專利名稱：對三軸向穩定的旋轉航天器作姿態調節的方法和裝置的制作方法
技術領域：
本發明涉及調節航天器的旋轉方向和抑制航天器章動振動的裝置的改進，所述的航天器具有積累的轉矩。已經公開過各種裝置，這些裝置為了標準值的調節和圍繞旋轉軸線的相對于兩個橫向于旋轉軸線的航天器本體軸線(X、Z-軸)的自由運動的旋轉體的擺動穩定，使用了一個或幾個測量第一橫軸線(X-軸)和/或第二橫軸線(Z-軸)相對于它們的設定位置的角度偏差的位置傳感器和圍繞一個或兩個橫軸線產生調節力矩的、特別是斷續工作的、其調節作用不能低于最小給定脈沖增量的調節元件，如反作用噴管。這些裝置中的一種已由WO-89/02622所公開，其特征在于，由對一個或二個橫軸線相對其額定角位置偏差(∈φ，∈ψ)的測量信號組成了經調節器電路分離后的信號分量，所述的信號分量代表了在空間內軌道運動和旋轉方向(Φo，ψo)和章動(ΦN)，以及在旋轉調節器和章動調節器內按如下方式相互聯接，即所述的第一信號分量確定調節作用的大小、次數和符號，表示章動(ΦN)的第二信號分量確定在一個章動周期內的調節作用時刻和相位角(βN)。
本發明涉及對上述類型的橫軸向調節裝置的改進。因為這些裝置具有幾個主要的缺點按照此類裝置的特征，調節作用只有在下述情況下才被啟動，即與空間中的標準軌道(HX，HZ)間的旋轉偏差〔用偏差信號的軌道運動分量(Φo，ψo)來表示〕超過確定的、通過靜區預給的極限值(dφ，dψ)，而不考慮與軌道運動分量疊加的章動振幅(AN)到底有多大。在通信衛星和應用衛星中，已知的技術是，為了保持航天器飛行軌道的傾角和航天器在其軌道上的姿態，必須按照通常的時間間隔作軌道修正操縱，在此過程中，擾動力矩作用在航天器上，它比衛星標準運行時要大大約5的十次冪方，結果要用相應劇烈的反作用噴管的動作用來產生圍繞航天器本體軸線的調節力矩。在軌道修正操作結束后，按照繞橫軸線的最后給出的調節脈沖的大小和時間指令會在上述類型的、調節到標準運行的過渡過程中，同時在旋轉矢量的任一位置上，特別是在上述靜區極限內出現大的章動振幅，當超過靜區極限時，才啟動隨后同樣也促使最佳章動衰減的調節作用。對于裝備有一個固定的、通常為50Nms的旋轉輪的、典型的三軸向穩定的衛星，在標準運行條件下的擾動力矩10-5Nm作用下，譬如會使這個不受正阻尼或負阻尼的剩余章動振動最長持續1.2小時，其前提是旋轉方向剛好在允許的靜區范圍(0.025°)內，即直到旋轉偏差從一個動作界限(如-dφ)轉到另一個動作界限的旋轉偏差(+dφ)時為此。當動作界限更大時，上述持續時間也會相應延長。在這段時間內，未受到阻尼的剩余章動將以不希望的方式破壞用于姿態調節的誤差修正計劃。
此外，只用反作用噴管來調節這類航天器的橫軸線運動在原則上具有某些缺點和風險。用化學驅動裝置來產生調節力矩非得與動力燃料的消耗聯在一起，有限的動力燃料儲備將影響飛行時間。此外，圍繞航天器本體軸線產生調節矩的反作用噴管連同所屬的管路系統、閥等必須至少在整個壽命期間發揮作用，這會導至燃料損失和泄漏損失，譬如開關閥被動力燃料內含有的微小塵埃顆粒堵塞時，或者當管路接頭和閥接頭密封不良時，還會損害其可靠性。因此，在應用衛星中大多還設置了在標準運行中用于圍繞橫軸線作調節用的、附加的其它執行元件，如反作用輪，V形旋轉輪或萬向框架，用來相對于航天器本體軸調節積累轉矩，和磁性力矩發生器等，這些執行元件或是單個或是適當地組合在一起，它們產生連續可調的調節力矩，并在傳統的系統中需要其它結構和參數的各自的調節器。在用其它的調節器和執行元件配置向標準運行的過渡階段，由于存在起振過程將暫時出現較大的修正誤差，為了減小該誤差或抑制該誤差，往往須應用附加的過渡調節器，這就提高了調節系統的不希望有的錯綜程度。在應用反作用輪和萬向支承的旋轉飛輪時，通常必須在超過允許的最大值時消除由外界擾動力矩引起的在橫軸線上的累積轉矩，譬如用已提及的磁性力矩發生器或用反作用噴管，最好是在必要的軌道修正操縱期間，在任何情況下實現必不可少的反作用驅動器啟動。所述的反作用驅動器的啟動特別是在更新的驅動系統時應用，如離子引擎，等離子體射流等，它們雖具有高得多的比脈沖，但同時亦具有小的推進力，因此，在這種情況下，軌道修正操縱是非常頻繁的，譬如每天得進行幾小時時間。
