DE69300535T2

DE69300535T2 - Lageregelung und Momentenausgleich für Raumfahrzeuge mittels kardanisch befestigten und kontinuierlich gedrosselten Triebwerken.

Info

Publication number: DE69300535T2
Application number: DE69300535T
Authority: DE
Inventors: John S Higham; Tung Yuan Liu; Scott W Tilley
Original assignee: Loral Space Systems Inc
Current assignee: Maxar Space LLC
Priority date: 1992-04-28
Filing date: 1993-04-08
Publication date: 1996-05-15
Anticipated expiration: 2013-04-09
Also published as: EP0568209B1; CA2094215A1; EP0568209A1; DE69300535D1; US5349532A; JPH0624397A

Description

Technisches Gebiet der Erfindung

Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein die Positionssteuerung von Raumfahrzeugen, und insbesondere ein System und ein Verfahren zum gleichzeitigen kardanischen Aufhängen und Drosseln von Raumfahrzeugtriebwerken, um eine gewünschte Raumfahrzeugausrichtung aufrechtzuerhalten, und ein angesammeltes Nick- und Giermoment abzugeben, während Stationsaufrechterhaltungsmanöver in Nord/Süd-Richtung durchgeführt werden.

Beschreibung des Standes der Technik

Sobald sich ein geostationäres Raumf ahrzeug auf seiner Station befindet, verbrauchen Nord/Süd-Stationsaufrechterhaltungsmanöver den Hauptanteil des gesamten Treibstoffs des Raumfahrzeugs. Für geostationäre Kommunikationsraumfahrzeuge ist das Steuern der Ausrichtung des Raumfahrzeugs essentiell, um die Kommunikations-Hardware auf einen vorbestimmten Ort auf der Erde auszurichten, und ebenso eine periodische Abgabe oder "Entsorgung" von Impuls, der in dem Stabilisierungsschwungradsystem des Raumfahrzeugs gespeichert ist. Daher können ein erhöhter Wirkungsgrad der Nord/Süd-Stationsaufrechterhaltung, der Ausrichtungskorrektur, und der Impulsentsorgung die Einsatzlebensdauer signifikant verlängern.
Im Umlauf befindliche Raumfahrzeuge können verschiedene Mechanismen für die Stationsaufrechterhaltung, die Ausrichtungssteuerung und die Impulsentsorgung verwenden. Mit zwei Chemikalien arbeitende Triebwerke, die typischerweise dazu verwendet werden, ein Raumfahrzeug von einer Übergangsbahn in eine stationäre Umlaufbahn zu befördern, könnten auch für die Stationsaufrechterhaltung verwendet werden, jedoch erzeugen derartige Triebwerke relativ energiereiche Stördrehmomente infolge einer Fehlausrichtung des Triebwerks, Schwerpunktverschiebungen, und Beeinträchtigungen der Flammensäule. Sie sind daher für eine sehr exakte Ausrichtung während der Stationsaufrechterhaltung schlecht geeignet, und sind praktisch nicht verwendbar bei Feineinstellungen der Ausrichtung und einer Feinentsorgung des Impulses. Auch Betriebssicherheitsgesichtspunkte machen es erforderlich, daß derartige Triebwerke für die Hauptsteuerung der Umlaufbahn des Raumfahrzeugs und des Ausrichtungsfehlers während der Lebensdauer des Raumfahrzeugs reserviert werden.
Ein Raumfahrzeug könnte magnetische Triebwerke für die Ausrichtungssteuerung und die Impulsentsorgung verwenden, jedoch helfen derartige Vorrichtungen nicht bei der Stationsaufrechterhaltung, da sie ein Drehmoment ohne eine Querkraft erzeugen. Magnetische Triebwerke ändern die Ausrichtung des Raumfahrzeugs unter Verwendung der Kraft des Dipolmoments einer Stromspule in bezug auf das Magnetfeld der Erde. Unglücklicherweise sind magnetische Triebwerke schwer, bringen wenig Leistung, und können nicht zur Steuerung der Nickausrichtung des Raumfahrzeugs verwendet werden, infolge der Ausrichtung des Dipolmomentabschnitts zum Magnetfeld der Erde.
Ein drittes mögliches Verfahren stellt der Ionenantrieb dar. Bei einem Ionenantriebs-Triebwerk ionisiert ein elektromagnetisches Feld einen Treibstoff wie beispielsweise Xenongas, und ein elektrostatisches Feld beschleunigt den Treibstoff vom Triebwerksgehäuse weg. Obwohl es einen anfänglichen Strafzuschlag für die Hardware des Ionenantriebssystems gibt, ist der spezifische Impuls von Ionentriebwerken signifikant höher als jener von chemischen Treibstoffen, was es ermöglicht, einen Ionenantrieb für die Stationsaufrechterhaltung bei langen Einsätzen zu verwenden. Zusätzlich können Ionenantriebe dazu verwendet werden, die Ausrichtung eines Raumfahrzeugs und den Impuls in sämtlichen drei Achsen zu steuern. Aus diesen Gründen sind Ionentriebwerke für die Nord/Süd-Stationsaufrechtserhaltung bei Raumfahrzeugen mit langen Einsatzlebensdauern geeignet und für diese wünschenswert.
Wie bei chemischen Triebwerken können Ionentriebwerkszündungen Stördrehmomente beim Raumfahrzeug erzeugen, was zu einer unerwünschten Bewegung der Ausrichtung führt. Der Sonnendruck übt eine zusätzliche, unerwünschte Störung auf das Raumfahrzeug aus. Stabilisieriungsschwungradsysteme werden üblicherweise dazu eingesetzt derartigen Stördrehmomenten entgegenzuwirken. Derartige Systeme weisen typischerweise ein oder mehrere Stabilisierungsschwungräder und Regelschleifen auf, um Änderungen der Ausrichtung des Raumfahrzeugs zu erfassen. Sensoren auf dem Raumfahrzeug können das Gieren, die Inklination und das Rollen feststellen. Die Regelschleifen bestimmen die gewünschte Drehzahl der Schwungräder zur Aufnahme und Abgabe des gespeicherten Nickimpulses und Gierimpulses auf der Grundlage der festgestellten Ausrichtung. Üblicherweise werden das Giermoment und das Nickmoment direkt von den Stabilisierungsschwungrädern aufgenommen, wogegen das Rollmoment als eine Änderung des Gierkörperwinkels aufgenommen wird, der sich aus der gegenseitigen Kopplung der Dynamik von impulsbeeinflußten Raumfahrzeugen ergibt. In den Stabilisierungsschwungrädern gespeicherter Impuls muß periodisch abgegeben oder entsorgt werden, um die Stabilisierungsschwungräder innerhalb eines begrenzten Betriebsdrehzahlbereichs zu halten. Die Entsorgung wird typischerweise durch Anlegen eines externen Drehmoments an das Raumfahrzeug mittels Antriebstriebwerken oder magnetische Drehmomenterzeugung erzielt, um den gespeicherten Impuls zu verringern.
Magnetische Drehmomenterzeugungsvorrichtungen können gespeichertem Impuls bezüglich einer Achse nicht entgegenwirken und sind in bezug auf die beiden anderen Achsen langsam, wie voranstehend bereits geschildert wurde. Chemische Triebwerke sind schlecht dazu geeignet, eine hochgenaue Raumfahrzeugausrichtung während der Stationsaufrechterhaltung aufrechtzuerhalten, da die Stördrehmomente, die sie erzeugen, typischerweise die Fähigkeit von Radsystemen übersteigen, eine ordnungsgemäße Ausrichtung aufrechtzuerhalten. Zündungen chemischer Triebwerke sind typischerweise darüber hinaus zu stark und schwierig zu steuern, als daß sie für die Radentsorgung verwendet werden könnten, während gleichzeitig eine hochgenaue Ausrichtung gesteuert wird.
