NL9002181A - Werkwijze voor het op post brengen van een geostationaire telecommunicatiesateliet. - Google Patents

Description

Korte aanduiding: Werkwijze voor het op post brengen van een geostationaire telecommunicatiesateliet.

De uitvinding heeft betrekking op een werkwijze voor het post brengen van een geostationair telecommunicatiesateliet.

Gewoonlijk omvat het op post brengen (of"vóór operationale fase") van een telecommunicatiesateliet de volgende opeenvolgende fasen: - het met behulp van de lanceerraket in een overdrachts-omloopbaan van de geostationaire sateliet brengen van de sateliet, waarbij deze tussennomloopbaan elliptisch is en het door de lanceerraket injecteren in hoofdzaak plaatsvindt bij de top daarvan; - het verkrijgen van de stand van het topschot of de top-manoeuvre, waarbij dit topschot bestemd is om uitgevoerd te worden in de buurt (dat wil zeggen om) de top van de overdrachtsbaan teneinde de sateliet te plaatsen in haar definitieve afdrijfomloopbaan die een cirkelvormige baan is waarvan de straal in hoofdzaak gelijk is aan de top van de overdrachtsbaan; - het in de buurt van deze top uitvoeren van dit topschot of deze topmanoeuvre door het ontsteken van de brander van de topmotor van de sateliet; - wanneer de definitieve cirkelvormige afdrijfbaan bereikt is (na één of meer topmanoeuvres) afdrijven van de sateliet in deze baan totdat het haar definitieve geostationaire baanpositie bereikt. Alleen in dit stadium wordt de nuttige lading operationeel gemaakt en begint de "operationele fase" van het leven van de sateliet.

Tijdens de operationale fase worden de meeste huidige telecommunicatiesatelieten volgens de assen gestabiliseerd door een vast wiel dat een gyroscopische stijfheid geeft en via de rolstandbesturing de indirecte gyrobesturing mogelijk maakt. De stampbesturing wordt verzorgd door verandering van de snelheid van het wiel. Dit minimale stelsel garandeert een richtingsnauwkeurigheid die afhankelijk is van de gebruikte opnemer, de waarde van het kinetisch moment en de resolutie van het besturingskoppel. Zij kan verbeterd worden door toepassing van extra inrichtingen zoals magneet- spoelen, zonnezeilen, onder een hoek geplaatste wielen of dwarsgerichte reaktiewielen, maar dit gaat ten koste van de massa en de kosten.

De meeste geostationbaire telecommunicatiesatelieten die tegenwoordig in een omloopbaan zijn hebben een "noord-zuid" genoemde configuratie waardoor het geheel van de sateliet, dat wil zeggen het platform en de nuttige lading, altijd naar de aarde wijst, de zonnegenerator zich altijd met de as loodrecht op de baan ontvouwt en oriënteert en de zonnepanelen zodanig om hun lengteas draaien dat zij altijd naar de zon wijzen. In een dergelijke configuratie staat de as van het vliegwiel loodrecht op de aandrijfvector tijdens werking van de topmotor, zodanig dat dit wiel tijdens de topmanoeuvre niet in rotatie gebracht wordt om deze niet tegen te werken.

In de literatuur, bijvoorbeeld in het document FR-A-2472509, is een andere configuratie beschreven, die voor de sateliet een altijd naar de zon gericht platform en zonnepanelen heeft en een nuttige lading die zodanig draaibaar op dit platform aangebracht is dat de lading steeds naar de aarde gericht is. Dit vereist dat de nuttige lading geheel ingericht is op een noord- of zuidkant die loodrecht op de raketas bij een lanceerconfiguratie is. Dit heeft tot gevolg dat in een dergelijk geval de as van het vliegwiel op één lijn ligt met de aandrijfrichting van de topmotor.

Bij de eerste configuratie, die de configuratie is van de meeste tegenwoordig in een omloopbaan zijnde geostationaire satelieten, bestaan er twee belangrijke werkwijzen voor stabilisatie van de sateliet tijdens het vanuit de overdrachtsbaan op haar post brengen van de sateliet.

