CN87104891A - 控制轨道中的旋转体姿态的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及经受轨道进动的自旋轨道体的姿态无源稳定，以保持自旋轴方位基本固定不变，并相对于轨道平面稳定。实施方案包括选择轨道体几何形状和轨道参数，轨道参数包括轨道倾角、轨道速度和节点轨道线回归运动速度，轨道体和轨道回归运动是相等的，但方向相反；实施方案还包括使轨道体自旋轴位于轨道体北极轴和轨道法线所确定的平面内，并位于北极轴和轨道法线之间，因此自旋轴的重力梯度进动等于轨道法线的回归运动，从而形成平面平衡配置。

Description

本发明涉及轨道中旋转体自旋轴的稳定，特别是涉及不需借助有源稳定机构来稳定轨道旋转体的方法。

在以前已知的试图稳定如卫星之类的旋转轨道体方位的方法中，通常采用各种有源控制方法。最通用的方法是使用能从中排出某种形式物质的各种推进器来产生姿态控制所需的动量，此动量又与被作用的物体的质量和几何构件相互作用，进而产生所期望的物体自旋轴的进动，以保持某一稳定的姿态方位。

在以前的技术中所用的另一种稳定方法是使用电能或磁能来产生磁动量，此磁动量又与地球的磁场作用从而产生使轨道体自旋轴进动所需的控制转矩。

这些以前已知的技术，为了产生和保持所希望的控制转矩，使复杂性、重量和能量消耗增加了，因此使执行预定任务的轨道体的有用有效载荷减少，并使其效率降低。

虽然在可以实现重量、复杂性和能量消耗的必要折衷的场合，这些以前已知的技术可用于较短寿命期的轨道体及任务，但是对于建立象地球轨道空间站之类的永久轨道体的任务来说，对有效载荷重量和整个系统效率提出了需要新的稳定方法和系统的各种特定要求，这类方法和系统能在减少重量、复杂性和能量消耗的前提下保证更高的操作可靠性和耐用性。

因此，每一种以前已知的方法都有许多缺点，而这些缺点在实施本发明时都能予以克服。特别是，可以在不使用推进器或排出某种物质的情况下达到轨道体所希望的方位，因而不需在轨道体上携带姿态控制所需的燃料或推进剂。此外，也可以在不需消耗电能或不产生任何类型磁场的情况下达到轨道体所希望的方位，因而大大降低了轨道体对能量的要求。再者，还可以不需要给出控制系统误差信号的姿态感受装置而达到轨道体所希望的方位，因而使成本下降，可靠性提高。最后，本发明方法中所体现的系统方案和结构，可以无源保持自旋体所希望的姿态，并可以使相对于自旋体赤道平面的太阳角的最大偏离保持比较小而有利于提高太阳能电池的效率。

本发明提出了一种能把自旋转无源稳定在某一预定的固定方位上的方法，这种方法能满足前述减少重量、复杂性和能量消耗的要求。本发明体现了一种按规定模式选择飞行器几何形状、自旋转速、方位和轨道的极佳方法。所选轨道不一定为赤道轨道，姿态方位也不必与所选轨道平面垂直。此外，本发明所述的方法可以无源保持自旋体所希望的姿态，还可以保持相对于自旋体赤道平面的太阳角的最大偏离比较小而有利于提高太阳能电池的效率或天线增益。

本发明涉及一种无源稳定自旋轨道体姿态的方法，该轨道体以轨道倾角i轨道速度Ωo以及诸节点轨道线的回归速度

为轨道参数。即使在自旋轨道体的轨道产生进动时也能基本上使自旋轨道体的自旋轴方位角φ₀保持固定不变，并保持相对于自旋轨道体的轨道平面的稳定。自旋轴方位角φ₀是指在指北方向和轨道法线所形成的平面上自旋轴偏离北极方向的角度。

