DE2315280A1 - Kraengungs- und gierungsregler fuer einen satelliten - Google Patents

Kraengungs- und gierungsregler fuer einen satelliten

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Description

RCA 63,194 27.März 1973
US-Ser.No.238,483 7495-73 Dr.ν.B/E
Filed March 27, 1972
RCA Corporation
New York N.Y. (V.St.A.)
Krängungs- und Gierungsregler für einen Satelliten
Bei einem stabilisierten, umlaufenden Satelliten (Raumflugkörper) müssen Maßnahmen vorgesehen sein, um seine Orientierung bei Abweichungen von der Soll-Orientierung oder Solllage bezüglich der Umlaufbahn korrigieren zu können.
Es sind spinnstabilisierte Satelliten mit Vorrichtungen zur magnetischen Drehmomenterzeugung bekannt. Bei solchen Vorrichtungen wird ein Magnetfeld von einem Drehmomenterzeuger, wie einer Spule oder einem Elektromagneten verwendet, das mit dem Erdmagnetfeld in Wechselw irkung tritt und ein Reaktions-Drehmoment erzeugt, das die betreffende Bezugsachse des Satelliten um einen Betrag nachstellt, der proportional zur Dauer der Einwirkung des Drehmoments und dem Betrag des Flusses ist. Bei den bekannten Systemen, die auf diesem Prinzip arbeiten, müssen vom Boden aus Steuersignale zum Satelliten übertragen werden, um die gewünschten Drehmomente zu erzeugen. Bei den von der NASA betriebenen Tiros-Satelliten'ist z.B. an Bord des Satelliten ein Taktgeber vorgesehen, der entsprechend einem vorgegebenen Programm Taktsignale zur Steuerung des magnetischen Drehmomenterzeugersystems auf der Grundlage von an-
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genommenen Orientierungsfehlern liefert.
Bei einem anderen bekannten System ist der Satellit mit Sensoren versehen, die Signale entsprechend der Orientierung des Satelliten liefern. Die Sensorsignalinformation wird zu einer Bodenstation übertragen, die ihrerseits dann die erforderlichen Kommando- oder Steuersignale für die Bewegungen des Satelliten liefert, welche die aufgetretenen Abweichungen korrigieren. DiifOrientierung des Satelliten ändernden Kommandosignale können irgendwelche Lagesteuerungsvorrichtungen betätigen, die die erforderlichen Drehmomente zu erzeugen gestatten. Die oben beschriebenen, bekannten Systeme sind also.Steuersysteme oder Systeme mit "offener Schleife".
Ein Problem bei solchen Steuersystemen besteht darin, daß das die Korrektur bewirkende Kommando oder Steuersignal zu einem solchen Zeitpunkt gegeben werden muß, bei dem das Erdmagnetfeld am Ort des Satelliten auf der Umlaufbahn die richtige Orientierung bezüglich der Lage des Satelliten hat. Um bei einem vorgegebenen oder bekannten Orientierungsfehler das richtige Korrekturdrehmoment erzeugen zu können,muß der Drehmomenterzeuger in Phase mit der Polarität des Erdmagnetfeldes arbeiten. Bisher konnten solche Korrekturen unter Verwendung magnetischer Drehmomente nur durch Steuerung vom Boden aus bewirkt werden. Ein Wachteil solcher Steuerungssysteme besteht darin, daß in die Korrekturoperationen durch die Verbindung zur Bodenstation unvermeidbar Verzögerungen eingeführt werden, da das Personal der Bodenstation die Satellitensignale auswerten und die entsprechenden Korrektursignale zu einem richtigen Zeitpunkt liefern muß. Diese Verzögerungen erschweren die Lagekorrekturen, welche am besten häufiger durchgeführt werden, wenn der Satellit die richtige Orientierung im Erdmagnetfeld einnimmt. Auch der personelle Aufwand an der Bodenstation,der für die Lagesteuerung erforderlich ist, stellt einen störenden Nachteil solcher Steuersysteme dar.
