DE19816978C1

DE19816978C1 - Verfahren zur Identifizierung eines fehlerhaft messenden Sensors in einem Raumfahrzeug

Info

Publication number: DE19816978C1
Application number: DE19816978A
Authority: DE
Inventors: Albert Boeinghoff; Ernst Bruederle
Original assignee: DaimlerChrysler AG
Current assignee: Airbus DS GmbH
Priority date: 1998-04-17
Filing date: 1998-04-17
Publication date: 1999-11-04
Anticipated expiration: 2018-04-18
Also published as: IT1312175B1; GB9908439D0; GB2338362B; GB2338362A; US6131058A; ITMI990760A1; FR2777365A1; FR2777365B1

Abstract

Dieses Verfahren dient zur Identifizierung eines fehlerhaft messenden Sensors, der einer Anzahl von in einem Raumfahrzeug angeordneten Sensoren angehört, mit deren Hilfe externe Richtungsvektoren gemessen werden. Diese können sich auf externe Objekte, wie die Erde, die Sonne oder ausgewählte Sterne, oder auf externe Feldvektoren, wie das Erdmagnetfeld, beziehen. Ausgehend vom jeweils aktuellen Zeitpunkt sowie dem jeweils aktuellen Ort des Raumfahrzeuges werden die jeweils aktuellen externen Richtungsvektoren bezüglich eines inertialen Koordinatensystems berechnet und die Winkel zwischen diesen Vektoren bestimmt. Diese werden mit den entsprechenden Winkeln verglichen, welche zwischen den mit Hilfe der Sensoren gemessenen und auf ein raumfahrzeugfestes Koordinatensystem bezogenen Richtungsvektoren bestehen. Hieraus lassen sich Aussagen über einen eventuell fehlerhaft messenden Sensor machen.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Identifizierung eines fehlerhaft messenden Sensors, der einer Anzahl von in einem Raumfahrzeug angeordneten Sensoren angehört, welche zur Messung externer Richtungsvektoren dienen, ge mäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.

Raumfahrzeuge, insbesondere Erdsatelliten, welche zur Er füllung ihrer Aufgabe auf ihrer Bahn stets eine vorbe stimmte Orientierung, beispielsweise bezüglich eines vor gegebenen Bahnkoordinatensystems, einhalten müssen, sind hierzu mit Lageregelungssystemen ausgestattet. Letztere müssen über Sensoren verfügen, aus deren Messungen schließlich eine dreiachsige Lageinformation ableitbar ist. Im Falle von Erdsatelliten handelt es sich bei spielsweise um Erdsensoren, Sonnensensoren, Sternsensoren oder auch Magnetometer. Die erstgenannten drei Sensorty pen messen Richtungsvektoren, welche die Richtung exter ner Objekte, nämlich der Erde, der Sonne oder ausgewähl ter Sterne, bezüglich des aktuellen Ortes des Raumfahr zeuges angeben. Ein Magnetometer mißt im Falle eines Erd satelliten Stärke und Richtung des am jeweils aktuellen Ort vorliegenden Erdmagnetfeldes, wobei sich ebenfalls ein entsprechender Richtungsvektor ergibt. Alle diese Richtungsvektoren können als Einheitsvektoren dargestellt werden, bezogen auf ein raumfahrzeugfestes Koordinatensy stem. Ein derartiges Koordinatensystem kann beispielswei se aus drei orthogonal zueinander orientierten Achsen X, Y, Z bestehen, welche gewöhnlich bei einem Erdsatelliten im Nominalfall so ausgerichtet sind, daß die Z-Achse (Gier-Achse) auf den Erdmittelpunkt zeigt, die X-Achse (Roll-Achse) in Bahnrichtung weist, und die Y-Achse (Nick-Achse) schließlich senkrecht auf den beiden anderen Achsen bzw. der Bahnebene des Raumfahrzeuges steht.

