DE3201997C2 - Verfahren zum Herabsetzen der Nutation eines Raumflugkörpers und System zum Durchführen des Verfahrens - Google Patents

Abstract

Ein System zum aktiven Dämpfen der Nutation eines die Erde umkreisenden Satelliten und/oder zum Ausrichten der Nickachse eines mit Vorgabedrall stabilisierten Raumflugkörpers mit einer externen Bezugsgröße enthält einen magnetischen Drehmomenterzeuger, der mit Strömen entsprechender Polarität und Größe gespeist wird, bei denen durch Erzeugung eines mit dem Erdmagnetfeld reagierenden magnetischen Dipols in der Roll/Gier-Ebene des Raumflugkörpers das nötige Drehmoment zur Herabsetzung der Nutation hervorgerufen wird. Ein Roll-Sensor liefert Signale, die der Richtung des Lage-Fehlers des Satelliten bezüglich einer gewünschten Lage entsprechen. Nach einer vorbestimmten Zeitdauer nach dem Zeitpunkt, zu dem der Roll-Fehler einen vorbestimmten Schwellwert überschreitet, wird ein Steuersignal erzeugt. Die vorbestimmte Zeitdauer ist ein Bruchteil x der Nutationsperiode t ↓n des Satelliten oder (x + n)(t ↓n), wenn n eine ganze Zahl ist.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren gemäß dem Oberbegriff de': Anspruchs ! sowie ein System zum Durchführen des Verfahrens gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 4.

Ein bei Raumflugkörpern häufig auftretendes Problem ist deren unerwünschte Nutation oder Kegelbewegung. Nutation kann durch ein Drehmoment hervorge rufen werden, das längs einer auf dem Dralivektor des Raumflugkörpers senkrecht stehenden Achse gerichtet ist und durch magnetische Wechselwirkungen zwischen dem Raumflugkörper und dem Erdmagnetfeld, Zündun gen der Triebwerke (Rückstoßdüsen) sowie Beschleuni gung oder Abbremsung von Rotationskörpern innerhalb des Raumflugkörpers verursacht werden kann. Das die Nutation hervorrufende Drehmoment hat stets eine Komponente, die rechtwinklig zu dem Gesamtdrallvek tor des Raumflugkörpers liegt. Wenn diese Größe bezüglich der Zeit integriert wird, handelt es sich um den sogenannten Quermoment- oder Querdrallvektor. Zum Steuern der unerwünschten Nutation sind bereits viele Systeme bekannt, von denen einige eine Kombination aus zur Vernichtung der Ninationsenergie angeordneten passiven Elementen verwenden. Andere bekannte Steuersysteme wirken der Nutation des Raumflugkörpers mit einem inneren Drehmoment rotierender Komponenten oder durch ein externes

:■■> Drehmoment entgegen, das durch Triebwerke des Raumflugkörpers unter Steuerung elektrischer Signale von Nutationssensoren erzeugt wird.

Spezielle der Nutation entgegenwirkende Rückstoßdüsen oder Rotationskörper mit zugehörigen Sensoren oder ausschließlich zur Vernichtung oder Dämpfung der Nutation angeordnete passive Elemente sind zwar wirkungsvoll, erhöhen aber den Aufwand und das Gewicht des Steuersystems des Raumflugkörpers. Es besteht daher ein erhebliche! Bedarf ,in einem besseren Nutationsdümpfungssystem.

Ein System,das mit magnetischer Drehmomenterzeugung zur Nutaiionsdänipfung arbeitet, ist in der Zeitschrift »Journal of Guidance and Control«, Vol. 2, No. 4, J'ili-August 1979 (S. G<x·! Magnetic Attitude Control of a Momentum-Biased Satellite in Near Equitorial Orbit«) beschrieben. In diesem System werden Erdsensorsignole einem Tiefpaßfilter, das Orbitalfrequenzsignale durchlaßt, und einem zum Durchlassen von Nutationsfrequenzsignalen ausgelegten Hochpaßfiltcr zugeführt. Die Tiefpaßfrequenz- und Hochpaßfrequenz-Signale werden zum Erzeugen gesonderter proportionaler Drehmomente verwendet, die mit Hilfe eines Elektromagneten längs der Rollachse des Satelliten zur Wirkung kommen. Die hierfür erforderlichen logischen Schaltwerke tragen erheblich zum Aufwand des Lage- und/oder Orbitsteuersystems des Satelliten bei.

Bei dem bekannten Verfahren /.um Herabsetzen der Nutation eines mit vorgegebenem Drall um die Nickachse (pitch momentum biased) auf einer Erdumlaufbahn befindlichen Raumflugkörpers, der magnetisch steuerbar ist (z.B. gemäß US-PS 3 834 653 oder 4 062 509) wird die Größe und Richtung eines Fehlers der Lage des Raumflugkörpers bezüglich einer ge-

M) wünschten Lage ermittelt und gemSß der Größe und Richtung des ermittelten Fehlers ein magnetischer Dipol in der Ebene der Roll- und Gierachsen des Raumflugkörpers mit einer solchen Größe und Richtung erzeugt, daß unter Einwirkung des Erdmagnetfeld

•■'5 des die Abweichung d■;·'·, Raumflugkörpers von der gewünschten Lage vern:i;:ori ''irden kann.

