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Dokumentenidentifikation DE60109264T2 09.02.2006
EP-Veröffentlichungsnummer 0001227037
Titel Schuberzeugende Systeme zur Positionserhaltung und -änderung sowie Momentenentladung eines Raumfahrzeuges
Anmelder The Boeing Company, Seattle, Wash., US
Erfinder Anzel, Bernard M., El Segundo, California 90245, US
Vertreter Witte, Weller, Gahlert, Otten & Steil, 70178 Stuttgart
DE-Aktenzeichen 60109264
Vertragsstaaten DE, FR, GB
Sprache des Dokument EN
EP-Anmeldetag 13.12.2001
EP-Aktenzeichen 011296894
EP-Offenlegungsdatum 31.07.2002
EP date of grant 09.03.2005
Veröffentlichungstag im Patentblatt 09.02.2006
IPC-Hauptklasse B64G 1/26(2006.01)A, F, I, ,  ,  ,   
IPC-Nebenklasse G05D 1/08(2006.01)A, L, I, ,  ,  ,      

Beschreibung[de]

Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein einen Raumflugkörper und insbesondere eine Umlaufsteuerung eines Raumflugkörpers.

1 veranschaulicht einen Raumflugkörper 20 in einer synchronen Umlaufbahn 22 (z.B. einer geostationären Umlaufbahn), die eine Umlaufebene 24 definiert. Um seinen bestimmten Dienst durchzuführen, muss der Raumflugkörper 20 ein gesteuertes räumliches Verhältnis zu der Erde 26 aufrechterhalten.

Dieses Verhältnis wird allgemein mit Hilfe einer Positionshaltekastens 28 festgehalten, der vorbestimmte Abmessungen aufweist, die die maximal zulässigen Abweichungen des Raumflugkörpers 20 definieren (besonders hinsichtlich geographischer Länge und Breite). Die Abmessungen sind durch verschiedene betriebliche Überlegungen und Dienstüberlegungen (z.B. Strahlbreite von Raumflugkörperantennen, Bodenstationen-Verfolgungsfähigkeiten und spezifizierte Interferenzgrenzen zwischen dem Raumflugkörper 20 und seinem Nachbarraumflugkörper) und liegen in der Größenordnung von 0,2° geographischer Länge und Breite (d.h. ~75 Kilometer) für Raumflugkörper, die geregelte Kommunikationsfrequenzbänder benutzen.

Viele Raumflugkörper sind auf einen entsprechenden Positionshaltekasten für ihr gesamtes Dienstleben beschränkt, jedoch erfordern Dienstanforderungen (z.B. militärische und kommerzielle Aufgaben) von Anderen, dass sie auch zur Positionsänderung fähig sind, d.h. sie müssen sich von einem ursprünglichen Kasten bewegen, wie z.B. von dem Positionshaltekasten 28 zu einem oder mehreren nachfolgenden Kästen, wie z.B. dem Positionshaltekasten 30. Der ursprüngliche Kasten und der nachfolgende Kasten sind um eine geographische Länge 32 getrennt, die von einer beachtlichen Größe sein könnte.

Um seinen beabsichtigten Dienst auszuführen, muss der Raumflugkörper 20 auch eine vorbestimmte Dienstfluglage beibehalten, wie z.B. eine, bei der Antennen des Raumflugkörpers 20 auf jeweilige Dienstgebiete auf der Erde 26 ausgerichtet sind (z.B. entlang einer Antennenpeilrichtung 33). Eine Störung der Dienstfluglage verursacht eine Dienstunterbrechung, und es ist ein Hauptziel beim Betreiben eines Raumflugkörpers, einen Verlust von teurer Dienstzeit zu verhindern.

Obwohl aktuelle Triebwerksysteme allgemein zum Durchführen eines Positionshaltens und einer Fluglagensteuerung eines Raumflugkörpers effektiv sind, sind sie im Allgemeinen weniger für eine Positionsänderung eines Raumflugkörpers geeignet. Für die letztere Funktion verwenden einige Systeme chemische Motoren mit hohem Schub (z.B. Triebwerke mit zwei Treibmittel), die eine Positionsänderung in akzeptablen Zeitdauern bewirken können. Jedoch muss von dem Raumflugkörper ausreichend Treibstoff für diese Motoren mit hohem Schub getragen werden, und dies verringert die Nutzlast des Raumflugkörpers.

Andere Systeme verwenden Maschinen mit geringem Schub (z.B. Ionentriebwerke), die mit elektrischer Energie betrieben werden können, die von Solarzellenanordnungen des Raumflugkörpers geliefert wird. Um eine Positionsänderung in akzeptablen Zeitspannen zu bewirken, muss die Fluglage des Raumflugkörpers jedoch typischerweise gestört werden, um diese Maschinen mit geringem Schub effektiver auszurichten, und diese Fluglagestörung verursacht einen Verlust an Dienstzeit.

Aktuelle Triebwerksysteme versagen deshalb im Allgemeinen dabei, die kombinierten Anforderungen, nämlich eine Positionsänderung, ein Positionhalten, eine Impulsverringerung und eine Minimierung von Dienstausfall, effektiv zu erfüllen.

