专利名称：对三轴向稳定的旋转航天器作姿态调节的方法和装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及调节航天器的旋转方向和抑制航天器章动振动的装置的改进，所述的航天器具有积累的转矩。已经公开过各种装置，这些装置为了标准值的调节和围绕旋转轴线的相对于两个横向于旋转轴线的航天器本体轴线(X、Z-轴)的自由运动的旋转体的摆动稳定，使用了一个或几个测量第一横轴线(X-轴)和/或第二横轴线(Z-轴)相对于它们的设定位置的角度偏差的位置传感器和围绕一个或两个横轴线产生调节力矩的、特别是断续工作的、其调节作用不能低于最小给定脉冲增量的调节元件，如反作用喷管。这些装置中的一种已由WO-89/02622所公开，其特征在于，由对一个或二个横轴线相对其额定角位置偏差(∈φ，∈ψ)的测量信号组成了经调节器电路分离后的信号分量，所述的信号分量代表了在空间内轨道运动和旋转方向(Φo，ψo)和章动(ΦN)，以及在旋转调节器和章动调节器内按如下方式相互联接，即所述的第一信号分量确定调节作用的大小、次数和符号，表示章动(ΦN)的第二信号分量确定在一个章动周期内的调节作用时刻和相位角(βN)。
本发明涉及对上述类型的横轴向调节装置的改进。因为这些装置具有几个主要的缺点按照此类装置的特征，调节作用只有在下述情况下才被启动，即与空间中的标准轨道(HX，HZ)间的旋转偏差〔用偏差信号的轨道运动分量(Φo，ψo)来表示〕超过确定的、通过静区预给的极限值(dφ，dψ)，而不考虑与轨道运动分量叠加的章动振幅(AN)到底有多大。在通信卫星和应用卫星中，已知的技术是，为了保持航天器飞行轨道的倾角和航天器在其轨道上的姿态，必须按照通常的时间间隔作轨道修正操纵，在此过程中，扰动力矩作用在航天器上，它比卫星标准运行时要大大约5的十次幂方，结果要用相应剧烈的反作用喷管的动作用来产生围绕航天器本体轴线的调节力矩。在轨道修正操作结束后，按照绕横轴线的最后给出的调节脉冲的大小和时间指令会在上述类型的、调节到标准运行的过渡过程中，同时在旋转矢量的任一位置上，特别是在上述静区极限内出现大的章动振幅，当超过静区极限时，才启动随后同样也促使最佳章动衰减的调节作用。对于装备有一个固定的、通常为50Nms的旋转轮的、典型的三轴向稳定的卫星，在标准运行条件下的扰动力矩10-5Nm作用下，譬如会使这个不受正阻尼或负阻尼的剩余章动振动最长持续1.2小时，其前提是旋转方向刚好在允许的静区范围(0.025°)内，即直到旋转偏差从一个动作界限(如-dφ)转到另一个动作界限的旋转偏差(+dφ)时为此。当动作界限更大时，上述持续时间也会相应延长。在这段时间内，未受到阻尼的剩余章动将以不希望的方式破坏用于姿态调节的误差修正计划。
此外，只用反作用喷管来调节这类航天器的横轴线运动在原则上具有某些缺点和风险。用化学驱动装置来产生调节力矩非得与动力燃料的消耗联在一起，有限的动力燃料储备将影响飞行时间。此外，围绕航天器本体轴线产生调节矩的反作用喷管连同所属的管路系统、阀等必须至少在整个寿命期间发挥作用，这会导至燃料损失和泄漏损失，譬如开关阀被动力燃料内含有的微小尘埃颗粒堵塞时，或者当管路接头和阀接头密封不良时，还会损害其可靠性。因此，在应用卫星中大多还设置了在标准运行中用于围绕横轴线作调节用的、附加的其它执行元件，如反作用轮，V形旋转轮或万向框架，用来相对于航天器本体轴调节积累转矩，和磁性力矩发生器等，这些执行元件或是单个或是适当地组合在一起，它们产生连续可调的调节力矩，并在传统的系统中需要其它结构和参数的各自的调节器。在用其它的调节器和执行元件配置向标准运行的过渡阶段，由于存在起振过程将暂时出现较大的修正误差，为了减小该误差或抑制该误差，往往须应用附加的过渡调节器，这就提高了调节系统的不希望有的错综程度。在应用反作用轮和万向支承的旋转飞轮时，通常必须在超过允许的最大值时消除由外界扰动力矩引起的在横轴线上的累积转矩，譬如用已提及的磁性力矩发生器或用反作用喷管，最好是在必要的轨道修正操纵期间，在任何情况下实现必不可少的反作用驱动器启动。所述的反作用驱动器的启动特别是在更新的驱动系统时应用，如离子引擎，等离子体射流等，它们虽具有高得多的比脉冲，但同时亦具有小的推进力，因此，在这种情况下，轨道修正操纵是非常频繁的，譬如每天得进行几小时时间。
