Introduction to Satellite Communication 3rd Edition

Figure 8.4
Conceptual block diagram of the ACS showing the arrangement of the control loop.
adjusted to cause small changes in spacecraft body orientation. To maintain a
stable three-axis platform, those forcing functions must be applied softly because of
the small degree of gyroscopic stiffness produced by a momentum wheel. However,
digital processors are programmed to use adaptive control laws to minimize the
extent and duration of transients during orientation changes. The control laws and
procedures can be modified after launch by uploading new computer code and
calibration data over the command link.
The spacecraft is not a rigid body but actually has several flexibly attached
parts, particularly the solar panels and antenna reflectors. Therefore, as shown at
the bottom of Figure 8.4, the force for change from the mechanical drives is applied
to the body through spacecraft flexible dynamics. That simply means some parts
of the body will bend and vibrate when a force is applied to the spacecraft. That,
combined with the inertia of spacecraft mass, produces transients in the pointing
performance of the antenna beams, which can last several seconds or minutes. It
is important that the ACS prevent the peak value of the transient from exceeding
the acceptable beam error and that transients are properly damped out without
excessive overshoot and duration.
The control loop in this description is now complete because the sensor is
mounted on the body and also will move when the attitude of the spacecraft
changes. The sensor transmits a new indication of orientation, which in turn is fed
into the attitude control digital processor. The active and adaptive nature of the
control loop allows it to continuously adjust the orientation of the spacecraft and
to dampen any transients. Failure to do that properly can result in unstable antenna
pointing or, in the worst case, physical damage to the appendages. Another critical
worry is spacecraft safety in case of a major mispointing event, such as due to
failure of a sensor, anomalous thruster firing, or operator error. The situaion can
develop when a failure causes the spacecraft to move off proper pointing and even
Earth alignment. From there, solar pointing and hence prime power generation
could cease. That might combine an alignment of the satellite with the sun illuminat-

---

264
Spacecraft Mission and Bus Subsystems
ing an area of the spacecraft that cannot tolerate excessive heat (or not illuminating
an area that requires solar heat input to maintain adequate temperature). As a
result, communication performance is lost, and the spacecraft, if not restored to a
safe attitude, could become unserviceable.
The answer to such relatively infrequent occurrences is to preprogram the
onboard computer with contingency procedures to put the satellite into a safe
condition. From there, ground commands are sent to restore normal operation and
to determine the source of the problem.
8.3.1.2
Sensors
The two principal types of attitude sensors are the infrared Earth sensor and RF
tracking. Another very precise tracking technique is called star tracking. At certain
times in the mission, it is not possible to use the Earth as a reference due to
interference from the sun or moon. That usually is overcome with a sun sensor
made up of a silicon solar cell and optical barrel.
Depicted in Figure 8.5 is the Earth sensor concept for a three-axis satellite,
using a scanning optical device consisting of two small telescopes with infrared
detectors at the viewing end. An alternative design employs a fixed matrix of
infrared detectors. The star tracking technique mentioned previously also uses an
optical telescope to find and track a bright star. This is an extremely precise but
more complicated tracking scheme.
The RF tracking technique, depicted in Figure 8.6, is an accurate system for
sensing spacecraft attitude. Some of the same devices used for reception of the
uplink microwave signals are applied to tracking. Each axis requires two receive
horns and an associated hybrid. Out of the hybrid come two ports, one containing
the sum (A
+
B) and the other the difference (A
−
B). The sum signal represents