DE3879694T2

DE3879694T2 - Verfahren zur Orientierung eines synchronisierten Satelliten.

Info

Publication number: DE3879694T2
Application number: DE88850290T
Authority: DE
Inventors: Lawrence H Westerlund
Original assignee: Comsat Corp
Current assignee: Comsat Corp
Priority date: 1986-10-03
Filing date: 1988-09-01
Publication date: 1993-10-28
Anticipated expiration: 2008-09-02
Also published as: AU2104488A; EP0356602A1; US4776540A; EP0356602B1; DE3879694D1; AU610220B2

Description

Hintergrund der Erfindung

Die hier beschriebene Erfindung ist ein Verfahren zum Orientieren von Raumflugkörpern und insbesondere ein neues Verfahren zum Halten eines Satelliten auf einer stationären Bahn auf eine Weise, die erheblich weniger Treibstoff als konventionelle Verfahren verbraucht.
Unter Bezugnahme auf Fig. 1 ist es bekannt, daß ein Satellit 2, der um die Erde 1 in einer Entfernung A entsprechend etwa dem 6,61-fachen Radius RE der Erde (ein Erdradius RE ist ca. 3964 Meilen oder 6378 km) vom Erdmittelpunkt 3 umläuft, die Erde in einem Sterntag (23 Stunden, 56 Minuten und 4 Sekunden) umkreist. Daher ist ein Satellit 2 auf einer solchen Bahn als ein geostationärer Satellit bekannt. Wenn die Umlaufbahn des Satelliten 2 in einer Ebene 5 verläuft, die den Äquator einschließt (Äquatorebene 5), erscheint der Satellit - gesehen von einem Subsatellitenpunkt ES am Äquator -stationär. Daher wird ein Satellit auf einer geosynchronen Umlaufbahn in der Äquatorebene als geostationärer Satellit bezeichnet.
Tatsächlich unterliegt der Satellit 2 auf einer geostationären Bahn, wie Fig. 2 zeigt, Abweichungen von einer idealen Umlaufbahn P. Die Abweichungen werden hauptsächlich von Anziehungskräften wie etwa den Anziehungskräften von Sonne und Mond sowie der Abplattung der Erde verursacht. Aufgrund dieser Abweichungen scheint sich der Satellit 2 - gesehen von dem Subsatellitenpunkt ES - während jedes gegebenen Sterntags in einem kleinen zyklischen Muster zu bewegen. Bewegungen des Satelliten über die Äquatorebene 5 werden als Abweichungen nach Norden N und Bewegungen unter die Äquatorebene 5 als Abweichungen nach Süden S bezeichnet. Bewegungen nach links oder rechts von dem Punkt auf der Umlaufbahn P, an der sich der Satellit befindet, werden als Abweichungen nach Osten E bzw. Westen W bezeichnet. Wenn diese Abweichungen verhindert werden, dann erscheint der Satellit 2 für einen Beobachter, der sich an dem Subsatellitenpunkt ES befindet, stationär, wie bereits gesagt wurde.
Wie auf dem Gebiet wohlbekannt ist, kann der Satellit 2 durch Rotationsträgheit um eine Rotationsachse oder Drehimpulsachse 13 (nachstehend schließt Rotationsachse eine Drehimpulsachse ein) stabilisiert werden, wie Fig. 1 zeigt. Satelliten werden in ihrer Umlaufbahn durch einen internen Kreisel, ein rotierendes Konstruktionsteil, Zünden von Korrekturtriebwerken oder eine Kombination davon stabilisiert. Im vorliegenden Zusammenhang werden Satelllten, die durch Drehen eines Konstruktionsteils stabilisiert werden, wie etwa ein Hughes-Satellit Typ 376, als rotationsstabilisiert bezeichnet. Diese Satelliten verwenden außerdem Korrekturtriebwerke für die Lagesteuerung. Die Rotationsachse 13 des Satelliten 2 auf einer geostationären Bahn wird normalerweise auf der Äquator-Normalen EN (senkrecht zur Äquatorebene 5) gehalten. Aufgrund von Kräften wie "Sonnenlichtdruck" (Photonen, die auf den Satelliten treffen), hat die Rotationsachse 13 jedoch eine Präzessionstendenz. Die Steuerung des Betrags der Präzession wird als Steuerung der Rotationsachslage bezeichnet.
Bei Nachrichtensatelliten und dergleichen ist es konventionell, geostationäre Satelliten einzusetzen, so daß ein im allgemeinen konischer Strahl 12 von einer Antenne 11 an dem Satelliten 2 ein bestimmtes Gebiet auf der Erde, z. B. die kontinentalen Vereinigten Staaten, ständig erfassen kann. Zum besseren Verständnis der Geometrie, die bei Methoden der Orientierung von geostationären Satelliten betroffen ist, ist in Fig. 1 das Zielgebiet als ein relativ kleines Gebiet 6 gezeichnet, und die Äquatorebene 5 ist als die Antenne 11 und nicht den Massenmittelpunkt des Satelliten schneidend dargestellt. Wenn jedoch die Position des Satelliten 2 nicht geregelt wird, erfährt der ursprünglich auf einer geostationären Bahn befindliche Satellit die oben erwähnten Abweichungen. Die Ebene, in der der Satellit 2 umläuft (Umlaufebene), neigt sich beispielsweise in bezug auf die Äquatorebene 5 mit einer Rate zwischen 0,75º und 0,95º pro Jahr. Ost/West-Abweichungen ebenso wie Präzessionen oder Lageänderungen der Rotationsachse 13 treten ebenfalls auf. Infolgedessen wird die Achse 112 des Strahls 12 gegenüber einem Justierzielpunkt 66 verlagert. Die Verlagerung der Strahlachse 112 kann hinreichend groß werden, so daß der Strahl 12 das Zielgebiet 6 nicht adäquat erfaßt. Um also den Satelliten 2 stationär zu halten1 so daß der Strahl 12 das Zielgebiet 6 erfaßt und die Strahlachse 112 auf den Justierzielpunkt 66 weist, werden Vorgänge wie Einhalten der Umlaufbahn und Rotationsachsensteuerung durchgeführt. Das heißt, die Nord/Süd-Abweichungen, die Ost/West-Abweichungen und die Lage der Rotationsachse 13 werden auf bekannte Weise so geregelt, daß der Satellit 2 im wesentlichen in der Äquatorebene 5 gehalten wird, wobei die Rotationsachse eine gewünschte Lage hat. Daher wird die zyklische "Achtercharakteristik", die in Fig. 2 gezeigt ist, sehr klein gehalten, und der Strahl 12 wird im wesentlichen stationär auf dem Zielgebiet 6 gehalten.
Heute sind Satelliten mit Korrekturtriebwerken und Treibstoff (oder anderen Antriebsmitteln) versehen, um das Einhalten der Umlaufbahn durchzuführen. Wie auf diesem Gebiet wohlbekannt ist, werden die erforderlichen Korrekturparameter (z. B. Einschaltzeitpunkt des Korrekturtriebwerks oder die Korrekturhäufigkeit) zum Erreichen einer gewünschten Bahnposition unter Anwendung eines Bahnmechanik-Rechnerprogramms bestimmt. Durch Anweisen des Satelliten 2, die berechneten Korrekturschubparameter zu implementieren, kann der Satellit im wesentlichen in der gewünschten geostationären Bahn gehalten werden.
Das Einhalten der Umlaufbahn nach Maßgabe derzeitiger Techniken erfordert eine große Treibstoffmenge für die Korrekturtriebwerke. Da Treibstoff schwer ist und Gewichtsbeschränkungen kritische Überlegungen bei der Konstruktion eines Satelliten sind, ist es üblich, daß die Grenze der Funktionsdauer eines geostationären Satelliten durch die Menge des für die Korrekturtriebwerke verfügbaren, an Bord befindlichen Treibstoffs bestimmt ist. Ein konventioneller Satellit wie eta COMSTAR (US-Warenzeichen) verbraucht beispielsweise durchschnittlich 16,8 kg (37 lbs.) Treibstoff zur Einhaltung der Umlaufbahn in jedem Jahr der zweiten Hälfte seiner rechnerischen Betriebsdauer. Von den 16,8 kg (37 lbs.) Treibstoff, die jährlich verbraucht werden, werden etwa 15,4 kg (34 lbs.) für Nord/Süd-Korrektur verbraucht, wogegen nur 0,91 kg (2 lbs.) für Ost/West-Korrektur und 0,45 kg (l lb.) für Lagekorrektur verbraucht werden. Da ein solcher konventioneller Satellit mit ca. 154 kg (340 lbs.) Treibstoff ausgestattet ist und einen größeren Teil dieses Treibstoff s in der ersten Hälfte seiner rechnerischen Funktionsdauer verbraucht, ist zu erwarten, daß in etwas mehr als sieben Jahren der Treibstoff verbraucht ist. Wenn ein Satellit keinen Treibstoff mehr hat, können Abweichungen und Neigung nicht mehr unter Kontrolle gehalten werden. Daher kann die Antenne 11 nicht ständig auf das Zielgebiet 6 gerichtet gehalten werden, und die Brauchbarkeit des Satelliten ist damit zu Ende.
Derzeit wird nur eine begrenzte Treibstoffmenge an Bord aufgenommen, da das Konstruktionsgewicht von Satelliten strikt definiert ist. Wegen dieses begrenzten Treibstoffvorrats ist die Funktionsdauer eines Satelliten normalerweise durch die an Bord genommene Treibstoffmenge bestimmt. Der Stand der Technik weist somit den Nachteil auf, daß ein erheblicher Teil des Gewichts eines Satelliten Treibstoff sein muß, und die Funktionsdauer des Satelliten ist durch seine Treibstoffaufnahmekapazität eng begrenzt. Ferner muß der Satellit im wesentlichen in die Äquatorebene eingeschossen werden. Wenn der Satellit nicht exakt eingeschossen wird, muß Treibstoff verbraucht werden, um den Satelliten im wesentlichen in die Äquatorebene zu bringen.
Ein vorgeschlagenes Verfahren, um die Antenne eines körperstabilisierten Satelllten ohne Nord/Süd-Korrektur auf das Zielgebiet gerichtet zu halten, ist in US-PS 4 084 772 (nachstehend "das '772-Patent") angegeben. Bei dem vorgeschlagenen Verfahren hat der körperstabilisierte Satellit eine Nickachse eines Typs, der durch ein Rollsteuersystem mit Rückführung automatisch entlang einer Linie gehalten wird, die zu der Umlaufebene senkrecht ist (Bahn-Normale). Bei dem Verfahren wird ferner der Satellit mit einem Querimpulsrad ausgerüstet, das mit seiner Impulsachse parallel zu der Gierachse angebracht ist, und der Querimpulsvektor wird in einem sinusförmigen Muster geändert, dessen Periode gleich der Umlaufperiode ist, um die Position der Nickachse in bezug auf die Bahn-Normale zu ändern und die Satellitenantenne auf den Justierzielpunkt zu richten. Das vorgeschlagene Verfahren umfaßt also Korrekturen, die während jedes Umlaufs ständig durchgeführt werden, und zwar unter Verwendung eines Satelliten, der mit einem Rollkorrektursystem mit Rückführung ausgestattet ist. Die Ausstattung eines Satelliten mit einem Rollkorrektursystem mit Rückführung bedingt jedoch eine Gewichtserhöhung des Satelliten. Außerdem haben drallstabilisierte Satelliten im allgemeinen kein solches Steuersystem mit Rückführung, und es wäre teuer, einen drallstabilisierten Satelliten mit einem solchen System auszustatten. Ferner kann das Verfahren des '772- Patents nicht bei Satelliten verwendet werden, die kein Querimpulsrad aufweisen. Das Verfahren kann daher nicht bei vielen derzeit umlaufenden Satelliten angewandt werden. Außerdem erhöhen die Konstruktion und der Bau von Satelliten mit einem Querimpulsrad das Gewicht des Satelliten und steigern dessen Kosten.

