DE68921344T2

DE68921344T2 - System and method for correcting positional errors for geosynchronous satellites.

Info

Publication number: DE68921344T2
Application number: DE1989621344
Authority: DE
Inventors: Brij Nandan Agrawal; Pierre J Madon
Original assignee: International Telecommunications Satellite Organization
Current assignee: International Telecommunications Satellite Organization
Priority date: 1989-12-28
Filing date: 1989-12-28
Publication date: 1995-06-22
Anticipated expiration: 2009-12-29
Also published as: DE68921344D1

Description

Technical area

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf die Lagestabilisierung für geosynchrone Satelliten und insbesondere auf Lagestabilisierungs-Systeme und -Verfahren für das Kompensieren von Roll- -und Gier-Richtfehlern, die als Folge einer Umlaufbahnabweichung von der nominellen äquatorialen Umlaufbahnebene auftreten.The present invention relates to attitude stabilization for geosynchronous satellites and, more particularly, to attitude stabilization systems and methods for compensating for roll and yaw pointing errors that occur as a result of orbital deviation from the nominal equatorial orbit plane.

background

Kommunikations- und Navigationssatelliten werden typischerweise in eine kreisförmige Umlaufbahn gebracht, die als geosynchrone oder geostationäre Umlaufbahn bekannt ist, welche eine Umlaufperiode gleich der der Erde hat, damit sich synchronisierte Umlaufgeschwindigkeiten ergeben. Idealerweise wird der Satellit in eine Umlaufbahnebene gebracht, die mit der Äquatorialebene der Erde zusammenfällt, so daß die Antenne oder Antennen des Satelliten auf gewünschte terrestrische Stellen gerichtet werden können. Generell sind geosynchrone Satelliten impulsstabilisiert, entweder durch Rotieren des Satelliten selbst oder durch Bereitstellen eines Impulsrades, wobei die Rotationsachse senkrecht zur gewünschten äquatorialen Umlaufbahnebene gehalten und die globale Strahl-Sichtseelenachse senkrecht zur Rotationsachse ausgerichtet wird. Bei dieser idealen Situation zeigt die globale Strahl-Sichtseelenachse auf einen Subsatellitenbereich, der feststehend bleibt, wenn sich der Satellit und die Erde synchron drehen.Communications and navigation satellites are typically placed in a circular orbit known as a geosynchronous or geostationary orbit, which has an orbital period equal to that of the Earth to provide synchronized orbital velocities. Ideally, the satellite is placed in an orbital plane that coincides with the equatorial plane of the Earth so that the satellite's antenna or antennas can be pointed at desired terrestrial locations. Generally, geosynchronous satellites are momentum stabilized, either by rotating the satellite itself or by providing a momentum wheel, keeping the rotation axis perpendicular to the desired equatorial orbital plane and aligning the global beam sight axis perpendicular to the rotation axis. In this ideal situation, the global beam sight axis points to a subsatellite region that remains fixed as the satellite and the Earth rotate synchronously.

Mehrere Faktoren induzieren eine Umlaufbahndrift, welche den Satelliten relativ zur nominellen äquatorialen Umlaufbahnebene neigt. Diese Umlaufbahnneigung, welche mit der Zeit akkumuliert, schafft Roll- und Gier-Richtfehler. Spezieller gesagt, die Gravitationswirkung der Sonne und des Mondes auf den Satelliten und die Schwankungen beim Gravitationsfeld der Erde, die durch die nicht-sphärische Gestalt der Erde verursacht werden, leiten in die Umlaufbahn störende Effekte ein, welche bewirken, daß sich die Umlaufbahn des Satelliten bezogen auf die gewünschte Äquatorialebene neigt. Der Nettoeffekt dieser die Umlaufbahn störenden Einflüsse ist, daß die Neigung der Satelliten-Umlaufbahn langsam mit einer Rate zwischen 0,75º und 0,95º pro Jahr driftet.Several factors induce an orbital drift that inclines the satellite relative to the nominal equatorial orbital plane. This orbital inclination, which accumulates over time, creates roll and yaw pointing errors. More specifically, the gravitational effects of the Sun and Moon on the satellite and the variations in the Earth's gravitational field caused by the Earth's non-spherical shape introduce orbital perturbing effects that cause the satellite's orbit to incline relative to the desired equatorial plane. The net effect of these orbital perturbing influences is that the satellite orbital inclination slowly drifts at a rate of between 0.75º and 0.95º per year.

Wenn die Umlaufbahnneigung ansteigt, dann driftet das terrestrische Anstrahlschema der Antenne oder Antennen des Satelliten aus dem gewünschten Zielbereich als Folge der Roll- und Gier- Richtfehler. Beispielsweise und wie in Fig. 1 und 2 gezeigt, schneidet ein Satellit "S", der sich in einer Erdumlaufbahn in der Richtung bewegt, die mit einem Winkel i angegeben ist, die Äquatorialebene an einem aufsteigenden Knoten Na, wo der Satellit von der südlichen Hemisphäre in die nördliche Hemisphäre überwechselt und schneidet die äquatoriale Umlaufbahnebene wieder bei dem absteigenden Knoten Nd, wenn er sich von der nördlichen Hemisphäre in die südliche Hemisphäre bewegt. Wenn der Satellit sich weiter von seinem aufsteigenden Knoten Na hin zu seiner maximalen nördlichen Breite bewegt, dann geht er durch seinen nördlichen Antiknoten Nn hindurch, und umgekehrt geht der Satellit, wenn er sich weiter von seinem absteigenden Knoten Nd hin zu seiner maximalen südlichen Breite bewegt, durch seinen südlichen Antiknoten Ns hindurch.As the orbital inclination increases, the terrestrial beam pattern of the satellite's antenna or antennas drifts out of the desired target area as a result of roll and yaw pointing errors. For example, and as shown in Figs. 1 and 2, a satellite "S" moving in an Earth orbit in the direction indicated by an angle i intersects the equatorial plane at an ascending node Na where the satellite crosses from the southern hemisphere to the northern hemisphere and intersects the equatorial orbital plane again at the descending node Nd as it moves from the northern hemisphere to the southern hemisphere. As the satellite moves further from its ascending node Na toward its maximum northern latitude, it passes through its northern antinode Nn, and conversely, as the satellite moves further from its descending node Nd toward its maximum southern latitude, it passes through its southern antinode Ns.

Als Folge des Neigungswinkels i zwischen der tatsächlichen Satelliten-Umlaufbahn und der nominellen Äquatorialebene leidet das Antennen-Bestrahlungsmuster, das der Satellit auf die Oberfläche der Erde projiziert, unter den nachteiligen Wirkungen sinusförmiger Schwankungen der Nord-Süd- und der Rotationsbewegungen, die den Raumfahrzeug-Rollfehlern beziehungsweise -Gierfehlern entsprechen. Beispielsweise ist in dem Fall, in dem die Satelliten-Rotationsachse senkrecht zur geneigten Umlaufbahnebene liegt, wie in Fig. 2 gezeigt, dann, wenn der Satellit sich durch seinen aufsteigenden Knoten Na bewegt, der Rollfehler (Fig. 3A) des terrestrischen Bestrahlungsmusters gleich Null, während der Gierfehler (Fig. 3B) seinen Maximalwert hat. Wenn der Satellit sich weiter zu seinem nördlichen Antiknoten Nn hin bewegt, dann nimmt der Rollfehler solange zu, bis er ein Maximum am nördlichen Antiknoten Nn erreicht, während sich der Gierfehler bis auf den Wert Null reduziert. Wie in Fig. 2 gezeigt, ist dann, wenn sich der Satellit in seinem nördlichen Antiknoten Nn befindet, die globale Sicht-Seelenachse auf Punkt S&sub1; der Erdoberfläche gerichtet. Umgekehrt nimmt dann, wenn der Satellit sich weiter von seinem nördlichen Antiknoten Nn weg bewegt, der Rollfehler auf den Wert Null ab und erhöht sich der Gierfehler noch einmal auf ein Maximum am absteigenden Knoten Nd. Wenn der Satellit seinen südlichen Antiknoten Ns erreicht, wie in Fig. 2 gezeigt, dann ist die globale Sicht-Seelenachse auf Punkt S&sub2; auf der Erdoberfläche gerichtet.As a result of the inclination angle i between the actual satellite orbit and the nominal equatorial plane, the antenna radiation pattern projected by the satellite onto the Earth's surface suffers from the adverse effects of sinusoidal variations in the north-south and rotational motions corresponding to the spacecraft roll and yaw errors, respectively. For example, in the case where the satellite rotation axis is perpendicular to the inclined orbit plane, as shown in Fig. 2, when the satellite moves through its ascending node Na, the roll error (Fig. 3A) of the terrestrial irradiance pattern is zero, while the yaw error (Fig. 3B) is at its maximum value. As the satellite moves further toward its northern antinode Nn, the roll error increases until it reaches a maximum at the northern antinode Nn, while the yaw error reduces to zero. As shown in Fig. 2, when the satellite is in its northern antinode Nn, the global sighting axis is directed toward point S1 on the Earth's surface. Conversely, as the satellite moves further away from its northern antinode Nn, the roll error decreases to zero and the yaw error increases again to a maximum at the descending node Nd. When the satellite reaches its southern antinode Ns, as shown in Fig. 2, the global viewing axis is directed to point S2 on the Earth's surface.