本發明的任務在于，提供上述類型的改進裝置，該裝置在一切條件下能保證最佳的、即最快的、最節省燃料的抑制章動，特別是在軌道修正操縱后的過渡階段，即當旋轉矢量在空間的方位位于給定的允許界限內時。同時，該裝置在使用其它類型的連續工作的執行元件的情況下也能用于在隨后的標準運行階段對橫軸線進行調節，而不會出現附加的起振過程和過渡誤差。這一點本發明是這樣實現的，即，借助分離的靜區元件連續檢查在空間(HZ、HX)中旋轉方向的偏差和章動振幅(AN)是否超過給定的極限值(±dφ、±dψ、dN)，當航天器的旋轉矢量位于給定的允許界限(±d，±dψ)內時，遵循以后尚要詳細解釋的規律性，也單單為抑制章動而啟動調節作用。在本發明的另一結構中，上述類型的為調節旋轉和抑制章動而形成的信號在避免過渡干擾的情況下不僅在過渡階段，而且在隨后的標運行調節階段中借助于其它類型的，尤其是連續工作的所列舉型式的執行元件直接續續用來減小尚存在的剩余章動。
下面借助實施例進一步說明本發明的主要特征。附圖表示


圖1以簡圖的形式表示了在三軸向穩定的具有累積轉矩的衛星內測量元件和執行元件在原則上可能的配置。
圖2a為按照本發明應用一個測量只圍繞一個橫軸線(X-軸)的角度位置的位置傳感器對旋轉和章動作調節的裝置的簡化方框圖。
圖2b為按照本發明對旋轉和章動作最佳調節的邏輯圖。
圖2c為按照圖2a的具有匹配于不同系統參數的功能電路圖。
圖3a至3c用幾何圖表示一個和二個對圍繞不同衛星本體軸線的每個章動周期施加調節作用的相位條件。
圖4a為本發明的繞兩個橫軸線作姿態測量和狀態調節的裝置。
圖4b是用反作用旋轉輪或萬向支承的旋轉輪作標準運行調節的方框圖。
圖5表示對于每個章動周期圍繞X-軸線(α＝0)具有兩個調節作用時作旋轉和章動調節的相位條件在P1(βN1)或P*1(βN1＊)時為ΔP1，在P2(βN2;ΔβN2)時為+ΔP2或在P1或P1*時為-ΔP1，在P2*時為-ΔP2。
圖1表示用于采集和調節具有累積轉矩(Hy)的航天器的橫軸線運動(X-，Z-軸)的測量元件和調節元件原則上可能的配置，該測量元件和調節元件由一個固定安裝的旋轉飛輪(107)表示，借助于該旋轉飛輪用已知的方式可以實現對航天器圍繞其以后不再討論的第三軸線(Y-軸)的調節。在標定的定向中，航天器的Z軸線應指向地心，X-軸線指向運動方向，Y-軸線應垂直于軌道平面指向南。圍繞X-軸線的姿態誤差(∈φ)譬如能夠由一個沿航天器的Z向定向的地球紅外傳感器(101)測量，在大范圍內圍繞航天器Z軸線的位置誤差可以由適當配置的太陽傳感器測量，大陽傳感器的光軸被安置成以不同方向平行于衛星的X-Z平面，這些太陽傳感器在圖1中只由一個沿X坐標方向設置的太陽傳感器表示。已知的情況是，可借助于恒星傳感器，最好是借助于視向北(北極星)或視向南(老人星)的恒星傳感器來獲得連續的坐標和偏航參考系。在圖1中，作為調節元件不僅示出了用以產生圍繞航天器本體軸(X-軸)和偏航軸(Y-軸)的一般脈沖式的調節力矩的驅動器(103a，103b，以及104a，104b)，而且示出了反作用輪(105a，105b)和磁性力矩發生器(106a，106b)，它們在相應的控制下不僅適于產生圍繞航天器本體軸X-軸線和Z-軸線的脈沖式調節力矩，而且特別還可產生連續的調節力矩，為了實現惠肯(WHECON)原理〔該原理以已知的方式借助一個測量只繞一個航天器本體軸(X-軸，∈φ)的偏位置誤差的傳感器就能穩定圍繞兩個橫軸線旋轉的航天器〕可以設置產生圍繞航天器X-軸線的力矩的執行元件(103a，103b，105a，106a)，如圖1所示，特別是在航天器的X/Z平面內轉動一個角度(α＝惠肯角)，這樣，在執行元件動作時就產生一個符號相反的圍繞航天器Z軸線的力矩分量。也可以用相應的、產生所希望的力矩耦合的調節指令對產生圍繞航天器X和Z軸線的力矩的執行元件同時加載。代替此例中表示的反作用輪，當然也可以采用圍繞一個或二個軸萬向支承的旋轉飛輪，以V形固定安裝的旋轉飛輪，單個或者同反作輪聯合作相應方式的配置。按照圖1的儀器技術裝備只是作為例子來解釋發明的作用原理。
