JPS5871300A - 人工衛星の回転軸を制御するための装置 - Google Patents

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】 本発明は太陽の方向に６０度以下の角度を形成する所望
の方向で人工衛星の回転軸を整列させるための方法に関
し、前記衛星はその回転軸の回シに自転し且つ前記方法
は太陽輻射の圧力により衛星の一部に加わる力を利用す
る。

本発明は、特に、これに限らないが、外乱変動のない非
常に安定した観測条件を必要とする天体観測用の衛星に
適用できる。

衛星はその軌道上では外乱トルクを受けることが知られ
ており、その中で最も重大な原因は、−一太陽に関する
衛星の軸の入射角と衛星の構成要素の反射角の差異とに
よる太陽輻射圧の効果の非対称性、 一一−−太陽の引力の勾配の影響、 −衛星の残留磁気モーメントにかかる地球磁場の作用 一一一周囲の航空力学的な影４ｉＩ（低い軌道に対して
）。

従って、軌道上の衛星の飛行姿勢を制御するための方法
を提供することは不可欠である。この目的のために現在
三つの方法が知られている。

この方法の中の二つははずみ車又はガスノズルを夫々用
いている。はずみ車はその懸垂手段が磁気的であるとき
には、その軸受ではどんな外乱ももたらさない。しかし
、はずみ車の駆動構成要素の電磁スイッチ機構は衛星に
ょ〕積載される観測装置へ伝達される低振幅励起を生ず
る。さらに、ときどき短かい飛行姿勢修正パルスを作シ
出すガスノズルの使用により励起が発生し、この励起は
構造体、ソーラパネル及び衛星の感知部分へ伝達された
。

従って、最小の外乱で衛星の飛行姿勢を制御するのが望
ましいときには、３番目の方法が用いられ、これは、太
陽光子束輻射圧を用い、従って衛星に連結され且つこの
圧力にさらされ向きを変更できる面を用いることから成
る。

この３番目の方法については多くの特定実施例１こお・
いて−、活動的であるものと活動的でないものとの両方
についてすでに知られている。例えば、フランス特許第
１．３４Ｑ、３ｋｌＩ号及び第７３７３３！に号明細書
、ニーアイニーニー誌（Ａ工ＡＡ　Ｊｏｕｒｎａｌ）の
１９６３年７月の第１巻第７号、宇宙船（５ＰＡＣＥＣ
ＲＡＦＴ）誌の７９７６年１２月の第１３巻第１２号、
ガイダンスと制ｇｌ（（）ＵよりＡＮＣＥＡＮＤ　Ｃ０
ＮＴＲ０Ｌ）誌の／９ＩｒＯ年第３巻第−号、ベルギー
４１４３りｌＩＳコ３号明細書、アクタ・アストｏ　／
　−ｆ　ｆ）　（ＡＯＴＡ　ＡＳＴＲＯＮＡＵＴ工ＣＡ
　）誌（７）／？！；０年第７巻又は米国特許第３．３
０グ０２ｇ号及び第グー６月１７号明細簀に記載された
ものである。

米国特許第３３０’１０２を号明細書においては、衛星
軸の３つに沿って固定された衛星の飛行姿勢を制御する
ために、太陽の方向に所定の角度をなさねばならない衛
星の軸に対してほぼ直角のソーラパネルの端部に制御面
が配設され、その制御面には太陽輻射圧が作用する。

制御面を制御するためにこの特許明細書において記載さ
れ且つ構成された方法は３つの軸に沿って固定された衛
星に対してのみ適用され、永久に自転する衛星の飛行姿
勢を固定するためには不十分である。

さらに、米国特許第３／４＃９４イ号明細書においては
、太陽圧の作用下で、衛星を回転するための方法が記載
されており、その際プロペラのような、向きを変えるこ
とのできるソーラパネルを使用し、前記衛星は他の装置
により固定されている。

本発明の目的は太陽圧の利用による飛行姿勢の修正の一
般原理を自転している衛星に適用することにある。特に
、この適用については、運動による天体観測を行なうこ
とを可能にするため、実質的に一定の回転速度を有する
衛星に関する。この場合、衛星に積載された少なくとも
２個の観測望遠鏡の視野の軸により定められた平面に少
なくとも実質的に垂直な回転軸の方向を、太陽基準系、
星基準系又は慣性系に関して制御する必要がある。

