DE3922761A1 - Verfahren und einrichtung zum ausrichten eines raumfahrzeuges, insbesondere eines satelliten, in einer referenzrichtung - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren und eine Einrichtung zum Ausrichten eines Raumfahrzeuges, insbesondere eines geostationären Satelliten, in einer Referenzrichtung.

Raumfahrzeuge, z. B. Nachrichtensatelliten, müssen in bestimmten Betriebsphasen eine definierte Ausrichtung bezüglich Erde und/oder Sonne einnehmen. Dazu muß der Satellit mit einer bestimmten im Satellitenkoordinatensystem festgelegten Richtung, der sog. Referenzrichtung, zur Sonne ausgerichtet werden. Hierfür werden bei geostationären Satelliten bisher zwei im allgemeinen orthogonale Messungen vorgenommen, mit denen die momentane Sonnenrichtung bestimmt wird. Die Abweichung dieser momentanen Sonnenrichtung von der Referenzrichtung wird dann zur Ausrichtung des Satelliten über ein Regelsystem herangezogen. In dem Regelsystem werden aus den Meßdaten und anderen Kenndaten des Satelliten und der Sensoren Regelsignale berechnet und in Steuersignale umgeformt, die dann Steuerorganen des Satelliten zugeführt werden.

Für das bisherige Verfahren zur Ausrichtung des Satelliten auf die Sonne werden immer zumindest zwei Sensoren benötigt, wobei noch aufgrund der Redundanzforderungen ein weiterer Sensor vorhanden ist. Zudem kann die genannte Erdakquisition mit dem herkömmlichen Verfahren nur bei bestimmten geometrischen Randbedingungen ausgeführt werden, nämlich, wenn Sonne, Satellit und Erde eine definierte Konstellation zueinander einnehmen. Wenn die Erde z. B. durch Störeinflüsse auf dem Auffaßbereich des Satelliten und dessen Sensoren verschwindet, so daß die sog. Erdreferenz für den Satelliten verlorengeht, so müssen zum Teil erhebliche Wartezeiten in Kauf genommen werden, bis die genannte definierte Konstellation erreicht und eine Erdakquisition möglich ist.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und eine Einrichtung der in Rede stehenden Art anzugeben, mit denen eine Ausrichtung des Satelliten in Richtung auf ein Referenzobjekt, insbesondere die Sonne, mit geringerem technischem Aufwand und mit einer geringeren Anzahl von Messungen möglich ist, gleichwohl jedoch ein einfaches, dem bekannten nicht nachstehendes Regelgesetz zur Verfügung gestellt wird.

Diese Aufgabe ist gemäß der Erfindung für ein Verfahren bzw. eine Einrichtung durch die in den kennzeichnenden Teilen der Patentansprüche 1 bzw. 4 angegebenen Merkmale gelöst.

Demgemäß wird bei dem vorgeschlagenen Verfahren nur ein einziges Meßsignal bezüglich einer Richtung benötigt, d. h. auch nur ein einziger Sensor, mit dem die Richtung zum Referenzobjekt, im folgenden generell als Sonne bezeichnet, in bezug zu der Meßrichtung des Sensors, d. h. dessen Hauptachse bestimmt wird. Nach diesem Regelkonzept wird bei einer Abweichung von der Sonnenausrichtung das Raumfahrzeug zunächst um eine Achse gedreht, die mit der raumfahrzeugfesten Referenzrichtung zusammenfällt. Die Steuerorgane werden durch Steuersignale so beaufschlagt, daß die Komponente der momentanen Sonnenrichtung in Meßrichtung ausgeregelt wird. Die zweite, zu der Meßrichtung senkrechte Komponente der momentanen Sonnenrichtung, die ja nicht gemessen werden kann, wird anschließend ebenfalls ausgeregelt, indem Steuersignale den Steuerorganen so zugeführt werden, daß Steuermomente senkrecht zu der Referenzrichtung und senkrecht zu dem ersten Steuermoment auf das Raumfahrzeug wirken. Für dieses Manöver wird die momentane Sonnenrichtung in Übereinstimmung gebracht mit der Referenzrichtung.

