[특허]Spacecraft attitude determination using sun sensor, earth sensor, and space-to-ground link

Spacecraft attitude determination using sun sensor, earth sensor, and space-to-ground link 원문보기

IPC분류정보
국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	B64G-001/24 B64G-001/36
출원번호	US-0243669 (1994-05-16)
발명자 / 주소	Bender Douglas J. (Redondo Beach CA)
출원인 / 주소	Hughes Electronics (Los Angeles CA 02)
인용정보	피인용 횟수 : 29 인용 특허 : 0

초록 ▼

A method and system for determining the general three-axis attitude measurement for a spacecraft is disclosed. The system provides a cost-effective attitude measurement system for geosynchronous momentum bias spacecraft which need a continuously updated, moderately accurate, yaw measurement in addition to the usual roll and pitch measurements. The continuous yaw measurement enables control of the spacecraft yaw axis in the presence of disturbance torques. A sun sensor generates a signal which may be used to calibrate a continuously updated yaw measurement derived from the combination of signals generated by an Earth sensor and a space-to-ground link.

대표청구항 ▼

A system for determining a three-axis attitude measurement of a spacecraft, the spacecraft including a spacecraft body having pitch, roll, and yaw axes, means for receiving signals indicative of spacecraft operating conditions, an Earth sensor disposed within the spacecraft body for creating attitude reference signals indicative of a roll-axis attitude and a pitch-axis attitude, and means for generating error signals indicative of an azimuth attitude error and an elevation attitude error with respect to a first target ground station, the generating means being disposed within the spacecraft body, the system comprising: a sun sensor mounted on the spacecraft body having a predetermined field-of-view and being operative to create sun sensor signals indicative of a pitch-axis attitude and a yaw-axis attitude, while the Sun is within the field-of-view; and a processor, in communication with the sun sensor, the Earth sensor, and the means for generating error signals, for combining a plurality of signals selected from the group consisting of the attitude reference signals, the sun sensor signals, and the error signals, wherein the plurality of signals is selected based on an associated accuracy of the signals so as to determine a three-axis attitude measurement of the spacecraft while reducing three-axis attitude measurement error.

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