DE2315280C2 - Selbsttätige Regeleinrichtung für einen Satelliten - Google Patents
Selbsttätige Regeleinrichtung für einen SatellitenInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Regeleinrichtung gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Bei einem stabilisierten umlaufenden Raumflugkörper (Satelliten) muß man Maßnahmen vorsehen,
um seine Orientierung bei Abweichungen von der so Sollorientierung bezüglich der Umlaufbahn korrigieren
zu können. Zu diesem Zweck ist es bekannt, drallstabilisierte Satelliten mit magnetischen Drehmomenterzeugern
wie einer Spule oder einem Elektromagneten auszurüsten, die mit dem Erdmagnetfeld in ss
Wechselwirkung treten und ein Reaktions-Drehmoment erzeugen, das eine Bezugsachse des Satelliten
um einen Betrag nachstellt, der proportional zur Dauer der Einwirkung des Drehmoments und dem
Betrag des Flusses ist. Bei einigen bekannten Syste- μ men, die auf diesem Prinzip arbeiten, müssen vom
Boden aus Steuersignale zum Satelliten übertragen werden, damit die gewünschten Drehmomente erzeugt
werden können. Bei den von der NASA betriebenen Tiros-Satelliten ist z. B. an Bord des Satelliten «
ein Taktgeber vorgesehen, der entsprechend einem vorgegebenen Programm Taktsignale zur Steuerung
des magnetischen Drehmomenterzeugersystemes auf der Grundlage von angenommenen Orientierungsfehlern liefert. Bei einem anderen bekannten System
ist der Satellit mit Sensoren versehen, die Signale entsprechend der Orientierung des Satelliten liefern. Die
Sensorsignalinformation wird zu einer Bodenstation übertragen, die ihrerseits dann die erforderlichen
Steuersignale für die Bewegungen des Satelliten liefert, welche die aufgetretenen Abweichungen korrigieren.
Die die Orientierung des Satelliten ändernden Kommandosignale können irgendwelche Lagesteuerungsvorrichtungen
betätigen, die die erforderlichen Drehmomente zu erzeugen gestatten. Die oben beschriebenen,
bekannten Systeme sind also Steuersysteme mit »offener Schleife«.
Ein Problem bei solchen Steuersystemen besteht darin, daß das sie Korrektur bewirkende Steuersignal
zu einem solchen Zeitpunkt gegeben werden muß, bei dem das Erdmagnetfeld am Ort des Satelliten auf der
Umlaufbahn die richtige Orientierung bezüglich der Lage des Satelliten hat. Um bei einem vorgegebenen
oder bekannten Orientierungsfehler das richtige Korrekturdrehmoment erzeugen zu können, muß der
Drehmomenterzeuger in Phase mit der Polarität des
Erdmagnetfeldes arbeiten. Bisher konnten solche Korrekturen unter Verwendung magnetischer Drehmomente
nur durch Steuerung vom Boden aus bewirkt werden. Ein Nachteil solcher Steuerungssysteme
besteht darin, daß in die Korrekturoperationen durch die Verbindung zur Bodenstation unvermeidbar
Verzögerungen eingeführt wenlen, da das Personal der Bodenstation die Satellitensignale auswerten
und die entsprechenden Korrektursignale zu einem richtigen Zeitpunkt liefern muß. Diese Verzögerungen
erschweren die Lagekorrekturen, welche am besten häufiger durchgeführt werden, wenn der Satellit
die richtige Orientierung im Erdmagnetfeld einnimmt. Außerdem ist beträchtlicher personeller Aufwand
an der Bodenstation für die Lagesteuerung erforderlich.
Es sind auch bereits durch Vorgabedrall um die Nickachse stabilisierte Satelliten mit einem geschlossenen
Regelkreis bekannt, deren magnetische Drehmomenterzeuger um auf der Drallachse senkrecht stehende
Achsen ein Korrekturdrehmoment in Abhängigkeit von Steuersignalen von an Bord des
Satelliten angeordneten Fehlermeßeinrichtungen erzeugen. Ein System dieser Art ist z. B. aus der
DE-OS 1950332 bekannt, die aber keine nähere Angaben über die Fehlermeßeinrichtung enthält, während
bei einem aus der US-PS 33 9( 648 bekannten anderen System dieser Art zwei der oberen bzw. der unteren
Hälfte des Satelliten zugeordnete Solarfelder mit ihrem lageabhängigen Strom einen Drehmomenterzeuger
steuern, der den Drallvektor senkrecht auf der Richtung des von der Sonne kommenden Lkhtes
hält. Unterschiedliche Ströme der beiden Solarfelder repräsentieren eine Abweichung der Nickachse von
der gewünschten Lage.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Regeleinrichtung der erläuterten Art anzugeben, die
in der Lage ist, aufgrund eines Fehlersignals einer verhältnismäßig einfachen Fehlermeßeinrichtung sowohl
Roll- als auch Gierachsenabweichungen zu korrigieren.
Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 gekennzeichnete Regeleinrichtung gelöst.
