DE60305526T2

DE60305526T2 - Verfahren zur lageregelung eines raumfahrzeuges mittels sonnenstrahlungskraft

Info

Publication number: DE60305526T2
Application number: DE60305526T
Authority: DE
Inventors: Bernard Polle
Original assignee: EADS Astrium SAS
Current assignee: Airbus Defence and Space SAS
Priority date: 2002-12-12
Filing date: 2003-12-02
Publication date: 2006-12-21
Anticipated expiration: 2023-12-03
Also published as: FR2848529B1; AU2003298397A1; EP1569847B1; ES2265601T3; EP1569847A1; WO2004063009A1; FR2848529A1; DE60305526D1; US20060038080A1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft die durch Sonnenstrahlungskraft erfolgende Lageregelung eines Raumfahrzeugs und insbesondere eines Satelliten durch Schaffung eines externen Drehmoments, welches dazu dient, dass der Satellit zu einer Drehung in einen absoluten Bezugspunkt veranlasst wird, indem den annähernd symmetrischen, mit Sonnensegeln bestückten, unabhängig um eine gemeinsame Achse ausrichtbaren Satellitenflügeln in Bezug auf ihre Nominalausrichtung zur Sonne unterschiedliche Verstellungsimpulse mitgegeben werden.
Verfahren zu einer durch Sonnenstrahlungskraft erfolgenden Lageregelung sind bereits bekannt. Insbesondere wird in der EP-A-0101333 ein Verfahren zur Regelung der Lage eines auf einer als GEO bezeichneten geostationären Umlaufbahn befindlichen Satelliten beschrieben. Der Satellit ist mit zwei Flügeln ausgestattet, welche Sonnensegel tragen, die auf beiden Seiten des Satellitenkörpers angeordnet sind und unabhängig voneinander um eine Nord-Süd-Achse ausgerichtet werden können, welche in der Umlaufbahn die Nickschwingungsachse des Satellitenkörpers darstellt. Um die von den unterschiedlichen Verstellungsimpulsen hervorgerufenen Kräftemomente zu vergrößern, weist jeder Flügel mindestens eine schräg abstehende Seitenflosse auf.
Von der Nominalausrichtung aus wird durch gleichzeitige Verstellung in der gleichen Richtung und mit gleicher Auslenkung an den beiden Flügeln ein Kräftemoment um eine sog. Exzenterachse I ausgelöst, welche in der Ebene der Flügel und im rechten Winkel zur Rotationsachse liegt. Es wird ein sog. Windmühlen-Moment um eine senkrecht auf einer in der Mitte gelegenen Ebene zwischen den verstellten Solarzellenflächen stehenden Achse J erzeugt, indem man die Flügel in entgegengesetzter Richtung zueinander verstellt. Im Gegensatz dazu ist es nicht möglich, ein Kräftemoment um die gemeinsame Rotationsachse der Flügel zu erzeugen.
Diese Art von Lageregelung auf einer geostationären Umlaufbahn, wo die von der Sonne stammenden Störungen bei weitem überwiegen, bietet zahlreiche Vorteile. Mit ihr lassen sich externe Kraftmomente zur Verfügung stellen, welche die Wirkung der Störungen ausgleichen und die im Satellitenkörper vorgesehenen Mittel zum Wechselnder Drehimpulse (Reaktionsräder oder Gyrodynen) entsättigen, ohne Raketentreibstoff zu verbrauchen. Die Gegenwart der Flossen macht es möglich, dass trotz des sehr schwachen Sonnendrucks in der Größenordnung von 4,6 × 10^–6 N/m² beträchtliche Kraftmomente erhalten werden.
Es ist aber nicht möglich, um die Rotationsachse der Flügel, die auf der geostationären Umlaufbahn sich in einer Linie mit der Nickschwingungsachse befindet, externe Kraftmomente zu erzeugen, da die Achsen I und J beim Durchlaufen des Orbits in derselben Ebene bleiben. Auf einer GEO-Umlaufbahn ist es daher notwendig, Düsen zu verwenden, um externe Momente zu erhalten.
