WO2009003451A1 - Regelung von master/slave-satelliten-konstellationen - Google Patents

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WO2009003451A1
WO2009003451A1 PCT/DE2008/001072 DE2008001072W WO2009003451A1 WO 2009003451 A1 WO2009003451 A1 WO 2009003451A1 DE 2008001072 W DE2008001072 W DE 2008001072W WO 2009003451 A1 WO2009003451 A1 WO 2009003451A1
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master
slave
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satellite constellation
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Hartmut Jörck
Reinhard Wolters
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Astrium Gmbh
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    • B64G1/6462—Docking or rendezvous systems characterised by the means for engaging other vehicles

Definitions

  • the invention relates to the control of satellite constellations in which there is a pronounced hierarchy between a master and one or more slave satellites.
  • the slave satellites must be at least inertially or relatively regulated relative to the master satellite in position.
  • the control loop of the slave satellite is closed according to the invention via the master satellite.
  • Satellite constellations Another class of satellite constellations is when high demands are placed on the relative position and location of satellites to each other. These include scientific missions such as planned interferometers, which consist of several telescope satellites and a central satellite for beam combination.
  • planned interferometers which consist of several telescope satellites and a central satellite for beam combination.
  • optical path lengths between the satellites in the sub-nm range must be precisely controlled, or the position alignment must be accurate to milli-arc seconds. That is because of the high functional requirements and accuracy requirements 8 001072
  • Every single satellite (master and slave satellites) requires a complete AOCS system.
  • the present invention is concerned with constellations in which, in terms of functional requirements, a gap between master and
  • RVD Robot and Docking
  • the target essentially has to hold its position and location relatively roughly.
  • RVD scenarios such as, for example, for refueling or servicing tasks of geostationary communication satellites.
  • the target must behave cooperatively at least to a limited extent, i. there are such
  • Rate of rotation of the target Furthermore, the position of the target (slaves) relative to the master satellite must be known for collision avoidance.
  • a retroreflector is usually mounted on the target satellite which, depending on the measurement requirements, must be aligned in the degree range or better relative to the master satellite.
  • the target may need to be captured and then a lane maneuver performed.
  • Such maneuvers can be accomplished much simpler with a target cooperative, at least with respect to its positional orientation, than with a freely tumbling or passive, e.g. Gravity gradient oriented satellites.
  • the subject of the invention is a satellite constellation consisting of a master satellite and one or more slave satellites, in which at least one of the slave satellites required by the slave satellites is closed via the master satellite.
  • a further development of the invention provides that sensors required for the slave control loops closed via the master are located on the master satellite. 72
  • a further development of the invention provides that the information required by the slave closed loop control circuits are transmitted via a remote control acting in one direction only.
  • Another development of the invention provides that information required by the slave satellite is transmitted to the ground station via the master satellite.
  • a further development of the invention provides that at least partially identical components are used for the control of the master and the slave.
  • Another development of the invention provides that only components such as magnetic coils for position control are used on the slave satellite, which do not require monitoring by the ground station, and which are controlled via a remote control by means of pulse width modulation.
  • a further development of the invention provides that position and / or position information required for the slave from inertial measured variables of the master and relative measured variables between master and slave are determined.
  • Another development of the invention provides that the inertial measured variables for the master and the relative measured variables between master and slave are detected by means of one or more preferably identically constructed sensors.
  • optical sensors are used for the measurement, which can work as a star sensor and image data processing method at least the location and in known Slave dimensions can also detect the relative position of the slave satellite to the master.
  • Another development of the invention envisages that, with different orientations of the sensors, the fields of view of the sensors overlap so far that the slave satellite can be detected in a common field of view which is sufficiently large for the mission implementation.
  • a further development of the invention provides that the sensors form a stereo sensor configuration for detecting the relative distance between the master and slave satellites.
  • Another development of the invention provides that to increase the accuracy of measurement, the lines of sight of the sensors are calibrated to each other with the help of stars that are in the common field of view.
  • a further development of the invention provides that the position and position of the slave are detected relative to the master by means of active sensors such as laser scanners or a combination of passive and active sensors.
  • the constellation further includes active distance sensors and these are also used simultaneously for detecting a least two-axis relative position information for the slave satellite.
  • the master satellite comprises devices for autonomous sequence control, for example of constellation maneuvers.
  • the devices for autonomous process control of the constellation also include devices for error correction and / or collision avoidance.
  • a further development of the invention provides that the sensor information is processed aboard the master satellite by means of sensor fusion methods that contain models of the dynamics of the master and slave satellites.
  • An advantage of the invention is to be seen in a compared to previously known solutions for position control of simple slave or target satellites considerably reduced hardware and software effort.
  • test and verification effort is essentially incurred only for the master satellite and can also be further reduced by largely identical components for the master and slave control loops.
  • an advantage of the invention is that the system reliability is significantly increased by the significantly reduced number of components required.
  • a further advantage of the invention is that further simplifications on the part of the ground station arise, since the slave satellite is controlled by the master satellite and thus essentially only one satellite has to be monitored.
  • a further advantage of the invention is that autonomy functions aboard the master in the monitoring unit (10) enable it to respond to unforeseen events (collision avoidance, etc.) and thus increase system reliability while reducing ground station monitoring overhead.
  • Fig. 1 A first embodiment of the invention, in which the control of the target satellite is up to the actuators in the master satellite
  • Fig. 2 An arrangement in which largely the same sensors and actuator types are used for master and slave
  • Fig. 3 An arrangement in which a camera or a star sensor at the same time for determining the inertial position of the master and the
  • Fig. 4 A based on sensor fusion measuring device with parameter identification
  • FIG. 1 shows an inventive control engineering structure of the master / slave satellite constellation.