Zusammenfassung der Erfindung

Es ist eine Aufgabe der Erfindung, die vorgenannten Probleme der Orientierung eines Satelliten in einer geostationären Umlaufbahn zu lösen. Diese Aufgabe wird durch die im beigefügten Patentanspruch 1 angegebenen Merkmale gelöst.
Eine Ausführungsform des Verfahrens nach der Erfindung umfaßt einen Schritt, bei dem die Rotationsachse eines geostationären Satelliten unter einem Richtungswinkel orientiert wird, der gleich dem Neigungswinkel der Bahnebene plus einem Justier- oder Korrekturwinkel ist, wenn der Neigungswinkel größer als Null Grad ist. Mit anderen Worten weist diese Ausführungsform des Verfahrens nach der Erfindung den Schritt auf, die Rotationsachse unter der Bahn-Normalen plus Korrekturwinkel zu orientieren. Der Korrekturwinkel wird bestimmt unter Anwendung einer der folgenden Gleichungen:
mit BS = Höhenwinkel des Justierzielpunkts in den Koordinaten des Raumflugkörpers, bs = Breite des Justierzielpunkts, I = Neigungswinkel der Bahnebene in bezug auf die Äquatorebene und β = Korrekturwinkel in bezug auf die Bahn- Normale.
Bei einer Ausführungsform wird der Richtungswinkel außerdem in einer Drehrlchtung von einer ersten Linie, die die Äquator-Normale bezeichnet, zu einer zweiten Linie, die die Bahn-Normale bezeichnet, gemessen, wobei die erste und die zweite Linie einander im Massenmittelpunkt des Satelliten schneiden.
Der Korrekturwinkel β kann außerdem aus dem gesamten Bereich zwischen den beiden Werten gewählt werden, den die obigen beiden Gleichungen vorgeben, einschließlich eines Mittelwerts dieser Werte. Wenn ferner der Neigungswinkel hinreichend klein oder der Strahl von der Antenne hinreichend breit ist, kann der Richtungswinkel innerhalb eines gesamten Bereichs von Werten gewählt werden, der ein adäquates Erfassen des Zielpunkts durch den Strahl ermöglicht. Beispielsweise könnte der Richtungswinkel aus einem Bereich wie etwa zwischen dem Neigungswinkel und dem Neigungswinkel plus dem zweifachen Korrekturwinkel ausgewählt werden.
Der Schritt der Orientierung der Rotationsachse kann durch Zünden von Korrekturtriebwerken durchgeführt werden.
Das Verfahren zum Orientieren eines geostationären Satelliten gemäß der Erfindung kann ohne weiteres durchgeführt werden, da sämtliche erforderlichen Mechanismen zur Durchführung des Verfahrens bekannt sind. Daher kann der Vorteil einer erheblichen Verlängerung der Funktionsdauer eines Satelliten durch Verminderung oder Entfallen der Nord/Süd- Korrektur der Umlaufbahn ohne weiteres auch bei bereits in Umlauf befindlichen Satelliten erreicht werden. Ferner kann beim Bau neuer Satelliten der an Bord zu nehmende erforderliche Treibstoff wesentlich verringert werden. Im übrigen ist es nicht notwendig, den Satelliten exakt in die Äquatorebene einzuschießen, um so eine Treibstoffverschwendung zu vermeiden.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Die vorgenannten Ziele, Merkmale und Vorteile sowie weitere Ziele, Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden genauen Beschreibung der Erfindung unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen; die Zeichnungen zeigen in:
Fig. 1 ein erläuterndes Diagramm, das einen Satelliten auf einer konventionellen geostationären Bahn zeigt;
Fig. 2 ein erläuterndes Diagramm der täglichen Bewegung - gesehen von dem Subsatellitenpunkt - eines Satelliten, der sich auf einer Bahn befindet, die geringfügig außerhalb der Äquatorebene liegt;
Fig. 3 ein erläuterndes Diagramm, das einen Satelliten an dem Punkt maximalen Aufstiegs zeigt, von dem angenommen wird, daß er auftritt, wenn sich der Satellit auf dem Mitternachtsmeridian (Mitternachts-Satellitenzeit) befindet, und zwar auf einer Umlaufbahn unter einer Neigung in bezug auf die Äquatorebene;
Fig. 4 ein erläuterndes Diagramm, das die Beziehung der Bahnebene und der Äquatorebene von Fig. 3 im einzelnen zeigt;
Fig. 5 ein erläuterndes Diagramm, das die jeweiligen Bahnen eines Satelliten in der Bahnebene bzw. der Äquatorebene von Fig. 4 zeigt;
Fig. 6 ein erläuterndes Diagramm, das den Satelliten auf der Bahnebene von Fig. 3 am Mitternachtspunkt nach einem Schritt des Orientierens der Rotationsachse auf die Bahn-Normale zeigt;
Fig. 7 ein erläuterndes Diagramm eines Satelliten am Mitternachtspunkt auf einer geostationären Bahn und mit einem zur Umlaufbahn normalen Richtungswinkel zeigt;
Fig. 7A ein erläuterndes Diagramm, wobei der rechte Teil zeigt, wo eine Strahlachse eines Antennenstrahls die Erde in bezug auf einen Justierzielpunkt trifft, wenn eine Rotationsachse eines Satelliten im Mitternachtspunkt auf die Bahn-Normale orientiert worden ist, und der linke Teil zeigt, wo die Strahlachse des Antennenstrahls die Erde in bezug auf den Justierzielpunkt trifft, wenn der Satellit mit seiner Rotationsachse auf die Bahn- Normale orientiert sich am Mittagspunkt befindet;
Fig. 8 ein erläuterndes Diagramm, das den Satelliten in der Bahnebene von Fig. 3 einen halben Sterntag später am Mittagspunkt zeigt;
Fig. 9 ein erläuterndes Diagramm, das den Satelliten von Fig. 8 am Mittagsunkt zeigt, nachdem ein Schritt des Orientierens der Rotationsachse entsprechend der Bahn-Normalen durchgeführt wurde;
Fig. 10 ein erläuterndes Diagramm, das zeigt, daß die Richtung der Rotationsachse im Trägheitsraum bei Abwesenheit von Sonnenlichtdruck und anderen äußeren Kräften konstant bleibt;
Fig. 11 ein erläuterndes Diagramm, das den Satelliten in der Bahnebene von Fig. 3 am Mitternachtspunkt nach Durchführung eines Schritts der Orientierung der Rotationsachse gemäß einer Ausführungsform des Verfahrens nach der Erfindung zeigt;
Fig. 12 ein erläuterndes Diagramm, das den Satelliten von Fig. 8 am Mittagspunkt nach Durchführung eines Schritts der Orientierung der Rotationsachse gemäß einer Ausführungsform des Verfahrens nach der Erfindung zeigt;
Fig. 13 ein vergrößertes Diagramm eines Teils von Fig. 11 für die Zwecke der Berechnung eines Korrekturwinkels gemäß einer Ausführungsform des Verfahrens nach der Erfindung;
Fig. 13A ein vergrößertes Diagramm eines Teils von Fig. 12 zum Zweck der Berechnung eines Korrekturwinkels gemäß einer Ausführungsform des Verfahrens nach der Erfindung;
Fig. 13B ein erläuterndes Diagramm, das einen inkrementalen Drehimpulsvektor zeigt, der erforderlich ist, um die Rotationsachse eines Satelliten in einer gewünschten Lage neu zu orientieren;
Fig. 14A bis 14D erläuternde Diagramme, die die Neigung eines Satelliten, von der Erde aus gesehen, zeigen, der gemäß einer Ausführungsform der Erfindung am Mitternachtspunkt, am Morgendämmerungspunkt, am Mittagsunkt und am Abenddämmerungspunkt orientiert worden ist; und
Fig. 15 ein erläuterndes Diagramm einer Ansicht des Satelliten von der Erde aus, wobei der Satellit gemäß einer Ausführungsform der Erfindung am Morgendämmerungspunkt orientiert wurde, wobei die Umrechnung des Richtungswinkels der Rotationsachse in einen scheinbaren Gierwinkel gezeigt ist.

