DE2313606A1

DE2313606A1 - Einrichtung zur kompensation des durch den strahlungsdruck der sonne auf einen raumflugkoerper ausgeuebten drehmoments

Info

Publication number: DE2313606A1
Application number: DE2313606A
Authority: DE
Inventors: Theodore Donald Michaelis
Original assignee: RCA Corp
Current assignee: RCA Corp
Priority date: 1972-03-20
Filing date: 1973-03-19
Publication date: 1973-09-27
Also published as: CA994891A; JPS496700A; FR2177364A5; GB1413658A; US3838834A

Description

RCA 65,342 19.März 1973

GB-PA 12935/72 7498-73 Dr.ν.Β/Ε

Filed: 20 March 1972

RCA Corporation

New York, N.Y. (V.St.A.)

Einrichtung zur Kompensation des durch den Strahlungsdruck der Sonne auf einen Raumflugkörper ausgeübten Drehmoments

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Einrichtung zur Kompensation des-Drehmoments, das durch den Strahlungsdruck der Sonne auf einen spinnstabilisierten Raumflugkörper ausgeübt wird, welcher ein Sonnensegel aufweist, das mit einem Satz von Solarzellen zur Umwandlung von Strahlungsenergie in elektrische Energie bestückt, vom Raumflugkörper ausfahrbar und . zur Sonne ausrichtbar ist. Insbesondere betrifft die Erfindung eine magnetische Einrichtung zur Kömpensation des Drehmoments, das vom Strahlungsdruck der Sonne auf ein asymmetrisches äußeres Sonnensegel ausgeübt wird.

Bei Raumflugkörpern wie künstlichen Erdsatelliten ist es üblich, Sonnensegel oder -paneele zur Umwandlung der Strahlungsenergie der Sonne in elektrische Energie zu verwenden.Der dabei auf die Oberfläche des Sonnensegels ausgeübte Strahlungs·* druck erzeugt ein Drehmoment, das den Raumflugkörper aus einer dynamisch stabilisierten Lage oder Orientierung zu entfernen oder herauszudrehen strebt, wenn es nicht kompensiert wird. Es ist bekannt, dieses Stördrehmoment mittels eines magnetisch

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ORWHNAL INSPECTED

oder durch Rückstoß erzeugten Drehmoments zu kompensieren. Die Anzahl der auf die Erde und zum Himmel gerichteten Sensoren, mit denen ein Satellit für ökologische, überwachungs-, Navigations- und Stabilisierungszwecke ausgerüstet werden muß, nirnit laufend zu und die Organisation des Satelliten wird dadurch dahingehend Einschränkungen unterworfen, daß abgeglichene oder symmetrisch angeordnete Sonnensegel nicht mehr verwendet v/erden können. Bei einer abgeglichenen oder symmetrischen Anordnung von Sonnensegeln sind gewöhnlich zwei Sonnesegel vorhanden, die sich symmetrisch vom Satelliten weg erstrecken. Große Satelliten mit einem hohen Bedarf an durch die Sonnenstrahlung zu deckender Leistung benötigen andererseits sehr viele Solarzellen, die auf der Oberfläche des Satellitenkörpers nicht mehr untergebracht werden können. Der Leistungsbedarf kann daher nur durch zusätzliche Solarzellenflächen in. Form von Sonnensegeln (Solarzellenpaneelen) gedeckt werden, deren Anordnung durch die am Satellitenkörper angeordneten Sensoren erheblichen Einschränkungen, insbesondere hinsichtlich der Symmetrie , unterliegen.

Bei einer asymmetrischen Anordnung tritt jedoch, unabhängig von ihrer Größe, eine säkulare Impulsakkumulation auf, die kontinuierlich oder periodisch rückgängig gemacht werden muß. Bei hohem bedarf an durch Sonnenenergie zu deckender Leistung und gleichzeitiger Einschränkung der Konstruktionsmöglichkeiten durch eine große Anzahl von Sensoren ist es nicht mehr möglich, geometrisch symmetrische und strahlungsdruckkompensierte Sonnensegel zu verwenden, sondern man muß ein einziges, asymmetrisches und damit unkompensiertes Sonnensegel vorsehen, das vom Satelliten mit solcher Orientierung vorspringt, daß es die Gesichtsfelder der am Körper des Satelliten selbst montierten Sensoren nicht einschränkt. Die Bestükkung eines Raumflugkörpers mit einem einzigen unsymmetrischen Sonnensegel ohne größere Änderungen der Konstruktion des Satelliten und seiner Regelsysteme schafft erhebliche Probleme

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bezüglich der Lagesteuerung oder -regelung.

