HINTERGRUND DER ERFINDUNG
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Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Steuern der Lage
eines Raumflugkörpers in einer Umlaufbahn. Die vorliegende Patentanmeldung ist eine
Ausscheidungsanmeldung der europäischen Patentanmeldung 91302367.7, die als EP 0453096
veröffentlicht ist.
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Es ist bekannt, die Lage eines Raumflugkörpers in einer geosynchronen äquatorialen
Umlaufbahn zu steuern, um Dreh- und Gierfehler zu korrigieren. Bei Kommunikationssatelliten
vereinfacht das Aufrechterhalten einer geosynchronen äquatorialen Umlaufbahn die
Steuerung der Lage beträchtlich, um die erforderliche Zeigegenauigkeit des Raumflugkörpers zu
erhalten.
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Das Aufrechterhalten der äquatorialen Umlaufbahn verbraucht notwendigerweise
beträchtliche Mengen an Treibstoff, da der Raumflugkörper in der äquatorialen Umlaufbahn
verschiedenen Destabilisierungskräften ausgesetzt ist. Diese Destabilisierungskräfte umfassen
Gravitationseinflüsse der Sonne und des Mondes, welche die Ausrichtung der
geosynchronen Umlaufbahn mit einer Nullneigung gegenüber dem äquatorialen Orbit zu einer leicht
geneigten Umlaufbahn ändern. Die Einhaltung der Umlaufbahn ist eine Funktion, die durch
den Raumflugkörper implementiert wird, um den Raumflugkörper in einer bestimmten
Inklination zu halten. Da mehr Manöver zur Einhaltung der Umlaufbahn erforderlich sind,
wird mehr Treibstoff durch den Raumflugkörper verbraucht, was bestimmbare Kosten für die
Betriebszeit zur Folge hat. Da die Treibstoffmenge erhöht werden muß, um eine längere
Einhaltung der Umlaufbahn vorzusehen, erhöhen sich diese Kosten zwangsläufig. Dabei
muß zwischen der für die Manöver zur Einhaltung der Umlaufbahn für die Lebensdauer des
Raumflugkörpers erforderlichen Treibstoffmenge und dessen Betriebszeit abgewogen
werden. Je mehr Treibstoff erforderlich ist, desto mehr Kosten sind damit verbunden, den
Raumflugkörper in die Umlaufbahn zu bringen. Wenn die Betriebslebenszeit der
Raumflugkörpers erhöht wird, ist entsprechend mehr Treibstoff erforderlich, was wiederum die Kosten
für den Raumflugkörper erhöht. Es ist deshalb wünschenswert, die Betriebszeit eines
bestehenden Raumflugkörpers zu verlängern, ohne dadurch die Kosten beträchtlich zu
erhöhen.
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Eine Lösung dafür besteht darin, den Raumflugkörper in seiner geosynchronen äquatorialen
Umlaufbahn zu betreiben, bis der Treibstoff im wesentlichen verbraucht ist. Danach neigt
sich die Umlaufbahn des Raumflugkörpers ungefähr 0,8 bis 0,9 Grad im Jahr.
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Leider wird mit einer höheren Inklination die Aufrechterhaltung einer bestimmten
gewünschten Zeigegenauigkeit des Raumflugkörpers zunehmend schwieriger. Diese Schwierigkeit der
Aufrechterhaltung einer gewünschten Zeigegenauigkeit wird weiterhin durch das Fehlen von
Treibstoff erhöht, welcher das Betreiben des Raumflugkörpers in der geneigten Umlaufbahn
erforderlich macht.
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Es ist bekannt, daß bei einer bestimmten Inklination Dreh- und Gierfehler bei der
Ausrichtung des Raumflugkörpers eingeführt werden. Bei einer äquatorialen Umlaufbahn weist der
Raumflugkörper einen Zielpunkt auf, der nominal auf den Nadir zeigt, welcher dem Äquator
entspricht. Wenn die Inklination des Raumflugkörpers zunimmt, ist der Zielpunkt nicht mehr
notwendigerweise der Äquator. Der Zielpunkt des Raumflugkörpers zeichnet aufgrund der
Dreh- und Gierfehler eine Spur in der Form der Zahl Acht.
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Allgemein beträgt die Nord-Süd-Abweichung der Achtfigur bei einer um 5 Grad geneigten
Umlaufbahn ungefähr 10 Grad, während die Ost-West-Abweichung ungefähr ± 0,2 oder 0,4
Grad beträgt. Diese Abweichungen stellen unannehmbare Abweichungen für viele Aufgaben
des Raumflugkörpers dar.
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Es sind Verfahren und Vorrichtungen zum Schätzen der störenden Giermomente oder
anderen Drehmomente bekannt, die eine genaue Kontrolle der Gierfehler in einem sich in
einer Umlaufbahn befindenden Satelliten erlauben. Systeme zum Implementieren dieser
Verfahren umfassen häufig eine Umlaufbahndynamik, die für die äquatoriale Umlaufbahn
eines geosynchronen Raumflugkörpers spezifisch ist, so daß die Systeme nicht in exakter
Weise für eine geneigte Umlaufbahn angewendet werden können. Aus dem Stand der
Technik ist die Verwendung eines Impulskraft-Raumflugkörpers, zum Beispiel eines
Raumflugkörpers mit einem L-Rad-System oder einem V-Rad-System bekannt. Weiterhin sind
Techniken bekannt, die für die Steuerung eines geosynchronen Raumflugkörpers in einer
geneigten Umlaufbahn in Betracht gezogen wurden. Systeme, die in einer geneigten
Umlaufbahn verwendet werden können, versuchen die durch die Inklination verursachen
Ungenauigkeiten zu kompensieren, indem sie eine relativ langsame periodische sinusförmige
Störgröße in anwendbare Drehbefehle einführen. Die sinusförmige Störgröße weist
typischerweise eine Periode von einem Tag auf, so daß der Raumflugkörper mit einer Frequenz
von einem Tag "nickt". Das Nicken des Raumflugkörpers kompensiert sogenannte grobe
Inklinationsfehler, im allgemeinen in der Nord-Süd-Abweichung. In vielen Fällen reicht die
Kompensation dieser groben Fehler nicht aus, um ein präzises Zeigen vorzusehen, das zum
Beispiel bei der Schmalstrahlungskommunikation erforderlich ist.
