-
Die
vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Steuern einer Satellitenantenne,
die an einem Satelliten angebracht ist, der eine Nickachse, eine
Rollachse und eine Gierachse aufweist, wobei der Satellit im Orbit
um ein Rotationsobjekt wandert, wobei der Orbit eine Inklination
und einen aufsteigenden Knoten aufweist.
-
Des
Weiteren betrifft die Erfindung einen Satelliten mit einer Nickachse,
einer Rollachse und einer Gierachse, wobei der Satellit in einem
Orbit um ein Rotationsobjekt wandert, wobei der Orbit eine Inklination
und einen aufsteigenden Knoten aufweist.
-
Solch
ein Verfahren und System sind allgemein aus der
WO 99/35766 bekannt.
-
Die
WO 99/35766 offenbart ein
Verfahren zur Strahlverwaltung in einem Satellitenkommunikationssystem,
das Wechsel von Zelle zu Zelle ("cell-to-cell hand-offs") innerhalb einer
Ausleuchtungszone eines Satelliten und zwischen zwei oder mehreren
Satelliten vereinfacht. Das Verfahren umfasst die Schritte eines
Vorsehens von Mehrfachstrahlstreifen, die sich über die Ausleuchtungszone in
einer Richtung entsprechend der Flugrichtung des Satelliten erstrecken,
eines Gruppierens der Strahlstreifen zu einer oder mehreren Strahlgruppen,
und eines wahlweisen Verbindens bzw. Verknüpfens von Hardwaregruppen,
die aus Hardware quellen bestehen, zu Unterstützungsstrahlgruppen. Das Verfahren
kann auch Schritte zum Bestimmen und Kompensieren ungewünschter
Systemeffekte umfassen, die als Ergebnis der relativen Bewegung
der Erde bezüglich
Satelliten des Systems entstehen. Es wird auch ein Satellit offenbart,
der entworfen und konfiguriert ist, um das Verfahren auszuführen.
-
Die
vorliegende Erfindung betrifft allgemein ein Verfahren zum Steuern
eines Satellitenantennenstrahls oder Strahlarrays, und insbesondere
ein Verfahren zum Vereinfachen des Steuerns eines Antennenstrahls
oder Strahlarrays in einem Satelliten in einem geneigten Erdorbit,
um eine Querablagenbewegung eines erdbasierten Terminals zu kompensieren, die
durch die Erdrotation verursacht wird.
-
Antennensysteme
für Kommunikationssatelliten,
die sich in nicht-geostationären
Orbits befinden, könnten
eine kontinuierliche Anpassung von Strahlsteuerrichtungen relativ
zum Satelliten erfordern, um eine Abdeckung von Benutzern aufrechtzuerhalten, die
sich innerhalb einer erdfesten Zelle während der Passage des Satelliten über die
Zelle befinden. Die Ausrichtung des Satelliten zu den Benutzern
in Satellitenkoordinaten wird durch die Erdrotation sowie die orbitale
Bewegung des Satelliten beeinflusst. Die Oberflächengeschwindigkeit der Erde
auf Grund der Rotation ist proportional zum Kosinus der geographischen
Breite des Satelliten, der sich über
den gesamten Orbit für
alle Orbits außer
dem äquatorialen (Null-Steigung) ändert. Diese
Relativgeschwindigkeitvariation als Funktion der geographischen
Breite erfordert normalerweise eine Strahlsteuerung in einer Querablagenrichtung
(das heißt,
orthogonal zum Geschwindigkeitsvektor des Satelliten) sowie in der Richtung
entlang der Bahn (das heißt,
entlang des Geschwindigkeitsvektors des Satelliten), was wiederum
in übermäßig komplizierten
und schwerfälligen Strahlsteuerungssystemen
resultiert.
-
LEO-Satellitensysteme
haben den Nachteil, dass sich der Satellit relativ zum stationären bzw. sich
langsam an oder in der Nähe
der Erdoberfläche bewegenden
Benutzer bewegt. Benutzer werden üblicherweise abhängig von
dem geographischen Ort des Benutzers in Zellen gruppiert. In dem
Kommunikationssystem ist jede Zelle mit einem Satellitenantennenstrahl
verbunden bzw. verknüpft,
der Signale an oder Signale von den Benutzern sendet bzw. empfängt, die
sich in einer bestimmten Zelle befinden.
-
Bei
Satellitensystemen gemäß dem Stand der
Technik kann das Zellen-Strahl-Verhältnis entweder als erdfixierte
Zellen oder als Satelliten-fixierte Strahlen beschrieben werden.
Bei Satelliten-fixierten Strahlsystemen zeigen die Strahlen in feste
Richtungen relativ zum Satellitenkörper und überstreichen somit die Zellen,
da der Satellit sich durch deren Orbit bewegt. Folglich müssen die
Benutzer häufig
verschiedenen Strahlen wieder zugewiesen werden. Es muss schnelle
Wiederzuweisungsberechnungen und häufige Meldungen geben, die
zwischen dem Satellit und dem Benutzer ausgetauscht werden, um die Wiederzuweisung
zu koordinieren, was zu einer bedeutenden Gesamtbelastung führt, die
im System zur Steuerung (das heißt, Meldungen anstatt Sprache, Daten,
Video, etc.) verwendet wird.
