用于控制航天器的日光采集阶段的方法和装置的制造方法
【专利摘要】本发明涉及用于控制具有DH轴的非零角动量的航天器(10)的日光采集阶段的方法(50)，所述航天器包括能够绕Y轴旋转的太阳能发电机(12)，该方法包括以下步骤：?(51)控制航天器的致动器以使所述航天器处于中间定向，在该中间定向中，所述Y轴与DH轴基本正交；?(52)控制太阳能发电机以使所述太阳能发电机朝向太阳；?(53)控制航天器的致动器以减小所述航天器的角动量；?(54)控制航天器的致动器以使所述航天器处于采集定向，在该采集定向中，Y轴与太阳相对于航天器的方向DS基本正交。
【专利说明】
用于控制航天器的日光采集阶段的方法和装置
技术领域
[0001]本发明属于控制航天器的领域，更具体地涉及一种用于控制由包括可以绕Y轴移动的至少一个太阳能发电机的航天器所进行的日光采集阶段的方法和装置。
[0002]“日光采集阶段”意指下述阶段:在该阶段期间，对航天器进行控制以使所述航天器处于采集定向中，在该采集定向中3轴与太阳相对于航天器的方向Ds基本正交。在该采集定向中，太阳能发电机可以朝向太阳，太阳的光线因而垂直入射在所述太阳能发电机上。
【背景技术】
[0003]日光采集阶段例如由诸如卫星这样的航天器()在与所述卫星的运载火箭分离之后来执行的。这样的日光采集阶段在说明书的其余部分中被称为“初始日光采集阶段”。
[0004]实际上，在与运载火箭分离之后，卫星是自主的，并且应该通过试图使其太阳能发动机指向太阳而确保其电力自主性，以向所述卫星的平台提供电力并且对所述卫星的电池充电。通常，在卫星被发射之前对电池进行充电，并且，在分离之后且在太阳能发电机展开并指向太阳之前，由所述电池来提供卫星平台的工作所需的电力。
[0005]该初始日光采集阶段是困难的，因为在与运载火箭分离时，通常可以以高达3°/s的高转速将卫星发射到LEO轨道(“近地轨道”)中，并且以约1° /s的高转速将卫星发射到GEO轨道(“对地静止轨道”)中。初始日光采集阶段因此包括降低卫星转速的步骤。要在短时间内降低卫星转速，从而不会带来使所述卫星的电池完全放电的风险。
[0006]因此，卫星包括为了在与运载火箭分离之后减小卫星的角动量所应用的致动器。
[0007]特别已知的是，针对LEO轨道中的卫星而使用利用地球磁场的磁力矩器以形成能够减小卫星角动量的力矩。对于在MEO( “中地球轨道”)或GEO(或GTO — “地球同步转移轨道”)轨道中的卫星而言，其中对于这些卫星地球磁场可以忽略不计，通常使用化学推进器。这种化学推进器的优点在于:它们可以在与运载火箭分离之后立即使用；它们不需要高电力；以及它们可以将大力矩施加至卫星，这使得能够减小角动量并且在非常短的时间内(约几分钟)使卫星处于采集定向。
[0008]在卫星的角动量已经被充分减小并且卫星已经处于采集定向之后，太阳能发电机被展开并且指向太阳以对所述卫星的平台供电并且对电池进行充电。
[0009]目前设想的是，将来的卫星不再配备有化学推进器，而是仅配备有(等离子体)电推进器。初始日光采集阶段因而会变得有问题，尤其对于在ME0/GE0/GT0轨道中的卫星，这是因为电推进器不能取代化学推进器来在分离之后减小卫星的角动量。
[0010]实际上，与运载火箭分离之后的最初几天内无法使用电推进器。此外，推进器需要高电力(约几kW)并且仅能向卫星施加小力矩(约0.2Ν.πι)。因此，借助于电推进器来减小卫星的角动量需要长时间的高电力，这与安装在当前卫星中的容量为约1kW.h的电池不相容。这样的容量使得仅能向电推动器供电约一个小时，这在考虑由当前的电推进器所形成的力矩的情况下不足以充分地减小卫星的角动量。
[0011]当前的卫星通常配备有电惯性致动器，例如飞轮(反应轮、陀螺致动器)，其被应用以沿三个轴控制所述卫星的姿态。这样的惯性致动器通常不具有足够的容量来在分离之后独自补偿卫星的角动量，但是可以在其他致动器(磁力矩器、化学推进器等)已经充分地减小所述卫星的所述角动量之后使用这样的惯性致动器。
