專利名稱:控制軌道中的旋轉(zhuǎn)體姿態(tài)的方法
本發(fā)明涉及軌道中旋轉(zhuǎn)體自旋軸的穩(wěn)定，特別是涉及不需借助有源穩(wěn)定機構(gòu)來穩(wěn)定軌道旋轉(zhuǎn)體的方法。
在以前已知的試圖穩(wěn)定如衛(wèi)星之類的旋轉(zhuǎn)軌道體方位的方法中，通常采用各種有源控制方法。最通用的方法是使用能從中排出某種形式物質(zhì)的各種推進器來產(chǎn)生姿態(tài)控制所需的動量，此動量又與被作用的物體的質(zhì)量和幾何構(gòu)件相互作用，進而產(chǎn)生所期望的物體自旋軸的進動，以保持某一穩(wěn)定的姿態(tài)方位。
在以前的技術(shù)中所用的另一種穩(wěn)定方法是使用電能或磁能來產(chǎn)生磁動量，此磁動量又與地球的磁場作用從而產(chǎn)生使軌道體自旋軸進動所需的控制轉(zhuǎn)矩。
這些以前已知的技術(shù)，為了產(chǎn)生和保持所希望的控制轉(zhuǎn)矩，使復雜性、重量和能量消耗增加了，因此使執(zhí)行預定任務的軌道體的有用有效載荷減少，并使其效率降低。
雖然在可以實現(xiàn)重量、復雜性和能量消耗的必要折衷的場合，這些以前已知的技術(shù)可用于較短壽命期的軌道體及任務，但是對于建立象地球軌道空間站之類的永久軌道體的任務來說，對有效載荷重量和整個系統(tǒng)效率提出了需要新的穩(wěn)定方法和系統(tǒng)的各種特定要求，這類方法和系統(tǒng)能在減少重量、復雜性和能量消耗的前提下保證更高的操作可靠性和耐用性。
因此，每一種以前已知的方法都有許多缺點，而這些缺點在實施本發(fā)明時都能予以克服。特別是，可以在不使用推進器或排出某種物質(zhì)的情況下達到軌道體所希望的方位，因而不需在軌道體上攜帶姿態(tài)控制所需的燃料或推進劑。此外，也可以在不需消耗電能或不產(chǎn)生任何類型磁場的情況下達到軌道體所希望的方位，因而大大降低了軌道體對能量的要求。再者，還可以不需要給出控制系統(tǒng)誤差信號的姿態(tài)感受裝置而達到軌道體所希望的方位，因而使成本下降，可靠性提高。最后，本發(fā)明方法中所體現(xiàn)的系統(tǒng)方案和結(jié)構(gòu)，可以無源保持自旋體所希望的姿態(tài)，并可以使相對于自旋體赤道平面的太陽角的最大偏離保持比較小而有利于提高太陽能電池的效率。
本發(fā)明提出了一種能把自旋轉(zhuǎn)無源穩(wěn)定在某一預定的固定方位上的方法，這種方法能滿足前述減少重量、復雜性和能量消耗的要求。本發(fā)明體現(xiàn)了一種按規(guī)定模式選擇飛行器幾何形狀、自旋轉(zhuǎn)速、方位和軌道的極佳方法。所選軌道不一定為赤道軌道，姿態(tài)方位也不必與所選軌道平面垂直。此外，本發(fā)明所述的方法可以無源保持自旋體所希望的姿態(tài)，還可以保持相對于自旋體赤道平面的太陽角的最大偏離比較小而有利于提高太陽能電池的效率或天線增益。
本發(fā)明涉及一種無源穩(wěn)定自旋軌道體姿態(tài)的方法，該軌道體以軌道傾角i軌道速度Ωo以及諸節(jié)點軌道線的回歸速度
為軌道參數(shù)。即使在自旋軌道體的軌道產(chǎn)生進動時也能基本上使自旋軌道體的自旋軸方位角φ0保持固定不變，并保持相對于自旋軌道體的軌道平面的穩(wěn)定。自旋軸方位角φ0是指在指北方向和軌道法線所形成的平面上自旋軸偏離北極方向的角度。
本方法包括選擇用于由自旋體的自旋慣量與自旋體的橫向慣量之比確定的自旋體的幾何形狀參數(shù)б和選擇自旋體的自旋轉(zhuǎn)速Ω。因此，自旋體的自旋方位角φ0是下列關(guān)系式的平衡解φo = arctan( (Zo)/(yo) )+i- (π)/2式中對于沿軌道法向軸坐標為Z及在上升節(jié)點處的坐標為X的XYZ軌道坐標系，可列出下列諸關(guān)系式X0＝0y0＝ (Z0sini)/(cosi-RZ)Z0為下列四次方程的某一個解к2Z40-2кcosiZ30+(1-к2)Z20+2KcosiZ0-cos2i＝0而K為由下式確定的一個常數(shù)
