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Dokumentenidentifikation DE68921344T2 22.06.1995
EP-Veröffentlichungsnummer 0434861
Titel System und Verfahren zum Korrigieren der Lagerichtungsfehler für geosynchrone Satelliten.
Anmelder International Telecommunications Satellite Organization, Washington, D.C., US
Erfinder Agrawal, Brij Nandan, Gaithersburg, Maryland 20878, US;
Madon, Pierre J., Washington, D.C. 20037, US
Vertreter Uexküll & Stolberg Patentanwälte, 22607 Hamburg
DE-Aktenzeichen 68921344
Vertragsstaaten DE, FR, GB, IT
Sprache des Dokument En
EP-Anmeldetag 28.12.1989
EP-Aktenzeichen 891240517
EP-Offenlegungsdatum 03.07.1991
EP date of grant 22.02.1995
Veröffentlichungstag im Patentblatt 22.06.1995
IPC-Hauptklasse B64G 1/28
IPC-Nebenklasse G05D 1/08   

Beschreibung[de]
Technisches Gebiet

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf die Lagestabilisierung für geosynchrone Satelliten und insbesondere auf Lagestabilisierungs-Systeme und -Verfahren für das Kompensieren von Roll- -und Gier-Richtfehlern, die als Folge einer Umlaufbahnabweichung von der nominellen äquatorialen Umlaufbahnebene auftreten.

Hintergrund

Kommunikations- und Navigationssatelliten werden typischerweise in eine kreisförmige Umlaufbahn gebracht, die als geosynchrone oder geostationäre Umlaufbahn bekannt ist, welche eine Umlaufperiode gleich der der Erde hat, damit sich synchronisierte Umlaufgeschwindigkeiten ergeben. Idealerweise wird der Satellit in eine Umlaufbahnebene gebracht, die mit der Äquatorialebene der Erde zusammenfällt, so daß die Antenne oder Antennen des Satelliten auf gewünschte terrestrische Stellen gerichtet werden können. Generell sind geosynchrone Satelliten impulsstabilisiert, entweder durch Rotieren des Satelliten selbst oder durch Bereitstellen eines Impulsrades, wobei die Rotationsachse senkrecht zur gewünschten äquatorialen Umlaufbahnebene gehalten und die globale Strahl-Sichtseelenachse senkrecht zur Rotationsachse ausgerichtet wird. Bei dieser idealen Situation zeigt die globale Strahl-Sichtseelenachse auf einen Subsatellitenbereich, der feststehend bleibt, wenn sich der Satellit und die Erde synchron drehen.

Mehrere Faktoren induzieren eine Umlaufbahndrift, welche den Satelliten relativ zur nominellen äquatorialen Umlaufbahnebene neigt. Diese Umlaufbahnneigung, welche mit der Zeit akkumuliert, schafft Roll- und Gier-Richtfehler. Spezieller gesagt, die Gravitationswirkung der Sonne und des Mondes auf den Satelliten und die Schwankungen beim Gravitationsfeld der Erde, die durch die nicht-sphärische Gestalt der Erde verursacht werden, leiten in die Umlaufbahn störende Effekte ein, welche bewirken, daß sich die Umlaufbahn des Satelliten bezogen auf die gewünschte Äquatorialebene neigt. Der Nettoeffekt dieser die Umlaufbahn störenden Einflüsse ist, daß die Neigung der Satelliten-Umlaufbahn langsam mit einer Rate zwischen 0,75º und 0,95º pro Jahr driftet.

Wenn die Umlaufbahnneigung ansteigt, dann driftet das terrestrische Anstrahlschema der Antenne oder Antennen des Satelliten aus dem gewünschten Zielbereich als Folge der Roll- und Gier- Richtfehler. Beispielsweise und wie in Fig. 1 und 2 gezeigt, schneidet ein Satellit "S", der sich in einer Erdumlaufbahn in der Richtung bewegt, die mit einem Winkel i angegeben ist, die Äquatorialebene an einem aufsteigenden Knoten Na, wo der Satellit von der südlichen Hemisphäre in die nördliche Hemisphäre überwechselt und schneidet die äquatoriale Umlaufbahnebene wieder bei dem absteigenden Knoten Nd, wenn er sich von der nördlichen Hemisphäre in die südliche Hemisphäre bewegt. Wenn der Satellit sich weiter von seinem aufsteigenden Knoten Na hin zu seiner maximalen nördlichen Breite bewegt, dann geht er durch seinen nördlichen Antiknoten Nn hindurch, und umgekehrt geht der Satellit, wenn er sich weiter von seinem absteigenden Knoten Nd hin zu seiner maximalen südlichen Breite bewegt, durch seinen südlichen Antiknoten Ns hindurch.

Als Folge des Neigungswinkels i zwischen der tatsächlichen Satelliten-Umlaufbahn und der nominellen Äquatorialebene leidet das Antennen-Bestrahlungsmuster, das der Satellit auf die Oberfläche der Erde projiziert, unter den nachteiligen Wirkungen sinusförmiger Schwankungen der Nord-Süd- und der Rotationsbewegungen, die den Raumfahrzeug-Rollfehlern beziehungsweise -Gierfehlern entsprechen. Beispielsweise ist in dem Fall, in dem die Satelliten-Rotationsachse senkrecht zur geneigten Umlaufbahnebene liegt, wie in Fig. 2 gezeigt, dann, wenn der Satellit sich durch seinen aufsteigenden Knoten Na bewegt, der Rollfehler (Fig. 3A) des terrestrischen Bestrahlungsmusters gleich Null, während der Gierfehler (Fig. 3B) seinen Maximalwert hat. Wenn der Satellit sich weiter zu seinem nördlichen Antiknoten Nn hin bewegt, dann nimmt der Rollfehler solange zu, bis er ein Maximum am nördlichen Antiknoten Nn erreicht, während sich der Gierfehler bis auf den Wert Null reduziert. Wie in Fig. 2 gezeigt, ist dann, wenn sich der Satellit in seinem nördlichen Antiknoten Nn befindet, die globale Sicht-Seelenachse auf Punkt S&sub1; der Erdoberfläche gerichtet. Umgekehrt nimmt dann, wenn der Satellit sich weiter von seinem nördlichen Antiknoten Nn weg bewegt, der Rollfehler auf den Wert Null ab und erhöht sich der Gierfehler noch einmal auf ein Maximum am absteigenden Knoten Nd. Wenn der Satellit seinen südlichen Antiknoten Ns erreicht, wie in Fig. 2 gezeigt, dann ist die globale Sicht-Seelenachse auf Punkt S&sub2; auf der Erdoberfläche gerichtet.

