DE69100603T2

DE69100603T2 - Geostationärer Beobachtungssatellit mit einem mehrdüsigen flüssigtreibstoffgetriebenen Apogäumsmanövriersystem.

Info

Publication number: DE69100603T2
Application number: DE91400489T
Authority: DE
Inventors: Patrick Maute
Original assignee: Airbus Group SAS
Current assignee: Airbus Group SAS
Priority date: 1990-02-26
Filing date: 1991-02-22
Publication date: 1994-03-10
Anticipated expiration: 2011-02-23
Also published as: JP3102578B2; EP0445011A1; US6264145B1; US6082678A; CA2037005A1; EP0445011B1; JPH05105197A; DE69100603D1; ES2046021T3

Description

Die Erfindung betrifft die allgemeine Struktur von Satelliten, beispielsweise Beobachtungssatelliten, insbesondere Erdbeobachtungssatelliten. Sie bezieht sich im besonderen auf den Fall von autorotationsstabilisierten Satelliten und betrifft vor allem, jedoch nicht ausschließlich, Wettersatelliten.
Beispiele von geostationären autorotationsstabilisierten Wettersatelliten wurden bereits in den Vereinigten Staaten, in der Sowjetunion, in Japan oder in Europa für das Wetterbeobachtungsprogramm, abgekürzt WWW (WORLD WEATHER WATCH) genannt, eingesetzt. Von diesen sind die Satelliten GOES 1 und 4 für die Vereinigten Staaten, MOP in Europa und GOIS in Japan zu nennen.
Die Erdbeobachtungssatelliten wurden bisher immer gleichzeitig autorotationssabilisiert und mit einem Festtreibstoff- Apogäumsmanöversystem ausgerüstet.
Gegenwärtig laufen sowohl in den Vereinigten Staaten als auch insbesondere in Europa verschiedene Projekte oder Vorprojekte für den Einsatz von sogenannten Satelliten der zweiten Generation (im Gegensatz zu den bereits bestehenden, die deshalb der ersten Generation zugerechnet werden). Diese Satelliten der zweiten Generation streben Leistungen insbesondere bezüglich der Anzahl Kanäle und der Präzision an, die wesentlich höher als die der Satelliten der ersten Generation sind. Dies wird von einer Trockenmasse begleitet, die viel größer als die der Satelliten der ersten Generation ist (800 bis 1.500 kg gegenüber etwa 300 bis 350 kg früher).
Seit der Zeit, in der die Satelliten der ersten Generation entworfen und abgeschossen wurden, hat im Bereich des Antriebs der Satelliten - geostationär oder nicht - eine bedeutende Entwicklung stattgefunden: die Verwendung von Festtreibstoff- Apogäumsmotoren wurde zugunsten von Flüssigtreibstoff-Antriebssystemen aufgegeben.
Diese Einführung von Flüssigtreibstoff anstelle von Feststreibstoff erklärt sich durch einen besseren spezifischen Impuls, die Möglichkeit, für das Apogäumsmanöversystem und für das Orbitkorrektur- und Lagesteuersystem ein einheitliches Speisesystem vorzusehen, eine höhere operative Flexibilität (Möglichkeit eines Apogäumsmanövers in mehreren Phasen) und schließlich eine höhere Konzeptflexibilität (man füllt die Flüssigtreibstoffbehälter vor dem Abschuß in Abhängigkeit von der tatsächlichen Masse, während man bisher den Festtreibstoffmotor während der Entwicklungsphase mit seinem Behälter in Abhängigkeit von der möglichen Masse des Satelliten nach Fertigstellung wählen mußte). In der Tat äußert sich die Verwendung von Flüssigtreibstoff insgesamt in einem hohen Gewinn an Abschußmasse.
Eine Konsequenz dieser Entwicklung ist, daß es gegenwärtig in Europa keine Feststoff-Apogäumsmotore gibt, die zugelassen sind und an die Massen der modernen Satelliten (800 bis 1.500 kg Trockenmasse) angepaßt sind.
Außerdem stellt die Verwendung von flüssigtreibstoffgetriebenen Apogäumsdüsen im Fall von autorotationsstabilisierten Beobachtungssatelliten (insbesondere Wettersatelliten) ein spezielles kritisches Problem dar.
