DE69002449T2

DE69002449T2 - System zur Steuerung der Lage eines stabilisierten Satelliten durch Solarzellen.

Info

Publication number: DE69002449T2
Application number: DE90403721T
Authority: DE
Inventors: Patrick Flament
Original assignee: Airbus Group SAS
Current assignee: Airbus Group SAS
Priority date: 1989-12-29
Filing date: 1990-12-20
Publication date: 1993-11-18
Anticipated expiration: 2010-12-21
Also published as: EP0436425B1; EP0436425A1; FR2656586B1; ES2042251T3; CA2032808A1; CA2032808C; DE69002449D1; FR2656586A1; US5133518A

Description

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Steuerung der Roll- und Gierlage eines im allgemeinen stationären, um seine drei Achsen stabilisierten Satelliten mit der Möglichkeit der Kompensierung der auf den Satelliten um diese drei Achsen einwirkenden Störmomente.
Unter Satellit wird hier jedes künstliche Objekt verstanden, das sich im Sonnensystem bewegt. Dieses Objekt kann sich auf einem Orbit der Erde oder eines beliebigen anderen Planeten des Sonnensystems, auf einem Orbit eines Trabanten eines beliebigen Planeten des Sonnensystems oder auf einem Sonnenorbit ggf. zum Transfer zwischen zwei Planeten befinden.
Bekanntlich ist ein Satellit auf seinem Orbit Störmomenten ausgesetzt, deren wichtigste Ursachen sind:
- die Unsymmetrie der Wirkungen des Sonnenstrahlungsdrucks infolge des Anstellwinkels (Differenz zu 90º) der Nickachse (Y) des Satelliten bezüglich der Sonne, der Differenzen der Reflektierung der Elemente des Satelliten und der geometrischen Unsymmetrie des Satelliten,
- Einwirkung des örtlichen (beispielsweise terrestrischen) Magnetfelds,
- Einfluß des örtlichen (beispielsweise terrestrischen) Schwerkraftgradienten (bei niedrigen Orbits),
- der aerodynamische Einfluß der Umgebung (bei niedrigen Orbits).
Auch ist es unerläßlich, Mittel zur Steuerung der Lage eines Satelliten auf seinem Orbit vorzusehen. Hierzu sind insbesondere Mittel bekannt, bei denen mehrere Reaktionsräder oder Gasstrahldüsen vorgesehen sind. Bei Verwendung von Gasdüsen treten jedoch dadurch, daß sie von Zeit zu Zeit kurze Lagekorrekturimpulse erzeugen, Erregungen auf, die sich auf die Struktur, die Solarpanels und den sensiblen Teil des Satelliten auswirken. Außerdem erschwert der für die Lagesteuerung aufgewendete Ergolverbrauch die Masse des Satelliten. Andererseits bringt die Verwendung von Reaktionsrädern insgesamt eine Erhöhung der Masse des Satelliten mit sich.
Um die Lage eines Satelliten mit einem Minimum an Störungen und einem Minimum an Massenbedarf zu steuern, nutzt man auch die Störkräfte aus, die entstehen durch:
- den Sonnenstrahlungsdruck (durch entsprechende Einstellung von mit dem Satelliten verbundenen Flächen)
- oder das örtliche (beispielsweise terrestrische) Magnetfeld (durch Schaffung von magnetischen Dipolen an Bord des Satelliten durch Stromschleifen).
In verschiedenen Schriften wurde bereits vorgeschlagen, den Sonnendruck zur Steuerung der Lage oder zur Positionshaltung der Satelliten auszunutzen, indem durch spezielle Betätigungsorgane verstellbare Flächen verwendet werden. Insbesondere ist hier zu nennen:
- französisches Patent FR-2.513.589: VERFAHREN UND VORRICHTUNG ZUM AUSRICHTEN DER ROLLACHSE EINES SATELLITEN MIT EINER GEWÜNSCHTEN RICHTUNG;
- deutsches Patent DE-2.537.577: LAGEREGELUNG FÜR SATELLITEN,
- französisches Patent FR-2.550.757: LAGEREGELUNG VON SATELLITEN,
- amerikanisches Patent US-3.304.028: LAGEREGELUNG FÜR RAUMFAHRZEUG,
- französisches Patent FR-2.529.166: VERFAHREN ZUR POSITIONSHALTUNG EINES SATELLITEN DURCH DIE NAVIGATION MIT HILFE VON SONNENSEGELN UND DIESES VERFAHREN VERWENDENDES RAUMFAHRZEUG.
Diese Lösungen führen zu einer zusätzlichen Masse und einer verminderten Zuverlässigkeit des Satelliten.
Ein einfacheres Mittel zur Steuerung der Lage eines um seine drei Achsen stabilisierten Satelliten besteht darin, daß die Flächen der Flügel des Solargenerators (deren Längserstrekkung zur Nickachse in etwa parallel ist) mit Hilfe ihrer Antriebsmotoren korrekt eingestellt werden, um Momente um zwei zueinander senkrechte Achsen zu erzeugen, die in einer zur Nickachse Y senkrechten Ebene (Ebene der Flugbahn) liegen: die projezierte Sonnenachse S und die hierzu senkrechte Querachse P, wobei die Achsen Y, S und P einen direkten Trieder bilden.
Dieses Prinzip wird insbesondere in folgenden Schriften beschrieben:
- LAGESTEUERUNG DURCH SONNENSEGELN - EIN VIELVERSPRECHENDES EXPERIMENT MIT OTS 2 von Udo RENNER - ESA JOURNAl 1997, Band 3.
- EIN JAHR SONNENSEGELN MIT OTS - ESA BULLETIN 31 - August 1982;
- Patentschrift FR-2.531.547 "SYSTEM ZUR STEUERUNG DER LAGE EINES GEOSTATIONÄREN SATELLITEN";
- in einem anderen Zusammenhang im amerikanischen Patent Nr. 3.945.148 "SATELLITENDREHUNG DURCH STRAHLUNGSDRUCK", das die Verwendung des Sonnendrucks auf die Flügel des Solargenerators vorschlägt, die entsprechend eingestellt sind, um einen Satelliten zum Zweck seiner Stabilisierung durch Drehung in Drehung zu versetzen.
Im nachstehenden wird mit "Solargenerator" die Einheit der beiden Flügel des Solargenerators bezeichnet, wobei zu bemerken ist, daß der Begriff "Solargeneratorflügel" die Einheiten bezeichnet, die durch die Antriebsmotoren verstellt werden können, d.h. die Einheiten, die bestehen aus:
- dem eigentlichen Solargenerator, d.h. den Sperrschichtphotozellen,
- der Struktur, die die Einheit dieser Elemente trägt,
- die mit dieser Struktur verbundenen Mechanismen, die es gestatten, sie in Speicherstellung zu halten, bevor der Satellit seine Orbitalkonfiguration erreicht, und sie auszufahren und in der ausgefahrenen Stellung zu halten,
- allen zusätzlichen Elementen, die in der Orbitalkonfiguration an dieser Struktur befestigt sind und verschiedene Funktionen haben können, und zwar beispielsweise:
- die Wärmeschutzklappen, die die Begrenzung der Wärmeverluste des Satelliten während der Phasen gestatten, in denen der Solargenerator nicht vollständig ausgefahren ist,