  • the slave satellite (2) is controlled and monitored solely by the master (1). Only the master (1) receives its commands from the ground station (3) or sends to this status information by means of the TM / TC module (Tele Monitoring / Command) (11) provided by the monitoring unit (10) or processed.
  • the monitoring unit (10) controls all processes in the master and slave satellites. It also includes all the necessary FDIR (Failure Detection, Isolation and Recovery) features from the satellites and their interaction. So far, hard-coded logics are usually used for such sequential control systems, which become very quickly confusing and even prone to error in a larger number of operating states of the satellite or more complex error cases.
  • One way to circumvent this problem is to integrate in the monitoring unit (10) autonomous planning or in case of failure re-planning algorithms.
  • Autonomous means systems that respond to unforeseen or unprogrammed events, e.g. can react to collision avoidance without contact with the ground.
  • Such an artificial intelligence based approach has been implemented in an experimental American earth observation satellite. With response times in the minute range, however, only longer-term schedules were possible here.
  • An adapted autonomous response of the master satellite to critical situations in the vicinity of the slave satellite e.g. Collision avoidance requires procedures that must be able to react much faster.
  • Such algorithms are currently under development.
  • the control loop of the slave satellite is closed according to the invention via the master satellite. That On board the slave satellite (2) are preferably only the required actuators with control electronics (14) and power supply (12). The sensors (7) and controllers (8) required for position control are located on board the master (1) and use existing resources such as computers, power supply (12), etc. If possible, the sensors required by the master satellite are also used.
  • the positioning commands are preferably transmitted by means of a simple remote control consisting of transmitter (9) and receiver (13). Feedback from status functions of the slave satellite to the master is possible, but should be avoided by a component selection for the slave satellite as described in Embodiment 2.
  • the master with inertial sensors (4) is aligned inertially or relative to the slave satellite via the master controller (5) depending on the application.
  • the control of the slave satellite (2) is preferably carried out in earth orbits by means of magnetic coils (Torquem) (14).
  • Torquem magnetic coils
  • the primary actuators (6b) of the master are reaction wheels, they are often discharged by magnetic torquers (6a), i.
  • the same actuator types are used as are used for primary control of the slave.
  • the magnetic torquers can still be supported by further, preferably passive measures such as utilization of the gravitational gradient, air or solar drag.
  • the control of the magnetic Torquer (14) takes place via the remote control (9), (13), preferably by means of a pulse width modulation, i. by simply switching the Torquer on and off.
  • the orientation of the magnetic field is measured by means of corresponding magnetic field sensors (4a). It is assumed that there is approximately the same field at the location of the slave as at the location of the master.
  • Control of the satellite by means of magnetic torquers allows locally only a control in two axes. In order to be able to influence the position in all three axes via an orbit, the satellite orbit must not be aligned perpendicular to the earth dipole. The positional deviations are averaged over an orbit by suitable methods known from the literature. Another approach is given by well-known from control engineering predictive controller, which predict the influence of Torquer on the situation and minimize positional deviations from predetermined setpoints. T / DE2008 / 001072
  • the magnetic field sensors can not provide a complete triaxial position reference, they must be coupled with other sensors, e.g. Stem sensors (4b) are combined. This is usually done in sensor fusion filters (4c).
  • other sensor / actuator configurations may be used. Preferably, only those actuators should be used that do not require monitoring by the ground station, such as magnetic torquers, solar sailing, etc. If slave status information is still needed on the ground, the master is used as a relay satellite to simplify the system. Furthermore, care should be taken in the selection of the slave components that to avoid a complex thermal control this can be used over a wide temperature range.
  • cameras or sensor sensors (34) are used which can detect both the inertial position of the master satellite and the position of the slave satellite (2) relative to the master (1).
  • the field of view of the star sensor or the camera (33) must be so large that stars (30) as well as the target (slave satellite) (2) can be detected in parallel.
  • the lines of sight (31) of the sensors are rotated against each other.
  • the overlapping area (32) of the visual fields must be sufficiently large in order to obtain a sufficient angular range for the detection of the target (2).
  • the front-end electronics of Stemsensoren (34) correct for pixel errors of the detectors and lens distortions to achieve high accuracy. Corresponding methods are used by default in star sensors. In today's star sensors a Stemkatolog in the computer (35) is implemented. Recent developments also allow the evaluation of star stripes, as they arise on the detector at high satellite rotation rates. This can also be dispensed with the use of gyros for the reduction of high rotation rates or for acquisition purposes.
  • the star sensors or cameras are to be expanded by an image processing module (36).
  • the position of the slave satellite can be determined by known detected detection methods. For unfavorable lighting conditions (high contrast), it may be helpful to place well-detectable marks on the slave satellite. The satellite position can then be determined by the position of these marks relative to the outer contour of the satellite.
  • the inertial and relative measurements are processed in a sensor fusion filter (37) for the various controllers.
  • the star sensor arrangement shown in Figure 3 has the properties of a stereo camera, so it can also be used for position estimation. A knowledge of the relative position between the satellites is also required for collision avoidance. If a sensor fails, however, only a positional mood is possible if the target dimensions are not sufficiently well-known, unless one has been able to determine these beforehand by means of the stereo configuration or has another redundant camera on board.
  • the lines of sight (31) of the cameras (34) are calibrated relative to each other by means of stars (30) located in the common field of view (32). To ensure that the sensors are calibrated with the same stars, they are determined using known star identification algorithms.
