DE60117744T2

DE60117744T2 - Steuerungsverfahren zur Lageregelung und Stabilisierung eines Satelliten in niedriger Umlaufbahn, durch Kopplung mit dem Erdmagnetfeld

Info

Publication number: DE60117744T2
Application number: DE60117744T
Authority: DE
Inventors: Ange Defendini; Kristen Lagadec
Original assignee: EADS Astrium SAS
Current assignee: Airbus Defence and Space SAS
Priority date: 2001-11-20
Filing date: 2001-11-20
Publication date: 2006-11-16
Anticipated expiration: 2021-11-21
Also published as: DE60117744D1; EP1312997B1; ES2260182T3; EP1312997A1; ATE320036T1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft Verfahren zur Lagekontrolle eines Satelliten, der in ausreichend niedriger Umlaufbahn platziert ist, damit die Stärke des Erdmagnetfelds eine Lagemessung anhand eines Drei-Achsen-Magnetometers und eine Regelung der Lageänderung durch die Interaktion von durch den Satelliten getragenen Magnetkopplern mit dem Erdmagnetfeld ermöglicht.
Praktisch ist diese Bedingung erfüllt, wenn der Satellit sich zumindest in einem Teil seiner Umlaufbahn in einer Höhe von weniger als 2000 Kilometern befindet.
Ein Verfahren zur Lageregelung, welches eine Reduzierung der Rotationsgeschwindigkeiten des Satelliten, insbesondere wenn er von seinem Träger abgesetzt wird, und die Ausrichtung einer mit dem Satelliten verbundenen Achse normal zur Ebene der Umlaufbahn ermöglicht, ist bereits bekannt (FR-A-2742243). Nach diesem Verfahren, welches ein Gesetz verwendet, das „B-Punkt-Gesetz" genannt wird, um darauf hinzuweisen, dass hier die Ableitung des Erdmagnetfelds B eingesetzt wird, misst man das Erdmagnetfeld nach den drei Achsen eines an den Satelliten gebundenen Referenzdreibeins, leitet die Messungen bezogen auf die Zeit ab, multipliziert die Ableitungen mit einer Verstärkung und leitet einen dem Ergebnis entsprechenden Strom durch Magnetkoppler, um Magnetmomente zu erzeugen, die die Neigung haben, den Satelliten bezogen auf die Kraftlinien des Erdmagnetfelds in einer festen Position zu halten.
Ein solches Verfahren wurde bereits für die Lageregelung eines Satelliten verwendet, der mit Trägheitsrädern ausgestattet ist, die ein internes Impulsmoment, das eine gyroskopische Steifigkeit liefert, erzeugen. Für bestimmte Aufgaben ist es jedoch wünschenswert, den Einsatz von Trägheitsschaltern (Trägheitsräder) zu vermeiden. Als Beispiel können Satelliten angeführt werden, die für wissenschaftliche Aufgaben mit hoher Präzision bestimmt sind und mit so wenig Mechanismen wie möglich ausgestattet werden oder die für Erdobservationsaufgaben bestimmt sind und gyroskopische Schalter verwenden, die man bevorzugt nur im Normalmodus einsetzt.
Das umgesetzte Prinzip ist in diesem Fall das Folgende: Man wendet auf den Satelliten mithilfe von Magnetkopplern ein Drehmoment an, das sich der Variation des Magnetfelds, das an an den Satelliten gebundenen Achsen gemessen wurde, widersetzt, indem die Tatsache genutzt wird, dass das Erdmagnetfeld lokal gleichförmig ist, sodass die Variation der Komponenten des Magnetfelds, das an mit dem Satelliten verbundenen Achsen gemessen wurde, eine gute Annäherung der Winkelgeschwindigkeiten des Satelliten aufweist. Die Magnetkoppler werden so gesteuert, dass die von ihnen angewendeten Drehmomente sich den gemessenen Winkelgeschwindigkeiten widersetzen, um die Rotationsgeschwindigkeiten zu reduzieren.
Klassisch werden Magnetkoppler mit diesem Ziel so gesteuert, dass ein Magnetmomentvektor Mc erzeugt wird, der proportional zur zeitlichen Ableitung des Werts des gemessenen Erdmagnetfelds Bm ist: Mc = –k. Ḃm (1)
In dieser Formel bezeichnet k eine Verstärkung.
