CN108627158B - 使卫星的命令动态最小化的方法和设备 - Google Patents

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Abstract

使卫星的命令动态最小化的方法和设备。公开了使卫星的命令动态最小化的方法、设备和制品。示例设备包括操纵律模块，该操纵律模块计算第一矢量集合以操纵航天器，并且基于将第一矢量集合投影到固定平面上来计算第二矢量集合。该设备还包括姿态控制器，该姿态控制器基于第一矢量集合和第二矢量集合来生成姿态命令以防止航天器的非计划旋转。

Description

使卫星的命令动态最小化的方法和设备
技术领域
本公开总体上涉及轨道航天器，更具体地讲，涉及使卫星的命令动态最小化的方法和设备。
背景技术
诸如卫星或驻留空间物体(RSO)的航天器通常利用诸如推进器和/或动量装置的致动器来维围绕天体的轨道。通常，绕地球飞行的卫星或RSO采用可展开的太阳能板来为机载电子设备供电。机载电子设备提供诸如确定感兴趣的目标的位置、确定卫星的位置等的关键功能。机载电子设备在保持太阳能板指向诸如太阳的能量源(power source)的同时控制卫星同时指向感兴趣的目标的能力。
典型的卫星通过利用使用姿态操纵律生成的命令控制推进器和/或动量装置来维持绕天体的轨道。通常，姿态操纵律涉及计算两个矢量以描述轨道的全旋转表示。当卫星追踪轨道时，两个矢量可相对于彼此改变，从而在一些情况下使两个矢量靠得更近，在其它情况下将两个矢量推得更远。当两个矢量相对于彼此改变时，由于卫星的实际限制以及影响两个矢量的计算的各种考虑因素，姿态操纵律可生成产生不期望的卫星行为的命令。
发明内容
一种示例设备包括操纵律模块，其计算用于操纵航天器的第一矢量集合，并且基于将第一矢量集合投影到固定平面上来计算第二矢量集合。该设备还包括姿态控制器，其基于第一矢量集合和第二矢量集合来生成姿态命令以防止航天器的非计划旋转。
一种示例方法包括计算用于操纵航天器的第一矢量集合，基于将第一矢量集合投影到固定平面上来计算第二矢量集合，并且基于第一矢量集合和第二矢量集合来生成姿态命令以防止航天器的非计划旋转。
一种包括指令的示例有形计算机可读存储介质，所述指令在被执行时使得机器至少计算用于操纵航天器的第一矢量集合，基于将第一矢量集合投影到固定平面上来计算第二矢量集合，并且基于第一矢量集合和第二矢量集合来生成姿态命令以防止航天器的非计划旋转。
附图说明
图1是可实现本文所公开的示例的示例卫星。
图2是可用于实现本文所公开的示例的示例卫星制导系统。
图3A、图3B和图3C示出图1的示例卫星根据典型姿态操纵律的示例轨道的示例矢量和平面。
图4A、图4B和图4C示出图1的示例卫星根据本公开的技术的示例轨道的示例矢量和平面。
图5是从初始轨道经由转移轨道移动到最终轨道的图1的示例卫星的示例轨道路径图。
图6是代表可用于实现图2的示例卫星制导系统的示例方法的流程图。
图7是代表可用于实现图2的示例卫星制导系统的另一示例方法的流程图。
图8是被构造为执行机器可读指令以实现图6至图7的方法和/或图2的示例卫星制导系统的示例处理平台的框图。
只要可能，贯穿附图和随附书面描述将使用相同的标号来指代相同或相似的部分。附图未按比例。
具体实施方式
本文公开了使卫星的命令动态最小化的方法和设备。通常，诸如卫星或驻留空间物体(RSO)的空间飞行器或航天器利用诸如推进器和/或动量装置的致动器来维持绕诸如地球的天体的轨道。例如，卫星可维持绕地球的地球同步轨道(GEO)以从另一卫星向地球上的目标(例如，洛杉矶的天线站)发送、中继和/或转发通信。卫星可通过使用利用姿态操纵律生成的命令控制卫星的推进器和/或动量装置来维持轨道。
通常，姿态操纵律涉及计算两个矢量(例如，标称矢量集合)以描述卫星完成轨道的全旋转表示。这两个矢量可以是主矢量(例如，标称主矢量)和辅矢量(例如，标称辅矢量)。姿态操纵律可用于生成命令以控制卫星的姿态。如本文所用，术语“姿态”是指在空间中相对于一个或更多个天体(例如，地球、太阳等)的取向和/或位置。主矢量可以是从卫星的重心指向目标(例如，地球上的点)的矢量。辅矢量可以是从卫星的重心指向能量源(例如，来自天体的光源、太阳等)的矢量。当卫星沿着轨道移动时，两个矢量可相对于彼此改变，从而在一些情况下使两个矢量靠得更近，在其它情况下将两个矢量推得更远。当两个矢量相对于彼此改变时，由于卫星的实际限制以及两个矢量的计算中的各种考虑因素，姿态操纵律可用于生成产生不期望的卫星行为的命令。
在一些示例中，姿态操纵律用于基于惯性参考系来计算两个矢量。例如，姿态操纵律可用于基于地球上的目标和太阳来计算主矢量和辅矢量，其中地球和太阳在时间上固定(即，时间无关)并且在空间上固定(即，位置无关)。例如，如果将加速度计放置在地球和/或太阳上，则该加速度计将检测到零加速度。由于惯性参考系(例如，地球、太阳等)和沿着轨道行进的卫星的周期性质，两个矢量之间的角度可产生奇点状态(singularitycondition)。如本文所用，术语“奇点状态”可以指两个矢量(例如，主矢量和辅矢量)彼此共线，并且这两个矢量的矢量叉积(cross-product)生成幅度为零的矢量的状况。例如，在轨道期间两次(例如，在绕地球的轨道期间两次)，卫星可与地球和太阳成一条线。因此，每轨道一次，由于两个矢量相对于彼此共线，所以两个矢量之间的角度可为0度。类似地，每轨道一次，由于两个矢量相对于彼此共线，所以两个矢量之间的角度可为180度。在这些时刻，可使用姿态操纵律生成幅度为零的矢量，因此产生奇点状态。
在奇点状态期间，卫星的姿态操纵律可生成命令(例如，姿态命令)以使卫星以瞬时速率绕卫星的主矢量摆动(slew)180度。此外，由于卫星每一个轨道经历两次奇点状态，所以卫星每轨道两次摆动180度，从而有效地迫使每轨道绕卫星的主矢量旋转360度。例如，随着卫星的主矢量和辅矢量远离正交性，遵循由姿态操纵律生成的命令所需的速率(例如，命令速率、推力速率等)可接近无穷大。当命令接近无穷大时，姿态操纵律可在数量上导致计算出以瞬时速率进行的180度旋转。该瞬时速率可能超过卫星的操纵能力并产生不期望的命令动态。
本文所公开的示例卫星控制器设备可操作以使卫星的命令动态最小化。如本文所用，术语“命令动态”是指执行利用姿态操纵律生成的命令的航天器的一个或更多个效果。例如，效果可能是卫星的有效载荷无法足够快地更新矢量(例如，主矢量、辅矢量等)以补偿瞬时速率进行的180度旋转。在另一示例中，效果可能是卫星的一个或更多个总线姿态致动器无法一直驱使姿态控制误差为零。