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Der vorliegenden Erfindung liegt dementsprechend die Aufgabe zugrunde, die Nachteile der bekannten Steuersysteme, die die Mitwirkung einer Bodenstation erfordern, zu vermeiden.
Diese Aufgabe wird durch die im Patentanspruch 1 gekennzeichnete Erfindung gelöst.
Durch die vorliegende Erfindung wird also ein Regelsystem (mit geschlossener Schleife) zur Ausrichtung der Querachse (Stampfbewegungsachse) eines Satelliten bezüglich der Bahnnormalen geschaffen, die einen oder mehrere Lagesensoren mit einem elektronischen Schaltwerk enthält, das auf den mittels der Sensoren festgestellten Lagefehler anspricht und einen magnetischen Drehmoment-erzeuger mit Strömen geeigneter Polarität und Größe erregt, um das zur Korrektur der Lage des Satelliten erforderliche Drehmoment zu erzeugen. Die Polarität und Richtung des Steuer- oder Korrekturdrehmoments verlaufen primär längs der örtlichen Vertikalen, d.h. der Verbindungslinie zwischen dem Satelliten und dem Erdmittelpunkt.
Im folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung unter Bezugnahme auf die Zeichnung näher erläutert; es zeigen;
Fig.la eine schematische Darstellung eines Satelliten und von drei Achsen, auf die Drehmoment- und Geschwindigkeitsvektoren bezogen werden;
Pig. Ib eine graphische Darstellung der Achsen eines Inertialsystems bezüglich der Bahnnormalen;
Fig. 2 ein Blockschaltbild eines Krängungsreglers gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung;
Fig. 3 eine graphische Darstellung der Kegel, die von 309841/0451
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den optischen Achsen eines Horizontsensors beschrieben werden, der auf einem rotierenden Momentrad eines Doppelspinn-Satel— liten montiert ist;
Fig. 4 eine graphische Darstellung des Verlaufes von Signalen, wie sie am Ausgang von Sensoren und Detektoren zur Bestimmung der Orientierung des Satelliten auftreten;
Fig. 5 eine graphische Darstellung der Querachsentrajektorien bei der Krängungs/Gierungs-Regelung;
Fig. 6 eine graphische Darstellung der Regionen für die Drehmomenterzeugung.
In Fig. la ist mit 10 der Körper eines Raumflugkörpers oder Satelliten dargestellt, der in. der Praxis irgend eine beliebige Form haben kann. Vom Massenzentrum des Satelliten gehen drei aufeinander senkrecht stehende satellitenfeste Achsen 1, 2 und 3 aus, die der Gierungs-, Roll- bzw. Querachse (Stampfachse) entsprechen.
Die Querachse 3 ist definitionsgemäß die Richtung bezüglich des Körpers 10, die kolinear mit dem Gesamt-Winkeloder Drehmomentvektor H ist, wenn der Körper 10 entsprechend der vorgesehenen Mission arbeitet» Die Roll- oder Querachse 3 verläuft parallel zur Achse 12, um die sich ein Kreisel oder Momentrad 14 dreht. Die in Fig. la dargestellte Querachse hat konventionsgemäß positives Vorzeichen und verläuft in der positiven Richtung des Vektors H„ Gemäß der Konvention auf diesem Gebiet ist also das Winkel- oder Drehmoment des Körpers 10 so als ob sich der Körper 10 im Uhrzeigersinn um die Querachse drehen würde, wie durch den gebogenen Pfeil 16 angedeutet ist, der die Winkelgeschwindigkeit ω, um die Querachse angibt. Die Gierungs- und Rollachse stehen aufeinander und auf der Stampf- oder Querachse senkrecht. Das oben definierte und
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hier gemäß der üblichen Konvention verwendete Koordinatensystem ist in der Reihenfolge 1-2-3 rechtshändig. Die Achse wird hier als Stampf-r Spinn- oder Querachse bezeichnet. Sie verläuft parallel zur Achse 12 des rotierenden Rades 14.
