專利名稱：對(duì)繞著一固定軸旋轉(zhuǎn)移動(dòng)的宇宙飛行器進(jìn)行姿態(tài)控制的裝置和方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種對(duì)繞著一本體軸(旋轉(zhuǎn)軸)旋轉(zhuǎn)移動(dòng)的宇宙飛行器進(jìn)行姿態(tài)控制的裝置，如對(duì)繞著一本體軸(旋轉(zhuǎn)軸)旋轉(zhuǎn)移動(dòng)的宇宙飛行器進(jìn)行姿態(tài)控制的裝置，它具有繞所述旋轉(zhuǎn)軸以及兩個(gè)互相正交的橫軸產(chǎn)生轉(zhuǎn)矩的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，具有產(chǎn)生相對(duì)三同角速度信號(hào)的傳感器，串接兩個(gè)各屬于兩橫軸之一的控制裝置并輸出控制信號(hào)，具有變化無(wú)信號(hào)區(qū)的調(diào)制器，和兩個(gè)各接受兩橫軸之一的角速度信號(hào)且為兩調(diào)制器之一提供控制信號(hào)的控制網(wǎng)絡(luò)，所述的控制網(wǎng)絡(luò)包括第一和第二信號(hào)支路，第一信號(hào)支路是并聯(lián)的具有一積分儀的信號(hào)支路;以及對(duì)繞本體軸旋轉(zhuǎn)移動(dòng)的宇宙飛行器進(jìn)行姿態(tài)控制的方法，它具有繞轉(zhuǎn)軸以及兩個(gè)互相正交橫軸產(chǎn)生控制力矩的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，相對(duì)三軸產(chǎn)生角速度信號(hào)的傳感器，具有變化無(wú)信號(hào)區(qū)的調(diào)制器及輸出用于屬于橫軸執(zhí)行機(jī)構(gòu)的姿態(tài)信號(hào)，一個(gè)第一信號(hào)部分，由在第一信號(hào)支路中每一兩橫軸角速度信號(hào)產(chǎn)生，一個(gè)第二信號(hào)部分在第二信號(hào)支路，其第一信號(hào)支路與其并聯(lián)并且包括積分儀的信號(hào)支路產(chǎn)生，兩個(gè)信號(hào)部分的總和輸入各自的調(diào)制器作為控制信號(hào)，其特征在于，在兩個(gè)第一信號(hào)支路中的乘法裝置通過與轉(zhuǎn)軸角速度信號(hào)成比例的因數(shù)工作，在兩個(gè)第二信號(hào)支路的積分儀后面的乘法裝置通過與轉(zhuǎn)軸角速度信號(hào)的平方成比例的因數(shù)工作，無(wú)信號(hào)區(qū)的門限與橫軸角速度信號(hào)的平方成比例。
US-PS4725024公開了一種類似的裝置和方法，它涉及一種三軸穩(wěn)定衛(wèi)星，該衛(wèi)星位于低的且近似為環(huán)形的軌道上，通過點(diǎn)燃衛(wèi)星近地點(diǎn)驅(qū)動(dòng)裝置推入一橢圓形轉(zhuǎn)移軌道，它的遠(yuǎn)地點(diǎn)與所尋求的地球同步軌道半徑相一致，在點(diǎn)燃衛(wèi)星近地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)之前從衛(wèi)星基地發(fā)射的衛(wèi)星應(yīng)繞著固定的旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)地移動(dòng)，其旋轉(zhuǎn)軸方向應(yīng)與由近地點(diǎn)驅(qū)動(dòng)裝置產(chǎn)生推力的推進(jìn)向量相一致，所述的驅(qū)動(dòng)裝置的對(duì)稱軸對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星的對(duì)稱軸，并與衛(wèi)星對(duì)接，在US-PS4725024中的滾動(dòng)軸為該軸，該滾動(dòng)的軸是三個(gè)衛(wèi)星本體軸，即直角坐標(biāo)系構(gòu)成的中的一個(gè)，其余兩個(gè)是偏航軸和前后軸作為橫軸。