CN104797497B - 控制空间飞行器的姿态控制系统的磁耦合器的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种控制受方向可变的外部磁场影响的空间飞行器(10)的姿态控制系统的磁耦合器(24)的方法(50)，所述磁耦合器被实施以通过转移角动量来减小角动量存储装置的饱和度，并适于在当地的外部磁场的共同作用下，在与所述当地的外部磁场的方向正交的平面中形成磁转矩，所述与所述当地的外部磁场的方向正交的平面称为“当地的控制平面”，该控制方法(50)其特征在于，作为所需的姿态控制转矩的分量的函数，在所述当地的控制平面中形成的所述磁转矩，所述所需的姿态控制转矩的分量与所述当地的控制平面正交，所述所需的姿态控转矩的分量称为“当地的不可控分量”，在所述当地的不可控分量不为零的情况下，所述当地的不可控分量对所形成的磁转矩的贡献不为零。

Description

控制空间飞行器的姿态控制系统的磁耦合器的方法

技术领域

本发明属于空间飞行器，例如，在围绕地球的轨道上运行的卫星，的姿态控制领域。本发明尤其涉及实施磁转矩器以减小姿态控制系统的角动量存储装置的饱和度的控制方法。

背景技术

在围绕地球的轨道上运行的卫星的姿态控制系统通常包括角动量存储装置以吸收作用在所述卫星上的外部干扰转矩(例如，那些由残余的大气阻力引起的、由太阳辐射压力引起的转矩等)的影响。

在传统的方式中，这种角动量存储装置包括惯性驱动器(陀螺仪、反动轮等)，该惯性驱动器被实施以产生姿态控制转矩，该姿态控制转矩的效果补偿了外部干扰转矩的影响。

由于外部干扰转矩的影响是随着时间的推移而积累的，因此，存储装置的角动量随时间而逐步增加，直到其可能使存储装置饱和，也就是，直到达到所述存储装置的最大容量。

为了避免所述存储装置的丝毫的饱和，以周期性的方式将转矩应用到卫星以通过角动量的转移来减小所述存储装置的饱和度。

例如使用磁转矩器来减小角动量存储装置的饱和度是已知的。

磁转矩器是使得在外部磁场的共同作用下有可能产生磁转矩的驱动器。这种磁转矩器通常在围绕地球的低轨道中的卫星的姿态控制系统中实施，然后所述磁转矩器利用地磁场来形成磁转矩。

然而，在一个特定时刻，并且不论磁转矩器的配置如何，在物理上不可能在当地的外部磁场的方向上形成磁转矩。

另外说明，在一个特定的时刻，在与当地的外部磁场正交的平面(称作“当地的控制平面”)中，磁转矩器仅能够最多涉及两个轴来减小存储装置的饱和度。然而，如果相对于存储装置的外部磁场的方向随时间变化，那么存储装置关于第三个轴的减饱和将能够随后被执行，磁转矩器的当地的控制平面的方向也相对于所述存储装置随时间而变化。

发明简述

本发明的目的是提出一个解决方案，使得更普遍地用磁转矩器来改善空间飞行器的姿态控制的性能，并且该方案尤其可能改善角动量存储系统的减饱和性能。

而且，本发明的目的是提出一种实施起来简单并且廉价的解决方案，即使在已经就位于围绕地球的轨道中的空间飞行器的姿态控制系统中也适用。

为了实现该目的，并根据第一方面，本发明涉及一种控制受方向可变的外部磁场影响的空间飞行器的姿态控制系统的磁转矩器的方法，所述磁转矩器被实施以控制所述空间飞行器的姿态，并且所述磁转矩器适于在当地的外部磁场的共同作用下，在与所述当地的外部磁场的方向正交的平面中形成磁转矩，与所述当地的外部磁场的方向正交的平面称为“当地的控制平面”。该方法具体包括以下步骤：

-测量当地的外部磁场；

-作为所需的三个轴姿态控制转矩的函数来确定在当地的控制平面中形成的磁转矩；

-以这样的方式控制所述磁转矩器，使得在与当地的外部磁场的共同作用下形成所确定的磁转矩。

并且，该控制方法其特征在于，作为所需的姿态控制转矩的分量的函数来确定在当地的控制平面中形成的磁转矩，所需的姿态控制转矩的分量与当地的控制平面正交，所需的姿态控制转矩的分量称为“当地的不可控分量”。在所述当地的不可控分量不为零的情况下，所形成的当地的不可控分量对磁转矩的贡献不为零。

