DE3031763A1

DE3031763A1 - Fluglage-steuersystem fuer raumfahrzeuge unter einsatz der schubmotor-fahne

Info

Publication number: DE3031763A1
Application number: DE19803031763
Authority: DE
Inventors: Stephen Michael Belle Mead N.J. Fox
Original assignee: RCA Corp
Current assignee: RCA Corp
Priority date: 1979-08-22
Filing date: 1980-08-22
Publication date: 1981-03-26
Also published as: FR2469346B1; GB2056392A; FR2469346A1; JPS5634600A; JPS6363440B2; DE3031763C2; GB2056392B

Description

Fluglage-Steuersystem für Raumfahrzeuge unter Einsatz der Schubmotor-Pahne

Die Erfindung betrifft die Fluglage-Steuerung von Satelliten unter Verwendung von Schubmotoren zur Erzeugung von Steuermomenten.

Satelliten, die zu Bahneinstellungen und zur Fluglage-Steuerung Düsen oder Schubmotoren benötigen, welche mit ausgestoßenen Fluiden, wie etwa dem Monotreibmittel Hydrazin (NpH₂. arbeiten, weisen Flächen oder Bauteile auf (wie beispielsweise die Antennen, Solarplatten und andere Satellitenbestandteile), die innerhalb der Auslaßfahne oder der Strahlen liegen. Der Begriff "Fahne" wird hier etwa im Sinne von "Rauchfahne" verwendet, vergleichbar mit dem aus den Schubmotoren austretenden Strahl. Das Auftreffen der Fahne auf eine dieser Flächen erzeugt Störmomente, die durch das Fluglage-Steuersystem des Satelliten absorbiert oder gesteuert werden müssen Die Auswirkungen der Fahne werden bei der gebräuchlichen Auslegung von Satelliten als Störung betrachtet, welche zu-

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sätzlichen Kraftstoff für die erwartete Wirkungszeit des Satelliten benötigt.

Zur eingehenderen Diskussion der Auswirkungen des Fahnen-Kraftfeldes auf Fluglage-Steuersysteme wird auf folgende Fundstellen verwiesen: "On-Orbit Performance of the Hydrazine Reaction Control Subsystem for the Communications Technology Satellite", V.J. Sansevero et al., AIAA/SAE l4th Joint Propulsion Conf., Las Vegas, Nevada, 25. bis 27. Juli 1978, Paper No. 78-IO6I; "Rocket Exhaust Plume Impingement on the Voyager Spacecraft", R.K. Baerwald, AIAA/SAE l4th Propulsion Conf., Las Vegas, Nevada, 25. bis 27. JuIi 1978, Paper No. 78-IO9O; und "Analysis of Exhaust Plume Impingment on a Navigational System Satellite", F. Ramirez et al., 1979 JANNAF Propulsion Meeting, Anaheim, California, 7. März 1979.

Es ergibt sich, daß dann, wenn man die Auswirkungen der Fahne auf einen Satelliten während des Betriebs von dessen Schubmotoren nicht beseitigt, ein Satellitensystem äußerst erstrebenswert ist, welches die Fahnenauswirkungen in nutzbringender Weise für das Steuersystem einsetzen kann.

Erfindungsgemäß werden die Schubmotoren eines Satelliten so angeordnet, daß sie ein Fahnenmoment derart erzeugen, daß das gesamte oder resultierende Moment auf den Satelliten für irgend ein vorgegebenes Fluglage-Steuermanöver von dem Steuermoment erzeugt wird, welches, wenn es auftritt, das Fahnenmoment unterstützt.

Weitere Vorteile und Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung von bevorzugten Ausführungsbeispielen im Zusammenhang mit der beiliegenden Zeichnung. Die Zeichnung zeigt in:

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Figur 1 ein Schema vom Aufbau eines Satelliten mit Solarzellenplatten und einer Mehrzahl von Schubmotoren;

Figur 2a, 2b und 2c schematische Diagramme zur Wiedergabe eines typischen Schubmotors, wie er bei der praktischen Durchführung der Erfindung verwendet wird;

Figur 3 ein Schema vom Aufbau eines weiteren Raumfahrzeugs und von der geometrischen Anordnung verschiedener Schubmotoren relativ zu einer einzigen Solarzellenplatte, um den Schubmotor-Auslaß-Fahneneffekt darzustellen;

Figur 4 in vergrößertem Maßstab ein Schema von einem Abschnitt einer Solarplatte gemäß Figur 3, wobei die Zerlegung des Fahnen-Geschwindigkeitsvektors auf der Solarzellenfläche dargestellt ist;

Figur 5 und 6 schematische Darstellungen von Schubmotoren auf der einen Fläche des Raumfahrzeugs nach Figur 3, wobei die Schubmotoren erfindungsgemäß verkantet sind;

Figur 7 ein Kurvendiagramm (zum besseren Verständnis unter Einsatz sowohl der metrischen, als auch der englischen Einheiten) für das Verhältnis zwischen den verschiedenen Schubmotor-Neigungswinkeln und den resultierenden Fahnen- und Schubmotormomenten, wobei die Grundlage der Erfindung gezeigt ist.