Gemäß den Bewegungsgesetzen führt der Körper 10 eine erste (translatorische) Bewegung des Massezentrums 20 und eine zweite Bewegung des Körpers 10 um das Massezentrum 20 aus.Die Bewegung um das Massezentrum 20 (Rotationsbewegung) ist durch das Symbol ω dargestellt, das normalerweise als Vektor der Winkelgeschwindigkeit bezeichnet wird, welcher durch das Massezentrum des Körpers geht und in Richtung der Achse verläuft, um die sich der Räumflugkörper dreht. Die Länge des Vektors ω ist proportional zur Winkelgeschwindigkeit des Körpers 10 um diese Achse. Der gebogene Pfeil gibt die Drehrichtung, in diesem Falle die Uhrzeigerrichtung (gesehen vom Ursprung des Vektors aus) anr in diesem Falle die Uhrzeigerrichtung (gesehen vom Ursprung des Vektors aus) an.
Für die Beschreibung eines Ausführungsbeispieles der vorliegenden Erfindung soll angenommen werden, daß der Momentoder Impulsvektor H kolinear zur Querachse 3 verläuft. Außerdem soll die Querachse senkrecht auf der Bahnebene des Satelliten stehen.
Ein auf einer Umlaufbahn befindlicher Satellit, in dem ein Winkel- oder Drehmoment gespeichert ist, kann durch einen Regler gemäß der Erfindung, der übliche Drehmomenterzeuger, Sensoren und elektronische Schaltwerke in einer geschlossenen Schleife enthält und keine Steuerung vom Boden aus benötigt, so orientiert werden, daß die durch den Drehmomentvektor H (Fig. 1 ) definierte Richtung automatisch auf die Normale zur Umlaufbahn ausgerichtet wird.
In Fij.Ib ist eine Anzahl von Parametern dargestellt, 309841/0451
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-6-die bei der folgenden Beschreibung verwendet werden.
Die Achsen 1, 2 und 3 sind die gleichen e wie sie oben in Verbindung mit Fig. .la definiert wurden«, Der der Vertikal- richtung entsprechende örtliche vertikale Vektor 22a verläuft kolinear zur Soll-Sichtung der Gierungsachse- 1 des Raumflug- körpers. Der Vektor 24a gibt die senkrecht auf der Bahnebene des Raumflugkörpers stehende Richtung* an. Die Linie 26a stellt die Richtung der Gierungs&chse dar^ wenn, der Raumflugkörper einen Gierungswinkel ψ und einen Krängung-s-"-oder Rollwinkel φ jedoch keinen Stampfwinkel G beüglich den Bahnkoordinaten 22a,
P- ,
24a und 23a hat. Die Gerade 28a gibt in entsprechender Weise die Lage der Rollachse beim Gierungswinkel ψ und Rollwinkel φ an, wenn der Stampf winkel θ gleich Null ist. Die durch die verachiedenen Vektoren und Richtungen gebildeten Winkel werden wie folgt definiert s
θ ist der Stsmpfwinkeifehler? der definiert ist durch den Winkel zwischen der Gierungsachse und der Ebene, die durch die Querachse und den Vektor 22a .der-örtlichen Vertikalen aufgespannt wird; ' '
φ ist der Rollwinkel des Raumflugkörpers, welcher als Winkel zwischen der Querachse und der Bbene definiert ist,die durch die Bahnnonnale 24 und den Geschwindigkeitsvektor 23a aufgespannt wird?
ψ ist der Gierungswinkel des Raumflugkörpers, der durch den Winkel zwischen der Bahnnormalen 24a und der Ebene definiert ist, welche durch die Querachse und den Vektor 22a der örtlichen Vertikalen aufgespannt wird.
Bei dem vorliegenden Regler werden die Eigenschaften eines sich drehenden Satelliten ausgenutzt, der in der Praxis einen Kreisel darstellt. Eine Eigenschaft eines kreiselsta-
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billsierten Raumflugkörpers besteht darin, daß sich die Richtung einer Drehachse im Raum nicht ändern kann, solange auf sie kein absichtliches Drehmoment ausgeübt wird.