  • FIG. 4 Another embodiment of the present invention is shown in FIG. If, in addition to, for example, magnetic sensors (41), also a redundant star sensor / camera (42) based relative position determination are used according to FIG. the slave satellite must be sufficiently lit. Limiting oneself to natural light, there are problems in the earth shadow which, according to FIG. 4, are application-specific with an extension of the sensor fusion methods (37) by suitable models of the interference environment (43), the actuator dynamics (44) and the satellite dynamics for the Have Master (45) and Slave (46) reduced (observer or Kalman filter). Shadow phases can be bridged by methods which are sufficiently known from control technology, if appropriate with sufficient estimation accuracy. Recent developments such as non-linear Kalman filters also allow an estimate of the position over larger angular ranges (large-angle rotations).
  • parameter identification methods 47
  • Recent developments allow for a simultaneous state (location) and parameter estimation, ie a summary of (43) to (47) in a filter (48).
  • an RVD maneuver may also be performed if the view of the sensors is restricted by the target satellite.
  • the filters can serve as so-called analytical redundancy for the temporary or partial failure of individual sensors. The bridging of downtime is also important in collision avoidance.
  • the advantages of the invention are to be seen in a comparison with previously known solutions for position control of simple slave or target satellite in the considerably reduced hardware and software effort. Furthermore, it has to be taken into account that the test and verification effort essentially arises only for the master satellite and, moreover, it can be further reduced by largely identical components for the master and slave control loops. The significantly reduced number of required components significantly increases system reliability. Further simplifications arise on the part of the ground station, since the slave satellite is controlled by the master satellite and thus essentially only one satellite must be monitored. Autonomy functions on board the master in the monitoring unit (10) allow reacting to unforeseen events (collision avoidance, etc.) and thus increase system reliability.

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Abstract

Die Erfindung zeigt eine Satelliten-Konstellation bestehend aus einem Master-Satelliten und einem oder mehreren Slave-Satelliten, bei der von den vom Slave-Satelliten benötigten Regelkreisen mindestens einer über Master-Satelliten geschlossen wird.

Description

Regelung von Master/Slave-Satellitenkonstellationen
Stand der Technik
Die Erfindung betrifft die Regelung von Satellitenkonstellationen, bei denen eine ausgeprägte Hierarchie zwischen einem Master- und einem oder mehreren Slave-Satelliten vorliegt. Die Slave-Satelliten müssen dabei zumindest inertial oder relativ zum Master-Satelliten in ihrer Lage geregelt werden. Zur Systemvereinfachung wird der Regelkreis des Slave-Satelliten dabei erfindungsgemäß über den Master-Satelliten geschlossen.
Verschiedene Satelliten-Konstellationen befinden sich bereits im Orbit. Hierzu gehören niedrig im LEO (Low Earth Orbit) fliegende Nachrichten-Konstellation wie Iridium oder Globalstar, sowie höher fliegende GPS-Satelliten. Derartige Konstellationen zeichnen sich dadurch aus, dass hier ein Verbund identischer Satelliten mit eigenständiger Lageregelung bzw. AOCS (Attitüde and Orbit Control System) vorliegt, bei dem jeder einzelne Satellit von der Bodenstation überwacht wird. Die Bahnen bzw. Positionen der Satelliten werden ebenfalls vom Boden aus vermessen und gegebenenfalls Manöver zur Bahnkorrektur vom Boden aus kommandiert. Eine derartige Überwachung verursacht einen erheblichen Aufwand.
Eine andere Klasse von Satelliten-Konstellationen liegt vor, wenn hohe Anforderungen an die Relativposition und -Lage der Satelliten zueinander gestellt werden. Hierzu gehören wissenschaftliche Missionen wie geplante Interferometer, die aus mehreren Teleskop-Satelliten und einem Zentral- Satelliten zur Strahl-Kombination bestehen. Hier sind optische Pfadlängen zwischen den Satelliten im sub nm-Bereich genau zu regeln bzw. die Lageausrichtung hat auf milli-Bogensekunden genau zu erfolgen. D.h. aufgrund der hohen funktionalen Anforderungen und Genauigkeitsanforderungen 8 001072
benötigt auch hier jeder einzelne Satellit (Master und Slave-Satelliten) ein vollständiges AOCS-System.
Die vorliegende Erfindung befasst sich mit Konstellationen, bei denen hinsichtlich der funktionalen Anforderungen ein Gefälle zwischen Master- und
Slave-Satellit besteht. Derartige Situationen liegen z.B. bei RVD (Rendezvous and Docking) Szenarien vor, bei denen das Target (Slave) im Wesentlichen nur relativ grob seine Position und Lage halten muss. Hierzu gehören neben hier nicht betrachteten Andockmanövern in der bemannten Raumfahrt auch RVD- Szenarien wie z.B. für Betankungsmaßnahmen oder Servicing-Aufgaben von geostationären Kommunikations-Satelliten. Hierzu muss sich das Target zumindest eingeschränkt kooperativ verhalten, d.h. es existieren bei derartigen
Manöver-Randbedingungen beispielsweise hinsichtlich der maximal zulässigen
Drehraten des Targets. Weiterhin muss zur Kollisionsvermeidung die Position des Targets (Slaves) relativ zum Master-Satelliten bekannt sein.
