DE69202507T2

DE69202507T2 - Kompensierter Übergang für eine Raumfahrzeug-Lageregelung.

Info

Publication number: DE69202507T2
Application number: DE69202507T
Authority: DE
Inventors: Tung Y Liu; Scott W Tilley
Original assignee: Loral Space Systems Inc
Current assignee: Maxar Space LLC
Priority date: 1991-04-02
Filing date: 1992-03-11
Publication date: 1996-02-01
Anticipated expiration: 2012-03-12
Also published as: US5222023A; CA2062308A1; JPH06135396A; CA2062308C; DE69202507D1; JP2623402B2; EP0507460B1; EP0507460A1

Description

QUERVERWEIS AUF IN BEZIEHUNG BESTEHENDE ANMELDUNG

Diese Anmeldung schließt durch Bezugnahme Inhalt ein, der in dem US Patent Nr. 4,931,942 enthalten ist, das an Garg u. a. am 5. Juni 1990 erteilt worden ist (ebenfalls EP-A-0 347 585).

HINTERGRUND DER ERFINDUNG

1. Gebiet der Erfindung

Diese Erfindung betrifft ein Verfahren zum Dämpfen der Nutationsbewegung in Satelliten und anderen Raumfahrzeugsy- Sternen, und insbesondere, einen glatten Übergang von einem abstandsstabilisiertem Modus, indem sich das Raumfahrzeug unter Triebwerksteuerung befindet, in einen Umlaufbahnbetriebszustand vorzusehen, in dem die Steuerung beibehalten wird, wobei Stabilisierungsschwungräder verwendet werden, um kleine Ausrichtungskorrekturen vorzunehmen.

2. Beschreibung des technischen Hintergrundes

Die in dieser Offenbarung beschriebenen Verbesserungen schließen durch Bezugnahme Inhalt ein, der in dem US-Patent Nr. 4,931,942 beschrieben ist, das an Garg u. a. am 05. Juni 1990 erteilt worden ist. Das Garg Patent beschreibt ein Verfahren zum Steuern der Nutationsbewegung während des Übergangs des Raumfahrzeugs von einem abstandsstabilisierten Modus in einen Umlaufbahnmodus, wobei ein Rückkopplungssteuersystem verwendet wird, um das mehrfache Auslösen von Triebwerkspulsen zu steuern. Obgleich die Probleme von nicht idealem Triebwerksverhalten und dynamische Umlaufbahnnichtlinearitäten angesprochen worden sind, wurden keine Lösungen über eine Konvergenz zur Stabilität durch aufeinanderfolgende rückkopplungsgesteuerte Triebwerkspulse hinaus angegeben.
- US Patent Nr. 4,288,051, das an Goschel erteilt worden ist, betrifft das Stabilisieren eines Satelliten in bezug auf die drei Hauptachsen vor dem Zeitpunkt, wenn der Satellit die Umlaufbahn ändern soll, wobei das Kraftmaschinensystem zum Erreichen der neuen Umlaufbahn eingeschaltet wird. Es ist kein getrenntes Schema zur Nutationsdämpfung geoffenbart.
- US Patent Nr. 4,537,357, das an Chan erteilt worden ist, beschreibt ein Verfahren zur Vorbelastung einzelner Triebwerksmotoren, um Abweichungen und Fehlanpassungen von Motoren auszugleichen. Die Dämpfung der Nutationsbewegung wird nicht angesprochen.
- US Patent Nr. 4,725,027, das an Vorlicek erteilt worden ist, beschreibt ein Verfahren zum Spinstabilisieren eines dreiachsigen gesteuerten Raumfahrzeugs. Ein Ausgleich der Nutationsbewegung wird nicht beschrieben.
- US Patent Nr. 4,758,957, das an Hubert u. a. erteilt worden ist, beschreibt ein Verfahren zum gleichzeitigen Verarbeiten und Nutationsdämpfen eines spinstabilisierten Raumfahrzeugs, das das Auslösen der Triebwerke in Reaktion auf eine Rückkopllung von einem Drehmoment-Kreiselgerät einschließt. Dieses Patent weist keine Offenbarung des gegenständlichen, dreipulsigen Triebwerksauslöseschemas auf, noch spricht es den Gegenstand eines Triebwerksausgleichs an.
Andere aufgedeckte Patente, die zusätzliche Informationen über die allgemeinen Themen von Nutation, Dämpfung, Korrektur in Raumfahrzeugsystemen und ähnlichem enthalten, sind wie folgt: US Patent Nr. Inventor Hamilton u. a. Johnson, Jr. Cavanagh Johansen Becker Fleming Phillips Pistiner u. a. Bruederle u. a. Armieux Hoffman Lehner u. a.

