DE60300944T2

DE60300944T2 - Trägheitsreferenzsystem für ein raumfahrzeug

Info

Publication number: DE60300944T2
Application number: DE60300944T
Authority: DE
Inventors: H. Jack JACOBS; E. Marc MEFFE
Original assignee: Honeywell International Inc
Current assignee: Honeywell International Inc
Priority date: 2002-03-28
Filing date: 2003-03-28
Publication date: 2006-05-11
Anticipated expiration: 2023-03-29
Also published as: EP1487700A1; US6891498B2; DE60300944D1; EP1487700B1; US20030192996A1; AU2003223395A1; WO2003082673A1

Description

ALLGEMEINER STAND DER TECHNIK
Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein ein Trägheitsreferenzsystem und insbesondere ein Trägheitsreferenzsystem für ein Raumfahrzeug.
Heutzutage verwenden viele Raumfahrzeug-Lagesteuerungssysteme (ACSs – attitude control systems) Lagesteuerungsbaugruppen (ACAs – attitude control assemblies), z.B. Reaktionsradbaugruppen (RWAs – reaction wheel assemblies) oder Steuermomentkreisel (CMGs – control moment gyros) zum Steuern der Bewegung eines assoziierten Raumfahrzeugs. In der Regel ist ein Trägheitssensor in das Raumfahrzeug integriert, damit das Raumfahrzeug-ACS den Effekt auf das Raumfahrzeug bestimmen kann, wenn sich die Geschwindigkeit eines Rads einer RWA geändert hat oder wenn ein Rad eines CMG von seiner Hauptrotationsachse abgewichen ist. Bei einem typischen System ist Leistung für den Trägheitssensor sowie andere Sensoren (z.B. Erd-, Sonne- und Sternsensoren) und die Räder eines RWA oder CMG über einen zentralen Leistungsbus bereitgestellt worden, dessen Spannung z.B. zwischen zwanzig und einhundert Volt variieren kann. Aufgrund der Schwankung bei der Busspannung enthält jeder Sensor und jede ACA in der Regel seinen/ihren eigenen internen Leistungsregler, damit die Elektronik jeder Baugruppe einen entsprechenden Spannungspegel erhält.
Außerdem enthält jeder Sensor und jedes Rad normalerweise eine Schnittstelle, die Informationen in einem bezeichneten Format (z.B. 1353-Protokoll) liefern und empfangen kann. Bei einem typischen Raumfahrzeug liefert jeder Sensor oder jedes Rad Informationen an ein zentrales ACA-Verarbeitungssystem, so daß das Verarbeitungssystem die Telemetrie des Raumfahrzeugs bestimmen kann. Bei solchen Raumfahrzeugen ist der Trägheitssensor im allgemeinen mit getrennten Leistungs- und Telemetriekabeln ausgelegt worden, die den Sensor an eine Primärstromquelle (z.B. ein Array von Solarzellen) und das Verarbeitungssystem koppeln. Auf diese Weise berechnet das ACA-Verarbeitungssystem die Raumfahrzeugraten auf der Basis von direkt von dem Trägheitssensor gelieferten Eingangssignalen.
Aus US 6,340,137 B1 ist eine Lagesteuerungsbaugruppe bekannt, die an mehreren Befestigungspunkten an einen Raumfahrzeugkörper gekoppelt ist. Kraftsensoren sind an den Befestigungspunkten integriert, um Signale zum Steuern der Lagesteuerungsbaugruppe zu erzeugen. Aus US 4,512,192 A ist die Verwendung von Kraftsensoren zum Bestimmen von Trägheitsreferenzinformationen bekannt.
Es wäre wünschenswert, wenn ein Raumfahrzeug-Trägheitsreferenzsystem eine sekundäre Quelle von Trägheitsreferenzinformationen enthalten würde, die als Reserve für von einem Trägheitssensor gelieferten Trägheitsreferenzinformationen dienen könnte. Es wäre außerdem wünschenswert, wenn ein Raumfahrzeug-Trägheitsreferenzsystem eine Quelle von Trägheitsreferenzinformationen enthalten würde, die anstelle von Trägheitsreferenzinformationen genutzt werden können, die in der Regel von einem Trägheitssensor geliefert worden sind, wodurch die Notwendigkeit für den Trägheitssensor entfällt und gleichzeitig die erforderliche Verkabelung reduziert wird.
