DE69827226T2

DE69827226T2 - Treibstoffsparende Verfahren für Satellitenlageerhaltung- und Momentenentladung

Info

Publication number: DE69827226T2
Application number: DE69827226T
Authority: DE
Inventors: Bernard M. Anzel; Richard A. Noyola; Yiu-Hung M. Palos Verdes Estates Ho
Original assignee: Hughes Electronics Corp
Current assignee: DirecTV Group Inc
Priority date: 1997-12-11
Filing date: 1998-12-08
Publication date: 2005-10-20
Anticipated expiration: 2018-12-09
Also published as: US6015116A; EP0922635A1; CA2255257A1; EP0922635B1; CA2255257C; DE69827226D1

Description

HINTERGRUND DER ERFINDUNG
Gebiet der Erfindung
Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein Satelliten und insbesondere Satellitenlageerhaltung und Drehimpulsdämpfung.
Beschreibung des Standes der Technik
Satelliten werden in Erdumlaufbahnen gebracht, um eine ständig steigende Anzahl von Betriebsfunktionen (beispielsweise Kommunikation, Wetterbeobachtung und wissenschaftliche Beobachtungen) zu erleichtern. Dementsprechend werden sie in einer Vielzahl von Höhen gehalten und in eine Vielzahl von Umlaufbahnen gebracht (beispielsweise niedere Erdumlaufbahnen, Transferumlaufbahnen, geneigte synchrone Umlaufbahnen und geostationäre Umlaufbahnen).
Synchrone Satelliten werden typischerweise benötigt, um innerhalb einer zugeordneten Umlaufbahnstation oder "Box" zu bleiben, die vorbestimmte Boxen-Abmessungen besitzt (beispielsweise ~ 147 Kilometer). Die Maßnahme des Aufrechterhaltens eines synchronen Satelliten in seiner zugeordneten Station wird typischerweise als Lage- bzw. Positionsstabilisierung bzw. Lageerhaltung bezeichnet, und sie erfordert eine sorgfältige Steuerung der geographischen Länge des Satelliten, der Exzentrizität seiner Umlaufbahn und der Neigung seiner Umlaufbahnebene gegenüber der Äquatorebene der Erde.
Perturbationen, die als Störung der Satellitenposition wirken, umfassen Sonnenstrahldruck, Gravitationsgradienten aufgrund der Positionen von Mond und Sonne und Gravitationsgradienten, verursacht durch die Triaxialität der Erde. Diese Umlaufbahnperturbationen bzw. -störungen müssen kompensiert werden, indem kontrollierte Geschwindigkeitsänderungen in dem Satelliten hervorgerufen werden (beispielsweise Geschwindigkeitsänderungen senkrecht zu der Umlaufbahnebene des Satelliten und Geschwindigkeitsänderungen tangential und radial zur Umlaufbahn des Satelliten). Die Geschwindigkeitsänderungen werden üblicherweise mit Triebwerken ausgeführt.
Bestimmte Lagen von körperstabilisierten Satelliten müssen ebenfalls aufrechterhalten werden, um deren geplante Funktionen (beispielsweise ist die Ausrichtungsstabilität notwendig für die Antennen der Kommunikationssatelliten) zu erleichtern. Eine Vielzahl von externen Quellen (beispielsweise Solardruck, Gravitationsgradienten und magnetische Felder) können lagestörende Drehmomente im Satelliten erzeugen. Diesen störenden Drehmomenten wird typischerweise mit Korrekturdrehmomenten begegnet, die erzeugt werden, indem die Winkelgeschwindigkeit von Reaktionsrad-Rotoren verändert wird. Da Reaktionsräder eine designbedingte begrenzte Winkelgeschwindigkeit besitzen, muss jedoch deren gespeicherter Drehimpuls periodisch "gedämpft" werden, indem drehimpulsdämpfende Drehmomente dem Satelliten zugeführt werden. Diese Drehmomente werden typischerweise mit Triebwerken bewirkt, die so ausgerichtet sind, dass deren Kräfte einen Drehmomentarm mit Bezug auf den Schwerpunkt des Satelliten definieren.
Verschiedene Satellitentriebwerkssysteme und -verfahren wurden vorgeschlagen. Beispielsweise stellt das US-Patent 4,767,084 zwölf Triebwerke bereit, die um eine Satellitenperipherie herum angeordnet sind. Sechs Triebwerke erzeugen ein positives und ein negatives Drehmoment um jede der drei Achsen des Koordinatensystems des Satelliten, und die anderen sechs sind Ersatztriebwerke. Zwei Triebwerke sind auf der Nord- und der Südfläche des Satelliten angeordnet, und vier Triebwerke sind auf der Ost- und der Westfläche des Satelliten angeordnet.
Anfangs werden die Triebwerke repetitiv auf einer ausgewählten der Satelliten-Ost- und -Westflächen gezündet, um den Satelliten-Ost-West-Drift zu reduzieren. Bei diesen anfänglichen Zündungen werden die Triebwerke ausgewählt, die ebenfalls ein Drehmoment erzeugen, das gleichzeitig die Drehimpulsräder sättigt. Nachdem der Ost-West-Drift reduziert wurde, werden Triebwerke abwechselnd auf der Ost- und der Westfläche gezündet, um die Drehimpulsräder vollständig zu sättigen, ohne den vorherigen reduzierten Ost-West-Drift zu stören.
Ein einfacheres Triebwerkssystem wurde in US-Patent 5,443,231 beschrieben, das am 22. August 1995 für Bernard Anzel erteilt wurde und das auf Hughes Electronics überschrieben wurde, dem Anmelder der vorliegenden Erfindung. Entsprechend dem Oberbegriff des Anspruchs 1 positioniert dieses System vier Triebwerke auf einer Antinadirseite des Satelliten, wobei deren Schublinien durch den Schwerpunkt des Satelliten hindurchgehen. Die Schublinien des Nord- und Süd-Triebwerkspaars bilden einen Kipp-Winkel θ mit der Nord-Süd-Achse des Satelliten, und die Schublinien des Ost- und West-Triebwerkspaars bilden einen Dreh-Winkel α um die Nord-Süd-Achse des Satelliten. Deshalb kann jedes Triebwerk senkrechte, tangentiale und radiale Geschwindigkeitsänderungen in dem Satelliten erzeugen, so dass das Triebwerkssystem insbesondere zur Verwendung in Verfahren zur Lageerhaltung und Drehimpulsdämpfung geeignet ist.
Fehlermodusverfahren sind ebenfalls aus US-A-5 443 231 entsprechend dem Oberbegriff des Anspruchs 6 bekannt, für Fehlersituationen, in denen nur eines des ersten und des zweiten Triebwerkspaars funktioniert.
Bei einer beispielhaften Verwendung dieses Triebwerkssystems lehrt die parallele US-Patentanmeldung mit der Anmeldenummer 08/701,513 (mit dem Titel "Stationkeeping and Momentum-Dumping Thruster Systems and Methods", angemeldet am 22. August 1996 und angemeldet auf Hughes Electronics, die Anmelderin der vorliegenden Erfindung) Verfahren zur Lageerhaltung in geneigten Umlaufbahnen.