Die durch eine solche Regelung, die die Energie zerstreut, hervorgerufene Stabilisierung bewirkt, dass der Satellit sich schlussendlich bei einer Geschwindigkeit 2 ωo, die gleich dem Doppelten der orbitalen Winkelgeschwindigkeit ist, um die Normale zur Umlaufbahn dreht.
Bei dieser Rotation, in Höhe von zwei Umdrehungen pro Umlaufbahn, auch um die Achse der größten Trägheit, besteht die Gefahr, dass keine ausreichende gyroskopische Steifigkeit erzeugt wird, um den Satelliten zu stabilisieren.
Darüber hinaus ist es vorzuziehen, den Satelliten sich um eine andere als die Achse der größten Trägheit, zum Beispiel um die zur Ebene der Sonnengeneratoren, die ein Satellit üblicherweise trägt, normale Achse drehen zu lassen.
Die vorliegende Erfindung soll insbesondere ein Verfahren zur Stabilisierung eines Satelliten in niedriger Umlaufbahn liefern, dass, zumindest in relevanter Art und Weise, kein internes Impulsmoment heranzieht, wodurch der Einsatz von Trägheitsrädern vermieden werden kann.
Mit diesem Ziel schlägt die Erfindung insbesondere ein Verfahren zur Fluglagen- und Stabilisierungsregelung eines Satelliten in niedriger Umlaufbahn mit einer orbitalen Winkelgeschwindigkeit ωo vor, bei dem die Komponenten des Erdmagnetfeld-Vektors B →_m gemäß den drei Messachsen eines an den Satelliten gebundenen Koordinatendreibeins (praktisch mithilfe eines Drei-Achsen-Magnetometers) gemessen werden, von den genannten Komponenten auf die Orientierung des in dem Koordinatendreibein gemessenen Erdmagnetfelds und die Ableitung des Vektors des genannten Felds geschlossen wird und anhand der Orientierung und Ableitung des Erdmagnetfelds Magnetkoppler, die von dem Satelliten getragen werden, betätigt werden, um ein Moment zu bilden, das den Satelliten mit einer Winkelgeschwindigkeit ωo um eine festgelegte Drehimpulsachse des Satelliten in Drehung versetzt, und das dadurch gekennzeichnet ist, dass das Verfahren eingesetzt wird, ohne ein dem Satelliten zugehöriges Impulsmoment heranzuziehen, und die Drehimpulsachse eine ausgewählte Achse des Satelliten ist, die von der Achse der größten Trägheit des Satelliten verschieden sein kann und um die sich der Satellit mit der genannten Winkelgeschwindigkeit ωo dreht, die größer als 2 ωo ist.
Diese Rotation oder dieser Spin kann erhalten werden, indem dem Glied B →_m der Formel (1), ein Größenvektor Ḃi, der eine seitliche Winkelgeschwindigkeit darstellt, welche die Neigung hat, die Drehimpulsachse orthogonal zur Ebene der Umlaufbahn zu führen, und die gesuchte Spingeschwindigkeit ergibt, hinzugefügt wird. Die Formel (2) ergibt so das Magnetmoment Mc, dass auf den Satelliten durch die Betätigung der Magnetkoppler anzuwenden ist, und somit den Strom der durch diese zu leiten ist. Mc = –k (Ḃm – Ḃi) (2)wo k eine Verstärkung und Bm ein Vektor ist, der das lokale Erdmagnetfeld darstellt. Der Vektor Ḃi kann zum Beispiel auf der Basis des Werts des gesuchten Winkelgeschwindigkeitsvektors Ωi berechnet werden. Ḃi = Ωi X Ḃm
Nun kann die durch den genannten Vektor Ḃi dargestellte seitliche Winkelgeschwindigkeit durch Anwendung des folgenden Moments mithilfe der Magnetkoppler erzeugt werden: MC = KB.(b .m – b .i) = KB.(bm – Ωi X b .m) (3)wo b .i die Variation der magnetischen Größenrichtung im Bezugssystem Satellit ist, b ein Normvektor B ist und Ωi der Vektor der Soll-Winkelgeschwindigkeit der magnetischen Richtung b_i im Bezugssystem Satellit ist.
