CN107438806A - 用于对航天器的姿态进行控制的方法和装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种对以非零的总角动量HTOT自旋的航天器(10)的姿态进行控制的方法(50)，所述航天器(10)包括适于形成内部角动量HACT的一组惯性飞轮(20)。姿态控制方法(50)包括使所述总角动量HTOT的轴线与航天器(10)的惯量主轴对准的步骤(52)，在该过程中，惯性飞轮(20)被控制成形成下述内部角动量HACT，所述内部角动量HACT使得表达式：‑在所述目标惯量主轴是航天器(10)的最大惯量轴的情况下是负的，‑在所述目标惯量主轴是航天器(10)的最小惯量轴的情况下是正的，在所述表达式中，J是航天器(10)的惯量矩阵。
Description
技术领域
本发明涉及航天器、比如卫星的姿态控制领域，并且更具体地涉及用于以非零的初始总角动量自旋的航天器的姿态控制方法和系统。
“姿态控制”在此应当被理解成更具体地指的是：改变航天器相对于被称为“动力学轴线”的所述初始总角动量的轴线的取向，换言之，在被称为“飞行器参考系”的与航天器的几何结构相关联的参考系中，使所述动力学轴线与飞行器参考系中的预定轴线对准。
背景技术
为了改变航天器相对于动力学轴线的取向，已知的做法是：
-通过借助于惯性飞轮(反作用轮、陀螺致动器)吸收所述总角动量来使航天器在惯性参考系中的旋转停止，
-借助于所述惯性飞轮将航天器相对于所述总角动量的轴线置于选定取向，
-将储存在惯性飞轮中的总角动量传递至处于选定取向的航天器。
然而，这种方法预先假定的是，初始总角动量处于惯性飞轮的吸收容量内，但这不能总是得到保证。
特别地，在与所述卫星的运载工具分离的时刻传递至卫星的初始总角动量通常过大而不能被所述卫星的惯性飞轮吸收。
作为示例，卫星在发射后的初始总角动量可以大约是500N·m·s至1000N·m·s，而内嵌在卫星中的惯性飞轮的容量通常大约是50N·m·s至100N·m·s。此外，即使惯性飞轮被定尺寸成具有1000N·m·s的容量，特别不利的分离条件仍然可能将超出惯性飞轮的吸收容量的大于1000N·m·s的初始角动量传递至卫星。
这就是近来通常在发射之后在改变卫星相对于动力学轴线的取向之前借助于化学推进器来减小所述总角动量、从而使所述总角动量能够处于惯性飞轮的吸收容量内的原因。
当前设想的是，未来的卫星将不再配备化学推进器，而仅配备电动(等离子)推进器。目前，如果不能保证所述卫星的电气自主性，电动推进器就不能代替化学推进器来减小卫星在分离之后的总角动量。然而，只有通过将所述卫星置于合适的取向上才能够保证卫星的电气自主性。
欧洲专利申请EP2690020A2描述了一种用于减小卫星的总角动量的方法，该方法包括在减小总角动量之前使总角动量的轴线与卫星的最大惯量轴或最小惯量轴对准的步骤。在欧洲专利申请EP2690020A2中，使总角动量的轴线与所述卫星的最大惯量轴或最小惯量轴对准的步骤在于将由卫星的惯性飞轮形成的角动量相对于卫星的旋转速度锁定。然而，惯性飞轮的这种控制并不总是能够确保总角动量的轴线与所述卫星的最大惯量轴或最小惯量轴的会聚，特别是在低容量惯性飞轮的情况下尤其如此。
发明内容
本发明的目的是通过提出下述解决方案来消除现有技术解决方案的全部或一些限制、特别是上述限制，所述解决方案可以仅借助于惯性飞轮来改变航天器相对于动力学轴线的取向，包括在所述初始总角动量大于惯性飞轮的吸收容量的情况下改变航天器相对于动力学轴线的取向。
为此，并且根据第一方面，本发明涉及一种用于以非零的总角动量HTOT自旋的航天器的姿态控制方法，所述航天器包括一组惯性飞轮，所述一组惯性飞轮适于形成关于飞行器参考系中的任一轴线的内部角动量HACT。该姿态控制方法包括使所述总角动量HTOT的轴线与航天器的惯量主轴对准的步骤，在与惯性主轴对准的步骤期间，惯性飞轮被控制成形成下述内部角动量HACT，所述内部角动量HACT使得以下表达式：
-在所述目标惯量主轴是航天器的最大惯量轴的情况下，在与惯量主轴对准的步骤的整个持续期间内是负的，
