{"id":7049,"date":"2012-09-15T00:34:20","date_gmt":"2012-09-14T22:34:20","guid":{"rendered":"http:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=7049"},"modified":"2012-09-13T09:46:05","modified_gmt":"2012-09-13T07:46:05","slug":"die-raumliche-orientierung-von-raumsonden-und-satelliten-teil-2","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2012\/09\/15\/die-raumliche-orientierung-von-raumsonden-und-satelliten-teil-2\/","title":{"rendered":"Die räumliche Orientierung von Raumsonden und Satelliten – Teil 2"},"content":{"rendered":"

T.J. hat mich zu einem zweiten Artikel inspiriert, der auch weil er mit 2 K etwas lang ist in zwei Teilen im Blog erscheint, man findet ihn aber auch auf der Website, wenn man weiss, wo dort die Neuigkeiten verzeichnet sind ;-). Das Thema ist nicht gerade meine Kernkompetenz, sondern eher etwas für einen Gastblog (ich weis dass einige aus der Raumfahrtindustrie das lesen, also wenn Fehler gefunden werden, bitte mailen). In diesem Artikel geht es um die Feststellung der räumlichen Lage (gestern<\/a>) und wie man sie verändern kann (morgen). Den ganzen Artikel findet ihr auch in der Website und zwar hier<\/a>.<\/p>\n

Lageregelung<\/h2>\n

Die Feststellung der Lage alleine ist nutzlos, wenn man diese nicht verändern kann. Auch hier ein historischer Rückblick. Die ersten Satelliten und Raumsonden nutzten dazu alleine einen Antrieb, also kleine Raketentriebwerke mit einem kleinen Schub (typisch: 0,2 bis 5 N) um die Sonde oder den Satelliten zu drehen. Je nachdem wie groß der Antriebbedarf ist, kann man dazu Druckgas (wie z.B. Stickstoff: Eingesetzt z.B. bei Mariner 8-10, Viking<\/a>, bei allen Missionen war die Erschöpfung des Druckgases verantwortlich für das Missionsende), einen katalytisch zersetzbaren Treibstoff (in den sechziger Jahren Wasserstoffperoxid, heute Hydrazin) oder eine lagerfähige Treibstoffkombination nutzen. Das Letzte kommt vor allem zum Einsatz bei geostationären Satelliten, die ja auch ein Antriebssystem haben, um aus der Übergangsbahn in die geostationäre Bahn zu gelangen. Hydrazin wird heute noch als monergoler Treibstoff von vielen US-Raumsonden genutzt. Allerdings wird es dort oft durch andere Systeme ergänzt. Sofern eine Raumsonde aber nicht zu viele Drehungen und Neuausrichtungen durchfuhren muss, wie dies z.B. bei Vorbeiflugsonden der Fall ist, kann man Treibstoff als einzige Lageänderungsmöglichkeit vorsehen. Voyager 1+2<\/a>, aber auch New Horizons<\/a> haben nur Treibstoff um sich zu drehen oder neu auszurichten und bei Voyager wird der Treibstoff weit über das Jahr 2025 hinaus reichen, wenn der Strom soweit abgesunken ist, dass man kein wissenschaftliches Instrument mehr betrieben kann und damit auch die Notwendigkeit der Drehung wegfällt (vorher dreht sich die Sonde regelmäßig um die Z-Achse um mit dem Magnetometer und Plasmawelleninstrument einen 360\u00b0 Kreis um die Sonde abzufahren).<\/p>\n

