JPS6121879B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPS6121879B2 JPS6121879B2 JP54130284A JP13028479A JPS6121879B2 JP S6121879 B2 JPS6121879 B2 JP S6121879B2 JP 54130284 A JP54130284 A JP 54130284A JP 13028479 A JP13028479 A JP 13028479A JP S6121879 B2 JPS6121879 B2 JP S6121879B2
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- attitude
- satellite
- axis
- stellar
- drift
- Prior art date
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Description
この発明は人工衛星の姿勢決定方式に関する。
将来、人工衛星（以下衛星と略す）を誘導して
複数の人工衛星を軌道上で結合し、宇宙空間にお
ける複合衛星システムの建設を行うことが必要と
なると考えられる。 このような衛星を実現するためには推力ベクト
ルの設定や、人工衛星同志の結合軸合せのために
任意時刻で、３次元空間の任意の方向への大きな
姿勢変更を行うことが不可欠となる。このため姿
勢の決定も軌道上で、慣性空間全域での高精度な
リアルタイム的姿勢決定が必要となる。 この発明は、上記のような複合衛星システムを
実現する上で不可欠となる。軌道上でのリアルタ
イム的姿勢決定を実現するための姿勢決定方式を
提供するものである。 ところで、上記のような姿勢決定を従来の方式
によつて実現しようとすると以下のような困難を
生じる。 まず、従来の姿勢決定方式について簡単に説明
する。 第１図は、一般に人工衛星の姿勢決定に用いら
れる基準座標系であり、X1軸を春分方向、Z1軸
を地球赤道面と垂直方向、Y1をZ1，X1軸に直角
な方向、座標原点を衛星質量中心とする直交座標
系である。この基準座標系に対する衛星姿勢基準
座標軸に対する衛星固定機軸座標ＸB，ＹB，ＺB
方向の単位ベクトル（B，B，Ｂ）で与えら
れる。 第２図は、従来の姿勢決定方式の構成の例を示
す図である。図において１は慣性センサ、２は姿
勢計算装置である。 今、慣性センサ１として４ジンバル構成による
ステーブルプラツトフオーム方式ジヤイロを用い
ると慣性センサ１の出力として４ジンバル角ヨー
角ΨP、ピツチ角θP、ロール角ψP、アウタピツ
チ角ＡPが得られる。これらを入力として基準座
標に対する衛星機軸の姿勢は姿勢計算装置２に構
成された次の計算式により決定される。 B＝〔IＣP〕〔PＣB〕〔IOO〕T (1) B＝〔IＣP〕〔PＣB〕〔OIO〕T (2) KB＝〔IＣP〕〔PＣB〕〔OOI〕T (3) 但し、Ｔ：転置、〔PＣB〕：衛星機軸座標から
ジヤイロブラツトフオーム座標への変換行列 〔PＣB〕＝ＴΨＴ〓ＴθＴA (4) ただし、 〔IＣP〕＝ジヤイロプラツトホーム座標から基
準座標への変換行列 〔IＣP〕＝TDx TDy TDZ (5) ただし 〔ＤX，Ｄy，ＤZ〕はドリフト誤差である。又
式中各パラメータの時刻表示は煩雑になるため省
略してある。 ところで、上記従来の方式は座標変換行列〔I
ＣP〕の要素としてのドリフト誤差ＤX，Ｄy，ＤZ
に対し何らの補償機能もない。このため衛星のよ
うに長期間の運用を必要とする場合、周知のよう
にジヤイロドリフト誤差の蓄積が無視出来なくな
る。即ち第(5)式はドリフト誤差のため次第に大き
な座標変換誤差を生じるようになる。このため姿
勢決定誤差が大きくなつて姿勢決定装置としての
機能を果せなくなるという欠点があつた。 この発明は上記従来の欠点を除去した人工衛星