ZUSAMMENFASSUNG

Gemäß der vorliegenden Erfindung, wie sie in den Ansprüchen 1 und 4 definiert ist, wird ein Verfahren zum Ausschließen von Nutation in einem dreiachsig stabilisierten Raumfahrzeug (1) geschaffen, das interne Stabilisierungsschwungräder (3) als eine Lagestabilisierungsvorrichtung verwendet. Eine Nutationsdämpfung wird durchgeführt, wobei ein geschlossenes Regelsystem verwendet wird, in dem die Stabilisierungsschwungräder (3) zusammen mit den Triebwerken (5) des Raumfahrzeugs arbeiten. Diese Erfindung offenbart zwei Fortschritte gegenüber dem Stand der Technik. Der erste Fortschritt ist das Hinzufügen eines Ausgleichsmechanismus für das Triebwerk (81, 83) zu dem herkömmlichen Steuersystem für den Übergangsmodus. Die zweite Verbesserung ist die Eingliederung einer abgeänderten stark gedämpften Zeitabfolge der Triebwerke, bei der das nutierende Raumfahrzeug (1) innerhalb von drei Pulsen der Triebwerke (5) auf Umlaufbahnsteuerung gebracht wird.
Der Ausgleichsmechanismus (81, 83) für die Triebwerke umfaßt ein Verfahren zum Korrigieren von Wirkungslosigkeiten der Triebwerke (5), die beim Auslösen äußerst kurzer Dauer auftreten, das häufig bei der Lagesteuerung verwendet wird. Während kurzer Pulsdauern wird Treibstoff unzulänglich in der Brennkammer gemischt, was einen Leistungsverlust ergibt. Das Verfahren besteht darin, empirische Daten über die Unwirksamkeit von Triebwerken (5) an einen Polynomausdruck anzugleichen und dieses Polynom zu verwenden, die Fehlerkorrekturkoeffizenten in der Lösung der Gleichungen des Steuersystems auszugleichen.
Der zweite, dargelegte Fortschritt ist die Offenbarung einer abgeänderte Folge der Triebwerke (5) zum Anhalten von Nutation und Ausrichten des Raumfahrzeugs (1) für einen Umlaufbahnbetrieb. Der Stand der Technik lehrt, daß eine stark gedämpfte Folge von zwei Pulsen theoretisch für den Übergang von dem abstandsstabilisierten Modus zu einem Umlaufbahnbetrieb ausreichend ist. In der Praxis verlangen Nichtlinearitäten des dynamischen Systems und mangelndes Idealverhalten bei dem Steuermechanismus drei oder mehr Pulse für den vollständigen Übergang innerhalb der Anforderungen eines Betriebs auf der Umlaufbahn. Wenn die unten beschriebene Auslösetechnik von drei Triebwerken (5) verwendet wird, wird ein erster Puls (31) verwendet, die nichtlineare Dynamik des Raumfahrzeugs zu minimieren, und eine Ausrichtung zu erlauben, wobei zwei zusätzliche Einstellpulse (35, 39) verwendet werden, die als eine stark gedämpfte Folge wirken.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

