DE10059508A1

DE10059508A1 - Gierlenkungsimpulssystem

Info

Publication number: DE10059508A1
Application number: DE10059508A
Authority: DE
Inventors: John J Rodden; Xenophon H Price
Original assignee: Space Systems Loral LLC; Loral Space Systems Inc
Current assignee: Maxar Space LLC
Priority date: 1999-11-30
Filing date: 2000-11-30
Publication date: 2001-05-31
Also published as: FR2804765A1; US6311932B1

Abstract

Ein kontinuierliches Dreiachsensatellitenausrichtungssystem für einen solarbetriebenen Satelliten enthält ein Körpersteuermodul zum Erzeugen von Körpersteuerdrehmomenten in drei orthogonalen Achsen, ein Impulsintegrationsmodul (10a), ein Impulssteuermodul und ein Entkopplungsmodul für programmierte Drehmomente (10f). Das Entkopplungsmodul für programmierte Drehmomente (10f) entkoppelt programmierte Bewegungsparameter mit dem Ausdruck DOLLAR A I¶B¶ DOLLAR I1 ¶+ Bomega¶X(I¶Bomega + B¶H).

Description

Die Erfindung betrifft Systeme zur Lagesteuerung von die Erde umlaufenden Sa telliten und insbesondere eine Gierlenkungssteuerung eines Satelliten, der eine pro grammierte Sonnenausrichtung zur Solarenergieerzeugung aufrechterhält.

Systeme zur Satellitenbewegungssteuerung und insbesondere zur Umlauflagesteue rung in zwei Richtungen wie z. B. die in der US-Patentschrift Nr. 5,791,598 be schriebene sind bekannt. Diese Systeme können zum Steuern der Solarfixierung eines auf einen Nadir ausgerichteten Satelliten verwendet werden, der in Kommuni kationssystemen wie z. B. dem Kommunikationssatellitensystem GLOBALSTAR^TM eingesetzt wird. Im allgemeinen verwenden diese Systeme ein Impulsvorbelastungs schema (momentum bias), das für eine gyroskopische Stabilität sorgt. Wie in dem Patent angeführt, ist eine Lagesteuerung von Satelliten einfach, wenn Sensorinfor mationen in drei Achsen zur Verfügung stehen, wie z. B. 1) die eines Erdhorizont sensors, der Nick- und Rollinformationen bereitstellt, und 2) eines Sonnensensors, der das Gieren mißt. Derartige Sonnensensordaten sind jedoch während einer Son nenverfinsterung, die bei einem jeweiligen Umlauf des Satelliten um die Erde ein tritt, nicht verfügbar. Dieses führt bei jeder Umlaufperiode zu einer Lücke in den Giermeßinformationen.

Dem Satelliten können zusätzliche Sensoren hinzugefügt werden, was aber noch keine kontinuierlichen Gierinformationen garantiert. Es kann z. B. ein Magnetometer verwendet werden, um zusätzliche Gierdaten zur Verfügung zu stellen. Da der Sa tellit jedoch größere Breiten der Erde umläuft, neigt sich der magnetische Erdpol in Richtung des Satelliten, und die Satellitenmagnometerdaten werden zu ungenau, um eine geeignete Lagesteuerung während magnetischer Verdunklungen, die bei derar tigen Breiten vorkommen, bereitstellen zu können. Zusätzlich sind bei großen Hö hen einschließlich der geosynchronen Höhe magnetische Lagebezüge unüblich.

Hauptherausforderungen beim Entwickeln von Kommunikationssatelliten wie das Kommunikationssatellitensystem GLOBALSTAR^TM sind 1) die Anforderung, ohne kontinuierliche Gierinformationen zu arbeiten, während eine kontinuierlich gesteu erte Gierbewegung ermöglicht wird, und 2) die Anforderung einer besonders kriti schen und komplexen Lagesteuerung. Die Kommunikationsantennen derartiger Sa telliten sind herkömmlicherweise an einem Abschnitt des Satelliten angebracht, der sich immer am nächsten zur Erde liegt, was als "Nadir-Ausrichtungs"-Lage be zeichnet wird, wobei diese Lage zu jeder Zeit aufrechterhalten werden muß. Eine Lagesteuerung ist besonders kritisch bei Kommunikationsverzögerungssatelliten wie sie z. B. im GLOBALSTAR^TM-Satellitenzellulartelefonsystem verwendet wer den, da sie zudem sehr viel Energie benötigen. Ein effizienter Betrieb der Solarpa neele auf diesen Satelliten setzt voraus, daß die Sonnenstrahlen jederzeit normal zur ebenen Oberfläche der Solarpaneele sind. Daher ist eine genaue Satellitenlagesteue rung für den Einsatz von GLOBALSTAR^TM-Satellitensystemen notwendig, wobei hierfür bestimmte bereits vorgeschlagene und eingesetzte Systeme verwendet wer den können. Beispielhafte Systeme für diesen Zweck sind im folgenden aufgeführt.

