DE69315129T2

DE69315129T2 - Verfahren und Vorrichtung zur Momentausgleichung eines Satelliten

Info

Publication number: DE69315129T2
Application number: DE69315129T
Authority: DE
Inventors: Jeremiah O Salvatore; Alois Wittmann
Original assignee: Hughes Aircraft Co
Current assignee: DirecTV Group Inc
Priority date: 1992-07-06
Filing date: 1993-07-05
Publication date: 1998-03-05
Anticipated expiration: 2013-07-06
Also published as: DE69315129D1; EP0578176B1; JP2959696B2; JPH06156397A; EP0578176A1; US5310144A

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Reduzieren des auf einen Satelliten in der Umlaufbahn um die Erde in einer Umlaufbahn-Ebene einwirkenden Übers chlagmoment es, welcher Satellit ein an dem Satelliten zentriertes Trägheits-Bezugssystem auf Sonnenbasis besitzt mit jeweils aufeinander senkrecht stehenden Überschlag-, Windmühl- und Nick-Achsen, von denen sich die Windmühl-Achse längs der Projektion der Verbindungslinie zur Sonne in der Umlaufbahn-Ebene, die Überschlag-Achse in der Umlaufbahn-Ebene senkrecht zur Windmühl- Achse und die Nick-Achse senkrecht zur Umlaufbahn-Ebene erstreckt und der Satellit einen Hauptkörper und mindestens eine sich von dem Körper weg aus der Umlaufbahn-Ebene heraus erstreckende, der Sonne zugewendete Solarzellentafel besitzt.
Aus WO-A-92 19 498 (Teil des Standes der Technik gemäß Art. 54(3), (4) EPÜ für die benannten Staaten DE, FR, IT) ist ein Satellit mit Mitteln zum Beeinflussen der Orientierung und Ausrichtung des Satelliten bekannt, die mit Hilfe eines Drehmoments arbeiten, den ein auf die auf die Solargeneratoren des Satelliten einwirkender Solarstrahlungsdruck erzeugt. Der aus diesem Dokument bekannte herkömmliche Satellit ist mit zwei symmetrisch um den Hauptkörper des Satelliten an der Nord- bzw. Südseite angeordneten Solargeneratoren oder -zellentafeln ausgerüstet, die in der Lage sind, unabhängig voneinander um eine erste Achse zu rotieren, die einstellbar positioniert werden kann, so daß die Senkrechten ihrer Oberflächen sich um einen steuerbaren Winkel in der Auftreffebene des Sonnenlichts bewegen können. Ein Servomotor ist vorgesehen, um jeden Solargenerator in Abhängigkeit von Steuersignalen innerhalb eines bestimmten Winkelbereiches um eine zweite Rotationsachse einzustellen, die vorzugsweise senkrecht zur ersten Rotationsachse steht. Mit dem aus WO-A-92 19 498 bekannten Satelliten ist es möglich, das infolge des Solarstrahlungsdruckes auf den Satelliten einwirkende aktuelle Stör-Drehmoment auszugleichen.
Es hat sich jedoch herausgestellt, daß es auch in Fällen, wo das vom Sonnenstrahlungsdruck stammende Stör-Drehmoment nahezu vollständig durch eine jeweilige Einstellung der Solarzellentafeln ausgeglichen ist, notwendig ist, eine gewünschte Ausrichtung des Satelliten während seiner Mission aufrecht zu erhalten.
In Umlaufbahn kreisende Satelliten sind verschiedenen Umgebungs-Stördrehmomenten unterworfen. Bei Satelliten in einer geosynchronen Umlaufbahn stammt das Umgebungs-Stördrehmoment in erster Linie von dem Sonnenstrahlungsdruck. Photoelektrische Leistungserzeugung an Bord eines Satelliten erfordert, daß große Oberflächenbereiche der Sonne ausgesetzt werden. Nominell sind diese Flächen symmetrisch mit Bezug auf den Schwerpunkt des Satelliten angeordnet, so daß das Moment der sich ergebenden Solarstrahlungskraft Null ist. Jedoch können irgendwelche Fehlausrichtungen oder Asymmetrien bei diesen Flächen zur Erzeugung von relativ großem Solardrehmoment führen. Andere Umgebungseinwirkungen, wie die magnetische Dipol-Wechselwirkung des Satelliten mit dem Erdmagnetfeld oder das von dem Schweregradienten über einer asymmetrischen Massenverteilung stammende Drehmoment werden durch die Auslegung typischerweise vernachlässigbar gemacht. In manchen Fällen können sie benutzt werden, um zusätzliches Steuerdrehmoment zur Gegenwirkung für die Auswirkungen von unerwünschten Umgebungs-Stördrehmomenten zu schaffen.
Das durch einen Satelliten in geosynchroner Umlaufbahn erfahrene Netto-Solarstrahlungsdruck-Drehmoment ändert sich im Laufe eines Tages relativ zum Trägheitsreferenz-System, da der Hauptkörper sich typischerweise mit einer Umlaufbahnrate mit Bezug auf die Sonne dreht, damit eine Fläche des Satelliten auf die Erde gerichtet bleibt. Jedoch ist das durch eine asymmetrische Verteilung der Solarzellentafeln erzeugte Solarstrahlungsdruck-Drehmoment im wesentlichen während eines Tages mit Bezug auf ein Trägheitsreferenz-System konstant, da die Tafeln eine feste Ausrichtung zur Sonne beibehalten.
