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Diese Erfindung betrifft die Stabilisierung von Satelliten, insbesondere von
Kommunikationssatelliten, die symmetrisch um einen Körper des Satelliten
angeordnete Antennenreflektoren aufweisen, um Strahlen an Orte auf der
Erdoberfläche zu lenken, und insbesondere das symmetrische Anbringen von
Platten aus Material, das Strahlungsenergie absorbieren und/oder reflektieren
kann, die auf den Rückseiten der Antennenreflektoren angebracht sind, um
Drehmomente auf den Satelliten zu reduzieren, die durch
Sonnenstrahlungsdruck erzeugt werden, wodurch der Satellit gegen Rotation
stabilisiert wird, die aus solchem Drehmoment resultiert.
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Satelliten werden aus einer Reihe von Gründen in der Umlaufbahn um die Erde
platziert, darunter die Kommunikation, Positionsbestimmung von Fahrzeugen,
die sich nahe und auf der Erdoberfläche bewegen und Messen
geophysikalischer Phänomene wie das Photographieren der Wolkendecke zur
Wettervorhersage. Im allgemeinen umfassen solche Satelliten ein Paar relativ grosser
Antennenreflektoren, die symmetrisch um eine zentrale Symmetrieebene
gewinkelt angeordnet sind, die sich durch einen Körper des Satelliten erstreckt,
wobei jeder Reflektor eine im allgemeinen elliptische Form aufweist, die bei
Projektion in Richtung der Erde, bedingt durch den Neigungswinkel des
Reflektors zur Symmetrieebene als kreisförmiger Radiator erscheint.
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Optimale Leistung der Satellitenmission wird erhalten, wenn der Satellit in einer
bestimmten Orientierung relativ zur Erdoberfläche und der Erdachse gehalten
wird. Daher ist es übliche Praxis, einen Satelliten mit Mitteln zum Erkennen
einer Abweichung von der gewünschten Orientierung zu versehen, sowie mit
Mitteln zur Neuorientierung des Satelliten, um eine solche Abweichung zu
korrigieren. Solche Systeme zur Einhaltung einer gewünschten
Satellitenorientierung können allgemein als Satellitenstabilisierungssysteme bezeichnet werden.
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Die Genauigkeit, mit der ein Stabilisierungssystem eine Satellitenorientierung
einhalten kann, hängt teilweise von der Grösse von Störeinflüssen ab, wie
Satellitenrotation, die durch Sonnendruck auf Antennenelemente eingebracht,
Drehmomente induziert. In Analogie zu einem Schiff, das auf stürmischen
Wellen in einem Meer herumgeworfen wird, kann in ruhigeren Gewässern eine
grössere Stabilität beibehalten werden als in stürmischen Gewässern.
Gleichermassen führt im Fall von Satelliten eine Reduzierung der Grösse der
äusseren Sonnenkräfte, die eine Satellitenorientierung stören können, zu einer
genaueren Beibehaltung einer gewünschten Orientierung durch ein
Satellitenstabilisierungssystem.
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Es ergibt sich ein Problem, indem Sonnenstrahlungsdruck, der sich auf
Satellitenoberflächen durch einfallende Strahlung entwickelt, ein primärer Faktor für
das Auftreten von Drehmomenten ist, die dazu neigen, einen Satelliten zu
drehen, was zu einer Abweichung der Orientierung eines Satelliten von einer
gewünschten Orientierung führt. Der Ernst des Problems verschlimmert sich durch
die geneigte Orientierung der Antennenreflektoren relativ zur Symmetrieebene.
Bedingt durch die Winkelung der Reflektoren zur Symmetrieebene, trifft
einfallende Sonnenstrahlung auf jeden der Reflektoren in unterschiedlichen
Einfallwinkeln. Beispielsweise kann zu einer bestimmten Tageszeit die Rückseite
eines allgemein in östliche Richtung gerichteten Reflektors im wesentlichen
normal zur einfallenden Sonnenstrahlung stehen, während die Rückseite eines
allgemein in westliche Richtung gerichteten Reflektors um 45º, 60º oder sogar
einem grösseren Einfallwinkel zur einfallenden Sonnenstrahlung gewinkelt sein
kann. Folglich trifft wenig Sonnenstrahlung auf den westlichen Reflektor.
