CN106068440A - 用于敏捷卫星应用的姿态控制 - Google Patents

Abstract

本发明总体上涉及姿态控制，并且尤其便利地涉及卫星和/或航天器的空间平台的姿态控制。具体地，本发明的第一方面涉及具有有限的万向节旋转的多个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)在姿态控制系统(100)的用途。此外，本发明的另一方面涉及用于控制姿态控制系统(100)的控制力矩陀螺组件(4、6、120)的改进逻辑。

Description

用于敏捷卫星应用的姿态控制

技术领域

本发明总体上涉及姿态控制，尤其便利地是对卫星和/或航天器的空间站的姿态的控制。

背景技术

众所周知，控制动量(或力矩)陀螺(或陀螺仪)(在下文中，将被称为“CMG(ControlMomentum Gyroscope))是尤其是在航天器/卫星姿态控制系统中的用于姿态控制的扭矩产生器。通常，该CMG因为其高输出扭矩和快速响应而替代反作用轮。

在该方面，图1通过示例的方式示意性示出可开发用于卫星姿态控制的CMG(总体由1表示)的工作原理。

尤其是，如图1所示，CMG 1包括飞轮或转子(由盘11示意性表示)，该飞轮或转子被容纳在壳体12中且通过飞轮马达(在图1中出于简化视图的目的，未示出)以恒定的角速度旋转，由此该飞轮或转子具有角动量H。

飞轮11与万向节(在图1中出于简化视图的目的，未示出)联接，该万向节可以通过万向节马达(在图1中出于简化视图的目的，未示出)操作从而使得所述飞轮11转动，并且因此该飞轮的角动量矢量H围绕垂直于角动量矢量H的万向节轴线G，因此生成能够被用于使得卫星转动的陀螺(或陀螺效应)扭矩T。生成的扭矩T位于垂直于转子角动量矢量H和万向节轴线G的轴线上，并且围绕万向节轴线G以与转子11通过万向节围绕所述万向节轴线G转动的角速度相同的角速度转动。

由于该类型的致动器的奇特性，因而航天器/卫星姿态控制系统中控制动量陀螺(CMG)的使用已经被限制很多年。事实上，CMG是基于允许无穷数量转动的机械万向节的复杂的机电单元；其接合部在致动开始和停止阶段过程中应当支持较高转速和极度的加速。此外，它们基于滑环系统，该系统增大了成本且降低了整个系统的可靠性。

因为由CMG生成的转矩在垂直于万向节轴线的平面内转动，所以包括多个CMG单元的组件或集群通常需要在平面中或者三维空间中控制期望的扭矩。在该方面，需要注意如下的事实：术语“CMG集群”和“CMG组件”在本申请中将无差别地使用。

CMG集群的构造通常通过所有的CMG单元的方向来限定，尤其是通过万向节轴线的方向来限定。

众所周知，典型的单一万向节CMG组件(即，一个转子具有一个万向节)通常具有特定类型的对称性，这能够分为两个主要类型：独立类型和多重类型。尤其是，独立类型的单一万向节CMG组件不具有平行的万向节方向/轴线，而多重类型的单一万向节CMG组件具有多组平行的万向节方向/轴线。

在该方面，图2示意性示出了多重类型的单一万向节CMG集群(总体上由2表示)，该集群包括6个单一万向节CMG(即，其中，每个CMG都具有单一万向节)。尤其是，在图2中，出于简化视图的目的，只示出了6个单一万向节CMG的转子。具体地，如图2所示，三个转子(分别由21、22和23)表示，并且因此相应的三个CMG具有相互平行的第一万向节方向/轴线(分别，由和表示)，然而其他三个转子(分别由24、25和26)和，因此相应的三个CMG具有相互平行的但是与第一万向节方向/轴线和不平行的第二万向节方向/轴线(分别由和表示)。

此外，转子21、22和23具有在一个相同的平面内转动的角动量矢量(分别由h₂₁，h₂₂和h₂₃表示)，并且转子24、25和26具有角动量矢量(分别由h₂₄，h₂₅和h₂₆表示)，该角动量矢量在与转子21、22和23的角动量矢量h₂₁，h₂₂和h₂₃在其中转动的平面平行的一个相同的平面内转动。

在US2011/011982A1中描述了CMG集群的一个示例，该文件涉及用于航天器姿态控制系统的模块化CMG系统，其中模块化的CMG系统由多个CMG模块形成，其中每个CMG模块都具有与其他的CMG模块的设计相同的模块化的封闭设计，从而多个CMG模块可以以多种阵列构造中的期望的任一种被安装在航天器阵列总线结构中。