Ein gebräuchlicher Satellit 10 ist, wie in Figur 1 gezeigt, mit einem Anbau versehen, insbesondere mit einem Paar von Solarzellenplatten 12 und 14, die an zugehörigen Platten-Antriebswellen 16 und 18 sitzen. Letztere werden durch geeignete, nicht gezeigte Motorsysteme betrieben. Eine Mehrzahl von Schubmotoren 21 bis 36 ist auf dem Raumfahrzeug

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angeordnet, um verschiedene Schubmotor-Momentkombinationen zur Erzielung beliebiger erforderlicher Monöver für die Pluglage-Steuerung oder die Bahneinstellung hervorzurufen. Ein geeignetes System zur Steuerung solcher Schubmotoren ist in der US-PS 3 866 025^x(herausgegeben am 11. Februar 1975 auf den Namen J.P. Cavanaugh, unter dem Titel "Spacecraft Attitude Control System"). Die Steuerbauteile, wie etwa der Computer, die Steuerkreisel und Sensoren, sind im einzelnen in dieser US-PS erläutert. Dementsprechend werden hier keine weiteren Beschreibungen oder Einzelheiten eines solchen Steuersystems und der Steuerbauteile gegeben.

Die jeweiligen Flächen des Raumfahrzeuges 10 werden der Einfachheit halber für ein geosynchrones Raumfahrzeug angegeben und entsprechen den Richtungen der Erde, über der der Satellit umläuft. Dementsprechend ist das Raumfahrzeug gemäß Figur 1 so ausgerichtet, daß seine Hochachse oder Gierachse 44 (+X) gegen die Erde weist, die Längsachse oder Rollachse 42 (+Y) dem Geschwindigkeitsvektor des Raumfahrzeuges in seiner Bahn entgegengerichtet ijt und die Querachse oder Nickachse 40 (+Z) senkrecht zur Bahnnormalen liegt. Die Nickachse verläuft also parallel zur Drehachse der Erde und weist parallel zur Erdachse gegen den Nordpol. Eine Fläche 60 wird daher gebräuchlicherweise als die Nordfläche des Satelliten bezeichnet, eine Fläche 62 bildet die Südfläche, eine Fläche 64 die Westfläche und eine Fläche 66 die Ostfläche. Hinzu kommt, daß eine Fläche 68 die gegen die Erde gerichtete Fläche und eine Fläche 70 die "Anti-Erdfläche", nämlich die von der Erde abgewandte Fläche bildet.

Die Schubmotoren 29 bis 32 und 33 bis 36, die auf der Westfläche 64 bzw. auf der Ostfläche 66 angeordnet sind, erzeugen Steuerstrahlen, deren Fahnen keine wesentlichen Störx beschrieben

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momente auf den Flächen des Raumfahrzeuges 10 hervorrufen. Jedoch sind beim Stande der Technik die Schubmotoren 21 bis 24 und 25 bis 28 jeweils auf den Süd-bzw. Nordflächen 62 und 60 so angeordnet, daß ihre Fahnen auf die Flächen der Platten 12 und 14 gerichtet werden, um auf diese Flächen sogenannte Störmomente auszuüben.

Es sei davon ausgegangen, daß sich das Raumfahrzeug 10 in seiner Bahn befindet und so ausgerichtet ist, daß die Nickachse 40, die Rollachse 42 und die Gierachse 44 ihre in Figur 1 dargestellten Lagen einnehmen.

Figur 2a zeigt schematisch als Ausführungsbeispiel einen gebräuchlichen Schubmotor 20, der zu irgend einer Gruppe der Schubmotoren 21 bis 36 gehören kann. Der Schubmotor 20 weist eine Kammer 20a und eine Düse 20b auf. Fluid zur Erzeugung des aus der Düse austretenden Strahls wird über eine Leitung 20c zugeführt, und zwar unter der Steuerung des nicht dargestellten Schubmotoren-Steuersystems. Der Austrittsstrahl wird als Schubmotor-Austrittsfahne oder einfach als Fahne bezeichnet. Die Fahne expandiert, wie es durch eine Vielzahl von Linien 2Of dargestellt ist, und zwar in Abhängigkeit von der Geometrie des Schubmotors und von den Eigenschaften des expandierenden Gases.