Die Mission solcher Beobachtungssatelliten beinhaltet nämlich die Aufnahme von Bildern der Erde und/oder ihrer Atmosphäre auf Infrarotkanälen. Die hierzu verwendeten Sensoren müssen nämlich auf niedrige Temperaturen von etwa 100 K gekühlt werden, damit sie annehmbare Geräuschabstandsmerkmale besitzen. Diese tiefen Temperaturen werden gewöhnlich erhalten, indem die Brennebene des Beobachtungsinstruments (dort, wo sich die Infrarotsensoren befinden) unter einem kegelstumpfförmigen Kühler angeordnet werden, der seinerseits auf einer Querseite des Satelliten angeordnet ist, die dem stellaren Vakuum gegenübersteht, um den von außen kommenden (insbesondere Sonnen-) Energiefluß, der die Wärmeabfuhr durch diesen Kühler stören könnte, zu minimieren. Die kegelstumpfförmige Seitenwand dieses Kühlers ist gewöhnlich in einem Winkel, der etwas größer als 23,5º ist, gegen eine quer zur Autorotationsachse verlaufende Ebene geneigt und ist sorgfältig poliert (meistens handelt es sich um Aluminium), so daß sie einen hervorragenden Spiegeligkeitskoeffizienten besitzt und die ggf. einfallenden Sonnenstrahlen auch in den schlimmsten Fällen (insbesondere Wintersonnenwende, wenn der Kühler sich auf der Südseite befindet) aus dem Kühler heraus reflektiert werden.
Für alle Satelliten der ersten Generation wurde die Freilegung des Blickfelds des passiven Kühlers auf den kalten Raum (nach Süden) dadurch erreicht, daß der feststoffgetriebene Apogäumsmotor nach seinem Abbrennen ausgestoßen wurde. Der Kühler befand sich genau hinter diesem Apogäumsmotor in Höhe der Schnittstelle Satellit/Apogäumsmotor, wobei der flüssigtreibstoffgetriebene Apogäumsmotor in dieser Hinsicht den Vorteil hat, daß er mit seinem Behälter eine kompakte und leicht auszustoßende Einheit bildet.
Es sei daran erinnert, daß die entgegengesetzte Seite des Satelliten (Nordseite) gewöhnlich von den Antennen zur Kommunikation mit dem Boden eingenommen wird, die in bekannter Weise insbesondere einen Telekommunikationsmast umfassen, der genau in der Autorotationsachse des Satelliten angeordnet ist.
Eine solche Ausstoßmöglichkeit des Apogäumsmanöversystems scheint im Fall eines Flüssigtreibstoffsystems ausgeschlossen (insbesondere im Fall einer vereinheitlichten Speisung), da die für den Apogäumsantrieb bestimmten Flüssigkeitstreibstoffe zu der Apogäumsdüse (die genau in der Autorotationsachse gerichtet ist) von im Inneren des Körpers des Satelliten angeordneten Behältern aus über Rohre geleitet werden und da es aus Gründen der Abdichtung nicht realistisch ist, eine Unterbrechung zwischen den Behältern und der Apogäumsdüse für deren Ausstoß vorzusehen.
Bei der Konzeption von autorotationsstabilisierten geostationären Beobachtungssatelliten muß also das folgende technische Problem gelöst werden: wie lassen sich die axial angeordneten Antennen, das gewöhnlich axial angeordnete flüssigtreibstoffgetriebene Apogäumsmanöversystem und der gewöhnlich axial angeordnete Kühler des Beobachtungssystems unter Einhaltung der Auflagen einbauen, die sich aus der Autorotation des Satelliten ergeben (insbesondere besitzt das Beobachtungssystem üblicherweise bewegliche optische Teile, bei denen es wesentlich erscheint, daß sie so nahe wie möglich in der Autorotationsachse gehalten werden, um sie eventuellen unzulässigen Zentrifugalkräften zu entziehen). Allgemeiner besteht das Problem darin, wie auf einem rotationsstabilisierten Satelliten ein axiales Antriebssystem mit zwei Ausrüstungen (im vorliegenden Fall einem Antennenturm und einem Kühler), die in der Rotationsachse angeordnet werden müssen, in Einklang gebracht werden kann.
Die Erfindung schlägt zu diesem Zweck einen Satelliten vor, der dazu bestimmt ist, auf einem geostationären Orbit autorotationsstabilisiert zu werden, und koaxial zu einer Autorotationsachse einen von einem zylindrischen Solargenerator umgebenen Satellitenkörper, ein in der Achse angeordnetes Apogäumsmanöversystem und zwei axial angeordnete Ausrüstungen umfaßt, dadurch gekennzeichnet, daß das Apogäumsmanöversystem auf der einer der Ausrüstungen entgegengesetzten Seite eine Gruppe von wenigstens zwei Düsen umfaßt, die parallel zur Achse gerichtet, jedoch bzgl. dieser um den gleichen Abstand versetzt sind, auf dem Umfang regelmäßig um die andere der Ausrüstungen herum verteilt sind und mit einem gemeinsamen System zur Versorgung mit Flüssigtreibstoff verbunden sind.
