DE2348997A1

DE2348997A1 - Aktive nutationsdaempfung fuer einen doppelspinn-raumflugkoerper

Info

Publication number: DE2348997A1
Application number: DE19732348997
Authority: DE
Inventors: Kevin John Phillips
Original assignee: RCA Corp
Current assignee: RCA Corp
Priority date: 1972-09-28
Filing date: 1973-09-28
Publication date: 1974-04-04
Also published as: GB1442768A; CA980753A; JPS627040B2; DE2348997C2; JPS4971700A; US3830447A

Description

RCA 64, 651 23. September 1973

US - Ser.Ko. 292 956 7592 - 73 6/tu

Filed September 28, 1972

RCA Corporation

New York N.Y. ( V.St.A.)

Aktive Uutationsdämpfung für einen Doppelspinn-Raumflugkörper

Die Erfindung bezieht sich auf einen umlaufenden Raumflugkörper des Typs, bei dem ein spinnstabilisierter Rotationskörper vorhanden ist, und der als Doppelspinn-Raumflugkörper bekannt ist.

Nachdem Satelliten immer mehr als wertvolle Geräte für die Zusammenfassung und die Übertragung von Daten auf den Gebieten der Nachrichtenübertragung, der Navigation, der Wettervorhersage und von Beobachtungsstationen ganz allgemein in Gebrauch kommen, hat sich herausgestellt, daß im Zusammenhang mit diesen verschiedenen und mehrfachen Anwenduncjsmöglichkeiten immer größere Satelliten benötigt werden, die derartige Mehrfachfunktionen ausführen können. Im Zusammenhang mit diesen Entwicklungen besteht weiterhin die Notwendigkeit, alle Satelliten, wie groß sie auch sind, mit geringeren Toleranzen und größerer Genauigkeit zu stabilisieren, als dies in der Vergangenheit möglich war. Bei vielen Anwendungen soll der Raumflugkörper in einer vorbestimmten Ausrichtung oder Lage bezüglich einer gegebenen Referenz-Richtung, beispielsweise

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INSPECTED

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bezüglich der Richtung des Schwerevektors, mit hoher Genauigkeit gehalten werden.

Ein besonderer Satellitentyp, mit dem eine genaue Stabilisierung ■it sehr kleinen Richtungsfehlern erreicht werden kann, ist der Doppelspinn-Raumflugkörper, der aus einer Plattform besteht, deren Winkellage relativ zur Erde durch das Reaktions-Drehmoment stabilisiert wird, das bei einer Geschwindigkeitsänderung eines motorgetriebenen Drehteiles auftritt, und das als Spinntrommel, Schwungrad, Lageregelrad oder Stabilisierungsrad bezeichnet wird. Ein derartiges Rad soll hier als Schwungrad und die Plattform als spinnfreie Plattform bezeichnet werden, da ein derartiges Teil nunmehr allgemein auf diesem Gebiet so bezeichnet wird. Grundsätzlich treten an einem spinnstabilisierten Satelliten gewisse störende Bewegungsarten auf, die als Tcumelbewegungen, als Präzession oder als Nutation bezeichnet werden. All diese Bewegungen fuhren dazu, daß die geometrische Achse des Satelliten eine Auslenkung aus der für eine Aufgabe festgelegten Ausrichtung oder Lage erfährt.

Die Mutation, eine Kegelbewegung der Stampf- oder Spinnachse UH den Gesamtvektor des Winkeldrehmoments, kann von einem der folgenden Störungen herrühren:

(1) Von der Nutation der Endträgerstufe,

(2) von der Wirkung der Abtrennung von Äusrüstungsgegenständen,

(3) von der Wirkung der Lageregelung und der Komponenten, die die Lage festhält,

(4) von Auftreffen von Hikrometeoriten und

(5) von der Wirkung der mit nichtkompensiertem Drehmoment behafteten Komponenten der Nutzlast.

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Im Üblichen Sprachgebrauch - und v/ie sie auch in diesen Zusammenhang benutzt wird - , ist die Nutation eine Rotationsbewegung um entweder eine oder beide ( sich nicht drehenden ) Seitenachsen, die eine Üreh-Kegelbewegung der ( sich drehenden ) Stampf- oder Querachse um den gesamten oder den resultierenden Drehmomentvektor des Raumflugkörpers verursacht. Der Betrag der Kegelbewegung wird als Nutationsfrequenz {(k> ) bezeichnet. Der Kegelwinkel einer derartigen Bewegung ist die Nutationsamplitude , die ein Haß für den zuvorgenannten Richtungsfehler ist. Zusätzlich zur Nutation kann der Satellit um die Stampf- oder Querachse relativ zu einer Referenzebene oder einem Vektor , beispielsweise dem Schwerevektor, oder senkrecht zur Erdoberfläche rotieren. Eine derartige Rotation wird als Stcrapfwinkelfehler v7 bezeichnet.

Dei gev/issen Sotellitensystemen und unter gewissen Umständen kann die Nutation auch anwachsen, nachdem dos ursprüngliche Drehmoment nicht mehr angreift. In einem nichtgedämpften System wird die iiUtationsbewegunci anhalten, ohne daß sie zu - oder abnimmt. Wenn die Nutation abnimmt, spricht man von Dämpfung.