在同步軌道上衛(wèi)星在同步軌道上最終的操作狀態(tài)確定后，應(yīng)定出航向的滾動(dòng)軸，指向地心的偏航軸和垂直于它們兩個(gè)的軌道平面的前后軸。
一系列執(zhí)行機(jī)構(gòu)，例如以確定的方向能夠提供繞所述三軸的旋轉(zhuǎn)力矩或控制力矩的動(dòng)力燃料噴嘴屬于三軸穩(wěn)定衛(wèi)星的姿態(tài)控制系統(tǒng)，US-PS4725024公開的姿態(tài)控制裝置具有一陀螺式的遙控傳感器，它可提供繞三個(gè)本體軸旋轉(zhuǎn)的角速度信號(hào)，兩橫軸角速度信號(hào)中每一個(gè)輸入控制網(wǎng)絡(luò)，它為具有無(wú)信號(hào)區(qū)的調(diào)制器提供了控制信號(hào)，該調(diào)制器的作用是再輸出用于屬于各橫軸執(zhí)行機(jī)構(gòu)的離散信號(hào)，兩個(gè)控制網(wǎng)絡(luò)具有包括第一以及第二信號(hào)支路，且第一信號(hào)支路是并聯(lián)的且包括積分儀的信號(hào)支路，在輸入調(diào)制器之前兩信號(hào)支路歸并到求和裝置中。
在宇宙輸送器停止之前具有與近地驅(qū)動(dòng)裝置對(duì)接的衛(wèi)星以每分鐘2圈的速度繞旋轉(zhuǎn)軸緩慢轉(zhuǎn)動(dòng)地移動(dòng)，從宇宙輸送裝置的裝載架上發(fā)出所述宇宙飛行器完成后，通過相應(yīng)的姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)使其繞旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)的速度升高到每分鐘40轉(zhuǎn)，在升高自旋階段應(yīng)注意，將必然產(chǎn)生的章動(dòng)的振幅盡可能控制到一個(gè)常數(shù)并將在慣性空間中盡可能地保持旋轉(zhuǎn)軸的方向。
引起章動(dòng)的原因是不同的，如由于質(zhì)量分布不均勻，由衛(wèi)星/近地點(diǎn)驅(qū)動(dòng)裝置組合的主慣性軸不與原旋轉(zhuǎn)軸重合，使對(duì)該軸的慣性力矩減至最小而穩(wěn)定地繞主慣性軸旋轉(zhuǎn)，對(duì)其旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生作用的姿態(tài)控制裝置相對(duì)于幾何旋轉(zhuǎn)軸對(duì)稱布置，產(chǎn)生橫軸力矩，而較大的橫軸力矩受到下述條件的限制，衛(wèi)星/近地點(diǎn)驅(qū)動(dòng)裝置的組合的重心相對(duì)于衛(wèi)星重心有明顯地后移，且在衛(wèi)星上并相對(duì)控制力矩作用方向布置的用于姿態(tài)調(diào)節(jié)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)要與衛(wèi)星姿態(tài)相適應(yīng)，其中的衛(wèi)星已從近地點(diǎn)驅(qū)動(dòng)裝置中分離;而且因?yàn)樵谏咦孕龝r(shí)產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)以及所需的姿態(tài)調(diào)節(jié)只靠正常運(yùn)行時(shí)具有的執(zhí)行機(jī)構(gòu)完成，在執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作時(shí)分離的重心偏移會(huì)產(chǎn)生繞另一軸的較大的干擾力矩，此外由于液體推進(jìn)劑的晃動(dòng)產(chǎn)生章動(dòng)。