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Das Ausmass unterschiedlicher Winkelung der Reflektoren zur einfallenden
Sonnenstrahlung hängt von der spezifischen Konstruktion der Antennen ab,
insbesondere im Hinblick auf die Platzierung von Antenneneingangselementen
am Körper des Satelliten relativ zu den Vorderflächen der Reflektoren. Als
Folge des unterschiedlichen Auffangens der Sonnenstrahlung durch die beiden
Antennenreflektoren, ist die gesamte sonneninduzierte Kraft auf einen
Reflektor, wie durch Integration des Sonnendrucks über die Rückseite des Reflektors
berechnet, wesentlich grösser beim Reflektor, der zu einfallenden
Sonnenstrahlen normal ist, als bei der sonneninduzierten Kraft auf den Reflektor, der
von der einfallenden Sonnenstrahlung weg gewinkelt ist. Jede dieser Kräfte
bringt ein Drehmoment um den Körper des Satelliten auf. Da sich die Kräfte in
ihrer Grösse unterscheiden, unterscheiden sich die Drehmomente in ihrer
Grösse, was zu einem netto Drehmoment führt, das dazu neigt, den Satelliten
weg von der gewünschten Orientierung weg von der Erde zu drehen. Die
Richtung des Drehmoments kann sich mit der Tageszeit ändern, wenn sich die
relative Position der Sonne zum Satelliten ändert.
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Eine Lagesteuerungsvorrichtung für einen auf drei Achsen stabilisierten
Satelliten mit einer Nickachse ist in EP 0436425 offenbart und umfasst zwei
Sonnengeneratorflügel, die sich in entgegengesetzte Richtungen vom
Satellitenkörper weg auf entsprechenden Längsachsen erstrecken, die mindestens ungefähr
parallel zur Nickachse sind. Zwei Antriebsmotoren drehen diese Flügel
unabhängig voneinander um Rotationsachsen, die mindestens ungefähr parallel zur
Nickachse sind, um die Flügel mit einem Abweichwinkel, der höchstens gleich
einem bestimmten maximalen Abweichwert ist, der Sonne zugewandt zu halten.
Sensoren messen die Lagewinkel und ein Berechnungssystem steuert die
Antriebsmotoren gemäss den Lagewinkeln. Auf jedem Flügel erstreckt sich eine
zusätzliche Fläche in Form mindestens eines Blatts längs über das Ende des
Flügels hinaus parallel zur seiner Längsachse. Diese zusätzlichen Flächen
besitzen im wesentlichen denselben Flächeninhalt und sind um diese Achse
relativ zu den Flügeln in entgegengesetzten Richtungen um mindestens ungefähr
denselben Winkel geneigt, der kleiner ist als der 90º-Komplementärwinkel der
maximalen Amplitude der Flügelabweichung.
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Die vorliegende Erfindung versucht, einige oder alle der zuvor genannten
Probleme zu überwinden und es können durch ein
Satellitenstabilisierungssystem andere Vorteile zur Verfügung gestellt werden, das das destabilisierende
Drehmoment kompensiert, das durch den Sonnenstrahlungsdruck
aufgebracht wird, indem Materialansätze relativ zu den Rückseiten der
Antennenreflektoren gewinkelt eingesetzt werden, um Sonnenstrahlen abzufangen. In
Analogie zu den Ansätzen, die bei Sonnensegeln eingesetzt werden, kann der
erfindungsgemässe Ansatz, der auf der Rückseite eines Antennenreflektors
angeordnet ist, als Dorsalansatz bezeichnet werden. Das Material der Ansätze
tritt mit der Sonnenstrahlung in im wesentlichen derselben Weise in
Wechselwirkung wie das Material auf der Rückseite jedes Antennenreflektors, um einen
Strahlungsdruck und folgliches Inkrement in einem Drehmoment um eine Achse
des Satelliten zu erzeugen. Jeder der Ansätze ist in der Art einer Platte oder
Scheibe konstruiert und ist mittels einer Federung an der Rückseite eines der
Reflektoren befestigt. Bedingt durch die Winkelung der Reflektoren zueinander,
wobei die Winkelung zur Lenkung von Strahlen von den Anfenneneingängen
am Satellitenkörper zur Erde vorgesehen sind, ist die gesamte Sonnenenergie,
die auf ein Paar Reflektoren einfällt allgemein ungleich, was zu einem netto
Drehmoment aus dem Sonnenstrahlungsdruck führt, das dazu neigt, den
Satelliten um eine Rotationsachse zu drehen, die Komponenten von Gierung,
Nickschwingung und Rollen (Schlingern) aufweist. Die Gierachse ist ein
Radiusvektor der Erde, die Rollachse ist senkrecht zur Gierachse und Liegt in
einer gemeinsamen Ebene mit der Rotationsachse der Erde und die Nickachse
ist senkrecht sowohl zur Gier- und der Rollachse. Durch die Winkelung der
Ansätze relativ zu den Reflektoren, wird eine erhöhte Menge an
Sonnenstrahlung vom Reflektor empfangen, der von den Sonnenstrahlen weg
gewinkelt ist, wodurch ein Unterschied des Drehmoments von den beiden
Reflektoren reduziert wird.
