CN1148836A - 装有磁矩和空气动力矩发生器的人造卫星及该卫星的控制方法 - Google Patents

Abstract

低轨道人造卫星的定向方法及系统。把空气动力学导向装置与磁耦合器(1、2、3)结合起来了，空气动力学导向装置由于高层大气可引起卫星沿两个轴的转动而磁耦合器可借助地磁场产生沿三个主轴的俯仰、横滚和侧滚(偏航)的转动。人们可以达到很高的精度使卫星定向而无需消耗大量的能源。还给出了一些控制规律。

Description

装有磁矩和空气动力矩发生器 的人造卫星及该卫星的 控制方法

本发明涉及备有可同时产生磁矩和空气动力矩装置的人造卫星，以及控制这种卫星的方法。

本发明可能更接近于其申请号为9304953的法国专利主要內容，所述申请描述的是一种装有空气动力学定位导向装置的人造卫星而且该卫星沿低轨道或极低轨道运行，也就是说卫星的轨道高度或者如果是椭圆轨道的话就是指远地点，对于地球来说低于600km(公里)。还可想象为，本发明能应用于其它一些行星，不过，条件是这些行星要有大气层。实际上，高层大气的稀薄气体(对于地球来说它主要由原子氧组成)可以对卫星产生转动力矩。可利用这种状况的空气动力学导向装置主要由一些旋转板构成，这些旋转板适合于利用相对来说比较大或小些的截面正对气流时实现定向或者说定向之后可给气流提供一种可变的倾斜流逝方向。不论气流方向如何都能产生随旋转板所处位置及其定向情况而变化的力矩。因而就能达到调节卫星定向用来防止各种摄动的影响使仪器设备或探测器对准目标或者使光生伏打电池对准太阳。

空气动力学导向装置的优点是节省了推进器或通常用于移动卫星或者使卫星定向的同类装置所要消耗的“爱尔高”火箭燃料(ergol)，但是它们仍然消耗一些燃料直接用于驱动或间接用于补偿它们所造成的拖拽效应。因此，在衡量这些装置的同时可考虑减少其数量或减少它们的使用。

本发明的指导思想是把空气动力学导向装置与其它一些装置，即磁耦合器或磁偶发生器相配合，它们由光伏(电池)以再生能的形式供电而且这些装置都具有能在周围磁场的存在下产生转动力矩的能力，这类磁场比如是地磁场，依据的公式为C＝M_^B，其中C是用牛顿-米表示的力矩，M是以安匝/平方米表示的磁矩而B是以特斯拉(T)表示的磁场。从这个公式可得出的不利结论是，将不会产生围绕周围磁场方向的力矩。正是针对这种特殊的原因，人们才求助于空气动力学的导向装置，尽管这些导向装置也能作为围绕其它轴产生磁力矩的补充设备。

人们还知道一些这样的卫星，在这类卫星上磁耦合器或者单独使用或者与定向系统相互补充而加以利用，所说的定向系统比如有反作用轮或当其达到饱和程度时的动力轮，但是似乎可以这样讲，除非在以前或最近由同一发明人所提及的范围內，还从来没有人提出过可定向的空气动力学导向装置。

空气动力学导向装置产生围绕卫星两个主轴的力矩和转动，其方向可根据卫星轨道位置相对地磁场或所考虑的行星磁场而加以选择。磁耦合器可围绕卫星三个主轴产生磁矩。在那种情况下定向系统将配备一些协助性的装置，但这些装置不是多余无用的，因为沿轨道运行和按不变方向定向的卫星相对磁场来说不会是固定的方向，使得磁耦合器作用在每一圈都有用，如此有利的是，即使某些作用较小最好也要把它们用到导向装置上。

概括地说，本发明以最普通的方式涉及了人造卫星，其特征在于：该卫星装有可围绕三个卫星主轴产生转动力矩的磁发生器；还装有旋转式外板用于根据卫星的类型和卫星轨道提供围绕两个主轴的空气动力学转动力矩，这要随着与磁发生器有关的控制规律而变化而且所有的板都是用来使它们产生可变的力矩；本发明还涉及对于围绕有大气层和磁场的某一行星的这类轨道中的卫星可采用的方法，其特征在于：该方法主要就在于周期性地测量和估算行星相对于卫星主轴的磁场并计算由磁发生器和外板围绕主轴所要产生的转动力矩。