此外，US 2003/160132 A1公开了一种动力不平衡补偿系统，动力不平衡补偿系统补偿航天器上的转动组件的动力不平衡从而补偿出现的动力不平衡力矩。尤其是，根据US2003/160132 A1的所述动力不平衡补偿系统包括航天器、安装在航天器上的且围绕转动轴线相对于航天器转动的转动组件，以及安装在转动组件上并且生成垂直于转动轴线的动量矢量分量的一个或多个动量装置。一个或多个动量装置在转动组件的旋转期间生成补偿扭矩，从而补偿转动组件的动力不平衡。

CMG集群的最重要缺陷是存在一些情况，其中：CMG不能沿着特定方向生成扭矩，这些特定方向称为奇异方向。CMG集群当其接近特定的万向节角度几何构造时接近奇异方向。因此，必须选择具有不同的优点和缺点的专用奇异避免逻辑，从而缓解该问题的效果。

在过去，多种CMG控制技术已经被提议和执行以避免奇异情况，诸如：

·预先在地面上执行离线优化，以计算离线万向节轨线，从而满足任务需求，并且同时避免奇异情况；或者

·将误差/干扰引入到被致动的转矩中的奇异避免技术。

在EP 1 908 686 A1中公开CMG阵列中的奇异避免的分层策略的示例，该EP 1 908686 A1涉及用于调整航天器的姿态的控制系统，该控制系统包括：

·被构造为允许零空间移动(null space maneuver)的一组CMG；以及

·动量致动器控制处理器，所述动量致动器控制处理器被连接到该组CMG并且被构造为

-确定强制的零空间移动以避免奇异，以及

-确定可选的零空间移动以增大可用的扭矩。

尤其是，所述强制的零空间移动能够基于特定的万向节角度而被计算，并且能够通过增大逆雅克比控制矩阵被执行。

发明内容

因此，本发明的第一目的是提供姿态控制系统，该控制系统具有比已知姿态控制系统更低的复杂度，并且因此具有更低的成本，并且同时，具有更高的可靠性和稳定性。

此外，本发明的第二目的是提供一种具有改进的奇异避免能力的姿态控制系统。

这些和其他目的在以下方面通过本发明来完成，即本发明涉及在所附权利要求中限定的控制力矩陀螺组件、姿态控制单元和姿态控制系统。

附图说明

为了更好地理解本发明，仅仅是非限定性示例的优选实施例将参考附图而被说明(所有的附图不是按比例的)，其中：

图1示意性示出了控制动量陀螺的工作原理；

图2示意性示出了多重类型的控制动量陀螺集群；

图3示意性示出了根据本发明的第一方面的优选实施例的控制动量陀螺；

图4示意性示出了根据本发明的第二方面的第一优选实施例的控制动量陀螺集群；

图5示出了图4的集群的三个控制动量陀螺的奇异表面；

图6示意性示出了根据本发明的前述第二方面的第二优选实施例的控制动量陀螺集群；

图7至9示出了根据如图4所示的集群的第一优选实施例的控制动量陀螺集群的在三个基准平面中的角动量包络线；

图10示出了根据如图4所示的集群的所述第一优选实施例的控制动量陀螺集群的整体三维角动量包络线；

图11示意性示出了根据本发明的第三方面的优选实施例的执行控制动量陀螺集群控制逻辑的卫星/航天器姿态控制系统；

图12至14示出了根据如图4所示的集群的第二优选实施例的控制动量陀螺集群的在三个基准平面中的角动量包络线；

图15和16示意性示出了由申请人执行的本发明的两个测试的结果。

具体实施方式

展现下文的讨论，使得本领域的技术人员能够实现和使用本发明。对于本领域的技术人员而言，在不脱离所要求的本发明的范围的基础上，对实施例的多种修改是显而易见的。因此，本发明不试图被限定于示出和说明的实施例，而是应当符合在本文公开的和在所附权利要求中限定的原理和特征的最广泛范围一致。

本发明总体上涉及姿态控制，并且尤其便利地涉及卫星和/或航天器的空间平台的姿态的控制。

具体地本发明的第一方面涉及具有有限的万向节旋转的多个CMG在姿态控制系统中的用途，本发明的第二方面涉及用于姿态控制系统的CMG组件的具体构造，并且本发明的第三方面涉及用于控制姿态控制系统的CMG组件的特定逻辑。本发明的上述三个方面的协同组合允许实现新的和创造性的姿态控制系统，该姿态控制系统克服与CMG的使用相关的所有主要问题(如上所述)。

总之，不违背上述的说明，重要的是需要注意本发明的上述的三个方面中的每一个本身允许完成相应的重要技术优势，因此，即使不与其他两个方面组合也能实现新的和创造性的姿态控制系统。具体地，即使在不使用根据第二方面的特定CMG组件构造和根据第三方面的特定CMG组件控制逻辑的情况下，使用根据第一方面的具有有限的万向节旋转的CMG本身允许实现新的和创造性的姿态控制系统。此外，即使在不使用根据第一方面的具有有限的万向节旋转的CMG和根据第三方面的特定CMG组件控制逻辑的情况下，使用根据第二方面的特定CMG组件构造本身允许实现新的和创造性的姿态控制系统。最后，即使在不使用根据第一方面的具有有限的万向节旋转的CMG和根据第二方面的特定CMG组件构造的情况下，使用根据第三方面的特定CMG组件控制逻辑本身允许实现新的和创造性的姿态控制系统。

