-
Die vorliegende Erfindung betrifft
einen Weltraumflugkörper
mit einem Steuersystem, wobei der Weltraumflugkörper eine erste und eine zweite
kardanisch aufgehängte
Schubeinrichtung aufweist, die daran angebracht sind, wobei das
Steuersystem einen ersten und einen zweiten Aktuator aufweist, die betriebsmäßig an den
jeweiligen kardanisch aufgehängten
Schubeinrichtungen angebracht sind, um die Winkelposition der Schubeinrichtungen
in Bezug auf drei orthogonale Richtungen zu steuern, ein Positionssteuersystem
aufweist, das ein erstes und ein zweites Steuersignal an die Aktuatoren
sendet, die die kardanisch aufgehängten Schubeinrichtungen in Antwort
auf die Steuersignale in eine Winkelposition bewegen, wobei die
Schubeinrichtungen derart angeordnet sind, dass die Winkelposition
der kardanisch aufgehängten
Schubeinrichtungen die Lage und die Orbitgeschwindigkeit des Weltraumflugkörpers steuert.
-
Die vorliegende Erfindung betrifft
ferner ein Verfahren zum Steuern der Lage und der Orbitgeschwindigkeit
eines Weltraumflugkörpers,
der eine erste und eine zweite kardanisch aufgehängte Schubeinrichtung aufweist,
wobei das Verfahren die Schritte aufweist: Messen der Lage des Weltraumflugkörpers, Vergleichen
der gemessenen Lage des Weltraumflugkörpers mit einer gewünschten
Lage des Weltraumflugkörpers,
Einstellen der Winkelposition der Schubeinrichtungen in Bezug auf
drei ortho gonale Richtungen in Antwort auf den Vergleich der gemessenen
und der gewünschten
Position des Weltraumflugkörpers,
um den Weltraumflugkörper
in eine gewünschte
Lage und eine gewünschte
Orbitgeschwindigkeit zu bewegen.
-
Ein derartiges Steuersystem für einen
Weltraumflugkörper
und ein solches Verfahren sind bekannt aus Journal of Spacecraft
and Rockets, Band 30, Nr. 3, 19. Mai 1993, Washington, D. C., USA,
Seiten 258–290,
Curse Lake et al.: "Development
and Flight History of the SERT II Spacecraft".
-
Weitere Steuersysteme für Weltraumflugkörper sind
in der EP-A-499 815 und in der US-A-3 231 224 offenbart.
-
In der Vergangenheit sind verschiedene
Verfahren dazu verwendet worden, um entweder die Lage oder die Orbitgeschwindigkeit
eines Weltraumflugkörpers
oder eines Weltraumfahrzeugs zu steuern. Es ist beispielsweise bekannt,
Fahrzeuge wie einen Space Shuttle in den Weltraum zu bringen, die kardanisch
aufgehängte
Schubeinrichtungen zur Geschwindigkeitssteuerung aufweisen. Zusätzlich sind chemische
Schubeinrichtungen am Rumpf des Weltraumflugkörpers fest angebracht worden,
um eine Anzahl von Funktionen durchzuführen. Eine durchgeführte Funktion
besteht in einer Präzessionssteuerung
der Lage durch zeitliche Steuerung von Pulsen der chemischen Schubeinrichtung
relativ zu einer Inertialreferenz, wie der Sonne oder der Erde.
Derartige am Rumpf fest angebrachte chemische Schubeinrichtungen
sind dazu verwendet worden, die Drehrate ("spin rate") und die Lage eines Weltraumflugkörpers während eines
Schubvorganges zum Anheben des Orbit zu steuern.
-
Während
viele der bekannten Verfahren zum Steuern von Lage oder Orbitgeschwindigkeit
adäquat funktionieren,
so besteht doch Raum für
Verbesserungen. Insbesondere erfordern bekannte Steuerverfahren
separate Schubeinrichtungen zum Durchführen von Lagesteuerung und
Steuerung der Orbitgeschwindigkeit. Zusätzlich hierzu erfordern bekannte Steuerverfahren
teure chemische Antriebssysteme, um die Lage- und Orbitgeschwindigkeitssteuerung durchzuführen.
-
Die oben genannten Dokumente des
Standes der Technik betreffen Steuersysteme zum Verändern der
Lage und der Orbitgeschwindigkeit eines Weltraumflugkörpers.
-
Es ist im Hinblick auf das oben Gesagte
die Aufgabe der Erfindung, ein verbessertes Steuersystem für einen
Weltraumflugkörper
sowie ein verbessertes Steuerverfahren für einen Weltraumflugkörper anzugeben.