Das Stördrehmoment kann ausgedrückt werden als die Summe von zwei Termen: dem Tagesdurchschnitt und dem Rest nach Abziehen des Durchschnittswertes. Das Durchschnitts-Trägheitsmoment wird als das säkulare Drehmoment bezeichnet, während der Rest nach Definition das periodische Drehmoment ist. Diese Unterscheidung ist bedeutsam, da nur das säkulare Drehmoment eine Nettoänderung des Drehimpulses des Systems hervorruft. Das periodische Drehmoment verursacht eine im Tagesverlauf wiederkehrende Änderung des Drehmoments, jedoch ist die sich ergebende Nettoänderung Null. Falls das Satelliten-Lagesteuersystem richtig ausgelegt ist, wird die Drehimpulsänderung infolge der Umgebungs-Stördrehmomente durch das Impulsverwaltungs-System des Satelliten absorbiert, das in der Lage sein muß, sowohl die säkularen wie die periodischen Drehmomente zu behandeln. Wenn die Drehimpuls-Speicherkapazität des Impulsverwaltungs- Systems erreicht wird, muß der gespeicherte Drehimpuls "abgelassen" werden, typischerweise durch Benutzen des Reaktionssteuersystems sowie der Wieder-Herstellung des Netto-Systemdrehimpulses auf Null oder auf einen gewünschten (Ausgangs-) Impulszustand. Wegen der Verschlechterung der Zeigegenauigkeit während der Schubaktivität ist die Drehimpuls-Speicherkapazität des Satelliten typischerweise so ausgelegt, daß ein Abstand zwischen Drehimpuls- "Ablassungen" geschaffen wird, der gleich dem erforderlichen Positionshalteabstand ist.
Im allgemeinen kann das säkulare Drehmoment in drei orthogonale Trägheitskomponenten mit Bezug auf die Sonne aufgelöst werden: Überschlag-, Windmuhl- und Nick-Komponente. Die Überschlag- und Windmühl-Komponenten befinden sich in der Umlaufebene, wobei die Windmühlen-Komponente längs der Projektion der Verbindungslinie zur Sonne und die Überschlag-Komponente des Drehmomentes senkrecht zur Projektion der Sonnenlinie liegt. Die Nick-Komponente verläuft, wie in Fig. 1 gezeigt, längs der Umlaufbahn- Senkrechten.
Verschiedene Faktoren ergeben die Erzeugung von Sonnenstrahlungsdruck-Stördrehmomenten auf den Satelliten wie : a) Solarzellentafel-Ausrichtung und Veränderung der Solarzellenreflektivität; b) Solartafelverformung infolge von Austrocknung und thermischer Dehnung; c) Geometrie des Antennenreflektors und des Satellitenkörpers; und d) Differenzen zwischen dem Satellitenschwerpunkt und dem Zentrum der anliegenden Umgebungskräfte. Die Unsicherheit beim Bestimmen der Beiträge von diesen Quellen ist groß und deshalb erfordern Satelliten typischerweise kräftige Lagesteuer-Drehmomentsysteme wie magnetische Drehmomentsysteme, große Impuls- und/oder Reaktionsräder, große Flächenveränderungen in Sonnensegelsystemen usw.
Eine Vorgehensweise zur Erzeugung eines Gegenwirkungs-Überschlagmomentes auf einem Satelliten ist, die Abstände zu verändern, mit denen die Solarzellentafeln von dem Satellitenkörper abstehen. So wirken die durch den Solarstrahlungsdruck auf die Tafeln erzeugten Kräfte auf den Satelliten über zwei Hebelarme unterschiedlicher Längen ein und erzeugen dadurch ein Überschlagmoment an dem Satelliten. Die gleiche Wirkung kann erreicht werden, indem die Solarzellentafeln zieharmonika-artig faltbar und entfaltbar gemacht werden, um die Fläche der Solarzellentafeln und auch den Ort des Flächenschwerpunkts relativ zu dem Schwerpunkt des Satelliten zu verändern. Die Solarzellentafeln gegenüber dem Satellitenkörper nach innen oder außen zu bewegen, erfordert jedoch einen relativ komplizierten Mechanismus.
Eine andere Vorgehensweise, dem säkularen Überschlagmoment gegenzuwirken, ist, eine der Solarzellentafeln um ihre Sonnenverfolgungsachse relativ zu der gegenüberliegenden Solarzellentafel zu drehen und so ein auf den Satelliten einwirkendes Gegenwirkungs-Überschlagmoment zu erzeugen. Ein solches Verfahren erzeugt jedoch ein Windmühlen-Drehmoment, das entweder durch das Satelliten-Lagesteuersystem oder durch abwechselndes Erzeugen von negativen und positiven Windmühlen-Drehmomenten ausgeglichen werden muß, durch Drehen der Solarzellentafeln in der jeweils entgegengesetzten Richtung. Da das säkulare Überschlagmoment im Verlauf eines Tages einen konstanten Wert beibehält, ist es notwendig, ein Kompensationsmanöver periodisch über den Tag auszuführen, um die richtige Lagesteuerung aufrecht zu erhalten.
