Satellit Die vorliegende Erfindung betrifft einen Satelliten für einen, ein äusseres Magnetfeld aufweisenden Zen tralkörper, welcher Satellit für eine bestimmte Ausrich tung gegenüber seiner Bewegungsrichtung vorgesehen ist.
Es ist bekannt, die Lage eines Erdsatelliten durch die Verwendung des Gravitationsgradienten zu steuern, wodurch bewirkt wird, dass die Achse, um die das Trägheitsmoment des Satelliten am geringsten ist, nach dem Massenmittelpunkt des Zentralkörpers zeigt. Diese Stabilisation des Satelliten zur örtlichen Vertikalen verhindert nicht notwendigerweise eine Rotation um die örtlichen Vertikale, d. h. das Gieren. Obwohl es möglich ist, einen Satelliten so zu konstruieren, dass der Gravitationsgradient ein Moment erzeugt, welcher dazu neigt, das Gieren zu verhindern, so bringt doch eine solche Konstruktion zusätzliche andere Nachteile.
Eine bekannte Forderung ist, dass der Satellit keine vollkommene Rotationssymmetrie gegenüber seiner örtlichen Senkrechten oder Gierachse besitzen darf. In dem Masse, in dem sich der Satellit einer solchen Sym metrie nähert, wird die Gierstabilisierung beeinträchtigt werden.
Auch in solchen Fällen, in denen aktive Vor richtungen, wie Flüssigkeitsdüsen oder ein Impulsmo ment speichernde Schwungräder zur Stabilisierung der Achsdrehung und Neigung verwendet werden, ist eine einfache und darum leichte und zuverlässige Vorrich tung für die Gierstabilisierung wünschenswert. Fehler in der Achsdrehung und Neigung können unter ande rem leicht durch das Abtasten des Horizontes festge stellt werden, aber dieses ist nicht brauchbar für die Messung von Gierfehlern, weshalb eine einfache Gier steuerung auch für komplexe Systeme eine sehr nütz liche Ergänzung ist.
Eine zusätzliche Vorrichtung für die Gierstabilisierung ist darum ganz allgemein wün schenswert.
Für einen Satelliten der Erde oder irgendeines an deren Zentralkörpers mit einem bemerkenswerten äus- seren Magnetfeld ist es möglich, durch das Erzeugen eines Magnetfeldes in dem Satelliten, das mit dem Erdfeld zusammenwirkt, ein Orientierungsmoment zu erzeugen. Dieses wurde bisher durch die Verwendung von Steuersignalen von der Bodenstation erreicht, die einen Strom bewirken, der in aufgespulten Leitern. in einer vorherbestimmten Richtung fliesst. Für diesen Zweck wurde die auch für andere Geräte im Satelliten vorgesehene Stromversorgung verwendet.
Die bisher bekannten Verfahren benötigen aber die Verwendung eines übertragungskanals für das Kommando und die Bestimmung des Ortes des Satelliten von der Erde aus, und die Bestimmung einer bestimmten Wicklung und der Richtung des durch diese geleiteten Stroms aus der bekannten Richtung des Erdfeldes. Wegen dieser kom plizierten Verfahren ist es wünschenswert, automati sche Vorrichtungen zu besitzen, um den Satelliten in der gewünschten Orientierung zu halten. Nachteiliger weise stimmen die magnetischen Pole der Erde nicht mit deren Drehpolen überein. Der magnetische Nord pol befindet sich auf etwa 73 31' Nord und 96 43' West und der magnetische Südpol auf etwa 72 21' Süd und 155 16' Ost. Danach sind die Magnetpole der Erde keine genauen Antipoden.
Und ihre Lage zu den Drehpolen ist nur bedingt und ungefähr. Jede automatische Vorrichtung für die Steuerung der Orien tierung durch das magnetische Erdfeld muss diese Tat sachen berücksichtigen. Es ist nicht naheliegend, wie dieses durch irgendeine Vorrichtung erreicht werden kann, die einfach genug ist, um vorteilhaft zu sein.