Das U.S.-Patent Nr. 3 937 423 von Johansen beschreibt ein System zum Steuern der Ausrichtung eines Fahrzeugs entlang drei Achsen mit einem Stabilisierungsschwungrad mit einem Freiheitsgrad, und durch pulsierendes Betreiben mehrerer Düsen zur Ermöglichung einer Korrektur des Ausrichtungsfehlers und zum Dämpfen der Nutation des Fahrzeugs, während das Raumfahrzeug sich auf einer Umlaufbahn befindet. Das System von Johansen wirkt nicht Stördrehmomenten entgegen, und entsorgt auch kein Stabilisierungsschwungradsystem während eines Stationsaufrechterhaltungsantriebs.
Das U.S.-Patent Nr. 4 521 855 von Lehner et al. beschreibt eine Vorgehensweise zum Messen und Korrigieren des Gierfehlers und des Gier- und Rollmoments auf der Grundlage einer kontinuierlichen Umlaufbahn bei einem umlaufenden Satelliten, und versucht Drehmomenterzeugungsvorrichtungen zur Abgabe eines gesteuerten Impulses zu verwenden. Lehner beschreibt darüber hinaus Stand der Technik, der für das Verständnis von Regelschleifen- und Impulsverteilungsuntersystemen nützlich ist, die gemäß der vorliegenden Erfindung verwendet werden, geht jedoch nicht das Problem einer gleichzeitigen Ausrichtungssteuerung und Impulsentsorgung während Nord/Süd-Stationsaufrechterhaltungsmanövern an.
Das U.S.-Patent Nr. 4 767 084 von Chan et al. beschreibt eine Vorrichtung zur Entsorgung von Schwungradstabilisierungsrädern durch Zünden von Triebwerken von einer Seite des Raumfahrzeugs aus, und dann abwechselndes Zünden zwischen den Seiten, während gleichzeitig eine automatische Ost/West- Stationsaufrechterhaltung durchgeführt wird. Chan ist dazu hilfreich, Stand der Technik anzugeben, der sich auf die Ausrichtungssteuerung eines Raumfahrzeugs bezieht. Typischerweise erfordert die Ost/West-Stationsaufrechterhaltung erheblich kleinere Kräfte als die Nord/Süd-Stationsaufrechterhaltung, und die Lehre von Chan et al. ist nicht auf ein System zum gleichzeitigen Entsorgen von Schwungradstabilisierungsrädern gerichtet, während die relativ großen Querkräfte erzeugt werden, die für die Nord/Süd-Stationsaufrechterhaltung erforderlich sind. Darüber hinaus ist die Lehre von Chan et al. nicht darauf gerichtet, die entsprechenden Ausrichtungsbeibehaltungs- oder Nutationsprobleme anzugehen.
Das U.S.-Patent Nr. 4 825 646 von Garg et al. beschreibt eine Raumfahrzeugausrichtungs-Steuervorrichtung, die zumindest drei Paare von Triebwerken erfordert. Das System von Garg et al. betrifft nicht die Nord/Süd-Stationsaufrechterhaltung, die Verringerung der Nutation, oder eine Schwungradstabilisierungsentsorgung.
Das U.S.-Patent Nr. 4 848 706 von Challoner et al. beschreibt ein axial nicht kardanisch aufgehängtes Ionentriebwerk, welches auf dem in Drehung versetzten Abschnitt eines Raumfahrzeugs angebracht und ständig für eine ganzzahlige Anzahl an Umdrehungsperioden gezündet wird, um eine Nord/Süd-Geschwindigkeits- und -Ausrichtungssteuerung zur Verfügung zu stellen. Bei der Lehre von Challoner et al. wird nicht das Problem der Schwungradstabilisierungsentsorgung angegangen.
Die Veröffentlichung "Einsatz des elektrischen Antriebs für Nord/Süd-Stationsaufrechterhaltung auf dem EUROSTAR-Raumfahrzeug" von T. G. Duhamel, vorgestellt bei der AIAA/ASME/SAE/ASEE 25. Joint Propulsion Conference., Veröffentlichung AIAA 89-2274, beschreibt den Einsatz eines Ionenantriebs für die Nord/Süd-Stationsaufrechterhaltung auf dem EUROSTAR-Raumfahrzeug. Die Ionentriebwerke werden durch den Schwerpunkt des Raumfahrzeugs unter Verwendung eines biaxialen Triebwerksausrichtungsmechanismus ausgerichtet. Die biaxialen Triebwerke stellen Drehmomente sowohl auf der Rollachse als auch auf der Gierachse zur Verfügung, um Stördrehmomente zu minimalisieren, die durch eine Fehlausrichtung der Ausstoßrichtung der Triebwerke in bezug auf den Schwerpunkt hervorgerufen werden. Ein Nick-Stabilisierungsschwungrad sorgt für eine Steuerung um die Nickachse herum. Die biaxialen kardanischen Aufhängungen bei der Lehre von Duhamel werden anscheinend nicht für eine Dreiachsen-Ausrichtungssteuerung verwendet, sondern nur dazu, die Triebwerksausstoßrichtung zum Schwerpunkt auszurichten. Duhamel beschreibt nicht die kardanische Aufhängung auf einer Achse und die Einstellung der Ausgangsleistung eines Triebwerks in bezug auf ein anderes, um Drehmomente in bezug auf alle drei Achsen zu erzeugen. Die Veröffentlichung von Duhamel beschreibt ebenfalls nicht die Entsorgung der Stabilisierungsschwungräder mittels Erzeugung von Drehmomenten. Duhamel schlägt ein relativ wenig wirksames Ionentriebwerk vor, welches um annähernd 450 gegenüber der Nord/Süd- Richtung gekippt ist. Weiterhin sind die biaxialen kardanischen Aufhängungen, die bei Duhamel erforderlich sind, vergleichsweise komplizierter, schwerer und weniger verläßlich als einachsige kardanische Aufhängungen.
Ein weiteres System, welches von Toshiba als Teil eines ETS- Vl-Satellitenprogramm-Prospekts bei einer Konferenz beschrieben wurde, an welcher exklusiv Angestellte von Toshiba, Space Systems/Loral, Inc., und Intelsat teilnahmen, verwendet vier Reaktionsräder und eine Impulsentlastung durch chemische Triebwerke für die Ausrichtungsstabilisierung während des Ionenantriebs für die Ost/West-Stationsaufrechterhaltung. Diese Veröffentlichung schlägt nicht die Verwendung kardanisch aufgehängter oder gedrosselter Ionentriebwerke vor, und lehrt auch nicht die gleichzeitige Entsorgung ohne chemische Triebwerke oder eine Ausrichtungssteuerung während Positioniermanövern. Darüber hinaus ist die Zündungsdauer für Ost/West- Stationsaufrechterhaltung in bezug auf diese Druckschrift signifikant kürzer als jene, die für eine Nord/Süd-Positionierung erforderlich ist.
Ein Ausrichtungssteuersystem, welches mehrere einachsig kardanisch aufgehängte Gastriebwerke verwendet, ist in der US- A-4 786 019 beschrieben. Diese Veröffentlichung befaßt sich nicht mit einer Drosselung der Triebwerke; es werden nur einfache Klappenventile für eine Ein/Aus-Steuerung betrachtet.
Im Idealfall sollte ein Raumfahrzeugsteuersystem den Brennstoffwirkungsgrad während der Einsatzlebensdauer maximieren, ohne Beeinträchtigungen der Sicherheit. Ein einfaches System zur Aufrechterhaltung der Ausrichtung des Raumfahrzeugs und zur Impulsentsorgung ohne unabhängige Triebwerkszündungen würde dieses Ziel erreichen.

