DE69109266T2

DE69109266T2 - Vorrichtung zum halten eines satelliten auf seiner umlaufbahn.

Info

Publication number: DE69109266T2
Application number: DE69109266T
Authority: DE
Inventors: James Wertz
Original assignee: Microcosm Inc
Current assignee: Microcosm Inc
Priority date: 1990-08-22
Filing date: 1991-08-22
Publication date: 1995-08-24
Anticipated expiration: 2011-08-23
Also published as: EP0496879B1; WO1992003339A1; EP0496879A4; DE69109266D1; US5528502A; EP0496879A1

Description

HINTERGRUND DER ERFINDUNG

Die Erfindung betrifft allgemein ein Verfahren zum Beibehalten der Umlaufbahnen von die Erde umlaufenden Satelliten und insbesondere Verfahren zur Aufrechterhaltung der nahezu kreisförmigen Umlaufbahnen solcher Satelliten in relativ geringer Höhe. Einige Anwendungen der Satellitenkommunikation erfordern das Bringen und Halten von vielen Satelliten in erdnahen Umlaufbahnen.
Die prinzipielle Schwierigkeit der Beibehaltung einer erdnahen Umlaufbahn ist diejenige, daß diese ständig durch einen atmosphärischen Widerstand verringert wird. Das übliche Verfahren zum Überwinden des Widerstandes schließt das Aufspüren des Satelliten von dem Boden, das Bestimmen von Befehlen, die erforderlich sind, um die Umlaufbahn anzuheben, das Übertragen dieser Befehle auf den Satelliten und das Ausführen der Befehle an den Satelliten ein, um eine gewünschte Korrektur der Umlaufbahn zu erreichen. Aufgrund des hohen Aufwandes und der Möglichkeit von Fehlern bei diesem Kommunikations- und Rechenvorgang, werden Manöver zur Korrektur der Umlaufbahn so selten wie möglich ausgeführt. Infolgedessen ist das Beibehalten der Umlaufbahn nicht immer in einer vollständig effektiven Weise erreicht, und die mögliche Lebensdauer des Satelliten ist nicht so lang, wie dies möglich ist. Aufgrund des Gesamtaufwandes der Aufrechterhaltung einer großen Konstellation von Satelliten durch dieses Verfahren ist bei manchen Anwendungen diese verhindernd groß.
Idealerweise ist ein System erforderlich, das orbitale Korrekturen häufiger und auf einer zuverlässigen Basis ausführt, wobei der Aufwand gering ist und die Möglichkeit für katastrophale Fehler, die mit einer auf dem Boden ausgeführten Steuerung unnötig ist. Die vorliegende Erfindung ermöglicht dies.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG

Die vorliegende Erfindung besteht aus einer Vorrichtung und einein entsprechenden Verfahren zum Halten eines Satelliten in einer vorgegebenen erdnahen Umlaufbahn, ohne Kommunikation mit dem Boden oder einer Intervention von dem Boden aus.
Die US-A-3 359 407 offenbart einen die Erde umlaufenden Satelliten, der ein Steuersystem zum Ändern der Umlaufbahn des Satelliten aufweist, insbesondere zur Bewirkung eines Wechsels zwischen verschiedenen Arten einer Umlaufbahn, wobei das Steuersystem aufweist: Mittel, die an dem Satelliten angeordnet sind, um wenigstens einen der Parameter der jeweiligen Umlaufbahn des Satelliten zu messen, Mittel zum Berechnen einer Umlaufbahnkorrektur, die auch an dem Satelliten angeordnet sind, zum Berechnen einer Geschwindigkeitskorrektur, die bei dem Satelliten vorzunehmen ist; und Mitteln zum Aufbringen der berechneten Geschwindigkeitskorrektur auf Schubeinrichtungen an dem Satelliten, um eine Geschwindigkeitskorrektur zu bewirken.
Die Erfindung schafft einen die Erde umlaufenden Satelliten, mit einem Steuersystem zum Halten des Satelliten in einer gewünschten Umlaufbahn, wobei das Steuersystem aufweist: Mittel die an dem Satelliten angeordnet sind, um die jeweilige Umlaufbahn des Satelliten zu messen; Rechenmittel für die Korrektur der Umlaufbahn, die ebenfalls an dem Satelliten angeordnet sind, zum Berechnen einer Geschwindigkeitskorrektur, die an dem Satelliten vorzunehmen ist; und Mittel zum Aufbringen der berechneten Geschwindigkeitskorrektur auf Schubeinrichtungen an dem Satelliten; wobei die Mittel zum Zuführen der berechneten Geschwindigkeitskorrektur zu den Schubeinrichtungen periodisch arbeiten, um eine inkrementelle Geschwindigkeitskorrektur in regelmäßigen Zeitabständen, die zu der Periode des Umlaufs in Beziehung stehen, zu bewirken, um die gewünschte Umlaufbahn beizubehalten; und wobei die Rechenmittel zum Berechnen der Umlaufbahn wenigstens einmal vor jeder Betätigung des Mittels zum Aufbringen der berechneten Geschwindigkeitskorrektur auf die Schubeinrichtungen arbeiten.
Bei einem Ausführungsbeispiel der Erfindung arbeitet das Rechenmittel für die Korrektur der Umlaufbahn einmal bei jedem Umlauf dann, wenn der Satellit den absteigenden Knoten kreuzt, das heißt, den Äquator der Erde kreuzt. Auch das Mittel zum Aufbringen der berechneten Geschwindigkeitskorrektur arbeitet einmal pro Umlauf, idealerweise an dem nächsten Apogäum-Punkt in dem Umlauf, nachdem der Punkt bei dem die Berechnung gemacht worden ist, um den Umlauf anzuheben und kreisförmiger zu machen.
Insbesondere kann das Rechenmittel zum Berechnen einer Korrektur einer Umlaufbahn Mittel zum Berechnen eines Umlauffehlers aufweisen, der als Differenz zwischen einer gemessenen Zeit des Passierens eines Bezugspunktes in der Umlaufbahn und eine gewünschte Zeit des Passierens desselben Bezugspunktes definiert ist. Wenn der Umlauffehler innerhalb eines vorgegebenen Bereichs ist, ist die Geschwindigkeitskorrektur, die von dem Rechenmittel für die Umlaufkorrektur berechnet wird, gleich einer vorgegebenen Geschwindigkeitskorrektur die erforderlich ist, um den atmosphärischen Widerstand bei einer vollständigen Drehung durch die Umlaufbahn zu kompensieren. Obwohl eine einzige Anwendung einer vorgegebenen Geschwindigkeitskorrektur unzureichend ist, um eine merkliche Änderung der Umlaufbahn zu bewirken, halten wiederholte Anwendungen dieser auf einer Vorhersage basierenden Geschwindigkeitsänderung den Satelliten auf der gewünschten Umlaufbahn mit einem Minimum an Brennstoffverbrauch.
Für Fehlerwerte der Umlaufbahn außerhalb des vorgegebenen Bereichs und in einer Richtung, die eine abnehmende Umlaufbahn angibt, wird die Geschwindigkeitskorrektur durch Modifizieren des Umlauffehlerwertes mit einem Verstärkungsfaktor berechnet, um den Satelliten schneller zurück in einen akzeptablen, vorgegebenen Umlauffehlerbereich zu bringen. Für Umlauffehlerwerte außerhalb eines bestimmten Bereichs und mit einer Richtung, die eine zunehmende Umlaufbahn angibt, wird die Geschwindigkeitskorrektur auf einen Wert gewählt, der geringer als der auf einer Vorhersage beruhende Wert ist, etwa null, was es erlaubt, daß die Umlaufbahn unter der Wirkung des atmosphärischen Widerstandes abfällt, bis der Fehlerwert wieder in dem vorgegebenen Bereich ist.