Bei einer anderen beispielhaften Verwendung dieses Triebwerkssystems lehrt die parallele US-Patentanmeldung mit der Anmeldenummer 08/841,211 (mit dem Titel "Momentum Unloading Using Gimballed Thrusters", angemeldet am 29. April 1997 und übertragen auf Hughes Electronics) Verfahren zur Ost-West- und Nord-Süd-Lageerhaltung, während gleichzeitig ein Satellitendrehimpuls entladen wird. Bei einer Ausführungsform eines Verfahrens werden die Triebwerke auf jeder Seite der aufsteigenden und abfallenden Knoten gezündet (Schnittpunkte der Umlaufbahnebene der Satelliten und der Ebene des Erdäquators).
Weitere Verfahren zur Lageerhaltung sind beispielsweise offenbart in EP 0 780 299 A1 , EP 0 780 297 A1 , EP 0 568 209 A1 oder WO 87/00653.
Obgleich Verfahren dieser Referenzen eine Satellitenlageerhaltung und Drehimpulsdämpfung erreichen können, fehlt es ihnen daran, die Rolle der Triebwerks-Treibstoffeffizienz bei diesen Aktivitäten anzusprechen. Treibstoffeffizienz ist bezüglich der ökonomischen Fähigkeit der Satelliten kritisch, da eine erhöhte Effizienz größere Nutzlasten und längere Lebenszeiten ermöglicht.
ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
Die vorliegende Erfindung ist auf Treibstoffeffizienzverfahren zur Satellitenlageerhaltung und Drehimpulsdämpfung gerichtet.
Diese Verfahren werden gestartet durch Positionieren von vier Triebwerken zu diagonal angeordneten Triebwerkspaaren auf einer ausgewählten Seite der Nadir- und der Antinadirseite. Jedes Triebwerkspaar hat somit ein Nord- und ein Süd-Triebwerk. Ein erstes der Triebwerkspaare ist so ausgerichtet, dass deren Schubkräfte um Drehmomentarme gegenüber dem Satellitenschwerpunkt beabstandet sind, und ein zweites Paar der Triebwerkspaare ist so ausgerichtet, dass deren Schubkräfte im Wesentlichen durch den Schwerpunkt verlaufen.
Jedes erste Triebwerkspaar wird in einem Umlaufbahnbereich gezündet, der ausgewählt ist, um drehimpulsdämpfende Drehmomente in dem Satelliten zu erzeugen, während die Treibstoffeffi zienz verbessert wird. Jedes zweite Triebwerkspaar wird in einem Umlaufbahnbereich gezündet, der ausgewählt ist, um die Lageerhaltungsgeschwindigkeitsveränderungen in dem Satelliten zu erzeugen, während die Treibstoffeffizienz ebenfalls verbessert wird.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform eines Verfahrens wird das Nord-Triebwerk des zweiten Triebwerkspaars in einem ersten Rektaszensionsbereich gezündet, und ein Süd-Triebwerk des zweiten Triebwerkspaars wird in einem zweiten Rektaszensionsbereich gezündet, wobei der erste und der zweite Rektaszensionsbereich sich durch eine Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz unterscheiden, die gewählt ist, um die Lageerhaltungsgeschwindigkeitsänderungen zu erhöhen. Bei dieser Ausführungsform wird ein erstes Triebwerk des ersten Triebwerkspaars in einem ausgewählten Bereich des ersten und des zweiten Rektaszensionsbereichs gezündet, und das zweite Triebwerk des ersten Triebwerkspaars wird in einem dritten Rektaszensionsbereich gezündet, wobei der ausgewählte und der dritte Rektaszensionsbereich sich um eine Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz unterscheiden, die gewählt ist, um die Drehimpulsdämpfungs-Drehmomente zu erhöhen.
Bei einer Ausführungsform eines Verfahrens ist der ausgewählte Rektaszensionsbereich der erste Rektaszensionsbereich, und das erste Triebwerk ist ein Nord-Triebwerk. Bei einer anderen Ausführungsform des Verfahrens ist der gewählte Rektaszensionsbereich der zweite Rektaszensionsbereich, und das erste Triebwerk ist ein Süd-Triebwerk.
Bei einer beispielhaften Ausführungsform des Verfahrens liegt der erste Rektaszensionsbereich in einem Rektaszensionsumfang von 90 ± 30°, der Lageerhaltungs-Rektaszensionsunterschied liegt in einem Bereich von 180 ± 30°, und der Drehimpulsdämpungs-Rektaszensionsunterschied liegt in einem Bereich von 90 ± 30°.
Die Treibstoffeffizienz der Erfindung wird verbessert, da 1) die Zündungen des ersten Triebwerkspaars getrennt sind durch einen Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsunterschied, der gewählt ist, um die Drehimpulsfähigkeit zu erhöhen, 2) die Zündungen des zweiten Triebwerkspaars getrennt sind durch einen Lageerhaltungs-Rektaszensionsunterschied, der gewählt ist, um die Treibstoffeffizienz zu erhöhen, während ein Hauptteil der Lageerhaltungsgeschwindigkeitsänderungen bereitgestellt wird, und 3) eine der Drehimpulsdämpfungs-Zündungen in dem Bereich einer der Lageerhaltungszündungen positioniert wird, um so gleichzeitig zur Lageerhaltung und Erhöhung der Treibstoffeffizienz beizutragen.
Andere Ausführungsformen des Verfahrens wählen Geschwindigkeitsänderungen, die durch jedes Triebwerk des ersten Triebwerkspaars verursacht werden, um eine Nettotangentialgeschwindigkeitsänderung in dem Satelliten zu erzeugen, die im Wesentlichen null ist. Somit erzeugt das erste Triebwerkspaar im Wesentlichen null Ost-West-Lageerhaltungsgeschwindigkeitsänderungen.
Das Verfahren kann auch in Fehlersituationen verwendet werden, in denen nur eines der ersten und der zweiten Trieb werkspaare in Funktion ist. Eine bevorzugte Ausführungsform ist durch die Merkmale von Anspruch 6 definiert.
Die Lehren der Erfindung können mit einer Vielzahl von Triebwerkstypen ungesetzt werden (beispielsweise Mono-Treibstofftypen, Bi-Treibstofftypen und elektrostatische Typen). Aufgrund ihres hohen spezifischen Impulses sind die Ionentriebwerke insbesondere geeignet, um die Treibstoffeffizienz der Verfahren zu verbessern.