Der vorliegenden Erfindung liegt dementsprechend die Aufgabe zugrunde, eine einfache und leichte Einrichtung zur Kompensation des durch den Strahlungsdruck der Sonne auf einen Raumflugkörper ausgeübten Strahlungsdruckes anzugeben.

Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe durch eine Einrichtung der eingangs genannten Art gelöst, die dadurch gekennzeichnet ist, daß das Sonnensegel eine elektromagnetische Vorrichtung zum Erzeugen eines Magnetflusses mit einem senkrecht zur Ebene des Sonnensegels verlaufenden Magnetfeldes, das mit dem Erdmagnetfeld in Wechselwirkung tritt, enthält, welche durch eine Anordnung in Abhängigkeit von der auf das Sonnensegel fallenden Sonnenenergie derart gespeist ist, daß durch die Wechselwirkung zwischen dem erzeugten magnetischen Fluß und dem Erdmagnetfeld ein magnetisches Drehmoment entsteht , das das entgegengesetzte Vorzeichen und wenigstens annähernd den gleichen Betrag hat wie das Drehmoment, das durch den auf das Sonnensegel einwirkenden Strahlungsdruck von der Sonne auf den Raumflugkörper ausgeübt wird.

Weiterbildungen und Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet.

Ein mit einem unsymmetrischen Sonnensegel ausgerüstetes Raumfahrzeug, das mit einer Einrichtung gemäß der Erfindung versehen ist, kann z.B. in einer äquatorialen, erdstationären Umlaufbahn verwendet werden, bei der die Drehachse des Sonnensegels ungefähr parallel zur Drehachse der Erde verläuft. Durch die Erfindung wird dabei eine preiswerte und strukturell leichte Einrichtung geschaffen, die das Drehmoment zu kompensieren gestattet, das durch den Strahlungsdruck der Sonne auf den Raumflugkörper mit der asymmetrischen Sonnensegelanordnung ausgeübt wird.

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Im folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der Zeichnungen näher erläutert; es zeigen:

Fig. 1 eine schematische Darstellung eines Satelliten oder Raumflugkörpers mit einem äußeren Sonnensegel, sowie der Kraft- und Drehinomentvektoren, die bei einer Einrichtung gemäß der Erfindung auftreten;

Fig. 2 eine schematische Darstellung einer Steuereinrichtung, die entweder eine geschlossene Regelschleife oder eine offene Schleife mit Steuerung vom Boden aus enthalten kann;

Fig. 3 eine schematische Darstellung einer Ausführungsform, bei der eine am Sonnensegel angebrachte Magnetspule parallel zur Energieversorgungsleitung des Satelliten gespeist ist;

Fig. 4 eine gegenüber Fig. 3 abgewandelte Ausführungsform bei der die Magnetspule in Reihe mit der Energieversorgungsleitung liegt, und

Fig. 5 eine graphische Darstellung eines in einer Umlaufbahn befindlichen Satelliten sowie von Vektoren betreffend die durch eine Einrichtung gemäß der Erfindung bewirkte mechanische Steuerung.

Ein bevorzugtes Anwendungsgebiet der vorliegenden Erfindung sind Erdsatelliten, die von der Erdoberfläche in eine synchrone Umlaufbahn (24TStunden-Bahn) oder eine schwach geneigte Umlaufbahn geschossen wird. Wenn sich der Erdsatellit in einer gelegentlich auch als "erdstationäre Bahn" bezeichneten Synchronbahn oder einer nicht stationären Umlaufbahn geringer Neigung befindet, entspricht das vom Erdsatelliten durchlaufende Erdmagnetfeld einem näherungsweise konstanten von Süd nach Nord gerichteten Vektor. Der Erdsatellit soll ein einziges Son-

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nensegel (Solarzellenpaneel) haben, das beim Abschuß zweckmäßigerweise eingeklappt ist und nach Erreichen der Umlaufbahn ausgeklappt bzw. ausgefahren wird. Durch das der Sonnenstrahlung ausgesetzte Sonnensegel wird die von der Sonne auffallende Strahlungsenergie in bekannter Weise in elektrische Energie umgesetzt.