Jeder Schubmotor erzeugt ein Steuermoment, das definiert ist als direktes Produkt aus der Schubkraft und dem Hebelarm (Abstand) des Schubmotors bezüglich des Massenschwerpunkts des Raumfahrzeugs. Die Fahne kann auf die Fläche der Solarplatte 12 oder 14 auftreffen und ein Fahnenmoment erzeugen, welches sich ergibt aus den Fahnen-Druckkräften, integriert über der gesamten Fläche der Platte, bezogen auf den Massenschwerpunkt des Raumfahrzeugs. Eine Kraftlinie 2Od gibt diese gesamte Fahnenkraft F wieder, und es

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wird davon ausgegangen, daß diese Kraft entlang der Längsachse der Düse 20b wirkt. Es sei darauf hingewiesen, daß in der Praxis lediglich ein Anteil dieser Kraft F ein Moment auf der jeweiligen Fläche erzeugt. Die wirksame Kraft, die ein solches Moment hervorruft, wird im folgenden als F ' bezeichnet. Die Reaktion des Ausstoßens des Düsenfluids aus dem Schubmotor 20 ergibt eine Steuerkraft F entsprechend der Linie 2Oe. Die Steuerkraft F wird üblicherweise als diejenige Kraft betrachtet, die zur Steuerung des Satelliten dient, während die Fahnenkraft F ' üblicherweise als

P Störkraft gilt. Bei dem erfindungsgemäßen System werden wenigstens einige der Schubmotoren so geneigt, daß sie Fahnenkräfte erzeugen, die in vorteilhafter Weise eingesetzt werden können.

Aus Gründen der Übersichtlichkeit wird der Schubmotor 20 schematisch vereinfacht, wie es in den Figuren 2b und 2c dargestellt ist. In dieser Form wird er in den verschiedenen anderen Figuren der Zeichnung verwendet, in denen die Schubmotoren 21 bis 36 auftauchen.

Zur Beschreibung und zürn Verständnis des Fahneneffektes, wie er für die vorliegende Erfindung von Bedeutung ist, werden bestimmte geometrische Verhältnisse des Raumfahrzeugs 10 bezüglich der Solarzellenplatten 12 und 14 veranschaulicht. Gemäß Figur 3 wird die Solarzellenplatte l4~ von der Platten-Antriebswelle l8 getragen. Die Platte 14 schließt einen Winkel °t mit einer Achse X^! ein, wobei letztere parallel zur Gierachse 44 (X) verläuft. Der resultierende Fahnen-Kraftfeldeffekt des Schubmotors 21, nämlich die Kraft F ' unter dem Winkel θ über der Entfernung V₁ ist durch das Bezugszeichen 56a wiedergegeben.

Die Fahnenkraft F ', die einen Vektor darstellt, kann in

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eine Tangentialkomponente F ' entsprechend der Linie 50 und in eine normale Komponente P ' entsprechend der Linie 52 zerlegt werden, wie es sich besser aus Figur 4 ergibt. Die Koordinatenachsen 54, 56 und 58 sind die jeweiligen X-, Y- und Z-Koordinatenachsen der Solarzellenplatte und liegen parallel zu den Achsen 40, 42 und 44 des Raumfahrzeugs 10, wie es in Figur 3 angegeben ist. Sofern nicht der Kraftvektor F ' oder dessen Komponenten durch den Massenschwerpunkt 39 hindurchgehen, wird ein Moment erzeugt, und zwar basirend auf der Größe dieser Kräfte und den jeweiligen Hebelarmen, bezogen auf die jeweiligen Achsen des Raumfahrzeugs. Die Zerlegung der Kraft F ' in die Komponente F ' normal zur Platte und die Komponente F,' tangential zur Platte kann bestimmt werden nach der bekannten Gas-Strömungsdynamik freier Moleküle, wie sie beispielsweise beschrieben ist in Fundamental of Gas Dynamics, (Vol. III, High Speed Aerodynamics and Jet Propulsion), by H.W. Emmons (Herausgeber), Princeton University Press, 1958. Insbesondere die Gleichungen 7.6 und 7·7 auf Seite 702 geben ein Basisverhältnis wieder, aus dem die Fahnen-Auftreffkräfte und die folglich induzierten Störmomente bestimmt werden können.

Die Steuerkräfte F der Schubmotoren sowie die Fahr.enkräfte F ' erzeugen bestimmte Momente um eine oder mehrere der

Achsen 40, 42 und 44 des Raumfahrzeugs, und zwar in Abhängigkeit von der Richtung der Kraft und, sofern vorhanden, vom Hebelarm, bezogen auf die Achsen.

