DE4032263A1

DE4032263A1 - Reaktionsrad-reibungskompensation

Info

Publication number: DE4032263A1
Application number: DE4032263A
Authority: DE
Inventors: Jun John Batterson Stetson
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: Lockheed Martin Corp
Priority date: 1989-12-20
Filing date: 1990-10-11
Publication date: 1991-06-27
Also published as: US5020745A; JPH03193599A; GB2239329A; FR2655942B1; FR2655942A1; GB9022824D0; GB2239329B

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Fluglage-Steuersysteme für Raumfahrzeuge unter Verwendung von Reaktionsrädern und ins besondere auf die Verkleinerung von Fluglagefehlern während Zeiten, in denen die Raddrehzahl auf null gesenkt und die Drehrichtung umgekehrt wird.

Raumfahrzeuge sind wichtig geworden als Plattformen für Kommunikationen oder Sensoren. Als eine Plattform muß die Position oder die Fluglage des Raumfahrzeugs im Raum kon stant gehalten werden relativ zu einem Objekt, wie bei spielsweise dem Himmelskörper, den es umkreist. Beim Fehlen einer Stabilisierung der Fluglage des Raumfahrzeugs können die Sensoren oder Kommunikationsvorrichtungen nicht mit der gewünschten Genauigkeit in die gewünschte Richtung ge richtet werden.

Gewisse Arten von Raumfahrzeugen werden durch eine Dreh bzw. Spinbewegung um eine Achse stabilisiert. Bei derarti gen Raumfahrzeugen bleibt die Fluglage des Raumfahrzeugs im Trägheitsraum im wesentlichen konstant. Dies kann zwar wün schenswert sein, wenn ein Sensor entlang seiner Achse in Richtung auf ein entferntes, durch Trägheit fixiertes Ziel, wie beispielsweise einen Stern, gerichtet ist, aber es ist weniger vorteilhaft, wenn ein Instrument in Richtung auf ein Ziel gerichtet wird, das sich relativ zum Raumfahrzeug bewegt (d. h. auf der Erde). Die Verwendung von drallge bremsten Plattformen auf spin-stabilisierten Raumfahrzeugen gestattet, daß Instrumente oder Antennen in andere Richtun gen als entlang der Spinachse gerichtet werden. Da jedoch das Verhalten eines spin-stabilisierten Raumfahrzeugs kon stant bleibt im Trägheitsraum, wenn das Raumfahrzeug die Erde umkreist, ist eine konstante Anlenkung erforderlich, um die Plattform in Richtung auf einen Punkt auf der Erde zu orientieren, was für einige Zwecke unerwünscht sein kann.

Die Fluglage von einigen Raumfahrzeugen kann durch gesteu ertes Zünden von Fluglagen-Schubdüsen eingehalten werden, wie es in der US-PS 38 66 025 beschrieben ist. Wenn derar tige Systeme alleine verwendet werden, haben sie eine kurze Lebensdauer, da die Menge an verbrauchbarem Brennstoff be grenzt ist.

Es können auch magnetische Drehmomenterzeuger zur Flugla gen-Steuerung verwendet werden, wie es ebenfalls in der US- PS 38 66 025 beschrieben ist. Dabei kann Strom durch dreh moment-erzeugende Spulen fließen, die auf dem Körper des Raumfahrzeugs angeordnet sind, um eine Wechselwirkung mit dem Magnetfeld der Erde herbeizuführen. Die magnetische Drehmomenterzeugung kann keine großen Drehmomente zur schnellen Korrektur von Fluglagenfehlern erzeugen, da das Magnetfeld der Erde im Raum klein ist und in der Richtung unbestimmt ist.