下面就借助几幅非限定性的描述附图用几个实施例而更加准确地叙述本发明：

-图1表示的是一种磁耦合器系统，

-图2表示出了本发明所适用的特定轨道上的卫星，

-图3表示适于沿另一种轨道运行的一种不同的卫星，

-图4表示与前面相类似的可在第三种轨道上运行的卫星，

-图5描绘了空气动力学导向装置的控制，

-图6是表示导向装置控制的曲线示意图，以及-图7则描绘了空气动力学导向装置的装配情况。

图1表示出一些其结构完全相似的磁耦合器1、2和3而且它们都是由一个圆柱形铁磁性铁心4构成的，有两个电绕组5和6缠卷在该铁心4上。绕组5和6与电池组7相连，电池组7又由光生伏打电池8供电，该电池插在卫星上朝向太阳的板上。磁耦合器1、2和3的铁心4分别沿着卫星的三个主轴X、Y和Z取向，它们之间彼此都互相垂直。

电绕组5和6一次主要只使用一个，而另一个起补充作用而且在第一个有损坏的情况下提供备用。当电流流经电绕组5和6时，在相关铁心4的轴向中就产生表现为双极磁矩 的磁场。于是在沿铁心4中产生一种机械力矩

正好与周围磁场

的方向成一直线，依据的公式是前面提到的

该力矩传动给卫星，铁心4都是固定在卫星上的，以便使卫星整体转动。值得注意的是，这些磁耦合器1、2和3在其铁心4沿周围磁场

定向后就不再起作用了。

在图2上表示出了一个载有磁耦合器1、2和3的卫星10A，必须要把它们安装在卫星10A的中心主体部分11中，从中伸出两个侧翼板12和13，这两个翼板是当卫星10A脱离发射火箭及进入轨道时展开的。两个翼板12和13是相似的，并排列在中心主体11两侧排成一直线而且它们还在与主体隔开一定距离的地方装有太阳能板14，该板上装有光生伏打电池8(这是前面提到过的)，然后翼板上还装有空气动力学导向装置15，它由一个中心板16和两个端板17和18构成，它们把中心板围在里边。实际上端板17和18是一些半块板，其转动是围绕翼板12与13延伸部位中的一个轴协调一致地进行的，在这儿，此轴对应的是卫星10A俯仰轴Y而中心板16绕同一个轴与上述半块板无关地单独转动。转动轴是由可支撑板的一些空心轴(中空轴)作成的，而且空心轴又以从太阳能板14一端伸出的固定支承轴转动。这种简单的机械系统在图7上表示出来了。固定轴标注为25，外板16至18的中空轴分别标注为26至28；用29表示的是杆，这种杆在中心板16的边缘之外把端板17和18连接起来；用30表示轴承，这些轴承可使中空轴26和28用中空轴29支承；用31表示可使中空轴27由中空轴26支承的轴承；用32和33表示电动机和传动系统，这些系统分别驱动中空轴26和27，因而分别使中心板16单独转动也使端板17和18转动，同时靠在太阳板14上。

导向装置板16至18彼此对称地安装在翼板12和13上，它们的相应尺寸都是相同的并且都用前述的独立系统驱动。

最后必须指出的是，中心板16的表面积与端板17和18表面积的和相等。

卫星10A沿轨道A运行，滚动轴X与该轨道相切并按卫星行程的相反方向定向。左右(侧滚)摆动(偏航)轴Z在A轨道面上并与地球中心(地心)的T方向相反。因此俯仰轴Y与轨道A的平面垂直，翼板12和13也垂直A轨道面而且该轴Y的指向要给出方向标志X、Y和Z。在此情况下，A轨道是12和24地方时的太阳同步轨道，它几乎从地极上通过，因为轨道面与赤道面大约为100°角。地磁场B那时差不多与轨道面平行，大约成20°角左右。这一结果适用于所有准极性轨道。