Genaue Beschreibung der bevorzugten Ausführungsformen

Das Verfahren nach der Erfindung kann angewandt werden, um die Funktionsdauer eines konventionellen Satelliten annähernd um einen Faktor zehn zu verlängern, und zwar mit der gleichen Menge an Treibstoff (oder sonstigen Antriebsmitteln) an Bord des Satelliten.
Wie oben gesagt, umfaßt das Verfahren gemäß einer Ausführungsform der Erfindung einen Schritt der Orientierung der Rotationsachse des Satelliten zu einer Position der Bahn- Normalen plus einem Justier- oder Korrekturwinkel. Auf diese Weise kann die Mittelachse eines Strahls von einer an dem Satelliten angebrachten Antenne auf einen gewünschten Justierzielpunkt gerichtet gehalten werden, und zwar ungeachtet der Eliminierung der Nord/Süd-Positionsbeibehaltung. Die an Bord eines konventionellen Satelliten befindliche Treibstoffmenge kann daher erheblich verringert werden. Außerdem kann eine sehr viel längere Funktionsdauer eines gegebenen Satelliten erreicht werden.
Im folgenden Teil dieser genauen Beschreibung der Erfindung werden gleiche Bezugszeichen für gleiche Elemente verwendet.
Ohne Nord/Süd-Positionsbeibehaltung erfährt ein Satellit 2, der ursprünglich auf einer geostationären Umlaufbahn war, Nord/Süd-Abweichungen, wie Fig. 3 zeigt. Die ursprüngliche geostationäre Bahn war in der Äquatorebene 5, die den Äquator 4 einschließt, mit dem Satelliten 2 in einer Höhe A von ungefähr 6,61 Erdradien RE vom Mittelpunkt 3 der Erde 1. Zu jedem gegebenen Zeitpunkt nach Beginn der Abweichungen ist der Satellit 2 in einer Bahnebene 15, die durch einen Neigungswinkel I in bezug auf die Aquatorebene 5 beschrieben werden kann. Die Äquator- bzw. die Bahnebene 5 bzw. 15, die in Fig. 3 nur durch Einzellinien dargestellt sind, sind in Fig. 4 gezeigt, wobei die "Neigung" (Rotation) der Bahnebene relativ zu der äquatorialen Bahnebene 5 leichter zu beobachten ist.
In der Vergangenheit wurden diese Nord/Süd-Abweichungen korrigiert, bevor sie signifikant wurden, d. h. so, daß der Satellit 2 in oder im wesentlichen in der Äguatorebene 5 blieb und ein Strahl 12 von einer an dem Satelliten angebrachten Antenne 11 (jeweils durch Vollinien in Fig. 3 dargestellt) den Zielpunkt 6 weiterhin erfassen würde, wie in Fig. 3 durch einen Strahl 12a von einer Antenne 11a gezeigt ist, die an einem Satelliten 2a angebracht ist (jeweils durch Strichlinien dargestellt). Die beiden Satelliten 2 und 2a sind mit ihren jeweiligen Antennen 11 und 11a in der Bahnebene 15 bzw. der Äquatorebene 5 anstelle ihrer jeweiligen Massenmittelpunkte gezeigt, um das Verständnis der Geometrie zu erleichtern, die bei Verfahren zum Orientieren eines Satelliten betroffen ist. Da ein Synchronsatellit sich ungefähr 5,61 Erdradien RE von der Oberfläche der Erde 1 entfernt befindet, kann außerdem der Satellit einschließlich der Antenne als eine Punktquelle, von der Erde aus gesehen, betrachtet werden.
Ein Justierzielpunkt 66 des Zielgebiets 6 (z. B. kann Kansas City der Justierzielpunkt eines Strahls sein, der die kontinentalen Vereinigten Staaten erfassen soll), auf den die Strahlachse 112a des Strahls 12a eingestellt ist, ist unter einem Winkel bs in Erdkoordinaten oder einer Breite bs (d. h. einem Winkel bs in bezug auf die Äquatorebene 5 und den Mittelpunkt 3 der Erde 1). Ferner bildet, wie Fig. 3 zeigt, die Strahlachse 112a des Strahls 12a einen Höhenwinkel BS, gemessen in Raumfahrzeug-Koordinaten (d. h. in bezug auf die Äquatorebene). Das heißt im allgemeinen, daß der Höhenwinkel 55 des Justierzielpunkts 66 in Raumfahrzeug- Koordinaten als ein Winkel einer Mittelachse 112a eines Strahls 12a von einer Antenne 11a, die an einem (durch Rotationsträgheit stabilisierten) Satelliten 2a angebracht ist, in bezug auf eine zu der Rotationsachse (13a) normale Ebene definiert ist, so daß, wenn der Satellit in eine geostationäre Bahn gebracht und die Rotationsachse auf die Äquator-Normale (EN) orientiert ist, die Achse des Strahls den Justierzielpunkt trifft. An einem COMSTAR*-Satelliten (* US-Warenzeichen) ist der Höhenwinkel des Justierzielpunkts in Raumfahrzeug-Koordinaten, d. h. der Winkel der Fortpflanzung der Strahlachse in bezug auf eine Ebene, die zu der Rotationsachse senkrecht ist, unter etwa 6,3º fixiet, und der Justierzielpunkt 66 liegt innerhalb der kontinentalen Vereinigten Staaten und ungefähr unter einem Winkel von 40º in Erdkoordinaten. Wenn daher definitionsgemäß die Rotationsachse 13a unter der Äquator-Normalen EN orientiert ist und der Satellit 2a sich in einer Höhe A von ungefähr 6,61 Erdradien RE vom Mittelpunkt 3 der Erde 1 und in der Äquatorebene 5 befindet, weist die Strahlachse 112a auf den Justierzielpunkt 66.
Unter Bezugnahme auf die Fig. 4 und 5 kann die Nord/Süd- Bewegung während eines Sterntags (grob 24 Stunden) besser verstanden werden. Die Bahnebene des Satelliten ist in der Äquatorebene 5 (Fig. 4), und seine Bahn 105 (Fig. 5) bleibt in dieser Ebene. Die Umlaufbahn 105 und die Umlaufbahn 115 sind in Fig. 5 als übertriebene Ellipsen gezeigt, um die Beziehung zwischen den Bahnen besser zu verdeutlichen, obwohl die Umlaufbahnen normalerweise im allgemeinen kreisförmig gehalten werden, indem Ost/West-Positionseinhaltung angewandt wird. Für einen Beobachter am Subsatellitenpunkt ES auf dem Äquator 4 (Fig. 5) unmittelbar unter dem Satelliten erscheint der Satellit stationär, weil sich der Satellit an einem Sterntag um die Erde dreht. Aufgrund verschiedener Phänomene neigt (dreht) sich die Bahnebene sehr langsam. Nach einem langen Zeitraum und unter der Annahme keiner Nord/Süd-Korrektur des Satelliten ist beispielsweise die Umlaufbahn des Satelliten so, wie bei 115 (Fig. 5) in der Ebene 15 (Fig. 4) gezeigt. Zum Zweck der Veranschaulichung sei angenommen, daß die Sonne wie in den Fig. 4 und 5 positioniert ist, so daß sich der Satellit der Sonne gegenüber befindet, d. h. auf dem Mitternachtsmeridian (nachstehend "Mitternachtspunkt"). Ferner sei angenommen, daß der Satellit seine maximale Abweichung nach Norden am Mitternachtspunkt und seine maximale Abweichung nach Süden am Mittagspunkt erfährt. Unter Bezugnahme auf den Subsatellitenpunkt ES bewegt sich der Satellit daher grob mit 24- Stunden-Periodizität nach Norden und Süden, wobei der Grad der Nord/Süd-Abweichungen allmählich mit zunehmender Neigung der Bahnebene größer wird.
Unter erneuter Bezugnahme auf Fig. 3 wird der ursprünglich in der Äquatorebene 5 befindliche Satellit 2a nunmehr als in einer Bahnebene 15 befindlich angenommen, die durch einen Neigungswinkel I beschrieben ist. Zu Referenzzwecken zeigt Fig. 3 einen Tag, an dem der maximale Aufstieg (Punkt der maximalen Abweichung über die Äquatorebene in der Umlaufbahn) auftritt, wenn der Satellit auf dem Mitternachtspunkt ist, wie durch die Position der Sonne dargestellt ist. Der maximale Abstieg (Punkt der maximalen Abweichung unter die Äquatorebene in der Umlaufbahn) wird daher als am Mittagspunkt auftretend angenommen. Wann immer die Ausdrücke "Mitternachtspunkt oder "Mittagspunkt" verwendet werden, beziehen sie sich auf die Punkte des maximalen Aufstiegs bzw. Abstiegs. Die Punkte des maximalen Aufstiegs und Abstiegs treten jedoch am Mitternachtspunkt bzw. Mittagspunkt jedes Jahr nur einmal auf.
Wenn die Rotationsachse 13 des Satelliten 2 am Mitternachtspunkt in die gleiche Richtung weist (üblicherweise normal zum Äquator) wie die Rotationsachse 13a, auf der der Satellit 2a in der Äquatorebene 5 normalerweise gehalten wird, verläuft die Achse 112 des Strahls 12 von der Antenne 11 unter einem Winkel BS in bezug auf eine Ebene 16, die zu der Äquator-Normalen EN senkrecht ist. Das Ergebnis ist, daß der Strahl 12 das Zielgebiet 6 verfehlt. Wenn sich der Satellit 2 am Mitternachtspunkt (Fig. 3) befindet, ist der Strahl 12 zu weit nördlich. Wenn sich der Satellit 2 auf der entgegengesetzten Seite der Erde 1 befindet, ist der Satellit 2 unter der Äquatorebene 5 (wie unter Bezugnahme auf die Fig. 4 und 5 beschrieben wurde), und der Strahl 12 verfehlt das Zielgebiet 6 nach Süden.
Das vorstehende Problem wird seit Jahren gelöst, indem die Nord/Süd-Korrekturtriebwerke gezündet werden, um den Satelliten zurück auf eine Äquator-Umlaufebene zu bringen. Im allgemeinen werden geostatinäre Satelliten in einer Bahnebene mit einem Neigungswinkel von weniger als 0,1º gehalten. Da die Drift langsam ist, können solche Korrekturen selten vorgenommen werden. Ungeachtet der Häufigkeit der Korrektur sind die Treibstoffanforderungen, relativ gesprochen, so streng, daß sie die Funktionsdauer des Satelliten begrenzen. Ungeachtet der enormen wirtschaftlichen Verluste wegen einer so kurzen Funktionsdauer wird das gleiche Grundverfahren immer wieder angewandt.
Gemäß der vorliegenden Erfindung kann der Strahl ohne die treibstoffintensive Nord/Süd-Korrektur auf Zielposition gehalten werden.
Wie Fig. 6 zeigt, ist die Rotationsachse 13 des Satelliten 2 am Mitternachtspunkt auf die Bahn-Normale orientiert. Das Verfahren umfaßt einen Schritt der Orientierung der Rotationsachse 13 des Satelliten 2 unter einem Richtungswinkel X, gemessen von der Äquator-Normalen EN, so daß die Rotationsachse zu der Bahnebene 15 senkrecht ist, wenn der Neigungswinkel I größer als Null ist. Da die Bahnebene 15 in Fig. 6 unter einem Winkel I in bezug auf die Äquatorebene 5 verläuft, ist die Bahn-Normale ON unter einem Winkel I in bezug auf die Äquator-Normale EN. Daher ist der Richtungswinkel X gleich dem Neigungswinkel I.
Der Richtungswinkel X wird in einer Drehrichtung von einer ersten Linie, die die Äquator-Normale EN darstellt, zu einer zweiten Linie, die die Bahn-Normale ON darstellt, gemessen, wobei die erste und die zweite Linie einander an der Bahnebene 15 dort, wo der Massenmittelpunkt des Satelliten 2 wäre, schneiden. Da der Satellit 2 mit der Antenne 11 anstatt mit dem Massenmittelpunkt in der Bahnebene 15 gezeichnet wurde, sind die die Äquator-Normale und die Bahn-Normale bezeichnenden Linien als die Antenne schneidend gezeigt. Wenn beispielsweise, wie Fig. 7 zeigt, der Satellit 2 am Mitternachtspunkt ist, kann der Richtungswinkel X in einer Ebene 25 gemessen werden, die zu der Äquatorebene 5 senkrecht ist und die Punkte maximalen Aufstiegs und Abstiegs sowie den Massenmittelpunkt des Satelliten 2 umfaßt. Wenn der Satellit 2 am Mitternachtspunkt unter dem Richtungswinkel X orientiert ist, scheint er eine "Neigung" oder ein Rollen (eine Rotation) direkt in Richtung zur Erde 1 zu haben.
