DE60037366T2

DE60037366T2 - Verfahren und Vorrichtung zur Lageregelung eines Satelliten

Info

Publication number: DE60037366T2
Application number: DE60037366T
Authority: DE
Inventors: Cedric Salenc; Xavier Roser
Original assignee: Alcatel Lucent SAS
Current assignee: Alcatel Lucent SAS
Priority date: 1999-07-08
Filing date: 2000-06-22
Publication date: 2008-12-04
Anticipated expiration: 2020-06-23
Also published as: EP1067446A1; FR2796172A1; US6499699B1; EP1067446B1; FR2796172B1; DE60037366D1

Description

Die Erfindung betrifft ein System, das dazu bestimmt ist, die Lageregelung eines Satelliten in der Umlaufbahn zu gewährleisten, wobei dieses System insbesondere vorgesehen ist, um eingesetzt zu werden, wenn man eine große Wendigkeit des Satelliten wünscht. Sie betrifft auch ein Regelungsverfahren für einen Satelliten, der ein solches System aufweist.
Die Nutzung eines Satelliten in der Umlaufbahn im Weltraum bedingt, dass dieser Satellit mit einem System ausgestattet ist, das es ermöglicht, seine Lage zu regeln, damit er in bestimmter Weise ausgerichtet und stabilisiert werden kann, wenn er geeignet ausgerichtet ist.
In manchen Nutzungsformen, bei denen eine große Wendigkeit des Satelliten erwünscht ist, wie dies bei einem Beobachtungssatellit der Fall sein kann, ist es wichtig, über ein Lageregelungssystem zu verfügen, das es ermöglicht, Ausrichtungsänderungen und die Stabilisierung des Satelliten nach solchen Änderungen schnell durchzuführen.
Wie bekannt, können die Ausrichtung und die Stabilisierung eines Satelliten mit relativ niedrigen Energiekosten durch die Aktion eines Lageregelungssystems erhalten werden, die eine Reaktion des Satelliten bezüglich eines innerhalb dieses Satelliten in Bewegung befindlichen Mechanismus nach sich zieht, wobei die verwendete Energie zudem eine erneuerbare Energie sein kann.
Ein Beispiel eines solchen Regelungssystems ist zum Beispiel in der Druckschrift US-A-3452848 beschrieben. Dieses System nutzt gyroskopische Stellglieder, die je einen motorisierten Rotor, der genutzt wird, um ein Impulsmoment mit konstanter Amplitude zu erzeugen, und ein Kardansystem aufweisen, das es ermöglicht, die Ausrichtung des Rotors und folglich sein Impulsmoment zu verändern. Wie bekannt, kann ein Impulsmomentaustausch zwischen einem gyroskopischen Stellglied und dem Satelliten, in dem es angeordnet ist, sehr schnell sein. Solche Stellglieder haben aber einen Mangel an Präzision, es sei denn, man verwendet eine sehr strenge Spezifizierung, insbesondere auf der Ebene ihrer Motoren. Das Verhältnis zwischen der Präzision des Ausgangsdrehmoments eines gyroskopischen Stellglieds und derjenigen seines Kardanmotors hängt nämlich von dem Wert des Impulsmoments ab. Außerdem erzeugt ein gyroskopisches Stellglied drehende Drehmomente, während der Erhalt eines festen Drehmoments bevorzugt würde. Das Führungsgesetz eines mit einem Lageregelungssystem mit gyroskopischen Stellgliedern ausgestatteten Satelliten ist also allgemein relativ komplex und lässt Raum für Singularitäten, die Situationen entsprechen, in denen das System unfähig ist, ein Drehmoment in einer gegebenen Richtung zu liefern, was einen Kontrollverlust des Satelliten zur Folge haben kann. Trotz dieser Nachteile werden solche gyroskopischen Stellglieder aber bekannterweise genutzt, da sie eine große Fähigkeit bezüglich des Drehmoments bieten, was es ermöglicht, eine schnelle Drehung des Satelliten zu erhalten, den sie bestücken, auf Kosten einer besonders strengen Spezifizierung und einer Überdimensionierung des sie regelnden Systems, und obwohl sie folglich teuer sind.
