HINTERGRUND DER ERFINDUNG
-
Diese Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Lageregelung eines
Raumfahrzeugs in einer Umlaufbahn. Eine Ausscheidungsanmeldung Nr. 96 113
152.1 ist eingereicht worden und betrifft ein Verfahren zur
Lageregelung eines Raumfahrzeugs in einer Umlaufbahn. Es ist bekannt, eine
Lageregelung für Raumfahrzeuge in einer geosynchronen äquatorialen
Umlaufbahn bereitzustellen, um Schlinger- und Gierfehler zu korrigieren.
Für Nachrichtensatelliten vereinfacht das Beibehalten einer
geosynchronen äquatorialen Umlaufbahn die Lageregelung in hohem Maße, um die
erforderliche Richtgenauigkeit des Raumfahrzeugs zu erlangen.
-
Das Beibehalten dieser äquatorialen Umlaufbahn kostet zwangsläufig
eine ganze Menge Treibstoff, da Raumfahrzeuge in äquatorialer Umlaufbahn
verschiedenen Destabilisierungskräften unterliegen. Diese
Destabilisierungskräfte umfassen Gravitationseinflüsse von Sonne und Mond, die
die Ausrichtung der geosynchronen Umlaufbahn von einer äquatorialen
Umlaufbahn ohne Neigung zu einer leicht geneigten Umlaufbahn
verändem. Die Positionsbeibehaltung ist eine Aufgabe, die durch das
Raumfahrzeug ausgeführt wird, um das Raumfahrzeug bei einer bestimmten
Neigung zu halten. Wenn mehr Positionsbeibehaltungsmanöver
erforderlich sind, wird mehr Treibstoff durch das Raumfahrzueg verbraucht,
was bestimmbare Kosten pro Betriebslebensdauer zur Folge hat. Wenn
eine Treibstoffmenge erhöht wird, um für verlängerte
Positionsbeibehaltung zu sorgen, nehmen diese Kosten unweigerlich zu. Es gibt einen
anerkannten Kompromiß zwischen der benötigten Treibstoffmenge, um die
Posi tionsbei behal tungsmanöver über die Lebensdauer des Raumfahrzeugs
auszuführen, und seiner Betriebslebensdauer. Je mehr Treibstoff
benötigt wird, um so mehr Kosten sind mit dem Absetzen des Raumfahrzeugs
in einer Umlaufbahn verbunden. Ähnlich wird, wenn die
Betriebslebensdauer des Raumfahrzeugs erhöht wird, zusätzlicher Treibstoff
benötigt, der sich wiederum zu den Kosten des Raumfahrzeugs addiert. Es
ist folglich ein mit bestehenden Raumfahrzeugen verbundener Wunsch,
die Betriebslebensdauer zu verlängern, ohne die Kosten bedeutend zu
erhöhen.
-
Eine Lösung ist, das Raumfahrzeug in seiner geosynchronen
äquatorialen Umlaufbahn zu betreiben, bis der Treibstoff im wesentlichen
erschöpft ist. Danach tritt das Raumfahrzeug infolge der Störungskräfte
in eine geneigte Umlaufbahn ein. Im allgemeinen beträgt die Drift der
Neigung der Umlaufbahn des Raumfahrzeugs etwa 0.8 bis 0.9 Grad pro
Jahr.
-
Wenn die Neigung des Raumfahrzeugs zunimmt, wird leider das
Beibehalten einer einzelnen gewünschten Richtgenauigkeit zunehmend schwerer.
Diese Schwierigkeit beim Beibehalten einer gewünschten
Richtgenauigkeit wird weiter durch den Mangel an Treibstoff erhöht, der den
Betrieb des Raumfahrzeugs in der geneigten Umlaufbahn nötig machte.
-
Es ist bekann daß bei einer einzelnen Neigung Schlinger-, Nick- und
Gierfehler in die Zielrichtung des Raumfahrzeugs eingebracht werden.
In einer äquatorialen Umlaufbahn hat das Raumfahrzeug einen Zielpunkt,
der nominell auf den Nadir weist, der der Äquator ist. Wenn die
Neigung des Raumfahrzeugs zunimmt, ist der Zielpunkt nicht mehr
unbedingt der Äquator. Infolge der Schlinger- und Nickfehler folgt die
Zielrichtung des Raumfahrzeugs der Form einer acht in bezug auf einen
einzelnen gewünschten Zielpunkt.
-
Für eine Neigungsumlaufbahn von 5 Grad beträgt die
Nord-Südauswanderung der Acht etwa 10 Grad, und die Ost-Westauswanderung beträgt etwa
±.02 oder .04 Grad. Für viele Aufgaben des Raumfahrzeugs sind diese
Auswanderungen unannehmbare Abweichungen.