Der Satellit nach der vorliegenden Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, dass zur Stabilisierung der Lage des Satelliten um seine Gierachse ein mit den äusseren Magnetfeld zusammenwirkender, offener, vier Arme aufweisender Magnetkern vorgesehen ist, dessen Arme weder parallel zueinander noch parallel zur Roll- achse des Satelliten ausgerichtet und auf dessen Arm je zwei Erregerwicklungen angeordnet sind,
und dadurch dass auf der in der vorgesehenen Bewegungs richtung vorderen und hinteren Seiten des Satelliten je vier Sonnenbatterien und für diese Sonnenbatterien vorgesehene Bestrahlungsabschirmeinrichtungen ange- ordnet sind und jede Sonnenbatterie mit einer der Er- regerwicklungen elektrisch verbunden ist, und dadurch dass zur durch den Stromfluss in den Erregerwicklun- gen bewirkten Magnetisierung des Magnetkerns in ver schiedenen Richtungen die Bestrahlungsabschirmein- richtungen so ausgebildet und angeordnet sind,
dass abhängig von der Lage des Satelliten entweder keine oder gleichzitig zwei Sonnenbatterien bestrahlt wer den, und die zwei gleichzeitig bestrahlten Sonnenbatte rien mit auf verschiedenen Armen des Magnetkerns angeordneten Erregerwicklungen verbunden sind.
Auf diese Weise ist es möglich, die Sonnenstrah lung als Energiequelle und als räumlichen Bezugspunkt zu verwenden, um automatisch in einem Satelliten Magnetfelder zu erzeugen, die bei einer gegebenen ört lichen Zuordnung des Satelliten gegenüber der Erde geeignet sind, den Satelliten in einer festen Lage gegen über seiner Gierachse zu halten.
Dazu können Sonnen- energiewandler verwendet werden, die beim derzeitigen Stand der Technik vorzugsweise als photovoltaische Batterien ausgebildet und mit Spulen zur Erzeugung eines Magnetfeldes verbindbar sind, und Bestrahlungs- abschirmeinrichtung, die bei einer bevorzugten Ausfüh rungsform aus einfachen Schirmen bestehen, die der Sonnenstrahlung die Erregung nur solcher Sonnenbat terien erlauben, die zum Aufrechterhalten der ge wünschten Gierorientierung geeignet sind.
Obwohl eine solche Einrichtung im Gegensatz zu einem rein passi ven Strahlungsdruckflügel aktiv ist, kann sie ohne mechanisch bewegte Teile arbeiten. Weiter haben die Leiter und magnetischen Materialien eine praktisch unbegrenzte Lebensdauer und auch die Lebensdauer von photovoltaischen Zellen kann sehr lang sein. Die Schirme oder Abschirmungen können als einfache mechanische Aufbauten ausgebildet sein, die einer Be schädigung nicht stärker ausgesetzt sind, als irgendwel che anderen, an dem Satelliten befestigten mechani schen Teile.
Es gibt zwei unterschiedliche Bedingungen, in de nen es erwünscht ist, die Funktion der Sonnenbatterien und der mit diesen verbundenen Spulen, zu unterbre chen. Einmal, wenn der Satellit nahe der Sonne durch läuft, weil sich zu dieser Zeit die Sonne gegenüber dem Satelliten im Zenit befindet und bezüglich der Orien- tierung des Satelliten in der Gierbewegung keine Infor mationen liefert, zum anderen, wenn sich der Satellit in der Region der Erdpole befindet, weil dann das Magnetfeld der Erde in der Nachbarschaft des Satelli ten keine wirklich vorherbestimmbare Richtung gegen über den Drehpolen der Erde besitzt.
Ein magnetischer Kompass zeigt beispielsweise im Gebiet zwischen dem echten und dem magnetischen Nordpol eher nach Süden als nach Norden. Die bei einem geeigneten Aus führungsbeispiel der vorliegenden Erfindung vorgese- benen Strahlungsabschirmungen verhindern, dass die Sonnenbatterien während der genannten Bedingungen Sonnenstrahlung erhalten, weshalb die Spulen im Satelliten kein Magnetfeld erzeugen, so dass der Satel lit infolge seiner Trägheit die Gierorientierung beibe hält, die ihm durch die vorhergegangene Funktion der Sonnenbatterien und der damit verbundenen Spulen gegeben wurde.
Durch den Einbau eines temperaturabhängigen Widerstandes mit einer bemerkenswert langen Zeitkon stanten in jeden, aus einer Sonnenbatterie langen Zeit konstanten in jeden, aus einer Sonnenbatterie und der dazugehörigen Spule bestehenden Kreis kann eine Dämpfung des beschriebenen Systems erreicht werden.
