B - Operations – Transporting – 64 – G
Patent
B - Operations, Transporting
64
G
343/69
B64G 1/24 (2006.01)
Patent
CA 2006199
A system and method for attitude control in a geosynchronous satellite (10) to compensate for roll and yaw pointing errors consequent to orbit inclination variation from the nominal equatorial orbit plane provides for an inertially fixed momentum vector coupled to the satellite (10) through a gimbal system (22) providing a one and preferably two degree-of-freedom relationship with the momentum vector. In a two degree-of-freedom embodiment, the momentum vector is established by spinning the satellite (10) about an axis or providing an independent momentum wheel (54) with the gimbal axes provided along the roll and yaw axes. Gimbal torquers (30,34) torque the satellite (10) about the inertially fixed momentum vector in a time-varying manner to effect correction of the roll and yaw pointing errors. Additionally, a conventional thruster (Tn) system is provided for pitch axis error correction and large orbit corrections attendant to the station-keeping function. Roll and yaw pointing errors consequent to orbit inclination drift from the nominal equatorial orbit are corrected in a fuel-efficient manner to extend the operating life of the satellite (10).
Cette invention concerne un système et une méthode de contrôle d'attitude d'un satellite géosynchrone (10) permettant de compenser les erreurs de pointage en roulis et en lacet consécutifs aux variations d'inclinaison de l'orbite par rapport au plan nominal d'orbite équatorial. L'invention fait appel à un vecteur inertiel de moment cinétique couplé à cardan (22) au satellite (10) pour offrir un et, de préférence, deux degrés de liberté par rapport audit vecteur de moment cinétique. Dans la variante à deux degrés de liberté, le vecteur de moment cinétique est établi en faisant tourner le satellite autour d'un axe ou en prévoyant un volant d'inertie (54) à axes d'articulation coïncidant avec les axes de roulis et de lacet. Des moteurs-couple (30, 34) appliquent au satellite (10) un couple de rotation variable dans le temps autour du vecteur inertiel de moment cinétique pour réaliser les corrections de pointage en roulis et en lacet. De plus, un système classique de micropropulseurs assure les corrections sur l'axe de tangage et les grandes corrections d'orbite nécessaires aux fins du maintien à poste. Grâce à l'invention, la correction des erreurs de pointage en roulis et en lacet consécutifs à la dérive par rapport au plan nominal d'orbite équatorial est assortie d'une dépense réduite de propergol, ce qui permet d'allonger la vie utile du satellit (10).
Agrawal Brij Nandan
Madon Pierre J.
Goudreau Gage Dubuc
International Telecommunications Satellite Organization
LandOfFree
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Profile ID: LFCA-PAI-O-1490593