DE4434109A1 - Dreiachsenstabilisierter Satellit mit geozentrischer Ausrichtung auf niedrigem Orbit mit einachsenschwenkbarem Solargenerator - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine dreiachsenstabilisierte Satelli­ tenkonfiguration mit geozentrischer Ausrichtung für beliebige Orbits (heliosynchron oder nicht, vorzugsweise, jedoch nicht notwendigerweise mit starker Neigung und/oder niedriger Höhe). Sie betrifft insbesondere die Anordnung bzw. den Einbau und die Kinetik ihres Sonnengenerators.

Bekanntlich besitzt ein Satellit zwei Teile: eine Plattform, die die verschiedenen für die Steuerung und das Leben des Sa­ telliten erforderlichen Ausrüstungen einschließt (insbesondere Lage- und Orbitsteuerung und elektrische Versorgung) und eine Nutzlast, die aus verschiedenen Ausrüstungen besteht, die für die Erfüllung der spezifischen Aufgabe, mit der der Satellit betraut ist, erforderlich sind (es kann sich insbesondere um Beobachtungs- oder Telekommunikationsvorrichtungen handeln).

Die an Bord der Satelliten befindlichen Nutzlasten bedürfen für ihren Betrieb der Zufuhr einer elektrischen Leistung, die im allgemeinen von einem Solargenerator geliefert wird, der Photovoltzellen aufweist, die von der Sonne beleuchtet werden (wenn der Satellit sich außerhalb der Eklipse befindet).

Die Ausrichtung des oder der Sonnengeneratoren hat zum Ziel, die Solarzellen senkrecht zur Sonne (oder so senkrecht wie möglich) anzuordnen, um eine maximale Leistung zu gewinnen und dadurch die Oberfläche des an Bord vorzusehenden Solarge­ nerators zu minimieren. Diese Ausrichtung hängt von der Seite des Satelliten ab, auf der man den Solargenerator und seinen Mechanismus anordnet: sie hängt somit von der gewählten Kon­ figuration des Satelliten ab.

In niedrigem Orbit bewirken der Wulst der Erde am Äquator und die Terme des terrestrischen Anziehungspotentials, die sich daraus ergeben, eine Drehung - man spricht von Knotenregres­ sion - der Knotenlinie des Orbits (Schnittstelle der Or­ bitalebene mit der Äquatorialebene), deren Geschwindigkeit durch eine Beziehung gegeben ist, die die große Halbachse a des Orbits, seine Neigung i und in zweiter Ordnung seine Ex­ zentrizität e verbindet.

Ein heliosynchroner Orbit ist ein Orbit, bei dem man die Kno­ tenregression benutzt, um die Drehung der Erde um die Sonne exakt zu kompensieren (eine Umdrehung pro Jahr), so daß für den Satelliten die Beleuchtungsbedingungen konstant bleiben. Diese Eigenschaft des Heliosynchronismus ist besonders bei op­ tischen Beobachtungssatelliten interessant.

Ein solcher Orbit vereinfacht beträchtlich die Probleme der Ausrichtung des Solargenerators: eine einzige Drehachse ge­ nügt, um die Zellen ständig senkrecht zur Sonnen zu halten.

Wenn dieser Orbittyp für die optischen Beobachtungsmissionen sehr geeignet ist, kann er jedoch für andere Missionen gewisse Nachteile besitzen, die insbesondere dadurch verursacht wer­ den, daß der Satellit einen bestimmten Ort immer zur selben Ortszeit überfliegt.

Deshalb kann es sich in operationeller Hinsicht für manche Missionen als viel interessanter herausstellen, einen nicht heliosynchronen Orbit (beliebigen Orbit) zu wählen. Hier zeigt sich jedoch, daß in allen Figurenfällen zwei Rotations­ freiheitsgrade erforderlich sind, um den Solargenerator stän­ dig senkrecht zur Sonne gerichtet zu halten. Dies erklärt sich daraus, daß man die beiden folgenden Drehungen kompensieren muß:

• - Knotenregression des Orbits bezüglich der Richtung der Sonne (Nicht-Heliosynchronismus),
• - Orbitaldrehung des Satelliten, so daß eine der Seiten immer auf die Erde zu ausgerichtet gehalten wird.