Die neuen Merkmale der Erfindung sind insbesondere in den angehängten Ansprüchen ausgeführt. Die Erfindung wird am besten anhand der nachfolgenden Beschreibung verstanden werden, in Verbindung mit den begleitenden Zeichnungen.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
1 ist eine perspektivische Ansicht eines Satelliten in einer Erdumlaufbahn;
2 ist eine Seitenansicht des Satelliten und der Umlaufbahn von 1;
3A ist eine vergrößerte Ansicht des Körpers des Weltraumfahrzeugs von 1, die ein Triebwerkssystem der vorliegenden Erfindung darstellt;
3B ist eine Ansicht der Ostseite des Körpers von 3A;
3C ist eine Ansicht der Nordseite des Körpers von 3A;
4 ist eine Gesamtsicht einer Umlaufbahnebene von 1 und 2;
5 ist ein Diagramm der Drehimpulsfähigkeit als Funktion des Rektaszensionsunterschiedes zwischen den Zündungen eines Triebwerkspaars in dem Triebwerkssystem von 3A;
6 ist ein Flussdiagramm, das die Lageerhaltungs- und Drehimpulsdämpfungsverfahren der vorliegenden Erfindung darstellt;
7A und 7B zeigen beispielhaft Zündbereiche des Triebwerkssystems von 3A; und
8A und 8B zeigen beispielhaft Fehlermodus-Zündbereiche des Triebwerkssystems von 3A.
DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORMEN
Die vorliegende Erfindung liefert treibstoffeffiziente Verfahren zur Satellitenlageerhaltung und Drehimpulsdämpfung. Um diese Verfahren breiter zu verstehen, ist deren Beschreibung durch die nachfolgende Beschreibung der 1–3 vorgestellt.
1 zeigt einen beispielhaften körperstabilisierten Satelliten 20, der längs eines Umlaufbahnpfads 22 wandert, der eine Umlaufbahnebene 24 um die Erde 25 definiert. Auf oder innerhalb des Satellitenkörpers 26 sind verschiedene Betriebs systeme getragen, beispielsweise ein Kommunikationssystem, das Antennen 28, ein Antriebssystem, das ein Triebwerkssystem 30 umfasst, und ein Energieerzeugungssystem enthält, das Solarflügel 33 und 34 umfasst.
Die Satellitenlage kann mit Bezug auf ein Koordinatensystem 36 definiert werden, das eine Rollachse 37, eine Kipp- bzw. Nickachse 38 und eine Gierachse 39 aufweist. Die Nickachse 38 ist orthogonal zu der Umlaufbahnebene 24, die Gierachse 39 ist zum Schwerpunkt der Erde 25 gerichtet, und die Rollachse ist orthogonal zu den anderen zwei Achsen. Die Solarflügel werden allgemein auf einander gegenüberliegenden Seiten der Umlaufbahnebene 24 angeordnet und werden um die Nickachse 38 gedreht, so dass die Solarstrahlen der Sonne des Planetensystems (nicht gezeigt) auf die Flügelsolarzellen fallen, um elektrische Energie zu erzeugen.
2 zeigt den Satelliten 20 in einer geostationären Umlaufbahn, in der dessen Umlaufbahnebene 24 koplanar zu der Äquatorebene 49 der Erde ist. Somit sind die Umlaufbahnnormale 50 und der Äquatorpol 51 der Erde kolinear. Die Sonne scheint um die Erde 25 längs einer Ekliptik-Ebene 52 zu wandern, die gegenüber der Äquatorebene 49 um einen Neigungswinkel β gekippt ist (~ 23,45 Grad für das Erde-Sonne-System). Die Sonne 54 der Erde ist dargestellt, als würde sie zu jeder Jahreszeit bei der Sommersonnenwende 54S erscheinen, bei der Herbst-Tagundnachtgleiche 54F und bei der Wintersonnenwende 54W.
Die vergrößerten Ansichten der 3A–3C zeigen, dass die Triebwerkssysteme 30 benachbart zu einer Antinadirfläche 61 des Satelliten 20 getragen sind, und Triebwerke 62, 64, 66 und 68 besitzt, die entsprechend in Nordwest-, Nordost-, Südwest- und Südostbereichen der Antinadirfläche 61 positioniert sind und anfänglich durch den Satellitenschwerpunkt 60 gerichtet sind.
Wenn man dies von einer Ostkörperseite 72 (in 3B) betrachtet, erscheinen die Nord-Triebwerke 62 und 64 und die Süd-Triebwerke 66 und 68 als einander gegenüberliegend positioniert von der Satelliten-Gierachse 39 mit einem Kipp-Winkel θ von der Nickachse 38. Wenn man von einer Nordkörperseite 74 (in 3C) betrachtet, sind die West-Triebwerke 62 und 66 und die Ost-Triebwerke 64 und 68 gegenüberliegend positioniert von der Gierachse 39 um einen Dreh-Winkel α.
Entsprechend der vorliegenden Erfindung ist jedes Triebwerk auch mit dem Satellitenkörper 26 über ein Kardansystem bzw. Tragrahmensystem 70 gekoppelt. Obgleich deren Details nicht gezeigt sind, ist das Kardansystem jedes herkömmliche Rotationssystem (beispielsweise eines, das zwei orthogonal angeordnete Rotationsachsen besitzt oder eines, das auf einer Kugelgelenkstruktur basiert), das eine Neuausrichtung der Triebwerke und deren Zündkräfte erlaubt.
3A zeigt die Triebwerke, die ausgerichtet sind, so dass ihre Schublinien 80 durch den Masseschwerpunkt 82 des Satelliten hindurchgehen. Bei so ausgerichteten Triebwerken können sie Geschwindigkeitsänderungen im Satelliten 20 erzeugen, die Komponenten besitzen, die senkrecht zu der Umlaufbahnebene (24 in 1) sind und tangential und radial zu dem Umlaufbahnpfad (22 in 1). Aufgrund ihrer Tragrahmen bzw. kardanischen Aufhängungen 70 können die Triebwerke auch so ausgerichtet werden, dass ihre Schublinien gegenüber dem Masse schwerpunkt 82 um Drehmomentarme beabstandet sind. Dies ist durch die beispielhafte Schublinie 80A und den Drehmomentarm 84 angedeutet. In der letztgenannten Position kann ein Triebwerk 66, das ausgerichtet ist, um einen Drehmomentarm R zu haben und eine Kraft F zu erzeugen, ein Drehmoment T im Satelliten 20 hervorrufen, das durch die Vektorgleichung T = R x F gegeben ist (in der x ein Kreuzprodukt darstellt). Zusätzlich kann das Triebwerk 66 noch senkrechte, tangentiale und radiale Geschwindigkeitsänderungen im Satelliten 20 erzeugen.
4 ist eine Übersicht der Umlaufbahnebene 24, wobei angenommen wird, dass die Umlaufbahnebene im Wesentlichen koplanar zu der Äquitorialebene (49 in 2) ist. In einem geozentrischen Äquitorialkoordinatensystem stellt eine imaginäre Linie 90 zwischen der Rektaszension 0° und der Rektaszension 180° den Schnittpunkt zwischen der Äquitorialebene und der ekliptischen Ebene (52 in 2) dar. Die Sonne ist bei Rektaszension 0° bei der Frühjahrs-Tagundnachtgleiche, bei Rektaszension 90° bei der Sommmer-Sonnenwende, bei Rektaszension 180° bei Herbst-Tagundnachtgleiche und bei Rektaszension 270° bei der Winter-Sonnenwende.
