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Lagestabilisierter Raumflugkörper
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Die E'rfindunq betrifft einen lagestabilisierten Raumflugkörper mit
einer Einrichtung zur rasterartigen, zweidimensignalen Abtastung eines entfernten
Beobachtungsobiektes mittels elektromagnetischer Strahlung.
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Derartige Raumflugkörper sind bereits etwa als geostationäre Satelliten
verwendet worden. Aufgrund ihrer zur Erdrotation synchronen Umlaufbahn scheinen
sie über einem bestimmten Punkt der Erde stillzustehen, wobei letztere wegen der
Entfernung von ca. 36 000 km zum Satelliten von diesem aus gesehen eine Winkelausdehnung
von ca. 180 aufweist. Solche geostationären Satelliten haben oft die Aufgabe, die
gesamte Erdoberfläche zur Aufnahme bestimmter Informationen zweidimensional abzutasten.
Beispielsweise sollen Gesamtaufnahmen des sichtbaren Teils der Erde durch zeilen-
und spaltenweise Aneinanderreihung von Einzelaufnahmen gebildet werden.
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Die so verwendeten Satelliten sind zum Zwecke der Beibehaltung einer
bestimmten Orientierung im Raum lagestabilisiert, wobei hier vor allem drei Konzepte
von Bedeutung sind. Dabei handelt es sich einmal um die Spinstabilisierung, wobei
der qesm Satellitenkörper ständig um eine senkrecht zu seiner Bahncb<n orientierte
Drehachse rotiert. Weiterhin existiert die Möglichkeit der Dreiachsenstabilisierung,
die mittels im Satelliten eingebauter rotierender Schwungräder oder mittels in unterschiedliche
Raumrichtungen orientierter Schubdüsen erfolgt, und zwar derart, daß der Satellit
bezüglich dreier aufeinander senkrecht stehender Raumrichtungen in seiner Lage stabilisiert
wird. Als drittes Konzept ist schließlich die sogenannte Dual-Spin-Stabilisierung
im Gebrauch, wobei der Satellit aus einem spinstabilisierten, um eine senkrecht
zur Bahnebene orientierte Drehachse rotierenden Teil und einem entdrallten, d.h.
von
der Rotation des spinstabilisierten Teils entkoppelten Teil
besteht. Zwischen beiden Teilen ist ein geregelter Entdrallmotor gelagert, der im
Falle eines geostationären Erdsatelliten beispielsweise dafür sorgt, daß der entdrallte
Teil mit den auf ihm montierten Antennen der Erde immer dieselbe Seite zukehrt.
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Je nach dem verwendeten Konzept der Lagestabilisierung wird die Abtastung
des Beobachtungsobjektes, im Falle eines geostationären Satelliten aJso der Erde,
auf unterschiedliche Weise vorgenommen. Bei einem spinstabilisierten Satelliten
rotiert das Beobachtungsfenster bzw. im Fall optischer Aufnahmen das Objekt zusammen
mit dem Satellitenkörper, so daß das Beobachtungsobjekt nur während eines Bruchteils
einer Rotationsperiode ins Blickfeld gerät. Da die Erde von einem gesstetionären
Satelliten aus winter einem Winkel von 18° erscheint, steht für die eigentliche
Aufnahme demnach nur ein Zwanzigstel einer Rotationsperiode zur Verfügung. Als weiterer
Nachteil dieses Stabilisierungskonzepts muß gelten, daß für eine kontinuierliche
Funkverbindung zur Bodenstation entwede; Rundstrahlantennen mit verhältnismäßig
geringem Gewinn oder aber stark indelnde entdrallte Antennen und Zwischenspeicher
verwendet werden müssen. Bei dreiachsenstabilisierten Flugkörpern hingegen werden
zur rasterartigen Abtastung des flächenhaft sich darbietenden Beobachtungsobjektes
Schwenkspiegel verwendet, die wiederum starke Störmomente zur E'olge haben und damit
die Regelung zur exakten Einhaltung einer stabilen Lage bedeutend erschwren. Das
klassische Dual-Spin-Konzept mit den Experimenten im entdrallten Teil weist ähnliche
Probleme auf.