Die Strahlung der Sonne übt auf alle ihr ausgesetzten Oberflächen des Satelliten einen Druck aus. Durch den auf das Sonnensegel einwirkenden Strahlungsdruck entsteht eine Kraft, die ein Drehmoment, im wesentlichen um das Massenzentrum des Satelliten, erzeugt. Das Drehmoment ist der Projektion der Fläche des Sonnensegels auf eine senkrecht zur Sonnenlinie verlaufende Ebene und dem Abstand zwischen dem aus dem Strahlungsdruck auf das Sonnensegel resultierenden Kraftvektor und dem Massenzentrum proportional. Die vorliegende Erfindung befaßt sich mit diesem Drehmoment, nicht jedoch mit den Kräften, die eine Verlagerung des Satelliten aus einer Umlaufbahn bewirken. Zur Rückführung eines Satelliten in seine Umlaufbahn werden gewöhnlich Rückstoßmotoren verwendet.. Diese als "Platzhaltemanöver" bezeichneten Maßnahmen sind bekannt und fallen nicht unter den Gegenstand der vorliegenden Erfindung.

Gemäß der vorliegenden Erfindung werden Drehmomente, die durch den Strahlungsdruck der Sonne erzeugt werden, durch ein magnetisches Drehmoment kompensiert, das dem solaren Drehmoment entgegengesetzt gleich ist und insbesondere durch einen magnetischen Fluß von einer Luftspule (Spule ohne Magnetkern) im Sonnensegel erzeugt wird, welcher mit dem Erdmagnetfeld in Wechselwirkung tritt.

Die Bahn eines die Erde umkreisenden Satelliten verläuft durch das Erdmagnetfeld, welches im wesentlichen vom Südpol zum Nordpol der Erde geht. Satelliten, die in einer Synchronhöhe kreisen, haben im allgemeinen eine bezüglich der Erdober-

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flache annähernd gleichbleibende Lage und Höhe. Das Magnetfeld der Erde ist in einer solchen Synchronhöhe näherungsweise konstant. Obgleich das Erdmagnetfeld im allgemeinen konstant ist, kann ein Satellit, der eine mit dem Erdmagnetfeld in Wechselwirkung testende magnetische Drehmomenterzeugungsanordnung enthält, mit einer Vorrichtung zur Wahrnehmung von Änderungen des Erdmagnetfeldes versehen sein, damit die gewünschten Drehmomente durch elektromagnetische Drehmomenterzeugungsverfahren ordnungsgemäß erzeugt werden können. Bei der Einrichtung gemäß der Erfindung wird im wesentlichen die Wechselwirkung zwischen dem Erdmagnetfeld und dem elektromagnetischen Feld einer Luftkernspule im Sonnensegel verwendet, um ein Drehmoment zur Kompensation von Drehmomenten zu bewirken, die auf den Strahlungsdruck der Sonne zurückzuführen sind.

In Fig. 1 sind die Drehmomente und Kräfte, die für das Verständnis der vorliegenden Erfindung wichtig sind, in Verbindung mit einem Satelliten dargestellt, der ein Sonnensegel oder eine Sonnensegelanordnung trägt, welche bezüglich des Satellitenkörpers unsymmetrisch ist. Das Bezugssystem für die Drehmomente hat seinen Ursprung im gemeinsamen Massenzentrum 11 der Raumflugkörpers und der Sonnensegelanordnung, es ruht jedoch im Inertialraum.