Auf diesen vorzugsweise, jedoch nicht notwendigerweise niedri­ gen Orbittyp ist die Erfindung anwendbar.

Ein Satellit, der sich auf seinem Orbit dreht, ist auf diesem im allgemeinen in einer besonderen Lage stabilisiert, die in Abhängigkeit von der Mission dieses Satelliten gewählt ist. Im Fall eines geozentrischen Satelliten bewirkt die Lagesta­ bilisierung, daß eine Seite des Satelliten, Erdseite genannt, der Erde zugewandt gehalten wird, d. h. senkrecht zur geozen­ trischen Richtung (gewöhnlich Richtung Z genannt). Auf dieser Erdseite (oder Seite +Z) ist im allgemeinen die Nutzlast ange­ ordnet (Antennen, Instrumente, optische Vorrichtungen usw. . . .). Die entgegengesetzte Seite wird Gegenerdseite (oder Seite -Z) genannt.

Je nach der gewählten geozentrischen Stabilisierungsart kann der Satellit oder kann nicht eine feste Lage gegenüber der geozentrischen Richtung und dem Orbit einhalten. Wenn sich die Lage gegenüber dem Orbit ändern kann, gibt es einen Rota­ tionsfreiheitsgrad um Z, was dazu benutzt werden kann, um den Solargenerator senkrecht zur Sonnenstrahlung ausgerichtet zu halten. Manche Nutzlasten müssen jedoch zur Erfüllung ihrer Mission in einer Lage bleiben, die gleichzeitig gegenüber Z und dem Orbit geeignet ist, was mit einer Rotationsfreiheit um Z inkompatibel ist. Der Satellit muß nun gegenüber seinem Orbit in drei Achsen stabilisiert sein (nicht nur in Z, son­ dern auch in der Rollachse X und in der Nickachse Y).

Auf diesen Satellitenkonfigurationstyp ist die Erfindung an­ wendbar.

Beispiele für Satelliten auf niedrigem Orbit sind insbesondere durch Schrift EP-0.195.553 oder durch den Satelliten METEOR gegeben.

Die Schrift EP-0.195.553 beschreibt einen Satelliten, der für einen Orbitalflug in zwei möglichen Lageausrichtmoden ausge­ legt ist, und zwar einen erdgerichteten Modus (geozentrisch) und einen sonnengerichteten Modus. Der Satellit besitzt einen länglichen zylindrischen Körper und zwei Solargeneratorflügel, die sich quer zu diesem Körper erstrecken, indem sie an einem Mittelbereich dieses Körpers angelenkt sind. In erdgerichteten Modus ist die Achse des Körpers zur geozentrischen Richtung parallel. Die beiden Flügel sind im allgemeinen in der gegen­ seitigen Verlängerung, können jedoch auch nebeneinander kom­ men, wenn zwei Körper aneinander befestigt werden.

Zu diesem Zweck können sich die Flügel um 90° um die Achse dre­ hen. Im Normalbetrieb hat jeder Flügel, um der Sonnenrichtung zu folgen, außerdem Winkelausschläge um seine Längsachse und um eine zur Ebene der Achse des Körpers und dieser Längsachse senkrechte Achse. Eine derartige Lösung ist natürlich komplex (es gibt drei Freiheitsgrade für die Flügel mit den notwendi­ gerweise komplexen Antriebsvorrichtungen, die zu schweren Störungen führen können). Außerdem ist nichts vorgesehen, um die Schatten des Körpers des Satelliten oder seiner Ausrüstungen auf die Flügel zu minimieren, und das Bestehen solcher Schattengefahren erfordert eine Überdimensionierung des Solargenerators und damit der Solarzellenzahl, um ständig eine ausreichende elektrische Versorgung des übrigen Satelli­ ten zu gewährleisten. Schließlich erfordert diese Konfigura­ tion, daß im Körper selbst ein nicht vernachlässigbarer Raum freigelassen wird, um die verschiedenen Winkelausschläge der Flügel zuzulassen. Dies kann Probleme für die Anordnung der Nutzlast verursachen.