Wenn - unter erneuter Bezugnahme auf Fig. 6 - die Rotationsachse zu der Bahn-Normalen ON orientiert ist, trifft die Achse 112 des Strahls 12 am Punkt 21 auf die Erde. Je kleiner der Wert des Neigungswinkels I, umso näher liegt der Punkt 21 an dem Justierzielpunkt 66. Bei ausreichend kleinen Werten des Neigungswinkels I liegt der Punkt 21 ausreichend nah an dem Justierzielpunkt 66, so daß der konische Strahl 12 das Zielgebiet 6 adäquat erfaßt. Die genauen Werte des Neigungswinkels I, bei dem der Strahl 12 das Zielgebiet 6 adäquat erfaßt, hängen von verschiedenen Faktoren einschließlich der Divergenz des Strahls und der Fläche des Zielgebiets ab.
Unter Bezugnahme auf den rechten Teil von Fig. 7A kann bestimmt werden, daß am Mitternachtspunkt der Punkt 21 nördlich des Justierzielpunkts 66 liegt. In Fig. 7A ist der Neigungswinkel I übertrieben gezeichnet, so daß die Dreiecke K und L leicht miteinander vergleichbar sind. Der Punkt 21 liegt nördlich des Justierzielpunkts 66 infolge der Linksdrehung (in Fig. 7A gesehen) der Bahnebene des Satelliten von einer Äquator-Bahnebene 5a zu der geneigten Bahnebene 15. Somit dreht sich das Dreieck K, das definiert ist durch den Satelliten 2a, die Strahlachse 112a, den Punkt 66, an dem die Strahlachse auf die Erde 1 trifft, und den Erdmittelpunkt 3, im Gegenuhrzeigersinn zu der Position des Dreiecks L, das definiert ist durch den Satelliten 2, die Strahlachse 112, den Punkt 21, an dem die Strahlachse die Erde trifft, und den Erdmittelpunkt 3. Da die Erde 1 für die Zwecke des Richtens der Strahlachse 112 auf den Justierzielpunkt 66 als perfekte Kugel angesehen werden kann, sind die Dreiecke K und L gleich. Infolgedessen liegt der Punkt 21 nördlich des Justierzielpunkts 66.
Fig. 8 zeigt den Satelliten 2 in der Bahnebene 15 von Fig. 3, jedoch einen halben Sterntag später. Der Satellit 2 ist nun am Mittagspunkt, dem Punkt maximalen Abstiegs, dargestellt durch die Position der Sonne. Wie in Fig. 3 verläuft die Rotationsachse 13 auf der Äquator-Normalen EN. Durch die Abweichung des Satelliten 2 nach Süden wird die Strahlachse 112 unter dem Winkel BS in bezug auf eine Ebene 26, die zur Äquator-Normalen EN senkrecht ist, südlich des Justierzielpunkts 66 verlagert und trifft am Punkt 31 auf die Erde. Daher wird der Strahl 12 südlich des Zielgebiets 6 verlagert.
Wie Fig. 9 zeigt, ist die Rotationsachse 13 des Satelliten 2 von Fig. 8 unter einem Richtungswinkel X in bezug auf die Äquator-Normale EN orientiert worden. Der Richtungswinkel X kann wiederum als eine Rotation oder ein Winkel beschrieben werden, der in einer Drehrichtung von einer ersten Linie, die die Äquator-Normale EN darstellt, in Richtung zu einer zweiten Linie, die die Bahn-Normale ON darstellt, gemessen wird, wobei die erste und die zweite Linie einander im Massenmittelpunkt des Satelliten 2 schneiden. Daher wird der Richtungswinkel X in einer Ebene gemessen, die zu der Äquatorebene 5 senkrecht ist und die Punkte maximalen Aufstiegs und Abstiegs sowie den Massenmittelpunkt des Satelliten 2 einschließt. Da die Bahnebene 15 unter dem Neigungswinkel I in bezug auf die Äquatorebene 5 verläuft, ist der Betrag der Drehung der Rotationsachse 13 von der Äquator-Normalen EN zu der Bahn-Normalen ON erneut gleich dem Neigungswinkel I. Daher ist der Richtungswinkel X sowohl am Mittags- als auch am Mitternachtspunkt der gleiche. Am Mittagspunkt scheint der Satellit 2 jedoch eine "Neigung" oder ein Rollen (eine Drehung) unmittelbar weg von der Erde 1 zu haben.
Wenn die Rotationsachse 13 zur Bahn-Normalen ON orientiert ist, trifft die Achse 112 des konischen Strahls 12 die Erde am Punkt 41. Unter Bezugnahme sowohl auf Fig. 8 wie auch Fig. 9 ist ersichtlich, daß der Punkt 41 (Fig. 9) erheblich näher an dem Justierzielpunkt 66 als der Punkt 31 liegt (Fig. 8). Je kleiner der Wert des Neigungswinkels I, umso näher liegt der Punkt 41 an dem Justierzielpunkt 66. Bei hinreichend kleinen Werten des Neigungswinkels I liegt der Punkt 41 hinreichend nah an dem Justierzielpunkt 66, so daß der Strahl 12 das Zielgebiet 6 adäquat erfaßt. Die genauen Werte des Neigungswinkels I, bei denen der Strahl 112 das Zielgebiet 6 adäquat erfaßt, hängen von verschiedenen Faktoren einschließlich der Divergenz des Strahls und der Fläche des Zielgebiets ab.
Unter Bezugnahme auf den linken Teil von Fig. 7A kann festgestellt werden, daß der Punkt 41 südlich des Justierzielpunkts 66 liegt, wenn sich der Satellit 2 am Mittagspunkt befindet, und zwar aus dem gleichen Grund, aus dem der Punkt 21 (rechter Teil) am Mitternachtspunkt nördlich des Justierzielpunkts liegt. In Fig. 7A ist der Neigungswinkel I stark übertrieben, so daß die Dreiecke K' und L' leicht vergleichbar sind. Infolge der Rotation der Bahnebene von der äquatorialen Bahnebene 5a zu der geneigten Bahnebene 15 dreht sich das Dreieck K', das definiert ist durch den Satelliten 2a, die Strahlachse 112a, den Punkt 66 (den Justierzielpunkt), an dem die Strahlachse die Erde 1 trifft, und den Erdmittelpunkt 3, im Gegenuhrzeigersinn zu der Position des Dreiecks L', das definiert ist durch den Satelliten 2, die Strahlachse 112, den Punkt 41, an dem die Strahlachse die Erde trifft, und den Erdmittelpunkt. Da die Erde 1 für die Zwecke des Richtens der Strahlachse 112a auf den Justierzielpunkt 66 als vollkommene Kugel betrachtet werden kann, sind die Dreiecke K' und L' gleich. Infolgedessen liegt der Punkt 41 südlich des Justierzielpunkts 66.
Fig. 10 zeigt, daß die Orientierung der Rotationsachse im Trägheitsraum die gleiche bleibt, wenn äußere Kräfte wie Sonnenlichtdruck abwesend sind. Wenn gemäß Fig. 10 eine Rotationsachse 113 eines Satelliten 22 einmal unter einem Winkel Θ in bezug auf eine Bahnebene 125 orientiert ist, bleibt die Rotationsachse ungeachtet der Position des Satelliten in der Bahnebene unter dem Winkel Θ orientiert, so daß eine erste Bezugslinie (z. B. Linie 101), entlang der die Rotationsachse 113 liegt, wenn sich der Satellit 22 in einer Position in der Umlaufbahn P' befindet, immer zu einer zweiten Bezugslinie (z. B. Linie 102) parallel ist, entlang der die Rotationsachse liegt, wenn sich der Satellit 22 an irgendeiner anderen Position in der Umlaufbahn befindet. Wenn also - hierbei wird erneut auf die Fig. 6 und 9 Bezug genommen - die Rotationsachse 13 des Satelliten 2 am Mitternachtspunkt einmal unter dem Richtungswinkel X mit einer Rollkomponente direkt zur Erde 1 am Mitternachtspunkt orientiert ist (Fig. 6), verläuft die Rotationsachse unter dem gleichen Richtungswinkel und hat eine Rollkomponente direkt von der Erde weg am Mittagspunkt (Fig. 9), und zwar ohne jede weitere Orientierung. Wenn die Rotationsachse 13 des Satelliten 2 am Mittagspunkt unter dem Richtungswinkel X mit einer Rollkomponente direkt weg von der Erde 1 orientiert ist (Fig. 9), befindet sich gleichermaßen die Rotationsachse unter dem gleichen Richtungswinkel und hat eine Rollkomponente direkt zu der Erde am Mitternachtspunkt (Fig. 6), und zwar ohne jede weitere Orientierung. Tatsächlich kann die Rotationsachse korrigiert werden, um zu der Bahnebene an jedem Punkt in der Umlaufbahn normal zu sein. Die Korrektur ist ausreichend, um die Strahlachse ausreichend nah auf das Ziel zu bringen, und zwar in Abhängigkeit von der Strahldivergenz und der Größe des Neigungswinkels I.
Unter erneuter Bezugnahme auf Fig. 7 kann der Richtungswinkel X daher im allgemeinen als ein Winkel beschrieben werden, der in einer Ebene gemessen ist, die den Massenmittelpunkt des Satelliten 2 einschließt und zu der Ebene 25 parallel ist (d. h. zu der Ebene, die zu der Äquatorebene 5 senkrecht ist und die Punkte des maximalen Aufstiegs und Abstiegs einschließt). Das heißt, daß bei jeder gegebenen Position eines Satelliten auf jeder gegebenen Umlaufbahn der Richtungswinkel X immer als eine Rotation oder als ein Winkel (X) beschrieben werden kann, der in einer Drehrichtung gemessen ist von einer ersten Linie, die die Äquator- Normale EN darstellt, in Richtung zu einer zweiten Linie, die die Bahn-Normale ON darstellt, wobei die erste und die zweite Linie einander im Massenmittelpunkt des Satelliten 2 schneiden.
Daher kann der Schritt des Orientierens der Rotationsachse zu der Bahn-Normalen durchgeführt werden, während sich der Satellit in irgendeiner Position in seiner Umlaufbahn befindet. Nachdem die Rotationsachse zur Bahn-Normalen ON orientiert ist, bleibt ferner die Rotationsachse auf der Bahn-Normalen (und der Satellit hat eine Rollkomponente direkt in Richtung zur Erde am Punkt des maximalen Aufstiegs, der hier mit dem Mitternachtspunkt angenommen wird, und direkt weg von der Erde am Punkt des maximalen Abstiegs, d. h. am Mittagspunkt), solange sich der Neigungswinkel I der Bahnebene nicht ändert. Daraus folgt, daß der Schritt der Orientierung der Rotationsachse zur Bahn-Normalen ON nur einmal für jede gegebene Bahnebene durchgeführt werden muß.
Das obige Verfahren wurde als eine Justierung oder Korrektur der Lage der Rotationsachse von der Äquator-Normalen zu der Bahn-Normalen erläutert, um das Verständnis des Verfahrens zu erleichtern. Die Rotationsachse des Satelliten kann unter dem Richtungswinkel X (der gleich dem Neigungswinkel I ist) in bezug auf die Äquator-Normale orientiert sein, ohne jemals auf die Äquator-Normale orientiert worden zu sein. Tatsachlich kann der Satellit direkt in eine geneigte Bahnebene in bezug auf die Äquatorebene eingeschossen werden, und die Rotationsachse kann dann unter dem Richtungswinkel X für diese spezielle geneigte Ebene orientiert werden.