-
Bei
erdfixierten Zellensystemen muss der Satellit kontinuierlich die
Antennenstrahlen wieder ausrichten, um der Bewegung der Zellen,
wie sie sich vom sich bewegenden Satelliten gesehen darstellt, zu
folgen. Eine Implementierung erdfixierter Zellen erfordert eine
sehr komplexe Antenne, die viele Strahlen in zwei Winkeldimensionen
steuern kann. Schnelle Wiederzuweisungsberechnungen und Gesamtbelastung
werden auf Kosten einer äußerst komplexen
Antenne reduziert.
-
Falls
das Satellitenantennensystem ein elektronisch gesteuertes Mehrfach-Strahl-Array
mit geringer Nebenkeule ist, könnte
eine Antennensteuerung die Steuerung der Phase und Amplitude vieler Elemente
mit sich bringen. Die Anzahl erforderlicher aktiver Steuerelemente
erhöht
sich wesentlich, wenn eine Strahlsteuerung in der Querablagenrichtung
sowie der Richtung entlang der Bahn erforderlich ist. Dies ist normalerweise
der Fall, da sich für
ein Antennenarray, das mit den geometrischen Achsen des Satelliten
ausgerichtet ist, eine Querablagenbewegung aus der Erdrotation ergibt.
-
Es
ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, einen verbesserten
Satelliten und ein verbessertes Verfahren zum Steuern einer Satellitenantenne
vorzusehen.
-
Diese
Aufgabe wird durch ein Verfahren, wie es eingangs erwähnt ist,
erreicht, das gekennzeichnet ist durch ein Bestimmen einer Krümmung von Trajektorien,
die durch die Antenne hervorgerufen werden, ein Bestimmen eines
Winkelabstands der Satelliten vom aufsteigenden Knoten, ein Bestimmen einer
Inklination des Orbits, ein Bestimmen einer Zeit im Orbit vom aufsteigenden
Knoten, ein Bestimmen einer Orbitperiode, ein Bestimmen einer Rotationsperiode
des Objekts, ein Steuern der Antenne um die Rollachse um einen ersten
Winkel, wobei der erste Winkel eine Funktion der Krümmung der
Trajektorien, die durch die Antenne hervorgerufen werden, und des
Winkelabstands des Satelliten vom aufsteigenden Knoten aus ist,
und ein Steuern der Antenne um die Gierachse um einen zweiten Winkel,
wobei der zweite Winkel eine Funktion der Inklination des Orbits,
der Zeit im Orbit vom aufsteigenden Knoten, der Orbitperiode und
der Rotationsperiode des Objekts ist.
-
Des
Weiteren wird die oben genannte Aufgabe durch einen Satelliten gelöst, wie
er eingangs erwähnt
ist, wobei der Satellit aufweist: eine Satellitenantenne, die am
Satelliten angebracht ist und allgemein auf ein Zielgebiet auf dem
Objekt zeigt; und Mittel zum Reduzieren von Zeigefehlern während eines Steuerns
der Satellitenantenne durch ein Steuern der Antenne um die Rollachse
um einen ersten Winkel und durch ein Steuern der Antenne um eine
Gierachse um einen zweiten Winkel, wobei der erste Winkel eine Funktion
einer Krümmung
von Trajektorien, die durch die Antenne hervorgerufen werden, und
eines Winkelabstands des Satelliten vom aufsteigenden Knoten ist,
und der zweite Winkel eine Funktion einer Inklination des Orbits,
einer Zeit im Orbit vom aufsteigenden Knoten, einer Orbitperiode
und einer Rotationsperiode des Objekts ist.
-
Indem
ein kombiniertes Roll-Gier-Steuerverfahren für den Satelliten verwendet
wird, kann eine Querablagenstrahlsteuerung vermieden werden, wodurch
das Antennenstrahl-Steuersystem vereinfacht wird. Gemäß der vorliegenden
Erfindung kann eine Querablagenbewegung von Erdzielen, die von der Erdrotation
herrührt,
in Antennenkoordinaten dramatisch durch ein Rollen und/oder Gieren
der Antenne um einen geeigneten Winkel reduziert werden, der über den
ganzen Orbit variiert. Vorzugsweise wird der gesamte Satellit gerollt
und/oder gegiert, z.B. unter Verwendung eines Reaktionsradsystems
("reaction wheel
system").
-
Das
Roll-Gier-Steuerverfahren gemäß der vorliegenden
Erfindung resultiert in einer merklichen Vereinfachung des Antennenstrahl-Steuersystems.