Gemäß Figur 3 dient der Schubmotor 21 zur Darstellung der Auswirkung der Auslaßfahne auf die Momente, die auf die Achsen 40, 42 und 44 des Raumfahrzeugs ausgeübt werden. Der Schubmotor 21 erzeugt im Betrieb eine Fahnenkraft F mit einer Komponente F ', welche auf die Fläche der Solar-

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platte 14 einwirkt. Bei diesem Ausführungsbeispiel wird der Winkel, unter dem die Fahnenkraft auf die Platte einwirkt , nämlich der Winkel Θ, bestimmt von der Länge, der Lage und der Ausrichtung der Antriebswelle 18 der Platte 14. Allgemein gilt, daß sich die Auswirkung der Fahnenkraft vermindert, wenn die Platte weiter entfernt vom Schubmotor liegt. Dieser Effekt ist im wesentlichen eine Funktion der verminderten Dichte der Fahne, wenn der Abstand der Plattenfläche vom Schubmotor zunimmt. Die Fahne des Schubmotors 21 erzeugt eine Steuerkraft F , die Momente um die X-, Y- und Z-Achsen hervorrufen kann. Diese Momente sind mit Tcx, Tcy und Tcz bezeichnet. Die jeweiligen Momente stellen Vektorgrößen dar. Wendet man die hier übliche Rechte-Hand-Regel an, so zeigt die Pfeilspitze des jeweiligen Momentvektors die Richtung in positivem Sinne an, um die das Moment wirkt. Für den Vektor Tcx wirkt also das Moment um die Gierachse oder X-Achse in Richtung des Pfeils 44a.

Die Momente, die durch die Fahnenkraft F ' erzeugt werden, welche über die jeweiligen Hebelarme auf jede der Achsen einwirken, sind als Tpx, Tpy und Tpz wiedergegeben. Sie sind den Steuermomenten entgegengerichtet. Allgemein gilt, daß die Steuerkräfte der Schubmotoren und die daraus resultierenden Fahnenkräfte Momente um jede der Achsen X, Y und Z des Raumfahrzeugs erzeugen, wenn der Schubmotor seiner Lage nach von den Hauptachsen X, Y und Z abweicht. Es sei darauf hingewiesen, daß dann, wenn der Schubmotor mit seiner Wirkungslinie in einer bestimmten Körperachse liegt, kein Moment um diese Achse erzeugt wird.

Es ergibt sich also, daß in Abhängigkeit von der örtlichen Anordnung des Schubmotors und der Relativstellung der Solarplatte l4, wiedergegeben durch den Winkel <*- und den

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Einfallswinkel θ der Fahne, eine Störkraft durch die Fahne der Schubmotoren auftritt, die den Betätigungen der Fluglage-Steuerung oder Bahneinstellung entgegenwirkt und diese Betätigungen schwierig macht. Außerdem besitzt ein System mit solchen Fahnenstörungen die Tendenz zur Instabilität. Bei einigen Systemen ist die Instabilität der Fahnenstörungen so ausgeprägt, daß die Solarplatten (beispielsweise die Platten 12 und 14) in eine Position ausgerichtet werden müssen, in der die auf die Platte einwirkenden Fahnenmomente wesentlich vermindert, wenn nicht auf ein Minimum reduziert werden. Erfindungsgemäß wird dieses Problem in weitem Ausmaß überwunden. Insbesondere schafft die Erfindung, wie es noch beschrieben wird, eine Betriebsweise für die Schubmotoren mit einem weiteren Bereich der Winkelstellungen der Solarzellenplatten, wiedergegeben durch den Winkel *t .

Die Figuren 5 und 6 zeigen Schubmotoren 210, 220, 230 und 240, die auf der Südfläche 62 des Raumfahrzeugs 10 angeordnet sind. Die Solarzellenplatte 14, die auf der drehbaren Antriebswelle 18 sitzt, befindet sich unter einem Winkeln nahe der Kante der Fläche 62, und zwar in ähnlicher Relativanordnung wie in Figur 3· Die Schubmotoren sind im wesentlichen symmetrisch relativ zu den Achsen des Raumfahrzeugs angeordnet, obwohl dies nicht wesentlich für die Erfindung ist. Die Abstandsanordnung der Schubmotoren ist folgendermaßen gewählt: Die Schubmotoren 210 und 240 liegen von der X-Achse 44 um einen Abstand 80 entfernt, während die Schubmotoren 220 und 230 zur X-Achse einen Abstand 82 einhalten. Jeder der vier Schubmotoren liegt von der Y-Achse 42 um einen Abstand 84 entfernt. Bei einem typischen System, in welchem die Erfindung praktiziert werden kann, sind die Abstände 80,82 und 84 gleich, wie es beispielsweise

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die Figuren 1 und 3 zeigen. Ordnet man hingegen die Schubmotoren so an, daß der Abstand 80 größer als der Abstand ist, so kann jedes auf eine Solarplatte einwirkende Vorspann-Fahnenmoment vermindert werden. Bei einer bevorzugten Ausführungsform eines typischen Raumfahrzeugs nach der Erfindung, bei dem die Schubmotoren einen Schub von 0,44 N (0,1 pound) liefern, betragen die Abstände 80,82 und 84 jeweils 152,4, 101,6 und 25,4 Millimeter ( 6, 4 und 1 Zoll), und zwar gemessen von Mitte zu Mitte, bezogen auf die Düsenachsen.