在整个本专利申请中，“当地的”理解为“在所考虑的时刻空间飞行器的水平”。

还应该注意到，特别是对于取样的姿态控制系统来说，“所需的姿态控制转矩”还被理解为意味着在时间间隔ΔT期间，角动量ΔH的所需的变化，这种情况下，所需的姿态控制转矩等于ΔH/ΔT。

所需的姿态控制转矩的当地的不可控分量对应于当地的外部磁场的方向上的分量，并且在当地的外部磁场的方向上的分量上，磁转矩器不能起作用。应该注意到，由于磁转矩器不能在所述当地的不可控分量上起作用，所以在所有已知的磁转矩的控制方法中，在确定当地的控制平面中形成磁转矩器的情况下，后者被系统地忽略了。除非另有说明，在现有技术中，在给定的时刻由磁转矩器执行的作用仅仅考虑位于当地的控制平面中的所需的姿态控制转矩的分量。

与现有技术的控制方法中所执行的相反，根据本发明，所需的姿态控制转矩的当地的不可控分量考虑确定在当地的控制平面中形成的磁转矩。

事实上，虽然在局部并不起作用，并且与本领域技术人员的偏见相反，但是已经看出，当所述磁转矩器被实施以对角动量存储装置进行减饱和时，通过考虑当地的不可控分量，已经有可能随着时间的推移来改善关于三个轴的姿态控制的性能，特别是关于三个轴的减饱和性能。

为了实施根据本发明的控制方法，现有技术的控制的方法的软件修正通常就足够了。因此，根据发明的控制的方法将能够实施，即便是在已经就位并用配备有远程软件更新方法的卫星中。

在实施的特定模式中，控制方法还能够包括一个或多个以下特征，这些特征可以单独加入或根据所有技术上的可能的组合来加入。

在实施的特定模式中，根据外部磁场方向的时间变化的模型的函数，进一步确定在当地的控制平面中形成的所需的姿态控制转矩的当地的不可控分量对磁转矩的贡献。

这种提供是有益的，因为通过考虑相对于空间飞行器的外部磁场的方向的时间变化的模型，有可能增加并控制控制带宽，所以，比较用现有技术的控制方法，可能有关于三个轴的更多应对姿态控制的措施。例如，在角动量存储装置与外部的干扰转矩相关的减饱和的情况下，存储装置的角动量中的偏移将能够减小，并且，将有可能考虑比现有技术的存储装置所需的最大容量更小的存储装置。

在实施的特定模式中，空间飞行器在轨道平面行进，确定所形成的磁转矩包括在以所述空间飞行器为中心并由三个轴X，Y和Z定义的磁参考坐标系中，角动量的所需变化的表达式：轴X平行于当地的外部磁场的方向，轴Y正交于轴X，并位于与所述轨道平面正交的平面中，以及轴Z与轴X和轴Y正交。

在磁参考坐标系中确定控制规则，磁转矩根据该控制规则形成，控制规则将能够以特别简单的方式来表示，因此，这样的提供是有益的。

在实施的特定模式中，根据以下列形式表示的控制规则，在磁参考坐标系中，确定所形成的磁转矩：

$\mathrm{Tmag}=-\left[\begin{array}{ccc}0& 0& 0\\ 0& \mathrm{Ky}& 0\\ \mathrm{Kzx}& 0& \mathrm{Kz}\end{array}\right]\·\frac{\mathrm{Tcmd}}{\mathrm{Kn}}$

在该表达式中：

-Tmag对应于所形成的磁转矩，

-Tcmd对应于所需的姿态控制转矩，

-Kn是大小等于频率的非零标量参数，

-Kzx、Ky和Kz是大小等于频率的非零标量参数或非零传递函数。

在实施的特定模式中，空间飞行器在围绕地球的极地轨道中，标量参数Kzx以下列形式表示：

$\mathrm{Kzx}=2\·{\mathrm{\ω}}_0\·({\left(\frac{{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{CL}}}{2\·{\mathrm{\ω}}_0}\right)}^2-1)$

