DE69630989T2

DE69630989T2 - Universelles Lagerregelungssystem für Raumfahrzeug

Info

Publication number: DE69630989T2
Application number: DE69630989T
Authority: DE
Inventors: John W. Redondo Beach Smay
Original assignee: Hughes Electronics Corp
Current assignee: AT&T MVPD Group LLC
Priority date: 1995-05-15
Filing date: 1996-05-04
Publication date: 2004-10-28
Anticipated expiration: 2016-05-05
Also published as: US5692707A; DE69630989D1; EP0743249B1; EP0743249A1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Lagelenk- und Impulsmanagementsystem für einen Raumflugkörper, der einen Rumpf und eine erste Achse aufweist, wobei das System aufweist:
ein erstes aktives Stabilisierungsschwungrad bzw. Schwungrad, das innerhalb des Rumpfes anzuordnen ist und um eine erste Spinachse herum drehbar ist, die mit der ersten Achse im Wesentlichen ausrichtbar ist, wobei eine Rotation des ersten Schwungrades einen ersten Impuls erzeugt, der entlang der ersten Spinachse gerichtet ist;
ein zweites aktives Schwungrad, das innerhalb des Rumpfes anzuordnen ist und das um eine zweite Spinachse herum drehbar ist, die mit der ersten Achse im Wesentlichen ausrichtbar ist, wobei eine Rotation des zweiten Schwungrades einen zweiten Impuls erzeugt, der entlang der zweiten Spinachse ausgerichtet ist;
erste Montagemittel zum Montieren des ersten Schwungrades in dem Rumpf, wobei die ersten Montagemittel das Neigen des ersten Schwungrades um zwei Achsen herum steuern, die orthogonal zu der ersten Spinachse orientiert sind;
zweite Montagemittel zum Montieren des zweiten Schwungrades in dem Rumpf, wobei die zweiten Montagemittel das Neigen des zweiten Schwungrades um zwei Achsen herum steuern, die orthogonal zu der zweiten Spinachse orientiert sind; und
einen Prozessor, der in Verbindung mit dem ersten und dem zweiten Schwungrad und den ersten und den zweiten Montagemitteln steht, zum Steuern des Neigens der ersten und der zweiten Spinachse und der Umlaufgeschwindigkeit des ersten und des zweiten Schwungrades,
wobei der Prozessor die Umlaufgeschwindigkeit und das Neigen des ersten und des zweiten Schwungrades für einen gewünschten Umlaufbahn-Lagelenkvorgang bei Null-Impuls steuert.
Des Weiteren betrifft die vorliegende Erfindung ein entsprechendes Verfahren zum Erzielen mehrerer Umlaufbahn-Geometrien und verschiedener Grade von Lagelenkvorgängen eines Raumflugkörpers mittels eines Arrays aus zwei aktiven Schwungrädern.
Ein solches Lagelenk- und Impulsmanagementsystem für einen Raumflugkörper und ein solches entsprechendes Verfahren sind aus dem Patent US 4,723,735 bekannt.
Verschiedene Lagelenk- und Impulsmanagementsysteme für einen Raumflugkörper sind heutzutage bekannt. Diese Raumflugkörper verwenden verschiedene Systeme aus Arrays aus Schwungrädern für verschiedene Umlaufbahn-Geometrien und Missionszwecke.
Frühere impulsausgerichtete Raumflugkörper („momentum bias spacecraft") betreffen überwiegend geosynchrone Umlaufbahnanwendungen. Für eine Umlaufbahn-normale Lenkung benutzten diese Raumflugkörper Triebwerke, mehrfache V-Rad-Arrays und/oder einen Reaktionsrad-Zuwachs des Schwungrads für eine Roll-Gier-Lenkung. Beispiele solcher Konstruktionen schließen Intelsat V und TDRS I ein. Diese Raumflugkörper werden nicht für agile Null-Impuls-Lenkanwendungen verwendet. Anstatt dessen werden merklich verschiedene Lagesteuerarchitekturen verwendende Arrays aus drei oder mehr aktiven Reaktionsrädern für diese halbagilen Null-Impuls-Anwendungen verwendet. Beispiele für diese Raumflugkörper sind GPS, Landsat und Hubble-Satelliten. Bekann te Raumflugkörper, die diese Systeme aufweisen, sind z. B. im Patent US 4,723,735 und dem oben erwähnten Patent US 3,741,500 gezeigt.
Heute sind keine Raumflugkörper bekannt, die allgemein bekannte Raumflugkörper-Hardwarekomponenten für grundverschiedene Lagesteuerkonzepte, wie z. B. eine impulsausgerichtete und eine Null-Impuls-Lenkung, für eine breite Vielfalt von geosynchronen Umlaufbahnen, elliptischen Umlaufbahnen niedriger Höhe und geneigten Umlaufbahnen verwenden.
Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein verbessertes Lagelenk- und Impulsmanagementsystem für einen Raumflugkörper zu schaffen. Es ist eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Lagelenk- und Impulsmanagementsystem für einen Raumflugkörper zu schaffen, das für eine breite Vielfalt von Missionen und Umlaufbahnen verwendet werden kann.
Es ist eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Lagesteuerkonstruktion für einen Raumflugkörper zu schaffen, die eine Verwendung allgemein bekannter Raumflugkörper-Hardwarekomponenten für verschiedene Lagesteuerkonzepte erleichtert. Es ist eine noch weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, Kosten für Raumflugkörper zu verringern, indem eine allgemein bekannte Steuersystemarchitektur, eine allgemein bekannte Hardwarekonstruktion und Komponenten für einen breiten Bereich von Missionen und Umlaufbahn-Geometrien verwendet werden.
Es ist auch eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, einen Raumflugkörper für eine impulsausgerichtete Lenkung oder eine großwinklige Null-Impuls-Lenkung zu schaffen, die sich an mehrfache Umlaufbahn-Geometrien und variierende Grade einer Lagelenkagilität anpasst.
Diese und weitere Aufgaben und Zwecke werden durch das Lagelenk- und Impulsmanagementsystem für einen Raumflugkörper der eingangs erwähnten Art erfüllt, wobei
der Prozessor ferner die Richtung der Rotation des ersten und des zweiten Schwungrades steuert, und zwar in dem Verlaufe des Erreichens des gewünschten Umlaufbahn-Lagelenkvorganges,
die ersten und die zweiten Montagemittel jeweils das Neigen ihres jeweiligen Schwungrades unter Abdeckung eines Bereiches von 0° bis 45° steuern, um so einen agilen Umlaufbahn-Lagelenkvorgang zu ermöglichen,
derart, dass das System dazu in der Lage ist, einen gewünschten Umlaufbahn-Lagelenkvorgang durchzuführen, der auswählbar ist aus der Gruppe, die aus einem impulsausgerichteten Lenkvorgang und einem Lenkvorgang bei Null-Impuls besteht, wobei mehrfache Umlaufbahn-Geometrien und variierende Grade der Lagelenkagilität angepasst werden.