Ein Raumfahrzeug kann auch durch die Verwendung von einem oder mehreren Drehmoment- oder Reaktionsrädern stabilisiert werden, entweder alleine oder in Verbindung mit Schuberzeu gern und/oder magnetischen Drehmomentgebern. Eine übliche Anordnung enthält die Verwendung von drei oder mehr Reakti onsrädern, deren Achsen orthogonal sind oder unter Winkeln, die für Komponenten entlang den drei orthogonalen Achsen des Raumfahrzeugs sorgen, wodurch eine Dreiachsen-Steuerung der Fluglage des Raumfahrzeugs herbeigeführt wird. Ein der artiges System ist in der US-PS 39 99 729 beschrieben. Es sei darauf hingewiesen, daß sich Impuls- bzw. Momenträder von Reaktionsrädern nur dadurch unterscheiden, daß sie bei Drehgeschwindigkeiten betrieben werden, die hoch genug sind, um für eine gyroskopische Steifigkeit zu sorgen. Mo menträder werden üblicherweise nicht auf Drehzahlen nahe null abgesenkt, wie es bei Reaktionsrädern der Fall ist.

Wie es in der US-PS 39 98 409 von Pistiner beschrieben ist, tauschen die Roll- und Hochachsen-Reaktionsräder von einem Dreiachsen-Moment stabilisierten Raumfahrzeug ihr gespei chertes Winkelmoment auf einer Viertelkreisbahnbasis aus. Infolgedessen kehren die Roll- und Hochachsen-Reaktionsrä der ihre Drehrichtungen zweimal pro Umlauf (Orbit) um. Fluglagensensoren auf dem Raumfahrzeug fühlen das Verhalten des Raumfahrzeugs ab und erzeugen Fehlersignale, die gleich der Differenz zwischen der tatsächlichen Raumfahrzeug- Fluglage (Istwert) und seiner gewünschten Fluglage (Sollwert) ist oder diese darstellt. Diese Fehlersignale werden integriert und in geeignete Drehmoment-Führungssi gnale für jedes Reaktionsrad konvertiert. Die daraus resul tierenden Reaktionsraddrehungen erzeugen Reaktionsdrehmo mente auf dem Raumfahrzeug, die dessen Fluglagenfehler ver kleinern.

Die Lager, die die Rotation der Reaktionsräder ermöglichen haben üblicherweise eine sehr hohe Qualität, aber sie un terliegen Reibungs- bzw. Friktionskräften. Fig. 1 stellt ein Raumfahrzeug 10 dar, in dem ein Reaktionsrad 12 verwen det ist, das an einer Achse 14 befestigt ist, die auf La gern 16 gehaltert ist, die durch Lagerblöcke 18 und 20 ge stützt werden. Ein Motor oder Drehmomenterzeuger 22 ist mit dem Rad 12 verbunden, um auf das Rad ein Drehmoment aus zuüben unter der Steuerung eines Drehmoment-Führungssi gnals, das über einen Bus 24 von einer Regeleinheit 26 zu geführt wird. Die Regeleinheit 26 generiert das Drehmoment- Führungssignal auf der Basis eines Fluglage-Fehlersignals, das über einen Bus 28 von einem Fluglagesensor zugeführt wird. Der Fluglagesensor 30 fühlt Fehler in der Fluglage des Körpers des Raumfahrzeugs 10 um die Radachse 8 ab. Wenn sich das Rad dreht, enthält die Lagerreibung (Friktion) eine Fluidfriktionskomponente, die mit steigender Geschwin digkeit zunimmt. Eine weitere Friktionskomponente ist die Coulomb-Komponente, die konstant und unabhängig von der Drehzahl ist. In Fig. 2 ist als Kurve 40 das erforderliche Drehmoment T, um die Coulomb-Reibung zu überwinden, über der Winkelgeschwindigkeit ω für ein Rad aufgetragen, das beispielsweise ein Rad 12 gemäß Fig. 1 sein kann. Bei posi tiven Werten von ω hat das Drehmoment T einen positiven Wert und für negative ω (die entgegengesetzte Drehrich tung) hat T die gleiche Amplitude, aber entgegengesetzte Richtung. Die konstante Komponente der Coulomb-Friktion be steht deshalb bis nach unten und einschließlich der Drehge schwindigkeit null. Die statische Friktion bzw. Haftrei bung, die eine größere Kraft erfordert, um die Lager aus einer statischen oder einem sich nicht bewegenden Zustand herauszuführen, ist im allgemeinen klein bei hochwertigen Lagern, die üblicherweise in Verbindung mit Reaktionsrädern von Raumfahrzeugen verwendet werden .Die statische Friktion (Haftreibung) ist durch die gestrichelte Kurve 42 angedeu tet.

