DE69722731T2

DE69722731T2 - Verbesserungen an beobachtungssatelliten oder fernmeldesatelliten

Info

Publication number: DE69722731T2
Application number: DE69722731T
Authority: DE
Inventors: Jean-Paul Aguttes; Eric Conde; Jacques Sombrin
Original assignee: Centre National dEtudes Spatiales CNES
Current assignee: Centre National dEtudes Spatiales CNES
Priority date: 1996-03-20
Filing date: 1997-03-18
Publication date: 2004-04-29
Anticipated expiration: 2017-03-19
Also published as: US6215458B1; EP0827475A1; RU2199803C2; BR9706944A; CA2221891A1; FR2746365A1; JPH11505696A; CN1448314A; CN1448316A; KR19990021830A; EP0827475B1; WO1997034801A1; CN1448315A; CA2221891C; DE69722731D1; FR2746365B1; ATE242717T1

Description

Die Erfindung betrifft Satelliten in der Raumfahrttechnik.
Im folgenden wird die Erfindung insbesondere für den Fall eines Radar-Beobachtungssatelliten beschrieben.
Wie während der ganzen Beschreibung leicht zu sehen sein wird, ist sie ebenfalls vorteilhaft auf Telekommunikations-Satelliten anwendbar.
Ebenso wird die Erfindung für den Fall einer Umlaufbahn um die Erde beschrieben. Selbstverständlich sind auch andere Himmelskörper möglich.
Darstellung des bisherigen Stands der Technik
Wie in den 1 bis 3 dargestellt ist, besteht ein Radar-Satellit gewöhnlich im wesentlichen aus einer rechteckigen, planaren Antenne 1, einem Logistikmodul 2 und Solar-Panels 3.
Die Solar-Panels 3 sind in Richtung der Sonne S ausgerichtet, während die Antenne 1 auf die Erde T ausgerichtet ist und in Bezug zum Geschwindigkeitsvektor V des Satelliten seitlich abbildet.
Die verschiedenen Parameter eines solchen Satelliten sind die folgenden.
Abmessungen der Radar-Antenne
Die Abmessung der Antenne 1 in Richtung des Geschwindigkeitsvektors V des Satelliten oder die Länge L in der 3 ist über einen Zusammenhang zwischen 1, 1 und 2 direkt mit der Bildauflösung entlang dieser Achse verbunden (Doppler- oder Azimut-Auflösung).
Senkrecht zum Geschwindigkeitsvektor V wächst die Höhe H der Antenne 1 in Abhängigkeit von der Erfassungsbreite des Bildes (Breite des Bildes am Boden quer zum Geschwindigkeitsvektor), vom maximalen Einfallswinkel (Winkelabstand zwischen der Beobachtungsachse und der Senkrechten der abgebildeten Stelle am Boden) und von der Höhe und in Abhängigkeit von der umgekehrten Proportionalität der Länge L. Außerdem ist für Voraussetzungen, die auf den vorausgehenden Parametern gegeben sind, die Höhe direkt proportional zur Radarwellenlänge.
Daher verwendet ein Radar niedriger Auflösung (< 10 m) eine in Richtung des Geschwindigkeitsvektors langgezogene Antenne (L = 15 m und H = 1,5 m für RADARSAT), während eine mittlere oder hohe Auflösung (< 5 m) zu Antennen mit H wesentlich größer als L führen kann, insbesondere für niedrige Frequenzen (L oder S) oder in Kombination mehrerer Frequenzen mit in Richtung der Höhe H nebeneinander angeordneten Antennen.
Rollneigung
Wie in 3 dargestellt, gestattet die Einstellung um die Rollachse der Beobactungsachse des Strahlkegels der Antenne 1, die Abbildung mehr oder weniger entfernt von der Vertikalen des Satelliten zu positionieren (Überdeckung des Einfallswinkelbereichs). Diese Einstellung wird heutzutage durch elektronische Strahlsteuerung zwischen zwei Einfallswinkeln i_min und i_max erreicht, jedoch wird zur Begrenzung des Bereichs der Strahlsteuerung und der Höhe der Antenne 1, die Antenne in der Weise ausgerichtet, daß ihre Normale N in eine mittlere Richtung im Einfallswinkelbereich zeigt. Der Rollwinkel r ist typischerweise 30°.
Leistung und lokale Uhrzeit der Umlaufbahn
Im Gegensatz zur optischen Beobachtung benötigt die Radar-Beobachtung keine besonderen Bedingungen der Beleuchtung der Szene durch die Sonne. Dagegen ist sie ein Verbraucher elektrischer Energie im Satelliten. All dies führt dazu, eine heliosynchrone Umlaufbahn mit einer lokalen Uhrzeit von 6 h oder 18h beizubehalten, die es den Solar-Panels 3 gestattet, praktisch ununterbrochen auf die Sonne ausgerichtet und produktiv zu bleiben (wenig Sonnenverdeckung im Gegensatz zu einer lokalen Uhrzeit am Tage, wie sie im optischen Fall verwendet werden) (siehe 1).
Im allgemeinen genügt der von den Panels 3 gebildete Solargenerator nicht für die Versorgung des Radars. Der Satellit trägt außerdem Batterien, aus denen das Radar Energie entnimmt. Die Batterien werden wieder aufgeladen, wenn das Radar nicht in Betrieb ist.
Es ist zu bemerken, daß dieser Ansatz ebenso aus der Tatsache resultiert, daß Radarsatelliten nicht speziell konzipierte Logistikmodule verwenden, die für Tag-Umlaufbahnen einsetzbar sind und die Anwesenheit großer Batterien erfordern, um lange Sonnenverdeckungsdauern zu ermöglichen.
Stabilität der Abmessungen und der Fluglage
Für den ordentlichen Betrieb muß die Antenne 1 eine hohe Planarität und eine hohe Präzision der Ausrichtung der Normalenachse N ihrer Oberfläche einhalten. Der klassische Ansatz besteht darin, eine strikte mechanische Stabilität der Gruppe aus Antenne 1 und Logistikmodul 2 zu fordern und die Anforderungen zur Ausrichtung durch das Steuerungssystem der Fluglage des Logistikmoduls 2 sicherzustellen.
Es wurde zwischenzeitlich bereits vorgeschlagen, Antennen 1 mit einer elektronischen Strahlsteuerung zu verwenden, die Planarität und die Einhaltung der Fluglage des Antennenelements zu lockern und auf die Phaseneinstellelemente der die Antenne 1 bildenden elementaren Antennen einzuwirken, um eine perfekte und richtig ausgerichtete Wellenfront zu erzeugen. Dies erlaubt es, die strukturellen Randbedingungen der Gesamtheit des Satelliten und der Antenne zu lockern und dem Steuerungssystem der Fluglage des Moduls 2 lediglich eine grobe Rolle zuzuordnen.
Dieses Prinzip der verteilten Anpassung im Bereich der Antenne 1 beruht wesentlich auf der Fähigkeit zur Messung zum einen der Deformationen ihrer Planarität und zum anderen der Lage ihrer mittleren Ebene.
Jedoch sind die zur Zeit in Betracht gezogenen Realisierungen auf Basis von Sensoren zur Verformung oder zur Planarität (insbesondere optisch) nicht vollständig zufriedenstellend. Außerdem gestatten diese nicht die Messung der Ausrichtung des Bezugssystems der Antenne 1, wodurch diese entweder ganz als Aufgabe für das Logistikmodul verbleibt, oder mit Hilfe von absoluten Lagesensoren, die im Bereich der Antenne 1 plaziert werden, realisiert wird.
Wie auch immer der Fortschritt dieser Techniken zur verteilten Anpassung sein wird, behält das System zur Fluglage des Logistikmoduls 2 die Aufgabe, die Referenzposition der Antenne 1 aufrechtzuerhalten. Insbesondere muß die Achse mit der längsten Abmessung (oder mit dem kleinsten Trägheitsmoment) entweder in Richtung des Geschwindigkeitsvektors (Länge L für ein Radar niedriger Auflösung) oder senkrecht zum Geschwindigkeitsvektor mit einem im vorhergehenden erwähnten Rollwinkel (Abmessung H für ein Radar hoher Auflösung) ausgerichtet bleiben, indem das Logistikmodul ständig das Drehmoment bzw. Kräftepaar der Gravitation ausgleicht. Dieser Ausgleich erfordert ständig ein vom zentralen System zur Fluglage kommendes Drehmoment sowie eine minimale mechanische Steifigkeit des gesamten Satelliten und der Ausfahrmechanismen der Antenne, um die Weiterleitung der Drehmomente sicherzustellen. Es ist außerdem zu bemerken, daß die Anwesenheit des Logistikmoduls 2 eigene Randbedingungen für die Trägheitsmomente mit sich bringt und mit dem Sonnendruck auf die Solar-Panels 3 ein weiteres störendes Drehmoment auftritt.
Zusammenfassung der Erfindung
Die Erfindung hat einen neuen Typ Satelliten als Gegenstand, insbesondere zur Radar-Beobachtung oder zur Telekommunikation.
Ein Ziel der Erfindung ist es insbesondere, einen Satelliten vorzuschlagen dessen Empfindlichkeit besser angepaßt ist als die der Satelliten des bisherigen Stands der Technik und der bessere Einsatzleistungen in Bezug auf die Erreichbarkeit und die Wiederkehr gestattet.
Ein anderes Ziel der Erfindung ist es, einen Satelliten mit einer vereinfachten Struktur vorzuschlagen, was insbesondere eine bedeutende Reduzierung der Kosten für die Antenne, die Trägerrakete und für das Logistikmodul gestattet und ebenso eine Erhöhung der Zuverlässigkeit und der Lebensdauer.
Hierzu schlägt die Erfindung einen Satelliten zur Beobachtung oder Telekommunikation mit niedriger Umlaufbahn bzw. Orbit vor, der ein Antennenelement mit allgemein ebener Form umfaßt, das dadurch gekennzeichnet ist, daß sich das Antennenelement im wesentlichen in einer Ebene erstreckt, die durch den Erdmittelpunkt verläuft, insbesondere durch die Ebene seiner Umlaufbahn.
Vorzugsweise umfaßt der Satellit eine Solarzellengeneratorvorrichtung und die Zellen der Solarzellengeneratorvorrichtung werden vom Antennenelement getragen.
Der von der Erfindung vorgeschlagene Satellit ist vorteilhafterweise der Art, daß die durch die Abmessung entlang der Gravitationsachse definierte Höhe des Antennenelements größer als die senkrechte Abmessung ist, in der Weise, daß der Satellit auf natürliche Weise durch den Gravitationsgradienten um die Roll- und Nickachsen stabilisiert wird.
Insbesondere kann das Antennenelement vorteilhafterweise einen Abschnitt aufweisen, der nicht als Antenne dient, der eventuell teilweise hohl ist und der dazu beiträgt, den Satelliten über den Gravitationsgradienten um die Roll- und Nickachsen auf natürliche Art zu stabilisieren.
Vorzugsweise umfaßt der Satellit außerdem ein Antennenelement, das sich im wesentlichen in einer Ebene erstreckt und dadurch gekennzeichnet ist, daß das Antennenelement geometrisch deformierbar ist und auf seiner Oberfläche verteilte Mittel zum Einstellen der gesendeten oder empfangenen Wellen aufweist und dadurch, daß er eine Mehrzahl von Positions- und/oder Deformations- und/oder Ausrichtungsfehler-Sensoren aufweist, die über das Antennenelement verteilt sind und die die Messung von Deformationen und/oder Ausrichtungsfehlern sowie ihre Kompensation durch die Steuerungsmittel ermöglichen.
Die Sensoren sind vorteilhafterweise Sensoren zur terrestrischen oder satellitengestützten Funkpositionsbestimmung, insbesondere GPS, die sowohl die Messung als dann auch die Kompensation von Abweichungen der absoluten Fluglage durch die Steuerungsmittel gestattet.
Gemäß einem anderen Aspekt wird ebenso ein Aufbau zum Abschuß eines Beobachtungs- oder Telekommunikations-Satelliten gemäß der Erfindung vorgeschlagen, der wenigstens ein ebenes Element, das wie ein Antennenelement aus mehreren durch Gelenke miteinander verbundenen Panels bzw. Kacheln gebildet wird, sowie assoziierte Einrichtungen oder Logistikeinrichtungen aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß der Satellit eine Trägerhülle umfaßt, die beim Start in ihrem Inneren die Einrichtungen und die Panels aufnimmt, und wenigstens eine pyrotechnische Klappe für das Ausfahren der Panels aufweist.
Gemäß einer ersten vorteilhaften Variante umfaßt die Trägerhülle zwei Halbschalen, wobei die eine die verschiedenen assoziierten Einrichtungen und Logistikeinrichtungen aufnimmt und die andere eine pyrotechnische Naht hat, die eine Klappe mit zwei Flügeln begrenzt und bei deren Explosion die beiden Flügel freigesetzt und aufgestoßen werden, die danach durch zwei Scharniere in einer offenen Position gehalten werden, die entlang der Schnittstelle mit der ersten Halbschale angeordnet sind, so daß die Panels beim Start in der Aufnahme untergebracht werden können, die zwischen den Schalen definiert wird, und anschließend auf einer einzigen Seite des Satelliten durch die Klappe ausgefahren werden können.