-
Zur Schätzung von Gier- und anderen Störungsdrehkräften sind Verfahren
und Vorrichtungen bekannt, die eine genaue Kontrolle von Gierfehlern
in einem umlaufenden Satelliten erlauben. Systeme, die diese
Verfahren in Wirkung setzen, schließen oft die für äquatoriale
Umlaufbahnen von geosynchronen Raumfahrzeugen spezifische Bahndynamik ein, so
daß die Funktion des Systems in einer geneigten Umlaufbahn nicht
genau verwendet werden kann. Der Stand der Technik kannte die
Verwendung von Raumfahrzeugen mit Impulsvorbelastung, z.B. ein als
L-Radsystem oder V-Radsystem konfiguriertes Raumfahrzeug. Außerdem sind
Verfahren bekannt, die zur Steuerung eines geosynchronen Raumfahrzeugs
in einer geneigten Umlaufbahn erörtert worden sind. Systeme, die in
einer geneigten Umlaufbahn arbeiten konnen, versuchen,
neigungsbewirkte Richtungenauigkeiten zu kompensieren, indem eine relativ
langsame, periodische sinusförmige Störung in geeignete Schlingerbefehle
eingeführt wird. Die sinusförmige Störung hat typischerweise eine
Periode von einem Tag, die im wesentlichen bewirkt, daß die
Zielrichtung des Raumfahrzeugs mit der Eintags-Frequenz "nickt". Das Nicken
des Raumfahrzeugs kompensiert sogenannte grobe Neigungsfehler, die
allgemein als Nord-Südauswanderungen gesehen werden. In vielen
Fällen ist das Kompensieren nur dieser groben Fehler zum genauen Zielen
nicht ausreichend, das z.B. bei Übertragungen mit schmalem
Strahlenbündel erforderlich ist.
-
Die Europäische Patentanmeldung EP-A-0071445 betrifft einen
lagestabilisierten Satelliten und im besonderen ein Verfahren und Vorrichtung,
um den Gierfehler und Schlinger- und Gierstörungsdrehkräfte von dem
gemessenen Schlingerfehler und Gierimpuls auf einer kontinuierlichen
In-Umlaufbahn-Basis zu schätzen. Es wird eine Vorrichtung mit zwei
Regelschleifen offenbart, nämlich eine schnelle Schleife zum Dämpfen
von Nutationen durch Ändern der Schwundraddrehzahl und einer
langsamen Schleife der Luenberger-Beobachtervarietät. Die Letztere ist eine
Gierfehler-Korrekturschleife, die auch dazu dient, den Gierimpuls zu
entladen.
-
Ein Beispiel eines V-Rad-Impulsvorbelastungs-Raumfahrzeugsystems wurde
in US-Patent Nr. 4,521,855, erteilt an Lehner et al., offenbart, das
hiermit ausdrücklich für alle Zwecke durch Verweisung eingeschlossen
wird. Bei diesem V-Radsystem waren zwei Schwungräder in bezug
zueinander und zu dem Raumfahrzeug so ausgerichtet, daß in einer Nick-
Gier-Ebene ein Gesamtimpuls hergestellt wurde. Das Schlingern und
Nicken des Raumfahrzeug wurden in einer bekannten Weise durch
selektive Steuerung jedes der Räder des V-Radsystems kontrolliert. Eine
Raddrehzahl, die, wie man weiß, mit einem Impuls jedes Rades in
Beziehung steht, wurde abwechselnd in einem ersten Rad erhöht, während
sie in einem zweiten Rad vermindert wurde, um ein Schlingern des
Raumfahrzeugs zu bewirken. Um ein Nicken zu bewirken, wurde die Drehzahl
beider Räder gleichzeitig erhöht oder vermindert. Die
Gierfehlerkorrektur wurde durch eine Viertelumlaufbahnkopplung ausgeführt, die in
der Technik bekannt ist.
-
Als Folge der Bahndynamik zeigen typische V-Radsysteme eine
Erscheinung,
bei der die Schwungräder infolge der äußeren Störung
fortlaufend höhere Drehzahl erlangen, so daß eine Impulsentladung
erforderlich ist, um die Steuerung aufrechtzuerhalten. Es ist bekannt,
magnetische Drehmomenterzeuger oder Triebwerke als Betätigungselemente zu
verwenden, um in einer Gier/Schlinger-Ebene orientierte
Impulsentladungen durchzuführen.
-
Für Impulsvorbelastungs-Raumfahrzeuge sind Bewegungsgleichungen für
schwach geneigte Umlaufbahnen abgeleitet worden. Die Ableitung dieser
Gleichungen wird im Folgenden beschrieben. Die Bewegungsgleichungen
des Raumfahrzeugs in einer geneigten Umlaufbahn wurden ursprünglich
als übertragungsfunktionen für ein Raumfahrzeug mit einem einzigen
Nickrad formuliert. Die Schlinger-, Gier- und Nickdynamiken wurden
voneinander entkoppelt, um die Dynamiken einzeln ansprechen zu
können. Die Bewegungsgleichungen für ein System mit sowohl Nick- als
auch Gierimpulsspeicherung, besonders für Schlingern/Gieren, die
Trägheitsprodukte ignorieren, sind wie folgt:
-
wo ∅
und ψ Roh- und Gierwinkel des Raumfahrzeugs sind; Hx und Hz
Roh- und Gierdrehimpulskomponenten der körperfesten Achse sind; Hz
ein in allen Rädem gespeicherter Gesamtgierimpuls ist; hzc ein
befohlener Radgierimpuls ist; Ix, Iy und Iz Hauptträgheitsmomente um
die Roh-, Nick- und Gierachse sind; Wo > 0 und eine Umlaufrate des
Systems bezeichnet; Hn > 0 und die Impulsvorbelastung genannt wird;
τ eine Zeitkonstante von Schwungrädem ist und Mx und Mz Drehkräfte
der körperfesten Achse sind. Gleichung 1 ist für alle
Radkonfigurationen anwendbar, bei denen es keine Rollimpulsspeicherung gibt.