Fig. 3 stellt in vereinfachter Blockdiagramm-Form das Re gelschema dar, das in der US-PS 39 98 409 beschrieben ist. In Fig. 3 sind die denjenigen in Fig. 1 entsprechenden Ele mente mit den gleichen Bezugszahlen bezeichnet. Ein Raum fahrzeug, das durch das System gemäß Fig. 3 dargestellt ist, verwendet Fluglagesensoren und einen Integrator, um ein Drehmoment-Führungssignal auf dem Bus 24 zu erzeugen für einen Antrieb des Drehmomenterzeugers 22 und des Reak tionsrades 12. Um den Fluglagefehler auf dem Bus 28 auf null zu regeln, muß das integrierte Fehlersignal auf dem Bus 24 (das das Drehmoment-Führungssignal ist) groß genug sein, um die konstante Reibungskraft zu überwinden, die der Coulomb-Friktion des Lagers zuzuordnen ist. Wenn sich also das Rad in Richtung auf null verlangsamt und die Drehzahl null erreicht, hat das Drehmoment-Führungssignal immer noch einen endlichen Wert, der die Größe des Drehmoment-Füh rungssignals darstellt, das zum Überwinden der Coulomb Friktion erforderlich ist, während sich das Rad dreht. Wenn das Reaktionsrad zum Stillstand kommt, wird die Fluglage des Raumfahrzeugs um die Radachse nicht länger gesteuert bzw. geregelt, und die Fluglagefehler des Raumfahrzeugs 10 beginnen sich zu akkumulieren. Die Fluglagefehler werden durch den Sensor 30 abgetastet und ein Fehlersignal wird erzeugt und über den Bus 28 dem Integrator 60 gemäß Fig. 3 zugeführt. Fluglagefehler akkumulieren weiterhin, während das Rad gestoppt ist, weil die Fehlersignale dem Integrator für eine endliche Zeitdauer zugeführt werden müssen, um zunächst die restliche (Coulomb-bezogene) Komponente des Drehmoment-Führungssignals auf null zu senken und dann das Drehmoment-Führungssignal auf einen ausreichenden Wert zu erhöhen, um die Coulomb- und Haftreibung zu überwinden, die für eine Rotation in der entgegengesetzten Richtung erfor derlich ist. Die für eine Rotation erforderlichen Drehmo mente sind in Fig. 2 dargestellt. Während der Integrations periode steigt der Fluglagefehler an, und deshalb nimmt das abgetastete Fehlersignal mehr zu, als es der Fall wäre, wenn die Fluglageregelung kontinuierlich wäre und die Cou lomb-Friktion fehlen würde.

In dem Moment, in dem die Rotation des Reaktionsrades in der entgegengesetzten Richtung beginnt, hat das Fehlersi gnal infolgedessen die Tendenz, größer als notwendig zu sein, und infolgedessen ist das Drehmoment-Führungssignal zu groß. Dieses übergroße Drehmoment-Führungssignal bewirkt seinerseits eine Überkompensation für den akkumulierten Fluglagefehler. Somit können beim Fehlen einer Kompensation für die Coulomb-Friktion große Fluglagenfehler erwartet werden. Fig. 4 stellt als eine Kurve 70 die Reaktionsrad- Drehzahl über der Zeit dar. In Fig. 4 sinkt die Raddrehzahl vor der Zeit T1 linear in Richtung auf die Drehzahl null ab. Idealerweise sollte sich die Drehrichtung einfach um kehren, und die Raddrehzahl sollte in der entgegengesetzten Richtung anwachsen, wie es durch die gestrichelte Linie 71 dargestellt ist. Aufgrund der Coulomb- und Haftreibung bleibt aber das Rad in dem Intervall von der Zeit T1 bis zur Zeit T2 stehen. Während dieser Zeit kehrt die Regel schaltung das Drehmoment-Führungssignal um und vergrößert dessen Amplitude, bis das Drehmoment ausreichend ist, um die Lagerreibung zur Zeit T2 zu überwinden, und dann be schleunigt das Rad. Jedoch ist zur Zeit T2 das Drehmoment- Führungssignal groß genug, um eine temporäre Überkorrektur oder ein Überschießen der Bahn zu bewirken, der es beim Fehlen der Friktion folgen würde, die als ein Kurvenab schnitt 72 der Kurve 70 dargestellt ist.