Beschreibung der Erfindung

Der Wirkungsgrad und die Verläßlichkeit können im Vergleich zu existierenden Systemen dadurch erhöht werden, daß gleichzeitig die dynamische Ausrichtung stabilisiert und das Schwungradstabilisierungssystem (122) des Raumfahrzeugs (201) entsorgt wird, während Nord/Süd-Stationsaufrechterhaltungsmanöver durchgeführt werden.
Diese Ergebnisse werden durch das im Patentanspruch 1 angegebene Verfahren erzielt, und ebenso durch das im Patentanspruch 6 angegebene System.
Einachsige kardanische Aufhängungen (116) werden vorzugsweise verwendet, um die Masse zu verringern und die Verläßlichkeit zu erhöhen.

Kurzbeschreibung der Zeichnungen

Fig. 1a ist ein Blockschaltbild eines Steuer- oder Regelsystems (806) gemäß der vorliegenden Erfindung. Fig. 1b ist ein detaillierteres Blockschaltbild der konventionellen chemischen und magnetischen Steuerung (804) von Fig. 1a. Fig. 1c ist ein detaillierteres Blockschaltbild der auf Ionenantrieb beruhenden Impulsentsorgungs- und Giersteuerung 802 von Fig. 1a. Fig. 1d stellt zwei Stabilisierungsschwungräder (120, 121) des konventionellen Stabilisierungsschwungraduntersystems (122) von Fig. 1b dar.
Fig. 2a ist eine Ansicht des südlichen Feldes (202) eines Raumfahrzeugs (201) gemäß der vorliegenden Erfindung. Fig. 2b ist eine Seitenansicht senkrecht zur Ebene der Triebwerke (221-224) desselben Raumfahrzeugs (201). Fig. 2(c) ist eine isometrische Ansicht des südlichen Feldes (202) mit einer Ansicht in Explosionsdarstellung der Kardanaufhängungs/Drosselanordnung (116, 118).
Fig. 3 ist ein vereinfachtes Blockschaltbild, welches eine Rollmomentregelsystemschleife (301-312) eines Raumfahrzeugs (201) gemäß der vorliegenden Erfindung zeigt.
Fig. 4 ist ein vereinfachtes Blockschaltbild, welches eine Nickmomentregelsystemschleife (401-410) eines Raumfahrzeugs (201) gemäß der vorliegenden Erfindung zeigt.
Fig. 5 ist ein vereinfachtes Blockschaltbild, welches deine Giermomentregelsystemschleife (501-510) eines Raumfahrzeugs (201) gemäß der vorliegenden Erfindung zeigt.
Fig. 6 ist ein Flußdiagramm der Steuerung eines Raumfahrzeugs (201) gemäß der vorliegenden Erfindung.
Die beste Art und Weise zur Ausführung der Erfindung
In den Fig. 1a bis 1d und 2 wird gemäß der vorliegenden Erfindung ein in drei Achsen stabilisiertes, impulsbeeinflußtes Raumfahrzeug 201 durch Stördrehmomente 306, 406, 506 in drei Dimensionen und durch Steuerdrehmomente 305, 405, 505 ebenfalls in drei Dimensionen beeinflußt. Die sich ergebenden Gesamtdrehmomente 307, 407, 507 vereinigen sich zu 308, 408, 508 in bezug auf die Dynamik des Raumfahrzeugs, und ändern die Inklination, die Gierung und das Rollen des Raumfahrzeugs 201. Ein Raumfahrzeugsteuersystem 806, welches aus einer auf Ionenantriebsbasis beruhenden Impulsentsorgungs- und Giersteuerung 802 und aus einer konventionellen chemischen und magnetischen Steuerung 804 besteht, reagiert auf die Dynamik 308, 408, 508 des Raumfahrzeugs, um das Raumfahrzeug 201 zu steuern, wie nachstehend noch erläutert wird.
Unter Bezug hauptsächlich auf Fig. 1b ist die konventionelle chemische und magnetische Steuerung 804 des Raumfahrzeugs 201 gezeigt. Die Steuerung 804 besteht aus zwei Hauptbestandteilen, einer Schwungradsteuerung 810 und einer Impulsentsorgungssteuerung 812. Die Schwungradsteuerung 810 verwendet einen Erdsensor 101 für die Erfassung des Nick- bzw. Rollwinkels 102 bzw. 103. Diese Winkel werden durch Nick- und Roll/Gier-Schwungradsteuerungen 164, 165 in Impulssignale 166, 167 umgewandelt, die durch ein Impulsverteilungsuntersystem 163 auf ein Stabilisierungsschwungraduntersystem 122 übertragen werden. Das Stabilisierungsschwungraduntersystem 122 weist einen konventionellen Aufbau auf, und besteht aus einer Schwungradelektronik 162 für zwei primäre Nick- und Gierimpulsräder 120, 121, einem Reserveimpulsrad 161, und einem Impulsmeßuntersystem 111. Fig. 1d zeigt die primären Stabilisierungsschwungräder 120, 121. Das Stabilisierungsschwung radsystem 122 mißt die Drehzahlen der Stabilisierungsschwungräder 120, 121, und das Impulsmeßuntersystem 111 verwendet diese Information zur Erzeugung von Signalen Hy 112 und Hz 113, entsprechend dem gespeicherten Raumfahrzeug-Nickimpuls bzw. -Gierimpuls. Bei der bevorzugten Ausführungsform ist die Inklination von dem Rollen und der Gierung entkoppelt, aber wenn das Raumfahrzeug 201 zu rollen beginnt, so ändert sich auch der Raumfahrzeug-Gierwinkel 107 entsprechend wohlbekannter Kreiselkopplungseffekte zwischen dem Rollen und dem Gieren bei einem Raumfahrzeug auf der Grundlage des Nickimpulses. Durch Speichern oder Freigeben von Impuls, der in den Rädern 120, 121 gespeichert ist, werden durch die Schwungrad- Steuerung 810 Steuerdrehmomente 405, 505 erzeugt.
