JPH07228299A - 三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制御装置 - Google Patents
三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制御装置Info
- Publication number
- JPH07228299A JPH07228299A JP6018531A JP1853194A JPH07228299A JP H07228299 A JPH07228299 A JP H07228299A JP 6018531 A JP6018531 A JP 6018531A JP 1853194 A JP1853194 A JP 1853194A JP H07228299 A JPH07228299 A JP H07228299A
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- Japan
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- paddle
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- solar
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制御で、
日陰から日照に移った直後及び日照から日陰に移る直前
で太陽光の地球による反射光の影響でパドルの太陽指向
誤差が生じることを防ぐ。 【構成】 太陽プレゼンス発生部４の出力信号に基づき
所定の遅延時間ｔ1，ｔ2に従い、回転角速度発生部５の
パドル駆動回転角速度誤差Δωの信号を駆動パルス発生
電子回路１０で使用するか否かの信号を生成するタイミ
ング処理部７を設定し、太陽光の地球による反射光の影
響のある軌道上位置で追尾用太陽センサの信号を用いな
いようにした。
日陰から日照に移った直後及び日照から日陰に移る直前
で太陽光の地球による反射光の影響でパドルの太陽指向
誤差が生じることを防ぐ。 【構成】 太陽プレゼンス発生部４の出力信号に基づき
所定の遅延時間ｔ1，ｔ2に従い、回転角速度発生部５の
パドル駆動回転角速度誤差Δωの信号を駆動パルス発生
電子回路１０で使用するか否かの信号を生成するタイミ
ング処理部７を設定し、太陽光の地球による反射光の影
響のある軌道上位置で追尾用太陽センサの信号を用いな
いようにした。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は三軸安定衛星の太陽電
池パドル駆動制御装置に関するものである。
池パドル駆動制御装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図３は従来の三軸安定衛星の太陽電池パ
ドル駆動制御装置を示す機能ブロック図であり、図にお
いて１は太陽電池パドル上に設置された太陽角に比例し
た電圧信号を出力する追尾用太陽セルＡ、２は追尾用太
陽セルＡ１と異なる角度で太陽電池パドル上に設置され
た太陽角に比例した電圧信号を出力する追尾用太陽セル
Ｂ、３は追尾用太陽セルＡ１、追尾用太陽セルＢ２から
なる追尾用太陽センサ、４は追尾用太陽セルＡ１及び追
尾用太陽セルＢ２が太陽角を測定していることを示す信
号を発生する太陽プレゼンス発生部、５は追尾用太陽セ
ルＡ１及び追尾用太陽セルＢ２から計算される太陽角に
基づき太陽電池パドル回転角速度誤差信号を発生する回
転角速度発生部、６は太陽電池パドルが日陰にある時軌
道角速度で回転するための信号を発生する軌道角速度発
生部、８は回転角速度発生部５の出力信号と軌道角速度
発生部６の出力信号を加算する加算器、９は太陽プレゼ
ンス発生部４、回転角速度発生部５、軌道角速度発生部
６及び加算器８を含むパドル駆動制御回路、１０はパド
ル駆動制御回路９から出力される駆動信号に基づきパド
ル駆動機構のモータを駆動するパルスを発生する駆動パ
ルス発生電子回路、１１は太陽電池パドルを駆動するパ
ドル駆動回路である。
ドル駆動制御装置を示す機能ブロック図であり、図にお
いて１は太陽電池パドル上に設置された太陽角に比例し
た電圧信号を出力する追尾用太陽セルＡ、２は追尾用太
陽セルＡ１と異なる角度で太陽電池パドル上に設置され