[0012]—个替选方案可以在于调整电惯性致动器的大小使得电惯性致动器能够在分离之后独自补偿卫星的角动量。然而，这会导致所述惯性致动器的质量和体积的显著增加。作为示例，卫星在发射之后的初始角动量可以为约500N.m.s至1000N.m.S，而安装在卫星中的惯性致动器的容量通常约为50N.m.s至100N.m.S。此外，虽然惯性致动器的大小可以被调整成具有1000N.m.s的容量，但是特别不利的分离条件仍可能将大于1000N.m.s的角动量传递至卫星，这超出了惯性致动器的容量。
[0013]应当指出，当卫星在生存模式下时也可以执行日光采集阶段。对于在生存模式下的这种日光采集阶段，上文的观测结果仍是有效的。
【发明内容】
[0014]本发明的目的是通过提出一种日光采集阶段来克服现有技术解决方案的全部或部分限制，特别是上文所阐述的限制，其中不具有化学推进器的航天器也可以实施该日光米集阶段。
[0015]为此，根据第一方面，本发明涉及一种用于控制由具有Dh轴的非零角动量的航天器所进行的日光采集阶段的方法，所述航天器包括主体、太阳能发电机以及用于驱动所述太阳能发电机绕Y轴旋转的机构。根据本发明，控制方法包括以下步骤:
[0016]-控制航天器的致动器，以使所述航天器相对于角动量处于中间定
[0017]向，在该中间定向中，Y轴与角动量的Dh轴基本正交；
[0018]-控制用于驱动预先至少部分地展开的太阳能发电机的机构，以使所
[0019]述太阳能发电机朝向太阳；
[0020]-控制航天器的致动器，以减小所述航天器的角动量；
[0021 ]-控制航天器的致动器，以使所述航天器相对于太阳处于采集定向，
[0022]在该采集定向中，Y轴与太阳相对于航天器的方向Ds基本正交。
[0023]航天器的中间定向使得能够确保总是存在太阳能发电机的定向以确保所述航天器的电力自主性。通过在减小航天器的部分或全部角动量之前至少部分地展开太阳能发电机，减小了与航天器的电自主性相关的约束。特别地，所述角动量的减小可以随着时间的推移而展开和/或应用电致动器。
[0024]在一个特定的实施方式中，用于控制日光采集阶段的方法还可以包括单独考虑或以任意技术上可行的组合的方式考虑的一个或更多个如下特征。
[0025]在一个特定的实施方式中，使航天器处于中间定向应用了所述航天器的惯性致动器，优选地为陀螺致动器和/或反应轮。
[0026]在一个特定的实施方式中，使航天器处于采集定向应用了所述航天器的惯性致动器，优选地为陀螺致动器和/或反应轮。
[0027]在一个特定的实施方式中，当航天器的角动量变得小于预定义的阈值时，应用惯性致动器以使航天器处于采集定向。
[0028]在一个优选的实施方式中，减小预先处于中间定向的航天器的角动量应用所述航天器的电推进器。
[0029]在一个特定的实施方式中，在日光采集阶段期间仅应用电致动器。
[0030]在一个特定的实施方式中，当所述航天器的太阳能发电机展开时，所述航天器的最大惯性轴与Y轴正交，太阳能发电机在使航天器处于中间定向之前至少部分地展开，并且在使所述航天器处于中间定向期间抑制章动。
[0031]在一个特定的实施方式中，航天器的最小惯性轴与Y轴正交，在使航天器处于中间定向期间执行章动控制，以将所述卫星的最小惯性轴与角动量的Dh轴对准。
[0032]在一个特定的实施方式中，太阳能发电机在减小角动量期间的定向是根据太阳的方向Ds与角动量的Dh轴之间的称为“偏差角Θ”的角而被确定的。
[0033]在一个特定的实施方式中，在减小角动量期间，太阳能发电机的定向相对于航天器的主体保持固定。
[0034]在一个特定的实施方式中，在减小角动量期间保持太阳能发电机，使得所述太阳能发电机的光敏表面:
[0035]-当|cos0|〈VS1(VS^预定义的阈值)时，与角动量的Dh轴基本平行；
[0036]-当|COS0|八51时，与Dh轴基本正交，所述光敏表面朝向面对太阳的一侧。
[0037]在一个特定的实施方式中，航天器包括两个太阳能发电机，所述两个太阳能发电机安装在各自的驱动机构上，所述驱动机构能够使太阳能发电机绕各自的平行的Y轴旋转，在减小角动量期间保持所述太阳能发电机使得:当|coS0|〈VS2(VS2是预定义的阈值)时，所述太阳能发电机各自的光敏表面与角动量的Dh轴基本平行，并且其各自的指向相反。
