CN113891836B - 一种用于在生存模式下对倾斜低轨道中的卫星进行姿态控制的方法 - Google Patents

一种用于在生存模式下对倾斜低轨道中的卫星进行姿态控制的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113891836B
CN113891836B CN202080037826.9A CN202080037826A CN113891836B CN 113891836 B CN113891836 B CN 113891836B CN 202080037826 A CN202080037826 A CN 202080037826A CN 113891836 B CN113891836 B CN 113891836B
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
sun
solar
reference frame
control
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202080037826.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113891836A (zh
Inventor
扬尼克·内尤布兰德
亚历山大·朱利恩
玛丽·萨乔特
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Defence and Space SAS
Airbus OneWeb Satellites SAS
Original Assignee
Airbus Defence and Space SAS
Airbus OneWeb Satellites SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Defence and Space SAS, Airbus OneWeb Satellites SAS filed Critical Airbus Defence and Space SAS
Publication of CN113891836A publication Critical patent/CN113891836A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113891836B publication Critical patent/CN113891836B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
    • B64G1/283—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using reaction wheels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
    • B64G1/285—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using momentum wheels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/32—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using earth's magnetic field
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/363—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using sun sensors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Environmental & Geological Engineering (AREA)
  • General Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Geochemistry & Mineralogy (AREA)
  • Geology (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于在生存模式下对倾斜低轨道中的卫星(10)进行姿态控制的方法(50)，所述卫星(10)包括：至少一个太阳能发电机(12)；至少一个太阳能传感器(17a、17b)；磁力矩器(15)，其能够在具有三个正交轴X、Y和Z的卫星参考系中形成内部磁矩；以及惯性致动器(16)，其能够在所述卫星参考系中形成内部角动量。所述至少一个太阳能传感器在围绕Z轴的XZ平面内具有至少180°宽的视场，所述方法包括：‑使用第一控制定律进行姿态控制的步骤(51)；‑通过所述至少一个太阳能传感器(17a、17b)搜索太阳的步骤(52)；‑当检测到太阳的第一可见性阶段时：使用第二控制定律进行姿态控制的步骤(53)。