た太陽角に比例した電圧信号を出力する追尾用太陽セル
Ｂ、３は追尾用太陽セルＡ１、追尾用太陽セルＢ２から
なる追尾用太陽センサ、４は追尾用太陽セルＡ１及び追
尾用太陽セルＢ２が太陽角を測定していることを示す信
号を発生する太陽プレゼンス発生部、５は追尾用太陽セ
ルＡ１及び追尾用太陽セルＢ２から計算される太陽角に
基づき太陽電池パドル回転角速度誤差信号を発生する回
転角速度発生部、６は太陽電池パドルが日陰にある時軌
道角速度で回転するための信号を発生する軌道角速度発
生部、８は回転角速度発生部５の出力信号と軌道角速度
発生部６の出力信号を加算する加算器、９は太陽プレゼ
ンス発生部４、回転角速度発生部５、軌道角速度発生部
６及び加算器８を含むパドル駆動制御回路、１０はパド
ル駆動制御回路９から出力される駆動信号に基づきパド
ル駆動機構のモータを駆動するパルスを発生する駆動パ
ルス発生電子回路、１１は太陽電池パドルを駆動するパ
ドル駆動回路である。
【０００３】次に追尾用太陽センサを使用した太陽電池
パドル駆動制御方式を説明する。追尾用太陽センサの出
力は図３に示してあるように太陽方向角度とパドル回転
角度の差を変数として山状の形となり追尾用太陽セルＡ
１と追尾用太陽セルＢ２で出力の位相が異なる。各々の
出力をｖ1、ｖ2とし、ｖ1＋ｖ2を太陽プレゼンス発生部
４に入力し、ｖ2−ｖ1を回転角速度発生部５に入力す
る。太陽プレゼンス発生部４では、ｖ1＋ｖ2がある一定
値以上の時プレゼンス信号を０から１に設定する。回転
角速度発生部５では、図３にあるようにｖ2−ｖ1にほぼ
比例するかたちでパドル回転角速度誤差Δωを出力す
る。駆動パルス発生電子回路１０に渡されるパドル回転
角速度は軌道角速度発生部６の軌道角速度ω0とΔωの
和ω0＋Δωとなる。なお、太陽プレゼンス信号が０即
ち日陰の時はΔωに零が代入される。駆動パルス発生電
子回路１０では入力回転角速度に反比例したパルス間隔
でパドル駆動機構１１のステップモータを駆動する電流
パルスを生成する。パドル駆動機構１１は上記電流パル
スが入力されるごとに一定角度増分で太陽電池パドルを
回転する。したがって、パドル回転角度θpは回転角速
度信号ω0＋Δωを時間で積分した量となる。図３に示
す信号の流れで太陽電池パドル駆動制御のフィードバッ
クループを構成すると全体の閉ループ伝達関数は一次遅
れフィルタの形となり、制御系は回転角速度発生部５の
ｖ2−ｖ1入力に対するΔω出力の比例係数の大きさにか
かわらず安定となる。
パドル駆動制御方式を説明する。追尾用太陽センサの出
力は図３に示してあるように太陽方向角度とパドル回転
角度の差を変数として山状の形となり追尾用太陽セルＡ
１と追尾用太陽セルＢ２で出力の位相が異なる。各々の
出力をｖ1、ｖ2とし、ｖ1＋ｖ2を太陽プレゼンス発生部
４に入力し、ｖ2−ｖ1を回転角速度発生部５に入力す
る。太陽プレゼンス発生部４では、ｖ1＋ｖ2がある一定
値以上の時プレゼンス信号を０から１に設定する。回転
角速度発生部５では、図３にあるようにｖ2−ｖ1にほぼ
比例するかたちでパドル回転角速度誤差Δωを出力す
る。駆動パルス発生電子回路１０に渡されるパドル回転
角速度は軌道角速度発生部６の軌道角速度ω0とΔωの
和ω0＋Δωとなる。なお、太陽プレゼンス信号が０即
ち日陰の時はΔωに零が代入される。駆動パルス発生電
子回路１０では入力回転角速度に反比例したパルス間隔
でパドル駆動機構１１のステップモータを駆動する電流
パルスを生成する。パドル駆動機構１１は上記電流パル
スが入力されるごとに一定角度増分で太陽電池パドルを
回転する。したがって、パドル回転角度θpは回転角速
度信号ω0＋Δωを時間で積分した量となる。図３に示
す信号の流れで太陽電池パドル駆動制御のフィードバッ
クループを構成すると全体の閉ループ伝達関数は一次遅
れフィルタの形となり、制御系は回転角速度発生部５の
ｖ2−ｖ1入力に対するΔω出力の比例係数の大きさにか
かわらず安定となる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】従来の太陽電池パドル
駆動制御装置では、衛星が日陰の時太陽電池パドルを軌
道角速度の一定回転速度で駆動し、衛星が日照の時追尾
用太陽センサの出力する太陽角を零にするよう閉ループ
制御で太陽電池パドルを駆動する。しかるに、衛星が日
