Ｚ軸に対する偏揺れを生じさせるトルク成分
は、風車トルク（windmill torque ）と称される。放射
によって生成されたトルクは、衛星２０が地球２２を中
心に周回するので衛星２０に対する光線４０の角度変化
により、日中の時間とともに変化する。衛星２０に対す
る光線４０の角度及びその結果生じるトルクは、１年の
季節に応じても変化する。トルクは、地球２２に対する
衛星２０の向きを変動させる傾向がある。これにより、
衛星本体２６内に担持され図２に想像線で示す周知の衛
星照準装置５２が地球２２に対して衛星２０を所望の向
きに維持することが困難になっている。
て圧力を積分すると、反射器３４全体の力は、反射器３
６の力よりもかなり大きい。これにより、３軸Ｚ，３
２，３２Ａに対する成分を有するトルクが生成される。
例えば、Ｚ軸に対する偏揺れを生じさせるトルク成分
は、風車トルク（windmill torque ）と称される。放射
によって生成されたトルクは、衛星２０が地球２２を中
心に周回するので衛星２０に対する光線４０の角度変化
により、日中の時間とともに変化する。衛星２０に対す
る光線４０の角度及びその結果生じるトルクは、１年の
季節に応じても変化する。トルクは、地球２２に対する
衛星２０の向きを変動させる傾向がある。これにより、
衛星本体２６内に担持され図２に想像線で示す周知の衛
星照準装置５２が地球２２に対して衛星２０を所望の向
きに維持することが困難になっている。
【００１３】図１、図２及び図３を参照すると、本発明
により、反射器３４，３６は、バネ台５８によって反射
器３４，３６の後面にそれぞれ取り付けられるタブ５
４，５６を備える。なお、バネ台５８を図３に示す。タ
ブ５４，５６の各々は、平板または円盤として形成され
る。本発明の好ましい実施例において、タブは平板であ
るが、本発明の他の実施例においては必要に応じて湾曲
させることもできる。図３及び図４に示すように、小さ
な視射角で光線４０により照らされる反射器に取り付け
られたタブに入射する放射エネルギ量を増大せしめるた
めに、タブ５４，５６は、反射器３４，３６の後面に対
して角度をなすようにして取り付けられている。タブ５
４，５６は、図３及び図４において、例えば、対応する
反射器３４，３６の後面に対しておよそ７０゜の角度を
なして描かれている。反射器３４，３６は、例えば本体
２６の後面の平面に対しておよそ３０゜の角度に取り付
けられている。
により、反射器３４，３６は、バネ台５８によって反射
器３４，３６の後面にそれぞれ取り付けられるタブ５
４，５６を備える。なお、バネ台５８を図３に示す。タ
ブ５４，５６の各々は、平板または円盤として形成され
る。本発明の好ましい実施例において、タブは平板であ
るが、本発明の他の実施例においては必要に応じて湾曲
させることもできる。図３及び図４に示すように、小さ
な視射角で光線４０により照らされる反射器に取り付け
られたタブに入射する放射エネルギ量を増大せしめるた
めに、タブ５４，５６は、反射器３４，３６の後面に対
して角度をなすようにして取り付けられている。タブ５
４，５６は、図３及び図４において、例えば、対応する
反射器３４，３６の後面に対しておよそ７０゜の角度を
なして描かれている。反射器３４，３６は、例えば本体
２６の後面の平面に対しておよそ３０゜の角度に取り付
けられている。
【００１４】例えば、図３に示すように、反射器３４の
後面は、反射器３６の照射方向よりも、反射器の表面に
対してほぼ垂直に近い角度で光線４０によって照射され
る。しかし、タブ５４，５６の向きは、タブ５４の表面
に対する光線４０の照射方向よりも、光線４０によるタ
ブ５６の表面に対する照射方向の方が、タブの表面に対
してほぼ垂直に近い角度となるように設定される。この
ように、タブ５４，５６を備えた反射器３４，３６の構
成は、放射圧により生じて反射器３４，３６に作用する
太陽力の平衡をとるには有効である。太陽力の均衡によ
って、変動トルクの量が減少し、故に、地球２２に対し
