DE4243395C2 - Anordnung zur koordinierten Positionshaltung eines geostationären Satellitenschwarms - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Anordnung zur koordinierten Positionshaltung eines geostationären Satelli­ tenschwarms aus einer Anzahl Satelliten in einem gemeinsa­ men, eingeschränkten Bereich auf der geostationären Umlauf­ bahn (US-PS 43 75 697).

Bei der herkömmlichen Positionshaltung eines geostationären Satelliten soll sich der Satellit fortlaufend in einem vor­ gegebenen Längen- und Breitenbereich, im sogenannten Tole­ ranzfenster, befinden. Um dies zu gewährleisten, werden zu geeigneten Zeiten mit einer oder mehreren entsprechend aus­ gerüsteten Bodenstationen Bahnvermessungen, was als Tracking bezeichnet wird, durchgeführt, mit deren Hilfe die genaue Satellitenposition festgestellt und vorhergesagt wird, d. h. es werden Bahnbestimmung und Prädiktion durchgeführt. Um ein durch natürliche und erzwungene Bahnstörungen hervorgerufe­ nes Verlassen des Toleranzfensters zu vermeiden, um also eine Positionshaltung zu gewährleisten, werden im Bodenkon­ trollzentrum Bahnkorrekturmanöver errechnet und über eine Bodenstation an den Satelliten zur Ausführung übermittelt. Die erforderliche Kommandosequenz wird am Boden generiert, überprüft und an den Satelliten gesendet. In jedem Zwischen­ schritt wird die Reaktion des Satelliten aus seinen Teleme­ triedaten überprüft.

Wegen zunehmender Nutzung und Aufteilung der geostationären Umlaufbahn werden von den zuständigen Behörden jeweils mehreren Sa­ telliten ein gemeinsames Toleranzfenster zugeteilt, d. h. die Satelliten werden kopositioniert. Jüngere Untersuchungen ha­ ben gezeigt, daß durch eine unkoordinierte Positionshaltung innerhalb eines Toleranzfensters für die Satelliten ein nicht zu vernachlässigendes Kollisionsrisiko besteht.

Durch entsprechende, koordinierte Positionshaltungstrategi­ en läßt sich das Kollisionsrisiko erheb­ lich reduzieren. Zwischen den Bahnelementen der einzelnen Satelliten werden definierte Differenzen vorgesehen, die sogenannte nominale Relativbah­ nen festlegen. Häufig diskutierte Strategien verwenden eine Längentrennung, eine Exzentrizitätsvektortrennung oder eine koordinierte Exzentrizitäts-/Inklinationsvektortrennung.

So werden beispielsweise die französischen Telekommunikati­ onssatelliten TDF-1 und TDF-2 bei 18,8° westlicher Länge durch unterschiedliche Exzentrizitätsvektoren in einem 0,2°×0,2° großen Toleranzfenster gehalten. Die britischen Satelliten BSB-1 und BSB-2 bei 31° westlicher Länge unter­ liegen einer koordinierten Exzentrizitäts-/Inklinationsvek­ tortrennung.

Die Bahnvermessung durch Trackingstationen am Boden führt im allgemeinen zu relativ großen Bahnbestimmungsfehlern bezüg­ lich der Längenposition der Satelliten. Dieser nachteilige Effekt wird durch Bahnkorrekturmanöver vor allem Inklina­ tionsmanöver, welche bei ihrer Ausführung in Größe und Rich­ tung ebenfalls mit Fehlern behaftet sind, insofern verstärkt, als daß eine zusätzliche, unbeabsichtigte Längendrift entstehen kann. Die aus diesen Gründen reduzierte Sicherheit erfordert bei der Positionshaltung mehrerer Satelliten innerhalb eines Toleranzfensters größere Beträge in der Trennung der Bahn­ elemente Exzentrizität und Inklination, was jedoch eine un­ nötig weiträumige Ausnutzung des zur Verfügung stehenden Be­ reiches des Toleranzfensters zur Folge hat und die mögliche Anzahl an Satelliten pro Toleranzfenster begrenzt.

