DE2315280C2

DE2315280C2 - Selbsttätige Regeleinrichtung für einen Satelliten

Info

Publication number: DE2315280C2
Application number: DE2315280A
Authority: DE
Inventors: Harold Levittown Pa. Perkel
Original assignee: RCA Corp
Current assignee: RCA Corp
Priority date: 1972-03-27
Filing date: 1973-03-27
Publication date: 1982-10-21
Also published as: GB1424824A; DE2315280A1; CA990385A; JPH035360B2; US3834653A; FR2178668A5; JPS498000A

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Regeleinrichtung gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Bei einem stabilisierten umlaufenden Raumflugkörper (Satelliten) muß man Maßnahmen vorsehen, um seine Orientierung bei Abweichungen von der so Sollorientierung bezüglich der Umlaufbahn korrigieren zu können. Zu diesem Zweck ist es bekannt, drallstabilisierte Satelliten mit magnetischen Drehmomenterzeugern wie einer Spule oder einem Elektromagneten auszurüsten, die mit dem Erdmagnetfeld in ss Wechselwirkung treten und ein Reaktions-Drehmoment erzeugen, das eine Bezugsachse des Satelliten um einen Betrag nachstellt, der proportional zur Dauer der Einwirkung des Drehmoments und dem Betrag des Flusses ist. Bei einigen bekannten Syste- μ men, die auf diesem Prinzip arbeiten, müssen vom Boden aus Steuersignale zum Satelliten übertragen werden, damit die gewünschten Drehmomente erzeugt werden können. 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 Drehmomenterzeugersystemes auf der Grundlage von angenommenen 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 Steuersignale für die Bewegungen des Satelliten liefert, welche die aufgetretenen Abweichungen korrigieren. Die die Orientierung des Satelliten ändernden Kommandosignale können irgendwelche Lagesteuerungsvorrichtungen betätigen, die die erforderlichen Drehmomente zu erzeugen gestatten. Die oben beschriebenen, bekannten Systeme sind also Steuersysteme mit »offener Schleife«.

Ein Problem bei solchen Steuersystemen besteht darin, daß das sie Korrektur bewirkende 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 Nachteil solcher Steuerungssysteme besteht darin, daß in die Korrekturoperationen durch die Verbindung zur Bodenstation unvermeidbar Verzögerungen eingeführt wenlen, 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. Außerdem ist beträchtlicher personeller Aufwand an der Bodenstation für die Lagesteuerung erforderlich.

Es sind auch bereits durch Vorgabedrall um die Nickachse stabilisierte Satelliten mit einem geschlossenen Regelkreis bekannt, deren magnetische Drehmomenterzeuger um auf der Drallachse senkrecht stehende Achsen ein Korrekturdrehmoment in Abhängigkeit von Steuersignalen von an Bord des Satelliten angeordneten Fehlermeßeinrichtungen erzeugen. Ein System dieser Art ist z. B. aus der DE-OS 1950332 bekannt, die aber keine nähere Angaben über die Fehlermeßeinrichtung enthält, während bei einem aus der US-PS 33 9( 648 bekannten anderen System dieser Art zwei der oberen bzw. der unteren Hälfte des Satelliten zugeordnete Solarfelder mit ihrem lageabhängigen Strom einen Drehmomenterzeuger steuern, der den Drallvektor senkrecht auf der Richtung des von der Sonne kommenden Lkhtes hält. Unterschiedliche Ströme der beiden Solarfelder repräsentieren eine Abweichung der Nickachse von der gewünschten Lage.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Regeleinrichtung der erläuterten Art anzugeben, die in der Lage ist, aufgrund eines Fehlersignals einer verhältnismäßig einfachen Fehlermeßeinrichtung sowohl Roll- als auch Gierachsenabweichungen zu korrigieren.

Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 gekennzeichnete Regeleinrichtung gelöst.

Die Erfindung hat den Vorteil, daß Abweichungen des Satelliten bezüglich seiner Rollachse mit verhältnismäßig einfachen Mitteln gemessen werden können, und daß bei Verwendung des entsprechenden, auf eine einzige Achse bezogenen Fehlersignals zum Erzeugen eines Drehmoments um die Gierachse nicht nur Roll-, sondern auch Gierachsenabweichungen reduziert werden können.

