SE539330C2

SE539330C2 - Arrangements for controlling attitude and trajectory of a geostationary spacecraft

Info

Publication number: SE539330C2
Application number: SE1450027A
Authority: SE
Inventors: Veldman Sytze; Vinterhav Emil
Original assignee: Ohb Sweden Ab
Priority date: 2014-01-14
Filing date: 2014-01-14
Publication date: 2017-07-04
Also published as: SE1450027A1

Description

ARRANGEMANG FÖR STYRNING AV ATTITYD OCH BANA HOS EN GEOSTATIONÄR RYMDFARKOST TEKNISKT OMRÅDE Den föreliggande uppfinningen hänför sig till ett arrangemang för styrning av attityd och bana hos en rymdfarkost. I synnerhet hänför sig den föreliggande uppfinningen till ett arrangemang för styrning av attityd och bana hos en geostationär rymdfarkost. ARRANGEMENTS FOR CONTROL OF ATTITUDE AND PATH IN ONE GEOSTATIONARY SPACER TECHNICAL FIELD The present invention relates to an arrangement for controlling the attitude and trajectory of a spacecraft. In particular, the present invention relates to an arrangement for controlling the attitude and trajectory of a geostationary spacecraft.

BAKGRUND Med hänvisning till figur 1 kommer en konventionell geostationär rymdfarkost (SC) generellt betecknad 101 att beskrivas. SC 101 är placerad i en geostationär bana 102 runt jorden 103. Den geostationära banan 102 lutar en vinkel a relativt ekvatorsplanet 104. BACKGROUND Referring to Figure 1, a conventional geostationary spacecraft (SC) generally designated 101 will be described. SC 101 is located in a geostationary path 102 around the earth 103. The geostationary path 102 is inclined at an angle α relative to the equatorial plane 104.

SC 101 behöver exakt styrning av både position och attityd. Positionen hos den geostationära SC är begränsad till ett litet område vanligen benämnd spår. Den geostationära banan är uppdelad i flera sådana spår, där vart och ett av dessa spår är tilldelat olika operatörer som upptar vart och ett av spåren med åtminstone en SC 101. Dessa spår är i storleksordningen av kilometer och det är i allmänhet inte tillåtet att överträda spårets gränser med den geostationära SC 101. Genom att utnyttja dylika spår blir kollisioner mellan SC väldigt sällsynta. SC 101 needs precise control of both position and attitude. The position of the geostationary SC is limited to a small area commonly referred to as tracks. The geostationary path is divided into several such tracks, each of these tracks being assigned to different operators occupying each of the tracks with at least one SC 101. These tracks are in the order of kilometers and it is generally not permitted to violate the boundaries of the track with the geostationary SC 101. By utilizing such tracks, collisions between SCs become very rare.

På grund av det begränsade antalet tillgängliga spår så finns det ett behov av att uppta ett spår med fler än en SC. Denna samlokalisering av rymdfarkoster inom samma spår kräver en mycket mer exakt styrning av attityd och bana jämfört med vad som krävs om endast en SC är placerad i spåret. Due to the limited number of available tracks, there is a need to occupy a track with more than one SC. This co-location of spacecraft within the same track requires a much more precise control of attitude and trajectory compared to what is required if only one SC is placed in the track.

Nu med hänvisning till figur 2 skall en konventionell SC 201 diskuteras. Dessutom introduceras ett rymdfarkostorienterat koordinatsystem som är fixt relativt SC 201. Detta koordinatsystem är generellt betecknat 202 och är ett högerhandskoordinatsystem. En första axel 203 hos nämnda rymdfarkostorienterade koordinatsystem 202 är orienterad i hastighetsriktningen hos SC 201 och kallas tangentaxel. En andra axel 204 hos nämnda hos nämnda rymdfarkostorienterade koordinatsystem pekar mot centrum hos jorden 103 och kallas radialaxel. En tredje och sista axel 208 hos nämnda rymdfarkostorienterade koordinatsystem 202 är normal till banplanet 102 och kallas ortogonalaxel. Det rymdfarkostorienterade koordinatsystemet utgår med fördel från en punkt 206 som motsvarar eller är nära positionen för masscentrum hos rymdfarkosten 201. Now with reference to Figure 2, a conventional SC 201 will be discussed. In addition, a spacecraft-oriented coordinate system is introduced that is fixed relative to SC 201. This coordinate system is generally designated 202 and is a right-hand coordinate system. A first axis 203 of said spacecraft-oriented coordinate system 202 is oriented in the velocity direction of SC 201 and is called a tangent axis. A second axis 204 of said spacecraft-oriented coordinate system points toward the center of the earth 103 and is called the radial axis. A third and final axis 208 of said spacecraft-oriented coordinate system 202 is normal to the orbital plane 102 and is called the orthogonal axis. The spacecraft-oriented coordinate system is advantageously based on a point 206 which corresponds to or is close to the position of the center of mass of the spacecraft 201.