圖2a的方框圖用來說明本發明的作用原理。這里所討論的是，只用一個測量圍繞第一軸線(X-軸)的角誤差的姿態傳感器(圖1中的101)穩定航天器的兩個橫軸向的旋轉和章動調節裝置，對于這一最簡單的情況，簡略地描述了最重要的功能構件。以已知的方式，由經過第一調節電路(201)，由偏航信號(∈ψ)構成了代表軌道運動的信號分量(ΦO)，經加法點(203)減去輸入信號(∈φ)而構成代表航天器章動運動的信號分量(ΦN)。經過根據實施例情況綜合度不同的旋轉和擾動監視器形成了擾動力矩(TDX)的評估值和至少一個航天器轉矩(HZ)的分量，該評估值和轉矩分量經過適當的接通因子(203a，203b)和加法點(203c)而構成的線性組合(ηX)在經過靜區元件(204)之后在旋轉和章動調節器(205)內被繼續處理。章動調節器借助于章動振動的相位角(βN)按照與下面有關的標準確定啟動調節作用(ΔTcx，ΔTcz)的時刻點-章動振幅(AN)與脈沖增量(ΔPX)的比值。
-每個章動周期(1或2)的調節脈沖的數量。
確定已知類型的，即為了同時調節旋轉和章動的最佳調節作用的數學條件(從WO-89/026622中可以看到)為了完整起見再次編排在附件中。章動振幅(AN)和相位角(βN)由已提及的、代表章動運動的信號分量(ΦN)譬如經過微分器(206)，章動監視器(207)和振幅/相位轉換器(208)而獲得。當存在測速陀螺儀時，圍繞一個或兩個航天器橫軸向的角速度可以直接測得，自然就不必由經過微分器和章動監視器的偏航測量值形成章動振動的角速度信號。只是在超過允許的旋轉偏差(±dφ)時才按已知的方式實現調節作用，如果章動運動的相位角〔βN(t)〕設定為使章動同時減小的最佳值γO+Δγ-Δβ≤βN(t)≤γO+Δγ+Δβ(方程1)這里Δβ表示圍繞精確的作用點的允許靜區范圍(如0.1弧度)，值γO和Δγ與上面提及的標準有關，并按表1a和表1b選擇，表1a是每個章動周期只有一個調節作用，表1b是兩個調節作用(脈沖增量ΔPX)，并考慮了在完整的章動周期(0≤βN1≤2π)中的所有最佳作用可能性。與第二脈沖相關的兩個相位角(βN2)考慮的情況是，直至啟動第二脈沖時的時間或相位間隔(ΔβN2)短于(ΔβN2≤π/K)章動監視器的必要起振期(T＝TN/2K，TN-章動周期，K-常數，如1或2)或者足夠長。
按照圖2a的裝置與這一類的已知裝置的不同點大體為下述幾點-不僅當軌道旋轉分量(
Z)或代表軌道旋轉分量的信號分量(ΦO)超過由靜區(204)給定的允許界限(dφ)時，而且對于該界限內的值，只要章動振幅(A)超過第二個由另一靜區器(209)給定的界限(d)時就作調節。
-按照本發明特別有利的結構，用于旋轉調節和章動調節和抑制章動而形成的信號(
，AN，βN)也可在以下兩個方面用來控制連續工作的執行元件，如反作用輪或磁性力矩發生器，即·通過用可調時間以及振幅(可變的ΔP)的脈沖信號(ΔTCX，ΔTCZ)向這些執行元件加載，如圖2a所示，譬如為了盡可能快地減小章動，通過附加作用，經過監視章動振幅的附加靜區器(209)傳輸到一個用于形成控制脈沖的脈沖發生器(210)內。
·通過可供使用的航天器的最佳轉矩(
)、擾動力矩(
)和角速度(
)的評估值向執行元件加載，以便按將要描述的方式繼續應用，為此，在圖1的簡要描繪中引出了這些評估值。
圖2b的邏輯圖用于進一步說明本發明的構思。上述具有啟動界限(dφ，dN)的靜區器(204，209)在此由判定器(204，209)表示。給予靜區器(204)以優先判定，即，當由旋轉偏差和擾動力矩評估構成的信號(ηX)超過允許的啟動界限(dφ)時，在接通旋轉調節器(205a)，章動調節器＃1(205B)和脈沖發生器(210)，直至用脈沖信號驅動執行元件，如反作用驅動器“TW”和/或連續工作的執行元件，如反作用輪“RR”或磁性力矩發生器“MMG”(211)的情況下，考慮到調節作用的最佳相位條件，如果脈沖持續時間比章動周期短，才按傳統的方式實現調節作用。關于與也是連續工作的執行元件經過一定的時程作脈沖控制的差別在后面還要討論，所述的時程可以認為不短于章動周期。
在“非”判定的情況下，即在沒有不允許的高旋轉偏差(＞dφ)的情況下，在第一個靜區器(204)之后接有相應于第二靜區(209)的判定元件，借助于該判定元件確定章動振幅(AN)是否小于給定的允許界限(dN)。當不是這一情況(N-輸出)時，就按照下面還要進一步說明的別的標準接通在上述情況下工作的章動調節器＃2(205c)，它的任務是，通過用同樣是脈沖信號向相應的執行元件加載，實現最佳的抑制章動過程，而不對旋轉偏差按不希望的方式施加影響。如果章動振幅(AN)下降到給定的允許值(dN)之下，那么，經過轉換開關(213，214)就從斷續的、脈沖式的調節轉換到連續的調節，該連續的調節譬如在應用已經多次提及的、連續工作的執行元件(212)的情況下，可簡單地由經過作為狀態調節器(215)的放大因子(KWX，KTDX，KHZ)的可供使用的信號(