Gemäß einer anderen möglichen Variante besteht die Trägerhülle aus zwei auf einem Mittelteil zusammengesetzten Schalen, wobei das Mittelteil die verschiedenen assoziierten Einrichtungen und Logistikeinrichtungen aufnimmt, während jede der Seitenschalen eine pyrotechnische Naht aufweist, die eine Klappe mit zwei Flügeln begrenzt und bei deren Explosion die beiden Flügel freigesetzt und aufgestoßen werden, die danach durch zwei Scharniere in einer offenen Position gehalten werden, wobei die Scharniere von dieser selben Halbschale getragen werden und entlang der Schnittstelle mit dem Mittelteil angeordnet sind, so daß die Panels beim Start in den beiden Aufnahmen untergebracht werden können, die durch die beiden Seitenschalen und das Mittelteil definiert werden, und anschließend auf jeder Seite des Satelliten durch die entsprechende Klappe ausgefahren werden können.
Ein Satellit, der diese verschiedenen Eigenschaften einzeln oder in Kombination aufweist, wird vorteilhafterweise durch die verschiedenen folgenden Eigenschaften komplettiert, die ebenso einzeln oder gemäß aller technisch möglichen Kombinationen eingesetzt werden können:

– das Antennenelement verfügt über Antennenfunktionen auf beiden Seiten;
– ein Teil des Antennenelements trägt keine Solarzellen und arbeitet auf beiden Seiten als Antenne;
– er umfaßt Mittel für die differenzielle Verarbeitung von Phasenmessungen bei den Signalen für die Funkpositionsbestimmung, wobei die Signale von jedem Sensor zur Messung der relativen Positionierungen der Sensoren sowie der absoluten Fluglage der durch die Sensoren definierten mittleren Ebene bereitgestellt werden.
– er umfaßt ein Logistikmodul, das in der Ebene der Umlaufbahn liegt und bei dem sich das Antennenelement nur auf einer Seite des Logistikmoduls befindet;
– er umfaßt ein Logistikmodul, das in der Ebene der Umlaufbahn liegt und bei dem sich das Antennenelement auf beiden Seiten des Logistikmoduls erstreckt;
– die beiden Teile des Antennenelements befinden sich in zwei verschiedenen Ebenen, deren Schnittlinie durch den Erdmittelpunkt verläuft;
– er umfaßt ein Logistikmodul, dessen Schwerpunkt auf der Achse des kleinen Trägheitsmoments des Antennenelements in der Weise angeordnet ist, daß das natürliche Gleichgewicht aufgrund des Gravitationsgradienten entlang der lokalen Vertikalen des Antennenelements gestärkt wird und daß die Drehmomente des Sonnendrucks auf den Satelliten begrenzt werden;
– er gestattet zum einen, für die eine oder mehreren Antennen des Elements eine minimale Verdeckung durch das Logistikmodul und zum anderen für die Sensoren zur Funkpositionsbestimmung einen Winkelabstand der Empfangsrichtung für Signale zur Funkpositionsbestimmung von der Normalen auf dem Element sicherzustellen, wobei es diesseits von diesem zu keiner Mehrwegausbreitung durch Reflexion am Modul kommt und jenseits von diesem die Signale unberücksichtigt bleiben;
– die Solarzellen gestatten es, den Energiebedarf zumindest einer Antenne des Antennenelements abzudecken;
– ein Teil des Antennenelements arbeitet nicht als Antenne und trägt Solarzellen;
– die Solarzellen, die es gestatten, den Energiebedarf der genannten. Antenne abzudecken, sind auf der Rückseite der genannten Antenne und eventuell auf nicht als Antenne verwendeten Flächen auf beiden Seiten der genannten Antenne angeordnet;
– die Solarzellen des Antennenelements gestatten es, dessen Energiebedarf abzudecken;
– der oder die nicht als Antenne arbeitenden Teile, die Solarzellen tragen, stellen wenigstens die Versorgung des Logistikmoduls außerhalb der Sonnenverdeckungen sicher;
– eine Antenne weist ein Netz von elektronischen Elementareinheiten auf der Oberfläche auf, wobei jede Elementareinheit direkt an ein Segment aus einer oder mehreren Solarzellen angeschlossen ist und von dieser versorgt wird;
– das Segment der Solarzelle(n) ist direkt gegenüber der Elementareinheit angeordnet;
– die Solarzellen sind Zellen der AsGa- oder Silizium-Technologie;
– das Antennenelement umfaßt mehrere verschiedene Antennen gleicher oder verschiedener Frequenz, die nebeneinander entlang der Gravitationsachse angeordnet sind;
– das Antennenelement umfaßt zwei Antennen derselben Frequenz, die eine radar-interferometrische Beobachtung gestatten, wobei die Antennen entlang der lokal vertikalen Achse separiert sind;
– während der Abschußphase werden die Panel eingefaltet und gegen eine Platte gedrückt, auf der sie durch Bänder befestigt sind;
– jedes Panel wird von wenigstens einer Muffe durchzogen, die dazu bestimmt ist, zu seiner Befestigung von einem Band durchzogen zu werden;
– die Achse des kleinsten Trägheitsmoments der Trägerhülle und der verschiedenen Panels wird beim Abschuß entlang der Achse der Trägerrakete ausgerichtet und die Achse zum Ausfahren ist senkrecht zur Achse der Trägerrakete;
– die äußere Form in der Abschußanordnung der Trägerhülle ist aerodynamisch in der Weise angepaßt, die Abschußhaube zu ersetzen;
– die Trägerhülle und die assoziierten Elemente und die Logisitkelemente bilden das Logistikmodul, dessen Achse des kleinsten Trägheitsmoments parallel zur Ebene der Umlaufbahn ist;
– das Ausfahren wird entlang der Vertikalen durchgeführt;
– ein Panel weist eine Stapelstruktur auf, die gegebenenfalls eine Antennenkuppel, ein abstrahlendes Panel, eine NIDA-Zwischenstruktur als Träger für Elektronikeinrichtungen, eventuell eine thermische Schutzschicht, eine Platte, die die Solarzellen und/oder abstrahlende Elemente trägt umfaßt, wobei das Panel außerdem Versteifungen, die auf der Zwischenstruktur angeordnet sind und Träger für die Trägerplatte(n) der Solarzellen und/oder den abstrahlenden Elementen umfaßt;
– in der Nähe der Kreuzung zweier Versteifungen ist eine Muffe angeordnet;
– die Gesamtheit der Teile des Elements, die sich durch ihre Antennenfunktion oder die gegebene oder fehlende Antennenfunktion unterscheiden, ist entlang der Entfaltungsachse der Panels derart verteilt, daß jedes der Panels eine große funktionelle Homogenität aufweist;
– die Versorgung der Hyperfrequenzverteilung erfolgt in einer Kette, die bei der Seite des Antennenelements gegenüber dem Himmelskörper begonnen wird, in dessen Umlaufbahn sich der Satellit befindet, wobei die Verkabelungskette einen Teil der notwendigen Verzögerungsleitungen bildet;
– der Satellit umfaßt entlang der Höhenausdehnung der Antenne ein Netz von Punkten zur Höhensteuerung des Antennendiagramms, wobei das elementare Höhendiagramm des zu jedem Steuerungspunkt gehörenden Antennenabschnitts derart fest ausgerichtet ist, daß der nutzbare Einfallswinkelbereich abgedeckt ist, und wobei der Abstand zwischen diesen Punkten entlang der Höhe H derart ist, daß bei einer Verstellung der Hauptkeule relativ zu der durch das Elementardiagramm gegebenen Richtung zum Netz gehörenden Nebenkeulen auftreten, daß jedoch die durch das Elementardiagramm ausgeübte Modulation der Amplitude dieser Nebenkeulen eine sehr geringe Amplitude für diejenigen, welche die Erde treffen, sicherstellt und für die Hauptkeule eine minimale Amplitude beibehalten wird;
– der zu jedem Steuerungspunkt gehörende Elementarabschnitt der Antenne wird durch parallele Gruppierung ausgehend von einem Steuerungspunkt und entlang der Höhe mehrerer abstrahlender Elemente gebildet, wobei zwischen den zu einem Steuerungspunkt gehörenden abstrahlenden Elementen ein Phasenverschiebungsprofil gemäß einer festen und konstanten Rampe angewendet wird; Weitere Eigenschaften und Vorteile der Erfindung gehen aus der folgenden Beschreibung hervor. Diese Beschreibung dient nur der Veranschaulichung und ist nicht einschränkend.

Beschreibung der Figuren
1, die bereits beschrieben wurde, zeigt eine schematische Darstellung eines Beobachtungssatelliten gemäß dem bisherigen Stand der Technik;
2 zeigt die Fluglage des Satelliten der 1 auf seiner heliosynchronen Umlaufbahn um die Erde mit einer lokalen Uhrzeit 6 h/18 h, für den Fall einer in der Ebene der Umlaufbahn liegenden Antenne;
3 stellt schematisch die Ausrichtung der Antenne des Satelliten aus den 1 und 2 dar;
4 ist eine schematische seitliche Darstellung eines Satelliten gemäß einer möglichen Ausführungsform der Erfindung für den Fall einer heliosynchronen Umlaufbahn 6 h/18 h und einer in der Ebene der Umlaufbahn liegenden Antenne;
5 ist eine Sicht auf die Fläche des Satelliten aus 4;
6 veranschaulicht das Höhendiagramm des zu einem Steuerungspunkt gehörenden Elementarabschnitts der Antenne;
7 beschreibt eine mögliche Ausführungsform, die es gestattet, das Diagramm der 6 zu erhalten;
8 ist eine perspektivische Darstellung eines Satelliten gemäß einer möglichen Ausführungsform der Erfindung;
9 ist eine schematische Teildarstellung im Schnitt eines Satelliten gemäß einer möglichen Ausführungsform der Erfindung;
10 ist eine schematische Darstellung im Schnitt der Abschußanordnung des Satelliten aus 9;
11 ist eine Schnittansicht gemäß der Linie XI-XI der 10;
12 ist eine Darstellung im Schnitt eines Satelliten-Panels gemäß einer möglichen Ausführungsform der Erfindung;
13 ist eine Draufsicht des Panels aus 12;
14 ist eine Schnittansicht eines Details des Panels der 12 und 13.
Detaillierte Beschreibung der Erfindung
Auf den 4 und folgende wird mit 12 das Logistikmodul des Satelliten gemäß der hier dargestellten Erfindung bezeichnet. Die Bezugszeichen 11 und 13 bezeichnen das Antennenelement beziehungsweise die Zellen des Solargenerators.
Der auf diesen Figuren dargestellte Satellit ist in verschiedener Hinsicht bemerkenswert.
Seine Umlaufbahn ist eine niedrige Umlaufbahn und das Antennenelement 11 erstreckt sich in etwa in einer Ebene, die durch den Erdmittelpunkt verläuft (Rollwinkel r von 90°).
Er hat die eventuelle Fähigkeit, auf beiden Seiten abzustrahlen.
Darüber hinaus ist die Höhe H dieses Elements 11, gegeben durch seine Abmessung entlang der Gravitationsachse, entweder natürlicherweise sehr viel größer als seine Abmessung L in der dazu senkrechten Richtung (Richtung des Geschwindigkeitsvektors V in den 4 und 5, die den Fall darstellen, in dem die Satellitenebene mit der Ebene seiner Umlaufbahn zusammenfällt) oder entlang der Höhe H wird eine nicht als Antenne arbeitende Fläche, die teilweise hohl sein kann, in der Weise angefügt, daß der Satellit auf natürliche Weise durch den Gravitationsgradienten stabilisiert wird.
Ebenso sind die Solarzellen 13 auf einer Seite des Antennenelements 11 angeordnet, eventuell auf beiden Seiten.
Außerdem umfaßt das Element 11 über seine Oberfläche verteilt Punkte zur Steuerung der Phase und Amplitude der gesendeten oder empfangenen Welle.
Es verträgt eine biegsame Struktur, deren Verformung und absolute Fehler in der Ausrichtung durch eine Verarbeitung von Phasenmessungen, die von auf der Oberfläche verteilten GPS- Sensoren bereitgestellt werden, gemessen und anschließend durch die Steuerungsmittel kompensiert werden.
Diese verschiedenen Aspekte, ebenso wie weitere, werden nun in detaillierter Form beschrieben.
Antennenelement 11 in der Ebene der niedrigen Umlaufbahn des Satelliten
Unter einer niedrigen Umlaufbahn versteht man im allgemeinen eine Umlaufbahn unterhalb von 2000 km.
Für denselben angestrebten Einfallswinkelbereich muß die elektronische Verstellung der Höhe des Strahlkegels, d. h. um eine Achse in der Ebene der Antenne und senkrecht zur Gravitationsachse, gegenüber einer Antenne des bisherigen Stands der Technik erhöht werden, was gegenüber diesem bisherigen Stand der Technik und unter der Randbedingung des Nichtauftretens von mit dem Netz von abstrahlenden Elementen verbundenen Nebenkeulen dazu führt, die Abstände zwischen den abstrahlenden Elementen zu verringern (etwa das 0,5-fache der Wellenlänge anstatt des 0,7-fachen der Wellenlänge).
Indessen entspricht damit der maximale Verstellwinkel der Antenne oder der Antennen des Elements 11 den minimalen Ausbreitungsabständen (geringer Einfallswinkel), wodurch die klassischerweise für die abstrahlenden Elemente in den großen Verstellungen gestellte Forderung nach geringen Verlusten gelockert werden kann und somit ähnliche Technologien der abstrahlenden Elemente wie im Fall der Standardgeometrie beibehalten werden können.