Es wird allgemein angenommen, daß die Nutationsstabilität in kritischer Weise von verschiedenen Raumflugkörper-Parametern abhängt, nämlich von den Trägheitsmomenten, den vektoriellen Trägheitsprodukten, dem Winkeldrehmoment, den Roll -(oder Gierungs- ) Winkelbewegungen, und dem Stampf-Servoregelungssystem.

Bei den bekannten Verfahren kann die Nutation mit einer Anordnung zur Energieaufnahme oder zur Drehmomentübertragung verrringert werden, die auf eine oder beide der Seiten-Regelachsen ( das sind

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die Achsen senkrecht zur Stampf- oder Spinnachse ) einwirken, um die Nutation zu verkleinern. Aktive Dämpfvorrichtungen beseitigen die ftutationseffekte auf der Stampf- oder Querachse, in dem ein gegenüber dem Nutationsdrehmoment phasenmässig entgegengesetztes Drehmoment erzeugt wird. Derartige Dämpfungsvorrichtungen können Rückstoß-Strahle oder ein sich drehendes Rad zusätzlich zum Stabilisierungsrad des spinnfreien Systems besitzen, wie dies in der am 6.JuIi 1971 herausgegebenen US-Patentschrift 3 591 1o8 der RCA Corporation beschrieben ist, die auf der Erfindung von Harold Perkel und William Comerford mit dem Titel " Steuersystem für Drehkörper " beruht.

Bei der üblichen Doppelspinn- Satellitenbauweise liegt die Spinnachse des Drehmomentrades kollinear zu den riauptachsen des Satelliten, wobei die Hauptachsen als Achsen definiert sind, um die die vektoriellen Trägheitsprodukte verschwinden. In der Praxis bleiben trotz sorgfältigster Ausführung und genauester Herstellungstechniken vektorielle Produkte erhalten. Als Folge der vektoriellen Trägheitsprodukte wird ein Drehmoment um eine zu einem Stör-Drehmoment orthogonalen Achse durch den Kopplungseffekt asymmetrischer Massenverteilung erzeugt. Auf diese Weise verursacht in einem Doppelspinn-Raumflugkörper jede Geschwindigkeitsänderung des Drehmomentrades eine Nutationsbewegung am Drehmomentrad, wobei das Ausmaß dieser Nutationsbewegung vom vektoriellen Träc,heitsprodukt des Raumflugkörpers und von derGröße des am Rad angreifenden geschwindigkeitsändernden Drehmoments abhängt. Dementsprechend ergibt sich bei guter konventioneller Bauweise sowohl der Hassenverteilung des Satelliten als auch der Stabilisierungs-Regelschaltüng, daß der Kopplungseffekt des vektoriellen Träg-

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heitsproduktes auf die Spinnachse auf ein Minimum reduziert wird, wenn nicht gar ganz verschwindet.

Ein System, das die aktive Nutationsdämpfung in einem Doppelspinn-Raumflugkörper bewirkt, ist im US-Patent 3 695 554 beschrieben, das aus der am 16. Oktober 197o eingereichten US-Anmeldung Nr. 81, 45o mit dem Titel " Nutationdämpfung für Doppelspinn-Raumflugkörper " hervorgegangen ist und auf die im weiteren Bezug genommen wird. In dem darin beschriebenen System werden zur Nutation sdämpfung vektorielle Trägheitsprodukte benutzt, die dadurch auftreten, daß die Spinnachse gegenüber der Hauptachse des Raumflugkörpers schräg angeordnet ist. Eine optimale Dämpfung kann bei derartigen Raumflugkörpern mit festgelegter Geometrie erreicht werden, dessen Geometrie die vektoriellen Trägheitsprodukte durch Ausrichtung des Lagesensors um die optimale Sensorachse festlegt. Eine optimale Nutationsdämpfung kann auch dadurch erreicht werden , daß sich die Sensorachse durch Festlegen der Raumflugkörper-Geometrie nicht ändern kann, derart, daß das maximale vektorielle Trägheitsprodukt zwischen der Stampf- oder Querachse und einer Seitenachse auftritt, die so liegt, daß optimale Nutationsdämpfung erreicht wird. Wenn die Seitenachse derart festgelegt wird, daß sie den maximalen Nutationsdämpfungseffekt bestimmt, wird sie im nachfolgenden als " optimale Seitenachse " bezeichnet.

Bei bestimmten Raumflugkörpern sind die Konstruktionsmöglichkeiten begrenzt, derart, daß lediglich eine dieser beiden in der genannten Anmeldung beschriebenen Techniken angewandt werden kann. Insbesondere/das in der genannten Anmeldung beschriebene Verfahren zur kann

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aktiven Dämpfung nicht angewandt werden, wenn die Querachse des Sensors nicht bewegt und das vektorielle Trägheitsprodukt des Raumflugkörpers nicht geändert werden kann. Es ist daher wünschenswert, eine Vorrichtung zu schaffen, mit der trotz der unveränderlichen Bauweise des Raumflugkörpers eine optimale Dämpfung erreicht werden kann.

Diese Aufgabe wird durch die im Patentanspruch 1 gekenn-zeiebnete Erfindung gelöst.

