DE4112361A1

DE4112361A1 - Dreiachsen-fluglagenregelung fuer ein raumfahrzeug unter verwendung eines polarsternsensors

Info

Publication number: DE4112361A1
Application number: DE4112361A
Authority: DE
Inventors: Michael Adam Paluszek
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1990-04-19
Filing date: 1991-04-16
Publication date: 1991-10-24
Also published as: JPH04228400A; US5107434A; FR2661261A1; FR2661261B1

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Fluglagenreglung für ein Raumfahrzeug und insbesondere auf eine Dreiachsen- Fluglagenregelung für ein Raumfahrzeug unter Verwendung eines Polarsternsensors in Verbindung mit einem Erdsensor.

Künstliche Satelliten oder Raumfahrzeuge haben eine vielfältige Verwendung für verschiedene Zwecke. Für einige Zwecke, wie beispielsweise für Kommunikationszwecke, kann es erforderlich sein, daß ein Satellit ein Instrument auf bestimmte Stellen auf der Oberfläche eines Himmelskörpers richtet, um den er umläuft, wie beispielsweise die Erde.

Für Kommunikationen zwischen im Abstand angeordneten Stellen auf der Oberfläche der Erde oder für Rundfunkzwecke liefert der geosynchrone Satellit gewisse Vorteile. Der geosynchrone Satellit nimmt eine äquatorale Umlaufbahn an und kann entweder Spin-stabilisiert oder Dreiachsen- stabilisiert sein. Damit eine Antenne oder mehrere Antennen auf bestimmte Stellen gerichtet bleiben, muß der Spin- stabilisierte Satellit eine drallgebremste Plattform aufweisen, auf der die auf die Erde gerichteten Antennen oder Sensoren angebracht sind. Spin-stabiliserte Raumfahrzeuge erfordern große Schwungmomente, um eine genaue Richtungssteuerung beizubehalten.

Ein Dreiachsen-stabilisiertes Raumfahrzeug verwendet ein System von Drehmomenterzeugern, um auf das Raumfahrzeug Drehmomente in Relation zu den Roll-, Quer- und Hochachsen auszuüben, um seine Fluglage unter der Kontrolle von einem oder mehreren Fluglagensensoren beizubehalten. Die Drehmomenterzeugung zur Aufrechterhaltung der Orientierung kann durch magnetische Drehmomenterzeuger, durch chemische Schuberzeuger, durch Moment- oder Reaktionsräder oder irgendeine Kombination dieser drei Einrichtungen herbeigeführt werden.

Die Fluglage des Raumfahrzeuges kann durch eines einer Anzahl von Systemen ermittelt werden. Ein Fluglagenabtastsystem, das bei kommerziellen Kommunikations-Satelliten verwendet wird, erfordert einen Erdhorizontsensor in Verbindung mit einem Sonnensensor für die Fluglagenregelung. Die Erdsensoren sorgen für die Quer und Roll- bzw. Längsinformation, während der Sonnensensor zu gewissen Tageszeiten Information liefert, die eine Aktualisierung der Hochachseninformation erlaubt. Die Hochachseninformation muß während derjenigen Intervalle geschätzt werden, in denen eine Sonnensensormessung nicht verfügbar ist. Diese Sensoren in Verbindung mit dem Viertelumlauf-Austausch der Roll- und Hochachsen sorgt für genügend Information zur Stabilisierung eines Raumfahrzeuges unter normalen Bedingungen. Es kann jedoch vorkommen, daß die Horizontsensoren keine präzise Information wegen atmosphärischer Beeinflussungen beim Verdunkeln des Horizonts, und die Hochachsen- Aktualisierungsinformation liefert möglicherweise keine ausreichende Steuerung für eine präzise Ausrichtung.Für weniger genaue Richtungssteuerungserfordernisse bei Momentvorspannungs-Raumfahrzeugen sind nur die Horizontsensoren erforderlich, und es kann die gyroskopische Kopplung des Momentrades verwendet werden, um die Fluglage bezüglich der Hochachse beizubehalten.

Bei einem anderen Fluglagen-Regelungssystem können Gyroskope in dem Raumfahrzeug angebracht sein, um eine Winkelgeschwindigkeitsinformation zu liefern. Da Gyroskope Fehlern ausgesetzt sind, wenigstens wegen der Lagerreibung, müssen sie periodisch aktualisiert werden. Die Aktualisierungen (updates) können durch Erdhorizontsensoren und Sonnensensoren geliefert werden, aber diese sind Fehlern ausgesetzt, wie es oben beschrieben wurde. Das Gyroskop kann durch ein System von Sternsensoren aktualisiert werden. Ein derartiges System von Sternsensoren beobachtet Abschnitte des Himmels und paßt die beobachtete Szene an eine gespeicherte Sternkarte an. Eine derartige Anordnung kann für eine präzise Steuerung bzw. Regelung sorgen, aber sie ist extrem teuer, da der Sternsensor auf Sterne über einem wesentlichen Größenbereich ansprechen muß, um einen sinnvollen Vergleich mit der gespeicherten Karte herbeizuführen. Das Erfordernis für eine Beobachtung von Sternen über einem wesentlichen Größenbereich erfordert seinerseits eine Kühlung der Bildabtastvorrichtungen, um die schwächeren Sterne zu detektieren, und es erfordert auch eine Linearität des Ansprechverhaltens oder wenigstens ein Ansprechverhalten, das gut charakterisiert ist, so daß die relativen Größen des Sternes für den Vergleich ermittelt werden können. Die Kosten eines derartigen Sternabtastsystems sind untragbar für einen kommerziellen Kommunikations-Satelliten. Gyroskope, die für ein langes Leben geeignet sind, wie es beispielsweise für eine zehnjährige kommerzielle Kommunikations-Satelliten-Applikation erforderlich sein kann, sind extrem kostspielig. Die Kosten für ein derartiges Gyroskop sind auch untragbar für kommerzielle Kommunikations-Satelliten.

