DE10031542A1 - Inertialsensor zur Lagerung und Kontrolle einer Inertialreferenz in einem Satelliten - Google Patents

Inertialsensor zur Lagerung und Kontrolle einer Inertialreferenz in einem Satelliten

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Abstract

Die Erfindung betrifft einen Inertialsensor 1 als Inertialreferenz zur Lage- und Positionsbestimmung von Satelliten und Satellitenteilen. Gemäß der Erfindung befindet sich eine Probemasse 2 in einem elektrisch und magnetisch im wesentlichen feldfreien, von einem Gehäuse 3 umschlossenen Raum. Zwischen den Referenzelementen 5 am Gehäuse 3 und den Referenzelementen 6 an der Probemasse befinden sich optische interferometrische Messstrecken 8, 9 zur Bestimmung von Lage und/oder Position der Probemasse 2 relativ zu den Referenzelementen 5 am Gehäuse 3. Diese optischen Messstrecken können zusätzlich unter Ausnutzung des Lichtdrucks zur Kontrolle von Lage und Position der Probemasse benutzt werden.

Description

Die Erfindung betrifft einen Inertialsensor als Inertialreferenz zur Lage- und Positi­ onsbestimmung von Satelliten und Satellitenteilen.
Eine neue Generation wissenschaftlicher Weltraummissionen insbesondere basie­ rend auf hochauflösenden optischen Instrumenten erfordert eine sehr genaue Kenntnis der Restbeschleunigung, der relativen Positionen und Lage sowie Lage­ schwankungen von Satelliten und Satellitenteilen. Die damit verbundenen Freiheits­ grade werden durch innere (z. B. Schwerpunktverlagerung oder Trägheitsmoment­ änderung) und äußere Störeinflüsse (z. B. Sonnenwind oder Restmagnetfelder) in nicht zu vernachlässigender Größenordnung beeinflußt. Auf europäischer Ebene sind hierzu relevante Missionen GAIA, IRSI, LISA, DIVA, GOCE und STEP.
Bisher werden zur Bestimmung der Restbeschleunigung von Satelliten und Satelli­ tenteile Beschleunigungssensoren, welche über eine weiche Kopplung mit einer Probemasse verbunden sind, eingesetzt. Zur Lage- und Positionsbestimmung kommen vorwiegend hochauflösende optische Sternsensoren in Form von z. B. CCD- Kameras zum Einsatz (z. B. Hubble-Teleskop).
Inertialsensoren sind bisher lediglich als inertiale Positionsreferenz im Einsatz. Zur Bestimmung der Position von Satelliten oder Satellitenteilen wird die Position einer Probemasse relativ zu ihrer Satellitenumgebung gemessen. Die Position der Probe­ masse wird üblicherweise kapazitiv bestimmt und mittels elektrischer Feldern kontrol­ liert. Hierzu wird die im allgemeinen metallische Probemasse elektrostatisch aufgela­ den. Die elektrostatische Aufladung sowie die induzierten Ladungspolaristionen verursachen Kräfte und Momente (z. B. Lorentzkraft durch Bewegung in einem äußeren Magnetfeld oder elektrische Dipolmomente), die die inertiale Bewegung der Probemasse stören. Durch elektrische Streufelder (parasitäre Kapazitäten) kommt es, insbesondere bei großen Abständen (im Bereich von einigen Millimetern) zwi­ schen der Probemasse und den Referenzflächen (Elektroden), zu einem nichtlinea­ rem Verhalten der Abstandsmessung. Zur Minimierung der direkten Wirkung des Magnetfeldes auf die Probemasse wird für die Probemasse ein Material niedriger Suszeptibilität gewählt. Eine weitere Maßnahme zur Abschirmung von Magnetfeldern ist der Einsatz von µ-Metallen, die zwar eine hohe magnetische Permeabilität besitzen, allerdings durch Starterschütterungen des Satelliten in ihrer Wirkung stark beeinträchtigt werden.
Aufgabe der Erfindung ist es einen Inertialsensor zu schaffen, mit dem eine gegen­ über äußeren Störeinflüssen unempfindliche und hochgenaue Lage- und Positions­ bestimmung von Satelliten und Satellitenteilen ermöglicht wird.
Diese Aufgabe wird mit dem Inertialsensor in Anspruch 1 gelöst. Besondere Ausfüh­ rungsformen des Inertialsensors sind Gegenstand von Unteransprüchen.