-在所述目标惯量主轴是航天器的最小惯量轴的情况下，在与惯量主轴对准的步骤的整个持续期间内是正的，
在该表达式中，J是航天器在飞行器参考系中的的惯量矩阵，运算符×是两个矢量之间的标量积，并且运算符是两个矢量之间的矢量积。
事实上，发明人已经发现的是，这种设置总是能够使总角动量的轴线与目标惯量主轴(最大惯量轴或最小惯量轴)对准。在目标惯量主轴是最大惯量轴的情况下，与不执行控制的情况(经受非零的总角动量的航天器由于内部能量损耗且在不存在控制而具有朝向所述总角动量的轴线与最大惯量轴对准的取向缓慢会聚的趋势)相比，这种设置还能够使会聚显著加速。
此外，表达式的符号完全由内部角动量HACT的线和方向确定，并且与所述内部角动量HACT的模无关。因此，可以实施作为本发明的主题的姿态控制方法，包括在初始总角动量HTOT大于航天器的惯性飞轮的吸收容量的情况下实施所述姿态控制方法。换言之，总是可以确保内部角动量HACT符合惯性飞轮的最大角动量存储容量和惯性飞轮的最大扭矩形成容量。
在特定实施方案中，姿态控制方法还可以包括以下特征中的一个或更多个特征，这些特征可以单独地采用或者根据所有技术上可能的组合来采用。
在特定实施方案中，惯性飞轮被控制成形成下述内部角动量HACT：对于该内部角动量HACT而言，所述内部角动量HACT与矢量之间的角度θ在与惯量主轴对准的步骤的整个持续期间内满足下述表达式：
|cosθ|>0.9。
假定矢量的线是朝向目标惯量主轴最快速会聚的最佳线，则这种设置能够使朝向目标惯量主轴的会聚显著加速。
在特定实施方案中，惯性飞轮在与惯量主轴对准的步骤的整个持续期间内被控制成形成下述内部角动量HACT：
HACT＝KV·U
在该表达式中，KV是标量参数，该标量参数在目标惯量主轴是航天器的最大惯量轴的情况下是负的或者在目标惯量主轴是航天器的最小惯量轴的情况下是正的，并且U对应于下述单位矢量：
在特定实施方案中，姿态控制方法在与惯量主轴对准的步骤之后包括与飞行器参考系中的预定轴线X对准的步骤，在与飞行器参考系中的预定轴线X对准的步骤期间，惯性飞轮被控制成将内部角动量HACT在横向于轴线X的轴线Y、Z上的分量分别锁定为设定值hY和hZ，其中，设定值hY和hZ作为航天器的旋转速度在所述轴线Y、Z上的分量的函数来确定：
-内部角动量HACT的在轴线Y上的设定值hY通过旋转速度在轴线Z上的分量r根据比例积分型控制律来确定，
-内部角动量HACT的在轴线Z上的设定值hZ通过旋转速度在轴线Y上的分量q根据比例积分型控制律来确定。
这样的设置使得可以减少航天器绕目标惯量主轴的可能的章动。实际上，在与惯量主轴对准的步骤期间惯性飞轮的控制律是非线性的，使得不管航天器的惯性飞轮的角动量和扭矩形成容量如何都能够使动力学轴线与最大惯量轴或最小惯量轴对准。然而，矢量在接近目标惯量主轴时趋于零，使得与惯量矩阵J的知识有关的任何误差都会由绕所述目标惯量主轴的残余章动来反映。线性的比例积分型控制律使得能够确保朝向轴线X会聚、(在惯性飞轮容量的极限内)接近目标惯量主轴、或者与目标惯量主轴同轴并且使围绕所述轴线X的章动衰减至零值。
在特定实施方案中，内部角动量HACT的分别在轴线Y和轴线Z上的设定值hY和设定值hZ通过以拉普拉斯域表示的以下传递函数而分别与航天器的旋转速度的分量r和q相关联：
在该表达式中：
-s是拉普拉斯变量，
-KY和KZ是具有相同符号且随时间恒定的标量参数，
-ωY和ωZ是随时间恒定的正标量参数。
在特定实施方案中，与轴线X对准的步骤是在总角动量HTOT于惯性参考系中恒定的情况下执行的。
在特定实施方案中，与惯量主轴对准的步骤是在总角动量HTOT于惯性参考系中恒定的情况下执行的。
在特定实施方案中，该姿态控制方法在与惯量主轴对准的步骤之后包括借助于航天器的推进器来改变惯性参考系中的总角动量HTOT的步骤。
在特定实施方案中，与惯量主轴对准的步骤是在改变惯性参考系中的总角动量HTOT之前执行的。
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程序代码指令集，所述程序代码指令集在其被处理器执行时实施根据本发明的实施方案中的任一实施方案的姿态控制方法。