Gemäß der hier beschriebenen Erfindung enthält ein Dreiachsen-Fluglagen-Regelungssystem für ein Raumfahrzeug in einem äquatorialen Orbit einen Polarstern-Sensor, der auf dem Raumfahrzeug mit einer Visier- bzw. Richtlinie parallel zur Querachse des Raumfahrzeugs angebracht ist, um Sternsignale zu erzeugen, die die Zweichachsen-Lage von einem gewählten Polarstern relativ zur Hochachse darstellen. Das Raumfahrzeug enthält auch einen Erdsensor zum Erzeugen von Signalen, die wenigstens die Steigung des Raumfahrzeugs um die Querachse darstellen. Ferner enthält das Raumfahrzeug einen Speicher, in den Information geladen ist, die die kurzlebige bzw. augenblickliche (ephemere) Information und die orbitale Lage darstellt. Die gespeicherte Information kann während der Operation zum Raumfahrzeug übertragen werden, oder sie kann vorprogrammiert sein oder beides. Ein Prozessor kann mit dem Polarsternsensor, mit dem Erdsensor und mit der Quelle von orbitaler oder augenblicklicher Information gekoppelt sein, um die Information zur Erzeugung wenigstens von Signalen, die die Lage relativ zur Hochachse darstellen, zu verarbeiten. Der Erdsensor oder der Sternsensor zusammen mit dem Prozessor oder beide erzeugen Signale, die die Längs- bzw. Rollage darstellen. Drehmomenterzeuger sprechen auf die Signale an, die die Steigungs-, Roll- und Hochachsenlage darstellen, zum Drehen des Raumfahrzeuges, um die gewünschte Fluglage beizubehalten. In einem besonderen Ausführungsbeispiel der Erfindung generieren sowohl der Erdsensor als auch der Sternsensor/Prozeßsensor Information relativ zur Rollage, und ein Verknüpfer (Kombinierer) vereinigt beide Rollsignale von diesen um ein zusammengesetztes Rollsignal zu erzeugen.

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

Fig. 1 ist eine vereinfachte perspektivische oder isometrische Ansicht von einem Raumfahrzeug in einer äquatorialen Umlaufbahn um die Erde und stellt einen Polarsternsensor und einen Erdsensor dar.

Fig. 2a und 2b, auf die gemeinsam als Fig. 2 Bezug genommen wird, stellen einen Abtastbetrieb des Erdsensors gemäß Fig. 1 dar, der sowohl Quer- als auch Längsachseninformation liefert.

Fig. 3 ist ein vereinfachtes schematisches Diagramm und stellt den Betrieb des Polarsternsensors gemäß Fig. 1 dar.

Fig. 4 ist eine Tabelle von Kenndaten von einigen Polarsternen.

Fig. 5 ist ein vereinfachtes Fließbild und stellt die Verarbeitung von Information aus dem Polarsternsensor und dem Erdsensor zur Ermittlung der Fluglage bezüglich der Längs-, Quer- und Hochachse dar.

Fig. 6 ist ein vereinfachtes schematisches Diagramm von dem Sternsensor gemäß Fig. 3 und stellt Koordinatenachsen dar, die bei Berechnungen in Fig. 5 verwendet sind.

Fig. 7 ist ein vereinfachtes Blockdiagramm von einer Anordnung zum Verknüpfen bzw. Kombinieren von Rollsignalen aus verschiedenen Quellen.

Fig. 1 ist eine vereinfachte perspektivische oder isometrische Ansicht von einem Satelliten 10 in einer äquatorialen Umlaufbahn um die Erde 12. Der Satellit 10 ist in seiner gewünschten Fluglage dargestellt, wobei die Quer oder Z-Achse senkrecht zu der Ebene der Umlaufbahn ist und wobei die Bewegung in Richtung der Roll- oder Y-Achse erfolgt. Die Hoch- oder X-Achse ist auf die Erdmitte gerichtet.

Wie in Fig. 1 dargestellt ist, ist die Rotationsachse 14 der Erde etwa parallel zur Visier- bzw. Richtlinie, die als eine gestrichelte Linie 16 dargestellt ist, von einem Sternsensor 18, der auf dem Raumfahrzeug 10 angebracht ist. Sowohl die Achse 14 als auch die Visier- bzw. Richtlinie 16 sind auf einen entfernten Ort im Raum gerichtet, der mit 20 bezeichnet ist und der nahe, aber nicht präzise bei einem gewählten Polstern 22 ist. Wie nachfolgend beschrieben wird, kann der Polstern ein Nord- oder Südpolstern sein, aber vorzugsweise wird der α Ursa Minoris (Polaris), SAO- Nummer 308, gewählt. Eine Erd-Sensor-Anordnung (ESA), die mit 24 bezeichnet ist, ist auf dem Raumfahrzeug angebracht, wobei ihre Visier- bzw. Richtlinie, die als eine strichpunktierte Linie 26 dargestellt ist, auf die Erde gerichtet ist. Eine Regelanordnung, die als ein Block 28 dargestellt ist, ist dem Raumfahrzeug zugeodnet und mit dem Sternsensor 18 und der Erd-Sensor-Anordnung 24 (durch in Fig. 1 nicht dargestellte Mittel) gekoppelt, um die Orientierung des Raumfahrzeuges zu ermitteln. Zueinander orthogonale Drehmomentspulen, die mit 30, 32 und 34 bezeichnet sind, sind mit dem Regelblock 28 durch nicht dargestellte Mittel verbunden, um für eine Drehung des Raumfahrzeuges für eine Korrektur der Fluglage gespeist zu werden. Eine Antenne 40 ist auf dem Raumfahrzeug angebracht und auf die Erde gerichtet für eine Kommunikation mit dieser. Die Antenne 40 kann mit dem Regelblock 28 gekoppelt sein, um Steuerbefehle von einer Erdstation zu empfangen und zur Erdstation Information zu senden, die sich auf den Zustand des Raumfahrzeuges bezieht. Eine drehbare Solartafel 36 ist auf dem Raumfahrzeug in einer derartigen Position angebracht, daß ihre Drehung nicht die Visier bzw. Richtlinie 16 des Sternsensors 18 blockiert.