Die verschiedenen Drehmomente T sind wie üblich durch einen Vektorpfeil dargestellt, aus dem die Richtung des betreffenden Drehmoments durch die bekannte "reehte-Hand-Regel" erhalten werden kann. Der Drehmomentvektor T₀ stellt z.B. ein Drehmoment dar, das, gesehen vom Massenzentrum 11 des Raumflugkörpers 10 in Uhrzeigerrichtung um eine Achse 18 wirkt. Das Drehmoment wirkt also in der Richtung der Finger der rechten Hand, wenn diese die Achse 18 umfaßt und der Daumen in die Richtung des Vektorpfeiles 19 zeigt. Bei einem starren System der hier beschriebenen Art ist bekanntlich eine Drehmomenttranslation von einer Achse zu einer anderen möglich.

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Bei dem Raumflugkörper kann es sich um irgend einen bekannten Typ handeln, der 1) spinnstabilisiert ist, 2) durch eine spinnentkoppelte Anordnung stabilisiert ist, welche einen Moment- oder Impulsspeicher, wie ein Moment- oder Impulsrad bzw. Kreisel 13 enthält, der gegen den eigentlichen Körper des Raumfahrzeugs spinn- oder drehmomentmäßig entkoppelt ("entspinnt") ist, oder/durch ein aktives Dreiachsen-Nullirapuls- oder Nullmomentsystem stabilisiert ist.

Das vorliegende Ausführungsbeispiel wird anhand eines Raumflugkörpers des oben erwähnten zweiten Typs beschrieben. Der Kreisel 13 hat eine kleinere Masse als der Körper 10 und kann mit Sensoren für die Lagesteuerung mit einer möglichst geringen Menge zusätzlicher Geräte für die Mission versehen sein. Selbstverständlich kann ein Raumflugkörper, das auf dem Prinzip der Spinnentkopplung arbeitet, auch anders ausgelegt sein. Die Erfindung läßt sich z.B. auf einen Raumflugkörper anwenden, bei dem der Kreisel die größere Masse hat und mit relativ langsamer Geschwindigkeit umläuft, während der eigentliche Körper eine relativ kleine Masse hat und gegenüber dem Kreisel entspinnt ist. Der Körper 10 dient als Plattform für diejenigen Instrumente, die zur erdstationären Orientierung dienen oder eine erdstationäre Orientierung erfordern, d.h. eine solche Orientierung, bei der sich die Plattform in einer festen Lage bezüglich der Erde befindet, so daß Antennen, Infrarotsensoren, Teleskope und dgl. in einer vorgegebenen Lage und Richtung bezüglich eines vorgegebenen Punktes auf der Erdoberfläche montiert werden können. Der Satellit kann unabhängig von seinem Typ in einer synchronen oder einer nicht synchronen Umlaufbahn arbeiten. Das hier beschriebene Ausführungsbeispiel der Erfindung wird in einem synchronen, d.h. erdstaionären Raumflugkörper verwendet.

Es sei nochmals erwähnt, daß die Einrichtungen gemäß der Erfindung ohne Schwieirigkeiten auch in einem Satelliten

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verwendet werden, der sich in einer nicht synchronen Umlaufbahn kleiner Neigung befindet, in diesem Falle können die für einen Synchronsatelliten ausgelegten Ausftihrungsformen ohne Änderung übernommen werden.

Für die folgende Erläuterung sei angenommen, daß der Satellit in der in Fig. 1 dargestellten Weise orientiert ist und daß die Feldlinien des Erdmagnetfeldes, dessen Mittelwert durch einen Vektor B dargestellt ist, parallel zu einer Achse 12 verlaufen. Der Strahlungsdruck der Sonne wirkt in Richtung einer Sonnenlinie S auf die Oberfläche eines Sonnenpaneels oder Sonnensegels 14, das mit dem Körper 10 des Satelliten durch einen Träger 16 verbunden ist, und erzeugt ein Drehmoment um die Achse 18, das durch den Vektor Tgdargestellt ist. Die Drehachse des Sonnensegels verläuft etwa parallel zur Erdachse, wenn der Satellit in der Äquatorlaiebene der Erde umläuft. Zur Kompensation des Drehmoments T₀ ist ein um eine Achse 20 wirkendes entgegengesetzt gleiches Drehmoment T„ erforderlich. Das Drehmoment Τ., wird gemäß der Erfindung durch die Wechselwirkung zwischen dem Erdmagnetfeld und einem beim Sonnensegel erzeug =-« magnetischen Dipol oder Feld M kompensiert. Der längs einer Achse 46 gerichtete magnetische Dipol M steht senkrecht auf der Ebene einer elektrischen Spule 24, die im Sonnensegel angeordnet oder gebildet ist und eine oder mehrere Windungen eines stromdurchflossenen Drahtes enthält, der in der unten beschriebenen Weise gespeist wird. Vorzugsweise wird die große Fläche eines einzigen Segels einer Solaranordnung ausgenutzt, um das erforderliche Kompensationsdrehmoment mit einer möglichst geringen Anzahl von Amperewindungen zu erzeugen.