Der Satellit METEOR ist ein Satellit mit einem Körper und zwei sich in der gegenseitigen Verlängerung quer zu diesem Körper erstreckenden Solargeneratorflügeln, indem sie auf einer Brücke montiert sind, die mit dem Körper durch einen An­ triebsmechanismus verbunden ist, der auf der Gegenerdseite montiert ist, indem er eine mit der geozentrischen Richtung zusammenfallende Drehachse hat. Die Flügel besitzen eine Nei­ gung bezüglich der Ebene, die von der geozentrischen Richtung und der Richtung, in der sich die Flügel erstrecken, gebildet wird. Diese Konfiguration besitzt Nachteile, von denen die Tatsache zu erwähnen ist, daß, selbst wenn die Flügel in Be­ trieb wenig Freiheitsgrade behalten, ihre Entfaltung (in Kom­ bination mit der Brücke) komplexe Bewegungen erfordert, und zwar um so mehr, als der Körper dieses Satelliten ein in der geozentrischen Richtung langgestreckter Zylinder ist. Außerdem führt die Tatsache, daß die Flügel und ihre Brücke sich um den Körper drehen, dazu, dem Körper in quer zur geozentrischen Richtung senkrechten Stellungen ähnliche Abmessungen zu geben.

Gegenstand der Erfindung ist ein dreiachsenstabilisierter Sa­ tellit mit geozentrischer Ausrichtung in einem beliebigen Or­ bit (also ggf., jedoch nicht notwendigerweise heliosynchron) um die Erde oder allgemeiner um einen Himmelskörper, der einen Generator besitzt, dessen Montage in Speicherkonfiguration einfach ist und der gleichzeitig eine gute Ausnutzung des un­ ter der Aufnahmehaube einer Trägerrakete verfügbaren Volumens gestattet, dessen Entfaltung zuverlässig und einfach ist, des­ sen Steuerung in Betrieb zuverlässig und einfach ist, und zwar ohne komplexe und empfindliche Anlenk- oder Drehvorrichtung, wobei der Einbau dieses Generators eine geringe Überdi­ mensionierung des Generators bei einer gegebenen Nennleistung gestattet, eine wesentliche Nutzfläche auf der Gegenerdseite für den Einbau von Nutzausrüstungen wie Temperaturstrahlern verfügbar bleibt und dieser Satellit insbesondere auf niedri­ gem Orbit verwendet werden kann.

Die Erfindung schlägt zu diesem Zweck einen in der Roll-, Gier- und Nick-Achse stabilisierten Satellit für einen Flug auf einem Orbit mit geozentrischer Ausrichtung auf einen Himmelskörper vor, der einen Körper und einen Solargenerator umfaßt, der dazu bestimmt ist, Sonnenstrahlen aufzufangen, und dadurch gekennzeichnet ist, daß dieser Generator einen einzi­ gen Flügel aufweist, der in einem Mittelbereich durch einen Arm getragen ist, der sich wenigstens annähernd in der Gierachse auf der dem Himmelskörper entgegengesetzten Seite erstreckt, wobei dieser Arm mit dem Körper durch einen einzi­ gen Drehmechanismus mit einer einzigen, zur Gierachse im we­ sentlichen parallelen Drehachse verbunden ist, wobei der Flü­ gel gegenüber dieser Gierachse eine konstante Neigung besitzt.

Bevorzugte ggf. kombinierte Anordnungen der Erfindung sind:

• - die Drehachse des einzigen Mechanismus ist wenigstens annä­ hernd in der Roll-Gier-Ebene enthalten; dies hat den Vorteil, daß man eine bezüglich der Roll-Gier-Ebene symmetrische Kon­ figuration erhält, wodurch ggf. auftretende Störmomente mini­ miert werden, die insbesondere auf den atmosphärischen Wider­ stand (Fall der Erde), auf den Sonnenstrahlungsdruck oder auf den Schwerkraftgradienten zurückzuführen sind,
• - der Massenmittelpunkt des Solargenerators ist wenigstens an­ nähernd in der Roll-Gier-Ebene enthalten, was den Vorteil hat, daß die Störmomente während der Drehung des Solargenerators um Z minimiert werden,
• - die Drehachse des Mechanismus ist in Nähe eines Rands der Gegenhimmelskörperseite des Körpers des Satelliten, was die Anordnung des Flügels und seines Arms in Speicherstellung er­ leichtert,
• - der Flügel ist von einer ungeraden Anzahl von Platten gebil­ det, darunter einer Mittelplatte, mit der der Arm verbunden ist, was die Speicherung und die Entfaltung des Flügels er­ leichtert,
• - der Flügel ist von Platten gebildet, deren Form und Abmes­ sungen der Form und den Abmessungen der Gegenhimmelskörper­ seite nahe sind, was die Speicherung der Einheit des Satelli­ tenkörpers und seines zusammengeklappten Solargenerators unter der Aufnahmehaube der Trägerrakete vereinfacht,
• - die konstante Neigung beträgt bei Höhen des niedrigen Orbits von etwa 600 bis 1000 km unabhängig von der Neigung des Orbits 30° bis 35°,
• - der Satellit besitzt eine Lagesteuervorrichtung, die ein ki­ netisches Rad mit einem kinetischen Moment von durchschnitt­ lich nicht null mit zur Nickachse wenigstens annähernd paral­ leler Achse aufweist; dies wird dadurch ermöglicht, daß die oben definierte Konfiguration des erfindungsgemäßen Satelliten die Störmomente um die Roll- und Gierachse minimiert; die Nickachse ist eine quasi-Trägheitsachse (es sei hier daran er­ innert, daß die Nickachse eine Achse ist, die man zur Ebene des Orbits senkrecht zu halten sucht), und die evtl. auftre­ tenden Störmomente um diese Nickachse können durch das kineti­ sche Rad kompensiert werden; dieses gestattet so die Lagesteuerung bezüglich Nicken sowie, Dank der gyroskopischen Starrheit, die gekoppelte Steuerung des Roll- und des Gierwinkels; daraus ergibt sich gegenüber den bekannten Lö­ sungen der Vorteil einer Minimierung der Anzahl der zur Steuerung der Lage des Satelliten erforderlichen Räder,
• - mindestens ein Temperaturstrahler ist auf der Gegenhimmels­ körperseite oder auf der "Himmelskörper"-Seite angeordnet, in­ dem die große Fläche benutzt wird, die diese Seiten haben kön­ nen; die Gegenhimmelskörperseite verfügt in der Tat über ein hohes Wärmeunterdrückungsvermögen, das größer als das der Himmelskörperseite ist, sieht die Sonne jedoch stärker; man kann auf ihr Ausrüstungen anordnen, die für den Wärmegra­ dienten mäßig empfindlich sind; die für diesen Gradienten zu empfindlichen Elemente werden vorzugsweise auf der Himmels­ körperseite angeordnet.

Gegenstände, Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung, in der auf die beiliegenden Zeichnungen Bezug genommen wird. In diesen zeigen:

Fig. 1 eine schematische Prinzipansicht eines erfindungsgemä­ ßen Satelliten,

Fig. 2 eine perspektivische Ansicht eines Ausführungsbeispiels eines erfindungsgemäßen Satelliten und

Fig. 3 eine perspektivische Ansicht des Satelliten von Fig. 2 in zusammengeklappter Konfiguration unter der Aufnah­ mehaube einer Trägerrakete.

Fig. 1 zeigt einen Satelliten 1, der einen Orbit T um die Erde beschreibt (die Erfindung ist ohne Schwierigkeit auf den Fall eines anderen Himmelskörpers wie beispielsweise des Monds übertragbar).

Der Satellit hat drei Hauptträgheitsachsen, von denen die eine, Z oder Gierachse genannt, in der örtlichen geozentrischen Richtung auf die Erde zu ausgerichtet gehalten ist: Dieser Satellit hat also eine geozentrische Ausrichtung.