Ein weiterer Nachteil der Bahnvermessung durch Bodenstatio­ nen besteht darin, daß sich die Geometrie der zu vermessen­ den Position eines geostationären Satelliten nur geringfügig und langsam, nämlich mit einer Periode von einem Tag ändert. Daher ist für hinreichend genaue Bahnbestimmungen heute ein Zeitaufwand von ungefähr zwei Tagen erforderlich. Um der zu­ nehmenden Anzahl von Satelliten auf der geostationären Um­ laufbahn langfristig gerecht zu werden, sind genauere und schnellere Bahnvermessungs- bzw. Bahnbestimmungsverfahren notwendig.

Die koordinierte Positionshaltung innerhalb eines Toleranz­ fensters, dessen Bereich verschiedenen Ländern zur Nutzung zugewiesen wurde, wird, wie die Praxis zeigt, durch eine An­ zahl von Gründen erschwert. So werden Satelliten, die von verschiedenen Ländern betrieben werden, in den meisten Fäl­ len auch durch verschiedene Bodenstationen vermessen und ge­ steuert. Diese dezentrale Kontrolle führt dazu, daß sich die prinzipiell gleichen Positionshaltungsverfahren vervielfa­ chen, und ein zusätzlicher Aufwand zur Koordination der Bo­ denkontrollzentren etwa zur Abstimmung der Trackingsysteme und Berechnungsprogramme notwendig wird. Dies wiederum hat einen hohen Zeitaufwand, einen aufwendigen Datentransfer und beachtliche Kosten zur Folge. Gleichzeitig wird der Bereich möglicher Fehlerquellen erweitert. Weiterhin ist die am Bo­ den erforderliche, detaillierte Kommandosequenz zur Durch­ führung eines Bahnmanövers und deren schrittweise Überprü­ fung am Boden ausgesprochen aufwendig.

Aus US 34,375,697 ist eine Anordnung zur koordinierten Posi­ tionshaltung eines geostationären Satellitenschwarms in einem vorherbestimmten Bereich auf einer geostationären Umlaufbahn bekannt, wobei der Satellitenschwarm eine Anzahl steuerbar ma­ növrierbarer Kommunikationssatelliten und einen mittig ange­ ordneten Schalt- und Steuersatelliten aufweist, der die relativen Positionen der anderen Satelliten überwacht.

Aus der DE 34 31 616 A1 ist eine Meßvorrichtung zur Bestim­ mung der Relativlage zweier Satelliten bekannt, wobei sich aus einem für die Art der Abweichung von der Referenzlage charak­ teristischen Abschattungsmuster auf der Basis rein geometri­ scher Beziehungen die Ablagegrößen, wie Kippwinkel oder Ver­ setzungsabstand der Symmetrieachsen, gegebenenfalls auch durch Vergleich mit einem gespeicherten Bild bestimmt werden können, das der genauen Referenzlage entspricht.

Ferner ist aus JP 59-231 461 A in Verbindung mit einer Positionsbestimmung die Verwendung einer Frequenzmeß­ schaltung bekannt, mittels welcher eine Dopplerfrequenz ge­ messen wird.

Ausgehend vom vorgenannten St. d. T. besteht die Aufgabe darin, eine Anordnung zur koordinierten Positionshaltung eines Satellitenschwarms zu schaffen, bei welchem die koordinierte Regelung der Relativbewegungen einer vergleichsweise großen Anzahl von Satelliten, welche den Satellitenschwarm bilden, in einem gemeinsamen Toleranz­ fenster unter einem reduzierten, operationellen Aufwand und einer nahezu ausgeschlossenen Kollisionsgefahr durchzuführen ist. Diese Aufgabe ist gemäß der Erfindung bei einer Anord­ nung zur koordinierten Positionshaltung eines geostationären Satellitenschwarms durch die Merkmale im kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 erreicht. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind Gegenstand der auf den Anspruch 1 unmittelbar oder mittelbar rückbezo­ genen Unteransprüche.