-
Gemäß einem
Aspekt der vorliegenden Erfindung wird ein Verfahren zum Steuern
einer Satellitenantenne vorgesehen, die an einem Satelliten angebracht
ist. Der Satellit hat eine Nickachse, eine Rollachse und eine Gierachse
und wandert in einem Orbit um ein Rotationsobjekt. Der Orbit weist
eine Inklination und einen aufsteigenden Knoten auf. Das Verfahren
weist die Schritte aufs Bestimmen einer Krümmung von Trajektorien, die
durch die Antenne hervorgerufen werden; Bestimmen eines Winkelabstands
des Satelliten vom aufsteigenden Knoten; Bestimmen einer Inklination
des Orbits; Bestimmen einer Zeit im Orbit vom aufsteigenden Knoten;
Bestimmen einer Orbitperiode; Bestimmen einer Rotationsperiode des
Objekts; Steuern der Antenne um die Rollachse um einen ersten Winkel,
wobei der erste Winkel eine Funktion der Krümmung der Trajektorien, die
durch die Antenne hervorgerufen werden, und des Winkelabstands des
Satelliten vom aufsteigenden Knoten ist; und Steuern der Antenne
um die Gierachse um einen zweiten Winkel, wobei der zweite Winkel
eine Funktion der Inklination des Orbits, der Zeit im Orbit vom
aufsteigenden Knoten, der Orbitperiode und der Rotationsperiode
des Objekts ist.
-
Bei
einer Ausführungsform
umfasst der Steuerschritt einen Schritt eines Berechnens des ersten
Winkels unter Verwendung der Formel R = Croll×sin(U), wobei Croll eine Konstante
ist, die von der Krümmung
der Trajektorien abhängt,
die durch die Antenne hervorgerufen werden, und U der Winkelabstand
des Satelliten vom aufsteigenden Knoten ist.
-
Bei
einigen Ausführungsformen
umfasst der Steuerschritt einen Schritt eines Berechnens des ersten
Winkels unter Verwendung der Formel ϕ = arctan [[sin(i)cos(2πt/P)]/[D/P)-cos(i)]],
wobei i die Inklination des Orbits ist, t die Zeit im Orbit vom
aufsteigenden Knoten ist, P die Orbitperiode ist und D die Rotationsperiode
des Objekts ist.
-
Diese
und andere Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden
noch klarer werden aus einer detaillierten Berücksichtigung der folgenden
detaillierten Beschreibung bestimmter bevorzugter Ausführungsformen,
wenn diese in Verbindung mit den Zeichnungen gesehen werden, in
denen:
-
1 ein nicht-geostationäres Satellitenkommunikationssystem
veranschaulicht, das eine Vielzahl von Satelliten in einem Erdorbit
aufweist;
-
2A ein Gitter ist, das eine
Satellitenausleuchtungszone auf der Oberfläche der Erde in Kilometern
veranschaulicht;
-
2B ein Gitter ist, das eine
Satellitenausleuchtungszone auf der Oberfläche der Erde in Satellitenwinkelkoordinaten
veranschaulicht;
-
3 ein Blockdiagramm ist,
das einen Satelliten veranschaulicht, der zur Verwendung als Satellit,
der in 1 dargestellt
ist, geeignet ist;
-
4 eine schematische Ansicht
eines beispielhaften Satelliten der 3,
der verwendet werden kann, um das Verfahren der vorliegenden Erfindung
auszuführen,
und der Erdbahn des Satelliten auf einem Quadranten der Erde ist;
-
5 ein detaillierteres schematisches
Diagramm des in 1 gezeigten
Satelliten ist, das des Weiteren eine Vorrichtung zum Ausführen des
Verfahrens der vorliegenden Erfindung veranschaulicht;
-
6 eine schematische vektorielle
Repräsentation
der Geschwindigkeit eines erdbasierten Terminals in einem Satelliten-basierten
Bezugssystem ist; und
-
7 ein Flussdiagramm ist,
das das Verfahren der vorliegenden Erfindung veranschaulicht.
-
Obwohl
die vorliegende Beschreibung sich auf Kommunikationssatelliten niedrigen
Erdorbits konzentriert, wird es einem Fachmann auf einfache Weise
klar sein, dass die Techniken der vorliegenden Erfindung in keinster
Weise auf Kommunikationssatelliten niedrigen Erdorbits beschränkt sind.
Im Gegenteil, jedes Kommunikationssystem, das einen Vorteil aus
vereinfachten Variationen der Querablagenbewegung von Zielen ziehen
könnte,
die es einer Antenne oder einem Sensor erlauben, Objekte am Boden
mit Zellenarrays oder Pixeln in einem Muster zu verfolgen, das vom
Orbit des Satelliten unabhängig
ist, könnte
einen Vorteil aus der hier vorliegenden Lehre ziehen.
-
Das
System verwendet eine Roll-Gier-Steuerung, um Krümmungsdifferenzen in der Satellitenbodenspur über Krümmungsdifferenzen
im Antennenkoordinatensystem zu lagern, was sie dazu veran lasst,
sich gegenseitig auszulöschen.
Folglich wird eine Wiederholbarkeit der Zieltrajektorien über den gesamten
Orbit und eine Minimierung der erforderlichen Sensor- und/oder Antennensystemkomplexität erreicht.