Fig. 1 ist eine schematische Darstellung eines Satelliten nach dem Stand der Technik, der in einem dreidimensionalen Vektorraum umläuft.
Fig. 2 ist ein Diagramm, das die Dämpfung des Impulsvektors in der X-Z Ebene durch Auslösen stark gedämpfter Pulse eines dreiachsig stabilisierten Satelliten zeigt;
Fig. 3 ist ein Diagramm, das das Dämpfen des Querimpulses der vorliegenden Erfindung durch Aauslösen stark gedämpfter Pulse eines dreiachsig stabilisierten Raumfahrzeugs 1 zeigt;
Fig. 4 ist ein Flußdiagramm, das die Schritte der abgeänderten Triebwerkfolge der vorliegenden Erfindung zeigt;
Fig. 5 ist ein schematisches Diagramm des Steuersystems zur Nutationsdämpfung nach dem Stand der Technik;
Fig. 6 ist ein schematisches Diagramm des Triebwerksausgleichs- und Abfolgeabschnitts des Steuersystems zur Nutationsdämpfung der vorliegenden Erfindung; und
Fig. 7 ist ein Flußdiagramm, das einen Ausgleichsalgorithmus für den Triebwerksverlust der vorliegenden Erfindung zeigt.

BESTE ART ZUR AUSFÜHRUNG DER ERFINDUNG

Fig. 1 stellt einen herkömmlichen, umlaufenden Satelliten 1 dar. Beim normalen Betrieb auf einer Umlaufbahn wird die Lagesteuerung durch ein oder mehrere, sich drehende Stabilisierungsschwungräder 3 aufrechterhalten. Jedes Stabilisierungsschwungrad 3 ist fest an einem Rahmen 2 der Satelliten 1 angebracht und liefert eine Trägheitsstabilität, die durch einen senkrechten Impulsvektor 7 dargestellt ist, der bei dem in Fig. 1 gezeigten Beispiel entlang der -Y 7 Richtung weist. Kleinere Änderungen bei der Ausrichtung des Satelliten 1 können ausgeführt werden, indem die Drehzahl von einem oder mehreren Stabilisierungsschwungrädern 3 geändert und dadurch der Impulsvektor 7 erneut ausgerichtet wird.
Periodisch wird der Satellit 1 in einen abstandsstabilisierten Modus gesteuert, um die Betriebsumlaufbahn oder Laufbahn einzustellen. Dieser abstandsstabilisierte Modus wird ausgeführt, indem ein oder mehrere Triebwerke 5 verwendet werden, die während einer festgesetzten Dauer ausgelöst werden, um die Umlaufbahn des Satelliten 1 einzustellen. Ein Nebenprodukt des abstandsstabilisierten Modus ist die Einführung verschiedener Lagestörungen, die durch die Kräfte der Triebwerke 5 erzeugt werden. Unter diesen Störungen gibt es die Neigung des Satelliten 1, eine Nutationsbewegung um seine Kipp- oder Y-Achse 6 zu entwickeln. Diese Nutationsbewegung kann verstanden werden, indem man sich das Anwenden einer vorübergehenden, senkrechten Kraft auf die Drehachse eines sich drehenden Kreisels oder Gyroskops vorstellt. Die senkrechte Kraft bewirkt, daß der Kreisel beginnt, um die Achse seines neuen Impulsvektors herum zu nutieren. Die Nutation des Satelliten hindert das Stabilisierungsschwungrad 3 daran, die Lage zu steuern, da der Impuls der Nutation stark die Momentfähigkeit des Steuerrades 3 überschreitet.
Das Ziel der Korrekturfolge für den Übergangsmodus ist, kurze Pulse der Triebwerke 5 zu verwenden, die Impulse erzeugen, die Nutation anzuhalten und den Impulsvektor 7 in einer erwünschten Richtung auszurichten, so daß die Lagesteuerung durch das Stabilisierungsschwungrad 3 wieder aufgenommen werden kann. Fig. 2 zeigt eine graphische Darstellung dieses Übergangsmodus, wo H(0) das Anfangszentrum 13 der Spitze des Impulsvektors 7 in der X-Z Ebene darstellt, der entlang eines anfangs kreisförmigen Nutationsweges 15 nutiert. Nach dem obigen Beispiel kann diese Kurve auch betrachtet werden, als daß sie die Ansicht darstellt, wenn man auf den nutierenden Kreisel entlang der Impulsachse nach unten blickt, wenn der Impulsvektor 7 den Nutationsweg verfolgt. Der Ursprung 11 des Raumfahrzeugs, der durch den Schnittpunkt x (Roll-) und Z (Gier-) Achse gebildet wird, wobei wenn erwünscht Vorbelastungen eingeschlossen sind, stellt die erwünschte Position des Impulsvektors 7 dar, die, wenn sie erreicht ist, dem Stabilisierungsschwungrad 3 ermöglicht, die Stabilität des Raumfahrzeugs 1 während des Betriebsmodus auf der Umlaufbahn zu steuern.
Der Stand der Technik lehrt, daß in dem idealen System eine stark gedämpfte Nutationsdämpfung dem Anfangszentrum des Impulses 13 erlaubt, zu dem Ursprung 11 mit zwei Pulsen der Triebwerke 5 von irgendeinem beliebigen Anfangszustand aus bewegt zu werden. Der erste Puls wird ausgelöst, wenn das Raumfahrzeug 1 zu dem Punkt 17 nutiert. Das erste Auslösen erzeugt eine Nutationsbahn 20 des Impulsvektors 7, die den Ursprung 11 kreuzt. An dem Schnittpunkt der X- und Z-Achse werden die Triebwerke 5 ein zweites Mal ausgelöst, um den Impulsvektor 7 am Ursprung 11 anzuhalten. An diesem Punkt ist die Nutationskomponente ausgeschlossen und der Impulsvektor 7 wird durch die Stabilisierungsschwungräder 3 steuerbar. US Patent Nr. 4,931,942 lehrt das zusätzliche Auslösen nahe dem Ursprung 11, um mangelndes Idealverhalten auszugleichen, das einen genauen Schnitt mit dem Ursprung 11 verhindern kann.

