CN1025995C

CN1025995C - 同步卫星姿态指向误差修正系统及方法

Info

Publication number: CN1025995C
Application number: CN89109644A
Authority: CN
Inventors: 布里杰·南达恩·阿格威尔; 皮尔·马多恩
Original assignee: International Telecommunications Satellite Organization
Current assignee: International Telecommunications Satellite Organization
Priority date: 1989-12-30
Filing date: 1989-12-30
Publication date: 1994-09-28
Anticipated expiration: 2004-12-30
Also published as: CN1052828A

Abstract

一种节省燃料，延长同步卫星寿命的姿控系统和方法，可补偿轨道偏离标称赤道轨道平面引起的滚转和偏航指向误差，万向架装置将惯性确定的动量矢量联结于卫星，与动量矢量形成单自由度，最好是双自由度关系。在一双自由度实施例中，动量矢量由卫星自旋建立或装有轴线与滚转和偏航轴重合的动量轮。万向架转矩产生器随时间变化地向卫星施加绕动量矢量的转矩以修正上述误差。另装有修正仰俯轴误差和修正轨道以完成位置保持功能的普通推进器系统。

Description

本发明涉及同步卫星的姿态控制，更具体来说，涉及对轨道偏离标称赤道轨道平面而引起的滚转及偏航指向误差进行补偿的姿态控制系统及方法。

通讯及航海卫星一航设置在称为同步轨道或对地静止轨道的一圆形轨道上，具有与地球相同的转动周期以提供同步转速。这种卫星从理论上讲应设置在与地球赤道平面重合的轨道平面上，因此，卫星天线可以指向期望的地球位置。一般来说，同步卫星是靠绕自身旋转或装设一动量轮在而实现动量稳定的，使自旋轴保持与赤道轨道平面垂直，并校准地球波束视轴使其垂直于自旋轴。在这一理想状况下，地球波束视轴在卫星与地球同步转动时始终指向星下点区域。

若干因素会引起轨道飘移，使卫星轨道倾斜于标称赤道轨道平面。这种轨道倾斜会随着时间积累，产生滚转及偏航指向误差。具体来说，太阳和月亮对卫星的引力作用以及地球的非球形所产生的地球引力场的变化会引起轨道摄动效应，这使卫星轨道平面倾斜于理想的赤道平面。这些轨道扰动影响的净作用是引起卫星轨道的倾斜，从而以每年0.75°至0.95°的速率缓慢飘移。

由于轨道倾角的增加，滚转和偏航指向误差引起卫星天线的地球照度模型从理想的目标区域飘移。例如，如图1和2所示，卫星‘S’沿绕地球的轨道运行，该轨道与赤道轨道平面倾斜i角，与赤道轨道平面相交于一升交点Na和一降交点Nd，在升交点Na处，卫星从南半球运行到北半球，而在降交点Nd，卫星从北半球运行到南半球。在卫星从其升点Na运行至其最北纬度时，经过其北反点Nn，而从其降交点Nd运行至其最南纬度时，经过其南反点Ns。

由于卫星实际轨道和标称赤道间的倾角i，卫星投向地球表面的天线照度模型将受到南-北正弦变化和转动正弦变化的不良影响，分别相应于宇宙飞行器的滚转误差和偏航误差。例如，如图2所示，在卫星的自旋轴垂直于倾斜的轨道平在的情况下，当卫星经过其升交点Na时，地球照度模型的滚转误差（图3A）为零，而偏航误差（图3B最大。当卫星向其北反点Nn运行时，滚转误差增加直至在北反点Nn达到最大值，而偏航误差减为零。如图2所示，当卫星在其北反点Nn时，地球波束视轴被指向地球表面的S₁。而当卫星从其北反点Nn离开至降交点Nd时，滚转误差减小至零，偏航误差再次增加到其最大值。当卫星行至其南反点Ns时，如图2所示，地球波束视轴将被指向地球表在的点S₂。

轨道倾角引起的滚动和偏航误差取决于宇宙飞行器自旋轴的方向。一般情况下，当自旋轴从垂直于赤道平面的轴倾斜α角时，滚转误差将为（1、178i-α）sin nt，偏航误差为-αcos nt，式中i为轨道倾角，n为轨道角速度，t为时间，当在升交点时t＝0。显然，滚转和偏航误差成函数关系，其中一个可以作为另一个的函数而求出。