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Die europäische Patentanmeldung EP-A-0071445 betrifft einen in seiner Haltung
stabilisierten Satelliten und insbesondere ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Schätzen des
Gierfehlers und zum Schätzen von Drehmomenten für die Dreh- und Gier-Störgrößen aus
dem gemessenen Drehfehler sowie dem Giermoment auf einer kontinuierlichen Basis in der
Umlaufbahn. Es wird eine Vorrichtung mit zwei Steuerungsregelkreisen angegeben, nämlich
mit einem schnellen Regelkreis zum Dämpfen von Nutationen durch das Ändern der
Momentrad-Geschwindigkeit und mit einem langsamen Regelkreis des Luenberger-Observer-
Typs. Der letztere ist ein Gierfehler-Korrekturregelkreis, der auch dazu dient, das
Giermoment aufzuheben.
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Die europäische Patentanmeldung EP-A-0 363 244 beschreibt ein Haltungssteuersystem mit
drei Achsen für einen geosynchronen Satelliten, der einen terrestrischen Detektor, einen auf
den Polarstern gerichteten stellaren Detektor und ein Verarbeitungssubsystem verwendet,
um die Haltung des Raumflugkörpers gegenüber einer fixen vorbestimmten Bezugsrichtung
zu steuern. Im normalen Betriebsmodus steuert das System die Drehung und Neigung auf
herkömmliche Weise unter Verwendung von nicht verarbeiteten Fehlersignalen, die direkt
aus dem terrestrischen Detektor stammen; der stellare Detektor und das
Verarbeitungssubsystem werden nur für die feinere Giersteuerung verwendet. Das System weist keine
Fähigkeiten für eine kontinuierliche Präzisionssteuerung des Zielpunktes des Raumflugkörpers für
den ganzen Tag in Übereinstimmung mit einem allgemeinen Haltungs-Verfolgungsmodell
auf.
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Ein Beispiel eines V-Rad-Impulskraft-Raumflugkörper-System ist in dem US-Patent
4,521,855 (Lehner et al.) angegeben, das hier unter Bezugnahme eingeschlossen ist. Bei
diesem V-Rad-System sind zwei Momenträder zueinander und zum Raumflugkörper derart
ausgerichtet, daß ein Totalmoment in einer Neigungs-/Gierebene erzeugt wird. Die Drehung
und das Gieren des Raumflugkörpers werden auf bekannte Weise durch die selektive
Steuerung jedes der Räder des V-Rad-Systems vorgenommen. Die mit dem Moment jedes Rades
verbundene Radgeschwindigkeit wird dabei alternativ für ein erstes Rad erhöht und für ein
zweites Rad vermindert, um eine Drehung des Raumflugkörpers zu erreichen. Um eine
Neigung zu erreichen, wird die Geschwindigkeit beider Räder gleichzeitig erhöht oder
vermindert. Eine Gierfehlerkorrektur wird passiv durch eine aus dem Stand der Technik
bekannte Viertelumlaufbahn-Kopplung implementiert.
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Als Ergebnis der Orbitdynamik weisen typische V-Rad-Systeme ein Phänomen auf, bei dem
die Momenträder aufgrund von externen Störeinflüssen kontinuierlich an Geschwindigkeit
gewinnen, so daß eine Momentaufhebung erforderlich ist, um die Steuerung
aufrechtzuerhalten. Es ist bekannt, magnetische Drehmomenterzeuger oder Schuberzeuger als
Aktuatoren zu verwenden, um in einer Dreh-/Gierebene ausgerichtete Momentaufhebungen zu
implementieren.
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Bewegungsgleichungen für Impulskraft-Raumflugkörper werden für Umlaufbahnen mit
geringer Inklination abgeleitet. Die Ableitung dieser Gleichungen wird im folgenden
beschrieben. Die Bewegungsgleichungen für den Raumflugkörper in einer geneigten Umlaufbahn
werden ursprünglich als Übertragungsfunktionen für einen Raumflugkörper mit einem
einzigen Neigungsrad formuliert. Die Drehungs-/Gierdynamik und die Neigungsdynamik sind
voneinander abgekoppelt, so daß die Dynamiken individuell adressiert werden konnten. Die
Bewegungsgleichungen für ein System mit sowohl einer Neigungs- wie einer
Giermomentspeicherung, insbesondere für das Drehen/Gieren, sind unter Vernachlässigung der Trägheit
wie folgt:
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wobei
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c&sub1; = -3ω²&sub0;(Iy - Iz) (2)
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c&sub2; = -1 / Iz (Hn + (Iy - Iz)ω&sub0;) (3)
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c&sub3; = 1 / Ix (Hn + (Ix - Iy)ω&sub0;) (4)
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wobei φ, und ψ die Dreh- und Gierwinkel des Raumflugkörper sind, Hx und Hz die Dreh- und
Gierwinkel-Momentkomponenten um die Körperachsen sind, h&sub2; ein in allen Rädern
gespeichertes Gesamtgiermoment ist, hzc ein Befehlsrad-Giermoment ist, Ix, Iy und Iz die
Hauptträgheitsmomente jeweils um die Dreh-, Neigungs- und Gierachse sind, ω&sub0; > 0 ist und als
eine Umlaufbahnrate für das System benannt ist, Hn > 0 ist und als Momentkraft benannt
ist, τ eine Zeitkonstante der Momenträder ist und Mx und Mz Körperachsen-Drehmomente
sind. Die Gleichung 1 kann für alle Radkonfigurationen angewendet werden, in denen keine
Drehmomentspeicherung vorhanden ist.
