專利名稱：用于軌道偏航控制的動態(tài)偏置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及衛(wèi)星運(yùn)動控制。更確切地說，涉及雙取向軌道姿態(tài)控制，例如近地指向的衛(wèi)星的按太陽定位。
當(dāng)3軸傳感器，例如1)提供俯仰和滾轉(zhuǎn)信息的地平面式傳感器以及2)測量偏航的利用太陽的傳感器可得到信息時，衛(wèi)星的姿態(tài)控制是使衛(wèi)星筆直向前的。然而，在每次衛(wèi)星繞地球運(yùn)行發(fā)生日食期間，顯然不能得到這種利用太陽的傳感器數(shù)據(jù)。
使用用于姿態(tài)檢測和姿態(tài)校正的動量檢測器件由于很簡單而成為非常有吸引力的思路。然而，由于其不夠精確和費用很高，依賴用于姿態(tài)檢測的檢測動量的速度陀螺儀是不實際的。動量式傳感器對漂移非常敏感。當(dāng)要進(jìn)行偏航控制的衛(wèi)星上作用的轉(zhuǎn)矩產(chǎn)生明顯的變化時，這一點就更成為問題。
可以增加附加的傳感器，但這仍不能保證得到連續(xù)的偏航信息。例如，可以利用磁強(qiáng)計來提供附加的偏航數(shù)據(jù)，但是當(dāng)衛(wèi)星軌道通過地球的較高緯度時，地磁極朝衛(wèi)星傾斜，在這樣的緯度下在產(chǎn)生日食期間衛(wèi)星磁強(qiáng)計的數(shù)據(jù)太不精確，不能提供適當(dāng)?shù)淖藨B(tài)控制。
對在沒有連續(xù)的偏航信息情況下運(yùn)行同時提供連續(xù)可控的偏航運(yùn)動的要求，是致力Global-StarTM衛(wèi)星通訊系統(tǒng)的研究設(shè)計人員面臨的第一位的主要難題。
第二點是需要進(jìn)行十分關(guān)鍵的復(fù)雜的姿態(tài)控制。衛(wèi)星的通訊天線通常安裝在距地球總是最近的衛(wèi)星部分上。這被稱為“近指向”姿態(tài)。必須始終維持這種姿態(tài)。
對于轉(zhuǎn)播通訊衛(wèi)星例如在Golbalstar衛(wèi)星蜂房式電話系統(tǒng)中使用的衛(wèi)星，姿態(tài)控制是十分關(guān)鍵的，因為它們也需要很高的功率。在這些衛(wèi)星上的太陽能電源板的有效運(yùn)行需要太陽的光線始終垂直于太陽能電源板的平面。因此，對于Globalstar衛(wèi)星系統(tǒng)的發(fā)射，可靠、精確地控制衛(wèi)星的姿態(tài)是十分重要的。
a.Whecon Stabilization(Whecon穩(wěn)定)
動量偏置式姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)在沒有直接檢測偏航的情況下已經(jīng)成功地用于提供固定軌道的近地指向衛(wèi)星的精確的穩(wěn)定姿態(tài)。在AIAA Paper no.68-461，AIAA Ind Commumication Settlite system Conference(第二層通訊衛(wèi)星系統(tǒng)會議)，San Francisco，1968，4，8-10由H.J.Dougherty，E.D.Scott和J.J.Rodden所著的文章“Whecon-姿態(tài)控制原理的分析和設(shè)計”中所介紹的“Whecon”系統(tǒng)是這種系統(tǒng)的一個實例。該Whecon偏置動量系統(tǒng)響應(yīng)于來自地球水平面?zhèn)鞲衅鞯母┭龊蜐L轉(zhuǎn)信號保證了3個軸向上的衛(wèi)星的穩(wěn)定。Whecon通過偏航與軌道俯仰速度的動態(tài)耦合控制殘留的偏航誤差。
