DE69523542T2

DE69523542T2 - Kompensation des Schwerkraftgradienten für einen Satelliten mit in Orbit Richtantrieb der Solarflächen

Info

Publication number: DE69523542T2
Application number: DE69523542T
Authority: DE
Inventors: Alfred H. Tadros
Original assignee: Space Systems Loral LLC; Loral Space Systems Inc
Current assignee: Maxar Space LLC
Priority date: 1994-12-06
Filing date: 1995-12-06
Publication date: 2002-07-11
Anticipated expiration: 2015-12-07
Also published as: US5669586A; EP0716365A3; EP0716365A2; DE69523542D1; RU2180643C2; EP0716365B1

Description

Diese Erfindung betrifft allgemein Satellitenstabilisierungs- und Positionierungssysteme.
Alle Raumfahrzeuge in der Erdumlaufbahn sind einem Schwerkraftfeld ausgesetzt, das sich mit dem Abstand von der Erde abschwächt. Dies führt zur Bildung eines Schwerkraftgradienten durch das Raumfahrzeug, der sich als Drehmoment auf das Raumfahrzeug manifestiert. Dieses Drehmoment ist generell unerwünscht und muss unter Verwendung von Antrieben (z. B. Reaktionsrädern oder Triebwerken) kompensiert werden. Die Verwendung dieser Antriebe induziert jedoch typischerweise eine Vibration im Raumfahrzeug.
Für Raumfahrzeuge die Nutzlasten tragen, die auf Vibrationen empfindlich sind, wie Nutzlasten zur Bildaufbereitung, ist es vorteilhaft, Vibrationen des Raumfahrzeugkörpers zu minimieren, während äussere Störmomente noch abgewiesen werden. Das Vermeiden der Verwendung von Vibrationsquellen wie Reaktionsräder, Triebwerke und andere Antriebe bei vibrationsempfindlicher Bildaufbereitung ist daher ein wünschenswertes Ziel. Das Vermeiden der Verwendung dieser Vibrationsquellen ist jedoch nur durchführbar, wenn die störenden Drehmomente am Raumfahrzeug minimiert werden, bevor sie Gelegenheit haben, auf das Raumfahrzeug einzuwirken.
Die europäische Patentanmeldung Nr. 0,195,553 offenbart ein Raumfahrzeug, das für einen Flug in der Umlaufbahn auf zwei alternative Arten geeignet ist, die als erdorientierter und quasi-sonnenorientierter Modus bezeichnet werden. Ein Raumfahrzeug weist einen Raumfahrzeugkörper auf, mindestens eine Solaranlage, die vom Raumfahrzeugkörper nach aussen erstreckbar ist und aktive Lagesteuerungsmittel. Schwerkraftgradientenstabilisierung wird durch ein Schwerkraftgradientenstabilisierungsmittel erreicht, das erstreckbar ist, um das Raumfahrzeug im erdorientierten Modus zu stabilisieren.
Das amerikanische Patent US 4,684,084 offenbart ein erdumlaufendes Satellitensystem mit einer asymmetrisch entfalteten Antenne und zwei entfaltbaren Solarzellenanlagen. Die Solarzellenanlagen sind zu einem Ort entfaltet, um die Asymmetrie der Antenne zu kompensieren, so dass sich die resultierenden abstandsstabilisierten Triebwerksdrehmomente ausgleichen.
Die europäische Patentanmeldung Nr. 0,578,176 offenbart ein Verfahren und ein Gerät zum Ausgleichen von Umgebungsstördrehmomenten, die auf einen Satelliten einwirken, indem die Solarzellenflächen zu Beginn einer Mission geneigt werden, wodurch die Störmomente minimiert werden.
Die internationale Patentanmeldung Nr. WO 92/09479 offenbart einen Satelliten mit mindestens einer Solarzellenfläche, die sich vom Satelliten weg in eine bestimmte Richtung erstreckt und einen Computer an Bord mit einem zugehörigen Lagemesssystem. Der Satellit umfasst auch eine Vorrichtung zum Steuern der Neigung der Solarzellenfläche, wobei die Vorrichtung durch den Bordcomputer gesteuert wird. Die Neigung kann genutzt werden, um ein Kippmoment zu erzeugen oder den Schwerpunkt des Satelliten an einen gewünschten Ort zurückzustellen.