Description

一种用于在生存模式下对倾斜低轨道中的卫星进行姿态控制 的方法
技术领域
本发明属于地心轨道中的卫星的姿态控制领域，且更确切地说，涉及在倾斜低轨道中在生存模式下的卫星姿态控制。
背景技术
在本申请中，术语“生存模式”应理解成意味着卫星的姿态控制的任何模式，所述模式从中断的初始状态开始旨在确保足够的阳光到达太阳能发电机，以保证所述卫星平台的电力自主性，直到卫星恢复到接近标称操作条件的状态。
因此，生存模式可以在与发射器分离后立即实施以初始捕获太阳和/或在卫星的任务在其任务轨道上开始后，如果发生需要中断所述任务的任何事件(与陨石相撞、推进器故障等)。
对于配备有磁力矩器和飞轮的在倾斜低轨道中处于生存模式的卫星，从专利申请EP 0778201 A1中可以得知，具体来说通过使用称为“b点”的磁力矩器的控制定律来控制姿态，以指示其涉及地球磁场矢量b的导数。
根据此b点定律，沿着卫星参考系的三个轴测量地球磁场，计算测量的时间导数，然后导数乘以增益并且表示结果的电流穿过磁力矩器以产生内部磁矩，所述磁矩会阻止卫星参考系内地球磁场的变化，从而使卫星跟随地球磁场线。因此，对于极地轨道，b点定律最终会导致卫星在惯性参考系中以等于轨道角频率两倍的速度围绕与轨道平面正交的轴线自转(即，卫星在每个轨道上自转两次)。
另外，控制飞轮以沿着卫星参考系中的预定轴形成称为“生存角动量”的内部角动量。由于飞轮形成的这种生存角动量并且由于用磁力矩器控制的b点定律，卫星将自然地自行定向，使得卫星围绕生存角动量轴自转。换句话说，卫星自行定向，使得卫星具有与卫星轨道的平面正交的生存角动量轴。为了最大化太阳能发电机上的平均日照，生存角动量轴具体而言根据卫星轨道的本地时间预定，以便卫星参考系中的生存角动量轴从一个轨道变化到另一个轨道。
生存模式中的这种姿态控制，特别是生存角动量轴对卫星轨道的本地时间的这种依赖性在一些情况下实施起来可能很复杂。
例如，在称为“漂移”的低倾斜非太阳同步轨道的情况下，卫星轨道的本地时间随时间而变化。因此，卫星参考系中的生存角动量轴也必须随时间变化，以便适应所述轨道的当前本地时间。因此，在卫星发射后，有必要定期更新卫星参考系中的生存角动量轴，以便考虑到卫星轨道的当地时间随时间的变化。
当将要部署卫星的轨道不漂移时，不一定需要随时间改变生存角动量轴，因为轨道的本地时间不会随时间变化。卫星参考系中将用于生存模式的生存角动量轴通常可以在发射所述卫星之前存储在卫星中，并且在所述卫星任务持续期间保持不变。
然而，如果卫星星座包括预期放置于不同本地时间的轨道中的若干卫星，则每一卫星必须预先配置不同的生存角动量轴，也不可能恰好对相同星座中的所有卫星使用相同的飞行软件。另外，当卫星数量较多时，也不可能总是预先知晓用于将要部署指定卫星的轨道的本地时间。
发明内容
本发明的目标是通过提出对处于生存模式的卫星进行姿态控制来弥补现有技术解决方案的一些或全部限制(具体来说，上述的那些限制)，所述姿态控制不要求具备将要部署卫星的轨道的本地时间的先验知识。
另外，本发明还旨在提供一种与任何类型的倾斜低轨道，具体而言称为“漂移”的非太阳同步轨道兼容的解决方案。
为此目的并且根据第一方面，本发明涉及一种用于在生存模式下对倾斜低轨道中的卫星进行姿态控制的方法，所述卫星包括至少一个太阳能发电机、至少一个太阳能传感器、能够在包括三个正交轴X、Y和Z的卫星参考系中形成内部磁矩的磁力矩器，以及能够在所述卫星参考系中形成内部角动量的惯性致动器。另外，至少一个太阳能传感器在围绕Z轴的XZ平面中具有至少180°宽的视场，至少一个太阳能发电机在生存模式期间在卫星参考系中静止并且被引导成在太阳沿着Z轴位于至少一个太阳能传感器的视场内时产生电能，并且用于姿态控制的方法包括：
-使用第一控制定律进行姿态控制的步骤，根据所述第一控制定律控制磁力矩器以沿着X、Y和Z轴形成力矩，以便限制卫星参考系中地球磁场的变化，以及控制惯性致动器以沿着X轴形成内部角动量，
-通过至少一个太阳能传感器搜索太阳的步骤，从而使得可以检测卫星是否处于太阳可见性阶段，
-当检测到太阳的第一可见性阶段时：使用第二控制定律进行姿态控制的步骤，根据所述第二控制定律控制磁力矩器以通过沿着Z轴形成姿态控制力矩来限制卫星参考系中地球磁场的变化，并且控制惯性致动器以沿着X和Y轴形成力矩，以将卫星放置并保持在惯性参考系中的至少一个太阳能发电机朝向太阳的姿态。
因此，如在现有技术中，在生存模式中，控制惯性致动器以沿着预定轴形成称为“生存角动量”的内部角动量。然而，与现有技术不同，所述内部角动量轴与卫星轨道的本地时间无关，并且始终沿着卫星参考系的X轴，而与所述卫星的轨道的本地时间无关。
在根据第一控制定律的轨道控件步骤期间，姿态控制将因此导致卫星围绕卫星参考系的X轴自转，X轴将与轨道平面正交。
由于在围绕Z轴的XZ平面中具有至少180°宽的视场的至少一个太阳能传感器的特定配置，所述至少一个太阳能传感器将在卫星围绕与轨道平面正交的X轴的此旋转期间始终最终会检测到太阳，而与卫星轨道的本地时间无关。实际上，在卫星自转一圈时，至少一个太阳能传感器将扫过所有空间，因此可能在卫星走出太阳的日食阶段(当地球位于卫星与太阳之间时)之后最终必然会检测到太阳。
一旦检测到太阳，卫星就会使用第二控制定律，其中惯性致动器用于修改卫星围绕X轴和Y轴的方向，以便将卫星放置并保持在惯性参考系中的至少一个太阳能发电机朝向太阳的姿态。例如，控制惯性致动器以将卫星放置并保持在太阳光线基本上平行于YZ平面，或者甚至基本上平行于Z轴的姿态。
在一些特定实施例中，用于在生存模式下进行姿态控制的方法可以单独地或以任何技术上可能的组合进一步包括以下特征中的一个或多个。
在一些特定实施例中，用于姿态控制的方法包括在太阳的第一可见性阶段之后检测到的太阳的第一日食阶段期间，使用第一控制定律进行姿态控制的步骤。
在一些特定实施例中，在第一控制定律和/或第二控制定律期间，根据偏置b点定律控制磁力矩器。
在一些特定实施例中，用于姿态控制的方法包括：
-在太阳的第一日食阶段之后检测到的太阳可见性阶段期间：使用第三控制定律进行姿态控制的步骤，所述第三控制定律对应于第二控制定律并且进一步包括控制磁力矩器以在太阳方向上形成力矩，以及控制惯性致动器以在形成力矩的太阳方向上形成内部角动量，所述力矩对抗由磁力矩器在太阳方向上形成的力矩，
-在太阳的随后日食阶段期间：不进行姿态控制的步骤，在此期间磁力矩器和惯性致动器不受控制。
