专利名称：用于轨道偏航控制的动态偏置的制作方法
技术领域：
本发明涉及卫星运动控制。更确切地说，涉及双取向轨道姿态控制，例如近地指向的卫星的按太阳定位。
当3轴传感器，例如1)提供俯仰和滚转信息的地平面式传感器以及2)测量偏航的利用太阳的传感器可得到信息时，卫星的姿态控制是使卫星笔直向前的。然而，在每次卫星绕地球运行发生日食期间，显然不能得到这种利用太阳的传感器数据。
使用用于姿态检测和姿态校正的动量检测器件由于很简单而成为非常有吸引力的思路。然而，由于其不够精确和费用很高，依赖用于姿态检测的检测动量的速度陀螺仪是不实际的。动量式传感器对漂移非常敏感。当要进行偏航控制的卫星上作用的转矩产生明显的变化时，这一点就更成为问题。
可以增加附加的传感器，但这仍不能保证得到连续的偏航信息。例如，可以利用磁强计来提供附加的偏航数据，但是当卫星轨道通过地球的较高纬度时，地磁极朝卫星倾斜，在这样的纬度下在产生日食期间卫星磁强计的数据太不精确，不能提供适当的姿态控制。
对在没有连续的偏航信息情况下运行同时提供连续可控的偏航运动的要求，是致力Global-StarTM卫星通讯系统的研究设计人员面临的第一位的主要难题。
第二点是需要进行十分关键的复杂的姿态控制。卫星的通讯天线通常安装在距地球总是最近的卫星部分上。这被称为“近指向”姿态。必须始终维持这种姿态。
对于转播通讯卫星例如在Golbalstar卫星蜂房式电话系统中使用的卫星，姿态控制是十分关键的，因为它们也需要很高的功率。在这些卫星上的太阳能电源板的有效运行需要太阳的光线始终垂直于太阳能电源板的平面。因此，对于Globalstar卫星系统的发射，可靠、精确地控制卫星的姿态是十分重要的。
a.Whecon Stabilization(Whecon稳定)
动量偏置式姿态稳定系统在没有直接检测偏航的情况下已经成功地用于提供固定轨道的近地指向卫星的精确的稳定姿态。在AIAA Paper no.68-461，AIAA Ind Commumication Settlite system Conference(第二层通讯卫星系统会议)，San Francisco，1968，4，8-10由H.J.Dougherty，E.D.Scott和J.J.Rodden所著的文章“Whecon-姿态控制原理的分析和设计”中所介绍的“Whecon”系统是这种系统的一个实例。该Whecon偏置动量系统响应于来自地球水平面传感器的俯仰和滚转信号保证了3个轴向上的卫星的稳定。Whecon通过偏航与轨道俯仰速度的动态耦合控制残留的偏航误差。
该Whecon系统利用1)与空间飞行器的俯仰轴线固定对准的动量轮，2)检测俯仰和滚转姿态误差的水平传感器，以及3)响应于这些误差动作的质量排出式装置，所有这一切都没有直接检测偏航。然而，动量轮的惯性将飞行器的偏航旋转限制到近于零的很小的摄动。这种姿态的稳定性使得Whecon系统不适应于由太阳能供电的卫星通讯系统，这种系统具有超前的轨道正像Global-star系统一样。此外，质量排出式系统利用非可补充的能源，限制了卫星的工作寿命。
利用用于姿态控制的动量而不利用质量排出式发动机由于它的简单性而成为有吸引力的想法。然而，这种系统还利用质量排出法来提供控制转矩。这种系统应用在一些美国和国际同步卫星，包括军事卫星，Intersat V以及加拿大通讯技术卫星。