Der Erfindung lii:;-:t <Jk /\ulL-abe zugrunde, ein Verfahren bzw. S\sti.vi \.u.v. :< eben. d,<s die N'utatLr mit

wenig Aufwand und zuverlässiger als bisher herabsetzt

Diese Aufgabe wird durch die kennzeichnenden Merkmale der Ansprüche 1 bzw. 4 gelöst

An einem Ausführungsbeispiel wird die Erfindung näher erläutert In der Zeichnung zeigt

F i g. 1 eine schematische Darstellung der drei Achsen eines Satelliten und die Vektorbeziehungen des Steuersystems,

F i g. 2 den mit Orbitalfrequenz bei fehlender Nutation rotierenden Ort der Komponente des Gesamtdrallvektors in der Orbitebene in einem auf die Umlaufbahn (Orbit) bezogenen Koordinatensystem,

F i g. 3 in einem auf den Rumpf des Raumflugkörpers bezogenen Koordinatensystem den Ort der Komponente des Gesamtsystemdralls in der Querebene des Flugkörperrumpfes, welcher Ort mit der Nutationsfrequenz im festen Rahmen des Flugkörperrumpfes rotiert, ohne daß wirkliche Roll(Lage)-Fehler vorhanden sind und ohne Verzögerung des Steuerdrehmoments,

F ί g. 4 den mit Nutationsfrequenz im flugkörperfesten Rahmen bei verzögertem Steuerdrehmoment rotierenden Ort der Komponente des Gesamtsystemdralls in der Querebene des Flugkörperrumpfes,

F i g. 5 Kurven des Dämpfungsfaktors D über der Phasen verzögerung,

F i g. 6 ein Blockschaltbild eines geschlossenen Regelsystems zur Regelung der Roll/Gier-Lage mit Verzögerung der Nutationsdämpfung gemäß einer Ausführungsform der Erfindung und

Fig. 7 die Magnetfeldvektoren bei Satelliten e.if Umlaufbahnen mit hoher Inklination.

Gemäß dem bevorzugten Ausführungsbeispiel des hier beschriebenen Verfahrens und Systems erfolgt die Nutationsdämpfung durch Abwandlung eines gebräuchlichen Systems mit magnetischer Drehmomenterzeugung, wie es beispielsweise in den US-PS 3 834 653 oder 4 062 509 beschrieben ist. Die im einzelnen noch näher erläuterte Abwandlung besteht in einer vorbestimmten Verzögerung, die theoretisch eine Funktion der Nutationsperiode des Raumflugkörpers ist. Vor der Beschreibung des eigentlichen Systems sei zunächst kurz erläutert, wie das magnetische Drehmomenterzeugungssystem zur Lagesteuerung eine Nutationsdämpfung bewirkt, und wie (mit Hilfe der Verzögerung) das Lagesteuersystem so abgewandelt werden kann, daß sich die gewünschte Nutationsdämpfung ergibt.

Ais ein mögliches Beispiel ist in Fig. 1 ein Satellit 10 dargestellt, der sich auf synchroner Umlaufbahn um die Erde 82 befindet. Der Satellit 10 ist beispielsweise vom Doppeldralltyp und besteht aus einem roteirenden Teil 10a und einem »entdrallten« Teil 106. Der rotierende Teil 10a ist ein Rotor oder eine Trommel oder ein Schwung- oder Drallrad. Der entdrallte Teil 10A> ist eine Plattform oder der Hauptrumpf des Raumflugkörpers. Ein solcher Satellit hat einen Vorgabedrall (Momentum Bias Satellite). Die synchrone Umlaufbahn liegt bekanntlich ungefähr 36 000 km (22 000 Meilen) über der Erdoberfläche im wesentlichen in der Äquatorebene. Der Rumpf des Satelliten 10 kann irgendeine geeignete Größe und Form haben. Vom Masse- oder Gravitationszentrum 12 des Satelliten gehen drei aufeinander senkrecht stehende Achsen X, Yund Zaus, die in der üblichen Weise als Gierachse 14, Rollachse 16 und Nickachse 18 bezeichnet werden. Die Nick- oder Z-Achse liegt definitionsgemäß in der Richtung des Pfeiles 19. Wenn der Satellit 10 auf einer äquatorial-synchronen Umlaufbahn arbeitet und weder Nutationsnoch ein Lagefehler vorliegen, ist die Richtung des Pfeiles 19 kolinear mit dem Gesamtdrallvektor 21 (oder H) des Satelliten 10 und senkrecht zur Orbitebene. Unter diesen Umständen liegt die Nick- oder Z-Achse parallel zur Drallachsejdes DraHrades bzw. Teiles ICa und zum Drallvektor H. Die Vorzeichenkonvention ist so, daß die Nickachse in der in F i g. 1 nördlichen Richtung positiv ist und in Richtung des positiven Drallvektors //verläuft Gemäß dem Stand der Technik wird ein Drehimpulsaustausch zwischen dem rotierenden Teil 10a und dem entdrallten Teil 1OA des Satelliten so gesteuert daß die enidrallte Plattform oder der Rumpf des Satelliten, d. h. der Teil 106 im Gegenzeigersinn um die Nickachse gedreht und dadurch die Erdorientierung aufrechterhalten wird. Die Gier- oder X-Achse und die Roll- oder V-Achse stehen aufeinander senkrecht und orthogonal zur Nickachse. Gemäß der üblichen Konvention ist das hier zugrunde gelegte Achsensystem rechtsgängig in der Reihenfolge X, Kund Z. Die Z-Achse wird stets als Nickachse betrachtet und liegt parallel zu oder in der Achse des rotierenden Teils 10a.