Des Weiteren werden die Aufgaben und Zwecke durch das Verfahren zum Erzielen mehrfacher Umlaufbahn-Geometrien und variierender Grade von Lagelenkvorgängen eines Raumflugkörpers mittels eines Arrays aus zwei aktiven Schwungrädern gelöst bzw. erzielt, wobei das Verfahren dazu in der Lage ist, einen gewünschten Umlaufbahn-Lagelenkvorgang durchzuführen, der ausgewählt ist aus der Gruppe, die aus einem impulsausgerichteten Lenkvorgang und einem Lenkvorgang bei Null-Impuls besteht, wobei mehrfache Umlaufbahn-Geometrien und variierende Grade einer Lagelenkagilität angepasst werden, mit den Schritten:

a) Rotieren eines ersten Schwungrades der Schwungräder in einer ersten vorgeschriebenen Richtung und mit einer ersten vorgeschriebenen Geschwindigkeit um eine erste vorgeschriebene Spinachse;
b) Rotieren des zweiten Schwungrades der Schwungräder in einer zweiten vorgeschriebenen Richtung und mit einer zweiten vorgeschriebenen Geschwindigkeit um eine zweite vorgeschriebene Spinachse herum;
c) Neigen des ersten Schwungrades um einen vorgeschriebenen Betrag innerhalb von 0° bis 45° gegenüber der ersten Spinachse;
d) Neigen des zweiten Schwungrades um einen vorgeschriebenen Betrag innerhalb von 0° bis 45° gegenüber der zweiten Spinachse;
e) Messen einer Rolllage und einer Nicklage des Raumflugkörpers, und zwar unter Verwendung von Raumflugkörpersensoren und unter Bildung entsprechender Roll- und Nickmesssignale;
f) Erzeugen von Befehlssteuersignalen für die Roll- und die Nicklage, und zwar für ein Lagelenkmanöver;
g) Erzeugen von Drehmomentbefehlen;
h) Anlegen der Drehmomentbefehle an eine Manöversequenzlogik, um die Lage des Raumflugkörpers zu ändern, indem jedem Schwungrad der ersten und zweiten Schwungrades die erforderliche Umlaufgeschwindigkeit und Drehrichtung vorgeschrieben wird, und indem ferner der Betrag des Neigens vorgeschrieben wird, der an das erste und das zweite Schwungrad anzulegen ist.

Allgemein sieht die vorliegende Erfindung ein Verfahren und ein System für ein Lagelenk- und Impulsmanagement für einen Raumflugkörper vor, der über einen breiten Bereich einer Umlaufbahnhöhe und von Neigungsparametern und über einen ähnlich breiten Bereich von Missionslenkprofilen geeignet ist. Insbesondere sieht die vorliegende Erfindung ein Schwungrad-Array vor, das es ermöglicht, sowohl eine impulsausgerichtete Lenkung als auch eine großwinklige Null-Impuls-Lenkung zu verwenden, und deshalb mehrfache Umlaufbahn-Geometrien und variierende Grade einer Lagelenkagilität anpasst. Die vorliegende Erfindung verwendet eher zwei aktive Schwungräder als drei oder mehr aktive Räder, wie es bei typischen Pyramidarrays aus Null-Impuls-Reaktionsrädern erforderlich ist.
Die zwei aktiven Schwungräder sind mit ihren Spinachsen nominell mit der Nickachse des Raumflugkörpers ausgerichtet und werden schnell in der entgegengesetzten oder in der gleichen Richtung mit unterschiedlichen oder gleichen Geschwindigkeiten gedreht, um einen Impuls des Raumflugkörpers zu speichern, wie es für die besondere Anwendung oder Missionsphase erforderlich ist. Jedes Rad ist um zwei Achsen, die orthogonal zu seiner Drehachse angeordnet sind, kardanisch aufgehängt oder an einem flexiblen Drehpunkt mit zwei Freiheitsgraden montiert, wodurch sein Drehimpuls aus der nominellen Ausrichtung bezüglich des Rumpfs des Raumflugkörpers geneigt werden kann.
Der mechanische Vorteil, der durch einen Hebeschraubenmechanismus ermöglicht wird, erleichtert die Verwendung kleinerer Antriebsmotoren im Vergleich zu solchen, die für traditionelle doppelt kardanisch aufgehängte Anbringungen verwendet werden. Die Hebeschraubenantriebe ermöglichen auch eine steife und hohe Drehmomentsschnittstelle zwischen dem Schwungrad und dem Raumflugkörper in der statischen Achse, während die andere Achse angetrieben wird. Dies resultiert in einem doppelt kardanisch aufgehängten Steuerimpulskreisel (Double Gimbaled Control Mo ment Gyro, DGCMG), der frei von dem klassischen Nachteil eines Standard-DGCMG ist, d. h. dass der Drehmomentsmotor in der zweiten Achse auf das große Drehmoment reagieren muss, das an den Raumflugkörper anliegt. Falls eine Hebeschraube betätigt wird, erzeugt sie ein großes Drehmoment, ähnlich einem einfach kardanisch aufgehängten CMG. Wenn die zweite Hebeschraube um 90° zur ersten Hebeschraube betätigt wird, wird eine Wirkung in der ersten Achse erzielt, die eine hohe Drehmomentanwendung sichert.
Ein Raumflugkörper mit einem einzigen Schwungrad kann den Nutzen und die Vorteile der vorliegenden Erfindung nicht sicherstellen. Zum Beispiel verwendet der aktuelle Raumflugkörper Hughes HS 601 momentan ein einfach kardanisch aufgehängtes Schwungrad bei einer impulsausgerichteten Operation in einer geosynchronen Umlaufbahn. Die Verwendung eines Arrays aus zwei Schwungrädern gemäß der vorliegenden Erfindung vereinfacht eine Auswahl anderer nomineller Geschwindigkeiten und Kardansteuerszenarien und ermöglicht eine Anpassung vieler geänderter Umlaufbahn- und Lenkgeometrien.
Insbesondere ermöglicht die vorliegende Erfindung ein System und ein Verfahren für ein Lagelenk- und Impulsmanagement für einen Raumflugkörper, die über einen breiten Bereich einer Umlaufbahnhöhe und von Neigungsparametern in einem ähnlich breiten Bereich von Missionslenkprofilen geeignet sind. Das Array aus zwei Schwungrädern erleichtert ein Fliegen identischer Raumflugkörper-Hardwarekomponenten unter Verwendung grundverschiedener Lagesteuerkonzepte, wie z. B. einer impulsausgerichteten Lenkung und einer Null-Impuls-Lenkung, für eine breite Vielfalt von geosynchronen Umlaufbahnen, elliptischen Umlaufbahnen niedriger Höhe und geneigten Umlaufbahnen, wobei komplexe Lenkgesetze, wie z. B. eine Sonnen-Nadir-Lenkung, verwendet werden.
Das vorliegende System und das Verfahren ermöglichen die Verwendung einer Lagesteuerkonstruktion für einen Raumflugkörper, um eine breite Vielfalt von Missionen, von einer geosynchronen Kommunikation bis hin zu einer Wetterbeobachtung oder einer Erdressourcenbeobachtung in niedriger Höhe durchzuführen. Dieses System verringert die Kosten für einen Raumflugkörper wesentlich, indem die Verwendung einer allgemein bekannten Steuersystemarchitektur, einer Hardwarekonstruktion, Komponenten, einer Flugsoftware, Flugprozeduren und ein Bodentest und eine Simulationsunterstützung über einen breiten Bereich von Missionen ermöglicht wird, für die aktuelle Technologien viele verschiedene Konstruktionen anwenden. Es ist denkbar, dass die vorliegende Erfindung die Kosten für eine Entwicklung eines neuen Lagesteuersystems um über 50% verringert, sowie eine effektivere Produktion hinsichtlich des Volumens und einen Test einer allgemein bekannten Lagesteuerung für alle Missionen ermöglicht.