-
Um Obergrundkurs-Rollfehler zu beseitigen, muß das Raumfahrzeug einer
gewünschten Rollflugbahn folgen. Die Gierimpuls-Speicherräder werden
gesteuert, um die Nutation zu minimieren und eine Rollnachführung zu
erlauben. Die Schwungräder werden durch externe
Drehkraft-Betätigungselemente entladen. Unter der Voraussetzung, daß die Nutationsdynamik
durch eine Radsteuereinrichtung gedämpft wird, wird Gleichung 1
vereinfacht zu:
-
Da die Nutationsfrequenzen der meisten Raumfahrzeuge größer als
typische Umlaufraten sind, stellt Gleichung 5 genau ein
Umlaufraten-übergangsansprechen und ein Niederfrequenz-Störungsansprechen dar. Der
Drehimpuls des Raumfahrzeugs steht mit Lagefehlern und dem
Radgierimpuls wie folgt in Beziehung:
-
Hz = hz - Hn∅ (6)
-
und
-
Hx = hnψ (7)
-
Das Raumfahrzeug wird mit einem Impuls senkrecht zu einer
äquatorialen Ebene anstatt einer geneigten Bahnebene aufgerichtet, um einen
gewünschten Gierwinkel für das Raumfahrzeug passiv bereitzustellen.
Um einen Impuls senkrecht zu der äquatorialen Ebene zu erhalten, wird
bei einem Wellenbauch ein Radbeschleunigungsmanöver durchgeführt.
Unter Triebwerkssteuerung werden Schwungräder auf verschiedene
Drehzahlen beschleunigt, um einen gewünschten Gierimpuls Hzi zu erzeugen,
der einen Gesamtsystemimpuls (kein Gierfehler) senkrecht zu einer
äquatorialen Ebene plaziert. Ein Viertel einer Umlaufbahn später
überträgt sich Hzi auf einer Knotenlinie in einen Gierwinkel ψ, wie durch
Gleichung 5 gezeigt. Diese Tranformation von Hzi in den Gierwinkel
ψ erlaubt die passive Erzeugung eines gewünschten Gierwinkeis ψi.
Triebwerke oder magnetische Drehkrafterzeuger regeln einen
Systemimpuls um diese Impulskonfiguration. Andere Verfahren zur
Radbeschleunigung sind mit Gierabtastung möglich.
Ein zum Erzeugen von ψj benötigter Gierimpuls ist wie folgt:
-
Hz = -i(t)Hnsin(ωot + κ(t)) (8)
-
was den gewünschten Gierwinkel
-
ψi = i(t)cos(ωot + κ(t)) (9)
-
ergibt. Hier sind i(t) und (t) eine zeitveränderliche Neigung bzw.
zeitveränderliche Position eines aufsteigenden Knotens. Eine Aufgabe
des Steuersystems der vorliegenden Erfindung ist, einen tatsächlichen
Gierimpuls ψi eines Raumfahrzeugs zu zwingen, Hzi zu folgen.
-
Wie oben angedeutet, wird die Nickdynamik von der Roll/Gier-Dynamik
entkoppelt und in der folgenden Form ausgedrückt:
-
Iyθ = My - 1/τ (hyc - hy) (10)
-
= 1/τ (hyc - hy) (11)
-
wo der Nickwinkel und My eine extern angelegte Nickachsendrehkraft
sind, hy ein gleichwertiger Radnickimpuls ist und hyc ein befohlener
Nickimpuls ist.
-
Es gibt drei Aufgaben dieses Steuersystems:
-
1. Für die Gierwinkelnachführung durch Steuerung eines
Gesamtgierimpulses eines Raumfahrzeugs, Hzi, zu sorgen. Der Gesamtgierimpuls des
Raumfahrzeugs wird mittels externer Drehkraftbetätiger, z.B.
magnetische Drehkrafterzeuger oder Triebwerke, gesteuert.
-
2. Für die Rollwinkelnachführung durch Verändern einer Verteilung des
Gierimpulses zwischen einem Rollwinkel ∅i und einem Gierimpuls in den
Rädem hz zu sorgen. Die Verteilung des Gierimpulses wird gesteuert,
indem eine Drehzahl eines Schwungrades mittels eines Gierimpulsbefehls
-
hzc verändert wird, und
-
3. Für die Nickwinkelnachführung ∅i durch Verändern eines
Nickimpulses des Raumfahrzeugs zu sorgen. Der Nickimpuls wird gesteuert, indem
eine Drehzahl eines Schwungrades mittels eines Nickimpulsbefehis hyc
verändert wird.
-
Fig. 1 zeigt eine Umgebung eines Raumfahrzeugs 10 in einer geneigten
Umlaufbahn 25 um die Erde 20 bei einem aufsteigenden Knoten 22. Eine
äquatoriale Ebene 21 und eine Umlaufbahnebene 23 sind längs einer
Linie von Knoten 28 durch eine Neigung i schrägverlaufend. Ein
Umlaufbezugsrahmen x-y-z wird für die Bahnnormale 11 des Raumfahrzeugs 10
mit einer Rollachse x, die längs einer Bewegungsrichtung zeigt, einer
Nickachse y senkrecht zur Umlaufbahnebene 23 und einer Gierachse z,
die auf die Mitte der Erde 20 zeigt, errichtet. Die Roll-, Nick- und
Gierwinkel werden mittels normaler Roll-Nick-Gier-Eulerdrehungen
relativ zu diesem Bezugsrahmen x-y-z gemessen.