Für den hier betrachteten Fall der synchronen Umlaufbahn sollte der auch mit 21 bezeichnete positive Drallvektor TJ parallel zur Orbitnormaleti oder senkrecht zur Orbitebene des Satelliten liegen.

Die magnetische Drehmomenterzeugung (»Torquing«) für einen drallstabilisierten Satelliten zur Lagesteuerung ist an sich aus den oben schon erwähnten US-PS 38 34 653 und 40 62 509 bekannt. Bei dem aus der US-PS 38 34 653 bekannten System wirkt ein magnetischer Dipol, der für einen Satelliten auf geo-synchroner Umlaufbahn längs der Rollachse orientiert ist, mit dem primären Erdmagnetfeld zusammen, das nominell senkrecht auf der Orbitebene steht, wodurch ein magnetisches Steuerdrehmoment um die Gierachse erzeugt wird, wenn die Roll-Lage einen vorbestimmten Schwellwert überschreitet. Das bekannte System enthält Sensoren zum Ermitteln der Rollfehler als einzige Eingangsparameter des geschlossenen Regelsystems. In Kombination mit elektronischen (logischen) Schaltwerken speisen Lagesensoren den magnetischen Dipol mit Strömen einer solchen Polarität und Größe, daß unter Einwirkung des Erdmagnetfeldes das zur Lagekorrektur des Satelliten nötige Drehmoment erzeugt wird. Das Steuerdrehmoment sorgt für eine Präzession um die Rollachse, durch die der Rollfehler beseitigt wird. Der magnetische Drehmomenterzeuger reduziert also den Rollfehler und steuert durch gyroskopische Kreuzkopplung indirekt auch den Gier-

)() fehler. Gemäß der US-PS 40 62 509 ist der magnetische Dipol senkrecht zur Nickachse des Satelliten in der Roll/Gier-Ebene mit einem vorbestimmten Kipp- oder Schrägwinkel bezüglich der Rollachse orientiert, wodurch die Roll- und Gierfehler unter Einwirkung des Erdmagnetfeldes auf ein Minimum herabgesetzt werden.

In Fig. 2 ist dargestellt, wie das von diesen magnetischen Lageregelungssystemen erzeugte Steuerdrehmoment auf den Satelliten einwirkt. Die Abszisse repräsentiert in Fig.2 den Rollwinkel Φ oder den Querdrehimpuls um die X-Achse H_x. Die Ordinate repräsentiert den Gierwinkel ψ oder den Querdrehimpuls um die V-Achse^Ein Lagefehler existiert, wenn der Gesamtdrallvektor f/(in F i g. 1 mit 21 bezeichnet) nicht mit der Orbitnormalen ausgerichtet ist, d. h. nicht senkrecht auf der Ebene der Umlaufbahn steht. Die Bezeichnung des Drehimpulses (H) gemäß dem oberen Fall definiert Vektorkomponenten im Koordinatenrah-

men der Umlaufbahn. Ein in F i g. 2 vom Achsenursprung ausgehender Vektor Ht repräsentiert den Querdrehimpulsvektor, der für den Fall der geosynchronen Umlaufbahn in der Äquatorebene liegt. Der Kreis 29 stellt den Ort der Spitze des Quervektors in der Orbitebene dar, welcher mit der Orbitalfrequenz im geodätischen (auf die Umlaufbahn bezogenen) Rahmen rotiert. Der den Ort der Komponente des Gesamtsystemdralls in der Orbitebene darstellende Kreis 29 dreht sich in Uhrzeigerrichtung und schneidet positive Roll-Schwellwerte (e*) und negative Schwellwerte ( —εψ), wie durch die unterbrochenen Linien dargestellt ist. Wenn der Satellit die Erde auf seiner nominell 24 Stunden dauernden Um'aufbahn umkreist, ruft ein gegebener Querdrehimpulsvektor der Reihe nach einen Lagefehler in Roll-Richtung, dann in Gier-Richtung, dann in negativer Roll-Richtung und schließlich in negativer Gier-Richtung hervor. Gemäß den aus den erwähnten US-PS bekannten Roll- und Gier-Regelsystemen wird bei Überschreiten des Schwellwertes ein negatives Drehmoment (-Tc) oder ein positives Drehmoment ( + Tc) erzeugt, das den Querdrehimpulsvektor H₁ herabsetzt. Schneidet entsprechend dem dargestellten Beispiel, bei dem der Querdrehimpulsvektor Ht die durch den Pfeil 30 angegebene Zeitlage hat, der Vektor den positiven Roll-Schwellwert εφ, wird ein negatives Drehmoment ( — τ<) nominell in eine durch den Vektor 33 angegebenen Richtung erzeugt, die entgegengesetzt ist zur Richtung des Querdrehimpulsvektors. Wenn in ähnlicher Weise der Querdrehimpulsvektor W7 die durch die unterbrochene Linie 31 angegebene Zeitlage hat und den negativen Roll-Schwellwert ( — ε*) überschreitet, wird ein positives Schwellwert-Drehmoment ( + ^c) nominell in einer durch den Vektor 35 dargestellten Richtung erzeugt. Positiv ist ein Drehmoment ( + Tc) dann, wenn die eine oder mehrere Spulen, die den magnetischen Dipol in der X-Y-Ebent des Satelliten erzeugen, mit Strömen vorgespannt werden, durch die unter Wechselwirkung mit dem Erdmagnetfeld ein Drehmoment in der positiven Richtung der Roll- und Gierachsen hervorgerufen wird. Für ein negatives Drehmoment (-Tr) werden Ströme in der entgegengesetzten Richtung an eine oder mehrere Spubn angelegt, die ein Drehmoment in der negativ ;r. Richtung der Roll- und Gier-Achsen erzeugen. Der Gegensatz (Opposition) des Steuerdrehmoments tc zu dem Querdrehimpulsvektor Wr gilt hinsichtlich der Quadrantenpolarität, nicht aber unbedingt hinsichtlich einer genau anti-parallelen Orientierung.

