DE2931612A1

DE2931612A1 - Verfahren und system zur lageausrichtung eines drallstabilisierten raumfahrzeugs

Info

Publication number: DE2931612A1
Application number: DE19792931612
Authority: DE
Inventors: Carl Henry Hubert
Original assignee: RCA Corp
Current assignee: RCA Corp
Priority date: 1978-08-04
Filing date: 1979-08-03
Publication date: 1980-02-21
Also published as: DE2931612B2; DE2931612C3; JPS5539887A; CA1114209A; JPH0375400B2; US4275861A

Description

RCA 71,920 Mü/Elf
ü.S.Ser.No.931,172
vom 4.August 1978

RCA Corporation, New York, N.Y. (V.St.A.)

Verfahren und System zur Lageausrichtung eines drallstabilisierten Raumfahrzeugs

Die Erfindung bezieht sich auf ein drallstabilisiertes Raumfahrzeug und insbesondere darauf, ein derartiges Raumfahrzeug aus irgendeiner Lage wieder in eine bestimmte Ausrichtung zu bringen.

Raumfahrzeuge werden von einer Startrampe abgeschossen und mittels Trägerraketen hochgetragen. Die einzelnen Stufen der Trägerrakete werden nacheinander abgetrennt, und schließlich wird das Raumfahrzeug mit oder ohne Drall in seine Umlaufbahn getragen. Im Schrifttum ist eine Untersuchung eines einfachen, rückführungsfreien Steuerungsverfahrens bekannt, wonach eine Doppeldrallstabilisierung um eine Achse des Raumfahrzeugs mit minimalem Trägheitsmoment oder mittleren Trägheitsmoment zu erhalten ist, wenn sich das Raumfahrzeug anfangs in einem Zustand mit einfachen Drall um die Achse des maximalen Trägheitsmoments befindet. Das Wiederausrichten wird dadurch erzielt, daß ein Schwungrad so stark angetrieben wird, bis es eine Drahzahl hat, die für die Stabilitätserfordernisse für die nominelle betriebliche Orientierung ausreicht. Das Reaktionsdrehmoment, das während des Hochdrehens auf das Raumfahrzeug zurückwirkt, ruft

030008/0773

den größten Teil der erforderlichen Lagekorrektur hervor. Eine vollständige Ausrichtung der Schwungradachse mit dem Drehimpulsvektor läßt sich jedoch durch rückführungsfreie Steuerung des Schwungradantriebs nicht erzielen. Damit verbleibt stets ein Rest an Nutation. Theoretisch ist es möglich, diesen verbleibenden Rest an Nutation beliebig klein zu machen, indem zum Hochdrehen des Schwungrades ein Motor mit sehr schwachem Drehmoment verwendet wird. Die Nutation Null .1. äßt sich jedoch nur mit einem derart schwachen Drehmoment hervorbringen, daß die Zeit für das Hochdrehen unendlich lang wird (denn das Beseitigen jeglicher Nutation würde ein Antriebsdrehmoment Null erfordern). Da die Doppeldrallstabilisierung jedoch stabil ist, kann ein System ohne Restnutation in der Weise zur Wirkung gebracht werden, daß in das Raumfahrzeug ein gewisser Energieverbrauch eingebaut wird. Bezüglich weiterer Einzelheiten dieses Prinzips wird auf folgende Literaturstellen verwiesen: (1) Kaplan, M.H. und T.C. Patterson, "Attitude Acquisition Maneuver for Bias Momentum Satellites", COMSAT Technical Review, Bd.5, No.1, Frühjahr 1976, S.1-12; (2) Gebman, J.R. und D.L. Mingori, "Perturbation Solution for the Flat Spin Recovery of a Dual-Spin Spacecraft", AIAA Journal, Bd. 14, No.7, July 1976, S.859-867; (3) Barba, P.M. und J.N. Aubrun, "Satellite Attitude Acquisition by Momentum Transfer", AIAA Journal, Bd. 14, No.10, October 1976, S.1382-1386; und (4) Kaplan, M.H., Modern Spacecraft Dynamics and Control, John Wiley & Sons, 1976, S. 367-379.

Des weiteren wird auf die US-PS 3,940,096 verwiesen, die von einem System zur Ausrichtung eines Raumfahrzeugs handelt, welches sich mit relativ niedrigem Drall um seine Achse des maximalen Schwungmomentes dreht, indem ein senkrecht zur Drallachse orientiertes Schwungrad in Drehung versetzt und die Drehzahl derart gesteigert wird, daß das Raumfahrzeug automatisch wieder ausgerichtet wird, indem es anfangs eine divergente und schließlich eine konvergente Spiralbewegung in eine Ausrichtlage ausführt, so daß die Achse des rotierenden Schwungrades parallel

030008/0773

zum Drehimpulsvektor des gesamten Raumfahrzeugs zu liegen kommt, wobei dieser Vektor im Inertialraum festliegt. Nutationsdämpfung bewirkt das schließliche Konvergieren der Schwungmomentachse mit dem Drehimpulsvektor des Raumfahrzeugs.

Andere Techniken zum Drehen eines drallstabilisierten Raumfahrzeugs sind in NASA-Report CR-232 vom Mai 1965 und im AIAA Papier No. 72-580 vom April 1972, auf die in der US-PS 3,940,096 Bezug genommen ist, beschrieben.

Eine Analyse der Vorgabemoment-Technik gemäß US-PS 3,940,096 und der vier oben genannten Literaturstellen zeigt, daß das Hauptaugenmerk bei diesen Bemühungen auf die Untersuchung der dynamischen Auswirkungen während des Hochdrehens des Schwungrades gelegt worden ist. Wie im weiteren Verlauf der vorliegenden Beschreibung noch zum Ausdruck gebracht wird, zeigt es sich, daß vorzugsweise das Vorhandensein eines passiven Energieverbrauchs für das schließliche Annähern an die gewünschte Lage verantwortlich ist, so daß die Annäherung praktisch , wenn nicht gar vollständig, unabhängig von dem vorherigen dynamischen Verhalten des Raumfahrzeugs ist, bevor das Schwungrad seine Nenndrallgeschwindigkeit erreicht. Wenn ein Raumfahrzeug mit Schwungmomentvorgabe verwendet wird und das Schwungmoment einen im wesentlichen konstanten Wert hat, kann es mit jeder seiner Achsen parallel zum Drallimpulsvektor ausgerichtet werden.

Die sogenannte Doppeldrallstabilisierung gemäß US-PS 3,940,096 ist nur brauchbar, wenn das Raumfahrzeug von der Achse des maximalen Schwungmomentes auf die Achse des mittleren Schwungmomentes oder des geringsten Schwungmomentes zurück orierüert werden soll. Raumfahrzeuge können sich jedoch häufig von ihren Trägerraketen in einem ZnstsRSf^B^i welchem sie einen Drall um die Achse ihres Minimalschwungmomentes haben. Ein derartiger Zustand wird jedoch als durchaus nicht ideal angesehen, denn der Drall um die Achse des minimalen Schwungmomentes läßt sich nur unter Verwendung eines aktiven Stabilisierungssystems aufrecht-

030008/0773

erhalten. Trotz dieses Mangels halten es Raumfahrzeugkonstrukteure häufig für erforderlich, ein derartiges System vorzusehen, und zwar aus Gründen der Kombination von zwei Faktoren. Der erste ist der, daß die Form der Trägerraketen es häufig erforderlich machen, daß das Raumfahrzeug auf der Trägerrakete so montiert wird, daß seine Längsachse (gewöhnlich die Achse des minimalen Trägheitsmomentes) mit der Längsachse der Trägerrakete zusammenfällt. Verbunden mit der Tatsache, daß üblicherweise das Raumfahrzeug seinen Drall im Augenblick des Abtrennens von der Trägerrakete dadurch erhält, daß die oberste Raketenstufe um ihre Längsachse in Drehung versetzt wird, führt dies dazu, daß das Raumfahrzeug sich um seine Achse mit dem kleinstmöglichen Trägheitsmoment dreht.

