DE69700801T2 - Verfahren zur Kopositionierung von Satelliten - Google Patents
Verfahren zur Kopositionierung von SatellitenInfo
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Description
- Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein geostationäre Satelliten und insbesondere eine Satelliten-Lageerhaltung.
- Fig. 1 zeigt einen Satelliten 20 in einer geostationären Umlaufbahn (GEO) 22 um die Erde 24. Der Satellit 20 hat eine Umlaufbahndauer, die der Dauer der Erddrehung entspricht, und eine Umlaufbahnebene, die koplanar zu dem Erdäquator 26 ist. Demgemäß erscheint die Position des Satelliten für alle Erdstationen, beispielsweise die Stationen 30 und 32, die von dem Satelliten gesehen werden können, als fest. Aufgrund dieses Merkmals sind GEO-Satelliten insbesondere bei der Herstellung von Kommunikationsverbindungen, beispielsweise Verbindungen 34 und 36, zwischen solchen Stationen nützlich. Diese Stationen können mit Stationen verbunden werden, die von dem Satelliten 20 nicht gesehen werden, beispielsweise Stationen auf der anderen Erdseite, falls der Satellit Kommunikationsverbindungen zu anderen GEO-Satelliten hat, beispielsweise die Verbindung 38 zu dem Satelliten 40, der eine Verbindung 42 zu einer Erdstation hat.
- Unglücklicherweise ist ein GEO-Satellit Kräften ausgesetzt, die bewirken, daß sich der Satellit aus der GEO- Umlaufbahn bewegt. Diese Kräfte werden durch unterschiedliche Quellen hervorgerufen, die die Gravitationskraft der Sonne und des Monds, die elliptische Form der Erde (Triaxialität; Dreiachsigkeit) und den Strahlungsdruck der Sonne umfassen. Der Vorgang, diesen Kräften entgegenzuwirken, um den Satelliten in seiner GEO-Umlaufbahn zu halten, wird typischerweise als Lageerhaltung bezeichnet.
- Die Lageerhaltung erfordert eine Regelung der Satellitenneigung, der Exzentrizität und des Drifts, wobei die Neigung (Inklination) die Neigung der Umlaufbahnebene des Satelliten zu der Äquatorebene der Erde bezeichnet, die Exzentrizität die Umlaufbahnveränderungen bezüglich der Höhe des Satelliten und die Drift die durchschnittliche Ost-West-Position (geographische Länge) des Satelliten.
- Die Lageerhaltung wurde in vielen GEO-Satelliten durch verschiedene Triebwerkssätze erreicht, die in Nord-Süd- und in Ost-West-Richtung ausgerichtet sind. Die Nord-Süd-Triebwerke erzeugen Nord-Süd-Geschwindigkeitsänderungen (ΔV), um die Neigung zu regeln. Die Ost-West-Triebwerke erzeugen ein Ost-West- ΔV, um die Exzentrizität und die Drift zu regeln. Da diese Triebwerke typischerweise nicht durch den Massenmittelpunkt (Schwerpunkt) des Satelliten gerichtet sind, müssen sie paarweise gezündet werden, was die auf den Satelliten wirkenden Drehmomente auslöscht.
- Ein sich davon unterscheidendes Triebwerksystem wurde in dem US-Patent 5,443,231 beschrieben, das für Bernard Anzel am 22. August 1995 erteilt und auf Hughes Electronics, die Anmelderin der vorliegenden Erfindung, übertragen wurde. Wie in Fig. 2 bei dem Satelliten 20 gezeigt, umfaßt dieses Triebwerksystem 60 vier Triebwerke 62, 64, 66 und 68, die auf der Anti- Nadirseite 70 des Satelliten angebracht sind (die Nadirseite des Satelliten ist die Seite, die zu der Erde hin gerichtet ist).
- Die Triebwerke werden so angeordnet, daß deren Schub durch den Schwerpunkt 72 des Satelliten gerichtet ist. Nord-West- und Nord-Ost-Triebwerke 62 und 64 bilden ein Nord-Triebwerkpaar 74, und Süd-West- und Süd-Ost-Triebwerke 66 und 68 bilden ein Süd- Triebwerkpaar 76. Wie insbesondere in der Darstellung der Ostseite 78 in Fig. 3 dargestellt, sind die Triebwerkpaare 74 und 76 jeweils weg von der Nord-Süd-Achse 80 gekippt. Vorzugsweise sind sie um den gleichen Winkel θ gekippt. Diese Paare sind vorzugsweise so nahe wie möglich an den Nord- und Südenden der Anti-Nadirseite 70 positioniert, um den Winkel θ (beispielsweise im Winkel von 45º) zu reduzieren und damit den Kosinusverlust des Schubs entlang der Nord-Süd-Satellitenachse 80 (Solarzellenflügel 82 drehen sich typischerweise um diese Nord- Süd-Achse) zu reduzieren.
