DE19637262A1

DE19637262A1 - Verfahren zur Ausrichtung eines Raumfahrzeuges gegen die Sonne und Raumfahrzeug zur Durchführung des Verfahrens

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Publication number: DE19637262A1
Application number: DE19637262A
Authority: DE
Original assignee: Matra Marconi Space France SA
Current assignee: Matra Marconi Space France SA
Priority date: 1995-09-14
Filing date: 1996-09-13
Publication date: 1997-03-20
Also published as: FR2738930A1; FR2738930B1

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Ausrichtung eines Raumfahrzeuges gegen die Sonne, welches auf einer Umlaufbahn angeordnet ist, wo die Störungen vom Sonnenur sprung maßgeblich sind, was den Fall von terrestrischen Umlaufbahnen oder von Umlaufbahnen ausschließt, die sich auf Sonnenfinsternislängen erstrecken.

Die Erfindung ist insbesondere interessant für interpla netare Missionen, welche langen Perioden unterzogen wer den, während derer die Raumsonde keine nützliche Funktion zwischen den wissenschaftlichen und operativen Phasen er füllt. Es wäre dann sehr wünschenswert, insbesondere im Hinblick auf Fragen der Reduzierung von Kosten der Erfor schung von Systemen auf der Erde, die Sonde in einen Schlaf- oder Ruhezustand setzen zu können, um sie nach folgend zu reaktivieren. Dies ist möglich, indem man eine gyroskopische Stabilisierung der Sonde in einer Träg heitsrichtung hervorruft durch eine Rotation um ihre Ach se mit dem größten Trägheitsmoment, wobei ihre Stromver sorgung dann durch photoelektrische Zellen, die um das ganze Raumfahrzeug herum angeordnet sind, oder durch thermonukleare Zellen mit langer Lebensdauer sicherge stellt wird.

Die Erfindung betrifft die Fälle, wo diese letzte Lösung nicht anwendbar ist, d. h., wenn die elektrische Versor gung der Sonde eine große Oberfläche der Zellen, die im allgemeinen auf zwei symmetrischen Flügeln angeordnet sind, erfordert, und wobei die Flugbahn derart ist, daß die Trägheitsausrichtung es nicht erlaubt, eine ausrei chende Beleuchtung der Zellen sicherzustellen.

Der Erfindung liegt deshalb die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und ein Raumfahrzeug zur passiven Sonnenaus richtung vorzuschlagen, das auch im Ruhezustand ausrei chend zuverlässig ist ohne Energie-Verbrauch und ohne die Gesamtkosten des Satelliten wesentlich zu erhöhen.

Die Erfindung verwendet zu diesem Zweck die Tatsache, daß die beleuchteten Flächen der Sonnenschilder rechtwinklig zur Achse des Satelliten mit dem größten Trägheitsmoment sein können müssen.

Die Erfindung schlägt insbesondere zur Lösung ein passi ves Verfahren zur Ausrichtung eines Raumfahrzeuges gegen die Sonne mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 vor.

Man kann eine geringe Rotationsgeschwindigkeit um diese Achse aufrechterhalten und ihre natürliche Orientation gegen die Sonne mit Hilfe von zwei Stabilisierungsflügel chen, die fest sind und eine geringe Masse aufweisen, hervorrufen, wobei die Flügelchen die Flügel verlängern und einen Winkel mit der Ebene rechtwinklig zu dieser Achse gegen die nicht beleuchtete Seite der Schilder ein schließen.

Bei einer anderen Ausführungsform, die weniger attraktiv im Hinblick auf die Konfiguration und die elektrische Ef fektivität ist, sind es die Flügel selbst, die derart orientiert sind, daß sie einen Dieder-Effekt hervorrufen und die Stabilisierungsschilder bilden.

In beiden Fällen werden die Dimensionierung der Größe und der Neigung der Flügelchen oder der Neigung der Flügel sowie die Wahl der Rotationsgeschwindigkeit von den Cha rakteristiken der Sonde (Trägheitsmoment, Zentrierung, interne Energiedissipation), der Konstante der Flächen ihrer heliozentrischen Umlaufbahn, den geometrischen Cha rakteristiken der Schulschilder (Länge, Oberfläche) und der maximal erlaubten Fehlausrichtung im Verhältnis zur Sonne abhängen.