Die durch eine Umlaufbahnneigung eingeleiteten Roll- und Gierfehler hängen von der Orientierung der Rotationsachse des Raumfahrzeugs ab. In dem allgemeinen Fall, in dem die Rotationsachse um einen Winkel α gegenüber der Achse normal zur Äquatorialebene geneigt ist, wird der Rollfehler zu (1,178 i - α) sin nt und wird der Gierfehler zu -α cos nt, wobei i die Neigung der Umlaufbahn, n die Umlaufbahn- Winkelgeschwindigkeit und t die Zeit mit t = 0 am aufsteigenden Knoten ist. Wie man einschätzen kann, stehen Roll- und Gierfehler funktionell miteinander in Beziehung, und es kann einer als Funktion des anderen bestimmt werden.The roll and yaw errors induced by orbital inclination depend on the orientation of the spacecraft's rotation axis. In the general case where the rotation axis is inclined by an angle α from the axis normal to the equatorial plane, the roll error becomes (1.178 i - α) sin nt and the yaw error becomes -α cos nt, where i is the orbital inclination, n is the orbital angular velocity, and t is the time with t = 0 at the ascending node. As can be appreciated, roll and yaw errors are functionally related, and one can be determined as a function of the other.

Eine Technik, die für die Reduzierung des Roll-Richtfehlers vorgeschlagen worden ist, besteht darin, absichtlich die Fahrzeug-Rotationsachse relativ zur äquatorialen Umlaufbahnnormalen zu neigen. Wie in Fig. 2 gezeigt, ist die Satelliten-Rotationsachse (als strichpunktierte Linie dargestellt) um einen Winkel θ geneigt, um die globale Sicht-Seelenachse des Satelliten wieder auf den Bereich S&sub0; zu positionieren, die man bei dem Satelliten in der äquatorialen Umlaufbahn erhält. Während der Rollfehler effektiv zu Null wird, wird der Gierfehler durch den Beitrag des Rotationsachsenneigungswinkels θ vergrößert und wird durch -(i + θ) cos nt dargestellt. Wenn kreisförmig polarisierte Nachrichtenverbindungen oder eng gebündelte Punktstrahlen verwendet werden, dann ist der erhöhte Gierfehler nicht akzeptabel.One technique that has been proposed for reducing the roll pointing error is to intentionally tilt the vehicle rotation axis relative to the equatorial orbit normal. As shown in Fig. 2, the satellite rotation axis (shown as a dot-dash line) is tilted by an angle θ to reposition the satellite's global sighting axis to the range S₀ obtained with the satellite in equatorial orbit. While the roll error effectively becomes zero, the yaw error is increased by the contribution of the spin axis tilt angle θ and is represented by -(i + θ) cos nt. If circularly polarized communication links or tightly focused spot beams are used, then the increased yaw error is unacceptable.

Bei konventionellen Satellitensystemen werden Steuertriebwerke benutzt, um periodisch die Neigung der Umlaufbahn durch austretenden Treibstoff zu korrigieren, wobei diese Verwendung Nord- Süd-Positionshalten genannt wird. Speziell und für einen Zehnjahresflug kann diese Positionshaltefunktion bis zu 20 % der Gesamtmasse des Satelliten erfordern, wobei ein wesentlicher Teil des Treibstoffs, ungefähr 90 %, für die Korrektur der Umlaufbahnneigung und der Rest für andere Umlaufbahnmanöver benutzt wird, die Korrektur des Stampffehlers eingeschlossen (Fig. 3C). Generell wird die Funktions-Lebensdauer eines geosynchronen Satelliten durch die Kraftstofferfordernisse zum Positionshalten begrenzt und kann durch Beenden des Nord-Süd-Positionshaltens verlängert werden. Jedoch bringt das Aufhören des Nord-Süd-Positionshaltens Lagefehler hinein, die korrigiert werden müssen.In conventional satellite systems, thrusters are used to periodically correct orbital inclination by expelling fuel, a use called north-south station-keeping. Specifically, and for a ten-year flight, this station-keeping function may require up to 20% of the satellite's total mass, with a substantial portion of the fuel, approximately 90%, being used for orbital inclination correction and the remainder for other orbital maneuvers, including pitch error correction (Fig. 3C). In general, the operational lifetime of a geosynchronous satellite is limited by the station-keeping fuel requirements and can be extended by terminating north-south station-keeping. However, terminating north-south station-keeping introduces attitude errors that must be corrected.

In Erkenntnis der nennenswerten Erfordernisse an mitgeführtem Treibstoff für Manöver zur Neigungskorrektur sind verschiedene Lagestabilisierungssysteme vorgeschlagen worden, um Lagefehler zu korrigieren, die durch eine Umlaufbahnneigung herbeigeführt werden. Beispielsweise wird ein Doppel-Kardan-Lagestabilisierungssystem bei Lyons u.a. "Doppelkardan-Reaktionsrad-Lagestabilisierungssystem für Höhen-Kommunikationssatelliten", American Institute of Aeronautics and Astronautics, Arbeit AIAA 71-949 (1971), offenbart. Das darin offenbarte System schließt ein Reaktionsrad ein, das sich um die Rotationsachse dreht und mit dem Raumfahrzeug über innere und äußere Kardangelenke so verbunden ist, daß der Kardanring pendelt und ein Drehmoment auf das Raumfahrzeug um die Roll- und/oder Gierachse ausübt. Das Raumfahrzeug wird als Reaktion auf den Ausgang aus einem Lagesensor, wie beispielsweise einen mit horizontaler Abtastung um die Impulsachse, gedrillt. US-Patent Nr. 4,084,772 für Muhlfelder stellt ein System für eine Roll-/Gier-Fahrzeuglenkung vor, bei welcher das Fahrzeug durch ein Impulsrad stabilisiert wird, bei welchem die Winkelgeschwindigkeit des Rades sinusförmig während des Verlaufs der Umlaufbahn-Umlaufs variiert wird, um den dazugehörigen Fahrzeugimpuls zu variieren und eine sinusförmige Schwankung bei dem Rollverhalten des Fahrzeugs bei jedem Umlaufbahn-Umlauf hervorzurufen. In US-Patent Nr. 4,062,509 für Muhlfelder u.a. ist ein magnetisches System zum Aufbringen eines Drehmoments vorgesehen, durch welches ein Fahrzeug-Magnetfeld aufgebaut wird, um in Wechselwirkung mit dem Magnetfeld der Erde zu treten, um ein Maß für die Roll- und Gierstabilisierung zu liefern. US-Patent Nr. 4,776,540 für Westerlund offenbart ein verhältnismäßig einfaches Richtverfahren, bei welchem die Rotationsachse des Satelliten zur Erde hin unter einem Winkel geneigt wird, der gleich dem Neigungswinkel zwischen der Äquatorialebene und der tatsächlichen Umlaufbahnebene ist. Die in US- Patent Nr. 4,776,540 offenbarte Erfindung kann nicht so angesehen werden, daß sie für eine aktive Stabilisierung sorgt.Recognizing the significant onboard fuel requirements for inclination correction maneuvers, various attitude stabilization systems have been proposed to correct attitude errors induced by orbital inclination. For example, a dual gimbal attitude stabilization system is disclosed in Lyons et al., "Dual gimbal reaction wheel attitude stabilization system for high altitude communications satellites," American Institute of Aeronautics and Astronautics, paper AIAA 71-949 (1971). The system disclosed therein includes a reaction wheel rotating about the rotation axis and connected to the spacecraft via inner and outer gimbal joints such that the gimbal oscillates and applies a torque to the spacecraft about the roll and/or yaw axis. The Spacecraft is rotated in response to the output from an attitude sensor, such as one with horizontal scanning about the momentum axis. U.S. Patent No. 4,084,772 to Muhlfelder discloses a system for roll/yaw vehicle steering in which the vehicle is stabilized by a momentum wheel in which the angular velocity of the wheel is varied sinusoidally during the course of the orbital revolution to vary the associated vehicle momentum and induce a sinusoidal variation in the roll behavior of the vehicle during each orbital revolution. U.S. Patent No. 4,062,509 to Muhlfelder et al. provides a magnetic torque application system by which a vehicle magnetic field is established to interact with the Earth's magnetic field to provide a measure of roll and yaw stabilization. U.S. Patent No. 4,776,540 to Westerlund discloses a relatively simple pointing method in which the satellite's axis of rotation is tilted toward the earth at an angle equal to the angle of inclination between the equatorial plane and the true orbital plane. The invention disclosed in U.S. Patent No. 4,776,540 cannot be considered to provide active stabilization.