て衛星２０の向きを正確に維持する際の照準装置５２
（図２）の任務を簡単にする。特に、本発明のタブ５
４，５６によって可能となる不安定トルクの減少によっ
て、照準装置５２は、地球２２に対する衛星２０の配向
をより正確に行うことができる。
後面は、反射器３６の照射方向よりも、反射器の表面に
対してほぼ垂直に近い角度で光線４０によって照射され
る。しかし、タブ５４，５６の向きは、タブ５４の表面
に対する光線４０の照射方向よりも、光線４０によるタ
ブ５６の表面に対する照射方向の方が、タブの表面に対
してほぼ垂直に近い角度となるように設定される。この
ように、タブ５４，５６を備えた反射器３４，３６の構
成は、放射圧により生じて反射器３４，３６に作用する
太陽力の平衡をとるには有効である。太陽力の均衡によ
って、変動トルクの量が減少し、故に、地球２２に対し
て衛星２０の向きを正確に維持する際の照準装置５２
（図２）の任務を簡単にする。特に、本発明のタブ５
４，５６によって可能となる不安定トルクの減少によっ
て、照準装置５２は、地球２２に対する衛星２０の配向
をより正確に行うことができる。
【００１５】図４は、図３と同様な衛星の構成を示す図
である。図４において、光線４０が反射器３４の後面を
かなり照射しながらも反射器３６の後面をほとんど照ら
さないように、衛星２０は入射太陽光線４０に対して向
けられている。この場合、反射器３６の後面に対するタ
ブ５６の取り付け角度によって、光線４０の相当量を遮
断することができる。このように、反射器３６の後面に
入射しない放射の多くが、タブ５６への照射により反射
器３６によって実際に遮られることになる。対照的に、
光線４０によってほぼ垂直な入射角度で後面が照射され
る反射器３４の場合、タブ５４は、反射器３４への全放
射量が有効であれば、タブ５４の存在意味はあまり無
い。タブ５６への照射量が増大すると、やがて反射器３
６の減少した照射量と釣り合うようになり、故に、２つ
の反射器３４，３６に作用するトルク分布の差が減少す
る。
である。図４において、光線４０が反射器３４の後面を
かなり照射しながらも反射器３６の後面をほとんど照ら
さないように、衛星２０は入射太陽光線４０に対して向
けられている。この場合、反射器３６の後面に対するタ
ブ５６の取り付け角度によって、光線４０の相当量を遮
断することができる。このように、反射器３６の後面に
入射しない放射の多くが、タブ５６への照射により反射
器３６によって実際に遮られることになる。対照的に、
光線４０によってほぼ垂直な入射角度で後面が照射され
る反射器３４の場合、タブ５４は、反射器３４への全放
射量が有効であれば、タブ５４の存在意味はあまり無
い。タブ５６への照射量が増大すると、やがて反射器３
６の減少した照射量と釣り合うようになり、故に、２つ
の反射器３４，３６に作用するトルク分布の差が減少す
る。
【００１６】図３及び図４は、衛星２０に対する太陽光
線４０の傾斜の程度が異なるため、本発明のタブ５４，
５６のシステムは不安定トルクの量を小さくするために
は有効であることを示している。タブ５４，５６のいず
れか一方の面積は、反射器３４または３６の後面の面積
のおよそ１５％〜４５％に等しくなるように作製され、
傾斜角度は、タブ５４と反射器３４の後面との間、タブ
５６と反射器３６の後面との間で、それぞれ４５゜〜９
０゜までの範囲となる。マウント５８は、支柱４４と対
応する反射器３４，３４の外方端部６０との間の中程に
配置され、好ましくは、支柱４４（または本体２６の最
近接点）と外方端部６０との間の中間点よりも外方端部
６０よりに近接している。
線４０の傾斜の程度が異なるため、本発明のタブ５４，
５６のシステムは不安定トルクの量を小さくするために
は有効であることを示している。タブ５４，５６のいず
れか一方の面積は、反射器３４または３６の後面の面積
のおよそ１５％〜４５％に等しくなるように作製され、
傾斜角度は、タブ５４と反射器３４の後面との間、タブ
５６と反射器３６の後面との間で、それぞれ４５゜〜９