Wie erwähnt, bezieht sich die Erfindung auf ein System zur Nutationsdämpfung unter Verwendung eines magnetischen Drehmomenterzeugersystems, wie es in den US-PS 38 34 653 oder 40 62 509 beschrieben ist. Nutation des Raumflugkörpers tritt_auf. wenn die Nickachse und der Gesamtdrallvektor H nicht parallel oder fluchtend sind und die Nickachse, also die Z-Achse des Satellitenrumpfes eine Nutation oder Kegelbewegung um den Gesamtdrallvektor ausführt und eine Ortskurve aus Punkten um diesen Vektor beschreibt.

In Fig. 3 stellt die Spirale 49 die Ortskurve der Komponente des Gesamtsystemdrehimpulses in der Querebene des Satelliten dar, die mit der Nutationsfrequenz im rumpffesten Rahmen des Satelliten rotiert. Auf der Abszisse ist der Roll-Winkel Φ oder der Quernutaiionsdrall h_x um die A'-Achse aufgetragen und auf der Ordinate der Gier-Winkel ψ oder Quernutationsd-al! /?, mn die V-Achse. Die Bezeichnung des Dralls (h) gemäß dem unteren Fall definiert Quervektoren im Koordinatenrahmen des Satellitenrumpfes. Gemäß Fig.3 fluchtet der Gesamtdrallvektor mit der Orbitnormalen, so daß kein wirklicher Roll- oder Gier-Lagefehler vorhanden ist. Der negative Roll-Schwellwert (-εφ) ist durch die unterbrochene Linie 41 dargestellt und der positive Roll-Schwellwert (εφ) durch die unterbrochene Linie 42. Es ist zu beachter daß die Richtung der Ortskurve der Komponente des Gesamtsystemdrehimpulses des Satelliten mit Nutationsfrequenz im Gegenzeigersinn, also entgegengesetzt zur Richtung des Querdrehimpulsvektors in Fig. 2 rotiert. In dem in den erwähnten US-PS 38 34 653 und 40 62 509 beschriebenen System aktiviert die magnetische Steuerung positive Drehmomente um die X- und Y-Achsen, wenn der gemessene Roll-Fehlcr negativ ist, wie in Fig. 2 durch den Drehmomentvektor 35 gezeigt ist. In F i g. 3 repräsentiert der Punkt A die Nickachse und das Ursprungszentrum der Drehung des Drehimpulsvektors 50 um die Nickachse. Wenn das Raumfahrzeug zum Punkt 56 nutiert, wo der Roll-Sensor einen Roll-Fehler jenseits des negativen Roll-Schwellwerts feststellt, sorgt die magnetische Steuerung für das positive Drehmoment ( + rc), das aus den Komponenten + Tx und + Ty auf den X- bzw. V-Achsen besteht. Zur betrachteten Zeit bewegt dieses Drehmomeni zunächst das Rotationszentrum des Drehimpulsvektors längs der positiven Richtung des Quernutationsdralls Λ, und der negativen Richtung des Quernutationsdralls h_x vom Punkt A zum Punkt B. Dieses positive Drehmoment ( + Tc), das erzeugt wird, wenn der gemessene Roll-Fehler negativ ist, verstärkt die Nutation ι r.d führt zu dem größeren Querdrehimpulsvektor 51. Venn der Satellit zum Punkt 57 nutiert, wo der Roll-Fehler das Vorzeichen wechselt, wird das positive Drehmoment (+ Tc) abgeschaltet und dadurch der vom Mittelpunkt A ausgehende Quer-Vektor 52 hervorgerufen. Wenn aufgrund der Nutation des Satelliten der Schwellwert-Detektor ein Schneiden des positiven Roll-Schwellwertes am Punkt 58 feststellt, wird entsprechend den geltenden Magnetsteuerregeln für die Lagesteuerung das negative Drehmoment —Te hervorgerufen, das aus den Komponenten - Tx und - Ty auf den X- bzw. V-Achsen besteht. Dadurch wird das Rotationszentrum des Drehimpulsvektors 53 längs der negativen Achse des Dralls h_v und der positiven Achse des Dralls Λ» zum Punkt C bewegt. Das beim Messen eines positiven Roll-Fehlers erzeugte negative Drehmoment ( — tc) verstärkt weiter die Nutation, was einen noch größeren Querdrehimpulsvektor 53 zur Folge hat. Mit anderen Worten: Das Anlegen der Steuerdrehmomente gemäß den bekannten Lageregelsystemen führt zu Nutation oder verstärkt eine vorhandene Nutation. Wie auch aus F i g. 3 ersichtlich ist. würde ohne gesonderte Nutationsdämpfung aufgrund des Betriebes des Lageregelsystems das Raumfahrzeug zu nutieren beginnen oder eine stärkere Nututionsbewegung ausführen als zuvor.