根据第三方面，本发明涉及一种用于以非零的总角动量HTOT自旋的航天器的姿态控制系统，所述航天器包括一组惯性飞轮，所述一组惯性飞轮适于形成关于飞行器参考系中的任一轴线的内部角动量HACT，所述姿态控制系统包括配置成实施根据本发明的实施方案中的任一实施方案的姿态控制方法的装置。
附图说明
通过阅读作为非限制性示例给出的以下描述并参照附图，将更好地理解本发明，其中，附图表示：
-图1：包括姿态控制系统的卫星的示意图，
-图2：图示了姿态控制方法的特定实施方案的主要步骤的示图，
-图3：图示了姿态控制方法的优选实施方案的主要步骤的示图，
-图4：图示了根据本发明的姿态控制方法的性能水平的曲线图。
在这些附图中，从一个附图到另一附图的相同的附图标记指示相同或相似的元件。为了附图的清楚起见，除非另有规定，否则所示元件不一定按比例绘制。
具体实施方式
本发明涉及以非零的初始总角动量HTOT自旋的航天器的姿态控制。总角动量HTOT的轴线在下文中被称作“动力学轴线”。
“姿态控制”在此应当被理解为指的是：至少改变航天器相对于动力学轴线的取向，换言之，在被称为“飞行器参考系”的与航天器的几何结构相关联的参考系中，使所述动力学轴线与飞行器参考系中的预定轴线对准。
在下文中的描述中，以非限制性的方式考虑下述情况：航天器为卫星10，并且初始总角动量HTOT对应于在与所述卫星的运载工具分离时传递至所述卫星10的角动量。例如，卫星10已由运载工具置于GTO(地球同步转移轨道)中并且意在于GEO(地球同步轨道)中执行其任务。
根据其他示例，不排除考虑其他类型的航天器(航天飞机、探测器等)。此外，本发明更普遍地适用于不管所述航天器的当前或最终轨道(LEO或低地球轨道、MEO或中地球轨道、GTO、GEO等)如何都期望改变动力学轴线在飞行器参考系中的取向的任何航天器。
图1表示包括姿态控制系统的卫星10的特定实施方式。在实践中，姿态控制系统还可以包括除了图1中表示的元件之外的不属于本发明的范围的元件。
在由图1所图示的非限制性示例中，姿态控制系统包括适于形成关于飞行器参考系中的任一轴线的内部角动量HACT的一组惯性飞轮20。如由图1所图示的，姿态控制系统例如包括适于形成关于飞行器参考系中的任一轴线的内部角动量HACT的至少三个惯性飞轮20，比如反作用轮和/或陀螺致动器。例如，姿态控制系统包括具有相应的线性无关的单位矢量轴的三个反作用轮。
卫星10的姿态控制系统还包括控制装置30。控制装置30对卫星10的姿态进行控制，并且为此特别地对惯性飞轮20进行控制。
控制装置30例如包括至少一个处理器和至少一个电子存储器，所述至少一个电子存储器中存储有呈程序代码指令集形式的计算机程序产品，其中，程序代码指令集待被执行以实施用于对卫星10的姿态进行控制的方法50的不同步骤。在一变型中，控制装置30还包括适于实施用于对卫星10的姿态进行控制的方法50的所述步骤中的所有步骤或一些步骤的定制集成电路(ASIC)以及/或者FPGA、PLD或类似类型的一个或更多个可编程逻辑电路。换言之，控制装置30包括由软件(特定的计算机程序产品)和/或硬件(FPGA、PLD、ASIC等)构成以实施下文中所描述的姿态控制方法50的不同步骤的一组装置。
在由图1所图示的示例中，控制装置30内嵌在卫星10中。更一般地，控制装置30可以内嵌在卫星10中或者内嵌在远离所述卫星10的一个或更多个设备项、特别是地面设备项中(惯性飞轮20根据需要被远程地控制)。根据其他示例，也不排除使控制装置30分布在卫星10与远离所述卫星10的一个或更多个其他设备项之间。在控制装置30至少部分地内嵌在远离卫星10的设备项中的情况下，所述远程设备项和卫星10包括相应的常规的远程通信装置。
原则上，根据本发明的姿态控制方法50主要包括使所述总角动量HTOT的轴线与卫星10的惯量主轴对准的步骤52，这设定了非线性控制律。目标惯量主轴是卫星10的最大惯量轴(“平旋”)或所述卫星10的最小惯量轴。
在与惯量主轴对准的步骤52期间，控制装置30驱动惯性飞轮20以形成下述内部角动量HACT，该内部角动量HACT使得以下表达式在与惯量主轴对准的步骤52的整个持续期间内具有恒定的符号：