在该表达式中：

-ω₀对应于空间飞行器的轨道频率，

-ω_CL对应于所需的减饱和带宽。

在实施的特定模式中，姿态控制系统包括角动量存储装置，磁转矩器被实施以通过角动量的转移来减小所述存储装置的饱和度。

在实施的特定模式中，所需姿态控制转矩以下列形式表示：

Tcmd=Kn·ΔH

在该表达式中：

-Tcmd对应于所需的姿态控制转矩，

-Kn是大小等于频率的非零标量参数，

-ΔH对应于存储装置的角动量的所需的变化。

根据第二方面，本发明涉及一种计算机程序产品，该计算机程序产品包括一套程序代码指令，在该程序代码指令由处理器执行的情况下，该程序代码指令实施根据本发明的磁转矩器的控制方法。

根据第三方面，本发明涉及一种受到可变方向的外部磁场的空间飞行器的姿态控制系统，所述姿态控制系统包括：用于测量当地的外部磁场的装置、角动量存储装置和磁转矩器。并且，该姿态控制系统包括配置为按照根据本发明的控制方法来控制磁转矩器的设备。

在特定的实施方式中，该姿态控制系统还能够包括一个或多个以下特征，这些特征可以单独加入或根据所有技术上的可能的组合来加入。

在特定的实施方式中，测量装置适用于关于三个轴来测量当地的外部磁场。

在特定的实施方式中，磁转矩器适用于关于三个轴来形成磁力矩。

附图说明

通过阅读以下的说明书(以完全非限制性示例的方式给出)，并且同时参考以下附图，本发明将更容易理解。

图1：卫星的姿态控制系统的示例性实施方式的示意图；

图2：表示磁转矩器的控制方法的主要步骤的图表；

图3：对于在其极地轨道中的所述卫星的各种位置，在极地轨道中的卫星所受到的当地的地磁场的示意图；

图4a到图4c：表示本发明所获得的性能提升的仿真结果。

在这些附图中，从一个附图到另一个附图，指定完全相同或相似的元素的参考标记是完全相同的。出于清楚的原因，所表示的元素并不按比例，除非另有说明。

具体实施方式

图1表示空间飞行器(例如，卫星10)在有意受到各种方向的外部磁场的情况下的姿态控制系统的特定实施方式。

在接下来的说明书中，考虑有意置于围绕地球40的低轨道中的卫星10的情况，当时外部磁场与地磁场一致。

在图1所示的示例中，姿态控制系统包括：

-角动量存储装置20，

-用于测量当地的地磁场的装置22，

-磁转矩器24，

-控制单元26。

实际上，姿态控制系统还能够包括其他元素，该其他元素在本发明的范围之外，并没有在附图中示出。

在图1所示的示例中，存储装置20适用于存储关于三个轴的角动量。为了该目的，所述存储装置包括三个带有轴线的反动轮，该轴线带有线性独立的各自的单位向量。

测量装置22更适合于测量关于三个轴的当地的地磁场，并有可能确定当地的地磁场的指导和规范。测量装置22可以是本领域技术人员所公知的任意类型。

在图1所示的示例中，磁转矩器24适于形成关于三个轴的磁矩。出于此目的，姿态控制系统包括三个带有轴线的磁转矩器24，该轴线带有线性独立的各自的单位向量。

在当地的地磁场B的共同作用下，由磁转矩器24产生的总的磁矩M使得有可能形成磁转矩M∧B，在该表达式中，运算符“∧”相当于向量积。因此可以理解，在给定的时刻，磁转矩器24仅能够在平面中产生磁转矩，该平面称为“当地的控制平面”，与当地的地磁场B的方向正交。

磁转矩器24被实施以通过角动量的转移来对存储装置20减饱和。如之前所述，在给定的时刻，磁转矩器24仅仅关于两个轴来对存储装置20进行减饱和。然而，如果地磁场的方向相对于存储装置20随时间的推移变化，存储装置20关于第三个轴的减饱和随后将能够实现。

控制单元26控制卫星10的姿态，并且受此目的推动，控制单元26还特别地控制存储装置20、测量装置22和磁转矩器24。

特别地，控制单元26包括配置为根据下文详细描述的示例的控制方法50来控制磁转矩器24的设备。这意味着以计算机程序产品所存储的处理器和电子存储器的形式为例，当计算机程序产品由处理器执行的时候，以一组程序代码指令的形式实施磁转矩器24的控制的方法50的全部或部分步骤。在变型中，控制单元26包括适于实施磁转矩器24的所述控制方法50的全部或部分步骤的FPGA、PLD类型等，和/或专用集成电路(ASIC)的可编程逻辑电路。

