DE2642061C2 - Lageregelungs- und Bahnänderungsverfahren für einen dreiachsenstabilisierbaren Satelliten, insbesondere für einen geostationären Satelliten und Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens - Google Patents
Lageregelungs- und Bahnänderungsverfahren für einen dreiachsenstabilisierbaren Satelliten, insbesondere für einen geostationären Satelliten und Einrichtung zur Durchführung des VerfahrensInfo
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Description
Die Erfindung betrifft ein Lageregelungs- und Bahnänderungsverfahren für einen dreiachsenstabilisierbaren
Satelliten, insbesondere für einen geostationären Satelliten, mit Antriebssystemen und mindestens
einem drallradgestützten Lageregelungssystem sowie eine Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens.
Zur Erzielung einer möglichst hohen Nutzlast werden insbesondere geostationäre Satelliten mit einer Trägerrakete
im allgemeinen zunächst in eine elliptische Transferbahn eingebracht mit einem Apogäum, dessen
Höhe bei geostationären Satelliten in etwa der späteren
ίο Umlaufhöhe entspricht und einem niedrigen Perigäum
von einigen 100 km Höhe. Nach einer beliebigen Anzahl von Umläufen in dieser Transferbahn wird der Satellit
im Apogäum der Transferbahn mittels einem als Apogäumsmotor bezeichneten Antriebssystem auf eine
erdsynchrone Umlaufbahn angehoben. Neben dem Apogäumsmotor wird ein Bahnkorrektursystem verwendet,
welches dazu dient, die für eine gute Synchronisierung notwendige Umlaufgeschwindigkeit
auf cm/sec genau einzustellen. Die Antriebssysteme übernehmen die Einsteuerung des Satelliten in die
gewünschte Position und die Beibehaltung dieser Position über die Lebensdauer des Satelliten gegen die
durch Sonnen- und Mondanziehung sowie durch Solardruck bewirkten Bahnstörungen.
Ebenso kann aber auch durch diese Einrichtungen das Einsteuern von für andere Missionen bestimmte
Satelliten in beliebige nicht geostationäre Flugbahnen vorgenommen werden.
Bisher wurden für Satelliten der genannten Art für die beiden grundsätzlich verschiedenen Manöverphasen
Transferbahn und Umlaufbahn, beispielsweise geostationäre Bahn, unterschiedliche Antriebs- und Lageregelungsverfahren
verwendet.
Die Notwendigkeit, während der beiden Manöverphasen unterschiedliche Lageregelungsverfahren zu benutzen, ergibt sich daraus, daß als Apogäumsmotor ein Feststofftriebwerk verwendet wird. Der Schub von Feststofftriebwerken ist jedoch relativ hoch, was zur Folge hat, daß während der Bahnänderungsphase und im übrigen auch während später notwendig werdender Bahnkorrekturen die passive Kreiselstabilisierung durch ein Drallrad alleine zu schwach ist, um die hohen Momente, die beim Betrieb von Feststofftriebwerken entstehen, aufnehmen zu können. Nach der derzeit üblichen Technik wird deshalb in der Transferphase Spinstabilisierung angewendet. Ist der Satellit von langgestreckter Bauart, was den Platzverhältnissen in der Raketennase am besten entspricht, so wird der Spin im allgemeinen um die Achse des kleinsten Hauptträgheitsmomentes angebracht. Diese Drehung ist jedoch instabil, so daß die infolge Störungen unvermeidlichen Nutationen durch eine aktive Nutationsdämpfung ständig abgebaut werden müssen. Feststofftriebwerke werden auch eingesetzt, um damit die bei Verwendung von Flüssigkeitsantrieben in deren Tankanlagen auftretenden Schwingungs- und dynamischen Stabilitätsprobleme zu verringern. Mit diesem technischen Konzept, Feststofftriebwerk als Apogäumsmotor bzw. Bahnänderungsantrieb sowie unterschiedliche Stabilisierungsarten, sind schwierige Manöverabläufe, hoher Materialaufwand und damit geringe Nutzlast und entsprechend hohe Kosten verbunden. Weiterhin ist es schwierig, die im Weltraum auftretenden Nutationen abzuschätzen oder gar zu testen, so daß die Auslegung der aktiven Nutationsdämpfung als sehr kritisch angesehen werden muß. Da außerdem die während der gesamten Lebensdauer des Satelliten notwendigen Bahnkorrekturen sinnvollerweise mit Flüssigkeitsantriebssystemen