- die Flächen, die die Verbesserung des von den Sperrschichtphotozellen empfangenen Lichtflusses gestatten (beispielsweise die Schirme zur gleichmäßigen Verteilung des Schattens).
In manchen Fällen könnnen die ausfahrbaren Kühler, mit denen der Satellit ausgerüstet sein kann, ebenfalls als den Sonnenstrahlen ausgesetzte Flächen verwendet werden.
Die Hauptvorteile dieses Prinzips liegen in der Verwendung von Gerät, das an Bord des Satelliten bereits vorhandenen ist:
- die Solargeneratorflügel als den Sonnenstrahlen ausgesetzte Fläche,
- die Antriebsmotoren des Solargenerators als Betätigungsorgane.
Es besitzt jedoch folgende Nachteile:
- es wird kein Drehmoment um die Nickachse (Y) geschaffen, die somit ohne mögliche Kompensierung den Störungen ausgesetzt bleibt;
- es kann kein Moment um die Querachse P erzeugt werden, wenn es nicht von einem Moment um die Sonnenachse S begleitet ist, was ihre Verwendung für eine automatisierte Steuerung zu jeder Tageszeit ausschließt und den Ausgleich von manchen Kombinationen von Störmomenten verhindert;
- ein signifikantes Moment um die Achse P kann nur mit einem hohen Leistungsverlust des Solargenerators erzeugt werden.
In der französischen Patentschrift FR-2.530.046 (VERFAHREN UND VORRICHTUNG ZUR LAGESTEUERUNG FÜR GEOSYCHRONENSATELLITEN) wird eine Verbesserung dieses Prinzips vorgeschlagen, indem an die Seiten der Flügel des Solargenerators feststehende Seitenflügel angesetzt werden, die bezüglich der durch den Mittelpunkt des Satelliten laufenden Achse Satellit-Sonne symmetrisch sind. Bei diesem Prinzip wird die Verwendung der Antriebsmotoren des Solargenerators als Betätigungsorgane beibehalten. Durch diese Verbesserung können alle Kombinationen von Momenten um die Achsen S und P erreicht werden, wobei die Leistungsverluste des Solargenerators auf annehmbare Werte begrenzt werden. Der größte Nachteil dieses Konzepts besteht jedoch darin, daß den in der Roll/Gier-Ebene erzeugten Momenten systematisch ein Störmoment um die Nickachse Y hinzugefügt wird, das auf die Versetzung des Mittelpunkts der Flächen der Seitenflügel gegen die Nickachse Y zurückzuführen ist. Dieses Moment Y unterliegt manchmal starken Fluktuationen um einen Mittelwert 0, die bezüglich Richtung und Amplitude direkt mit den Änderungen der um die Achse P ausgeübten Roll/Gier-Momente korreliert sind. Es handelt sich also um ein Störmoment, das den Ergolverbrauch und/oder die Größe der Räder für die Nicksteuerung erhöht.
Gegenstand der Erfindung ist es, nicht nur die der Patentschrift FR-2.530.046 zugrundeliegenden Ziele hinsichtlich der Lagesteuerung in der Roll/Gier-Ebene zu erreichen, sondern auch eine möglichst vollständige Kompensierung der äußeren Störungen um die Nickachse zu gestatten, ohne merkliche zusätzliche Massen oder eine Verringerung der Sicherheit zu verursachen. Sie zielt somit darauf hin, die Amplitude der Schwankungen zu verringern, indem sie außerdem eine Wahl des mittleren Werts dieser Schwankungen mit einem Wert von ggf. nicht null gestattet, durch den die äußeren Störungen um die Achse Y im Durchschnitt kompensiert werden können.
Ziel der Erfindung ist es ferner, bei gleicher Zusatzklappenoberfläche wie in der Patentschrift FR-2.530.046 und gleicher maximaler Richtabweichungsamplitude bezüglich der Sonne die-Momente zu erhöhen, die um die Achse P erhalten werden können, was eine Erhöhung der Anzahl von Satellitentypen gestattet, deren Lage durch den Sonnenstrahlungsdruck insbesondere unter den Vorteilen der genannten Patentschrift gesteuert werden kann.
Sie schlägt zu diesem Zweck eine Vorrichtung zur Steuerung der Lage eines um drei Achsen, darunter eine Nickachse, stabilisierten Satelliten mit zwei Solargeneratorflügeln vor, die sich von einem Satellitenkörper aus in entgegengesetzten Richtungen längs zweier zur Nickachse wenigstens annähernd paralleler Längsachsen erstrecken, zwei Antriebsmotoren zum Drehantrieb dieser Flügel voneinander unabhängig um Drehachsen, die wenigstens annähernd zur Nickachse parallel sind, um die Flügel mit einer Richtabweichung von höchstens gleich einem vorbestimmten Richtabweichungshöchstwert der Sonne zugewandt zu halten, einem Satz Detektoren zur Messung der Lagewinkel und einer Rechenkette zur Steuerung der Antriebsmotoren in Abhängigkeit von den Lagewinkeln, dadurch gekennzeichnet, daß sie ferner an jedem Flügel eine zusätzliche Fläche besitzt, die von wenigstens einer Klappe gebildet ist und sich in Längsrichtung über das Ende dieses Flügels hinaus parallel zu seiner Längsachse erstreckt, wobei diese zusätzlichen Flächen im wesentlichen gleiche Flächenausdehnungen haben und bezüglich der Flügel Neigungen um diese Achse besitzen, die von Flügel zu Flügel entgegengesetzt gerichtet sind und wenigstens annähernd die gleiche Amplitude α haben, die kleiner als der Ergänzungswinkel zu 90º dieser Höchstamplitude der Richtabweichung der Flügel ist.
Die Längsachsen und die Drehachsen der Flügel sind häufig parallel zur Nickachse oder fallen sogar mit dieser zusammen, können jedoch auch in manchen Fällen von Satelliten in Querrichtung und/oder winkelmäßig um einige Grad (beispielsweise 1 bis 3º) versetzt sein.
Die Erfindung nimmt auf diese Weise, allerdings in einem ganz anderen Zusammenhang, die Idee der Längsklappen der obengenannten französischen Patentschrift FR-2.513.589 für "VERFAHREN UND VORRICHTUNG ZUM AUSRICHTEN DER ROLLACHSE EINES SATELLITEN MIT EINER GEWÜNSCHTEN RICHTUNG" auf, indem sie diese an die Anforderungen von um drei Achsen stabilisierten Satelliten anpaßt.
Die Erfindung erreicht bezüglich der Patentschrift FR 2.530.046 Leistungen, die um die Achse S ähnlich und um die Achse P um etwa 5 % höher sind und gestattet die permanente Kompensierung des mittleren Moments um die Nickachse Y, indem nur wenig Störungen um diese Achse erzeugt werden.
