CN1071887A - 三轴稳定、对地定向的卫星和其搜索太阳和地球的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及三轴稳定对地定向的卫星，其中太阳 敏感装置的视野在坐标系的一个平面内包括周角，且 作为测量值发送器的姿态控制系统仅具有太阳敏感 装置和地球敏感器。该卫星进行太阳和地球搜索的 方法为：有目的地寻找太阳，将太阳光调节到第一参 考方向，卫星旋转速度调节到选定的不变值，将太阳 光调节到第二参考方向，将地球敏感器的光轴对准地 球。

Description

本发明涉及一种三轴稳定对地定向的卫星，该卫星具有一个姿态控制系统，该姿态控制系统包括：一个调节器;产生围绕卫星本体坐标系三根轴中的每根轴的调节力矩的若干执行元件;一个两轴测量的地球敏感器和一个两轴测量的太阳敏感装置，以及这种卫星搜索太阳和地球的方法。

一种这样的卫星已由H.Bittner等人的文章公开（见文章题目：The  Attitude  Determination  and  Control  Subsystem  of  the  Intelsat  V  Spacecraft，发表在Proceedings  of  AOCS  conference上，Noordijk  3-6.1977.10，ESA  SP-128，1977.11）。此卫星可借助于它的姿态控制系统进行各种机动飞行（在过渡轨道和静止轨道上需要这些机动飞行），例如，搜索太阳，即将卫星本体坐标系（X，Y，Z）的Z轴对准太阳;搜索地球，即将Z轴对准地心;远地点机动飞行，即在过渡轨道的远地点在进入远地点之前将Z轴对准静止轨道方向;为了一直保持规定方向而进行的所有简单的姿态控制机动飞行，亦即在丢失姿态参照物（如太阳和/或地球）时进行的再搜索机动飞行。

这种已知卫星的姿态控制系统包括一个应用当时所要求的调节定律的调节器;若干执行元件（即姿态控制喷管），执行元件按调节器给出的调节信号的比例绕卫星的三根主轴（X，Y，Z）中的每根轴都产生调节力矩;若干太阳敏感器;一个地球敏感器;和一个备用的、可三轴测量的陀螺装置，此陀螺装置用于直接测量卫星旋转速度矢量（最好是绕卫星主轴的）的分量。太阳敏感器有第一视野，它在负Z轴附近总共包括半个XZ平面和垂直于该平面的一定宽度，太阳敏感器还有第二视野，它在X轴附近总共包括三分之一的XY平面和垂直于该平面的一定宽度。地球敏感器象通常那样将其光轴定向于Z轴方向，在静止轨道上，Z轴永远对准地心（对地定向）。

直接测量跟踪卫星旋转速度矢量（ ω＝（ω_X，ω_Y，ω_Z）^T）在卫星本体坐标系上的分量的、可作三轴测量的陀螺装置是姿态控制系统的遥测发送器的主要元件。为了能进行所希望的姿态控制机动飞行，必须进行相应的调节，因此，在这种已知的卫星中需要遥测发送器的测量数据。但是，使用这种陀螺也有很严重的缺点，即与电机部件有关，特别是宇宙极端恶劣的条件下对电机部件的要求非常高，并且它们易受干扰和易磨损。由此而需要的备用设置意味着价格提高。

本发明的任务在于，提供一种上述的卫星，卫星的姿态控制系统具有尽可能低的价格，功能可靠。

这个任务由权利要求1的特征部分的特征完成，即，太阳敏感装置的视野在坐标系的一个平面（例如XZ平面）内包括周角（具有α₁的视野平面，0≤α₁≤2π），并且作为测量值发送器的姿态控制系统仅具有太阳敏感装置和地球敏感器。

因此，从现在起使用这样一种太阳敏感装置，它的视野在卫星本体坐标系的一个平面（所谓的“视野平面”，例如XZ平面）内，包括周角α₁（0≤α₁≤2π），α₁是在此平面从任意一个选定的参考方向（比如X轴）旋转的角度。在视野平面内同样要求环视。与视野平面垂直（例如在Y轴方向）当然必须给出一个最小视野宽度，因此两轴测量成为可能。

作为主要特征，用于姿态控制系统的遥测发送器仅有太阳敏感装置和地球敏感器，而不再需要陀螺。因此，在调节时应用特别的调节定律，此定律对卫星旋转速度矢量ω的分量不需要直接的测量数据，而仅需要从测量信号中制备调节信号，测量信号可借助于现有的遥测发送器（太阳敏感器和地球敏感器）获得。依据将要使用的调节定律和其中所需的测量值相应地进行所有的姿态控制机动飞行。