-
Das Raumfahrzeug 10 dreht sich einmal pro Tag mit der
Drehgeschwindigkeit Wo um eine negative Nickachse -y. Schwungräder (nicht
gezeigt) an Bord des Raumfahrzeugs 10 stellen eine Impulsvorbelastung
Hn ebenfalls längs der negativen Nickachse -y bereit. Durch die
Neigung i der Bahn 25 bewirkte Lagefehler treten auf, wenn das
Raumfahrzeug 10 nicht so weist wie in einer nominellen äquatorialen
Umlaufbahn. Es gibt zwei Hauptquellen von Neigungslagefehlern:
Bezugsrahmen-Fehlausrichtung und Bodennachführfehler. Wenn eine Bahn geneigt
ist, ist der Umlaufbezugsrahmen x-y-z nicht mehr mit dem Äquator
ausgerichtet. Diese relative Fehlausrichtung des Umlaufbezugsrahmens hat
einen zeitveränderlichen Gierwinkel ψi zwischen dem geneigten
Bahnbezugsrahmen x-y-z und einem äquatorialen Bahnbezugsrahmen zu Folge.
Der Gierwinkel ψi ist bei dem aufsteigenden Knoten 22 und dem
absteigenden Knoten 24 am größten und ist null bei den Gegenknoten 29,
die sich zwischen dem aufsteigenden Knoten 22 und dem absteigenden
Knoten 24 befinden. Fig. 1 zeigt die Lage des Raumfahrzeugs 10 an
vier Stellen auf der Bahn 25.
-
Bodennachführfehler treten auf, weil das Raumfahrzeug 10 nicht in der
äquatorialen Ebene 23 positioniert ist und die Sichtlinie der
Gierachse oder die nominelle Weisung 11 die Erde 20 am Äquator 14 nicht
schneidet. Fig. 2 zeigt eine Gierachsenzielrichtung des Raumfahrzeugs
10 bei einem Gegenknoten 29. Das Raumfahrzeug 10 befindet sich über
der äquatorialen Ebene 23, wobei die nominelle Weisung 11 seiner
Gierachse die Erde 20 an einem Punkt über dem Äquator 14 (Nadir 16)
schneidet. Das Raumfahrzeug 10 muß in der Rolirichtung abwärts
vorbelastet werden, um auf denselben Punkt 26 auf dem Äquator 14 zu
zeigen, auf den es gezeigt hätte, wenn das Raumfahrzeug 10 in einer
äquatorialen Umlaufbahn gewesen wäre. Um Nickfehler zu kompensieren, muß
das Raumfahrzeug an anderen Punkten in der Umlaufbahn in der
Nickrichtung vorbelastet werden. Der Übergrundkurs 27, oder der Schnittpunkt
der Gierachse und der Oberfläche der Erde 20, ist eine Acht, der mit
Nick- und Rollfehlern gefolgt wird, wenn das Raumfahrzeug 10 sich um
die Bahn 25 fortbewegt.
-
Die Breite der Acht des übergrundkurses 27 ist auch mit der Neigung i
der Bahn 25 verbunden, und das Raumfahrzeug 10 muß entstehende
Nickfehler kompensieren. Was benötigt wird, sind ein Verfahren und eine
Vorrichtung zum Kompensieren solcher entstehender Fehler, die den
Kraftstoffverbrauch minimieren und ein bestimmtes Maß an
Selbständigkeit aufrechterhalten.
-
Die Europäische Patentanmel dung EP-A-0322349, betitelt "Satellite
attitude determination and control system with agile beam sensing",
beschreibt ein System, bei dem eine agile (elektronisch steuerbare)
Strahlabtastung mit zugehöriger bordseitiger Verarbeitung, die füher
ausschließlich zur Positionierung von Antennen zur Strahlbildung und
Nachführung in Kommunikationssystemen verwendet wurde, zur aktiven
Satelliten-Lagebestimmung und -regelung verwendet werden kann. Ein
rotierender Satellit ist nadierorientiert und wird bei
Bahngeschwindigkeit mit Präzession mittels magnetischer Drehkraftzuführung
versehen, die durch Verwendung eines bordseitig gespeicherten
Magnetfeldmodells und Lage- und Bahnschätzungen bestimmt wird. Ein Kalmann-
Filter sagt Parameter voraus, die mit einem empfangenen Signal
verbunden sind, das auf die Weitwinkeistrahlantenne des Satelliten
auftrifft. Das Antennensystem mißt den Fehler zwischen den
Parametervoraussagungen und beobachteten Werten und sendet geeignete
Fehlersignale an das Kalmann-Filter, um seine Schätzungsprozeduren zu
aktualisieren. Das Kalmann-Filter gibt außerdem die Lagefehlersignale
des Raumfahrzeugs an ein Lageregelgesetz aus, das Befehle für
magnetische Lageänderungs-Drehkraftelemente festlegt, um die Regelschleife
über Raumfahrzeugdynamik zu schließen. Dieses Dokument konzentiert
sich hauptsächlich auf rotierende Satelliten, enthält aber eine
Aussage, die angibt, daß das darin offenbarte System ebensogut mit
dreiaxial stabilisierten Satelliten arbeiten wird.
ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
-
Die vorliegende Erfindung ist ein Verfahren und eine Vorrichtung, um
eine zielende Bahn eines Zielpunkts in bezug auf ein oder mehr Ziele
für ein Impulsvorbelastung-Raumfahrzeug in einer relativ zu einer
äquatorialen geosynchronen Umlaufbahn geneigten Umlaufbahn zu steuern.
