DE2644777C2

DE2644777C2 - Verfahren und System zur Lagesteuerung eines Satelliten

Info

Publication number: DE2644777C2
Application number: DE2644777A
Authority: DE
Inventors: John Edward Princeton N.J. Keigler; Ludwig Livingston N.J. Muhlfelder; Brian Slough Berkshire Stewart
Original assignee: RCA Corp
Current assignee: RCA Corp
Priority date: 1976-09-23
Filing date: 1976-10-04
Publication date: 1982-11-25
Also published as: GB1554203A; DE2644777A1; US4071211A; CA1100605A; JPS5341000A; JPS6047159B2

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und ein System, wie sie im Oberbegriff der Ansprüche 1 bzw. angegeben sind.

Gewisse zur Erde ausgerichtete Satelliten verwenden für ihre Lagesteuerung einen Satz von drei Reaktionskreiseln, die aufgrund von Sensoren gelieferter Lagefehlerinformationen Steuerdrehmomente erzeu-

gen. Die Achsen der drei Resktionskreisel liegen in dem Satelliten parallel zu drei rechtwinkligen Hauptachsen, um die die Lagesteuerung vorgenommen werden soll. Für einen auf die Erde ausgerichteten Satelliten liegt also eine der Kreiselachsen parallel zu seiner Nickachse, die ihrerseits nominell parallel zur Orbit-Normalen (der zur Umlaufcbene senkrechten Richtung) verläuft. Die anderen beiden Kreiselachsen sind mil der Rollachse (und mit dem Geschwindigkeitsvektor) bzw. der Gierachse (der örtlich vertikalen Richtung) ausgerichtet. Wenn keine gicSen SaScren Störmomente auftreten, kann man ein derartiges Satellitensystem als »Nullmomentsystem« (Zero-Momentum- oder ZM-System) bezeichnen, da der Langzeitmittelwert der jeweiligen Drehimpulsvektoren wenigstens annähernd auf Null gehalten wird.

Bestimmte andere, zur Erde ausgerichtete Satelliten verwsnden nur einen Reaktionskreisel, der mit seiner Achse längs der Nickachse des Satelliten orientiert ist und mit einem im Mittel von Null abweichenden Rest- oder Vorgabedrall (bias) arbeitet, um die Gierachse des Satelliten mit der örtlichen Vertikalen ausgerichtet zu halten, während die Trägheitsstabilität des Kreisels die Nickachse zur Orbit-Nannalen ausgerichtet hält. Ein derartiges Steuersystem befindet sich u.a. in den mit Vorgabemoment stabilisierten Satelliten RCA-SATCOM I und RCA-SAT-COM II, die derzeit auf geosynchronen Umlaufbahnen stehen. Es zeichnet sich dadurch aus, daß die Winkelstellung des Satellitenkörpers nur um die RoIl- und Nickachsen gemessen werden muß, während die kompliziertere Gier-Messung entfällt.
Ein Lagesteuersystem eines Satelliten unter Verwendung von ggf. drei Reaktionskreiseln, vorzugsweise aber nur einem um die Nickachse rotierenden Rotationskreisel, der in Abhängigkeit von zwei Roll- und Nickfehlersignale erzeugenden Sensoren steuerbar ist, ist beispielsweise aus der GB-PS 1 408 504 bekannt.

Bei der oben erwähnten »Nullmomente-Lagesteuerung von dreiachsig stabilisierten Satelliten wird eine Lagebezugsgröße für jede der drei Achsen benötigt, damit sie in der gewünschten Lage und Orientierung gehalten werden können. Während im Fall eines die Erde umkreisenden Satelliten die Erde selbst als Bezug für Nick- und Rollachsenfehler geeignet ist, die mit Hilfe, eines Horizontsensors feststellbar sind, sind für Gierachsen-Informationen andere Hilfsmittel erforderlich wie die Sonne, bestimmte Sterne, Funkfeuer und/oder Gyroskope. Während die Verwendung beweglicher mechanischer Anordnungen wie mit hoher Geschwindigkeit umlaufender Kompaßkreisel oder auch die schwierige Orientierung an Sternen unerwünscht sind, ist die Sonne ein bequemes Hilfsmittel zur Ermittlung von Fehlern um die Gierachse jedoch nur für den nicht im Schatten befindlichen Abschnitt der Umlaufbahn zu ermitteln. In der Umgebung der Mittags- oder Mitternachtsstellung des Satelliten kann jedoch die Sonne dagegen nicht gut als Gierbezugsgröße dienen, da dann die Gierachse nähera mit der Sonnenrichtung zusammenfällt, was sich in einer stark verminderten Empfindlichkeit bemerkbar macht. Bei genauer Übereinstimmung der Gierachse mit der Verbindungslinie zur Sonne ist überhaupt kein Gierfehlersignal erzielbar. Der Betrieb eines »Nullmomenu-Systems ohne Gierfehlereingabe für diesen ekliptischen Blindbereich hat eine verschlechterte Richtungssteuerung zur Folge, weshalb mit einem solchen, von der Sonne als Gierbezugsgröße abhängigen System eines dreiachsig stabilisierten Satelliten eine äußerst genaue Lagesteuerung jedenfalls dann sticfe: ssreiehbur ist, wen in Hinblick auf lange Lebensdauer und Zuverlässigkeit andere, komplexere Hilfsmittel zur Ermittlung von Gierfehlern ausgeschlossen sind.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein System bzw. ein Verfahren anzugeben, das mit einem

ίο Sonnensensor arbeitet, also dessen besondere Zuverlässigkeit ausnutzt, und dennoch eine Steuerung des Satelliten auch während derjenigen Zeit- bzw. Bahnabschnitt erlaubt, in denen die Ansprechempfindlichkeit des Sonnensensors auf Lagefehler der Gierachse ihre Minima hat, also wenn der Satellit sich in seiner Mittags- oder Mitternachtsposition befindet.

