ITMI20001172A1

ITMI20001172A1 - Regolazione di posizione triassiale per satelliti ad orbita bassa

Info

Publication number: ITMI20001172A1
Application number: IT2000MI001172A
Authority: IT
Inventors: Ernst Bruderle; Walter Fichter
Original assignee: Daimler Chrysler Ag
Priority date: 1999-05-31
Filing date: 2000-05-26
Publication date: 2001-11-26
Also published as: FR2794254B1; DE19924908B4; ITMI20001172A0; GB2350596A; IT1317682B1; GB0012833D0; US6685142B1; GB2350596B; DE19924908A1; FR2794254A1

Description

più ruote rotazionali. (Figura 3)

Descrizione del trovato

L'invenzione riguarda una regolazione di posizione triassiale per un satellite ad orbita bassa, conformemente alla definizione introduttiva della rivendicazione 1.

I satelliti su orbite terrestri devono essere frequentemente regolati attorno a tutti e tre gli assi di movimento di posizione, per poter soddisfare ai compiti della loro missione. Ciò vale, ad esempio, per la maggior parte dei satelliti per comunicazioni, che devono essere costantemente orientati sulla terra ed inoltre non possono eseguire alcun movimento attorno all'asse di movimento di posizione orientato rispetto alla terra.

Per misurare la posizione per satelliti ad orientamento terrestre si impiega normalmente un sensore terrestre in grado di fornire un'informazione di posizione attorno all'asse di rollio e di beccheggio del satellite. Per determinare aggiuntivamente la posizione di imbardata si impiegano usualmente ulteriori sensori; nel caso di satelliti per comunicazioni si tratta principalmente di sensori solari, magnetometri o giroscopi di velocità. L'impiego di un sensore supplementare ha l'inconveniente che in tal modo aumentano i costi per la regolazione di posizione e la complessità del sistema di misurazione e di regolazione. Inoltre l'impiego di un aggiuntivo sensore solare per satelliti ad orbita bassa ha l'inconveniente che la fase d'ombra terrestre può in parte estendersi su un'area considerevole, in cui il sensore solare non fornisce risultati.

Però è anche possibile stabilizzare un satellite ad orientamento terrestre con l'ausilio di ruote rotazionali unicamente con un sensore terrestre a misurazione biassiale, attorno a tre assi di movimento di posizione. Ciò avviene notoriamente in base al cosiddetto "metodo Whecon". In questo metodo mediante le ruote rotazionali in corrispondenza del satellite si imposta una componente rotazionale costante perpendicolarmente al piano dell'orbita. La componente rotazionale accoppia fra di loro il rollio e l'imbardata, cosicché nella misurazione di posizione effettuata con il sensore terrestre nell'asse di rollio sono contenute anche informazioni di posizione dell'imbardata. Con l'ausilio di questa informazione presente implicitamente è possibile regolare anche il movimento attorno al rollio. Il metodo Whecon è stato trovato alla fine degli anni sessanta e da allora è stato assai frequentemente impiegato.

La sicurezza di funzionamento di una determinazione di posizione triassiale utilizzando un sensore terrestre è pregiudicata dalla possibilità di un'avaria o di una irregolarità del sensore terrestre. Nel caso di una completa avaria del sensore terrestre, ossia quando il sensore terrestre non fornisce affatto informazioni o fornisce informazioni errate, con i metodi convenzionali non esiste più alcuna possibilità di stabilizzare la posizione del satellite attorno a tre assi. Nel caso di una funzione limitata del sensore terrestre in seguito ad avaria o ad irregolarità di singoli componenti del sensore, ad esempio in seguito ad una radiazione solare o lunare in uno oppure più rivelatori del sensore terrestre, il sensore terrestre fornisce soltanto un'informazione di posizione monoassiale. Questa in verità insieme all'informazione di posizione biassiale del sensore supplementare, ad esempio di un sensore solare oppure di un magnetometro, potrebbe risultare sufficiente per calcolare un'informazione di posizione triassiale, ma soltanto quando le informazioni di entrambi i sensori sono reciprocamente indipendenti, il che in generale non avviene. Per effetto della posizione geometrica il sensore terrestre fornisce un'informazione di posizione monoassiale, che è già contenuta nella misurazione biassiale dell'altro sensore. Anche in questo caso non esiste più possibilità di stabilizzare il satellite attorno a tre assi.