Da , wie bereits gesagt, der Drall um die Achse mit minimalem Schwungmoment ein aktives Stabilisierungssystem erforderlich macht, werden auf diese Weise /ihre Umlaufbahn getragene Raumfahrzeuge im Anschluß an den Eintritt in ihre Umlaufbahn in eine andere Arbeitslage gebracht. Für zukünftige Raumfahrzeuge kann man annehmen, daß diese andere Betrieblage der Drallzustand um die aus sich stabile Achse des maximalen Trägheitsmomentes ist oder daß mit Vorgabedrall um diese Achse unter Verwendung eines oder mehrerer Rotoren stabilisiert wird. Es sind zahlreiche Verfahren bekannt, mit denen ein Raumfahrzeug mit anfänglichen Drallorientierung um die Achse des minimalen Trägheitsmomentes in einen Zustand zu bringenζ*in welchem die Achse des Drehimpulsvektors des Raumfahrzeugs mit der Achse des maximalen Trägheitmomentes zusammenfällt. Die einfachste Methode ist die, nichts zu tun, denn in Abwesenheit eines aktiven Steuereingriffs sorgt der eigene Energieverbrauch dafür, daß ein sich drehendes Raumfahrzeug schließlich in einen Zustand gelangt, in der es sich um die Achse des maximalen Trägheitsmomentes dreht. Das Raumfahrzeug kann sich jedoch gleichermaßen in einen Drallzustand um die Achse des maximalen Trägheitmomentes in der einen oder der anderen Richtung bewegen, so daß zwei gleich-

030008/0773

berechtigte Ausrichtungen eintreten können, die zueinander um 180° verdreht liegen. Diese Zweideutigkeit macht für die meisten Anwendungsfälle eine vollständig passive Ausrichtung nicht akzeptabel.

Im NASA-Report CR-232 wird vorgeschlagen, ein Schwungrad zu verwenden, um ein Raumfahrzeug mit Drall um die Achse des minimalen Trägheitsmomentes in eine vorbestimmte Drall-Lage um die Achse des maximalen Trägheitsmomentes zu bringen. In einer Art ähnlich der nach der US-PS 3,940,096 wird die gewünschte Ausrichtung dadurch erreicht, daß ein Schwungrad einen Vordrall erhält. Auf der Seite 377 der oben unter (4) angegebenen Literaturstelle ist jedoch ausgeführt, daß in diesem Fall bei Beendigung des Aufladens des VordrallSchwungrades das Raumfahrzeug so verbleibt, daß der Drehimpuls des Schwungrades im wesentlichen entgegengesetzt zum Gesamtdrehimpulsvektor gerichtet ist und das Raumfahrzeug selbst einen Drall mit hoher Geschwindigkeit hat. Dieser Zustand befindet sich gegenüber der normalen Doppeldrallstabilisierungsrichtung im wesentlichen um 180° gedreht. Aus diesem Grunde wird in der letztgenannten Literaturstelle dieses Verfahren als "nicht brauchbar" angesehen. Außerdem kann abhängig von der Schwungraddrehzahl nach Beendigung des Hochdrehvorgangs Doppeldeutigkeit in der bereits genannten Weise auftreten (d.h. die inneren EnergieVerluste können zu einer Doppeldrallbildung führen, wobei das Trägheitsmoments des Schwungrades entweder sich mit dem Drehimpulsvektor des gesamten Raumfahrzeugs addiert oder ihm entgegenwirkt).

Der Erfindung liegt deshalb die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und ein zugehöriges System zu schaffen, um ein drallstabilisiertes Raumfahrzeug aus dem Zustand des Rotierens oder mit Drallvorgabe (wozu auch Taumelbewegungen gehören sollen) um irgendeine , ggf. auch nicht zu den Hauptachsen gehörende Achse in einen Rotations- oder Drallzustand um irgendeine andere Achse zu bringen, die mit dem Drehimpulsvektor des Raumfahrzeugs zu-

030008/0773

sammenfällt. Diese Umorientierung soll unabhängig vom Anfangszustand möglich sein.

Gemäß der Erfindung wird eine vorbestimmte Achse eines drallstabilisierten Raumfahrzeugs mit dem Gesamt-Drehimpulsvektor des Raumfahrzeugs dadurch in Übereinstimmung gebracht, daß wenigstens ein Rotor auf eine Geschwindigkeit gebracht wird, bei der die gewünschte Lage einem einzigen Minim der kinetischen Drehenergie für eine Plattform des Raumfahrzeugs entspricht. Die Raumfahrzeugachse, die parallel zur Achse des Rotors verläuft, wird mit dem Gesamtdrehimpulsvektor des Raumfahrzeugs ausgerichtet, welcher im Inertialraum praktisch festliegt.

Anhand der Zeichnung wird die Erfindung näher erläutert. Es zeigen:

Figur 1 ein Diagramm eines mit Doppeldrallstabilisierung betriebenen Raumfahrzeugs;

Figur 2 und 3 Energiekurven zur Erläuterung des Prinzips der Erfindung;

Figuren 4 bis 10 vereinfachte Darstellungen verschiedener Lagen, die das Raumfahrzeug einnehmen kann; und

Figur 11 ein Schemabild eines Raumfahrzeugs bei Verwendung von zwei Rotoren.

Die Erfindung soll zunächst in Verbindung mit einem typischen Raumfahrzeug beliebiger Gestalt erläutert werden. Das in Fig.1 insgesamt mit 11 bezeichnete Raumfahrzeug besitzt einen Rumpf mit beliebigen Trägheitseigenschaften und einem oder mehreren Rotoren, die in der Darstellung in einem einzigen Schwungrad zusammengefaßt sind, das um seine Achse 14 umläuft und von einem (nicht gezeigten) Motor angetrieben wird, der es zunächst hochdreht und dann auf einer bestimmten konstanten Drehzahl mit der Winkelgeschwindigkeitω in bezug zum Rumpf 10 des Raumfahr-

030008/0773

zeugs hält. Irgendein Energieverbraucher 24, etwa ein Dämpfer, hat die Aufgabe, die kinetische Energie des Raumfahrzeugs 10 zu verringern.

Nachfolgend werden zum besseren Verständnis die Grundlagen erläutert und Definitionen festgelegt. H ist der Wert oder Betrag des Gesamtdrehxmpulsvektors h des aus dem Rumpf 10 mit den darin enthaltenen, für die Erfindung nicht wesentlichen Bauteilen einschließlich der Nutzlast, Sende-Empfangseinrichtungen, Motoren u.dgl. und aus sämtlichen Rotoren (Schwungrad 12) bestehenden Raumfahrzeugs 11.

Wenn keine äußeren Drehmomente (z.B. Triebwerksdrehmomente) angreifen, dann ändert sich der Drehimpulsvektor h des Raumfahrzeugs 11 nicht, d.h. sein Betrag und, was besonders wichtig ist, seine die Richtung relativ zum Inertialraum bleiben konstant. Die Wirkung innerer Drehmomente zwischen den einzelnen Komponenten des Raumfahrzeugs kann jedoch zu einem Momentenaustausch zwischen diesen einzelnen Komponenten führen, während das Gesamtmoment des Systems unverändert bleibt. Aus diesen physikalischen Gesetzmäßigkeiten zieht die Erfindung ihren Vorteil. Insbesondere werden Vorkehrungen zum Momentenaustausch in Verbindung mit Verbrauch an kinetischer Energie dazu benützt, eine vorgewählte Achse des Raumfahrzeugs mit den Drehimpulsvektor h auszurichten. Auf diese Weise ist dann die Achse mit einer bekannten Richtung im Inertialraum ausgerichtet.

Der Vorgabedrall (Momentvorgabe) ist ein stationärer Zustand, bei welchem das Raumfahrzeug einen oder mehrere sich drehende Rotoren (Schwungrad 12) enthält, wobei der Gesamtdrehimpuls der Rotoren in die Richtung des Gesamtdrehimpulsvektors 16 des gesamten Raumfahrzeugs 11 fällt, üblicherweise wird nur ein Schwungrad 12 eingesetzt. Mit einer wichtigen Ausnahme ist die Schwungraddrehzahl, die für eine stabile Drallvorgabe notwendig ist, identisch mit der zur Durchführung der Erfindung benötigten Drehzahl; die Ausnahme besteht dann, wenn die mit den Drehimpuls-

030008/0773

vektor h in Ausrichtung zu bringende Achse die Achse des maximalen Trägheitsmomentes I ist.