Als Variante kann die durch den Vektor Ḃi dargestellte seitliche Winkelgeschwindigkeit durch Anwendung eines Moments in einer normal zum Erdmagnetfeld Ḃm verlaufenden Ebene mithilfe der Magnetkoppler erzeugt werden.
Zum Beispiel Ωi = [0 0 ωi), wenn man möchte, dass das Magnetfeld sich mit der Geschwindigkeit ωi um die Nickachse Zs (orthogonal zur Ebene der Sonnengeneratoren liegende Achse) dreht.
Durch die Anwendung von Gesetz (2) kommt es zu einer Energiezerstreuung, die die Konvergenz sicherstellt. Sie neigt dazu, die quer zur Drehimpulsachse verlaufenden Komponenten der Winkelgeschwindigkeit des Satelliten aufzuheben und somit die Nutation, und insbesondere diejenige, zu der es bei dem Eintritt in die Umlaufbahn kommen kann, zu dämpfen.
Das Spingesetz (2) (Spingeschwindigkeit und Richtung der Drehimpulsachse im Bezugssystem Satellit) wird entsprechend verschiedener Parameter, wie die Neigung der Umlaufbahn gegenüber dem Äquator und/oder die laufende Phase unter den sukzessiven Phasen einer Mission, gewählt.
Die Mission kann erfordern, dass die Drehimpulsachse unterschiedlich von der Normalen zur Ebene der Umlaufbahn ausgerichtet ist, während Gesetz (2) die gewählte Drehimpulsachse in diese Richtung führt. Nach Anspruch 7 kann man während oder nach dem genannten in Drehung Versetzen des Satelliten bei der Geschwindigkeit ωo durch Betätigung der Magnetkoppler ein Drehmoment senkrecht zur Drehimpulsachse Zs erzeugen, um die Drehimpulsachse Zs von der Normalen zur Ebene der Umlaufbahn zu entfernen.
Nach Anspruch 6 kann man in das Gesetz zur Bestimmung des magnetischen Moments Mc ein Glied einführen, das eine Drehmoment-Komponente erzeugt, welche die Neigung hat, die Drehimpulsachse Zs in eine vorbestimmte Richtung in Bezug auf die Richtung der Sonne zu führen.
Es kann zum Beispiel wünschenswert sein, die Drehimpulsachse zu Sonne hin auszurichten, damit die von den Sonnengeneratoren empfangene Leistung maximal ist. Hierzu wird die Drehimpulsachse „aufgerichtet", um sie in Richtung der Sonne zu führen, wofür einerseits die Ausrichtung des Satelliten in Bezug auf die Sonne zu messen und andererseits das Gesetz (2) für einen normalen oder nominalen Modus zu verändern ist.
Nach Anspruch 8 kann man die Ausrichtung der Drehimpulsachse Zs dergestalt kontrollieren, dass die Drehimpulsachse orthogonal zu den Sonnengeneratoren des Satelliten gehalten werden und zur Sonne hin gerichtet sind.
Die Ausrichtung der Sonne kann mithilfe eines Solarsensors, dessen Sichtrichtung mit der gesuchten Drehimpulsachse (zum Beispiel normal zu den Sonnengeneratoren) zusammenfällt und ein Abweichungssignal nach zwei Richtungen liefert, bestimmt werden.
Es ist nicht notwendig, dass der Solarsensor eine lineare Charakteristik aufweist, da ausschließlich die Richtung der Sonne von Bedeutung ist. Nach Anspruch 2 kann man einen Modus zur Erfassung oder Ausrichtung auf die Sonne bewerkstelligen, indem nur die Messung des Erdmagnetfelds Bm, Magnetkoppler und wenigstens ein Solarsensor verwendet werden.
Bei Eklipsen liefert der Solarsensor kein Messergebnis mehr. Die Richtung der Drehimpulsachse bleibt jedoch wie in Tagphasen nach dem Gesetz (2) kontrolliert. Die Kontinuität dieses Gesetzes sichert eine progressive Neuausrichtung der Drehimpulsachse mit der Normalen.