Fig. 5A ist ein Kurvenbild der Resultate einer Computer-Si mulation des Fluglagefehlers und der Raddrehzahl eines Raumfahrzeugs unter Verwendung einer Reaktionsrad-Fluglage regelung ohne die Korrektur gemäß Pistiner. Die gestri chelte Kurve 80 stellt die Raddrehzahl dar, die ihre Rich tung bei etwa 1000 Sekunden umkehrt. Die ausgezogene Kurve 82 stellt den Fluglagefehler dar. Somit zeigt sich, daß die Wirkungen der Reaktionsrad-Lagerfriktion einen Spitzenwert des Fluglagefehlers von etwa 52 Bogen-Sekunden in dem In tervall von 1000 Sekunden bis etwa 1020 Sekunden zur Folge hat, wobei während dieser Zeit das Reaktionsrad gestoppt ist. Unmittelbar nach 1020 Sekunden beschleunigt das Rad, und es tritt ein Erholungs-Verhaltens-Unterschießen von 8 Bogen-Sekunden auf.

Die Anordnung gemäß Pistiner berücksichtigt, daß das Inte grator-Ausgangssignal Information enthält, die sich auf die Größe der Coulomb-Friktion bezieht. In der Anordnung Pisti ner′s generiert ein Offset-Signalkompensator, der in Fig. 3 als Block 52 dargestellt ist, ein Versetzungs- bzw. Offset signal, das einem Addierer 54 zugeführt und mit dem Drehmo ment-Führungssignal summiert wird, um die Coulomb-Friktion zu überwinden. Die Größe des Offset wird ermittelt durch Abtasten der Raddrehzahl durch einen Sensor 50, Ermitteln der Größe des Drehmoment-Führungssignals bei einer gewissen Raddrehzahl in dem Bereich von 5 bis 10 U/min und Durch führen von Berechnungen, die die Komponenten herausfallen lassen sollen, die bekannten Faktoren, wie beispielsweise orbitalen Präzessions-Drehmomenten, zuzurechnen sind, wo raufhin angenommen wird, daß die verbleibende Größe des Drehmoment-Führungssignals dem Wert +T_c gemäß Fig. 2, dem Coulomb zuzuschreibenden Friktions-Drehmoment. Sobald die Größe der Komponente des Drehmoment-Führungssignals, das der Coulomb-Lagerfriktion zuzurechnen ist, gefunden ist, wird sein Wert verdoppelt auf 2T_c (da der Wert auf null ge senkt und dann wieder auf den gleichen Wert in der entge gengesetzten Richtung vergrößert werden muß), bezüglich der Phase invertiert (-2T_c) und dann in der Summierstelle 54 zu dem Drehmoment-Führungssignal hinzuaddiert. Wenn -2T_c mit einem Drehmoment-Führungssignal summiert wird, das eine Komponente von +T_c enthält, enthält das resultierende sum mierte Drehmoment-Führungssignal eine umgekehrte Komponente mit einer Amplitude -T_c, die genau das ist, was erforder lich ist, um die Coulomb-Friktion zu überwinden, wenn die Radumkehr auftritt. Diese Technik ist wirksam beim Vermin dern von Fluglagefehlern. Fig. 5b stellt die verbesserte Fluglage eines Raumfahrzeugs dar, wenn eine Offset-Kompen sation nach Pistiner verwendet wird.