本发明的任务在于，提供上述类型的改进装置，该装置在一切条件下能保证最佳的、即最快的、最节省燃料的抑制章动，特别是在轨道修正操纵后的过渡阶段，即当旋转矢量在空间的方位位于给定的允许界限内时。同时，该装置在使用其它类型的连续工作的执行元件的情况下也能用于在随后的标准运行阶段对横轴线进行调节，而不会出现附加的起振过程和过渡误差。这一点本发明是这样实现的，即，借助分离的静区元件连续检查在空间(HZ、HX)中旋转方向的偏差和章动振幅(AN)是否超过给定的极限值(±dφ、±dψ、dN)，当航天器的旋转矢量位于给定的允许界限(±d，±dψ)内时，遵循以后尚要详细解释的规律性，也单单为抑制章动而启动调节作用。在本发明的另一结构中，上述类型的为调节旋转和抑制章动而形成的信号在避免过渡干扰的情况下不仅在过渡阶段，而且在随后的标运行调节阶段中借助于其它类型的，尤其是连续工作的所列举型式的执行元件直接续续用来减小尚存在的剩余章动。
下面借助实施例进一步说明本发明的主要特征。附图表示
图1以简图的形式表示了在三轴向稳定的具有累积转矩的卫星内测量元件和执行元件在原则上可能的配置。
图2a为按照本发明应用一个测量只围绕一个横轴线(X-轴)的角度位置的位置传感器对旋转和章动作调节的装置的简化方框图。
图2b为按照本发明对旋转和章动作最佳调节的逻辑图。
图2c为按照图2a的具有匹配于不同系统参数的功能电路图。
图3a至3c用几何图表示一个和二个对围绕不同卫星本体轴线的每个章动周期施加调节作用的相位条件。
图4a为本发明的绕两个横轴线作姿态测量和状态调节的装置。
图4b是用反作用旋转轮或万向支承的旋转轮作标准运行调节的方框图。
图5表示对于每个章动周期围绕X-轴线(α＝0)具有两个调节作用时作旋转和章动调节的相位条件在P1(βN1)或P*1(βN1＊)时为ΔP1，在P2(βN2;ΔβN2)时为+ΔP2或在P1或P1*时为-ΔP1，在P2*时为-ΔP2。
图1表示用于采集和调节具有累积转矩(Hy)的航天器的横轴线运动(X-，Z-轴)的测量元件和调节元件原则上可能的配置，该测量元件和调节元件由一个固定安装的旋转飞轮(107)表示，借助于该旋转飞轮用已知的方式可以实现对航天器围绕其以后不再讨论的第三轴线(Y-轴)的调节。在标定的定向中，航天器的Z轴线应指向地心，X-轴线指向运动方向，Y-轴线应垂直于轨道平面指向南。围绕X-轴线的姿态误差(∈φ)譬如能够由一个沿航天器的Z向定向的地球红外传感器(101)测量，在大范围内围绕航天器Z轴线的位置误差可以由适当配置的太阳传感器测量，大阳传感器的光轴被安置成以不同方向平行于卫星的X-Z平面，这些太阳传感器在图1中只由一个沿X坐标方向设置的太阳传感器表示。已知的情况是，可借助于恒星传感器，最好是借助于视向北(北极星)或视向南(老人星)的恒星传感器来获得连续的坐标和偏航参考系。在图1中，作为调节元件不仅示出了用以产生围绕航天器本体轴(X-轴)和偏航轴(Y-轴)的一般脉冲式的调节力矩的驱动器(103a，103b，以及104a，104b)，而且示出了反作用轮(105a，105b)和磁性力矩发生器(106a，106b)，它们在相应的控制下不仅适于产生围绕航天器本体轴X-轴线和Z-轴线的脉冲式调节力矩，而且特别还可产生连续的调节力矩，为了实现惠肯(WHECON)原理〔该原理以已知的方式借助一个测量只绕一个航天器本体轴(X-轴，∈φ)的偏位置误差的传感器就能稳定围绕两个横轴线旋转的航天器〕可以设置产生围绕航天器X-轴线的力矩的执行元件(103a，103b，105a，106a)，如图1所示，特别是在航天器的X/Z平面内转动一个角度(α＝惠肯角)，这样，在执行元件动作时就产生一个符号相反的围绕航天器Z轴线的力矩分量。也可以用相应的、产生所希望的力矩耦合的调节指令对产生围绕航天器X和Z轴线的力矩的执行元件同时加载。代替此例中表示的反作用轮，当然也可以采用围绕一个或二个轴万向支承的旋转飞轮，以V形固定安装的旋转飞轮，单个或者同反作轮联合作相应方式的配置。按照图1的仪器技术装备只是作为例子来解释发明的作用原理。
