Introduction to Satellite Communication 3rd Edition

particularly because of the complexity of stowage and on-orbit control. The power
ranges available are in the 2,000–4,000W level on the low end up to the 15,000–
20,000W level at the high end (at the time of this writing). As power is increased
by enlargement of the solar panels, the overall design of the spacecraft becomes
complex, particularly because of the added payload equipment and the requirement
to manage the extra heat generated onboard.
Stability of the three-axis is ensured through an active control system that
applies small forces to the body to correct for any undesired changes in spacecraft
attitude. The most common three-axis attitude-control system (‘‘biased momen-
tum’’) uses a high-speed gyro called a momentum wheel to provide some stiffness
and to act as an inertial reference. A basic control technique is to either speed up
or slow down the wheel to cause the body of the spacecraft to rotate in the direction
opposite to the speed change, which produces precise east-west adjustment of the
platform (depending on the type of mission and the orbit design). The momentum
wheel can sense transverse angular motion of the body (nutation), which causes a
counterforce on its support. The momentum wheel can be twisted by a gimbal (a
motor-controlled pivot), placing a precise dynamic force on the spacecraft. There
should be at least two momentum wheels to ensure reliability in case of a single
failure and to provide additional attitude control options.
An alternative approach, called zero momentum bias, provides separate reaction
wheels in each of the three axes. Rather than spinning at a high rate in one direction,
the reaction wheel can spin up and down and can reverse its spin and go in the
opposite direction. The technique is precise because the axes are independently
controlled and adjusted in orbit.
To provide large solar panels and reflectors, it is necessary to package the
spacecraft for launch and then deploy all the appendages once orbit is reached.
Furthermore, precise control of antenna beam pointing will rely on a fairly complex
system of electromechanical devices and an onboard computer. In current genera-

---

262
Spacecraft Mission and Bus Subsystems
tions of three-axis spacecraft, the bus section is designed as a separate module to
be attached to the payload during final integration and test.