DE3428741A1

DE3428741A1 - Messvorrichtung zur lagebestimmung fuer einen satelliten

Info

Publication number: DE3428741A1
Application number: DE19843428741
Authority: DE
Inventors: Eberhard Dipl.-Phys. Dr.rer.nat. 8025 Unterhaching Frisch
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1984-08-03
Filing date: 1984-08-03
Publication date: 1986-02-13
Also published as: DE3428741C2; FR2568680B1; JPH0473526B2; JPS6141917A; US4674715A; FR2568680A1

Description

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Meßvorrichtung zur Lagebestimmung für einen Erdsatelliten

Die Erfindung betrifft eine Meßvorrichtung zur Lagebestimmung für einen Erdsatelliten, der einen auf die Sonne ausgerichteten Satellitenkörper sowie einen mit diesem drehbar verbundenen, auf die Erde ausgerichtete Funktionselemente tragenden Funktionsteil aufweist, der während eines Bahnumlaufs um eine senkrecht zur Bahnebene orientierte Drehachse bezüglich des Satellitenkörpers eine volle Drehung im Bahnumlaufsinn ausführt, mit einem in die Richtung der Drehachse ausgerichteten Sternsensor.

Derartige Erdsatelliten mit den zugehörigen Meßvorrichtungen zur Lagebestimmung sind aus der US-PS 4 374 579 sowie dem ESA-Bulletin 38, Mai 1984, Seiten bis 16, bekannt. Der Satellitenkörper dieser Erdsatelliten trägt an seiner einen Außenseite einen Sonnensensor, der mit seiner Blickrichtung ständig auf die Sonne ausgerichtet ist, so daß auch der Satellitenkörper selbst eine feste Orientierung bezüglich der Sonne beibehält. Der Satellitenkörper trägt ebenfalls ständig auf die Sonne ausgerichtete Solarpanels sowie des weiteren u.a. Treibstoffbehälter sowie die erforderlichen Triebwerke. Mit diesem Satellitenkörper über eine Drehkupplung drehbar verbunden ist ein Funktionsteil, welcher beispielsweise Antennen- oder Kamerasysteme trägt, die während des Bahnumlaufs ständig auf die Erde ausgerichtet sein müssen. Demnach führt der Funktionsteil während eines Bahnumlaufs in Bezug auf den Satellitenkörper eine volle Drehung um eine senkrecht auf der Bahnebene stehende Drehachse aus. Damit diese Drehachse ihre Orientierung im Raum beibehält, ist ein Sternsensor vorgesehen, dessen Blickrichtung mit der

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Richtung der Drehachse übereinstimmt und vorzugsweise nach Norden oder Süden orientiert ist.

Die bekannte Meßvorrichtung zur Lagebestimmung weist verschiedene Nachteile auf. Vor allem fällt hierzu auf, daß der Satellitenkörper selbst, an dem die Sonnen- und Sternsensoren angebracht sind, in seiner Lage geregelt wird, obwohl es für die praktische Anwendung weniger auf dessen Lagegenauigkeit ankommt, sondern auf diejenige des Funktionsteils, da dieser die mit großer Genauigkeit auf die Erde auszurichtenden Funktionselemente trägt. Infolgedessen gehen alle zwischen dem Satellitenkörper und dem drehbar an diesem angebrachten Funktionsteil auftretenden Fehler voll als üngenauigkeit in der Orientierung des Funktionsteils ein. Um eine Lagegenauigkeit des Funktionsteils von 0,15° zu erzielen, ist eine Lagegenauigkeit in der Regelung des Satellitenkörpers von 0,05° erforderlich, damit 0,10° für die besagten Fehler verbraucht werden können. Auch dann herrscht noch keine völlige Sicherheit, ob diese Fehler während der ganzen Mission stets unter 0,10° liegen. Hier spielt vor allem die verwendete Drehkupplung, welche die genau bemessene Drehung des Funktionsteils gegenüber dem Satellitenkörper vermittelt, eine Rolle. Diese muß sehr präzise ausgeführt sein, damit die gewünschte Genauigkeit in der Ausrichtung des Funktionsteils erzielt wird.