Es handelt sich also um eine Regeleinrichtung (mit geschlossener Schleife) zur Ausrichtung der Nickachse des Satelliten bezüglich der Bahnnormalen, wobei die Polarität und Richtung des korrigierenden Drehmoments primär längs der örtlichen Vertikalen, d. h. der Verbindungslinie zwischen dem Satelliten und dem Erdmittelpunkt verlaufen. Ein dementsprechendes Ausfühirungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden näher erläutert. In der Zeichnung zeigen:

Fig. 1 a eine schematische Darstellung eines Satelliten und von drei Achsen, auf die Drall- und Geschwindigkeitsvektoren bezogen werden;

Fig. Ib eine graphische Darstellung der Achsen eines Inertialsystems bezüglich der Bahnnormalen;

Fig. 2 ein Blockschaltbild eines Roll-Reglers gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung;

Fig. 3 eine graphische Darstellung der Kegel, die von den optischen Achsen eines Horizontsensors beschrieben werden, derauf einem rotierenden Drallrad eines Doppeldrall-Satelliten 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;

Fi g. 5 eine graphische Darstellung der Nickachsentrajektorien bei der Roll/Gier-Regelung; und

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 irgendeine beliebige Form haben kann. Vom Massenzentrum des Satelliten gehen drei aufeinander senkrecht stehende satellitenfeste Achsen 1, 2 und 3 aus, die der Gier-, Roll- bzw. Nickachse entsprechen.

Die Nickachse 3 ist definitionsgemäß die Richtung bezüglich des Körpers 10, die kollinear mit dem Gesamt-Drallvektor H ist, wenn der Körper 10 entsprechend der vorgesehenen Mission arbeitet. Die Nikkachse 3 verläuft parallel zur Achse 12, um die sich ein Schwung- oder Drallrad 14 dreht. Die in Fig. la dargestellte Nickachse hat konventionsgemäß positives Vorzeichen und verläuft in der positiven Richtung des Vektors H. Gemäß der Konvention auf diesem Gebiet ist also der Drall (Drehimpuls) des Körpers 10 so, als ob sich der Körper 10 im Uhrzeigersinn um die Nickachse drehen würde, wie durch den gebogenen Pfeil 16 angedeutet ist, der die Winkelgeschwindigkeit (O₃ um die Nickachse angibt. Die Gier- und die Rollachse stehen aufeinander und auf der Nickachse senkrecht. Das oben definierte und hier gemäß der üblichen Konvention verwendete Koordinatensystem ist in der Reihenfolge 1-2-3 rechtshändig. Die Nickachse 3 ist hier die Drallachse. 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 den Vektor ω der Winkelgeschwindigkeit drgestellt, welcher durch das Massezentrum des Körpers geht und in Richtung der Achse verläuft, um die sich der Raumflugkörper 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 an (gesehen vom Ursprung des Vektors aus).

Für die Beschreibung eines Ausfuhrungsbeispieles der vorliegenden Erfindung soll angenommen werden, daß der Drallvektor H kollinear zur Nickachse 3 verläuft. Außerdem soll die Nickachse senkrecht auf der Bahnebene des Satelliten stehen.

Ein auf einer Umlaufbahn befindlicher Satellit, in dem ein Drehimpuls 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 Drallvelctor H (Fig. 1) definierte Richtung automatisch auf die Norm? >e zur Umlaufbahn ausgerichtet wird.

In Fig. Ib ist eine Anzahl von Parametern dargestellt, die bei der folgenden Beschreibung verwendet werden.

Die Achsen 1, 2 und 3 sind die gleichen, wie sie

oben in Verbindung mit Fig. la definiert werden. Der der Vertikalrichtung entsprechende örtliche vertikale Vektor 22« verläuft kollinear zur Soll-Richtung der Gierachse 1 des Raumflugkörpers. 24« ist die Bahnnormale, d. h. der Vektor, der die senkrecht auf der Bahnebene des Raumflugkörpers stehende Richtung angibt. Die Linie 26« stellt die Richtung der Gierachse dar, wenn der Raumflugkörper einen Gierwinkel ψ und einen Rollwinkel Φ, jedoch keinen Nickwinkel θ ρ bezüglich den Bahnkoordinaten bzw. Vektoren 22a, 24a und 23a hat. Die Gerade 28a gibt in entsprechender Weise die Lage der Rollachse beim Gierwinkel xj) und Rollwinkel Φ an, wenn der Nickwinkel Θ_Ρ gleich Null ist. Die durch die verschiedenen Vektoren und Richtungen gebildeten Winkel werden wie folgt definiert:

θ ρ entspricht dem Nickfehler, der definiert ist durch den Winkel zwischen der Gierachse und der Ebene, die durch die Nickachse und den Vektor 22« der örtlichen Vertikalen aufgespannt wird;

Φ ist der Rollwinkel des Raumflugkörpers, welcher als Winkel zwischen der Nickachse und der Ebene definiert ist, die durch die Bahnnormale 24a und den Geschwindigkeitsvektor 23a aufgespannt wird;

Ψ ist der Gierwinkel des Raumflugkörpers, der durch den Winkel zwischen der Bahnnormalen 24a und der Ebene definiert ist, welche durch die Nickachse und den Vektor 22a der örtlichen Vertikalen aufgespannt wird.

Bei dem vorliegenden Regler werden die Eigenschäften eines sich drehenden Satelliten ausgenutzt, der in der Praxis einen Kreisel darstellt. Eine Eigenschaft eines kreiselstabilisierten Raumflugkörpers besteht darin, daß sich die Richtung einer Drehachse im Raum nicht ändern kann, solange auf sie kein absiehtliches Drehmoment ausgeübt wird.

Da sich die Roll- und Gierbewegungen eines drallstabilisierten Raumflugkörpers während des Umlaufes sinusartig abwechseln, ist die Lage der Drallachse 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 verwendet.

F i g. 2 zeigt ein Blockschaltbild für einen Regler gemaß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung. Auf dem Drallrad 14 des Satelliten (Fig. la) sind zwei Sensoren 22 und 24 so angeordnet, daß sie bei jedem Umlauf des Drallrades 14 von der Erdoberfläche ausgehenden elektromagnetischen Strahlung, Vorzugsweise Infrarotstrahlung, getroffen werden.

Bei dem Satelliten kann es sich entweder, wie dargestellt, um einen Satelliten vom Doppeldralltyp oder irgendeinen anderen an sich bekannten drallstabilisierten Satelliten handeln. Bei drallstabilisierten Satelliten sind die Sensoren dann so angeordnet, daß sie Signale entsprechend der Orientierung des Satelliten liefern. . ,"

Die Ausgangssignale 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 und 40 werden Erddurchgangsdetektoren 42 bzw. zugeführt, die die Zeitspanne bestimmen, während derer sich die Erde im Blickfeld des betreffenden Sensors befindet. Hierfür kann irgendeine Integrier- oder Zählschaltung verwendet werden. Am Ausgang der Erddurchgangsdetektoren 42 und 44 treten Impulse 46 bzw. 48 auf. die die Erddurchgangszcit darstellen, die Impulse 46 und 48 werden einem Schaltwerk zugeführt, das einen Fehlerdetektor 50 enthält, der einen * Impuls 52 erzeugt, welcher den Fehler der Differenz der Signale von den Sensoren 22 und 24 darstellt.

Die Orientierungssensoren können in irgendeiner bekannten Weise angeordnet werden. Eine typische Anordnung besteht darin, zwei Horizontsensoren in 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, is die auf einem Schwungrad od. dgl. 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 μ Erdoberfläche dar und wird gelegentlich als Nadir N bezeichnet.

Der durch die Erd-Sensoren 22 und 24 ermittelte Lagefehler entspricht einem Rollwinkel Φ zwischen der Achse des Drallvektors (H) und der Ebene, welehe durch die Rollachse einerseits und die Bahnnormale 24« andererseits (Fig. 1 b) aufgespannt wird. Es sei darauf hingewiesen, daß die Rollbewegung die Drehung der Rollachse des Satelliten bezüglich der Ebene darstellt, die durch den Geschwindigkeitsvek- x tor 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 konvetioneller 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 Drallvektors H von der Bahnnormalen 24a. Wenn die Zeitdifferenz Null ist oder innerhalb einer vorgegebenen Grenze liegt, die durch einen Überlaufdetektor 58 bestimmt wird, wird der magnetische Drehmomenterzeuger 94 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 50 einen Fehler feststellt, wird der Drehmomenterzeuger, der parallel zur Nickachse (Fig. la und 1 b) 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 einer·, vorgegebenen Mindestwert überschreitet, wird der Sinn des im Elektromagneten des Drehmomenterzeugers fließenden Stromes durch zwei Parameter bestimmt. Der eine dieser Parameter ist das Fehlervorzeichen (Fehlersinn), das über einen Fehlervorzeichensensor 51 bestimmt, welches der Sensorausgangssignale vor dem anderen «j kommt und damit das Vorzeichen des Rollfehlers angibt. Der Fehlervorzeichensensor 51 kann aus einem Phasendetektor bestehen, der die Signale bzw. Impulse 46 und 48 vergleicht. Der zweite Parameter hängt davon ab, in welchem Teil der Bahn der Fehler κ 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, das die dem dargestellten Vektor 80 entgegengesetzte Richtung hat. Da das Erdmagnetfeld eine Richtung bezüglich der örtlichen Vertikalen ändern kann, während der Satellit sich längs einer Umlaufbahn bewegt, z. B. wenn der Satellit über den Nordpol fliegt, muß festgestellt werden, welche Richtung der resultierende Drehmoment-Vektor 82 hat und insbesondere ob das RoHkortekturdrehmoment in erster Linie längs der örtlichen Vertikalen verläuft.