Bei dem erfindungsgemäßen Inertialsensor ist eine Probemasse vorhanden, die sich in einem elektrisch und magnetisch im wesentlichen feldfreiem Raum befindet, welcher von einem Gehäuse umschlossen ist. Am Gehäuse sowie auf der Oberfläche der Probemasse sind Referenzelemente angeordnet, zwischen denen optische interferometrische Messstrecken eingerichtet sind, mit denen Lage und/oder Position der Probemasse relativ zu den Referenzelementen am Gehäuse bestimmt werden können.
Die Probemasse kann einerseits in dem Gehäuse inertial frei schweben und dabei idealerweise nur der Gravitationswechselwirkung unterliegen oder gleichförmig mit dem Gehäuse um eine gemeinsame Achse mit einer gleichen nominalen Winkel­ geschwindigkeit rotieren.
Um innerhalb des Gehäuses auftretende Strahlungsgradienten, die zu Beschleuni­ gungen im Bereich von 10-15-10-13 m/s2 führen können, zu verhindern, wird das die Probemasse umschließende Gehäuse in einer vorteilhaften Ausführung thermisch als schwarzer Körper ausgebildet (z. B. durch Isolation). Somit wird eventuelles, durch die optischen Messstrecken ins Gehäuse eingebrachtes Streulicht gleichmäßig thermali­ siert (Ulbricht-Kugel).
Das Gehäuse sollte mechanisch stabilisiert sein, da es die Referenzelemente enthält, und z. B. aus einer Glaskeramik (Zerodur® oder ULE®) bestehen. Zusätzlich kann das Gehäuse gegen Restmagnetfelder abgeschirmt sein.
An der inneren Oberfläche des Gehäuses befinden sich die gehäuseseitigen Refe­ renzelemente zur relativen Lage- und Positionsbestimmung der Probemasse. Zusätzlich kann die innere Oberfläche des Gehäuses mit einer leitfähigen Beschich­ tung (z. B. Goldbeschichtung) belegt werden, um elektrostatische Felder zu eliminie­ ren. Ferner kann das Gehäuse evakuiert oder mit Gas gefüllt sein.
In einer weiteren bevorzugten Ausführung kann die Oberfläche der Probemasse als Reflektor ausgebildet sein, indem die Oberfläche z. B. verspiegelt ausgeführt ist. In einer besonders vorteilhaften Ausführung können auf die Oberfläche der Probemas­ se optische Reflektorelemente, z. B. Spiegel, aufgebracht sein. Diese Reflektorele­ mente können hierbei planar oder sphärisch zentriert ausgestaltet sein. Die Oberflä­ che der Probemasse oder die auf die Oberfläche aufgebrachten Reflektorelemente bilden einen Endspiegel einer der optischen interferometrischen Messstrecken.
Die Probemasse ist vorteilhaft symmetrisch ausgebildet und kann in ihrer Form z. B. würfel-, quader-, tetraeder-, scheiben- oder kugelförmig gewählt sein. Die Form richtet sich nach den Forderungen zur Kompaktheit (Minimierung der Reststörele­ mente) sowie nach den gewünschten Trägheitsmomenten in den Rotationsachsen.
Insbesondere ist die Form der Probemasse unabhängig von der gewählten optischen Anordnung zur Lage- und Positionsbestimmung. Das Material der Probemasse wird hinsichtlich der Minimierung der Störeinflüsse bestimmt. Hierbei sind wesentliche Eigenschaften für die Materialwahl:
  • - eine minimale magnetische Suszeptibilität,
  • - eine hohe thermische und elektrische Leitfähigkeit,
  • - eine hohe Dichte und
  • - ein geringer thermischer Ausdehnungskoeffizient.
Die Bestimmung von Lage- und Position der Probemasse entlang der gewünschten Freiheitsgrade und relativ zu den Referenzelementen am Gehäuse erfolgt durch an sich bekannte lasermetrologische Verfahren. Geeignete Verfahren sind in der Literatur beschrieben ([1], [2], [3], [4]). Im Einzelnen können insbesondere folgende Messverfahren eingesetzt werden:
  • - die Heterodyninterferometrie im folgenden auch mit V1 bezeichnet,
  • - die klassische Interferometrie mit einem Michelsoninterferometer (V2) und
  • - der Einsatz eines optischen Resonators (Fabry-Perot) mit einer Überwachung der Resonatormoden mittels Heterodynverfahren (V3).
Mit den lasermetrologischen Verfahren sind relative Abstandmessungen mit Genau­ igkeiten um 10 pm in Raten von ca. 1 s möglich. Die Genauigkeit der Winkelmessun­ gen liegt unter 0.1 nrad.
