DE3537871A1 - Sternsensor-anordnung fuer einen satelliten - Google Patents
Sternsensor-anordnung fuer einen satellitenInfo
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- G01S3/782—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction
- G01S3/785—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using adjustment of orientation of directivity characteristics of a detector or detector system to give a desired condition of signal derived from that detector or detector system
- G01S3/786—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using adjustment of orientation of directivity characteristics of a detector or detector system to give a desired condition of signal derived from that detector or detector system the desired condition being maintained automatically
- G01S3/7867—Star trackers
Description
Die Erfindung betrifft eine Sternsensor-Anordnung für
einen Satelliten, der auf seiner Umlaufbahn und/oder
während des Transfers in die Umlaufbahn mindestens mit
einem Teil um eine satellitenfeste Drehachse rotiert
und mit einem in Richtung der Drehachse blickenden,
ebenfalls um die Drehachse rotierenden Sternsensor aus
gestattet ist.
Eine derartige Sternsensor-Anordnung ist aus der älte
ren deutschen Patentanmeldung P 34 28 741.8 bekannt.
Dort handelt es sich um einen Erdsatelliten, der einen
auf die Sonne ausgerichteten Satellitenkörper sowie
einen mit diesem drehbar verbundenen Funktionsteil auf
weist. Der Funktionsteil trägt auf die Erde ausgerich
tete Funktionselemente, beispielsweise Antennen oder
Kameras. Er führt während eines Bahnumlaufs um eine
senkrecht zur Bahnebene orientierte, satellitenfeste
Drehachse nahezu eine volle Drehung im Bahnumlaufsinn
aus. Ein in Richtung dieser Drehachse blickender Stern
sensor ist an dem Funktionsteil angebracht, ebenso wie
ein weiterer Sternsensor, der jedoch eine von der Dreh
achse abweichende Blickrichtung aufweist, welche in
folge der Rotation des Funktionsteils quasi auf einem
Kegelmantel mit der Drehachse als Symmetrieachse um
läuft.
Mit Hilfe der beiden auf dem rotierenden Funktionsteil
vorgesehenen Sternsensoren dieser bekannten Meßanord
nung ist eine sehr genaue Lagebestimmung des Funktions
teils selbst, auf dessen genaue Ausrichtung es primär
ankommt, möglich. Allerdings erscheint als nachteilig,
daß zwei Sternsensoren verwendet werden müssen. Diese
Komponenten sind relativ teuer und es empfiehlt sich
daher, ihre Anzahl so weit wie möglich zu reduzieren.
Auch spinstabilisierte Satelliten, die als Ganzes rela
tiv schnell um eine im allgemeinen raumfeste Drehachse
rotieren, können mit einem oder mehreren Sternsensoren
ausgerüstet sein, von denen mindestens einer mit seiner
Blickrichtung in Richtung der Drehachse orientiert ist.
Ist nur ein solcher Sternsensor vorhanden, so können
sich bei einem derartigen Satelliten beispielsweise in
der Transferphase, die dem Erreichen der gewünschten
Umlaufbahn vorausgeht, dadurch gewisse Schwierigkeiten
ergeben, daß der eine Sternsensor, der im allgemeinen
in Schubrichtung blickt, zeitweise keinen hellen Stern
im Gesichtsfeld hat. Damit ist auch eine nur grobe
Lageregelung während der Transferphase zumindest
erschwert.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Stern
sensor-Anordnung der eingangs genannten Art bereitzu
stellen, die mit möglichst wenig Sternsensoren auskommt
sowie während des Transfers und/oder nach Erreichen der
Umlaufbahn eine möglichst genaue Lageregelung gewähr
leistet.
Diese Aufgabe ist gemäß der Erfindung dadurch gelöst,
daß in der Blickrichtung des Sternsensors ein hinsicht
lich dieser schräggestellter, mitrotierender Spiegel
angeordnet ist. Es genügt somit nur ein Sternsensor,
nämlich der in die Richtung der Drehachse orientierte.
