DE69309378T2

DE69309378T2 - Verfahren und Einrichtung zur Bestimmung der Lage eines Raumfahrzeuges in drei Achsen

Info

Publication number: DE69309378T2
Application number: DE1993609378
Authority: DE
Inventors: James A Billing-Ross; Teresa A Fritz; Douglas B Pledger
Original assignee: Honeywell Inc
Current assignee: Honeywell Inc
Priority date: 1992-09-21
Filing date: 1993-09-20
Publication date: 1997-09-18
Anticipated expiration: 2013-09-21
Also published as: EP0589387B1; EP0589387A1; DE69309378D1

Description

Gebiet der Erfindung

Diese Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren und ein System für die Bestimmung der Lage eines Raumfahrzeuges gemäß dem Gattungsbegriff der unabhängigen Ansprüche.

Hintergrund der Erfindung

Satelliten und Raumfahrzeuge werden in großem Umfang benutzt und können einer Vielzahl von Zwecken dienen. Ein Satellit kann verwendet werden für Dialogzwecke zwischen mehreren Positionen auf der Erde, die andernfalls keine direkte Dialogeinrichtung besitzen. Ein Satellit oder ein Raumfahrzeug kann ebenfalls für wissenschaftliche Zwecke benutzt werden. Das Raumfahrzeug kann als eine Plattform für Sensoren dienen, die entweder auf die Erde oder in den Raum gerichtet sind.
Um die Sensoren auf einem Raumfahrzeug in der richtigen Richtung zu halten oder um Antennen auf den richtigen Ort auf der Erde auszurichten, muß ein Ausrichtsystem vorgesehen werden. In den meisten Fällen muß ein Dreiachsen-Referenzsystem verwendet werden, um die geeignete Ausrichtung vorzugeben. Das Raumfahrzeug kann sodann durch eine Vielzahl von Verfahren stabilisiert werden, wie beispielsweise durch magnetische Drelunomenterzeuger, chemische Schubantriebe, Moment- oder Fliehkrafträder oder irgendeine Kombination der drei Einrichtungen.
Die Äusrichtung des Raumfahrzeuges kann durch eine Vielzahl von Systemen festgestellt werden. Ein System gibt einen Erd-Horizontsensor vor, der die Kanten der Erde in dem sichtbaren Lichtbereich abtastet, um eine Neigungs- und Rollausrichtung vorzugeben, während ein getrennter Sensor, der die Sonne zu bestimmten Tageszeigen ortet, eine Gierinformation vorgibt. Während der Zeitperioden, zu denen die Messung der Sonne nicht verfügbar ist, wird die Gierinformation geschätzt. Die Horizontsensoren können keine genaue Information über die Neigungs- und Rollausrichtung vorgeben auf Grund der atmosphärischen Bedingungen auf der Erde.
Kreisel können zusammen mit den Horizontsensoren verwendet werden, um Gierinformation vorzugeben. Auf Grund von mechanischer Reibung und anderen Unzulänglichkeiten müssen jedoch Kreisel periodisch eingestellt werden, um eine genaue Information vorzugeben. Dies kann durch eine Vielzahl von Sternsensoren und durch Ephemerideninformation erfolgen.
Ein anderer Systemtyp verwendet einen Infrarotsensor, um die Erde abzutasten und den Massenschwerpunkt zu lokalisieren. Um den Massenschwerpunkt kann die Neigungs- und Rollausrichtung des Raumfahrzeuges festgestellt werden. Der Rand der Erde kann im Infrarotbereich abgetastet werden, wenn er einen stabilen Referenzpunkt für das Auffinden des Massenschwerpunktes vorgibt. Die Nachteile des Infrarotsensors liegen in seiner Gewichtsbeschränkung, seiner Anwendbarkeit in vielen Szenarien, seinem Erfordernis nach einem Kühlsystem und seiner Unfähigkeit, eine Dreiachsen-Information vorzugeben. In den meisten Fällen muß ein Kreisel oder ein zusätzlicher Stern verwendet werden, um die Gierinformation abzugeben.
Aus der US-A-4 827 422 ist ein System bekannt, das eine Dreiachsen-Lageinformation (Roll-, Neigungs-, Gierwinkel) für einen drallstabilisierten Satelliten liefert. Dies erfolgt durch Abtastung einer Zone um die Erde durch eine Anordnung von Detektoren, die für sichtbares und UV-Licht empfindlich sind. Durch Abtastung einer Zone der Himmelsphäre und aus der Position von zwei Himmelsobjekten innerhalb dieser Zone, wie beispielsweise der Erde und der Sonne und aus der bekannten Zeit kann eine Verarbeitungseinrichtung die gesuchte Roll-, Neigungs- und Gierinformation berechnen.
Hiervon ausgehend ist es die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Dreiachsen- Ausrichtverfahren und ein System vorzuschlagen, welches geringes Gewicht aufweist nur einen einzigen Sensor erfordert und sich während der meisten Zeit nur auf der Messung des ultravioletten Randes der Erde abstützt.
Diese Aufgabe wird gelöst gemäß den kennzeichnenden Merkmalen der unabhängigen Ansprüche. Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung können den abhängigen Ansprüchen entnommen werden.