Verfahren und Vorrichtungen zum Satellitenpositionshalten werden des Weiteren durch die EP 0 818 721, EP 0 604 214 und US 6,042,058 offenbart.

Die vorliegende Erfindung ist auf Triebwerksysteme gerichtet, die eine Positionsänderung, ein Halten der Position und eine Impulsveränderung im Raumflugkörper realisieren können, während jeglicher Verlust an Dienstzeit des Raumflugkörpers minimiert wird. Diese Ziele werden durch Paare aus O- und W-Werken, NO- und SO-Triebwerken und NW- und SW-Triebwerken realisiert, deren Schubrichtungen jeweils durch Polarwinkel &PHgr; bzw. Schwenkwinkel &agr; definiert sind.

Die O- und W-Triebwerke sind insbesondere für eine schnelle Positionsänderung geeignet, während die restlichen Triebwerke normale, tangentiale und radiale Schubkomponenten erzeugen, die für ein Halten der Position erforderlich sind. Da alle Triebwerke durch den Masseschwerpunkt des Raumflugkörpers während Positionsänderungs- und Positionshaltefeuerungen ausgerichtet sind, wird die Fluglage des Raumflugkörpers nicht gestört und ein Dienstzeitverlust wird vermieden. Die Triebwerke sind vorzugsweise derart kardanisch aufgehängt, dass sie räumliche Änderungen des Masseschwerpunkts des Raumflugkörpers folgen können oder für eine Impulsverringerung aus diesen Masseschwerpunkt versetzt werden können. Die normalen, tangentialen und radialen Komponenten des Triebwerksystems sind derart angeordnet, dass eine Positionsänderung, ein Halten der Position und eine Impulsverringerung nach dem Ausfall irgendeines Triebwerkpaars dennoch realisiert werden.

Verschiedene Triebwerkausführungen werden bereitgestellt, deren Schwenkwinkel von einem Anti-Nadir-Teil bzw, einem Nadir-Teil der Gierachse des Raumflugkörpers gedreht werden. Obwohl diese Systeme mit verschiedenen Triebwerktypen realisiert werden können, sind sie besonders für Ionentriebwerke geeignet.

Die neuen Merkmale der Erfindung sind insbesondere in den angehängten Ansprüchen ausgeführt. Die Erfindung wird am besten durch die folgende Beschreibung verständlich, wenn sie in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen gelesen wird.

1 stellt eine perspektivische Ansicht eines Raumflugkörpers, einer Umlaufebene des Raumflugkörpers und einen ursprünglichen Positionshaltekasten und einen nachfolgenden Positionshaltekasten dar, die hinsichtlich der Länge entlang der Umlaufebene beabstandet sind.

2 stellt eine perspektivische Ansicht eines Raumflugkörpers und eines Triebwerksystems der vorliegenden Erfindung dar.

3A und 3B stellen Ansichten der Anti-Nadir-Seite bzw. der Oberseite des Raumflugkörpers und des Triebwerksystems der 2 dar.

4 stellt eine perspektivische Ansicht dar, die sphärische Koordinaten der 2, 3A und 3B veranschaulicht.

5 stellt einen Graph einer Driftrate bei einem beispielhaften Positionsänderungsmanöver mit dem Triebwerksystem der 2, 3A und 3B dar.

2, 3A und 3B veranschaulichen einen Raumflugkörper und Triebwerksysteme der vorliegenden Erfindung. Die Triebwerksysteme realisieren effektiv eine Positionsänderung, ein Halten der Position und Impulsverringerungsprozesse. Zusätzlich stören sie die Dienstfluglage des Raumflugkörpers während diesen Vorgängen nicht, und dadurch verhindern sie einen Verlust an wertvoller Dienstzeit. Die Systeme bewirken diese Vorgänge selbst in dem Fall einer Vielzahl von Fehlermodi.

Insbesondere umfasst der Raumflugkörper 40 der 2, 3A und 3B einen Körper 42 und Solarflügel 44 und 45, die durch Wellenglieder 46 drehbar an den Körper gekoppelt sind. Jeder der Solarflügel trägt eine Solarzellenanordnung 48 und ein Paar Konzentratoren 49, die winklig in Bezug auf die Anordnung angeordnet sind, um dadurch zusätzlich Sonnenlicht auf die Anordnung zu reflektieren und deren Erzeugung von elektrischem Strom zu vergrößern. Obwohl der Körper 42 in der beispielhaften Form eines hexagonalen Polyeders gezeigt ist, weisen Körper von Raumflugkörpern im Allgemeinen eine Vielzahl von verschienen Formen auf.