Die Erfindung schafft weiter ein Verfahren zum Halten eines Satelliten in einer gewünschten Umlaufbahn, wobei das Verfahren die folgenden Schritte aufweist: Messen der jeweiligen Umlaufbahn des Satelliten unter messenden, sich an Bord befindlichen Navigationsmitteln; Berechnen einer an dem Satelliten vorzunehmenden Geschwindigkeitskorrektur an dem Satelliten; und Zuführen der berechneten Geschwindigkeitskorrektur zu Schubeinrichtungen an dem Satelliten; wobei der Schritt des Zuführens der berechneten Geschwindigkeitskorrektur zu den Schubeinrichtungen periodisch ausgeführt wird, um eine inkrementelle Geschwindigkeitskorrektur in regelmäßigen Zeitabständen bezüglich der Periode des Umlaufs auszugeführen, um die gewünschte Umlaufbahn beizubehalten, und wobei der Schritt des Berechnens der Geschwindigkeitskorrektur wenigstens einmal vor jeder Ausführung des Schrittes des Aufbringens der berechneten Geschwindigkeitskorrektur zu den Schubeinrichtungen ausgeführt wird.
Insbesondere weist der Schritt des periodischen Berechnens das Berechnen eines Umlauffehlers ein, der als die Differenz zwischen einer gemessenen Zeit des Passierens eines Bezugspunkts in der Umlaufbahn und einer gewünschten Zeit zum Passieren desselben Umlaufpunkts definiert ist. Wenn der Umlauffehler innerhalb eines vorgegebenen Bereiches ist, ist die in dem Schritt des periodischen Berechnens berechnete Geschwindigkeitskorrektur gleich einer vorgegebenen Geschwindigkeitskorrektur, die erforderlich ist, um den atmosphärischen Widerstand bei einer vollständigen Drehung durch die Umlaufbahn zu kompensieren. Für Umlauffehlerwerte außerhalb eines vorgegebenen Bereichs und einer Richtung, die eine absinkende Umlaufbahn angibt, wird die Geschwindigkeitskorrektur durch Modifizieren des Umlauffehlerwertes mit einem Verstärkungsfaktor berechnet.
Für Umlauffehlerwerte außerhalb des vorgegebenen Bereichs und in eine Richtung, die eine zunehmende Umlaufbahn angibt, wird die Geschwindigkeitskorrektur auf einen Wert gewählt, der kleiner als der vorhergesagte Wert ist, möglicherweise null, was ein Absinken der Umlaufbahn und der Wirkung des atmosphärischen Widerstands erlaubt, bis der Fehlerwert wieder in dem vorgegebenen Bereich ist.
Es ergibt sich aus dem Vorangehenden, daß die vorliegende Erfindung einen bedeutenden Fortschritt auf dem Gebiet der Navigation und der Steuerung von Raumfahrzeugen schafft. Insbesondere schafft die Erfindung eine autonome laufende Führung der Umlaufbahn von Satelliten unter Verwendung eines wirksamen Ansatzes, der für Geschwindigkeitskorrekturen sorgt, die berechnet und ausgeführt werden, falls erforderlich, bei jeder Drehung des Satelliten um die Erde. Solange die gemessene Position des Satelliten in der Umlaufbahn innerhalb eines Positions-"Fensters" ist, der die Toleranzgrenzen innerhalb der gewünschten Umlaufposition angibt, werden inkrementelle Geschwindigkeitskorrekturen basierend auf einer Vorhersage der Wirkung eines atmosphärischen Widerstands auf den Satelliten ausgeführt. Wenn die gemessene Satellitenumlaufbahn weiter abnimmt trotz der inkrementellen Korrekturen, wird die Größe der Korrekturen erhöht, wenn der gemessene Umlauf die Toleranzgrenzen übersteigt. Wenn der gemessene Satellitenumlauf die Toleranzgrenzen nach außen überschreitet und die inkrementellen Korrekturen, die zu einer vergrößerten Umlaufbahn führen, wird die Größe der Korrekturen verringert, möglicherweise auf null gebracht, um es dem atmosphärischen Widerstand zu erlauben, die Umlaufbahn auf den Punkt zu verringern, bei dem der Umlauffehler wieder innerhalb des Toleranz-"Fensters" fällt.
Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden eingehenderen Beschreibung in Verbindung mit den bei liegenden Zeichnungen.