Im Hinblick auf das vorstehend Erläuterte ist es ein Ziel der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren zum Steuern der Ausrichtung und Orientierung eines Satelliten zu schaffen, wie auch einen jeweiligen Satelliten zu schaffen, der weniger für eine Fehlausrichtung infolge von Stör-Drehmomenten empfänglich ist und keine permanenten Drehmomentausgleichs-Manöver erfordert.
Erfindungsgemäß wurde das genannte Ziel erreicht aufgrund des Verfahrens gemäß Anspruch 1. Dieses bestimmte Verfahren wird vorzugsweise mit einem Satelliten nach Anspruch 7 ausgeführt.
Bevorzugte Weiterentwicklungen des Verfahrens und des Satelliten sind aus den Unteransprüchen ersichtlich.
Gemäß der Lehre des Anspruchs 1 werden die auf den Satelliten einwirkenden säkularen Umgebungs-Stördrehmomente ausgeglichen, indem zuerst die Satelliten-Stördrehmomente infolge von Umgebungskräften in der Umlaufbahn gemessen werden und dann die Satelliten-Solarzellentafeln relativ zu dem Satellitenkörper durch eine Drehung um eine zu dem Überschlagmomentvektor parallele Achse geschwenkt werden, um einen Drehmoment-Ausgleich für den Satelliten zu erhalten. Sowohl Solarstrahlungsdruck-Drehmoment- wie Schwerkraftgradient-Auswirkungen werden für einen solchen Drehmoment-Ausgleich benutzt, mit nur mäßiger Verschlechterung der durch die Solarzellentafeln erhaltenen Leistung infolge des Schwenkens der Tafeln. Ein Drehmoment- Ausgleich wird vorzugsweise bewirkt nach anfänglicher Umlaufbahn-Satellitenüberprüfung und vor dem Missionsstart.
Umgebungs-Stördrehmornent-Ausgleich ermöglicht die Aufrechterhaltung präziser Satelliten-Lagesteuerung ohne Einsatz von Treibstoff und, was noch wichtiger ist, ohne ein großes aktives Impulsstabiliserungs-System für den Satelliten zu erfordern. Der Vorteil des Drehmoment-Ausgleichs ist, daß die Satellitenstörungen minimalisiert werden, wenn ein Impulsstabilisierungs- System so in der Größe ausgelegt wird, daß das Stabilisierungs- System kleiner gehalten werden kann. Durch Minimalisierung oder Beseitigung von säkularen Drehmomenten wird der für die Satelliten-Lagesteuerung einzusetzende Treibstoff reduziert. Ein Vorteil des Drehmoment-Ausgleichs ist sein passiver Charakter, d.h. der Ausgleich erfolgt einmal beim Missionsstart im Vergleich zu der kontinuierlichen aktiven Satellitensteuerung durch Sonnensegel, Magnetdrehmomente, Niederschubstärke-Pulsierung usw.
Das erfindungsgemäße Verfahren, wie in Anspruch 1 dargelegt, ist ausführbar an einem die Erde in einer Umlaufebene umlaufenden Satelliten mit einem Hauptkörper, mit einem Paar von dem Hauptkörper in einander gegenüberliegenden Richtungen relativ zur Normalebene in ausgefahrenen Positionen abstehenden Solarzellentafeln, welche Tafeln der Sonne zugewendet sind. In der ausgefahrenen Position sind die Tafeln mit einem Winkel relativ zu einer auf die Umlauf ebene senkrechten Linie ausgerichtet, und der Satellit enthält ein Schwenksystem zum Drehen der Solarzellentafeln um zur Richtung des Überschlagmomentvektors parallelen Achsen zum variablen Ausrichten der Tafeln relativ zur Normallinie, während sie in der ausgefahrenen Position sind. Als Ergebnis kann das durch Solardruck- und Schwerkraftgradientenkräfte auf die Tafel verursachte auf den Satelliten einwirkende Netto-Säkular-Überschlagmoment minimalisiert werden.
Ein vorzugsweise an dem Grundteil der Tafeln angebrachter Linearbetätiger, der so ausgelegt ist, daß er mit der vorhandenen Verriegelung des Solarzellentafel-Ausfahrantriebs in Ausrichtung ist,ändert im wesentlichen die Verriegelungsposition, d.h. den Tafelwinkel. Während das Ausfahren und Verriegeln der Tafel nicht durch die Anwesenheit des Linearbetätigers beeinflußt werden, wird die Tafel-Biegefreguenz wegen der Steifigkeit des Betätigers jedoch etwas vermindert. Die Ausgleichseinstellung ist bei einem Satelliten mit festgelegten Öffnungen und festliegendem Schwerpunkt nur beim Missionsstart erforderlich. Jedoch kann die Änderung des Schwerpunktes infolge des Treibstoffverbrauchs während der Mission ein gelegentliches Aktualisieren der Ausgleichseinstellung während der Satellitenmission nahelegen, sollte das säkulare Stör-Drehmoment einen gegebenen Wert übersteigen.
Weitere Ziele, Merkmale und Vorteile der Erfindung werden aus einer Betrachtung der nachfolgenden Beschreibung und der beigefügten Ansprüche erkennbar, wenn sie zusammen mit den beigefügten Zeichnungen vorgenommen wird.

KURZBESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

Fig. 1 ist eine schematische Ansicht, die ein Trägheitsreferenzsystem darstellt;
Fig. 2 ist eine perspektivische Ansicht des Satelliten, der die erfindungsgemäße Drehmoment-Ausgleichsvorrichtung enthält;
Fig. 3 ist eine Seitenansicht einer Solarzellentafel-Befestigungslasche;
Fig. 4 ist eine Draufsicht auf die Solarzellentafel-Befestigungslasche der Fig. 3;
Fig. 5 und 6 sind Seitenansichten der Solarzellentafel-Befestigungslasche nach Fig. 2 in verschiedenen Tafel- Schwenkpositionen;
Fig. 7 ist eine Seitenansicht der Solarzellentafel-Befestigungslasche in einer unverriegelten Position während der Drehung zu der Gebrauchsposition; und
Fig. 8 ist eine schematische Ansicht eines Satelliten mit Solarzellentafeln, welche Parameter darstellt, wie sie beim Bestimmen der Solarstrahlungsdruck- und Schwerkraft-Gradientenkräfte auf den Satelliten benutzt werden.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG

In Fig. 2 ist ein Satellit 10 gezeigt mit einem Körper 12, von dem ein Paar Solarzellentafeln 14 und 16 abstehen. Der Satellit 10 ist zum Umlauf um die Erde in einer geosynchronen Umlaufbahn bestimmt, wobei die Z-Achse zu einem festen Ort an der Erdoberfläche ausgerichtet ist. In der Umlaufbahn stehen die Tafeln in einander entgegengesetzten Richtungen von der Umlaufebene ab. Die beiden Solarzellentafeln 14 und 16 sind um die Längsachse y drehbar, um so während des Umlaufs des Satelliten 10 um die Erde der Sonne zugewendet zu bleiben, und sie werden durch jeweils an jeder Basis jeder Tafel angeordnete Sonnenverfolgungs-Antriebsmechanismen 15 angetrieben.
Jede Solarzellentafel 14 und 16 ist an dem Satellitenkörper 12 durch eine Tafellasche 18 befestigt. Für die jeweiligen Tafeln werden identische Laschen 18 eingesetzt. Die Tafeln sind an den Laschen 18 mittels Jochen 20 angebracht, wobei jedes Bein 17 der Joche 20 in Fassungen 25 der Laschen 18 eingesetzt ist. Jede Lasche ist zur Drehung an einem Schwenkstift 22 (Fig. 3) mit einer Drehachse 23 befestigt. Während des Starts des Satelliten sind die Tafeln und Laschen in gut bekannter Weise in einer verstauten Position. Nachdem der Satellit in seiner Umlaufbahn ist, werden die Laschen in gut bekannter Weise durch einen Verteilungsantrieb 41 um den Schwenkstift 22 in der durch Pfeil 19 bezeichneten Richtung aus der verstauten Position in eine Gebrauchsposition gedreht. Während der Drehung der Laschen werden die Solarzellentafeln in die Gebrauchspositionen entfaltet. Eine Verriegelung 21 dient dazu, jede Lasche 18 in der Gebrauchs- oder Einrichtungsposition mit einem Winkel relativ zur Linie 38 zu halten, die senkrecht auf der Satelliten- Umlaufebene 39 steht. Fig. 7 stellt die Lasche 18 in unverriegelter Position während der Drehung von der verstauten in die Gebrauchsposition dar. Der Schwenkstift 22 ist ein Teil des Tafellaschen-Befestigungsgrundteils 29, das durch einen Sonnenverfolgungs-Antriebsrnechanismus 15 getragen wird, der die Tafeln 14 und 16 dreht. Als Ergebnis ist die Achse 23 des Schwenkstiftes 22 immer senkrecht zur Sonnenlinie und parallel zur Richtung des Überschlagmoment-Vektors eingestellt (Fig. 1). Die Verriegelung 21 enthält einen federgespannten Verriegelungshaken 28, der an dem Laschen-Befestigungsgrundteil 29 mit Abstand von dem Schwenkstift 22 angebracht ist. Die Lasche enthält einen Verriegelungsstift 26, der durch den Verriegelungshaken eingefangen wird, wenn die Lasche sich in der Gebrauchsposition befindet. Der Verriegelungshaken 28 wird um den Stift 42 gedreht und durch die Feder 40 in eine Verriegelungsposition gespannt. Beim Einfangen durch den Haken ist der Verriegelungsstift 26 um seine Achse 27 (Fig. 4) drehbar, die parallel zur Achse 23 des Schwenkstifts 22 liegt. Der Verriegelungsstift 26 ist an einem Ende 31 durch einen an der Lasche 18 angebrachten Gleitstab 24 gehalten. Das gegenüberliegende Ende 32 des Gleitstabes 24 ist mit der Lasche 18 durch einen Antriebsmechanismus 37 gekoppelt, der als ein Linearantriebs-Mechanismus mit einer auf eine Stellspindel 34 aufgeschraubten Hülse 33 dargestellt ist. Die Stellspindel 34 ist an der Lasche 18 zur Drehung um die zu den Achsen 23 und 27 senkrechte Längsachse 35 der Stellspindel angebracht. Der Motor 36 treibt die Stellspindel an.
Die Lasche 18, der Gleitstab 24 und das Befestigungsgrundteil 29 bilden zusammen ein Dreistab-Gestänge. Zwar kann die Lasche 18 sich an dem Schwenkstift 22 drehen, doch bleibt die Lasche 18 infolge ihrer starren Kupplung mit dem Gleitstab an ihrem Ort gehalten. Auf Drehung der Stellspindel 34 hin wird jedoch der Gleitstab 24 linear längs der Spindelachse 35 bewegt, wie durch Pfeil 30 (Fig. 3) gezeigt. Das ändert die wirksame Länge der Lasche 18 in dem Dreistab-Gestänge und läßt die Lasche um die Achse 23 drehen. Das ermöglicht die Veränderung der Ausrichtung der Lasche und der Solarzellentafeln relativ zu der zur Umlaufebene 39 senkrechten Linie 38. Drei Positionen der Lasche 18 sind in Fig. 3, 5 und 6 dargestellt. In Fig. 3 erstreckt sich die Lasche im wesentlichen parallel zu der zur Umlaufbahn senkrechten Linie 38, während in Fig. 5 die Lasche 18 ein wenig zu dieser senkrechten Linie 38 hin gedreht wurde und in Fig. 6 die Lasche 18 von der senkrechten Linie 38 weggedreht wurde. Die Verwendung eines Linearantriebs-Mechanismus der beschriebenen Art zum Drehen der Solarzellentafeln ist nur eine von etlichen unterschiedlichen Arten von Antriebsmechanismen, die benutzt werden können.