Diese Aufgabe wird durch die kennzeichnenden Merkmale der Ansprüche 1 bzw. 5 gelöst.
Die Erfindung hat den Vorteil, daß durch »Speicherung« der gyroskopischen Steifheit (Kreiselträgheitsstabilitä*) des resultierenden Nick-Drehimpulses die nominelle Lage der Gierachse ν "äirend der Zeit aufrechterhalten bleibt, in der von der Sonne Gierfehler überhaupt nicht oder mit verminderter Emp- findlichkeit hergeleitet werden können, so daß auf diese Weise die Auswirkung vor Störmomenten kiein gehalten verden kann. Es ist nicht mehr nötig, die Gierachse während der Blindphasen bei der unerwünschten Ausrichtung von Satellit, Erde und Sonne zu überwachen. Andererseits wird während dieser Phasen durch den Drehimpuls längs der Nickachse die Genauigkeit der Gier-Steuerung gegenüber dem Betrieb eines ZM-Lagesteuersystems (mit offener Regelschleife ohne Gierfehler) verbessert.

Bei einem Ausführungsbeispiel der Erfindung wird die Drehzahl von drei oder mehr gegeneinander geneigten Reaktionskreiseln so gesteuert, daß über eine längere Zeit gemittelt die Vektorsumme des Drehimpulses längs der Nickachse nicht Null ergibt, während die entsprechenden Vektorsummen längs der Roll- und Gierachsen praktisch Null sind. Werden vier oder mehr Kreisel vorgesehen, läßt sich eine erhöhte Zuverlässigkeit erzielen, da mit einer entsprechenden Steuerelektronik immer jeweils drei Kreisel eine vollständige Steuerung durchführen können.

Die Erfindung wird nun anhand der Zeichnung im einzelnen nochmals erläutert. Es zeigen:

F i g. 1 einen schematisch dargestellten Satelliten, der sich auf der Umlaufbahn befindet;

so Fig. 2 ein Bockschaltbild des Lagesteuersystems für den Satelliten in F i g. 1;

Fig. 3 ein Vektordiagramm der Kreiselgeschwindigkeiten und Drehimpulse des Satelliten aus Fig. 1; F i g. 4 schematisch ein bevorzugtes Ausführungsbehpie' tines Satelliten, dessen Kreisel nicht nach den Hauptachsen des Satelliten ausgerichtet sind, sondern so, daß die Vektorsumme der Drehimpulse längs den jeweiligen Hauptachsen liegt;

F i g. 5 ein Blockschaltbild eines Lagesteuersystems

eo des Satelliten aus F i g. 4; und

Fig. 6 ein Vektordiagramm der schräg aufeinanderstellenden Kreisd-Drehimpulse, aus denen die Vektorsurr.men in den Hauptachsen des Satelliten nach Fig.4 ergeben.

Vorweg sei auf eilten auf die Erfinder selbsi zurückgebenden Artikel hingewiesen, der a.^f i!er AIAA/CASI 6. Komrnunikationssatellitensysvt-.m-Konferenz vom 5.—8. April 1976 in Montreal, Ca-

nada vorgelegt wurde unter dem Titel »A New Concept for Control of Communication Satellite Using Residual Pitch Momentum (RPM)*.

In Fig. 1 ist schematisch ein Satellit 10 auf einer Umlaufbahn 12 dargestellt, der einen Orbitmittelpunkt wie etwa die Erde 14 umkreist. Der Satellit kann sich synchron mit der Erde auf der Erweiterung der Äquatorialebene 16 der Erde (also scheinbar feststehend) bewegen oder statt dessen auf irgendeiner beliebigen anderen Bahn. Die Rumpfhauptachsen des Satelliten sind wie üblich die Nickachse 18, die Rollachsc 20 und die Gierachse 22, die räumlich aufeinander senkrecht stehend alle vom Schwerpunkt des Satelliten 10 ausgehen. Die Gierachse ist auf den Punkt auf der Erdoberfläche gerichtet, über dem der Satellit gegebenenfalls steht, d. h. sie liegt örtlich vertikal. Die Nickachse steht nominell senkrecht auf der Ebene der Umlaufbahn 12. während die Rollachse nominell parallel zum Geschwindigkeitsvektor verläuft, wenn es sich bei der Umlaufbahn um eine Kreisbahn handelt.

Drei Reaktionskreisel, nämlich ein Roll-Kreisel 24, ein Nick-Kreisel 26 und ein Gier-Kreisel 28, sind auf dem Satelliten derart angebracht, daß ihre Achsen parallel zu den zugehörigen Achsen 18, 20 bzw. 22 verlaufen. Aus Sicherheitsgründen können sämtliche Kreisel in an sich bekannter Art aus mehreren Einzelrädern zusammengesetzt sein. Zusätzlich weist der Satellit zwei oder mehr Sonnensensoren 30, eine elektronische Steuerschaltung 32 sowie Roll- und Nick-Erdsensoren 34 aut.

In dem in F i g. 2 dargestellten Blockdiagramm des Lagesteuersystems ist die Zusammenschaltung und Anordnung Jer verschiedenen Komponenten des Satelliten dargestellt. Der Block 11 stellt die dynamische Größe des Satelliten 10 selbst dar. Bei Bewegungsabweichungen des Satelliten 10 gegenüber einer gewünschten Bezugsgröße (in Fig. 2 bei 36 angedeutet) erzeugen die Sonnensensoren 30 entsprechende Fehlersignale, die elektronischen Koordinatenübertragungsschaltungen 32-1 zugeleitet werden. Abweichungen der Satellitenbewegung werden auch vom Erdsensor 34 festgestellt, der Roll- und Nick-Fehlersignale erzeugt, weiche über Signalpfade 38 und 40 an elektronische Kreiselantriebs-Steuerschsltungen 32-2 bzw. 32-3 füi die Roll- bzw. Nickfehler angelegt werden.