Bei der Messung wird durch die auf die Probemasse ausgerichteten optischen interferometrischen Messstrecken ein Lichtdruck in der Größenordnung von 0,0035 µN/W auf die Probemasse ausgeübt. In einer besonders vorteilhaften Ausführung sind diese optischen Messstrecken derart zueinander ausgerichtet, dass sich die durch die einzelnen optischen Messstrecken auf die Probemasse ausgeübten Lichtdrucke gegenseitig kompensieren. Die optischen Messstrecken sind dabei vorteilhaft auf das Massezentrum und das geometrische Zentrum der Probemasse ausgerichtet.
In einer bevorzugten Ausführung kann durch Variation des Lichtdrucks in den einzelnen optischen Messstrecken Position und Lage der Probemasse eingestellt werden.
Durch geeignete Anpassung des Resonators in einer bevorzugten Ausführung des Verfahrens V3 kann Position und Lage der Probemasse fein gesteuert werden. Die Feinjustierung der Probemasse erfolgt durch gezielte Anregung der sich in den Resonatoren ausbildenden longitudinalen und transversalen Resonatormoden unter Ausnutzung der Resonanzüberhöhung, die zu gesteigerten Lichtdruckwerten bei geringerer Laserlichtleistung (wenige mW) führt. Die Messung der Resonatormoden erlaubt darüber hinaus die genaue Bestimmung von Lage und Position der Probe­ masse. Als vorteilhaft erweist sich zudem die hohe Trennschärfe der Resonatormo­ den sowie die hohe Güte der Resonatoren.
Eine vorteilhafte Ausrichtung der optischen interferometrischen Messstrecken sowie vorteilhafte Wahl der Laserarbeitsfrequenzen an einer Flanke eines Resonatormodes ermöglicht in Verfahren V3 eine inhärente Selbstzentrierung der Probemasse durch die sich automatisch einstellende Variation des Lichtdrucks in den Resonatormoden.
Die Vorteile von lasermetrologischen Verfahren gegenüber kapazitiven Meßeinrich­ tungen sind:
  • - die Eliminierung der Störeinflüsse elektrischer Felder, wodurch eine bessere Entkopplung vom Satellitenkörper ermöglicht wird,
  • - eine hohe Auflösung bis in den Pikometer-Bereich,
  • - eine ausgedehnte lineare Kennlinie um den Arbeitspunkt,
  • - die Bestimmung von Lage und Position der Probemasse in bis zu 6 Freiheitsgra­ den,
  • - dass der Abstand zwischen Probemasse und Gehäuse (Referenzelementen) in einem weiten Bereich (µm bis m) gewählt werden kann.
Weitere Vorteile und vorteilhafte Ausführungsformen der Erfindung werden nachste­ hend anhand von Zeichnungen, die den prinzipiellen Aufbau des erfindungsgemäßen optischen Inertialsensors in einer Ausführung A1 und einer Ausführung A2 zeigen, näher beschrieben. Die Ausführungen werden wie folgt beschrieben:
  • 1. A1: erfindungsgemäßer Inertialsensor als Positions- und Rotationsreferenz für einen inertial ruhenden oder langsam rotierenden Satelliten.
  • 2. A2: erfindungsgemäßer Inertialsensor als gemeinsame Positionsreferenz zweier oder mehrerer, unter variablen Winkel sich befindlicher optischer interferometri­ scher Messstrecken.
Die Zeichnung zeigen in:
Fig. 1 seine erfindungsgemäße Vorrichtung nach Ausführung A1 für die Durchfüh­ rung eines Messverfahrens nach V3,
Fig. 2 das Prinzip der Position- und Lageregelung mittels Lichtdruck nach Mess­ verfahren V3,
Fig. 3a eine erfindungsgemäße Vorrichtung nach Ausführung A1 für die Durchfüh­ rung eines Messverfahrens nach V1,
Fig. 3b die auf die Probemasse ausgerichteten optischen Messstrecken gemäß Fig. 3a,
Fig. 4 eine erfindungsgemäße Vorrichtung nach Ausführung A2 für die Durchfüh­ rung eines Messverfahrens nach V3.
Mit den erfindungsgemäßen Vorrichtungen ist es möglich, Lage und Position der Probemasse in bis zu 6 Freiheitsgraden zu bestimmen.