Fig. 5b ist ähnlich Fig. 5a und entsprechende Kurvenbilder sind mit den gleichen Bezugszahlen bezeichnet. Wie in Fig. 5b dargestellt ist, ist die Raddrehzahl, die durch die ge strichelte Linie 80 dargestellt ist, zwar nicht gestoppt für eine anhaltende Periode nahe 1000 Sekunden, wie in dem unkompensierten Fall gemäß Fig. 5a, sie ist aber trotzdem gestört. Die Fluglage des Raumfahrzeugs baut sich bis zu einem Fehler von etwa 10 Bogen-Sekunden auf. Dies liegt daran, daß der Offset die tatsächliche Reaktionsradfriktion nicht exakt ausgleicht. In der Anordnung nach Pistiner ha ben integrierte Fehlersignal-Komponenten, die Quellen zuzu ordnen sind, die bei der Berechnung des Offset nicht be rücksichtigt sind, ein inkorrekt berechnetes Drehmoment- Führungssignal zur Folge. Derartige Fehler könnten aufgrund von umgebenden oder internen Störkräften und -Drehmomenten entstehen, die auf das Raumfahrzeug einwirken. Auch hat die effektive Umkehr von T_c bei einer Raddrehgeschwindigkeit von ω = 10 U/min selbst die Tendenz, die Fluglage zu stö ren, indem das Rad um mehr als den erwarteten Betrag ver langsamt wird, was wiederum zu einem Fluglagenfehler bei trägt.

Wenn das Offset-Signal, das in der Anordnung nach Pistiner zu dem Drehmoment-Führungssignal hinzuaddiert wird, in der Größe von dem wahren Wert abweicht, der zur Überwindung der Friktion erforderlich ist, ist das Ergebnis ähnlich demje nigen, das beim Fehlen einer Kompensation auftritt, nämlich Fluglagenfehler aufgrund von Unterkompensation oder Über kompensation.

Es ist deshalb Aufgabe der Erfindung, eine verbesserte Re aktionsrad-Fluglagenregelanordnung zu schaffen, bei der die vorgenannten Nachteile vermieden sind.

Ein reaktionsrad-stabilisiertes Raumfahrzeug gemäß der Er findung enthält einen Raumfahrzeugkörper und wenigstens ein Reaktionsrad, das für eine Rotation um eine Achse auf dem Körper angebracht ist. Eine steuerbare Drehmomentanordnung ist mit dem Rad gekoppelt, um auf das Rad ein Drehmoment auszuüben in Abhängigkeit von einem Drehmoment-Führungssi gnal zum Beschleunigen oder Verlangsamen des Reaktionsrades und um dadurch ein Moment auf den Raumfahrzeugkörper zu übertragen. Auf dem Raumfahrzeugkörper sind Sensoren ange bracht zum Abtasten der Fluglage des Raumfahrzeugs und zum Erzeugen eines Signals in Abhängigkeit von der Abweichung des Körpers von einer gewünschten oder Soll-Drehstellung um die Achse. Eine Regelanordnung enthält einen mit dem Sensor gekoppelten Integrator zum Generieren einer fluglagen-ab hängigen Komponente des Drehmoment-Führungssignals. Ein Summierer empfängt die fluglagen-abhängige Komponente des Drehmoment-Führungssignals und ein alternierendes Signal zum Generieren eines Zitter-Drehmoment-Führungssignals.

Die Erfindung wird nun mit weiteren Merkmalen und Vorteilen anhand der Beschreibung und Zeichnung von Ausführungsbei spielen näher erläutert.

Fig. 1 zeigt ein Raumfahrzeug mit einem Reaktionsrad- Fluglagen-Regelsystem;

Fig. 2 zeigt eine Drehmoment-Drehzahl-Kurve an der sta tischen und Coulomb-Friktionsrelation für die in Fig. 1 ge zeigten Reaktionsradlager;

Fig. 3 zeigt in Blockform eine bekannte Coulomb-Frikti onskompensationsanordnung;

Fig. 4 zeigt schematisch die Raddrehzahlkompensation über der Zeit, die aus der Verwendung der Anordnung gemäß Fig. 3 resultiert;

Fig. 5a und 5b stellen eine simulierte Raumfahrzeug- Fluglage und eine Raddrehzahl für ein unkompensiertes Sy stem bzw. für ein System dar, das die Kompensation gemäß Fig. 3 verwendet;

Fig. 6 ist ein Blockdiagramm von einer Fluglagen-Regela nordnung gemäß der Erfindung;

Fig. 7 ist eine Amplituden/Zeit-Kurve, die ein Zittersi gnal darstellt, das bei einer Regeleinrichtung gemäß der Erfindung verwendet werden kann;

Fig. 8 ist ein Fließbild, das der Anordnung gemäß Fig. 6 zugeordnet werden kann;

Fig. 9 ist ein Kurvenbild ähnlich Fig. 5a und 5b von der Fluglage und der Raddrehzahl über der Zeit für eine Anord nung gemäß der Erfindung.