- Wie in der Darstellung der Nordseite 84 in Fig. 4 gezeigt, sind die Triebwerke 62 und 66 seitlich von den Triebwerken 64 und 68 getrennt, und jedes dieser Paare ist um die Nord-Süd- Achse 80 verschwenkt. Vorzugsweise sind sie um den gleichen Winkel α verschwenkt. Der Schwenkwinkel α wird groß genug ausgewählt (beispielsweise 10-12º), um die Exzentrizität des Satelliten zu regeln (wenn dessen Position durch beispielsweise den Strahlungsdruck der Sonne gestört wird).
- Die Position des Satelliten 20 wird typischerweise mit Bezug auf drei orthogonale Komponentenvektoren der geographischen Breite 90, des Radius 92 und der geographischen Länge 94 beschrieben, die in Fig. 2 gezeigt sind. Von dem Triebwerksystem 60 aufgebrachte Steuerungsschübe verursachen Geschwindigkeitsänderungen, die mit Hilfe von drei orthogonalen ΔV-Komponenten beschrieben werden, nämlich der normalen (senkrechten) 100, der radialen 102 und der tangentialen 104 Komponente, die in Fig. 2 ebenfalls gezeigt sind. Da sie durch den Schwerpunkt 72 des Satelliten gerichtet sind, kann jedes der Triebwerke 62, 64, 66 und 68 eine senkrechte, tangentiale und radiale ΔV-Komponente in dem Satelliten 20 erzeugen.
- Bei einem beispielhaften Steuerungsvorgang, der in Fig. 5 dargestellt ist, werden Nord-Süd-Korrekturen von dem Triebwerksystem (60 in Fig. 2) vorgenommen, um die Neigungsfehler des Satelliten 20 zu kontrollieren. Die meisten Satellitenneigungsfehler (verursacht beispielsweise durch Gravitationswirkungen von Sonne/Mond) treten längs einer Achse 108 auf, die einen aufsteigenden Knoten 110 der Umlaufbahn und einen absteigenden Knoten 112 der Umlaufbahn verbindet, die jeweils plaziert sind bei ungefähr 90º R. A. und ungefähr 270º R. A. (R. A. ist die Rektaszension, die einen Winkel in der Äquatorebene zwischen dem Satelliten und einer Referenzposition der Sonne bei einem Frühlings-Äquinoktium angibt).
- Diese Neigungsfehler sind allgemein positiv am aufsteigenden Knoten 110 der Umlaufbahn und negativ am absteigenden Knoten 112 der Umlaufbahn. Demgemäß wird das Nord-Triebwerkpaar (74 in Fig. 2) in dem Gebiet des aufsteigenden Knotens 110 der Umlaufbahn und das Süd-Triebwerkpaar (76 in Fig. 2) im Gebiet des absteigenden Knotens 112 der Umlaufbahn gezündet. Diese Zündungen treten in Zündungsbögen 114 und 116 auf und erzeugen senkrechte ΔV-Komponenten, um die Regelung der Neigung des Satelliten zu vereinfachen. Die Triebwerke jedes Triebwerkpaars können zusammen gezündet werden, oder alternativ kann das Nord- West-Triebwerk 62 und das Nord-Ost-Triebwerk 64 jeweils vor und nach dem aufsteigenden Knoten 110 der Umlaufbahn gezündet, und kann das Süd-West-Triebwerk 66 und das Süd-Ost-Triebwerk 68 jeweils vor und nach dem absteigenden Knoten 112 der Umlaufbahn gezündet werden.
- Falls die Zünddauern des Nord- und des Süd-Triebwerkpaars 74 und 76 gleich sind, erzeugen sie keine reine radiale ΔV- Komponente, und demgemäß bleibt eine der beiden orthogonalen Komponenten der Umlaufbahnexzentrizität unverändert. Jedoch erzeugen diese nach innen gerichteten radialen Komponenten allgemein eine unerwünschte östliche Driftkomponente.
- Die Nord-Triebwerke 62 bzw. 64 erzeugen positive und negative tangentiale ΔV-Komponenten. Gleichermaßen erzeugen die Süd-Triebwerke 66 bzw. 68 positive und negative tangentiale ΔV- Komponenten. Tangentiale ΔV-Komponenten können somit erzeugt werden, indem die Zünddauern der Triebwerke 62 und 64 voneinander abweichen (in dem Gebiet des aufsteigenden Knotens 110 der Umlaufbahn) und/oder indem die Zünddauern der Triebwerke 66 und 68 voneinander abweichen (in dem Gebiet des absteigenden Knotens 112 der Umlaufbahn).
- Diese tangentialen ΔV-Komponenten erleichtern die Regelung der Satellitenexzentrizitätsfehler entlang der Koordinatenachse 108. Diese tangentialen ΔV-Komponenten erleichtern die Korrektur der Satelliten-Driftfehler (verursacht beispielsweise durch Triaxialitätswirkungen und die zuvor erwähnte Ost-Driftt).