Pertanto i requisiti di affidabilità per un satellite per comunicazioni possono rendere necessario per un sensore terrestre un dimensionamento costoso e ridondante.

Alternativamente per la determinazione della posizione triassiale è possibile impiegare anche sensori stellari a misurazione triassiale. Però questa possibilità è assai costosa e pertanto non viene utilizzata per satelliti per comunicazioni - specialmente per costellazioni di satellite con molti satelliti

L'invenzione si pone il compito di realizzare una regolazione di posizione triassiale economica ed affidabile per un satellite ad orbita bassa.

Secondo l'invenzione il problema viene risolto mediante le caratteristiche della rivendicazione 1.

La soluzione secondo l'invenzione richiede per la regolazione di posizione triassiale soltanto un magnetometro a misurazione biassiale e ruote rotazionali. Per l'impiego della soluzione secondo l'invenzione l'altezza dell'orbita del satellite non può essere troppo alta, affinché si abbia una sufficiente intensità di campo magnetico terrestre, e l'inclinazione dell'orbita dovrà essere decisamente diversa da zero. Entrambi i presupposti precedentemente menzionati sono soddisfatti per costellazioni di satelliti ad orbita bassa, che vengono impiegate nella trasmissione di comunicazioni e nella navigazione satellite. Inoltre i satelliti su orbite polari eliosincrone e i satelliti su orbite eccentriche, inclinate, nella zona parziale attorno al perigeo soddisfano a questi presupposti.

Rispetto ad un sensore terrestre a misurazione biassiale l'impiego di un magnetometro ha il vantaggio della maggiore affidabilità e di un campo visivo illimitato.

In base al disegno viene descritto più dettagliatamente in seguito un esempio di realizzazione dell'invenzione.

In particolare:

la figura 1 mostra il sistema di coordinate orbitali, alla base della soluzione secondo l'invenzione, con l'associazione delle deviazioni di posizione e della componente rotazionale complessiva;

la figura 2 mostra un'orbita polare di satellite nel campo magnetico terrestre; e

la figura 3 mostra, per un satellite Momentum-Bias deviazioni di posizione e relative componenti rotazionali. Per le descrizioni seguenti si utilizzano i seguenti sistemi di coordinate:

- sistema di coordinate solidale al corpo. L'origine di trova nel centro del satellite. L'asse z è rivolto nominalmente, ossia senza deviazione, verso la terra, l'asse x è rivolto nominalmente nel senso di volo.

- Sistema di coordinate orbitali. L'origine si trova nel centro di gravità del satellite. L'asse z è rivolto verso il centro della terra, l'asse y è perpendicolare al piano dell'orbita, l'asse x è rivolto su orbite circolari nel senso di volo.

- Sistema di coordinate inerziale. Sistema di coordinate inerziale geocentrico, ad esempio con un asse x orientato verso l'equinozio di primavera e con un asse z orientato verso nord.

Nella figura 1 è mostrato il sistema di coordinate orbitali con gli assi x, y e z, alla base della soluzione secondo l'invenzione. A questi assi sono associate le deviazioni di posizione Φ, θ, φ con frecce del senso di rotazione. La componente rotazionale complessiva impressa al satellite secondo l'invenzione è indicata come vettore h^. Per attuare la regolazione di posizione secondo l'invenzione sono necessari sensori ed attuatori elencati qui di seguito:

- un magnetometro a misurazione biassiale misurante la direzione e l'importo del campo magnetico terrestre.

- Una oppure più ruote rotazionali, con cui è possibile stabilire una componente rotazionale complessiva dominante ed approssimativamente costante del satellite perpendicolarmente al piano orbitale.

- Aggiuntivi organi d'impostazione, con i quali è possibile applicare coppie attorno a tutte e tre gli assi di movimento del satellite. Questi possono essere ad esempio ulteriori ruote rotazionali/di reazione oppure anche motori a getto.

- Utilizzando ruote rotazionali è necessario prevedere aggiuntivamente ulteriori attuatori, con i guali è possibile applicare coppie sui satelliti, per mantenere le ruote rotazionali per lunghi intervalli di tempo mediante in una determinata gamma del numero di giri.

La figura 2 mostra un'orbita polare di satellite nel campo magnetico terrestre con il vettore B del campo magnetico variabile sull'orbita polare e con il sistema di coordinate solidale al corpo.