Hierbei ist Kerngedanke der Erfindung, daß die Kontrollakti­ vitäten für den geostationären Satellitenschwarm, die nach bekannten Verfahren auf einen ausgewählten Satelliten des Satellitenschwarms konzentriert sind, welcher von einer Bo­ denstation bzw. einem Bodenkontrollzentrum gesteuert wird, bezüglich der Relativbewegungen zwischen den Satelliten mit Hilfe eines automatischen Relativbahnregelsystems an Bord durchgeführt werden, und daß zur Messung von Abstands-, Winkel- oder Dopplerdaten zur Bestimmung der Relativbewe­ gungszustände zwischen den Satelliten auf dem ausgewählten Satelliten des Schwarms ein Rotations- und Schwenkmechanis­ mus installiert ist, der eine Nachführung einer Meßeinheit in allen erforderlichen Richtungen erlaubt.

Bei herkömmlichen Positionshaltungsverfahren kontrolliert ein Bodenkontrollzentrum, auf welches sich die Betreiber geeinigt haben, deren Satelliten den Satellitenschwarm bilden, den ausgewählten Satelliten der sich zusammen mit den übrigen Satelliten des Schwarms in demselben Toleranz­ fenster aufhält. Der ausgewählte Satellit, der im folgenden auch als MASCOT-(Multiple Application Satellite for Cluster Control and Operational Tasks)-Satellit bezeichnet wird, und welcher zusätzlich seine ursprüngliche Funktion als Telekom­ munikations-, Meteorologiesatellit o. ä. beibehält, wird un­ ter der Bedingung gesteuert, daß die berechneten Bahnkorrek­ turmanöver neben dem ausgewählten Satelliten auch alle übri­ gen Satelliten des Satellitenschwarms innerhalb des Tole­ ranzfensters halten, was als Globalmanöver bezeichnet wird.

Die Bahnkorrekturmanöverdaten werden von der Bodenstation an den sogenannten MASCOT-Satelliten übermittelt, von diesem mit Hilfe einer optischen oder einer Hochfrequenz-Sendeein­ richtung an die übrigen Satelliten übertragen, welche mit Signalempfängern, Manöverausführungssystemen und synchroni­ sierten Borduhren ausgerüstet sind; somit ist eine simultane Ausführung der Bahnkorrekturen möglich. Erfolgt diese Kor­ rektur fehlerfrei, bleibt der vor der Manöverausführung be­ stehende Relativzustand, nämlich Relativposition und -ge­ schwindigkeit, auch im nachhinein erhalten.

Damit sich die Bahnvermessung durch die Bodenstation im No­ minalfall auf den ausgewählten Satelliten beschränkt, ist dieser mit einer optischen oder einer Hochfrequenzmeßeinheit ausgerüstet, mit deren Hilfe er Messungen zur Bestimmung der auf ihn bezogenen Relativpositionen und -geschwindigkeiten der übrigen Satelliten durchführen kann. Aufgrund der zur Kollisionsvermeidung gewählten, nominalen Relativbewegungen wird der MASCOT-Satellit von den übrigen Satelliten voll­ ständig umkreist. Die erwähnte Meßeinheit ist daher auf einem Rotations- und Schwenkmechanismus des ausgewählten Sa­ telliten montiert, der einerseits ein Schwenken in einem Be­ reich von etwa ± 45° aus der Bahnebene heraus, anderer­ seits ein Rotieren über 360° in der Bahnebene ermöglicht. Bei Verwendung einer optischen Meßeinheit sind die übrigen Satelliten an ihrem Umfang in der Bahnebene jeweils mit einem Ring von Reflektoren ausgestattet, um durch Reflexion der optischen Signale Messungen durch die Meßeinheit zu er­ möglichen. Die gesammelten Abstands-, Winkel- oder Doppler- Daten sind durch Codes unterscheidbar, welche die einzelnen Satelliten durch optische oder durch Hochfrequenz-Sender an den Empfänger des ausgewählten MASCOT-Satelliten übermit­ teln.