Dessen Blickrichtung wird durch den ebenfalls rotieren
den Spiegel vorzugsweise im spitzen Winkel von der
Drehachse abgelenkt und läuft somit auf einem Kegel
mantel um. Dabei geraten in periodischer Wiederholung
ständig erneut ausreichend helle Sterne ins Blickfeld
des Sternsensors, womit die Grundlage für eine genaue
Lageregelung gegeben ist. Bei Einhaltung der gewünsch
ten Ausrichtung des Satelliten und Kenntnis von dessen
Rotationsgeschwindigkeit ist im voraus berechenbar,
wann ein bestimmter Stern im Blickfeld des Sternsensors
auftaucht und welche Bahn sein Bildpunkt in der Stern
sensor-Bildebene beschreiben müßte. In der Bildebene
des Sternsensors befindet sich zweckmäßig eine matrix
artige Anordnung hochauflösender Photosensorelemente
(CCD-Arrays). Aus Abweichungen des genannten Bild
punktes von der vorausberechneten Bahn in der Bildebene
kann rechnerisch auf eine Fehlausrichtung des Satelli
ten geschlossen werden. Die daraus zu ermittelnden
Lagefehlersignale werden dann von der Lageregelung des
Satelliten in entsprechende Korrekturkommandos um
gesetzt.
Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung
ist vorgesehen, einen halbdurchlässigen Spiegel zu ver
wenden. Damit ergeben sich praktisch gleichzeitig zwei
Blickrichtungen des Sternsensors, nämlich eine in
Richtung der Drehachse orientierte sowie eine zweite,
auf einer Kegelbahn umlaufende. Die daraus sich erge
benden überlagerten Bilder sind bei der Auswertung
leicht voneinander trennbar, da sie aufgrund der Dreh
bewegung des Satelliten bzw. seines rotierenden, den
Sternsensor tragenden Teils verschieden moduliert sind.
In diesem Falle ist es möglich, vorwiegend den in
Richtung der Drehachse orientierten Strahlengang aus
zuwerten, solange sich in dessen Gesichtsfeld ein aus
reichend heller Stern befindet. Ist dies nicht der
Fall, so kann hier auf den durch den rotierenden Spie
gel abgelenkten Strahlengang zurückgegriffen werden.
Das Prinzip, die Blickrichtung des Sternsensors mit
Hilfe eines schräggestellten rotierenden Spiegels aus
der Richtung der Drehachse abzulenken, kann auch bei
einem Nachrichtensatelliten angewandt werden, dessen
schwenkbarer Antennenreflektor während der Transfer
phase über dem Sternsensor heruntergeschwenkt ist, wo
durch dessen Blickrichtung an sich vollständig verdeckt
wäre. In diesem Falle enthält der heruntergeschwenkte
Antennenreflektor gerade über dem Sternsensor eine
Öffnung, welche das Gesichtsfeld des Sternsensors frei
gibt, sowie einen oberhalb der Öffnung an ihm befestig
ten, schräg in die Blickrichtung des Sternsensors
hineinragenden Spiegel. Der Spiegel tritt dann ledig
lich während der Transferphase in Funktion, während der
der Satellit oder wenigstens der die Antenne tragende
Funktionsteil um eine in Schubrichtung orientierte
Drehachse rotiert, mit welcher die Blickrichtung des
Sternsensors übereinstimmt. Nach Erreichen der Umlauf
bahn ist der Antennenreflektor mit dem an ihm befestig
ten Spiegel hochgeklappt, so daß der Sternsensor nun
mehr lediglich in Achsrichtung blickt. Etwaige Unge
nauigkeiten, welche durch die Anbringung des Spiegels
an dem schwenkbaren Antennenreflektor bedingt sind,
wirken sich nicht störend aus, da während der Transfer
phase keine extreme Lagemeßgenauigkeit erforderlich
ist.