陰から日照にうつる直後及び日照から日陰にうつる直前
で地球に反射した太陽光即ちアルベドと本来の太陽光と
が合成された光が追尾用太陽センサに入射する。この合
成光は本来の太陽方向と異なるため日照中の閉ループ制
御で太陽電池パドルは合成光の方向を指向するよう制御
される。このため、太陽電池パドルの指向方向に誤差が
生じることになる。
駆動制御装置では、衛星が日陰の時太陽電池パドルを軌
道角速度の一定回転速度で駆動し、衛星が日照の時追尾
用太陽センサの出力する太陽角を零にするよう閉ループ
制御で太陽電池パドルを駆動する。しかるに、衛星が日
陰から日照にうつる直後及び日照から日陰にうつる直前
で地球に反射した太陽光即ちアルベドと本来の太陽光と
が合成された光が追尾用太陽センサに入射する。この合
成光は本来の太陽方向と異なるため日照中の閉ループ制
御で太陽電池パドルは合成光の方向を指向するよう制御
される。このため、太陽電池パドルの指向方向に誤差が
生じることになる。
【０００５】この発明は上記のような課題を解決するた
めになされたものであり、衛星が日陰から日照にうつっ
た直後及び日照から日陰にうつる直前でも太陽電池パド
ルの太陽方向指向に誤差が生じないことを目的とする。
めになされたものであり、衛星が日陰から日照にうつっ
た直後及び日照から日陰にうつる直前でも太陽電池パド
ルの太陽方向指向に誤差が生じないことを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】この発明に係る太陽電池
パドル駆動制御方式は、太陽プレゼンス発生部の出力信
号に基づき所定の遅延時間に従い回転角速度発生部の出
力信号の使用可否信号を出力するタイミング処理部を備
え、この出力信号に従いパドル駆動制御回路の中で追尾
用太陽センサに基づく回転角速度誤差信号を使うか否か
決めるようにしたものである。
パドル駆動制御方式は、太陽プレゼンス発生部の出力信
号に基づき所定の遅延時間に従い回転角速度発生部の出
力信号の使用可否信号を出力するタイミング処理部を備
え、この出力信号に従いパドル駆動制御回路の中で追尾
用太陽センサに基づく回転角速度誤差信号を使うか否か
決めるようにしたものである。
【０００７】
【作用】この発明におけるタイミング処理部は太陽プレ
ゼンス発生部の太陽プレゼンス信号が０から１に変った
時点即ち衛星が日陰から日照にうつった時点を起点とし
て所定の遅延時間ｔ1，ｔ2（ｔ1≦ｔ2）により、ｔ1時
間経過後から回転角速度発生部の出力信号を使用するよ
うにする。さらに、ｔ2時間経過後から回転角速度発生
部の出力信号を使用しないようにする。即ち、ｔ1から
ｔ2時刻までの間のみ追尾用太陽センサを用いた追尾制
御を行うようにする。このｔ1時刻からｔ2時刻の間では
アルベドの影響がないようにｔ1、ｔ2を設定する。
ゼンス発生部の太陽プレゼンス信号が０から１に変った
時点即ち衛星が日陰から日照にうつった時点を起点とし
て所定の遅延時間ｔ1，ｔ2（ｔ1≦ｔ2）により、ｔ1時
間経過後から回転角速度発生部の出力信号を使用するよ
うにする。さらに、ｔ2時間経過後から回転角速度発生
部の出力信号を使用しないようにする。即ち、ｔ1から
ｔ2時刻までの間のみ追尾用太陽センサを用いた追尾制
御を行うようにする。このｔ1時刻からｔ2時刻の間では
アルベドの影響がないようにｔ1、ｔ2を設定する。
【０００８】
実施例１．以下、この発明の一実施例を図に基づいて説
明する。図１はこの発明による三軸安定衛星の太陽電池
パドル駆動制御装置を示す機能ブロックであり、図中、
１〜６，８，１０，１１は図３に示される従来の三軸安
定衛星の太陽電池パドル駆動制御装置と全く同一のもの
である。７は太陽プレゼンス発生部４の出力信号に基づ
き所定の遅延時間に従い回転角速度発生部の出力信号の
使用可否信号を出力するタイミング処理部である。１２
は地上からのコマンド信号をデコードしてタイミング処
理部７の遅延時間を設定するコマンド処理部である。９
は太陽プレゼンス発生部４、回転角速度発生部５、軌道
角速度発生部６、タイミング処理部７及び加算器８を含
むパドル駆動制御回路である。
明する。図１はこの発明による三軸安定衛星の太陽電池
パドル駆動制御装置を示す機能ブロックであり、図中、
１〜６，８，１０，１１は図３に示される従来の三軸安
定衛星の太陽電池パドル駆動制御装置と全く同一のもの