KURZE ERLÄUTERUNG DER ZEICHNUNGEN

Fig. 1 ist ein Blockdiagramm eines autonomen Systems zum Beibehalten der Umlaufbahn in Übereinstimmung mit der Erfindung; und
Fig. 2 ist eine schematische Ansicht, die graphisch zeigt, wie die Berechnung der Umlaufkorrektur in dem System nach der Erfindung ausgeführt wird.

BESCHREIBUNG DES BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELS

Die vorliegende Erfindung betrifft, wie in den Zeichnungen zum Zwecke der Illstration wiedergegeben ist, ein System zum autonomen Halten eines Satelliten in einer gewünschten, nahezu kreisförmigen Erdumlaufbahn von geringer Höhe. Obwohl das zu beschreibende System in einem einzigen umlaufenden Satellit arbeitet, kann die Erfindung auch verwendet werden, um das Halten einer großen Konstellation von Satelliten in vorgegebenen Umlaufbahnen zu verbessern, die eine weltweite Kommunikationsabdeckung schafft.
Üblicherweise wurde das Beibehalten einer Umlaufbahn von der Erde aus ausgeführt durch Bestimmen der jeweiligen Umlaufbahn des Satelliten, Berechnen einer gewünschten Korrektur der Umlaufbahn, Übertragen eines Befehls zur Korrektur der Umlaufbahn zu dem Satelliten und Ausführen des Befehles von Feuern durch Schubeinrichtungen an dem Satelliten. Da dieses Verfahren relativ aufwendig und gegenüber Fehlern anfällig ist, werden solche Korrekturen der Umlaufbahn gewöhntlich nur sehr selten ausgeführt.
In Übereinstimmung mit der Erfindung wird eine Berechnung der Korrektur der Umlaufbahn an dem Satelliten ausgeführt, basierend auf autonomen Navigationsdaten, und es werden häufig periodische Korrekturen der Umlaufbahn ausgeführt, ohne Steuerung oder Intervention von dem Boden aus. Andere Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Diskussion der Figuren.
Das System nach der Erfindung weist, wie in Figur 1 gezeigt ist, ein Modul zum Korrigieren der Umlaufbahn auf, das mit dem Bezugszeichen 10 angegeben ist, sowie ein Modul 12 zum Berechnen eines Befehls für den und zum Steuern der Schubeinrichtung. Die Erfindung verwendet Daten von einem autonomen Navigationssensor 14 und Parameter einer gewünschten Umlaufbahn, wie bei 16 angegeben, um eine Geschwindigkeitskorrektur zu berechnen, wobei das Modul zum Steuern der Schubeinrichtung ein Signal in eine Impulsbreite zur Zufuhr zu den Schubeinrichtungen 18 wandelt, ausgerichtet mit einem Geschwindigkeitsvektor des Satelliten.
Die gewünschte Umlaufbahn 16 wird in dem Speicher gespeichert, wenn der Satellit abgeschossen wird oder aber kann nachfolgend unter Steuerung vom Boden aus oder durch ein automatisches System an Bord des Satelliten geändert werden. Für die vorliegenden Zwecke wird jedoch angenommen, daß die gewünschte Umlaufbahn in dem Speichersatelliten fest vorgegeben ist.
Der autonome Navigationssensor 14 ist eine autonome Navigationseinrichtung, die Parameter schafft, die die gegenwärtige Umlaufbahn des Satelliten definiert. Zwei Alternativen wurden bisher betrachtet. Die eine ist die Verwendung einer Technik, wie sie in der anhängigen Patentanmeldung Nr. 07/ 473 715 mit der Bezeichnung "Autonomes Navigationssystem für Raumfahrzeuge" von James R. Wertz, die dem Inhaber der vorliegenden Anmeldung übertragen worden ist, beschrieben. Grundsätzlich schließen die in dieser früheren Anmeldung offenbarten Verfahren eine Beobachtung der Erde, der Sonne und des Mondes ein, um die Position des Raumfahrzeugs und die Umlaufbahn zu bestimmen. Ein alternativer Ansatz ist die Verwendung von Signalen, die von mehreren Satelliten in einem Globalen-Positions-System (GPS) empfangen werden. Der autonome Navigationssensor 14 ist dann grundsätzlich ein GPS-Empfänger, von denen verschiedene Versionen käuflich erhältlich sind. In dem Fall schafft der Sensor 14 Parameter, die den beobachteten Umlauf des Satelliten definieren, einschließlich ω (gemessen), das Argument des Perigäums der Umlaufbahn des Satelliten und TΩ (gemessen), dem Wendepunkt des aufsteigenden Knotens der Umlaufbahn. Der Zeitpunkt des Wendepunktes definiert den Zeitpunkt, zu dem der Satellit den Äquator der Erde von Süden nach Norden kreuzt. Der ω-Parameter definiert, wann der Orbit des Perigäums, oder den der Erde nächsten Punkt erreicht. Das Argument des Perigäum ist der Winkel eines Bogens, gemessen in der Orbitalebene zwischen dem aufsteigenden Knoten und dem Perigäum, gesehen von einem Fokus der Umlaufbahn, der näher zu dem Erdmittelpunkt für nahezu kreisförmige Umlaufbahnen ist.