Genauer gesagt, dieser Satellit ist in seinen drei Achsen sta­ bilisiert, d. h. nicht nur um die Gierachse Z, sondern auch um die Nickachse Y, die dazu bestimmt ist, senkrecht zur Ebene des Orbits zu bleiben, und um die Rollachse X, die zu den Achsen Y und Z senkrecht ist, indem sie vom selben Sinn wie die momentane Geschwindigkeit des Satelliten auf seinem Orbit ist, wobei der Trieder XYZ direkt orthonomiert ist.

Für den Satelliten nimmt die Erde einen Kegel C ein, dessen Achse mit der geozentrischen Richtung zusammenfällt und dessen Spitzenhalbwinkel β durch die Höhe H des Satelliten nach der Beziehung

sin β= R/(R+H)

bestimmt ist, wenn R der Radius der Erde ist. Dieser Winkel ist etwa 55° bei einem kreisförmigen Orbit von beispielsweise 1400 km.

Die Strahlung der Sonne kann also nicht aus diesem "Erdkegel" kommen (wenn die Richtung der Sonne sich im Inneren dieses Kegels befindet, wird die Strahlung durch die Erde unterbro­ chen: der Satellit sieht also eine Eklipse). Die Sonnenstrah­ lung kann dagegen im Laufe des Jahres und bei einem beliebigen niedrigen Orbit in jeder beliebigen Richtung, die außerhalb dieses Kegels gelegen ist, zum Satelliten gelangen.

Man versteht, daß dieser Erdkegel und damit diese Eklipseer­ scheinung um so stärker ist, je geringer die Höhe des (im all­ gemeinen kreisförmigen) Orbits ist. Angesichts dessen, wie man sehen wird, daß die Erfindung diese Eklipseerscheinung berück­ sichtigt, ist die Erfindung vom besonderen Interesse im Fall der niedrigen Orbits (Höhe typischerweise von der Grö­ ßenordnung von einigen Hundert bis einigen Tausend Kilometer, im allgemeinen zwischen 500 und 10.000 km).

Der Satellit 1 besitzt einen Körper 2 und einen Solargenerator 3, der dazu bestimmt ist, die Sonnenstrahlung aufzufangen. Erfindungsgemäß ist dieser Generator von einem einzigen Flügel gebildet, der mit dem Körper durch einen Arm 4 verbunden ist, der sich wenigstens annähernd in der Gierachse zur Erde entge­ gengesetzt erstreckt, d. h. im wesentlichen in der Richtung -Z. Dieser Arm ist an den Körper an dessen Gegenerdseite 2B durch einen einzigen Antriebsmechanismus 5 angeschlossen, der in Betrieb einen einzigen Freiheitsgrad zuläßt (es handelt sich also um einen Einachsen-Mechanismus), und zwar eine einzige Drehung um eine zur Richtung -Z im wesentlichen parallele Achse z-z.

Der Arm 4 ist an den Flügel in einem Mittelteil von diesem an­ geschlossen.

Bei dem dargestellten Beispiel ist dieser Mittelbereich in der Mitte einer Seite maximaler Länge dieses Flügels (die maximale Abmessung des Flügels ist in der Praxis quer zur Gierachse Z angeordnet). Gemäß einer nicht dargestellten Variante kann der Mittelbereich ganz einfach in der Mitte des Flügels sein, die Konfiguration von Fig. 1 kann aber aus Gründen der größeren Einfachheit der Speicherung und der besseren Entfernung des Flügels vom Körper bevorzugt werden.

Es ist zu bemerken, daß die Tatsache, daß der Antriebsmecha­ nismus 5 auf der Gegenerdseite angeordnet ist, den Vorteil hat, daß jedes Wendemanöver des Satelliten vermieden wird, wenn die Sonne die Orbitalebene durchquert, und die Erdseite, auf der im allgemeinen die Nutzlast angeordnet ist, auch bes­ ser freigelegt wird.

Man erkennt die Robustheit dieser Konfiguration, da es nur einen einzigen Mechanismus für den Solargenerator gibt und dieser Mechanismus eine einzige Betätigungsachse hat.

Der Flügel bildet gegen die Gierachse eine konstante Neigung α von typischerweise 25° bis 40°.

