[其他]控制轨道中的旋转体姿态的方法

说明书

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：

к²Z⁴₀-2кcosiZ³₀+（1-к²）Z²₀+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;