[0038]在一个特定的实施方式中，通过控制装置来远程控制由航天器所进行的日光采集阶段，通过所述控制装置来相继地确定控制信号并且将控制信号发送至航天器。
[0039]根据第二方面，本发明涉及一种计算机程序产品，该计算机程序产品包括一组程序代码指令，该程序代码指令在由处理器执行时执行用于控制由根据本发明的任意一个实施方式的航天器所进行的日光采集阶段的方法。
[0040]根据第三方面，本发明涉及一种用于控制由具有Dh轴的非零角动量的航天器所进行的日光采集阶段的装置，所述航天器包括主体、致动器、太阳能发电机以及用于驱动所述太阳能发电机绕Y轴旋转的机构，所述控制装置包括被配置成根据本发明的任一实施方式而控制日光采集阶段的装置。
[0041]根据第四方面，本发明涉及一种包括航天器的航天系统，该航天器包括主体、致动器、太阳能发电机以及用于驱动所述太阳能发电机绕Y轴旋转的机构，所述系统还包括用于根据本发明的任一实施方式控制由所述航天器进行的日光采集阶段的装置。
[0042]在一个优选的实施方式中，航天器不具有化学推进器。
【附图说明】
[0043]参考附图，通过阅读以下作为非限制性示例给出的描述，将更好地理解本发明，其中:
[0044]-图1:包括应当执行日光采集阶段的航天器的航天系统的示意图；
[0045]-图2:说明了用于控制日光采集阶段的方法的主要步骤的图示；
[0046]-图3:展示了在日光采集阶段期间处于中间定向的航天器的太阳能发电机的平均曰照的曲线图；
[0047]-图4:日光采集阶段的示例性实施方式的示意图。
[0048]在这些图中，相同的附图标记指代相同或相似的元素。为了清楚起见，除非另外提及，否则所展示的元素不是按比例绘制的。
【具体实施方式】
[0049]本发明涉及由包括能够绕航天器的轴Y移动的至少一个太阳能发电机的航天器所进行的日光采集阶段。
[0050]日光采集阶段意指下述阶段:在该阶段期间，对航天器进行控制以使所述航天器处于采集定向，在该采集定向中4轴与太阳相对于航天器的方向Ds基本正交。特别地，本发明特别有利地应用于下述情况:在由航天器(在与航天器的运载火箭分离之后立即)进行的初始日光采集阶段，或者在航天器的生存模式下的日光采集阶段。
[0051]在说明书的其余部分中，以非限制性的方式考虑以下情况:航天器是卫星10，以及由卫星10进行的初始日光采集阶段。还应当指出，本发明适用于LEO轨道、MEO轨道、GEO轨道等，卫星10在这些轨道上执行其任务。本发明特别有利地应用于尤其是下述情况:卫星10被运载火箭放置于GTO轨道中并且用于在GEO轨道中执行其任务。
[0052]图1示意性地展示了包括卫星10的航天系统，卫星10应当在与(图中未示出的)运载火箭分离之后执行对日光60的初始采集阶段。
[0053]如图1所示，卫星10包括:主体11;在主体11两侧的两个太阳能发电机12;以及能够检测卫星的轨道并且优选地沿三个轴检测卫星姿态的一组致动器(图中未示出)。
[0054]太阳能发电机12包括各自的光敏表面，所述光敏表面例如是平面并且当它们朝向太阳时会产生电力。为了检测所述光敏表面相对于太阳的定向，太阳能发电机12可以绕同一 Y轴转动，所述太阳能发电机12是通过相应的驱动机构而被驱动绕Y轴转动的。
[0055]应当指出，在图1中太阳能发电机12展示为被展开，但是紧接在与运载火箭分离之后，所述太阳能发电机12通常被折叠。此外，图1所示的卫星10包括两个太阳能发电机12，但是本发明也适用于所述卫星10包括可绕Y轴转动的至少一个太阳能发电机12的情况。
[0056]航天系统还包括用于控制由卫星10进行的日光60的初始采集阶段的装置20。在图1所示的非限制性示例中，控制装置20远离卫星10，并且与地球61的表面上的地面站对应。
[0057]更一般地，控制装置20可以安装在卫星10中或者安装在远离所述卫星10的一个或更多个设备中。根据其他示例，不排除控制装置20分布在卫星10与远离所述卫星10的一个或更多个设备之间的情况。
[0058]在图1所示的示例中，控制装置20因此远程操纵卫星10的初始日光采集阶段，并且控制装置20和卫星10为此而包括各自的常规远程通信装置。