SC 201 innefattar ett flertal mindre framdrivningsenheter 207 som är anordnade att tillhandahålla drivkraft och vridmoment till SC 201. SC 201 innefattar vidare två stora framdrivningsenheter 208 anordnade med drivkrafter parallella och antiparallella med ortogonalaxeln hos nämnda rymdfarkostorienterade koordinatsystem 202. Dessa två stora framdrivningsenheter används för styrning av banplanet medelst en respektive framdrivningskraft i nordriktning och en framdrivningskraft i sydriktningen. Typiskt tillhandahåller dessa stora framdrivningsenheter stora drivkrafter under relativt korta aktiveringstider. SC 201 comprises a plurality of smaller propulsion units 207 which are arranged to provide propulsion and torque to SC 201. SC 201 further comprises two large propulsion units 208 arranged with propulsion forces parallel and antiparallel to the orthogonal axis of said spacecraft oriented coordinate system 202. These two large propulsion units are used the orbital plane by means of a respective propulsion force in the north direction and a propulsion force in the south direction. Typically, these large propulsion units provide large driving forces during relatively short activation times.

SC 201 innefattar vidare ett momenthjulsarrangemang 209, vanligen i en pyramidkonfiguration. Momenthjulsarrangemanget 209 innefattar fyra roterande massor anordnade i en pyramidkonfiguration. Momenthjulsarrangemanget 209 tillhandahåller medel för lagring av rörelsemängdsmoment i alla riktningar med en viss redundans. Rörelsemängdsmoment hos SC 201 kommer från drivkrafter som inte direkt passerar genom masscentrum. Rörelsemängdsmoment måste styras strikt annars kommer SC 201 att börja tumla och rotera okontrollerat. Styrningen av rotation och riktning hos det rymdfarkostorienterade koordinatsystemet kallas inom det tekniska området attitydstyrning. The SC 201 further includes a torque wheel arrangement 209, usually in a pyramid configuration. The torque wheel arrangement 209 comprises four rotating masses arranged in a pyramid configuration. The torque wheel arrangement 209 provides means for storing momentum in all directions with a certain redundancy. Torque moment in SC 201 comes from driving forces that do not directly pass through the center of mass. Torque must be strictly controlled otherwise SC 201 will start to tumble and rotate uncontrollably. The control of rotation and direction of the spacecraft-oriented coordinate system is called in the technical field attitude control.

Efter att den geostationära rymdfarkosten har placerats i sitt spår i banan behövs små krafter och vridmoment för att bibehålla positionen i spåret. På grund av störningar från solvinden, solljuset, dragningskraften från månen och det icke sfäriskt homogena gravitationsfältet från jorden, och andra källor. Dessa små krafter och vridmoment orsakar en uppbyggnad av rörelsemängdsmoment hos rymdfarkosten. Detta rörelsemängdsmoment måste styras för att inte rymdfarkosten skall börja tumla och förlora attitydkontrollen. Styrningen av attityd är av stor vikt för rymdfarkosten på grund av riktningar hos exempelvis solpaneler och antenner. After the geostationary spacecraft has been placed in its groove in the orbit, small forces and torques are needed to maintain the position in the groove. Due to disturbances from the solar wind, sunlight, gravitational pull from the moon and the non-spherically homogeneous gravitational field from the earth, and other sources. These small forces and torques cause a build-up of momentum of the spacecraft. This momentum must be controlled so that the spacecraft does not start to tumble and lose attitude control. The control of attitude is of great importance for the spacecraft due to the directions of, for example, solar panels and antennas.

Denna styrning av rörelsemängdsmomentsuppbyggnad är konventionellt hanterad av nämnda momenthjulsarrangemang 209. I huvudsak är ett momenthjul en roterande massa verksamt förbunden med någon typ av mekanisk drivning. Rörelsemängdsmomentet hos den roterande massan styrs genom justering av rotationshastigheten hos den roterande massan. Emellertid har den roterande massan i momenthjulet en mättnadshastighet som är massans maximala rotationshastighet. När ett momenthjul närmar sig dess maximala hastighet kallas det inom teknikensområde att momenthjulet är mättat. För att avmätta momenthjulet är det nödvändigt med ett externt vridmoment som verkar på rymdfarkosten. Detta externa vridmoment är ofta inom teknikensområde producerat genom att aktivera en framdrivningsenhet. This control of momentum build-up is conventionally handled by said torque wheel arrangement 209. Essentially, a torque wheel is a rotating mass operatively connected to some type of mechanical drive. The momentum of the rotating mass is controlled by adjusting the rotational speed of the rotating mass. However, the rotating mass in the torque wheel has a saturation speed which is the maximum rotational speed of the mass. When a torque wheel approaches its maximum speed, it is called in the art that the torque wheel is saturated. To measure the torque wheel, it is necessary to have an external torque acting on the spacecraft. This external torque is often produced in the field of technology by activating a propulsion unit.