Die durch eine Umlaufbahnneigung eingeleiteten Roll- und Gierfehler hängen von der Orientierung der Rotationsachse des Raumfahrzeugs ab. In dem allgemeinen Fall, in dem die Rotationsachse um einen Winkel α gegenüber der Achse normal zur Äquatorialebene geneigt ist, wird der Rollfehler zu (1,178 i - α) sin nt und wird der Gierfehler zu -α cos nt, wobei i die Neigung der Umlaufbahn, n die Umlaufbahn- Winkelgeschwindigkeit und t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten ist. Wie man einschätzen kann, stehen Roll- und Gierfehler funktionell miteinander in Beziehung, und es kann einer als Funktion des anderen bestimmt werden.

Eine Technik, die für die Reduzierung des Roll-Richtfehlers vorgeschlagen worden ist, besteht darin, absichtlich die Fahrzeug-Rotationsachse relativ zur äquatorialen Umlaufbahnnormalen zu neigen. Wie in Fig. 2 gezeigt, ist die Satelliten-Rotationsachse (als strichpunktierte Linie dargestellt) um einen Winkel θ geneigt, um die globale Sicht-Seelenachse des Satelliten wieder auf den Bereich S&sub0; zu positionieren, die man bei dem Satelliten in der äquatorialen Umlaufbahn erhält. Während der Rollfehler effektiv zu Null wird, wird der Gierfehler durch den Beitrag des Rotationsachsenneigungswinkels θ vergrößert und wird durch -(i + θ) cos nt dargestellt. Wenn kreisförmig polarisierte Nachrichtenverbindungen oder eng gebündelte Punktstrahlen verwendet werden, dann ist der erhöhte Gierfehler nicht akzeptabel.

Bei konventionellen Satellitensystemen werden Steuertriebwerke benutzt, um periodisch die Neigung der Umlaufbahn durch austretenden Treibstoff zu korrigieren, wobei diese Verwendung Nord- Süd-Positionshalten genannt wird. Speziell und für einen Zehnjahresflug kann diese Positionshaltefunktion bis zu 20 % der Gesamtmasse des Satelliten erfordern, wobei ein wesentlicher Teil des Treibstoffs, ungefähr 90 %, für die Korrektur der Umlaufbahnneigung und der Rest für andere Umlaufbahnmanöver benutzt wird, die Korrektur des Stampffehlers eingeschlossen (Fig. 3C). Generell wird die Funktions-Lebensdauer eines geosynchronen Satelliten durch die Kraftstofferfordernisse zum Positionshalten begrenzt und kann durch Beenden des Nord-Süd-Positionshaltens verlängert werden. Jedoch bringt das Aufhören des Nord-Süd-Positionshaltens Lagefehler hinein, die korrigiert werden müssen.

In Erkenntnis der nennenswerten Erfordernisse an mitgeführtem Treibstoff für Manöver zur Neigungskorrektur sind verschiedene Lagestabilisierungssysteme vorgeschlagen worden, um Lagefehler zu korrigieren, die durch eine Umlaufbahnneigung herbeigeführt werden. Beispielsweise wird ein Doppel-Kardan-Lagestabilisierungssystem bei Lyons u.a. "Doppelkardan-Reaktionsrad-Lagestabilisierungssystem für Höhen-Kommunikationssatelliten", American Institute of Aeronautics and Astronautics, Arbeit AIAA 71-949 (1971), offenbart. Das darin offenbarte System schließt ein Reaktionsrad ein, das sich um die Rotationsachse dreht und mit dem Raumfahrzeug über innere und äußere Kardangelenke so verbunden ist, daß der Kardanring pendelt und ein Drehmoment auf das Raumfahrzeug um die Roll- und/oder Gierachse ausübt. Das Raumfahrzeug wird als Reaktion auf den Ausgang aus einem Lagesensor, wie beispielsweise einen mit horizontaler Abtastung um die Impulsachse, gedrillt. US-Patent Nr. 4,084,772 für Muhlfelder stellt ein System für eine Roll-/Gier-Fahrzeuglenkung vor, bei welcher das Fahrzeug durch ein Impulsrad stabilisiert wird, bei welchem die Winkelgeschwindigkeit des Rades sinusförmig während des Verlaufs der Umlaufbahn-Umlaufs variiert wird, um den dazugehörigen Fahrzeugimpuls zu variieren und eine sinusförmige Schwankung bei dem Rollverhalten des Fahrzeugs bei jedem Umlaufbahn-Umlauf hervorzurufen. In US-Patent Nr. 4,062,509 für Muhlfelder u.a. ist ein magnetisches System zum Aufbringen eines Drehmoments vorgesehen, durch welches ein Fahrzeug-Magnetfeld aufgebaut wird, um in Wechselwirkung mit dem Magnetfeld der Erde zu treten, um ein Maß für die Roll- und Gierstabilisierung zu liefern. US-Patent Nr. 4,776,540 für Westerlund offenbart ein verhältnismäßig einfaches Richtverfahren, bei welchem die Rotationsachse des Satelliten zur Erde hin unter einem Winkel geneigt wird, der gleich dem Neigungswinkel zwischen der Äquatorialebene und der tatsächlichen Umlaufbahnebene ist. Die in US- Patent Nr. 4,776,540 offenbarte Erfindung kann nicht so angesehen werden, daß sie für eine aktive Stabilisierung sorgt.