該Whecon系統(tǒng)利用1)與空間飛行器的俯仰軸線固定對準(zhǔn)的動量輪，2)檢測俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)誤差的水平傳感器，以及3)響應(yīng)于這些誤差動作的質(zhì)量排出式裝置，所有這一切都沒有直接檢測偏航。然而，動量輪的慣性將飛行器的偏航旋轉(zhuǎn)限制到近于零的很小的攝動。這種姿態(tài)的穩(wěn)定性使得Whecon系統(tǒng)不適應(yīng)于由太陽能供電的衛(wèi)星通訊系統(tǒng)，這種系統(tǒng)具有超前的軌道正像Global-star系統(tǒng)一樣。此外，質(zhì)量排出式系統(tǒng)利用非可補(bǔ)充的能源，限制了衛(wèi)星的工作壽命。
利用用于姿態(tài)控制的動量而不利用質(zhì)量排出式發(fā)動機(jī)由于它的簡單性而成為有吸引力的想法。然而，這種系統(tǒng)還利用質(zhì)量排出法來提供控制轉(zhuǎn)矩。這種系統(tǒng)應(yīng)用在一些美國和國際同步衛(wèi)星，包括軍事衛(wèi)星，Intersat V以及加拿大通訊技術(shù)衛(wèi)星。
b.Seasat Nadir-pointing Momentam Bias(b.Seasat近地指向的動量偏置)開發(fā)這種全動量輪型Whecon姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)用于1978年上天的NASA-JAL，Seasat衛(wèi)星。這種系統(tǒng)介紹在Journal ofGuidance and Control(導(dǎo)航與控制導(dǎo)報)Vol，nol(1978)的第6-13頁上由R.Weiss，J.J.Rodden，R.W Hendricks和S.W.Beach所著的文章“Weasat-一種姿態(tài)控制系統(tǒng)”。姿態(tài)所需的軌道動量偏置，以及用于飛行器穩(wěn)定，而不再采用質(zhì)量排出法來產(chǎn)生偏置動量。
利用在衛(wèi)星上的一對“搜索”輪來進(jìn)行姿態(tài)檢測。Seasat對于動量輪提供稱為“去飽和”的磁補(bǔ)償，以便抵消外部作用在飛行器上的包括地球重力場和磁場形成的轉(zhuǎn)矩源產(chǎn)生的動量。
利用一對太陽方位傳感器監(jiān)測Seasat的對太陽的取向。然而，由于Seasat是按照與太陽同步的地球衛(wèi)星設(shè)計的，這些太陽一傳感器不適用于軌道姿態(tài)的控制。太陽一同步地球衛(wèi)星相對于太陽具有固定的關(guān)系。這種飛行器不需要進(jìn)行偏航控制。
如

圖1所示，一種轉(zhuǎn)矩去耦合/積分方案使得對于衛(wèi)星動量輪的反應(yīng)轉(zhuǎn)矩指令能以“Whecon”模式控制Seasat。按照這種模式，調(diào)節(jié)施加到飛行器上的控制轉(zhuǎn)矩矢量，因而這些矢量可以通過計算來進(jìn)行處理，好像它們是由Whecon的獨立的質(zhì)量排出控制轉(zhuǎn)矩產(chǎn)生的似的，而不是由動量輪本身產(chǎn)生的。