Die beiden Steuermomente können entweder auf die raumfahrzeugfeste Referenzrichtung abgestellt werden, oder aber, insbesondere wenn die Sensoren, z. B. Sonnensensoren, Gesichtsfelder mit einem Richtwinkel von mehr als 90° aufweisen, auf die optische Achse dieses Sensors bezogen werden. Hierdurch werden für bestimmte Konstellationen für die Sonnenrichtung und die Referenzrichtung Konvergenzschwierigkeiten vermieden. Dies hat noch den Vorteil, daß die in dem Regelgesetz vorkommenden Vektoren für die einzelnen Sensoren konstant sind, d. h. nicht von der Referenzrichtung abhängen, was eine Vereinfachung für die Berechnung des Regelgesetzes bedeutet.

Mit einem Verfahren und einer Einrichtung gemäß der Erfindung können z. B. bei Nachrichtensatelliten zumindest zwei Sonnensensoren eingespart werden, und zwar derjenige, im allgemeinen primäre Sensor und der redundante Sensor, mit denen nach dem herkömmlichen Verfahren die zweite Richtungskomponente des auf die Sonne zeigenden Sonnenvektors entsprechend der Sonnenrichtung gemessen werden und die nur für Manöver zur Erdakquisition benötigt werden.

Außerdem kann gemäß der Erfindung die Wartezeit zur Erdakquisition nach Verlust der Erdreferenz reduziert werden. Da nur ein Sensor benötigt wird, ist eine solche Erdakquisition nach Verlust der Erdreferenz auch mit den zusätzlichen, für andere Manöver vorhandenen, einachsigen Sonnensensoren möglich. Für eine erneute Erdakquisition braucht daher die bei den bekannten Verfahren definierte Konstellation zwischen Sonne, Raumfahrzeug und Erde nicht abgewartet zu werden.

Obwohl das Verfahren gemäß der Erfindung mit einem erheblich geringeren technischen Meßaufwand durchgeführt werden kann, sind die Zeiten, die für eine Ausrichtung des Raumfahrzeuges benötigt werden, nicht länger als bisher.

Weitere Ausführungen der Erfindung gehen aus den Unteransprüchen hervor.

Die Erfindung ist in zwei Ausführungsbeispielen anhand der Zeichnung näher erläutert. In der Zeichnung stellen dar:

Fig. 1 ein schematisches Blockschaltdiagramm der wichtigsten Komponenten eines Satelliten zu dessen Sonnenausrichtung nach einem Verfahren gemäß der Erfindung;

Fig. 2 ein Koordinatensystem zur Erläuterung der bei dem Verfahren gemäß der Erfindung benutzten Vektoren;

Fig. 3 bis 5 Zeitdiagramme für den Verlauf der Drehgeschwindigkeiten, der Komponenten des Sonnenvektors und des Erdvektors, bezogen jeweils auf ein satellitenfestes Koordinatensystem, während des Ausrichtvorganges;

Fig. 6 die Spur des Sonnenvektors und des Erdvektors auf der schematisch als Würfel dargestellten Satellitenoberfläche während des Ausrichtvorganges;

Fig. 7 eine Darstellung entsprechend Fig. 6 bei einem bekannten Ausrichtverfahren;

Fig. 8 ein Blockschaltdiagramm einer Einrichtung gemäß der Erfindung.

In Fig. 1 ist ein Richtungssensor 1 dargestellt, dessen Meßrichtung bzw. Hauptachse mit e_M bezeichnet ist. Mit diesem Richtungssensor 1 wird die Komponente der momentanen Sonnenrichtung S_B in bezug zu der Meßrichtung e_M gemessen. Diese Meßwerte werden an einen Regler 2 übertragen, dort nach einem Regelgesetz in Regelsignale umgewandelt und schließlich in Steuersignale transformiert, die an Steuerorgane 3 des Satelliten geleitet werden. Hieraus resultieren gerichtete Steuermomente, die im folgenden allgemein als Vektoren a_i angegeben werden.