Announcement of the invention

Die vorliegende Erfindung sorgt für ein System und ein Verfahren für eine Lagestabilisierung bei einem geosynchronen Satelliten, um Richtfehler zu kompensieren, die die Folge einer Umlaufbahnneigungsschwankung aus der nominellen äquatorialen Umlaufbahnebene sind. Ein Impulsvektor wird für den Satelliten aufgebaut, wobei der Impulsvektor im Trägheitsraum feststehend ist und mit dem Satelliten über ein Kardansystem gekoppelt wird, welches mindestens eine Freiheitsgradbeziehung zwischen dem Fahrzeug und dem Impulsvektor liefert. Die Kardanachse ist entlang mindestens einer der Hauptachsen des Satelliten, wie beispielsweise Roll- -und/oder Gierachse, vorgesehen, wobei ein Kardan-Drehmomenterzeuger vorgesehen ist, um ein Drehmoment auf den Satelliten um den trägheitsfesten Impulsvektor aufzubringen, um die Lagefehler zu stabilisieren. Die Roll- und Gierfehler infolge der Umlaufbahnneigung hängen von der Winkelrichtung des Impulses ab und können analytisch als Funktion der Umlaufbahnneigung und der Lage des Satelliten in seiner Umlaufbahn bestimmt werden. In Abhängigkeit von der speziellen Konfiguration rotiert der Kardan-Momentenerzeuger das Raumfahrzeug um die Rollachse und/oder die Gierachse in den zeitlich richtigen durch Zeitgeber gesteuerten Beziehungen, um die Richtfehler zu korrigieren, wenn der Satellit um die Erde umläuft. Zusätzlich zu den durch die Umlaufbahnneigung induzierten Roll- und Gierfehlern werden zusätzliche Richtfehler, die durch andere von außen wirkende Drehmomentenstörungen, wie beispielsweise ein Solardrehmoment, hereingebracht werden, unter Verwendung eines konventionellen Lagestabilisierungssystems korrigiert, das aus einem Erdsensor und Lagestabilisierungs-Momentenerzeugern besteht.The present invention provides a system and method for attitude stabilization in a geosynchronous satellite to compensate for pointing errors resulting from orbital inclination variation from the nominal equatorial orbit plane. A momentum vector is established for the satellite, the momentum vector being fixed in inertial space and coupled to the satellite via a gimbal system providing at least one degree of freedom relationship between the vehicle and the momentum vector. The gimbal axis is provided along at least one of the satellite's major axes, such as roll and/or yaw, with a gimbal torque generator provided to apply a torque to the satellite about the inertially fixed momentum vector to stabilize the attitude errors. The roll and yaw errors due to orbital inclination depend on the angular direction of the momentum and can be determined analytically as a function of orbital inclination and the attitude of the satellite in its orbit. Depending on the specific configuration, the gimbal moment generator rotates the spacecraft about the roll axis and/or the yaw axis in the correct timed relationships controlled by timers to correct the pointing errors as the satellite orbits the Earth. In addition to the roll and yaw errors induced by orbital inclination, additional pointing errors introduced by other extrinsic torque perturbations, such as solar torque, are corrected using a conventional attitude stabilization system consisting of an Earth sensor and attitude stabilization moment generators.

Bei einer ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung schließt ein drehimpulsstabilisierter Satellit einen mit Impuls versehenen Abschnitt, welcher für einen trägheitsfixierten Impulsvektor sorgt und eine Antennenbaueinheit ohne Impuls ein, die mit dem mit Impuls versehenen Abschnitt über ein Kardansystem mit zwei Freiheitsgraden gekoppelt ist, wobei ein erster Kardanring für eine Drehung um die Rollachse und der andere Kardanring für eine Drehung um die Gierachse montiert ist. Kardan-Drehmomenterzeuger sind vorgesehen, um ein Drehmoment auf den Kardanring aufzubringen, der mit der entsprechenden Rolloder Gierachsenkorrektur verbunden ist und folglich die Antennenbaueinheit um den trägheitsfesten Impulsvektor, der durch den Impulserzeugungsabschnitt aufgebaut worden ist, zu verdrehen, um die Roll- und Gier-Richtfehler zu korrigieren, die durch die Neigung der Umlaufbahn induziert werden. Die Roll- und Gier- Kardan-Drehmomentenerzeuger werden sinusförmig unter Verwendung einer Periode von 24 Stunden angetrieben. Durch Nutzung des Satellitenkörpers als Winkel-Impulseinrichtung und Bewerkstelligen einer selektiv gesteuerten Koppelung mit der Antennenbaueinheit über das Kardangelenk mit zwei Freiheitsgraden wird für ein wesentliches Maß an Richtfehlerkorrektur ohne die Notwendigkeit gesorgt, Treibstoff für die Korrektur der Umlaufbahnneigung zu verbrauchen. Während eine Beziehung mit zwei Freiheitsgraden bevorzugt wird, kann auch eine Beziehung mit einem Freiheitsgrad entlang mindestens entweder der Roll- oder der Gierachse vorgesehen werden, um eine Korrektur entlang einer der Achsen vorzunehmen.In a first embodiment of the present invention, a momentum stabilized satellite includes a momentum section providing an inertially fixed momentum vector and a momentumless antenna assembly coupled to the momentum section via a two degree of freedom gimbal system with a first gimbal mounted for rotation about the roll axis and the other gimbal mounted for rotation about the yaw axis. Gimbal torquers are provided to apply a torque to the gimbal associated with the corresponding roll or yaw axis correction and thus rotate the antenna assembly about the inertially fixed momentum vector established by the momentum generating section to correct the roll and yaw pointing errors induced by the orbital inclination. The roll and yaw gimbal torquers are driven sinusoidally using a 24 hour period. By using the satellite body as an angle impulse device and achieving a selectively controlled coupling with the antenna assembly via the universal joint with two degrees of freedom, a significant amount of pointing error correction is provided without the need to expend fuel to correct the orbital inclination. While a two degree of freedom relationship is preferred, a one degree of freedom relationship along at least one of the roll and yaw axes may also be provided to provide a correction along either axis.

Bei einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist ein Impulsrad mit dem Fahrzeug über ein Kardangelenk mit zwei Freiheitsgraden mit Drehmomenterzeugern gekoppelt, die entlang der Roll- und der Gierachse vorgesehen sind, um eine Drehung des Fahrzeugs um den trägheitsfesten Impulsvektor zu bewerkstelligen. Wie bei der ersten Ausführungsform werden die Roll- und Gier-Drehmomentenerzeuger sinusförmig unter Verwendung einer Periode von 24 Stunden angetrieben.In another embodiment of the present invention, a momentum wheel is coupled to the vehicle via a two-degree-of-freedom universal joint with torquers provided along the roll and yaw axes to effect rotation of the vehicle about the inertially fixed momentum vector. As in the first embodiment, the roll and yaw torquers are driven sinusoidally using a 24-hour period.

Bei noch einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird die Winkel-Impulsrichtung so gewählt, daß einer der beiden Fehler, entweder Roll- oder Gierfehler, als Folge der Neigung der Umlaufbahn Null wird. Der andere Fehler wird dadurch korrigiert, daß für einen Kardanring mit einem Freiheitsgrad entlang jener Achse gesorgt und das Raumfahrzeug um den Fehler rotiert wird, was durch eine Kombination von Drehmomenten erfolgt, die auf den Kardanring aufgebracht werden, um das Fahrzeug relativ zu dem trägheitsfesten Impulsvektor zu drehen.In yet another embodiment of the present invention, the angular momentum direction is chosen so that one of the two errors, either roll or yaw, becomes zero as a result of the orbital inclination. The other error is corrected by providing a gimbal with one degree of freedom along that axis and rotating the spacecraft about the error, which is accomplished by a combination of torques applied to the gimbal to rotate the vehicle relative to the inertially fixed momentum vector.