０゜までの範囲となる。マウント５８は、支柱４４と対
応する反射器３４，３４の外方端部６０との間の中程に
配置され、好ましくは、支柱４４（または本体２６の最
近接点）と外方端部６０との間の中間点よりも外方端部
６０よりに近接している。
【００１７】図５に本発明の他の実施例を示す。図５に
おいて、反射器３６Ａは、２つのタブ５６Ａ，５６Ｂを
備えて形成され、タブ５６Ａはタブ５６Ｂよりも外方端
部６０に近接配置されている。２つのタブ５６Ａ，５６
Ｂの構成は、反射器３６Ａの外周面が湾曲している場合
に有効である。例えば、反射器３６Ａの外方端部６０を
通過する太陽光線４０Ａは、タブ５６Ａによって遮ら
れ、一方、光線４０Ａに対して斜めになる太陽光線４０
Ｂは、反射器３６Ａに入射するよりもタブ５６Ｂによっ
て捕らえられる。図５の２つのタブ５６Ａ，５６Ｂの使
用は、衛星に対して太陽光線の向きが異なる場合におい
も変動トルクを減少させるという本発明の他の実施例を
示すものである。
おいて、反射器３６Ａは、２つのタブ５６Ａ，５６Ｂを
備えて形成され、タブ５６Ａはタブ５６Ｂよりも外方端
部６０に近接配置されている。２つのタブ５６Ａ，５６
Ｂの構成は、反射器３６Ａの外周面が湾曲している場合
に有効である。例えば、反射器３６Ａの外方端部６０を
通過する太陽光線４０Ａは、タブ５６Ａによって遮ら
れ、一方、光線４０Ａに対して斜めになる太陽光線４０
Ｂは、反射器３６Ａに入射するよりもタブ５６Ｂによっ
て捕らえられる。図５の２つのタブ５６Ａ，５６Ｂの使
用は、衛星に対して太陽光線の向きが異なる場合におい
も変動トルクを減少させるという本発明の他の実施例を
示すものである。
【００１８】図６乃至図１０に、タブ５６の好ましい構
造を示す。図６乃至図１０において、タブ５６は、弾性
特性を有する軽量可撓性材料からなる包囲フレーム６４
によって張力にて保持される織物６２を含む。フレーム
６４に適した素材はガラスファイバロッドであり、この
ガラスファイバロッドは、織物６２を取り巻くフープ状
に折曲され、接着剤にて箇所６６で固定され、端部が外
側に広げられて脚部６８，７０となり、反射器３６の後
面への固定装着ベースを形成している。
造を示す。図６乃至図１０において、タブ５６は、弾性
特性を有する軽量可撓性材料からなる包囲フレーム６４
によって張力にて保持される織物６２を含む。フレーム
６４に適した素材はガラスファイバロッドであり、この
ガラスファイバロッドは、織物６２を取り巻くフープ状
に折曲され、接着剤にて箇所６６で固定され、端部が外
側に広げられて脚部６８，７０となり、反射器３６の後
面への固定装着ベースを形成している。
【００１９】図９は、打ち上げ用ロケットから衛星を打
ち上げる前に打ち上げ用ロケット内での衛星２０の搬送
中に行われるような、格納中の反射器３６の後面に対し
てほぼ平行になっているタブ５６を示す。図１０は、展
開されるて反射器３６の後面に対して斜め方向を向いて
いるタブ５６を示す。本発明は、反射器３６を構成する
際に使用される部材とは無関係に有効である。図９及び
図１０の描写を簡単にするために、反射器３６は放射信
号を反射する金属製のシートとして示されている。しか
しながら、好ましくは、衛星反射器の構成において、ハ
ニカム構造の使用によって反射器の重量を減らすことが
有効である。この場合、反射器は、反射器の前面及び後
面を形成する外皮の間にサンドイッチされたハニカムの
積層物として構成される。このハニカム構造を図１１に
示す。図１１において、反射器の断面７２は、ハニカム
コア７８を包囲するフロントスクリーン７４及びバック
スクリーン７６を含む。スクリーン７４，７６は、打ち
抜き孔８０，８２によって示すように、打ち抜き形成さ
れている。スクリーン７４，７６は、コア７８と同様
に、グラファイト・エポキシファイバによって形成され
ている。スクリーン７４のグラファイト・エポキシ成分
は、地表２２の場所８６への伝送路８４（図１）などの
伝搬路に沿って放射エネルギを伝送する反射器の前面７
２として機能する導電性の表面を形成する。反射器のこ