Das Raumfahrzeug ist mit einem bordseitigen Computer versehen, der
imstande ist, dem Raumfahrzeug und der Raumfahrzeug-Hardware zur
Verfügung stehende Bahninformation zu verwenden, um den Zielpunkt nach
Maßgabe eines vorbestimmten Nachführmodells, das entweder
zeitveränderlich oder invariant sein kann, zu bewegen, was ein genaues Zielen
erlaubt und gleichzeitig größere Selbständigkeit des Raumfahrzeugs
fördert. Das Nachführmodell erlaubt der Steuereinheit, dynamische
Kurzzeitschwankungs- und Langzeit-Bahngeschindigkeitsstörungen,
jenseits einfacher sinusartiger Funktionen mit einer einzigen Frequenz,
zu entfernen.
-
Die vorliegende Erfindung bietet Vorteile gegenüber dem Stand der
Technik. Erstens, es wird die Steuerung über den Nickfehler
bereitgestellt. Für einzelne Anwendungen, z.B. Nachrichtensatelliten mit
äußerst engen Richtgenauigkeitsanforderungen, um eine Leistung eines
gesendeten Strahls an einer Empfangsantenne zu maximieren, sind
Richtungenauigkeiten in der Größe von .02 Grad, was für eine 5-Grad
geneigte Bahn typisch ist, übermäßig. Zweitens, die vorliegende Erfindung
kompensiert Neigungseffekte genauer als einfaches "Nicken", was die
Folge eines sinusartigen Rollbefehls ist Drittens, die vorliegende
Erfindung stellt eine Vorrichtung bereit, um eine gewünschte zielende
Flugbahn aus einer verallgemeinerten Funktion zu bilden, die z.B.
durch Fourier-Koeffizienten, Splines oder Tabellensuchen dargestellt
wird. Die gewünschte zielende Flugbahn kompensiert nicht nur
Neigungseffekte, sondern sie kann auch einen Zielpunkt verändern und den
Zielpunkt veranlassen, effektiv auf ein neues Ziel zu zeigen. Diese
zielende Flugbahn kann praktisch jedem Pfad auf einer Oberfläche des
Objekts 20 folgen, um das das Raumfahrzeug kreist, um ein
zeitveränderliches
oder zeitunabhängiges Ziel bereitzustellen.
-
Die Vorrichtung gemäß einer Ausführung der vorliegenden Erfindung
umfaßt einen Vollzustandsschätzer, eine Rückkopplungsschaltung, einen
Integralregler, Modellfolgelogik, eine Modellerzeugungseinrichtung und
Impulstriebwerk-Entladelogik zur Langzeit-Impulsverwaltung. Ein
einzelnes Raumfahrzeug kann ähnlich wie bestehende zweidimensional
impulsgesteuerte (d.h. ein V-Radsystem)
Impulsvorbelastungs-Raumfahrzeuge konfiguriert sein. Jedes Raumfahrzeug muß ein geeignetes
Stellglied, um das Impulsvorbelastungssystem zu steuern, eine Art von
Impulsentladesteuerung, einen Sensor, um eine Anzeige der Roll- und
Nickfehler bereitzustellen, und eine Einrichtung besitzen, um den
Radgierimpuls zu messen. Der Lageregler des Raumfahrzeugs wird gestartet,
indem zuerst ein Nettoimpulsvektor senkrecht zu der äquatorialen Ebene
errichtet wird.
-
Der Vollzustandsschätzer arbeitet auf dem Rollfehler und dem
Radgierimpuls, um Schätzungen des Rollens, Nickens, Gierens, des Roll-,
Nickund Gierimpulses des Raumfahrzeugs, des Radnickimpulses, des
Radgierimpulses ("hz") und möglicherweise solarer Drehkräfte zu erzeugen.
Diese Schätzungen werden dem Vollzustands-plus-Integralregler zur
Verfügung gestellt, der sowohl schwankende als auch dynamische
Bahngeschwindigkeitsfehler unter Verwendung von Impulsrädem und
magnetischen Drehkrafterzeugern beseitigt.
-
Die Modellfolgelogik minimiert Nachführfehler und erlaubt dem
Steuersystem, das Rollen, Nicken, Gieren und hz um ihre gewünschten
Nichtnull-Flugbahnen zu regeln. Die Modellfolgelogik stellt ein Modell des
gewünschtens Ansprechens für Rollen, Nicken, Gieren und hz und
Vorwartskopplungs- und Rückkopplungsmatrizen bereit.
-
Das Model wird durch eine Modellerzeugungseinrichtung aktualisiert,
die bestimmt ist, Korrekturen an dem Modell vorzunehmen. Diese sind
typischerweise Langzeitkorrekturen, und die
Modellerzeugungseinrichtung ist in einem Code eingebettet, der bordseitig bereitgestellt oder
in einen Computer an Bord des Raumfahrzeugs hochgeladen wird. Die
Impulstriebwerk-Entladelogik sorgt für die Langzeit-Impulsverwaltung.
Wenn magnetische Drehkrafterzeuger verwendet werden, werden
Gierentladungen nur für den Reservebetrieb benötigt. Die
Gierentladungslogik benutzt den Gierimpulsfehler als eine Eingabe, um zu bestimmen,
ob eine Entladung zu aktivieren ist. Der Gierimpulsfehler ist hzi
minus dem tatsächlichen Gierimpuls. Nickentladungen zünden, wenn der
Nickimpuls ein vorbestimmtes Totband übersteigt. Für typische
Umgebungsstörungen und Triebwerksdrehkräfte werden drei Nickentladungen
pro Tag erwartet.