Im wissenschaftlichen Bereich sind Anwendungen zu nennen, bei denen z.B. zur Vermessung von Gravitationspotentialen der Abstand zwischen einem Master-Satelliten und einem einfachen Target-Satelliten zu bestimmen ist und sich das Target somit ebenfalls kooperativ verhalten muss. Wird der Abstand zwischen den Satelliten mittels Laser-Metrologie vermessen, ist auf dem Target-Satellit üblicherweise ein Retroreflektor angebracht, der je nach Messanforderungen im Gradbereich oder besser relativ zum Master-Satelliten ausgerichtet sein muss.
Bisher bekannte Lösungen setzen auch im Target-Satelliten AOCS-Systeme zur Ausrichtung ein. Weiterhin existieren Vorschläge, rein passive Satelliten wie z.B. Kugeln vom Master auszusetzen und als Retroreflektor für einen Laser zu nutzen. Als nachteilig ist bei diesen Lösungen die geringe zurückgestrahlte Leistung und damit das schlechte Signal- zu Rauschverhältnis der Abstandsmessung anzusehen.
Ändert sich weiterhin die Target-Bahn stark im Verhältnis zum Master- Satelliten, ist das Target unter Umständen einzufangen und anschließend ein Bahnmanöver durchzuführen. Derartige Manöver lassen sich mit einem zumindest hinsichtlich seiner Lageausrichtung kooperativen Target deutlich einfacher bewerkstelligen als mit einem frei taumelnden oder passiv z.B. mittels Gravitationsgradienten ausgerichteten Satelliten.
Nachteilig bei den bisher bekannten aktiv geregelten Lösungen ist ferner der beträchtliche Regelungsaufwand, da hierzu ein komplettes Lageregelungssystem mit all seinen Überwachungseinrichtungen und Kommunikationsmitteln zur Bodenstation benötigt wird.
Es ist eine Aufgabe der Erfindung eine Satelliten-Konstellation anzugeben, welche einen verringerten Regelungs- und Kommunikations-Aufwand, der im Slave-Satelliten bzw. Target notwendig ist, erfordert.
Die Aufgabe wird gelöst durch eine Satelliten-Konstellation nach Anspruch 1. Vorteilhafte Ausführungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen genannt.
Gegenstand der Erfindung ist eine Satelliten-Konstellation bestehend aus einem Master-Satelliten und einem oder mehreren Slave-Satelliten, bei der von den vom Slave-Satelliten benötigten Regelkreisen mindestens einer über den Master-Satelliten geschlossen wird.
Eine Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass sich für die über den Master geschlossenen Slave-Regelkreise benötigten Sensoren auf dem Master- Satelliten befinden. 72
Eine weitere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass sich die über den Master geschlossenen Regelkreise vom Slave benötigten Informationen über eine in nur eine Richtung wirkende Fernsteuerung übertragen werden.
Eine andere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass vom Slave-Satelliten benötigte Informationen über den Master-Satelliten zur Bodenstation übertragen werden.
Eine weitere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass für die Regelung des Masters und des Slaves zumindest teilweise identische Komponenten benutzt werden.
Eine andere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass auf dem Slave- Satelliten nur Komponenten wie magnetische Spulen zur Lageregelung Verwendung finden, die keiner Überwachung durch die Bodenstation bedürfen, und die über eine Fernsteuerung mittels Pulsbreitenmodulation angesteuert werden.
Eine weitere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass für den Slave benötigte Lage- und / oder Positionsinformationen aus inertialen Messgrößen des Masters und relativen Messgrößen zwischen Master und Slave ermittelt werden.
Eine andere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass die inertialen Messgrößen für den Master und die relativen Messgrößen zwischen Master und Slave mittels eines oder mehreren vorzugsweise identisch aufgebauten Sensoren erfasst werden.
Eine weitere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass für die Messung optische Sensoren verwendet werden, die als Sternsensor arbeiten können und über Bilddatenverarbeitungs-Verfahren zumindest die Lage und bei bekannten Slave-Dimensionen auch die Relativposition des Slave-Satelliten zum Master erfassen können.
Eine andere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass sich bei unterschied- liehen Ausrichtungen der Sensoren Gesichtsfelder der Sensoren soweit überlappen, dass der Slave-Satellit in einem für die Missionsdurchführung hinreichend großen gemeinsamen Gesichtsfeld erfasst werden kann.
Eine weitere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass die Sensoren eine Stereosensor-Konfiguration zur Erfassung des Relativ-Abstandes zwischen Master- und Slave-Satellit bilden.
Eine andere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass zur Steigerung der Messgenauigkeit die Sichtlinien der Sensoren zueinander mit Hilfe von Sternen kalibriert werden, die sich im gemeinsamen Gesichtsfeld befinden.
Eine weitere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass Lage und Position des Slaves relativ zum Master mittels aktiver Sensoren wie beispielsweise Laser- Scanner oder einer Kombination aus passiven und aktiven Sensoren erfasst werden.
Eine andere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass die Konstellation ferner aktive Abstandssensoren umfasst und diese auch gleichzeitig zur Erfassung einer mindestens zweiachsigen Relativ-Lageinformation für den Slave-Satelliten benutzt werden.
Eine weitere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass der Master-Satellit Vorrichtungen zur autonomen Ablaufsteuerung z.B. von Konstellationsmanövern umfasst. DE2008/001072
Eine andere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass die Vorrichtungen zur autonomen Ablaufsteuerung der Konstellation auch Vorrichtungen zur Fehlerbeseitigung und/oder Kollisionsvermeidung umfassen.
Eine weitere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass die Sensorinformationen an Bord des Master-Satelliten mittels Sensorfusionsverfahren verarbeitet werden, die Modelle der Dynamik des Master- und Slave-Satelliten beinhalten.