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Die Federung der Ansätze an den entsprechenden Reflektoren ermöglicht, dass
die Ansätze beim Verstauen der Reflektoren beim Abschicken des Satelliten an
Bord eines Transportfahrzeugs mit einer Orientierung parallel zu den
Reflektorflächen untergebracht werden können. Beim Entfalten der Reflektoren durch
Befreiung der Reflektoren aus ihrer Verstauposition ist eine ähnliche Befreiung
der Ansätze zum Entfalten der Ansätze vorgesehen. Beispielsweise kann eine
solche Befreiung aus der Verstauposition mittels Sprengzündern erfolgen, die
ermöglichen, dass sich die Ansätze unter Federdruck ihrer entsprechenden
Befestigungen in die gewünschten Orientierungen relativ zu den Reflektoren
entfalten.
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Damit die Erfindung und ihre verschiedenen anderen bevorzugten Merkmale
leichter verständlich sind, werden einige Ausführungsformen nun nur als
Beispiel mit Bezug zu den Zeichnungen beschrieben, in denen:
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Fig. 1 eine stilisierte Darstellung eines Satelliten zeigt, der die Erde in einer
geostationären Umlaufbahn umrundet, worin bei einem Teil der Umlaufbahn,
Antennenreflektoren des Satelliten durch Strahlen von der Sonne beleuchtet
werden,
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Fig. 2 eine stilisierte Ansicht des Satelliten von Fig. 1 darstellt, worin die
Strahlen der Sonnenstrahlung primär auf der Rückseite eines der Reflektoren
auftreffen, während der andere der Reflektoren in einem schrägen Einfallwinkel
getroffen wird,
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Fig. 3 eine vereinfachte Ansicht eines Satelliten darstellt, worin die Reflektoren
als planare Reflektoren abgebildet sind und Ansätze in vereinfachter Ansicht als
planare Ansätze abgebildet sind, wobei gemäss der Erfindung die Ansätze
relativ zu den Rückseiten der entsprechenden Reflektoren zum Abfangen von
Strahlen gewinkelt sind;
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Fig. 4 eine Ansicht ähnlich Fig. 3 darstellt, aber das Auftreffen von
Sonnenstrahlen in einem schrägen Einfallwinkel auf einen der Reflektoren demonstriert,
wobei erhöhtes Abfangen der Sonnenstrahlen durch einen sich vom Reflektor
erstreckenden Ansatz vorgesehen ist;
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Fig. 5 eine stilisierte Ansicht eines gewölbten Reflektors des Satelliten versehen
mit zwei planaren Ansätzen darstellt, die für maximales Abfangen von Sonnenstrahlen
in unterschiedlichen Winkeln relativ zu einem Körper des
Raumfahrzeugs positioniert sind;
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Fig. 6 eine Perspektivansicht einer bevorzugten Ausführungsform eines
Ansatzes darstellt, der aus einem Rahmen aus nachgiebigem Material konstruiert ist,
der ein Segel trägt, das Segel mit den Sonnenstrahlen in Wechselwirkung tritt,
um ein Drehmoment vom Sonnenstrahlungsdruck einzubringen, und der
Rahmen Füsse umfasst, die als Federung zum Anbringen des Ansatzes auf der
Rückseite eines Reflektors des Satelliten aus einer der Fig. 1 bis 5 dient;
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Fig. 7 eine Seitenansicht des Ansatzes von Fig. 6 darstellt, die die gewinkelte
Orientierung der Füsse des Rahmens relativ zur Oberfläche des Segels zeigt;
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Fig. 8 eine Draufsicht des Ansatzes von Fig. 6 darstellt, die die Abstände der