-
Ein
nicht-geostationäres
Satellitenkommunikationssystem, das eine Vielzahl von Satelliten 10 aufweist,
die sich in einem Erdorbit befinden, ist in 1 veranschaulicht. Diese Beispielskonstellation befindet
sich in einem niedrigen Erdorbit bei einer Höhe von 1400 km, weist zehn
Orbitebenen 12 auf, die bei einer 18,5 Grad-Abstandung
von aufsteigenden Knoten beabstandet sind, und ist um 82 Grad vom Äquator in
annähernd
Polarorbits geneigt. Es gibt zwanzig Satelliten 10 pro
Ebene 12.
-
Eine
Satellitenausleuchtungszone 16 an der Oberfläche der
Erde ist in der 2A in
Kilometern und in der 2B in
Satellitenwinkelkoordinaten veranschaulicht. Bei der bevorzugten
Ausführungsform ist
die maximale Satellitenausleuchtungszone 16 ungefähr quadratisch,
18 × 18
Grad in einem erdzentralen Winkel bei dem Subsatellitenpunkt 45 zentriert, der
in den 2A und 2B gezeigt ist. Die Ausleuchtungszone 16 ist
in ungefähr
gleiche Oberflächenbereichszellen 18 geteilt,
die in Spalten in der Bahnrichtung ("in-track direction") ausgerichtet sind (das heißt, die
Richtung, in die der Satellit wandert). Die Spalten sind im Winkelraum
gekrümmt,
um mit der Transformation von linearen Zellenspalten auf der Erde 13 übereinzustimmen.
Die Krümmung
der Spalten im Winkelraum ist in einer Aufwärtsantenne ("uplink antenna") 20 (s. 3) implementiert.
-
Es
sind quadratische Zellen 18 gezeigt. Jedoch wird einem
Fachmann auf einfache Weise klar werden, dass andere Anordnungen, wie
z.B. hexagonale Zellen, sich innerhalb des Schutzbereichs der vorliegenden
Erfindung befinden.
-
Ein
Satellit 10, der zur Verwendung als Satellit 10,
der in 1 verdeutlicht
ist, geeignet ist, ist in 3 veranschaulicht.
Vorzugsweise verwendet jeder Satellit 10 eine Kommunikationsnutzlast,
die aufweist: ein aktives strahlformendes Aufwärtsantennensystem 20,
das eine lineare Zellenbahnverfolgung verwendet; eine oder mehrere
phasengesteuerte Abwärtsarrayantennen 22,
die unabhängig
steuerbare Mehrfachabwärtsstrahlen
erzeugen, die in Verbindung mit einem Abwärtsformatieren für Zeitmultiplexzugriffe
("time division
multiple-access",
TDMA) gesteuert werden; einer Funkfrequenz-(RF-)Schaltmatrix 24,
die Aufwärtsstrahlen
mit Demodulatoren 26 verbindet; einen oder mehrere Zwischensatellitenverbindungen 28,
die vorzugsweise benachbarte Satelliten 10 verbinden (wie
bei 14 in 1 gezeigt);
und einem bordgestützten
Leitschalter ("routing
switch") 30 zum
Leiten von Datenpaketen zwischen den Aufwärtsantennen 20, den
Abwärtsantennen 22 und
den Zwischensatellitenverbindungen 28. Vorzugsweise arbeitet
das System innerhalb einer festen Frequenzbandzuweisung auf der Aufwärtsstrecke
und Abwärtsstrecke.
Die Satelliten 10 sehen eine regenerative Wiederholungs-
und autonome Leitfunktion vor, die Datenpakete basierend auf einer
Zieladressierung innerhalb des Paketformats demodulieren und leiten.
-
Jede
adaptive strahlformende Aufwärtsantenne 20 ist
eine Antenne, die instruierbare bzw. per Befehl einstellbare Amplituden-/Phasengewichtungen
verwendet, um die Strahlformen und Scanpositionen über die
Zeit zu bilden. Jede phasengesteuerte Abwärtsarrayantenne 22 ist
eine Antenne, die als ein planares Array mit einer Pro-Element-Lenkungssteuerung
implementiert ist. Natürlich
kann jede Antenne, die eine Vielzahl von Strahlen vorsieht, von
denen jeder unabhängig
steuerbar ist, verwendet werden.
-
Die
RF-Schaltmatrix 24 ist eine Zwischenverbindungsmatrix von
RF-Eingangssignalen zu RF-Ausgangssignalen, wobei ein Eingangssignal
an einen oder mehrere Ausgabeports angehängt werden kann. Die RF-Schaltmatrix 24 ermöglicht es
variablen Anzahlen von Aufwärts-Ressourcen
(Kanäle/Zeitkanäle), mit
den Strahlenports der Aufwärtsantenne 20 verbunden
zu werden. Die RF-Schaltmatrix 24 kann
in Reaktion auf sowohl Verkehrsanforderungsänderungen als auch einer Bewegung
des Satelliten 10 ("ratcheting") befehligt werden.
