DE69218728T2

DE69218728T2 - Methode und Vorrichtung zur Kompensation von magnetischen Störmomenten an einem Satelliten

Info

Publication number: DE69218728T2
Application number: DE69218728T
Authority: DE
Inventors: Douglas J Bender; William F Hummel
Original assignee: Hughes Aircraft Co
Current assignee: AT&T MVPD Group LLC
Priority date: 1991-11-27
Filing date: 1992-11-25
Publication date: 1997-11-13
Anticipated expiration: 2012-11-26
Also published as: JPH05238495A; EP0544242B1; CA2080612A1; DE69218728D1; US5540405A; EP0544242A1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft generell ein Verfahren zum Halten der Ausrichtung eines sich auf einer Umlaufbahn bewegenden Satelliten und betrifft insbesondere ein Verfahren zum Kompensieren von magnetischen Stördrehmomenten, die auf einen Satelliten in einer Erdumlaufbahn wirken.
Eine geosynchrone bzw. geostationäre Erdumlaufbahn, wie sie im Stand der Technik bekannt ist, ist eine solche Umlaufbahn um die Erde, in der ein Satellit oder ein Weltraumflugkörper fest über einem bestimmten Ort auf der Erde verbleibt. Diese Umlaufbahn liegt in einer Entfernung von etwa 22.400 Meilen über der Erde. In dieser Umlaufbahn kann ein Strahl wie ein Kommunikationsstrahl von dem Satelliten auf einer gewünschten Fläche auf der Erde, wie einem bestimmten Land gehalten werden, wodurch eine Fläche eingerichtet wird, die den Strahl empfängt. Um die geostationäre Umlaufbahn beizubehalten, ist es notwendig, daß sich der Satellit in einer Umlaufbahn im wesentlichen innerhalb der Äquatorialebene der Erde in der gewünschten Entfernung befindet und daß die Stellung bzw. Haltung des Satelliten senkrecht zu dieser Ebene ausgerichtet ist. Jegliche Abweichung oder Störung, die verursacht, daß sich die Antenne des Satelliten von dem Ort der Hauptstrahlrichtung auf der Erde abwendet, beeinflußt tendenziell die Ausleuchtungsfläche des Strahls und erzeugt somit unerwünschte Ergebnisse. Auf den Satelliten wirken viele unterschiedliche Kräfte, wodurch die Ausrichtung der Antenne des Satelliten zu Veränderungen neigt.
Um den wirkungen der unterschiedlichen, auf den Satelliten wirkenden Kräfte entgegenzutreten, ist ein Verfahren erster Ordnung bekannt, um die Stellung des Satelliten dadurch zu stabilisieren, daß eine winkelmäßig ausgerichtete Bias-Schwungkraft bzw. eine Bias-Bewegungsenergie bereitgestellt wird, die Veränderungen der Orientierung des Satelliten aufgrund von externen Kräften quer zur Bias- Schwungachse widersteht. Satelliten die diese Technik einsetzen, werden generell als Bias-Schwungkraft- ("momentum bias") Satelliten bezeichnet. Eine winkelmäßig ausgerichtete Bias-Schwungkraft wird gewöhnlich durch eine Anzahl von Schwung- oder Reaktionsrädern bereitgestellt, die zumindest einen Teil des Satelliten drehen. Die von der Drehung der Schwungräder eingestellte Bias-Achse verläuft generell senkrecht zur Richtung der Umlaufbahn des Satelliten. Obwohl die Bias-Schwungkraft Änderungen der Orientierung des Satelliten in Richtungen quer zur Bias-Schwungkraft-Achse entgegenwirkt, ist es dennoch notwendig, eine Steuerung zum Korrigieren von Veränderungen der Orientierung des Satelliten entlang der Bias-Achse bereitzustellen. Zum Steuern der Stellung des Satelliten sind unterschiedliche Verfahren wie Regelschleifen im Stand der Technik bekannt.
Bei den meisten Bias-Schwungkraft-Satelliten ist die Nutzlast des Satelliten, d. h. der Teil des Satelliten, der wenigstens die Antenne trägt, gegenüber dem Schwungrad unterschiedlich ausgerichtet. Es müssen daher Mittel bereitgestellt werden, um die Orientierung bzw. Ausrichtung der Nutzlast bezüglich der Orientierung der Schwungradstellung zu korrigieren. Typischerweise ist die Nutzlast des Satelliten über drei Achsen definiert, die als die Gier-, die Roll- und die Nick-Achse bezeichnet werden. Wenn sich der Satellit in einer geosyrichronen Umlaufbahn befindet, ist die Gier-Achse generell vom Satelliten zur Erdmitte ausgerichtet, die Nick- Achse ist generell senkrecht zur Ebene der Umlaufbahn des Satelliten ausgerichtet und die Roll-Achse ist generell senkrecht zu der Gier- und der Nick-Achse ausgerichtet, also in Richtung der Fortbewegung des Satelliten, wie es im Stand der Technik bekannt ist.