Die kürzeren Hebelarme 82 der Schubmotoren 220 und 230 bezüglich der X-Achse 44 ergeben im Zusammenwirken mit den jeweiligen langen Hebelarmen 80 der Schubmotoren 210 und 240 bezüglich der gleichen Achse 44 ein positives Vorspann-Gier-Steuermoment zum Ausgleich des negativen Vorspann-Gier-Störmomentes, welches hervorgerufen wird durch die Schubmotorfahne. Es sei darauf hingewiesen, daß dieses negative Vorspann-Störmoment, wie oben erwähnt, darauf zurückzuführen ist, daß die Solarzellenplatte 14 gegenüber dem Massenschwerpunkt 39 des Satelliten versetzt ist.

Bei jedem erfindungsgemäßen System, beispielsweise bei dem nach Figur 6, sind mindestens einige der Schubmotoren geneigt. Gemäß Figur 6 liegen die Schubmotoren 210 und 240 in der X-Z-Ebene derart geneigt, daß die Linie der Schubkraft F jedes Schubmotors die Rollachse 42 nicht schneidet. Außerdem schneiden sich die Schubkraftlinien dieser Schubmotoren in einem Punkt 39a zwischen jedem Schubmotor und dem Massenschwerpunkt 39 (siehe Figur 5)· Jeder Schubmotor erzeugt ein Steuermoment, dessen Vorzeichen entgegengesetzt zum Vorzeichen desjenigen Steuermomentes ist, welches man von dem entsprechenden Schubmotor (beispielsweise von

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einem der Schubmotoren 21 und 24 nach Figur 3) erhält, der nicht geneigt ist.

Die Schubmotoren 210, 220, 230 und 240 sind so dicht wie physisch möglich (die Abmaße der Schubmotorenkonstruktion bilden die Abstandsbegrenzung) an der Y-Achse 42 angeordnet, um die Neigung zu vermindern, die notwendig ist, um das erforderliche Steuermoment zu erzeugen. Im Falle des vorliegenden Ausführungsbeispiels beträgt die Neigung der Schubmotoren 10° bei einem Mindestabstand von 50,4 Millimeter ( 2 Zoll) von Mitte zu Mitte zwischen den Schubmotoren. Die 10°-Neigung der Schubmotoren 210 und 240 erzeugt RoIl-Steuermomente, die das gleiche algebraische Vorzeichen besitzen wie das fahneninduzierte RoIl-Störmoment, sofern die Solarplatte eine Stellung einnimmt, in der der Winkel etwa 90° +_ 10° beträgt. Bei dieser Ausrichtung wirken die fahneninduzierten Rollmomente als Unterstützung der Steuerung des Satelliten und nicht als Störung.

Die Schubmotoren 220 und 230 sind in ähnlicher Weise mit einer Neigung von 10° relativ zur Z- oder Nickachse versehen wie die Schubmotoren 210 und 24o, um dafür zu sorgen, daß ihre Schubkraftvektoren die Raumfahrzeugachse an einer anderen Stelle als am Massenschwerpunkt 39 kreuzen. Außerdem ist die Nordfläche 60 mit vier nicht gezeigten Schubmotoren versehen, die in ähnlicher Weise wie die Schubmotoren 210, 220, 230 und 240 angeordnet und in ähnlicher Weise relativ zur Z-Achse 40 geneigt sind. Bei einer solchen Anordnung wirkt die Fahne dieser Schubmotoren auf der Nordfläche als Unterstützung der Steuerung des Satelliten und nicht als Störung.

Es sei darauf hingewiesen, daß dann, wenn die Solarzellenplatte 14 nicht gegenüber dem Massenschwerpunkt 39 versetzt ist, kein oder nur ein sehr geringes Vorspannmoment,

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hervorgerufen durch die Fahne, auftritt. Demnach wird ein System wie das in Figur 1 keinerlei beträchtliche Vorspann-Fahnenmomente entwickeln, wohingegen ein System wie das nach den Figuren 3, 5 und 6 entsprechend der vorstehenden Beschreibung Vorspann-Fahnenmomente erzeugt. Das Neigen der Schubmotoren muß nicht notwendigerweise dazu führen, daß solche Vorspannmomente die Steuermomente des Schubmotors unterstützen. Werden hingegen die geneigten Schubmotoren so angeordnet, wie es anhand von Figur 5 gezeigt und beschrieben ist, so vermindert dies die Auswirkung des Vorspann-Fahnenmoments.