本文所公开的示例卫星控制器设备通过在奇点出现的时间周期期间计算并使用替代(altervate)矢量集合来使卫星的命令动态最小化。另选地，示例卫星控制器设备可使用替代矢量集合和标称矢量集合(例如，标称主矢量和标称辅矢量)的组合(例如，混合)。示例卫星控制器设备可基于将卫星的主矢量和辅矢量从三维(3-D)平面投影到二维(2-D)平面来确定何时出现奇点。示例卫星控制器设备可计算与投影的矢量(例如，投影的主矢量和辅矢量)正交的矢量以及投影的矢量之间的角度。示例卫星控制器设备可确定当投影的矢量之间的角度接近0度或180度时出现奇点。
本文所公开的示例卫星控制器设备计算标称矢量集合的替代矢量集合。例如，除了标称主矢量、标称辅矢量、标称法矢量等之外，卫星控制器设备还可计算替代主矢量、替代辅矢量、替代法矢量等。在标称矢量集合和替代矢量集合之间转变可通过避免卫星的非计划颠簸、旋转、摆动等而导致卫星的平滑操纵。示例卫星控制器设备可使用标称矢量集合、替代矢量的集合和/或其组合来使卫星的命令动态最小化。
图1是可实现本文所公开的示例的示例卫星100。所示示例的卫星100包括卫星主体102，其包括机载处理器(例如，卫星控制器104)、电池和/或燃料箱、天线(例如，通信天线等)106、太阳能板108和推进系统110。示例推进系统110包括具有推力锥114的推进器112。在此示例中，太阳能板108处于展开状态(例如，远离卫星主体102展开)，从而与太阳能板108向内朝着卫星主体102折叠的卫星100的未展开状态相比，改变卫星100的惯性/质量特性。卫星100可移动以使太阳能板108的轴线116与标称主矢量、标称辅矢量、标称法矢量等对齐。卫星100还包括传感器118(例如，光学传感器、星跟踪器等)以获得与卫星100的定位、取向、位置等有关的传感器数据。
在操作中，例如，卫星100可经由天线106与外部系统通信(例如，发送以及接收)以在轨道路径和/或轨道高度之间操纵卫星100和/或向外部陆基系统提供数据。具体地，所示示例的卫星100通过激活(例如，点火)电动推进器112(例如，基于离子的离子推进系统、基于氙的推进器等)来操纵。例如，卫星100可改变推进器112中的不同推进器的持续时间和/或脉冲以操纵卫星100和/或控制示例卫星100相对于卫星100绕其飞行的天体(例如，空间体)的姿态。
在图1所示的示例中，示出了示例卫星100的操纵参考系120。操纵参考系120示出由符号θT描绘的推进器羽流角(plume angle)122、由符号θC描绘的倾斜角(cant angle)124以及由符号θS描绘的摆动角(slew angle)126。参考系120描绘了在轨道飞行或者不同轨道之间的运动期间卫星100可取向/旋转的众多旋转运动程度。在此示例中，示出卫星100的合成矢量128。具体地，示例合成矢量128基于推进器112中的各个推进器的激活和/或取向的矢量和来描绘卫星100的合成运动方向。卫星100可使用示例合成矢量128来使轴线116与卫星100的标称主矢量、标称辅矢量等对齐。
图2是可用于实现本文所公开的示例的示例卫星制导系统200。在所示示例中，卫星制导系统200包括实现于卫星(例如，卫星100)中的示例卫星控制器104。示例卫星控制器104包括瞄准模块202、取向模块204、操纵律模块206、姿态控制器208和传感器接口210。示例卫星制导系统200还包括通信线路212，其将卫星控制器104、姿态控制器208和/或传感器接口210通信地联接到图1所示的卫星推进器112。在此示例中，卫星控制器104还通信地联接到天线106，天线106继而与卫星绕其飞行的行星218(例如，地球)的陆基通信系统216通信。在所示示例中，卫星控制器104通信地联接到和/或包括数据库214。
在图2所示的示例中，卫星控制器104包括瞄准模块202以瞄准天体(例如，行星218)上的兴趣点。示例瞄准模块202可使用地心惯性(ECI)坐标系来确定兴趣点的坐标集合。例如，瞄准模块202可将当前日期和时间映射到地球上的已知位置(例如，赤道)以确定陆基通信系统216的坐标集合。另选地，示例瞄准模块202可利用天线106以获得兴趣点的位置(例如，与陆基通信系统216通信以获得坐标集合)。在一些示例中，瞄准模块202计算卫星100的瞬间(例如，当前)主矢量。例如，瞄准模块202可计算从卫星100的重心到行星218上的兴趣点的当前矢量。在一些情况下，瞄准模块202计算瞬间(例如，当前)和/或标称视轴(boresight)矢量。如本文所用，术语“视轴矢量”是指可实现定向天线的最大增益(例如，最大辐射功率)的矢量。例如，当天线106与视轴矢量对齐时，天线106可实现最大增益。示例瞄准模块202可将数据(例如，瞄准坐标)存储在示例数据库214中和/或从示例数据库214检索数据。
在图2所示的示例中，卫星控制器104包括取向模块204以确定卫星100的位置。示例取向模块204可利用图1的传感器118来确定卫星100相对于一个或更多个导航星、行星218、太阳等位于何处。示例取向模块204可利用传感器118来将传感器数据映射到查找表(例如，星表)以确定卫星100的位置。在一些示例中，取向模块204计算使太阳能板108暴露于的光的量最大化的矢量。示例取向模块204可计算卫星100的瞬间(例如，当前)辅矢量。例如，取向模块204可计算从卫星100的重心到太阳的矢量。
在一些示例中，取向模块204基于卫星100的当前主矢量来确定轨道参考系平面。在一些示例中，取向模块204计算卫星100的主敏感轴线(sensitive axis)(例如，轴线116)。在其它示例中，取向模块204从数据库214访问卫星100的质量/惯性数据和/或预定义的敏感轴线。在其它示例中，由陆基通信系统216指派(例如，从其接收、从其连续地接收、从其上传等)敏感主轴线。在一些示例中，取向模块204计算使卫星100的主敏感轴线朝轨道参考系平面取向所需的卫星100的姿态移位(例如，姿态增量(attitude delta))。另外地或另选地，示例取向模块204可计算这样的卫星100的姿态，其中主敏感轴线朝轨道参考系平面取向，并且卫星100的推力矢量垂直于主敏感轴线以使卫星100移动到更高的轨道中，同时减小(例如，最小化)作用于卫星上的重力梯度转矩。另选地，示例取向模块204可以是经由陆基通信系统216的手动控制的接口。示例取向模块204可将数据(例如，取向坐标)存储在示例数据库214中和/或从示例数据库214检索数据。