Die vorliegende Erfindung sorgt in vorteilhafter Weise für eine Einrichtung und ein Verfahren, durch welche ein geosynchroner Satellit leicht gegenüber Roll- und Gier-Richtfehlern, die die Folge der Drift der Umlaufbahnneigung aus der nominellen äquatorialen Umlaufbahn sind, in einer treibstoffeffektiven Weise kompensiert werden kann, um in drastischer Weise die Funktions- Lebensdauer des Satelliten im Vergleich zu bisherigen Systemen und Verfahren zu verlängern, die von treibstoffverbrauchenden Schubdüsen abhängen, um die Neigung der Umlaufbahn zu korrigieren.The present invention advantageously provides a system and method by which a geosynchronous satellite can be readily compensated for roll and yaw pointing errors resulting from the drift of the orbital inclination from the nominal equatorial orbit in a fuel-efficient manner to dramatically extend the operational lifetime of the satellite as compared to previous systems and methods which depend on fuel-consuming thrusters to correct the orbital inclination.

Short description of the drawings

Die vorliegende Erfindung wird nachstehend in Form eines Beispiels unter Verweis auf die beigefügten Zeichnungen beschrieben. Die dazugehörigen Zeichnungen zeigen inThe present invention will now be described by way of example with reference to the accompanying drawings. The accompanying drawings show in

Fig. 1 eine perspektivische Ansicht in schematischer Form einer äquatorialen Umlaufbahnebene und einer geneigten Umlaufbahnebene um die Erde, wobei verschiedene Umlaufbahnknoten und -Antiknoten veranschaulicht werden;Fig. 1 is a perspective view in schematic form of an equatorial orbital plane and an inclined orbital plane around the Earth, illustrating various orbital nodes and antinodes;

Fig. 2 eine zweidimensionale schematische Ansicht der geneigten und der äquatorialen Umlaufbahn von Fig. 1;Fig. 2 is a two-dimensional schematic view of the inclined and equatorial orbits of Fig. 1;

Fig. 3A eine Ansicht der Erdoberfläche und der Auswirkung eines Rollachsen-Richtfehlers auf ein terrestrisches Antennenbestrahlungsmuster;Fig. 3A is a view of the Earth’s surface and the effect of roll axis pointing error on a terrestrial antenna radiation pattern;

Fig. 3B eine Ansicht der Erdoberfläche und der Auswirkung eines Gierachsen-Richtfehlers auf ein terrestrisches Antennenbestrahlungsmuster;Fig. 3B is a view of the Earth’s surface and the effect of yaw axis pointing error on a terrestrial antenna radiation pattern;

Fig. 3C eine Ansicht der Erdoberfläche und der Auswirkung eines Stampfachsen-Richtfehlers auf ein terrestrisches Antennenbestrahlungsmuster;Fig. 3C is a view of the Earth's surface and the effect of a pitch axis pointing error on a terrestrial antenna radiation pattern;

Fig. 4 eine bildliche Darstellung einer ersten Ausführungsform der Erfindung in schematischer Form;Fig. 4 is a pictorial representation of a first embodiment of the invention in schematic form;

Fig. 5 eine isometrische Projektion eines Kardangelenks mit zwei Freiheitsgraden, das bei der Ausführungsform von Fig. 4 verwendet wird;Fig. 5 is an isometric projection of a universal joint with two degrees of freedom used in the embodiment of Fig. 4;

Fig. 6 eine repräsentative Steuerschleife, in der Form eines schematischen Blockschaltbildes dargestellt, für das Bewerkstelligen der Steuerung eines Kardanringes;Fig. 6 is a representative control loop, shown in the form of a schematic block diagram, for achieving the control of a gimbal;

Fig. 7 eine bildliche Darstellung einer zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung in schematischer Form;Fig. 7 is a pictorial representation of a second embodiment of the present invention in schematic form;

Fig. 8 eine bildliche Darstellung einer dritten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung in schematischer Form undFig. 8 is a pictorial representation of a third embodiment of the present invention in schematic form and

Fig. 9 eine bildliche Darstellung einer vierten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung in schematischer Form.Fig. 9 is a pictorial representation of a fourth embodiment of the present invention in schematic form.

Preferred embodiment of the invention

Ein Satellit, in den die vorliegende Erfindung eingebaut ist, wird in Fig. 4 bildlich dargestellt und darin generell mit der Bezugszeichen 10 bezeichnet. Der Satellit 10 ist einer in impulsstabilisierter Ausführung, der für die Verwendung in einer geosynchronen Umlaufbahn vorgesehen ist und hat einen mit Impuls versehenen Abschnitt 12 und einen impulslosen Antennenturm 14. Der mit Impuls versehene Abschnitt 12 ist so gestaltet, daß er um die primäre Fahrzeugachse Ax rotiert und ist von konventioneller Konstruktion mit einem generell zylindrischen Rumpf, beispielsweise vom Longeron-Typ und einem impulslosen Antrieb und einer Lagerbaueinheit, wie bei 16 in schematischer Form angegeben. Je nach der vorgesehenen Aufgabe ist der Satellit 10 mit entsprechenden Bahnverfolgungs-, Telemetrie- und Kommandosystemen; Primärenerglesystemen; thermischen Steuerungssystemen und einem Vortriebssystem ausgerüstet. Wie in Fig. 4 gezeigt, schließt der Satellit 10 ein Schubdüsen-Steuersystem mit einer ersten, zweiten und dritten Steuer-Schubdüse T&sub1;, T&sub2; und T&sub3; ein. Die Schubdüsen Tn sind von konventioneller Konstruktion und werden als Reaktion auf signalgesteuerte Ventile betätigt, um Treibmittel, typischerweise Hydrazin, auszustoßen, um den Winkelimpuls des Satelliten 10 zu ändern. Die in Fig. 4 veranschaulichten Schubdüsen Tn haben nur Beispielform, und es sind andere Anordnungen von Schubdüsen Tn je nach Konfiguration des Satelliten geeignet.A satellite incorporating the present invention is depicted in Figure 4 and is generally designated by the reference numeral 10 therein. The satellite 10 is of a pulse stabilized type intended for use in a geosynchronous orbit and has a pulsed section 12 and a pulseless antenna tower 14. The pulsed section 12 is designed to rotate about the primary vehicle axis Ax and is of conventional construction with a generally cylindrical body, such as a Longeron type, and a pulseless drive and bearing assembly as indicated in schematic form at 16. Depending on the intended mission, the satellite 10 is equipped with appropriate tracking, telemetry and command systems; primary power systems; thermal control systems and a propulsion system. As shown in Fig. 4, the satellite 10 includes a thruster control system having first, second and third control thrusters T1, T2 and T3. The thrusters Tn are of conventional design and are actuated in response to signal controlled valves to eject propellant, typically hydrazine, to change the angular momentum of the satellite 10. The thrusters Tn illustrated in Fig. 4 are exemplary only, and other arrangements of thrusters Tn are suitable depending on the configuration of the satellite.

Zusätzlich zu den durch Neigung der Umlaufbahn induzierten Roll- -und Gier-Richtfehlern kann es weitere Fehler geben, die durch andere externe störende Momente eingeleitet werden, beispielsweise Solarmomente. Diese zusätzlichen Fehler werden durch Verwendung eines konventionellen Lagestabilisierungssystems korrigiert, das aus einem Erdsensor und Lagestabilisierungs-Momentenerzeugern bestehen. Der Ausgang aus dem Erdsensor wird an Lagestabilisierungselemente geliefert, beispielsweise Schubdüsen, die dann funktionieren, um die Satellitenlage zu korrigieren, die durch externe störende Momente verursacht worden ist. Ein als Beispiel zu nennendes Erdsensorsystem wird in dem vorstehend erwähnten US-Patent Nr. 4,084,722 für Muhlfelder offenbart.In addition to the roll and yaw pointing errors induced by orbital inclination, there may be additional errors induced by other external disturbing moments, such as solar moments. These additional errors are corrected by using a conventional attitude stabilization system consisting of an earth sensor and attitude stabilization moment generators. The output from the earth sensor is provided to attitude stabilization elements, such as thrusters, which then function to correct the satellite attitude caused by external disturbing moments. An exemplary earth sensor system is disclosed in the above-mentioned U.S. Patent No. 4,084,722 to Muhlfelder.