Durch das Bord-Steuerschaltwerk wird bestimmt, ob das Erdmagnetfeld eine geeignete Richtung hat. Der Zustand des Erdmagnetfeldes kann auf zwei Weisen bestimmt werden. Die eine Möglichkeit besteht darin, einen Zähler oder Taktgeber zu verwenden, der zurückgestellt wird, wenn der Satellit die Äquatorialebene der Erde oder irgendeinen anderen Bezugsort kreuzt. Hierbei ist es jedoch erforderlich, das Erdmagnetfeld am Ort des Satelliten in der Umlaufbahn von vornherein zu 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 und Betrag des Erdmagnetfeldes bezüglich des Raumflugkörpers in der Umlaufbahn bestimmt werden.

Mit der auf die eine oder andere Weise ermittelten Richtungsinformation kann die Richtung des erforderlichen Drehmoments und damit die Einschaltzeit des Drehmomenterzeugers bestimmt werden.

Bei dem erstgenannten Verfahren, bei dem das Erdmagnetfeld auf der Umlaufbahn vorbekannt sein muß, liefert ein Taktgeber 90 Steuersignale an das Schaltwerk 59, die die Signale vom Überlaufdetektor 58 mit einer solchen Polarität weiterleiten, daß der Drehmomenterzeuger 94 in der richtigen Polarität erregt wird und einen Magnetfluß der erforderlichen Richtung liefert. Bei einer direkten Messung des Erdmagnetfeldes 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 entsprechend den Impulsen 33 und 35 für das Ausgangssignal 30 verglichen mit den Impulsen 37 und S9 für das Ausgangssignal 32 zeigt daß ein Rollfehler vorhanden ist, da die Schwingung 30a der Schwingung 32a um Δ 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.

Roll/Gier-Regelvorschrift*

Dipol

Rollwinkel (Korrekturmagnetfeld)

Bahnwinkel

/3= 152" bis 138

/3 = 332° bis 28^G

* Für einen Drallvektor 82 längs der positiven Bahnnormalen (Fig. 6).

β bedeutet dabei die wahre Anomalie (gemessen

al für den aufsteigenden Knoten).

Aus der Tabelle ist ersichtlich, daß bei einem positiven Vorzeichen des Rollfehlers, 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 ergibt, 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 Rollfehler im gleichen Teil der Umlaufbahn würde einen positiven Fluß zur Fehlerkorrektur erfordern. Im Bahnwinkelbereich zwischen 332 und 28° ist ein positiver Dipol zur Korrektion eines positiven Rolliehlers und ein negativer Korrekturdipol für einen negativen Fehler erforderlich. Für 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 Rollfehler ist definitionsgemäß der Winkel zwischen der Bahnnormalen und dem Vektor H, der mit der Nickachse 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 konzentrisehen Kreise 62, 64, 66, 68 und 70 stellen die Kegel dar, auf denen die Nickachse bei irgendeinem Meridian erscheinen kann. Der radiale Abstand ist als die Winkeiabweichung zwischen der Nickachse und der Bahnnormalen aufgezeichnet, wie es eben beschrieben wurde. Die gekrümmten Spuren oder Trajektorien geben die Bewegung der Nickachse 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 nur aus einem Rollfehler von 3°. Da der Satellit in zwei Drehmomentkorrekturzyklen geregelt wird, die durch die Kurventeile 61 und 63 dargestellt sind, treten bei der Rollkorrektur auch Gierfehler auf. Wenn die Trajektorie, wie dargestellt, zur