Um einen Betrieb des Triebswerkssystems 60 zu vereinfachen, trägt der Raumflugkörper auch (siehe 3B) ein Energieversorgungssystem 50, zumindest ein Gyroskop 52, zumindest einen Lagesensor 54 (z.B. einen Sonnenverfolger, einen Erdsensor und/oder einen Sternverfolger) und einen Triebwerkscontroller 56. Das Energieversorgungssystem 50 empfängt einen elektrischen Strom 51 von der Solarzellenanordnung (48 in 2) und liefert in Reaktion darauf Energie 53 an das Triebwerksystem 60. Der Controller 56 empfängt Rotations- und Lagesignale von dem Gyroskop 52 und dem Sensor 54, und liefert in Reaktion darauf Schubbefehlsignale 57 an aktive Triebwerke des Triebwerksystems 60.

Um eine Beschreibung des Triebwerksystems 60 zu verbessern und klarer zu machen, wird die Aufmerksamkeit anfänglich auf 4 gerichtet, die ein sphärisches Koordinatensystem 80 zeigt. Kugelkoordinaten sind besonders zum Auffinden eines Punkts 82 auf der Oberfläche einer Kugel 84 geeignet, die ein Zentrum 85 aufweist. Die Koordinaten umfassen einen Radius r der Kugel 84, zweitens einen Winkel &PHgr;, der durch den Punkt 82, das Zentrum 85 und eine gegebene Achse 86 der Kugel gebildet wird, und drittens einen Winkel &agr; zwischen der Ebene 88 des Winkels &PHgr; und einer Referenzebene 89 der Kugel 84. Sphärische Koordinaten sind in einer Vielzahl von Referenzen gezeigt (siehe z.B. Merriam – Webster's Collegiate Dictionary, Springfield, Massachusetts, 10. Auflage, 1993).

Die folgenden Triebwerkbeschreibungen werden eine ausgiebige Verwendung der Kugelwinkel &PHgr; und &agr; machen, auf die sich als Polarwinkel bzw. Schwenkwinkel bezogen werden wird. Die Beschreibungen brauchen die Koordinate r nicht, jedoch die Linie 90, die den Punkt 82 verbindet, und das Zentrum 85 wird verwendet werden, um Achsen der Triebwerke der Erfindung zu repräsentieren.

Die Achse 86 ist nach unten gerichtet und wird die Nickachse bei Beschreibungen des dreiachsig stabilisierten Raumflugkörpers der Erfindung sein. Diese Achse wird hekömmlicherweise auch als y-Achse bezeichnet. Eine orthogonale Achse 92, die nach innen gerichtet ist und in der Ebene 89 liegt, wird die Gierachse des Raumflugkörpers sein, auf die sich herkömmlicherweise auch als z-Achse bezogen wird. Eine dritte Achse 94, die zu den Achsen 86 und 92 orthogonal ist (und in 4 nach rechts gerichtet ist) wird die Rollachse des Raumflugkörpers sein, auf die sich herkömmlicherweise auch als x-Achse bezogen wird.

Bei einem dreiachsig stabilisierten Raumflugkörper in einer geostationären Umlaufbahn ist die Nickachse 86 nach Süden gerichtet (weg von Norden), die Gierachse 92 ist nach innen (Nadir) in Richtung dem Erdmittelpunkt (weg von Anti-Nadir) gerichtet und die Rollachse 94 ist nach Osten (weg von Westen) gerichtet. Im Sinne von Koordinaten ist die Nickachse 86 normal zu der Umlaufebene (24 in 1), und die Gierachse 92 und die Rollachse 94 sind radial bzw. tangential zu der Umlaufbahn (22 in 1). Die folgenden Beschreibungen werden auch den Nadir(nach innen gerichteten)-Teil der Gierachse 92 und den Anti-Nadir(nach außen gerichteten)-Teil 96 der Gierachse betreffen.

Mit dem Koordinatensystem 80 der 4 an der Hand wird die Aufmerksamkeit zu dem Raumflugkörper 40 und dem Triebwerksystem 60 der 2, 3A und 3B zurückgelenkt. Das Koordinatensystem mit drei Achsen ist in Verbindung mit dem Raumflugkörper gezeigt, wobei die Nickachse 86 koaxial mit den Solarflügeln 44 und 45 ist und wobei die Gier- und Rollachsen 92 und 94 durch den Körper 42 gehen.

Zur Orientierung hinsichtlich der Kugelwinkel der 4 sind in 2, 3A und 3B beispielhafte Polar- und Schwenkwinkel &PHgr; und &agr; gezeigt, um die Ausrichtung eines Ost(O)-Triebwerks 62 des Triebwerksystems 60 zu definieren. Der Polarwinkel &PHgr; ist zu der Nickachse 86 referenziert, und der Schwenkwinkel &agr; ist zu dem Anti-Nadir-Teil 96 der Gierachse 92 referenziert.

