Introduction to Satellite Communication 3rd Edition

8.3
Spacecraft Bus Subsystems
The spacecraft bus encompasses those elements of the satellite that support the
communications payload. As depicted in Figure 6.3, the support is multifaceted,
involving the following functions: providing prime power during sunlight and
eclipse; pointing the antenna beam(s) precisely at all times; controlling temperature
to maintain proper opration of electronics and mechanical devices; providing
physical support during launch and preoperational maneuvers; operational ground
control of the satellite through TT&C functionality; and maintaining orbital posi-
tion or paramters during the spacecraft’s operating lifetime. Each function involves
one or more of the bus subsystems, as described in the following sections.
8.3.1
Attitude-Control Subsystem
Several forces act on the spacecraft that cause the platform and the antenna to
move away from optimum pointing. The attitude-control subsystem (ACS) is that
combination of elements that senses any change in pointing and then causes the
spacecraft to realign itself. This type of function can be found on virtually every
space vehicle, including guided rockets, scientific deep space probes, and, of course,
GEO and non-GEO communications satellites. Commercial satellites usually have
some built-in (autonomous) ACS capability, but manual intervention from the
ground often is necessary during certain phases of orbital operations and failure
modes.
8.3.1.1
Attitude-Control Loop
Shown in Figure 8.4 is a conceptual block diagram of an ACS control loop intended
for autonomous operation. The pointing sensor (located at the upper left) measures
the pointing angle with respect to some reference. Having the ability to detect
changes along two axes (north-south and east-west), the sensor is a critical element
because its measurement accuracy has a large impact on overall ACS pointing
accuracy. (Typical sensing techniques are reviewed in a subsequent section.) The
ACS loop includes a sensor electronic unit to process the sensor’s output signals
and produce a properly calibrated error message. Attitude processing typically is
carried out in the onboard spacecraft control computer. It accepts the error message
for use in determining corrective action. Other functions with the processor tie
attitude control to orbit maintenance since thruster firings introduce attitude per-
turbations. Ground control of the processor can be exercised during spacecraft
maneuvers and to update its data and programming.
The processor control signals are used to activate the electrical windings of the
mechanical devices (drives) or other transducers that cause the spacecraft attitude to
actually change. Three-axis spacecraft typically use several mechanical drives and
devices. For example, the speed and the gimbal angle of the momentum wheel are

---

8.3
Spacecraft Bus Subsystems
263