Zusammenfassung der Erfindung

Ein Dreiachsen-Lage-Feststellsystem für ein Raumfahrzeug in einer Erdumlaufbahn umfaßt eine Ultraviolett-Lichtsensoranordnung, die auf dem Raumfahrzeug senkrecht zu der Gierachse angeordnet ist. Die Sensoranordnung ist mit einer optischen Anordnung gekoppelt, die Licht aus einem weiten Gesichtsfeld auf der Anordnung fokussiert. Eingeschlossen in das Gesichtsfeld der optischen Anordnung ist der gesamte ultraviolette Rand der Erde und wenigstens ein Hintergrundstern, der an der Kante des Erdhorizonts erscheint.
Ein Prozessor bestimmt die Drehung um die Neigungs- und Rollachse des Raumfahrzeuges zunächst durch Zentrieren des Randes der Erde und sodann durch Vergleich eines gemessenen Massenschwerpunktes mit einem Referenz-Massenschwerpunkt. Die Drehung um die Gierachse des Raumfahrzeuges wird festgestellt entweder durch Vergleich eines gemessenen Ortes einer Lichtgrenzenkreuzung des Randes mit dem vorbestimmten Ort der Lichtgrenzenkreuzung aus Ephemerideninformation oder wenn die Lichtgrenze nicht sichtbar ist, durch Vergleich der Position von Hintergrundsternen mit vorhergesagten Orten der Sterne aus Ephemerideninformation.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Fig. 1 ist eine Querschnittsansicht der Sensoranordnung.
Fig. 2 ist eine ebene Ansicht der Spiegelanordnung.
Fig. 3 ist eine Darstellung der Höhenverteilung von Ozon.
Fig. 4 ist eine Darstellung der Absorptions-Querschnitte von Ozon.
Fig. 5 ist eine Darstellung des Rand-Intensitätsprofiles.
Fig. 6 ist eine schematische Darstellung des gemessenen Randes und des Massenschwerpunktes der Erde im Vergleich zu einem Referenzmodell.
Fig. 7 ist ein Blockdiagramm des Vearbeitungssystems der Sensoranordnung.

Bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung

In Fig. 1 ist eine aufgeschnittene Ansicht der Sensoranordnung 10 gezeigt. Enthalten in der Anordnung 10 ist die Spiegelanordnung 12, welche gegenüber der sphärischen Linse 14 positioniert ist. Die sphärische Linse 14 besitzt eine Blendenbegrenzung 16, die den Lichtbetrag steuert, der durch die Linse zu der faseroptischen Feld-Glätteinrichtung 18 verlaufen darf. Die faseroptische Feld-Glätteinrichtung 18 ist so geformt, daß sie an die Petzval-Krümmung der Kugellinse angepaßt ist. Die faseroptische Feld-Glätteinrichtung 18 ist benachbart zu der sphärischen Linse 14 entlang ihrer Bildoberfläche 30 angeordnet. Die faseroptische Feld-Glätteinrichtung ist mit dem Bildverstärker 20 verbunden, welcher seinerseits an die Mega-Pixel-CCD-Anordnung 22 angeschlossen ist.
In Fig. 2 ist eine ebene Ansicht der Spiegelanordnung 12 dargestellt. Die Anordnung umfaßt 6 Spiegel 28, die in einer hexagonalen Form ausgelegt sind. Die Spiegel 28 sind mit einer Stützstruktur 26 befestigt, die auf dem Sensorgehäuse 24 gegenüber der Kugellinse durch Speichen 32 angeordnet ist.
Wie in Fig. 1 erkennbar, ist, wenn der Sensor Teil eines kreisenden Satelliten bildet, dieser so ausgerichtet, daß die Spiegel 28 Licht von der Erde in die Kugellinse reflektieren. In einer optimalen Situation ist der Satellit so positioniert, daß die X-Achse gegen die Erde gerichtet ist und das Sensorgehäuse 24 sich zwischen den Spiegeln 28 und der Erde befindet.
Der Zweck der Sensoranordnung 10 liegt in der Vorgabe einer Dreiachsen-Ausrichtung bzw. einer Lageinformation für ein die Erde umkreisendes Raumfahrzeug. Diese Information ist erforderlich, um ein Lage-Korrektursystem vorzugeben, so daß wissenschaftliche Instrumente auf dem Raumfahrzeug korrekt ausgerichtet werden können oder Antennen in die richtige Richtung weisen. Das vorliegende System arbeitet unter Verwendung eines einzigen ultravioletten (UV) Lichtsensors, um die gesamte geforderte Information vorzugeben.
Ein Verfahren zur Vorgabe einer Dreiachsen-Ausrichtung für ein Raumfahrzeug liegt in der Verwendung der Erde als eine Referenz, um die Bewegung um die Nick- und -Rollachse zu überwachen. Entfernte Objekte, wie beispielsweise Sterne, werden benutzt, um die Bewegung um die Gierachse zu überwachen. Der erste Schritt bei diesem Verfahren liegt in dem Auffinden eines Referenzpunktes. Dies erfolgt durch Abtastung der Erde und durch Feststellung ihres Massenschwerpunktes. Wenn einmal der Massenschwerpunkt gefunden ist, so kann er verwendet werden, um irgendwelche Bewegungen durch das Raumfahrzeug entweder um die Nick- oder Rollachse festzustellen. Die Bewegung um die Gierachse wird überwacht durch Verfolgung der Sterne, die am Hintergrund der Erde erscheinen. Ephemerideninformation kann in einem Computerspeicher gespeichert werden und vorhergesagte Orte von Sternen können mit tatsächlichen Orten verglichen werden, um die geeignete Ausrichtung des Raumfahrzeuges um die Gierachse festzustellen.
Die Bestimmung des Massenschwerpunktes der Erde kann auf vielfältige Weisen erfolgen. Ein Sensor, der sichtbares Licht erfaßt, kann den gesamten Horizont der Erde abtasten und einen Zentrumsbereich bzw. einen Massenschwerpunkt berechnen. Dieses Verfahren besitzt ein hohes Maß an Schwankungen auf Grund der Tatsache, daß Wetterbedingungen den Horizont abdecken können und Wolken sichtbares Licht reflektieren, was die Ablesungen behindern kann. Ebenfalls ist der Erdhorizont nicht immer sichtbar, wenn die Sonne hinter der Erde verläuft. Ein anderes Verfahren liegt in der Abtastung nichtsichtbarer Wellenlängen des Lichtes, wie beispielsweise von UV, die hoch über der Erdoberfläche vorliegen.