Der Antennenturm 14, welcher ebenfalls in Form eines Beispiels dargestellt ist, hat einen Mast 18 und einen sich seitlich erstreckenden Holm 20 mit Antennen A&sub1;, A&sub2; und A&sub3;, die an den Enden des Mastes 18 und des Holms 20 montiert sind. Je nach der Aufgabe des Fahrzeugs sind die Antennen An auf einen oder mehrere terrestrische Bereiche für das Herstellen von Nachrichtenverbindungen für eine Großflächen-- und/oder Punktstrahlüberdeckung gerichtet. Der Mast 18 schließt eine Konstruktion für den Transport von Mikrowellenenergie von (nicht speziell gezeigten) Ausgangsverstärkern des mit Impuls versehenen Abschnitts 12 zu den Antennen An ein und, umgekehrt, den Transport empfangener Energie zu (nicht gezeigten) Empfängern innerhalb des mit Impuls versehenen Abschnitts 12.The antenna tower 14, also shown by way of example, has a mast 18 and a laterally extending beam 20 with antennas A1, A2 and A3 mounted at the ends of the mast 18 and beam 20. Depending on the mission of the vehicle, the antennas An are directed toward one or more terrestrial areas for establishing communications links for wide area and/or spot beam coverage. The mast 18 includes a structure for transporting microwave energy from output amplifiers (not specifically shown) of the pulsed section 12 to the antennas An and, conversely, transporting received energy to receivers (not shown) within the pulsed section 12.

Ein Kardangelenk 22, das schematisch in Fig. 4 und detailliert in Fig. 5 gezeigt wird, ist zwischen den impulsauflösenden Antrieb und die Lagerbaueinheit 16 und den Antennenturm 14 geschaltet. Das Kardangelenk 22 gestattet ein gewähltes Neigen des Antennenturms 14 bezüglich des mit Impuls versehenen Abschnitts 12 entlang von zwei Achsen, nämlich der Roll- und der Gierachse. Dementsprechend können die Hauptachsen des Antennenturms Aant, wie vorstehend erklärt, so gesteuert werden, daß sie mit der Hauptachse Ax des mit Impuls versehenen Abschnitts 12 zusammenfallen oder unter einem Winkel relativ zur Hauptachse Ax ausgerichtet sind. Wie in Fig. 5 gezeigt, besteht das Kardangelenk 22 aus einem Tragring 24, der strukturell mit dem Antennenturm 14 verbunden ist, einem äußeren Kardanring 26 und einem inneren Kardanring 28, die mit dem impulsauflösenden Antrieb und der Lagerbaueinheit 16 durch ein geeignetes strukturelles Element, beispielsweise eine Hohlsäule (nicht gezeigt) verbunden sind. Der äußere Kardanring 26 ist mit dem Tragring 24 durch einen äußeren Kardan-Momentenerzeuger 30 und einen äußeren Kardanstellungssensor 32 gekoppelt, deren relative Drehachsen beispielsweise mit der Rollachse zusammen ausgerichtet sind. In ähnlicher Weise ist der äußere Kardanring 26 mit dem inneren Kardanring 28 durch einen inneren Kardan-Momentenerzeuger 34 und einen inneren Kardanstellungssensor 36 gekoppelt, deren relative Achsen entlang der Gierachse miteinander gekoppelt sind. Die Kardan-Momentenerzeuger 30 und 34 sind von konventioneller Konstruktion, beispielsweise einem elektrisch angetriebenen Motor und einem Zahnradgetriebe, um die relative Bewegung des betreffenden Kardanrings zu bewirken. Die Kardan-Stellungssensoren 32 und 34 sorgen für eine Ausgangsinformation bezüglich der relativen Winkelbeziehung der Kardanringe und können, beispielsweise, Drehmelder oder optische Kodierer einschließen, um die notwendige Winkelstellungsinformation zu liefern. (Nicht gezeigte) Kardanring- Anschläge sind vorgesehen, um die Winkelauslenkung der Kardanringe innerhalb akzeptabler Grenzen zu beschränken.A universal joint 22, shown schematically in Fig. 4 and in detail in Fig. 5, is connected between the impulse resolving drive and the bearing assembly 16 and the antenna tower 14. The universal joint 22 allows for selective tilting of the antenna tower 14 with respect to the impulsed section 12 along two axes, namely the roll and yaw axes. Accordingly, the major axes of the antenna tower Aant can be controlled, as explained above, to coincide with the major axis Ax of the impulsed section 12. or oriented at an angle relative to the major axis Ax. As shown in Fig. 5, the gimbal 22 consists of a support ring 24 structurally connected to the antenna tower 14, an outer gimbal 26 and an inner gimbal 28 which are connected to the momentum resolving drive and bearing assembly 16 by a suitable structural member, such as a hollow column (not shown). The outer gimbal 26 is coupled to the support ring 24 by an outer gimbal torque generator 30 and an outer gimbal position sensor 32 whose relative axes of rotation are co-aligned with, for example, the roll axis. Similarly, the outer gimbal 26 is coupled to the inner gimbal 28 by an inner gimbal torque generator 34 and an inner gimbal position sensor 36 whose relative axes are co-aligned along the yaw axis. The gimbal torque generators 30 and 34 are of conventional design, such as an electrically driven motor and gear train to effect the relative movement of the respective gimbals. The gimbal position sensors 32 and 34 provide output information regarding the relative angular relationship of the gimbals and may include, for example, resolvers or optical encoders to provide the necessary angular position information. Gimbal stops (not shown) are provided to limit the angular deflection of the gimbals within acceptable limits.

Die Bewegung der Kardanringe 26 und 28 und auch die endgültige Positionierung werden durch eine Kardanring-Steuerschleife gesteuert, von der ein als Beispiel anzusehender Aufbau in Fig. 6 veranschaulicht ist. Wie gezeigt, empfängt eine Momentenerzeuger-Treibeinheit 38 ein Eingangssignal "CMD" von einer Kommandoquelle 40, das eine gewünschte Stellung bezeichnet und liefert ein entsprechendes elektrisches Ausgangssignal an den Momentenerzeuger, welcher seinerseits seinen mit ihm mechanisch verbundenen Kardanring (wie in der Darstellung mit punktierten Linien in Fig. 5 gezeigt) in Richtung auf seine neue Stellung treibt. Die Kommandoquelle 40 kann das Eingangssignal "CMD" teilweise durch ein Kommando von der Bodenstation oder von einer Datenverarbeitung an Bord aus liefern. Ein Zeitgeber CLK liefert ein 24- Stunden-Zeitsteuerungssignal t mit t = 0 am aufsteigenden Knoten Na (Fig. 1). Das Kardan-Steuersignal ändert sich folglich mit der Zeit in zeitgebergesteuerter und sinusförmiger Weise , wenn sich der Satellit um die Erde herum bewegt. Spezieller gesagt, das Kommandosignal CMD schließt, wie nachstehend vollständiger erklärt, eine Funktion sin nt für die Rollachsenkorrektur und eine Funktion cos nt für die Gierachsenkorrektur ein. Der Kardan- Stellungssensor sorgt für ein elektrisches Rückkopplungssignal an die Momentenerzeuger-Antriebseinheit 38, das die Stellung des Kardanrings bei der Momentenerzeuger-Antriebseinheit 38 anzeigt, die den Momentenerzeuger antreibt, um für eine Bewegung in die gewünschte Stellung und das Beibehalten dieser Stellung zu sorgen.The movement of the gimbals 26 and 28, as well as the final positioning, are controlled by a gimbal control loop, an exemplary structure of which is illustrated in Fig. 6. As shown, a torque generator drive unit 38 receives an input signal "CMD" from a command source 40 designating a desired position and provides a corresponding electrical output signal to the torque generator, which in turn drives its mechanically connected gimbal (as shown in the dotted line representation in Fig. 5) toward its new position. The command source 40 may partially control the input signal "CMD" by a command from the ground station or from on-board data processing. A timer CLK provides a 24-hour timing signal t with t = 0 at the ascending node Na (Fig. 1). The gimbal control signal thus varies with time in a timer-controlled and sinusoidal manner as the satellite moves around the Earth. More specifically, the command signal CMD includes, as more fully explained below, a function sin nt for roll axis correction and a function cos nt for yaw axis correction. The gimbal position sensor provides an electrical feedback signal to the torque generator drive unit 38 indicative of the position of the gimbal at the torque generator drive unit 38 which drives the torque generator to cause movement to and maintenance of the desired position.