Die Erfindung kann in einem lagestabilisierten Doppelspinn-Raumflugkörper angewandt werden, bei dem ein sich drehendes Teil, dessen Rotationsachse nicht parallel zur Hauptachse des Raunflugkörpers liegt, vorgesehen ist, um zwischen der Spinnachse und einer bezüglich der Spinnachse des sich drehenden Teiles rechtwinklig angeordneten Seitenachse vektorielle Trägheitsprodukte auftreten zu lassen, wobei weiterhin ein Fühler vorgesehen ist, der auf die Querbewegung um die Seitenachse anspricht und ein der Bewegung um diese Achse entsprechendes Signal erzeugt; darüberhinaus ist ein Regelkreis mit geschlossener Schleife vorgesehen, der einen Motor zum Drehen des Teiles um die Spinn-(Starapf-)Ach* besitzt , wobei der Regelkreis auf das Signal anspricht, u« das Motordrehmoment und damit die Motorgeschwindigkeit zu verändern, wodurch mittels des vom vektoriellen Trägheitsprodukt erzeugten Seitendrehmomentes eine Verminderung oder Dämpfung erreicht wird.

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Gemäß der Erfindung ist der Sensor in Bezug auf die Seitenachse von der die optimale Regelung erreicht wird, willkürlich ausgerichtet angeordnet, und es ist weiterhin eine Einrichtung zur Phasenveränderung vorgesehen, die die Phase des S_ensorsignals um einen vorbestimmten optimalen Winkel ändert, um die seitliche Nutationsbewegung zur gleichen Zeit mit im wesentlichen optimaler Dämpfungszeit gegen Null zu dämpfen, wie sie die Bewegung um die Spinn- oder Stampfachse regelt.

Die Erfindung wird anhand einer bevorzugten Ausführungsform nachstehend beispielsweise erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 eine perspektivische Abbildung eines Raumflugkörpers mit den Referenzachsen gemäß einer Ausführungsform der Erfindung , und

Fig. 2 ein Blockschaltbild der Stampf-Regelschleife eines Raumflugkörpers, das die vorliegende Erfindung verkörp-ert.

Gemäß der Erfindung ist ein Doppelspinn-Raumflugkörper,dessen Plattform üblicherweise,aber nicht notwendigerweise das Elektronik-System trägt, gegenüber einem Erdbezugspunkt oder einem Inertialraum spinnfrei _t während eine Hasse in Form eines mit der Plattform verbundenen Kreisel- oder Schwungrades mit ziemlich großer Winkelgeschwindigkeit rotiert, sodaß um eine ausgewählte Achse des Raumflugkörpers , vorzugsweise um die Stampf- oder Querachse , die kollinear zur Kreiselradachse liegt, eine Stabilisierung erzeugt wird.

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η
U —

Die Massenaufteilung des Raumflugkörpers ist derart, daß zwischen wenigstens einer Seitenachse und der Stampf- oder C.uerachse vektorielle Trägheitsprodukte der Plattform vorhanden sind, wobei die Stampf- oder Querachse kollinear zur Rotationsachse des Schwungrades ist. Auf diese Weise ist die Stampf- oder Querachse mit keiner der Hauptachsen des Raumflugkörpers kollinear, d.h., daß die Hauptachsen Achsen festlegen, um die kein vektorielles Trägheitsprodukt auftritt. Die Größe und Polarität der entsprechenden vektoriellen Trägheitsprodukte sind derart gewählt, daß Drehmomentsänderungen und damit Geschwindigkeitsänderungen des Schwungrades in Abhängigkeit eines , die Mutation repräsentierendes Signal Gegen-Drehmomente auf der spinnfreien Achse erzeugen , so daß die Nutation abgeschwächt wird.

Das Regels-ignal ist ein Äusgangssignal einer Anordnung, die die Rotation um eine Seitenachse abfühlt, die der Nutationsbewegung entspricht. Dieses Signal wird dazu verwendet, die Geschwindigkeit des vom Hotor angetriebenen Kreiselrades zu regeln, das sich um die Stampf- oder Querachse dreht. Der Motor ist Teil eines Stampfachsen-Regelsystems mit geschlossener Schleife, wobei dessen Verstärkung und Phase so gewollt wird, daß für alle Betriebsarten und Toleranzen des umlaufenden Satelliten , einschl. der Stampf-Fehlerregelung Stabilität erhalten wird.

Allgemein kann jeder der drei Parameter, nämlich ( 1 ) die vektoriellen Trägheitsprodukte, ( 2 ) die Bewegung um eine Seitenachse darstellende Signal, und ( 3 ) die Phase und die Verstärkung des Stampf-Fehlerregelsystems mit geschlossener Schleife bei i-iutationsfrequenz , oder alle drei Parameter zusammen , herangezogen werden , um die gewünschte Nutationsdämpfung zu bewirken.

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Aus Konstruktionsgründen ist es jedoch vorteilhaft, ein System zu koretruieren, bei dem lediglich die vektoriellen Trägheitsprodukte und das Seitenachsensignal innerhalb eines gegebenen Stampf-Regelsystems genommen werden.

Wie in der genannten Anmeldung beschrieben wurde, kann das Verfahren, beim Satellitenbetrieb eine Nutationsdämpfung zu erreichen, durch eine Analyse der Übertragungsfunktion des Systems mit geschlossener Schleife in die drei- zuvor genannten Parameterglieder optimalisiert werden. Für ein vorgegebenes System nach der Erfindung können jedoch nur die vektoriellen Produkte verändert werden, um einen großen Bereich der verschiedenen Dämpfungszeitkonstanten zu ermöglichen, wovon jede benutztwerden kann, auch wenn sie nicht den/ptimalen Wert besitzt.