Wie im folgenden Kapitel genauer beschrieben wird, gestattet der vorgeschlagene Aufbau des Satelliten dank seiner Toleranz gegenüber den Keulen des Steuerungsnetzwerks außerdem die Erhöhung der Abstände der Punkte, die das Diagramm der Antenne in seiner Höhe steuern, entlang der Höhe H der Antenne bis zu 2λ, sogar 2,5λ, wogegen im bisherigen Stand der Technik für eine um wenigstens 30° oder 35° geneigte Antenne eine Begrenzung auf etwa 0,7λ notwendig ist.
Aus all dem folgt eine Verringerung der Dichte der Elektronik entlang der Höhe in einem Verhältnis, das bis 2/0,7 oder sogar 2,85 gehen kann.
Außerdem gilt für die Verbindungsbilanz, daß die Zunahme der Distanz mit dem Einfallswinkel von nun an bei weitem durch die Zunahme der effektiven Höhe der Antenne in der angestrebten Richtung (Reduzierung der Verstellung) kompensiert werden kann. Insbesondere für den Fall eines Radars verbessert sich die Empfindlichkeit mit dem Einfallswinkel, ebenso wie die Anforderungen der zu messenden geophysikalischen Phänomene, wohingegen der bisherige Stand der Technik klassischerweise umgekehrte Empfindlichkeitsprofile liefert.
Weiterhin mit Bezug auf den bisherigen Stand der Technik einer um 30° oder 35° geneigten Antenne erfordert das Erreichen eines gegebenen Einfallswinkels eines bestimmten Strahls der Antenne und damit einer bestimmten effektiven Höhe eine größere Höhe der Antenne in einem Verhältnis, das sich umgekehrt zum Einfallswinkel verändert (nur 10% bei 60°). Da insbesondere beim Radar die Erweiterung des Einfallswinkelbereichs in Richtung der hohen Einfallswinkel die Möglichkeiten der Leistungsfähigkeit im Betrieb bezüglich der Erreichbarkeit oder der Wiederkehr (vom Satelliten benötigte Zeitspanne, um über einen Punkt mit Sichtbarkeit der Antenne zu gelangen oder um zu diesem Punkt zurückzukehren) bedingt, ist der Nachteil der Antennenhöhe sehr gering, insbesondere für sehr leistungsfähige Systeme, die einen maximalen Einfallswinkel von mehr als 60° erlauben.
Die Komplexität, die Masse und die Kosten der Netz-Antenne (insbesondere für eine aktive Antenne) werden hauptsächlich durch die Gesamtanzahl der Steuerungspunkte bestimmt, man sieht daher, daß das neue Konzept sehr günstig ist, da es eine Reduzierung dieser Anzahl in einem Verhältnis von bis zu 2,85/1,1 also 2,7 gestattet (für ein System, das die starken Einfallswinkel abdeckt).
Im Gegensatz zum bisherigen Stand der Technik verfügt man zur Anordnung der abstrahlenden Elemente der Antenne auf dem Element 11 über zwei geometrisch gleichwertige Seiten. Durch die gleichzeitige Verwendung beider Seiten kann der Einfallswinkelbereich verdoppelt werden, zum großen Vorteil der Leistungsfähigkeit im Betrieb, die bereits infolge der Abdeckung der starken Einfallswinkel sehr gut ist und damit außergewöhnlich wird. Dies kann durch die einfache Verdopplung der abstrahlenden Elemente erreicht werden, selbstverständlich unter Wiederverwendung derselben Struktur, aber auch derselben elektronischen Einrichtungen, die integraler Bestandteil einer Antenne mit elektronischer Strahlsteuerung sind, während im bisherigen Stand der Technik diese Verdopplung von großen Einfallswinkelbereichen eine vollständige Verdopplung der Antenne mit zwei entgegengesetzten Rollwinkeln erfordert.
Das Modul 12 kann ebenso in der Ebene des Elements 11 angeordnet sein, zum Beispiel unter der Antenne.
In diesem Fall umfaßt das Element 11 vorteilhafterweise an seiner Basis auf der Seite des Moduls 12 ein Panel 14a, das nicht als Antenne arbeitet (siehe 9), eventuell hohl ist und als eine seiner Funktionen für schwache Einfallswinkel die Freigabe des Sichtfelds der eigentlichen Antennen gegenüber dem Logisitkmodul 12 hat.
Es ist zu bemerken, daß das bisher Gesagte sich in analoger Weise auf Telekommunikationssatelliten bezieht.
Außerdem ist in den Figuren das Antennenelement 11 nur auf einer Seite des Logistikmoduls 12 dargestellt. Es kann sich selbstverständlich auch auf beiden Seiten des Logistikmoduls 12 erstrecken, obwohl die Anwesenheit von Antennen unterhalb des Moduls 12 eine besondere Ausrüstung mit Mitteln zur Fernmessung erfordert.
Abstand der Steuerungspunkte der Antenne
Der Abstand der Steuerungspunkte entlang der Höhe H der Antenne 11 bestimmt die Anordnung der Nebenkeulen des Steuerungsnetzes, wenn die Hauptkeule – d. h. die Nutzkeule – in der Höhe verstellt wird. Die Amplituden der Hauptkeule und der Nebenkeulen werden bei der Verstellung durch das feste Abstrahlungshöhendiagramm des zu einem Steuerungspunkt gehörenden Antennenabschnitts moduliert.
6 stellt eine kombinierte Anordnung der Nebenkeulen und des Diagramms eines Elementarabschnitts dar, das ausgehend von einer klassischen Antenne erhalten wird (wobei die Ebene Pc1 einem Rollwinkel von weniger als 30° oder 35° entspricht) und bei der der Abstand zwischen den Steuerungspunkten gelockert ist.
Das Diagramm des Elementarabschnitts (die keulenförmigen Formen DE in der 6) beinhaltet ein Hauptblatt senkrecht zur Antennenebene und ausgerichtet auf den Nutzbereich der Einfallswinkel. Die mit Pfeilen versehenen Geraden bezeichnen die Positionen der Nebenkeulen (lobe parasite, LP) in Abwesenheit einer Verstellung Θ der Hauptkeule relativ zur Hauptachse des Diagramms des Elementarabschnitts, die hier die Senkrechte auf der Antenne ist. Die punktierten Geraden bezeichnen dieselben Positionen nach einer Verstellung Θ. Ohne Verstellung verschwinden die Nebenkeulen, da sie in die Lücken des Diagramms des Elementarabschnitts fallen. Die Nebenkeulen und die Blätter des Diagramms des Elementarabschnitts liegen um so näher beieinander, je größer der Abstand der Steuerungspunkte des Diagramms entlang der Antenne ist.
In der 6 wird auch die Erdlinie dargestellt.
Für eine korrekte Funktionsweise müssen für die Strahlsteuerung Θ entlang des Einfallswinkelbereichs zwei Bedingungen erfüllt sein.
Keine Nebenkeule darf den Horizont berühren oder nur mit einer sehr geringen Amplitude (–30 bis –40 dB unter der Amplitude der Hauptkeule), damit das Niveau der Mehrdeutigkeiten nicht beeinflußt wird.
Die Amplitude der Hauptkeule (in der Figur mit 0 bezeichnet) darf nicht zu tief sinken, damit die Verbindungsbilanz nicht beeinflußt wird.
Im Falle der Satelliten des bisherigen Stands der Technik, bei denen die Antennen einen Rollwinkel von weniger als 30° oder 35° aufweisen, gibt es keine Lösung, wenn die Keulen –1 und +1 nicht durch eine hinreichend kleine Wahl des Abstands zwischen den Steuerungspunkten in die unmittelbare Nähe der Antennenebene oder darüber hinaus gedrückt werden, da sehr schnell ein Wert Θ erreicht wird, der Nebenkeulen (+1, +2, ..., +N) bedingt, die mit großer Amplitude gegen die Erde gerichtet sind.
Im Gegensatz dazu erlaubt dieselbe Anordnung, so wie abgebildet, mit Nebenkeulen und nahe beisammen liegenden Blättern des Diagramms des Elementarabschnitts, wenn sie für eine Antenne entsprechend der neuen Geometrie verwirklicht wird, eine Lösung für das Problem. In diesem Fall sind die Abschnitte starker Amplitude der Nebenkeulen +1, +2, +n irreal, da sie sich hinter der Antenne befinden. Es wird hier ein Vorteil aus der Tatsache gezogen, daß das durch die Geometrie der Antenne gegebene terrestrische Gesichtsfeld das abzubildende Gesichtsfeld eng umschließt.
Falls man diese Antennengeometrie mit dem Rest der vorgeschlagenen Architektur für den Satelliten verbindet, wird überdies diese physikalische Schutzbarriere gegen die Nebenkeulen vor die Antenne geschoben, da die sehr schwachen Einfallswinkel durch das Logistikmodul 12 maskiert werden, ohne daß dies Mehrdeutigkeiten erzeugen kann, da das vom Modul reflektierte Signal während der Emission empfangen wird.
Mit der neuen Antennengeometrie reicht es aus, für das Verstellen in Richtung der minimalen Einfallswinkel das Erreichen des Horizonts durch die Nebenkeule –1 sicherzustellen und einen maximalen Abfall der Amplitude der Hauptkeule zu berücksichtigen. Indem die Keule –1 auf der Horizontlinie gehalten wird, begrenzt die Verringerung des Abstands zwischen den der Keule 0 gegenüberliegenden festen Steuerungspunkten den unteren Nutzeinfallswinkel.
Durch die zusätzliche Verschiebung des Diagramms des Elementarabschnitts in eine Richtung in der Mitte zwischen der Horizontlinie und dem minimalen Einfallswinkel wird ein minimaler Abfall von 3,7 dB für den minimalen Einfallswinkel und ein gut darunter liegender Abfall für starke Einfallswinkel garantiert, wenn diese letzteren bezüglich der Horizontlinie zurückgezogen sind. Dieser Abfall ist zulässig, dä das neue Satellitenkonzept oft eine überschüssige Energieproduktion aufweist. Wenn dies nicht der Fall ist, muß hinter diesem höchsten Abstand zurückgeblieben oder die untere Grenze des Einfallswinkels angehoben werden.
Mit der neuen Geometrie kann somit der Abstand zwischen den Steuerungspunkten bis auf 2λ gelockert werden (sogar bis 2,5λ entsprechend den Bedingungen der Höhe und des Einfallswinkelbereichs), während für die klassische Geometrie mit einer um wenigstens 30° oder 35° geneigten Antenne dieser Abstand unterhalb von 0,7λ oder 0,75λ bleibt, d. h. daß die Schrittweite der Steuerung mit der Schrittweite der abstrahlenden Elemente gleichgesetzt werden kann (ein Steuerungspunkt pro abstrahlendem Element).
Ausgehend von einer Antenne gemäß der neuen Geometrie, kann ein solches Diagramm des Elementarabschnitts, dessen Hauptblatt zur Ausrichtung auf den Nutzbereich des Einfallswinkels gegenüber der Normalen der Antenne verstellt ist, dadurch erzielt werden, daß der Elementarabschnitt durch eine Gruppierung mehrerer abstrahlender Elemente mit sehr offenen Elementardiagrammen gebildet wird, wobei zwischen diesen eine Phasenverschiebung gemäß einer Rampe (entsprechend der Höhe) mit fester Phase auftritt.
Dies wird in 7 dargestellt, in der die durch zwei aufeinander folgende Steuerungspunkte PC1 und PC2 gesteuerten abstrahlenden Elemente R dargestellt sind. Die Rampe fester Phase, die für alle PC übereinstimmt, wird zum Beispiel durch das Fortschreiten der Kabellänge zwischen dem Modul M zur Phasenverschiebung/Emission/Empfang und den Elementen R realisiert.
Mit dieser neuen Geometrie könnte auch der Abstand zwischen den abstrahlenden Elementen gelockert werden auf die Gefahr hin, daß Nebenkeulen des Netzes der abstrahlenden Elemente und neue Verluste auf der Hauptkeule (für schwache Einfallswinkel) auftreten. Da jedoch von nun an dieser Abstand unabhängig von demjenigen der Steuerungspunkte ist und daher nicht mehr die Dichte der Elektronik der Antenne bedingt, wird es bevorzugt einen Abstand (nahe bei 0,5λ) zu verwenden, der diesen anderen Typ von Nebenkeulen ausschließt.
Gruppierung mehrerer elementarer Antennenabschnitte durch Sektionen mit gesteuerter Verzögerung
Die von jedem der elementaren Antennenabschnitte gesendeten Signale stammen alle von demselben Quellensignal und werden einzeln in ihrer Phase, Amplitude und ebenso ihrer zeitlichen Verzögerung angepaßt. Diese Anpassung der Verzögerung gestattet es, eine zeitliche Verzögerung von der Quelle bis zum anvisierten Punkt am Boden zu garantieren und dies unabhängig vom durchlaufenen Antennenabschnitt. Ebenso geschieht beim Empfang die Zusammensetzung der verschiedenen Signale zu einem einzigen nach einer spezifischen Anpassung der Phase, der Amplitude und ebenso der zeitlichen Verzögerung. Die Anpassung der Verzögerung beim Empfang gestattet es, eine zeitliche Verzögerung des anvisierten Punktes am Boden gegenüber dem Punkt des Zusammenfügens der unabhängigen Signale des durchlaufenen Antennenabschnitts sicherzustellen. Eine Verzögerungsdifferenz hat zwei Effekte, der eine besteht in einer Verteilung der Impulsantwort (für ein Radar), der andere besteht in der Einführung eines Nebenstrahls bezüglich der Höhe des Strahlkegels entsprechend der Frequenzzusammensetzung des Signals.