Die Erfindung ist demnach anwendbar sowohl bei spin
stabilisierten Satelliten als auch solchen vom
Dual-Spin-Typ, welche aus einem nicht rotierenden
Satellitenkörper sowie einem rotierenden Funktionsteil
bestehen, wobei der nicht rotierende Satellitenkörper
dreiachsenstabilisiert sein kann. Der Einsatz des
rotierenden, schräggestellten Spiegels im Strahlengang
des Sternsensors kann dabei entweder nur während der
Transferphase oder nur nach Erreichen der Umlaufbahn
erfolgen, aber auch bei einer einzigen Mission während
beider Phasen.
Im folgenden werden zwei Ausführungsbeispiele der
Erfindung anhand der Figuren näher erläutert. Es zeigen
in schematischer Weise:
Fig. 1 einen spinstabilisierten Satelliten mit der
erfindungsgemäßen Sternsensor-Anordnung,
Fig. 2 einen Satelliten mit nicht rotierendem
Satellitenkörper sowie rotierendem, einen
schwenkbaren Antennenreflektor sowie eine
erfindungsgemäße Sternsensor-Anordnung tragen
dem Funktionsteil.
In Fig. 1 ist ein spinstabilisierter, um eine Drehachse
3 rotierender Satellit 1 in schematischer, stark ver
einfachter Weise dargestellt. Der Satellit ist im Quer
schnitt achteckig und trägt an seinen acht Außenflächen
Solarzellen 9 zum Zwecke der Energieversorgung. Ein
Sternsensor 4 ist an dem Satelliten 1 derart ange
bracht, daß seine Blickrichtung 10 zunächst in Richtung
der Drehachse 3 orientiert ist. In diesem Strahlengang
des Sternsensors 4 ist ein fest mit dem Satelliten 1
verbundener, schräggestellter Spiegel 5 angeordnet,
welcher halbdurchlässig ist. Infolgedessen ergibt sich
zusätzlich eine neue Blickrichtung 11 des Sternsensors
4, welche infolge der Rotation des Satelliten 1 um
seine Drehachse 3 auf einem Kegelmantel umläuft.
Während eines solchen Umlaufes gerät eine große Anzahl
unterschiedlich heller Sterne in das in der Blick
richtung 11 liegende Gesichtsfeld des Sternsensors 4.
Dieser besteht im wesentlichen aus einer Optik und
einer in deren bildseitiger Brennfläche befindlichen,
matrix-artig flächenhaften Anordnung von
Photosensorelementen, wobei hierfür zweckmäßig
CCD-Arrays verwendet werden.
Das Auslesen derartiger Photosensor-Arrays gehört prin
zipiell zum Stand der Technik und stellt keinen Teil
der Erfindung dar. Im Falle des halbdurchlässigen Spie
gels 5 der Fig. 1 entstehen in der Bildebene des Stern
sensors 4 zwei sich überlagernde Bilder. Das der Blick
richtung 10 zuzuordnende Bild enthält konzentrische,
kreisförmige Bahnen der in dem zugeordneten Blickfeld
befindlichen Sterne. Hingegen enthält das der Blick
richtung 11 zugeordnete Bild parallele, nur leicht
gekrümmte, nahezu gerade Linien bildende Sternenbahnen.
Dieser Unterschied in der Bildstruktur kann bei der
Auswertung zum Zwecke der Trennung beider Bilder aus
genutzt werden.
