CN1039300C - 对绕着一固定轴旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的装置和方法 - Google Patents

Abstract

该装置用于对绕本体旋转轴旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制，执行机构38产生绕转轴和两横轴的转矩。相对于横轴的角速度信号W_x，W_y分别输入第一和第二信号支路19、20或21、22。分别具有变化无信号区的调制器36、37为执行机构38提供控制信号，为了将章动振幅限定到允许的常量值，在第一和第二信号支路中设有乘法装置23、24及26、27，并在其中的横轴角速度信号W_x、W_y或角速度位移信号ψ、θ加有因数，该因数与转轴角速度信号W_zW_z ²成比例，另外，调制器36、37无信号区的门限与W_z ²成比例变化，同时给出了相应的姿态控制的方法。

Description

对绕着一固定轴旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的装置和方法

概括地说，本发明涉及一种对宇宙飞行器进行姿态控制的装置及其控制方法，具体地说，本发明涉及一种对绕着一本体轴(旋转轴)旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的装置及其控制方法。

US-PS4725024公开了一种类似的装置和方法，它涉及一种三轴稳定卫星，该卫星位于低的且近似为环形的轨道上，通过点燃卫星近地点驱动装置推入一椭圆形转移轨道，它的远地点与所寻求的地球同步轨道半径相一致，在点燃卫星近地点发动机之前从卫星基地发射的卫星应绕着固定的旋转轴旋转地移动，其旋转轴方向应与由近地点驱动装置产生推力的推进向量相一致，所述的驱动装置的对称轴对准卫星的对称轴，并与卫星对接，在US-PS4725024中的滚动轴为该轴，该滚动的轴是三个卫星本体轴，即直角坐标系构成的中的一个，其余两个是偏航轴和前后轴作为横轴。在同步轨道上卫星在同步轨道上最终的操作状态确定后，应定出航向的滚动轴，指向地心的偏航轴和垂直于它们两个的轨道平面的前后轴。

一系列执行机构，例如以确定的方向能够提供绕所述三轴的旋转力矩或控制力矩的动力燃料喷嘴属于三轴稳定卫星的姿态控制系统，US-PS4725024公开的姿态控制装置具有一陀螺式的遥控传感器，它可提供绕三个本体轴旋转的角速度信号，两横轴角速度信号中每一个输入控制网络，它为具有无信号区的调制器提供了控制信号，该调制器的作用是再输出用于属于各横轴执行机构的离散信号，两个控制网络具有包括第一以及第二信号支路，且第一信号支路是并联的且包括积分仪的信号支路，在输入调制器之前两信号支路归并到求和装置中。

在宇宙输送器停止之前具有与近地驱动装置对接的卫星以每分钟2圈的速度绕旋转轴缓慢转动地移动，从宇宙输送装置的装载架上发出所述宇宙飞行器完成后，通过相应的姿态控制执行机构的驱动使其绕旋转轴旋转的速度升高到每分钟40转，在升高自旋阶段应注意，将必然产生的章动的振幅尽可能控制到一个常数并将在惯性空间中尽可能地保持旋转轴的方向。

引起章动的原因是不同的，如由于质量分布不均匀，由卫星/近地点驱动装置组合的主惯性轴不与原旋转轴重合，使对该轴的惯性力矩减至最小而稳定地绕主惯性轴旋转，对其旋转产生作用的姿态控制装置相对于几何旋转轴对称布置，产生横轴力矩，而较大的横轴力矩受到下述条件的限制，卫星/近地点驱动装置的组合的重心相对于卫星重心有明显地后移，且在卫星上并相对控制力矩作用方向布置的用于姿态调节的执行机构要与卫星姿态相适应，其中的卫星已从近地点驱动装置中分离；而且因为在升高自旋时产生的旋转以及所需的姿态调节只靠正常运行时具有的执行机构完成，在执行机构工作时所述的重心偏移会产生绕另一轴的较大的干扰力矩，此外由于液体推进剂的晃动产生章动。

在US-PS4725024公开的姿态控制装置中，在升高自旋过程进行到一半后，调制器的无信号区突然扩大，这就有可能导致在没有驱动装置作用时使章动振幅增大，由于章动振幅在不确定影响下增加，将章动振幅控制在一常量是十分有益的，但公知的姿态控制装置不能解决该问题，特别是在两信号支路中控制网络的不变放大器不能解决该问题。