Die Erfindung hat den Vorteil, daß Abweichungen des Satelliten bezüglich seiner Rollachse mit verhältnismäßig
einfachen Mitteln gemessen werden können, und daß bei Verwendung des entsprechenden,
auf eine einzige Achse bezogenen Fehlersignals zum Erzeugen eines Drehmoments um die Gierachse nicht
nur Roll-, sondern auch Gierachsenabweichungen reduziert werden können.
Es handelt sich also um eine Regeleinrichtung (mit geschlossener Schleife) zur Ausrichtung der Nickachse
des Satelliten bezüglich der Bahnnormalen, wobei die Polarität und Richtung des korrigierenden
Drehmoments primär längs der örtlichen Vertikalen, d. h. der Verbindungslinie zwischen dem Satelliten
und dem Erdmittelpunkt verlaufen. Ein dementsprechendes Ausfühirungsbeispiel der Erfindung wird im
folgenden näher erläutert. In der Zeichnung zeigen:
Fig. 1 a eine schematische Darstellung eines Satelliten
und von drei Achsen, auf die Drall- und Geschwindigkeitsvektoren bezogen werden;
Fig. Ib eine graphische Darstellung der Achsen eines
Inertialsystems bezüglich der Bahnnormalen;
Fig. 2 ein Blockschaltbild eines Roll-Reglers gemäß
einem Ausführungsbeispiel der Erfindung;
Fig. 3 eine graphische Darstellung der Kegel, die von den optischen Achsen eines Horizontsensors beschrieben
werden, derauf einem rotierenden Drallrad eines Doppeldrall-Satelliten montiert ist;
Fig. 4 eine graphische Darstellung des Verlaufes von Signalen, wie sie am Ausgang von Sensoren und
Detektoren zur Bestimmung der Orientierung des Satelliten auftreten;
Fi g. 5 eine graphische Darstellung der Nickachsentrajektorien bei der Roll/Gier-Regelung; und
Fig. 6 eine graphische Darstellung der Regionen für die Drehmomenterzeugung.
In Fig. la ist mit 10 der Körper eines Raumflugkörpers
oder Satelliten dargestellt, der in der Praxis irgendeine beliebige Form haben kann. Vom Massenzentrum
des Satelliten gehen drei aufeinander senkrecht stehende satellitenfeste Achsen 1, 2 und 3 aus,
die der Gier-, Roll- bzw. Nickachse entsprechen.
Die Nickachse 3 ist definitionsgemäß die Richtung bezüglich des Körpers 10, die kollinear mit dem Gesamt-Drallvektor
H ist, wenn der Körper 10 entsprechend der vorgesehenen Mission arbeitet. Die Nikkachse
3 verläuft parallel zur Achse 12, um die sich ein Schwung- oder Drallrad 14 dreht. Die in Fig. la
dargestellte Nickachse hat konventionsgemäß positives Vorzeichen und verläuft in der positiven Richtung
des Vektors H. Gemäß der Konvention auf diesem Gebiet ist also der Drall (Drehimpuls) des Körpers 10
so, als ob sich der Körper 10 im Uhrzeigersinn um die Nickachse drehen würde, wie durch den gebogenen
Pfeil 16 angedeutet ist, der die Winkelgeschwindigkeit (O3 um die Nickachse angibt. Die Gier- und die Rollachse
stehen aufeinander und auf der Nickachse senkrecht. Das oben definierte und hier gemäß der üblichen
Konvention verwendete Koordinatensystem ist in der Reihenfolge 1-2-3 rechtshändig. Die Nickachse
3 ist hier die Drallachse. Sie verläuft parallel zur Achse 12 des rotierenden Rades 14.
Gemäß den Bewegungsgesetzen führt der Körper 10 eine erste (translatorische) Bewegung des Massezentrums
20 und eine zweite Bewegung des Körpers 10 um das Massezentrum 20 aus. Die Bewegung um
das Massezentrum 20 (Rotationsbewegung) ist durch den Vektor ω der Winkelgeschwindigkeit drgestellt,
welcher durch das Massezentrum des Körpers geht und in Richtung der Achse verläuft, um die sich der
Raumflugkörper dreht. Die Länge des Vektors ω ist proportional zur Winkelgeschwindigkeit des Körpers
10 um diese Achse. Der gebogene Pfeil gibt die Drehrichtung, in diesem Falle die Uhrzeigerrichtung an
(gesehen vom Ursprung des Vektors aus).
Für die Beschreibung eines Ausfuhrungsbeispieles der vorliegenden Erfindung soll angenommen werden,
daß der Drallvektor H kollinear zur Nickachse 3 verläuft. Außerdem soll die Nickachse senkrecht auf
der Bahnebene des Satelliten stehen.
Ein auf einer Umlaufbahn befindlicher Satellit, in dem ein Drehimpuls gespeichert ist, kann durch einen
Regler gemäß der Erfindung, der übliche Drehmomenterzeuger, Sensoren und elektronische Schaltwerke
in einer geschlossenen Schleife enthält und keine Steuerung vom Boden aus benötigt, so orientiert
werden, daß die durch den Drallvelctor H (Fig. 1) definierte Richtung automatisch auf die Norm?