在一些特定实施例中，在使用第三控制定律期间，控制磁力矩器和惯性致动器，直到在太阳方向上达到预定范数的内部角动量。
在一些特定实施例中，第二控制定律进一步包括控制磁力矩器以沿着X和Y轴将惯性致动器去饱和。
在一些特定实施例中，在使用第一控制定律进行姿态控制的步骤期间，当惯性参考系中卫星的自转速度范数变成小于或等于预定正阈值时，开始执行搜索太阳的步骤。
在一些特定实施例中，第一预定正阈值等于K1·|w0|，w0是惯性参考系中的卫星的轨道角频率并且K1是正参数，使得3≤K1≤5。
在一些特定实施例中，在使用第一控制定律期间，控制磁力矩器以限制卫星参考系中地球磁场的变化，以便获得卫星在惯性参考系中范数严格大于2·|w0|且小于或等于4·|w0|的自转速度，w0是惯性参考系中的卫星的轨道角频率。
根据第二方面，本发明涉及一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括一组程序代码指令，所述程序代码指令在由处理器执行时配置所述处理器以实施根据本发明的实施例中的任一个的用于姿态控制的方法。
根据第三方面，本发明涉及一种预期放置于倾斜低轨道中的卫星，所述卫星包括：至少一个太阳能发电机；至少一个太阳能传感器；磁力矩器，其能够在包括三个正交轴X、Y和Z的卫星参考系中形成内部磁矩；以及惯性致动器，其能够在所述卫星参考系中形成内部角动量。另外，至少一个太阳能传感器在围绕Z轴的XZ平面中具有至少180°宽的视场，并且至少一个太阳能发电机被配置成在生存模式期间在卫星参考系中静止并且被引导成当太阳沿着Z轴位于至少一个太阳能传感器的视场内时产生电能。
在一些特定实施例中，卫星可以单独地或以任何技术上可能的组合进一步包括以下特征中的一个或多个。
在一些特定实施例中，至少一个太阳能发电机沿着Y轴布置。
在一些特定实施例中，卫星包括两个太阳能传感器，每个太阳能传感器具有在XZ平面内的至少100°宽的视场并且被布置成在围绕Z轴的XZ平面内共同地呈现至少180°宽的视场。
在一些特定实施例中，惯性致动器是反作用轮。
在一些特定实施例中，卫星包括用于控制磁力矩器和惯性致动器的控制模块，所述控制模块被配置成实施根据本发明的实施例中的任一个的用于在生存模式下进行姿态控制的方法。
附图说明
在阅读仅作为非限制性实例给出的以下描述且参考附图后将更好地理解本发明，所述附图表示：
-图1：卫星的实施例的示意性表示，
-图2：图1的卫星的太阳能传感器的示例性布置的示意性表示，
-图3：表示用于在生存模式下对卫星进行姿态控制的方法的主要步骤的图式，
-图4：用于在生存模式下对卫星进行姿态控制的方法的第一示例性实施方案的示意性表示，
-图5：用于在生存模式下对卫星进行姿态控制的方法的第二示例性实施方案的示意性表示，
-图6：表示用于在生存模式下对卫星进行姿态控制的方法的优选实施例的主要步骤的图式。
在这些图式中，从一个图式到另一图式的相同参考表示相同或相似元件。为了清晰起见，除非另外说明，否则未按比例示出元件。
具体实施方式
本发明涉及在地心倾斜低轨道中在生存模式下对卫星10进行的姿态控制。
如上文所指示，在本申请中，生存模式是在发生需要中断任务的任何事件(与陨石相撞、推进器故障等)的情况下，在与发射器分离之后和/或在卫星10的任务已开始之后立即实施的姿态控制的模式。
“低轨道”被理解为意味着卫星10的最大高度使得地球的局部磁场不可忽略并且允许使用磁力矩器来控制所述卫星的姿态。实际上，特别是当卫星10的最大高度小于2000公里时，此条件得到满足。“倾斜轨道”应理解为意味着轨道平面与赤道平面形成非零角度。具体来说，本发明发现一种特别有利的应用，尽管在强烈倾斜轨道的情况下，即其中轨道平面与赤道平面形成大于或等于70°的角度，例如在极地轨道的情况下(其中轨道平面与赤道平面形成90°的角度)，这绝不是限制性的。
图1示意性地表示根据本发明的卫星10的实施例。
卫星10与卫星参考系相关联，所述卫星参考系例如以卫星10的质心O为中心，包括彼此正交的三条轴线X、Y和Z。卫星参考系连接到卫星10，即卫星参考系完全由卫星10的几何形状限定。换句话说，卫星10在惯性参考系中的任何旋转产生卫星参考系在惯性参考系内的等效旋转。
如通过图1所说明，卫星10包括主体11。在通过图1所说明的非限制性实例中，主体11基本上呈长方体形式，并且轴线X、Y和Z与所述主体11的相应相互正交面正交。更具体来说：
-X轴与主体11的+X和-X面正交，
-Y轴与主体11的+Y和-Y面正交，
-Z轴与主体11的+Z和-Z面正交，其中+Z面携载例如卫星10有效载荷的仪表14并且必须朝向地球T以便执行其任务。
出于描述的目的，相应单位向量ux、uy和uz还与卫星参考系的轴线X、Y和Z中的每一个相关联。将单位向量ux、uy和uz分别从质心O朝向+X、+Y和+Z引导，并且集合(ux,uy,uz)构成卫星参考系的标准正交基础。在通过图1说明的非限制性实例中采用的惯例的情况下，卫星参考系的此标准正交基也是直接的。然而，应理解，为了描述本发明的实施例而选择特定惯例并不限制本发明，本发明可以通过采用其它惯例而不修改本发明以等效方式进行描述。
如通过图1所说明，卫星10包括布置在所述主体11的任一侧上的两个太阳能发电机12。每个太阳能发电机12包括在一个面上的光敏表面13，所述光敏表面必须朝向太阳S定向以便产生电能。在通过图1说明的实例中，太阳能发电机12由主体11的+Y和-Y面承载，使得所述太阳能发电机12沿着Y轴布置，这意味着平行于Y轴。
应注意，本发明更一般地适用于任何数目的太阳能发电机12，且因此当卫星10包括至少一个太阳能发电机12时适用。
在本说明书的其余部分中，我们以非限制性方式考虑太阳能发电机12相对于卫星10的主体11具有固定且不可修改的定向的情况。在通过图1说明的非限制性实例中，太阳能发电机12平行于由X和Y轴形成的XY平面，并且被配置成使得其光敏表面13朝向卫星10的侧面，所述侧面与由单位向量指向的侧面相对。因此，当太阳S在与由单位向量uz指向的侧面相对的侧面上时，太阳能发电机12形成电能。通过将从质心O朝向太阳S定向的单位向量表示为us，随后当单位向量uz与us之间的点积提给出严格负结果时，太阳能发电机12形成电能。