Triebwerke mit ihrer endlichen Ressource Treibstoff werden aber aus einem anderen Grunde auch benötigt: Nur mit ihnen ist es nicht nur möglich die Lage im Raum, sondern auch die Bewegung zu ändern. Bei Raumsonden z.B. die Bahn zu verändern und bei Satelliten einer Kollision auszuweichen. Bei geostationären Satelliten ist auch ein Drift aus der Ausgangsposition durch das unregelmäßige Schwerefeld der Erde zu kompensieren. Heute setzen sich bei immer längeren Lebensdauern mehr und mehr Ionentriebwerke durch, die weitaus weniger Treibstoff benötigen. Sie werden bei geostationären Satelliten schon teilweise zur Lagekontrolle eingesetzt, weil diese bei den heute geforderten Lebensdauern von 12-15 Jahren sonst zu zwei Dritteln aus Treibstoff bestehen würden. Der Antriebsbedarf für Bahnveränderungen ist bei geostationären Satelliten höher als bei niedrig fliegenden Satelliten, da diese nicht immer über dem gleichen Ort bleiben müssen. Eine Ausnahme sind sehr erdnahe Satelliten, die es heute aber kaum noch gibt. Spionagesatelliten hatten früher um eine erdnahe Bahn aufrecht zu erhalten sehr viel Treibstoff an Bord, da die obere Atmosphäre sehr stark bremst. Bei der ISS, die sich in einer erdnahen Umlaufbahn befindet werden pro Jahr noch einige Tonnen Treibstoff benötigt. Schon das Anheben der Station mit ATV 2\/3 von 346 auf 407 km, Höhe reduziert den Treibstoffbedarf um mehr als die Hälfte. Oberhalb 500 km Höhe ist die Lebensdauer der Bahn so hoch, dass der Treibstoffbedarf für ein Absinken kleiner ist als der für andere Manöver wie dem Entsättigen der Drallräder oder dem Ausweichen wenn Weltraumschrott auf Kollisionskurs ist.<\/p>\n

\"\"Die Stabilisierung der räumlichen Lage kann auch passiv erfolgen. So war bei Kommunikationssatelliten bis in die achtziger Jahre die übliche Technik, dass die zylinderförmigen Satelliten um ihre eigene Achse rotierten und ein Motor die Antenne in die Gegenrichtung drehte, sodass in der Summe die Antenne auf die Erde ausgerichtet blieb. Auch frühe Wettersatelliten<\/a> (TIROS) arbeiteten nach diesem Prinzip. Dabei wurde das Bild streifenweise aus Scanzeilen zusammengesetzt. Meteosat setzt in der aktuellen Generation (MSG) auch noch die Spinnstabilisierung ein. Ein rotierender Körper ist durch die Rotation stabil. Aus demselben Grund werden auch Projektile durch spiralförmige Vertiefungen in den Läufen von Gewehren und Kanonen in Rotation versetzt. (Bild links: INTELSAT 4A, gestartet Ende der siebziger Jahre)<\/p>\n

Heute üblich ist die Dreiachsenstabilisierung. Das bedeutet, der Körper nimmt eine feste Position im dreidimensionalen Raum ein, er kann um jede Achse gedreht werden. Bei der Drallstabilisierung war eine Bewegung nur entlang der Rotationsachse möglich ohne eine Nutation des Satelliten zu erzeugen. Um von einem in den anderen Zustand zu wechseln, gibt es verschiedene Techniken. Satelliten werden von den Raketenstufen üblicherweise in Rotation versetzt, bevor sie abgetrennt werden. Das vermeidet eine einseitige Aufheizung und bewirkt, dass die Solarpaneele zumindest periodisch von der Sonne beschienen werden und so die Batterien geschont werden. Um diese abzubauen, ist ein Jo-Jo System üblich: Gewichte an Seilen werden abgerollt und nehmen einen Großteil des Drehmomentes mit, analog wie, wenn ein Piroettendreher die Arme ausbreitet und die Rotation langsamer wird. Danach werden die Seile gekappt und die Gewichte fliegen weg. Das Drehmoment wird dabei in kinetische Energie umgewandelt. Den Restimpuls kann man dann mit den Triebwerken abbauen. Um einen Satelliten, nachdem er die Zielposition erreicht hat, in Rotation zu versetzen, werden dann Triebwerke in der Rotationsachse genutzt.<\/p>\n

