DE1506140A1 - Orientation device for satellites - Google Patents
Orientation device for satellitesInfo
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Description
Orientierungseinrichtung für Satelliten Die Erfindung betrifft die Orientierungssteuerung eines Flugkörpers, der sich im Weltraum als Satellit @iuf einer Umlaufsbahn um einen Zentralkörper befindet, insbesondere die Ausnutzung des Magnetfeldes des Zentralkörpers für eine derartige Steuerung.Orientation device for satellites The invention relates to Orientation control of a missile that appears in space as a satellite @iuf an orbit around a central body, in particular the utilization of the Magnetic field of the central body for such a control.
Es ist bekannt, die Orientierung eines Erdsatelliten durch Ausnutzung des Gravitationsgradienten zu steuern, wodurch die Rotationsachse mit dem geringsten mrägheitmoment des Satelliten zum Massenmittelpunkt des ZentralKörpers ausgerichtet wird. Eine derartige Stabilisierung des Satelliten bezüglich der örtlichen Vertikalen verhindert nicht eine Rotation um die örtliche Vertikale, das heißt ein Gieren. Obwohl es möglich ist, einen Satelliten zu konstruieren, bei dem der Gravitationsgradient ein Drehuioment erzeugt, das ein Gieren zu verhindern sucht, werden dadurch dem Konstrukteur zusätzliche jeschrärlkungen <auferlegt; ein offensichtlcnes Erfordernis bestellt darin., duß der Satellit keine perfei#.te Kreissymmetrie bezüglich :einer örtlichen Vertikalen .oder Gierungsachse hat. In dem IYIa(Je, in dem der Si-.z tellitenauf bau eine derartige Symmetrie erreicht, wird die Gierungsstabilisierung beeinträchtigt. Sogar in den Fällen, in denen aktive Einrichtungen wie Triebwerke «der mpul:3 speichernde Schwungrädor für die Schlingcr- und Stampfstabilisierung verwendet werden, ist eine. einfache und daher leichte und zuverlässige Einrichtung zur Gierungsstabilisierung wiirscheiswert. Schlinger- und Stampffehler werden leicht bestimmt, unter anderem durch Horizontpeilung; das ist aber zur Messung des Gierungsfehlers nicht anwendbar. Daher ist eine einfache Gierungssteuerung eine sehr nützliche Ergänzung sogar umfangreicher Systeme. Eine wahlweise Einrichtung der Gierungsstabilisierung ist daher im all-, gemeinen wünschenswert.It is known to use the orientation of a terrestrial satellite of the gravitational gradient to control, creating the axis of rotation with the least moment of inertia of the satellite aligned with the center of mass of the central body will. Such a stabilization of the satellite with respect to the local vertical does not prevent rotation about the local vertical, i.e. yaw. Although it is possible to construct a satellite in which the gravitational gradient a torque that tries to prevent yawing is generated by the Additional restrictions imposed on the designer; an obvious requirement ordered in., the satellite does not have a perfect circular symmetry with respect to: one local vertical or yaw axis. In the IYIa (Je, in which the Si If such symmetry is achieved, yaw stabilization is impaired. Even in those cases in which active devices such as engines «the mpul: 3 storing Flywheel for roll and pitch stabilization used be is one. simple and therefore light and reliable device for yaw stabilization Desirable. Roll and pitch errors are easily determined, among other things by horizon bearing; but this is not applicable to the measurement of the yaw error. Hence, a simple yaw control is a very useful addition to an even more extensive one Systems. An optional device for yaw stabilization is therefore generally, mean desirable.