b.Seasat Nadir-pointing Momentam Bias(b.Seasat近地指向的动量偏置)开发这种全动量轮型Whecon姿态稳定系统用于1978年上天的NASA-JAL，Seasat卫星。这种系统介绍在Journal ofGuidance and Control(导航与控制导报)Vol，nol(1978)的第6-13页上由R.Weiss，J.J.Rodden，R.W Hendricks和S.W.Beach所著的文章“Weasat-一种姿态控制系统”。姿态所需的轨道动量偏置，以及用于飞行器稳定，而不再采用质量排出法来产生偏置动量。
利用在卫星上的一对“搜索”轮来进行姿态检测。Seasat对于动量轮提供称为“去饱和”的磁补偿，以便抵消外部作用在飞行器上的包括地球重力场和磁场形成的转矩源产生的动量。
利用一对太阳方位传感器监测Seasat的对太阳的取向。然而，由于Seasat是按照与太阳同步的地球卫星设计的，这些太阳一传感器不适用于轨道姿态的控制。太阳一同步地球卫星相对于太阳具有固定的关系。这种飞行器不需要进行偏航控制。
如
图1所示，一种转矩去耦合/积分方案使得对于卫星动量轮的反应转矩指令能以“Whecon”模式控制Seasat。按照这种模式，调节施加到飞行器上的控制转矩矢量，因而这些矢量可以通过计算来进行处理，好像它们是由Whecon的独立的质量排出控制转矩产生的似的，而不是由动量轮本身产生的。
该Seasat去耦合方案测算附加的动量，这种动量本该根据用于提供对于近地指向姿态控制所需的计算出来的控制转矩的指令形成的。然后，通过向飞行器上的动轮发出的转矩控制指令，施加相等并且相反的“去耦合”转矩，以便补偿在控制动量(momets)和一种生成动量(moment)之间产生的动态耦合，这种生成动量(moments)是在围绕地球的卫星的与太阳同步的近地指向的轨道运动中由俯仰的速度产生的。
在对于非同步轨道的姿态控制中，由于在卫星中的多个轮之间传递动量，也产生这种动态的相互作用，从而提供跟踪太阳所需的偏航运动。在GPS系统卫星中产生这些相互作用，这些卫星采用4个动量轮、一个地球水平面传感器以及一个利用太阳的传感器，以便在非太阳同步轨道中进行姿态控制。然而，GPS系统不需要精确的偏航控制，甚至不需要偏航预测，因为GPS利用广播而不使用多束发射图。GPS天线信号是相同的，与其相对于地的偏航旋转无关。
由于这一点，可以允许各个卫星在每次太阳传感器通过地球之后轻微偏航。GPS卫星然后等待，直到它们再次得到利用太阳的传感器数据为止，在此之后利用新的数据产生特定的转矩控制指令，使卫星的动量轮产生一个校正利用太阳的传感器检测的任何姿态的误差的偏置矢量。
为了按照利用地球水平面的传感器的Globalstar卫星的要求精确地进行偏航控制，动量轮必须提供缺少的偏航旋转信息Seasat近地指向，和GPS太阳跟踪偏置。这种缺少的偏航信息对于连续地精确跟踪太阳和对于旋转在Globalstar的飞行器的发射天线上的各个发射射束所需的偏航预测这两者都是需要的。
c.Globalstar′s Asynchronous Precession(c.Global 异步进动)在先前的轨道上与太阳非同步运行的太阳能供电的卫星可以利用偏航控制和太阳能电源板的旋转运动的综合方式，或者利用太阳能电源板的复合运动来跟踪太阳。另外，近地指向的卫星可以在发射器端部以及在其相时端安装的太阳能电池板之间形成万向连接，以便使卫星的两个端部彼此相对扭转，正向Seasat导航台一样。然而，这将需要经过一个附加的低效的且易于出故障的连接器(例如回转接触组件等)由电源板向发射器供电。这对于高供电要求高可靠性的转播卫星是不可接受的。