の姿勢決定方式を提供するものである。 以下、この発明による一実施例を図面により詳
述する。 第３図はこの発明による姿勢決定方式の概念を
示す図である。図において、１は慣性センサ、２
は姿勢計算装置である。スイツチS1，S2は一定周
期（ｔk−ｔk-1）（ただしtkはtlとは独立）で開閉
するように構成される。S1，S2が開（定常モー
ド）では慣性センサで測定した時刻tlでのヨー角
ΨP（tl）、ピツチ角θP（tl）、ロール角ψＰ
（tl）、アウタピツチ角ＡP（tl）を入力として、姿
勢計算装置２によつて現在時刻ｔPでの衛星の三
軸姿勢iB（tl），jB（tl），KB（tl）〕を決定する。
スイツチS1，S2閉（ドリフト補償モード）では衛
星基各機軸方向に配置した複数の恒星基準センサ
３ａ，３ｂ，３ｃにより衛星機軸座標ＸB，ＹB，
ＺB）に対する恒星方向の単位ベクトルSi（tl）＝
１，……，Ｋ（但しｉはセンサ番号に対応する対
象恒星番号でこの例ではｉ＝１，２，３）の角度
パラメータを測定する。ドリフト誤差観測装置４
はドリフト補償モードで、上記恒星基準センサに
よつて時刻tlにおいて測定した恒星ベクトルSiと
姿勢決定装置２で計算した座標変換行列〔IＣB〕
tl＝〔IＣP〕ｔK-1〔PＣB〕tlとを入力として、慣
性センサのプラツトフオーム座標から基準座標へ
の変換行列〔IＣP〕の要素としてのドリフ誤差Ｄ
x，Ｄy，Ｄzの観測値Ｚi〔tl〕および観測行列Mi
（tl）を計算する。 (5)は補償フイルタであり、上記ドリフト誤差観
測装置の計算値を入力として前回のドリフト補償
時刻ｔK-1から現在の時刻tkまでに蓄積されたド
リフト誤差の最適推定値を計算する。６は座標変
換行列更新装置であり、上記補償フイルタの計算
値を入力として座標変換行列〔IＣP〕ｔk-1を更
新する。以後姿勢計算装置２は次のドリフト補償
モードが始まるまでこの更新された座標変換行列
〔IＣP〕tkを使う。これによつてドリフト誤差が
補償された衛星の姿勢決定を実現させるものであ
る。以下姿勢決定計算機７を構成する各装置の詳
細について第４図を用いて説明する。 姿勢計算装置２は時刻tlでジヤイロ１により測
定したヨー角ΨP（tl）、ピツチ角θP（tl）、ロー
ル角ψＰ（tk）、アウタピツチ角ＡP（tl）と前回
のドリフト補償モードで座標変換行列更新装置６
において更新された時刻tk−１での座標変換行列
〔IＣP〕ｔk-1（但し〔IＣP〕ｔK-1は次のドリフ
ト補償時刻tkがくるまで固定の値である。）とを
入力として、次の計算式によつて衛星機能の基準
座標に対する姿勢Ｂ（tl），Ｂ（tl），Ｂ
（tl）を計算する。
複数の人工衛星を軌道上で結合し、宇宙空間にお
ける複合衛星システムの建設を行うことが必要と
なると考えられる。 このような衛星を実現するためには推力ベクト
ルの設定や、人工衛星同志の結合軸合せのために
任意時刻で、３次元空間の任意の方向への大きな
姿勢変更を行うことが不可欠となる。このため姿
勢の決定も軌道上で、慣性空間全域での高精度な
リアルタイム的姿勢決定が必要となる。 この発明は、上記のような複合衛星システムを
実現する上で不可欠となる。軌道上でのリアルタ
イム的姿勢決定を実現するための姿勢決定方式を
提供するものである。 ところで、上記のような姿勢決定を従来の方式
によつて実現しようとすると以下のような困難を
生じる。 まず、従来の姿勢決定方式について簡単に説明
する。 第１図は、一般に人工衛星の姿勢決定に用いら
れる基準座標系であり、X1軸を春分方向、Z1軸
を地球赤道面と垂直方向、Y1をZ1，X1軸に直角
な方向、座標原点を衛星質量中心とする直交座標
系である。この基準座標系に対する衛星姿勢基準
座標軸に対する衛星固定機軸座標ＸB，ＹB，ＺB
方向の単位ベクトル（B，B，Ｂ）で与えら
れる。 第２図は、従来の姿勢決定方式の構成の例を示
す図である。図において１は慣性センサ、２は姿
勢計算装置である。 今、慣性センサ１として４ジンバル構成による