である。７は太陽プレゼンス発生部４の出力信号に基づ
き所定の遅延時間に従い回転角速度発生部の出力信号の
使用可否信号を出力するタイミング処理部である。１２
は地上からのコマンド信号をデコードしてタイミング処
理部７の遅延時間を設定するコマンド処理部である。９
は太陽プレゼンス発生部４、回転角速度発生部５、軌道
角速度発生部６、タイミング処理部７及び加算器８を含
むパドル駆動制御回路である。
【０００９】図２は衛星が軌道上にある時の太陽光と衛
星の関係を表わす図であり、図中、１３は衛星軌道、１
４は地球、１５は日陰、１６は太陽光、１７は太陽光１
６と太陽光の地球からの反射光（アルベド）との合成
光、１８は太陽光１６と太陽光の地球からの反射光（ア
ルベド）との合成光である。なお、１７は日陰から日照
にうつる直後の合成光であり、１８は日照から日陰にう
つる直前の合成光である。１９は日陰から日照にうつる
軌道上の位置、２０は合成光１７を追尾用太陽センサが
測定する軌道上の位置、２１は合成光１７の影響が殆ど
なくなる軌道上の位置、２２は合成光１８の影響が殆ど
なくなる軌道上の位置、２３は合成光１８を追尾用太陽
センサが測定する軌道上の位置、２４は日照から日陰に
うつる軌道上の位置である。
星の関係を表わす図であり、図中、１３は衛星軌道、１
４は地球、１５は日陰、１６は太陽光、１７は太陽光１
６と太陽光の地球からの反射光（アルベド）との合成
光、１８は太陽光１６と太陽光の地球からの反射光（ア
ルベド）との合成光である。なお、１７は日陰から日照
にうつる直後の合成光であり、１８は日照から日陰にう
つる直前の合成光である。１９は日陰から日照にうつる
軌道上の位置、２０は合成光１７を追尾用太陽センサが
測定する軌道上の位置、２１は合成光１７の影響が殆ど
なくなる軌道上の位置、２２は合成光１８の影響が殆ど
なくなる軌道上の位置、２３は合成光１８を追尾用太陽
センサが測定する軌道上の位置、２４は日照から日陰に
うつる軌道上の位置である。
【００１０】追尾用太陽セルＡ１と追尾用太陽セルＢ２
の各々の出力ｖ1，ｖ2の差ｖ2−ｖ1は太陽方向角度とパ
ドル回転角度Ｑｐの差Δθに比例し、太陽方向がパドル
回転角度より進んでいる時はｖ2−ｖ1＞０となり、パド
ル回転角速度は軌道角速度より大きくなり、｜Δθ｜を
小さくする。逆に、パドル回転角度が太陽方向より進ん
でいる時はｖ2−ｖ1＜０となり、パドル回転角速度が軌
道角速度より小さくなり、｜Δθ｜を小さくする。衛星
が日陰に入る時は、太陽プレゼンス信号が零となりパド
ル回転角速度がで一定回転する。
の各々の出力ｖ1，ｖ2の差ｖ2−ｖ1は太陽方向角度とパ
ドル回転角度Ｑｐの差Δθに比例し、太陽方向がパドル
回転角度より進んでいる時はｖ2−ｖ1＞０となり、パド
ル回転角速度は軌道角速度より大きくなり、｜Δθ｜を
小さくする。逆に、パドル回転角度が太陽方向より進ん
でいる時はｖ2−ｖ1＜０となり、パドル回転角速度が軌
道角速度より小さくなり、｜Δθ｜を小さくする。衛星
が日陰に入る時は、太陽プレゼンス信号が零となりパド
ル回転角速度がで一定回転する。
【００１１】図２からわかるように、衛星が１９から２
１の間又は２２から２４の間にいる時追尾用太陽センサ
が測定する光線は合成光１７及び１８であり、それらは
本来の太陽光１６と方向が異なる。したがって、衛星が
１９から２１の間又は２２から２４の間にいるとき追尾
用太陽センサ３の信号を用いて閉ループ追尾制御を行う
と、太陽電池パドルは合成光１７又は１８の方向を指向
し、本来の太陽光１６の方向を向かない。逆に、衛星が
２１から２２の間に居る時は合成光１７及び１８の影響
を受けていないことがわかる。
１の間又は２２から２４の間にいる時追尾用太陽センサ
が測定する光線は合成光１７及び１８であり、それらは
本来の太陽光１６と方向が異なる。したがって、衛星が
１９から２１の間又は２２から２４の間にいるとき追尾
用太陽センサ３の信号を用いて閉ループ追尾制御を行う
と、太陽電池パドルは合成光１７又は１８の方向を指向
し、本来の太陽光１６の方向を向かない。逆に、衛星が
２１から２２の間に居る時は合成光１７及び１８の影響
を受けていないことがわかる。
【００１２】上記から衛星が１９から２１まで移動する
時間をｔ1とし、衛星が１９から２1まで移動する時間を
ｔ2として、タイミング処理部７の遅延時間ｔ1、ｔ2を