In Fig. 2 ist ein satellitenfestes Koordinatensystem X-Y-Z dargestellt. In diesem Diagramm sind ferner jeweils als Vektoren die Meßrichtung e_M, die satellitenfeste Referenzrichtung S_R zur Sonne und die momentane Sonnenrichtung S_B gezeigt. Der Sensor 1 mißt lediglich die Komponente der momentanen Sonnenrichtung S_B in bezug zur Meßrichtung e_M. Das zugehörige Sensorsignal N_sy ist durch die im allgemeinen nichtlineare Ausgangscharakteristik f des Richtungssensors bestimmt und kann in Vektorschreibweise angegeben werden durch

N_sy = f (e_M ^T S_B) (1)

e_M ^T ist der transponierte Vektor von e_M.

Das Meßsignal N_sy wird positiv, wenn die momentane Sonnenrichtung S_B eine positive Komponente in der Meßrichtung hat. Der Referenzrichtung S_R entspricht ein vorgegebener Meßwert bzw. Basiswert N_by, der entsprechend angegeben werden kann zu

N_by = f (e_M ^T S_R) (2)

Für eine korrekte Sonnenausrichtung muß daher die gemessene Komponente N_sy der momentanen Sonnenrichtung mit dem Basiswert N_by übereinstimmen.

Ist dieses nicht der Fall, dann wird eine Ausrichtung nach einem Regelgesetz vorgenommen, das aus drei Anteilen zusammengesetzt ist:

Anteil 1

Der Satellit wird bei einer festgestellten Fehlausrichtung um die satellitenfeste Referenzrichtung S_R in Drehung versetzt. Der Regler übermittelt den Steuerorganen Steuersignale, mit denen ein Drehgeschwindigkeitsvektor w_b des Satelliten um seine drei satellitenfesten Achsen X, Y, Z erreicht wird. Dieser Drehgeschwindigkeitsvektor kann somit ausgedrückt werden durch

w_b = c S_R (3)

In dieser Gleichung ist c größer Null und ein Maß für die Drehrate. Wird allein dieser Drehgeschwindigkeitsvektor als Steuersignal dem Satelliten aufgeschaltet, dann beschreibt der zur Sonne weisende Vektor S_B den in Fig. 2 durch eine Kreisbahn um die Referenzrichtung S_R angedeuteten Kegel.

Anteil 2

Die gemessene Komponente des momentanen Vektors S_B der Sonnenrichtung wird ausgeregelt, bis die Differenz zwischen der gemessenen Komponente N_sy und dem Basiswert N_by, d. h.

Delta N = N_sy-N_by (4)

etwa konstant ist. Dies erfolgt durch Aufschalten eines in Fig. 2 mit a₂ bezeichneten Steuervektors

a₂ = _Re_M (N_sy-N_by) bzw. a₂ = e_M L (N_sy-N_by) (5)

wobei L eine Begrenzungsgröße darstellt.

_R ist eine Kreuzproduktmatrix, nämlich der Vektoren

so daß _Re_M dem Kreuzprodukt von S_R mit e_M entspricht.