在US-PS4725024公開的姿態(tài)控制裝置中，在升高自旋過程進(jìn)行到一半后，調(diào)制器的無(wú)信號(hào)區(qū)突然擴(kuò)大，這就有可能導(dǎo)致在沒有驅(qū)動(dòng)裝置作用時(shí)使章動(dòng)振幅增大，由于章動(dòng)振幅在不確定影響下增加，將章動(dòng)振幅控制在一常量是十分有益的，但公知的姿態(tài)控制裝置不能解決該問題，特別是在兩信號(hào)支路中控制網(wǎng)絡(luò)的不變放大器不能解決該問題。
公知的姿態(tài)控制裝置進(jìn)一步的缺點(diǎn)是用于測(cè)量繞旋轉(zhuǎn)軸的角速度的陀螺儀經(jīng)短時(shí)間后陷入飽和，因?yàn)樵撏勇輧x只是為了在正常運(yùn)行時(shí)出現(xiàn)較小的角速度而設(shè)置的，因此丟失了升高自旋開始不久用于所有三軸的角位移信息，如用于旋轉(zhuǎn)軸的角速度信息，這就存在著由于可能具有慣性而產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)軸所不希望的位置漂移，另外，其橫軸角速度信號(hào)包括了不變的信號(hào)部分，它導(dǎo)致了對(duì)調(diào)制器無(wú)信號(hào)區(qū)的不均勻調(diào)制，由此失去單向控制作用而導(dǎo)致旋轉(zhuǎn)軸移位，不變信號(hào)部分還受到如上所述的繞主慣性軸旋轉(zhuǎn)的宇宙飛行器的影響，該主慣性軸具有距幾何軸不可避免的偏移，并且受到用于測(cè)量角速度的陀螺儀對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星幾何軸的限制，因此角速度量包括了下述部分，該部分與幾何軸和主慣性軸之間產(chǎn)生的偏差及繞旋轉(zhuǎn)軸的角速度成正比。
本發(fā)明的目的在于提供一種上述類似的裝置，該裝置首先能將章動(dòng)振幅限制到一個(gè)允許的常量，本發(fā)明的目的通過權(quán)利要求1特征部分中的特征而達(dá)到，相應(yīng)的權(quán)利要求2給出了方法。
由此闡述的解決方案使得旋轉(zhuǎn)軸不斷地盡可能穩(wěn)定地保持在所希望的慣性空間，相應(yīng)的裝置為對(duì)繞著一旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)移動(dòng)的宇宙飛行器進(jìn)行姿態(tài)控制的裝置，它具有繞所述旋轉(zhuǎn)軸以及兩個(gè)互相正交的橫軸產(chǎn)生控制力矩的控制裝置，串接兩個(gè)各屬于兩橫軸之一的控制裝置并輸出控制信號(hào)，具有變化無(wú)信號(hào)區(qū)的調(diào)制器，和兩個(gè)各接受兩橫軸之一的角速度信號(hào)且為兩調(diào)制器之一提供控制信號(hào)的控制網(wǎng)絡(luò)，該網(wǎng)絡(luò)包括第一及第二信號(hào)支路，第一信號(hào)支路是并聯(lián)的，具有一積分儀信號(hào)支路，其特征在于，在兩個(gè)信號(hào)支路中的每一個(gè)中串接一個(gè)接受各橫軸角速度信號(hào)的濾波器，它的傳遞函數(shù)的數(shù)值至少為第一級(jí)，優(yōu)選第二級(jí)。
從屬權(quán)利要求包括了本發(fā)明進(jìn)一步有益的實(shí)施方案。