可以看到：围绕X轴的滚动旋转是能够控制的，方法是选择性地改变翼板12和13中一个的中心板16或端板17与18的方向而且还要使另一个翼板13或12上相似的板产生相应的反向转动，起初是从所有板都处在平行于与轨道1相切的平面的平面内的中间位置开始的。这样所引起的稀薄空气的阻力增大表现为沿左右摆动(偏航)轴Z的在相反方向上偏离中心的力，而且其力(值)的大小与倾斜度的大小有关。沿横向滚动轴X的阻力也产生了，这些力没有产生力矩，因为它们相等并且是相同方向但是对卫星10A有制动作用并且必需使用一些能量以便保持卫星具有所要求的速度，这就说明，人们最好不要滥用这种装置。可是如果人们让翼板12和13中仅仅一个上的导向装置板16、17和18沿着从这些板(在轨道A平面內)的中间位置开始的相反方向偏移相等的角度，产生了绕偏航轴Z的转动因为只从该翼板12或13的一侧制动卫星，而没有任何其它转动产生，因为中心板16的表面积与端板17和18的总表面积相等，因此沿偏航轴Z的力将它们自己抵销了。因而空气动力学导向装置15可以把横向滚动和偏航转动传递给卫星10A。俯仰转动将单独由磁耦合器来完成，这往往是可能的因为俯仰轴10(横轴)垂直于或者说几乎垂直于地磁场B的方向，不论卫星10A在轨道A上的位置如何。磁耦合器1，2和3也能根据卫星10A的位置产生大小可变的滚动和偏航力矩：由于磁作用而产生的偏航力矩在极地上几乎为零，滚动(纵向)力矩在轨道A升、降交点处也几乎为零，而且两种力矩将在中间纬度地区顺利地重新产生；空气动力学导向装置15的作用将对减少的磁力矩进行补充。

现在来讨论图3，该图表示出一个卫星10B，其装置适用于沿6和18地方时(local time)的太阳同步轨道运行。轨道B还是准极性的并且对赤道面成大约100°的倾斜。这种情况与前面所述的没有本质上的不同，而且也看到一个中心主体11，它上面伸出翼板12和13，这两个支翼都带有前述相似的空气动力学导向装置以便保证卫星10B的滚动和偏航摆动。主要差别就在于装有附加的翼板19和20，上面装有代替了太阳板14的太阳板21。附加翼板19和20是沿着偏航轴Z伸展的，而太阳板21沿俯仰轴Y方向定向并朝向太阳，其方向几乎垂直于轨道面，与前述实施例正相反。

在图4上描述的正是处在赤道面中的轨道C。卫星10B装有与前述实施例相同的翼板12、13、19和20，也就是说第一类只带有导向装置板16、17和18而另一类则带有太阳板21。不过，导向装置板16，17和18是沿偏航轴Z伸展的并且在俯仰轴Y中被操纵引向，而对于太阳板21来说则完全相反。对于这样一种轨道，能产生围绕滚动轴X和偏航轴Z的磁矩，但是实际上围绕大致与地磁场平行的俯仰轴Y没有产生力矩。然而空气动力学导向装置15在此可以产生围绕俯仰轴Y和滚动轴X的力矩，方式是以前述实施例中相同的方式使导向装置倾斜。因而对于这后一种(纵轴X)轴来说将存在两种定向装置的协调问题，这可在首先使用磁耦合器时得到解决，其原因是为了节约上述的燃料。

下面就来描述各种不同装置的控制方式。具体地说，人们使用了一种导航计算机(信息处理机)它的作用是调节向磁耦合器1、2和3以及电机32和33的输入电流，而且它与软件一起工作，该软件可随时计算地磁场 相对卫星10的方向。为此，卫星可装载一个磁强计可提供这种测量当然它还能模拟磁场方向，这是根据其相对卫星10主轴随时间而变化的分量而定的，也就是说是随着轨道行程而变化的。人们假定没有任何明显的定向偏差出现而且还假设滚动轴(纵轴)、俯仰轴(横轴)和偏航轴都与轨道相切并处在相对所述轨道不变的位置。

地磁场的模拟实例已经用在了有另一种功能(降低惯性轮饱和度)的SPOT卫星上，该实例，按照图2，对于太阳同步轨道由下面一些公式给出：

B_x≈-B₀·cosω₀t

B_y≈0

B_z≈-2B₀·sinω₀t，

其中B₀是所考虑高度时的地磁场值，(600km时2.5×10^-5特斯拉)，而ω₀t是以上升交点为起始点时卫星10对轨道的角位置。这种模型相当不精确，因为它也得假设轨道和磁场完全是两极化的。必须采用补充协调方式模拟磁场(n＝3和n＝5)以便达到实际上相当小的误差，约为1％。而只采用该第一种协调时则为20％至30％。