Es ist auch bekannt, Schwungräder einzufügen, die den Vorteil haben, mechanisch weniger komplex zu sein als die gyroskopischen Stellglieder, und den Nachteil haben, nur ein wesentlich geringeres Drehmoment zu erzeugen als dasjenige, das ein gyroskopisches Stellglied erzeugen kann. Das Drehmoment, das von einem Schwungrad erzeugt werden kann, liegt zum Beispiel in der Größenordnung von 1 Nm, was mit einem Drehmoment zu vergleichen ist, das bei einem gyroskopischen Stellglied bis zu mehreren tausend Nm gehen kann.
Die Erfindung schlägt also ein System zur Lageregelung eines Satelliten vor.
Gemäß einem Merkmal der Erfindung weist dieses System eine erste Regelungsstufe, die aus gyroskopischen Stellgliedern besteht, und eine zweite Regelungsstufe auf, die aus Schwungrädern besteht, die jeweils von einer programmierten Verarbeitungseinheit betätigt werden, die erste Stufe, um die Lageänderungen des Satelliten zu gewährleisten, und die zweite, um die Präzision und die Stabilität der Ausrichtung des Satelliten zu gewährleisten.
Die Erfindung schlägt auch ein Verfahren zur Lageregelung eines Satelliten vor, das eine erste Regelungsstufe, die aus gyroskopischen Stellgliedern besteht, und eine zweite Regelungsstufe aufweist, die aus Schwungrädern besteht.
Gemäß einem Merkmal der Erfindung nutzt dieses Verfahren die aus Stellgliedern bestehende erste Stufe für die gesteuerte Durchführung der Lageänderungen des Satelliten, und nutzt die aus Schwungrädern bestehende zweite Stufe für die Ausrichtung des Satelliten und seine Stabilisierung.
Erfindungsgemäß nutzt das Verfahren auch die aus Schwungrädern bestehende Stufe, um die Stördrehmomente zu akkumulieren, die den Satelliten beeinträchtigen.
Die Erfindung, ihre Merkmale und ihre Vorteile werden in der nachfolgenden Beschreibung in Verbindung mit den nachfolgend erwähnten Figuren näher erläutert.
Die 1 und 2 entsprechen zwei schematischen Darstellungen eines Schwungrads bzw. eines gyroskopischen Stellglieds.
3 zeigt ein Prinzipschema eines Beispiels einer aus gyroskopischen Stellgliedern bestehenden Stufe für ein Lageregelungssystem eines Satelliten in der Umlaufbahn gemäß der Erfindung.
4 ist ein Schema, das ein Verteilungsbeispiel der Projektionen in einer Ebene der Impulsmomente darstellt, die von einer Stufe von gyroskopischen Stellgliedern erzeugt werden, wie es in 3 dargestellt ist.
5 ist ein Vektordiagramm, das für die Projektionen in einer Ebene der Impulsmomente repräsentativ ist, die von einer Stufe von gyroskopischen Stellgliedern erzeugt werden, wie in 3 dargestellt, und die der in 4 dargestellten Verteilung entsprechen.
6 zeigt ein Prinzipschema eines Beispiels einer aus Schwungrädern bestehenden Stufe für ein Lageregelungssystems eines Satelliten in der Umlaufbahn gemäß der Erfindung.
7 ist ein Prinzipschema eines Beispiels eines Lageregelungssystems gemäß der Erfindung.
Eine schematische Darstellung eines Schwungrads 1 gemäß dem Stand der Technik ist in 1 gezeigt. Dieses Rad weist eine Scheibe 2 auf, die um eine fest ausgerichtete Achse A in Drehung versetzt wird, und diese Scheibe besitzt ein Impulsmoment H, das mit der Drehgeschwindigkeit ω ansteigt, die ihm ein Motor mit einstellbarer Geschwindigkeit verleiht, der nicht dargestellt ist. Zwei verschiedene Impulsmomentwerte H₁ und H₂ sind symbolisch in der Figur dargestellt.