Die Erd-Sensor-Anordnung 24 gemäß Fig. 1 ist ein abtastender Typ, der gleichzeitig oder sequentiell zwei Bahnen über der Erde abtastet. Bei jeder Kreuzung des Erdhorizonts werden Signale erzeugt. Die Längen oder Zeiträume von jeder Abtastung können durch die Zeitdauer zwischen Horizontkreuzungen ermittelt werden. Fig. 2a stellt die Erde 12 und erste und zweite Abtastbahnen 50 und 52 dar. Wie in Fig. 2a gezeigt ist, sind die Bahnen 50 und 52 oberhalb und unterhalb einer Äquatorlinie 54 zentriert. Infolgedessen werden die Abtastbahnen 50 und 52 in der gleichen Zeitdauer L1 bzw. L2 durchlaufen. Fig. 2b stellt einen Zustand dar, in der sich das Raumfahrzeug um die Y-Achse gedreht hat, so daß die Abtastungen 50 und 52 nicht äquidistant von der Äquatorlinie 54 sind. Wie in Fig. 2b dargestellt ist, wird die Abtastlinie 50 in einer Zeit L1 durchlaufen, die viel kürzer als die Zeit L2 ist, die für die Vervollständigung der Abtastung 52 erforderlich ist.

Die Differenz zwischen den Perioden L1 und L2 ist ein Maß für die Rollage.

Die Erd-Sensor-Anordnung 24 kann auch eine Anzeige für die Lage (Steigung) relativ zur Querachse liefern. Wenn das Raumfahrzeug richtig um die Rollachse orientiert ist, wie es in Fig. 2a dargestellt ist, ist, wie bereite ausgeführt wurde, die Dauer L1 für die Abtastung 50 gleich der Dauer L2, die für eine Vervollständigung der Abtastung 52 erforderlich ist. Das Abtastrad (nicht dargestellt) der Erd-Sensor-Anordnung kann so geeicht bzw. kalibriert sein, daß eine bestimmte Position des Abtastrades der Visier bzw. Richtlinie 26 gemäß der Fig. 1 entspricht. Eine Abweichung des Visierlinienzustandes des Abtastrades der Erd-Sensor-Anordnung 24 in dem Augenblick, wenn die Abtastungen 50 und 52 gemäß Fig. 2a an ihrem Mittelpunkt sind, zeigt einen Steigungsfehler an. Somit kann die Erd- Sensor-Anordnung 24 dazu verwendet werden, eine Anzeige von sowohl Roll- als auch Steigungsfehlern zu liefern. Derartige Sensoren sind auf den Seiten 166-180 in dem Text "Spacecraft Attitude Determination and Control" von James R. Wertz, veröffentlicht von D.Reidel Publishing Co., erste Ausgabe 1985, beschrieben.

Fig. 3 ist ein vereinfachtes schematisches Diagramm von dem Sternsensor 18 gemäß Fig. 1. Gemäß Fig. 3 enthält der Sternsensor 18 eine optische Anordnung 310 und ein Sensorfeld (Array 312), das in ihrer Brennebene liegt, wobei beide zur Visier- bzw. Richtlinie 16 zentriert sind. Wie in Fig. 3 dargestellt ist, ist der Polarstern 22 nicht auf der Visier- bzw. Richtlinie 16 zentriert. Infolgedessen bewirkt eine Sichtlinie 314, die vom Polarstern 22 zum Sensorfeld 312 verläuft, ein Bild des Sternes, wie es bei 316 dargestellt ist, das auf das Sensorfeld projiziert ist. Während der Umlaufbahn des Satelliten um die Erde verändert sich die scheinbare Position des Sternes 22 relativ zur Visier- bzw. Richtlinie 16, so daß das Bild 316 einer durch die gestrichelte Linie 318 dargestellten Kreisbahn um die Visier- bzw. Richtlinie 16 folgt.

Wie nachfolgend beschrieben wird, gestattet die Kenntnis der Orbitposition des Raumfahrzeuges in jedem Moment und die augenblickliche bzw. kurzlebige (ephemere) Information, daß die erwartete Position des Bildes 316 auf dem Sensorfeld 312 gemäß Fig. 3 berechnet wird. Jede Abweichung des Bildes 316 des Sterns von der berechneten Position ist eine Anzeige für Fehler in den in Fig. 3 dargestellten X- und Y-Richtungen, und diese Fehler sind repräsentativ für die Fluglage bezüglich der Längs- und Hochachsen. Insbesondere bewirken Hochachsen Fehler, daß die tatsächliche Position des Sternbildes 316 in der Y-Richtung von der berechneten Position des Bildes abweicht, während Fehler bezüglich der Roll- bzw. Längsachse bewirken, daß das Bild in der X-Richtung abweicht. Üblicherweise wird eine Kombination von Längs- und Hochachsenfehlern auftreten, so daß eine Kombination von X- und Y-Verschiebungen zu erwarten ist.