Im Unterschied zu den beiden genannten Patentschriften hat die Erfindung also insbesondere dies als Neues, daß die zusätzlichen Klappen in einem punktförmigen Bereich an den Solargeneratorflügeln angebracht sind und nicht entlang einer Kante eines Panels dieser Flügel, während der Fachmann dazu neigen würde, dies aufgrund der anscheinend unüberwindlichen Schwierigkeiten abzulehnen, die das Ausfahren solcher Klappen aus einer Speicherstellung heraus stellen würde, in der diese Klappen zu den Panels parallel sind. Die Erfindung konnte dieses Vorurteil überwinden und zumindest eine einfache und sichere technische Lösung für dieses Problem vorschlagen. Dies hat bei gleichen Klappenoberflächen und gleicher Richtabweichung eine Erhöhung der Momente, die um die Achse P erzeugt werden können um 5 % und sogar mehr bezüglich der Patentschrift FR-3.530.046 ermöglicht.
Gemäß bevorzugten ggf. kombinierbaren Anordnungen
- ist die Amplitude α im wesentlichen auf 5º genau gleich dem Ergänzungswinkel zu 90º der Höchstamplitude der Richtabweichung der Flügel,
- beträgt die Amplitude der Neigung der Klappen etwa 80º, wenn die Höchstamplitude der Richtabweichung der Flügel etwa 10º beträgt,
- ist die wenigstens einem der Flügel zugeordnete zusätzliche Fläche von einer einzigen Klappe gebildet,
- sind diese zusätzlichen Flächen insgesamt auf dieselbe Seite der Nickachse versetzt, wenn die Flügel koplanar sind,
- sind die zusätzlichen Flächen, wenn sie jeweils aus einer einzigen Klappe bestehen, bezüglich dieser Nickachse um wenigstens annähernd gleiche Beträge versetzt,
- beträgt die Versetzung 5 bis 45 % der Breite der Flügel,
- umfaßt die wenigstens einem Flügel zugeordnete zusätzliche Fläche eine Vielzahl von wenigstens zwei getrennten und parallelen Klappen, die mit diesem Flügel verbunden sind, indem sie quer zur Nickachse versetzt sind,
- umfaßt die wenigstens einem Flügel zugeordnete zusätzliche Fläche eine Vielzahl von wenigstens zwei Flügeln, die quer zur Nickachse aneinander angelenkt sind,
- umfaßt jede der zusätzlichen Flächen wenigstens eine Klappe, die die Form eines Rechtecks hat, von dem zwei Ecken, ein hinteres und ein vorderes, in der Nähe des Flügels, an dem sie befestigt ist, ausgehend von der Zone der Befestigung an diesem Flügel in wenigstens annähernd gleichen Winkeln abgeschnitten sind, die bezüglich einer gedachten Kante dieser Klappe gemessen werden, die sich quer zur Längsachse des diese Klappe tragenden Flügels erstreckt,
- betragen die Schnittwinkel dieses vorderen und hinteren Ecks 23 bis 30º,
- umfaßt jede Klappe einen Rahmen, an den eine nicht gespannte Haut angeklebt ist, die die Sonnenstrahlung absorbieren kann,
- ist jede der zusätzlichen Flächen in Speicherkonfiguration der Solargeneratorflügel mit diesen Flügeln zusammengeklappt.
Dadurch, daß eine der zusätzlichen Flächen in mehrere ziehharmonikaartig aneinander angelenkte Klappen unterteilt ist, wird die Speicherung dieses Flügels erleichtert, auch wenn er eine große Oberfläche hat.
Der Mittelwert des Moments Y hängt tatsächlich von der Versetzung der zusätzlichen Flächen bezüglich der Nickachse ab, und zwar der zusätzlichen Flächen in ihrer Gesamtheit, wenn wenigstens einer der Flügel aus mehreren Klappen besteht; man kann nämlich mit einem Flächenmittelpunkt arbeiten, der durch den Schwerpunkt der mit den Flächen der einzelnen Klappen versehenen Befestigungszonen dieser Klappen definiert ist.
Gegenstände, Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung eines Beispiels unter Bezugnahze auf die beiliegenden Zeichnungen. In diesen zeigen:
Fig. 1 eine schematische Darstellung eines erfindungsgemäßen Raumfahrzeugs im Raum, das um seine drei Achsen stabilisiert ist und einen Orbit um die Erde beschreibt;
Fig. 1A eine Prinzipdarstellung, die von Norden aus gesehen die Stellungen und Neigungen der zusätzlichen Klappen bezüglich der Ebene der Flügel des Solargenerators zeigt,
Fig. 2 eine schematische perspektivische Darstellung dieses Satelliten in einer Konfiguration, in der der Sonnenstrahlungsdruck ein Windmühlenmoment erzeugt,
Fig. 3 eine schematische perspektivische Darstellung dieses Satelliten in einer anderen Konfiguration, in der der Sonnenstrahlungsdruck ein Unwuchtsmoment erzeugt,
Fig. 4 ein Diagramm, das die durch den Sonnenstrahlungsdruck erzeugbaren Momente Cp und Cs bei verschiedenen Neigungswinkeln des Nordflügels und des Südflügels zeigen,
Fig. 5 und 6 Diagramme, die das entsprechende um die Achse Y erhaltene Moment und eines der Momente Cp und Cs in Abhängigkeit von diesen Neigungswinkeln der Flügel korreliert,
Fig. 6 ein Blockschema eines dem Satelliten von Fig. 1 zugeordneten Systems zur Steuerung der Roll- und Gierlage,
Fig. 7 eine Teilansicht gemäß Pfeil VII der Figuren 2 und 8 der dem Nordflügel des Satelliten zugeordneten Klappe,
Fig. 8 eine Draufsicht in Richtung des Pfeils VIII der Fig. 2 und 7,
Fig. 9 einen Schnitt durch das Detail IX von Figur 7 durch die Ebene der Klappe,
Fig. 10 eine schematische Darstellung, die die Klappe der Figuren 7 und 8 in Speicherkonfiguration zwischen den beiden am weitesten vom Körper des Satelliten entfernten Flügelpanels zeigt,
Fig. 11 eine Detailansicht in einem Schnitt nach der Linie XI-XI von Figur 10,
Fig. 12A bis 12D schematische Teildarstellungen der Panels und der Klappe von Figur 10 in vier aufeinanderfolgenden Phasen ihrer gegenseitigen Entfaltung und
Fig. 13A bis 13C drei Detailansichten, die das die Klappe mit dem letzten Flügelpanels verbindende Gelenk in drei Stadien der Entfaltung zeigen.
Fig. 1 zeigt einen Satelliten 1, der einen kreisförmigen Orbit 2 um die Erde beschreibt.
Dieser Satellit besitzt einen zentralen Körper 3, dem drei Achsen zugeordnet sind, die ein direktes, mit dem Satellitennverbundenes Bezugssystem bilden:
- Eine Achse Y, die zum Orbit 2 tangential ist und dieselbe Richtung wie die Geschwindigkeit hat, mit der der Orbit durchlaufen wird; sie wird gewöhnlich Rollachse genannt;
- eine Achse Y, die zur Ebene des Orbits 2 senkrecht ist und in der Nord-Süd-Richtung der Erde gerichtet ist; sie wird gewöhnlich Nickachse genannt; und
- eine Achse Z, die zu den Achsen X und Y senkrecht ist und auf die Erde zu gerichtet ist; sie wird gewöhnlich Gierachse genannt.