[0059]控制装置20能够确定被发送至卫星10且用于控制初始日光采集阶段的信号。所述控制信号例如是根据卫星10接收到的测量信号而被确定的，所述测量信号是由所述卫星10的各个传感器(陀螺仪、陀螺测试仪、加速计、星体传感器等)来确定的。
[0060]控制装置20包括例如至少一个处理器和至少一个电子存储器，在所述电子存储器中存储有以一组程序代码指令的形式的计算机程序产品，该组程序代码指令被执行以实施控制方法50的各个步骤。在一个变型中，控制装置20还包括FPGA、PLD等类型的一个或多个可编程逻辑电路和/或能够实施控制方法50的全部或部分步骤的专用集成电路(ASIC)。
[0061]换言之，控制装置20包括以软件方式(特定的计算机程序产品)和/或硬件方式(FPGA、PLD、ASIC等)配置的、用于实施如下文所描述的控制方法50的各个步骤的一组装置。
[0062]图2展示了用于控制由卫星10进行的初始日光采集阶段的方法50的主要步骤，所述卫星10在与运载火箭分离之后立即具有非零角动量，该角动量的Dh轴可以借助于适当的常规传感器(陀螺仪、星体传感器等)来估计。
[0063]如图2所示，根据本发明的控制方法50的主要步骤为:
[0064]-51控制卫星1的致动器，以使所述卫星1相对于角动量处于中间定向，该中间定向对应于其中太阳能发电机12的转轴Y与角动量的Dh轴基本正交的所述卫星10的定向；
[0065]-52控制预先至少部分地展开的太阳能发电机12的驱动机构，以使所述太阳能发电机朝向太阳。
[0066]“至少部分地展开的太阳能发电机”意指所述太阳能发电机的光敏表面的至少一部分既可以绕轴Y转动也可用于产生电力。例如，如果太阳能发电机的光敏表面分布在最初被叠放的多个板上，则所述太阳能发电机可以在必要时通过连续展开各个板来逐渐展开。
[0067]在卫星10已经处于中间定向之后并且在至少部分地展开的太阳能发电机12已经朝向太阳之后，控制方法50包括以下步骤:
[0068]-53控制卫星10的致动器，以减小所述卫星10的角动量；
[0069]-54控制卫星10的致动器，以使所述卫星10相对于太阳处于采集定向，该采集定向对应于其中Y轴与太阳相对于所述卫星10的方向Ds基本正交的所述卫星10的定向。
[0070]使卫星处于中间定向
[0071]在使卫星10处于中间定向的步骤51期间，不一定试图在惯性参考系中修改卫星10的角动量，而是试图修改所述卫星1相对于所述角动量的Dh轴的定向，以使Y轴与Dh轴基本正交。
[0072]应当指出，“基本正交”在此处意指进行比较的元素(在上述情下为Y轴与Dh轴)之间的设定点角β满足I SinPl >0.9。然而，应当指出，设定点角β满足I SinP I =1(旨在获得在误差允许范围内的严格正交的元素的设定点角)的情况对应于优选的实施方式。类似地，在说明书的其余部分中，“基本平行”意指进行比较的元素之间的设定点角β满足I cod! >0.9，设定点角β满足I cod I =1(旨在获得在误差允许范围内的严格平行的元素的设定点角)的情况因而对应于优选的实施方式。
[0073]应当指出，初始角动量(包括Dh轴)原则上是惯性的，也就是说在没有对卫星10的外部力矩的情况下保持不变。因此，一旦卫星10处于中间定向，原则上不一定要更新所述中间定向。在初始角动量是非惯性的情况下，如果Dh轴变化大，则更新卫星10的中间定向以跟随Dh轴的变化并且使Y轴保持与角动量的Dh轴基本正交是有益的。
[0074]例如，如果Y轴与卫星10的最小惯性轴对应，则使卫星10处于中间定向在于使所述卫星10的最大惯性轴与角动量的Dh轴对准。对于本领域的技术人员而言，这对应于通过抑制卫星10相对于角动量的Dh轴的章动而被迫转变成的“水平螺旋”。如有必要，太阳能发电机12可以在使卫星10处于中间定向期间或之前至少部分地展开，以确保Y轴的确是所述卫星10的最小惯性轴。
[0075]更一般地，Y轴不一定是卫星10的最小惯性轴。例如，如果Y轴是最大惯性轴，则使卫星10处于中间定向在于通过适当检测所述卫星10的相对于所述卫星10的Dh轴的章动来将所述卫星10的最小惯性轴与角动量的Dh轴对准。
[0076]通过任意类型的适当的(化学或电)致动器，包括通过其容量小于所述角动量的惯性致动器，可以与角动量无关地执行对卫星10相对于Dh轴的定向的这种修改。