在从属权利要求中阐述了进行太阳搜索和地球搜索的方法，这些方法满足上面所提出的要求，并且可以使用在本发明所述的卫星中，本发明所述的卫星不使用陀螺。

搜索太阳是一种机动飞行，这种机动飞行将卫星的一主轴（例如X轴）对准太阳。在Y轴方向可拉出的、并可绕Y轴旋转的太阳电池至少能部分展开，并能转向太阳，以便保持某种最小规模的能量供应（例如在过渡轨道）。搜索地球的机动飞行的目的是，将卫星三主轴中的另一主轴（例如Z轴）对准地心，因为，用于与地面站（一个或多个）通讯的卫星天线定向于这个方向。这种机动飞行通常在过渡轨道上进行，但在最终的静止轨道上进行完远地点机动飞行后也进行这种机动飞行。

本发明的太阳搜索和地球搜索按照下述方式进行，即，从卫星的任意一种可能的摆动状态开始搜索。

如果太阳不在太阳敏感器的视野内，首先寻找太阳。经常是太阳独自进入视野，该视野垂直于视野平面（例如XZ平面）可有±α₂的一个宽度（σ₂＜90°，例如α₂＝60°）。卫星绕视野内的一根轴旋转，由于环视，旋转半圈太阳终会进入太阳敏感器的视野。角度α₂越大，太阳进入视野越早。另一方面，由于能之散逸上述摆动可能结束，能之散逸即围绕唯一的稳定轴（即最大惯性矩轴）转动的动力燃料减少和结构阻尼。这根轴通常位于卫星的XZ平面（最好作为视野平面）内。如果在预先选定的时间内，太阳没有进入太阳敏感装置的视野内，那么，可以激发一个章动力矩脉冲，此章动力矩围绕一根在视野平面（例如XZ平面）内的轴，如果必要的话，可重复施加，每项的力矩比前一次的大。这种章动可靠地将太阳最终带入太阳敏感器的视野内。

然后，太阳光（由太阳矢量S＝（S_X，S_Y，S_Z）^T给出）调节到第一参考方向（太阳参考矢量

），最后调节到一根在视野平面内的主轴（例如X轴）方向。为了保证在后面紧跟着的地球寻找（地球搜索）中不会因为地球敏感器的光轴绕一根与光轴垂直的转轴过快旋转而过快地掠过地球，为了能在恰当的时间制动，也为了避免地球寻找所要求的转动时间过长，下一步卫星围绕太阳光旋转速度ω_P将调整到一个预先选定的不变值，同时，如果可能，卫星旋转速度的横向分量ω_q继续被抑制或完全被抑制。最后太阳光被调节到第二参考方向（太阳参考矢量 ）;此方向根据已知的当时的卫星轨道位置和地球敏感器的光轴方向选择，以使卫星绕这个第二参考方向旋转时，地球敏感器的光轴掠过地球。因为，需要围绕太阳光旋转的卫星旋转速度已先调节到一个中间值，然后保持不变，因此，地球敏感器的光轴可在第一次捕获地球时就对准地心。

通过激发章动搜索太阳时，下面的情形可能发生：视野平面可能是XZ平面，与视野平面垂直的太阳敏感装置的视野可能包括一个±α₂的角度区域（｜α₂｜＜90°，例如α₂＝60°），卫星可能围绕与XZ平面垂直的Y轴以角速度ω旋转。并且具有与角速度矢量ω同向的旋转脉冲矢量L。这是章动开始之前最坏的位形。章动可以这样激发，即围绕X轴产生一个力矩脉冲，其脉冲持续时间

△t =tan(π-α₂)· (L)/(t_c) ，L＝I_Yω

t_C为力矩值，I_Y为卫星绕Y轴的惯性矩。在间隔一个时间后，如果还没有找到太阳的话，可施加一个新的力矩脉冲，可能的话具有较长的脉冲持续时间，

△t₁= (2πI_T)/(L) cos(π-α₂)，I_T＝max（I_X，I_Z）

在调节太阳光（即太阳矢量S给出的方向）到第一参考方向（太阳参考矢量

）时，使用下面的调节定律：

μ= -K_DL_Dω_Q+ K_PL_P(

· S)

其中，μ是调节信号矢量，此调节信号已被分到三轴方向并将被输送到执行元件去;K_D及K_P是放大对角矩阵;L_D和L_P是矢量限制器，它们限制后续矢量的长度而不改变其方向（为保证调节的稳定要求如此）;