Weiterhin ist ein wesentlicher Bestandteil der bekannten Meßvorrichtung der Sonnensensor. Dieser ist jedoch im Erdschatten nicht verwendbar. Der Satellit ist daher mit einem Schwungrad ausgerüstet, dessen Drehachse jeweils zur Sonne zeigt. Voraussetzung für eine einwandfreie Mission ist daher, daß während der Schattenphasen die Störmomente, die auf den Satelliten einwirken, so klein

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sind, daß die dann entstehenden Lagefehler das zulässige Maß nicht überschreiten. Außerdem liefert der Sonnensensor Fehlanzeigen bis zu 0,35° infolge Erd-Albedo. Durch Verwendung eines zweiten Sonnensensors - mit eingeengtem Sichtfeld - kann der Fehler bis auf 0,025° vermindert werden. Dieser Fehler ist etwa die Grenze der Zulässigkeit. Analog-Sonnensensoren haben einen Driftfehler und sonstige Ungenauigkeiten, die mindestens in dieser Größenordnung liegen und im Laufe der Mission zunehmen. Digital-Sonnensensoren sind aus Kostengründen zu vermeiden.

Darüber hinaus sind die in Richtung der Drehachse orientierten Sternsensoren in der Nähe des Apogäums-Triebwerks angeordnet und blicken in die gleiche Richtung. Es ist daher eine Verschmutzung ihrer Optik durch das Apogäumstriebwerk zu befürchten.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Meßvorrichtung zur Lagebestimmung für einen Erdsatelliten der eingangs genannten Art so auszubilden, daß eine hohe Lagegenauigkeit in der Ausrichtung des die Funktionselemente tragenden Funktionsteils erzielbar ist.
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Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß der in Richtung der Drehachse ausgerichtete Sternsensor am Funktionsteil angebracht und mindestens ein zweiter, ebenfalls am Funktionsteil angebrachter Sternsensor vorhanden ist, der eine von der Richtung der Drehachse abweichende Blickrichtung aufweist.

Hierdurch wird erreicht, daß nunmehr die Lage des Funktionsteils selbst, auf dessen genaue Ausrichtung es ja ankommt, direkt gemessen wird, wodurch dessen

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Lageabweichungen mit größerer Genauigkeit festgestellt werden können. Die Lageregelung kann somit bereits dann einsetzen, wenn der Funktionsteil aus der Sollage um einen geringen Betrag auswandert, unabhängig davon, ob diese auftretende Lageungenauigkeit am Satellitenkörper selbst bereits eingetreten ist. Die Lageregelung kann somit präziser und mit geringeren Verzögerungen eingreifen.

Gemäß einer weiteren Ausbildung der Erfindung ist vorgesehen, daß der Winkel zwischen der Drehachse und der Blickrichtung des zweiten Sternsensors*)höchstens ca. 67° beträgt. Dies dient dazu, eine Schädigung der Sternsensoren infolge direkten Blickkontakts mit der sehr intensiv strahlenden Sonne zu vermeiden. Die Blickrichtung dieser geneigten Sternsensoren durchwandert dann während eines Umlaufs praktisch einen Kegelmantel. *) bei Umlaufbahnen in der Äquatorebene Bei einem geostationären Satelliten drehen sich die gegenüber der Drehachse geneigten Sternsensoren in 24 Stunden bezüglich des Satellitenkörpers einmal. Zusammen mit dem in Richtung der Drehachse blickenden Sternsensor ist eine vollständige Lagereferenz gegeben, so daß ein Sonnensensor grundsätzlich entfallen kann.

Die Drehung der gegenüber der Drehachse geneigten Sternsensoren ist vorteilhaft, weil dadurch in 24 Stunden ein ringförmiger Raumwinkel abgetastet wird und diese Sternsensoren daher gerade dann benutzt werden können, wenn ein besonders heller Stern durch das Gesichtsfeld

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Da die Lagegenauigkeit nun allein durch die Sternsensoren gegeben ist (typisch 0,03°) und diese-auf den Funktionsteil montiert sind, ist eine entsprechende Lagegenauigkeit dieses Funktionsteils realisierbar.