Wenn die Antennenebene senkrecht zur ausgesuchten Richtung ist, ist die zeitliche Bedingung erfüllt, wenn die Verteilung der Signale zu (und ausgehend von) den Elementarabschnitten der Antenne über Kabel gleicher Länge geschieht. Im anderen Fall, insbesondere wenn die Steuerung der Fluglage durch eine elektronische Verstellung steuerbar ist, ist die Einführung von programmierbaren Verzögerungsleitungen notwendig, um die Verteilungslängen der Signale im Inneren der Antenne in der Weise anzupassen, daß die Unabhängigkeit des zurückgelegten Gesamtwegs bis zum anvisierten Punkt (und vom anvisierten Punkt ausgehend) beibehalten bleibt. Mit der Absicht, die Anzahl der programmierbaren Verzögerungsleitungen zu verringern, erlaubt man die Gruppierung mehrerer Antennenabschnitte in einer Sektion mit gesteuerter Verzögerung. Daraus ergibt sich eine begrenzte verbleibende Desynchronisation auf der Skala der Sektionen, wobei die Amplitude mit der Ausdehnung der Sektionen und dem Verstellwinkel mit der Normalen der Antenne wächst.
Die neue Antennengeometrie könnte durch die große Verstellung der Höhe nachteilig bezüglich der Anzahl der Sektionen mit gesteuerter Verzögerung sein. Diese Verstellung wird jedoch in der Umgebung eines von Null verschiedenen mittleren Wertes eingesetzt, es genügt daher im Inneren der Sektion eine feste Längenanpassung, die dieser mittleren Verstellung entspricht, einzuführen, um die residuellen Effekte nur mit der inkrementalen Verstellung zu beiden Seiten der mittleren Verstellung zu verbinden und so die Ausdehnung der Sektion stark vergrößern zu können. All dies geschieht in etwa in der Weise, als sei die Ausrichtung der Antenne physikalisch in die mittlere Richtung verstellt.
Stabilisierung durch den Gravitationsgradienten
Unter der Annahme, daß die Höhe H des Elements 11 viel größer als seine Abmessung L ist – eventuell durch die nicht funktionale Erweiterung 14a – befindet sich die Achse des kleinsten Trägheitsmoments des Satelliten in ihrer natürlichen Gleichgewichtsposition, da sich das Element 11 in einer Ebene befinden soll, die durch den Mittelpunkt der Erde geht, zum Beispiel die Ebene der Umlaufbahn.
Daraus ergibt sich eine Stabilisierung des Roll- und Nickwinkels des Satelliten durch den Gravitationsgradienten.
Die Abmessungen des Antennenelements 11 gestatten ein natürliches rückführendes Drehmoment, das den in der Umlaufbahn erwarteten Störungen des Nick- oder Rollwinkels entgegenwirkt.
Die Position des Logisitkmoduls 12 in der Ausrichtung des Elements 11 stört nicht und trägt sogar durch dessen hohe Dichte dazu bei, das rückführende Drehmoment, das auf dem Unterschied zwischen dem großen und dem kleinen Trägheitsmoment der Einheit beruht, zu vergrößern.
Der nicht als Antenne arbeitende Abschnitt 14a, möglicherweise teilweise hohl, kann so eingestellt werden, daß die Bedingungen des Gravitationsgradienten erreicht werden, falls das durch den Gravitationsgradienten gegebene rückführende Drehmoment nicht ausreichend ist, insbesondere im Fall einer nicht ausreichenden Höhe H.
Dieses rückführende Drehmoment ist gegenüber den Störungen des Roll- und Nickwinkels effizient, kompensiert aber in keiner Weise die Störungen um die Kursachse.
Die Steuerung bezüglich des Kurswinkels wird durch das Steuersystem für die Fluglage und die Umlaufbahn des Moduls 12 realisiert.
Die Aufgabe von diesem bezüglich der Störungen des Rollund Nickwinkels ist gegenüber seiner üblichen Aufgabe vereinfacht, da es sich darauf beschränken kann, die Pendeleffekte der Rückstellung durch den Gradienten zu dämpfen.
Das hauptsächliche permanente Stördrehmoment um die Kursachse wird durch den Solardruck bewirkt.
Es ist zu bemerken, daß die Gestaltung einer sehr hohen Homogenität des Satelliten, dargestellt in den Figuren, die Ursache dieses störenden Drehmoments weitgehend begrenzt, insbesondere die Verschiebung des Schwerpunkts und des Schubzentrums entlang des Geschwindigkeitsvektors.
Solarzellen 13 auf einer oder beiden Seiten des Antennenelements 11
Die Antenne des Satelliten befindet sich vorzugsweise in der Ebene der Umlaufbahn und die Umlaufbahn des Satelliten ist vorzugsweise heliosynchron, so daß ein minimaler Sonneneinfallswinkel für die auf einer bestimmten Seite des Antennenelements 11 angeordneten Solarzellen beibehalten wird. Die Antennenseite belegt daher die Schattenseite des Elements 11 und kann auch die andere Seite in den Teilen belegen, die nicht von Solarzellen genutzt werden. Eine lokale Uhrzeit von 6h oder 18h ist optimal, da die Winkelabweichung auf etwa 30° begrenzt ist (kumulierter Effekt der Umlaufbahnneigung und des Sonnenstands). Die so realisierbare große Solarzellenoberfläche gestattet jedoch auch größere Abweichungen von der Umlaufbahnebene 6 h/18 h.
Wenn auch die Heliosynchronizität mit fester lokaler Uhrzeit die thermische Konzeption des Elements 11 erleichtert, kann der Satellit trotzdem dafür konzipiert werden, die lokale Uhrzeit zu ändern, eingeschlossen beide Seiten der Ebene 12/24 h, oder sogar mit einer veränderlichen lokalen Uhrzeit arbeiten (keine Heliosynchronizität, sondern eine stets geneigte Umlaufbahn). Hierfür reicht es aus, daß die beiden Seiten des Elements 11 über einen mit Solarzellen bedeckten Platz verfügen, allerdings um den Preis der Vergrößerung der Gesamtfläche der Solarzellen. Es ist jedoch sicher, daß jedesmal, wenn die lokale Uhrzeit nahe bei 12 h/24 h ist, der Betrieb nicht gewährleistet werden kann.
Die Dichte der Solarzellen 13 auf der Rückseite des Elements 11 kann so gewählt werden, daß der Energiebedarf der Antenne ohne Inanspruchnahme einer Batterie abgedeckt wird. Falls notwendig kann das Element 11 Abschnitte beinhalten, die nicht als Antenne arbeiten, sondern Solarzellen tragen.
Somit gestattet es bereits die Wiederverwendung der mechanischen Struktur des Elements 11, einen sehr leistungsfähigen Solargenerator zu erhalten, sogar wesentlich leistungsfähiger als die von den leistungsfähigsten Standard-Logistikmodulen verwendeten. Sie gestattet außerdem die extreme Vereinfachung des Subsystems zur Versorgung des Logistikmoduls 12, wenn dieses nur noch für seinen eigenen Bedarf aufkommen muß.
Jede Einrichtung oder Gruppe von Einrichtungen des Elements 11 kann nämlich direkt mit seiner Energiequelle verbunden werden, so daß die Vorrichtungen zum Transport und zur Konversion der Energie vereinfacht werden und das Logistikmodul 12 und selbst eine Verbindung mit diesem nicht mehr benötigen.
Dieses Prinzip der Energieautonomie ist für den Fall einer oder mehrerer aktiver Antennen von noch größerer Bedeutung, da diese bereits ein großes elektronisches Netzwerk umsetzen, d. h. eine Aufteilung in identische elektronische Einheiten, die Kriterien für die Produktion und den Test in Serie genügen. Zu diesen Einheiten müssen lediglich die Solarzellen und die Vorrichtungen zur Konversion und Speicherung (eventuell eine einfache elektrische Kapazität) der Energie hinzugefügt werden, was einen im Vergleich zu den anderen Vorrichtungen geringen Aufwand darstellt. Dieser Ansatz des vollständigen Netzwerks schließt den beidseitigen Betrieb als Antenne aus, dieser muß über eine Verdopplung und umgekehrte Anordnung von wenigstens einem Teil der Antenne erreicht werden. Es versteht sich, daß diese Verdopplung, wenn sie entlang der Höhe durchgeführt wird, nebenbei auch zur Erhöhung des Gravitationsgradienten dient und somit den Bedarf für die erwähnten, nicht als Antenne arbeitenden Abschnitte verringert.
Das Prinzip der Energieautonomie der Antenne ohne den Rückgriff auf zentralisierte Batterien schließt den Betrieb während einer Sonnenverdeckung aus und ist daher eher für eine lokale Uhrzeit von 18 h (oder 6 h) vorzusehen, für die die Sonnenverdeckung nur für weniger als 20% der Umlaufbahn und während einiger Monate des Jahres am Südpol (oder Nordpol) auftritt, was für die meisten Einsätze keinen Nachteil darstellt.
Dagegen ist der Betrieb außerhalb der Sonnenverdeckungen durchgehend.
Daraus resultiert eine Bedeutung für den Betrieb. Außerdem sind die Elektronik und die Zellen einer geringen thermischen Schwankung ausgesetzt. Man gewinnt somit an thermischer Dimensionierung, Zuverlässigkeit und Lebensdauer.
Das bisher Gesagte kann auch auf den Fall angewendet werden, daß die Ebene des Elements 11 sich nicht in der Ebene der Umlaufbahn befindet, sondern lediglich das Erdzentrum einschließt. Eine Abweichung, die eventuell entlang der Umlaufbahn variiert, der Ebene des Elements 11 im Kurswinkel bezüglich derjenigen der Umlaufbahn, kann einen zusätzlichen Freiheitsgrad zur Optimierung der Beleuchtung durch die Sonne liefern, insbesondere falls die Umlaufbahn nicht fest bei 6 h/18 h liegt oder sogar nicht heliosynchron ist.
Verformbares (oder biegsames) Antennenelement 11 und GPS-Sensoren
So wie genauer in den 7 und 8 dargestellt, wird das Element 11 aus einer Mehrzahl von Panels 14 gebildet, die untereinander durch Gelenke verbunden und in etwa in einer Reihe angeordnet sind, wenn sie auf der mittleren Ebene des Elements 11 ausgefahren werden. Das Ausfahren wird entlang der Höhe H des Elements 11 durchgeführt. Seine verschiedenen Panels 14 sind beim Abschuß im Logistikmodul 12 zusammengefaltet.
Die zu den Panels gehörenden Mechanismen werden so klein wie möglich dimensioniert, um das Ausfahren und, wenn die vorgesehene Fluglage erreicht ist, eine grobe Ausrichtung (Abweichung der Positionierung von 10 cm auf eine Höhe von 10 bis 15 m oder sogar mehr zwischen den äußersten Panels, Abweichung zwischen zwei benachbarten Panels von 1 cm) sicherzustellen.
In der Routinephase oder ausgefahren sind die von ihnen zu übertragenden Kräfte sehr gering und auf die Reaktionen der Drehmomente durch den Gravitationsgradienten, den Sonnendruck und die Lagesteuerung (ausgeübt vom Logistikmodul) beschränkt. Diese Störungen treten im Rhythmus des Umlaufs auf und können daher leicht von den Eigenschwingungen des Elements 11 entkoppelt werden, wobei diese gleichzeitig hinreichend langsam gehalten werden, um die Messung der Verformungen und Abweichungen und deren Berücksichtigung durch die Steuermittel der gesendeten oder empfangenen Welle zu ermöglichen.
Die vorübergehenden Kräfte während der Schübe und der daraus folgenden Kompensation der Fluglagesteuerung und ebenso während der anfänglichen Phase der Einnahme der Fluglage sind größer, es können dabei jedoch Fehlausrichtungen mit größerer Amplitude zugelassen werden (der Einsatz wird in diesen Schubphasen unterbrochen), verringert und gedämpft durch die Mechanismen und/oder die Verbindungen zwischen den Panels.
Auf den verschiedenen Panels 14 sind GPS-Sensoren 15 verteilt.
Jeder der Sensoren 15 umfaßt zumindest eine GPS-Antenne, die Aufgaben der Demodulation und der Messung der GPS-Signale können physikalisch für mehrere Sensoren zusammengefaßt werden, zum Beispiel im Bereich des Panels 14. Die Gesamtheit der Aufgaben der Demodulation und der Messung der GPS-Signale kann denselben Oszillator verwenden, der zum Beispiel im Logistikmodul 12 angeordnet ist.
Die Messung der relativen Position zweier Sensoren 15 des Elements 11 wird durch interferometrische Messungen erreicht, die aus dem Unterschied der Phasenmessung zwischen den beiden Sensoren besteht, für ein Signal, das von einem einzigen GPS-Satelliten ausgesendet wird. Die Messung der relativen Position zweier Sensoren 15 benötigt wenigstens zwei interferometrische Messungen von zwei verschiedenen Satelliten, falls die Distanz zwischen den Sensoren bekannt ist, wenigstens drei im gegenteiligen Fall. In der Praxis unterscheidet man jede der interferometrischen Messungen gegenüber einer von einem zusätzlichen Satelliten ausgehenden Messung, um unabhängig von den zu jeder der Sensorbasen gehörenden Umwegen zu sein (Prinzip der doppelten Differenz der Phase).