Een eerste werkwijze, "spinoverdracht" genoemd, bestaat uit het zodanig in haar overdrachtsbaan brengen van de sateliet dat het een rotatiebeweging, of "spin", krijgt om de as van haar topmotor. De opeenvolgende fasen van een dergelijke postplaatsing zijn bijvoorbeeld: - het door middel van de lanceerraket in een rotatiestand brengen van een sateliet met de volgende gegevens: - standnauwkeurigheid kleiner dan 6° - dwarshoeksnelheid kleiner dan 2 graden/seconde - spinsnelheid in de orde van 5 omwentelingen/minuut - het onder spanning brengen van het stabilisatiestelsel, het ontvouwen van de antennes, en vergroting van dë spin-snelheid tot 13 omwentelingen/minuut - het bepalen van de stand en de spinsnelheid door tele-meting met de zonne- en aardelevatieopnemer - heroriëntatie van de spinas voorafgaand aan elke topmanoeuvre - topmanoeuvre (één of meer manoeuvres) - verlaging van de spinsnelheid - zonneacquisitie en ontvouwing van de zonnegenerators - acquisitie van de eindstand.

Een dergelijke werkwijze, die een grote veiligheid biedt met betrekking tot de aan de sateliet gegeven rotatie tijdens het op post brengen, heeft als voordelen het minimaliseren van de standmanoeuvres en de benodigde apparatuur voor het op post brengen. Daarentegen zijn de effecten van het schudden van vloeistof (brandstof en brandstof onderhoudende vloeistof), gekoppeld aan de meegenomen grote hoeveelheden stuwmiddelen, moeilijk te beheersen en te modelleren. Bovendien heeft deze spinconfiguratie "dwingend" te zijn uit oogpunt van de verhouding van traagheid en inrichtings-en balanceringsproblemen van de sateliet teneinde aan stabiliteitskriteria te voldoen.

Een tweede stabilisatiewerkwijze bij overdracht, "drie assen gestabiliseerde overdracht" genoemd, bestaat uit het in haar overdrachtsbaan brengen van de sateliet met een gestabiliseerde drie-assige stand en het gebruiken van speciale apparatuur voor besturing van de oriëntatie tijdens de gehele overdracht. De opeenvolgende fasen van een dergelijke wijze van op post brengen zijn bijvoorbeeld de volgende: - het door haar lanceerraket injecteren van de sateliet in een drie-assige stand met een standnauwkeurigheid in de orde van 3 graden, een kwasi-nulhoeksnelheid in de gewenste stand, en naar de zon georienteerde zonnegenerator - calibratie van de drift van de gyrometers, zonneacquisitie, aardacquisitie, rotatiemanoeuvre over 360 graden met elke as voor eindcalibratie van de gyrometers - het naar de zon wijzen van de zonnegenerator - tweede calibratie van de gyrometers (die ondertussen wegge dreven zijn) - acquisitie van de stand van het topschot - topmanoeuvre (één of meer manoeuvres) onder besturing van de gyrometers - zonneacquisitie en ontvouwing van de zonnegenerator - acquisitie van de nominale stand.

De tweede werkwijze heeft als bezwaar niet de stabili-satieveiligheid te geven (bijvoorbeeld in geval van een defect) die inherent is aan spinoverdracht. Bovendien vereist het speciale apparatuur voor het op post brengen, met: . een uitnemende zonne-opnemer met een aantal optische koppen; . een infrarood-aardopnemer; en . een drie-assig gyrometrisch integratorblok; waardoor het uiteindelijk ingewikkeld en duur is.

Deze bekende werkwijzen hebben bovendien als bezwaar dat zij niet autonoom zijn en een niet verwaarloosbare grond-ondersteuning vereisen.

De uitvinding beoogt deze bezwaren op te heffen.