a. Whecon-Stabilisierung

Lagestabilisierungssysteme mit Impulsvorbelastung ohne direkte Giermessung zur genauen Lagestabilisierung für Satelliten mit Nadir-Ausrichtung und fester Umlauf bahn wurden erfolgreich verwendet. Die Radsteuerung (Wheel-Control) bzw. das "Whecon"-System, das in dem Artikel "Analysis and Design of Whecon - an Attitu de Control Concept", von H. J. Dougherty, E. D. Scott und J. J. Rodden, AIAA-Papier Nr. 68-461, 2. AIAA-Konferenz über Kommunikationssatellitensysteme, San Fran cisco, 8. bis 10. April 1968, beschrieben ist, ist ein Beispiel für ein derartiges Sy stem. Das Whecon-System mit Impulsvorbelastung stellt eine Satellitenstabilisierung in drei Achsen aufgrund von Nick- und Rollsignalen eines Erdhorizontsensors bereit. Whecon steuert die verbleibenden Gierfehler durch eine dynamische Kopp lung der Gierung mit der Umlaufnickgeschwindigkeit.

Das Whecon-System verwendet 1) ein Impulsrad mit einer festen Ausrichtung in bezug auf die Nickachse des Raumfahrzeugs, 2) Horizontsensoren, die Nick- und Rollagenfehler erfassen, und 3) Massenausstoßvorrichtungen zum Reagieren auf diese Fehler, wobei eine direkte Giermessung nicht verwendet wird. Die Trägheit des Impulsrades beschränkt die Fahrzeuggierbewegungen jedoch auf kleine Ablen kungen um Null. Durch diese Lagensteifheit kann das Whecon-System für solarbe triebene Kommunikationssatellitensysteme mit einer Umlaufbahnen, die wie das System eine Präzession aufweisen, nicht angewendet werden. Außerdem verwenden Massenausstoßsysteme nicht erneuerbare Energiequellen, die die nutzbare Lebens dauer der Satelliten begrenzen.

Die Verwendung eines Impulses anstelle von Massenausstoßmechanismen zur La gesteuerung stellt aufgrund seiner Einfachheit ein attraktives Konzept dar. Aller dings verwendet ein derartiges System, das bei einer Anzahl von US- und interna tionalen synchronen Satelliten einschließlich Militärsatelliten, Intelsat V und dem kanadischen Kommunikationstechnologiesatelliten verwendet wurde, ebenfalls ei nen Massenausstoß, um ein Steuerdrehmoment bereitzustellen.

b. Seasat-Impulsvorbelastung mit Nadir-Ausrichtung

Diese Art des rein Impulsrad-Whecon-Lagestabilisierungssystems wurde für den NASA-JPL-Seasat-Satelliten entwickelt, der 1978 geflogen ist. Dieses System ist in dem Artikel "Seasat A Attitude Control System" von R. Weiss, J. J. Rodden, R. W. Hendricks und S. W. Beach, S. 6-13, Journal of Guidance and Control, Band 1, Nr. 1 (1978), beschrieben. Die Seasat-Plattform verwendet anstatt eines Massenausstosses zur Erzeugung der Impulsvorbelastung Impulsräder für die Umlaufimpulsvorbela stung, die zur Aufrechterhaltung einer auf einen Nadir ausgerichteten Lage und zur Fahrzeugstabilisierung notwendig ist.

Eine Lagemessung wird mittels eines "Abtast"-Radpaares auf dem Satelliten durch geführt. Seasat stellt eine magnetische Kompensation für die Impulsräder, als "Entsättigung" bezeichnet, bereit, um dem Impuls entgegenzuwirken, der durch außerhalb des Fahrzeugs befindliche Drehmomentquellen einschließlich Erdgravitati on und magnetischer Felder erzeugt wird.

Die Seasat-Sonnenausrichtung wird mittels eines Sonnenlagesensorpaares über wacht. Diese Sonnensensoren werden im Seasat jedoch nicht für eine Umlauflage steuerung verwendet, da Seasat als sonnensynchroner Erdsatellit entwickelt wurde. Sonnensynchrone Erdsatelliten haben eine feste Beziehung zur Sonne, so daß derar tige Fahrzeuge keine Gierlenkung benötigen.

c. Asynchrone Präzession des GLOBALSTAR

Solarbetriebene Satelliten in Umlaufbahnen mit Präzession, die aber nicht sonnen synchron sind, können entweder eine Kombination aus Gierlenkung und Solarpa neel-Drehbewegung oder eine kombinierte Bewegung der Solarpaneele zur Verfol gung der Sonne verwendet werden. Ein Satellit mit Nadir-Ausrichtung könnte ande rerseits zwischen senderseitigem Ende und Solarpaneelen, die an seinem gegen überliegendem Ende angebracht sind, beweglich sein, um zu ermöglichen, daß sich die beiden Enden des Satelliten gegeneinander verdrehen können, wie es bei der Seasat-Plattform durchgeführt wurde. Dieses setzt jedoch voraus, daß die Energie der Paneele dem Sender durch eine zusätzliche, ineffiziente, zu Fehler neigende Verbindung wie z. B. einem Wischeraufbau oder ähnlichem zugeführt wird. Dieses ist für Verzögerungssatelliten hoher Zuverlässigkeit, die viel Energie benötigen, inakzeptabel.