Um die Drehgeschwindigkeit (ω) auszuwählen, kann man sich auf eine angenäherte Formel stützen, die Anfangsfehler der Ausrichtung und Nutationsbewegungen vernachlässigt und gültig ist für nur geringe Sonnenausschläge und wel che es erlaubt, die maximale Sonnenfehlausrichtung θ_max mit anderen Parametern des Problems zu erhalten. Man kann zu diesem Zweck schreiben:

wobei:
C die Flächenkonstante der für das Fahrzeug vorgesehenen heliozentrischen Umlaufbahn ist,
I das Trägheitsmoment um die Rotationsachse des Fahrzeugs ist,
ω die Drehgeschwindigkeit ist,
c die Lichtgeschwindigkeit ist,
Φ_s der Sonnenfluß ist,
S die Oberfläche der Stabilisationsschilder ist (Flügel chen oder vollständige Flügel),
l der Hebelarm des Sonnendruckzentrums im Verhältnis zum Massenzentrum der Sonne ist und
δ der Neigungswinkel der Stabilisationsschilder ist.

Bei Kenntnis der maximal zulässigen Fehlausrichtung und der Charakteristiken des Satelliten und seiner Umlaufbahn kann man die notwendige Winkelgeschwindigkeit ω bestim men.

Man wird immer das Interesse haben, die Rotationsge schwindigkeit im erforderlichen Stabilitätsbereich zu mi nimieren, um die bestmögliche Ausrichtung gegen die Sonne zu erhalten.

Im Verhältnis zu einem Konzept der passiven Sonnenaus richtung, die Stabilisierungsschilder auf vier Seiten des Satelliten verwendet, erlaubt es die Erfindung, die Ab messungen, die zusätzliche Masse und die Komplexität zu verringern, weil aufgrund der Drehung des Fahrzeugs zwei Sonnenschilder oder zwei Stabilisierungsflügelchen aus reichen.

Im Falle von relativ schwachen Störmomenten und einer be grenzten Ruhedauer kann die Drehgeschwindigkeit, wenn sie einmal justiert worden ist, ohne Kontrolle aufrechterhal ten werden. Im gegenteiligen Fall kann die Drehgeschwin digkeit aktiv geregelt werden, wobei die zufriedenstel lendste Lösung die Verwendung des Effektes einer Windmüh le ist, welcher durch Orientierung der Flügel um eine An lenkungsachse auf dem Körper des Satelliten erhalten wird. Die Druckschrift EP-A-0 101 333, auf welche man sich beziehen können wird, beschreibt eine solche Steue rung. Man kann gleichermaßen die Drehgeschwindigkeit durch Gasströme oder elektrische Partikel oder durch die Betätigung von Trägheitsflügeln steuern. Die Fehlausrich tung des Satelliten im Verhältnis zur Sonne kann durch einen klassischen Sonnensensor gemessen werden, der ent lang der Rotationsachse gerichtet ist und der auch ver wendet werden kann, um die Drehgeschwindigkeit auszuwer ten, wobei die Drehachse niemals beständig exakt gegen die Sonne ausgerichtet ist. Andere Meßmittel, wie ein Sterndetektor, ein Gyrometer, ein Beschleunigungsmesser, der sinnvoll angeordnet ist, oder jeder andere Winkelge schwindigkeitssensor, können ebenfalls zu diesem Ziel verwendet werden.

Die Verwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens erfordert nur die Hinzufügung eines einzigen Paares von Flächen. Es erhöht nicht den Energieverbrauch, wenn die Drehgeschwin digkeit entweder durch die Ausrichtung der Sonnenschilder gesteuert wird oder nicht gesteuert wird. In diesen bei den Fällen gibt es keine kritischen Pannen mit schneller Dynamik. Die Meßmittel sind entweder abwesend oder ein fach, weil sie sich auf einen Sonnensensor oder einen Drehgeschwindigkeitssensor beschränken. Die erforderli chen Materialmittel sind schon für die Verwendung im Weltraum geeignet.