Wie oben erörtert, wirken auf einen sich in einer Umlaufbahn befindlichen Satelliten unterschiedliche Kräfte oder Störungen, die dazu führen, daß der Satellit gegenüber seiner Stellung abgelenkt wird, in der seine Hauptstrahlrichtung auf den gewünschten Ort weist. Eine dieser Kräfte wird durch das Magnetfeld der Erde hervorgerufen. Wenn keine magnetischen Stürme vorliegen, hat das Magnetfeld der Erde in der geostationären Höhe einen Wert von etwa 110 Nanotesla und ist zum Nordpol der Erde ausgerichtet. Das Magnetfeld der Erde kann mit den elektrischen Stromschleifen bzw. -kreisen in dem Satelliten in Wechselwirkung treten, so daß ein Drehmoment erzeugt wird, das eine Abweichung in der Stellung des Satelliten hervorruft. Die Auslegung von einigen Stammverdrahtungen des Satelliten kann zu großen Stromschleifen bzw. zu Schleifen großen Stroms in dem Satelliten führen und zwar insbesondere während Zeitspannen einer Batteneentladung, wie sie bei einer Verdunkelung der Photodetektoren des Satelliten auftreten, wenn der Satellit von der Erde gegenüber der Sonne abgedeckt wird. Beispielsweise würde aufgrund eines Stördrehmomentes von 60 µNm in Gier-Richtung, das während einer einstündigen Verdunklungszeitspanne an den Satelliten angelegt wird, ein Ausrichtungsfehler von etwa 0,2º in Gier-Richtung auftreten. Ein derartiges Drehmoment würde sich aus einer Stromschleife in Roll-Richtung in dem Satelliten von etwa 200 A-Windungen-m² ergeben. Demzufolge tritt in Gier-Richtung ein signifikanter Ausrichtungsfehler auf, der die Hauptstrahlrichtung des Satelliten ändert.
Das Dokument EP-A-O 322 349 des Standes der Technik betrifft das Kompensieren von Ausrichtungsfehlern eines sich in einer Umlaufbahn um die Erde befindlichen Satelliten aufgrund von externen Kräften. Es wird eine strahlagile Erfassung eingesetzt, um eine Abschätzung der Stellung und der Umlaufbahn des Satelliten bereitzustellen. Die Abschätzungen hinsichtlich des Zustandes der Stellung des Satelliten werden mit einem Referenz-Stellungsprofil verglichen und auftretende Fehler werden korrigiert, indem magnetische Drehmomente geregelt werden. Hierzu werden Steuerstäbe vorgesehen, die magnetische Momente erzeugen, die mit dem Magnetfeld der Erde in Wechselwirkung treten, um die erforderlichen Steuerdrehmomente zu erzeugen. Um die Steuerstäbe geeignet zu betatigen, wird entweder ein deterministisches oder ein abgeschätztes Modell des geomagnetischen Feldes an Bord des Satelliten vorgesehen.
Es besteht somit die Notwendigkeit nach einem Verfahren zum Kompensieren von Abweichungen der Stellung eines Satelliten, die dadurch hervorgerufen werden, daß Kräfte des magnetischen Feldes der Erde auf die Verdrahtung in dem Satelliten wirken.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch eine Vorrichtung zur Kompensation von Störungen gelöst, die auf einen sich in einer Umlaufbahn bewegenden Satelliten wirken, wobei die Vorrichtung dem Satelliten zugeordnet ist und aufweist:
eine Antriebsanrichtung zum Antreiben des Satelliten in zumindest einer vorbestimmten Satellitenachse in Antwort auf bestimmte Steuersignale zum Kompensation der Satellitenstellung;
eine Steuereinrichtung zum Liefern der Kompensationssteuersignale an die Einrichtung zum Antrieb in der zumindest einen vorbestimmten Achse, wobei die Steuereinrichtung Satellitenstellungs-Meßsignale von einem Sensor empfängt; und
eine Vorrichtung zur Kompensation eines Magnet-Drehmomentes, die dazu vorgesehen ist, auf den Satelliten wirkende magnetische Störungen zu kompensieren,
wobei die Vorrichtung zur Kompensation eines Magnet- Drehmomentes auf der Grundlage von an Bord des Satelliten durchgeführten Messungen ein abgeschätztes Magnet-Drehmoment- Störsignal berechnet, das in der zumindest einen vorbestimmten Achse wirkt, und das abgeschätzte Magnet-Drehmoment-Störsignal an die Antriebseinrichtung anlegt, und wobei die Vorrichtung zur Kompensation eines Magnet-Drehmomentes eine Strommesseinrichtung umfaßt, um den Stromfluß in bestimmten Stromschleifen in dem Satelliten zu messen, und eine Skalierungseinrichtung umfaßt, um an den gemessenen Strom in den Stromschleifen einen Skalierungsfaktor anzulegen, um das abgeschätzte Magnet-Drehmoment-Störsignal zu berechnen.
Die obige Aufgabe wird weiterhin durch ein Verfahren zum Halten eines sich auf einer Umlaufbahn bewegenden Satelliten in einer vorbestimmten Satellitenstellung gegenüber einem Stördrehmoment gelöst, das durch ein auf Stromschleifen in dem Satelliten wirkendes Magnetfeld hervorgerufen wird, wobei das Verfahren die Schritte aufweist:
Messen des Winkels der Satellitenstellung bezüglich zumindest einer vorbestimmten Achse;
Anlegen des gemessenen Winkels bezüglich der zumindest einen vorbestimmten Achse an ein Steuersystem;
Berechnen von kompensierenden Steuerdrehmomenten in der zumindest einen vorbestimmten Achse, um die Stellung des Satelliten in der zumindest einen vorbestimmten Achse auf eine vorbestimmte wünschenswerte Satellitenstellungsposition zu korrigieren;
Anlegen der Steuerdrehmomente an eine Satellitenantriebseinrichtung;
Antreiben des Satelliten in Antwort auf die Steuerdrehmomente;