Da sich aufgrund von Redundanzüberlegungen mindestens ein zweiter MASCOT-Satellit mit einer entsprechenden Zusatzaus­ rüstung in dem Satellitenschwarm befindet, können dessen Meßdaten ebenfalls erfaßt und an den primären MASCOT-Satel­ liten übertragen werden. Im Bordrechner des primären MASCOT- Satelliten werden die gesamten Meßdaten mit Hilfe eines Re­ lativbahn-Bestimmungsprogramms ausgewertet, welches Teil des automatischen Relativbahn-Regelsystems ist und es werden die genauen Relativpositionen und -geschwindigkeiten der übrigen Satelliten ermittelt. Ein Vergleich mit nominalen Relativ­ bewegungen zeigt, ob unter Berücksichtigung der natürlichen Bahnstörungen und unter einer simultanen Ausführung der Glo­ balmanöver, eine kollisionsfreie Anordnung aller Satelliten fortbesteht.

Im Nominalfall wird diese Anordnung durch die eingangs er­ wähnte, koordinierte Separationsstrategie, z. B. Exzentrizi­ täts-/Inklinationsvektortrennung ermöglicht, die bei einer geeigneten Wahl der Bahnelemente Rektaszension des aufstei­ genden Knotens und Argument des Perigäums eine zur Äquator­ ebene geneigte Relativellipse innerhalb des Toleranzfensters zur Folge hat. Dadurch ist eine ununterbrochene Sichtbarkeit der einzelnen Satelliten zu den Bodenstationen gewährleistet und eine gegenseitige Abschattung vermieden.

Bei Überschreitung von für eine Relativellipse festgelegten Toleranzbedingungen, welche durch auf die Satelliten unter­ schiedlich wirkenden Solardruckstörungen und Schubausfüh­ rungsfehler der Globalmanöver hervorgerufen ist, wird an Bord unter Verwendung des automatischen Relativbahn-Regel­ systems mit Hilfe eines Korrekturmanöver-Berechnungspro­ gramms eine Folge treibstoffminimierter Manöver, sogenannter Relativ-Korrekturmanöver, errechnet und mittels der opti­ schen oder der Hochfrequenz-Sendeeinrichtung an die jeweili­ gen Empfänger der Satelliten des Satellitenschwarms zur Aus­ führung übertragen. Alle Satelliten des Schwarms werden auf diese Art und Weise innerhalb der festgelegten Toleranzbe­ dingungen für die Relativellipse, durch welche Kollisionen vermieden sind, und gleichzeitig im Toleranzfenster auf der geostationären Bahn gehalten.

Die bordautonome Ausführungsgenauigkeit der Bahnmanöver wird durch im folgenden beschriebene Maßnahmen verbessert. Durch ausgelegte Bordrechner der einzelnen Satelliten werden sogenannte Globalkommandos generiert. Ein Globalkommando enthält beispielsweise Zeitpunkt, Richtung und Größe einer gewünschten Geschwindigkeitsänderung des Satelliten. Daraus wird an Bord eine detaillierte Schaltsequenz generiert, wie beispielsweise eine erforderliche Entladung eines Drallra­ des, eine Auswahl von Schubdüsen, der Zeitpunkt eines Be­ ginns einer Pulsfolge und die Anzahl von Schubimpulsen, eine Berechnung des nominalen Sonnensensorsignals für eine Gier­ regelung, eine Berechnung des Umschaltzeitpunkts der Lagere­ gelung vom Normalmodus (ohne Sonnensensorsignal) in den so­ genannten "Station-Keeping-Modus" (mit Sonnensensorsignal) für die Gierregelung, sowie eine Rückschaltung in den Nor­ malmodus.