>e zur Umlaufbahn ausgerichtet wird.
In Fig. Ib ist eine Anzahl von Parametern dargestellt,
die bei der folgenden Beschreibung verwendet werden.
Die Achsen 1, 2 und 3 sind die gleichen, wie sie
oben in Verbindung mit Fig. la definiert werden. Der der Vertikalrichtung entsprechende örtliche vertikale
Vektor 22« verläuft kollinear zur Soll-Richtung der Gierachse 1 des Raumflugkörpers. 24« ist die
Bahnnormale, d. h. der Vektor, der die senkrecht auf der Bahnebene des Raumflugkörpers stehende Richtung
angibt. Die Linie 26« stellt die Richtung der Gierachse dar, wenn der Raumflugkörper einen Gierwinkel
ψ und einen Rollwinkel Φ, jedoch keinen Nickwinkel
θ ρ bezüglich den Bahnkoordinaten bzw. Vektoren 22a, 24a und 23a hat. Die Gerade 28a gibt in entsprechender
Weise die Lage der Rollachse beim Gierwinkel xj) und Rollwinkel Φ an, wenn der Nickwinkel
ΘΡ gleich Null ist. Die durch die verschiedenen
Vektoren und Richtungen gebildeten Winkel werden wie folgt definiert:
θ ρ entspricht dem Nickfehler, der definiert ist durch
den Winkel zwischen der Gierachse und der Ebene, die durch die Nickachse und den Vektor 22« der örtlichen
Vertikalen aufgespannt wird;
Φ ist der Rollwinkel des Raumflugkörpers, welcher als Winkel zwischen der Nickachse und der Ebene definiert
ist, die durch die Bahnnormale 24a und den Geschwindigkeitsvektor 23a aufgespannt wird;
Ψ ist der Gierwinkel des Raumflugkörpers, der durch den Winkel zwischen der Bahnnormalen 24a
und der Ebene definiert ist, welche durch die Nickachse und den Vektor 22a der örtlichen Vertikalen
aufgespannt wird.
Bei dem vorliegenden Regler werden die Eigenschäften
eines sich drehenden Satelliten ausgenutzt, der in der Praxis einen Kreisel darstellt. Eine Eigenschaft
eines kreiselstabilisierten Raumflugkörpers besteht darin, daß sich die Richtung einer Drehachse im
Raum nicht ändern kann, solange auf sie kein absiehtliches Drehmoment ausgeübt wird.
Da sich die Roll- und Gierbewegungen eines drallstabilisierten Raumflugkörpers während des Umlaufes
sinusartig abwechseln, ist die Lage der Drallachse eindeutig definiert, auch ohne daß die Gierung
gemessen wird, was bei einem erdorientierten Raumflugkörper sehr schwierig durchzuführen wäre.
Gemäß der Erfindung werden die Rollwinkelfehler als Eingangsgröße für das Regelsystem verwendet.
F i g. 2 zeigt ein Blockschaltbild für einen Regler gemaß
einem Ausführungsbeispiel der Erfindung. Auf dem Drallrad 14 des Satelliten (Fig. la) sind zwei
Sensoren 22 und 24 so angeordnet, daß sie bei jedem Umlauf des Drallrades 14 von der Erdoberfläche ausgehenden
elektromagnetischen Strahlung, Vorzugsweise Infrarotstrahlung, getroffen werden.
Bei dem Satelliten kann es sich entweder, wie dargestellt, um einen Satelliten vom Doppeldralltyp oder
irgendeinen anderen an sich bekannten drallstabilisierten Satelliten handeln. Bei drallstabilisierten Satelliten
sind die Sensoren dann so angeordnet, daß sie Signale entsprechend der Orientierung des Satelliten
liefern. . ,"
Die Ausgangssignale der Sensoren werden durch Vorverstärker 26 bzw. 28 verstärkt, deren Ausgangssignale
30 bzw. 32 zwei Schwellwertschaltungen 34 bzw. 36 zugeführt werden, welche ihrerseits Ausgangssignale
38 bzw. 40 liefern. Die Ausgangssignale und 40 werden Erddurchgangsdetektoren 42 bzw.
zugeführt, die die Zeitspanne bestimmen, während derer sich die Erde im Blickfeld des betreffenden Sensors
befindet. Hierfür kann irgendeine Integrier- oder Zählschaltung verwendet werden. Am Ausgang der
Erddurchgangsdetektoren 42 und 44 treten Impulse 46 bzw. 48 auf. die die Erddurchgangszcit darstellen,
die Impulse 46 und 48 werden einem Schaltwerk zugeführt,
das einen Fehlerdetektor 50 enthält, der einen * Impuls 52 erzeugt, welcher den Fehler der Differenz
der Signale von den Sensoren 22 und 24 darstellt.