Auf manchen Satelliten kann dieses Roll/Nick/Gier-Achsensystem in Abhängigkeit von mit der Mission verbundenen Anforderungen bezüglich des Orbits und/oder der Erde anders ausgerichtet sein. In diesem Fall ist die Erfindung ebenfalls anwendbar, auch wenn die Stellung des Satelliten während der Mission veränderlich ist.
Dieser Satellit besitzt eine Vorrichtung zur Lagesteuerung (siehe unten), durch die er auf dem Orbit 2 um diese drei Achsen stabilisiert wird.
Er besitzt ferner (siehe auch Figur 2 und 3) einen Solargenerator, der zwei Flügel 4 und 5 umfaßt, die sich nach Norden bzw. nach Süden in Längsachsen erstrecken, die im vorliegenden Fall mit der Achse Y zusammenfallen, und bezüglich des Körpers 3 um Drehachsen schwenkbar sind, die im vorliegenden Fall ebenfalls mit der Achse Y zusammenfallen, und zwar unter der Einwirkung von getrennt steuerbaren Antriebsmotoren jedes beliebigen geeigneten Typs, von denen einer, der auf der Nordfläche des Körpers 3 angeordnet ist, mit der Bezugszahl 6 bezeichnet ist. Diese Motoren dienen normalerweise dazu, die Flügel im wesentlichen senkrecht zu den Sonnenstrahlen der Sonne zugewandt zu halten.
In der Praxis besitzt der Satellit ferner verschiedene Zusätze (wie Antennen usw.), die feststehend oder ungefähr feststehend sind und die dadurch, daß sie dem Sonnenstrahlungsdruck ausgesetzt sind, Störmomente um die Achsen X und Z erzeugen, die zu denen hinzukommen, die sich aus einer ggf. gewollten oder nicht gewollten Unsymmetrie des Solargenerators ergeben. So besitzen die Telekommunikationssatelliten im allgemeinen eine oder mehrere Übertragungsantennen. Der Strahlungsdruck des Übertragungsstrahls bewirkt hierbei ein Störmoment um Y, das durch die Erfindung im Durchschnitt kompensiert werden soll.
In der Orbitalebene X-Z wird eine Achse S definiert, die die Projektion eines vom Satelliten auf die Sonne zu gerichteten Vektors auf diese Ebene ist, sowie eine zur Achse S senkrechte Achse P, so daß sich ein direktes Bezugssystem P, Y, S ergibt.
Es ist zu bemerken, daß sich das mit dem Satelliten verbundene orthonormierte direkte Bezugssystem X, Y, Z bezüglich des Trägheitssystems P, Y, S um die Achse Y um eine Umdrehung pro Orbit dreht (im Fall eines geostationären Orbits eine Umdrehung täglich).
Der Satellit umfaßt ferner eine Gruppe von Detektoren zur Messung der Lage des Satelliten, darunter im allgemeinen wenigstens einen Erddetektor 7 (beispielsweise einen Infrarotdetektor) zur Messung der Roll- und Nicklage und meistens Solar- oder Stellardetektoren, um nötigenfalls die Gierlage zu messen.
Im nachstehenden befaßt man sich nur mit der Steuerung der Lage des Satelliten um die Rollachse und die Gierachse, wobei die Steuerung der Nicklage durch jedes bekannte geeignete (nicht dargestellte) Mittel, beispielsweise durch ein mit Änderung des kinetischen Moments arbeitendes Mittel vorgenommen wird. Ferner kann eine Vorrichtung zur Dämpfung der Nutation vorgesehen sein, die, da sie ebenfalls nicht zur Erfindung gehört, hier nicht ausführlicher beschrieben wird.
Die Erfindung nutzt die Tatsache aus, daß der Sonnenstrahlungsdruck (oder abgekürzt Sonnendruck) je nach der Stellung der beiden Flügel des Solargenerators zwei Arten von Momenten in der Orbitalebene auf der Achse S bzw. der Achse P erzeugen kann (im nachstehenden werden die Richtabweichungen des Nordflügels und des Südflügels bezüglich ihrer der Sonnenstrahlung zugekehrten Nennstellung mit γN bzw. γS bezeichnet).
Die Solargeneratorflügel sind mit zusätzlichen Flächen versehen, die im dargestellten Beispiel aus zusätzlichen Längsklappen 10 und 11 (vgl. Figur 1) bestehen, die die Erzeugung von Unwuchtsmomenten (um die Achse P), Windmühlenmomenten (um die Achse S), jedoch auch Nickmomenten (um die Achse Y) gestatten.
Wie in Figur 1A ausführlicher dargestellt ist, sind diese zusätzlichen Klappen zur Längsachse des zugeordneten Flügels, d.h. im vorliegenden Fall zur Achse Y, parallel. Bezüglich der (im vorliegenden Fall zusammenfallenden) Ebenen der Flügel 4 und 5, mit denen sie verbunden sind, besitzen diese Klappen Neigungen um diese Achse Y von im wesentlichen gleicher Amplitude α (abgesehen von Herstellungsungenauigkeiten), jedoch mit entgegengesetzten Richtungen.
Wenn man die Längsachsen der Flügel, die im vorliegenden Fall mit der Achse Y zusammenfallen, mit Y-Y bezeichnet, sind die Klappen mit diesen Flügeln vorzugsweise an Punkten M und M' verbunden, die bezüglich dieser Achse Y-Y auf dieselbe Seite in zweckmäßigerweise gleichmäßigen Abständen versetzt sind, die in Fig.1A mit d bezeichnet sind. Diese (im vorliegenden Fall gleichen Abstände) führen also, auf die Querabmessung L der Flügel bezogen, zu gleichen Verhältnissen r.
Diese Klappen haben wenigstens annähernd die gleiche Oberfläche und haben insbesondere Abmessungen quer zu Y-Y, die gleich sind (mit l bezeichnet). e ist das (bei beiden Klappen vorzugsweise gleiche) Maß, um das jede Klappe über die Ebene des entsprechenden Flügels auf die Sonnenstrahlen zu (in Figur 1A nach unten) hinausragt; diese Abmessung kann von der Hälfte ihrer Gesamtabmessung abweichen.
Wenn also bei dem in Figur 1A dargestellten Beispiel die Flügel koplanar sind, sind die Projektionen der Klappen auf die (zur Achse Y senkrechte) Roll/Gier-Ebene bezüglich einer Ebene symmetrisch, in der die. Punkte M und M' liegen und die zur Ebene der Flügel senkrecht ist.
Der auf die Flügel des Solargenerators ausgeübte Sonnendruck erzeugt ein sogenanntes Windmühlenmoment CS (vgl. Figur 2), wenn die Ausrichtung der Flügel von ihrer der Sonne zugekehrten Nennstellung um denselben Winkel in entgegengesetzten Richtungen abweichen (γS = γN) Dieses Moment ist in der Sonnenrichtung < genauer gesagt in der projezierten Sonnenachse S) gerichtet.
Da die Ausrichtung der Längs klappen bezüglich einer Längsquerebene der Flügel symmetrisch ist, kehren die zusätzlichen Flügel 10 und 11 bei einer Winkelversetzung der beiden Flügel mit entgegengesetzten Vorzeichen der Sonne eine gleichgroße projezierte Fläche zu.