Stark gedämpfte Auslösefolge

Die vorliegende Erfindung verwendet ein kompensiertes Steuersystem für die Triebwerke 5, sowie eine abgeänderte, stark gedämpfte Folge, um den Impulsvektor 7 genauer und wirksamer von irgendeiner Anfangsposition zu dem Ursprung 11 durch drei Auslösungen der Triebwerke 5 zu verschieben. Die abgeänderte, stark gedämpfte Folge ist graphisch in Fig. 3 dargestelt. Wie beim Diagramm der Fig. 2 des Standes der Technik ist eine Nutation des Raumfahrzeugs 1 durch einen Impulsvektor 7 dargestellt, der einem anfänglichen Nutationsweg 15 in der X-Z Ebene um ein anfängliches Impulszentrum 13 herum folgt. Nachdem der Modus durch einen Befehl vom Boden initiiert worden ist, tritt der erste Puls bei dieser abgeänderten Folge irgendwo auf diesem Weg nach einer festgelegten Filterstabilisierungsperiode in der Steuerlogik auf. An diesem Auslösepunkt werden die Triebwerke 5 während der genauen Dauer gepulst, die notwendig ist, den größten Teil der Nutation auszuschließen und das Impulszentrum von dem anfänglichen Zentrum 13 zu ungefähr dem ersten Auslösepunkt 17 zu bewegen. Dieses erste Auslösen dient zwei Zwecken: erstens, der Impulsvektor 7 wird näher zu dem Ursprung bewegt; zweitens, die Nutation wird minimiert, wobei das dynamische System linearisiert wird und somit eine genauere Berechnung der letzten stark gedämpften Pulsauslösungen ermöglicht wird, um die verbleibenden, den Ursprung schneidenden Vektoren zu erzeugen.
Nach dem ersten Auslösen wird der Berechnung der 2. Pulsweite gestattet, sich mehrere Sekunden zu stabilisieren, bevor ein zweites Auslösen die Nutationsbahn 20 initiiert. Das zweite Auslösen bewirkt, daß sich das Impulszentrum von dem ersten Auslösepunkt 17 zu dem Impulszentrum 22 entlang der Nutationsbahn 20 verschiebt, die ausgelegt ist, den Ursprung 11 in einer halben Nutationsperiode zu schneiden. Ein letzter, dritter Puls wird an dem Ursprung 11 geliefert, um die Nutation an einem Punkt anzuhalten, wo eine Steuerung durch die Stabilisierungsschwungräder 3 möglich ist. Weitere Auslösungen sollten nicht notwendig sein, da die dynamischen Nichtlinearitäten durch das erste Auslösen minimiert worden sind, und die feinste Auflösung des Erfassens und Betätigens bereits erzielt worden ist.
Fig. 4 zeigt ein Flußdiagramm der Zeitabfolge des geoffenbarten Übergangsmodus. Nach der Beendigung des abstandsstabilisierten Modus 25 tritt das Raumfahrzeug 1 in einen Übergangsmodus 27 ein, in dem die Nutationsbewegung in Vorbereitung auf einen Modus 43 auf der Umlaufbahn gedämpft wird. Der erste Schritt des Übergangsmodus ist eine erste Warteperiode 29, in der den berechnenten Pulsweiten ermöglicht wird, einen stabilen Zustand zu erreichen. Die erste Warteperiode 29 dauert nominal zwischen 6 und 10 Sekunden. Der erste Puls 31 wird dann ausgelöst, wobei der Nutationsweg 15 zu dem ersten, vorübergehenden Übergangsnutationsweg überführt wird. Eine zweite Warteperiode 33 von 6 bis 10 Sekunden wird eingefügt, damit sich die berechneten Pulsweiten stabilisieren können. In einer Folge wird der zweite Puls mit genauereren Berechnungen der Pulsweiten ausgelöst, wobei der Nutationsweg in einem kreisförmigen, vorübergehenden Nutationsweg 20 überführt wird. Eine dritte Warteperiode 37 einer halben Nutationsperiode wird verlangt, damit der Nutationsweg den Ursprung 11 schneiden kann, zu welchem Zeitpunkt ein dritter Puls 39 ausgelöst wird, der die Nutationsbewegung tötet und den Impulsvektor 7 am Ursprung 11 anhält. Eine vierte Warteperiode 41 von ungefähr einer Sekunde wird eingeführt, damit die Übergänge der Triebwerke 5 ausschwingen. Der Umwandlung in einen Betriebsmodus auf der Umlaufbahn 43 folgt automatisch dem erfolgreichen Dämpfen und dem Ausrichtungsübergang des Raumfahrzeugs 1.