Die Orientierungssensoren können in irgendeiner bekannten Weise angeordnet werden. Eine typische
Anordnung besteht darin, zwei Horizontsensoren in in einer V-Konfiguration unter 60" zur örtlichen Vertikalen
so anzuordnen, daß die Spuren 110 und 112 die die Blickrichtungen der Sensoren auf der Erde 112 beschreiben,
so verlaufen, wie es in Fig. 3b dargestellt ist. Zwei mit Nr. 1 und Nr. 2 bezeichnete Sensoren,
is die auf einem Schwungrad od. dgl. montiert sind, tasten
Kegel 114 bzw. 116 ab, wie es in Fig. 3b dargestellt
ist, in der die Achsen des Raumflugkörpers bezüglich der Sensorachsen eingezeichnet sind. Der
Punkt 118 stellt die Projektion des Satelliten auf die μ Erdoberfläche dar und wird gelegentlich als Nadir N
bezeichnet.
Der durch die Erd-Sensoren 22 und 24 ermittelte Lagefehler entspricht einem Rollwinkel Φ zwischen
der Achse des Drallvektors (H) und der Ebene, welehe
durch die Rollachse einerseits und die Bahnnormale 24« andererseits (Fig. 1 b) aufgespannt wird. Es
sei darauf hingewiesen, daß die Rollbewegung die Drehung der Rollachse des Satelliten bezüglich der
Ebene darstellt, die durch den Geschwindigkeitsvek- x tor 23a (Fig. la) und die Bahnnormale 24a aufgespannt
wird. Bei dem Ausführungsbeispiel gemäß Fig. 2 wird die Dauer des Impulses 52 durch einen
Zähler 54 konvetioneller Bauart gemessen. Der Zähler 54 zählt die Perioden eines Taktgebers 56, der
z. B. Taktimpulse mit der Frequenz 256 kHz erzeugt. Der Zählwert ist direkt proportional dem Betrag der
Abweichung des Drallvektors H von der Bahnnormalen 24a. Wenn die Zeitdifferenz Null ist oder innerhalb
einer vorgegebenen Grenze liegt, die durch einen Überlaufdetektor 58 bestimmt wird, wird der magnetische
Drehmomenterzeuger 94 abgeschaltet.
Der Überlaufdetektor 58 ist gewöhnlich ein Register für eine festgelegte Anzahl von Impulsen, das bei
Sättigung einen Ausgangsimpuls liefert, der einem der Eingänge eines Verknüpfungs-Schaltwerks 59 zugeführt
wird. Wenn der Fehlerdetektor 50 einen Fehler feststellt, wird der Drehmomenterzeuger, der parallel
zur Nickachse (Fig. la und 1 b) ausgerichtet ist,
eingeschaltet, um den für das erforderliche Drehmoment benötigten Fluß zu erzeugen, vorausgesetzt daß
sich der Satellit im richtigen Bereich des Erdmagnetfeldes befindet, worauf noch eingegangen werden
wird. Wenn der Fehler einer·, vorgegebenen Mindestwert
überschreitet, wird der Sinn des im Elektromagneten des Drehmomenterzeugers fließenden Stromes
durch zwei Parameter bestimmt. Der eine dieser Parameter ist das Fehlervorzeichen (Fehlersinn), das
über einen Fehlervorzeichensensor 51 bestimmt, welches der Sensorausgangssignale vor dem anderen
«j kommt und damit das Vorzeichen des Rollfehlers angibt.
Der Fehlervorzeichensensor 51 kann aus einem Phasendetektor bestehen, der die Signale bzw. Impulse
46 und 48 vergleicht. Der zweite Parameter hängt davon ab, in welchem Teil der Bahn der Fehler
κ festgestellt worden ist.
In Fig. 6 sind die Bereiche 74 und 76 der Umlaufbahn
angegeben, in denen das Erdmagnetfeld eine für die Erzeugung des Krängungs- oder Rollkorrektur-
Reaktionsdrehmoments ausreichende Größe hat. Diese Bereiche liegen in der Nähe der Äquatorialebene
der Erde. Der Vektor 78 des Magnetfeldes steht senkrecht auf dem Vektor 80 des Steuerdrehmoments,
das erzeugt wird, um ein Korrekturdrehmoment der Rollachse längs eines Vektors 82 entstehen
zu lassen, der in der Bahnebene liegt. Eine Korrektur in der dem dargestellten Vektor 82 entgegengesetzten
Richtung würde durch ein Steuerdrehmoment erzeugt, das die dem dargestellten Vektor 80 entgegengesetzte
Richtung hat. Da das Erdmagnetfeld eine Richtung bezüglich der örtlichen Vertikalen ändern
kann, während der Satellit sich längs einer Umlaufbahn bewegt, z. B. wenn der Satellit über den Nordpol
fliegt, muß festgestellt werden, welche Richtung der resultierende Drehmoment-Vektor 82 hat und
insbesondere ob das RoHkortekturdrehmoment in erster Linie längs der örtlichen Vertikalen verläuft.