Die vorliegende Erfindung eliminiert das Bedürfnis, vollständig neue Pyramidenarrays aus drei oder vier Rädern, neue Steueralgorithmen und einen komplett neuen Raumflugkörper für ein Null-impulsausgerichtetes System zu entwickeln. Die Erfindung passt große Bewegungen eines Raumflugkörpers und variierende Grade einer Lagelenkagilität an.
Das Verfahren und das System der vorliegenden Erfindung erleichtern die Verwendung identischer Hardwarekomponenten für einen Raumflugkörper mit grundverschiedenen Lagesteuerkonzepten, wie z. B. einer impulsausgerichteten Lenkung und einer Null-Impuls-Lenkung, über eine breite Vielfalt von geosynchronen Umlaufbahnen, elliptischen Umlaufbahnen in niedriger Höhe und geneigten Umlaufbahnen, wobei komplexe Lenkgesetze verwendet werden, wie z. B. eine Sonnen-Nadir-Lenkung.
Die vorliegende Erfindung ermöglicht es einer Lagesteuerkonstruktion für einen Raumflugkörper eine breite Vielfalt von Missionen durchzuführen, von einer geosynchronen Kommunikation bis hin zu einer Wetterbeobachtung oder einer Erdressourcenbeobachtung in niedriger Höhe. Die vorliegende Erfindung verringert die Kosten für einen Raumflugkörper wesentlich, indem die Verwendung einer allgemein bekannten Steuersystemarchitektur, einer Hardwarekonstruktion, Komponenten, einer Flugsoftware, von Flugprozeduren und einem Bodentest und einer Simulationsunterstützung über einen breiten Bereich von Missionen ermöglicht wird, für die aktuelle Technologien viele missionsspezifische Konstruktionen verwenden. Die vorliegende Erfindung kann die Kosten einer Lagesteuersystem-Entwicklung um 50% oder mehr verringern sowie eine effizientere Produktion hinsichtlich des Volumens und einen Test eines allgemein bekannten Lagesteuersystems für alle Missionen ermöglichen.
Weitere Aufgaben und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden aus der nachfolgenden Beschreibung der Erfindung klar werden, wenn sie gemäß den beigefügten Zeichnungen und angefügten Ansprüchen betrachtet wird.
1 zeigt einen Dreiachsen-stabilisierten Satelliten, um das verbesserte System gemäß der vorliegenden Erfindung zu veranschaulichen.
2 veranschaulicht eine schematische Ansicht eines Paars von kardanisch aufgehängten Schwungrädern gemäß der vorliegenden Erfindung.
3 veranschaulicht ein Blockdiagramm eines repräsentativen agilen Lagesteuersystems mit Null-Impuls gemäß der vorliegenden Erfindung.
4 veranschaulicht die Impuls-Geometrie eines doppelt kardanisch aufgehängten Schwungrads.
5 veranschaulicht ein Blockdiagramm einer Nicklage eines Raumflugkörpers und ein Steuersystem für einen Radspin gemäß der vorliegenden Erfindung.
6 veranschaulicht ein Blockdiagramm einer Rolllage und eines Steuersystems für ein kardanisch aufgehängtes Rad gemäß der vorliegenden Erfindung.
1 veranschaulicht einen Dreiachsen-stabilisierten Satelliten oder Raumflugkörper 10. Der Raumflugkörper befindet sich vorzugsweise in einer stationären Umlaufbahn um die Erde. Der Satellit weist einen Hauptrumpf 12, ein Paar Solarzellen 14 und ein Paar Schmalstrahlantennen 16 hoher Verstärkung und eine Telemetrie- und Befehlsantenne 18 auf, die auf eine Bodenkontrollstation gerichtet ist. Da die Solarzellen oftmals mit den Bezeichnungen „Nord" und „Süd" bezeichnet werden, werden die Solarzellen in 1 durch die Zahlzeichen 14N und 14S für die „Nord"- bzw. die „Süd"-Solarzelle bezeichnet.
Die drei Achsen des Raumflugkörpers 10 sind in 1 gezeigt. Die Nickachse P ist im Wesentlichen vertikal orientiert und liegt in der Ebene der Solarzellen 14N und 14S. Die Rollachse R und die Gierachse Y sind senkrecht zur Nickachse P orientiert und liegen in den gezeigten Richtungen und Ebenen. Die Antenne 18 zeigt entlang der Gierachse Y auf die Erde.
Die Impuls-Anordnung für den Raumflugkörper 10 wird durch ein Paar kardanisch aufgehängter Schwungradelemente 20 und 22 erzielt. Diese sind in 2 gezeigt. Die Impulselemente 20 und 22 sind innerhalb des Rumpfs 12 des Raumflugkörpers 10 angeordnet und mit ihren Spinachsen parallel zueinander und nach der Nickachse P des Raumflugkörpers ausgerichtet.
Obgleich in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung die zwei Schwungräder mit ihren Spinachsen nominell entlang der Nickachse des Raumflugkörpers ausgerichtet angeordnet sind, ist es klar, dass die Schwungräder entlang einer anderen Achse des Raumflugkörpers ausgerichtet sein können und dennoch auf eine ähnliche weise gemäß der vorliegenden Erfindung funktionieren. Die vorliegende Erfindung verwendet auch zwei aktive Schwungräder, worauf sich nachfolgend als „Array aus zwei Rädern" bezogen werden wird. Ein drittes, inaktives Schwungrad (nicht gezeigt) kann in dem Raumflugkörper in einer Standby-Redundanz existieren, um die ggf. erforderliche Zuverlässigkeit zu erzielen, dies stellt jedoch keinen erforderlichen Teil der vorliegenden Erfindung dar.
Das Schwungradelement 20 beinhaltet ein Impuls-Schwungrad 24, das auf einer Welle 26 innerhalb eines Gehäuses 28 montiert ist. Ähnlich beinhaltet das Impuls-Element 22 ein Schwungrad 30, das auf einer Welle 32 innerhalb eines Gehäuses 34 montiert ist. Die Schwungräder 24 und 30 können mechanisch oder magnetisch gehalten und um die Achsen der Wellen 26 und 32 rotiert werden, wie es durch die bogenförmigen Pfeile 36 und 38 angegeben ist.