图2表示磁转矩器24的控制方法50的主要步骤，以形成用于对存储装置20减饱和的磁转矩，该步骤为：

-52通过测量装置22测量当地的地磁场B；

-54根据存储装置20的角动量的所需变化的函数来确定在磁转矩器24在当地的控制平面中形成的磁转矩；

-56在当地的地磁场B的共同作用下，以这种方式控制磁转矩器24以形成所确定的磁转矩。

图2所示的控制方法50的所述主要步骤随时间的推移而重复，特别地以解释地磁场的变化，例如地磁场的变化由围绕地球40的轨道中的卫星10的位移所感应。因此，通过随时间的推移迭代所述步骤，存储装置20的关于三个轴的减饱和能够被执行。

根据本发明，根据角动量所需的变化的分量的函数来确定在当地的控制平面中形成的磁转矩，该角动量所需的变化的分量与当地的控制平面正交，该角动量所需的变化的分量控制平面被称为“当地的不可控分量”，当所述当地的不可控分量不为零时零的情况下，所述当地的不可控分量对磁转矩的贡献不为零。

因此，在当地的控制平面中形成的磁转矩依赖于所需的角动量的变化的当地的不可控分量，虽然在所考虑的时刻不可能在上面起作用。

为了说明能够通过考虑在所形成的磁转矩中的当地的不可控分量而获得的减饱和的性能的改善，现在描述实施控制方法50的优选模式。在该实施的优选模式中，还根据地磁场方向的变化的模型的函数来确定当地的不可控分量的贡献。

为了简化控制规则的表达式(根据角动量所需的变化的函数确定的磁转矩根据该控制规则形成)，参考坐标系被有利地考虑，该参考坐标系中，地磁场的方向不随时间变化，该参考坐标系被称作“磁参考坐标系”Rmag。

通常，磁参考坐标系Rmag被置于卫星10的中心，并且由三个轴X、Y、Z来定义，该三个轴中的一者平行于当地的地磁场B的方向。例如，轴X平行于所述当地的地磁场B的方向，轴Y与轴X正交，并且位于与卫星10的轨道平面正交的平面中，轴Z与轴X和轴Y正交。

在接下来的说明书中，进一步考虑卫星10在极地轨道30中的非限制性情况，并且，在该情况中，分别由x、y和z指定的磁参考坐标系Rmag的轴X、Y和Z的单位向量按照如下方式定义：

-x＝b，其中，表达式b表示规则化之后的当地的地磁场B；

-z＝x∧(-n_ORB)，其中，表达式-n_ORB表示轨道法线，也就是，与轨道平面向量正交，使得由所述轨道法线n_ORB导向的轨道平面中的卫星10的旋转方向为正值；

-y＝z∧x。

图3图示地表示围绕地球40的卫星10的极地轨道30，还示出了在不同时刻t1、t2、t3和t4所述极地轨道30的当地的地磁场B。时刻t1和t3对应于卫星10穿过地球40的赤道平面，而时刻t2和t4对应于飞跃地球40的极点(分别为北极和南极)上空。图3还示出了在所述时刻t1到t4的磁参考坐标系Rmag。

如图3所示，在由轨道法线n_ORB定义的正向方向上，在轨道平面中旋转的地磁场方向有两次与围绕地球40的卫星10一样快。

因此，如果ω₀表示卫星10的轨道频率，也就是，围绕地球40的卫星10的旋转速度，那么在惯性参考系中地磁场方向的旋转速度平均等于2ω₀。该旋转在围绕轨道法线n_ORB的积极意义上来执行，地磁场方向变化的示例性模式(下文中考虑)因此能够以向量Ω_M/I的形式表达，Ω_M/I等于：