ステーブルプラツトフオーム方式ジヤイロを用い
ると慣性センサ１の出力として４ジンバル角ヨー
角ΨP、ピツチ角θP、ロール角ψP、アウタピツ
チ角ＡPが得られる。これらを入力として基準座
標に対する衛星機軸の姿勢は姿勢計算装置２に構
成された次の計算式により決定される。 B＝〔IＣP〕〔PＣB〕〔IOO〕T (1) B＝〔IＣP〕〔PＣB〕〔OIO〕T (2) KB＝〔IＣP〕〔PＣB〕〔OOI〕T (3) 但し、Ｔ：転置、〔PＣB〕：衛星機軸座標から
ジヤイロブラツトフオーム座標への変換行列 〔PＣB〕＝ＴΨＴ〓ＴθＴA (4) ただし、 〔IＣP〕＝ジヤイロプラツトホーム座標から基
準座標への変換行列 〔IＣP〕＝TDx TDy TDZ (5) ただし 〔ＤX，Ｄy，ＤZ〕はドリフト誤差である。又
式中各パラメータの時刻表示は煩雑になるため省
略してある。 ところで、上記従来の方式は座標変換行列〔I
ＣP〕の要素としてのドリフト誤差ＤX，Ｄy，ＤZ
に対し何らの補償機能もない。このため衛星のよ
うに長期間の運用を必要とする場合、周知のよう
にジヤイロドリフト誤差の蓄積が無視出来なくな
る。即ち第(5)式はドリフト誤差のため次第に大き
な座標変換誤差を生じるようになる。このため姿
勢決定誤差が大きくなつて姿勢決定装置としての
機能を果せなくなるという欠点があつた。 この発明は上記従来の欠点を除去した人工衛星
の姿勢決定方式を提供するものである。 以下、この発明による一実施例を図面により詳
述する。 第３図はこの発明による姿勢決定方式の概念を
示す図である。図において、１は慣性センサ、２
は姿勢計算装置である。スイツチS1，S2は一定周
期（ｔk−ｔk-1）（ただしtkはtlとは独立）で開閉
するように構成される。S1，S2が開（定常モー
ド）では慣性センサで測定した時刻tlでのヨー角
ΨP（tl）、ピツチ角θP（tl）、ロール角ψＰ
（tl）、アウタピツチ角ＡP（tl）を入力として、姿
勢計算装置２によつて現在時刻ｔPでの衛星の三
軸姿勢iB（tl），jB（tl），KB（tl）〕を決定する。
スイツチS1，S2閉（ドリフト補償モード）では衛
星基各機軸方向に配置した複数の恒星基準センサ
３ａ，３ｂ，３ｃにより衛星機軸座標ＸB，ＹB，
ＺB）に対する恒星方向の単位ベクトルSi（tl）＝
１，……，Ｋ（但しｉはセンサ番号に対応する対
象恒星番号でこの例ではｉ＝１，２，３）の角度
パラメータを測定する。ドリフト誤差観測装置４
はドリフト補償モードで、上記恒星基準センサに
よつて時刻tlにおいて測定した恒星ベクトルSiと
姿勢決定装置２で計算した座標変換行列〔IＣB〕
tl＝〔IＣP〕ｔK-1〔PＣB〕tlとを入力として、慣
性センサのプラツトフオーム座標から基準座標へ
の変換行列〔IＣP〕の要素としてのドリフ誤差Ｄ
x，Ｄy，Ｄzの観測値Ｚi〔tl〕および観測行列Mi
（tl）を計算する。 (5)は補償フイルタであり、上記ドリフト誤差観
測装置の計算値を入力として前回のドリフト補償
時刻ｔK-1から現在の時刻tkまでに蓄積されたド
リフト誤差の最適推定値を計算する。６は座標変
換行列更新装置であり、上記補償フイルタの計算
値を入力として座標変換行列〔IＣP〕ｔk-1を更
新する。以後姿勢計算装置２は次のドリフト補償
モードが始まるまでこの更新された座標変換行列
〔IＣP〕tkを使う。これによつてドリフト誤差が
補償された衛星の姿勢決定を実現させるものであ
る。以下姿勢決定計算機７を構成する各装置の詳
細について第４図を用いて説明する。 姿勢計算装置２は時刻tlでジヤイロ１により測
定したヨー角ΨP（tl）、ピツチ角θP（tl）、ロー
ル角ψＰ（tk）、アウタピツチ角ＡP（tl）と前回
のドリフト補償モードで座標変換行列更新装置６
において更新された時刻tk−１での座標変換行列
〔IＣP〕ｔk-1（但し〔IＣP〕ｔK-1は次のドリフ
ト補償時刻tkがくるまで固定の値である。）とを
入力として、次の計算式によつて衛星機能の基準