-
Diese Aufgabe wird durch den eingangs
genannten Weltraumflugkörper
gelöst,
wobei die Winkelpositionen der kardanisch aufgehängten Schubeinrichtungen gesteuert
werden, um über
viele Stunden oder Tage Kräfte
entlang einer Weltraumflugkörperachse
anzulegen, während
gleichzeitig die Orientierung des Weltraumflugkörpers nach Notwendigkeit gesteuert
wird, um einen Nettoschubvektor und Weltraumflugkörperkomponenten
in eine gewünschte Richtung
weisen zu lassen.
-
Die obige Aufgabe wird ferner durch
das eingangs genannte Verfahren gelöst, wobei weitere Schritte
die Winkelpositionen der kardanisch aufgehängten Schubeinrichtungen steuern,
um über
viele Stunden oder Tage Kräfte
entlang einer Weltraumflug körperachse
anzulegen, während
gleichzeitig die Orientierung des Weltraumflugkörpers nach Notwendigkeit gesteuert
wird, um einen Nettoschubvektor und Weltraumflugkörperkomponenten
in eine gewünschte
Richtung weisen zu lassen.
-
Die vorliegende Erfindung betrifft
generell ein Steuersystem für
eine Schubeinrichtung für
einen Satelliten, das einen einzelnen Satz von Schubeinrichtungen
dazu verwenden kann, um sowohl eine Lage- als auch eine Orbitgeschwindigkeitssteuerung durchzuführen.
-
Das oben beschriebene Weltraumflugkörpersteuersystem
der vorliegenden Erfindung benötigt lediglich
zwei Schubeinrichtungen, um sowohl dreiachsige Lage- als auch Orbitgeschwindigkeitskorrekturen
durchzuführen.
Das oben offenbarte System eliminiert die Notwendigkeit, teure chemische
Schubeinrichtungen vorzusehen, um die Aufgaben von Lage- und Orbitgeschwindigkeitskorrekturen
durchzuführen.
-
Die vorstehenden Merkmale und Vorteile
der vorliegenden Erfindung ergeben sich ferner unter Berücksichtigung
der nachstehenden detaillierten Beschreibung der Erfindung in Verbindung
mit der beigefügten
Zeichnung, in der
-
KURZBESCHREIBUNG
DER ZEICHNUNG
-
1 eine
perspektivische Ansicht eines Weltraumflugkörpers zeigt, der dazu in der
Lage ist, die kardanisch aufgehängte
Schubeinrichtung der vorliegenden Erfindung zu verwenden;
-
2 eine
kardanisch aufgehängte
Schubeinrichtung der vorliegenden Erfindung zeigt;
-
3 schematisch
darstellt, wie zwei Schubeinrichtungen für einen Weltraumflugkörper der
vorliegenden Erfindung sowohl eine Translationsbeschleunigung in
der Z-Achse als auch X-Achsen-Drehmomente
bereitstellen können;
-
4 grafisch
die lineare Beziehung zwischen dem in 3 gezeigten
X-Achsen-Drehmoment und der Winkelposition θ der Schubeinrichtung relativ
zu der X-Achse darstellt, die durch den Schwerpunkt des Weltraumflugkörpers verläuft;
-
5 schematisch
darstellt, wie zwei Schubeinrichtungen für einen Weltraumflugkörper der
vorliegenden Erfindung sowohl eine Translationsbeschleunigung in
der Z-Achse als auch Z-Achsen-Drehmomente
bereitstellen können;
-
6 schematisch
darstellt, wie zwei Schubeinrichtungen für einen Weltraumflugkörper der
vorliegenden Erfindung sowohl eine Translationsbeschleunigung in
der Z-Achse als auch Y-Achsen-Drehmomente
bereitstellen können;
und
-
7 ein
Blockdiagramm für
ein Weltraumflugkörper-Lagesteuersystem
für den
Weltraumflugkörper
der 1 zeigt.
-
BESCHREIBUNG
DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORM
-
In den 1 und 2 ist ein Weltraumflugkörper oder
Satellit 10 gemäß der vorliegenden
Erfindung gezeigt, der in der Lage ist, ein Weltraumflugkörper-Steuersystem
zum Steuern der Lage und der Orbitgeschwindigkeit eines Weltraumflugkörpers zu verwenden,
wobei gleiche Elemente mit gleichen Bezugsziffern versehen sind.