Es ist wohlbekannt, daß Ozon als eine Abschirmung der Erde gegen unterschiedliche Lichtarten wie beispielsweise UV wirkt. Ozon zeigt eine starke Absorptionscharakteristik bei Wellenlängen unterhalb 3000 Ångström. UV-Licht, welches nicht durch die Ozonschicht absorbiert wird, wird zurück in den Raum gestreut. Die Ozonschicht bildet eine unterscheidbare Grenze in der Erdatmosphäre zwischen dem Ort, wo UV-Licht vorliegt und dem Ort, wo dieses nicht vorliegt. Der Hellphasenrand, der auftritt, wenn das Raumfahrzeug eine sonnenbeschienene Erde beobachtet, ist ein stabiles Element, da er in Höhen gebildet wird, die weit über den Erdelementen liegen und demzufolge durch diese nicht beeinflußt wird. Dies ist erkennbar aus der Höhenverteilung und den spektralen Absorptionsprofilen von Ozon, wie dies in den Figuren 3 und 4 gezeigt ist. Da das Intensitätsprofil durch die Rayleigh-Rückstreuung festgelegt ist, ist es gut vorhersagbar und hängt insgesamt von der Sonnenstrahlung und den Höhenprofilen der atmosphärischen Bestandteile ab. Die allgemeine Erscheinung des Hellphasenrandes in dem interessierenden Wellenlängenbereich ist in Fig. 5 erkennbar.
Die Nachtrand-Strahlung, die auftritt, wenn das Raumfahrzeug und die Sonne sich auf gegenüberliegenden Seiten der Erde befinden, leitet sich aus Emissionen von atmosphärischen Gasen in größeren Höhen her und hat sich ebenfalls als wohldefiniert innerhalb des interessierenden Wellenlängenbereiches herausgestellt.
Sensorablesungen können erfolgen durch Beobachtung der maximalen Intensitätshöhe des Rayleigh-gestreuten Sonnenlichtes bei Taglicht-Zuständen und des Nachtglühens bei Nacht. Diese Maxima treten bei ungefähr 55 km und 91 km über der Erde entsprechend auf und es wurde nur eine geringe Höhenveränderung, wenn überhaupt, beobachtet. Während des Überganges vom Tag zur Nacht oder umgekehrt tritt ein methodisches Fortschreiten des Maximumortes zwischen den zwei Höhen auf.
Das hier offenbarte Verfahren wird verwendet bei dem Erdreferenz-Lage-Feststellsystem ERADS (ERADS - Earth Reference Attitude Determination System). Das ERADS bestimmt den Roll-, Nick- und Gierwinkel durch Beobachtung einer Anzahl von Erdelementen und bestimmter Sterne in einem schmalen Ultraviolettband. Nick- und Rollwinkel werden aus der Beobachtung der Höhe der maximalen Intensität des Rayleighgestreuten Sonnenlichtes bei Tageslichtbedingungen und aus dem Nachtglühen bei Nacht hergeleitet. Damit dieses System arbeitet, muß der gesamte Erdrand betrachtet werden und der Massenschwerpunkt der Erde wird aus einem mittleren Zentrum der maximalen Intensität bei allen Azimuthwinkeln festgelegt. Da sich die gesamte Erde innerhalb des Gesichtsfeldes befindet, ist keine Ausrichtung erforderlich und es können hohe elliptische Umläufe ohne Einstellung erfolgen. Irgendeine Bewegung eines gemessenen Massenschwerpunktes gegenüber einem Referenz-Massenschwerpunkt wird in eine Nick- oder Rolldrehung des Raumfahrzeuges umgesetzt.
Der Gierwinkel kann durch wenigstens zwei Verfahren bestimmt werden. Bei dem ersten Verfahren wird der Gierwinkel aus dem Ort eines oder mehrerer Sterne mit einer beträchtlichen ultravioletten Ausstrahlung innerhalb eines kleinen Kataloges von Sternen bestimmt. Sterne vom Solartyp oder noch heißer mit einer sichtbaren Größe von 4.5 oder noch heller können durch den ERADS-Sensor erfaßt werden. Diese Gruppe umfaßt wenigstens 400 Beispiele. Der ERADS-Sensor betrachet ungefähr 4% des gesamten Himmels auf einmal, so daß die mittlere Anzahl von zu irgendeinem Zeitpunkt verfügbaren Sternen 16 beträgt. In allen möglichen Konfigurationen befindet sich wenigstens ein Stern in dem Gesichtsfeld.
Bei einem zweiten Verfahren kann der Gierwinkel aus der scharfen Abgrenzung der Tag/Nacht-Lichtgrenze im ultravioletten Bereich des Spektrums bestimmt werden. Der sonnenbeschienene Teil der Erde erscheint relativ hell auf Grund der Rayleigh- Rückstreuung der Sonnenbeleuchtung in den oberen Bereichen der Atmosphäre. Die Nachtseite erscheint sehr viel schwächer, kann aber noch durch das atmosphärische Leuchten, Polarlicht und petrochemische Prozesse in der oberen Atmosphäre beobachtet werden. Die Lichtgrenze, die diese Bereiche trennt, ist ein wohl definiertes Element und ihr Ort auf der Erde ist