Wie weiterhin aus Fig. 1b hervorgeht, wird das Raumfahrzeug 201 darüber hinaus durch die Impulsentsorgungssteuerung 812 gesteuert, auf der Grundlage des Rollens 102 des Raumfahrzeugs und des gespeicherten Impulses 112, 113. Gemäß einer Zielrichtung im Betrieb der Impulsentsorgungssteuerung 812 werden Rollwinkelsignale 102 und Impulssignale 113 an eine Solar-Drehmoment- und -Gierschätzvorrichtung 826 angelegt, welche die Steuerung 824 für die magnetische Drehmomenterzeugung dazu veranlaßt, Roll- und Gier-Magnetspulen 820, 822 mit Strom zu versorgen, für die Erzeugung von Drehmomenten 305, 505. Bei einer zweiten Zielrichtung in bezug auf den Betrieb der Impulsentsorgungssteuerung 812 werden Signale 112, 113 für den gespeicherten Raumfahrzeugimpuls an eine Schwungradentlastungslogik 812 angelegt, welche chemische Triebwerke 816, 818 für die Inklination und das Gieren zur Erzeugung von Drehmomenten 405, 505 veranlaßt, den gespeicherten Raumfahrzeugimpuls innerhalb eines gewünschten Bereichs zu halten.
In Fig. 1c ist die auf Ionenantriebsbasis arbeitende Impulsentsorgungs- und Giersteuerung 802 gezeigt. Signale für das Gieren 107 und den gespeicherten Impuls 112, 113 werden an ein Prozessoruntersystem 114 angelegt. Der Gierwinkel 107 wird unter Verwendung eines Kreisels 104 oder eines Sonnensensors 105 festgestellt. Bei der bevorzugten Ausführungsform werden sowohl ein sogenannter DIRA-Kreisel 104 (DIRA = Digital Integrating Rate Assembly: digitale Integrationsratenanordnung) als auch ein CASS 105 (CASS = Coarse Analog Sun Sensor: grober analoger Sonnensensor) verwendet, und ein Schalter 106 wählt aus, welches dieser Systeme zur Erzeugung eines Gierkörper-Winkelerfassungssignals 107 verwendet wird. Das Prozessoruntersystem 114 mischt bei 302 das Giersignal 107 mit einem Bezugswert 301 und multipliziert das Ergebnis 303 mit einer Konstanten 304, um ein Steuerdrehmoment 305 zu erhalten. Entsprechend mischt das Prozessoruntersystem 114 bei 402 das Nickimpulssignal 112 mit einem Bezugswert 401 und multipliziert das Ergebnis 403 mit einer Konstanten 404, um ein Steuerdrehmoment 405 zu erhalten, und mischt auch bei 502 das Nickimpulssignal 113 mit einem Bezugswert 511 und multipliziert das Ergebnis 503 mit einer Konstanten 504 zur Erzielung eines Steuerdrehmoments 505. Das Kardanaufhängungs- und Drosselgeometrie-Kompensationsuntersystem 151 verwendet die Steuerdrehmomentwerte 305, 405 und 505 zur Erzeugung von Triebwertskardanaufhängungs-Winkelsteuersignalen 11 5 und von Triebwertsdrosselsignalen 117. Bei der bevorzugten Ausführungsform wird das Prozessoruntersystem 114 durch eine mit einem gespeicherten Programm mikroprozessorgesteuerte Schaltung gebildet, jedoch kann gemäß der vorliegenden Erfindung jede Schaltung verwendet werden, welche Triebwerkskardanaufhängungsund Drosselsteuersignale 115, 117 verwendet. Die Triebwerkskardanaufhängungs-Winkelsteuersignale 115 werden an die einachsige Kardanaufhängung 116 der Raumfahrzeugtriebwerke 221- 224 angelegt. Wie auch aus den Fig. 2a bis 2d hervorgeht, sind bei der bevorzugten Ausführungsform vier Triebwerke 221- 224 auf dem Raumfahrzeug 201 angebracht, wobei zwei Triebwerke 221, 224 im wesentlichen auf der südlichen Fläche 202 des Raumfahrzeugs 201 vorgesehen sind, und zwei Triebwerke 222, 223 im wesentlichen auf der nördlichen Fläche 205 des Raumfahrzeugs 201 angeordnet sind. Bei der bevorzugten Ausführungsform sind die Triebwerke 221-224 jeweils in einem nominellen Kippwinkel von 22,8º gegenüber der Inklinationsachse (oder Y-Achse) vom Raumfahrzeug 201 entfernt angeordnet, und liegen in einer Ebene mit dem nominellen Schwerpunkt des Raumfahrzeugs 201, so daß dann, wenn die Kardanaufhängungen 116 und die Drosseln 118 sich in ihren neutralen Positionen befinden, das Zünden der Triebwerkspaare, beispielsweise 221 und 224, kein Drehmoment um eine der Achse des Raumfahrzeugs 201 erzeugt. Die einachsigen Kardanaufhängungen 216 sind konventionell aufgebaut und stellen etwa 5º Bewegungsweg in abgestuften Inkrementen zur Verfügung, wobei sich jedes Kardangelenk um eine Achsen verschwenkt, welche dieses Kardangelenk mit dem Kardangelenk des anderen Triebwerks verbindet, welches auf derselben Fläche des Raumfahrzeugs angebracht ist. Beispielsweise verschwenken sich die Kardangelenke 116 für die Triebwerke 221 und 224 um die X'- Achse 250. Die Ionentriebwerksdrosseln 118 sind ebenfalls konventionell aufgebaut und stellen elektronisch eine Drosselung von etwa 10 % (eine Verringerung der Triebwerksleistung) in abgestuften Inkrementen zur Verfügung. Flexible Treibstoff-, Energieversorgungs- und Signalsteuerleitungen 860 sind an die Triebwerke 221-224 angeschlossen, um die Energieversorgung und die Steuerung zur Verfügung zu stellen. Im typischen Betrieb der Triebwerke wird nur das auf der Südseite angebrachte Paar von Triebwerken 221 , 224 oder das auf der Nordseite angebrachte Paar von Triebwerken 222, 223 zu irgendeinem bestimmten Zeitpunkt gezündet. Die Kardangelenke für ein Paar von Triebwerken werden zusammen oder einzeln betrieben, wogegen die Drosseln für ein Paar von Triebwerken typischerweise getrennt betrieben werden, so daß Drehmomente in bezug auf das Raumfahrzeug um irgendeine Kombination von Achsen herum erzeugt werden. Jede erforderliche Transformation von Kardangelenkkoordinaten zu Raumfahrzeugkoordinaten wird auf konventionelle Weise in der Kardangelenk/Drosselgeometrie-Kompensationsvorrichtung 151 durchgeführt.