具体地，至于本发明的第一方面，该方面涉及多个CMG(或CMG单元)在姿态控制系统中的用途，每个CMG都具有相应的被机械约束的万向节，从而能够操作以在其轴线上仅仅执行有限数量的整周旋转(顺时针和逆时针)。

具体地，众所周知和如前所述，在CMG中，飞轮马达被用于使得飞轮(或转子)在其轴线上转动，该飞轮马达通常被设置在万向节上。因此，在固定部件和转动部件之间的CMG电连接必须被提供以向飞轮马达供电(尤其是，向飞轮马达的相位供电)，并且从与转子联接的传感器中获取信号。根据本发明的第一方面，这借助于挠性电缆，尤其是扁平的挠性电缆来实现，该电缆响应于万向节的转动而围绕万向节轴线被卷绕和解绕(即，盘绕和解盘绕)并且保证至/来自CMG的电力和信号连接。由于使用上述的挠性电缆，万向节旋转的最大圈数取决于使用的挠性电缆的长度，该长度因此表示对于由万向节可执行的在其轴线上的顺时针和逆时针的整周旋转的数量的机械约束。事实上，如果该限值被超过，则CMG单元因为电力和信号连接被中断而失效。

为了更好地理解本发明的第一方面，参考示意性示出根据本发明的所述第一方面的优选实施例的CMG(总体上由3表示)的图3做出说明。

具体地，CMG 3包括：

·壳体31，壳体31在其内部容纳通过飞轮马达而在飞轮轴线上旋转的飞轮(所述飞轮、飞轮轴线和飞轮马达在图3中不可见)；以及

·万向节32，所述万向节32

-在壳体31内部延伸并且也突出到壳体31之外，以及

-能够在万向节轴线上顺时针和逆时针转动，并且与飞轮联接，从而使得飞轮围绕所述万向节轴线顺时针和逆时针转动。

此外，如图3所示，挠性电缆，优选地扁平挠性电缆33被联接到万向节32，该万向节位于壳体31外部，从而总体上向CMG 3供电并且具体地向位于壳体31中的飞轮马达供电，并且接收由总体上联接到CMG 3并且具体地被联接到所述飞轮的传感器提供的信号。

具体地，在使用中，万向节转动导致挠性电缆33围绕万向节32被卷绕和解绕(即，盘绕和解盘绕)，由此机械地限制由万向节32可执行的在万向节轴线上的顺时针和逆时针的整周旋转的数量。

本发明的第一方面提供多个优点。具体地，允许避免使用用于传递至/来自CMG的电力和信号的滑环或滚环，其中最终在空间环境中在单元鉴定过程的成本方面和系统的可靠性和耐受性方面具有正面的影响。便利地，提议的解决方案基于挠性电缆，优选地是扁平的挠性电缆，即，电力和信号传输元件，该电力和信号传输元件不使用移动部件并且具有更好的可靠性、稳定性和电磁噪音耐受性。

此外，由于使用具有有限的万向节旋转的CMG，所以万向节传感器设计和管理能够被简化，因为不需要测量无限的万向节角度旋转。这种事实允许使用具有简化的角重度构算法类型的传感器(例如，提供正弦/余弦类型的模拟输出的传感器)，并且因此在成本和系统可靠性方面具有正面的影响。

考虑到涉及本发明的第一方面的上述技术优点，应当容易理解，如之前已经解释的，使用具有有限的万向节旋转的CMG本身允许实现新的和创造性的姿态控制系统(即使在不具有根据本发明的第二方面和第三方面的额外特征的情况下)。在该方面，重要的是强调本发明的第一方面也能够开发有利地用于如下的姿态控制系统中：