Durch das Bord-Steuerschaltwerk wird bestimmt, ob das Erdmagnetfeld eine geeignete Richtung hat.
Der Zustand des Erdmagnetfeldes kann auf zwei Weisen bestimmt werden. Die eine Möglichkeit besteht
darin, einen Zähler oder Taktgeber zu verwenden, der zurückgestellt wird, wenn der Satellit die Äquatorialebene
der Erde oder irgendeinen anderen Bezugsort kreuzt. Hierbei ist es jedoch erforderlich, das Erdmagnetfeld
am Ort des Satelliten in der Umlaufbahn von vornherein zu kennen.
Die zweite Möglichkeit für die Bestimmung der Richtung oder des Sinnes des Erdmagnetfelds besteht
in der Verwendung eines Magnetometers im Satelliten. Mit einem Magnetometer können bekanntlich
Richtung und Betrag des Erdmagnetfeldes bezüglich des Raumflugkörpers in der Umlaufbahn bestimmt
werden.
Mit der auf die eine oder andere Weise ermittelten Richtungsinformation kann die Richtung des erforderlichen
Drehmoments und damit die Einschaltzeit des Drehmomenterzeugers bestimmt werden.
Bei dem erstgenannten Verfahren, bei dem das Erdmagnetfeld auf der Umlaufbahn vorbekannt sein
muß, liefert ein Taktgeber 90 Steuersignale an das Schaltwerk 59, die die Signale vom Überlaufdetektor
58 mit einer solchen Polarität weiterleiten, daß der Drehmomenterzeuger 94 in der richtigen Polarität erregt
wird und einen Magnetfluß der erforderlichen Richtung liefert. Bei einer direkten Messung des Erdmagnetfeldes
liefert ein Magnetometer 96 über eine Leitung 92 Signale entsprechend dem Betrag und der
Richtung des Erdmagnetfeldes an das Schaltwerk 59. Auch hier wird der Drehmomenterzeuger 94 bei Feststellung
eines Fehlers so erregt, daß das erforderliche Kompensationsdrehmoment erzeugt wird.
In Fig. 4 ist der Verlauf typischer Signale, wie sie
von den Sensoren geliefert werden, dargestellt. Das Signal 30 stammt vom ersten Sensor 22 und das Signal
32 vom zweiten Sensor 24. Die durch Querstriche angegebenen Schwellwerte liegen beim Übergang von
der Erde zum Himmel. Die Horizont-Horizont-Impulsdauer entsprechend den Impulsen 33 und 35 für
das Ausgangssignal 30 verglichen mit den Impulsen 37 und S9 für das Ausgangssignal 32 zeigt daß ein Rollfehler
vorhanden ist, da die Schwingung 30a der Schwingung 32a um Δ voreilt.
In der folgenden Tabelle sind die Grenzbedingungen angegeben, innerhalb derer das vorliegende Regelsystem
bei dem Raumflugkörper in einer Umlaufbahn von 200 nautischen Meilen, die um 84" bezüglich
der Äquatorialebene geneigt ist, geregelt wird.
Roll/Gier-Regelvorschrift*
Dipol
Rollwinkel (Korrekturmagnetfeld)
Bahnwinkel
/3= 152" bis 138
/3 = 332° bis 28G
* Für einen Drallvektor 82 längs der positiven Bahnnormalen (Fig. 6).
β bedeutet dabei die wahre Anomalie (gemessen
al für den aufsteigenden Knoten).
Aus der Tabelle ist ersichtlich, daß bei einem positiven Vorzeichen des Rollfehlers, das willkürlich für
eine Drehung um die Rollachse im Uhrzeigersinn definiert ist (ein negativer Fehler wäre in entsprechender
Weise eine Drehung im Uhrzeigersinne), durch einen Strom ein magnetischer Dipol, der ein negatives
Flußfeld ergibt, in demjenigen Teil der Umlaufbahn
erzeugt würde, der zwischen 152 und 138" wahrer Anomalie liegt, gemessen vom aufsteigenden Knoten der
Umlaufbahn, wo diese die Ebene der Ekliptik kreuzt. Ein negativer Rollfehler im gleichen Teil der Umlaufbahn
würde einen positiven Fluß zur Fehlerkorrektur erfordern. Im Bahnwinkelbereich zwischen
332 und 28° ist ein positiver Dipol zur Korrektion eines positiven Rolliehlers und ein negativer Korrekturdipol
für einen negativen Fehler erforderlich. Für andere Umlaufbahnen können entsprechende Regelgesetztabellen
ohne Schwierigkeiten aufgestellt werden. In Fig. 5 ist eine Schar von konzentrischen Kreisen
dargestellt, in die mehrere gekrümmte Spuren eingezeichnet sind. Die Kreise sind mit Winkelangaben in
Grad versehen. Der Mittelpunkt 60 der Kreise ist die Stampf- oder Querachse. Der Rollfehler ist definitionsgemäß
der Winkel zwischen der Bahnnormalen und dem Vektor H, der mit der Nickachse 3 in denjenigen
betrachteten Fällen zusammenfällt, bei denen keine Nutation existiert. Die Bahnnormale entspricht
dem Mittelpunkt 60 des Diagramms und ist von der Zeichenebene nach außen gerichtet. Die konzentrisehen
Kreise 62, 64, 66, 68 und 70 stellen die Kegel dar, auf denen die Nickachse bei irgendeinem Meridian
erscheinen kann. Der radiale Abstand ist als die Winkeiabweichung zwischen der Nickachse und der
Bahnnormalen aufgezeichnet, wie es eben beschrieben wurde. Die gekrümmten Spuren oder Trajektorien
geben die Bewegung der Nickachse an, wie sie bei vier typischen Anomalien durch das magnetische
Drehmoment verursacht wird.