Rahmenfüsse zeigt;
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Fig. 9 eine Anbringung des Ansatzes von Fig. 6 darstellt, gezeigt in verstauter
Position, auf einer Rückseite des Antennenreflektors, der in Teilschnittansicht
gezeigt ist;
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Fig. 10 eine Ansicht ähnlich wie Fig. 9 darstellt, aber den Ansatz in einer
entfalteten Position relativ zum Reflektor zeigt;
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Fig. 11 eine Teilschnittansicht eines Reflektors einer Antenne darstellt, die mit
einem Wabenstrukturkern konstruiert ist;
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Fig. 12A, 12B und 12C Draufsichten alternativer Konfigurationen von Ansätzen
darstellen, die auf elliptische Antennenreflektoren angebracht sind, als Phantom
gezeigt und gesehen entlang einer Hauptachse jedes der Reflektoren;
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Fig. 13 eine stilisierte Perspektivansicht eines Satelliten mit zwei kreisförmigen
Ansätzen auf jedem Antennenreflektor angebracht gemäss einer bevorzugten
Ausführungsform der Erfindung darstellt; und
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Fig. 14 eine Seitenansicht eines Reflektors von Fig. 13 darstellt, die zwei sich
senkrecht von einer Rückseite des Reflektors erstreckende Ansätze zeigt.
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Identisch bezeichnete Elemente in verschiedenen der Figuren beziehen sich
auf dasselbe Element in verschiedenen Figuren.
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Fig. 1 zeigt einen Satelliten 20, der die Erde 22 entlang eines Umlaufweges 24
in einem geosynchronen Orbit um die Erde 22 umkreist. Der Satellit 20 umfasst
einen Körper 26 mit einer ersten Antenne 28 und einer zweiten Antenne 30, die
auf gegenüberliegenden Seiten des Körpers 26 angeordnet sind und
symmetrisch um eine Rollachse 32 des Satelliten 20 positioniert sind. Die Antennen
28 und 30 umfassen Reflektoren 34 bzw. 36, die sich im wesentlichen in
gegenüberliegende Richtungen von der Achse 32 erstrecken, wie in Ost- bzw. in
Westrichtung. Strahlen 40 der Sonne 42 fallen auf den Satelliten 20 ein,
einschliesslich des Körpers 26 und der Rückseiten der Reflektoren 34 und 36. Die
Reflektoren 34 und 36 sind auf bekannte Weise mit dem Körper 26 verbunden,
wie mittels Verstrebungen 44, die die Reflektoren 34 und 36 in der
gewünschten Orientierung relativ zueinander und zum Körper 26 halten.
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Fig. 2 zeigt den Satelliten 20 mit den Reflektoren 34 und 36, die sich durch die
Verstrebungen 44 vom Körper 26 erstrecken. Ausserdem umfassen die
Antennen 28 und 30 zwei Eingänge 46 bzw. 48, die auf dem Körper 26 angebracht
und so orientiert sind, dass sie elektromagnetische Signale zu Vorderflächen
der Reflektoren 34 und 36 lenken. Mit Bezug zu den Fig. 1 und 2 kann der
Reflektor 34 der Antenne 28 als der östliche Reflektor betrachtet werden, und der
Reflektor 36 der Antenne 30 kann als der westliche Reflektor betrachtet
werden. Wie in Fig. 2 gezeigt ist, ist die Einfallrichtung der Sonnenstrahlen 40
derart, dass die Strahlen 40 in einer allgemein normalen Richtung auf die Rückseite
des östlichen Reflektors 34 einfallen, aber in einer schräg einfallenden
Richtung auf die Rückseite des westlichen Reflektors 36 einfallen.