Anteil 3

Mit dem Richtungssensor kann nur die Komponente des momentanen Sonnenvektors S_B gemessen werden, nicht jedoch die senkrecht dazu stehende Komponente. Die bisher beschriebenen Schritte gewährleisten nur, daß der Satellit um Richtungen dreht, für die die erwähnte Differenz zwischen der Komponente N_sy und dem Basiswert N_by konstant ist, nicht jedoch, daß die Ausrichtung des Satelliten tatsächlich auf die Referenzrichtung S_R eingestellt ist. Diese senkrecht zu der Meßrichtung e_M stehende Komponente des Vektors S_B wird nun dadurch ausgeregelt, daß ein weiterer Vektor a₃ aufgeschaltet wird, nämlich

a₃ = _R (_Re_M) (N_sy-N_by)
= (S_RS_R ^T-I) e_M (N_sy-N_by) (7)

S_R ^T ist der transponierte Vektor von S_R, I ist die Einheitsmatrix. Auch hier kann der Anteil (N_sy-N_by) durch einen Faktor L begrenzt werden.

Dieser Vektor hat ein Steuer- bzw. Quermoment auf den Satelliten zur Folge, das senkrecht zur Referenzrichtung und senkrecht zu dem ersten Vektor a₂ wirkt.

Wenn nach diesem Regelschritt die gemessene Komponente N_sy des Sonnenvektors S_B mit dem Basiswert N_by übereinstimmt, ist der Regelvorgang beendet und der Satellit in die richtige Ausrichtung gebracht. Die oben erwähnte Differenz Delta N=N_sy-N_by ist jetzt Null.

Aus den beschriebenen drei Anteilen kann das folgende Regelgesetz für die den Steuerorganen mitzuteilenden Steuersignalen u aufgestellt werden:

u = -K_D (w-cS_R) + K_p [I+_R] _Re_M L N_sy-N_by
= -K_D (w-cS_R) + K_p [_R+S_RS_R ^T-I] e_M L {N_sy-N_by} (8)

L bedeutet hierbei eine Begrenzung.

Die Regelparameter K_D für die Regelverstärkung hinsichtlich der Drehgeschwindigkeit w des Satelliten um die drei Koordinatenachsen und K_p für die Regelverstärkungen hinsichtlich der Lage des Satelliten sind als Diagonalmatrizen geschrieben, d. h. diese Regelparameter für die einzelnen Koordinatenrichtungen sind durch die Diagonalwerte der Matrizen K_D bzw. K_p gegeben. Zur Wahl der Reglerparameter ist zu beachten, daß näherungsweise gilt

damit die einzelnen Anteile im Regelgesetz nach Gleichung (8) vektoriell, d. h. gleichmäßig in allen Achsen wirksam werden.

Hierin bedeuten t_ci die Stellmomente, z. B. die Stellmomente, die von Düsen des Satelliten aufgebracht werden, und J_si das Massenträgheitsmoment jeweils um die Achse i entsprechend x, y, z.

Das Verfahren ist anhand von Simulationen verifiziert worden. Die Simulationsergebnisse sind in den Fig. 3 bis 6 dargestellt, und zwar in Zusammenhang mit einer Erdakquisition eines geostationären Satelliten. In Fig. 3 sind die Drehgeschwindigkeiten des Satelliten um die drei Koordinatenachsen X, Y, Z über der Zeit aufgetragen, in Fig. 4 der Verlauf der Komponenten des Sonnenvektors S_B ebenfalls in den drei Koordinatenrichtungen und in Fig. 5 der Verlauf der Komponenten des auf die Erde gerichteten Vektors. Zusätzlich ist in Fig. 6 die Spur des Sonnenvektors S.V. und des Erdvektors E.V. auf der Satellitenoberfläche während des Regelvorganges angegeben. Der gesamte Regelvorgang für die Sonnenausrichtung des Erdsatelliten ist etwa in 12 bis 13 Min. abgeschlossen. Etwa in der gleichen Zeit wird auch mit bekannten Verfahren eine exakte Ausrichtung erreicht. Zum Vergleich wird in Fig. 7 noch die Spur des Sonnen- und Erdvektors auf der Satellitenoberfläche während des bekannten Regelvorganges gezeigt. Man sieht, daß die Spuren dieser Vektoren annähernd gleich wie bei dem Verfahren gemäß der Erfindung verlaufen. Längs der Spuren sind noch neben kleinen Kreisen die jeweiligen Richtungen der Vektoren zu gegebenen Zeiten (in Sekunden) aufgeführt.