Diese bewirkt, dass der beim erstmaligen Beleuch ten einer Sonnenbatterie in der ihr zugeordneten Spule fliessende Strom durch den im Stromkreis vorgesehe nen temperaturabhängigen Widerstand verringert wird, wodurch eine Zeit, oder Phasenvoreilung im System, entsprechend den gut bekannten Prinzipien für Servo- mechanismen bewirkt und damit das Übersteuerung und Oszillieren im System so gering wie möglich gehal ten werden kann.
Die Erfindung soll nun mit Hilfe der Figuren an einem Ausführungsbeispiel näher erläutert werden.
Fig. 1, 2 und 3 zeigen schematische Draufsichten auf eine Ausführungsform der Erfindung, die für die Gierstabilisierung eines Satelliten in einem polaren Umlauf, dessen Ebene die Sonne einschliesst, brauch bar ist.
Fig. 4 zeigt schematisch die Ausführungsform nach Fig. 1 in verschiedenen Positionen ihrer Umlaufbahn. Fig. 5 zeigt die Verbindungen zwischen den Son nenbatterien und den in den Fig. 1, 2 und 3 dargestell ten magnetischen Spulen.
Die Figuren 1, 2 und 3 sind ein waagrechter und ein senkrechter Schnitt und eine Profilansicht der glei chen Ausführungsform der Erfindung. Sie sollen des halb gemeinsam beschrieben werden. Acht unterschied liche Sonnenbatterien, die mit geraden Zahlen von 2-16 bezeichnet sind, sind mit einem von mehreren Widerständen, die mit geraden Zahlen von 18-22 be zeichnet sind, und mit einer von einer Mehrzahl von Spulen, die mit geraden Zahlen von 34-4.8 bezeichnet sind, in Serien geschaltet. Es ergeben sich bessere Resultate und es ist deshalb vorzuziehen, wenn alle Sonnenbatterien gleich, und alle Widerstände gleichar tig und alle Solenoide elektrisch gleichwertig sind.
Die Sonnenbatterien sind zu vieren an jedem von zwei ge genüberliegenden Enden des Satellitenkörpers, der mit dem Bezugszeichen 50 versehen ist und eine Rollachse 51 besitzt, angeordnet. An jedem Ende des Körpers 50 steht eine kreuzförmige Anordnung 52, 54 hervor, die dazu dient, jede einzelne der vier, an dem entsprechen den Ende des Körpers angeordnete Sonnenbatterie ge trennt zu beschatten. An dem äusseren Ende der kreuzförmigen Struktur 52 ist ein Polarschirm 58 vor gesehen. Der Körper 50 besitzt äquatoriale Schirme 60 und 62 und Erdalbedoschirme 64 und 66.
Die ver schiedenen Solenoide sind an den Armen eines kreuz förmigen Magnetkerns 68 angeordnet, dessen Einzel heiten, zusammen mit denen der Verbindungen der Solenoide mit den ihnen zugeordneten Sonnenbatte rien, in Fig. 5 dargestellt sind. Die Bedeutung dieser Einzelheiten wird nach der Diskussion der Fig. 4 ange geben werden.
Die Betrachtung des in den Figuren 1, 2 und 3 dargestellten Aufbaues zeigt, dass jede der Sonnenbat terien 2, 4, 6 und 8 in einer getrennten Zelle liegt, die von dem kreuzförmigen Schirm 52 dem Polarschirm 56 und dem äquatorialen Schirm 60 (für die Batterien 2 und 4) oder dem Erdalbedoschirm 64 (für die Batte rien 6 und 8) gebildet sind. Die Strahlung, die aus einer Richtung direkt unterhalb des Satelliten oder direkt oberhalb kommt, wird keine der Batterien 2-8 treffen und die Strahlung, die senkrecht auf den Polar schirm 56 trifft, ist für die Batterien 2-8 wirkungslos.
Strahlungen, die diagonal in der Ebene der Fig. 2 ein fallen, werden, wenn sie aus der oberen rechten Ecke der Fig. 2 kommen, die Batterien 2 und 4 und wenn sie aus der unteren rechten Ecke in der Ebene der Fig. 2 kommen, die Batterien 6 und 8 gleichmässig be leuchten. Wenn eine solche Strahlung nicht in der Ebene der Fig. 2 liegt, sondern einen Winkel mit dieser Ebene einschliesst, wird sie eine Batterie mehr als die andere beleuchten.