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Der i:rfi.ndunq liegt die Aufgabe zugrun1e, einen lagestabilisierten
Raumflugkörper der eingangs genannten Art bereitzustellen, mit dem e; möglich ist,
die rastel-artige, zweidimensionale Abtastung eines entfernten Beobachtungsobjektes
auf möglichst einfache Weise so durchzuführen, daß keine
beweglichen
Teiles zu 'it»(jrmomentcln Aiilaß geben, wobei das Beobachtungsobjekt zudem ständig
im 5 ichtbereich der Abtasteinrichtung verbleiben soll.
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Die gestellte Aufgabe wird gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß
der Raumflugkörper oder der die Abtasteinrichtung tragende 'l'cXil des Raumfugkörpers
bezüglich der Verbindungslinie zum Beobachtungsobjekt eine in periodischer Wiederholung
hin- und zurücklaufende Schwenkbewegung vorbestimmbarer Amplitude um eine Drehachse
ausführt, die senkrecht oder nahezu senkrecht auf der Verbindungslinie zwischen
Raumflugkörper und Beobachtungsobjekt steht.
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Die Erfindung ist anwendbar auf dreiachsenstabilisierte Raumflugkörper
sowie solche des Dual-Spin-Typs. Vorgeschlagen wird, daß im ersteren Falle der gesamte
Raumflugkörper, im zweiten Falle der entdrallte Teil desselben eine bez. der Verbindungslinie
zum Beobachtungsobjekt periodisch hin- und zurücklaufende, quasi oszillierende Schwenkbewegung
ausführt.
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In Anwendung auf einen geostationären Satelliten ergibt sich hierbei,
daß die Schwenkbewegung um eine Drehachse erfolgen soll, die senkrecht zur Bahnebene
orientiert ist. Während einer Periode der Schwenkbewegung kann das Beobachtungsobjekt,
etwa die Erde, zweimal abgetastet werden, nämlich je einmal während der hin- und
der rücklaufenden Bewegungsphase. Die Amplitude der Schwenkbewegung wird demnach
zweckmäßig so vorgegeben, daß der Winkel, unter dem das Beobachtungsobjekt vom Raumflugkörper
aus erscheint, während einer Schwenkperiode jeweils zweimal voll überstrichen wird.
In diesem Zusammenhang ist es weiterhin zweckmäßig, die Winkelgeschwindigkeit der
Schwenkbewegung, abgesehen von dem Bereich der Umkehrpunkte, während jeder der beiden
zu einer Schwenkperiode gehörigen Bewegungsphasen konstant zu halten. Da die Umkehrzeiten
sehr klein gemacht werden können, ergibt sich eine quasi kontinuierliche Abtastung.
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Zur optischen Abtastung beispielsweise der Erde genügt es, daß der
Satellit eine fest montierte Optik mitführt, in deren bildseitiger Brennebene parallel
zur Drehachse der Schwenkbewegung eine Reihe von für elektromagnetische, insbesondere
optische Strahlung empfindlichen Sensorelementen angeordnet ist. Derartige reihenförmig
angeordnete Sensorelemente, beispielsweise CCD-Elemente, stehen zur Verfügung und
können mehrere tausend Einzelelemente enthalten. Daraus ergibt sich, daß eine hohe
Auflösung in der Bildregistrierung erzielbar ist. Die Dauer einer Schwenkperiode
ist in weiten Grenzen variabel.
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Insbesondere bei Anwendung auf dreiachsenstabiliserte Satelliten hat
die Erfindung den Vorteil, daß zur Erzeugung der für die periodische Schwenkbewegung
erforderlichen, wechselnden Drehmomente weitgehend von bereits im Satelliten vorhandenen
Einrichtungen Gebrauch gemacht werden kann. Ist der Satellit beispielsweise mit
Hilfe von Schwungrädern dreiachsenstabilisiert, so kann die Schwenkbewegung durch
Drehzahlregelung dieser Schwungräder bewirkt werden. Dabei ist hervorzuheben, daß
die hierfür bei den einzelnen Schwungrädern erforderlichen Drehimpulsanderungen
lediglich im Bereich einiger Prozente liegen, bezogen auf die wegen der ständigen
Rotation dieser Schwungräder sowieso vorhandenen Ausgangs-Drehimpulse. Es ist lediglich
erforderlich, die Drehzahlen der Schwungräder um diese Ausgangswerte herum in geregelter
Weise schwanken zu lassen. Diese Regelung ist mit äußerster Genauigkeit durchführbar,
so daß auch die Schwenkbewegungen sehr exakt in vorbestimmter Weise ausgeführt werden
können, mit entsprechend günstiger Auswirkung auf die erzielbare Auflösung.