Die zwei Schwungräder 24 und 30 werden in der entgegengesetzten oder der gleichen Richtung mit verschiedenen oder gleichen Geschwindigkeiten schnell rotiert, um einen Raumflugkörper-Impuls zu speichern, wie es für die besondere Anwendung oder die Missionsphase erforderlich ist. Jedes Rad 24 und 30 ist um zwei Achsen kardanisch aufgehängt, die orthogonal zu einer Spinachse orientiert sind, wie aus dem Stand der Technik bekannt, oder sind an einer flexiblen Drehpunktanordnung mit zweifachem Freiheitsgrad 40 und 42 montiert. Jede Drehpunktanordnung 40 und 42 beinhaltet eine Vielzahl von Schrittmotoren 44 und zugeordneten Hebeschrauben 46. Die Gehäuse 28 und 34 beinhalten eine Vielzahl von Flanschen 48, die jeweils ein Gewindeloch zum Eingriff mit einer zugeordneten Hebeschraube 46 aufweisen. Diese Anordnung ermöglicht es, den Drehimpuls des Rads aus der nominellen Ausrichtung hinsichtlich des Rumpfes des Raumflugkörpers zu neigen. Gemäß einer praktischen Anwendung der vorliegenden Erfindung kann der Drehimpuls zwischen 0 und 45° geneigt werden (obwohl die Erfindung nicht auf diesen Bereich beschränkt ist). Ein Hebeschraubenmechanismus, wie er gemäß der vorliegenden Erfindung verwendet werden kann, findet sich z. B. im US-Patent 5,112,012.
Mit einer begrenzten Winkelbewegung von 45° oder weniger gemäß einem Array mit zwei Rädern wird das meiste der Vielseitigkeit eines Steuerimpulskreiselarrays (CMG-Array) erzielt, während die klassischen Steuerdrehmoment-Singularitätsprobleme vermieden werden. Klassische CMGs verwenden sich schnell drehende Schwungräder, die in drehbaren Kardanrahmen mit kontinuierlichen Antriebsmotoren montiert sind, die um 90° oder mehr gedreht werden können. Wenn GMGs um große Winkel gedreht werden, um ein Drehmoment zu erzeugen, entwickelt sich manchmal eine unerwünschte Situation, die ein „Null"-Netto-Drehmoment hat.
Klassische CMGs können praktisch in jeder beliebigen Richtung und um praktisch jeden beliebigen Winkel gedreht werden und verwenden keinen Steuermechanismus des Hebeschraubentyps. Die Kardanrahmen sind teuer und schwer und sind dennoch nicht sehr beständig. Wie bereits zuvor erwähnt, erzeugt die vorliegende Hebeschraubanordnung gemäß der vorliegenden Ausführungsform eine steife Montierung der Schwungräder, wodurch eine begrenzte Drehung für das Array erzeugt wird. Dies erzeugt eine Situation, die ähnlich zu einer begrenzten Drehung einer steifen Kardanvorrichtung hohen Drehmoments ist. Die vorliegende Hebeschraubenanordnung ermöglicht es dem System noch, sich zu drehen oder den Raumflugkörper um große Winkel zu drehen. Es ist jedoch nicht erforderlich, die Räder schnell zu drehen oder den Raumflugkörper mit einer schnellen Rate zu drehen.
Wie oben angegeben, verwendet die vorliegende Erfindung zwei Schwungräder, die parallel zueinander und zu der Nickachse des Raumflugkörpers montiert sind, wie es in 1 und 2 ange geben ist. Die funktionelle Architektur eines repräsentativen Lagesteuersystems ist in einem Blockdiagramm in 3 gezeigt.
Wie in 3 gezeigt, wird die Steuerung des Raumflugkörpers durch einen Computer oder einen Steuerprozessor (spacecraft control processor SCP) 50 für einen Raumflugkörper erzeugt. Der SCP führt eine Anzahl von Funktionen durch, die u. a. eine Post-Ausschusssequenz, eine Transferumlaufbahn-Verarbeitung, eine Erfassungssteuerung, eine Positionsstabilisierungssteuerung, eine Normalmodussteuerung, eine Antriebssteuerung, einen Fehlerschutz und eine Systemunterstützung des Raumflugkörpers einschließen können. Die Post-Ausschusssequenz kann ein Initialisieren zu einem Zustimmungsmodus und einer Triebwerk-Aktiv-Darstellungs-Steuerung (TANC) umfassen. Die Transferumlaufbahn-Verarbeitung kann eine Lagedatenverarbeitung, eine Triebwerksimpulsfeuerung, Perigäumsunterstützungsmanöver und eine Triebwerkszündung eines Flüssigkeitsapogäumsmotors (liquid apogee motor LAM) umfassen. Die Erfassungssteuerung kann eine Leermodussequenz, eine Sonnensuch-Erfassung und eine Erdsuch-Erfassung umfassen. Die Positionsstabilisierungssteuerung kann eine Automodussequenz, eine Kreiselkalibrierung, eine Positionsstabilisierungslagesteuerung und einen Übergang nach Normal umfassen. Die Normalmodussteuerung kann eine Lageschätzung, eine Lage- und Solararraysteuerung, eine impulsausgerichtete Steuerung, ein magnetisches Moment und einen Triebwerkimpulsabfall (H-Abfall) umfassen. Die Antriebssteuerung kann eine Solarzellensteuerung und eine Reflektorpositionierungssteuerung umfassen. Die Unterstützung des Steuersystems des Raumflugkörpers kann eine Bahnverfolgung und eine Befehlsverarbeitung, ein Batterieladungsmanagement und eine Druckwandlerverarbeitung umfassen.
Eine Eingabe in den Steuerprozessor 50 des Raumflugkörpers erfolgt von einer Anzahl von Komponenten des Raumflugkörpers und von Subsystemen, wie z. B. einem Transferumlaufbahn-Sonnensensor 52, einem Sonnenerfassungssensor 54, einer Trägheitseinheit 56, einem Erdumlauftransfersensor 58, einem betrieblichen Erdumlaufbahnsensor 60, einem weitwinkligen Sonnensensor 62 im Normalmodus und einem Magnetometer 64.
Der SCP 50 erzeugt Steuersignalbefehle 66, die an eine Befehlsdekodiereinheit 68 gerichtet sind. Die Befehlsdekodiereinheit betreibt das Lastabwurfsystem und das Batterieladesystem 69. Die Befehlsdekodiereinheit sendet auch Signale an die magnetische Drehmomentssteuereinheit 70 (magnetic torque control unit, MTCU) und die Momentspule 72.
Der SCP 50 sendet auch Steuerbefehle 74 an die Triebwerksventilsteuereinheit 76, die wiederum die Triebwerke 78 des Flüssigkeitsapogäumsmotors (LAM) und die Lagesteuertriebwerke 80 steuert.
Radmomentbefehle 82 werden von dem SCP erzeugt und an die Radgeschwindigkeitselektronik 84 und 86 gesendet. Dieser Effekt führt zu einer Änderung der Radgeschwindigkeiten der Räder 24 bzw. 30. Die Räder können auch mit der gleichen oder einer unterschiedlichen Geschwindigkeit und in der gleichen oder der anderen Richtung schnell gedreht werden. Es wird auch die Geschwindigkeit der Räder 24 und 30 gemessen und an den SCP mittels eines Rückkopplungssteuersignals 88 rückgekoppelt.
Der Steuerprozessor des Raumflugkörpers sendet auch Hebeschraubensteuersignale 90 an die Lageplattformen 92 und 94 der Schwungräder 24 bzw. 30. Diese Signale steuern die Operation der Hebeschrauben individuell und somit den Betrag der Neigung der Schwungräder. Die Position der Hebeschrauben dann durch ein Befehlssignal 96 an den Steuerprozessor des Raumflugkörpers rückgekoppelt. Die Signale 96 werden auch an die Telemetriekodiereinheit 98 und wiederum an die Bodenstation 100 gesendet.