在前述表达式中，J是卫星10在飞行器参考系中的惯量矩阵，运算符×是两个矢量之间的标量积，运算符是两个矢量之间的矢量积。更具体地，惯性飞轮20被控制成使得：
-在所述目标惯量主轴是卫星10的最大惯量轴的情况下，前述表达式在与惯量主轴对准的步骤52的整个持续期间内是负的，
-在所述目标惯量主轴是卫星10的最小惯量轴的情况下，前述表达式在与惯量主轴对准的步骤52的整个持续期间内是正的。
表达式的符号完全由内部角动量HACT的线和方向确定，并且与所述内部角动量HACT的模无关。因此，可以实施姿态控制方法50，包括在初始总角动量HTOT大于航天器的惯性飞轮的吸收容量的情况下实施姿态控制方法50。换言之，总是可以确保待在与惯量主轴对准的步骤52期间形成的内部角动量HACT符合惯性飞轮20的最大角动量和扭矩形成容量。
姿态控制系统例如包括适于对卫星10的惯性旋转速度进行测量的测量装置(图中未示出)，通过该测量装置，控制装置30可以以常规方式确定卫星10的初始总角动量HTOT。
接下来，控制装置30例如确定总角动量HTOT在所考虑的时刻在飞行器参考系中的分量，并根据这些分量推导出待形成的内部角动量HACT必须满足以确保表达式的符号在目标惯量主轴是最大惯量轴的情况下为负并且在目标惯量主轴是最小惯量轴的情况下为正的条件。接着，控制装置30确定内部角动量HACT的合适的设定值、以及待由所述惯性飞轮20形成以获得内部角动量HACT的所述设定值的对应的扭矩控制。内部角动量HACT的实际值例如借助于对惯性飞轮20的相应旋转速度的测量来确定，并且内部角动量HACT的实际值与设定值之间的偏差例如照惯例用于对待由所述惯性飞轮20形成的扭矩控制进行校正。考虑到卫星10的旋转(以及总角动量HTOT在飞行器参考系中的分量的变化)，对这些不同的步骤随时间进行迭代以确保表达式Hact×的符号在使动力学轴线与目标惯量主轴对准的步骤52的整个持续期间内保持恒定。
如前所述，矢量的线是朝向目标惯量主轴最快速会聚的最佳线。
在优选实施方案中，惯性飞轮20因此被控制成形成下述内部角动量HACT，该内部角动量HACT的线在与惯量主轴对准的步骤52的整个持续期间内距矢量的线不太远。更具体地，惯性飞轮20被控制成使得所述内部角动量HACT与矢量之间的角度θ的余弦的绝对值在与惯量主轴对准的步骤52的整个持续期间内大于0.9(|cosθ|>0.9)或者甚至大于0.98(|cosθ|>0.98)。
优选地，惯性飞轮20在与惯量主轴对准的步骤52的整个持续期间内被控制成形成具有与矢量的线的大致相同的线的内部角动量HACT：
HACT＝KVU
在该表达式中，KV是标量参数，并且U对应于矢量的线：
标量参数KV在目标惯量主轴是卫星10的最大惯量轴的情况下是负的或者在所述目标惯量主轴是所述卫星10的最小惯量轴的情况下是正的。
标量参数KV是恒定的或者是随时间变化的，并且标量参数KV的值被确定成确保待在与惯量主轴对准的步骤52期间形成的内部角动量HACT总是符合惯性飞轮20的最大角动量和扭矩形成容量。例如，标量参数KV的值满足以下表达式：
|KV|≤Hmax
在该表达方式：
-Tmax对应于惯性飞轮20的最大扭矩形成容量，
-对应于矢量的线U的时间漂移，
-Hmax对应于惯性飞轮20的最大角动量形成容量。
当总角动量HTOT的线接近惯量主轴时，也可以限制标量参数KV的参数值。例如，当总角动量HTOT的线与惯量主轴之间的角度变为小于15°时，可以应用随着角度的减小而逐渐减小的因子(15°)。
图2表示用于卫星10的姿态控制方法50的优选实施方案。
如由图2所图示的，所图示的姿态控制方法50在与目标惯量主轴(最大惯量轴或最小惯量轴)对准的步骤52之后包括使动力学轴线与飞行器参考系中的预定轴线X对准的步骤54，在步骤54期间使用不同于在与目标惯量主轴对准的步骤52期间所使用的控制律的控制律，该控制律在这种情况下为比例积分型线性控制律。
更具体地，在与轴线X对准的步骤54期间，惯性飞轮20被控制成将内部角动量HACT的在轴线Y、Z上的分量分别锁定为设定值hY和hZ，其中，轴线Y、Z横向于轴线X并且与轴线X形成特定的飞行器参考系，设定值hY和hZ作为卫星10的惯性旋转速度在所述轴线Y、Z上的分量的函数来确定：