Die durch Sonnenstrahlungskraft erfolgende Lageregelung ist bis jetzt nicht für Satelliten zum Einsatz gekommen, die sich auf einer niedrigen Umlaufbahn (LEO genannt) oder mittleren Umlaufbahn (MEO genannt) befinden. Für diese Nichtberücksichtigung sind verschiedene Gründe vorgetragen worden. Besonders zu berücksichtigen ist die relative Bedeutung der Störmomente, welche auf die Satelliten einwirken. Es handelt sich um Momente, die vom Magnetismus, von der Aerodynamik, vom Schwerkraftgradienten und von der Sonne herrühren. Die letztere Quelle überwiegt bei weitem bei der Höhe eines geosynchronen Orbits, was die mit Sonne betriebene Lageregelung interessant macht. Bei einer niedrigen Umlaufbahn macht sich die Nähe des Planeten durch ein größeres Feld bemerkbar, was sich für die magnetische Lageregelung mit Hilfe von Magnetokopplern als vorteilhaft erweist.
Bei den derzeitigen Satelliten in einem mittleren Orbit, insbesondere mit Höhen in der Größenordnung von 20.000 km, werden im Allgemeinen auch Magnetokoppler eingesetzt, entweder direkt für die Lageregelung, oder für die Entsättigung oder Entladung der Reaktionsräder. Diese Lösung wird insbesondere bei Satelliten für terrestrische Ortsbestimmungen (GPS-Satelliten) verwendet.
Bei den sog. Zwischenorbits oder mittleren Orbits weist aber die Lageregelung durch elektromagnetische Kräfte Nachteile auf: weil das Magnetfeld schwach ist, sind zur Erzeugung beträchtlicher Kraftmomente starke Ströme notwendig. Das von den Kopplern erzeugte elektromagnetische Feld stört die Uhren, die für diese Art von Mission äußerst genau sein müssen. Bei mittleren Höhen ist das Magnetfeld wenig stabil und magnetischen Stürmen ausgesetzt.
Meistens zeigen die Zwischenorbits eine starke Neigung gegen den Äquator, so dass die Sonnenhöhe stark variiert und zu bestimmten Zeiten sehr hoch sein kann. Diese Variationen machen die Ausrichtung der Achsen I und J in Bezug auf einen Trägheitsfixpunkt sehr variabel und erlauben die Erzeugung externer Kraftmomente im gesamten dreidimensionalen Raum.
Die vorliegende Erfindung zielt insbesondere darauf ab, ein Verfahren zur Lageregelung zur Verfügung zu stellen, das insbesondere dafür geeignet ist, externe Kraftmomente zu erzeugen, die benötigt werden, um die Verwendung der Mittel zum Drehimpulswechsel zu ergänzen, die auf dem Satellitenkörper oder dem Raumfahrzeug sitzen und dazu dienen, den Satellitenkörper um drei Achsen eines Trägheitsfixpunktes auszurichten, insbesondere bei einem Satelliten in einem Zwischenorbit, wie z.B. die für Navigationsaufträge eingesetzten Satelliten, welche sehr stabile und voraussehbare Umlaufbahnen benötigen, um die nötige Genauigkeit zu erhalten. Als Zweites hat die Erfindung auch zur Aufgabe, dass es möglich ist, die sich während sehr langer Zeiträume, oft in der Größenordnung von Jahren, ansammelnden Störmomente, welche die Manöver zur Beibehaltung der Sollstellung trennen, auszugleichen. Die Erfindung hat auch zur Aufgabe, dass bei einem Raumfahrzeug auf einem interplanetaren Flug eine dreiachsige, durch Sonnenstrahlungskraft erfolgende Lageregelung möglich wird.
Zur Lösung dieser Aufgaben schlägt die Erfindung insbesondere ein Verfahren zur Steuerung der Lage eines Raumfahrzeugs und insbesondere eines sich auf einer gegen den Äquator geneigten Umlaufbahn befindlichen Satelliten vor, wobei der Körper des Raumfahrzeugs oder Satelliten mit mindestens zwei Flügeln ausgestattet ist, die symmetrisch auf beiden Seiten des Körpers des Raumfahrzeugs oder Satelliten angeordnet sind und unabhängig um eine gemeinsame Achse ausgerichtet werden können.
Gemäß einem ersten Aspekt schlägt die Erfindung Verfahren zur Lageregelung eines Raumfahrzeugs vor, das einen Körper aufweist, welcher mit Mitteln zur Erzeugung von internen Drehimpulsen ausgestattet ist und zwei mit Solarsegeln ausgerüstete Flügel trägt, die symmetrisch auf beiden Seiten des Fahrzeugkörpers angeordnet sind und unabhängig auf dem Körper um eine gemeinsame Achse drehbar und mit Elementen ausgestattet sind, welche für die Erzeugung eines gegen die Drehachse versetzten Sonnendrucks auf einen Flügel sorgen, wenn dieser Flügel um die Achse im Verhältnis zur Sonne verschoben wird, nach welchem Verfahren