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Die Antennen 28 und 30 sind symmetrisch um eine zentrale Ebene 50
positioniert, die sich durch den Körper 26 erstreckt und worin die Achse 32 (auch in
Fig. 1 gezeigt) so zu verstehen ist, dass sie in der Ebene 50 liegt. Eine
Gierbewegung des Satelliten 20 tritt um die Z-Achse auf, die auch in der zentralen
Ebene 50 liegt. Die in Fig. 3 gezeigte Nickachse 32A ist senkrecht zu den Roll-
und Gierachsen. Bedingt durch die Neigung der Strahlen 40 relativ zur
zentralen Ebene 50, mit der folglichen Vergrösserung der Strahlungsmenge, die auf
den östlichen Reflektor 34 einfällt, im Vergleich zur verringerten
Strahlungsmenge, die auf den westlichen Reflektor 36 einfällt, tritt ein signifikant höherer
Strahlungsdruck auf den Reflektor 34 auf als auf den Reflektor 36.
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Beim Integrieren des Druckes entlang der gesamten Rückseite jedes der
Reflektoren 34 und 36 ist die resultierende Kraft auf dem Reflektor 34 wesentlich
grösser als die resultierende Kraft auf den Reflektor 36. Dies erzeugt ein netto
Drehmoment mit Komponenten um die drei Achsen Z, 32 und 32A. Zum
Beispiel wird die Komponente des Drehmomentes, das Gier um die Z-Achse
induziert, manchmal als Windmühlenmoment bezeichnet. Das strahlungsinduzierte
Drehmoment schwankt gemäss der Tageszeit, wenn der Satellit 20 um die Erde
22 kreist, was durch die Veränderung der Winkelung der Strahlen 40 relativ
zum Satelliten 20 bedingt ist. Die Winkelung der Strahlen 40 relativ zum
Satelliten 20 und das resultierende Drehmoment schwanken auch mit der Jahreszeit.
Das Drehmoment neigt zu einer Destabilisierung der Orientierung des Satelliten
20 relativ zur Erde 22. Dies erschwert einem bekannten Satellitenausrichtgerät
52 (als Phantom in Fig. 2 angegeben), das im Satellitenkörper 26 getragen ist,
eine gewünschte Orientierung des Satelliten 20 relativ zur Erde 22 einzuhalten.
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Mit Bezug zu den Fig. 1, 2 und 3 und gemäss der Erfindung umfassen die
Reflektoren 34 und 36 Ansätze 54 und 56, die jeweils durch Federungen 58 auf
den Rückseiten der Reflektoren 34 bzw. 36 angebracht sind, wobei der letztere
in Fig. 3 gezeigt ist. Jeder der Ansätze 54 und 56 ist als eine Platte oder
Scheibe konstruiert, die in einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung
flach ist, aber gemäss der Theorie der Erfindung, falls gewünscht, auch gewölbt
sein kann. Wie in den Fig. 3 und 4 gezeigt ist sind die Ansätze 54 und 56
relativ zu den Rückseiten der Reflektoren 34 und 36 gewinkelt, um die auf den
auf dem Reflektor angebrachten Ansatz einfallende Strahlungsenergiemenge
zu erhöhen, der durch die Strahlen 40 in einem schrägen Einfallswinkel
beleuchtet wird. Die Ansätze 54 und 56 sind in den Fig. 3 und 4 als Beispiel
abgebildet, wobei sie um etwa 70 Grad relativ zur Rückseite ihrer
entsprechenden Reflektoren 34 und 36 gewinkelt sind. Die Reflektoren 34 und 36 sind als
Beispiel so gezeigt, dass sie in Winkeln von ungefähr 30 Grad relativ zu einer
Ebene der Rückseite des Körpers 26 orientiert sind.