-内部角动量HACT的在轴线Y上的设定值hY通过旋转速度在轴线Z上的分量r根据比例积分型控制律来确定，
-内部角动量HACT的在轴线Z上的设定值hZ通过旋转速度在轴线Y上的分量q根据比例积分型控制律来确定。
如由图2所图示的，目标轴线X优选地与目标惯量主轴同轴，在这种情况下，比例积分型控制律能够使围绕所述目标惯量主轴的章动衰减为零值。然而，比例积分型的控制律还使得可以确保从与目标惯量主轴大致对准的动力学轴线朝向与所述惯量主轴不同的轴线X会聚，并且使围绕所述轴线X的章动衰减为零值。然而，根据需要，轴线X应该足够接近惯量主轴，以使动力学轴线与所述轴线X的对准能够借助于惯性飞轮20来进行。当对轴线X的惯量积IXY和IXZ满足以下表达式时，轴线X可以被认为足够接近惯量主轴：
在该表达式中，IX对应于根据轴线X的惯量。然而，优选地提供额外的余量以确保动力学轴线与所述轴线X的对准可以有效地借助于惯性飞轮20来进行：
在该表达式中，ρ对应于大于一(ρ>1)的预定因子，例如，ρ等于二(ρ＝2)。
在具体实施方案中，内部角动力量HACT的分别在轴线Y和轴线Z上的设定值hY和设定值hZ通过以拉普拉斯域表示的下述传递函数而分别与卫星10的旋转速度的分量r和q相关联：
在该表达式中：
-s是拉普拉斯变量，
-KY和KZ是具有相同符号且随时间恒定的无量纲标量参数，
-ωY和ωZ是随时间恒定且与角频率(s-1)一致的正标量参数。
拉普拉斯域在自动控制系统领域中的使用是非常常见的并且被认为是本领域技术人员已知的。此外，在给出内部角动量HACT的设定值hY和hZ的上述表达式的情况下，对标量参数KY、KZ、ωY和ωZ的调整被认为是在本领域技术人员力所能及的范围内。
如前面所指示的，姿态控制方法50使得不管卫星10的惯性飞轮20的角动量和扭矩形成容量如何都能够使动力学轴线与惯量主轴(最大惯量轴或最小惯量轴)对准。
因此，可以在对惯性参考系中的总角动量HTOT进行任何改变之前执行使动力学轴线与目标惯量主轴对准的步骤52。类似地，也可以在对惯性参考系中的总角动量HTOT进行任何改变之前执行使动力学轴线与轴线X对准的步骤54，其中，轴线X与目标惯量主轴同轴或者接近目标惯量主轴。然而，根据其他示例，不排除在使动力学轴线与飞行器参考系中的预定轴线对准之前以及/或者在使动力学轴线与飞行器参考系中的预定轴线对准期间改变总角动量HTOT。
图3表示用于卫星10的姿态控制方法50的优选实施方案。如由图3所图示的，姿态控制方法50在与目标惯量主轴对准的步骤52之后包括借助于卫星10的由控制装置30控制的推进器(图中未示出)来改变惯性参考系中的总角动量HTOT的步骤56。借助于卫星10的推进器来改变总角动量HTOT的步骤56是常规的并且被认为是本领域技术人员已知的。例如，改变总角动量HTOT的步骤56可以包括：减小所述总角动量HTOT，直到所述总角动量HTOT处于惯性飞轮20的吸收容量内为止。
在由图3图示的非限制性示例中，姿态控制方法50还包括与轴线X对准的步骤54，步骤54实施线性控制律以使章动衰减，步骤54例如也在改变惯性参考系中的总角动量HTOT的步骤56之前执行。在由图3图示的示例中，轴线X被认为与目标惯量主轴同轴。
优选地，在改变总角动量HTOT的步骤56期间所使用的推进器是电动推进器。有利地，目标惯量主轴(或者在适当的情况下，目标轴线X)是下述轴线：根据该轴线，卫星10可以借助于太阳能发电机(图中未示出)来确保其电气自主性，使得卫星10可以使用电动推进器来改变惯性参考系中的总角动量HTOT。