然而，本发明也适用于可相对于所述主体11移动的太阳能发电机12的情况。在太阳能发电机12可移动的情况下，它们优选地在生存模式开始时放置在预定定向上，并且例如在所述生存模式的持续时间期间保持相对于卫星10的主体11静止。在生存模式开始时放置太阳能发电机12的预定定向例如对应于图1中所示以及上文描述的预定定向。
卫星10还包括用于姿态控制的若干致动器。
更具体来说，卫星10包括适合于形成在卫星参考系内的任何轴线的内部磁矩的一组磁力矩器15。
卫星10还包括适合于形成在所述卫星参考系内的任何轴线的内部角动量的一组惯性致动器，例如反作用轮或陀螺仪致动器。在本说明书的其余部分中，我们以非限制性的方式考虑惯性致动器16是反作用轮的情况。
如图1中所说明，卫星10进一步包括两个太阳能传感器17a和17b。在通过图1说明的实例中，太阳能传感器17a、17b布置在卫星10的主体11的-Z面上。太阳能传感器17a和17b例如相对于由Y和Z轴形成的YZ平面基本上对称地布置。
图2示意性地表示太阳能传感器17a和17b在由X和Z轴形成的XZ平面中的布置。如通过图2说明，太阳能传感器17a和17b在由X和Z轴形成的平面中、围绕Z轴并且在与由单位向量uz指向的侧面相对的侧面上共同地具有宽度基本上等于180°的视场。通过测量相对于单位向量-uz(与单位向量uz相反)的角度，太阳能传感器17a和17b的联合视场覆盖XZ平面中的-90°到90°的角度。在图2中说明的实例中，太阳能传感器17a在XZ平面中具有基本上等于100°的宽度的视场，所述视场覆盖在XZ平面中的-90°到10°的角度。太阳能传感器17b在XZ平面中具有基本上等于100°的宽度的视场，所述视场覆盖在XZ平面中的-10°到90°的角度。因此，太阳能传感器17a和17b共同地覆盖围绕Z轴的180°宽的视场。通过此种视场，当太阳S在所述太阳能传感器17a和17b的视场内时，太阳能发电机12可以产生电能。当单位向量us与单位矢量-uz重合时，太阳S的光线也基本上垂直入射到所述太阳能发电机12的光敏表面13上。
应注意，本发明更一般来说适用于任何数目的太阳能传感器，且因此当卫星10包括至少一个太阳能传感器时适用。另一方面，由所述卫星10的一个或多个太阳能传感器覆盖的视场在围绕Z轴的XZ平面中应该优选地为至少180°宽。
卫星10还包括适合于控制磁力矩器15和反作用轮的控制模块(在图中未示出)。
控制模块包括例如至少一个处理器和至少一个存储器，呈待执行的一组程序代码指令形式的计算机程序产品存储在所述存储器中，以便实施用于在生存模式下对卫星10进行姿态控制的方法50的各个步骤。在一个变型中，控制模块包括FPGA、PLD等类型的一个或多个可编程逻辑电路，和/或适合于实施用于在生存模式下对所述卫星10进行姿态控制的方法50的一些或所有所述步骤的专用集成电路(ASIC)。
换句话说，控制模块包括由软件(特定的计算机程序产品)和/或硬件(FPGA、PLD、ASIC等)配置的一组构件，以实施用于在生存模式下对卫星10进行姿态控制的方法50。
图3示意性地表示用于在生存模式下对图1的卫星10进行姿态控制的方法50的主要步骤，所述步骤为：
-使用用于控制磁力矩器15和反作用轮的第一控制定律进行姿态控制的步骤51，
-通过太阳能传感器17a、17b搜索太阳S的步骤52，从而使得可以检测卫星是否处于太阳S的可见性阶段，
-当检测到太阳S的第一可见性阶段时：使用用于控制磁力矩器15和反作用轮的第二控制定律进行姿态控制的步骤53。
在使用第一控制定律进行姿态控制的步骤51期间，控制磁力矩器15以沿着X、Y和Z轴形成姿态控制力矩，以便限制卫星参考系中地球磁场的变化。
例如，可以使用上述b点定律控制所述磁力矩器15。在适当的情况下，导出地球磁场的局部值，随后通过磁力矩器15形成与所述计算出的导数成比例的内部磁矩。地球磁场的局部值例如是由一个或多个磁力计(图中未示出)执行的测量，或者由接收卫星10的位置作为输入的地球磁场模型提供的估计，例如通过GNSS接收器(“全球导航卫星系统”)，例如GPS接收器(“全球定位系统”，图中未显示)等估计。
例如，b点定律旨在阻止卫星参考系中地球磁场的变化，即在卫星参考系中保持地球磁场恒定。如上文所指示，此b点定律因此最终会导致卫星在惯性参考系中围绕与卫星10的轨道平面正交的轴线以等于轨道角频率两倍的速度自转。对于此种b点定律，由磁力矩器15形成的内部磁矩例如以如下形式表示(无偏置b点定律)：
[数学式1]
Figure GDA0003656465340000111
表达式，其中：
-
Figure GDA0003656465340000112
对应于由磁力矩器15形成的内部磁矩，
-KB对应于预定的严格正增益，
-
Figure GDA0003656465340000113
对应于在卫星参考系中测量到的单一地球磁场
Figure GDA0003656465340000114
的导数，
-单一地球磁场
Figure GDA0003656465340000115
等于
Figure GDA0003656465340000116
Figure GDA0003656465340000117
是在卫星参考系中测量到的地球磁场。
根据另一实例，b点定律旨在减少卫星参考系中地球磁场的变化，以便限制在惯性参考系中卫星10的自转速度。如上所述，此b点定律因此最终会导致卫星在惯性参考系中围绕与卫星10的轨道平面正交的轴线，但以较大速度自转，所述速度等于轨道角频率的两倍。对于此种b点定律，由磁力矩器15形成的内部磁矩例如以如下形式表示(偏置b点定律)：
[数学式2]
Figure GDA0003656465340000118
表达式，其中：
-ωCTRL对应于预定向量，
-
Figure GDA0003656465340000119
对应于ωCTRL和
Figure GDA00036564653400001110
的矢积。
增益ωCTRL例如是预定的，以便产生卫星10在惯性参考系中的范数严格大于2·|w0|并且小于或等于4·|w0|的自转速度。w0是卫星10在惯性参考系中的轨道角频率。
在使用第一控制定律进行姿态控制的步骤51期间，控制反作用轮以沿着X轴形成称为“生存角动量”的内部角动量。因此，如在现有技术中，第一控制定律的使用导致卫星10围绕与轨道平面正交的轴自转，卫星10自然地定向自身以便呈现与所述轨道平面正交的生存角动量轴。与现有技术不同，生存角动量轴总是沿着卫星参考系的X轴，而与卫星10的轨道的本地时间无关。