Bekanntmachung der Erfindung

Die vorliegende Erfindung sorgt für ein System und ein Verfahren für eine Lagestabilisierung bei einem geosynchronen Satelliten, um Richtfehler zu kompensieren, die die Folge einer Umlaufbahnneigungsschwankung aus der nominellen äquatorialen Umlaufbahnebene sind. Ein Impulsvektor wird für den Satelliten aufgebaut, wobei der Impulsvektor im Trägheitsraum feststehend ist und mit dem Satelliten über ein Kardansystem gekoppelt wird, welches mindestens eine Freiheitsgradbeziehung zwischen dem Fahrzeug und dem Impulsvektor liefert. Die Kardanachse ist entlang mindestens einer der Hauptachsen des Satelliten, wie beispielsweise Roll- -und/oder Gierachse, vorgesehen, wobei ein Kardan-Drehmomenterzeuger vorgesehen ist, um ein Drehmoment auf den Satelliten um den trägheitsfesten Impulsvektor aufzubringen, um die Lagefehler zu stabilisieren. Die Roll- und Gierfehler infolge der Umlaufbahnneigung hängen von der Winkelrichtung des Impulses ab und können analytisch als Funktion der Umlaufbahnneigung und der Lage des Satelliten in seiner Umlaufbahn bestimmt werden. In Abhängigkeit von der speziellen Konfiguration rotiert der Kardan-Momentenerzeuger das Raumfahrzeug um die Rollachse und/oder die Gierachse in den zeitlich richtigen durch Zeitgeber gesteuerten Beziehungen, um die Richtfehler zu korrigieren, wenn der Satellit um die Erde umläuft. Zusätzlich zu den durch die Umlaufbahnneigung induzierten Roll- und Gierfehlern werden zusätzliche Richtfehler, die durch andere von außen wirkende Drehmomentenstörungen, wie beispielsweise ein Solardrehmoment, hereingebracht werden, unter Verwendung eines konventionellen Lagestabilisierungssystems korrigiert, das aus einem Erdsensor und Lagestabilisierungs-Momentenerzeugern besteht.

Bei einer ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung schließt ein drehimpulsstabilisierter Satellit einen mit Impuls versehenen Abschnitt, welcher für einen trägheitsfixierten Impulsvektor sorgt und eine Antennenbaueinheit ohne Impuls ein, die mit dem mit Impuls versehenen Abschnitt über ein Kardansystem mit zwei Freiheitsgraden gekoppelt ist, wobei ein erster Kardanring für eine Drehung um die Rollachse und der andere Kardanring für eine Drehung um die Gierachse montiert ist. Kardan-Drehmomenterzeuger sind vorgesehen, um ein Drehmoment auf den Kardanring aufzubringen, der mit der entsprechenden Rolloder Gierachsenkorrektur verbunden ist und folglich die Antennenbaueinheit um den trägheitsfesten Impulsvektor, der durch den Impulserzeugungsabschnitt aufgebaut worden ist, zu verdrehen, um die Roll- und Gier-Richtfehler zu korrigieren, die durch die Neigung der Umlaufbahn induziert werden. Die Roll- und Gier- Kardan-Drehmomentenerzeuger werden sinusförmig unter Verwendung einer Periode von 24 Stunden angetrieben. Durch Nutzung des Satellitenkörpers als Winkel-Impulseinrichtung und Bewerkstelligen einer selektiv gesteuerten Koppelung mit der Antennenbaueinheit über das Kardangelenk mit zwei Freiheitsgraden wird für ein wesentliches Maß an Richtfehlerkorrektur ohne die Notwendigkeit gesorgt, Treibstoff für die Korrektur der Umlaufbahnneigung zu verbrauchen. Während eine Beziehung mit zwei Freiheitsgraden bevorzugt wird, kann auch eine Beziehung mit einem Freiheitsgrad entlang mindestens entweder der Roll- oder der Gierachse vorgesehen werden, um eine Korrektur entlang einer der Achsen vorzunehmen.

Bei einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist ein Impulsrad mit dem Fahrzeug über ein Kardangelenk mit zwei Freiheitsgraden mit Drehmomenterzeugern gekoppelt, die entlang der Roll- und der Gierachse vorgesehen sind, um eine Drehung des Fahrzeugs um den trägheitsfesten Impulsvektor zu bewerkstelligen. Wie bei der ersten Ausführungsform werden die Roll- und Gier-Drehmomentenerzeuger sinusförmig unter Verwendung einer Periode von 24 Stunden angetrieben.

Bei noch einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird die Winkel-Impulsrichtung so gewählt, daß einer der beiden Fehler, entweder Roll- oder Gierfehler, als Folge der Neigung der Umlaufbahn Null wird. Der andere Fehler wird dadurch korrigiert, daß für einen Kardanring mit einem Freiheitsgrad entlang jener Achse gesorgt und das Raumfahrzeug um den Fehler rotiert wird, was durch eine Kombination von Drehmomenten erfolgt, die auf den Kardanring aufgebracht werden, um das Fahrzeug relativ zu dem trägheitsfesten Impulsvektor zu drehen.

Die vorliegende Erfindung sorgt in vorteilhafter Weise für eine Einrichtung und ein Verfahren, durch welche ein geosynchroner Satellit leicht gegenüber Roll- und Gier-Richtfehlern, die die Folge der Drift der Umlaufbahnneigung aus der nominellen äquatorialen Umlaufbahn sind, in einer treibstoffeffektiven Weise kompensiert werden kann, um in drastischer Weise die Funktions- Lebensdauer des Satelliten im Vergleich zu bisherigen Systemen und Verfahren zu verlängern, die von treibstoffverbrauchenden Schubdüsen abhängen, um die Neigung der Umlaufbahn zu korrigieren.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Die vorliegende Erfindung wird nachstehend in Form eines Beispiels unter Verweis auf die beigefügten Zeichnungen beschrieben. Die dazugehörigen Zeichnungen zeigen in

Fig. 1 eine perspektivische Ansicht in schematischer Form einer äquatorialen Umlaufbahnebene und einer geneigten Umlaufbahnebene um die Erde, wobei verschiedene Umlaufbahnknoten und -Antiknoten veranschaulicht werden;