Fig. 1 zeigt die funktionalen Baugruppen des erfindungsgemäßen optischen Inertial­ sensors 1 nach Ausführung A1. Aus Gründen der Übersichtlichkeit sind lediglich die funktionalen Gruppen zur Bestimmung eines Freiheitsgrades dargestellt. Bei dem dargestellten Messverfahren handelt es sich beispielhaft um das Verfahren V3 eines optischen Fabry-Perot Resonators mit einer laserinterferometrischen Mess- und Regelanordnung gemäß dem Heterodynverfahren.
Die beispielhaft würfelförmig ausgeführte Probemasse 2 ist von einem Gehäuse 3 umgeben, auf welchem eine Abschirmung 4, z. B. µ-Metall, aufgebracht ist, wodurch elektromagnetische Felder abgeschirmt werden. An der inneren Oberfläche des Gehäuses 3 sowie auf der Oberfläche der Probemasse 2 befinden sich Referenz­ elemente 5 und 6, z. B. Spiegel, die die einzelnen Fabry-Perot Resonatoren 7 bilden. Die Resonatoren 7 dienen zum einen als optische Messstrecken 8 und zum anderen als Kompensationsstrecken 9 zum Ausgleich des auf die Probemasse 2 ausgeübten Lichtdrucks. An den gehäuseseitigen Referenzelementen 5 befinden sich zusätzlich Piezosteller oder elektro-optische Elemente 10 zur Abstimmung der Resonatoren 7.
Die laserinterferometrische Mess- und Regelanordnung besteht aus einer, für alle optischen Strecken gemeinsamen frequenzstabilisierten Laserquelle 11, z. B. einem Nd:YAG-Laser (z. B. mit einer Leistung von weniger als 100 mW), einer Interferomete­ roptik 12, einer Frequenzreferenz 13 zur Frequenzstabilisierung der Laserquelle sowie einem Detektor 14. Dem Detektor 14 nachgeschaltet ist ein Kontroller 15 zur Steuerung der Laserfrequenz und der Piezosteller 10. Ferner können die Piezosteller 10 unabhängig vom Detektor 14 von der Laserquelle 11 gesteuert werden.
Das Laserlicht der Laserquelle 11 wird über ein einmodiges, polarisationserhaltendes Glasfaserkabel 16 zu der Interferometeroptik 12 geleitet, wo es in einem Polarisati­ onsstrahlteiler 17 in zwei Teilstrahlen aufgeteilt wird. Der eine Teilstrahl 18 wird dem Detektor 14 zugeführt, der andere Teilstrahl 19 tritt in den Resonator 7 zwischen den Referenzelementen 5 und 6 ein.
Wie beschrieben bilden sich innerhalb der Resonatoren 7 in Abhängigkeit der Resonatorlänge, welche über die Piezosteller 10 einstellbar ist, und der Laserfre­ quenz longitudinale und transversale Resonatormoden aus. Ein geringer Teil der in den Resonatoren 7 gespeicherten Laserleistung wird durch die gehäuseseitigen Referenzelemente 5, z. B. teildurchlässige Spiegel, aus den Resonatoren 7 ausge­ koppelt. Dieser ausgekoppelte Laserstrahl wird in der Interferometeroptik 12 mit dem Teilstrahl 18 überlagert und erzeugt dabei ein Interferenzmuster, das auf den Detek­ tor 14 abgebildet und detektiert wird.
Mit einem Fabry-Perot-Resonator 7 läßt sich, wie beschrieben, eine selbstregulieren­ de Positionierung der Probemasse 2 erzielen. Mittels einer Änderung der Laserfre­ quenz, einer Resonatorabstimmung mit den Piezostellern 10 oder durch eine relative Verschiebung der Probemasse 2 wird in den Resonatoren 7 eine Positionsstörung ΔL der Probemasse 2 induziert. Dadurch wird der differentielle Lichtdruck in den einzel­ nen Resonatormoden verändert.
Eine gezielte Anregung der Resonatormoden unter Ausnutzung der Resonanzüber­ höhung führt zu einer Steigerung des Lichtdrucks um den Faktor 1000. Somit wird in den optischen Strecken 8 und 9 eine Rückstellkraft auf die Probemasse 2 ausgeübt, wodurch sich eine Selbstzentrierung der Probemasse 2 im Gehäuse 3 ergibt. Fig. 2 zeigt das Prinzip der lichtdruckinduzierten Position- und Lagestellung.