-
Die oben beschriebene Ausführung der vorliegenden Erfindung bietet
eine Richtgenauigkeit, die mit einer geosynchronen Bahn vergleichbar
ist, aber bei enormen Kosteneinsparungen infolge verminderten
Treibstoffbedarfs für eine einzelne gegebene Betriebslebensdauer. Ein
Raumfahrzeug, das die oben beschriebene Ausführung der vorliegenden
Erfindung in sich schließt, benötigt den größten Teil des Treibstoffes
nicht, der für Positionsbeibehaltungsmanöver nötig ist. Da ein
Satellit eine erwartete Lebensdauer von 10 Jahren hat, hat das Beseitigen
eines Hauptanteus der 200-300 Kilogramm Treibstoff, die zur
äquatorialen Positionsbeibehaltungsmanövrierung erforderlich sind, und
ihr Ersetzen durch die 10-20 Kilogramm Treibstoff, die zur
Lageregelung erforderlich sind, Einsparungen zur Folge, die ohne weiteres und
sofort erkannt werden können.
-
Eine Implementierung verlangt das Absetzen eines Raumfahrzeugs zu
Beginn in einer positive 5-Grad geneigten Umlaufbahn. Danach darf das
Raumfahrzeug durch die äquatoriale Ebene zu negativen Neigungsgraden
auswandern.
-
Es ist damit möglich, Roll- Nick- und Gierfehler infolge der
Bahnneigung mittels Verwendung von Bahninformation durch einen Lageregler
zu kompensieren und damit einen Zielpunkt eines Raumfahrzeugs nach
Maßgabe eines Nachführmodells zu verschieben.
-
Die Erfindung wird durch Verweis auf die folgende ausführliche
Beschreibung in Verbindung mit den begleitenden Zeichnungen besser
verstanden werden.
KURZBESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
-
Fig. 1 ist eine schematische Zeichnung der Umgebung eines
Raumfahrzeugs an verschiedenen Positionen in einer geneigten Umlaufbahn um
die Erde.
-
Fig. 2 ist eine schematische Zeichnung einer Gierachsen-Zielrichtung
eines Raumfahrzeugs in einer geneigten Umlaufbahn an einem
Gegenknoten.
-
Fig. 3 ist ein Blockschaltbild eines Steuersystems, das eine erste
Ausführung der vorliegenden Erfindung verwirklicht.
-
Fig. 4 ist ein Blockschaltbild eines in Fig. 3 gezeigten Roh/Gier-
Steuersystems.
-
Fig. 5 ist ein Blockschaltbild einer in Fig. 4 gezeigten
Gierregelschleife.
-
Fig. 6 ist ein Blockschaltbild einer in Fig. 4 gezeigten
Roliregelschleife.
-
Fig. 7 ist ein Blockschaltbild einer in Fig. 3 gezeigten
Nickregelung.
-
Fig. 8 ist ein Blockschaltbild einer in Fig. 7 gezeigten
Nickregelschleife.
BESCHREIBUNG SPEZIFISCHER AUSFÜHRUNGEN
-
Die vorliegende Erfindung umfaßt eine Mehrzahl von Regelschleifen, wie
später im einzelnen beschrieben, die nach Maßgabe vorausgewählter
Bewegungsgleichungen eines Impulsvorbelastungs-Raumfahrzeugs in einer
geneigten Umlaufbahn arbeiten. Die Ableitung dieser in den
Regelschleifen enthaltenen Bewegungsgleichungen wurde vorangehend
beschrieben. Eine spezifische Verwirklichung dieser Regelschleifen durch einen
bordseitigen Computer wird als nächstes beschrieben.
-
Fig. 3 ist ein Blockschaltbild, das ein Steuersystem einer Ausführung
der vorliegenden Erfindung zeigt. Die gezeigte Ausführung verwendet
Hardware eines Raumfahrzeugs 10 und einen bordseitigen Computer 32.
Ein Erdsensor 30, der die Erde umkreist, liefert Roll- (R) und
Nick(P) Lagemessungen als elektronische Signale. Ein
Schwungrad-Drehzahlsensor 34 liefert ein elektronisches Signal mit einer Spannung, die
proportional zu einer Drehzahl jedes Rades eines Impulssystems (nicht
gezeigt) ist. Es wird eine Mehrzahl von Drehzahlsignalen
bereitgestellt, ein Drehzahlsignal für jedes in Betrieb befindliche Rad. Die
analogen elektronischen Signale werden in digitale Form umgesetzt und
dem Bordcomputer 32 zur Verfügung gestellt. Der Bordcomputer 32 führt
eine Mehrzahl von Funktionen aus, die umfassen: Zeitausbreitung eines
Lagenachführmodells; Impulsumwandlung von Radachsen in
Raumfahrzeugachsen; Impulsumwandlung von Raumfahrzeugachsen in Radachsen;
Roll/Gier-Regelung und Nickregelung.