Fig. 2 eine zweidimensionale schematische Ansicht der geneigten und der äquatorialen Umlaufbahn von Fig. 1;

Fig. 3A eine Ansicht der Erdoberfläche und der Auswirkung eines Rollachsen-Richtfehlers auf ein terrestrisches Antennenbestrahlungsmuster;

Fig. 3B eine Ansicht der Erdoberfläche und der Auswirkung eines Gierachsen-Richtfehlers auf ein terrestrisches Antennenbestrahlungsmuster;

Fig. 3C eine Ansicht der Erdoberfläche und der Auswirkung eines Stampfachsen-Richtfehlers auf ein terrestrisches Antennenbestrahlungsmuster;

Fig. 4 eine bildliche Darstellung einer ersten Ausführungsform der Erfindung in schematischer Form;

Fig. 5 eine isometrische Projektion eines Kardangelenks mit zwei Freiheitsgraden, das bei der Ausführungsform von Fig. 4 verwendet wird;

Fig. 6 eine repräsentative Steuerschleife, in der Form eines schematischen Blockschaltbildes dargestellt, für das Bewerkstelligen der Steuerung eines Kardanringes;

Fig. 7 eine bildliche Darstellung einer zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung in schematischer Form;

Fig. 8 eine bildliche Darstellung einer dritten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung in schematischer Form und

Fig. 9 eine bildliche Darstellung einer vierten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung in schematischer Form.

Bevorzugte Ausführungsform der Erfindung

Ein Satellit, in den die vorliegende Erfindung eingebaut ist, wird in Fig. 4 bildlich dargestellt und darin generell mit der Bezugszeichen 10 bezeichnet. Der Satellit 10 ist einer in impulsstabilisierter Ausführung, der für die Verwendung in einer geosynchronen Umlaufbahn vorgesehen ist und hat einen mit Impuls versehenen Abschnitt 12 und einen impulslosen Antennenturm 14. Der mit Impuls versehene Abschnitt 12 ist so gestaltet, daß er um die primäre Fahrzeugachse Ax rotiert und ist von konventioneller Konstruktion mit einem generell zylindrischen Rumpf, beispielsweise vom Longeron-Typ und einem impulslosen Antrieb und einer Lagerbaueinheit, wie bei 16 in schematischer Form angegeben. Je nach der vorgesehenen Aufgabe ist der Satellit 10 mit entsprechenden Bahnverfolgungs-, Telemetrie- und Kommandosystemen; Primärenerglesystemen; thermischen Steuerungssystemen und einem Vortriebssystem ausgerüstet. Wie in Fig. 4 gezeigt, schließt der Satellit 10 ein Schubdüsen-Steuersystem mit einer ersten, zweiten und dritten Steuer-Schubdüse T&sub1;, T&sub2; und T&sub3; ein. Die Schubdüsen Tn sind von konventioneller Konstruktion und werden als Reaktion auf signalgesteuerte Ventile betätigt, um Treibmittel, typischerweise Hydrazin, auszustoßen, um den Winkelimpuls des Satelliten 10 zu ändern. Die in Fig. 4 veranschaulichten Schubdüsen Tn haben nur Beispielform, und es sind andere Anordnungen von Schubdüsen Tn je nach Konfiguration des Satelliten geeignet.

Zusätzlich zu den durch Neigung der Umlaufbahn induzierten Roll- -und Gier-Richtfehlern kann es weitere Fehler geben, die durch andere externe störende Momente eingeleitet werden, beispielsweise Solarmomente. Diese zusätzlichen Fehler werden durch Verwendung eines konventionellen Lagestabilisierungssystems korrigiert, das aus einem Erdsensor und Lagestabilisierungs-Momentenerzeugern bestehen. Der Ausgang aus dem Erdsensor wird an Lagestabilisierungselemente geliefert, beispielsweise Schubdüsen, die dann funktionieren, um die Satellitenlage zu korrigieren, die durch externe störende Momente verursacht worden ist. Ein als Beispiel zu nennendes Erdsensorsystem wird in dem vorstehend erwähnten US-Patent Nr. 4,084,722 für Muhlfelder offenbart.

Der Antennenturm 14, welcher ebenfalls in Form eines Beispiels dargestellt ist, hat einen Mast 18 und einen sich seitlich erstreckenden Holm 20 mit Antennen A&sub1;, A&sub2; und A&sub3;, die an den Enden des Mastes 18 und des Holms 20 montiert sind. Je nach der Aufgabe des Fahrzeugs sind die Antennen An auf einen oder mehrere terrestrische Bereiche für das Herstellen von Nachrichtenverbindungen für eine Großflächen-- und/oder Punktstrahlüberdeckung gerichtet. Der Mast 18 schließt eine Konstruktion für den Transport von Mikrowellenenergie von (nicht speziell gezeigten) Ausgangsverstärkern des mit Impuls versehenen Abschnitts 12 zu den Antennen An ein und, umgekehrt, den Transport empfangener Energie zu (nicht gezeigten) Empfängern innerhalb des mit Impuls versehenen Abschnitts 12.