-
Jeder
Satellit 10 in der Konstellation verwendet ein Roll-Gier-Steuerprogramm, um
die Erdrotation zu kompensieren und die Bahn der Bodenzellen 18 zu
linearisieren, wie im Winkelraum des Satelliten 10 gesehen
(das heißt,
Kompensieren der Querablagenwinkelbewegung der Erdbenutzer). Eine Roll-Gier-Steuerung
umfasst ein Anpassen der Breite (oder Orientierung) des Körpers des
Satelliten 10 entlang dessen Gier- und/oder Rollachse.
Die Roll-Gier-Steuerung kompensiert die relative Bewegung von Punkten
auf der Erde 13 in der Querablagenwinkelrichtung durch
Rotieren des Satelliten 10 um einen vordefinierten Winkel.
Der Winkel ist eine Funktion des Orts des Satelliten 10 in
dessen Orbit. Wenn der Satellit 10 auf diese Weise gesteuert
wird, wird die Winkelbahn eines Bodenpunkts einer festen Trajektorie
durch den Winkelraum folgen. Alle Bodenpunkte, die in die Ausleuchtungszone 16 des
Satelliten 10 am gleichen relativen Ort vom Subsatellitenpunkt 45 eintreten,
werden dieser Trajektorie folgen. „Punkte auf der Erdoberfläche" umfassen Punkte,
die hinsichtlich der Oberfläche
der Erde 13 fest sind, wie z.B. Türme, und Punkte, die sich hinsichtlich der
Erdoberfläche
bewegen, aber viel langsamer als der Satellit 10, wie z.B.
Autos, Boote, Flugzeuge oder Wolken. Diese Punkte werden als "Ziele" bezeichnet. Einem
Fachmann wird auf einfache Weise klar, dass der Schutzbereich der
vorliegenden Erfindung Ziele auf anderen Planeten als der Erde 13 umfasst. „Ein Durchlaufen
unter dem Satelliten" bezeichnet
jede relative Bewegung des Satelliten 10 und des Ziels, welche
das Ziel in den interessanten Bereich des Satelliten 10 hinein-
und dann herausbringt, ohne Rücksicht
darauf, ob das Ziel nahe dem Subsatellitenpunkt 45 durchläuft. Eine "Antenne" soll eine Antenne,
einen Sensor oder irgendein anderes System bedeuten, das die Objekte
betrachtet, über
die der Satellit 10 läuft.
-
4 zeigt schematisch einen
Satelliten 10 in einem geneigten, kreisförmigen niedrigen
Erdorbit über
einem Quadranten 18' der
nördlichen
Hemisphäre
der Erde 13. Eine Kurve in der 4, die mit 44 bezeichnet ist,
repräsentiert
den Weg eines Subsatellitenpunkts 45 (das heißt, eines
Punkts direkt unter dem Satelliten 10 auf der Oberfläche der
Erde 13), wenn der Subsatellitenpunkt 45 über den
Quadranten 12 der Erde 13 wandert. Der Subsatellitenpunkt 45 wandert
mit einer Geschwindigkeit v in eine Richtung, die durch einen Pfeil 47 angegeben
ist. Eine Antenne 20, 22 ist an dem Satelliten 10 angebracht. Ein
satellitenfestes Koordinatensystem ist in 4 wie folgt verdeutlicht: eine Gierachse 48,
eine Rollachse 50 und eine Nickachse 52.
-
Bezug
nehmend auf 5 wird der
Satellit 10, in dem die vorliegende Erfindung implementiert sein
könnte,
in weiterem Detail gezeigt. Zusätzlich
zu der Antenne 20, 22 umfasst der Satellit 10 des
Weiteren einen Erdsensor 54, ein Reaktionsradsystem 55,
einen Sonnensensor 56 und einen Raumflugkörper-Steuerprozessor 58.
Der Erdsensor 54 und der Sonnensensor 56 erfassen
die Lage bzw. Fluglage des Satelliten 10 hinsichtlich der
Erde 13 und der Sonne 60. Die Antenne 20, 22 projiziert
einen elektromagnetischen Strahl 32 auf ein Abdeckungsgebiet 64 auf
der Erde 13.
-
Der
Erdsensor 54 und der Sonnensensor 56 sind lediglich
zwei Beispiele für
Lagesensoren und weitere Lagesensorentypen könnten in Lagebestimmungssystemen
verwendet werden. Alternativ könnten
Breitensensoren Funkfeuer, Sternbilder oder andere Himmelskörper als
Bezugsobjekte verwenden. Ausgangssignale von den Lagesensoren 54, 56 werden
dem Raumflugkörper-Steuerprozessor 58 eingespeist,
der für
die Lagebestimmung und -anpassung verantwortlich ist.
-
Befehlssignale
werden vom Raumflugkörper-Steuerprozessor 58 an
das Reaktionsradsystem 55 gesendet, um die Lage des Satelliten 10 anzupassen.
Das Reaktionsradsystem 55 ist lediglich ein Beispiel für eine Vorrichtung,
die verwendet werden kann, um die Lage des Satelliten 10 anzupassen.
Alternativ könnten
andere Geräte,
wie z.B. chemische oder elektrische Triebwerke, verwendet werden,
um die Lage des Satelliten 10 in Reaktion auf Befehle vom
Raumflugkörper-Steuerprozessor 28 anzupassen.