-
Ein Gierimpuls-Nachführmodell 40, ein Rollwinkel-Nachführmodell 42 und
ein Nickwinkel-Nachführmodell 44 werden durch den Bordcomputer 32
verwendet und machen die Erzeugung der gewünschten Gierimpuls-Flugbahn
Hzi, der Rollwinkel-Flugbahn ∅i und der Nickwinkel-Flugbahn θi als
eine Funktion der Zeit möglich. Parameter zur Verwendung in den
Nachführmodellen werden in einem Vektor a bereitgestellt und werden von
einer Bodenstation (nicht gezeigt) über herkömmliche Telemetriesignale,
die durch eine Telemetrievorrichtung 46 bereitgestellt werden,
periodisch aktualisiert.
-
Eine verallgemeinerte mathematische Darstellung des
Gierimpuls-Nachführmodells 40 ist:
-
Hzi = -i(α,t)Hnsin(ωot + κ(α,t)) + f&sub1;(α,t) (12)
-
wo i, κ und fi Funktionen sind, die von der Zeit t und Parametern
im Vektor Q abhängen, die vom Boden aktualisiert werden können.
-
Eine verallgemeinerte mathematische Darstellung des
Rollwinkel-Nachführmodells 42 ist:
-
∅i = -∅max(α,t)sin(ωot + κ(α,t)) + f&sub2;(α,t) (13)
-
wo
-
∅max i:/2 -i -tan&supmin;¹ (0.8483/tan(i)) (14)
-
und zusammen mit f&sub2; eine Funktion der Zeit und des Parametervektors
α ist.
-
Eine verallgemeinerte mathematische Darstellung des
Nickwinkel-Nachführmodells 44 ist:
-
∅i = ∅max(α,t)sin(2wot + κ(α,t)) + f&sub3;(α,t) (15)
-
wo ∅max i²/24 und f&sub3; eine Funktion der Zeit und des
Parametervektors a ist.
Die Funktionen f&sub1;, f&sub2; und f&sub3; sind allgemeine Funktionen, die
aufgabenspezifisch sind und von einzelnen Umlaufbahnen und einem zielenden
Pfad abhängen. Für hochgenaue zielende Aufgaben oder stark geneigte
Umlaufbahnen muß ein ganz nichtlineare Bewegungsgleichung verwendet
werden. Wenn das Raumfahrzeug 10 nicht auf den Äquator zielt, ist ein
Vorbelastungszielen mit dieser ganz nichtlinearen Kinematik
gekoppelt, um eine nicht-sinusförmige Flugbahn hervorzubringen.
-
Der Zielpunkt kann sich über einen ganzen Tag hinweg bewegen. Der
Zielpunkt wird justiert, um thermische Verzerrungen zu kompensieren
und einen Verzerrungsfehler von unabhängig gerichteten Punktstrahlen
zu minimieren. Die drei Funktionen f&sub1;, f&sub2; und f&sub3; werden entsprechend
gewählt.
-
Die Funktionen i(α,t) und κ(α,t) ändern sich langsam über der Zeit.
Für Aufgaben, die ein hohes Maß an Selbständigkeit erfordern oder
gewünscht sind, zu haben, wird sich die Neigung und Stelle eines
aufsteigenden Knotens verändern. Die Nachführmodelle werden durch
Verwenden des Computers 32 ohne Bodenbefehle über der Zeit justiert
werden. Die genaue Art der Funktionen von i und κ hängen von der
Geometrie des Raumfahrzeugs und Bahnparametern ab und werden für
einzelne Implementierungen in bekannter Weise numerisch bestimmt. Das
Maß an Selbständigkeit, das dieses Steuersystem erlaubt, wird nur
durch eine Gesamtzahl befehlbarer Parameter im Paramatervektor α und
eine Genauigkeit jeder Bahnanalyse begrenzt.
-
Fig. 3 umfaßt eine Impulsmessungs-Verteilungsmatrix 50 und eine
Impulsbefehl-Verteilungsmatrix 52, die Raddrehzahlinformation in
Raumfahrzeugimpuls bzw. Impulsbefehle in Raddrehzahlbefehle umwandeln. Die
Raddrehzahlbefehle werden an eine Radimpuls-Steuerschaltung 54
angelegt. Der Impuls wird zusammen mit einer Nickachse und einer
Gierachse des Raumfahrzeugs gespeichert. Dies erfordert mindestens zwei
nichtparallele Impuls/Reaktionsräder in einer Nick/Gierebene eines
Raumfahrzeugs. Unter annehmbaren Radkonfigurationen befinden sich das
L-Radsystem und das oben beschriebene V-Radsystem.
-
Eine Roll/Gier-Steuerschaltung 60 wird bereitgestellt, um die Ausgänge
des Gierimpuls-Nachführmodells 40 und des Rollwinkel-Nachführmodells
42 sowie das Rollen R und den gemessenen Gierimpuls zu empfangen. Die
Roll/Gier-Steuerschaltung 60 steuert die magnetischen
Drehkfrafterzeuger 62 und die Triebwerke 64 des Raumfahrzeugs, um den Zielpunkt
richtig zu steuern. Eine Nicksteuerschaltung 70 wird bereitgestellt,
die auf einen Ausgang des Nickwinkel-Nachführmodells 44, das Nicken P
und den gemessenen Nickimpulsausgang der
Impulsmessungs-Verteilungsmatrix anspricht. Die Nicksteuerschaltung 70 steuert außerdem die
Triebwerke 64.