Da sich Krängung (Drelwung um die Rollachse) und Gierung bei einem spinnorientierten Raumflugkörper während des Umlaufes sinusartig abwechseln, ist die Lage der Spinnachse eindeutig definiert auch ohne daß die Gierung gemessen wird, was bei einem erdorientierten Raumflugkörper sehr schwierig durchzuführen wäre.
Gemäß der Erfindung werden die Rollwinkelfehler als Eingangsgröße für das Regelsystem verwnedet.
Fig. 2 zeigt ein Blockschaltbild für einen Regler gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung. Auf dem Schwungrad 14 des Satelliten (Fig.la) sind zwei Sensoren 22 und 24 so angeordnet, daß sie bei jedem Umlauf des Schwungrades 14 von der von der Erdoberfläche ausgehenden elektromagnetischen Strahlung, vorzugsweise Infrarotstrahlung, getroffen werden.
Bei dem Satelliten kann es sich entweder, wie dargestellt, um -einen Doppelspinn-Satelliten oder irgend einen anderen bekannten Spinn-Satelliten handeln. Bei Spinn-Satelliten sind die Sensoren dann so angeordnet, daß sie Signale entsprechend der Orientierung des Satelliten liefern.
Die AusgangsSignaIe der Sensoren werden durch Vorverstärker 26 bzw. 28 verstärkt, deren Ausgangssignale 30 bzw.32 zwei Schwellwertschaltungen 34 bzw. 36 zugeführt werden, welche ihrerseits Ausgangssignale 38 bzw. 40 liefern. Die Ausgangssignale 38 und 40 werden Erddurchgangsdetektoren 42 bzw. 44 zugeführt, die die Zeitspanne bestimmen, während derer sich die Erde im Blickfeld des betreffenden Sensors befindet. Hierfür kann irgend eine Integrier- oder Zählschaltung verwendet
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werden. Am Ausgang der Erddurchgangsdetektoren 42 und 44 treten Impulse 46 bzw. 48 auf, die die Erddurchgängszeit darstellen. Die Impulse 46 und 48 werden einem Schaltwerk zugeführt, das einen Fehlerdetektor 5B enthält, der einen Impuls 52 erzeugt, welcher den Fehler der Differenz der Signale von den Sensoren 22 und 24 darstellt.
Die Orientierungssensoren können in irgend einer geeigneten bekannten Weise angeordnet werden. Eine typische Anordnung besteht darin, zwei Horizontsensore in einer V-Konfiguration unter 60° zur örtlichen Vertikalen so anzuordnen,daß die Spuren 110 und 112 die die Blickrichtungen der Sensoren auf der Erde 112 beschreiben, so verlaufen, wie es in Fig.3b dargestellt ist. Zwei mit Nr* 1 und Nr. 2 bezeichnete Sensoren, die auf einem Schwungrad oder dergleichen montiert sind, tasten Kegel 114 bzw. 116 ab, wie es in Fig. 3b dargestellt ist, in der die Achsen des Raumflugkörpers bezüglich der Sensorachsen eingezeichnet sind« Der Punkt 118 stellt die Projektion des Satelliten auf die Erdoberfläche dar und wird gelegentlich als Nadir N bezeichnet.
Der durch die Erd-Sensoren 22 und 24 ermittelte Lagefehler entspricht einem Krängungs- oder Rollwinkel φ zwischen der Drehmomentachse (H) und der Ebene, welche durch die Krängungs- oder Rollachse einerseits und die Bahnnormale 24 andererseits (Fig. Ib)"aufgespannt wird. Es sei darauf hingewiesen, daß die Krünkung die Drehung der Rollachse des Satelliten bezüglich der Ebene darstellt, die durch den Geschwindigkeitsvektor 23a (Fig. la) und die Bahnnormale 24a aufgespannt wird. Bei dem Ausführungsbeispiel gemäß Fig. 2 wird die Dauer des Impulses 52 durch einen Zähler 54 konvnetioneller Bauart gemessen. Der Zähler 54 zählt die Perioden eines Taktgebers 56, der z.B. Taktimpulse mit der Frequenz 256 kHz erzeugt. Der Zählwert ist direkt proportional dem Betrag der Abweichung des Drehmoments H von der Bahnnormalen 24a. Wenn die
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Zeitdifferenz Null ist oder innerhalb einer vorgegebenen Grenze liegt, die durch einen über lauf detektor 58 bestimmt wird, wird der Drehmomenterzeuger abgeschaltet.