Die vorliegende Erfindung sucht die zuvor genannten und andere Probleme zu überwinden durch ein Verfahren zum Minimieren der Auswirkungen von Schwerkraftgradientendrehmomenten auf ein Raumfahrzeug, wodurch ein erforderlicher Einsatz von Antrieben während vibrationsempfindlicher Zeitabschnitte des Raumfahrzeugbetriebs reduziert oder eliminiert wird.
Gemäss der vorliegenden Erfindung wird ein Verfahren zur Verfügung gestellt zum Betrieb eines Raumfahrzeugs im Orbit, umfassend die Schritte: Verändern einer Massenverteilung des Raumfahrzeugs von einer ersten Massenverteilung zum Einstellen eines ersten Hauptträgheitsmoments des Raumfahrzeugs entlang einer ersten Achse, die ungefähr gleich einem zweiten Hauptträgheitsmoment des Raumfahrzeugs entlang einer zweiten Achse ist, wodurch ein Schwerkraftgradientendrehmoment um eine dritte Achse minimiert wird; Ausführen einer bestimmten Aktivität während das Schwerkraftgradientendrehmoment um die dritte Achse minimiert ist; und Zurückstellen der Massenverteilung auf die erste Massenverteilung bei Beendigung der bestimmten Aktivität; worin das Raumfahrzeug eine Vielzahl von Solaranlagenflächen aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass der Schritt zur Veränderung vorgenommen wird durch Variieren einer Position von mindestens zweien der Solaranlagenflächen weg von einer sonnengerichteten Konfiguration, und worin der Schritt zur Rückstellung vorgenommen wird durch Variieren einer Position der mindestens zwei Solaranlagenflächen zurück zur sonnengerichteten Konfiguration.
Um eine Minimierung von Schwerkraftgradientendrehmomenten auf ein Raumfahrzeug in Erdumlaufbahn zu erreichen, lehrt diese Erfindung ein Verfahren zur Reorientierung der Solaranlagenflächen des Raumfahrzeugs, um die Hauptachsenträgheitsmomente des Raumfährzeugs zu modifizieren. Hier auch als "Trägheitsformung" bezeichnet, wird das Verfahren bevorzugt direkt vor dem Beginn eines vibrationsempfindlichen Zeitabschnitts des Raumfahrzeugbetriebs durchgeführt. Beispielsweise kann das Verfahren durchgeführt werden direkt bevor ein Bild mit einem Bildaufbereitungssystem an Bord aufgenommen wird. Nachdem die Bildaufbereitung beendet ist, werden die Solaranlagenflächen zurück in eine nominal sonnengerichtete Konfiguration orientiert.
Solaranlagen mit flachen Platten weisen zwei Rotationsachsen auf, die zur Trägheitsformung wirksam sein können. Die Lehre dieser Erfindung ist speziell vorteilhaft, wenn die Trägheit der Solaranlagenflächen die des Raumfahrzeugs dominiert; was oft bei relativ kleinen Hochleistungssafelliten für die untere Erdumlaufbahn (LEO, low earth orbit) der Fall ist.
Gemäss dieser Erfindung wird ein Verfahren zum Betrieb eines Raumfahrzeugs im Orbit zur Verfügung gestellt. Das Verfahren umfasst die Schritte: (a) Verändern einer Massenverteilung des Raumfahrzeugs von einer ersten Massenverteilung zum Einstellen eines ersten Hauptträgheitsmoments des Raumfahrzeugs entlang einer ersten Achse, das ungefähr gleich einem zweiten Hauptträgheitsmoment des Raumfahrzeugs entlang einer zweiten Achse ist, wodurch ein Schwerkraftgradientendrehmoment um eine dritte Achse minimiert wird; (b) Ausführung einer bestimmten Aktivität während das Schwerkraftgradientendrehmoment um die dritte Achse minimiert ist; und (c) Zurückstellen der Massenverteilung auf die erste Massenverteilung bei Beendigung der bestimmten Aktivität. Das Raumfahrzeug weist eine Vielzahl von Solaranlagenflächen auf und der Schritt zur Veränderung wird durch Variieren einer Position von mindestens zweien der Solaranlagenflächen weg von einer sonnenorientierten Konfiguration erreicht.
