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Diese
Erfindung bezieht sich auf ein Lageregelungssystem für ein Raumfahrzeug.
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Bei
einem bekannten System ist eine Sternsensoreinheit bereitgestellt.
Diese könnte
ein CCD umfassen, auf das das Bild eines Sterns fällt, um
einen feststehenden Bezug im Weltraum bereitzustellen. Es sind Reaktionsräder in dem
Raumfahrzeug bereitgestellt, um zu ermöglichen, dass auf der Struktur
des Raumfahrzeugs in einer oder mehr von drei orthogonalen Richtungen
Reaktionsdrehmomente kreiert werden, um beliebige notwendige Korrekturen bei
der Lage des Raumfahrzeugs vorzunehmen. Derartige Reaktionsräder sind
zum Beispiel in
US-A-3998409 offenbart,
wobei ein Lageregelungssystem Gyroskope, Sonnensensoren, Sternsensoren etc.,
die einen feststehenden Lagebezug bereitstellen, beinhaltet. Lagefehler
werden eingesetzt, um Drehmomentbefehle, die zur Lagekompensierung
zu jedem Reaktionsrad gesendet werden müssen, zu berechnen.
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Es
gibt Situationen, in denen die Ausgabe einer Starsensoreinheit zu
einem unzuverlässiges
Regelungssignal für
die Lage werden kann, zum Beispiel, wenn sich ein Raumfahrzeug mit
Bezug auf den Stern, welcher abgetastet wird, zu schnell dreht, zum
Beispiel, wenn das Raumfahrzeug ein Ziel auf der Erde aufspürt. Das
Bild des Sterns kann sich dann zu schnell über den Bereich des CCD bewegen, um
ein zuverlässiges
Signal bereitzustellen, oder das Bild könnte insgesamt verloren gehen.
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Aus
diesem Grund tragen Raumfahrzeuge normalerweise Gyroskope, um in
dem Fall des Verlustes oder der Unzuverlässigkeit des Starsensorsignals
eine Lageregelung bereitzustellen. Gyroskope sind jedoch teuer und
gehen mit einem Gewichtsnachteil einher.
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Es
ist vorgeschlagen worden (1), während der
temporären
Abwesenheit der Starsensoreinheit die Lage unter der Verwendung
eines Mittels 1 zum Modellieren des dynamischen Verhaltens
des Satelliten, zu regeln. Das dynamische Modelliermittel 1 nimmt
als seine Eingabe das angeforderte Drehmoment 2, d. h.
beliebige notwendige Korrekturen der Lage, die das Raumfahrzeug
auf Anweisung durchführt,
wobei das Störlastdrehmoment
auf das Raumfahrzeug 3 wirkt, d. h. die beste Schätzung des
störenden
Drehmoments auf das Raumfahrzeug auf der Basis der Ausgaben der
Reaktionsräder
und der letzten Ausgabe der Starsensoreinheit, wobei der Flugverlauf
des Raumfahrzeugs berücksichtigt
wird, zusammen mit den abgetasteten Drehzahlen 4 der Reaktionsräder, was
als eine Eingabe an das dynamische Modelliermittel wirkt, um einen
genauen Wert für
das Moment des Reaktionsmittels selbst bereitzustellen.
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Das
bekannte dynamische Modelliermittel 1 verwendet einen Algorithmus
für die
optimale rekursive Datenverarbeitung, wie etwa einen Kalmanfilter, um
an seinem Ausgang die beste Schätzung
der Drehrate des Satelliten um drei orthogonale Achsen zu erlangen.
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Im
Gegenzug dazu wird das Mittel 5 zum Modellieren des kinematischen
Verhaltens des Satelliten verwendet, um die Lage des Raumfahrzeugs
um drei orthogonale Achsen zu schätzen. Dies wird von der Starsensoreinheit 6 in
einer Einheit 7 aktualisiert, wenn die Messungen des Starsensors
verfügbar sind,
um eine beste Schätzung
der Lage bereitzustellen, welche in dem Mittel zur Erzeugung des
Störlastdrehmomentmodells 3 verwendet
wird.
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Während Versuche
unternommen worden sind, ein derartiges dynamisches Modelliermittel
zu verwenden, um bei der Abwesenheit eines Signals von der Sonnensensoreinheit
die Lage eines Satelliten zu regeln, wird angenommen, dass eine
genaue Regelung lediglich für
eine sehr kurze Zeitspanne bereitgestellt werden könnte.