該Seasat去耦合方案測算附加的動量，這種動量本該根據(jù)用于提供對于近地指向姿態(tài)控制所需的計算出來的控制轉(zhuǎn)矩的指令形成的。然后，通過向飛行器上的動輪發(fā)出的轉(zhuǎn)矩控制指令，施加相等并且相反的“去耦合”轉(zhuǎn)矩，以便補(bǔ)償在控制動量(momets)和一種生成動量(moment)之間產(chǎn)生的動態(tài)耦合，這種生成動量(moments)是在圍繞地球的衛(wèi)星的與太陽同步的近地指向的軌道運(yùn)動中由俯仰的速度產(chǎn)生的。
在對于非同步軌道的姿態(tài)控制中，由于在衛(wèi)星中的多個輪之間傳遞動量，也產(chǎn)生這種動態(tài)的相互作用，從而提供跟蹤太陽所需的偏航運(yùn)動。在GPS系統(tǒng)衛(wèi)星中產(chǎn)生這些相互作用，這些衛(wèi)星采用4個動量輪、一個地球水平面?zhèn)鞲衅饕约耙粋€利用太陽的傳感器，以便在非太陽同步軌道中進(jìn)行姿態(tài)控制。然而，GPS系統(tǒng)不需要精確的偏航控制，甚至不需要偏航預(yù)測，因為GPS利用廣播而不使用多束發(fā)射圖。GPS天線信號是相同的，與其相對于地的偏航旋轉(zhuǎn)無關(guān)。
由于這一點，可以允許各個衛(wèi)星在每次太陽傳感器通過地球之后輕微偏航。GPS衛(wèi)星然后等待，直到它們再次得到利用太陽的傳感器數(shù)據(jù)為止，在此之后利用新的數(shù)據(jù)產(chǎn)生特定的轉(zhuǎn)矩控制指令，使衛(wèi)星的動量輪產(chǎn)生一個校正利用太陽的傳感器檢測的任何姿態(tài)的誤差的偏置矢量。
為了按照利用地球水平面的傳感器的Globalstar衛(wèi)星的要求精確地進(jìn)行偏航控制，動量輪必須提供缺少的偏航旋轉(zhuǎn)信息Seasat近地指向，和GPS太陽跟蹤偏置。這種缺少的偏航信息對于連續(xù)地精確跟蹤太陽和對于旋轉(zhuǎn)在Globalstar的飛行器的發(fā)射天線上的各個發(fā)射射束所需的偏航預(yù)測這兩者都是需要的。
c.Globalstar′s Asynchronous Precession(c.Global 異步進(jìn)動)在先前的軌道上與太陽非同步運(yùn)行的太陽能供電的衛(wèi)星可以利用偏航控制和太陽能電源板的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動的綜合方式，或者利用太陽能電源板的復(fù)合運(yùn)動來跟蹤太陽。另外，近地指向的衛(wèi)星可以在發(fā)射器端部以及在其相時端安裝的太陽能電池板之間形成萬向連接，以便使衛(wèi)星的兩個端部彼此相對扭轉(zhuǎn)，正向Seasat導(dǎo)航臺一樣。然而，這將需要經(jīng)過一個附加的低效的且易于出故障的連接器(例如回轉(zhuǎn)接觸組件等)由電源板向發(fā)射器供電。這對于高供電要求高可靠性的轉(zhuǎn)播衛(wèi)星是不可接受的。
圖2表示當(dāng)衛(wèi)星繞地球沿軌道運(yùn)行時使跟蹤太陽由太陽能供電的衛(wèi)星的太陽能電源板連續(xù)地按照最佳角度面向太陽所需的偏航控制運(yùn)動。太陽能電源陣列板繞飛行器的Y軸旋轉(zhuǎn)角度“SADA”，而飛行器偏航角度為“ψ”。偏航移動變量變量ψ的幅值取決于太陽和軌道平面之間的角度β。在當(dāng)太陽處在衛(wèi)星軌道的平面內(nèi)的極限情況下，β-0并且僅SADA角是可變的。不再需要偏航運(yùn)動。在較高的β值下，必須改變SADA和偏航角。