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Wie in Fig. 3 als Beispiel gezeigt ist, wird die Rückseite des Reflektors 34 mit
den Strahlen 40 in einem Winkel näher zu normal zur Reflektoroberfläche
bestrahlt als die Bestrahlungsrichtung des Reflektors 36. Die Orientierungen der
Ansätze 54 und 56 sorgen jedoch für Bestrahlung des Ansatzes 56 mit Strahlen
40 in einem Winkel von näher zu normal zur Ansatzoberfläche als die
Bestrahlungsrichtung an der Oberfläche das Ansatzes 54. Auf diese Weise ist
die Konstruktion der Reflektoren 34 und 36 mit den Ansätzen 54 und 56
wirksam, um die Sonnenkräfte auf die Reflektoren 34 und 36 auszugleichen
oder nahezu auszugleichen, die aus dem Strahlungsdruck resultieren. Dieses
Ausgleichen oder fast Ausgleichen der Sonnenkräfte reduziert das Ausmass
des destabilisierenden Drehmoments und erleichtert deshalb die Aufgabe der
Ausrichtvorrichtung 52 (Fig. 2), die akkurate Orientierung des Satelliten 20
relativ zur Erde 22 einzuhalten. Insbesondere die Reduzierung des
destabilisierenden Drehmoments, die durch die Ansätze 54 und 56 der
Erfindung vorgesehen ist, erlaubt der Ausrichtvorrichtung 52, eine wesentlich
akkuratere Orientierung des Satelliten 20 relativ zur Erde 22 zu erreichen.
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Fig. 4 zeigt eine diagrammartige Darstellung des Satelliten 20, die ähnlich ist
wie die von Fig. 3. In Fig. 4 ist jedoch der Satellit 20 relativ zu den einfallenden
Sonnenstrahlen 40 so orientiert, dass die Strahlen 40 im wesentlichen die
Rückseite des Reflektors 36 umgehen, während signifikante Bestrahlung der
Rückseite des Reflektors 34 erreicht wird. Hierin sorgt die Winkelung der
Ansätze 56 relativ zur Rückseite des Reflektors 36 für ein Abfangen einer
signifikanten Menge der Strahlen 40. Auf diese Weise wird viel von der der Strahlung,
die die Rückseite des Reflektors 36 umgehen würde, tatsächlich durch den
Strahler 36 in Hinblick auf die Bestrahlung des Ansatzes 56 abgefangen.
Dagegen weist im Falle des Reflektors 34, für den die Rückseite in einem im
wesentlichen normalen Einfall von Strahlen 40 bestrahlt wird, das Vorhandensein des
Ansatzes 54 wenig, wenn überhaupt, Einfluss auf die Gesamtmenge an
Strahlung auf den Reflektor 34 auf. Die erhöhte Bestrahlung des Ansatzes 56 neigt
dazu, die reduzierte Bestrahlung des Reflektors 36 auszugleichen, wodurch die
Menge an differentiellen Drehmomentverteilungen der beiden Reflektoren 34
und 36 reduziert wird.
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Fig. 3 und 4 zeigen, dass das System von Ansätzen 56 und 58 der Erfindung
wirksam ist, um das Ausmass an destabilisierendem Drehmoment für
unterschiedliche Neigungswerte der Sonnenstrahlen 40 relativ zum Satelliten 20 zu
reduzieren. Die Flächenausdehnung jedes der Ansätze 54 und 56 kann gleich
ungefähr 15% bis 45% der Fläche der Rückseite des Reflektors 34 oder 36
gemacht werden, und der Neigungswinkel kann jeweils im Bereich von 45º bis
90º zwischen den Ansätzen 54 oder 56 und den Reflektoren 34 oder 36 liegen.
Die Federung 58 kann mittig zwischen die Verstrebung 44 und dem äusseren
Ende 60 des Reflektors 34 oder 36 platziert sein, oder bevorzugt näher zum
äusseren Ende 60 als der Mittelpunkt zwischen der Verstrebung 44 (oder
nächstem Punkt des Körpers 26) und dem äusseren Ende 60.