Il trattamento dei dati di misurazione della soluzione secondo l'invenzione avviene in modo tale che il vettore 3x1, fornito dal magnetometro corrispondentemente alle tre componenti del campo magnetico terrestre, con l'ausilio della matrice di montaggio del magnetometro viene trasformato dal sistema di coordinate del magnetometro nel sistema di coordinate solidale al corpo. Il vettore così trasformato viene normalizzato a formare un vettore unitario indicato in seguito con b.

Con l'ausilio della nota posizione del satellite, determinabile ad esempio da un modello dell'orbita oppure mediante un ricevitore GPS, e con un modello del campo magnetico terrestre è possibile calcolare un corrispondente vettore di riferimento b^ del campo magnetico terrestre per il sistema di coordinate solidale al corpo. Questo vettore b nel caso di un magnetometro a misurazione ideale nel sistema di coordinate è solidale al corpo e si otterrebbe dopo la misurazione e la normalizzazione, quando il satellite mantenesse esattamente la posizione di riferimento. Dallo scostamento con bR e b è possibile ricavare un'informazione di posizione biassiale per il satellite. La rotazione del satellite attorno al vettore di riferimento bR - come terza informazione di posizione - non può essere però in tal modo rivelata. La determinazione dell'informazione di posizione biassiale dallo scostamento dei vettori avviene in accordo al noto similare procedimento di valutazione per un sensore terrestre. La differenza di principio fa un sensore terrestre a misurazione biassiale ed un magnetometro a misurazione biassiale è che la corrispondente direzione di riferimento nel sistema di coordinate solidale al corpo nel caso di un magnetometro si muove - il vettore bK che varia come il campo magnetico terrestre - e nel caso di un sensore terrestre è costante con il valore (001) .

Per l'informazione di posizione biassiale, ricavata con il magnetometro, può essere impiegata per la regolazione di posizione triassiale di un satellite. A tale scopo il satellite dovrà presentare necessariamente le proprietà di un cosiddetto "satellite Momentum-Bias". Per descrivere le particolari proprietà di un satellite Momentum-Bias si fanno le ipotesi qui di seguito elencate:

- il satellite possiede una ruota rotazionale nell'asse y solidale al corpo. Questa ruota rotazionale produce una componente rotazionale approssimativamente costante secondo l'asse y del satellite, definente essenzialmente la componente rotazionale complessiva del satellite.

- La posizione del satellite attorno all'asse y viene regolata con l'ausilio della ruota rotazionale, che viene scaricata ad intervalli di tempo regolari, per mantenere approssimativamente costante la componente rotazionale.

- Il satellite viene regolato attorno all'asse x e all'asse z mediante ugelli, in modo che è smorzato il movimento di nutazione, ossia scompare la velocità di rotazione inerziale ω, espressa nel sistema di coordinate solidale al corpo.

La figura 3 per un satellite Momentum-Bias mostra le deviazioni di posizione e relative componenti rotazionali. Φ, φ indicano piccole deviazioni di posizione attorno all'asse di rollio e d'imbardata xo e zo solidali al corpo. Per le deviazioni di posizione valgono le seguenti relazioni :

in cui h , h indicano la componente x e la componente z della componente rotazionale complessiva nel sistema di coordinate orbitali (0) e h^. indica la componente rotazionale della ruota - corrispondente circa alla componente rotazionale complessiva costante del satellite -secondo l'asse y del satellite. La componente x e la componente z della componente rotazionale complessiva nel sistema di coordinate orbitali nel caso di un satellite Momentum-Bias con smorzamento della nutazione corrispondono pertanto all'angolo di posizione nell'asse d'imbardata e di rollio.

L'angolo d'imbardata ψ e la componente rotazionale hQX nel sistema di coordinate orbitali non possono essere misurati. Poiché la componente rotazionale complessiva nel sistema inerziale rimane approssimativamente costante, la componente rotazionale hQx dopo un quarto di rotazione orbitale diventa lina componente rotazionale meno hQ2 -corrispondentemente Φ - e pertanto può essere misurata con il sensore terrestre. Poiché rimane costante la componente rotazionale inerziale, ma il senso di misurazione inerziale varia come precedentemente descritto, la deviazione di imbardata si accoppia con un certo ritardo al movimento di rollio.