對于GlobalstarTM系統(tǒng)中的各衛(wèi)星，各衛(wèi)星的軌道的進(jìn)動在各衛(wèi)星的軌道平面和從地球到太陽的直線之間的角度“β”從零到大約75°變化。在β-75°時，為了維持太陽能電源的效率，衛(wèi)星必須保證太陽能電源陣列板圍繞近地指向的Z軸并垂直于俯仰軸產(chǎn)生很大的旋轉(zhuǎn)，并圍繞Y軸形成一個很大的SADA角。
假如不采用偏航控制，必須減小太陽能電池陣列板圍繞與俯仰軸垂直的Z軸的二次偏轉(zhuǎn)，以便防止其中一個太陽能電源極穿過降低了工作效率的區(qū)域，以及防止由于衛(wèi)星天線的干擾每次衛(wèi)星到達(dá)最大偏航偏轉(zhuǎn)時影響衛(wèi)星轉(zhuǎn)播作業(yè)的覆蓋圖。
這種對于太陽能電源板的復(fù)合運(yùn)動的限制使得不能按照最佳方式跟蹤太陽。電源板不能按照最佳方式跟蹤太陽，所以要求明顯地增加電源板的尺寸，以便補(bǔ)償所造成的降低的效率。然而，采用很大的電池陣列板會受到重力變化率的干擾影響以及使費用更大和更笨重。因此，太陽能電源板的復(fù)合運(yùn)動沒有滿意地解決這一問題。
如果GPS衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)能夠適合提供為Globalsat系統(tǒng)所需的精確的偏航控制，則可保持衛(wèi)星的結(jié)構(gòu)的整體性以及它的天線系統(tǒng)的有效性。然而，這種精確的姿態(tài)控制需要一個二次的非常精確的連續(xù)控制角度變化速率偏差量，從而衛(wèi)星的姿態(tài)使太陽能電源板垂直于太陽，而不是移動太陽能電源板本身或扭轉(zhuǎn)衛(wèi)星的縱向中線(即在天線和太陽能電源板之間)。
根據(jù)本發(fā)明可以實現(xiàn)穩(wěn)定的、動量輪驅(qū)動的偏航控制以及利用偏航旋轉(zhuǎn)對衛(wèi)星天線的射束分布圖的預(yù)計的協(xié)調(diào)調(diào)整這兩個方面。
根據(jù)本發(fā)明的動量偏置控制系統(tǒng)實現(xiàn)由偏航控制作用產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩的角動量與衛(wèi)星的軌道動態(tài)特性的去耦合。
根據(jù)本發(fā)明的動量偏置控制系統(tǒng)通過使由偏航控制作用產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩的角動量與衛(wèi)星的軌道動態(tài)特性去耦合在不依靠附加的傳感器的條件下就可實現(xiàn)姿態(tài)的檢測。
根據(jù)本發(fā)明軌道姿態(tài)控制系統(tǒng)對于向近地指向的通訊衛(wèi)星供電的太陽能電源板提供精確的預(yù)先設(shè)計的偏航控制的向陽取向。在具體的實施例中，利用使用地球傳感器數(shù)據(jù)的兩個控制定則中相應(yīng)的一個來實現(xiàn)穩(wěn)定和控制。
當(dāng)結(jié)合附圖分析下而提供的優(yōu)選實施例的詳細(xì)介紹時，將會更好地理解本發(fā)明的特性和優(yōu)點，其中圖1是在Seasat固定偏航的衛(wèi)星上形成動量積分和去耦合作用的方塊圖；圖2是跟蹤太陽的利用太陽能的衛(wèi)星的軌道示意圖；圖3表示這種控制結(jié)構(gòu)的一個優(yōu)選實施例；圖4表示先滾轉(zhuǎn)者先偏航(roll-first and yaw-first)的Euler(歐拉)參考系。
圖5是根據(jù)本發(fā)明的利用先偏航格式控制定則的偏航控制姿態(tài)的控制系統(tǒng)的方塊圖；圖6是根據(jù)本發(fā)明的利用先俯仰格式控制定則的偏航控制的姿態(tài)控制系統(tǒng)的方塊圖。