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Etwaige Fehler zwischen dem Funktionsteil und dem Satellitenkörper verlieren daher fast vollständig an Bedeutung. Die Ausrichtung der Funktionselemente, beispielsweise von Antennen- oder Kamerasystemen, wird damit nicht nur wesentlich genauer (0,05° statt 0,15°), sondern der Satellit wird auch wesentlich billiger, insbesondere hinsichtlich der Entwicklungskosten.

Im folgenden wird die Erfindung anhand einer Figur in einem schematisch dargestellten Ausführungsbeispiel näher beschrieben.

Die Figur zeigt einen im wesentlichen aus einem zentralen Satellitenkörper 1 sowie einem Funktionsteil 2 bestehenden Satelliten. Der Funktionsteil 2 ist über eine Drehkupplung 8 mit dem Satellitenkörper 1 verbunden und in Bezug auf diesen um eine Drehachse 3 drehbar. An der der Sonne zugewendeten Außenseite des Satellitenkörpers 1 ist ein Sonnensensor 7 angebracht, der stets der Sonne zugewendet ist, um Abweichungen des Satellitenkörpers 1 von seiner gewünschten festen Orientierung gegenüber der Sonne zu registrieren. Dieser Sonnensensor 7 kann beispielsweise eine pyramidenförmige Oberfläche aufweisen, die mit vier, jeweils diagonal gegeneinander geschalteten Solarzellenquadranten belegt ist. Der Satellitenkörper 1 trägt weiterhin entfaltbare Solarpanels 9, die bei richtiger Orientierung des

bei jedem Umlauf einmal in den Erdschatten und kann dort seine Funktion nicht ausüben. Bei herkömmlichen Satelliten des hier infragestehenden Typs, bei denen zur Beibehaltung der Sonnenorientierung des Satellitenkörpers der Sonnensensor unerläßlich ist, musste ein in der Figur gestrichelt angedeutetes Schwungrad 11 vorhanden sein,

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dessen Achse ebenfalls in Sonnenrichtung weist, um Lageabweichungen bezüglich der Sonnenorientierung im Erdschatten so weit wie möglich entgegenzuwirken.

Das Funktionsteil 2, mit dem Satellitenkörper 1 über eine Drehkupplung 8 verbunden, trägt hier nicht dargestellte Funktionselemente, etwa Antennen oder Kameras, die bezüglich der Erde sehr genau ausgerichtet bleiben müssen. Weiterhin sind gemäß der Erfindung auf dem Funktionsteil 2, das hier eine Plattform ist, ein erster, in Richtung der Drehachse 3 bzw. in die Nordrichtung blickender Sternsensor 4 sowie ein zweiter, gegenüber der Drehachse 3 in seiner Blickrichtung um einen Winkel O< geneigter Sternsensor 5 angebracht. Das Funktionsteil 2 rotiert gegenüber dem bezüglich seiner Sonnenorientierung festen Satellitenkörper 1 um die Drehachse 3 und führt während eines Bahnumlaufs eine volle Drehung um diese Drehachse aus. Dabei behält der Sternsensor 4 seine mit der Drehachse 3 zusammenfallende Blickrichtung ständig bei, wodurch es möglich wird, die Orientierung dieser Drehachse 3 durch geeignete Lageregelungsmaßnahmen zu stabilisieren. Der Sternsensor 5 hingegen durchläuft mit seiner Blickrichtung 6 während eines Bahnumlaufs eine volle Kegelmantelflache. Damit dieser Sternsensor 5 nicht die Sonne ins Blickfeld bekommt, was wegen deren starker Strahlungsintensität u.U. schädlich ist, muß seine Blickrichtung 6 gegenüber der Drehachse 3 um einen entsprechenden Winkel geneigt sein. Bei der Bestimmung dieses Winkels CX geht vor allem die TatIaehe einf da"ß\r der Äquatorebene gegenüber der Erdbahnebene um 23° geneigt sind. Weiterhin ist zu berücksichtigen, daß der Sternsensor 5 einen gewissen Öffnungswinkel ^3 aufweist, der normalerweise in der Größenordnung von einigen Grad liegt, sowie daß auch die Sonne vom Satelliten aus