Bestimmen einer Abschätzung einer Magnetdrehmoment- Störung, die auf den Satelliten wirkt, auf der Grundlage von an Bord des Satelliten durchgeführten Messungen, einschließlich der Schritte, den Strom durch bestimmte Stromschleifen in dem Satelliten zu messen und den gemessenen Strom mit einem Skalierungsfaktor zu versehen, um die abgeschätzte Magnetdrehmoment-Störung zu berechnen,
Anlegen der abgeschätzten Magnetdrehmoment-Störung an die Antriebseinrichtung; und
weiteres Antreiben des Satelliten in Antwort auf die abgeschätzte Magnetdrehmoment-Störung.
Die Erfindung stellt somit ein Verfahren zum Kompensieren der Störeffekte des Magnetfeldes der Erde auf Stromschleifen innerhalb eines sich in einer Umlaufbahn befindlichen Satelliten bereit. In diesem Zusammenhang ist es bevorzugt, den durch die Haupt-Stromschleifen oder die bedeutsamsten Stromschleifen fließenden elektrischen Strom zu messen, die in bestimmten Richtungen innerhalb des Satelliten verlaufen. Typischerweise liegen diese Richtungen entlang der Gier- und der Roll-Achse des Satelliten. Die gemessenen Ströme werden dann mit einem Skalierungsfaktor multipliziert, um Vorhersagen der Stördrehmomente in diesen Achsen abzuleiten. Die vorhergesagten Stördrehmomente werden dann in das System zur Steuerung der Stellung des Satelliten eingegeben, das die Steuerdrehmomente für den Satelliten entwickelt. Dieses Steuersystem berechnet die Steuerdrehmomente typischerweise auf der Grundlage von gefilterten Trägheits- Messungen, die von Sensoren geliefert werden, die den Stellungsversatz messen. Steuerdrehmomente, die den gleichen Betrag haben wie die vorhergesagten magnetischen Stördrehmomente und entgegengesetzt ausgerichtet sind, werden dann zu den anderen Steuerdrehmomenten des Satelliten hinzuaddiert. Das auf summierte Steuerdrehmoment wird dann an die Antriebseinrichtungen angelegt, die die Stellung des Satelliten in bestimmte Richtungen steuern.
Bei einer bestimmten Implementierung würde der Steuerantrieb durch eine Schwungrad-Plattformanordnung durchgeführt werden. Zusätzlich könnte der Steuerantrieb in einem Beobachter-Regeleinrichtungs-Format implementiert werden und die Stördrehmomente könnten explizit abgeschätzt werden. In diesem Fall könnte die Kompensation der magnetischen Stördrehmomente erzielt werden, indem die abgeschätzten Stördrehmomente eingestellt werden.
Zusätzliche Aufgaben, Vorteile und Merkmale der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung und den beigefügten Ansprüchen in Verbindung mit der Zeichnung.
Figur 1 ist eine Ansicht eines Bias-Schwungkraft-Satelliten, der sich in einer Umlaufbahn um die Erde befindet und ein Stellungs-Kompensationssystem gemäß der Erfindung aufweist;
Figur 2 ist ein schematisches Blockdiagramm, das eine bevorzugte Ausführungsform der vorliegenden Erfindung zeigt; und
Figur 3 ist ein schematisches Blockdiagramm, das eine bevorzugte Ausführungsform der vorliegenden Erfindung in einem Beobachter-Regeleinrichtungsformat zeigt.
Die folgende Beschreibung der bevorzugten Ausführungsformen betreffend die Kompensation von magnetischen Störungen, die auf die Stellung eines Satelliten wirken, erfolgt naturgemäß lediglich beispielhaft und soll die Erfindung oder ihre Anwendung in keiner Weise einschränken.
Bevor auf die Einzelheiten der Erfindung eingegangen wird, wird es als hilfreich erachtet, einen Überblick über die Art von Satellit zu erlangen, der die Erfindung enthalten kann. Um dieses Verständnis zu erlangen, wendet man sich zunächst Figur 1 zu. In Figur 1 ist die Beziehung zwischen einem Bias-Schwungkraft-Satelliten 10, der sich in einer Umlaufbahn um die Erde 20 befindet, und der Sonne 22 gezeigt. Der Satellit 10 umfaßt einen Satellitenzentralkörper 12, der vorliegend als Kubus gezeigt ist. Wenn man den Körper 12 des Satelliten 10 als Kubus darstellt, ist es leichter, die Koordinaten der Gier-Achse, der Roll-Achse und der Nick-Achse des Satelliten zu visualisieren. Wie oben erörtert, ist die Gier- Achse jene Achse, die von dem Ort des Satellitenkörpers 12 zur Mitte der Erde 20 ausgerichtet ist, die Nick-Achse ist senkrecht zur Umlaufbahn des Satelliten 10 ausgerichtet und liegt senkrecht zur Gier-Achse und die Roll-Achse ist senkrecht zur Gier- und zur Nick-Achse und weist somit in Richtung der Fortbewegung des Satelliten 10. Jede dieser Achsen ist richtungsmäßig in Figur 1 gezeigt.
Der Satellit 10 umfaßt ein Schwungrad 14, das sich in einer bestimmten Richtung dreht, und zwar im vorliegenden Fall wie gezeigt im Uhrzeigersinn, um den Satelliten 10 in seiner Umlaufbahn zu stabilisieren. Die Drehachse des Schwungrades 14 ist generell parallel zur Nick-Achse des Satellitenkörpers 12 ausgerichtet. Das Schwungrad 14 wird typischerweise unabhängig von dem Satellitenkörper 12 als Bezug ausgerichtet. Bei einem Beispiel erfolgt die Ausrichtung des Schwungrades 14 auf einer zweiachsigen kardanischen Aufhängung. Das Schwungrad 14 ist in diesem Beispiel eine Antriebseinrichtung, die die Stellung des Satelliten einstellt und aufrecht erhält. Die Nick-Achse und die Achse des Schwungrades sind im wesentlichen senkrecht zur Äquatorialebene der Erde 20 ausgerichtet, wenn sich der Satellit 10 in einer geostationären Umlaufbahn befindet.