[0077]在一个优选的实施方式中，借助于所述卫星10的惯性致动器，例如所述卫星10的陀螺致动器和/或反应轮，来使卫星10处于中间定向。为了检测卫星10的章动(将Dh轴与最大惯性轴对准或者将Dh轴与所述卫星10的最小惯性轴对准)，对所述惯性致动器的控制可以应用本领域的技术人员已知的方法，例如专利US6382565中所述描述的方法。
[0078]太阳能发电机的定向
[0079]当卫星10处于中间定向时，预先至少部分地展开的太阳能发电机12朝向太阳。在此，“朝向太阳”意指所述太阳能发电机12被置于如下的各自的定向:其使得能够在卫星10的一个完整自转时期内优化所述太阳能发电机12的光敏表面的日照。例如，至少部分地展开的太阳能发电机12被置于各自的定向，使得能够确保所述太阳能发电机12的光敏表面的平均日照在卫星的一个完整的自转时期内大于预定义的阈值。
[0080]如上文所述，在中间定向中，太阳能发电机12的旋转的Y轴与角动量的Dh轴基本正交。卫星10的这种定向的特别有利之处在于:虽然卫星10沿三个轴的姿态不稳定，但是如下文所描述的，总是可以找到太阳能发电机12的、能够确保卫星10的电自主性的各自的定向。[0081 ]太阳能发电机12各自的定向例如是根据太阳的方向Ds与角动量的Dh轴之间的角而被确定的，该角称为“偏差角Θ”。
[0082]只要角动量的Dh轴不变，太阳能发电机12的定向就例如保持固定，这使得能够对太阳能发电机12进行简单的控制并且在卫星的角动量还没有减小的情况下限制使用驱动机构。然而，根据其他示例，不排除即使在Dh轴不变的情况下太阳能发电机12各自的定向经过一定的时间也发生变化，以将卫星10的旋转考虑在内，从而例如使至少一个太阳能发电机12的光敏表面的瞬时日照最大化。
[0083]在说明书的以下部分中，以非限制性的方式考虑下述情况:只要角动量的Dh轴不变，太阳能发电机12的定向就保持固定。
[0084]太阳能发电机12的光敏表面的“指向”表示与所述光敏表面垂直的矢量，该矢量指向所述太阳能发电机12的、朝向太阳以产生电力的一侧。
[0085]在一个特定的实施方式中，在减小角动量期间保持太阳能发电机，使得每个太阳能发电机12的光敏表面的指向:
[0086]-当ICOS0 I〈￥51时，与角动量的Dh轴基本正交(换言之，所述光敏表面与Dh轴基本平行)，其中Vs1是预定义的阈值，优选地为0.3至0.6;
[0087]-当ICOS0 I >Vsi0t，与Dh轴基本平行(换言之，所述光敏表面与Dh轴基本正交)，所述光敏表面朝向面向太阳的一侧。
[0088]图3展示了在考虑阈值Vs1等于约0.34且Y轴与Dh轴严格正交的情况下，在卫星10的一个完整自转时期内所获得的取决于偏差角Θ的平均日照。
[0089]在卫星10处于中间定向时对太阳能发电机12进行这种控制的情况下，太阳能发电机12的光敏表面的平均日照仅取决于偏差角Θ。
[0090]特别地，当I cos0 I >Vsd#，所述光敏表面的平均日照随着I cos0 I而变化(每个光敏表面与Dh轴基本正交，偏差角Θ因而对应于在光敏表面上的太阳射线的入射角相对于垂直入射的差异)。此外，观察到太阳能发电机12的光敏表面的平均日照总是大于30%。
[0091]当卫星10处于采集定向，太阳能发电机12的光敏表面的平均日照通常将小于可以获得的最佳日照。然而，通过在必要情况下停用消耗最多电力的设备，在仍可以对所述卫星10的电池进行充电的前提下使这样的平均日照足以确保卫星10的电自主性。
[0092]在一个优选的实施方式中，在减小角动量期间保持太阳能发电机12，使得当ICOS0<VS2时，所述太阳能发电机12各自的光敏表面与角动量的Dh轴基本平行，并且光敏表面各自的指向是相反的，其中Vs2是预定义的阈值。阈值Vs2优选地为0.1至0.6，甚至为0.3至0.6。在特定的实施方式中，阈值￥51与￥52相等。
[0093]例如，考虑角动量的Dh轴与太阳的方向Ds正交(ICOS0 |=0)的情况，由于光敏表面各自的指向相反，因此总是存在朝向面向太阳的一侧的光敏表面以及朝向背离太阳的一侧的光敏表面。相反地，如果太阳能发电机12的光敏表面朝向卫星1的同一侧，贝Ij两个光敏表面将同时:
[0094]-在卫星1的一个完整自转的一半时期内均朝向面向太阳的一侧，
[0095]-在所述完整自转的另一半时期内均朝向背离太阳的一侧。
[0096]这样的布置因此使得能够在卫星10的一个完整自转时期内限制太阳能发电机12的瞬时日照在平均日照附近波动。
[0097]应当指出，在使卫星10处于中间定向之前、期间或之后，可以执行太阳能发电机12的展开。同样，在使卫星10处于中间定向之前、期间或之后，如果太阳能发电机12的定向仅取决于偏差角Θ，则可以在已经估计了轴Dh之后执行太阳能发电机12的定向。
[0098]因此，太阳能发电机12可以在已经开始减小卫星10的角动量之前开始提供电力。凭借卫星10的中间定向(其中Y轴与Dh轴基本正交)，可以确保太阳能发电机12的光敏表面的平均日照在卫星10的一个完整自转时期内至少为30%。这样的平均日照足以确保卫星10的随着时间的推移且贯穿整个初始日光采集阶段的电自主性。因此，可以应用电致动器，特别是电推进器，以随后减小卫星10的角动量。必要时，可以断续地启动电致动器，从而能够在所述电致动器的两次连续启动之间(当所述电致动器停止工作时)对卫星10的电池进行充电。
[0099]这通过在减小卫星10的角动量之前展开太阳能发电机12而成为可能。太阳能发电机12可以全部展开，或者特别地在初始角动量非常大的情况下仅部分展开。在太阳能发电机12仅部分展开的情况下，太阳能发电机12可以例如随着卫星10的角动量的减小而逐渐展开，或者可以在卫星10的角动量已经减小之后一次性展开。如果初始角动量过大，则可以设想在(必要时在卫星10的电池容量极限下)已经展开太阳能发电机12之前，执行对角动量的部分减小。对角动量的减小的关键在于总是在至少部分展开所述太阳能发电机12之后，这因而确保了所述卫星1的电自主性。
[0100]减小卫星的角动量
[Ο?Ο?] 接下来，应用卫星10的致动器以减小卫星10的角动量。卫星10的“减小角动量”意指减小所述角动量的模，优选地直到达到预定义的阈值为止。卫星10的角动量减小优选地通过使所述卫星处于中间定向来执行，也就是说通过保持Y轴与角动量的Dh轴基本正交。为减小卫星10的角动量而对卫星10的致动器进行控制，可以以常规方式执行。
[0102]如上所述，通过使所述卫星10处于中间定向并且通过至少部分地展开太阳能发电机12，来确保卫星1的电自主性。
[0103]在一个优选的实施方式中，处于中间定向的卫星10的角动量减小应用所述卫星10的(等离子体)电推进器。实际上，由于确保了卫星10的电自主性，尽管存在上文提及的缺点(在最初几天不可用、低力矩容量、高电耗)，仍可以应用电推进器。然而，不排除应用卫星10的其他致动器来作为电推进器的补充或替代，以减小卫星10的角动量。例如，在卫星10位于LEO轨道的情况下，可以应用磁力矩器。根据另一示例，可以应用化学推进器，在由于确保卫星10的电自主性而不再需要使卫星10迅速处于采集定向的前提下，该化学推进器的力矩容量可以小于在现有技术中所应用的推进器。
[0104]优选地，在不修改角动量的Dh轴的情况下执行角动量的减小。然而，不排除也修改Dh轴，以例如开始使卫星10处于采集定向。在这样的情况下，如果Dh轴变化显著，则优选地更新卫星10的中间定向以紧跟Dh轴的变化，并且在必要情况下更新太阳能发电机12的定向。
[0105]使卫星处于采集定向
[0106]在角动量减小的同时和/或之后，卫星10相对于太阳处于采集定向中，在该采集定向中，太阳能发电机12的Y轴与太阳相对于卫星10的方向Ds基本正交。
[0107]在说明书的以下部分中，以非限制性的方式考虑以下情况:使卫星10处于采集定向对应于卫星1的姿态沿三个轴的稳定性。
[0108]然而，根据其他示例，不排除在处于采集定向的卫星10具有非零的转速。必要时，对角动量的Dh轴进行修改以与太阳相对于卫星10的方向Ds基本平行，同时使Y轴与Dh轴保持基本正交，使得Y轴在卫星1的整个自转时期内与太阳的方向Ds基本正交。
