A system (30) for adjusting the orientation of a spacecraft adapted for use with a satellite (10). The system (30) includes a first control circuit (32, 38, 40) for canceling any momentum of the spacecraft via a counter-rotating spacecraft bus (16, 18). A second controller (32, 42, 44, 46, 48) orients the spacecraft via the application of internal spacecraft forces. In a specific embodiment, the spacecraft bus (16, 18) serves a dual use as storage section and includes a mass (16) having a moment of inertia on the same order as the moment of inertia of the satellite (10). The satellite (10) includes a bus section (16) and a payload section (14). The mass (16) includes the bus section (16). The first control circuit (32, 38, 40) runs software to selectively spin the mass (16) to cancel the momentum of the satellite (10). The software computes an actuator control signal, via a computer (32), that drives a first actuator (38) that spins the mass (16). The first control circuit (32, 38, 40) further includes a circuit for determining the inertial angular rate of the satellite (10) that includes a gyroscope sensor package (34) in communication with the computer (32). The gyroscope sensor package (34) provides a rate signal to the computer (32) that is representative of the momentum of the satellite (10). The computer (32) runs software for generating the actuator control signal in response to the receipt of the rate signal from the gyroscope sensor package (34). The second controller (32, 42, 44, 46, 48) includes a first reaction wheel (20) having an axis of rotation (26) approximately perpendicular to an axis of rotation (28) of a second reaction wheel (22). The first and second reaction wheels (20, 22) are rigidly mounted to the spacecraft bus (18, 16) and are free to spin about their respective axis. The first and second reaction wheels (20, 22) are selectively spun via first and second actuators (44, 48), respectively, in response to the receipt of first and second steering control signals, respectively.

Un sistema (30) per la registrazione dell'orientamento di una nave spaziale si è adattato per uso con un satellite (10). Il sistema (30) include un primo circuito di controllo (32, 38, 40) per annullare tutta la quantità di moto della nave spaziale via un bus dirotazione della nave spaziale (16, 18). Un secondo regolatore (32, 42, 44, 46, 48) orienta la nave spaziale via l'applicazione delle forze interne della nave spaziale. In un incorporamento specifico, il bus della nave spaziale (16, 18) serve un uso doppio da sezione di immagazzinaggio ed include un (16) totale avendo un momento di inerzia sullo stesso ordine del momento di inerzia del satellite (10). Il (10) satellite include una parte del bus (16) e una sezione del carico utile (14). Il (16) totale include la sezione del bus (16). Il primo software di funzionamenti del circuito di controllo (32, 38, 40) per filare selettivamente il (16) totale per annullare la quantità di moto del satellite (10). Il software computa un segnale di controllo dell'azionatore, via un calcolatore (32), che guida un primo azionatore (38) che fila la massa (16). Il primo circuito di controllo (32, 38, 40) più ulteriormente include un circuito per la determinazione del tasso angolare inerziale del (10) satellite che include un pacchetto del sensore del giroscopio (34) nella comunicazione con il calcolatore (32). Il pacchetto del sensore del giroscopio (34) fornisce un segnale di tasso al calcolatore (32) che è rappresentante della quantità di moto del satellite (10). Il calcolatore (32) fa funzionare il software per la generazione del segnale di controllo dell'azionatore in risposta alla ricevuta del segnale di tasso dal pacchetto del sensore del giroscopio (34). Il secondo regolatore (32, 42, 44, 46, 48) include una prima rotella di reazione (20) che ha un asse di rotazione (26) approssimativamente perpendicolare ad un asse di rotazione (28) di una seconda rotella di reazione (22). Le prime e seconde rotelle di reazione (20, 22) sono montate rigidamente al bus della nave spaziale (18, 16) e sono libere filare circa il loro asse rispettivo. Le prime e seconde rotelle di reazione (20, 22) sono filate selettivamente via in primo luogo e secondi azionatori (44, 48), rispettivamente, in risposta alla ricevuta di in primo luogo ed ai secondi segnali di controllo della direzione, rispettivamente.