-
Fig. 4 ist ein schematisches Blockschaltbild der
Roll/Gier-Steuerschaltung 60. Ein gemessener Gierimpuls in den Rädem Hψm, ein
Ausgang des Gierimpuls-Nachführmodells ∅i ein Ausgang des Rollwinkel-
Nachführmodells ∅i und ein Rollen R vom Erdsensor 30 sind Eingänge
in das Blockschaltbild. Der Ausgang ∅i des
Rollwinkel-Nachführmodelis durchläuft einen Roll-Vorwärtskopplungssteuerblock 80. In einer
bevorzugten Ausführung ist dieser Roll-Vorwärtskopplungssteuerblock
eine Konstante, die gleich einem negativen Hn ist. Ein Ausgang des
Roll-Vorwärtskopplungssteuerblocks 80 wird zu dem Ausgang des
Gierimpuls-Nachführmodells Hzi addiert. Diese Summe wird
vorwärtsgekoppelt und zu einem Ausgang einer Rollregelschleife 82 addiert und
der Impulsbefehl-Verteilungsmatrix 52 zur Verfügung gestellt, um
einen Radgierimpulsbefehl zu erzeugen. Die Summe wird außerdem von einem
gemessenen Gierimpuls subtrahiert und sowohl in ein Totband 84 als
auch eine Gierregelschleife 86 eingegeben. Das Totband 84 ist eine
Schwelle, die, wenn überschritten, ein Signal zum Zünden eines
Giertriebwerks der Triebwerke 64 bereitstellt. Die Rollregelschleife 82
hat einen Rollfehlereingang Re (∅i-R). Der Rolifehler Re wird auch
als ein Eingang an die Gierregelschleife 86 angelegt.
-
Fig. 5 ist ein Blockschaltbild einer spezifischen Ausführung der in
Fig. 4 gezeigten Gierregelschleife 86. Die Gierregeischleife 86 wird
in dem Patent von Lehner et al., das hierin durch Verweis
eingeschlossen ist, im einzelnen beschrieben und wird hier nicht im Detail
erörtert. Die Gierregelschleife 86 hat zwei Eingänge. Ein erster
Eingang 87 ist der Rollfehler Re. Ein zweiter Eingang 89 ist der
gemessene Gierimpuls in den Rädem minus der Summierung des Ausgangs
der Roll-Vorwärtskopplungssteuerung und des Ausgangs des Gierimpuls-
Nachführmodells 40, Hzi, Die Ausgänge der Gierregelschleife 86 sind
Roll- und Gierimpulsbefehle 91, 93, die an die magnetischen
Drehkrafterzeuger 62, wenn vorhanden, angelegt werden.
-
Fig. 6 ist ein Blockschaltbild einer spezifischen Ausführung der
Rollregelschleife 82 von Fig. 4, die Verstärkungselemente TM, K und TZ 95,
97, 99 umfaßt, die aus Formeln berechnet werden, die in der
Terasaki-Veröffentlichung
"Dual Reaction Wheel Control With Spacecraft
Pomting", Symposium and Attitude Stabilization and Control of Dual Spin
Aircraft, August 1967, hiermit ausdrücklich durch Verweis für alle
Zwecke eingeschlossen, gegeben werden. Es gibt eine einstufige
negative Rückkopplungsschleife 101 und eine negative
Vorwärskopplungsschleife 103. Der Ausgang der Rollregelschleife 82 wird einem
Summierer 79 (Fig. 4) zugeführt, der mit dem Ausdruck Hzi - Hn kombiniert
wird, um ein einzelner Wert der Impulsbefehls-Verteilungsmatrix zu
werden.
-
Fig. 7 ist ein Blockschaltbild der Nicksteuerschaltung 70. Ein
Ausgang des Nickwinkel-Nachführmodells 44, θi, der Nickwinkel P vom
Erdsensor 30 und der gemessene Nickimpuls der Räder, wie durch die
Impulsmessungs-Verteilungsmatrix 50 ausgegeben, werden als Eingänge in
die Nicksteuerschaltung 70 geführt. Ein Winkel θi wird als ein
Eingang an eine Nick-Vorwärtskopplungssteuerschaltung 90 angelegt. Der
Nickwinkel P vom Erdsensor 30 wird von θi subtrahiert und in eine
Nickregelschleifenschaltung 92 eingegeben. In einer spezifischen
Ausführung wird die Nick-Vorwärtskopplungssteuerschaltung 90 nicht
implementiert.
-
Ein Nickfehlersignal Pe gleich θi minus dem Nickwinkel P vom
Erdsonsor 30 wird in die Nickregelschleifenschaltung 92 geführt. Eine
Ausführung der Nickregelschleife 92 wird in Fig. 8 gzeigt. Die
Verstärkungen Ke und Kω werden gewählt, um Eigenwerte eines
Optimalschätzer 100 zu setzen. Eine Steuereinheit 102 hat Verstärkungen Ce
und Cω, die berechnet sind, um Pole der Nickdynamik zu setzen. Der
Aufbau des Steuersystems ist standardmäßig. Der Ausgang 105 der
Steuereinheit 102 wird durch eine Radsteuerkompensation 104 geführt, zu
einem Ausgang der Nick-Vorwärtskopplungssteuerung 90 addiert und als
ein Nickimpulsbefehl an die Impulsbefehls-Verteilungsmatrix 52
geschickt. Ein Totband 94 zündet ein Nicktriebwerk der Triebwerke 64,
wenn der Nickimpuls in den Rädem eine vorgewählte Schwelle
übersteigt. Die Triebwerke liefern die Drehkraft, um das Raumfahrzeug 10
auszurichten.