Das Sichtfeld (FOV) des Sternsensors 18 kann eng sein, da er nur Sterne mit einer Deklination größer als etwa 88o zu folgen braucht. Das Sichtfeld sollte wenigstens 16,5°×16,5° betragen, um dem Stern Polaris zur Verwendung im Raumfahrzeug mit Inklinationen bis zu 5°zu folgen. Der Sternsensor sollte für eine angemessene Genauigkeit sorgen und sollte die einfachste Anordnung einschließlich der kleinsten Anzahl von Bildelementen (Pixels) in dem Feld (Array) enthalten, um die gewünschte Genauigkeit zu erreichen. Seine Empfindlichkeit sollte ausreichen, um Polaris aber keine anderen Polarsterne abzutasten. Diese Ziele werden erreicht durch einen Sensor des Typs CCD (ladungsgekoppelte Vorrichtung bzw. charge-coupled device) oder CID (Ladungsinjektionsvorrichtung bzw. charge injection device) ohne Kühlung. Arrays derartiger Sensoren sind allgemein bekannt. Wie in Fig. 3 dargestellt ist, ist die Array 312 eine rechtwinklige NXM Array.

Eine zweckmäßige Arraygröße ist N=512, M=512 mit einem Sichtfeld (FOV) von 6,5°×6,5° für eine geosynchrone Umlaufbahn. Ein als Block 332 dargestellter Vorverstärker ist gemäß Fig. 3 mit der Sensorarray gekoppelt, um von dieser in bekannter Weise getaktete analoge Signale zu empfangen. Ein Analog/Digital-Wandler (ADC) 334 wandelt die analogen Signale in entsprechende digitale Werte um, die entweder in paralleler oder serieller Form erzeugt werden können. Das Feld bzw. die Array sollte genügend empfindlich sein, so daß unterscheidbare Signale für andere Sterne als den Polaris erzeugt werden. Um das Ansprechverhalten zu begrenzen, begrenzt ein digitaler Schwellenwertdetektor 336 die Ausgangssignale auf einer Ausgangsdatenbahn 338 auf solche, die eine im voraus festgesetzte Größe überschreiten. Diese Größe wird etwa bei einer Instrumentengröße 2,5 festgesetzt, so daß Polaris den Schwellenwert weit überschreitet und andere Polarsterne gut darunter liegen. Infolgedessen erzeugen nur Pixels, die bei einem Wert oberhalb der Größe 2,5 ansprechen, eine Ausgangsgröße. Dies vermindert die Anfällikeit für Streulicht, verkleinert die Empfindlichkeit gegenüber einer Strahlungsbeschädigung und macht falsche Sternsichtungen unwahrscheinlich. Der Schwellenwertdetektor 336 enthält auch einen Unterbrechungsausgang (interrupt) auf einer Datenbahn 339, um dem Flugcomupter (nicht dargestellt) anzuzeigen, daß eine Messung bereit ist.

Das Sichtfeld des Sensors wird durch die zulässige Orbitinklination, Sterndeklination und den Fluglagenfehler bestimmt. Polaris hat eine Deklination größer als 89°. Deshalb würde ein Sichtfeld von 16,5°×16,5° ausreichen, um Polaris für Raumfahrzeuge in Umlaufbahnen mit Inklinationen bis zu 5° zu verfolgen (5° für Inklination +1° für Polaris + 2,25° für Fluglagenfehler). Eine 7° Inklination würde ein Sichtfeld (FOV) von 20,5×20,5° erfordern.

Idealerweise sollte der Sensor adressierbar sein für eine Abtastung über weniger als die volle NxM Array (Subabtastung), wie beispielsweise durch Subabtasten eines P-x-Q Pixelbereiches um ein spezifiziertes Pixel, das die nominale Mitte des Subabtastbereiches darstellt. Im Falle von 3×3 oder 5×5 Pixelsubabtastungen entspricht die nominale Mitte der Adresse eines tatsächlichen Pixels. Im Falle von 4×4 oder anderen geraden Zahlen ist die Mitte ein virtueller Punkt, der eine etwas komplexere Adressierung erfordert. Andererseits können gewisse Verarbeitungsarten einfacher durchgeführt werden mit geraden Zahlen anstatt mit ungeraden, und eine 16×16 Subabtastung kann wünschenswerter sein als eine 17×17 Subabtastung, obwohl die Adressierung komplexer sein kann. Die nominale Mitte der Subabtastung kann durch den Flugcomputer festgelegt werden auf der Basis der Kreisbahnposition, der gewünschten Flughöhe, der Systemgeometrie und der augenblicklichen bzw. flüchtigen (ephemeren) Information, um das Polaris Bild nahe der Mitte der Subabtastung anzuordnen.

Wenn eine volle Arrayabtastung ohne Subabtastung verwendet wird, kann die Lage von Polaris in der Brennebene ermittelt werden, indem einfach das Bildelement mit der größten Ausgangsgröße gesucht und dieses Bildelement als dasjenige definiert wird, auf dem Polaris abgebildet wird. Für diese Betriebsart ist die Optik 210 gemäß Fig. 3 ausgelegt, um auf eine Fläche gleich einem Bildelement des Feldes zu fokussieren. Die Auflösung dieser Technik ist 1 Pixel, und für eine 512×512 Array und eine 5° Inklination ist die Auflösung R gegeben durch

R = 15,5°/512 = 0,03° (1)

die im allgemeinen ausreichend ist für geosynchrone Kommunikations-Satelliten.