)所形成。從而保證了所希望的平滑的、向連續的橫軸線調節的過渡，而沒有不希望的、與高偏差聯系在一起的起振過程。
在斷續工作的執行元件，如反作用噴管中，通常只可能由脈沖時間(Δt)影響脈沖增量(Δp)，而在脈沖式控制的、已經幾次提及的類型的、連續工作的執行元件中，原則上能在兩個方面即由力矩的大小和脈沖時間改變脈沖增量。為了用最佳時間，即盡可能快地抑制章動和調節旋轉，按照本發明，首先從這一點出發，即在利用最大可供支配的力矩水平的情況下，影響調節作用的持續時間。一個有1-5Nms旋轉儲存容量的典型反作用輪，譬如能產生大約0.01-0.1Nm的最大調節力矩。譬如100-500Am2的磁性力矩發生器的同步軌道中，當地球磁場標準強度為10-7泰斯拉時只能產生1-5×10-5Nm的調節力矩。化學驅動器與之相比具有高得多的推進力水平，大約為1-10N，從而在杠臂為1m時產生1-10Nm的力矩。因此，在采用上述首先提及的調節元件并在完全控制的情況下，為了產生相同的(力矩)脈沖增量，至少需要10-100倍的脈沖時間，即作用時間，可供使用的調節力矩愈小，相對于章動振動時間則該作用時間愈短(可以忽略)，按照發明，在不僅用于已知類型的旋轉和章動的聯合調節，而且還擴展到用于抑制章動的脈沖式調節作用中，對于最佳相位角〔βN(t)〕的條件方程式的一般形式(方程1)也在長的脈沖持續時間時保留其有效性，其區別是，至今作為作用時刻點的固定偏差界限所確定的大小(Δβ)在本情況下按如下確定
以Δβ≤π/2，最好是Δβ＝π/4(方程2a)其中AN;AN+1-在調節作用(AN+1)之前或之后的章動振幅(AN)IX，IZ-橫軸的轉動慣量TCi＝TCX，TCZ-繞具體的航天器本體軸(X，Z)的調節力矩ωN-章動頻率Δt-調節脈沖持續時間的一半并按已知的方式可以在調節作用之前或之后從章動監視器(207，圖2a)的評估角速度(
)中獲得章動振幅(AN)和章動相位(βN)
相反，在給定力矩(Tc)時通過唯一一次調節作用的最大可達到的章動減小(AN+1-AN)可按如下確定
這時，最大值Δβ＝π/2或者一半的脈沖持續時間Δt為四分之一章動周期(TN/4)。簡單地說，寬度為2Δβ或持續時間2Δt的較長的調節脈沖繞最佳的作用時刻對稱分布。方程2表示了用于經常是橫軸轉動慣量近似相等的情況下的一個良好的近似法。
下面進一步說明按照本發明首先用于抑制章動的調節作用的它種標準。為了更好地理解，最佳調節作用的相位條件首先用在衛星滾動平面/偏航平面內的章動運動的幾何圖來表示。
圖3a表示了在航天器相互正交的橫軸線上的旋轉矢量的位置和章動運動，用標準的旋轉分量(-Hz/｜Hy｜，Hx/｜Hy｜)或用軌道平面內與上述旋轉分量相應的歐拉角(Φ，ψ)表示。旋轉矢量(在點O1)雖處于給定的，允許的靜區界限(±dφ)內，譬如在范圍-dφ≤(-Hz/｜Hy｜)≤0內，所以，傳統類型的調節系統不起作用，然而，與圖紙平面正交的航天器Y-軸線在大振幅的章動錐(AN1)上運動，這引起帶有章動頻率的航天器滾動位置/偏航位置的相應大的，不希望有的周期性振動。在一般情況下，章動運動不是圓形而是呈橢圓形，然而，在本情況下，出于簡化的原因，假設橫軸線的轉動慣量(Ix＝Iz＝I)相等，這一點在三軸向穩定的衛星上亦近似適合。在圖3a中也表示了本發明范圍內的、由第二靜區(309，圖2a)給定的、允許的章動振幅(dN)，它為圍繞旋轉點(O1)的劃影線部分。如果剩余章動振幅被調節到最小的(標準的)脈沖增量的一半時(ΔPx/2)，譬如用反作用噴管時，那么，每個章動周期只有一個脈沖的修正方案，在時間的中點提供最小的校正誤差。標準的脈沖增量或旋轉增量如下確定