この目的のために、不発明は、太陽の方向と６０度以下
の角度をなす所望の方向で人工衛星の回転軸を整列させ
るための方法であって、前記衛星はその回転軸の回りに
自転しそして該衛星は、一方では、前記回転軸の回りに
分布し、長期間の運転位置において、前記回転軸に少な
くとも近似的に垂直な平面に位置した複数のソーラパネ
ルを備え、他方では、夫々が回転軸に対して直角の軸の
回９に連接された制御面のように、前記ソーラパネルの
少なくともいくつかの外端部に配設され、太陽輻射圧に
感応する可動面を備えている前記方法において、各制御
面の対応するソーラパネルに関する偏向は回転軸の回り
に衛星の回転の間周期的に制御されることを特徴とする
ものである。

一方、太陽の方向に関して所望の角度で回転軸の傾斜（
以後このような傾斜を太陽入射と呼ぶ）を維持するため
に、あるいはプログラムに従って逐次進行させるために
、他方、適当な検出器により検出された上述の原因によ
る整列誤差を修正するために、制御面の傾斜の制御は３
ツノ構成要素によ多構成されるのが好適であり、その中
で第１の構成要素は所望の太陽入射における衛星の釣り
合いに少なくとも実質的に相当し、第コの構成要素は回
転軸及び太陽の方向により定められた入射平面で検出さ
れた誤差に比例し且つこの平面に対して垂直の縦揺れモ
ーメントを発生し、第３の構成要素は入射平面に垂直な
平面で検出された誤差に比例し且つこの後者の平面に片
揺れモーメントを発生する。

従って、本発明に従うと、衛星の飛行姿勢は回転軸を通
るコつの垂直平面に沿って制御される。

衛星の任務及び／又は大連電池の劣化進行により、太陽
入射角度は、地球からの遠隔制御又は衛星に積載された
記録のどちらか一方によるプログラムに従って修正され
る。

本発明に従う方法を実施するための装置は、各制御面を
制御するため、電磁モータ又は作動装置を備え、その制
御電流は、フィルタ、制御論理及び増幅器を構成するパ
イロット連鎖の助けで、検出器により伝達されへ、衛星
の位置及び／又は衛星の角速度の誤差を示す信号から発
生される。

制御面の制御において制動を行なうために制御面の角速
度を検出するための検出器が各モータと連結されている
。各制御面は対応するソーラパネル上に少ｌくとも７個
のねじれリンクにより連接保持されているのが好適であ
る。好適な実施例においては、各制御面は対応するソー
ラパネル上に２個の整列したねじれリンクにより連接保
持され、前記リンクの各々はその端部のｌ端では前記ソ
ーラパネルの外縁に固定され且つその他端では対応する
モータの可動部に固定され、前記モータは連接部上の中
間位置に配設され、連接部の固定部分は前記ソーラパネ
ルと固着している。

制御の線形性を満足させるためには、電磁モータが作動
しないときには、対応する制御面はこれと連結したソー
ラパネルとセロでない偏向可屈をなすならば有利である
。前記ゼロでない偏向可屈は、制御面が太陽入射平面を
通過するい。

本発明は添付図面に関連した以下の実施例の説明からさ
らに明らかとなろう。

図面について説明すると、天体測定のための不発明に従
う衛星の実施例では、第１〜３図に示されているように
、不質的には次のものから構成される・ 一正多角形断面から成り、回転軸と合体した縦軸ＧＺを
有する細長い角柱体０、 −一視野■の軸を有し、軸ＧＺに垂直な平面に配設され
前記角柱体Ｃにより支持された１個の星観測望遠鏡Ｔ、 一一軸ａＺの回りに規則的に分布した同一の光電ソーラ
パネルＰ１０．Ｐ／／、Ｐ／コ、Ｐ２Ｏ，Ｐ２ハＰユツ
。