Aus den Fig. 6 und 9 ist ersichtlich, daß, solange der Neigungswinkel I größer als Null ist, bloßes Orientieren der Rotationsachse 13 zu der Bahn-Normalen ON die Strahlachse 112 nicht über die gesamte Umlaufbahn des Satelliten präzise auf den Justierzielpunkt 66 richtet. Je nach den Präzisionserfordernissen und der Schmalheit des Strahlkegels ist ein relativ präzises Richten der Achse 112 auf den Justierzielpunkt 66 wichtig, um sicherzustellen, daß der Strahl 12 das Zielgebiet 6 zu jeder Tageszeit adäquat erfaßt, insbesondere, wenn der Neigungswinkel I relativ groß ist. Außerdem ist bei bestimmten Typen von Satelliten ein relativ präzises Richten notwendig, damit eine Erdstation mit dem Satelliten in Verbindung treten kann, und auch zur Nachführung. Ferner ist an manchen Satelliten der Strahl 12 sehr schmal und erfaßt nur ein Gebiet, das sehr nahe an der Größe des gewünschten Zielgebiets 6 liegt. Daher ist erhöhte Präzision beim Richten der Richtantenne des Satelliten auf ein gewünschtes Zielgebiet oder eine Sendeantenne (die am Boden stationiert ist) sehr wichtig.
Um die Strahlachse 112 präzise auf den Justierzielpunkt 66 zu richten, wenn der Neigungswinkel I größer als Null ist, kann die Rotationsachse 13 gemäß einer Ausführungsform der Erfindung unter einem Richtungswinkel X orientiert werden. Unter Bezugnahme auf Fig. 11 ist der Winkel in bezug auf die Bahn-Normale ON' der erforderlich ist, um die Strahlachse 112 auf den Justierzielpunkt 66 zu richten, als ein Justier- oder Korrekturwinkel β definiert. Dabei ist zur Vermeidung von Verwirrung nur die Strahlachse 112 des konischen Strahls gezeigt. Wenn, wie Fig. 11 zeigt, sich der Satellit 2 am Mitternachtspunkt befindet und wenn eine Bahnebene 15 und eine Rotationsachse 13 zu der Bahn-Normalen ON orientiert angenommen werden, trifft die durch eine Linie 112 dargestellte Strahlachse die Erde 1 an einem Punkt 21 nördlich des Justierzielpunkts 66. Um den Justierzielpunkt 66 mit der durch die Linie 212 dargestellten Strahlachse zu treffen, muß der Satellit weiter geneigt werden. Der Richtungswinkel X der notwendig ist, um die Strahlachse auf den Justierzielpunkt 66 zu richten (d. h. um die Linie 112 zu der Linie 212 zu drehen), ist größer als der Neigungswinkel I, so daß der Richtungswinkel gleich dem Neigungswinkel plus dem Korrekturwinkel β ist. Daher umfaßt eine Ausführungsform der Erfindung einen Schritt des Orientierens der Rotationsachse 13 unter einem Richtungswinkel X, der gemessen ist von der Äquator-Normalen EN, die gleich dem Neigungswinkel I (d. h. dem Betrag der Rotation zur Bahn-Normalen ON von der Äquator-Normalen EN) plus einem Justier- oder Korrekturwinkel β ist, wenn der Neigungswinkel größer als Null ist.
Wenn sich der Satellit 2 an seinem nördlichsten Punkt befindet, beispielsweise am Mitternachtspunkt in Fig. 11, kann der Richtungswinkel X als eine Rotation der Rotationsachse 13 um den Neigungswinkel I plus dem Korrekturwinkel β in einer Ebene beschrieben werden, die zu der Äquatorebene 5 senkrecht ist und die Punkte des maximalen Aufstiegs und Abstiegs einschließt. Der Richtungswinkel X kann auch als ein Winkel beschrieben werden, der gemessen ist in einer Drehrichtung von einer ersten Linie, die durch die Äquator- Normale EN dargestellt ist, zu einer zweiten Linie, die durch die Bahn-Normale ON dargestellt ist, wobei die erste und die zweite Linie einander im Massenmittelpunkt des Satelliten 2 schneiden. Wenn die Rotationsachse 13 des Satelliten 2 am Mitternachtspunkt unter dem Richtungswinkel X orientiert ist, scheint sie eine "Neigung" oder eine Rollkomponente (eine Drehung) direkt zur Erde 1 hin zu haben.
Der Korrekturwinkel β, der als ein Rotationsbetrag der Rotationsachse 13 von der Bahn-Normalen ON definiert ist, der erforderlich ist, um die Strahlachse auf den Justierzielpunkt 66 zu richten, kann unter Anwendung der folgenden Gleichung bestimmt werden:
wobei
β ein Justier- oder ein Korrekturwinkel ist, gemessen von der Bahn-Normalen ON' der erforderlich ist, um die Strahl achse 112 am Punkt des maximalen Aufstiegs des Satelliten auf den Justierzielpunkt 66 zu richten;
I ein Neigungswinkel der Bahnebene 15 in bezug auf die Äquatorebene 5 ist;
bs die Breite des Justierzielpunkts 66 ist (d. h. der Winkel des Justierzielpunkts in bezug auf den Mittelpunkt 3 der Erde 1 und die Äquatorebene 5); und
BS der Höhenwinkel des Justierzielpunkts 66 in Raumfahrzeug- Koordinaten ist.
Unter Bezugnahme auf die Fig. 11 und 13 kann diese Gleichung (Gleichung (1)) abgeleitet werden aus einer trigonometrischen Analyse eines Dreiecks M, das gebildet ist durch den Mittelpunkt 3 der Erde 1, den Justierzielpunkt 66 und die Antenne 11 des Satelliten. Die Ableitung des Korrekturwinkels β ist wie folgt
tan (BS- β) = x/z; (2)
bei Auflösung nach β:
β = BS - tan&supmin;¹ (x/z); (3)
Berechnen von x, y und z:
x = RE sin (bs-I);
y= RE cos (bs-I);
z = A-y = 6,61 RE - RE cos (bs-I);
und Substitution für x und z in Gleichung (3) und Reduzieren:
Fig. 12 zeigt den Satelliten 2 in der Bahnebene 15 einen halben Sterntag später, d. h. am Punkt des maximalen Abstiegs. Um in diesem Fall die Strahlachse 112 auf den Justierzielpunkt 66 zu richten, wird die Rotationsachse 13 des Satelliten 2 unter einem Richtungswinkel X orientiert, der die Winkeldifferenz zwischen der Äquator-Normalen und der Bahn-Normalen um einen Korrekturwinkel β überschreitet. In Fig. 12 ist nur die Strahlachse 112 des konischen Strahls gezeigt, um Verwirrung zu vermeiden. Damit der Punkt 41, an dem die Strahlachse die Erde 1 trifft, mit dem Justierzielpunkt 66 übereinstimmt (d. h. um die Strahlachse, die durch die Linie 112 dargestellt ist, zu der Strahlachse zu drehen, die durch eine Linie 212 dargestellt ist), muß die Rotationsachse 13 unter einem Winkel in bezug auf die Äquator- Normale EN orientiert sein, der größer als der Neigungswinkel I ist, weil der Punkt 41 südlich des Justierzielpunkts 66 liegt, wenn die Rotationsachse unter der Bahn- Normalen ON verläuft. Der Richtungswinkel X ist gleich dem Neigungswinkel I plus dem Korrekturwinkel β und ist in einer Drehrichtung von einer ersten Linie, die die Äquator-Normale EN bezeichnet, in Richtung zu einer zweiten Linie, die die Bahn-Normale ON bezeichnet, gemessen, wobei die erste und die zweite Linie einander im Massenmittelpunkt des Satelliten 2 schneiden.
Der für einen Satelliten am Punkt des maximalen Abstiegs, z. B. am Mittagspunkt, abgeleitete Korrekturwinkel β kann unter Bezugnahme auf die Fig. 12 und 13A berechnet werden, und zwar insbesondere auf ein Dreieck N, das durch den Mittelpunkt 3 der Erde 1, den Justierzielpunkt 66 und die Antenne 11 des Satelliten 2 gebildet ist, und ist durch die folgende Gleichung (Gleichung (5)) gegeben:
Das dem Vorderende der rechten Seite der Gleichung (5) am nächsten befindliche Minuszeichen ergibt sich, weil die Ableitung von Gleichung (5) die Tatsache nicht berücksichtigt, daß die Antenne 11 am Mittagspunkt um 180º aus ihrer Position am Mitternachtspunkt gedreht ist, so daß die Antenne der Erde 1 weiterhin zugewandt ist. Da der Richtungswinkel am Mittagspunkt größer als der Neigungswinkel I sein muß, muß dem Neigungswinkel I ein positiver Wert des Korrekturwinkels β am Mittagspunkt hinzuaddiert werden. Daher wird β als gleich dem Absolutwert der rechten Seite der Gleichung (5) angenommen.
Es ist zu beachten, daß bei jedem gegebenen Neigungswinkel I die Größe des Korrekturwinkels β gemäß der Bestimmung durch die Gleichung (1) geringfugig verschieden ist von der durch die Gleichung (5) bestimmten, und zwar aufgrund des Unterschieds der Dreiecke N (Fig. 13A) und M (Fig. 11), die an den Punkten des maximalen Aufstiegs bzw. Abstiegs gebildet sind. Dieser geringfügige Unterschied spiegelt sich in den Sinus- und Cosninus-Termen, wobei der Neigungswinkel I der Breite bs des Justierzielpunkts in Gleichung (5) hinzuaddiert, jedoch in Gleichung (1) davon subtrahiert ist. Infolgedessen ist der durch die Gleichung (1) bestimmte Korrekturwinkel geringfügig größer als der durch die Gleichung (5) bestimmte Korrekturwinkel. Um die geringfügige Differenz in den Gleichungen (1) und (5) auszugleichen, können beide dazu verwendet werden, die Größen der Korrekturwinkel β zu bestimmen, und dann kann beispielsweise ein Mittelwert gebildet werden.
Es ist auf dem Gebiet wohlbekannt, daß ein maximaler Neigungswinkel von etwa 15º bei Abwesenheit von Nord/Süd- Regelung etwa 27 Jahre benötigt und innerhalb von etwa 53 Jahren zu 0º zurückkehrt. Der Korrekturwinkel β ist sehr klein, und der Gesamtrollbetrag ist bei Neigungswinkeln bis zum Maximalwert minimal. Wie die Tabelle I zeigt, wurde ein entsprechender Korrekturwinkel β für jeden von verschiedenen Neigungswinkeln I unter Anwendung jeder der Gleichungen (1) und (5) berechnet. Die Breite bs des Justierzielpunkts 66 wurde mit 40º angenommen, und der Höhenwinkel BS des Justierzielpunkts 66 in Raumfahrzeug-Koordinaten wurde mit 6,3º zugrundegelegt. Unter Bezugnahme auf die (nachstehende) Tabelle I beträgt die maximale Differenz zwischen den Korrekturwinkeln β der Gleichungen (1) und (5), wenn der Neigungswinkel I ein Maximum von 15º ist, nur ca. 0,62º. Wie aus der Tabelle I hervorgeht, könnte der Korrekturwinkel β für viele Werte des Neigungswinkels I irgendwo in einem Bereich zwischen dem Resultat der Gleichung (1) und dem Resultat der Gleichung (5) gewählt werden, da dieser Bereich relativ eng ist. TABELLE I
Der Schritt des Orientierens der Rotationsachse 13 des Satelliten 2 unter dem Richtungswinkel X kann in jeder Position des Satelliten auf seiner Umlaufbahn (nicht gezeigt) in der Bahnebene 15 durchgeführt werden.
Wie bereits gesagt, ist es der Zweck der oben beschriebenen Ausführungsform des Verfahrens nach der Erfindung, die Strahlachse auf den Justierzielpunkt zu richten, um sicherzustellen, daß der Strahl das Zielgebiet adäquat erfaßt.