其中TCX-調節力矩級Δt-脈沖持續時間否則，在下一次的調節作用時(該調節作用的量不能低于最小的脈沖增量)會保留更大的剩余章動和從而比相當于半個脈沖增量更低的校正精度。由此也須直接把第二靜區元件(309)的啟動界限至少調節到(ΔPx/2)值，以避免作為一個脈沖的章動抑制方案的結果，出現具有章動頻率的極限循環振動。在圖3a中，如果初始章動圓(AN1)與圍繞旋轉矢量(O2)新點的“目標章動圓”(具有所希望的剩余振幅AN2＝ΔPX/2)在旋轉矢量移動(ΔPX)后相交，即在相位角(βN(t))時，該相位角與兩個可能是交點(P1，P2)中之一相符，那么，就必須實現最佳的調節作用，該調節作用引起旋轉矢量沿力矩軸方向移動一個標準的脈沖增量或旋轉增量(ΔPX)。這一條件在本情況中，在βN＝π-α-｜Δγ｜或βN＝π-α+｜Δγ｜時，即在本來已知的最佳作用條件(方程1，γ0＝π-α和正確選擇Δγ符號)時，顯然得到滿足。在方程1的作用條件的一般形式中的基準量(γ0)確定了調節力矩軸的方向(ΔP的方向)，所選擇的章動相位(βN(t))＝0。表1a原則上也適合于本情況，然而對調節作用的必要性具有不同的標準，如在表2a中，特別是第一欄和第二欄作了詳細的說明。這二個最佳作用條件中的那一個實際上有效，與超過允許的章動振幅(或旋轉偏差)的兩極限中之一時刻章動運動的瞬時相位有關。在圖3a中還表示了極限情況，即AN≥3ΔPX/2，在這一極限情況中，與振幅有關的最佳相位角(方程1)的分量(±Δν)剛好為0(點P3)。在每一情況下，值(Δγ)為0均適合于更大的章動振幅。
對每個章動周期只圍繞一個航天器本體軸線(X-軸)的兩個調節作用的相位條件在圖3b中表示。在所示的例子中，再次從這一點出發，即，旋轉軸方向位于允許的極限(±dφ，靜區204)內(點O1)，然而，章動振幅(AN1)已超過由第二靜區給定的允許的極限(dN)，但尚滿足條件AN＜2ΔP。為抑制章動，按照本發明，在最佳相位角(βN1)時沿負方向啟動第一標準調節脈沖(ΔP1＝-ΔPX)，該調節脈沖按如下方式(向O2點)移動旋轉矢量，使新的章動錐(AN2)的振幅剛好與最小的脈沖增量相符。在脈沖啟動時這一情況(偏差Δβ忽略不計)剛好在舊的章動錐(AN1)和新的章動錐(AN2)的交點(P1)上，相位角為βN1＝π-α-Δγ1-γ0-｜Δγ1｜在新的章動錐(AN2)上，衛星位置準確地向在走完相位角Δβ由衛星位置所達到(點P2＝O1)的旋轉矢量的初始位置(O1)運動。
當與該狀態相應的時刻點，該旋轉矢量通過一與第一脈沖指向相反的脈沖(ΔP2＝-ΔP1＝+ΔPx)返回初始點(O1)。在理想的條件下剩余章動為0。從幾何學考慮(在三角形O1O2P1P2內)能導出關系式ΔβN2＝π-2Δγ1對ΔβN2值”的預先計算可以判定是否留給章動監視器足夠的時間來形成一個足夠準確的、新的、章動運動(AN2，βN(t))的評估值，尤其是章動的相位角的評估值。上述條件在與監視器的時間常數，即起振持續時間有關的情況下，譬如滿足于ΔβN2≥π/k，它在k＝1時相當于半個章動周期，在k＝2時相當于四分之一的章動周期。在這一情況下(偏差范圍為Δβ)，按照下述條件，新的、經章動監視器獲得的相位角被用作第二脈沖的作用標準π-α-Δβ≤βN2(t)≤π-α+Δβ然后，相位角(βN)重新從新的章動錐(AN2)的零點開始計數。否則，在預測的相位角βN2＝ΔβN2(在啟動第一脈沖之后)的時刻給出第二(正的)脈沖。力矩增量(ΔP)的作用方向在作用條件(方程1)的一般形式中再次通過基準值(γ＝π-α)從章動相位的零點(β(t)＝0)起計算。
此外，從圖3b可以推知，尚存在調節作用的第二種可能性來抑制章動，然而，章動的抑制不能在盡可能短的時間內(涉及βN＝0)導致終點狀態。如果第一調節作用(這次沿正方向(ΔP
＝-ΔP1＝+ΔPx))在相位角Δβ
(點P＊1)時進行，這使旋轉矢量(從O1向O
)首先沿與第一情況相反的方向移動，并在然后有效的章動錐(A
)上的最佳相位角(β
)時沿負方向使其返回(ΔP
＝-ΔP1＝-ΔPx)，則章動同樣減小到0。從圖3b明顯可以推知，在觸發第一和第二脈沖的數學條件中只是相互交換了基準值(γ0)。在允許的極限值(dN或±dφ)的基礎上在對調節作用的必要性作判定的時刻，實際上，調節脈沖的上述順序明顯地又與該時刻的章動狀態有關。為了完整起見在這里應該指出，當章動振幅在一個技術上可確切地測量的極限之下(譬如AN＜aN)時，章動監視器不再能提供章動運動的可用的相位角(βN(t))。該下限取決于測量信號的質量，特別是測量信號的分辨率(如量化)和/或信號-噪聲比。因此，事實上對低于該最小值(aN)的章動振幅應當放棄利用相位信息來作脈沖啟動，因為，否則必然會產生執行元件的偶然動作。在這一情況下，第一調節作用的啟動單單依賴于旋轉偏差的大小和方向，即依賴于在兩個軸線方向之一超過允許值(±dφ，±dψ)的量，并且可以在相應的基準方向(γ0)上隨時地立即開始啟動。
