DE2749868A1 - Sonnen- und erdakquisitionsverfahren fuer satelliten - Google Patents

Sonnen- und erdakquisitionsverfahren fuer satelliten

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DE2749868A1 DE19772749868 DE2749868A DE2749868A1 DE 2749868 A1 DE2749868 A1 DE 2749868A1 DE 19772749868 DE19772749868 DE 19772749868 DE 2749868 A DE2749868 A DE 2749868A DE 2749868 A1 DE2749868 A1 DE 2749868A1
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Description

Sonnen- und Erdakquisitionsverfahren für Satelliten
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Sonnen- und Erdakquisition für dreiachsenstabilisierte, mit Akquisitionssensoren ausgerüstete Satelliten.
Nach Einschuß in seine Umlaufbahn muß bei einem Satelliten der oben angegebenen Art vor allem zur Optimierung des Antennen-Gewinns und der Beleuchtung der Solarzellen die Ausrichtung im Verhältnis zu Erde und Sonne vorgenommen werden. Bei dem bekannten Symphonie-Satelliten, s.a. Flugrevue 1/1975, S. 39-40, wird für die Ausrichtung des Satelliten nach. Erreichen eines Quasi-Synchron-Orbits die Spinrate von ca. 120 U/rain auf ca. 2 U/min reduziert und die Solarzellenpaddel werden ausgefaltet. Nach Hochlaufen eines Drallrades wird die Spinrate mit Hilfe von Sonnensensoren vermessen und ggf. mit einem Kaltgassystem korrigiere. Mit Hilfe eines weiteren Kaltgasimpulses wird die Spinrate weiter herabgesetzt und die z-Achse zur Erde unter Vermessung von Infrarotsensoren ausgerichtet. Danach wird der Satellit um die z-Achse gedreht bis die x-Achse senkrecht auf der Bahnebene steht. Für die Feinausrichtung des Satelliten wird ein zusätzlicher Feinsensor verwendet. Zur Vermeidung des Einfalls von reflektiertem Licht sind die Sensoren durch Lichtblenden abgeschirmt·
Aus verschiedenen Gründen ist es von erheblicher Wichtigkeit, daß der Satellit möglichst schnell die Akquisitionsmanöver abschließt. Der Thermalhaushalt sowohl bezüglich Überhitzung als auch Unterkühlung gestattet es nicht, empfindliche Stellen länger als vorgesehen der Sonne auszusetzen, bzw. im Schatten zu belassen, andernfalls stellt
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sich eine Erhöhung des Funktionsrisikos ein. Ebenso müssen die Solarzellen möglichst rasch zur Energiebedarfsdeckung herangezogen werden können, dabei dürfen sie aber nicht die Sensorköpfe zudecken. Schnelle Entfaltung und Ausrichtung zur Sonne sind also anzustreben.
Aufgabe der Erfindung ist es, ein Akquisitionsverfahren anzugeben, welches eine möglichst rasche und zuverlässige Überführung des Satelliten in seine Endposition ermöglicht, den Einsatz einfach aufgebauter Sensoren zuläßt, d.h. grobe Sonnensensoren mit nicht übermäßig großem Gesichtsfeld und einfache Kreisel, und die Verwendung einfacher Regelgesetze und einfacher Reglerlogik gestattet, sowie eine Sensoranordnung am Satelliten anzugeben, mit welcher das Verfahren durchgeführt werden kann.
Diese Aufgabe ist gelöst durch in Abhängigkeit von der Lage des Satelliten zur Sonne kumulativ oder alternativ erfolgende Schritte
a) bei fehlender S -Komponente wird der Satellit solange um seine x-Achse gedreht, unter Dämpfung der Drehung um die y-Achse und z-Achse auf Null, bis S gemessen werden kann;
b) bei fehlender S -Komponente und gemessener S -Komponente wird der Satellit um die x-Achse so geregelt, daß die Sonne in der x-z-Ebene verbleibt und eine Drehung um die y-Achse solange ausgeführt, bis S gemessen werden kann unter Beibehaltung von Cu =» 0;
c) bei Messung von S- und S2- Komponente wird die Kontrolle der S -Komponente durch Regelung um die z-Achse und die Kontrolle der Sz-Komponente durch Regelung um die y-Achse ausgeführt und der Satellit um eine beliebige Achse im Linearitätsbereich der die z- und y-Komponenten messenden Sensoren in Drehung zur Aufnahme der Erd-Suche versetzt.
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Besonders vorteilhaft wirkt sich aus, daß lediglich die unbedingt notwendigen Satelliten-Manöver gefahren werden müssen. Dadurch wird Treibstoff eingespart und eine Nutzlasterhöhung bzw. Lebensdauerverlängerung möglich. Das Verfahren gestattet es, gleiche Sensorköpfe zu verwenden, diese sind mithin vor dem Einsatz austauschbar und führen zu einer Verringerung der Ersatzteilhaltung am Boden.
Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung und die angesprochene Einrichtung ergeben sich aus den Unteransprüchen.
Zum besseren Verständnis sollen die Figuren dienen, anhand deren die Erfindung erläutert wird. Es zeigen:
Fig. 1 die Sensorkoordinaten und
Fig. 2 die Anordnung von Sensoren am Satelliten.
Gemäß Fig. 1 ist der Sonnenvektor s im sensorfesten Koordinatensystem mit
s » (sx, sy, sz) ; s - 1.0
gegeben. Mit ζ als optischer Achse des Sensors mißt dieser den Winkel +0^0n (on-axis). Der Winkel ±cc off (off-axis) ist mit von Bedeutung für den Auffaßbereich des Sensors, der bei einem mit kreuzförmigen Schlitzblenden ausgerüsteten Sensor bekannter Art einen pyramidenförmigen Bereich FOV (Field of view), von beispielsweise
on-axis : - 35° ^ OC ^. + 35°
on —" -
off-axis : - 60° < °CQff <+ 60° ergibt.
