DE69206204T2

DE69206204T2 - Verfahren und Vorrichtung zur kontinuierlichen und unidirektionalen Roll- und Gierlagesteuerung eines Satelliten.

Info

Publication number: DE69206204T2
Application number: DE69206204T
Authority: DE
Inventors: Patrick Flament
Original assignee: Airbus Group SAS
Current assignee: Airbus Group SAS
Priority date: 1991-07-09
Filing date: 1992-07-01
Publication date: 1996-10-10
Anticipated expiration: 2012-07-02
Also published as: US5269483A; FR2678894A1; EP0522930B1; CA2072545A1; DE69206204D1; FR2678894B1; EP0522930A1; JPH05185998A

Description

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Steuerung der Lage bezüglich Rollbewegungen eines im allgemeinen stationären Satelliten, der um seine drei Achsen stabilisiert ist und ein ständiges richtbares kinetisches Moment hat.
Ein Satellit stellt hier jedes künstliche Objekt dar, das sich im Sonnensystem bewegt, wobei dieses Objekt
- auf einem kreisförmigen oder nicht kreisförmigen Orbit um die Erde oder einen beliebigen anderen Planeten oder ein beliebiges anderes Objekt des Sonnensystems,
- gegebenenfalls zum Übergang zwischen zwei Planeten auf einem Sonnenorbit sein kann.
Man weiß, daß ein Satellit auf seinem Orbit Störmomenten unterliegt, deren wichtigste Ursachen sind:
- die Asymmetrie der Wirkungen des Sonnenstrahlungsdrucks infolge der Neigung der Nickachse Y des Satelliten in bezug auf die Sonne, des unterschiedlichen Reflexionsvermögens der einzelnen Elemente des Satelliten und der geometrischen Asymmetrien des Satelliten,
- die Wirkung des örtlichen (beispielsweise terrestrischen) Magnetfeldes,
- der Einfluß des örtlichen - beispielsweise terrestrischen - Schwerkraftgradienten (bei den niedrigen Orbits),
- der aerodynamische Einfluß der Umgebung (bei den niedrigen Orbits).
Auch ist es unerläßlich, Mittel zur Steuerung der Lage dieses Satelliten auf seinem Orbit vorzusehen. Man kennt zu diesem Zweck insbesondere aktive Mittel, die folgendes benutzen (im Eall eines um drei Achsen lagestabilisierten Satelliten):
- mehrere Trägheits- und/oder Reaktionsräder,
- und/oder Materieausstoßdüsen,
- und/oder den Sonnenstrahlungsdruck (durch entsprechendes Richten von mit dem Satelliten verbundenen beweglichen Flächen),
- und/oder das örtliche, beispielsweise terrestrische, Magnetfeld (durch die Erzeugung von magnetischen Dipolen an Bord des Satelliten durch Stromschleifen).
Die vorliegende Erfindung betrifft insbesondere das heute vielfach verwendete Konzept eines auf drei Achsen stabilisierten Satelliten mit (in der Praxis durch Räder erzeugtem) richtbarem kinetischen Moment. Ein solcher Satellit weist im allgemeinen ein kinetisches Moment auf, dessen Hauptkomponente gemäß der Nickachse gerichtet ist, was gestattet, die Richtung des Satelliten um diese Achse durch Änderung des kinetischen Moments zu steuern; dieses muß von Zeit zu Zeit durch eine äußere Wirkung entsättigt werden. Dieses kinetische Moment, dessen vorherrschende Komponente gemäß der Nickachse gerichtet ist, hat mindestens eine andere veränderliche Komponente (sekundäre Komponente), dank der es gemäß mindestens einer anderen Richtung (gewöhnlich quer zur Nickachse) richtbar ist, um eine Steuerfähigkeit gemäß mindestens einer anderen, zur Nickachse quer gerichteten Achse zu bieten. Meistens ist das kinetische Moment gemäß der Gierachse richtbar, um die Steuerung der Rollrichtung zu gestatten. Die Rolle, die dieser sekundären Komponente bzw. diesen sekundären Komponenten des kinetischen Moments zukommt, ist, die Nutation (und gegebenenfalls die weichen Moden), in die der Satellit versetzt sein kann, zu dämpfen und, wie oben angegeben wurde, den Richtungswinkel des Satelliten senkrecht zu dieser Komponente (gewöhnlich den Rollwinkel, wenn das kinetische Moment bezüglich Gierbewegungen richtbar ist) kurzfristig zu steuern.
Zahlreiche Artikel und Patente haben bereits vorgeschlagen, die Steuerung der Richtung des richtbaren kinetischen Moments eines Satelliten zu verwenden, um seine Lage zu steuern.
Man kann insbesondere nennen:
- französisches Patent ER-2.525.359: Procédé et dispositif de régulation d'attitude d'un satellite terrestre artificiel,
- europäisches Patent EP-0.071.445: Electronic roll/yaw satellite control,
- amerikanisches Patent US-4.294.420: Attitude control systems for space vehides,
- französisches Patent FR-2.550.757: Régulation de position de satellite,
- deutsches Patent DE-2.537.577: Lageregelung für Satelliten,
- französisches Patent FR-2.530.046: Procédé et dispositif de commande d'attitude pour satellite géosynchrone,
- französische Patentanmeldung 89-15732: Procédé de contrôle d'attitude en roulis et en lacet d'un satellite,
- französische Patentanmeldung 89-17479: Dispositif de contröle d'attitude par voiles solaires pour satellite stabilisé autour de ses trois axes,
- unveröffentlichte französische Patentanmeldung 90-16149: Systeme de contröle d'attitude pour satellite stabilisé autour de ses trois axes,
- LACOMBE J.L.: Magnetotorquing for the attitude control of geostationnary satellite - Artikel erschienen in: Processing of AOCS conference, Noordwijk, Niederlande, 3.-6. Oktober 1977, ESA SP-128, November 1977, Seiten 103-110,
- TSUCHIYA K., INOUE M., WAKASUQI N. und YAMAGUCHI T.: Advanced reaction wheel controller for attitude control of spacecraft - Artikel erschienen in: Acta Astronautica, Band 9, Nr. 12, 1982, Seiten 697-702,
- TERASAKI R.M.: Dual reaction wheel control for spacecraft pomting - Artikel erschienen in: Proceedings of the Symposium of attitude stabilisation and control of dual spin spacecraft, Aerospace Corporation, El Segundo, Kalifornien, August 1967.
Bei einem Satelliten, der im Normalmodus der Mission ist, die beispielsweise Telekommunikationen oder Beobachtung sein kann oder von wissenschaftlichem Charakter ist, ist die Aufgabe des Lagesteuersystems, die Ausrichtung der Nutzlast (Antennen, optisches Instrument, Radar usw.) zu gewährleisten, indem die Roll- und Gierwinkel sowie ihre Abweichungen innerhalb von gegebenenfalls veränderlichen Bereichen gehalten werden, die ihnen zugewiesen sind.
Zu diesem Zweck verwerten geeignete Steuerlogiksysteme gleichzeitig die Winkelmessungen von Detektoren und gegebenenfalls die durch Tachometer und zugeordnete Fühler vorgenommenen Messungen der Rotationsgeschwindigkeit der das kinetische Moment erzeugenden Räder mit dem Ziel, sowohl die kinetischen Sollmomente (oder -geschwindigkeiten) für diese Räder als auch die den anderen Betätigungselementen des Satelliten auferlegten Momente zu definieren.
In diesem Typ von Lagesteuerung werden typischerweise zwei Regelungsschleifen oder -logiksysteme verwendet (vgl. beispielsweise EP-A-0 071 445):
- eine schnelle Schleife, deren Aufgabe es ist, die Roll- und Gierwinkelgeschwindigkeiten zu verringern und allgemein die kurzfristige Steuerung der Roll- und/oder der Gierbewegungen zu gewährleisten. Die resultierende Regelung der Lage kann durch die Räder vorgenommen werden. Diese schnelle Schleife kann von jedem bekannten Typ sein und gehört nicht zur vorliegenden Erfindung.
- eine langsame Schleife, die dazu bestimmt ist, die Wirkungen der äußeren Störmomente auf die Lage des Satelliten auszugleichen, was der langfristigen Steuerung entspricht, und zwar indem die durch die anderen Betätigungselemente erzeugten Momente geregelt werden.
Von den bekannten Typen von schnellen Schleifen kann man beispielsweise diejenigen nennen, die in den obengenannten Artikeln von TSUCHIYA et al. oder von TERASA- KI beschrieben sind.
Man kennt verschiedene Typen einer langsamen Schleife, wobei jeder Typ im allgemeinen an die Betätigungselemente und an die Meßvorrichtung, mit denen der Satellit ausgerüstet ist, angepaßt ist. Man kann beispielsweise diejenige nennen, die in dem obengenannten Artikel von LACOMBE beschrieben ist.
Gegenstand der Erfindung ist, zu einem gehobenen Niveau von Lagerichtleistungen (insbesondere hinsichtlich Präzision und Schnelligkeit) zu gelangen, das mindestens so gut wie bei den bekannten Lösungen ist, wobei gleichzeitig die Masse der für diese Lagerichtung erforderlichen Elemente, ihre Kosten und ihr elektrischer Verbrauch minimiert werden und damit ihre Einfachheit und ihre Zuverlässigkeit erhöht werden.
Die Erfindung lehrt zu diesem Zweck, zu der kurzfristigen Steuerung der Richtung des kinetischen Moments eine langfristige Steuerung hinzuzufügen, die so ausgelegt ist, daß sie die Momente minimiert, die von den Betätigungselementen angefordert werden, die die Aufgabe haben, die Lage des Satelliten langfristig zu steuern. So kann beispielsweise in dem Fall, in dem diese Betätigungselemente vom magnetischen Typ sind und in dem die veränderliche (oder sekundäre) Komponente des kinetischen Moments von feststehender Richtung ist, ihre Anzahl anstelle von zwei auf eins reduziert werden (mit gleichwertigen Richtleistungen), wobei dieses magnetische Betätigungselement so eingebaut ist, daß es ein Moment von derselben Richtung wie die sekundäre Komponente des kinetischen Moments erzeugt. Diese Magnetspule wird verwendet, um zwei Funktionen zu gewährleisten: nicht nur die Lage des Satelliten langfristig bezüglich Rollbewegungen zu steuern, sondern auch die sekundäre Komponente des kinetischen Moments auf einen solchen Wert zu regeln, daß die Drehung des Satelliten auf seinem Orbit gestattet, den Gierwinkel langfristig zu steuern.