图2a的方框图用来说明本发明的作用原理。这里所讨论的是，只用一个测量围绕第一轴线(X-轴)的角误差的姿态传感器(图1中的101)稳定航天器的两个横轴向的旋转和章动调节装置，对于这一最简单的情况，简略地描述了最重要的功能构件。以已知的方式，由经过第一调节电路(201)，由偏航信号(∈ψ)构成了代表轨道运动的信号分量(ΦO)，经加法点(203)减去输入信号(∈φ)而构成代表航天器章动运动的信号分量(ΦN)。经过根据实施例情况综合度不同的旋转和扰动监视器形成了扰动力矩(TDX)的评估值和至少一个航天器转矩(HZ)的分量，该评估值和转矩分量经过适当的接通因子(203a，203b)和加法点(203c)而构成的线性组合(ηX)在经过静区元件(204)之后在旋转和章动调节器(205)内被继续处理。章动调节器借助于章动振动的相位角(βN)按照与下面有关的标准确定启动调节作用(ΔTcx，ΔTcz)的时刻点-章动振幅(AN)与脉冲增量(ΔPX)的比值。
-每个章动周期(1或2)的调节脉冲的数量。
确定已知类型的，即为了同时调节旋转和章动的最佳调节作用的数学条件(从WO-89/026622中可以看到)为了完整起见再次编排在附件中。章动振幅(AN)和相位角(βN)由已提及的、代表章动运动的信号分量(ΦN)譬如经过微分器(206)，章动监视器(207)和振幅/相位转换器(208)而获得。当存在测速陀螺仪时，围绕一个或两个航天器横轴向的角速度可以直接测得，自然就不必由经过微分器和章动监视器的偏航测量值形成章动振动的角速度信号。只是在超过允许的旋转偏差(±dφ)时才按已知的方式实现调节作用，如果章动运动的相位角〔βN(t)〕设定为使章动同时减小的最佳值γO+Δγ-Δβ≤βN(t)≤γO+Δγ+Δβ(方程1)这里Δβ表示围绕精确的作用点的允许静区范围(如0.1弧度)，值γO和Δγ与上面提及的标准有关，并按表1a和表1b选择，表1a是每个章动周期只有一个调节作用，表1b是两个调节作用(脉冲增量ΔPX)，并考虑了在完整的章动周期(0≤βN1≤2π)中的所有最佳作用可能性。与第二脉冲相关的两个相位角(βN2)考虑的情况是，直至启动第二脉冲时的时间或相位间隔(ΔβN2)短于(ΔβN2≤π/K)章动监视器的必要起振期(T＝TN/2K，TN-章动周期，K-常数，如1或2)或者足够长。
按照图2a的装置与这一类的已知装置的不同点大体为下述几点-不仅当轨道旋转分量(
Z)或代表轨道旋转分量的信号分量(ΦO)超过由静区(204)给定的允许界限(dφ)时，而且对于该界限内的值，只要章动振幅(A)超过第二个由另一静区器(209)给定的界限(d)时就作调节。
-按照本发明特别有利的结构，用于旋转调节和章动调节和抑制章动而形成的信号(
，AN，βN)也可在以下两个方面用来控制连续工作的执行元件，如反作用轮或磁性力矩发生器，即·通过用可调时间以及振幅(可变的ΔP)的脉冲信号(ΔTCX，ΔTCZ)向这些执行元件加载，如图2a所示，譬如为了尽可能快地减小章动，通过附加作用，经过监视章动振幅的附加静区器(209)传输到一个用于形成控制脉冲的脉冲发生器(210)内。
·通过可供使用的航天器的最佳转矩(
)、扰动力矩(
)和角速度(
)的评估值向执行元件加载，以便按将要描述的方式继续应用，为此，在图1的简要描绘中引出了这些评估值。
图2b的逻辑图用于进一步说明本发明的构思。上述具有启动界限(dφ，dN)的静区器(204，209)在此由判定器(204，209)表示。给予静区器(204)以优先判定，即，当由旋转偏差和扰动力矩评估构成的信号(ηX)超过允许的启动界限(dφ)时，在接通旋转调节器(205a)，章动调节器＃1(205B)和脉冲发生器(210)，直至用脉冲信号驱动执行元件，如反作用驱动器“TW”和/或连续工作的执行元件，如反作用轮“RR”或磁性力矩发生器“MMG”(211)的情况下，考虑到调节作用的最佳相位条件，如果脉冲持续时间比章动周期短，才按传统的方式实现调节作用。关于与也是连续工作的执行元件经过一定的时程作脉冲控制的差别在后面还要讨论，所述的时程可以认为不短于章动周期。
在“非”判定的情况下，即在没有不允许的高旋转偏差(＞dφ)的情况下，在第一个静区器(204)之后接有相应于第二静区(209)的判定元件，借助于该判定元件确定章动振幅(AN)是否小于给定的允许界限(dN)。当不是这一情况(N-输出)时，就按照下面还要进一步说明的别的标准接通在上述情况下工作的章动调节器＃2(205c)，它的任务是，通过用同样是脉冲信号向相应的执行元件加载，实现最佳的抑制章动过程，而不对旋转偏差按不希望的方式施加影响。如果章动振幅(AN)下降到给定的允许值(dN)之下，那么，经过转换开关(213，214)就从断续的、脉冲式的调节转换到连续的调节，该连续的调节譬如在应用已经多次提及的、连续工作的执行元件(212)的情况下，可简单地由经过作为状态调节器(215)的放大因子(KWX，KTDX，KHZ)的可供使用的信号(
