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Stand der Technik
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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.
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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
(Attitude 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.
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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 benötigt auch
hier jeder einzelne Satellit (Master und Slave-Satelliten) ein vollständiges AOCS-System.
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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.
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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.
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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.
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Als
nachteilig ist bei diesen Lösungen
die geringe zurückgestrahlte
Leistung und damit das schlechte Signal- zu Rauschverhältnis der
Abstandsmessung anzusehen.
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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.
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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.
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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.
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Die
Aufgabe wird gelöst
durch eine Satelliten-Konstellation nach Anspruch 1. Vorteilhafte
Ausführungen
der Erfindung sind in den Unteransprüchen genannt.
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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.
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Eine
Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass sich für die über den
Master geschlossenen Slave-Regelkreise benötigten Sensoren auf dem Master-Satelliten befinden.
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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.
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Eine
andere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass vom Slave-Satelliten
benötigte
Informationen über
den Master-Satelliten zur Bodenstation übertragen werden.
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Eine
weitere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass für die Regelung
des Masters und des Slaves zumindest teilweise identische Komponenten benutzt
werden.
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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.
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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.
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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.
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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.
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Eine
andere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass 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.
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Eine
weitere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass die Sensoren
eine Stereosensor-Konfiguration zur Erfassung des Relativ-Abstandes
zwischen Master- und Slave-Satellit bilden.
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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.
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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.
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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.
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Eine
weitere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass der Master-Satellit
Vorrichtungen zur autonomen Ablaufsteuerung z. B. von Konstellationsmanövern umfasst.
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Eine
andere Weiterbildung der Erfindung sieht vor, dass die Vorrichtungen
zur autonomen Ablaufsteuerung der Konstellation auch Vorrichtungen zur
Fehlerbeseitigung und/oder Kollisionsvermeidung umfassen.
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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.
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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.
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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.
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Ferner
ist ein Vorteil der Erfindung, dass durch die deutlich verringerte
Anzahl der benötigten Komponenten
die Systemzuverlässigkeit
deutlich erhöht
wird.
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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.
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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.
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Die
Erfindung wird anhand der folgenden Figuren beschrieben. Die Zeichnungen
zeigen in
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1:
Eine erste Ausgestaltung der Erfindung, bei der sich die Regelung
des Target-Satelliten bis auf die Stellglieder im Master-Satelliten
befindet
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2:
Eine Anordnung, bei der weitgehend gleiche Sensoren und Stellglied-Arten
für Master
und Slave verwendet werden
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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
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4:
Eine auf Sensor-Fusion beruhende Messanordnung mit Parameter-Identifikation
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Ausführungsform
1
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In 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 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.
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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.
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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.
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Ausführungsform
2
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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 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 (Torquern)
(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 Gravitationsgradienten, 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.
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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.
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Da
die Magnetfeldsensoren keine vollständige dreiachsige Lagereferenz
liefern können,
müssen sie
mit anderen Sensoren wie z. B. Sternsensoren (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.
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Ausführungsform
3
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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 3 hierzu
Kameras oder Sternsensoren (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.
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Die
Front-End-Elektronik von Sternsensoren (34) korrigiert
zum Erzielen hoher Genauigkeiten Pixeifehler der Detektoren und
Objektivverzeichnungen. Entsprechende Verfahren werden standardmäßig bei
Sternsensoren eingesetzt.
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Bei
heutigen Sternsensoren ist ein Sternkatolog 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.
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Die
in 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 Lagebestimmung 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.
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Ausführungsform
4
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Eine
weitere Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung ist in 4 gezeigt.
Setzt man nach 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 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 Kalmanfilter). Schattenphasen können durch derartige Verfahren,
die aus der Regelungstechnik hinreichend bekannt sind, gegebenenfalls
mit hinreichender Schätzgenauigkeit überbrückt werden.
Neuere Entwicklungen wie nichtlineare Kalmanfilter 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.
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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.
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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.
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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.