Sobald die Konvergenz durch das Gesetz (2) wiederhergestellt wurde, befindet sich die Sonne im Sichtfeld des Sensor, das normalerweise fast die gesamte Hemisphäre umfasst, es sei denn, die Abweichung zwischen der Sonnenrichtung und der Ebene der Umlaufbahn ist sehr gering. Im letztgenannten Fall ist ein zusätzlicher Sensor mit einer gegenüber der Achse des ersten Sensors unterschiedlichen Sichtachse, der ein kleines Sichtfeld besitzen kann, vorgesehen.
Zusammenfassend kann durch die Umsetzung des Regelungsgesetzes (2) ein bestimmter Anfangszustand der Rotation um eine Drehimpulsachse, die orthogonal zur Ebene der Umlaufbahn verläuft, erreicht und die eventuelle Nutation, unabhängig von ihrem Urspruch, gedämpft werden. Die Aufrichtung der Drehimpulsachse kann eine neue Nutation hervorrufen. Diese wird durch denselben Prozess wie bei der Anfangsstabilisierung durch das Gesetz (2) gedämpft.
Man erkennt, dass das Verfahren nach der Erfindung weder ein Antriebsorgan noch ein Gyroskop benötigt und dass die einzigen notwendigen Sensoren ein Drei-Achsen-Magnetometer und eventuell ein Solarsensor mit großem Sichtfeld sind, sodass die Sonne ab dem Austreten aus der Sonnenfinsternis und am Ende der Stabilisierung, bei der die Drehimpulsachse normal zur Ebene der Umlaufbahn geführt wird, gesehen wird. Zur Lageregelung werden allein die Magnetkoppler verwendet. Die Kontrollgesetze sind sehr einfach. Nach Anspruch 9 werden die genannten Komponenten des Erdmagnetfeld-Vektors Ḃ_m gemessen, indem wenigstens ein Drei-Achsen-Magnetometer verwendet wird.
Die oben dargestellten und weitere Eigenschaften können mithilfe der nachfolgenden Beschreibung einer besonderen Ausführungsweise, die als nicht einschränkendes Beispiel angeführt ist, besser verstanden werden.
Die Beschreibung bezieht sich auf die beigefügten Zeichnungen, bei denen:
1 ein Schema ist, welches die Ausbildung der Kraftlinien des Erdmagnetfelds zeigt, die von einem Satelliten in einer polaren Umlaufbahn überschritten werden;
2 eine mögliche Ausbildung eines Satelliten, auf den die Erfindung anwendbar ist, zeigt.
3 die sukzessiven Ausrichtungen eines Satelliten in einer polaren Umlaufbahn oder in einer zum Äquator sehr geneigten Umlaufbahn vom Eintritt bis zur Reduzierung der Geschwindigkeiten durch Anwendung des „B-Spin-Gesetzes" zeigt.
4 die Bedingungen für die Erfassung der Sonnenrichtung zeigt;
5 die durch das „B-Spin-Gesetz" gegebenen Ausrichtungen eines Satelliten in polarer heliosynchroner Umlaufbahn, deren aufsteigender Knoten bei 6h oder 18h lokaler Zeit liegt, zeigt;
6 ein Übersichtsschema ist, das die grundlegende Ausbildung einer Vorrichtung zeigt, welche die Anwendung des veränderten „B-Spin-Gesetzes" zur Aufrichtung der Drehimpulsachse ermöglicht.
Zunächst ist daran zu erinnern, dass die Kraftlinien des Erdmagnetfelds T in einer die Pole schneidenden Ebene das durch die Linien B in 1 gezeigte Aussehen besitzen. Durch die Nutzung des B-Punkt-Gesetzes kann die Rotationsenergie, die der Satellit nach Trennung vom Träger oder bei einem Zwischenfall besitzt, zerstreut werden, bis der Satellit eine bezogen auf die Kraftlinien des Erdmagnetfelds fixe Position eingenommen hat, was eine Rotation des Satelliten, in Höhe des Zweifachen der orbitalen Winkelgeschwindigkeit ω_o, um die Normale zur Ebene der Umlaufbahn bewirkt.
Um Wechselwirkungen zwischen den Magnetkopplern und dem Magnetometer zu vermeiden, können die Messungen und die Betätigungen der Magnetkoppler zum Beispiel abwechselnd erfolgen.