Es ist bekannt, dass Gravitationsgradienten, die auf einen Erd-Satelliten durch Mond und Sonne wirken, eine im Wesentlichen nordwärts gerichtete Kraft auf den Satelliten im Bereich der Rektaszension 90° bringen und eine südwärts gerichtete Kraft im Bereich der Rektaszension 270°. Diese Kräfte verursachen, dass die Umlaufbahnnormale 50 des Satelliten in allgemeiner Richtung der Rektaszension 0° präzidiert, d.h., dass diese Kräfte dafür sorgen, dass die Umlaufbahnebene (24 in 2) einen Neigungsfehler gegenüber der Äquitorialebene (49 in 2) hat.
Um die Treibstoffeffizienz zu verbessern, wird dieser Neigungsfehler durch Aufbringen einer südgerichteten Kraft auf den Satelliten 20 im Bereich der Rektaszension 90° und einer nordgerichteten Kraft im Bereich der Rektaszension 270° bevorzugt verbessert. Ein wesentlicher Teil der Lageerhaltung besteht deshalb darin, senkrechte (senkrecht zur Umlaufbahnebene 24 von 2) Geschwindigkeitsänderungen auf den Satelliten 20 in diesen Bereichen zu bringen.
Andere grundlegende Lageerhaltungsfehler sind der Längen-Drift und die Umlaufbahnexzentrizität. Da tangentiale und radiale Geschwindigkeitsänderungen sowohl Driftänderungen als auch orthogonale Exzentrizitätsänderungen erzeugen können, zündet ein Lageerhaltungsverfahren der vorliegenden Erfindung ein Nord-Triebwerk im Bereich der Rektaszension 90° und ein Süd-Triebwerk im Bereich der Rektaszension 270°, und die normalen, Tangential- und Radialkräfte dieser Zündungen tragen dazu bei, die Lageerhaltungsfehler zu steuern, beispielsweise die Neigung, den Längendrift und die Umlaufbahnexzentrizität. Entsprechend der vorliegenden Erfindung ist ein Sollwert der Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz zwischen den Lageerhaltungszündungen vorzugsweise 180°, und die Lageerhaltungstriebwerke sind durch den Schwerpunkt hindurch gerichtet.
Um positive und negative werte für die senkrechten bzw. normalen, tangentialen und radialen Geschwindigkeitsänderungen zu erzeugen, ist ein Satz von Lageerhaltungstriebwerken vorzugsweise mit einem diagonalen Paar von Triebwerken vorgesehen.
Entsprechend ist das Triebwerkssystem 30 von 3A in diagonal angeordnete Triebwerkspaare aufgeteilt. Insbesondere sind die Triebwerke in ein erstes Triebwerkspaar 100 (bestehend aus den Triebwerken 62 und 68) und ein zweites Triebwerkspaar 102 aufgeteilt. Somit hat jedes der ersten und zweiten Triebwerkspaare ein Nord-Triebwerk (Triebwerke 62 und 64) und ein Süd-Triebwerk (Triebwerke 66 und 68). Beide diagonal angeordneten Triebwerkspaare 100 und 102 sind geeignet, Lageerhaltungsgeschwindigkeitsänderungen in dem Satelliten 20 zu erzeugen.
Um den Satelliten 20 mit Drehmomenten zu beaufschlagen, um den Drehimpuls zu entlasten, kann jedes der Triebwerke neu ausgerichtet werden, um einen Drehmomentarm (beispielsweise den Drehmomentarm 84 in 3A) zu dem Schwerpunkt 82 des Satelliten zu bilden. Obgleich der Drehmomentarm gewährleistet, dass Drehmomente erzeugt werden können, tragen die Triebwerke ebenfalls zu Lageerhaltungsgeschwindigkeitsänderungen im Satelliten bei.
Jedes der Nord-Triebwerke 62 und 64 und deren erzeugte Kraft ist im Allgemeinen nach unten gewinkelt, so dass entsprechend dem Kreuzprodukt von T = R x F die durch diese Triebwerke im Bereich der Rektaszension 90° erzeugten Drehmomente parallel zu einer Drehmomentebene 104 wären, die in 4 gezeigt ist. In gleicher Weise ist jedes der Süd-Triebwerke 66 und 68 und deren erzeugte Kraft im Allgemeinen nach oben gewinkelt, so dass die von diesen Triebwerken im Bereich der Rektaszension 270° erzeugten Drehmomente im Allgemeinen parallel zu einer Drehmomentebene 106 wären, die im Wesentlichen parallel zu der Drehmomentebene 104 ist. Diese Drehmomente würden die Drehimpulsdämpfung erleichtern, wenn die Drehimpulsvektoren kopla nar zu den Drehmomentebenen 104 und 106 sind, wären aber sehr viel weniger effektiv für nicht-planare Drehimpulsvektoren. Zündungen an diesen zwei Orten liefern deshalb eine räumliche Drehmomentkontrolle, die nicht ausreichend sein kann, um eine Drehimpulsdämpfung im Satelliten 20 zu erreichen.
Die räumliche Drehmomentkontrolle erhöht sich, wenn die Drehmomentebenen 104 und 106 in Richtung zu einem orthogonalen Verhältnis zueinander bewegt werden, beispielsweise wenn die Drehmomentebene 106 an der gestrichelt dargestellten Position 106A nahe der Rektaszension 180° ist. Entsprechend der vorliegenden Erfindung ist ein Sollwert für die Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz zwischen den Drehimpulsdämpfungszündungen vorzugsweise 90°.
Die Verhältnisse zwischen der Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz und der Drehimpuls-Kontrolle, die mit dieser Differenz erreicht wird, wurden durch Analyse quantifiziert, die in dem Diagramm 110 von 5 gezeichnet ist. Die Kurve 112 im Diagramm 110 ist zu dem ersten Triebwerkspaar (100 in 3A) gerichtet und deutet an, dass die Drehimpuls-Kontrolle (das Ergebnis der Drehmoment-Kontrolle) ein Maximum am Zeichnungspunkt 113 ist, wenn die Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz einen Absolutwert im Bereich von 90° hat (Süd-Triebwerk – Nord-Triebwerk ~ –90°).
Bei einem beispielhaften Zündverfahren der Erfindung ist das erste Triebwerkspaar 100 dazu bestimmt, Drehimpulsdämpfungsdrehmomente zu erzeugen. Um Triebwerkstreibstoff zu sparen, wird das Süd-Triebwerk 68 vorzugsweise nahe der Rektaszension 270° gezündet, so dass es auch zur Neigungssteuerung bei trägt. In diesem Fall würde das Nord-Triebwerk 62 90° später im Bereich der Rektaszension 0° gezündet werden. Da der Zündpunkt des Nord-Triebwerks 62 in Richtung der Rektaszension 90° bewegt wird, hilft der Schub dieses Triebwerks zunehmend bei der Neigungssteuerung und erhöht damit die Treibstoffeffizienz.