公知的姿态控制装置进一步的缺点是：用于测量绕旋转轴的角速度的陀螺仪经短时间后陷入饱和，因为该陀螺仪只是为了在正常运行时出现较小的角速度而设置的，因此丢失了升高自旋开始不久用于所有三轴的角位移信息，如用于旋转轴的角速度信息，这就存在着由于可能具有惯性而产生旋转轴所不希望的位置漂移。另外，其横轴角速度信号包括了不变的信号部分，它导致了对调制器无信号区的不均匀调制，由此失去单向控制作用而导致旋转轴移位，不变信号部分还受到如上所述的绕主惯性轴旋转的宇宙飞行器的影响，该主惯性轴具有距几何轴不可避免的偏移，并且受到用于测量角速度的陀螺仪对准卫星几何轴的限制，因此角速度量包括了下述部分，该部分与几何轴和主惯性轴之间产生的偏差及绕旋转轴的角速度成正比。

本发明的目的在于提供一种对绕着一本体轴(旋转轴)旋转移动的飞行器进行姿态控制的装置，该装置首先能以可靠的方式将章动振幅限制为一个常量。

本发明的另一个目的在于提供一种对绕本体轴旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的方法。

根据本发明的一个方面，对绕着一本体轴(旋转轴)旋转移动的宇宙飞行器进行对绕着一本体轴(旋转轴)旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的装置，它具有绕所述旋转轴以及两个互相正交的横轴产生转矩的执行机构，具有产生相对三同角速度信号的传感器，串接两个各属于两横轴之一的控制装置并输出控制信号，具有变化无信号区的调制器，和两个各接受两横轴之一的角速度信号且为两调制器之一提供控制信号的控制网络，所述的控制网络包括第一和第二信号支路，第一信号支路是并联的具有一积分仪的信号支路，其特征在于：

在两个第一信号支路中之一并入两个第一乘法装置，在其中所采用的选择因数与转轴角速度信号成比例，

以两个第二信号支路中之一的积分仪后面并入两个第二乘法装置，在其中所采用的选择因数与转轴角速度信号的平方成比例，

每一调制器的无信号区门限变化的平均值与转轴角速度信号的平方成比例。

根据本发明的另一个方面，对绕本体轴旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的方法，它具有绕转轴以及两个互相正交横轴产生控制力矩的执行机构，相对三轴产生角速度信号的传感器，具有变化无信号区的调制器及输出用于属于横轴执行机构的姿态信号，一个第一信号部分，由在第一信号支路中每一两横轴角速度信号产生，一个第二信号部分在第二信号支路，其第一信号支路与其并联并且包括积分仪的信号支路产生，两个信号部分的总和输入各自的调制器作为控制信号，其特征在于，在两个第一信号支路中的乘法装置通过与转轴角速度信号成比例的因数工作，在两个第二信号支路的积分仪后面的乘法装置通过与转轴角速度信号的平方成比例的因数工作，无信号区的门限与横轴角速度信号的平方成比例。

由此阐述的解决方案使得旋转轴不断地尽可能稳定地保持在所希望的惯性空间，相应的装置为对绕着一旋转轴旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的装置，它具有绕所述旋转轴以及两个互相正交的横轴产生控制力矩的控制装置，串接两个各属于两横轴之一的控制装置并输出控制信号，具有变化无信号区的调制器，和两个各接受两横轴之一的角速度信号且为两调制器之一提供控制信号的控制网络，该网络包括第一及第二信号支路，第一信号支路是并联的，具有一积分仪信号支路，其特征在于，在两个信号支路中的每一个中串接一个接受各横轴角速度信号的滤波器，它的传递函数的数值至少为第一级，优选第二级。

从属权利要求包括了本发明进一步有益的实施方案。

下面参照附科对本发明的实施方案作进一步描述，图面概括如下：

图1示出了具有本体正交轴系，由动力燃料喷嘴构成的执行机构以及与其对接的近地点驱动装置的卫星；

图2示出了在卫星上设置测量太阳角速度传感器及陀螺仪；

图3是本发明姿态控制装置的方块图；

图4是本发明的可替代的姿态控制装置的方块图。

图1示出了一宇宙飞船，它由一三轴稳定卫星2以及与其对接的卫星近地点驱动装置3组成，在卫星2上设有一本体坐标系x，y，z，它的原点位于卫星2的重心5，整个宇宙飞船的重心5在与其相反向的负z轴上，在所述位置通常起到卫星偏航轴作用的z轴构成了整个宇宙飞船的对称轴，同时也是旋转轴，在开始调节卫星近地点之前宇宙飞船1围绕该轴偏转，该对称轴也是卫星近地点驱动装置2的推进方向，在正常运行时x轴为卫星的滚动轴，y轴为卫星的前后轴。