Användningen av momenthjul för attitydstyrning är kopplat till ett antal problem.The use of torque wheels for attitude control is linked to a number of problems.

Det första problemet är associerat med de mekaniska aspekterna hos momenthjulet. Momenthjulet är av sin natur tungt och skrymmande. Dessutom är momenthjulet en dyrbar maskin. Storleken och massan hos momenthjulet är ett allvarligt problem associerat med den extrema kostnaden förknippat med att placera en rymdfarkost i geostationär bana. Denna massa hos momenthjulet kan bytas mot en ökad nyttolast och således kapacitet. The first problem is associated with the mechanical aspects of the torque wheel. The torque wheel is by nature heavy and bulky. In addition, the torque wheel is an expensive machine. The size and mass of the torque wheel is a serious problem associated with the extreme cost associated with placing a spacecraft in geostationary orbit. This mass of the torque wheel can be exchanged for an increased payload and thus capacity.

Det andra problemet är att rotationen hos momenthjulet orsakar små vibrationer (mikrovibrationer) ombord rymdfarkosten, vilka kan försämra prestanda hos känsliga optiska instrument. The second problem is that the rotation of the torque wheel causes small vibrations (microvibrations) on board the spacecraft, which can impair the performance of sensitive optical instruments.

Ett annat problem är associerat med den begränsade livslängden hos rörliga mekaniska delar, speciellt vid höga rotationshastigheter. Another problem is associated with the limited life of moving mechanical parts, especially at high rotational speeds.

SAMMANFATTNING Ett syfte med uppfinningen är därför att adressera ovan problem och nackdelar och tillhandahålla ett förbättrat arrangemang för styrning av attityd och bana. SUMMARY An object of the invention is therefore to address the above problems and disadvantages and to provide an improved arrangement for controlling attitude and trajectory.

Detta och andra syften uppnås med arrangemanget enligt det oberoende kravet och av utföringsexempel enligt de beroende kraven. This and other objects are achieved with the arrangement according to the independent claim and of exemplary embodiments according to the dependent claims.

I enlighet med ett utföringsexempel av uppfinningen tillhandahålles ett arrangemang för styrning av attityd och bana för en SC. SC har ett masscentrum, och ett rymdfarkostorienterat koordinatsystem med en tangentriktning i hastighetsriktningen hos den geostationära rymdfarkosten, en ortogonalriktning ortogonal mot ett banplan och en radialriktning riktad mot jordens centrum, innefattande: en uppsättning av åtminstone fem framdrivningsenheter, vari var och en av framdrivningsenheterna i uppsättningen är verksam att utöva en kraft på rymdfarkosten vid aktivering, vilken kraft kan delas upp i tre kraftvektorkomponenter i nämnda rymdfarkostorienterade koordinatsystem, vari en ortogonalkraftvektorkomponent har samma tecken som de andra framdrivningsenheterna i uppsättningen, eller är noll, en radialkraftvektorkomponent som är noll för var och en av framdrivningsenheterna i uppsättningen, och en tangentkraftvektorkomponent, vari uppsättningen av åtminstone fem framdrivningsenheter är konfigurerade och anordnade att utöva linjärt oberoende kombinationer av krafter och vridmoment på den geostationära rymdfarkosten, varigenom den geostationära rymdfarkosten blir oberoende styrd i två translatoriska frihetsgrader och tre rotationsfrihetsgrader. In accordance with an embodiment of the invention, an arrangement for controlling the attitude and trajectory of an SC is provided. The SC has a center of mass, and a spacecraft-oriented coordinate system with a tangent direction in the velocity direction of the geostationary spacecraft, an orthogonal direction orthogonal to a orbital plane and a radial direction toward the center of the earth, comprising: a set of at least five propulsion units, each of propulsion units is effective to exert a force on the spacecraft upon actuation, which force can be divided into three force vector components in said spacecraft oriented coordinate system, wherein an orthogonal force vector component has the same sign as the other propulsion units in the set, or is zero, a radial force vector component and one is zero of the propulsion units in the set, and a tangent force vector component, wherein the set of at least five propulsion units is configured and arranged to exert linearly independent combinations of forces and torques on the geostationary spacecraft, were through the geostationary spacecraft is independently controlled in two translational degrees of freedom and three degrees of freedom of rotation.