是斜对称的、由太阳矢量

的分量导出的矢积矩阵，此矩阵介绍了矢积

× S，S是太阳矢量S对时间的导数。已知道太阳矢量S是一个单位矢量，所以，在用太阳敏感器进行两轴测量时，第三个分量由两个测得的分量自动产生。对时间的导数 S从测得的太阳矢量S通过数值微分或通过高能滤波器（最好两级）获得，比如按照一个传递函数，其形式为：

= ((T₁+ T₂) S²+ S)/((1 + T₁S)(1 + T₂S)) · S（S是拉普拉斯算子）

上述的调节定律可以将太阳矢量S调节到太阳参照矢量

，在这里太阳光在参考方向的运行速度受到限制。ω_q不等于零时，上述调节定律的作用减弱。它不是调节围绕太阳光的旋转速度，而是保持这个速度不变（至少近似不变）。

将围绕太阳光的卫星旋速度调节到一个预先选定的恒定值，即按下面的定律：

μ= -K_DL_Dω_q+ K_PL_P(

· S) + K_Ssign(C) S(｜C_R｜-｜C｜)

不再解释上面已提到过的量，K_S是一个纯数值的放大因子;C是卫星绕太阳光的旋转速度的大小，C_R是预先选定的参考值。如前面所述，在此定律中头两项始终调节太阳光，而第三项则负责将卫星绕太阳光的旋转速度调节到参考值C_R。因此必须估计sign（c）和C的符号。只有预先给出C的有效估计值，才能补入第三项。

旋转速度C的估计可按如下方式进行：

基本前提是，卫星绕太阳光的旋转必须与垂直于太阳光的轴相联系，因为只有垂直于太阳光，速度才能测量及估计。当围绕卫星三根轴的惯性矩不全部相等时，这被自动保证。然后从基本等式

（其中I为惯性张量，

为斜对称矢量矩阵，τ为有效力矩矢量）中得出联立方程：

$I_X{\mathrm{\ω}}_X+(I_Z-I_Y){\mathrm{\ω}}_Y{\mathrm{\ω}}_I={\mathrm{\τ}}_X$ $I_Y{\mathrm{\ω}}_Y+I_X-I_I){\mathrm{\ω}}_X{\mathrm{\ω}}_I={\mathrm{\τ}}_Y$

$I_Z{\mathrm{\ω}}_Z+(I_Y-I_X){\mathrm{\ω}}_X{\mathrm{\ω}}_Y={\mathrm{\τ}}_Z$

如果所有惯性矩都彼此相等，上面提到的情况被迫发生，在这里，借助于卫星上的一个飞轮，按照，

人工产生一个横向于太阳光的旋转脉冲力矩。

在最先提到的那种情况下，如果存在不变的比例，即 S≈

且

，则产生特别简单的估算法：

其中τ是遵守 S≈

及 条件的、通过调节将要得到的调节力矩矢量。它借助于各个执行元件（特别是姿态控制喷管）的调节制度a_i按照

τ＝T_Ca

算出，其中，T_C是当时使用的执行元件（即喷管组）的旋转力矩矩阵。

符号（正或负，相对于S的方向）在相互跟随的时间间隔（k，k+1，……）逐步确定。

sign（c）_k+1＝sign（｜C｜_k+1-｜C｜_k）·sign（τ_S）_k

说明如下：如果围绕太阳光施加的旋转力矩τ_S在已过去的时间间隔（k）内是正的，即与S同向，因此，sign（τ_S）_k＝+1，并且围绕此轴的旋转速度的数值增大，所以在目前的时间间隔（k+1）内旋转速度是正的，即sign（C）_k+1＝+1，以下类推。作为初始值（k＝0）可以是：sign（C_k）＝+1或-1以及｜C｜_k＝0。

围绕太阳光施加的旋转力矩的符号为：

sign（τ_s）＝sign（C_k）·sign（｜C_R｜-｜C｜_R）

为了去除｜C｜的估算不精确性，当Δ（C）超过某个界限ΔO时，才计算sign（C）。

△(C)≌｜C｜_K+1- ｜C｜_K

此外，不变的比例可通过检查关系式：

＜ε（i＝X，Y，Z）

简单地得以考查，其中，ε是预先给定的小的极限。

在上述的第二种情况下，假设围绕卫星三根轴的惯性矩相等并且使用已知的、人工产生的旋转脉冲h，则围绕太阳光线的旋转速度可按简单的关系式，

确定。

卫星旋转速度也可按下述方式算出：

产生围绕X轴的力矩的执行元件的操作被禁止（例如U_X＝0）。横轴运动（Y，Z轴）通过可测量的太阳矢量分量（S_Z，S_Y）和它们对时间的导数（

）按下述规则被调节：

U_Y＝-K_DZ

-K_PZ（S_Z-S_RZ）

-U_Z＝-K_DY

-K_PY（S_Y-S_RY）

太阳射入卫星轴的方向（此方向开始时与卫星的X轴叠合，S_R＝（1，0，0））被推移（最好以预先给定的不变速度推移），更确切地说，要么，在Y轴方向从初始值“0”按规则