In Fig. 2 ist der Lichtdruck im Resonator 7 gegenüber der Laserfrequenz aufgetragen. Bezugsziffer 20 bezeichnet mit der durchgezogenen Kurve den Resonatormode bei einer Resonanzfrequenz ν, der sich bei einer Sollresonatorlänge L in der optischen Messstrecke 8 und der entsprechenden Kompensationsstrecke 9 ausbildet.
Die gepunkteten Kurven 21 und 22 zeigen die sich bei einer Positionsstörung ΔL der Probemasse 2 ausbildenden Resonatormoden. Hierbei bezeichnet Bezugsziffer 21 den Resonatormode in der optischen Messstrecke 8 und Bezugsziffer 22 den Resonatormode in der entsprechenden Kompensationsstrecke 9.
Aus der Positionsstörung ΔL resultiert eine Veränderung der Resonatorlängen in den optischen Strecken 8 und 9. In Fig. 2 bedeutet dies eine Verlängerung L+ der optischen Strecke 8 und eine Verkürzung L- der optischen Strecke 9, wobei sich die Abweichung Δν der Resonanzfrequenz in den optischen Strecken 8 und 9 gemäß der Formel
berechnet.
Durch Betrieb der Laserfrequenz νsoll auf der höherfrequenten Flanke eines longitudi­ nalen Resonatormodes wird der differentielle Lichtdruck in den optischen Strecken 8 und 9 gesteuert. In Fig. 2 bedeutet dies eine Erhöhung D+ des differentiellen Licht­ drucks auf die Probemasse 2 in der optischen Strecke 9 und eine Erniedrigung D- des differentiellen Lichtdrucks in der optischen Strecke 8, so dass sich eine der Störung entgegenwirkende Rückstellkraft ergibt.
Durch geeignete Wahl und Fixierung der Laserfrequenz kompensieren sich die Lichtdrucke auf die Probemasse 2 in den optischen Strecken 8 und 9 bei der Sollpo­ sition und erzeugen geeignete Rückstellkräfte bei longitudinalen Positionsstörungen. Umgekehrt kann durch Abstimmung der Laserfrequenz, insbesondere auch durch Betrieb auf der niederfrequenten Flanke eine gewünschte Beschleunigung der Probemasse erreicht werden.
Fig. 3a zeigt eine alternative Vorrichtung eines erfindungsgemäßen Inertialsensors 1 nach Ausgestaltung A1 zur Durchführung von Positions- und Lagemessung mittels der Laserheterodyninterferometrie (V1). Die Darstellung zeigt aus Gründen der Übersichtlichkeit die funktionalen Gruppen für die Positions- und Lagemessung in je einem Freiheitsgrad.
Ähnlich dem Aufbau in Fig. 1 besteht die erfindungsgemäße Vorrichtung aus einer Probemasse 2, einer Laserquelle 11, z. B. Nd:YAG-Laser, je Freiheitsgrad aus einer Interferometeroptik 12 mit einer nachgeschalteten optischen heterodyn­ interferometrischen Messstrecke 8 sowie einer zugehörigen Kompensationsstrecke 9. Das Laserlicht wird wie in Fig. 1 beschrieben durch einmodige, polarisationserhalten­ de Glasfaserkabel 16 geleitet.
Die Interferometeroptik 12 ähnelt dem Aufbau eines herkömmlichen Michelsoninterfe­ rometers mit einem Polariationsstrahlteiler 17, einem festen Referenzspiegel 23 sowie der Probemasse 2 als ein in Position und Lage veränderlicher Spiegel. Der Interferometeroptik 11 ist zum einen ein Referenzdetektor 24 vorgeschaltet und ein Heterodyndetektor 25 nachgeschaltet.
In der optischen Messstrecke 8 wird durch mindestens 3 Teilstrahlen zum einen die Position der Probemasse 2 und zum anderen die Verkippung der Probemasse bestimmt. Der durch die Teilstrahlen auf die Probemasse 2 ausgeübte Lichtdruck wird durch den Laserstrahl in der Kompensationsstrecke 9 kompensiert. Der regelba­ re Lagewinkelbereich ist dabei durch die Justieranforderungen des Laserinterfero­ meters limitiert.
Fig. 3b zeigt eine beispielhaft würfelförmig ausgeführte Probemasse 2 mit beispiel­ haft 3 optischen Messstrecken 8 zur Bestimmung von Position und Lage der Probe­ masse. Mit den 3 optischen Messstrecken 8 ist ferner eine genaue Bestimmung zweier Winkel, um den die Probemasse aus der Ausgangslage gekippt ist, möglich.
