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Die
Erfindung betrifft einen in der Roll-, Gier- und Nick-Achse stabilisierten
Satelliten für
einen Flug auf einem Orbit mit geozentrischer Ausrichtung auf einen
Himmelskörper,
umfassend einen Körper
und einen Solargenerator, der dazu bestimmt ist, Sonnenstrahlung
aufzufangen, wobei dieser Generator einen einzigen Flügel aufweist,
der in einem Mittelbereich durch einen mit dem Körper durch einen einzigen Drehmechanismus verbundenen
Arm getragen ist.
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Insbesondere
betrifft die Erfindung eine dreiachsenstabilisierte Satellitenkonfiguration
mit geozentrischer Ausrichtung für
beliebige Orbits (heliosynchron oder nicht, vorzugsweise, jedoch
nicht notwendigerweise mit starker Neigung und/oder niedriger Höhe). Sie
betrifft insbesondere auch die Anordnung bzw. den Einbau und die
Kinetik ihres Sonnengenerators.
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Bekanntlich
besitzt ein Satellit zwei Teile: eine Plattform, die die verschiedenen
für die
Steuerung und das Leben des Satelliten 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).
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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).
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So
ist aus der gattungsbildenden
EP 0 199 648 B1 ein um drei Achsen stabilisierter
Satellit bekannt, der mit einem Solargenerator ausgestattet ist.
Der Solargenerator weist einen einzigen Flügel auf, welcher im Mittenbereich
durch einen Arm getragen ist. Der Arm ist mit dem Körper des
Satelliten durch einen einzigen Drehmechanismus verbunden, wobei
der Flügel
gegenüber
der Nickachse des Satelliten eine konstante Neigung aufweist.
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Die
EP 0 319 120 A2 offenbart
einen Satelliten mit einem aus einem Flügel bestehenden Solargenerator.
Der Flügel
ist durch einen Arm um eine einzige, zu einer der Satellitenachsen
parallelen Drehachse mit dem Körper
des Satelliten verbunden.
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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 Solargenerators 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 Konfiguration
des Satelliten ab.
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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 Knotenregression – der
Knotenlinie des Orbits (Schnittstelle der Orbitalebene 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
Exzentrizität
e verbindet.
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Ein
heliosynchroner Orbit ist ein Orbit, bei dem man die Knotenregression
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 optischen Beobachtungssatelliten interessant.
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Ein
solcher Orbit vereinfacht beträchtlich
die Probleme der Ausrichtung des Solargenerators: eine einzige Drehachse
genügt,
um die Zellen ständig
senkrecht zur Sonnen zu halten.
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Wenn
dieser Orbittyp für
die optischen Beobachtungsmissionen sehr geeignet ist, kann er jedoch
für andere
Missionen gewisse Nachteile besitzen, die insbesondere dadurch verursacht
werden, daß der
Satellit einen bestimmten Ort immer zur selben Ortszeit überfliegt.
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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 Rotationsfreiheitsgrade erforderlich sind, um den Solargenerator
ständig
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.
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Auf
diesen vorzugsweise, jedoch nicht notwendigerweise niedrigen Orbittyp
ist die Erfindung anwendbar.
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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 Lagestabilisierung, daß eine Seite des Satelliten,
Erdseite genannt, der Erde zugewandt gehalten wird, d.h. senkrecht
zur geozentrischen Richtung (gewöhnlich
Richtung Z genannt). Auf dieser Erdseite (oder Seite +Z) ist im
allgemeinen die Nutzlast angeordnet (Antennen, Instrumente, optische
Vorrichtungen u.s.w. ...). Die entgegengesetzte Seite wird Gegenerdseite
(oder Seite -Z) genannt.
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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 Rotationsfreiheitsgrad 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, sondern
auch in der Rollachse X und in der Nickachse Y).
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Auf
diesen Satellitenkonfigurationstyp ist die Erfindung anwendbar.
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Beispiele
für Satelliten
auf niedrigem Orbit sind insbesondere durch Schrift EP-0.195.553
oder durch den Satelliten METEOR gegeben.
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Die
Schrift EP-0.195.553 beschreibt einen Satelliten, der für einen
Orbitalflug in zwei möglichen
Lageausrichtmoden ausgelegt 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 gegenseitigen Verlängerung,
können
jedoch auch nebeneinander kommen, wenn zwei Körper aneinander befestigt werden.
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Zu
diesem Zweck können
sich die Flügel
um 90° um
die Achse drehen. 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 notwendigerweise 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 Satelliten 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.
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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 Antriebsmechanismus verbunden ist, der auf der Gegenerdseite
montiert ist, indem er eine mit der geozentrischen Richtung zusammenfallende
Drehachse hat. Die Flügel
besitzen eine Neigung 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 Betrieb wenig Freiheitsgrade behalten, ihre Entfaltung (in Kombination
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.