Die auf die projezierten Flächen der Flügel des Solargenerators ausgeübte Sonnendruckdifferenz führt in diesem Fall infolge der Schrägstellung der Sonne bezüglich der Orbitalebene und damit bezüglich der Achse S zu Momenten zweiter Ordnung, wenn die Richtabweichungswinkel gering bleiben (im vorliegenden Fall kleiner als etwa 10º). Die zusätzlichen Klappen sind so angeordnet, daß der Druck, der durch den von diesen Klappen reflektierten Anteil der Sonnenstrahlung erzeugt wird, ein Windmühlenmoment erzeugt, das in der Praxis minimiert werden soll. Aus diesem Grund ist es empfehlenswert, daß die Oberfläche der zusätzlichen Klappen wenig reflektiert.
Um zu vermeiden, daß der Druck, der durch die von den zusätzlichen Klappen wieder ausgesendeten Strahlen verursacht wird, ein Windmühlenmoment erzeugt, ist es zweckmäßig, daß die Ausstrahlungen von zwei Flächen wenigstens annähernd gleich sind.
Der auf die zusätzlichen Klappen ausgeübte Sonnendruck erzeugt ein sogenanntes Unwuchtmoment Cp (vgl. Figur 3), wenn die Stellung der Flügel bezüglich ihrer der Sonne zugewandten Nennstellung eine Richtabweichung um denselben Winkel und in derselben Richtung besitzt ( γS = γN) Dieses Moment ist auf die Differenz zwischen den projezierten Flächen zurückzuführen, die die zusätzlichen Klappen in diesem Fall der Sonne zukehren. Damit dieses Moment so groß wie möglich ist, ist es erforderlich,
- daß ihre Differenz der der Sonne zugekehrten projezierten Fläche so groß wie möglich ist, d.h. daß die Ebene der zusätzlichen Klappen 10 und 11 muß nahezu senkrecht zu den Flügeln 4 und 5 des Solargenerators sein ( α nahe 90º),
- daß die der Sonne zugekehrte Fläche der zusätzlichen Klappen stark absorbierend ist,
- daß ihre Stellung jedoch verhindert, daß ihre Rückseite beleuchtet wird, d.h. daß der Winkel zwischen den zusätzlichen Klappen und der Senkrechten auf die Flügel des Solargenerators (90º - α ) größer als die für die Flügel vorgesehene maximale Richtabweichung ist (dieser Winkel beträgt somit - von Herstellungsungenauigkeiten abgesehen - höchstens 80º bei einer maximalen Richtabweichung von 10º).
Dieses Moment ist senkrecht zur Sonnenrichtung (d.h. in der Achse P) gerichtet. In diesem Fall kehren die Flügel des Solargenerators infolge ihrer Anordnung der Sonne gleiche (oder fast gleiche) Flächen zu und erzeugen somit kein Moment.
Schließlich erzeugt der auf die zusätzlichen Klappen ausgeübte Sonnendruck infolge der Versetzung d des Flächenmittelpunkts der zusätzlichen Klappen bezüglich der Nickachse Y des Satelliten ein permanentes (oder fast permanentes) Moment Cy um die Nickachse Y. Diese Versetzung, ein Regelparameter der vorgeschlagenen Vorrichtung, muß vor dem Start bei der Auslegung der Einheit Solargenerator und Zusatzklappen in Abhängigkeit von den Ergebnissen der Analyse der Dimensionierung der auf den Satelliten ausgeübten Störmomente definiert werden, um deren Wirkungen zu minimieren (es sei daran erinnert, daß die Störmomente um Y sich wenig ändern und ihre Richtung beibehalten).
Obwohl dieses Moment durch die für die Roll- und Giersteuerung vorgenommenen Richtabweichungen geändert wird, gestattet es die durchschnittliche Kompensierung des am Boden bekannten Anteils des Störinoments um die Nickachse Y und damit die Verringerung der Ergolmenge oder des Gewichts der für die Nicksteuerung vorgesehenen Betätigungsorgane.
Es ist möglich, eine gleichzeitige Kombination dieser drei Wirkungen (um die Achsen P, S und Y) durch die algebraische Summierung der für die Drehmomente um die Achsen S und P erforderlichen Winkelversetzungen zu erreichen, die, wie man gesehen hat, wenig Einfluß auf das um die Nickachse Y erhaltene permanente Moment haben.
Fig.4 zeigt die Momentkapazität um die Achsen S und P eines Satelliten vom Typ EUTELSAT 2, der jedoch erfindungsgemäß für eine Richtabweichung der Flügel von maximal 10º geändert wurde. Man kann feststellen, daß alle möglichen Kombinationen realisierbar sind.
Man stellt fest, wie nach den vorstehenden Bemerkungen vorherzusehen war, daß die parametrierte Oberfläche, die diese Momentkapazität quantifiziert, bezüglich der Achse Cp = 0 annähernd symmetrisch ist, während sie bezüglich der Achse CS = 0 stark unsymmetrisch ist. Insbesondere stellt man fest, daß CS bei Richtabweichungen in entgegengesetzten Richtungen (vgl. Figur 2), wenn die zusätzlichen Klappen bestrebt sind, sich der Sonne zuzukehren, größer wird als im entgegengesetzten Fall, während das Moment CP bei gleichen Richtabweichungen (vgl. Figur 3) im wesentlichen dieselbe Amplitude hat, wenn das Vorzeichen dieser Richtabweichungen entgesetzt ist.
Die Figuren 5A und 5B zeigen die Änderung des Moments CY um die Achse Y in Abhängigkeit vom Moment um die Achsen P und S unter denselben Hypothesen wie in Fig. 4. Man stellt fest, daß das Ausgleichsmoment CY um die Achse Y durch die Steuermomente um die Achsen S und P geändert wird, ohne daß sein Vorzeichen geändert wird, was, wie man gesehen hat, die Verwendung seines Mittelwerts als sekundäres Betätigungsorgan des Nicksystems gestattet.
Genauer gesagt stellt man fest, daß sich das Moment Cy zwischen 1 und 4.10&supmin;&sup6;N.m ändert, wenn sich die Momente CP und CS ungefähr zwischen -50 und +50.10&supmin;&sup6;N.m ändern.
Durch Änderung von d ändert sich die "mittlere" Amplitude von CY (im vorliegenden Fall von nahe 2) bei im wesentlichen gleichen möglichen Bereichen für CP und CS.
Diese Figuren 4, 5 und 6 entsprechen, wie gesagt, einem Telekommunicationssatelliten vom EUTELSAT 2. Die zusätzlichen Klappen haben eine Neigung α von 80º und eine Versetzung d von 35 % der Abmessung L in der P entgegengesetzten Richtung; bei einer Gesamtfläche von 3,73 m² betrug d 0,55 m und L 1,55 m.
Die in der Roll/Gier-Ebene erzeugten Solarmomente können zur Steuerung der Lage des Satelliten gemäß einer Logik verwendet werden, die mit der in den Figuren 6 zusammengefaßten vergleichbar ist.