Im Gegensatz zum Drehimpuls bleibt die kinetische Energie (im allgemeinen) nicht erhalten. Ein Veränderung der relativen Drehzahl zwischen den Einzelteilen des Raumfahrzeugs durch innere Drehmomenterzeugung kann die gesamte kinetische Schwungenergie verändern, obgleich der Gesamtdrehimpuls h konstant bleiben muß. Passive oder aktive Dämpfer können dazu verwendet werden, die kinetische Gesamtdrehenergie zu verringern, oder was für die Erfindung wichtig ist, die kinetische Energie des Rumpfes 10 des Raumfahrzeugs zu vermindern.

Wenn ein Energieverlust vorhanden ist, geht das Raumfahrzeug (oder der Teil, an dem sich der Dämpfer 24 befindet), auf ein Energieminimum über, das mit dem Drehimpuls des Raumfahrzeugs übereinstimmt. Unter Energieminimum ist der Zustand zu verstehen, bei welchem jede Zustandsabweichung eine Energiezunahme bedeutet. Es ist möglich, daß mehrere derartige Zustände bestehen, wie dies im Energiediagramm der Figur 2 mit den Punkten 26 und 28 angedeutet ist, wobei das bei 28 liegende Minimum einen kleineren Wert hat als das beim Punkt 26. Im Punkt 26 liegt ein "relatives Minimum", während das "absolute Minimum" im Punkt herrscht. Ein Raumfahrzeug muß wenigstens ein Drehenergieminimum haben, kann jedoch auch zwei oder mehrere besitzen.

Das Prinzip der Erfindung beruht darauf, daß das Raumfahrzeug so betrieben wird, daß nur ein einziges Energieminimum besteht und daß dieses einzige Minimum (im Punkt 29 der Figur 3 angedeutet) auftritt, wenn eine vorgewählte Achse mit dem Drehimpulsvektor h ausgerichtet ist. Wenn dieser Zustand erreicht ist, ruft ein Energieverbrauch unabhängig vom Anfangszustand des Systems die erforderliche Ausrichtung hervor. Wenn das Raumfahrzeug nicht nur dieses einzige Minimum hat, besteht die Möglichkeit, daß es in eine ungewünschte Orientierung hineingelangt.

030008/0773

Eine derartige ungewünschte Orientierung könnte als "Energiefalle" bezeichnet werden. Durch die Erfindung werden derartige Energiefallen ausgeschaltet, und zwar geschieht dies dadurch, daß einer oder mehrere Rotoren auf ausreichend hohe Drehzahl beschleunigt werden.

Der Drall eines starren Raumfahrzeugs um eine Hauptachse ist dadurch gekennzeichnet, daß gyroskopische Drehmomente fehlen. Mit anderen Worten, wenn ein starres Raumfahrzeug (im Gegensatz zu einem Raumfahrzeug, in dem sich drehende Rotoren enthalten sind)in einen Zustand des reinen Dralls um eine Hauptachse versetzt ist, bleibt es in diesem Zustand, ohne daß beispielsweise durch Triebwerke stabilisierende äußere Drehmomente zugeführt werden. Es kann jedoch andererseits kein stationärer Drall um eine andere als eine Hauptachse auftreten, ohne daß von außen Drehmoment zugeführt wird.

in
Ein/sich starres Raumfahrzeug (oder jeder andere starre Körper) besitzt drei Hauptachsen, die ein System von zueinander senkrecht gerichteten Achsen bilden. Die Achse des maximalen Trägheitsmomentes und die des minimalen Trägheitsmomentes sind immer Hauptachsen, und sie stehen stets im rechten Winkel zueinander. Die dritte Hauptachse, die sogenannte Zwischenträgheitsmoment-Achse steht senkrecht auf den beiden anderen Achsen.

Es ist möglich, daß mehr als drei Hauptachsen vorhanden sind. Dies ist dann der Fall, wenn die Trägheitsmomente um zwei Hauptachsen gleich sind. Für diesen Fall sind unendlich viele Hauptachsen vorhanden, die eine unendliche Anzahl von Gruppen von drei aufeinander senkrecht stehenden Achsen bilden. Ein Beispiel für einen Körper mit unendlich vielen Hauptachsen ist ein Zylinder. Die Symmetrieachse eines Zylinders ist die eine Hauptachse, und jede senkrecht zur Symmetrieachse gerichtete Achse , die durch den Schwerpunkt des Zylinders geht, ist ebenfalls eine Hauptachse. Somit ist entweder eine Achse für das maximale Trägheitsmoment und sind unendlich viele Achsen für das

030008/0773

2931.61?

minimale Trägheitsmoment vorhanden, oder eine Achse des minimalen und unendlich viele Achsen des maximalen Trägheitsmomentes. Für diesen Fall existiert die eine Achse für ein mittleres oder Zwischenträgheitsmoment. Ein weiteres Beispiel eines derartigen Körpers bildet eine Kugel. Zahlreiche regelmässige Körper sind hinsichtlich ihres Trägheitsmomentverhaltens einer Kugel gleichzusetzen, d.h. jede ihrer Achsen ist eine Hauptachse" . Ein Würfel gehört zum Beispiel in diese Gruppe und auch ein Zylinder, wenn die Trägheitsmomente um seine Symmetrieachse und um eine dazu senkrechte Achse gleich sind.

Wie im Fachgebrauch üblich und so auch bei der vorliegenden Erfindung ist unter einem Raumfahrzeug mit Vorgabedrall zu verstehen, daß es als gyroskopisch stabil zu betrachten ist, wenn eine kleine Störung keine bedeutende Abweichung aus dem Nominalzustand hervorrufen kann und wenn ein Energieverbrauch dazu führt, daß im Anschluß an eine kleine Abweichung das Raumfahrzeug wieder in seinen Nominalzustand zurückkehrt. Für die meisten herkömmlichen Doppeldrall-Raumfahrzeuge muß die Geschwindigkeit des Energieverbrauchs im Rumpf 10 größer sein als die Geschwindigkeit des Energieverbrauchs der Rotoren 12. Zu den Energieverbrauchern gehören der flexible Aufbau des Raumfahrzeugs, aber auch die Verluste durch Flüssigkeitsbewegung in Flüssigkeitsdämpfern und in den Treibstofftanks.

Der Drehimpulsvektor h ist mit dem Pfeil 16 angedeutet, wobei im Diagramm die Pfeilspitze Größe und Richtung des Vektors (folgend der üblichen Rechte-Hand-Regel) gegenüber den entsprechenden Koordinatenachsen angibt. Darüberhinaus ist die Winkelgeschwindigkeit <y ebenfalls durch Richtungspfeil angezeigt.

Die Achsen 1 bis 3 stehen aufeinander senkrecht und sind als gegenüber dem Raumfahrzeugrumpf 10 fest anzunehmen. Diese Achsen sind mit 18, 20 und 22 bezeichnet. Die Achse 22 verläuft parallel zur Drehachse 14 des Schwungrades, während die Achsen 18 und

030008/0773

so gewählt sind, daß zwischen Achse 1 und 2 das Produkt aus den Trägheitsmomenten Null ist. Diese Wahl der Lage der Achsen vereinfacht die mathematische Betrachtung der Erfindung, ohne daß damit die allgemeine Anwendbarkeit des erfindungsgemäßen Prinzips verlorengeht.

Die Ausrichtung des gesamten Drehimpulsvektors h in bezug auf die Körperachsen ist durch die Winkel θ und 0 bestimmt. Der Nutationswinkel ,der durch θ gekennzeichnet ist, ist definiert als der Winkel zwischen der positiven Richtung der dritten Achse 22 und der Richtung von h 16. Außerdem ist der Winkel 0 definiert durch den Winkel zwischen der positiven Richtung der ersten Achse und der Projektion des Drehimpulsvektors h auf die durch, die Achsen 1 und 2 aufgespannte Ebene. Die Projektion ist in der Zeichnung mit der gestrichelten Linie 160 angedeutet. Diese Winkel sind im allgemeinen mathematisch als von der Zeit abhängig dargestellt. Dies bedeutet, daß sich die Winkel dynamisch verändern können. Erfindungsgemäß wird der Winkel θ aus einem anfangs von O verschiedenen Wert (häufig 90° oder 180°) auf 0 verringert.