-
Die
Erde bewegt sich relativ zum Weg der Raumflugkörperbewegung im Inertialraum
seitwärts, und
so muss der Satellit gieren, um die Bodenziele als sich direkt aufwärts und
abwärts
bewegend im Satellitenbezugssystem erscheinen zu lassen. Dies ist ähnlich zum "Schiebewinkel" ("crab angle"), den ein Flugzeug
verwenden muss, wenn es eine Landung bei Querwind macht. Die Geometrie
hängt nur von
der relativen Geschwindigkeit des Raumflugkörpers und dem darunter rotierenden
Planeten ab, so dass alle Terme in der Gleichung a priori basierend auf
den orbitalen Elementen und der Größe und Rotationsrate des Planeten
bestimmt werden können.
-
6 zeigt eine vektorielle
Herleitung der Geschwindigkeit eines erdbasierten Terminals in einem
Satelliten-basierenden Bezugssystem. Der Ausdruck für den gewünschten
Gierwinkel wird wie folgt hergeleitet. Wenn der Satellit 10 in
einer nordöstlichen
Richtung wandert, wie durch den Pfeil 47 in der 4 veranschaulicht, verursacht
die orbitale Bewegung des Satelliten 10, dass ein Benutzer
auf der Erde 13 als sich südwestlich bewegend in einem
Bezugssystem erscheint, das mit dem Satelliten 10 fixiert
ist. Die Bewegung der Erde 13 auf Grund ihrer Rotation
fügt eine
relativ kleine ostwärts
gerichtete Komponente hinzu, was eine Rotation des resultierenden
Bewegungsvektors im Uhrzeigersinn ergibt, wie in 6 gezeigt. Wie hiernach detaillierter
erläutert,
resultiert die Anwendung der trigonometrischen Standardidentitäten bzw.
-gleichungen auf diese Konstruktion, wie in 6 gezeigt, in dem Ausdruck für die gewünschten
Roll- und Gierwinkel.
-
Selbst
wenn der gewünschte
Roll-Gier-Winkel relativ klein für
Satelliten geringer Höhe
ist, erfordert es eine Komponente der Strahlsteuerung in einer Richtung
senkrecht zur Bewegung des Satelliten. Falls viele enge Strahlen
verwendet werden, um die Kommunikationskapazität der Satelliten zu verstärken, könnten viele
tausend elektronisch gesteuerten Anpassungen erforderlich sein,
um diese engen Strahlen zu steuern.
-
Ein
Reduzieren der Strahlsteuerungskomplexität durch Implementieren eines
eindimensionalen Systems der Giersteuerung gemäß der vorliegenden Erfindung
kann die Anzahl aktiver Steuerelemente auf einen kleinen Bruchteil
derer reduzieren, die für einen
zweidimensionalen Steuerungsfall erforderlich sind. Die Implementierung
des Roll-Gier-Steuerverfahrens der vorliegenden Erfindung fügt keine
zusätzliche
Komplexität
zu den Satelliten hinzu, als die eines einfachen aktiven Antennensteuerelements gegenüber Tausender
solcher Steuerelemente, die durch das Giersteuerverfahren eliminiert
werden. Da die Häufigkeit
des Roll-Gier-Steuerverfahrens
so gering ist, ein Zyklus pro Orbit, ist die mechanische Leistung,
die mit dem Giersteuerverfahren verbunden ist, vernachlässigbar.
-
7 ist ein Flussdiagramm,
das veranschaulicht, wie das Verfahren der vorliegenden Erfindung
unter Verwendung des Raumflugkörper-Steuermoduls 58 auf
dem Satelliten 10 ausgeführt werden kann. wie es einfach
verständlich
für den
Fachmann ist, kann das Verfahren unter Verwendung entweder von Software
oder geeignet programmierter Hardware ausgeführt werden. Zuerst bestimmt
das Raumflugkörper-Steuermodul 58 bei
einem Block 70 die Position des Satelliten 10 und
den Rollwinkel des Satelliten 10. Als Nächstes berechnet das Raumflugkörper-Steuermodul 58 bei
einem Block 72 den gewünschten
Rollwinkel. Bei einem Block 74 vergleicht dann das Raumflugkörper-Steuermodul 58 den
Rollwinkel des Satelliten 10 mit dem gewünschten
Rollwinkel. Falls eine Rollwinkelanpassung erforderlich ist, sendet
das Raumflugkörper-Steuermodul 58 einen
geeigneten Satz von Befehlen an das Reaktionsradsystem 55,
um den Rollwinkel des Satelliten 10 an den gewünschten
Rollwinkel anzupassen (wie hiernach detailliert beschrieben), wie
bei einem Block 76 angegeben.
-
Falls
keine Rollwinkelanpassung erforderlich ist, fährt das Raumflugkörper-Steuermodul 58 beim Block 78 fort
und wo es eine Bestimmung der Position des Satelliten 10 und
des Gierwinkels des Satelliten 10 macht.