Die Probemasse kann sich hierbei auf einer sich langsam rotierenden Plattform 26 befinden und mit dieser rotieren.
Fig. 4 zeigt in einer weiteren vorteilhaften Anwendung (Ausgestaltung A2) des erfindungsgemäßen Inertialsensors 1, die als gemeinsame und kontinuierlich betrie­ bene Positionsreferenz für mehrere Satelliten oder Satellitenteile eingesetzt werden kann. Zwischen den nicht dargestellten Satelliten oder Satellitenteilen außerhalb des Gehäuses und der Probemasse 2 sind zusätzliche laserinterferometrische Messstre­ cken 27 vorhanden.
Der Winkel α zwischen den einzelnen laserinterferometrischen Messstrecken 27 kann zeitlich variabel sein.
Zusätzlich kann mittels der optischen Messstrecken 27 der Abstand der Satelliten innerhalb einer Satellitenkonstellation, welcher typischerweise mehrere Millionen Kilometer beträgt, bestimmt werden.
Hierdurch ergibt sich der Vorteil einer vollständigen Trennung von Inertialreferenz und Laserinterferometern in Satellitenkonstellationen.
Im Übrigen entspricht das Prinzip dieser Ausführung dem in Fig. 1 beschriebenen. Die Probemasse 2 befindet sich innerhalb eines Gehäuses 3 und kann dabei um eine beliebige Achse rotieren oder inertial ruhen. Das Gehäuse 3 weist für die laserinterfe­ rometrischen Messstrecken 27 zusätzliche Durchbrechungen auf. Die Probemasse 2 und das Gehäuse 3 sind vorteilhaft kugelförmig ausgeführt. Es ist auch eine Aus­ gestaltung der Probemasse 2 denkbar, bei der lediglich die Referenzflächen der optischen Messstrecken 27 auf der Probemasse 2 kugelförmig ausgeführt sind.
Mittels der, zwischen Probemasse 2 und Gehäuse 3 gemäß dem lasermetrologi­ schen Verfahren V3 ausgeführten Messstrecken 8, die auch als Kompensationsstre­ cken dienen können, werden die Positionsfreiheitsgrade der Probemasse 2 wie beschrieben unabhängig voneinander kontrolliert und gesteuert. Die Messstrecken 8 sind vorteilhaft unter einem fixen Winkel z. B. tetraederförmig zur Probemasse 2 angeordnet.
Die optischen Messstrecken 27 und 8 werden vorteilhaft auf das Zentrum der Probemasse 2 ausgerichtet, wobei die Ausrichtung der optischen Messstrecke 8 auf das optische Zentrum der Probemasse 2, wie beschrieben, durch Messung der Anregung der Resonatormoden kontrolliert wird.
Bezugszeichenliste
1
Inertialsensor
2
Probemasse
3
Gehäuse
4
Abschirmung auf dem Gehäuse angebracht
5
Referenzelement am Gehäuse
6
Referenzelement an Probemasse
7
Resonator
8
optische Messstrecke
9
optische Kompensationsstrecke
10
Piezosteller
11
Laserquelle
12
Interferometeroptik
13
Frequenzreferenz
14
Detektor
15
Kontroller
16
Glasfaserkabel
17
Polarisationsstrahlteiler
18
Teilstrahl
19
Teilstrahl
20
Resonatormode bei Resonanzfrequenz
21
Resonatormode in optischer Messstrecke
7
22
Resonatormode in optischer Kompensationsstrecke
8
23
Referenzspiegel
24
Referenzdetektor
25
Heterodyndetektor
26
Plattform
27
laserinterferometrische Messstrecken
D+ Erhöhung des differentiellen Lichtdrucks
D- Erniedrigung des differentiellen Lichtdrucks
L+ Verlängerung der optischen Strecke
L- Verkürzung der optischen Strecke
ν Resonanzfrequenz
νsoll
Soll-Laserfrequenz
α variabler Winkel

Claims (24)

1. Inertialsensor (1) als Inertialreferenz zur Lage- und Positionsbestimmung von Satelliten oder Satellitenteilen, dadurch gekennzeichnet, dass sich eine Pro­ bemasse (2) in einem elektrisch und magnetisch im wesentlichen feldfreiem, von einem Gehäuse (3, 4) umschlossenen Raum befindet, und dass zwischen Refe­ renzelementen (5, 6) am Gehäuse (3) und an der Probemasse (2) optische in­ terferometrische Messstrecken (8, 9) zur Bestimmung von Lage und/oder Positi­ on der Probemasse (2) relativ zu Referenzelementen (5) am Gehäuse (3) einge­ richtet sind.