Eine Variante des oben erläuterten Regelgesetzes ist möglich, und zwar für Sonnensensoren, deren Gesichtsfeld größer als 90° ist. Die oben genannten Steuermomente a₂ und a₃, die auf die Referenzrichtung bezogen sind, können zu Konvergenzschwierigkeiten in diesem Falle führen. Während die Anfangssonnenposition, die z. B. in einem ersten Gesichtsfeld mit einem Blickwinkel von <90° liegt, ausgeregelt wird, wird für die Sonnenposition in dem zweiten Gesichtsfeld mit einem Blickwinkel von <90° die Projektion in Richtung der Y-Achse, d. h. der negativen Vektorrichtung (-e_M) immer größer. Dieser Nachteil läßt sich vermeiden, wenn man die optische Achse O des Sonnensensors, die als Winkelhalbierende des zweiten Gesichtsfeldes dargestellt werden kann, in dem Regelgesetz verwendet. Die Richtung der optischen Achse läßt sich allgemein folgendermaßen definieren:

• - für zweiachsige Sensoren als die Richtung, für die beide Meßsignale Null sind;
• - für einachsige Sensoren als die Richtung der Schnittgeraden der Ebenen, auf der e_M senkrecht steht, mit der Ebene, die das Gesichtsfeld symmetrisch teilt.

Die modifizierten Regelgesetzanteile lauten damit

a₂ = Õ e_M L (N_sy-N_by) (10)

und

a₃ = _R Õe_M L (N_sy-N_by) (11a)

oder

a₃ = (-e_M) L (N_sy-N_by) (11b)

Die Angabe des Steuermomentes a₃ nach Gleichung (11b) ist als Alternative zu der Angabe gemäß Gleichung (11a) möglich, da die Projektion des Vektors gemäß Gleichung (11a) in Richtung auf die Meßrichtung e_M vorzeichenmäßig eindeutig ist. Dies ergibt sich aus:

e_M ^T _R Õe_M = e_M ^T (O S_R ^T [O S_R ^T-S_R ^T O I]) e_M = -S_R ^TOO (12)

und aus der Tatsache, daß nach Definition der optischen Achse

e_M ^T = O und S_R ^TO O

da marktübliche Sensoren nur Gesichtsfelder mit Blickwinkeln < als 180° haben.

Die Regelgesetzanteile nach den Gleichungen (10) und (11b) haben gegenüber den oben angegebenen Gleichungen (5) und (7) den Vorteil, daß die vorkommenden Vektoren für jeden Sensor konstant sind, d. h. nicht von der Referenzrichtung S_R abhängen, was eine Vereinfachung für die Berechnung des Regelgesetzes bedeutet.

In Fig. 8 ist ein Blockschaltdiagramm für eine Einrichtung zum Ausregeln eines Satelliten nach den beschriebenen Verfahren dargestellt. Das Sensorsignal N_sy eines Sonnensensors 11 wird in einer Differenzstelle 12 abgezogen von dem Basiswert N_by, so daß sich daraus die obige Differenz Delta N (=N_sy-N_by) ergibt. Diese Differenz wird in einem Begrenzer 13 mit einem Begrenzungswert L multipliziert.

In einem zweiten Zweig wird in einem Multiplizierer 14 die Drehrichtung des Steuervektors a₂ berechnet, indem diesem Multiplizierer der Vektor e_M der Meßrichtung und bei dem ersten Ausführungsbeispiel die Referenzrichtung S_R bzw. beim zweiten Ausführungsbeispiel die Richtung der optischen Achse zugeführt und daraus das Matrixprodukt gebildet wird. Nach einer Multiplikation in einem zweiten Multiplizierer 15 wird das Produkt aus dem Ausgangssignal des ersten Multiplizierers und dem begrenzten Winkelsignal gebildet, so daß das Ausgangssignal dieses zweiten Multiplizierers den Steuervektor a₂ ergibt.