一种为减小滚转指向误差而提出的技术是有意使飞行器自旋轴倾斜于赤道轨道法线。如图2所示，卫星自旋轴（虚线表示）被倾斜一个角θ以便有效地使卫星的地球波束视角再次定位于处于赤道轨道中的卫星所获得的区域SO。虽然滚转误差将有效地减小为零，但是偏航误差由于自旋轴倾角θ而增加，其值为-（i+θ）cos nt。当利用图偏振通讯或窄点波束（narrow spot beam）时，这种偏航误差的增加间不能接受的。

在普通的卫星系统中，利用推进器消耗燃料来定期修正轨道的倾斜。这种方法称为南北空间位置保持法（north-south station-keep-ing）。具体来说，在10年期间，这种位置保持作用可能需要卫星最初总重的20%，其中推进剂占主要部分，大约90%用于轨道修正，其余用于其它轨道内操纵，包括俯仰误差修正（图3c）。一般来说，卫星的工作寿命受到空间位置保持所需燃料的限制，因而停用南北空间位置保持系统可以延长其工作寿命。但是停用南北空间位置保持系统会引起必须修正的姿态误差。

出于对倾斜修正操纵需要卫星大量携带燃料的认识，曾经提出了各种姿态控制系统以修正轨道倾斜引起的姿态误差。例如，美国专利4，084，772号公开了一种飞行器滚转/偏航方向调整系统，其中，飞行器是靠一动量轮来稳定的，动量轮的角速率在轨道转动过程中以正弦方式变化以改变伴生的飞行器动量并使飞行器滚转姿态随每一次轨道转动作正弦变化。美国专利4，062，509号中公开了一种转矩系统以建立一个飞行器磁场与地球磁场相互作用从而提供一种滚转和偏航姿态控制的手段。

本发明提供了同步卫星姿态控制的一种系统和方法，用来对轨道偏离标称赤道轨道平面而引起的指向误差进行补偿。为卫星建立一动量矢量，通过一万向架系统固定在惯性定间并联结到卫星上，这种万向架系统在飞行器和该动量矢量之间提供至少一个自由度的关系。万向架轴沿着卫星的至少一个主轴如滚转轴和/或偏航轴设置一万向架转矩发生器各卫星提供绕惯性确定的动量矢量的转矩以修正姿态误差。由轨道倾斜引起的滚转和偏航误差取决于角动量方向并可以用解析法按照轨道倾角和卫星在轨道上的位置的函数求出。取决于具体结构，万向架转矩发生器按照恰当的时间关系绕滚动轴和/或偏航轴转动修正随卫星绕地球转动中的指示误差。除去由轨道倾角引起的滚转和偏航误差以外，由其它外界扰动转矩如太阳转矩引起的附加指示误差由普通的姿态控制系统修正，这种普通的姿控系统由一地球敏感器和姿控转矩发生器组成。

在本发明的第一实施例中，一自旋稳定的卫星具有一自旋部分，它可以提供一个惯性确定的动量矢量，还具有一消旋天线组件，该组件通过一个双自由度的万向架装置联结到自旋部分，该万向架装置具有一个第一万向架，它可以绕滚转轴转动，另一个万向架则可绕偏航轴转动。设有万向架转矩产生器分别向与滚转轴修正或偏航轴修正有关的万向架提供转矩，因而向天线组件施加绕自由旋部分建立的惯性确定的动量矢量的转矩以修正轨道倾斜引起的滚转和偏航指向误差。滚转和偏航万向架转矩产生器在24小时周期内以一种正弦方式被驱动。通过利用卫星体做为角动量装置并通过双自由度万向架装置实现与天线组件的有选定的受控联结的方法提供了一种指向误差修正的重要手段而无需消耗燃料进行轨道倾斜修正。虽然最好采用双自由度关系，但是，也可采用沿着滚转轴或偏航轴中至少一轴的单自由度关系以实现沿该轴的修正。

在本发明的另一实施例中，一动量轮通过一双自由度的万向架装置连接到飞行器上，在万向架装置上沿滚动和偏航轴设有转矩产生器以实现飞行器绕惯性确定的动量矢量的转动。与第一实施例的情况一样，滚转和偏航万向架转矩产生器在24小时周期内以一种正弦方式被驱动。