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Der
Grund dafür
besteht darin, dass das dynamische Modelliermittel 1 Berechnungen
von den Gleichungen des Bewegungsablaufs des Satelliten durchführt. Leider
sind die Gleichungen des Bewegungsablaufs des Satelliten in allen
seinen orthogonalen Richtungen mit den Gleichungen des Bewegungsablaufs
des Satelliten in seinen anderen orthogonalen Richtungen verknüpft, und
die Gleichungen sind in sich nichtlinear. Die Drehgeschwindigkeit
des Raumfahrzeugs um 1 Achse ist gyroskopisch mit der Drehrate um
seine orthogonale Achse verknüpft.
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Die
Berechnungen, die von dem dynamischen Modelliermittel 1 durchgeführt werden,
sind somit kompliziert, und dies führt zu dem Ergebnis, dass Approximationen
vorgenommen werden müssen,
so dass die Drehraten der drei Achsen, welche von dem dynamischen
Modelliermittel geschätzt
werden, mangelhafte Darstellungen der tatsächlichen Drehraten der drei
Achsen sind. Dasselbe Defizit trifft auf das kinematische Modelliermittel
zu, indem die Berechnungen kompliziert sind und wiederum Approximationen
verwendet werden, so dass die Lagewerte der drei Achsen, welche
von dem kinematischen Modelliermittel geschätzt werden, ebenfalls mangelhafte
Darstellungen der tatsächlichen
Drehraten der drei Achsen sind.
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Die
Erfindung stellt ein Lageregelungssystem für ein Raumfahrzeug, das ein
dreiaxiales Reaktionsmittel, das von der Struktur des Raumfahrzeugs gestützt wird
und das einen Wert des Reaktionsmomentsignals bereitstellt, umfasst,
bereit, wobei das System durch Folgendes gekennzeichnet ist:
Modelliermittel
für das
Raumfahrzeugstrukturmoment zum Bereitstellen einer geschätzten Signalausgabe
für das
Raumfahrzeugstrukturmoment,
Trägheitsmomentlagemittel zum
Bereitstellen eines Ausgabesignals, das die Trägheitsmomentvektorlage als
Antwort auf das Reaktionsmomentsignal und das Signal des geschätzten Raumfahrzeugstrukturmoments
darstellt,
und ein Mittel zum Bereitstellen einer Schätzung der Lage
des Raumfahrzeugs von dem Ausgabesignal, das die Trägheitsmomentvektorlage
darstellt.
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Die
Berechnung der Lage des Trägheitsmomentvektors
gemäß der Erfindung
verwendet als eine Eingabe die abgetasteten und folglich nicht approximierten
Drehgeschwindigkeiten des Reaktionsmittels, wodurch eine bessere
Schätzung
der Lage des Raumfahrzeugs als bisher produziert wird.
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Arten
des Ausführens
der Erfindung werden nun mittels Beispielen unter Bezugnahme auf
die beiliegenden Zeichnungen im Detail beschrieben, in denen:
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1 ein
Blockdiagramm eines zuvor vorgeschlagenen Mittels zur Bestimmung
der Lage ist; und
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2 ein
Blockdiagramm eines Mittels zur Bestimmung der Lage gemäß der Erfindung
ist.
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Unter
Bezugnahme auf 2 wird die Berechnung des Trägheitsmomentvektors
des Raumfahrzeugs einschließlich
seiner Reaktionsräder
in Block 9 ausgeführt,
und die Berechnungen, die in dieser Einheit durchgeführt werden,
haben keine Approximationen zur Folge, mit dem Ergebnis, dass die Ausgabe
perfekt wäre,
wenn die Eingaben perfekt wären.
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Die
Eingabe an diese Einheit 9 umfasst eine Schätzung des
Moments der Struktur des Raumfahrzeugs, d. h. nicht einschließlich des
dreiaxialen Reaktionsmittels, von dem dynamischen Modelliermittel 10 und
das abgetastete Moment des dreiaxialen Reaktionsmittels über Einheit 11.
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Das
dynamische Modelliermittel 10 arbeitet auf die gleiche
Art und Weise wie das dynamische Modelliermittel 1 aus 1 (außer, dass
lediglich das Moment der Raumfahrzeugstruktur geschätzt wird). Folglich
umfasst seine Ausgabe an die Berechnungseinheit 9 die Ungenauigkeiten,
auf die oben Bezug genommen wurde. Die Momentinformationen aus der
Einheit 11 auf der Basis direkt abgetasteter Geschwindigkeiten
tun dies auf der anderen Seite jedoch nicht.
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Es
wird beachtet, dass das, was in Block 9 berechnet wird,
eher die Lage des Trägheitsmomentvektors
des Raumfahrzeugs ist und nicht die Drehraten des Raumfahrzeugs.