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Aufgabe
der Erfindung ist ein dreiachsenstabilisierter Satellit mit geozentrischer
Ausrichtung in einem beliebigen Orbit (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 unter
der Aufnahmehaube einer Trägerrakete
verfügbaren
Volumens gestattet, dessen Entfaltung zuverlässig und einfach ist, dessen
Steuerung in Betrieb zuverlässig
und einfach ist, und zwar ohne komplexe und empfindliche Anlenk-
oder Drehvorrichtung, wobei der Einbau dieses Generators eine geringe Überdimensionierung
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 niedrigem Orbit verwendet
werden kann.
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Diese
Aufgabe wird erfindungsgemäß mit den
Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.
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Bevorzugte
ggf. kombinierte Anordnungen der Erfindung sind:
- – die Drehachse
des einzigen Mechanismus ist wenigstens annähernd in der Roll-Gier-Ebene
enthalten; dies hat den Vorteil, daß man eine bezüglich der
Roll-Gier-Ebene symmetrische Konfiguration erhält, wodurch ggf. auftretende
Störmomente
minimiert werden, die insbesondere auf den atmosphärischen
Widerstand (Fall der Erde), auf den Sonnenstrahlungsdruck oder auf
den Schwerkraftgradienten zurückzuführen sind,
- – der
Massenmittelpunkt des Solargenerators ist wenigstens annähernd 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 Gegenhimmelskärperseite
des Körpers
des Satelliten, was die Anordnung des Flügels und seines Arms in Speicherstellung
erleichtert,
- – der
Flügel
ist von einer ungeraden Anzahl von Platten gebildet, darunter einer
Mittelplatte, mit der der Arm verbunden ist, was die Speicherung
und die Entfaltung des Flügels
erleichtert,
- – der
Flügel
ist von Platten gebildet, deren Form und Abmessungen der Form und
den Abmessungen der Gegenhimmelskörperseite nahe sind, was die
Speicherung der Einheit des Satellitenkörpers 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 kinetisches
Rad mit einem kinetischen Moment von durchschnittlich nicht null
mit zur Nickachse wenigstens annähernd
paralleler 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 erinnert, daß die
Nickachse eine Achse ist, die man zur Ebene des Orbits senkrecht
zu halten sucht), und die evtl. auftretenden Störmomente um diese Nickachse
können
durch das kinetische 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 Lösungen
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 angeordntet,
indem die große
Fläche
benutzt wird, die diese Seiten haben können; 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 Wärmegradienten
mäßig empfindlich
sind; die für
diesen Gradienten zu empfindlichen Elemente werden vorzugsweise
auf der Himmelskörperseite
angeordnet.
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Ein
Ausführungsbeispiel
der Erfindung ergibt sich aus der folgenden Beschreibung, in der
auf die beiliegenden Zeichnungen Bezug genommen wird. In diesen
zeigen:
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1 eine
schematische Prinzipansicht eines erfindungsgemäßen Satelliten,
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2 eine
perspektivische Ansicht eines Ausführungsbeispiels eines erfindungsgemäßen Satelliten und
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3 eine
perspektivische Ansicht des Satelliten von 2 in zusammengeklappter
Konfiguration unter der Aufnahmehaube einer Trägerrakete.
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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).
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Der
Satellit hat drei Hauptträgheitsachse,
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.
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Genauer
gesagt, dieser Satellit ist in seinen drei Achsen stabilisiert,
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 orthonormiert
ist.
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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.
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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 unterbrochen: der Satellit sieht also eine Eklipse). Die
Sonnenstrahlung 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.
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Man
versteht, daß dieser
Erdkegel und damit diese Eklipseerscheinung um so stärker ist,
je geringer die Höhe
des (im allgemeinen kreisförmigen)
Orbits ist. Angesichts dessen, wie man sehen wird, daß die Erfindung
diese Eklipseerscheinung berücksichtigt,
ist die Erfindung vom besonderen Interesse im Fall der niedrigen
Orbits (Höhe
typischerweise von der Größenordnung
von einigen Hundert bis einigen Tausend Kilometer, im allgemeinen
zwischen 500 und 10.000 km).
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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 entgegengesetzt 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.
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Der
Arm 4 ist an den Flügel
in einem Mittelteil von diesem angeschlossen.
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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 1 kann aber
aus Gründen
der größeren Einfachheit
der Speicherung und der besseren Entfernung des Flügels vom
Körper
bevorzugt werden.
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Es
ist zu bemerken, daß die
Tatsache, daß der
Antriebsmechanismus 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 besser freigelegt wird.
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Man
erkennt die Robustheit dieser Konfiguration, da es nur einen einzigen
Mechanismus für
den Solargenerator gibt und dieser Mechanismus eine einzige Betätigungsachse
hat.
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Der
Flügel
bildet gegen die Gierachse eine konstante Neigung α von typischerweise
25° bis
40°.
