DE2749868B2 - Sonnen- und Erderfassungsverfahren für Satelliten - Google Patents

Description

a) bei Lage der Sonne außerhalb des Gesichtsfeldes für die Messung der Komponente S_y wird der Satellit (10) so lange um seine jr-Achse gedreht (ω_χ), unter Dämpfung der Drehung (u\y, CO₂) um die y- und z-Achse auf Null, bis S_y gemessen werden kann;

b) bei Lage der Sonne außerhalb des Gesichtsfeldes für die Messung der Komponente S_z und gleichzeitigem Vorliegen eines Meßwertes für die Komponente S_y wird der Satellit um die Λ-Acuse so geregelt, daß die Sonne in der x-z-Ebene verbleibt und eine Drehung um die /-Achse (toy) so lange ausgeführt, bis S_z gemessen werden kann unter Beibehaltung von Oz=O;

c) sind gleichzeitig Meßwerte für die Komponenten S_x und Sz verfügbar, wird die Kontrolle der S_rKomponente durch Regelung um die z-Achse und die Kontrolle der Sz-Komponen te durch Regelung um die /-Achse ausgeführt und der Sate'Vt um eine beliebige Achse im Linearitätsbereich der die 7- und /-Komponenten messenden Sensoren in Drehung zur Aufnahme der Erd-Suche vernetzt

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 (U, 1:2, 13) besteht, wovon ein Sensorkopf (13) in *-Richtung weist, und je ein Sensorkopf (11, 12) um einen Winkel (ßjzur 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 (1 la, \2a) gleichlaufend mit den Sensorköpfen (11, 13) vorhanden ist

5. Einrichtung nach Anspruch 3 und/oder Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet daß ein mit seine τ optischen Achse senkrecht zur Drehachse des Satelliten angeordneter Erdsensor (14) vorhanden ist.

vue 1/1975, S. 39—40, wird für die Ausrichtung des Satelliten nach Erreichen einer Quasi-Synchron-Umlaufbahn die Drehgeschwindigkeit von ca. 120 U/min auf ca. 2 U/min reduziert und die Solarzellenpaddel

s werden ausgefaltet Nach Hochlaufee eines Drallrades wird die Drehgeschwindigkeit mit Hilfe von Sonnensensoren vermessen und ggf. mit einem Kaltgassystem korrigiert Mit Hilfe eines weiteren Kaltgasir. pulses wird die Drehgeschwindigkeit weiter herabgesetzt und

ίο 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 wrd 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 Erfassungsmanöver abschließt Der Thermalhaushalt

sowohl bezüglich Überhitzung als auch Unterkühlung gestattet es nicht, empfindliche Stellen langer als vorgesehen der Sonne auszusetzen, bzw. im Schatten zu belassen, andernfalls stellt 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 Erfassungsverfahren anzugeben, weches 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 wird gemäß dem kennzeichnenden Teil des Hauptanspruchs gelöst

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 im Rahmen der

Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Zum besseren Verständnis sollen die Figuren dienen, anhand deren die Erfindung erläutert wird. Es zeigt

F i g. 1 den Sonnenvektor im Sensorkoordinatensystem und

F i g. 2 die Anordnung von Sensoren am Satelliten.

Gemäß F i g. 1 ist der Sonnenvektor Sim sensorfesten Koordinatensystem mit

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Sonnen- und Erderfassung für dreiachsenstabilisierte, mit Erfassungjisensoren 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. Flugr«-

S = (S_x, S_y, S_:); S = 1.0

gegeben. Mit ζ als optischer Achse des Sensors mißt dieser den Winkel ±<x_o„ (on-axis). Der Winkel ±<x_oit (off-axis) ist mit von Bedeutung für den Auffaßbereich des Sensors, der bei einem mit kreuzförmigen Schlitzblenden ausgerüsteten Sensor bekannter Art einen pyramidenförmigen Auffaßbereich von beispiels-

on-axis: — 35° <»„„< + 35"
off-axis: - 60° < Λ,,_η < + 60'

ergibt

Der Auffaßbereich der Sensoren muß unabhängig für den Beispielsfaii in Abhängigkeit von den im konkreten Fall eingesetzten Triebwerken bzw. Schuberzeugern so ι ο bemessen sein, daß der erzielbare Schub ausreicht den sich drehenden Satelliten im Gesichtsfeld des Sensors anzuhalten. Dabei ist jedoch zu beachten, daß der Auffaßbereich nicht beliebig groß, etwa 2 π sein darf, da sonst die Gefahr des Einfalls von Streulicht besteht, bzw. kostspielige Abschirmmaßnahmen am Satelliten getroffen werden müssen.

Das Sonnenerfassungsmanöver beginnt mit folgenden Weiten für die Winkelgeschwindigkeiten um die drei Achsen des satellitenfesten Koordinatensystems

o,_x = 0,5°/sec, ω, = 0,5"/SeC, o,_z = 0"/sec.

Die zulässige Deviation von diesen Ausgangsbedingungen ist < 0,13"/sea

Die Ausgangsposition des Satelliten in bezug zur Sonne ist nun rein zufällig. Der erste auszuführende Schritt innerhalb des Verfahrens soll die Sonnenerfassung des Satelliten innerhalb von höchstens 40 min bewerkstelligen. Dazu wird zunächst die + x-Achse oder die —x-Achse des Satelliten auf die Sonne mit einer Genauigkeit von weniger als 5° und einer Winkelgeschwindigkeit ω_χ von 03°/see ±0,13°/see 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-Einschaltfrequenz von weniger als 1000/Stunde für jede Achse eingehalten.