(a) man den Flügeln entgegen gesetzte Verstellungsimpulse mitgibt, um einen Schubimpuls zur Änderung der Ausrichtung des Fahrzeugs um eine rechtwinklig zur Mittenebene der Flügel verlaufende Windmühlenachse zu erzeugen, man den Flügeln in gleicher Richtung verlaufende Verstellungsimpulse mitgibt, um einen Schubimpuls zur Änderung der Ausrichtung des Fahrzeugs um eine auf der Normalebene der Flügel und rechtwinklig zur Drehachse der Flügel auf dem Körper verlaufende Exzenterachse zu erzeugen,

Gemäß einem anderen Aspekt schlägt die Erfindung Verfahren zur Lageregelung eines Satelliten auf einer nicht geosynchronen gegen den Äquator geneigten Umlaufbahn vor, wobei der Satellit einen Körper aufweist, welcher mit Mitteln zur Erzeugung von internen Drehimpulsen ausgestattet ist und zwei mit Solarsegeln ausgerüstete Flügel trägt, die symmetrisch auf beiden Seiten des Satellitenkörpers angeordnet und unabhängig auf dem Körper um eine gemeinsame Achse drehbar sind und mit Flossenelementen ausgestattet sind, welche zur Erzeugung eines gegen die Drehachse versetzten Sonnendrucks auf einen Flügel führen, wenn dieser Flügel um die Achse im Verhältnis zur Sonne verschoben wird, nach welchem Verfahren

– man die Lage des Satelliten in der Umlaufbahn so steuert, dass man den beiden Flügeln außerhalb der Zeiten, in denen eine Entsättigung der Drehmomente stattfindet, eine nominale Ausrichtung gibt, die an jedem Punkt der Umlaufbahn so ist, dass eine Achse im rechten Winkel zur Ebene der Flügel ungefähr zur Sonne hin ausgerichtet wird und so, dass eine gleichzeitig im rechten Winkel zur Richtung der Sonne und zur Drehachse der Flügel verlaufende Achse eine im rechten Winkel zur Richtung der Sonne verlaufende Ebene überstreicht und
– man Impulse zur Lageregelung des Satelliten erzeugt, indem man den zwei Flügeln bezüglich ihrer nominalen Ausrichtung auf dem Körper des Satelliten bei den Standorten auf der Umlaufbahn je nach der Ausrichtung des zu erzeugenden Impulses unterschiedliche Verstellungsimpulse in gleicher oder entgegengesetzter Richtung mitgibt.