Die Steuerschaltung 32-2 für Rollfehler erzeugt Steuersignale, mit denen die Drehzahl und die Richtung des Roll-Kreisels 24 gesteuert wird; die Steuerschaltung 32-3 fi^;- Nickfehler erzeugt Steuersienale, mit denen nur die Drehzahl des Nick-Kreisels 26 gesteuert wird, während dessen Richtung bei dieser Betriebsweise nicht geändert wird. Diese Steuersignale werden über Signalpfade 42 bzw. 44 geleitet. Die Auswirkungen der Dralländerungen der Kreisel 24, 26 und 28 auf den Satelliten werden durch die dynamische Größe im Block 11 repräsentiert, die auf diese Wirkungen über die Pfade 46 und 48 anspricht.

Die Sonnensensoren 30 erzeugen bei einer Abweichung des Sonnenwinkels aufgrund einer Bewegungsstörung des Satelliten ein Fehlersignal zur Steuerung der Drehzahl und Richtung des Gier-Kreisels 28, und zwar mit einer elektronischen Kreiselantriebs-Steuerschaltung 32-5, die auf Signale von der Koordinatenübertragungsschaltung 32-1 anspricht, wenn der Schalter 56 geschlossen ist. Auch Signale einer Datenquelle 33, die Ephemeridendaten bezüglich der Stellung der Sonne relativ zur Erde enthalten, werden dem System über die Schaltung 32-1 zugeführt. Ein durch die Datenquelle 33 erzeugtes Signal tätigt und steuert ferner den Schalter 56.
Der Schalter 56 wird an den richtigen Stellen der Umlaufbahn geöffnet, z. B. über die Steuerleitung 35 von der Datenquelle 33 oder einem entsprechenden Speicher, damit das vom Sonnensensor 30 hervorgerufene Signal nicht zu der Gier-Kreiselsteuerung to gelangt, wenn bei der Mittags- oder Mitternachtsposition des Satelliten die Richtung zur Sonne und die örtliche Vertikale, also die Gierachse zu nahe beieinander liegen. Während dieser Zeit wird, da kein Gierfehlersignal zugeführt wird, die Steuerung für die Gierachse durch die gyroskopische Steifheit der Nickachse aufgrund des Nick-Vorgabedralls («bias momentum«) aufrechterhalten. Wenn also der Schalter 56 geöffnet wird, wird die Drehzahl des Gier-Kreisels entweder konstant auf dem dann vorhandenen Augenblickswert gehalten oder nach einem vorgegebenen Muster so geändert, daß eine bestimmte Gier-Abweichung in gewünschter Weise herbeigeführt wird.

Die Ephemeridendaten können in einem Festwert-

speicher (ROM) im Satelliten gespeichert sein oder von einer Bodenstationssteuerwarte zugeführt werden. Die Gierfehlersignale von den Sonnensensoren 30 werden über den Steuerpfad 58 zugeführt und durch die Steuerschaltung 32-5 verarbeitet, die ihrerseits Signale zum Steuern der Drehzahl und Richtung des Gier-Kreisels 28 erzeugt. Die Dralländerungen des Kreisels 28 beeinflussen gemäß dem Pfad 60 die Satellitenüynamik im Block 11.

Die Betriebsbedingungen der Kreisel 24. 26 und 28 werden über die Signalpfade 50. Fn und 52 als Eingangswerte der tkktron'i'-fn Cnisäiügungseinrichtung .52-4 zugeleitet. Es sei bemerkt, daß mit jedem Kreisel Drehzahl- und Richtungsfühler verbunden sind, die entsprechende Kreiselzustandssignale ereeugen. Die Entsättigungseinrichtung 32-4 erzeugt entsprechende Signale für die Speisung von Drehmotoren 54, die Steuerdrehmomente entwickeln (Drehmomentpfad 56), um die Fehlabweichungen der jeweiligen Kreiseldrehzahlen von den angestreb-

ten Bezugs\verten T" verringern. Die Drehmotoren (Drehmomenterzeuger) sind vorzugsweise Schubdüsen, die am Satelliten in an sich bekannter Weise so verteilt und angebracht sird. daß sie mit ihrem Rückstoß den SateHitenkörper um jede i?· drei

so Steuerachsen drehen bzw. die gewünschte Verdrehung erzielen können. In der Zeichnung sind si" der Einfachheit halber als einzelner Block dargestellt. Es können auch die Drehmomente mit magnetischen Drehmomenterzeugern hervorgerufen werden, die am

Satelliten in an sich bekannter Weise angebracht sind und bei Erregung mit dem Magnetfeld der Erde zusammenwirken.

Die elektronische Steuerschaltung 32 für die Betätigung der Kreisel und die Entsättigungseinrichtung sind aus herkömmlichen Schaltungselementen aufgebaut und an sich bekannt.

Kurz gesagt wird bei einem herkömmlichen dreiachsigen »Nullmoment«-System der Satellit 10 in der gewünschten Orientierung und Lage, wie sie in der F i g. 1 angedeutet ist, durch Roll-, Nick- und Gier-Kreisei gehalten, deren Drehimpuls im Zeitmittel Null ist und die in Abhängigkeit von Fehlersteuersignale der Erdsensoren 34 und der Sonnensensoren

30 betätigt werden. Während der Zeitabschnitte, in denen die Sonne und die Erde mit der örtlichen Vertikalen (d. h. der Gierachse) des Satelliten in einer Linie liegen, ist der Sonnensensor unempfindlich für Fehler der Gieracnse, so daß er bei dem herkömm- s liehen System keine Kontrollsignale erzeugen kann, um den Gier-Kreisel 28 mit hinreichender Genauigkeit zu steuern.