下面參照附科對(duì)本發(fā)明的實(shí)施方案作進(jìn)一步描述，圖面概括如下

圖1示出了具有本體正交軸系，由動(dòng)力燃料噴嘴構(gòu)成的執(zhí)行機(jī)構(gòu)以及與其對(duì)接的近地點(diǎn)驅(qū)動(dòng)裝置的衛(wèi)星;
圖2示出了在衛(wèi)星上設(shè)置測(cè)量太陽(yáng)角速度傳感器及陀螺儀;
圖3是本發(fā)明姿態(tài)控制裝置的方塊圖;
圖4是本發(fā)明的變形的姿態(tài)控制裝置的方塊圖。
圖1示出了一宇宙飛船，它由-三軸穩(wěn)定衛(wèi)星2以及與其對(duì)接的衛(wèi)星近地點(diǎn)驅(qū)動(dòng)裝置3組成，在衛(wèi)星2上設(shè)有一本體坐標(biāo)系x，y，z，它的原點(diǎn)位于衛(wèi)星2的重心5，整個(gè)宇宙飛船的重心5在與其相反向的負(fù)z軸上，在所述位置通常起到衛(wèi)星偏航軸作用的z軸構(gòu)成了整個(gè)宇宙飛船的對(duì)稱同，同時(shí)也是旋轉(zhuǎn)軸，在開始調(diào)節(jié)衛(wèi)星近地點(diǎn)之前宇宙飛船1圍繞該軸偏轉(zhuǎn)，該對(duì)稱軸也是衛(wèi)星近地點(diǎn)驅(qū)動(dòng)裝置2的推進(jìn)方向，在正常運(yùn)行時(shí)x軸為衛(wèi)星的滾動(dòng)軸，y軸為衛(wèi)星的前后軸。
衛(wèi)星2具有許多用于執(zhí)行機(jī)構(gòu)的動(dòng)力燃料噴嘴，這些噴嘴的排列和作用方向適應(yīng)正常的推進(jìn)，噴嘴對(duì)5A和5B以及6A和6B的作用方向位于xy平面上并且相對(duì)y軸方向通常傾斜一角度，以避免噴出的氣體噴到在該軸向設(shè)置的太陽(yáng)能發(fā)動(dòng)機(jī)上(在圖1中未示出)，它在提供了正常運(yùn)行中的繞正z軸(5A，5B)以及負(fù)z軸(6A，6B)的控制力矩，也稱偏航力矩，在所述的姿態(tài)還有繞負(fù)x軸(5A，6A)以及繞正x軸(5B，6B)的控制力矩，噴嘴對(duì)1A和1B以及2A和2B的作用方向位于yz平面且同樣相對(duì)于y軸傾斜一角度，它們提供了在正常運(yùn)行時(shí)繞正x軸(1A，1B)以及負(fù)x軸(2A，2B)的控制力矩，也稱滾動(dòng)力矩，在所述狀態(tài)首先是噴嘴1B和2A起作用，因?yàn)樗鼈兊淖饔梅较蚓嘤钪骘w行器的重心5較遠(yuǎn)，而噴嘴1A和2B的作用方向距重心5的距離較小，因此噴嘴1B和2A繞正x軸或負(fù)x軸產(chǎn)生較大的控制力矩。噴嘴對(duì)3A和3B以及4A和4B的作用方向位于xz平面內(nèi)且與z軸平行，由此在正常運(yùn)行時(shí)產(chǎn)生了繞zy軸(3A，3B)的控制力矩以及負(fù)y軸(4A，4B)的控制力矩，即前后力矩，另外還示出了噴嘴對(duì)8A和8B以及7A和7B，它們的作用方向位于xz平面且與x軸平行，在正常運(yùn)行時(shí)這些噴嘴首先用于軌道控制，因?yàn)樗鼈兛梢栽谡齲軸和負(fù)x軸方向產(chǎn)生加速度，也可在軌道方向產(chǎn)生加速度或減速度，在所述的狀態(tài)噴嘴工作時(shí)產(chǎn)生繞負(fù)y軸或正y軸的控制力矩。
在開始調(diào)節(jié)衛(wèi)星近地點(diǎn)之前把5A和/或5B或6A和/或6B作為用于自旋的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，它們?cè)谧孕A段連續(xù)地提供了繞z軸的其大小為常量的所希望的控制力矩，但也同時(shí)在使用兩個(gè)多余的驅(qū)動(dòng)裝置(A或B)時(shí)也產(chǎn)生了繞圖示形態(tài)橫軸的所述大的干擾力矩。