)所形成。从而保证了所希望的平滑的、向连续的横轴线调节的过渡，而没有不希望的、与高偏差联系在一起的起振过程。
在断续工作的执行元件，如反作用喷管中，通常只可能由脉冲时间(Δt)影响脉冲增量(Δp)，而在脉冲式控制的、已经几次提及的类型的、连续工作的执行元件中，原则上能在两个方面即由力矩的大小和脉冲时间改变脉冲增量。为了用最佳时间，即尽可能快地抑制章动和调节旋转，按照本发明，首先从这一点出发，即在利用最大可供支配的力矩水平的情况下，影响调节作用的持续时间。一个有1-5Nms旋转储存容量的典型反作用轮，譬如能产生大约0.01-0.1Nm的最大调节力矩。譬如100-500Am2的磁性力矩发生器的同步轨道中，当地球磁场标准强度为10-7泰斯拉时只能产生1-5×10-5Nm的调节力矩。化学驱动器与之相比具有高得多的推进力水平，大约为1-10N，从而在杠臂为1m时产生1-10Nm的力矩。因此，在采用上述首先提及的调节元件并在完全控制的情况下，为了产生相同的(力矩)脉冲增量，至少需要10-100倍的脉冲时间，即作用时间，可供使用的调节力矩愈小，相对于章动振动时间则该作用时间愈短(可以忽略)，按照发明，在不仅用于已知类型的旋转和章动的联合调节，而且还扩展到用于抑制章动的脉冲式调节作用中，对于最佳相位角〔βN(t)〕的条件方程式的一般形式(方程1)也在长的脉冲持续时间时保留其有效性，其区别是，至今作为作用时刻点的固定偏差界限所确定的大小(Δβ)在本情况下按如下确定
以Δβ≤π/2，最好是Δβ＝π/4(方程2a)其中AN;AN+1-在调节作用(AN+1)之前或之后的章动振幅(AN)IX，IZ-横轴的转动惯量TCi＝TCX，TCZ-绕具体的航天器本体轴(X，Z)的调节力矩ωN-章动频率Δt-调节脉冲持续时间的一半并按已知的方式可以在调节作用之前或之后从章动监视器(207，图2a)的评估角速度(
)中获得章动振幅(AN)和章动相位(βN)
相反，在给定力矩(Tc)时通过唯一一次调节作用的最大可达到的章动减小(AN+1-AN)可按如下确定
这时，最大值Δβ＝π/2或者一半的脉冲持续时间Δt为四分之一章动周期(TN/4)。简单地说，宽度为2Δβ或持续时间2Δt的较长的调节脉冲绕最佳的作用时刻对称分布。方程2表示了用于经常是横轴转动惯量近似相等的情况下的一个良好的近似法。
下面进一步说明按照本发明首先用于抑制章动的调节作用的它种标准。为了更好地理解，最佳调节作用的相位条件首先用在卫星滚动平面/偏航平面内的章动运动的几何图来表示。
图3a表示了在航天器相互正交的横轴线上的旋转矢量的位置和章动运动，用标准的旋转分量(-Hz/｜Hy｜，Hx/｜Hy｜)或用轨道平面内与上述旋转分量相应的欧拉角(Φ，ψ)表示。旋转矢量(在点O1)虽处于给定的，允许的静区界限(±dφ)内，譬如在范围-dφ≤(-Hz/｜Hy｜)≤0内，所以，传统类型的调节系统不起作用，然而，与图纸平面正交的航天器Y-轴线在大振幅的章动锥(AN1)上运动，这引起带有章动频率的航天器滚动位置/偏航位置的相应大的，不希望有的周期性振动。在一般情况下，章动运动不是圆形而是呈椭圆形，然而，在本情况下，出于简化的原因，假设横轴线的转动惯量(Ix＝Iz＝I)相等，这一点在三轴向稳定的卫星上亦近似适合。在图3a中也表示了本发明范围内的、由第二静区(309，图2a)给定的、允许的章动振幅(dN)，它为围绕旋转点(O1)的划影线部分。如果剩余章动振幅被调节到最小的(标准的)脉冲增量的一半时(ΔPx/2)，譬如用反作用喷管时，那么，每个章动周期只有一个脉冲的修正方案，在时间的中点提供最小的校正误差。标准的脉冲增量或旋转增量如下确定