Im allgemeinen geht es bei diesen GPS-Sensoren darum, die relative Position der Sensoren und die absolute Lage der von ihnen gebildeten mittleren Ebene zu messen. Dies kann durch eine zentrale Verarbeitung, zum Beispiel im Bereich des Logistikmoduls 12, der von den verschiedenen Sensoren 15 ausgehenden Phasenmessungen erreicht werden. Zur Verringerung der Zentralisierung der Daten, kann auch ein Verarbeitungsschritt im Bereich jedes Panels 14 eingeführt werden, der die relative Positionsbestimmung der Sensoren 15 eines bestimmten Panels 14 behandelt, wobei die Positionsbestimmung aus der absoluten Lage des Panels besteht, falls dieses keine internen Verformungen aufweist, und der zentralisierten Verarbeitung nur die Berechnung der relativen Position zwischen den für jedes Panel definierten Referenzsensoren als Aufgabe bleibt.
Jedes der Panel 14 umfaßt wenigstens drei GPS-Sensoren 15, was für den Fall fehlender interner Verformungen des Panels ausreicht. Das Bestreben nach struktureller Erleichterung kann dazu führen, daß thermoelastische Verformungsmoden im Inneren der Panels 14 zugelassen werden. Zur Messung dieser Verformungen ist wenigstens ein zusätzlicher GPS-Sensor 15 pro Panel 14 notwendig.
Die quasi-ebene Geometrie des Satelliten reduziert die Ursachen für Mehrwegausbreitung, die die Haupteinschränkung des GPS zur genauen relativen Positionsbestimmung bilden. Die einzige Ursache für Mehrwegausbreitung stellt tatsächlich das Logistikmodul 12 dar und dies kann zumindest in seinen Haupteffekten beseitigt werden.
Wie im Vorhergehenden aufgezeigt wurde, arbeiten das oder die mit dem Logistikmodul 12 verbundenen Panels 14a nicht als Antenne. Sie sind daher nicht mit GPS-Sensoren ausgerüstet. Wie in 9 dargestellt, reicht es zur Beseitigung der Ursachen für Mehrwegausbreitung für die Sensoren der anderen Panels 14 aus, die unterhalb eines minimalen Einfallswinkels empfangenen GPS-Satelliten nicht zu berücksichtigen. Dieser minimale Einfallswinkel liegt zumindest unterhalb des minimalen Einfallswinkels für den Betrieb des Satelliten (typischerweise 25°), bedingt durch die von allen oder einem Teil der Panels 14a ausgeübten Funktion der Freigabe des Sichtfeldes. Diese sehr begrenzte Maskierung beläßt für den Betrieb hinreichend viele Satelliten. Die Mehrwegausbreitung wird so auf die Beugung an der Kante 20a der Platte 20 begrenzt. Diese Beugung bevorzugt keine bestimmte Richtung und kann daher nicht maskiert werden.
Die Kompensation der Verformungen des Elements 11 werden im Bereich jeder der Oberflächeneinheiten durchgeführt, die über ein Mittel zur Phasenverschiebung der gesendeten oder empfangenen Welle verfügen, wobei die Phasenverschiebung die Verstellung des Strahlkegels gegenüber der mittleren Ebene ebenso wie die Position der Oberflächeneinheit in der Umgebung und in dieser mittleren Ebene berücksichtigt. Die Positionen der Oberflächeneinheiten werden über die Positionen der benachbarten GPS-Sensoren bestimmt.
Ebenso wie der Vorgang der Messung der Verformungen kann der Vorgang der Kompensation einen lokalen Verarbeitungsschritt im Bereich jedes Panels ausführen. Die Phasenverschiebung berücksichtigt eine mittlere Ebene im Bereich des Panels und die damit zusammenhängenden Verstellungen und Positionsabweichungen. Es wird für jedes einzelne Panel in gemeinsamer Weise einen Phasenterm eingeführt, der der Abweichung des Referenzpunkts des Panels von der Wellenfront des resultierenden Strahlkegels der ganze Antenne beim Durchgang durch den Referenzpunkts eines Panels entspricht.
Durch die vorausgehenden Maßnahmen, insbesondere die GPS-Mehrwegausbreitung betreffend, kann die Kompensation der Planarität mit weniger als einem Millimeter Abweichung durchgeführt und die Lage der mittleren Ebene genauer als 1/10 Grad bestimmt werden. Dies genügt sehr gut den Anforderungen eines Radareinsatzes, Einsätze für hohe Frequenzen (X-Band) eingeschlossen, für die die Anforderungen der Planarität die höchsten sind. Zur weiteren Verbesserung dieser Situation für den anspruchsvollen Fall der hohen Frequenzen, ist es vorteilhaft, die Panels für die hohen Frequenzen am Ende des Elements 11 gegenüber dem Modul 12 zu plazieren, um den Einfluß dieser vom Modul 12 ausgehenden, verbleibenden Mehrwegausbreitung zu verringern. Diese Maßnahme ist immer möglich, da, wie im folgenden noch ausgeführt wird, das Element 11 niemals vollständig aus Panels für hohe Frequenzen bestehen wird (niedrige Frequenz, Panels 14a).
Selbstverständlich ist die Kompensation auf Basis von Messungen der Phase der GPS-Sensoren in gleicher Weise auf den Fall anwendbar, daß das Antennenelement aus nur einem sich verformenden Panel besteht.
Logistikmodul und Trägerrakete
Es wird nun das Logistikmodul 12 genauer beschrieben.
Das Logistikmodul 12 trägt die verschiedenen Einrichtungen außer der Antenne, insbesondere die zentrale Elektronik des Radar, Speichermittel zur Speicherung der Bilddaten, Mittel zur Fernmessung und die verschiedenen Einrichtungen zur Steuerung, darunter das System zur Steuerung der Fluglage und der Umlaufbahn, das Magnetometer, Magnetkoppler, einen Tank und eine Düse umfaßt, und Mittel zur Fernsteuerung und zur Bordverwaltung.
Das Modul 12 umfaßt außerdem eine Batterie, deren Kapazität auf dessen Eigenbedarf reduziert ist, falls das Prinzip der Energieautonomie des Elements 11 angewendet wird.
Diese verschiedenen Einrichtungen sind in ihrer Gesamtheit in den 9 und 10 mit 16 bezeichnet.
Im Fall der Energieautonomie des Elements 11 trägt das erste an das Modul 12 angehängte Panel 14a einen unabhängigen Solargenerator, der den Betrieb des Logistikmoduls 12 außerhalb der Sonnenverdeckungen sicherstellt. Während der Sonnenverdeckungen wird der Solargenerator von der Batterie abgelöst, damit die Speicherung der Daten an Bord und der Betrieb der Steuereinrichtungen gewährleistet ist. Die Batterie wird auch während der Einnahme der Einsatzstelle benötigt.
So wie in den 10 und 11 dargestellt, dient das Logistikmodul 12 auch für die mechanische Aufnahme des Pakets der Panels 14 während des Abschusses.
Hierfür ist das Logistikmodul 12 aus einer Trägerhülle zylindrischer Form gebildet, in deren Innerem die Panels zusammengefaltet sind und die eine pyrotechnische Klappe zum Ausfahren der Panels aufweist. Diese zylindrische Form verlängert die kreisförmige Schnittstelle 17 mit der Trägerrakete und erleichtert die Berücksichtigung der von der Trägerrakete gestellten Steifigkeitsansprüche. Die Abmessung des Satelliten entlang der Achse der Trägerrakete entspricht der Länge L des Elements 11. Die Länge des Zylinders wird direkt durch die Länge L der Antenne bestimmt, während der Durchmesser durch die elementare Höhe eines Panels 14 bestimmt ist.
Die zylindrische Hülle wird durch zwei Schalen 18 und 19 gebildet, die nach der Aufnahme des Pakets der Panels und der Einrichtungen des Logistikmoduls 12 zusammengesetzt werden. Die eine 18 der Schalen nimmt die verschiedenen Einrichtungen des Logistikmoduls 12 auf. Die andere Schale 19 trägt eine pyrotechnische Naht, die eine Klappe aus zwei Flügeln abgrenzt. Die Explosion dieser Naht gibt die beiden Flügel frei und wirft sie auf, wobei diese von zwei Scharnieren in der offenen Position gehalten werden, wobei die Scharniere von der Schale 19 getragen werden und entlang der Schnittstelle mit der Schale 18 angeordnet sind.
Während des Abschusses sind die verschiedenen Panels 14 eingefaltet, eines auf dem anderen, und mit Hilfe von Bändern, die die Gesamtheit der Panels durchlaufen, gegen eine fest mit der Schale 18 verbundene Platte 20 gedrückt. Die andere Seite der Platte trägt die restlichen Einrichtungen des Satelliten.
Dieser Aufbau gestattet die leichtere Berücksichtigung der verschiedenen Anforderungen der Massenzentrierung. Die Zentrierung entlang der Achse der Trägerrakete beim Abschuß wird durch eine geeignete Verschiebung der Platte 20 gegenüber der mittleren Ebene des Zylinders erreicht, wobei der Zylinder selber auf der Achse der Trägerrakete zentriert ist. Die beiden Zentrierungstypen im ausgefahrenen Zustand, nämlich die Ausrichtung des Schwerpunkts des Moduls 12 in der Ebene der Antenne und gleichzeitig auf die Mittelsenkrechte der Antenne entlang der Richtung L (Unterstützung der natürlichen Ausrichtung durch den Gravitationsgradienten der Achse mit dem kleinsten Trägheitsmoment des Elements 11 entlang der lokalen Senkrechten und Begrenzung der Drehmomente durch den Sonnendruck auf den Satelliten), werden durch das Auswuchten der Einrichtungen auf der Platte 20 erreicht.
Die offene Stellung der Flügel 19a und 19b bildet keine Quelle für störende Reflexionen der GPS-Signale in Richtung der Antenne 11 über diejenigen der Platte 20 hinaus, während das erforderliche Sichtfeld für die von der Schale 18 getragene Antenne zur Fernmessung nicht beeinträchtigt wird.
Die hier vorgeschlagene zylindrische Form für den Satelliten in der Abschußposition gestattet außerdem in vorteilhafter Weise, die Haube der Trägerrakete einzusparen.
Die Anbringung einer Kappe, die Einsparung des einzigen, von der Antenne zur Fernmessung gebildeten, äußeren Anhangs durch die Verwendung einer an die Schale gedrückten oder in der Umlaufbahn ausfahrenden Antenne, die mögliche Anbringung einer Abdeckung an der Basis des Zylinders, die die Verbindung zur Trägerrakete bedeckt, gestattet die Konstruktion eines Aerodynamischen Aufbaus, der gleichwertig mit einer Haube ist. Diese Möglichkeit gestattet es durch Verhandlung mit dem Betreiber der Trägerrakete, die zulässige Masse und den maximalen Raumbedarf des Satelliten zu erhöhen.
Solange die Länge L unterhalb von 5,5 m bleiben kann, ist sie kompatibel mit den Hauben der geplanten kleinen Trägerraketen (LLV3 von Lockheed Martin, DELTA-LITE von McDonnell Douglas) oder denjenigen der existierenden mittleren Trägerraketen, wie etwa DELTA 2, wenn die Dicke des eingefalteten Antennenelements 11 und des Logistikmoduls 12 kompatibel mit einem Durchmesser von weniger als 2 m bleibt. Dies ist insbesondere der Fall für eine Gesamthöhe des Antennenelements 11 von unter 13 m oder 15 m (8 oder 9 Panels mit einer Höhe von 1,7 m). Solche Abmessungen der Antenne erlauben Einsätze, die einem klassischen Ansatz folgend (mit einer klassischen Geometrie und einem Standard-Logistikmodul) zu höheren Massen und größeren Volumen führen würden und somit zu teureren Trägerraketen (Ariane 5, Atlas II AS).
Allgemeiner Aufbau eines Panels
Der allgemeine Aufbau eines Satellitenpanels gemäß einer möglichen Ausführungsform der Erfindung für den Fall der Abstrahlung von nur einer Seite des Panels ist in 12 dargestellt.
Dieses Panel weist eine Sandwichstruktur auf, in der je nach Bedarf eine Antennenkuppel 21, ein abstrahlendes Panel 22, eine NIDA-Zwischenstruktur (eingetragene Marke) 23 aus Aluminium als Träger für Elektronikmittel 27, thermische Schutzschichten 24, und eine Platte 25, die die Solarzellen 13 trägt, aufeinandergestapelt sind.
Senkrechte und horizontale Versteifungen 26 mit einem I-Querschnitt sind auf der Zwischenstruktur 23 angeordnet und tragen die Platten 25.
Wie in der 13 dargestellt, ist das Panel in eine Mehrzahl von Funktionseinheiten 28 aufgeteilt.
Die elektronischen Mittel 27 für den Betrieb der Einheiten 28 sind zwischen der Struktur 23 und den thermischen Schutzschichten 24 angeordnet. Sie umfassen Mittel zum Senden/Empfangen und zur Phasenverschiebung sowie die zugehörigen Mittel zur Bedienung. Sie umfassen auch die Verarbeitung der von ihnen benötigten Energie, die ihnen von den auf der Rückseite des Panels angebrachten Solarzellen 13 geliefert wird.
Außerdem wird jedes Panel von wenigstens einer Muffe 29 durchzogen, die dazu bestimmt ist, zur Befestigung in der Trägerhülle während des Abschusses von einem Band durchzogen zu werden.