Als Beispiel wird nun der Fall eines Satelliten betrachtet, dessen allgemeine Ausbildung der in 2 dargestellten entspricht. Dieser Satellit umfasst einen Kasten 34, auf dem Sonnengeneratoren 36 in einer festen Ausrichtung montiert sind. Eine Achse in der Ebene der Sonnengeneratoren wird mit Ys und die normal zur Ebene der Sonnengeneratoren verlaufende Achse mit Zs bezeichnet. Der Kasten trägt ein Drei-Achsen-Magnetometer 38 und nicht dargestellte Magnetkoppler, durch die mittels Wechselwirkung mit dem Erdmagnetfeld Drehmomente des Satelliten erzeugt werde können. Er trägt ebenfalls einen Solarsensor 40. Es wird angenommen, dass der Satellit dazu bestimmt ist, in niedriger polarer heliosynchroner Umlaufbahn, deren lokale Zeit des Knotens bei 12h–24h liegt, mit Ausrichtung der Drehimpulsachse auf die Sonne, um einen maximalen Lichteinfall auf die Sonnengeneratoren zu erhalten, platziert zu werden.
Nun werden die sukzessiven Phasen beschrieben, in denen der Satellit in seine permanente Konfiguration in der Umlaufbahn geführt wird.

1. Eine erste Phase ermöglicht es, die unerwünschten Rotationsgeschwindigkeiten zu reduzieren, den Satelliten in Spin zu versetzen, die Drehimpulsachse in die Normale zur Ebene der Umlaufbahn zu führen und die Nutation zu dämpfen.
Hierzu wird das Gesetz (2) ab der Trennung vom Träger (oder dem Austritt aus einem Notmodus) angewandt. – Wie weiter oben beschrieben, reduziert es durch Energiezerstreuung die Winkelgeschwindigkeiten, die zum Beispiel durch eine Übertragung eines Impulsmoments bei der Trennung erzeugt werden. – Durch den in Gesetz (2) eingeführten Vektor Ḃi kann schnell die Konvergenz der Winkelgeschwindigkeiten des Satelliten mit einer konstanten Geschwindigkeit um die gewählte Achse (die Achse Zs bei einem geeigneten Wert von Ḃi) erreicht werden.
Das in Spin Versetzen erfolgt parallel ab dem Ende der Reduzierung der Geschwindigkeiten.
Die erreichte Winkelgeschwindigkeit entspricht der Summe ω_i + 2ω_o der Sollgeschwindigkeit der Rotation um die Satellitenachsen und der Rotation der Magnetfeldlinien entlang der Umlaufbahn. – Das Gesetz (2) garantiert die finale Ausrichtung der Achse mit der Normalen zur Ebene der Umlaufbahn ohne Gefahr eines umgekehrten Einfangens: Der stabile konvergierte Zustand entspricht der Situation, in der der Satellit sich bei der größten möglichen Winkelgeschwindigkeit (2ω_o + ω_i und nicht –2ω_o + ω_i) um seine Drehimpulsachse dreht. Die Änderung des Lageverhaltens des Satelliten während der ersten Umlaufbahn kann der in 3 gezeigten entsprechen. Der Satellit weist im Allgemeinen, bei dem Eintritt in 10a, eine schlecht definierte Ausrichtung und schlecht definierte Rotationsgeschwindigkeiten (Spin und Nutation) auf. Die Anwendung von Gesetz (2) bewirkt eine Reduzierung der unerwünschten Rotationsgeschwindigkeiten, was zum Zustand 10b führt. Progressiv wird die Drehung des Satelliten um eine ausgewählte Drehimpulsachse mit einer Winkelgeschwindigkeit von 2ω_o (Positionen 10c bis 10d) + ωi herbeigeführt.
In der Endsituation beschreibt die Sonne, in der Tagphase, bei einer Umlaufbahn bei 10h oder 14h einen Kreis mit einem Winkelradius von 60° um die Sichtachse des Solarsensors 40.
In diesem Fall ist ein einziger Sensor für die zweite Phase ausreichend. Übersteigt der Winkelradius 80° (Orbitposition, deren lokale Zeit des Knotens zwischen 11.20 Uhr und 14.40 Uhr liegt), wird die Sonne von diesem Sensor mit einer orthogonal zur Ebene der Sonnengeneratoren verlaufenden Sichtachse nicht mehr sicher erfasst. In diesem Fall ist an einer Seite ein zusätzlicher Sensor vorzusehen, um zu wissen, in welcher Richtung das Aufrichtmoment der Drehimpulsachse angewendet werden muss.