Bevor mit der Entwicklung der mathematischen Beziehungen begonnen wird, soll mit allgemeinen Ausdrücken eine kurze Beschreibung der Arbeitsweise und des Ablaufs gegeben werden, wodurch erreicht wird, daß irgendeine Achse des Raumfahrzeugs , die mit der Richtung des Drehimpulsvektors h zusammenfällt, ausgerichtet wird.

Das Ziel der Erfindung besteht darin, eine ausgewählte Achse des Raumfahrzeugs mit der Richtung des Gesamtdrehimpulsvektors h des Raumfahrzeugs in Übereinstimmung zu bringen und auf diese Weise diese Achse in eine bekannte Richtung im Inertialraum auszurichten. Dies wird dadurch erreicht, daß einer oder mehrere Rotoren (oder Schwungräder 12) auf Drehzahlen beschleunigt werden, die gleich oder größer als kritische Drehzahlen **> sind, und daß die Drehzahlen so hoch gehalten werden, daß die vorge-

030008/0773

293161

sehene Richtung im einzigen Minimum der kinetischen Drehenergiekurve für den Rumpf 10 des Raumfahrzeugs zu liegen kommt. Wenn diese kritische Drehzahl der Rotoren (oder des Rotors, sofern nur ein einziger vorhanden ist) erreicht ist, dann sorgen passive und/oder aktive Energieverbrauchseinrichtungen 24 am Raumfahrzeugrumpf 10 dafür, daß sich das Raumfahrzeug an die gewünschte Richtung annähert, was unabhängig davon ist, wie das Raumfahrzeug ursprünglich ausgerichtet war, und auch unabhängig davon, welche Bewegungen das Raumfahrzeug in der Zeit ausführt, in der die Rotoren hochgedreht werden. In einer bevorzugten Ausführungsform wird nur ein symmetrischer Rotor als Schwungrad 12 verwendet, und der Energieverbrauch ist ein passiver Energieverbraucher.

Das Schwungrad 12 ist so im Raumfahrzeug ausgerichtet, daß seine Drehachse 14 parallel zur Raumfahrzeugachse 22 liegt, die mit dem Gesamtdrehimpulsvektor ausgerichtet werden soll. Am Ende des Ausrichtvorgangs ist die Rotorachse 14 so gerichtet, daß der Drehimpulsvektor des Rotors oder Schwungrades 12 in dieselbe Richtung weist wie der Gesamtdrehimpulsvektor h des Raumfahrzeugs. Die für eine erfolgreiche Ausrichtung erforderliche Drehzahl des Rotors oder des Schwungrades hängt von dem Gesamtträgheitsmoment (der Masse) des Raumfahrzeugs und der Wahl ab, auf welche Achse der Drehimpulsvektor h auszurichten ist. Mit Ausnahme einer einzigen Wahl für die Achse ist die Forderung identisch mit der Forderung nach Stabilität des Vormomentes oder Vordralls um diese Achse. Die Ausnahme gilt für den Fall, daß auf die Achse für das maximale Trägheitsmoment ausgerichtet werden soll. Das Wesen dieser Forderungen fällt in drei gesonderte Kategorien, was nachfolgend ins einzelne gehend erläutert wird.

Der Energieverbrauch kann durch einen passiven Bewegungsdämpfer hervorgerufen werden, zu denen auch die ohnehin vorhandenen Energieverbraucher hinzutreten, die bereits aufgezählt wurden (Flüssigkeitsbewegung des Treibstoffs usw.), wobei die

030008/0773

29316U

Orientierung des Bewegungsdämpfers in jeder Achsrichtung liegen kann, vorzugsweise jedoch eine Richtung senkrecht zur Rotorachse aufweist. Zusätzlich können aktive Nutationsdämpfer verwendet werden, wie beispielsweise in den US-Patentschriften 3,695,554 und 3,830,447 beschrieben sind. Sie können der endgültigen Ausrichtung dienen. Nachdem die vorgewählte Raumfahrzeugachse mit dem Gesamtdrehimpulsvektor des Raumfahrzeugs ausgerichtet worden ist, können die jeweiligen Drehzahlen der Trägheitsrotoren auf einen Voreinstellwert gebracht werden, der durch die Stabilitätserfordernisse des Raumfahrzeugs vorgegeben wird.

Wie bereits an früherer Stelle erläutert, laufen die beschriebenen Vorgänge unter Energieverbrauch in den im Raumfahrzeug vorhandenen Einrichtungen ab. Es ist wichtig festzustellen, daß, wie bereits an früherer Stelle erwähnt, für die meisten Konstellationen der Wert des Energieverbrauchs des Raumfahrzeugs selbst größer sein muß als der Energieverbrauch des Rotors 12. Die Dauer für die Durchführung des Ausrichtmanövers läßt sich jedoch auf einen kürzesten Wert bringen oder zumindest verringern, indem angepaßt bemessene , passive Dämpfer verwendet wer-" den. Außerdem ist es , wie an früherer Stelle erwähnt, möglich, einen aktiven Bewegungsdämpfer während der gesamten Ausrichtzeit oder auch nur eines Teils davon einzusetzen. Es versteht sich jedoch , daß die einzige aktive Steuerung , die für die Durchführung der Erfindung benötigt wird, der Betrieb eines oder mehrerer Schwungräder bei praktisch konstanter Drehzahl um ihre jeweiligen Achsen erforderlich ist.

Es sollen nun die mathematischen Beziehungen und die Energiebilanz, worauf die Erfindung beruht, beschrieben werden, Die Größe oder der Wert des Gesamtdrehimpulses H des Schwungrades um seine Achse 14 aufgrund der kombinierten Wirkung der Bewegung des Raumfahrzeugsrumpfs und der Drehung des Schwungrades gegenüber dem Raumfahrzeugrumpf selbst ist durch die Gleichungen (1)

030008/0773

und (2) gegeben

H_r = fe

die äquivalent ist mit

-19-

(1)

(2)

worin T die übliche Bezeichnung für die Transposition eines Vektors oder einer Matrix ist,Cu~ die 3-Komponente der Rumpfwinkelgeschwindigkeit, e^ der Einheitsvektor der 3-Richtung (22) h, der Drehimpuls des Raumfahrzeugrumpfes einschließlich des Anteils des Rotors senkrecht zu seiner Symmetrieachse, I das Schwungmoment des Schwungrades 12 und seiner Achse 14 und die Schwungmomentmatrix des Rumpfes 10 sind, wobei letztere folgendermassen bestimmt wird:

Die Trägheitsmomentmatrix des gesamten Raumfahrzeugs ist eine 3 χ 3-Matrix [iJJ · Alle Produkte der Trägheitsmomentausdrücke enthalten das negative Vorzeichen. Folglich ist die Matrix [l,j so definiert, daß sie identisch mit der Matrix [I ^J ist, mit der Ausnahme des 3-3-Ausdrucks, der in L¹K? ^^as Schwungradträgheitsmoment I nicht enthält. Somit gilt für die Matrizen

y ■

Ί1

31

kl ■

"22 ■32

Ί3

"23 ■33

(3)

¹H	O	¹I₃
O	^I22	I₂₃
^X31	^I32	(I₃₃ + i_r)

(4)

030008/0773

worin I₁₁ das Trägheitsmoment des gesamten Raumfahrzeugs um die T-Achse , I₂₂ das Trägheitsmoment des gesamten Raumfahrzeugs um die 2-Achse, I₃₃ das Trägheitsmoment des gesamten Raumfahrzeugs um die 3-Achse minus Rotorträgheitsmoment I , I₁₃ und I₃₁ das Produkt des Trägheitsmoments zwischen der ersten und dritten Achse mit negativen Vorzeichen , und I„₃ und I_„ das Produkt des Trägheitsmomentes zwischen der zweiten und der dritten Achse mit negativen Vorzeichen sind. Die Symbole für die Determinanten von Γΐ 7 und Fiji sind λ und λ, . Aus der Definition der Trägheitsmomentmatrizen und unter Beachtung , daß die Achsen so gewählt sind, daß I₁₂ = I₂₁ = Q ist, haben die Determinanten die durch folgende Gleichung gegebene Beziehung:

Δ = Δ + τ τ τ
s b ¹H ^Χ22 ^xr

Es wurde bereits gesagt, daß H der Betrag des Gesamtdrehimpulsvektors des Raumfahrzeugs ist. Der Vektor h, (17 in Figur 1) läßt sich in Komponenten nach den Achsen 1,2 und 3 verlegen. Werden diese Komponenten verwendet, so läßt sich die Gleichung (2) folgendermassen erweitern:

H_ = I„ ^Δ ~¹ JI₁₁ I₉₉ H cos© -Hf (φ) sin© + ^l (₆^

f (φ) = I₁₁ I₉, sine* + I₉₉ I₁- cos φ (7)

wobei I₁₁ das Trägheitsmoment um die Achse 1 ist, wie bereits für die Matrizen (3) und (4) definiert,

I₂₃ das negative Produkt des Trägheitsmomentes zwischen den Achsen 2 und 3,

I₂₂ das Trägheitsmoment um die Achse 2 und

I₁₃ das negative Produkt der Trägheitsmomente zwischen den Achsen 1 und 3 ist.