Fig. 3 zeigt die Gierlenkbewegung, die benötigt wird, um die Solarpaneele eines solarbetriebenen Sonnenverfolgungssatelliten beim Umlauf um die Erde kontinuier lich in einem optimalen Winkel zur Sonne auszurichten. Das Solarfeld wird um eine y-Achse des Fahrzeugs um den Winkel "SADA" gedreht, und das Fahrzeug wird um den Winkel "ψ" gegiert. Die Größe der Gierauslenkungsvariablen ψ hängt von dem Winkel zwischen der Sonne und der Umlaufebene, dem Winkel β ab. Im Grenzfall, der eintritt, wenn die Sonne in der Ebene der Satellitenumlaufbahn liegt, ist β = 0 und der SADA-Winkel variabel. Es wird keine Gierbewegung benötigt. Bei größe ren β-Werten müssen sowohl der SADA-Winkel als auch der Gierwinkel veränder bar sein.

Für die Satelliten des GLOBALSTAR^TM-Systems erzeugt die Präzession ihrer Um laufbahnen einen Beta-Winkel "β" zwischen den Umlaufebenen der Satelliten und einer Linie von der Erde zur Sonne, der von 0° bis etwa 75° variiert. Bei β = 75° muß ein Satellit zur Aufrechterhaltung der Sonnenenergieeffizienz sehr große Dre hungen des Solarfeldes um die Nadir-ausgerichtete z-Achse senkrecht zur Nickach se und einen sehr großen SADA-Winkel um die y-Achse ermöglichen.

Wenn eine Gierlenkung verwendet wird, muß die Sekundärablenkung des Solarfel des um die z-Achse senkrecht zur Nickachse verringert werden, um zu verhindern, daß eines der Solarpaneele Bereiche kreuzt, in denen die Betriebseffizienz und das Bedeckungsmuster des Verzögerungsbetriebs des Satelliten immer dann durch Stö rung der Satellitenantennen verringert werden, wenn sie eine maximale Gierablen kung erreichen.

Diese Grenze für die kombinierte Bewegung der Solarpaneele führt zu einer schlechteren, nicht optimalen Sonnenverfolgung. Aufgrund der schlechteren, nicht optimalem Sonnenverfolgung müssen die Paneele wesentlich größer sein, um der resultierenden Wirksamkeitsverschlechterung entgegenzuwirken. Sehr große Panee le sind jedoch Gravitationsgradientenablenkungseffekten ausgesetzt, und sie sind außerdem teurer und massiver. Folglich stellt die kombinierte Bewegung der Solar paneele keine zufriedenstellende Lösung für dieses Problem dar.

Wenn das Lagesteuerungssystem eines GPS-Satelliten (Globalausrichtungssystem) zur Schaffung einer für das System notwendigen genauen Gierlenkung angepaßt werden könnte, würden die strukturelle Integrität des Satelliten und die Wirksamkeit seines Antennensystems erhalten bleiben. Jedoch benötigt diese genaue Lagesteue rung einen zweiten, sehr genauen, kontinuierlich gesteuerten Winkelgeschwindig keits-Offset, so daß die Lage des Satelliten das Solarpaneel normal zur Sonne aus richtet, anstatt die Solarpaneele selbst zu bewegen oder den Satelliten in seiner Mitte, d. h. zwischen der Antenne und den Solarpaneelen zu verdrehen.

Während die Verwendung von Impulsvorrichtungen zur Lagemessung und - korrektur ein aufgrund seiner Einfachheit attraktives Konzept ist, ist ein Verlaß auf Impulsgeschwindigkeitskreiselmeßinstrumente zur Lagemessung nicht praktikabel, da diese ungenau und teuer sind. Außerdem sind Geschwindigkeitskreiselsensoren zu driftempfänglich, was insbesondere problematisch ist, wenn sich das auf einen Satelliten einwirkende Drehmoment signifikant ändert, wie es bei Satelliten vor kommt, die eine Gierlenkung verwenden. Das US-Patent Nr. 5,791,598 vom 11. August 1998 "Dynamic Bias For Orbital Yaw Steering" ermöglicht ein ähnliches Gierlenkungsvermögen, dessen Leistungsfähigkeit aber auf Satelliten mit relativ kleinen Trägheitseigenschaften begrenzt und nur für nahezu kreisförmige Umlauf bahnen anwendbar ist. Die vorliegende Erfindung findet bei Satelliten mit großer Trägheit und großen Unterschieden in den Hauptmassenträgheitsverteilungen An wendung. Die Erfindung kann auch bei hochgradig elliptischen Umlaufbahnen zu friedenstellend eingesetzt werden.