Das Nutzdrehmoment Tu, das von der Scheibe 2 erzeugt wird, ist ein axiales Drehmoment, das mit der Geschwindigkeit ansteigt und das die Tendenz hat, durch Reaktion die Struktur zu drehen, auf deren Ebene das Rad 1 montiert ist, wobei diese Struktur in der in Betracht gezogenen Anwendung diejenige eines Satelliten ist.
Aus dem Fachmann bekannten Gründen muss die Masse einer an Bord eines Satelliten befindlichen Schwungradscheibe allgemein begrenzt bleiben, folglich können das erhaltene Drehmoment und der maximale Impulsmomentaustausch im Allgemeinen nicht sehr hoch sein. Dagegen können die Stütz- und Antriebsmechanismen des Rads problemlos einfach und robust sein, und die Regelung der Radgeschwindigkeit, durch Einwirkung auf den es antreibenden Motor, kann durch Anwendung von wirksamen und sicheren Techniken durchgeführt werden, die der Fachmann einwandfrei beherrscht.
Eine schematische Darstellung eines gyroskopischen Stellglieds 3 gemäß dem Stand der Technik ist in 2 gezeigt. Ein solches Stellglied weist eine Scheibe 4 auf, die in Drehung um eine Achse YY' versetzt wird, deren Ausrichtung in einer ortsfesten Ebene absichtlich verändert werden kann aufgrund der Montage der Scheibe 4 in einem Mechanismus mit einfachem geregeltem Kardan, der nicht dargestellt ist. Die Drehgeschwindigkeit der Scheibe 4 wird konstant gehalten und drückt sich durch ein Impulsmoment H₃ mit bestimmtem konstantem Absolutwert aus. Ein großer Energietransfer findet zwischen der Scheibe 4 und der Struktur statt, wo das gyroskopisches Stellglied montiert ist, wenn die Ausrichtung der Achse B, und somit diejenige des Impulsmoments H₃, verändert wird. Dies wird durch eine Kippwirkung erhalten, die in Höhe des Kardanmechanismus gesteuert wird und die eine Drehung der Achse B in einer Ebene nach sich zieht. Zwei Ausrichtungen des Impulsmoments H₃ und H'₃ der Scheibe 4 sind hier dargestellt, wobei von der Ausrichtung des zweiten angenommen wird, dass sie durch Kippen der Achse B im rechten Winkel in der Ebene der Figur erhalten wird.
Wie bekannt, erreichen der maximale Impulsmomentaustausch zwischen Scheibe 4 und Struktur und der Wert des erhaltenen Drehmoments sehr viel höhere Werte als im Fall eines Schwungrads. Dies ermöglicht also eine schnelle Drehung der Struktur durch Reaktion, im Fall einer beweglichen Struktur und insbesondere eines Satelliten in der Umlaufbahn.
Die mechanische Herstellung eines gyroskopischen Stellglieds ist komplizierter als diejenige eines Schwungrads aufgrund der notwendigen Anordnung von robusten mechanischen und elektrischen Verbindungselementen, die das Vorhandensein des Kardans impliziert. Außerdem ist es bei den Lageregelungssystemen für einen Satelliten, bei denen die Positionierung des Satelliten ganz von einer Gruppe von gyroskopischen Stellgliedern geregelt wird, notwendig, dass diese Stellglieder in der Lage sind, hohe Drehmomente zu liefern, um für eine gute Wendigkeit des Satelliten in der Umlaufbahn zu sorgen, den sie bestücken, und dass sie gleichzeitig ermöglichen, ihn präzise und stabil in einer bestimmten Lage zu positionieren. Dies ist insbesondere der Fall, wenn der Satellit eine geforderte Ziellinie erreichen und beibehalten soll.
Wie bekannt, haben die Anzahl und die Position der gyroskopischen Stellglieder eines bestimmten Satelliten zum Ziel, ihm zu erlauben, ein Maximum an verschiedenen Lagen zu erreichen und zu halten, wenn er in der Umlaufbahn ist, und zu vermeiden, dass eine nicht veränderbare Lage erhalten werden kann.