由確定第二調節作用的相位角的上述構思可以直接導出，章動監視器(207)和振幅/相位轉換器(208)在任何時刻應該盡可能實際地模擬章動過程。按照已知的方式，按照功能電路圖2c可如此容易地實現這一點，即在系統中可以直接向功能構件傳達參數的改變和動態狀況，不必經過對衛星的偏航測量(∈φ)譬如通過地球紅外傳感器和中間連接的調節器網絡(201)加以識別。如在圖2c中以簡略形式表示的，把所有可供使用的值，如給定的調節信號(ΔTcx，ΔTcz)和譬如從測量旋轉輪的轉數獲得的累積轉矩(Hy)的實際值輸入上述功能元件。
上面所述的對于每個章動周期用兩個圍繞一個本體軸線(X-軸)的調節脈沖來抑制章動的調節作用的條件再次一目了然地編排在表2b中。在調節力矩發生器(轉過角α)按照圖3b的傾斜設置，對與在允許極限(±dφ)內的旋轉矢量的位置有關的、用于抑制章動的調節作用的次序作出情況判定在某些情況下更為適合。在圖3b的旋轉偏差(即-dφ≤Φ0≤0)時，為了在第一調節脈沖之后避免超越旋轉極限(-dφ)和避免旋轉調節器可能起作用，也可優選所述的第二個抑制章動的方案(βN1時為ΔP
，β
時為ΔP
)，對這一情況在表2b中作如下考慮，即分別先給出最后所述的調節作用次序。
圖3c用與圖3b類似的圖示表示了繞第二本體軸(Z-軸)的調節作用的情況。在這一情況中執行元件不是安置在X-、Z-平面，以便產生相對于航天器橫軸轉過α角的力矩。于此聯想到，在應用執行元件產生圍繞兩個航天器橫軸線的力矩時，原則上不必圍繞第一軸線傾斜安裝，因為，執行元件圍繞兩軸線的同時動作(考慮正確的符號)與傾斜安裝相符。圖3c是圖3b的章動運動轉過90°的圖示(除了力矩發生器可能安裝傾角α外)。此外假設旋轉偏差為零。那么，在方程1的作用條件的一般形式中必須相應調整對力矩發生器的軸線有效的基準角(γ0)。盡管圖3c只涉及圍繞航天器第二橫軸線(Z-軸)的兩個脈沖的作用情況，不涉及修正沿X-方向的旋轉偏差(Hx/｜Hy｜＝Φ)，在該圖中也表示了對于一般情況的啟動極限(±dφ)，即也可提供圍繞該本體軸線的偏差測量值(∈ψ)或相應的扭矩分量(Hx)的評估值。鑒別作用條件的構思與圖3b中的完全相同，因此不必重新詳細說明。在章動圖表中的相應的量(AN，βN，ΔP及類似數值)在圖3c中為加以區別，采用了不同的下標號(對于第一脈沖用3代替1，對于第二脈沖用4代替2)。
表2C編排了按照方程1在應用調節作用的相位角的一般有效的關系式時圍繞Z軸的章動抑制脈沖的啟動參數。基于對本發明的最佳抑制章動的，圍繞每個單個的橫軸線的調節作用的規律性的認識，對于任一種應用情況(與測量元件和執行元件有關)專業人員能毫無困難地選擇最佳的調節方案，并且按照需要可作相互組合。譬如，尤其會提供-根據章動運動的瞬間相位啟動圍繞X-或Z-軸線的盡可能快的第一調節作用，其結果是，抑制章動所需的時間(ΔTmax)至多為·在僅繞一個軸線(譬如X-軸)有兩個調節作用時(ΔTmax)1＝(1-(Δγ1)/π)·TN·在繞兩個橫軸線的調節作用和對于每個章動周期有2個調節脈沖時，(ΔTmax)2＝(3/4-(Δγ1)/π)·TN其中TN-章動周期(2π/ωN)-在考慮旋轉偏差時力矩軸如此選擇·在一個脈沖方案中為轉矩矢量的位置(在靜區范圍(dφ，dψ)內得到改善)·在兩個脈沖方案時在間隔時間內離不開靜區范圍(dφ，dψ)-在大的章動振幅(AN＞2ΔPmin)時通過改變脈沖寬度(如用反作用噴管時)和/或力矩級(如在連續工作的執行元件中)按照關系式ΔP＝AN/2來調整脈沖增量(ΔP)，以便用最多二個脈沖來完全消除章動。
圖4a表示用圍繞具有轉矩儲存器的衛星的兩個橫軸線的位置信息來抑制章動和調節旋轉的裝置的簡單的電路方框圖。涉及圖2b，在這一情況下進入邏輯判定，在旋轉偏差的判定元件(204)內檢查關于用來單純抑制章動的作用條件(｜ηz｜＞dψ)。按已知的方式，由繞第二橫軸線(Z-軸)的偏差信號(∈φ)(譬如借助于適當布置的太陽傳感器或恒星傳感器)經過第二調節器的電路(401)形成沿第一本體軸(X-軸)的旋轉矢量(ψo)的軌道運動分量，以及由此經過旋轉和擾動量監視器(402)形成所述的轉矩分量(