Geht man z. B. von der Position (1) aus, so besteht der Lagefehler nur aus einem Rollfehler von 3°. Da
der Satellit in zwei Drehmomentkorrekturzyklen geregelt wird, die durch die Kurventeile 61 und 63 dargestellt
sind, treten bei der Rollkorrektur auch Gierfehler auf. Wenn die Trajektorie, wie dargestellt, zur
es Bahnnormalen am Mittelpunkt 60 konvergiert, verschwinden
sowohl der Roll- als auch der Gierfehler vollständig.
Die in Fig. 5 dargestellten Spuren, die an den
Die in Fig. 5 dargestellten Spuren, die an den
Punkten (2), (3) und (4) beginnen, werden bei der Korrektur von Lagefehlern entsprechend den jeweiligen
Ausgangspunkten in entsprechender Weise durchlaufen, wie es anhand der Kurve mit dem Ausgangspunkt
(1) beschrieben wurde. Es sei daraufhingewiesen, daß die Ausgangspunkte (1) und (4) den
maximalen Rollfehler darstellen, der bei der vorliegenden Einrichtung bezüglich der Nickachse korrigiert
wird, während die Ausgangspunkte (2) und (3) die maximalen Gierfehler darstellen, die um die Nickachse
auftreten.
Der Erfindungsgedanke wurde am Beispiel eines Satelliten mit kreisförmiger, stark geneigter Umlaufbahn
beschrieben. Die Erfindung ist selbstverständlich nicht auf kreisförmige Umlaufbahnen oder eine
spezielle Bahnneigung beschränkt. Eine stark geneigte Bahn ist eine Bahn, bei der der Winke! zwischen
der Erdachse und der Bahnnormalen näherungsweise ein rechter Winkel ist. Bei einer solchen
Bahn durchläuft der umlaufende Satellit die stärksten Teile des Erdmagnetfeldes. Bei wenig geneigten Bahnen
durchläuft der Satellit Teile des Erdmagnetfeldes, in denen die Feldstärke gering, jedoch immer noch
brauchbar ist. Die einzige wesentliche Bedingung besteht darin, daß die Bahnhöhe so groß sein muß, daß
das durchlaufende Erdmagnetfeld eine vernünftige Größe hat. Die vorliegende Erfindung, bei der RoIl-
und Gierfehler mittels magnetisch erzeugter Drehmomente korrigiert werden, läßt sich bei den niedrigsten
Umlaufbahnen, die noch brauchbar sind, bis zu erdsynchronen ä'quatoi;, \'i Umlaufbahnen verwenden.
Bei Synchroiioahnen (24-Stunden-Bahnen) geringer Neigung kann die vorliegende Regelung während
des ganzen Umlaufes, also kontinuierlich, arbeiten. Der magnetische Dipol des Drehmomenterzeugers
muß jedoch nachgestellt werden, um einen drehmomenterzeugenden Dipol in Richtung des Bahngeschwindigkeitsvektors
zu erzeugen. Dieser Dipol tritt dann mit dem Hauptmagnetfeld der Erde in Wechselwirkung,
das senkrecht zur Bahnebene verläuft.
Hierzu 3 Blatt Zeichnungen
Claims (8)
1. Selbsttätige Regeleinrichtung für einen mit Vorgabedrall um die Nickachse stabilisierten umlaufenden
Satelliten zur Korrektur von Lagefehlern bezüglich der Rollachse und der Gierachse,
mit einer Fehlermeßeinrichtung (22-51) zum Erzeugen eines Fehlersignals (52) entsprechend einer
Abweichung des Satelliten um eine seiner Achsen von einer vorgegebenen Soll-Lage dieser
Achse,
mit einem magnetischen Drehmomenterzeuger (94) zum Erzeugen eines magnetischen Drehmoments
um eine der Achsen des Satelliten,
und mit einer Erregungsanordnung (54-59 und 90; 96), die in Abhängigkeit von dem Fehlersignal
(52) den Drehmomenterzeuger (94) so erregt, daß der Satellit in die Soll-Lage zurüddcehrt,
dadurch gekennzeichnet, daß die Fehlermeßeinrichtung (22-51) auf Abweichungen des Satelliten
bezüglich seiner Rollachse (2) anspricht und ein der Rollachsenabweichung entsprechendes
Fehlersigna! (52) erzeugt,
und daß der magnetische Drehmomenterzeuger (94) zur Erzeugung eines Drehmoments um die
Gierachse (1) des Satelliten angeordnet ist.