圖2僅示出了衛(wèi)星2，在它的上面設(shè)有本體的軸系x，y，z以及不同的傳感器，其傳感器用于確定繞軸的角速度，由引所設(shè)置的兩個(gè)陀螺儀9和10用于產(chǎn)生繞x軸或y軸旋轉(zhuǎn)的角速度信號(hào)Wx以及Wy，為了確定繞z軸的角速度設(shè)置了太陽(yáng)傳感器11、12和13，它們相對(duì)光軸在由兩個(gè)互相垂直定向的平面中的視場(chǎng)為±60°，所述平面中心一個(gè)是xz平面，因此在xz平面中覆蓋了360°的整個(gè)視場(chǎng)，并設(shè)有覆蓋與其垂直的繞y軸方向中心定向的頂角各為60°的雙圓錐，雖然這是不必要的，因?yàn)樽孕龝r(shí)衛(wèi)星2或宇航器1是繞z軸旋轉(zhuǎn)，而一次獲得的陽(yáng)光在旋轉(zhuǎn)時(shí)并不取決于任何情況下的它們的相對(duì)位置，因此借助太陽(yáng)傳感器11、12和13成功地提供繞z軸(旋轉(zhuǎn)軸)旋轉(zhuǎn)的角速度信號(hào)Wz。
圖3示出了本發(fā)明的姿態(tài)控制裝置的方塊圖，由方塊15表示宇航器的動(dòng)力裝置，通過相應(yīng)的測(cè)量而獲得繞x軸和y軸旋轉(zhuǎn)的橫軸角速度信號(hào)Wz及Wy，以及繞z軸旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)軸角速度信號(hào)Wz，所述z軸在自旋階段起到了旋轉(zhuǎn)軸的作用。在取決于一定方式跟蹤測(cè)量繞z軸的旋轉(zhuǎn)時(shí)，需要裝置16在一定情況下估計(jì)相應(yīng)的角速度，橫軸角速度信號(hào)Wx和Wy到達(dá)到節(jié)點(diǎn)17或18并由此到達(dá)第一信號(hào)支路19和20或第二信號(hào)支路21或22，在第一信號(hào)支路19或20的橫軸速度信號(hào)Wx或Wy到達(dá)乘法裝置23或24，在此它們被乘以因數(shù)，該因數(shù)與旋轉(zhuǎn)軸角速度信號(hào)Wz成比例，旋轉(zhuǎn)軸角速度信號(hào)Wz輸入兩個(gè)并聯(lián)的放大器30和31，在放大器30和31中通入以后還要進(jìn)一步描述的比例常數(shù)bx或by，這樣形成的系數(shù)輸入乘法裝置23或24。
第二信號(hào)支路21和22中的橫軸角速度信號(hào)Wx或Wy首先到達(dá)共用的積分儀25，在此以下面還要描述的方式獲得相應(yīng)信號(hào)φ及θ，它們從積分儀25的輸出端到達(dá)乘法裝置26或27，還要將旋轉(zhuǎn)軸角速度信號(hào)Wz輸入積分儀26，此外該信號(hào)經(jīng)過一節(jié)點(diǎn)35輸入另一乘法裝置34的兩個(gè)輸入端，在該輸出端輸出一將旋轉(zhuǎn)軸速度信號(hào)平方的信號(hào)W2z，最后輸入兩個(gè)放大裝置32和33，在此通入了比例系數(shù)ax或ay，這樣形成的信號(hào)進(jìn)一步導(dǎo)入兩個(gè)乘法裝置26和27，它們的輸出信號(hào)各通入兩個(gè)求和裝置28和29的輸入端中的一個(gè)，而另兩個(gè)輸入端與乘法裝置23和24的輸出端連接。
因此通過節(jié)點(diǎn)17、乘法裝置23和26、求和裝置28、積分儀25的一部分以及連接線路構(gòu)成了第一控制網(wǎng)絡(luò)，可以說它屬于x軸范疇。第二控制網(wǎng)絡(luò)由節(jié)點(diǎn)18、乘法裝置24和27、求和裝置29、積分儀25的一部分以及連接線路構(gòu)成，它屬于y軸范圍。