Triebwerkskompensation

Fig. 5 zeigt ein Übergangssteuersystem nach dem Stand der Technik, das auch die Grundlage für die Verbesserung der Kompensation der Triebwerke 5 nach der vorliegenden Erfindung bildet. Bei Beendigung des abstandsstabilisierten Manövers erhält die Fehlerberechnungseinrichtung 55 Informationen, die sich auf die Roll-/Giergeschwindigkeiten und die Gierposition beziehen, von einer digitalen, integrierenden Geschwindigkeitsanordnung (DIRA) 51 und Informationen, die sich auf die Rollposition des Raumfahrzeugs 1 beziehen, von dem Erdsensor 53. Die Berechnungseinrichtung 55 erzeugt ein Paar von Fehlerkoeffizienten, die schließlich verwendet werden, um die Pulszeitdauer der Triebwerke 5 für das Gier- bzw. Rolltriebwerke 71, 73 zu bestimmen. Die Fehlerberechnungseinrichtung 55 erzeugt einen Gierimpulsfehler 57 und einen Rollimpulsfehler 59 und überträgt diese Koeffizienten an ein Paar von Tiefpaß-Störschutzfiltern 61, 63. Die Ausgänge der Störschutzfilter 61, 63 werden mit Gewichtsfaktoren 65, 67 multipliziert, die aus Trägheitskomponenten (I) bestehen, die durch Drehmomentkomponenten (T) dividiert sind. Diese Koeffizienten werden dann quantisiert und an den Steuerungszeitgeber 69 für die Triebwerke weitergegeben und verwendet, die Gier- und Rolltriebwerke 71, 73 zu steuern. Ein Rückkopplungsnetzwerk ist durch die Raumfahrzeugdynamik 75 vorhanden.
Das kompensierte Triebwerksteuersystem der vorliegenden Erfindung ist in Fig. 6 gezeigt. Wie beim Stand der Technik werden Fehlerkoeffizienten in Störschutzfiltern 61, 63 gefiltert. Die Ausgänge der Störschutzfilter 61, 63 werden dann jeweils auf Trägheits- und Drehmomentsgewichtsfaktoren in Blöcken 65 und 67 angewendet. Diese werden auf Triebwerkskompensatoren 81, 83 angewendet, in denen empirische Informationen, die sich auf nichtideales Verhalten der mittleren Leistung der Triebwerke 5 beziehen, auf die Fehlerkoeffizienten angewendet. Diese Koeffizienten werden in Blöcken 85, 87 quantisiert, und diese neuen Fehlerkoeffizienten werden in einer abgeänderten Zeitfolgesteuerungseinrichtung 89 ausgeführt. Diese abgeänderte Zeitfolgesteuerungseinrichtung berechnet und überträgt die Auslösedauer auf die Gier- und Rolltriebwerke 71 bzw. 73.
Vor dem Einbau von Triebwerken 5 an dem Raumfahrzeug 1 werden experimentelle Brenndaten gesammelt, indem die Triebwerke 5 über einen Bereich von Brenndauern betrieben werden, während die Impulse der Triebwerke 5 als Funktion der Dauer aufgezeichnet werden. Bei der bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung werden Daten der Brennperioden zwischen 0 und 64 msec im allgemeinen gesammelt. Diese empirischen Daten werden verwendet, eine Polynomannäherung der Form abzuleiten, wo L(EPW)
Den Verlust (L≤1) oder den Wirkungsgrad des Triebwerks 5 als Funktion der elektrischen Pulsweite in msec darstellt.
Die positive, von Null verschiedene, ganze Zahl n stellt die Ordnung der Polynomfunktion L(EPW) dar. Der Wert von n wird ausreichend groß gewählt, um eine enge Annäherung der empirischen Leistung des Triebwerks 5 zu erzeugen. Werte zwischen 3 und 6 sind bei der bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung typisch.