其中TCX-调节力矩级Δt-脉冲持续时间否则，在下一次的调节作用时(该调节作用的量不能低于最小的脉冲增量)会保留更大的剩余章动和从而比相当于半个脉冲增量更低的校正精度。由此也须直接把第二静区元件(309)的启动界限至少调节到(ΔPx/2)值，以避免作为一个脉冲的章动抑制方案的结果，出现具有章动频率的极限循环振动。在图3a中，如果初始章动圆(AN1)与围绕旋转矢量(O2)新点的“目标章动圆”(具有所希望的剩余振幅AN2＝ΔPX/2)在旋转矢量移动(ΔPX)后相交，即在相位角(βN(t))时，该相位角与两个可能是交点(P1，P2)中之一相符，那么，就必须实现最佳的调节作用，该调节作用引起旋转矢量沿力矩轴方向移动一个标准的脉冲增量或旋转增量(ΔPX)。这一条件在本情况中，在βN＝π-α-｜Δγ｜或βN＝π-α+｜Δγ｜时，即在本来已知的最佳作用条件(方程1，γ0＝π-α和正确选择Δγ符号)时，显然得到满足。在方程1的作用条件的一般形式中的基准量(γ0)确定了调节力矩轴的方向(ΔP的方向)，所选择的章动相位(βN(t))＝0。表1a原则上也适合于本情况，然而对调节作用的必要性具有不同的标准，如在表2a中，特别是第一栏和第二栏作了详细的说明。这二个最佳作用条件中的那一个实际上有效，与超过允许的章动振幅(或旋转偏差)的两极限中之一时刻章动运动的瞬时相位有关。在图3a中还表示了极限情况，即AN≥3ΔPX/2，在这一极限情况中，与振幅有关的最佳相位角(方程1)的分量(±Δν)刚好为0(点P3)。在每一情况下，值(Δγ)为0均适合于更大的章动振幅。
对每个章动周期只围绕一个航天器本体轴线(X-轴)的两个调节作用的相位条件在图3b中表示。在所示的例子中，再次从这一点出发，即，旋转轴方向位于允许的极限(±dφ，静区204)内(点O1)，然而，章动振幅(AN1)已超过由第二静区给定的允许的极限(dN)，但尚满足条件AN＜2ΔP。为抑制章动，按照本发明，在最佳相位角(βN1)时沿负方向启动第一标准调节脉冲(ΔP1＝-ΔPX)，该调节脉冲按如下方式(向O2点)移动旋转矢量，使新的章动锥(AN2)的振幅刚好与最小的脉冲增量相符。在脉冲启动时这一情况(偏差Δβ忽略不计)刚好在旧的章动锥(AN1)和新的章动锥(AN2)的交点(P1)上，相位角为βN1＝π-α-Δγ1-γ0-｜Δγ1｜在新的章动锥(AN2)上，卫星位置准确地向在走完相位角Δβ由卫星位置所达到(点P2＝O1)的旋转矢量的初始位置(O1)运动。
当与该状态相应的时刻点，该旋转矢量通过一与第一脉冲指向相反的脉冲(ΔP2＝-ΔP1＝+ΔPx)返回初始点(O1)。在理想的条件下剩余章动为0。从几何学考虑(在三角形O1O2P1P2内)能导出关系式ΔβN2＝π-2Δγ1对ΔβN2值”的预先计算可以判定是否留给章动监视器足够的时间来形成一个足够准确的、新的、章动运动(AN2，βN(t))的评估值，尤其是章动的相位角的评估值。上述条件在与监视器的时间常数，即起振持续时间有关的情况下，譬如满足于ΔβN2≥π/k，它在k＝1时相当于半个章动周期，在k＝2时相当于四分之一的章动周期。在这一情况下(偏差范围为Δβ)，按照下述条件，新的、经章动监视器获得的相位角被用作第二脉冲的作用标准π-α-Δβ≤βN2(t)≤π-α+Δβ然后，相位角(βN)重新从新的章动锥(AN2)的零点开始计数。否则，在预测的相位角βN2＝ΔβN2(在启动第一脉冲之后)的时刻给出第二(正的)脉冲。力矩增量(ΔP)的作用方向在作用条件(方程1)的一般形式中再次通过基准值(γ＝π-α)从章动相位的零点(β(t)＝0)起计算。
此外，从图3b可以推知，尚存在调节作用的第二种可能性来抑制章动，然而，章动的抑制不能在尽可能短的时间内(涉及βN＝0)导致终点状态。如果第一调节作用(这次沿正方向(ΔP
＝-ΔP1＝+ΔPx))在相位角Δβ
(点P＊1)时进行，这使旋转矢量(从O1向O
)首先沿与第一情况相反的方向移动，并在然后有效的章动锥(A
)上的最佳相位角(β
)时沿负方向使其返回(ΔP
＝-ΔP1＝-ΔPx)，则章动同样减小到0。从图3b明显可以推知，在触发第一和第二脉冲的数学条件中只是相互交换了基准值(γ0)。在允许的极限值(dN或±dφ)的基础上在对调节作用的必要性作判定的时刻，实际上，调节脉冲的上述顺序明显地又与该时刻的章动状态有关。为了完整起见在这里应该指出，当章动振幅在一个技术上可确切地测量的极限之下(譬如AN＜aN)时，章动监视器不再能提供章动运动的可用的相位角(βN(t))。该下限取决于测量信号的质量，特别是测量信号的分辨率(如量化)和/或信号-噪声比。因此，事实上对低于该最小值(aN)的章动振幅应当放弃利用相位信息来作脉冲启动，因为，否则必然会产生执行元件的偶然动作。在这一情况下，第一调节作用的启动单单依赖于旋转偏差的大小和方向，即依赖于在两个轴线方向之一超过允许值(±dφ，±dψ)的量，并且可以在相应的基准方向(γ0)上随时地立即开始启动。