<\/p>\n

Die Dreiachsenstabilisierung setzen die meisten Satelliten ein. Sie ermöglicht größere Solarpaneele. Bei der Drallstabilisierung sind diese an der Oberfläche des Zylinders angebracht und diese ist beschränkt. Nur mit der Lageveränderung durch Triebwerke wäre die Lebensdauer aber zu kurz oder der Satellit müsste zum größten Teil aus Treibstoff bestehen.<\/p>\n

\"\"Bei der Dreiachsenstabilisierung werden heute Reaktionsschwungräder und Control-Momentum-Gyros (CMG) eingesetzt. Reaktionsschwungräder sind massive Räder, die von einem Elektromotor in rasche Rotation gebracht werden. (Typisch 6000 U\/min). Wird ein Rad in Rotation gebracht, so induziert es ein Drehmoment, das dann den ganzen Satelliten in die Gegenrichtung dreht. Mit drei Rädern senkrecht zueinander positioniert, kann man somit die Lage in allen drei Raumachsen sehr feinfühlig kontrollieren. Beim Erreichen der neuen Lage wird das Rad dann durch einen entgegengesetzten Impuls gestoppt. Mit der Zeit akkumulieren sich aber die in den Kreiseln gespeicherten Energien und die Räder müssen entdrallt werden. Dafür werden dann Triebwerke oder eine andere Stabilisierungstechnik benötigt. Da Reaktionsschwungräder sehr geringe Momente haben, die größten an Bord der ISS<\/a> z.B. 4760 Nms, bei Satelliten eher 10-70 Nms, kann man heute mit Ionentriebwerken eine Desättigung durchführen. Ein Ionentriebwerk wie der Boeing 702 Thruster hat einen Schub von 165 mN. Es kann das Moment eines 68 Nms Reaktionsschwungrades (ausreichend für einen bis zu 7000 kg schweren Satelliten) in 412 s abbauen. Für Satelliten, die schnell neu ausgerichtet werden müssen, sind Reaktionsschwungräder wegen ihres geringen Moments allerdings nicht geeignet. (Bild rechts: Reaktionsschwungrad des Mondorbiters LRO<\/a>).<\/p>\n

Da Reaktionsschwungräder mechanisch hoch beanspruchte Systeme sind, haben viele Satelliten mehr als drei an Bord. Üblich ist ein Reserverad, das gekippt werden kann, um einen Ausfall in einer der drei Raumachsen abzufangen. Bei Hubble wurden sie ausgetauscht, bei Rosat<\/a> ging man nach dem Ausfall von zwei Schwungrädern zur Magnetfeldstabilisierung über, wegen der langsameren Drehung konnte man dann aber nur noch eine anstatt 30 Quellen pro Tag beobachten. Bei Dawn sind nach dem Besuch von Vesta auch zwei Schwungräder ausgefallen. Hier wird man mit den Triebwerken die Drehungen in einer Raumachse durchführen. Genügend Treibstoff gibt es bei dieser Sonde zum Glück. Die ISS hat sogar sechs Schwungräder, je zwei pro Raumachse. Verglichen mit der Masse des Raumschiffs sind Reaktionsschwungräder recht leicht. Sie wiegen je nach Satellitengröße etwa 2-20 kg, weniger als ein Prozent der Satellitenmasse. Daher kann man Reserveräder vorsehen.<\/p>\n