030008/0773

Diese Ausdrücke sind als Komponenten der Trägheitsmatrix eines Raumfahrzeugs bekannt, das als einfacher starrer Körper betrachtet wird. Die Achsen des Raumfahrzeugs werden in Verbindung mit dieser Beschreibung so gelegt, daß , wie bereits oben erwähnt, I₁₂ = I₂₁ = O ist.

Die kinetische Drehenergie E des gesamten Raumfahrzeugs ist gegeben durch

E_s = (1/2)h_b ^T [l_bT¹ h_b + (1/2) I_r~¹ H_r ² (8)

Die Energieanalyse erfolgt jedoch nicht für das gesamte Raumfahrzeug sondern richtet sich nur auf den Teil der kinetischen Drehenergie des Raumfahrzeugs 11 durch die Drehung des Rumpfes allein hervorgerufen wird und der folglich besonders direkt durch Energieverbraucheinrichtungen, die am Rumpf befestigt werden, beeinflußt ist. Der Begriff Drehung des Rumpfes allein bezeichnet die Drehbewegungen des Rumpfes 10 des Raumfahrzeugs 11, die durch die Bewegung von Bauteilen in oder in Beziehung zu dem Rumpf beeinflußt werden.

Mit dieser Einschränkung ist der Teil der kinetischen Energie, der sich auf die Drehung des Rumpfes allein bezieht, gleich der kinetischen Drehenergie des Rumpfes plus dem Teil der Schwungradenergie, der auf die Rumpfdrehung allein zurückzuführen ist, so daß dieser Teil der Energie mit folgender Gleichung bestimmt ist:

E = /1/2)h_b ^T [lj~¹ k-b ^{+ {1/2) X}r~^{1 (H}r ~ ¹^r^{)2 {9)}

Setzt man Gleichung (6) in die Gleichung (9) ein und erweitert man die Begriffe des Drehimpulsvektors h, durch die Ausdrücke θ und φ , so ergibt sich folgendes:

030008/0773

E (θ,φ) =(1/2) I₁₁ I₂₂ Δ₃~ (ü>_r I_r + H'

+ α/2) U₃₃ <Ι₂2 ^{COs2 Φ + 1}H ^{Sin Φ)} " ^(Ι2³

ι 9 7-12 -I Δ ~ [ί(φ)3 } H Δ. sin θ

JL S

-H² i "^ f (φ) cos θ sin θ

+ω I ΗΔ Γ¹ {f (Φ) sin θ - Ι_χ1 I₂₂ cos θ} (10) r r S

Wenn ein passiver , am Rumpf befestigter Bewegungsdämpfer (wie etwa ein energieverbrauchender Nutationsdämpfer 24) im Raumfahrzeug 11 vorgesehen ist, dann strebt die Energie Έ(θ,φ) einem Minimalwert zu. Wenn die Systemparameter so gewählt sind, daß ein Energieminimum in der Richtung θ = O auftritt und dieses Minimum das einzige Minimum ist (entsprechend Punkt 29 in Fig.3), dann richtet sich die Achse 14 des Schwungrades schließlich in die Richtung des gesamten Drehimpulsvektors h 16, ohne Rücksicht darauf, welche Anfangsbedingungen beim Raumfahrzeug vorhanden waren.

Bei Verwendung üblicher mathematischer Methoden liefern die erste und die zweite Partialableitung von E (θ,φ) (Gleichung 1) die Bedingungen für E (Q,φ), damit ein einziges Minimum für die Ausrichtung des Raumfahrzeugs auftritt, wobei 9=0 oder θ = 180° ist, was nun erläutert wird.

So wird die erste Ableitung des Begriffes E (θ,φ) dazu verwendet, diejenigen Werte von θ und φ zu bestimmen, mit denen Maxima oder Minima gebildet werden können. Diese sogenannten kritischen Punkte sind Lösungen der Gleichung JH ⁼ jra ⁼ °· ^Die zweiten Ableitungen ^E Λ und 3²E werden dann dazu be-

030008/0773

2934612

nutzt, das Wesen der kritischen Punkte zn bestimmen, wie auch dafür, die Bedingungen festzulegen, um die Ausrichtung so zu haben, daß bei θ = 0 ein Minimum vorliegt und für alle anderen kritischen Punkte kein Minimum vorhanden ist. Auf diese Weise gewinnt man das Kriterium für ein einziges Minimum und somit das Konvergenzkriterium.

Wie bereits erläutert, läßt sich das Konvergenzkriterium in drei Kategorien unterteilen, je nach der Wahl der Achse für die Ausrichtung und Stabilität. Dies wird nachfolgend als Fall I, II und III beschrieben.

Fall I: Bei diesem Fall ist die Achse des Schwungrades und damit die Konvergenzachse entweder mit der Achse für das minimale Trägheitsmoment oder der Zwischenhauptachse ausgerichtet [d.h. (I,, + I ) ist entweder das minimale Schwungmoment des gesamten Raumfahrzeugs oder ein Trägheitsmoment im ZwischenbereictQ . Konvergenz tritt auf, wenn die Schwungraddrehzahl<u höher liegt als die kritische Drehzahl co , wobei

^c ^{= HI}r ¹ D - (¹S₃ ⁺ V ^

Zu bemerken ist, daß I _„ das maximale Trägheitsmoment des

ΙΠ Cl .2ζ

gesamten Raumfahrzeugs ist.

Fall II: Für diesen Fall ist die Schwungradachse mit der Achse für das maximale Trägheitsmoment des gesamten Raumfahrzeugs 11 ausgerichtet. Konvergenz tritt dann ein, wenn die Schwungraddrehzahl co _r höher liegt als die kritische Schwungraddrehzahl co , wobei

^c ^{= HI}r~¹ O¹SS ⁺ V ¹P

030008/0773

Im Gegensatz zu Gleichung (11) ist dabei (I-, + I)=I

■j -^ r max

und I ist das größte Trägheitsmoment um eine senkrecht zur Schwungachse gerichtete Achse.

Die Bedingung für stabilen Zustand bei dieser Orientierung ist

^(I33 ^{+ I}r^{) 1}IaIn -¹ (13)

worin I-j- das minimale Trägheitsmoment des Raumfahrzeugs ist. Diese Stabilitätsforderung ist weniger streng als die Konvergenzforderung gemäß Gleichung (12).

Fall III: Für diesen Fall liegt Richtungsübereinstimmung zwischen der Schwungradachse und einer Raumfahrzeugachse vor, die nicht Hauptachse ist. Anders als bei den Fällen I und II, die einen unendlichen Bereich von brauchbaren Schwungraddrehzahlen haben, tritt hier Konvergenz nur für eine einzige Schwungraddrehzahl auf. Diese kritische Drehzahl ist gegeben durch

CJ_C = HI/¹ (14)

Die Parameter haben die bereits definierte Bedeutung.