Das Modul 10 zum Berechnen der Korrektur der Umlaufbahn verwendet diese beiden Umlaufparameter, die von dem autonomen Navigationssensor 14 geschaffen wird, gemeinsam mit einem gewünschten Zeitintervall des aufsteigenden Knotens TΩ und berechnet eine Geschwindigkeitskorrektur ΔV und einen Zeitraum Ta für das Apogäum auf die Umlaufbahn in einer Art und Weise, die in den Einzelheiten näher zu beschreiben ist. Signale, die diese beiden Werte angeben, werden in das Modul 12 zum Berechnen und Steuern des Befehls für die Schubeinrichtung eingegeben, das die Werte zum Berechnen eines Impulsbreitesignals (PW) zur Steuerung der Schubeinrichtung 18 verwendet. Diese Berechnung ist in dem Stand der Technik des Vorantreibens von Raketen bekannt. Es besteht eine sehr einfache Beziehung zwischen den Arbeitseigenschaften der Schubeinrichtungen, der Masse der Satelliten und der "Brenn"-Dauer oder der Impulsbreite, die erforderlich ist, um eine gegebene Änderung der Geschwindigkeit des Satelliten zu erreichen.
In Übereinstimmung mit einem wichtigen Aspekt der Erfindung wird die Berechnung der Korrektur der Umlaufbahn (von dem Modul 10) einmal bei jedem Umlauf des Satelliten in dem ansteigenden Knoten ausgeführt. Wenn das Modul 10 bestimmt, daß eine Geschwindigkeitskorrektur vorgenommen werden sollte, wird eine Korrekturzündung der Schubeinrichtungen 18 bei dem nächsten Apogäum des Satelliten ausgeführt und neigt daher dazu, die Umlaufbahn anzuheben und kreisförmiger zu machen. Dies bewirkt eine Steuerung der Exzentrizitätsteuerung ohne zusätzlichen Aufwand.
Das Steuersystem, das durch die Erfindung geschaffen wird, ist eine hierarchische Architektur, die eine aktive geschlossene Schleife für die Steuerung der Umlaufbahn um eine interne, vorhersagende, offene Schleife verwendet. Die grundsätzliche Steuerstrategie ist die Steuerung der Phase des Satelliten in seinem Umlauf unter Beibehaltung der Periode und der Exzentrizität. Steuereingaben werden mit Raumfahrt-Schubeinrichtungen 18 aufgebracht, die die Geschwindigkeit des Raumfahrzeugs durch den befohlenen Betrag ΔV bewirken. Die Größe des aufgebrachten ΔV steuert die halbgroße Umlaufachse und damit die Umlaufperiode und die Phase des Raumfahrzeugs. Die Zeitpunkt, (die Orbitphase) zu dem ΔV aufgebracht wird, steuert die Exzentrizität der Umlaufbahn. Bei dem gegenwärtig bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung wird die ΔV Steuerungseingabe bei jedem Zeitpunkt des Apogäums Ta aufgebracht.
Das bei der Erfindung verwendete Steuersystem basiert auf der Beobachtung, daß ein umlaufender Satellit ein dynamisches System mit den Eigenschaften eines "restoring-limit"-Zyklus ist. Das heißt, die Umgebung des Satelliten wirkt auf den Energiestatus des Satelliten in lediglich einer Richtung, um die Energie der Umlaufbahn zu verringern und damit die Periode der Umlaufbahn zu verringern. Über aufeinander folgende Umläufe bewegt sich die Phase des Satelliten bezüglich jedes Bezugspunkts nach vorne, was bedeutet, daß der Zeitpunkt, zu dem der Satellit einen Bezugspunkt in der Umlaufbahn erreicht, sich nach hinten bewegt. Diese Verringerung der orbitalen Energie beruht auf dem atmosphärischen Widerstand. Die Steuerstrategie ist das Zuführen von Energie zu dem Satelliten durch Aufbringen einer Steuereingabe ΔV immer dann, wenn die Phase des Fahrzeugs sich über den Bezugsphasenpunkt bewegt und darin, daß die Dynamik der Umgebung die Umlaufenergie jedesmal dann verringert, wenn die Phase des Fahrzeugs hinter die Bezugsphase zurückfällt. Die Umgebung ΔV bewegt die Phase des Raumfahrzeugs nach vorne und bewegt den Zeitpunkt, zu dem der Satellit einen Bezugspunkt in der Umlaufbahn erreicht, nach hinten.
Der Bezugsstatus für das Umlaufsteuersystem ist der Zeitpunkt, zu dem das Luftfahrzeug einen bekannten, gemessenen Bezugspunkt in seiner Umlaufbahn erreicht. Die Verwendung eines Bezugszeitpunkts ermöglicht die direkte Steuerung einer absoluten Phase des Satelliten in seiner Umlaufbahn und entsprechend die relative Phaseneinstellung zu anderen Satelliten in der zu steuernden Konstellation. Für ein Raumfahrzeug mit einer nicht-äquatorialen Umlaufbahn schafft der aufsteigende Knoten einen ausgezeichneten Phasenbezug. In dem dargestellten Ausführungsbeispiel der Erfindung wird der Zeitpunkt TΩ des ansteigenden Knotens als Bezugspunkt verwendet.
Die Berechnung der Umlaufkorrektur einer Umlaufbahn schließt die beiden Steuerschleifen ein: Eine zur Vorhersage dienende innere Schleife und eine aktive geschlossene äußere Schleife. Die innere Steuerschleife wendet ΔV Steuereingaben auf das umlaufende Raumfahrzeug bei Pegeln ein, die unterhalb der Meßauflösung des Navigationssystems dienen. Dies ist sehr erwünscht, da es eine inkrementale Kompensation von geringem Betrag für die Verluste der Umlaufenergie aufgrund eines atmosphärischen Widerstandes auf das Raumfahrzeug schafft. Das Steuersystem wendet ein festes ΔV an, das dem Energieverlust aufgrund des Widerstandes äquivalent ist. Die vorhersagende Steuerung ist erreichbar aufgrund der von dem Widerstand verursachten Verringerung der Umlaufenergie gut definiert ist und modeliert werden kann. Beispielsweise leitet der Text "Spaceflight Dynamics", von William Wiesel (McGraw-Hill, 1989) einen Ausdruck für den Geschwindigkeitsverlust aufgrund des atmosphärischen Widerstands her. Insbesondere siehe Gleichung 3.42 auf Seite 83.