0≤S_RY（t）＝ΔS_RY·t≤S_RYE

变到一个预先给定的终值（S_RYE），在这种情况下，卫星围绕X轴旋转的速度值C按关系式

$C=\sqrt{\frac{K_{\mathrm{PY}}}{A}\·\frac{(S_{\mathrm{RY}}-S_{\mathrm{YOO}})}{S_{\mathrm{YOO}}}}$

确定。要么，在卫星的Z轴方向从初始值“0”按规则

0≤S_RZ（t）＝ΔS_RZ·t≤S_RZE

一直变到一个预先给定的终值（S_RZE），在这种情况下，卫星的旋转速度值C按关系式

$C=\sqrt{\frac{K_{\mathrm{PZ}}}{B}\·\frac{(S_{\mathrm{RZ}}-S_{\mathrm{ZOO}})}{S_{\mathrm{ZOO}}}}$

确定。除已经使用过的字符以外，其它的量确定如下：

B = (I_X- I_Z)/(I_Y)

A = (I_X- I_Y)/(I_Z)

以及：S_Y∞，S_Z∞为太阳单位矢量在稳定状态（稳态）下的（X，Y）分量，

I_X，I_Y，I_Z为卫星围绕相应轴的惯性矩。

旋转方向（C的符号）可由预先给定的量（S_RY，S_RZ）以及测得的量S_RY∞，S_RZ∞的符号（sign）按关系式：

sign（C）＝sign[（1-B）·S_RY]·sign（S_Z∞）

sign（C）＝sign[（1-A）·S_RZ]·sign（S_Y∞）

确定。上述两式分别针对第一种情况和第二种情况。

在实际应用中，旋转速度C的符号也可简单地通过“试验”确定，先发出一个围绕X轴的力矩增量指令，接着旋转速度的绝对值｜C｜与旋转脉冲变化前的数值相比较。如果在力矩增量为正时速度的绝对数值变大，那么，其符号为正，反之，则为负。

在搜索太阳时，在将太阳光对准第一参考方向（太阳参考矢量 $S_{R_1}={(S_{R,X},S_{R,Y},S_{R,Z})}^T)$ 的调节中，对测得的太阳矢量S＝（S_X，S_Y，S_Z）^T(｜

｜ = 1 ,｜S｜ = 1)来说，应首先合适地给出

：

$S_{R_1}={(S_X,O,S_I)}^T$

只要｜S_Y｜≥C_SY

一旦｜S_Y｜＜C_SY则

= (1,0,0)^T

其中，C_SY是一个预先选定的不变量。

因此，太阳矢量首先尽可能快地被导引至XZ平面（保持 $S_{R,Y}=0$ ，而 $S_{R,X}=S_X,S_{R,Z}=S_2$ 不变），以避免太阳从视野中再次消失。然后，太阳矢量在XZ平面内转至X轴方向（ $S_{R,Y}=S_{R,Z}=0$ ）。

在调节围绕太阳光旋转的速度以后，太阳矢量根据卫星所在轨道及地球、卫星和太阳的位置，最终转到 的方向，也就是说，在保持所希望的旋转的情况下转到

方向，这种旋转最终引导掠过地球的地球敏感器的光轴。这种情况在使用上述的调节定律调节ω_p时发生，在这里，太阳参考矢量

由一个新的、第二太阳参考矢量 替代， 满足上述条件。

从上述实施例可明显看出：一个三轴稳定卫星在搜索太阳和地球时没有陀螺也行，更确切地说，以所述的方式进行调节的机动飞行，太阳敏感器和地球敏感器给出的信息已足够了。

这同样适用于远地点机动飞行，在远地点机动飞行中，卫星在其椭圆过渡轨道的远地点被推入最终的、近似环形的静止轨道，更确切地说，是通过远地点发动机作用于新轨道方向的推力被推入的。如果这个推力作用于X轴方向，那么，两轴太阳敏感装置的视野平面就是XZ平面并且两轴地球敏感器的光轴定向于Z轴方向，所以，X轴需指向轨道方向的远地点机动飞行没有陀螺也行，因为在此位置给出了三轴参考。