Gemäß einem an sich neuen Merkmal der Erfindung läßt man die Verwendung von mehreren Düsen zu, was den Einsatz von bereits zugelassenen Düsen trotz der Erhöhung der Masse der Satelliten gestattet.
Gemäß bevorzugten, ggf. kombinierten Anordnungen der Erfindung:
- ist die andere, zwischen den Düsen angeordnete Ausrüstung ein Satz von Kommunikationsantennen,
- ist die Ausrüstung, bzgl. der das Apogäumsmanöversystem auf der entgegengesetzten Seite montiert ist, ein Kühler, der zu einem Beobachtungssystem mit Infrarotsensoren gehört,
- ist die Ausrüstung, bzgl. der das Apogäumsmanöversystem auf der entgegengesetzten Seite befestigt ist, gemäß einer anderen Alternative der Satz von Kommunikationsantennen, wobei die zwischen den Düsen gelegene Ausrüstung der genannte Kühler sein kann,
- sind zwei Düsen vorgesehen, die symmetrisch zu beiden Seiten der Autorotationsachse angeordnet sind (bei mehr als zwei Düsen kann man von einem im wesentlichen regelmäßigen Düsenkranz sprechen),
- ist der Abstand, um den die Düsen bzgl. der Achse versetzt sind, wenigstens gleich der Hälfte des Radius des zylindrischen Solargenerators,
- ist der Abstand, um den die Düsen bzgl. der Achse versetzt sind, wenigstens gleich zwei Dritteln des Radius des zylindrischen Generators,
- ist der Kühler mit einem ausstoßbaren Deckel bedeckt,
- ist der ausstoßbare Deckel eine Kältequelle, wobei um den Kühler herum Heizeinrichtungen angeordnet sind, die dazu bestimmt sind, bei ihrem Einsatz eine Dekontaminierung des unteren Teils des Satelliten zu bewirken,
- ist der ausstoßbare Deckel mit dem Satellitenkörper radial außerhalb des Kühlers durch Bruchverbindungen mit pyrotechnischer Betätigung verbunden,
- sind axial zwischen dem ausstoßbaren Deckel und dem Satellitenkörper elastische Energiespeicherelemente eingesetzt, die den Ausstoß des Deckels bewirken können,
- sind die elastischen Elemente axial komprimierte Spiralfedern,
- ist zwischen den Antennensatz und die Düsen ein Hitzeschirm eingesetzt,
- umfaßt der Hitzeschirm gelenkige Klappen, die das Blickfeld der Antennen auf die Erde nach dem Apogäumsmanöver freilegen,
- speist das System zur Versorgung mit Flüssigtreibstoff auch Orbitkorrektur- und Lagesteuerdüsen.
Ein solches Konzept mit mehreren Apogäumsdüsen stieß von vorneherein auf mehrere Einwände des Fachmanns. Insbesondere stellte sich die Frage: Wie wird sich der Satellit bei gekoppelten Schüben von zwei oder mehr Düsen im Fall einer möglichen Desynchronisierung dieser Schübe und/oder im Fall von Differenzen in der Versetzung bzgl. der Achse der Düsen oder sogar im Fall von Differenzen der Amplitude dieser Düsen verhalten und in welchem Ausmaß wäre andererseits das Flüssigtreibstoff-Speisesystem des Satelliten zu ändern, um ihm die sichere und synchronisierte Speisung von zwei oder mehr Düsen zu gestatten, und schließlich die Frage, ob die Anordnung einer Ausrüstung (wie Antennen oder Kühler) in Nähe des Ausgangs der Düsen nicht zu einer zu starken Verschmutzung (Kontamination und Wärmewirkung) infolge des Betriebs dieser Düsen führen würde.
Die Erfindung beruht auf der gyroskopischen Steifheit des Satelliten infolge seiner Autorotationsstabilisierung schon vor den Apogäumsmanövern, die nach Versuchen im Fall der Satelliten der zweiten Generation angesichts ihrer Masse und Drehgeschwindigkeit ausreicht, um die Störwirkungen durch die obengenannten die Düsen betreffenden eventuellen Konstruktions- oder Betriebsfehler auf vollkommen akzeptierbaren Niveaus zu halten.
Ferner werden durch die Erfindung realistische Mittel geschaffen, um die Verschmutzung der Ausrüstung durch die Düsen im Fall eines Kühlers durch dessen vorübergehende Verschließung durch einen ausstoßbaren Deckel einfachen Aufbaus zu begrenzen, der sich mit einer Superisolation bekannter Art begnügt, oder allgemein durch ausstoßbare oder angelenkte Abschirmungen (Klappen, die nach dem Apogäumsmanöver auf die Düsen geklappt werden).