En fördel hos särskilda utföringsexempel är att ett förbättrat arrangemang för styrning av attityd och bana tillhandahålles. An advantage of particular embodiments is that an improved arrangement for controlling attitude and trajectory is provided.

KORTFATTAD BESKRIVNING AV RITNINGARNA Figur 1 är en schematisk ritning av en konventionell geostationär rymdfarkost i en bana runt jorden, Figur 2 är en uppskuren schematisk perspektivritning av en konventionell rymdfarkost, Figur 3 är en schematisk ritning av ett utföringsexempel av en rymdfarkost med det uppfinningsenliga arrangemanget för ban och attitydstyrning, Figur 4 är ett flödesdiagram som illustrerar den uppfinningsenliga metoden för anordning av framdrivningsenheter på en rymdfarkost, och Figur 5 är en schematisk perspektivritning av ett utföringsexempel av det uppfinningsenliga arrangemanget för ban och attitydstyrning. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Figure 1 is a schematic drawing of a conventional geostationary spacecraft in an orbit around the earth, Figure 2 is an exploded schematic perspective view of a conventional spacecraft, Figure 3 is a schematic drawing of an embodiment of a spacecraft with the inventive arrangement for orbit and attitude control, Figure 4 is a flow chart illustrating the inventive method of arranging propulsion units on a spacecraft, and Figure 5 is a schematic perspective view of an embodiment of the inventive arrangement for trajectory and attitude control.

DETALJERAD BESKRIVNING I det följande kommer olika aspekter att beskrivas mer i detalj med hänvisning till vissa utföringsformer och till de bifogade ritningarna. I förklarande syfte, utan att begränsa uppfinningen, är specifika detaljer angivna, såsom speciella scenarier och tekniker, för att ge en grundlig förståelse för de olika utföringsformerna. Emellertid kan andra utföringsformer som avviker från dessa specifika detaljer också finnas. DETAILED DESCRIPTION In the following, various aspects will be described in more detail with reference to certain embodiments and to the accompanying drawings. For explanatory purposes, without limiting the invention, specific details are set forth, such as particular scenarios and techniques, to provide a thorough understanding of the various embodiments. However, other embodiments that deviate from these specific details may also exist.

Moderna framdrivningssystem innefattar ofta åtminstone en elektrisk framdrivningsenhet. I framtida rymdfarkoster är det sannolikt att en huvuddel av framdrivningsenheterna som används för attityd och banstyrning kommer att vara av elektrisk typ. Sådana elektriska framdrivningsenheter uppvisar en skild karakteristik jämfört med kemiska framdrivningsenheter. Bland dessa olikheter är kanske den viktigaste skillnaden att en elektrisk framdrivningsenhet tillhandahåller en mindre mängd drivkraft, men är verksam under längre aktiveringstider. Således kommer nästan kontinuerlig aktivering sannolikt att vara det normala driftsättet i framtiden. Med kontinuerlig aktivering uppkommer möjligheten att styra attityd och bana hos SC med framdrivningsenheterna för detta syfte. Modern propulsion systems often include at least one electric propulsion unit. In future spacecraft, it is likely that a majority of the propulsion units used for attitude and trajectory control will be of the electrical type. Such electric propulsion units have a different characteristic compared to chemical propulsion units. Among these differences, perhaps the most important difference is that an electric propulsion unit provides a smaller amount of propulsion, but operates for longer activation times. Thus, almost continuous activation is likely to be the normal mode of operation in the future. With continuous activation, the possibility arises of controlling the attitude and trajectory of the SC with the propulsion units for this purpose.

För att styra attityd och bana hos en geostationär SC måste två translatoriska och tre rotationsfrihetsgrader styras. De två translatoriska frihetsgraderna är tangentriktningen och ortogonalriktningen. För en geostationär SC är det inte nödvändigt att direkt styra den radiella positionen hos SC medelst en framdrivningsenhet som har en radiell kraftkomponent. Istället så kontrolleras den radiella positionen med hastigheten i tangentriktningen på grund av dess koppling till banhastigheten. Slutligen är de tre rotationsfrihetsgraderna gir, stigning och rullning. Således måste fem frihetsgrader styras. To control the attitude and trajectory of a geostationary SC, two translational and three degrees of freedom of rotation must be controlled. The two degrees of translational freedom are the key direction and the orthogonal direction. For a geostationary SC, it is not necessary to directly control the radial position of the SC by means of a propulsion unit having a radial force component. Instead, the radial position is controlled by the velocity in the key direction due to its coupling to the web speed. Finally, the three degrees of freedom of rotation are turn, rise and roll. Thus, five degrees of freedom must be controlled.