[0109]将卫星10处于采集定向可以应用任意适当类型的致动器。由于确保了卫星10随时间推移的电自主性，因此使卫星10处于采集定向优选地应用电致动器。所应用的致动器可以与为减小卫星10的角动量而应用的致动器相同，或者使用其他致动器。
[0110]在一个优选的实施方式中，使卫星10处于采集定向应用了所述卫星10的惯性致动器，优选地为卫星10的陀螺致动器和/或反应轮。为使所述卫星10处于采集定向而对卫星10的惯性致动器进行控制，可以以常规方式执行。例如，当所述卫星10的角动量的模变得小于预定义的阈值时，即等于或小于所述惯性致动器的容量，，可以应用惯性致动器。
[0111]当卫星10处于采集定向时，太阳能发电机12被优选地定向成使得太阳射线基本垂直地入射在太阳能发电机的光敏表面上，从而最大化所生成的电力。
[0112]图4示意性地展示了根据本发明的日光60的初始采集阶段的非限制性的示例性实施方式:
[0113]-在时刻Tl:卫星10刚刚以等于H0.VO的惯性角动量与运载火箭分离，在该表达式中，VO是在时刻Tl的Dh轴的单位矢量，而Ho是在时刻Tl的角动量的模；
[0114]-在时刻T2:已经借助于卫星10的传感器对角动量H0.VQ进行了估计；
[0115]-在时刻T3:卫星10已经以仍等于H0.VQ的角动量而处于中间定向；
[0116]-在时刻T4:卫星10的太阳能发电机12已经展开(在图4所示的非限制性示例中完全展开)；
[0117]-在时刻T5:太阳能发电机12已经朝向日光60，在所展示的示例中光敏表面与Dh轴基本平行；
[0118]-在时刻T6:角动量已经在恒定的Dh轴减小，使得角动量等于H1.vo，在该表达式中，HKHo是角动量在时刻T6的模；
[0119]-在时刻T7:卫星10已经处于采集定向，同时继续使角动量减小，并且Dh轴现在基本穿过日光60并且角动量等于出.V1，在该表达式中，^〈出是角动量在时刻T7的模，而^是Dh轴在时刻T7的单位矢量。
[0120]更一般地，应当指出，上文所考虑的实施方式和实现形式是作为非限制性示例而描述的，因此可以设想其他变型。
[0121]特别地，已经通过考虑初始日光采集阶段而描述了本发明。如上所述，本发明还可应用于其他日光采集阶段。特别地，本发明可应用于生存模式下的日光采集阶段，上述观察结果对于该生存模式仍然有效，除了卫星10的太阳能发电机12在开始生存模式下的日光采集阶段之前已经展开。
[0122]此外，根据本发明的用于控制采集阶段的方法50可以与其他控制方法相结合。特别地，可以仅在初始角动量非常大的情况下应用根据本发明的控制方法50。因此，在考虑仅应用电致动器的情况下，对采集阶段的控制可以根据初始角动量来如下调整:
[0123]-如果初始角动量在卫星10的惯性致动器的容量范围内:则应用惯性致动器以减小所述卫星1的角动量；
[0124]-如果初始角动量不在惯性致动器的容量范围内但是在卫星10的电推进器和电池的联合容量范围内:则应用电推进器以减小所述卫星10的角动量；
[0125]-如果初始角动量不在惯性致动器的容量范围内也不在卫星10的电推进器和电池的联合容量范围内:则执行根据本发明的控制方法50。以上描述清楚地说明了本发明凭借其不同的特征和优点而达到了本发明所要实现的目的。特别地，由于通过使所述卫星10处于中间定向并且通过以适当的方式来定向太阳能发电机12来确保卫星10的电自主立性，因此日光采集阶段可以仅应用电致动器。因此，所提出的解决方案特别地适用于卫星不具有化学推进器的情况。
【主权项】
1.一种用于控制由具有Dh轴的非零角动量的航天器(10)所进行的采集日光阶段的方法(50)，所述航天器包括主体、太阳能发电机(12)以及用于驱动所述太阳能发电机绕Y轴旋转的驱动机构，其特征在于，所述方法(50)包括以下步骤: -(51)控制所述航天器(10)的致动器，以使所述航天器相对于所述角动量而处于中间定向，在所述中间定向中，所述Y轴与所述角动量的所述Dh轴基本正交； -(52)控制用于驱动预先至少部分展开的所述太阳能发电机(12)的所述驱动机构，以使所述太阳能发电机朝向太阳； 并且其特征在于，在已经使所述航天器(10)处于所述中间定向之后并且在已经使所述太阳能发电机(12)朝向太阳之后，所述方法包括以下步骤: -(53)控制所述航天器(10)的致动器，以减小所述航天器的角动量； -(54)控制所述航天器(10)的致动器，以使所述航天器相对于太阳处于采集定向，在所述采集定向中，所述Y轴与太阳相对于所述航天器的方向Ds基本正交。