Bei ,'tix Erfindung hat nun der Satellit während des gesamten Bahnumlaufs einen verbleibenden to Drehimpuls iängs der Nickachse. Dieser Rest- oder Vorgabedrall (bias) verleiht dem Satelliten eine Drallsteifigkeit, die ihn in einer gesteuerten und gewünschten Orientierung ohne Abhängigkeit von Stabilisierungsbetätigungen der drei Reaktionskreisel nach is dem erwähnten ZM-Prinzip (Reduzierung des gemittelten Dralls auf NuIi) stabilisiert. Das Prinzip der gyroskopischen Steifheit ist an sich bekannt und wurde in den Satelliten RCA SATCOM I und II be zwischen Geschwindigkeits- und Drehimpulsvektoren im Betrieb des Systems darstellt. Die Vektoren 62 und 64 bedeuten jeweils den Geschwindigkeits- oder (äquivalent) den Drehimpulsbereich des Roll-Kreisels während der verschiedenen Abschnitte der Kreisbahn des Satelliten. Das Vorzeichen des Vektors 62 ist in Übereinstimmung mit dem positiven Sinn der Rollachse 20 positiv gewählt. Eine gegebene Drehrichtung des Roll-Kreisels 24 legt den Drehimpulsvektor in diesem Richtungssinn fest, während die Größe des Drehimpulses von der Drehzahl des Kreisels abhängt. Vektor 64 stellt in gleicher Weise den Drehimpuls dar, der vom Roll-Kreisel 24 ausgeht, wenn er sich in der entgegengesetzten Richtung dreht. Die Drehrichtungsänderung des Roll-Kreisels 24 wird in bekannter Weise vorgenommen, wie es als Ergebnis der gesamten äußeren Satellitendrehkräfte erforderlich ist. Die Geschwindigkeit und äquivalent der Drehimpuls des Gier Kreisels 28 ist mit den Vekto-

tia

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Vorgabemoment muß jedoch der Drehimpuls so groß sein, daß überhaupt keine Gier-Messung nötig ist und die Gier-Steuerung durch den bekannten Viertel-Orbit-Austausch von Gier- und Rollorientierung möglich ist, so daß die kontinuierliche RoIi- steuerung aufgrund der gyroskopischen Steifheit der Nickachse auch für eine wirksame Gier-Steuerung sorgt. Bei der Erfindung kann ;iun der Drehimpuls um die Nickachse wesentlich kleiner gemacht werden, da die gyroskopische Steifheit für eine kürzere Zeit benötigt wird, nämlich für die Dauer der Mittags- Liid Mitternachtsspannen, in denen die Sonnenrichtung und die örtliche Vertikale nahe beieinander liegen. Z. B. ist bei einem Satelliten der RCA SAT-COM-Klasse der Drehimpuls längs der Nickachse, der zur Stabilisierung des Satelliten benötigt wird, in der Größenordnung von 130cmkps und bei Satelliten einer anderen Klasse, die als ITOS NOAA-Satelliten bekannt sind und von der NASA betrieben werden, etwa 180cmkps. Nach der Erfindung liegt dagegen der Rest-Drehimpuls oder Vorgabedrall typisch in der Größenordnung von 13cmkps. Die Größe dieser vom Nick-Kreisel erzeugten Vorgabedralls hängt von der Genauigkeit der gewünschten Gier-Steuerung ab und auch von der Zeitdauer, während der die normale Gier-Steuerung sich in geöffnetem Zustand (Schalter 56 offen) befindet.

Damit die Erfindung verwirklicht werden kann, d. h. für die Steuerung des Systems ein Rest-Drehimpuls zur Verfügung steht, wird der Nick-Kreisel so zusammen mit den Roll- und Gier-Kreiseln so betätigt, daß nicht nur der für den herkömmlichen ZM-Betrieb auf drei Achsen erforderliche Drall erzeugt wird, sondern zusätzlich der Nick-Kreisel so gesteuert wird, daß dem Satelliten ein dauernder Rest-Drehimpuls erteilt wird. Der Nick-Kreisel arbeitet also fortwährend mit einem Vorgabedrall, so daß während der Perioden, in denen der Sonnenssnenr unbrauchbare Sonnensignale liefert und seine Steuerung dcaiSe."- -geschaltet ist, die Gier-Steue- so rung aufgrund der gyroskopisch,. ICrsi^l-^teifheit erzielt wird. Während der Gier-Unempfindkckks;., d. h. während der Mittags- und Mitternachtsphase des Satelliten wird der Schalter 56 aufgrund eines Signals von der Datenquelle 33 gemäß F i g. 2 geöffnet.

Vor einer genauen Beschreibung des Betriebsablarufs des Systems wird auf F i g. 3 Bezug genommen, die ein Diagramm zeigt, welches die Beziehungen Kreisel 26 schafft im System den Rest-Drehimpuls. Er dreht sich fortwährend in derselben Richtung während des gesamten Bahnumlaufs, da er stest normal zur Orbit-Ebene ist. Die Geschwindigkeit (und so der Drehimpuls) des Nick-Kreisels 26 ist durch die Vektoren 70 bzw. 72 dargestellt. Der Arbeitsbereich des Nick-Kreisels wird durch die Differenz zwischen den Vektoren 70 und 72 dargesieüt. deren Größe sich entsprechend den Änderungen der äußeren am Satelliten angreifenden Drehmomente um die Nickachse ändert. Der Durchschnittswert des Drehimpulses des Nick-Kreisels ist durch den Vektor 74 angedeutet. Der Vektor 74 ist die »versetzte« Vorgabe-Geschwindigkeit (oder -Drehimpuls) um die Ntckachse.