こｔらのパネルの各々は角柱体Ｃの面上に対応する連接
部工ｌＯ２工／Ｉ、工ｌユ、工２０．エコｌ、■コツに
より連結されている。これらの連接部は軸ＧＺに対して
直角の同一平面内にあり、運転の状況においては、異な
ったソーラパネルがこの平面に配置され、一種の正規星
（ｒｅｇｕｌａｒ　５ｔａｒ）を形成する。発射及び軌
道に乗せる間、パネルは角柱体Ｃに沿って折りたたまれ
る。

選定された実施例においては、６枚のソーラパネルが各
対Ｐ１０−Ｐ２０　、Ｐ／／−Ｐコ／　、　ｐ／２−Ｆ
、２．２のように互いに対向して配置されている。

第３図に例示されているように、連接部上１０゜Ｉ／／
　、■／、２．Ｉコ１．■２：１は重心Ｇに関して偏心
しており、その結果、パネルＰ１０　、　Ｐ／／　、　
ＰＩ３　、Ｐコθ。

Ｐ２／　、ＰＩ３の延長平面は前記重心Ｇを通過しない
０ 同一の制御面ｇｌθ、　ｇ／／、ｇ、／２．ｇ２０．ｇ
コ／。

ｇ２コは、軸ａＺから等距離であり且つこの軸上に中心
のある円に接する連接部Ｂ１０．Ｆ２／／、Ｂ／コ。

Ｅコθ、Ｅ２／、Ｗ２コにより、パネルＰ１０　、Ｐ／
／　、Ｐ／：ｌ。

Ｐコ０．Ｐ２／、Ｐココの端部に夫々連結されている。

異なった各制御面の重心は夫々Ｃｇ１０．Ｏｇ、／／、
Ｃｇ／２゜０ｇ２０　、０ｇ２／　、　０ｇココで示さ
れている。

衛星全体は太陽輻射に関して実質的に一定の入射角で位
置している。この入射角はｌｌｌ１Ｇｚと太陽Ｓの方向
　ＧＳとの間の包含角度ｊで定められる。軸ＧＺに垂直
な軸ＧＸは太陽入射平面ＧＺ、ＧＳ内にある。さらに、
軸ＧＺ及びＧＸに垂直な軸ＧＹが第１図及び第一図に示
されている。従って、衛星の重心Ｇに関連した座標Ｇ、
Ｘ　、　ＧＹ　、　ＧＺの系が得られる。

入射角ｊは、籍にパネルＰ１０からＰ２２までの太陽電
池の劣化を考慮して、徐々に拡げられ得る。

望遠鏡Ｔによる星の探査は天体に関する次の３つの回転
により得られる。即ち、 −−衛星は地球の回シの軌道にちゃ且つ太陽Ｓに向かっ
て少なくとも実質的に一定の入射角ｊで向いているので
、太陽の回９の地球の回転に対応する１年周期の第１の
回転、 −ノケ月のオーダの周期に対応する速度ωで軸ＧＳの回
りを回シ、太陽方向の回９の衛星軸ａＺの歳差運動に対
応する第一の回転、−〜−一時間のオーダの周期に対応
する速さΩの軸ＧＺの回りの軸の回転であり、同一の星
の方向における各望遠鏡Ｔの走査及びこれの連続的な走
行を確保する第３の回転。

第コ及び第３の回転は運動ｉ　Ｈを生ずる。

本発明の目的は太陽入射角ｊ及び歳差運動速度ωを高精
度でしかもできるだけ小さい変動量で制御することにあ
る。実際には、軸の速度Ｑの走査は高精度で行なわれる
必要はなく、ガスノズルによる公知の方法でときどき修
正されてよい。

この目的を達成子るために、本発明においては、軸ＧＳ
及びＧＹの回りの太陽圧力修正装置トルク（ｓｏコａｒ
　ｐｒｅｓｓｕｒｅ　ｃｏｒｒｅｃｔｏｒ　ｔｏｒｑｚ
ｅｓ）が使用され、これらのトルクは制御面ｇｌθから
ｇ２２までに与えられた制御の重ね合わせから生ずる。

これらの制御の第１のものは、外乱がない場合、太陽に
関して釣り合いのとれた衛星の入射角ｊを得ることに相
当する。この第１制御の原理は第３〜乙図に関連して説
明される。