座標に対する姿勢Ｂ（tl），Ｂ（tl），Ｂ
（tl）を計算する。
【表】
〔IＣP〕ｔK-1は次回時刻tkで更新されるまで
一定値をとる。
一定値をとる。
【表】
但し、t2＝０＝ｔk-1である。
第４図は衛星機軸機軸方向に配置した３つの恒
星基準センサ３ａ，３ｂ，３ｃによる恒星S1，
S2，S3の機軸座標に対する単位ベクトル１，
２，３の測定概念を示す図である。 図において（ＸS，ＹS，ＺS）は恒星基準セン
サに固定の座標系でＸSは光軸方向にとる。ＹS，
ＺSは光軸に垂直な面面８ａ，８ｂ，８ｃ内にあ
つて右手直交座標系となるようにとる。 ドリフト誤差観測装置４は上記恒星基準センサ
３ａ，３ｂ，３ｃによつて時刻tlにおいて測定し
た恒星ベクトルSi（tl）、および時刻tlでの姿勢決
定装置２で計算した座標変換行列〔IＣB〕tl＝〔I
ＣP〕ｔK-1〔PＣB〕tlを入力とし、次の計算式に
よつてドリフト誤差の最適推定値を求めるための
ドリフト誤差の観測値ｉ（tl）および観測行列
ｉ（tl）を計算する。 ｉ（tl）＝ｉ−〔IＣB〕 ｉ（tl）。ｉ＝１，２，３ (9) ｉ（tl）＝−〔IＣB〕〔Ｅ〕 ｉ（tl）。ｉ＝１，２，３ (10) 但し 尚（RAS，DIS）ｉは対象恒星ｉの（赤経、赤
緯）であり天文観測によつて既知である。 補償フイルタ５は上記観測値ｉ（tl）および
観測行列ｉ（tl）を入力として、よく知られた
Kacmaa−Bucyの理論を適用して次式により、ド
リフト誤差の最適推定値Ｘ（tl｜ｌ）を計算す
る。 Ｘ（tl｜ｌ）＝ Ｘ（tl｜ｌ−１）＋（tl） 〔ｉ（tl）−ｉ（tl） Ｘ（tl｜ｌ−１）〕 (11) 但し、Ｘ（tl｜ｌ−１）＝Ｒ（tl−１） Ｘ（tl｜ｌ−１） (12) （tl−１）＝〔〕：単位マトリクス （tl）：ゲインマトリクス 座標変換行列更新装置６は上記ドリフト誤差の
最適推定値Ｘ（tl｜ｌ）を入力として 〔IＣP〕tk−１を 〔IＣP〕tk＝〔〔IＣP〕ｔk-1 〔〔〕＋〔△Ｄ〕〕T (13) 但し X1（tl｜ｌ）＝△λＤx X2（tl｜ｌ）＝△λＤy X3（tl｜ｌ）＝△λＤz と更新することにより時刻ｔk-1からtkまでに蓄
積されたドリフト誤差が補償される。 以後姿勢計算装置２では次のドリフト補償が行
われる時刻ｔk+1までこの座標変換行列〔IＣP〕
tkを用いて第(6)式による姿勢決定を行う。 以上述べたことから明らかなように、この発明
による姿勢決定方式は、衛星に搭載した慣性セン
サによつて測定した４ジンバル角を姿勢決定計算
機で処理して人工衛星の三軸姿勢を決定するとい
う目的を達成することができる。 また、以上述べたことから明らかなように、こ
の方式による姿勢決定方式は慣性センサの致命的
欠点であるドリフト誤差の蓄積を補償するように
なつているので人工衛星のような長期間の運用を
行つても姿勢決定誤差の増大を押えることができ
るなどの利点を有する。
星基準センサ３ａ，３ｂ，３ｃによる恒星S1，
S2，S3の機軸座標に対する単位ベクトル１，
２，３の測定概念を示す図である。 図において（ＸS，ＹS，ＺS）は恒星基準セン
サに固定の座標系でＸSは光軸方向にとる。ＹS，
ＺSは光軸に垂直な面面８ａ，８ｂ，８ｃ内にあ
つて右手直交座標系となるようにとる。 ドリフト誤差観測装置４は上記恒星基準センサ
３ａ，３ｂ，３ｃによつて時刻tlにおいて測定し
た恒星ベクトルSi（tl）、および時刻tlでの姿勢決
定装置２で計算した座標変換行列〔IＣB〕tl＝〔I
ＣP〕ｔK-1〔PＣB〕tlを入力とし、次の計算式に
よつてドリフト誤差の最適推定値を求めるための
ドリフト誤差の観測値ｉ（tl）および観測行列
ｉ（tl）を計算する。 ｉ（tl）＝ｉ−〔IＣB〕 ｉ（tl）。ｉ＝１，２，３ (9) ｉ（tl）＝−〔IＣB〕〔Ｅ〕 ｉ（tl）。ｉ＝１，２，３ (10) 但し 尚（RAS，DIS）ｉは対象恒星ｉの（赤経、赤
緯）であり天文観測によつて既知である。 補償フイルタ５は上記観測値ｉ（tl）および