Um die Erfindung bei einem Satelliten auszuführen, wird der Typ der Ausrichtung im Allgemeinen die "Ausrichtung nach dem Sonnen-Nadir" sein. Diese Art der Ausrichtung erlaubt eine Entsättigung der Mittel für die Erzeugung eines internen Drehimpulses nach den drei Achsen, während die Art der Lageregelung für den Fall einer geostationären Umlaufbahn lediglich eine Lageregelung nach den rechtwinklig zu der Rotationsachse der Flügel angeordneten Satellitenachsen gestattete.
Im Falle eines Raumfahrzeugs kann man im Verlauf einer interplanetarischen Mission die Mittel zur Erzeugung eines internen Drehimpulses einsetzen (anstatt von Düsen, deren Zuverlässigkeit geringer ist), um einen langsamen Eigendrehimpuls oder eine Ausrichtung zu erzeugen, mit welchem mittels durch Sonnenstrahlungskraft erfolgender Lageregelung die Räder oder Gyrodynen, mit denen sich früher die Ausrichtung um die Rotationsachse der Flügel modifizieren ließ, entlastet werden können.
Obwohl die Erfindung mit einfachen Sonnensegelflügeln ausgeführt werden kann, ist es von Vorteil, eine Anlage der in der bereits erwähnten EP-A-0101333 beschriebenen Art oder eine andere Anlage mit vergleichbarer Wirkung einzusetzen.
Die obigen sowie andere Eigenschaften werden beim Lesen der folgenden Beschreibung einer besonderen Ausführungsform besser verständlich, die als Beispiel und nicht als Einschränkung gedacht ist.
Die Beschreibung nimmt auf die beigefügten Zeichnungen Bezug, in denen:
die 1 ein Wirkbild darstellt, welches die Parameter angibt, die bei Ausführung der Erfindung für den Fall einer Ausführung bei einem Satelliten eine Rolle spielen;
die 2A und 2B jeweils für zwei Satellitenpositionen die nominale "Sonnen-Nadir"-Ausrichtung eines Satelliten auf einem als sog. MEO bezeichneten Zwischenorbit bzw. einen hohen und einen tiefen Sonnenstand in Bezug auf die Ebene der Umlaufbahn darstellen.
Der in 1 schematisch dargestellte Satellit 10 weist einen Körper 12 mit zwei Flügeln 16a und 16b auf, die sich auf dem Körper um die gleiche Achse K drehen können. Nicht wiedergegebene Motoren sorgen dafür, dass sich die Flügel 16a und 16b unabhängig voneinander um die Achse K drehen, beispielsweise als Reaktion auf Befehle, die von einem in den Satelliten integrierten System oder von der Sonne kommen. Der Satellitenkörper enthält noch Mittel, die einen Drehimpuls zur Stabilisierung und zur Lenkung erzeugen. Diese Mittel können sich insbesondere aus Drallrädern mit feststehender Achse 14 und regulierbarer Geschwindigkeit oder aus Kreiseln zusammensetzen, bei denen das Rad von einem einstellbaren Kardanantrieb gehalten wird. Durch Änderung der internen Drehimpulse kann die Lage des Satellitenkörpers beibehalten oder eingestellt werden. Sie kann mit Hilfe von Sensoren 15 ermittelt werden, beispielsweise im Falle eines Satelliten auf einem Zwischenorbit mit einem Sensor für den Erdhorizont, da man bestrebt ist, eine Achse beizubehalten, die mit dem nach der Erde ausgerichteten Körper verbunden ist (Gierachse).
Bei der in 1 gezeigten vorteilhaften Ausführungsform ist an jedem der Flügel 16a oder 16b eine Flosse 18a oder 18b mit einer in Bezug auf den Flügel unveränderbaren Ausrichtung befestigt. Die beiden Flossen sind in Bezug auf das Zentrum des Satelliten symmetrisch, da sich die Flügel in ihrer Nominalposition befinden. Mit Hilfe der Berechnung lässt sich die Wirkung schwacher Verstellungen der Flügel in Bezug auf eine nominale Ausrichtung zur Sonne hin ermitteln. Diesbezüglich kann man auf die bereits erwähnte EP 010133 Bezug nehmen.
Die Fähigkeit, durch eine Verstellung Kraftmomente zur Ausrichtung zu erzeugen, ist in der Umgebung von allen Achsen, die durch das Schwerkraftzentrum G des Satelliten verlaufen, nicht gleich. Die Fähigkeit zur Erzeugung eines brauchbaren externen Moments zeigt sich direkt in der Umgebung von zwei Achsen:

– der Achse J, die oft als "Windmühle" bezeichnet wird und im rechten Winkel zur Mittenebene der Sonnensegel oder der Flossen verläuft,
– der Achse I, welche in der Mittenebene der Sonnensegel liegt und im rechten Winkel zur Rotationsachse y der Sonnensegel verläuft und oft als Exzenterachse bezeichnet wird.