2. Inertialsensor nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Probemasse (2) inertial frei schwebt.
3. Inertialsensor nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Probemasse (2) mit dem Gehäuse (3) um eine gemeinsame Achse mit gleicher nominaler Winkelgeschwindigkeit rotiert.
4. Inertialsensor nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekenn­ zeichnet, dass das Gehäuse (3) im wesentlichen ein schwarzer Körper ist.
5. Inertialsensor nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekenn­ zeichnet, dass der Abstand zwischen Probemasse (2) und Gehäuse (3) bis zu einigen Meter betragen kann.
6. Inertialsensor nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekenn­ zeichnet, dass die Oberfläche der Probemasse (2) als Reflektor ausgebildet ist oder dass auf der Oberfläche der Probemasse (2) im Bereich der Referenzele­ mente (5) sphärische zentrierte optische Reflektorelemente, z. B., Spiegel, auf­ gebracht sind.
7. Inertialsensor nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Oberfläche der Probemasse (2) oder die optischen Reflektorelemente einen Endspiegel ei­ ner der optischen interferometrischen Messstrecken (8, 9) bilden.
8. Inertialsensor nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekenn­ zeichnet, dass die optischen interferometrischen Messstrecken (8, 9) derart zu­ einander angeordnet sind, dass die in den einzelnen Messstrecken (8, 9) auf die Probemasse (2) ausgeübten Lichtdrucke gegenseitig kompensiert werden.
9. Inertialsensor nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die optischen Achsen der optischen interferometrischen Messstrecken (8, 9) auf das Masse­ zentrum und das geometrische Zentrum der Probemasse (2) ausgerichtet sind.
10. Inertialsensor nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekenn­ zeichnet, dass durch Variation des Lichtdrucks in den optischen interferometri­ schen Messstrecken (8, 9) Position und/oder Lage der Probemasse (2) einstell­ bar ist.
11. Inertialsensor nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekenn­ zeichnet, dass die optischen interferometrischen Messstrecken (8, 9) ein Zweig eines Heterodyninterferometers sind.
12. Inertialsensor nach Anspruch 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die optischen Messstrecken (8, 9) ein Zweig einer Michelsoninterferometeranord­ nung sind.
13. Inertialsensor nach Anspruch 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die optischen Messstrecken (8, 9) passive optische Resonatoren (7) sind.
14. Inertialsensor nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass in den opti­ schen Resonatoren (7) longitudinale und transversale Resonatormoden einstellbar sind und dass mit deren Messung Position und/oder Lage der Probe­ masse (2) bestimmbar sind.
15. Inertialsensor nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass der Lichtdruck in den einzelnen Moden durch Resonatorabstimmung mittels der in den opti­ schen Messstrecken (8, 9) angeordneten Piezo (10) oder elektro-optische Ele­ mente variiert werden kann.
16. Inertialsensor nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass der Lichtdruck in den einzelnen Moden durch Variation der Laserfrequenz verändert werden kann.
17. Inertialsensor nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass der Lichtdruck in den einzelnen Moden durch eine gezielte Anregung der longitudinalen und transversalen Resonatormoden unter Ausnutzung der Resonanzüberhöhung verändert werden kann.
18. Inertialsensor nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass der Lichtdruck in den einzelnen Moden durch eine relative Verschiebung oder Verkippung der Probemasse (2) verändert werden kann.
19. Inertialsensor nach einem der vorangehenden Ansprüche 13 bis 18, dadurch gekennzeichnet, dass die optischen interferometrischen Messstrecken (8, 9) derart verschaltet sind, dass sich innerhalb der optischen Messstrecken (8, 9) eine Selbstzentrierung der Probemasse (2) aufgrund der Variation des Licht­ drucks ergibt.
20. Inertialsensor nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Selbstzentrierung durch Betrieb der Laserfrequenz auf der höherfrequenten Flanke eines longitudinalen Resonatormodes ergibt.
21. Inertialsensor nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekenn­ zeichnet, dass Position und/oder Lage der Probemasse (2) in bis zu 6 Freiheits­ graden bestimmbar sind.
22. Inertialsensor nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekenn­ zeichnet, dass mindestens zwei weitere optische Messstrecken (27) zwischen der Probemasse (2) und je einem Punkt außerhalb des Gehäuses (3, 4) einge­ richtet sind und dass diese optischen Messstrecken (27) dabei auf das optische Zentrum sowie Massezentrum der Probemasse (2) ausgerichtet sind.