- Zusätzlich können die radialen ΔV-Komponenten erzeugt werden, indem die Zündungsdauer des Triebwerkpaars 74 im Gebiet des aufsteigenden Knotens der Umlaufbahn sich von der Zünddauer des Triebwerkpaars 76 im Gebiet des absteigenden Knotens 112 der Umlaufbahn unterscheidet. Diese radialen Komponenten erleichtern die Regelung der Satellitenexzentrizitätsfehler entlang einer Koordinatenachse 118, die orthogonal zu der Achse 108 ist.
- Somit können Zündungen der Triebwerke 62 und 64 im Gebiet des aufsteigenden Knotens 110 der Umlaufbahn und Zündungen der Triebwerke 66 und 68 im Gebiet des absteigenden Knotens 112 der Umlaufbahn senkrechte, radiale und tangentiale ΔV-Komponenten erzeugen, um die Neigung und die Drift-Fehler des Satelliten und die beiden orthogonalen Komponenten der Satellitenexzentrizitätsfehler (verursacht beispielsweise durch den Strahlungsdruck der Sonne) zu korrigieren.
- Die erforderliche senkrechte ΔV-Komponente zur Regelung der Neigungsfehler kann als ΔVIN ausgedrückt werden, und die erforderliche tangentiale ΔV-Komponente zur Regelung der Drift- Fehler kann als ΔVDT ausgedrückt werden. In gleicher Weise kann die erforderliche tangentiale ΔV-Komponente zur Regelung der Exzentrizitätsfehler entlang der Koordinatenachse 108 als ΔVET und die erforderliche radiale ΔV-Komponente zur Regelung der Exzentrizitätsfehler entlang der Koordinatenachse 118 als ΔVER ausgedrückt werden. Da die radialen ΔV-Komponenten und die tangentialen DV-Komponenten über den Kippwinkel θ und den Schwenkwinkel α trigonometrisch mit den senkrechten ΔV-Komponenten verbunden sind, können diese erforderlichen Regelungskomponenten mittels der senkrechten ΔV-Komponenten an jedem der Triebwerke (62, 64, 66 und 68 in Fig. 2) ausgedrückt werden. Diese Ausdrücke wurden in dem US-Patent 5,443,231 gezeigt:
- wobei eine Triebwerkszünddauer Tp für jedes Triebwerk durch die Gleichung gegeben ist:
- die durch die Erdgeschwindigkeit ωε, die Masse M des Raumfahrzeugs, die Motorschubkraft F und die senkrechte ΔV-Komponente für dieses Triebwerk ausgedrückt ist, wie zuvor gezeigt.
- Das US-Patent 5,443,231 lehrt ferner, daß eine vollständige Umlaufbahnkontrolle auch im Falle eines Triebwerkausfalls noch erhalten bleiben kann. In diesem Fall wird das diagonal von einem ausgefallenen Triebwerk plazierte Triebwerk inaktiviert, und die Steuerschübe werden von dem übrigen diagonalen Paar erzeugt. Die Zündungen der übrigen Triebwerke an dem aufsteigenden Knoten 110 und an dem absteigenden Knoten 112 können die Neigung und die Drift-Fehler regeln, indem die Zündzeitdauer erhöht, beispielsweise verdoppelt wird. Allerdings bleibt die Regelung der Exzentrizität fehlerhaft.
- Dieser Exzentrizitätsfehler in Verbindung mit dem von dem Strahlungsdruck der Sonne verursachten Fehler wird korrigiert, indem jedes der übrigen Triebwerke an einer dritten Umlaufbahnposition gezündet wird. Wie in Fig. 5 dargestellt, wird eine Position 120 in dem Gebiet 180º R. A. verwendet, falls die übrigen Triebwerke die Triebwerke 62 und 68 sind, und an einer Position 122 in dem Gebiet 0º R. A., falls die übrigen Triebwerke die Triebwerke 64 und 66 sind. An der dritten Position wird jedes der restlichen Triebwerke für eine gleich lange Zeitdauer gezündet, die etwa ein Drittel der Zeitdauer ist, die am aufsteigenden und am absteigenden Knoten 110 bzw. 112 verwendet wird.
- Beim Zünden entweder an der Position 120 oder der Position 122 werden die Triebwerke gleiche aber einander entgegengesetzte senkrechte und tangentiale ΔV-Komponenten erzeugen. Jedoch werden sie zusätzliche radiale ΔV-Komponenten erzeugen, um die Exzentrizitätsfehler zu korrigieren.
- Umlaufbahn-"Zellen" auf der GEO-Umlaufbahn (22 in Fig. 1 und 5) werden Kommunikations-Kunden zugewiesen. Die tangentiale Abmessung dieser Zellen liegt allgemein im Bereich von 0,2º geographischer Länge oder etwa 147 km bei einem synchronen Radius. Die senkrechte und die radiale Abmessung jeder Umlaufbahn-Zelle liegt ebenfalls im Bereich von 147 km. Da die Anzahl der GEO-Zellen offensichtlich begrenzt ist und die Kommunikations-Nachfrage ständig steigt, gibt es einen zunehmenden kommerziellen Druck, um mehr als einen Satelliten in einer Umlaufbahn-Zelle zu positionieren, d. h. einen steigenden Druck, um n- Satelliten in einer einzelnen Umlaufbahn-Zelle nebeneinander zu plazieren (kopositionieren).