Ω_M/I＝2ω₀·n_ORB

按照公知的方式，我们有一个惯性参考系，在该惯性参考系中，总的角动量的变化等于外部转矩之和。在本发明中，这些能够表示为以下形式：

$\stackrel{\·}{H}=\mathrm{Tmag}+\mathrm{Tdist}---\left(e1\right)$ 在该表达式中，

-对应于总的角动量H的时间导数，

-Tmag对应于所形成的磁转矩，

-Tdist对应于外部干扰转矩。

通过考虑惯性参考系中的磁参考坐标系Rmag的旋转速度，在磁参考坐标系Rmag中，表达式(e1)成为：

表达式(e2)还能够以下列形式来表达：

$\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{H}x\\ \stackrel{\·}{H}y\\ \stackrel{\·}{H}z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}2{\mathrm{\ω}}_0\·\mathrm{Hz}\\ 0\\ -2{\mathrm{\ω}}_0\·\mathrm{Hx}\end{array}\right]+\mathrm{Tmag}+\mathrm{Tdist}---\left(e3\right)$

其中，表达式Hx、Hy、Hz是磁参考坐标系Rmag中总的角动量H的分量。

所形成的磁转矩Tmag例如根据下列控制规则来计算：

Tmag＝-K·ΔH (e4)

在该表达式中：

-K是控制矩阵，

-ΔH是所需的角动量的变化，其在磁参考坐标系Rmag中的分量为ΔHx、ΔHy和ΔHz。

在实施的优选模式中，控制矩阵K采取以下形式：

$K=\left[\begin{array}{ccc}0& 0& 0\\ 0& \mathrm{Ky}& 0\\ \mathrm{Kzx}& 0& \mathrm{Kz}\end{array}\right]$

在该表达式中，Kzx、Ky和Kz为大小等于频率的非零标量参数。

控制矩阵K的第一行的系数全部为零，因为不可能关于磁参考坐标系Rmag的轴X形成磁转矩，该磁参考坐标系Rmag的轴X对应于当地的地磁场B的方向。参数Kzx确定角动量所需的变化ΔH的当地的不可控分量ΔHx对所形成的磁转矩Tmag的贡献。

在接下来的说明书中，考虑非限制性情况，该非限制性情况中，角动量所需的变化ΔH等于总的角动量H，因此，分量ΔHx、ΔHy和ΔHz分别等于分量Hx、Hy和Hz。

因此，表达式(e3)还能够以下列形式来表达：

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{H}x={2\mathrm{\ω}}_0\·\mathrm{Hz}+\mathrm{Tx}\\ \stackrel{\·}{H}y=-\mathrm{Ky}\·\mathrm{Hy}+\mathrm{Ty}\\ \stackrel{\·}{H}z=-({2\mathrm{\ω}}_0+\mathrm{Kzx})\·\mathrm{Hx}-\mathrm{Kz}\·\mathrm{Hz}+\mathrm{Tz}\end{array}\right.---\left(e5\right)$

在该表达式中，Tx、Ty、Tz是磁参考坐标系Rmag中外部干扰转矩Tdist的分量。

应该注意到，在所考虑的磁参考坐标系Rmag中，轴Y并不随时间变化，它与惯性参考系中磁参考坐标系Rmag的旋转速度有关，这是由总的角动量的变化的表达式来确定的，也就是Ω_M/I∧H。

另一方面，可以看出关于轴X和轴Z的变化被结合。通过将分量H z的表达式微分，并用该表达式代替分量Hz，我们获得：

$\stackrel{\·\·}{H}z+\mathrm{Kz}\·\stackrel{\·}{\mathrm{Hz}}+{2\mathrm{\ω}}_0\·({2\mathrm{\ω}}_0+\mathrm{Kzx})\·\mathrm{Hz}=0---\left(e6\right)$

通过比较的方式，当在磁参考坐标系Rmag中表示时，根据现有技术的控制规则相当于考虑控制矩阵Kpa的类型为：

$\mathrm{Kpa}=\left[\begin{array}{ccc}0& 0& 0\\ 0& \mathrm{Kaa}& 0\\ 0& 0& \mathrm{Kaa}\end{array}\right]$

该表达式中，Kaa是非零的标量参数。以这种方式，根据现有技术的控制规则，表达式(e6)成为：

$\stackrel{\·\·}{H}z+\mathrm{Kaa}\·\stackrel{\·}{H}z+{\left(2{\mathrm{\ω}}_0\right)}^2\·\mathrm{Hz}=0---\left(e7\right)$

因此，很明显参数Kaa的作用是为频率2ω₀的二阶线性振荡器提供衰减。因此，根据现有技术是不可能控制所述二阶线性振荡器的频率，所以，最大的减饱和带宽是2ω₀。

相反，由表达式(e6)可以看出有可能通过参数Kzx的作用来控制减饱和带宽。例如，为了获得减饱和带宽ω_CL和阻尼ζ，参数Kz和Kzx可以为：

Kz＝2·ζ·ω_CL (e8)