-
Als
Nächstes
berechnet das Raumflugkörper-Steuermodul 58 bei
einem Block 80 den gewünschten
Gierwinkel, wie es unten detailliert erläutert wird. Bei einem Block 82 vergleicht
das Raumflugkörper-Steuermodul 58 dann
den Gierwinkel des Satelliten 10 mit dem gewünschten
Gierwinkel. Falls keine Gierwinkelanpassung erforderlich ist, kehrt
das Raumflugkörper-Steuermodul 58 zum
Block 70 zurück
und wiederholt den Vorgang. Falls eine Gierwinkelanpassung erforderlich
ist, sendet das Raumflugkörper-Steuermodul 58 einen
geeigneten Satz von Befehlen an das Reaktionsradsystem 55,
um den Gierwinkel des Satelliten 10 an den gewünschten Gierwinkel
anzupassen, wie es bei einem Block 84 angegeben ist. Das
Raumflugkörper-Steuermodul 58 kehrt
dann zum Block 70 zurück
und wiederholt die Bestimmung der Position des Satelliten 10 und
des Rollwinkels des Satelliten 10.
-
Zusätzlich zur
seitlichen Erdbewegung relativ zum Weg des Raumflugkörpers, rotiert
die Erdoberfläche
ebenfalls relativ zum Weg des Raumflugkörpers im Inertialraum. Der
Effekt dieser Rotation ist proportional zur Komponente der Winkelgeschwindigkeit
der Oberfläche,
die nach oben in Richtung des Satelliten gerichtet ist. Da der Winkelgeschwindigkeitsvektor
der Erde (per Definition) entlang deren Polarachse ausgerichtet
ist, ist die Komponente dieses Vektors, die nach oben in Richtung
des Satelliten gerichtet ist, exakt Null, wenn der Satellit den Äquator überquert,
sie ist positiv in der nördlichen
Hemisphäre,
erreicht ein Maximum, wenn der Satellit den nördlichsten Teil seines Orbits
erreicht, und ist in der südlichen
Hemisphäre
negativ. Eine gute Näherung
ist R = Croll×sin(U),
wobei U das Satellitenargument der geographischen Breite ist. Sin(U)
ist Null bei den zwei Äquatorübergängen, maximal
(positiver Wert) bei dem nördlichen
Extrem und minimal (negativer Wert) bei dem südlichen Extrem.
-
Das
kombinierte Roll-Gier-Steuerprogramm, das hier beschrieben ist,
nutzt die Tatsache aus, dass die Trajektorien der Ziele in Antennenkoordinaten
allgemein krummlinig sind. Deshalb haben sie eine zweite Ableitung,
die von Punkt zu Punkt im Antennen-Gesichtsfeld variiert. Der gewünschte Rollwinkel versetzt
die Antennenziellinie ("antenna
boresight") um den
geeigneten Betrag auf eine Seite oder den anderen Nadir. Deshalb
wird die Änderung
in der zweiten Ableitung, die durch das Rollen hervorgerufen wird,
durchgeführt,
damit die Änderung
in der zweiten Ableitung der Trajektorien eng übereinstimmt, wenn der Satellit
sich vom Äquator
zum Pol und zurück
bewegt. Der gewünschte
Rollwinkel ist R = Croll×sin(U),
wobei U das Satellitenargument der geographischen Breite ist, der
Winkelabstand des Satelliten von seinem aufsteigenden Knoten und Croll
eine Konstante ist, die von der Krümmung der Trajektorien abhängt, die
durch die besondere Antennengeometrie hervorgerufen werden.
-
Bezüglich der
4 und
6 wird der Gierwinkel wie folgt abgeleitet:
w = V sin α
s =
V cos α
e
= E cos b
cos i = cos b sin α
cos α = cos c
tan i
wobei:
i der orbitale
Inklinationswinkel ist (
4);
c
der orbitale Bogen vom aufsteigenden Knoten zum Subsatellitenpunkt
15 ist
(
4);
b die geographische
Breite des Satelliten
10 ist (
4);
α der Winkel zwischen dem Geschwindigkeitsvektor des
Subsatellitenpunkts
15 und dem Meridian ist (
4 und
6);
V die Geschwindigkeit des Subsatellitenpunkts
45 im Satellitenbezugssystem
ist (
4 und
6);
s die Südkomponente
von V ist (
6);
w
die Westkomponente von V ist (
6);
und
E die Oberflächengeschwindigkeit
der Erde
13 beim Äquator
ist (gleich ungefähr
1,524 Fuß pro
Sekunde oder ungefähr
465 Meter pro Sekunde).
-
V', die in 6 gezeigt ist, ist die Geschwindigkeit
eines erdbasierten Terminals im Satellitenbezugssystem, nachdem
die Gierkorrektur um einen Winkel ϕ durchgeführt ist.
-
Zusätzlich zu
den Trajektorenkorrekturen für eine
oben beschriebene Erdbewegung wird eine ähnliche Korrektur für eine Satellitenrollrate
bevorzugterweise durchgeführt.
Wenn der Satellit rollt, wird eine zusätzliche Querablagenbewegung
mit dem erdbasierten Ziel verknüpft.