Beispielsweise wird eine Strahlung, die vom unteren linken Teil der Fig. 3 und vom unte ren rechten Teil der Fig. 2 kommt, die Batterie 6 stär ker als die Batterien 8 oder 2 und die Batterie 4 über haupt nicht beleuchten. In ähnlicher Art wird eine Strahlung, die aus verschiedenen anderen Richtungen auftritt, die Batterie 2 oder 4 oder 8 mehr als irgend eine der anderen vier Batterien 2, 4, 6 und 8 auf der rechten Seite der Fig. 2 beleuchten. In ähnlicher Weise wird eine Strahlung, die geneigt von der rechten Seite der Fig.2 herkommt, eine der Batterien 10, 12, 14 und 16, die auf der anderen Seite des Satelliten angeord net sind, bevorzugt beleuchten.
Fig. 4 zeigt die Erde 70, deren Achse durch die Linie 72 dargestellt ist, und ihren magnetischen Nord- und Südpol, die sich etwa bei den Buchstaben N und S befinden. Die im Abstand davon befindliche Sonne 74 ist sehr viel kleiner als die Erde 70 dargestellt, um ihren ausserordentlich grossen Abstand anzuzeigen. Satelliten, wie der in den Figuren 1, 2 und 3 darge stellte, sind in verschiedenen Positionen 76, 78, 80 und 82 eines polaren Umlaufs, dessen Richtung den gebo genen Pfeilen entspricht gezeigt. Der Vollkommenheit wegen ist noch ein Gravitationsgradientstabilisierungs- stab 77 gezeigt, der sich von der Spitze jedes Satelliten in Richtung von der Erde weg erstreckt.
Wie zu sehen ist, beleuchtet die Sonne 74 in dem Satelliten 76 die Batterien 2 und 4. Entsprechend werden in dem Satel liten 78 die Batterien 10 und 12 beleuchtet. Während der Zeit, in der sich ein Satellit in die Position 80 be wegt, werden die Batterien 14 und 16 beleuchtet, und wenn der Satellit aus dem Erdschatten heraustritt, wie in Position 82, werden die Batterien 6 und 8 beleuch tet.
Wenn ein solcher Satellit in seiner Umlaufbahn Gierbewegungen ausführt, so dass die Sonnenstrahlung in einer Art auftrifft, die einer Strahlung entspricht, die von ausserhalb der Ebene der Fig. 2 kommt (was be reits diskutiert wurde) wird ein Paar der beleuchteten Batterien mehr als das andere Paar beleuchtet werden, was eine im Zusammenhang mit der Fig. 5 zu diskutie rende Wirkung ergibt.
Wie zu sehen ist, schützen die Erdalbedoschirme 64 und 66 die Batterien davor, irgendeine direkte oder vom Nadir der Erde reflektierte Strahlung zu empfan gen. Wenn der Satellit direkt unter der Sonne 74 vor beiläuft, wobei er sich von der gezeichneten Position 76 zur Position 78 bewegt, verhindern die Äquatorial- schirme 60 und 62, dass die Batterien Strahlung von der im Zenit stehenden Sonne erhalten. In ähnlicher Weise schützen die Polarschirme 56 oder 58, wenn der Satellit über die Polarzonen läuft, dass die Sonnenbat terien wirksame Mengen an Strahlung von der Sonne 74 erhalten. Dieses ist wünschenswert, weil die Rich tung des Magnetfeldes der Erde in diesen Regionen in gewisser Hinsicht anormal ist, wie früher ausgeführt wurde.
Fig. 5 ist eine isomerische Projektion der Sonnen batterien 2, 4, 6 und 8 und 10, 12, 14 und 16 in ihrer relativen Lage, wie sie in den Figuren 1, 2 und 3 gezeigt sind, aber ohne mechanischen Aufbau, so dass ihre Verbindungen besser zu erkennen sind. Der magneti- sche Kern 68 ist mit den Solenoiden 34, 36, 38, 40, 42, 44, 46 und 48 auf seinen vier Armen dargestellt, und es ist auch die Verbindung jedes Solenoides mit der ihm zugeordneten Sonnenbatterie gezeigt. Die vier getrennten Arme des Kerns sind einzeln mit den Num mern 84, 88, 90 und 92 bezeichnet, um die folgenden Erklärung zu erleichtern.
Diese vier Arme sind, wie aus Fig. 1 zu ersehen rechtwinklig zueinander und in Winkeln von 45 zu der Längsschiff- oder Rollachse des Satelliten angeordnet.
Weil der Magnetkern 68 zum Zusammenwirken mit dem umgebenden magnetischen Erdfeld vorgesehen ist, darf der Magnetkern weder allein noch durch in seiner unmittelbaren Umgebung angeordnete Materia lien mit hoher Permeabilität einen geschlossenen magnetischen Kreis bilden und wird darum auch als offener Magnetkern bezeichnet.