Ebenso ist ein Verfahren zum Stabilisieren eines Raumfahrzeugs im Orbit offenbart. Dieses Verfahren umfasst die Schritte: (a) Ändern einer Massenverteilung des Raumfahrzeugs von einer ersten Massenverteilung zum Einstellen eines ersten Hauptträgheitsmoments des Raumfahrzeugs entlang einer ersten Achse, so dass sie grösser ist als ein zweites Hauptträgheitsmoment des Raumfahrzeugs entlang einer zweiten Achse, wodurch ein Vorzeichen eines Schwerkraftgradientendrehmoments auf das Raumfahrzeug umgekehrt wird und einer Rotation des Raumfahrzeugs um eine dritte Achse widersteht; (b) Durchführen einer gewünschten Aktivität, während das Vorzeichen des Schwerkraftgradientendrehmoments umgekehrt ist; und (c) Zurückstellen der Massenverteilung auf die erste Massenverteilung bei Beendigung der gewünschten Aktivität. Das Raumfahrzeug weist eine Vielzahl von Solaranlagenflächen auf und der Schritt zum Ändern wird durch Variieren einer Position von mindestens zweien der Solaranlagenflächen weg von einer sonnengerichteten Konfiguration erreicht.
Damit die Erfindung und ihre verschiedenen anderen bevorzugten Merkmale leichter verständlich sind, werden einige Ausführungsformen davon nun nur als Beispiel beschrieben, mit Bezug zu den Zeichnungen, in denen:
Fig. 1a eine Vorderansicht und Fig. 1b eine Seitenansicht eines in drei Achsen stabilisierten Raumfahrzeugs darstellen, mit Solaranlagenflächen, die sich entlang einer Y-Achse in Nord- und Südrichtung erstrecken;
Fig. 2 ein Raumfahrzeug mit Solaranlagenflächen darstellt, die zur Ausrichtung zur Sonne gekippt sind, wenn sie in einer geneigten Umlaufbahn sind; und
Fig. 3 eine zeitweilige Reorientierung der Solaranlagenflächen des Raumfahrzeugs gemäss der Erfindung darstellt, um einen Unterschied zwischen zwei Hauptachsenträgheitsmomenten zu minimieren, wodurch ein Schwerkraftgradient um eine dritte Achse minimiert wird.
Die Fig. 1a und 1b stellen ein typisches 3-achsig stabilisiertes Raumfahrzeug 10 mit Solaranlagenflächen 12 und 14 dar, die sich entlang einer Y-Achse erstrecken (Nord- und Südrichtung). In den Fig. 1a und 1b ist die X-Achse die Rollachse, die Y-Achse die Neigungsachse und die Z-Achse die Gierachse. Die Z-Achse weist nominal zur Erdmitte. Die Solaranlagenflächen 12 und 14 sind bevorzugt so positioniert, dass eine durch die Sonne gezogene Linie zur Ebene der Solaranlagenflächen normal ist.
Damit sie zur Sonne orientiert sind, während sie in einer geneigten Umlaufbahn sind, was typischerweise bei einem LEO-Satelliten der Fall ist, sind die Solaranlagenflächen 12 und 14 von den Haupträgheitsmometachsen (und Orbitkoordinatennetzrahmen) weg gekippt, wie es in Fig. 2 gezeigt ist. Dieses Kippen der Solaranlagenflächen 12 und 14 führt jedoch zur Erzeugung eines Schwerkraftgradientendrehmoments auf das Raumfahrzeug 10, wie es unten in den Gleichungen 1, 2 und 3 beschrieben ist. In den Gleichungen sind Ixx, Iyy und Izz die Hauptträgheitsmomente des Raumfahrzeugs 10 entlang der X-, Y- bzw. Z-Achse des Orbitkoordinatennetzrahmens.
Wo Φ = Rollen, Θ = Neigung, R = Orbitradius und wo = die Gravitationskonstante ist.
Der Erfinder hat festgestellt, dass wenn die Solaranlagenflächen 12 und 14 so orientiert sind, dass Iyy gleich Izz wird, dann wird das Schwerkraftgradientendrehmoment um die X-Achse (Rollen) null, ungeachtet der Orientierung des Raumfahrzeugkörpers in Rollen, Neigung oder Gier. Gleichermassen ist, wenn die Solaranlagenflächen 12 und 14 so orientiert sind, dass Ixx gleich Izz ist, kein Schwerkraftgradientendrehmoment der Y-Achse (Neigung)vorhanden. Wenn schliesslich die Solaranlagenflächen 12 und 14 so orientiert sind, dass Ixx gleich Iyy ist, ist kein Schwerkraftgradientendrehmoment der Z- Achse (Gier) vorhanden.
Der Erfinder hat diese Beziehungen auf neue Art verwendet, so dass durch Gleichsetzen zweier Hauptträgheitsmomente des Raumfahrzeugs das Schwerkraftgradientendrehmoment um die dritte Achse minimiert wird. Die derzeit bevorzugte Technik zum Variieren der Hauptträgheitsmomente ist der Einsatz der Solaranlagenflächen 12 und 14.