- Obgleich die Lehre des US-Patents 5,443,231 Verfahren der Lageerhaltung mit einem einfachen System von vier Triebwerken auf einer Anti-Nadirseite des Satelliten vorsieht, spricht es nicht Lageerhaltungsverfahren zur Kopositionierung mehrerer Satelliten an.
- Verschiedene Wege zur Positionierung mehrerer Satelliten in einer einzelnen geostationären Umlaufbahn-Zelle wurden früher vorgeschlagen. Diese Satelliten verwenden typischerweise relativ große Triebwerkspegel zur Lageerhaltung des Satelliten und erfordern damit eine Abstimmung der Manöver zwischen den Satelliten, um sichere Trennabstände zu erreichen. Dies führt zu lästigen Bodenoperationen, die sich verschlimmern, wenn die Anzahl der Satelliten erhöht wird oder wenn menschliche Fehler auftreten.
- US 5,267,167 offenbart ein Verfahren und ein System zum Auffinden einer Formation und zur Erhaltung dieser Formation bei einer Satellitenkonstellation, die einen Hauptkörper umläuft. Eine Menge von Satelliten-Zielpositions- und Zeitzielen werden entsprechend der Satellitenstation in einer gewünschten Konstellation ausgewählt. Der Satellit erfaßt die aktuellen Zielankunftspositionen und Zeiten relativ zu Referenzpositionen unabhängig von der Konstellation und vergleicht diese Werte mit Werten aus der Zielmenge. Korrigierende Manöver werden selektiv abhängig von diesem Vergleich implementiert.
- US 5,506,780 offenbart eine Vorrichtung für eine Umlaufbahnsteuerung von zumindest zwei nebeneinander liegenden geostationären Satelliten. Diese Vorrichtung ermöglicht es, einen Satelliten in einem Toleranzfenster zu halten, das diesem zugewiesen ist. Dieses Toleranzfenster wird bezüglich der geographischen Breite und der geographischen Länge um die senkrechte Position über dem Äquator definiert, wobei die Größe üblicherweise ± 0,05º bis ± 0,1º bezüglich Länge und Breite beträgt.
- Der Aufsatz "Autonomous ring formation for a planar constellation of satellites", Journal of Guidance and Control and Dynamics, Band 18, Nr. 5, Seiten 1215-1217, offenbart ein Verfahren, das eine autonome Formation eines Rings von Satelliten, beispielsweise einen einzelnen Ring von zehn Satelliten, in einer Arbeitshöhe von 400 km und einer Beabstandung voneinander von etwa 36º ermöglicht. Dieses Verfahren verwendet Informationen über den Zwischenabstand der Satelliten, um radiale und quer gerichtete Steuerungsbeschleunigungen mit geringem Schub zu erzeugen.
- FR 2 689 855 A1 offenbart ein Verfahren zur Lageerhaltung von Satelliten in einer geostationären Umlaufbahn. Eine Vielzahl von Satelliten ist innerhalb eines einzelnen Toleranzfensters von etwa 0,2º Länge und Breite positioniert. Um die Lageerhaltung auszuführen, wird einer dieser Vielzahl von Satelliten ausgewählt und mit einem zusätzlichen Navigationssystem ausgestattet. Dieser ausgewählte Satellit bestimmt die Positionen und relativen Geschwindigkeiten jedes der Satelliten. Ferner sind die nicht ausgewählten Satelliten mit Transpondern ausgestattet, deren Signale von dem ausgewählten Satelliten empfangen werden. Auf der Grundlage dieser Daten werden die jeweiligen Korrekturmanöver ausgelöst, um die Satelliten in ihrer richtigen Position zu halten.
- Die vorliegende Erfindung ist auf die Kopositionierung einer Vielzahl von Satelliten in einer einzelnen geostationären Umlaufbahn-Zelle gerichtet. Insbesondere paßt die Erfindung die präzisen Triebwerksysteme und -verfahren aus dem US-Patent 5,443,231 an, um sichere Trennabstände zwischen kopositionierten Satelliten zu erzielen, deren jeder unabhängig von den anderen gesteuert bzw. geregelt wird, was hinsichtlich der Bodenoperationen zu einer großen Vereinfachung führt.
- Bei einer Ausführungsform des Kopositionierungsverfahrens wird eine Umlaufbahn-Zelle in Längsrichtung entlang zumindest einer radial gerichteten Ebene getrennt, um eine Vielzahl von Umlaufbahn-Unterzellen zu bilden, und die Triebwerks-Verfahren aus dem US-Patent 5,443,231 werden eingesetzt, um eine Lageerhaltung von zumindest einem Satelliten innerhalb jeder der Umlaufbahn-Unterzellen durchzuführen.