图2表示当卫星绕地球沿轨道运行时使跟踪太阳由太阳能供电的卫星的太阳能电源板连续地按照最佳角度面向太阳所需的偏航控制运动。太阳能电源阵列板绕飞行器的Y轴旋转角度“SADA”，而飞行器偏航角度为“ψ”。偏航移动变量变量ψ的幅值取决于太阳和轨道平面之间的角度β。在当太阳处在卫星轨道的平面内的极限情况下，β-0并且仅SADA角是可变的。不再需要偏航运动。在较高的β值下，必须改变SADA和偏航角。
对于GlobalstarTM系统中的各卫星，各卫星的轨道的进动在各卫星的轨道平面和从地球到太阳的直线之间的角度“β”从零到大约75°变化。在β-75°时，为了维持太阳能电源的效率，卫星必须保证太阳能电源阵列板围绕近地指向的Z轴并垂直于俯仰轴产生很大的旋转，并围绕Y轴形成一个很大的SADA角。
假如不采用偏航控制，必须减小太阳能电池阵列板围绕与俯仰轴垂直的Z轴的二次偏转，以便防止其中一个太阳能电源极穿过降低了工作效率的区域，以及防止由于卫星天线的干扰每次卫星到达最大偏航偏转时影响卫星转播作业的覆盖图。
这种对于太阳能电源板的复合运动的限制使得不能按照最佳方式跟踪太阳。电源板不能按照最佳方式跟踪太阳，所以要求明显地增加电源板的尺寸，以便补偿所造成的降低的效率。然而，采用很大的电池阵列板会受到重力变化率的干扰影响以及使费用更大和更笨重。因此，太阳能电源板的复合运动没有满意地解决这一问题。
如果GPS卫星姿态控制系统能够适合提供为Globalsat系统所需的精确的偏航控制，则可保持卫星的结构的整体性以及它的天线系统的有效性。然而，这种精确的姿态控制需要一个二次的非常精确的连续控制角度变化速率偏差量，从而卫星的姿态使太阳能电源板垂直于太阳，而不是移动太阳能电源板本身或扭转卫星的纵向中线(即在天线和太阳能电源板之间)。
根据本发明可以实现稳定的、动量轮驱动的偏航控制以及利用偏航旋转对卫星天线的射束分布图的预计的协调调整这两个方面。
根据本发明的动量偏置控制系统实现由偏航控制作用产生的转矩的角动量与卫星的轨道动态特性的去耦合。
根据本发明的动量偏置控制系统通过使由偏航控制作用产生的转矩的角动量与卫星的轨道动态特性去耦合在不依靠附加的传感器的条件下就可实现姿态的检测。
根据本发明轨道姿态控制系统对于向近地指向的通讯卫星供电的太阳能电源板提供精确的预先设计的偏航控制的向阳取向。在具体的实施例中，利用使用地球传感器数据的两个控制定则中相应的一个来实现稳定和控制。
当结合附图分析下而提供的优选实施例的详细介绍时，将会更好地理解本发明的特性和优点，其中图1是在Seasat固定偏航的卫星上形成动量积分和去耦合作用的方块图；图2是跟踪太阳的利用太阳能的卫星的轨道示意图；图3表示这种控制结构的一个优选实施例；图4表示先滚转者先偏航(roll-first and yaw-first)的Euler(欧拉)参考系。
图5是根据本发明的利用先偏航格式控制定则的偏航控制姿态的控制系统的方块图；图6是根据本发明的利用先俯仰格式控制定则的偏航控制的姿态控制系统的方块图。
在图3中表示了根据本发明的偏航控制系统的一个优选实施例。在这一系统中，地球水平面传感器和动量轮以反馈方式提供输入数据，该数据然后根据特定的控制定则进行处理并与反应转矩和动量轮的扰动去耦合，以便产生转矩指令信号。
然后，该转矩指令对一组分布的4个反应/动量轮的旋转进行调制。这些轮中的3个形成的任何子组合能够对于卫星充分地提供三维姿态控制。
Command Generator(指令发出器)提供所需的偏航控制轨迹(profile)ψ*和伴随的它的微分速度和加速度，以便将控制定则应用于所需的偏航控制运动。磁强计和太阳传感器独立于此前所介绍的偏航控制系统。