如果在这些条件下，由磁耦合器1、2和3所产生的双极磁矩值为Mx、My和Mz，在三个主方向中产生的磁力矩由下列方程式给出：

在卫星10上产生的总力矩 C＝ C_M+ C_A是磁力矩和空气动力矩的矢量和。该方程式可针对每个轴进行分解(C_x＝C_Mx+C_Ax；Cy＝C_My+C_Ay；Cz＝C_Mz+C_AZ)，而且正如已经描述的那样，围绕俯仰轴Y的空气动力矩C_Ay为零，也就是说C_MY＝C_Y。另外，因为人们要求空气动力矩的总值应尽可能小，所以就希望矢量

和

是垂直的，并由此推导出下列关系式，这些关系式最终可给出C_MX和C_MZ：

即C_Mx·B_x+C_My·B_y+C_Mz·B_z＝0

其中C_MxB_x+C_MzB_z＝-C_yB_y·

以及

其中

即(C_Mx-C_x)·(-B_z)+(C_Mz-C_z)·B_x＝0

还必须是：总的双极磁矩

要同时与 及 正交，以便使磁耦合器1、2和3的作用最有效，即 而且最后为：

其中D＝B_x ²+B_z ²，而且B.C＝B_xC_x+3_yC_y+B_zC_z

在这些条件下，滚动和偏航导向装置将可以用来产生空气动力矩比如 $\left[\stackrel{\→}{\mathrm{CA}}\right]=\left[\begin{array}{c}{B}_x\\ 0\\ B_z\end{array}\right]\left[\frac{\stackrel{\→}{B}.\stackrel{\→}{C}}{D}\right]---\left(\mathrm{II}\right)$

根据这些标记和图1，其铁心4与X、Y和Z轴排成直线的磁耦合器1、2和3分别产生磁矩M_x、M_y和M_z。

如果现在选用图5的标注，即，用于描述空气动力学导向装置15外板摇摆的θ₁至θ₄，摆动是从相应于导向板在轨道面中的延伸部分的中间位置开始的，其中i＝1和i＝3是分别对于翼板13和12的端板17和18而说的，而i＝2和i＝4是分别对翼板13和12的中心板16而用的，在图5的表示中，取θ₁和θ₄为正而θ₂和θ₃为负，

是用来描述气体原子对卫星10和导向装置板的入射速度的，V_r描述在其中一个板上的反射原子的速度(它与角θ_i有关)，ρ表示大气密度，S表示一个板的表面积，推动力

是在导向板上由气体质量dm在时间dt內产生的，它等于

，或者该推动力垂直于外(导向)板，Fdt＝dm·2V·sinθ_i。V表示入射速度V_i的矢量模，即

。另外还假定气体原子的反射是镜面反射，也就是说，反射粒子的速度矢量 与它所离开的外导向板成θ_i角，这对应的是弹性碰撞的情况，在这种情况下动能没有衰减并且 等于V。这些情况在实际情况下或多或少都要考虑，如果外导向板都覆盖一种坚硬体比如氧化铬的话，该氧化铬还有较好的抗腐蚀的优点。我们回想到：中心导向板16的表面积等于同一个翼板12或13的端板17和18的面积之和。这个表面积记为S/2，而l表示卫星10惯性中心与中心板16的中心之间的距离。

然而气体在面积为S/2的导向板上面的质量流等于 ，它也由表示式

给出，这又可推导出公式

最后我们就可以推导出所要利用的空气动力学力矩： $C_{\mathrm{Ax}}=2p{\mathrm{SV}}^{2}l\underset{i=1}{\overset{4}{\mathrm{\Σ}}}\frac{\sin 2{\mathrm{\θ}}_i}{2}\left|{\sin \mathrm{\θ}}_i\right|$

C_Ay＝0 $C_{\mathrm{Az}}=2p{\mathrm{SV}}^{2}l\underset{i=1}{\overset{4}{\mathrm{\Σ}}}{(-1)}^i{\left|{\sin \mathrm{\θ}}_i\right|}^3,$

现在我们想要得到减小的空气动力学力矩例如： $C_{\mathrm{Ax}}=\frac{C_{\mathrm{Ax}}}{K}+\mathrm{Bx}.\frac{(\stackrel{\→}{B}.\stackrel{\→}{C})}{D.K}$

其中K＝2ρSV²e，                  (III) $C_{\mathrm{az}}=\frac{C_{\mathrm{az}}}{K}+\mathrm{Bz}.\frac{(\stackrel{\→}{B}.\stackrel{\→}{C})}{D.K}$ 也就是说： $C_{\mathrm{ax}}=\underset{i=1}{\overset{4}{\mathrm{\Σ}}}\frac{\sin 2{\mathrm{\θ}}_i}{2}\left|{\sin \mathrm{\θ}}_i\right|$ 以及 $C_{\mathrm{az}}=\underset{i=1}{\overset{4}{\mathrm{\Σ}}}{(-1)}^i{\left|{\sin \mathrm{\θ}}_i\right|}^3,$ 其中的标注用“a”代替了“A”而且它们仅仅从此以后才被考虑。