2. Regeleinrichtung nach Anspruch 1 für einen Doppeldrall-Satelliten mit einem Drallrad, dadurch
gekennzeichnet, daß die Fehlermeßeinrichtung zwei Horizontsensoren (22, 24) enthält, die
auf dem Drallrad (14) angeordnet und so orientiert sind, daß sie die Erdoberfläche auf entgegengesetzten
Seiten der örtlichen Vertikalen abtasten.
3. Regeleinrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der magnetische Drehmomenterzeuger
(94) ein magnetischer Dipol ist, dessen Hauptsache parallel zur Drallachse (Nickachse
3) des Drallrades (14) verläuft.
4. Regeleinrichtung nach Anspruch 3, dadurch
gekennzeichnet, daß die durch das Rollfehlersignal (52) gesteuerte Erregungsanordnung eine
Vorrichtung enthält, die das Arbeilen der magnetischen Dipole auf ±60° von der örtlichen Vertikalen
des Satelliten bezüglich der Erde einschränkt.
5. Regeleinrichtung nach Anspruch 2 für einen Satelliten in einer erdsynchronen Umlaufbahn,
bei der sich der Satellit an einer im wesentlichen unveränderlichen Lage oberhalb der Erdoberfläche
in der Äquatorialebene der Erde befindet, dadurch gekennzeichnet, daß der magnetische Drehmomenterzeuger
(94) im Satelliten im wesentlichen senkrecht zur Bahnebene des Satelliten orientiert ist.
6. Regeleinrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche dadurch gekennzeichnet, daß
die Anordnung zum Erregen des Drehmomenterzeuger (94) einen programmierten Taktgeber (90)
enthält, der ein Signal erzeugt, wenn sich der Satellit in einem Teil seiner Umlaufbahn befindet, in
der das Erdmagnetfeld eine erhebliche Stärke hat.
7. Regeleinrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß
die Anordnung zum Erregen des Drehmomenterzeugers (94) ein auf das Erdmagnetfeld ansprechendes
Magnetometer (96) und ein Schaltwerk (59) enthält, das unter Steuerung durch das Signal
vom Magnetometer (96) den Drehmomenterzeuger (94) so erregt, daß Lageabweichungen um die
Rollachse (2) korrigiert werden.
8. Regeleinrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß
die Anordnung zum Erregen des Drehmomenterzeugers (94) eine Vorrichtung enthält, die bewirkt,
daß der Sinn des durch den Drehmomenterzeuger (94) erzeugten Magnetfeldes dem Sinn des
Erdmagnetfeldes entspricht.
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---|---|---|---|---|
CA1073988A (en) * | 1975-07-21 | 1980-03-18 | Ludwig Muhlfelder | Precision closed loop roll and yaw control for momentum biased satellites in low inclination orbits |
GB1544083A (en) * | 1975-07-21 | 1979-04-11 | Rca Corp | Precision closed loop roll and yaw control for momentum biased satellites in low inclination orbits |
US4010921A (en) * | 1975-08-20 | 1977-03-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Spacecraft closed loop three-axis momentum unloading system |
US4114841A (en) * | 1977-02-22 | 1978-09-19 | Rca Corporation | Magnetic torquing system for changing the spin rate of an orbiting satellite |
US4426591A (en) | 1980-08-04 | 1984-01-17 | Hughes Aircraft Company | Adaptive comparator |
US4424948A (en) * | 1981-01-22 | 1984-01-10 | Rca Corporation | Magnetically torqued nutation damping |
DE3128054C2 (de) * | 1981-07-16 | 1983-05-26 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | "Einrichtung für die Roll/Gier-Regelung eines Satelliten" |
US4525784A (en) * | 1982-03-17 | 1985-06-25 | Deutsche Forschungs- Und Versuchsanstalt Fur Luft- Und Raumfahrt E.V. | Steering and stabilization system for vehicles |
DE3214373A1 (de) * | 1982-04-20 | 1983-10-27 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Verfahren und einrichtung fuer die lageregelung eines satelliten |
DE3214383A1 (de) * | 1982-04-20 | 1983-10-27 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Einrichtung fuer die magnetische lageregelung eines satelliten |
EP0172828A1 (de) * | 1984-02-17 | 1986-03-05 | FORD AEROSPACE & COMMUNICATIONS CORPORATION | Aufbereitung eines hysteresesignals für eine raumfahrzeuglageregelung |
DE3606636C1 (de) * | 1986-02-28 | 1987-11-05 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Verfahren zur Bestimmung von Erdmagnetfeldkomponenten bezueglich eines satellitenfesten Koordinatensystems |
US4911385A (en) * | 1987-04-30 | 1990-03-27 | Agrawal Brij N | Attitude pointing error correction system and method for geosynchronous satellites |