Der SCP 50 sendet des Weiteren Steuersignale an den nördlichen Solarflügelantrieb 102 und den südlichen Solarflügelantrieb 104 sowie an den östlichen Reflektorpositionierungsmechanismus (RPM) 106 und den westlichen RPM 108. Die Stellung der zwei Solarflügel und der zwei Reflektoren wird auch in die Telemetriekodiereinheit 98 und wiederum in die Bodenstation 100 eingespeist. Der SCP kommuniziert mit den Solarflügelantrieben 102 und 104, um die Solarzellen 14N und 14S so geeignet zu stellen, dass eine Energiespeicherung und eine Energiewiedergewinnung richtig verwaltet wird.
Der Steuerprozessor des Raumflugkörpers sendet auch Steuersignale 110 an die Telemetriekodiereinheit 98, die wiederum Rückkopplungssignale 112 an den SCP sendet. Diese Rückkopplungsschlaufe, genauso wie die bereits beschrieben anderen Rückkopplungsschlaufen zu dem SCP, unterstützt die Gesamtsteuerung des Raumflugkörpers. Der SCP kommuniziert mit der Telemetriedekodiereinheit 98, die die Signale von verschiedenen Komponenten und Subsystemen des Raumflugkörpers empfängt, die aktuelle Betriebsbedingungen angeben, und überträgt sie dann zu der Bodenstation 100.
Die Radantriebselektronik 84, 86 empfängt Signale von dem SCP und steuert die Umlaufgeschwindigkeit der Schwungräder. Wie oben angegeben, können die Räder entweder in der gleichen Richtung oder in der entgegengesetzten Richtung, wie erforderlich, mit der gleichen oder einer unterschiedlichen Geschwindigkeit angetrieben werden. Die Hebeschraubensteuersignale 90 richten die Orientierung des Drehimpulsvektors der Räder 24 und 30 aus. Dies passt variierende Grade einer Lagesteueragilität an und passt eine Bewegung des Raumflugkörpers an, wie gefordert.
Zwei Grundfunktionen des Raumflugkörpers werden gleichzeitig durch die vorliegende Erfindung erzielt. Erstens werden Lagesteuermomente des Raumflugkörpers durch ein Befehlen einer Beschleunigung um die Radspinachse (Nickachse) und durch Ausüben eines Moments auf die transversale Kardanrahmenachse (Rollachse/Gierachse) ermöglicht. Dies passt eine großwinklige Null-Impuls-Lenkung an. Zweitens wird ein Impulsmanagement, primär eine Speicherung eines Impulses, der durch Störmomente der Umgebung akkumuliert ist, durch Anpassen der Differenzgeschwindigkeit der zwei Schwungräder um ihre Spinachsen und durch geeignetes Neigen einer oder beider Räder um die Querachse ermöglicht. Große Impuls-Änderungen können durch schnelles Drehen beider Räder in der gleichen Richtung bewirkt werden. Dieses Impulsmanagement wird sowohl bei einer großen impulsausgerichteten Lenkung als auch einer großwinkligen Null-Impuls-Lenkung erzielt.
Das vorliegende Array aus zwei Schwungrädern ermöglicht eine große dreiachsige Winkellagelenkung, bei der die Impulsvektoren der zwei Räder bei der nominellen Orientierung parallel zueinander orientiert sind und bei der beide Räder kardanisch um die zwei orthogonalen Achsen aufgehängt sind, die gegenseitig normal zu der nominellen Spinachse orientiert sind.
Die Impuls-Geometrie für ein solches Array ist in 4 gezeigt. Die Impulsvektoren müssen zwangsläufig entgegengesetzt orientiert sein und dürfen nicht durch Null gehen.
Die Impulsgleichungen des Arrays können wie folgt beschrieben werden: h1cosΘ = h0 + Δh3/2 (1) h2cosΘ = h0 – Δh3/2 (2) h1sinΘ + h2sinΘ = ΔhT (3)
In den Gleichungen (1)–(3) gibt es vier Unbekannte, nämlich h₀, h₁, h₂ und Θ. Da es drei Gleichungen und vier Unbekannte gibt, muss eine weitere Bedingung eingeführt werden oder eine der Variablen muss spezifiziert werden. Falls der maximale Kardanwinkel Θ spezifiziert ist, ergibt in dieser Hinsicht ein Substituieren von h₁ und h₂ aus den Gleichungen (1) und (2) in die Gleichung (3) das Folgende: h0 ≥ ΔhT/(2tanΘ) (4)während es erforderlich ist, dass h2, die kleinere Radimpulsgröße, positiv bleibt.
In dieser Hinsicht kann h₂ wie folgt definiert werden: h2 = ΔhT/(2sinΘ) – Δh3/(2cosΘ) ≥ 0 ⇒ tanΘ ≤ ΔhT/Δh3 ⇒ Θ ≤ tan–1[ΔhT/Δh3] (5)
Anderenfalls gilt, wenn man Δh₃ festhält: h2 = [h0 – Δh3/2]/cosΘ ≥ 0 ⇒ h0 ≥ Δh3/2. (6)
Somit gilt zusammenfassend
Die Maximalimpulskapazität eines Rads ist:
Falls Δh₃ so überwiegt, dass die zweite Ungleichheitsbeschränkung für ein gewähltes Maximum Θ hält, dann ist der maximale Impuls h_max abhängig von Θ. Falls jedoch Δh_T überwiegt, gibt es ein Maximum Θ, das h_max minimieren wird. Dieser Minimierungswert ist die Lösung von:
wobei der Bruch bei dem Wert, der beide Beziehungen erfüllt, d. h. Δh_T/Δh₃ = 1.27 = tan 51.8 = tanΘ = tan²ΘsinΘ ist.
Die obigen Abmessungsverhältnisse für das doppelt kardanisch aufgehängte Array aus zwei Schwungrädern ermöglicht die Auswahl der Größe der Schwungräder und des Betrags der Winkelbewegung der Räder in dem Raumflugkörper.
Das Abmessungsverhältnis und die Gleichungen für eine impulsausgerichtete Lenkungsanwendung, bei der beide Schwungräder in der gleichen Richtung schnell gedreht werden, sind bekannt und müssen hier nicht wiederholt werden.
Für eine breite Hülle von Situationen kann das Array aus zwei Schwungrädern gemäß der vorliegenden Erfindung einen Impuls effizienter speichern und ein Moment effizienter ausüben als eine klassische Reaktionsradpyramide aus drei oder vier Rädern. Der Punkt, bei dem der maximale Arrayimpuls eines kardanisch aufgehängten Paars aus zwei Rädern gleich dem maximalen Impuls bei dem Array aus drei Rädern bei einem 90°-Pyramidenarray aus vier Rädern für die sphärische Impulsumhüllung ist, ist durch die folgende Gleichheitsbedingung gezeigt:
wobei der rechte Ausdruck unter Verwendung von β = 41.7° aus der unter Verwendung der Minimierungsbeziehung tan³β = 1/√2 minimiert wurde, die für die Pyramidengeometrie gilt. In Gleichung (10) ist Θ der Maximalwinkel oder der Ausschluss, dass die Schwungräder geneigt werden können, und β ist der fixierte Winkel, bei dem das Rad montiert ist. Wenn die Gleichung gelöst ist, sind die Impulse in den zwei Arrays gleich bei Θ = 23,5°. Dies ist der Punkt, bei dem das Array aus zwei Rädern die glei che Impulsspeicherkapazität wie ein Array aus drei Rädern aufweist.