Man kann beweisen, daß unter der Annahme (siehe oben), daß die Einfallsrichtungen der Sonnenstrahlung bezüglich Z im Laufe der Zeit gleich wahrscheinlich sind, ein Energiemaximum über einen langen Zeitraum aufgefangen wird, indem man

α=β/2

nimmt, was bei kreisförmigen Orbits mit einer Höhe von 600 bis 1000 km Werten von α von 30 bis 33° entspricht. Es ist zu be­ merken, daß der Wert dieser Neigung hier unabhängig von der Neigung des Orbits gewählt ist.

Wenn ϕ der Solarfluß ist, kann man den mittleren, vom Solar­ generator aufgenommenen Fluß ϕ m durch die Beziehung

ϕ m = ϕ·cos α/(π/2-α)

annähern.

Der Kinematiktyp (Drehung des Solargenerators um Z-Z) ist be­ sonders an die Orbits mit starker Neigung, und zwar typischer­ weise für Neigungen von über 60°, angepaßt.

Dennoch ist das Konzept auch für Orbits mit geringerer Neigung gültig, es bestehen jedoch auch andere, in energetischer Hinsicht optimalere Kinematiken, beispielsweise Drehung um Y, in diesem Fall hängt jedoch die Einstellung der Neigung der Platte von der Neigung des Orbits ab.

Der Wert dieses Neigungswinkels kann in Abhängigkeit vom Orbit optimiert werden, um die pro Orbit empfangene durchschnittli­ che Leistung (in allen Zeiteinstellungs- und Jahres­ zeitsfällen) zu maximieren. Man zeigt, daß die Überdimensio­ nierung der Zellenfläche nur gleich etwa 20% bezüglich dem absoluten Minimum beträgt, d. h. bezüglich einem Solargenerator mit zwei Drehachsen, der ständig senkrecht zur Sonne ausge­ richtet wäre (was gleichbedeutend damit ist, daß der mittlere Sichtfaktor pro Orbit immer größer als oder gleich 0,8 außer­ halb der Eklipse ist).

Der Satellit besitzt ein Lage- und Orbitsteuersystem (engl.: Attitude and Orbit Control System oder AOCS) jedes bekannten geeigneten Typs. Dieses System ist vorteilhafterweise jedoch vom Typ mit kinetischem Rad mit kinetischem Moment von durch­ schnittlich nicht null, dessen Achse wenigstens annähernd in der Nickachse Y gerichtet ist (die, so sei wiederholt, zur Ebene des Orbits senkrecht bleibt). Dieses kinetische Rad ist mit 6 bezeichnet.

Der Satellit besitzt beispielsweise der Erde zugewandt Ausrü­ stungen wie Antennen 7.

Die Fig. 2 und 3 zeigen detaillierter einen Satellit vom Typ von Fig. 1 (jedoch ohne dargestellte Antennen). Gleiche Elemente wie die Elemente dieser Fig. 1 tragen Bezugszahlen, die sich von denen der Fig. 1 durch Addition der Zahl 10 ab­ leiten.

Wie der Körper 12 hier dargestellt ist, besteht er aus einer Plattform 12′ und einer Nutzlast 12′′, die der Erde zugewandt ist. Die Gegenerdseite 12B bildet somit einen Teil der Platt­ form, während die Seite 12A einen Teil der Nutzlast bildet.

Auf bevorzugte Weise liegt die Drehachse z-z des Mechanismus 5 wenigstens annähernd in der Roll-Gier-Ebene (Ebene der Achsen X und Z).

In ebenfalls bevorzugter Weise ist der Massenmittelpunkt O des Solargenerators wenigstens annähernd in der Roll-Gier-Ebene enthalten. Zu diesem Zweck liegt dieser Massenmittelpunkt vor­ teilhafterweise wenigstens annähernd auf der Achse z-z.

Diese Merkmale gewährleisten eine Symmetrie, die die Wirksam­ keit der Lagesteuerung durch das kinetische Rad 16 begünstigt (natürlich können zusätzliche Räder vorgesehen sein, und zwar in der Praxis mit Geschwindigkeiten, die, je nach den Anfor­ derungen, positive oder negative Werte annehmen können).