Aus den gemessenen Richtungsvektoren kann auf Fehlaus richtungen des Raumfahrzeuges um eine oder mehrere der drei Achsen des raumfahrzeugfesten Koordinatensystems ge schlossen werden, falls die Vektoren nicht mit vorgebba ren Referenzvektoren übereinstimmen. Diese Fehlausrich tungen können dann mit Hilfe entsprechender, Stellmomente erzeugender Stellglieder, wie Reaktionsdüsen, Drallräder oder Magnetmomenterzeuger, beseitigt werden.

In derartigen Lageregelungssystemen ist es von großer Be deutung, daß auftretende Fehler in der Lagemessung bzw. der Messung der Richtungsvektoren automatisch erkannt werden können, um rechtzeitig größere negative Auswirkun gen eines Sensorfehlers zu verhindern. Gegenwärtig be kannte Fehlererkennungsmaßnahmen bestehen darin, die Sen sormeßwerte auf Plausibilität zu überprüfen. Hierbei kommt es beispielsweise darauf an festzustellen, ob eine Messung über längere Zeit absolut konstant bleibt, ob sie nur Werte innerhalb eines bestimmten Bereiches ergibt, oder ob die Änderung einer Messung ein bestimmtes Ausmaß überschreitet. Solche Überwachungen sind programmiertech nisch häufig sehr aufwendig, wenn zum Beispiel eine Win kelmessung aus sehr vielen Teilmessungen besteht, von de nen jede einzelne fehlerhaft werden kann. Sie sind dar über hinaus schwer zu realisieren, weil die dazugehörigen Fehlerschranken nicht leicht angegeben werden können. Sind letztere zu eng gesetzt, so werden sie zu leicht überschritten, ohne daß wirklich ein Fehler vorliegt, sind sie dagegen zu großzügig gesetzt, so kann es vorkom men, daß ein Fehler nicht rechtzeitig erkannt wird.

Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht demnach darin, ein Verfahren anzugeben, mit dessen Hilfe fehler haft messende Sensoren effektiver erkannt werden können.

Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung durch die im Pa tentanspruch 1 angegebenen Maßnahmen gelöst.

Demnach werden zunächst unter Verwendung von Informatio nen über den jeweils aktuellen Zeitpunkt sowie den je weils aktuellen Ort des Raumfahrzeuges die jeweils aktu ellen externen Richtungsvektoren bezüglich eines inertia len Koordinatensystems berechnet. Die genannten Informa tionen können alternativ, wie in Patentanspruch 2 angege ben, von einer Bodenstation empfangen, durch Auswertung von GPS-Daten an Bord des Raumfahrzeuges gewonnen oder mit Hilfe eines an Bord des Raumfahrzeuges gespeicherten, zeitabhängigen Modells des Bahnverlaufes des Raumfahrzeu ges ermittelt werden. Als inertiales Koordinatensystem kann beispielsweise im Falle eines Erdsatelliten ein sol ches gewählt werden, bei welchem die eine Achse senkrecht zur Erdbahnebene, die zweite parallel zur Richtung Son nenmittelpunkt-Frühlingspunkt der Erdbahn und die dritte senkrecht zu den beiden genannten ausgerichtet sind. Die ses Koordinatensystem kann im Mittelpunkt der Erde zen triert und mit dieser auf ihrer Bahn um die Sonne mitum laufend gedacht werden. Je nach Datum und Tageszeit kön nen dann bei zusätzlicher Kenntnis des Ortes des Erdsa telliten auf seiner Umlaufbahn die interessierenden Rich tungsvektoren berechnet werden. Dabei handelt es sich beispielsweise um den vom Satellitenort auf den Erdmit telpunkt gerichteten Erdvektor, den auf den Sonnenmittel punkt hin gerichteten Sonnenvektor, um einen oder mehrere auf vorwählbare Sterne gerichtete Sternvektoren sowie schließlich um den am Satellitenort jeweils vorliegenden Magnetfeldvektor. Die so berechneten Richtungsvektoren sind auf das inertiale Koordinatensystem bezogen.