Die Notwendigkeit, während der beiden Manöverphasen unterschiedliche Lageregelungsverfahren zu benutzen, ergibt sich daraus, daß als Apogäumsmotor ein Feststofftriebwerk verwendet wird. Der Schub von Feststofftriebwerken ist jedoch relativ hoch, was zur Folge hat, daß während der Bahnänderungsphase und im übrigen auch während später notwendig werdender Bahnkorrekturen die passive Kreiselstabilisierung durch ein Drallrad alleine zu schwach ist, um die hohen Momente, die beim Betrieb von Feststofftriebwerken entstehen, aufnehmen zu können. Nach der derzeit üblichen Technik wird deshalb in der Transferphase Spinstabilisierung angewendet. Ist der Satellit von langgestreckter Bauart, was den Platzverhältnissen in der Raketennase am besten entspricht, so wird der Spin im allgemeinen um die Achse des kleinsten Hauptträgheitsmomentes angebracht. Diese Drehung ist jedoch instabil, so daß die infolge Störungen unvermeidlichen Nutationen durch eine aktive Nutationsdämpfung ständig abgebaut werden müssen. Feststofftriebwerke werden auch eingesetzt, um damit die bei Verwendung von Flüssigkeitsantrieben in deren Tankanlagen auftretenden Schwingungs- und dynamischen Stabilitätsprobleme zu verringern. Mit diesem technischen Konzept, Feststofftriebwerk als Apogäumsmotor bzw. Bahnänderungsantrieb sowie unterschiedliche Stabilisierungsarten, sind schwierige Manöverabläufe, hoher Materialaufwand und damit geringe Nutzlast und entsprechend hohe Kosten verbunden. Weiterhin ist es schwierig, die im Weltraum auftretenden Nutationen abzuschätzen oder gar zu testen, so daß die Auslegung der aktiven Nutationsdämpfung als sehr kritisch angesehen werden muß. Da außerdem die während der gesamten Lebensdauer des Satelliten notwendigen Bahnkorrekturen sinnvollerweise mit Flüssigkeitsantriebssystemen
erfolgen, müssen mindestens zwei unterschiedliche Antriebssysteme für Bahnänderung und Lageregelung
bzw. Bahnkorrektur vorhanden sein, deren unterschiedliche Energieträger getrennte Tanks, Leitungen, Armaturen
usw. erforderlich machen. Ein Beispiel für diese Technik liefert der RCA-SATCOM-Satellit, wie er in
RCA's Three Axis Communications Satellit (RCA-Paper 1975) beschrieben ist
Aufgabe der Erfindung ist es,, ein die Stabilität
sicherstellendes Lageregelungs- und Bahnänderungsverfahren für Satelliten der eingangs genannten Art
anzugeben, das es ermöglicht sowohl in der Transferphase als auch in jeder beliebigen Bahn- bzw.
Bahnänderungsphase mit einem einheitlichen Lageregelungssystem zu arbeiten, sowie eine Einrichtung zur
Durchführung des Verfahrens zu schaffen.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß das Drallrad noch in der Transferphase aktiviert
wird und daß der Satellit mit einem kleineren Drehimpuls als dem des Drallrades um die zur
Drallachse parallele Satellitenachse in Drehung versetzt wird, daß zum Zeitpunkt der gewünschten Bahnänderung
die Dreiachsenstabilisierung vorgenommen wird, daß unter Verwendung von Flüssigkeitsantriebssystemen
diese zur Erreichung einer beliebigen neuen Bahn eingeschaltet werden und daß der Schub der Antriebssysteme so bemessen wird, daß das der späteren Mission
dienende Lageregelungssystem auch in der Bahnänderungsphase die Orientierung beibehalten kann.
Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen des erfindurgsgemäßen Verfahrens ergeben sich aus den Ansprüchen
2 bis 5, eine Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens und deren weitere vorteilhafte Ausführung
ergibt sich aus den Ansprüchen 6 bis 8.
Besonders vorteilhaft wirkt sich im Sinne der Erfindung aus, daß für die Durchführung des Verfahrens
ausschließlich Lageregelungsbauteile verwendet werden, welche auch in der endgültigen Bahn, beispielsweise
einer geostationären Umlaufbahn, notwendig sind. Durch das erfindungsgemäße Verfahren wird die
Dämpfungseigenschaft von Flüssigkeiten in den Tanks im Zusammenspiel mit dem im Drallrad gespeicherten
Drehimpuls ausgenutzt. Ein derartiges System bleibt in einem stabilen Bewegungszustand, wobei sich die
Drallradachse in Richtung des raumfesten Drehimpulsvektors des Satelliten einstellt, solange der Drall im
Drallrad größer ist als der Restdrall des Satelliten. Eventuelle Nutationen bauen sich durch die Flüssigkeitsdämpfung
von selbst ab. Eine aktive Nutationsdämpfung ist daher nicht erforderlich. Das Verfahren
führt zu einer reduzierten Anzahl unterschiedlicher Manöver, zu einem sehr einfachen Systemaufbau mit
einer geringen Anzahl von Komponenten und damit zu einer beträchtlichen Gewichtseinsparung.
Die Erfindung ist nachfolgend anhand eines Ausführungsbeispiels und der Zeichnungen näher beschrieben.
Es zeigt
F i g. 1 den Manöverablauf für die Überführung eines Satelliten aus einer Transferbahn in eine geostationäre
Bahn nach dem erfindungsgemäßen Verfahren,
F i g. 2 die Anordnung wesentlicher Bauteile für einen nach dem erfindungsgemäßen Verfahren steuerbaren
Satelliten,
F i g. 3 das Blockdiagramm eines Lageregelungs- und Bahnänderungssystems nach der Erfindung.
Für die in Fig. 1 dargestellte Anwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens zur Überführung eines
in Fig.2 schematisch dargestellten Satelliten 10 aus einer Transferbahn 30 in eine geostationäre Bahn 31
erfolgt zu einem Zeitpunkt 0 vor Abtrennung des Satelliten von der Trägerstufe das hier nicht dargestellte
Ausrichten der Nickachse des Satelliten senkrecht zur Transferbahnebene. Hierfür wird das Lageregelungssystem
der letzten Trägerstufe eingesetzt Ein Drallrad 11 bzw. aus Redundanzgründen zwei Drallräder laufen
hoch. Zum Zeitpunkt 1.1 ist der Satellit bereits von der Trägerstufe abgetrennt und mit einer Rotation um die
ίο Nickachse von beispielsweise einer Umdrehung pro 20 Minuten versehen, die der Einfachheit halber
konstant gehalten werden kann. Dies kann auf einfache Weise mit einem Geschwindigkeitskreisel als Sensor
durch Drehzahländerung des Drallrades bewirkt werden. Durch einen geeigneten Peilsensor 12, beispielsweise
einen Infrarotsensor, wird bei 1.2 und weiter fortlaufend eine Lagemessung des Satelliten in bezug
zur Erde durchgeführt In dieser Phase wird zum Zeitpunkt 13 ein Solargenerator 13 entfaltet Außerdem
werden zum Zeitpunkt 1.4 eventuelle Korrekturen der Nickachsenrichtung durchgeführt Bei einem geostationären
Satelliten ist wegen der Leistungs- und Genauigkeitsanforderungen eine Dreiachsenstabilisierung die
günstigste Stabilisierungsart, so daß zum Zeitpunkt 1.5 der Übergang zur Dreiachsenlageregelung erfolgt Als
Bezug dienen Erde und Sonne, deren Datenakquisition durch einen Infrarotsensor 12 und einen nicht
dargestellten digitalen Sonnensensor als Peilsensoren vorgenommen werden können, während die Dreiachsenstabilisierung
durch enstprechende Betätigung der Triebwerke des in F i g. 2 näher dargestellten Antriebssystems 15 herbeigeführt wird.