In Fig. 2 ist in schematischer, stark vereinfachter
Weise ein Satellit 1 vom Dual-Spin-Typ dargestellt, der
aus einem nicht rotierenden Satellitenkörper 12 sowie
einem über eine Drehkupplung 13 an diesem ange
brachten Funktionsteil 2 besteht. Auf dem als Träger
plattform ausgebildeten Funktionsteil 2 ist ein
schwenkbarer Antennenreflektor 6 angebracht, der in
Fig. 2 in der heruntergeschwenkten Stellung dargestellt
ist, in der er an sich das Blickfeld des ebenfalls am
Funktionsteil angebrachten Sternsensors 4 verdecken
würde. Der Antennenreflektor 6 weist jedoch in seinem
im heruntergeschwenkten Zustand über dem Sternsensor 4
befindlichen Bereich eine Öffnung 8 auf, die das Blick
feld für den Sternsensor 4 freigiebt. Über dieser
Öffnung 8 ist am Antennenreflektor 6 ein schräggestell
ter Spiegel 7 angebracht, der zu einer gegenüber der
ursprünglichen Blickrichtung des Sternsensors 4, die
mit der Drehachse 3 des Funktionsteils 2 übereinstimmt,
geänderten Blickrichtung 14 führt. Diese Blickrichtung
14 läuft auch hier infolge der Rotation des Funktions
teils 2 um seine Drehachse 3 auf einem Kegelmantel um.
Der Sternsensor 4 kann wie der in Fig. 1 aufgebaut
sein. Der Antennenreflektor 6 befindet sich nur während
der Transferphase der Satellitenmission in der in Fig.
2 dargestellten, heruntergeschwenkten Stellung. Nach
Erreichen der Umlaufbahn schwenkt der Antennenreflektor
6 in Richtung des Pfeiles 15 hoch, womit auch der
Spiegel 7 aus dem Strahlengang des Sternsensors 4 ver
schwindet, dessen Blickrichtung nunmehr mit der Dreh
achse 3 des rotierenden Funktionsteils 2 übereinstimmt.
Im Falle des Satelliten 1 der Fig. 2 kann die Lage
regelung während der Transferphase in grober Weise
allein vom Sternsensor 4 überwacht werden. Nach Er
reichen der Umlaufbahn, beispielsweise einer geostatio
nären Bahn mit nach Norden ausgerichteter Blickrichtung
des Sternensors 4, müssen im allgemeinen andere Senso
ren, etwa Erd- oder Sonnensensoren, zur Lageregelung
hinzutreten. Der zum Antennenreflektor 6 gehörige
Erreger ist ebenso wie andere nicht erfindungswesent
liche Teile des Satelliten in der Fig. 2 nicht dar
gestellt. Letzteres gilt auch für die Fig. 1.
Der Winkel, unter dem die Spiegel 5 bzw. 7 gegenüber
der Blickrichtung 10 in Fig. 1 bzw. der Drehachse 3 in
Fig. 2 geneigt sind, hängt von den spezifischen
Gegebenheiten der Satellitenmission ab. Dieser Winkel
wird jeweils so bemessen sein, daß in das rotierende
Blickfeld des Sternsensors 4 während einer Umdrehung
möglichst viele besonders helle und gut identifizier
bare Sterne gelangen. Hierbei ist noch darauf zu
achten, daß die Sonne mit ihrer äußerst hohen Strahlen
intensität möglichst nicht in das Blickfeld des Stern
sensors 4 gerät, da sich dies für die Photosensoren als
schädlich erweisen könnte.
Claims (3)
1. Sternsensor-Anordnung für einen Satelliten, der
auf seiner Umlaufbahn und/oder während des Transfers in
die Umlaufbahn mindestens mit einem Teil um eine
satellitenfeste Drehachse rotiert und mit einem in
Richtung der Drehachse blickenden, ebenfalls um die
Drehachse rotierenden Sternsensor ausgestattet ist,
dadurch gekennzeichnet, daß in der
Blickrichtung des Sternsensors (4) ein hinsichtlich
dieser schräggestellter, mitrotierender Spiegel (5)
angeordnet ist.
2. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch ge
kennzeichnet, daß der Spiegel (5) halb
durchlässig ist.
3. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch ge
kennzeichnet, daß der Spiegel (7) an einem
schwenkbaren, im heruntergeschwenkten Zustand über dem
Sternsensor (4) befindlichen Antennenreflektor (6) über
einer in diesem Zustand die Blickrichtung des Stern
sensors (4) freigebenden Öffnung (8) im Antennenreflek
tor (6) angebracht ist.
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