Im häufigen Fall, dass die Drehimpulsachse nicht die Achse der maximalen Trägheit ist, muss die Verstärkung k von Gesetz (2) ausreichend sein, damit das System stabil bleibt. Hierzu muss die Kontrollbandbreite größer als der instabile Pol der freien Dynamik sein. Um eine Divergenz der Nutation, die bis zu einer flachen Nutation gehen kann, zu verhindern, ist häufig ein hoher Wert von k notwendig.
2. Die zweite Phase besteht im Aufrichten der Drehimpulsachse. Sie wird durch die Winkelabweichungssignale (in zwei Richtungen, allgemein orthogonal) zwischen der Sonnenrichtung und Zs (normal zur Ebene der Sonnengeneratoren) gesteuert.
4 zeigt schematisch den Erfassungsmodus bei Verwendung eines Solarsensors 40 mit großem Feld α, der ein Abweichungssignal in Bezug auf die Richtung S der Sonne in zwei Richtungen sendet, solange der Satellit sich nicht im Erdschatten befindet. Ein zweiter Sensor an einer Seitenfläche 44 ermöglicht das Erhalten eines Signals bei Umlaufbahnen zwischen 11.20 Uhr und 14.40 Uhr, selbst wenn die Sonne aus dem Feld verschwindet.
Um die Drehimpulsachse neu auszurichten, wird durch Betätigung der Magnetkoppler ein senkrecht zur Drehimpulsachse Zs (um das Modul des Impulsmoments nicht zu beeinträchtigen) und zur Sonne hin gerichtetes Moment erzeugt. Darüber hinaus kann ein Drehmoment nur in der normal zur Richtung des lokalen Magnetfelds verlaufenden Ebene geliefert werden. Somit wird ein Drehmoment erzeugt, das zugleich in der Normalebene des Magnetfelds B und normal zu H verläuft.
Darüber hinaus wird die Betätigungsrichtung, die die Drehimpulsachse der Sonnenrichtung annähert, und eine Amplitude, die mit der Abweichung zwischen der Drehimpulsachse und der Richtung der Sonne und des Bodens ansteigt (zum Beispiel proportional), ausgewählt: Ci = K usolnB)nB (4)wo K eine Verstärkung ist, u_sol die Richtung der Sonne an den Achsen des Satelliten ist, und n_B ein Richtungsvektor des Schnittpunkts zwischen der normal zu H liegenden Ebene, das heißt der Ebene (x_sat, y_sat), wo y_sat nach der orbitalen Normalen bei geozentrischer Ausrichtung verläuft, und der normal zu B liegenden Ebene ist.
In jedem Fall erfolgt die Aufrichtung progressiv für die üblichen Werte der Spingeschwindigkeiten und Trägheiten. Die Aufrichtung findet im Allgemeinen in einer einzigen Umlaufbahn statt.
Die zur Aufrichtung der Drehimpulsachse dienenden Drehmomente haben die Neigung, die Nutation anzuregen. Das Gesetz (2) stellt die Dämpfung dieser Nutation sowohl in der Tagphase als auch bei Eklipsen mit einer besseren Leistung bei Eklipsen, da die Nutationsanregung hier unterbrochen wird, sicher.
3. Anstatt abzuwarten, dass die Phase der Reduzierung der Geschwindigkeiten und Ausrichtung der Drehimpulsachse mit der orbitalen Normalen konvergiert ist (typischerweise in zwei bis drei Umlaufbahnen), bevor das Gesetz zur Aufrichtung der Drehimpulsachse angewandt wird, ist es möglich diese beiden Gesetze parallel anzuwenden: Ist die Sonne im Feld des Solarsensors vor der Konvergenz der Bspin-Phase sichtbar, beginnt bereits die Aufrichtung der Achse. So ist die vollständige Erfassungsdauer oft gleich der Dauer der Reduzierung der Geschwindigkeiten.
Somit erfolgt die vollständige Sequenz auf natürliche Weise ohne Übergangslogik.