Ein zweites Triebwerk 64 des Systems 60 ist ein Nordost (NO-)Triebwerk, das von der Nickachse 86 um einen NO-Polarwinkel südwärts geneigt ist, der geringer als 80° ist, und von dem Anti-Nadir-Teil 96 der Gierachse um einen NO-Schwenkwinkel ostwärts gedreht, der geringer als 80° ist. Ein Südost (SO-)Triebwerk 66 ist von der Achse 86 um einen SO-Polarwinkel nordwärts geneigt, der geringer als 80° ist, und von dem Anti-Nadir-Teil 96 der Gierachse um einen SO-Schwenkwinkel ostwärts gedreht, der geringer als 80° ist. Das Ost(O-)Triebwerk ist von der Nickachse um einen O-Polarwinkel südwärts geneigt, der ausreicht, um das O-Triebwerk zwischen dem NO-Triebwerk und dem SO-Triebwerk zu positionieren, und von der Gierachse um einen O-Schwenkwinkel ostwärts gedreht, der geringer als 80° ist.

Ein viertes Triebwerk 65 des Systems 60 ist ein Nordwest (NW-)Triebwerk 65, das von der Nickachse um einen NW-Polarwinkel südwärts geneigt ist, der geringer als 80° ist, und von dem Anti-Nadir-Teil 96 der Gierachse um einen NW-Schwenkwinkel westwärts gedreht, der geringer als 80° ist. Ein Südwest (SW-)Triebwerk 67 ist von der Nickachse um einen SW-Polarwinkel nordwärts geneigt, der geringer als 80° ist, und von dem Anti-Nadir-Teil 96 der Gierachse um einen SW-Schwenkwinkel westwärts gedreht, der geringer als 80° ist. Schließlich ist ein West (W-)Triebwerk 63 von der Nickachse um einen W-Polarwinkel südwärts geneigt, der ausreicht, um das W-Triebwerk zwischen dem NW-Triebwerk und dem SW-Triebwerk zu positionieren, und von dem Anti-Nadir-Teil 96 der Gierachse um einen W-Schwenkwinkel westwärts gedreht, der geringer als 80° ist.

Die NO-, SO-, NW- und SW-Polarwinkel &PHgr; sind vorzugsweise gleich und liegen in einem Bereich (z.B. 40–65°), der ausreicht, um die entsprechenden Triebwerke dazu zu veranlassen, signifikante normale, radiale und tangentiale Schübe zu erzeugen. Der O-Polarwinkel &PHgr; und der W-Polarwinkel &PHgr; betragen vorzugsweise 90°, so dass ihre jeweiligen Triebwerke signifikante tangentiale Schübe erzeugen.

Die NO-, SO-, NW- und SW-Schwenkwinkel &agr; sind vorzugsweise gleich und liegen in einem Bereich (z.B. 30–50°), der ausreicht, um die entsprechenden Triebwerke dazu zu veranlassen, signifikante tangentiale Schübe zu erzeugen. Der O-Schwenkwinkel &agr; und der W-Schwenkwinkel &agr; sind vorzugsweise gleich und liegen in einem Bereich (z.B. 30–90°), der ausreicht, um die entsprechenden Triebwerke dazu zu veranlassen, signifikante tangentiale Schübe zu erzeugen.

Es versteht sich, dass normale Schübe in den NO- und NW-Triebwerken normalen Schüben in den SO- und SW-Triebwerken entgegenstehen, dass tangentiale Schübe in den NO- und SO-Triebwerken zu tangentialen Schüben in den NW- und SW-Triebwerken entgegengesetzt sind und dass tangentiale Schübe in dem O-Triebwerk entgegen denen des W-Triebwerks sind.

Dementsprechend kann das Triebwerksystem 60 der 2, 3A und 3b die positionshaltenden tangentiale Ost- und Westschübe, die erforderlich sind, um einen Raumflugkörperabtrieb und eine Umlaufexzentrizität zu korrigieren, die positionshaltenden normalen Nord- und Südschübe, die erforderlich sind, um eine Umlaufebeneninklination zu korrigieren, und die positionshaltenden radialen Schübe erzeugen, die erforderlich sind, um eine Umlaufexzentrizität zu korrigieren.

Insbesondere sind die tangentialen Schubkomponenten der NO-, SO-, NW- und SW-Triebwerke proportional zu (sin&PHgr;)(sin&agr;), und die tangentialen Schubkomponenten der O- und W-Triebwerke sind proportional zu sin&agr;, wenn der Polarwinkel im Wesentlichen 90° ist. Die radialen Schübe der NO-, SO-, NW- und SW-Triebwerke sind proportional zu (sin&PHgr;)(cos&agr;), und die radialen Schubkomponenten der O- und W-Triebwerke sind proportional zu cos&agr;, wenn ihr Polarwinkel im Wesentlichen 90° ist. Schließlich sind die normalen Schubkomponenten der NO-, SO-, NW- und SW-Triebwerke proportional zu (cos&PHgr;).

Die O- und W-Triebwerke der 2, 3A und 3B sind besonders zum Bewirken von Positionsänderungen, d.h. Längenänderung (&Dgr;L) für den Raumflugkörper 40 geeignet. Bei der Ausführungsform des Triebwerks der Erfindung sind die Triebwerke Ionentriebwerke (z.B. Xenon-Ionentriebwerke), die mit Energie betrieben werden, die aus dem elektrischen Strom der Solarzellenanordnungen (48 in 2) erzeugt wird, und die dementsprechend geringe Schubniveaus für Langzeitperioden (z.B. bis zu 24 Stunden jeden Tag) erzeugen können.

