用于对航天器的姿态进行控制的方法和装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及一种对以非零的总角动量HTOT自旋的航天器(10)的姿态进行控制的方法(50)，所述航天器(10)包括适于形成内部角动量HACT的一组惯性飞轮(20)。姿态控制方法(50)包括使所述总角动量HTOT的轴线与航天器(10)的惯量主轴对准的步骤(52)，在该过程中，惯性飞轮(20)被控制成形成下述内部角动量HACT，所述内部角动量HACT使得表达式

Methods and devices used to control the attitude of the spacecraft

The invention relates to a non zero spin angular momentum HTOT spacecraft (10) method to control the attitude of the spacecraft (50), (10) is adapted for forming a set of internal inertial flywheel angular momentum HACT (20). The attitude control method (50) including the axis and the angular momentum of the spacecraft HTOT (10) of the principal axis of inertia alignment procedure (52), in the process, the inertia flywheel (20) is controlled to form the internal angular momentum HACT, the internal HACT makes the expression of angular momentum

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】用于对航天器的姿态进行控制的方法和装置
本专利技术涉及航天器、比如卫星的姿态控制领域，并且更具体地涉及用于以非零的初始总角动量自旋的航天器的姿态控制方法和系统。“姿态控制”在此应当被理解成更具体地指的是：改变航天器相对于被称为“动力学轴线”的所述初始总角动量的轴线的取向，换言之，在被称为“飞行器参考系”的与航天器的几何结构相关联的参考系中，使所述动力学轴线与飞行器参考系中的预定轴线对准。
技术介绍
为了改变航天器相对于动力学轴线的取向，已知的做法是：-通过借助于惯性飞轮(反作用轮、陀螺致动器)吸收所述总角动量来使航天器在惯性参考系中的旋转停止，-借助于所述惯性飞轮将航天器相对于所述总角动量的轴线置于选定取向，-将储存在惯性飞轮中的总角动量传递至处于选定取向的航天器。然而，这种方法预先假定的是，初始总角动量处于惯性飞轮的吸收容量内，但这不能总是得到保证。特别地，在与所述卫星的运载工具分离的时刻传递至卫星的初始总角动量通常过大而不能被所述卫星的惯性飞轮吸收。作为示例，卫星在发射后的初始总角动量可以大约是500N·m·s至1000N·m·s，而内嵌在卫星中的惯性飞轮的容量通常大约是50N·本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于以非零的总角动量HTOT自旋的航天器(10)的姿态控制方法(50)，所述航天器(10)包括一组惯性飞轮(20)，所述一组惯性飞轮(20)适于形成关于飞行器参考系中的任一轴线的内部角动量HACT，所述方法包括使所述总角动量HTOT的轴线与所述航天器(10)的惯量主轴对准的步骤(52)，其特征在于，在与所述惯量主轴对准的步骤(52)期间，所述惯性飞轮(20)被控制成形成下述内部角动量HACT，所述内部角动量HACT使得以下表达式：

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2015.03.31 FR 15527361.一种用于以非零的总角动量HTOT自旋的航天器(10)的姿态控制方法(50)，所述航天器(10)包括一组惯性飞轮(20)，所述一组惯性飞轮(20)适于形成关于飞行器参考系中的任一轴线的内部角动量HACT，所述方法包括使所述总角动量HTOT的轴线与所述航天器(10)的惯量主轴对准的步骤(52)，其特征在于，在与所述惯量主轴对准的步骤(52)期间，所述惯性飞轮(20)被控制成形成下述内部角动量HACT，所述内部角动量HACT使得以下表达式：-在所述目标惯量主轴是所述航天器(10)的最大惯量轴的情况下，在与所述惯量主轴对准的步骤(52)的整个持续期间内是负的，-在所述目标惯量主轴是所述航天器(10)的最小惯量轴的情况下，在与所述惯量主轴对准的步骤(52)的整个持续期间内是正的，在所述表达式中，J是所述航天器(10)的惯量矩阵，运算符×是两个矢量之间的标量积，并且运算符是两个矢量之间的矢量积。2.根据权利要求1所述的方法(50)，其中，所述惯性飞轮(20)被控制成形成下述内部角动量HACT：对于所述内部角动量HACT而言，所述内部角动量HACT与矢量之间的角度θ在与所述惯量主轴对准的步骤(52)的整个持续期间内满足以下表达式：|cosθ|>0.9。3.根据权利要求2所述的方法(50)，其中，所述惯性飞轮(20)在与所述惯量主轴对准的步骤(52)的整个持续期间内被控制成形成下述内部角动量HACT：HACT＝KV·U在该表达式中，KV是标量参数，所述标量参数在所述目标惯量主轴是所述航天器(10)的最大惯量轴的情况下是负的或者在所述目标惯量主轴是所述航天器的最小惯量轴的情况下是正的，并且U对应于下述单位矢量：4.根据前述权利要求中的一项所述的方法(50)，在与所述惯量主轴对准的步骤(52)之后包括与所述飞行器参考系中的预定轴线X对准的...

【专利技术属性】
技术研发人员：尼古拉斯·屈耶龙，菲利普·劳伦斯，瓦莱里奥·莫罗，
申请(专利权)人：空中客车防务和空间公司，
类型：发明
国别省市：法国,FR