Der Satellit 10 umfaßt weiterhin einen Array von integrierenden Kreiseln 18 und einen Erdsensor 24 in Form einer Thermosäule. Die integrierenden Kreisel werden generell dazu verwendet, den Satelliten 10 in eine gewünschte Konfiguration auszurichten, wenn der Satellit 10 seine geostationäre Höhe erreicht hat, wie es im Stand der Technik bekannt ist. Im Normalbetrieb des Satelliten 10 werden die integrierenden Kreisel nicht verwendet. Der Erdsensor 24, der manchmal als Horizontsensor bezeichnet wird, erfaßt den Horizont der Erde, um einen Referenz-Ausgangsrahmen zur geeigneten Orientierung des Satelliten 10 einzurichten. Ein Erdsensor mißt typischerweise die Orientierung des Satelliten in der Roll-Richtung und in der Nick-Richtung. Für die notwendige Erfassung der Stellung des Satelliten könnten auch andere Arten von Sensoren einschließlich von Sternsensoren, Sonnensensoren, Kreiseln und Bodenabfragesensoren vorgesehen werden, wobei die Aufzählung nicht als abschließend anzusehen ist. Von dem Satellitenkörper 12 stehen zwei Solarflügel 16 und 17 vor, die vorliegend in einer teilweise weggeschnittenen Darstelllung gezeigt sind. Die Solarflügel 16 und 17 sind senkrecht zu den Sonnenstrahlen ausgerichtet, um die Systeme des Satelliten 10 mit der notwendigen Leistung zu versorgen.
Wie oben kurz erörtert, besitzt das magnetische Feld der Erde in Abwesenheit von magnetischen Stürmen in der geostationären Höhe einen nahezu konstanten Wert von 110 Nanotesla und ist zum Nordpol der Erde ausgerichtet. Dieses magnetische Feld kann mit bestimmten Stromschleifen in dem sich auf der Umlaufbahn befindlichen Satelliten in Wechselwirkung treten, so daß ein Stördrehmoment gemäß der folgenden Gleichung erzeugt wird:
T = I x B,
wobei T, I und B Vektorgrößen sind, die das Stördrehmoment, die Vektorsumme der Stromschleifen des Satelliten bzw. das magnetische Feld der Erde darstellen. Wenn die Stromschleifen in den drei Achsen der Nick-, der Roll- und der Gierrichtung des Satelliten gemessen werden können, kann das Stördrehmoment in diesen Richtungen gemäß dieser Gleichung vorhergesagt werden. Da das magnetische Feld der Erde mit den Erdpolen ausgerichtet ist, wirken die Hauptstördrehmomente in einer geostationären äquatoriellen Umlaufbahn in Richtung der Roll- und der Gier-Achse des Satelliten und werden durch Stromschleifen in der Gier- bzw. Roll-Achse hervorgerufen, da die Nick-Achse mit den magnetischen Feldlinien im wesentlichen ausgerichtet ist. Zusätzlich sind bei einem Bias-Schwungkraft-Satelliten die Roll- und die Gier-Achse die Achsen, die schwieriger zu steuern sind, und sind daher bezüglich der Kompensation von bekannten Stördrehmomenten um so wichtiger.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform wird erfindungsgemäß vorgeschlagen, eine Vorrichtung zum Messen des elektrischen Stromes bereitzustellen, der durch die Hauptstromschleifen fließt, die in der Roll- und der Gier-Achse des Satelliten verlaufen. Die gemessenen Ströme werden dann mit einem Skalierungsfaktor multipliziert, um vorhergesagte bzw. abgeschätzte Drehmomente hieraus abzuleiten, die im wesentlichen gleich den Stördrehmomenten sind, die aufgrund des magnetischen Feldes der Erde aufgrund des Stroms in diesen Stromschleifen hervorgerufen würde, und zwar in Richtung der Roll- bzw. der Gier-Achse des Satelliten, wobei die Ableitung gemäß folgender Gleichungen erfolgt:
= KrIy
= KyIr
wobei und = KyIr das vorhergesagte magnetische Roll-Stördrehmoment bzw. Gier-Stördrehmoment sind, wobei Ir und Iy die gemessenen Ströme in der Roll- bzw. der Gier- Stromschleife sind; und wobei Kr und Ky vorab festgelegte Skalierungsfaktoren sind, die so berechnet sind, daß sie die Roll- und Gier-Komponenten der obigen Gleichung für das Stör- Drehmoment implementieren.
Figur 2 zeigt eine Implementierung gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, die magnetische Stördrehmomente kompensiert. Figur 2 zeigt insbesondere ein System 30, das in der Art eines Blockdiagramms gezeigt ist, mit einer Satellitendynamik 32, einer Vorrichtung 34 zur Kompensation von Magnetmomenten, einem Roll- /Gier-Steueralogrithmus 36, einem Roll-/Gier-Antrieb 38 und einem Stellungssensor 40, die untereinander wie gezeigt verbunden sind. Die Satellitendynamik 32 stellt den Satelliten selbst dar, und zwar so wie die unterschiedlichen Steuer- und Stördrehmomente auf ihn wirken, wie nachstehend beschrieben werden wird. Die Vorrichtung 34 zur Kompensation von Magnetmomenten berechnet das vorhergesagte magnetische Stördrehmoment. Der Roll-/Gier-Steueralogrithmus 36 berechnet Stördrehmomente auf der Grundlage von gefilterten Ausgangsmessungen von dem Sensor 40, wie einem Erdsensor, einem Sonnensensor, einem Stemsensor etc. wie oben erörtert.