Bei einer beispielhaften Positionsänderung, die Td Tage bis zum Abschluss erfordert, wird der Raumflugkörper (40 in 2, 3A und 3B) um &Dgr;L hinsichtlich der Länge von dem Positionshaltekasten 28 der 1 zu dem Positionshaltekasten 30 umpositioniert. Bei diesem Umpositionierungsmanöver wird das O-Triebwerk ursprünglich für Td/2 Tage gefeuert und nachfolgend wird das W-Triebwerk für Td/2 Tage gefeuert.

Die Verzögerung aufgrund des O-Triebwerks verringert die Geschwindigkeit des Raumflugkörpers, was dazu führt, dass sich die Umlaufbahn des Raumflugkörpers verringert. Aufgrund der kleineren Umlaufbahn treibt der Raumflugkörper ostwärts hinsichtlich der Länge ab. Nachfolgend erhöht die Beschleunigung aufgrund des W-Triebwerks die Geschwindigkeit des Raumflugkörpers, und die Umlaufbahn des Raumflugkörpers steigt bis sie wieder die Größe einer synchronen Umlaufbahn hat. Nach der Td-Periode ist der Raumflugkörper somit zu einer synchronen Umlaufbahn zurückgekehrt, ist jedoch &Dgr;L hinsichtlich der Länge getrieben, um den Positionshaltekasten 30 zu besetzen.

In der tatsächlichen Praxis könnte es erforderlich sein, dass das Positionsänderungsmanöver zeitlich mit anderen Triebwerksaufgaben geteilt werden muss, da die Energiefähigkeiten des Raumflugkörpers ein Feuern von mehr als einem Triebwerk zu einer gegebenen Zeit nicht erlauben könnte. Zum Beispiel könnten den NO-, SO-, NW- und SW-Triebwerken insgesamt 3 Stunden/Tag für Positionshaltezwecke zugewiesen sein, und die O- und W-Triebwerke wären dann 21 Stunden/Tag für das Positionsänderungsmanöver verfügbar. Bei diesem Beispiel stehen die O- und W-Triebwerke für einen Bruchteil f von jedem Tag, der gleich 7/8 ist, zur Verfügung. Zusätzlich wird die Schubkraft F der O- und W-Triebwerke tangential um (sin&PHgr;)(sin&agr;) verringert (wie zuvor beschrieben). Deshalb beträgt die Tangentialbeschleunigung At (oder Verzögerung), die dem Raumflugkörper widerfährt,

und die Längenänderung &Dgr;L beträgt
wobei &ohgr;e die Erdrotationsrate von 0,7292 × 10–4 rad/s und Vs die Geschwindigkeit von 3074,66 m/s eines synchronen Raumflugkörpers ist.

Die Treibrate des Raumflugkörpers ist graphisch als Graph 100 in 5 gezeigt, der eine linear ansteigende Treibrate für die anfänglichen Td/2 Tage, wenn das O-Triebwerk für einen Bruchteil f an jeden Tag gefeuert wird, und eine linear abfallende Treibrate für die nachfolgenden Td/2 Tage veranschaulicht, wenn das W-Triebwerk gefeuert wird. Die Längenänderung &Dgr;L, die durch Gleichung (2) gegeben ist, repräsentiert die Fläche unter dem Treibratengraphen 100.

Bei dem beispielhaften Triebwerksystem, bei dem f = 7/8 und der Polarwinkel &PHgr; und der Schwenkwinkel &agr; der O- und W-Triebwerke 90° bzw. 45° betragen, reduzieren sich die Therme (sin&PHgr;)(sin&agr;)f der Gleichung (1) auf ~0,62. Falls F 0,08 N beträgt und M 2800 kg beträgt, dann ergibt Gleichung (2) eine Längenänderung &Dgr;L von ~121° für eine Td-Periode von 30 Tagen.

Eine maximale Zuverlässigkeit des Triebwerksystems 60 der 2, 3A und 3B würde durch Strukturieren des Energieversorgungssystems (50 in 3B) realisiert werden, wenn dieses unabhängige Energieversorgungen für jedes Triebwerk aufweisen würde. Da Gewicht und Raum ernsthaft beschränkende Raumflugkörperwerte darstellen, ist das Energieversorgungssystem jedoch vorzugsweise strukturiert, um eine erste Energieversorgung an die O- und W-Triebwerke, eine zweite Energieversorgung an ein erstes diagonales Paar von NO- und SW-Triebwerken und eine dritte Energieversorgung an ein zweites diagonales Paar aus So- und NW-Triebwerken zu koppeln.