zu irgendeinem Zeitpunkt wohlbekannt. Sie kann verwendet werden, um genau die Drehung um die Gierachse festzustellen. Wenn die Lichtgrenze sichtbar ist, kann die erwartete Lichtgrenze durch Verwendung der Zeit einer Epoche, der Satelliten- Ephemeriden und der Sonnen-Ephemeriden berechnet werden. Diese gespeicherten Daten können sodann mit der gemessenen Lichtgrenze verglichen werden, um den Gierwinkel festzulegen. Auf Grund der Geometrie der Umlaufbahn wird die Lichtgrenze nicht zu allen Zeiten verfügbar sein, so daß eine Sternnachführung verwendet werden muß, um eine kontinuierliche Überwachung des Gierwinkels vorzugeben.
Das zuvor beschriebene Verfahren kann besser verstanden werden durch eine Studie des Diagrammes in Fig. 6. In dem Diagramm is gestrichelt der Referenzrand 42 zusammen mit dem Referenz-Massenschwerpunkt 46 gezeigt. Ebenfalls geezeigt ist der gemessene Rand 40 zusammen mit dem gemessenen Massenschwerpunkt 44. Zu jedem Zeitpunkt, wo der ERADS eine Ablesung vornimmt, vergleicht er die Position des gemessenen Massenschwerpunktes 44 mit der Position des Referenz-Massenschwerpunktes 46. Der Abstand zwischen den Massenschwerpunkten kann in eine Drehung des Raumfahrzeuges um die Nick- oder Rollachse umgesetzt werden. Ebenfalls gezeigt ist die gemessene Lichtgrenze 48 zusammen mit der Lichtgrenzenkreuzung Nr.1 50 und der Lichtgrenzenkreuzung Nr.2 52. Der ERADS lokalisiert jede Lichtgrenzenkreuzung und vergleicht sie sodann mit vorhergesagten Werten aus Ephemerideninformation. Der Fehler zwischen der gemessenen und der vorhergesagten Lichtgrenze kann verwendet werden, um die Drehung des Raumfahrzeuges um die Gierachse festzustellen. Wenn die Lichtgrenze auf Grund der Tageszeit nicht verfügbar ist, kann der ERADS die Hintergrundsterne 54 verwenden, um den Gierwinkel festzustellen.
Im Betrieb betrachtet der ERADS-Sensor den Bereich von der Oberfläche der Erde bis zu 10 Grad oberhalb dieser Oberfläche. Um diese großen Winkel abzubilden, wird die Kombination der Spiegelanordnung 12 benutzt, die als eine reflektierende Feldbegrenzung wirkt und eine sphärischen Linse 14 verwendet. Diese Kombination ist aus Fig. 1 ersichtlich.
Wenn ein Bild betrachtet wird, so werden die Lichtstrahlen 34 von den Spiegeln 28 in die sphärische Linse 14 reflektiert. Auf Grund der sphärischen Form der Linse wird das Licht zu dem Mittelpunkt der Linse gebrochen. Eine zentrale Blendenbegrenzung 16 wird bei der Linse verwendet, die den Lichtbetrag beschränkt, der durch die Linse verlaufen kann und somit letztlich die Bildqualität verbessert. Auf Grund der Form der Linse in Beziehung zu der Blende sind die einzigen vorliegenden Seidel-Aberrationen dritter Ordnung die sphärische Aberration und die Petzval-Krümmung. Die sphärische Aberration wird auf ein Minimum gebracht durch Verwendung einer Saphir-Linse, die einen sehr hohen Brechungsindex aufweist. Die Krümmung der Bildoberfläche 30 der sphärischen Linse 14 ist an die Petzval-Krümmung angepaßt. Dies macht die Linse kompakter und verwendbar über ein breites Gesichtsfeld. Durch Verwendung der gekrümmten Bildoberfläche befinden sich die Strahlen, die durch die Linse verlaufen, unter einem senkrechten Auftreffwinkel zu der Bildoberfläche, was für die Beleuchtung bei großen Feldwinkeln günstig ist.
Die gekrümmte Oberfläche der faseroptischen Feld-Glätteinrichtung 18 ist in Nachbarschaft zu der gekrümmten Bildoberfläche 30 angeordnet. Die Oberfläche der Feld- Glätteinrichtung ist mit einem Medium für die Umwandlung von ultraviolettem Licht in sichtbares Licht für die Übertragung durch das Faserbündel beschichtet. Der bevorzugte Bereich des ultravioletten Lichtes, der am besten bei diesem System arbeitet, liegt zwischen 2800 und 3000 Ångström. Das Bild wird sodann durch die Bildverstärkerröhre 20 zu der Mega-Pixel-CCD Anordnung 22 übertragen. Die CCD-Anordnung wandelt das Bild im sichtbaren Licht in ein digitalisiertes elektrisches Signal um.
