技术领域
[0001] 本
发明涉及一种卸载(unloading)宇宙飞船的惯性轮(inertiawheels)的方法和系统。其特别应用于卫星或星际探测器的领域，其中无论卫星或星际探测器的轨迹或轨道如何，其都必须保持非常精确的定向(称为
姿态)以根据其任务来保证其天线、
太阳能电池板以及船上放置的科学仪器的正确方向。
背景技术
[0002] 以卫星或探测器为例的宇宙飞船在预定轨迹上的姿态(attitude)，即
角定向，通常由内部
致动器例如惯性轮控制，惯性轮可以向宇宙飞船施加内
扭矩从而引起绕其一个轴X、Y或Z的旋转，轴X、Y、Z形成与宇宙飞船相连的参考三体
坐标系。在由环境产生的破坏扭矩的作用下，例如太阳压
力、空
气动力
摩擦力、电磁扭矩以及由重力梯度引起的扭矩的作用下，宇宙飞船易于偏离。因此必须主动控制宇宙飞船的角定向并保证该定向在其三个轴上的
稳定性。姿态由反馈环持续控制，其中反馈环包括测量宇宙飞船的定向的
传感器和船载计算机，船载计算机处理这些测量结果并建立由一个或多个致动器执行的命令以抵消漂移并保持在
选定方向中的定向。但是，每当轮子提供内扭矩时，其速度增大到被称为饱和速度的最大速度。当达到最大速度时，惯性轮不再能补偿漂移，然后船载计算机开始轮卸载操作。
[0003] 通常，通过使用额外的外部致动器来卸载轮，外部致动器向宇宙飞船施加选定的外扭矩以降低轮的速度，直到轮恢复到其初始速度。
[0004] 为了卸载惯性轮，实际中已知使用磁
电机扭矩杆(magneto torquerbars)，其通过与地球
磁场的作用产生磁矩来降低轮子的速度。这些外部致动器对于位于绕以地球为例的具有
磁性圈的行星的低地轨道(LEO)的飞船运行良好(其中对于地球来说，高度通常达到2000km)，因为地球磁场的强度高度接近行星，但是一般来说，在更高的高度上，外部致动器的运行状况变差。此外，在地球的环赤道轨道上，轨道平面是地球赤道面，且磁场的轴基本上垂直于轨道平面。由于在磁场的轴上不能产生磁矩，因此这些致动器不能补偿卫星的某些漂移。
[0005] 在较高的高度或在对地静止轨道GEO(Geosynchronous EarthOrbit)上，实际中已知使用
推进器来执行惯性轮的卸载。推进器可以通过发射气体射流产生外扭矩。但是，推进器的缺点在于其既使宇宙飞船旋转，又使宇宙飞船移动，从而破坏了宇宙飞船的轨道，引起许多振动并导致指向损耗(pointing losses)。此外，由于推进器通常设置在宇宙飞船的一侧，为了在卸载惯性轮的操作过程中正确定向推进器，宇宙飞船必须旋转。最后，使用推进器来卸载轮子引起额外的
燃料消耗，而惯性轮是通过宇宙飞船所安装的
太阳能电池板获取的太阳能来供电。
发明内容
[0006] 本发明的目的是通过提出一种新的用于卸载宇宙飞船的惯性轮的方法来解决上述问题，其中卸载自动执行，不需要额外的外部致动器，从而可以节约燃料储备，因此可以简化并降低宇宙飞船的重量和成本。
[0007] 相应地，本发明的主题是一种卸载宇宙飞船的惯性轮的方法，所述宇宙飞船包括三个参考轴X、Y、Z，轴Z对应于指向方向(pointingdirection)，且宇宙飞船能够在轮中累积达到对应于最大
角速度的最大负载值的船载
角动量，其特征在于，所述方法包括，为沿三个轴X、Y、Z卸载宇宙飞船，通过使宇宙飞船绕轴Z自动翻转来倒转(invert)轮的角动量累积值的方向，其中所述指向方向保持固定。
[0008] 有利地，所述方法包括：
[0009] 选择用于触发卸载轮的
阈值Hs以及参考船载角动量矢量
[0010] 周期性测量每个惯性轮的角速度，
[0011] 对于每个速度测量值，计算船载角动量矢量 并从中推导累积角动量Hi，累积角动量Hi的模等于船载角动量矢量 与参考船载角动量矢量 之差的模，
[0012] 比较累积角动量Hi与阈值Hs，
[0013] 当累积角动量Hi大于阈值Hs时，确定(10)翻转操纵的触发可以卸载轮，然后，触发自动操纵(30)以使宇宙飞船绕轴Z旋转式翻转(rotational flipping)预定角度，指向方向保持固定。