·具有CMG集群，该CMG集群具有与根据本发明的第二方面的构造不同的构造；和/或

·执行CMG集群控制逻辑，该控制逻辑与根据本发明的第三方面的控制逻辑不同。

此外，对于本发明的第二方面，该方面涉及在姿态控制系统中使用分为两组的，即第一组和第二组，多个CMG的集群，其中：

·第一组CMG具有：

-万向节轴线，所述万向节轴线相互平行或者沿一个相同的直线定位，和

-转子角动量矢量，所述转子角动量矢量在一个相同的平面中或者在平行的平面中转动；

·第二组CMG具有万向节轴线，该万向节轴线

-相互平行或者沿一个相同的直线定位，以及

-不平行于第一组的CMG的万向节轴线；

·第二组CMG具有在一个相同的平面中或者在平行的平面中转动的转子角动量矢量；以及

·第一组CMG的转子角动量矢量转动所在的平面与第二组CMG的转子角动量矢量转动所在的平面相交。

便利地，第一组和第二组的CMG的万向节轴线位于一个相同的平面上。

优选地，CMG集群包括三个或更多个的CMG，例如，CMG集群能够便利地包括四个CMG。

便利地，第一组和第二组的CMG具有根据本发明的第一方面的有限的万向节旋转。

为了更好地理解本发明的第二方面，图4示意性示出了根据本发明的前述第二实施例的第一优选实施例的用于姿态控制系统的第一CMG集群(整体由4表示)的第一构造。

具体地，CMG集群4包括4个CMG 41、42、43和44(出于简化视图的目的，图4只示出了4个CMG 41、42、43和44的转子)，4个CMG 41、42、43和44被分为两对，即第一对和第二对，其中，每对CMG具有平行的万向节轴线(由此导致，CMG集群4是多重类型的CMG集群)。

具体地，如图4所示，CMG 41和42具有：

·平行的万向节轴线和以及

·在一个相同的平面中转动的转子角动量矢量H1和H2。

此外，CMG 43和44具有：

·平行的万向节轴线和平行的万向节轴线和不平行于CMG 41和42的万向节轴线和并且位于与CMG 41和42的万向节轴线和的平面相同的平面上(所述平面是万向节轴线和公用的平面，并且在图4中由如图所示的三位卡迪尔参考坐标系XYZ的平面XY所表示)；以及

·在一个相同的平面中转动的转子角动量矢量H3和H4，并且该平面与CMG 41和42的转子角动量矢量H1和H2转动所在的平面相交。

此外，CMG 41和42的转子角动量矢量H1和H2转动所在的平面与轴线Y形成角度γ₁，并且CMG 43和44的转子角动量矢量H3和H4转动所在的平面与轴线X形成角度γ₂。

由CMG集群4提供的总角动量可以通过简化的三角表达式表示为每个CMG41、42、43和44的万向节角度θ_i(t)的函数：

$\begin{array}{c}{H}_{CMG}^4\left(t\right)=H_{41}\left(t\right)+H_{42}\left(t\right)+H_{43}\left(t\right)+H_{44}\left(t\right)=\\ =R\left({\mathrm{\γ}}_1\right)\·H_0(\left[\begin{array}{c}0\\ \cos \left({\mathrm{\θ}}_1\right(t\left)\right)\\ \sin \left({\mathrm{\θ}}_1\right(t\left)\right)\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}0\\ \cos \left({\mathrm{\θ}}_2\right(t\left)\right)\\ \sin \left({\mathrm{\θ}}_2\right(t\left)\right)\end{array}\right])+\\ +R\left({\mathrm{\γ}}_2\right)\·H_0(\left[\begin{array}{c}\cos \left({\mathrm{\θ}}_3\right(t\left)\right)\\ 0\\ \sin \left({\mathrm{\θ}}_3\right(t\left)\right)\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}\cos \left({\mathrm{\θ}}_4\right(t\left)\right)\\ 0\\ \sin \left({\mathrm{\θ}}_4\right(t\left)\right)\end{array}\right])\end{array}---\left(1\right)$

其中，H₀表示单一CMG单元的角动量(在本示例中，所述角动量H₀被假设为对于所有的CMG 41、42、43和44是相同的，但是应当清楚每个CMG单元的角动量也可能与其他CMG单元的角动量不同，并且R(γ₁)和R(γ₂)表示考虑到转子角动量矢量H1和H2以及H3和H4分别转动所在的两个相交平面之间的倾斜角度的转动矩阵。

因此，总角动量矢量的微分是：

${\mathrm{dH}}_{CMG}^4=H_0({\stackrel{\‾}{f}}_1{\mathrm{d\θ}}_1+{\stackrel{\‾}{f}}_2{\mathrm{d\θ}}_2+\stackrel{\‾}{f_3}{\mathrm{d\θ}}_3+{\stackrel{\‾}{f}}_4{\mathrm{d\θ}}_4)=Ad\stackrel{\‾}{\mathrm{\θ}}---\left(2\right)$

其中，A是如下定义的雅克比矩阵

${\mathrm{dH}}_{CMG}^4\left(t\right)=H_0\left[\begin{array}{cccc}0& 0& -sin\left({\mathrm{\θ}}_3\right(t))& -sin\left({\mathrm{\θ}}_4\right(t))\\ -sin\left({\mathrm{\θ}}_1\right(t))& -sin\left({\mathrm{\θ}}_2\right(t))& 0& 0\\ cos\left({\mathrm{\θ}}_1\right(t))& cos\left({\mathrm{\θ}}_2\right(t))& cos\left({\mathrm{\θ}}_3\right(t))& cos\left({\mathrm{\θ}}_4\right(t))\end{array}\right]d\stackrel{\‾}{\mathrm{\θ}}---\left(3\right)$