Diese Logik beruht auf der Tatsache, daß man, wenn die Werte der Roll- und/oder Gierwinkel bekannt sind, die insbesondere durch den Erddetektor 7 gegeben sind, die Steuermomente bestimmen kann, die herzustellen sind, um diese Winkel ggf. auf bestimmte oder auf in bekannter Weise bestimmbare Sollwerte zu bringen. Kennt man die momentane Neigung der Sonnenstrahlung (durch die Achse X gekennzeichnet) in einem mit dem Satelliten verbundenen Bezugssystem, so kann man bekanntlich mit Hilfe der parametrierten Fläche von Figur 4 die Richtabweichungswerte γN und γS ableiten, die auf die Flügel anzulegen sind, um die erforderlichen Momente aufgrund des Sonnenstrahlungsdrucks wenigstens angenähert zu erzeugen.
In dieser Figur 6 bezeichnet:
- die Bezugszahl 20: einen Rechenbereich, der Teil des Bordrechners bildet, jedoch gemäß einer Abwandlung auch zwischen diesem Bordrechner und einem Bodenrechner aufgeteilt oder sogar zur Gänze in diesem gelegen sein kann;
- die Bezugszahl 21: einen Block innerhalb des Bereichs 20, in dem die bekannten Gesetze für die Errechnung der für die Steuerung um die Achsen X und Z erforderlichen Momente aus den Roll- und/oder Gierwinkeln gespeichert sind;
- die Bezugszahl 22: einen Block, in dem ein dem Diagramm von Fig. 4 entsprechender Rechenalgorithmus gespeichert ist und der es gestattet, daraus die Richtabweichungswinkel und die hierzu auf die Antriebsmotoren anzulegenden Steuerbefehle abzuleiten.
Für weitere Einzelheiten sei auf die französische Patentanmeldung 89-15732 vom 29. November 1989 für eine Erfindung desselben Erfinders verwiesen, wobei darauf hinzuweisen ist, daß dieses Steuerverfahren an sich nicht Teil der vorliegenden Erfindung bildet.
In dieser Figur 6 sind die materiellen Elemente und Strecken in durchgehenden Linien gezeichnet, während die auftretenden physikalischen Erscheinungen in unterbrochenen Linien dargestellt sind.
Die zusätzlichen Klappen 10 und 11 müssen folgende Eigenschaften haben:
- sie müssen bei einer möglichst großen Oberfläche so leicht wie möglich sein,
- sie müssen der Sonne eine stark absorbierende und wenig reflektierende Fläche zukehren,
- sie müssen so gerichtet sein, daß ihre Senkrechte einen Winkel von etwa 80º mit der Senkrechten der Solargeneratorflügel bildet,
- sie müssen gespeichert und entfaltet werden können, ohne den Solargenerator zu stören,
- sie dürfen die Sperrschichtphotozellen des Solargenerators nicht beschatten,
- sie dürfen von diesem Solargenerator nicht beschattet werden,
- sie müssen auf ihren beiden Flächen im wesentlichen gleiche Emissionen aufweisen.
Diese Klappen sind gleich ausgebildet, so daß die weitere Beschreibung hauptsächlich die am Ende des Nordflügels 4 angeordnete Klappe 10 betrifft.
Wie aus den Figuren 7 bis 9 hervorgeht, besitzt die zusätzliche Klappe 10 einen Versteifungsrahmen 30, auf den eine nicht gespannte Haut 31 aus "KAPTON" angeklebt ist, die mit einem dünnen schwarzen Film jeder bekannten geeigneten Art (beispielsweise einem schwarzen Anstrichfilm) bedeckt ist. Dieser Rahmen besitzt einen Basiseinsatz 32, der mit der Endkante des Flügels 4 über ein Gelenk 33 verbunden ist, das im nachstehenden noch beschrieben wird und das seinerseits mit einem Randeinsatz 34 verbunden ist, der mit diesem Rahmen verbunden.
Die Abmessungen der Klappe (parallel und senkrecht zur Achse Y) sind (etwas) kleiner als die der den Flügel 4 bildenden Panels 4A, 4B ..., um während des Abschusses in dessen Platzbedarf zu bleiben. In der Praxis betragen diese Abmessungen 90 bis 95 % der entsprechenden Abmessungen der Panels.
Die Form der Klappe ist durch den Rahmen 30 festgelegt, der im vorliegenden Fall vier "Speichen" 35, 36, 37, 38 besitzt, die sich auf vier Ecken zu erstrecken. Die erste Speiche 35 besteht aus einem einzigen Rohr, an dessen Ende ein Einsatz 39 vorgesehen ist, während die anderen Speichen von zwei durch Einsätze 40, 41 und 42 stumpf miteinander verbundenen Rohren gebildet sind. Der Rahmen wird durch Versteifungsrohre 43, 44 und 45 versteift, die sich von einem Einsatz zum anderen erstrecken.
Diese Klappe hat die Form eines den Panels ähnlichen Rechtecks, bei dem von dem Basiseinsatz 32 aus die dem Panel 4A am nächsten gelegenen Ecken abgeschnitten sind, um bei den Solstitien (maximale Neigung der Sonne gegen die Orbitalebene) zu vermeiden,
- daß die äußeren Solarpanel die zusätzlichen Klappen beschatten, was die der Sonnenstrahlung ausgesetzte Fläche einer von ihnen ändern würde und ein unerwünschtes Unwuchtmoment verursachen würde,
- daß die zusätzlichen Klappen das äußere Solarpanel beschatten, was die elektrische Leistung des Solargenerators beeinträchtigen würde.
So bildet die kürzeste, zum Teil auf die Sonne zu gerichtete Speiche 35 einen Winkel a&sub1; mit der gedachten Querseite des genannten Rechtecks, wenn dieses vollständig wäre, während die Speiche 38 einen Winkel a&sub2; bildet. Diese Winkel sind im wesentlichen gleich. Sie haben einen Wert von wenigstens gleich der maximalen vorhersehbaren Deklination (23,5º bei einem geostationären Satelliten), wobei dieser Wert etwas größer als diese ist, um nicht unnötig Fläche zu verlieren.
Wie aus Figur 9 hervorgeht, besitzt der Einsatz 40 vier hohle Zapfen, die in die die Speiche 36 bildenden Rohre und in die Rohre 43 und 44 eintreten. Die anderen Einsätze haben denselben allgemeinen Aufbau.
Die einzelnen Rohre des Rahmens bestehen beispielsweise aus gewickelten Kohlenstofffasern, und die Einsätze 32, 34 und 39 bis 42 bestehen aus Aluminium.
In der Haut 31 sind Löcher 36 vorgesehen. Diese dienen für den Durchgang von Stapelzügen, die dazu bestimmt sind, die einzelnen Panels des Flügels vor der Entfaltung in der Speicherstellung parallel zu halten.