在圖3中表示了根據(jù)本發(fā)明的偏航控制系統(tǒng)的一個優(yōu)選實施例。在這一系統(tǒng)中，地球水平面?zhèn)鞲衅骱蛣恿枯喴苑答伔绞教峁┹斎霐?shù)據(jù)，該數(shù)據(jù)然后根據(jù)特定的控制定則進(jìn)行處理并與反應(yīng)轉(zhuǎn)矩和動量輪的擾動去耦合，以便產(chǎn)生轉(zhuǎn)矩指令信號。
然后，該轉(zhuǎn)矩指令對一組分布的4個反應(yīng)/動量輪的旋轉(zhuǎn)進(jìn)行調(diào)制。這些輪中的3個形成的任何子組合能夠?qū)τ谛l(wèi)星充分地提供三維姿態(tài)控制。
Command Generator(指令發(fā)出器)提供所需的偏航控制軌跡(profile)ψ*和伴隨的它的微分速度和加速度，以便將控制定則應(yīng)用于所需的偏航控制運(yùn)動。磁強(qiáng)計和太陽傳感器獨立于此前所介紹的偏航控制系統(tǒng)。
Spacecraft Dymamics(空間飛行器動力學(xué))根據(jù)標(biāo)稱的角速度“ω*“表示的衛(wèi)星運(yùn)動方程為(1)-------T*-T*ω*+[ω_*X](Iω_*+h_*)+*h*=0]]>其中T-0。數(shù)值ω*和h*反映標(biāo)稱的軌道角速度和所需的偏航控制速度。用于描述衛(wèi)星運(yùn)動動力學(xué)特性和對于外部擾動和重力變化率引起的轉(zhuǎn)矩所需校正的所需該組方程并不適用于分析求解。為了深入了解這些動力學(xué)特性，通常利用這些方程的小角度“線性化”形式來進(jìn)行解釋。
按照ω*的求解公式，其中ω-ω*+δω以及h＝h*+δh，對于ω*的角擾動角速度的線性化的動態(tài)特性為(假期比一階項更高階的項被略去，以便線性化)(2)------δT_-Tδ*ω+[ω_*X](Iδω_+δ_h_)+[δω_X](Iω_*+h_*)+δ*T]]>The Euler Rotation Sequences(歐拉旋轉(zhuǎn)次序)姿態(tài)角矢量“η”為偏航旋轉(zhuǎn)ψR的標(biāo)稱的角速度和擾動Δη的角速度之和，其中δη-(δφ，δθ，δψ)T，衛(wèi)星主體的每個軸上的角速度變化可以表達(dá)如下(3)-----η=φθψ=OOψF+δη]]>
該主體擾動速率“δω”和姿態(tài)擾動“δη”之間的動態(tài)相互關(guān)系取決于為所采用的分析法選擇的歐拉旋轉(zhuǎn)次序。對于擾動角的方程的表現(xiàn)形式主要取決于所選擇的歐拉次序。然后，隨后的控制定則的公式表示由所采用特定擾動方程組的形式開始并止于該特定擾動方程組。
可考慮從地球軌道向衛(wèi)星主體的參考系變換的兩個次序等級一個是“先偏航的”偏航-俯仰-滾轉(zhuǎn)(3-2-1)的次序δηR，以及另一個是“先滾轉(zhuǎn)”的滾轉(zhuǎn)-俯仰-偏航(1-2-3)的次序δηr。圖4是從該飛行器近地指向的直線即Z軸和對于這兩種歐拉次序的地球水平面之間的幾何關(guān)系的示意圖。
“先偏航”的方案利用由地球水平面?zhèn)鞲衅髦苯影凑湛刂浦贫▌t所測量的誤差值，不過要將它們通過一個假想的希小空間進(jìn)行變換?！跋葷L轉(zhuǎn)”的方案則降這些誤差值反向變換到近于軌道的參考坐標(biāo)系上，即變換到與該飛行器偏航旋轉(zhuǎn)無關(guān)的俯仰和滾動角。