本方法包括选择用于由自旋体的自旋惯量与自旋体的横向惯量之比确定的自旋体的几何形状参数б和选择自旋体的自旋转速Ω。因此，自旋体的自旋方位角φ₀是下列关系式的平衡解：

φo = arctan( (Zo)/(yo) )+i- (π)/2

式中对于沿轨道法向轴坐标为Z及在上升节点处的坐标为X的XYZ轨道坐标系，可列出下列诸关系式：

X₀＝0

y₀＝ (Z₀sini)/(cosi-R_Z)

Z₀为下列四次方程的某一个解：

к²Z⁴ ₀-2кcosiZ³ ₀+（1-к²）Z² ₀+2KcosiZ₀-cos²i＝0

而K为由下式确定的一个常数：

并使轨道上轨道体的初始自旋方位角为φ₀。确定方位角φ₀的三个量x₀、y₀和z₀为单位矢量的xyz坐标系中沿轨道体各自旋轴的分量。

由下述的详细介绍并结合附图可以更好地理解本发明。现对附图说明如下：

图1A用以说明诸如卫星之类的轨道体的关系，按本发明的方法可以无源保持轨道体自旋轴的姿态;

图1B是图1A的顶视图，用以说明在不同时间自旋轴与轨道法线的相对位置;

图2A用以说明由轨道法线的回归运动引起的卫星方位的变化。而这种回归运动是由于地球的扁圆形造成的;

图2B是图2A的顶视图;

图3A用以说明卫星自旋轴的回归运动;

图3B是图3A的顶视图;

图4用以说明本发明的介绍中所用的坐标系的定义;和

图5示出了轨道高度为50km和倾角为28.5°的一个卫星站的平衡自旋轴方位角φ₀随自旋转速的变化关系。

本发明的精髓在于选定轨道体质量特性（轨道体的惯量和几何形状）、形成一个特定的自旋轨速和确定轨道上轨道体的最佳初始位置。因而在也限制相对于自旋体赤道平面的太阳射线总的偏离时，自旋轴随后的惯性运动会连续并无源地跟随进动轨道平面的运动。系统各要素的这种极佳安排可以说明图1A和1B所示的基本系统图。

如图1A和1B所示，自旋轴固定在由地球极轴和轨道平面法线限定的平面内，相对于指北方向的固定方位角为φ₀。如果自旋轴初始位于此位置，那么只要正确选择自旋轴的方位，即使轨道本身产生进动，自旋轴也将长时间地保持在此位置。此外，因为初始位移的微小误差总是保持很小，所以自旋轴的方位是稳定的，因此，如果一开始自旋转就处于正确的初始角φ₀，那么不需消耗燃料或能量，自旋转就能无源保持在地球轴和轨道平面的固定位置上。此初始角φ₀是i和K这两个参数的函数，i和k分别按下列两式定义，

i＝倾斜角

式中б为飞行器自转惯量与飞行器横向惯量之比;

Ω₀为轨道速度;

Ω为自旋转速;

为诸节点轨道线的回归速度。

在使用本发明所述的方法时，重要的是选择与上述所希望的轨道参数（i、Ω₀和

）相协调的轨道体的几何形状和自旋转速（分别为б和Ω），以使初始角φ₀小到足以在整个任务寿命期间提供合适的太阳能电池效率;因而能使飞行器的自旋方位角在任务开始时就位于正确的方位上。

在本发明的最佳实施方案中，自旋轴方位角φ₀可以确定如下：对位于与赤道平面倾斜的轨道上的飞行器来说，地球的扁圆形会引起轨道法线以某种倒退的趋势绕南北轴产生进动。这种回归运动示于图2A和2B。此外，如果轨道体是圆柱形的，那么通过轨道体的重力梯度转矩会引起飞行器自旋轴以某种向前的趋势绕轨道法线产生进动，这也就是说，滚动一俯仰比小于一;如果轨道体是圆盘形的，那么会引起飞行器自旋轴以某种倒退的趋向绕轨道法线产生进动。在图3A和3B中说明了圆盘形飞行器情况下的运动。