Es wird daran erinnert, daß die Orbitaldrehung bei einem Satelliten eine Vertauschung der Rollachse mit der Gierachse bewirkt.
So wandelt sich beispielsweise ein kinetisches Giermoment nach einem viertel Orbit in ein kinetisches Rollmoment um (bei Fehlen von Störung und Steuerung). Indem man an einem Punkt des Orbits diskutiert, kann man sagen, daß das Vorhandensein eines kinetischen Giermoments eine Anderung des kinetischen Rollmoments bewirkt, die physikalisch gleichwertig mit einem Rollmoment ist. Die Erfindung schlägt vor, dieses Moment zur Steuerung der Richtung des Satelliten zu verwenden.
Die Erfindung führt also tatsächlich bei gleichen Leistungen zu einer Minimierung der Kosten, der Masse und des elektrischen Verbrauchs des Lagesteuersystems.
Wie erwähnt wurde, haben zahlreiche Artikel und Patentschriften vorgeschlagen, die Steuerung der Richtung des kinetischen Moments eines Satelliten dazu zu verwenden, um kurzfristig seine Lage zu steuern; nach Wissen des Erfinders ist das einzige Schriftstück, das vorsieht, der Steuerung der Richtung des kinetischen Moments durch die schnelle Schleife eine Steuerung durch die langsame Schleife hinzuzufügen, die französische Patentanmeldung 89-15732 desselben Erfinders. In diesem Fall handelt es sich jedoch darum, provisorisch in dem kinetischen Moment eine Abweichung in dem Steuermoment zu speichern, die durch eine Unzulänglichkeit des verwendeten kontinuierlichen Betätigungselements verursacht wird. Noch kein Autor hat also vorgeschlagen, die Richtung des kinetischen Moments zum Zweck der absichtlichen Verringerung der Amplitude der von den kontinuierlichen Betätigungselementen angeforderten Momente zu steuern.
Im Gegenteil, die Erfindung stieß auf das sehr heftige Vorurteil des Fachmanns, das darin besteht, daß man an einem beliebigen Betätigungselement nicht die kurzfristigen und langfristigen Steuerungen vermischen möchte.
Genauer gesagt, die Erfindung schlägt ein Verfahren zur Steuerung der Lage bezüglich Roll- und Gierbewegungen eines Satelliten vor, der um seine Rollachse, Gierachse und Nickachse stabilisiert ist und ein Rädersystem, das ein im wesentlichen zur Nickachse paralleles, permanentes kinetisches Moment erzeugt, das eine zur Roll-Gier- Ebene mindestens annähernd parallele veränderliche Komponente hat, und ein Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung aufweist, gemäß welchem man die Lage des Satelliten bezüglich Roll- und/oder Gierbewegungen erfaßt, an das Rädersystem Steuersignale anlegt, die durch eine schnelle Regelungsschleife gemäß einer bekannten schnellen Regelungsgesetzmäßigkeit erarbeitet werden, und an das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung zweite Steuersignale anlegt, die durch eine langsame Regelungsschleife gemäß einer bekannten langsamen Regelungsgesetzmäßigkeit erarbeitet werden, dadurch gekennzeichnet, daß dieses Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung in einer feststehenden Richtung des Satelliten beansprucht wird, die zu dieser veränderlichen Komponente parallel ist, wenn diese von feststehender Richtung ist, daß man außerdem an das Rädersystem mindestens ein erstes ergänzendes Steuersignal (Tw) anlegt, das so gewählt ist, daß die Komponente des kinetischen Moments gemäß dieser feststehenden Richtung auf einen Wert gebracht wird, der geeignet ist, langfristig die Drift des kinetischen Moments gemäß einer zweiten feststehenden Richtung zu kompensieren, und daß man an das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung ein zweites ergänzendes Steuersignal anlegt, das so ausgelegt ist, daß es die Wirkung des ersten Signals auf die Lage gemäß dieser zweiten feststehenden Richtung aufhebt.
Gemäß bevorzugten, gegebenenfalls kombinierten Anordnungen dieses Verfahrens:
- ist die erste feststehende Richtung zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung zur Rollachse parallel,
- ist diese veränderliche Komponente des kinetischen Moments zu dieser ersten feststehenden Richtung ständig ausschließlich parallel,
- hat die veränderliche Komponente des kinetischen Moments eine veränderliche Richtung in der Roll/Gier- Ebene,
- ist das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung magnetisch und wechselwirkt mit dem örtlichen Magnetfeld,
- ist der Satellit auf einem geosynchronen Orbit mit einer Neigung von weniger als 10º,
- ist dieser Orbit geostationär,
- ist dieses erste ergänzende Steuersignal so ausgelegt, daß es durch das Rädersystem ein Moment der folgenden Form erzeugen läßt:
Tw = (Hc - Hm) - (Kw
worin
Hm der momentane gemessene Wert dieser Gierkomponente ist,
Kw eine gegebenenfalls auf eine Verstärkung reduzierte Übertragungsfunktion ist,
Hc der Sollwert der Gierkomponente ist, der geeignet ist, langfristig die Rolldrift des kinetischen Moments zu kompensieren, mit
Hc = Txc/ω&sub0;
worin
Txc = durch eine gebräuchliche langsame Schleife bezüglich Rollbewegungen angefordertes Steuermoment
ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit.
Gemäß bevorzugten Anwendungen der Erfindung:
- ist in einem ersten Fall die erste feststehende Richtung zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung zur Rollachse parallel und sind dieses erste ergänzende Steuersignal und dieses zweite ergänzende Steuersignal so ausgelegt, daß ste durch das Rädersystem und durch das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung Momente der folgenden Form erzeugen lassen:
wobei Tw so gehält ist, daß Tzc < Tdisp
worin:
Tdisp = maximales Moment, das das Betätigungselement um Z liefern kann (dieser Wert wird hier als in den beiden Richtungen gleich angenommen)
Tzc = dem Betätigungselement um Z auferlegtes Steuermoment
Hym, Hzm = gemessene Komponenten gemäß Y und Z des kinetischen Moments der Räder
Tw = der Komponente gemäß Z des kinetischen Moments der Räder auferlegtes Moment
Φ = gemessener Rollwinkel
Ψ = gemessener Gierwinkel
ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit
TDx, TD&sub2; = geschätzte Störmomente um X und Z
Kmx, Kmz, Kw = gegebenenfalls auf Verstärkungen reduzierte Übertragungsfunktionen,
- ist in einem zweiten Fall die erste feststehende Richtung zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung zur Rollachse parallel und sind dieses erste ergänzende Steuersignal und dieses zweite ergänzende Steuersignal so ausgelegt, daß sie durch das Rädersystem und durch das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung Momente der folgenden Form erzeugen lassen:
wobei Tw so gewählt ist, daß Tzc < Tdisp
worin:
αw = WHECON-Winkel zwischen 5º und 85º
Tdisp = maximales Moment, das das Betätigungselement um X liefern kann
Tzc = dem Betätigungselement um X auferlegtes Steuermoment
Hym, Hzm = gemessene Komponenten gemäß Achse Y und Z des kinetischen Moments der Räder
Tw = der Komponente gemäß Z des kinetischen Moments der Räder auferlegtes Moment
Φ = gemessener Rollwinkel
Ψ = gemessener Gierwinkel
ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit
TDx, TDz = geschätzte Störmomente um X und Z
Kmz, Kwz = gegebenenfalls auf Verstärkungen reduzierte Übertragungsfunktionen,
- ist in einem dritten Fall die erste feststehende Richtung zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung zur Rollachse parallel und sind dieses erste ergänzende Steuersignal und dieses zweite ergänzende Steuersignal so ausgelegt, daß sie durch das Rädersystem und durch das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung Momente der folgenden Form erzeugen lassen:
wobei Twz so gewählt ist, daß Tzc < Tdisp
worin:
= maximales Moment, das das Betätigungselement liefern kann
= dem Betätigungselement auferlegtes Steuermoment
Hxm, Hym, Hzm gemessene Komponenten gemäß X, Y und Z des kinetischen Moments der Räder
Twx, Twz = den Komponenten gemäß X und Z des kinetischen Moments der Räder auferlegtes Moment
Φ = gemessener Rollwinkel
Ψ = gemessener Gierwinkel
ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit
TDx, TDz = geschätzte Störmomente um X und Z
Kmx, Kmz, Kwz = gegebenenfalls auf Verstärkungen reduzierte Übertragungsfunktionen.