設定する。軌道と太陽の関係は打上げ以前から解析で求
められるため、ｔ1、ｔ2は事前に決定することができ
る。したがって、タイミング処理部７の遅延時間ｔ1、
ｔ2をこのように設定することから、衛星が日陰から日
照に移っても、軌道上位置２１に至るまでは軌道角速度
の一定回転でパドルは駆動される。軌道上位置２１から
２２までは追尾用太陽センサ３を用いた閉ループ追尾制
御が行われ、太陽光の地球による反射光の影響による指
向誤差は生じない。また、軌道上位置２２から日陰に至
る間は軌道角速度の一定回転でパドルは駆動される。
時間をｔ1とし、衛星が１９から２1まで移動する時間を
ｔ2として、タイミング処理部７の遅延時間ｔ1、ｔ2を
設定する。軌道と太陽の関係は打上げ以前から解析で求
められるため、ｔ1、ｔ2は事前に決定することができ
る。したがって、タイミング処理部７の遅延時間ｔ1、
ｔ2をこのように設定することから、衛星が日陰から日
照に移っても、軌道上位置２１に至るまでは軌道角速度
の一定回転でパドルは駆動される。軌道上位置２１から
２２までは追尾用太陽センサ３を用いた閉ループ追尾制
御が行われ、太陽光の地球による反射光の影響による指
向誤差は生じない。また、軌道上位置２２から日陰に至
る間は軌道角速度の一定回転でパドルは駆動される。
【００１３】図１の中で、太陽プレゼンス発生部４、回
転角速度発生部５、軌道角速度発生部６、タイミング処
理部７及びパドル駆動制御回路９はディジタル計算機を
使用してプログラムで実現できることはいうまでもな
い。
転角速度発生部５、軌道角速度発生部６、タイミング処
理部７及びパドル駆動制御回路９はディジタル計算機を
使用してプログラムで実現できることはいうまでもな
い。
【００１４】また、図１にコマンド処理部１２を設け、
地上コマンドによりタイミング処理部７の遅延時間
ｔ1、ｔ2を変更するようにもできる。この時間変更によ
り予測できない太陽光の地球による反射光の影響を衛星
打上げ後にも補正することが可能になる。
地上コマンドによりタイミング処理部７の遅延時間
ｔ1、ｔ2を変更するようにもできる。この時間変更によ
り予測できない太陽光の地球による反射光の影響を衛星
打上げ後にも補正することが可能になる。
【００１５】
【発明の効果】以上のように、この発明によればタイミ
ング処理部７で追尾用太陽センサ３を使用した閉ループ
追尾制御を行う軌道上位置を制約することで、太陽光の
地球による反射光（アルベド）の影響を抑え、太陽電池
パドルの太陽指向誤差をおさえることができるという効
果がある。
ング処理部７で追尾用太陽センサ３を使用した閉ループ
追尾制御を行う軌道上位置を制約することで、太陽光の
地球による反射光（アルベド）の影響を抑え、太陽電池
パドルの太陽指向誤差をおさえることができるという効
果がある。
【図１】この発明の一実施例を示す機能ブロック図であ
る。
る。
【図２】三軸安定衛星の軌道上での太陽光との関係を示
す図である。
す図である。
【図３】従来の三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制御
装置を示す機能ブロック図である。
装置を示す機能ブロック図である。
１ 追尾用太陽セルＡ ２ 追尾用太陽セルＢ ３ 追尾用太陽センサ ４ 太陽プレゼンス発生部 ５ 回転角速度発生部 ６ 軌道角速度発生部 ７ タイミング処理部 ８ 加算器 ９ パドル駆動制御回路 １０ 駆動パルス発生電子回路 １１ パドル駆動機構 １２ コマンド処理部 １３ 衛星軌道 １４ 地球 １５ 日陰 １６ 太陽光 １７ 太陽光と太陽光の地球からの反射光との合成光 １８ 太陽光と太陽光の地球からの反射光との合成光 １９ 日陰から日照にうつる軌道上の位置 ２０ 合成光を追尾用太陽センサが測定する軌道上の
位置 ２１ 合成光の影響が殆どなくなる軌道上の位置 ２２ 合成光の影響が殆どなくなる軌道上の位置 ２３ 合成光を追尾用太陽センサが測定する軌道上の
位置 ２４ 日照から日陰にうつる軌道上の位置
位置 ２１ 合成光の影響が殆どなくなる軌道上の位置 ２２ 合成光の影響が殆どなくなる軌道上の位置 ２３ 合成光を追尾用太陽センサが測定する軌道上の
位置 ２４ 日照から日陰にうつる軌道上の位置
Claims (2)
- 【請求項１】 三軸安定衛星の太陽電池パドル上に設置