4. Es ist ebenfalls möglich, das Gesetz zur Aufrichtung der Drehimpulsachse zur gleichen Zeit wie die Phase zur Reduzierung der Geschwindigkeiten und Ausrichtung der Drehimpulsachse mit der Normalen zur Umlaufbahn auszulösen.

Erfassungs- und Notmodi
Der vorgeschlagene Modus unterscheidet nicht zwischen Erfassung und Notbetrieb.
Das Gesetz (2) ist anwendbar, um die Satelliten in den Notmodus, gleich welcher Art, zu überführen und diesen beizubehalten.
In dem in 5 gezeigten Fall eines Notmodus in einer polaren heliosynchronen Umlaufbahn bei 6h–18h stellt diesen Gesetz, auf die zu den Sonnengeneratoren normale Achse angewendet, die Reduzierung der Geschwindigkeiten, die Konvergenz der Dynamik, die Sonnenerfassung und den stabilen Notmodus ohne internes Impulsmoment und ohne Solarsensor sicher. Die Regelung der Soll-Spingeschwindigkeit (2ωo + ωi) beim Nicken (um die Achse Zs) ermöglicht die Optimierung der Leistung nach den externen Störgrößen.
Dieser Notmodus ist besonders robust und verwendet ausschließlich magnetische Sensoren und Schalter sowie ein extrem einfaches Kontrollgesetz ohne Schwellen- oder Übergangslogik. Die Sonnenschilder befinden sich in einer „Windmühlen-Konfiguration", das heißt weitestgehend in der Ebene der Umlaufbahn.
Im Fall einer polaren heliosynchronen Umlaufbahn bei 12h–24h (in 3 gezeigt) oder von äquatorialen Umlaufbahnen kann die Drehimpulsachse nicht zur Sonne hin ausgerichtet werden. Denn die Drehimpulsachse richtet sich natürlich durch Anwendung des Gesetzes (2) auf die orbitale Normale aus, während die Sonne sich eher in der Ebene der Umlaufbahn befindet. In diesem Fall wird eine der beiden Achsen der Ebene der Sonnengeneratoren als Drehimpulsachse ausgewählt. Der konvergierte Zustand entspricht einer "Barbecue" genannten Konfiguration, bei der die Generatoren periodisch zur Sonne gerichtet werden (mit einem minimalen Einfallswinkel, der dem Winkel zwischen der Ebene der Umlaufbahn und der Richtung der Sonne entspricht).
Sollte die Leistungsbilanz dennoch nicht ausreichend sein und ein konvergierter Zustand ähnlich dem „Windmühlenmodus" in einer Umlaufbahn 6h–18h gewünscht werden, ist das Gesetz (2) allein nicht ausreichend und es muss das oben angeführte Aufrichtungsgesetz genutzt werden.
6 zeigt ein mögliches Ausbildungsprinzip einer Regelschleife. Diese Schleife umfasst ein Drei-Achsen-Magnetometer 12, welches ausgehende Signale liefert, die in 14 gefiltert werden, um Störsignale und Transienten zu beseitigen. Ein Rechner 16 bestimmt die zeitbezogene Ableitung der Messung und multipliziert sie mit einer Verstärkung k. Um gleiche Dämpfungszeitkonstanten um die drei Achsen zu erhalten, ist die Verstärkung k für jede Achse vorteilhafterweise durch das Trägheitsmoment um die betreffende Achse genormt. Das Glied k.Ḃi wird in 18 abgezogen.
Das von den Magnetkopplern anzuwendende Regelmoment wird in 22 berechnet.
Das Moment zum in Spin Versetzen wird durch die Formel (2) berechnet. Es ist gleich dem Vektorprodukt des Magnetmoments MM → der Magnetkoppler 26 mit dem realen Magnetfeld B →. Entspricht das erforderliche Moment einem zu starkem Strom, damit die Magnetkoppler eine lineare Charakteristik besitzen, kann ein zusätzlicher Rechner vorgesehen werden, um die Sättigung zu berücksichtigen und den durch die Magnetkoppler 26 geleiteten Strom zu begrenzen.