Wie bereits gesagt, wird bei den herkömmlichen aktiven dreiachsigen Lagesteuersystemen die Stabilität des Raumfahrzeuges durch eine solche Steuerung der jeweiligen Kreisel der Nick-, Roll- und Gierachsen erreicht, daß im Langzeitmittel der Drehimpuls des Systems wenigstens annähernd zu Null wird. Jeder Kreisel durchläuft dabei während einer Umlaufperiode des Satelliten einen Geschwindigkeitsbereich in beiden Drehrichtungen. Entsteht dabei ein Drehimpuls des Kreisels, der einen vorgegebenen Grenzwert übersteigt, dann wird diese Änderung von den Drehzahlfühlern der Kreisel 24, 26, 28 festgestellt und eine Drallverminderung oder Entsättigung (»Dumping«) durch Drehmotoren 54 wie Schubdüsen oder magnetische Dipole bewirkt, die ein äußeres Drehmoment hervorrufen, wodurch der Gesamtdrall des Systems geändert wird. Das Problem, daß in der Nähe der Mittags- oder Mitternachtsstellung die Sonnensensoren unempfindlich auf Gierfehler sind und deshalb keine gültigen Signale in die Regelschleife des Gier-Kreisels eingeben können, wird dadurch gelöst, daß um die Nickachse ein Vorgabedrall ausreichender Größe erzeugt wird, so daß der Drehimpuls der Nickachse und somit des Satelliten selbst einen im Langzeitmittel von NuJl abweichenden Wert hat, der dem Satelliten die ge-•vünschte Drallsteifheit gibt. Währen der betreffenden Zeit arbeit: άζτ Roll-Kreisel weiterhin in der üblichen Weise eines ZM-Systems, während der Nick-Kreisel weiterhin in der ebenfalls an sich üblichen Weise eines Vorgabedrallsystems arbeitet. Der Gier-Kreisel wird unter Bedingungen einer offenen Schleife so gesteuert, daß er mit einer fest vorgegebenen Dreh-

zahl rotiert, solange der Schalter 56 offen ist. Während der Schalter 56 geschlossen ist, erzeugen die Sonnensensoren 30 die Steuersignale für die geschlossene Regelschleife des Gier-Kreisels. Die Trägheitsstabilität des sich daraus ergebenden Nick-Drehimpulses, dessen Vektoren 70 und 72 (F i g. 3) praktisch parallel zu;· Orbit-Normalen liegen, d. h. auf einer Achse parallel zur Gierachsc 18 in Fig. 1, erteilt dem Satelliten 10 die angestrebte Unabhängigkeit der Gier-Messung des herkömmlichen dreiachsigen Steuersystems mit Vorgabedrall, während die variablen, quer hierzu angeordneten Roll- und Gier-Kreisel (24 und 28) die Steuerflexibilität eines ZM-Steuersystems gewährleisten. Obgleich während der örtlichen Mittags- und Mitternachtszeiten der Umlaufbahn keine Gierlageinformation r.u erhalten ist, hält die »gyroskopische Speicherung« aufgrund des zusätzlichen Vorgabedrallr, um die Nickachse die nominelle Gierachsenlage bei minimaler Beeinflus-

Die Größe des erforderlichen Vorgabedralls um die Nickachse hängt ab von der Öffnungsdauer der Schleife (Schalter 56 geöffnet), d. h. der Dauer, während der die Sonnensensoren in Richtung der Gierachse unwirksam sind, sowie von möglichen äußeren Störungen und von der zulässigen Gierachsenauslenkung des Systems.

Im Normalbetrieb mit geschlossenem Schalter 56 wird der Satellit 10 in der gewünschten Ausrichtung gehalten, in welcher die Gierachse 22 mit der örtlichen Vertikalen, die auf die Erde zeigt, übereinstimmt. Der Erdsensor 34 stellt jede Abweichung der Rollachse oder der Nickachse fest, die durch Abweichungen des Satelliten von der gewünschten Ausrichtung auftreten. Seine Fehlersignale rufen in den Steuerschaltungen 32-2, 32-3 Signale hervor, welche die Drehzahl des Roll-Kreisels 24 und des Nick-Kreisels 26 und gegebenenfalls auch die Drehrichtung des Roll-Kreisels 24 in der erforderlichen Weise verändern. Da der Roll- und der Gier-Kreisel so gesteuert werden müssen, daß der über eine längere Zeitspanne gemittelte Drehimpuls wenigstens annähernd Null ist, muß «las Steuersystem den gegebenenfalls akkumulierten Drehimpuls auf den Mittelwert nahe Null abbauen (entsättigen) und für den Nick-Kreisel eine entsprechende Entsättigungssteuerung vorsehen.

Der Drehimpuls wird mit Hilfe eines binären Schaltwerks gesteuert, das Signale aufgrund von Berechnungen erzeugt, welche von Hen Steuerschaltungen 32-3. 32-3 und 32-5 sowie von der elfk'.ronischen Entsäiiigungseinrichtung 32-4 in Abhängigkeit von den Bezugssignalen von den Sensoren 30 und 34 durchgeführt werden. Die Drehimpulse der entsprechenden Achsen werden in Übereinstimmung mit einem Steuergesetzesablauf geändert, wie an sich bekannt ist. Eine entsprechende Aufstellung für das bevorzugte Ausführunesbeispiel (F i g. 4) findet sich in den Tabellen am Ende der Beschreibung,

Die Entsättigungseinrichtußg 32-4 soli in Abhängigkeit von den Drehzahlen der Kreisel (24 und 26) dann, wenn sie kritische Schwellwerte übersteigen, ein entsprechendes Signal erzeugen, das die Drehmotoren 54 einschaltet, deren Drehmomente den Drall des Satelliten durch Änderungen der Drehzahl der entsprechenden Kreisel verringern.