用于姿态控制的方法50还包括搜索太阳S的步骤52，这通过太阳能传感器17a、17b执行，以便确定卫星10是否处于太阳S的可见性阶段中。
搜索太阳的步骤52优选地在生存模式的至少一部分持续时间内重复地执行。实际上，生存模式首先旨在确保足够的阳光到达太阳能发电机12以保证卫星10的平台的自主性，直到它恢复到接近标称操作条件的状态。因此，最好能够尽快检测到太阳S，并尽可能在卫星参考系内跟踪太阳方向。
然而，在生存模式开始时，通常需要从控制卫星10的自转速度开始，并且如果需要，在惯性参考系内降低卫星的自转速度。只要卫星10的自转速度太高，就不一定需要执行搜索太阳S的步骤52。因此，在一些特定实施例中，在使用第一控制定律进行姿态控制的步骤51期间，当惯性参考系中卫星10的自转速度的范数变成小于预定正阈值V1时，开始执行搜索太阳S的步骤52。阈值V1例如等于K1·|w0|，K1是正参数。K1参数例如使得3≤K1≤5。
只要未检测到太阳S(在图3中的参考标号520)，控制模块就使用第一控制定律来控制磁力矩器15和反作用轮。
当检测到太阳S时(在图3中的参考标号521)，随后确定卫星10在太阳S的可见性的阶段中(且不在太阳S的日食阶段中)。用于在生存模式下进行姿态控制的方法50随后包括姿态控制的步骤53，在此期间控制模块使用第二控制定律。
在使用第二控制定律进行姿态控制的步骤53期间，控制磁力矩器15以通过沿着Z轴形成姿态控制力矩来限制卫星参考系中地球磁场的变化。如同第一控制定律一样，可以具体来说使用上述b点定律中的一个(偏置或无偏置)，但是经过修改以仅考虑沿着Z轴的姿态控制。鉴于由磁力矩器15形成的力矩与地球磁场正交，则不可能通过磁力矩器15仅沿Z轴形成力矩。可能沿着其它轴线X和Y形成的力矩随后是干扰力矩，例如可以通过反作用轮来补偿其影响。通过将由b点定律(偏置或无偏置)提供的内部磁矩
Figure GDA0003656465340000131
投射到XY平面上，以及通过仅借助于磁力矩器15形成由b点定律提供的所述内部磁矩
Figure GDA0003656465340000132
到XY平面上的投射，可以限制沿着其它X和Y轴形成的任何干扰力矩。换句话说，通过将内部磁矩
Figure GDA0003656465340000133
沿着X、Y和Z轴的分量表示为MMTQ,X、MMTQ,Y和MMTQ,Z，则这相当于根据以下表达式形成内部磁矩：
[数学式3]
Figure GDA0003656465340000134
表达式，其中
Figure GDA0003656465340000135
表示由b点定律提供的内部磁矩
Figure GDA0003656465340000136
到XY平面上的投射。
在一些实施例中，在使用第二控制定律进行姿态控制的步骤53期间，还可以控制磁力矩器15以沿着X和Y轴形成去饱和力矩，以便沿着X和Y轴将反作用轮去饱和。
在使用第二控制定律进行姿态控制的步骤53期间，控制反作用轮以沿着X和Y轴形成力矩，以便将卫星放置并保持在惯性参考系中的太阳能发电机12朝向太阳S的姿态。例如，控制反作用轮，从而以单位向量-uz与单位向量us之间的点积(太阳S在卫星参考系中的方向)严格为正，优选地大于0.5或甚至大于0.7或基本上等于1的姿态放置并保持卫星10。
因此，第二控制定律实施卫星10的姿态的三轴控制，沿着Z轴的姿态通过磁力矩器15控制并且沿着X和Y轴的姿态通过反作用轮控制。在第二控制定律的一些特定实施例中，还可以控制反作用轮以补偿由磁力矩器沿着X和Y轴形成的干扰力矩的影响，和/或还可以控制磁力矩器15以形成所述反作用轮的去饱和力矩。
图4示意性地表示在图1的卫星10在极地轨道中并且轨道的升交点在中午(太阳S在卫星10的轨道平面内)的情况下用于在生存模式下进行姿态控制的方法50的示例性实施方案。在通过图4说明的实例中，我们以非限制性方式考虑以下情况：已实施第一控制定律，直到在时间t1处，在惯性参考系中达到范数低于阈值V1的卫星10的自转速度。在时间t1处，卫星10因此围绕X轴旋转，X轴与卫星10的轨道平面基本上正交，所述卫星的自转速度例如具有基本上等于3·|w0|的范数。在时间t1处开始执行搜索太阳S的步骤52。在时间t1与时间t2之间，卫星10在太阳S的日食阶段中，因此未检测到太阳。因此，控制模块继续应用第一控制定律，并且卫星10继续其围绕X轴的自转。在时间t3处，太阳能传感器17a、17b检测太阳S，并且控制模块开始应用第二控制定律。在通过图4说明的实例中，沿着Y轴的姿态控制旨在保持与轨道平面基本上正交的X轴，并且沿着X轴的控制旨在停止在姿态中沿着X轴的旋转，使得Z轴基本上平行于太阳S的光线。
图5示意性地表示在图1的卫星10在极地轨道中并且轨道的升交点在上午6点(太阳S的光线在卫星10的轨道平面上具有正入射角)的情况下用于在生存模式下进行姿态控制的方法50的示例性实施方案。在图5中，地球T被太阳S隐藏。在通过图5说明的实例中，我们以非限制性方式考虑以下情况：已实施第一控制定律，直到在时间t1处，在惯性参考系中达到范数低于阈值V1的卫星10的自转速度。在时间t1处，卫星10因此围绕X轴自转，X轴与卫星10的轨道平面基本上正交，所述卫星的转速例如具有基本上等于3·|w0|的范数。在时间t1处开始执行搜索太阳S的步骤52。由于所考虑的轨道，太阳的光线基本上平行于卫星参考系的X轴。归因于涵盖X轴的太阳能传感器17a、17b的视场，几乎可以立即检测到太阳S并且控制模块开始应用第二控制定律。在图4中所说明的轨道的情况下，沿着Y轴的姿态控制旨在修改卫星的定向，以使X轴基本上回到轨道平面中，并且沿着X轴的姿态控制主要旨在将Y轴保持在轨道平面内。在时间t2处，卫星10被定向成使得Z轴与卫星的轨道平面基本上正交。如果由磁力矩器15沿着Z轴形成的力矩通过b点定律形成，则卫星10可以围绕Z轴自转。只要太阳S的光线平行于Z轴，则此旋转就没有问题。然而，不排除控制磁力矩器15以沿着Z轴形成姿态控制力矩，其旨在停止卫星10围绕Z轴的自转。
在第二控制定律的使用期间，例如根据如通过太阳能传感器17a、17b测量到的太阳S的方向控制卫星10的姿态。
在图4中所说明的实例中，卫星10在太阳Ss的可见性阶段与太阳Ss的日食阶段(当地球T在卫星10与太阳S之间时)之间交替。在此情况下，当卫星10处于太阳S的日食阶段时，可以不再根据通过太阳能传感器17a、17b测量到的太阳S的方向控制卫星10的姿态，因为太阳S被地球T隐藏。