I figur 3 är ett utföringsexempel av ett arrangemang för attityd och banstyrning enligt uppfinningen visad. I detta utföringsexempel bibehålls attityd och banstyrning med en uppsättning av åtminstone fem framdrivningsenheter 301-305. De åtminstone fem framdrivningsenheterna 301-305 är anordande i en första grupp innefattande minst två framdrivningsenheter 304, 305 och en andra grupp innefattande minst tre framdrivningsenheter 301, 302, 303. Var och en av framdrivningsenheterna 301-305 i uppsättningen är verksam för att vid aktivering utöva en motsvarande kraft på rymdfarkosten f301-f305. Kraften från var och en av framdrivningsenheterna kan beskrivas med tre kraftvektorkomponenter i nämnda koordinatsystem som är fixt relativt rymdfarkosten. Nämnda kraft består av en ortogonalkraftvektorkomponent med samma tecken som de andra framdrivningsenheterna i uppsättningen, eller som är noll. Nämnda kraft består vidare av en radialkraftvektorkomponent som är noll för var och en av framdrivningsenheterna i uppsättningen, och en tangentkraftvektorkomponent. Figure 3 shows an exemplary embodiment of an arrangement for attitude and path control according to the invention. In this embodiment, attitude and trajectory control are maintained with a set of at least five propulsion units 301-305. The at least five propulsion units 301-305 are arranged in a first group comprising at least two propulsion units 304, 305 and a second group comprising at least three propulsion units 301, 302, 303. Each of the propulsion units 301-305 in the set is operative to act upon activation. exert a corresponding force on the f301-f305 spacecraft. The force from each of the propulsion units can be described with three force vector components in said coordinate system which are fixed relative to the spacecraft. Said force consists of an orthogonal force vector component with the same sign as the other propulsion units in the set, or which is zero. Said force further consists of a radial force vector component which is zero for each of the propulsion units in the set, and a key force vector component.

Slutligen är uppsättningen av åtminstone fem framdrivningsenheter konfigurerad och anordnad att utöva linjärt oberoende krafter och vridmoment på den geostationära rymdfarkosten. Alla vridmoment i det följande är beräknade relativt masscentrum för rymdfarkosten. De åtminstone fem framdrivningsenheterna 301-305 är placerade på motsvarande positioner r301-r305. Därigenom blir den geostationära rymdfarkosten styrd i två translatoriska frihetsgrader och tre rotationsfrihetsgrader under ett banvarv. Finally, the set of at least five propulsion units is configured and arranged to exert linearly independent forces and torques on the geostationary spacecraft. All torques in the following are calculated relative to the center of mass of the spacecraft. The at least five propulsion units 301-305 are located at corresponding positions r301-r305. As a result, the geostationary spacecraft is controlled in two degrees of translational freedom and three degrees of freedom of rotation during one orbit.

Vridmomentet från en framdrivningsenhet relativt masscentrum definieras som: Image available on "Original document" där t är vridmomentet, r är vektorn från masscentrum till kraften f. Operatorn "*" är vektorkryssprodukten. The torque from a propulsion unit relative to the center of mass is defined as: Image available on "Original document" where t is the torque, r is the vector from the center of mass to the force f. The operator "*" is the vector cross product.

Det linjära oberoendet hos krafterna och vridmomenten kan verifieras medelst en matris där varje rad motsvarar kraft och vridmoment från en motsvarande framdrivningsenhet. The linear independence of the forces and torques can be verified by means of a matrix where each row corresponds to the force and torque from a corresponding propulsion unit.

En sådan matris ges härnedan för utföringsexemplet visat i figur 3.Such a matrix is given below for the exemplary embodiment shown in Figure 3.

Image available on "Original document" I denna matrix betecknar x tangentkomponenten, y betecknar radialkomponentent, och z betecknar ortogonalkomponenten. Image available on "Original document" In this matrix, x denotes the tangent component, y denotes the radial component, and z denotes the orthogonal component.