3 zeigt ein schematisches Beispiel einer bekannten Struktur einer Gruppe von gyroskopischen Stellgliedern, von der hier angenommen wird, dass sie für die Bildung einer Regelungsstufe durch gyroskopische Stellglieder für ein Lageregelungssystem eines Satelliten in der Umlaufbahn gemäß der Erfindung verwendet wird, wobei klar ist, dass diese Stufe ggf. aus gyroskopischen Stellgliedern bestehen kann, deren Anzahl und/oder Anordnung anders ist oder sind.
Gemäß der bekannten Struktur, die schematisch in 3 dargestellt ist, werden vier gyroskopische Stellglieder genutzt, um die Positionierung eines Satelliten zu gewährleisten, den sie bestücken, wobei diese Stellglieder so verteilt sind, dass die Ebene, in der das Impulsmoment H sich entwickelt, das jedem von ihnen eigen ist, mit derjenigen zusammenfällt, die eine der vier Seitenflächen einer Pyramide mit quadratischer Basis definiert.
Die geschlossene Kurve, die die Hülle bildet, in der sich das Impulsmoment H jedes von ihnen verschieben kann, ist auf einer entsprechenden Pyramidenseite dargestellt, unter einem der Bezugszeichen 3a, 3b, 3c, 3d. Ein Impulsmoment h_i und das entsprechende Ausgangsdrehmoment t_i in einem Zeitpunkt i sind schematisch in 3 für das Stellglied dargestellt, dessen Impulsmomentkurve das Bezugszeichen 3a trägt.
Die Kombination der Aktionen, die jeweils von den parabolischen Stellgliedern auf Befehl erzeugt werden, ermöglicht es, die Höhe des sie tragenden Satelliten in der Umlaufbahn zu verändern. Jedes Stellglied ermöglicht es, diesen Satelliten bezüglich der Gelenkachse seines eigenen Kardans zu drehen, gemäß dem die Scheibe 4 auf Befehl kippt, die dieses Stellglied aufweist. Diese Drehachse geht durch das Zentrum der Impulsmoment-Hüllkurve, zu deren Ebene sie lotrecht ist, wie die Achse mit dem Bezugszeichen W für das Stellglied, dessen Hüllkurve 3a ist. Die Veränderung des mit einem Stellglied erhaltenen Impulsmoments drückt sich durch ein Drehmoment aus, das eine Drehung des Satelliten bezüglich der Achse W mit einer Drehgeschwindigkeit α . bewirkt. Diese Drehung kann als sich durch Drehungen gemäß den drei Achsen X, Y, Z eines Bezugssystems mit Geschwindigkeitskomponenten θ ._x,
_y bzw. θ ._z ausdrückend betrachtet werden.
Jede dieser drei Komponenten kann als durch Kombination der Komponenten erhalten betrachtet werden, die sich in der Bezugsebene befinden, zu der die betrachtete Komponente lotrecht ist, wie die Ebene XY, die von den Achsen X und Y für die Komponente θ ._z definiert wird, und die durch die Drehungen verursacht werden, die gleichzeitig von den vier gyroskopischen Stellgliedern des Satelliten in diesem Moment erzeugt werden.
Die Projektionen h →₁, h →₂, h →₃, h →₄ in der Ebene XY der Impulsmomente H₁, H₂, H₃, H₄ bezüglich der vier gyroskopischen Stellglieder eines Satelliten in einem gegebenen Zeitpunkt bestimmen die Komponente H →_xy des resultierenden Impulsmoments für den Satelliten, wie man in 5 sieht. Der Erhalt einer Drehung des Satelliten um einen gegebenen Winkel durch Aktion der gyroskopischen Stellglieder drückt sich also durch den Erhalt eines resultierenden Impulsmoments aus, dessen in die drei Ebenen XY, XZ und YZ projizierte Komponenten erhalten werden können müssen durch vektorielle Addition der Projektionen der dann von den vier Stellgliedern erzeugten Impulsmomente. Im in den 4 und 5 dargestellten Beispiel wird dies in Höhe der Ebene XY durch die vektorielle Addition der Projektionen h →₁,
₂,
₃, h →₄ erhalten, deren Amplituden und jeweiligen Winkel α₁, α₂, α₃, α₄ gezeigt sind.