Ein Vorteil der Erfindung ist in einem gegenüber bisher bekannten Lösungen zur Lageregelung von einfachen Slave- oder Target-Satelliten beträchtlich reduzierten Hardware- und Software-Aufwand zu sehen.
Ein weiterer Vorteil ist, dass der Test- und Verifikationsaufwand im Wesentlichen nur für den Master-Satelliten anfällt und zudem noch durch weitgehend identische Komponenten für die Master- und Slave-Regelkreise weiter reduziert werden kann.
Ferner ist ein Vorteil der Erfindung, dass durch die deutlich verringerte Anzahl der benötigten Komponenten die Systemzuverlässigkeit deutlich erhöht wird.
Darüber hinaus ist ein weiterer Vorteil der Erfindung, dass sich weitere Vereinfachungen auf Seiten der Bodenstation ergeben, da der Slave-Satellit vom Master-Satelliten geregelt wird und damit im Wesentlichen nur noch ein Satellit überwacht werden muss.
Ein weiterer Vorteil der Erfindung ist, dass Autonomie-Funktionen an Bord des Masters in der Überwachungseinheit (10) das Reagieren auf unvorhergesehene Ereignisse (Kollisionsvermeidung etc.) ermöglichen und damit die Systemzuverlässigkeit bei gleichzeitig reduziertem Überwachungsaufwand durch die Bodenstation erhöhen. DE2008/001072
Die Erfindung wird anhand der folgenden Figuren beschrieben. Die Zeichnungen zeigen in
Fig. 1 : Eine erste Ausgestaltung der Erfindung, bei der sich die Regelung des Target-Satelliten bis auf die Stellglieder im Master-Satelliten befindet
Fig. 2: Eine Anordnung, bei der weitgehend gleiche Sensoren und Stellglied-Arten für Master und Slave verwendet werden
Fig. 3: Eine Anordnung, bei der eine Kamera oder ein Sternsensor gleichzeitig zur Bestimmung der inertialen Lage des Masters und der
Lage des Targets relativ zum Master benutzt wird
Fig. 4: Eine auf Sensor-Fusion beruhende Messanordnung mit Parameter- Identifikation
Ausführungsform 1
In Figur 1 ist ein erfindungsgemäßer regelungstechnischer Aufbau der Master/Slave-Satelliten-Konstellation gezeigt. Gemäß dieser Ausführungsform wird der Slave-Satellit (2) allein vom Master (1) gesteuert und kontrolliert bzw. überwacht. Nur der Master (1) erhält seine Kommandos von der Bodenstation (3) bzw. sendet zu dieser Status-Informationen mittels des TM/TC-Moduls (Tele Monitoring / Command) (11), die von der Überwachungs-Einheit (10) bereitgestellt bzw. verarbeitet werden. Die Überwachungseinheit (10) steuert alle Abläufe im Master und Slave-Satelliten. Sie enthält weiterhin alle notwendigen Funktionen zur Fehler-Erkennung und Behebung (FDIR, Failure Detection, Isolation and Recovery) von den Satelliten und ihrer Interaktion. Bisher werden üblicherweise für derartige Ablaufsteuerungen fest programmierte Logiken eingesetzt, die bei einer größeren Anzahl von Betriebszuständen der Satelliten bzw. komplexeren Fehlerfällen sehr schnell unübersichtlich und selbst fehleranfällig werden. Eine Möglichkeit zur Umgehung dieser Problematik besteht darin, in der Überwachungseinheit (10) autonome Planungs- bzw. im Fehlerfall Neu-Planungsalgorithmen zu integrieren. Als 8 001072
autonom werden hier Systeme verstanden, die auf nicht vorhergesehene bzw. nicht programmierte Ereignisse z.B. zur Kollisionsvermeidung ohne Bodenkontakt reagieren können. Ein derartiger, auf Verfahren der künstlichen Intelligenz beruhender Ansatz ist in einem experimentellen amerikanischen Erdbeobachtungssatelliten implementiert worden. Bei Reaktionszeiten im Minutenbereich waren hier allerdings nur längerfristige Ablaufplanungen möglich. Eine angepasste autonome Reaktion des Master Satelliten auf kritische Situationen im Nahbereich des Slave-Satelliten z.B. zur Kollisionsvermeidung erfordert Verfahren, die wesentlich schneller reagieren können müssen. Derartige Algorithmen befinden sich zurzeit in der Entwicklung.
Um den Regelungsaufwand beim Slave-Satelliten deutlich reduzieren zu können, wird der Regelkreis des Slave-Satelliten erfindungsgemäß über den Master-Satelliten geschlossen. D.h. an Bord des Slave-Satelliten (2) befinden sich vorzugsweise nur noch die erforderlichen Stellglieder mit Ansteuerungs- Elektronik(14) und Stromversorgung (12). Die zur Lageregelung benötigten Sensoren (7) und Regler(8) befinden sich an Bord des Masters (1) und nutzen dort vorhandene Ressourcen wie Rechner, Stromversorgung (12) etc. Nach Möglichkeit werden auch die vom Master-Satelliten benötigten Sensoren mitverwendet. Die Stellkommandos werden vorzugsweise mittels einer einfachen Fernsteuerung bestehend aus Sender (9) und Empfänger (13) übertragen. Eine Rückmeldung von Statusfunktionen des Slave-Satelliten an den Master ist möglich, sollte aber durch eine wie in Ausführungsform 2 beschriebene Komponenten-Auswahl für den Slave-Satelliten vermieden werden können.