在使用中，CMG集群控制逻辑必须反演前述的等式(3)，从而找到导致CMG集群4提供需要的角动量改变的万向节角度改变指令。

从数学角度考虑，等式(3)的反演在雅克比矩阵A的行列式是零的情况下是不可能的，事实上，在等式(3)不可反演的情况下，因此不能获得解。当发生该条件时，存在CMG系统4不能提供需要的扭矩的方向，该情况下即“奇异情况”。

在只使用三个CMG的情况下，本发明利用提议构造的奇异的拓扑结构。该CMG构造在角动量可用性方面具有独特特征：其具有角动量椭圆包络线，在该包络线中不会发生奇异情况。该角动量的包络线中的无奇异区域能够近似为半径1H、1H、的椭圆。在该方面，图5示出了使用三个CMG的奇异表面，即，雅克比矩阵不可反演的角动量表面。从图5中明显地看出，不具有任何奇异表面的内部区域。

考虑到如图4所述的CMG集群4的构造采用四个CMG，多至四个的CMG单元的三元组(即，三个CMG单元的组合)可以被识别。对于每个三元组，雅克比矩阵可以被计算。在下表1中，对于γ₁＝γ₂＝0(即当CMG 41和42的转子角动量矢量H1和H2的转动平面与CMG 43和44的转子角动量矢量H3和H4的转动平面垂直时)的情况，报告了所有的CMG三元组的雅克比矩阵(分别由CONF1，CONF2，CONF3和CONF4表示)。

表1

在角动量请求保持在所选择的三元组的无奇异区域中的情况下，在不存在任何奇异问题的情况下，通过使用简单的3x3矩阵反演，万向节指令能够直接基于在前述表1中报告的且对应于所选择的三元组的等式被计算。

从万向节角度和动量矢量之间的关系开始，能够发现：内部角动量区域能够被万向节角度的有限偏移覆盖。该特征保证内部无奇异区域中的角动量能够利用万向节角度的有限改变而被探测到，因此该特征最优地匹配根据本发明的第一方面的具有有限的万向节旋转的CMG的使用。

对于CMG的转子角动量矢量在垂直平面中转动的CMG集群构造的使用(即，CMG集群构造的使用，其中，γ₁＝γ₂＝0)，图6示意性示出了第二CMG集群(整体由6表示)的第二构造，该第二构造体现了根据本发明的第二方面的第二优选实施例的所述特征。

具体地，CMG集群6包括四个CMG 61、62、63和64，四个CMG 61、62、63和64被分为两对，即第一对和第二对，其中，每对CMG都具有垂直于另一CMG对的万向节轴线的相应万向节轴线。

具体地，如图6所示，CMG 61和62具有

·一个相同的万向节轴线(由如图6所示的三维笛卡尔参考坐标系xyz的轴线z表示)，或者等价地，沿一个相同的直线(即，沿着轴线z)定位的万向节轴线；以及

·在平行的平面中转动的转子角动量矢量(具体地，在与由如图6所示的三维笛卡尔参考坐标系的平面xy平行的平面中)。

此外，CMG 63和64具有

·一个相同的万向节轴线(由如图6所示的三维笛卡尔参考坐标系的轴线y表示)，或者等价地，沿一个相同的直线定位的万向节轴线(即，沿着轴线y)；以及

·在平行的平面中转动的转子角动量矢量(具体地，在与由如图6所示的三维笛卡尔参考坐标系的平面xz平行的平面中)。

因此，两个CMG对61-62和63-64的万向节轴线是垂直的，并且CMG 61和62的转子角动量矢量转动所在的平面与CMG63和64的转子角动量矢量转动所在的平面相交和垂直。

如前所述，根据本发明的第二方面的CMG集群构造允许在任何时候发现，并且因此使用CMG单元的三元组，从而使得角动量请求被保持在相应的无奇异区域中，由此使得万向节指令计算极快并且计算量较小(事实上，需要简单的3x3矩阵反演)，并且同时，避免任何奇异问题。

考虑到涉及本发明的第二方面的上述技术优点，应当容易理解，如之前已经解释的，根据本发明的第二方面的CMG组件构造本身允许实现新的和创造性的姿态控制系统(即使在不具有根据本发明的第一方面和第三方面的额外特征的情况下)。在该方面，重要的是强调根据本发明的第二方面的CMG组件构造也能够有利地用于如下的姿态控制系统中：