卫星2具有许多用于执行机构的动力燃料喷嘴，这些喷嘴的排列和作用方向适应正常的推进，喷嘴对5A和5B以及6A和6B的作用方向位于xy平面上并且相对y轴方向通常倾斜一角度，以避免喷出的气体喷到在该轴向设置的太阳能发动机上(在图1中未示出)，它在提供了正常运行中的绕正z轴(5A，5B)以及负z轴(6A，6B)的控制力矩，也称偏航力矩，在所述的恣态还有绕负x轴(5A，6A)以及绕正x轴(5B，6B)的控制力矩，喷嘴对1A和1B以及2A和2B的作用方向位于yz平面且同样相对于y轴倾斜一角度，它们提供了在正常运行时绕正x轴(1A，1B)以及负x轴(2A，2B)的控制力矩，也称滚动力矩，在所述状态首先是喷嘴1B和2A起作用，因为它们的作用方向距宇宙飞行器的重心5较远，而喷嘴1A和2B的作用方向距重心5的距离较小，因此喷嘴1B和2A绕正x轴或负x轴产生较大的控制力矩。喷嘴对3A和3B以及4A和4B的作用方向位于xz平面内且与z轴平行，由此在正常运行时产生了绕zy轴(3A，3B)的控制力矩以及负y轴(4A，4B)的控制力矩，即前后力矩，另外还示出了喷嘴对8A和8B以及7A和7B，它们的作用方向位于xz平面且与x轴平行，在正常运行时这些喷嘴首先用于轨道控制，因为它们可以在正x轴和负x轴方向产生加速度，也可在轨道方向产生加速度或减速度，在所述的状态喷嘴工作时产生绕负y轴或正y轴的控制力矩。

在开始调节卫星近地点之前把5A和/或5B或6A和/或6B作为用于自旋的执行机构，它们在自旋阶段连续地提供了绕z轴的其大小为常量的所希望的控制力矩，但也同时在使用两个多余的驱动装置(A或B)时也产生了绕图示形态横轴的所述大的干扰力矩。

图2仅示出了卫星2，在它的上面设有本体的轴系x，y，z以及不同的传感器，其传感器用于确定绕轴的角速度，由引所设置的两个陀螺仪9和10用于产生绕x轴或y轴旋转的角速度信号W_x以及W_y，为了确定绕z轴的角速度设置了太阳传感器11、12和13，它们相对光轴在由两个互相垂直定向的平面中的视场为±60°，其中一个平面是xz平面，因此在xz平面中覆盖了360°的整个视场，虽然并未测得与其垂直的绕y轴方向中心定向的顶角各为60°的双圆锥，但是当卫星2或宇航器1＇是绕z轴10自旋时就不再是这种情形了，而一次获得的阳光在旋转时并不取决于任何情况下的它们的相对位置，因此借助太阳传感器11、12和13成功地提供绕z轴(旋转轴)旋转的角速度信号W_z。

图3示出了本发明的姿态控制装置的方块图，由方块15表示宇航器的动力装置，通过相应的测量而获得绕x轴和y轴旋转的横轴角速度信号W_x及W_y，以及绕z轴旋转的转轴角速度信号W_z，所述z轴在自旋阶段起到了旋转轴的作用。在取决于一定方式跟踪测量绕z轴的旋转时，需要装置16在一定情况下估计相应的角速度，横轴角速度信号W_x和W_y到达到节点17或18并由此到达第一信号支路19和20或第二信号支路21或22，在第一信号支路19或20的横轴速度信号W_x或W_y到达乘法装置23或24，在此它们被乘以因数，该因数与旋转轴角速度信号W_z成比例，旋转轴角速度信号W_z输入两个并联的放大器30和31，在放大器30和31中通入以后还要进一步描述的比例常数b_x或b_y，这样形成的系数输入乘法装置23或24。

第二信号支路21和22中的横轴角速度信号W_x或W_y首先到达共用的积分仪25，在此以下面还要描述的方式获得相应信号_及θ，它们从积分仪25的输出端到达乘法装置26或27，还要将旋转轴角速度信号W_z输入积分仪26，此外该信号经过一节点35输入另一乘法装置34的两个输入端，在该输出端输出一将旋转轴速度信号平方的信号W_z ²，最后输入两个放大装置32和33，在此通入了比例系数a_x或a_y，这样形成的信号进一步导入两个乘法装置26和27，它们的输出信号各通入两个求和装置28和29的输入端中的一个，而另两个输入端与乘法装置23和24的输出端连接。