Der überlaufdetektor 58 ist gewöhnlich ein Register für eine festgelegte Anzahl von Impulsen, das bei Sättigung einen Ausgangsimpuls liefert, der einem der Eingänge eines Verknüpfungs-Schaltwerks 59 zugeführt wird. Wenn der Fehlerdetektor 5O einen Fehler feststellt, wird der Drehmomenterzeuger, der parallel zur Querachse 1 (Fig. la und Ib) ausgerichtet ist, eingeschaltet, um den für das erforderliche Drehmoment benötigten Fluß zu erzeugen, vorausgesetzt daß sich der Satellit im richtigen Bereich des Erdmagnetfeldes befindet, worauf noch eingegangen werden wird. Wenn der Fehler einen vorgegebenen Mindestwert überschreitet, wird der Sinn des im Elektromagneten des Drehmomenterzeugers fließenden Stromes durch zwei Parameter bestimmt. Der eine dieser Parameter 1st das Fehlervorzeichen (Fehlersinn), das über einen Fehlervorzeichensensor 51 bestimmt, welches der Sensorausgangssignale vor dem anderen kommt und damit das Vorzeichen des Krängungs- oder Rollwinkelfehlers angibt. Der Fehlervorzeichensensor 51 kann aus einem Phasendetektor bestehen, der die Signale 46 und 48 vergleicht. Der zweite Parameter hängt davon ab, in welchem Teil der Bahn der Fehler festgestellt worden ist.
In Fig. 6 sind die Bereiche 74 und 76 der Umlaufbahn angegeben, in denen das Erdmagnetfeld eine für die Erzeugung des Krängungs- oder Rollkorrektur-Reaktionsdrehmoments ausreichende Größe hat. Diese Bereiche liegen in der Nähe der Äquatorialebene der Erde. Der Vektor 78 des Magnetfeldes steht senkrecht auf dem Vektor 80 des Steuerdrehmoments, das erzeugt wird, um ein Korrekturdrehmoment der Rollachse längs eines Vektors 82 entstehen zu lassen, der in der Bahnebene liegt. Eine Korrektur in der dem dargestellten Vektor 82 entgegengesetzten Richtung würde durch ein Steuerdrehmoment erzeugt,
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das die dem dargestellten Vektor 80 entgegengesetzte Richtung hat. Da das Erdmagnetfeld eine Richtung besüglich der örtlichen Vertikalen ändern kann,, während der Satellit sich längs einer Umlaufbahn bewegt; §„B« wenn der Satellit über den Nordpol fliegt, muß festgestellt werden, welche Richtung das resultierende Drehmoment 82 hat und insbesondere ob das Krängungskorrekturdrehmoment in erster Linie längs der örtlichen Vertikalen verläuft.
Durch das Bord-Steuerschaltwerk wird bestimmt, ob das Erdmagnetfeld eine geeignete Richtung hafco Der Sustand des Erdmagnetfeldes kana auf swei Weisen bestimmt werden» Die eine Möglichkeit besteht öaEln^ einen Eähler oder Taktgeber zu verwenden t der zurückgestellt wirdp wenn der Satellit die üquatorialebene der Erde oder irgend eine» anderen Bezugsort kreuzt. Hierbei ist es jedocb, erforderlichf das Erdmagnetfeld am. Ort des Satelliten in der Umlaufbahn von vornherein su kennen.