In Übereinstimmung damit wird bei geschossenem Schalter 56 der Gier-Kreisei 22 auf die erforderliche Drehzahl und Drehrichtung gesteuert, mit denen sich im Langzei'^iittel ein Drehimpuls von Null oder nahe Null ergibt. Zu diesem Zweck werden Gierachsen-Fehlersignale der Sonnensensoren 30 von der Koordinatenübertragungsschaltung 32-1 in Steuersignale für die Kreiselantriebs-Steuerschaltung 32-5 umgesetzt, die ihrerseits Betätigungssignale zur Steuerung von Drehzahl und Drehrichtung des Gier-Kreisels 28 entwickeln. Wenn während der Zeiten der Mittags- und Mitternachtsstellung des Satelliten der Schalter 56 geöffnet ist (siehe Fig. 2), steuern die Ephemeridendaten der Datenquelle 33 die Drehzahl des Kreisels 28 nach einem vorbestimmten Muster, wodurch die Stabilität des Satelliten unabhängig von den Sonnensensorsignalen ist. Wenn anschließend der Schalter 56 wieder geschlossen wird, steht der Gier-Kreisei 28 wieder unter dem Einfluß der Signale von den Sonnensensoren 30.

Eine orthogonale Anordnung der Kreisel ist in der ι' ig. J uärgCStCiit. jiC SCnaiii in uCT uCSCiiriCi'CnCn Weise längs der Nickachse einen Rest-Drehimpuls für die gyroskopische Steifheit des Satelliten. Eine bevorzugte Anordnung von Reaktionskreiseln (F i g. 4) enthält drei oder mehr derartige Kreisel, die in bezug zur Hauptsache des Satellitenkörpers schräg angeordnet sind. Der Grund für diese bevorzugte Schrägstellungsanordnung, insbesondere mit mehr als drei Kreiseln ist die dadurch erzielte Redundanz, da ^eispielsweise in einem System mit vier Kreiseln.

das anschließend beschrieben wird, eine vollständige Steuerung aufgrund des Redundanzprinzips bereits zu erreichen ist. wenn jeweils drei der vier Kreise! in Betrieb sind. Damit kann für das Satellitensteuersystem Zuverlässigkeit über eine lange, wartungsfreie Lebensdauer auf der Umlaufbahn garantiert werden. Eine zweite Eigenschaft und ein praktischer Vorteil für das aus vier Kreiseln bestehende System besteht darin, daß keiner der Kreisel seine Drehrichtung ändern muß oder im kritischen Geschwindig-

keitsbereich nahe Null läuft, sondern alle drei arbeitenden Kreisel im Langzeitdurchschnitt eine Vorgabegeschwindigkeit aufrecht halten, wä'-rend die Vektorsumme ihrer in die einzelnen Wirkelrichtungen weisenden Drehimpulse den Steuerungsgesetzen und Lehren der Erfindung folgt.

In Fig. 4 ist der Satellitenkörper 100 mi! vier Kreiseln 102. 104. 106 und 108 ausgerüstet, die auf einem Pyramidenkörper 110 angebracht sind. Der Satellitenkörper weist außerdem einen Erdsensor 34 und eine Anordnung von Sonnensensoren 30-1. 30-2. 30-3 und 30-4 auf, die insgesamt mit 30 bezeichnet ist. Anzahl und Anordnung der Sonnensensoren richtet sich z.T. nach dem Feld, in welchem die Sonne für sie während des Satellitenumlaufs sichtbar ist. Die Nickachse 18, die Roiiachse 20 und die Gierachse entsprechen Fig. 1.

Der Aufbau und die Anordnung der verschiedenen Komponenten für das System mit schräg angeordneten Kreiseln nach Fig. 4 ist im Blockdiagramir. der Fi£. 5 wiedergegeben. Die Ssii"i«endynamik im Block 11 wird von den vier Kreiseln 102—108 beeinflußt, die ihrerseits unter dem Einfluß der zugehörigen elektronischen Kreisel-Steuerschaltungen 112, 114, 116 und 118 stehen. Die elek-

tronische E/rallsteuerschaitung 120 liefert die erforderlichen Signale zur Steuerung der Kreisel in Abhängigkeit von Rollachsen- und Nickachsen-Fehlersignalen des Erdsensors 34 und von Gierfehfersigna-

!en aer i>onnensensoren 30, die durch die Schaltung 32-1 über Schalter 56 verarbeitet werden. Die Ephemeridendaten körnen auch hier von der Datenquelle 33, 2. B. in Form eines ROM-Speichers. Die elektronische Entsättigungseinrichtung 32-4 erzeugt abhängig von Signalen, die die Krcisclgcschwincligkciten der vier Kreisel darstellen, Steuersignale für Drehmotoren 54, um die einzelnen Kreisel durch Erzeugung entsprechender äußerer Drehmomente am Satellitenkörper 100 zu entsättigen.

Die Drallvektoren für die Schrägkreiselanordnung sind in Fi g. 6 gezeigt. Die Vektoren (A₁, A„ A₁ und /i₄) der Drehimpulse der vier Kreisel sind mit 124,

126, 128 und 130 bezeichnet. Die Vektorsumme dieser vier Vektoren ist durch die Vektoren 132, 134 und 136 dargestellt, die den resultierenden Drehimpulsen der Roilachse H₁₁, der Gierachse H_Y bzw. der Nickachse H_r entsprechen. Die Auflösung des Vektors 124 in seine drei Komponenten nach r!cn Steuerachsen ist als Vektoren 138, 140 und 142 dargestellt. Diese Zerlegung des Vektors 124 gilt auch für die anderen drei Kreisel und braucht im einzelnen nicht gezeigt zu werden.