Bei der Umschaltung vom Normalmodus in den Station-Keeping- Modus wird ein automatischer Regelkreisabgleich zwischenge­ schaltet, welcher bewirkt, daß das Führungssignal des Regel­ kreises auf den Wert eingestellt wird, der gegenwärtig von dem aktiven Sonnensensor gemessen wird. Damit wird ein Ein­ schaltsprung auf Kosten einer tolerablen Abweichung der Gierlage vermieden. Hierdurch können Ost/West-Manöver sowie nach einer entsprechenden Kalibration auch Nord/Süd-Manöver präziser ausgeführt werden. Alle Lageregelungsimpulse, bei­ spielsweise für die Drallrad-Entladung, werden vom Bord­ rechner erfaßt und in äquivalente Ost/West-Impulse umgerech­ net. Das anstehende bzw. laufende Ost/West-Manöver wird automatisch entsprechend korrigiert. Bei Nord/Süd-Manövern wird diese Information zur Kalibration der Ost/West-Koppel­ komponente ausgewertet.

Um Notfälle oder unvorhersehbare Fehlfunktionen erkennen und die Störungen durch Ansprechen der Führungssysteme der Sa­ telliten vom Boden aus beheben zu können, werden fortlaufend Kontrolldaten der an Bord berechneten Relativzustände und Korrekturmanöver an die Bodenstation übermittelt und im Bo­ denkontrollzentrum durch ein automatisches System oder einen Operator überwacht. Ebenso werden durch die Bodenkontrolle Positionshaltungs-Strategieänderungen, Kalibrationen, eine Auswahl der Borduntersysteme (Prime, Backup), Uhrensynchro­ nisationen sowie ein Ein- und Ausphasen von Satelliten durchgeführt.

Die Erfindung weist somit im wesentlichen folgende Vorteile auf:
Mit Hilfe von Vermessungen durch einen ausgewählten Satelli­ ten des Satellitenschwarms werden in kürzerer Zeit Relativ­ zustände höherer Genauigkeit bestimmt, und die bei Messungen durch eine Bodenstation auftretenden, großen Bahnbestimmungs­ fehler der Längenposition werden entsprechend geringer. Da eine genaue Bahnbestimmung vom Boden aus etwa zwei Tage benötigt, wird durch die automatische Messung und Regelung an Bord die Reaktionszeit zur Behebung von Störungen der Re­ lativbewegungsgeometrie entscheidend verkürzt. Dadurch wird die Sicherheit erhöht und eine Kollisionsgefahr ist nahezu vollständig ausgeschlossen; somit ist eine Positionshaltung einer großen Anzahl an Satelliten in einem gemeinsamen Tole­ ranzfenster möglich.

Eine genaue Relativbahnbestimmung und eine durch die Steue­ rung des ausgewählten MASCOT-Satelliten in kurzer Zeit be­ hebbare Relativdrift zwischen den Satelliten, welche bei Globalmanöver-Ausführungsfehlern über das im Rahmen bei­ spielsweise einer koordinierten Exzentrizitäts-/Inklina­ tionsvektortrennung zulässige Maß hinausgeht, gestattet die Positionshaltung einer größeren Anzahl an Satelliten in einem Toleranzfenster, als dies bis jetzt möglich ist. Durch Konzentration der Vermessungs- und Steuerungsaufgaben auf eine Bodenstation und auf einen MASCOT-Satelliten ent­ fallen die zeitraubende Koordination der Bodenoperationen, welche für eine Positionshaltung von Satelliten verschiede­ ner Betreiber in einem gemeinsamen Toleranzfenster notwendig ist, und eine Abstimmung der Berechnungsprogramme.

Durch eine solche Aufgabenkonzentration wird der Bereich möglicher Fehlerquellen eingeschränkt.

Ferner werden die Globalmanöver bordautonom ausgeführt und an Bord des ausgewählten Satelliten überwacht.