Da ein Element 29 und ein GPS-Sensor 15 beide die Antennenfunktion aufheben, können sie vorteilhafterweise in einer gemeinsamen funktionellen Einheit 28 gruppiert werden, für die teilweise die Antennenfunktion aufgehoben ist. Dieses Element 29 und dieser GPS-Sensor 15 werden dann vorteilhafterweise an Bord der Einheit 28 in der Nähe der Kreuzung zweier Versteifungen 26 angeordnet, so wie in 14 dargestellt ist.
Die Energieversorgung der Hyperfrequenzeinrichtungen der Panels geschieht direkt durch die zu diesem Panel gehörenden Solarzellen, wobei die Autonomie entweder im Bereich jeder Einheit oder im Bereich einer Gruppierung mehrerer Einheiten erreicht wird.
Die Versorgung jedes Panels oder Halbpanels mit einem Hyperfrequenz-Signal ist mit Hilfe von optischen Fasern oder mit Hilfe von Koaxialkabeln möglich, die ausgehend vom Logistikmodul 12 sternförmig oder ausgehend vom oberen Panel (dem am weitesten von der Erde entfernten) in Reihe verlegt sind, damit die physikalische Länge der Kabelkette als ein Teil der notwendigen Verzögerungsleitungen verwendet werden kann.
Die Verarbeitungsmodule (BFN, Primärmodul, Sekundärmodul) werden über einen Steuer/Befehlsbus mit dem Logistikmodul verbunden.
Die im Bereich einer einzigen funktionellen Einheit 28 gruppierten elektronischen Mittel 27 werden mit einer integrierten oder hybriden Technologie realisiert.
Im Falle eines auf beiden Seiten abstrahlenden Panels besteht eine mögliche Realisierung darin, die Trägerplatte 25 der Solarzellen durch eine Trägerplatte für abstrahlende Elemente zu ersetzen. In beiden Fällen ist es zum leichteren Zusammenbau und zur Anbindung an die elektronischen Einrichtungen 27 vorzuziehen, die Oberfläche dieser Platten zu begrenzen, wobei eine Platte nach dem Zusammenbau jede der von den Versteifungen 26 gebildeten Zellen verschließt. So bleibt die teilweise Zerlegung und Reparatur des Panels möglich.
Dimensionierung des Solargenerators
Die Solarzellen 13 sind zum Beispiel Zellen vom GaAs/Ge-Typ, die den notwendigen Strom im schlechtesten Fall (d. h. am Ende der Lebensdauer, mit dem ungünstigsten Einfallswinkel der Sonne und bei 120°C) bei 10 V liefern. Pro funktionaler Einheit des Elements 11 ist eine Kette aus 16 Zellen dieses Typs vorgesehen.
Die Wahl der GaAs-Technologie (anstatt der Silizium-Technologie) ermöglicht die Tolerierung höherer Temperaturen der Solarzellen.
Die so erzeugte Energie wird in elektrochemischen und keramischen Kondensatoren gespeichert, die in den Mitteln 27 enthalten sind und die das Absinken der Spannung während des Radarimpulses auf ein Maß begrenzen, das von den Einrichtungen und zur Aufrechterhaltung der Leistungen toleriert wird (typischerweise 10%).
Die Spannung wird auf 10 Volt begrenzt.
Steuerung der Fluglage und der Umlaufbahn
In der einfachsten Version wird eine einzige Antriebsdüse verwendet; die entlang der Rollachse angeordnet ist. Die Steuerung der Fluglage wird dann im wesentlichen durch die zeitweiligen Störungen des Kurswinkels dimensioniert, die während der Schübe (entlang V) zur Einnahme und Beibehaltung der Umlaufbahn auftreten und von der Fehlausrichtung der einzigen Düse herrühren. Die Korrekturen zur Einnahme der vorgesehenen Stellung werden in elementare Impulse von sehr begrenzter Dauer aufgeteilt, damit sie unter Berücksichtigung der erzeugten Verstellung des Kurswinkel effizient bleiben. Auf diese elementaren Impulse folgt eine Wiederherstellung des Kurswinkels. Die Dauer zur Einnahme der vorgesehenen Stellung kann lang sein, jedoch bleiben zwischen zwei elementaren Impulsen die Bedingungen der Beleuchtung durch die Sonne und thermischen Bedingungen der Antenne gesichert. Während der Beibehaltung der vorgesehenen Stellung sind für diesen Satellitentyp aufgrund der geringen Reibung (stark verringerter Querschnitt entlang V) die Schübe schwächer und vor allem weniger häufig. Dasselbe Verfahren der Aufteilung und der Ausdehnung der Reaktionszeit kann für das Systems zur Lagesteuerung angewendet werden, selbst wenn dies die Unterbrechung des Einsatzes während eines oder mehrerer Umläufe bedingt. Falls dies notwendig ist, kann um den Preis einer erhöhten Komplexität durch die Verwendung mehrerer, in ihrer Öffnungszeit gesteuerter Düsen eine Reaktion auf störende Drehmomente um die Kursachse in Echtzeit erfolgen und so die Gesamtdauer des Schubmanövers reduziert werden. Die Besonderheiten des Satelliten gestatten die Verwendung eines Antriebs mit gekühltem Gas, wobei die erhöhte Masse des Tanks im Vergleich zu einer Hydrazinlösung entweder im akzeptablen Rahmen bleibt, auch für eine Einsatzdauer von 10 Jahren unter Berücksichtigung der geringen Reibung, oder zur Erhöhung des Gravitationsgradienten sogar erwünscht ist.
Während der Einsatzzeit kann es notwendig sein, die Ebene der Umlaufbahn zu korrigieren, insbesondere für Umlaufbahnen mit einer von 6 h/18 h verschiedenen lokalen Uhrzeit. Dieser Manövertyp unterscheidet sich entlang V in den Schüben durch die Anwendung einer vorhergehenden Drehung des Satelliten um die Kursachse um 90°, um die Düse in eine zur Ebene senkrechte Position zu bringen.
Vor dem Ausfahren der Antenne kann die Lagemessung durch eine Filterung der magnetometrischen Messungen erreicht werden und sie erlaubt eine Genauigkeit in der Größenordnung von 1°. Nach dem Ausfahren werden die im Bereich der Antenne angeordneten GPS verwendet und die Genauigkeit wird besser als 1/10 Grad.
Die Magnetkoppler erzeugen die Drehmomente, die insbesondere zur Dämpfung der Pendeleffekte des Gradienten um die Nick- und Rollachse notwendig sind und auch zur Reaktion auf die ständigen Einwirkungen (Sonnendruck) und zur Korrektur der vorübergehenden Einwirkungen um die Kursachse während der Schübe.
Zur Einnahme der anfänglichen Fluglage des Antennenelements 11 wird vorteilhafterweise wie folgt vorgegangen.
Das Element 11 wird ausgefahren und anschließend wird auf die Magnetkoppler eine Regelung zur Verringerung der Rotationsgeschwindigkeit angewendet, wobei nur die Messungen der Magnetometer verwendet werden.
Der Satellit stabilisiert sich in einer durch den Gravitationsgradienten gegebenen Gleichgewichtsposition.
An diesem Punkt sind zwei Gleichgewichtspositionen möglich, eine mit dem Element 11 unterhalb und eine mit dem Element 11 oberhalb des Moduls 12.
Für den Fall, daß das Antennenelement 11 ausgefahren wird, wenn es sich unterhalb des Logistikmoduls 12 befindet, wird eine Drehung des Satelliten um die Kursachse in der Weise ausgeführt, daß die Solargeneratoren zum Laden der Batterien und zur Gewährleistung einer unabhängigen Betriebszeit des Satelliten zur Sonne hin ausgerichtet sind, worauf eine neue Regelung der Magnetkoppler angewendet wird, durch die eine Drehung um alle Achsen wieder aufgenommen wird, wonach wieder die Regelung zur Verringerung der Geschwindigkeit aufgenommen wird, um erneut in eine durch den Gravitationsgradienten gegebenen Gleichgewichtsposition zu gelangen
Der Vorgang der Wiederaufnahme der Drehung und dem anschließenden Halt der Drehung wird wiederholt, bis die Antenne die richtige Position einnimmt.
Nach jeder Wiederaufnahme der Drehung befindet sich die Antenne 11 in einem von zwei Versuchen in der gewünschten Fluglage.
All dies führt im einfachsten Fall zu einem System zur Steuerung der Fluglage und zum Antrieb mit den Komponenten (ohne Redundanzen zu zählen): drei Magnetkoppler, ein Dreiachsen-Magnetometer, ein Bordrechner, ein Empfänger zur GPS-Verarbeitung und vier Antennen zum GPS-Empfang (es werden hier diejenigen der Antennen auf den Panels, die am weitesten voneinander entfernt liegen verwendet), ein auf einer einzigen Düse basierendes Antriebssubsystem.
Es ist zu bemerken, daß die vorliegende Lagesteuerung keinen optischen Sensor gleich welcher Sorte (terrestrisch, solar oder stellar) verwendet und daher einen Betrieb unabhängig von der lokalen Uhrzeit oder deren Veränderung im Laufe des Einsatzes gestattet.
Satellit umgekehrter Fluglage (Element 11 unterhalb des Logistikmoduls) oder indifferenter Fluglage
Die vorgesehene Fluglage des Satelliten kann gegenüber der bisher beschriebenen Fluglage umgedreht werden, d. h. das Antennenelement befindet sich unterhalb des Logistikmoduls 12.
Als Vorteil hieraus ergibt sich die Beseitigung der Einschränkungen des Radarsichtfelds für niedrige Einfallswinkel. Die Panels 14a zur Freigabe des Sichtfeldes können trotzdem notwendig bleiben, um für die oberhalb liegenden Panels 14 eine zu große Maskierung der GPS-Satelliten zu verhindern, wobei dies nur von der für den Betrieb minimal notwendigen Anzahl an GPS-Satelliten abhängt. Die Maskierung der GPS-Einfallsrichtungen, die Mehrwegausbreitung durch Reflexionen an der Platte 20 des Logistikmoduls verursachen können, wird nun auf natürliche Weise von der Erde durchgeführt. Die Versorgung in Reihe der Panels mit den Hyperfrequenzsignalen wird beginnend beim ersten Panel in der Nähe des Moduls 12 durchgeführt und nicht beim entgegengesetzten Panel, wie dies für die zuvor beschriebene Fluglage der Fall ist.
Die Antenne zur Fernmessung muß dagegen verschieden eingerichtet werden, so daß Behinderungen ihres Sichtfelds durch das Element 11 vermieden werden. Eine Lösung kann aus zwei Antennen im Bereich des Logistikmoduls bestehen, die auf beiden Seiten des Elements 11 in der Weise angeordnet sind, daß zu jeder Zeit eine Antenne in direkter Sicht liegt, unabhängig von der Lage der Station gegenüber der Ebene der Umlaufbahn. Pro Durchflug ist maximal eine einzige Umschaltung der Antenne notwendig, wobei eine Verschiebung der Antennen zur Fernmessung aus der Ebene beim Durchflug der Station durch die Ebene der Umlaufbahn die Überdeckung der Sichtbereiche mit beiden Antennen und so einen fließenderen Übergang bei der Umschaltung gestattet.
Ebenso kann der Satellit dafür ausgelegt werden, in der ersten Gleichgewichtsposition, die nach dem Ausfahren eingenommen wird, arbeiten zu können und so die zuvor beschriebenen Vorgänge der Wiederaufnahme der Drehung zu vermeiden. Hierfür reicht es auf der Materialseite aus, beide Typen der Fernmessungsverbindung, die den beiden Geometrien entsprechen, eine Dimensionierung der Panels 14a zur Freigabe des Sichtfelds für den schlechtesten Fall, die beiden umschaltbaren Möglichkeiten für den Anfang der Versorgungskette der Panels für die Hyperfrequenz und eine thermische Kontrolle des Moduls, die mit beiden Geometrien kompatibel ist, vorzusehen. Der Rest der Anpassungen an die tatsächliche Geometrie benötigt nur kleine Maßnahmen, im wesentlichen in Form von Programmen.
Alles zuvor Gesagte gilt auch für den Fall, daß sich das Element 11 in zwei Teilen oberhalb und unterhalb des Moduls 12 befindet.
Anwendung auf Einsätze mit niedriger Frequenz oder hoher Frequenz oder Multifrequenz
Alle weiteren Eigenschaften werden für den Einsatz identisch beibehalten, die funktionale Höhe des Antennenelements 11 ist direkt proportional zur Wellenlänge, so daß die Bedingungen für den Gravitationsgradienten für Einsätze mit hohen Frequenzen (X oder C) nicht natürlich erreicht werden, wogegen dies für Einsätze mit niedrigen Frequenzen (S, L oder P) öfters der Fall ist. Das Anfügen von vollen oder hohlen Panels 14a an das GS-Panel des Logistikmoduls ist vor allem bei hohen Frequenzen notwendig.
Angewendet auf die Kombination von Frequenzen, die eine der Herausforderungen für die neuen Radargenerationen darstellt, behält das System alle seine optimalen Eigenschaften, da die Gesamtheit der Panels der verschiedenen Frequenzen zum Gravitationsgradienten der Gesamtheit beitragen und es weniger oder gar nicht notwendig ist Panels 14a hinzuzufügen. Insbesondere für einen Einsatz im L-Band mit 8 funktionalen Panels 14 ist es ausreichend, ein Panel gleicher Größe im X-Band hinzuzufügen, um einen Zweifrequenzeinsatz zu erhalten und dies mit einer vernachlässigbaren Umarbeitung des Logistikmoduls im Vergleich zum Einfrequenzfall. Die verschiedenen Frequenzen können verschiedene funktionale Längen L der Antenne verwenden, wobei die Einhaltung einer Standardlänge für die Panels durch nichtfunktionale Oberflächenerweiterungen der kürzesten Panels möglicherweise die Vereinfachung der Einstellung der Zentrierbedingungen (Massen, Schwerpunkt des Schubs, des Sonnendrucks etc.) gestattet.
