DE3214384A1

DE3214384A1 - Verfahren zum beibehalten der sonnenorientierung eines satelliten

Info

Publication number: DE3214384A1
Application number: DE19823214384
Authority: DE
Inventors: Kenji Yokohama Kanagawa Okada; Arnold Dipl.-Phys. 8000 München Scheit
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG; Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH; Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 1982-04-20
Filing date: 1982-04-20
Publication date: 1983-10-27
Also published as: JPS58183399A

Description

Verfahren zum Beibehalten der Sonnenorientierung
eines Satelliten Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Beibehalten der Sonnenorientierung eines in den Erdschatten eintauchenden Satelliten, vorzugsweise eines dreiachsenstabilisierten Satelliten.
Bei Satelliten, ist es notwendig, die Sonnenorientierung beizubehalten, damit genügend elektrische Energie zur Verfügung gestellt werden kann, etwa auch während und vor der Phase, in der der Satellit z.B. in die Dreiachsenstabilisierung überführt wird bzw. auch während Fehlfunktionen der Lageregelungseinrichtungen im Betrieb des Satelliten.
Da während solcher Orientierungsphasen die herkömmlichen Sonnensensoren nicht arbeiten, wenn sie im Schatten der Erde liegen, sind Einrichtungen notwendig, welche die Lage des Satelliten auch unter den genannten Bedingungen feststellen können.
Um eine solche Einrichtung handelt es sich bei dem bekannten integrierenden Geschwindigkeitskreisel, wie in Fig. 1 dargestellt. Die dargestellte Einrichtung dient dazu, einen Satelliten in der Sonnenorientierung zu halten. Die Fig. 1 zeigt einen Satellitenkörper 1, an welchem Panele 2 angebracht sind, die mit Solarzellen 3 belegt sind. Die Panele 2 sind drehbar, damit die Solarzellen 3 senkrecht zur Sonnenorientierungsachse 4 stehen, und zwar auch bevor die Sonnenorientierungsachse 4 in Ausrichtung auf die Einfallsrichtung der Sonnenstrahlen 5 gebracht worden ist.
Mit diesem herkömmlichen System wird jede Abweichung zwischen der Sonnenorientierungsachse 4 und der Sonnenstrahleneinfallsrichtung 5 durch Sonnensensoren 6a, 6b solange gemessen und beseitigt, wie Sonnenlicht empfangen wird. Integrierende Geschwindigkeitskreisel 7a, 7b dienen der Ausrichtung, wenn der Satellit sich im Erdschatten befindet. Kreisel und Integratoren müssen äußerst akkurat mit einem Minimum von Abweichungen arbeiten um die erforderliche Lage feststellen zu können, so daß diese Regelungssysteme notwendigerweise kompliziert sind.
Aufgabe der Erfindung ist es, eine Einrichtung anzugeben, welche einen Satelliten immer sonnenorientiert hält, auch wenn sich dieser im Erdschatten befindet, ohne daß spezielle Sensoren wie etwa integrierende Geschwindigkeitskreisel erforderlich sind.
Diese Aufgabe ist dadurch gelöst, daß ausgehend von den Signalen von Sonnensensoren vor dem Eintauchen in den Erdschatten die Achse des Hauptträgheitsmomentes des Satelliten in Ubereinstimmung mit der Sonnenstrahleneinfallsrichtung gebracht wird und der Satellit in Drehung um diese Achse versetzt wird.
Mit den einfachen Maßnahmen bzw. mit der einfachen Einrichtung wird es ohne zusätzliche Kreisel und damit wesentlich kostengünstiger als bisher möglich, den Satelliten in der Sonnenorientierung zu halten. Mit dem Wegfall teurer Zusatzgeräte geht nicht nur Kostenersparnis einher, sondern auch Platzgewinn, de-fr andere Einrichtungen ausgenutzt werden kann.
Die Erfindung ist anhand der Fig. 2 näher dargestellt.
In der Fig. 2 sind für gleiche Einrichtungen gleiche Bezugszeichen wie in Fig. 1 gewählt. Der dargestellte Satellitenkörper 1 befindet sich in einer Konfiguration, in der er mit der Achse seines Hauptträgheitsmomentes mit der Sonnenorientierungsachse 4 übereinstimmt. Der Satellit wird auf die Sonne orientiert und in dieser Orientierung beibehalten wie folgt: Nachdem die Panele 2 gedreht worden sind, um die Solarzellen 3 senkrecht zur Achse 4 auszurichten, können die Sonnensensoren 6a,6b die Abweichung zwischen der Sonnenorientierungsachse 4 und der Sonnenstrahleneinfallsrichtung 5 feststellen, sobald Sonnenlicht auf den Satelliten fällt. Jetzt kann die Achse 4 mit der Einfallsrichtung der Sonnenstrahlen 5 in Übereinstimmung gebracht werden.
Hierzu wird der Satellit in Drehung um die Achse 4 versetzt, so wie es durch den Pfeil 8 angedeutet ist. Dies geschieht mit einer passenden vorherbestimmten Winkelgeschwindigkeit mit bekannten Einrichtungen wie etwa Schubdüsen oder dgl.
Wenn die Spinachse, hier die Sonnenorientierungsachse 4, mit der Achse des Hauptträgheitsmomentes des Satelliten übereinstimmt führt das dazu, daß der Satellit spinstabilisiert ist und diese Lage mithin die Sonnenorientierung beibehält auch wenn er in den Erdschatten eintritt. Hierzu wird wie gezeigt worden ist, keine aktive Lageregelung benötigt.
Ob der Satellit während des Spinens in der Phase, in der er dem Sonnenlicht ausgesetzt wird, durch die Sonnensensoren 6a,6b kontrolliert werden soll oder aber allein durch das Spinen richtet sich danach, wie groß der aufzubringende Drall ist und welche Winkelgeschwindigkeit während des Spinens eingehalten werden soll.
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Claims

Verfahren zum Beibehalten der Sonnenorientierung eines Satelliten P a t e n t ä ns p r u c h Verfahren zum Beibehalten der Sonnenorientierung eines in den Erdschatten eintauchenden Satelliten, vorzugsweise eines dreiachsenstabilisierten Satelliten, dadurch g e k e n n z e i c h n e t, daß ausgehend von den Signalen von Sonnensensoren (6a,6b) vor dem Eintauchen in den Erdschatten die Achse (4) des Hauptträgheitsmomentes des Satelliten (1) in Ubereinstimmung mit der Sonnenstrahleneinfallsrichtung (5) gebracht wird und der Satellit (1) in Drehung um diese Achse versetzt wird.