Für bestimmte Bedürfnisse, beispielsweise für eine sehr schnelle Rotationsdämpfung,kann ein Satellit'ohne weitere Anordnungen üblicher Bauart betrieben warden, die bis jetzt zur Dämpfungsregelung benutzt wurden. Für bestimmte Bedürfnisse ist jedoch ein System, bei dem diese Erfindung benutzt wird, mit einer derartigen konventionellen Dämpfungseinrichtung kompatibel und bei einer solchen Anordnung kann eine zusammenwirkende Arbeitsweise in Betracht gezogen werden, bei der die Dämpfungszeit der Dämpfungseinrichtung durch die vom System gemäß der Erfindung bewirkten Uutationsdämpfung verbessert wird.

Gemäß der vorliegenden Erfindung kann ein Raumflugkörper mit begrenzten Konstruktionsmöglichkeiten , die keine optimale Ausrichtung des Sensors oder eine Änderung der Geometrie möglich

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machen, um ein optimal gerichtetes zusammengesetztes Trägheitsprodukt zu bewirken, nichtdestoweniger mit Anordnungen versehen werden, um eine effektive optimale Ausrichtung des Sensors zu erreichen, so daß eine maximale Nutationsdämpfungswirkung möglich wird. Dies wird dadurch erreicht, daß eine Anordnung vorgesehen ist, die die elektrische Phase des Signals eines derartigen nicht optimal ausgerichteten Sensors um einen Winkel dreht, derart, daß das veränderte Signal den von einem Sensor erzeugten Signal äquivalent ist, dessen Nessachse die optimale Achse ist und die mit den dieser Achse anhaftenden vektoriellen Trägheitsprodukten zusammenwirkt, was für Produkte dies bei einer vorgegebenen Raumflugkörperkonstruktion auch immer sein mögen.

Bevor eine zur Erläuterung der vorliegenden Erfindung ausgewählte Ausführungsform beschrieben wird, sei auf Fig. 1 verwiesen, die einen Doppelspinn-Raumflugkörper mit damit im Zusammenhang stehenden Achsen zeigt, auf die bei der Ausführungsfortn Bezug genommen wird. Der Raumflug-Körp-erteil Io ist mit einem Drehraoeent-oder Kreiselrad 12 versehen, das mittels einer Achswelle und Lagern oder dergleichen am Körperteil Io drehbar angebracht ist, und das von einem in der Zeichnung nicht dargestellten Elektromotor angetrieben wird, der am Körperteil Io angebracht ist. Bei dem hier beschriebenen Raumflugkörper handelt es sich um einen der an sich bekannten Arten, bei dem der Körperteil Io eine im wesentlichen größere Hasse besitzt als das Ausgleichteil 12, und in dem im wesentlichen alle für den Betrieb benötigten Sensor-Einrichtungen , Regeleinrichtungen usw. untergebracht sind.

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Das Ausgleichsteil 12 hat eine relativ geringere [Josse und kann bei einem für die Aufgabe kleinsten zusätzlichen Apparateaufwand die Sensoreinrichtung, zur Höhensteuerung aufnehmen. Es sei jedoch darauf hingewiesen, daß die Raumflugkörper-Anordnung jede für die Anwendung des spinnfreien Prinzips geeignete Form aufweisen kann. Dementsprechend kann ein System, bei dem die Erfindung angewandt wird, ein Ausgleichteil 12 besitzen, dessen größere Masse sich mit relativ geringerer Geschwindigkeit dreht und dementsprechend der Körperteil Io eine kleinere spinnfreie Masse besitzt. Der Körperteil dient als Plattform für Einrichtungen, die zur geostationären Ausrichtung dienen oder eine geostationäre Ausrichtung erfordern, d.h., daß die Plattform in eine festgelegte Ausrichtung zur Erde ausgerichtet ist, wobei Antennen, Infrarot-Sensoren., Teleskope und dergleichen in einer festen stationären Lage relativ zu einem ausgewählten Ort auf der Erdoberfläche angebracht und fixiert sind. Alle in Fig. 1 dargestellten Achsen verlaufen durch das Massezentruni ( C ) 14 für den ganzen Raumflugkörper 11 ( Io ) und 12. Die Quer- oder Stampfachse ( Z ) 16 ist die Spinn- oder Drehmomentachse , wobei die Achse des Drehmoment -Aus'gleichrades mit der Achse ( Z ) zusammenfällt, wie dies bei den üblichen für derartige Raumflugkörper vorgesehenen Einrichtungen der Fall ist. Die GierunosGchse ( X ) 18 und die Roll- oder Kränkungsachse ( Y ) 2o werden als Seitenachsen bezeichnet und die Ebene, die durch axe X - und Y - Achsen aufgespannt v/ird, wird als Seitenebene 22 bezeichnet. Unendlich viel v/eitere Achsen könnten durch das Massezentrum 14 gelegt werden, die in der Seitenebene 22 radial nach außen verlaufen. Jede dieser Achsen wird auch als

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Seiten- oder Lateralachse bezeichnet.