In einem dritten Zweig wird in einem dritten Multiplizierer 16 die Drehrichtung des Steuervektors a₃ nach den oben angegebenen Formeln ebenfalls aus den Eingangsgrößen e_M und S_R für das erste Ausführungsbeispiel bzw. der optischen Achse O für das zweite Ausführungsbeispiel berechnet.

Das Ausgangssignal wird in einem vierten Multiplizierer 17 mit dem begrenzten Winkelsignal multipliziert, so daß das Ausgangssignal dieses Multiplizierers 17 den Steuervektor a₃ darstellt. In einem anschließenden Addierer 18 werden die beiden Steuervektoren a₂ und a₃ addiert und die Summe einem fünften Multiplizierer 19 zugeführt, in dem sie mit dem Regelparameter K_p multipliziert wird.

In einem vierten Zweig wird der Drehgeschwindigkeitsvektor w_b durch Multiplikation der satellitenfesten Referenzrichtung S_R mit einer Konstanten c in einem sechsten Multiplizierer 20 errechnet. Das Ausgangssignal dieses Multiplizierers 20 wird in einem siebten Multiplizierer 21 mit dem Regelparameter K_D multipliziert.

In einem weiteren Multiplizierer 22 wird der Vektor w ebenfalls mit dem Regelparameter K_D multipliziert.

In einem Addierer 23 werden die Ausgangssignale der Multiplizierer 19, 21 und 22 vorzeichenrichtig miteinander kombiniert, wobei die Ausgangssignale der Multiplizierer 19 und 21 positiv und das Ausgangssignal des Multiplizierers 22 negativ gerechnet werden. Das resultierende Signal ist dann der den Steuerorganen mitzuteilende Steuervektor u.

Claims (5)

1. Verfahren zum Ausrichten eines geostationären Satelliten, insbesondere eines Raumfahrzeuges, in bezug zu einem Referenzobjekt, insbesondere der Sonne, wobei die Richtung Raumfahrzeug/Referenzobjekt (Sonnenrichtung) gemessen und das Raumfahrzeug mit Hilfe von Steuerorganen so ausgerichtet wird, daß die Sonnenrichtung mit einer raumfahrzeugfesten Referenzrichtung übereinstimmt, wozu die Steuerorgane mit Regelsignalen beaufschlagt werden, die aus der Richtungsmessung abgeleitet werden und Steuermomente auf das Raumfahrzeug bewirken, dadurch gekennzeichnet, daß die Sonnenrichtung lediglich in bezug zu einer einzigen Meßrichtung, z. B. der Hauptachse eines Richtungssensors, bestimmt wird, und daß dann, wenn die Sonnenrichtung nicht mit der raumfahrzeugfesten Referenzrichtung übereinstimmt, folgende Schritte vorgenommen werden:

• a) Drehen des Raumfahrzeugs um die raumfahrzeugfeste Referenzrichtung;
• b) Ausregeln der in Meßrichtung gelegenen Fehlerkomponente der Sonnenrichtung durch Aufschalten eines ersten Steuermoments senkrecht zu der Meßrichtung und senkrecht zu der raumfahrzeugfesten Referenzrichtung;
• c) Ausregeln der senkrecht zur Meßrichtung gelegenen nichtmeßbaren Komponente der Sonnenrichtung durch Aufschalten eines zweiten Steuermoments senkrecht zur Referenzrichtung und senkrecht zum ersten Steuermoment.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das erste Steuermoment als Vektor darstellbar ist zu: a₂ = _Re_M (N_sy-N_by) oder a₂ = Õe_M (N_sy-N_by) (5)wobei e_M der Vektor der Meßrichtung, S_R das Kreuzprodukt des Vektors der Referenzrichtung mit dem Vektor der Meßrichtung, N_sy die Komponente der gemessenen Sonnenrichtung (S_b) in Meßrichtung, N_by ein vorgegebener Grundwert dieser Komponente und O die optische Achse eines die Sonnenrichtung bestimmenden Sensors ist.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das zweite Steuermoment als Vektor darstellbar ist zu: a₃ = _R (_Re_M) (N_sy-N_by) oder
a₃ = _R Oe_M (N_sy-N_by) bzw. a₃ = (-e_M) (N_sy-N_by) (7)wobei e_M der Vektor der Meßrichtung, S_R das Kreuzprodukt des Vektors der Referenzrichtung mit dem Vektor der Meßrichtung, N_sy die Komponente der gemessenen Sonnenrichtung (S_b) in Meßrichtung, N_by ein vorgegebener Grundwert dieser Komponente und O die optische Achse eines die Sonnenrichtung bestimmenden Sensors ist.