観測行列ｉ（tl）を入力として、よく知られた
Kacmaa−Bucyの理論を適用して次式により、ド
リフト誤差の最適推定値Ｘ（tl｜ｌ）を計算す
る。 Ｘ（tl｜ｌ）＝ Ｘ（tl｜ｌ−１）＋（tl） 〔ｉ（tl）−ｉ（tl） Ｘ（tl｜ｌ−１）〕 (11) 但し、Ｘ（tl｜ｌ−１）＝Ｒ（tl−１） Ｘ（tl｜ｌ−１） (12) （tl−１）＝〔〕：単位マトリクス （tl）：ゲインマトリクス 座標変換行列更新装置６は上記ドリフト誤差の
最適推定値Ｘ（tl｜ｌ）を入力として 〔IＣP〕tk−１を 〔IＣP〕tk＝〔〔IＣP〕ｔk-1 〔〔〕＋〔△Ｄ〕〕T (13) 但し X1（tl｜ｌ）＝△λＤx X2（tl｜ｌ）＝△λＤy X3（tl｜ｌ）＝△λＤz と更新することにより時刻ｔk-1からtkまでに蓄
積されたドリフト誤差が補償される。 以後姿勢計算装置２では次のドリフト補償が行
われる時刻ｔk+1までこの座標変換行列〔IＣP〕
tkを用いて第(6)式による姿勢決定を行う。 以上述べたことから明らかなように、この発明
による姿勢決定方式は、衛星に搭載した慣性セン
サによつて測定した４ジンバル角を姿勢決定計算
機で処理して人工衛星の三軸姿勢を決定するとい
う目的を達成することができる。 また、以上述べたことから明らかなように、こ
の方式による姿勢決定方式は慣性センサの致命的
欠点であるドリフト誤差の蓄積を補償するように
なつているので人工衛星のような長期間の運用を
行つても姿勢決定誤差の増大を押えることができ
るなどの利点を有する。
第１図は基準座標に対する三軸姿勢決定の概念
を示す図、第２図は慣性センサによる姿勢決定方
式の構成を示す概念図、第３図は恒星基準センサ
データによつてジヤイロドリフトを定期的に補償
する機能を備えた三軸姿勢決定方式の構成概念を
示す図、第４図は恒星基準センサの配置と対象恒
星方向の単位ベクトルを測定する概念を示す図で
ある。 図中、１は慣性センサ、２は姿勢計算装置、３
ａ，３ｂ，３ｃは恒星基準センサ、４はドリフト
誤差観測装置、５は補償フイルタ、６は座標変換
行列更新装置、７は姿勢決定計算機である。な
お、図中同一あるいは相当部分には同一符号を付
して示してある。
を示す図、第２図は慣性センサによる姿勢決定方
式の構成を示す概念図、第３図は恒星基準センサ
データによつてジヤイロドリフトを定期的に補償
する機能を備えた三軸姿勢決定方式の構成概念を
示す図、第４図は恒星基準センサの配置と対象恒
星方向の単位ベクトルを測定する概念を示す図で
ある。 図中、１は慣性センサ、２は姿勢計算装置、３
ａ，３ｂ，３ｃは恒星基準センサ、４はドリフト
誤差観測装置、５は補償フイルタ、６は座標変換
行列更新装置、７は姿勢決定計算機である。な
お、図中同一あるいは相当部分には同一符号を付
して示してある。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 三軸安定の人工衛星に搭載した慣性センサに
よつて測定された時刻tlでのヨー角ΨD（tl）、ピ
ツチ角θP（tl）、ロール角ψＰ（tl）およびアウ
タピツチ角ＡP（tl）を入力して基準座標に対す
る人工衛星の三軸姿勢Ｂ（tl），Ｂ（tl），
Ｂ（tl）を計算する姿勢計算装置を有し、軌道上
で人工衛星の姿勢を決定するようにした人工衛星
の三軸姿勢決定方式において、上記人工衛星の各
機軸方向に配置され、衛星機軸座標に対する恒星
方向の単位ベクトルｉ（以下恒星ベクトルとい
う）を測定する恒星基準センサと、ドリフト補償
モードで、上記恒星基準センサによつて時刻tlに
おいて測定された恒星ベクトルｉ（tl）と上記
姿勢計算装置で計算された衛星機軸座標から慣性
空間座標への座標変換行列〔IＣP〕ｔK-1〔PＣ
B〕tlとを入力としてドリフト誤差の観測値ｉ
（tl）と観測行列ｉ（tl）を計算するドリフト誤
差観測装置と、上記ドリフト誤差観測装置で計算
されたドリフト誤差の観測値ｉ（tl）と観測行
列ｉ（tl）とを入力し前回のドリフト補償時刻