Der Satellit 10 weist einen Weltraumflugkörperrumpf 12 auf,
der ein unteres Busmodul 14 und ein oberes Nutzlastmodul 16 aufweist.
An dem hinteren Ende des unteren Busmoduls 14 ist eine
Vielzahl von Motoren bzw. Maschinen angebracht, die im Detail später erläutert werden.
Das untere Busmodul 14 beinhaltet Brennstofftanks (nicht gezeigt)
und verschiedene Leistungs- und Steuermodule, die die Maschinen
betätigen
und das Nutzlastmodul 16 mit Leistung versorgen. Das Busmodul 14 beinhaltet
ferner ein Paar von Solarpaneelen 18, die Sonnenlicht in
Elektrizität
umwandeln, die zu Batterien (nicht gezeigt) geführt wird, die an dem Busmodul 14 angeordnet
sind. Das Busmodul 14 beinhaltet ferner eine oder mehrere
Antennen 20 und Reflektoren 22, die Signale von
einer Bodenstation auf der Erde empfangen, die dazu verwendet werden,
um den Satelliten 10 zu steuern.
-
Der Satellit 10 weist verschiedene
elektronische Ausrüstung
auf, die eine Anzahl von Sensoren (nicht gezeigt) enthalten kann.
Die elektronische Ausrüstung
verarbeitet Information, die von den Sensoren gesammelt wird, und
sendet die verarbeitete Information zurück zu der Bodenstation, und
zwar über
Antennen. Das Nutzlastmodul 16 beinhaltet ferner Wärmeradiatoren 24,
die wärme
emittieren, die von dem Satelliten 10 erzeugt wird.
-
Wie es in den 1 und 2 zu
sehen ist, weist der Weltraumflugkörper oder Satellit 10 einen
oder mehrere Schubeinrichtungen 26 auf, die daran angebracht
sind, und zwar über
einen Kardanmechanismus bzw. kardanisch aufgehängten Mechanismus 28 und
Aktuatoren 30 und 32. Die Aktuatoren 30 und 32 sind betriebsmäßig an jeder
kardanisch aufgehängten
Schubeinrichtung 26 angebracht bzw. angelenkt, um die Winkelposition
der kardanisch aufgehängten Schubeinrichtung 26 in
zwei orthogonalen Richtungen zu steuern. Der Aktuator 30 verändert seine
Länge,
um die Schubeinrichtung 26 um einen Winkel Φ zu drehen,
und der Aktuator 32 verändert
seine Länge,
um die Schubeinrichtung 26 um einen Winkel θ zu drehen.
Beispiele von Kardanmechanismen 28 sind im Stand der Technik
bekannt. Jede Schubeinrichtung 26 ist vorzugsweise eine
elektronische Schubeinrichtung, wie eine Xenonionenantriebs-Schubeinrichtung.
-
Die Schubeinrichtungen 26,
die Kardanmechanismen 28 und die Aktuatoren 30, 32 bilden
eine Schubeinrichtungsanordnung 60 und können dazu verwendet
werden, um sowohl dreiachsige als auch Spin-stabilisierte Weltraumflugkörper zu
steuern. Dreiachsige Weltraumflugkörper werden gesteuert, indem
eine Schubeinrichtung (bzw. Schubeinrichtungen) kardanisch bewegt
wird, um ein Drehmoment zu erzeugen, das direkt an die zu steuernde
Rotationsachse angelegt wird. Spin-stabilisierte Weltraumflugkörper werden
gesteuert, indem die benötigten
Drehmomente erzeugt werden, um den Momentumvektor des Weltraumflugkörpers neu
zu orientieren, eine Nutation relativ zu dem Momentumvektor zu dämpfen (d.
h. um zu veranlassen, dass die Spin-Achse des Weltraumflugkörpers mit
dem Momentumvektor ausgerichtet wird), und die Spin-Rate einzustellen. Bei
Spin-stabilisierten Anwendungen stellt ein Steuersystem kontinuierlich
die Orientierung der Schubeinrichtung relativ zu dem Weltraumflugkörper ein, wenn
dieser dreht ("spins"), um das inertialbezogene Drehmoment
zu erzeugen, das für
eine Neuorientierung des Winkelmomentums bzw. des Drehimpulses ("angular momentum") notwendig ist;
und eine kardanische Bewegung erzeugt ferner rumpfbezogene Drehmomente
zur Nutationsdämpfung
und zur Spin-Raten-Einstellung.