れらの素材７２は、入射放射の熱電導性と再放射のほと
んど無い状態とを提供する。タブ５６の織物６２（図
６）は、マイラ（Mylar ）ケブラ（Kevlar）等の薄いプ
ラスチック材料にて形成されている。反射器３４，３６
の後面（図１乃至図３）は、入射光の反射を防止するた
めに、タブ５４，５６の表面のように黒色である。アン
テナ放射体の上記構成によって、衛星の最適性能に対す
る寸法面での安定性と軽量とが得られる。様々な素材が
タブ及び反射器において用いることができるが、タブの
放射吸収率及び反射率は、反射器の後面の放射吸収率及
び反射率とほぼ同等若しくは等しいことが好ましい。
ち上げる前に打ち上げ用ロケット内での衛星２０の搬送
中に行われるような、格納中の反射器３６の後面に対し
てほぼ平行になっているタブ５６を示す。図１０は、展
開されるて反射器３６の後面に対して斜め方向を向いて
いるタブ５６を示す。本発明は、反射器３６を構成する
際に使用される部材とは無関係に有効である。図９及び
図１０の描写を簡単にするために、反射器３６は放射信
号を反射する金属製のシートとして示されている。しか
しながら、好ましくは、衛星反射器の構成において、ハ
ニカム構造の使用によって反射器の重量を減らすことが
有効である。この場合、反射器は、反射器の前面及び後
面を形成する外皮の間にサンドイッチされたハニカムの
積層物として構成される。このハニカム構造を図１１に
示す。図１１において、反射器の断面７２は、ハニカム
コア７８を包囲するフロントスクリーン７４及びバック
スクリーン７６を含む。スクリーン７４，７６は、打ち
抜き孔８０，８２によって示すように、打ち抜き形成さ
れている。スクリーン７４，７６は、コア７８と同様
に、グラファイト・エポキシファイバによって形成され
ている。スクリーン７４のグラファイト・エポキシ成分
は、地表２２の場所８６への伝送路８４（図１）などの
伝搬路に沿って放射エネルギを伝送する反射器の前面７
２として機能する導電性の表面を形成する。反射器のこ
れらの素材７２は、入射放射の熱電導性と再放射のほと
んど無い状態とを提供する。タブ５６の織物６２（図
６）は、マイラ（Mylar ）ケブラ（Kevlar）等の薄いプ
ラスチック材料にて形成されている。反射器３４，３６
の後面（図１乃至図３）は、入射光の反射を防止するた
めに、タブ５４，５６の表面のように黒色である。アン
テナ放射体の上記構成によって、衛星の最適性能に対す
る寸法面での安定性と軽量とが得られる。様々な素材が
タブ及び反射器において用いることができるが、タブの
放射吸収率及び反射率は、反射器の後面の放射吸収率及
び反射率とほぼ同等若しくは等しいことが好ましい。
【００２０】図１２、図１３及び図１４は、反射器３
４，３６などの反射器の後面に支柱４４によって取り付
けられる背面タブ（dorsal tab）の異なる構成を示す。
各構成は、衛星の一部にタブによる影のできる領域の生
成を防ぐことに有効である。例えば、衛星２０の図示せ
ぬソーラパネルセルへのタブによる陰影の生成は、ソー
ラパネル回路に生じる電気的損傷を防止するために回避
すべきであり、本体２６へのタブによる陰影の生成は、
本体２６で生じる熱膨張の違いを防止するために回避す
べきである。このような陰影の生成は、反射器の弦とタ
ブの接線とのなす角度Ａによって画定される範囲内にタ
ブが入るように構成することによって回避される。衛星
２０が地球静止軌道にある場合、角度Ａの値は２３．５
゜である。図１２のタブは円形であり、図１３のタブは
球面部分を有し、図１４のタブの形状は三日月状であ
る。いずれの場合も、タブは反射器の中心線に沿って配
置される。
４，３６などの反射器の後面に支柱４４によって取り付
けられる背面タブ（dorsal tab）の異なる構成を示す。
各構成は、衛星の一部にタブによる影のできる領域の生
成を防ぐことに有効である。例えば、衛星２０の図示せ
ぬソーラパネルセルへのタブによる陰影の生成は、ソー