第、２〜３図は、制御面ｇ、１０の重心Ｃｇ／θが平面
ａｚ　、　Ｇｘを通過する瞬間における衛星を示してい
る。さらば、第２図には、パネルＰＩＯ〜Ｐ２コの延長
平面において軸ＧＸの突出部である軸ｘ’−ｘ’に関し
て、軸Ｇｚの回りの重心ｃｇｉｏ〜Ｏｇ２ユの位置を表
わすことを可能にする角度φが示されｄφ ている。この角度φは時間ｔに関する変化率πが速さΩ
に等しいようなものである。

第二図、特に第３図に明確に示されているように、制御
面ｇｉＯ−ｇツユは重心Ｇに向かってすべて同一方向に
ある夫々の偏向角β１ｏ〜β２．により与えられる。

第３図において、制御面ｇｉｏ及びｇ２θの偏向角β１
ｏ及びβ２ｏは入射角ｊと組み合わさって、軸ＧＹに関
して反対符号の運動量Ｍ、及びＭ、を引き起こす太陽圧
力Ｒ１０及びＲ２０を夫々作り出す。

また制御面の他の組ｇ／／−ｇ２／　、ｇ／２−ｇ、、
２２の各々は運動ｆＭｌ及びＭ２のような運動量を引き
起こし、これらの運動量の値は入射角ｊと軸ＧＺの回り
の角度位置φとに依存する。

第弘図及び第５図には、与えられた入射角ｊ（例えば３
Ａ０）に対して、夫々偏向角β、。及びβ、０の関数と
して、制御面ｇ１０と制御面ｇ、２０とに対する運動量
Ｍ、及びＭ２の変化曲線（Ｋ）及び（Ｌｌが夫々示され
ている。このようにして、曲線（Ｋ）は角度φ−０に対
する制御面ｇｌＯ−ｇ２２の１つにより生じた太陽輻射
圧の運動量変化を表わしておｐ、一方向線＋Ｌｌはφ−
７ざＯｏに対するこれらの制御面の１つにより生じた太
陽輻射圧の運動量変化を表わしている。

これらの曲線（Ｋｌ及び（Ｌ）により、制御面ｇ、１０
゜ｇ、、２０の各々に対して、運動量Ｍ、又はＭ２の振
幅が、偏向角β１ｏ又はβ２ｏの変化量△β、。又は△
β２ｏに対してほぼ線形的に変化している範囲ΔＭ、又
は６Ｍ１．を見い出すことが可能である。

もし衛星の角柱体ＣとパネルＰ１０〜Ｐ、２２とにかか
る太陽輻射圧力の運動量町　が釣り合い角度付近で常に
ゼロであると仮定するならば、第７図及び第Ｓ図から理
解されるように、各範囲ΔＭＫ及びムＭ１の中程におい
て、運動量Ｍ１及びＭ２が同じ大きさである偏向角凡又
はβ１８０の値を夫々見い出すことが可能である。これ
らの運動量は反対符号であるので、それらの効果は相殺
される。

従って、前の仮定では、入射平面における釣り合い条件
は、偏向角β１ｏ及びβ２ｏが夫々β０及びβ１８０に
等しいことである。例示された例においては、これらの
角度は夫々／、θ°及びｌ−β０に等しく、これらの角
度付近では、線形性の範囲は±ｌ夕０のオーダであり約
Ｓ％の歪みがある場合±、２００のオーダとなる。

その上、入射角ｊの減少はβＩｏの増大とβ、。

の減少として作用する、即ち、運動量Ｍ１の減少と運動
量Ｍ、の増大とをもたらす。従って、合成運動量は入射
角を増大する傾向がある。同様に、入射角の増大は反対
の効果を有していると見られる。従って体系は静的に安
定である。

さらに、一定の入射角におけるβ１０の増大とβ、０の
減少とは同一符号の運動量を生ずる。

入射平面に垂＠な平面（）Ｚ、ｌ）Ｙについて行なわれ
た前述の説明と同様の説明により、釣り台いを得るため
には、φ−？ｏ０を通過する制？ｉＩ！１面に対して角
度β、０に等しい偏向角を掬え、モしてφ＝　ｘ　ｔ　
ｏｏを通過する制御面に対してはβ９０＝βｎ。