Wie jedoch in 4 angedeutet, sinkt die Drehimpulskontrolle, da die Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz sich –180° nähert. Die Bewegung auf der Kurve 112 des Zeichnungspunktes 113 in Richtung des Zeichnungspunktes 114 verursacht damit eine Erhöhung der Treibstoffeffizienz, aber einen Verlust an Drehimpuls-Kontrolle. Die Kurve 115 im Diagramm 110 ist zu dem zweiten Triebwerkspaar 102 gerichtet und zeigt auch an, dass die Drehimpuls-Kontrolle an einem Maximum am Zeichnungspunkt 116 ist, wenn die Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz einen Absolutwert im Bereich von 90° besitzt (Süd-Triebwerk – Nord-Triebwerk ~ +90°). Ein Betrieb im Bereich der Kurvenpunkte 113 und 116 liefert einen vernünftigen Kompromiss zwischen der Drehimpuls-Kontrolle und dem Treibstoffverbrauch. Ein Betrieb an den anderen Spitzenwerten der Diagrammkurven 112 und 115 ist nicht erwünscht, da diese Punkte eine geringere Treibstoffeffizienz darstellen. Es wird bemerkt, dass die Sattelbereiche zwischen den Spitzenwerten der Kurven 112 und 115 ziemlich hoch bezüglich der relativen Drehimpuls-Kontrolle bleiben (beispielsweise ≥ 0,8), obgleich sie Bereiche enthalten, in denen die Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz null ist. Eine signifikante Drehimpuls-Kontrolle bleibt in diesen letztgenannten Bereichen, da die Triebwerke des ersten und des zweiten Triebwerkspaars (100 und 102 in 3A) von einander um den Kippwinkel θ und den Drehwinkel α von 3B und 3C abgewinkelt sind.
Entsprechend der vorliegenden Erfindung ist deshalb 1) eine Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz zwischen den Lageerhaltungszündungen vorzugsweise im Bereich von 180°, und die Lageerhaltungstriebwerke sind durch den Schwerpunkt gerichtet, 2) eine Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz zwischen den Drehimpulsdämpfungszündungen vorzugsweise im Bereich von 90°, und sind die Triebwerke ausgerichtet, um Drehmomentarme mit dem Schwerpunkt zu bilden, und 3) eine der Drehimpulsdämpfungszündungen vorzugsweise im Bereich einer geeigneten der Lageerhaltungszündungen, um weiter die Treibstoffeffizienz zu erhöhen.
Obgleich die Lehre der Erfindung mit Bezug auf ein Triebwerkssystem (30 in 3A) beschrieben wurde, das auf einer Antinadirseite eines Satelliten (61 in 3A) positioniert ist, bleibt diese Lehre im Wesentlichen unverändert, wenn sie mit einem Triebwerkssystem praktiziert wird, das auf der Nadirseite des Satelliten (die gestrichelt dargestellte Seite 118 in 3A) positioniert ist.
Ein Verfahren, das der Lehre der Erfindung folgt, ist im Flussdiagramm 120 von 6 angegeben. In einem ersten Verfahrensschritt 122 werden vier Triebwerke zu diagonal angeordneten Triebwerkspaaren auf der Nadir- oder der Antinadirseite des Satelliten positioniert, so dass jedes Triebwerkspaar ein Nord-Triebwerk und ein Süd-Triebwerk besitzt. Ein erstes der Triebwerkspaare ist in Schritt 124 so ausgerichtet, dass dessen Schubkräfte um Drehmomentarme bezüglich des Schwerpunkts beabstandet sind. Ein zweites der Triebwerkspaare ist in Schritt 126 so ausgerichtet, dass dessen Schubkräfte im Wesentlichen durch den Schwerpunkt verlaufen.
In Schritt 128 wird ein Nord-Triebwerk des zweiten Triebwerkspaares in einem ersten Rektaszensionsbereich gezündet, und ein Süd-Triebwerk des zweiten Triebwerkspaars in einem zweiten Rektaszensionsbereich. Der erste und der zweite Rektaszensionsbereich unterscheiden sich durch eine Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz, die ausgewählt wird, um die Lageerhaltungs-Geschwindigkeitsveränderungen zu verbessern.
Ein erstes Triebwerk des ersten Triebwerkspaars wird in Schritt 130 in einem ausgewählten der ersten und zweiten Rektaszensionsbereiche gezündet. Ein zweites Triebwerk des ersten Triebwerkspaars wird in einem dritten Rektaszensionsbereich gezündet. Schließlich unterscheidet sich der ausgewählte und der dritte Rektaszensionsbereich um eine Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz, die gewählt wird, um die Drehimpulsdämpfungsdokumente zu verbessern.
Entsprechend dem Flussdiagramm 120 von 6 wurde ein beispielhafter Satz von ersten, zweiten, ausgewählten und dritten Rektaszensionsbereichen und entsprechende Geschwindigkeitsänderungen berechnet und in den Diagrammen 140 und 150 von 7A und 7B gezeigt.
Aufgrund der Wirkung des Solardrucks auf die Umlaufbahnexzentrizität ist die Kurve 140 besonders geeignet für den Herbstabschnitt des Jahres (von der Sommersonnenwende zur Wintersonnenwende), und die Kurve 150 ist besonders geeignet für den Frühjahrsabschnitt des Jahres (von der Wintersonnenwende zur Sommersonnenwende). Die Rektaszension erhöht sich im Gegenuhrzeigersinn, wie in Grad am Umfang der Kurven angedeutet, während der radiale Abstand die Größe der Geschwindigkeits veränderungen darstellt. Die Kurven fassen eine große Anzahl von berechneten Triebwerkszündungen zusammen, indem sie in die angedeuteten Bereiche kopiert werden.
In der Kurve 140 wurde das Triebwerkspaars 100 (Triebwerke 62 und 68) von 3A als das zweite Triebwerkspaar des Flussdiagramms 20 von 6 ausgewählt (d.h., diese Triebwerke sind so ausgerichtet, dass ihre Schubkräfte im Wesentlichen durch den Schwerpunkt des Satelliten laufen). Das Triebwerkspaar 102 (Triebwerke 64 und 66) wurde als das erste Triebwerkspaar des Flussdiagramms 120 von 6 ausgewählt (d.h., diese Triebwerke sind so gerichtet, dass ihre Schubkräfte um Drehmomentarme von dem Schwerpunkt beabstandet sind).
Das Nord-Triebwerk des Lageerhaltungstriebwerkpaars 100 wird im ersten Rektaszensionsbereich 142 gezündet (zwischen ~ 90° und ~ 120°), und das Süd-Triebwerk wird in einem zweiten Rektaszensionsbereich 143 gezündet (zwischen ~ 260° und ~ 300°), so dass sich ein Mittel der Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz von ~ 170° ergibt. Das Nord-Triebwerk des Drehimpulsdämpfungs-Triebwerkspaars 102 wird in einem ausgewählten Rektaszensionsbereich 144 gezündet (zwischen ~ 85° und ~ 100°), der im Wesentlichen der erste Rektaszensionsbereich ist. Das Süd-Triebwerk des Drehimpulsdämpfungs-Triebwerkspaars 102 wird in einem dritten Rektaszensionsbereich 145 gezündet (zwischen ~ 180° und ~ 210°), so dass die Drehimpuls-Rektaszensionsdifferenz sich bei ~ 105° mittelt. Im Allgemeinen variiert die Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz von ~ 140° bis ~ 200°, und die Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz variiert von ~ 75° bis ~ 135°.
Im Diagramm 150 wurde das Triebwerkspaar 102 (Triebwerke 64 und 66) von 3A als das zweite Triebwerkspaar des Flussdiagramms 120 von 6 ausgewählt (d.h., diese Triebwerke sind so ausgerichtet, dass ihre Schubkräfte im Wesentlichen durch den Schwerpunkt des Satelliten laufen). Das Triebwerkspaar 100 (Triebwerke 62 und 68) wurde als das erste Triebwerkspaar des Flussdiagramms 120 von 6 ausgewählt (d.h., diese Triebwerke sind so ausgerichtet, dass ihre Schubkräfte durch Drehmomentarme von dem Schwerpunkt beabstandet sind).
Das Nord-Triebwerk des Lageerhaltungs-Triebwerkspaars 102 wird im ersten Rektaszensionsbereich 152 gezündet (zwischen ~ 80° und ~ 110°), und das Süd-Triebwerk wird in einem zweiten Rektaszensionsbereich 152 (zwischen ~ 260° und ~ 290°) gezündet, so dass sich die Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz auf ~ 190° mittelt. Das Süd-Triebwerk des Drehimpulsdämpfungs-Triebwerkspaars 100 wird in einem ausgewählten Rektaszensionsbereich 154 gezündet (zwischen ~ 290° und ~ 300°), der im Wesentlichen der zweite Rektaszensionsbereich ist. Das Nord-Triebwerk des Drehimpulsdämpfungs-Triebwerkspaars 102 wird in einem dritten Rektaszensionsbereich 155 (zwischen ~ 0° und ~ 30°) gezündet, so dass die Drehimpuls-Rektaszensionsdifferenzen sich auf ~ 85° mitteln. Im Allgemeinen variiert die Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz von ~ 160° bis ~ 220°, und die Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz variiert von ~ 55° bis ~ 115°.
Die Diagramme 140 und 150 zeigen, dass in der Praxis die Sollwerte von 180° bzw. 90° für die Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz und die Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz auf 180 ± 30° und 90 ± 30° ausgedehnt werden sollte.
Die Diagramme zeigen ferner einen Bereich für den ersten Rektaszensionsbereich der Rektaszension 90 ± 30°.
Die Diagramme 140 und 150 zeigen auch, dass der dritte Rektaszensionsbereich bezüglich der Rektaszension verzögert ist (d.h. zeitverzögert) gegenüber dem ausgewählten Rektaszensionsbereich (d.h. der dritte Rektaszensionsbereich hinkt dem ausgewählten Rektaszensionsbereich hinterher). Dies entspricht dem Betrieb bei Kurvenpunkten 113 und 116 von 5, die zuvor gezeigt wurden, um die Treibstoffeffizienz zu verbessern.
Zusätzlich zu den Betriebsverfahren, die in dem Flussdiagramm 120 von 6 umrissen sind, umfassen die Verfahren der Erfindung Fehlermodus-Verfahren zur Lageerhaltung und Drehimpulsdämpfung. Falls ein Triebwerk ausfällt, wird dessen Paar-Partner nicht weiter verwendet, sondern wird vielmehr das übrige funktionale Triebwerkspaar eingesetzt.
Beispielhafte Fehlermodus-Operationen sind in den Diagrammen 160 und 170 der 8A und 8B gezeigt. Die Fehlermodus-Zündungen der Diagramme 160 und 170 wurden für die Jahreszeiten der Diagramme 140 bzw. 150 berechnet.
Im Diagramm 160 wird das funktionelle Triebwerkspaar als das Triebwerkspaar 100 angenommen (Triebwerke 62 und 68) von 3A. In den folgenden zwei Zündungen werden das Nord- und das Süd-Triebwerk des funktionalen Triebwerkspaars 100 so ausgerichtet, dass deren Kräfte durch den Schwerpunkt des Satelliten laufen. Das Nord-Triebwerk 62 wird in einem Rektaszensionsbereich 162 (zwischen ~ 90° und ~ 130°) gezündet, und das Süd-Triebwerk 68 wird in einem zweiten Rektaszensionsbereich 163 (zwischen ~ 220° und ~ 265°) gezündet, so dass die Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz sich auf etwa 125° mittelt.
Bei den verbleibenden zwei Zündungen werden das Nord- und Süd-Triebwerk des funktionalen Triebwerkspaars 100 so ausgerichtet, dass deren Kräfte einen Drehmomentarm mit dem Schwerpunkt des Satelliten definieren. Das Nord-Triebwerk 62 wird in einem ausgewählten Rektaszensionsbereich 164 gezündet (zwischen ~ 80° und ~ 120°), der im Wesentlichen der erste Rektaszensionsbereich ist. Das Süd-Triebwerk 68 wird in einem dritten Rektaszensionsbereich 165 gezündet (zwischen ~ 0° und ~ 40°), so dass sich die Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz bei ~ 80° mittelt. Im Allgemeinen variiert die Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz von ~ 95° bis ~ 155 °, und die Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz variiert von ~ 50° bis ~ 110°.
Im Diagramm 170 wird das funktionale Triebwerkspaar als das Triebwerkspaar 102 (Triebwerke 64 und 66) von 3A angenommen. In den folgenden zwei Zündungen wird das Nord- und das Süd-Triebwerk des funktionalen Triebwerkspaars 102 so ausgerichtet, dass deren Kräfte durch den Schwerpunkt des Satelliten laufen. Das Nord-Triebwerk 64 wird in einem ersten Rektaszensionsbereich 172 gezündet (zwischen ~ 40° und ~ 80°), und das Süd-Triebwerk 66 wird in einem zweiten Rektaszensionsbereich 172 (zwischen ~ 280° und ~ 310) gezündet, so dass die Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz sich bei etwa 125° mittelt.
Bei den verbleibenden zwei Zündungen werden das Nord- und das Süd-Triebwerk des funktionalen Triebwerkspaars 102 so ausgerichtet, dass deren Kräfte einen Drehmomentarm mit dem Schwerpunkt des Satelliten definieren. Das Süd-Triebwerk 66 wird in einem ausgewählten Rektaszensionsbereich 174 gezündet (zwischen ~ 270° und ~ 300°), der im Wesentlichen der zweite Rektaszensionsbereich ist. Das Nord-Triebwerk 64 wird in einem dritten Rektaszensionsbereich 175 gezündet (zwischen ~ 180° und ~ 230°), so dass die Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz sich bei ~ 80° mittelt. Im Allgemeinen variiert die Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz zwischen ~ 95° und ~ 155°, und die Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz variiert von ~ 50° bis ~ 110°.
Die Zündungen des Schritts 130 des Flussdiagramms 120 von 6 erzeugen die Drehimpulsdämpfungs-Drehmomente der Erfindung, und die Zündungen der Schritte 128 und 130 tragen jeweils zu den Lageerhaltungs-Geschwindigkeitsänderungen der Erfindung bei. Obgleich es nicht zwingend ist, wurde herausgefunden, dass Verfahrensberechnungen vereinfachbar sind, indem Geschwindigkeitsänderungen gewählt werden, die durch jedes Triebwerk des ersten Triebwerkspaars hervorgerufen werden, um reine tangentiale Geschwindigkeitsänderungen in dem Satelliten zu erzeugen, die im Wesentlichen null sind. Somit erzeugen die Drehimpulsdämpfungs-Triebwerke Ost-West-Lageerhaltungs-Geschwindigkeitsänderungen von im Wesentlichen null. Diese Vereinfachung wurde in den beispielhaften Berechnungen von 7A, 7B, 8A und 8B verwendet.
Berechnungen entsprechend den Verfahren der Erfindung wählen vorzugsweise die Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz und die Drehimpulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz unabhängig. Die vier Lageerhaltungs- und Drehimpulsdämpfungs-Zünddauern und Zündorte werden dann zusammen mit den Tragrahmen-Winkeln (für Tragrahmen 70 der 3A–3C) bestimmt, die zur Drehimpulsdämpfung erforderlich sind. Verschiedene Lösungen existieren als Funktion der Rektaszensionsunterschiede, aber die Minimumtreibstofflösungen werden als bevorzugt angesehen, um die verschiedenen Lageerhaltungs- und Drehimpulsdämpfungs-Zündbedingungen zu erfüllen.
Zünd-Bedingungen
Die Lageerhaltungs- und Drehimpulsdämpfungsverfahren der Erfindung, die zuvor beschrieben wurden, umfassen nicht die Wirkungen der Zündausschlusszonen, die sich aus Bedingungen für die Triebwerkzündungen ergeben. Die Umlaufbahn- und Satellitenkonfigurationen sind typischerweise die Quelle für solche Zündbedingungen.
Eine beispielhafte Zündbedingung ergibt sich aus den Dunkelphasen des Satelliten, die auftreten, wenn der Satellit und die Sonne auf entgegengesetzten Seiten der Erde sind. In einer geostationären Umlaufbahn treten beispielsweise die Satelliten-Dunkelphasen täglich während der Herbst- und Frühjahrs-Tagundnachtgleiche-Jahreszeiten auf. Da die Erzeugung elektrischer Energie in diesen Zeiträumen stark reduziert ist, sind Triebwerkszündungen in oder nahe den Sonnenwendbereichen verboten, falls das Triebwerk ein Typ ist (beispielsweise elektrostatisch), dessen Zündung den Einsatz beträchtlicher elektrischer Energie benötigt.
Eine andere beispielhafte Zündbedingung kann bei Satelliten auftreten, die Solarreflektoren besitzen, die von den Solarzellen des Satelliten nach außen gewinkelt sind, um die Energieerzeugung zu verbessern. Da sich die Solarzellen typischerweise während jeden Tages drehen, um ihre Solarzellen auf die Sonne gerichtet zu halten, können die Solarreflektoren in eine Position gedreht werden, in der sie durch die Abgase der Triebwerke des Satelliten beschädigt werden könnten. Demgemäß besitzt jedes Triebwerk tägliche Ausschlusszonen, in denen es nicht gezündet werden kann.
Diese Ausschlusszonen, die durch Zündbedingungen gesetzt werden, erfordern eine Verbreiterung der Rektaszensionsbereiche, in denen die Triebwerke gezündet werden. Die Zündungen des Schritts 128 des Flussdiagramms 120 von 6 benutzen typischerweise einen großen Teil des Gesamttreibstoffs, im Vergleich zu den Zündungen des Schritts 130 (beispielsweise in einem 75 % zu 25 % Verhältnis). Um die Verschlechterung der Treibstoffeffizienz zu minimieren, ist bevorzugt, dass die Aufbreitung prinzipiell mit den Zündungen des Schritts 130 erreicht wird.
Andererseits müssen die Zündungen des Schritts 130 ausreichend Drehmoment-Kontrolle erzeugen, um eine Drehimpulsdämpfung zu erreichen. Wenn eine Wahl getroffen werden muss, wurde deshalb herausgefunden, dass es bevorzugt ist, die Treibstoffeffizienz in Schritt 130 eher zu verschlechtern als die Drehmoment-Kontrolle zu verschlechtern. Im Hinblick auf die Kurve 112 des Diagramms 110 von 5 ist es deshalb bevorzugt, sich weiter rechts von dem Kurvenpunkt 113 zu bewegen, als sich weiter nach links zu bewegen.
Anhand dieser Konzepte wurde festgelegt, dass die Zündbedingungen typischerweise erfordern, dass die Drehimpuls dämpfungs-Rektaszensionsdifferenz von 90 ± 30° auf einen Bereich von 120° bis 0° ausgedehnt werden kann, wobei der dritte Rektaszensionsbereich entweder hinterherhinken oder führen kann (in Rektaszension) zu dem ausgewählten Rektaszensionsbereich. Es wurde herausgefunden, dass eine moderatere Ausdehnung der Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz (beispielsweise von 180 ± 30° auf 180 ± 45°) und des Rektaszensionsbereichs (beispielsweise von Rektaszension 90 ± 30° zu Rektaszension 90 ± 45°) genügt, um typische Zündbedingungen zu erfüllen.
Lageerhaltungs- und Drehimpulsdämpfungsverfahren der Erfindung sind bei einer Vielzahl von Satellitenumlaufbahnen anwendbar (beispielsweise geostationäre, synchrone und geneigte Umlaufbahnen), und können, wie zuvor erwähnt, mit Triebwerken ausgeführt werden, die entweder auf der Nadir- oder der Antinadirseite des Satellitenkörpers positioniert sind. Diese Lehren können ebenfalls mit verschiedenen Triebwerkstypen ausgeführt werden (beispielsweise Mono-Treibstoff- oder Bi-Treibstoff-Triebwerke). Die Verfahrenseffizienz kann mit Triebwerken mit hohem spezifischem Impuls (beispielsweise Ionentriebwerke) verbessert werden, die täglich an Orten gezündet werden können, die in 7A und 7B beispielhaft gezeigt sind.
Zusammenfassend werden die Satelliten für Lageerhaltungs- und Drehimpulsdämpfungsverfahren erleichtert durch den Einsatz von diagonal angeordneten Triebwerkspaaren 100, 102, die auf einer ausgewählten der Nadir- und der Antinadir-Satellitenseite 61, 118 angeordnet sind. Ein erstes der Triebwerkspaare ist so ausgerichtet, dass dessen Schubkräfte um Drehmomentarme 84 gegenüber dem Schwerpunkt 82 des Satelliten beabstandet sind. Zündungen dieses Triebwerkspaars werden getrennt um eine Dreh impulsdämpfungs-Rektaszensionsdifferenz, die gewählt ist, um die Drehimpuls-Kontrolle zu verbessern. Diese Zündungen erzeugen Drehimpulsdämpfungsdrehmomente und tragen zu den Lageerhaltungs-Geschwindigkeitsänderungen bei. Ein zweites der Triebwerkspaare ist so ausgerichtet, dass deren Schubkräfte im Wesentlichen durch den Schwerpunkt laufen. Zündungen dieses Triebwerkspaars werden getrennt um eine Lageerhaltungs-Rektaszensionsdifferenz, die gewählt ist, um den Treibstoffverbrauch zu minimieren, während ein Hauptteil der Lageerhaltungs-Geschwindigkeitsänderungen bereitgestellt wird.
Während verschiedene erläuternde Ausführungsformen der Erfindung gezeigt und beschrieben wurden, werden sich verschiedene Variationen und alternative Ausführungsformen dem Durchschnittsfachmann erschließen. Solche Variationen und alternative Ausführungsformen werden in Betracht gezogen und können ausgeführt werden, ohne den Umfang der Erfindung, wie er in den angehängten Ansprüchen definiert ist, zu verlassen.

Claims

Verfahren zur Positionsstabilisierung und Drehimpulsdämpfung für einen Erdsatelliten, wobei der Satellit einen Schwerpunkt besitzt, wobei das Verfahren die Schritte aufweist: Positionieren von vier Triebwerken (62, 64,66, 68) zu diagonal angeordneten Triebwerkspaaren (100, 102) auf einer Nadir- und einer Antinadir-Seite (61, 118) des Satelliten, wobei jedes Triebwerkspaar deshalb ein Nord-Triebwerk (62; 64) und ein Süd-Triebwerk (68; 66) aufweist; gekennzeichnet durch Ausrichten (124) eines ersten der Triebwerkspaare, so dass die Triebwerkskräfte um Drehmomentarme (84) von dem Schwerpunkt beabstandet sind; Ausrichten (126) eines zweiten der Triebwerkspaare, so dass dessen Triebwerkskräfte im wesentlichen durch den Schwerpunkt verlaufen; Zünden (130) des Triebwerks des ersten Triebwerkspaars in einem Umlaufgebiet, das ausgewählt ist, um ein Drehimpulsdämpfungsdrehmoment in dem Satelliten zu erzeugen und um die Treibstoffeffizienz zu verbessern; Zünden (128) jedes Triebwerks des zweiten Triebwerkspaars in einem Umlaufgebiet, das ausgewählt ist, um Positionsstabilisierungs-Geschwindigkeitsänderungen in dem Satelliten zu erzeugen und die Treibstoffeffizienz zu verbessern.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Triebwerkspaar-Zündungsschritt (128) den Schritt aufweist: Zünden eines Nord-Triebwerks des zweiten Triebwerkpaars in einem ersten Rektaszension-Gebiet und ein Süd-Triebwerk des zweiten Triebwerkpaars in einem zweiten Rektaszension-Gebiet, wobei das erste und das zweite Rektaszension Gebiet um einen Positionsstabilisierungsunterschied der Rektaszension differieren, der gewählt ist, um die Positionsstabilisierungsgeschwindigkeitsänderungen und die Treibstoffeffizienz zu verbessern; und der erste Triebwerkspaar-Zündungsschritt (130) den Schritt aufweist: Zünden eines ersten Triebwerks des ersten Triebwerkpaars in einem des ersten oder des zweiten Rektaszension-Gebiets und eines zweiten Triebwerks des ersten Triebwerkpaars in einem dritten Rektaszension-Gebiet, wobei das ausgewählte und das dritte Rektaszension-Gebiet um einen Drehimpulsdämpfungsunterschied der Rektaszension differieren, der gewählt ist, um die Drehimpulsdämpfungsdrehmomente und die Treibstoffeffizienz zu verbessern.
Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Drehimpulsdämpfungsunterschied der Rektaszension in einem Bereich von 90±30° liegt.
Verfahren nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Positionsstabilisierungsunterschied der Rektaszension in einem Bereich von 180±30° liegt.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch den Schritt: Auswählen der Geschwindigkeitsänderungen, die durch jedes Triebwerk des ersten Triebwerkpaars verursacht wird, um eine reine tangentiale Geschwindigkeitsänderung in dem Satelliten zu erzeugen, die im Wesentlichen Null ist, so dass das erste Triebwerkspaar Ost-West Positionsstabilisierungsgeschwindigkeitsänderungen von im Wesentlichen Null erzeugt.
Verfahren zur Positionsstabilisierung und Drehimpulsdämpfung für einen Erdsatelliten, wobei der Satellit einen Schwerpunkt aufweist, wobei das Verfahren die Schritte aufweist: Positionieren von zwei Triebwerken (62, 68; 64, 66) in einem diagonalen Verhältnis auf einer ausgewählten Fläche einer Nadir- und einer Antinadirfläche (61, 118) des Satelliten; in einem ersten und einem zweiten Rektaszension-Gebiet: (a) Ausrichten eines Nordtriebwerks (62; 64) der Triebwerke in dem ersten Rektaszension-Gebiet (142; 152), so dass dessen Triebwerkskraft im Wesentlichen durch den Schwerpunkt läuft; (b) Zünden des Nordtriebwerks (62; 64) in dem ersten Rektaszension-Gebiet; (c) Ausrichten eines Südtriebwerks (68; 66) der Triebwerke in dem zweiten Rektaszension-Gebiet (143; 153), so dass dessen Triebwerkskraft im Wesentlichen durch den Schwerpunkt läuft; (d) Zünden des Südtriebwerks (68; 66) in dem zweiten Rektaszension-Gebiet (143; 153), gekennzeichnet durch (e) Auswählen des ersten und des zweiten Rektaszension-Gebiets, um eine Positionsstabilisierungsdifferenz der Rektaszension zu unterscheiden, die ausgewählt wird, um die Positionsstabilisierungsgeschwindigkeitsänderungen zu verbessern, die auf den Satelliten in dem ersten und dem zweiten Rektaszension-Gebiet wirken und um die Treibstoffeffizienz zu verbessern; in einem ausgewählten Gebiet des ersten und des zweiten Rektaszension-Gebiets und in einem dritten Aufstiegsgebiet: (a) Ausrichten eines ersten Triebwerks der Triebwerke in dem ausgewählten Rektaszension-Gebiet, so dass dessen Triebwerkskraft um einen Drehmomentarm von dem Schwerpunkt beabstandet ist; und (b) Zünden des ersten Triebwerks in dem ausgewählten Rektaszension-Gebiet; (c) Ausrichten eines zweiten Triebwerks der Triebwerke in dem dritten Rektaszension-Gebiet, so dass dessen Triebwerkskraft um einen Drehmomentarm von dem Schwerpunkt beabstandet ist; (d) Zünden des zweiten Triebwerks in dem dritten Rektaszension-Gebiet; und (e) Auswählen des ausgewählten und des dritten Rektaszension-Gebiets, um eine Drehimpulsdämpfungsdifferenz der Rektaszension zu unterscheiden, die gewählt ist, um die Drehimpulsdämpfungsdrehmomente zu verbessern, die in dem Satelliten in dem ausgewählten und dem dritten Rektaszension-Gebiet verursacht werden, um die Treibstoffeffizienz zu verbessern.
Verfahren nach Anspruch 6 zur Verwendung in einem Fehlermodus, wobei die zwei Triebwerke Teil einer Anordnung von vier Triebwerken (62, 64, 66, 68) sind, die zu diagonal angeordneten Triebwerkspaaren (100, 102) positioniert sind auf einer Nadir- und einer Antinadirseite (61, 118) des Satelliten, und wobei ein Triebwerksfehler dazu geführt hat, dass nur zwei der Triebwerke zur Positionsstabilisierung und Drehimpulsdämpfung verfügbar sind.