Zum Zeitpunkt 1.6 wird durch ein Bodenkommando zum Inklinationsabbau der bisherigen Bahn die optimale
Rollage eingestellt. Die dazu notwendige Drehung des Satelliten wird durch einfache Nullpunktverschiebung
des digitalen Sonnensensors realisiert, dessen Verschiebbarkeit ohnehin bei den späteren Bahnkorrekturen
wegen der verschiedenen jahreszeitlichen Sonnenstände benötigt wird. Anschließend erfolgt zum
Zeitpunkt 1.7 der Apogäumseinschuß bzw. die gewünschte Bahnänderung. Hierzu wird ein Triebwerk 14
durch ein Bodenkommando gezündet. Zum Zeitpunkt 2.1, d. h. während der Satellit sich schon angenähert in
der neuen Bahn befindet, wird, ausgelöst durch ein Bodenkommando, das Entdrallen eines Drallrades
vorgenommen. Zum Zeitpunkt 2.2 wird die Nickachse senkrecht zur neuen Bahnebene ausgerichtet. Anschließend
werden Bahnkorrekturen, anfänglich zur Positionierung, später zur Beibehaltung dieser Position,
durchgeführt.
Gemäß F i g. 2 ist das Triebwerk 14 in der Rollachse angeordnet. Parallel zur Nickachse oder auch in der
Nickachse selbst ist mit seiner Drehachse mindestens ein Drallrad 11 angeordnet. Aus Redundanzgründen ist
es vorteilhaft, zwei Drallräder zu verwenden. Die Drallräder können bereits vor dem Start der Trägerrakete
hochlaufen, so daß die Energiebilanz von Trägerrakete unci Satellit durch das Hochlaufen der
Drallräder nicht beeinträchtigt wird. In der Gierachse ist ein als Infrarotsensor ausgelegter Peilsensor 12 zur
Erd^kquisition angebracht. Wie bereits beschrieben, dient dieser Sensor dazu, während der Transferphase
des Satelliten die Nicklage zu vermessen und während der weiteren Lebensdauer Daten bezüglich der
Erdausrichtung des Satelliten zu liefern. Die zum Bahnkorrektursystem gehörenden Kleintriebwerke 15
sind für alle Lageregelungsaufgaben doppelt redundant
vorgesehen, ebenso auch für die Bahnkorrekturaufgaben. Die Düsen der Triebwerke sind um einen Winkel λ
von etwa 10° für die Roll-Gier-Regelung versetzt.
F i g. 3 zeigt in einem Blockdiagramm für das erfindungsgemäße Lageregelungs- und Bahnänderungsverfahren
wesentliche Komponenten. Über das Telemetrie/Telecommand-System
16 des Satelliten können die verschiedenen Betriebsarten der Lageregelungselektronik
21 gewählt werden, weiterhin werden die Ausgangsdaten der Sensoren 17 bis 19 sowie andere Meßdaten
über das System 16 zum Boden übertragen. Die Kreiselpakete 1 und 2 bestehen aus jeweils zwei
redundanten Geschwindigkeitskreiseln zur Ermittlung der Nickwinkelgeschwindigkeit. Die Sensoren 18 und 19
dienen der Sonncnakquisition und der Erdakquisition.
Die in diesen Bauteilen gewonnenen Daten werden der Lageregelungselektronik 21 zugeführt. Über die Lageregelungselektronik
wird in der dreiachsenstabilisierten Betriebsphase Nicken, Gieren und Rollen geregelt. In
der Transferphase wird die Drehzahl des Drallrades mit Hilfe des Geschwindigkeitskreisels gesteuert.