Wenn eine größere Richtungsanzeigegenauigkeit gewünscht wird, wird die Optik so ausgelegt, daß das Polaris Bild defokussiert wird, so daß es mehrere Bildelemente bzw. Pixels überdeckt, und dann wird eine Subabtastung des Feldes über dem beleuchteten Abschnitt durchgeführt. Dann wird eine Massenzentrumberechnung durchgeführt. Die Berechnung eines Massenzentrums von einer Intensität entlang einer Abtastlinie ist allgemein bekannt (s. z. B. US-A-49 29 843). Die Auflösung R in dem defokussierten Verfahren mit Massenzentrumberechnung ist

R = Fe_i/N (2)

wobei e_i etwa 0,01 beträgt und F die Breite in Graden des Sichtfeldes ist. Für ein Sichtfeld von 16,5°×16,5° kann eine Auflösung von 0,001 mit einer 165×165 Pixelarray erreicht werden. Dieses Schema liefert eine größere Auflösung mit einer kleineren Array als das zuvor beschriebene ohne das Massenzentrumverfahren, erfordert aber eine komplexere Signalverarbeitung.

Für eine noch größere Auflösung kann die Massenzentrumsberechnung über dem gesamten Feld durchgeführt werden. Für eine 512×512 Array kann die Auflösung für die 5° Inklination sogar 0,0003° betragen.

Fig. 5 ist ein vereinfachtes Fließbild, das die Signalverarbeitung beschreibt, die in dem Block 28 gemäß Fig. 1 durchgeführt wird, um die Fluglage des Raumfahrzeuges bezüglich der Hochachse aus den Messungen zu ermitteln, die durch die in Verbindung mit Fig. 2 beschriebene Einrichtung gemacht werden. In Fig. 5 stellt der Block 510 den Start einer Hochachsenermittlungssequenz dar, und der Block 512 stellt das Lesen der laufenden Zeit dar (oder, wenn die Berechnung verzögert ist, der Zeit, zu der die Sternmessung gemacht wurde). Der Block 514 stellt die Umwandlung der laufenden Zeit in den Mondrahmen, 1. Januar 2000 (J2000), dar. Die umgewandelte Zeit ist baryzentrische dynamische Zeit (TDB), die als eine Zeitskala von Augenblicken (Ephemeriden) bezogen auf das Baryzentrum des Solarsystems verwendet wird. Der Block 516 stellt das Lesen von tabellierten Daten, die in einem Speicher (d. h. Astronomischer Almanach) gespeichert sind, der baryzentrischen Position der Erde in astronomischen Einheiten (aE) und der Geschwindigkeit zur Koordinatenzeit t=TDB dar. Block 518 stellt das Lesen der geraden Aufsteigung bzw. Rektaszension (α) und Deklination (δ_o) des Polarsterns bei J2000 dar. Block 520 repräsentiert die Berechnung der baryzentrischen Richtung (q) des Polarsterns zur Epoche J2000

wobei α_o und δ_o die gerade Aufsteigung und Deklination in dem J2000,0 Rahmen für den Äquator und die Tag-Nachtgleiche (Äquinoktim) für die Epoche J2000,0 sind.

Block 522 repräsentiert die Berechnung des Raumbewegungsvektors m

wobei π die Parallaxe ist, (µ_α, µ_δ) sind die richtigen Bewegungsgeschwindigkeiten und v ist die radiale Geschwindigkeit, positiv gemessen von der Erde weg.

Block 524 gibt die Berechnung des geozentrischen Vektors P des Polarsterns im Moment der Messung an

P = q + Tm - πE_B (5)

wobei T, das Intervall in Julian′schen Jahrhunderten von J2000,0, gegeben ist durch

T = (JD - 245 1545,0)/36525 (6)

wobei JD das Julian′sche Datum in Tagen ist und 245 1545 das Julian′sche Datum für das Jahr 2000 ist und 36 525 ist die Anzahl von Tagen in einem Julian′schen Jahrhundert.

JD kann berechnet werden in einer direkten, einfachen Weise aus TDB, wie es beispielsweise in dem 1989 Astronomical Almanac, gedruckt durch das U.S. Government Printing Office, beschrieben ist.

Block 526 repräsentiert die Ermittlung der heliozentrischen Position E der Erde

E = E_B - S_B (7)

wobei S_B die baryzentrische Position der Sonne zur Zeit t=TDB ist.

Block 528 repräsentiert die Bildung von Einheitsvektoren

p = P/|P| (8)

und

e = E/|E|. (9)

Eine Berichtigung bezüglich der Lichtablenkung wird in dem Block 530 durchgeführt, um einen korrigierten Vektor p₁ zu bilden

wobei µ/c² 9,87×10^-9 aE beträgt und E = |E|.

Relativistische Effekte werden in Block 532 kompensiert

wobei V der baryzentrische Geschwindigkeitsvektor der Erde (dE_B/dt) zur Zeit t dividiert durch die Lichtgeschwindigkeit in Vakuum (3×10⁸ m/sec) und

sind.

Die Abwanderung (Präzesession) und Nutation werden im Block 534 korrigiert, um die scheinbare Lage des Polarsterns in der Brennebene zur Zeit t=TBD

u_ECI = M ρ₂ (13)

zu finden, wobei M die 3×3 Transformationsmatrix ist, die von dem J2000,0 Rahmen in den Äquator- und Äquinoktium- Rahmen der Meßzeit transformiert. Dies ergibt den Einheitsvektor in dem Erd-zentrierten-Trägheite(ECI)-Rahmen des Datums.