Um die Roll- und Gierachsenkorrektur im Zusammenhang mit der Organisation von Fig. 4 zu bewirken, ist die Satelliten-Impulsachse Ax vorzugsweise anfänglich senkrecht zur Ebene der Umlaufbahn (Fig. 2) des Satelliten ausgerichtet, wobei diese Neigung auch die Impulsachse Ax unter einem Winkel i bezogen auf die Normale zur äquatorialen Ebene der Umlaufbahn ausrichtet. Der Rollachsen-Kardan-Momentenerzeuger 30 wird dann durch ein zeitvariables sinusförmiges CMD-Signal -θ sin nt gesteuert, wobei das Maximum von θ (0,178 i) ist, und gleichzeitig wird der Gierachsen-Kardan-Momentenerzeuger 34 durch ein zeitvariables sinusförmiges CMD-Signal i cos nt gesteuert. Der Wert 0,178 ist durch die Geometrie der geosynchronen Umlaufbahn festgelegt, das heißt, den Radius der Erde und die Lage der Umlaufbahn, und n repräsentiert die Winkelgeschwindigkeit der Umlaufbahn. Der Rollfehler erhält einen Vorwert durch -θ sin nt durch Einführen eines Verschiebungsfaktors -θ sin nt in die Satelliten-Erdsensor-Steuerschleife, um die Verschiebung -θ sin nt zu bewirken. Wie man einschätzen kann, wird der Antennenturm 14 seine Achse Aant relativ zur Achse Ax des Impulsabschnitts 12 neu ausrichten, um eine kontinuierliche zeitvariable Korrektur des Roll- und Gier-Richtfehlers mit jedem Umlauf des Satelliten 10 zu erhalten. Während bevorzugt wird, daß die Satelliten-Impulsachse Ax anfänglich senkrecht zur geneigten Umlaufbahnebene des Satelliten ausgerichtet ist, ist diese Ausrichtung nicht notwendig, und es sind auch andere Ausrichturigen möglich, solange der Impulsvektor des Impulsabschnitts 12 trägheitsfest bleibt.To effect the roll and yaw axis correction associated with the organization of Fig. 4, the satellite momentum axis Ax is preferably initially oriented perpendicular to the plane of the satellite's orbit (Fig. 2), this inclination also orienting the momentum axis Ax at an angle i with respect to the normal to the equatorial plane of the orbit. The roll axis gimbal moment generator 30 is then controlled by a time-varying sinusoidal CMD signal -θ sin nt, where the maximum of θ is (0.178 i), and simultaneously the yaw axis gimbal moment generator 34 is controlled by a time-varying sinusoidal CMD signal i cos nt. The value 0.178 is fixed by the geometry of the geosynchronous orbit, that is, the radius of the Earth and the attitude of the orbit, and n represents the angular velocity of the orbit. The roll error is given a pre-value by -θ sin nt by introducing a shift factor -θ sin nt into the satellite-earth sensor control loop to effect the shift -θ sin nt. As can be appreciated, the antenna tower 14 will realign its axis Aant relative to the axis Ax of the pulse section 12 to obtain a continuous time-varying correction of the roll and yaw pointing errors with each orbit of the satellite 10. While it is preferred that the satellite momentum axis Ax be initially aligned perpendicular to the satellite's inclined orbital plane, this alignment is not necessary and other alignments are possible as long as the momentum vector of the momentum section 12 remains inertially fixed.

Die Ausführungsform von Fig. 4 ist im Zusammenhang mit zwei Freiheitsgraden beschrieben worden. Wenn gewünscht, kann die Koppelung des durch den Impulsabschnitt 12 gelieferten Impulsvektors mit dem Antennenturm 14 durch eine Verbindung mit einem einzigen Freiheitsgrad erfolgen, wobei die Kardanachse entweder entlang der Roll- oder der Gierachse ausgerichtet ist. So wird dann, wenn die Verbindung mit dem einzigen Freiheitsgrad zur Gierachse ausgerichtet ist, ein Verschiebungsfaktor in die Erdsensor-Steuerschleife eingeführt, um eine Rollachsen-Richtkorrektur zu bewirken, während die durch Kardan gesteuerte Achse periodisch zur Rotation gebracht wird, um den Gierachsenfehler zu korrigieren.The embodiment of Fig. 4 has been described in the context of two degrees of freedom. If desired, the coupling of the pulse vector provided by the pulse section 12 to the antenna tower 14 can be accomplished by a single degree of freedom link with the gimbal axis aligned along either the roll or yaw axis. Thus, with the single degree of freedom link aligned along the yaw axis, a shift factor is introduced into the earth sensor control loop to effect roll axis pointing correction while the gimbal controlled axis is periodically rotated to correct the yaw axis error.

Eine zweite Ausführungsform eines Satelliten, in den die vorliegende Erfindung eingearbeitet ist, wird in Bildform in Fig. 7 gezeigt und darin generell mit 50 bezeichnet. Wie gezeigt, ist der Satellit 50 als Parallelepiped ausgebildet, wobei ausgewählte Teile weggebrochen sind, um das Innere des Fahrzeugs zu zeigen. Aus Gründen der Deutlichkeit ist der damit verbundene Verband, Solarfelder, Antennen und Schubdüsen eingeschlossen, bei Fig. 7 weggelassen worden.A second embodiment of a satellite incorporating the present invention is shown in pictorial form in Figure 7 and designated generally at 50 therein. As shown, the satellite 50 is formed as a parallelepiped with selected portions broken away to show the interior of the vehicle. For clarity, the associated assembly, including solar arrays, antennas and thrusters, has been omitted from Figure 7.

Der Satellit 50 schließt einen Erdsensor 52 ein, welcher in Verbindung mit konventionellen Drehmomenterzeugern verwendet wird, um Lagefehler zu korrigieren, die durch andere externe Störungen hineingebracht werden, als jene, die durch die Umlaufbahnneigung verursacht werden, wobei diese externen Störungen beispielsweise solare Momente einschließen. Wie gezeigt, ist ein Impulsrad 54 für eine Drehung um eine Impulsrad-Drehachse Amw montiert und ist an einem inneren Kardanring 56 und einem äußeren Kardanring 58 gelagert. Der innere Kardanring 56 ist drehbar mit dem äußeren Kardanring 58 durch einen inneren Kardan-Momentenerzeuger 60 und einen inneren Kardan-Stellungssensor 62 verbunden, deren entsprechende Achsen entlang der Gierachse ausgerichtet sind. Der äußere Kardanring 58 ist drehbar mit dem Fahrzeugrahmen oder -verband durch einen äußeren Kardan-Momentenerzeuger 64 und einen äußeren Kardan-Stellungssensor 66 verbunden, deren entsprechende Achsen zur Rollachse ausgerichtet sind.The satellite 50 includes an earth sensor 52 which is used in conjunction with conventional torquers to correct attitude errors introduced by external perturbations other than those caused by orbital inclination, such external perturbations including, for example, solar moments. As shown, a momentum wheel 54 is mounted for rotation about a momentum wheel rotation axis Amw and is journaled to an inner gimbal 56 and an outer gimbal 58. The inner gimbal 56 is rotatable The outer gimbal 58 is pivotally connected to the vehicle frame or assembly by an outer gimbal torque generator 60 and an inner gimbal position sensor 62, the respective axes of which are aligned along the yaw axis. The outer gimbal 58 is pivotally connected to the vehicle frame or assembly by an outer gimbal torque generator 64 and an outer gimbal position sensor 66, the respective axes of which are aligned with the roll axis.