Ein einmal in Umlauf gebrachter Satellit kann große Lagestörungs-Drehmomente infolge von Flächen-Fehlausrichtungen und Umgebungskraft-Unsicherheiten zeigen, auch wenn durch beste Auslegungsanstrengung der Satellit für ausgeglichenes Säkulardrehmoment und minimalisiertes tägliches Veränderungs-Drehmoment gestaltet ist. Typischerweise ist die Solarzellentafel- Fehlausrichtung eine prominente Quelle zum Stören des Drehmomentausgleichs. Im geosynchronen Umlauf ist der Sonnenstrahlungsdruck auf die Tafeln die größte Quelle für Umgebungs-Stördrehmomente. Das auf den Satelliten einwirkende Umgebungs-Stördrehmoment wird gemessen durch Auswerten der Satelliten-Lagereaktion über der Zeit. Durch Ändern der Winkel der Tafeln relativ zur Senkrechten zur Umlaufbahn können die auf die Tafeln einwirkenden Solarstrahlungs-Druckkräfte und dadurch das Solarstrahlungsdruck-Drehmoment auf den Satelliten geändert werden. Sobald die Tafeln beim Missionsbeginn ausgefahren wurden, ermöglicht das Ändern der Neigung der Tafeln durch Drehen der Tafeln um die Achse 23 parallel zum Überschlagmoment-Vektor das Ausgleichen des gesamten Überschlag-Störmoments auf den Satelliten.
Der Linearantrieb der Stellspindel und des Gleitstabes an der Schnittstelle Satellit/Solarzellentafel neigt die Tafeln zu der Sonne hin oder von ihr weg in einem zum Erreichen des Drehmoment-Ausgleiches notwendigen Ausmaß. Beim Neigen der Tafeln zum Ändern des Solarstrahlungsdruck-Drehmomentes wird auch das Schwerkraftgradienten-Drehmoment beeinflußt, und seine Verwendung für den Satellitendrehmoment-Ausgleich wird reflektiert beim Auswählen der Drehwinkel der Lasche 18.
Idealerweise genügt ein einmaliges Eichen der Tafelneigungswinkel, obwohl der Antriebsmechanismus 37 für Mehrfachverwendung ausgelegt ist. Der Antriebsmechanismus wird nicht zum Ausfahren der Tafeln oder zur Stromerzeugung durch die Tafeln gebraucht, so daß ein Versagen des Antriebsmechanismus die richtige Wirksamkeit des Ausfahrens der Tafel oder die Verwendung der Tafeln zur Stromerzeugung nicht beeinträchtigt. Zusätzlich wird Redundanz geschaffen, indem an beiden Solarzellentafeln ein Einstellantrieb vorgesehen wird.
Fig. 8 stellt die grundsätzliche Geometrie zum Bewerten der Solardruck- und Schwerkraftgradienten-Drehmomente dar, die beim Satelliten-Drehmomentausgleich benutzt werden. Die Tafeln 14 und 16 stehen von dem Satellitenkörper 12 in zueinander entgegengesetzten Richtungen von der Umlaufbahnebene 39 ab. Die Linie 38 steht senkrecht auf der Umlaufbahnebene. Die auf jede Solarzellentafel ausgeübte Solardruckkraft kann durch zwei Kornponenten ausgedrückt werden, eine senkrecht zur Tafel (die Solar-Normalkraft) und eine parallel zur Tafel (die Solar- Scherkraft). Es kann gezeigt werden, daß die Normal-Komponenten für die beiden Tafeln dargestellt werden können als:
wobei: FSM = die Solarkraft-Normale auf die Solarzellentafeln 14 bzw. 16,
γ = Normalkraft-Faktor zur Berücksichtigung der von Null abweichenden Reflexionskraft und Spiegel- Fähigkeit der Tafeln ( 1,3),
p = Solarstrahlungs Druckkonstante = 9,46 x 10&supmin;&sup8; lb/FT²,
A = Flächengröße einer Solarzellentafel
α = Neigung der Solarzellentafel gegen die Senkrechte auf die Umlaufbahnebene (α ist klein)
δ = Sonnenerhebung über der Umlaufbahnebene.
Falls 1 der Abstand von jedem Tafeldruckzentrum zum Massenschwerpunkt des Satelliten ist, wird das durch die senkrechte Solarstrahlungs-Druckkraft auf beide Solarzellentafeln erzeugte Netto-Uberschlagmoment TSM gegeben durch:
wobei γ = γ&sub1; = γ&sub2;.
Die Scherkomponente für die beiden Tafeln kann entwickelt werden als:
wobei: FSS = die zu den Solarzellentafeln 14 und 16 parallele Solarstrahlungs-Druckkraft,
ν = Scherkraft-Faktor zur Berücksichtigung der von Null abweichenden Reflexionskraft und Spiegelfähigkeit ( 0,87)
Falls d der Abstand von jeder Tafel-Neigungsstelle zu dem Satelliten Massenschwerpunkt ist, wird das durch die solare Strahlungsdruck-Scherkraft auf die beiden Solarzellentafeln erzeugte Netto-Überschlagmoment TSS gegeben durch:
wobei ν = ν&sub1; = ν&sub2;.
Es ist evident, daß das Scher-Drehmoment kleiner als das Normal(Senkrecht)-Drehmoment ist und dazu neigt, das letztere zu kompensieren. Das Netto-Überschlagmornent infolge des Sonnenstrahlungsdrucks wird erhalten durch Summieren der beiden Komponenten TSS und TSM wie folgt:
Das durch die unterschiedlichen Tafelneigungswinkel erzeugte durchschnittliche Tages-Schwerkraftgradienten-Drehmoment TG wird definiert durch:
wobei µE = Gravitations-Parameter der Erde 6,263 x 104 NM³/s²
R = Umlaufbahnradius (22765 NM bei geosynchroner Umlaufbahn)
(Iz-Iy) = Solarzellentafel-Masseninertial-Differenz um die Sonnenlinie Iz und die Tafelantriebsachse Iy.
Sobald gemessen, wird das Netto-Überschlagmoment TSNET mit dem Schwerkraftgradienten-Drehmoment TG kombiniert, um das auf den Satelliten einwirkende Netto-Stördrehmoment zu bestimmen. Das Drehmoment wird ausgeglichen durch Bestimmen der angemessenen Winkel α&sub1; und α&sub2; zum Minimalisieren des auf den Satelliten einwirkenden Uberschlagmornentes. Sobald die gewünschten Winkel bestimmt wurden, werden die Stellspindel-Antriebsmotoren 36 betätigt, um die gewünschten Solarzellentafelwinkel α&sub1; und α&sub2; zu erzeugen. Obwohl die Tafelwinkel zu Beginn der Satellitenmission eingestellt werden, kann der Satellit periodisch während der Mission neu ausgeglichen werden, sollte ein Verschiebung des Satelliten-Massenschwerpunkts infolge des Treibstoffverbrauchs einen Neuausgleich erforderlich machen. Die Erfindung wurde in dem Zusammenhang mit einem Satelliten mit zwei Solarzellentafeln beschrieben, die in entgegengesetzten Richtungen von der Umlaufbahnebene abstehen, jedoch kann die Erfindung auch ausgeführt werden an Satelliten mit nur einer Tafel oder mehr als zwei Tafeln. Im Falle nur einer Tafel wird die Tafel gegen den Satellitenkörper ausgeglichen. Das Neigen der Solarzellentafeln wird durch ein Satelliteneigenes Lagesteuersystem 44 bewirkt. Das Steuersystem enthält einen Lagesteuerprozessor 46, der ein programmierbarer Digital- Prozessor ist. Der Prozessor 46 empfängt normalerweise Information vom Erdsensor 48 und HF-Sensor 50. Ein Befehlsempfänger 52 empfängt Befehle, die von der Erde ihren Ursprung nehmen und auf befohlene Änderungen der Lage bezogen sind, und gibt diese an den Prozessor 46 weiter. Der Prozessor 46 ist mit den Stellspindel-Antriebsrnotoren 36 verbunden, um die erwünschte Änderung der Solarzellentafel-Neigungswinkel relativ zur Senkrechten auf die Umlaufbahnebene durchzuführen.