包括具有不受限的万向节旋转的CMG；和/或

执行CMG组件控制逻辑，该控制逻辑与根据本发明的第三方面的控制逻辑不同。

最后，至于本发明的第三方面，该方面涉及用于控制姿态控制系统的CMG集群的逻辑，该CMG集群包括三个或更多个的CMG单元。

具体地，根据本发明的第三方面的CMG集群控制逻辑能够合并两个CMG构造的特性，即，整体CMG集群的构造和集群的CMG之中的任何一个CMG三元组(即，三个CMG单元的任何组合)的构造。以此方式，CMG集群控制逻辑具有供其使用的整体CMG集群构造的总角动量和CMG三元组构造的简单操纵定律，由此避免使用集中计算算法。

具体地，根据本发明的第三方面的CMG集群控制逻辑被设计为控制四个或更多个CMG的集群，并且是适当的实时逻辑，该逻辑涉及同时只使用三个CMG而其他的CMG单元保持静止。基于角动量请求做出主动的三元组选择。

便利地，根据本发明的第三方面的CMG集群控制逻辑被设计为控制四个或更多个CMG的集群。在该情况下，算法涉及同时只使用三个CMG而第四个CMG保持静止。该算法在四个可用的三元组中选择“使用中”的CMG单元，从而向航天器/卫星提供必要的角动量。

更便利地，根据本发明的第三方面的CMG集群控制逻辑被设计为控制具有根据本发明的第二方面的构造的CMG集群(具有至少4个CMG)。在该情况下，如前所述，每个三元组具有在不遇到任何奇异问题的情况下被探测到的内部无奇异区域，同时静止的CMG提供沿着固定方向被布置的角动量偏量。该无奇异区域是半径为1H、1H、的椭圆。

定义用于每个三元组的动量椭圆的一般定律如下：

$\frac{{\left(H_x\right(t)-H_x^i)}^2}{a^2}+\frac{{\left(H_y\right(t)-H_y^i)}^2}{b^2}+\frac{{\left(H_z\right(t)-H_z^i)}^2}{c^2}\≤1$

其中，如前所述对于CMG三元组CONF1和CONF2而言， 并且然而如前所述对于CMG三元组CONF3和CONF4而言，并且

四个椭圆的组成(对应于四个三元组，CONF1，CONF2，CONF3和CONF4)，限定CMG集群的角动量包络线，该四个椭圆恰好被相应停止的CMG偏移。在该方面，图7至9分别在基准平面ZX、ZY和YX中示出了所述CMG集群的角动量包络线，然而图10示出了CMG集群的整体三维角动量包络线。换言之，图7-10示出了在情况γ₁＝γ₂＝0下的CMG集群4的角动量包络线的不同视图(即，当CMG 41和42的角动量矢量H1和H2的转动平面垂直于CMG 43和44的角动量矢量H3和H4的转动平面时)。

因为每个三元组都允许在具体方向上探测到角动量包络线，因而基于请求的姿态轨线，通过集群管理功能做出主动三元组的选择。

为了更好地理解本发明的第三方面，图11示出了卫星/航天器姿态控制系统(整体由100表示)的功能方框图，该姿态控制系统执行根据本发明的前述第三方面的优选实施例的CMG集群控制逻辑。

具体地，如图11所示的卫星/航天器姿态控制系统100被设计为被搭载安装在卫星或航天器上(出于简化视图的原因，在图11中未示出)，从而控制其姿态(并且便利地，在需要重新取向卫星/航天器推进器方向时也控制其轨道)，并且该卫星/航天器姿态控制系统100包括；

卫星/航天器姿态控制单元110，卫星/航天器姿态控制单元110被配置为(尤其是，具体地借助于具体的软件代码被编程)控制卫星/航天器的姿态(并且，便利地也控制其轨道)；

CMG集群120，CMG集群120被联接到卫星/航天器姿态控制单元110并且包括三个或更多个的CMG单元，便利地包括四个CMG，更便利地具有根据本发明的第二方面的集群构造的四个CMG，例如，如图4或6所示的集群构造；优选地，所述CMG集群120包括具有根据本发明的第一方面的具有有限的万向节旋转的CMG；以及

卫星/航天器姿态传感器140(诸如星体跟踪定位器和陀螺仪)，卫星/航天器姿态传感器140：

-被构造为执行姿态相关的测量，该测量指示卫星/航天器的当前姿态，并且

-也联接到卫星/航天器姿态控制单元110以向卫星/航天器姿态控制单元110提供指示所执行的姿态相关测量的数据和/或信号。

此外，由附图标记130表示的且命名为“卫星/航天器动力”的虚线框也在图11中被示出以概念性地表示由CMG集群120的操作造成的卫星/航天器的动力行为(在卫星/航天器的动力学领域中广泛已知的方式，因此对于卫星/航天器动力学专家而言是众所周知的)，由此卫星/航天器姿态传感器140基于卫星/航天器的所述动力行为而执行姿态相关的测量。