In der Ausführung mit der Energieautonomie jeder der Antennen des Elements 11 muß das auf der Rückseite durchgeführte Auslegen mit Solarzellen für hohe Frequenzen dichter erfolgen, da im allgemeinen der Energiebedarf höher ist (dies ist der Fall für das Radar) und die Höhe der Antenne geringer ist. Für den Fall, daß die Energie nicht ausreicht und auf zusätzliche Flächen an anderen Stellen des Elements 11 als der Rückseite der Antenne zurückgegriffen werden muß, ist es vorzuziehen, diese Oberflächen in unmittelbarer Nähe und zu beiden Seiten der Antenne anzuordnen, um die Verbindungen zum Energietransport zu begrenzen und eventuell das Konzept des zuvor beschriebenen vollständigen Elektroniknetzes beizubehalten.
Anwendung auf Einsätze mit Radar-Interferometrie in einem Überflug
Die Radar-Interferometrie in einem Überflug zielt hauptsächlich darauf ab, topographische Informationen zu erhalten und besteht in der gleichzeitigen Aufnahme zweier Bilder mittels zweier räumlich getrennter Antennen, wobei eine Antenne sendet und die beiden empfangen. Die Genauigkeit der Information hängt von der Relation der Länge der durch die beiden Antennen gebildeten Basis senkrecht zum Geschwindigkeitsvektor zur Wellenlänge ab, so daß für Antennen, die zum selben Satelliten gehören, die Interferometrie im allgemeinen nur für hohe Frequenzen (X oder C) in Betracht gezogen wird, mit Basisabständen der Antennen von mehr als 10 oder 15 m.
Ein interferometrischer Einsatz auf einem Radarsatelliten auf Basis der vorliegenden Erfindung ist leicht zu verwirklichen. Die zweite der nur empfangenden Antennen kann im allgemeinen mit nur einem Panel 14 ausgeführt werden, da zum einen der Betrieb für hohe Einfallswinkel, die die Abmessung der Antennenhöhe bestimmen, möglicherweise nicht notwendig ist, zum anderen die Anforderungen an den Solargenerator auf der Rückseite der Antenne wesentlich verringert sind, da die Antenne nur empfängt und somit wenig oder keine Energie verbraucht. Wenn der Einsatz nur für hohe Frequenzen ist, wird dieses Panel zwischen das Panel 14a, das zum Freigeben des Sichtfelds dient (und eventuell als Solargenerator für das Modul), und die anderen, speziell für den Gravitationsgradienten hinzugefügten Panels 14a, eingefügt. Wenn diese letzteren fehlen oder ihre Anzahl nicht ausreicht, werden weitere angefügt, um die gewünschte Höhe der Basis zu erreichen. Im Fall von Multifrequenzeinsätzen betrifft der interferometrische Einsatz im allgemeinen nur eine einzige hohe Frequenz, wobei das Panel 14 zum interferometrischen Empfang 14 zum einen und die Hauptantenne dieser hohen Frequenz zum anderen an den beiden Enden des Elements 11 angeordnet sind, wobei beide dennoch vom Logistikmodul durch das Panel 14a für die Freigabe des Sichtfelds getrennt sind. Die so gebildete interferometrische Basis kann bei Bedarf durch zusätzliche, nicht funktionale Panels 14a vergrößert werden.
Zur weiteren Verminderung der durch die interferometrische Funktion bedingten Auswirkungen können innerhalb eines Panels 14a die Funktion des Solargenerators für das Modul und für die interferometrische Empfangsantenne kombiniert werden. Zum einen erhält der sehr geringe Energiebedarf letzterer die Generatorfunktion für das Modul, zum anderen benötigt die Empfangsantenne keine Freigabe eines Sichtfelds, da sie die niedrigsten Einfallswinkel nicht verwendet oder nur den oberen Teil belegen kann und somit besser durch das Panel freigelegt wird, wenn die benötigte Höhe weniger als ein Panel beträgt, was insbesondere der Fall sein kann, wenn die sehr hohen Frequenzen nicht verwendet werden.
Die Umsetzung der interferomentrischen Funktion wird so mit vernachlässigbaren Kosten durchgeführt, wohingegen es für einen klassischen Satelliten notwendig ist, speziell einen ausfahrbaren Mast einzubauen, der an seinem Ende die Empfangsantenne trägt.
Geteilte und ausgeglichene Nutzung im Kontext internationaler Kooperationen
Die internationale Kooperation im Bereich der Raumfahrt muß, falls sie Erfolg haben will, auf eine ausgeglichene Aufteilung des Beitrags der verschiedenen Länder achten, nicht nur in der Entwicklung, sondern auch in der Nutzung. Leider muß für ein Beobachtungssystem die Schlüsselaufgabe zur Nutzung, nämlich die Programmierung des Instruments, zentralisiert werden, um eine optimale Bedienung ohne Konflikte zwischen den Anforderungen und die Integrität des Satelliten sicherzustellen. Dies stellt ohne einen führenden Partner ein unlösbares Problem dar, wobei der führenden Partner selbstverständlich die Aufgabe hat, die Zentrale für die Planung des Einsatzes und die Steuerung des Satelliten bei sich unterzubringen, und diese Aufgaben können im allgemeinen nicht von diesem Partner getrennt werden.
Das Vorgehen, bei dem jeder Partner Herr über die Verwendung des Satelliten für die Bildgebung in seiner, durch das Sichtfeld seiner Station begrenzten Region ist, analog zur Praxis für die Telekommunikations-Satelliten vom Typ INTELSAT (Mieten einer Übertragungseinrichtung oder eines Strahls) ist bis heute nicht in Betracht zu ziehen. Tatsächlich beeinflußt die Verwendung von Ressourcen in einem Teil der Umlaufbahn immer deren Verfügbarkeit an anderen Stellen, so daß die zentrale Koordination unabdingbar bleibt. Im optischen Bereich können die Zeitspannen zur Änderung der Ausrichtung sehr lang sein (Kippbewegungen des Satelliten oder der Spiegel), während für ein modernes Radar mit schneller Auslenkung das Problem in der Einhaltung der Ladezeiten der Batterien, in Begrenzungen im Start/Stop der Sender oder auch in Beschränkungen der thermischen Bedingungen für die Einrichtungen liegt.
Das in den 4 und folgende dargestellte Satellitenkonzept gestattet durch die Anwendung der Energieautonomie des Elements 11 außerhalb der Sonnenverdeckungen einen ununterbrochenen Betrieb des Radars. Unter der Annahme, daß in dem Konzept der geographischen Aufteilung die gesammelten Daten nicht an Bord gespeichert, sondern in Echtzeit zur Bodenstation zurückgesendet werden (kein Rückgriff auf eine Speicherungs- und Wiederfreigabefunktion), kann das Problem der gemeinsamen Nutzung des Satelliten auf ein einfaches Problem der Aufteilung des Sichtfeldkreises unter den Partnern reduziert werden, wobei jedem Partner die Autonomie und die Diskretion in der Planung und im Empfang der Daten garantiert ist.
Trotzdem ist diese neue Fähigkeit zur geographischen Aufteilung des Zugangs zum Satelliten nicht ausreichend, damit jeder Partner in seinem Sektor vollständig über den Satelliten verfügen kann. Es sind auch die gemeinsamen Ansprüche in der Bedienung und der Sicherung des Zustands des Satelliten zu berücksichtigt. Hierzu ist zu bemerken, daß die Architektur des vollständigen Elektroniknetzes des Elements 11 eine Hürde gegenüber jeder aus einer x-beliebigen Planung folgenden Verschlechterung darstellt. Tatsächlich muß jede zusammengesetzte funktionale Einheit aus einer Radiofrequenzmodulgruppe und einem zugehörigen Solarzellenbaustein selber praktisch die ganze von den Zellen gelieferte Energie verbrauchen, unabhängig von ihrem funktionalen Beitrag zum Gesamten, so daß die Einheit nur eine einzige thermische Regelung kennt, die vom aktuellen Zustand der Solarzellen und der Elektronik bedingt und unabhängig vom Aktivierungszustand und der Programmierung der Einheit ist. Das Element 11 verfügt über keinerlei Redundanz, sondern erfährt durch Pannen oder Verschlechterungen seiner funktionalen Einheiten einfach eine zunehmende Verschlechterung seiner Leistungen. Jeder kann entsprechend seinen Bedürfnissen in optimaler Weise auf diese Verschlechterung reagieren (durch die Wahl der abgeschalteten Einheiten und des gebildeten Antennendiagramms), ohne daß dies den Vorgang der Verschlechterung selber beeinflußt (kein Ausbreitungsvorgang der Pannen).
Außerhalb der Echtzeitplanung der Bildgebung, der technischen Nutzung des Elements 11 und des Typs des erzeugten Bildes (Erfassungsbreite, Wellenform, Auflösung, Einfallswinkel), kann jeder entsprechend seiner lokalen Bedürfnisse und Vorlieben eine Radarkomponente entwickeln und einsetzen. Auch der im Logistikmodul angeordnete Teil der Nutzladung profitiert von einer permanenten Energiequelle, er wird jedoch nicht wie das Antennenelement 11 durch die Ansammlung einer großen Anzahl funktional identischer Einheiten gebildet. Die geringe Anfälligkeit im Betrieb der eingesetzten Technologien (keine Röhren, keine Mechaniken, keine Verzögerung bei der Konfigurationseinstellung ...) und die verringerte Abmessung der Funktionen gestattet das Vorsehen eines blockweisen Redundanzsystems mit einer reduzierten Anzahl von Schaltern, die unterschiedslos von jedem Partner aktivierbar sind. Auf diese Weise kann das Konzept zur Aufteilung auf die gesamte Nutzladung ausgedehnt werden.
Der Betrieb des Satelliten verwendet selbstverständlich eine Reihe von Funktionen zur Umlaufbahn (Einhalten der Umlaufbahn und der ungefähren Fluglage des Segels), die eine Kontrolle vom Boden aus benötigen. Nicht betroffen von der Verwendung der Nutzladung, können diese Funktionen jedoch zu, normalerweise vorhersagbaren und seltenen, Einschränkungen des Zugangs führen, die alle Partner betreffen (Beispiel: Manöver und Zeitdauer der Stabilisierung). Sie sollten zentralisiert und nur einem Partner anvertraut werden, der die nutzenden Partner informiert, jedoch ohne Rücksprache mit diesen agiert.
Das zuvor geschilderte Konzept der Aufteilung ist gemäß dem statischsten Modus beschrieben in der Absicht, die vollständige Beseitigung gegenseitiger Verbindungen und Abhängigkeiten darzustellen (Aufteilung von Abschnitten der Umlaufbahn oder Überdeckungen) und eine Aufwertung durch die leichtere Umsetzung eines Programms mit einer großen Anzahl kleiner Partner zu erreichen. Auf dieser Basis können auch andere Übereinkünfte in Betracht gezogen werden: Übereinkünfte zwischen Partnern im engen Kreis, punktuell oder allgemein, für eine dynamische Zuteilung von Umlaufbahnabschnitten oder auch die Einführung eines zentralen Partners, der speziell für die gespeicherten Aufnahmen und die Verwaltung des Bordspeichers auf den nicht betroffenen oder von den lokalen Partnern verwalteten Abschnitten der Umlaufbahn zuständig ist.
Es ist wichtig zu bemerken, daß dieses Konzept der Aufteilung zuerst von der überall vorhandenen Energieressource abhängt. Dies kann auch mit einem klassischen Satelliten durch Überdimensionierung des Solargenerators erreicht werden, was zu schweren Logistikmodulen und damit zu schweren Trägerraketen führt. Der besondere Vorteil eines Satelliten, wie in den 4 und folgende dargestellt, ist das inhärente und kostenlose Vorhandensein dieser Fähigkeit.

Claims

Beobachtungs- oder Fernmeldesatellit für einen niedrigen Orbit mit einem Antennenelement mit allgemein ebener Form (11), dadurch gekennzeichnet, dass sich das Antennenelement (11) im Wesentlichen in einer Ebene erstreckt, die durch den Erdmittelpunkt verläuft, wenn sich der Satellit in seinem Bestimmungsorbit befindet und sich das Antennenelement im Betriebszustand befindet.
Satellit nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass sich das Antennenelement (11) im Wesentlichen in der Orbitebene erstreckt.
Satellit nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Höhe des Antennenelements, die durch die Ausdehnung entlang der Gravitationsachse definiert ist, größer als seine senkrechte Ausdehnung ist, so dass der Satellit durch den Gravitationsgradienten entlang der Roll- und Nickachsen auf natürliche Art stabilisiert wird.
Satellit nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass das Antennenelement in seiner Höhenausdehnung einen Abschnitt aufweist, der nicht als Antenne dient, der eventuell teilweise hohl ist und der dazu beiträgt, den Satelliten über den Gravitationsgradienten entlang der Roll- und Nickachsen auf natürliche Art zu stabilisieren.