在下文的描述中，卫星10的太阳能发电机绕与所述卫星10的最大惯量轴大致正交的旋转轴线旋转地移动的情况(如果太阳能发电机布置在所述卫星10的本体的任一侧，则通常会是这种情况)被认为是非限制性示例。所述太阳能发电机相对于旋转轴线的取向借助于驱动机构来控制。在这种情况下，在对准步骤52期间所针对的惯量主轴(以及在适当的情况下，在对准步骤54期间所针对的轴线X)对应于所述卫星10的最大惯量轴。因此，在此步骤结束时，动力学轴线与太阳能发电机的旋转轴线大致正交。可以证明的是，随后总是能够得到太阳能发电机的取向，使得可以确保所述太阳能发电机的感光表面的平均日照在卫星10完全自旋的持续期间内大于预定阈值、例如大于30％。通过将太阳能发电机置于这种取向，则可以确保卫星10的电气自主性，使得可以应用电动推进器来改变卫星10的总角动量HTOT。
上面的描述清楚地表明，本发明通过其不同的特征和优点实现了为其设定的目标。特别地，本发明使得可以利用非线性控制律仅借助于惯性飞轮20来改变卫星10相对于动力学轴线的取向，包括在初始总角动量HTOT大于所述惯性飞轮20的吸收容量的情况下改变卫星10相对于动力学轴线的取向。
图4表示图示了根据本发明的姿态控制方法50的在使总角动量HTOT的轴线与卫星10的惯量主轴对准的步骤52期间的性能水平的模拟结果。所考虑的卫星10的惯量如下：
-IX＝70 000kg·m2，
-IY＝10 000kg·m2，
-IZ＝50 000kg·m2，
使得所述卫星10的惯量主轴基本上是轴线X。
此外，所考虑的卫星10的惯性飞轮20的最大角动量容量Hmax等于25N·m·s，并且最大扭矩容量Tmax等于0.2N·m。
图4的部分a)表示卫星10的旋转速度ΩX、ΩY、ΩZ(以rad/s表示)。可以看出，初始总角动量HTOT接近轴线Y。此外，所考虑的初始总角动量HTOT为250N·m·s，使得其远大于卫星10的惯性飞轮20的最大角动量容量Hmax。
图4的部分b)表示在对准步骤52期间的内部角动量HACT的设定值hX、hY、hZ。
如由图4的部分a)所图示的，总角动量HTOT的轴线明显地朝向卫星10的轴线X会聚，并且如图4的部分b)示出的，内部角动量HACT没有超过卫星10的惯性飞轮20的最大角动量形成容量Hmax。
Claims (10)
1.一种用于以非零的总角动量HTOT自旋的航天器(10)的姿态控制方法(50)，所述航天器(10)包括一组惯性飞轮(20)，所述一组惯性飞轮(20)适于形成关于飞行器参考系中的任一轴线的内部角动量HACT，所述方法包括使所述总角动量HTOT的轴线与所述航天器(10)的惯量主轴对准的步骤(52)，其特征在于，在与所述惯量主轴对准的步骤(52)期间，所述惯性飞轮(20)被控制成形成下述内部角动量HACT，所述内部角动量HACT使得以下表达式：
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<mi>O</mi>
<mi>T</mi>
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</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
-在所述目标惯量主轴是所述航天器(10)的最大惯量轴的情况下，在与所述惯量主轴对准的步骤(52)的整个持续期间内是负的，
-在所述目标惯量主轴是所述航天器(10)的最小惯量轴的情况下，在与所述惯量主轴对准的步骤(52)的整个持续期间内是正的，
在所述表达式中，J是所述航天器(10)的惯量矩阵，运算符×是两个矢量之间的标量积，并且运算符是两个矢量之间的矢量积。
2.根据权利要求1所述的方法(50)，其中，所述惯性飞轮(20)被控制成形成下述内部角动量HACT：对于所述内部角动量HACT而言，所述内部角动量HACT与矢量之间的角度θ在与所述惯量主轴对准的步骤(52)的整个持续期间内满足以下表达式：
|cosθ|>0.9。
3.根据权利要求2所述的方法(50)，其中，所述惯性飞轮(20)在与所述惯量主轴对准的步骤(52)的整个持续期间内被控制成形成下述内部角动量HACT：
HACT＝KV·U
在该表达式中，KV是标量参数，所述标量参数在所述目标惯量主轴是所述航天器(10)的最大惯量轴的情况下是负的或者在所述目标惯量主轴是所述航天器的最小惯量轴的情况下是正的，并且U对应于下述单位矢量：
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<mi>J</mi>