- Bei einer Erweiterung dieses Verfahrens werden mehrere Satelliten in zumindest einer der Unterzellen gehalten, indem sie entweder in eine Uhrzeigersinnrichtung oder eine Gegenuhrzeigersinnrichtung gerichtet werden, wenn die jeweilige Unterzelle tangential betrachtet wird, und indem jeder der Satelliten in zumindest einer radialen Richtung und einer normalen Richtung (senkrechten Richtung) von den anderen Satelliten dieser Umlaufbahn-Unterzelle auf Abstand gehalten wird.
- Die Lehren dieser Erfindung werden bei Ionenantriebs- Triebwerken umgesetzt, deren geringe Schubkraft und deren großen spezifischen Impulse eine fein-abgestimmte und effiziente Regelung der Satelliten-Drift-, Exzentrizitäts- und Neigungsfehler erleichtern. Bei diesen Triebwerken werden die Zündungen der Erfindung vorzugsweise täglich ausgeführt, um eine geringe tangentiale Abmessung der Umlaufbahn-Unterzellen, beispielsweise etwa 36,8 km (vier Unterzellen in Fig. 6) und sogar etwa 14,7 km (zehn Unterzellen in Fig. 6) zu ermöglichen.
- Die neuen Merkmale der Erfindung kommen insbesondere in den angehängten Ansprüchen zum Ausdruck. Die Erfindung wird am besten durch die nachfolgende Beschreibung verstanden, wenn sie in Verbindung mit den begleitenden Zeichnungen gelesen wird.
- Fig. 1 ist eine perspektivische Ansicht der Erde und einer Vielzahl von Satelliten in einer geostationären Umlaufbahn;
- Fig. 2 ist eine vergrößerte Ansicht eines der Satelliten von Fig. 1, die ein Triebwerksystem darstellt;
- Fig. 3 ist eine Ansicht einer Ostseite des Satelliten von Fig. 2;
- Fig. 4 ist eine Ansicht einer Nordseite des Satelliten von Fig. 2;
- Fig. 5 ist eine Fig. 1 entsprechende Ansicht, die den beispielhaften Betrieb des Triebwerksystems von Fig. 2 darstellt;
- Fig. 6 ist eine perspektivische Ansicht einer geostationären Umlaufbahn-Zelle mit einer Vielzahl von kopositionierten Satelliten in der Umlaufbahn-Zelle gemäß der vorliegenden Erfindung; und
- Fig. 7 ist eine tangentiale Ansicht der geostationären Umlaufbahn-Zelle von Fig. 6, die die Bewegung der kopositionierten Satelliten in einer der Umlaufbahn-Unterzellen der geostationären Umlaufbahn-Zelle zeigt.
- Fig. 6 zeigt eine geostationäre Umlaufbahn-Zelle 140, die eine senkrechte (normale) Abmessung 142, eine radiale Abmessung 144 und eine tangentiale Abmessung 146 besitzt. Die Umlaufbahn- Zelle 140 erstreckt sich senkrecht und radial um die GEO- Umlaufbahn 22 von Fig. 1 und 5. Beispielsweise verläuft die GEO-Umlaufbahn 22 durch die Mitte der Ostseite 148 der Umlaufbahn-Zelle 140. Typischerweise liegt die tangentiale Abmessung 146 der Umlaufbahn-Zelle 140 im Bereich von 0,2º geographischer Länge oder etwa 147 km, und die senkrechte Abmessung 142 und die radiale Abmessung 144 liegen im gleichen Bereich.
- Die Umlaufbahn-Zelle 140 wird durch eine Vielzahl von radial gerichteten Ebenen 150, 152 und 154 geteilt (äquivalent dazu sind diese Ebenen senkrecht ausgerichtet), um eine Vielzahl von Umlaufbahn-Unterzellen (160, 162, 164 und 166) zu bilden. Satelliten 170, 172, 174 und 176 sind jeweils in Unterzellen 160, 162, 164 und 166 positioniert. Erfindungsgemäß umfaßt jeder der Satelliten das Triebwerksystem 60, das in den Fig. 2, 3 und 4 dargestellt ist, und das System wird in einer Weise gezündet, wie dies in Fig. 5 dargestellt ist.
- Aufgrund der Ausrichtung der Triebwerke des Triebwerksystems 60 können sie für jeden der Satelliten 170, 172, 174 und 176 eine erforderliche tangentiale Geschwindigkeitsänderung ΔVDT erzeugen, um die Drift-Fehler zu regeln, eine erforderliche senkrechte Geschwindigkeitsänderung ΔVIN, um die Neigungsfehler zu regeln, eine erforderliche tangentiale Geschwindigkeitsänderung ΔVET, um die Exzentrizitätsfehler entlang der Achse 108 von Fig. 5 zu regeln, und eine erforderliche radiale Geschwindigkeitsänderung ΔVER, um die Exzentrizitätsfehler längs der Achse 118 von Fig. 5 zu regeln. Im Betrieb wird die senkrechte, radiale und tangentiale Geschwindigkeitsänderung in Fig. 6 ausgewählt, um Satellitenpositionsfehler ausreichend zu begrenzen, so daß jeder der Satelliten 170, 172, 174 und 176 in seiner jeweiligen Umlaufbahn-Unterzelle 160, 162, 164 bzw. 166 gehalten wird.