Figur 2 zeigt im Inneren des Blocks 10 eine Darstellung, die die Beziehung zwischen dem berechneten Wert von ΔV und dem gemessenen &epsi; in dem Wendepunkt des ansteigenden Knotens wiedergibt. Der Fehler ist gegeben durch:
&epsi; = TΩ (gemessen) - TΩ (Bezug).
Für ein mittleres Band von Werten &epsi;, symmetrisch auf einen Nullwert bezogen, wird der Wert von ΔV von einem vorhergesagtem Wert gewonnen, basierend auf einem bekannten Modell der Wirkung des atmosphärischen Widerstands. Die Grenzen des mittleren Bandes der Fehlerwerte werden durch eine Meßauflösung des verwendeten Navigationssystems definiert. Innerhalb dieses zentralen Totbandes sind die Umlauffehler so klein, daß sie von dem Navigationssystem nicht registriert werden können.
Die innere vorhersagende Schleife ist durch die äußere geschlossene Schleife verbunden, die direkt die Umlaufphase des Raumfahrzeugs TΩ und diese mit der Referenzphase vergleicht. Die Differenz wird als das Fehlersignal verwendet, das die geschlossene Steuerschleife antreibt. Wenn das Fehlersignal negativ ist, was ein Wandern durch das eine Ende des vorgegebenen Totbandes anzeigt, entsprechend einer abfallenden Umlaufbahn, wird das Fehlersignal mit einem Steuerverstärkungsfaktor K multipliziert, um das ΔV, das aufzubringen ist, um den Phasenfehler auf null zu machen, aufgebracht. Die äußere Schleife verwendet auch den rückgebenden Grenzzyklus der Umgebung, um den Verbrauch an Treibstoff zu reduzieren. Wenn der Fehler positiv ist und außerhalb des vorhergesagten Totbandes, wird ein ΔV von null verwendet, da die Umgebungseffekte des atmosphärischen Widerstandes ein ausreichendes ΔV aufbringen wird, um den Fehler zu kompensieren und diesen wieder in das vorgegebene Totband zu bringen. Andere Steuergesetze können in der äußeren aktiven Steuerschleife verwendet werden. Im allgemeinen wird die Geschwindigkeitskorrektur in einem gewissen Ausmaß auf der einen Seite des vorgegebenen Totbandes erhöht werden und in einem gewissen Maße auf der anderen Seite verringert werden.
Eine einzige Anwendung des ΔV (vorhergesagt), das in dem eingeschränkten Totband verwendet wird, ist nicht ausreichend, um die Umlaufbahn zu beeinflussen, wie sie von dem autonomen Navigationssensor 14 beobachtet worden ist, wiederholte Anwendungen des ΔV bei jedem Umlauf des Satelliten hat gewöhnlicherweise einen kumulativen Effekt, der schließlich in den gemessenen Werten von TΩ und ω festgestellt wird. Wenn der vorgegebene Effekt des atmosphärischen Widerstandes sehr genau ist, kann das Steuersystem in dem mittleren Totband für die größte Zeit verbleiben. Zur weiteren Verbesserung der Effizienz des Steuersystems kann die feste Geschwindigkeitskorrektur, die auf das vorhergesagte Totband aufgebracht wird, von Zeit zu Zeit eingestellt werden, basierend auf der Tendenz des Systems, sich in die äußere aktive Steuerschleife zu bewegen.
Es ergibt sich aus dem Vorangehenden, daß die vorliegende Erfindung einen bedeutsamen Fortschritt auf dem Gebiet der Navigation von Raumkörpern und der laufenden Nachführung der Umlaufbahn darstellt. Insbesondere schafft die Erfindung eine autonomische ständige Nachführung einer gewünschten Umlaufbahn ohne Steuerung oder Eingriff in dem Boden aus mit der Ausnahme des Umstandes, daß eine Unterstützung vom Boden aus erforderlich sein kann für die Bestimmung der Position durch GPS. Das System nach der Erfindung vermeidet die Wirkungen von möglichen Effekten möglicher Kommunikationsfehler während der Korrekturen der Umlaufbahn und des Erfordernisses, Befehle in dem Satelliten zu speichern. Die Erfindung maximiert weiter die Effizienz des Treibstoffs und minimiert die Größe und das Gewicht der Schubeinrichtung für eine vorgegebene Mission. Für Anwendungen, die große Konstellationen von Satellitenerfordern, ermöglicht das System nach der Erfindung eine engere Steuerung über den Aufbau der Konstellation. Weiter ist die Möglichkeit von katastrophalen Fehlern während eines großen Brennens der Schubeinrichtung praktisch vermieden, da alle Brennvorgänge der Schubeinrichtung von kurzer Dauer sind.
Es ergibt sich, daß zwar ein Ausführungsbeispiel der Erfindung in seinen Einzelheiten zum Zwecke der Darstellung beschrieben worden ist, jedoch verschiedene Abwandlungen möglich sind, ohne sich von dem sich durch die beiliegenden Ansprüche gegebenen Schutzbereich der Erfindung loszulösen.