4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß für die Schritte zum Ausrichten des Raumfahrzeuges das folgende Regelgesetz verwendet wird: u = -K_D (w-c S_R) + K_p (_R+S_RS_R ^T-I) e_ML (N_sy-N_by) (8)wobei u die Eingangssignale für die Steuerorgane, K_D die Regelparameter für die Drehgeschwindigkeiten um die Raumfahrzeugachsen, K_p die Regelparameter für die Lage des Raumfahrzeuges, w die Drehgeschwindigkeiten des Raumfahrzeuges um die Raumfahrzeugachsen, c der Wert für die Drehrate des Raumfahrzeuges, S_R der Vektor der Referenzrichtung, S_R das Kreuzprodukt des Referenzvektors S_R mit dem Vektor der Meßrichtung e_M, S_R ^T der transponierte Vektor der Referenzrichtung, I der Einheitsvektor, L ein Begrenzungsfaktor, N_sy die gemessene Komponente der Sonnenrichtung S_b in Meßrichtung und N_by ein vorgegebener Grundwert für diese Komponente sind.

5. Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet,

• - daß ein Sonnensensor (11) vorgesehen ist, dessen Ausgangssignal nach einer Nullpunktkorrektur einem Begrenzer (13) zugeführt wird,
• - daß in einem ersten Zweig ein erster Multiplizierer (14) zum Berechnen der Drehrichtung eines Steuervektors (a₂) aus der Meßrichtung (e_M) und einer Referenzrichtung (O bzw. R) vorgesehen ist,
• - daß in einem zweiten Zweig ein weiterer Multiplizierer (16) zum Berechnen der Drehrichtung eines weiteren Steuervektors ebenfalls aus der Meßrichtung (e_M) und einer Referenzrichtung (S_R bzw. E) vorgesehen ist,
• - daß die Drehrichtungsvektoren jeweils mit dem Ausgangssignal des Begrenzers (13) multipliziert und anschließend miteinander addiert werden,
• - und daß das Summensignal einem Multiplizierer (19) zur Multiplikation mit einem Regelparameter (K_p) zugeführt wird,
• - daß in einem dritten Zweig ein Multiplizierer (20) vorgesehen ist zum Berechnen eines Drehgeschwindigkeitsvektors (w_b) des Raumfahrzeuges um die drei raumfahrzeugfesten Achsen aus einer Referenzrichtung (S_R) und einer Konstanten (c),
• - und daß drei Multiplizierer (19, 21, 22) vorgesehen sind, in denen das aus den beiden Steuervektoren (a₂, a₃) kombinierte Summensignal, der Drehgeschwindigkeitsvektor (w_b) und die Drehgeschwindigkeiten (w) des Raumfahrzeuges mit Regelparametern (K_p, K_D) multipliziert werden,
• - und daß die Ausgangsgrößen dieser Multiplizierer (19, 21, 22) einem Addierer (23) zugeführt werden, dessen Ausgangssignal das Steuersignal ist.