Die Erfindung schlägt ferner eine Vorrichtung zur Steuerung der Lage bezüglich Roll- und Gierbewegungen eines Satelliten vor, der um seine Roll- und Gierachse stabilisiert ist und ein Rädersystem, das ein zur Nickachse im wesentlichen paralleles, permanentes kinetisches Moment erzeugt, das eine zur Roll-/Gier-Ebene mindestens annähernd parallele veränderliche Komponente hat, und ein Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung aufweist, aufweisend eine Gruppe von Detektoren zum Erfassen der Lage des Satelliten bezüglich Roll- oder Gierbewegungen, erste Mittel, um an das Rädersystem Steuersignale anzulegen, die durch eine schnelle Regelungsschleife gemäß einer bekannten schnellen Regelungsgesetzmäßigkeit erarbeitet werden, und Mittel, um an das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung zweite Steuersignale anzulegen, die durch eine langsame Regelungsschleife gemäß einer bekannten langsamen Regelungsgesetzmäßigkeit erarbeitet werden, wobei dieses Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung gemäß einer feststehenden Richtung des Satelliten aktiv ist, die zu dieser veränderlichen Komponente parallel ist, wenn diese von feststehender Richtung ist, wobei die langsame Regelungsschleife mit der Rädergruppe über die schnelle Regelungsschleife verbunden ist und an dieses Rädersystem mindestens ein ergänzendes Steuersignal anlegt, das so gewählt ist, daß die Komponente des kinetischen Moments gemäß dieser feststehenden Richtung auf einen Wert zu gebracht wird, der geeignet ist, langfristig die Drift des kinetischen Moments gemäß einer zweiten feststehenden Richtung zu kompensieren, und wobei diese zweiten Mittel außerdem an das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung ein zweites ergänzendes Steuersignal anlegen, das so ausgelegt ist, daß es die Wirkung des ersten Signals auf den Satelliten gemäß dieser zweiten feststehenden Richtung aufhebt.
Gemäß bevorzugten Anordnungen dieser Vorrichtung:
- ist die erste feststehende Richtung zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung zur Rollachse parallel,
- ist diese veränderliche Komponente des kinetischen Moments zu dieser ersten feststehenden Richtung ständig ausschließlich parallel,
- weist dieses Rädersystem ein kinetisches Rad mit zur Nickachse mindestens annähernd paralleler Achse und ein Reaktionsrad mit zu dieser ersten feststehenden Richtung paralleler Achse auf,
- weist dieses Rädersystem zwei in einem V angeordnete kinetische Räder mit Achsen auf, die in der Ebene der Nickachse und dieser ersten feststehenden Richtung mindestens annähernd symmetrisch bezüglich der Nickachse angeordnet sind,
- weist dieses Rädersystem ein kinetisches Rad auf, das auf einer einfachen Drehachse mit zu dieser ersten feststehenden Richtung senkrechter Achse montiert ist,
- hat die veränderliche Komponente des kinetischen Moments eine veränderliche Richtung in der Roh/Gier- Ebene,
- weist dieses Rädersystem ein kinetisches Rad auf, dessen Achse auf einer Doppeldrehachse montiert ist,
- ist das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung magnetisch und wechselwirkt mit dem örtlichen Magnetfeld,
- ist der Satellit auf einem geosynchronen Orbit mit einer Neigung von weniger als 10º,
- ist dieser Orbit geostationär,
- ist dieses erste ergänzende Steuersignal so ausgelegt, daß es durch das Rädersystem ein Moment der folgenden Form erzeugen läßt:
Tw = (Hc - Hm) * Kw
worin
Hm der momentane gemessene Wert dieser Gierkomponente ist,
Kw eine gegebenenfalls auf eine Verstärkung reduzierte Übertragungsfunktion ist,
Hc der Sollwert der Gierkomponente ist, der geeignet ist, langfristig die Rolldrift des kinetischen Moments zu kompensieren, mit
Hc = Txc/ω&sub0;
worin
Txc = durch eine gebräuchlich langsame Schleife bezüglich Rollbewegungen angefordertes Steuermoment,
ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit.
In bevorzugten Anwendungen der Erfindung:
- ist in einem ersten Fall die erste feststehende Richtung zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung zur Rollachse parallel und sind dieses erste ergänzende Steuersignal und dieses zweite ergänzende Steuersignal so ausgelegt, daß sie durch das Rädersystem und durch das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung Momente der folgenden Form erzeugen lassen:
wobei Tw so gewählt ist, daß Tzc < Tdisp
worin:
Tdisp - maximales Moment, das das Betätigungselement um Z liefern kann (dieser Wert wird hier als in den beiden Richtungen gleich angenommen)
Tzc = dem Betätigungselement um Z auferlegtes Steuermoment
Hym, Hzm = gemessene Komponenten gemäß Y und Z des kinetischen Moments der Räder
Tw = der Komponente gemäß Z des kinetischen Moments der Räder auferlegtes Moment
Φ = gemessener Rollwinkel
Ψ = gemessener Gierwinkel
ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit
TDx, TDz = geschätzte Störmomente um X und Z
Kmx, Kmz, Kw = gegebenenfalls auf Verstärkungen reduzierte Übertragungsfunktionen,
- ist in einem zweiten Fall die erste feststehende Richtung zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung zur Rollachse parallel und sind dieses erste ergänzende Steuersignal und dieses zweite ergänzende Steuersignal so ausgelegt, daß sie durch das Rädersystem und durch das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung Momente der folgenden Form erzeugen lassen:
wobei Tw so gewählt ist, daß Tzc < Tdisp
worin:
αw = WHECON-Winkel zwischen 50 und 850
Tdisp = maximales Moment, das das Betätigungselement um X liefern kann
Tzc = dem Betätigungselement um X auferlegtes Steuermoment
Hym, Hzm = gemessene Komponenten gemäß Achse Y und Z des kinetischen Moments der Räder
Tw = der Komponente gemäß Z des kinetischen Moments der Räder auferlegtes Moment
Φ = gemessener Rollwinkel
Ψ = gemessener Gierwinkel
ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit
TDx, TDz = geschätzte Störmomente um X und Z
Kmz, Kwz = gegebenenfalls auf Verstärkungen reduzierte Übertragungsfunktionen,
- ist in einem dritten Fall die erste feststehende Richtung zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung zur Rollachse parallel und sind dieses erste ergänzende Steuersignal und dieses zweite ergänzende Steuersignal so ausgelegt, daß sie durch das Rädersystem und durch das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung Momente der folgenden Form erzeugen lassen:
wobei Twz so gewählt ist, daß Tzc < Tdisp
worin:
Tdisp = maximales Moment, das das Betätigungselement liefern kann
Tzc = dem Betätigungselement auferlegtes Steuermoment
Hxm, Hym, Hzm gemessene Komponenten gemäß X, Y und Z des kinetischen Moments der Räder
Twx, Twz = den Komponenten gemäß X und Z des kinetischen Moments der Räder auferlegtes Moment
Φ = gemessener Rollwinkel
Ψ = gemessener Gierwinkel
ω&sub0; örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit
TDx, TDz = geschätzte Störmomente um X und Z
Kmx, Kmz, Kwz = gegebenenfalls auf Verstärkungen reduzierte Übertragungsfunktionen.
Gegenstände, Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden als nicht begrenzendes Beispiel dienenden Beschreibung, in der auf die beiliegenden Zeichnungen Bezug genommen wird, in denen:
- Figur 1 eine schematische Ansicht eines um seine drei Achsen stabilisierten Raumfahrzeugs im Raum ist, das gerade einen Orbit um die Erde beschreibt,
- die Figuren 2, 3 und 4 Anordnungen von Rädern zeigen, die gewöhnlich verwendet werden, um ein kinetisches Moment gemäß der Nickachse zu erhalten, von dem eine andere Komponente (hier die Gierkomponente) in der Amplitude steuerbar ist (feststehende Ausrichtung in bezug auf den Satelliten),
- die Figuren 5 und 6 Anordnungen von Rädern zeigen, die gewöhnlich verwendet werden, um ein kinetisches Moment gemäß der Nickachse zu erhalten, von dem zwei andere Komponenten, hier die Roll- und Gierkomponente, steuerbar sind,
- Figur 7 ein vereinfachtes Blockdiagramm der Roll/Gier-Steuerung eines die Erfindung benutzenden Sateluten ist,
- Figur 7A ein vereinfachtes Blockdiagramm ist, das die gebräuchlichen Schritte der Roh-/Gier-Steuerung von einer gebräuchlichen langsamen Schleife aus zusammen-
- Figur 7B ein vereinfachtes Blockdiagramm, das die Schritte der von der Erfindung vorgeschlagenen Roh/Gier-Steuerung (siehe Figur 7) ausgehend von der gebräuchlichen langsamen Schleife von Figur 7A zusammen-
- Figur 8 eine schematische perspektivische Ansicht eines Satelliten mit in Gierbewegung richtbarem kinetischen Moment und mit gemäß dieser Gierachse aktivem magnetischen Betätigungselement,
- Figur 9 ein synoptisches Schema der Lagesteuervorrichtung, die der Satellit von Figur 8 aufweist,
- Figur 10 eine schematische perspektivische Ansicht eines Satelliten, der dem von Figur 8 ähnlich ist, jedoch keinen Sterndetektor aufweist,
- Figur 11 ein synoptisches Schema der Lagesteuervorrichtung, die der Satellit von Figur 10 aufweist,
- Figur 12 eine schematische perspektivische Ansicht eines dem von Figur 8 ähnlichen Satelliten, jedoch mit gemäß den Roll- und Gierachsen richtbarem kinetischen Moment, und
- Figur 13 ein synoptisches Schema der Lagesteuervorrichtung ist, die der Satellit von Figur 12 aufweist.
Figur 1 zeigt einen insgesamt mit 1 bezeichneten Satelliten, der gerade einen kreisförmigen Orbit 2 um die Erde beschreibt.
Dieser Satellit weist einen zentralen Körper (oder Gehäuse, das hier im wesentlichen würfelförmig ist) 3 auf, dem drei Achsen zugeordnet sind, die ein mit dem Satelliten verbundenes rechtwinkliges Achsenkreuz als Bezugssystem definieren:
- eine Achse X, die tangential zum Orbit 2 verläuft und von derselben Richtung wie die Bahngeschwindigkeit auf dem Orbit ist; sie wird gewöhnlich Rollachse genannt,