在本发明的又一实施例中，选择角动量方向时，使两种误差之一，即由轨道倾斜引起的滚转误差或偏航误差为零。另一误差则设置一单自由度万向架来修正，该万向架沿该轴设置并使飞行器转动以补偿那一误差，这是由许多作用在万向架的转矩一起完成的，使飞行器相对于惯性确定的动量矢量转动。

本发明的优点在于提供了一种同步卫星的姿态控制系统和方法，可以简便地补偿由轨道偏离标称赤道轨道的飘移引起的滚转和偏航指向误差，比起需要消耗燃料来修正轨道误差的现有技术的系统和装置来，本发明的系统和方法节省燃料且大大延长了卫星的工作寿命。

现在对照以下附图，以举例的方式，详细描述本发明：

图1是赤道轨道平面和倾斜的绕地球轨道平面的立体示意图，示出了各轨道交点和反点;

图2是图1所示倾斜和赤道轨道的二维示意图;

图3A是地球表面和滚转轴指向误差对地球天线照度模型的作用的视图;

图3B是地球表面和偏航轴指向误差对地球天线照度模型的作用的视图;

图3C是地球表面和仰俯轴指向误差对地球天线照度模型的作用的视图;

图4是本发明第一实施例的立体示意图;

图5是图4所示实施例所使用的一双自由度万向架装置的立体较;

图6实现对万向架控制的典型控制回路的示意框图;

图7是本发明第二实施例的立体示意图;

图8是本发明第三实施例的立体示意图;

图9是本发明第四实施例的立体示意图。

图4所示是采用本发明的一个卫星10的立体示意图。卫星10是在同步轨道中采用的自旋稳定型，包括一自旋部分12和一消旋天线塔14。自旋部分12用来绕飞行器主轴AX旋转，是一种普通的设计，包括一基本上呈圆柱形的壳体，例如，呈纵梁式，还包括一消旋马达和轴承组件16。取决于其飞行使命，卫星10装备着适宜的跟踪，遥测，和指令系统;主动力系统，热控制系统，以及推进系统。如图4所示，卫星10装有一推进器控制系统，它包括第一，第二和第三推进器T₁，T₂和T₃。这些推进器Tn是普通的设计，响应于信号控制阀工作以喷出推进剂（一般是联氨hydrazine），用来改变卫星10的角动量。图4所示推进器Tn只是举例，取决于卫星的结构，也可采用其它的推进器机构。

除了上述由轨道倾斜引起的滚转和航向指向误差以外，还可能存在其它外界扰动转矩如太阳转矩引起的附加误差。这些附加误差可以采用普通的姿态控制系统来修正，普通的姿态控制系统是由地球敏感器和姿控转矩产生器构成的。地球敏感器的输出值向姿态控制器例如推进器提供，然后推进器对外界扰动转矩引起的卫星姿态进行修正。前还美国4，084，722号公开了一种地球敏感器。

天线塔14包括一天线杆18和横梁20，在杆18和横梁20的端部装有天线A₁、A₂和A₃。取决于飞行器的使命，天线An指向一个或多个地球上的区域，以便为广大区域实施通讯和/或点波束复盖。天线杆18包括从自旋部分12的输出放大器（图中未画）向天线An输送微波能量以及把接收到的能量输送到自旋部分12中的接收器（图中未画）的结构。

在图4中示意地画出而在图5中详细画出的万向架装置22连接在消旋马达和轴承组件16和天线塔14之间。万向架装置22使天线塔14可以相对于自旋部分12沿两条轴线即滚转和偏航轴作有选择的倾斜。因此，天线塔主轴线Aant可以得到控制，使其与自旋部分12的主轴线Ax重合，或者使其与主轴Ax呈一斜角。如图5所示，万向架装置22包括一个在结构上与天线塔14相连的支承环24，一个外万向架26以及一个通过适当构件如空心柱（未画）与消旋马达和轴承组件16相连的内万向架28。外万向架26通过一外万向架转矩产生器30和一外万向架位置传感器32连接到支承环24，例如各自的转动轴线可共同与滚转辆线对准。以一种相似的方式外万向架26通过一内万向架转矩产生器34和一内万向架位置传感器36与万向架28相连，其各自的转动轴线共同与偏航轴线地准。万向架转矩产生器30和34为一航设计，如一电动马达齿轮系以便使有关万向架作相对转动。万向架位置传感器32和36提供产于万向架相对角位关系输出信号，万向架位置传感器32和34例如可以包括解析器或光学编码器以提供需要的角位信息。设有万向架止动器以便把万向架的角位移限制在可以接受的限度内。