在图2所示的示例中，卫星控制器104包括操纵律模块206以生成期望的卫星位置的姿态表示。如本文所用，术语“姿态表示”是指期望的卫星姿态的数学描述。示例姿态表示可包括变换矩阵、四元数(quaternion)(例如，右旋四元数(right handed quaternion))、角度轴线、欧拉角、罗德里格斯参数等。在一些示例中，操纵律模块206生成标称主矢量、标称辅矢量和标称视轴矢量，其中标称矢量表示卫星100的一个或更多个轴线、组件等的命令或期望的矢量。例如，操纵律模块206可确定从卫星100的重心指向目标(例如，地球上的点)的标称主矢量。标称矢量可基于所获得的矢量。例如，操纵律模块206可从瞄准模块202获得瞬间(例如，当前)主矢量和/或瞬间视轴矢量。示例操纵律模块206可从取向模块204获得瞬间辅矢量。示例操纵律模块206可对所获得的矢量执行矢量计算以生成标称矢量。示例操纵律模块206可基于标称矢量来生成卫星100的姿态表示。
在一些示例中，操纵律模块206生成标称法矢量。例如，操纵律模块206可如下面的式(1)中所述计算与标称主矢量和标称辅矢量两者正交的矢量(例如，标称法矢量)：
在上式(1)所示的示例中，变量表示标称法矢量，变量/>表示标称主矢量，变量/>表示标称辅矢量。
在一些示例中，操纵律模块206如下面的式(2)中所述将标称法矢量归一化：
在上式(2)所示的示例中，变量表示标称法向单位矢量，变量/>表示标称法矢量。在一些情况下，操纵律模块206相对于惯性参考系(例如，地球)创建兴趣目标(例如，地球上的点)的姿态表示三元组(triad)。示例操纵律模块206可如下面的式(3)和式(4)中所述生成姿态表示三元组：
在上式(3)所示的示例中，变量表示姿态表示三元组的第三矢量，变量/>表示主矢量。在上式(4)所示的示例中，变量/>表示如上面的式(1)中所计算的标称法矢量，变量/>表示主矢量。在上式(4)所示的示例中，变量/>表示基于/>和/>之间的矢量叉积的姿态表示三元组的第一矢量。
为了完成姿态表示三元组，示例操纵律模块206可基于由上式(3)和式(4)确定的和/>来计算第二矢量/>示例操纵律模块206可如下面的式(5)中所述计算/>
示例操纵律模块206可利用如下面的式(6)中所述的变换矩阵(例如，方向余弦矩阵)来生成姿态表示：
在式(6)所示的示例中，变量CtI表示将惯性系I中指定的矢量变换到目标系的方向余弦矩阵。在式(6)所示的示例中，矩阵中的矢量的上标表示由下标指定的矢量的第一、第二和第三元素。例如，变量表示矢量/>的第一元素。
在一些示例中，视轴矢量没有与几何主体系轴线(例如，卫星主体102的轴线)对齐。示例操纵律模块206可执行二次旋转以获得将矢量从惯性系变换到主体系的全旋转张量，如下面的式(7中所述)：
CBI＝CBtCtI 式(7)
在上式(7)所示的示例中，变量CBI表示主体系(例如，卫星主体102)相对于惯性系(例如，行星218上的目标)的方向余弦矩阵。在上式(7)所示的示例中，变量CBt表示主体系相对于视轴系的方向余弦矩阵，变量CtI在上面的式(6)中描述。示例操纵律模块206可将如上面的式(6)和式(7)中所述的方向余弦矩阵发送到示例姿态控制器208以操纵卫星100。
在一些示例中，操纵律模块206计算使由于奇点而引起的命令动态最小化的替代矢量集合。例如，操纵律模块206可基于标称矢量集合、替代矢量集合和/或其组合来计算标称法矢量和调节的法矢量/>例如，操纵律模块206可如下面的式(8)中所述计算卫星100的标称法矢量/>
在上式(8)所示的示例中，变量表示标称法矢量，变量/>表示标称主矢量，变量/>表示标称辅矢量。在上式(8)所示的示例中，标称法矢量/>等于标称主矢量/>和标称辅矢量/>的叉积，或者与/>和/>正交。在上式(8)所示的示例中，/>等于如上面的式(1)中所述的标称法矢量/>另选地，标称法矢量/>可等于上面的式(1)中未描述的主矢量和辅矢量的矢量叉积。
在一些示例中，操纵律模块206计算可用作标称法矢量的替代的替代法矢量/>示例操纵律模块206可计算/>其中/>与如上面的式(1)中所述的主矢量/>正交，但是未必与如上面的式(1)中所述的辅矢量/>正交。另选地，/>可与/>正交。
在一些示例中，操纵律模块206通过确定两个平面(例如，几何平面)相交和方向(例如，矢量方向)来计算响应于确定相交，示例操纵律模块206可确定理想其中理想/>产生最小摆动。例如，操纵律模块206可定义与/>正交的第一几何平面。当矢量/>和/>接近分离极值或奇点时，操纵律模块206可定义与/>的方向正交的第二几何平面。示例操纵律模块206可沿着由第一和第二几何平面形成的线确定矢量的方向，其中该方向被选择为产生/>和/>之间的最小角度。示例操纵律模块206可使用/>来帮助生成/>因此操纵律模块206自动地将/>投影为垂直于/>因此，/>提供在分离极值之前和之后时间上等距的姿态之间的中点。
在一些示例中，操纵律模块206确定不需要的精确计算，因为满足第一示例标准并且距标称法矢量/>小于90度的任何矢量均是/>的令人满意的选择。结果，/>的灵敏度可能不重要。在一些示例中，操纵律模块206计算/>以提供奇点之前的持续时间t的第一姿态与奇点之后的相同持续时间t的第二姿态之间的中点。例如，操纵律模块206可将/>计算为与卫星100的轨道平面正交的矢量。
在一些示例中，操纵律模块206估计何时出现奇点。例如，当标称主矢量和标称辅矢量/>之间的角分离为最小角分离(例如，大约0度)或为最大角分离(例如，大约180度)时，可出现奇点。然而，由于计算/>等时的一个或更多个考虑因素，可能难以计算角分离极值(例如，最小或最大角分离)。例如，/>可以是卫星100的轨道(例如，GEO)、轨道位置、在任何时间由用户选择的随机矢量等的函数。在另一示例中，/>可以是卫星100的轨道、轨道位置、用户选择的方向(例如，太阳矢量、月球矢量、中继资产矢量(relay asset vector)等)的函数。结果，示例操纵律模块206可确定角分离极值存在于小于[0,180]度(含)的任何间隔之间，因此无法在操纵律模块206中对最小角分离和/或最大角分离硬编码。
另选地，示例操纵律模块206可在执行姿态命令之前模拟轨道几何形状、一个或更多个标称矢量(例如，等)等。然而，在执行之前执行模拟的示例操纵律模块206可能施加实现限制，引入操作复杂性，增加卫星控制器104的功耗等。然而，本文所公开的示例示出了不需要示例操纵律模块206在执行之前执行模拟的设备、方法和制品。
在一些示例中，操纵律模块206在实时操作中计算角分离极值。另选地，示例操纵律模块206可在非实时操作(例如，离线操作模式)中计算角分离极值。示例操纵律模块206可在实时操作中通过将和/>变换为与经由航天器(例如，卫星100)的位置矢量和/或速度矢量定义的轨道固定系平面对应的变换矢量来计算角分离极值。如本文所用，术语“轨道固定系平面”是指与通过位置矢量和速度矢量的叉积生成的矢量正交的平面。示例操纵律模块206可选择轨道固定系平面，因为可能可取的是捕捉相对于卫星100的运动的/>和/>的运动。示例操纵律模块206可将变换矢量投影到卫星100的位置矢量和/或速度矢量所对的轨道固定系平面上。投影的变换矢量可包括/>和/>其中/>表示投影到轨道固定系平面上的变换主矢量，/>表示投影到轨道固定系平面上的变换辅矢量。示例操纵律模块206可经由(1)投影矢量的叉积以及(2)投影矢量之间的角度θproj来计算投影矢量的投影法矢量。