Wenn der Sensor den Rand der Erde ohne die Spiegelanordnung 12 betrachten würde, so könnte das Gesamt-Gesichtsfeld 150 Grad übersteigen. An diesem Punkt würde die Wellenfront an der Blendenbegrenzung 16 würde die wirksame Blende bei extremen Winkeln in großem Umfang reduziert und es würden Aberrationen höherer Ordnung vorliegen. Die Abbildung durch die Feld-Glätteinrichtung 18 einer nahezu halbkugelförmigen Bildoberfläche 30 in eine flache Oberfläche erhöht ebenfalls in großem Umfang die Aufstandsfläche des Bildes speziell an den Kanten des Bildes. Die Spiegelanordnung 12 wird daher verwendet, um das extreme Feld in ein bescheideneres Gesichtsfeld abzubilden. Der Nachteil der Spiegelanordnung liegt darin, daß viele Objekte, die unter kleinen Auftreffwinkeln angeordnet sind, nicht sichtbar sind. Da der ERADS nur die äußeren Kanten der Erde beobachtet, behindert diese Einschränkung nicht die Gesamtleistung des Systems.
Auf Grund des weiten Gesichtsfeldes ist keine Abtastung bzw. Ausrichtung von getrennten Sensoren erforderlich. Da die Höhe mit maximaler Intensität des Randes als der Horizont definiert ist, ist keine absolute Kalibrierung erforderlich.
Wie in Fig. 2 erkennbar, sind 6 bis 8 Spiegel 28 in einem hexagonalen oder oktagonalen Muster anstelle eines kontinuierlichen Spiegels angeordnet. Ein kontinuierlicher Spiegel würde die Abbildung bewahren aber einen großen Betrag an Astigmatismus einführen, was die Auflösung vermindert. Die Facettenspiegel 28 bewahren die Qualität der Wellenfront, führen aber eine Abbildungsstörung tangential zu dem Rand ein. Es gibt Bereiche mit Vieldeutigkeit und fehlenden Daten in dem Bild an jedem Spiegelsaum auf Grund dieser Abbildungsstörung. Auf Grund der zentrierenden Natur der Lagebestimmung und der Gesamtanzahl von sichtbaren Sternen ist diese Störung für die Gesamtleistung des Sensors nicht schädlich.
Fig. 7 offenbart ein Blockdiagramm des Informations-Verarbeitungssystems für den ERADS. Das Verarbeitungssystem umfaßt Komponenten, die in der Sensoranordnung 10 enthalten sind und die elektrisch an eine Steuerelektronik angeschlossen sind. Der logarithmische Verstärker 70 empfängt das Bild von der CCD-Anordnung 22 und überträgt es über eine Hochgechwindigkeits-Datenleitung zu der Steuerelektronik. Das digitale Bild wird zu dem Empfänger 72 übertragen und sodann in dem Speicher in dem Bilddaten- Speichermodul (IDSM) 74 gespeichert. Der IDSM 74 ist mit dem integrierten Steuerprozessor (ICP) 76 sowie mit einer Ein/Ausgabe-Schnittstelle 82 verbunden. Diese Ein/Ausgabe-Schnittstelle 82 kann an eine Vielzahl von Funktionen angeschlossen sein, die Information von dem Sensor erfordern. Der ICP 76 ist mit der CCD-Steuerung 78 verbunden, welche ihrerseits mit dem Konsolentreiber verbunden ist. Der Konsolentreiber 80 steuert die CCD-Anordnung 22.
Während des Betriebs der Sensoranordnung 10 sendet der ICP 76 ein Signal über die CCD- Steuerung 78 zu der CCD-Anordnung 22, um ein Bild zu empfangen. Die CCD-Steuerung 78 arbeitet wie eine Blendensteuerung einer Kamera. Das Bild von der CCD-Anordnung 22 wird sodann von dem logarithmischen Verstärker 70 über den Empfänger 72 zu dem Speicher übertragen. Dem ICP 76 wird signalisiert, daß das digitalisierte Bild in dem Speicher empfangen worden ist; er sucht das Bild aus dem Speicher auf und vergleicht es mit dem gespeicherten Daten, die aus Sternkarten und Randmodellen bestehen, um festzustellen, ob das Raumfahrzeug in geeigneter Weise ausgerichtet ist. Sternkonfigurationen werden aus der Position und Größe zu der Zeit identifiziert, wo das Bild empfangen wird. Das empfangene Randbild wird mit einem Randmodell an Bord verglichen. Der ICP vergleicht Mehrfach-Vektormessungen mit Referenzvektoren, um eine beste Abschätzung der Drehung gegenüber dem Referenzrahmen für die Messung vorzugeben. Diese Information wird sodann an Systeme des Raumfahrzeuges ausgegeben, die diese anfordern. Die Bildrahmen werden mit einer Nennfrequenz von 2 Hz verarbeitet, obgleich diese Frequenz verändert werden kann.