Es sei darauf hingewiesen, daß bei einem System, bei dem die Solaranordnung symmetrisch zum Massenschwerpunkt und zur Anordnung der geneigten Schubmotoren liegt, wie etwa in Figur 1, die Drehstellung der Solaranordnung, definiert durch <oL , jeden beliebigen Winkel annehmen kann. Bei Systemen hingegen, bei denen die Solaranordnung versetzt ist, wie in Figur 3, ist es vorzuziehen, daß die Drehstellung der Solarplatte derart gewählt wird, daß sich die Projektion der Platte zwischen den geneigten Schubmotoren erstreckt. Für eine versetzte Anordnung, wie sie in Figur 5 gezeigt ist, liegt daher der Winkel &. vorzugsweise bei 90° _+ 10°. Es sei darauf hingewiesen, daß die Ausrichtung der Anordnung, wie in Figur 5 dargestellt, nicht die bevorzugte Position wiedergibt. Wenn die Stellung der Solarzellenplatte über den bevorzugten Bereich für eine versetzte Anordnung hinauswechselt, können die von der Fahne erzeugten Störmomente beträchtlich groß werden. Bei manchen Ausgestaltungen, selbst mit geneigten Schubmotoren, kann das Fahnenmoment das Satelliten-Steuersystem unstabil machen.

Figur 7 zeigt drei Kurvensätze von Fahnenmomenten (hervor-

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gerufen durch F ') und Steuermomenten (hervorgerufen durch F ), wobei diese Sätze jeweils einen Schubmotor mit einem Neigungswinkel von 0°, 10° bzw. 20° wiedergeben. Die Kurven sind aufgetragen über dem Abstand zwischen dem Schubmotor und der Platten-Antriebswelle 18 nach Figur 1, wobei die Achse der Antriebswelle durch den Massenschwerpunkt hindurchgeht. In jedem Kurvensatz ist das durch F ' hervorgerufene Fahnenmoment durch die jeweilige voll ausgezogene Linie 86, 98 bzw. 94 wiedergegeben, während das durch F hervorgerufene Steuermoment der jeweiligen gestrichelten Linie 88,100 bzw. 92 entspricht. Für den Kurvensatz 86 und 88 gilt, daß die Verhältnisse auf einem System basieren, wie es etwa in Figur 1 gezeigt ist, wobei die Solarplatte 14 mit ihrer Antriebswelle 18 symmetrisch zu den Schubmotoren 21 bis 24 liegt ( und jeder Schubmotor einen Neigungswinkel von 0° besitzt). Die in Figur 7 gezeigte Momentenanalyse ist jedoch auch anwendbar auf andere Situationen, wenn nämlich jeder Schubmotor einen von 0° abweichenden Neigungswinkel (insbesondere einen Winkel von 10° und 20°) besitzt.

In Figur 7 geben die voll ausgezogenen Linien 86, 98 und 94, die durch F ' hervorgerufene Fahnenmomente repräsentieren und mit ihrer Gesamtheit oberhalb der Null-Moment-Linie 97 liegen, positive Momente wieder. Die gesamte gestrichelte Linie 88 und diejenigen Teile der gestrichelten Linien 100 und 92 (wobei insgesamt durch F hervorgerufene Steuermomente wiedergegeben werden), die oberhalb der Null-Moment-Linie 97 liegen, geben negative Momente wieder; die Teile der gestrichelten Linien 100 und 92, die unterhalb der Null-Moment-Linie 97 liegen, repräsentieren positive Steuermomente. Anders ausgedrückt zeigt Figur 7 die Auswirkung, die sich durch eine Änderung des Abstandes (gemessen entlang der Achse 44 in Figur 1) eines Schubmotors

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bezüglich der Antriebswelle 18 ergibt. Es sei daran erinnert, daß eine Änderung des Schubmotorabstandes von der Welle 18 zu einer entsprechenden Änderung des Mindestabstandes der Wirkungslinie der Schubkraft P von derjenigen Achse führt, um die das Moment entwickelt wird. Daraus folgt, daß Figur 7 außerdem zeigt, wie das Steuermoment (bei einer Verminderung des Abstandes zur Antriebswelle 18) auf Null abfällt und sodann (unterhalb der Nu11-Moment-Linie 97) mit entgegengesetztem Vorzeichen ansteigt. Anders ausgedrückt kann das Steuermoment, das durch P um eine Achse hervorgerufen wird, einen negativen Wert, den Wert Null oder einen positiven Wert, bezogen auf die durch F ' hervorgerufenen Fahnenmomente, besitzen, und zwar in Abhängigkeit von dem Abstand zwischen der Wirkungslinie des Schubs des Schubmotors 'und der Drehachse, da nämlich dieser Abstand ebenfalls eine Punktion des Abstandes zwischen dem Schubmotor und der Platten-Antriebswelle 18 ist.