Das Impulsmanagement gemäß der vorliegenden Erfindung wird nachfolgend gezeigt. Für eine impulsausgerichtete Lagelenkkonstruktion wird ein Rad bzw. werden beide Räder in der gleichen Richtung schnell gedreht, während für Null-Impuls-Anwendungen die Räder entgegengesetzt schnell rotiert werden. Ein typischer ausgerichtetes Impuls beträgt z. B. 50 Fuß pro Sekunde (ft-lb-sec) [67,8 Nms]. Zum Speichern einer Nickwinkel-Impuls-Speicherung auf Grund von Impulsen aus der Umgebung, typischerweise 1 bis 10 ft-lb-sec, wird die Größe der Radgeschwindigkeit leicht nach oben oder unten angepasst. Für die Situation mit entgegengesetztem schnellen Drehen mit ausgerichtetem Null-Impuls wird eine kleine Differenzgeschwindigkeit errichtet. Ein gespeicherter Roll/Gier-Drehimpuls in Achsen, die orthogonal zu der nominellen Spinachse des Rads orientiert sind, wird mittels Neigens des Rads um einen kleinen Betrag im Rumpf des Raumflugkörpers gespeichert. Um einen transversalen Impuls zu speichern, der mit dem Nickbeispiel von 10 ft-lb-sec [13,56 Nms] vergleichbar ist, sollten die Räder um 5 bis 10° geneigt werden.
Analytische Raumflugkörper-Steuermodelle der Lagelenkung gemäß der vorliegenden Erfindung sind in 5 und 6 gezeigt. Wie angegeben, kann das Array aus zwei Rädern gemäß der vorliegenden Erfindung für eine dreiachsige Lagelenkung des Raumflugkörpers verwendet werden. Eine Lageerfassung wird vorausgesetzt, die durch einige gemeinsam ausgeübte Komponenten von Raumflugkörper-Lagesensoren vorgesehen werden, wie z. B. Kreiseln und/oder Erd-, Sonnen- oder Sternsensoren. Für eine Nick lenkung üben die Schwungrad-Spinmotoren ein Moment auf das Rad aus und reagieren auf den Raumflugkörper, um ein Nicklenkmoment vorzusehen.
Ein analytisches Modell der Nickdynamik des Raumflugkörpers und der Radspindynamik ist in 5 gezeigt. Ein Nickzeigebefehl Θ_2c wird durch den Steuerprozessor 50 des Raumflugkörpers (SCP) erzeugt und in einen Summierblock 200 eingegeben. Die Ausgabe des Summierblocks 200 wird bei einem Block 202 mit einem Skalierungsfaktor K_T multipliziert. Der Momentbefehl T_2c wird dann durch die nominelle Radträgheit J bei einem Block 204 geteilt, um δν_c zu erzeugen, was die notwendige Änderung der Radgeschwindigkeit darstellt, um die erforderliche Nickausrichtung zu erzielen. Der Skalierungsfaktor K_T wird zusammen mit den Befehlen Θ_2c, 1/J_S und δν_c durch den SCP erzeugt.
Die Änderung der Radgeschwindigkeit wird dann an das erste Rad und das zweite Rad gerichtet, um die gewünschten Radgeschwindigkeiten ν₁ bzw. ν₂ sicherzustellen. Hinsichtlich des zweiten Rads berechnet ein Summierblock 206 die Summe von δν_c, Δν_c und einer negativen Rückkopplung, die durch G₂(s) 208 vorgesehen wird, wobei Δν_c der impulsausgerichtete Befehl ist und die Änderung der Radgeschwindigkeit repräsentiert, um den richtigen ausgerichteten Impuls aufrechtzuerhalten, der Null sein kann. Die Ausgabe des Summierblocks 206 wird mit einem Skalierungsfaktor K₂ bei einem Block 207 multipliziert, um den Geschwindigkeitsbefehl an das zweite Rad in einen geeigneten Strombefehl umzuwandeln. Zur gleichen Zeit, wie bei dem ersten Rad, berechnet ein Summierblock 210 die Summe von δν_c, Δν_c und eine negative Rückkopplung, die durch G₁(s) 212 vorgesehen wird. Die Ausgabe des Summierblocks 210 wird mit einem Skalierungsfaktor K₁ (Block 211) multipliziert, um den an das erste Rad gerichteten Geschwindigkeitsbefehl in einen geeigneten Strombefehl umzuwandeln.
K₁ und K₂ sind die Strommomentverstärkungen für das erste Rad bzw. das zweite Rad. Der G₁(s) und der G₂(s) sind hochbandige Breitenkompensationssteuerungen.
Die Strombefehle von den Summierblöcken 206 und 210 werden, wenn sie mit den Strom/Moment-Verstärkungen für beide Räder multipliziert werden, auch beide an einen Summierblock 213 geliefert. Die Ausgabe des Summierblocks 213 wird dann durch die Nickträgheit I₂₂ geteilt und integriert, um die Winkelgeschwindigkeit ω₂ zu erzeugen. Die Winkelgeschwindigkeit ω₂ wird dann bei einem Block 216 integriert, um den Nickwinkel Θ₂ des Raumflugkörpers zu erzeugen.
Die Nicklage Θ₂ wird bei einem Block 218 durch einen Kompensationscontroller F₂₂(s) geändert, um die Änderungsrate des Nickwinkels Θ .₂ zu erzeugen. Diese Lagemessung wird dann als negative Rückkopplung an einen Summierblock 200 geliefert. Dies ermöglicht es dem System, eine feine Anpassung durchzuführen, um den Nickwinkel Θ₂ des Raumflugkörpers gleich dem Nickzeigebefehl Θ₂ zu machen.
Weiterhin Bezug nehmend auf 5 wird der Strombefehl von einem Block 207 mit dem Drehmoment T₂ für das zweite Rad multipliziert und bei einem Block 220 integriert, um einen Impuls h₂ des zweiten Rads zu erzeugen. Der Impuls h₂ wird dann bei einem Block 222 durch die entsprechende Energieradträgheit J₂ geteilt, um eine Geschwindigkeit ν₂ zu erzeugen. Folglich wird das zweite Rad mit der Geschwindigkeit ν₂ schnell gedreht.
Zur gleichen Zeit wird der aus einem Block 211 resultierende Strombefehl mit dem Moment T₁ für das erste Rad multipliziert. Dieses Signal wird dann bei einem Block 224 integriert, um einen Impuls h₁ des ersten Rads zu erzeugen. Der Impuls h₁ wird dann durch die entsprechende Energieradträgheit J₁ für das erste Rad bei einem Block 226 geteilt, um eine Geschwindigkeit ν₁ zu erzeugen. Das erste Rad wird dann mit dieser Geschwindigkeit schnell gedreht.
Um eine Roll-/Gier-Lagelenkung zu implementieren, wird ein Rad bzw. werden beide Räder um ihre transversale Kardanachse geneigt. Dies dreht die Drehimpulsvektoren in dem Rumpf und somit wird unter Überwachung einer Beibehaltung des Drehimpulses ein Impuls auf den Rumpf des Raumflugkörpers übertragen. Ein analytisches Modell für diese transversale Achsensteuerung ist in 6 zu sehen, die ein Blockdiagramm der Rolllage und ein Radkardansteuerungssystem für den Raumflugkörper zeigt. Da die Gierlage und die Radsteuerung identisch zu der Rolllage und der Radsteuerung sind, muss es nicht getrennt gezeigt werden.