された太陽角を測定する追尾用太陽センサと、この追尾
用太陽センサが太陽角を測定していることを示す信号を
発生する太陽プレゼンス発生部、上記追尾用太陽センサ
から計算される太陽角に基づき太陽電池パドル回転角速
度誤差信号を発生する回転角速度発生部、太陽電池パド
ルが日陰にある時軌道角速度で回転するための信号を発
生する軌道角速度発生部、上記太陽プレゼンス発生部の
出力信号に基づき所定の遅延時間に従い回転角速度発生
部の出力信号の使用可否信号を出力するタイミング処理
部、上記回転角速度発生部の出力信号と軌道角速度発生
部の出力信号を加算する加算器とを含み、衛星が日陰か
ら日照に移る時所定の遅延時間後に上記追尾用太陽セン
サを用いた太陽電池パドルの追尾制御を行い、また衛星
が日照からに日陰に移る時所定の時間前に軌道角速度発
生部の信号のみで一定回転速度制御を行うパドル駆動制
御回路と、上記パドル駆動制御回路の加算器の出力信号
に基づきパドル駆動機構のモータを駆動するパルスを発
生する駆動パルス発生電子回路と、太陽電池パドルを駆
動するパドル駆動機構とを備えた三軸安定衛星の太陽電
池パドル駆動制御装置。 - 【請求項２】 前記太陽プレゼンス発生部の出力信号に
基づき所定の遅延時間に従い回転角速度発生部の出力信
号の使用可否信号を出力するタイミング処理部の遅延時
間を地上コマンドで変更するようにしたことを特徴とす
る請求項１記載の三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制
御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6018531A JPH07228299A (ja) | 1994-02-15 | 1994-02-15 | 三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6018531A JPH07228299A (ja) | 1994-02-15 | 1994-02-15 | 三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07228299A true JPH07228299A (ja) | 1995-08-29 |
Family
ID=11974218
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6018531A Pending JPH07228299A (ja) | 1994-02-15 | 1994-02-15 | 三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07228299A (ja) |
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2621816C1 (ru) * | 2016-02-29 | 2017-06-07 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения выходной мощности солнечной батареи космического аппарата |
| RU2624763C1 (ru) * | 2016-04-04 | 2017-07-06 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения выходного тока солнечной батареи космического аппарата |
| RU2624885C2 (ru) * | 2015-12-22 | 2017-07-07 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата |
| RU2629647C1 (ru) * | 2016-04-04 | 2017-08-30 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ контроля текущего состояния панели солнечной батареи космического аппарата |
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