Weiterhin sind die Winkel zwischen diesen eben erwähnten Richtungsvektoren zu bestimmen, so wie ebenfalls die Win kel zwischen den von den Sensoren direkt gemessenen Rich tungsvektoren. Diese Winkel werden also im erstgenannten Fall zwischen Richtungsvektoren bestimmt, welche im iner tialen Koordinatensystem definiert sind, und im zweiten Falle zwischen solchen Richtungsvektoren, welche im sa telliten- bzw. raumfahrzeugfesten Koordinatensystem defi niert sind. Die Winkel selber sind jedoch im Ergebnis un abhängig von dem Koordinatensystem, in dem sie jeweils berechnet wurden. Bei korrekter Messung sowie Rechnung müssen die einander entsprechenden Winkel gleich sein, so zum Beispiel derjenige zwischen den im inertialen Koordi natensystem berechneten Erd- und Sonnenvektoren und der jenige zwischen den im raumfahrzeugfesten Koordinatensy stem gemessenen Erd- und Sonnenvektoren.

Schließlich werden die bezüglich der beteiligten Rich tungsvektoren einander entsprechenden Winkel, also bei spielsweise die beiden eben erwähnten, zwischen den Erd- und Sonnenvektoren jeweils aufgespannten Winkel, aus den beiden Koordinatensystemen miteinander verglichen. Dieser Vergleich zwischen den Winkeln ist unabhängig von der ak tuellen Ausrichtung des Raumfahrzeuges bzw. des den Rich tungsvektoren zugrundeliegenden Koordinatensystems.

Ein Sensor wird nun dann als fehlerhaft messend identifi ziert, wenn bei diesem Winkelvergleich alle diejenigen Winkel, bei deren Bestimmung der von diesem Sensor gemes sene Richtungsvektor beteiligt war, um mehr als einen vorgebbaren Mindestbetrag voneinander abweichen.

Die von GPS-Satelliten empfangenen GPS-Daten ermöglichen es auch, die aktuelle Lage des Raumfahrzeugs zu ermit teln. Hieraus sowie aus den ebenfalls empfangenen Infor mationen über Ort und Zeitpunkt können dann die Rich tungsvektoren bezüglich des raumfahrzeugfesten Koordina tensystems berechnet werden. Dadurch wird es möglich, ei nen Vergleich zwischen diesen berechneten Richtungsvekto ren und den an Bord des Satelliten mit Hilfe der Sensoren gemessenen Richtungsvektoren anzustellen. Das Ergebnis dieses Vergleichs kann dann bei der Entscheidung, ob ein fehlerhaft messender Sensor vorliegt, mit herangezogen werden.

Im vorliegenden wird die Erfindung anhand einer Abbildung in Form eines Funktionsschemas näher erläutert.

Dargestellt sind in diesem Ausführungsbeispiel ein Erd sensor 1, ein Sonnensensor 2 sowie ein Magnetometer 3, welche sich alle an Bord eines Raumfahrzeuges befinden. Die im Raumfahrzeug angesiedelten Komponenten und Funk tionen sind durch eine gestrichelte Linie vom Außenraum getrennt. Als externe Informationslieferanten sind eine Bodenstation 4 sowie ein GPS-Satellitensystem 5 (GPS = Global Positioning System) dargestellt. Im Raumfahrzeug gespeichert kann sich ein Bahnmodell 6 befinden.

Vorraussetzung für das Funktionieren des erfindungsgemä ßen Verfahrens ist zunächst, daß gewisse Richtungsvekto ren einmal bezüglich des raumfahrzeugfesten Koordinaten systems und zum anderen bezüglich eines vorwählbaren inertialen Koordinatensystems bestimmt werden können. Im Ausführungsbeispiel handelt es sich im ersteren Falle um die vom Erdsensor 1, vom Sonnensensor 2 sowie vom Magne tometer 3 gemessenen Richtungsvektoren, nämlich den Erd vektor e, den Sonnenvektor s sowie den Magnetfeldvektor m. Diese sind als Einheitsvektoren im raumfahrzeugfesten Koordinatensystem definiert.