Wenn jedoch der Neigungswinkel I ausreichend klein ist oder wenn der Satellit eine Antenne mit einem relativ breiten Strahl verwendet, ist es möglich, das Zielgebiet dadurch adäquat zu erfassen, daß die Rotationsachse unter einem Richtungswinkel X irgendwo innerhalb eines weiteren Bereichs von Werten orientiert wird, etwa zwischen dem Neigungswinkel I und dem Neigungswinkel plus dem zweifachen Korrekturwinkel β, in bezug auf die Äquator-Normale EN. Wenn beispielsweise der Neigungswinkel I gleich 0,2º ist, könnte bei den meisten Strahltypen die Rotationsachse irgendwo in einem Bereich zwischen 0,2º und 0,29º in bezug auf die Äquator-Normale EN orientiert werden (unter Anwendung der Gleichung (1) für den Korrekturwinkel β und der Werte des Justierzielpunktwinkels in Raumfahrzeug-Koordinaten BS und in Erdkoordinaten bs, die zur Ableitung von Tabelle I genutzt wurden).
Die vorstehend beschriebene Ausführungsform des Verfahrens nach der Erfindung wurde als eine Justierung oder eine Korrektur der Rotationsachsenlage in bezug auf die Bahn- Normale erläutert, um das Verständnis des Verfahrens zu erleichtern. Die Rotationsachse des Satelliten kann unter dem Richtungswinkel X (der bevorzugt gleich dem Neigungswinkel I plus dem Korrekturwinkel β ist) in bezug auf die Äquator-Normale orientiert werden, ohne jemals zur Bahn- Normalen orientiert worden zu sein. Tatsächlich kann der Satellit direkt in eine geneigte Umlaufbahnebene eingeschossen werden, und die Rotationsachse kann dann unter dem Richtungswinkel X für diese spezielle Ebene orientiert werden.
Es versteht sich, daß bei dem Verfahren nach der Erfindung der Justierzielpunkt 66 willkürlich gewählt ist, um einen Höhenwinkel BS gleich positiven 6,3º und einem Azimutwinkel (in bezug auf die Position des Satelliten) von Null zu haben, aber der Justierzielpunkt kann sich unter jedem gewünschten Höhen- und Azimutwinkel des Globus befinden, wobei das Verfahren nach der Erfindung das gleiche ist. In Verbindung mit Ausführungsformen der Erfindung wird die gewünschhte Lage der Rotationsachse des Satelliten erhalten durch Zünden von Korrekturtriebwerken zur Einstellung des Winkels, unter dem die Rotationsachse orientiert ist. Die Schritte der Bestimmung des Winkels, unter dem die Rotationsachse zu orientieren ist, und zum Zünden der Korrekturtriebwerke, um die Rotationsachse unter dem festgelegten Richtungswinkel zu orientieren, können durch Lageregeleinrichtungen und -programme erfolgen, die auf dem Gebiet wohlbekannt und im Gebrauch sind.
Insbesondere wird die Steuerung der Orientierung der Rotationsachse eines Satelliten konventionell durch Zünden von Korrekturtriebwerken, die am Satelliten vorgesehen sind, durchgeführt. Die erforderlichen Korrekturvortriebsparameter (z. B. Einschaltdauer des Korrekturtriebwerks, Phasensteuerung oder Häufigkeit des Vortriebs), um jede gewünschte Lage zu erreichen, werden durch Anwendung eines Bahnmechanik-Rechnerprogramms (eines Umlaufbahnbestimmungs-Rechnerprogramms) bestimmt. Ein solches Umlaufbahnbestimmung- Rechnerprogramm wird derzeit von mehreren Computersoftware- Gesellschaften vertrieben (z. B. Computer Sciences Corporation). Ein Beispiel der Implementierung des Verfahrens nach der Erfindung ist wie folgt:
Eine Bodenstation kann den Satelliten verfolgen und Nachführ- und Bereichsdaten sammeln, die die Entfernung zum Satelliten sowie die Höhen- und Azimutwinkel in bezug auf Stations-Koordinaten bezeichnen, wie das auf dem Gebiet wohlbekannt ist. Um beispielsweise die Entfernung zum Satelliten zu bestimmen, kann Bodenstations-Personal eine als "Entfernungsbestimmung" bekannte Operation durchführen. Dabei wird ein Signal zum Satelliten gesendet, und die Zeitdauer zwischen dem Senden des Signals und der Rückkehr eines entsprechenden Signals wird gemessen. Um die Winkel zu dem Satelliten zu bestimmen, wird eine Bodenantenne verwendet, um die Richtung aufzunehmen, aus der der Strahl vom Satelliten am stärksten ist. Winkel- und Entfernungsdaten können häufig, z. B. alle fünfzehn Minuten, über einen vorbestimmten Zeitraum, beispielsweise eine Woche, berechnet werden.
Der geometrische Ort von ermittelten Bereichs- und Winkeldaten kann dann an Bahnmechanik-Experten übermittelt werden, die sich in einem Labor entfernt von der Bodenstation befinden können. Die Bahnmechanik-Experten können die Daten in einen Rechner eingeben. Das Bahnbestimmungs-Rechnerprogramm kann verwendet werden, um auf der Basis von Gesetzen der Bahnmechanik eine "optimal passende" momentane Umlaufbahn und die entsprechenden momentanen Bahnparameter des Satelliten zum Beschreiben der Umlaufbahn zu berechnen. Abgegebene Bahnparameter umfassen den Neigungswinkel in bezug auf die Äquatorebene, die Exzentrizität, die Bahnperiode, die Position des Satelliten und die Winkelgeschwindigkeit des Satelliten. Unter Nutzung dieser berechneten momentanen Bahnparameter in Verbindung mit Gesetzen der Bahnmechanik und Faktoren wie der Neigung der Erde, dem Sonnenlichtdruck und den Anziehungskräften von Sonne/Mond können von dem Programm die künftigen Bahnparameter vorhergesagt werden. Außerdem können von dem Rechnerprogramm telemetrische Daten, die vom Satelliten empfangen werden, genutzt werden, um die momentane und künftige Präzession oder Lage der Rotationsachse zu bestimmen. Dabei ist eine Vielzahl von telemetrischen Daten annehmbar, einschließlich Daten, die die Richtung der Sonne in bezug auf die Rotationsache bezeichnen.
Wenn die obigen Bahnparameter und Lageinformationen von dem Rechnerprogramm berechnet und abgegeben sind, können die geeigneten Korrekturtriebwerks-Parameter bestimmt werden, um die Rotationsachse entlang der gewünschten Richtung zu orientieren. Um beispielsweise die Rotationsachse gemäß einer Ausführungsform der Erfindung zu orientieren, verwenden die Bahnmechanik-Experten den berechneten Neigungswinkel und den gewünschten Winkel des Justierzielpunkts sowohl in Erdkoordinaten als auch Raumfahrzeug-Koordinaten, um den Korrekturwinkel zu bestimmen, beispielsweise unter Anwendung der Gleichung (1). Der Korrekturwinkel wird dann dem abgegebenen Neigungswinkel hinzuaddiert, um den gewünschten Richtungswinkel für die momentane Umlaufbahn zu erhalten. Die erforderliche Einschaltdauer des Korrekturtriebwerks und Phasensteuerung, um die Rotationsachse auf den Richtungswinkel zu bringen, werden dann unter Anwendung der Vektoranalyse bestimmt.
Unter Bezugnahme auf Fig. 13B, in der die Rotationsachse 13 eines Satelliten (nicht gezeigt) aktuell unter einem Winkel τ in bezug auf die Äquator-Normale EN orientiert ist, gibt es einen inkrementellen Impulsvektor H in einer Richtung, die zu einem Anfangsgesamtimpulsvektor Hi senkrecht ist, der zu dem Anfangswinkelimpulsvektor des Satelliten addiert werden kann, um einen Endimpulsvektor Hf entlang dem gewünschten Richtungswinkel X zu erhalten.
Die Einschaltdauer des Korrekturtriebwerks wird berechnet unter Nutzung der Größe des inkrementellen Impulsvektors H, der durch die folgende Gleichung gegeben ist:
H = Hi x tan(X - τ), wobei τ der aktuelle Winkel der Rotationsachse in bezug auf die Äquator-Normale ist. Die Größe des Anfangsgesamtimpulsvektors kann berechnet werden unter Nutzung der Bahnparameter (einschließlich der Winkelgeschwindigkeit), die von dem Bahnbestimmungsprogramm abgegeben werden. Die Korrekturtriebwerk-Einschaltdauer t ist gleich der Größe des inkrementellen Impulsvektors H, dividiert durch die Größe der Korrekturtriebswerkskraft (eine bekannte Konstruktionsgröße), multipliziert mit dem Korrekturtriebwerks-Kraftarm (ebenfalls eine bekannte Konstruktionsgröße). Die Phasensteuerung der Korrekturtriebwerke wird so berechnet, daß die Rotationsachse in Richtung des inkrementalen Impulsvektors H gedreht wird, der als senkrecht zu der Richtung des Anfangsimpulsvektors Hi definiert ist (der einfach die momentane Rotationsachslage ist, die von dem Bahnbestimmungsprogramm ausgegeben wird). Die Einschaltdauer- und Phasensteuerungs-Daten, die von den Bahnmechanik-Experten berechnet wurden, können dann an ein Kontrollzentrum weitergeleitet werden, von wo aus die Daten dem Satelliten in Form von Befehlen übermittelt werden, um die Korrekturtriebwerke entsprechend zu zünden.
Die Verwendung von Korrekturtriebwerken zum Orientieren der Rotationsachse des Satelliten unter dem Richtungswinkel ist besonders wirkungsvoll, weil sie auf bereits in Umlauf befindliche Satelliten ohne weiteres angewandt werden kann. Wie oben gesagt, kann die Korrektur während jeder gegebenen Flugbahn gerade einmal durchgeführt werden. Es wäre also möglich, eine magnetische Dreheinrichtung zu verwenden, die ebenfalls fähig ist, die Korrektur nur einmal während der Flugbahn durchzuführen. Im Fall der Verwendung einer magnetischen Dreheinrichtung, um die Rotationsachse unter einem gewünschten Richtungswinkel zu orientieren, ist der inkrementelle Impulsvektor H der gleiche wie in dem Fall der Verwendung von Korrekturtriebwerken. Es wäre jedoch teuer und impraktikabel, einen rotationsstabilisierten Satelliten mit einer magnetischen Dreheinrichtung auszurüsten, die ausreicht, um dem Impulsvektor der Rotationsachse zu ändern, da der Winkelimpuls eines drehenden Teils der Struktur viel größer als der eines inneren Gyroskops ist.
Da der Richtungswinkel X sich immer ändert, wenn sich der Neigungswinkel I ändert, sollten Lagejustierungen periodisch durchgeführt werden, um die Rotationsachse unter dem richtigen Richtungswinkel X zu halten. Die Lagejustierungen, die notwendig sind, um die Rotationsachse unter dem Richtungswinkel X zu justieren und zu halten, können häufig durchgeführt werden, da nur eine relativ geringe Treibstoffmenge zur Lagekorrektur notwendig ist. Beispielsweise werden bei einem COMSTAR-Satelliten (Us-Warenzeichen) alle drei Tage Lagekorrekturen durchgeführt, wobei jedoch jährlich nur etwa 0,45 kg (1 lb.) Treibstoff verbraucht wird. Ost/West-Positionskorrekturen werden alle dreißig Tage durchgeführt, und Nord/Süd-Korrekturen werden alle drei Monate durchgeführt. Bei dem Verfahren nach der Erfindung können Korrekturen nach dem gleichen oder einem ähnlichen Schema durchgeführt werden mit der Ausnahme, daß die Nord/Süd-Korrekturen nicht vorgenommen zu werden brauchen.