Der Mechanismus 15 befindet sich vorzugsweise in Nähe eines Randes der Gegenerdseite des Körpers, wobei dieser Rand in der Praxis, wenn man der oben erwähnten Symmetrie Genüge leisten will, parallel zur Nickachse ist. Dies hat den Vorteil, daß es in der Speicherkonfiguration (siehe Fig. 3) ein Anfügen des Arms längs der zur Rollachse parallelen Mittellinie gestattet.

Je größer die Entfernung des Mechanismus vom Endrand der Ge­ generdseite ist (entgegengesetzt zu dem Rand, bei dem dieser Mechanismus angeordnet ist), um so länger kann der Arm sein, ohne bei der Speicherung aus der Ausdehnung des Körpers her­ auszuragen, und um so mehr gestattet der Arm, den einzigen Flügel im Betrieb vom Körper zu entfernen. Diese Entfernung kann natürlich erhöht werden, wenn der Arm teleskopisch ist, ein Arm mit konstanter Länge kann jedoch aus Gründen der Ro­ bustheit und Einfachheit bevorzugt sein.

Dies erklärt, daß es zweckmäßig sein kann, daß die Abmessung der Gegenerdseite in der Rollachse größer als die Abmessung dieser Seite in der Nickachse ist.

Der einzige Flügel des Solargenerators besteht vorteilhafter­ weise aus einer ungeraden Anzahl von Solarplatten 13A, 13B, 13C, und zwar im vorliegenden Fall in der Anzahl von drei, darunter einer Mittelplatte 12B, an die der Arm 14 angeschlos­ sen ist. In zusammengefalteter Konfiguration gelangt die Mittelplatte zum Körper (vgl. Fig. 3), während die anderen Platten auf diese mittlere Platte geklappt sind, wobei die Platte 13C in diesem Fall unter die andere Außenplatte 13A ge­ klappt ist. Es liegt im Bereich des Fachmanns, das Vor­ hergehende auf den Fall einer ungeraden Plattenanzahl von über 5 anzupassen.

Die Platten 13A und 13C des Flügels haben vorteilhafterweise eine Form und Abmessungen, die der Form und den Abmessungen der Gegenerdseite nahekommen (in Fig. 3 sind die Platten in der Rollachse etwas kürzer als die Seite 12B und damit als der Körper). Dies verleiht bei der Speicherung der Einheit (Körper + Flügel) eine kompakte Konfiguration, die bequem in dem Volumen L unterzubringen ist, das dem Satelliten in der Aufnahmehaube einer Trägerrakete zugewiesen ist.

Die größere Abmessung dieser Einheit (Körper + zusammenge­ klappter Flügel), im vorliegenden Fall die Abmessung in der Rollachse, ist in der Aufnahmehaube der Trägerrakete vorzugs­ weise parallel zur Achse V-V dieser Trägerrakete ausgerichtet, was bei einem gegebenen Satelliten eine Minimierung des Volumens L gestattet, das ihm für einen Abwurf unter guten Bedingungen zur Verfügung gestellt werden muß.

Angesichts der großen Fläche, die erfindungsgemäß der Ge­ generdfläche (oder der Erdfläche) verliehen wird, ist diese Seite für den Einbau von Ausrüstungen verfügbar, die dazu be­ stimmt sind, dem leeren Raum zugewandt angeordnet zu werden, wie Temperaturstrahler, von denen ein Beispiel mit der Be­ zugszahl 18 dargestellt ist. Ebenso kann man die Erdseite für den Einbau anderer Ausrüstungen, Temperaturstrahler o.a. (vgl. Bezugszahl 18A), ausnutzen.

Der Satellit hat beispielsweise die folgenden Merkmale (wobei der Mechanismus stärker als in Fig. 2 exzentrisch ist):

• - Abmessung des Körpers in der X-Achse: 3 m,
• - Abmessung des Körpers in der Y-Achse: 2 m,
• - Abmessung der Plattform in der Z-Achse: 1 m,
• - Abmessung der Solarplatten: 2×3 m²,
• - Länge des Arms: 3 m,
• - Abmessung der Einheit (Plattform + Arm + Flügel) in ausgefalteter Konfiguration: etwa 5 m.