在求和裝置28和29中形成的求和信號(hào)輸入兩調(diào)制器36或37，它們具有無(wú)信號(hào)區(qū)和磁滯特性，它們用于輸出變化的頻率和重復(fù)頻率以及常振幅的離散位置信號(hào)，通過它們來控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)，該裝置在圖中用方塊38表示產(chǎn)生繞x軸或y軸的控制力矩Tcx以及Tcy，它們又對(duì)衛(wèi)星動(dòng)力裝置15產(chǎn)生作用。
屬于調(diào)制器36和37的無(wú)信號(hào)區(qū)的正負(fù)門坎值可以連續(xù)變化并與旋軸角速度信號(hào)Wz的平方W2z成比例。乘法裝置34的輸出信號(hào)通過節(jié)點(diǎn)39輸入兩放大裝置40和41，在其中并入比例常數(shù)cx以及cy，與W2z成比例的信號(hào)輸入了調(diào)制器36和37或者說并入了屬于其調(diào)制器的無(wú)信號(hào)區(qū)的門坎值變化量，在采用具有固定動(dòng)作靈敏度門限的調(diào)制器時(shí)，還可以給調(diào)制器選擇串聯(lián)一附加的無(wú)信號(hào)區(qū)裝置，它們的動(dòng)作靈敏度門限可以根據(jù)本發(fā)明的規(guī)定改變。
在乘法裝置23和24進(jìn)行乘法運(yùn)算時(shí)所采用的比例系數(shù)bx和by如可以根據(jù)下述的公式確定bx=n·d1-d2·IzTcx]]>by=n·d1-d2·IyTcy]]>n=|Ix-Iz|·|Iy-Iz|Ix·Iy]]>其中Ix及Iy為兩橫軸慣性矩，Iz為轉(zhuǎn)軸慣性矩，Tcx為繞X軸的控制力矩，Tcy為繞y軸的控制力矩，參數(shù)d是在1≥d≥0.2之間選擇的衰減系數(shù)，優(yōu)選0.7＝d。
比例系數(shù)ax和ay以及cx和cy可借助下面的公式確定
其中βNmax為允許最大的牽動(dòng)振幅，φmax，θmax為繞飛行器橫軸(x軸，y軸)的角運(yùn)動(dòng)的最大振幅，根據(jù)經(jīng)驗(yàn)下述范圍的數(shù)值是有意義的
在該積分儀25中的角位置信號(hào)φ和θ由輸入端的橫軸角速度信號(hào)Wx和Wy構(gòu)成，通過對(duì)下面的等式積分獲得φ＝Wx+θ·Wzθ＝Wy-φ·Wz假設(shè)，φ、θ和φ分別為繞z軸、y軸和x軸的歐拉角，那么該等式由用于三軸的公知運(yùn)動(dòng)學(xué)歐拉等式得到，再假設(shè)，繞橫軸的歐拉角φ和θ較小，等于該角的相應(yīng)正弦值，它相應(yīng)的余弦值為1，對(duì)上述等式進(jìn)行了適當(dāng)?shù)暮?jiǎn)化，其中只對(duì)兩軸進(jìn)行積分。
圖4示出了本發(fā)明圖形的姿態(tài)控制裝置的方塊圖，它與圖3所示的方塊圖的特性基本相同，只是在第一和第二信號(hào)支路19和20或21和22中的各自的乘法裝置23和24或26和27之前加入了濾波器42和43以及44和45，其數(shù)值傳輸函數(shù)至少應(yīng)是第一級(jí)的，優(yōu)選第二級(jí)，不言而喻，至少分母級(jí)與分子級(jí)一樣高，例如其傳輸函數(shù)為正面形式是不成問題
特別是分子比第一級(jí)要高，由于升高自旋力矩(Tcz)增大或慣性力矩(Tz)相對(duì)減小時(shí)，其旋轉(zhuǎn)率Wz＝Tcz/Tz增大，因?yàn)闉V波器42至45的輸出總保留著不能忽略的不變信號(hào)部分。
權(quán)利要求