- eine zur Ebene des Orbits 2 senkrechte Achse Y, die in der Nord-Süd-Richtung der Erde gerichtet ist: sie wird gewöhnlich Nickachse genannt,
- eine zu den Achsen X und Y senkrechte Achse Z, die zur Erde hin gerichtet ist: sie wird gewöhnlich Gierachse genannt.
Auf manchen Satelliten kann dieses Achsensystem in Abhängigkeit von mit der Mission verbundenen Anforderungen bezüglich des Orbits und/oder der Erde anders gerichtet sein.
Dieser Satellit weist eine Vorrichtung zur Steuerung der Lage auf (siehe weiter unten), mit deren Hilfe er um seine drei Achsen stabilisiert wird.
Dieser Satellit weist eine gebräuchliche Vorrichtung zur Messung der Lage auf, deren Ausgangssignale auf gebräuchliche Weise verarbeitet werden, um die Berechnung der Lagekorrekturen zu gestatten, die an den Satelliten angelegt werden müssen. Die Vorrichtung weist im allgemeinen einen Erddetektor 7 auf (beispielsweise vom Typ Infrarot), der meistens so ausgelegt ist, daß er die Roll- und Nicklage mißt. Er kann auch Sonnendetektoren oder sogar Sterndetektoren aufweisen, die beispielsweise auf den Polarstern gerichtet sind, um nötigenfalls insbesondere die Gierlage zu messen. Der Rest der Lagesteuervorrichtung, die an sich gebräuchlich ist, ist aus Gründen der Lesbarkeit auf dieser Figur 1 nicht dargestellt.
Dieser Satellit weist gegebenenfalls zwei Sonnengeneratorflügel 4 und 5 auf, die mit Hilfe der Motoren 3 und 6 gerichtet werden, die in manchen Fällen als Betätigungselemente für die Lagesteuerung verwendet werden können. Gemäß einer nicht dargestellten Abwandlung weist der Satellit eine innere, beispielsweise nukleare Energiequelle auf, in welchem Fall der Generator weggelassen sein kann. In noch anderen Fällen kann ein einziger Generatorflügel genügen.
Der Satellit besitzt ferner verschiedene andere gebräuchliche Ausrüstungen (Antennen ...) und Betätigungselemente (Düsen ...), die, da sie nicht direkt in der Erfindung eine Rolle spielen, hier nicht detailliert werden.
Der Satellit verfügt über ein System zur Erzeugung eines kinetischen Moments von jedem bekannten geeigneten Typ, dessen vorherrschende Komponente zur Nickachse parallel ist und von dem mindestens eine andere Komponente im Bezugssystem des Satelliten in der Amplitude steuerbar ist.
Unter System zur Erzeugung eines kinetischen Moments versteht man eine Gruppe von Elementen des Satelliten, die mit Hilfe von Motoren in Drehung versetzü werden, deren Geschwindigkeit steuerbar ist. Diese Elemente werden im nachfolgenden kinetische Räder genannt, wenn das resultierende Element immer vom selben Vorzeichen ist, und Reaktionsräder, wenn das resultierende Moment von beliebigem Vorzeichen ist. Das Rad genannte Element kann gegebenenfalls ein Teil des Satelliten sein, der andere Funktionen als die Erzeugung eines kinetischen Moments hat (beispielsweise im Fall eines Satelliten aus zwei Teilen, die sich relativ zueinander drehen, englisch: dual-spin).
Die Erzeugung eines richtbaren kinetischen Moments mit einem Freiheitsgrad gemäß der Gierachse kann beispielsweise geschehen:
- mit Hilfe eines kinetischen Rads 10 mit zur Nickachse mindestens annähernd paralleler Achse und eines in der Gierachse gerichteten Rads 11 (siehe Figur 2),
- oder mit zwei kinetischen Rädern 12 und 13 in einem V, deren Achsen symmetrisch zu beiden Seiten der Nickachse (siehe Figur 3) in der Ebene der Nickachse und der Gierachse angeordnet sind,
- oder mit Hilfe eines einzigen kinetischen Rads 14, das auf einer zur Rollachse parallelen einachsigen Drehachse 15 montiert ist (siehe Figur 4).
Die Erzeugung eines richtbaren kinetischen Moments mit zwei Freiheitsgraden kann beispielsweise geschehen:
- mit Hilfe eines gemäß der Nickachse gerichteten kinetischen Rads 16 und zwei Reaktionsrädern 17 und 18 in der Roh-/Gier-Ebene, die hier gemäß der Rollachse bzw. der Gierachse gerichtet sind (siehe Figur 5),
- mit Hilfe eines einzigen kinetischen Rads 19, dessen Achse auf einer Doppeldrehachse 20 in der Roll-/Gier- Ebene montiert ist (siehe Figur 6).
Der Satellit ist ferner mit mindestens einem kontinu ierlichen Betätigungselement ausgerüstet, das geeignet ist, Momente gemäß einer Richtung zu erzeugen, die der Roll-/Gier-Ebene nahe ist und mindestens annähernd parallel zur sekundären Komponente des kinetischen Moments ist, wenn diese die einzige ist.
Dieses kontinuierliche Betätigungselement kann beispiel sweise:
- vom Typ Magnetspule mit oder ohne Kern,
- von dem Typ sein, der den Sonnenstrahlungsdruck auf mit dem Satelliten verbundenen Flächen benutzt.
Die Neuheit der Erfindung besteht in der bis heute unausgewerteten Idee, der kurzfristigen Steuerung der Richtung des kinetischen Moments eine langfristige Steuerung zu überlagern, deren Zweck es ist, die Richtung des kinetischen Moments so zu regeln, daß sie das von den anderen kontinuierlichen Betätigungselementen als den Rädern verlangte Moment verringert oder sogar aufhebt.
Es wird daran erinnert, daß auf einem Satelliten die Orbitaldrehung eine Vertauschung der Rollachse mit der Gierachse bewirkt.
So wandelt sich beispielsweise ein kinetisches Giermoment nach einem viertel Orbit in ein kinetisches Roll moment um (bei Fehlen von Störung und Steuerung) Diskutiert man an einem Punkt des Orbits, so kann man sagen, daß das Vorhandensein eines kinetischen Giermoments eine Änderung des kinetischen Rollmoments bewirkt, die zu einem Rollmoment physikalisch äquivalent ist. Die Erfindung schlägt vor, dieses Moment zum Steuern der Richtung des Satelliten zu verwenden.
Dies ist schematisch in Figur 7 dargestellt, in der der Block 21 die Gruppe der Fühler darstellt, mit denen die Lagesteuerung versehen ist, um die Richtung des Körpers 3, die Geschwindigkeit der Räder und gegebenenfalls die Winkelgeschwindigkeiten des Gehäuses um seine Achsen zu erfassen. Die Informationen dieser Fühler, die durch den Pfeil A dargestellt sind, werden auf einen mit 22 bezeichneten Rechner übertragen, der sie verarbeitet (diese Verarbeitung kann beispielsweise eine Verarbeitungs- und Filterungsstufe 23 jedes geeigneten bekannten Typs aufweisen, um das Meßrauschen zu entfernen und/oder eine Schätzung der Störmomente, eine Schätzung der Drehgeschwindigkeit des Satelliten und/oder eine Schätzung der Lageabweichungen vorzunehmen, die nicht gemessen wurden). Diese mit B und B' bezeichneten Daten werden nach Verarbeitung übertragen auf:
- eine mit 24 bezeichnete an sich bekannte kurzfristige Steuerlogik, die die Aufgabe hat, mit C bezeichnete Steuermomente zu errechnen, die durch die Räder zu erzeugen sind und den Zweck haben, die Nutation (und gegebenenfalls die weichen Moden) zu dämpfen, in die der Satellit versetzt sein kann, und die Lage des Satelliten kurzfristig zu steuern (bezüglich Rollbewegungen im Fall eines gemäß Z richtbaren kinetischen Moments);
- eine mit 25 bezeichnete langfristige Steuerlogik, die die Aufgabe hat, folgende Steuermomente zu berechnen:
erfindungsgemäß mit D bezeichnete Steuermomente, die durch die Räder zu erzeugen sind (selbst wenn die Betätigungselemente der Schleife 3 verschieden sind) und den Zweck haben, das kinetische Moment des Satelliten gemäß den Prinzipien der Erfindung zu richten. Diese Momente werden zu den von der kurzfristigen Steuerlogik C erzeugten hinzugefügt,
und
mit E bezeichnete Steuermomente, die durch die anderen kontinuierlichen Betätigungselemente des Satelliten zu erzeugen sind und den Zweck haben, langfristig die Lage des Satelliten zu steuern und die Momente D auszugleichen, die durch die Räder für die langfristige Steuerung des kinetischen Moments erzeugt werden.
Diese Momente werden anschließend an den Satelliten angelegt, der gemäß den bekannten Gesetzmäßigkeiten der Dynamik reagiert, was seine Lage ändert. Dies ist durch den Block 26 in Strichpunktlinie dargestellt. Der Pfeil F stellt die Lage und die Winkelgeschwindigkeit des Satelliten dar, die sich ergeben und die durch die Fühler des Blocks 21 gemessen werden.
Die weitere Beschreibung legt dar, wie die Erfindung die aktive Steuerung der Roll- und Gierbewegung eines dreiachsenstabilisierten Satelliten durch Räder und mindestens ein anderes Betätigungselement bekannten Typs (in den hier betrachteten Beispielen magnetisch) vornimmt. Die Steuerung der Nickbewegung, die nicht Teil dieser Erfindung ist, wird nicht ausführlicher beschrieben; sie wird beispielsweise mit Hilfe des oder der kinetischen Räder und der bekannten Betätigungselemente zur Entsättigung wie Düsen oder jedes andere bekannte Mittel vorgenommen.
Die langfristigen (skalaren) Gleichungen des Verhaltens des Satelliten (ohne die Beschleunigungen, die durch die schnelle Schleife verarbeitet werden) können auf die kleinen Winkel der Roll-/Gier-Bewegung des Satelliten linearisiert werden (die vernachlässigbaren Glieder wurden weggelassen)
worin:
Ix, Iz = Hauptträgheitsmomente des Satelliten um die Achsen X und Z
Txc, Zzc = durch die kontinuierlichen Betätigungselemente um X und Z angelegte Steuermomente