Das Gesichtsfeld der Sensoren muß unabhängig für den Beispielsfall in Abhängigkeit von den im konkreten Fall eingesetzten Triebwerken bzw. Schuberzeugern so bemessen sein, daß der erzielbare Schub ausreicht, den sich drehenden Satelliten im Gesichtsfeld des Sensors anzuhalten. Dabei ist jedoch zu
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- ο —
beachten, daß das FOV nicht beliebig groß, etwa 2 IT sein darf, da sonst die Gefahr des Einfalls von Streulicht besteht, bzw. kostspielige Abschirmmaßnahraen am Satelliten getroffen werden müssen.
Das Sonnenakquisitionsmanover beginnt mit folgenden Werten für die Winkelgeschwindigkeiten um die drei Achsen des satellitenfesten Koordinatensystems
CUV = 0,5°/sec, CJ„ = 0,5°/sec, CJ » 0°/sec. x. y it
Die zulässige Deviation von diesen Ausgangsbedingungen ist <I 0,13°/sec.
Die Ausgangsposition des Satelliten in bezug zur Sonne ist nun rein zufällig. Der erste auszuführende Schritt innerhalb des Verfahrens soll die Sonnenakquisition des Satelliten innerhalb von höchstens 40 min bewerkstelligen. Dazu wird zunächst die + x-Achse oder die - x-Achse des Satelliten auf die Sonno mit einer Genauigkeit von weniger als 5° und einer Rotation mit 0,5°/sec + 0,13°/sec ausgerichtet.
Die noch nachfolgend näher beschriebenen Einzelheiten führen in dieser ersten Phase dazu, daß die x-Achse ständig zur Sonne ausgerichtet bleibt. Dabei wird eine Schub-Initiierung von weniger als 1000/Stunde für jede Achse eingehalten« Nun ausgehend vom satellitenfesten Koordinatensystem mit dem Sonnenvektor S => (S . S- S) sind in Abhängigkeit von der
χ y ζ
Stellung der Sonne drei kumulative oder auch alternative Schritte im Akquisitionsmanöver unterscheidbar·
1. Die Sonne ist außerhalb des Gesichtsfeldes für die Messung der S -Komponente.
In diesem Fall wird aufgrund des Akquisitionskontrollgesetzes der Satellit zu einer Drehung um die x-Achse mit OJ= 0,5°/sec veranlaßt. CaJ und CJ werden auf Null gedämpft. Da das Gesichtsfeld der Sensoren mehr als die Hälfte der x-z Ebene abdeckt, wird das Manöver dazu führen, daß S alsbald gemessen werden kann. Das dieser Phase zugehörige Kontrollgesetz lautet:
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Μχ
mit CJ , CU , Cü- als Kreiselmeßsignal; M , M , M dem Düsen-Drehmoment, kDx, Jc-, Ic03 als Konstanten und Cc>cx als Rate BIAS um die x-Achse.
2. Die Sonne befindet sich in der x-z Ebene derart, daß S gemessen werden kann, nicht aber S .
In diesem Fall hält die Regelung um die x-Achse die Sonne in der x-z Ebene. Rotation um die y-Achse mit CU » 0,5°/sec bzw. Co - - 0,5°/sec für den Fall, daß die negative x-Achse zur Sonne ausgerichtet wird, bringt den Satelliten bzw. das Gesichtsfeld des Sensors in die Lage, S messen zu können. OJ wird während dieser Phase auf Null gehalten. Das zugehörige Kontrollgesetz lautet:
My - -
Mz * -
wobei k der Positions-Gewinn und Cu cv die Rate-BIAS um die y-Achse ist·
3· Sowohl S als auch S kann gemessen werden.
In diesem Fall wird die Kontrolle der S -Komponente auf die z-Achse geschaltet, die Kontrolle der S -Komponente wird um die y-Achse ausgeführt und um die x-Achse wird die Erd-Suche mit CU β 0,5°/sec + 0,13°/sec aufgenommen. Das Kontroll-Gesetz lautet nin:
Mx - }
My - - *b
z - - 1^
y M
mit k , k als Positions-Gewinn und ω χο als Erd-Such-Rate.
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Mit diesem Schritt ist die Sonnenakquisition abgeschlossen. Die Erde wird alsbald im Gesichtsfeld des zugehörigen Erd-Sensors auftauchen, so daß das Akquisitionsnanöver beendet werden kann,
Figur 2 macht die sinnvolle Verteilung von Sensoren am Satelliten deutlich. Der Satellit 10 mit x-y-z-Achse, wobei die y-Achse in der Zeichnungsebene liegt, ist mit Sensorköpfen 11,12, 13 ausgerüstet. Aus Redundanzgründen sind drei weitere Sensorköpfe lla, 12a, 13a wie dargestellt vorgesehen. Ein Erdsensor 14 ist mit dem Sensorkopf in der z-Achse angeordnet. Die Sensorköpfe 11,11a und 12, 12a sind um einen Winkel von 45° zur x-Achse geschwenkt.
Die optischen Achsen der Sensoren 13, 13a für die Bestimmung der s -Komponente sind:
Sensorkopf 12 in der + x-Achse: (1,0,0) Sensorkopf 12a in der - x-Achse: (-1,0,0)·
Die optischen Achsen in der x-z Ebene der Sensoren 11,11a und 12,12a zur Bestimmung der s -Komponente lauten:
Sensorkopf 11,11a : (-cos 45°, 0, - cos 45°) Sensorkopf 12, 12a: ( cos 45°, 0, - cos 45°).
Wie bereits weiter oben ausgeführt, ist das FOV des Sensors
n/^ 35° und °
Da der Sensor den Winkel 0^0n mißt und sein Ausgang nicht von OC ff abhängt, ergibt sich folgender Sensor-Ausgang:
- 1 für - 35° ^ <Xon < - 20° Sensor-Ausgang -^ # | f„r _ 2Qo ^^ ^ 2Qo
+ 1 für 20°<loc <£ 35°.
— on ^2i
Das erfindungsgemäße Akquisitionsverfahren kann mit der beispielsweisen Anordnung der Sensoren und deren FOV realisiert werden. Selbstverständlich kann auch jede andere geeignete Anordnung zur Ausführung des Verfahrens, auch in Abhängigkeit von
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- 9 der Satellitenkonfiguration, eingesetzt werden.
Ebenfalls ist das Verfahren geeignet, auch bei der Akquisition anderer Bezugsorte als Erde und Sonne sinnvoll eingesetzt zu werden.
Während der Lebensdauer des Satelliten ist auch eventuelle Reakquisition mit dem Verfahren möglich·
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- AO-
L e e r s e i t e