ｔK-1から現在の時刻tkまで蓄積されたドリフト
誤差の最適推定値Ｘ（tl｜ｌ）を計算する補償フ
イルタと、上記補償フイルタで計算されたドリフ
ト誤差の最適推定値Ｘ（tl｜ｌ）を入力し、前回
のドリフト補償時刻ｔK-1から現在時刻tkまで蓄
積されたドリフト誤差を補償するごとく慣性セン
サのプラツトフオーム座標から基準座標への座標
変換行列〔IＣP〕ｔK-1を〔IＣP〕tkに更新し、
その更新された座標変換行列〔IＣP〕tkを上記姿
勢計算装置へ導入する座標変換行列更新装置とを
具備し、次のドリフト補償モードがくるまで上記
姿勢計算装置は上記慣性センサで測定されたヨー
角ΨP（tl）、ピツチ角θP（tl），ロール角ψＰ
（tl）およびアウタピツチ角ＡP（tl）と上記座標
変換行列更新装置で更新された座標変換行列〔I
ＣP〕tkとを用いて人工衛星の三軸姿勢を決定す
るようにしたことを特徴とする人工衛星の三軸姿
勢決定方式。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13028479A JPS5654000A (en) | 1979-10-09 | 1979-10-09 | Threeeaxes attitude deciding system for artificial satellite |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13028479A JPS5654000A (en) | 1979-10-09 | 1979-10-09 | Threeeaxes attitude deciding system for artificial satellite |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5654000A JPS5654000A (en) | 1981-05-13 |
| JPS6121879B2 true JPS6121879B2 (ja) | 1986-05-29 |
Family
ID=15030628
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13028479A Granted JPS5654000A (en) | 1979-10-09 | 1979-10-09 | Threeeaxes attitude deciding system for artificial satellite |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5654000A (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS59221762A (ja) * | 1983-05-31 | 1984-12-13 | Nec Corp | 衛星通信用デ−タプロセツサ |
| JPS6049409A (ja) * | 1983-08-29 | 1985-03-18 | Mitsubishi Electric Corp | 空間安定化制御装置 |
-
1979
- 1979-10-09 JP JP13028479A patent/JPS5654000A/ja active Granted
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| A COLLECTION OF TECHNICAL PAPERS AIAA GUIDANCE AND CONTROL CONFERENCE PALO ALTO CALIF=1978 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS5654000A (en) | 1981-05-13 |
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