Die Sonnenbatterie 2 ist über den Widerstand 18 mit dem Solenoid 34 so verbunden und polarisiert, dass, wenn sie Strom in den Solenoid einspeist, der Arm 84 in einer Richtung magnetisiert wird, dass sein freies Ende ein magnetischer Südpol wird. Die Sonnen batterie 4 ist über den Widerstand 20 mit dem Sole noid derart verbunden, dass, wenn sie Strom abgibt, das freie Ende des Armes 88 ein magnetischer Südpol ist.
Wenn die Batterien 2 und 4 gleichmässig beleuch tet werden, und dementsprechend gleiche Ströme an die ihnen zugeordneten Solenoide abgeben, wird die Polstärke der beiden Südpole an den Enden der Arme 84 und 88 gleich sein, und der Satellit neigt dazu, sich im Magnetfeld der Erde so zu orientieren, dass das Ende des Satelliten, an dem die Batterien 2 und 4 be festigt sind, in Richtung auf den magnetischen Südpol der Erde gedreht wird. Diese Situation sei auf dem Satelliten 76 so giert, dass beispielsweise die Batterie 2 direkter in Richter der Sonne 74 weist, wird die Batte rie 4 durch den Schirm 52 von der Sonne 74 abge schirmt, so dass die Feldstärke des Südpols am Ende des Armes 84 grösser als die am Ende des Armes 88 wird.
Der Satellit hat dann die Tendenz sich so zu dre hen, dass sich der Arm 84 auf einen Punkt bewegt, der näher zum Südpol der Erde liegt. Diese Rotation dreht den Satelliten zugleich in eine Richtung, in der die Be leuchtung der Batterien 2 und 4 egalisiert wird. Auf diese Weise verhilft das System dem Satelliten dazu, sich in der Position 76 so stabilisieren, dass er mit dem Magnetfeld der Erde ausgerichtet ist. Wenn sich der Satellit in der Nähe der Sonne in einer Position be wegt, die zwischen den gezeichneten Positionen 76 und 78 liegt, werden die Äquatorialschirme 60 und 62 die Batterien 2 und 4 und 10 und 12 gegen die Sonne ab schirmen. Sobald sich der Satellit weiter in Richtung auf die Position 68 bewegt, fällt Sonnenlicht auf die Batterien 10 und 12.
Die Batterie 10 ist über den Widerstand 26 mit dem Solenoid 42 so verbunden, dass der in diesem fliessende Strom aus dem freien Ende des Armes 90 einen magnetischen Nordpol macht, und die Batterie 12 ist über den Widerstand 28 mit dem Solenoid 44 so verbunden, dass das freie Ende des Armes 92 bei Stromfluss ebenfalls ein magnetischer Nordpol wird. In der gleichen Art, wie es für die Batterien 2 und 4 und die ihnen zugeordneten Soleniode beschrieben wurde, bewirkt die auf die Bat terien 10 und 12 fallende Sonnenstrahlung eine Stabili sierung des Satelliten in der Position 78. Wenn der Satellit über die Pole der Erde läuft, wird der Pol schirm 58 die Zellen 10 und 12 und 14 und 16 be- schatten.
Dies ist notwendig, weil die Richtung des Erdmagnetfeldes in dieser Region anormal ist. Wenn der Satellit sich weiter zur Position 80 bewegt, fällt Sonnenlicht auf die Batterien 14 und 16. Diese Batte rien sind mit den Solenoiden 46 bzw. 48 verbunden, wobei die Polarität so gewählt ist, dass die freien Enden der entsprechenden Arme 90 und 92 magneti sche Südpole werden. Auf diese Weise wird das Ende des Satelliten, das während der Beleuchtung der Batte rien 10 und 12 nach Süden gedreht wird, nun während der Beleuchtung der Batterien 14 und 16 nach Norden gedreht.
Damit ist verständlich, warum es notwendig ist, das obere Paar Batterien 10 und 12 vom unteren Paar Batterien 14 und 16 abzuschirmen. Dieses ist not wendig, damit das obere und das untere Paar Batterien nicht zur gleichen Zeit beleuchtet werden können.