万向架26和28的运动以及最后定位由一万向控制回路控制，图6示出了这种回路框图的一个例子。如图6所示，转矩产生器驱动装置38从一指令源40接收一个指定理想位置的输入信号‘CMD’产生并向转矩器提供一适当电输出信号，转矩产生器则将与其机械连接的万向架（图5中用虚线表示）驱动新位置。指令源40可以部分地通过从地面控制设施或从星上处理系统的指令提供一输入信号‘CMD’。一计时器CLK提供一个24小时的定时信号t，在处于升交点Na（图1）时，t＝0。因此，当卫星绕地球转动时，万向架控制信号可以正弦方式随时间变化。具体来说，下文将更全面讲述，指令信号‘CMD’包括一用于滚转轴修正的函数sin nt和一个用于偏航轴修正的函数cos nt。万向架位置传感器向转矩产生器驱动装置38提供一个反馈电信号，指示载有驱动装置38所控制的转矩产生器的万向架的位置，以便实现向着理想位置的运动并保持在该位置上。

为了体现图4所示卫星的滚转和偏航轴修正，卫星自旋轴Ax最好在最初对准到与倾斜的卫星轨道平面相垂直的位置上（见图2），这种倾斜也使自旋转轴轨平面的法线呈角i。滚转轴万向架转矩产生器30则由随时间变化的正弦CMD信号-θsin nt控制，式中θ的最大值是（0.178i），偏航轴万向架转矩产生器同时由一随时间变化的正弦CMD信号i cos nt控制。值0.178i是由同步轨道的几何形状即由地球半径和轨道姿态确定，n代表轨道的角速率。向卫星的地球敏感器控制回路引入一个-θsin nt的偏置因素，使滚转误差偏置-θsin nt，以实现-θsin nt偏置。显然，天线塔14将被重新对准，使其轴线Aant对准自旋部分12的轴线Ax以实现卫星10每一转的滚转和偏航向误差随时间连续变化的修正。虽然，最初对准时卫星自旋轴最好垂直于卫星10的倾斜的轨道平面，但是这种对准并不是必须的，也可以进行其它方式的对准，只要自旋部分12的动量矢量仍然是由惯性确定的即可。

图4的示实施例已按两个自由度进行了描述。如果需要，由自旋部分12提供的动量矢量与天线塔14的连接可以是通过万向架轴沿滚转轴或偏航轴对准的单一自由度连接。因此，在这种单自由度连接与偏航轴轴对准的情况下，在卫星的地球敏感器控制回路中引入一个偏置因素以实行滚转轴指向误差的修正，而在万向架控制轴转动中定期地修正偏航轴误差。

图7画出了采用本发明的卫星50的第二个实施例。如图7所示，卫星50为一平行六面体，其中一部分剖开以表示其内部结构。为清楚起见，图7中略示了太阳翼，天线及推进器。

卫星50具有一地球敏感器52，它与普通的转矩产生器共同工作以便对由外界扰动引起的而不是由轨道倾斜引起的姿态误差进行修正，上述外界扰动包括太阳转矩等。如图所示，装有一可绕其线mW转动的动量轮54，它装在一向万向架56和一外万向架58之内，内万向架56通过一内万向架转矩产生器60和一内万向架位置传感器62可转动地连接于外万向架，内万向架转矩产生器和内万向架位置62的轴线分别与偏航轴对准。外万向架58通过一外万向架转矩产生器62和一外万向架位置传感器66可转动地连接于飞行器框架或构件上，外万向架转矩产生器64和外万向架传感器66和轴线分别与滚转辆对准。