Erfindungsgemäß ist der Einsatz der gyroskopischen Stellglieder 3 eines Satelliten genauer auf die Ausführung der Lageänderungen des Satelliten auf Befehl ausgerichtet, und eine Regelungsstufe durch Schwungräder 2 ist der Stufe zugeordnet, die die gyroskopischen Stellglieder 3 in diesem Satellit formen, um die Präzision der Ausrichtungen und die Stabilisierung des Satelliten zu gewährleisten.
Es ist also möglich, gyroskopische Stellglieder zu verwenden, deren Spezifikationen deutlich weniger zwingend sind als diejenigen der bekannten Stellglieder, da sie, da sie hauptsächlich genutzt werden, um dem Satellit eine Wendigkeit zu verleihen, nicht sehr präzise sein müssen, weil die Präzision der Positionierung des Satelliten von der Stufe übernommen wird, die aus Schwungrädern besteht. Es ist also möglich, sie zu konzipieren, indem die Robustheit und die Einfachheit begünstigt werden. Außerdem ermöglicht die Kombination einer Stufe, die aus gyroskopischen Stellgliedern besteht, und einer Stufe, die aus Schwungrädern besteht, im Rahmen des gleichen Lageregelungssystems, die Gefahr der Singularität zu unterdrücken, die zum Verlust der Regelung des Satelliten führen kann, die bei einem Regelungssystem existiert, das nur gyroskopische Stellglieder aufweist. So ist es möglich, das Impulsmomentpotential der Stufe von gyroskopischen Stellgliedern maximal zu nutzen. Da die Schwungräder für die Präzision und die Akkumulation des durch die Stördrehmomente verursachten Impulsmoments verwendet werden, wird die Regelung der gyroskopischen Stellglieder robust und kompatibel mit einfachen Ausweichgesetzen (indirektes Gesetz, Rekonfigurierung auf die bevorzugten Winkel, ...), da das System von gyroskopischen Stellgliedern auf einem Impulsmoment Null bleibt, was die Beherrschung der Konfiguration des Regelungssystems bedeutet. So ermöglicht es, eine Überdimensionierung der Stellglieder zu vermeiden, wodurch die Kosten der Ausrüstung minimiert und die technische Komplexität des Systems vereinfacht werden. So können die drehenden Kontakte des Kardanlagers durch eine elastische leitende Schnur ersetzt werden. Die Vereinigung eines Gleichstrommotors und eines optischen Codierers kann durch einen einfachen Schrittschaltmotor ersetzt werden.
Ein nicht einschränkendes Beispiel einer aus Schwungrädern bestehenden Stufe ist schematisch in 6 dargestellt. Sie wird gemäß einer bekannten Anordnung hergestellt, von der hier angenommen wird, dass sie im Rahmen der Erfindung liegt.
Die gezeigte Stufe besteht aus drei Schwungrädern 2a, 2b, 2c, deren Drehachsen winkelmäßig den drei Achsen X, Y, Z des weiter oben erwähnten Bezugssystems entsprechen. Der Wert des Impulsmoments jedes dieser Räder kann präzise verändert werden durch eine Einwirkung auf die Geschwindigkeit des die Drehung dieses Rads bewirkenden Motors. Die Kombination von Schwungrädern der Stufe erlaubt den Erhalt eines Drehmoments von geringem Wert, fein modulierbar und leicht nutzbar auf der Ebene des Satelliten, um eine Ausrichtung oder auch eine Korrektur der Lage in der Stabilisierungsphase präzise fertig zu stellen.
Zu diesem Zweck weist das erfindungsgemäße Lageregelungssystem eine Verarbeitungseinheit auf, die programmiert ist, um die zwei Regelungsstufen zu regeln. Diese Verarbeitungseinheit kann vom Boden aus überwacht werden. Sie wirkt abhängig von einer Programmierung, die in einer an Bord befindlichen Speichereinheit gespeichert ist und/oder vom Boden übertragen wird, die ein zu beachtendes Profil bestimmt. Ein Prinzipschema einer solchen Verarbeitungseinheit ist in 7 als nicht einschränkend zu verstehendes Beispiel veranschaulicht.