Zwar können andere Antriebsarten bei der vorliegenden Erfindung verwendet werden, jedoch werden Ionenantriebstriebwerke bei der bevorzugten Ausführungsform eingesetzt, da sie einen relativ hohen Wirkungsgrad aufweisen. Darüber hinaus passen Ionenantriebstriebwerke, die Schubausgangsleistungen aufweisen, die in dem Bereich liegen, der für eine Nord/Süd-Stationsaufrechterhaltung erforderlich ist, gut zu konventionellen Schwungradstabilisierungssystemen, so daß die Kombination eines konventionellen Schwungradstabilisierungssystems 122 mit den Kardangelenken 116 und den Drosseln 118 zu einem gut gedämpften Steuer- oder Regelsystem führt. Bei der bevorzugten Ausführungsform erzeugt das konventionelle Schwungradstabilisierungssystem stärkere Drehmomente um die Roll- und Nickachsen als jene, die von den kardanisch aufgehängten und gedrosselten Triebwerken 221-224 erzeugt werden. Hierdurch kann das konventionelle Schwungradstabilisierungssystem den Einfluß irgendeiner Störung um diese Achsen auffangen, was es den Kardangelenken 116 und Drosseln 118 erlaubt, ihre gewünschten Einstellungen zu erreichen.
Bei der bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung sind die Regelschleifen für die nominellen Werte für das Rollen, das Giermoment und die Ausrichtung sogenannte LQG-Steuerungen (LQG = Linear Quadratic Gaussian: linear-quadratische Gauss-Steuerungen) mit hoher Verstärkung, beispielsweise 301- 312, wie nachstehend noch erläutert wird. Der Gierkörperwinkel wird in einen Rollimpuls auf konventionelle Weise unter Verwendung eines Skalierfaktors umgewandelt, der durch die Nickimpulsvorbelastung des Raumfahrzeugs 201 festgelegt ist. Das Prozessoruntersystem 114 stellt das geeignete Drehmoment fest, welches an das Raumfahrzeug 201 für eine Ausrichtungssteuerung und eine Impulsentsorgung während einer Nord/ Süd-Stationsaufrechterhaltung angelegt werden soll, durch Anlegen der Signale für die Gierung 107 und den gespeicherten Impuls 112, 113 entsprechend diesen Steuersystemen, deren grundlegende Rückkopplungsdynamik in den Fig. 3 bis 5 dargestellt ist.
Nunmehr wird insbesondere auf Fig. 3 Bezug genommen, in welcher ein Hochpegel-Blockschaltbild des Steuersystems 301- 312 für die Gierachse des Raumfahrzeugs 201 gezeigt ist. Das System 301-312 arbeitet so, daß bei 302 ein gewünschter Gierbezugswert 301, der typischerweise gleich 0 ist, mit einem gemessenen Gierwinkelwert-Rückkopplungsparameter 311 gemischt wird. Der sich ergebende Fehlerwert 303 wird mit einer vorbestimmten, konstanten Verstärkung 304 multipliziert. Der Wert der vorbestimmten, konstanten Verstärkung 304 kann auf konventionelle Weise bestimmt werden, um eine gewünschte Dämpfungszeitkonstante zu erzielen, beispielsweise unter Zuhilfenahme der bekannten Terasaki- oder LQG-Verfahren. Bei der bevorzugten Ausführungsform wird das LQG-Verfahren verwendet, und der Wert der Verstärkung 304 beträgt 0,003. Wie Fachleuten auf diesem Gebiet wohlbekannt ist, können Computersimulationen dazu verwendet werden, die korrekte Auswahl für die Verstärkung 304 zu überprüfen. Das sich ergebende Steuerdrehmomentsignal 305 wird bei 312 mit einem Signal kombiniert, welches irgendwelchen äußeren Stördrehmomenten 306 entspricht, damit man den gewünschten Drehmomentwert 307 für die Gierachse erhält. Dieser Wert wird dann durch die natürliche Dynamik 308 des Raumfahrzeugs in Betracht gezogen, um einen abgeleiteten Rollimpulswert 309 zu erhalten, der wiederum mit einer vorbestimmten Konstanten 310 multipliziert wird, um den Gierachsenausrichtungs-Rückkopplungsparameter 311 zu erhalten. Die Multiplikation 310 approximiert die tatsächliche Beziehung Hx = 116 sindψ, wobei 116 ein Faktor ist, der den nominellen Pegel für das Nickmoment in einem durch ein Nickmoment beeinflußten Raumfahrzeug darstellt. hx ist das Rollmoment des Raumfahrzeugs 201, und ψ ist der Gierwinkel des Raumfahrzeugs 201. Diese Approximation ist für kleine Werte von ψ ausreichend exakt.
In Fig. 4 ist ein Blockschaltbild auf hohem Pegel des Steuersystems 401-410 für die Nickachse des Raumfahrzeugs 201 gezeigt. Das System 401-410 arbeitet so, daß es bei 402 einen gewünschten Nickbezugswert 401 mit einem Nickwert-Rückkopplungsparameter 409 mischt. Der sich ergebende Fehlerwert 403 wird mit einer vorbestimmten, konstanten Verstärkung 404 multipliziert. Der Wert der vorbestimmten, konstanten Verstärkung 404 kann auf der Grundlage des Terasaki- oder LQG-Verfahrens festgelegt werden, wie voranstehend erläutert wurde. Bei der bevorzugten Ausführungsform wird das LQG-Verfahren verwendet, und der Verstärkungswert 404 beträgt 0,01. Wie Fachleuten auf diesem Gebiet bekannt ist, können Computersimulationen zur Überprüfung des korrekten Wertes für die Verstärkung 404 verwendet werden. Das sich ergebende Steuerdrehmomentsignal 405 wird bei 410 mit einem Signal gemischt, welches irgendwelchen externen Stördrehmomenten 406 entspricht, damit man den erforderlichen Drehmomentwert 407 für die Nickachse erhält. Der Drehmomentwert 407 wird dann durch die natürliche Dynamik 408 des Raumfahrzeugs integriert, um den Nickwert-Rückkopplungsparameter 409 zu erhalten.