In der Konfiguration dieser Ausführungsform wird der Master mit Inertialsensoren (4) über den Master-Regler (5) je nach Anwendung inertial oder relativ zum Slave Satelliten ausgerichtet. DE2008/001072
Ausführungsform 2
Wird zur Regelung des Slave-Satelliten eine Kenntnis der inertialen Ausrichtung benötigt, ist diese aus der inertialen Lagereferenz des Masters und der Lagedifferenz (Relativlage) zwischen Master und Slave zu rekonstruieren. Dies führt auf die in der Figur 2 gezeigte Ausführungsform, welche auf weitere Vereinfachungen des erfindungsgemäßen Regelungssystems führt. Hier wird davon ausgegangen, dass die Regelung des Slave-Satelliten (2) vorzugsweise bei Erd-Bahnen mit Hilfe von Magnet-Spulen (Torquem) (14) erfolgt. Wenn die primären Stellglieder (6b) des Masters Reaktionsräder sind, werden diese häufig durch Magnet-Torquer (6a) entladen, d.h. es kommen vorzugsweise die gleichen Stellgliedtypen zum Einsatz, wie sie zur primären Regelung des Slaves eingesetzt werden. Die Magnet-Torquer können noch durch weitere, vorzugsweise passive Maßnahmen wie Ausnutzung des Gravitations- gradienten, Air- bzw. Solar-Drag unterstützt werden. Die Ansteuerung der Magnet-Torquer (14) erfolgt dabei über die Fernsteuerung (9), (13) vorzugsweise mittels einer Pulsbreitenmodulation, d.h. durch einfaches Ein- und Ausschalten der Torquer.
Die Ausrichtung des Magnetfelds wird mittels entsprechender Magnetfeldsensoren (4a) gemessen. Hierbei wird davon ausgegangen, dass am Ort des Slaves näherungsweise das gleiche Feld wie am Ort des Masters vorliegt. Eine Regelung des Satelliten mittels Magnet-Torquern erlaubt lokal nur eine Regelung in zwei Achsen. Um über einen Erdumlauf die Lage in allen drei Achsen beeinflussen zu können, darf die Satelliten-Bahn nicht senkrecht zu dem Erddipol ausgerichtet sein. Die Lageabweichungen werden über einen Orbit gemittelt durch geeignete, aus der Literatur bekannte Verfahren minimiert. Ein weiterer Ansatz ist durch aus der Regelungstechnik bekannte prädiktive Regler gegeben, die den Einfluss der Torquer auf die Lage vorausberechnen und Lageabweichungen von vorgegebenen Sollwerten minimieren. T/DE2008/001072
Da die Magnetfeldsensoren keine vollständige dreiachsige Lagereferenz liefern können, müssen sie mit anderen Sensoren wie z.B. Stemsensoren (4b) kombiniert werden. Dies erfolgt üblicherweise in Sensor-Fusions-Filtern (4c). Selbstverständlich können auch andere Sensor / Stellgliedkonfigurationen benutzt werden. Vorzugsweise sollten dabei nur solche Stellglieder zum Einsatz kommen, die keine Überwachung durch die Bodenstation erfordern wie eben die Magnet-Torquer, Solarsailing etc. Werden Slave-Statusinformationen dennoch am Boden benötigt, benutzt man zur Systemvereinfachung den Master als Relay-Satelliten. Weiterhin sollte bei der Auswahl der Slave- Komponenten darauf geachtet werden, dass zur Vermeidung einer aufwendigen Thermalkontrolle diese über einen weiten Temperaturbereich einsetzbar ist.
Ausführungsform 3
Der wesentliche Aufwand bei der Implementierung eines Regelungssystems ist in den meisten Fällen durch die Bereitstellung der benötigten Messinformationen gegeben. In einer weiteren Ausführungsform der Erfindung werden entsprechend Figur 3 hierzu Kameras oder Stemsensoren (34) eingesetzt, die sowohl die inertiale Lage des Master-Satelliten als auch die Lage des Slave- Satelliten (2) relativ zum Master (1) erfassen können. Hierzu muss das Gesichtsfeld des Sternsensors bzw. der Kamera (33) so groß sein, dass parallel Sterne (30) als auch das Target (Slave-Satellit) (2) erfasst werden können. Üblicherweise werden zur Verbesserung der Genauigkeit der Rollachse (Line zwischen Master und Slave) die Sichtlinien (31) der Sensoren gegeneinander verdreht. Im vorliegenden Fall muss der Überschneidungsbereich (32) der Gesichtsfelder hinreichend groß sein, um einen ausreichenden Winkelbereich für die Detektion des Targets (2) zu erhalten.
Die Front-End-Elektronik von Stemsensoren (34) korrigiert zum Erzielen hoher Genauigkeiten Pixelfehler der Detektoren und Objektivverzeichnungen. Entsprechende Verfahren werden standardmäßig bei Sternsensoren eingesetzt. Bei heutigen Sternsensoren ist ein Stemkatolog im Rechner (35) implementiert. Neuere Entwicklungen erlauben zudem die Auswertung von Sternstreifen, wie sie auf dem Detektor bei hohen Satelliten-Drehraten entstehen. Hierdurch kann auch auf den Einsatz von Kreiseln zum Abbau von hohen Drehraten bzw. für Akquisitionszwecke verzichtet werden. Für die Erfassung der Relativlage des Targets sind die Sternsensoren bzw. Kameras durch ein Bildverarbeitungsmodul (36) zu erweitern. Die Lage des Slave-Satelliten kann über bekannte Kannten-Detektions-Verfahren ermittelt werden. Für ungünstige Beleuchtungsverhältnisse (hoher Kontrast) kann es hilfreich sein, gut detektierbare Marken auf dem Slave-Satelliten anzubringen. Die Satellitenlage lässt sich dann durch die Position dieser Marken relativ zur äußeren Kontur des Satelliten ermitteln. Die Inertial- und Relativ-Messungen werden in einem Sensorfusionfilter (37) für die verschiedenen Regler aufgearbeitet.