[0014] 可选地，如果在两次连续测量之间Hi增大，确定翻转操纵的触发，从而允许轮被卸载。
[0015] 有利地，阈值Hs在最大负载值以下。
[0016] 优选地，旋转式翻转角等于180°。
[0017] 优选地，当宇宙飞船位于其轨迹上的预定
位置时，允许旋转式翻转操纵的触发。例如，预
定位置可以对应于通过地球的低人口
密度的地理区域上方的宇宙飞船，或者对应于进入处于夜晚的区域的宇宙飞船。
[0018] 有利地，通过至少一个惯性轮来执行飞船的旋转式翻转操纵。
[0019] 本发明还涉及一种卸载宇宙飞船的惯性轮的系统，宇宙飞船包括至少一个惯性轮，宇宙飞船能够在轮中累积达到最大负载值的船载角动量，其特征在于，所述系统包括用于触发宇宙飞船绕对应于指向方向的轴Z旋转式翻转预定角度的自动操纵的装置，所述指向方向保持固定，所述角度被选择为倒
转轮的角动量累积的方向。
[0020] 有利地，该系统还包括安装在惯性轮上的至少一个速度传感器，用于计算对应于测得的速度的由惯性轮累积的角动量Hi的装置，用于比较轮的角动量与用于触发轮的卸载的预先选定的阈值的装置，用于在轮的角动量值大于阈值时确定触发宇宙飞船的翻转操纵的装置。
[0021] 最后，本发明还涉及一种宇宙飞船，其包括至少一个惯性轮和对应于指向方向的轴Z，还包括用于卸载惯性轮的系统。
附图说明
[0022] 参考附图，在仅以示例性和非限制性实例的方式给出的描述的其余部分，本发明的其他特征和优点将清楚地显现，其中：
[0023] 图1是根据本发明的宇宙飞船的例子的透视图；
[0024] 图2是根据本发明的位于绕行星的环赤道轨道中的宇宙飞船的例子的示意性透视图；
[0025] 图3是宇宙飞船中的惯性轮的示例性结构图；
[0026] 图4a和图4b显示了以时间为函数，沿轴X、Y、Z的破坏扭矩的趋势的实例，以及在轨道周期过程中，破坏扭矩对由惯性轮累积的角动量的影响；
[0027] 图5a和图5b是显示根据本发明的卸载宇宙飞船的惯性轮的方法的主要步骤的两个方
框图；
[0028] 图6a和图6b显示了根据本发明，在宇宙飞船旋转性翻转(rotationalflipping)之前和之后，以时间为函数，沿轴X、Y、Z的破坏扭矩的趋势的实例；
[0029] 图7a和图7b显示了根据本发明，在宇宙飞船旋转式翻转(rotationalflipping)之前和之后，由轮累积的角动量的趋势的实例；
[0030] 图8a和图8b是根据本发明的在宇宙空间中卸载宇宙飞船的惯性轮的方法的应用的第二实例。
具体实施方式
[0031] 图1表示宇宙飞船的例子，例如远程通信卫星，其包括安装有
太阳能电池板2的平台1和包括发送和接收天线3的有效
载荷。宇宙飞船包括形成与宇宙飞船相连的参考坐标系的三个轴X、Y、Z。在图1中，轴X可以对应于在预定轨迹上的飞行方向，该预定轨迹例如是如图2所示的绕地轨道，轴Y朝北/南定向，
偏航轴Z垂直于由轴X和Y形成的平面，且对应于指向方向(pointing direction)。太阳能电池板2定向在轴Y的方向中，天线3沿着偏航轴Z定向，例如朝地球或朝星体定向。宇宙飞船包括至少三个惯性轮4，惯性轮也被称作反作用轮，例如如图3所示。惯性轮通常包含在卫星主体内，例如在平台1中。为了产生沿着三个轴X、Y、Z的反作用扭矩，并能够稳定宇宙飞船的角定向，三个轮是必须的。所添加的第四个轮是冗余的，其在一个轮故障的情况下或者为了防止轮子达到零速度从而有时可能破坏朝卫星的指向的情况下使用。在执行操纵以校正宇宙飞船的姿态漂移(drift)的过程中，轮4提供内扭矩，该内扭矩可以提高其旋转速度并因此提高其累积的角动量。
[0032] 此外，通过轮实现的卫星的旋转操纵暂时导致在操纵开始和结束之间轮的速度提高。为了转动卫星，轮被加载了角动量，根据角动量守恒定律，其被传递到卫星的主体。