とｌる角度β２７０に等しい偏向角を与えることが必要
である。上の例では、βＱＯ”β２７Ｇ　＝　３１０゜
この可屈は実質的には入射角ｊに無関係である。

従って、衛星の静的釣り合いを得るためには、制御面の
各々の偏向角は、軸ＧＺの回りの角度位置の関数として
、衛星がこの軸の回りを回転するとき、正弦曲線的に変
化せねばならず、その結果、 φ＝θ０　　に対してβ＝β０ φ　−デ　Ｏｏ　　　　　　　　　　　　　β　−βＧ
Ｏφ＝／ｇθ０　　　　β−βＩｓ。

φ−、２７θ０　　　　β−ん φ＝３６θ０　　　　β−β。。

衛星の角柱体Ｃにかかる太陽輻射圧力の運動量は変動し
ているが、衛星の回転形状により最小化される′。合成
運＠量Ｍ、１は入射角ｊの関数として変化し、その極値
は制御面が備え得る極値より実質的に小さくなければな
らず、従って後者は修正運動量をさらに備えてもよい。

制御面を寸法測定するときにはこの判定基準を考慮に入
れなければならない。

第６図は制御面ｇ／θ〜ｇ、２２の各々の偏向角の変化
をその重心の角度位置φの関数として例示している。

制御面の作動装置（こ扛の１例が第７図及び第ｉｏ図に
例示さ扛ている）が停止しているときに、もし前記制御
面がゼロに等しくない停止偏向角β、を示しているなら
ば、制御のよシ良い線形性を得るのが有利である。例え
ば、β、は少ｌくとも近似的にβ、０に等しいように選
定されるのが有利である。この様にして、釣り合いの制
御は△β−β。−β９ｏ−β、０−β１８０となる大き
さ士△βの制御された偏向角により行なわれる。この変
化量Δβに特性曲１（Ｋ）　Ｆ　（Ｌ）等の線形部分に
対応する十−００の範囲が加えられる。従って±（△β
＋コＯ０）という制御量がβ、。付近で得られる。第６
図には、これに対応する制御帯域が点線で示されている
。

このような初期の調整（β、−β。０）により、本発明
は６０°に近い太陽入射角ｊの角厩まで実施可能となる
。

衛星はその軸ＧＺの回りに回転している間、その飛行姿
勢が測定される。

この飛行姿勢は衛星の一個の望遠鏡Ｔに合体した星検出
器により検知された位置から導出される。望遠鏡Ｔが太
陽入射平面ＧＸ、ＧＺに位置しているときには、入射の
際の飛行姿勢が測定可能となる。望遠鏡が平面ＧＸ　、
ＧＺに垂直な平面に位置しているときには、側面箇所の
飛行姿勢が測定可能となる。望遠鏡が前の二平面の間に
位置した７個の星に向けられているときには、検出器は
どんな方向においても見い出される誤差を検出する。ａ
ＸとＧＹの方向におけるこの誤差の二成分は、情報分布
において衛星の回転方向を用いる分解装置により得られ
る。衛星の再配置を非常に速く行えるようにするために
は、毎分（又は天体に関して約３０の角度毎）に約１個
の星の座標を記憶すれば大体十分である。

飛行姿勢の誤差は基準飛行姿勢（これは天体探査のプロ
グラムに対応する）と測定された飛行姿勢との比較の結
果から出され、その際、ジャイロメータにより測定され
た角速度の積分を利用可能で、この積分は周期的にリセ
ットされる。この後者の装置によシ、直流信号が二つの
星観測の間に得られる。またこの信号は検出された誤差
をろ波（フィルタ）することにより得られる。この誤差
処理により、修正装置は、寄生変動から生ずることを回
避するため十分に連続的な情報を備えることができる。

処理は誤差の二成分について別々に行なわれる。

もしある所定時に整列誤差が検出されたならば、平面Ｇ
Ｘ、ＧＹ　（第７図参照）に位置した運動量Ｍが生成さ
れる。図示されているように、この運動量はＧＸ及びＧ
Ｙ方向においてＭＸ及びＭＹに分解される。