1.對(duì)繞著一本體軸(旋轉(zhuǎn)軸)旋轉(zhuǎn)移動(dòng)的宇宙飛行器進(jìn)行姿態(tài)控制的裝置，它具有繞所述旋轉(zhuǎn)軸以及兩個(gè)互相正交的橫軸產(chǎn)生轉(zhuǎn)矩的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，具有產(chǎn)生相對(duì)三同角速度信號(hào)的傳感器，串接兩個(gè)各屬于兩橫軸之一的控制裝置并輸出控制信號(hào)，具有變化無(wú)信號(hào)區(qū)的調(diào)制器，和兩個(gè)各接受兩橫軸之一的角速度信號(hào)且為兩調(diào)制器之一提供控制信號(hào)的控制網(wǎng)絡(luò)，所述的控制網(wǎng)絡(luò)包括第一和第二信號(hào)支路，第一信號(hào)支路是并聯(lián)的具有一積分儀的信號(hào)支路，其特征在于在兩個(gè)第一信號(hào)支路中之一并入兩個(gè)第一乘法裝置，在其中所采用的選擇因數(shù)與轉(zhuǎn)軸角速度信號(hào)成比例，以兩個(gè)第二信號(hào)支路中之一的積分儀后面并入兩個(gè)第二乘法裝置，在其中所采用的選擇因數(shù)與轉(zhuǎn)軸角速度信號(hào)的平方成比例，每一調(diào)制器的無(wú)信號(hào)區(qū)門限變化的平均值與轉(zhuǎn)軸角速度信號(hào)的平方成比例。
2.對(duì)繞本體軸旋轉(zhuǎn)移動(dòng)的宇宙飛行器進(jìn)行姿態(tài)控制的方法，它具有繞轉(zhuǎn)軸以及兩個(gè)互相正交橫軸產(chǎn)生控制力矩的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，相對(duì)三軸產(chǎn)生角速度信號(hào)的傳感器，具有變化無(wú)信號(hào)區(qū)的調(diào)制器及輸出用于屬于橫軸執(zhí)行機(jī)構(gòu)的姿態(tài)信號(hào)，一個(gè)第一信號(hào)部分，由在第一信號(hào)支路中每一兩橫軸角速度信號(hào)產(chǎn)生，一個(gè)第二信號(hào)部分在第二信號(hào)支路，其第一信號(hào)支路與其并聯(lián)并且包括積分儀的信號(hào)支路產(chǎn)生，兩個(gè)信號(hào)部分的總和輸入各自的調(diào)制器作為控制信號(hào)，其特征在于，在兩個(gè)第一信號(hào)支路中的乘法裝置通過與轉(zhuǎn)軸角速度信號(hào)成比例的因數(shù)工作，在兩個(gè)第二信號(hào)支路的積分儀后面的乘法裝置通過與轉(zhuǎn)軸角速度信號(hào)的平方成比例的因數(shù)工作，無(wú)信號(hào)區(qū)的門限與橫軸角速度信號(hào)的平方成比例。
3.如權(quán)利要求2的方法，其特征在于，對(duì)于同步衛(wèi)星所述轉(zhuǎn)軸角速度信號(hào)通過對(duì)太陽(yáng)傳感器的測(cè)量進(jìn)行估計(jì)而獲得。
4.如權(quán)利要求2或3的方法，其特征在于，橫軸角速度信號(hào)在輸入每個(gè)第一和第二濾波信號(hào)支路之前輸入一濾波器中，其傳遞函數(shù)的值至少可為第一級(jí)，最好為第二級(jí)。
5.如權(quán)利要求2或3的方法，其特征在于，在每個(gè)第一和第二信號(hào)支路的乘法裝置之前，一濾波器產(chǎn)生濾波作用，它的傳遞函數(shù)的數(shù)值至少可為第一級(jí)，優(yōu)選第二級(jí)。
6.如權(quán)利要求2至5之一的方法，其特征在于，在兩個(gè)第二信號(hào)支路上的積分儀通過下述等式積分互相積分聯(lián)系，φ＝Wx+θ·Wzθ＝Wy-φ·Wz其中Wx及Wy為兩橫軸角速度，Wz為轉(zhuǎn)軸角速度，ψ和θ是通過積分得到的角位移。