Bei dem Verfahren und System gemäß einer Ausführüngsform der Erfindung kann durch Phasen-

bo steuerung der magnetischen Drehmomente die RoIl- und Gier-Lage ebenso gesteuert werden, wie dies beispielsweise in der US-PS 38 34 653 beschrieben ist. Gleichzeitig erfolgt jedoch eine Dämpfung jeglicher Nutation. Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung kann ferner diese Phasensteuerung der magnetischen Drehmomente zur Steuerung der Nutationsdämpfung selbst dann benutzt werden, wenn das Raumfahrzeug sich in der richtigen Lage befindet. Untersucht man das

System eines Satelliten mit Vorgabedrall und Roll/Gier-Lageregelung gemäß US-PS 38 34 653 oder 40 62 509, so zeigt sich, daß eine Nutationsperiode nur eine Dauer von etwa 1 bis 3 Minuten hat. Fast sofort (nämlich wenige Sekunden) nach Feststellung des Überschreitens eines Schwellwertes aufgrund einer Nutation bewirkt der Querdrehimpuls eine Nutation des Raumfahrzeugs in der entgegengesetzten Richtung. Das Drehmoment addiert sich dann zu dem Querdrehimpulsvektor oder bewirkt ein Ansteigen der Nutation. Bei dem hier beschriebenen System werden dagegen die magnetischen Drehmomente nicht sofort nach dem Überschreiten der positiven oder negativen Roll-Schwellwerte zur Wirkung gebracht

Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung wird vielmehr das Anlegen des Drehmoments für die Dauer eines Bruchteils der Nutationsperiode verzögert. Statt in Phase mit der Nutation zu sein und diese zu fördern, wird dadurch das Drehmoment außer Phase mit der Nutation angelegt und diese abgeschwächt.

In F i g. 4 ist dargestellt, wie bei dem hier beschriebenen System mit verzögertem Drehmoment die Nutation herabgesetzt wird. Fig.4 zeigt die Ortskurve der Komponente des Gesamtsystemdralls in der Querebene des Satelliten, die mit der Nutationsfrequenz rotiert Wenn beim Punkt 100 und bei demselben Querdrehimpulsvektor 50 der negative Roll-Schwellwert erreicht wird, wird das an sich erforderliche magnetische Drehmoment (+ rc) für die Dauer eines vorbestimmten Teils der Nutationsperiode verzögert, und zwar bis zum Punkt 101. Die magnetische Drehmomenterzeugung bewegt das Rctationszentrum des Drehimpulsvektors wieder vom Punkt A zum Punkt B. sobald das verzögerte Drehmoment ( + rc) angelegt wird. Durch Anlegen des magnetischen Drehmoments zu dieser Zeit wird die Länge des Querdrehimpulsvektors so verkürzt, wie dies durch den Vektor 55 dargestellt ist, wodurch die Nutation abnimmt Die magnetische Drehmomenterzeugung wird normalerweise abgeschaltet wenn der Rollfehlersensor einen Vorzeichenwechsel des RoIl-Fehlers feststellt. Dies würde beim Punkt 102 festgestellt, der um denselben vorbestimmten Teil der Nutationsperiode bis zum Punkt 120 verzögert wird. Dadurch wird die Nutation auf den inneren Kreis 103 herabgesetzt der innerhalb der gewünschten Schwellwertgrenzen liegt. Im wesentlichen wird also gemäß einer Ausführungsform der Erfindung die Drehmomenterzeugung für einen Bruchteil einer Nutationsperiode so verzögert daß die sich ergebenden Drehmomente die Nutation schwächen statt sie zu steigern. Die Nutationsperiode ist kurz im Vergleich mit der geosyuchronsn Orbitalperiode. Bei einem üblichen Satelliten dauert die Nutationsperiode beispielsweise nur zwischen 1 und 3 Minuten. Die Nutationsperiode ist durch die Gleichung