運動量ＭＹを生成するためには、最も有効な制御面はそ
の瞬間時にはφ−Ｏ０及びφ＝ｔｇｏ０に相当するもの
であり、一方φ−９００及びφ＝　、２７０”に相当す
るものは軸ＧＹ　に沿う有効な運動量を有していない。

さらに、上述のことから、運動量を生成するためには、
／に０°により相殺されるコつの制御面は釣り合い偏向
に関して反対の偏向を有していなければならないことが
わかる。

運動量　ＭＹを生成するためには、各制御面ｇをその位
置の関数、即ち、 δβ１−β１・ｅ０８φ の形の付加偏向角として与えることが適切である。同様
に、運動量ＭＸを生成するためには、付加偏向角 δβ、−β、・ｓｉｎφ が与えられる。軸ＧＸ及びＧＹに沿う修正に関する夫々
偏向角β１及びβ２の角度は、検出された誤差の線形関
数、又は同じ事になるが、必要運動量 一方計算によると、ＯＸ　及びＧＹ　ＶＣ沿って行なわ
れた修正間の偶力は弱く（−〇°の偏向角に対してｉｏ
％以下）、他方、制御面の線形性の範囲は大きい（偏向
角２００に対して±５％）。

１ｍ×０．５ｍの制御面及び反射率がｌに近い場合、運
動量容量は例えば、２０°の偏向角に対してｌθ−’Ｎ
ｍ、又は外乱トルクの釣り合いを含む、衛星を操作する
ために必要な容量の３〜６倍である。

第ｇ図は制御面ｇを制御するための装置のブロック図で
ある。

所望の基準飛行姿勢は天体観測プログラムに対応する。

このプログラムは衛星の運動が完全に連続的であるよう
に作成される。基準飛行姿勢は視野に関する基準足の座
標から定められ且つプログラム読取装置／ＤＯにより伝
達される。

さらに、（上の説明かられかるように望遠鏡Ｔと関連し
た）検出器／θ／は衛星の測定された飛行姿勢を与える
。この測定された飛行姿勢は比較器１０ユにおいて基準
飛行姿勢と比較される。

そしてその処理の後、比較器１０２から出る誤差信号は
ピー・アイ・ディ型（Ｐ、Ｉ。Ｄ、ｔｙｐｅ）の制御フ
ィルタ１０３へ伝達され、このフィルタによシ、早期修
正の結果を積分し且つ現在の運動を制動するために必要
な相前進項を計算できる。この方法では、制御は進行性
があり且つ連続的で、収集中の間でもあるいは食の後で
も変動を進行できる。

軸ＧＸ及びＧＹの各々に関するフィルタの出力は制御ト
ルクを表わし、これらトルクは誤差の修正速度と修正す
べき変動量との関数として計算された制動を考慮に入れ
ている。

それからこれらの制御トルクは、偏向法則を表わし且つ
方向角度φの関数として分布に関連した翻訳機ＩＯ’ｌ
において、各制御面のための偏向制御量に変換される。

これらの偏向制御量は制御面ｇの偏向モータ１０左へ送
られる。対応する制御面の角速度を演出するための検出
器ＩＯＡはこれらのモータと連結している。この情報に
より前記制御面用の翻訳機ｌ０ＩＩにより指令された偏
向法則が修正される。

得られた偏向は、太陽輻射の効果の下で、衛星に作用す
る駆動モーメントを作り出す。

駆動モーメント、太陽輻射圧によるモーメント、外乱モ
ーメントの組み合わせ効果の下で、衛星の力学的応答が
その慣性の関数として得られる。

最後に、衛星の応答は、検出器／θｌにより測定された
飛行姿勢に由来する実際の飛行姿勢によシ理解される。

第７図及び第１θ図は、軸Ｅの回りにあり、パネルＰの
端にある制御面ｇの連接例を示している。

この軸Ｅは整列し、伸張したス不のねじれケーブルｌ及
びｌにより構成されている。これらのケーブルの各々は
、一方では、モータ３（これは第に図のモータＩＯＮに
相当する）のどちらか一方の側に、制御面の内縁の中心
に近い点／ａ又はｌａｌで固定され、他方では、パネル
Ｐの端縁に近い点ｌｂ又はｌυで固定されている。