Fig. 6 ist ein vereinfachtes Blockdiagramm von einer Raum fahrzeug-Regeleinrichtung gemäß der Erfindung. Elemente von Fig. 6, die denjenigen von Fig. 3 entsprechen, sind mit der gleichen Bezugszahl versehen. Fig. 6 unterscheidet sich von Fig. 3 dadurch, daß sie einen weiteren Steuerblock 62 ent hält, der mit dem Raddrehzahlsensor 50 in Verbindung steht, um eine Raddrehzahl-Information zu erhalten, und der auch mit der Summierstelle 54 verbunden ist, um eine weitere Komponente zu dem Drehzahl-Führungssignal hinzuzuaddieren, das über den Bus 24 dem Drehmomenterzeuger 22 zugeführt wird.

Bei einer mikroskopischen Betrachtungsweise sind die Lager, in denen sich die Reaktionsräder drehen, unvollkommen bzw. fehlerhaft. Begriffsmäßig können diese Unvollkommenheiten so betrachtet werden, daß sie an einem bestimmten Punkt auf dem Umfang des Lagers konzentriert sind, so daß, wenn sich das Reaktionsrad vor dem Stoppen kaum noch dreht, es "in ein Loch fällt", das die Fehlerstelle in dem Lager ist. Um das Loch zu verlassen, muß dem Rad Energie zugeführt wer den, die größer ist als diejenige, die zum Drehen bei einer konstanten Geschwindigkeit erforderlich ist. Jede zusätzli che Energie, die in der Form von einem Drehmoment-Führungs signal addiert wird, wird durch das Reaktionsrad selbst in tegriert, um einen Fluglagenfehler des Raumfahrzeugs zu er zeugen. Ein derartiger Fluglagenfehler wird durch den Sen sor 30 abgetastet und über den Bus 28 dem Integrator 60 der Regeleinrichtung 26 zugeführt und wird integriert, um eine zusätzliche Drehmoment-Führungskomponente zu erzeugen.

Gemäß dem in Fig. 6 gezeigten Ausführungsbeispiel der Er findung generiert der Steuerblock 62 ein Zittersignal, das bei 761 in Fig. 7 dargestellt ist. In Fig. 7 ist das Zit tersignal 761 ein dreieckförmiges Signal mit einer Spitzen amplitude A und einer Periode T, wobei die Frequenz 2 π/T ist. Die Frequenz ist viel größer als die Zeitkonstante der Raumfahrzeugbewegung gewählt. Genauer gesagt, die Frequenz ist so gewählt, daß sie größer ist als die größte gedämpfte Eigenfrequenz des Raumfahrzeugkörpers und irgendwelcher flexibler Anhängsel davon, wie beispielsweise Maste oder Ausleger. Weiterhin sind die Flächen unter den positiven und negativen Ausschlägen des Zittersignals 761 um die Nul lamplitude herum während jeder Halbwelle gleich, so daß die resultierende Amplitude null ist. Infolgedessen wird Ener gie, die während einer Halbwelle des Zittersignals addiert wird, während der anderen Halbwelle subtrahiert, so daß keine resultierende Energie zugeführt wird. Da keine resul tierende Energie zugeführt wird, integriert das Reaktions rad das Zittersignal zu null, wodurch kein integrierter Fluglagenfehler hervorgerufen wird. Es steht jedoch während der einen oder anderen Halbwelle des Zittersignals ausrei chend Energie zur Verfügung, um die Coulomb-Friktion zu überwinden und das Rad in Drehung zu versetzen.