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Fig. 5 zeigt eine alternative Ausführungsform der Erfindung worin ein Reflektor
36A mit zwei Ansätzen 56A und 56B versehen ist, wobei der Ansatz 56A näher
zum äusseren Ende 60 gesetzt ist als der Ansatz 56B. Die Konfiguration der
beiden Ansätze 56A und 56B ist vorteilhaft in der Situation, worin der Reflektor
36A eine wesentliche Wölbung seiner Aussenfläche aufweist. Beispielsweise
wird ein Sonnenstrahl 40A, der am äusseren Ende 60 des Reflektors 36A
vorbeikommt, durch den Ansatz 56A abgefangen, während ein anderer
Sonnenstrahl 40B, der relativ zum Strahl 40A abgewinkelt ist, eher vom Ansatz 56B
eingefangen wird, statt dass er den Reflektor 36A umgehen kann. Die
Verwendung der beiden Ansätze 56A und 56B von Fig. 5 demonstriert die
Anpassungsfähigkeit der Erfindung zur Reduzierung des destabilisierenden
Drehmoments in Situationen unterschiedlicher Orientierungen der Sonnenstrahlen
relativ zum Satelliten.
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Fig. 6 bis 10 zeigen eine bevorzugte Konstruktion eines Ansatzes, wie den
Ansatz 56, worin der Ansatz ein Segel 62 umfasst, das durch einen umgebenden
Rahmen 64 aus einem leichtgewichtigen flexiblen Material mit Eigenschaften
einer Feder unter Spannung gehalten ist. Ein solches geeignetes Material für
den Rahmen 64 ist ein Fiberglasstab, der als Reifen um das Segel 62 gebogen
ist und durch einen Klebstoff bei 66 befestigt ist, während die Enden als Füsse
68 und 70 nach aussen gerichtet sind, um eine sichere Befestigungsbasis an
der Rückseite des Reflektors 36 vorzusehen.
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Fig. 9 zeigt die allgemein parallele Orientierung des Ansatzes 56 relativ zur
Rückseite des Reflektors 36 bei einem Verstauen des Reflektors 36, was bei
einem Transport des Satelliten 20 in einem Trägervehikel vor einem Aussetzen
des Satelliten vom Trägervehikel vorgenommen werden kann. Fig. 10 zeigt eine
geneigte Orientierung des Ansatzes 56 relativ zur Rückseite des Reflektors 36
beim Entfalten des Reflektors 36.
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Die Erfindung ist unabhängig von den bei der Konstruktion des Reflektors 36
verwendeten spezifischen Materialien nützlich. Um die Beschreibung in den Fig.
9 und 10 zu erleichtern, ist der Reflektor 36 als ein Metallblech gezeigt, das
Strahlungssignale reflektiert. Bevorzugt ist es bei der Konstruktion von
Satellitenreflektoren jedoch vorteilhaft, das Gewicht des Reflektors durch Verwendung
einer Wabenkonstruktion zu reduzieren, worin der Reflektor als Laminat
wabenförmig sandwichartig zwischen Aussenhäuten konstruiert ist, die die Vorder-
und Rückseiten des Reflektors bilden. Eine solche Konstruktion ist in Fig. 11
gezeigt, worin ein Fragmentteil eines Reflektors 72 vordere und hintere Schirme
74 und 76 aufweist, die einen Wabenkern 78 umschliessen. Die Schirme 74
und 76 können wie gezeigt durch Perforationen 80 und 82 perforiert sein. Die
Schirme 74 und 76 sowie der Kern 78 können aus Graphitepoxidfaser
hergestellt sein. Die Graphitepoxidzusammensetzung des Schirms 74 erreicht
eine elektrisch leitfähige Oberfläche, die als Vorderseite des Reflektors 72 zum
Übertragen von Strahlungsenergie entlang eines Ausbreitungsweges dient, wie
eines Weges 84 (Fig. 1) zu einer Stelle 86 auf der Erdoberfläche 22. Diese
Materialien des Reflektors 72 sorgen für Wärmeleitfähigkeit und geringe
Rückstrahlung der einfallenden Strahlung. Das Segel 62 des Ansatzes 56 (Fig.