在δη-[δφ，δθ，δφ]T的情況下，與先偏航和先滾轉(zhuǎn)方案參數(shù)相關(guān)的變換，為(4)------δηE=cosψ*-sinψ*0sinψ*cosψ*0001δηy]]>Yaw-first Perturbation Dynamics(先偏航擾動的動力學(xué)特性)對于由軌道坐標(biāo)變換到衛(wèi)星主體坐標(biāo)系的“先偏航”的偏航-俯仰-滾轉(zhuǎn)(3-2-1)的旋轉(zhuǎn)次序，俯仰-滾動角速度對應(yīng)于由一本體固定的地球傳感器測量的角度，以及對于這種“先偏航”的歐拉次序的擾動的角速度為(5)------δω_-δη_Y+[ω_*X]δη_Y]]>降方程(5)代入線性化的衛(wèi)星動態(tài)特性方程(2)，得出(6)-----δT_-Tδ*ηY+Pδ*ηY+OδηY+[ω*x]δh-+δ*h]]>Roll-first Perturbation Dynamics(先滾轉(zhuǎn)的擾動的動力學(xué)特性)使用對于主體變換的“先滾轉(zhuǎn)”的滾轉(zhuǎn)-俯仰-偏航(1-2-3)旋轉(zhuǎn)次序的軌道，俯仰-滾轉(zhuǎn)角對應(yīng)于由主體固定的地球傳感器通過參考偏航角變同列接近地軌道坐標(biāo)的參考坐標(biāo)系的角度。對于“先滾轉(zhuǎn)”的歐拉次序的擾動速度為(7)------δω_-ψ*{δ*ηR+[WoX]δη_R}]]>并代入方程(2)，得(8)-----δT_-Tψ*δ*ηR+Mδ*ηR+NδηR+[ω-*X]δh_+δ*h]]>Control Laws for a Body-Fixed Earth Sensor(用于主體固定的地球傳感器的控制定則)利用這些歐拉次序的控制定則可將擾動分別表示為偏航角或滾轉(zhuǎn)角。這些控制定則提供可以擾動方程表示的所需的驅(qū)動轉(zhuǎn)矩。擾動相對于由指定的控制操作所確定的運(yùn)動的參考軌跡來表示。該指令是產(chǎn)生該操作的標(biāo)稱的動量。
按照“先偏航”的控制定則的輪轉(zhuǎn)矩可以表達(dá)為δηy和一新的變量“ζ”的函數(shù)。變量“ζ”在方程(10)中定義，這些輪轉(zhuǎn)矩為(9)------δ*h=δ*hηr+δ*h8]]>先偏航控制定則根據(jù)圖5所示的主體固定的傳感器信號，首先對各動量項進(jìn)行去耦合，然后除去P和Q矩的頭兩列。這種P和Q的簡化方式取決于利用地球水平面?zhèn)鞲衅鳈z測到的滾轉(zhuǎn)和俯仰角。
為了在這種復(fù)雜的系統(tǒng)中對俯仰-滾轉(zhuǎn)動態(tài)特性進(jìn)一步去耦合，擾動表達(dá)式1乘以矩陣U。這種矩陣乘法導(dǎo)致系數(shù)矩陣Up’除了對于第3列的第1行中的項變?yōu)槌?shù)“d”以外，其它全含零。這種矩陣反映的狀態(tài)接近利用典型的Whecon方程所設(shè)定的近似條件，其中滾轉(zhuǎn)和偏航通過各輪的偏置動量耦合在一起，正如在上面指出的由Dougherty，Scott和Rodden在AIAA中的文章所述的一樣。