Durch die Wechselwirkung zwischen dem Erdmagnetfeld B und dem magnetischen Dipol M entsteht ein Drehmoment T„ längs der Achse 20. Die Wechselwirkung der beiden Felder kann durch die bekannte Vektorgleichung ausgedrückt werden:

T_M = M x' B (1)

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Der Winkel zwischen dem Vektor des Erdroagnetfeldes B und dem Vektor des magnetischen Dipols M kann je nach der magnetischen Länge bekanntlich bis zu 16° vom rechten Winkel abweichen. Da das Sonnensegel jedoch bei einem Satelliten in einer erdsynchronen Umlaufbahn pro Tag eine Umdrehung im Erdmagnetfeld ausführt, verschwinden die durch solche Abweichungen entstehenden Stördrehmomente im täglicheifMittel. Es ist daher keine besondere Regelung außer einen kleinen zyklischen Impulsspeidaerung erforderlich, um den Abweichungen der Vektoren B und M zu begegnen. Geeignete Impulsspeicherverfahren sind in der Raumfahrtechnik bekannt.

Das durch den Strahlungsdruck erzeugte Drehmoment T_g wird durch das magnetische Drehmoment T„ im Rahmen eines Steuer- oder Regelsystems mit offener oder geschlossener Schleife kompensiert. Der Raumflugkörper hat, wie erwähnt, ein einziges Sonnensegel 14, das an ihm durch den ein Ausfahren oder Entfalten und ein Drehen ermöglichenden Träger 16 befestigt ist, in dem die erforderlichen elektrischen Leitungen verlaufen. Das Sonnensegel 14 kann bezüglich des Körpers 10.des Satelliten über den z.B. eine Welle enthaltenden Träger 16 von einem nicht dargestellten Verstellmechanismus so gedreht werden, daß die mit Solarzellen bestückte Fläche des Sonnensegels während der ganzen Umlaufperiode zur Sonne hinweist, auch wenn diese verdunkelt ist. Die aus einer oder mehreren Windungen eines elektrisch leitfähigen Materials, wie Aluminium oder Kupfer, gebildete elektrische Spule ist im Umfangsteil des Sonnensegels 14 angeordnet. Die Spule 24 kann in die Struktur des Sonnensegels 14 integriert sein oder an einer der Flächen des Sonnensegels angebracht sein. Zur Speisung der Spule 24 sind Leitungen und Steuervorrichtungen vorgeshen, die noch beschrieben werden. Generell wird die Spule 24 mit einem elektrischen Gleichstrom i solcher Polarität gespeist, daß der wie dargestellt gerichtete magnetische Dipol M entsteht. Der magnetische Dipol M erzeugt zusammen mit dem Erdmagnetfeld B das erwähnte Drehmoment T„.

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Der Vektor des Drehmoments T_M ist proportional zu dem die Spule 24 durchfließenden Strom i. Das magnetische Drehmoment T., wird dadurch dem solaren Drehmoment T_ entgegengesetzt gleichgemacht, daß man den hierfür erforderlichen Strom i durch die Spule 24 fließen läßt. Das magnetische Drehmoment ist proportional der Fläche, der Anzahl der Windungen und dem die Spule durchfließenden Strom. Der Strom i wird durch geeignete Steuervorrichtungen, wie einen Modulator oder Stromregler auf die erforderliche Amplitude eingestellt. Die Größe des erdmagnetischen Feldes B ändert sich gelegentlich infolge von magnetischen Stürmen. Der Strom i kann durch ein Steuersystem mit offener Schleife vom Boden aus gesteuert oder unter Verwendung geeigneter Magnetometer-Meßverfahren durch einen Regler mit geschlossener Schleife geregelt werden, um Änderungen des Erdmagnetfelds zu kompensieren.