ラパネル回路に生じる電気的損傷を防止するために回避
すべきであり、本体２６へのタブによる陰影の生成は、
本体２６で生じる熱膨張の違いを防止するために回避す
べきである。このような陰影の生成は、反射器の弦とタ
ブの接線とのなす角度Ａによって画定される範囲内にタ
ブが入るように構成することによって回避される。衛星
２０が地球静止軌道にある場合、角度Ａの値は２３．５
゜である。図１２のタブは円形であり、図１３のタブは
球面部分を有し、図１４のタブの形状は三日月状であ
る。いずれの場合も、タブは反射器の中心線に沿って配
置される。
【００２１】図１５及び図１６は、図５と同じ反射器に
取り付けられた複数のタブを示す。図１５及び図１６の
構成は、本発明の好ましい実施例に準ずるものであり、
直径ｄが異なる２つの円形タブが用いられている。直径
の大きい背面タブＤＴ１は反射器３４の中心に配置さ
れ、直径の小さい背面タブＤＴ２は反射器３４の外方端
部６０近傍に配置される。タブは互いに平行であり、反
射器３４の後面に対して約９０゜に向けられている。タ
ブＤＴ１は、図１６に示すように、外方端部６０までの
距離に対して支柱４４から２分の１の距離のところにあ
り、タブＤＴ２は、外方端部６０までの距離に対して支
柱４４から４分の３の距離のところに位置する。なお、
タブの２つのみが図示されているが、本発明により、必
要に応じて３つ以上のタブを備えることもできる。本発
明の好ましい実施例において、反射器後面の面積に対す
る全タブＤＴ１，ＤＴ２の面積比は、３６％に等しい。
その結果、図１５及び図１６の本発明の実施例では、太
陽放射圧によって生成される変動トルクにおいて半分の
要因による減少が生じる。これによって、照準装置５２
（図２）は、４の要因によって衛星配向における誤差を
減らすことができる。これは、本発明が、地球を中心と
する軌道を通過する衛星の配向精度を増加させる際に有
効であることを示している。
取り付けられた複数のタブを示す。図１５及び図１６の
構成は、本発明の好ましい実施例に準ずるものであり、
直径ｄが異なる２つの円形タブが用いられている。直径
の大きい背面タブＤＴ１は反射器３４の中心に配置さ
れ、直径の小さい背面タブＤＴ２は反射器３４の外方端
部６０近傍に配置される。タブは互いに平行であり、反
射器３４の後面に対して約９０゜に向けられている。タ
ブＤＴ１は、図１６に示すように、外方端部６０までの
距離に対して支柱４４から２分の１の距離のところにあ
り、タブＤＴ２は、外方端部６０までの距離に対して支
柱４４から４分の３の距離のところに位置する。なお、
タブの２つのみが図示されているが、本発明により、必
要に応じて３つ以上のタブを備えることもできる。本発
明の好ましい実施例において、反射器後面の面積に対す
る全タブＤＴ１，ＤＴ２の面積比は、３６％に等しい。
その結果、図１５及び図１６の本発明の実施例では、太
陽放射圧によって生成される変動トルクにおいて半分の
要因による減少が生じる。これによって、照準装置５２
（図２）は、４の要因によって衛星配向における誤差を
減らすことができる。これは、本発明が、地球を中心と
する軌道を通過する衛星の配向精度を増加させる際に有
効であることを示している。
【００２２】本発明の上記実施例は本発明の一例を示し
たにすぎず、当業者は本発明から様々な適用例を導き出
すものと考えられる。従って、本発明は開示された実施
例に限定されるものではなく、請求項のみに限定される
ものである。なお、同一符号が付された構成要素は、図
面の番号が異なると謂えども同じ構成要素を示すもので
ある。
たにすぎず、当業者は本発明から様々な適用例を導き出
すものと考えられる。従って、本発明は開示された実施
例に限定されるものではなく、請求項のみに限定される
ものである。なお、同一符号が付された構成要素は、図
面の番号が異なると謂えども同じ構成要素を示すもので
ある。
【図１】静止軌道において地球を周回する衛星を示し、
軌道の一部においてアンテナ反射器が太陽からの光線に
よって照らされている衛星を示す図である。