Bezug nehmend auf 6 wird der Rollzeigebefehl Θ_1c durch den SCP erzeugt und als Eingabe an einen Summierblock 300 angelegt. Die Ausgabe aus dem Summierblock 300 wird dann in einen Verstärkungsmultiplikator 302 für das erste Rad und einen Verstärkungsmultiplikator 304 für das zweite Rad eingespeist.
Die Ausgänge der Blöcke 302 bzw. 304 werden dann in Summierblöcke 306 und 308 für das erste Rad bzw. das zweite Rad eingespeist. Die Summierblöcke 306 und 308 fügen das Produkt der geschätzten Rate einer Impulsänderung ĥ₁ hinzu, das mit dem geschätzten Radneigungswinkel als ν ^₁ multipliziert wird, um die Radneigungsrate als ν . für jedes Rad zu erzeugen. Diese werden durch die Symbole ν .₁ und ν .₂ in 6 gezeigt. Die Summierung bei diesen vorwärts eingespeisten Kompensationstermen bei 306 und 308 muss in weniger agilen oder bei Anwendungen geringerer Präzision nicht erforderlich sein. Die zwei Radneigungsraten für die zwei Räder werden dann getrennt bei Blöcken 310 und 318 integriert, um die Neigungswinkel für die zwei Räder ν₁ bzw. ν₂ zu erzeugen.
Die Radneigungswinkel ν₁ und ν₂ werden bei Blöcken 312 und 320 mit den Impulsänderungsraten auf Grund eines Radmoments, nämlich ḣ₁ bzw. ḣ₂, multipliziert. Die Impulsänderungsrate auf Grund eines Radmoments wird durch die Nicksteuerungsdynamik erzeugt. Blöcke 316 und 324 multiplizieren die Radneigungsraten ν .₁ und ν .₂ mit den entsprechenden Radimpulsen h₁ bzw. h₂, um das gewünschte Steuermoment zu erzeugen. Die Ergebnisse werden dann vorwärts in die Summierblöcke 314 bzw. 322 eingespeist.
Die Ausgabe des Summierblocks 314 ist das Moment M₁, das durch das erste Rad erzeugt ist. Auf ähnliche Weise ist die Ausgabe des Summierblocks 322 das Moment M₂, das durch das zweite Rad erzeugt wird. Die Ausgabemomente M₁ und M₂ werden dann bei einem Summierblock 324 kombiniert, um ein Ausrichtungssteuermoment L₁ zu erzeugen.
Das gerichtete Moment L₁ wird durch die Rollträgheit I₁₁ bei einem Block 330 geteilt und dann bei einem Block 332 integriert. Das erzeugte Ergebnis ist der gerichtete Rollzeigewinkel θ₁ für den Raumflugkörper. Immer noch Bezug nehmend auf 6 wird auch der Rollwinkel θ₁ des Raumflugkörpers zurück durch den Block 334 gespeist, der die Rate der Rollwinkeländerung θ₁ erzeugt. Diese Eingabe wird dann als eine negative Rückkopplung in einen Summierblock 300 eingespeist. Dies ermöglicht es dem System, feine Anpassungen durchzuführen, um den Rollwinkel θ₁ des Raumflugkörpers gleich dem Rollzeigebefehl θ_1c zu machen.
Wenn es keinen gerichteten Impuls gibt, kann eine Lenkung durch kardanisches Aufhängen eines Rads beeinflusst werden oder es kann zweimal der Einfluss durch kardanisches Aufhängen der zwei Räder in der gleichen Richtung als Paar erzielt werden. Wenn ein gerichteter Impuls durch schnelles Drehen beider Räder in der gleichen Richtung angewendet wird, können die Räder als eingerastetes Paar für einen Maximalmomenteinfluss kardanisch aufgehängt werden oder einfach für eine genauere Ausrichtungsauflösung.
Um den Null-Impuls-Fall mit zwei Rädern mit einem numerischen Beispiel zu veranschaulichen, lässt man jedes Rad einen Impuls H = 50 ft-lb-sec [67,8 Nms] und lässt den Raumflugkörper ein Rollmoment und ein Giermoment mit einer Trägheit I₁₁ = I₃₃ = 4000 slug-ft² [5,32 · 10⁴ Nm²] haben. Kardanisches Aufhängen der Räder um die Gierachse um einen Winkel von 5° wird Rollraten des Raumflugkörpers von 0,062°/Sekunde und 0,125°/Sekunde hervorrufen, wenn sie einfach bzw. als Paar kardanisch aufgehängt sind. Die niedrigere Rate ist beispielsweise für eine Sonnen- Nadir-Gierlenkung ausreichend. Die höhere Rate ist für großwinklige Erderfassungs-Lagemanöver geeignet.
Zusammenfassend kann gesagt werden, dass ein Verfahren und ein System für ein Lagelenk- und Impulsmanagement für einen Raumflugkörper 10 vorgesehen ist, die über einen breiten Bereich einer Umlaufbahnhöhe und von Neigungsparametern und einen ähnlich breiten Bereich von Missionslenkprofilen geeignet sind. Das System verwendet zwei aktive Schwungräder 24, 30, die mit ihren Spinachsen nominell mit der Nickachse P des Raumflugkörpers ausgerichtet positioniert sind. Jedes Rad wird durch Antriebe 40, 42 des Hebeschraubentyps gedreht, die es erlauben, den Drehimpuls zu neigen (z. B. innerhalb des Bereichs 0 bis 45° aus der nominellen Ausrichtung relativ zu dem Rumpf 12 des Raumflugkörpers). Der Steuerprozessor 50 des Raumflugkörpers erzeugt Radmomentbefehle für die Radgeschwindigkeitselektronik und Hebeschraubensteuerbefehle für die Lageplattformen 92, 94, um die Geschwindigkeit und den Neigungsbetrag der Schwungräder 24, 30 anzupassen. Die Erfindung ermöglicht ein Array aus zwei Schwungrädern, das eine Verwendung von entweder einer impulsgerichteten Lenkung oder einer großwinkligen Null-Impuls-Steuerung ermöglicht und mehrfache Umlaufbahngeometrien und variierende Grade einer Lagelenkagilität anpasst.
Obwohl besondere Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung in den beigefügten Zeichnungen veranschaulicht und in der vorangehenden detaillierten Beschreibung beschrieben wurden, ist es klar, dass die vorliegende Erfindung nicht auf die offenbarten Ausführungsformen beschränkt ist, sondern dass sie zahlreichen Neuanordnungen, Modifikationen und Substitutionen zugänglich sind, ohne den Schutzbereich der nachfolgenden Ansprüche zu verlassen.