\"\"Bei sehr großen Satelliten oder der Raumstation ISS ist es gewichtsmäßig günstiger, anstatt mehrere Reaktionsschwungrädern einzusetzen, ein sehr großes Rad in Rotation zu bringen und dieses in einer in zwei Achsen kippbaren Plattform einzuspannen. Was man dann hat, ist im Prinzip eine Drallstabilisierung, nur im Inneren des Satelliten. Wird das schnell rotierende Rad gekippt, so induziert es eine entgegen der Kipprichtung gerichtete Kraft, die den ganzen Satelliten dreht, bis dieser die gewünschte Orientierung im Raum erreicht hat. Auch hier ist dieses System redundant ausgelegt. CMG werden dauernd betrieben und die Drehungen werden durch das Kippen der CMG erzeugt. Das CMG von Skylab<\/a> wog 190 kg, davon entfielen 66 kg auf die Kreisel. Es war fähig die Station mit einem angekoppelten Apolloraumschiff, das sind rund 96 t Masse zu drehen. Je nach Achse war eine Drehung um bis zu 7 Grad\/s möglich.\u00a0 (Bild links: Die vier Kreisel des CMG der ISS).<\/p>\n

Die dritte Möglichkeit ist es äußere Einflüsse zur Stabilisierung zu nutzen. Bei kleinen Satelliten ist es üblich, als passive Stabilisierung das Magnetfeld der Erde zu nutzen. Die Magnetfeldlinien verlaufen außer an den Polen parallel zur Erdoberfläche. Wird nun im Erdmagnetfeld ein zweites Magnetfeld erzeugt, so wirkt eine Kraft auf den Körper. Die Kraft ist bestrebt, die Abstoßungskräfte zu minimieren. Dies kennt man auch von Magneten, die sich abstoßen. Für eine gezielte Drehung müssen die Magnetfelder um den Satelliten asymmetrisch sein. Bei kleinen Satelliten (Nano- oder Picosats) reichen Permanentmagneten, die vorberechnet platziert sind. Sie haben dann nur eine vorgegebene räumliche Lage. Das ist jedoch bei diesen Satelliten, die oft nur ihre Kamera auf die Erde ausrichten wollen, ausreichend. Größere Satelliten verwenden Elektromagnete, die programmgesteuert ein\/ausgeschaltet werden können. Die durch das Magnetfeld induzierten Kräfte sind sehr klein, sodass man Satelliten nicht schnell drehen kann und sie hängen von der Magnetfeldstärke (sowohl des Erdmagnetfeldes wie auch des erzeugten Feldes) ab, sodass diese Technik bei geostationären Satelliten kaum effektiv ist und bei Merkur, Venus, Mond und Mars unwirksam ist. Bei den starken Magnetfeldern von Jupiter, Saturn, Uranus und Neptun wäre es aber dort eine sehr effektive Technik, wurde aber bisher noch nicht genutzt. Der Hauptvorteil ist, dass es keine mechanisch beweglichen Teile gibt, damit gibt es nicht die Möglichkeit, wie bei Rädern, dass diese ausfallen. Weiterhin benötigt man keinen Treibstoff und muss keine Momente entsättigen wie bei den Reaktionsschwungrädern.<\/p>\n

\"\"Experimentell nutzte man zumindest bei den ersten Mariner Sonden<\/a> Sonnensegel. Das Licht hat einen Strahlungsdruck, der auf jede Fläche wirkt. Er ist aber klein und beträgt nur 9 N\/km\u00b2. Um die 0,165 N des obigen Ionentriebwerks zu ersetzen, müsste ein Solarsegel über 18.000 m\u00b2 groß sein. Trotzdem sind die Kräfte über längere Zeiten nicht zu verachten, denn sie akkumulieren sich. So hatte der Mars Climate Orbite<\/a>r nur ein großes Sonnensegel, dass daher eine asymmetrische Kraft auf das Raumschiff ausübte. Zur Kompensation dieser Kraft, aber auch Entsättigung der Reaktionsschwungräder, musste man regelmäßig die Triebwerke zünden was auch Bahnveränderungen verursachte, die man dann auch kompensieren musste. Die Überkompensation dessen war Ursache des Verlustes dieses Marssatelliten. (Bild rechts: die Flächen am Ende der Solarpaneele sind Sonnensegel die bei Mariner 3+4 erprobt wurden)<\/p>\n