Ein Kardangelenk 22, das schematisch in Fig. 4 und detailliert in Fig. 5 gezeigt wird, ist zwischen den impulsauflösenden Antrieb und die Lagerbaueinheit 16 und den Antennenturm 14 geschaltet. Das Kardangelenk 22 gestattet ein gewähltes Neigen des Antennenturms 14 bezüglich des mit Impuls versehenen Abschnitts 12 entlang von zwei Achsen, nämlich der Roll- und der Gierachse. Dementsprechend können die Hauptachsen des Antennenturms Aant, wie vorstehend erklärt, so gesteuert werden, daß sie mit der Hauptachse Ax des mit Impuls versehenen Abschnitts 12 zusammenfallen oder unter einem Winkel relativ zur Hauptachse Ax ausgerichtet sind. Wie in Fig. 5 gezeigt, besteht das Kardangelenk 22 aus einem Tragring 24, der strukturell mit dem Antennenturm 14 verbunden ist, einem äußeren Kardanring 26 und einem inneren Kardanring 28, die mit dem impulsauflösenden Antrieb und der Lagerbaueinheit 16 durch ein geeignetes strukturelles Element, beispielsweise eine Hohlsäule (nicht gezeigt) verbunden sind. Der äußere Kardanring 26 ist mit dem Tragring 24 durch einen äußeren Kardan-Momentenerzeuger 30 und einen äußeren Kardanstellungssensor 32 gekoppelt, deren relative Drehachsen beispielsweise mit der Rollachse zusammen ausgerichtet sind. In ähnlicher Weise ist der äußere Kardanring 26 mit dem inneren Kardanring 28 durch einen inneren Kardan-Momentenerzeuger 34 und einen inneren Kardanstellungssensor 36 gekoppelt, deren relative Achsen entlang der Gierachse miteinander gekoppelt sind. Die Kardan-Momentenerzeuger 30 und 34 sind von konventioneller Konstruktion, beispielsweise einem elektrisch angetriebenen Motor und einem Zahnradgetriebe, um die relative Bewegung des betreffenden Kardanrings zu bewirken. Die Kardan-Stellungssensoren 32 und 34 sorgen für eine Ausgangsinformation bezüglich der relativen Winkelbeziehung der Kardanringe und können, beispielsweise, Drehmelder oder optische Kodierer einschließen, um die notwendige Winkelstellungsinformation zu liefern. (Nicht gezeigte) Kardanring- Anschläge sind vorgesehen, um die Winkelauslenkung der Kardanringe innerhalb akzeptabler Grenzen zu beschränken.

Die Bewegung der Kardanringe 26 und 28 und auch die endgültige Positionierung werden durch eine Kardanring-Steuerschleife gesteuert, von der ein als Beispiel anzusehender Aufbau in Fig. 6 veranschaulicht ist. Wie gezeigt, empfängt eine Momentenerzeuger-Treibeinheit 38 ein Eingangssignal "CMD" von einer Kommandoquelle 40, das eine gewünschte Stellung bezeichnet und liefert ein entsprechendes elektrisches Ausgangssignal an den Momentenerzeuger, welcher seinerseits seinen mit ihm mechanisch verbundenen Kardanring (wie in der Darstellung mit punktierten Linien in Fig. 5 gezeigt) in Richtung auf seine neue Stellung treibt. Die Kommandoquelle 40 kann das Eingangssignal "CMD" teilweise durch ein Kommando von der Bodenstation oder von einer Datenverarbeitung an Bord aus liefern. Ein Zeitgeber CLK liefert ein 24- Stunden-Zeitsteuerungssignal t mit t = 0 am aufsteigenden Knoten Na (Fig. 1). Das Kardan-Steuersignal ändert sich folglich mit der Zeit in zeitgebergesteuerter und sinusförmiger Weise , wenn sich der Satellit um die Erde herum bewegt. Spezieller gesagt, das Kommandosignal CMD schließt, wie nachstehend vollständiger erklärt, eine Funktion sin nt für die Rollachsenkorrektur und eine Funktion cos nt für die Gierachsenkorrektur ein. Der Kardan- Stellungssensor sorgt für ein elektrisches Rückkopplungssignal an die Momentenerzeuger-Antriebseinheit 38, das die Stellung des Kardanrings bei der Momentenerzeuger-Antriebseinheit 38 anzeigt, die den Momentenerzeuger antreibt, um für eine Bewegung in die gewünschte Stellung und das Beibehalten dieser Stellung zu sorgen.

Um die Roll- und Gierachsenkorrektur im Zusammenhang mit der Organisation von Fig. 4 zu bewirken, ist die Satelliten-Impulsachse Ax vorzugsweise anfänglich senkrecht zur Ebene der Umlaufbahn (Fig. 2) des Satelliten ausgerichtet, wobei diese Neigung auch die Impulsachse Ax unter einem Winkel i bezogen auf die Normale zur äquatorialen Ebene der Umlaufbahn ausrichtet. Der Rollachsen-Kardan-Momentenerzeuger 30 wird dann durch ein zeitvariables sinusförmiges CMD-Signal -θ sin nt gesteuert, wobei das Maximum von θ (0,178 i) ist, und gleichzeitig wird der Gierachsen-Kardan-Momentenerzeuger 34 durch ein zeitvariables sinusförmiges CMD-Signal i cos nt gesteuert. Der Wert 0,178 ist durch die Geometrie der geosynchronen Umlaufbahn festgelegt, das heißt, den Radius der Erde und die Lage der Umlaufbahn, und n repräsentiert die Winkelgeschwindigkeit der Umlaufbahn. Der Rollfehler erhält einen Vorwert durch -θ sin nt durch Einführen eines Verschiebungsfaktors -θ sin nt in die Satelliten-Erdsensor-Steuerschleife, um die Verschiebung -θ sin nt zu bewirken. Wie man einschätzen kann, wird der Antennenturm 14 seine Achse Aant relativ zur Achse Ax des Impulsabschnitts 12 neu ausrichten, um eine kontinuierliche zeitvariable Korrektur des Roll- und Gier-Richtfehlers mit jedem Umlauf des Satelliten 10 zu erhalten. Während bevorzugt wird, daß die Satelliten-Impulsachse Ax anfänglich senkrecht zur geneigten Umlaufbahnebene des Satelliten ausgerichtet ist, ist diese Ausrichtung nicht notwendig, und es sind auch andere Ausrichturigen möglich, solange der Impulsvektor des Impulsabschnitts 12 trägheitsfest bleibt.

Die Ausführungsform von Fig. 4 ist im Zusammenhang mit zwei Freiheitsgraden beschrieben worden. Wenn gewünscht, kann die Koppelung des durch den Impulsabschnitt 12 gelieferten Impulsvektors mit dem Antennenturm 14 durch eine Verbindung mit einem einzigen Freiheitsgrad erfolgen, wobei die Kardanachse entweder entlang der Roll- oder der Gierachse ausgerichtet ist. So wird dann, wenn die Verbindung mit dem einzigen Freiheitsgrad zur Gierachse ausgerichtet ist, ein Verschiebungsfaktor in die Erdsensor-Steuerschleife eingeführt, um eine Rollachsen-Richtkorrektur zu bewirken, während die durch Kardan gesteuerte Achse periodisch zur Rotation gebracht wird, um den Gierachsenfehler zu korrigieren.