Das Impulsrad 54 wird durch einen (nicht gezeigten) Elektromotor angetrieben und entwickelt einen Impulsvektor H in der angegebenen Richtung, wobei der Impulsvektor trägheitsfest bleibt. Da nun die Sinusbeziehung zwischen dem Roll-Richtfehler und dem Gier-Richtfehler bekannt ist, ist ein sich sinusförmig änderndes Gierachsen-Korrektursignal aus dem zeitvariablen Rollfehler- Korrekturkommando bestimmbar und wird in gleicher Weise an den inneren Kardan-Momentenerzeuger 60 geliefert, um die Drehung des Fahrzeugs um seine Gierachse relativ zu dem trägheitsfesten Impulsvektor zu bewirken. Wie vorstehend in Verbindung mit Fig. 5 beschrieben, ist dann, wenn die Impulsrad-Rotationsachse normal zur geneigten Umlaufbahnebene ist, der Rollfehler mit einem Vorwert -θ sin nt versehen, wobei der Rollachsen-Kardan-Momentenerzeuger 64 durch ein zeitvariables sinusförmiges CMD-Signal θ sin nt gesteuert wird, wobei das Maximum von θ (0,178 i) ist, und gleichzeitig wird der Gierachsen-Kardan-Momentenerzeuger 60 durch ein zeitvariables sinusförmiges CMD-Signal i cos nt gesteuert. Die Kommandos für Rollfehlervorwert und Kardanwinkelsteuerung können von der Bodenkontrolle oder von einer Verarbeitung an Bord geliefert werden.The impulse wheel 54 is driven by an electric motor (not shown) and develops a momentum vector H in the indicated direction, the momentum vector remaining inertially fixed. Now that the sinusoidal relationship between the roll heading error and the yaw heading error is known, a sinusoidally varying yaw axis correction signal can be determined from the time-varying roll error correction command and is similarly provided to the inner gimbal torque generator 60 to cause the vehicle to rotate about its yaw axis relative to the inertially fixed momentum vector. As described above in connection with Fig. 5, when the impulse wheel rotation axis is normal to the inclined orbit plane, the roll error is biased -θ. sin nt, the roll axis gimbal torque generator 64 is controlled by a time-varying sinusoidal CMD signal θ sin nt, where the maximum of θ is (0.178 i), and simultaneously the yaw axis gimbal torque generator 60 is controlled by a time-varying sinusoidal CMD signal i cos nt. The roll error bias and gimbal angle control commands can be provided by ground control or by on-board processing.

Die Ausführungsform von Fig. 7 liefert ebenso, wie die von Fig. 5, einen Impulsvektor, entweder durch Rotieren des Fahrzeugs selbst oder durch Rotieren eines gesonderten Körpers und ein Koppeln mit dem Impulsvektor über eine Einrichtung mit zwei Freiheitsgraden, um ein Drehen des Fahrzeugs um seine Roll- und Gierachse zu ermöglichen, um die Roll- und Gierfehler zu korigieren, die die Folge der Neigung der Satelliten-Umlaufbahn bezogen auf die nominelle Äquatorialebene sind. Zusätzlich dazu, daß ein Drehen des Satelliten um einen trägheitsfesten Impulsvektor H unter Verwendung eines Kardangelenks mit zwei Freiheitsgraden erfolgt, ist auch vorgesehen, daß eine Richtfehlerkorrektur mit einem Einzelkardan-Impulsrad in Kombination mit dem Schubdüsen-Steuersystem wie nachstehend in Verbindung mit den Ausführungsformen von Fig. 8 und 9 beschrieben ausgeführt werden kann.The embodiment of Fig. 7, like that of Fig. 5, provides a momentum vector either by rotating the vehicle itself or by rotating a separate body and coupling to the momentum vector via a two degree of freedom device to enable rotation of the vehicle about its roll and yaw axes to correct the roll and yaw errors resulting from the inclination of the satellite orbit with respect to the nominal equatorial plane. In addition to this, that rotation of the satellite about an inertially fixed momentum vector H is carried out using a universal joint with two degrees of freedom, it is also envisaged that pointing error correction can be carried out with a single universal impulse wheel in combination with the thruster control system as described below in connection with the embodiments of Figs. 8 and 9.

Wie in Fig. 8 gezeigt, ist ein Satellit 70 mit einem Erdsensor 72 und einem mit Kardangelenk versehenen Impulsrad 74 ausgerüstet, das für eine Drehung um eine Achse Amw montiert ist, um einen Impulsvektor H zu entwickeln. Das Impulsrad 74 ist mit der Fahrzeugkonstruktion über einen Kardanring 76 mit einem einzigen Freiheitsgrad gekoppelt. Ein Kardan-Momentenerzeuger 78 und ein Kardan-Stellungssensor 80 sind kolinear zu der Gierachse montiert. Die Bewegung des Kardanrings 76 über die gesamte Umlaufbahn-Umdrehung wird durch eine Steuerschleife des in Fig. 6 dargestellten Typs gesteuert und schließt die programmierbare Kardan-Antriebseinheit einschließlich eines Zeitgebers ein, der in der Lage ist, den Kardanring über einen Zyklus von vierundzwanzig Stunden zu präzessieren, wie vorstehend bezogen auf Fig. 6 beschrieben. Die Rollachse erhält einen Vorwert von -θ sin nt, wobei θ der Neigungswinkel mit einem Maximalwert von 0,178 i ist, wobei i der Neigungswinkel der Umlaufbahn ist. Eine Rollstabilisierung wird durch Verwendung einer oder mehrerer Schubdüsen Tn in der üblichen Weise durchgeführt, um die Impulsrad- Rotationsachse Amw um einen Winkel θ aus der geneigten Umlaufbahn-Normalen zu neigen. Das Raumfahrzeug wird dann bezogen auf die trägheitsfeste Impulsradachse Amw um die Gierachse auf einen Winkel (i + θ) cos nt geneigt, um die Fehler zu korrigieren, die durch die Neigung der Umlaufbahn eingeleitet werden. Die Kommandos für Rollfehler-Vorwert und Kardangelenk-Präzession entlang der Gierachse können von der Bodenkontrolle oder von einer Verarbeitung an Bord geliefert werden.As shown in Fig. 8, a satellite 70 is equipped with an earth sensor 72 and a gimbal-jointed momentum wheel 74 mounted for rotation about an axis Amw to develop a momentum vector H. The momentum wheel 74 is coupled to the vehicle structure via a single degree of freedom gimbal 76. A gimbal torque generator 78 and a gimbal position sensor 80 are mounted colinear with the yaw axis. The motion of the gimbal 76 throughout the orbital revolution is controlled by a control loop of the type shown in Fig. 6 and includes the programmable gimbal drive unit including a timer capable of precessing the gimbal over a twenty-four hour cycle as described above with reference to Fig. 6. The roll axis is biased by -θ sin nt, where θ is the inclination angle with a maximum value of 0.178 i, where i is the inclination angle of the orbit. Roll stabilization is performed by using one or more thrusters Tn in the usual manner to incline the momentum wheel rotation axis Amw by an angle θ from the inclined orbit normal. The spacecraft is then tilted with respect to the inertially fixed momentum wheel axis Amw about the yaw axis to an angle (i + θ) cos nt to correct the errors induced by the orbit inclination. The commands for roll error bias and gimbal precession along the yaw axis can be provided by ground control or by onboard processing.

Eine weitere Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird in Fig. 9 veranschaulicht und beinhaltet, in gleicher Weise wie die Ausführungsform von Fig. 8, ein Impulsrad, das mit der Fahrzeugkonstruktion über einen Kardanring mit einem einzigen Freiheitsgrad gekoppelt ist. Wie gezeigt, schließt der Satellit 90 einen Erdsensor 92 und ein Impulsrad 94 ein, das sich um eine Achse Amw dreht, um einen Impulsvektor H zu entwickeln. Das Impulsrad 94 ist mit der Fahrzeugkonstruktion über einen Kardanring 96 mit einem einzigen Freiheitsgrad gekoppelt. Ein Kardan-Momentenerzeuger 98 und ein Kardan-Stellungssensor 100 sind kolinear mit der Rollachse gekoppelt. Die Bewegung des Kardanrings 96 über den gesamten Umlauf wird durch eine Steuerschleife des Typs gesteuert, der in Fig. 6 dargestellt ist, welche die programmierbare Kardan-Antriebseinheit mit einem Zeitgeber einschließt, der in der Lage ist, den Kardanring über einen Zyklus von 24 Stunden zu präzessieren. Die Drehachse Amw des Impulsrades 94 wird nominell entlang der Nord/ Süd-Achse, senkrecht zur äquatorialen Umlaufbahnebene, gehalten. Der Satellit 90 wird bezogen auf die trägheitsfeste Impulsradachse Amw um die Rollachse um einen Winkel -(i + θ) sin nt gedreht, wobei θ der Neigungswinkel mit einem Maximalwert von 0,178 i ist und der Rollfehler einen Vorwert mit einem Versatzwert von -θ sin nt erhält. Das Kommando für den Rollfehler-Vorwert und die Rollachsen-Kardanwinkel wird von der Bodenkontrolle oder einer Verarbeitung an Bord geliefert. Der Betrag des Rollfehler-Vorwertes und des Rollachsen- Kardanwinkels wird durch die Bodenkontrolle periodisch aktualisiert, um der Änderung bei der Neigung der Umlaufbahn Rechnung zu tragen.Another embodiment of the present invention is illustrated in Fig. 9 and includes, in the same manner as the embodiment of Fig. 8, a momentum wheel coupled to the vehicle structure via a single degree of freedom gimbal. As shown, the satellite 90 includes an earth sensor 92 and a momentum wheel 94 that rotates about an axis Amw to develop a momentum vector H. The momentum wheel 94 is coupled to the vehicle structure via a single degree of freedom gimbal 96. A gimbal torque generator 98 and a gimbal position sensor 100 are colinearly coupled to the roll axis. The motion of the gimbal 96 throughout the orbit is controlled by a control loop of the type shown in Fig. 6, which includes the programmable gimbal drive unit with a timer capable of precessing the gimbal over a 24 hour cycle. The rotation axis Amw of the momentum wheel 94 is nominally maintained along the north/south axis, perpendicular to the equatorial orbit plane. The satellite 90 is rotated about the roll axis with respect to the inertially fixed momentum wheel axis Amw by an angle -(i + θ) sin nt, where θ is the inclination angle with a maximum value of 0.178 i and the roll error is given a pre-value with an offset value of -θ sin nt. The command for the roll error pre-value and the roll axis gimbal angles is provided by ground control or onboard processing. The magnitude of the roll error pre-value and the roll axis gimbal angle are periodically updated by ground control to account for the change in the inclination of the orbit.