Zij verschaft daartoe een werkwijze voor het op post plaatsen van een geostationaire telecommunicatiesateliet, welke werkwijze van de soort is waarbij deze op postplaatsing de volgende opeenvolgende fasen omvat: - het met behulp van een draagraket in een overdrachisomloop-baan van de geostationaire sateliet brengen van de sateliet; - het verkrijgen van de stand van het topschot in de buurt van de top voor het in haar definitieve afdrijfbaar plaatsen van de sateliet;- het uitvoeren van dit topschot of deze topmanoeuvre; - het wanneer deze afdrijfbaar na één of meer topschoten bereikt is afdrijven van de sateliet in de baan totdat het haar defintieve baanpositie bereikt, waarbij deze werkwijze bestaat uit het achtereenvolgens voor deze sateliet toepassen van een op zich bekende configuratie met een altijd naar de zon gericht platform en een ten opzichte van dit platform te oriënteren en steeds naar de aarde gerichte nuttige lading: - het in haar overdrachtsbaan brengen van de sateliet in een met drie assen gestabiliseerde stand die in hoofdzaak correspondeert met de stand van de topmanoeuvre; - het onder spanning brengen van de normaal tot de uitrusting van deze sateliet behorende orientatiebesturingsinrichting, - het dan uitvoeren van de zonacquisitie; - het na eliminatie van richtfouten op snelheid brengen van het normaal tot de uitrusting van sateliet behorende vliegwiel waarvan de rotatieas van de voor deze sateliet toegepaste, hiervoor genoemde configuratie met de aandrijfas van de topmotor uitgericht is, en dit op snelheid brengen, plaatsvindt naar een voldoende waarde voor het verkrijgen van een goede gyroscopische stijfheid; - het tenminste gedeeltelijk ontvouwen van de zonnegenerator; - het besturen van de oriëntatie ten opzichte van de drie assen waardoor, op bekende wijze, de hoeksnelheden door verkleining van de nutatie opgeheven worden; - het dan voorbereiden van de topmanoeuvre door het, dankzij de kennis over de stand, verwerken van de oriëntatie van het kinetische moment van het wiel volgens de as van het topschot; - en tenslotte het in de buurt van de top van de overdrachts-baan uitvoeren van het topschot, gedurende welke een orientatie-commando van de sateliet verwerkt wordt; en - het wanneer de definitieve afdrijfbaan bereikt is op bekende wijze tot aan haar toegewezen omloopbaanpositie afdrijven van de sateliet.

Bij voorkeur wordt de oriëntatie over drie assen verzorgd met behulp van een twee-assige zonne-opnemer die normaal tot de uitrusting tot de sateliet behoort voor gebruik op haar post.

Volgens een eerste uitwerkingsvorm wordt de voorbereiding van de topmanoeuvre verzorgd door, voor het verkrijgen van de referentiestand van de derde as dichtbij de zonne-richting, de opnemers die normaal tot de nuttige lading van de sateliet behoren, zoals een sterre-opnemer of aard-opnemer.

Volgens een andere uitwerkingsvorm wordt de voorbereiding van de topmanoeuvre verzorgd door gebruik van een twee-assige gyrometer die deel uitmaakt van deze sateliet en door, voor het verkrijgen van de referentiestand van de derde as dichtbij de zonnerichting, uitvoeren van een specifieke manoeuvre bestaande uit een rotatie van de sateliet van 90 graden om het kinetisch moment van het wiel, waarbij deze rotatie een gyroscopische referentie gebruikt, die leidt tot een verwisseling van dwars op het vliegwiel staande assen en de verkrijging mogelijk maakt van de stand-referentie met behulp van een optisch middel dat, bijvoorbeeld kan bestaan uit een extra optische kop die loodrecht staat op die welke normaal op post gebruikt wordt, of die bestaat uit een half reflecterende plaatje dat met een hoek van 45 graden schuin voor de optische kop van de normaal op post gebruikte aftaster gebruikt wordt.

De uitvinding wordt toegelicht aan de hand van de tekeningen. In de tekeningen tonen: figuur 1 schematisch de voor deze telecommunicatie-sateliet gebruikte configuratie; figuur 2 de essentiële fase van de overdracht; en figuur 3 een verduidelijkend schema van één van de voor de bereiding van de topmanoeuvre.

Verwijzend naar figuur 1 omvat deze geostationaireΛ telecommunicatiesateliet: . een platform 1 met, onder andere, reaktiemotoruitlaat pijpen, waarvan de straalpijp 2 van de topmotor, een vliegwiel 3, een twee-assige zonne-opnemer 4, en een twee-assige integrerende gyrometer 5 van de droge gyroscoopsoort, en welk platform de zonnegenerator met haar twee ontvouwbare zonnepanelen 6 draagt; en . een nuttige lading 7, met het gehele radio-electrische gedeelte met de antennes 8 en die bevestigd is op een op het platform 1 aangebracht draaibaar plateau 9; in de meeste gevallen is deze nuttige lading tenminste een infrarood aardopnemer 10 en/of tenminste een sterre-opnemer 12.