- Obgleich die Lageerhaltungsverfahren der Erfindung mit jeglichem Triebwerk umgesetzt werden können (beispielsweise Festtreibstoff-Triebwerke, Einfachtreibstoff-Triebwerke, wie Hydrazin, und Zweifachtreibstoff-Triebwerke, wie Monomethyl- Hydrazin/Stickstoff(IV)-Oxid und Sauerstoff/Wasserstoff), werden sie vorzugsweise mit Ionenantriebssystem-Triebwerken umgesetzt. Die geringen Schubpegel und die hohen spezifischen Impulse (beispielsweise 2.000-5.000 sec.) der Ionenantriebs- Triebwerke erleichtern eine fein-abgestufte und effiziente Regelung der Satelliten-Drift-, Exzentrizitäts- und Neigungsfehler. Bei Ionenantriebs-Triebwerken können die Zündungen der Triebwerke des Triebwerksystems 60 häufig durchgeführt werden, beispielsweise täglich, um eine präzise Regelung der Satellitenfehler zu erleichtern.
- Aufgrund ihrer Regelungseigenschaften eignen sich Ionenantriebs-Triebwerke besonders zur Begrenzung der Positionsfehler der Satelliten 170, 172, 174 und 176 von Fig. 6 auf kleine Werte (beispielsweise etwa 8 km). Fehler dieser Größenordnung erleichtern die Reduzierung der Unterzellen (beispielsweise der Unterzellen 160, 162, 164 und 166) auf Werte, beispielsweise etwa 36,8 km, die vier Umlaufbahn-Unterzellen entsprechen, oder sogar auf einen Wert, beispielsweise etwa 14,7 km, der zehn Umlaufbahn-Unterzellen entspricht.
- Die Lehren der Erfindung können auf die Lageerhaltung von mehr als einem Satelliten in jeder der Unterzellen 160, 162, 164 und 166 ausgedehnt werden. Beispielsweise ist Fig. 7 eine tangentiale Ansicht der Ostseite 148 der Umlaufbahn-Zelle 140, die Satelliten 190 und 192 darstellt, die beide innerhalb der Unterzelle 166 gehalten werden.
- Im Betrieb werden die Antriebssysteme (60 in Fig. 2, 3 und 4) jedes der Satelliten 190 und 192 gezündet (d. h. die senkrechte, radiale und tangentiale Geschwindigkeitsänderung wird passend ausgewählt), um diese Satelliten in Uhrzeigersinnrichtung oder in Gegenuhrzeigersinnrichtung zu drehen, wenn die Umlaufbahn-Unterzelle 166 tangential betrachtet wird. Bei einer beispielhaften Drehung werden die Satelliten 190 und 192 in Fig. 7 im Gegenuhrzeigersinn gedreht, wie dies durch Pfeile auf dem Satellitenweg 194 angedeutet ist. Zusätzlich werden die Triebwerke gezündet, um die Satelliten 190 und 192 in zumindest einer radialen Richtung oder einer senkrechten Richtung voneinander über die gesamte Zeit zu beabstanden. Beispielsweise sind die Satelliten 190 und 192 in senkrechter und radialer Richtung über den gesamten Weg 194 voneinander beabstandet. Allerdings gibt es einige Punkte längs des Weges 194, wo sie radial aber nicht senkrecht voneinander beabstandet sind, und andere, wo sie senkrecht aber nicht radial beabstandet sind.
- Obgleich die Satelliten 190 und 192 in Fig. 7 als dem gleichen Weg 194 in Gegenuhrzeigersinn folgend gezeigt sind, können sie auch anderen Wegen folgen, solange ihre Drehrichtung die gleiche ist. Beispielsweise wird ein anderer Satellit 196 durch dessen Antriebssystem (60 in Fig. 2) gesteuert, um sich entlang eines unterscheidenden Wegs 198 im Gegenuhrzeigersinn in der Unterzelle 166 zu drehen und in zumindest radialer Richtung oder in senkrechter Richtung von jedem der Satelliten 190 und 192 über die gesamte Zeit beabstandet zu sein. Aufgrund der Wechselwirkung der Neigungs- und der Exzentrizitätsfehler werden die Wege 194 und 198, wie sie in Fig. 7 projiziert sind, eine elliptische Form aufweisen, deren Größe und Orientierung durch die Größe der Fehler bestimmt sind.
- Ein beispielhaftes Satellitentrio 190, 192 und 196 ist in Fig. 7 gezeigt, das in der Unterzelle 166 positioniert werden soll. Mehrere Satelliten können in gleicher Weise in jeder der anderen Unterzellen 160, 162 und 164 positioniert werden. Die gewählte Drehrichtung kann unter den Unterzellen differieren, aber nicht innerhalb einer Unterzelle.