[0033] 图4a和图4b分别显示了以时间为函数，沿轴X、Y、Z的破坏扭矩的趋势的实例，以及在轨道周期过程中，破坏扭矩对由惯性轮4累积的角动量的影响。在此例中，宇宙飞船是位于地球的环赤道轨道中的中等高度(在2000km至36000km之间)上的卫星。在这样的高度上，作用于宇宙飞船的姿态上主要破坏扭矩是由太阳压力引起的扭矩和由重力梯度引起的扭矩。例如，在8000km的高度，由大气摩擦引起的扭矩可以忽略不计。
[0034] 此外，残留的磁矩对惯性轮累积的角动量没有影响，因为其一般可以随着时间进行自补偿。附图显示，由于太阳压力，破坏沿着整个轨道根据卫星相对于太阳的定向变化，并且在一次绕轨飞行之后，沿轴X、Y、Z的船载角动量的分量增大。此外，当地球相对于卫星遮蔽太阳时，这出现在所示曲线的14000秒和16000秒之间，由于没有太阳压力，主要来自于重力梯度的破坏性扭矩基本上是恒定的。船载角动量的趋势的方向变化是由卫星绕轴Y(北/南)的旋转导致的卫星的轴之间的角动量交换而引起的。该旋转与在地球方向中的卫星的指向有关。
[0035] 图5a和图5b显示根据本发明的卸载宇宙飞船的惯性轮4的方法的主要步骤的两个方框图。为了使本发明更易于理解，以一宇宙飞船为例来描述该方法，其中该宇宙飞船位于接近行星(例如地球)的轨道中并具有指向对应于偏航轴Z的指向方向的天线。
[0036] 第一步骤10包括确定操纵的触发，以根据每个惯性轮的角速度的测量值11来卸载惯性轮，周期性取得测量值。在该步骤过程中，偏航轴Z保持固定。在第一叠代i＝1的过程中，在预先步骤8中，选择用于触发轮的卸载的
阀值Hs和参考船载角动量矢量是三维矢量且形成船载角动量的理想值。根据实际应用，矢量 可以是零或非零。
[0037] 当宇宙飞船是位于绕行星轨道中的卫星时，可以在例如每个轨道上取得速度测量值。
[0038] 在这种情况下，在每个轨道上，设置在每个惯性轮上的速度传感器测量轮的角速度Ω。测得的角速度Ω被传输到船载计算机上，其根据速度测量值Ω，在每个叠代i计算船载角动量矢量 并从中推导累积角动量Hi，累积角动量Hi的模等于船载角动量矢量与参考矢量 之差的模。优选地，对于沿卫星三个轴的卸载，通过计算船载角动量矢量与参考矢量 之差的二阶的范数(the norm of order two)，或者对于沿单个轴的单位矢量 的部分卸载，通过计算船载角动量矢量 与参考矢量 之差与单位矢量的标量积：来获得累积角动量Hi。例如，对于具有零参考矢量 的轴Y的卸载，累积角动量Hi等于船载角动量矢量 沿轴Y的分量Hy，i。
[0039] 参考角动量矢量 是一个参数，其是三维矢量。通过轮的角动量的矢量和来计算三维的船载角动量矢量 通过轮的角速度乘以轮的
转动惯量来获得每个轮的角动量。每个轮的惯量I是轮的固有特性。如果所有轮都是相同的，则其具有相同的惯量。速度矢量是n维矢量，n是轮的个数。
[0040] 然后，通过船载计算机根据以下过程来确定触发操纵以卸载轮。比较至少一个轴上的累积角动量的值Hi与用于触发卸载的阈值Hs。然后执行测试13以确定值Hi是否大于阈值Hs。可选地，还可以执行第二测试14以确定累积角动量Hi是否增大，即Hi＞Hi-1。如果测试13以及如果适当的测试14为正，则确定触发允许轮卸载的翻转操纵。如果测试
13以及如果适当的测试14为负，该方法被增大到具有新的惯性轮角速度测量值的下一个叠代。阈值Hs是根据所允许的船载角动量的变化范围预先确定的值。阈值的选择取决于惯性轮的角动量的最大负载量、宇宙飞船中的轮的定向、期望的卫星上的平均船载角动量、例如分配给操纵以及飞船姿态控制的角动量盈余(angular momentummargins)，且阈值的选择由不过度频繁地触发卸载与足够早地触发卸载从而轮不能达到饱和值之间的折衷结果来确定。
[0041] 第二步骤20是可选的。其包括当飞船在其轨道中的位置达到允许的操纵范围时，允许触发操纵以卸载轮。根据本发明，卸载轮的操纵包括使宇宙飞船绕保持固定的偏航轴Z偏航翻转预定角度。