Claims

1. Ein die Erde umlaufender Satellit, mit einem Steuersystem zum Halten des Satelliten in einer gewünschten Umlaufbahn, wobei das Steuersystem aufweist:

Mittel (14), die an dem Satelliten angeordnet sind, um die jeweilige Umlaufbahn des Satelliten zu messen;

Rechenmittel (10) für die Korrektur der Umlaufbahn, die ebenfalls an dem Satelliten angeordnet sind, zum Berechnen einer Geschwindigkeitskorrektur, die an dem Satelliten vorzunehmen ist; und

Mittel (12) zum Aufbringen der berechneten Geschwindigkeitskorrektur auf Schubeinrichtungen (18) an dem Satelliten;

wobei die Mittel (12) zum Zuführen der berechneten Geschwindigkeitskorrektur zu den Schubeinrichtungen (18) periodisch arbeiten, um eine inkrementelle Geschwindigkeitskorrektur in regelmäßigen Zeitabständen, die zu der Periode des Umlaufs in Beziehung stehen, zu bewirken, um die gewünschte Umlaufbahn beizubehalten;

und wobei die Rechenmittel (10) zum Berechnen der Umlaufbahn wenigstens einmal vor jeder Betätigung des Mittels (12) zum Aufbringen der berechneten Geschwindigkeitskorrektur auf die Schubeinrichtungen (18) arbeiten.

2. Ein Satellit nach Anspruch 1, wobei:

die Rechenmittel (10) für die Korrektur der Umlaufbahn einmal bei jedem Umlaufarbeiten; und

die Mittel (12) zum Aufbringen der berechneten Geschwindigkeitskorrektur ebenfalls einmal bei jedem Umlaufarbeiten.

3. Ein Satellit nach Anspruch 2, wobei:

das Rechenmittel (10) für die Korrektur des Umlaufs jedesmal dann, wenn der Satellit durch einen aufsteigenden oder einen absteigenden Knoten läuft, arbeitet;

die Mittel (12) zum Aufbringen der berechneten Geschwindigkeitskorrektur bei jedem Apogäum arbeiten, um die Umlaufbahn anzuheben und kreisförmiger zu machen.

4. Ein Satellit nach Anspruch 1, wobei:

das Rechenmittel (10) zum Korrigieren der Umlaufbahn Mittel zum Berechnen eines Umlauffehlers aufweist, der als Differenz zwischen einer gemessenen Zeit des Passierens eines Bezugspunktes in der Umlaufbahn und einer gewünschten Zeit des Passierens desselben Bezugspunktes definiert ist; und

die von dem Rechenmittel (10) zum Korrigieren der Umlaufbahn berechnete Geschwindigkeitekorrektur dann, wenn der Umlauffehler innerhalb eines vorgegebenen Bereiches ist, gleich einer vorgegebenen Geschwindigkeitskorrektur ist, die erforderlich ist, um einen atmosphärischen Widerstand bei einer vollständigen Umdrehung durch den Umlauf zu kompensieren;

wobei die Korrektur der Umlaufbahn bewirkt wird, obwohl jede inkrementelle Geschwindigkeitsänderung unzureichend sein mag, um eine merkliche Änderung der Umlaufbahn zu bewirken.