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unter einem gewissen öffnungswinkel V erscheint. Somit ergibt sich für den höchst zulässigen Betrag des Winkels CX die folgende Formel:

CX = 90° - 23° -1/2 (^S + 2f ).

Diese Beziehung ist in der Figur als Zusatzskizze verdeutlicht. Die Sternsensoren 4 und 5 verfügen als wesentliche Bauteile über flächenhaft angeordnete Photosensoren oder CCD-Arrays. Beim Sternsensor 4 muß bei richtiger Orientierung der Referenzstern, beispielsweise der Polarstern, immer auf demselben bestimmten Sensorelement abgebildet sein. Durch ständige elektronische Abtastung der Sensorelemente kann festgestellt werden, ob eine Lageabweichung vorliegt. Beim Sternsensor 5 wandert während eines Bahnumlaufs eine große Anzahl von Sternen durchs Blickfeld. Hiervon können einige besonders helle als Referenzsterne ausgewählt werden. Es kann berechnet werden, zu welchem Zeitpunkt jeder dieser Referenzsterne das Blickfeld durchwandert, und auf welchem der Bildsensoren der Referenzstern dann zu welchem Zeitpunkt abgebildet werden muß. So können auch hier Orientierungsabweichungen mit großer Genauigkeit festgestellt werden. Dies geschieht je nach Anzahl der ausgewählten Referenzsterne in gewissen zeitlichen Abständen. Bei begrenzter Empfindlichkeit der Sensorelemente wird auch die Anzahl der pro Sternsensor 5 auswählbaren Referenzsterne begrenzt sein. Durch weitere, ebenfalls gegenüber der Drehachse 3 geneigte Sternsensoren mit unterschiedlichen Blickrichtungen können die zeitlichen Abstände zwischen den Referenzmessungen vermindert werden.

Mit den beiden Sternsensoren 4 und 5 ist grundsätzlich eine vollständige Lagebestimmung möglich. Diese

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Sternsensoren können redundant ausgelegt sein, andererseits ist es aber auch möglich, nur einen Sternsensor
zu verwenden und bei dessen Ausfall einen am Satellitenkörper angebrachten Sonnensensor 7 zu aktivieren, der
zwar eine wesentlich geringere Meßgenauigkeit aufweist, dafür jedoch billiger ist.

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-β-Leerseite -

Claims

Meßvorrichtung zur Lagebestimmung für einen Erdsatelliten Patentansprüche

1. Meßvorrichtung zur Lagebestimmung für einen Erdsatelliten, der einen auf die Sonne ausgerichteten Satellitenkörper sowie einen mit diesem drehbar verbundenen, auf die Erde ausgerichtete Funktionselemente tragenden Funktionsteil aufweist, der während eines Bahnumlaufs um eine senkrecht zur Bahnebene orientierte Drehachse bezüglich des Satellitenkörpers eine volle Drehung im Bahnumlaufsinn ausführt, mit einem in die Richtung der Drehachse ausgerichteten Sternsensor, dadurch gekennzeichnet , daß der in Richtung der Drehachse (3) ausgerichtete Sternsensor (4) am Funktionsteil (2) angebracht und mindestens ein zweiter, ebenfalls am Funktionsteil (2) angebrachter Sternsensor (5) vorhanden ist, der eine von der Richtung der Drehachse (3) abweichende Blickrichtung (6) aufweist.

2. Meßvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch g e -

kennzeichnet, daß der Winkel ( CX ) zwischen der Drehachse (3) und der Blickrichtung (6) des zweiten Sternsensors (5)bei-Umlaufbahnen in der Äquatorebene höchstens 67° beträgt.

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