Vergleicht man bei dem Beispiel eines Schubmotors mit dem Neigungswinkel 0° (Kurven 86 und 88) die jeweils durch den Schubmotor und die Fahne hervorgerufenen Momente, so ergibt sich, daß ein Schubmotor mit einem Nennschub von 12,89 N (0,65 pounds) bei einem Abstand von 762 Millimeter (30 Zoll) von der Achse der Welle 14 ein durch F ' hervorgerufenes Fahnenmoment von etwa +2,9 Nm (+26 Zoll-pounds) und ein durch F .hervorgerufenes Schubmoment von -2,2 Nm (-19,5 Zoll-pounds) erzeugt. Bei dieser Konstellation übersteigt also das Fahnenmoment das Schubmoment. Dies stellt eine Störung dar, die untragbar ist. Für die gleiche Konstellation und Winkelstellung der Solarplatte hingegen wird bei einem Schubmotor mit 10° Neigungswinkel und 762 Millimeter Abstand zur Wellenachse das Fahnenmoment etwa +1,58 Nm (+14 Zoll-pounds) und das Schubmoment etwa -1,7 Nm (-15 Zoll-pounds)j wie es sich jeweils aus den

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Kurven 98 und 100 ergibt. Sieht man einen Neigungswinkel von 20° für den Schubmotor im Abstand von 762 Millimeter ( 30 Zoll) von der Wellenachse vor, so ist der Unterschied zwischen den Schub- und Fahnenmomenten annehmbarer.

Wenn die Schubmotoren ausreichend geneigt und weit genug von der Raumfahrzeug-Wellenachse 14 entfernt sind, ist das durch P hervorgerufene Steuermoment größer als das durch P ' hervorgerufene Fahnenmoment. Dieses Verhältnis wird durch den Abschnitt 90 dargestellt, der rechts von derjenigen Stelle erscheint, an der die Kurve 92 für das Schubmoment die Kurve 9^ für das Fahnenmoment schneidet. Für ein geeignetes Verhältnis zwischen dem durch F hervorgerufenen Steuermoment und dem durch F ' hervorgerufenen Fahnenmoment zur Schaffung eines stabilen Systems, beispielsweise für ein Verhältnis von 1,5, wäre es erforderlich, den Schubmotor zusätzlich zu neigen oder in größerem Abstand von der Achse der Welle l8 anzuordnen. Derartige geometrische Konstruktionsbedingungen sind restriktiv, da beispielsweise die Raumfahrzeugabmaße den Abstand zwischen dem Schubmotor und der Welle l8 begrenzen. Gleichermaßen vermindert ein Ansteigen des Neigungswinkels des Schubmotors ganz beträchtlich dessen Wirksamkeit, sofern er für andere Zwecke als zur Pluglage-Steuerung eingesetzt werden soll.

Ordnet man den Schubmotor in einem vorgewählten Abstand, vorzugsweise in einem geringen Abstand zur Wellenachse an (und damit in einem vorgewählten Abstand zu derjenigen Achse, um die das Moment erzeugt werden soll) und neigt man den Schubmotor, so werden die Größe und das algebraische Vorzeichen des durch F erzeugten Steuermomentes umgekehrt (bezogen auf das von einem nicht geneigten Schubmotor er-

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zeugte Moment) oder auf Null gebracht (wenn die Wirkungslinie des Schubs des Schubmotors durch diejenige Achse hindurchgeht, um die das Moment erzeugt werden soll). Dieser Effekt ist durch den Abschnitt 96 wiedergegeben, der zwischen den Punkten 96a, 96b und 96c von der Momenten-Kurve 92 und der Null-Moment-Linie 97 begrenzt wird. Für das durch P hervorgerufene Steuermoment, dessen Wert Null werden oder irgendeinen positiven Wert annehmen kann, und das durch F ' hervorgerufene Fahnenmoment gilt'also folgendes: entweder unterstützen sie sich in wirkungsvoller Weise, wenn der Wert von F von Null abweicht, oder aber sie nehmen den wirksamen Wert des durch F ' hervorgerufenen Momentes an, wenn das durch F bewirkte Moment Null wird. Das gesamte oder resultierende Moment kann in seiner Größe variieren, jedoch bleibt das relative Vorzeichen gleich, so daß sich ein stabiles Fluglage-Steuersystem ergibt.