Claims

1. Verfahren zur Bestimmung der Lageinformation in drei Achsen für ein Raumfahrzeug in einer Erdumlaufbahn unter Verwendung einer einzigen UV-Licht- Sensoranordnung, umfassend die Schritte:

a) Positionierung der UV-Licht-Sensoranordnung des Raumfahrzeuges so, daß sie die Gesamtheit des ultravioletten Randes der Erde und wenigstens einen Hintergrundstern betrachtet;

b) wobei der ultraviolette Rand ein Hellphasenrand sein kann, der durch Rayleigh-Streuung des Sonnenlichts während des Tageslichtzustandes vorgegeben ist oder ein Nachtrand sein kann, der durch das Nachtglühen bei Nacht vorgegeben ist;

c) Bildung eines Referenz-Massenschwerpunktes des ultravioletten Randes der Erde unter Verwendung eines Bildes des Randes, der durch die UV-Licht- Sensoranordnung detektiert wird;

d) Feststellung der Drehung des Raumfahrzeuges um die Nick- und Rollachse des Raumfahrzeuges durch Überwachung des Ortes eines gemessenen Massenschwerpunktes des ultravioletten Randes der Erde in Bezug auf den Ort des Referenz-Massenschwerpunktes;

e) Detektieren eines ultravioletten Bildes von wenigstens einem Hintergrundstern; und

f) Bestimmung der Drehung des Raumfahrzeuges um die Gierachse;

f1) wenn eine Lichtgrenze sichtbar ist durch Vergleich eines gemessenen Ortes einer Lichtgrenzenkreuzung des Randes mit dem vorhergesagten Ort der Lichtgrenzenkreuzung aus Ephemerideninformation; oder

f2) wenn die Lichtgrenze auf Grund der Tageszeit nicht verfügbar ist durch Überwachung der Position des ultravioletten Bildes der Hintergrundsterne in Bezug auf die vorhergesagten Orte der Hintergrundsterne aus Ephemerideninformation.