在一些特定实施例中，用于姿态控制的方法包括在检测到太阳的可见性阶段之后检测到的太阳S的日食阶段期间，使用第一控制定律进行姿态控制的步骤51。在此情况下，在太阳S的此日食阶段期间，卫星10将自然地再次将自身定向成使得X轴(生存角动量)位于与轨道平面基本上正交的位置。另外，卫星10随后围绕X轴自转，所述卫星在惯性参考系中具有取决于用于磁力矩器15的控制定律的转速。应注意，使用偏置b点分布而不是无偏置b点分布可能是有利的。实际上，太阳S的日食阶段的持续时间严格小于卫星10的轨道周期。因此，在无偏置的b点定律的情况下，卫星10没有时间在太阳S的日食阶段的时间段内完成完整自转。在偏置b点定律的情况下，卫星10在惯性参考系中的自转速度更大，并且可以选择此转速以使卫星10能够比使用无偏置b点定律旋转更多，同时在太阳S的日食阶段的时间段内执行至多一个完成自转，这样可以在退出太阳S的日食阶段时加速对太阳S的检测。例如，通过偏置b点定律，使得可以在惯性参考系中获得范数基本上等于3·|w0|的转速，卫星10在太阳S的每一日食阶段期间至多执行一个完整自转，而与卫星10的轨道的倾角和本地时间无关。
第一控制定律可以在太阳Ss的所有日食阶段期间，或者仅在太阳Ss的所述日食阶段的一部分期间使用。优选地，至少在使用第二控制定律的太阳的第一可见性阶段之后检测到的太阳的第一日食阶段期间使用第一控制定律。然而，不排除在太阳Ss的日食阶段期间，包含在使用第二控制定律的太阳S的第一可见性阶段之后检测到的太阳S的第一日食阶段期间，使用与第一控制定律不同的控制定律。
类似地，第二控制定律可以在太阳Ss的所有可见性阶段期间，或仅在太阳Ss的可见性阶段的一部分期间，以及至少在通过太阳能传感器17a、17b检测到的太阳S的第一可见性阶段期间使用。
图6示意性地表示用于在生存模式下对卫星10进行姿态控制的方法50的优选实施例的主要步骤。
如通过图6所说明，用于在生存模式下进行姿态控制的方法50重复在图3中表示的步骤，并且上文参考图3描述的所有事物也适用于由图6说明的优选实施例。
如通过图6所说明，用于在生存模式下进行姿态控制的方法50包括在太阳S的第一可见性阶段之后立即检测到的太阳S的第一日食阶段期间，可以使用例如第一控制定律的对卫星进行姿态控制的步骤51。通过太阳能传感器17a、17b执行对太阳S的日食阶段的检测。例如，如果太阳能传感器17a、17b在预定时间段内不再检测到太阳S，则这表示卫星10在太阳S的日食阶段中。在通过图6说明的实例中，重复地执行搜索太阳S的步骤52。只要检测到太阳S(在图6中的参考标号521)，控制模块就使用第二控制定律。当不再检测到太阳S时(图6中的参考标号520)，控制模块使用例如第一控制定律。
如上文所指示，在使用第二控制定律的太阳S的第一可见性阶段之后检测到的太阳S的第一日食阶段期间，第一控制定律优选地使用偏置b点定律。此种布置可以原则上通过适当地选择转速作为太阳S的日食阶段的持续时间的函数(或考虑到卫星10的轨道，作为太阳S的日食阶段可以具有的最大持续时间的函数)来确保卫星10通过无偏置b点定律旋转更多，而在太阳S的日食阶段的时间段内，执行至多一个完整自转。
在太阳S的日食阶段期间，还重复地执行搜索太阳S的步骤52，以便检测太阳S的下一可见性阶段。只要通过太阳能传感器17a、17b未检测到太阳S(图6中的参考标号520)，控制模块就使用第一控制定律。
当检测到太阳S时(图6中的参考标号521)，用于在生存模式下进行姿态控制的方法50包括在太阳S的检测到的可见性阶段期间，使用第三控制定律进行姿态控制54的步骤。实际上，第三控制定律对应于上述第二控制定律，这意味着控制磁力矩器15以控制沿着Z轴的姿态，同时控制反作用轮以控制沿着X轴和Y轴的卫星10的姿态。第三控制定律还包括控制磁力矩器15以在太阳方向上形成力矩，以及控制反作用轮以在太阳方向上形成内部角动量，从而形成与由磁力矩器15在太阳方向上形成的力矩相对的力矩。换句话说，分别由磁力矩器15和反作用轮在太阳S的方向上形成的力矩相互抵消，然后反作用轮在太阳S的方向上积累内部角动量。执行此控制，直到达到在太阳S方向上的预定范数的内部角动量，称为“陀螺仪刚度范数”。
在太阳S的可见性阶段期间，还重复地执行搜索太阳S的步骤52，以便检测太阳S的下一日食阶段。只要通过太阳能传感器17a、17b检测到太阳S(图6中的参考标号521)，控制模块就使用第三控制定律。
如通过图6所说明，当不再检测到太阳S时(图6中的参考标号520)，用于在生存模式下进行姿态控制的方法50随后包括无姿态控制的步骤55，在此期间不控制磁力矩器15和反作用轮。“无姿态控制”应理解成意味着不控制磁力矩器以形成内部磁矩，并且反作用轮的转速保持不变。
由于由在太阳S方向上积累的内部角动量产生的陀螺仪刚度，卫星10的惯性指向将保持基本不变，使得太阳能发电机12将保持在太阳S方向上定向。由于此陀螺仪刚度，可以在退出太阳S的日食阶段时快速地检测到太阳S，因为卫星10的指向使得太阳S将在退出日食阶段时直接在太阳能传感器17a和17b的视场中。
在通过图6说明的实例中，从通过太阳能传感器17a和17b检测到太阳S的第二可见性阶段开始，执行使用第三控制定律进行姿态控制的步骤54。然而，应注意，在太阳Ss的若干可见性阶段期间使用了第二控制定律之后，可以稍后使用第三控制定律。不使用从检测到的太阳S的第一可见性阶段开始的第三控制定律的优点主要在于，并不总是可能知道在轨道上的哪个时刻卫星10在惯性参考系中的自转速度的范数小于阈值V1。如果这发生在太阳S的可见性阶段结束时，则不可能达到在太阳S方向上积累的内部角动量的陀螺刚度范数。另一方面，太阳S的第二可见性阶段通常会在退出太阳S的第一日食阶段之后不久检测到，使得控制模块具有至少一半的轨道周期，直到太阳S的下一日食阶段，使得对于在太阳S方向上积累的内部角动量，可以达到陀螺仪刚度的范数。
更一般来说，应注意，以上考虑的实施例和实施方案已经被描述为非限制性实例，并且因此可以想到其它变体。
具体来说，主要通过考虑极地轨道中的卫星10来描述本发明。然而，本发明适用于任何类型的倾斜低轨道。具体来说，不排除考虑基本极地轨道，这意味着轨道的倾角大于或等于70°。另外，本发明发现在圆形轨道的情况下特别有利的应用，但也适用于非圆形轨道(例如在离轨的情况下)。