)的最佳評估值和圍繞該本體軸線作用的擾動力矩(
)，只要超過確定的，由第二靜區(403)給定的允許的極限值(±dφ)，它們(
)的線性組合(ηZ)就導致用于修正旋轉軸方向的調節脈沖被觸發。按照本發明對已知裝置的擴展，所獲得的轉矩分量(
)和擾動力矩(
)的評估值進一步用在連續工作的、如按照狀態反饋的規律性構成的調節器內，以避免過渡擾動，如在圖4a中用引出的信號導線表示的那樣。
在圖4b中(圖4b是圖4a右邊的繼續)，表示了用其它的執行元件作正常運行調節的實施例，在這一情況下，為橫軸設置了一個雙層萬向鉸接的旋轉輪或一個固定的旋轉輪和兩個反作用輪。與圖2b相關的，為簡單起見，前述可選擇的對萬向推架或反作用輪的驅動馬達的脈沖控制在圖4b中已被省略，然而不是除去，上述的萬向框架和反作用輪用來譬如在過渡階段產生圍繞橫軸線的調節力矩，用以對章動進行阻尼和/或對旋轉進行調節。對于這類調節的連續部分，圖4b簡單表示了由與X軸有重要關系的該航天器本體軸線的“狀態量”的評估值(Hz、TDX、Wx)經過相應的放大因子(KHZ、KTDX、KWX)形成控制信號，用來產生繞航天器的X-軸線(Ux)的力矩，以及按類似的方式由與該本體軸線有重要關系的狀態量(Hx、TDZ、WZ)的評估值經過有關的放大因子(KHZ、KTDX、KWZ)形成控制第二萬向框架和/或反作用輪的信號(Uz)。通過框架調整以及反作用輪的加速和減速所產生的橫軸-反作用力矩作用在衛星上。為了使在萬向框架剩余偏轉中或在反作用輪相應的中等轉數中體現的累積擾動力矩卸載，在達到給定的極限值時，按已知的方式接通產生繞相應的本體軸線的外力矩的執行元件，如反作用噴管或磁性力矩發生器。
為了補償因脈沖式的卸載力矩引起的位置誤差可以經過旋轉輪的卸載和補償邏輯電路(408)和經過加法器(405、407)的卸載信號(Tccx、Tccz)的反饋使萬向框架或反作用輪退行相當的量，以保持旋轉平衡。
已經說明的避免在過渡階段的過渡誤差是本發明的部分任務。在應用轉矩儲存裝置繞橫軸調節航天器(如本實施例)時，按照本發明特別有利的結構，在應用已知的“太陽能飛行器”時，實際上能完全避免在該輪卸載時的位置誤差，而不需附加的儀器和技術費用，即，用產生的卸載力矩調節太陽能發電機的方位至太陽入射面就能避免位置誤差。已知的是，在起轉矩儲存器作用的反作用輪或萬向框架的尺寸正確確定時，僅需卸去擾動力矩的空間固定的，不變的部分，而(惰性軸，即空間固定的)周期性部分只引起累積的轉矩的、繞中值0的波動。特別是通過對北側和南側安裝的太陽能發電機的葉片的逆向調節可產生很大的太陽壓力力矩，所謂的“風車力矩”，太陽能發電機的葉片始終繞太陽入射方向(實際上同樣是空間固定的)作用。由于因對地球定向的航天器每日轉動引起的空間固定的力矩分量在衛星軸上是周期性變動的，所以能只用風車力矩實現卸載，當(空間固定的)擾動力矩的矢量不在太陽入射平面，而是垂直于太陽入射平面時，卸載最有效。卸載必須按四分之一運行周期的交錯時間進行，即與衛星軸儀器技術聯系的，累積的轉矩在空間精確地轉過90°處于太陽入射平面內，并在該方位卸去累積的轉矩，同時卸載力矩不斷地與太陽能發電機的調節旋轉角成正比地變動，即能夠滿足任何要求。
附件最佳旋轉和章動調節的作用條件(按照WO 89/02622)章動振幅(AN)由估算的角速度(ωX、ωX)、章動頻率(ωN)和橫軸轉動慣量(Ix、Iz)按下式公式獲得
相位角的關系式為
該關系式表示，當章動運動繞第二橫軸線(Z-軸)通過零并同時繞與Z軸正交的第一橫軸線(X-軸)達到最大值(+AN)時，章動相位通過零。按照給定的規定構成的信號(ΔtCX、AN、βN)在調制器和振幅/相位轉換器輸出端按如下方式相互連接，即調制器判定調節作用的必要性，符號和持續時間，振幅/相位轉換器的輸出信號判定在章動周期內的調節作用的時刻點(ΔTCX)。按照調制器的脈沖重復頻率是否規定了對每個章動周期的一個或二個調節作用來區別兩種情況。
在第一種情況中，調節作用(由調制器規定持續時間和符號)在章動角(βN、0≤βN≤360°)的下述范圍內進行γo+Δγ-Δβ≤βN(t)≤γo+Δγ+Δβ(B-3)只要1/2 ≤ (AN)/(△PX) ≤ 3/2 (B-4)即當連續獲得的章動振幅(AN)的瞬時值大于一半，而小于一個半章動半錐時，該章動半錐產生最小脈沖(ΔPx)，這里