7.如權(quán)利要求2至6之一的方法，其特征在于，在兩個(gè)第一信號(hào)支路上的乘法裝置中的因數(shù)的比例常數(shù)bz，by由下式確定b2=n·d1-d2·I2T(2)]]>by=n·d1-d2·IyTcy]]>n=|Ix-Iz|·|Iy-Iz|Ix·Iy]]>其中Ix、Iy為兩橫軸慣性矩，IZ為轉(zhuǎn)軸慣性矩，Tcx為繞飛行器x軸的控制力矩，Tcy為繞飛行器y軸的控制力矩，d值范圍在1≥d≥0.2，優(yōu)選0.7，它為選擇參考系數(shù)。
8.如權(quán)利要求2至7之一的方法，其特征在于，在兩個(gè)第二信號(hào)支路中的乘法裝置中的因數(shù)比例常數(shù)az、ay由下述確定
其中βNmax為最大允許章動(dòng)振幅，φmax、θmax為繞飛行器橫軸角運(yùn)動(dòng)的最大振幅。
9.如權(quán)利要求2至8之一的方法，其特征在于，在無(wú)信號(hào)區(qū)門限變化時(shí)產(chǎn)生作用的比例常數(shù)為下列形式c2=n·d1-d2·Ix·βNmax]]>cy=n·d1-d2·Iy·βNmax]]>
10.對(duì)繞著一旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)移動(dòng)的宇宙飛行器進(jìn)行姿態(tài)控制的裝置，它具有繞所述旋轉(zhuǎn)軸以及兩個(gè)互相正交的橫軸產(chǎn)生控制力矩的控制裝置，串接兩個(gè)各屬于兩橫軸之一的控制裝置并輸出控制信號(hào)，具有變化無(wú)信號(hào)區(qū)的調(diào)制器，和兩個(gè)各接受兩橫軸之一的角速度信號(hào)且為兩調(diào)制器之一提供控制信號(hào)的控制網(wǎng)絡(luò)，該網(wǎng)絡(luò)包括第一及第二信號(hào)支路，第一信號(hào)支路是并聯(lián)的，具有一積分儀信號(hào)支路，其特征在于，在兩個(gè)信號(hào)支路中的每一個(gè)中串接一個(gè)接受各橫軸角速度信號(hào)的濾波器，它的傳遞函數(shù)的數(shù)值至少為第一級(jí)，優(yōu)選第二級(jí)。
11.如權(quán)利要求11的裝置，其特征在于，兩個(gè)第一乘法裝置各并入兩個(gè)第一信號(hào)支路的一個(gè)，在其中所采用的選擇因數(shù)與轉(zhuǎn)軸角速度信號(hào)成比例，兩個(gè)第二乘法裝置各并入兩個(gè)第二信號(hào)支路的一個(gè)中的積分儀的后面，其中所采用的選擇因數(shù)與轉(zhuǎn)軸角速度信號(hào)的平方成比例，每一調(diào)制器的無(wú)信號(hào)區(qū)門限變化的平均值與轉(zhuǎn)軸角速度信號(hào)的平方成比例。
12.如權(quán)利要求1、10和11之一的裝置，其特征在于，在各第二信號(hào)支路中的積分儀組合一積分儀，其中作為輸出信號(hào)的兩角位移信號(hào)ψ及θ通過對(duì)下等式積分獲得φ＝Wz+θ·Wzθ＝Wy-φ·Wz
全文摘要
該裝置用于對(duì)繞本體旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)移動(dòng)的宇宙飛行器進(jìn)行姿態(tài)控制，執(zhí)行機(jī)構(gòu)38產(chǎn)生繞轉(zhuǎn)軸和兩橫軸的轉(zhuǎn)矩。相對(duì)于橫軸的角速度信號(hào)W
文檔編號(hào)G05D1/08GK1074417SQ9211121
公開日1993年7月21日 申請(qǐng)日期1992年9月5日 優(yōu)先權(quán)日1991年9月6日
發(fā)明者M·蘇勞爾, H·比特納 申請(qǐng)人:聯(lián)邦德國(guó)航空航天有限公司