2. Verfahrennachanspruch 1, dadurch gekennzeichnet daß die Schritte der Feststellung des Ortes des Referenz- und gemessenen Massenschwerpunktes verwirklicht werden durch Lokalisieren des mittleren Zentrums von Punkten maximaler Intensität bei jedem Azimuth des Randes.

3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt der Feststellung der Drehung des Raumfahrzeuges um die Nick- und Rollachse verwirklicht wird durch Überlagerung von Bildern des gemessenen Massenschwerpunktes und des Referenz-Massenschwerpunktes in einer Referenzebene und durch Messung der Längs- und Seitenabstände zwischen den gemessenen und Referenz-Massenschwerpunkten.

4. Verfahrennachanspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt der Feststellung der Drehung des Raumfahrzeuges um die Gierachse verwirklicht wird durch Überlagerung des ultravioletten Bildes der Hintergrundsterne mit einem Bild der vorhergesagten Positionen des Hintergrundes in einer Referenzebene und durch Messung des Seiten- und Längsabstandes zwischen dem ultravioletten Bild und der vorhergesagten Position.

5. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt der Feststellung der Drehung des Raumfahrzeuges um die Nickachse verwirklicht wird durch Überlagerung eines Bildes der gemessenen Position der Lichtgrenzenkreuzung mit den vorhergesagten Positionen der Lichtgrenzenkreuzung in einer Referenzebene und durch Messung des Seiten- und Längsabstandes zwischen dem ultravioletten Bild und der vorhergesagten Position.

6. Sensoranordnung (10) zur Verwirklichung des Verfahrens gemaß Patentanspruch 1 bei der Bestimmung der Lageinformation in drei Achsen für ein Raumfahrzeug in einer Erdumlaufbahn, aufweisend:

a) einen einzigen UV-Lichtsensor (18), der auf dem Raumfahrzeug angeordnet ist;

b) eine optische Anordnung (12,14), die mit dem UV-Lichtsensor gekoppelt ist, um Licht aus einem weiten Gesichtsfeld auf dem UV-Lichtsensor zu fokussieren, wobei das weite Gesichtsfeld die Gesamtheit des ultravioletten Randes der Erde und wenigstens einen Hintergrundstern umfaßt; und

c) eine an den UV-Lichtsensor angeschlossene Verarbeitungseinrichtung (20,22;70-80) zur Feststellung der Drehung des Raumfahrzeuges um die Nick- und Rollachse des Raumfahrzeuges durch ultraviolette Abbildung des Erdrandes und der Drehung um die Gierachse des Raumfahrzeuges durch einen Vergleich des tatsächlichen Ortes der Hintergrundsterne mit den vorhergesagten Orten aus Ephemeridendaten oder durch einen Vergleich des tatsächlichen Ortes der Lichtgrenzenkreuzung auf dem Erdrand mit dem vorhergesagten Ort der Lichtgrenzenkreuzung aus Ephemeridendaten.

7. Anordnung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die optische Anordnung umfaßt: eine sphärische Linse (14); und eine Spiegelanordnung (12), um Licht aus dem weiten Gesichtsfeld in die sphärische Linse in einer Weise zu reflektieren, die das effektive Gesichtsfeld vermindert.

8. Anordnung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daßdie sphärische Linse (14) einen Anschlag und eine Blende (16) besitzt, um den Betrag an Licht zu steuern, der durch die sphärische Linse verläufi.

9. AnordnungnachanspruchB, dadurch gekennzeichnet, daß die sphärische Linse (14) aus Saphir aufgebaut ist.

10. Anordnung nach einem der Ansprüche 7 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß der UV-Lichtsensor umfaßt: einen faseroptischen Bildglätter (18) in Nachbarschaft zu der sphärischen Linse (14) mit einem Medium zwischen der Linse und dem faseroptischen Bildglätter, um UV- Licht in sichtbares Licht umzuwandeln; einen Bildverstärker (20), der an den faseroptischen Bildglätter angeschlossen ist; und eine CCD-Anordnung (22), die an den Bildverstärker angeschlossen ist, um das sichtbare Licht in ein digitalisiertes elektrisches Signal umzuwandeln.