Im zweitgenannten Falle sind entsprechende Richtungsvek toren bezüglich eines inertialen Koordinatensystems zu bestimmen, nämlich ein inertialer Erdvektor e_i, ein iner tialer Sonnenvektor s_i, sowie ein inertialer Magnetfeld vektor m_i. Zu deren Bestimmung ist die exakte Kenntnis des jeweils aktuellen Bahnpunktes sowie des dazugehören den Zeitpunktes erforderlich. Dabei wird ein inertiales Koordinatensystem, zentriert am jeweiligen Ort des Raum fahrzeuges und von diesem mitgeführt, angenommen. Es kann dann aufgrund allgemeiner Gesetzmäßigkeiten errechnet werden, welche Orientierung und damit welche Komponenten die gewählten Richtungsvektoren bezüglich des gewählten inertialen Koordinatensystems dann zu jedem Zeitpunkt ha ben. Die Information über den jeweils aktuellen Zeit- und Bahnpunkt kann von einem im Raumfahrzeug mitgeführten Bahnmodell, kombiniert mit einer den Zeitablauf erfassen den Uhr, oder durch Telemetrie von einer Bodenstation oder mit Hilfe eines an Bord des Raumfahrzeugs befindli chen GPS-Empfängers von einem externen GPS- Satellitensystem bezogen werden.

In einer nächsten Verfahrensstufe werden dann einmal die Winkel α, β sowie γ zwischen den im raumfahrzeugfesten Koordinatensystem gemessenen Richtungsvektoren e und s, e und m bzw. s und m errechnet. Parallel dazu werden die entsprechenden Winkel α_i, β_i sowie γ_i zwischen den im inertialen Koordinatensystem definierten Richtungsvekto ren e_i und s_i, e_i und m_i bzw. s_i und m_i errechnet. Damit gilt:

α = arccos (es^T)
β = arccos (em^T)
γ = arccos (ms^T)

sowie

α_i = arccos (e_is_i ^T)
β_i = arccos (e_im_i ^T)
γ_i = arccos (m_is_i ^T)

In folgendem Verfahrensschritt wird nunmehr ein Vergleich dahingehend angestellt, ob die einander entsprechenden Winkel gleich sind bzw. nur um einen tolerierbaren klei nen Betrag voneinander abweichen. Im Ergebnis dieses Ver gleiches kann dann die Aussage gemacht werden, ob einer der beteiligten Sensoren fehlerhaft mißt. Dann ergeht ei ne entsprechende Fehlermeldung.

Überschreitet beispielsweise die Differenz zwischen dem Winkel α_i und dem Winkel α eine vorgebbare Toleranzschwel le ε₁, so ergibt sich hieraus, daß eine fehlerhafte Mes sung entweder beim Erdsensor 1 oder beim Sonnensensor 2 vorliegen kann. Ist auch die Differenz zwischen dem Win kel β_i und dem Winkel β zu groß, nicht jedoch diejenige zwischen dem Winkel γ_i und dem Winkel γ, so läßt dies den Schluß zu, daß der Fehler beim Erdsensor 1 liegen muß, denn der von ihm gemessenen Erdvektor e ist sowohl bei der Bestimmung des Winkels α als auch bei derjenigen des Winkels β beteiligt. Da die Differenz zwischen den Win keln γ_i und γ dagegen im zulässigen Bereich liegt, ist der Schluß gerechtfertigt, daß sowohl der Sonnensensor 2 als auch das Magnetometer 3 korrekt messen.

Zur weiteren Stützung der Entscheidung, ob und wo eine Fehlmessung vorliegt, kann eine Information herangezogen werden, die im Falle des Vorhandenseins eines GPS- Empfängers zur Verfügung steht. Aus den empfangenen GPS- Signalen läßt sich nämlich auch die aktuelle Lage des Raumfahrzeuges, das heißt die Orientierung seines raum fahrzeugfesten Koordinatensystems bezüglich des gewählten inertialen Koordinatensystems, bestimmen. Die bereits er rechneten inertialen Richtungsvektoren e_i, s_i sowie m_i lassen sich dann in das raumfahrzeugfeste Koordinatensy stem transformieren, wobei jedoch sozusagen von einer inertialen Basis ausgegangen wird. Hieraus resultieren die Richtungsvektoren e_G, s_G sowie m_G.