这两种进动通常将引起飞行器自旋轴在大片空域内的漂移，除非耗费物质和（或）能量来抵消产生这些进动的力。

另一个问题，这也是本发明所述方法的根本原理，是估计飞行器和轨道的参数，以使上述进动进行最有利的组合，达到在图1A和1B所示已知有效方位上无源保持自旋轴的姿态。这种最有利的组合可以用使位于指北方向轴和轨道法线间的自旋轴处于某一位置的方法来达到，在此位置上自旋轴的重力梯度进动恰好为轨道法线的回归运动所平衡，从而形成一种如图1A和1B所示的平面平衡配置。

为了在数学上导出本发明的方法，设一旋转xyz轨道坐标系如图4所示，沿轨道法线轴的坐标为z，而在上升节点处的坐标为x。此坐标系相对于天体坐标系XYZ的角速度 为

并有满足下列关系的飞行器角动量矢量

的运动方程

式中

_G为重力梯度转矩。

因为重力扰动转矩是很小的，并且需要相当长的时间间隔才能使矢量

产生可以觉察到的运动，所以可用其在整个轨道上的平均值来代替，因此对于该系统可给出下列运动控制方程：

式中C为飞行器的自旋惯量，A为绕飞行器重心的横向惯量。

令u表示单位矢量，则有

上式还可以改写成

x′＝（k_z-cosi）y+Zsini

y′＝（cosi-kz）X    （5）

z′＝-xsini

式中

б＝ (C)/(A)

方程（5）有两个一阶积分，

x²+y²+z²＝1

平衡解为

Xo＝o

而Z₀为下列四次方程的某个解：

K²Z⁴ ₀-2KcosiZ³ ₀+（1-K²）Z² ₀+2KcosiZ₀-cos²i＝0 （8）

因此，平衡自旋角φ₀可由下列平衡解确定：

φ₀＝arctan（ (Zo)/(yo) ）+i- (π)/2 （9）

由方程（7）、（8）和（9）的平衡解的形式可以明显地看到φ₀与参数i和k的相互关系。由上述方程（6）中的两个一次积分表达式可以看到方程的解是稳定的这一事实，这两个表达式表明自旋轴的运动位于单位球面和抛物柱面的相交面上。对于此平衡解，此相交面只是一个点。这种球闭图形特性说明了由这组方程所描述的平衡运动的稳定性。

为了说明这一概念，试考虑位于高度为500km、倾角为28.5°的某一大型空间站。对于这一轨道，节点回归运动速度为每天6.72°，轨道周期为94.13分。设飞行器有一套双转动体装置，它有一个较大的转动体，用以提供陀螺的稳定性，并造成一种旋转引力环境，还有一个反旋零引力组件。

图5示出了自旋转速从每分钟1至6转及飞行器惯量比б从1.2至1.8范围内的临界方位角φ₀。对于采用双转动体的情况，б为转子自旋惯量与飞行器横向惯量之比。因为从动力消耗的角度来考虑，希望φ₀值小一些，所以对于这种使用场合，宁可选择较高的自旋转速和较小的б值。因此，空间飞行器设计者应恰当估计转子的质量特性和自旋转速以得到一个可适用于此类任务的自旋轴方位角φ₀。

本发明所述的方法可用于自旋空间飞行器和双转动体自旋空间飞行器。然而，对于后者，在确定自旋轴方位角φ₀时，必须用转子自旋惯量代替飞行器自旋惯量。由方程（7）、（8）和（9）的平衡条件还可以看到，对于每一轨道和空间飞行器，可能存在的方位角φ₀多达四个。通常，从功率消耗的角度来考虑，最小的φ₀值是最有利的。然而，其他的方位角解也可用于提供类似的自旋角保持。