Eine zweite Ausführungsform eines Satelliten, in den die vorliegende Erfindung eingearbeitet ist, wird in Bildform in Fig. 7 gezeigt und darin generell mit 50 bezeichnet. Wie gezeigt, ist der Satellit 50 als Parallelepiped ausgebildet, wobei ausgewählte Teile weggebrochen sind, um das Innere des Fahrzeugs zu zeigen. Aus Gründen der Deutlichkeit ist der damit verbundene Verband, Solarfelder, Antennen und Schubdüsen eingeschlossen, bei Fig. 7 weggelassen worden.

Der Satellit 50 schließt einen Erdsensor 52 ein, welcher in Verbindung mit konventionellen Drehmomenterzeugern verwendet wird, um Lagefehler zu korrigieren, die durch andere externe Störungen hineingebracht werden, als jene, die durch die Umlaufbahnneigung verursacht werden, wobei diese externen Störungen beispielsweise solare Momente einschließen. Wie gezeigt, ist ein Impulsrad 54 für eine Drehung um eine Impulsrad-Drehachse Amw montiert und ist an einem inneren Kardanring 56 und einem äußeren Kardanring 58 gelagert. Der innere Kardanring 56 ist drehbar mit dem äußeren Kardanring 58 durch einen inneren Kardan-Momentenerzeuger 60 und einen inneren Kardan-Stellungssensor 62 verbunden, deren entsprechende Achsen entlang der Gierachse ausgerichtet sind. Der äußere Kardanring 58 ist drehbar mit dem Fahrzeugrahmen oder -verband durch einen äußeren Kardan-Momentenerzeuger 64 und einen äußeren Kardan-Stellungssensor 66 verbunden, deren entsprechende Achsen zur Rollachse ausgerichtet sind.

Das Impulsrad 54 wird durch einen (nicht gezeigten) Elektromotor angetrieben und entwickelt einen Impulsvektor H in der angegebenen Richtung, wobei der Impulsvektor trägheitsfest bleibt. Da nun die Sinusbeziehung zwischen dem Roll-Richtfehler und dem Gier-Richtfehler bekannt ist, ist ein sich sinusförmig änderndes Gierachsen-Korrektursignal aus dem zeitvariablen Rollfehler- Korrekturkommando bestimmbar und wird in gleicher Weise an den inneren Kardan-Momentenerzeuger 60 geliefert, um die Drehung des Fahrzeugs um seine Gierachse relativ zu dem trägheitsfesten Impulsvektor zu bewirken. Wie vorstehend in Verbindung mit Fig. 5 beschrieben, ist dann, wenn die Impulsrad-Rotationsachse normal zur geneigten Umlaufbahnebene ist, der Rollfehler mit einem Vorwert -θ sin nt versehen, wobei der Rollachsen-Kardan-Momentenerzeuger 64 durch ein zeitvariables sinusförmiges CMD-Signal θ sin nt gesteuert wird, wobei das Maximum von θ (0,178 i) ist, und gleichzeitig wird der Gierachsen-Kardan-Momentenerzeuger 60 durch ein zeitvariables sinusförmiges CMD-Signal i cos nt gesteuert. Die Kommandos für Rollfehlervorwert und Kardanwinkelsteuerung können von der Bodenkontrolle oder von einer Verarbeitung an Bord geliefert werden.

Die Ausführungsform von Fig. 7 liefert ebenso, wie die von Fig. 5, einen Impulsvektor, entweder durch Rotieren des Fahrzeugs selbst oder durch Rotieren eines gesonderten Körpers und ein Koppeln mit dem Impulsvektor über eine Einrichtung mit zwei Freiheitsgraden, um ein Drehen des Fahrzeugs um seine Roll- und Gierachse zu ermöglichen, um die Roll- und Gierfehler zu korigieren, die die Folge der Neigung der Satelliten-Umlaufbahn bezogen auf die nominelle Äquatorialebene sind. Zusätzlich dazu, daß ein Drehen des Satelliten um einen trägheitsfesten Impulsvektor H unter Verwendung eines Kardangelenks mit zwei Freiheitsgraden erfolgt, ist auch vorgesehen, daß eine Richtfehlerkorrektur mit einem Einzelkardan-Impulsrad in Kombination mit dem Schubdüsen-Steuersystem wie nachstehend in Verbindung mit den Ausführungsformen von Fig. 8 und 9 beschrieben ausgeführt werden kann.

Wie in Fig. 8 gezeigt, ist ein Satellit 70 mit einem Erdsensor 72 und einem mit Kardangelenk versehenen Impulsrad 74 ausgerüstet, das für eine Drehung um eine Achse Amw montiert ist, um einen Impulsvektor H zu entwickeln. Das Impulsrad 74 ist mit der Fahrzeugkonstruktion über einen Kardanring 76 mit einem einzigen Freiheitsgrad gekoppelt. Ein Kardan-Momentenerzeuger 78 und ein Kardan-Stellungssensor 80 sind kolinear zu der Gierachse montiert. Die Bewegung des Kardanrings 76 über die gesamte Umlaufbahn-Umdrehung wird durch eine Steuerschleife des in Fig. 6 dargestellten Typs gesteuert und schließt die programmierbare Kardan-Antriebseinheit einschließlich eines Zeitgebers ein, der in der Lage ist, den Kardanring über einen Zyklus von vierundzwanzig Stunden zu präzessieren, wie vorstehend bezogen auf Fig. 6 beschrieben. Die Rollachse erhält einen Vorwert von -θ sin nt, wobei θ der Neigungswinkel mit einem Maximalwert von 0,178 i ist, wobei i der Neigungswinkel der Umlaufbahn ist. Eine Rollstabilisierung wird durch Verwendung einer oder mehrerer Schubdüsen Tn in der üblichen Weise durchgeführt, um die Impulsrad- Rotationsachse Amw um einen Winkel θ aus der geneigten Umlaufbahn-Normalen zu neigen. Das Raumfahrzeug wird dann bezogen auf die trägheitsfeste Impulsradachse Amw um die Gierachse auf einen Winkel (i + θ) cos nt geneigt, um die Fehler zu korrigieren, die durch die Neigung der Umlaufbahn eingeleitet werden. Die Kommandos für Rollfehler-Vorwert und Kardangelenk-Präzession entlang der Gierachse können von der Bodenkontrolle oder von einer Verarbeitung an Bord geliefert werden.