Claims

1. Verfahren zum Reduzieren des auf einen Satelliten (10) in der Umlaufbahn um die Erde in einer Umlaufbahn-Ebene (39) einwirkenden Überschlagmomentes, welcher Satellit (10) ein an dem Satelliten zentriertes Trägheits-Bezugssystem besitzt mit jeweils aufeinander senkrechter Überschlag-, Windmühl- und Nick-Achse, von denen sich die Windmühl-Achse längs der Projektion der Sonnen-Verbindungslinie auf die Umlaufbahn-Ebene (39), die Überschlagachse in der Umlaufbahn-Ebene senkrecht zur Windmühl-Achse und die Nick-Achse senkrecht zur Umlaufbahn-Ebene (39) erstreckt, der Satellit (10) einen Hauptkörper (12) und mindestens eine sich von dem Körper aus der Umlaufbahn-Ebene (39) heraus erstreckende, der Sonne zugewendete Solarzellentafel (14, 16) besitzt, welches Verfahren die Schritte umfaßt:

a) Messen des auf den Satelliten in der Umlaufbahn einwirkenden Netto-Überschlagmomentes;

b) Bestimmen eines gewünschten Winkels (α&sub1;, α&sub2;) für die Ausrichtung der Tafel (14, 16), bezogen auf eine zu der Umlaufbahnebene (39) senkrechte Linie (38), durch kombiniertes Berücksichtigen der auf die Solarzellentafel einwirkenden Solarstrahlungsdruck- und Gravitationsgradienten-Kräfte;

c) Neigen der Tafel (14, 16) zu der Sonne hin oder von ihr weg, um den gewünschten Ausrichtwinkel der Tafel (14, 16) relativ zu der senkrechten Linie (38) zu erreichen.