对于每个导向板来说，升力和阻力系数可以分别估算为2sin2θ|sinθ|和4|sin³θ|。这后两项之和最好应该经常保持较小。

因此我们主张应用如下可得出角θ_i的规则：

1°)如果C_ax≠0，也就是说大于10^-4的模，例如：

a)如果C_az≥0和 $0\≤C_2\≡\frac{{C_{\mathrm{az}}}^2}{{\left|C_{\mathrm{ax}}\right|}^3}\≤1,$

同时假定 $X=-\frac{1}{2}+\cos \left\{\right[\mathrm{Arc}\cos (1-{2C}_2)]/3\},----\left(\mathrm{IV}\right)$ $\left|{\sin \mathrm{\θ}}_1\right|={\left|C_{\mathrm{ax}}\right|}^{1/2}{[\frac{1}{2}-\frac{1}{2}{(1-{4X}^2)}^{1/2}]}^{1/2}$

采用有C_ax符号的θ₁， $\left|{\sin \mathrm{\θ}}_2\right|={\left|C_{\mathrm{ax}}\right|}^{1/2}{[\frac{1}{2}+\frac{1}{2}{(1-{4X}^2)}^{1/2}]}^{1/2}$

采用带有C_ax符号的θ₂和θ₃＝θ₄＝0。

b)如果C_az≥0和1≤C₂，

同时设定 $a=\frac{1}{2}{[C_2+{(C_2^2-1)}^{1/2}]}^{1/3}+\frac{1}{2}{[C_2-{(C_2^2-1)}^{1/2}]}^{1/3},$ 及 $s=s_2+s_4={\mathrm{\α}}^{1/2}[1+{(\frac{c_2^{1/2}}{{\mathrm{\α}}^{3/2}}-1)}^{1/2}](\mathrm{avec\; Si}=|{\sin \mathrm{\θ}}_i|/{\left|C_{\mathrm{ax}}\right|}^{1/2}),$

那么，对于1至4的i来说： $\left|{\sin \mathrm{\θ}}_2\right|=\frac{{\left|C_{\mathrm{ax}}\right|}^{1/2}}{2}[s+s^{-1}],----\left(V\right)$

采用有C_ax符号的θ₂，以及 $\left|{\sin \mathrm{\θ}}_4\right|=\frac{{\left|C_{\mathrm{ax}}\right|}^{1/2}}{2}[s-s^{-1}],$

采用有(-C_ax)符号的θ₄

以及θ₁＝θ₃＝0

c)如果C_az≤0和0≤C₂≤1，选用如前面所述的X， $\left|{\sin \mathrm{\θ}}_1\right|={\left|C_{\mathrm{ax}}\right|}^{1/2}{[\frac{1}{2}+\frac{1}{2}{(1-{4X}^2)}^{1/2}]}^{1/2}$

采用有C_ax符号的θ₁ $\left|{\sin \mathrm{\θ}}_2\right|={\left|C_{\mathrm{ax}}\right|}^{1/2}{[\frac{1}{2}-\frac{1}{2}{(1-{4X}^2)}^{1/2}]}^{1/2}----\left(\mathrm{VI}\right)$

采用C_ax符号的θ₂和θ₃＝θ₄＝0。

d)如果C_az≤0和1≤C₂，

采用如同前面所述的d，

并且 $=s_1+s_3=a^{1/2}[1+{(C_2^{1/2}/a^{3/2}-1)}^{1/2}],$ $\left|{\sin \mathrm{\θ}}_1\right|=\frac{{\left|c_{\mathrm{ax}}\right|}^{1/2}}{2}(s+s^{-1}),---\left(\mathrm{VII}\right)$

使用有C_ax符号的θ₁， $\left|{\sin \mathrm{\θ}}_3\right|=\frac{{\left|c_{\mathrm{ax}}\right|}^{1/2}}{2}(s-s^{-1}),$