因此通过节点17、乘法装置23和26、求和装置28、积分仪25的一部分以及连接线路构成了第一控制网络，可以说它属于x轴范畴。第二控制网络由节点18、乘法装置24和27、求和装置29、积分仪25的一部分以及连接线路构成，它属于y轴范畴。

在求和装置28和29中形成的求和信号输入两调制器36或37，它们具有无信号区和磁滞特性，它们用于输出变化的频率和重复频率以及常振幅的离散位置信号，通过它们来控制执行机构，该装置在图中用方块38表示产生绕x轴或y轴的控制力矩T_cx以及T_ey，它们又对卫星动力装置15产生作用。

属于调制器36和37的无信号区的正负阈值可以连续变化并与旋轴角速度信号W_z的平方W_{z 2}成比例。乘法装置34的输出信号通过节点39输入两放大装置40和41，在其中并入比例常数c_x以及c_y，与W_z ²成比例的信号输入了调制器36和37或者说并入了属于其调制器的无信号区的阈值变化量，在采用具有固定动作灵敏度极限的调制器时，还可以给调制器选择串联一附加的无信号区装置，它们的动作灵敏度极限可以根据本发明的规定改变。

在乘法装置23和24进行乘法运算时所采用的比例系数b_x和b_y如可以根据下述的公式确定： $b_z=\frac{n\·d}{\sqrt{1-d^2}}\·\frac{I_x}{T_{\mathrm{cx}}}$ $b_y=\frac{n\·d}{\sqrt{1-d^2}}\·\frac{I_y}{T_{\mathrm{cy}}}$ $n=\sqrt{\frac{|I_x-I_z|\·|I_y-I_z|}{I_x{\·I}_y}}$

其中I_x及I_y为两横轴惯性矩，I_z为转轴惯性矩，T_cx为绕x轴的控制力矩，T_cy为绕y轴的控制力矩，参数d是在1≥d≥0。2之间选择的衰减系数，优选0.7＝d。

比例系数a_x和a_y以及c_x和c_y可借助下面的公式确定：

c_x＝b_z·β_Nmax·T_cx $a_y=b_y\·\frac{{\mathrm{\β}}_{N\max }}{{\mathrm{\θ}}_{\max }}$ c_y＝b_u·β_Nmax·T_cx

其中β_Nmax为允许最大的牵动振幅，__max，θ_max为绕飞行器横轴(x轴，y轴)的角运动的最大振幅，根据经验下述范围的数值是有意义的：

0.25°≤(__max；θ_max)≤1°

在该积分仪25中的角位置信号_和θ由输入端的横轴角速度信号W_x和W_y构成，通过对下面的等式积分获得：

假设，_、θ和_分别为绕z轴、y轴和x轴的欧拉角，那么该等式由用于三轴的公知运动学欧拉等式得到，再假设，绕横轴的欧拉角_和θ较小，等于该角的相应正弦值，它相应的余弦值为1，对上述等式进行了适当的简化，其中只对两轴进行积分。

图4示出了本发明变形的姿态控制装置的方块图，它与图3所示的方块图的特性基本相同，只是在第一和第二信号支路19和20或21和22中的各自的乘法装置23和24或26和27之前加入了滤波器42和43以及44和45，其数值传输函数至少应是第一级的，优选第二级，不言而喻，至少分母级与分子级一样高，例如其传输函数为正面形式是不成问题： $\frac{\mathrm{TS}}{1+\mathrm{TS}};\frac{T^2{S}^2}{{(1+\mathrm{TS})}^2}$

特别是分子比第一级要高，由于升高自旋力矩(T_cx)增大或惯性力矩(T_z)相对减小时，其旋转率W_z＝T_cz/T_z增大，因为滤波器42至45的输出总保留着不能忽略的不变信号部分。

Claims (12)

1、对绕着一本体轴(旋转轴)旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的装置，它具有绕所述旋转轴以及两个互相正交的横轴产生转矩的执行机构，具有产生相对三同角速度信号的传感器，串接两个各属于两横轴之一的控制装置并输出控制信号，具有变化无信号区的调制器，和两个各接受两横轴之一的角速度信号且为两调制器之一提供控制信号的控制网络，所述的控制网络包括第一和第二信号支路，第一信号支路是并联的具有一积分仪的信号支路，其特征在于：