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Im Falle der Dreiachsenstabilisierung mit Hilfe von Schubdüsen, die
in die verschiedenen Raumrichtungen orientiert sind, ist ebenfalls Ine sehr exak
t e Fel. nreuiieruncj durch geregelte Betätigung dieser Schubdüsen mit kelinem Impuls
bzw.
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durch geregelten Fluidausstoß möglich.
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Bei Raumflugkörpern des Dual-Spin-Typs soll der entdrallte Teil die
peri od i sehe Schwenkbewegung aus führen, wobei der sowieso vorhandene Entdrallmotor
zur Erzeugung der Schwenkbewegung herangezogen wird, der normalerweise dafür zu
sorgen hat, daß etwa bei einem geostationären Satelliten eine relative Drehung des
entdrallten Teils geyenüber dem rotierenden, spinstabilisierten Teil derart aufrechterhalten
wird, daß der entdrallte Teil der Erde immer dieselbe Seite zukehrt. Dazu ist offenbar
eine konstante relative Drehzahl erforderlich.
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Die Erfindung verlangt nunmehr lediglich, daß eine geregelte Schwankung
der relativen Drehzahl um diesen Ausgangswert herum zu bewirken ist. Dies geschieht
durch entsprechende Regelung des Entdrallmotors.
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Wie weiter oben schon angedeutet, besteht die Aufgabe eines Raumflugkörpers
im allgemeinen nicht nur darin, Informationen aufzunehmen, vielmehr müssen diese
Informationen auch an eine Boden- bzw. Empfangsstation zur weiteren Verarbeitung
übermittelt werden. Bei spinstabilisierten Satelliten werden dazu gewöhnlich Rundstrahlantennen
oder entdrallte Richtantennen sowie zusätzliche Zwischenspeicher verwendet. Dreiachsenstabilisierte
Satelliten auf einer geostationären Bahn werden so geregelt, daß sie während eines
Umlaufes eine Drehung um die zu ihrer Bahnebene senkrechte Achse vollführen, so
daß die fest montierten Antennen immer auf die Bodenstation auf der Erde gerichtet
sind. Bei Satelliten vom Dual-Spin-Typ geschieht dasselbe bezüglich des entdrallten
Teils. Bei den hier infragestehenden Satelliten bzw. Raumflugkörpern wird zweckmäßigerweise
von einem anderen Konzept Gebrauch gemacht: Die Ubertragungseinrichtung zur Übermittluny
der durch die Abtastung gewonnenen Informationen an die Empfangsstation besteht
im wesentlichen aus einer, insbesondere flächenhaften, Anordnung phasengesteuerter
Strahlerelemente, die durch elektronische Strahlschwenkung die Kompensation der
periodischen Schwenkbewegung, die der Raumflugkörper bzw. der entdrallte Teil desselben
ausführt,bewirkt.
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Derartige Anordnungen oder Arrays aus einer Vielzahl phasengesteuerter
Strahlerelemente, bei denen es sich beispielsweise um Dipolelemente handeln kann,
stehen in technisch ausgereifter Form zur Verfügung. Ihre Anwendung im vorliegenden
Zusammenhang stellt eine besonders elegante Lösung des Problems dar. Die Strahlerelemente
sind so an der Außenseite des Raumflugkörpers anzubringen, daß die Empfangsstation
ständig in dem Winkelbereich liegt, der von der schwenkbaren Strahlungskeule überstrichen
werden kann, was eine kontinuierliche Datenübertragung ermöglicht.
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Wenn bisher auch meist auf geostationäre Satelliten Bezug genommen
Erde, so ist die Erfindung doch keineswegs auf diese beschränkt. Selbstverständlich
kann sie auch bei Raumflugkörpern zum Einsatz kommen, welche für Missionen im interplanetaren
Raum bestimmt sind und beispielsweise während des Vorbeifluges an einem Planeten
Aufnahmen, möglicherweise in verschiedenen Spektralbereichen, von diesem machen
sollen.