动量轮54由一电机（未画）驱动并产生一动量矢量H，其方向由惯性确定的动量矢量指示，由于大家知道滚转指向误差和偏航指向误差间为正弦，因此，从随时间变化的滚转误差修正指令可以求出按正弦变化的偏航轴修正信号，同样，这一信号也送往内万向架转矩产生器60以便使飞行器相对于惯性确定的动量矢量H绕其偏航轴转动。如同对图5所示实施例的描述那样，如果动量轮自旋轴垂直于倾斜的轨道平面，那么，滚动误差被偏置-θsin nt，滚转轴万向架转矩产生器64由一随时间变化的正弦CMD信号θsin nt控制，其中θ的最大值为（0.178i），偏航轴万向架转矩产生器60同时一随时间变化的正弦CMD信号i cos nt控制。滚转误差偏置和万向架角位控制的指令可以由地面控制设施或星上处理系统提供。

象图5所示实施例一样，图7所示实施例由飞行器的自旋或由另设物体的自旋提供一动量矢量，并由一双自由度装置与动量矢量相连接。以便对飞行器提供转矩，使其可绕其滚转和偏航轴转动从而对由于卫星轨道相对于标称赤道平面的倾斜而造成的滚转和偏航指向误差进行修正。除去使用如前所述的一个二自由度万向架装置向卫星作用一个绕惯性确定的动量矢量H的转矩以外，还可以想到，也可以使用一个单万向架动量轮以及一推进器控制系统来进行指向误差的修正，这一点将在下面对图8和图9所示实施例的描述中讲到。

如图8所示，一卫星70设有一地球敏感器72和一万向架动量轮74，该轮74可绕轴线AmW转动以形成一动量矢量H。动量轮74通过一单自由度万向架76连接于飞行器结构。一万向架转矩产生器78和一万向架位置传感器与偏航传感器80在安装时与偏航轴呈共线关系。万向架76在沿轨道运转的整个过程中的运动受图6所示那种控制回路控制。可编程序的万向架驱动装置包括一个能使万向架进动通过24去时循环的计时器。滚转轴被偏置一θsin nt，式中θ为倾角，其最大值为0.178i，i为轨道倾角。使用一个或多个推进器以普通的方式实施滚转控制以便动量轮自旋轴从倾斜轨道的法线倾斜θ角。然后，飞行器相对于惯性确定的动量轮轴线Anw绕偏航轴转动（i+θ）cos nt角以修正轨道倾斜引起的误差。滚转误差偏置及万向架沿偏航轴进动的指令可以由地面控制设施或星上处理系统提供。

本发明另一实施例如图9所示，与图8所示实施例一样，它包括一个通过一单自由度万向架与飞行器结构相连的动量轮。如图所示，卫星90包括一地球敏感器92和一动量轮94，动量轮94绕轴线Amw转动以形成一动量矢量H。动量轮94通过一单自由度万向架96连接于飞行器结构。一万向架转矩产生器98和一万向架传感器100安装时与滚转轴呈共线关系。万向架96在轨道运转的整个过程中的运动受图6所示那种控制回路的控制，可编程序的万向架驱动装置包括能够使万向架进动通过24小时循环的计时器。动量轮94的自旋轮Anw标称地沿南北轴保持位置，垂直于赤道轨道平面。卫星90相对于惯性确定的动量轮轴线Amw绕滚转轴转动角-（i+θ）sin nt，式中θ为颂角，其最大值为0.178i，滚转误差被偏置-θsin nt的偏置值。关于滚转误差偏置和滚转轴万向架角度的指令由地面控制设施和星上处理系统提供。地面控制设施考虑到轨道倾角的变化定期更新滚转误差偏置的大小和滚转轴万向架的角度。

本发明的优点在于提供了一种控制同步卫星的系统和方法，可以一种节约燃料的方式连续修正轨道倾角相对标称赤道平面飘移引起的指向误差。因此本发明可以大大提高同步卫星的使用寿命，这是由于大大减少了卫星的位置保持所需要的燃料的结果。

Claims

1、一种修正同步卫星(10)轨道倾角引起的指向误差的方法，所述同步卫星具有一个动量矢量(H)，与滚转轴和偏航轴中选定的至少一轴重合的单自由度的连接装置将所述动量矢量(H)与卫星(10)相联结，以实现卫星(10)相对于动量矢量(H)绕上述选定的滚转轴或偏航轴的转动，其特征在于：