軌道の一部においてアンテナ反射器が太陽からの光線に
よって照らされている衛星を示す図である。
【図２】図１の衛星の構成を示し、太陽放射線が主に一
方の反射器の後面に入射するとともに他方の反射器に僅
かな視射角で入射する図である。
方の反射器の後面に入射するとともに他方の反射器に僅
かな視射角で入射する図である。
【図３】衛星の構成を示し、反射器が平面反射器として
描かれ、タブが平面タブとして簡単に描かれ、本発明に
よりタブが放射線を遮るために対応する反射器の後面に
対して角度をなして取り付けられている様子を示す図で
ある。
描かれ、タブが平面タブとして簡単に描かれ、本発明に
よりタブが放射線を遮るために対応する反射器の後面に
対して角度をなして取り付けられている様子を示す図で
ある。
【図４】図３と同様な図であり、一方の反射器に僅かな
視射角で太陽光線が入射しているが反射器から延在する
タブによって太陽光線の遮断量が増大している様子を示
す図である。
視射角で太陽光線が入射しているが反射器から延在する
タブによって太陽光線の遮断量が増大している様子を示
す図である。
【図５】宇宙船本体に対して異なる角度で取り付けられ
て太陽光線を最も多く遮断する太陽光線の入射角度が異
なる２つの平面タブを備えた衛星の球面状反射器を示す
図である。
て太陽光線を最も多く遮断する太陽光線の入射角度が異
なる２つの平面タブを備えた衛星の球面状反射器を示す
図である。
【図６】織物を支持する弾性部材からなる枠から構成さ
れ、織物が太陽光線と相互作用を起こして太陽放射圧か
らトルクを生成し、枠は図１乃至図５に示す衛星の反射
器の後面にタブを取付るバネ台として機能する脚部を含
むタブの好ましい実施例の斜視図を示す。
れ、織物が太陽光線と相互作用を起こして太陽放射圧か
らトルクを生成し、枠は図１乃至図５に示す衛星の反射
器の後面にタブを取付るバネ台として機能する脚部を含
むタブの好ましい実施例の斜視図を示す。
【図７】織物の面に対して枠の脚部が斜めになっている
状態を示す図６のタブの側面図である。
状態を示す図６のタブの側面図である。
【図８】枠の脚部のスタンスが広がっている状態を示す
図６のタブの平面図である。
図６のタブの平面図である。
【図９】アンテナ反射器の後面に対して取り付けられて
畳み込まれている状態の図６のタブを示す図である。
畳み込まれている状態の図６のタブを示す図である。
【図１０】反射器に対して展開された状態にある図６の
タブを示す図である。
タブを示す図である。
【図１１】ハニカムコアを有して構成されるアンテナの
反射器の部分断面図である。
反射器の部分断面図である。
【図１２】楕円面アンテナ反射器に取り付けられて反射
器の主軸に沿って見ることのできるタブの他の構成を示
す図である。
器の主軸に沿って見ることのできるタブの他の構成を示
す図である。
【図１３】楕円面アンテナ反射器に取り付けられて反射
器の主軸に沿って見ることのできるタブの他の構成を示
す図である。
器の主軸に沿って見ることのできるタブの他の構成を示
す図である。
【図１４】楕円面アンテナ反射器に取り付けられて反射
器の主軸に沿って見ることのできるタブの他の構成を示
す図である。
器の主軸に沿って見ることのできるタブの他の構成を示
す図である。
【図１５】各アンテナ反射器に２つの円形タブが取り付
けられた衛星を示す斜視図である。
けられた衛星を示す斜視図である。
【図１６】反射器の後面から垂直方向に延在する２つの
タブを示す図１５の反射器の側面図である。
タブを示す図１５の反射器の側面図である。
２０ 衛星 ２６ 本体 ３４，３６ アンテナ素子としての反射器 ５０ 対称面としての中心面 ５４，５６ 第１及び第２プレートとしてのタブ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 トマス ホルムズ アメリカ合衆国 カリフォルニア州 94028 ポートラバレー ロストランコス ロード 1189
Claims (14)