KURZE DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
Das gewünschte Raumfahrzeug-Trägheitsreferenzsystem ist in Anspruch 1 definiert. Bei einer bevorzugten Ausführungsform sind die Kraftsensoren piezoelektrische Umformer. Bei einer weiteren bevorzugten Ausführungsform ist die ACA an vier Befestigungspunkten an den Raumfahrzeugkörper gekoppelt. Bei noch einer weiteren bevorzugten Ausführungsform ist jeder der Kraftsensoren durch einen Bolzen vorgespannt, der die ACA am Raumfahrzeugkörper befestigt. Bei noch weiteren Ausführungsformen kann es sich bei der ACA um eine Reaktionsradbaugruppe (RWA) oder um einen Steuermomentkreisel (CMG) handeln.
Diese und weitere Merkmale, Vorteile und Aufgaben der vorliegenden Erfindung werden weiterhin von dem Fachmann verstanden und geschätzt unter Bezugnahme auf die folgende Spezifikation, Ansprüche und beigefügten Zeichnungen.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
1 ist ein Blockdiagramm eines beispielhaften Raumfahrzeugs mit mehreren Lagesteuerungsbaugruppen, die entlang Nick-, Roll- und Gierachsen des Raumfahrzeugs orientiert sind;
2 ist ein Blockschaltbild eines Lagesteuerungssystems gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
3A ist ein Querschnitt durch eine beispielhafte Reaktionsradbaugruppe (RWA) mit einem piezoelektrischen Umformer, der an Befestigungspunkten zwischen der RWA und einem Raumfahrzeugkörper liegt;
3B ist eine vergrößerte Ansicht eines der Befestigungspunkte zwischen der RWA und dem Raumfahrzeugkörper von 3A und
4 ist ein Kraftdiagramm für eine an einen Raumfahrzeugkörper gekoppelte Lagesteuerungsbaugruppe gemäß der vorliegenden Erfindung.
AUSFÜHRLICHE BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORM(EN)
Die vorliegende Erfindung befaßt sich mit der Integration von Kraftsensoren, z.B. piezoelektrischen Umformern, an Befestigungspunkten zwischen einer Lagesteuerungsbaugruppe (ACA), z.B. eine Reaktionsradbaugruppe (RWA) und einem Steuermomentkreisel (CMG), und einem Raumfahrzeugkörper. Bei einer Ausführungsform ist ein piezoelektrischer Umformer an jedem von vier Befestigungspunkten integriert. Gemäß der vorliegenden Erfindung werden über von den Kraftsensoren gelieferte Informationen Trägheitsreferenzinformationen berechnet. Die von den Kraftsensoren gelieferten Informationen können in dem Fall verwendet werden, daß ein Trägheitssensor ausfällt und können auch dazu verwendet werden, primäre Trägheitsreferenzinformationen in preiswerteren Raumfahrzeugen zu liefern, die keinen Trägheitssensor implementieren.
Gemäß der vorliegenden Erfindung wird ein Kraftsensor an mehreren Punkten integriert, wo eine ACA an einem Raumfahrzeugkörper angebracht ist. Auf diese Weise wird eine Raumfahrzeugrotationsbewegung als positive und negative Spannungen an den Befestigungspunkten erfaßt. Diese positiven und negativen Spannungen entsprechen auf den Raumfahrzeugkörper wirkenden Kräften, mit denen Raumfahrzeugrotationsinformationen bestimmt werden können. Da die Masse jeder ACA und die Stelle jedes der ACAs bezüglich des Schwerpunkts eines Raumfahrzeugs bekannt ist, können die Winkelbeschleunigung und die Winkelgeschwindigkeit des Raumfahrzeugs abgeleitet werden.