Es hat sich gezeigt, daß man bei der Verwendung von mehreren Düsen fast den gesamten Massegewinn erreichen kann, den man bei anderen Satellitentypen durch Ersetzen eines Festtreibstoffantriebs durch einen Flüssigtreibstoffantrieb und durch eine einzige Düse erhält.
Gegenstände, Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung von Beispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Zeichnungen. In diesen zeigen:
Fig. 1 eine schematische axiale Darstellung eines erfindungsgemäßen Satelliten gemäß Pfeil I von Fig. 2 im verfügbaren Volumen in einer Trägerrakete vom Typ ARIANE, wobei Teile weggebrochen sind,
Fig. 2 eine andere axiale Ansicht in Richtung des Pfeils II von Fig. 1,
Fig. 3 eine perspektivische Darstellung,
Fig. 4 eine vergrößerte Detailansicht des unteren Teils von Fig. 1,
Fig. 5 ein vereinfachtes hydraulisches Schema der Flüssigtreibstoffschaltung des Apogäumsmanöver-, Orbitkorrektur- und Lagesteuerungssystems,
Fig. 6 eine schematische axiale Darstellung des optischen Beobachtungssystems in Richtung des Pfeils VI von Fig. 7, wobei Teile weggebrochen sind,
Fig. 7 eine entsprechende Ansicht in Richtung des Pfeils VII von Fig. 6,
Fig. 8 einen axialen Schnitt durch den Kühler dieses optischen Beobachtungssystems,
Fig. 9 eine schematische Darstellung, die diesen Kühler zeigt, der mit seinem ausstoßbaren Deckel ausgerüstet ist,
Fig. 10 eine Fig. 1 ähnliche Darstellung, die jedoch einer Abwandlung entspricht, bei der die Düsen um den Antennenturm herum angeordnet sind, und
Fig. 11 und 12 ähnliche Ansichten wie die Figuren 2 und 3, die dieser Abwandlung entsprechen.
Die Figuren 1 bis 3 zeigen einen insgesamt mit der Bezugszahl 1 bezeichneten Beobachtungssatelliten, der dazu bestimmt ist, um eine Achse -Z+Z auf einem geostationären Orbit autorotationsstabilisiert zu werden.
In Fig. 1 ist dieser Satellit in einer mit einer strichpunktierten Linie gezeichneten Hülle A dargestellt, die das Volumen darstellt, das ihm in einer Trag- und Doppelabschußstruktur vom Typ ARIANE zugeteilt ist.
Dieser Satellit besitzt hauptsächlich einen insgesamt mit 2 bezeichneten Körper, der von einer zylindrischen Hülle 3 umgeben ist, die mit Solarzellen bedeckt ist und einen Solargenerator bildet, ein optisches Infrarot-Beobachtungssystem 4 mit einem radial angeordneten Eingangsbaffle 5 und einem auf einer Süd-Querseite des Körpers angeordneten Kühler 6, einen insgesamt mit 7 bezeichneten Satz von Telekommunikations- und Bildübertragungsantennen, der auf einer Nord-Querseite hervorstehend angeordnet ist, die der den Kühler aufweisenden Querseite entgegengesetzt ist, und ein insgesamt mit 8 bezeichnetes Apogäumsantriebssystem, das insgesamt axial angeordnet ist.
Wie aus den Figuren 1 und 2 hervorgeht, umfaßt der Satellitenkörper 2, der manchmal Betriebsmodul genannt wird, auf bekannte Weise eine Hauptplattform 2A, die in Querrichtung angeordnet ist, und ein axial angeordnetes Rohr 2B, das mit dieser Plattform fest verbunden ist.
Im Inneren dieses Rohrs 2B sind das Beobachtungssystem 4, das detaillierter in den Figuren 6 und 7 dargestellt ist, und das in Fig. 2 nicht dargestellte Baffle 5 angeordnet, das dieses Rohr durchquert und gegenüber einer Öffnung 3A angeordnet ist, die im Solargenerator vorgesehen ist (siehe Fig. 3).
In seinem oberen Teil ist dieser Satellitenkörper 2 durch eine obere Plattform 9 geschlossen, an der die Antennen 7 befestigt sind. Diese Antennen werden, da sie nicht Teil der vorliegenden Erfindung bilden, hier nicht ausführlicher beschrieben. Sie sind von jedem bekannten Typ, der zur Durchführung der Telekommunikations- und Bildübertragungsmissionen, mit denen der Satellit betraut ist, geeignet ist.