Fig. 3 zeigt eine Trägheitsformungskonfiguration, wodurch die Solaranlagenflächen zur minus Z-Achse gekippt werden, wodurch der Unterschied zwischen Izz und Iyy minimiert wird. In dieser Konfiguration und gemäss dieser Erfindung wird das Schwerkraftgradientendrehmoment der X-Achse (Rollen) minimiert. Während der Zeit, in der das unerwünschte Drehmoment minimiert ist, kann eine gewünschte vibrationsempfindliche Aktivität vorgenommen werden, wie das Aufnehmen eines Bildes mit einem Bildverarbeitungssystem 16. Nach Aufnehmen des Bildes werden die Solaranlagenflächen zur normalen sonnengerichteten Konfiguration zurückorientiert.
Es ist anzumerken, dass, wenn die Solaranlagenflächen über einen Punkt hinaus gekippt werden, wo zwei der Hauptträgheitsmomente des Raumfahrzeugs gleich gestellt sind, so dass beispielsweise Iyy grösser als Izz wird, dann wird das Vorzeichen des Schwerkraftgradientendrehmoments umgekehrt und wirkt daher auf das Raumfahrzeug stabilisierend, wodurch es einer Rotation des Raumfahrzeugs um die X-Achse widersteht. Während dieser Zeit kann eine gewünschte Aktivität durchgeführt werden, wie das Aufnehmen eines Bildes oder Durchführung einer Kommunikationsfunktion, nach der die Solaranlagenflächen wieder in ihre normale sonnengerichtete Konfiguration zurückorientiert werden. Gleichermassen kann, wenn Ixx grösser als Izz gemacht wird, das Schwerkraftgradientendrehmoment Rotationen um die Y-Achse widerstehen.
Die erforderliche Winkelabweichung der Solaranlagenflächen 12 und 14 von einer Referenzachse (in Fig. 3 als AD angegeben) kann vor dem Entsenden aus der Masse und den Trägheitsverteilungseigenschaften des Raumfahrzeugs bestimmt werden. Diese Massenparameter können unter Verwendung herkömmlicher Techniken weiter präzisiert werden, nachdem das Raumfahrzeug in der Umlaufbahn ausgesetzt ist. Die vorbestimmte Winkelabweichung ist nicht von der Umlaufbahn abhängig, sondern stattdessen eine Funktion der Raumfahrzeugmasse.
Als Beispiel und mit Bezug zu Fig. 3, wo es gewünscht ist, das Schwerkraftgradientendrehmoment um die Rollachse (X) zu minimieren, beträgt für ein LEO-Raumfahrzeug mit einem nominalen Trägheitsmoment von A, und das zwei Solaranlagenflächen jede mit einem Trägheitsmoment B aufweist, der Wert von AD ungefähr 46 Grad. Wenn AD gleich 46 Grad ist, wird die Trägheit des Raumfahrzeugs C, wo zum Beispiel
Befehle zum Orientieren und Reorientieren der Solaranlagenflächen 12 und 14 können von einer Bodenstation vor und nach Durchführung eines gewünschten vibrationsempfindlichen Vorgangs an das Raumfahrzeug 10 gesendet werden. Alternativ kann das Raumfahrzeug 10 so programmiert sein, dass es die Solaranlagenflächen 12 und 14 vor und nach Durchführung des gewünschten vibrationsempfindlichen Vorgangs automatisch orientiert und zurückorientiert.
Eine Überlegung zum Einsatz der Lehre dieser Erfindung ist die Raumfahrzeugenergie. Das heisst, wenn das Raumfahrzeug 10 keinen kurzzeitigen Verlust der Solarenergie tolerieren kann, dann kann ein Orientieren der Solarflächenanlagen 12 und 14, so dass sie von der Sonne weg gerichtet sind, nicht akzeptabel sein. Für Zwecke der periodischen Bildaufnahme kann das Raumfahrzeug 10 jedoch während der Bildaufnahme Energie von an Bord befindlichen Batterien verwenden und erfordert oft deren Verwendung. In diesem Fall ist eine vorübergehende Ausrichtung der Solaranlagenflächen 12 und 14 weg von der Sonne nicht schädlich. Die Solaranlagenflächen 12 und 14 werden dann zu ihrer nominal sonnengerichteten Konfiguration zurückgesetzt, um in Vorbereitung auf das Aufnehmen des nächsten Bildes die Batterien wieder aufzuladen.