Eine weitere Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird in Fig. 9 veranschaulicht und beinhaltet, in gleicher Weise wie die Ausführungsform von Fig. 8, ein Impulsrad, das mit der Fahrzeugkonstruktion über einen Kardanring mit einem einzigen Freiheitsgrad gekoppelt ist. Wie gezeigt, schließt der Satellit 90 einen Erdsensor 92 und ein Impulsrad 94 ein, das sich um eine Achse Amw dreht, um einen Impulsvektor H zu entwickeln. Das Impulsrad 94 ist mit der Fahrzeugkonstruktion über einen Kardanring 96 mit einem einzigen Freiheitsgrad gekoppelt. Ein Kardan-Momentenerzeuger 98 und ein Kardan-Stellungssensor 100 sind kolinear mit der Rollachse gekoppelt. Die Bewegung des Kardanrings 96 über den gesamten Umlauf wird durch eine Steuerschleife des Typs gesteuert, der in Fig. 6 dargestellt ist, welche die programmierbare Kardan-Antriebseinheit mit einem Zeitgeber einschließt, der in der Lage ist, den Kardanring über einen Zyklus von 24 Stunden zu präzessieren. Die Drehachse Amw des Impulsrades 94 wird nominell entlang der Nord/ Süd-Achse, senkrecht zur äquatorialen Umlaufbahnebene, gehalten. Der Satellit 90 wird bezogen auf die trägheitsfeste Impulsradachse Amw um die Rollachse um einen Winkel -(i + θ) sin nt gedreht, wobei θ der Neigungswinkel mit einem Maximalwert von 0,178 i ist und der Rollfehler einen Vorwert mit einem Versatzwert von -θ sin nt erhält. Das Kommando für den Rollfehler-Vorwert und die Rollachsen-Kardanwinkel wird von der Bodenkontrolle oder einer Verarbeitung an Bord geliefert. Der Betrag des Rollfehler-Vorwertes und des Rollachsen- Kardanwinkels wird durch die Bodenkontrolle periodisch aktualisiert, um der Änderung bei der Neigung der Umlaufbahn Rechnung zu tragen.

Die vorliegende Erfindung sorgt in vorteilhafter Weise für ein System und ein Verfahren für die Steuerung eines geosynchronen Satelliten, um kontinuierlich die Richtfehler, die durch eine Drift der Umlaufbahnneigung bezogen auf die nominelle Äquatorialebene verursacht werden, in treibstoffeffektiver Weise zu korrigieren. Die vorliegende Erfindung gestattet folglich eine in starkem Maße verlängerte Betriebslebensdauer für geosynchrone Satelliten wegen einer nennenswerten Reduzierung bei den Erfordernissen für ein Positionshalten des Satelliten.


Anspruch[de]

1. Verfahren für die Korrektur von Richtfehlern bei einem geosynchronen Satelliten (10) als Folge einer Neigung der Umlaufbahn (i), welches die folgenden Schritte umfaßt:

Drehen mindestens einer Masse (12, 54, 74, 94) um eine andere Achse, als eine Achse senkrecht zur Äquatorialebene, um einen Impulsvektor entlang der Achse aufzubauen;

Koppeln des Impulsvektors mit dem Satelliten (10) über mindestens eine drehbare Verbindung (22, 56, 58, 76, 96), die mit der Roll- und/oder der Gierachse zusammenfällt, um eine Drehung des Satelliten (10) bezogen auf den Impulsvektor um die Roll- und/oder Gierachse zu bewirken; und

Drillen des Satelliten (10) um die gewählte Achse in einer durch Zeitgeber gesteuerten zeitvariablen Weise synchron mit der Umlaufbahn des Satelliten (10) und als Funktion eines Umlaufbahn-Neigungswinkels i, um eine Richtfehler-Korrektur vorzunehmen.

2. Verfahren nach Anspruch 1, wobei der Drillschritt weiterhin gekennzeichnet ist durch:

Drillen des Satelliten (10) um die Rollachse als Funktion von -θ sin nt, wobei t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten und n die Umlaufbahn-Winkelgeschwindigkeit ist, und θ einen Maximalwert von 0,178 i hat.

3. Verfahren nach Anspruch 1, wobei der Drillschritt weiterhin gekennzeichnet ist durch:

Drillen des Satelliten (10) um die Gierachse als Funktion von i cos nt, wobei t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten und n die Umlaufbahn-Winkelgeschwindigkeit ist.

4. Verfahren nach Anspruch 1, wobei der Drillschritt weiterhin gekennzeichnet ist durch;

Drillen des Satelliten (10) um die Rollachse als Funktion von -θ sin nt und um die Gierachse als Funktion von i cos nt, wobei t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten und n die Umlaufbahn-Winkelgeschwindigkeit ist, und θ einen Maximalwert von 0,178 i hat.

5. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, bei welchem der geosynchrone Satellit (10) von dem Typ ist, der eine Erdsensor(52)-Steuerschleife für die Bestimmung der Lage des Satelliten (10) bezogen auf die Erde und für die Korrektur der Lage als Reaktion auf den Erdsensor (52) hat, welches weiterhin gekennzeichnet ist durch:

Einbringen eines Vorwertes in die Erdsensor(52)-Steuerschleife, um den Effekt des Drillschritts zu kompensieren.