并使軌道上軌道體的初始自旋方位角為φ0。確定方位角φ0的三個量x0、y0和z0為單位矢量的xyz坐標系中沿軌道體各自旋軸的分量。
由下述的詳細介紹并結(jié)合附圖可以更好地理解本發(fā)明?，F(xiàn)對如下圖1A用以說明諸如衛(wèi)星之類的軌道體的關(guān)系，按本發(fā)明的方法可以無源保持軌道體自旋軸的姿態(tài);
圖1B是圖1A的頂視圖，用以說明在不同時間自旋軸與軌道法線的相對位置;
圖2A用以說明由軌道法線的回歸運動引起的衛(wèi)星方位的變化。而這種回歸運動是由于地球的扁圓形造成的;
圖2B是圖2A的頂視圖;
圖3A用以說明衛(wèi)星自旋軸的回歸運動;
圖3B是圖3A的頂視圖;
圖4用以說明本發(fā)明的介紹中所用的坐標系的定義;和圖5示出了軌道高度為50km和傾角為28.5°的一個衛(wèi)星站的平衡自旋軸方位角φ0隨自旋轉(zhuǎn)速的變化關(guān)系。
本發(fā)明的精髓在于選定軌道體質(zhì)量特性(軌道體的慣量和幾何形狀)、形成一個特定的自旋軌速和確定軌道上軌道體的最佳初始位置。因而在也限制相對于自旋體赤道平面的太陽射線總的偏離時，自旋軸隨后的慣性運動會連續(xù)并無源地跟隨進動軌道平面的運動。系統(tǒng)各要素的這種極佳安排可以說明圖1A和1B所示的基本系統(tǒng)圖。
如圖1A和1B所示，自旋軸固定在由地球極軸和軌道平面法線限定的平面內(nèi)，相對于指北方向的固定方位角為φ0。如果自旋軸初始位于此位置，那么只要正確選擇自旋軸的方位，即使軌道本身產(chǎn)生進動，自旋軸也將長時間地保持在此位置。此外，因為初始位移的微小誤差總是保持很小，所以自旋軸的方位是穩(wěn)定的，因此，如果一開始自旋轉(zhuǎn)就處于正確的初始角φ0，那么不需消耗燃料或能量，自旋轉(zhuǎn)就能無源保持在地球軸和軌道平面的固定位置上。此初始角φ0是i和K這兩個參數(shù)的函數(shù)，i和k分別按下列兩式定義，i＝傾斜角
式中б為飛行器自轉(zhuǎn)慣量與飛行器橫向慣量之比;
Ω0為軌道速度;
Ω為自旋轉(zhuǎn)速;
為諸節(jié)點軌道線的回歸速度。
在使用本發(fā)明所述的方法時，重要的是選擇與上述所希望的軌道參數(shù)(i、Ω0和
)相協(xié)調(diào)的軌道體的幾何形狀和自旋轉(zhuǎn)速(分別為б和Ω)，以使初始角φ0小到足以在整個任務壽命期間提供合適的太陽能電池效率;因而能使飛行器的自旋方位角在任務開始時就位于正確的方位上。
在本發(fā)明的最佳實施方案中，自旋軸方位角φ0可以確定如下對位于與赤道平面傾斜的軌道上的飛行器來說，地球的扁圓形會引起軌道法線以某種倒退的趨勢繞南北軸產(chǎn)生進動。這種回歸運動示于圖2A和2B。此外，如果軌道體是圓柱形的，那么通過軌道體的重力梯度轉(zhuǎn)矩會引起飛行器自旋軸以某種向前的趨勢繞軌道法線產(chǎn)生進動，這也就是說，滾動一俯仰比小于一;如果軌道體是圓盤形的，那么會引起飛行器自旋軸以某種倒退的趨向繞軌道法線產(chǎn)生進動。在圖3A和3B中說明了圓盤形飛行器情況下的運動。
這兩種進動通常將引起飛行器自旋軸在大片空域內(nèi)的漂移，除非耗費物質(zhì)和(或)能量來抵消產(chǎn)生這些進動的力。
另一個問題，這也是本發(fā)明所述方法的根本原理，是估計飛行器和軌道的參數(shù)，以使上述進動進行最有利的組合，達到在圖1A和1B所示已知有效方位上無源保持自旋軸的姿態(tài)。這種最有利的組合可以用使位于指北方向軸和軌道法線間的自旋軸處于某一位置的方法來達到，在此位置上自旋軸的重力梯度進動恰好為軌道法線的回歸運動所平衡，從而形成一種如圖1A和1B所示的平面平衡配置。