In Fig. 5 ist ein Blockschaltbild auf hohem Pegel des Steuersystems 501-510 für die Giermomentachse des Raumfahrzeugs 201 gezeigt. Das System 501-510 arbeitet so, daß es bei 502 einen gewünschten Giermomentbezugswert 501, der typischerweise als 0 definiert ist, mit einem Giermomentwert-Rückkopplungsparameter 509 mischt. Der sich ergebende Fehlerwert 503 wird durch eine vorbestimmte, konstante Verstärkung 504 multipliziert. Der Wert der vorbestimmten, konstanten Verstarkung 504 kann nach dem Terasaki- oder LQG-Verfahren bestimmt werden, wie voranstehend erläutert wurde. Bei der bevorzugten Ausführungsform wird das LQG-Verfahren verwendet, und der Wert für die Verstärkung 504 beträgt 0,003. Wie Fachleuten auf diesem Gebiet wohlbekannt ist, können Computersimulationen dazu verwendet werden, die korrekte Auswahl für die Verstärkung 504 zu überprüfen. Das sich ergebende Steuerdrehmomentsignal 505 wird bei 510 mit einem Signal gemischt, welches irgendeinem externen Stördrehmoment 506 entspricht, damit man so den gewünschten Drehmomentwert 507 für die Gierachse erhält. Dieser Wert wird dann durch die natürliche Dynamik 508 des Raumfahrzeugs integriert, um den Gierwert-Rückkopplungsparameter 509 zu erhalten.
Wie nunmehr wiederum aus den Fig. 1a bis 1d hervorgeht, berechnet das Programmuntersystem 114, auf der Grundlage der berechneten, gewünschten Drehmomente um jede Achse des Raumfahrzeugs 201 herum, den Schubwinkel 115 und den Drosselbetrag 117. Das von einem Paar von Triebwerken, beispielsweise 221 und 224, entwickelte Drehmoment, die wie voranstehend geschildert ausgebildet sind, kann durch Verfahren festgestellt werden, die Fachleuten auf diesem Gebiet wohlbekannt sind. Wenn bei der bevorzugten Ausführungsform ein Schwerpunktort angenommen wird, der durch die Koordinaten (0, 0, 1474) mm festgelegt ist, und die Koordinaten des Triebwerks (-1476, 767, 2437) mm betragen, die Koordinaten des Triebwerks 224 (1476, 767, 511) mm betragen; und der Kippwinkel 22,8 º, so besteht folgende Beziehung zwischen dem Drehmoment und den Drosseln der kardanischen Aufhängung, wie sie in den folgenden Gleichungen angegeben ist:
Tx = [-4.80(δφ&sub1; + δφ&sub4;) + 3.37(δf&sub1; - x δf&sub4;)] x 10&supmin;&sup4; Nm Gleichung 1
Ty = [-13.18(δφ&sub1; + δφ&sub4;)] x 10&supmin;&sup4; Nm Gleichung 2
Tz = [3.12(δφ&sub1; + δφ&sub4;) + 5.17(δf&sub1; - x δf&sub4;)] x 10&supmin;&sup4; Nm Gleichung 3
Hierbei ist δφ die gewünschte Änderung des Kardanwinkels, δf die gewünschte Änderung der Drosselung, (δφ&sub1; + δφ&sub4;) die Kardansumme, (δφ&sub1; - δφ&sub4;) die Kardandifferenz, und (δf&sub1; - δf&sub4;) die Drosseldifferenz. Die Werte für die Kardan- und Drosselsteuersignale 115, 117 können daher durch die Kardan/Drossel-Geometriekompensationsvorrichtung 151 in dem Prozessoruntersystem 114 berechnet werden, sobald das Prozessoruntersystem 114 die geeigneten Drehmomente Tx, Ty und Tz bestimmt hat, die an das Raumfahrzeug 201 angelegt werden sollen. Die Kardan- und Drosselsteuersignale 115, 117 werden dann unter Einsatz konventioneller Verfahren an mechanische Steuerungen geschickt, um jedes Triebwerk, beispielsweise 221, auf einen gewünschten Winkel einzustellen, sowie an elektrische Steuerungen zur Einstellung der Drosselung 118 jedes Triebwerks, wodurch die gewünschten, auf das Raumfahrzeug 201 einwirkenden Drehmomente erzeugt werden. Der Vorgang der Messung der Position, Ausrichtung und des gespeicherten Impulses des Raumfahrzeugs 201; die Berechnung der an das Raumfahrzeug 201 anzulegenden Drehmomente zur Erzeugung der gewünschten Änderungen; und die Einstellung der Kardanaufhängung 116 und der Drosseln 118 der Triebwerke zur Bereitstellung der gewünschten Dynamik des Raumfahrzeugs 201 wird während des gesamten Zeitraums von Stationsaufrechterhaltungsmanövern fortgesetzt.
Gleichzeitig mit der voranstehend geschilderten Triebwerkssteuerung arbeitet das Raumfahrzeug-Schwungradstabilisierungssteuersystem 810 weiter, und erzeugt ebenfalls Drehmomente zum Stabilisieren der Ausrichtung des Raumfahrzeugs. Das Schwungradsteuersystem 810 erzeugt größere Drehmomente als die kardanisch aufgehängten und gedrosselten Triebwerke 221- 224, und wird für die Grobsteuerung der Ausrichtung und des Impulses verwendet, wogegen die kardanisch aufgehängten und gedrosselten Triebwerke 221-224 eine feinere Steuerung zur Verfügung stellen. Sollte ein Stabilisierungsschwungrad, beispielsweise 120, in Sättigung geraten, so erfaßt das Triebwerksteuersystem 802 eine derartige Sättigung und stellt die Kardanaufhängungen 116 und die Drosseln 118 so ein, daß sie allmählich die Schwungräder 120, 121 auf ihre Bezugsdrehzahlen zurückführen, wobei das Steuerdrehmoment von den Triebwerken 121-124 gleich der Änderungsrate des Impulses des Schwungrades ist, beispielsweise 120. Daher hängt die Entsorgungsrate von der Größe des Moments ab, welches von den Triebwerken 221-224 erzeugt wird.
In Fig. 6 ist ein Flußdiagramm der Steuerung für das Raumfahrzeug 201 gemäß der vorliegenden Erfindung dargestellt. Die Nord/Süd-Position des Raumfahrzeugs 201 wird auf konventionelle Weise durch die Bodenkontrolle 119 festgestellt. Falls die Bodenkontrolle ermittelt, daß eine Korrektur bezüglich der Nord/Süd-Positionierung erforderlich ist, so teilt die Bodenkontrolle dem geeigneten Paar von Triebwerken mit, beispielsweise 221, 224, daß sie zünden sollen. Bei der bevorzugten Ausführungsform wird das Zünden der Triebwerke 221-224 für die Nord/Süd-Stationsaufrechterhaltung nicht an Bord des Raumfahrzeugs 201 gesteuert.