-
Das
Gierprogramm könnte
modifiziert werden, um einen Effekt auf die Zieltrajektorien zu
berücksichtigen,
der auftritt, wenn eine zusätzliche Querablagenbewegung
auf Grund der Rollrate des Satelliten auftritt. Die einfachste Form
dieser Gierkorrektur für
einen Kreisorbit ist Y = Ynoroll+Crollyaw×cos(U), wobei Ynoroll die
oben beschriebene Gierkorrektur und Crollyaw eine Konstante ist,
die vom Roll-Gier-Kopplungseffekt abhängt. So wirkt jede Rollrate
des Satelliten wie ein zusätzlicher
Gierwinkel, dessen Effekt vom Effekt des Gierwinkels subtrahiert
werden könnte,
der bei der oben beschriebenen Korrektur berechnet wird. Die Größe der Kopplung
zwischen einer Rollrate und einem Gierwinkel hängt von verschiedenen Faktoren
ab, einschließlich
Croll, dU/dt und dem Abstand des Satelliten zur Oberfläche des
Planeten, aber für
einen Kreisorbit sind all diese Faktoren konstant, so ist der Einfluss
der Rollrate auf den Gierwinkel irgendeine Konstante, Crollyaw,
mal Cos(U). Ein Fachmann wird leicht verstehen, dass für einige
Kombinationen von Sensorgeometrie und Orbitgeometrie ein analytischer
Ausdruck für
Croll und Crollyaw abgeleitet werden könnte. Für andere Geometrien könnte es
für ein zu
verwendendes Simulationsprogramm geeigneter sein. Das Simulationsprogramm
variiert bevorzugterweise die Croll- und Crollyaw-Terme in Kombination bis
die geradest-möglichen
Trajektorien erhalten werden.
-
Ein
Fachmann wird leicht verstehen, dass obwohl diese Diskussion das
Roll-Gier-Programm so behandelt, als ob es für den gesamten Satelliten angewendet
wird, die gleichen Vorteile beim Bewegen lediglich des Sensors oder
der Antenne vorgefunden werden können.
Der primäre
Vorteil ist, dass es eine Trajektorienkrümmung durch ein Bewegen des
Sensors als Einheit reguliert, anstatt eine kontinuierliche Variation
des Layouts der Kommunikationszellen in einen Antennenarray oder
der Pixel in einer Sensorbildebene zu fordern.
-
Falls
gewünscht,
könnte
die Antenne 20, 22 durch geeignete Aktuatoren
gesteuert werden, die am Satelliten 10 angebracht sind,
anstatt den Roll-Gier-Winkel des gesamten Satelliten 10 anzupassen.
Wie jedoch oben erläutert,
ist, da die Häufigkeit
des Roll-Gier-Steuerverfahrens so gering ist, ein Zyklus pro Orbit,
die mechanische Leistung, die mit dem Roll-Gier-Steuerverfahren
verbunden ist, vernachlässigbar.
Dementsprechend könnte
es bevorzugt sein, um die Komplexität des Satelliten 10 zu
minimieren, den Roll-Gier-Winkel des gesamten Satelliten 10 unter
Verwendung des Reaktionsradsystems 25 anstatt unter Verwendung
eines zusätzlichen
Mechanismus zum Steuern der Antenne 20 anzupassen.
-
Zusammenfassend
gesagt, ein Fachmann wird leicht verstehen, dass ein verbessertes
Satellitenkommunikationsgerät
und -system vorgesehen wurde. Jedes Satellitensystem, das die Lehre
der vorliegenden Erfindung anwendet, kann vereinfachte Variationen
einer Querablagenbewegung von Zielen erreichen, was es einer Antenne
oder einem Sensor erlaubt, Objekte am Boden mit Anordnungen aus
Zellen oder Pixeln in einem Muster zu verfolgen, was unabhängig vom
Orbit des Satelliten ist.
-
Zusammenfassend
gesagt, wird ein Verfahren und ein System für eine Antenne 22 an
einem Satelliten 10 in einem geneigten Orbit um die Erde 13 vorgesehen,
um eine Querablagenbewegung, die aus der Rotation der Erde 13 resultiert,
in Antennenkoordinaten durch Gieren und/oder Rollen der Antenne 22 (vorzugsweise
durch Gieren und/oder Rollen des gesamten Satelliten 10,
z.B. unter Verwendung eines Reaktionsradsystems 55) um
einen geeigneten Winkel zu reduzieren, der über den gesamten Orbit 12 variiert.
-
Die
vorhergehende Beschreibung wurde zu Zwecken der Illustration und
Beschreibung präsentiert.
Es ist nicht beabsichtigt, erschöpfend
zu sein oder die Erfindung auf die präzise offenbarte Form zu beschränken. Viele
Modifikationen und Variationen sind angesichts der oben beschriebenen
Lehre möglich.
Es ist beabsichtigt, dass der Schutzbereich der Erfindung nicht
durch diese detaillierte Beschreibung beschränkt wird, sondern eher durch
die hier angehängten
Ansprüche.