US4916622A (en) * | 1988-06-16 | 1990-04-10 | General Electric Company | Attitude control system |
GB2241480B (en) * | 1990-02-28 | 1993-05-26 | British Aerospace | Apparatus and method for controlling attitude of a spacecraft orbiting earth or other celestial body |
US5123617A (en) * | 1990-03-05 | 1992-06-23 | General Electric Company | Spacecraft momentum unloading using controlled magnetic torques |
CA2080612A1 (en) * | 1991-11-27 | 1993-05-28 | Douglas J. Bender | Method and apparatus for compensating for magnetic disturbance torques on a satellite |
DE19520410A1 (de) * | 1995-06-09 | 1996-12-12 | Daimler Benz Aerospace Ag | Erdorientierter Satellit und Verfahren zur Lage-, Nutations- und Raddrallregelung |
US6000661A (en) * | 1996-10-16 | 1999-12-14 | Space Systems/Loral, Inc. | Autonomous spacecraft payload base motion estimation and correction |
US6154691A (en) * | 1997-09-02 | 2000-11-28 | Honeywell International Inc. | Orienting a satellite with controlled momentum gyros |
US6131056A (en) * | 1998-03-16 | 2000-10-10 | Honeywell International Inc. | Continuous attitude control that avoids CMG array singularities |
US6163021A (en) * | 1998-12-15 | 2000-12-19 | Rockwell Collins, Inc. | Navigation system for spinning projectiles |
DE19924908B4 (de) * | 1999-05-31 | 2008-05-29 | Astrium Gmbh | Verfahren zur dreiachsigen Lagebestimmung für einen niedrig fliegenden Satelliten |
US6592070B1 (en) * | 2002-04-17 | 2003-07-15 | Rockwell Collins, Inc. | Interference-aided navigation system for rotating vehicles |
US6685143B1 (en) * | 2003-01-03 | 2004-02-03 | Orbital Research Inc. | Aircraft and missile forebody flow control device and method of controlling flow |
US7197381B2 (en) * | 2003-12-08 | 2007-03-27 | University Of Maryland | Navigational system and method utilizing sources of pulsed celestial radiation |
FR2872928B1 (fr) * | 2004-07-12 | 2006-09-15 | Giat Ind Sa | Procede de guidage et/ou pilotage d'un projectile et dispositif de guidage et/ou pilotage mettant en oeuvre un tel procede |
WO2007008195A1 (en) * | 2004-10-28 | 2007-01-18 | University Of Maryland | Navigation system and method using modulated celestial radiation sources |
US7706932B2 (en) * | 2006-11-30 | 2010-04-27 | Instituto Nacional de Tecnica Aeroespacial “Estaban Terradas” | Method for controlling control parameters in an air vehicle and system of controlling an air vehicle |
DE102009024508A1 (de) * | 2009-06-08 | 2011-07-28 | Rheinmetall Air Defence Ag | Verfahren zur Korrektur der Flugbahn einer endphasengelenkten Munition |
US8344303B2 (en) * | 2010-11-01 | 2013-01-01 | Honeywell International Inc. | Projectile 3D attitude from 3-axis magnetometer and single-axis accelerometer |
CN103231810B (zh) * | 2013-04-25 | 2015-04-22 | 哈尔滨工业大学 | 一种利用卫星俯仰轴姿态机动卸载俯仰轴角动量的方法 |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3232561A (en) * | 1963-06-06 | 1966-02-01 | Honeywell Inc | Control apparatus for space craft |
US3429524A (en) * | 1965-07-19 | 1969-02-25 | Westinghouse Electric Corp | Attitude control system |
DE1506140A1 (de) * | 1966-02-01 | 1969-03-27 | Gen Electric | Orientierungseinrichtung fuer Satelliten |
US3390848A (en) * | 1966-05-19 | 1968-07-02 | Air Force Usa | Magnetic torquing of spin axis stabilization |
US3427453A (en) * | 1966-05-25 | 1969-02-11 | Rca Corp | System for switching the attitude reference of a satellite from a first celestial body to a second celestial body |
US3350548A (en) * | 1966-06-17 | 1967-10-31 | United Aircraft Corp | Adaptive orbital control system for satellite navigation |
US3521835A (en) * | 1967-06-05 | 1970-07-28 | Massachusetts Inst Technology | Synchronous satellite |
BE739696A (de) * | 1968-10-01 | 1970-03-16 | ||
US3643259A (en) * | 1970-02-20 | 1972-02-15 | Ronald S Entner | Navigation satellite system employing time synchronization |
US3695554A (en) * | 1970-10-16 | 1972-10-03 | Rca Corp | Nutation damping in dual-spin spacecraft |
-
1972
- 1972-03-27 US US00238483A patent/US3834653A/en not_active Expired - Lifetime
-
1973
- 1973-02-07 CA CA163,117A patent/CA990385A/en not_active Expired
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---|---|
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US3834653A (en) | 1974-09-10 |
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