Diese Verarbeitungseinheit weist zwei Untereinheiten 5 und 6 auf, die die gyroskopischen Stellglieder bzw. die Schwungräder berücksichtigen.
Sie nutzt ein Steuerungsprofil, das für den Satellit in der Umlaufbahn vorgesehen ist, dessen Daten in einer Einheit 7 gespeichert sind, wo sie zum Beispiel voraufgezeichnet oder gespeichert wurden, nachdem sie durch Übertragung vom Boden empfangen wurden, wie bereits oben erwähnt.
Wenn eine Lageänderung in Anwendung eines gewählten Steuerungsprofils gefordert wird, empfängt die Untereinheit 5, die mit der Berücksichtigung der gyroskopischen Stellglieder beauftragt ist, von der Einheit 7 einen Winkelpositionierungs-Sollwert, Kardan-Sollwert genannt, mit dem Bezugszeichen α in 7. Dieser Sollwert definiert hier den Neigungswinkel, der mechanisch jedem Kardan zu verleihen ist, und entspricht somit der Wahl eines bestimmten Winkels für das jedem Stellglied eigene Impulsmoment, ausgehend von einer mechanisch bestimmten Kardan-Bezugsposition. Ein Sollwert wird üblicherweise beibehalten bis zum Senden des folgenden Sollwerts, den das gewählte Profil gibt. Im Fall eines Gleichstrommotors wird die Winkelanzeige α von einem Lageregler 9 in Verbindung mit einer gemessenen Winkelanzeige α_m, die von einem Sensor 10 geliefert wird, der mit der Regelungsstufe 11 gekoppelt ist, die aus gyroskopischen Stellgliedern 3 besteht, und einer Schätzung C_g des gyroskopischen Drehmoments verarbeitet, die von einer Einheit 12 durchgeführt wird. Der Regler liefert einen Motordrehmoment-Sollwert C_M ausgehend von einer Winkelanzeige, die durch Addition der Anzeigen α und α_m und der Schätzung C_g erhalten wird. Dieser Sollwert drückt sich durch eine spezifische Neigungssteuerung für den Kardan jedes der gyroskopische Stellglieder der Stufe 11 aus, er wird vom Motor genutzt, der die Ausrichtungsänderungen des Kardans in jedem Stellglied 3 gewährleistet. Im Fall eines Schrittschaltmotors wird der Positions-Sollwert direkt im Motor gesteuert, der dem Kardan die gewünschte Ausrichtung liefert. Es handelt sich in diesem Fall um eine offene Schleife, die keinen Sensor benötigt.
Das von der Stufe von gyroskopischen Stellgliedern erzeugte Drehmoment wird von der Untereinheit 5 bezüglich der Schwungräder 2 berücksichtigt, wo es als eine der Störungen betrachtet wird, deren Berücksichtigung diese Untereinheit gewährleistet. Als Störungen werden die verschiedenen Phänomene betrachtet, die insbesondere externen Ursprungs sind und deren Eingriff die Lage des Satelliten in der Umlaufbahn störend verändern können, auf andere Weise als diejenige, die von der Untereinheit 5 aufgezwungen wird. Eine Veränderung findet zum Beispiel statt, wenn der Satellit ein ausgelagertes externes Strukturelement aufweist, wie zum Beispiel einen Solarzellenausleger, der die Tendenz hat, dem Satellit aufgrund seines Luftwiderstands eine unerwünschte Drehung zu verleihen.