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Um Drehgrund-Verfolgungsfehler zu beseitigen, muß ein Raumflugkörper eine bestimmte
Drehbahn verfolgen. Die Giermoment-Speicherräder werden gesteuert, um die Nutation zu
minimieren und um eine Dreh-Verfolgung zu ermöglichen. Die Momenträder werden durch
externe Drehmoment-Aktuatoren aufgehoben. Wenn man annimmt daß die
Nutationsdynamik durch eine Radsteuereinrichtung gedämpft wird, kann die Gleichung 1 vereinfacht
werden:
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Da die Nutationsfrequenzen der meisten Raumflugkörper größer sind als die typischen
Umlaufbahnraten, gibt die Gleichung 5 auf akkurate Weise eine
Umlaufbahnrate-Transienten
antwort und eine Niederfrequenz-Störgrößenantwort für eine Raumflugkörper-Haltung an.
Das Winkelmoment eines Raumflugkörpers weist die folgende Beziehung zu den
Haltungsfehlern und dem Rad-Giermoment auf:
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Hz = hz - Hnφ (6)
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and
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Hx = Hnψ (7)
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Der Raumflugkörper wird mit einem Moment senkrecht zu der Äquatorebene anstelle zu
einer geneigten Umlaufbahnebene aufgerichtet, um in passiver Weise einen gewünschten
Gierwinkel für den Raumflugkörper vorzusehen. Um ein Moment senkrecht zu der
Äquatorebene zu erhalten, wird ein Radbeschleunigungsmanöver an einem Schwingungsbauch
durchgeführt. Unter der Steuerung des Schuberzeugers werden die Momenträder auf
unterschiedliche Geschwindigkeiten beschleunigt, um ein gewünschtes Giermoment Hzi zu
erzeugen, das ein Gesamtsystemmoment (kein Gierfehler) senkrecht zu einer äquatorialen
Umlaufbahnebene vorsieht. Nach einem Viertel der Umlaufbahn wird Hzi wie in Gleichung 5
angegeben zu dem Gierwinkel ψ transformiert. Diese Transformation von Hzi zu dem
Gierwinkel ψ erlaubt die passive Erzeugung eines gewünschten Gierwinkels ψi. Schuberzeuger
oder magnetische Drehmomenterzeuger regulieren ein Systemmoment um diese
Momentkonfiguration. Alternative Verfahren einer Radbeschleunigung sind mit einer Gierfeststellung
möglich.
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Das zum Erzeugen von ψi erforderliche Giermoment ist wie folgt:
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Hzi = -i(t) Hnsin (ω&sub0;t + κ(t)) (8)
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woraus
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ψi = i(t) cos (ω&sub0;t + κ(t)) (9)
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der gewünschte Gierwinkel resultiert. Dabei sind i(t) und κ(t) jeweils die in der Zeit
variierende Inklination und die in der Zeit variierende Position des aufsteigenden Knotens. Es ist eine
Aufgabe des Steuerungssystems der vorliegenden Erfindung, ein tatsächliches Giermoment
ψi eines Raumflugkörpers zu erzeugen, um Hzi zu verfolgen.
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Wie oben angegeben ist die Neigungsdynamik von der Dreh-/Gierdynamik abgekoppelt und
wird wie folgt ausgedrückt:
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Iyθ = My - 1/τ (hyc - hy) (10)
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hy = 1/τ (hyc - hy) (11)
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wobei θ der Neigungswinkel und My ein extern angewendetes Neigungsachsen-Drehmoment
ist, hy ein äquivalentes Radneigungsmoment ist und hyc ein Befehlsneigungsmoment ist.
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Das vorliegende Steuerungssystem hat drei Aufgaben:
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1. Vorsehen einer Gierwinkel-Verfolgung durch das Steuern des Gesamt-Giermoments
Hzi des Raumflugkörpers. Das Gesamt-Giermoment des Raumflugkörpers wird unter
Verwendung von externen Drehmoment-Aktuatoren wie magnetische Drehmomenterzeugern
oder Schuberzeugern gesteuert.
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2. Vorsehen einer Drehwinkel-Verfolgung durch das Variieren der Verteilung des
Giermoments zwischen einem Drehwinkel φi und einem Giermoment in den Rädern hz. Die
Verteilung des Giermoments wird durch das Variieren der Geschwindigkeit eines Momentrads
durch den Giermoment-Befehl hzc gesteuert.
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3. Vorsehen einer Neigungswinkel-Verfolgung θi durch das Variieren des
Neigungsmoments eines Raumflugkörpers. Das Neigungsmoment wird durch das Variieren der
Geschwindigkeit eines Momentrades mit Hilfe eines Neigungsmomentbefehls hyc gesteuert.