Claims (5)

MESSERSCHMITT-BÖLKOW-BLOHM Ottobrunn, den 21.10.77 GESELLSCHAFT BTOl Froh/bk MIT BESCHRÄNKTER HAFTUNG München 8213 [Belegexemplar ι I Darf iiiciit geäncart w^ri^r. Sonnen- und Erdakquisitionsverfahren für Satelliten Patentansprüche
1. Verfahren zur Sonnen- und Erdakquisition für dreiachsen- stabilisierte, mit Akquisitionssensoren ausgerüstete Satelliten, gekennzeichnet durch in Abhängigkeit von der Lage des Satelliten zur Sonne (Sonnenvektor S « (S , S1 S)) kumulativ oder alternativ
χ y s
erfolgende Schritte
a) bei fehlender S -Komponente wird der Satellit (10) solange um seine x-Achse gedreht ( <jü ), unter Dämpfung der Drehung ( UJ . ^2) um die y~ und z~Acnse auf Null, bis S gemessen werden kann;
/2
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b) bei fohlender S -Komponente und gemessener
■s -Komponente wird der Satellit um die x-Achse so geregelt, daß die Sonne in der x-z-Ebene verbleibt und eine Drehung um die y-Achse ( OJ ) solange ausgeführt, bis S geraessen werden kann unter Beibehaltung von OJ = Oj
c) bei Messung von S - und S -Komponente wird die
Υ z
Kontrolle der s -Komponente durch Regelung um die z-Achse und die Kontrolle der S -Komponente durch Regelung um die y-Achse ausgeführt und der Satellit um eine beliebige Achse im Linearitätsbereich der die z- und y-Komponenten messenden Sensoren in Drehung zur Aufnahme der Erd-Suche versetzt.
2. Verfahren "nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß die x-Achse des Satelliten zunächst auf die Sonne ausgerichtet wird und in dieser Stellung während des weiteren Verfahrens festgehalten wird.
3. Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet , daß ein Sensor-Satz aus drei Sensorköpfen (11,12, 13) besteht, wovon ein Sensorkopf (13) in x-Richtung weist, und je ein Sensorkopf (11,12) um einen Winkel (p) sur x-Achse versetzt angeordnet ist.
4. Einrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet , daß ein weiterer Sensorkopf (13a) in x-Richtung gegenüber dem Sensorkopf (13) angeordnet ist und daß je ein weiterer Sensorkopf (11a, 12a) gleichlaufend mit den Sensorköpfen (11,12) vorhanden ist·
5. Einrichtung nach Anspruch 3 und/oder Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet , daß ein mit seiner optischen Achse senkrecht zur Drehachse der Erdachse angeordneter Erdsensor (14) vorhanden ist.
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