使用有-C_ax符号的θ，

和θ₂＝θ₄＝0。

图6是用图解法表示的这些函数。

2°)如果C_ax≈0，也就是说模数小于10^-4

例如，

a)如果C_az≥0，

θ₁＝θ₃＝0以及 $\left|{\sin \mathrm{\θ}}_2\right|=\left|{\sin \mathrm{\θ}}_4\right|={\left(\frac{C_{\mathrm{az}}}{2}\right)}^{1/3}$ 取θ₂＝-θ₄；    (VIII)

b)如果C_az≤0，

θ₂＝θ₄＝0以及 $\left|{\sin \mathrm{\θ}}_1\right|=\left|{\sin \mathrm{\θ}}_3\right|={\left(\frac{C_{\mathrm{az}}}{2}\right)}^{1/3}$ 取θ₁＝-θ₃   (IX)。

显而易见的是，如同磁耦合器1、2和3的线圈(绕组)5和6那样，导向板系统也是有余量的，因而当突然出现意外的毁坏时它就可以继续被利用。如果把与倾斜角θ₁至θ₄有关的导向板或各对导向板称作G1至G4，人们就可提倡使用由表1所归纳的替代方法，表中给出了可用来替换那些出现故障的导向板。

                            表1

出故障的导向板		G1	G2	G3	G4
						Caz＞0	C2＜1	G2和G3	G1和G4	G1和G2	G1和G2
C2＞1	G2和G4	G1，G3和G4	G2和G4	G1，G2和G3
					Caz＜0		C2＜1	G2和G3	G1和G4	G1和G2	G1和G2
C2＞1	G2，G3和G4	G1和G3	G1，G2和G4	G1和G3

必须使这些导向装置移动的那些角度不仅与所求的转矩有关而且与另一个导向装置的故障位置有关，以致令人厌烦地产生了各种可能的情况。

必须加以补充的是：空气动力学导向装置15可被用来对卫星10起制动的作用，因而也就对卫星轨道有一定的校正作用。为了产生零的空气动转矩和一种与|sinθ_i|³成正比的总拉力，只需达到θ₁＝-θ₃＝θ₂＝-θ₄就足够了。

这里给出的控制法则可较容易地加以修改以便适用于其它一些形式的轨道。同样地，这里所给出的导向装置的配置可以利用所有各种低轨道倾斜度卫星。

Claims (11)

1.一种人造卫星，其特征在于，它包括：可绕卫星三个主轴(X、Y、Z)旋转的转矩磁发生器(1、2、3)；一些旋转外板(16、17、18)用以产生围绕其中两个主轴(X、Z或X、Y)的空气动力转矩，这要依据卫星类型和卫星轨道随控制规律而变化，该控制规律又与磁发生器及使其产生各种可变转矩的外板有关。

2.根据权利要求1所述的人造卫星，其特征在于：外板都是相对于卫星的惯性中心对称安装的。

3.根据权利要求2所述的人造卫星，其特征在于：外板总共为两对并且围绕差不多是在一条直线的轴转动。

4.根据权利要求3所述的人造卫星，其特征在于，每对外板的表面积都相同而且各个外板是由一块中心板(16)和两个同样的连成一体并把中心板框绕在里边的半板(17、18)构成的。

5.一种根据权利要求1所述的人造卫星的控制方法，该卫星是围绕一个行星的轨道运行的并处在大气和磁场中，所述方法的特征在于：它主要是周期性地测量或估算行星相对卫星主轴的磁场(B)，而且该方法还在于计算由磁发生器和外板围绕主轴所产生的旋转转矩。

6.根据权利要求5所述的人造卫星的控制方法，其特征在于：该方法主要是计算由磁发生器产生的转动转矩，对于磁发生器来说由外板产生的转动转矩总的综合值最小。

7.根据权利要求5所述的人造卫星的控制方法，其特征在于：卫星沿准极性轨道运行，而且还在于，由外板产生的转矩是滚动力矩和偏航转矩。

8.根据权利要求5所述的人造卫星的控制方法，其特征在于：卫星沿赤道轨道运行并且由外板产生的转矩是俯仰转矩和横滚转矩。

9.根据权利要求5所述的人造卫星的控制方法，其特征在于：控制外板的方式是使大气产生的阻力达到最小。

10.根据权利要求6所述的人造卫星的控制方法，其特征在于：磁矩是按照公式(I)而产生的。

11.根据权利要求9所述的人造卫星的控制方法，其特征在于：磁矩是按照公式(I)产生的并且外导向板都是按照公式(III)、(IV)、(V)、(VI)、(VII)、(VIII)和(IX)而控制的。

Images