Hx, Hy, Hz = Komponenten gemäß X, Y oder Z des kinetischen Moments der Räder
x, z = Ableitungen der Geschwindigkeitskomponen ten gemäß X und Z des kinetischem Moments der Räder
Φ, = Rollwinkel und -geschwindigkeit
Ψ, = Gierwinkel und -geschwindigkeit
ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit
TDx, TDz = um X und Z angelegte Störmomente.
Die erfindungsgemäße Steuerung des kinetischen Moments geschieht durch Anlegen von Steuermomenten Tw, die sich zu den durch die schnelle Schleife gesteuerten Momenten addieren, an die Räder, wobei diese Steuermomente durch entgegengesetzte, den kontinuierlichen Betätigungselementen auferlegte Momente ausgeglichen werden. Wenn man nämlich die Gleichungen (1) und (2) der Roll-/Gier-Bewegung des Satelliten betrachtet, stellt man fest:
- eine Wirkung auf Hz, die durch das Glied ω&sub0; * Hz in Rechnung gebracht wird, verhält sich wie ein Steuermoment Txc
- ebenso verhält sich das Glied ω&sub0; * Hx wie ein Steuermoment Tzc
also: indem man auf Hz einwirkt, kann man Txc minimieren
oder indem man auf Hx einwirkt, kann man Tzc minimieren
- umgekehrt können die Glieder x und z durch Steuermomente Txc bzw. Tzc ausgeglichen werden.
Man kann also beispielsweise darauf verzichten, eines der Steuermomente, beispielsweise Txc, anzulegen, und damit das zugeordnete Betätigungselement weglassen, wenn man das andere Steuermoment Tzc so wählt, daß das Glied ω&sub0; * Hz auf einen solchen Wert gebracht wird, daß die Steuerschleife für die Achse X auf die Notwendigkeit schließt, ein Moment Txc vom Wert Null anzulegen.
Der Rest der Struktur der langsamen Schleife (d.h. der Gesetzmäßigkeiten zur Bestimmung der in jeder Achse zu steuernden Momente) kann von jedem bekannten Typ sein, was gestattet, die vorliegende Erfindung in jeden Sa telliten zu implantieren, der mit einem richtbaren kinetischen Moment versehen ist. Diese Implantation kann sogar an bereits im Orbit befindlichen Satelliten durch Femladen einer geänderten Bordsoftware oder durch Steuerung vom Boden aus vorgenommen werden (beispielsweise auf einem Satelliten mit zwei Richtungen kontinuierlicher Betätigung, von denen eine ausgefallen ist).
Die Steuergesetzmäßigkeit der sekundären Komponenten des kinetischen Moments kann erfindungsgemäß beispielsweise für jede gewählte aktive Achse vom Typ sein:
Tw = = (Hc - Hm) * Kw
wobei Tw gegebenenfalls so verringert ist, daß es innerhalb des Bereichs [Tc-Tdisp, Tdisp-Tc] gebracht wird, um zu vermeiden, daß das Moment, das dem dieser Achse zugeordneten kontinuierlichen Betätigungselement auferlegt wird, sein Leistungsvermögen überschreitet, worin:
Tw = dem Motor der Räder um die betrachtete Achse auferlegtes Moment
Tdisp = maximales Moment, das das kontinuierliche Betätigungselement um die betrachtete Achse liefern kann
Tc = dem kontinuierlichen Betätigungselement um die betrachtete Achse auferlegtes Moment, wie es durch die gewählten gebräuchlichen Gesetzmäßigkeiten bestimmt wird, um die Notwendigkeit des "anderen" Steuermoments zu beseitigen,
Hc, Hm = gesteuerte (siehe oben) und gemessene Komponenten des kinetischen Moments der Räder um die betrachtete Achse,
Kw = (gegebenenfalls auf eine Verstärkung reduzierte) Übertragungsfunktion, die zuvor gewählt wird, um eine ausreichend schnelle Antwort der Regelung zu haben, die jedoch nicht zu klein ist, um das kontinuierliche Betätigungselement nicht zu sehr zu sättigen, das die Aufgabe hat, sich diesem Moment zu widersetzen
H = Ableitung der Komponente des kinetischen Moments der Räder um die betrachtete Achse.
Die Figuren 7A und 7B gestatten eine gute Veranschaulichung des Beitrags der Erfindung.
Üblicherweise erzeugt die langsame Schleife Momente, die gleichzeitig bezüglich Roh- und Gierbewegungen anzulegen sind. Die Erfindung schlägt vor, das Rollmoment nicht anzulegen und es beispielsweise durch ein äquivalentes kinetisches Giermoment zu ersetzen. Das Prinzip der Rollsteuerung wird also durch eine Regelung des kinetischen Giermoments auf den Wert
Hc = Txc/ω&sub0;
ersetzt, worin
Txc = durch eine gebräuchliche langsame Schleife bezüglich Rollbewegungen angefordertes Steuermoment
ω&sub0; örtliche Orbitaldrehgeschwindigkeit
Hc = Sollwert für das kinetische Giermoment.
Nachdem also die an die Räder anzulegenden Momente bezüglich der mit dem Satelliten verbundenen Achsen definiert wurden, sind sie nur mehr (auf bekannte Weise) auf die Achsen der Räder und/oder ihrer Drehachse zu projizieren, um daraus die Steuersignale abzuleiten, die direkt an die Motoren der Räder anzulegen sind, und zwar in Abhängigkeit von der Art und der Anordnung dieser Räder.
In der Praxis sind die diese Schleifen definierenden Logiksysteme an Bord des Satelliten beispielsweise mit Hilfe eines Rechners implantiert, der unter anderem konstante oder veränderliche Verstärkungen und Maßstabsfaktoren verwendet, die in einem zugeordneten Speicherblock programmiert sind. Eine andere mögliche Verwendung wäre es, vom Boden aus die Messungen der Fühler zu verarbeiten und die Betätigungselemente zu steuern.
Wie bereits gesagt wurde, liegt die Erfindung darin, daß sie nach unserer Kenntnis die erste ist, die für die 3-Achsen-stabilisierten Satelliten ein Verfahren vorschlägt, das gestattet, die sekundären Komponenten des kinetischen Moments auszunutzen, um die Lage des Satelliten langfristig zu steuern. Die Erfindung gestattet durch diese Technik bei gleicher Richtleistung, die Anzahl von an Bord implantierten Betätigungselementen, ihre Masse und das Moment, das diese erzeugen müssen, in bezug auf die bekannten Lösungen zu verringern. Die Erfindung ist bei einem Satelliten mit richtbarem kinetischem Moment besonders gut auf die Richtanforderungen der zukünftigen Satelliten für optische Telekommunikationen oder direktes Fernsehen der zweiten Generation angepaßt.
Die Figuren 8 bis 13 beschreiben verschiedene mögliche Anwendungsfälle der Erfindung.
In einer ersten Anwendung (Figur 8 und 9) ist der Satellit mit einem nur gemäß der Gierachse richtbaren kinetischen Moment und einer magnetischen Steuervorrichtung versehen, die geeignet ist, Steuermomente gemäß derselben Achse zu erzeugen. Der Rollwinkel und der Nickwinkel werden durch den mit ST bezeichneten Erddetektor gemessen, während der mit SP bezeichnete Polarsterndetektor den Rollwinkel und den Gierwinkel mißt. Der Satellit ist ferner mit Düsen versehen, von denen drei, bezeichnet mit T1, T2 und T3, dargestellt sind. Diese für die anderen Moden der Lagesteuerung erforderlichen Düsen werden hilfsweise im Falle eines starken Magnetsturms verwendet, der das Magnetfeld so sehr stört, daß die Spule wirkungslos wird. Das richtbare kinetische Moment wird durch zwei mit RC bezeichnete, in einem "V" angeordnete kinetische Räder erhalten. Ein mit RR bezeichnetes Reaktionsrad gestattet es, einem eventuellen Ausfall eines kinetischen Rades abzuhelfen.
Die mit BM bezeichnete Magnetspule ist gemäß X gerichtet und gestattet also die Erzeugung von Steuermomenten gemäß Z.
Diese in Figur 8 dargestellte Anordnung gestattet es, durch Anwendung der vorliegenden Erfindung eine kontinuierliche Steuerung gemäß der Rollachse und der Gierachse vorzunehmen und hohe Richtleistungen zu erreichen (die mit denen der unveröffentlichten französischen Patentanmeldung 90.169149 identisch sind, die über zwei Spulen verfügt). Der Vorteil der Erfindung liegt hier darin, daß sie nur eine einzige Spule anstelle von zwei für die bekannten Lösungen erfordert, was eine Verringerung der Masse und des Verbrauchs der Betätigungselemente in einem Verhältnis von etwa 2 bedeutet.
Die Steuerlogik ist durch das Blockdiagramm von Figur 9 dargestellt.
Die mit Φsp und Ψsp bezeichneten Messungen der Roll und Gierbewegungen durch den Polarstemfühler und die mit Φst bezeichnete Messung der Rollbewegungen durch den Erdfühler werden auf die kurz- und langfristigen Steuerlogiksysteme übertragen. Die mit Ω1m, Ω2m und Ω3m bezeichneten Messungen der Rädergeschwindigkeiten durch die Tachometer werden durch eine durch X gekennzeichnete Logik zur Kombination der tachometrischen Messungen kombiniert, die die um Y und Z gemessenen (mit Hym und Hzm bezeichneten) kinetischen Momente berechnet, die auf die langfristige Steuerlogik übertragen werden, die folgendes bestimmt und steuert:
- den mit Mc bezeichneten magnetischen Dipol, den die Spule erzeugen soll, um das gewünschte Moment Tzc zu liefern,
- gegebenenfalls die Öffnung der Düsen (im Fall eines Magnetsturms)
- das mit zc oder Tw bezeichnete langfristige Moment, das die Räder liefern müssen und das der kurzfristigen Logik vermittelt wird.
Die kurzfristige Logik bestimmt die mit Hzc bezeichnete Steuerung des kinetischen Moments um Z (erzeugt durch die Nicksteuerlogik) . Dies gestattet es, die mit H1c H2c H3c bezeichneten, den drei Rädern auferlegten kinetischen Momente zu berechnen. Diese Steuerungen werden mit Hilfe der Regelungsschleife jedes Rades vorgenom men, die für jedes Rad einen Motor und ein Tachometer benutzt.