2.根据权利要求1所述的方法(50)，其特征在于，使所述航天器(10)处于所述中间定向应用了所述航天器的惯性致动器，优选地为陀螺致动器和/或反应轮。3.根据权利要求1或2所述的方法(50)，其特征在于，使所述航天器(10)处于所述采集定向应用了所述航天器的惯性致动器，优选地为陀螺致动器和/或反应轮。4.根据权利要求3所述的方法(50)，其特征在于，当所述航天器的角动量小于预定义的阈值时，应用所述惯性致动器以使所述航天器(10)处于所述采集定向。5.根据前述权利要求之一所述的方法(50)，其特征在于，处于所述中间定向的所述航天器(10)的角动量减小，应用了所述航天器的电推进器。6.根据前述权利要求之一所述的方法(50)，其特征在于，在所述日光采集阶段仅使用电致动器。7.根据前述权利要求之一所述的方法(50)，其特征在于，由于所述航天器(10)的最大惯性轴在所述航天器的所述太阳能发电机展开时与所述Y轴正交，因此所述太阳能发电机(12)在使所述航天器(10)处于所述中间定向之前至少部分地展开，以及在使所述航天器处于所述中间定向期间抑制章动。8.根据权利要求1至6之一所述的方法(50)，其特征在于，由于所述航天器(1)的最小惯性轴与所述Y轴正交，因此在使所述航天器处于所述中间定向期间执行章动控制，以使所述卫星的最小惯性轴与所述角动量的Dh轴对准。9.根据前述权利要求之一所述的方法(50)，其特征在于，在角动量减小期间的所述太阳能发电机(12)的定向是根据太阳的方向D s与所述角动量的D η轴之间的角被确定的，该角称为“偏差角Θ”。10.根据权利要求9所述的方法(50)，其特征在于，所述太阳能发电机(12)定向在角动量减小期间相对于所述航天器(10)的所述主体保持固定。11.根据权利要求10所述的方法(50)，其特征在于，在角动量减小期间保持所述太阳能发电机(12)，使得所述太阳能发电机的光敏表面: -当I COS0 I〈Vsi时，与所述角动量的Dh轴基本平行，Vsi是预定义的阈值； -当I cos9 I >Vsi时，与所述Dh轴基本正交，所述光敏表面朝向面向太阳的一侧。12.根据权利要求10或11所述的方法(50)，其特征在于，所述航天器(10)包括安装在各自的驱动机构上的两个太阳能发电机(12)，其中所述驱动机构能够使所述太阳能发电机绕各自的平行Y轴旋转，在角动量减小期间保持所述太阳能发电机，使得当I COS0 I〈VS2时，其中Vs2是预定义的阈值，所述太阳能发电机各自的光敏表面与所述角动量的Dh轴基本平行，并且所述光敏表面各自的指向相反。13.根据前述权利要求之一所述的方法(50)，其特征在于，通过控制装置(20)来远程控制由所述航天器(10)所进行的所述日光采集阶段，其中通过所述控制装置来相继确定控制信号并且将所述控制信号发送至所述航天器。14.一种计算机程序产品，其特征在于，其包括一组程序代码指令，该组程序代码指令当被处理器执行时实施根据前述权利要求之一所述的用于控制由航天器(10)所进行的日光采集阶段的方法(50)。15.—种用于控制由具有Dh轴的非零角动量的航天器(10)所进行的日光采集阶段的装置(20)，所述航天器包括主体、致动器、太阳能发电机(12)以及用于驱动所述太阳能发电机绕Y轴旋转的机构，其特征在于，所述装置(20)包括被配置成按照权利要求1至13之一来控制所述航天器(10)的装置。16.—种包括航天器(10)的航天系统，所述航天器(10)包括主体、致动器、太阳能发电机(12)以及用于驱动所述太阳能发电机绕Y轴旋转的机构，其特征在于，所述航天系统包括根据权利要求15所述的用于控制由所述航天器(10)所进行的日光采集阶段的装置。
【文档编号】B64G1/22GK105899430SQ201480072346
【公开日】2016年8月24日
【申请日】2014年11月24日
【发明人】尼古拉斯·屈耶龙, 让·斯佩兰代伊, 菲利普·劳伦斯
【申请人】空中客车防务和空间公司