Die Fig. 14A-14D zeigen den Satelliten 2, der gemäß einer zweiten Ausführungsform des Verfahrens nach der Erfindung orientiert ist, von der Erde aus zu verschiedenen Tageszeiten gesehen. Aufgrund des Gesetzes der Drehimpulserhaltung hat bei der Anwendung des Verfahrens nach der Erfindung die Rotationsachse 13, nachdem sie einmal unter dem Richtungswinkel X orientiert ist, eine "Neigung" oder eine Rollkomponente (eine Drehung) direkt in Richtung zur Erde am Mitternachtspunkt und direkt weg von der Erde am Mittagspunkt. Für einen Beobachter, der von der Erde aus den Satelliten 2 beobachtet, hat die Rotationsachse 13 ebenso, wenn sich der Satellit in der Morgendämmerung (d. h. in der Äquatorebene 5 und absteigend) oder in der Abenddämmeruung (d. h. in der Äquatorebene und aufsteigend) befindet, eine "Neigung" oder eine Gierkomponente nach links (Osten) oder rechts (Westen) von der Äquator-Normalen EN um den Richtungswinkel X, wie die Fig. 14B bzw. 14D zeigen. In der Morgen- und in der Abenddämmerung hat daher die Rotationsachse des Satelliten 2 keine Rollkomponente in Richtung zu oder weg von der Erde. Das Gesetz der Drehimpulserhaltung verursacht daher ein Abnehmen der zur Erde gerichteten Rollkomponente der Rotationsachse von einem Maximum von X am Mitternachtspunkt auf Null in der Morgendämmerung. Ebenso nimmt die Rollkomponente weg von der Erde von Null in der Morgendämmerung auf ein Maximum von X am Mittagspunkt zu. Vom Mittagspunkt bis zur Abenddämmerung nimmt die Rollkomponente von der Erde weg vom Maximum X auf Null ab, und von der Abenddämmerung bis zum Mitternachtspunkt nimmt die Rollkomponente in Richtung zur Erde von Null auf das Maximum von X zu.
Die Tatsache, daß sich die Rollkomponente zu oder weg von der Erde ständig ändert, während sich der Satellit um die Erde dreht, hindert die Antenne nicht daran, im wesentlichen auf den Justierzielpunkt gerichtet zu sein. Unter erneuter Bezugnahme auf Fig. 11 ist beispielsweise, wenn sich der Satellit 2 in der Bahnebene 15 am Mitternachtspunkt befindet (an dem die Nordabweichung maximal ist), das maximale Rollen des Richtungswinkels X zur Erde erforderlich, um die Achse 112 des Strahls 12 auf den Justierzielpunkt 66 zu richten. Während sich der Satellit 2 vom Mitternachtspunkt zur Morgendämmerung bewegt, nimmt der Betrag der Nordabweichung auf Null ab. Daher nimmt der Rollbetrag der Rotationsachse 13 zur Erde 1 hin, der notwendig ist, um die Achse 112 des Strahls 12 auf den Justierzielpunkt 66 zu richten, ebenfalls vom Maximum (X) auf Null ab. Wenn sich der Satellit 2 am Morgendämmerungspunkt befindet, ist der Satellit in der Äquatorebene 5, in der kein Rollen zu oder weg von der Erde 1 notwendig ist, um die Strahlachse 112 auf den Justierzielpunkt 66 zu richten, wie durch erneute Bezugnahme auf den gestrichelten Satelliten 2a in Fig. 3 ersichtlich ist. Daher ist keine weitere Justierung des Rollbetrags der Rotationsachse 13 (um die Strahlachse 112 auf den Justierzielpunkt 66 zu richten) erforderlich, nachdem die Rotationsachse unter dem Richtungswinkel X orientiert worden ist.
Wenn sich der Satellit 2 von der Morgendämmerung zum Mittagspunkt bewegt, nimmt der Betrag der Südabweichung zu. Daher nimmt der Rollbetrag der Rotationsachse 13 weg von der Erde, der notwendig ist, um die Strahlachse 112 auf den Justierzielpunkt 66 zu richten, von Null auf einen Maximalbetrag von X weg von der Erde zu. Da aufgrund der Drehimpulserhaltung der Rollbetrag der Rotationsachse 13 von der Erde 1 weg von Null am Morgendämmerungspunkt auf einen Maximalbetrag (gleich dem Richtungswinkel X) am Mittagspunkt ansteigt, ist keine weitere Justierung des Rollbetrags der Rotationsachse 13 erforderlich, nachdem die Rotationsachse einmal unter dem Richtungswinkel X orientiert ist.
Wenn sich der Satellit 2 vom Mittagspunkt zur Abenddämmerung bewegt, nimmt gleichermaßen der Betrag der Südabweichung von einem Maximum (X) auf Null ab. Daher nimmt der Rollbetrag der Rotationsachse 13 weg von der Erde 1, der notwendig ist, um die Strahlachse 112 auf den Justierzielpunkt 66 zu richten, vom Maximum (X) auf Null ab. Da der Rollbetrag der Rotationsachse 13 weg von der Erde 1 vom Maximum (X) am Mittagspunkt auf Null am Abenddämmerungspunkt abnimmt, ist keine weitere Justierung des Rollbetrags von der Erde weg erforderlich, nachdem die Rotationsachse einmal unter dem Richtungswinkel X orientiert ist.
Wenn sich der Satellit 2 vom Dämmerungspunkt zum Mitternachtspunkt bewegt, nimmt der Betrag der Nordabweichung von Null auf ein Maximum (X) zu. Daher nimmt der Rollbetrag der Rotationsachse 13 weg von der Erde 1, der notwendig ist, um die Strahlachse 112 auf den Justierzielpunkt 66 zu richten, von Null am Abenddämmerungspunkt auf den Maximalbetrag (X) am Mitternachtspunkt zu. Da der Rollbeterag zur Erde 1 hin von Null am Abenddämmerungspunkt auf den Maximalbetrag (X) am Mitternachtspunkt zunimmt, ist keine weitere Justierung des Rollbetrags der Rotationsachse erforderlich, nachdem die Rotationsachse unter dem Richtungswinkel X orientiert ist.
Wie oben erläutert, hat die Rotationsachse 13, nachdem sie unter dem Richtungswinkel X orientiert ist, die erforderliche Rollkomponente zur Erde 1 oder davon weg, um die Strahlachse 112 auf den Justierzielpunkt 66 in sämtlichen Positionen in der Umlaufbahn (nicht gezeigt) in der Bahnebene 15 zu richten. Wie ebenfalls erläutert wurde, hat die Rotationsachse 13 jedoch eine Gierkomponente ("Neigung" oder Rotation nach Ost oder West) aufgrund der Drehimpulserhaltung. Unter erneuter Bezugnahme auf die Figuren 14A-14D ist die Gierkomponente Null am Mitternachts- und am Mittagspunkt und ist maximal (X) am Morgen- und Abenddämmerungspunkt. Aus Fig. 15 ist ersichtlich, daß beispielsweise am Morgendämmerungspunkt die Gierkomponente relativ geringfügige Verlagerungen der Antenne 11 nach Süd bzw. Ost verursacht. Daher wird der Punkt, an dem die Strahlachse die Erde trifft, nach Süd und Ost um entsprechende, relativ geringfügige Beträge verlagert. Bei einem gegebenen Neigungswinkel I der Bahnebene erfolgt die maximale Verlagerung nach Süd und Ost bei der Morgendämmerung, und die maximale Verlagerung nach Süd und West erfolgt bei der Abenddämmerung. Unter Bezugnahme auf die Tabelle I (oben) ist der maximale Richtungswinkel X (mit X = I + β) 17º, die zugehörige Süd- bzw. Ostverlagerung ist nur 0,28º bzw. 1,83º bei einer Justierzielpunkt-Breite von 40º. Falls gewünscht, kann die kleinere Südverlagerung ohne weiteres bei solchen Satelliten kompensiert werden, die eine Antenne haben, die geringfügig gedreht werden kann, um den Strahl erforderlichenfalls nach Nord zu verlagern
Da, wie aus Fig. 15 ersichtlich ist, die Ostverlagerung größer als die Südverlagerung der Antenne 11 ist, ist die Ostverlagerung (oder die Westverlagerung bei Abenddämmerung) des Punkts, an dem die Strahlachse auf die Erde trifft, größer als die Südverlagerung, obwohl der Betrag, um den der konische Strahl in bezug auf das Zielgebiet verlagert wird, immer noch vernachlässigbar ist. Nahe dem Morgen- und dem Abenddämmerungspunkt kann jedoch die Verlagerung des Punkts, an dem die Strahlachse die Erde trifft, gegenüber dem Justierzielpunkt eine signifikante Auswirkung auf die Nachführung des Satelliten und dergleichen haben. Selbst wenn jedoch die Auswirkung auf Nachführoperationen signifikant ist, kann eine Korrektur der Ost/West-Verlagerung ohne weiteres mit bekannten Mitteln durchgeführt werden. Beispielsweise kann der Rotationseffekt aufgrund der Drehimpulserhaltung ohne weiteres durch bekannte Nachführmechanismen verfolgt werden, und die Nachführmechanismen oder die Sendeantenne können dementsprechend nach Ost oder West bewegt werden. Alternativ können Justierungen an dem Satelliten 2 vorgenommen werden, um die Nachführantenne in Verbindung mit der Satellitenantenne zu halten. Solche Justierungen sind auf dem Gebiet wohlbekannt. Tatsächlich wird in dem bordeigenen Funkfeuerverfolgungs-Lageregelsystem (derzeit beispielsweise von Satellite Business Systems Corporation verwendet) die Antenne des Satelliten automatisch aufgrund einer Ost/West-Verlagerung der Strahlachse relativ zu dem Justierzielpunkt automatisch Ost/West-verlagert.
Zusätzlich zu der Süd- und Ost/West-Verlagerung aufgrund des Richtungswinkels X der Rotationsachse bewirkt die Anwendung des Vefahrens nach der Erfindung einen gewissen Verlust der Erfassung durch den Strahl um den nördlichen Rand der Erde, wenn der Satellit Südabweichungen erfährt, und den südlichen Rand der Erde, wenn der Satellit Nordabweichungen erfährt, und zwar aufgrund des vergrößerten Seitenwinkels. Eine Erfassung des nördlichen und südlichen Rands der Erde ist jedoch für den überwiegenden Teil der Anwendungsgebiete nicht erforderlich.
Das oben beschriebene Verfahren zum Orientieren eines geostationären Satelliten gemäß der Erfindung kann ohne weiteres durchgeführt werden, da sämtliche zur Durchführung des Verfahrens notwendigen Mechanismen auf diesem Gebiet wohl bekannt sind. Daher kann der Vorteil einer ganz erheblichen Verlägerung der Funktionsdauer eines Satelliten leicht erreicht werden, und zwar auch bei bereits in Umlauf befindlichen Satelliten. Ferner kann bei der Konstruktion neuer Satelliten die an Bord zu nehmende erforderliche Treibstoffmenge (oder sonstige Vortriebsmittel) ganz wesentlich verringert werden. Außerdem ist es nicht erforderlich, den Satelliten exakt in die Äquatorebene einzuschießen. Daher kann Treibstoff gespart werden, der sonst als erforderlich zugemessen wird, um einen in eine geneigte Ebene eingeschossenen Satelliten in eine Äquatorebene zu bringen. Ferner kann für einen maximalen Zeitraum verhindert werden, daß der Neigungswinkel relativ groß wird, indem der Satellit unter einem Winkel in bezug auf die Äquatorebene eingeschossen wird, dessen Neigung bei korrekter Wahl abnimmt, bevor sie zunimmt.
Die gezeigten und beschriebenen Ausführungsformen der Erfindung werden nur als beispielhaft für die Prinzipien der Erfindung angesehen, da Änderungen vorgenommen werden könnten, die im Rahmen des Gedankens und des Umfangs der vorstehenden Beschreibung und der folgenden Patentansprüche liegen.