Diese Richtungsvektoren lassen sich nun in einem zusätz lichen, fakultativen Verfahrensschritt mit den aus den Sensormessungen stammenden, ebenfalls auf das raumfahr zeugfeste Koordinatensystem bezogenen Richtungsvektoren e, s sowie m vergleichen. Bei diesem Vergleich werden die jeweiligen Winkel zwischen den einander entsprechenden Richtungsvektoren ermittelt, also beispielsweise ein Win kel α_G zwischen den Richtungsvektoren e_G sowie e, usw. Bei korrekter Messung der Sensoren sollten diese Winkel unge fähr gleich null sein, eine korrekte Funktion des GPS- Systems vorausgesetzt.

Die Winkel α_G, β_G sowie γ_G sind somit wie folgt definiert:

α_G = arccos (ee_G ^T)
β_G = arccos (mm_G ^T)
γ_G arccos (ss_G ^T)

Übersteigt einer dieser Winkel eine vorgebbare Toleranz schwelle, so kann davon ausgegangen werden, daß der ent sprechende Sensor fehlerhaft mißt. Diese Aussage kann zur Unterstützung der bereits oben erwähnten primären Ent scheidung herangezogen werden.

Die bisher allgemein geschilderte Vorgehensweise soll im folgenden anhand eines Zahlenbeispiels konkretisiert wer den, bei dem das Vorhandensein eines funktionierenden GPS-Systems vorausgesetzt ist.

Die Sensormessungen mögen folgende Richtungsvektoren er geben:

e = (0.0, 0.0, 1.0)^T
s = (-0.673, 0.303, 0.675)^T
m = (0.461, -0.8, 0.385)^T

Hieraus ergeben sich die Winkel

α = 47.54°
β = 67.4°
γ = 107.0°

Für die mit Bezug auf das inertiale Koordinatensystem be stimmten Richtungsvektoren mögen sich folgende Werte er geben

e_i = (0.5, 0.5, 0.707)^T
s_i = (-0.3, 0.6, 0.742)^T
m_i = (0. 8, -0.5, 0.332)^T

Die dazugehörigen Winkel betragen

α_i = 47.58°
β_i = 67.37°
γ_i = 107.08°

Schon auf der Basis dieser Werte läßt sich die Aussage machen, daß offenbar kein Sensorfehler vorhanden ist, da der Vergleich der Winkel α_i und α, β_i und β, γ_i und γ zeigt, daß die vorhandenen Differenzen unterhalb einer Schwelle liegen, die hier beispielsweise auf 2° festge setzt sein möge. Dieses Ergebnis wird durch Betrachtung derjenigen Richtungsvektoren bestätigt, welche aus der Lageinformation des GPS-Systems folgen, nämlich:

e_G = (0.0, 0.0, 1.0)^T
s_G = (-0.673, 0.303, 0.675)^T
m_G = (0.461, -0.8, 0.385)^T

Aus dem Vergleich der Werte für e und e_G, s und s_G und m und m_G folgt somit, daß die Winkel zwischen diesen Vekto ren jeweils gleich null sind:

α_G = 0.0°
β_G = 0.0°
γ_G = 0.0°

Auf einen Magnetometerfehler kann dann geschlossen wer den, wenn sich für den vom Magnetometer gemessenen Rich tungsvektor m beispielsweise folgender Wert ergibt:

m = (0.5, -0.5, 0.707)^T

Nunmehr ergeben sich für die maßgebenden Winkel die fol genden Werte:

α = 47.54°
β = 45.0°
γ = 90.6°
α_G = 0.0°
β_G = 25.5°
γ_G = 0.0°

Der Vergleich der Werte α, β, γ mit den oben angegebe nen, mit Bezug auf das inertiale Koordinatensystem ermit telten Werten für α_i, β_i, γ_i ergibt eindeutig, daß alle mit dem Magnetometer in Zusammenhang stehenden Winkelmessun gen die Fehlerschranke überschreiten und daher das Magne tometer als fehlerhaft messend anzusehend ist. Dies wird durch den stark von null abweichenden Wert für β_G bestä tigt.