Die langfristigen Steuergesetzmäßigkeiten für die Räder einerseits und für das kontinuierliche Betätigungselement andererseits sind beispielsweise von der Form:
wobei Tw so gewählt ist, daß Tzc < Tdisp
worin:
Tdisp = maximales Moment, das das Betätigungselement um Z liefern kann (dieser Wert wird hier als in den beiden Richtungen gleich angenommen)
Tzc = dem Betätigungselement um Z auferlegtes Steuermoment
Hym, Hzm = gemessene Komponenten gemäß Y und Z des kinetischen Moments der Räder
Tw = der Komponente gemäß Z des kinetischen Moments der Räder auferlegtes Moment
Φ = gemessener Rollwinkel
Ψ = gemessener Gierwinkel
ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit
TDx, TDz = geschätzte Störmomente um X und Z
Kmx, Kmz, Kw = gegebenenfalls auf Verstärkungen reduzierte Übertragungsfunktionen.
In einer zweiten Anwendung ist die in Figur 10 dargestellte Konfiguration des Satelliten mit dem vorhergehenden Fall identisch, und zwar abgesehen davon, daß der Polarsternfühler weggelassen wurde. Die Anwendung der Erfindung gestattet Leistungen, die mit denen des Systems gleichwertig sind, das in dem oben genannten Artikel von LACOMBE beschrieben wird, der eine Methode der Konzeption eines Systems zur magnetischen Steuerung der Roll/Gierbewegungen für einen 3-Achsen-stabilisierten geosynchronen Satelliten durch zwei in einem V angeordnete Räder vorstellt und vorschlägt, den magnetischen Dipol an Bord gemäß einer Gesetzmäßigkeit zu erzeugen, die sich an die gebräuchlicherweise verwendete Steuerung vom Typ WHECON mit den Düsen auf den gegenwärtigen Satelliten wie ECS, TDF/TVSAT, EUTELSAT anlehnt. Zu diesem Zweck ist die Achse der Spule bezüglich der Gierachse um einen Winkel α nahe 45º versetzt, während der Modul des magnetischen Dipols in Abhängigkeit von dem durch einen Erdfühler gemessenen Rollwinkel definiert ist.
Der Vorteil der vorliegenden Erfindung ist nun, daß der erforderliche Dipol in diesem Fall um etwa 25 % bezüg lich des Systems von LACOMBE verringert ist, woraus sich eine Einsparung der Masse und des Verbrauchs der Spule im selben Verhältnis ergibt. Außerdem ist die Installierung der Spule in dem Satelliten wegen ihrer Ausrichtung gemäß einer geometrischen Achse des Satel liten, statt wie in dem System von LACOMBE um 45º versetzt, leichter. Schließlich ist der WHECON-Winkel αw im Fall der Erfindung durch einen rein numerischen Parameter ersetzt, der im Laufe der Zeit in Abhängigkeit von den vorhergesagten oder sogar im Flug gemessenen Störmomenten optimiert werden kann, während er bei LACOMBE durch die Ausrichtung der Spule ein für allemal festgelegt ist.
Die Anwendung der Erfindung gestattet auch Leistungen, die mit denen der Vorrichtung gleichwertig sind, die in dem oben genannten Patent EP-0.071.445 beschrieben wird, das eine Vorrichtung vorschlägt, in der eine Magnetspule die Erzeugung eines Moments um X gestattet, das zur sekundären Komponente des kinetischen Moments, die in Z-Richtung orentiert ist, rechtwinklig ist. Ge genüber dem Patent EP-0.071.445 hat die vorliegende Erfindung den Vorteil, daß die sekundäre Komponente des kinetischen Moments ständig gesteuert wird und ständig in einem begrenzten Bereich bleibt, und zwar im Gegensatz zum Patent EP-0.071.445, in dem die Z-Komponente des kinetischen Moments passiv durch Orbitalkopplung gesteuert wird und, wenn ein konstantes Störmoment um Z an den Satelliten angelegt wird, divergiert. Eine solche Divergenz führt dazu, die Düsen zu verwenden, um das kinetische Moment bezüglich Z zu verringern, woraus sich ein Bedarf nach Ergol und damit der Nachteil zusätzlicher Masse ergibt.
Es wird hier daran erinnert, daß sich eine Abweichung in der Gierrichtung wegen der Orbitaidrehung (bei Fehlen von Störung und Steuerung) in eine Abweichung in der Rollrichtung umwandelt. So wird auf zahlreichen Satelliten die Gierbewegung nicht direkt durch einen geeigneten Fühler gemessen und die Giersteuerung geschieht passiv mit Hilfe der Messung der Rollbewegungen, die zum Teil die Wirkung der Abweichungen in der Gierrichtung enthält. Dieses Prinzip wird häufig verwendet und wird WHECON genannt (Abkürzung des Englischen WHEEL Control, was Steuerung mit Hilfe der Räder, d.h. des kinetischen Nickmoments, bedeutet). Dies läuft darauf hinaus, daß an den Satelliten Roh -und Giermomente in einem Proportionalitätsverhältnis angelegt werden. Der Tangens dieses Verhältnisses wird WHECON- Winkel genannt und entspricht physikalisch der Ausrichtung des Moments der Betätigungselemente, das mit der Roh-/Gier-Steuerung betraut ist. Die zweite hier angegebene Anwendung schlägt also eine Steuergesetzmäßigkeit vor, die sich an das WHECON-Prinzip anlehnt, mit dem Unterschied, daß der WHECON-Winkel ein Parameter ohne physikalische Bedeutung wird, der nötigenfalls anpaßbar ist.
Die durch das Blockdiagramm von Figur 11 dargestellte Steuerlogik ist ähnlich der des vorhergehenden Falls. Der Unterschied liegt in den langfristigen Steuergesetzmäßigkeiten, die keine Messung der Gierbewegungen erfordern.
Die Steuergesetzmäßigkeiten sind beispielsweise von der Form:
wobei Tw so gewählt ist, daß Tzc < Tdisp
worin:
= WHECON-Winkel zwischen 5º und 85º
Tdisp = maximales Moment, das das Betätigungselement um X liefern kann
Tzc = dem Betätigungselement um X auferlegtes Steuermoment
Hym, Hzm = gemessene Komponenten gemäß Achse Y und Z des kinetischen Moments der Räder
Tw = der Komponente gemäß Z des kinetischen Moments der Räder auferlegtes Moment
Φ = gemessener Rollwinkel
Ψ = gemessener Gierwinkel
ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit
TDx, TDz = geschätzte Störmomente um X und Z
Kmz, Kwz = gegebenenfalls auf Verstärkungen reduzierte Übertragungsfunktionen.
In einer dritten Anwendung ist die in Figur 12 dargestellte Konfiguration des Satelliten mit der ersten Anwendung (Figur 8) identisch, und zwar abgesehen davon, daß das kinetische Moment gemäß zwei Achsen richtbar ist. Dieses kinetische Moment wird mit Hilfe eines Rads erhalten, dessen Achse auf einer Doppeidrehachse montiert ist.
Diese in Figur 12 dargestellte Anordnung gestattet durch Anwendung der vorliegenden Erfindung, eine kontinuierliche Steuerung gemäß der Rollachse und der Gierachse vorzunehmen und Richtleistungen zu erreichen, die mit denen eines Satelliten, der über zwei Spulen verfügt, die Momente um X und Z erzeugen, identisch sind.
Der Vorteil der Erfindung liegt in diesem Fall darin, daß sie nur eine einzige Spule anstelle von zwei erfordert, was eine Verringerung der Masse und des Ver brauchs der Betätigungselemente in einem Verhältnis von 2 bedeutet (dieses Verhältnis kann gegebenenfalls etwas weniger als 2 sein, da der erforderliche Dipol der Spule etwas größer sein kann)
Die durch das Blockdiagramm von Figur 3 dargestellte Steuerlogik ist ähnlich derjenigen der ersten Anwendung. Der Unterschied liegt:
- im Rad und der Erzeugung der kinetischen Momente durch die Geschwindigkeit des Rades und der Neigungswinkel der Drehachsen,
- in der Tatsache, daß die kurzfristige Steuergesetzmäßigkeit auch ein mit Hxc bezeichnetes gesteuertes kinetisches Moment um X erzeugt,
- in der Tatsache, daß die langfristige Steuergesetzmäßigkeit auch ein mit Hxc oder Twx bezeichnetes, von den Rädern angefordertes Moment um X erzeugt.
Die Steuergesetzmäßigkeiten können in diesem Fall von der Form sein:
wöbei Twz so gewählt ist, daß Tzc < Tdisp
worin:
Tdisp = maximales Moment, das das Betätigungselement liefern kann
Tzc = dem Betätigungselement auferlegtes Steuermoment
Hxm, Hym, Hzm = gemessene Komponenten gemäß X, Y und Z des kinetischen Moments der Räder
Twx, Twz = den Komponenten gemäß X und Z des kinetischen Moments der Räder auferlegtes Moment
Φ = gemessener Rollwinkel
Ψ = gemessener Gierwinkel
ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit
TDx, TDz = geschätzte Störmomente um X und Z
Kmx, Kmz, Kwz = gegebenenfalls auf Verstärkungen reduzierte Übertragungsfunktionen.
Es versteht sich von selbst, daß die vorstehende Beschreibung nur als nicht begrenzendes Beispiel vorgeschlagen wurde und daß zahlreiche Abwandlungen vom Fachmann vorgeschlagen werden können, ohne den Rahmen der Erfindung zu überschreiten.
So können die Richtachsen der Räder und der Betätigungselemente gemäß anderen Achsen als der Rollachse und der Gierachse angeordnet sein, was die Form der Steuergesetzmäßigkeiten ändert, ohne damit das Prinzip zu ändem.
Die Meßdetektoren können durch jeden anderen Fühler oder jede andere Kombination von Detektoren ersetzt werden, die gleichwertige Informationen liefern; beispielsweise kann die Giermessung von der Messung eines Sterndetektors abgeleitet werden, der einen anderen Stern als den Polarstern (beispielsweise CANOPUS) anpeilt, oder von einem Sonnendetektor.
Andererseits kann man andere kontinuierliche Betätigungselemente als magnetische in Betracht ziehen, beispielsweise:
- vom Typ mit Materie- oder Photonenausstoß,
- vom aerodynamischen Typ,
- von dem den örtlichen (beispielsweise terrestrischen) Schwerkraftgradienten ausnutzenden Typ.