Claims

1. Verfahren zur Orientierung eines Satelliten (2) ohne jegliche Nord/Süd-Korrektur der Lage des Satelliten, so daß der Satellit trotz Veränderungen bei einem Neigungswinkel (I) der Satellitenbahn auf eine gewünschte Positionierung ausgerichtet wird, wobei das Verfahren die Schritte umfaßt, einen Richtungswinkel gegenüber der äquatorialen Normalen zu bestimmen, unter welchem der Satellit zu orientieren ist, und Orientierung des Satelliten im wesentlichen unter diesem Richtungswinkel, dadurch gekennzeichnet, daß:

der Richtungswinkel gleich dem Neigungswinkel plus der Hälfte einer Summe aus einem ersten Korrekturwinkel, der für den Punkt berechnet ist, zu dem sich der Satellit an einem Punkt maximalen Abstiegs auf der Bahn befindet, und einem zweiten Korrekturwinkel, der für den Punkt berechnet ist, zu dem sich der Satellit an einem Punkt maximalen Aufstiegs auf der Bahn befindet, ist, wobei der erste und der zweite Korrekturwinkel in der Weise berechnet werden, daß eine Achse des Strahls auf den gleichen Zielpunkt innerhalb des Zielgebiets gerichtet ist, wenn sich der Satellit am Punkt maximalen Abstiegs und am Punkt maximalen Aufstiegs befindet.

2. Verfahren zur Orientierung eines satelliten gemäß Anspruch 1, bei welchem der Satellit um eine Achse (13) stabilisiert wird, wobei der Satellit einen von einer Antenne (11) auf dem Satelliten ausgehenden Strahl (12) aufweist und die Satellitenbahn in einer ersten Ebene (15) liegt, welche einen Neigungswinkel (I) gegenüber einer zweiten Ebene (5) besitzt, in welcher der Äquator (4) der Erde (1) liegt, und bei welchem zu dem Schritt der Bestimmung des Richtungswinkels auch die Bestimmung einer Richtungswinkels (X) gehört, unter welchem die Achse auszurichten ist, wenn der Neigungswinkel der ersten Ebene größer als Null ist, und welcher in einer Drehrichtung von einer zur zweiten Ebene senkrechten ersten Linie (EN) zu einer zur ersten Ebene senkrechten zweiten Linie (ON) definiert ist, wobei sich die erste und die zweite Linie im Massenmittelpunkt des Satelliten schneiden und der Winkel unter Berücksichtigung des Strahlmusters und der Strahldivergenz groß genug ist, damit der Strahl im wesentlichen ein Zielgebiet über die gesamte Satellitenbahn ohne jegliche Nord/Süd-Korrektur des Satelliten erfaßt.

3. Verfahren zur Orientierung eines Satelliten nach Anspruch 1, bei welchem der Schritt der Orientierung des Satelliten unter dem Richtungswinkel durch Zünden von Korrekturtriebwerken oder durch Einsatz einer magnetischen Drehmomentmechanik ausgeführt wird.

4. Verfahren zur Orientierung eines Satelliten nach Anspruch 2, bei welchem der Schritt der Orientierung des Satelliten unter dem Richtungswinkel durch Zünden von Korrekturtriebwerken oder durch Einsatz einer magnetisshen Drehmomentmechanik ausgeführt wird.

5. Verfahren zur Orientierung eines Satelliten nach Anspruch 3 oder 4, bei welchem der erste Korrekturwinkel wie folgt berechnet wird:

β&sub1; = : - (BS - tan&supmin;¹ {(sin (bs+I))/(6,61 -cos (bs+I))} ) :

und wobei der zweite Korrekturwinkel wie folgt berechnet wird:

β&sub2; = BS - tan&supmin;¹ {(sin (bs-I)/(6,61 - cos (bs-I))}

wobei β&sub1; = erster Korrekturwinkel, β&sub2; = zweiter Korrekturwinkel, BS = Höhenwinkel eines gewünschten Justierzielpunkts in den Koordinaten des Raumfahrzeugs, bs = Breite des gewünschten Justierzielpunkts, und I = Neigungswinkel.

6. Verfahren zur Orientierung eines Satelliten nach den Ansprüchen 1 oder 3, wobei das Verfahren außerdem den folgenden Schritt aufweist:

man läßt den Satelllten in Nord/Süd-Richtung soweit driften, daß der Neigungswinkel der Bahn von Null auf einen Maximalwert steigt und vom Maximalwert wieder auf Null geht, wobei die maximale Neigung etwa 15 Grad beträgt.

7. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem der Satellit gegen Trudeln stabilisiert wird.