Claims (14)

1.一种用于在生存模式下对倾斜低轨道中的卫星（10）进行姿态控制的方法（50），所述卫星（10）包括：至少一个太阳能发电机（12）；至少一个太阳能传感器（17a、17b）；磁力矩器（15），其能够在包括三个正交轴X、Y和Z的卫星参考系中形成内部磁矩；以及惯性致动器（16），其能够在所述卫星参考系中形成内部角动量，其特征在于，所述至少一个太阳能传感器在围绕Z轴的XZ平面中具有至少180°宽的视场，所述至少一个太阳能发电机（12）在生存模式期间在所述卫星参考系中静止，并且被引导成在太阳（S）沿着Z轴位于所述至少一个太阳能传感器的所述视场内时产生电能，所述方法包括：
- 使用第一控制定律进行姿态控制的步骤（51），根据所述第一控制定律控制所述磁力矩器（15）以沿着X、Y和Z轴形成力矩，以便限制所述卫星参考系中地球磁场的变化，以及控制所述惯性致动器（16）以沿着X轴形成内部角动量，
- 通过所述至少一个太阳能传感器（17a、17b）搜索太阳的步骤（52），从而使得可以检测所述卫星是否处于太阳的可见性阶段，
- 当检测到太阳的第一可见性阶段时：使用第二控制定律进行姿态控制的步骤（53），根据所述第二控制定律控制所述磁力矩器（15）以通过沿着Z轴形成姿态控制力矩来限制所述卫星参考系中所述地球磁场的变化，并且控制所述惯性致动器（16）以沿着X和Y轴形成力矩，以将所述卫星放置并保持在惯性参考系中的至少一个太阳能发电机朝向太阳的姿态。
2.根据权利要求1所述的方法（50），其包括在太阳的所述第一可见性阶段之后检测到的太阳的第一日食阶段期间，使用所述第一控制定律进行姿态控制的步骤（51）。
3.根据权利要求1所述的方法（50），其包括：
- 在太阳的所述第一可见性阶段之后检测到的太阳的可见性阶段期间：使用第三控制定律进行姿态控制的步骤（54），所述第三控制定律对应于所述第二控制定律并且进一步包括控制所述磁力矩器（15）以在太阳方向上形成力矩，以及控制所述惯性致动器（16）以在形成力矩的太阳方向上形成内部角动量，所述力矩对抗由所述磁力矩器（15）在太阳方向上形成的所述力矩，
- 在太阳的后续日食阶段期间：不进行姿态控制的步骤（55），在此期间所述磁力矩器和惯性致动器不受控制。
4.根据权利要求3所述的方法（50），其特征在于，在所述使用所述第三控制定律期间，控制所述磁力矩器和惯性致动器，直到在太阳方向上达到预定范数的内部角动量。
5.根据权利要求1所述的方法（50），其特征在于，根据所述第一控制定律和/或所述第二控制定律中的偏置b点定律控制所述磁力矩器。
6.根据权利要求1所述的方法（50），其特征在于，所述第二控制定律进一步包括控制所述磁力矩器（15）以沿着X和Y轴将所述惯性致动器（16）去饱和。
7.根据权利要求1所述的方法（50），其特征在于，在使用所述第一控制定律进行姿态控制的步骤（51）期间，当所述惯性参考系中所述卫星（10）的自转速度的范数变成小于或等于预定正阈值时，开始执行搜索太阳的步骤（52）。
8.根据权利要求7所述的方法（50），其特征在于，预定正阈值等于K1∙|w0|，w0是所述惯性参考系中所述卫星（10）的轨道角频率并且K1是正参数，使得3≤K1≤5。
9.根据权利要求1所述的方法（50），其特征在于，在所述使用所述第一控制定律期间，控制所述磁力矩器（15）以限制所述卫星参考系中的所述地球磁场的变化，以便获得所述卫星（10）在所述惯性参考系中的范数严格大于2∙|w0|且小于或等于4∙|w0|的自转速度，w0是所述惯性参考系中所述卫星的轨道角频率。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有一组程序代码指令，其特征在于，所述程序代码指令在由处理器执行时配置所述处理器以实施根据权利要求1所述的用于在生存模式下对倾斜低轨道中的卫星（10）进行姿态控制的方法（50）的步骤。
11.一种预期放置在倾斜低轨道中的卫星（10），其包括：至少一个太阳能发电机（12）；至少一个太阳能传感器（17a、17b）；磁力矩器（15），其能够在包括三个正交轴X、Y和Z的卫星参考系中形成内部磁矩；以及惯性致动器（16），其能够在所述卫星参考系中形成内部角动量，其特征在于，所述至少一个太阳能传感器（17a、17b）在围绕Z轴的XZ平面中具有至少180°宽的视场，所述至少一个太阳能发电机（12）被配置成在生存模式期间在所述卫星参考系中静止，并且被引导成在太阳（S）沿着Z轴位于所述至少一个太阳能传感器（17a、17b）的所述视场内时产生电能，所述卫星进一步包括控制模块，用于控制所述磁力矩器（15）和惯性致动器（16），所述控制模块被配置成实施根据权利要求1所述的用于在生存模式下对倾斜低轨道中的卫星（10）进行姿态控制的方法（50）。
12.根据权利要求11所述的卫星（10），其特征在于，所述至少一个太阳能发电机（12）沿着Y轴布置。
13.根据权利要求11所述的卫星（10），其包括两个太阳能传感器（17a、17b），每个太阳能传感器具有在XZ平面内的至少100°宽的视场，并且所述两个太阳能传感器（17a、17b）被布置成在围绕Z轴的XZ平面内两者相加呈现至少180°宽的视场。
14.根据权利要求11所述的卫星（10），其特征在于，所述惯性致动器（16）是反作用轮。
CN202080037826.9A 2019-03-20 2020-03-16 一种用于在生存模式下对倾斜低轨道中的卫星进行姿态控制的方法 Active CN113891836B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1902868 2019-03-20
FR1902868A FR3093998B1 (fr) 2019-03-20 2019-03-20 Procédé de contrôle d’attitude d’un satellite en mode survie sans connaissance a priori de l’heure locale de l’orbite du satellite
PCT/FR2020/050542 WO2020188207A1 (fr) 2019-03-20 2020-03-16 Procédé de contrôle d'attitude d'un satellite en mode survie sans connaissance a priori de l'heure locale de l'orbite du satellite