All diese Charakteristiken machen das Verfahren insbeson dere interessant für interplanetare Missionen.

Die Erfindung ist nachstehend anhand der Zeichnung bei spielsweise näher erläutert. Diese zeigt in:

Fig. 1 ein Prinzipschema der jeweiligen Anordnung der Sonne, der Erde und eines auf einer Sonnenumlauf bahn angeordneten Raumfahrzeuges,

Fig. 2 schematisch in Perspektivdarstellung einen mögli chen Aufbau eines Raumfahrzeuges, mit dem das er findungsgemäße Verfahren ausgeführt werden kann und

Fig. 3 eine Ausführungsvariante, bei welcher die Flügel Sonnenschilder tragen, welche die Stabilisierung sicherstellen.

Die Fig. 1 zeigt ein Raumfahrzeug 10, das auf einer he liozentrischen Umlaufbahn 12 angeordnet ist. Das Fahrzeug ist mit Flügeln 16 versehen, das Sonnenschilder und An tennen 18 trägt, die während der aktiven Phasen der Mis sion des Raumfahrzeuges gegen die Erde gerichtet sein sollen.

Viele Missionen weisen lange Perioden auf, während derer das Raumfahrzeug inaktiv ist und in Ruhezustand gesetzt werden kann. Die Ausrichtung des Raumfahrzeuges unter diesen Bedingungen wird durch die thermischen Spannungen und die elektrische Versorgung bestimmt, welche eine Son nenausrichtung favorisieren.

Bei der Wiederinbetriebnahme oder dem Wiedererwachen des Satelliten wird man diesen dann in eine Ausrichtung brin gen, die am nächsten an seine Mission angenähert ist, z. B. durch die Wirkung von Schubraketendüsen.

Wie dies weiter oben bereits ausgeführt worden ist, er laubt es die Erfindung, den Satelliten allein auf passive Weise zu stabilisieren. Dazu sieht man auf dem Satelliten zwei Stabilisierungsschilder vor, die etwa symmetrisch im Verhältnis zur Achse angeordnet sind, um die das Träg heitsmoment maximal ist, und man läßt den Satelliten um diese Achse mit einer ausreichend schwachen Geschwindig keit drehen, damit das Gyroskopmoment sich nicht entgegen der Ausrichtung der Achse gegen die Sonne stellt, aber ausreichend bedeutend, damit die gyroskopische Stabilisa tion die konstanten Störungsmomente in den auf dem Satel liten liegenden Achsen übersteigt. Die Stabilisierungs schilder können in der Anzahl von nur zwei sein, aufgrund der Tatsache der Rotation des Satelliten. Die Oberfläche und die Neigung der Stabilisierungsschilder auf der Ebene rechtwinklig zur Achse des größten Trägheitsmomentes sind derart gewählt, daß das Moment, welches sie ausüben, die Fehlausrichtung der Drehachse der Sonde auf einen vorbe stimmten Wert begrenzen kann.

Bei der in Fig. 2 dargestellten Ausführungsform ist das Raumfahrzeug 10 mit zwei Flügeln 16 versehen, die um die Achse X orientiert sind, rechtwinklig zur Achse Z, um welche der Satellit sein maximales Trägheitsmoment auf weist (wenigstens dann, wenn die Flügel ausgefaltet sind). Die Flügel tragen auf klassische Weise Sonnen schilder, die bestimmt sind, den Bordsystemen des Fahr zeugs Energie zu liefern.

Die Flügel sind jeweils von einem Stabilisierungsschild 20 verlängert, das bestimmt ist, die Orientierung der Achse Z gegen die Sonne zu bewirken.

Die Oberfläche und die Neigung der Schilder 20 hängt von den Charakteristiken des Raumfahrzeuges und insbesondere von der zu überwindenden gyroskopischen Steifigkeit und der Länge der Flügel ab, welche den Hebelarm festlegt. In der Praxis gibt man häufig den Flügeln eine Neigung von 30 bis 45° auf einer Ebene senkrecht zur Achse mit der größten Trägheit, wobei die Schilder in Richtung des Son nenflusses divergieren. Man bildet so eine Konfiguration, in Dieder-Form, die natürlich stabil unter der Wirkung des Sonnendruckes ist und die die gyroskopische Steifig keit für geringe Rotationsgeschwindigkeiten überwindet. Es gibt im allgemeinen kein Interesse, 45° zu überschrei ten.