Um das Rohr 2B herum ist das Apogäumsantriebssystem 8 angeordnet. Dieses System umfaßt einen vereinheitlichten Flüssigtreibstoffspeisekreis, der auch an Lagesteuerungs- und Orbitkorrekturdüsen von jedem bekannten geeigneten Typ angeschlossen ist (nur in Fig. 5 mit der Bezugszahl 35 dargestellt).
Dieses Apogäumsantriebssystem 8, das detailliert in Fig. 5 dargestellt ist, umfaßt somit insbesondere Treibstoffbehälter 10 und 11, die im Satellitenkörper durch verschiedene Versteifungs- und Befestigungstraversen jedes bekannten geeigneten Typs an Platz gehalten sind, von denen einige in den Figuren 1, 2 und 4 unter der Bezugszahl 100 dargestellt sind.
Wie ausführlich aus Fig. 4 hervorgeht, umfaßt dieses Apogäumsantriebssystem 8 nicht eine einzige in der Autorotationsachse angeordnete Düse wie bei den bekannten autorotationsstabilisierten Beobachtungssatelliten, sondern eine Vielzahl von identischen Düsen 12, die in gleichen Abständen L von der Achse angeordnet sind und winkelmäßig regelmäßig um diese herum verteilt sind. Bei dem betrachteten Beispiel sind diese Düsen 12 in der Anzahl von zwei vorgesehen und sind bzgl. der Achse auf einem Durchmesser symmetrisch angeordnet, wobei der Abstand L wenigstens die Hälfte des Radius R der den Solargenerator 3 bildenden zylindrischen Hülle beträgt.
Diese Düsen sind axial im wesentlichen in derselben Höhe wie der Kühler 6 des Beobachtungssystems 4 angeordnet.
Bei dem dargestellten Beispiel sind diese Düsen 12 leicht in den Satellitenkörpern nach innen zurückversetzt. Gemäß einer nicht dargestellten Abwandlung sind die Düsen radial noch weiter nach außen versetzt (wenigstens zwei Drittel von R), aber bzgl. des Kühlers weniger zurückversetzt als in Fig. 4, und zwar aufgrund des in der Trägerrakete verfügbaren Volumens.
Wie aus Fig. 5 hervorgeht, kommt der vereinheitlichte Flüssigtreibstoffspeisekreis dem bekannten gebräuchlichen vereinheitlichten Speisekreis im Fall einer einzigen Apogäumsdüse sehr nahe. Dieser Kreis umfaßt eine Unterdrucksetzungsstufe 20, die an eine Heliumquelle 21 angeschlossen ist, sowie einen spezifischen Speisekreis 22 oder 23 für jeden der beiden verwendeten Flüssigtreibstoffe, im vorliegenden Fall Monomethylhydrazin (abgekürzt MMH) in Behältern 24 und 25 und Stickstoffperoxyd (N&sub2;O&sub4;) in Behältern 26 und 27.
Versuche haben gezeigt, daß der Übergang von einer auf zwei Düsen für einen sicheren Betrieb außer einer einfachen Verdoppelung der Treibstoffspeiseleitungen 28 und 29 und der Unterdrucksetzungsleitung 30 nur eine leichte Erhöhung des Durchmessers der Speiseleitungen, die gewöhnlich für die bekannten Apogäumsdüsen verwendet werden, um einige Prozent mit sich bringt, so daß der sich durch die Teilung des Treibstoffstroms in zwei Zweige ergebende Druckabfall kompensiert wird.
Es ist zu bemerken, daß die Düsen 12 mit den gebräuchlichen Düsen identisch sind, die getrennt in den bekannten Apogäumsantriebssystemen verwendet werden (in der Praxis Düsen mit einem Schub von gleich 400 N).
Bezüglich eines bekannten Systems mit einer einzigen Düse beträgt die Massevergrößerung infolge der Verwendung von zwei Düsen anstelle einer nur etwa 3,1 kg (2,5 kg für die zusätzliche Düse und etwa 0,6 kg für die Durchmesservergrößerung der Leitungen), was gegenüber dem Massegewinn (der etwa 200 kg erreichen kann) vernachlässigbar ist, der sich aus dem Übergang von einem Festtreibstoffantrieb auf einen Flüssigtreibstoffantrieb ergibt.
Da der Kreis von Fig. 5 mit den oben genannten Ausnahmen einem bekannten Kreis sehr nahe kommt, wird er hier nicht ausführlicher beschrieben. Es sei erwähnt, daß die mit einem P gekennzeichneten Ventile normalerweise geschlossene (+) oder normalerweise offene (-) Pyroventile sind. Die mit I gekennzeichneten Ventile sind Verriegelungsventile mit Positionsschalter (latch valve); die mit M gekennzeichneten Ventile sind manuelle Ventile, die vor dem Abschuß normalerweise geschlossen sind.