Die letzte Stabilisierung ist die durch den Gravitationsgradienten. Auch wenn ein Satellit schwerelos ist, so ist doch ein Teil des Satelliten weiter von der Erdoberfläche entfernt als der andere. Das bedeutet, die Anziehungskraft ist am einen Ende höher als beim anderen. Was passiert ist, dass sich der Satellit solange dreht, bis er eine Lage erreicht hat, bei dem die Unterschiede minimal sind. Wenn der Satellit z.B. die Form eines langen Zylinders hat, so ist die optimale Lage die, bei der die Längsachse parallel zur Erdoberfläche ist. Bei Skylab nutzte man diesen Effekt, um die CMG dieser Station zu entsättigen, die genutzt wurden, um die Station zu drehen, wenn Erdbeobachtungen anstanden. Der Gravitationsgradient drehte die Station wieder in die Horizontale und entsättigte dabei die CMG. Als die Station direkt nach dem Start in eine andere Lage gebracht werden musste, um die Auswirkungen des Ausfalls des Mikrometoritenschutzschilds zu minimieren, verbrauchte sie in 10 Tagen rund ein Drittel des Stickstoffdruckgases.<\/p>\n

\"\"Für kleine Satelliten, die sehr nahe der Erde sind und auch nur begrenzte Lebensdauer haben, wurde auch die aerodynamische Stabilisierung vorgeschlagen \u2013 in niedriger Höhe ist die Atmosphäre dicht genug, dass abstehende Flächen vom Satelliten (zum Beispiel schräg nach hinten angebrachte Solarpaneele) zur Stabilisierung genutzt werden können. Im Normalfall ist man aber an einer aerodynamischen Form interessiert, um die Abbremsung zu minimieren. So hatten die Satelliten des Keyholeprogramms die in erdnahen Umlaufbahnen operierten\u00b4, die Form eines Füllers (ein Zylinder mit einer Kegelspitze) und auch der ESA-Satellit GOCE ist aerodynamisch geformt, damit die Atmosphäre die Gravitationsfeldmessungen möglichst wenig stört. (Bild links).<\/p>\n

Heute bildet die Lagefeststellung und die Lageregelung ein eigenes System, das \u201eAttitude and Orbital Control System\u201c (AOCS). Für viele Satelliten kann man es aus Standardbauteilen wie Reaktionsschwungrädern in verschiedenen Größen, Treibstofftanks mit abgestuften Abmessungen und Triebwerken mit gebräuchlichen Schüben zusammenstellen. Für Kommunikationssatelliten mit definierten Startmassen ist das AOCS\u00a0 Bestandteil eines weitgehend fertig vorkonfektionierten Satellitenbusses der dann nur noch an die funktechnische Nutzlast und ihre Anforderungen (Strombedarf, Lebendauer im Orbit) angepasst wird. Für astronomische Satelliten mit sehr hohen Anforderungen wird es aber noch für diesen einen Einsatzzweck entwickelt. Dies ist auch ein Grund, warum diese Missionen meist deutlich teurer als gewöhnliche Satelliten sind.<\/p>\n

Links \/ Referenzen<\/h3>\n

http:\/\/www.princeton.edu\/~stengel\/MAE342Lecture13.pdf<\/a><\/p>\n

http:\/\/www.princeton.edu\/~stengel\/MAE342Lecture14.pdf<\/a><\/p>\n

http:\/\/www.reactionwheel.com\/resources\/reactionwheel.pdf<\/a><\/p>\n

http:\/\/ntrs.nasa.gov\/archive\/nasa\/casi.ntrs.nasa.gov\/20100021932_2010023824.pdf<\/a><\/p>\n

http:\/\/www.spacecraftresearch.com\/files\/Brown_GNC2008.pdf<\/a><\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"

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