2. Verfahren nach Anspruch 1, bei dem das Urngebungs-Stördrehmoment gemessen wird durch Auswerten der Satelliten-Lagereaktion in der Umlaufbahn.

3. Verfahren nach Anspruch 1, bei dem der gewünschte Winkel (α&sub1;,α&sub2;) der Ausrichtung der Tafel (14, 16) relativ zu der senkrechten Linie (38) bestimmt wird durch gleichzeitiges Berücksichtigen von Solarstrahlungsdruck- und Schwerkraftgradienten-Wirkungen auf die Solarzellentafel (14, 16).

4. Verfahren nach Anspruch 3, bei dem der Satellit (10) ein Paar sich von dem Hauptkörper (12) in entgegengesetzten Richtungen aus der Umlaufbahnebene (39) heraus erstreckende Solarzellentafeln (14, 16) besitzt, welche Tafeln (14, 16) mit Winkeln α&sub1; und α&sub1; relativ zu der senkrechten Linie ausgerichtet sind, wobei die gewünschten Werte für α&sub1; und α&sub2; bestimmt sind durch Lösen der folgenden Gleichungen:

wobei: TSNET = auf die Solarzellentafeln einwirkendes, durch Solarstrahlungsdruck erzeugtes Netto-Überschlagmoment

p = Solarstrahlungsdruck-Konstante = 9,46 x 10&supmin;&sup8; lb/FT²

A = Fläche einer Solarzellentafel

α&sub1; = Neigungswinkel der Solarzellentafel 1 gegen die Senkrechte auf die Umlaufbahnebene

α&sub2; = Neigungswinkel der Solarzellentafel 2 gegen die Senkrechte auf die Umlaufbahnebene

γ = Normalkraftfaktor zur Berücksichtigung des von Null verschiedenen Reflexionskraftwertes und der Spiegeleigenschaft der Tafeln

l = Abstand jedes Tafel-Druckmittelpunkts von dem Massenschwerpunkt des Satelliten

ν = Scherkraftfaktor, um den von Null abweichenden Reflexionsgrad und die Spiegeleigenschaft zu berücksichtigen

d = Abstand jedes Neigungspunktes der Tafel von dem Massenschwerpunkt des Satelliten

δ = Sonnenerhebung relativ zur Umlaufbahnebene

TG = durch unterschiedliche Tafelneigungswinkel erzeugtes durchschnittliches Schwerkraftgradienten-Überschlagmoment

µE = Gravitations-Parameter der Erde 6,263 x 10&sup4; NM³/s²

R = Umlaufbahnradius (22765 NM bei geosynchroner Umlaufbahn)

(Iz-Iy) = Masseninertialdifferenz der Solarzellentafel um die Sonnenlinie Iz und die Tafelantriebsachse Iy.

5. Verfahren nach Anspruch 1, bei dem der gewünschte Ausrichtwinkel (α&sub1;, α&sub2;) erreicht wird durch Drehen der Tafel (14, 16) um eine Achse (Schwenkstift 22) an dem einen dem Hauptkörper (12) benachbarten Ende der Tafel (14, 16).

6. Verfahren nach Anspruch 1, das weiter umfaßt:

periodisches Wiederholen der Schritte a), b) und c), wenn das auf den Satelliten (10) einwirkende Überschlagmoment einen vorgegebenen Wert überschreitet.

7. Satellit zum Umlauf um die Erde in einer Umlaufbahnebene um die Erde mit einem an dem Satelliten zentrierten Trägheits- Referenzsystem mit Überschlag-, Windmühl- und Nick-Achse, wobei die Windmühl-Achse längs der Projektion der Sonnenlinie auf die Umlaufbahnebene verläuft und die Überschlagachse senkrecht zu der Windmühl-Achse in der Bahnumlaufebene liegt, die Lage des Satelliten durch das Verfahren nach Anspruch 1 gesteuert wird und der Satellit umfaßt:

einen Hauptkörper (12);

mindestens eine in einer ausgefahrenen Position, bei der die Tafel (14, 16) der Sonne zugewendet ist, von dem Hauptkörper (12) aus der Umlaufbahnebene (39) heraus abstehende Solarzellentafel; und

Neigungsmittel zum Drehen der Tafel (14, 16) in der ausgefahrenen Pösitiön um eine zur Überschlagachse parallele Neigungsachse (23) zur variablen Orientierung der Tafel (14, 16) relativ zu einer zur Umlaufbahnebene (39) senkrechten Linie (38), wodurch Solarstrahlungsdruck- und Schwerkraftgradienten-Kräfte auf die Tafel (14, 16) verändert werden können, um das auf den Satelliten um die Überschlagachse einwirkende Überschlagmoment zu minimalisieren.