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Fig. 1 stellt eine Umgebung für einen Raumflugkörper 10 in einer geneigten Umlaufbahn 25
um die Erde 20 an einem aufsteigenden Knoten 22 dar. Die äquatoriale Ebene 21 und die
Umlaufbahnebene 23 sind entlang einer Knotenlinie 28 mit einer Inklination i zueinander
geneigt. Ein Umlaufbahn-Bezugsrahmen x-y-z für die Umlaufbahnnormale 11 des
Raumflugkörpers 10 weist eine Drehachse x, die in der Bewegungsrichtung ausgerichtet ist, eine
Neigungsachse y, die senkrecht zu der Umlaufbahnebene 23 ausgerichtet ist, sowie eine
Gierachse z auf, die zum Zentrum der Erde 20 zeigt. Die Dreh-, Neigungs- und Gierwinkel
werden relativ zu diesem Bezugsrahmen x-y-z unter Verwendung von gewöhnlichen
Eulerschen Dreh-, Neigungs- und Gier-Rotationen gemessen.
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Der Raumflugkörper 10 dreht sich einmal pro Tag mit einer Rotationsrate wo um eine
negative Neigungsachse -y. Momenträder (nicht gezeigt) am Raumflugkörper 10 sehen
ebenfalls entlang der negativen Neigungsachse -y ein Moment Hn vor.
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Durch die Inklination i der Umlaufbahn 25 verursachte Haltungsfehler entstehen, wenn der
Raumflugkörper 10 nicht so zeigt, wie er in einer nominalen äquatorialen Umlaufbahn zeigen
würde. Es gibt zwei Hauptursachen für Fehler in der Inklinationshaltung: eine
Fehlausrichtung des Bezugsrahmens und Bodenspurfehler. Wenn eine Umlaufbahn geneigt ist,
dann ist der Bezugsrahmen x-y-z nicht mehr mit dem Äquator ausgerichtet. Diese relative
Fehlausrichtung des Umlaufbahn-Bezugrahmens hat einen in der Zeit variierenden
Gierwinkel ψ zwischen dem geneigten Umlaufbahn-Bezugsrahmen x-y-z und dem äquatorialen
Umflaufbahn-Bezugsrahmen zur Folge. Der Gierwinkel ψ ist am aufsteigenden Knoten 22
und am absteigenden Knoten 24 am größten und an den Gegenknoten 29 zwischen dem
aufsteigenden Knoten 22 und dem absteigenden Knoten 24 gleich null. Fig. 1 stellt die
Haltung des Raumflugkörpers 10 an vier Positionen in der Umlaufbahn 25 dar.
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Bodenspurfehler entstehen, weil der Raumflugkörper 10 nicht in der Äquatorebene 23
positioniert ist und die Gierachse bzw. das nominale Zeigen 11 die Erde 20 nicht am Äquator 14
schneidet. Fig. 2 stellt eine Gierachsen-Zeigerichtung des Raumflugkörpers 10 an einem
Gegenknoten dar. Der Raumflugkörper 10 befindet sich über der Äquatorebene 23 und weist
ein nominales Zeigen 11 seiner Gierachse auf, welche die Erde 20 an einem Punkt über
dem Äquator 14 (Nadir 16) schneidet. Der Raumflugkörper 10 muß nach unten gedreht
werden, um auf denselben Punkt 26 auf dem Äquator 24 zu zeigen, auf den der
Raumflugkörper 10 in der äquatorialen Umlaufbahn zeigen würde. Um Neigungsfehler zu
kompensieren, muß der Raumflugkörper an anderen Punkten in der Umlaufbahn geneigt
werden. Die Bodenspur 27 d. h. die Schnittlinie der Gierachse mit der Oberfläche der Erde 20
weist die Form einer Acht auf, die durch Neigungsfehler und Drehfehler verursacht wird,
wenn sich der Raumflugkörper 10 um die Umlaufbahn 25 bewegt.
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Die Breite der Acht der Bodenspur 27 steht in Beziehung zu der Inklination i der Umlaufbahn
25, wobei der Raumflugkörper 10 die resultierenden Neigungsfehler kompensieren muß.
Dabei besteht ein Bedarf für ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Kompensieren
derartiger Neigungsfehler, wobei der Kraftstoffverbrauch minimiert und ein bestimmter Grad
an Autonomie aufrechterhalten wird.
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Die vorliegende Erfindung gibt ein Verfahren zum Steuern der Haltung eines
Raumflugkörpers an, das folgende Schritte umfaßt:
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(a) Bestimmen von Ausrichtungsfehlern entlang von wenigstens zwei Achsen des
Raumflugkörpers,
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(b) Empfangen einer allgemeinen Haltungsdefinition für den Raumflugkörper,
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(c) Erzeugen eines Modells in Antwort auf die allgemeine Haltungsdefinition,
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(d) Verwenden des Modells, um Haltungsbefehle zu bestimmen,
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(e) in Antwort auf die Befehle und die Ausrichtungsfehler, Erzeugen einer
Haltungssteuerinformation für die Position des Raumflugkörpers, um eine Verfolgung und eine
Dämpfung der Nutationsdynamik vorzusehen,
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(f) Beobachten der langfristige Umlaufbahnratendynamik und Aktualisieren der
allgemeinen Haltungsdefinition.