Wenn der aus dem Körper Io und dem Ausgleichsrad 12 bestehende Raumflugkörper 11 eine Nutationsbewegung ausführt, so v/erden die Seitenachseri eine Winkeldrehbewegung um diese Drehachse mit der ' iiutationsfrequenz des Raumflugkörpers ausführen oder zeilen, Es ist bereits bekannt, daß die Nutationsfrequenz für einen Raumkörper mit vorgegebener Trägheitsmoment- und Drehmoment-Verteilung im wesentlichen festliegt. Ein Doppelspinn-Raumflugkörper, also ein Ürehmomentausgleichs-Raumflugkörper, v/ird üblicherweise mit einem im wesentlichen konstanten Drehmoment betrieben. Dei bestimmten Raumflugköprer-Betriebsarten kenn das Drehmoment eines derartigen Raumflugkörpers geändert werden, wobei eine andere Ausführung des diese Erfindung enthaltenden Nutationsdümpfunrssystenis benötigt v/ird.

Die Phasendifferenz zwischen den Drehbewegungen von zwei willkürlich ausgewählten , in der Seitenebene liegenden Achsen wird xiii wesentlichen mit der Uinkeldifferenz zwischen diesen beiden Achsen übereinstimmen. Wenn also beispielsv/eise die zwei Seitenachsen die GieruncsGchse ( 18 ) und die Rollachse ( 2o ) ist, v/ürde die Phasendifferenz zwischen den Drehbewegungen 9o betregen, άα diese zwei .vchsen zueinander senkrecht stehen.

Wie in der genannten Anmeldung im einzelnen beschrieben, detektiert der Lage-Sensor die Winkelbewegung um eine Achse ( L ) 24 , die in der Seitenebene 22 liegt und - wie dies durch den Pfeil 2o

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angedeutet ist, mit dem positiven Achsenteil 18 der X-(Gierungs-) Achse in Richtung des positiven Achsenteils der Y- ( Roll - ) />chse 2o einen Winkel J» einschließt. Das vektorielle Trägheitsprodukt , das in der genannten Anmeldung im einzelnen erklärt ist, liegt zv/i sehen den Gierungs/Quer-Ächsen und den Roll/Querachsen. Diese Achsen v/erden in der vorliegenden Erfindung mit

I bzw. I bezeichnet. I und I kein als vektorielles KZ yz xz yz

Trägheitsprodukt I ausgedrückt werden, wobei

■Y

ο ο ·

I = ~W I " +I^
pr V χζ yz

I liegt in der Ebene, die durch die Z-Achse 16 und die in der pr

Seitenebene 22 liegende Achse ( M ) 28 aufgespannt wird. Die Achse 28 ist gegenüber der positiven X - Achse 13 in Richtung der positiven Y-Achse 2o um einen Winkel & geneigt _f ' wie dies durch den Pfeil 3o angedeutet ist. Der VJinkel 5? hat eine Größe, die durch die folgende Beziehung festgelegt ist :

Q = arctan ( I / I )

ν ^v yz ' XZ ⁷

uer nicht dargestellte, jedoch im Raumflugkörper auf dem Ausgleichrad 12 oder am Körperteil Io geeignet angebrachte Lagesensor führt einer Stampf-Uegelschleife oder einer Regelschleife für das Ausgleichsrad ein der detektierten Drehbewegung ( nutation ) proporzu/

tionciles Signal, wobei das Sensorsignal das iiotor-Drehmoment

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an der Nutationsfrequenz reguliert. In Abhängigkeit von der zwischen Ό und Js liegenden Winkeldifferenz A, wobei

ist, bewirkt das Drehmoment, daß der Nutationswinkel anwächst oder abfällt.

Wenn zwischen 0 und 36o variiert wird, gibt es einen Wert für X , nämlich A₀ , bei dem eine maximale Nutationsdäntpfung auftritt.

Wie in der genannten Anmeldung beschrieben wurde, kann die optimale oder die größte Dämpfung der Nutation bei einem Raumflugkörper, dessen vektoriellen Trägheitsprödukte festliegen, durch Anbringen des Sensors erreicht werden, derart, daß der Sensorwinkel 26 zusammen mit dem festliegenden Winkel 30 des vektoriellen Trägheitsproduktes die optimale Winkeldifferenz A₀ ergibt. Für einen Raumflugkörper, bei dem der Sensorwinkel 26 festliegt, kann man eine optimale Nutationsdämpfung dadurch erreichen, daß die Massenverteilung des Raumflugkörpers derart vorgenommen wird, daß der Winkel 30 des vektoriellen Trägheitsproduktes ( I ) zusammen mit dem festliegenden Sensorwinkel die optimale Winkeldifferenz λ_Λ ergibt.