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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/2nimmt, was bei kreisförmigen Orbits
mit einer Höhe
von 600 bis 1000 km werten von α von
30 bis 33° entspricht.
Es ist zu bemerken, daß der
wert dieser Neigung hier unabhängig
von der Neigung des Orbits gewählt ist.
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Wenn φ der Solarfluß ist, kann
man den mittleren, vom Solargenerator aufgenommenen Fluß φ m durch
die Beziehung φ m = φ·cos α/(π/2 – α)annähern.
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Der
Kinematiktyp (Drehung des Solargenerators um Z-Z) ist besonders
an die Orbits mit starker Neigung, und zwar typischerweise für Neigungen
von über
60°, angepaßt.
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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.
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Der
Wert dieses Neigungswinkels kann in Abhängigkeit vom Orbit optimiert
werden, um die pro Orbit empfangene durchschnittliche Leistung (in
allen Zeiteinstellungs- und Jahreszeitsfällen) zu maximieren. Man zeigt,
daß die Überdimensionierung
der Zellenfläche
nur gleich etwa 20 % bezüglich
dem absoluten Minimum beträgt,
d.h. bezüglich
einem Solargenerator mit zwei Drehachsen, der ständig senkrecht zur Sonne ausgerichtet
wäre (was
gleichbedeutend damit ist, daß der
mittlere Sichtfaktor pro Orbit immer größer als oder gleich 0,8 außerhalb
der Eklipse ist).
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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 durchschnittlich 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.
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Der
Satellit besitzt beispielsweise der Erde zugewandt Ausrüstungen
wie Antennen 7.
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Die 2 und 3 zeigen
detaillierter einen Satellit vom Typ von 1 (jedoch
ohne dargestellte Antennen). Gleiche Elemente wie die Elemente dieser 1 tragen
Bezugszahlen, die sich von denen der 1 durch
Addition der Zahl 10 ableiten.
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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 Plattform,
während
die Seite 12A einen Teil der Nutzlast bildet.
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Auf
bevorzugte Weise liegt die Drehachse z-z des Mechanismus 15 wenigstens
annähernd
in der Roll-Gier-Ebene (Ebene der Achsen X und Z).
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In
ebenfalls bevorzugter Weise ist der Massenmittelpunkt O des Solargenerators
wenigstens annähernd
in der Roll-Gier-Ebene enthalten. Zu diesem Zweck liegt dieser Massenmittelpunkt
vorteilhafterweise wenigstens annähernd auf der Achse z-z.
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Diese
Merkmale gewährleisten
eine Symmetrie, die die Wirksamkeit 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 Anforderungen, 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 3) ein Anfügen des
Arms längs
der zur Rollachse parallelen Mittellinie gestattet.
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Je
größer die
Entfernung des Mechanismus vom Endrand der Gegenerdseite 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 herauszuragen,
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 Robustheit und Einfachheit bevorzugt sein.
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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.
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Der
einzige Flügel
des Solargenerators besteht vorteilhafterweise 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 angeschlossen
ist. In zusammengefalteter Konfiguration gelangt die Mittelplatte
zum Körper
(vgl. 3), während
die anderen Platten auf diese mittlere Platte geklappt sind, wobei
die Platte 13C in diesem Fall unter die andere Außenplatte 13A geklappt
ist. Es liegt im Bereich des Fachmanns, das Vorhergehende auf den
Fall einer ungeraden Plattenanzahl von über 5 anzupassen.
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Die
Platten 13A und 13C des Flügels haben vorteilhafterweise
eine Form und Abmessungen, die der Form und den Abmessungen der
Gegenerdseite nahekommen (in 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.
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Die
größere Abmessung
dieser Einheit (Körper
+ zusammengeklappter Flügel),
im vorliegenden Fall die Abmessung in der Rollachse, ist in der
Aufnahmehaube der Trägerrakete
vorzugsweise 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.
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Angesichts
der großen
Fläche,
die erfindungsgemäß der Gegenerdfläche (oder
der Erdfläche)
verliehen wird, ist diese Seite für den Einbau von Ausrüstungen
verfügbar,
die dazu bestimmt sind, dem leeren Raum zugewandt angeordnet zu
werden, wie Temperaturstrahler, von denen ein Beispiel mit der Bezugszahl 18 dargestellt
ist. Ebenso kann man die Erdseite für den Einbau anderer Ausrüstungen,
Temperaturstrahler o.a. (vgl. Bezugszahl 18A), ausnutzen.
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Der
Satellit hat beispielsweise die folgenden Merkmale (wobei der Mechanismus
stärker
als in
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. |
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Es
liegt im Bereich des Fachmanns, durch Analogie mit den gegenwärtig 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 kinetischen Rad (oder nach anderen bekannten
Prinzipien) mit Hilfe von verschiedenen Detektoren bekannten Typs, die
jedoch nicht dargestellt sind.