Durch eine Vermeidung von Transients bei der Lageregelungs­ modus-Umschaltung und durch eine bordautonome Mitberechnung und Korrektur der Ost/West-Impulse werden die Ausführungsge­ nauigkeit der Ost/West-Manöver erhöht und somit die Häufig­ keit für Relativbahn-Korrekturmanöver vermindert.

Nachfolgend wird die Erfindung anhand von bevorzugten Aus­ führungsformen unter Bezugnahme auf die anliegenden Zeich­ nungen im einzelnen erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 eine schematisierte Darstellung eines in einem To­ leranzfenster angeordneten Satellitenschwarms;

Fig. 2 eine schematische Darstellung eines ausgewählten Satelliten mit Meßgeometrie und Rotations- und Schwenkmechanismus;

Fig. 3 eine schematische Darstellung eines der übrigen Satelliten des Satellitenschwarms mit Reflektor­ ring;

Fig. 4 eine vereinfachte, perspektivische Ansicht der La­ ge einer Relativellipse bezüglich des ausgewählten Satelliten nach Fig. 2;

Fig. 4A bis 4C verschiedene Ansichten der Relativellipse in Fig. 4, und

Fig. 5 eine schematische Darstellung eines automatischen Relativbahn-Regelsystems.

In Fig. 1 ist auf der geostationären Umlaufbahn 2 ein Schwarm von Satelliten 1, 10 ₁ bis 10 ₅, welche drallstabilisiert oder bezüglich drei zueinander senkrechter Achsen stabilisiert sind, in einem zugewiesenen Toleranzfenster 20 positioniert. Alle Satelliten 1 und 10 ₁ bis 10 ₅ bewegen sich auf beinahe geostationären Bahnen, welche gleiche Beträge in der Inkli­ nations- und Exzentrizitäts-Vektordifferenz in der Art be­ sitzen, daß eine Relativellipse (Fig. 4) entsteht, die für eine Bodenstation 30 auf der Erde 3 ohne Abschattungen sichtbar ist.

Unter den Satelliten des Satellitenschwarms ist mindestens ein Satellit, beispielsweise der Satellit 1 ausgewählt und mit einem zusätzlichen Bordrelativnavigationssystem ausgerü­ stet. Aus Redundanzgründen ist mindestens noch ein weiterer Satellit, beispielsweise der Satellit 10 ₁, mit einem zusätz­ lichen Bordrelativnavigationssystem ausgerüstet. Der ausge­ wählte Satellit 1 und der aus Redundanzgründen vorgesehene weitere Satellit 10 ₁ werden als MASCOT-Satelliten bezeich­ net.

Bezogen auf ein in einem solchen MASCOT-Satelliten festgeleg­ tes Koordinatensystem ist zur Bestimmung der Relativpositio­ nen bzw. -geschwindigkeiten jedes der übrigen Satelliten 10 ₁ bis 10 ₅ mittels Abstands-, Winkel-(beispielsweise Azimut und Elevation) oder Dopplermessungen auf dem ausgewählten MASCOT-Satelliten 1 eine im optischen Frequenzbereich arbei­ tende Einheit 11, beispielsweise ein Laser Diode Range Fin­ der o. ä., vorgesehen, welche in vorteilhafter Weise sehr ge­ naue Meßdaten liefert. Statt dessen kann auch eine - nicht näher dargestellte - Hochfrequenz-Meßeinheit, wie beispiels­ weise ein Radargerät, Phased Array Radar o.ä. installiert sein.