-
Wie es in den 3 bis 6 gezeigt
ist, lassen sich die Lage und die Orbitgeschwindigkeit eines dreiachsigen
Weltraumflugkörpers 10 steuern,
indem einer oder mehrere der Schubeinrichtungen 26 um einen
Winkel bewegt werden bzw. abgewinkelt werden. In den 3, 5 und 6 legen
zwei Schubeinrichtungen 26 einen gleichen Schub F an und
sind symmetrisch relativ zu der X-Z-Ebene angeordnet. Wenn die Kraftlinien
für jede
Schubeinrichtung 26 mit dem Schwerpunkt 34 des
Weltraumflugkörpers 10 ausgerichtet
sind, dann wird der Weltraumflugkörper 10 lediglich
einem Nettoschub oder einer Nettokraft in der Z-Richtung ausgesetzt.
Dies ermöglicht
einem, lediglich die Geschwindigkeit des Weltraumflugkörpers 10 in
der Z-Richtung zu steuern. Wenn jedoch, wie es in 3 gezeigt ist, die Kraftlinien für jede Schubeinrichtung
relativ zu der X-Achse um einen Betrag θ abgewinkelt sind, dann wird
um die X-Achse herum ein Drehmoment TX erzeugt,
das eine Größe von 2Fdsinθ besitzt,
wobei F die Größe bzw.
Amplitude des Schubs ist, der von der Schubeinrichtung 26 erzeugt
wird, und wobei d die Distanz der Schubeinrichtung 26 von
dem Schwerpunkt 34 ist. Für kleine Winkel θ variiert
die Größe des angelegten
Drehmomentes TX linear als Funktion von θ : TX = kθF,
wobei k = 2d. Es ist bei diesem Beispiel anzumerken, dass die Schubeinrichtungen 26 abgewinkelt
sind, so dass sie in der Z-Richtung einen Nettoschub erzeugen und in
X-Richtung ein Drehmoment
erzeugen. Demzufolge sind die Schubeinrichtungen 26 dazu
in der Lage, beide eine Kraft zu erzeugen, um eine Orbitgeschwindigkeit
zu korrigieren (Z-Achsen-Schub).
-
Die obige Beschreibung der Drehmomenterzeugung
in der X-Richtung
ist gleichermaßen
anwendbar, wenn die Schubeinrichtungen 26 um einen Betrag Φ relativ
zu den Y-Achsen abgewinkelt werden, wie es in den 5 und 6 gezeigt
ist. Beispielsweise erzeugt das Abwinkeln bzw. die winklige Ausrichtung
von Schubeinrichtungen 26 relativ zu der Y-Achse um einen
Betrag Φ,
derart, dass die Schublinien von jeder Schubeinrichtung die X-Achse an voneinander
getrennten Punkten schneiden, und zwar durch die Y-Z-Ebene, einen
Nettoschub entlang der Z-Achse und ein Z-Achsen-Drehmoment TZ der Größe 2FdsinΦ, wie es
in 5 gezeigt ist. In
gleicher Weise führt
ein Abwinkeln der Schubeinrichtungen 26 relativ zu der
Y-Achse um einen Betrag Φ derart,
dass die Kraftlinien die X-Achse auf der gleichen Seite der Y-Z-Ebene
schneiden, zu einem Nettoschub in der Z-Richtung und einem Drehmoment
TY um die Y-Achse mit einer Größe von 2FdsinΦ, wie es in 6 gezeigt ist, wobei dieses
Abwinkeln erfolgt, um die Lage in der Z-Richtung und die Orbitgeschwindigkeit
zu steuern. Die Schubeinrichtungen 26 werden so positioniert,
dass sie in Bezug auf die X- und die Y-Richtung um Beträge θ bzw. Φ abgewinkelt werden,
was die gewünschten
Lage- und Orbitgeschwindigkeitskorrekturen
erzeugen wird. Wie es in 7 gezeigt
ist, werden die Winkelrichtungen der Schubeinrichtungen 26 durch
Steuersignale 36 gesteuert, die von einem Positionssteuersystem 38 an Aktuatoren 30, 32 gesendet
werden, das vorzugsweise aus einem oder mehreren Mikroprozessoren
aufgebaut ist. Wenn jeder Aktuator 30, 32 sein
jeweiliges Steuersignal 36 empfängt, bewegt der Aktuator 30, 32 die
kardanisch aufgehängte
Schubeinrichtung 26 in eine Winkelposition, so dass jede
kardanisch aufgehängte
Schubeinrichtung 26 die Lage und die Orbitgeschwindigkeit
des Weltraumflugkörpers 10 steuert.