Die in Figur 3 gezeigte Sternsensor-Anordnung hat die Eigenschaften einer Stereo-Kamera, kann somit auch zur Positionsschätzung herangezogen werden. Eine Kenntnis der Relativposition zwischen den Satelliten ist auch zur Kollisionsvermeidung erforderlich. Bei Ausfall eines Sensors ist allerdings bei nicht hinreichend bekannten Target-Dimensionen nur noch eine Lagebe- Stimmung möglich, es sein denn, man hat diese vorab mittels der Stereo- Konfiguration bestimmen können oder hat eine weitere redundante Kamera an Bord. Zur Steigerung der Genauigkeit der Sensor-Konfiguration werden die Sichtlinien (31) der Kameras (34) mittels sich im gemeinsamen Gesichtsfeld (32) befindliche Sterne (30) zueinander kalibriert. Um sicher zu stellen, dass die Sensoren mit denselben Sternen kalibriert werden, werden diese mit Hilfe bekannter Stern-Identifikations-Algorithmen ermittelt.
Ausführungsform 4
Eine weitere Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist in Figur 4 gezeigt. Setzt man nach Figur 4 neben beispielsweise Magnetsensoren (41), auch noch eine redundante Sternsensor/Kamera (42) basierte Relativlagebestimmung ein, muss der Slave-Satellit ausreichend beleuchtet sein. Beschränkt man sich auf natürliches Licht, gibt es im Erdschatten Probleme, die sich nach Figur 4 anwendungsspezifisch mit einer Erweiterung der Sensorfusionsverfahren (37) durch geeignete Modelle der Störumgebung (43), der Stellglied-Dynamik (44) und der Satelliten-Dynamik für den Master (45) und Slave (46) verringern lassen (Beobachter oder Kaimanfilter). Schattenphasen können durch derartige Verfahren, die aus der Regelungstechnik hinreichend bekannt sind, gegebenenfalls mit hinreichender Schätzgenauigkeit überbrückt werden. Neuere Entwicklungen wie nichtlineare Kaimanfilter lassen auch eine Schätzung der Lage über größere Winkelbereiche (Großwinkeldrehungen) zu. Sind die für die Modelle benötigten Parameter nicht genau genug bekannt, sind diese mit Parameter-Identifikationsverfahren (47) zu schätzen. Neuere Entwicklungen erlauben hier eine gleichzeitige Zustands- (Lage) und Parameterschätzung, d.h. eine Zusammenfassung von (43) bis (47) in einem Filter (48). Mit einem derartigen Ansatz kann gegebenenfalls auch ein RVD- Manöver durchgeführt werden, wenn die Sicht der Sensoren durch den Target- Satelliten eingeschränkt wird. Bei hinreichender Genauigkeit der Schätzfilter kann man den Satelliten soweit drehen, dass er seine inertiale Lage weiterhin ermitteln kann und nur das RVD-Manöver im Nahbereich blind durchgeführt werden muss. Weiterhin können die Filter als sogenannte analytische Redundanz für den zeitweisen oder teilweisen Ausfall einzelner Sensoren dienen. Die Überbrückung von Ausfallzeiten ist auch bei der Kollisionsvermeidung von Bedeutung.
Da Kamera basierte Referenzsysteme Einschränkungen unterliegen können, werden in der Robotik und bei RVD-Anwendungen häufig Laser-Scanner zur (Relativ-) Positionsbestimmung und Kollisionsvermeidung herangezogen. Wird mit diesen der Target-Satellit mit hinreichender Auflösung bzw. Genauigkeit abgescannt, kann durch Triangulation auch seine Lage relativ zum Master- Satelliten bestimmt werden. Nachteilig ist bei derartigen Systemen der zusätzlich zu betreibende Aufwand. Sie bieten sich daher insbesondere für Missionen an, bei denen ohnehin ein Laser-Metrologie-System benötigt wird. So bieten sich z.B. bei der Vermessung von Gravitationspotentialen mittels Master/Slave Konstellationen Methoden an, bei denen eine zweiachsige Lageinformation durch Reflektion von drei räumlich getrennten Laserstrahlen ermittelt wird. Falls erforderlich, kann der Winkel um die Rollachse mit Hilfe einer Kamera ermittelt werden, wenn z.B. mindestens zwei auf dem Target angebrachte Retroreflektoren als künstliche Sterne dienen. Ähnliche Verfahren lassen sich in ähnlicher Form naturgemäß auch bei aktiven Sensoren einsetzen, die mit größeren Wellenlängen wie z.B. Radarsensoren arbeiten.