In Fig. 2 ist ein Beispiel eines Steuersystems als Blockschaltbild dargestellt. Das Sonnensegel 14 trägt die Spule 24 und eine Anordnung von Solarzellen 26, die durch Leitungen 30, 31 bzw. 32 und 33 mit einer Steuerschaltung 28 verbunden sind. Mit der Steuerschaltung 28 ist ein Orientierungsregler 34 über eine Steuerstrecke 36 verbunden. Mit einer solchen Anordnung kann der für die Speisung der Spule 24 erforderliche Strom i automatisch geregelt werden. Wenn der das Kompensationsdreh-' moment erzeugende Strom von einer Bodenstation 38 aus gesteuert werden soll, werden der Steuershaltung 28 die erforderlichen Steuersignale über eine Funk- oder Telemetrie verbindung 40 von der Bodenstation 38 zugeführt. Man kann in bekannter Weise gleichzeitig mit der Steuerung vom Boden aus als auch mit der automatischen Orientierungsregelung arbeiten. Die Steuerschaltung 28 enthält geeignete Vorrichtungen zur Steuerung des Stromes sowie die Energieversorgungsleitung und die Batterien des Satelliten. Der Orientierungsregler enthält die üblichen Vorrichtungen zur Bestimmung der Orientierung des Satelliten,wie

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Horizontsensoren, Sternsensoren oder Kreisel, sowie Anordnungen zur Erzeugung von Orientierungsfehlersignalen, die der Steuers&altung 28 über die Steuerstrecke 36 zugeführt werden.

Der Orientierungsregler 34 ändert also den der Spule 24 zugeführten Strom i, z.B. über einen Modulator oder dgl., derart, daß etwaige Änderungen des Erdmagnetfeldes kompensiert werden. Diese Feldänderungen können entweder durch ein Magnetometer oder durch Änderungen der Orientierung des Satelliten wahrgenommen werden. Wie diese Regelung im einzelnen durchgeführt werden kann, ist in der Regelungstechnik der Raumflugkörper bekannt und fällt nicht unter den Gegenstand der vorliegenden Erfindung.

Wenn die Solarzellenanordnung 26 im Betrieb der Sonnenstrahlung ausgesetzt ist, erzeugt sie elektrische Energie, die der Steuerschaltung 28 über die Leitungen 32 und 33 zugeführt wird. Der dabei fließende elektrische Strom kann unter Steuerung durch geeignete Schaltvorrichtungen direkt der Spule 24 zugeführt werden, um das Drehmoment T„ zu erzeugen, das das Drehmoment T_g kompensiert, welches durch das Auftreffen der Sonnenstrahlung auf das Sonnensegel entsteht. Wenn die Sonne durch die Erde verdeckt wird, verschwindet das solare Drehmoment und damit auch die Notwendigkeit, ein kompensierendes Drehmoment zu erzeugen. Da der von der Solarzellenanordnung gelieferte Strom bei Abschattierung der Sonne verschwindet, wird auch das magnetische Drehmoment zu Null.

Wie erwähnt, kann die Erfindung bei einem Satelliten oder Raumflugkörper angewendet werden, welche mit einer automatischen Regelung oder mit einer Steuerung durch eine Bodenstation arbeiten. Im letzteren Falle werden, wenn das Personal der Bodenstation aufgrund der Telemetriesignale Orientierungsfehler oder Änderungen des Erdmagnetfeldes feststellt, die anzeigen, daß das Sonnensegel nachjustiert werden muß, vom Per-

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sonal der Bodenstation entsprechende Steuersignale zum Satelliten oder Raumflugkörper übertragen, die die erforderliche Verstellung des Spulenstroms bewirken.