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<msub>
<mi>H</mi>
<mrow>
<mi>T</mi>
<mi>O</mi>
<mi>T</mi>
</mrow>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>|</mo>
<mo>|</mo>
</mrow>
</mfrac>
<mo>.</mo>
</mrow>
4.根据前述权利要求中的一项所述的方法(50)，在与所述惯量主轴对准的步骤(52)之后包括与所述飞行器参考系中的预定轴线X对准的步骤(54)，在所述步骤(54)期间，所述惯性飞轮(20)被控制成将所述内部角动量HACT的在横向于所述轴线X的轴线Y和轴线Z上的分量分别锁定为设定值hY和设定值hZ，其中，所述设定值hY和所述设定值hZ作为所述航天器(10)的旋转速度在所述轴线Y和所述轴线Z上的分量的函数来确定：
-所述内部角动量HACT的在所述轴线Y上的所述设定值hY通过所述旋转速度在所述轴线Z上的分量r根据比例积分型控制律来确定，
-所述内部角动量HACT的在所述轴线Z上的所述设定值hZ通过所述旋转速度在所述轴线Y上的分量q根据比例积分型控制律来确定。
5.根据权利要求4所述的方法(50)，其中，所述内部角动量HACT的分别在所述轴线Y和所述轴线Z上的所述设定值hY和所述设定值hZ通过以拉普拉斯域表示的以下传递函数而分别与所述旋转速度的所述分量r和所述分量q相关联：
<mfenced open = "{" close = "">
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<mtr>
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<mi>h</mi>
<mi>Z</mi>
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<mi>K</mi>
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<mo>+</mo>
<mfrac>
<msub>
<mi>&omega;</mi>
<mi>Y</mi>
</msub>
<mi>s</mi>
</mfrac>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mi>q</mi>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
在该表达式中：
-s是拉普拉斯变量，
-KY和KZ是具有相同符号且随时间恒定的标量参数，
-ωY和ωZ是随时间恒定的正的标量参数。
6.根据权利要求4或5中的一项所述的方法(50)，其中，与所述轴线X对准的步骤(54)是在所述总角动量HTOT于惯性参考系中恒定的情况下执行的。
7.根据前述权利要求中的一项所述的方法(50)，其中，与所述惯量主轴对准的步骤(52)是在所述总角动量HTOT于惯性参考系中恒定的情况下执行的。
8.根据前述权利要求中的一项所述的方法(50)，在与所述惯量主轴对准的步骤(52)之后包括借助于所述航天器(10)的推进器来改变惯性参考系中的所述总角动量HTOT的步骤(56)。
9.一种计算机程序产品，其特征在于，所述计算机程序产品包括程序代码指令集，所述程序代码指令集在其由处理器执行时实施根据前述权利要求中的一项所述的姿态控制方法(50)。
10.一种用于以非零的总角动量HTOT自旋的航天器(10)的姿态控制系统，所述航天器包括一组惯性飞轮(20)，所述一组惯性飞轮(20)适于形成关于飞行器参考系中的任一轴线的内部角动量HACT，其特征在于，所述姿态控制系统包括配置成对根据权利要求1至8中的一项所述的惯性飞轮(20)进行控制的装置。
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