在一些示例中，当投影矢量的一个或更多个分量(例如，投影法矢量)在轨道固定系平面之外时，操纵律模块206确定切换(toggle)标称法矢量的符号。例如，当投影法矢量的分量在轨道固定系平面之外时，操纵律模块206可将/>的正号切换为负号。在一些情况下，用户(例如，操作者)可手动地切换/>的符号，使得用户控制/>在轨道固定系平面上方还是下方。另外地或另选地，用户可通过示例操纵律模块206来越控(override)/>的符号的变化。在一些示例中，当卫星100经历角分离极值时操纵律模块206精确地翻转/>的符号以防止姿态控制器208生成大的潜在不稳定的步进命令(例如，步进姿态命令)。
在一些情况下，操纵律模块206基于标称矢量集合、替代矢量集合和/或其组合来计算调节的法矢量例如，操纵律模块206可使用权重因子α来确定标称矢量集合的贡献和/或替代矢量集合的贡献以计算/>在一些情况下，α被限制为范围[0,1]内的值。另选地，α可具有范围[0,1]之外的值。在一些示例中，操纵律模块206利用如下面的式(9)中所述的线性方法来计算/>
在上式(9)所示的示例中，变量表示调节的法矢量，变量α表示权重因子，变量/>表示替代法矢量，变量/>表示标称法矢量。在一些示例中，上面的式(9)中所述的各个矢量是单位矢量和/或需要在同一坐标系中指定。在一些情况下，在操纵律模块206如上面的式(9)中所述计算/>之后，操纵律模块206将/>重新归一化。另外地或另选地，示例操纵律模块206可使用例如指数方法、随机值生成方法、正弦方法等的任何其它方法来计算/>
示例操纵律模块206可使用各种数学方法来计算α。示例操纵律模块206可根据例如操纵律模块206可用的处理能力、更新卫星控制器104的参数的延迟时间要求等的一个或更多个因素来确定使用特定方法或方法的组合。计算α的示例方法可以是如下面的式(10)中所述的线性方法：
在上式(10)所示的示例中，变量α表示权重因子，变量θproj表示投影到轨道固定系平面上的矢量之间的角度(例如，与/>之间的角度)。在上式(10)所示的示例中，floor函数截断所指示的量的小数。示例操纵律模块206可利用如上面的式(10)中所述的线性方法来使所得命令动态最小化，同时仍在标称矢量集合和替代矢量集合之间完全转变。在上式(9)和式(10)所示的示例中，操纵律模块206利用90度和180度下的标称矢量集合(例如，利用标称法矢量)，同时利用0度和180度下的替代矢量集合(例如，利用替代法矢量)。例如，当θproj＝90度时α＝1，从而导致/>
在一些示例中，操纵律模块206可利用如下面的式(11)中所述的正弦方法计算α：
在上式(11)所示的示例中，变量α表示权重因子，变量θproj表示与/>之间的角度。在上式(11)所示的示例中，α基于θproj在范围[0,1]内正弦地变化。在上式(9)和式(11)所示的示例中，操纵律模块206利用90和270度下的标称矢量集合，同时利用0度和180度下的替代矢量集合。
在一些情况下，操纵律模块206利用如下面的式(12)中所述的指数方法来计算α：
在上式(12)所示的示例中，变量α表示权重因子，变量表示投影到轨道固定系平面上的主矢量，变量/>表示投影到轨道固定系平面上的辅矢量。在上式(12)所示的示例中，变量x表示确定从标称矢量集合到替代矢量集合的转变的锐度的调整参数。在上式(12)所示的示例中，基于上调至x次幂的投影矢量之间的叉积来计算α。示例操纵律模块206可利用指数方法在标称矢量集合处于奇点状态或附近的精确时间在标称矢量集合与替代矢量集合之间转变。
在一些示例中，操纵律模块206利用指数方法来计算使卫星100、卫星主体102等的轴线(例如，轴线116)与标称辅矢量的对齐最大化的α值。例如，操纵律模块206可使用指数方法来使由于卫星100的一个或更多个组件与标称辅矢量对齐而通过太阳能板108生成的功率量最大化。然而，示例操纵律模块206可使用指数方法生成导致高命令动态的姿态表示(例如，变换矩阵)。
在一些示例中，操纵律模块206给α赋值以禁用翻转预防。例如，操纵律模块206可赋值α＝1以关闭对奇点的减轻和/或预防措施(例如，奇点处理)。例如，当α＝1时，如上面的式(9)中所述示例操纵律模块206可关闭太阳同步轨道中的奇点处理。在另一示例中，操纵律模块206可赋值α＝0以关闭奇点处理。通过赋值α＝0，示例操纵律模块206仅仅经由/>来生成姿态表示。例如，当α＝0时，如上面的式(9)中所述在所示示例中，当操纵律模块206计算/>的理想矢量(例如，与轨道平面正交的矢量)时，操纵律模块206生成与标准轨道正常操纵对应的姿态表示，其中航天器(例如，卫星100)的轴线(例如，轴线116)与轨道系对齐。另外地或另选地，用户可在示例操纵律模块206如上所述使用例如线性方法、正弦方法和/或指数方法的一个或更多个方法计算α之前翻转/>的符号。另外地或另选地，用户可翻转/>的符号以生成与绕航天器的标称主矢量旋转180度的航天器对应的姿态表示。另外地或另选地，用户可改变示例操纵律模块206所计算的α的值。
在一些情况下，α的值的范围被限制为比[0,1]小的范围。示例操纵律模块206可操纵α以限制从标称法矢量解相对于替代法矢量解的角位移，或者反之亦然。例如，操纵律模块206可操纵α以使得航天器能够绕目标矢量(例如，标称主矢量)远离轨道法线(例如，替代法矢量)摆动不超过30度。示例操纵律模块206可限制该范围以减小标称矢量集合与替代矢量集合之间的最大转变。然而，可能需要航天器或航天器群(即，相关组)针对给定轨道的在先模拟来确定α的可接受的有限范围。另选地，示例操纵律模块206可基于包括来自标称矢量集合、替代矢量集合和/或其组合的分量的来计算(例如，迭代计算)期望的轨迹与航天器的当前轨迹之间的分离角度。示例操纵律模块206可基于分离角度来确定α的值，其中分离角度可以是最小角度、最大角度等
响应于示例操纵律模块206计算的值，操纵律模块206如上所述确定姿态表示。例如，操纵律模块206可基于设定/>来确定变换矩阵表示。示例操纵律模块206可基于姿态控制器208的格式或输入要求来将变换矩阵转换为另一格式(例如，四元数、欧拉角等)。例如，操纵律模块206可将变换矩阵转换为姿态四元数(例如，四元数的最后元素是标量元素的右旋四元数)。如本文所用，术语“姿态四元数”是可用于对三维坐标系中的任何旋转进行编码的四元素矢量。示例操纵律模块206可将所得姿态四元数发送到姿态控制器208以发出一个或更多个适当的转矩命令来以使航天器摆动。示例操纵律模块206可将数据(例如，矢量的分量、权重因子等)存储在示例数据库214中和/或从示例数据库214检索数据。