Die Erfindung betrifft die Schaffung eines Lenkungssystems für die Erde umlaufen de Satelliten mit einem Verfahren und einer Einrichtung zum Erzielen einer gleich mäßigen, genauen und kontinuierlichen Ausrichtung in drei Achsen für derartige Satelliten, die eine programmierte Sonnenausrichtung zur Solarenergieerzeugung dadurch aufrechterhalten, daß sie eine kontinuierlich gesteuerte Gierlenkung ent sprechend einem beliebig programmierten Gierlenkungsprofil für einen Satelliten mit beliebiger und großer Trägheitsverteilung auf einer in hohem Maße elliptischen Umlaufbahn erlauben. Ein erfindungsgemäßes Umlauflagesteuersystem ermöglicht eine genaue, vorausgeplante und giergelenkte Sonnenausrichtung der Solarpaneele, die einen Nadir ausgerichteten Kommunikationssatelliten mit Energie versorgen, und vereinfacht die Entwicklung der Solarfelder durch Verwendung des Satelliten ausrichtungssystems zur Schaffung einer Sonnenausrichtung in der Gier- oder Azi muth-Achse.

Entsprechend einer erfindungsgemäßen Ausführungsform wird ein kontinuierliches dreiachsiges Satellitenausrichtungssystem für einen solarbetriebenen Satelliten be reitgestellt, das aufweist: ein Körpersteuermodul zum Erzeugen von Körpersteuer drehmomenten in drei orthogonalen Achsen, ein Impulsintegrationsmodul, ein Im pulssteuermodul und ein Entkopplungsmodul für programmierte Bewegungen. Das Entkopplungsmodul für programmierte Bewegungen entkoppelt die programmierten Bewegungsparameter mit dem Ausdruck

I_B _{+ Bω}X(I_{Bω + B}H).

Ein erfindungsgemäßes Verfahren zum Steuern einer Gierbewegung eines Satelliten weist die folgenden Schritte auf: Gierlenkung des Satelliten mit einer dynamischen Impulsvorbelastung, Bestimmen eines Gier-Vektors für die dynamische Impulsvor belastung, Vergleichendes Giervektors mit einer Gierlenkrichtung und Erzeugen einer dynamischen Impulsvorbelastungskorrektur in Abhängigkeit von dem Ver gleich des Giervektors mit der Gierlenkrichtung.

Gemäß einer anderen erfindungsgemäßen Ausführungsform wird ein Satellitengier lenkungsimpulssystem zur dynamischen Giersteuerung eines Satelliten bereitge stellt, das ein Giersteuersystem aufweist. Das Giersteuersystem weist auf: ein ge schlossenes Giersteuersystem, ein gleichzeitig offenes Giersteuersystem und ein Radimpulssteuersystem. Das Radimpulssteuersystem weist auf: ein Integrationsmo dul, ein mit dem Integrationsmodul verbundenes Umformungsmodul und ein Ent kopplungsmodul für programmierte Bewegungen. Das Entkopplungsmodul für pro grammierte Bewegungen entkoppelt die programmierten Bewegungsparameter mit dem Ausdruck

I_B _{+ Bω}X(I_{Bω + B}H).

Die oben genannten Aspekte und weitere Merkmale der Erfindung werden im fol genden mit Bezug auf die Zeichnungen erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 eine schematische Darstellung einer Impulsintegration und einer Entkopp lung zur Gierlenkung eines die Erde umlaufenden Satelliten,

Fig. 2 eine schematische Darstellung der Lagesteuerungsgesetze,

Fig. 3 eine schematische Darstellung der Ausrichtung eines umlaufenden Raum fahrzeugs und dessen Solarfelder zur Sonne in verschiedenen Umlaufposi tionen sowie eine graphische Darstellung des Giergrades und des SADA- Grades in Abhängigkeit von der Umlaufposition gegenüber der Sonne,

Fig. 4 eine schematische Darstellung einer Gruppierung von Impulsrädern, deren Gesamtimpulsvektor während der Gierlenkung des Raumfahrzeugs am Umlaufgeschwindigkeitsvektor ausgerichtet ist,

Fig. 5 eine einfache Roll-Gier-Entkopplungsintegration,

Fig. 6 ein Raumfahrzeug mit Impulsvorbelastung mit alleiniger Nicksteuerung,

Fig. 7 eine durch das Rollsteuerdrehmoment hervorgerufene Gierpräzessionsbe wegung des Impulsvorbelastungsvektors in der lokalen Horizontalebene, und

Fig. 8 ein Flußdiagramm eines Verfahrens zur dynamischen Steuerung einer Sa tellitengierbewegung.

Obwohl die Erfindung mit Bezug auf die in den Zeichnungen gezeigte Ausfüh rungsform beschrieben wird, kann die Erfindung in vielen verschiedenen Ausfüh rungsformen ausgeführt sein.