由确定第二调节作用的相位角的上述构思可以直接导出，章动监视器(207)和振幅/相位转换器(208)在任何时刻应该尽可能实际地模拟章动过程。按照已知的方式，按照功能电路图2c可如此容易地实现这一点，即在系统中可以直接向功能构件传达参数的改变和动态状况，不必经过对卫星的偏航测量(∈φ)譬如通过地球红外传感器和中间连接的调节器网络(201)加以识别。如在图2c中以简略形式表示的，把所有可供使用的值，如给定的调节信号(ΔTcx，ΔTcz)和譬如从测量旋转轮的转数获得的累积转矩(Hy)的实际值输入上述功能元件。
上面所述的对于每个章动周期用两个围绕一个本体轴线(X-轴)的调节脉冲来抑制章动的调节作用的条件再次一目了然地编排在表2b中。在调节力矩发生器(转过角α)按照图3b的倾斜设置，对与在允许极限(±dφ)内的旋转矢量的位置有关的、用于抑制章动的调节作用的次序作出情况判定在某些情况下更为适合。在图3b的旋转偏差(即-dφ≤Φ0≤0)时，为了在第一调节脉冲之后避免超越旋转极限(-dφ)和避免旋转调节器可能起作用，也可优选所述的第二个抑制章动的方案(βN1时为ΔP
，β
时为ΔP
)，对这一情况在表2b中作如下考虑，即分别先给出最后所述的调节作用次序。
图3c用与图3b类似的图示表示了绕第二本体轴(Z-轴)的调节作用的情况。在这一情况中执行元件不是安置在X-、Z-平面，以便产生相对于航天器横轴转过α角的力矩。于此联想到，在应用执行元件产生围绕两个航天器横轴线的力矩时，原则上不必围绕第一轴线倾斜安装，因为，执行元件围绕两轴线的同时动作(考虑正确的符号)与倾斜安装相符。图3c是图3b的章动运动转过90°的图示(除了力矩发生器可能安装倾角α外)。此外假设旋转偏差为零。那么，在方程1的作用条件的一般形式中必须相应调整对力矩发生器的轴线有效的基准角(γ0)。尽管图3c只涉及围绕航天器第二横轴线(Z-轴)的两个脉冲的作用情况，不涉及修正沿X-方向的旋转偏差(Hx/｜Hy｜＝Φ)，在该图中也表示了对于一般情况的启动极限(±dφ)，即也可提供围绕该本体轴线的偏差测量值(∈ψ)或相应的扭矩分量(Hx)的评估值。鉴别作用条件的构思与图3b中的完全相同，因此不必重新详细说明。在章动图表中的相应的量(AN，βN，ΔP及类似数值)在图3c中为加以区别，采用了不同的下标号(对于第一脉冲用3代替1，对于第二脉冲用4代替2)。
表2C编排了按照方程1在应用调节作用的相位角的一般有效的关系式时围绕Z轴的章动抑制脉冲的启动参数。基于对本发明的最佳抑制章动的，围绕每个单个的横轴线的调节作用的规律性的认识，对于任一种应用情况(与测量元件和执行元件有关)专业人员能毫无困难地选择最佳的调节方案，并且按照需要可作相互组合。譬如，尤其会提供-根据章动运动的瞬间相位启动围绕X-或Z-轴线的尽可能快的第一调节作用，其结果是，抑制章动所需的时间(ΔTmax)至多为·在仅绕一个轴线(譬如X-轴)有两个调节作用时(ΔTmax)1＝(1-(Δγ1)/π)·TN·在绕两个横轴线的调节作用和对于每个章动周期有2个调节脉冲时，(ΔTmax)2＝(3/4-(Δγ1)/π)·TN其中TN-章动周期(2π/ωN)-在考虑旋转偏差时力矩轴如此选择·在一个脉冲方案中为转矩矢量的位置(在静区范围(dφ，dψ)内得到改善)·在两个脉冲方案时在间隔时间内离不开静区范围(dφ，dψ)-在大的章动振幅(AN＞2ΔPmin)时通过改变脉冲宽度(如用反作用喷管时)和/或力矩级(如在连续工作的执行元件中)按照关系式ΔP＝AN/2来调整脉冲增量(ΔP)，以便用最多二个脉冲来完全消除章动。
图4a表示用围绕具有转矩储存器的卫星的两个横轴线的位置信息来抑制章动和调节旋转的装置的简单的电路方框图。涉及图2b，在这一情况下进入逻辑判定，在旋转偏差的判定元件(204)内检查关于用来单纯抑制章动的作用条件(｜ηz｜＞dψ)。按已知的方式，由绕第二横轴线(Z-轴)的偏差信号(∈φ)(譬如借助于适当布置的太阳传感器或恒星传感器)经过第二调节器的电路(401)形成沿第一本体轴(X-轴)的旋转矢量(ψo)的轨道运动分量，以及由此经过旋转和扰动量监视器(402)形成所述的转矩分量(