Ein erster Fehlermodus tritt auf, wenn entweder die O- und W-Triebwerke oder ihre gemeinsame Energieversorgung versagt. Bei diesem Fehlermodus können die NO-, SO-, NW- und SW-Triebwerke die positionsändernden Manöver (zusätzlich zu ihren stationshaltenden Aufgaben) bewirken, da sie zu einem signifikanten tangentialen Schub fähig sind. Bei einer ostwärts gerichteten Positionsänderung, die Td Tage bis zur Vervollständigung benötigt, könnten die NO- und SO-Triebwerke gleichzeitig während den anfänglichen Td/2 Tagen gefeuert werden, und die NW- und SW-Triebwerke könnten dann gleichzeitig während den letzten Td/2 Tagen gefeuert werden. Obwohl diese Triebwerke zu einem geringeren tangentialen Schub als die ausgefallenen O- und W-Triebwerke fähig sind, kompensieren sie diese Schubverringerung, wenn sie in Paaren gefeuert werden.

Bei einem beispielhaften Triebwerksystem beträgt der Polarwinkel ϕ und der Schwenkwinkel &agr; der NO-, SO-, NW- und SW-Triebwerke 55° bzw. 45°. Obwohl zwei Triebwerke nun gleichzeitig bei einen positionsändernden Manöver feuern, ist es wahrscheinlicher, dass sie (da ihr Polarwinkel von dem der O- und W-Triebwerke reduziert ist) Abgaswolkenaufprallprobleme („plume impingement problems") mit einer Raumflugkörperstruktur (z.B. den Solarflügelkonzentratoren 49 der 2, 3A und 3B) für zumindest einen Teil eines jeden Tags haben.

Dementsprechend muss ihr täglicher Feuerbruchteil f reduziert werden, um die Beschädigung, die einen Abgaswolkenaufprall an solchen Strukturen verursachen könnte, zu vermeiden. Bei einem beispielhaften Raumflugkörper könnten 3 Stunden/Tag für ein Halten der Position und 8 Stunden/Tag die auf Grund eines Abgaswolkenaufpralls nicht zur Verfügung stehen. Bei diesem Raumflugkörper könnten 13 von 24 Stunden einer Positionsänderung zugewiesen sein, so dass der Feuerbruchteil f auf 0,54 verringert ist. Für dieses Beispiel ergeben Gleichungen (1) und (2) eine Längenänderung &Dgr;L im ersten Fehlermodus von ~122° für eine Td-Periode von 30 Tagen. Bei anderen Raumflugkörperausführungsformen wird ein Abgaswolkenaufprall nicht beachtlich sein, und dementsprechend kann der Feuerbruchteil f erhöht werden und die Td-Periode verringert sich.

In einigen Raumflugkörpern könnte eine Energiebegrenzung ein gleichzeitiges Feuern der Triebwerke jedes diagonalen Triebwerkpaars nicht zulassen. In diesem Fall, und falls ein Abgaswolkenaufprall kein Problem ist, so dass der Feuerbruchteil bei 0,875 gehalten werden kann, ergibt Gleichung (1), dass eine Längenänderung &Dgr;L von ~99° mit einer Zeitperiode Td von 30 Tagen realisiert werden kann.

Ein zweiter Fehlermodus tritt auf, falls das diagonale Paar oder ihre gemeinsame Energieversorgung versagt. In diesem Fehlermodus funktionieren z.B. lediglich die O- und W-Triebwerke und das erste diagonale Paar aus SO- und NW-Triebwerken. Hei diesem Fehlermodus wird eine Positionsänderung mit den O- und W-Triebwerken bewirkt, und das zweite diagonale Paar aus SO- und NW-Triebwerken kann dennoch ein Halten der Position bewirken.

Ein dritter Fehlermodus tritt auf, wenn ein Triebwerk von jedem diagonalen Paar versagt. Ein Versagen der NO- und SO-Triebwerke würde z.B. lediglich die O-, W-, NW- und SW-Triebwerke funktionieren lassen. Bei diesem Fehlermodus wird eine Positionsänderung mit den O- und W-Triebwerken bewirkt, und ein Halten der Position wird mit dem O-Triebwerk und den NW- und SW-Triebwerken bewirkt.

In 2 sind die Triebwerke des Triebwerksystems 60 alle durch den Masseschwerpunkt 98 des Raumflugkörpers gerichtet. Wenn die Triebwerke die oben beschriebenen positionsändernden Manöver bewirken, stören sie deshalb die Dienstfluglage des Raumflugkörpers nicht. Dies ist ein bedeutendes Merkmal der vorliegenden Erfindung, da Positionsänderungen ohne Verlust der Dienstzeit des Raumflugkörpers realisiert werden. Ein Masseschwerpunkt des Raumflugkörpers bewegt sich jedoch während seines Dienstlebens aufgrund von verschiedenen Effekten (z.B. Drehung von Solarflügeln und Verwendung von Triebwerktreibstoff, wie z.B. flüssigem Xenon). Dementsprechend sind die Triebwerke der Erfindung vorzugsweise kardanisch aufgehängt, so dass sie den Masseschwerpunkt verfolgen können, wenn er sich ändert.