es Bahnnormalen am Mittelpunkt 60 konvergiert, verschwinden sowohl der Roll- als auch der Gierfehler 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 Ausgangspunkten in entsprechender Weise durchlaufen, wie es anhand der Kurve mit dem Ausgangspunkt (1) beschrieben wurde. Es sei daraufhingewiesen, daß die Ausgangspunkte (1) und (4) den maximalen Rollfehler darstellen, der bei der vorliegenden Einrichtung bezüglich der Nickachse korrigiert wird, während die Ausgangspunkte (2) und (3) die maximalen Gierfehler darstellen, die um die Nickachse 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 Winke! zwischen der Erdachse und der Bahnnormalen näherungsweise ein rechter Winkel ist. Bei einer solchen Bahn durchläuft der umlaufende 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 darin, daß die Bahnhöhe so groß sein muß, daß das durchlaufende Erdmagnetfeld eine vernünftige Größe hat. Die vorliegende Erfindung, bei der RoIl- und Gierfehler mittels magnetisch erzeugter Drehmomente korrigiert werden, läßt sich bei den niedrigsten Umlaufbahnen, die noch brauchbar sind, bis zu erdsynchronen ä'quatoi;, \'i Umlaufbahnen verwenden. Bei Synchroiioahnen (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 drehmomenterzeugenden Dipol in Richtung des Bahngeschwindigkeitsvektors zu erzeugen. Dieser Dipol tritt dann mit dem Hauptmagnetfeld der Erde in Wechselwirkung, das senkrecht zur Bahnebene verläuft.

Hierzu 3 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Selbsttätige Regeleinrichtung für einen mit Vorgabedrall um die Nickachse stabilisierten umlaufenden Satelliten zur Korrektur von Lagefehlern bezüglich der Rollachse und der Gierachse,

mit einer Fehlermeßeinrichtung (22-51) zum Erzeugen eines Fehlersignals (52) entsprechend einer Abweichung des Satelliten um eine seiner Achsen von einer vorgegebenen Soll-Lage dieser Achse,

mit einem magnetischen Drehmomenterzeuger (94) zum Erzeugen eines magnetischen Drehmoments um eine der Achsen des Satelliten,

und mit einer Erregungsanordnung (54-59 und 90; 96), die in Abhängigkeit von dem Fehlersignal (52) den Drehmomenterzeuger (94) so erregt, daß der Satellit in die Soll-Lage zurüddcehrt,

dadurch gekennzeichnet, daß die Fehlermeßeinrichtung (22-51) auf Abweichungen des Satelliten bezüglich seiner Rollachse (2) anspricht und ein der Rollachsenabweichung entsprechendes Fehlersigna! (52) erzeugt,

und daß der magnetische Drehmomenterzeuger (94) zur Erzeugung eines Drehmoments um die Gierachse (1) des Satelliten angeordnet ist.

2. Regeleinrichtung nach Anspruch 1 für einen Doppeldrall-Satelliten mit einem Drallrad, dadurch gekennzeichnet, daß die Fehlermeßeinrichtung zwei Horizontsensoren (22, 24) enthält, die auf dem Drallrad (14) angeordnet und so orientiert sind, daß sie die Erdoberfläche auf entgegengesetzten Seiten der örtlichen Vertikalen abtasten.

3. Regeleinrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der magnetische Drehmomenterzeuger (94) ein magnetischer Dipol ist, dessen Hauptsache parallel zur Drallachse (Nickachse 3) des Drallrades (14) verläuft.

4. Regeleinrichtung nach Anspruch 3, dadurch

gekennzeichnet, daß die durch das Rollfehlersignal (52) gesteuerte Erregungsanordnung eine Vorrichtung enthält, die das Arbeilen der magnetischen Dipole auf ±60° von der örtlichen Vertikalen des Satelliten bezüglich der Erde einschränkt.

5. Regeleinrichtung 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 (94) im Satelliten im wesentlichen senkrecht zur Bahnebene des Satelliten orientiert ist.

6. Regeleinrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche dadurch gekennzeichnet, daß die Anordnung zum Erregen des Drehmomenterzeuger (94) 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. Regeleinrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Anordnung zum Erregen des Drehmomenterzeugers (94) ein auf das Erdmagnetfeld ansprechendes Magnetometer (96) und ein Schaltwerk (59) enthält, das unter Steuerung durch das Signal vom Magnetometer (96) den Drehmomenterzeuger (94) so erregt, daß Lageabweichungen um die Rollachse (2) korrigiert werden.

8. Regeleinrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, 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.