Der Sonnendruck wird immer sehr gering bleiben. Man weiß, daß er in einer Größenordnung von 4,6 × 10^-6 N/m² bei einer astronomischen Einheit der Sonne ist. Der geringe Wert der von den Schildern getragenen Kräfte macht es möglich, diese aus einem Pianokreuzrahmen zu bilden, auf welchen ein Segel aus sehr feinem Material gezogen ist, mit einer Masse von einigen Gramm pro Quadratmeter. Man kann ins besondere Aluminiumpapier verwenden.

Beim Start eines Satelliten sind die Flügel im allgemei nen ziehharmonikaartig zusammengefaltet. Die Schilder können dann auch zusammengefaltet sein und dann in ihre Gebrauchsposition kommen, befestigt durch Anschläge wäh rend der Entfaltung der Flügel. Die Entfaltung kann auf rein passive Weise erfolgen, z. B. durch Verwendung eines Federsystems.

Beispielhaft kann man die folgenden Charakteristiken für einen Satelliten Rosetta angeben, der bestimmt ist, auf einer heliozentrischen Umlaufbahn mit einem Trägheitsmo ment um die Z-Achse von ungefähr 10.000 kg·m² angeordnet zu werden. Die Flügel dieses Satelliten weisen eine Länge von 9 m auf. Mit zwei Schildern, deren Abmessungen 2,5 × 2,45 m sind und die einen Winkel von 36° aufweisen, über schreitet der maximale Ausrichtungsfehler im Verhältnis zur Sonne nicht 5° für eine Drehgeschwindigkeit von 0,1 U/min. und 12° für 0,2 U/min. Selbst für eine geringere Drehgeschwindigkeit als 0,1 U/min. hat der zyklische Cha rakter des Momentes der Sonnenorientierung keinen sensi blen Einfluß auf die Stabilisierung.

Bei der Ausführungsvariante nach Fig. 3 sind die Stabi lisierungsschilder von den Flügeln 16 selbst gebildet. Dazu bilden die Achsen 22 der Flügel einen Winkel a un terhalb von 90° mit der Z-Achse, um einen Dieder zu bil den, der derart orientiert ist, um einen Stabilisierungs effekt aufgrund der Strahlung der Sonne S hervorzurufen. Die geometrischen Charakteristiken der Flügel (Oberflä che, Länge, Neigung) müssen dann gewählt werden, um den erforderlichen Stabilisierungseffekt zu erzeugen, insge samt, um den Verlust der Sonnengeneratoren zu begrenzen. Eine Neigung von 10° reicht z. B. für die vorerwähnte An wendung.

Den Schildern 20 ähnliche Schilder 24 können der Basis des Körpers des Satelliten 10 oder auf den Flügeln 16 hinzugefügt werden, wie dies in gestrichelten Linien in Fig. 3 dargestellt ist, was eine Stabilisierung ermögli chen wird, ohne eine Rotation erforderlich zu machen. Aber aufgrund der Tatsache des geringen Hebelarms und der zusätzlichen Abmessungen dieser Schilder ist diese Lösung im allgemeinen weniger vorteilhaft als die soeben be schriebenen.

Im allgemeinen wird die Drehgeschwindigkeit aufgrund der schwachen Bremsung natürlich im erforderlichen Bereich bleiben, sobald diese Geschwindigkeit einmal erreicht worden ist. Die Aufrechterhaltung der Geschwindigkeit in dem tolerierbaren Bereich kann durch ein Meßorgan kon trolliert werden, beispielsweise durch einen Sonnensen sor. Wenn die Drehgeschwindigkeit sich ändert und dazu neigt, den tolerierten Bereich zu verlassen, kann sie auf einen akzeptablen Wert zurückgebracht werden, indem ein Moment analog dem Windmühleneffekt durch Orientierung der Flügel 16 um die X-Achse, durch Gasströme oder durch elektrische Partikel oder durch Veränderung der Geschwin digkeit der Trägheitsflügel bewirkt wird.