Das folgende weitere Beispiel wird zeigen, daß ein Fehler im GPS-System vorliegt. Abweichend von den obigen Bei spielen mögen sich hierbei für die entsprechenden Rich tungsvektoren die folgenden Werte ergeben:

e_G = (0.0, 0.0, 0.707)^T
s_G = (-0.673, 0.691, 0.263)^T
m_G = (0.461, -0.293, 0.838)^T

Daraus resultieren die deutlich von null verschiedenen Winkelwerte

α_G = 45.0°
β_G = 32.9°
γ_G = 39.7°

Eine derartige Konstellation weist eindeutig auf einen GPS-Fehler hin.

Von Bedeutung hinsichtlich der Eindeutigkeit der Ent scheidungsfindung oder der Bestätigung bereits gefundener Entscheidungen können noch folgende Varianten sein, wel che von besonderen Sensorkonstellationen ausgehen:

In vielen Fällen sind die Sensoren redundant, und es kön nen Meßwerte auch von den redundanten Sensoren zur Feh lererkennung herangezogen werden (heiße Redundanz). In einem solchen Falle werden zuerst die Richtungsvektoren miteinander verglichen, die von den beiden redundanten Sensoren gemessen werden. Erweisen sich diese gemessenen Richtungsvektoren als hinreichend gleich, so wird die Messung dieses Sensortyps als korrekt angesehen. Es ist dann, wenn ein fehlerhafter Winkel zwischen dem mit die sem Sensor gemessenen Richtungsvektor und dem mit einem anderen Sensor gemessenen Richtungsvektor festgestellt wird, keine Mehrheitsentscheidung mehr erforderlich.

Zeigt der Vergleich zwischen den Richtungsvektoren jedoch einen Fehler, so wird ein Richtungsvektor sowohl von der Messung des Hauptsensors als auch von der des redundanten Sensors bestimmt. Es ist dann ebenfalls keine Mehrheits entscheidung mehr erforderlich, da angenommen werden kann, daß nicht zur selben Zeit ein weiterer Sensor de fekt wird und daher der Winkelvergleich mit einem weite ren Sensor zur Fehlerisolation führt.

Es kann weiterhin vorkommen, daß ein Erdsensor aus drei verschieden im Satelliten angeordneten Meßköpfen besteht, die jeweils eine Einachsenmessung ermöglichen. Aus Mes sungen von zwei Köpfen kann dann der Erdvektor im raum fahrzeugfesten Koordinatensystem bestimmt werden. Ein Vergleich der Messungen aller drei Köpfe ermöglicht eine Aussage, ob einer der drei Köpfe eine fehlerhafte Messung liefert. Wird ein vorliegender Erdsensorfehler auf diese Weise erkannt, so ist es aber mit dieser Methode nicht möglich, den fehlerhaften Meßkopf zu identifizieren. Auch hier ist eine Mehrheitsentscheidung nicht erforderlich, wenn einer der bei einem Winkelvergleich beteiligten Sen soren schon als korrekt messend vorausgesetzt werden kann. Wird nun bei der Auswertung von Messungen der drei Meßköpfen ein Fehler festgestellt, so wird aus jeweils zwei Messungen ein Richtungsvektor bestimmt, insgesamt also drei Richtungsvektoren. Zwei dieser Vektoren enthal ten den fehlerhaften Meßkopf, einer davon ist hingegen fehlerfrei. Werden die Winkel mit einer Richtungsmessung von einem anderen Sensortyp verglichen, so kann ohne Mehrheitsentscheidung der fehlerhafte Meßkopf identifi ziert werden: Die beiden Meßköpfe, deren Vektoren im Win kelvergleich keinen Fehler ergeben, sind die korrekt mes senden. Der dritte Meßkopf ist der fehlerhafte.