在图2所示的示例中，卫星控制器104包括姿态控制器208以生成用于操纵航天器的转矩命令。示例姿态控制器208可从示例操纵律模块206和/或示例数据库214获得例如变换矩阵、姿态四元数等的姿态表示。在一些示例中，姿态控制器208使航天器的姿态误差为零。例如，姿态控制器208可获得(1)来自取向模块204的卫星100的当前位置以及(2)来自操纵律模块206的卫星100的期望的位置(例如，基于姿态表示的期望的位置)。示例姿态控制器208可计算当前位置与期望的位置之间的差异，其中该差异是姿态误差。示例姿态控制器208可通过生成转矩命令并将转矩命令发送到卫星100的卫星推进器112和/或动量装置来使姿态误差归零，以实现期望的位置。示例姿态控制器208可将数据(例如，姿态命令)存储在示例数据库214中和/或从示例数据库214检索数据。
在图2所示的示例中，卫星控制器104包括传感器接口210以确定航天器的位置和/或姿态。例如，传感器接口210可基于传感器数据和/或从行星218的陆基通信系统216接收的传感器数据来确定卫星100的位置、姿态、加速度矢量和/或速度矢量。示例传感器接口210可从监测推进系统110、推进器112等的传感器获得传感器数据。示例传感器接口210可将数据(例如，传感器数据)存储在示例数据库214中和/或从示例数据库214检索数据。
在图2所示的示例中，卫星制导系统200包括数据库214以记录数据(例如，姿态表示、传感器数据、权重因子等)。示例数据库214可响应对与数据库214中的数据有关的信息的查询。例如，数据库214可通过提供附加数据(例如，一个或更多个数据点)、通过提供与数据库214中的附加数据关联的索引等来响应对附加数据的查询。另外地或另选地，当数据库214中不存在附加数据时，示例数据库214可通过提供空索引、数据库214标识符的结尾等来响应查询。示例数据库214可由易失性存储器(例如，同步动态随机存取存储器(SDRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、RAMBUS动态随机存取存储器(RDRAM)等)和/或非易失性存储器(例如，闪存)来实现。另外地或另选地，示例数据库214可由诸如DDR、DDR2、DDR3、移动DDR(mDDR)等的一个或更多个双倍数据速率(DDR)存储器来实现。另外地或另选地，示例数据库214可由诸如硬盘驱动器、紧凑盘驱动器、数字多功能盘驱动器、磁介质等的一个或更多个大容量存储装置来实现。尽管在所示示例中，数据库214被示出为单个数据库，但是数据库214可由任何数量和/或类型的数据库来实现。
尽管图2中示出了实现图1的卫星控制器104的示例方式，图2所示的一个或更多个元件、处理和/或装置可被组合、分割、重新布置、省略、消除和/或以任何其它方式实现。此外，图2的示例瞄准模块202、示例取向模块204、示例操纵法律模块206、示例姿态控制器208、示例传感器接口210和/或更一般地，图2的示例卫星控制器104可通过硬件、软件、固件和/或硬件、软件和/或固件的任何组合来实现。因此，例如，示例瞄准模块202、示例取向模块204、示例操纵律模块206、示例姿态控制器208、示例传感器接口210和/或更一般地，图2的示例卫星控制器104中的任一个可通过一个或更多个模拟或数字电路、逻辑电路、可编程处理器、专用集成电路(ASIC)、可编程逻辑器件(PLD)和/或现场可编程逻辑器件(FPLD)来实现。当阅读本专利的涵盖纯软件和/或固件实现方式的任何设备或系统权利要求时，示例瞄准模块202、示例取向模块204、示例操纵律模块206、示例姿态控制器208、示例传感器接口210和/或更一般地，图2的示例卫星控制器104中的至少一个由此明确地被定义为包括存储软件和/或固件的有形计算机可读存储装置或存储盘，例如存储器、数字多功能盘(DVD)、紧凑盘(CD)、蓝光盘等。此外，除了图2所示那些之外或者代替图2所示那些，图2的示例卫星控制器可包括一个或更多个元件、处理和/或装置，和/或可包括所示元件、处理和装置中的任何或全部中的不止一个。
图3A、图3B和图3C是描绘图1的示例卫星100根据典型的姿态操纵律的示例轨道的示例矢量和平面的示意图。在图3A所示的示例中，图1的卫星100沿着轨道路径302绕行星300飞行。卫星100可使图1的太阳能板108的轴线116沿着矢量对齐以使对能量源304(例如，星、太阳等)的曝露最大化。在所示示例中，图1至图2的卫星控制器104计算标称主矢量306(例如，)、标称辅矢量308(例如，/>)和标称法矢量310(例如，/>)。例如，操纵律模块206可通过计算标称主矢量306和标称辅矢量308的矢量叉积来生成标称法矢量310。如所示示例中示出的，标称主矢量306与标称辅矢量308之间的角度312不近似为0或180度。因此，当卫星100没有经历奇点状态时，示例姿态控制器208可基于标称法矢量310来生成姿态命令。在图3A所示的示例中，姿态命令没有指示卫星100绕标称主矢量306执行旋转(例如，执行偏航翻转)。
在图3B所示的示例中，图1的卫星100沿着轨道路径302绕行星300飞行。在所示示例中，图1至图2的卫星控制器104计算标称主矢量314(例如，)、标称辅矢量316(例如，/>)和标称法矢量318(例如，/>)。例如，操纵律模块206可通过计算标称主矢量314与标称辅矢量316的矢量叉积来生成标称法矢量318。如所示示例中示出的，标称主矢量314与标称辅矢量316之间的角度320大约为180度。因此，当卫星100正在经历奇点状态时，示例姿态控制器208可基于标称法矢量318来生成姿态命令。在图3B所示的示例中，姿态命令指示卫星100绕标称主矢量306执行旋转(例如，执行偏航翻转)。
在图3C所示的示例中，图1的卫星100沿着轨道路径302绕行星300飞行。在所示示例中，图1至图2的卫星控制器104计算标称主矢量322(例如，)、标称辅矢量324(例如，/>)和标称法矢量326(例如，/>)。例如，操纵律模块206可通过计算标称主矢量322和标称辅矢量324的矢量叉积来生成标称法矢量326。由于在图3B中执行的偏航翻转，标称法矢量326在方向上与图3A的标称法矢量310相反。如所示示例中示出的，标称主矢量322与标称辅矢量324之间的角度328不近似为0或180度。因此，当卫星100没有经历奇点状态时，示例姿态控制器208可基于标称法矢量326来生成姿态命令。在图3C所示的示例中，姿态命令没有指示卫星100绕标称主矢量322执行旋转(例如，执行偏航翻转)。