沿着不垂直于赤道轨道平面的一轴建立所述动量矢量(H)；以及

用与卫星(10)的轨道同步随时间变化的方式并按照轨道倾角i的函数，向卫星(10)施加绕所述选定轴的转矩。

2、按照权利要求1所述的方法，其特征在于：

所述联结步骤中，通过至少一个单自由度的，与滚转轴重合的连接装置（22）将所述动量矢量与卫星（10）相联结，以实现卫星（10）相对于所述动量矢量绕滚转轴的转动。

3、按照权利要求2所述的方法，其特征在于：

所述施加转矩的步骤中，按照函数-θsin nt向卫星（10）施加绕滚转轴的转距，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，θ的最大值为0.178i。

4、按照权利要求1所述的方法，其特征在于：

所述联结步骤中，通过至少一单自由度的，与偏航轴重合的连接装置（22）将所述动量矢量与卫星（10）相联结，以实现卫星（10）相对于所述动量矢量绕偏航轴的转动。

5、按照权利要求4所述的方法，其特征在于：

所述施加转矩的步骤中，按照函数i cos nt向卫星（10）施加绕偏航轴的转矩，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率。

6、按照权利要求5所述的方法，其特征在于：

所述施加转矩的步骤中，沿着与倾斜轨道的法线倾斜θ角的方向建立所述动量矢量;

按照函数（i+θ）cos nt向卫星（10）施加绕所述偏航轴的转矩，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，θ的最大值为0.178i。

7、按照权利要求1所述的方法，其特征在于：

所述联结步骤中，通过一双自由度的，分别与滚转和偏航轴重合的连接装置（22）将所述动量矢量与卫星（10）相联结，以实现卫星（10）相对于所述动量矢量绕滚转轴和偏航轴的转动。

8、按照权利要求7所述的方法，其特征在于：

所述施加转矩的步骤中，按照函数-θsin nt向卫星（10）施加绕滚转轴的转矩，按照函数i cos nt向卫星（10）施加绕偏航轴的转矩，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，θ的最大值为0.178i。

9、按照权利要求8所述的方法，其特征在于：

所述施加转矩的步骤，沿倾斜轨道平面的一法线建立动量矢量;

按照函数-θsin nt向卫星（10）施加绕滚转轴的转矩，按照函数i cos nt向卫星（10）施加绕偏航轴的转矩，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，θ的最大值为0.178i。

10、一种修正同步卫星（10）轨道倾角引起的指向误差的方法，卫星（10）为具有一自施部分（12）和一消旋部分（14）的那种类型，所述自旋部分（12）和消施部分（14）通过至少一单自由度的，与滚转轴和偏航轴中选定的至少一轴重合的连接装置（22）联结起来，以实现消旋部分（14）相对于所述动量矢量绕所述选定轴的转动，其特征在于具有以下步骤：

沿着不垂直于赤道轨道平面的一轴建立所述动量矢量;以及

用一种与卫星（10）轨道同步的随时间变化的方式并按照轨道倾角i的函数，向所述消施部分（14）施加绕所述选定轴的转矩。

11、按照权利要求10所述的方法，其特征在于：

所述联结步骤中，通过至少一单自由度的，与滚转轴重合的连接装置（22）将所述自旋部分（12）的动量矢量与消旋部分（14）相联结，以实现消旋部分（10）相对于所述动量矢量绕滚转轴的转动。

12、按照权利要求10所述的方法，其特征在于：

所述旋加转矩的步骤中，按照函数-θsin nt向消旋部分（14）施加绕滚转的转矩，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，θ的最大值为0.178i。

13、按照权利要求10所述的方法，其特征在于：通过至少一单自由度的，与偏航轴重合的连接装置（22）将所述自旋部分（12）的动量矢量与消旋部分（14）相联结，以便实现消旋部分（14）相对于动量矢量绕偏航轴的转动。

14、按照权利要求13所述的方法，其特征在于：

所述旋加转矩的步骤中，按照函数i cos nt向消旋部分（14）施加绕偏航轴的转矩，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率。

15、按照权利要求14所述的方法，其特征在于：

所述旋加转矩的步骤中，沿着与倾斜轨道法线倾斜θ角的方向建立所述动量矢量;

按照（i+θ）cos nt向卫星（10）施加绕所述偏航轴的转矩，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，0的最大值为0.178i。