また、制御面Ｇと連結した軸受コ及び２′が設けられて
いて、それらをねじれケーブルｌ及びｌ′が間隙を保っ
て貫通している。操作上の配置形状においては、軸受と
接触することが全くすく、これが摩擦をなくし且つ真空
中の拡散の問題を回避する。

制御面ｇは連接軸Ｅ上の中間位置に配設されタモータ３
により制御される。このモータ３は単駆動コイルを有す
る、スイッチ開閉機構のない電磁式のものから成ってい
るのが好適である。

第ｉｏ図は前記モータを詳細に示している。これはソー
ラパネルＰと連結したコイルグを含んでおり、該コイル
は回転・、接触なしにまた破損し易い屈曲自在の電線な
しに制御電流１を直接受は入れる。制御面ｇと連結した
可動部分はコイルの中心では永久磁石Ｓを、また空気間
隙の外側では軟鉄磁気回路乙を含んでいる。

制御面を保持するためのケーブルｌ及び／１はねじれ剤
層λを有しているので、他のどんな作用もない場合、制
銅１面の偏向角はねじれＴかに′二回転の効率係数 Ｂ：空気間隙における磁場 ｎ：コイルの回転数 １：制御電流の強度 １：磁石の幅 ｒ：コイルの平均作用半径 に等しいのでコイルタを通過する電流上に比例する。

この式が制御面の位置を正しく与えるためには、ヒンジ
の回りの太陽圧力によるモーメントが制御面を保持する
ケーブルのトルりよジずっと小さくなければならない。

コイルりを構成する湾曲部は円筒形状であるので所定電
流により生成されたトルクは、偏向値に関し±６０°よ
り大きい偏向を行なうことは困難である。これにより、
モータに関し制御面を初期設定角度β、で開始すること
が確実になり、さらに該モータに必要な電流は比較的少
なくて艮い。

各モータ３は偏向角の角速度を測定するための装置を備
えていてもよい。この測定は、場の変化量に比例した電
流を引き起こすモータの永久磁石運動により（第５図に
おける検出器ｉｏｂに相当する）固定コイル７で生成さ
れる場の変動により行なわれる。