图4A、图4B和图4C是描绘图1的示例卫星100根据计算替代矢量集合的示例操纵律模块206的示例轨道的示例矢量和平面的示意图。在图4A所示的示例中，图1的卫星100沿着轨道路径402绕行星400飞行。卫星100可使图1的太阳能板108的轴线116沿着矢量对齐以使对能量源404(例如，星、太阳等)的曝露最大化。在所示示例中，图1至图2的卫星控制器104计算标称主矢量406(例如，)、标称辅矢量408(例如，/>)和调节的法矢量410(例如，)。例如，操纵律模块206可通过如上面根据式(9)至式(12)所述的方法来生成调节的法矢量410。例如，操纵律模块206可基于权重因子α来生成调节的法矢量410。调节的法矢量410相对于图3A的标称法矢量310符号相反。例如，操纵律模块206可基于标称主矢量406与标称辅矢量408的矢量叉积来切换标称法矢量的符号。
在图4A所示的示例中，标称主矢量406与标称辅矢量408之间的角度412不近似为0或180度。因此，当卫星100没有经历奇点状态时，示例姿态控制器208可基于调节的法矢量410来生成姿态命令。在图4A所示的示例中，姿态命令没有指示卫星100绕标称主矢量406执行旋转(例如，执行偏航翻转)。基于如上所述的权重因子α，调节的法矢量410可包括标称矢量集合、替代矢量集合和/或其组合。另选地，调节的法矢量410可等于标称法矢量(例如，)或替代法矢量(例如，/>)。
在图4B所示的示例中，图1的卫星100沿着轨道路径402绕行星400飞行。在所示示例中，图1至图2的卫星控制器104计算标称主矢量414(例如，)、标称辅矢量416(例如，/>)和调节的法矢量418(例如，/>)。例如，操纵律模块206可通过如上面根据式(9)至式(12)所述的方法来生成调节的法矢量418。例如，操纵律模块206可基于权重因子α来生成调节的法矢量418。
在图4B所示的示例中，标称主矢量414与标称辅矢量416之间的角度420大约为180度。因此，当卫星100正在经历奇点状态时，示例姿态控制器208可基于调节的法矢量418来生成姿态命令。然而，在图4B所示的示例中，姿态命令没有指示卫星100绕标称主矢量414执行旋转(例如，执行偏航翻转)。基于如上所述的权重因子α，调节的法矢量418可包括标称矢量集合、替代矢量集合和/或其组合。另选地，调节的法矢量418可等于替代法矢量(例如，)。结果，卫星100使太阳能板108的轴线116相对于图4A的调节的法矢量410以角度422沿着调节的法矢量418取向。通过计算替代矢量集合，当卫星100接近或经历奇点状态(例如，存在最小或最大角分离)时，卫星100避免如上面图3B中所述执行无意偏航翻转。
在图4C所示的示例中，图1的卫星100沿着轨道路径402绕行星400飞行。在所示示例中，图1至图2的卫星控制器104计算标称主矢量424(例如，)、标称辅矢量426(例如，/>)和调节的法矢量428(例如，/>)。例如，操纵律模块206可通过上面根据式(9)至(12)中所述的方法来生成调节的法矢量428。例如，操纵律模块206可基于权重因子α生成调节的法矢量428。
在图4C所示的示例中，标称主矢量424与标称辅矢量426之间的角度430不近似为0或180度。因此，当卫星100没有经历奇点状态时，示例姿态控制器208可基于调节的法矢量428生成姿态命令。在图4C所示的示例中，姿态命令没有指示卫星100执行绕标称主矢量424的旋转(例如，执行偏航翻转)。基于如上所述的权重因子α，调节的法矢量428可包括标称矢量集合、替代矢量集合和/或其组合。另选地，调节的法矢量428可等于标称法矢量(例如，)或替代法矢量(例如，/>)。
图5是从初始轨道502经由转移轨道506移动到最终轨道504的图1的示例卫星100的示例轨道路径图500。在图5所示的示例中，卫星100在初始轨道502中绕天体或行星(例如，地球、火星等)508飞行并且前进至最终轨道504。在此示例中，卫星100通过利用推进器112执行初始操纵来开始沿着转移轨道506行进。当卫星100从初始轨道502移动到最终轨道504时，卫星100沿着转移轨道506所限定的路径移动并且使用推进器112来执行最终操纵以留在最终轨道504中。尽管轨道路径图500中所示的示例描绘了卫星100从较低的初始轨道502移动到较高的最终轨道504，但是在一些示例中，卫星100没有完成最终操纵以移动到较高的最终轨道504中，从而使得卫星100沿着转移轨道506飞行。另选地，卫星100可从最终轨道504前进至较低/初始轨道502。将理解，利用由图1至图2的卫星控制器104计算的标称矢量集合、替代矢量集合和/或其组合，卫星100可在初始轨道502、最终轨道504、转移轨道506等中行进。例如，卫星100可利用由图2的示例操纵律模块206计算的替代矢量集合在初始轨道502中行进。
图6至图7中示出表示实现图1至图2的示例卫星控制器104的示例方法的流程图。在这些示例中，方法可利用机器可读指令来实现，其包括用于由诸如下面结合图8讨论的示例处理器平台800中所示的处理器812的处理器执行的程序。该程序可在存储在诸如CD-ROM、软盘、硬盘驱动器、数字多功能盘(DVD)、蓝光盘或者与处理器812关联的存储器的有形计算机可读存储介质上的软件中具体实现，但是整个程序和/或其部分可另选地由处理器812以外的装置执行，和/或在固件或专用硬件中具体实现。此外，尽管参照图6至图7所示的流程图描述了示例程序，可另选地使用实现示例卫星控制器104的许多其它方法。例如，方框的执行次序可改变，和/或所描述的一些方框可被改变、去除或组合。
如上所述，图6至图7的示例方法可利用存储在有形计算机可读存储介质上的编码的指令(例如，计算机和/或机器可读指令)来实现，例如硬盘驱动器、闪存、只读存储器(ROM)、紧凑盘(CD)、数字多功能盘(DVD)、缓存、随机存取存储器(RAM)和/或存储信息达任何持续时间(例如，达延长的时间周期、永久地、短暂地、暂时地缓冲和/或信息的缓存)的任何其它存储装置或存储盘。如本文所用，术语有形计算机可读存储介质被明确地定义为包括任何类型的计算机可读存储装置和/或存储盘并且不包括传播信号并且不包括传输介质。如本文所用，“有形计算机可读存储介质”和“有形机器可读存储介质”可互换使用。另外地或另选地，图6至图7的示例方法可利用存储在非暂时性计算机和/或机器可读介质上的编码的指令(例如，计算机和/或机器可读指令)来实现，例如硬盘驱动器、闪存、只读存储器、紧凑盘、数字多功能盘、缓存、随机存取存储器和/或存储信息达任何持续时间(例如，达延长的时间周期、永久地、短暂地、暂时地缓冲和/或信息的缓存)的任何其它存储装置或存储盘。如本文所用，术语非暂时性计算机可读介质被明确地定义为包括任何类型的计算机可读存储装置和/或存储盘并且不包括传播信号并且不包括传输介质。如本文所用，当短语“至少”用作权利要求的前序部分中的转折语时，其与术语“包含”为开放式相同也为开放式的。包括以及“包括”的所有其它变体被明确地定义为开放式术语。包含以及“包含”的所有其它变体也被定义为开放式术语。相比之下，术语“组成”和/或“组成”的其它形式被定义为封闭式术语。