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Die vorliegende Erfindung ermöglicht die Steuerung der Zeigebahn eines Zielpunkts für ein
oder mehrere Ziele eines Impulskraft-Raumflugkörpers in einer Umlaufbahn, die relativ zu
einer äquatorialen geosynchronen Umlaufbahn geneigt ist. Der Raumflugkörper umfaßt
einen Bordcomputer, der die für den Raumflugkörper verfügbare Umlaufbahninformation und
die Raumflugkörper-Hardware verwenden kann, um den Zielpunkt in Übereinstimmung mit
einem vorbestimmten Verfolgungsmodell zu bewegen, das in der Zeit variieren kann oder
nicht, so daß ein präzises Zeigen und gleichzeitig ein höherer Autonomiegrad für den
Raumflugkörper ermöglicht wird. Das Verfolgungsmodell erlaubt es der Steuereinrichtung,
kurzzeitige Störungen der Nutation und langfristige Störungen der Umlaufbahnratendynamik
zu beseitigen, wobei über Sinusfunktionen der einfachen Ordnung mit einer einzigen
Frequenz hinausgegangen wird.
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Die vorliegende Erfindung bietet Vorteile gegenüber dem Stand der Technik. Erstens kann
der Neigungsfehler kontrolliert werden. Für besondere Anwendungen wie
Kommunikationssatelliten mit extrem engen Anforderungen an die Zeigegenauigkeit zum Maximieren der
Leistung des übertragenen Strahls an der Empfangsantenne sind Zeigeungenauigkeiten in
der Größenordnung von 0,02 Grad, wie sie bei einer um 5 Grad geneigten Umlaufbahn
typisch sind, nicht annehmbar. Zweitens sieht die vorliegende Erfindung eine genauere
Kompensation von Inklinationseffekten als ein einfaches "Nicken" vor, das aus einem
sinusartigen Drehbefehl resultiert. Drittens sieht die vorliegende Erfindung eine gewünschte
Zeigebahn mit Hilfe einer allgemeinen Funktion vor, die zum Beispiel durch
Fourier-Koeffizienten, Splines oder Nachschlagetabellen wiedergegeben wird. Die gewünschte Zeigebahn
kompensiert nicht nur Inklinationseffekte, sondern kann auch einen Zielpunkt ändern, so daß
der Zielpunkt effektiv auf ein neues Ziel zeigt. Die Zeigebahn kann praktisch jede beliebige
Spur über die Oberfläche des durch den Raumflugkörper umkreisten Objektes 20 verfolgen,
um ein in der Zeit variierendes oder von der Zeit unabhängiges Ziel vorzusehen.
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Das Verfahren in Übereinstimmung mit einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung
kann durch einen Vollzustand-Schätzer, eine Rückkopplungsschaltung, eine
Integralsteuereinrichtung, eine Modellfolgelogik, eine Modellerzeugungseinrichtung und eine
Momentschub-Aufhebungslogik für die langfristige Momentsteuerung durchgeführt werden. Ein
bestimmter Raumflugkörper kann ähnlich wie ein bestehender zweidimensional
momentgesteuerter Impulskraft-Raumflugkörper aufgebaut sein. Jeder Raumflugkörper muß einen
geeigneten Aktuator, um das Momentsystem zu steuern, einen Typ von Moment-
Aufhebungssteuerung, einen Sensor, der Drehfehler und Neigungsfehler angibt, sowie eine
Einrichtung zum Messen des Rad-Giermoments umfassen. Die
Raumflugkörper-Haltungssteuereinrichtung wird initiiert, indem zuerst ein Nettomomentvektor senkrecht zu der
Äquatorebene vorgesehen wird.
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Der Vollzustand-Schätzer operiert auf dem Drehfehler und dem Rad-Giermoment, um
Schätzungen der Drehung, der Neigung, der Gierung, des Raumflugkörper-Drehmoments,
des Raumflugkörper-Neigungsmoments, des Raumflugkörper-Giermoments, des Rad-
Neigungsmoments, des Rad-Giermoments ("h&sub2;") und eventueller solarer Drehmomente
vorzusehen. Diese Schätzungen werden an die Vollzustand-plus-Integralsteuereinrichtung
gegeben, die sowohl Nutationsfehler wie Umlaufbahnratendynamikfehler unter Verwendung
von Momenträdern und magnetische Drehmomenterzeugern beseitigt.
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Die Modellfolgelogik minimiert Spurfehler und erlaubt es dem Steuersystem, die Drehung,
die Neigung, die Gierung und h&sub2; um gewünschte nicht-Null-Bahnen zu regeln. Die
Modellfolgelogik sieht ein Modell der gewünschten Antwort für die Drehung, Neigung, h&sub2; sowie
Mitkopplungs- und Rückkopplungsmatrizen vor.
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Das Modell wird durch die Modellerzeugungseinrichtung aktualisiert, welche dafür
ausgebildet ist, das Modell zu korrigieren. Typischerweise handelt es sich dabei um langfristige
Korrekturen, wobei die Modellerzeugungseinrichtung in einem Code enthalten ist, der an
Bord vorgesehen oder in den Bordcomputer des Raumflugkörpers geladen wird. Die
Moment-Schuberzeugung-Aufhebungslogik sieht eine langfristige Momentsteuerung vor.
Wenn magnetische Schuberzeuger verwendet werden, sind nur Gieraufhebungen für den
Backup-Betrieb erforderlich. Die Gier-Aufhebungslogik verwenden den Giermomentfehler als
Eingabe, um zu bestimmen, ob eine Aufhebung vorgenommen werden soll. Der
Giermomentfehler ist also hzi minus das tatsächliche Giermoment. Neigungsaufhebungen
werden vorgenommen, wenn das Neigungsmoment einen vorbestimmten Wert
überschreiten. Bei typischen Umweltstörungen und Schuberzeugungs-Drehmomente sind drei
Neigungsaufhebungen pro Tag zu erwarten.