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113891836A CN113891836A (zh) 2022-01-04
CN113891836B true CN113891836B (zh) 2022-07-12

Family

ID=67514821

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202080037826.9A Active CN113891836B (zh) 2019-03-20 2020-03-16 一种用于在生存模式下对倾斜低轨道中的卫星进行姿态控制的方法

Country Status (8)

Country Link
US (1) US11597539B2 (zh)
EP (1) EP3921235B1 (zh)
CN (1) CN113891836B (zh)
AU (1) AU2020244239B2 (zh)
CA (1) CA3133759C (zh)
DK (1) DK3921235T3 (zh)
FR (1) FR3093998B1 (zh)
WO (1) WO2020188207A1 (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11174047B2 (en) 2019-05-29 2021-11-16 The Boeing Company Spacecraft control system for determining reaction torque
US11338944B2 (en) 2019-05-29 2022-05-24 GM Global Technology Operations LLC Control system for executing a safing mode sequence in a spacecraft
US11273933B2 (en) * 2019-05-29 2022-03-15 The Boeing Company Spacecraft attitude control strategy for reducing disturbance torques

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1071887A (zh) * 1991-09-06 1993-05-12 联邦德国航空航天有限公司 三轴稳定、对地定向的卫星和其搜索太阳和地球的方法
EP0778201A1 (fr) * 1995-12-06 1997-06-11 Matra Marconi Space France Procédé de commande d'attitude d'un satellite en orbite basse, a acquisition solaire
US5794891A (en) * 1995-01-06 1998-08-18 Matra Marconi Space France Method of controlling the attitude control for satellites on an orbit inclined relative to the equator
FR2809502A1 (fr) * 2000-05-29 2001-11-30 Matra Marconi Space France Procede de commande d'attitude d'un satellite en orbite terrestre basse
CN103917451A (zh) * 2011-09-19 2014-07-09 阿斯特里姆有限公司 用于调节卫星姿态的方法和姿态受控的卫星
US8872084B1 (en) * 2011-05-23 2014-10-28 The Boeing Company Three-dimensional sun vector determination utilizing low-cost solar cells
WO2016051113A1 (fr) * 2014-10-02 2016-04-07 Airbus Defence And Space Sas Procédé de contrôle d'attitude d'un satellite en mode survie, satellite adapté et procédé de commande à distance d'un tel satellite
CN107600464A (zh) * 2017-09-18 2018-01-19 上海航天控制技术研究所 利用星敏感器信息的飞轮控制捕获太阳及对日定向方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4071211A (en) * 1976-09-23 1978-01-31 Rca Corporation Momentum biased active three-axis satellite attitude control system
FR2670746B1 (fr) * 1990-12-21 1993-04-16 Aerospatiale Systeme de controle d'attitude pour satellite 3-axes,; notamment pour satellite d'observation.
US7546983B2 (en) * 2003-12-03 2009-06-16 The Boeing Company Spacecraft power acquisition method for wing-stowed configuration
FR2993863B1 (fr) * 2012-07-27 2014-08-29 Thales Sa Procede de reduction du moment cinetique et de controle d'attitude d'un engin spatial
FR3013685B1 (fr) * 2013-11-25 2017-05-19 Astrium Sas Procede et dispositif de commande d'une phase d'acquisition du soleil par un engin spatial
FR3034535B1 (fr) * 2015-03-31 2018-08-17 Airbus Defence And Space Sas Procede et dispositif de controle d’attitude d’un engin spatial

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1071887A (zh) * 1991-09-06 1993-05-12 联邦德国航空航天有限公司 三轴稳定、对地定向的卫星和其搜索太阳和地球的方法
US5794891A (en) * 1995-01-06 1998-08-18 Matra Marconi Space France Method of controlling the attitude control for satellites on an orbit inclined relative to the equator
EP0778201A1 (fr) * 1995-12-06 1997-06-11 Matra Marconi Space France Procédé de commande d'attitude d'un satellite en orbite basse, a acquisition solaire
FR2809502A1 (fr) * 2000-05-29 2001-11-30 Matra Marconi Space France Procede de commande d'attitude d'un satellite en orbite terrestre basse
US8872084B1 (en) * 2011-05-23 2014-10-28 The Boeing Company Three-dimensional sun vector determination utilizing low-cost solar cells
CN103917451A (zh) * 2011-09-19 2014-07-09 阿斯特里姆有限公司 用于调节卫星姿态的方法和姿态受控的卫星
WO2016051113A1 (fr) * 2014-10-02 2016-04-07 Airbus Defence And Space Sas Procédé de contrôle d'attitude d'un satellite en mode survie, satellite adapté et procédé de commande à distance d'un tel satellite
CN107600464A (zh) * 2017-09-18 2018-01-19 上海航天控制技术研究所 利用星敏感器信息的飞轮控制捕获太阳及对日定向方法

Also Published As

Publication number Publication date
AU2020244239A1 (en) 2021-10-14
CA3133759C (en) 2022-05-24
FR3093998A1 (fr) 2020-09-25
US20220267030A1 (en) 2022-08-25
WO2020188207A1 (fr) 2020-09-24
US11597539B2 (en) 2023-03-07
CN113891836A (zh) 2022-01-04
CA3133759A1 (en) 2020-09-24
EP3921235B1 (fr) 2022-08-17
DK3921235T3 (da) 2022-10-31
AU2020244239B2 (en) 2022-03-17
EP3921235A1 (fr) 2021-12-15
FR3093998B1 (fr) 2021-09-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7546983B2 (en) Spacecraft power acquisition method for wing-stowed configuration
US7665695B2 (en) Unified attitude control for spacecraft transfer orbit operations
US7410130B2 (en) Star-tracker-based attitude determination for spinning spacecraft
CN113891836B (zh) 一种用于在生存模式下对倾斜低轨道中的卫星进行姿态控制的方法
JP2625282B2 (ja) 宇宙船地球方向姿勢獲得方法
Starin et al. Attitude determination and control systems
US6068217A (en) Method to reorient a spacecraft using only initial single axis attitude knowledge
Steyn et al. An attitude control system and commissioning results of the snap-1 nanosatellite
US20050133670A1 (en) Unified sensor-based attitude determination and control for spacecraft operations
Mohammed et al. Initial attitude acquisition result of the Alsat-1 first Algerian microsatellite in orbit
Wie et al. Attitude and orbit control systems
Steyn Stability, Pointing, and Orientation
Mahanti Hardware-in-the-loop simulation and testing of the ADCS of the Beyond Atlas CubeSat
Jang et al. Development and Verification of LQG based Attitude Determination and Control Algorithm of Cube-satellite “SNUGLITE” using GPS and Multiple Sensors
Murakami et al. First flight result of attitude determination for 50kg class micro satellite SDS-4
Fujita et al. Lessons Learned from On-orbit Gyroscope Malfunction and Recovery Operation of Microsatellite RISESAT
de Weck Attitude determination and control (adcs)
Konrad et al. Attitude & orbit control system for Galileo IOV
Rodrigo Cordova-Alarcon Study on Attitude and Orbit Control Characterization for a CubeSat Equipped with Pulsed Plasma Thrusters
Steyn et al. I‐2c: Attitude Control and Determination
Regnier et al. Aocs design for scientific missions rosetta/mars express
Starin et al. Attitude Determination and Control Systems
Howley AA236: Overview of spacecraft attitude determination and control
Ninomiya et al. Attitude and orbit-control system design for X-ray astrophysics space observatory ASTRO-E
Yoshihara et al. Development of Attitude Control System of Micro LabSat

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant