DE3587199T2

DE3587199T2 - Kollimationskompensiersystem fuer raumfahrzeuginstrumente.

Info

Publication number: DE3587199T2
Application number: DE8585905949T
Authority: DE
Inventors: W Gamble; T Plescia
Original assignee: Loral Space Systems Inc
Current assignee: Maxar Space LLC
Priority date: 1985-09-30
Filing date: 1985-09-30
Publication date: 1993-08-05
Anticipated expiration: 2005-10-01
Also published as: DE3587199D1; WO1987002145A1; IN164849B; EP0246226A1; JPS63500931A; EP0246226A4; EP0246226B1

Description

Technisches Gebiet

Die Erfindung betrifft das Gebiet der Fehlerverringerung bei der Kollimation von Raumfahrzeuginstrumenten, wobei die benannten Fehler durch eine Raumfahrzeugbewegung bewirkt werden, die durch eine Bewegung von einem oder mehreren der Instrumente hervorgerufen worden ist.

Stand der Technik

US-Patent 4,437,047 offenbart ein Regelsystem, das Drehmomentsteuerungssignale an einen Drehmomentmotor liefert, der die Kollimationsposition der Nutzlastplattform bei einem Satelliten mit doppeltem Eigendrehimpuls steuert. Wie es in Fig. 1 gezeigt ist, schließt der Satellit 20 einen sich drehenden Bereich 21 und eine Nutzlastplattform 22 ein, die eine vorbestimmte Visierlinie 26 besitzt. Der sich drehende Bereich 21 schließt einen Infrarot-Erde-Sensor 25 ein, der einen Ausgangspuls liefert, wenn der Sensor die Erde sieht. Das in den Fig. 3 und 4 gezeigte Steuerungssystem verwendet die von dem Erde-Sensor 25 erzeugten Impulse und Impulse, die die Visierlinie 26 darstellen, um die Drehmomentsteuerungssignale 57, 58 zu liefern, um den sich drehenden Bereich 21 zu steuern.
US-Patent 4,143,312 offenbart ein Steuerungssystem zur Stabilisierung einer Drehantenne, die an einem Körper befestigt ist, um das Stampfen und Schlingen des Körpers auszugleichen. Fig. 1 zeigt die Antenne, die an einer Plattform 3 befestigt ist, die an einem Deck 4 eines Schiffes mittels eines zweiachsigen Kardansystems befestigt ist, das einen Rahmen 5 einschließt. Der Rahmen 5 ist um eine horizontale Schlingerachse 8 drehbar. Die stabilisierte Plattform 3 ist um eine horizontale Stampfbewegungsachse 9 drehbar. Fig. 3 zeigt einen Abschnitt des Steuerungssystems und schließt Drehmeldegeber 10R, 10P, ein, um die relative Bewegung der Antenne 1 um die Schlingerachse 8 und die Stampfbewegungsachse 9 herum zu erfassen. Der Ausgang von dem Schlingern- Drehmeldegeber 10R wird an einen Steuerungsumwandler 11R gegeben, der auch einen Eingang 17 von Schlingerdaten von der vertikalen Schiffsbezugseinheit (nicht gezeigt) ableitet. Auf der Grundlage dieser Daten und entsprechender Stampfbewegungsdaten wird die Positionierung der Antenne 1 stabilisiert, um das Stampfen und Rollen des Schiffes auszugleichen.
Sekundäre Druckschriften sind die US-Patente 4,272,045; 4,325,586; 4,355,313; 4,375,878 und 4,418,306.
Die Erfindung ist ein System mit geschlossener Schleife zur Verringerung von Kollimationsfehlern in einem oder mehreren Raumfahrzeuginstrumenten, wobei die Fehler durch eine Raumfahrzeugbewegung bewirkt werden, die durch Bewegung eines oder mehrer der Instrumente hervorgerufen wurde.
Die vorliegende Erfindung schafft ein System zum Verringern von Raumfahrzeuginstrumenten-Kollimationsfehlern, die durch eine durch Instrumentenbewegung hervorgerufene Raumfahrzeugbewegung bewirkt werden, wobei das benannte System umfaßt:
wenigstens ein Instrument das an einem Raumfahrzeug befestigt und angeordnet ist, zu Orten außerhalb des Raumfahrzeuges zu zeigen;
mit jedem Instrument gekoppelte Bewegungseinrichtungen zur Änderung der Kollimationsrichtung des Instruments; und
mit jeder Bewegungseinrichtung gekoppelte Befehlseinrichtungen, um eine Bewegung in dem Instrument zu befehlen; und eine Ausgleichseinrichtung zum Fehlerausgleichen von durch Instrumentenbewegung hervorgerufenen Raumfahrzeugbewegung, dadurch gekennzeichnet, daß die benannte Ausgleichseinrichtung eine elektronische Schaltungsanordnung umfaßt, die ein Modell des Negativen der Bewegungsdynamiken des Raumfahrzeugs verkörpert, und einen mit jeder der Bewegungseinrichtungen gekoppelten Ausgang und einen mit jeder der Befehlseinrichtungen gekoppelten Eingang aufweist.
Die elektronische Schaltungsanordnung, die das algebraisch Negative eines Models der Bewegungsdynamik des Raumfahrzeugs verkörpert, kann in analoger oder digitaler Form eingebaut sein.
Die Fähigkeit der vorliegenden Erfindung, stark die dynamische Wechselwirkung unter Raumfahrzeuginstrumenten zu verringern, besitzt ein bedeutendes Nebenergebnis in dem vereinfachten Erdbetrieb. Somit fördert das hier beschiebene Bewegungsausgleichssystem den vollkommen unabhängigen Betrieb eines jeden Instruments mit der begleitenden Einsparung an Kosten und Arbeitskräften, während die gesamte Systemleistung verstärkt wird.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Diese und andere mehr ins einzelne gehende und spezifische Zielsetzungen und Merkmale der vorliegenden Erfindung sind näher in der folgenden Beschreibung geoffenbart, wobei auf die beigefügten Zeichnungen Bezug genommen wird, in denen:
Fig. 1 eine Vorderansicht eines Satelliten ist, der in vorteilhafterweise die vorliegende Erfindung verwenden kann;
Fig. 2 ein allgemeines Funktionsblockdiagramm einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung mit N Instrumenten ist;
Fig. 3 einen besonderen Fall der Fig. 2 darstellt, der sich auf einen Impuls-Vorbelastungs-Satelliten bezieht, der in Fig. 1 dargestellt ist;
Fig. 4 ist eine graphische Darstellung des Kollimationsfehlers 10 als eine Funktion der Zeit für die der
Fig. 3 zugrundeliegende Ausgestaltung, wenn die vorliegende Erfindung nicht verwendet wird;
Fig. 5 ist eine graphische Darstellung des Kollimationsfehlers 8 als eine Funktion der Zeit für die der
Fig. 3 zugrundeliegende Ausgestaltung, wenn die vorliegende Erfindung verwendet wird.

Beste Art der Ausführung der Erfindung

Diese Erfindung ist bei jeder Art von Raumfahrzeug und für jede endliche Anzahl von Instrumenten an ihm nützlich, beispielsweise Kameras, Antennen, Sonnenpaddel, die genau ausgerichtet werden müssen. Die Erfindung wird besonders unter Bezugnahme auf das in Fig. 1 dargestellte Raumschiff erläutert. Dieses Raumschiff ist der NASA GOES I/J/K Meteorologische Satellit. Die in Fig. 1 gezeigten Teile schließen ein eine Solaranordnung 11, einen Röntgenstrahlensensor 12, ein Magnetometer 13, eine Sendeantenne 14 für das 5-Band, eine SAR-Antenne (search and rescue antenna) 15, eine UKW-Antenne 16, eine Telemetrie- und Steuerungsantenne 18, Erde-Sensoren 19, eine Empfangsantenne 20 für das 5-Band, ein Sonnensegel 24, einen Bilderzeuger 1 und eine Signaleinrichtung (sounder) 2. Der Bilderzeuger 1 umfaßt eine Kühleinrichtung 17, eine Öffnung 23 und einen Spiegel 33. Die Signaleinrichtung 2 umfaßt einen Kühler 21, eine Öffnung 22 und einen Spiegel 32.
Die Spiegel 33, 32 sind jeweils an einem zweiachsigen Kardan befestigt, das den Spiegel 33, 32 wahlweise in Bezug auf die orthogonalen x- und y-Achsen mit einer Abtastrate von vielen aufeinanderfolgenden Positionen pro Sekunde positioniert. Die x-Achse kann als die Schlingerachse, die Nord/Süd-Achse oder als die Aufrechtachse bezeichnet werden. Die y-Achse kann als die Stampfbewegungsachse, die Ost/West-Achse oder die Azimuth-Achse bezeichnet werden.
Der Bilderzeuger 1 liefert eine radiometrische Abbildung der Erdoberfläche. Der Bilderzeuger 1 besitzt 5 Kanäle, vier im Infraroten und einen im Sichtbaren; sein zweiachsiger, kardanischer Abtastspiegel 33 überstreicht einen acht Kilometer Längendurchgang längs eines Ost/West-Weges auf der Erde, wobei gemeinsam aufgezeichnete Daten des betrachteten Bereiches von allen Kanälen gleichzeitig geliefert werden. Die Position und Größe des abgetasteten Bereiches werden durch einen Befehl gesteuert. Am Ende eines jeden Abtastabschnitts dreht sich der Spiegel 33 zu einem infraroten, schwarzen Körper innerhalb des Bilderzeugers 1 zum Zweck der Eichung. Der Bilderzeuger 1 eicht auch durch Erfassen von Sternen, um genaue Daten der Erdposition und der optischen Achsenkorrelation zu liefern.
Die Signaleinrichtung 2 mißt den Feuchtigkeitsgehalt und die Temperatur in der Erdatmosphäre. Die Signaleinrichtung 2 umfaßt ein diskretes Filterrad-Radiometer mit 19 Kanälen (18 für Infrarot und 1 im Sichtbaren); sein zweiachsischer kardanischer Abtastspiegel 32 tastet stufenweise einen 40 Kilometer Längendurchgang über einen Ost/West-Weg in Schritten von 10 Kilometer ab. Eine passive Strahlungskühlereinrichtung 21 steuert die Temperatur der Filterradanordnung. Dies ermöglicht den Betrieb bei einer tieferen Temperatur mit erhöhter Empfindlichkeit. Eine radiometrische Eichung wird bereitgestellt, indem sich der periodische Spiegel 32 zum Raum und zu einem inneren, schwarzen Körperziel dreht.
Später werden wir in dieser Beschreibung unter Bezugnahme auf die Fig. 3-5 den Kollimationsausgleich des Bilderzeugers 1 und der Signaleinrichtung 2 erörtern. Aber zunächst wird eine allgemeine Beschreibung der Erfindung in Fig. 2 gezeigt, in der jedes von N Instrumenten, für die ein Kollimationsausgleich erwünscht wird, eine Befehlslogik 3 umfaßt, typischerweise einen elektronischen Zusammenbau, der die Kollimation der jeweiligen Instrumente über Drehbefehle 4 steuert. Jedes Instrument umfaßt ferner ein Kollimationssteuerungssystem 5, um dem Instrument eine Kollimationsbewegung zu verleihen. Die Raumfahrzeugbewegungs-Ausgleichlogik 25 arbeitet normalerweise fortlaufend und nimmt als Eingänge die Drehbefehle 4 von jedem der Instrumente auf und gibt ein Ausgleichssignal 6 an jedes der Kollimationssteuerungsysteme 5 über Summiereinrichtungen 9 aus. Das Ausgleichssignal 6 kann willentlich dadurch unterbrochen werden, daß ein Prioritätsschalter 30 bei einem Befehl vom Boden unterbrochen wird, der über die Raumfahrzeug-Telemetrie empfangen wird.
Die Raumfahrzeugbewegungs-Ausgleichslogik 25 umfaßt das algebraisch Negative eines Models der Bewegungsdynamik des Raumfahrzeugs. Somit befiehlt das Ausgleichssignal 6 den Instrumenten, das Entgegengesetzte von dem zu tun, was das Raumfahrzeug erwartet, in Antwort auf die Drehbefehle 4 zu tun. Dieses Ausgleichssignal 6 wird den Instrumenten über deren Kollimationssteuerungssystem 5 eingegeben. Da dieses ein Regelsystem ist, bewirken die Raumfahrzeug-Regelungsdynamiken selbst, die als Kasten 31 in Fig. 2 gekennzeichnet sind, daß sich das Raumfahrzeug selbst als Ergebnis der Drehung der Instrumente bewegt, weshalb aber die Kollimation der Instrumente ausgeglichen ist.
Es wird sich dem Beispiel der Fig. 1 wieder zugewandt; eine Hauptquelle von Kollimationsstörungen bei dem Bilderzeuger 1 ist die Drehbewegung des Spiegels 32 der Signaleinrichtung während des Betriebs des Bilderzeugers 1. Diese Drehbewegungen wurden analysiert zusammen mit den Bewegungsauswirkungen des Bilderzeugerspiegel 33 auf die Signaleinrichtung 2, und es wurde herausgefunden, daß beträchtliche Fehler eingeführt werden. Das sich an Bord befindende Sofortkollimationsausgleichsystem, das abgeschätzte Raumfahrzeugsdynamik und -steuerungen verwendet, gleicht jene Bewegungen aus, so daß ihre Wirkungen minimal sind.
Man betrachte beispielsweise die Antwort des Bilderzeugers 1, der Signaleinrichtung 2 und der Raumfahrzeugplattform auf eine Drehung des Spiegels 32 der Signaleinrichtung, wie es in Fig. 3 dargestellt ist. Die Drehung beginnt mit einem Befehl 4, der in dem Dreh-Logikblock 3 (2) der Signaleinrichtung erzeugt und der Servodynamik 5 (2) des Spiegels der Signaleinrichtung zugeführt wird. Der Befehl 4 überwacht die erwünschten Winkel des Spiegels 32 um seine x- und y-Achse im Bezug auf beliebige Bezugswinkel. Während die Spiegelsteuerungsschleife 5 (2) mit hoher Bandbreite den Befehl 4 genau verfolgt, kann der mit dem Raumfahrzeug ausgetauschte Impuls des Spiegels 32 so viel wie eine vorübergehende Raumfahrzeugstörung 10 von 50 Mikroradian und einen begleitenden Kollimationsfehler des Bilderzeugers 1 bewirken. Die Störung 10 ist näher in Fig. 4 dargestellt.
Um die Kollimation des Bilderzeugerspiegels 33 zu kompensieren, verarbeitet die Ausgleichslogik 25 gleichzeitig in Echtzeit den Drehbefehl 4 für die Signaleinrichtung, nimmt die sich ergebende Plattformbewegung vorweg und schickt ein Ausgleichssignal 6 an die Bilderzeuger-Spiegelservodynamik 5(1) über die Summiereinrichtung 9. Da das Ausgleichssignal 6 die gleiche Amplitude und die umgekehrte Polarität zudem die Störung 10 wiedergegebenen Signal aufweist, bewegt sich der Bilderzeugerspiegel 33, um die Raumfahrzeug-Plattformstörung 10 aufzuheben, wobei gerade ein restlicher Kollimationsfehler 8 übrigbleibt, der näher in Fig. 5 dargestellt ist.
Fig. 4 zeigt die nichtausgeglichene Antwort 10 der Raumfahrzeugplattform auf eine Drehung des Spiegels 32 der Signaleinrichtung um 180º für eine Eichung mit dem schwarzen Körper um seine y-Achse mit einer Geschwindigkeit von 10º/ Sekunde. Wenn dieser Fehler 10 nicht ausgeglichen würde, besäße die sich ergebende Störung für den Bilderzeuger 1 eine Spitze bei 48,3 Mikroradian.
Fig. 4 zeigt, daß die nichtausgeglichene Antwort 10 ausreichend langsam ist, so daß ein eingegliederter digitaler Computer der Ausgleichslogik 25 ohne weiteres selbst eine komplexe Reihe von Schritten viele Male während des nichtausgeglichenen Dämpfungsintervalls (ungefähr 72 Sekunden) durchführen kann.
Wenn die Ausgleichslogik 25 ein perfektes Modell der Raumfahrzeugdynamik enthielte, dann würden sich ein perfekter Kollimationsausgleich und ein Kollimationsfehler 8 von Null für den Bilderzeuger 1 ergeben. Fig. 5 zeigt die dynamische Antwort der Bilderzeugerstörung 8 bei einen 20% "Nachbildungsfehler" (unten definiert). Dies ist eine konservative Abschätzung des tatsächlichen Fehlers, da in Wirklichkeit die Raumfahrzeug-Trägheitsmomente, die hauptsächlichen Beiträger zu Fehlern, innerhalb von ±5% bekannt sind. Die ausgeglichene Antwort 8 besitzt einen maximalen Fehler von 5,6 Mikroradian.
Fig. 3 zeigt den Ausgleich nur für die Wirkungen der Signaleinrichtung 2 auf den Bilderzeuger 1. In Wirklichkeit gleicht die Logik 25 auch fortlaufend die Einwirkung des Bilderzeugers 1 auf die Signaleinrichtung 2, die Einwirkung des Bilderzeugers auf sich selber und die Einwirkung der Signaleinrichtung 2 auf sich selber aus. Ein fortlaufender Bewegungsausgleich ist an den GOGS I/J/K Satelliten für die Wirkungen der Stufenabtastung der normalen Spiegel 33, 32 sowie des Drehens (zum Beispiel Bereichswiederverfolgung, Eichdrehungen zum schwarzen Körper und zu dem tiefen Raum) eingebaut. Obgleich das Kollimationsausgleichssystem die ganze Zeit verwendet wird, liefert es seinen Hauptvorteil während der Bewegungsarten, wenn die Instrumentwechselwirkung in Größen der Winkelposition und der Winkelgeschwindigkeit am größten ist. Beispielsweise kann während der Eichung der Signaleinrichtung 2 ihr Spiegel 32 über 180º in einer relativ kurzen Zeitdauer (18 Sekunden) gedreht werden.
Tabelle 1 zeigt die Ergebnisse von Kollimationsfehlern für die Instrumente 1 und 2 bei 10% und 50% Nachbildungsfehlern sowie bei dem 20% Nachbildungsfehler, der in Fig. 5 dargestellt ist. Für den Zweck dieser Tabelle spielt es keine Rolle, ob das betroffene Instrument der Bilderzeuger 1 oder die Signaleinrichtung 2 ist, da von ihnen angenommen wird, daß sie dieselben physikalischen Eigenschaften besitzen. Tabelle 1 Spitzenausrichtung (º) Fehler (urad) Instrumentkollimationsfehler ohne Ausgleich mit 10% Nachbildungsfehler mit 20% Nachbildungsfehler mit 50% Nachbildungsfehler
Man kann aus der Tabelle 1 ersehen, daß die Ausgleichslogik 25 nicht sehr empfindlich für "Nachbildungsfehler" ist, ein Fehler, der beabsichtigt dem Drehmoment/Trägheits-Verhältnis für die x- und die y-Achse für das in die Ausgleichslogik 25 eingegliederte Modell hinzuaddiert wird, verglichen mit den benannten Verhältnissen, die bei dem Modell für die Raumfahrzeugdynamik 31 verwendet wird.
Lineare Übertragungsfunktionsmodelle für jeden Funktionsblock der Fig. 3 wurden entwickelt, analysiert und computersimuliert, um die Daten für die Tabelle 1 zu liefern. Vier unterschiedliche Übertragungsfunktionen für die zwei Instrumente wurden entwickelt:
1. Spiegeldrehlogik 3, die die Drehbefehlsfunktionen erzeugt, wie die Rampe 4, die in Fig. 3 gezeigt ist. Die Übertragungsfunktion ist VR/s² mit:
s dem Laplace-Operator (Differentiator); und VR der Drehgeschwindigkeitsgröße (um irgendeine Achse).
2. Spiegel-Servosteuerungsdynamik 5, ein Übertragungsfunktionsmodell mit geschlossener Schleife des Spiegelsteuerungssystems. Die Übertragungsfunktion ist
W²/(s² + 2,0 ZWs + W²) mit
Z dem Dämpfungsverhältnis der Spiegel-Servosteuerungsdynamik 5; und W der ungedämpften natürlichen Frequenz der Spiegel-Servosteuerungsdynamik 5.
3. Eine Raumfahrzeugdynamik 31 mit geschlossener Schleife, ein ins einzelne gehendes Regelmodell der Schlinger- und Stampfbewegungs/Gieren-Raumfahrzeugdynamik, das die tatsächliche Plattformdynamik simuliert. In den GOES I/J/K Satelliten liefern zwei Betriebsdrehmomenträder eine Steifigkeit um die Stampfbewegungsachse und gyroskopische Kopplung zwischen den Schlinger- und der Gierachse. Die Übertragungsfunktion ist unten angegeben.
4. Bewegungsausgleichslogik 25, das algebraisch Negative des Modells der Raumfahrzeugdynamik 31. Für die Fehleranalyse der Tabelle 1 wurde die Ausgleichslogik 25 in beabsichtigter Weise derart vorgenommen, daß sie in einer vorgegebenen Art von dem Modell der Raumfahrzeugdynamik 31 abweicht.
Das für die Raumfahrzeug-Bewegungsausgleichslogik 25 verwendete Modell wird durch die folgenden zwei Gleichungen angegeben. Das Ausgleichssignal 6 umfaßt x- und y-Achse-Komponenten Cx(S) bzw. Cy(S). Dieses selbige Ausgleichssignal 6 wird zu jedem der Kollimationssteuerungssysteme 5(1), 5(2) geliefert. Die Gleichungen sind die algebraischen Negative der linearen Übertragungsfunktionen des Satelliten für Stördrehmomente, die durch Bewegungen der Instrumentenservos 5(1), 5(2) um die x- und y-Achse erzeugt werden.
Es wird darauf hingewiesen, daß die Übertragungsfunktionen lineare Funktionen der Trägheitsmomente und der Winkel sind; ihre Genauigkeit hängt nur von den Toleranzen bei der Kenntnis der Masseeigenschaften des festen Körpers des Satelliten und der Instrumentenservos 5(1), 5(2) ab. Antriebsschwappen (propellant slosh) hat keine Wirkung auf die Satellitenbewegung bei den sehr kleinen Statellitenbeschleunigungen, die durch diese Mechanismen erzeugt werden. In gleicher Weise erzeugen strukturelle Biegungswirkungen bei den sehr kleinen Bewegungsamplituden keine meßbaren Unterschiede bei der Satellitenbewegung. Da die Spiegel 33, 32 wenig Masse verglichen mit dem Satelliten besitzen und ihre Servos 5(1), 5(2) schnell sind und die Eingangsdrehbefehle 4(1), 4(2) mit geringem Fehler verfolgen, muß die Dynamik der Servos 5(1), 5(2) nicht bei diesem Ausgleichsgleichungen berücksichtigt werden.
Die Raumfahrzeug-Bewegungsausgleichslogik 25 wird als eine Zeitbereichsverwirklichung der folgenden Übertragungsfunktion mechanisch umgesetzt:
worin:
s der Laplace-Operator (Differentiator) ist.
Cx(s) der Ausgleichswinkel für das Ausgleichssignal 6 für die Komponente der x-Achse ist, das zu jedem der Servos 5(1), 5(2) geliefert wird.
Ix das Trägheitsmoment des Satelliten um seine Schlingerachse ist.
IIx das Trägheitsmoment des Bilderzeugerspiegels 33 um seine x-Achse ist.
ISx das Trägheitsmoment des Spiegels 32 der Signaleinrichtung um seine x-Achse ist.
AIx(S) die Winkelposition des Bilderzeugerspiegels 33 um seine x-Achse in Bezug auf einen beliebigen Bezugswinkel ist.
ASx(S) die Winkelpositon des Spiegels 32 der Signaleinrichtung um seine x-Achse in Bezug auf einen beliebigen Bezugswinkel ist.
H der gesamte Drehimpuls des Satelliten ist.
G, J, K und L Konstanten sind, die die Antwort der Regelschleife für das Schlinger- und Gierverhalten des Satelliten verwirklichen.
Cy(s) der Ausgleichswinkel für die Komponente des Ausgleichssignals 6 für die y-Achse ist, das jedem der Servos 5(1), 5(2) geliefert wird.
Iy das Trägheitsmoment des Satelliten um seine Stampfbewegungsachse ist.
IIy das Trägheitsmoment des Bilderzeugerspiegels 33 um seine y-Achse ist.
ISy das Trägheitsmoment des Spiegels 32 der Signaleinrichtung um seine y-Achse ist.
AIy(S) die Winkelposition des Bilderzeugerspiegels 33 um seine y-Achse in Bezug auf einen beliebigen Bezugswinkel ist.
ASy(S) die Winkelposition des Spiegels 32 der Signaleinrichtung um seine y-Achse in Bezug auf einen beliebigen Bezugswinkel ist.
P, Q und R Konstanten sind, die die Regelantwort der Steuerungsschleife des Satelliten-Stampfbewegungsverhaltens verwirklicht.
Im allgemeinen Fall, bei dem mehr als zwei Instrumente ausgeglichen werden sollen, werden die Zähler der Gleichungen für Cx(S) und Cy(S) mit Größen ergänzt, die die Stördrehmomente darstellen, die von den zusätzlichen Instrumenten ausgehen.
Die Ausgleichslogik 25 kann in analoger oder digitaler Form eingegliedert werden. Bei dem dargestellten Beispiel ist die Ausgangslogik 25 als Teil des sich an Bord befindenden, digitalen Mikroprozessors AOCE (attitude and orbital electronics) eingegliedert, in diesem Fall eine miniaturisierte Fassung eines Perkin Elmer/Interdata 5/16 Minicomputer.

Claims

1. Ein System zur Verringerung von Raumfahrzeuginstrumenten-Kollimationsfehlern, die durch eine durch Instrumentenbewegung hervorgerufene Raumfahrzeugbewegung bewirkt werden, wobei das benannte System umfaßt:

wenigstens ein Instrument (1, 2) das an einem Raumfahrzeug befestigt und angeordnet ist, zu Orten außerhalb des Raumfahrzeuges zu zeigen;

mit jedem Instrument gekoppelte Bewegungseinrichtungen (5) zur Änderung der Ausrichtungsrichtung des Instruments; und

mit jeder Bewegungseinrichtung gekoppelte Befehlseinrichtungen (3), um eine Bewegung in dem Instrument zu befehlen; und

eine Ausgleichseinrichtung (25) zum Fehlerausgleichen von durch Instrumentenbewegung hervorgerufenen Raumfahrzeugbewegung, dadurch gekennzeichnet, daß die benannte Ausgleichseinrichtung (25) eine elektronische Schaltungsanordnung umfaßt, der ein Modell des Negativen der Bewegungsdynamiken des Raumfahrzeugs verkörpert, und einen mit jeder der Bewegungseinrichtungen gekoppelten Ausgang und einen mit jeder der Befehlseinrichtungen gekoppelten Eingang aufweist.

2. Das System des Anspruches 1, welches ferner eine Einrichtung umfaßt, um wahlweise Signale, die von der Ausgleicheinrichtung ausgegeben werden, in Antwort auf von der Erde ausgesendete Signale unwirksam zu machen.

3. Das System des Anspruches 1, bei dem die Ausgleichseinrichtung zu jeder der Bewegungseinrichtungen ein Signal liefert, das für das Negative der Raumfahrzeugbewegung repräsentativ ist, die als ein Ergebnis der Bewegung in den Instrumenten erwartet wird, die durch die Befehlseinrichtungen gesteuert werden.

4. Das System des Anspruches 1, bei dem die Raumfahrzeuginstrumente umfassen:

einen Bilderzeuger (1) mit einem Spiegel (33), der durch eine erste Bewegungseinrichtung einstellbar zu der Erde gerichtet ist; und

einer Signaleinrichtung (2) mit einem Spiegel (32), die durch eine zweite Bewegungseinrichtung einstellbar zu der Erde zeigt.

5. Das System des Anspruches 4, bei dem:

der Bilderzeuger (1) und die Signaleinrichtung (2) an einer Seite eines Satelliten befestigt sind; und

die erste und die zweite Bewegungseinrichtung jeweils ein Kardan mit zwei orthogonalen Achsen umfaßt, um wahlweise die Spiegel des Bilderzeugers bzw. der akkutischen Einrichtungen auf Orte auf der Erde zu richten.