Durch eine im Bordrechner des ausgewählten Satelliten 1 im­ plementierte Steuerung läßt sich der zu beobachtende Bereich von ungefähr ± 45° aus der Bahnebene heraus und über 360° in der Bahnebene sowohl mit einem optischen als auch mit einer Hochfrequenz-Meßeinheit abtasten, so daß alle sich in der Umgebung befindlichen Satelliten 10 ₁ bis 10 ₆ (siehe Fig. 4) erfaßt werden. Die optische Meßeinheit 11 ist auf einem Ro­ tations- und Schwenkmechanismus 111 montiert und hat eine Laser-Ranging-Einheit und eine Scanning-Einheit, welche un­ ter anderem eine Sende- und Empfangsoptik, Spiegel und Moto­ ren aufweist. Diese Meßeinheit ist zusätzlich mit einem - nicht näher dargestellten - Modul ausgerüstet, welcher eine Datenübertragung, beispielsweise von Korrekturmanöverdaten, an Signalempfänger der übrigen Satelliten 10 ₁ bis 10 ₅ bzw. 10 ₆ ermöglicht.

Um die Satelliten 10 ₁ bis 10 ₅ bzw. 10 ₆ bei einer Meßwerter­ fassung unterscheiden zu können, sind sie mit Transpondern ausgerüstet. Diese reagieren auf die von der optischen oder Hochfrequenz-Meßeinheit 11 ausgesendeten Impulse und senden ihrerseits einen Erkennungscode an den Empfänger 112 des ausgewählten MASCOT-Satelliten 1. Bei Verwendung der opti­ schen Meßeinheit 11 benötigen die Satelliten 10 ₁ bis 10 ₅ bzw. 10 ₆ einen in der Bahnebene am Satellitenumfang ange­ brachten Ring von Reflektoren 100, um den Laserstrahl zur Meßeinheit zurückleiten zu können (siehe Fig. 3). Nicht näher dargestellte Lagekontrollsysteme bekannter Bauart gleichen Lagefehler der Satelliten aus.

Alle Satelliten 1, 10 ₁ bis 10 ₅ bzw. 10 ₆ können außerhalb der Routinebetriebsphasen in Notfällen oder während Positionie­ rungsphasen von Steuerkommandos der Bodenstation 30 Gebrauch machen. Für die Relativ-Bahnbestimmung des gesamten Satelli­ tenschwarms 10 aus den Satelliten 10 ₁ bis 10 ₅ bzw. 10 ₆ ent­ hält ein - nicht dargestellter - Bordrechner des ausgewählten MASCOT-Satelliten 1 ein sequentiell arbeitendes, geringen Speicherplatz in Anspruch nehmendes Kalman-Filter o. ä. Die­ ses dient außerdem der Schätzung von Lagefehlern, die Ein­ fluß auf die Messungen ausüben.

Eine Propagierung der Relativbahnen geschieht mittels einer an Bord des ausgewählten MASCOT-Satelliten 1 implementier­ ten, integralen Form der Clohessy-Wiltshire-Gleichungen, die um sogenannte differentielle Solardruckstörungsterme, die von unterschiedlichen Fläche-zu-Masse-Verhältnissen der Sa­ telliten abhängen, bis zu Termen zweiter Ordnung und um Re­ lativ-Korrekturmanöverterme erweitert sind.

In Fig. 5 ist schematisch ein automatisches Relativbahn-Re­ gelsystem dargestellt. Beispielsweise werden bei Verwendung eines optischen Systems z. B. in Form eines Laser Range Finders fortlaufend Messungen der Relativpositionen der Sa­ telliten 10 ₁ bis 10 ₅ bzw. 10 ₁ bis 10 ₆ von dem ausgewählten MASCOT-Satelliten 1 mit Hilfe der optischen Meßeinheit 11 durchgeführt. Aus diesen Messungen werden dann die genauen Relativzustände, d. h. die Relativpositionen und -geschwin­ digkeiten aller Satelliten 10 ₁ bis 10 ₅ bzw. 10 ₁ bis 10 ₆ durch ein Kalman-Filter bestimmt. Bei dem anschließenden Vergleich dieser augenblicklichen Relativzustände mit nomi­ nalen Relativbewegungen, welche entsprechend einer gewählten Separationsstrategie, beispielsweise einer Exzentrizitäts-/ Inklinations-Vektortrennung, festgelegt worden sind und be­ stimmte Toleranzen einschließen, wird festgestellt, ob diese Toleranzen überschritten werden.