Die Steuergesetzlichkeit für die gewünschten Änderungen der Drehimpulse bei jedem de- viüt Kreisel ist in der Tabelle aufgeführt:

Vektoraddition der einzelnen Drehimpulse für die Kreiselanordnung nach Figur 4

Steuer·

Kreisel in Betrieb

ι ι \

Nick
Roll
Gier

= h_iR + h_2K-h₃

Hierin ist beispielsweise A₁,. d'e Drallkomponente der Kreisels Nr. 1 (Kreisel 102 in Fig. 4) in Richtung der Nickachse 18. Die Tabelle zeigt die Aufteilung jedes möglichen Satzes von drei Kreiseln und umschließt die vier möglichen Kombinationen aller drei Kreisel enthaltenden Sätze. Jeder und stets nur einer der vier schräg angeordneten Kreisel kann als im Normalbetrieb stillstehender Reservekreisel verwendet werden, der dann in Betrieb genommen wird, wenn einer der im Einsatz befindlichen Kreisel unbrauchbar wird. Die Steuergesetzmäßigkeiten fordern eine genauere Kontrolle der Drehimpulse um jede der Hauptachsen des Satelliten, wie dies durch die nachfolgend listenmäßig aufgeführten Gleichungen dargelegt ist für das mit schräg eingesetzten Kreiseln nach der Fig. 4 bestückte System, bei dem die Kreisel 1, 2 und 3 laufen und der Kreisel 4 in Bereitschaft ist, d.h. stillsteht. Vergleichbar ähnliche Gleichungen können leicht für eine andere Kombination von drei Kreiselsätzen aufgestellt werden.

DrsJ'-Steuerbeispiel
(Einsatz der Kreisel i, 2, 3 in Fig. 4)

a) Um H_P auf den Wert H_P- zu ändern, wird nur der
Drehimpuls der Kreisel 1 und 3 um denselben Betrag geändert.

Hr=(Ii₁₁. +Ah.^ + h-F+i/is + Ah!?) = Η? +Α ff
worm AH=IAh₁,

)-= H_Y

da Ah_lR = Ak_3R

H_T=(h_V7 + Ah_1Y)-k_?_y-{h
da Λ A₁1- = A h_3Y

b) Zur Änderung von H_R wird nur der Drehimpuls der
Kreisel 2 und 3 um den gleichen Betrag, abei in
entgegengesetzter Richtung geändert.

. = /i, _P + (h₂p + Δ h_2P) + (h_ip- A Λ,ρ) = H_P

da

worin Δ H_R = 2 Ah_R

da

c) Soll nur H_Y geändert werden, wird der Drehimpuls
der Kreise! 1 und 2 um den gleichen Betrag in ? ,M-gegengesetzter Richtung geändert.

da

worin A H = 2 Ah_Y

In dieser; Gleichungen sind gestrichene Parameter, z. B. H_r, verwendet, ^:·τη den Drall um die Hauptachse zu bezeichnen, der durch die gewünschte Änderung beeinflußt wird. Es sei bemerkt, daß nur der Drall, der einer Änderung unterworfen werden soll, in seinem Wert geändert wird, während die Drehimpu'se um die anderen beide« Achsen am Ende der DraWc-ceuerung unverändert bleiben.

Die Drallsteuerschaltung 120 (Flg. 5) führt die

fi5 Berechnungen aus aufgrund von Signalen vom Erdsen&Of und den SoniKSiScnsorea.. weiche Tür die Drehzahländeruäigen as? einzelnen !aufenden Kreisel i&rh dir Steuergescizüclikeit der obiger. Tabelle er-

forderlich sind, und zwar ähnlich wie bei einer Dreikreiselanordnung mit zueinander rechtwinkligen Achsen. Im Normalbetrieb, also bei geschlossenem Schalter 56, arbeitet das System so, daß bezüglich der Rollachse und der Gierachse der Drall im Mittel Null bleibt und fcszüglich der Nickachse (Vektor 136 in Fig. 6) ein bestimmter Restdrall verbleibt, wobei der Gier-Drehimpuls durch das Gierfehlersignal gesteuert wird, das von der Sonne abgeleitet wird. Während der Zeit des örtlichen Mittags und der Mittemacht (Schattendauer) wird der Schalter 56 auf ein Datensignal über den Pfad 35 hin geöffnet, und der Gier-Drehimpuls wird dann nach einem vor-

bestimmten Muster von der Datenquelle 33 gesteuert. Der Restdrall um die Nickachse ist der Vorgabedrall, der den Satelliten in der gewünschten Orientierungsrichtung hält, damit er die stabile Lage nicht auf-

s grand innerer oder äußerer, am Satelliten wirksam werdender Drehmomente verliert.

Der Erdsensor 34, der dem System die Fehlersignale für die Roll- und die Nickachse liefert, kann eine beliebig bekannte Vorrichtung £-:in wie etwa

ίο ein Horizontsensor, einer oder mehrere Beschleunigungsmesser oder Empfänger für Einphasen- oder Mehrphasen-Funkfeuersignale, die von der Erde her übertragen werden.

Hierzu 5 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Verfahren zum Steuern der Lage eines auf einer Umlaufbahn kreisenden Satelliten mit drei oder mehr Reaktionskreiseln, die auf in fester Winkelbeziehung zu den Nick-, Roll- und Gierachsen des Satelliten stehenden Achsen angeordnet sind, wobei Fehler in der Abweichung des Satelliten von einer Bezugslage relativ zur Erde und zur Sonne festgestellt werden und die Drehgeschwindigkeit der Kreisel in Abhängigkeit von den Lagefehlern gesteuert wird, dadurch gekennzeichnet, daß bei der Steuerung die Langzeitmittelwerte der Vektorsummen des Drehimpulses längs der Roll- und Gierachsen im wesentlichen auf Null gehalten werden, während der Langzeitrriittelwert der Vektorsumme des Drehimpulses längs der Nirkachse um eine vorbestimmte Vorgabegröße vom Nullpunkt verschoben wird.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch ge-·20 kennzeichne¹ daß die Drehimpulse aller Kreisel derart entsaitigt werden, daß ihre Drehgeschwindigkeiten innerhalb bestimmter Geschwindigkeitsbereiche bleiben.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Drehgeschwindigkeiten der Kreisel dann, wenn der Winkel zwischen der Sonnenrichtung und der Gierachse unter einem bestimmten Wert liegt, unter Steuerung des Drehimpulses längs der Gierachse nach einem vorgegebenen Schema geändert wird.