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Die oben beschriebene Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ermöglicht eine
Zeigegenauigkeit, die mit derjenigen einer geosynchronen Umlaufbahn vergleichbar ist, wobei
jedoch beträchtliche Kosten gespart werden können, weil weniger Treibstoff für eine
bestimmte Betriebslebenszeit erforderlich ist. Ein Raumflugkörper in Übereinstimmung mit der oben
beschriebenen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung benötigt nicht den Treibstoff,
der für Manöver zur Einhaltung der Umlaufbahn erforderlich ist. Da ein Satellit eine zu
erwartende Lebenszeit von 10 Jahren aufweist, kann durch das Weglassen von 200 bis 300
Kilogramm Treibstoff, der für die Manöver zur Einhaltung der Umlaufbahn erforderlich ist, und
durch das Ersetzen desselben durch 10 bis 20 Kilogramm Treibstoff, der für die Steuerung
der Haltung erforderlich ist, eine Kosteneinsparung erreicht werden, die leicht und
unmittelbar nachvollzogen werden kann.
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Eine Implementierung sieht vor, daß der Raumflugkörper zu Beginn in eine Umlaufbahn
gebracht wird, die positiv um 5 Grad geneigt ist. Danach kann der Raumflugkörper durch die
Äquatorebene zu negativen Inklinationswinkeln driften.
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Dabei ist es möglich, die durch die Inklination der Umlaufbahn verursachten Fehler in der
Drehung, Neigung und Gierung unter Verwendung von Umlaufbahninformation mit Hilfe
einer Haltungssteuereinrichtung zu kompensieren und den Zielpunkt des Raumflugkörpers in
Übereinstimmung mit einem Verfolgungsmodell zu verschieben.
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Die vorliegende Erfindung wird im folgenden mit Bezug auf die beigefügten Zeichnungen
ausführlicher beschrieben. Es zeigen:
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Fig. 1 ein schematisches Diagramm der Umgebung eines Raumflugkörpers an
verschiedenen Positionen in einer geneigten Umlaufbahn um die Erde,
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Fig. 2 ein schematisches Diagramm einer Gierachsen-Zeigerichtung eines
Raumflugkörpers in einer geneigten Umlaufbahn an einem Gegenknoten,
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Fig. 3 ein schematisches Blockdiagramm eines Steuersystems, das eine erste
Ausführungsform der vorliegenden Erfindung implementiert,
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Fig. 4 ein Blockdiagramm des in Fig. 3 gezeigten Dreh-/Giersteuersystems,
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Fig. 5 ein schematisches Blockdiagramm eines in Fig. 4 gezeigten Gierregelkreises,
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Fig. 6 ein schematisches Blockdiagramm eines in Fig. 4 gezeigten Drehregelkreises,
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Fig. 7 ein schematisches Blockdiagramm eines in Fig. 3 gezeigten
Neigungsregelkreises, und
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Fig. 8 ein Blockdiagramm des in Fig. 7 gezeigten Neigungsregelkreises.
BESCHREIBUNG BESONDERER AUSFÜHRUNGSFORMEN
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Die vorliegende Erfindung umfaßt eine Vielzahl von Regelkreisen, die im folgenden
ausführlicher beschrieben werden und in Übereinstimmung mit vorbestimmten
Bewegungsgleichungen für einen Impulskraft-Raumflugkörper in einer geneigten Umlaufbahn operieren. Die
Ableitung dieser in den Regelkreisen angewendeten Bewegungsgleichungen wurde zuvor
beschrieben. Im folgenden wird eine besondere Implementierung dieser Regelkreise durch
einen Bordcomputer beschrieben.
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Fig. 3 ist ein Blockdiagramm, das ein Steuersystem einer Ausführungsform der vorliegenden
Erfindung zeigt. Die dargestellte Ausführungsform verwendet die Hardware eines
Raumflugkörpers 10 und einen Bordcomputer 32. Ein Erdsensor 30 für die Umlaufbahn um die Erde
sieht Messungen der Drehungshaltung (R) und der Neigungshaltung (P) in der Form von
elektronischen Signalen vor. Ein Momentrad-Geschwindigkeitssensor 34 sieht ein
elektronisches Signal mit einer Spannung vor, die der Geschwindigkeit eines Rades des
Momentsystems (nicht gezeigt) proportional ist. Es wird eine Vielzahl von Geschwindigkeitssignalen
vorgesehen: jeweils ein Geschwindigkeitssignal für jedes betriebene Rad. Die analogen
elektronischen Signale werden in ein digitales Format umgewandelt und zu dem
Bordcomputer 32 gegeben. Der Bordcomputer 32 führt eine Vielzahl von Funktionen durch, welche
umfassen: die Zeitfortpflanzung eines Haltungs-Verfolgungsmodells, die Umwandlung des
Moments von den Radachsen zu den Raumflugkörperachsen, die Umwandlung des
Moments von den Raumflugkörperachsen zu den Radachsen, eine Dreh-/Giersteuerung und
eine Neigungssteuerung.