為了降間接的偏航控制的Whecon概念擴(kuò)展到復(fù)雜的偏航控制交叉耦合，利用假想空間的定義來產(chǎn)生變量的變化，其中(10) ζ-UI δηY在將代數(shù)細(xì)節(jié)部分處理一遍后，產(chǎn)生經(jīng)ζ空間變換的擾動動態(tài)特性方程(11)-----ξ··+[P_;P=]*ξ+[Q_;Q=]ξ+Uδ*hξ=UδT]]>P＝I[ω*X]IR，and Q＝I[ω*X ]+R[ω*X ]R=I[ω_+X]-[H_B+X],and[ω_+X]=0ωzωYωz0-ωx-ωω0]]>通過這種變換1)經(jīng)變換的矩陣現(xiàn)在在矩陣中的右上位置僅有一個恒定的元素“d”。2)此外，在Q矩陣中的各個元素q13、q23、q33雖然它們是隨時間變化的量但是很小的。作為參考偏航角度的角速度的函數(shù)的處于上有雙橫劃線條的P和上有雙橫劃線條的Q中的非零的各個元素僅出現(xiàn)在按2×2的滾轉(zhuǎn)和俯仰子矩陣的左上方。因此，這些上有雙橫劃線條的矩陣部分當(dāng)利用P的頂部(hat)和Q的頂部(hat)的預(yù)計值進(jìn)行去耦合時，基本上被消除了。
為了消除交叉耦合的殘余作用，利用動量輪轉(zhuǎn)矩δh*來進(jìn)一步形成消除作用，以便使控制轉(zhuǎn)矩指令更完全地去耦合。最終形成的高度去耦合的偏航控制動力學(xué)特性不比與間接偏航控制的標(biāo)準(zhǔn)的“Whecon”的模型相類似的滾轉(zhuǎn)-偏航耦合更好。
先偏航的控制定則通過利用擾動產(chǎn)生的這種附加的消除作用，利用動量輪檢測的(維持?jǐn)_動關(guān)系)的動量輪轉(zhuǎn)矩δh可以利用增益系數(shù)的矩陣KN和KP表示如下(12)-----ξ+{000000000-Kv}ξ+{00q1300q2300q33-Kp}ξ=UδT]]>其中Kv=Kv1000Kv20Kψ1Kv101]]>和Kp=KP1000KP20Kψ1KP101.]]>“標(biāo)準(zhǔn)的”Whecon動力學(xué)特性產(chǎn)生的矩陣的形式與這些相類似。然而，沿對角線與“d”和“q23”各個元相對的各個元素由偏航控制擾動矩陣中消失了。在ζ一空間的最終的輪轉(zhuǎn)矩則為(13)-----δ*h-[ω*x]δhP^δ*ηY-Q^δηY+U-1^{(Kv-P_^)ξ+(KP-Q_^)ξ}]]>通過假想空間進(jìn)行變換產(chǎn)生的這一控制定則將“滾轉(zhuǎn)”控制轉(zhuǎn)矩的一個比例部分分配到“偏航”控制通道。
先滾轉(zhuǎn)的控制定則對于衛(wèi)星偏航控制動力學(xué)特性的另外的表現(xiàn)形式，在規(guī)定圖6中表示的在控制定則時，僅需要采用部分去耦合/消除作用。再者，擾動角為(8)----Iψ*δ··ηR+Mδ*ηR+NδηR+[ω_*X]δh_+δ*h=δT_]]>對于這種情況的控制輪的轉(zhuǎn)矩為(14)-----δ*h-[ω*X]δh+Kvδ*ηR+KPδηR]]>
該增益系數(shù)矩陣KN和KP的形式與前先所用的相同。將δh的變化速度的表達(dá)式(9)代入先前的方程和乘以ψ*T之后，最終的方程變?yōu)?15)----ψ*TδT_-ψ*TIψ*δ··ηR+ψ*TMδ*ηR+]]>ψ*TNδηR+ψ*T[Kvδ*ηR+KPδηR]]]>這種替換的控制定則測量了變換為接近地球軌道參考坐標(biāo)系的姿態(tài)俯仰和滾轉(zhuǎn)，通過在標(biāo)準(zhǔn)的Whecon方式中利用這些測量值可模擬標(biāo)準(zhǔn)的單輪控制模型，很象對于Seasat導(dǎo)航臺所做那樣。
降ψ*TM和ψ*TN項的表達(dá)式展開可看出，對于這些矩陣的主要元素，對角線上的項正好出現(xiàn)在與在“標(biāo)準(zhǔn)的”Whecon實例中的相同位置上。由于在這種Whecon動力學(xué)特性的復(fù)雜的外延中滾轉(zhuǎn)到偏航的這種固有的交叉耦合作用，使穩(wěn)定性可能增加。通過按照動力學(xué)原理進(jìn)行去耦合再次消除了偏航控制作用的動態(tài)轉(zhuǎn)矩的效果，并且這些作用對于這些系統(tǒng)是很明顯的。