6. Lagestabilisierungssystem für die Korrektur von Richtfehlern bei einem geosynchronen Satelliten (10) des Typs, der eine rotierende Masse (12, 54, 74, 94), die sich um eine Rotationsachse für den Aufbau eines Impulsvektors entlang der Rotationsachse dreht, eine drehbare Koppelung (22, 56, 58, 76, 96) für die Verbindung des Impulsvektors mit mindestens einem Teil des geosynchronen Satelliten (10) für eine gesteuerte relative Drehung des Satelliten um die Rollachse und/oder die Gierachse und Antriebs-Momentenerzeuger für das Treiben der drehbaren Kopplung hat, um eine gesteuerte Drehung des Satelliten (10) um die Roll- und/oder Gierachse zu bewirken, gekennzeichnet durch:

Drehen der rotierenden Masse um eine andere Drehachse als die Achse senkrecht zur Äquatorialebene; und

Antreiben der drehbaren Kopplung in einer durch Zeitgeber gesteuerten zeitvariablen Weise synchron mit der Umlaufbahn des Satelliten (10) und als Funktion des Umlaufbahn-Neigungswinkels i, um eine Richtfehlerkorrektur vorzunehmen.

7. Lagestabilisierungssystem für einen geosynchronen Satelliten (10) nach Anspruch 6, wobei die drehbare Kopplung eine Kardaneinrichtung (96) mit einem einzigen Freiheitsgrad ist, die durch die Antriebs-Momentenerzeuger als Funktion von -θ sin nt gesteuert wird, wobei t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten und n die Umlaufbahn-Winkelgeschwindigkeit ist, und θ einen Maximalwert von 0,187 i hat.

8. Lagestabilisierungssystem für einen geosynchronen Satelliten (10) nach Anspruch 6, wobei die drehbare Kopplung eine Kardaneinrichtung mit einem einzigen Freiheitsgrad ist, die durch die Antriebs-Momentenerzeuger als Funktion von i cos nt gesteuert wird, wobei t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten, n die Umlaufbahn-Winkelgeschwindigkeit und i der Umlaufbahn-Neigungswinkel ist.

9. Lagestabilisierungssystem für einen geosynchronen Satelliten (10) nach Anspruch 8, wobei die sich drehende Masse den Impulsvektor entlang einer Achse aufbaut, die um einen Winkel θ aus der geneigten Umlaufbahnebenen-Normalen geneigt ist und die Kardaneinrichtung durch die Antriebs-Momentenerzeuger durch (i + θ) cos nt gesteuert wird, wobei t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten, n die Umlaufbahn-Winkelgeschwindigkeit und i der Neigungswinkel der Umlaufbahn ist.

10. Lagestabilisierungssystem für einen geosynchronen Satelliten (10) nach Anspruch 6, wobei die Rollachse durch die Antriebs-Momentenerzeuger als Funktion von -θ sin nt gesteuert wird, wobei t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten und n die Winkelgeschwindigkeit der Umlaufbahn ist, und θ einen Maximalwert von 0,178 i hat.

11. Lagestabilisierungssystem für einen geosynchronen Satelliten (10) nach Anspruch 6 oder 10, wobei die rotierende Masse einen Impulsvektor entlang einer Normalen zur geneigten Umlaufbahnebene aufbaut und die Rollachse durch die Antriebs-Momentenerzeuger durch -(i + θ) sin nt gesteuert wird, wobei t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten und n die Winkelgeschwindigkeit der Umlaufbahn ist, und θ einen Maximalwert von 0,178 i hat.

12. Lagestabilisierungssystem für einen geosynchronen Satelliten (10) nach Anspruch 6 oder Anspruch 10, wobei die Gierachse durch die Antriebs-Momentenerzeuger als Funktion von i cos nt gesteuert wird, wobei t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten, n die Winkelgeschwindigkeit der Umlaufbahn und i der Neigungswinkel der Umlaufbahn ist.

13. Lagestabilisierungssystem für einen geosynchronen Satelliten (10) nach Anspruch 12, wobei die rotierende Masse den Impulsvektor entlang einer Normalen zur geneigten Umlaufbahnebene aufbaut und die Gierachse durch die Antriebs-Momentenerzeuger durch i cos nt gesteuert wird, wobei t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten, n die Winkelgeschwindigkeit der Umlaufbahn und n der Neigungswinkel der Umlaufbahn ist.

14. Lagestabilisierungssystem für einen geosynchronen Satelliten (10) nach Anspruch 6, wobei die Rollachse durch die Antriebs-Momentenerzeuger als Funktion von θ sin nt gesteuert wird und die Gierachse durch die Antriebs-Momentenerzeuger als Funktion von i cos nt gesteuert wird, wobei t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten, n die Winkel geschwindigkeit der Umlaufbahn und i der Neigungswinkel der Umlaufbahn ist, und θ einen Maximalwert vom Verhältnis des Erdradius' zur Höhe der geosynchronen Umlaufbahn multipliziert mit dem Neigungswinkel der Umlaufbahn hat.

15. Lagestabilisierungssystem nach Anspruch 6, wobei die drehbare Kopplung die Kopplungseinrichtung (22) steuert, um für eine relative Drehung um die Rollachse als Funktion von -θ sin nt und eine relative Drehung um die Gierachse als Funktion von i cos nt zu sorgen, wobei t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten, n die Winkelgeschwindigkeit der Umlaufbahn und i der Neigungswinkel der Umlaufbahn ist, und θ den Maximalwert des Verhältnisses des Erdradius' zur Höhe der geosynchronen Umlaufbahn multipliziert mit dem Neigungswinkel der Umlaufbahn hat.

16. Lagestabilisierungssystem nach Anspruch 6, wobei die drehbare Kopplung die Kopplungseinrichtung steuert, um für eine relative Bewegung um die Rollachse als Funktion von -θ sin nt zu sorgen, wobei t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten, n die Winkelgeschwindigkeit der Umlaufbahn und i der Neigungswinkel der Umlaufbahn ist, und θ einen Maximalwert von 0,178 i hat.

17. Lagestabilisierungssystem nach Anspruch 6, wobei die drehbare Kopplung die Kopplungseinrichtung steuert, um für eine relative Drehung um die Gierachse als Funktion von i cos nt zu sorgen, wobei t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten, n die Winkelgeschwindigkeit der Umlaufbahn und i der Neigungswinkel der Umlaufbahn ist.







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