Ist dies der Fall, werden optimale Relativkorrekturmanöver und deren Ausführungszeitpunkte mit Hilfe des bekannten Ver­ fahrens zur nicht-linearen Optimierung berechnet. Hierbei gilt für jeden Satelliten, daß die zu minimierende Funktion, d. h. die Zielfunktion, als Summe der zur Korrektur der Rela­ tivbewegung notwendigen Manöverimpulse, die dem Treibstoff­ verbrauch entsprechen, für jeden Satelliten festgelegt wird. Gleichzeitig werden für die Satelliten 10 ₁ bis 10 ₅ bzw. 10 ₁ bis 10 ₆ zahlreiche sogenannte Nebenbedingungen festgelegt, die während der Berechnung der minimalen Manöverimpulse un­ ter Verwendung von erweiterten Clohessy-Wiltshire-Gleichun­ gen erfüllt werden. Hierbei schließen die Nebenbedingungen angestrebte, nominale kollisionsfreie Relativpositionen und -geschwindigkeiten sowie Bedingungen ein, welche ein Unter­ schreiten vorher festgelegter minimaler Sicherheitsabstände zwischen allen Satelliten 1, 10 ₁ bis 10 ₅ bzw. 10 ₁ bis 10 ₆, ein Verlassen des Sichtbereichs der Meßeinheit von ± 45° aus der Bahnebene und von 360° in der Bahnebene, Zeit- und Win­ kelbereiche bezüglich der Bordsensoren, in denen aufgrund der Bauart der Satelliten keine Korrekturmanöver ausführbar sind, sowie ein Verlassen des Toleranzfensters während der Ausführung der Relativkorrekturmanöver ausschließen. Mit Hilfe der so berechneten Korrekturmanöver werden dann die Satelliten 10 ₁ bis 10 ₅ bzw. 10 ₁ bis 10 ₆ beispielsweise mit­ tels des üblicherweise vorhandenen Schubdüsensystems ausge­ führt, um dadurch die Satelliten auf den für sie vorge­ schriebenen Relativbahnen zu halten.

Claims (3)

1. Anordnung zur koordinierten Positionshaltung eines geo­ stationären Satellitenschwarms mit einer Anzahl Satelliten in einem gemeinsamen, eingeschränkten Bereich auf der geo­ stationären Umlaufbahn, wovon mindestens ein ausgewählter Satellit die Positionen der übrigen Satelliten überwacht, dadurch gekennzeichnet, daß der ausgewählte Satellit (1) einen Rotations- und Schwenkmechanismus (111) und eine an Bord des Satelliten (1) implementierte Steuerung aufweist, mittels deren Hilfe eine an dem Mechanismus (111) angebrachte Meßeinheit (11) zur Messung von Abstands-, Winkel- oder Dopplerdaten in einem Bereich von etwa ± 45° aus der Bahnebene heraus und über 360° in der Bahnebene schwenkbar ist.

2. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die zu steuernden Satelliten (10 ₁ bis 10 ₅; 10 ₁ bis 10 ₆) des Schwarms jeweils mit einem an ihrem Umfang in der Bahnebene angebrachten Ring von Reflektoren (100) mit integrierten Signalempfängern und Codesendern zur Abgabe eines den jeweiligen Satelliten kennzeichnenden Er­ kennungscodes ausgestattet sind, um ein von der Meßeinheit des ausgewählten Satelliten (1) abgegebenes Meßsignal zu der Meßeinheit zu reflektieren.

3. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß im ausgewählten Satelliten (1) ein automatisches Relativbahnregelsystem installiert ist, wel­ ches neben einer erweiterten, integralen Form von Clohessy- Wiltshire Gleichungen zur Relativbahnbestimmung ein sequen­ tiell arbeitendes Kalman-Filter aufweist.