Die zweite Möglichkeit für die Bestimmung der Richtung oder des Sinnes des Erdmagnetfelds besteht in der Verwendung eines.Magnetometers im Satelliten.-Mit einem Magnetometer können bekanntlich Richtung xmä Batrag- ä&a Srdmagnetfeldes bezüglich des Raumflugkörpers in der Umlaufbahn bestimmt werden..
Mit der auf die· eine oder aacSere Weise ermittelten Richtungsinformation kann die Richtung des erforderlichen Drehmoments und damit die Einschaltseit des Drehmomenterzeugers bestimmt werden.
Bei dem erstgenannten -Verfahren ? bei dem das Erdmagnetfeld auf der Umlaufbahn vorbekannt sein mu$p liefert ein Taktgeber 90 Steuersignale an das Schaltwerk 59, die die Signale vom überlaufdetektor 58 mit einer solchen Polarität weiterleiten, daß der Drehmomenterseuger 54 in der richtigen Polarität erregt wird und einen Magnetfluß der erforderlichen Richtung liefert. Bei einer direkten Messung des Erdmagnetfeldes
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liefert ein Magnetometer 96 über eine Leitung 92 Signale entsprechend dem Betrag und der Richtung des Erdmagnetfeldes an das Schaltwerk 59. Auch hier wird der Drehmomenterzeuger 94 bei Feststellung eines Fehlers so erregt, daß das erforderliche Kompensationsdrehmoment erzeugt wird.
In Fig. 4 ist der Verlauf typischer Signale, wie sie von den Sensoren geliefert werden, dargestellt. Das Signal 30 stammt vom ersten Sensor 22 und das Signal 32 vom zweiten Sensor 24. Die durch Querstriche angegebenen Schwellwerte liegen beim übergang von der Erde zum Himmel. Die Horizont-Horizont-Impulsdauer entsprechendden Impulsen 33 und 35 für das Ausgangssignal 30 verglichen mit den Impulsen 37 und 39 für das Ausgangssignal 32 zeigt daß ein Krängungs- oder Rollwinkelfehler vorhanden ist, da die Schwingung 30a der Schwingung 32a um At voreilt.
In der folgenden Tabelle sind die Grenzbedingungen angegeben, innerhalb derer das vorliegende Regelsystem bei dem Raumflugkörper in einer Umlaufbahn von 200 nautischen Meilen, die um 84°.bezüglich der Äquatorialebene geneigt ist, geregelt wird.
Tabelle I: Krängungs/Gierungs-Regelvorschrift*?
Krängung Dipol Bahnwinkel (Rollwinkel) (Korrekturmagnetfeld)
3 = 152°bis 138°
332*bis 28*
# Für einen Moment- oder Impulsvektor 82 längs der positiven Bahnnormalen (Fig. 6).
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β bedeutet dabei die wahre Anomalie ( gemessen für den aufsteigenden Knoten).
Aus der Tabelle ist ersichtlich, daß bei einem positiven Vorzeichen des Krängungs- oder Rollwinkelfehlers, das willkürlich für eine Drehung um die Rollachse im Uhrzeigersinn definiert ist (ein negativer Fehler) wäre in entsprechender Weise eine Drehung im Uhrzeigersinne) durch einen Strom ein magnetischer Dipol, der ein negatives Flußfeld ergÜ, in demjenigen Teil der Umlaufbahn erzeugt würde, der zwischen 152 und 138° wahrer Anomalie liegt, gemessen vom aufsteigenden Knoten der Umlaufbahn, wo diese die Ebene der Ekliptik kreuzt.
Ein negativer Krängungs- oder Rollwinkelfehler im gleichen Teil der Umlaufbahn würde einen positiven Fluß zur Fehlerkorrektur erfordern. Im Bahnwinkelbereich zwischen 332 und ist ein positiver Dipol zur Korrektion eines positiven Krängungs- oder Rollwinkelfehler und ein negativer Korrekturdipol für einen negativen Fehler erforderlieh. Pur andere Umlaufbahnen können entsprechende Regelgesetztabellen ohne Schwierigkeiten aufgestellt werden.