Man sieht, daß die Erfindung eine Ruheposition durch ein fache Mittel erlaubt, weil es reicht, geneigte Flügel und/oder zwei zusätzliche Schilder auf einer einzigen Seite des Satelliten vorzusehen. Wenn die Drehgeschwin digkeit durch die Orientierung der Flügel 16 gesteuert wird, ist es nicht notwendig, Schub-Raketendüsen zu ver wenden. Die Materialanforderungen an die Meßmittel sind reduziert.

Am Ende der Ruheperiode kann der Satellit in seine Be triebsstellung, evtl. stabilisiert auf seinen drei Ach sen, durch die Aktion von Trägheitsflügeln und, falls erforderlich, Düsen zurückgebracht werden.

Claims

1. Passives Verfahren zur Ausrichtung eines Raumfahrzeuges gegen die Sonne mit einem Körper und Flügeln (16), die evtl. mit Sonnenzellen ausgerüstet sind, wobei die Flügel in einer selben Ebene angeordnet sind, durch die eine Achse (Z) hindurchgeht, um welche das Raumfahrzeug ein maximales Trägheitsmoment hat, und die genau rechtwinklig zur Achse (Z) mit dem maximalen Trägheitsmoment ist, dadurch gekennzeichnet, daß man das Raumfahrzeug in Drehung um die Achse (Z) mit einer geringen Geschwindigkeit hält und daß man eine Orientierung dieser Achse (Z) des Raumfahrzeuges gegen die Sonne mit Hilfe von zwei Stabilisationsschildern be wirkt, die symmetrisch im Verhältnis zu dieser Achse an geordnet sind und einen Winkel mit der Ebene rechtwinklig zu dieser Achse aufweisen und in Richtung des Sonnenflus ses divergieren.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Stabilisierungsschilder Flügelchen mit geringer Masse sind, die die Flügel verlängern und einen Winkel mit der Ebene senkrecht zur Achse mit dem größten Träg heitsmoment bilden.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß man der Orientierungsachse jedes Flügels einen kon stanten Winkel mit der Ebene rechtwinklig zur Drehachse des Satelliten gibt, derart, daß diese die Schilder bil den.

4. Verfahren nach Anspruch 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß man die Orientierung des Satelliten im Verhältnis zur Sonne und seine Drehgeschwindigkeit mit einem Sonnensen sor, einem Sternsensor, einem Beschleunigungsmesser oder irgendeinem anderen Winkelgeschwindigkeitssensor mißt.

5. Verfahren nach irgendeinem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß man die Drehgeschwindigkeit in einem tolerierbaren Bereich entweder durch Orientierung der Flügel (16) um die Achse X durch Hervorrufung eines Windmühleneffektes oder durch Gasströme oder durch elektrische Partikel oder durch Trägheitsflügel aufrechterhält.

6. Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der konstante Winkel höchstens gleich 45° ist.

7. Raumfahrzeug mit einem Körper und Flügeln (16), die So larzellen tragen oder nicht tragen, deren Achsen in einer selben Ebene sind, durch welche eine Achse (Z) hindurch geht, um welche das Raumfahrzeug sein maximales Träg heitsmoment aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß das Raumfahrzeug Mittel zum Rotierenlassen um die Achse (Z) aufweist und nur zwei feste Stabilisierungs schilder (20) aufweist, die symmetrisch im Verhältnis zur Achse (Z) sind und einen selben Winkel mit einer Ebene senkrecht zur Achse (Z) einschließen und daß die Flügel Mittel zur Orientierung um ihre Längsachse aufweisen.

8. Raumfahrzeug nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch Mittel, die es erlauben, die Flügel um ihre Achse zu orientieren und diese rechtwinklig zur Achse (Z) zu brin gen, um welche das Raumfahrzeug ein maximales Trägheits moment aufweist.

9. Raumfahrzeug nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, daß die festen Schilder (20) jeweils einen der Flügel verlängern und eine konstante Neigung von 30 bis 45° auf einer Ebene senkrecht zur größten Trägheitsachse aufwei sen.