Bij deze soort configuratie, en wanneer de sateliet op post is, zijn het platform 1 en de zonnepanelen 6 steeds in de richting S van de zon gericht, terwijl het plateau 9 steeds zodanig draait dat de nuttige lading 7 voortdurend in de richting T van de aarde wijst (de lading 7 maakt dus één omwenteling per dag ten opzichte van de zon). Dit betekent dat deze nuttige lading geheel op een noord- of zuidkant (in dit voorbeeld noord N) aangebracht moet zijn die loodrecht op de lanceerraketas 11 staat (de as van de straalpijp 2 van de topmotor) in een lanceerconfiguratie. De as van het vliegwiel 3 bevindt zich in deze configuratie dan op één lijn met de aandrijfrichting van de topmotor 2.

Het blijkt dat in overeenstemming met de werkwijze volgens de uitvinding het vliegwiel 3 voorafgaand en tijdens de topmanoeuvre in rotatie gebracht kan worden, d.w.z. reeds in de overdrachtsbaan, waardoor, onder andere, niet alleen de stand tijdens de overdracht gestabiliseerd kan worden maar ook in de meeste gevallen vermeden kan worden dat voor de overdrachtsbaan specifieke apparatuur meegenomen moet worden.

Met andere woorden, om tenminste gedeeltelijk voordeel te trekken van de spinoverdracht zonder de bezwaren ervan te hebben, stelt de uitvinding voor het door de rotatie van de sateliet verkregen kinetische moment te vervangen door een door het vliegwiel geleverd intern kinetisch moment. Behorend, bijvoorbeeld, bij de ook op post gebruikte zonne-opnemer en het stelsel straalpijpen voor orientatie-besturing, maakt dit het mogelijk nauwkeurig de stand te handhaven tijdens de manoeuvrevoorbereidingsfasen. Een dergelijk stelsel blijkt dus eeivoudig, betrouwbaar en minder duur te zijn omdat het in de meeste gevallen geen specifieke apparatuur gebruikt.

Met verwijzing nu naar figuur 2, waarin de aarde T en de geostationaire overdrachtsbaan 13 getoond zijn, zijn de opeenvolgende fasen van de overdracht en meer in het algemeen van het op post brengen van de sateliet s de volgende: I : Door middel van de lanceerraketinjectie van de sateliet s in haar overdrachtsbaan 13 in een drie-assige gestabiliseerde stand corresponderend met de orientatiefout van de raket dichtbij, en de stand van de topmanoeuvre.

II: Het onder spanning brengen van de standbesturingsinrichting van de sateliet en het op snelheid brengen van het vliegwiel 3 tot een waarde die voldoende is voor het verkrijgen van een goede gyroscopische stijfheid (typisch bijvoorbeeld 50 Nms)

Ill: Na deze acquisitiemode, die, om meer indruk te krijgen, in maximaal 700 seconden uitgevoerd wordt, wordt het commando voor ontvouwing van de zonnegenerator 6 verzonden, wat de ontladingsdiepte van de batterijen voor bijvoorbeeld een nuttige lading van 3000 Ah tot 20% kan beperken, vervolgens wordt de stand over de drie assen gestabiliseerd met behulp van de normaal op post gebruikte twee-assige zonne-opnemer 4, waarbij de hoeksnelheden op bekende wijze geannuleerd worden door verkleining van de nutatie; een meetnauwkeurigheid van de groothoeks-zonneopnemer van 0,05 graden kan de stand van de as dichtbij de richting van de zon dan met een nauwkeurigheid kleiner dan 0,5 graden gehandhaafd worden.