-
Wie es in 7 gezeigt ist, erfolgt die Steuerung
der Lage bzw. Haltung ("attitude") des Weltraumflugkörpers 10,
indem ein Lagebefehlssignal 40 von einer Bodensteuerung
auf der Erde oder von einem anderen Weltraumflugkörper gesendet
wird, wobei das Lagebefehlssignal 40 eine gewünschte Lage für den Weltraumflugkörper 10 darstellt.
Ein Komparator 42 vergleicht dann das Lagebefehlssignal 40 mit einem
abgeschätzten
Weltraumflugkörper-Lagesignal 44,
das von einem Positionssteuersystem 38 erzeugt wird. Das
abgeschätzte
Weltraumflugkörper-Lagesignal 44 ist
eine Abschätzung
der Lage des Weltraumflugkörpers 10 an
Bord, wenn der Komparator 42 das Lagebefehlssignal 40 empfängt. Wenn der
Komparator 42 bestimmt, dass zwischen den Werten des Lagebefehlssignals 40 und
des abgeschätzten
Weltraumflugkörper-Lagesignals 44 keine Differenz
besteht, dann ist zu jenem Zeitpunkt keine Änderung der Richtung der Schubeinrichtungen 26 notwendig.
Wenn die Signale 40, 44 jedoch ungleiche Werte
besitzen, dann erzeugt der Komparator 42 ein Fehlersignal 46,
das einen Wert gleich der Differenz zwischen dem Wert des Lagebefehlssignals 40 und
dem des abgeschätzten
Weltraumflugkörper-Lagesignals 44 hat.
-
Das Fehlersignal 46 wird
dann an einen Steuersignalgenerator 48 gesendet, der aus
einem Drehmomentsignalgenerator 50 ein oder mehr Drehmomentsignale
erzeugt, die ein Satelliten/Rumpf-festes Drehmoment darstellen,
das notwendig ist, um das Fehlersignal 46 so zu korrigieren,
dass es einen Wert von Null besitzt. Die Drehmomentsignale 52 werden
dann an einen Kardanbefehlsgenerator 54 gesendet, der Steuersignale 56 proportional
zu den Winkelversatzwerten θ, Φ erzeugt,
die notwendig sind, um das Satellitenrumpf-befreite Drehmoment ("satellite body freed
torque") zu erzeugen.
Die Winkel werden auf der Grundlage der in den 3 bis 6 gezeigten
Geometrie berechnet. Innerhalb einer Transformationsstufe 58 werden
Steuersignale 56 manipuliert, wobei die Transformationsstufe 58 bekannte
geometrische Prinzipien anwendet, um die Steuersignale 36 zu
bestimmen, die die Längenänderungen
der Aktuatoren 30 und 32 darstellen, die notwendig
sind, um θ und Φ zu erzeugen.
Die Steuersignale 36 werden dann an die Schubeinrichtungsanordnungen 60 (einschließlich der
Kardanmechanismen 28, der Aktuatoren 30 und 32 zusammen
mit jedem lokalen Steuersystem, das notwendig ist, um zu gewährleisten,
dass die Aktuatoren 30 und 32 die Längenänderungsbefehle 36 tatsächlich auch
implementieren) gesendet, die eine oder mehrere der Schubeinrichtungen 26 so
abwinkeln, dass Drehmomente TX, TY, TZ an den Weltraumflugkörper 10 angelegt
werden, um die Lage zu korrigieren. Die Drehmomente TX,
TY, TZ werden ferner
in einem Weltraumflugkörper-Dynamikmodul 62 verwendet,
das aus den Inertial- und den geometrischen Eigenschaften des Weltraumflugkörpers, die
darin gespeichert sind, ein Signal 64 bestimmt, das darstellt,
wie der Weltraumflugkörper 10 sich
in Antwort auf Drehmomente TX, TY, TZ drehen wird,
die von den Schubeinrichtungsanordnungen 60 erzeugt werden.
-
Die Bewegung des Weltraumflugkörpers 10 wird
durch einen Weltraumflugkörper-Positionsgenerator
aus einem Signal 64 abgeschätzt, wie einer Inertialreferenz 66,
die ein Weltraumflugkörper-Positionssignal 68 erzeugt,
das die Position des Weltraumflugkörpers 10 in Antwort
darauf darstellt, dass die Schubeinrichtungen 26 Steuersignale 36 empfangen.
Das Weltraumflugkörper-Positionssignal 68 wird dann
an einen Lageabschätzer 70 gesendet,
der das abgeschätzte
Weltraumflugkörper-Lagesignal 44 erzeugt.