Das Beobachtungssystem 4 ist an sich bekannt und ist in den Figuren 6 und 7 nur zur Erinnerung dargestellt.
Es besitzt hauptsächlich einen Spiegel 30, der eine einfallende Strahlung S parallel zur Achse auf eine in den Figuren 6 bis 8 schematisch bei P dargestellte Brennebene umlenkt, die sich in einer Kammer 32 befindet, die Infrarotsensoren jedes geeigneten bekannten Typs enthält, die sich einer strahlenden Querfläche 33 entlang erstrecken, die beispielsweise mit einem bekannten geeigneten weißen Anstrich beschichtet ist, der von dem kegelstumpfförmigen Kühler 6 umgeben ist.
Während der gesamten Abschußphase und bis nach Ende des Apogäumsmanövers ist der Kühler 6 durch einen ausstoßbaren Deckel 40 verschlossen, der schematisch in Fig. 9 dargestellt ist. Dieser Deckel besitzt einen dicken zentralen Teil 40A, der im Kühler 6 zentriert ist, und einen dünneren Umfangsrand 40B, der zeitweise mit einem Befestigungsring 41 verbunden ist, der mit dem Satellitenkörper fest verbunden ist und den Kühler umgibt. Die Verbindung des Deckels mit dem Befestigungsring wird durch Elemente 41A und 41C gewährleistet, die mit diesem Ring bzw. mit diesem Deckel verbunden sind und aneinander durch Stifte mit pyrotechnischer Betätigung befestigt sind, die in Fig. 9 schematisch mit 42 dargestellt sind.
Der Ausstoß des Deckels wird durch elastische Organe 43 gewährleistet, die axial zwischen diesem ausstoßbaren Deckel und dem Umfangskranz eingesetzt sind und bei der pyrotechnischen Betätigung der genannten Stifte freigegeben werden. Diese elastischen Organe sind im vorliegenden Fall axial komprimierte Spiralfedern, die in unmittelbarer Nähe der durch die Stifte aneinander befestigten Elemente angeordnet sind.
Dieser Deckel ist mit einer Superisolation bedeckt (es kann sich auf bekannte Weise um eine Verbundbeschichtung auf der Basis von Titanfolien handeln). Dieser Deckel wird als Kältequelle verwendet, die dazu bestimmt ist, die von der Verbrennung des Treibstoffs kommende Verschmutzung einzufangen. Zu diesem Zweck ist die Superisolationsschicht zweckmäßigerweise mit einer weißen Anstrichschicht bedeckt.
Ebenso ist der Umfangskranz mit einer Superisolation bedeckt. Beispielsweise handelt es sich hierbei um einen Verbundwerkstoff, der eine Titanschicht umfaßt, die zu doppelt aluminiumbeschichteten Kaptonschichten parallel ist, die durch Stege aus Glasfaser voneinander entfernt gehalten werden. Heizvorrichtungen 44 sind in Nähe des Umfangskranzes angeordnet (beispielsweise handelt es sich um einfache Heizwiderstände). Diese Heizvorrichtungen haben die Aufgabe, nach Ende des Apogäumsmanövers eine Verdampfung des größten Teils der von der Treibstoffverbrennung stammenden abgelagerten Produkte zu bewirken, wobei die auf diese Weise erhaltenen Gase durch Kondensation von der vom Deckel gebildeten Kältequelle eingefangen werden.
Beispielsweise im Fall einer Satellitentrockenmasse von etwa einer Tonne und einem vereinheitlichten Antriebssystem mit zwei Flüssigtreibstoffen MMH/N&sub2;O&sub4; haben diese Verbrennungsprodukte typischerweise die folgende Analyse:
- H&sub2;O : 90 mg
- N&sub2; : 125 mg
- CO : 50 mg
-H&sub2; : 5 mg
- CO&sub2; : 25 mg
Da der größte Teil dieser Verbrennungsprodukte vom Deckel eingefangen wird, wird er bei dessen Ausstoß typischerweise 24 Stunden nach dem Apogäumsmanöver abgeführt, wobei die Heizvorrichtungen sogleich am Ende dieses Manövers in Gang gesetzt werden.
Eine typische Gewichtsaufstellung für das System von Fig. 9 ist:
- Superisolation : 750 g
- Heizvorrichtung : 500 g
- Deckel und Federn : 2.500 g.
Die Tabelle 1 führt die Ergebnisse an, die in verschiedenen Fällen von Struktur- oder Betriebsunsymmetrie der Düsen 12 erhalten werden.
Für jeden der in Betracht gezogenen Fälle gibt die Tabelle 1 die Amplitude der betreffenden Abweichung, die betreffende Autorotationsgeschwindigkeit, die beobachtete maximale Nutation, den Geschwindigkeitsinkrementsverlust und die sich daraus für den Satelliten ergebende winkelmäßige Geschwindigkeitsinkrementsversetzung an.