23. Inertialsensor nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, dass der Winkel (α) zwischen den optischen Messstrecken (27) variierbar ist.
24. Inertialsensor nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekenn­ zeichnet, dass die Probemasse (2) ganz oder teilweise kugelförmig ist.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8027141B2 (en) 2007-10-31 2011-09-27 Astrium Gmbh Process and system for discharging a test mass free-floating in a satellite

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10327525A1 (de) * 2003-06-17 2005-01-13 Siemens Ag Befestigungseinrichtung
US7451645B2 (en) * 2004-12-22 2008-11-18 Micro-G Lacoste, Inc. Test mass for gravimeters and gradiometers
US9030655B2 (en) 2012-06-27 2015-05-12 Honeywell International Inc. Closed loop atomic inertial sensor
US8860933B2 (en) 2012-07-12 2014-10-14 Honeywell International Inc. Multi-axis atomic inertial sensor system
RU2524687C2 (ru) * 2012-11-06 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Космический измеритель приращения скорости
JP6002329B2 (ja) * 2013-07-25 2016-10-05 白山工業株式会社 光干渉式センサ及びそれを用いた計測システム
FR3032801B1 (fr) * 2015-02-17 2017-02-24 Commissariat Energie Atomique Dispositif de mesure d'un champ electrique en milieu conducteur
CN110907956B (zh) * 2019-12-06 2023-03-24 中国空空导弹研究院 一种飞行器载抗干扰卫星定位组件试验系统
CN114966105B (zh) * 2022-04-18 2023-07-14 北京华卓精科科技股份有限公司 一种加速度计

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4170904A (en) * 1977-12-12 1979-10-16 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Single-axis disturbance compensation system
JPH0274499A (ja) * 1988-09-08 1990-03-14 Toshiba Corp 宇宙航行体
WO1990008962A1 (en) * 1989-01-31 1990-08-09 Kent Scientific And Industrial Projects Limited Optical displacement sensor
EP0569994A2 (de) * 1992-05-14 1993-11-18 Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha Schwingungsfeststellungs- und Verringerungssystem und Schwingungssensoren zum Gebrauch in einem Mikrogravitationsbereich
DE19921390A1 (de) * 1999-05-10 2000-11-30 Daimler Chrysler Ag Positionierungssystem für eine Meßeinrichtung eines Satelliten

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3275835A (en) * 1964-01-27 1966-09-27 Honeywell Inc Photosensitive accelerometer utilizing radiation pressure
US3710279A (en) * 1969-12-15 1973-01-09 Bell Telephone Labor Inc Apparatuses for trapping and accelerating neutral particles
US4384487A (en) * 1974-09-30 1983-05-24 Browning Alva L Dynamically restrained inertial reference instrument and reliability sensor
DE3606875A1 (de) * 1986-03-03 1987-09-10 Messerschmitt Boelkow Blohm Optoelektronischer beschleunigungsmesser
US4799752A (en) * 1987-09-21 1989-01-24 Litton Systems, Inc. Fiber optic gradient hydrophone and method of using same
US5546309A (en) * 1993-10-20 1996-08-13 The Charles Stark Draper Laboratory, Inc. Apparatus and method for autonomous satellite attitude sensing
US6018390A (en) * 1998-01-27 2000-01-25 Rice Systems, Inc. Integrated optics waveguide accelerometer with a proof mass adapted to exert force against the optical waveguide during acceleration

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4170904A (en) * 1977-12-12 1979-10-16 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Single-axis disturbance compensation system
JPH0274499A (ja) * 1988-09-08 1990-03-14 Toshiba Corp 宇宙航行体
WO1990008962A1 (en) * 1989-01-31 1990-08-09 Kent Scientific And Industrial Projects Limited Optical displacement sensor
EP0569994A2 (de) * 1992-05-14 1993-11-18 Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha Schwingungsfeststellungs- und Verringerungssystem und Schwingungssensoren zum Gebrauch in einem Mikrogravitationsbereich
DE19921390A1 (de) * 1999-05-10 2000-11-30 Daimler Chrysler Ag Positionierungssystem für eine Meßeinrichtung eines Satelliten

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8027141B2 (en) 2007-10-31 2011-09-27 Astrium Gmbh Process and system for discharging a test mass free-floating in a satellite

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DE50114815D1 (de) 2009-05-20
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US6606908B2 (en) 2003-08-19

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