Bei-einem Satelliten-der Erde (oder irgendeinem anderen Zentralkörper
mit einem beträchtlichen äußeren Magnetfeld) ist es möglich, Orientierungsdrehmomente
durch Satellitenmagnetfelder zu erzeugen, die mit den Erdfeld Wechselwirken. Das
wird bei bekannten Maßnahmen dadurch erreicht, daß Befehlssignale von: einer Bodenstation
verwendet werden, um einen ätromfluß in einer vorherbestimmten Richtung in aufgespulten
Leitern zu verursachen, wobei die allgemeine im Satelliten. für andere Einrichtungen
vorhandene- Stromversorgung auch für diesen Zweck verwendet wird. Die bekannte Maßnahme
erfordert jedoch die Benutzung eines Nachrichtenkanals für die Befe-hlssignale,
die Bestimmung der Orientierung des Satelliten von der Erde aus und die Bestimmung
der speziellen Richtung der Spule und des durch die S,oule zu schickenden Stromes
aus der bekannten Richtung des Erdfeldes. Es ist daher wünschenswert, eine irgendwie
automatische Einrichtung für die Aufrechterhaltung des Satelliten. in: einer gewicasch°ten
Orientierung zu haben. Leider -fallen de Nagnetpole der-Erde nicht mit ihren Rotationspolen
zusammen; der magnetische Nordpol befindet sich bei ungefähr 730 311 Nord,
960 431 West und der-magnetische Südpol. befindet sich bei ungefähr 72c 211
Süd, 155 o -16, Ost. Daher sind die
der-Erde nicht-genau
Ein weiteres Merkmal der 4rfindung ist das Vorhandensein einer s Systemdämpfung durch den Einbau eines temperaturabhängigen Widerstandes mit einer ziemlich großen Zeitkonstanten in die Schaltung jeder Sonnenbatterie und der damit verbundenen Spule. Das hat zur Folge, daß, wenn eine bestim4te Sonnenbatterie zuerst beleuchtet wird, ein voller Strom zu ihrer entsprechenden Spule fließt; da aber der temperaturabhängige Widerstand in der Schaltun; durch den Durchfluß des Stromes erhitzt wird, steigt sein Widerstand an, und der Strom zur Spule wird verringert. Das erzeugt eine Zeit (oder Phasen)- Voraneilung im System, die entsprechend den. in der Technik der Servomechanismen bekannten Prinzipien das Überschwingen und das Schwingen des Systems stark reduzieren will.Another feature of the invention is the presence of a system damping by installing a temperature-dependent resistor with a fairly large one Time constants in the circuit of each solar battery and associated coil. As a result, when a particular solar battery is illuminated first, a full current flows to its corresponding coil; but there the temperature-dependent Resistance in the circuit; is heated by the passage of the current, increases its resistance increases and the current to the coil is reduced. That creates a time (or phases) - pre-allocation in the system, which corresponds to the. in the technology of servomechanisms known principles greatly reduce the overshoot and oscillation of the system want.
Die b`rfindung gibt daher eine einfache, langlebige Einrichtung .von mäßiger Masse zur automatischen Steuerung der Orientierung eines batelliten relativ zum ZentralKörper durch Bezugnahme auf eine Strahlungsquelle an, die durch Wechselwirkung mit dem örtlichen Magnetfeld betriebsfäuig wird. Ferner wird die Steuerung -wirtschaftlich und zuverlässig vorgenommen.The invention therefore provides a simple, long-lasting facility .from moderate mass for automatic control of the orientation of a satellite relative to the central body by referring to a radiation source, which by interaction becomes operational with the local magnetic field. Furthermore, the control becomes economical and made reliably.
Die Erfindung soll anhand der Zeichnung näher erläutert wer--den. Es zeigena Figuren 1, 2 und 3 schematisch in orthographischer Projektion ein Ausführungebeispiel der Erfindung, das geeignet für die Gierungsstabilisierung eines Satelliten in einer polaren Ümlaufsbahn ist, in deren Ebene die Sonne liegt; Fig. 4 schematisch das von Fig. 1 in verschiedenen Lagen auf der Umlaufsbahn; und Fig. 5 die genauen Verbindungen der Sonnenbatterien und der Magnetspulen, die in den Figuren 1, 2 und 3 abgebildet sind.The invention is to be explained in more detail with reference to the drawing. FIGS. 1, 2 and 3 show an embodiment example schematically in orthographic projection of the invention, which is suitable for yaw stabilization of a satellite in a polar orbit, in the plane of which the sun lies; 4 schematically that of Fig. 1 in different positions on the orbit; and Fig. 5 shows the precise connections the solar batteries and the solenoids shown in Figures 1, 2 and 3 are.