Viele Raumflugkörper verwenden Impulsräder, die ihre Winkelgeschwindigkeit ändern können, und dadurch Drehmomente in dem Raumflugkörper induzieren. Diese induzierten Drehmomente sind angeordnet, um den Raumflugkörper in seiner Dienstfluglage zu halten (z.B. mit seinen Kommunikationsantennen entlang der Peillinie 33 der 1 auf Dienstgebiete gerichtet). Periodisch erreichen die Impulsräder ihre maximale Nennwinkelgeschwindigkeit, und die Geschwindigkeit muss dann derart verringert werden, dass sie fortfahren können, die Fluglage des Raumflugkörpers zu steuern.

Aufgrund ihrer kardanisch aufgehängten Struktur können die Triebwerke der Erfindung absichtlich von dem Masseschwerpunkt weggerichtet werden (wie in 2 durch die Richtung 99 des SO-Triebwerks angezeigt), um dadurch Drehmomente in dem Raumflugkörper zu induzieren, die durch Versatzdrehmomente genullt werden, die durch die Impulsräder erzeugt werden. Die induzierten Drehmomente sind derart angeordnet, dass die Versatzdrehmomente eine Geschwindigkeitsverringerung in den Impulsrädern erfordern, und dadurch wird ihr Impuls „verringert" („dumped").

2, 3A und 3B haben ein Triebwerksystem 60 veranschaulicht, dessen Triebwerke alle um Schwenkwinkel &agr; von dem Anti-Nadir-Teil 96 der Gierachse gedreht wurden. Die Erfindung umfasst auch gleichwirkende Triebwerksystemausführungsformen, bei denen die Triebwerke um Schwenkwinkel &agr; von dem Nadir-Teil der Gierachse gedreht werden. Im Wesentlichen ist das Triebwerksystem um die Roll-Nickachsenebene in dieser Triebwerksausführung gespiegelt. Bei einem Beispiel dieser gespiegelten Ausführungsform zeigt 3B das NO-Triebwerk 64 und das NW-Triebwerk 65 auf Positionen 64M und 65M aus gestrichelten Linie gespiegelt.

Triebwerksysteme wurden beschrieben, die besonders zum Bewirken einer Positionsänderung, eines Haltens einer Position und einer Impulsverringerung eines Raumflugkörpers geeignet sind, während eine Dienstfluglage des Raumflugkörpers derart beibehalten wird, dass der Dienst nicht unterbrochen wird. Wie oben beschrieben, erzeugen die Systeme signifikante tangentiale Schubkomponenten, so dass eine schnelle Positionsänderung realisiert wird. Die Systeme sind speziell für eine Positionsänderung eines Raumflugkörpers geeignet, bei dem eine Energiefähigkeit ein Feuern von mehr als einem Triebwerk zu einer Zeit ausschließt. Wie ebenfalls beschrieben, können die Systeme dennoch eine Positionsänderung, ein Halten der Position und eine Impulsverringerung im Falle einer Vielzahl von Fehlermodi realisieren. Obwohl diese Systeme mit verschiedenen Antriebstypen realisiert werden können, sind sie besonders für Ionen-Triebwerke geeignet.

Die bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung, die hier beschrieben sind, sind beispielhaft, und zahlreiche Modifikationen, dimensionale Abweichungen und Umordnungen, von denen alle als vom Schutzbereich der angehängten Ansprüche umfasst angesehen werden sollen, kann man sich einfach vorstellen, um ein äquivalentes Ergebnis zu erhalten.


Anspruch[de]
  1. Triebwerksystem (60), das eine Positionsänderung, ein Halten der Position und eine Impulsverringerung bei einem Raumflugkörper (40) erleichtert, wenn er sich in einer Umlaufebene (24) befindet, wobei seine Gierachse (92, 96) im Wesentlichen auf die Erde (26) ausgerichtet ist, seine Rollachse (94) im Wesentlichen entlang dem Geschwindigkeitsvektor des Raumflugkörpers ausgerichtet ist und seine Nickachse (86) im Wesentlichen senkrecht zur Umlaufebene (24) ausgerichtet ist, wobei das System (60) Folgendes aufweist:

    ein Nordost-(NO-)Triebwerk (64), das südwärts von der Nickachse (86) aus um einen NO-Polarwinkel (ϕ) geneigt ist, der kleiner als 80° ist, und das ostwärts von der Gierachse (96) aus um einen NO-Drehwinkel (&agr;) gedreht ist, der kleiner als 80° ist;

    ein Südost-(SO-)Triebwerk (66), das nordwärts von der Nickachse (86) aus um einen SO-Polarwinkel (ϕ) geneigt ist, der kleiner als 80° ist, und das ostwärts von der Gierachse (96) aus um einen SO-Drehwinkel (&agr;) gedreht ist, der kleiner als 80° ist;

    ein Nordwest-(NW-)Triebwerk (65), das südwärts von der Nickachse (86) aus um einen NW-Polarwinkel (ϕ) geneigt ist, der kleiner als 80° ist, und das westwärts von der Gierachse (96) aus um einen NW-Drehwinkel (&agr;) gedreht ist, der kleiner als 80° ist;