- Die Kopositionierungsverfahren der Erfindung werden vorzugsweise mit dem Triebwerksystem 60 der Fig. 2, 3 und 4 ausgeführt. Zusätzlich werden vorzugsweise Ionenantriebs- Triebwerke verwendet, da deren geringer Schub die senkrechte und radiale Beabstandung zwischen den Satelliten in der gleichen Unterzelle erleichtert. Allerdings können Satelliten mit anderen Triebwerksystemen und Triebwerkstypen ebenfalls in eine Umlaufbahn-Zelle integriert werden, wobei die Satelliten die Kopositionierungsverfahren der Erfindung verwenden.
- Die Lehren der vorliegenden Erfindung adaptieren die präzisen Triebwerksysteme und Verfahren des US-Patents 5,443,231, um zumindest einen Satelliten in jeder Umlaufbahn-Unterzelle einer Vielzahl von in Längsrichtung geteilten Umlaufbahn- Unterzellen zu positionieren. Diese Verfahren vereinfachen die Bodenoperationen, die zur Erzielung sicherer Trennabstände zwischen kopositionierten Satelliten erforderlich sind.
- Während einige beispielhafte Ausführungsformen der Erfindung gezeigt und beschrieben wurden, ergeben sich für den Durchschnittsfachmann eine Vielzahl von Veränderungen und alternativen Ausführungsformen. Solche Veränderungen und alternativen Ausführungsformen werden ins Auge gefaßt und können ausgeführt werden, ohne den Geist und den Rahmen der Erfindung, wie er in den angehängten Ansprüchen definiert ist, zu verlassen.
Claims (10)
1. Verfahren zur Kopositionierung einer Vielzahl von
Satelliten (170, 172, 174, 176; 190, 192, 196) in einer Zelle
(140) einer geostationären Umlaufbahn (Umlaufbahn-Zelle),
welche Zelle eine senkrechte, radiale und tangentiale Dimension
(142, 144, 146) besitzt, wobei jeder der Satelliten (170, 172,
174, 176; 190, 192, 196) eine Nord-Süd-Achse (80), einen
Massenmittelpunkt (72) und eine Anti-Nadir-Seite (80) umfaßt,
wobei das Verfahren die Schritte aufweist:
Aufteilen der Umlaufbahn-Zelle (140) längs einer zumindest
radial gerichteten Ebene (150, 152, 154), um eine Vielzahl von
Umlaufbahn-Unterzellen (160, 162, 164, 166) auszubilden; und
Lageerhalten von zumindest einem der Satelliten (170, 172,
174, 176; 190, 192, 196) innerhalb jeder der Umlaufbahn-
Unterzellen (160, 162, 164, 166), indem für jeden Satelliten
(170, 172, 174, 176; 190, 192, 196) die folgenden Schritte
ausgeführt werden:
a) Positionieren eines Nordwest-Triebwerks (63), eines
Nordost-Triebwerks (64), eines Südwest-Triebwerks
(66) und eines Südost-Triebwerks (68) in dem
entsprechenden Gebiet einer Nordwest-, einer Nordost-,
einer Südwest- und einer Südostecke der Anti-Nadir-
Seite (70), wobei jedes Triebwerk (62, 64, 66, 68)
auf den Massenmittelpunkt (72) gerichtet ist;
b) Kippen des Nordwest-Triebswerks (62) und des
Nordost-Triebwerks (64) weg von der Anti-Nadir-Seite
(72) bezüglich der Nord-Süd-Achse (80);
c) Kippen des Südwest-Triebwerks (66) und des Südost-
Triebwerks (68) weg von der Anti-Nadir-Seite (72)
bezüglich der Nord-Süd-Achse (80);
d) Schwenken des Nordwest-Triebswerks (62) und des
Südwest-Triebwerks (66) in Westrichtung um die Nord-
Süd-Achse (80);
e) Schwenken des Nordost-Triebwerks (64) und des
Südost-Triebwerks (68) in Ostrichtung um die Nord-Süd-
Achse (80);
f) Zünden des Nordost-Triebwerks (62) und des Nordwest-
Triebwerks (64) im Bereich eines ansteigenden
Knotens der Umlaufbahn;
g) Zünden des Südwest-Triebwerks (66) und des Südost-
Triebwerks (68) im Bereich eines absteigenden
Knotens der Umlaufbahn; und
h) Wahl einer ausreichenden Zünddauer für jeden der
Zündschritte, um diese Satelliten (170, 172, 174,
176; 190, 192, 196) innerhalb ihrer jeweiligen
Unterzelle (160, 162, 164, 166) zu halten, wobei die
Zünddauer eine erforderliche tangentiale
Geschwindigkeitsänderung ΔVDT umfaßt, um den Trift-Fehler zu
steuern, eine erforderliche normale
Geschwindigkeitsänderung ΔVIN, um die Neigungsfehler zu steuern,
eine erforderliche tangentiale
Geschwindigkeitsänderung ΔVET, um die Exzentrizitätsfehler längs einer
ersten Achse zu steuern, die den ansteigenden Knoten
der Umlaufbahn mit dem absteigenden Knoten der
Umlaufbahn verbindet, und eine erforderliche radiale
Geschwindigkeitsänderung ΔVER, um die
Exzentrizitätsfehler längs einer zweiten Achse zu steuern, die
orthogonal zur ersten Achse ist.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die Zündschritte die Schritte umfassen:
das Nordwest-Triebwerk (62) und das Nordost-Triebwerk (64)
werden jeweils vor und nach dem ansteigenden Knoten der
Umlaufbahn gezündet; und
das Südwest-Triebwerk (66) und das Südost-Triebwerk (68)
werden jeweils vor und nach dem absteigenden Knoten der
Umlaufbahn gezündet.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch
gekennzeichnet, daß die Kippschritte den Schritt umfassen, der
bewirkt, daß das Nordwest-Triebwerk (62) und das Nordost-
Triebwerk (64) im wesentlichen den gleichen Kippwinkel (0) wie
das Südwest-Triebwerk (66) und das Südost-Triebwerk (68) haben.