$\mathrm{Kzx}={2\mathrm{\ω}}_0\·({\left(\frac{{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{CL}}}{{2\mathrm{\ω}}_0}\right)}^2-1)---\left(e9\right)$

因此，根据本发明，有可能比现有技术增加减饱和的带宽，并通过考虑地磁场的方向的变化模型(地磁场的方向的旋转速度2ω₀)来控制所述减饱和带宽。

图4a到图4c表示说明根据本发明获得的性能改善的仿真结果。

更具体地，在这些附图中，将根据本发明的减饱和方法(上文中的控制矩阵K)获得的存储装置20的总的角动量Hinv与根据现有技术的减饱和方法(上文中的控制矩阵Kpa)获得的总的角动量Hpa进行比较。

图4a表示总的角动量Hinv和总的角动量Hpa随时间(表示为轨道的数目)的变化。能够看出，根据本发明获得的总的角动量Hinv极大地小于根据现有技术获得的总的角动量Hpa。

图4b表示根据卫星10的轨道高度，以下二者之间的比例的变化：

-根据本发明获得的总的角动量Hinv的最大值(最坏情况)，

-根据现有技术获得的总的角动量Hpa的最大值(最坏情况)。

能够看出，在跨越500km和800km之间的高度范围中，本发明使得有可能获得大于存储装置20的总的角动量的70％的下降。

图4c表示根据卫星10的轨道倾角，以下二者之间的比例的变化：

-根据本发明获得的总的角动量Hinv的最大值(最坏情况)，

-根据现有技术获得的总的角动量Hpa的最大值(最坏情况)。

能够看出，在跨越10度和90度之间的倾角范围中，本发明使得有可能获得大于存储装置20的总的角动量的70％的下降。

更一般地，应该注意到，上文提到的实现模型和实施方式已经通过非限制性示例的方式描述，并且因此可以设想其他的变形。

特别地，本发明已经描述了通过考虑所实施的磁转矩器24对卫星10的姿态控制系统的存储装置20的角动量进行减饱和。本发明更普遍地适合于所述磁转矩器的实施以控制所述卫星10的姿态的情况，也就是，对角动量存储装置20进行减饱和和/或(通过形成适用于维持围绕姿态定位点的卫星10的姿态的磁转矩)直接控制所述卫星10的姿态。更普遍地，因此根据关于三个轴的所需姿态控制转矩的函数来确定所形成的磁转矩，并由Tcmd指定，目的在于对存储装置20进行减饱和和/或直接控制所述卫星10的姿态。特别地，根据所述所需的姿态控制转矩的不可控分量的函数来确定所形成的磁转矩。在用以下表达式替换角动量的所需变化ΔH的情况下，上文中的表达式仍然有效：

$\mathrm{\ΔH}=\frac{\mathrm{Tcmd}}{\mathrm{Kn}}$

在该表达式中；

-Tcmd对应于所需的姿态控制转矩，

-Kn是大小等于频率的非零标量参数。

本发明还描述了包括反动轮的存储装置20。关于其他的示例，并没有排除适用于存储角动量和适用于通过磁转矩器被减饱和的其他类型的惯性驱动器。特别地，存储装置20能够包括陀螺仪。

本发明还描述了用于控制矩阵K的标量参数Kzx、Ky和Kz。关于其他的示例，并没有排除这些标量参数例如用目的在于滤除测量噪音和/或目的在于考虑地磁场方向变化的更准确模型的传递函数来代替的更复杂的控制矩阵。

Claims (10)

1.一种控制受方向可变的外部磁场影响的空间飞行器(10)的姿态控制系统的磁转矩器(24)的方法(50)，所述磁转矩器被实施以控制所述空间飞行器的姿态，并且所述磁转矩器适于在当地的外部磁场的共同作用下，在与所述当地的外部磁场的方向正交的平面中形成磁转矩，所述与所述当地的外部磁场的方向正交的平面称为“当地的控制平面”，所述方法包括以下步骤：