Fig. 8 ist ein Fließbild und stellt eine Regelschaltung dar, die der Zittersteuerung und dem Generatorblock 62 ge mäß Fig. 6 zugeordnet werden kann. In Fig. 8 beginnt der logische Fluß an einem Startblock 800 und führt zu einem Block 802, der die Ablesung der Radgeschwindigkeit ω von dem Raddrehzahlsensor 50 gemäß Fig. 6 darstellt. Die Logik gelangt dann zu einem Entscheidungsblock 804, in dem der Absolutwert der Raddrehzahl ω mit einem Schwellenwert verglichen wird. Der Schwellenwert der Raddrehzahl kann der gleiche sein, wie derjenige, der zum Ansteuern des Offset- Kompensators 52 verwendet ist, oder es kann eine unter schiedliche Raddrehzahl sein. Wenn der Absolutwert der Rad drehzahl größer als der Schwellenwert ist, verläuft die Lo gik von dem Entscheidungsblock 804 entlang dem NEIN-Pfad und gelangt zu einem Block 806, der den Zittergenerator (ein Teil des Blocks 62, der nicht separat dargestellt ist) ausschaltet, wenn er zuvor eingeschaltet war. Die Logik verläßt dann den Block 806 und kehrt zum Block 802 zurück. Die Logik fließt kontinuierlich in einer Schleife, die die Blöcke 802, 804 und 806 enthält. Schließlich wird die Rad drehzahl unterhalb des Schwellenwertes sein. In diesem Fall verläßt die Logik den Entscheidungsblock 804 über den JA- Pfad und gelangt zu einem weiteren Block 808, der die An steuerung des Zittergenerators darstellt. Die Logik kehrt dann zum Block 802 zurück und setzt ihre Zirkulationsströ mung um die Schleife mit den Blöcken 802, 804 und 808 bis zu der Zeit fort, zu der die Raddrehzahl wieder den Schwel lenwert überschreitet.

Fig. 9 stellt die Verkleinerung des Fluglagenfehlers dar, der durch die Erfindung erreichbar ist. Aufgrund des Zit tersignals, das zugeführt wird, wenn die Raddrehzahl unter den Schwellenwert von 10 U/min abfällt, bleibt das Rad nie mals stecken, so daß es eine kontinuierliche Regelung der Raumfahrzeug-Fluglage beibehält. Der kleine Restfehler re sultiert aus Parameter-Unbestimmtheiten in der Elektronik des Reaktionsrades und der Quantifizierung der Raddrehzahl durch die in Fig. 8 gezeigte Logik.

Es sind jedoch noch weitere Ausführungsbeispiele möglich. Beispielsweise kann das Zittersignal sinusförmig sein, eine Rechteckform oder irgendeine andere Kurvenform haben, die symmetrisch zur Nullachse ist. Der Zittergenerator kann kontinuierlich arbeiten und sein Signal durch einen Schal ter unter der Steuerung der Logik gemäß Fig. 8 gesteuert werden oder der Generator kann während derjenigen Perioden, in denen er nicht in Verwendung ist, ausgeschaltet und dann eingeschaltet werden, um das Zittersignal nur dann zu er zeugen, wenn es benötigt wird. Die Amplitude des Zittersi gnals kann auch so ausgebildet werden, daß sie sich invers mit der Größe der Raddrehzahl ändert, so daß eine maximale Amplitude nahe dem Radstillstand erreicht wird. Die Erfin dung kann auch auf ein Momentrad angewendet werden, wenn das Rad aus irgendeinem Grund in einem normalen Betriebsmo dus gestoppt werden könnte.