Insgesamt sind je vier Lageregelungsdüsen bzw. Kleintriebwerke 15 für Nicken, Gieren und Rollen,
wobei die Nickdüsen gleichzeitig zur Ostregelung dienen, die Rolldüsen zum Abbau der Inklination, und
zwei Westdüsen sowie ein Bahnänderungsantrieb 14 an ein gemeinsames Antriebssystem 25 angeschlossen. Die
Nickdüsen sind in Richtung des Apogäumstriebwerkes angeordnet, um einerseits die Ostregelung übernehmen
zu können und andererseits im Fall eines nicht
ίο ordnungsgemäßen Betriebes des Bahnänderungstriebwerks
die Funktion dieses Triebwerks durch Brennen, wenn auch in mehreren Umläufen, übernehmen zu
können. Alle Triebwerke werden von gemeinsamen Tanks 22 bis 24 aus versorgt. Als Treibstoffe dienen
beispielsweise Stickstofftetroxyd (N2O4) Tank 22 und
Monomethylhydrazin (MMH) Tank 23, außerdem ist ein Heliumtank 24 vorgesehen, welcher einen geregelten
Förderdruck beispielsweise während des Apogäumeinschusses oder weiterer gewünschter Manöver aufrechterhalten
kann.
Hierzu 3 Blatt Zeichnungen
Claims (8)
1. Lageregelungs- und Bahnänderungsverfahren für einen dreiachsenstabilisierbaren Satelliten, insbesondere
für einen geostationären Satelliten, mit Antriebssystemen und mindestens einem drallradgestützten
Lageregelungssystem, dadurch gekennzeichnet, daß das Drallrad (11) noch in der Transferphase (30) aktiviert wird und daß der
Satellit (10) mit einem kleineren Drehimpuls als dem des Drallrades um die zur Drallachse parallele
Satellitenachse in Drehung versetzt wird, daß zum Zeitpunkt der gewünschten Bahnänderung die
Dreiachsenstabilisierung vorgenommen wird, daß unter Verwendung von Flüssigkeitsantriebssystemen
(14, 15) diese zur Erreichung einer beliebigen neuen Bahn eingeschaltet werden und daß der Schub
der Antriebssysteme (14,15) so bemessen wird, daß das der späteren Mission dienende Lageregelungssystem
(11,15) auch in der Bahnänderungsphase die
Orientierung beibehalten kann.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß vor Abtrennen des Satelliten (10) von
der Trägerstufe das Drallrad (11) aktiviert wird und
Trägerstufe und Satellit (10) so gedreht werden, daß die mit der Drallachsenrichtung übereinstimmende
Satellitenachse senkrecht zu einer vorgegebenen Bahnebene steht.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Lage der mit der Drallachsenrichtung
übereinstimmenden Satellitenachse unter Verwendung eines für die spätere Stabilisierung
erforderlichen Peilsensors (12) im Sinne der Ausrichtung des Satelliten (10) im Raum bestimmt
und erforderlichenfalls korrigiert wird.
4. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Drehzahl des Satelliten (10) in der
Transferphase mittels eines Kreisels (17) als Geschwindigkeitssensor durch die Drehzahlregulierung
des Drallrades (11) eingestellt wird.
5. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Satellit (10) durch
Drehung um eine Satellitenachse so orientiert wird, daß durch den Bahnänderungsimpuls gleichzeitig die
Inklination der bisherigen Bahn korrigiert wird und daß diese Drehung durch Nullpunktverschiebung
eines Sonnensensors (18) herbeigeführt wird.
6. Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch mindestens
ein die Lageregelung des Satelliten (10) in jeder Flugphase mitbewirkendes Drallrad (11), ein eine
aktive Dreiachsenregelung ermöglichendes Antriebssystem (15) sowie durch Flüssigkeitsantriebssysteme
(14,15) für Bahnänderungs- und Bahnkorrekturaufgaben.
7. Einrichtung nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch ein gemeinsames Tank- und Fördersystem (25)
für alle Antriebssysteme (14,15).
8. Einrichtung nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß mindestens zwei der Triebwerke
(15) vorzugsweise parallel zum Bahnänderungsantrieb (14) angeordnet sind.
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