Spacecraft Dymamics(空间飞行器动力学)根据标称的角速度“ω*“表示的卫星运动方程为(1)-------T*-T*ω*+[ω_*X](Iω_*+h_*)+*h*=0]]>其中T-0。数值ω*和h*反映标称的轨道角速度和所需的偏航控制速度。用于描述卫星运动动力学特性和对于外部扰动和重力变化率引起的转矩所需校正的所需该组方程并不适用于分析求解。为了深入了解这些动力学特性，通常利用这些方程的小角度“线性化”形式来进行解释。
按照ω*的求解公式，其中ω-ω*+δω以及h＝h*+δh，对于ω*的角扰动角速度的线性化的动态特性为(假期比一阶项更高阶的项被略去，以便线性化)(2)------δT_-Tδ*ω+[ω_*X](Iδω_+δ_h_)+[δω_X](Iω_*+h_*)+δ*T]]>The Euler Rotation Sequences(欧拉旋转次序)姿态角矢量“η”为偏航旋转ψR的标称的角速度和扰动Δη的角速度之和，其中δη-(δφ，δθ，δψ)T，卫星主体的每个轴上的角速度变化可以表达如下(3)-----η=φθψ=OOψF+δη]]>
该主体扰动速率“δω”和姿态扰动“δη”之间的动态相互关系取决于为所采用的分析法选择的欧拉旋转次序。对于扰动角的方程的表现形式主要取决于所选择的欧拉次序。然后，随后的控制定则的公式表示由所采用特定扰动方程组的形式开始并止于该特定扰动方程组。
可考虑从地球轨道向卫星主体的参考系变换的两个次序等级一个是“先偏航的”偏航-俯仰-滚转(3-2-1)的次序δηR，以及另一个是“先滚转”的滚转-俯仰-偏航(1-2-3)的次序δηr。图4是从该飞行器近地指向的直线即Z轴和对于这两种欧拉次序的地球水平面之间的几何关系的示意图。
“先偏航”的方案利用由地球水平面传感器直接按照控制制定则所测量的误差值，不过要将它们通过一个假想的希小空间进行变换。“先滚转”的方案则降这些误差值反向变换到近于轨道的参考坐标系上，即变换到与该飞行器偏航旋转无关的俯仰和滚动角。
在δη-[δφ，δθ，δφ]T的情况下，与先偏航和先滚转方案参数相关的变换，为(4)------δηE=cosψ*-sinψ*0sinψ*cosψ*0001δηy]]>Yaw-first Perturbation Dynamics(先偏航扰动的动力学特性)对于由轨道坐标变换到卫星主体坐标系的“先偏航”的偏航-俯仰-滚转(3-2-1)的旋转次序，俯仰-滚动角速度对应于由一本体固定的地球传感器测量的角度，以及对于这种“先偏航”的欧拉次序的扰动的角速度为(5)------δω_-δη_Y+[ω_*X]δη_Y]]>降方程(5)代入线性化的卫星动态特性方程(2)，得出(6)-----δT_-Tδ*ηY+Pδ*ηY+OδηY+[ω*x]δh-+δ*h]]>Roll-first Perturbation Dynamics(先滚转的扰动的动力学特性)使用对于主体变换的“先滚转”的滚转-俯仰-偏航(1-2-3)旋转次序的轨道，俯仰-滚转角对应于由主体固定的地球传感器通过参考偏航角变同列接近地轨道坐标的参考坐标系的角度。对于“先滚转”的欧拉次序的扰动速度为(7)------δω_-ψ*{δ*ηR+[WoX]δη_R}]]>并代入方程(2)，得(8)-----δT_-Tψ*δ*ηR+Mδ*ηR+NδηR+[ω-*X]δh_+δ*h]]>Control Laws for a Body-Fixed Earth Sensor(用于主体固定的地球传感器的控制定则)利用这些欧拉次序的控制定则可将扰动分别表示为偏航角或滚转角。这些控制定则提供可以扰动方程表示的所需的驱动转矩。扰动相对于由指定的控制操作所确定的运动的参考轨迹来表示。该指令是产生该操作的标称的动量。