Die Konvergenzerfordernisse für die Fälle I und II können auch durch eine einzige Beziehung in folgendem Ausdruck wiedergegeben werden:

-1 -1-1

C*. >CJ„ = HI Η - (I„ + I) I J (15)

wobei I das größte Trägheitsmoment um eine zur Schwungradachse senkrecnte Achse ist. Die Beziehung (15) allein deckt also den Fall ab, daß Richtungsübereinstimmung mit einer Hauptachse besteht, und Gleichung (14) betrifft den Fall, daß die Richtung

030008/0773

des Drehimpulsvektors h des Raumfahrzeugs nicht mit einer Hauptachse zusammenfällt. Es sei ferner festgestellt, daß die Konvergenzerfordernisse für die Fälle I und III und die Anforderungen für die Stabilität der letzten Ausrichtung für diese Fälle identisch sind. Fall II jedoch weist Stabilitäts- und Konvergenzbedingungen auf, die sich voneinander unterscheiden.

Verschiedene Ausrichtungsvorgänge, die bei Anwendung der Erfindung durchgeführt werden können, sind in den Fig.4-10 dargestellt und werden nachfolgend beschrieben. Die Diagramme zeigen alle ein Raumfahrzeug 10, das mit einem Schwungradrotor 12 besetzt ist, der sich um eine Achse 14 dreht. Es versteht sich, daß der Rotor 12 mit seiner Achse 14 irgendwo innerhalb des Raumfahrzeugsrumpfes angeordnet ist. Es können auch mehrere Rotoren 12 verwendet werden, wie dies in der Figur 11 gezeigt ist. Die Anordnung derartiger Rotoren 12 kann so ausgebildet sein, daß sie mit jeweils gesonderten Steuereinrichtungen für Drehzahl und Drehrichtung der einzelnen Rotoren ausgestattet ist, wobei jedoch in ihrer Zusammenwirkung dafür gesorgt ist, daß der wirksame Drehimpuls der Rotoren mit irgendeiner gewünschten Raumfahrzeugachse ausgerichtet ist. Durch eine derartige Ausbildung mit mehreren Rotoren kann ein Raumfahrzeug von gegebenem Gestaltungsaufbau so betätigt werden, daß es in seiner Umlaufbahn seine Orientierung bezüglich des Gesamtdrehimpulsvektors h des Satelliten ändert.

Eine Ausrichtung aus einem Drallzustand um die Achse des minimalen Trägheitsmomentes in einen Drallzustand um die Achse des maximalen Trägheitsmomentes , wobei eine Anordnung gemäß Fall II vorliegt, ist in den Figuren 4 bis 6 dargestellt. Fig. 4 zeigt das Raumfahrzeug in seinem Ausgangszustand, in welchem es sich mit der Geschwindigkeit^^ um die 1-Achse 18 (Achse des minimalen Trägheitsmomentes) dreht, während das Schwungrad 12 gegenüber dem Raumfahrzeugrumpf 10 stillsteht. Das Schwungrad 12 ist

030008/0773

mit seiner Achse in Richtung der Achse des maximalen Trägheitsmomentes (die 3-Achse 22) ausgerichtet.

Der Ausrichtvorgang wird eingeleitet , indem das Schwungrad 12 auf eine Drehzahl co hochgedreht wird, die größer als die kritische Drehzahl<y ist, welche für diese Bedingungen durch die Gleichung (12) gegeben ist. Der Drehmomentantrieb für das Hochdrehen des Schwungrades erzeugt ein Reaktionsmoment am Raumfahrzeugrumpf 10, was zur Folge hat, daß das Raumfahrzeug 11 eine Ausrichtung annimmt, in der der Winkel θ zwischen der 3-Achse und dem Drallvektor 16 größer als der Anfangswinkel von 90 ist und sich allmählich dem Wert 180° nähert. Die Raumfahrzeugausrichtung und -bewegung , die auf das Hochdrehen des Schwungrades folgt, sind in der Fig.5 angedeutet. Als Bewegung stellt sich eine Spiralbewegung 25 ein, bei der die negative 3-Achse 24 sich vom Drehimpulsvektor 16 fort und die positive 3-Achse 22 sich zum Drehimpulsvektor 16 hin bewegt.

Die beabsichtigte endgültige Ausrichtung ist dann eingetreten, wenn die positive 3-Achse 22 in die Richtung des Vektors h (16) fällt, d.h. der Winkel θ = 0 ist (Fig.6). Wenn jedoch die Drehzahl des Schwungrades oj unter dem Wert <o bleibt, dann kann das Raumfahrzeug entweder sich der gewünschten Ausrichtung gemäß Fig.6 oder auch der dagegen invertierten Ausrichtung mit θ s 180° nähern. Letztere Ausrichtung entspricht einer Energiefaile, die oben erläutert ist. Diese Falle und damit die Doppeldeutigkeit der Ausrichtung wird dadurch beseitigt, daß die Schwungraddrehzahl über den Wert der kritischen Drehzahl co hinaus gesteigert wird. Der Energieverbrauch führt dann dazu, daß sich die Orientierungsachse der gewünschten Ausrichtung nähert, wie sie in Fig. 6 angegeben ist. Bei dieser endgültigen Ausrichtung dreht sich der Rumpf des Raumfahrzeugs mit einer Drehzahl JL-,, die in Obere in Stimmung ist mit dem Gesamtdrehlmilsvektor h des Raumfahrzeugs entsprechend folgender Gleichung

030008/0773

(I₃₃ - I_r) (16)

Die Anordnung gemäß Figur 6 ist ein Beispiel für ein stabiles Doppeldrallraumfahrzeug. Ist der Ausrichtvorgang beendet, kann die Schwungraddrehzahl auf irgendeinen Wert eingestellt werden, bei welchem die Stabilitätsbedingungen der Gleichung (13) erfüllt sind, auch wenn dieser Wert unterhalb des kritischen Drehzahlwertes co ist.

Es sei bemerkt, daß in diesem den Fall II darstellenden Beispiel das Raumfahrzeug aus einem Anfangsdrallzustand um die Achse des minimalen Trägheitsmomentes ausgerichtet worden ist. Dies ist eine Anfangsorientierung, die bei zukünftigen Raumfahrzeugen vorherrschend sein kann, und sie stellt ein Beispiel eines Ausrichtmanövers dar, das bisher als schwierig, wenn nicht gar unmöglich auszuführen galt (siehe hierzu Literaturstelle (4), Seite 371). Außerdem kann ein Energieverbraucher 24 (Fig.1) in Gestalt eines Bewegungsdämpfers dazu verwendet werden, zwei Funktionen auszuführen. Neben der Wirkung als Einrichtung, mit der die Ausrichtung vorgenommen wird, wird der Bewegungsdämpfer dazu benützt, das Raumfahrzeug in seiner endgültigen Ausrichtung zu stabilisieren, indem am Raumfahrzeugkörper ein Energieverbrauch stattfindet, der höher ist als der Energieverbrauch am Rotor oder Schwungrad 12. Bei bestimmten Raumfahrzeugen hat der Rotor 12 typischerweise einen starren symmetrischen Aufbau. Bei derartigen starren Rotoren ist der Energieverbrauch besonders gering, wenn nicht gar vernachlässigbar. Bei anderen Raumfahrzeugen jedoch besitzt der Rotornicht diesen einfachen starren Aufbau,sondern enthält Einrichtungsteile, in denen erheblich Energie verbraucht wird. Bei einem solchen Raumfahrzeug müssen bei der Konstruktion besondere Vorkehrungen getroffen werden, damit sichergestellt ist, daß am Raumfahrzeugrumpf mehr Energie verbraucht wird als am Rotor.

030008/0773

Die anfängliche und die endgültige Orientierung für ein Ausrichtmanöver des Falls I ist in den Figuren 7 und 8 wiedergegeben. Das Raumfahrzeug befindet sich anfangs in einem stabilen Doppeldrallzustand, wobei das Schwungrad entweder mit der Achse des minimalen Trägheitsmomentes oder mit der Achse eines Trägheitsmomentes einer Zwischengröße ausgerichtet ist. Da diese Anfangsausrichtung (Fig.7) ein stabiler Zustand ist, und da es sich außerdem hier um eine Konstellation nach Fall I handelt, ist die kinetische Energie gemäß Gleichung (10) auf Grund der Rotation des Raumkörperrumpfes allein zu Beginn bei einem einzigen Minimum bei der Rotordrehzahl, wobei co ^{= w} -ι ist· Somit hat der Raumkörperrumpf 10 eine Anfangsdrallgeschwindigkeit -ß... um die 3-Achse, und die Schwungraddrehzahl co * erfüllt die Stabilitätsbedingungen , indem sie größer als oj ist, welches aus Gleichung (11) vorgegeben ist.