Der Einheitsvektor u wird transformiert in den perifokalen Einheitsvektor u_PF des Rahmens im Block 536

u_PF = M_ECI-nach-PFu_ECI (14)

Im Block 538 wird der Einheitsvektor u transformiert in den nominalen (zur Erde gerichteten) Rahmen des Raumfahrzeugs

u_EP = M_PF-nach-EP u_PF (15)

Wenn Polaris am Pol wäre und die Fluglagenfehler null wären, würde Polaris entlang der Visier- bzw. Richtlinie des Sensors erscheinen. Da Polaris nicht am Pol steht und Fluglagenfehler auftreten können, ist die größte Komponente von u_EP entlang der Visier- bzw. Richtlinie und er hat nur kleine Komponenten in der Brennebene. Wenn sich das Raumfahrzeug in seiner Umlaufbahn (Orbit) bewegt, folgt der Stern einer Kreisbahn in der Brennebene, wie es in Fig. 3 dargestellt ist.

Querachsenfehler des Raumfahrzeuges bewirken scheinbar Fehler in der Position des Bildes von Polaris an der Brennebene, wie es oben beschrieben wurde. Diese werden im Block 540 von Fig. 5 korrigiert, indem die Querachsensignale der Erd-Sensor-Anordnung (ESA) verwendet werden.

u_PC = M_EP-nach-PCu_EP. (16)

Fig. 6 zeigt gewisse geometrische Beziehungen in Verbindung mit dem Sternsensor gemäß Fig. 3. In Fig. 6 gezeigte Elemente, die denjenigen in Fig. 3 entsprechen, sind mit den gleichen Bezugszahlen bezeichnet. In Fig. 6 sind Hilfskoordinaten u, v und λ, Φ der Arry 312 von Sensorelementen zugeordnet. Die Hilfskoordinate u ist parallel zur Koordinate x, und die Hilfskoordinate v ist parallel zur Koordinate y, aber sie sind gegenseitig um einen Abstand f, der Brennweite der Linse 310, entlang der Visier- bzw. Richtlinie 16 verschoben. Der Sternvektor 314 schneidet die Brennebene (die Ebene der Array) an einem Punkt 610. Der Winkel Φ ist der Winkel zwischen der Visier bzw. Richtlinie 16 und der Projektion 612 des Sternvektors 314 auf die y-z- Ebene. Der Winkel λ ist der Winkel zwischen dem Sternvektor 314 und der y-z-Ebene.

Der Sternsensorvektor wird in dem Block 542 gemäß Fig. 5 berechnet, wobei die Geometrie gemäß Fig. 6 verwendet wird:

wobei

und u und v sind die Koordinaten des Massenzentrums des Sternbildes in der Brennebene. Der gemesene Einheitsvektor und der berechnete Einheitsvektor stehen durch die Fluglagenmatrix in Beziehung zueinander

û_PC = A(Roll,Hoch) u_PC (20)

Die Gleichung (20) kann auf verschiedene Weise nach der Roll- und Hochlage aufgelöst werden, wobei irgendeine in Block 544 gemäß Fig. 5 verwendet werden kann. Ein zweckmäßiges Verfahren besteht darin, die gemessene Rollage von der Erd-Sensor-Anordnung, die in Verbindung mit den Fig. 1 und 2 beschrieben wurde, zusammen mit den neun getrennten Gleichungen zu verwenden, die in der Gleichung (20) enthalten sind, um nach der Hochlage aufzulösen. Beispielsweise gilt für Anwendungen geringer Genauigkeit

die Lösungen für die Rollage (R_y) und Hochlage (R_x) sind

Fig. 4 zeigt tabellarisch die Kenndaten verschiedener Polarsterne. Die Bezeichnung SAO steht für Smithsonian Astronomical Observatory. Nordpolarsterne in der Tabelle haben Nummern in dem Bereich von 308 bis 3916, und Südpolarsterne haben Nummern in dem Bereich von 258 970 bis 258 660. Wie in Fig. 4 dargestellt ist, hat SAO-Nr. 308 (Polaris) eine Instrumentengröße von 1,68 und ist deshalb heller als die Instrumentengröße 3,0. Somit wird ein Polarsternsensor, der in einer Polarrichtung gerichtet ist, und der, wie oben beschrieben wurde, nur Sterne heller als etwa die Instrumentengröße 3,0 abtasten kann, nur die SAO Nummer 308 abtasten. Dies vereinfacht stark das Sternidentifizierungsverfahren und hat eine Kostensekung zur Folge. Es könnten auch andere Polarsterne als die SAO- Nummer 308 verwendet werden, beispielsweise die SAO-Nummern 3020 oder 258 857. Während eine Kühlung des Bildgebers nicht notwendig wäre bei einer Verwendung der SAO-Nummer 3020, wäre eine Unterscheidung der Helligkeit zwischen den Nummern 308, 3020 und weniger hellen Sternen erforderlich, was die Diskriminierung komplexer macht als wenn nur die SAO-Nummer 308 abgetastet wird. Bezüglich der Auswahl zwischen Nord- und Südpolarsternen haben die Nummern 258 857 und 258 660 ähnliche Größen und Deklinationen, was den Sensor verwirren könnte. Somit ist die optimale Wahl der Polarstern SAO-Nr. 308, obwohl auch andere Sterne verwendet werden könnten.

Die Hochlageninformation, die im Block 544 gemäß Fig. 5 berechnet ist, und die Quer- und Längsinformation ist für den Steuer- bzw. Regelblock 28 gemäß Fig. 1 verfügbar, der die Information in bekannter Weise in eine Fluglagenregelung verarbeitet zum Betätigen der Drehmomenterzeuger für eine Beibehaltung der Dreiachsen- Fluglage.