Auf die Satellitendynamik 32 wirken unterschiedliche Stördrehmomente. Im vorliegenden Fall sind gezeigt die Stördrehmomente des Solardruckes, Magnetstörungen und Schubvorrichtungsstörungen. Dies ist keine abschließende Liste, da auch andere Stördrehmomente vorliegen können. In diesem Beispiel wird nur berücksichtigt, wie die Stördrehmomente T und T in Roll- bzw. Gier-Richtung auf die Satellitendynamik 32 wirken, da sie gegenüber der Ausrichtung des Satelliten am störendsten sind. Um die Wirkungen zu kompensieren, die diese Stördrehmomente auf die Satellitendynamik 32 haben, wird die Stellung des Satelliten in bezug zu einem feststehenden Ausgangsrahmen bzw. Inertialrahmen von dem Stellungssensor 40 gemessen. Der Stellungssensor 40 mißt die Winkel φ und Ψ der Roll- und der Gier-Achse des Satelliten, wie es gezeigt ist. Diese Winkel werden von dem Sensor 40 gemessen, um Roll- und Gier-Messungen Rm und Ym bereitzustellen, um die Steuerdrehmomente zu berechnen, die zur Kompensation von Abweichungen von der wünschenswerten Stellung des Satelliten notwendig sind, die von den Stördrehmomenten hervorgerufen werden. Die Messungen Rm und Ym werden an den Roll-/Gier-Steueralgorithmus 36 angelegt. Der Roll-/Gier-Algorithmus 36 leitet Steuerdrehmomente T und T in Roll- und Gier-Richtung ab, um den Betrag zu kompensieren, um den die Stellung des Satelliten gegenüber einer gewünschten Stellung versetzt ist, wie es von dem Stellungssensor 40 gemessen wird. Um die Wirkungen zu kompensieren, die die Magnetstörungen auf die Satellitendynamik 32 haben, wird die Vorrichtung 34 zur Kompensation von Magnetmomenten verwendet. Vorhergesagte Roll- und Gier- Drehmomente und aus der Kompensationsvorrichtung 34 werden zu den Roll- und Gier-Drehmomenten T und T aus dem Roll-/Gier-Steueralgorithmus 36 hinzuaddiert. Die Kombination dieser Drehmomente wird dann an den Roll-/Gier-Antrieb 38 angelegt. Der Roll-/Gier-Antrieb 38 ist in unserem obigen Beispiel ein Schwungrad oder kann durch eine andere geeignete Antriebseinrichtung gebildet sein, wie ein Reaktionsrad, eine Schubvorrichtung, ein Steuermomentkreisel etc. Ausgangsdrehmomente T und T von dem Antrieb 38 für die Roll- bzw. die Gier-Achse werden an die Satellitendynamik 32 angelegt. Auf diese Weise werden die Stordrehmomente T und T derart kompensiert, daß die Stellung des Satelliten in einer wünschenswerten Orientierung aufrecht erhalten wird.
Bei dieser Ausführungsform bildet die Vorrichtung 34 zur Kompensation von Magnetmomenten das erfinderische Konzept der vorliegenden Erfindung. Die Vorrichtung 34 zur Kompensation von Magnetmomenten umfaßt wie gezeigt eine Strommessvorrichtung 42 und Skalierungsfaktorkomponenten 44 und 46. Die Strommessvorrichtung 42 kann jede anwendbare Strommessvorrichtung des Standes der Technik sein. Die Strommessvorrichtung 42 mißt den Strom, der durch vorbestimmte elektrische Stromschleifen fließt, die durch den Satelliten verlaufen.
Der gemessene Strom aus diesen Schleifen wird als Stromausgänge Iy und Ir für die Gier- und Roll-Ströme angelegt, die in A-Windungen-m² gemessen werden. Die Messung Iy der Stromschleife in der Gier-Achse wird an die Skalierungsfaktorkomponente 44 angelegt. Ein Skalierungsfaktor Kr wird an den Stromwert Iy angelegt, um die abgeschätzte Roll- Störung T zu entwickeln. Die Messung Ir der Stromschleife in Roll-Achse wird an die Skalierungsfaktorkomponente 46 angelegt. Die Skalierungsfaktorkomponente 46 legt den Skalierungsfaktor Ky an den Roll-Strom Ir an, um die abgeschätzte Drehmomentstörung in Gier-Richtung zu entwickeln. Die Skalierungsfaktoren Kr und Ky sind vorbestimmte Faktoren, die auf der antizipierten Wirkung beruhen, die die Magnetfeldstärke auf die Stromschleifen haben würde. Wie oben erörtert, werden die Werte von und an die Summiervorrichtungen angelegt, an die auch die Steuerdrehmomente T und T angelegt werden, um die an den Aktuator 38 angelegten Steuerdrehmomente anzusteuern.
Figur 3 zeigt eine Implementierung, die das oben beschriebene System zur Kompensation von Magnetdrehmomenten beinhaltet und in der ein Beobachter-Regeleinrichtungs-Format verwendet wird, um die Stördrehmomente durch einen sich an Bord des Satelliten befindlichen Computer zu berechnen. Figur 3 zeigt ein System 50, das eine Vorrichtung 52 zur Kompensation von Magnetmomenten umfaßt, die identisch zu der oben beschriebenen Vorrichtung 34 zur Kompensation von Magnetmomenten ist, und einen Roll-/Gier-Steueralgorithmus 58. Bei dieser Implementierung werden die Roll- und Gier-Messungen Rm und Ym von dem Stellungssensor 40, wie oben erörtert, an eine Roll-/Gier-Stellungsabschätzungsschaltung 54 angelegt, die die Stellung des Satelliten aus der folgenden Differentialgleichung bestimmt:
= A + Bu + L + K (Ym - c )
Diese Differentialgleichung ist eine bekannte Funktion, die ein Schema von Matrizen umfaßt, die vor dem Absetzen des Satelliten berechnet werden. In der Gleichung sind insbesondere:
x der Zustandsvektor, der den momentanen Zustand der Satellitendynamik darstellt, wie er in der Abschätzerschaltung durch Modellbildung gebildet ist;
die Abschätzung von x (gewünscht);
die zeitliche Ableitung von x;
u der Steuereingang der Satellitendynamik ist;
die Abschätzung der Störung, die auf die Satellitendynamik wirkt;
Ym die tatsächliche Stellung des Satelliten;
K die Verstärkungsmatrix des Abschätzers; und
A, B, C und L Darstellungen der Satellitendynamik, wie sie in dem Beobachter durch Modellbildung gebildet ist.
Eine von der obigen Gleichung abgeleitete Fehlerfunktion e = ym - C wird an einen Roll-/Gier-Störmoment-Abschätzer 56 angelegt. Der Roll-/Gier-Störmoment-Abschätzer 56 ist durch einen Algorithmus = A&sub1; + K (ym - C ) gebildet. In diesem Algorithmus ist 1 ein Vektor, dessen Elemente Abschätzungen von allen Stördrehmomenten aufweisen, die von der Vorrichtung 52 zur Kompensation von Magnetmomenten nicht spezifisch durch Modellbildung gebildet sind. Diese Stördrehmomente umfassen Restfehler zwischen den vorhergesagten Magnetmomenten ( und ) und den tatsächlichen Magnetmomenten, als auch andere Stördrehmomente nicht magnetischen Ursprungs wie Solardrehmomente.
Das Ergebnis des Abschätzer-Algorithmus des Roll-/Gier- Störmoment-Abschätzers 56 wird in Form von Werten r und y als abgeschätzte Stördrehmomente zusammen mit den abgeschätzten magnetischen Stördrehmomenten und aus der Vorrichtung 52 zur Kompensation von Magnetmomenten angelegt, um abgeschätzte Störungen r und y in der Roll- bzw. der Gier- Achse abzuleiten. Diese abgeschätzten Störungswerte r und y werden an den Roll-/Gier-Steueralgorithmus 58 angelegt, der dem oben erwähnten Roll-/Gier-Steueralgorithmus 36 ähnlich ist, und an den Roll-/Gier-Stellungsabschätzer 54, um die Stellung des Satelliten zu aktualisieren. An den Roll-/Gier- Steueralgorithmus 58 werden weiterhin Stellungsabschätzungen aus dem Roll-/Gier-Stellungsabschätzer 54 angelegt. Die Kombination der Stellungsabschätzungen r und y und der abgeschätzten Störmomente r und y wird durch die Funktion u = - Kc - berechnet und an den Roll-/Gier-Antrieb 38 angelegt, wie oben erörtert, um die Satellitendynamik 32 zu kompensieren.
Die obigen Systeme sind auf Schemata zur Kompensation von Magnetstörmomenten gerichtet, die das Magnetmoment kontinuierlich messen. In einer vereinfachten Version dieser Systeme ist es möglich, die magnetischen Stördrehmomente lediglich periodisch zu messen, wie beispielsweise während Verdunkelungen gegenüber der Sonne, das heißt wenn der sich in seiner Umlaufbahn befindliche Satellit wenigstens teilweise von der Erde gegenüber der Sonne abgeschirmt ist. Bei dieser Anwendung werden nur die wichtigsten magnetischen Störung während des Umschaltens von einem Batterieladevorgang in einen Batteneentladevorgang gemessen, wie es während einer Verdunklung auftritt, da während der Verdunklung sich schnell ändernde Magnetmomente zu größenmäßig erfaßbaren Ausrichtungsübergängen des Satelliten führen. Bei dieser Implementierung könnten Verdunklungen erfaßt werden, indem der Betrieb einer Batterieentlade-Steuereinrichtung beobachtet wird, die dem Satelliten zugeordnet ist. Diese Vereinfachung kann durch die Tatsache realisiert werden, daß die vorhergesagten magnetischen Drehmomentstörungen und lediglich zwei Werte haben, einen für Verdunklungszeitspannen und einen für alle anderen Zeiten. Wenn die Batterieentlade-Steuereinrichtung angezeigt, daß eine Verdunklung entsteht, werden die Werte von und auf ihre Verdunklungswerte geschaltet.
Es ist anzumerken, daß sich die obrige Diskussion insbesondere auf die Roll- und die Gier-Achse aufgrund der Tatsache bezieht, daß ein Satellit in der geostationären Umlaufbahn in diesen Richtungen signifikante Magnetstörungen zeigen kann. Das System soll jedoch nicht auf diese Achsen begrenzt sein und kann so ausgebildet sein, daß alle Satellitenachsen berücksichtigt werden. Das System kann weiterhin in Satelliten in beliebigen Umlaufbahnen eingebaut werden. Weiterhin ist es möglich, die Satellitenparameter durch im Satelliten implementierte Software zu programmieren und einzustellen, während sich der Satellit in der Umlaufbahn befindet.
Die vorstehende Diskussion offenbart und beschreibt lediglich beispielhafte Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung.