Die Untereinheit 5 ist auch mit der Einheit 7 verbunden, von der sie in Abhängigkeit von dem dann für den Satelliten gewählten Profil spezifische Daten empfangen kann. Im dargestellten Beispiel wird von dieser Einheit 7 angenommen, dass sie in der Untereinheit 5 enthalten ist, in der sie mit einem Lageregler 13 verbunden ist. Dieser wirkt auf die Stufe 14 von Schwungrädern 2 des Satelliten ein, damit diese Räder dynamisch die Lage des Satelliten verändern. Diese Lage und diese Geschwindigkeit hängen von den an den Satelliten von den Schwungrädern und den gyroskopischen Stellgliedern angewendeten Drehmomenten und von den Stördrehmomenten 15 ab, die dynamisch auf den Satelliten einwirken. Das entsprechende resultierende Drehmoment C_r, angewendet an den Satelliten, führt zu einer Drehung dieses Satelliten, dessen Lage θ und die Geschwindigkeit θ . von einer Einheit von Sensoren 17 bestimmt werden. Es ist fiktiv symbolisch in dieser Stufe unter dem Bezugszeichen 16 dargestellt. Die Anzeigen der Lagenmessung θ_m und der Drehgeschwindigkeitsmessung θ ._m des Satelliten, die durch die Gruppe von Sensoren 17 durchgeführt werden, werden zu den Anzeigen addiert, die von der Einheit 7 geliefert werden, um Fehlerkorrektur-Sollwerte der Winkelposition ε_θ und der Drehgeschwindigkeit εθ . zu bilden, die vom Lageregler 13 genutzt werden, um einen Drehmoment-Sollwert Cc an die Stufe 14 der Schwungräder des Satelliten zu liefern. Dieser Sollwert drückt sich durch eine spezifische Geschwindigkeitssteuerung für den Antriebsmotor, nicht schematisch dargestellt, jedes der Schwungräder aus, der das erforderliche Drehmoment liefert, indem er seine Geschwindigkeit beschleunigt, verlangsamt, und ggf. hält, je nach dem dann erforderlichen Drehmomentwert.
Das Drehmoment, das von der Stufe des Schwungrads erzeugt werden kann, ist in der Phase der Lageänderung unter der Einwirkung der gyroskopischen Stellglieder, und so lange das von der von diesen Stellgliedern geformten Stufe erzeugte Drehmoment ungleich Null ist, praktisch ohne Wirkung. Die Schwungräder arbeiten in geschlossener Schleife und ermöglichen es, die Profilnachführung und die Korrektur der Positions- und Drehgeschwindigkeitsfehler des Satelliten zu gewährleisten, wobei diese Fehler insbesondere durch die relative Ungenauigkeit des Drehmoments verursacht werden, das von der Stufe von gyroskopischen Stellgliedern geliefert und in die vordere Schleife wieder eingespeist wird.

Claims

System zur Lageregelung eines Satelliten, dadurch gekennzeichnet, dass es eine erste Regelungsstufe (11), die aus gyroskopischen Stellgliedern besteht, und eine zweite Regelungsstufe (14) aufweist, die aus Schwungrädern besteht, die jeweils im Rahmen einer programmierten Verarbeitungseinheit (5, 6) betätigt werden, die erste Stufe, um die Lageänderungen des Satelliten zu gewährleisten, und die zweite, um die Präzision und die Stabilität der Ausrichtung des Satelliten zu gewährleisten.
System nach Anspruch 1, bei dem die erste Regelungsstufe vier gyroskopische Stellglieder (3) aufweist, die in einer Pyramidenkonfiguration angeordnet sind.
System nach einem der Ansprüche 1 und 2, bei dem die zweite Regelungsstufe (14) mindestens drei Schwungräder (1) aufweist, deren Drehachsen unterschiedliche Ausrichtungen haben.
Verfahren zur Lageregelung für einen Satelliten, der mit einer ersten Regelungsstufe (11), die aus gyroskopischen Stellgliedern besteht, und mit einer zweiten Regelungsstufe (14) ausgestattet ist, die aus Schwungrädern besteht, dadurch gekennzeichnet, dass es die aus Stellgliedern bestehende erste Stufe für die gesteuerte Durchführung der Lageänderungen des Satelliten betätigt, und dass es die aus Schwungrädern bestehende zweite Stufe für die Ausrichtung des Satelliten und seine Stabilisierung betätigt.
Verfahren nach Anspruch 4, bei dem die aus Schwungrädern bestehende Stufe betätigt wird, um die Stördrehmomente zu akkumulieren, die den Satelliten beeinträchtigen.