IV: Voorbereiding van de topmanoeuvre door het, dankzij de kennis van de stand, uitvoeren van de oriëntatie van het kinetische moment van het wiel 3 volgens de as van het schot. Ter voorbereiding van de topmanoeuvre is het in feite nodig het kinetische moment van dit wiel 3 in de vereiste richting te oriënteren door optimalisering van de snelheidsverhoging tijdens het topschot. Daartoe moet de referentie-stand van de as dichtbij de zonnerichting verkregen worden, wat op twee manieren gerealiseerd kan worden: . hetzij door gebruikmaking van de opnemers van de nuttige lading 7, wanneer zij aanwezig zijn, zoals de steropnemer 12 of de aardopnemer 10; het betreft hier een eenvoudige oplossing en destemeer naarmate de orientatiefout van het wiel met enkele graden beperkt wordt en door de sterher-kenning vereenvoudigd wordt; . hetzij (figuur 3) door gebruik van de gyroscoop 5 met twee assen 14, 15 (de as 15 met een as die een hoek van 45 graden met de zonnerichting maakt) en door het uitvoeren van een specifieke manoeuvre bestaande uit een rotatie van 90 graden om het kinetisch moment door gebruik van een gyroscopische referentie. Dit leidt tot een verwisseling van de op het wiel 3 dwars staande assen en maakt het mogelijk de standreferentie te verkrijgen door hetzij gebruik van een extra optische kop die loodrecht staat op die welke op post gebruikt wordt, hetzij door gebruik van een half-reflecterend plaatje dat onder een hoek van 45 graden vóór de optische kop van de op post gebruikte opnemer staat (de zon gaat in een directe positie door dit plaatje en het reflecteert daarop in een orthogonale positie, waardoor de normaal tot de sateliet behorende zonneopnemer gebruikt kan worden voor het verkrijgen van deze refentiestand. In de initiële traagheidsstand kan de twee-assige integrerende gyrometer 5 gekalibreerd zijn, waarbij de in figuur 3 getoonde schuine configuratie een kalibratie mogelijk maakt van de twee assen totdat de as 15 een hoek van 45 graden maakt met de zonnerichting S. De kennis over de stand maakt het dus met behulp van de straalpijpen de sateliet mogelijk nauwkeurig langs de aandrijfas te oriënteren voor het topschot.

V : Het uitvoeren (om een idee te krijgen gedurende ongeveer 1 uur) en van iets bovenloops tot iets benedenloops van de top van de baan 13, van het topschot voor ontsteking van de brander 2 van de topmotor. De definitieve cirkelvormige baan wordt op bekende wijze bereikt na een aantal topmanoeuvres van dezelfde soort. Tijdens deze topmanoeuvre is de door het vliegwiel 3 gegeven gyroscopische stijfheid onvoldoende om de storende koppels van de topmotor te ondersteunen. De stand wordt dan gestabiliseerd door gebruik van hetzij de genoemde opnemer(s) (12,10) van de nuttige lading, hetzij met behulp van de genoemde twee-assige gyrometer 5.

VI: Deze in de tekening niet getoonde fase bestaat, wanneer de definitieve cirkelvormige baan bereikt is (in het algemeen na een aantal topmanoeuvres die elk ongeveer 1 uur duren en ook in de buurt van de top van de overdrachtsbaan uitgevoerd worden) op bekende wijze uit het laten drijven van de sateliet s tot aan haar gewezen baanpositie.

In de meeste gevallen is voor een dergelijk stelsel voor besturing van de stand bij overdracht geen specifieke apparatuur nodig, omdat: - het vliegwiel en de zonneopnemer reeds aanwezig zijn voor het gedurende de operationele fase verzorgen van het wijzen van het platform, - de steropnemer of infrarood aardopnemer reeds gebruikt wordt voor het wijzen van de nuttige lading, - de twee-assige gyrometer eventueel gebruikt kan worden voor de handhaving op post om de wijsnauwkeurigheid te handhaven.

Tenslotte maakt de op een in de richting van de zon wijzend traagheidsplatform gebaseerde satelietconfiguratie het mogelijk een orientatiebesturingsstelsel te definiëren gebaseerd op minimale apparatuur, die even eenvoudig en zeker is als een spinoverdrachtstelsel met vermijding van de beperking die in het bijzonder gekoppeld zijn aan de vloeistofschudeffecten en massa- en traagheidseigenschappen.