具体地，卫星/航天器姿态控制单元110包括：

·机载基准信号发生器111，其被构造为生成基准姿态轨线；

·卫星/航天器姿态控制器112，其被联接到机载基准信号发生器111以从其上接收表示基准姿态轨线的数据和/或信号，该卫星/航天器姿态控制器112也被联接到卫星/航天器姿态传感器140以从其上接收指示姿态相关测量的数据和/或信号，并且该卫星/航天器姿态控制器112被构造为：

-在基准姿态轨线和由姿态相关测量所指示的卫星/航天器的当前姿态之间执行比较，

-基于执行的比较计算姿态和速率(或速度)误差，以及

-将姿态和速率误差转换为指示请求的扭矩和角动量的扭矩和角动量指令；

·CMG三元组转换模块113，其被联接到机载基准信号发生器111以从其上接收表示基准姿态轨线的数据和/或信号，并且被构造为基于基准姿态轨线确定，即选择被使用的CMG三元组；以及

·CMG三元组转向模块114，其

-被联接到卫星/航天器姿态控制器112以从其上接收扭矩和角动量指令，

-也被联接到CMG三元组转换模块113以从其上接收指示选定的CMG三元组的数据和/或信号，

-也被联接到CMG集群120以从其上接收指示CMG的万向节的当前角位置和速度的遥测数据和/或信号，

-被构造为：基于扭矩和角动量指令和由遥测数据和/或信号指示的CMG的万向节的当前角位置和速度，计算指示被选定的CMG三元组的万向节使用的具体角位置和速度的CMG指令，以及

-也被构造为向CMG集群120提供CMG指令，从而使得选定的CMG三元组的万向节使用前述的具体角位置和速度，并且因此提供请求的扭矩和角动量。

更具体地，在零角动量过渡过程中，通过CMG三元组转换模块113自动地执行CMG三元组转换；选定的被使用的CMG三元组是在请求的角动量改变的方向上最大化与椭圆的边界相距的距离的一个三元组(即，与奇异区域相距的距离)。在使用中，一旦接收到用于新的移动的指令，则CMG三元组转换模块113选择最符合任务需求的CMG三元组，然后在每个(通用的)离散时刻k，通过CMG三元组转向模块114将请求的被选定的CMG三元组的总角动量计算作为需要的(由卫星/航天器姿态控制器112计算的)角动量和被停止的(或者静止的)CMG的角动量之间的差值。在数学术语中，其表示为：

H^k _TRIPLET＝H^k _REQUESTED-H^k _PIVOT

其中，H^k _TRIPLET表示在时刻k请求的被选定的CMG三元组的总角动量，H^k _REQUESTED表示由卫星/航天器姿态控制器112计算的并且在时刻k被请求用于(整个)CMG集群120的总角总量，并且H^k _PIVOT表示在时刻k被停止的CMG的角动量。

因此，在每个(通用的)离散时刻k，CMG三元组转向模块114通过反演如前所述的等式(2)，计算期望的万向节角速度(或速率)，其中，雅克比矩阵A是方形的并且可反演的的。具体地，在数学术语方面，其

表示为：

其中，表示在时刻k请求用于选定的CMG三元组的万向节角速度，表示在时刻k被停止的CMG的零万向节角速度，Δt表示在时刻k和k-1之间的时间差，并且表示与选定的CMG三元组相关的方形的可反演的雅克比矩阵(参考前述的表1，基于在CONF1，CONF2，CONF3和CONF4中选定的CMG三元组，A_TRIPLET能够是A_CONF1，A_CONF2，A_CONF3或A_CONF4)。

在这些条件下，将万向节速率映射成角动量的函数是微分同胚映射，因为该函数是可微的并且具有可微的倒数。

重要的是需要注意，便利地万向节的初始角度构造能够被便利地选择为使得CMG集群120的总角动量是零；因为存在满足该条件的多个万向节角度值，因而便利地能够选择使得与最近的奇异构造相距的距离最大化的万向节角度构造。具体地，便利地能够做出选择以保证存储在任何三元组中的角动量与动量椭圆(或包络线)的奇异区域足够远，从而正确地控制环境干扰和控制器误差。

此外，参考如图4所示的CMG集群4，CMG集群角动量包络线形状与如下的平面之间的倾斜角度严格地相关：

·CMG 41和42的角动量矢量H1和H2在其中转动的平面；以及

·CMG 43和44的角动量矢量H3和H4在其中转动的平面。

事实上，改变所述倾斜角度能够改变角动量空间中的无奇异椭圆的布置。因此，该特征允许具有额外的灵活性：该系统能够被构造为沿着优选地的轴线或方向实现最大的角动量可用性。在该方面中，在CMG 41和42的角动量矢量H1和H2的转动平面与CMG 43和44的角动量矢量H3和H4的转动平面倾斜相差45°的情况下，图12至14分别示出了在基准平面ZX、ZY和YX中的CMG集群4的角动量包络线。