為了在數(shù)學上導出本發(fā)明的方法，設一旋轉(zhuǎn)xyz軌道坐標系如圖4所示，沿軌道法線軸的坐標為z，而在上升節(jié)點處的坐標為x。此坐標系相對于天體坐標系XYZ的角速度
為
并有滿足下列關(guān)系的飛行器角動量矢量
的運動方程
式中
G為重力梯度轉(zhuǎn)矩。
因為重力擾動轉(zhuǎn)矩是很小的，并且需要相當長的時間間隔才能使矢量h產(chǎn)生可以覺察到的運動，所以可用其在整個軌道上的平均值來代替，因此對于該系統(tǒng)可給出下列運動控制方程
式中C為飛行器的自旋慣量，A為繞飛行器重心的橫向慣量。
令u表示單位矢量，則有
上式還可以改寫成x′＝(kz-cosi)y+Zsiniy′＝(cosi-kz)X (5)z′＝-xsini式中
б＝ (C)/(A)方程(5)有兩個一階積分，x2+y2+z2＝1
平衡解為Xo＝o
而Z0為下列四次方程的某個解K2Z40-2KcosiZ30+(1-K2)Z20+2KcosiZ0-cos2i＝0 (8)因此，平衡自旋角φ0可由下列平衡解確定
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顯地看到φ0與參數(shù)i和k的相互關(guān)系。由上述方程(6)中的兩個一次積分表達式可以看到方程的解是穩(wěn)定的這一事實，這兩個表達式表明自旋軸的運動位于單位球面和拋物柱面的相交面上。對于此平衡解，此相交面只是一個點。這種球閉圖形特性說明了由這組方程所描述的平衡運動的穩(wěn)定性。
為了說明這一概念，試考慮位于高度為500km、傾角為28.5°的某一大型空間站。對于這一軌道，節(jié)點回歸運動速度為每天6.72°，軌道周期為94.13分。設飛行器有一套雙轉(zhuǎn)動體裝置，它有一個較大的轉(zhuǎn)動體，用以提供陀螺的穩(wěn)定性，并造成一種旋轉(zhuǎn)引力環(huán)境，還有一個反旋零引力組件。
圖5示出了自旋轉(zhuǎn)速從每分鐘1至6轉(zhuǎn)及飛行器慣量比б從1.2至1.8范圍內(nèi)的臨界方位角φ0。對于采用雙轉(zhuǎn)動體的情況，б為轉(zhuǎn)子自旋慣量與飛行器橫向慣量之比。因為從動力消耗的角度來考慮，希望φ0值小一些，所以對于這種使用場合，寧可選擇較高的自旋轉(zhuǎn)速和較小的б值。因此，空間飛行器設計者應恰當估計轉(zhuǎn)子的質(zhì)量特性和自旋轉(zhuǎn)速以得到一個可適用于此類任務的自旋軸方位角φ0。
本發(fā)明所述的方法可用于自旋空間飛行器和雙轉(zhuǎn)動體自旋空間飛行器。然而，對于后者，在確定自旋軸方位角φ0時，必須用轉(zhuǎn)子自旋慣量代替飛行器自旋慣量。由方程(7)、(8)和(9)的平衡條件還可以看到，對于每一軌道和空間飛行器，可能存在的方位角φ0多達四個。通常，從功率消耗的角度來考慮，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類似的自旋角保持。
至此已介紹了一種用于無源保持自旋軌道體姿態(tài)的方法，此軌道體以軌道傾角、軌道速度和諸點軌道線的回歸速度為其軌道參數(shù)，因此即使在軌道體的軌道產(chǎn)生進動時，軌道體的自旋軸方位角也能基本保持固定不變，并保持相對于軌道體軌道平面的穩(wěn)定，從而提供最佳天線增益和最佳太陽能電池的照度。使用本發(fā)明所述的無源穩(wěn)定衛(wèi)星方位的方法，可使常規(guī)有源穩(wěn)定系統(tǒng)中在重量、復雜性和能量消耗上所花的代價降到最低程度。
雖然在上文中根據(jù)本發(fā)明介紹了一種用于控制自旋軌道體的特定方案，以說明使用本發(fā)明所述方法的優(yōu)點，但是應該看到本發(fā)明的應用不限于此。因此，按本發(fā)明的技術(shù)所形成的任何各種修改、變型或等效的方案都將認為列入下述權(quán)利要求