In Fig. 5 ist eine Schar von konzentrischen Kreisen dargestellt, in die mehrere gekrümmte Spuren eingezeichnet sind. Die Kreise sind mit Winkelangaben in Grad versehen. Der Mittelpunkt 60 der Kreise ist die Stampf- oder Querachse. Der Krängungs- oder Rollwinke!fehler ist definitionsgemäß der Winkel zwischen der Bahnnormalen und dem Vektor H, der mit der Querachse 3 in denjenigen betrachteten Fällen zusammenfällt, bei denen keine Nutation existiert. Die Bahnnormale entspricht dem Mittelpunkt 60 des Diagramms und ist von der Zeichenebene nach außen gerichtet. Die konzentrischen Kreise 62/ 64, 66, 68 und 70§tellen die Kegel dar, auf denen die Querachse bei irgend einem Meridian erscheinen kann. Der radiale Abstand ist als die Winkelabweichung zwischen der Querachse und der Bahnnorma-
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len aufgezeichnet, wie es eben beschrieben wurde. Die gekrümmten Spuren oder Trajektorien geben die Bewegung der Querachse an, wie sie bei vier typischen Anomalien durch das magnetische Drehmoment verursacht wird.
Geht man z.B. von der Position (1) aus, so besteht der Lagefehler nuifaus einer Krängung von 3°. Da der Satellit in zwei Drehmomentkorrekturzyklen geregelt wird, die durch die Kurventeile 61 und 63 dargestellt sind, treten bei der Krängungskorrektur auch Gierungsfehler auf. Wenn die Trajektorie, wie dargestellt, zur Bahnnormalen am Mittelpunkt 60 konvergiert, verschwinden sowohl der Krängungs- als auch der Gierungsfehler vollständig.
Die in Fig. 5 dargestellten Spuren, die an den Punkten (2), (3) und (4) beginnen, werden bei der Korrektur von Lagefehlern entsprechend den jeweiligen Husgangspunkten in entsprechender Weise durchlaufen, wie es anhand der Kurve mit dem Ausgangspunkt (1) beschrieben wurde. Es sei darauf hingewiesen, daß die Ausgangspunkte (1) und (4) den maximalen Krängungsoder Rollwinkelfehler darstellen, der bei der vorliegenden Einrichtung bezüglich der Querachse 60 korrigiert wird, während die Ausgangspunkte (2) und (3) die maximalen Gierungsfehler darstellen, die um die Stampf- oder Querachse 60 auftreten.
Der Erfindungsgedanke wurde am Beispiel eines Satelliten mit kreisförmiger, stark geneigter Umlaufbahn beschrieben. Die Erfindung ist selbstverständlich nicht auf kreisförmige Umlaufbahnen oder eine spezielle Bahnneigung beschränkt. Eine stark geneigte Bahn ist eine Bahn, bei der der Winkel zwischen der Erdachse und der Bahnnormalen näherungsweise ein rechter Winkel ist. Bei einer solchen Bahn durchläuft der xxrnrlaufende Satellit die stärksten Teile des Erdmagnetfeldes.Bei wenig geneigten Bahnen durchläuft der Satellit Teile des Erdmagnetfeldes, in denen die Feldstärke gering, jedoch immer noch brauchbar ist* Die einzige wesentliche Bedingung besteht
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darin, daß die Bahnhöhe so groß sein muß, daß das durchlaufene Erdmagnetfeld eine vernünftige Größe hat. Die vorliegende Erfindung, bei der Krängungs- jand Sierungsfehler mittels magnetisch erzeugter Drehmomente korrigiert werden, läßt sich bei den niedrigsten Umlaufbahnen, die noch brauchbar sind, bis zu erdsynchronen äquatorialen Umlaufbahnen verwenden.