5. Ein Satellit nach Anspruch 4, wobei:

für Fehlerwerte der Umlaufbahn außerhalb eines vorgegebenen Bereichs und in einer Richtung, die eine abnehmende Umlaufbahn angibt, die Geschwindigkeitskorrektur durch Modifizieren des Umlauffehlerwertes mit einem Verstärkungsfaktor berechnet wird.

6. Ein Satellit nach Anspruch 5, wobei:

für Umlauffehlerwerte außerhalb eines bestimmten Bereichs und mit einer Richtung, die eine zunehmende Umlaufbahn angibt, die Geschwindigkeitskorrektur als Null gewählt wird, was ein Absinken der Umlaufbahn unter der Wirkung des atmosphärischen Widerstandes erlaubt, bis der Fehlerwert wieder innerhalb des vorgegebenen Bereiches ist.

7. Ein Verfahren zum Halten eines Satelliten in einer gewünschten Umlaufbahn, wobei das Verfahren die folgenden Schritte aufweist:

Messen der jeweiligen Umlaufbahn des Satelliten unter messenden, sich an Bord befindlichen Navigationsmitteln (14);

Berechnen einer an dem Satelliten vorzunehmenden Geschwindigkeitskorrektur an dem Satelliten; und

Zuführen der berechneten Geschwindigkeitskorrektur zu Schubeinrichtungen (18) an dem Satelliten;

wobei der Schritt des Zuführens der berechneten Geschwindigkeitskorrektur zu den Schubeinrichtungen (18) periodisch ausgeführt wird, um eine inkrementelle Geschwindigkeitskorrektur in regelmäßigen Zeitabständen bezüglich der Periode des Umlaufs auszugeführen, um die gewünschte Umlaufbahn beizubehalten, und wobei der Schritt des Berechnens der Geschwindigkeitskorrektur wenigstens einmal vor jeder Ausführung des Schrittes des Aufbringens der berechneten Geschwindigkeitskorrektur zu den Schubeinrichtungen (18) ausgeführt wird.

8. Ein Verfahren nach Anspruch 7, wobei:

der Berechnungsschritt einmal bei jedem Umlaufausgeführt wird; und

der Schritt des Aufbringens der berechneten Geschwindigkeitskorrektur ebenfalls einmal pro Umlaufausgeführt wird.

9. Ein Verfahren nach Anspruch 8, wobei:

der Rechenschritt jedesmal dann, wenn der Satellit durch einen aufsteigenden oder einen absteigenden Knoten läuft;

der Schritt des Aufbringens der berechneten Geschwindigkeitskorrektur bei jedem Apogäum der Umlaufbahn erfolgt, um die Umlaufbahn kreisförmiger zu machen.

10. Ein Verfahren nach Anspruch 7, wobei:

der Schritt des periodischen Berechnens das Berechnen eines Umlauffehlers einschließt, der als die Differenz zwischen einer gemessenen Zeit des Passierens eines Bezugspunktes in der Umlaufbahn und einer gewünschten Zeit zum Passieren desselben Umlaufpunkts definiert ist; und

wenn der Umlauffehler innerhalb eines vorgegebenen Bereiches ist, die in dem Schritt des periodischen Berechnens berechnete Geschwindigkeitskorrektur gleich einer vorgegebenen Geschwindigkeitskorrektur ist, die erforderlich ist, um den atmosphärischen Widerstand bei einer vollständigen Drehung durch die Umlaufbahn zu kompensieren;

wodurch die orbital Korrektur bewirkt wird, obwohl jede inkrementelle Geschwindigkeitsänderung unzureichend sein mag, um eine merkliche Änderung der Umlaufbahn zu bewirken.

11. Ein Verfahren nach Anspruch 10, wobei:

für Umlauffehlerwerte außerhalb eines vorgegebenen Bereichs und in einer Richtung, die eine absinkende Umlaufbahn angibt, die Geschwindigkeitskorrektur durch Modifizieren des Umlauffehlerwertes mit einem Verstärkungsfaktor berechnet wird.

12. Ein Verfahren nach Anspruch 11, wobei:

für Umlauffehlerwerte außerhalb des vorgegebenen Bereichs und in einer Richtung, die eine zunehmende Umlaufbahn angibt, die Geschwindigkeitskorrektur als Null gewählt wird, was ein Absinken der Umlaufbahn unter der Wirkung des atmosphärischen Widerstandes erlaubt, bis der Fehlerwert wieder in dem vorgegebenen Bereich ist.