この測定のために意図されたコイル７はモータの制御コ
イルの外側に且っ１−ｏのときの磁石の平面内に位置し
ている。

この配置は、制御コイルが実質的に円筒形であり、測定
域において事実上場を生成しないという事実により可能
となる。

もし必要ならば、連間検出器がモータから分離され独立
した磁気回路の一部を形成してもよい。即ち、該検出器
が固定コイル及び可動磁石と同じ原理に基づいていても
よい。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に従う衛星の実施例の略斜視図、第一図
は第１図の衛星の略平面図、第３図は第一図の線ｍ−ｍ
に沿う断面図、第９図及び第Ｓ図は、制御面に与えられ
た偏向角の関数として、それにより与えられる太陽輻射
圧のモーメントの線図、第６図は回転軸の回りの制御面
の位置の関数として制御面の偏向角を展開した図、第７
図は整列誤差が修正装置の運動量Ｍを生成するときの制
御面の偏向制御を示す図、第５図は制御面を制御するた
めの装置のブロック図、第９図は制御面の連接及び制御
を示す図、第１０図は制御面のモータの部分拡大断面図
である。 ３・・モータ、Ｃ・・角柱体、ＣｇｌＯ，Ｃｇｌｌ。 Ｃｇ／＋２．Ｏｇ、２０，０ｇ２／、０ｇ２１　・−重
心、ＷＩＯ。 Ｅ／／、Ｂ／ユ、］１８コθ、Ｅコ／、にココ・・連接
部、Ｇ・・重心、ｇ１０ｐｇ／／ｒｇ’、ツユｒ　ｇ、
２０　ｒ　ｇλ／、ｇ、２．２　・・制御面、ＧＸ、Ｇ
Ｙ、（）Ｚ・・軸、■／θ、■／／、Ｉ／、２．工、２
０゜１．２／、１．２．２　・・連接部、ｊ・・太陽入
射角、Ｐ／θ、ＰＩ／、Ｐ／ユ、　Ｐ：ｔＯ、Ｐコ／、
Ｐ、２．２　　・・ソーラパネル、Ｔ・・望遠鏡、β・
・偏向角。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 ／　太陽の方向と１０度以下の角度をなす所望の方向で
   人工衛星の回転軸を整列させるための方法であって、前
   記衛星はその回転軸の回りに自転しそして該衛星は、一
   方では、前記回転軸の回りに分布し、長期間の運転位置
   において、前記回転軸に少なくとも近似的に垂直な平面
   に位置した複数のソーラパネルを備え、他方では、夫々
   が回転軸に対して直角の軸の回りに連接された制御面の
   ように、前記ソーラパネルの少なくともいくつかの外端
   部に配設され、太陽輻射圧に感応する可動面を備えてい
   る前記方法において、回転軸の回りに衛星の回転の間、
   各制御面の偏向をそれに対応するソーラーパネルに関し
   て周期的に制御する段階を含んでいることを特徴とする
   所望の方向で人工衛星の回転軸を整列させるための方法
   。 ユ　制御面の傾斜の制御は３つの構成要素により構成さ
   れ、その中で第１の構成要素は所望の太陽入射における
   衛星の釣り合いに少なくとも実質的に相当し、第二の構
   成要素は回転軸及び太陽の方向により定められた入射平
   面で検出された誤差に比例し且つとの平面に対して垂直
   の縦揺れモーメントを発生し、第３の構成要素は入射平
   面に垂直な平面で検出された誤差に比例し且つこの後者
   の平面に片揺れモーメントを発生する特許請求の範囲第
   １項記載の所望の方向で人工衛星の回転軸を整列させる
   ための方法。 ３　太陽入射の角度は進行プログラムに従って変更され
   る特許請求の範囲第１項記載の所望の方向で人工衛星の
   回転軸を整列させるだめの方法。 ダ　各制御面を制御するため、電磁モータ又は作動装置
   を備え、その制御電流は、フィルタ、制御論理及び増幅
   器を構成するパイロット連鎖の助けで、検出器により伝
   達され鳥、衛星の位置及び／又は衛星の角速度の誤差を
   示す信号から発生される特許請求の範囲第１項記載の所
   望の方向で人工衛星の回転軸を整列させるための方法を
   実施するための装置。 ！、　　′＃ＪＩＪ御面の制御において制動を行なうた
   めに制御面の角速度を検出するための検出器が各モータ
   と連結されている特許請求の範囲第ダ項記載の所望の方
   向で人工衛星の回転軸を整列させるための装置。 Ｌ　各制御面は対応するソーラパネル上に少なくとも１
   個のねじれリンクにより連接保持されている特許請求の
   範囲第を項記載の所望の方向で人工衛星の回転軸を整列
   させるための装置。 ２　各制御面は対応するソーラパネル上にコ個の整列し
   たねじれリンクにより連接保持され、前記リンクの各々
   はその端部のｌ端では前記ソーラパネルの外縁に固定さ
   れ且つその他端では対応するモータの可動部に固定され
   、前記モータは連接部上の中間位置に配設され、連接部
   の固定部分は前記ソーラパネル及び前記リンクと固層し
   、該固定部分と可動部との間のどんな接触をも回避した
   特許請求の範囲第６項記載の所望の方向で人工衛星の回
   転軸を整列させるための装置。 ｇ　各モータは固定された誘導子コイルと回転する永久
   磁石とを備えた方式から成る特許請求の範囲第４項記載
   の所望の方向で人工衛星の回転軸を整列させるための装
   置。 デ　電磁モータが作動しないときには、対応する制御面
   はこれと連結したソーラパネルとゼロでない偏向角度を
   なす特許請求の範囲第り項記載の所望の方向で人工衛星
   の回転軸を整列させるだめの装置。 ＩＱ　　前記ゼロでない偏向角度は、制御面が太陽入射
   平面を通過するときに該制御面により形成される偏向角
   度に近い特許請求の範囲第９項記載の所望の方向で人工
   衛星の回転軸を整列させるための装置。