Enligt uppfinningen kommer den andra kolumnen att vara noll på grund av att ingen radiellkraftkomponent existerar från framdrivningsenheterna. Således kan matrisen M reduceras till: Image available on "Original document" Om matris M' i (3) kan reduceras till identitetsmatrisen så är kraft- och vridmomentvektorerna linjärt oberoende. Därigenom blir den geostationära rymdfarkosten oberoende styrd i två translatoriska frihetsgrader och tre rotationsfrihetsgrader. According to the invention, the second column will be zero due to the fact that no radial force component exists from the propulsion units. Thus, the matrix M can be reduced to: Image available on "Original document" If matrix M 'i (3) can be reduced to the identity matrix, the force and torque vectors are linearly independent. Thereby, the geostationary spacecraft is independently controlled in two translational degrees of freedom and three degrees of freedom of rotation.

I figur 4 visas en metod för positionering och justering av riktningarna hos framdrivningsenheterna på en geostationär SC. Figure 4 shows a method for positioning and adjusting the directions of the propulsion units on a geostationary SC.

Det första steget 401 innefattar ett val av åtminstone två framdrivningsenheter från uppsättningen av åtminstone fem framdrivningsenheter för att bilda en första grupp. Var och en av framdrivningsenheterna i den första gruppen har antingen en gemensam positiv tangentkraftvektorkomponent eller en gemensam negativ tangentkraftvektorkomponent för varje framdrivningsenhet i den första gruppen. De åtminstone två framdrivningsenheterna är anordnade på skilda sidor av masscentrum hos rymdfarkosten i radialriktningen. The first step 401 comprises selecting at least two propulsion units from the set of at least five propulsion units to form a first group. Each of the propulsion units in the first group has either a common positive tangent force vector component or a common negative tangent force vector component for each propulsion unit in the first group. The at least two propulsion units are arranged on different sides of the center of mass of the spacecraft in the radial direction.

Den första gruppen är konfigurerad att tillhandahålla både positiva och negativa vridmomentkomponenter parallella med tangentriktningen och den ortogonalriktningen hos rymdfarkosten. The first group is configured to provide both positive and negative torque components parallel to the key direction and the orthogonal direction of the spacecraft.

Vidare är den första gruppen anordnad att tillhandahålla positiva och negativa vridmomentkomponenter parallella med den radiella riktningen hos rymdfarkosten. Furthermore, the first group is arranged to provide positive and negative torque components parallel to the radial direction of the spacecraft.

Med hänvisning till figur 3 väljs nu framdrivningsenheterna 304 och 305 att tillhöra nämnda första grupp. Referring to Figure 3, the propulsion units 304 and 305 are now selected to belong to said first group.

Det andra steget 402 involverar att välja åtminstone tre framdrivningsenheter från uppsättningen av åtminstone fem framdrivningsenheter att bilda en andra grupp. The second step 402 involves selecting at least three propulsion units from the set of at least five propulsion units to form a second group.

Den andra gruppen är konfigurerad att tillhandahålla tangentkraftkomponenter motsatt nämnda första grupps tangentkraftkomponent. Åtminstone två framdrivningsenheter i den andra gruppen är anordnade på separata sidor av masscentrum hos rymdfarkosten i radialriktningen. The second group is configured to provide key force components opposite the key force component of said first group. At least two propulsion units in the second group are arranged on separate sides of the center of mass of the spacecraft in the radial direction.

I figur 3 är framdrivningsenheterna 301 och 303 anordnade på separata sidor av masscentrum. Framdrivningsenheterna 301, 302 och 303 bildar den andra gruppen. In Figure 3, the propulsion units 301 and 303 are arranged on separate sides of the center of mass. The propulsion units 301, 302 and 303 form the second group.

Alla åtminstone tre framdrivningsenheter i den andra gruppen är anordnade att utöva både positiva och negativa vridmomentkomponenter i tangentriktningen och i ortogonalriktningen på rymdfarkosten. All at least three propulsion units in the second group are arranged to exert both positive and negative torque components in the tangential direction and in the orthogonal direction of the spacecraft.

Vridmomentkomponenterna i radialriktningen från den andra gruppen kan motverka och balansera vridmoment bidraget i radialriktningen från den första gruppen. The torque components in the radial direction from the second group can counteract and balance the torque contribution in the radial direction from the first group.

I figur 5 visas ett utföringsexempel av ett arrangemang enligt uppfinningen. En rymdfarkost generellt betecknad 500 är illustrerad. Rymdfarkosten har ett rymdfarkostorienterat koordinatsystem (SOCS) 508 med origo vid masscentrum 509 hos rymdfarkosten 500. Tangentaxeln 510 är riktad i hastighetsriktningen hos rymdfarkosten 500. Ortogonalaxeln 512 är riktad i normalriktningen hos banplanet och radialaxeln 511 är riktad mot jordens centrum. Figure 5 shows an exemplary embodiment of an arrangement according to the invention. A spacecraft generally designated 500 is illustrated. The spacecraft has a spacecraft-oriented coordinate system (SOCS) 508 originating at the center of mass 509 of the spacecraft 500. The tangent axis 510 is directed in the velocity direction of the spacecraft 500. The orthogonal axis 512 is directed in the normal direction of the orbit and the radial axis 511 is directed toward the center of the earth.