Claims

1. Verfahren zur Steuerung der Lage bezüglich Roll- und Gierbewegungen eines Satelliten (1), der um seine Rollachse (x-x), Gierachse (z-z) und Nickachse (Y-Y) stabilisiert ist und ein Rädersystem (10- 20; RC1, RC2; RR, RC), das ein zur Nickachse im wesentlichen paralleles, permanentes kinetisches Moment erzeugt, das eine zur Roll-Gier-Ebene mindestens annähernd parallele veränderliche Komponente hat, und ein Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung (BM) aufweist, gemäß welchem man die Lage des Satelliten bezüglich Roll- und/oder Gierbewegungen erfaßt (21), an das Rädersystem Steuersignale anlegt, die durch eine schnelle Regelungsschleife gemäß einer bekannten schnellen Regelungsgesetzmäßigkeit erarbeitet werden (24), und an das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung zweite Steuersignale anlegt, die durch eine langsame Regelungsschleife gemäß einer bekannten langsamen Regelungsgesetzmäßigkeit erarbeitet werden (25), dadurch gekennzeichnet, daß dieses Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung (BM) in einer feststehenden Richtung des Satelliten (Z-z) beansprucht wird, die zu dieser veränderlichen Komponente parallel ist, wenn diese von feststehender Richtung ist, daß man außerdem an das Rädersystem mindestens ein erstes ergänzendes Steuersignal (Tw) anlegt, das so gewählt ist, daß die Komponente des kinetischen Moments gemäß dieser feststehenden Richtung auf einen Wert zu gebracht wird, der geeignet ist, langfristig die Drift des kinetischen Moments gemäß einer zweiten feststehenden Richtung (X-X) zu kompensieren, und daß man an das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung ein zweites ergänzendes Steuersignal anlegt, das so ausgelegt ist, daß es die Wirkung des ersten Signals auf die Lage gemäß dieser zweiten feststehenden Richtung aufhebt.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die erste feststehende Richtung (Z-Z) zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung (X-X) zur Rollachse parallel ist.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß dieses erste ergänzende Steuersignal so ausgelegt ist, daß es durch das Rädersystem ein Moment der folgenden Form erzeugen läßt:

Tw = (Hc - Hm) Kw

worin

Hm der momentane gemessene Wert dieser Gierkomponente ist,

Kw eine gegebenenfalls auf eine Verstärkung reduzierte Übertragungsfunktion ist,

Hc der Sollwert der Gierkomponente ist, der geeignet ist, langfristig die Rolldrift des kinetischen Moments zu kompensieren, mit

Hc = Txc/ω&sub0;

worin

Txc = durch eine gebräuchliche langsame Schleife bezüglich Rollbewegungen angefordertes Steuermoment

ω&sub0; = Örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit.

4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß diese veränderliche Komponente des kinetischen Moments zu dieser ersten festste henden Richtung (Z-Z) ständig ausschließlich parallel ist.

5. Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die erste feststehende Richtung zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung zur Rollachse parallel ist und daß dieses erste ergänzende Steuersignal und dieses zweite ergänzende Steuersignal so ausgelegt sind, daß sie durch das Rädersystem und durch das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung Momente der folgenden Form erzeugen lassen: wobei Tw so gewählt ist, daß Tzc < Tdisp

worin:

Tdisp = maximales Moment, das das Betätigungselement um Z liefern kann (dieser Wert wird hier als in den beiden Richtungen gleich angenommen)

Tzc dem Betätigungselement um Z auferlegtes Steuermoment

Hym, Hzm = gemessene Komponenten gemäß Y und Z des kinetischen Moments der Räder

Tw = der Komponente gemäß Z des kinetischen Moments der Räder auferlegtes Moment

Φ gemessener Rollwinkel

Ψ = gemessener Gierwinkel

ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit

TDx, TDz = geschätzte Störmomente um X und Z

Kmx, Kmz, Kw = gegebenenfalls auf Verstärkungen reduzierte Übertragungsfunktionen.

6. Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die erste feststehende Richtung zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung zur Rollachse parallel ist und daß dieses erste ergänzende Steuersignal und dieses zweite ergänzende Steuersignal so ausgelegt sind, daß sie durch das Rädersystem und durch das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung Momente der folgenden Form erzeugen lassen:

wobei T, so gewählt ist, daß Tzc < Tdisp

worin:

αw = numerischer Parameter zwischen 5º und 85º

Tdisp = maximales Moment, das das Betätigungselement um X liefern kann

Tzc = dem Betätigungselement um X auferlegtes Steuermoment

Hym, Hzm gemessene Komponenten gemäß Achse Y und Z des kinetischen Moments der Räder

Φ = gemessener Rollwinkel

Ψ = gemessener Gierwinkel

ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit

TDx, TDz = geschätzte Störmomente um X und Z

Kmz, Kwz = gegebenenfalls auf Verstärkungen reduzierte Übertragungsfunktionen.

7. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die veränderliche Komponente des kinetischen Moments eine veränderliche Richtung in der Roll/Gier-Ebene hat.

8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die erste feststehende Richtung zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung zur Rollachse parallel ist und daß dieses erste ergänzende Steuersignal und dieses zweite ergänzende Steuersignal so ausgelegt sind, daß sie durch das Rädersystem und durch das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung Momente der folgenden Form erzeugen lassen: wobei Tw so gewählt ist, daß Tzc < Tdisp

worin:

Tdisp = maximales Moment, das das Betätigungselement liefern kann

Tzc = dem Betätigungselement auferlegtes Steuermoment

Hxm, Hym, Hzm = gemessene Komponenten gemäß X, Y und Z des kinetischen Moments der Räder

Twx, Twz = den Komponenten gemäß X und Z des kinetischen Moments der Räder auferlegtes Moment

Φ = gemessener Rollwinkel

Ψ = gemessener Gierwinkel

ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit

TDx, TDz = geschätzte Störmomente um X und Z

Kmx, Kmz, Kwz = gegebenenfalls auf Verstärkungen reduzierte Übertragungs funktionen.

9. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung magnetisch ist und mit dem örtlichen Magnetfeld wechselwirkt.

10. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Satellit auf einem geosynchronen Orbit mit einer Neigung von weniger als 10º ist.

11. Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß dieser Orbit geostationär ist.

12. Vorrichtung zur Steuerung der Lage bezüglich Roll- und Gierbewegungen eines Satelliten (1), der um seine Rollachse (X-X), Gierachse (Z-Z) und Nickachse (Y-Y) stabilisiert ist und ein Rädersystem (10- 20; RC1, RC2; RR, RC), das ein zur Nickachse im wesentlichen paralleles, permanentes kinetisches Moment erzeugt, das eine zur Roll-Gier-Ebene mindestens annähernd parallele veränderliche Komponente hat, und ein Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung (BM) aufweist, aufweisend eine Gruppe von Detektoren (21) zum Erfassen der Lage des Satelliten bezüglich Roll- oder Gierbewegungen, erste Mittel (24), um an das Rädersystem Steuersignale anzulegen, die durch eine schnelle Regelungsschleife gemäß einer bekannten schnellen Regelungsgesetzmäßigkeit erarbeitet werden, und Mittel, um an das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung zweite Steuersignale anzulegen, die durch eine langsame Regelungsschleife gemäß einer bekannten langsamen Regelungsgesetzmäßigkeit erarbeitet werden, dadurch gekennzeichnet, daß dieses Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung gemäß einer feststehenden Richtung (Z-Z) des Satelliten aktiv ist, die zu dieser veränderlichen Komponente parallel ist, wenn diese von feststehender Richtung ist, daß die langsame Regelungsschleife (25) mit der Rädergruppe über die schnelle Regelungsschleife verbunden ist (D) und an dieses Rädersystem mindestens ein ergänzendes Steuersignal anlegt, das so gewählt ist, daß die Komponente des kinetischen Moments gemäß dieser feststehenden Richtung auf einen Wert zu gebracht wird, der geeignet ist, langfristig die Drift des kinetischen Moments gemäß einer zweiten feststehenden Richtung (X-X) zu kompensieren, und daß diese zweiten Mittel (25) außerdem an das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung ein zweites ergänzendes Steuersignal anlegen, das so ausgelegt ist, daß es die Wirkung des ersten Signals auf den Satelliten gemäß dieser zweiten feststehenden Richtung aufhebt.

13. Vorrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die erste feststehende Richtung (Z-Z) zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung (X- zur Rollachse parallel ist.

14. Vorrichtung nach Anspruch 12 oder Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß dieses erste ergänzende Steuersignal so ausgelegt ist, daß es durch das Rädersystem ein Moment der folgenden Form erzeugen

Tw = (Hz - Hm) Kw

worin

Hm der momentane gemessene Wert dieser Gierkomponente ist,

Hc der Sollwert der Gierkomponente ist, der geeignet ist, langfristig die Rolldrift des kinetischen Moments zu kompensieren,

mit

Hc = Txc/ω&sub0;

worin

Txc = durch eine gebräuchliche langsame Schleife bezüglich Rollbewegungen angefordertes Steuermoment,

ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit.

15. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 12 bis 14, dadurch gekennzeichnet, daß diese veränderliche Komponente des kinetischen Moments zu dieser ersten feststehenden Richtung ständig ausschließlich parallel ist.

16. Vorrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß dieses Rädersystem ein kinetisches Rad (10) mit zur Nickachse mindestens annähernd paralleler Achse und ein Reaktionsrad (11) mit zu dieser ersten feststehenden Richtung paralleler Achse aufweist.

17. Vorrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß dieses Rädersystem zwei in einem V angeordnete kinetische Räder (12, 13, RC1, RC2) mit Achsen aufweist, die in der Ebene der Nickachse und dieser ersten feststehenden Richtung mindestens annähernd symmetrisch bezüglich der Nickachse angeordnet sind.

18. Vorrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß dieses Rädersystem ein kinetisches Rad (14) aufweist, das auf einer einfachen Drehachse (15) mit zu dieser ersten feststehenden Richtung senkrechter Achse montiert ist.

19. Vorrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß die erste feststehende Richtung zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung zur Rollachse parallel ist und daß dieses erste ergänzende Steuersignal und dieses zweite ergänzende Steuersignal so ausgelegt sind, daß sie durch das Rädersystem und durch das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung Momente der folgenden Form erzeugen lassen: wobei Tw so gewählt ist, daß Tzc < Tdisp

worin:

Tzc = dem Betätigungselement um Z auferlegtes Steuermoment

Φ = gemessener Rollwinkel

Ψ = gemessener Gierwinkel

ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit

TDx, TDz = geschätzte Störmomente um X und Z

Kmx, Kmz, Kw = gegebenenfalls auf Verstärkungen reduzierte Übertragungs funktionen.

20. Vorrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß die erste feststehende Richtung zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung zur Rollachse parallel ist und daß dieses erste ergänzende Steuersignal und dieses zweite ergänzende Steuersignal so ausgelegt sind, daß sie durch das Rädersystem und durch das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung Momente der folgenden Form erzeugen lassen: wobei Tw so gewählt ist, daß Tzc < Tdisp

worin:

αw = numerischer Parameter zwischen 5º und 85º

Tdisp = maximales Moment, das das Betätigungselement um X liefern kann

Tzc = dem Betatigungselement um X auferlegtes Steuermoment

Hym, Hzm = gemessene Komponenten gemäß Achse Y und Z des kinetischen Moments der Räder

Φ = gemessener Rollwinkel

Ψ = gemessener Gierwinkel

ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit

TDx, TDz = geschätzte Störmomente um X und Z

21. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 12 bis 14, dadurch gekennzeichnet, daß die veränderliche Komponente des kinetischen Moments eine veränderliche Richtung in der Roll/Gier-Ebene hat.

22. Vorrichtung nach Anspruch 21, dadurch gekennzeich net, daß dieses Rädersystem ein kinetisches Rad (19, RC) aufweist, dessen Achse auf einer Doppel- Drehachse (20) montiert ist.

23. Vorrichtung nach Anspruch 21 oder Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, daß die erste feststehende Richtung zur Gierachse und die zweite feststehende Richtung zur Rollachse parallel ist und daß dieses erste ergänzende Steuersignal und dieses zweite ergänzende Steuersignal so ausgelegt sind, daß sie durch das Rädersystem und durch das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung Momente der folgenden Form erzeugen lassen: wobei Twz so gewählt ist, daß Tzc < Tdisp

worin:

Tdisp = maximales Moment, das das Betätigungselement liefern kann

Tzc = dem Betätigungselement auferlegtes Steuermoment

Φ = gemessener Rollwinkel

Ψ = gemessener Gierwinkel

ω&sub0; = örtliche Orbitaldrehwinkelgeschwindigkeit

TDx, TDz -- geschätzte Störmomente um X und Z

Kmx, Kmx, Kwz = gegebenenfalls auf Verstärkungen reduzierte Übertragungsfunktionen.

24. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 12 bis 23, dadurch gekennzeichnet, daß das Betätigungssystem mit kontinuierlicher Wirkung (BM) magnetisch ist und mit dem örtlichen Magnetfeld wechselwirkt.

25. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 12 bis 24, dadurch gekennzeichnet, daß der Satellit auf einem geosynchronen Orbit mit einer Neigung von weniger als 10º ist.

26. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 12 bis 25, dadurch gekennzeichnet, daß dieser Orbit geostationär ist.