Claims

Verfahren zur Fluglagen- und Stabilisierungsregelung eines Satelliten (34) in niedriger Umlaufbahn mit einer orbitalen Winkelgeschwindigkeit ωo, bei dem die Komponenten des Erdmagnetfeld-Vektors (BB →_m) (12, 38) gemäß den drei Messachsen eines an den Satelliten (34) gebundenen Koordinatendreibeins gemessen werden, von den Komponenten auf die Orientierung des in dem Koordinatendreibeins gemessenen Erdmagnetfeldes (BB →_m) und die Ableitung Ḃ_m des Vektors des Feldes geschlossen wird und anhand der Orientierung und Ableitung des Erdmagnetfeldes (BB →_m) Magnetkoppler (26), die von dem Satelliten getragen werden, betätigt werden, um ein Moment zu bilden, das den Satelliten (34) mit einer Winkelgeschwindigkeit (ωc) um eine festgelegte Drehimpulsachse (Z_s) des Satelliten (34) in Drehung zu versetzen, dadurch gekennzeichnet, dass das Verfahren eingesetzt wird, ohne ein dem Satelliten (34) zugehöriges Impulsmoment heranzuziehen, und die Drehimpulsachse (Z_s) eine ausgewählte Achse des Satelliten (34) ist, die von der Achse der größten Trägheit des Satelliten (34) verschieden sein kann und um die sich der Satellit (34) mit der Winkelgeschwindigkeit (ωc) dreht, die größer als 2 ωo ist.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass ein Modus zur Erfassung oder zur Ausrichtung auf die Sonne bewerkstelligt wird, indem nur die Messung (12, 38) des Erdmagnetfeldes (BB →_m), Magnetkoppler (26) und wenigstens ein Solar-Sensor (40) verwendet werden.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Magnetkoppler (26) so betätigt werden, dass an dem Satellit (34) ein magnetisches Moment M_c angelegt wird, das gleich ist mit: Mc = –k (Ḃm – Ḃi),wo k eine Verstärkung ist, B_m ein das lokale Erdmagnetfeld darstellender Vektor ist, Ḃ_i ein Größenvektor ist, welcher eine seitliche Winkelgeschwindigkeit darstellt, welche die Neigung hat, die Drehimpulsachse (Z_s) senkrecht zur Ebene der Umlaufbahn (10) zu führen.
Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die seitliche Winkelgeschwindigkeit, die durch den Vektor Ḃ_i dargestellt wird, mit Hilfe der Magnetkoppler (26) durch Anlegen eines Momentes Mc = KB. (b .m – b .i) = KB. (b .m – Ωi X(b .m).erzeugt wird, wo b ._i die Variation der magnetischen Größen-Richtung im Bezugssystem Satellit ist, b ein Normvektor B ist und Ωi der Vektor der Soll-Winkelgeschwindigkeit der magnetischen Richtung bi im Bezugssystem Satellit ist.
Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die seitliche Winkelgeschwindigkeit, die durch den Vektor Ḃ_i dargestellt wird, mit Hilfe der Magnetkoppler (26) durch Anlegen eines Momentes erzeugt wird, das in einer Ebene senkrecht zum Erdmagnetfeld (B_m) liegt.
Verfahren nach einem der Ansprüche 3 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass in das Gesetz zur Bestimmung des magnetischen Momentes (M_c) ein Glied eingeführt wird, das eine Drehmoment-Komponente erzeugt, welche die Neigung hat, die Drehimpulsachse (Z_s) in eine vorbestimmte Richtung in Bezug auf die Richtung der Sonne (S) zu führen.
Verfahren nach Anspruch 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass nach dem oder während des in Drehung Versetzen des Satelliten (34) mit der Geschwindigkeit ωc durch die Einwirkung der Magnetkoppler (26) ein Drehmoment senkrecht zur Drehimpulsachse (Z_s) erzeugt wird, um die Drehimpulsachse (Z_s) von der Senkrechten zur Ebene der Umlaufbahn (10) zu entfernen.
Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Ausrichtung der Drehimpulsachse (Z_s) so überwacht wird, dass die Drehimpulsachse (Z_s) senkrecht zu den Solargeneratoren (36) des Satelliten (34) gehalten wird und zur Sonne hin gerichtet ist (S).
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Komponenten des Erdmagnetfeld- Vektors (BB →_m) gemessen werden, indem wenigstens ein Drei-Achsen-Magnetometer (12, 38) verwendet wird.