相反，如果远地点发动机的推力作用在Z轴方向，而敏感器位置保持不变，那么，首先失去三轴参考，因为二轴测量的在Z轴方向观看的地球敏感器不再有地球在其视线中。在这种情况下，如果存在一个附加的、定向于Y轴方向的地球敏感器（仅需单轴测量），则同样也可以放弃使用陀螺。

在静止轨道上定向于规定方向时，卫星更不需陀螺了，因为它的地球敏感器永远对准地球，并且太阳敏感器在其视野的张角足够大时始终使太阳位于其视线中。在失去规定方向时，借助于上述的搜索太阳和地球的方法，可以在没有陀螺的情况下重新定向。

Claims (9)

1、三轴稳定，对地定向的卫星具有一个姿态控制系统，该姿态控制系统包括：一个调节器；产生围绕卫星本体坐标系三根轴(主轴X，Y，Z)中的每根轴的调节力矩的若干执行元件；一个两轴测量的地球敏感器和一个两轴测量的太阳敏感装置，其特征在于，太阳敏感装置的视野在坐标系的一个平面(例如XZ平面)内包括周角(具有α₁的视野平面，0≤α₁≤2π)，并且作为测量值发送器的姿态控制系统仅具有太阳敏感装置和地球敏感器。

2、按照权利要求1所述的卫星进行太阳和地球搜索的方法，其特征在于下列步骤：

a）有目的地寻找太阳，将太阳带入太阳敏感装置的视野，太阳在卫星本体坐标系中的位置由太阳矢量S＝（S_X，S_Y，S_Z）^T给出，

b）将由太阳矢量S的方向给出的太阳光调节到第一参考方向（太阳参考矢量

），最好调节到位于视野平面内的一主轴（例如X轴或Z轴）方向，

c）在尽可能完全抑制横向分量ω_q的情况下，将围绕太阳光旋转的卫星旋转速度ω_p调节到一个选定的不变值，

d）将太阳光调节到第二参考方向，此方向根据已知的当时卫星轨道位置和地球敏感器的光轴方向选择，以使卫星绕这个第二参考方向（太阳参考矢量 ）旋转时，地球敏感器的光轴掠过地球，

e）将地球敏感器的光轴对准地球。

3、按照权利要求2的方法，其特征在于，在寻找太阳时，如果在预先选定的时间内太阳没有进入太阳敏感装置的视野，则激发一个围绕一根在视野平面内的轴的章动力矩脉冲，如果必要的话，再次激发章动力矩脉冲，每次的力矩比前一次的大。

4、按照权利要求2或3的方法，其特征在于，在调节太阳光到第一参考方向

时，在调节器中使用下面的调节定律：

μ＝－K_DL_Dω_q＋ K_PL_P（

·S），ω_q＝ －

其中，μ是要输给执行元件的矢量调节值;K_D和K_P分别是姿态及速度放大因子的对角矩阵;L_D和L_P是矢量限制器;ω_q是卫星旋转速度ω关于太阳光的横向分量;

和

是斜对称矢积矩阵; S是太阳矢量S对时间的导数的估计值。

5、按照权利要求2至4中的一个权利要求所述的方法，其特征在于，在调节围绕太阳光旋转的卫星旋转速度ω_p到一个不变值时，在调节器中使用下述调节定律：

μ＝－K_DL_Dω_q＋ K_PL_P（ ·S）＋ K_Ssign(C) S(｜C_R｜- ｜C｜)

其中，K_S是一个标量放大因子，C＝｜ω_p｜是围绕太阳光的旋转速度值，C_R是合适的参考值。

6、按照权利要求5的方法，其特征在于，当存在近似不变的比例（ S≈

, S≈0）时，旋转速度C的值按下面的规则确定：

其中，I是关于卫星本体坐标系（X，Y，Z）的惯性张量，τ是调节太阳光所需的刚好的调节力矩。

7、按照权利要求6的方法，其特征在于，调节力矩τ按规则τ＝T_ca确定，其中T_C是当时使用的执行元件组的旋转力矩矩阵，a是代表执行元件调制度的矢量。

8、按照权利要求6或7的方法，其特征在于，旋转速度C的符号由一个时间间隔结束后由所作用的调节力矩τ引起的旋转速度量的改变的符号确定，同时考虑到该时间间隔内的调节力矩的方向（符号）。

9、按照权利要求5的方法，其特征在于，当存在一个譬如由旋转轮产生的垂直于太阳光线（S）的旋转脉冲分量h时，旋转速度C的量按规则

确定。