4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1-3, dadurch
gekennzeichnet, daß die Schwenkschritte den Schritt umfassen,
der bewirkt, daß das Nordwest-Triebwerk (62) und das Südwest-
Triebwerk (66) im wesentlichen den gleichen Schwenkwinkel (a)
wie das Nordost-Triebwerk (64) und das Südost-Triebwerk (68)
haben.
5. Verfahren nach Ansprüchen 3 und 4, dadurch
gekennzeichnet, daß der Auswahlschritt den Schritt des Einstellens
der Zünddauer umfaßt entsprechend
wobei die Zünddauer ausgedrückt ist mit der Erddrehung ω , der
Masse des Raumfahrzeugs M, der Maschinenschubkraft F und einer
senkrechten Komponente ΔVN, die sich aus den folgenden
Gleichungen ergibt:
6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1-5, dadurch
gekennzeichnet, daß
der Lageerhaltungsschritt den Schritt des Haltens von zwei
oder mehr ausgewählten (190, 192, 196) Satelliten der
Satelliten (170, 172, 174, 176; 190, 192, 196) in jeweils einer (166)
der Unterzellen (160, 162, 164, 166) umfaßt; und
der Auswahlschritt ausgelegt ist, um die folgenden
Schritte für die ausgewählten Satelliten (190, 192, 196) in der
jeweiligen Unterzelle (166) auszuführen:
a) Ausrichten der ausgewählten Satelliten (192, 194,
196), um in eine Richtung im Uhrzeigersinn (194,
198) oder eine Richtung gegen den Uhrzeigersinn zu
drehen, wenn die jeweilige Unterzelle (166)
tangential betrachtet wird; und
b) Beabstanden von jedem der ausgewählten Satelliten
(190, 192, 196) in zumindest einer radialen Richtung
oder einer normalen Richtung gegenüber anderen der
ausgewählten Satelliten (190, 192, 196).
7. Verfahren nach einem der Ansprüche 1-6,
gekennzeichnet durch die weiteren Schritte:
für jeden der Satelliten (170, 172, 174, 176; 190, 192,
196), bei dem das Nordwest-Triebwerk (62) oder das Südost-
Triebwerk (68) ausgefallen ist;
a) Abschalten des anderen Triebwerks des Nordwest-
Triebwerks (62) und des Südost-Triebwerks (68); und
b) Zünden des Nordost-Triebwerks (64) als auch des
Südwest-Triebwerks (66) im Bereich 0º-Rektaszension;
und
für jeden der Satelliten (170, 172, 174, 176; 190, 192,
196), bei dem das Nordost-Triebwerk (64) oder das Südwest-
Triebwerk (66) ausgefallen ist;
a) Abschalten des anderen Triebwerks des Nordost- (64)
und des Südwest-Triebwerks (66); und
b) Zünden sowohl des Nordwest-Triebwerks (62) als auch
des Südost-Triebwerks (68) im Bereich der 180º-
Rektaszension.
8. Verfahren nach einem der Ansprüche 1-7,
gekennzeichnet durch den Schritt des Konfigurierens des Nordwest-
Triebwerks (62), des Nordost-Triebwerks (64), des Südwest-
Triebwerks (66) und des Südost-Triebwerks (68), jeweils als
Ionentriebwerk.
9. Verfahren nach einem der Ansprüche 1-8, dadurch
gekennzeichnet, daß der Aufteilungsschritt den Schritt umfaßt,
daß zumindest eine der Unterzellen (160, 162, 164, 166) der
Umlaufbahn eine tangentiale Ausdehnung (146) von im wesentlichen
36, 8 Kilometern hat.
10. Verfahren nach einem der Ansprüche 1-8, dadurch
gekennzeichnet, daß der Aufteilungsschritt den Schritt umfaßt,
daß zumindest eine der Unterzellen (160, 162, 164, 166) der
Umlaufbahn eine tangentielle Ausdehnung (146) von im wesentlichen
14, 7 Kilometern hat.
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