6) kann aus einem dünnen Kunststoffmaterial hergestellt sein wie Mylar oder
Kevlar. Die Rückseite der Reflektoren 34 und 36 (Fig. 1-3) sind schwarz,
ebenso wie die Oberfläche jedes der Ansätze 54 und 56, um Reflexion
einfallenden Lichts zu vermeiden. Eine solche Konstruktion des
Antennenreflektors sorgt für Dimensionsstabilität und leichtes Gewicht für
optimale Leistung des Satelliten. Während eine Reihe von Materialien in der
Konstruktion der Ansätze und der Reflektoren eingesetzt werden kann, ist es
bevorzugt, dass die Strahlungsabsorption und das Reflexionsvermögen des
Ansatzes annähernd oder gleich der Strahlungsabsorption und des
Reflexionsvermögens der Rückseite des Reflektors sind.
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Die Fig. 12A, 12B und 12C zeigen verschiedene Konfigurationen des hinteren
Ansatzes, der durch die Verstrebungen 44 auf der Rückseite eines Reflektors
wie des Reflektors 34 oder 36 angebracht ist. Mit jeder Konfiguration ist es
vorteilhaft, die Erzeugung von zusätzlicher beschatteter Fläche durch die
Ansätze auf einem Teil des Satelliten zu vermeiden. Beispielsweise sollte die
Beschattung von Zellen eines Solarkollektors (nicht gezeigt) des Satelliten 20
durch einen Ansatz vermieden werden, um elektrische Schäden zu verhindern,
die in der Solarkollektorschaltung auftreten könnten, und die Beschattung des
Körpers 26 durch einen Ansatz sollte vermieden werden, um differentielle
thermische Expansion in Teilen des Körpers 26 zu verhindern. Eine solche zusätzliche
Beschattung kann vermieden werden, indem die Ansätze so konstruiert
werden, dass sie in eine durch den Winkel A zwischen einer Sehne des
Reflektors und einer Tangentenlinie zu einem Ansatz definierte Hülle fallen. Für
die geosynchrone Umlaufbahn des Satelliten 20 weist der Winkel A einen Wert
von 23,5º auf. Der Ansatz von Fig. 12A weist eine Kreisform auf, der Ansatz
von Fig. 12B weist eine allgemeine Kreissektorform auf und der Ansatz von Fig.
12C weist eine Halbmondform auf. In jedem Fall ist der Ansatz entlang einer
Mittellinie des Reflektors positioniert.
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Die Fig. 13 und 14 zeigen eine Anordnung zahlreicher Ansätze auf einem
Reflektor ähnlich dem von Fig. 5. Die Anordnung der Fig. 13 und 14 ist
gemäss einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung, worin zwei
kreisförmige Ansätze unterschiedlichen Durchmessers d eingesetzt sind. Der grössere
der Dorsalansätze, DT1, ist zentral auf dem Reflektor 34 angeordnet und der
kleinere der Dorsalansätze, DT2 ist nahe dem äusseren Ende 60 des Reflektors
34 angeordnet. Die Ansätze sind parallel zu einander und sind in oder
annähernd in 90º relativ zur Rückseite des Reflektors 34 orientiert. Der Ansatz
DT1 ist ¹/&sub2; des Abstandes von der Verstrebung 44 zum äusseren Ende 60
angeordnet, wie es in der Zeichnung gezeigt ist, und der Ansatz DT2 ist % des
Abstandes von der Verstrebung zum äusseren Ende 60 angeordnet. Während
nur zwei Ansätze gezeigt sind, versteht es sich, dass die Theorie der Erfindung
falls gewünscht noch weitere Ansätze umfasst. Die Summe der
Flächenausdehnungen der Ansätze DT1 und DT2 geteilt durch die Flächenausdehnung der
Reflektorrückseite ergibt ein Flächenverhältnis, das im Falle der bevorzugten
Ausführungsform der Erfindung gleich 36% beträgt. Als Folge davon erreichte
die Ausführungsform der Erfindung der Fig. 13 und 14 eine Reduzierung um
einen Faktor von einer Hälfte des destabilisierenden Drehmoments, das durch
den Sonnenstrahlungsdruck eingebracht wird. Dies ermöglicht, dass die
Ausrichtvorrichtung 52 (Fig. 2) den Fehler der Satellitenorientierung um einen
Faktor von vier reduzieren konnte. Dies zeigt, dass die Erfindung wirksam ist, um
die Genauigkeit zu erhöhen, mit der ein Satellit bei seiner Reise durch eine
Umlaufbahn um die Erde orientiert werden kann.