图6是表示可由图1至图2的示例卫星控制器104执行以基于姿态命令操纵卫星的示例方法600的流程图。示例方法600开始于602：示例卫星控制器104计算卫星的主矢量。例如，操纵律模块206可计算图1的卫星100的标称主矢量。示例操纵律模块206可确定标称主矢量是从卫星100的重心指向目标(例如，地球上的点)的矢量。在方框604，示例卫星控制器104计算辅矢量。例如，操纵律模块206可计算卫星100的标称辅矢量。示例操纵律模块206可确定标称辅矢量可以是从卫星100的重心指向能量源(例如，来自天体的光源、太阳等)的矢量。
在方框606，示例卫星控制器104计算视轴矢量。例如，瞄准模块202可计算卫星100的视轴矢量。在方框608，示例卫星控制器104计算法矢量。例如，操纵律模块206可基于标称矢量集合、替代矢量集合和/或其组合来计算法矢量(例如，)。在方框610，示例卫星控制器104将法矢量归一化。例如，操纵律模块206可将调节的法矢量/>归一化。在方框612，示例卫星控制器104生成姿态表示三元组。例如，操纵律模块206可生成姿态表示三元组(例如，/>和/>)。在方框614，示例卫星控制器104生成姿态表示。例如，操纵律模块206可生成变换矩阵(例如，方向余弦矩阵)、四元数等。
在方框616，示例卫星控制器104生成姿态命令。例如，姿态控制器208可基于变换矩阵生成姿态命令。在方框618，示例卫星控制器104控制卫星的推进器和/或动量装置。例如，姿态控制器208可向推进器112发送命令以操纵卫星100。在方框620，示例卫星控制器104确定是否需要进一步的姿态调节。例如，姿态控制器208可确定姿态零点近似为零。如果在方框620，示例卫星控制器104确定需要进一步的姿态调节，则控制返回到方框602以计算卫星的另一主矢量，否则，示例方法600结束。
图7是表示可由图1至图2的示例卫星控制器104执行以基于替代矢量集合计算法矢量的示例方法700的流程图。示例方法700开始于方框702：示例卫星控制器104计算标称法矢量。例如，操纵律模块206可基于标称主矢量与标称辅矢量之间的矢量叉积来生成标称法矢量。在方框704，示例卫星控制器104计算替代法矢量。例如，操纵律模块206可计算与轨道固定系平面正交的替代法矢量。
在方框706，示例卫星控制器104确定标称法矢量的符号。例如，操纵律模块206可基于将标称主矢量、标称辅矢量等投影到轨道固定系平面来确定切换标称法矢量的符号。在方框708，示例卫星控制器104计算权重因子。例如，操纵律模块206可如上所述基于线性方法、正弦方法、指数方法等来计算权重因子α。在方框710，卫星控制器104确定调节的法矢量(例如，)。例如，操纵律模块206可基于标称法矢量(例如，/>)、替代法矢量(例如，/>)、权重因子α等来计算调节的法矢量。
图8是能够执行指令以实现图6至图7的方法和图1至图2的示例卫星控制器104的示例处理器平台800的框图。例如，处理器平台800可以是卫星控制系统、卫星制导系统、服务器、个人计算机或者任何其它类型的计算装置。
所示示例的处理器平台800包括处理器812。所示示例的处理器812是硬件。例如，处理器812可由来自任何期望的家族或制造商的一个或更多个集成电路、逻辑电路、微处理器或控制器来实现。
所示示例的处理器812包括本地存储器813(例如，缓存)。所示示例的处理器812执行指令以实现示例瞄准模块202、示例取向模块204、示例操纵律模块206、示例姿态控制器208、示例传感器接口210和/或更一般地，示例卫星控制器104。所示示例的处理器812经由总线818与包括易失性存储器814和非易失性存储器816的主存储器通信。易失性存储器814可由同步动态随机存取存储器(SDRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、RAMBUS动态随机存取存储器(RDRAM)和/或任何其它类型的随机存取存储器装置实现。非易失性存储器816可由闪存和/或任何其它期望类型的存储器装置实现。对主存储器814、816的访问由存储器控制器来控制。
所示示例的处理器平台800还包括接口电路820。接口电路820可由任何类型的接口标准来实现，例如以太网接口、通用串行总线(USB)和/或PCI express接口。
在所示示例中，一个或更多个输入装置822连接到接口电路820。输入装置822允许用户将数据和命令输入到处理器812中。输入装置可通过例如联接到通信上与处理器平台800联接的地面通信系统的音频传感器、麦克风、相机(静止或视频)、键盘、按钮、鼠标、触摸屏、轨迹板、轨迹球、isopoint和/或语音识别系统来实现。
一个或更多个输出装置824也连接到所示示例的接口电路820。输出装置824可例如通过联接到通信上与处理平台800联接的地面通信系统的触觉输出设备的显示装置(例如，发光二极管(LED)、有机发光二极管(OLED)、液晶显示器、阴极射线管显示器(CRT)、触摸屏、触觉输出装置、打印机和/或扬声器)来实现。因此，所示示例的接口电路820通常包括图形驱动卡、图形驱动芯片或图形驱动处理器。
所示示例的接口电路820还包括诸如发送器、接收器、收发器、调制解调器和/或网络接口卡的通信装置，以方便经由网络826(例如，以太网连接、数字订户线(DSL)、电话线、同轴线缆、蜂窝电话系统、卫星通信系统等)与外部机器(例如，任何类型的计算装置)交换数据。
所示示例的处理器平台800还包括用于存储软件和/或数据的一个或更多个大容量存储装置828。这些大容量存储装置828的示例包括软盘驱动器、硬盘驱动器、紧凑盘驱动器、蓝光盘驱动器、RAID系统、磁介质和数字多功能盘(DVD)驱动器。示例大容量存储装置828实现示例数据库214。
实现图6至图7的流程图所表示的方法的编码的指令832可被存储在大容量存储装置828中、易失性存储器814中、非易失性存储器816中和/或可移除有形计算机可读存储器介质(例如，CD或DVD)上。
此外，本公开包括根据以下条款的示例：
条款1.一种设备，该设备包括：操纵律模块(206)，其计算第一矢量集合(602,604,606,608)以操纵航天器(100)，并且基于将第一矢量集合投影到固定平面(120)上来计算第二矢量集合(704,710)；以及姿态控制器(208)，其基于第一矢量集合和第二矢量集合来生成姿态命令(616)以防止航天器的非计划旋转。