Schließlich gibt es Sensoren, die heiß redundant häufig in der Lage sind, so viele Messungen zu liefern, daß al lein aus Messungen dieses Sensortyps ein Fehler in diesem Sensor festgestellt und identifiziert werden kann. Es kann dann immer ein korrekter Richtungsvektor von diesem Sensor für den Vergleich mit anderen Sensoren zur Verfü gung gestellt werden. Ein Beispiel hierfür ist ein Son nensensor, der aus mehreren Teilen besteht, von denen je der eine andere Einbaurichtung hat und ebenfalls mit re dundanten Messungen einen Sonnenvektor erzeugen kann. Die verschiedenen Sonnensensorteile dienen dazu, das Ge sichtsfeld des Sensors zu erweitern, und sind so angeord net, daß es überlappende Bereiche gibt. In diesen über lappenden Gesichtsfeldern von Sonnensensorteilen liegen dann Messungen vor, die vier Sonnenvektorbestimmungen er möglichen, die jeweils aus verschiedenen Messungen resul tieren. Eine Mehrheitsentscheidung innerhalb der Sonnen sensormessungen ist dann möglich.

Claims

1. Verfahren zur Identifizierung eines fehlerhaft messenden Sensors, der einer Anzahl von in einem Raumfahrzeug ange ordneten Sensoren angehört, mit deren Hilfe externe Rich tungsvektoren bezüglich eines raumfahrzeugfesten Koordi natensystems gemessen werden, die ihrerseits die Richtun gen externer Objekte wie der Erde, der Sonne oder ausge wählter Sterne, bezüglich des aktuellen Ortes des Raum fahrzeuges oder externer Feldvektoren, wie des Erdmagnet feldes, am jeweils aktuellen Ort des Raumfahrzeuges ange ben, dadurch gekennzeichnet, daß

1. unter Verwendung von Informationen über den jeweils ak tuellen Zeitpunkt sowie den jeweils aktuellen Ort des Raumfahrzeuges die jeweils aktuellen externen Rich tungsvektoren (e_i, s_i, m_i) bezüglich eines inertialen Koordinatensystems berechnet,
2. die Winkel (α, β, γ) zwischen den mit Hilfe der Senso ren gemessenen einzelnen Richtungsvektoren (e, s, m) sowie die Winkel (α_i, β_i, γ_i) zwischen den berechneten einzelnen Richtungsvektoren (e_i, s_i, m_i) bestimmt
3. und schließlich die bezüglich der beteiligten Rich tungsvektoren einander entsprechenden Winkel (α, α_i; β, β_i; γ, γ_i) aus den beiden Koordinatensystemen miteinan der verglichen werden,
4. wobei ein Sensor dann als fehlerhaft messend identifi ziert gilt, wenn bei dem Winkelvergleich alle diejeni gen Winkel, bei deren Bestimmung der von diesem Sensor gemessene Richtungsvektor beteiligt war, um mehr als einen vorgebbaren Mindestbetrag voneinander abweichen.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß In formationen über den jeweils aktuellen Zeitpunkt sowie den jeweils aktuellen Ort des Raumfahrzeuges von einer Bodenstation empfangen, durch Auswertung von GPS-Daten an Bord des Raumfahrzeuges gewonnen oder mit Hilfe eines an Bord des Raumfahrzeuges gespeicherten, zeitabhängigen Mo dells des Bahnverlaufes des Raumfahrzeuges ermittelt wer den.

3. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß

1. unter Verwendung empfangener GPS-Daten die aktuelle La ge des Raumfahrzeuges ermittelt wird und hieraus sowie aus den Informationen über Zeitpunkt und Ort des Raum fahrzeuges die Richtungsvektoren (e_G, s_G, m_G) bezüglich des raumfahrzeugfesten Koordinatensystems berechnet werden,
2. ein Vergleich zwischen diesen berechneten Richtungsvek toren (e_G, s_G, m_G) und den mit Hilfe der Sensoren gemes senen Richtungsvektoren (e, s, m) angestellt
3. und schließlich das Ergebnis dieses Vergleichs, bei der Entscheidung darüber, ob ein fehlerhaft messender Sen sor vorliegt, mit herangezogen wird.