Claims (8)

1. Werkwijze voor het op post plaatsen van een geostationaire telecommunicatiesateliet (s)f welke werkwijze van de soort is waarbij deze op postplaatsing de volgende opeenvolgende fasen omvat: - het met behulp van een draagraket in een overdrachtsomloop-baan (13) van de geostationaire sateliet brengen van de sateliet (s); - het verkrijgen van de stand van het topschot in de buurt van de top voor het in haar definitieve afdrijfbaan plaatsen van de sateliet; - het uitvoeren van dit topschot of deze topmanoeuvre; - het wanneer deze afdrijfbaan na één of meer topschoten bereikt is afdrijven van de sateliet in de baan totdat het haar definitieve baanpositie bereikt, met het kenmerk dat dit bestaat uit het achtereenvolgens voor deze sateliet (s) toepassen van een op zich bekende configuratie met een altijd naar de zon (s) gericht platform (1) en een ten opzichte van dit platform te oriënteren en steeds naar de aarde (T) gerichte nuttige lading (7): - het in haar overdrachtsbaan (13) brengen van de sateliet (s) in een met drie assen gestabiliseerde stand die in hoofdzaak correspondeert met de stand van de topmanoeuvre; - het onder spanning brengen van de normaal tot de uitrusting van deze sateliet behorende orientatiebesturingsinrichting, - het dan uitvoeren van de zonacquisitie; - het na eliminatie van richtfouten op snelheid brengen van het normaal tot de uitrusting van sateliet (s) behorend vliegwiel (3) waarvan de rotatieas van de voor deze satelietn toegepaste, hiervoor genoemde configuratie met de aandrijfas van de topmotor (2) uitgericht is, en dit op snelheid brengen plaatsvindt naar een voldoende waarde voor het verkrijgen van een goede gyroscopische stijfheid; - het tenminste gedeeltelijk ontvouwen van de zonnegenerator (6); - het besturen van de oriëntatie ten opzichte van de drie assen waardoor, op bekende wijze, de hoeksnelheden door verkleining van de nutatie opgeheven worden; - het dan voorbereiden van de topmanoeuvre door het, dankzij de kennis over de stand, verwerken van de oriëntatie van het kinetische moment van het wiel (3) volgens de as van het topschot; - en tenslotte het in de buurt van de top van de overdrachts-baan uitvoeren van het topschot, gedurende welke een orien-tatiecommando van de sateliet verwerkt wordt; en - het wanneer de definitieve afdrijfbaan bereikt is op bekende wijze tot aan haar toegewezen omloopbaanpositie afdrijven van de sateliet.

2. Werkwijze volgens conclusie 1, met het kenmerk dat het orientatiecommando over drie assen verzorgd wordt met behulp van een twee-assige opnemer (4) die normaal tot de uitrusting van de sateliet (s) behoort voor gebruik door deze op haar post.

3. Werkwijze volgens conclusie 1 of 2, met het kenmerk dat de voorbereiding van de topmanoeuvre verzorgd wordt door voor het verkrijgen van de standreferentie van de derde as dichtbij de zonnerichting gebruiken van opnemers die normaal tot de nuttige lading van de sateliet behoren, zoals een sterre-opnemer (12) of een aardopnemer (10).

4. Werkwijze volgens conclusie 1 of 2, met het kenmerk dat de voorbereiding van de topmanoeuvre plaatsvindt door gebruik van een twee-assige gyrometer (5) van deze sateliet en door het voor het verkrijgen van de standreferentie van de derde as dichtbij de zonnerichting uitvoeren van een specifieke manoeuvre bestaande uit een rotatie van de sateliet over 90° om het kinetische moment van het wiel (3), waarbij deze rotatie een gyroscopische referentie gebruikt, die leidt tot een verwisseling van de dwars op het vliegwiel lopende assen en voor het kunnen verkrijgen van de standreferentie met behulp van een optisch middel.

5. Werkwijze volgens conclusie 4, met het kenmerk dat het optisch middel een extra optische kop omvat die loodrecht loopt op die welke normaal op post gebruikt wordt.

6. Werkwijze volgens conclusie 4, met het kenmerk dat dit optisch middel bestaat uit een halfreflecterend plaatje dat onder een hoek van 45° voor de normaal op post gebruikte optische kop van de opnemer (4) staat.

7. Werkwijze volgens één van de conclusies 1 t/m 6/ met het kenmerk dat het orientatiecommando tijdens het topschot plaatsvindt door gebruik van de opnemer of opnemers (10,12) van de nuttige lading (7).

8. Werkwijze volgens één van de conclusies 1 t/m 6, met het kenmerk dat het orientatiecommando tijdens het tooschot plaatsvindt door gebruik van de twee-assige gyrometer (5) van de sateliet.