在两个第一信号支路中之一并入两个第一乘法装置，在其中所采用的选择因数与转轴角速度信号成比例，

以两个第二信号支路中之一的积分仪后面并入两个第二乘法装置，在其中所采用的选择因数与转轴角速度信号的平方成比例，

每一调制器的无信号区门限变化的平均值与转轴角速度信号的平方成比例。

2、对绕本体轴旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的方法，它具有绕转轴以及两个互相正交横轴产生控制力矩的执行机构，相对三轴产生角速度信号的传感器，具有变化无信号区的调制器及输出用于属于横轴执行机构的姿态信号，一个第一信号部分，由在第一信号支路中每一两横轴角速度信号产生，一个第二信号部分在第二信号支路，其第一信号支路与其并联并且包括积分仪的信号支路产生，两个信号部分的总和输入各自的调制器作为控制信号，其特征在于，在两个第一信号支路中的乘法装置通过与转轴角速度信号成比例的因数工作，在两个第二信号支路的积分仪后面的乘法装置通过与转轴角速度信号的平方成比例的因数工作，无信号区的门限与横轴角速度信号的平方成比例。

3、如权利要求2的方法，其特征在于，对于同步卫星所述转轴角速度信号通过对太阳传感器的测量进行估计而获得。

4、如权利要求2的方法，其特征在于，横轴角速度信号在输入每个第一和第二滤波信号支路之前输入一滤波器中，其传递函数的值至少可为第一级，最好为第二级。

5、如权利要求2的方法，其特征在于，在每个第一和第二信号支路的乘法装置之前，一滤波器产生滤波作用，它的传递函数的数值至少可为第一级，优选第二级。

6、如权利要求2的方法，其特征在于，在两个第二信号支路上的积分仪通过下述等式积分互相积分联系，

其中W_x及W_y为两横轴角速度，W_z为转轴角速度，_和θ是通过积分得到的角位移。

7、如权利要求2的方法，其特征在于，在两个第一信号支路上的乘法装置中的因数的比例常数b_x，b_y由下式确定： $b_x=\frac{n\·d}{\sqrt{1-d^2}}\·\frac{I_x}{T_{\mathrm{cx}}}$ $b_y=\frac{n\·d}{\sqrt{1-d^2}}\·\frac{I_y}{T_{\mathrm{cy}}}$ $n=\sqrt{\frac{|I_x-I_x|\·|I_y-I_z|}{I_x{\·I}_y}}$

其中I_x、I_y为两横轴惯性矩，I_z为转轴惯性矩，T_cx为绕飞行器x轴的控制力矩，T_oy为绕飞行器y轴的控制力矩，d值范围在1≥d≥0.2，优选0.7，它为选择参考系数。

8、如权利要求2的方法，其特征在于，在两个第二信号支路中的乘法装置中的因数比例常数a_x、a_y由下述确定：

$a_y=\frac{n\·d}{\sqrt{1-d^2}}\·\frac{I_y}{T_{\mathrm{cy}}}\·\frac{{\mathrm{\β}}_{N\max }}{{\mathrm{\θ}}_{\max }}$

其中β_N max为最大允许章动振幅，__max、θ_max为绕飞行器横轴角运动的最大振幅。

9、如权利要求2至8之一的方法，其特征在于，在无信号区门限变化时产生作用的比例常数为下列形式： $c_x=\frac{n\·d}{\sqrt{1-d^2}}\·I_x\·{\mathrm{\β}}_{N\max }$ $c_y=\frac{n\·d}{\sqrt{1-d^2}}\·I_y\·{\mathrm{\β}}_{N\max }$

10、对绕着一旋转轴旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的装置，它具有绕所述旋转轴以及两个互相正交的横轴产生控制力矩的控制装置，串接两个各属于两横轴之一的控制装置并输出控制信号，具有变化无信号区的调制器，和两个各接受两横轴之一的角速度信号且为两调制器之一提供控制信号的控制网络，该网络包括第一及第二信号支路，第一信号支路是并联的，具有一积分仪信号支路，其特征在于，在两个信号支路中的每一个中串接一个接受各横轴角速度信号的滤波器，它的传递函数的数值至少为第一级，优选第二级。

11、如权利要求11的装置，其特征在于，两个第一乘法装置各并入两个第一信号支路的一个，在其中所采用的选择因数与转轴角速度信号成比例，两个第二乘法装置各并入两个第二信号支路的一个中的积分仪的后面，其中所采用的选择因数与转轴角速度信号的平方成比例，每一调制器的无信号区门限变化的平均值与转轴角速度信号的平方成比例。

12、如权利要求1、10和11之一的装置，其特征在于，在各第二信号支路中的积分仪组合一积分仪，其中作为输出信号的两角位移信号_及θ通过对下等式积分获得：

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