Diese Stapelkonfiguration ist in den Figuren 10 und 11 dargestellt: Die Klappe 10 ist hierbei zwischen die in der ausgefahrenen Konfiguration vom Körper des Satelliten am weitesten entfernten Panel 4A und dem diesem vorhergehenden Panel 4B eingefügt, wobei es mit diesem über ein Gelenk 48 jeder beliebigen bekannten geeigneten Art verbunden ist. Der Rohrrahmen 30 wird dabei durch Zwischenstücke 50 aus Elastomer an seinem Platz gehalten, die mit den gegenüberliegenden Seiten der Panels 4A und 4B verbunden sind. Diese Anordnung besitzt folgende Vorteile:
- sie gestattet die Befestigung der zusätzlichen Klappen an den Solarpanels,
- sie verhindert nicht die Produktion von elektrischer Leistung durch das äußere Panel, solange der Solargenerator zusammengeklappt bleibt,
- sie bringt keine Vergrößerung des Platzbedarfs des Solargenerators mit sich, dessen Volumen im allgemeinen durch den Bugkonus der Trägerrakete begrenzt ist.
Die Figuren 12A bis 12D zeigen vier aufeinanderfolgende Phasen des Ausfahrens des Flügels 4 und der Klappe 10. Aus Gründen der Anschaulichkeit und angesichts dessen, daß keines der dargestellten Elemente eine feste Stellung beibehält, wurde das Panel 4A willkürlich in allen Figuren in derselben Stellung dargestellt.
Beginnend mit der Figur 12A (Speicherkonfiguration) entfernt sich das Panel 4B vom Panel 4A. In Figur 12B sieht man ein Folgesteuerungsorgan 60 < im vorliegenden Fall besteht dieses aus einem an dem Panel 4B angelenkten Arm 61, an dessen Ende eine auf dem Rahmen der Klappe 10 rollende Rolle 62 vorgesehen ist und auf den eine Feder 63 einwirkt), das die Ausklappung der Klappe 10 bezüglich des Panels 4A (vgl. Figur 12C) erst dann zuläßt, wenn der Winkel zwischen den Panels 4A und 4B so groß geworden ist, daß jede Kollision zwischen der Klappe 10 und dem Panel 4A vermieden wird.
Die Arbeitsweise des Gelenks 33 ist in den Figuren 13A bis 13C dargestellt. Dieses Gelenk ist ein Scharniergenlenk, dessen beide trapezförmigen Teile 70 und 71 mit dem Solarpanel 4A über den Einsatz 34 bzw. mit der zusätzlichen Klappe 10 über den Einsatz 32 verbunden sind. Die Gelenkachse 70A des Scharniers ist senkrecht zur Achse des Solargeneratorflügels gerichtet und bezüglich diesem um einen Winkel β geneigt. Diese Gelenkachse ist längs Kanten zwischen den schrägen Schmalseiten der Teile 70 und 71, die in zusammengeklappter Konfiguration zusammenstoßen, und Querseiten, die in aufgeklappter Stellung zusammenstoßen, angeordnet.
Die Motorisierung dieses Gelenks ist nicht dargestellt und kann jeden beliebigen bekannten Typs sein, beispielsweise eine zur Achse 70A parallele und in geeigneter Weise auf Torsion gespannte Spiralfeder zwischen den Teilen 70 und 71 des Gelenks. Es ist ebenfalls möglich, die Motorisierungsfunktion von einer biegsamen Lamelle vom Typ CARPENTIER-Gelenk übernehmen zu lassen, die ferner die Funktion der Führung bezüglich Drehung übernimmt und den Wegfall der Achse 70A des Scharniers gestattet.
Die Aufklappung geht in einer einzigen Phase von Figur 13A an bis zu Figur 13C vor sich, wobei die Ausrichtung der Achse 70A so gewählt wurde, daß die gewünschte Endstellung von der Anfangsstellung aus erreicht wird, ohne daß das Solarpanel 4A und die zusätzliche Klappe 10 miteinander interferieren.
Die Figuren 13A bis 13C zeigen drei aufeinanderfolgende Anordnungen der Aufklappung, wobei das Panel 4A willkürlich als feststehend dargestellt ist.
Der Winkel β , den die Achse 70A mit der Ebene des Panels 4A bildet, ist in Abhängigkeit von der endgültigen Neigung α der Klappe festgelegt (im vorliegenden Fall β = α/2). Abwandlungen sind für den Fachmann natürlich ohne Schwierigkeit möglich, indem er schräge Stoßf lächen zwischen der Rechteckhälfte 70 und dem Einsatz 34 wählt.
Bei einem auf die erfindungsgemäße Weise ausgerüsteten Satelliten EUTELSAT 2 beträgt die Steuerpräzision auf der Rollachse (X) gleich 0,004 Grad und die Steuerpräzision auf der Gierachse (Z) gleich 0,2 Grad, und zwar
- bei einem Leistungsverlust des Solargenerators von
0.5 % maximal auf dem Flügel mit der stärksten Richtabweichung
0.15 % im Durchschnitt auf dem Flügel mit der stärksten Richtabweichung
- bei Auftreten von Störmomenten von
5. 10&supmin;&sup6; Newton.Meter, verbunden mit den Satellitenachsen
6.5 10&supmin;&sup6; Newton.Meter, verbunden mit den Sonnenachsen (Trägheitsachsen)
1.5 10&supmin;&sup6; Newton.Meter in der zweiten Harmonischen bezüglich der Orbitalperiode
- bei einem Masseverlust von etwa 1 kg durch Anbau der beiden Klappen am Ende der Flügel des Solargenerators.
Auf EUTELSAT 2 verbraucht die Lagesteuerung während der sieben Jahre der Lebensdauer des Satelliten 9 kg Ergol für die Roll/Gier-Steuerung und 0.8 kg Ergol für die Entsättigung des Nicksteuerrads.
Die Verwendung der Erfindung stellt also eine potentielle Einsparung von etwa 8,8 kg bei einem elektrischen Leistungsverlust dar, der gegenüber den elektrischen Leistungsmargen vernachlässigbar ist, die erforderlich sind, um das Schadhaftwerden des Solargenerators und die jahreszeitbedingten Änderungen der Besonnung (Solstitien und Eklipsen bei den Äquinoktien) auszugleichen.
Die vorstehende Beschreibung betrifft natürlich lediglich ein Ausführungsbeispiel, und im Rahmen der Erfindung sind für den Fachmann zahlreiche Abwandlungen möglich. So können die Klappen 10 und 11 durch mehrere kleinere Klappen ersetzt sein, die quer zur Nickachse oder parallel zu dieser Achse versetzt sind (ziehharmonikaartige Montage ähnlich der des Flügels selbst) und zusammen dieselbe Fläche haben. Da man nämlich in der Praxis bestrebt ist, zusätzliche Flächen mit möglichst großer Ausdehnung zu verwenden, ist es zweckmäßig, mehrere Klappen zu benutzen, deren Größe kaum kleiner als die der Solarpanels ist, zwischen denen sie in Speicherkonfiguration zusammengeklappt werden. Wie ausgeführt wurde, besitzen die mit dem äußersten Sonnenpanel verbundenen Klappen abgeschnittene Enden (Winkel 23,5º im Fall eines geostationären Satelliten plus dem Höchstwert der Neigung des Orbits, der für den Satelliten vorgesehen ist); diese können im Fall einer Folge von Klappen, die in der Verlängerung des Flügels aneinanderangelenkt sind, mit Ausnahme der ersten weggelassen werden.