Eine Hauptsatellitenlagemessung wird von Nick- und Rollsignalen erhalten, die von Erdsensoren abgeleitet werden. Die dritte Achse wird während der Gierlenkung durch eine dynamische Impulsvorbelastung gesteuert, die durch einen Satz von Re aktions-/Impulsrädern intern erzeugt und gelenkt wird. Der Impuls des Fahrzeugra des wird so eingestellt, daß die Impulsvektorsumme nahezu zur negativen Umlauf nickachse ausgerichtet gehalten wird. Fig. 4 zeigt ein Beispiel einer Gruppierung von Rädern, deren Gesamtimpulsvektor während der Gierlenkung des Raumfahr zeugs am Umlaufgeschwindigkeitsvektor ωo ausgerichtet ist. Die Impulsvorbela stungslagesteuerung eines Raumfahrzeugs ist von der Radsteuerung oder von der Whecon-Kopplung des Umlaufdrehmoments mit der Gierachse abhängig. Die Dy namiken können in drei Stufen dargestellt werden.

Zuerst wird ein Raumfahrzeug mit Impulsvorbelastung mit alleiniger Nicksteuerung wie in Fig. 6 gezeigt betrachtet. Der Impuls H ohne Roll-Gier-Steuerung oder äuße re Störungen bleibt in diesem Fall durch die Trägheit in einer Richtung festgelegt. Im nächsten Schritt wird zusätzlich zur Nicksteuerung eine Rollsteuerung betrach tet. Diese Bedingung zwingt den Impulsvorbelastungsvektor in die lokale horizonta le Ebene, in der er in Gierrichtung wie ein Kreiselkompass hin und her oszillieren kann. Diese Bewegung würde in einem Raumfahrzeug ungedämpft sein. Die Gier präzession in dieser Kreiselkompaßbewegung wird durch das Rollsteuerungs drehmoment wie in Fig. 7 gezeigt verursacht. Im dritten Schritt wird das meßbare Rolldrehmoment oder die -steuerung, das bzw. die proportional zur Gierpräzessi onsgeschwindigkeit ist, als Signal zur Bildung eines Gierdrehmoments verwendet. Das resultierende Gierdrehmoment schafft eine Dämpfung der Gieroszillation und eine gesteuerte Gierlenkung.

Erfindungsgemäß wird eine kontinuierlich gesteuerte Gierlenkung für ein beliebiges programmiertes Gierlenkprofil geschaffen. Im Gegensatz zu vorherigen Systemen ist dieses erfindungsgemäße Merkmal für einen Satelliten auf einer hochgradig el liptischen Umlaufbahn mit beliebiger und großer Trägheitsverteilung anwendbar.

Weiterhin schafft die Erfindung eine gleichmäßige, genaue und kontinuierliche Ausrichtung eines Satelliten in drei Achsen, der eine programmierte Sonnenausrich tung zur Solarenergieerzeugung aufrechterhält. Die Verwendung der Erfindung vereinfacht wesentlich die Entwicklung von Solarfeldern in Satellitensystemen durch Verwendung der Satellitenausrichtung zur Schaffung einer Sonnenausrich tung in der Gier- oder Azimuth-Achse. Ein wichtiges Element des Steuersystems bilden die Impulsintegration und die Entkopplung. Dieses System wandelt Steuer drehmomentbefehle, die auf befohlene Umlaufbahnachsen bezogen sind, in Radim pulse um, die den internen Impuls drehen, um ihn von der dynamischen Kopplung mit der mit dem Fahrzeug verbundenen Umlaufbewegung und programmierten Gierbewegung zu trennen. Die Nettoübertragungsfunktion zwischen dem befohle nen Steuerdrehmoment und dem resultierenden physikalischen, tatsächlich auf das Raumfahrzeug wirkenden Drehmoment ist idealerweise eins. Diese wirksame Eli minierung oder Entkopplung der dynamischen Impulskopplung ermöglicht die Verwendung von vereinfachten Gesetzen für eine Regelung in Abhängigkeit von Lagesignalen mit Koordinaten im Körperbezugssystem.

Fig. 5 zeigt eine einfache Roll-Gier-Entkopplungsintegration. Die Drehmoment steuerbefehle Tx(_BTx) und Tz(_BTz) in Körperkoordinaten (_B) werden integriert und mit der Umlaufgeschwindigkeit ωo(oω) bzw. ihrer numerischen Schätzung ωo' in Umlaufkoordinaten (o) in bezug auf den Trägheitsraum gekoppelt. Dieses bewirkt, daß jeder innere Rollimpuls Hx(_BHx) oder Gierimpuls Hz(_BHz) in Körperkoordina ten auf die jeweils andere Körperachse derart hin- und her übertragen wird, daß der Nettoimpulsvektor in bezug auf den Trägheitsraum fest bleibt.

Fig. 8 beschreibt ein Verfahren zur Bestimmung und Korrektur einer Differenz zwi schen dem Satellitenimpulsvektor und einem Umlaufachsenvektor. Im Schritt 8a wird der Satellit durch die dynamische Impulsvorbelastung ausgerichtet, und im Schritt 8b wird ein Vektor bestimmt, der im Schritt 8c mit dem Umlaufachsenvektor verglichen wird. Wenn sich im Schritt 8d eine Übereinstimmung der Vektoren er gibt, wird der Vergleichsschritt 8c wiederholt. Ansonsten wird im Schritt 8e die Dif ferenz zwischen den Vektoren bestimmt und im Schritt 8f eine Impulskorrektur er zeugt. Somit kann durch Befehlen innerer Radimpulsänderungen entsprechend ei nem für das gewünschte Bewegungsprofil hergeleiteten berechneten Impuls dem stabilisierten Impulsvorbelastungssystem, d. h. der dynamischen Impulsvorbelastung eine programmierte Satellitenbewegung überlagert werden. Die Physik der Impuls erhaltung gewährleistet, daß die Winkelreaktion des Fahrzeugs gleich der pro grammierten Bewegung ist.