Die Figuren 1', 2 und 3 sind jeweils Grundriß, Aufriß und Kreuzriß des gleichen Ausführungsbeispiels der Erfindung. Sie werden daher als Einheit beschrieben werden. Jede von acht verschiedenen Sonnenbatterien, die mit geraden Bezugszahlen von 2 bis 16 bezeichnet sind, ist in Serie mit einem von mehreren Widerständen geechaltet, die mit geraden Bezugezahlen von 18 bis 32 versehen sind, und mit einer von mehreren Spulen, die mit geraden Bezugszahlen von 34 bis 48 versehen sind: Es genügt (und ist im allgemeinen auch vorteilhaft), daß alle Sonnenbatterien, alle Widerstände und alle Spulen elektrisch gleich sind. Die Sonnenbatterien sind zu viert an jedem von zwei entgegengesetzten Enden eines Satellitenkörpers 50 mit einer Längsachse 51 angebracht. An beiden Enden des Körpern. 5#3 ragt eine kreuzförmige Konstruktion 52 bezehungeweise 54 heraus, die zum Abschirmen jeder der vier Sonnenbatterien untereinander dient, die an einem bestimmten Ende des Körpers angebracht sind. Am äußersten Ende der kreuzförriigen Konstruktion 52 ist ein Polarschirm 56 und am äußersten Ende der kreuzförmigen Konstruktion 54 ein Polarschirm 58 befestigt. Der Körper 50 ist mit äquatorialeri Abschirmungen 6.Q und 62 und Erdalbedoabschirmungen 64 und 66 versehen: Die verschiedenen Spulen sind auf den Armen eines k'reuzförmigen Magnetkerns 68 montiert, dessen Einzelheiten (zusammen mit den Einzelheiten der Verbindung der Spulen mit ihren entsprechenden Sonnenbatterien) in Fig. 5 getrennt abgebildet sind. Diese Einzelheiten können jedoch besser nach einer Beschreibung von Fig. 4 verstanden werden, die daher zuerst gegeben werden soll.Figures 1 ', 2 and 3 are respectively plan, elevation and cross-sectional views of the same embodiment of the invention. They will therefore be described as a unit. Each of eight different solar batteries, labeled with even numbers from 2 to 16, are connected in series with one of several resistors labeled with even numbers from 18 to 32 and with one of several coils labeled with even numbers from 34 to 48: It is sufficient (and is generally also advantageous) that all solar batteries, all resistors and all coils are electrically identical. Four of the solar batteries are attached to each of two opposite ends of a satellite body 50 having a longitudinal axis 51. At both ends of the body. 5 # 3 protrudes a cross-shaped structure 52 or 54, which serves to shield each of the four solar batteries from one another, which are attached to a particular end of the body. A polar screen 56 is attached to the extreme end of the cross-shaped structure 52 and a polar screen 58 is attached to the extreme end of the cross-shaped structure 54. The body 50 is provided with equatorial shields 6.Q and 62 and earth albedo shields 64 and 66: the various coils are mounted on the arms of a k'reuz-shaped magnetic core 68, the details of which (together with the details of the connection of the coils to their respective solar batteries) are shown separately in FIG. 5. These details can, however, be better understood after a description of FIG. 4, which should therefore be given first.
Aus dem in denFiguren 'f, 2 und 3 abgebildeten Aufbau ist ersichtlich, daß jede der. Sonnenbatterien 2, 4, 6 und 8 in einer einzelnen Zelle liegt, die durch die kreuzföri_iige Abschirmung 52, die Polarabschirmung 56 und die äquatoriale Abschirmung 60 (für die. Batterien 2 und 4)` oder die Erdalbedoabsahirmung 64 (für die Batterien 6 und 8) gebildet wird. Die direkt unterhalb des Satelliten oder direkt über ihm einfallende Strahlung trifft auf keine der Batterien 2 bis , und die senkrecht zur Polarabschirmung 56 auftreffende Strahlung fällt nur auf einen kleinen Teil der Oberfläche der Batterien-2 bis B. Strahlung, die jedoch diagonal in der Ebene-von Fig. 2 auftrifft, fällt gleichmäB;.g auf die.Batterien 2 und 4, wenn sie vom oberen rechten Quadranten von Fig. 2 kommt; wenn sie vom unteren rechten Quadranten von Fig. 2 kommt, beleuchtet sie die Batterien 6 und 8 gleichmäßig. Wenn eine derartige Strahlung reicht in' der Ebene von Fij;. 