)的最佳评估值和围绕该本体轴线作用的扰动力矩(
)，只要超过确定的，由第二静区(403)给定的允许的极限值(±dφ)，它们(
)的线性组合(ηZ)就导致用于修正旋转轴方向的调节脉冲被触发。按照本发明对已知装置的扩展，所获得的转矩分量(
)和扰动力矩(
)的评估值进一步用在连续工作的、如按照状态反馈的规律性构成的调节器内，以避免过渡扰动，如在图4a中用引出的信号导线表示的那样。
在图4b中(图4b是图4a右边的继续)，表示了用其它的执行元件作正常运行调节的实施例，在这一情况下，为横轴设置了一个双层万向铰接的旋转轮或一个固定的旋转轮和两个反作用轮。与图2b相关的，为简单起见，前述可选择的对万向推架或反作用轮的驱动马达的脉冲控制在图4b中已被省略，然而不是除去，上述的万向框架和反作用轮用来譬如在过渡阶段产生围绕横轴线的调节力矩，用以对章动进行阻尼和/或对旋转进行调节。对于这类调节的连续部分，图4b简单表示了由与X轴有重要关系的该航天器本体轴线的“状态量”的评估值(Hz、TDX、Wx)经过相应的放大因子(KHZ、KTDX、KWX)形成控制信号，用来产生绕航天器的X-轴线(Ux)的力矩，以及按类似的方式由与该本体轴线有重要关系的状态量(Hx、TDZ、WZ)的评估值经过有关的放大因子(KHZ、KTDX、KWZ)形成控制第二万向框架和/或反作用轮的信号(Uz)。通过框架调整以及反作用轮的加速和减速所产生的横轴-反作用力矩作用在卫星上。为了使在万向框架剩余偏转中或在反作用轮相应的中等转数中体现的累积扰动力矩卸载，在达到给定的极限值时，按已知的方式接通产生绕相应的本体轴线的外力矩的执行元件，如反作用喷管或磁性力矩发生器。
为了补偿因脉冲式的卸载力矩引起的位置误差可以经过旋转轮的卸载和补偿逻辑电路(408)和经过加法器(405、407)的卸载信号(Tccx、Tccz)的反馈使万向框架或反作用轮退行相当的量，以保持旋转平衡。
已经说明的避免在过渡阶段的过渡误差是本发明的部分任务。在应用转矩储存装置绕横轴调节航天器(如本实施例)时，按照本发明特别有利的结构，在应用已知的“太阳能飞行器”时，实际上能完全避免在该轮卸载时的位置误差，而不需附加的仪器和技术费用，即，用产生的卸载力矩调节太阳能发电机的方位至太阳入射面就能避免位置误差。已知的是，在起转矩储存器作用的反作用轮或万向框架的尺寸正确确定时，仅需卸去扰动力矩的空间固定的，不变的部分，而(惰性轴，即空间固定的)周期性部分只引起累积的转矩的、绕中值0的波动。特别是通过对北侧和南侧安装的太阳能发电机的叶片的逆向调节可产生很大的太阳压力力矩，所谓的“风车力矩”，太阳能发电机的叶片始终绕太阳入射方向(实际上同样是空间固定的)作用。由于因对地球定向的航天器每日转动引起的空间固定的力矩分量在卫星轴上是周期性变动的，所以能只用风车力矩实现卸载，当(空间固定的)扰动力矩的矢量不在太阳入射平面，而是垂直于太阳入射平面时，卸载最有效。卸载必须按四分之一运行周期的交错时间进行，即与卫星轴仪器技术联系的，累积的转矩在空间精确地转过90°处于太阳入射平面内，并在该方位卸去累积的转矩，同时卸载力矩不断地与太阳能发电机的调节旋转角成正比地变动，即能够满足任何要求。
附件最佳旋转和章动调节的作用条件(按照WO 89/02622)章动振幅(AN)由估算的角速度(ωX、ωX)、章动频率(ωN)和横轴转动惯量(Ix、Iz)按下式公式获得
相位角的关系式为
该关系式表示，当章动运动绕第二横轴线(Z-轴)通过零并同时绕与Z轴正交的第一横轴线(X-轴)达到最大值(+AN)时，章动相位通过零。按照给定的规定构成的信号(ΔtCX、AN、βN)在调制器和振幅/相位转换器输出端按如下方式相互连接，即调制器判定调节作用的必要性，符号和持续时间，振幅/相位转换器的输出信号判定在章动周期内的调节作用的时刻点(ΔTCX)。按照调制器的脉冲重复频率是否规定了对每个章动周期的一个或二个调节作用来区别两种情况。