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Vorausgesetzt, daß die hytationsbewegung mittels eines vorhandenen oder befestigten Seitenachsen-Sensors aufgenommen wird, dessen . .ufnahmeachse sich nicht verschieben oder aus der ausgerichteten Loge entfernen kann und weiterhin vorausgesetzt, daß die vektoriellen Trägheitsprodukte des Raumflugkörpers festliegen und sich nicht ändern können, kann gemäß der vorliegenden Erfindung eine optimale !,!utationsdämpfunrj erreicht werden, indem die elektrische Phase des Sensor-Signals gedreht wird. Der Getreg, mit dem eine elektrische Phasendrehung vorgenommen werden muß, v/ird durch den Differenzwinkel Δ festgelegt, wobei Δ = ~)l~* ist. kann alle Vierte zwischen 0 und 36o umfassen. Vorzugsweise wird ein Filter oder sonstige .-.nordnungen verwendet, damit die Phasendrehung, die an der Nutationsfrequenz auftritt, nicht auf olle anderen Frequenzen anspricht. Da jedoch ein Raumflugkörper nur mit einer Frequenz die iMutationsbewegung ausführt, ist die Erapfindlichkeitscharak-' teristik einer geeigneten Phasendreh-Anordnung bei Frequenzen außerhalb der Hutationsfrequenz ohne Einfluß auf die Dänipf-wirkung. Es ist im praktischen Falle dennoch ratsam. Sicherheitsmaßnahmen vorzusehen, daß die Phasendrehung im wesentlichen stabil ist und sich in der ilähe der iiutationsfreqjuenz nicht wesentlich ändert, so UaQ auch innerhalb der Systemtoleranzen die richtige Phasen-drehung auftritt. Hit anderen Worten, das System muß beständig sein. Die Konstanz einer derartigen Stcmpf-Siegel schleife wurde in der genannten . »nmeldunn im einzelnen beschrieben. Eine derartige ucn-stanz ist vorgesehen, damit eine aufgrund von Drehmoment- und Trägheitstoleranzen auftretende Abweichung der rJutationsfrequenz von idealen oder theoretischen Wert hingenommen werden kenn.

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In Fig. 2 ist eine Einzeldarstellung des Stampf-Regelkreises gemäß der Erfindung gezeigt, der mit der Raumflugkörper-Dynamik in Zusammenhang steht.

Der linke Teil ( 32 ) in Fig. 2 stellt die Teile eines uutationsdämpfuncjs-und Stampfstabilisierungssystemes dar, das eine Schaltung für die Stampf- Regelschleife enthält, während der rechte Teil ( 34 ) der Zeichnung die Dynamik und Kinematik des Satelliten und deren funktioneilen Zusammenhang innerhalb der Regelschleife zeigt.

Das durch Änderung der Ausgangsspannunr* am Leistungsverstärker 36 gebildete fiotordrehmoment T überträgt auf den Raumflugkörper Winkelbewegungen in allen drei Körperachsen ( x, y, ζ ). Wenn keine vektoriellen Trägheitsprodukte zwischen der Spinnachse 1<5 und den Seitenachsen 18 und 2o vorhanden sind, treten keine seitlichen Drehmomente und mithin auch keine Bewegungen um die Seitenachsen auf. Ist jedoch ein vektorielles Trägheitsprodukt vorhanden, so entsteht durch ein vom Motor 38 bewirktes Drehmoment T eine derartige Bewegung um die Seitenachsen TO und 2o, daß die Winkelrotation abgeschwächt wird, die zuvor vorhanden gewesen sein mag. Diese Winkelrotation ist die Nutation des Raumflugkörpers.

Die als Block 4o gezeigte Raumflugkörperdynamik stellt den in der Umlaufbahn befindlichen Raumflugkörper Π ( Fig. 1 ) und insbesondere die zur Erzeugung des Dämpfungseffektes gemäß der Erfindung

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vorzugsweise und geeignet ausgewählte vektorielle Trägheitsprodukte. Lie zuvor bereits erläutert, hat die vorliegende Erfindung das besondere Merkmal, dassin der Schaltung für die Stampfregelung ein Schaltungsteil zur Phasendrehung vorgesehen ist, um für jede Raumflugkörper-Gestaltung einen effektiven Ausgleich zu schaffen, bei der die vektoriellen Trägheitsprodukte derart sind, daß sie keine optimale Ausrichtung oder keine Herbeiführung einer ilutationsdämpfung ermöglichen. Jedes vom Motor 38 herrührende Drehmoment T wird dazu führen, daß die Stampfachse 16 mit einer gewissen Winkelrotation in einer gewünschten Beziehung umläuft, wobei diese Rotation der in der genannten Anmeldung im einzelnen beschriebenen Stampfwinkelfehler θ ist.

Der Stampfwinkelfehler ( Q ) wurde bis jetzt als einziger Regelparameter für die Stampfwinkel-Regelschleife benutzt. Gemäß der vorliegenden Erfindung wird als Regelparameter für die Stampfwinkel-Regelschleife der abgefühlte zusammengesetzte Fehler fc/ _p verwendet, der sich als die Summe des Stampfwinkelfehlers ( 0 ) und der Nutationsgröße (JU,) darstellt. Dies wird im einzelnen noch näher erläutert.

Die Komponente des abgefühlten zusammengesetzten Fehlers Ό _p , die durch die Nutationsbewegung auftritt, wird durch JUl ( Leitung 46 ) dargestellt. Diese Komponente kann der infolae der Mutation auftretende zyklische Rollwinkelfehler , der infolge der i.utation auftretende zyklische Gierungswinkelfehler,oder

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die infolge der Nutation auftretende seitliche Drehbewegung um irgendeine Seitenachse ( L, 24 ) sein. Üie Komponente kann auch ein ließ für die von der Bewegung um diese Seitenachsen abgeleitete Zeit sein, wie dies im einzelnen in der genannten Anmeldung beschrieben wurde. Die Nutationskomponente wird aus der Dynamik des Systems abgeleitet und mittels eines geeigneten Nutations-Sensors 5o, beispielsweise eines Horizontsensors , eines Kreisels, oder eines an sich bekannten Beschleunigungsmessers üblicher Bauart entlang der Achse M ( 28 ) Fig. 1 gemessen.