附錄1定義了所用的符號。
通過具體參照本發(fā)明的優(yōu)選實施例已對本發(fā)明進(jìn)行了介紹，但是很明顯對于本技術(shù)領(lǐng)域的熟練人員在本發(fā)明的構(gòu)思和范圍內(nèi)可以進(jìn)行各種變化和改進(jìn)。特別是，這些相關(guān)的變換可以采用先偏航者先滾轉(zhuǎn)的控制程式。本發(fā)明是下面提出的權(quán)利要求限定的。
權(quán)利要求
1.用在空間飛行器中的衛(wèi)星姿態(tài)控制裝置，所述裝置包含去耦合裝置，用于對相對于在假想空間中使空間飛行器定位的軸線限定的一個矢量作用在空間飛行器上的各動量進(jìn)行去耦合；以及校正裝置，用于按照一個參照二維傳感器數(shù)據(jù)的控制制定則校正所述去耦合的各動量；因此，相對于二維傳感器數(shù)據(jù)提供了三維偏航控制式的姿態(tài)控制。
2.如權(quán)利要求1所述的裝置，其中輸入所述的二維傳感器數(shù)據(jù)，以便按先滾轉(zhuǎn)的控制定則進(jìn)行控制。
3.如權(quán)利要求1所述的裝置，其中輸入所述的二維傳感器數(shù)據(jù)，以便按照先偏航的控制定則進(jìn)行控制。
4.如權(quán)利要求1所述的裝置，其中將所述控制定則變換到一個假想空間，因此，通過簡化計算近似應(yīng)用所述控制定則。
5.一種用于控制空間飛行器姿態(tài)的方法，包含的步驟是對相對于使空間飛行器在假想空間定位的軸線限定的矢量作用在空間飛行器上的各動量進(jìn)行去耦合；以及按照一個參照二維傳感器數(shù)據(jù)的控制定則對所述的去耦合的動量進(jìn)行校正，因此，相對于二維傳感器數(shù)據(jù)提供了三維偏航控制式姿態(tài)控制。
6.如權(quán)利要求5所述的方法，其中輸入所述的傳感器數(shù)據(jù)，以便按先偏航的控制定則進(jìn)行控制。
7.如權(quán)利要求5所述的方法，其中輸入所述的二維傳感器數(shù)據(jù)，以便按先滾轉(zhuǎn)的控制定則進(jìn)行控制。
8.如權(quán)利要求5所述的方法，其中將所述的控制定則變換到一個假想空間。因此，通過簡化計算近似應(yīng)用所述控制定則。
9.如權(quán)利要求5所述的方法，其中所述的二維傳感器數(shù)據(jù)包含滾轉(zhuǎn)和俯仰傳感器數(shù)據(jù)。
全文摘要
本申請公開一種用于控制低軌道地球通訊衛(wèi)星的方法和裝置,該衛(wèi)星由于需存儲太陽能而按太陽定向。動量偏置既維持近地指向又附加了用于跟蹤太陽進(jìn)行的姿態(tài)控制所需的偏航控制動量。該方法有兩個主要的步驟:1)為了校正所計算的控制轉(zhuǎn)矩,以開路方式進(jìn)行動量去耦合,以及閉路姿態(tài)補(bǔ)償,以便根據(jù)兩個控制定則原理中的一個對關(guān)于所計算的姿態(tài)的擾動進(jìn)行校正。這樣就綜合了穩(wěn)定的陀螺儀姿態(tài)控制和開路偏航控制兩者的優(yōu)點。
文檔編號B64G1/36GK1174982SQ9710297
公開日1998年3月4日 申請日期1997年1月11日 優(yōu)先權(quán)日1996年1月16日
發(fā)明者J·J·羅敦, 古本登夫, W·菲克特, E·布呂德利 申請人:環(huán)球星有限合伙人公司, 戴姆勒-奔馳航空宇航公開股份公司