In den Fig. 1 und 2 sind jeweils eine Impulsintegration und -entkopplung für eine Gierlenkung in einem die Erde umlaufenden Satelliten und die Lagesteuerungsge setze, die erfindungsgemäße Merkmale aufweisen, schematisch dargestellt.

Das System weist im allgemeinen ein Steuerungsgesetzsystem 30a-30k (Fig. 2), ein Impulsintegrations und -entkopplungssystem (Fig. 1) und Impulssteuervorrich tungen 40a-40d (Fig. 4) auf.

Das in Fig. 2 gezeigte Steuergesetzsystem weist im allgemeinen drei Orthogo nalachsensteuerungen für den Satelliten, d. h. eine Rollsteuerung, eine Nicksteue rung und eine Giersteuerung auf. Die Rollsteuerung weist einen Horizontsensor 30h, einen Positions- und Geschwindigkeitskompensierer 30a und eine Vorrichtung 30d zur Extraktion einer Gierinformation aus dem Rollsignal auf. Die Nicksteuerung weist im allgemeinen ähnliche Elemente auf einen Nicksensor 30j, einen Positions- und Geschwindigkeitskompensierer 30b und eine Vorrichtung 30e zum Extrahieren einer Gierinformation aus dem Nicksignal. Die Ausgänge der Roll- und Nickkom pensatoren 30a, 30b bilden die Körpersteuerdrehmomente _BTx und _BTy. Die Gier steuerung weist einen Giersensor 30k (wenn die Sonne nicht verdunkelt oder nahezu zur Richtung der Erde ausgerichtet ist), einen Positions- und Geschwindigkeitskom pensator 30c, einen Summierknoten 30g und einen Verstärkungsknoten 30f auf. Aus dem Roll- und Nicksignal wird eine Gierung bestimmt, indem die Komponenten der Roll- und Nicksignale die Vorrichtungen 30d, 30e und die Verstärkungsvorrichtung 30f bis zum Summierknoten 30g durchlaufen. Der Ausgang des Summierknotens 30g ergibt sich aus folgendem:

mit der programmierten Gierung ψ_p und dem befohlenen Nickwinkel (Nick-Offset) θ_c, dem befohlenen Rollwinkel (Roll-Offset) ϕ_c und der Transformationsmatrix T_0/B zur Transformation von Körper- in Umlaufkoordinaten.

Wenn keine Roll- oder Nick-Offsets vorhanden sind, vereinfacht sich die Gleichung zu:

Das Drehmoment der Umlauf-z-Achse des "Whecon" ist KRY . _FTx, und umge formt in Körperkoordinaten ergibt sich daraus:

Dieses Signal ist stets verfügbar, unabhängig davon, ob der Giersensor 30k verfüg bar ist oder nicht. Wenn der Giersensor 30k verfügbar ist, steht das Körpergiersteu erdrehmoment _BTz am Summierknoten 30g direkt zur Verfügung. Das direkte Si gnal vom Giersensor 30k über den Positions- und Geschwindigkeitskompensator 30c zum Summierknoten 30g ist ein stärkeres Signal als das abgeleitete Signal aus der Verstärkungsvorrichtung 30f und beherrscht den Ausgang des Summierknotens 30g. Folglich ermöglicht eine ständige Verbindung wie der Summierknoten 30g anstelle eines schaltenden Aufbaus ein ununterbrochenes Körpergiersteuerdrehmo ment zur gleichmäßigeren Satellitensteuerung.

Das in Fig. 1 gezeigte Impulsintegrations- und -entkopplungssystem weist im all gemeinen ein Integrationsmodul 10a, ein Umformungsmodul 10d und ein Entkopp lungsmodul für programmierte Bewegungen 10f auf. Das Integrationsmodul inte griert die Körpersteuerdrehmomente 30l-30n, um Körperimpulse in drei orthogo nalen Achsen wie in Fig. 1 gezeigt zu bilden. Die Körperimpulse werden durch das Umformungsmodul 10d zu Radimpulssteuersignalen umgeformt.