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Schließlich kommen für die Anwendung alle Satelliten und Raumsonden
infrage, deren Aufgabe es ist, von vorbestimuten flächenhaften Beobachtungsobjekten
bzw. Raumgebieten durch Abtastung in den gewünschten Spektralbereichen wiederholt
Aufnahmen zu gewinnen.
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Im folgenden wird die Erfindung anhand von Abbildungen näher erläutert.
Es zeigen in schematischer Weise: Figur 1 einen geostationären Satelliten in seiner
Umlaufbahn; Figur 2 eine interplanetare Raumsonde heim Vorbei flug an einem Planeten;
Figur 3 ein Diagramm der Winkelgeschwindigkeit der periodischen Schwenkbewegung
in Abhängigkeit von der Zeit;
Figur 4 eine Anordnung von Schwungrädern
zur Lagestabilisierung und Erzeugung der periodischen Schwenkbewegung in einem (nicht
dargestellten) dreiachsenstabilisierten Raumflugkörper.
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Gemäß Fig.1 befindet sich ein als geostationärer Satellit eingesetzter
Raumflugkörper 1 auf seiner nahezu kreisförmigen Umlaufbahn 2 um die Erde 3. Die
Größen- und Abstandsverhältnisse sind hierbei selbstverständlich nicht maßstäblich
wiedergegeben. Die Umlaufbahn 2 fällt in etwa mit der Äquatorebene zusammen. Dcr
geostationäre Satellit 1 ist in der Weise dreiachsenstabilisiert, daß er während
eines ganzen Umlaufes eine volle Drehung um eine auf der Bahnebene der Umlaufbahn
2 senkrecht stehende Drehachse 4 vollführt. Die Erde 3 erscheint vom Satelliten
1 aus ständig unter einem Winkel Ä . Gemäß der Erfindung soll der Satellit 1 nun
bezglich seiner Verbindungslinie 5 zum Erdmittelpunkt, welche die Nullage darstellt,
eine periodische, hin- und zurücklaufende Schwenkbewegung ausführen, die zumindest
den Winkel g überstreicht und nur in den Umkehrbereichen zu beiden Seiten um kleine
Zusatzwinkel über diesen hinausreicht. Wenn sich der Satellit 1 bezüglich dieser
Schwenkbewegung gerade in seiner Nullage befindet, weist das nicht dargestellte
Beobachtungsfenster, in dem beispielsweise ein Objektiv angeordnet ist, in Richtung
der Verbindungslinie 5. In der bildseitigen Brennebene dieses Objektivs kann sich
eine (nicht dargestellte) parallel zur Drehachse 4 orientierte Reihe von optischen
Sensorelementen befinden. Dabei enthält diese Reihe zweckmäßig gerade so viele Sensorelemente,
daß die Erde in ihrer vollen Nord-Süd-Ausdehnung, ebenfalls in etwa einem Winkelbereich
J entsprechend, überstrichen werden kann.
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In Fig.2 ist in stark schematisierter Weise und unter erheblicher
Verzerrung der Größen- und Entfernungsverhältnisse eine Raumsonde 6 dargestellt,
die auf ihrer Flugbahn 7 in einiger
Entfernung an einem Planeten
8 vorbeizieht. Dieser erscheint von der Sonde aus unter einem Winkel ß', ', der
allerdings mit zunehmender Annäherung ebenfalls zunimmt, ein Maximum durchläuft,
um danach wieder abzunehmen. Hier wäre es eventuell zweckmäßig, und zwar dann, wenn
der Planet über eine längere Zeitspanne hinweg beobachtet werden soll, den Schwenkbereich
der Sonde in Abhängigkeit von der zeitlichen Veränderung des Winkels ' variabel
zu gestalten. Analog zum Fall der Fig. 1 ist hier gemäß der Erfindung ebenfalls
vorgesehen, daß die Sonde 6 bezüglich der Verbindungslinie 9 zum Planetenmittelpunkt
eine periodisch hin- und zurücklaufende Schwenkbewegung um eine Drehachse 6 ausführt,
die auf der durch die Bahntangente und den Planetenmittelpunkt gegebenen Ebene senkrecht
steht. Die Orientierung der beispielsweise dreiachsenstabilisierten Sonde 6 ist
auf bekannte Weise so zu regeln, daß die als Referenz dienende Null- bzw. Mittellage
der Schwenkbewegung stets mit der Verbindungslinie 9 zwischen Sonde 6 und Mittelpunkt
des Planeten 8 zusammenfällt. Auch hier ist das Beobachtungsfenster bzw. das zur
Abbildung benötigte Objektiv in der Nullage in Richtung der Verbindungslinie 9 orientiert.