Wie in Verbindung mit Fig. 3 ausgeführt wurde, bewirken Roll- bzw. Längsfehler, daß das Bild des Polarsterns in der x-Richtung abweicht. Wenn das Verfahren gemäß Fig. 5 verwendet wurde, um die Hochlage zu ermitteln, wobei die Querlage aus der Erd-Sensor-Anordnung 24 bekannt ist, ist die x-Verschiebung des Sternbildes von der berechneten Lage repräsentativ für die Roll- bzw. Längslage. Somit ist ein die Rollage darstellendes Signal durch einfache Berechnungen verfügbar auf der Basis von Signalen von dem Sternsensor 18. Diese Rollsignale können entweder allein oder in Verbindung mit Rollsignalen von der Erd-Sensor- Anordnung verwendet werden. Fig. 7 zeigt in vereinfachter Blockdiagrammform eine Verknüpfungsanordnung zum Vereinigen der Rollsignale. Gemäß Fig. 7 werden Rollsignale von der Erd-Sensor-Anordnung 24 gemäß Fig. 1 über einen Datenport 710 an die nicht-invertierenden Eingänge von Summierungs- Subsystemen 714 und 716 angelegt. Das von dem Sternsensor 18 stammende Rollsignal wird an den invertierenden Eingang der Summierungsstelle 714 angelegt. Die Ausgangsdifferenz, die eine große Rauschkomponente enthält, wird von der Summierstelle 714 über ein Filter 718 an den invertierenden Eingang der Summierstelle 716 angelegt. Das kombinierte Rollsignal erscheint am Ausgang der Summierstelle 716. Das kombinierte Rollsignal kann weniger Rauschen enthalten als von jedem einzelnen Sensor allein. Wenn die Rauschcharakteristiken der Sensoren gleich sind, ist das Filter 718 ein einfaches mittelndes Filter mit einer konstanten Verstärkung von 0,5 als eine Funktion der Frequenz. Wenn das Rollsignalrauschen der Stern- Sensoranordnung 24 eine vorwiegend niedrige Frequenz haben würde und das Rauschen des Sternsensor-Rollsignals prinzipiell eine hohe Frequenz hätte, würde das Filter 718 ein Tiefpaßfilter sein. Für komplexere Rauschcharakteristiken könnte eine Implementation des Filters 718 als ein Kalman-Filter angebrachter sein.

Es sind jedoch noch weitere Ausführungsbeispiele möglich. Beispielsweise wurden zwar magnetische Momenterzeuger beschrieben, es können aber auch Schuberzeuger oder Drehmoment- oder Reaktionsräder verwendet werden, um dem Raumfahrzeug Drehmomente zu erteilen. Die Giergeschwindigkeit kann durch Differenzbildung der Sensorausgangsgröße abgeleitet und diese verwendet werden, um den Gierwinkel auszubreiten, ohne daß die augenblickliche Lage (Ephemeris) des Raumfahrzeuges erforderlich ist. Die orbitale Giergeschwindigkeitskomponente, die unter Verwendung der Rollausgangsgröße des Erdsensors und der vom Polarsternsensor abgeleiteten Rollgeschwindigkeit geschätzt wurde, kann dazu verwendet werden, die abgeleitete Geschwindigkeit zu korrigieren. Der ausgebreitete Gierwinkel kann periodisch aktualisiert werden, unter Verwendung eines anderen Gier- bzw. Hochlagensensors, wie beispielsweise eines Sonnensensors. Die vom Polarsternsensor abgeleiteten Gier- und Rollgeschwindigkeiten können auch für eine Regelschleifenstabilisierung verwendet werden, wenn eine genaue Richtungssteuerung bei großen Störungen erforderlich ist, beispielsweise bei stellungshaltenden Manövern der Schuberzeuger. Alternativ können für Präzisions- Richtungssteuerungsanwendungen die Hoch- und Rollage unter Verwendung von die Geschwindigkeit integrierenden Gyroskopen ermittelt und periodisch aktualisiert werden, wobei die Hoch- und Rollmessungen des Polarsternsensors verwendet werden. Diese Messungen können dazu verwendet werden, die Kreiselfehler zu schätzen.

Claims

1. Dreiachsen-Fluglagen-Regeleinrichtung für ein Raumfahrzeug, das in einer äquatorialen Umlaufbahn operieren kann, gekennzeichnet durch:
eine Polarstern-Abstasteinrichtung (18), die auf dem Raumfahrzeug (10) angebracht ist, mit einer Richt-bzw. Visierlinie (16) parallel zur Querachse des Raumfahrzeuges zur Erzeugung von Sternsignalen im Betrieb, die die Zweiachsen-Lage eines gewählten Polarsterns relativ zur Querachse darstellen,
Erd- Abtastmittel (24), die auf dem Raumfahrzeug angebracht sind, zur Erzeugung von wenigstens Querachsensignalen im Betrieb, die die Steigung des Raumfahrzeuges um die Querachse darstellen,
eine Signalquelle zur Erzeugung von Signalen im Betrieb, die die Orbitlage und Ephemeris- bwz. Augenblickinformation darstellen,
Verarbeitungsmittel (28), die mit der Polarstern- Abtasteinrichtung (18), der Erd-Abtasteinrichtung (24) und der Signalquelle verbunden sind und im Betrieb die Zweiachsen-Information und die Steigungssignale verarbeiten und wenigstens zwei Signale erzeugen, die Information bezüglich der Längs- und Hochachse darstellen, und
Drehmomenterzeugungsmittel (30, 32, 34), die wenigstens mit den Verarbeitungsmitteln (28) verbunden sind und im Betrieb auf die Signale ansprechen, die die Quer-, Längs- und Hochlage darstellen, um das Raumfahrzeug anzutreiben für eine Beibehaltung einer gewünschten Fluglage.

2. Regeleinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Erd-Abtastmittel (24) ferner Mittel aufweisen zum Erzeugen zweiter Signale, die die Längslage des Raumfahrzeuges darstellen, und Vereinigungs- bzw. Verknüpfungsmittel (714, 716), die wenigstens mit den Erd-Abtastmitteln (24) verbunden sind, zum Vereinigen der die Längslage darstellenden Signale von den Erd-Abtastmitteln mit die Längslage darstellenden Signalen, die von der Polarstern-Abtasteinrichtung (18) stammen.

3. Regeleinrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Vereinigungs- bzw. Verknüpfungsmittel aufweisen:
erste Summiermittel (714) mit invertierenden und nicht invertierenden Eingängen und einem Ausgang, wobei der invertierende Eingang der ersten Summiereinrichtung die Längssignale empfängt, die von der Stern-Abtasteinrichtung stammen, und der nicht-invertierende Eingang der ersten Summiereinrichtung mit der Erd-Abtasteinrichtung verbunden ist zum Empfangen der Längssignale, um an dem Ausgang ein Rauschsignal zu erzeugen, das Rauschkomponenten enthält,
zweite Summiermittel (716) mit einem invertierenden Eingang und ebenfalls einem nicht-invertierenden Eingang, der mit der Erd-Abtasteinrichtung verbunden ist, zum Empfangen der Längssignale und
Filtermittel (718), die mit dem Ausgang der ersten Summiereinrichtung und mit dem invertierenden Eingang der zweiten Summiereinrichtung verbunden sind zum Filtern des Rauschsignals, um ein gefiltertes Rauschsignal zu erzeugen, und zum Verbinden des gefilterten Rauschsignals mit der zweiten Summiereinrichtung, wobei das gefilterte Rauschsignal in der zweiten Summiereinrichtung subtrahiert wird, um ein kombiniertes Längs- bzw. Rollsignal zu erzeugen.

4. Raumfahrzeug, das um wenigstens eine Querachse stabilisierbar ist, gekennzeichnet durch:
ein zweidimensionales planares Feld bzw. Array (312) von Lichtsensoren,
optische Mittel (310) zum Fokussieren eines Gegenstandes in einem großen Abstand auf eine Brennebene,
Befestigungsmittel, die mit der Array und den optischen Mitteln verbunden sind, zum Lokalisieren der Array an der Brennebene, wobei ein mittleres Lichtsensor der Array auf einer Richt- bzw. Visierlinie liegt, die parallel zu der Querachse verläuft, und
Verarbeitungsmittel, die mit der Array verbunden sind und Signale erzeugen, die die Abweichung von nur einem Polarstern von dem mittleren Lichtsensor darstellen.

5. Raumfahrzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Verarbeitungsmittel die Signale in der Form erster bzw. zweiter Signale erzeugen, die Komponenten der Abweichung in Richtungen parallel zu den Längs- bzw. Hochachsen des Raumfahrzeuges darstellen.

6. Raumfahrzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß eine Schwellenwerteinrichtung (336) mit der Array verbunden ist zum Begrenzen der Empfindlichkeit.

7. Raumfahrzeug nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Schwellenwerteinrichtung (336) eine einer Instrumentenintensität entsprechende Größe auf etwa 2,5 begrenzt.

8. Verfahren zum Regeln der Fluglage eines Raumfahrzeuges in einer äquatorialen Umlaufbahn um die Erde, gekennzeichnet durch:
Messen wenigstens der Querachsenlage des Raumfahrzeuges unter Verwendung einer Erd-Abtasteinrichtung zum Erzeugen von Steigungssignalen, die die Steigung des Raumfahrzeuges um eine Querachse senkrecht zur orbitalen Ebene darstellen, Abtasten der Position des Bildes von einem gewählten Polarstern, das auf eine Lichtsensorarray projiziert wird, die in einer Ebene idealerweise senkrecht zur Querachse liegt, wobei das Abtasten der Position in Komponenten parallel zu den Roll- und Hochachsen des Raumfahrzeuges auflösbar ist, zum Erzeugen von Sternlagesignalen, Erzeugen von Signalen, die Orbitlageinformation und Augenblicksinformation darstellen, und
Verarbeiten der Steigungssignale, der Sternlagesignale und der Signale, die Information bezüglich der orbitalen Lage und der Augenblicksinformation darstellen, zum Erzeugen von Hochlagesignalen, die die Hochlage des Raumfahrzeuges um die Hochachse darstellen.

9. Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß wenigstens die Hochlagesignale und die Querlagesignale verarbeitet werden zum Erzeugen von Drehmoment-Steuersignalen und Drehmoment-Erzeugungsmittel unter der Steuerung der Drehmoment-Steuersignale betätigt werden, um die Dreiachsen-Fluglage des Raumfahrzeuges beizubehalten.

10. Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Steigungssignale, die Sternlagesignale und die Signale verarbeitet werden, die Information bezüglich der orbitalen Lage und Augenblicksinformation darstellen, zum Erzeugen von Signalen, die die Rollage des Raumfahrzeuges um die Roll bzw. Längsachse darstellen.

11. Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Quer-, Roll- und Hochlagesignale verarbeitet werden zum Erzeugen von Drehmoment-Steuersignalen, und Drehmoment-Erzeugungsmittel unter der Steuerung der Drehmoment-Steuersignale betätigt werden zum Beibehalten der Dreiachsen-Fluglage des Raumfahrzeuges.