Bei Synchronbahnen (24-Stunden-Bahnen) geringer Neigung kann die vorliegende Regelung während des ganzen Umlaufes, also kontinuierlich, arbeiten. Der magnetische Dipol des Drehmomenterzeugers muß jedoch nachgestellt werden, um einen drehmomenter zeugenden Dipol in Richtung des Bahngeschwindigkeitsvektors zu erzeugen. Dieser Dipol tritt dann mit dem Hauptmagnetfeld der Erde in Wechselwirkung, das senkrecht zur Bahnebene verläuft.
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Claims (8)

  1. 231528Q
    -15-Patentansprüche
    Sinrichtung zur Korrektur von. Lagefehlern bezüglich der Rollachse und der Gierungsachse (Krängungs- und Gierungsfehler) für einen umlaufenden Satelliten mit Querachsendrehmomentvorspannung, gekennzeichnet durch ein Regelservosystem mit geschlossener Schleife,*das eine RoIlwinkelfehlerfühleinrichtung (22 bis 51), welche ein Signal (52) entsprechend einer Abweichung des Satelliten um die Rollachse (2) von einer vorgegebenen Soll-Lage liefert, einen magnetischen Drehmomenterzeuger (94) zum Erzeugen eines magnetischen Drehmoments um die Gierungsachse (1) des Satelliten, und eine durch das Krängungsfehlersignal (52) gesteuerte Anordnung (54, 56,58, 59 und 90 oder 96) zur Erregung des magnetischen Drehmomenterzeugers (94) derart, daß der Satellit in die Soll-Lage zurückgebracht wird.
  2. 2. Einrichtung nach Anspruch 1 für einen Doppelspinnsatelliten mit einem Schwungrad, dadurch gekennzeichnet, daß die Rollwinkelfehlerfühleinrichtung zwei Horizontzensoren (22, 24) enthält, die auf dem Schwungrad (14) angeordnet und so orientiert sind, daß sie die Erdoberfläche auf entgegengesetzten Seiten der örtlichen Vertikalen abtasten.
  3. 3. Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der magnetische Drehmomenterzeuger (94) ein magnetischer Dipol ist, dessen Hauptachse parallel zur Drehachse (3) des Schwungrades (14) verläuft.
  4. 4. Einrichtung nach Anspruch 3, dadurch <T e~ · kennzeichnet, daß die durch das Krängungsfehlersignal (52) gesteuerte Anordnung eine Vorrichtung enthält, die das Arbeiten der magnetischen Dipole auf ±60° von der örtlichen Vertikalen des Satelliten bezüglich der Erde einschränkt.
    309841/0451
  5. 5» Einrichtung nach Anspruch 2 für einen Satelliten in einer erdsynchronen Umlaufbahn, bei der sich der Satellit an einer im wesentlichen unveränderlichen Lage oberhalb der Erdoberfläche in der Äquatorialebene der Erde befindet, dadurch gekennzeichnet, daß der magnetische Drehmomenterzeuger im Satelliten im wesentlichen senkrecht zur Bahnebene des Satelliten orientiert ist.
  6. 6. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Anordnung zum Speisen des Drehmomenterzeugers einen programmierten Taktgeber (90) enthält, der ein Signal erzeugt, wenn sich der Satellit in einem Teil seiner Umlaufbahn befindet, in der das Erdmagnetfeld eine erhebliche Stärke hat.
  7. ^ 7. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Anordnung zur Erregung des Drehrnomenterzeugers ein auf das Erdmagnetfeld ansprechendes Magnetometer (96) und eine Einrichtung (59) enthält, die unter Steuerung durch das Signal vom Magnetometer den Drehmomenterzeuger so erregt, daß Lageabweichungen um die Rollachse (2) korrigiert werden.
  8. 8. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch ge-· kenn ζ ei c h η e t, daß die Anordnung zum Erregen des Drehmomenterzeugers (94) eine Vorrichtung enthält, die bewirkt, daß der Sinn des durch den Drehmomenterzeuger (94) erzeugten Magnetfeldes dem Sinn des Erdmagnetfeldes entspricht.
    30984 1/04
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