-
Wie oben erläutert, kann die vorliegende
Erfindung auf dreiachsige (nicht-rotierende, "non-spinning") stabilisierte Weltraumflugkörper angewendet werden.
Bei dreiachsigen Anwendungen sind Steuergesetze dazu konfiguriert,
um Drehmomente zu berechnen, die um jede der drei Rumpf-festen Achsen herum
anzulegen sind, um eine Rotation um entsprechende Achsen zu steuern.
Beispielsweise wird der Wert eines Drehmomentes in der X-Richtung, das notwendig
ist, um eine Rotation um X herum zu steuern, von dem Steuersystem
erzeugt.
-
Die vorliegende Erfindung kann gleichermaßen auf
Spin-stabilisierte
Weltraumflugkörper
angewendet werden. Insbesondere lässt sich eine Steuerung eines
Spin-stabilisierten Weltraumflugkörpers beispielsweise erreichen,
indem das Lagebefehlssignal 40 durch zwei Winkel ersetzt
wird, die die gewünschte
Inertialorientierung der Rumpf-festen Spin-Achse des Weltraumflugkörpers definieren,
zusätzlich
zu einem gewünschten
Nutationswinkel (Winkel zwischen der Spin-Achse und dem Winkelmomentumvektor
des Weltraumflugkörpers,
der gewöhnlich
auf Null eingestellt ist) und einer gewünschten Spin-Rate. In einem
solchen Fall ist der Lageabschnitt 70 dazu konfiguriert,
aktuelle Werte der befohlenen Variablen abzuschätzen, und der Steuersignalgenerator 48 ist
dazu konfiguriert, um die Rumpfdrehmomentbefehle zu erzeugen, die
notwendig sind, damit der Momentumvektor in die von den zwei befohlenen
Winkeln spezifizierte Richtung weist, damit die Nutation eliminiert
wird (um somit zu erreichen, dass die Spin-Achse in die Richtung
des Momentumvektors weist) und damit die Spin-Rate gleich dem gewünschten
(befohlenen) Wert wird. Jede Schubeinrichtung würde komplexe Bewegungen erfahren,
die aus der Summe von drei einfacheren Bewegungen bestehen: Jede
Schubeinrichtung würde
mit einer Spin-Frequenz oszillieren, um das Inertial-bezogene Drehmoment
zu erzeugen, das notwendig ist, um den Winkelmomentumvektor neu
zu orientieren; jede Schubeinrichtung würde mit einer Rumpfnutationsfrequenz
oszillieren, um die Nutation zu dämpfen; und jede Schubeinrichtung
würde so
orientiert werden, dass ein Rumpf-festes Drehmoment entlang der Spin-Achse
erzeugt wird.
-
Das oben beschriebene Steuersystem
mittels kardanisch aufgehängter
Schubeinrichtungen ermöglicht,
dass ein Weltraumflugkörper,
der mit zwei IonenSchubeinrichtungen mit geringem Schub, wie jene,
die in den 1 und 2 dargestellt sind, über eine
sehr lange Dauer (viele Stunden oder Tage) Kräfte entlang einer Achse des
Weltraumflugkörpers anlegt,
während
die Orientierung des Weltraumflugkörpers nach Notwendigkeit gesteuert
wird, um den Nettoschubvektor und Weltraumflugkörperkomponenten in eine gewünschte Richtung
weisen zu lassen (z. B. die Solar Arrays in Richtung zur Sonne weisen
zu lassen). Ferner ist das Steuersystem sowohl auf dreiachsige als
auch auf Spin-stabilisierte Satelliten anwendbar.
-
Zusammenfassend stellt die vorliegende
Erfindung ein effizientes und ökonomisches
System zum Steuern der Lage und der Orbitgeschwindigkeit des Weltraumflugkörpers bereit.
Insbesondere verwendet die vorliegende Erfindung einen einzelnen Satz
von Schubeinrichtungen, um sowohl die Lage als auch die Orbitgeschwindigkeit
des Weltraumflugkörpers
zu steuern.
-
Die vorstehende Beschreibung ist
vorgesehen, um die Erfindung darzustellen, und soll nicht beschränkend verstanden
werden. Es können
eine Vielzahl von Hinzufügungen,
Austauschlösungen
oder andere Veränderungen
an der Erfindung vorgenommen werden, ohne ihren Schutzbereich zu
verlassen, wie er durch die nachstehenden Ansprüche definiert ist.