Der erste Schritt des Flußdiagramms in Fig. 6 besteht darin, bei 24 die momentane Ausrichtung des Raumfahrzeugs 201 festzustellen, wie voranstehend im Zusammenhang mit Fig. 1 diskutiert wurde. Die Schwungradsteuerung 802 reagiert auf Änderungen der Roll- und Nickausrichtung. Dann erfolgt bei 26 eine Überprüfung, ob die Bodensteuerung 119 das Zünden eines Paares von Ionentriebwerken, beispielsweise 221-224 für ein Positionsmanöver befohlen hat. Falls nicht, so halten konventionelle Ausrichtungssteuersysteme 804, die keine Ionenantriebe aufweisen, den Impuls 28 des Raumfahrzeugs aufrecht. Wenn keines der Triebwerke 221-224 gezündet ist, so erzeugen jedoch andere Störungen der voranstehend geschilderten Art Körperdrehmomente, wodurch Körperausrichtungsfehler hervorgerufen werden. Fehler bezüglich der Roll- und Nickausrichtung werden schnell durch den konventionellen Erdsensor 101 des Raumfahrzeugs 201 erfaßt und durch die Speicherung des zusätzlichen Impulses in der Stabilisierungsschwungradsteuerung 810 des Raumfahrzeugs 201 ausgeglichen. Gierfehler wirken sich als Rollfehler aus, die abgeschätzt und langsam durch magnetische Drehmomenterzeugung in der Impulsentsorgungssteuerung 812 verringert werden. Das Giermoment wird ebenfalls durch magnetische Drehmomenterzeugung langsam verringert. Das Nickmoment wird auf konventionelle Weise schnell verringert, durch kurze Zündungen der chemischen Triebwerke 816.
Wenn die Überprüfung 26 ergibt, daß die Ionentriebwerke, beispielsweise 221-224, arbeiten, so wird durch eine Anzahl darauffolgender Schritte eine Steuerung der Ausrichtung und des Impulses des Raumfahrzeugs 201 vorgenommen. Vor der Erläuterung dieser Schritte ist es jedoch instruktiv, sich das Ergebnis eines Antriebs des Raumfahrzeugs 201 ohne diese nachfolgenden Steuerschritte zu überlegen. Ohne eine Drosselung und Kardanaufhängung gemäß der vorliegenden Erfindung ergeben sich dann, wenn ein Paar der Triebwerke 221-224 für die Nord/Süd-Stationsaufrechterhaltung gezündet wurde, erheblich grössere Körperdrehmomente als dann, wenn die Triebwerke nicht in Betrieb sind, infolge einer Fehlausrichtung des Schubs in bezug auf den Schwerpunkt. Wie im Betrieb ohne Schub versucht die Schwungradsteuerung 810, Roll- und Nickfehler auszugleichen, jedoch kann es passieren, daß die Räder 120, 121 nicht schnell genug neuen Impuls speichern können, um dies zu erreichen, oder daß sie an die Grenzen ihrer Betriebsdrehzahlen gelangen. Der Gierfehler bleibt unkorrigiert, da die Korrektur mit magnetischer Drehmomenterzeugung viel zu langsam dazu ist, einen Gierfehler zu korrigieren oder Impuls freizusetzen.
Gemäß der vorliegenden Erfindung werden diese Effekte dadurch vermieden, daß den Körperdrehmomenten dadurch entgegengewirkt wird, daß während des Zündens die Triebwerke 221-224 gedrosseit und kardanisch aufgehängt werden. Im einzelnen wird, wie aus Fig. 6 hervorgeht, der Zustand des Impulses des Raumfahrzeugs 201 in bezug auf einen Bezugswert bei 29 gemessen, bei erfolgt ein Vergleich der gemessenen und gewünschten Werte für den Impuls und die Ausrichtung, und bei 32 erfolgt eine Überprüfung, ob der gemessene Impuls des Raumfahrzeugs 201 gleich dem Bezugswert ist. Falls ja, geht der Betriebsablauf zum Schritt 36 über. Falls nicht, so werden bei 34 die Drehmomente berechnet, die zum Rückführen des Impulszustandes des Raumfahrzeugs 201 auf den gewünschten Bezugswert erforderlich sind, und der Betriebsablauf geht zum Schritt 36 über. Im Schritt 36 erfolgt eine weitere Überprüfung, um festzustellen, ob die ermittelte Gierausrichtung des Raumfahrzeugs 201 gleich der gewünschten Gierausrichtung ist. Falls ja, geht die Verarbeitung zum Schritt 40 über. Andernfalls werden bei 38 die Drehmomente berechnet, die zum Manövrieren des Raumfahrzeugs 201 in die gewünschte Gierausrichtung erforderlich sind, und der Betriebsablauf geht zum Schritt 40 über. Im Schritt 40 werden die geometrische Anordnung des Kardangelenks 116 und die Kompensation der Drossel 118 berechnet, die zur Erzeugung der Drehmomente erforderlich sind, die in den Schritten 34 und 38 ermittelt wurden, und die Triebwerke, beispielsweise 221, 224, werden bei 42 entsprechend kardanisch aufgehängt und gedrosselt, bevor der Betriebsablauf wieder beim Schritt 24 beginnt. Durch diesen Iterationsvorgang kehren die Kardangelenke 116 und die Drosseln 118 zu ihren Wartezustandswerten zurück, wenn der tatsächliche Impuls und die tatsächliche Ausrichtung zu den gewünschten Werten passen. Nach einem vollständigen Stationsaufrechterhaltungsmanöver sind die Ausrichtungs- und Impulsfehler gleich Null, so daß kein magnetisches Drehmoment oder die Entsorgungsfreigabe von Impuls erforderlich ist.
Daher behält ein Raumfahrzeug gleichzeitig eine gewünschte Ausrichtung bei und entsorgt Stabilisierungsschwungräder, während Nord/Süd-Stationsaufrechterhaltungsmanöver durchgeführt werden.
Die voranstehende Beschreibung dient zur Erläuterung des Betriebsablaufs der bevorzugten Ausführungsformen und soll nicht den Umfang der Erfindung einschränken. Der Umfang der Erfindung soll nur durch die beigefügten Patentansprüche begrenzt sein.