Rymdfarkosten 500 innefattar en rektangulär första panel 506 med en normal pekande i (1,1,0) riktningen hos SOCS 508. Den första panelen är monterad på utsidan av rymdfarkosten. Den första panelen 506 innefattar en första elektrisk framdrivningsenhet 501 anordnad i ett första hörn hos den första panelen 506. En positionsvektor r501 anger positionen hos den första framdrivningsenheten 501, den första elektriska framdrivningsenheten 501 tillhandahåller en drivkraft f501 som är parallell med normalen hos den första panelen 506. I ett andra hörn av den första panelen 506 motsatt det första hörnet hos den första panelen 506 är en andra elektrisk framdrivningsenhet 502 anordnad vid en position som anges av positionsvektorn r502, och en drivkraft f502 parallell med drivkraften f501. The spacecraft 500 includes a rectangular first panel 506 with a normal pointing in the (1,1,0) direction of the SOCS 508. The first panel is mounted on the outside of the spacecraft. The first panel 506 comprises a first electric propulsion unit 501 arranged in a first corner of the first panel 506. A position vector r501 indicates the position of the first propulsion unit 501, the first electric propulsion unit 501 provides a driving force f501 which is parallel to the normal of the first panel. 506. In a second corner of the first panel 506 opposite the first corner of the first panel 506, a second electric propulsion unit 502 is arranged at a position indicated by the position vector r502, and a driving force f502 parallel to the driving force f501.

En andra panel 507 är anordnad på utsidan av rymdfarkosten 500 med en normal som pekar i (-1,1,0) riktningen hos SOCS 508. Den andra panelen 507 innefattar en tredje elektrisk framdrivningsenhet 503 med en positionsvektor r503 och en drivkraftvektor f503 som är parallell med normalen hos den andra panelen 507. Den andra panelen 507 innefattar vidare en fjärde elektrisk framdrivningsenhet 504 med positionsvektor r504 och en drivkraftvektor f504 som är parallell med drivkraftvektorn f503. Den fjärde elektriska framdrivningsenheten 504 är anordnad i ett motsatt hörn till den tredje framdrivningsenheten 503 på den andra panelen 507. A second panel 507 is provided on the outside of the spacecraft 500 with a standard pointing in the (-1.1,0) direction of the SOCS 508. The second panel 507 includes a third electric propulsion unit 503 with a position vector r503 and a propulsion vector f503 which is parallel to the normal of the second panel 507. The second panel 507 further comprises a fourth electric propulsion unit 504 with position vector r504 and a propulsion vector f504 which is parallel to the propulsion vector f503. The fourth electric propulsion unit 504 is arranged in an opposite corner to the third propulsion unit 503 on the second panel 507.

En femte framdrivningsenhet 505 är anordnad i ett fritt icke-ockuperat hörn hos den andra panelen 507, den femte framdrivningsenheten 505 har en positionsvektor r505 och en drivkraftvektor f505 som är parallell med de andra framdrivningskraftvektorerna på den andra panelen 507. A fifth propulsion unit 505 is arranged in a free unoccupied corner of the second panel 507, the fifth propulsion unit 505 has a position vector r505 and a propulsion vector f505 which are parallel to the second propulsion force vectors on the second panel 507.

Genom att beräkna den motsvarande matrisen med hjälp av ekvation (2) erhåller vi följande matris: Image available on "Original document" Eftersom att de elektriska framdrivningsenheterna inte har någon kraftkomponent i radialriktningen kommer motsvarande kolumn 3 i M5 att vara noll och kan tas bort från matrisen M5. Detta resulterar i en reducerad matris M6: Image available on "Original document" Denna matris M6 kan reduceras till identitetsmatrisen. Således indikeras att rymdfarkosten kommer att vara styrd i två translatoriska frihetsgrader så väl som i alla rotationsfrihetsgrader. By calculating the corresponding matrix using equation (2), we obtain the following matrix: Image available on "Original document" Since the electric propulsion units have no power component in the radial direction, the corresponding column 3 in M5 will be zero and can be removed from the matrix M5. This results in a reduced matrix M6: Image available on "Original document" This matrix M6 can be reduced to the identity matrix. Thus, it is indicated that the spacecraft will be controlled in two translational degrees of freedom as well as in all degrees of freedom of rotation.