条款2.根据条款1所述的设备，其中，第一矢量集合包括从航天器指向惯性参考系中的目标的第一矢量以及从航天器指向能量源的第二矢量。
条款3.根据条款2所述的设备，其中，惯性参考系是地心惯性坐标系，并且能量源是来自天体的光源。
条款4.根据条款2所述的设备，其中，第二矢量集合包括与第一矢量和第二矢量正交的第三矢量以及与第一矢量正交的第四矢量。
条款5.根据条款4所述的设备，其中，操纵律模块计算第三矢量与第四矢量之间的角度。
条款6.根据条款5所述的设备，其中，姿态命令基于操纵律模块计算权重因子以确定第一矢量集合和第二矢量集合中的每一个对姿态命令的贡献，该权重因子基于所述角度。
条款7.一种方法，该方法包括以下步骤：计算第一矢量集合(602,604,606,608)以操纵航天器(100)；基于将第一矢量集合投影到固定平面(120)上来计算第二矢量集合(704,710)；以及基于第一矢量集合和第二矢量集合来生成姿态命令(616)以防止航天器的非计划旋转。
条款8.根据条款7所述的方法，其中，第一矢量集合包括从航天器指向惯性参考系中的目标的第一矢量以及从航天器指向能量源的第二矢量。
条款9.根据条款8所述的方法，其中，惯性参考系是地心惯性坐标系，并且能量源是来自天体的光源。
条款10.根据条款8所述的方法，其中，第二矢量集合包括与第一矢量和第二矢量正交的第三矢量以及与第一矢量正交的第四矢量。
条款11.根据条款10所述的方法，该方法还包括以下步骤：计算第三矢量与第四矢量之间的角度。
条款12.根据条款11所述的方法，其中，生成姿态命令的步骤包括：计算权重因子以确定第一矢量集合和第二矢量集合中的每一个对姿态命令的贡献，该权重因子基于所述角度。
条款13.根据条款12所述的方法，其中，计算权重因子的步骤包括：使用线性方法、正弦方法或指数方法中的至少一种。
条款14.一种包括指令的有形计算机可读存储介质，所述指令在被执行时使得机器至少：计算第一矢量集合(602,604,606,608)以操纵航天器(100)；基于将第一矢量集合投影到固定平面(120)上来计算第二矢量集合(704,710)；以及基于第一矢量集合和第二矢量集合来生成姿态命令(616)以防止航天器的非计划旋转。
条款15.根据条款14所述的有形计算机可读存储介质，其中，第一矢量集合包括从航天器指向惯性参考系中的目标的第一矢量以及从航天器指向能量源的第二矢量。
条款16.根据条款15所述的有形计算机可读存储介质，其中，惯性参考系是地心惯性坐标系，并且能量源是来自天体的光源。
条款17.根据条款15所述的有形计算机可读存储介质，其中，第二矢量集合包括与第一矢量和第二矢量正交的第三矢量以及与第一矢量正交的第四矢量。
条款18.根据条款17所述的有形计算机可读存储介质，该有形计算机可读存储介质还包括指令，所述指令在被执行时使得所述机器计算第三矢量与第四矢量之间的角度。
条款19.根据条款18所述的有形计算机可读存储介质，，其中，生成姿态命令的步骤包括：计算权重因子以确定第一矢量集合和第二矢量集合中的每一个对姿态命令的贡献，该权重因子基于所述角度。
条款20.根据条款19所述的有形计算机可读存储介质，其中，计算权重因子的步骤包括：使用线性方法、正弦方法或指数方法中的至少一种。
从上文，将理解，上面所公开的方法、设备和制品使得航天器能够以最小化的命令动态在轨道上操纵。本文所公开的示例卫星控制器设备基于航天器接近或经历奇点状态来防止航天器生成导致大的摆动角、不必要的偏航翻转、不稳定的旋转等的命令。本文所公开的示例卫星控制器设备通过在转移轨道、最终轨道等期间计算替代矢量集合来允许对绕天体飞行的航天器的奇点处理。
尽管本文已公开了特定示例方法、设备和制品，但是本专利的覆盖范围不限于此。相反，本专利涵盖完全落入本专利权利要求的范围内的所有方法、设备和制品。

Claims (5)

1.一种使航天器的命令动态最小化的的设备，该设备包括：
操纵律模块，该操纵律模块：
计算第一矢量集合，其中，所述第一矢量集合包括从所述航天器指向惯性参考系中的目标的第一标称矢量以及从所述航天器的重心指向能量源的第二标称矢量，其中，所述惯性参考系是地心惯性坐标系，并且所述能量源是来自天体的光源；
计算与投影的第一标称矢量和投影的第二标称矢量正交的矢量以及所述投影的第一标称矢量和所述投影的第二标称矢量之间的角度，以确定当所述投影的第一标称矢量和所述投影的第二标称矢量之间的所述角度接近0度或180度时出现奇点；并且
当出现所述奇点时，基于将所述第一矢量集合投影到固定系平面上来计算第二矢量集合，其中，所述第二矢量集合包括替代主矢量、替代辅矢量和替代法矢量；以及
姿态控制器，该姿态控制器被配置为当确定没有出现所述奇点时基于所述第一矢量集合并当确定出现所述奇点时基于所述第二矢量集合来生成姿态命令，所述姿态控制器被配置为向所述航天器的致动器发送所述姿态命令，以在航天器轨道路径和/或轨道高度之间操纵所述航天器，在所述航天器轨道路径和/或所述轨道高度中，所述姿态控制器基于所述第一矢量集合和/或所述第二矢量集合生成所述姿态命令，以防止所述航天器的非计划旋转。
2.根据权利要求1所述的设备，其中，所述航天器包括卫星。
3.根据权利要求1或2所述的设备，其中，所述光源是太阳。
4.根据权利要求1或2所述的设备，其中，所述目标是地球。
5.一种使航天器的命令动态最小化的方法，该方法包括以下步骤：
计算用于操纵航天器的第一矢量集合，所述第一矢量集合包括从所述航天器指向惯性参考系中的目标的第一标称矢量以及从所述航天器的重心指向能量源的第二标称矢量，并且其中，所述惯性参考系是地心惯性坐标系，并且所述能量源是来自天体的光源；
计算与投影的第一标称矢量和投影的第二标称矢量正交的矢量以及所述投影的第一标称矢量和所述投影的第二标称矢量之间的角度，以确定当所述投影的第一标称矢量和所述投影的第二标称矢量之间的所述角度接近0度或180度时出现奇点；
当出现所述奇点时，基于将所述第一矢量集合投影到固定系平面上来计算第二矢量集合，所述第二矢量集合包括替代主矢量、替代辅矢量和替代法矢量；以及
当确定没有出现所述奇点时基于所述第一矢量集合并且当确定出现所述奇点时基于所述第二矢量集合来生成姿态命令，姿态控制器被配置为向所述航天器的致动器发送所述姿态命令，以在航天器轨道路径和/或轨道高度之间操纵所述航天器，在所述航天器轨道路径和/或所述轨道高度中，所述姿态控制器基于所述第一矢量集合和/或所述第二矢量集合生成所述姿态命令，以防止所述航天器的非计划旋转。
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