按照“先偏航”的控制定则的轮转矩可以表达为δηy和一新的变量“ζ”的函数。变量“ζ”在方程(10)中定义，这些轮转矩为(9)------δ*h=δ*hηr+δ*h8]]>先偏航控制定则根据图5所示的主体固定的传感器信号，首先对各动量项进行去耦合，然后除去P和Q矩的头两列。这种P和Q的简化方式取决于利用地球水平面传感器检测到的滚转和俯仰角。
为了在这种复杂的系统中对俯仰-滚转动态特性进一步去耦合，扰动表达式1乘以矩阵U。这种矩阵乘法导致系数矩阵Up’除了对于第3列的第1行中的项变为常数“d”以外，其它全含零。这种矩阵反映的状态接近利用典型的Whecon方程所设定的近似条件，其中滚转和偏航通过各轮的偏置动量耦合在一起，正如在上面指出的由Dougherty，Scott和Rodden在AIAA中的文章所述的一样。
为了降间接的偏航控制的Whecon概念扩展到复杂的偏航控制交叉耦合，利用假想空间的定义来产生变量的变化，其中(10) ζ-UI δηY在将代数细节部分处理一遍后，产生经ζ空间变换的扰动动态特性方程(11)-----ξ··+[P_;P=]*ξ+[Q_;Q=]ξ+Uδ*hξ=UδT]]>P＝I[ω*X]IR，and Q＝I[ω*X ]+R[ω*X ]R=I[ω_+X]-[H_B+X],and[ω_+X]=0ωzωYωz0-ωx-ωω0]]>通过这种变换1)经变换的矩阵现在在矩阵中的右上位置仅有一个恒定的元素“d”。2)此外，在Q矩阵中的各个元素q13、q23、q33虽然它们是随时间变化的量但是很小的。作为参考偏航角度的角速度的函数的处于上有双横划线条的P和上有双横划线条的Q中的非零的各个元素仅出现在按2×2的滚转和俯仰子矩阵的左上方。因此，这些上有双横划线条的矩阵部分当利用P的顶部(hat)和Q的顶部(hat)的预计值进行去耦合时，基本上被消除了。
为了消除交叉耦合的残余作用，利用动量轮转矩δh*来进一步形成消除作用，以便使控制转矩指令更完全地去耦合。最终形成的高度去耦合的偏航控制动力学特性不比与间接偏航控制的标准的“Whecon”的模型相类似的滚转-偏航耦合更好。
先偏航的控制定则通过利用扰动产生的这种附加的消除作用，利用动量轮检测的(维持扰动关系)的动量轮转矩δh可以利用增益系数的矩阵KN和KP表示如下(12)-----ξ+{000000000-Kv}ξ+{00q1300q2300q33-Kp}ξ=UδT]]>其中Kv=Kv1000Kv20Kψ1Kv101]]>和Kp=KP1000KP20Kψ1KP101.]]>“标准的”Whecon动力学特性产生的矩阵的形式与这些相类似。然而，沿对角线与“d”和“q23”各个元相对的各个元素由偏航控制扰动矩阵中消失了。在ζ一空间的最终的轮转矩则为(13)-----δ*h-[ω*x]δhP^δ*ηY-Q^δηY+U-1^{(Kv-P_^)ξ+(KP-Q_^)ξ}]]>通过假想空间进行变换产生的这一控制定则将“滚转”控制转矩的一个比例部分分配到“偏航”控制通道。
先滚转的控制定则对于卫星偏航控制动力学特性的另外的表现形式，在规定图6中表示的在控制定则时，仅需要采用部分去耦合/消除作用。再者，扰动角为(8)----Iψ*δ··ηR+Mδ*ηR+NδηR+[ω_*X]δh_+δ*h=δT_]]>对于这种情况的控制轮的转矩为(14)-----δ*h-[ω*X]δh+Kvδ*ηR+KPδηR]]>