Es versteht sich, daß so gut wie jedes Raumfahrzeug, das einen Trägheitssensor implementiert, diese Methodik als Reserve für den Trägheitssensor oder als einen Ersatz für den Trägheitssensor verwenden kann, da die Bewegung eines Raumfahrzeugs im allgemeinen aus Rotationsgeschwindigkeiten und Rotationsbeschleunigungen besteht, die aus Informationen berechnet werden können, die von an den Befestigungspunkten jeder ACA integrierten Kraftsensoren geliefert werden können. Das heißt, die mit jeder ACA assoziierten Kraftsensoren liefern Winkelgeschwindigkeiten und Winkelbeschleunigungen um zwei Achsen orthogonal zur Drehachse jeder ACA. Mit von drei orthogonal positionierten ACAs gelieferten Informationen erhält man Beschleunigungsund Geschwindigkeitsinformationen, die zum Reduzieren eines potentiellen Fehlers gemittelt werden können. Da Gewicht, Abmessungen und Stelle (bezüglich des Schwerpunkts des Raumfahrzeugs) einer gegebenen ACA bekannt sind, können sowohl Winkelgeschwindigkeit als auch Winkelbeschleunigung, die die ACAs dem Raumfahrzeug erteilen, bestimmt werden.
Eine Implementierung der vorliegenden Erfindung liefert mehrere Vorteile für Designer von Raumfahrzeugen. Das Implementieren von Kraftsensoren an den Befestigungspunkten liefert beispielsweise Reservesensorinformationen an ein ACA-Verarbeitungssystem für den Fall des Ausfalls eines Trägheitssensors. Weiterhin können, wie bereits festgestellt, die Kraftsensoren anstelle eines primären Trägheitssensors an Raumfahrzeugen verwendet werden, die ein begrenztes Budget oder eine begrenzte Leistung für Sensoren aufweisen. Im allgemeinen weist ein Energierad einer ACA ausreichend sekundäre Leistung auf, um einen assoziierten Kraftsensor so zu betreiben, daß keine zusätzlichen Stromversorgungen erforderlich sind. Dadurch kann das Gewicht eines Raumfahrzeugs reduziert werden, indem der Trägheitssensor und seine assoziierte Verkabelung eliminiert werden. Außerdem kann eine mit den Kraftsensoren assoziierte Verkabelung entlang der ACA-Telemetrieleitung verlegt werden. Somit gestattet gemäß der vorliegenden Erfindung der Einsatz von drei ACAs mit jeweils vier Kraftsensoren ohne weiteres die Berechnung von Raumfahrzeug-Trägheitsinformationen. Es versteht sich, daß die Berechnungen von Winkelbeschleunigung und Winkelgeschwindigkeit innerhalb der ACA-Elektronik mit einem Minimum an zusätzlichen Hardware- und/oder Softwareverfeinerungen bewerkstelligt werden können und auf diese Weise dazu dienen können, die Verarbeitungslast auf dem ACA-Verarbeitungssystem zu reduzieren.
1 zeigt ein beispielhaftes Raumfahrzeug 100, das mehrere Lagesteuerbaugruppen (ACAs) 102–112 enthält, die entlang orthogonaler Achsen des Raumfahrzeugs 100 ausgerichtet sind. Beispielsweise kann das Raumfahrzeug 100 ein Paar entlang einer Rollachse ausgerichtete ACAs 102 und 104, ein Paar entlang einer Gierachse ausgerichtete ACAs 106 und 108 und ein Paar entlang einer Nickachse ausgerichtete ACAs 110 und 112 enthalten. Alternativ wird möglicherweise nur ein ACA entlang einer gegebenen Nick-, Roll- und Gierachse implementiert, und zwar mit einer zusätzlichen ACA, die aus Gründen der Redundanz positioniert ist.
2 zeigt ein Lagesteuerungssystem (ACS) 200, das eine ACS-Prozessorplatine 202 enthält, die einen Prozessor und eine für die Anwendung angemessene Menge an flüchtigem und nichtflüchtigem Speicher enthält. Der ACS-Prozessor implementiert ein entsprechendes Kommunikationsprotokoll (z.B. 1553) beim Kommunizieren mit einem Erdsensor 204, einem Sonnensensor 206, einem Trägheitssensor 208 und einem Sternsensor 210. Analog kann der Prozessor der ACS-Prozessorplatine 202 das gleiche Kommunikationsprotokoll implementieren, um Kommunikation mit Lagesteuerungsbaugruppen (ACAs) 212, 214, 216 und 218 zu erleichtern. Wie dargestellt ist, enthält jede der ACAs 212, 214, 216 und 218 eine sekundäre Stromversorgung, die die von einer primären Stromversorgung 220 gelieferte Leistung aufgrund der Tatsache regelt, daß die primäre Stromquelle 220 möglicherweise eine Spannung liefert, die z.B. zwischen zwanzig und einhundert Volt variiert. Analog können der Erdsensor 204, der Sonnensensor 206, der Trägheitssensor 208 und der Sternsensor 210 sekundäre Stromversorgungen enthalten, die die an jeden der Sensoren gelieferte Spannung auf einen entsprechenden Pegel regeln.