Zwar existieren grundsätzlich zwei Regionen, nämlich die Regionen 90 und 96, in denen eine geeignete Raumfahrzeug-Steuerung erzielbar ist, jedoch schafft der durch die Fläche 96 wiedergegebene Bereich erfindungsgemäß ein System, in welchem das Steuermoment zum einen das Fahnenmoment unterstützt, anstatt ihm entgegenzuwirken (wie im Bereich 90), und zum anderen, sofern es den Wert Null annimmt, lediglich das Fahnenmoment F ' als einziges wirksames Moment übrig läßt.

An der linken Seite enden die Kurven in Figur 7 abrupt; sie geben die tatsächliche bautechnische Positionierungsbegrenzung der Schubmotoren bezüglich der Wellenachse wieder, Es sei darauf hingewiesen, daß das erfindungsgemäße Prinzip nicht auf eine derartige bautechnische Begrenzung eingeschränkt ist.

Die Betriebsweise der Schubmotoren ergibt sich eindeutig

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aus der obigen Beschreibung. Zusammengefaßt gilt folgendes. Wenn einer oder mehrere angemessen geneigte Schubmotoren betätigt werden, führen die Fahnenmomente dieser Schubmotoren beim Auftreffen der Fahnen auf die Flächen der Solarplatten nicht zu Störungen der gewünschten Steuermomente, sondern unterstützen diese Steuermomente (sofern vorhanden) bei den Raumfahrzeug-Manövern zur Fluglage-Steuerung und Ausrichtung.

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Claims

Patentansprüche

1. Fluglage-Steuersystem für ein Raumfahrzeug mit Schubmotoren für Bahneinsteil- und Pluglage-Steuermanöver , einem Bauteil mit einer Fläche, die der Auslaßfahne mindestens eines der Schubmotoren ausgesetzt ist, und einem Steuersystem zum Betätigen der Schubmotoren für eine Steuerung der Fluglage oder der Bahnposition des Raumfahrzeugs, wobei dieser eine Schubmotor derart auf dem Raumfahrzeug angeordnet ist, daß zum einen die Auslaßfahne auf die Bauteilfläche auftrifft, um ein Fahnenmoment in einer vorgegebenen Richtung bezogen auf eine der Raumfahrzeug-Hauptachsen zu erzeugen, und zwar zur Drehung des Raumfahrzeuges in dieser einen vorgegebenen Richtung um diese eine Achse, und daß zum anderen dieser eine Schubmotor eine Reaktionskraft erzeugt, um ein Steuermoment um diese eine Achse hervorzurufen, und zwar zur Drehung des Raumfahrzeuges um diese eine Achse, dadurch gekennzeichnet, daß dieser eine Schubmotor (21, Figur 3; 210, Figur 5, 6) derart angeord-

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net ist (zum Beispiel mit 10°-Neigungswinkel), daß er zum einen das Steuermoment (Tcy) in der vorgegebenen Richtung (-Y₅ Figur 3) um diese eine Achse (Y) erzeugt und daß zum anderen die Größe des Steuermomentes durch Wahl des Abstands zwischen der Wirkungslinie (gestrichelt in Figur 6) des Schubs dieses einen Schubmotors und dieser einen Achse vorgewählt ist; wodurch ein resultierendes Moment um diese eine Achse durch das Steuermoment vorgewählter Größe erzeugt wird, welches, sofern vorhanden, das Fahnenmoment (Tpy) unterstützt.

2. Fluglage-Steuersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß dieser eine Schubmotor (21, Figur 3; 210, Figur 5, 6) derart geneigt ist, daß die Wirkungslinie (gestrichelt in Figur 6) seines Schubs durch diese eine Achse (Y) des Raumfahrzeugs (10) hindurchgeht, um ein Steuermoment (Tcy) von der Größe 0 zu erzeugen, so daß das einzige resultierende Moment dieses Schubmotors das Fahnenmoment (Tpy) ist.

3. Fluglage-Steuersystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß (Figur 3₅ 5) das Bauteil (14) auf einer Achse (der der Welle 18) angeordnet ist, die parallel zu einer weiteren (Z) der Raumfahrzeug-Hauptachsen (X, Y, Z) verläuft, nicht jedoch mit ihr zusammenfällt; daß die Auslaßfahnen einer vorgegebenen Mehrzahl der Schubmotoren (210, 220, 230, 240) einschließlich dieses einen Schubmotors auf die Fläche des Bauteils auftreffen, um ein Vorspannmoment in der vorgegebenen Richtung (-X) um die eine Achse (X) zu erzeugen, welche quer zur Achse des Bauteils verläuft; und daß jeder aus der Mehrzahl der Schubmotoren derart auf dem Raumfahrzeug (10) angeordnet ist, daß die jeweiligen Steuermomente (Tc) um diese eine Achse die Tendenz besitzen, das Vorspannmoment auszugleichen.

130013/1237