2 sondern unter einem Winkel zur Ebene der Figur auftrfgt,-beleuchtet sie eine Batterie mehr als eine andere; zum Beispiel beleuchtet Strahlung, die von unten links in Fig. 3 und von unten rechts in Fig. 2 kommt, die Batterie 6 stärker als die' Batterie 8 oder Batterie 2;4ie Batterie 4 wird überhaupt nicht beleuchtet. Ähnlich kann Strahlung, die von verschiedenen anderen Richtungen kommt, die Batterie 2 oder die Batterie 4 oder die Batterie 8 stärker als irgendeine andere der vier Batterien 2, 4, 6 und 8 an der rechten Seite von Fig. 2 beleuchten. Ähnlich kann eine schräg von links in Fig. 2 auftreffende Strahlung vorzugsweise eine der Batterien 10, 12, 14.und 16 beleuchten, die sich am anderen Ende des Satelliten befinden.From the structure shown in Figures 2 and 3 it can be seen that that each of the. Solar batteries 2, 4, 6 and 8 lies in a single cell, the through the cross-shaped shield 52, the polar shield 56 and the equatorial Shield 60 (for. Batteries 2 and 4) `or the earth albedo shield 64 (for the batteries 6 and 8) is formed. The one directly below the satellite or directly Radiation incident above it does not hit any of the batteries 2 bis, and those perpendicular radiation impinging on polar shield 56 falls on only a small portion the surface of the batteries-2 to B. Radiation, but which is diagonally in the plane-of Fig. 2 hits, falls equally; .g on the.batteries 2 and 4, if they are from the upper right quadrant of Fig. 2 comes; if they are from the lower right quadrant of Fig. 2 comes, it illuminates the batteries 6 and 8 evenly. If such a Radiation extends in 'the plane of Fij ;. 2 but at an angle to the plane the figure, it illuminates one battery more than another; to the example illuminates radiation coming from the bottom left in Fig. 3 and from the bottom right in Fig. 2 comes, the battery 6 stronger than the 'battery 8 or battery 2; 4ie battery 4 is not illuminated at all. Similarly, radiation can be emitted by different other directions, the battery 2 or the battery 4 or the battery 8 stronger than any of the four batteries 2, 4, 6 and 8 on the right of Fig. 2 illuminate. Similarly, an incident obliquely from the left in FIG Radiation preferably illuminate one of the batteries 10, 12, 14. and 16, which are located at the other end of the satellite.
Fig. 4 zeigt die Erde 70, deren Achse durch eine Linie 72 und deren magnetischer Nord- und Südpol ungefähr durch die Buchstaben N beziehungsweise S dargestellt sind. Die entfernte Sonne "j4 ist viel kleiner als die Erde.70 abgebildet, um ihren extremen Abstand anzudeuten. Satelliten wie der in deriFiguren 1, 2 und 3 abgebildete sind in verschiedenen lagen 76, 78, 80 und 82 in einer polaren Umlaufbahn gezeigt, wobei die Richtung der Umlaufbahn durch krumme Pfeile dargestellt wird. Vollständigkeitshalber ist ein Gravitationsgradientetabilisierungsstab abgebildet, der sieh von der Oberseite jedes derartigen Satelliten von der Erde weg erstreckt. Es ist ersichtlich, daß beim Satelliten 76 die Sonne 74 die Batterien 2 und 4 beleuchtet. Ähnlich werden beim Satelliten 78 die Batterien 10 und 12 beleuchtet. Nach einer Weile hat sich ein Satellit in die Zage des Satelliten 80 bewegt, und die Batterien 14 und 16 werden beleuchtet; wenn der Satellit aus dem Erdschatten austritt, wie es der Satellit 82 getan hat, werden die Batterien 6 und 8 beleuchtet. Wenn ein derartiger Satellit auf seiner Umlaufbahn so giert, daß die Sonnenstrahlung einer Strahlung entspricht, die außerhalb der Ebene von Fig. 2 auftrifft (wie schon beschrieben wurde), wird eins von einem Paar von beleuchteten Batterien stärker als die andere .. beleuchtet, was zu einem Ergebnis führt, was im -Zusammenhang mit Fig. 5 besprachen werden soll.4 shows the earth 70, the axis of which is represented by a line 72 and whose north and south magnetic poles are represented approximately by the letters N and S, respectively. The distant sun "j4 is shown much smaller than Earth.70 to indicate its extreme distance. Satellites such as the one shown in Figures 1, 2 and 3 are shown in various positions 76, 78, 80 and 82 in a polar orbit, where the direction of orbit is represented by curved arrows. For completeness, a gravitational gradient stabilization rod is depicted extending from the top of each such satellite away from the earth. It can be seen that at satellite 76, the sun 74 illuminates batteries 2 and 4. Similarly illuminates batteries 10 and 12 at satellite 78. After a while, a satellite has moved into the thrill of satellite 80 and batteries 14 and 16 are illuminated; when the satellite exits the earth's shadow, as satellite 82 did, the batteries 6 and 8. When such a satellite yaws in its orbit in such a way that the solar radiation corresponds to radiation 2 (as already described), one of a pair of illuminated batteries will be more strongly illuminated than the other, resulting in a result which will be discussed in connection with FIG target.