中所定義的本發(fā)明范疇內(nèi)。
權(quán)利要求
1.無源穩(wěn)定自旋地球軌道體姿態(tài)的方法，此軌道體以軌道傾角i、軌道速度Ωo和諸節(jié)點軌道線的回歸速度
γ為其軌道參數(shù)，因而，即使在所述軌道體的軌道產(chǎn)生進動時，所述軌道體的自旋軸方位角φo也能基本保持固定不變，并保持相對于所述軌道體軌道平面的穩(wěn)定，此方法包括對所述軌道體選擇一自旋轉(zhuǎn)速Ω，因而所述軌道體的所述自旋軸方位角φo為下列關(guān)系式的一個平衡解φo = arctan( (Zo)/(yo) )+i- (π)/2式中對于沿軌道法線軸的坐標為Z和上升節(jié)點處的坐標為X的XYZ軌道坐標系，有X=Oyo= (Zosini)/(cosi-kz)i=軌道傾角
而Zo為下列四次方程的某一個解K2Z4o-2KcosiZo3+(1-K2)Zo2+2KcosiZo-cos2i=0并使所述軌道體位于具有所述自旋軸方位角的方位上。
2.按權(quán)利要求
1的方法，所述軌道體的自旋軸位于由地球極軸和該軌道體的軌道平面法線所確定的平面內(nèi)。
3.按權(quán)利要求
2的方法，所述軌道體的自旋軸位于北極軸和軌道法線間。
4.無源穩(wěn)定正進行進動的自旋地球軌道體的方法，即使所述軌道體的軌道也產(chǎn)生進動時，此方法也可用于使所述軌道體的自旋軸的方位基本保持固定不變，并保持相對于所述軌道體的軌道平面的穩(wěn)定，此方法包括選擇軌道體的幾何形狀和包括軌道傾角、軌道速度及諸節(jié)點軌道線回歸運動速度在內(nèi)的軌道參數(shù)，因而所述軌道體和所述軌道的回歸運動是相等的，但方向相反;使所述軌道體的自旋軸位于由地球極軸和軌道體軌道法線所確定的平面內(nèi)，并位于所述極軸和所述軌道法線之間;和自旋軸方位角選擇得使所述自旋軸的重力梯度進動等于軌道法線的回歸運動從而形成一種諸軸的平衡配置。
5.權(quán)利要求
4的方法，還包括使所述軌道體起始位于具有所述自旋軸方位角的軌道上。
6.一種使自旋衛(wèi)星位于繞地球軌道上的地球軌道系統(tǒng)，此系統(tǒng)包括具有由軌道體的自旋慣量與軌道體的橫向慣量之比確定的物體幾何形狀的自旋軌道體和能與所希望的軌道參數(shù)相協(xié)調(diào)的選定自旋轉(zhuǎn)速，而這些軌道參數(shù)滿足下列定義i＝軌道傾角
式中б為飛行器自旋慣量與飛行器橫向慣量之比;Ωo為軌道速度;Ω為自旋轉(zhuǎn)速;
為諸節(jié)點軌道線的回歸運動速度，其中，軌道體的自旋軸處于方位角φo，φo定義為φo＝aretan( (Zo)/(yo) )+i- (π)/2此時，對于沿軌道法線軸的為z和在上升節(jié)點處的坐標為x的xyz軌道坐標系，下列關(guān)系式成立Xo＝o
而Zo為下列四次方程的某一個解k2z4o-2kcosiz3o+(1-k2)z2o+2kcosizo-cos2i＝0
專利摘要
本發(fā)明涉及經(jīng)受軌道進動的自旋軌道體的姿態(tài)無源穩(wěn)定，以保持自旋軸方位基本固定不變，并相對于軌道平面穩(wěn)定。實施方案包括選擇軌道體幾何形狀和軌道參數(shù)，軌道參數(shù)包括軌道傾角、軌道速度和節(jié)點軌道線回歸運動速度，軌道體和軌道回歸運動是相等的，但方向相反；實施方案還包括使軌道體自旋軸位于軌道體北極軸和軌道法線所確定的平面內(nèi)，并位于北極軸和軌道法線之間，因此自旋軸的重力梯度進動等于軌道法線的回歸運動，從而形成平面平衡配置。
文檔編號B64G1/24GK87104891SQ87104891
公開日1988年3月30日 申請日期1987年7月16日
發(fā)明者約翰E·麥金太爾 申請人:休斯航空公司導出引文BiBTeX, EndNote, RefMan