Die Vorteile der Erfindung sind in einem gegenüber bisher bekannten Lösungen zur Lageregelung von einfachen Slave- oder Target-Satelliten in dem beträchtlich reduzierten Hardware und Software Aufwand zu sehen. Weiterhin ist zu berücksichtigen, dass der Test- und Verifikationsaufwand im Wesentlichen nur für den Master-Satelliten anfällt und zudem noch durch weitgehend identische Komponenten für die Master- und Slave-Regelkreise weiter reduziert werden kann. Durch die deutlich verringerte Anzahl der benötigten Komponenten wird die Systemzuverlässigkeit deutlich erhöht. Weitere Vereinfachungen ergeben sich auf Seiten der Bodenstation, da der Slave-Satellit vom Master-Satelliten geregelt wird und damit im Wesentlichen nur noch ein Satellit überwacht werden muss. Autonomie-Funktionen an Bord des Masters in der Überwachungseinheit (10) ermöglichen das Reagieren auf unvorhergesehene Ereignisse (Kollisionsvermeidung etc.) und erhöhen damit die Systemzuverlässigkeit. Durch die Tatsache, dass sich an Bord des Slave- Satelliten vorzugsweise nur Komponenten befinden, die keiner Überwachung durch die Bodenstation bedürfen, ist nur eine Funkverbindung vom Master in Richtung zum Slave-Satelliten erforderlich. Diese beschränkt sich zudem auf gelegentliche einfache Ein- und Ausschaltsignale für die Stellglieder, für die eine allerdings weltraumtaugliche Elektronik ähnlich einer sehr einfachen Modell-Fernsteuerung hinreichend ist. Hierdurch wird der für die Konstellation erforderliche Kommunikationsaufwand zwischen den Satelliten und mit der Bodenstation erheblich reduziert.

Claims

Patentansprüche
1. Satelliten-Konstellation bestehend aus einem Master-Satelliten und einem oder mehreren Slave-Satelliten, bei der von den vom Slave-Satelliten benötigten Regelkreisen mindestens einer über Master-Satelliten geschlossen wird.
2. Satelliten-Konstellation nach Anspruch 1 , wobei sich für die über den Master geschlossenen Slave-Regelkreise benötigten Sensoren auf dem Master- Satelliten befinden.
3. Satelliten-Konstellation nach Anspruch 1 oder 2, wobei die für die über den Master geschlossenen Regelkreise vom Slave benötigten Informationen über eine in nur eine Richtung wirkende Fernsteuerung übertragen werden.
4. Satelliten-Konstellation nach einem der Ansprüche 1 bis 3, wobei vom Slave-Satelliten benötigte Informationen über den Master-Satelliten zur Bodenstation übertragen werden.
5. Satelliten-Konstellation nach einem der Ansprüche 1 bis 4, wobei für die Regelung des Masters und des Slaves zumindest teilweise identische Komponenten benutzt werden.
6. Satelliten-Konstellation nach einem der Ansprüche 1 bis 5, wobei auf dem Slave-Satelliten nur Komponenten zur Lageregelung Verwendung finden, die keiner Überwachung durch die Bodenstation bedürfen, und über eine Fernsteuerung mittels Pulsbreitenmodulation angesteuert werden.
7. Satelliten-Konstellation nach einem der Ansprüche 1 bis 6, wobei für den Slave benötigte Lage- und / oder Positionsinformationen aus inertialen Messgrößen des Masters und relativen Messgrößen zwischen Master und Slave ermittelt werden.
8. Satelliten-Konstellation nach Anspruch 7, wobei die inertialen Messgrößen für den Master und die relativen Messgrößen zwischen Master und Slave mittels eines oder mehreren vorzugsweise identisch aufgebauten Sensoren erfasst werden.
9. Satelliten-Konstellation nach Anspruch 8, wobei für die Messung optische Sensoren verwendet werden, die als Sternsensor arbeiten können und über
Bilddatenverarbeitungs-Verfahren zumindest die Lage und bei bekannten Slave-Dimensionen auch die Relativposition des Slave-Satelliten zum Master erfassen können.
10. Satelliten-Konstellation nach einem der Ansprüche 1 bis 9, wobei sich bei unterschiedlichen Ausrichtungen der Sensoren Gesichtsfelder der Sensoren soweit überlappen, dass der Slave-Satellit in einem für die Missionsdurchführung hinreichend großen gemeinsamen Gesichtsfeld erfasst werden kann.
11. Satelliten-Konstellation nach einem der Ansprüche 1 bis 10, wobei die Sensoren eine Stereosensor-Konfiguration zur Erfassung des Relativ- Abstandes zwischen Master- und Slave-Satellit bilden.
12. Satelliten-Konstellation nach einem der Ansprüche 1 bis 11 , wobei die zur Steigerung der Messgenauigkeit die Sichtlinien der Sensoren zueinander mit Hilfe von Sternen kalibriert werden, die sich im gemeinsamen Gesichtsfeld befinden.
13. Satelliten-Konstellation nach einem der Ansprüche 1 bis 12, wobei Lage und Position des Slaves relativ zum Master mittels aktiver Sensoren oder einer Kombination aus passiven und aktiven Sensoren erfasst werden.
14. Satelliten-Konstellation nach einem der Ansprüche 1 bis 13, wobei die Konstellation ferner aktive Abstandssensoren umfasst und diese auch gleichzeitig zur Erfassung einer mindestens zweiachsigen Relativ- Lageinformation für den Slave-Satelliten benutzt werden.
15. Satelliten-Konstellation nach einem der Ansprüche 1 bis 14, wobei der Master-Satellit Vorrichtungen zur autonomen Ablaufsteuerung umfasst.
16. Satelliten-Konstellation nach Anspruch 15, wobei die Vorrichtungen zur autonomen Ablaufsteuerung der Konstellation auch Vorrichtungen zur Fehlerbeseitigung und/oder Kollisionsvermeidung umfassen.
17. Satelliten-Konstellation nach einem der Ansprüche 3 bis 16, wobei die Sensorinformationen an Bord des Master-Satelliten mittels Sensorfusionsverfahren verarbeitet werden, die Modelle der Dynamik des Master- und Slave-Satelliten beinhalten.
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