以及固定值(γo，Δβ)，最好Δβ
0.1弧度γo＝π-α對于正調節作用γo＝2π-α對于負調節作用(B-8)相反，如果章動振幅(AN，方程B-1)大于或小于給定的極限，那么，應該在章動角(βN(t)0≤βN≤2π)的下述范圍實現調節作用γo-Δβ≤βN(t)≤γo+Δβ(B-8)其中γ＝γo+Δγ-表示在一個章動振動內調節作用的最佳相位角。
TCX-表示調節作用的力矩級ΔtCX-表示由調制器指令的調節作用的持續時間α-表示執行元件的傾斜安裝角其它的量(ΔPX、γo、Δγ)由說明這些量的方程(B-5、B-7、B-8)確定。
在每個章動周期有兩個調節作用時，當
γo-Δγ1-Δβ≤βN1(t)≤γo-Δγ1+Δβ(B-3)時，進行第一調節作用，只要AN≤2ΔPX(B-9)而此時△r2= arccos (AN)/(2△PX) (B-10)當γo-Δβ≤βN2(t)≤γo+Δβ(B-11)時，進行第二調節作用。
為此無條件地要求，在短于半個章動周期(TN)的時間內確定章動振幅(AN)和章動相位(βN)。如果，譬如，因高的章動頻率和/或在電子儀器內慢速的數據處理不能保證這一點時，那么，按照方程B-11的第二脈沖的條件用按方程(B-12)的代替ΔβN2(t)＝2Δγ1+2nπ(B-12)其中，n＝0，1，2……βN2＞0相反，如果AN＞2ΔPX(B-13)那么可置Δγ1＝0(B-14)兩個條件(B-3)和(B-11)相互轉變。
權利要求
1.用于三軸向穩定的，旋轉航天器的姿態調節方法，涉及惰性空間內保持旋轉方向和應用至少一個靜區元件限制章動振幅，其特征在于，借助于分開的靜區元件在超過給定的極限值(±dφ，dN)方面不僅不斷地檢查旋轉方向離額定方位的偏差，而且不斷地檢查章動振幅，然后，當旋轉方向位于給定的，允許極限(±dφ)內時，為了減小章動的目的單獨啟動調節作用。
2.用于在涉及可給定的規定姿態方面三軸向穩定的、旋轉航天器的姿態調節方法，該航天器裝備了執行元件，用于產生圍繞兩個與旋轉軸線正交的，以及相互間正交的橫軸線的調節力矩，在該方法中，借助于至少一個姿態傳感器獲得代表圍繞兩個橫軸線中的一個、相對于要求姿態的角度偏差的角度偏差信號，由該角度偏差信號形成第一個表示航天器軌道運動的信號分量(Φo)和第二個表示航天器章動運動的信號分量(ΦN)，應用第一個信號分量獲得第一靜區元件的輸入信號，應用第二個信號分量獲得代表章動振幅(AN)和章動相位(βN)的信號，這些信號以及第一靜區元件的輸出信號輸給確定由執行元件啟動調節作用的時刻的章動調節器，其特征在于，代表章動振幅(AN)的信號也輸給第二靜區元件，按照可給定的最高允許的章動振幅值選擇第二靜區元件的極限，第二靜區元件的輸出信號同樣為章動調節器所接收，并在該處在對附如的調節作用的必要性作出判定時考慮這一輸出信號。
3.用于在涉及可給定的規定姿態方面三軸向穩定的、旋轉航天器的姿態調節方法，該航天器具有至少一個姿態傳感器，用來測量繞兩個與旋轉軸線正交的以及相互正交的橫軸線中的一個、相對于規定姿態的角度偏差，還是有執行元件，用于產生繞兩個橫軸線的調節力矩，還是有一個接收代表角度偏差的角度偏差信號(∈φ)并因此代表航天器軌道運動的、產生第一信號分量(Φo)的調節器電路，一個用于從角度偏差信號(∈φ)獲得代表航天器章動運動的第二信號分量(ΦN)的第一裝置，一個具有后接第一靜區元件的、接收第一信號分量(Φo)的旋轉調節器，一個用于從第二信號分量(ΦN)獲得代表章動振幅(AN)和章動相位(βN)的信號的第二裝置，以及一個后接于第二裝置和第一靜區元件的章動調節器，用來確定啟動調節力矩的時刻，其特征在于，具有第二個接收代表章動振幅(AN)的信號的、把一輸出信號發送給章動調節器的靜區元件。
全文摘要
用于三軸向穩定的，旋轉航天器的姿態調節方法，涉及惰性空間內保持旋轉方向和應用至少一個靜區元件限制章動振幅，其特征在于，借助于分開的靜區元件在超過給定的極限值(±d
文檔編號B64G1/38GK1074187SQ92111579
公開日1993年7月14日 申請日期1992年9月5日 優先權日1991年9月6日
發明者N·蘇勞爾, H·比特納 申請人:聯邦德國航空航天有限公司