至此已介绍了一种用于无源保持自旋轨道体姿态的方法，此轨道体以轨道倾角、轨道速度和诸点轨道线的回归速度为其轨道参数，因此即使在轨道体的轨道产生进动时，轨道体的自旋轴方位角也能基本保持固定不变，并保持相对于轨道体轨道平面的稳定，从而提供最佳天线增益和最佳太阳能电池的照度。使用本发明所述的无源稳定卫星方位的方法，可使常规有源稳定系统中在重量、复杂性和能量消耗上所花的代价降到最低程度。

虽然在上文中根据本发明介绍了一种用于控制自旋轨道体的特定方案，以说明使用本发明所述方法的优点，但是应该看到本发明的应用不限于此。因此，按本发明的技术所形成的任何各种修改、变型或等效的方案都将认为列入下述权利要求中所定义的本发明范畴内。

Claims (6)

1、无源稳定自旋地球轨道体姿态的方法，此轨道体以轨道倾角i、轨道速度Ω_o和诸节点轨道线的回归速度

为其轨道参数，因而，即使在所述轨道体的轨道产生进动时，所述轨道体的自旋轴方位角φ_o也能基本保持固定不变，并保持相对于所述轨道体轨道平面的稳定，此方法包括：

对所述轨道体选择一自旋转速Ω，因而所述轨道体的所述自旋轴方位角φ_o为下列关系式的一个平衡解：

φo = arctan( (Zo)/(yo) )+i- (π)/2

式中对于沿轨道法线轴的坐标为Z和上升节点处的坐标为X的XYZ轨道坐标系，有

X=O

yo= (Zosini)/(cosi-kz)

i=轨道倾角

而Z_o为下列四次方程的某一个解：

K²Z⁴ _o-2KcosiZ_o ³+(1-K²)Z_o ²+2KcosiZ_o-cos²i=0

并使所述轨道体位于具有所述自旋轴方位角的方位上。

2、按权利要求1的方法，所述轨道体的自旋轴位于由地球极轴和该轨道体的轨道平面法线所确定的平面内。

3、按权利要求2的方法，所述轨道体的自旋轴位于北极轴和轨道法线间。

4、无源稳定正进行进动的自旋地球轨道体的方法，即使所述轨道体的轨道也产生进动时，此方法也可用于使所述轨道体的自旋轴的方位基本保持固定不变，并保持相对于所述轨道体的轨道平面的稳定，此方法包括：

选择轨道体的几何形状和包括轨道倾角、轨道速度及诸节点轨道线回归运动速度在内的轨道参数，因而所述轨道体和所述轨道的回归运动是相等的，但方向相反;

使所述轨道体的自旋轴位于由地球极轴和轨道体轨道法线所确定的平面内，并位于所述极轴和所述轨道法线之间;和

自旋轴方位角选择得使所述自旋轴的重力梯度进动等于轨道法线的回归运动从而形成一种诸轴的平衡配置。

5、权利要求4的方法，还包括使所述轨道体起始位于具有所述自旋轴方位角的轨道上。

6、一种使自旋卫星位于绕地球轨道上的地球轨道系统，此系统包括：

具有由轨道体的自旋惯量与轨道体的横向惯量之比确定的物体几何形状的自旋轨道体和能与所希望的轨道参数相协调的选定自旋转速，而这些轨道参数满足下列定义

i＝轨道倾角

式中б为飞行器自旋惯量与飞行器横向惯量之比;

Ωo为轨道速度;

Ω为自旋转速;

为诸节点轨道线的回归运动速度，

其中，轨道体的自旋轴处于方位角φo，φo定义为

φo＝aretan（ (Zo)/(yo) ）+i- (π)/2

此时，对于沿轨道法线轴的为z和在上升节点处的坐标为x的xyz轨道坐标系，下列关系式成立：

Xo＝o

而Zo为下列四次方程的某一个解：

k²z⁴ _o-2kcosiz³ _o+（1-k²）z² _o+2kcosiz_o-cos²i＝0

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