16、按照权利要求10所述的方法，其特征在于：

所述联结步骤中，通过一双自由度的，分别与滚转轴和偏航轴重合的连接装置（22）将自旋部分（12）的动量矢量与消旋部分（14）相联结，以实现消旋部分相对于所述的动量矢量绕滚转轴和偏航轴的转动。

17、按照权利要求16所述的方法，其特征在于：

18、按照权利要求17所述的方法，其特征在于：

所述施加转矩的步骤中，沿着倾斜轨道平面的一条法线建立所述动量矢量;

19、一种修正同步卫星（10）轨道倾角引起的指向误差的方法，同步卫星（10）具有至少一个质量（54，74，94）绕一轴转动以建立沿该轴的一个动量矢量，通过至少一单自由度的，与滚转轴和偏航轴中选定的至少一轴重合的连接装置（56，58，76，96）将所述动量矢量与卫星（10）相联结，以实现卫星（10）相对于所述动量矢量绕所述选定轴的转动，其特征在于具有以下步骤：

沿着不垂直于赤道轨道平面的一轴建立所述动量矢量;以及

用一种与卫星（10）轨道同步的随时间变化的方式并按照轨道倾角i的函数向卫星（10）施加绕所述选定轴的转矩。

20、按照权利要求19所述的方法，其特征在于：

所述联结步骤中，通过至少一个单自由度的，与滚转轴重合的连接装置（58，96）将所述动量矢量与卫星（10）相联结，以便实现卫星（10）相对于所述动量矢量绕滚转轴的转动。

21、按照权利要求20所述的方法，其特征在于：

所述施加转矩的步骤中，按照函数-θsin nt向卫星（10）施加绕滚转轴的转矩，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，θ的最大值为0.178i。

22、按照权利要求19所述的方法，其特征在于：

所述联结步骤中，通过至少一个单自由度的，与滚转轴重合的连接装置（56，72）将所述动量矢量与卫星（10）相联结，以便实现卫星（10）相对于所述动量矢量绕滚转轴的转动。

23、按照权利要求22所述的方法，其特征在于：

24、按照权利要求23所述的方法，其特征在于：

所述施加转矩的步骤中，沿着与倾斜轨道法线倾斜θ角的一条轴线建立所述动量矢量;

按照（i+θ）cos nt向卫星（10）施加绕偏航轴的转矩，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，θ的最大值为0.178i。

25、按照权利要求19所述的方法，其特征在于：

所述联结步骤中，通过至少一个单自由度的，分别与滚转轴和偏航重合的连接装置（56，58）将所述动量矢量与卫星（10）相联结，以便实现卫星（10）相对于所述动量矢量绕滚转轴和偏航轴的转动。

26、按照权利要求25所述的方法，其特征在于：

所述施加转矩的步骤，按照函数θsin nt向卫星（10）施加绕滚转轴的转矩，按照函数i cos nt向卫星（10）施加绕偏航轴的转矩，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，θ的最大值为0.178i。

27、按照权利要求26所述的方法，其特征在于：

按照函数-sin nt向卫星（10）施加绕滚转轴的转矩，按照函数i cos nt向卫星（10）施加绕偏航轴的转矩，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，θ的最大值为0.178i。

28、按照权利要求27所述的方法，其中同步卫星（10）是具有地球敏感器（52）控制回路以确定卫星（10）相对于地球的姿态并响应于地球敏感器（52）的输出来修正所述姿态的那种类型，该方法的特征在于还包括以下步骤：

向地球敏感器（52）控制回路送入一偏置值以便偏置所述施加转矩步骤的效果。

29、一种同步卫星（10）的姿态控制系统，这种卫星（10）通过一质量（12，54，74，94）绕自旋轴的转动建立一动量矢量，以及一个万向架（22，56，58，76，96），用于将动量矢量的同步卫星（10）的至少一部分相联结，从而控制卫星（10）绕滚转轴或偏航轴中至少一选定轴的相对转动，其特征在于：

所述动量矢量是沿着一条不垂直于赤道轨道平面的轴建立的;以及

一控制装置，用于驱动所述万向架从而实现卫星（10）用一种与卫星（10）轨道同步的随时间变化的方式并按照轨道倾角i的函数，绕所述选定轴的受控转动。

30、按照权利要求29所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：所述建立动量矢量的装置是一个可绕一自旋轴转动以形成沿着该自旋轴的一动量矢量的动量轮（54，74，94）。