bestimmt, wobei H den Drehimpuls des Drallrades od. dgl, I_x und /_, Trägheitsmomente des Satelliten um die X- bzw. K-Achsen und ω_η die Nutationsfrequenz bedeuten. Die geosynchrone Orbitalperiode beträgt natürlich 24 Stunden. Im Vergleich mit der geosynchronen Orbitalperiode ist daher die Verzögenangszeit für das Anlegen eines magnetischen Drehmomentes sehr klein, weshalb die Drehmomentverzögerung für die Dauer eines Bruchteils der Nutationsperiode keinen ungünstigen Einfluß auf das Roll/Gier-Lageregelsystem hat wie es beispielsweise in US-PS 38 34 653 beschrieben ist. Wie schon erwähnt wurde, wird das magnetische Drehmoment bei einer vorbestimmten Verzögerung nach Feststellung eines Roll-Fehlers der Größe 0 oder nach einem Wechsel des Roll-Vorzeichens (beim Punkt 120 in F i g. 4) abgeschaltet.

Die Verzögerung wird durch verschiedene Faktoren beeinflußt, wie nun erläutert wird. In Fig.5 ist der Dämpfungsfaktor D (normalisiert auf den Wert +2 als Maximaldämpfung, -2 als Maximalanstieg und 0 als Wert für keine Dämpfung und keinen Anstieg) über der

ίο Steuerphasenverzögerung aufgetragen. Wie für den Fall der großen Dämpfung mit dem 50fachen Betrag des Schwellwertpegels fr-50) ersichtlich ist, würde maximale Dämpfung (D= + 2) bei einer halben Nutationsperiode oder einer Phasenverzögerung von 180° erfolgen.

!5 Wäre jedoch die Nutationsampütude gleich dem Schwellwert (r—l), würde die Maximaldämpfung bei einer Verzögerung von 135° erfolgen. Mathematisch wurde festgestellt, daß der beste mittlere Dämpfungsfaktor für alle Werte von r durch eine Verzögerung von 163° für das Steuerdrehmoment ve erreicht wird, das auf der Gier-Achse wie im System nach der US-PS 38 34 653 angelegt wird, und den magnetischen Dipol längs der Roll-Achse 16 in F i g. 1.

In dem System nach der US-PS 40 62 509 liegt der Steuerdipol schräg in der Roll/Gier-Ebene mit einem Winkel γ zwischen der Roll- oder K-Achse und der Gier- oder A^-Achse. Die obenerwähnte Verzögerung um 163° beruht auf der Voraussetzung, daß der Dipol mit der Roll-Achse fluchtet, wie in der US-PS 38 34 653 beschrieben ist Es wurde festgestellt, daß für optimale Drehmomenterzeugung für das System nach der US-PS 40 62 509 für jeden Schrägwinkel γ ein gleicher Drehmoment-Verzögerungswinkel eingehalten werden sollte. Damit das zuvor beschriebene System mit schrägem Dipol arbeiten kann, sollte die Verzögerung 163° plus den Schrägwinkel des Dipols in der Roll/Gier-Ebene von der positiven Roll-Richtung zur negativen Gier-Richtung betragen. Wenn beispielsweise ein Schrängwinkel γ von 76° vorliegt wie er in F i g. 1 dargestellt ist beträgt die empfohlene Phasenverzögerung 163°+76° (oben erläuterte Verzögerung für maximalen mittleren Dämpfungsfaktor) = 239° oder nominell ²h einer Nutationsperiode.
F i g. 6 ist ein Blockschaltbild einer Ausführungsform der Erfindung, bei welchem in das aus der US-PS 40 62 509 bekannte System Verzögerungen eingeführt werden. Auf dem Satelliten angeordnete Lagesensoren wie beispielsweise der Horizontsensor 60 sprechen auf Energie von der Erdoberfläche an. Der Lagesensor kann in irgendeiner an sich bekannten Weise angeordnet werden, und außer durch Horizon !sensoren kann die Lage des Satelliten auch durch Sonnensensoren, Sternsensoren, Gyroskope, Accelometer oder andere einfache Instrumente ermittelt werden. Typisch werden zwei Sensoren paarweise zur Abtastung des Horizontes angeordnet Eine elektronische Sensorschaltung 62 erzeugt aufgrund der Signale vom Horizontsensor 60 ein Signal, das proportional zu dem Roll-Fehler Φ (Fehler der Roll-Lage) des Satelliten und zur Polarität oder Richtung (+ oder —) dieses Fehlers ist Der Horizontsensor 60 kann von dem Typ »V line of sight« sein, wie er im Prinzip in dem Artikel »Attitude and Spin Controll for TIROS Wheel« in der Zeitschrift »Proceedings of AIAA/SACC Guidance and Control Conference, August 1966, beschrieben ist. Je nach der Ausführung des Horizontsensors 60 und/oder der elektronischen Sensorschaltung 62 kann das Ausgangssignal der Sensorschaltung entweder eine analoge

Schwingung oder ein digitales Wort sein. Das Ausgangssignal der Sensorschaltung 62 wird von einem elektronischen oder digitalen Filter 64 zur Rauschverminderung gefiltert.