Im allgemeinen werden die Körperroll- und -nickdrehmomente _BTx und _BTy jeweils über die Roll- und Nicksensoren 30h, 30j bestimmt. Das Körpergierdrehmoment BTz wird entweder direkt gemessen oder wie oben beschrieben abgeleitet. Diese Körperdrehmomentsignale enthalten jedoch auch Körperdrehmomente, die beim Umlauf der Körper um den Planeten von der programmierten Bewegung herrühren, und auch Drehmomente aufgrund äußerer Faktoren. Damit die Radimpulssteuersi gnale zur Korrektur von Abweichungen erzeugt werden können, die nicht von der programmierten Bewegung herrühren, muß die programmierte Bewegung entkop pelt oder von den Körperdrehmomenten _BTx, _BTy, _BTz subtrahiert werden, bevor die Drehmomente in Radimpulssteuersignale umgewandelt werden. Dieses wird mittels des Entkopplungsmoduls für programmierte Bewegungen 10f durchgeführt.

Das Folgende leitet die von den Radimpulssteuersignalen zu entkoppelnden pro grammierten Drehmomente her. Der Gesamtimpuls ist definiert als:

_TH = I_{Bω + B}H

mit
_TH = Gesamtimpuls;
I = Gesamtträgheit,
_BH = Körperimpuls (Impuls in Körperkoordinaten),
und der Winkelgeschwindigkeit ω:

wobei A und E später erläutert werden. Der Gesamtimpuls wird differenziert, um das Gesamtdrehmoment zu erhalten:

Somit ergibt sich das Impulsraddrehmoment _w zu

_w = -{I_B _{+ Bω}X(I_{Bω + B}H)} + Steuerausdrücke,

welches unter Vernachlässigung der "Steuerausdrücke" die programmierten Bewe gungsdrehmomente ergibt. Die programmierten Bewegungsdrehmomente ergeben sich ausgeschrieben zu:

mit der Umlaufgeschwindigkeitskomponente in Umlaufkoordinaten.

Folglich müssen die Umlaufparameter zur Entkopplung der programmierten Bewe gungsdrehmomente durch das in Fig. 1 gezeigte Transformationsmodul 10k von Orbit- in Körperparameter transformiert werden. Dieses wird mittels der folgenden Gleichung für die Transformationsmatrix durchgeführt:

Somit besteht folgende Beziehung zwischen den Körper- und Eulergeschwindigkei ten:

mit
= Nickwinkelgeschwindigkeit,
= Rollwinkelgeschwindigkeit,
= Gierwinkelgeschwindigkeit,
= Umlaufwinkelgeschwindigkeit
und ausgeschrieben

Die Gleichung kann, wie bereits oben angeführt, geschrieben werden als:

Die Differentiation dieser obigen Gleichung ergibt:

mit

Somit beschreiben die obigen Ausdrücke den programmierten Impulsanteil, der in Gestalt eines Drehmomentanteiles wie z. B. in Fig. 1 gezeigt durch das Entkopp lungsmodul für programmierte Bewegungen 10f von den Körpersteuerdrehmomen ten abgekoppelt (subtrahiert) wird.

Die Lagesteueranforderungen, denen dieses System genügt, bestehen darin, das Nicken und Rollen des Raumfahrzeugs während einer Gierbewegung entsprechend einem vorgeschriebenen Profil zu kontrollieren, um die Solarpaneelachsen normal zur Sonne gerichtet zu halten. Zusätzlich sind Auslenkungen der vorgeschriebenen Profile gegenüber einer Gier-Null-Ausrichtung im normalen Modus, d. h. keine Gie rung der Körperachsen gegenüber den Umlaufachsen, für Umlaufbahnanpassungs verbrennungen gefolgt von einer anschließenden Rückkehr zum Sonnenrichtungs profil möglich. Auch wenn das System im Hinblick auf die Giersteuerung beschrie ben wurde, können auch andere Ausführungsformen zur Steuerung des Rollens oder Nickens verwendet werden.

Selbstverständlich ist die vorausgegangene Beschreibung nur ein Beispiel für die Erfindung. Verschiedene Alternativen und Modifikationen sind für den Fachmann denkbar, ohne von der Erfindung abzuweichen. Entsprechend umfaßt die Erfindung sämtliche alternativen Modifikationen und Veränderungen, die innerhalb des Be reichs der Ansprüche liegen.

Claims

1. Satellitengierlenkungsimpulssystem zur dynamischen Steuerung des Gierens eines Satelliten, das aufweist:

- ein Giersteuersystem, das ein geschlossenes Giersteuersystem und ein gleich zeitig offenes indirektes Giersteuersystem aufweist,
- ein Radimpulssteuersystem, das mit dem Giersteuersystem verbunden ist und das aufweist:
= ein Integrationsmodul (10a),
= ein mit dem Integrationsmodul (10a) verbundenes Umformungsmodul (10d), und
= ein mit dem Integrationsmodul (10a) verbundenes Entkopplungsmodul für programmierte Bewegungen (10f) zum Entkoppeln von programmierten Bewegungsparametern mit dem Ausdruck
I_B _{+ Bω}X(I_{Bω + B}H).

2. Verfahren zur Steuerung einer Gierbewegung eines Satelliten, das die folgenden Schritte aufweist:

- Gierlenken des Satelliten mit einer dynamischen Impulsvorbelastung,
- Bestimmen eines Vektors für die dynamische Impulsvorbelastung,
- Vergleichen des Vektors mit einer Umlaufachsenrichtung, und
- Erzeugen einer dynamischen Impulsvorbelastungskorrektur in Abhängigkeit von dem Vergleich des Vektors mit der Umlaufachsenrichtung.