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Ein Giermoment-Verfolgungsmodell 40, ein Drehwinkel-Verfolgungsmodell 42 und ein
Neigungswinkel-Verfolgungsmodell 44 werden durch den Bordcomputer 32 verwendet und
erleichtern die Erzeugung der gewünschten Giermomentbahn Hzi, Drehwinkelbahn φi und
Neigungswinkelbahn θi in Abhängigkeit von der Zeit. Parameter für die Verwendung in den
Verfolgungsmodellen werden in einem Vektor vorgesehen und periodisch von einer
Bodenstation (nicht gezeigt) aus mit Hilfe von herkömmlichen telemetrischen Signalen aus einer
telemetrischen Vorrichtung 46 aktualisiert.
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Eine allgemeine mathematische Wiedergabe des Giermoment-Verfolgungsmodells 40 ist:
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Hzi = -i( , t) Hnsin(ω&sub0;t + κ( , t)) + f&sub1; ( , t), (12)
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wobei i, κ und f&sub1; Funktionen sind, die von der Zeit t und den Parametern im Vektor
abhängen, die vom Boden aus aktualisiert werden können.
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Eine allgemeine mathematische Wiedergabe des Drehwinkel-Verfolgungsmodells 42 ist:
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φi = φmax ( , t) sin(w&sub0;t + κ( , t)) + f&sub2;( , t) (13)
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wobei
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wobei f&sub2; eine Funktion der Zeit und des Parametervektors ist.
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Eine allgemeine mathematische Wiedergabe des Neigungswinkel-Verfolgungsmodells 44 ist:
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θi = θmax( , t) sin (2ω&sub0;t + κ( , t))) + f&sub3;( , t), (15)
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wobei θmax i²/24 und wobei f&sub3; eine Funktion der Zeit und des Parametervektors ist
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Die Funktionen f&sub1;, f&sub2; und f&sub3; sind allgemeine Funktionen, die für den jeweiligen Einsatz
spezifisch und von der bestimmten Umlaufbahn und einem Zeigepfad abhängig sind. Für
sehr genaue Zeigeeinsätze oder sehr stark geneigte Umlaufbahnen muß eine vollständig
nicht lineare Bewegungsgleichung verwendet werden. Wenn der Raumflugkörper 10 nicht
auf den Äquator zeigt, wird ein vorgegebenes Zeigen mit diesen vollständig nicht linearen
Bewegungsgleichungen kombiniert, um eine nicht sinusförmige Bahn zu erzeugen.
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Der Zielpunkt kann sich während eines Tages bewegen. Der Zielpunkt wird eingestellt, um
thermische Verzerrungen zu kompensieren oder einen Verzerrungsfehler von unabhängig
gezeigten Punktstrahlen zu minimieren. Die drei Funktionen f&sub1;, f&sub2; und f&sub3; werden
dementsprechend ausgewählt.
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Die Funktionen i( , t) und κ( , t) variieren langsam in der Zeit. Für Anwendungen, die einen
hohen Autonomiegrad erfordern oder denselben vorzugsweise aufweisen, ändern sich die
Inklination und die Position des aufsteigenden Knotens. Die Verfolgungsmodelle werden in
der Zeit ohne Bodenbefehle unter Verwendung des Computers 32 angepaßt. Die genaue
Natur der Funktionen von i und κ hängt vom Aufbau und von den Umlaufbahnparametern ab
und wird numerisch für bestimmte Implementierungen auf wohlbekannte Weise bestimmt.
Der durch dieses Steuersystem gestattete Autonomiegrad wird nur durch die Gesamtanzahl
der bestimmbaren Parameter im Parametervektor und durch die Genauigkeit einer
Umlaufbahnanalyse begrenzt.
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Fig. 3 umfaßt eine Momentmessung-Verteilungsmatrix 50 und eine Momentbefehl-Vertei-
lungsmatrix 52, welche jeweils die Radgeschwindigkeitsinformation zu einem
Raumflugkörpermoment und die Momentbefehle zu Radgeschwindigkeitsbefehlen umwandeln. Die
Radgeschwindigkeitsbefehle werden an eine Radmoment-Steuerschaltung 54 gegeben. Das
Moment wird zusammen mit einer Neigungsachse und einer Gierachse des
Raumflugkörpers gespeichert. Dies erfordert wenigstens zwei nicht parallele Moment-/Reaktionsräder in
einer Neigungs-/Gierebene eines Raumflugkörpers. Zu den annehmbaren
Radkonfigurationen gehören das oben beschriebene L-Rad-System und V-Rad-System.
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Eine Dreh/Gier-Steuerschaltung 60 ist für den Empfang der Ausgaben des Giermoment-
Verfolgungsmodells 40 und das Drehwinkel-Verfolgungsmodells 42 sowie der gemessenen
Dreh- und Giermomente vorgesehen. Die Dreh/Gier-Steuerschaltung 60 kann für die
Steuerung der magnetische Drehmomenterzeuger 52 und der Schuberzeuger 66 des
Raumflugkörpers betrieben werden, damit der Zielpunkt richtig gesteuert wird. Eine
Neigungssteuerschaltung 70 ist vorgesehen, die auf eine Ausgabe des Neigungswinkel-Verfolgungsmodells
44, die Neigung P und die gemessene Neigungsmomentausgabe aus der Momentmessung-
Verteilungsmatrix reagiert. Die Neigungssteuerschaltung 70 kann auch betrieben werden,
um die Schuberzeuger 64 zu betreiben.