Eine Möglichkeit für die Speisung der das Kompensationsdrehmoment erzeugenden Spule 24 ist in Fig. 3 dargestellt. Bei dieser Ausfuhrungsform der Erfindung wird der die drehmomenterzeugende Spule durchfließende Strom durch einen Teil- oder Voll-Nebenschlußregler in der Stromversorgung des Satelliten geregelt. Man kann entweder mit einer Zweipunktregelung oder mit einer kontinuierlichen Regelung des Spulenstromes arbeiten. Der Orientierungsregler 34 kann typischerweise Reaktionsräder, Kreisel, einen Erdhorizontsensor und einen Sternsensor enthalten. Bei der Ausführungsform gemäß Fig. 3 ist die Solarzellenanordnung 26 über die Energieversorungsleitungen 32 und 33 mit der Steuerschaltung^28 verbunden. Die Solarzellenanordnung 26 und die zur Erzeugung des Drehmoments dienende Spule 24 sind der Übersichtlichkeit halber getrennt dargestellt, es sei jedoch darauf hingewiesen, daß sie sich beide auf dem Sonnensegel 14 befinden, wie es in Fig. 1 und 2 dargestellt ist. Die zur Erzeugung des Drehmoments dienende Spule 24 ist den Energie versorungsleitungen 32 und 33 über einen nicht näher dargestellten Strommodulator parallelgeschaltet, der in dem in die Leitung 31 eingeschalteten Orientierungsregler 34 enthalten ist, Im Betrieb wird der von der Solarzellenanordnung 36 erzeugte Strom sowohl der Steuerschaltung 24 des Satelliten als auch der zur Erzeugung des Drehmoments dienenden Spule 24 im Sonnensegel zugeführt. Der Modulator im Orientierungsregler 34 regelt den Strom in der Spule 24 derart, daß das zur Kompensation des durch den Strahlungsdruck der Son ne erzeugten Drehmoments !^erforderliche Gegendrehmoment T entsteht. Fig. 4 zeigt eine Ausführungsform, bei der der Strom der das Kompensationsdrehmoment erzeugenden Spule 24 in Reihe mit einem leistungsaufnehmenden System des Satelliten zugeführt wird, dessen Stromaufnahme im wesentlichen konstant sein soll oder ist.

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Hier wird die effektive Windungszahl der Spule 24 durch eine Schaltvorrichtung 37 gesteuert, die die Stärke des magnetischen Dipols M im zeitlichen Mittel so regelt, daß das erforderliche Kompensationsdrehmoment T„ erzeugt wird.

Bei der Einrichtung gemäß Fig. 4 ist die eine von der Solarzellenanordnung 26 kommende Leitung 30 mit der ersten Windung der hier mehrere Windungen aufweisenden; drehmomenterzeugenden Spule 24 verbunden. Das Ende der ersten Windung ist über einen Abgriff mit einer Klemme 38 der Schaltvorrichtung 37 verbunden. In entsprechender Weise ist das Ende einer zweiten Windung mit einer Klemme 40 und das Ende einer dritten Windung mit einer Klemme 42 der Schaltvorrichtung 37 verbunden. Die Schaltvorrichtung 37 verbindet entsprechend den hier vom Orientierungsregler 34 (oder von der Bodenstation 38) zugeführten Steuersignale eine der Klemmen 38, 40 oder 42 mit einer Klemme 44, die mit der zur Steuerschaltung 28 führenden Leitung 31 verbunden ist. Im Betrieb wird die im zeitlichen Mittel wirksame Amperewindungszahl der Spule 24 automatisch durch den Orientierungsregler 34 (oder durch Steuerung vom Boden aus) geändert, wenn sich die Anforderungen an das Kompensationsdrehmoment infolge von Änderungen des Magnetflusses von der Erde ändern.

Man kann also bei einem System, in dem von der Solarzellenanordnung ein veränderlicher und/oder konstanter Strom abgenommen wird, eine drehmomenterzeugende Spule hoher Impedanz parallel zu der Energieversorungsleitung verwenden, wie es in Fig. 3 dargesM.lt ist. Die Anordnung gemäß Fig.4 eignet sich insbesondere für ein System, bei dem die Energieversorungsleitungen nur einen konstanten Strom führen, wie es bei geostationären Nachrichtensatelliten der Fall ist. Eine solche Anordnung läßt sich im allgemeinen mit einfacheren apparativen Mitteln realisferen als die Modulator- und Spulenanordnung gemäß Fig. 3, bei der zum Erzeugen des erforderlichen Drehmoments

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mehr Spulenwindungen benötigt werden. Bei der Aus führ ungs form gemäß Fig. 4 sind für den drehmomenterzeugenden Strom im allgemeinen weniger Windungen erforderlich, es wird jedoch bei konstantem Strom eine Schaltvorrichtung für die Abgriffe der drehmomenter zeugenden Spule benötigt.