Bei geostationären Satelliten mit durch Sonnenstrahlungskraft erfolgender Lageregelung wird die Erzeugung von Kraftmomenten durch eine Verstellung der beiden Flügel in gleicher oder entgegengesetzter Richtung bereits benutzt, um Kraftmomente um die Achsen J und K hervorzurufen. Die Störmomente längs der dritten Achse, welche bei einem geostationären Satelliten die Nickschwingungsachse bildet, werden dagegen durch die Mittel für einen Drehimpuls (Räder oder Gyrodynen) angehäuft und die Entsättigung, wenn eine solche nötig ist, wird mit Hilfe des Antriebsystems bewirkt. Aber die Entsättigung oder einfach die Entladung (unloading) der Räder mit Hilfe von Düsen, welche im Übrigen für eine beliebige Mission eingesetzt werden können, stört die Umlaufbahn des Satelliten und verbraucht Raketentreibstoff. Darüber hinaus verfügen die Antriebssysteme bei weitem nicht über eine längere Zeit andauernde absolute Zuverlässigkeit.
Wie weiter oben angegeben, schließt die Erfindung mit ein, dass im Falle eines Satelliten die Umlaufbahn gegen den Äquator geneigt sein soll oder dass man zu bestimmten Zeiten der Mission auf die nominale Ausrichtung des Satellitenkörpers verzichtet.
In dem hier als Beispiel wiedergegebenen Fall wird der Satellit gemäß einem Ausrichtungsgesetz "Sonnen-Nadir" gelenkt und für die Lageregelung werdengesteuerte Verstellungen der Flügel eingesetzt, die in Bezug auf die Nominalausrichtung "Sonnen-Nadir" in gleicher oder entgegengesetzter Richtung erfolgen. Bei stark gegen die Ekliptik und den Äquator geneigten Umlaufbahnen kann der Höhenwinkel der Sonne in Bezug auf die Ebene der Umlaufbahn die in den 2A und 2B gezeigten extremen Positionen einnehmen.
In 2 wird die vom Satelliten und den Flügeln an zwei Positionen auf der Umlaufbahn eingenommene Lage gezeigt, wenn die Sonnenhöhe e maximal ist (d.h. bei der Sonnenwende). Die im rechten Winkel auf der Ebene der Flügel stehende Achse J ist in allen Fällen zur Sonne ausgerichtet. Die Ausrichtung der Rotationsachse K der Sonnensegel ändert sich dagegen zyklisch mit der Zeitspanne für die Umlaufbahn. Die Exzenterachse I überstreicht die Ebene im rechten Winkel zur Sonnenrichtung.
Auf Grund dieser zyklischen Variationen, die während des Umlaufs auf dem Orbit auftreten, ist es möglich, zu bestimmten Zeiten die Mittel zur Erzeugung der Drehimpulse zu entladen oder zu entsättigten und den Drehimpuls wieder so zu orientieren, dass eine Ausrichtung in eine beliebige Richtung von einem Trägheitsfixpunkt möglich ist. Genauer gesagt, lassen sich mit einer durch Sonnenstrahlungskraft erfolgenden Lageregelung die Mittel zur Erzeugung eines internen Drehimpulses um die Windmühlenachse J und die Exzenterachse I entladen (und sogar die Ausrichtung des Satelliten direkt verändern) und außerdem können noch die Mittel zur Erzeugung eines internen Drehimpulses um die Rotationsachse K der Flügel entladen werden.
In 2B, in welcher die aufeinander folgenden Ausrichtungen wiedergegeben sind, die von dem Satelliten auf seinem Orbit eingenommen werden, wenn die Sonnenhöhe gleich Null ist (bei den Äquinoktien), wird gezeigt, dass die gleiche Möglichkeit besteht. In allen Fällen durchstreifen die "aktiven" Achsen I und J den dreidimensionalen Raum.