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Fig. 4 ist ein schematisches Blockdiagramm der Dreh/Gier-Steuerschaltung 60. Ein
gemessenes Giermoment Hψm in den Rädern, eine Ausgabe aus einem
Giermoment-Verfolgungsmodell Hzi , eine Ausgabe aus einem Drehwinkel-Verfolgungsmodell φi und eine Drehung R
aus dem Erdsensor 30 werden in das Blockdiagramm eingegeben. Die Ausgabe φ&sub1; aus dem
Drehwinkel-Verfolgungsmodell 42 geht durch einen Drehungsmitkopplung-Steuerblock 80. In
einer bevorzugten Ausführungsform ist dieser Drehungsmitkopplung-Steuerblock 80 eine
Konstante, die gleich einem negativen Hn ist. Eine Ausgabe des
Drehungsmitkopplung-Steuerblocks 80 wird zu der Ausgabe des Giermoment-Verfolgungsmodells Hzi addiert. Diese
Summe wird mitgekoppelt, zu einer Ausgabe eines Drehregelkreises 82 addiert und zu der
Momentbefehl-Verteilungsmatrix 52 gegeben, um einen Radgiermomentbefehl zu erzeugen.
Die Summe wird auch von einem gemessenen Giermoment subtrahiert und dann in eine
Totzone 84 und einen Gierregelkreis 86 eingegeben. Die Totzone 84 ist ein Schwellwert, der
bei einer Überschreitung ein Signal zu einem Gierschuberzeuger der Schuberzeuger 64 gibt,
um denselben zu betreiben. Der Drehregelkreis 82 weist eine Drehbefehleingabe Re (φi - R)
auf. Der Drehbefehl Re wird auch als Eingabe in den Gierregelkreis 86 vorgesehen.
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Fig. 5 ist ein Blockdiagramm einer besonderen Ausführungsform des in Fig. 4 gezeigten
Gierregelkreises 86. Der Gierregelkreis 86 wird ausführlich in Lehner et al. beschrieben, die
hier unter Bezugnahme eingeschlossen ist, so daß er in der vorliegenden Beschreibung
nicht im Detail erläutert werden muß. Der Gierregelkreis 86 weist zwei Eingaben auf. Die
erste Eingabe 87 ist der Drehfehler Re, die zweite Eingabe 89 ist das gemessene
Giermoment in den Rädern minus die Summe aus der Ausgabe der Drehungsmittkopplung-
Steuerung und der Ausgabe Hzi des Giermoment-Verfolgungsmodells 40. Die Ausgaben des
Gierregelkreises 86 sind Dreh- und Gierdrehmomentbefehle 91 und 93, die zu den
magnetischen Drehmomenterzeugern 62 gegeben werden.
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Fig. 6 ist ein Blockdiagramm einer besonderen Ausführungsform des in Fig. 4 gezeigten
Drehregelkreises 82, der Verstärkungselemente TM, K und TZ 95, 97 und 99 umfaßt, die
aus Formeln in der Veröffentlichung von Terasaki mit dem Titel "Dual Reaction Wheel
Control With Spacecraft Pointing", Symposium and Attitude Stabilization and Control of Dual
Spin Aircraft, August 1967 berechnet werden, wobei diese Veröffentlichung hier explizit unter
Bezugnahme eingeschlossen ist. Es sind eine einstufige negative Rückkopplungsschleife
101 und eine negative Mitkoppplungsschleife 103 vorgesehen. Die Ausgabe des
Drehregel
kreises 82 wird in einen Summierer 79 (Fig. 4) eingegeben, der mit dem Ausdruck Hzi - Hn
kombiniert wird, um eine Partikulare der Momentbefehl-Verteilungsmatrix zu werden.
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Fig. 7 ist ein Blockdiagramm der Neigungssteuerschaltung 70. Eine Ausgabe θi des
Neigungswinkel-Verfolgungsmodells 44, der Neigungswinkel P aus dem Erdsensor 30 und das
gemessene Neigungsmoment der Räder, das durch die Momentmessung-Verteilungsmatrix
50 ausgegeben wird, werden als Eingaben in die Neigungssteuerschaltung 30 eingegeben.
Ein Winkel θi wird als Eingabe zu einer Neigungsmitkopplung-Steuerschaltung 90
vorgesehen. Der Neigungswinkel P aus dem Erdsensor 30 wird von θi subtrahiert und in einen
Neigungsregelkreis 92 eingegeben. In einer besonderen Ausführungsform ist die
Neigungsmitkopplungs-Steuerungschaltung 90 nicht implementiert.
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Ein Neigungsfehlersignal Pε gleich θ&sub1;, minus dem Neigungswinkel P vom Erdsensor 30 wird
in den Neigungsregelkreis 92 eingegeben. Eine Ausführungsform des Neigungsregelkreises
92 ist in Fig. 8 gezeigt. Die Verstärkungen Kθ und Kω werden gewählt, um Eigenwerte eines
Optimumschätzers 100 vorzusehen. Eine Steuereinrichtung 102 weist die Verstärkungen Cθ
und Cω auf, die berechnet werden, um Pole der Neigungsdynamik zu lokalisieren. Die
Technik des Steuersystems dieses Typs ist herkömmlich. Die Ausgabe 105 der Steuereinrichtung
102 wird durch eine Radsteuerungskompensation 104 gegeben, zu einer Ausgabe der
Neigungsmitkopplung-Steuerschaltung 90 addiert und als ein Neigungsmomentbefehl zu der
Neigungsbefehl-Verteilungsmatrix 52 geleitet. Eine Totzone 94 betreibt einen Neigungs-
Schuberzeuger unter den Schuberzeugern 64, wenn das Neigungsmoment der Räder einen
vorbestimmten Schwellwert überschreitet. Die Schuberzeuger sehen das Drehmoment für
das Zeigen des Raumflugkörpers 10 vor.