31、按照权利要求29所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：所述建立动量矢量的装置是卫星（10）的自旋部分（12），它相对于卫星（10）的消旋部分（14）绕一自旋轴转动。

32、按照权利要求29所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：所述联结装置是一单自由度万向架装置（96），其轴线与滚转轴重合，以实现卫星（10）相对于所述动量矢量绕滚转轴的转动。

33、按照权利要求32所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：所述万向架装置是由所述驱动装置按照函数-θsin nt来控制的，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，θ的最大值为0.178i。

34、按照权利要求29所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：所述联结装置是一单自由度万向架装置，其轴线与偏航轴重合以实现卫星（10）相对于所述动量矢量绕偏航轴的转动。

35、按照权利要求34所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：所述万向架装置是由所述驱动装置按照函数icos nt来控制的，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，θ的最大值为0.178i。

36、按照权利要求35所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：所述建立动量矢量的装置是沿着与倾斜的轨道平面的法线倾斜θ角的一条轴线建立所述动量矢量的，而且所述万向架装置是由所述驱动装置按照（i+θ）cos nt来控制的，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，i为轨道倾角。

37、按照权利要求29所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：所述联结装置是一双自由度万向架（56，58）装置，其轴线与卫星（10）的滚转轴和偏航轴重合。

38、按照权利要求37所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：滚转轴由所述驱动装置按照函数-θsin nt来控制，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，θ的最大值为0.178i。

39、按照权利要求38所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：所述建立动量矢量的装置是沿着与倾斜的轨道平面的一条法线来建立所述动量矢量的，而且滚转轴是由所述驱动装置按照-（i+θ）sin nt来控制的，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，θ的最大值为0.178i。

40、按照权利要求37所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：偏航轴是由所述驱动装置按照函数icos nt来控制的，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，i为轨道倾角。

41、按照权利要求40所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：所述建立动量矢量的装置是沿着与倾斜的轨道平面的一条法线来建立所述动量矢量的，而且偏航轴是由所述驱动装置按照i cos nt来控制的，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，i为轨道倾角。

42、按照权利要求37所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：滚转轴是由所述驱动装置按照-θsin nt来控制的，偏航轴是由所述驱动装置按照函数i cos nt来控制的，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，i为轨道倾角，θ具有一个最大值，相当于地球半径对同步轨道高度乘以轨道倾角的比值。

43、一种同步卫星（10）的姿态控制系统，卫星（10）是具有建立一动量矢量的一个自旋部分（12）和一个消施部分（14）的那种类型，并包括在自旋部分（12）和消旋部分（14）之间双自由度联结装置（22），用来实现卫星的自旋部分（12）和消旋部分（14）绕正交的滚转轴和偏航轴的受控转动，所述滚转轴和偏航轴是由所述双自由度联结装置（22）限定的，滚转轴相切于轨道路径，偏航轴在轨道平面内垂直于滚转轴，其特征在于：

一控制装置用于控制所述联结装置，以实现所述自旋部分（12）和消旋部分（14）之间的受控相对转动，所述受控相对转动是与卫星（10）绕地球的轨道同步地随时间变化并按照轨道倾角i的函数进行的。

44、按照权利要求43所述的姿态控制系统，其特征在于：所述动量矢量是沿着不垂直于赤道轨道平面的轴线建立的。

45、按照权利要求44所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：所述控制装置控制所述联结装置（22）以提供绕滚转轴按照函数-θsin nt进行的相对转动以及绕偏航轴按照函数i cos nt进行的相对转动，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，i为轨道倾角，θ具有一个最大值，相当于地球半径对同步轨道高度乘以轨道倾角的比值。

46、按照权利要求44所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：所述控制装置控制所述联结装置（22）以提供绕滚转轴按照-θsin nt进行的相对转动，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，i为轨道倾角，θ最大值为0.178i。

47、按照权利要求44所述的同步卫星（10）的姿态控制系统，其特征在于：所述控制装置控制所述联结装置（22）以提供绕偏航轴按照函数i cos nt进行的相对转动，式中t为时间，在升交点处t＝0，n为轨道角速率，i为轨道倾角。