该增益系数矩阵KN和KP的形式与前先所用的相同。将δh的变化速度的表达式(9)代入先前的方程和乘以ψ*T之后，最终的方程变为(15)----ψ*TδT_-ψ*TIψ*δ··ηR+ψ*TMδ*ηR+]]>ψ*TNδηR+ψ*T[Kvδ*ηR+KPδηR]]]>这种替换的控制定则测量了变换为接近地球轨道参考坐标系的姿态俯仰和滚转，通过在标准的Whecon方式中利用这些测量值可模拟标准的单轮控制模型，很象对于Seasat导航台所做那样。
降ψ*TM和ψ*TN项的表达式展开可看出，对于这些矩阵的主要元素，对角线上的项正好出现在与在“标准的”Whecon实例中的相同位置上。由于在这种Whecon动力学特性的复杂的外延中滚转到偏航的这种固有的交叉耦合作用，使稳定性可能增加。通过按照动力学原理进行去耦合再次消除了偏航控制作用的动态转矩的效果，并且这些作用对于这些系统是很明显的。
附录1定义了所用的符号。
通过具体参照本发明的优选实施例已对本发明进行了介绍，但是很明显对于本技术领域的熟练人员在本发明的构思和范围内可以进行各种变化和改进。特别是，这些相关的变换可以采用先偏航者先滚转的控制程式。本发明是下面提出的权利要求限定的。
权利要求
1.用在空间飞行器中的卫星姿态控制装置，所述装置包含去耦合装置，用于对相对于在假想空间中使空间飞行器定位的轴线限定的一个矢量作用在空间飞行器上的各动量进行去耦合；以及校正装置，用于按照一个参照二维传感器数据的控制制定则校正所述去耦合的各动量；因此，相对于二维传感器数据提供了三维偏航控制式的姿态控制。
2.如权利要求1所述的装置，其中输入所述的二维传感器数据，以便按先滚转的控制定则进行控制。
3.如权利要求1所述的装置，其中输入所述的二维传感器数据，以便按照先偏航的控制定则进行控制。
4.如权利要求1所述的装置，其中将所述控制定则变换到一个假想空间，因此，通过简化计算近似应用所述控制定则。
5.一种用于控制空间飞行器姿态的方法，包含的步骤是对相对于使空间飞行器在假想空间定位的轴线限定的矢量作用在空间飞行器上的各动量进行去耦合；以及按照一个参照二维传感器数据的控制定则对所述的去耦合的动量进行校正，因此，相对于二维传感器数据提供了三维偏航控制式姿态控制。
6.如权利要求5所述的方法，其中输入所述的传感器数据，以便按先偏航的控制定则进行控制。
7.如权利要求5所述的方法，其中输入所述的二维传感器数据，以便按先滚转的控制定则进行控制。
8.如权利要求5所述的方法，其中将所述的控制定则变换到一个假想空间。因此，通过简化计算近似应用所述控制定则。
9.如权利要求5所述的方法，其中所述的二维传感器数据包含滚转和俯仰传感器数据。
全文摘要
本申请公开一种用于控制低轨道地球通讯卫星的方法和装置,该卫星由于需存储太阳能而按太阳定向。动量偏置既维持近地指向又附加了用于跟踪太阳进行的姿态控制所需的偏航控制动量。该方法有两个主要的步骤:1)为了校正所计算的控制转矩,以开路方式进行动量去耦合,以及闭路姿态补偿,以便根据两个控制定则原理中的一个对关于所计算的姿态的扰动进行校正。这样就综合了稳定的陀螺仪姿态控制和开路偏航控制两者的优点。
文档编号B64G1/36GK1174982SQ9710297
公开日1998年3月4日 申请日期1997年1月11日 优先权日1996年1月16日
发明者J·J·罗敦, 古本登夫, W·菲克特, E·布吕德利 申请人:环球星有限合伙人公司, 戴姆勒-奔驰航空宇航公开股份公司