Fig. 5 zeigt in einer anderen graphischen Darstellung die Relationen der verschiedenen Kraft- und Drehmomentvektoren, die bei einem Satelliten oder Raumflugkörper mit einer Einrichtung gemäß der Erfindung interessieren. Der nicht näher dargestellte Satellit (10) kreist in einer Umlaufbahn 50 um die" Erde 52. Die Umlaufbahn" ist näherungsweise äquatorial. Das Sonnensegel des Satelliten ist so orientiert, daß es parallel zum Sonnenlinienvektor 54 zur Sonne hin gerichtet ist. Das solare Stördrehmoment T_ wird durch das magnetische Drehmoment T kornpensiert, welches durch die Wechselwirkung des Erdmagnetfeldes B mit dem magnetischen Dipol M von der Sonnensegelanordnung kompensiert wird.

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Claims

Patentansprüche

/ 1. Einrichtung zur Kompensation des Drehmoments, das cns^^n Strahlungsdruck der Sonne auf einen orientierungsstabilisierten Raumflugkörper ausgeübt wird, welcher ein Sonnensegel aufweist, das mit einem Satz von Solarzellen zur Umwandlung von Strahlungsenergie in elektrische Energie bestückt, vom Raumflugkörper^ ausfahrbar und zur Sonne ausrichtbar ist, dadurch gekennzeichnet, daß das Sonnensegel (14) eine elektromagnetische Vorrichtung (24) zum Erzeugen eines Magnetflusses mit einem senkrecht zur Ebene des Sonnensegels verlaufenden Magnetfeld (M),das mit dem Erdmagnetfeld (B) in Wechselwirkung tritt, enthält, welche durch eine Anordnung (28) in Abhängigkeit von der auf das Sonnensegel fallenden Sonnenergie derart gespeist ist, daß durch die Wechselwirkung zwischen dem erzeugten magnetischen Fluß und dem Erdmagnetfeld ein magnetisches Drehmoment (T„) entsteht, das das entgegengesetzte Vorzeichen und wenigstens annähernd den gleichen Betrag hat wie das Drehmoment (T-), welches durch den auf das Sonnensegel (14) einwirkenden Strahlungsdruck von der Sonne auf den Raumflugkörper ausgeübt wird.
2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die elektromagnetische Vorrichtung eine elektromagnetische Spule (24) mit Luftkern und mindestens einer Drahtwindung enthält, welche im Umfangsteil des Sonnensegels (14) und in einer Ebene parallel mit der Ebene des Sonnensegels angeordnet ist.
3. Einrichtung nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch eine Anordnung (34) zur Wahrnehmung der Orientierung des Raumflugkörpers und eine durch diese gesteuerte Vorrichtung (28) , die die elektromagnetische Vorrichtung (24) derart steuert, daß ein Orientierungsfehler korrigierendes Drehmoment entsteht.

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4. Einrichtung nach Anspruch 1, 2 oder 3/ gekennzeichnet -durch eine die elektromagnetische Vorrichtung (24) speisende Anordnung, welche Vorrichtungen (30, 31, 32) 33) zur Parallelschaltung der Sonnenzellenanordnung (26) und der Spule (24) aufweist.
5. Einrichtung nach Anspruch 2 oder 3, gekennzeichnet durch eine Vorrichtung zur Speisung der Spule, die eine Anordnung (37) zur Reihenschaltung der Solarzellenanordnung (26) und der Spule (237" umfaßt.
6. Einrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Spule mehrere Windungen und mindestens einen Abgriff (38, 40, 42) aufweist und daß eine Vorrichtung (37) zur Änderung des- von der Spule erzeugten Magnetflusses durch Einschalten verschiedener Teile der Spule in einen Stromkreis vorgesehen ist.
7. Einrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung (37) zvm F^nschalten verschiedener Teile der Spule (24) durch einen Orientierungsregler (34) gesteuert ist.

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