- 【請求項１】 本体と前記本体に延在する対称面の両側
に対称に配置され互いに対向する２つのアンテナ素子と
を有する衛星の衛星安定化システムであって、前記アン
テナ素子の各々は衛星と地球との間の伝送路に放射信号
を指向させる第１面と前記第１面から離れる方向に向け
られるとともに地球周囲の飛行路に沿った衛星の通過中
に入射太陽放射を遮るように配置された第２面とを有
し、前記アンテナ素子の各々の第２面は太陽放射と相互
作用を起こして前記本体を中心とするトルクとなる太陽
放射圧を前記第２面に沿って生成し、前記アンテナ素子
の各々の前記トルクは入射する太陽放射の方向に対する
前記アンテナ素子の第２面の角度に依存する衛星安定化
システムであって、 太陽光線を遮り前記アンテナ素子の第１のものの第２面
に取り付けられる第１プレートと、 太陽光線を遮り前記アンテナ素子の第２のものの第２面
に取り付けられる第２プレートと、を備え、前記第１プ
レート及び前記第２プレートは、前記対称面を中心とし
て対称に向きが決められるとともに対応する前記アンテ
ナ素子の第２面に対して角度をなして取り付けられて前
記トルクを減らすことを特徴とする衛星安定化システ
ム。 - 【請求項２】 前記第１及び第２プレートの各々は、対
応する前記アンテナ素子の第２面の面積のおよそ１５％
から４５％までの面積を有することを特徴とする請求項
１記載のシステム。 - 【請求項３】 前記第１及び第２プレートの各々は、対
応する前記アンテナ素子の第２面に対しておよそ４５゜
から９０゜までの角度で傾斜していることを特徴とする
請求項１記載のシステム。 - 【請求項４】 前記第１及び第２プレートの各々は、前
記本体と対応する前記アンテナ素子の第２面の外方端部
との間の中間点よりも前記外方端部よりに配置されてい
ることを特徴とする請求項１記載のシステム。 - 【請求項５】 前記アンテナ素子の各々は反射器であ
り、前記本体は前記アンテナ素子の対応するものの第１
面に向けられた２つのアンテナ給電機を担持し、前記第
１及び第２プレートの各々は前記アンテナ素子の対応す
るものの第２面の面積のおよそ１５％から４５％までの
面積を有し、前記第１及び第２プレートの各々は前記ア
ンテナ素子の対応するものの第２面に対しておよそ４５
゜から９０゜までの角度に傾斜しており、前記第１及び
第２プレートの各々は前記本体と前記アンテナ素子の対
応するものの第２面の外方端部との間の中間点よりも前
記外方端部に寄って配置されていることを特徴とする請
求項１記載のシステム。 - 【請求項６】 前記第１のアンテナ素子の第２面に取り
付けられる放射吸収部材からなる第３プレートと、 前記第２のアンテナ素子の第２面に取り付けられる放射
吸収部材からなる第４プレートと、をさらに備え、 前記第３プレート及び前記第４プレートは、前記対称面
を中心に対称に向きが決められるとともに対応するアン
テナ素子の第２面に対して角度をなして取り付けられて
前記トルクを減らすことを特徴とする請求項１記載のシ
ステム。 - 【請求項７】 前記第３プレートは前記第１プレートと
前記第１のアンテナ素子の外方端部との間に配置され、
前記第４プレートは前記第２プレートと前記第２のアン
テナ素子の外方端部との間に配置されることを特徴とす
る請求項６記載のシステム。 - 【請求項８】 前記アンテナ素子への対応する前記プレ
ートの各々の取付は、畳まれた状態と展開された状態と
の間でプレートの移動を可能とするバネ台によって行わ
れることを特徴とする請求項１記載のシステム。 - 【請求項９】 前記プレートの各々は、織物と、前記織
物を包囲するとともに織物を張りつめた状態に保持する
枠と、を有することを特徴とする請求項１記載のシステ
ム。 - 【請求項１０】 前記プレートの各々において、前記枠
は、可撓性部材にて形成されるとともにバネ台にて前記
アンテナ素子に前記プレートを取付る脚部を有すること
を特徴とする請求項９記載のシステム。 - 【請求項１１】 前記プレートの各々は、太陽放射を吸
収する部材を含むことを特徴とする請求項１記載のシス