3. Verfahren nach Anspruch 2, bei dem der Schritt der Gierlenkung des Satelliten mit der dynamischen Impulsvorbelastung den Schritt des Erzeugens der dyna mischen Impulsvorbelastung mit zumindest einem Impulsrad (40a-40d) auf weist.

4. Verfahren nach Anspruch 2 oder 3, bei dem der Schritt des Bestimmens des Vektors für die dynamische Impulsvorbelastung den Schritt der Vektorsumma tion von zumindest zwei Impulsvektoren aufweist.

5. Verfahren nach einem der Ansprüche 2 bis 4, bei dem der Schritt des Verglei chens des Vektors mit der Umlaufachsenrichtung den Schritt des Vergleichens des Vektors mit der negativen Nickumlaufachse aufweist.

6. Verfahren nach einem der Ansprüche 2 bis 5, bei dem der Schritt des Erzeugens der dynamischen Impulsvorbelastungskorrektur die folgenden Schritte aufweist:

- Erzeugen von Körpersteuerdrehmomenten,
- Entkoppeln von programmierten Körperdrehmomenten von Körpersteuer drehmomenten,
- Integrieren der Körpersteuerdrehmomente nach Entkopplung der program mierten Körperdrehmomente zur Bildung von Körperimpulsparametern, und
- Umformen der Körperimpulsparameter zur Bildung der dynamischen Im pulsvorbelastungskorrektur.

7. Verfahren nach Anspruch 6, bei dem der Schritt des Erzeugens von Körpersteu erdrehmomenten die folgenden Schritte aufweist:

- Verwenden eines Rollsensors (30h) zur Erzeugung eines Rollkörperdrehmo ments,
- Verwenden eines Nicksensors (30j) zur Erzeugung eines Nickkörper drehmoments,
- Erzeugen eines Gierdrehmoments mit den folgenden Schritten:
= Erzeugen eines ersten Gierdrehmoments in Abhängigkeit von dem Roll drehmoment und dem Nickdrehmoment oder gleichzeitiges direktes Mes sen des Gierens mittels eines Giersensors und Erzeugen eines zweiten Gierdrehmoments, und
= Kombinieren des ersten Gierdrehmoments mit dem zweiten Gierdrehmo ment.

8. Verfahren nach Anspruch 6 oder 7, bei dem der Schritt des Entkoppelns von pro grammierten Körperdrehmomenten von den Körpersteuerdrehmomenten den Schritt des Entkoppelns von programmierten Bewegungsparametern mit dem Ausdruck
I_B _{+ Bω}X(I_{Bω + B}H)
aufweist.

9. Verfahren nach einem der Ansprüche 6 bis 8, bei dem der Schritt des Umfor mens der Körperimpulsparameter zur Bildung der dynamischen Impulsvorbela stungskorrektur den Schritt des Bildens von zumindest einer dynamischen Im pulsvorbelastungskorrektur enthält.

10. Verfahren nach einem der Ansprüche 6 bis 9, bei dem der Schritt des Bildens von zumindest einer dynamischen Impulsvorbelastungskorrektur den Schritt des Bildens von zumindest einer dynamischen Radimpulsvorbelastungskorrektur aufweist.

11. Kontinuierliches Dreiachsensatellitenausrichtungssystem für einen solarbetrie benen Satelliten, das aufweist:

- ein Körpersteuermodul zum Erzeugen von Körpersteuerdrehmomenten in drei orthogonalen Achsen,
- ein mit dem Körpersteuermodul verbundenes Impulsintegrationsmodul (10a),
- ein mit dem Impulsintegrationsmodul (10a) verbundenes Entkopplungsmodul für programmierte Drehmomente (10f) zum Entkoppeln von Parametern mit dem Ausdruck
I_B _{+ Bω}X(I_{Bω + B}H),
und
- ein mit dem Impulsintegrationsmodul (10a) verbundenes Impulssteuermodul.

12. Kontinuierliches Dreiachsensatellitenausrichtungssystem nach Anspruch 11, bei dem das Körpersteuermodul aufweist:

- einen mit einem Rollsensor (30h) verbundenen Körperrollsteuerdrehmoment- Erzeuger,
- einen mit dem Rollsensor (30h) und dem Körperrollsteuerdrehmoment-Erzeu ger verbundenen Körpernicksteuerdrehmoment-Erzeuger,
- einen mit dem Körpernicksteuerdrehmoment-Erzeuger und dem Körperroll steuerdrehmoment-Erzeuger oder gleichzeitig mit einem Giersensor (30k) verbundenen Körpergiersteuerdrehmoment-Erzeuger.

13. Kontinuierliches Dreiachsensatellitenausrichtungssystem nach Anspruch 11 oder 12, bei dem das Entkopplungsmodul für programmierte Drehmomente (10f) ein Umlauf-nach-Körperkoordinaten-Transformationsmodul (10k) auf weist.