Wie es oben erörtert worden ist, beschreibt diese Verlust- Funktion mathematisch das nichtideale Verhalten des Triebwerks 5, das bei kurzen Auslösedauern, typischerweise weniger als 40 msec, festgestellt wird. Das Ziel der Kompensation des Triebwerks 5 ist, eine entsprechende Kompensationsfunktion C zu erzeugen, die, wenn sie mit der Verlust-Funktion L(EPW) multipliziert wird, die Wirkungen des nichtidealen Verhaltens des Triebwerks 5 aufhebt. Eine solche Funktion C der idealisierten Pulsweite (IPW) kann gefunden werden, indem die Verlustkoeffizienten L&sub1;, ..., Ln angewendet werden, um einen Satz entsprechender Kompensationskoeffizienten C&sub1;, ..., Cn zu lösen, wobei die Beziehung verwendet wird:
C(IPW) * L(EPW') = 1
mit
EPW' = C(IPW) * IPW
Die Gleichung ist notwendigerweise rekursiv, da sich in dem Bereich des nichtidealen Verhaltens die Leistung des Triebwerks 5 nichtlinear verbessert, wenn die Pulsweiten zunehmen. Die Kompensationsfunktion, die in dem Kompensationsblock 81, 83 für das Triebwerk 5 durchgeführt wird, kann durch die Gleichung ausgedrückt werden:
Mit C(IPW) in msec. Alternativ können stückweise, lineare Segmente verwendet werden, das Polynom mit einem numerisch wirksamen Verfahren anzunähern. Bei der bevorzugten Ausführungsform liegen idealisierte Pulsweiten (IPW) im Bereich von 2 msec bis 40 msec. Eine zusätzliche Logik ist vorgesehen, um C auf einen konstanten Wert für idealisierte Pulsweiten von weniger als 2 msec und für idealisierte Pulsweiten von mehr als 40 msec festzulegen.
Fig. 7 zeigt ein Flußdiagramm des Verfahrens, das beim Berechnen der kompensierten Koeffizienten für das Triebwerk 5 verwendet wird. Block 91 bezieht sich auf die Erzeugung von Verlustdaten des Triebwerks 5 auf der Grundlage empirischer Informationen, die bei den einzelnen Triebwerksmotoren erhalten worden sind. Diese empirischen Daten enthalten den Impuls des Triebwerks 5 als eine Funktion der Brenndauer. Diese Verlustdate des Triebwerks 5 wird dann verwendet, ein Leistungsminderungsmodell zu erzeugen, von dem Koeffizienten der polynomen Verlustfunktion erzeugt werden können, wie es im Schritt 93 gezeigt ist. Die Koeffizienten der Verlustfunktion werden dann verwendet, eine polynome Kompensationsfunktion im Schritt 95 zu lösen, von der Kompensationskoeffizienten gewonnen werden können. Alternativ können die Koeffizienten in einem Raumfahrzeug als stückweise, lineare Funktionen vor einer Quantisierung ausgeführt werden. Die Quantisierungsfunktion, die auf Block 85, 87 angewendet wird, ist:
EPW = INT((EPW'-1.0)/2.0)*2.
Die Erfindung ist nun unter Bezugnahme auf die besonderen Ausführungsformen erklärt worden. Andere Ausführungsformen sind für den Durchschnittsfachmann auf dem Gebiet der Technik im Hinblick auf diese Offenbarung offensichtlich. Deshalb ist es nicht beabsichtigt, daß diese Erfindung eingeschränkt wird, mit Ausnähme, wie es durch die beigefügten Ansprüche angegeben ist.