Nun ausgehend vom satellitenfesten Koordinatensystem mit dem Sonnenvektor S = (S_x, Sy, S₁) sind in Abhängigkeit, von der Stellung der Sonne drei kumulative oder auch alternative Schritte im Erfassungsmanöver unterscheidbar.

1. Die Sonne ist außerhalb des Gesichtsfeldes für die Messung der Sj-Komponente.
In diesem Fall wird aufgrund des Akquisitionskontrollgesetzes der Satellit zu einer Drehung um die x-Achse mit ω — 04°/sec veranlaßt a>_y und ω_ζ 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:

M_x = -k_Dx(u,_x-„,_cx)

= - koy m_y

M₁=- <c

_/fa

mit O)_n ta» Ui₁ als Kreiselmeßsignal; M_x, M_x, M₁ dem Düsen-Drehmoment, km, koy, k_Dz als Konstanten und (ucx als resultierende Winkelgeschwindigkeit (rate bias) um die x-Achse.
Die Sonne befindet sich in der x-z-Ebene derart, daß 5, gemessen werden kann, nicht aber 5*

In diesem Fall hält die Regelung um die λγ-Achse die Sonns in der x-z-Ebene. Drehung um die .y-Adue mit (uy = 0^°/sec bzw. a_y = -0^°/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_z messen zu können. ω_ζ wird während dieser Phase auf Null gehalten.
Das zugehörige Kontrollgesetz lautet:

JVf_x = - k_Dx (W₁ + k_pz Sy) My = — k_Dy (llly — tll_cy)

M_z = — k/y. In.

wobei kpz der Positions-Gewinn und ω_€γ die resultierende Winkelgeschwindigkeit (rate bias) um die y-Achse ist

3. Sowohl Sj, als auch Sz kann gemessen werden.
In diesem Fall wird die Kontrolle der Komponente Sy auf die z-Achse geschaltet, die Kontrolle der Komponente S_z wird um die y-Achse ausgeführt ucd um die x-Achse wird die Erd-Suche mit (Oa = 0,5¹VSeC ± 0,13°/see aufgenommen.
Das Kontroll-Gesetz lautet nun:

M_x = — M, = -M_z - -

('"χ — i"xc)
(m_y - k_py S.)
Hi₁ + kp; S_y)

py p als Positions-Gewinn und ω_χ
Winkelgeschwindigkeit der Erdsuche.

mit kpy,
l

Mit diesem Schritt ist die Sonnenerfassung abgeschlossen. Die Erde wird alsbald im Gesichtsfeld des zugehörigen Erd-Sensors auftauchen, so daß das Erfassungsmanöver beendet werden kann.

Fig.2 macht die sinnvolle Verteilung von Sensoren am Satelliten deutlich. Der Satellit 10 mit A-;'-z-Achse, wobei die /-Achse in der Zeichnungsebene liegt ist mit Sensorköpfen 11, 12, 13 ausgerüstet Aus Redundanzgründen sind drei weitere Sensorköpfe Ua, 12a, 13a wie dargestellt vorgesehen. Ein Erdsensor 14 ist mit dem Sensorkopf in der z-Achse angeordnet Die Sensorköpfe 11,11 a und 12,12a sind um einen Winkel von 45° zur x-Achse geschwenkt

Die optischen Achsen der Sensoren 13, 13a für d^;e Bestimmung der Sz-Konvponente sind:

Sensorkopf J2 in der + x-Achse: (1,0,0)
Sensorkopfl2a 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 sy Komponente lauten:

Sensorkopf 11, 11a: (— cos 45 , 0. — cos 45 )
Sensorkopf 12,'ία: (cos 45", 0, -cos 45 ).

65 Wie bereits weiter oben ausgeführt, ist der Auffaßbereich des Sensors | «„„ | <* 35° und | <x._on \ ^ 60°.

5 6

Da der Sensor den Winkel »on mißt und sein Ausgang /licht von &<>rr abhängt, ergibt sich folgendes Sensor-Ausgangssignal:

- I Tür - 35 < .-»,,„ < 20

9
Sensor-Ausgangssigmil = ·>„„ · dir — 20' < *„„ < 20"

+ I für 20 < Λ,,_α < 35 .

Das erfindungsgemäße Erfassungsverfahren kann mit Ebenfalls ist das Verfahren geeignet, auch bei der

der beispielsweisen Anordnung der Sensoren und deren Erfassung anderer Bezugsorte als Erde und Sonne

Auffaßbereichen realisiert werden. Selbstverständlich sinnvoll eingesetzt zu werden.

kann auch jede andere geeignete Anordnung zur ι -, Während der Lebensdauer des Satelliten ist auch

Ausführung des Verfahrens, auch in Abhängigkeit von wiederholte Erfassung mit dem Verfahren möglich, der Satellitenkonfiguration, eingesetzt werden.

llicr/u I Blatt Zeichnungen

Claims (1)

Patentansprüche:

1. Verfahren zur Sonnen- und Erderfassung für dreiachsenstabilisierte, mit Erfassungssensoren ausgerüstete Satelliten, gekennzeichnet durch in Abhängigkeit von der Lage des Satelliten aar Sonne (Sonnenvektor S = (S_x, Sy, S₁)) kumulativ oder alternativ erfolgende Schritte