La componente rotazionale inerziale di un satellite corrispondentemente alla sua posizione senza apprezzabili disturbi rimane approssimativamente costante. Per ottenere un'informazione di posizione triassiale con un sensore a misurazione biassiale, il senso di misurazione di questo sensore dovrà muoversi inerzialmente. Per una misurazione con sensore terrestre ciò avviene esattamente: nel caso di un'orbita il senso di misurazione di riferimento del sensore terrestre ruota inerzialmente in ragione di 360 gradi, perpendicolarmente all'asse y del sistema orbitale. Nel caso del magnetometro impiegato per la soluzione seqondo l'invenzione ciò si verifica parimenti, quando al seguente esecuzione è rivolta verso il campo magnetico terrestre.

Un modello semplice, ma sufficientemente preciso per la descrizione, del campo magnetico terrestre in coordinate orbitali può essere indicato come segue:

In particolare bR^ indica le componenti del campo magnetico terrestre nel sistema di coordinate orbitali, i è l'inclinazione dell'orbita, η è l'angolo dell'orbita e BQ è l'intensità del campo magnetico terrestre. Nel caso ideale si tratta di un'orbita polare con un'inclinazione i di 90 gradi. In questo caso risulta cos i = O e la direzione di riferimento del campo magnetico terrestre ruota inerzialmente nel piano x/z con 360 gradi/orbita. Per piccole inclinazioni i dal campo magnetico terrestre precedentemente indicato è rivelabile che scompaiono le componenti x e z (sin i tendente ad O). In questo caso in senso del campo magnetico bR della componente rotazionale complessiva del satellite è quasi parallelo, ossia la posizione del satellite attorno all'asse della componente rotazionale complessiva non può essere determinata con la soluzione secondo l'invenzione a causa delle mancate componenti rotazionali x e z. Per il caso praticamente rilevante di satelliti per comunicazioni ad orbita bassa, l'inclinazione i è tipicamente di 50 gradi e quindi sufficientemente grande.

In seguito viene descritta l'esecuzione della regolazione di posizione con le informazioni di posizione determinate secondo l'invenzione. Per la descrizione semplificata della regolazione si suppone un satellite con momenti d'inerzia principali uguali secondo l'asse x e secondo l'asse z. Ogni asse nel piano x/z è pertanto asse d'inerzia principale. Per questo caso la direzione di riferimento b_ del campo magnetico terrestre ha esattamente la stessa importanza della direzione (0 0 1) per un sensore terrestre, con l'unica differenza che la direzione di riferimento bR si muove nel sistema di coordinate orbitali e nel sistema di coordinate solidale al corpo. L'informazione di posizione non misurabile direttamente con il magnetometro è formata da una combinazione di angolo di rollio ed angolo d'imbardata, corrispondentemente al vettore bR nel sistema di coordinate orbitali.

Per la regolazione con misurazioni tramite magnetometro si tratta la direzione bI\ temporalmente variabile corrispondentemente all'imbardata nel caso di un sensore terrestre e la direzione temporalmente variabile perpendicolarmente a bX_\ nel piano x/z corrispondentemente all'asse di rollio. Le condizioni dinamiche non variano per la distribuzione simmetrica supposta delle masse. Per satelliti con differenti momenti d'inerzia di massa nulla cambia relativamente alla fondamentale attuabilità della regolazione di posizione triassiale con un magnetometro. Per questi casi non ideali sono necessari solo principi di regolazione sofisticati, con i quali si tiene conto per quanto possibile delle condizioni reali.

Claims

Rivendicazioni 1. Regolazione di posizione triassiale per un satellite ad orbita bassa, con un sensore a misurazione biassiale e con una oppure più ruote rotazionali, caratterizzata dal fatto che il sensore a misurazione biassiale è un magnetometro, e che il satellite è posizionato su un'orbita inclinata con un angolo d'inclinazione di circa 25 fino a circa 90°, e inoltre che al satellite mediante ruote rotazionali è impressa una componente rotazionale complessiva h^, e infine che sono previsti attuatori in grado di produrre coppie attorno a tutti e tre gli assi del satellite.
2. Regolazione di posizione secondo la rivendicazione 1, caratterizzata dal fatto che, per quanto riguarda gli attuatori, si tratta di ruote rotazionali, ugelli o bobine magnetiche.