Diese Berechnung der Lage des Trägheitsmomentvektors
involviert gekoppelte nichtlineare Gleichungen auf die Art und Weise,
wie es die Berechnung der Drehraten bei dem dynamischen Modell 1 in
dem zuvor vorgeschlagenen System aus 1 tat, nicht.
Daraus folgt, dass die Messungen des Moments des Reaktionsmittels
nicht den Approximationen unterliegen, die der Zweckmäßigkeit
halber bei diesen Daten in dem vorherigen Vorschlag von 1 eingesetzt
wurden.
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Wie
bei 1 weist das dynamische Modelliermittel 10 Eingaben
von dem angeforderten Drehmoment 12, dem Störlastdrehmoment 13 auf,
was die Differenz zwischen dem Drehmoment auf dem Raumfahrzeug,
das von dem Reaktionsmittel abgetastet wurde, und der berechneten
Lage, einschließlich
der Verwendung des Sonnensensors zusammen mit dem Flugverlauf des
Raumfahrzeugs berücksichtigt.
Der Flugverlauf könnte
alles von Dutzenden von Minuten bis Tagen oder sogar Monaten sein.
Das dynamische Modelliermittel weist auch eine Eingabe von der abgetasteten
Geschwindigkeit des Reaktionsmittels 11 auf.
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Die
Berechnung des Trägheitsmomentvektors
in Einheit 9 weist auch Eingaben von dem Störlastdrehmomentmodell
und einer Einheit 14 auf, um die Abdrift der Lage des Trägheitsmomentvektors
zu schätzen.
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Die
Ausgabe der Einheit wird in Einheit 15 aktualisiert, wenn
die Ausgabe des Sonnensensors vorhanden ist.
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Es
wird ersichtlich, dass die Probleme, welche mit der Gestaltung assoziiert
werden, in zwei Kategorien fallen; und zwar Interpretation des Momentvektors
von den Raddrehzahlen und Entfernen der Komponenten des Momentvektors,
die nicht dem Bewegungsablauf des Körpers zugeschrieben werden können, d.
h. die die Messung der Lage korrumpieren, und Sicherstellen, dass
die Lagemessungen von dem vollständigen
Momentvektor erlangt wurden.
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Die
erste von diesen bezieht sich auf die Kenntnis der physikalischen
Eigenschaften der Räder
und ihre Ausrichtung innerhalb des Raumfahrzeugs. Die zweite bezieht
sich hauptsächlich
auf den Effekt der Umwelt, der externen Drehmomente und des orbitalen
Bewegungsablaufs, bezieht sich aber auch auf das Regeln von Aktion
und Transienten z. B. während
der Momentführung
und während
Lagemanövern.
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Angesichts
des Bedarfs, ein Maß der
Lage von den Informationen, die von anderen Variablen zufällig oder
anderweitig korrumpiert werden, zu extrahieren, ist der gewählte Ansatz,
die Verwendung eines Algorithmus für die optimale rekursive Datenverarbeitung
in Einheit 9, spezifischer einen Kalmanfilter, einzusetzen.
Dies dient hauptsächlich
dazu, ungeachtet der verfügbaren
Sensorinformationen die beste Schätzung der Lage bereitzustellen.
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Das
System ist dann eines, das im Sollzustand (stabiler Zustand) zwei
Messungen der Lage bereitstellt: eine von den Hardwaresensoren,
z. B. einem autonomen Star Tracker oder einem Sonnensensor und einem
Star Tracker; und eine von dem Momentlagesensor. Für die Verwendung
dieser zwei Messungen gibt es zwei Ansätze: Erstens, das Gewichten
von jeder wird lediglich bei Verfügbarkeit des Sensors angepasst;
d. h. falls der Sternsensor oder der Star Tracker oder der Sonnensensor
etc. keine Informationen mehr bereitstellt, werden sie von der Schätzfunktion
gewissermaßen
ignoriert.
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Zweitens,
das Gewichten von jeder wird gemäß der Verfügbarkeit
von Informationen und dem dynamischen Zustand des Raumfahrzeugs
angepasst. Die Varianz der Messungen des Star Treckers ist zum Beispiel
eine Funktion der Raumfahrzeugkörperrate.
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Bei
der bevorzugten Ausführungsform
ist die Lösung
ein Kalmanfilter, um aus den verfügbaren Informationen eine optimale
Schätzung
der Lage bereitzustellen.
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Eine
allgemeine Lösung
erfordert, dass das Problem in eine allgemeine Form gebracht wird.