Das Ausgangssignal des Filters 64 wird an ein Verzögerungsglied 65 angelegt, das für die Verzögerung um den obenerwähnten Bruchteil der Nutationsperiode sorgt. Ein Schwellwertdetektor 66 vergleicht die gefilterten und verzögerten Ausgangssignale mit einem gegebenen Schwellwert ε*. Der Schwellwert hängt von dem im Satelliten jeweils erforderlichen Maß der Lagepräzision ab. Der Schwellwertdetektor 66 enthält in an sich bekannter und üblicher Weise Schaltungen zum Erzeugen und Aufrechterhalten eines Ausgangssignals, wenn der Roll-Fehler den gegebenen Schwellwert übersteigt. Das Ausgangssignal des Schwellwertdetektors 66 wird aufrechterhalten, bis der Roll-Fehler sein Vorzeichen wechselt, was dann der Fall ist, wenn der Roll-Fehler den Punkt 0° kreuzt. Der Vorzeichenwechsel zeigt an, daß das vom Drehmomenterzeuger 74 hervorgerufene Steuerdrehmoment den Roll-Fehler auf ein Minimum herabgesetzt hat. Ist der Roll-Fehler größer als ein vorbestimmter Schwellwert, wird der Richtungssinn des von dem magnetischen Drehmomenterzeuger 74 erzeugten magnetischen Dipols durch den Polaritätssensor 68 bestimmt. Der Polaritätssensor 68 bestimmt die Polarität des Stromes, der durch den magnetischen Drehmomenterzeuger 74 fließen soll, damit sich die gewünschte Richtung des Steuerdrehmoments ergibt.

Das elektronische Schaltwerk 70 spricht auf die Ausgangssignale sowohl vom Schwellwertdetektor 66 als auch vom Fehler-Polaritätssensor 68 an, um ein Steuersignal zu erzeugen, welches die richtige Polarität des Stromes zum Erregen des magnetischen Drehmomenterzeugers 74 für eine Herabsetzung des Roll-Fehlers auf ein Minimum angibt. Eine Treiberschaltung 72 für den Drehmomenterzeuger enthält typisch entweder eine Strom- oder eine Spannungsquelle und erzeugt aufgrund der Signale vom Schaltwerk 70 ihrerseits Signale, welche die richtige Strompolarität für den magnetischen Drehmomenterzeuger 74 bestimmen. Der Drehmomenterzeuger 74 kann eine einzelne Einheit wie z. B. eine Luftkern-Spule (ohne Eisenkern) sein oder ein Elektromagnet oder, wenn dies aus Montagegründen zweckmäßig ist, eine Anordnung von Einheiten 2um Erzeugen von magnetischen Dipolen, deren Vektorsumme den Dipol mit der gewünschten Größe und Richtung ergibt. Der Richtungssinn des durch den magnetischen Drehmomenterzeuger 74 fließenden Stromes wird also durch den Richtungssinn des gefilterten Roll-Fehler-Signals bestimmt

Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung werden die Roll-Fehler-Signale vom Filter 64 verzögert, bevor sie dem Schwellwertdetektor 66 zugeführt werden. Der Verzögerungsbetrag wurde oben bereits diskutiert. Er ist so groß, daß die Zeitsteuerung der Aktivierung des Drehmomenterzeugers 74 eine Konvergenz des Nutationswinkels erzwingt. Die Verzögerung wird so gewählt, daß das magnetische Drehmoment mit Sicherheit die Nutation reduziert, statt sie zu fördern. Eine solche Verzögerung beträgt 163° plus den Schrägwinkel des Dipols, wie er oben definiert wurde.

Beispielsweise verzögert das Verzögerungsglied 65 bei einem Satelliten mit einer Nutationsperiode von 1 Minute und einem Schrägwinkel des Dipols von 76° die Signale vom Filter 64 um 2/3 der Dauer eines Nutationszyklus, d.h. Vs von 60 oder 40 Sekunden. Obwohl dies nicht unbedingt notwendig ist, kann das System auch einen Sensor 79 mit zugehörigem Schaltwert zum Bestimmen der Nutationsperiode und zum angemessenen Justieren des Verzögerungsgliedes 65 enthalten.

Das Verzögerungsglied 65 beeinflußt in gleicher Weise den Schwellwertdetektor 66 und den Polaritätssensor 68, wodurch sowohl die Einschaltung als auch die Ausschaltung des magnetischen Drehmomenterzeugers 74 um den gleichen Zeitbetrag verzögert werden.

Obwohl dem hier beschriebenen System ein auf einer äquatorialen Umlaufbahn befindlicher Satellit zugrundegelegt wurde, eignet sich die Erfindung im Prinzip auch für Satelliten auf Umlaufbahnen mit hoher Inklination. Die Verwendung von magnetischen Drehmomenterzeugern in Satellitensystemen auf Umlaufbahnen hoher Inklination ist allgemein bekannt, und durch richtige Phasensteuerung der Steuerdrehmomente in der beschriebenen Weise kann die gewünschte magnetische Nutationsdämpfung durchgeführt werden, während gleichzeitig die Roll/Gier-Lage des Raumflugkörpers gesteuert oder geregelt wird.