Claims

1. Vorrichtung (30) zur Kompensation von Störungen (Trd, Tyd), die auf einen sich in einer Umlaufbahn bewegenden Satelliten (10) wirken, wobei die Vorrichtung (30) dem Satelliten (10) zugeordnet ist und aufweist:

- eine Antriebseinrichtung (38) zum Antreiben des Satelliten (10) in zumindest einer vorbestimmten Satellitenachse (r, y) in Antwort auf bestimmte Steuersignale (Trc, Tyc) zur Kompensation der Satellitenstellung;

- eine Steuereinrichtung (36, 50) zum Liefern der Kompensationssteuersignale (Trc, Tyc) an die Einrichtung (38) zum Antrieb in der zumindest einen vorbestimmten Achse (r, y), wobei die Steuereinrichtung (36, 50) Satellitenstellungs-Meßsignale (Rm, Ym) von einem Sensor (40) empfängt; und

- eine Vorrichtung (34, 52) zur Kompensation eines Magnetdrehmomentes, die dazu vorgesehen ist, auf den Satelliten (10) wirkende magnetische Störungen (Trd, Tyd) zu kompensieren,

wobei die Vorrichtung (34, 52) zur Kompensation eines Magnetdrehmomentes auf der Grundlage von an Bord des Satelliten (10) durchgeführten Messungen ein abgeschätztes Magnet drehmoment- Störsignal ( rm, ym), das in der zumindest einen vorbestimmten Achse (r, y) wirkt, berechnet und das abgeschätzte Magnetdrehmoment-Störsignal ( rm, ym) an die Antriebseinrichtung (38) anlegt, und

wobei die Vorrichtung (34, 52) zur Kompensation eines Magnetdrehmomentes eine Strommeßeinrichtung (42) umfaßt, um den Stromfluß (Iy, Ir) in bestimmten Stromschleifen in dem Satelliten (10) zumessen, und eines Skalierungseinrichtung (44, 46) umfaßt, um an den gemessenen Strom (Ir, Iy) in den Stromschleifen einen Skalierungsfaktor (Kr, Ky) anzulegen, um das abgeschätzte Magnetdrehmoment-Storsignal ( rm, ym) zu berechnen.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, wobei der Sensor (40) ein Trägheitssensor ist, der aus der Gruppe ausgewählt ist, die aus einem Erdsensor, einem Sternsensor, einem Sonnensensor, einem Bodenabfragesensor und einem Kreisel besteht, wobei der Trägheitssensor (40) den Winkel (Ψ, Φ) der Satellitenstellung relativ zu einer vorbestimmten wünschenswerten Satellitenstellung ( ) entlang der zumindest einen vorbestimmten Achse (r, y) mißt und ein Signal (Rm, Ym) an die Steuereinrichtung (36, 50) ausgibt, das diese Winkel (Ψ, Φ) darstellt.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, wobei die Steuereinrichtung (36, 50) eine Stellungsabschätzungseinrichtung (54, 56, 58) zum Abschätzen der Satellitenstellung ( ) aus den Stellungssignalen (Rm, Ym) des Sensors (40) aufweist, wobei die Stellungsabschätzungseinrichtung (54, 56, 58) einen Stellungsabschätzer (54), einen Stördrehmomentabschätzer (56) und einen Steueralgorithmus (58) aufweist, wobei der Stellungsabschätzer (54) die Sensorstellungssignale (Rm, Ym) empfängt und ein Fehlersignal (e) an den Stördrehmomentabschätzer (56) und eine Stellungsabschätzung ( ) an den Steueralorithmus (58) anlegt, wobei das Fehlersignal (e) die Differenz zwischen der gewünschten Satellitenstellung ( ) und der tatsächlichen Satellitenstellung (Ym) darstellt, wobei der Stördrehmomentabschätzer (56) eine Stördrehmomentabschätzung ( r, y) aus dem Fehlersignal (e) generiert und die Stördrehmomentabschätzung ( r, y) an den Stellungsabschätzer (54) und den Steueralgorithmus (58) anlegt, und wobei der Steueralgorithmus (58) die Stördrehmomentabschätzung ( r, y) von dem Stördrehmomentabschätzer (56) und die Stellungsabschätzung ( ) von dem Stellungsabschätzer (54) empfängt und ein aktuelles Drehmoment (u) erzeugt, das an die Antriebseinrichtung (38) anzulegen ist.

4. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, wobei das Kompensationssteuersignal (Trc, Tyc) vor dem Anlegen an die Antriebseinrichtung (38) zu dem abgeschätzten Magnetdrehmoment( rm, ym) hinzuaddiert wird.

5. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, mit einer Sonnenverdunkelungs-Erfassungseinrichtung zum Erfassen, wenn der Satellit (10) zumindest teilweise gegenüber der Sonne (22) verdunkelt ist, wobei die Verdunkelungs-Erfassungseinrichtung ein Signal an die Vorrichtung (34, 52) zur Kompensation eines Magnetdrehmomentes zu Zeitpunkten liefert, wenn eine Verdunkelung erfaßt ist, um das abgeschätzte Magnetdrehmoment- Störsignal ( rm, ym) zu berechnen.

6. Verfahren zum Halten eines sich auf einer Umlaufbahn bewegenden Satelliten (10) in einer vorbestimmten Satellitenstellung gegenüber einem Stördrehmoment (Trd, Tyd), das durch ein auf Stromschleifen in dem Satelliten (10) wirkendes Magnetfeld hervorgerufen wird, wobei das Verfahren die Schritte aufweist:

- Messen des Winkels (Ψ, Φ) der Satellitenstellung (X) bezüglich zumindest einer vorbestimmten Achse (r, y);

- Anlegen des gemessenen Winkels (Ψ, Φ) der zumindest einen vorbestimmten Achse (r, y) an ein Steuersystem (36, 50);

- Berechnen von kompensierenden Steuerdrehmomenten (Trc, Tyc) in der zumindest einen vorbestimmten Achse (r, y), um die Stellung (X) des Satelliten (10) in der zumindest einen vorbestimmten Achse (r, y) auf eine vorbestimmte wünschenswerte Satellitenstellungspositions zu korrigieren;

- Anlegen der Steuerdrehmomente (Trc, Tyc) an eine Satellitenantriebseinrichtung (38);

- Antreiben des Satelliten (10) in Antwort auf die Steuerdrehmomente (Trc, Tyc),

- Bestimmen einer Abschätzung einer Magnetdrehmoment-Störung ( rm, ym), die auf den Satelliten (10) wirkt, auf der Grundlage von an Bord des Satelliten (10) durchgeführten Messungen, einschließlich der Schritte, den Strom (Ir, Iy) durch bestimmte Stromschleifen in dem Satelliten (10) zu messen und den gemessenen Strom (Ir, Iy) mit einem Skalierungsfaktor (44, 46; Kr, Ky) zuversehen, um die abgeschätzte Magnetdrehmoment - Störung ( rm, ym) zu berechnen;

- Anlegen der abgeschätzten Magnetdrehmoment-Störung ( rm, ym) an die Antriebseinrichtung (38); und

- weiteres Antreiben des Satelliten (10) in Antwort auf die abgeschätzte Magnetdrehmoment-Störung ( rm, ym).

7. Verfahren nach Anspruch 6, wobei der Schritt des Berechnens von kompensierenden Steuerdrehmomenten (Trc, Tyc) die Schritte umfaßt, den gemessenen Wert (Rm, Ym) des Winkels (Ψ, Φ) der Satellitenstellung (X) an einen Stellungsabschätzer (54) anzulegen, um den Stellungswinkel relativ zu einem gewünschten Stellungswinkel zu bestimmen, ein Fehlersignal (e) von dem Stellungsabschätzer (54) als ein Ergebnis der Differenz zwischen der Satellitenstellung (Ym) und der gewünschten Satellitenstellung ( ) an einen Stördrehmoment-Abschätzer (56) anzulegen, ein abgeschätztes Stördrehmoment ( r, y) mittels des Stördrehmoment-Abschätzers (56) aus dem Fehlersignal (e) zu be rechnen, das abgeschätzte Stördrehmoment ( r, y) an einen Steueralgorithmus (58) und an den Stellungsabschätzer (54) anzulegen, und die Steuerdrehmomente (Trc, Tyc) mittels des Steueralgorithmus (58) zu berechnen, wobei der Steueralgorithmus auch eine Stellungsabschätzung ( ) von dem Stellungsabschätzer (54) empfängt.

8. Verfahren nach Anspruch 6 oder Anspruch 7, mit den weiteren Schritten, zu erfassen, wenn der Satellit (10) zumindest teilweise gegenüber der Sonne (22) verdunkelt ist, und ein Signal an die Vorrichtung (34, 52) zur Kompensation eines Magnetdrehmomentes zu Zeitpunkten zu liefern, wenn die Verdunkelung erfaßt ist, um die abgeschätzte Magnetdrehmoment-Störung ( rm, ym) während der Verdunkelung zu berechnen.