-(52)测量所述当地的外部磁场；

-(54)作为所需的三轴姿态控制转矩的函数来确定在所述当地的控制平面中形成的磁转矩；

-(56)以这样的方式控制所述磁转矩器(24)，使得在与所述当地的外部磁场的共同作用下形成所确定的磁转矩，

其特征在于，作为所述所需的三轴姿态控制转矩的分量的函数来确定在所述当地的控制平面中形成的磁转矩，所述所需的三轴姿态控制转矩的分量与所述当地的控制平面正交，所述所需的三轴姿态控制转矩的分量称为“当地的不可控分量”，在所述当地的不可控分量不为零的情况下，所述当地的不可控分量对所形成的磁转矩的贡献不为零。

2.根据权利要求1所述的方法(50)，其特征在于，还作为所述方向可变的外部磁场的方向的时间变化模型的函数，确定所述当地的不可控分量对在所述当地的控制平面中形成的磁转矩的贡献。

3.根据权利要求1所述的方法(50)，其特征在于，所述空间飞行器(10)在轨道平面行进，所形成的磁转矩的确定包括在所述空间飞行器中心上并由三个轴X、Y和Z定义的磁参考坐标系中，用角动量的所需的变化的表达式确定磁转矩：轴X平行于所述当地的外部磁场的方向，轴Y正交于轴X，并位于与所述轨道平面正交的平面中，并且轴Z与轴X和轴Y正交。

4.根据权利要求3所述的方法(50)，其特征在于，所述空间飞行器(10)在低轨道行进，根据下列表达式所表示的控制规则，在所述磁参考坐标系中确定所形成的磁转矩：

$Tmag=-\left[\begin{array}{ccc}0& 0& 0\\ 0& Ky& 0\\ Kzx& 0& Kz\end{array}\right]\·\frac{Tcmd}{Kn}$

在该表达式中：

-Tmag对应于所形成的磁转矩，

-Tcmd对应于所需的三轴姿态控制转矩，

-Kn是大小等于频率的非零标量参数，

-Kzx、Ky和Kz是大小等于频率的非零标量参数或非零传递函数。

5.根据权利要求4所述的方法(50)，其特征在于，所述空间飞行器(10)在围绕地球(40)的极地轨道(30)中，所述标量参数Kzx以下列表达式表示：

$Kzx=2\·{\mathrm{\ω}}_0\·({\left(\frac{{\mathrm{\ω}}_{CL}}{2\·{\mathrm{\ω}}_0}\right)}^2-1)$

在该表达式中：

-ω₀对应于所述空间飞行器的轨道频率，

-ω_CL对应于所需的减饱和带宽。

6.根据权利要求1所述的方法(50)，其特征在于，所述姿态控制系统包括角动量存储装置(20)，所述磁转矩器(24)被实施以通过角动量的转移来减小所述角动量存储装置的饱和度。

7.根据权利要求6所述的方法(50)，其特征在于，所述所需的三轴姿态控制转矩以下列表达式表示：

Tcmd＝Kn·ΔH

在该表达式中：

-Tcmd对应于所述所需的三轴姿态控制转矩，

-Kn是大小等于频率的非零标量参数，

-ΔH对应于所述角动量存储装置(20)的角动量的所需的变化。

8.一种预期受到方向可变的外部磁场影响的空间飞行器(10)的姿态控制系统，所述姿态控制系统包括：用于测量当地的外部磁场的装置(22)；在所述当地的外部磁场的共同作用下，适用于在与所述当地的外部磁场的方向正交的平面中形成磁转矩的磁转矩器(24)，该与所述当地的外部磁场的方向正交的平面称为“当地的控制平面”；以及适于作为所需的三轴姿态控制转矩的函数来确定在所述当地的控制平面中形成的磁转矩，并控制所述磁转矩器以形成所确定的磁转矩的控制单元(26)，

其特征在于，所述控制单元(26)被配置为作为所需的三轴姿态控制转矩的分量的函数确定在所述当地的控制平面中形成的磁转矩，所述所需的三轴姿态控制转矩的分量与所述当地的控制平面正交，所述所需的三轴姿态控制转矩的分量称为“当地的不可控分量”，在所述当地的不可控分量不为零的情况下，所形成的当地的不可控分量对所述磁转矩的贡献不为零。

9.根据权利要求8所述的姿态控制系统，其特征在于，所述测量装置(22)适于关于三个轴来测量所述当地的外部磁场。

10.根据权利要求8所述的姿态控制系统，其特征在于，所述磁转矩器(24)适用于关于三个轴来形成磁力矩。