Claims

Lagelenk- und Impulsmanagementsystem für einen Raumflugkörper (10), der einen Rumpf (12) und eine erste Achse (P) aufweist, wobei das System aufweist: ein erstes aktives Schwungrad (24), das innerhalb des Rumpfes (12) anzuordnen ist und um eine erste Spinachse herum drehbar ist, die mit der ersten Achse (P) im Wesentlichen ausrichtbar ist, wobei eine Rotation des ersten Schwungrades (24) einen ersten Impuls (h₁) erzeugt, der entlang der ersten Spinachse gerichtet ist; ein zweites aktives Schwungrad, das innerhalb des Rumpfes (12) anzuordnen ist und das um eine zweite Spinachse herum drehbar ist, die mit der ersten Achse (P) im Wesentlichen ausrichtbar ist, wobei eine Rotation des zweiten Schwungrades (30) einen zweiten Impuls (h₂) erzeugt, der entlang der zweiten Spinachse ausgerichtet ist; erste Montagemittel (40) zum Montieren des ersten Schwungrades (24) in dem Rumpf (12), wobei die ersten Montagemittel (40) das Neigen des ersten Schwungrades (24) um zwei Achsen herum steuern, die orthogonal zu der ersten Spinachse orientiert sind; zweite Montagemittel (42) zum Montieren des zweiten Schwungrades (30) in dem Rumpf (12), wobei die zweiten Montagemittel (42) das Neigen des zweiten Schwungrades (30) um zwei Achsen herum steuern, die orthogonal zu der zweiten Spinachse orientiert sind; und einen Prozessor (50), der in Verbindung mit dem ersten und dem zweiten Schwungrad (24, 30) und den ersten und den zweiten Montagemitteln (40, 42) steht, zum Steuern des Neigens der ersten und der zweiten Spinachse und der Umlaufgeschwindigkeit des ersten und des zweiten Schwungrades (24, 30), wobei der Prozessor (50) die Umlaufgeschwindigkeit und das Neigen des ersten und des zweiten Schwungrades (24, 30) für einen gewünschten Umlaufbahn-Lagelenkvorgang bei Null-Impuls steuert, dadurch gekennzeichnet, dass der Prozessor (50) ferner die Richtung der Rotation des ersten und des zweiten Schwungrades (24, 30) steuert, und zwar in dem Verlaufe des Erreichens des gewünschten Umlaufbahn-Lagelenkvorganges, die ersten und die zweiten Montagemittel (40, 42) jeweils das Neigen ihres jeweiligen Schwungrades (24, 30) unter Abdeckung eines Bereiches von 0° bis 45° steuern, um so einen agilen Umlaufbahn-Lagelenkvorgang zu ermöglichen, derart, dass das System dazu in der Lage ist, einen gewünschten Umlaufbahn-Lagelenkvorgang durchzuführen, der auswählbar ist aus der Gruppe, die aus einem impulsausgerichteten Lenkvorgang und einem Lenkvorgang bei Null-Impuls besteht, wobei mehrfache Umlaufbahn-Geometrien und variierende Grade der Lagelenkagilität angepasst werden.
System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten und die zweiten Montagemittel (40, 42) jeweils Kardangelenkmittel aufweisen.
System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten und die zweiten Montagemittel (40, 42) jeweils flexible Gelenkmittel (40, 42) mit einem Freiheitsgrad von zwei aufweisen.
System nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten und die zweiten Montagemittel (40, 42) jeweils einen Hebeschrauben-Mechanismus (44, 46, 48) aufweisen.
System nach Anspruch 1, zur Verwendung beim Lenken bzw. Lagesteuern eines Rumpfes (12), der drei wechselseitig orthogonale Achsen (P, R, Y) aufweist, einschließlich einer Nickachse (P), einer Rollachse (R) und einer Gierachse (Y), gekennzeichnet durch die Tatsache, dass das erste aktive Schwungrad (24) innerhalb des Rumpfes (12) kardanisch aufgehängt ist und angeordnet werden kann und reversibel um die erste Spinachse herum drehbar ist, die im Wesentlichen mit der Nick-Achse (P) ausgerichtet ist, die Tatsache, dass das zweite aktive Schwungrad (30) innerhalb des Rumpfes (12) kardanisch aufgehängt ist und angeordnet werden kann und um die zweite Spinachse herum reversibel drehbar ist, die im Wesentlichen mit der Nick-Achse (P) ausgerichtet ist, und die Tatsache, dass der Prozessor (50) mit dem ersten und dem zweiten kardanisch aufgehängten Schwungrad (24, 30) in Verbindung steht, zum Steuern der Ausrichtung der ersten und der zweiten Spinachse, um einen Lagelenkvorgang zu bewirken, und der Geschwindigkeit und der Richtung der Rotation des ersten und des zweiten kardanisch aufgehängten Schwungrades (24, 30), um ein Impuls-Management zu bewirken, wobei das erste und das zweite Schwungrad (24, 30) durch Hebeschrauben-Mechanismen (44, 46, 48) kardanisch aufgehängt sind, und zwar innerhalb eines Bereiches von 0° bis 45° gegenüber der Nick-Achse (P).
Verfahren zum Erzielen mehrfacher Umlaufbahn-Geometrien und variierender Grade von Lagelenkvorgängen eines Raumflugkörpers mittels eines Arrays (24, 30) aus zwei aktiven Schwungrädern, wobei das Verfahren dazu in der Lage ist, einen gewünschten Umlaufbahn-Lagelenkvorgang durchzuführen, der ausgewählt ist aus der Gruppe, die aus einem impulsausgerichteten Lenkvorgang und einem Lenkvorgang bei Null-Impuls besteht, wobei mehrfache Umlaufbahn-Geometrien und variierende Grade einer Lagelenkagilität angepasst werden, mit den Schritten: a) Rotieren eines ersten der Schwungräder (24) in einer ersten vorgeschriebenen Richtung und mit einer ersten vorgeschriebenen Geschwindigkeit um eine erste vorgeschriebene Spinachse; b) Rotieren des zweiten der Schwungräder (30) in einer zweiten vorgeschriebenen Richtung und mit einer zweiten vorgeschriebenen Geschwindigkeit um eine zweite vorgeschriebene Spinachse herum; c) Neigen des ersten Schwungrades (24) um einen vorgeschriebenen Betrag innerhalb von 0° bis 45° gegenüber der ersten Spinachse; d) Neigen des zweiten Schwungrades (30) um einen vorgeschriebenen Betrag innerhalb von 0° bis 45° gegenüber der zweiten Spinachse; e) Messen einer Rolllage und einer Nicklage des Raumflugkörpers, und zwar unter Verwendung von Raumflugkörpersensoren und unter Bildung entsprechender Roll- und Nickmesssignale; f) Erzeugen von Befehlssteuersignalen für die Roll- und die Nicklage, und zwar für ein Lagelenkmanöver; g) Erzeugen von Drehmomentbefehlen (82); h) Anlegen der Drehmomentbefehle (82) an eine Manöversequenzlogik (84, 86), um die Lage des Raumflugkörpers (10) zu ändern, indem jedem des ersten und des zweiten Schwungrades die erforderliche Geschwindigkeit und Drehrichtung vorgeschrieben wird, und indem ferner der Betrag des Neigens vorgeschrieben wird, der an das erste und das zweite Schwungrad anzulegen ist.
Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Neigen des ersten und des zweiten Schwungrades (24, 30) mittels Hebeschrauben-Mechanismen (40, 42) erzielt wird.
Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass das erste und das zweite Schwungrad jeweils doppelt kardanisch aufgehängte Steuerbewegungskreisel (24, 30) sind.