8. Satellit nach Anspruch 7, bei der das Neigungsmittel enthält:

eine mit dem Körper (12) an einem Ende zur Drehung um die Neigungsachse (23) gekoppelte Tafelbefestigungslasche (18) und Mittel zum Anbringen der Tafel (14, 16) an dem gegenüberliegenden Ende der Lasche (18), eine Stützverbindung (24) mit zwei Enden (31, 32), die an einem Ende mit dem Körper (12) zur Drehung um eine zweite, zu der Neigungsachse (23) parallele Achse (27) gekoppelt ist und Abstand von dieser aufweist, Kopplungsmittel zum Anbringen des gegenüberliegenden Endes (32) der Verbindung (24) mit der Lasche (18) an einer Anbringstelle mit Abstand sowohl von der Neigungsachse (23) als auch der zweiten Achse (27), wodurch eine Dreistabverbindung gebildet wird; und Betätigermittel (36) zum Verändern des Abstandes zwischen dem Anbringpunkt und der Neigungsachse (23), wodurch die Lasche (18) um die Neigungsachse (23) gedreht und die Ausrichtung der Tafel (14, 16) relativ zu der senkrechten Linie (38) verändert wird.

9. Satellit nach Anspruch 8, bei dem das Betätigermittel ein Linearantriebsmittel (34, 37) enthält, um den Anbringpunkt relativ zu der Neigungsachse (23) zu bewegen.

10. Satellit nach Anspruch 9, bei dem das Linear-Antriebsmittel enthält eine Stellspindel (34), die durch die Lasche (18) zur Drehung um die Längsachse (35) der Spindel (34) gehalten ist, welche Spindelachse (35) senkrecht zu der ersten (23) und der zweiten (27) Achse ausgerichtet ist, wobei dasgegenüberliegende Ende (32) der Verbindung (24) mit der Stelispindel (34) in Gewindeeingriff steht, wodurch das gegenüberliegende Ende (32) der Verbindung (24) auf eine Drehung der Stellspindel (34) hin in Längsrichtung an der Längsspindel (34) entlangbewegt wird, und Motormittel (37) zum Drehen der Stellspindel (34).

11. Satellit nach Anspruch 7, der weiter umfaßt: Erfassungsmittel (48, 50) zum Messen der Lageänderung des Satelliten (10) in Reaktion auf die auf den Satelliten (10) einwirkenden Umgebungs-Stördrehmomente; und eine Kopplung des Verarbeitungsmittels (26) mit dem Neigungsmittel zum Aktivieren des Neigungsmittels zum Drehen der Tafel (14, 16), um die Ausrichtung der Tafel (14, 16) relativ zu der senkrechten Linie (38) zu dem gewünschten Winkel (α&sub1;, α&sub2;) zu verändern.

12. Satellit nach Anspruch 7, der Mittel zum Befestigen der Tafel (14, 16) an dem Hauptkörper (12) enthält, das Sonnenverfolgungs-Mittel zum Drehen der Tafel (14, 16) relativ zu dem Körper (12) zur Verfolgung der Sonne Neigungsmittel zum Drehen der Tafel (14, 16) um eine zu der Überschlagachse parallele Neigungsachse (23) enthält, um die Tafel (14, 16) relativ zu der senkrechten Linie (38) variabel auszurichten und so den gewünschten Winkel (α&sub1;, α&sub2;) zu erreichen.

13. Satellit nach Anspruch 7, bei dem das Befestigungsmittel enthält eine durch das Sonnenverfolgungs-Mittel zur Drehung mit der Tafel (14, 16) zur Verfolgung der Sonne gehaltene Befestigungslasche (18), die an dem Sonnenverfolgungs-Mittel an einem Ende der Lasche (18) angebracht ist, während die Solarzellentafel (14, 16) an dem gegenüberliegenden Ende der Lasche (18) angebracht ist;

die Lasche eine von dem Hauptkörper (12) mit einem Winkel relativ zu der senkrechten Linie (38) abstehende Gebrauchsposition besitzt; und

das Neigungsmittel enthält eine Schwenkanbringung (22) der Lasche (18) an einem Ende an dem Sonnenverfolgungs-Mittel (15, 29) zur Drehung um die Neigungsachse zum variablen Ausrichten der Lasche (18) und der Tafel (14, 16) relativ zu der senkrechten Linie (38), wenn die Lasche (18) sich in der Gebrauchsposition befindet.

14. Satellit nach Anspruch 13, der Ausfahrmittel enthält zum Drehen der Lasche (18) um die Neigungsachse (23) in die Gebrauchsposition nach dem Anheben des Satelliten; und Riegelmittel (28, 42), um die Lasche (18) in der Gebrauchsposition und gegen Drehen durch das Ausfahrmittel fixiert zu halten.

15. Satellit nach Anspruch 14, bei dem das Verriegelungsmittel (28, 42) einen von dem Sonnenverfolgungs-Mittel (29, 15) mit Abstand von der Neiguhgsachse (23) gehaltenen Riegelhaken (28) und einen von der Lasche (18) gehaltenen Riegelstift (26) enthält, der eine Riegelachse parallel zu der Neigungsachse (23) bestimmt, wobei der Verriegelungsstift (26) mit dem Verriegelungshaken (28) in der Gebrauchsposition der Lasche (18) in einer Einfangbeziehung in Eingriff bringbar ist, wobei der Stift (26) relativ zu dem Verriegelungshaken (28) um die Verriegelungsachse drehbar ist.

16. Satellit nach Anspruch 15, bei dem das Neigungsmittel enthält einen an der Lasche (18) zur Linerarbewegung in einer zu der Neigungs- und der Riegelachse senkrechten Richtung angebrachten Gleitstab (24) und eine Antriebseinrichtung (34, 36) zum Bewegen des Gleitstabes (24) relativ zu der Lasche (18), wodurch der Stift (26) sich innerhalb des verriegelungshakens (28) dreht und die Lasche (18) sich um die Neigungsachse (23) dreht.