Die ACA 212 kann Strom an mehrere Kraftsensoren 222 liefern, die mit dem ACA 212 assoziiert sind, und die ACA 214 kann analog Strom an mehrere Kraftsensoren 224 liefern, die mit der ACA 214 assoziiert sind. Analog kann die ACA 216 Strom an ihre assoziierten Kraftsensoren 226 und die ACA 218 Strom an ihre assoziierten Kraftsensoren 228 liefern. Wie zuvor erörtert liefern die Kraftsensoren 222, 224, 226 und 228 Informationen, mit denen eine Winkelbeschleunigung und eine Winkelgeschwindigkeit des Raumfahrzeugs 100 bestimmt werden können, und sie sind an Punkten integriert, wo ihre assoziierte ACA an dem Raumfahrzeugkörper befestigt ist. Von den Kraftsensoren 222, 224, 226 und 228 gelieferte unverarbeitete Informationen können direkt an die Prozessorplatine 202 oder an eine entsprechende ACA geliefert werden, die die Informationen verarbeitet und verarbeitete Informationen an die Prozessorplatine 202 liefert.
3A liefert eine Querschnittsansicht einer beispielhaften Lagesteuerungsbaugruppe (ACA) 300, die als eine Reaktionsradbaugruppe (RWA) dargestellt ist. Gemäß der vorliegenden Erfindung ist die ACA 300 mit Bolzen, z.B. Bolzen 306a und 306b, an mehreren Befestigungspunkten an einen Abschnitt eines Raumfahrzeugkörpers 302 gekoppelt. Piezoelektrische Umformer 304a und 304b sind an den Befestigungspunkten zwischen dem Raumfahrzeugkörper 302 und der Basis 308 der ACA 300 integriert. 3B zeigt eine vergrößerte Ansicht eines Befestigungsbereichs 310. Wie in 3B gezeigt ist die Basis 308 der ACA 300 so konfiguriert, daß sie den piezoelektrischen Umformer 304b aufnimmt und an dem Raumfahrzeugkörper 302 mit einem Bolzen 306b befestigt ist, der den Kraftsensor 304b vorspannt. Wie in 3B gezeigt, ist ein Kabel 312 vom Sensor 304b durch eine Öffnung 311 in der Basis 308 zu einer Sensorschnittstellentochterkarte 314 vorgesehen, die an die ACS-Prozessorplatine 202 gekoppelt ist.
4 ist ein Kraftdiagramm eines Trägheitsreferenzsystems gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. Wie oben erörtert ist, kann ein Satellit drei oder vier ACAs, z.B. RWAs, pro Raumfahrzeug enthalten, die so ausgelegt sind, daß sie Kraftsensoren aufnehmen, die Informationen liefern, die kombiniert werden können, um die Fehlermittelwertbildung von Winkelbeschleunigungs- und Winkelgeschwindigkeitsinformationen zu berücksichtigen. Das heißt, jede RWA liefert Rotationsraten und Winkelgeschwindigkeiten um zwei Achsen des Raumfahrzeugs, die orthogonal zur Drehachse der RWA verlaufen. Diese Winkelbeschleunigungen und Winkelgeschwindigkeiten können dazu verwendet werden, Rotationsraten und Beschleunigungen des Raumfahrzeugs zu bestimmen. Wie in 4 gezeigt, erfährt die ACA 300 eine Tangentialkraft F_T und eine Normalkraft F_N, die durch die unten angeführten Gleichungen definiert werden: FT = mαR FN = mω2R
Wenn die Summe der Momente um den Punkt „O" gleich Null ist, d.h. ΣM_O = 0, dann gilt: F1d – F2d = mαRFalls F₁ = F₂, dann α = 0, oder
Wenn die Summe der Kräfte F₁ und F₂ gleich Null ist, d.h. ΣF = 0, dann gilt: F1 + F2 = FN = ω2mRoder
Auf der Basis der von den Kraftsensoren gelieferten Informationen können somit Trägheitsreferenzinformationen für das Raumfahrzeug berechnet werden, indem ein Ausgangssignal eines Kraftsensors mit einer assoziierten Kraft assoziiert wird.