Satellit nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass er eine Solarzellengeneratorvorrichtung umfasst und dass die Zellen (13) der Solarzellengeneratorvorrichtung von dem Antennenelement (11) getragen werden.
Satellit nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Antennenelement Antennenfunktionen auf beiden Seiten erfüllt.
Satellit nach einem der Ansprüche 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, dass ein Teil des Antennenelements (11) keine Solarzellen (13) trägt und auf beiden Seiten als Antenne dient.
Satellit nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Antennenelement (11) geometrisch deformierbar ist und Vorrichtungen zum Einstellen der Phase und der Amplitude von gesendeten oder empfangenen Wellen über seine Oberfläche aufweist und dass er mehrere Positions- und/oder Deformations- und/oder Ausrichtungsfehler-Sensoren aufweist, die über das Antennenelement verteilt sind und die Messung von Deformationen und/oder Ausrichtungsfehlern sowie ihre Kompensation auf Höhe der Einstelleinrichtungen ermöglichen.
Satellit nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Sensoren Sensoren für terrestrische oder satellitengestützte Funkpositionsbestimmungen sind, die sowohl die Messung als auch dann die Kompensation von Abweichungen der absoluten Fluglage auf Höhe der Einstelleinrichtungen ermöglichen.
Satellit nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Sensoren GPS-Sensoren sind.
Satellit nach einem Ansprüche 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, dass er Einrichtungen für die differenzielle Verarbeitung von Phasenmessungen bei den Signalen für die Funkpositionsbestimmung umfasst, die von jedem Sensor ausgegeben werden, um die relativen Positionen der Sensoren sowie die absolute Lage der mittleren Ebene, die durch die Sensoren definiert wird, zu messen.
Satellit nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass er ein Logistikmodul umfasst, das in der Orbitalebene liegt, und dass sich das Antennenelement nur auf einer Seite des Logistikmoduls befindet.
Satellit nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass er ein Logistikmodul umfasst, das in der Orbitalebene liegt, und dass sich das Antennenelement auf beiden Seiten des Logistikmoduls erstreckt.
Satellit nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass sich die beiden Teile des Antennenelements (11) in zwei verschiedenen Ebenen befinden, deren Schnittlinie durch den Erdmittelpunkt verläuft.
Satellit nach Anspruch 3, allein oder in Verbindung mit einem der Ansprüche 4 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass er ein Logistikmodul umfasst, dessen Schwerpunkt auf der kleinen Trägheitsachse des Antennenelements (11) angeordnet ist, so dass sich das natürliche Gleichgewicht auf Grund des Gravitationsgradienten entlang der Gravitationsachse des Antennenelements umso eher einstellt und die Kräftepaare aufgrund des solaren Drucks auf den Satelliten beschränkt bleiben.
Satellit nach einem der Ansprüche 11 bis 15 in Verbindung mit Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass es durch Hinzufügen eines Teils ohne Antennenfunktion zu dem Element (11) in der Nähe des Moduls ermöglicht wird, einerseits für die Antenne oder die Antennen des Elements (11) die Bedeckung durch das Logistikmodul zu minimieren und andererseits bei den Sensoren für die Funkpositionsbestimmung einen Winkelabstand in Bezug auf die Normale auf dem Element (11) von der Empfangsrichtung für Signale für die Funkpositionsbestimmung sicherzustellen, bei dem es diesseits zu keiner Mehrwegausbreitung auf Grund von Reflexion an dem Modul kommt und jenseits die Signale unbeachtet bleiben.
Satellit nach Anspruch 5, allein oder in Verbindung mit einem der Ansprüche 6 bis 16, dadurch gekennzeichnet, dass die Solarzellen (13) die Energieversorgung wenigstens einer Antenne des Antennenelements (11) sicherstellen.
Satellit nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, dass ein Teil des Antennenelements (11) keine Antennenfunktion hat und Solarzellen (13) trägt.
Satellit nach Anspruch 17 und 18 in Verbindung miteinander, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Solarzellen für die Energieversorgung der genannten Antenne auf dem Rücken der genannten Antenne sowie eventuell auf Zwischenräumen ohne Antennenfunktion auf beiden Seiten der genannten Antenne befinden.
Satellit nach einem der Ansprüche 17 bis 19, dadurch gekennzeichnet, dass die Solarzellen (13) des Antennenelements (11) die Energieversorgung desselben sicherstellen.
Satellit nach Anspruch 18, allein oder in Verbindung mit einem der Ansprüche 19 und 20, dadurch gekennzeichnet, dass der (oder die) Teil(e) ohne Antennenfunktion, auf dem (denen) sich Solarzellen befinden, wenigstens die Versorgung des Logistikmoduls (12) außerhalb der Verdunkelungsphasen sicherstellen.
Satellit nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, dass eine Antenne ein Netz von elektronischen Elementareinheiten auf der Oberfläche umfasst, wobei jede Elementareinheit direkt versehen ist mit und über ein Einzelsegment verbunden ist mit einer oder mehreren Solarzellen (13).
Satellit nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, dass das Einzelsegment der Solarzelle(n) (13) direkt gegenüber der Elementareinheit angeordnet ist.
Satellit nach Anspruch 5, allein oder in Verbindung mit einem der Ansprüche 6 bis 23, dadurch gekennzeichnet, dass die Solarzellen (13) AsGa- oder Silizium-Zellen sind.
Satellit nach Anspruch 3, allein oder in Verbindung mit einem der Ansprüche 4 bis 24, dadurch gekennzeichnet, dass das Antennenelement (11) mehrere verschiedene Antennen für identische oder unterschiedliche Frequenzen nebeneinander entlang der Gravitationsachse umfasst.
Satellit nach Anspruch 24, dadurch gekennzeichnet, dass das Antennenelement (11) zwei Antennen der gleichen Frequenz für Radar- Interferometriebeobachtungen umfasst, wobei die Antennen entlang der lokalen vertikalen Achse beabstandet sind.
Satellit nach einem der vorangehenden Ansprüche mit wenigstens einem ebenen Element aus mehreren Kacheln, die wie bei einem Antennenelement gelenkig miteinander verbunden sind, sowie mit assoziierten oder Logistikeinrichtungen, dadurch gekennzeichnet, dass er eine Trägerhülle umfasst, die beim Start in ihrem Inneren die Einrichtungen und die Kacheln aufnimmt, und wenigstens eine pyrotechnische Klappe für das Ausfahren der Kacheln vorgesehen ist.
Satellit nach Anspruch 27, dadurch gekennzeichnet, dass die Trägerhülle zwei Halbschalen umfasst, wobei die eine die verschiedenen assoziierten und Logistikeinrichtungen aufnimmt und die andere eine pyrotechnische Naht hat, die eine Klappe mit zwei Blenden begrenzt und bei deren Explosion die beiden Blenden freigesetzt und abgestoßen werden, die danach durch zwei Scharniere in einer offenen Position gehalten werden, die entlang der Schnittfläche mit der ersten Halbschale angeordnet sind, so dass die Kacheln beim Start in der Aufnahme untergebracht werden können, die durch die Schalen definiert wird, und anschließend von einer einzigen Seite des Sa telliten über die Hülle hinweg ausgefahren werden können.
Satellit nach Anspruch 27, dadurch gekennzeichnet, dass die Trägerhülle aus zwei auf einem Mittelteil zusammengesetzten Schalen besteht, wobei der Mittelteil die verschiedenen assoziierten und Logistikeinrichtungen aufnimmt, während jede der Seitenschalen eine pyrotechnische Naht aufweist, die eine Klappe mit zwei Blenden begrenzt und bei deren Explosion die beiden Blenden freigesetzt und abstoßen werden, die danach durch zwei Scharniere in einer offenen Position gehalten werden, die entlang der Schnittfläche mit dem Mittelteil angeordnet sind, so dass die Kacheln beim Start in den beiden Aufnahmen untergebracht werden können, die durch die beiden Seitenschalen und den Mittelteil definiert werden, und anschließend auf jeder Seite des Satelliten über die entsprechende Klappe ausgefahren werden können.
Satellit nach einem der Ansprüche 27 bis 29, dadurch gekennzeichnet, dass während der Startphase die Kacheln (14) zusammengefaltet sind und auf einer Platte gelagert sind, auf der sie mit Klammern (29) befestigt sind.
Satellit nach Anspruch 30, dadurch gekennzeichnet, dass über jeder Kachel auf der Platte unter einer Befestigungsklammer (29) wenigstens eine Manschette verläuft.
Satellit nach einem der Ansprüche 27 bis 31, dadurch gekennzeichnet, dass die kleinste Trägheitsachse der Trägerhülle und von verschiedenen Kacheln beim Start in Richtung der Achse der Startvorrichtung ausgerichtet ist und dass die Entfaltungsachse senkrecht auf der Achse der Startvorrichtung steht.
Satellit nach Anspruch 32, dadurch gekennzeichnet, dass die Außenform des Aufbaus beim Starten der Trägerhülle in der Art aerodynamisch angepasst ist, so dass sie die Startkappe ersetzt.
Satellit nach einem der Ansprüche 27 bis 33, dadurch gekennzeichnet, dass die Trägerhülle und die assoziierten und Logistikeinrichtungen das Logistikmodul bilden.
Satellit nach Anspruch 3 und 34 in Verbindung miteinander, dadurch gekennzeichnet, dass das Ausfahren in der vertikalen Richtung erfolgt.
Satellit nach einem der Ansprüche 27 bis 35, dadurch gekennzeichnet, dass eine Kachel eine Stapelstruktur aufweist, die eventuell eine Antennenkuppel (21), eine Strahlungskachel (22), eine NIDA-Zwischenstruktur (23) als Träger für Elektronikeinrichtungen, eventuell eine thermische Schutzschicht (24), eine Platte für Solarzellen (13) und/oder Strahlerelemente umfasst, wobei die Kachel außerdem Versteifungen (26) auf der Zwischenstruktur (23) und Träger für die Platte(n) mit den Solarzellen (13) und/oder den Strahlerelementen umfasst.
Satellit nach Anspruch 36 in Verbindung mit Anspruch 31, dadurch gekennzeichnet, dass eine Manschette (29) in der Nähe des Kreuzungspunktes von zwei Versteifungen (26) angeordnet ist.
Satellit nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Gruppe der Abschnitte des Elements (11), die sich durch ihre Antennenfunktion oder die gegebene oder fehlende Antennenfunktion unterscheiden, entlang der Entfaltungsachse der Kacheln derart verteilt ist, dass jede der Kacheln zu einer großen funktionellen Homogenität beiträgt.
Satellit nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass er in der Höhenausdehnung der Antenne ein Netz von Punkten für die Einstellung des Höhendiagramms der Antenne umfasst, dass das elementare Höhendiagramm des Antennenabschnittes zu jedem Einstellungspunkt derart fest ausgerichtet ist, dass der nutzbare Einfallsbereich abgedeckt ist, und dass der Zwischenraum zwischen diesen Punkten entlang der Höhe und das Elementardiagramm des Antennenabschnittes, wodurch die Gewinne der Hauptkeule sowie der parasitären Keulen im Netz moduliert werden, derart sind, dass die parasitären Keulen bei einer Verstellung der Hauptkeule beiderseits der Orientierungsachse des Elementardiagramms physikalisch durch die Antennenebene und eventuell das Logistikmodul maskiert werden, und zwar entweder so dass sie von der Erde abgelenkt werden oder mit einem sehr kleinen Gewinn auf die Erde treffen, so dass dadurch ein minimaler Gewinn für die Hauptkeule eingestellt wird.
Satellit nach Anspruch 39, dadurch gekennzeichnet, dass der Elementarabschnitt der Antenne zu jedem Einstellungspunkt durch eine parallele Umgruppierung ausgehend von einem gleichen Einstellungspunkt und in der Höhe von mehreren Strahlerelementen erfolgt und dass ein Phasenverschiebungsprofil mit einer festen und konstanten Rampe zwischen den Strahlerelementen eines gleichen Einstellungspunktes eingeführt wird.
Satellit nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Elementarabschnitte der Antenne zu jedem Einstellungspunkt in der Höhe in Sektionen umgruppiert werden, wobei jede mit einem Einstellungspunkt für Zeitverzögerung assoziiert wird, was es erlaubt, einen zeitlichen Ablauf der zentralen Quelle für Sendesignale (des Zentralpunktes für die Rekombination von empfangenen Signalen) für den auf der Erde angepeilten Punkt unabhängig von der durchlaufenen Sektion hin (und zurück) beizubehalten, was immer die Höhenpeilungsrichtung sei, und dass im Inneren einer gleichen Sektion eine feste, differenzielle Verzögerungsverteilung gegenüber (und ausgehend von) Elementarabschnitten der Antenne eingerichtet ist, wodurch für eine mittlere spezielle Peilrichtung ein seitlicher Verlauf (auch von dem auf der Erde angepeilten Punkt) unabhängig von dem in der Sektion durchlaufenen Elementarabschnitt sichergestellt wird, so dass die restliche zeitliche Desynchronisation entlang der Höhe der Antenne nur von der inkrementellen Verstellung um die Verstellungsvorrichtung abhängt und große Höhen in dem Abschnitt erreicht werden können.
Satellit nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Verteilung der Signale zu (und von) jeder der Sektionen zur Verzögerung sich aneinander anfügt, indem auf der Seite des Antennenelements (11) gegenüber dem Himmelskörper begonnen wird, um den sich der Satellit im Orbit befindet, wobei die Verkabelungskette einen Teil von notwendigen Verzögerungsleitungen bildet.