    ein Südwest-(SW-)Triebwerk (67), das nordwärts von der Nickachse (86) aus um einen SW-Polarwinkel (ϕ) geneigt ist, der kleiner als 80° ist, und das westwärts von der Gierachse (96) aus um einen SW-Drehwinkel (&agr;) gedreht ist, der kleiner als 80° ist;

    wobei das System (60) gekennzeichnet ist durch:

    ein Ost-(O-)Triebwerk (62), das südwärts von der Nickachse (86) aus um einen O-Polarwinkel (ϕ) geneigt ist, der ausreicht, um das O-Triebwerk (62) zwischen dem NO-Triebwerk (64) und dem SO-Triebwerk (66) zu positionieren, und das ostwärts von der Gierachse (96) aus um einen O-Drehwinkel (&agr;) gedreht ist, der kleiner als 80° ist; und

    ein West-(W-)Triebwerk (63), das südwärts von der Nickachse (86) aus um einen W-Polarwinkel (ϕ) geneigt ist, der ausreicht, um das W-Triebwerk (63) zwischen dem NW-Triebwerk (65) und dem SW-Triebwerk (67) zu positionieren, und das westwärts von der Gierachse (96) aus um einen W-Drehwinkel (&agr;) gedreht ist, der kleiner als 80° ist.
  2. Triebwerksystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass alle Drehwinkel (&agr;) von einem Anti-Nadir-Teil (96) der Gierachse (92, 96) gedreht sind.
  3. Triebwerksystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass alle Drehwinkel (&agr;) von einem Nadir-Teil (92) der Gierachse (92, 96) aus gedreht sind.
  4. Triebwerksystem nach einem der Ansprüche 1–3, dadurch gekennzeichnet, dass die NO-, SO-, NW- und SW-Polarwinkel (ϕ) zwischen 40° und 65° liegen.
  5. Triebwerksystem nach einem der Ansprüche 1–4, dadurch gekennzeichnet, dass die NO-, SO-, NW- und SW-Polarwinkel (ϕ) im Wesentlichen gleich sind.
  6. Triebwerksystem nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die O- und W-Polarwinkel (ϕ) im Wesentlichen 90° betragen.
  7. Triebwerksystem nach einem der Ansprüche 1–6, dadurch gekennzeichnet, dass die NO-, SO-, NW- und SW-Drehwinkel (&agr;) zwischen 30° und 50° liegen und die O- und W-Drehwinkel (&agr;) zwischen 30° und 90° liegen.
  8. Triebwerksystem nach einem der Ansprüche 1–7, dadurch gekennzeichnet, dass die NO-, SO-, NW- und SW-Drehwinkel (&agr;) im Wesentlichen gleich sind.
  9. Triebwerksystem nach einem der Ansprüche 1–8, dadurch gekennzeichnet, dass der Raumflugkörper (40) einen Massenschwerpunkt (98) aufweist und alle Triebwerke (6267) auf den Massenschwerpunkt ausgerichtet sind.
  10. Triebwerksystem nach einem der Ansprüche 1–8, dadurch gekennzeichnet, dass der Raumflugkörper einen Massenschwerpunkt (98) aufweist und zumindest eines der Triebwerke (6267) konfiguriert ist, um von dem Massenschwerpunkt (98) weggeschwenkt (99) zu werden, um dadurch in dem Raumflugkörper ein Drehmoment (40) zu erzeugen.
  11. Raumflugkörper (40) mit einem Körper (42) und einem Satz von Triebwerken (6267), die an den Körper (42) gekoppelt sind, dadurch gekennzeichnet, dass die Triebwerke (6267) ein Triebwerksystem (60) nach einem der Ansprüche 1–10 bilden.
  12. Raumflugkörper nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch:

    zumindest einen Solarflügel (44, 45), der an den Körper (42) gekoppelt ist und konfiguriert ist, einen elektrischen Strom (51) in Reaktion auf Sonnenlicht zu erzeugen;

    eine erste Energieversorgung (50), die verbunden ist, um Energie (53) an das NO-Triebwerk (64) und das SW-Triebwerk (67) in Reaktion auf den Strom (51) zu liefern;

    eine zweite Energieversorgung (50), die verbunden ist, um Energie (53) an das O-Triebwerk (62) und das W-Triebwerk (63) in Reaktion auf den Strom (51) zu liefern; und

    eine dritte Energieversorgung (50), die verbunden ist, um Energie (53) an das NW-Triebwerk (65) und das SO-Triebwerk (66) in Reaktion auf den Strom (51) zu liefern.
  13. Raumflugkörper nach Anspruch 11 oder 12, gekennzeichnet durch:

    zumindest ein Gyroskop (52), das an den Körper (42) koppelt, um Rotationssignale zu erzeugen;

    zumindest einen Lagesensor (54), der an den Körper (42) koppelt, um Lagesignale zu erzeugen; und

    eine Steuereinrichtung (56), die die Rotations- und Lagesignale empfängt und in Reaktion darauf Triebwerksbefehlssignale (57) an das Triebwerksystem (60) koppelt.
Es folgen 4 Blatt Zeichnungen






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