テム。 - 【請求項１２】 前記プレートの各々は、太陽放射を反
射する部材を含むことを特徴とする請求項１記載のシス
テム。 - 【請求項１３】 前記プレートの各々は、前記アンテナ
素子の第２面の太陽放射吸収及び反射特性に近い太陽放
射吸収及び反射特性を有する部材を含むことを特徴とす
る請求項１記載のシステム。 - 【請求項１４】 地球に対する衛星の配向を安定化させ
る方法であって、前記衛星は本体と前記本体を挿通する
対称面の両側に対称に配置され互いに対向する２つのア
ンテナ素子とを有し、前記アンテナ素子の各々は前記衛
星と地球との間の伝送路に放射信号を指向させる第１面
と前記第１面から離れる方向に向けられるとともに地球
周囲の飛行路に沿う衛星の通過中に入射太陽放射を遮断
するように配置された第２面とを有し、前記アンテナ素
子の各々における前記第２面は太陽放射と相互作用を起
こして前記本体を中心とするトルクとなる太陽放射圧を
前記第２面に沿って生成し、前記アンテナ素子の各々の
トルクは前記入射太陽放射の方向に対するアンテナ素子
の前記第２面の向きに依存する方法であって、 前記アンテナ素子の第１のものの第２面に第１プレート
を取り付けて太陽放射を遮断する行程と、 前記アンテナ素子の第２のものの第２面に第２プレート
を取り付けて太陽放射を遮断する行程と、 前記対称面を中心に対称に前記第１プレート及び前記第
２プレートを配向させるとともに対応するアンテナ素子
の第２面に対して前記プレートの角度を決めて前記トル
クを減らす行程と、を含むことを特徴とする方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN96107370A CN1085151C (zh) | 1995-03-29 | 1996-03-29 | 包括一个纸带盒和一个色带盒的组合盒 |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/371,821 US5618012A (en) | 1995-01-12 | 1995-01-12 | Satellite stabilization system |
| US08/371821 | 1995-01-12 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08244694A true JPH08244694A (ja) | 1996-09-24 |
Family
ID=23465544
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8001947A Ceased JPH08244694A (ja) | 1995-01-12 | 1996-01-10 | 衛星安定化システム |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5618012A (ja) |
| EP (1) | EP0722133B1 (ja) |
| JP (1) | JPH08244694A (ja) |
| CA (1) | CA2163281A1 (ja) |
| DE (1) | DE69617060T2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009113804A (ja) * | 2007-11-06 | 2009-05-28 | Wabco Gmbh | 車両用電空制動制御装置 |
| JP2009269585A (ja) * | 2008-05-09 | 2009-11-19 | Yoichi Hanawa | 太陽光線遮断人工衛星 |
| KR20210114698A (ko) * | 2020-03-11 | 2021-09-24 | 인하대학교 산학협력단 | 궤도 탈출 시스템으로서의 태양광 우주연 |
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