För att ytterligare förklara uppfinningen kommer nedan ett numeriskt exempel att anges tillsammans med figur 5. To further explain the invention, a numerical example will be given below together with Figure 5.

Tre parametrar a=0,625; b=0,375 och c=0,5 används för att generera positionerna hos fem framdrivningsenheter. Three parameters a = 0.625; b = 0.375 and c = 0.5 are used to generate the positions of five propulsion units.

I tabellen nedan är positionen, kraften och motsvarande vridmoment angivet för var och en av de fem framdrivningsenheterna.In the table below, the position, power and corresponding torque are indicated for each of the five propulsion units.

Image available on "Original document" Datat i tabellen och (2) samt de ovan givna värdena för a,b och c ger en motsvarande matris M: Image available on "Original document" Denna matris kan reduceras till identitetsmatrisen I: Image available on "Original document" Denna reduktion till identitetsmatrisen bevisar att framdrivningsenhetskonfigurationen i detta exempel orsakar oberoende styrning av två translatoriska frihetsgrader så väl som tre rotationsfrihetsgrader. Således är rymdfarkosten helt styrd. Image available on "Original document" The data in the table and (2) as well as the values given above for a, b and c give a corresponding matrix M: Image available on "Original document" This matrix can be reduced to the identity matrix I: Image available on "Original document" This reduction to the identity matrix proves that the propulsion unit configuration in this example causes independent control of two translational degrees of freedom as well as three degrees of freedom of rotation. Thus, the spacecraft is completely controlled.

De ovan angivna och beskrivna utföringsexemplen är endast angivna som exempel och skall inte vara begränsande för den föreliggande uppfinningen. The above and described embodiments are given by way of example only and are not intended to limit the present invention.

Claims

Attitude and orbit control arrangement for a geostationary spacecraft (300, 500) having a center of mass (206, 509), and a spacecraft-oriented coordinate system (202, 508) with a key direction (203, 511) in the velocity direction of the geostationary spacecraft (300 , 500), an orthogonal direction (512) orthogonal to a plane and a radial direction (204, 510) directed toward the center of the earth, comprising: a set of at least five propulsion units (301-305, 501-505), each of the propulsion units in the set is effective to exert a force (f3or / b os, fsor fsos) on the spacecraft upon activation, which force can be divided into three force vector components in said spacecraft-oriented coordinate system, wherein an orthogonal force vector component has the same sign as the other propulsion units in the set, or are zero, a radial force vector component that is zero for each of the propulsion units in the set, and a key force vector component, wherein up the position of at least five propulsion units (301-305, 501-505) are configured and arranged to exert linearly independent combinations of forces and torques on the geostationary spacecraft, whereby the geostationary spacecraft is independently controlled in two degrees of translational freedom and three degrees of freedom of rotation. at least five propulsion units (301-305, 501-505) are arranged in a first group and a second group of propulsion units with an orthogonal force vector component of the same character, wherein the first group comprises at least two propulsion units (304-305, 501-502), and the first group has a positive or a negative key force vector component, and at least two propulsion units are arranged on different sides of the center of mass (206, 509) of the spacecraft in the radial direction, the first group being arranged to provide both positive and negative torque components parallel to the key direction and orthogon the direction of the spacecraft relative to the center of mass (206, 509) of the spacecraft, as well as torque components parallel to the radial direction of the spacecraft relative to the center of mass (206, 509) of the spacecraft, the second group includes at least three propulsion units (301-303, 503-505), the second group has a tangent force vector component opposite to said first group tangent vector component, wherein at least two propulsion units in the second group are arranged on different sides of the center of mass (206, 509) of the spacecraft in the radial direction, and all three propulsion units are arranged to exert both positive and positive in the tangent direction and in the orthogonal direction of the spacecraft relative to the center of mass (206, 509) of the spacecraft;

The attitude and trajectory arrangement of a geostationary spacecraft according to claim 1, wherein the first group of propulsion units is arranged on a first panel (506) having a standard with a positive key component and a positive orthogonal component, and each of said propulsion units in the first the group are arranged on said first panel (506) with propulsion force components parallel to said standard of the first panel (506), wherein the first group comprises two propulsion units arranged on opposite corners of the first panel (506), the second group of propulsion units are arranged on a second panel (507) having a normal with a negative key component and a positive orthogonal component, and each of said propulsion units in the second group is arranged on said second panel (507) with propulsion force components parallel to said normal of the second panel (507 ), wherein the second group comprises three propulsion units arranged on three corner of the second panel (507).

Attitude and trajectory control arrangements for a geostationary spacecraft according to claim 1 or 2, wherein said propulsion units (301-305, 501-505) are electric propulsion units.