In ähnlicher Art werden, wenn der Satellit sich in die Position 82 bewegt hat, die Batterien 6 und 8 be leuchtet. Sie sind mit den Solenoiden 38 und 40 derart verbunden, dass die freien Enden der entsprechenden Arme 84 und 88 zu magnetischen Nordpolen werden, wodurch das Ende des Satelliten, das die Zahlen 2, 4, 6 und 8 trägt, nach Norden zeigt.
Das Schirmsystem erlaubt danach, dass die Strah lung die unter verschiedenen Winkeln einfällt, auf un terschiedliche Paare von Sonnenbatterien auftrifft, wobei jeder Bereich für jedes Paar etwa einem Qua dranten entspricht. Auf diese Weise kann jedes der vier Paare der Sonnenbatterien abwechselnd funktio nieren, um den Satelliten in einer polaren oder etwa polaren Achse um seine Gierachse zu orientieren. Um unerwünschte Beleuchtung der Batterien durch reflek tierendes Licht zu verhindern, können die Oberflächen der Schirme 52 und 54 und 56 und 58 mit einem licht absorbierenden Material beschichtet sein.
Im folgenden soll der Zweck der wärmeempfind lichen Widerstände 18, 20 usw. beschrieben werden. Ein ausbalanciertes Servosystem wie das hier beschrie bene neigt zum Überschwingen und Oszillieren. Dies kann verhindert werden, wenn die Rückstellkraft einen Phasenvorlauf gegenüber dem Fehler besitzt, d. h.
wenn der durch die verschiedene Magnetisierung der verschiedenen Arme des Kernes 68 erzeugte zurück führende Drall maximal ist, wenn die Entfernung von der Null- oder Ruheposition maximal ist, und abnimmt, ehe das System in die Nullposition zurückkehrt. Wenn die Widerstände einen hohen Temperaturkoeffizienten und eine solche Wärmekapazität besitzen, dass die Zeit, die sie benötigen, um bei Stromfluss ins Gleichgewicht zu kommen,
etwas kürzer ist als die Oszillationsperiode des Satelliten um seine Gierachse, wird ihre kumula tive Wärmeempfindlichkeit einen Phasenvorlauf bewir ken, wodurch das System gegen Überschwingungen sta bilisiert wird. Dieser Vorgang soll ohne mathematische Mittel beschrieben werden. Wenn der Satellit so giert, dass beispielsweise die Batterie 2 beleuchtet und die Batterie 4 im Dunkeln ist, wird Strom durch den Widerstand 18 und Solenoid 34 fliessen, was einen Drall erzeugt, der den Satelliten in seine neutrale Posi tion zurückzuführen sucht.
Der Satellit wird anfangen langsam bei steigender Winkelgeschwindigkeit in seine richtige Lage zurückzukehren. Während der Zeit, wäh rend der Satellit zurückkehrt, wird das Aufwärmen des Widerstandes 18 durch den Stromzufluss ein Steigern seines Innenwiderstandes bewirken und der Stromfluss durch den Soleniod 34 eher stärker abdingen als durch die graduelle Verringerung der Beleuchtung der Batterie 2 infolge des langsamen Zurückkehrens des Satelliten in seine neutrale Position. Wenn der Satellit in der Folge seiner Winkelgeschwindigkeit und Träg heit durch seine neutrale Position läuft, wird Batterie 4 beleuchtet werden.
Dann fliesst Strom durch den kal ten Widerstand 20 und Solenoid 36 mit der Tendenz, die Gierbewegung des Satelliten in die entgegengesetzte Richtung aufzuhalten. Da der Widerstand 20 anfäng lich kalt ist, wird der Strom durch diesen und den Solenoid 36, für die gegebene Beleuchtung der Batterie 4, maximal sein.
Auf diese Weise wird immer, wenn der Satellit aus seiner neutralen Position giert, während des ersten Teiles der Gierbewegung ein starker Drall ausgeübt werden, mit der Tendenz den Satelliten in die neutrale Position zurückzuführen. Aber diese Dralls werden verringert sobald die Gierbewegung aufgehal ten worden ist, so dass sie dem Satelliten kein so gros- ses Winkelmoment geben,
dass er heftig in seine neu trale Position zurückschiesst und dabei um einen gros sen Betrag in die andere Richtung überschiesst. Wenn der Satellit beim Zurückkehren in seine neutrale Posi tion über den neutralen Punkt hinaustreibt, wird er starken Dralls unterworfen, die ihn in der Nähe des neutralen Punktes festhalten. Auf diese Weise werden die Oszillationen rasch auf einen vernachlässigbaren Wert verkleinert.