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In Fig.3 ist ein möglicher Verlauf der Winkelgeschwindigkeit # der
Schwenkbewegung über der Zeit t dargestellt. Dabei ist die Winkelgeschwindigkeit
# während eines beträchtlichen Teils, nämlich 2 # t, der Schwenkperiode T konstant
(z.B, bis 10-7 grd/sec), und zwar während einer Zeit # t bei einem positiven Wert
und anschließend nach Durchlaufen einer Umkehrphase bei einem gleich großen negativen
Wert. Dic Zeit # t entspricht dabei dem Schwenkwinkel ß, der gerade zum Erfassen
der gesamten Breite des Beobachtungsobjektes ausreicht. Hieran schließt sich zu
beiden Seitne eine Umkehrphase an, innerhalb der die Winkelgeschwindigkeit sehr
schnell auf Null gebracht und die Schwenkrichtung umgekehrt wird. Der in ii <J
(Jt 7<' c-jt ( te V@ Ver f tt< ç (i(1' W@ tlkF 1 <j<:etw 1 wlrl i rjkeit
# über der Zeit t ist jedoch nicht zwingend, alle@d
ist es durchaus
zweckmäßig, das gesamter Beobachtunngsobjekt nilt konstanter Winkelgeschwindigkeit
zu überstreichen, auch W(jnn (s eine gewölbte, etwa kugelförmige Oberfläche aufweist.
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In Fig.4 ist eine Anordnung von zwei hinsichtlich ihrer Drehachsen
14, 15 V-förmig orientierten Schwungrädern 10, 11 darcgestcllt. Als Bezugssystem
sind noch drei senkrecht aufeinanderstehende Achsen, nämlich die Rollachse 12, die
Gierachse 13 sowie die mit der Drehachse 4 der Schwenkbewegung identische Nickachse
dargestellt. Die Drehachsen 14, 15 der beiden Schwungräder 10, 11 liegen in einer
Ebene 16, die die Nick- bzw. Drehachse 4 enthält und um diese um einen Winkel CX
gegenüber der Rollachse 12 verdreht ist. Gegenüber der Nick- bzw. Drehachse 4 sind
die Drehachse 14, 15 jeweils um einen Winkel X in entgegengesetzter Richtung geneigt.
Mit diesen beiden Schwungrädern 10, 11 in der gegebenen Anordnung ist es zunächst
möylich, auf bekanntem Wege eine Dreiachsenstabiliserung um die Roll-, Gier- sowie
Nickachse zu erreichen. Ein geostationärer Satellit, dessen Flugbahn in Richtung
der Rollachse 12 orientiert ist, ist normalerweise in einer Lage stabilisiert, in
der er, abgesehen von einer sehr langsamen Drehung um die Nick- bzw. Drehachse 4
innerhalb eines Tages sowie von Korrekturdrehungen zur Aus regelung von Störungen,
keine weiteren Drehungen ausführt. Mit der dargestellten Anordnung zweier Schwungräder
10, 11 ist es nun ohne weiteres möglich, den Satelliten zu einer sehr exakt reegulierbaren
periodischen Schwenkbewegung zu veranlassen.
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hierzu ist davon auszugehen, daß die Schwungräder 10, 11 im dreiachsenstabilisierten
Zustand mit jeweils der gleichen Winkelgeschwindigkeit in den durch die Pfeile gegebenen
Drehricl-ltungen uni die Achsen 14, 15 rotieren. Es ergibt sich dann ein resultierender
Drehimpulsvektor, der in der Drehachse 4 liegt, mit gegenüber der dargestellten
Achsenorientierung umgekehrter Richtung. Dieser Drehimpulsvektor kann nun um entsprechende
Beträge vergrößert oder verkleinert werden, und zwar dadurch, daß die Drehzahl der
beiden Schwungräder 10, 11
jeweils um dieselben Beträge entweder
erhöht oder vermindert werden. Die dadurch erzeugten zusätzlichen Drehimpuls-Differenzvektoren
wirken sich in entsprechend umgekehrten Schwenkbewegungen des Satelliten um die
Drehachse 4 aus.
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- L e e r s e i t e -