Claims

1. Verfahren zum Betrieb eines Raumfahrzeugs im Orbit, umfassend die Schritte: Verändern einer Massenverteilung des Raumfahrzeugs von einer ersten Massenverteilung zum Einstellen eines ersten Hauptträgheitsmoments des Raumfahrzeugs entlang einer ersten Achse, das ungefähr gleich einem zweiten Hauptträgheitsmoment des Raumfahrzeugs entlang einer zweiten Achse ist, wodurch ein Schwerkraftgradientendrehmoment um eine dritte Achse minimiert wird;

Ausführen einer bestimmten Aktivität während das Schwerkraftgradientendrehmoment um die dritte Achse minimiert ist; und

Zurückstellen der Massenverteilung auf die erste Massenverteilung bei Beendigung der bestimmten Aktivität; worin

das Raumfahrzeug eine Vielzahl von Solaranlagenflächen aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass der Schritt zur Veränderung vorgenommen wird durch Variieren einer Position von mindestens zweien der Solaranlagenflächen weg von einer sonnengerichteten Konfiguration, und worin der Schritt zur Rückstellung vorgenommen wird durch Variieren einer Position der mindestens zwei Solaranlagenflächen zurück zur sonnengerichteten Konfiguration.

2. Verfahren nach Anspruch 1, worin das Raumfahrzeug ein in drei Achsen stabilisiertes Raumfahrzeug ist mit Hauptträgheitsmomenten Ixx, Iyy und Izz entlang der X-, Y- bzw. Z-Achsen eines Orbitkoordinatennetzrahmens, worin der Schritt zur Veränderung der Massenverteilung des Raumfahrzeugs Variieren einer Winkelposition der mindestens zwei Solaranlagenflächen weg von der sonnengerichteten Konfiguration umfasst, um ein Paar eines Paars von Ixx und Iyy, Iyy und Izz sowie Ixx und Izz ungefähr gleich zueinander einzustellen.

3. Verfahren nach Anspruch 2, worin der Schritt zur Veränderung durch einen ausserhalb des Raumfahrzeugs erzeugten Befehl eingeleitet wird.

4. Verfahren nach Anspruch 2, worin der Schritt zur Veränderung durch einen innerhalb des Raumfahrzeugs erzeugten Befehl eingeleitet wird.

5. Verfahren nach Anspruch 2, worin der Schritt zur Veränderung einen Schritt aufweist, in dem die mindestens zwei Solaranlagenflächen durch mindestens zwei Rotationsfreiheitsgrade gedreht werden.

6. Verfahren nach Anspruch 2, und ferner mit einem Schritt zum Zurückstellen der Massenverteilung zurück auf die erste Massenverteilung bei Beendigung der gewünschten Aktivität.

7. Verfahren nach Anspruch 2, worin der Schritt zur Durchführung einer gewünschten Aktivität einen Schritt aufweist, in dem ein Bild mit einer Bildaufbereitungsvorrichtung aufgenommen wird, die vom Raumfahrzeug getragen wird.

8. Verfahren nach Anspruch 1, ferner umfassend die Schritte:

Änderung der Massenverteilung des Raumfahrzeugs von der ersten Massenverteilung zum Einstellen des ersten Hauptträgheitsmoments des Raumfahrzeugs entlang der ersten Achse, so dass sie grösser ist als das zweite Hauptträgheitsmoment des Raumfahrzeugs entlang der zweiten Achse, wodurch ein Vorzeichen des Schwerkraftgradientendrehmoments auf das Raumfahrzeug umgekehrt wird und einer Rotation des Raumfahrzeugs um die dritte Achse widersteht;

Durchführen einer anderen bestimmten Aktivität, während das Vorzeichen des Schwerkraftgradientendrehmoments umgekehrt ist; und

Zurückstellen der Massenverteilung auf die erste Massenverteilung bei Beendigung der gewünschten Aktivität;

dadurch gekennzeichnet, dass der Schritt zur Änderung durch Variieren der Position der mindestens zwei Solaranlagenflächen weg von der sonnengerichteten Konfiguration vorgenommen wird, so dass das erste Hauptträgheitsmoment grösser ist als das zweite Hauptträgheitsmoment, wodurch das Vorzeichen des Schwerkraftgradientendrehmoments umgekehrt wird.