4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, bei welchem einer der Kreisel normalerweise außer Betrieb ist, dadurch gekennzeichnet, daß der eine Kreisel in Betrieb geseta wird, wenn einer der übrigen Kreisel unwirksam gems nt wird.

5. Lagesteuersystem für einen Satelliten, dessen Nick-, Roll- und Gierachsen aufeinander senkrecht stehen, mit wenigstens drei Reaktionskreiseln (24, 26, 28), die mit ihren Achsen in fester Winkelbeziehung zu den drei aufeinander senkrecht stehenden Achsen (18, 20, 22) des Satelliten stehen, einer Lagesensoreinrichtung zur Bestimmung der Winkelabweichung des Satelliten von einer vorgegebenen Bezugslage, die einen dem Lagefehler der Roll- und Nickachsen bezüglich der Erde entsprechende Signale erzeugenden Erdsensor (34) und einen dem Lagefehler der Gierachse bezüglich der Sonne entsprechende Fehlersignale erzeugenden Sonnen- so sensor (30) enthält, und mit einer Steuerschaltung (32-2, 32-3 32-5), die in Abhängigkeit von den Sensorsignalen die Drehgeschwindigkeiten der Kreisel (24, 26, 28) im Sinne einer Herabsetzung der Fehlersignale gegen Null steuert, dadurch gekennzeichnet, daß eine Datenquelle (33) vorgesehen ist, welche den Ephemeriden für die Umlaufbahn entsprechende Datensignale zur Angabe der Zeitperioden liefert, in denen die Lagesensoreinrichtung bzw. der Sonnensensor (30) nicht auf Abweichungen der Gierachse (22) von der Bezugslage ansprechen kann; daß ein von den Datensignalen der Datenquelle (33) gesteuerter Schalter (56) zum Abschalten der Gierachsenfehlersignale von der Steuerschaltung (32-5, 32-3, 32-2) vorgesehen ist·, und daß die Steuerschaltung (32-5, 32-3, 32-2) im übrigen die Drehgeschwindigkeiten der Kreisel (24, 26, 28) für gyroskopische Steifheit des Satelliten so steuert, daß der Langzeitmittelwert der Drehimpulsvektoren (62—64; 66—68) längs der Rollachse bzw. längs der Gierachse wenigstens annähernd Null ist, längs der Nickachse dagegen ein von Null verschiedener Restdrehimpu!s (Vektor 70) vorgegeben wird.

6. System nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet., daß die Steuerschaltung (32-5 usw.) mit einer Entsättigungsein richtung (32-4) ve. sehen ist, die abhängig von den Drehzahlen der Kreisel (24, 26, 28) Drehmotoren (54) zur Erzeugung äußerer Drehmomente am Satelliten (10) derart steuert, daß die Kreiselgeschwindigkeiten innerhalb vorbestimmter Bereiche bleiben.

7. System nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Schalter (56) unter Steuerung durch die Signale der Datenquelle (33) die Gierachsenfehlersignale während derjenigen Umlaufbahnabschnitte von der Steuerschaltung (35-2 usw.) fernhält, in denen der Winkel zwischen der Sonnenrichtung und der Gierachse unter einem vorgegebenen Grenzwert liegt, und daß die Steuerschaltung (32-5 usw.) während dieser Bahnabschnitte die Drehzahlen der Kreisel (24, 26, 28) so steuert, daß der Drehimpulsvektor (66—68) längs der Gierachse nach einem vorbestimmten Schema gesteuert wird.

8. System nach einem der Ansprüche 5—7, dadurch gekennzeichnet, daß nur drei Reaktionskreisel (24, 26, 28) in zueinander rechtwinkliger Stellung mit den Nick-, Roll- bzw. Gierachsen (18, 20, 22) ausgerichtet sind, und daß die Steuerschaltung (32-5 usw.) die Drehzahl des Kreisels (28) der Gierachse aufgrund von Signalen des Sonnensensors (30) ändert.

9. System nach einem der Ansprüche 5—7, dadurch gekennzeichnet, daß nur vier Reaktionskreisel (102, 104, 106, 108) in schräger Stellung zu den Roll-, Gier- und Nickacfien (20, 22, 18) des Satelliten angeordnet sind, und daß die Steuerschaltung (112—118) die Drehgeschwindigkeit der einzelnen Kreisel so steuert, daß der Langzeitmittelwert der Vektorsumme der Drehimpulse (Vektoren 132, 134) längs der Roll- und Gierachsen (20, 22) im wesentlichen Null und derjenige der Vektorsumme des Drehimpulses längs der Nickachse (136) der vorgegebene Restdrehimpuls ist, wobei die Drehzahlen der einzelnen Kreisel so gesteuert sind, daß kein Kreisel seine Drehrichtung ändert oder sich dem Stillstand nähert, sondern jeder Kreisel sich mit einer vorgegebenen durchschnittlichen Geschwindigkeit dreht.

10. System nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß einer der Kreisel (102—108) im Normalbetrieb unwirksam und bei Ausfall eines der anderen drei Kreisel in Betrieb setzbar ist.