Claims

1. Verfahren zum gleichzeitigen Bewegen eines Raumfahrzeugs, welches eine Triebwerkseinrichtung (221-224) aufweist, um eine gewünschte Ausrichtung während Positioniermanövern zu erreichen, mit folgenden Schritten:

Messen einer momentanen Ausrichtung (24) des Raumfahrzeugs;

Bestimmen eines ersten Satzes von Kräften, die zur Erzeugung der gewünschten Ausrichtung und Positionierung für das Raumfahrzeug erforderlich sind, in Reaktion auf die gemessene, momentane Ausrichtung (32, 34, 36, 38, 40) des Raumfahrzeugs;

kardanisches Aufhängen der Triebwerkseinrichtung (221-224); und

Drosseln der Triebwerkseinrichtung (221-224), wobei die Schritte der kardanischen Aufhängung und der Drosselung (44) die Triebwerkseinrichtung dazu veranlassen, den ersten Satz von Kräften zu erzeugen, die auf das Raumfahrzeug wirken.

2. Verfahren nach Anspruch 1, bei welchem die Triebwerkseinrichtung ein Ionenantriebssystem aufweist.

3. Verfahren nach Anspruch 1, bei welchem das Raumfahrzeug zumindest ein Stabilisierungsschwungrad (120, 121) zum Zwecke der Stabilisierung des Raumfahrzeugs aufweist, und das Verfahren weiter die Schritte der Messung des gespeicherten Impulses in dem Stabilisierungsschwungrad umfaßt, die Festlegung eines zweiten Satzes von Kräften, die zum Erzielen eines vorbestimmten Wertes für den gespeicherten Impuls erforderlich sind, und Einstellen der Triebwerkseinrichtung zur Erzeugung des zweiten Satzes an Kräften gleichzeitig mit der Erzeugung des ersten Satzes an Kräften.

4. Verfahren nach Anspruch 1, bei welchem der Schritt der kardanischen Aufhängung die Winkeleinstellung der Triebwerkseinrichtung in einer vorbestimmten Stufengröße umfaßt.

5. Verfahren nach Anspruch 1, bei welchem der Schritt der Drosselung die Leistungseinstellung der Triebwerkseinrichtung in einer vorbestimmten Stufengröße umfaßt.

6. System zur Erzielung einer gewünschten Ausrichtung eines Raumfahrzeugs während Positionsmanövern, mit:

einer Ausrichtungsmeßeinrichtung;

einer Berechnungseinrichtung (34, 38, 40), welche Kardanaufhängungs- und Drosselsteuersignale in Reaktion auf die Ausrichtungs-Meßeinrichtung erzeugt;

einer Kardanaufhängungseinrichtung (116), die auf die Kardanaufhängungs- und Drosselsteuersignale reagiert;

einer Drosseleinrichtung (118), die auf die Kardanaufhängungs- und Drosselsteuersignale reagiert; und

einer Triebwerkseinrichtung (221-224), die zur Winkeleinstellung durch die Kardanaufhängungseinrichtung und zur Leistungseinstellung durch die Drosseleinrichtung angeordnet ist, um das Raumfahrzeug in die gewünschte Ausrichtung zu manövrieren.

7. System nach Anspruch 6, bei welchem die Triebwerkseinrichtung (221-224) ein Ionenantriebssystem umfaßt.

8. System nach Anspruch 6, bei welchem das Raumfahrzeug ein Stabilisierungsschwungrad-Stabilisiersystem (120, 121) aufweist, welches Impuls speichert, wobei das System zur Erzielung der gewünschten Ausrichtung weiterhin eine Impulsmeßeinrichtung (111) aufweist, die ein Impulssignal (112, 113) in Reaktion auf den gespeicherten Impuls erzeugt wobei die Berechnungseinrichtung von dort das Impulssignal empfängt, in Reaktion hierauf einen zweiten Satz an Kräften bestimmt, der zur Erzielung eines vorbestimmten Wertes des gespeicherten Impulses erforderlich ist, und die Triebwerkseinrichtung so einstellt, daß sie den zweiten Satz an Kräften gleichzeitig mit der Erzeugung des ersten Satzes an Kräften erzeugt.

9. System nach Anspruch 6, bei welchem die Kardanaufhängungseinrichtung zur Winkeleinstellung in einer vorbestimmten Stufengröße angeordnet ist.

10. System nach Anspruch 6, bei welchem die Drosseleinrichtung zur Leistungseinstellung in einer vorbestimmten Stufengröße angeordnet ist.