Eine Differenz von 5 mm zwischen den Abständen der Düsen zur Achse äußert sich in geringsten Störungen.
Eine Winkelabweichung von 0,5º am Schubvektor führt ebenfalls zu geringsten Störungen.
Im Fall einer Differenz von 5 mm zwischen den Abständen der beiden Düsen zur Achse bei gleichzeitiger Winkelversetzung des Schubvektors um 1º und einer Streuung am Schub von 16 N erhält man eine maximale Nutation von 3,3º, einen Geschwindigkeitsinkrementverlust von 2,2 m/sec. und eine sich daraus ergebende winkelmäßige Geschwindigkeitsinkrementversetzung von 0,36º was absolut akzeptierbaren und anschließend korrigierbaren Störungen entspricht. Es sei daran erinnert, daß das Nenngeschwindigkeitsinkrement typischerweise etwa 1.500 m/sec. beträgt.
Die genannten Ergebnisse entsprechen Autorotationsgeschwindigkeiten von 15 U/min, was weit innerhalb der bei Satelliten der zweiten Generation vorgesehenen Autorotationsgeschwindigkeiten liegt, die 100 U/min erreichen können.
Es wurde sogar der Fall in Betracht gezogen, in dem eine der Düsen ausfällt, was sich in einem fühlbaren Hebelarm äußern würde: bei 15 U/min werden die sich aus einem solchen Ausfall ergebenden Störungen groß, sobald die Drehgeschwindigkeit sich 50 U/min nähert, kehren die Störungen jedoch wieder in zulässige Grenzen zurück.
Aus den Versuchen dieser Tabelle 1 wird deutlich, daß die den Sollautorotationsgeschwindigkeiten zugeordnete gyroskopische Steifigkeit ausreichend ist, um die Störungen, die infolge der Verwendung einer Vielzahl von Düsen auftreten können, auf einem akzeptierbaren Niveau zu halten, ohne daß es erforderlich ist, alle besonderen Vorsichtsmaßnahmen zu ergreifen, um die Montage- und Betriebspräzision dieser Düsen sicherzustellen.
Die Figuren 10 bis 12 entsprechen einer abgewandelten Einbauart der Düsen, bei der diese mit 12' bezeichneten Düsen nicht mehr um die den Kühler bildende Ausrüstung herum angeordnet sind, sondern um die auf der entgegengesetzten Seite angeordnete Ausrüstung, und zwar den Antennenturm, herum.
In diesen Figuren 10 bis 12 haben die den Elementen der Figuren 1 bis 3 entsprechenden Elemente dieselben Bezugszahlen, wobei diese jedoch mit einem Strichindex versehen sind, wenn diese Elemente entweder durch ihre Gesamt struktur oder durch ihre Einbauart Unterschiede besitzen.
Der Schutz der Ausrüstung, die im vorliegenden Fall aus dem Turm 7 besteht, gegenüber den Strahlen der Apogäumsdüsen (Wärmestoß, Verschmutzung ...) wird hierbei durch einen Hitzeschirm jedes geeigneten bekannten Typs erreicht, der insgesamt mit 40' bezeichnet ist und dessen Bestandteile mit einer Verbundbeschichtung beispielsweise auf Titanbasis versehen sind.
Diese Elemente können fest oder abnehmbar sein.
Gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel sind diese Elemente angelenkte Klappen, die zwischen die Düsen und den Antennenturm eingesetzt sind und in ausgeklappter Konfiguration (dargestellt) den Turm schützen können (zu einem Zeitpunkt, zu dem er nicht benötigt wird) und nach dem Apogäumsmanöver an den Satellitenkörper herangeklappt werden können (quer zur Achse), indem sie ggf. die Apogäumsdüsen verschließen, deren Aufgabe beendet ist, und indem sie das Blickfeld der Antennen auf die Erde freigeben.
Selbstverständlich ist die vorstehende Beschreibung nur als nicht begrenzendes Beispiel gedacht, und vom Fachmann können zahlreiche Abwandlungen vorgeschlagen werden, ohne den Rahmen der Erfindung zu verlassen. TABELLE 1 Störungsquelle Amplitude Autorotationsgeschwindigkeit U/m Maximale Nutation (º) Geschwindigkeitsinkrementverlust (m/sec.) Winkelmäßige Geschwindigkeitsinkrementversetzung (º) Abweichung der Versetzg.d.Düsen gegen die Achse Winkelabweichung des Schubs Ausfall einer Düse Kombinierte - Versetzungsabweichung - Winkelabweichung - Schubdifferenz