Dementsprechend wurde hier ein Trägheitsreferenzsystem beschrieben, das Kraftsensoren an Befestigungspunkten zwischen einer Lagesteuerungsbaugruppe und einem Raumfahrzeugkörper integriert. Bei einer Ausführungsform ist ein Kraftsensor an jedem von vier Befestigungspunkten integriert, und mit den von den Kraftsensoren gelieferten Informationen werden Trägheitsreferenzinformationen berechnet. Auf diese Weise wird eine Raumfahrzeug-Rotationsbewegung als positive und negative Spannungen an den Befestigungspunkten erfaßt.
Die obige Beschreibung wird nur als die der bevorzugten Ausführungsformen angesehen. Eine Modifikation der Erfindung ergibt sich dem Fachmann und jenen, die die Erfindung machen oder verwenden. Es versteht sich deshalb, daß die in den Zeichnungen gezeigten und oben beschriebenen Ausführungsformen lediglich zu veranschaulichenden Zwecken gedacht sind und den Schutzbereich der Erfindung, der durch die folgenden Ansprüche definiert ist, nicht einschränken sollen.

Claims

Trägheitsreferenzsystem für ein Raumfahrzeug (100), wobei das System folgendes umfaßt: eine Lagesteuerungsbaugruppe (212, 214, 216, 218, 300) zur Kopplung an einen Raumfahrzeugkörper (302) an mehreren Befestigungspunkten und einen Kraftsensor (222, 224, 226, 228, 304a, 304b) zur Integration an jedem der Befestigungspunkte und betätigbar zum Liefern eines Kraftsignals, das eine Kraft zwischen der Lagesteuerungsbaugruppe (300) und dem Raumfahrzeugkörper (302) darstellt, und einen Prozessor (202), der so gekoppelt ist, daß er jedes Kraftsignal empfängt und als Reaktion darauf betätigbar ist, um Trägheitsreferenzinformationen für das Raumfahrzeug (100) zu bestimmen.
System nach Anspruch 1, wobei die Kraftsensoren (222, 224, 226, 228, 304a, 304b) piezoelektrische Umformer sind.
System nach Anspruch 1, wobei die Lagesteuerungsbaugruppe (212, 214, 216, 218, 300) an vier Befestigungspunkten an den Raumfahrzeugkörper (302) gekoppelt ist.
System nach Anspruch 1, wobei jeder der Kraftsensoren (222, 224, 226, 228, 304a, 304b) durch einen Bolzen (306) vorgespannt wird, der die Lagesteuerungsbaugruppe (212, 214, 216, 218, 300) an dem Raumfahrzeugkörper (302) befestigt.
System nach Anspruch 1, wobei die Lagesteuerungsbaugruppe (212, 214, 216, 218, 300) eine Reaktionsradbaugruppe (RWA – reaction wheel assembly) ist.
System nach Anspruch 1, wobei die Lagesteuerungsbaugruppe (212, 214, 216, 218, 300) ein Steuermomentkreisel (CMG – control moment gyro) ist.
System nach Anspruch 1, wobei die Lagesteuerungsbaugruppe (212, 214, 216, 218, 300) drei Reaktionsradbaugruppen – RWAs – enthält, die zueinander orthogonal positioniert sind.
System nach Anspruch 7, wobei die Lagesteuerungsbaugruppe (212, 214, 216, 218, 300) eine redundante RWA enthält.
System nach Anspruch 1, wobei die Lagesteuerungsbaugruppe (212, 214, 216, 218, 300) drei Steuermomentkreisel (CMG – control moment gyro) enthält, die zueinander orthogonal positioniert sind.
System nach Anspruch 9, wobei die Lagesteuerungsbaugruppe (212, 214, 216, 218, 300) weiterhin einen redundanten CMG enthält.