[0042] 该绕轴Z的旋转，或绕接近Z的轴的旋转，可以在空间的三个方向中卸载轮。特别地，绕轴Z的旋转可以完全解决卸载轴Y的初始问题，其
中轴Y对应于方向北/南，且平行于
地磁场方向。但是，可能有可能随时间增大的残余角动量。有利地，为了消除该残余角动量，根据本发明的卸载轮的系统可以通过额外的卸载系统来实现，例如磁卸载系统。当宇宙飞船位于环行星轨道中时，旋转式翻转角优选等于，或大约等于180°，其对应于宇宙飞船的倒转，从而旋转式翻转前后由杂散场(stray field)施加在宇宙飞船上的扭矩方向相反，且其影响被逐渐平衡，如图6a和6b所示。因此，该旋转式翻转可以降低惯性轮的角速度，直到惯性轮的角速度恢复到其初始值并且在宇宙飞船的旋转式翻转之前由轮在宇宙飞船上累积的角动量在旋转式翻转之后被逐渐补偿，如图7a和7b所示。图7a和7b分别显示了在轨道周期过程中，轮在卫星的三个轴上累积的角动量，该累计值来自于分别由图6a和6b表示的在宇宙飞船绕卫星的轴Z翻转180°之前和之后的破坏性扭矩。在对应于一个轨道周期的16000秒，图7a的船载角动量的分量与图7b的船载角动量的分量的方向相反，模相等。
[0043] 但是，在宇宙飞船的旋转过程中，有天线方向偏离从而不利地影响数据传输比特率(bit rate)的
风险。当宇宙飞船是位于地球轨道中的卫星时，例如远程通信卫星，数据传输比特率的降低可能具有严重的后果。为了限制这种结果，有利地，当轨道中的宇宙飞船位于人烟稀少的地理区域上或者处于通信比特率需求降低的夜晚时，允许宇宙飞船的旋转偏转。宇宙飞船的偏航轴Z保持固定，宇宙飞船继续在其轨道上运行直到其通过允许的操纵范围。当宇宙飞船到达允许范围时，计算机命令宇宙飞船旋转偏转。
[0044] 第三步骤30涉及执行旋转偏转操纵。当宇宙飞船绕偏航轴Z或接近偏航轴的轴旋转预定角度(优选地等于180°或接近180°)时，宇宙飞船的偏航轴Z保持固定并指向地球，直到操纵结束。旋转偏转操纵有利地由惯性轮执行，且不需要额外的致动器。在旋转偏转操纵过程中，由于轮速的变化，轮中的船载角动量改变，但是在惯性坐标系中，由卫星和轮构成的整体的总角动量保持恒定，只有轮之间存在角动量的交换。在翻转操纵前后，在惯性坐标系中表示的轮的船载角动量基本相等。
[0045] 当旋转偏转操纵结束时，根据本发明的方法包括回到步骤10以重复新的循环，即监视宇宙飞船的惯性轮的角速度以及如果需要进行卸载操纵。每个卸载操纵过程中的卫星的自动翻转允许以太阳压力和重力梯度为例的破坏性外扭矩在第一方向以及与第一方向相反的第二方向中改变惯性轮的平均速度，从而允许惯性轮的速度保持在饱和阈值以下。
[0046] 图8a和8b显示了用于卸载位于空间中任何位置上的宇宙飞船的轮的方法的应用的第二实例，例如处于惯性指向模式(inertia pointingmode)中的卫星。卫星可以例如指向位于拉格朗日点L2的空间区域的星体。卫星具有
重心G以及对应于太阳压力的推力中心的点P，且包括平台1和太阳能电池板2。太阳能电池板的纵轴是例如轴Y，指向轴是轴Z，轴X垂直于平面YZ。由于受到太阳压力的卫星只有一个太阳能电池板并且太阳推力中心相对于重心偏移，因此其
不平衡且在轮中对应于太阳扭矩轴的轴Δ上累积了大的角动量。为了卸载轮，根据本发明的方法包括使卫星绕指向轴Z翻转并使轮中的角动量累计值的方向倒转。翻转角优选地等于180°。翻转后，在轴Δ’上累积角动量，由于太阳推力中心相对于卫星重心的偏移，轴Δ’通常略微不同于轴Δ。当轴Δ与轴Δ’相同时，在三个轴X、Y、Z上完全卸载。如果如图8b所示，在两个轴Δ和Δ’之间存在差异，三个轴X、Y、Z上的卸载不完全，残余角动量保留在由轴Δ和Δ’形成的平面中，在此例中，主要在Y轴上。在这种情况下，虽然与平分Δ和Δ’的平均轴上的累积值相比残余角动量较小，但是优选地增加额外的卸载系统，例如推进器类型的卸载系统。
[0047] 虽然已经参考特定
实施例描述了本发明，但显然本发明不以任何方式被限制为所述的特定实施例，其包括包含在本发明的上下文中的所述方法的等效技术方案及其组合。