Claims

1. Satellit (1, 1'), der dazu bestimmt ist, auf einem geostationären Orbit autorotationsstabilisiert zu werden, und koaxial zu einer Autorotationsachse (-Z+Z) einen von einem zylindrischen Solargenerator (3) umgebenen Satellitenkörper (2), ein in der Achse angeordnetes Apogäumsmanöversystem (8, 8') und zwei axial angeordnete Ausrüstungen (7, 6) umfaßt, dadurch gekennzeichnet, daß das Apogäumsmanöversystem auf der einer der Ausrüstungen entgegengesetzten Seite eine Gruppe von wenigstens zwei Düsen (12, 12') umfaßt, die parallel zur Achse gerichtet, jedoch bzgl. dieser um den gleichen Abstand (L) versetzt sind, auf dem Umfang regelmäßig um die andere der Ausrüstungen herum verteilt sind und mit einem gemeinsamen System (20-30) zur Versorgung mit Flüssigtreibstoff verbunden sind.

2. Satellit nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die andere, zwischen den Düsen (12) angeordnete Ausrüstung ein Kühler (6) ist, der zu einem Beobachtungssystem mit Infrarotsensoren gehört.

3. Satellit nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausrüstung (7), bezüglich der das Apogäumsmanöversystem (8) auf der entgegengesetzten Seite montiert ist, ein Satz von Kommunikationsantennen ist.

4. Satellit nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die andere, zwischen den Düsen (12') angeordnete Ausrüstung ein Satz von Kommunikationsantennen ist.

5. Satellit nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausrüstung, bezüglich der das Apogäumsmanöversystem (8') auf der entgegengesetzten Seite montiert ist, ein Kühler (6) ist, der zu einem Beobachtungssystem mit Infrarotsensoren gehört.

6. Satellit nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß zwei Düsen vorgesehen sind, die symmetrisch zu beiden Seiten der Autorotationsachse angeordnet sind.

7. Satellit nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Abstand, um den die Düsen bzgl. der Achse versetzt sind, wenigstens gleich der Hälfte des Radius des zylindrischen Generators ist.

8. Satellit nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Abstand, um den die Düsen bzgl. der Achse versetzt sind, wenigstens gleich zwei Dritteln des Radius des zylindrischen Generators ist.

9. Satellit nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Kühler mit einem ausstoßbaren Deckel (40) bedeckt ist.

10. Satellit nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der ausstoßbare Deckel eine Kältequelle ist, wobei um den Kühler herum Heizeinrichtungen (44) angeordnet sind, die dazu bestimmt sind, bei ihrem Einsatz eine Dekontaminierung des unteren Teils des Satelliten zu bewirken.

11. Satellit nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, daß der ausstoßbare Deckel (40) mit dem Satellitenkörper radial außerhalb des Kühlers durch Bruchverbindungen mit pyrotechnischer Betätigung (40C, 40A, 42) verbunden ist.

12. Satellit nach einem der Ansprüche 9 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß axial zwischen dem ausstoßbaren Deckel und dem Satellitenkörper elastische Energiespeicherelemente (43) eingesetzt sind, die den Ausstoß des Deckels bewirken können.

13. Satellit nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die elastischen Elemente (43) axial komprimierte Spiralfedern sind.

14. Satellit nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen den Antennensatz und die Düsen ein Hitzeschirm (40') eingesetzt ist.

15. Satellit nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß der Hitzeschirm gelenkige Klappen umfaßt, die das Blickfeld der Antennen auf die Erde nach dem Apogäumsmanöver freilegen.

16. Satellit nach einem der Ansprüche 1 bis 15, dadurch gekennzeichnet, daß das System zur Versorgung mit Flüssigtreibstoff auch Orbitkorrektur- und Lagesteuerdüsen speist.