Claims

1. Reaktionsrad-stabilisiertes Raumfahrzeug enthal tend:
einen Raumfahrzeugkörper (10),
wenigstens ein Reaktionsrad (12), das für eine Rotation um eine Achse des Raumfahrzeugkörpers angebracht ist,
steuerbare Drehmomenterzeugungsmittel (22), die mit dem Raumfahrzeugkörper (10) und dem Reaktionsrad (12) verbunden sind zum Übertragen eines Drehmoments auf das Rad in Abhängigkeit von einem Drehmoment-Führungssignal zum Be schleunigen oder Verlangsamen des Rades für eine Übertra gung eines Moments auf den Raumfahrzeugkörper,
auf dem Raumfahrzeugkörper angebrachte Fühlermit tel (30) zum Abtasten der Fluglage des Raumfahrzeugkörpers und zum Generieren eines Signals bei einer Abweichung des Raumfahrzeugkörpers von einer gewünschten oder Soll-Dreh stellung um die Achse,
Regelmittel (26) mit einer Integratoreinrichtung (60), die mit den Fühlermitteln (30) verbunden sind, zum Generieren einer fluglagen-abhängigen Komponente des Dreh moment-Führungssignals,
eine Summierstelle (54) mit einem ersten Ein gangsport, der mit den Regelmitteln (26) verbunden ist, und
einem Ausgangsport, der mit dem Drehmomenterzeuger (22) verbunden ist, zum Empfangen der fluglagen-abhängigen Kom ponente des Drehmoment-Führungssignals von den Regelmitteln (26) und ferner mit einem zweiten Eingangsport, zum Ver knüpfen der fluglagen-abhängigen Komponente des Drehmoment- Führungssignals mit einem Signal, das dem zweiten Ein gangsport der Summiermittel (54) zugeführt ist, zum Gene rieren des Drehmoment-Führungssignals,
gekennzeichnet durch eine ein alternierendes Si gnal (761) erzeugende Einrichtung (62), die mit dem zweiten Eingangsport der Summierstelle (54) verbunden ist, zum Ge nerieren eines Signals alternierender Polarität und zum An legen des Signals alternierender Polarität an den zweiten Eingangsport der Summierstelle (54) derart, daß das Drehmo ment-Führungssignal eine alternierende Komponente enthalten kann.

2. Raumfahrzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Signal (761) al ternierender Polarität mit einer Frequenz alterniert, die höher als die höchste vorherrschende gedämpfte Materialfre quenz ist, die dem Raumfahrzeug und irgendeinem flexiblen Anhängsel zugeordnet ist.

3. Raumfahrzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die das alternierende Signal (761) erzeugende Einrichtung (62) ferner enthält: Raddrehzahl-Abtastmittel (50), die mit dem Reak tionsrad verbunden sind, zum Abtasten dessen Drehzahl und zum Generieren eines Drehzahlsignals,
eine Amplituden-Steuereinrichtung, die mit den Raddrehzahl-Fühlermitteln verbunden ist und auf das Dreh zahlsignal anspricht, damit das Signal alternierender Pola rität an den zweiten Eingangsport der Summierstelle ange legt wird, wenn die durch das Drehzahlsignal dargestellte Raddrehzahl relativ klein ist, und zum Verkleinern der Größe des Signals alternierender Polarität, wenn die durch das Drehzahlsignal dargestellte Raddrehzahl relativ groß ist.

4. Raumfahrzeug nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Amplituden- Steuereinrichtung Schaltmittel aufweist zum Anlegen des Si gnals alternierender Polarität an den zweiten Eingangsport der Summierstelle mit voller Amplitude, wenn die Raddreh zahl relativ klein ist, und zum Beseitigen des Signals al ternierender Polarität von dem zweiten Eingangsport der Summierstelle, wenn die Raddrehzahl relativ hoch ist, um dadurch die Amplitude auf null zu verkleinern.

5. Verfahren zum Regeln der Fluglage eines Raumfahr zeugs um die Achse eines in Lagern gehalterten Rades, ent haltend:
Abtasten der Fluglage des Raumfahrzeugs um die Achse eines Reaktionsrades, um ein Fehlersignal zu generie ren,
Integrieren des Fehlersignals, um ein Drehmoment- Führungssignal zu erzeugen,
Ausüben eines Drehmoments auf das Reaktionsrad in Abhängigkeit von dem Drehmoment-Führungssignal in der Weise, daß die Fluglage des Raumfahrzeugs stabilisiert ist, wobei die Drehrichtung des Reaktionsrades von Zeit zu Zeit umkehren kann,
Abtasten der Drehgeschwindigkeit des Reaktionsra des, gekennzeichnet durch:
Hinzuaddieren eines Signals mit alternierender Polarität zu dem Drehmoment-Führungssignal bei Drehzahlen nahe null.

6. Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß bei dem Addierungs schritt das Signal alternierender Polarität so gesteuert wird, daß sein Mittelwert null ist.