Im Falle von Umlaufbahnen hoher Inklination wie z. B. dann, wenn die Orbitebene ungefähr (mit einer Abweichung von ±20°) senkrecht auf der Äquatorialebene steht, ändert sich der primäre Magnetfeldvektor V mit der Orbitposition, wie in F i g. 7 dargestellt ist. Entsprechend ändert sich daher die Drehmomentrichtung mit der Orbitposition. Das System enthält unter diesen Umständen Mittel zum justieren der Verzögerungszeit des Verzögerungsgliedes 65 in Abhängigkeit von der Position des Satelliten auf einer Umlaufbahn. Zu diesem Zweck können beispielsweise ein Taktgeber und ein Binärzähler vorgesehen sein, der einen Binärcode an das Verzögerungsglied liefert, wo die Zeit festgestellt und die Verzögerung entsprechend geändert wird. Dies geschieht zusätzlich zu der oben erläuterten Verzögerung um einen Bruchteil der Nutationsperiode.
Obwohl bei der obigen Beschreibung von einem Satelliten vom Doppeldralltyp ausgegangen wurde, eignet sich das hier beschriebene System zur Nutationssteuerung allgemein für alle Satelliten mit Drallvorgabe einschließlich rotierender Satelliten. Im Falle des rotierenden Satelliten auf der äquatorialen Umlaufbahn erfolgt eine Korrektur für den rotierenden Dipol durch Umschaltung der Richtung des Stromes durch den Dipol bei jeder halben Umdrehung des Satelliten.

Obwohl bei dem oben beschriebenen Beispiel Bruchteile (x) einer Nutationsperiode (t_n) als Verzögerungszeit gewählt wurden, ergibt sich dieselbe Korrektir, wenn die Verzögerung, bei einer ganzen Zahl n, (x+n) (t_n) beträgt. Für das Beispiel einer Nutationsperiode von 1 Minute und der Verzögerung von 240/360(60), erreicht man die gleiche Korrektur, wenn die Verzögerung 40 Sekunden plus irgendeine Anzahl von zusätzlichen Nutationsperioden wie z.B. 40 + 60 Sekunden, 40+120 Sekunden, 40 + 360 Sekunden usw. beträgt

Hierzu 3 Blatt Zeichnungen

Claims (4)

Patentansprüche:

1. Verfahren zum Herabsetzen der Nutation eines mit vorgegebenem Drall um die Nickachse auf einer Erdumlaufbahn befindlichen Raumflugkörpers mit einer Nutationsperiode r„, bei dem die Größe und Richtung eines Fehlers der Lage des Raumflugkörpers bezüglich einer gewünschten Lage ermittelt werden und gemäß der Größe und Richtung des ermittelten Fehlers ein magnetischer Dipol in der Ebene der Roll- und Gierachsen des Raumflugkörpers mit einer solchen Größe und Richtung erzeugt wird, daß unter Einwirkung des Erdmagnetfeldes die Abweichung des Raumflugkörpers von der gewünschten Lage verringert wird,

dadurch gekennzeichnet, daß der Beginn der Erzeugung des magnetischen Dipols um einen vorbestimmten Bruchteil (x^der Nutationsperiode t_n des Raumflugkörpers verzögert wird, nachdem der ermittelte Fehler einen gegebenen Schweilwert übersteigt,

und daß die Beendigung der Dipolerzeugung um den vorbestimmten Bruchteil (x) der Nutationszeit verzögert wird, nachdem der ermittelte Fehler beim nächsten Mal die Richtung wechselt.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Dauer (T) des vorbestimmten Bruchteils gleich (D/360) (t„) ist, wobei D=β+γ ist und γ den in Grad gerechneten Schrägwinkel des magnetischen Dipols bezüglich der Rollachse des Raumflugkörpers und β einen in Grad gerechneten Winkel zwischen 135 und 180 einschließlich bedeuten.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Fehler in bezug auf die Rollachse des Raumflugkörpers gemessen wird.

4. System zum Durchführen des Verfahrens nach Anspruch 1, 2 oder 3 mit einer im Raumflugkörper befindlichen Einrichtung (GO, 62, 64) zum Ermitteln des Lagefehlers, die ein Ausgangssignal oder Signale entsprechend der Größe und Richtung der Abweichung des Raumflugkörpers von der gewünschten Lage erzeugt, und mit einer Anordnung (66, 68_; 70. 72) im Raumflugkörper, die in Abhängigkeit von einem oder mehreren Fehlergröße und -richtung anzeigenden Signalen einen auf dem Rumpf des Raumflugkörpers orientierten Drehmomenterzeuger (74) veranlaßt, den magnetischen Dipol zu erzeugen,

dadurch gekennzeichnet, daß die den Drehmomenterzeuger (74) steuernde Anordnung eine Steuereinrichtung (66), die aufgrund eines einen vorbestimmten Lagefehlerschwellwert repräsentierenden Ausgangssignals den Drehmomenterzeuger (74) einschaltet und ihn aufgrund eines die Verringerung des Lagefehlers a"f eine vorgegebene Größe (Null) anzeigenden Ausgangssignals abschaltet,

und eine Einrichtung (65) enthält, mit der das Einschalten und Abschalten des Drehmomenterzeu gers (74) jeweils um ein Zeitintervall gleich dem vorbestimmten Bruchteil (x) der Nutationsperiode verzögerbar ist.