Claims

1. Vorrichtung zur Steuerung der Lage eines um drei Achsen, darunter eine Nickachse (Y), stabilisierten Satelliten mit zwei Solargeneratorflügeln (4, 5) die sich von einem Satellitenkörper (3) aus in entgegengesetzten Richtungen längs zweier zur Nickachse wenigstens annähernd paralleler Längsachsen erstrecken, zwei Antriebsmotoren (6) zum Drehantrieb dieser Flügel voneinander unabhängig um Drehachsen, die wenigstens annähernd zur Nickachse parallel sind, um die Flügel mit einer Richtabweichung von höchstens gleich einem vorbestimmten Richtabweichungshöchstwert der Sonne zugewandt zu halten, einem Satz Detektoren (7) zur Messung der Lagewinkel und einer Rechenkette (21, 22) zur Steuerung der Antriebsmotoren in Abhängigkeit von den Lagewinkeln, dadurch gekennzeichnet, daß sie ferner an jedem Flügel eine zusätzliche Fläche (10, 11) besitzt, die von wenigstens einer Klappe gebildet ist und sich in Längsrichtung über das Ende dieses Flügels hinaus parallel zu seiner Längsachse erstreckt, wobei diese zusätzlichen Flächen im wesentlichen gleiche Flächenausdehnungen haben und bezüglich der Flügel Neigungen um diese Achse (Y) besitzen, die von Flügel zu Flügel entgegengesetzt gerichtet sind und wenigstens annähernd die gleiche Amplitude α haben, die kleiner als der Ergänzungswinkel zu 90º dieser Höchstamplitude der Richtabweichung der Flügel ist.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Amplitude α im wesentlichen auf 5º genau gleich dem Ergänzungswinkel zu 90º der Höchstamplitude der Richtabweichung der Flügel ist.

3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß wenn die Höchstamplitude der Richtabweichung der Flügel etwa 10º beträgt, die Amplitude der Neigung der Klappen etwa 80º beträgt.

4. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die wenigstens einem der Flügel zugeordnete zusätzliche Fläche von einer einzigen Klappe gebildet ist.

5. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß diese zusätzlichen Flächen insgesamt auf dieselbe Seite der Nickachse versetzt sind, wenn die Flügel koplanar sind.

6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die zusätzlichen Flächen, wenn sie jeweils aus einer einzigen Klappe bestehen, bezüglich dieser Nickachse um wenigstens annähernd gleiche Distanzen (d) versetzt sind.

7. Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Versetzung (d) 5 bis 45 % der Breite (L) der Flügel beträgt.

8. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die wenigstens einem Flügel zugeordnete zusätzliche Fläche eine Vielzahl von wenigstens zwei getrennten und parallelen Klappen umfaßt, die mit diesem Flügel verbunden sind, indem sie quer zur Nickachse versetzt sind.

9. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die wenigstens einem Flügel zugeordnete zusätzliche Fläche eine Vielzahl von wenigstens zwei Klappen umfaßt, die quer zur Nickachse aneinander angelenkt sind.

10. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß jede der zusätzlichen Flächen wenigstens eine Klappe umfaßt, die die Form eines Rechtecks hat, von dem zwei Ecken, ein hinteres und ein vorderes, in Nähe des Flügels, an dem sie befestigt ist, ausgehend von der Zone (M, M') der Befestigung an diesem Flügel in wenigstens annähernd gleichen Winkeln (a&sub1;, a&sub2;) abgeschnitten sind, die bezüglich einer gedachten Kante dieser Klappe gemessen werden, die sich quer zur Längsachse des diese Klappe tragenden Flügels erstreckt.

11. Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Schnittwinkel (a&sub1;, a&sub2;) dieses vorderen und hinteren Ecks 23 bis 30º betragen.

12. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß jede Klappe einen Rahmen umfaßt, an den eine nicht gespannte Haut angeklebt ist, die die Sonnenstrahlung absorbieren kann

13. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß jede der zusätzlichen Flächen in Speicherkonfiguration der Solargeneratorflügel mit diesen Flügeln zusammengeklappt ist.