Claims

1. Ein Verfahren zum Kompensieren von Triebwerksverlusten in einem Steuersystem zur Nutationsdämpfung, wobei das Verfahren die Schritte umfaßt

Erzeugen empirischer Verlustdaten für wenigstens ein Triebwerk;

Kennzeichnen der Verlustdaten für das Triebwerk durch eine Polynomgleichung der Form:

worin EPW die elektrische Pulsweite des Triebwerks ist, L der Verlustkoeffizient ist und n eine positive, von null verschiedene, ganze Zahl ist;

Lösen von ausgedehnten Pulsweitenzeiten aus der rekursiven Gleichung:

C(IPW) * L(EPW') = 1

wo

EPW' = C(IPW) * IPW

und C(IPW) die Kompensationsfunktion der idealisierten Pulsweite (IPW) ist;

Quantisieren der ausgedehnten Pulsweitenzeiten, wobei die Funktion verwendet wird:

EPW = INT(EPW' + 1.0)/2.0) * 2.0; und

Anwenden der quantisierten, ausgedehnten Pulsweiten auf Triebwerke durch Einfügen in das Steuersystem der Nutationsdämpfung.

2. Das Verfahren im Anspruch 1, in dem der Schritt zum Erzeugen von empirischen Verlustdaten des Triebwerks die Unterschritte umfaßt:

Betreiben der Triebwerks über einen Bereich von Brenndauern; und

Aufzeichnen der Triebwerksimpulse als eine Funktion der Brenndauer.

3. Das Verfahren im Anspruch 2, in dem sich der Bereich der Brenndauern von 0 bis 64 msec erstreckt.

4. Ein Verfahren zum Dämpfen der Nutation in einem Raumfahrzeug, das ein Steuersystem aufweist, das quantisierte, ausgedehnte Pulsweiten einschließt, die gemäß Anspruch 1 berechnet worden sind, und Triebwerke und Störschutzfilter umf aßt, wobei das verfahren die Schritte umfaßt:

Auslösen eines ersten Triebwerkspulses, um die Bewegung des Raumfahrzeuges zu linearisieren;

Berechnen der Richtung und Dauer eines zweiten Pulsauslösens des Triebwerks;

dem Impulsfehlerfilter durch eine kurze Warteperiode zu gestatten, einen stabilen Zustand zu erreichen;

Auslösen des zweiten Triebwerkspulses, um das Raumfahrzeug zu einem Ursprungspunkt des erwünschten Betriebs auf der Umlaufbahn zu nutieren;

Abwarten einer Hälfte einer Nutationsperiode, wenn das Raumfahrzeug zu dem Ursprung nutiert; und

Auslösen eines dritten Triebwerkspulses, um die Nutation anzuhalten, wenn das Raumfahrzeug den Ursprung erreicht.

5. Das Verfahren in Anspruch 4, in dem dem Auslösen des ersten Triebwerkspulses eine kurze Warteperiode vorangeht, um den berechneten Koeffizienten zu gestatten, einen stabilen Zustand zu erreichen.