在第一种情况中，调节作用(由调制器规定持续时间和符号)在章动角(βN、0≤βN≤360°)的下述范围内进行γo+Δγ-Δβ≤βN(t)≤γo+Δγ+Δβ(B-3)只要1/2 ≤ (AN)/(△PX) ≤ 3/2 (B-4)即当连续获得的章动振幅(AN)的瞬时值大于一半，而小于一个半章动半锥时，该章动半锥产生最小脉冲(ΔPx)，这里
以及固定值(γo，Δβ)，最好Δβ
0.1弧度γo＝π-α对于正调节作用γo＝2π-α对于负调节作用(B-8)相反，如果章动振幅(AN，方程B-1)大于或小于给定的极限，那么，应该在章动角(βN(t)0≤βN≤2π)的下述范围实现调节作用γo-Δβ≤βN(t)≤γo+Δβ(B-8)其中γ＝γo+Δγ-表示在一个章动振动内调节作用的最佳相位角。
TCX-表示调节作用的力矩级ΔtCX-表示由调制器指令的调节作用的持续时间α-表示执行元件的倾斜安装角其它的量(ΔPX、γo、Δγ)由说明这些量的方程(B-5、B-7、B-8)确定。
在每个章动周期有两个调节作用时，当
γo-Δγ1-Δβ≤βN1(t)≤γo-Δγ1+Δβ(B-3)时，进行第一调节作用，只要AN≤2ΔPX(B-9)而此时△r2= arccos (AN)/(2△PX) (B-10)当γo-Δβ≤βN2(t)≤γo+Δβ(B-11)时，进行第二调节作用。
为此无条件地要求，在短于半个章动周期(TN)的时间内确定章动振幅(AN)和章动相位(βN)。如果，譬如，因高的章动频率和/或在电子仪器内慢速的数据处理不能保证这一点时，那么，按照方程B-11的第二脉冲的条件用按方程(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)两个条件(B-3)和(B-11)相互转变。
权利要求
1.用于三轴向稳定的，旋转航天器的姿态调节方法，涉及惰性空间内保持旋转方向和应用至少一个静区元件限制章动振幅，其特征在于，借助于分开的静区元件在超过给定的极限值(±dφ，dN)方面不仅不断地检查旋转方向离额定方位的偏差，而且不断地检查章动振幅，然后，当旋转方向位于给定的，允许极限(±dφ)内时，为了减小章动的目的单独启动调节作用。
2.用于在涉及可给定的规定姿态方面三轴向稳定的、旋转航天器的姿态调节方法，该航天器装备了执行元件，用于产生围绕两个与旋转轴线正交的，以及相互间正交的横轴线的调节力矩，在该方法中，借助于至少一个姿态传感器获得代表围绕两个横轴线中的一个、相对于要求姿态的角度偏差的角度偏差信号，由该角度偏差信号形成第一个表示航天器轨道运动的信号分量(Φo)和第二个表示航天器章动运动的信号分量(ΦN)，应用第一个信号分量获得第一静区元件的输入信号，应用第二个信号分量获得代表章动振幅(AN)和章动相位(βN)的信号，这些信号以及第一静区元件的输出信号输给确定由执行元件启动调节作用的时刻的章动调节器，其特征在于，代表章动振幅(AN)的信号也输给第二静区元件，按照可给定的最高允许的章动振幅值选择第二静区元件的极限，第二静区元件的输出信号同样为章动调节器所接收，并在该处在对附如的调节作用的必要性作出判定时考虑这一输出信号。
3.用于在涉及可给定的规定姿态方面三轴向稳定的、旋转航天器的姿态调节方法，该航天器具有至少一个姿态传感器，用来测量绕两个与旋转轴线正交的以及相互正交的横轴线中的一个、相对于规定姿态的角度偏差，还是有执行元件，用于产生绕两个横轴线的调节力矩，还是有一个接收代表角度偏差的角度偏差信号(∈φ)并因此代表航天器轨道运动的、产生第一信号分量(Φo)的调节器电路，一个用于从角度偏差信号(∈φ)获得代表航天器章动运动的第二信号分量(ΦN)的第一装置，一个具有后接第一静区元件的、接收第一信号分量(Φo)的旋转调节器，一个用于从第二信号分量(ΦN)获得代表章动振幅(AN)和章动相位(βN)的信号的第二装置，以及一个后接于第二装置和第一静区元件的章动调节器，用来确定启动调节力矩的时刻，其特征在于，具有第二个接收代表章动振幅(AN)的信号的、把一输出信号发送给章动调节器的静区元件。
全文摘要
用于三轴向稳定的，旋转航天器的姿态调节方法，涉及惰性空间内保持旋转方向和应用至少一个静区元件限制章动振幅，其特征在于，借助于分开的静区元件在超过给定的极限值(±d
文档编号B64G1/38GK1074187SQ92111579
公开日1993年7月14日 申请日期1992年9月5日 优先权日1991年9月6日
发明者N·苏劳尔, H·比特纳 申请人:联邦德国航空航天有限公司