Das Umdrehen des Raumfahrzeugs wird dadurch eingeleitet, daß das Schwungrad in der entgegengesetzten Richtung derart in Drehung versetzt wird, daß die neue Schwungraddrehzahl cj ₂ dem Betrag nach größer als Cu wird und der Anfangsdrehzahly . im Vorzeichen entgegengerichtet ist. Hierdurch wird ein neues einziges Minimum für die Energie (ausgedrückt durch Gleichung 10) hervorgerufen, worin oj = CJ und θ = 180° sind. Diese einzige Minimum liegt genau in der invertierten Ausrichtung des Raumfahrzeugs, wie es in Figur 8 gezeigt ist. Es sei bemerkt, daß der am Raumfahrzeugrumpf auftretende Energieverbrauch dafür sorgt, daß das Raumfahrzeug sich umdreht. Im Anschluß an diese Drehung besitzt der Rumpf eine Drehzahl -/L· ^UItl die negative 3-Achse entsprechend Gleichung (16). Ist die neue Ausrichtung dann abgeschlossen, dann kann die Schwungraddrehzahl auf irgendeinen Wert eingestellt werden, der den Stabilitätsbedingungen genügt.

Das in den Fig.7 und 8 gezeigte Umkehrmanöver kann bei irgendeiner beliebigen Raumfahrzeuggestaltung durchgeführt werden. Wenn man also annimmt, daß das Raumfahrzeug um irgendeine Achse in

030008/0773

seinem Ausgangszustand gyroskopisch stabil ist (Fig.7), dann kann es durch Drehen um 180° umgekehrt werden, so daß es danr demgegenüber den Lagezustand gemäß Figur 8 einnimmt.

Es soll weiter festgehalten werden, daß mit der Erfindung die Ausrichtung eines Raumfahrzeugs von einer Orientierung vorgenommen werden kann, die dann, wenn kein Vordrall vorhanden ist, aus sich gyroskopisch unstabil ist.

Es sei bemerkt, daß die in der genannten US-PS 3 940 096 beschriebene Ausrichtung von einem Drallzustand um die Achse maximalen Trägheitsmomentes ausgeht, welche die einzige Ausrichtung ist, die ohne Vordrall aus sich gyroskopisch stabil ist.

Die nächste Betrachtung gilt den Figuren 9 und 10, die ein Raumfahrzeug zeigen, an dem das Schwungrad mit seiner Achse unter einem bestimmten Winkel gegenüber einer Hauptachse 40 angeordnet ist, die anfangs mit dem Drehimpulsvektor 16 zusammenfällt. Das Raumfahrzeug besitzt anfangs einen Drallzustand (^₁) um diese Hauptachse , und der Rotor 12 befindet sich im Ausgangszustand gegenüber dem Raumfahrzeugrumpf in Ruhe. Wird der Rotor dann bis auf die kritische Drehzahlλι beSChleU-nigt, die durch die Gleichung (14) vorgegeben wird, dann ändert das Raumfahrzeug seine Lage bis in die Stellung gemäß Figur 10, in der die Drallgeschwindigkeit des Raumfahrzeugrumpfes -Q₂ = Im Endzustand der Ausrichtung liegt die Achse des Rotors in der Richtung des Drehimpulsvektors 16. Es versteht sich, daß die Hauptachse 40 irgendeine der drei Hauptachsen des Raumfahrzeugs sein kann.

Wie bereits beschrieben, läßt sich die Erfindung unter Einsatz eines einzigen Schwungmassenrotors durchführen, dessen Achse parallel zu einer gewünschten Lageachse ausgerichtet ist. Als Alternative dazu können mehrere Schwungräder vorhanden sein, die

030008/0773

dann derart eingesetzt werden, daß der resultierende Drehimpulsvektor der Rotoren mit dem Gesamtdrehimpulsvektor des Raumfahrzeugs zusammenfällt. Als Beispiel wird auf die Darstellung der Fig.11 verwiesen, die ein Raumfahrzeug zeigt, an dem ein um seine Achse 14a rotierender erster Rotor 12a und ein um seine Achse 14b rotierender zweiter Rotor 12b angebracht sind. Das Raumfahrzeug nimmt die gewünschte Ausrichtung ein, wenn der resultierende Drehimpuls der Rotoren 12a und 12b mit dem Drehimpulsvektor h (16) zusammenfällt. Die Resultierende des Rotordrehimpulses kann durch einen äquivalenten Rotor 12c erfaßt werden, der sich um eine gedachte Achse 14c dreht. Geeignete Steuereinrichtungen sind vorgesehen, um die Rotoren 12a und 12b derart in Drehung zu versetzen, daß die Wirkung des resultierenden Rotors 12c erhalten wird.

Im Betrieb wird das System des Raumfahrzeugs durch ein internes oder externes Signal so gesteuert, daß der Rotor 12 oder mehrere Rotoren 12c (Fig.11) hochgedreht werden und der Rotor dann eine solche Drehzahl animmt, daß die gewünschte Ausrichtung des Raumfahrzeugs eintritt. Es wird hier bezüglich der Einzelheiten auf die US-PS 3,940,096 verwiesen. Das Raumfahrzeug 11, das sich in einer Umlaufbahn befindet, hat zahlreiche Bestandteile, die für den Ausrichtvorgang gemäß der Erfindung nicht benötigt werden. Eine Beschreibung dieser Teile erübrigt sich an dieser Stelle.

Es ist mit dem erfindungsgemäßen Verfahren und den dazu angegebenen Einrichtungsteilen möglich, eine eindeutige stabile, trägheitsmomentstabilisierte Lage des Raumfahrzeugs zu erhalten, ausgehend von einem beliebigen Anfangsdrehzustand oder Zustand mit irgendeinem Vorgabemoment. Die Ausrichtung des Raumfahrzeugs in Verbindung mit dem durch die Gleich (10) vorgegebenen einzigen Energieminimum ist bestimmt durch den festen Gesamtdrehimpuls h des Raumfahrzeugs und durch die Höhe der Drehzahl co _r des Rotors. Außerdem ist der Wert der Energie

030008/0773

bei dem einzigen Minimum (Gleichung 10) abhängig von der Rotordrehzahl. Es gibt mehrere einzige Energxemxnima, und die Größe jedes einzelnen Minimum wird festgelegt durch eine spezielle
Rotordrehzahl cj , die aber in jedem Fall größer als die kritische Drehzahl gj für die Fälle I und II und gleich der kritisehen DrehzahlcJ_c für den Fall III sein muß.

030008/0773

Claims

71920/H/Elf/Schä RCA 71920 U.S.Ser.No. 931,172 vom 4. August 1978 RCA Corporation, New York, N.Y., V.St.A. Patentansprüche

1. Verfahren zur Lageausrichtung eines auf einer gegebenen Bahn umlaufenden drallstabilisierten Raumfahrzeugs, das mindestens drei aufeinander senkrecht stehende Hauptachsen, von denen wenigstens eine die Achse des maximalen Trägheitsmomentes des Raumfahrzeuge darstellt, ferner einen plattformartigen Rumpfteil und wenigstens einen relativ zu diesem drehbaren Rotor mit einer Drehachse parallel zur Achse der gewünschten Ausrichtung sowie einen Gesamtdrehimpuls hat, dessen Vektor im Inertialraum imwesentlichen konstant ist, wobei der Rumpfteil so ausgebildet und angeordnet ist, daß auf ihm schneller Energie verbraucht wird als durch den Rotor und das Raumfahrzeug bei der gewünschten Ausrichtung gyroskopisch stabil ist, dadurch gekennzeichnet, daß der Rotor (12) in eine solche konstante Drehgeschwindigkeit (>tP ) versetzt wird, daß der Rumpfteil(10) des Raumfahrzeugs (11)in der Kurve seiner kinetischen Drehenergie nur ein einziges Minimum besitzt, wodurch das Raumfahrzeug konvergierend in eine Ausrichtung übergeht,

030008/0773

bei der die Drehachse (14) des Rotors (12) mit dem Gesamtdrehimpulsvektor (h) zusammenfällt, ^aali Achse des maximalen Trägheitsmomentes nicht anfangs mit dem Gesamtdrehimpulsvektor (h) zusammenfällt.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch

gekennzeichnet, daß das Raumfahrzeug am Rumpfteil (10) Mittel (24) zum Verbrauchen von Energie aufweist, und daß am Rumpfteil (10) in wesentlich höherem Maß Energie verbraucht wird als am Rotor (12), wodurch die Zeit des Übergangs des Raumfahrzeugs in die gewünschte Ausrichtung verringert wird.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Raumfahrzeug

(11) anfangs um die Achse (1) des minimalen Trägheitsmomentes rotiert und diese Achse des minimalen Trägheitsmoments anfangs mit dem Gesamtdrehimpulsvektor (h) zusammenfällt (Fig. 4), und daß die Rotorachse (14) bei konstanter Geschwindigkeit parallel zur Achse (3) des maximalen Trägheitsmomentes ausgerichtet wird, wodurch sich die Achse (3) des maximalen Trägheitsmomentes konvergierend der Richtung des Gesamtdrehimpulsvektors

(h) nähert, bis sie im wesentlichen mit ihr zusammenfällt.

4. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Raumfahrzeug

(11) sich anfangs in einem Zustand mit stabilem Vorgabedrall (Momentvorgabe) um eine von der Achse (3) des maximalen Trägheitsmomentes abweichende Achse befindet und der Rotor (12) sich in einer Richtung und mit einer ersten Geschwindigkeit (co _r1) dreht, bei der der Rumpfteil (10) des Raumfahrzeugs (11) sich anfänglich bei einem einzigen Minimum der kinetischen Drehenergie befindet (Fig. 7),und daß dann die Drehrichtung des Rotors

(12) umgekehrt und er auf eine zweite Drehgeschwindigkeit

(CO ₂) gegenüber demRumpfteil (10) gebracht wird, bei welcher der Rumpfteil ein einziges Minimum der kinetischen Drehenergie für diese Drehgeschwindigkeit besitzt und damit die Rotorachse

030008/0773

(14) sich konvergierend der Richtung des Gesamtdrehimpulsvektors (h) in einer Richtung nähert, die entgegengesetzt zur Anfangsorientierung des Raumfahrzeugs ist.

5. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß anfangs das Raumfahrzeug ein Drall um eine der Hauptträgheitsmomentachsen (I ) hat und diese mit dem Gesamtdrehimpulsvektor (h) ausgerichtet ist, während der Rotor (12) mit seiner Achse unter einem Winkel zu der Hauptträghextsmomentachse steht und zunächst gegenüber dem Rumpfteil (10) stillsteht (Fig. 9) ,und daß der Rotor dann auf eine Drehzahl gemäß der Gleichung (14) der Beschreibung angetrieben wird, wodurch die Rotorachse sich konvergierend in Richtung des Gesamtdrehimpulsvektors (h) ausrichtet.

6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Raumfahrzeug (11) mehrere Rotoren (12a, 12b) enthält, die sich um verschiedene Achsen (14a, 14b) im Raumfahrzeug drehen^nd daß die Rotoren mit einer jeweiligen Geschwindigkeit in Drehung versetzt werden, bei welcher der resultierende Drehimpulsvektor (14c) der Rotoren sich in Richtung des Gesamtdrehimpulsvektors (h) des Raumfahrzeugs (11) ausrichtet.

7. System zur Lageausrichtung eines auf einer gegebenen Bahn umlaufenden, drallstabilisierten Raumfahrzeugs, das mindestens drei aufeinander senkrecht stehende Hauptachsen, von denen wenigstens eine die Achse des maximalen Trägheitsmomentes des Fahrzeugs darstellt, ferner einen plattformartigen Rumpfteil und wenigstens einem relativ zu diesem drehbaren Rotor mit einer Drehachse parallel zur Achse der gewünschten Ausrichtung sowie einen Gesamtdrehimpuls hat, dessen Vektor im Inertialraum im wesentlichen konstant ist, wobei der Rumpfteil so ausgebildet und angeordnet ist, daß auf ihm schneller Energie verbraucht wird als durch den Rotor dadurch gekennzeichnet, daß eine Einrichtung (ein Motor) vorgesehen ist, die den Rotor (12) mit einer Geschwindigkeit

030008/0773

(> ω ) in Drehung versetzt, bei welcher der Rumpfteil (10) ein einziges Minimum der kinetischen Drehenergie besitzt, wodurch das Raumfahrzeug (11) sich in Richtung einer Lage ausrichtet, bei der dieDrehach.se (14) des Rotors (12) mit dem Gesamtdrehimpulsvektor (h) zusammenfällt, falls die Achse des maximalen Trägheitsmomentes nicht anfänglich mit dem Gesamtdrehimpulsvektor ausgerichtet ist.

8. System nach Anspruch 7 mit energieverbrauchenden Einrichtungen (24) am Rumpfteil (10) dadurch gekennzeichnet, daß Einrichtungen vorgesehen sind, die am Rumpfteil (10) Energie in wesentlich höherem Maße verbrauchen, als Energie am Rotor (12) verbraucht wird, wodurch die Zeit der Annäherung des Raumfahrzeugs (11) an die gewünschte Ausrichtung verringert wird.

9. System nach Anspruch 7, bei welchem das Raumfahrzeug anfangs eine Drehbewegung um die Achse des minimalen Trägheitsmomentes ausführt und diese Achse des minimalen Trägheitsmomentes anfangs mit dem Gesamtdrehimpulsvektor ausgerichtet ist, dadurch gekennzeichnet, daß der Rotor (12) auf einer Achse (14) sitzt, die parallel zur Achse des maximalen Trägheitsmomentes verläuft, und sich mit konstanter Drehzahl dreht, wodurch die Achse des maximalen Trägheitsmomentes (3) sich im wesentlichen in die Richtung des Gesamtdrehimpulsvektors (h) ausrichtet.

10. System nach Anspruch 7, bei welchem das Raumfahrzeug anfangs stabilen Vordrall um eine Achse hat, die nicht die Achse des maximalen Trägheitsmomentes ist, und der Rotor (12) sich in einer Richtung und mit einer ersten Drehzahl (t*>_r1) derart dreht, daß der Rumpfteil des Raumfahrzeugs in seiner kinetischen Drehenergiekurve anfangs nur ein einziges Minimum besitzt, dadurch gekennzeichnet, daß die Drehrichtung des Rotors auf eine zweite Drehzahl { lo _)

030008/0773

gegenüber dem Rumpfteil (10) derart umgesteuert wird, daß der Rumpfteil des Raumfahrzeugs in seiner kinetischen Drehenergiekurve für die zweite Drehzahl fcu_r2) ^{nur e}i-ⁿ einziges Minimum aufweist, so daß sich die Achse (14) des Rotors (12) in die Richtung des Gesamtdrehimpulsvektors (h) mit zur Anfangsausrichtung des Raumfahrzeugs (11) umgekehrten Richtungssinn ausrichtet.

11.) System nach Anspruch 7, bei welchem das Raumfahrzeug sich in einem Anfangsdrallzustand um eine der .Hauptträgheitsmomentachsen (I) befindet und diese Hauptträgheitsmomentachse anfangs in die Richtung des Gesamtdrallimpulsvektors fällt, während die Rotorachse in einem Winkel zu dieser Hauptträgheitsmomentachse steht, dadurch gekennzeichnet, daß der Rotor anfangs gegenüber dem Rumpfteil (10) in Ruhe ist und dann auf einen Drehzahlwert (>« ) gemäß Gleichung (14) der Beschrei-

bung in Drehung versetzt wird, wodurch die Achse (14) des Rotors in die Richtung des Gesamtdrehimpulsvektors (h) einschwenkt .

12.) System nach einem der Ansprüche 7 bis 11, bei welchem Rotor aus einer Mehrzahl von Einzelrotoren (12a^2b) besteht und jeder Rotor um eine eigene Achse (14a, 14b) im Raumfahrzeug umläuft, dadurch gekennzeichnet, daß die einzelnen Rotoren (12a, 12b) mit einer aufeinander abgestimmten Drehzahl derart angetrieben werden, daß die Richtung des rotierenden Drehimpulsvektors der Rotoren sich in Richtung des Gesamtdrehimpulsvektors des Raumfahrzeugs ausrichtet.

030008/0773