Die elektrischen Signale, die die zwei Komponenten ((/p ^una" /JL ) von B _ darstellen, werden durch die Leitungen 44 und 46 in den R_egler mit geschlossener Schleife von Fig. 2 geführt, um die Nutationsgröße u, und den Stampfwinkelfehler θ auszuwerten.

Die Nutationsgröße M wird über einen geeigneten Verstärker 5o verstärkt, dessen Ausgangmit einer Schaltung fUr die Phasendrehung ( 52 ) verbunden ist, wobei der Ausgang dieser Schaltung 52 mit jU bezeichnet ist. Die zwei Komponenten (ν und tu ) werden, um D _ zu bilden, in einem Summierglied 54 zusannen gebracht, das aus einem geeigneten Widerstandsnetzwerk besteht und mit dem Eingang des Stampf-Kompensationsverstärkers 62 verbunden ist.

Das Teil 34 des in Fig. 2 dargestellten Stampfwinkelreglers ist bloß eine analytische schematische Darstellung der Wirkungsweise, die auftritt, wenn ein Drehmoment T vom Motor 38 erzeugt wird.

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Im praktischen Falle verursacht schon die Geschwindigkeitsänderung des Motors 38 die Rotation der Stampf achse 16, wodurch der abgefühlte Stampfwinkelfehler U„ geändert wird. Der Stampfwinkelfehler ς?- wird mittels eines geeigneten Stampf-Lagesensors 58 geraessen, der den Stampfwinkelfehler in eine geeignete elektrische Größe umformt, wie dies bei Lagereglern allgemein bekannt ist. Als Sensor kannt ein Fehlerdetektor für Horizontabtastung benutzt werden, der jede Abweichung von einer Referenz-Lageausrichtung abfühlt.

Der Stampf-Kompensationsverstärker 62·dient dazu, das zusammengesetzte Signal C/ zum Stabilisieren des S^ampf-Regelkreises in einer Weise zu verändern, wie dies bei Stampf-Reglern üblich ist. Der Ausgang des Verstärkers 62 ist mit dem Leistungsverstärker 36 verbunden, der eine geeignete Spannung zum Ingangsetzen des liotors 38 erzeugt. Der Motor 33 kann mit Viech sei strom oder Gleichstrom betrieben v/erden. Der Leistungsverstärker 36 entnimmt seinen elektrischen Leistungsbedarf dem Leistungs-Untersystem des Raumflugkörpers und setzt sie in die Form um, die zum Betreiben des Motors, des Bewegungs-Sensors und der anderen Teile des Systems benötigt wird. Derartige Versorgungsschaltungen sind bekannt und müssen hier nicht im einzelnen beschrieben werden.

Die gemäß der vorliegenden Erfindung vorgesehene Schaltung 52 für die Phcsendreh-ung ist so angeordnet, daß sie die Phase des Nutationssensors 5o über den Verstärker 51 dreht, wobei die elektrische Phasendrehung, wie bereits beschrieben wurde, durch die Differenz von ^ - y) bestimmt ist. Die durch diese Deziehung bestimmte Winkeldifferenz stellt die VJinkelauslenkung oder die Ivinkeldifferenz zwischen der Achse des Sensors und der optimalen Achse

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mit der die beste Nutationsdömpfung erreicht werden kann. Als Schaltung 52 für die Phasendrehung kenn jede geeignete Ausbildungsform genommen werden, beispielsweise ein die benötigte Phasendrehung erzeugender Operationsverstärker oder irgendeine andere geeignete Schaltung oder ein Verstärker bekannter Bauart.

Obwohl bei der Ausführungsform der Erfindung zwei getrennte Sensoren , nämlich ein Sensor für den Stampfwinkelfehler ( 53 ) und ein Sensor für die Nutationsbewegung ( 5o ), verwendet v/erden, kann auch ein einziger einheitlicher Umformer, beispielsweise ein Kreisel oder ein Sternsensor benutzt werden, um die zwei Signale zu erzeugen. Die zwei Signale können auch von einem Horizont-Sensor abgeleitet werden, der ein zusammengesetztes , sowohl den Sttsmpfwinkelfehler als auch die Nutation darstellendes Signal bildet. Eine geeignete Filterschaltung kann dann die zwei Signale bei einem derartigen Umwandler trennen.

Beim Betrieb wird die Nutationsbewegung durch das Kutations-Dämpfungssystem gemäß der Erfindung mit einer Dämpfungsgeschwindigkeit etwa auf Null verringert, die im wesentlichen der Größe des vektoriellen Trägheitsproduktes I ist. Die Dämpfungsgeschwindigkeit ist weiterhin im wesentlichen proportional zur Verstärkung des Verstärkers A ( 51 ). Unabhängig von der Ausrichtung des Sensors bewitkt eine Schaltung für die Phasendrehung die notwendige Korrektur oder Änderung des Sir-nales, das vom Nutationssensor kommt, um den Winkel dem / Winkel A optimal

anzunähern, wodurch die stärkste Nutationsdämpfung erreicht wird.

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Claims

Patentansprüche

Γ\

I 1. Lagestabilisierter Doppelspinn-Raumflugkörper mit einer charoKteristisehen Nutationsfrequenz, der folgende Teile enthält:

Eine spinnfreie feste Plattform und einen sich um eine Nebenachse der Plattform drehenden Teil, wobei um diese Achse vektorielle Trägheitsprodukte bestehen,

Fühlereinrichtungen, die auf die Querbewegung um eine bezüglich der sich drehenden AchseSeitenachaeanspricht, um ein die sogenannten Bewegung entsprechendes Signal zu erzeugen, und die auf Stampfwinkelfehler der sich drehenden Achse anspricht, um ein dem Stampfwinkelfehler entsprechendes Signal zu erzeugen, ein geschlossener Regelkreis mit einem Motor zum Drehen des genannten Teiles und

Schaltungsteile in dem geschlossenen Regelkreis, die auf das genannte Stampfwinkelfehler-Signal ansprechen und die Motorgeschwindigkeit verändern, um die genannte Querbewegung und den Stampfwinkelfehler gegen Null zu vermindern, dadurch gekennzeichnet, daß die Fühlereinrichtung in Bezug auf die Seitenachse, mit der die optimale Regelung erreicht wird, willkürlich ausgerichtet ist, und daß ein weiterer Schaltungsteil ( 52 ) zur Änderung des Phasenwinkels des Fühlersignals bei der iMutationsfrequenz um einen Betrag vorgesehen ist, wobei das Signal von dieser Seitenachse der genannten Fühlereinrichtung durch einen Winkel verändert wird, derart, daß das Fühlersignal mit dem Fühlersignal der Fühlereinrichtung äquivalent ist, die auf einer Seitenachse angebracht ist, an der andererseits eine im wesentlichen optimale Nutationsdämpfung erreicht wird.

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2. Raumflugkörper nach Anspruch 1,dadurch gekennzeichnet, daß die Fühlereinheit ein oder mehrere Rate-Gyroskope umfasst.
3. Raumflugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Fühlereinrichtung ein oder mehrere Beschleunigungsmesser umfasst.
4. Raumflugköprer nach Anspruch 1, der als Erdsatellit verwendet wird, dadurch gekennzeichnet, daß die Fühiereinrichtung einen Horizontfühler enthält, der ein zusammengesetztes, sowohl den Stampfwinkelfehler als auch die Querbewegung des Raumflugkörpers beinhaltendes Signal erzeugt.
5. Raumflugkörper nach Anspruch 1,dadurch gekenn zeichnet, daß die Schaltung ( 52 ) für die Phasenänderung einen Operationsverstärker aufweist, der die Ausgangssignale der Fühiereinrichtung zugeführt erhfflt und ein Ausgangssignal zum Regeln des im geschlossenen Regelkreis ( 32 ) vorhandenen Motors ( 38 ) erzeugt.
6. Raumflugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Schaltung ( 52 ) für die Phasenönderung eine Schaltung zur Phasendrehung aufweist, der das verstärkte Ausgangssignal eines Nutationsfühlers ( 5o ) zugeführt wird.
7. Verfahren zum Stabilisieren eines umlaufenden Doppelspinn-Raumflugkörpers mit einer charakteristischen Nutationsfrequenz und mit einer gegenüber eines sich um die Spinnachse des Raumflugkörpers drehenden Rat^spinnfreien Plattform, mit einen derart ausgerichteten Fühler, daß dieser die Bewegung des Raumflugkörpers üb eine gegebene, hinsichtlich der Spinnachse querliegende Achse

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abtastet, und rait einem Stampf-Fühler in einem geschlossenen Regelkreis , um die Stampflage des Raumfahrzeuges zu regeln, wobei vorgesehen wurde,

die Massenverteilung innerhalb des Raumflugkörpers derart zu gestalten, daß vektorielle Trägheitsprodukte zwischen wenigstens einer der Seitenachsen und der Spinnachse auftreten, die Querbewegung des Raumflugkörpers um eine der genannten Seitenachsen abzufühlen,

ein der abgefühlten Querbewegung entsprechendes Signal zu erzeugen, um das Drehmoment des Motors zu regeln, der das sich drehende Rad antreibt, und

das in der Phase veränderte Signal dem Stampfwinkelregler anzulegen, um die Geschwindigkeit des sich drehenden Rcdes zu regeln , dadurch gekennzeichnet, daß die Phase des Fühlersignales bei der Nutationsfrequenz des Raumflugkörpers um einen derartigen Betrag verändert wird, daß das Signal von dieser willkürlich ausgerichteten Seitenachse des Fühlers um einen Winkel verändert wird, sodaß das FUhlersigrial einem Fühlersignal eines Fühlers äquivalent ist , der auf einer Seitenachse angebracht ist, an der eine im wesentlichen optimale Nutationsdämpfung erreicht wird.
8 Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekenn zeichnet, daß die Seitenachse auf der Spinnachse senkrecht steht.
9."Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennz e i c h η e t, daß die Querbewegung und der Stampfwinkelfehler mit einem gemeinsamen Fühler abgefühlt wird, und daß weiterhin aus dem gemeinsamen Fühler zwei Signale abgetrennt werden, die den Stampfwinkelfehler bzw. die Querbewegung darstellen.

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