Zu diesem Zweck wird Folgendes angenommen: Erstens, die Informationen über die
Lage der drei Achsen mit Bezug auf den Bezugsrahmen sind verfügbar; das
heißt,
mittels eines Sensors oder einer Gruppe von Sensoren, wie etwa einem
autonomen Star Tracker oder einem Sonnensensor und einem Star Tracker/Mapper
etc. Zweitens, diese Informationen sind zeitweise verfügbar. Insbesondere
gibt es Zeiträume,
in denen einige oder alle diese Informationen nicht verfügbar sind.
Drittens, das Mittel zur Lageregelung erfolgt primär durch
die Verwendung der Reaktionsräder.
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Im
Allgemeinen werden derzeitige und zukünftige Erdbeobachtungsmissionen
von einem Regelungssystem dominiert, das autonome Star Tracker (AST)
als den Primärsensor
benutzt. Es wird oft festgestellt, dass die Genauigkeit derartiger
ASTs nicht ausreicht, um die Ausrichtungsgenauigkeit bereitzustellen,
welche für
die Hochleistungsmissionen erforderlich ist, wie etwa hochauflösende optische/hyperspektrale
Bildaufnehmer und SARs.
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Bei
Anwendungen, bei denen Zielaufspürung
erforderlich ist, wie etwa einem hyperspektralen Bildaufnehmer,
liegen die zugehörigen
Körperraten oftmals über der
Fähigkeit
von ASTs; entweder hören sie
auf, Informationen über
die Lage bereitzustellen, oder die Rauschleistung verschlechtert
sich erheblich.
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Die
beschriebenen Verfahren erlauben, dass ASTs mit halbwegs mittlerer
bis hoher Leistung in Verbindung mit dem Momentlagesensor verwendet werden,
um eine Zielaufspürungsfähigkeit
ohne den Bedarf an Gyros bereitzustellen. Die Rauschleistung des
Star Treckers mit Bezug auf die Körperrate muss in der Filtermessungskovarianzmatrix
umfasst sein, so dass das Gewichten zwischen dem AST und dem Momentlagesensor
die beste Schätzung
der Lage während
des Höhepunkts
des Manövers
bereitstellt.
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Das
beschriebene Verfahren stellt den Mechanismus für eine derartige Gestaltung
bereit, es müssen
jedoch die folgenden Punkte berücksichtigt werden.
Der orbitale Bewegungsablauf muss umfasst sein; dieser wird als
ein Bezugsprofil erscheinen, um die Erdausrichtung mit Bezug auf
die Trägheitsreferenz,
welche durch den AST gegeben ist, aufrechtzuerhalten. Folglich wird
natürlich
in dem „Steering
Law" dafür gesorgt.
Der Lagemomentsensor muss die Stampfkörperrate ω0 umfassen.
Das Gravitationsgradientendrehmoment kann für eine kontinuierliche Nadirausrichtung
geschätzt
werden, es muss während
den Aufspürmanövern allerdings ein
Lageabhängigkeitsmodell
verwendet werden. Es kann ausreichen, einen relativ groben Modus
einzusetzen und den Fehler während
des Beginns des Manövers
zu schätzen,
wenn der AST verfügbar
ist, und dann diesen als eine konstante Korrektur an dem Modell
für den
Momentlagesensor anzuwenden. Es wird immer einen Restfehler geben,
dies kann jedoch über den
erforderlichen Zeitraum hinweg unbedeutend sein.
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Die
Genauigkeit, die erzielt werden kann, ist in diesem Stadium eine
große
Unbekannte und es kann nötig
werden, die Fehler zu schätzen,
welche mit den Rädern
assoziiert werden, indem der Filter vergrößert wird. Derartige Fehler
tragen direkt zu dem Fehler in dem Momentlagesensor bei und sind die
folgenden: Momentmessungsfehler auf Grund der Raddrehzahlquantisierung
und Fehler bei der Kenntnis über
die Radträgheit;
Kenntnis über
den Abgleich der Räder.
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Es
kann möglich
sein, einen derartigen Filter während
Zeiträumen
zu betreiben, in denen keine Beobachtungen durchgeführt werden,
z. B. während einer
Eklipse bei einer hyperspektralen Bilderzeugungsmission.
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Das
dreiaxiale Reaktionsmittel kann aus drei orthogonalen Reaktionsrädern bestehen,
es könnte jedoch
ein zusätzliches
redundantes Reaktionsrad, welches in einem Winkel zu den dreien
festgesetzt wird, umfasst sein, und es sind selbstverständlich andere
Anordnungen von Reaktionsrädern
und anderen drehbaren Körpern
möglich.