Es ist -ersichtlich, daß die brdalbedoabßchirmungen 64 und 66 die Batterien gegen den Empfang irgendwelcher Strahlung, direkt oder reflektiert, von der Erde im Nadir abschirmen. Wenn sich der Satellit direkt unter der Sonne 74 bewegt, während der Bewegung von der Zage des Satelliten 76 zu der des Satelliten 78, verhindern die äquatorialen Abschirmungen 60 und 62, daß die Batterien irgendwelche Strahlung von der Sonne im Zenit erhalten. Wenn die Satelliten die Polarbereiche passieren, hindern die Polarabschirmungen 56 oder 58 ähnlich-die Sonnenbätterien daran, eine starke Strahlung von der Sonne 74 zu erhalten. Das ist wünschenswert, weil die Richtung des Erdmagnetfeldes in diesen Bereichen etwas anormal ist, wie bereits in d,er Beschreibung erwähnt wurde.It can be seen that the brdalbedo shields 64 and 66 the Batteries against the reception of any radiation, direct or reflected, from shield the earth in nadir. When the satellite moves directly under the sun 74, while moving from the position of the satellite 76 to that of the satellite 78 the equatorial shields 60 and 62 that the batteries have any radiation received from the sun at its zenith. When the satellites pass the polar regions, the polar shields 56 or 58 similarly prevent the sun bathe from having a receive strong radiation from the sun 74. That is desirable because of the direction of the earth's magnetic field is somewhat abnormal in these areas, as already described in the description was mentioned.
Fig.,5 stellt eine isometrische Projektion der Sonnenbatterien 2,
4, 6 und 8 sowie 10, 12, 14 und 16 in ihrer gegenseitigen Lage dar,@wie sie in den
Figuren 1,. 2 und 3 gezeigt sind, aber ohne jeden mechanischen Aufbau, um ihre Verbindungen
klarer zu zeigen. Der Magnetkern 68 ist mit spulen 34, 36, 38, 40, 42, 44, 46 und
48 auf seinen vier Armen gezeigt; und die Verbindung. jeder Spule mit ihrer entsprechenden
Sonnenbatterie ist ebenfalls zu sehen. Die vier ein" zelnen Arme des Kerns 84, 88,
90 und 92 stehen gemäß Fig. 1 aufeinander--senkrecht und sind gegen die Achse von
vorn nach hinten oder
Längsachse des Satelliten um 45o geneigt. Die Sonnenbatterie
2 ist über den Widerstand 18 mit der Spule 34 verbunden, die so gepolt ist, daß
beim Stromfluß zur Spule diese den Arm 84 in, einer derartigen Richtung magnetisiert,
daß das freie Ende des Armes 84 ein magnetischer Südpol wird. Die Sonnenbatterie
4 ist über den Wider-:
Claims (1)
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DEG0045893 | 1966-02-01 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1506140A1 true DE1506140A1 (en) | 1969-03-27 |
Family
ID=7127870
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19661506140 Pending DE1506140A1 (en) | 1966-02-01 | 1966-02-01 | Orientation device for satellites |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE1506140A1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2313606A1 (en) * | 1972-03-20 | 1973-09-27 | Rca Corp | DEVICE FOR COMPENSATING THE TORQUE EXECUTED BY THE RADIATION PRESSURE OF THE SUN ON A SPACE BODY |
DE2315280A1 (en) * | 1972-03-27 | 1973-10-11 | Rca Corp | ROLLING AND YARING REGULATOR FOR A SATELLITE |
-
1966
- 1966-02-01 DE DE19661506140 patent/DE1506140A1/en active Pending
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2313606A1 (en) * | 1972-03-20 | 1973-09-27 | Rca Corp | DEVICE FOR COMPENSATING THE TORQUE EXECUTED BY THE RADIATION PRESSURE OF THE SUN ON A SPACE BODY |
DE2315280A1 (en) * | 1972-03-27 | 1973-10-11 | Rca Corp | ROLLING AND YARING REGULATOR FOR A SATELLITE |
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