Die vorliegende Erfindung sorgt in vorteilhafter Weise für ein System und ein Verfahren für die Steuerung eines geosynchronen Satelliten, um kontinuierlich die Richtfehler, die durch eine Drift der Umlaufbahnneigung bezogen auf die nominelle Äquatorialebene verursacht werden, in treibstoffeffektiver Weise zu korrigieren. Die vorliegende Erfindung gestattet folglich eine in starkem Maße verlängerte Betriebslebensdauer für geosynchrone Satelliten wegen einer nennenswerten Reduzierung bei den Erfordernissen für ein Positionshalten des Satelliten.The present invention advantageously provides a system and method for controlling a geosynchronous satellite to continuously correct, in a fuel efficient manner, the pointing errors caused by a drift of the orbital inclination relative to the nominal equatorial plane. The present invention thus allows a greatly extended operational lifetime for geosynchronous satellites due to a significant reduction in the requirements for station keeping of the satellite.

Claims

1. Method for correcting pointing errors in a geosynchronous satellite (10) as a result of an inclination of the orbit (i), which comprises the following steps:

Rotating at least one mass (12, 54, 74, 94) about an axis other than an axis perpendicular to the equatorial plane to establish a momentum vector along the axis;

coupling the momentum vector to the satellite (10) via at least one rotatable connection (22, 56, 58, 76, 96) coincident with the roll and/or yaw axis to cause rotation of the satellite (10) relative to the momentum vector about the roll and/or yaw axis; and

Rotating the satellite (10) about the selected axis in a time-varying manner controlled by timers synchronously with the orbit of the satellite (10) and as a function of an orbital inclination angle i in order to perform a pointing error correction.

2. The method of claim 1, wherein the drilling step is further characterized by:

Rotation of the satellite (10) around the roll axis as a function of -θ sin nt, where t is the time with t = 0 at the ascending node and n is the orbital angular velocity, and θ has a maximum value of 0.178 i.

3. The method of claim 1, wherein the drilling step is further characterized by:

Drilling of the satellite (10) around the yaw axis as a function of i cos nt, where t is the time with t = 0 at the ascending node and n is the orbital angular velocity.

4. The method of claim 1, wherein the drilling step is further characterized by;

Drilling of the satellite (10) around the roll axis as a function of -θ sin nt and around the yaw axis as a function of i cos nt, where t is the time with t = 0 at the ascending node and n is the orbital angular velocity, and θ has a maximum value of 0.178 i.

5. A method according to any one of claims 1 to 4, wherein the geosynchronous satellite (10) is of the type having an Earth sensor (52) control loop for determining the attitude of the satellite (10) with respect to the Earth and for correcting the attitude in response to the Earth sensor (52), which is further characterized by:

Introduce a bias into the Earth Sensor (52) control loop to compensate for the effect of the drill step.

6. Attitude stabilization system for correcting pointing errors in a geosynchronous satellite (10) of the type having a rotating mass (12, 54, 74, 94) rotating about an axis of rotation for establishing a momentum vector along the axis of rotation, a rotatable coupling (22, 56, 58, 76, 96) for connecting the momentum vector to at least a portion of the geosynchronous satellite (10) for controlled relative rotation of the satellite about the roll axis and/or the yaw axis, and drive torque generators for driving the rotatable coupling to effect controlled rotation of the satellite (10) about the roll and/or yaw axis, characterized by:

Rotating the rotating mass about an axis of rotation other than the axis perpendicular to the equatorial plane; and

Driving the rotatable coupling in a timer-controlled time-varying manner synchronously with the orbit of the satellite (10) and as a function of the orbit inclination angle i to provide pointing error correction.

7. Attitude stabilization system for a geosynchronous satellite (10) according to claim 6, wherein the rotatable coupling is a gimbal device (96) with a single degree of freedom, which is controlled by the drive torque generators as a function of -θ sin nt, where t is the time with t = 0 at the ascending node and n is the orbital angular velocity, and θ has a maximum value of 0.187 i.

8. Attitude stabilization system for a geosynchronous satellite (10) according to claim 6, wherein the rotatable coupling is a single degree of freedom gimbal controlled by the propulsion torque generators as a function of i cons nt, where t is the time with t = 0 at the ascending node, n is the orbit angular velocity and i is the orbit inclination angle.

9. Attitude stabilization system for a geosynchronous satellite (10) according to claim 8, wherein the rotating mass builds up the momentum vector along an axis inclined by an angle θ from the inclined orbit plane normal and the gimbal is controlled by the drive torque generators by (i + θ) cos nt, where t is the time with t = 0 at the ascending node, n is the orbit angular velocity and i is the inclination angle of the orbit.

10. Attitude stabilization system for a geosynchronous satellite (10) according to claim 6, wherein the roll axis is controlled by the drive torque generators as a function of -θ sin nt, where t is the time with t = 0 at the ascending node and n is the angular velocity of the orbit, and θ has a maximum value of 0.178 i.

11. Attitude stabilization system for a geosynchronous satellite (10) according to claim 6 or 10, wherein the rotating mass builds up a momentum vector along a normal to the inclined orbit plane and the roll axis is controlled by the drive torque generators by -(i + θ) sin nt, where t is the time with t = 0 at the ascending node and n is the angular velocity of the orbit, and θ is a Maximum value of 0.178 i.

12. Attitude stabilization system for a geosynchronous satellite (10) according to claim 6 or claim 10, wherein the yaw axis is controlled by the propulsion torque generators as a function of i cos nt, where t is the time with t = 0 at the ascending node, n is the angular velocity of the orbit and i is the inclination angle of the orbit.

13. Attitude stabilization system for a geosynchronous satellite (10) according to claim 12, wherein the rotating mass builds up the momentum vector along a normal to the inclined orbit plane and the yaw axis is controlled by the drive torque generators by i cos nt, where t is the time with t = 0 at the ascending node, n is the angular velocity of the orbit and n is the inclination angle of the orbit.

14. Attitude stabilization system for a geosynchronous satellite (10) according to claim 6, wherein the roll axis is controlled by the drive torque generators as a function of θ sin nt and the yaw axis is controlled by the drive torque generators as a function of i cos nt, where t is the time with t = 0 at the ascending node, n is the angular velocity of the orbit and i is the inclination angle of the orbit, and θ has a maximum value of the ratio of the Earth's radius to the altitude of the geosynchronous orbit multiplied by the inclination angle of the orbit.

15. Attitude stabilization system according to claim 6, wherein the rotatable coupling controls the coupling means (22) to provide a relative rotation about the roll axis as a function of -θ sin nt and a relative rotation about the yaw axis as a function of i cos nt, where t is the time with t = 0 at the ascending node, n is the angular velocity of the orbit and i is the inclination angle of the orbit, and θ is the maximum value of the ratio of the Earth's radius to the altitude the geosynchronous orbit multiplied by the inclination angle of the orbit.

16. Attitude stabilization system according to claim 6, wherein the rotatable coupling controls the coupling device to provide relative motion about the roll axis as a function of -θ sin nt, where t is the time with t = 0 at the ascending node, n is the angular velocity of the orbit and i is the inclination angle of the orbit, and θ has a maximum value of 0.178 i.

17. Attitude stabilization system according to claim 6, wherein the rotatable coupling controls the coupling device to provide relative rotation about the yaw axis as a function of i cos nt, where t is the time with t = 0 at the ascending node, n is the angular velocity of the orbit and i is the inclination angle of the orbit.