Es liegt im Bereich des Fachmanns, durch Analogie mit den ge­ genwärtig bekannten Lösungen zu bestimmen, wie die Drehung des Solargenerators um die Achse Z-Z zu steuern ist. Dies gehört nicht direkt zur Erfindung und wird hier nicht ausführlicher beschrieben. Dasselbe gilt für die Lagesteuerung mit dem kine­ tischen Rad (oder nach anderen bekannten Prinzipien) mit Hilfe von verschiedenen Detektoren bekannten Typs, die jedoch nicht dargestellt sind.

Es versteht sich von selbst, daß die vorstehende Beschreibung nur als nicht begrenzendes Beispiel dient und daß zahlreiche Abwandlungen vom Fachmann vorgeschlagen werden können, ohne den Rahmen der Erfindung zu verlassen.

Claims (12)

1. In der Roll- (X), Gier- (Z) und Nick- (Y) Achse stabili­ sierter Satellit (1, 11) für einen Flug auf einem Orbit (C) mit geozentrischer Ausrichtung auf einen Himmelskörper, umfas­ send einen Körper (2, 12) und einen Solargenerator (3, 13), der dazu bestimmt ist, Sonnenstrahlung aufzufangen, dadurch gekennzeichnet, daß dieser Generator (3, 13) einen einzigen Flügel aufweist, der in einem Mittelbereich durch einen Arm (4, 14) getragen ist, der sich wenigstens annähernd in der Gierachse auf der dem Himmelskörper entgegengesetzten Seite erstreckt, wobei dieser Arm mit dem Körper durch einen einzi­ gen Drehmechanismus (5, 15) mit einer einzigen, zur Gierachse im wesentlichen parallelen Drehachse verbunden ist, wobei der Flügel gegenüber dieser Gierachse eine konstante Neigung (α) besitzt.

2. Satellit nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Drehachse des einzigen Mechanismus (5, 15) wenigstens annä­ hernd in der Roll-Gier-Ebene enthalten ist.

3. Satellit nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, dadurch gekenn­ zeichnet, daß der Massenmittelpunkt des Solargenerators (3, 13) wenigstens annähernd in der Roll-Gier-Ebene enthalten ist.

4. Satellit nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Drehachse (z-z) des Mechanismus in Nähe eines Rands der Gegenhimmelskörperseite des Körpers des Satelliten ist.

5. Satellit nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekenn­ zeichnet, daß der Flügel von einer ungeraden Anzahl von Platten (13A, 13B, 13C) gebildet ist, darunter einer Mittelplatte, mit der der Arm verbunden ist.

6. Satellit nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Arm an dem Flügel an einem Rand der Mittelplatte befestigt ist.

7. Satellit nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekenn­ zeichnet, daß der Flügel von Platten gebildet ist, deren Form und Abmessungen der Form und den Abmessungen der Gegenhimmelskörperseite nahe sind.

8. Satellit nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekenn­ zeichnet, die konstante Neigung (α) bei Höhen des niedrigen Orbits von etwa 600 bis 1000 km unabhängig von der Neigung des Orbits 30° bis 35° beträgt.

9. Satellit nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekenn­ zeichnet, daß der Satellit eine Lagesteuervorrichtung besitzt, die ein kinetisches Rad (6, 16) mit einem kinetischen Moment von durchschnittlich nicht null mit zur Nickachse (Y) wenig­ stens annähernd paralleler Achse aufweist.

10. Satellit nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekenn­ zeichnet, daß wenigstens ein Temperaturstrahler (18) auf der Gegenhimmelskörperseite angeordnet ist.

11. Satellit nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch ge­ kennzeichnet, daß wenigstens ein Temperaturstrahler (18A) auf der Himmelskörperseite angeordnet ist.

12. Satellit nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch ge­ kennzeichnet, daß die Gegenhimmelskörperseite in der Rollachse (X) eine Abmessung hat, die größer als die Abmessung dieser Seite in der Nickachse ist.