Claims

Verfahren zur Lageregelung eines Raumfahrzeugs (10), das einen Körper (12) aufweist, welcher mit Mitteln zur Erzeugung von internen Drehimpulsen (14) ausgestattet ist und zwei mit Solarsegeln ausgerüstete Flügel trägt, die symmetrisch auf beiden Seiten des Fahrzeugkörpers (10) angeordnet sind und unabhängig auf dem Körper um eine gemeinsame Achse (K) drehbar und mit Elementen (18a, 18b) ausgestattet sind, welche für die Erzeugung eines gegen die Drehachse (K) versetzten Sonnendrucks auf einen Flügel (16a, 16b) sorgen, wenn dieser Flügel (16a, 16b) um die Achse im Verhältnis zur Sonne (So) verschoben wird, nach welchem Verfahren (a) man den Flügeln (16a, 16b) entgegen gesetzte Verschiebungsimpulse mitgibt, um einen Schubimpuls zur Änderung der Ausrichtung des Fahrzeugs (10) um eine rechtwinklig zur Mittenebene der Flügel (16a, 16b) verlaufende Windmühlenachse (J) zu erzeugen, (b) man den Flügeln (16a, 16b) in gleicher Richtung verlaufende Verschiebungsimpulse mitgibt, um einen Schubimpuls zur Änderung der Ausrichtung des Fahrzeugs (10) um eine auf der Normalebene der Flügel (16a, 16b) und rechtwinklig zur Drehachse (K) der Flügel (16a, 16b) auf dem Körper (12) verlaufende Exzenterachse (I) zu erzeugen, (c) dadurch gekennzeichnet, dass man die Lage des Raumfahrzeugs (10) steuert, um die Ausrichtung der Windmühlenachse (J) und der Exzenterachse (I) zu einer vorübergehenden Änderung zu veranlassen, damit um irgend eine Richtung in einem Trägheitssystem ein zeitlich begrenztes Drehmoment erzeugt werden kann.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass Schritt (c) durchgeführt wird, indem das Fahrzeug (10) auf eine solche Umlaufbahn gebracht wird, dass sich die gemeinsame Ebene von Windmühlenachse (J) und Exzenterachse (I) während des Durchlaufs durch die Umlaufbahn im Trägheitsraum ändert.
Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Fahrzeug (10) auf eine mittlere Umlaufbahn gebracht wird.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass Schritt (c) bei einem Fahrzeug mit interplanetarischer Mission erfolgt, indem die Flügel (16a, 16b) zur Sonne ausgerichtet werden und dem Fahrzeug (10) ein langsames Drehmoment um die Richtung zur Sonne mitgegeben wird.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass man die Achse (K) der Flügel (16a, 16b) ungefähr im rechten Winkel zur Richtung auf die Sonne (So) hält.
Verfahren zur Lageregelung eines Satelliten (10) auf einer nicht geosynchronen gegen den Äquator geneigten Umlaufbahn, wobei der Satellit (10) einen Körper (12) aufweist, welcher mit Mitteln zur Erzeugung von internen Drehimpulsen (14) ausgestattet ist und zwei mit Solarsegeln ausgerüstete Flügel trägt, die symmetrisch auf beiden Seiten des Satellitenkörpers (10) angeordnet und unabhängig auf dem Körper um eine gemeinsame Achse (K) drehbar sind und mit Flossenelementen (18a, 18b) ausgestattet sind, welche zur Erzeugung eines gegen die Drehachse (K) versetzten Sonnendrucks auf einen Flügel (16a, 16b) führen, wenn dieser Flügel (16a, 16b) um die Achse im Verhältnis zur Sonne (So) verschoben wird, nach welchem Verfahren – man die Lage des Satelliten (10) in der Umlaufbahn so steuert, dass man den beiden Flügeln (16a, 16b), außerhalb der Zeiten, in denen eine Entsättigung der Drehmomente stattfindet, eine nominale Ausrichtung gibt, die an jedem Punkt der Umlaufbahn so ist, dass eine Achse (J) im rechten Winkel zur Ebene der Flügel ungefähr zur Sonne (So) hin ausgerichtet wird und so, dass eine gleichzeitig im rechten Winkel zur Richtung der Sonne (So) und zur Drehachse (K) der Flügel (16a, 16b) verlaufende Achse eine im rechten Winkel zur Richtung der Sonne (So) verlaufende Ebene überstreicht und – man Impulse zur Lageregelung des Satelliten erzeugt, (10) indem man den zwei Flügeln (16a, 16b) bezüglich ihrer nominalen Ausrichtung auf dem Körper (12) des Satelliten (10) bei den Standorten auf der Umlaufbahn je nach der Aus richtung des zu erzeugenden Impulses unterschiedliche Verschiebungsimpulse in gleicher oder entgegengesetzter Richtung mitgibt.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass jeder der Flügel mit mindestens einer seitlichen schräg stehenden Flosse (18a, 18b) ausgestattet wird, welche das Element darstellt, das für den gegen die Drehachse versetzten Sonnendrucks auf einen Flügel (16a, 16b) sorgt.