申请人执行了本发明的多个测试。在该方面，图15示意性示出了由申请人执行的第一测试情况的结果，其中，主要在俯仰轴线(pitch axis)上执行移动，并且角动量改变请求完全位于由控制器选择的CMG三元组CONF1的角动量包络线内部以执行移动。此外，图16示意性示出了由申请人执行的第二测试情况的结果，其中，执行立体像对移动，并且角动量改变请求从正俯仰轴线到负俯仰轴线发生改变并且反之亦然。在第二测试情况下，选择涉及到在旋转期间使用两个不同的CMG三元组，在零角动量过渡过程中，通过软件实现的控制逻辑独立地执行CMG三元组转换。选定的被使用的CMG三元组是在请求的角动量改变的方向上最大化与椭圆的边界相距的距离的一个三元组。

根据本发明的第三方面的CMG组件控制逻辑具有几个优点。具体地，已经如前所述，确保利用万向节角度的有限改变能够探测到内部无奇异区域中的角动量；此类型的引导允许或最优地匹配根据本发明的第一方面的具有有限的万向节旋转的CMG的使用。

此外，所述CMG组件控制逻辑采用简单转向定律，由此避免使用密集的计算算法；因此允许搭载在飞机/航天器上实时地执行软件。

另外，根据本发明的第三方面的CMG组件控制逻辑还确保在CMG出现故障的情况下执行实时简化算法的全部卫星/航天器姿态可控性。

考虑到与根据本发明的第三方面的CMG组件控制逻辑相关的上述技术优势，可能容易地理解到，已经如前所述，所述方面本身允许实现新的和创造性的姿态控制系统(即使在不具有根据本发明的第一方面和第二方面的额外特征的情况下)。在该方面，重要的是强调根据本发明的第三方面的CMG组件控制逻辑也能够有利地用于如下的姿态控制系统中：

·包括具有无限的万向节旋转的CMG；和/或

·具有CMG集群，该CMG集群具有与根据本发明的第二方面的构造不同的构造。

具体地，如前所述的CMG三元组转换算法能够有利地也适用于与根据本发明的第二方面的CMG构造不同的CMG构造，并且与CMG单元的数量无关(只要CMG单元是多于三个的)。

本发明能够有利地用于卫星应用，该卫星应用因此得力于增大的航天器姿态敏捷度，从而执行以下功能：

在一个相同的通道中，诸如在聚束模式、条带模式、区域模式和轨迹跟随中，在受限的区域中的多目标获取；

高分辨率摄像，诸如在一个相同的通道中的立体像对移动；

快速对日定向获取；

用于轨道矫正移动和用于避免碰撞的快速重新定向；以及

用于数据存储和转发应用的快速报告。

上述的获取场景适用于

·装备有主动/被动雷达传感器的地球观测卫星；

·装备有光学传感器(全色、超光谱、多光谱、红外)的地球观测卫星；

·科学任务；以及

·通信卫星。

此外，潜在的用途与卫星科学任务相关，其需要仪器被快速地指向多个空间部分。

此外，本发明潜在地也能够有利地用于机器人领域，例如，CMG“剪刀式”联接能够用于机械臂的直接驱动。在此种构造中，快速机器人移动不施加可能激励结构震动的低频干扰。

从前文的描述中，本发明的技术优点将立即显而易见。具体地，在不损害本发明的单个方面的技术优点的情况下，重要是强调本发明的前述三个方面的协同组合允许实现新的和创造性的姿态控制系统，总之，该姿态控制系统克服与CMG的使用相关的所有主要问题，具体地，具有如下的优点：

·比已知姿态控制系统更低的复杂度，并且因此具有更低的成本，并且同时，具有更高的可靠性和稳定性；以及

·改进的奇异回避能力

至于本发明和根据US 2011/011982 A1的CMG集群、根据US 2003/160132 A1的动力不平衡补偿系统、以及EP 1 908 686 A1的在CMG的阵列中用于奇异回避的分层策略根据之间的不同，值得注意的是US 2011/011982 A1、US 2003/160132 A1和EP 1 908 686 A1都没有公开根据本发明的第三方面的CMG组件控制逻辑。具体地，重要的是强调如下的事实：即使US 2011/011982 A1公开了能够独立地控制CMG阵列中的单个CMG的控制结构，US2011/011982 A1仍然没有教示也没有暗示以下方面：

·在包括四个或更多个的CMG的CMG集群中选择被同时操作的三个CMG，同时将未选定的CMG保持静止；并且

·只有三个选定的CMG被操作(具体地，同时被操作)同时将未选定的CMG保持静止的事实。

更一般地，US 2011/011982 A1没有教示也没有暗示根据本发明的第三方面的CMG组件控制逻辑的如下步骤的协同组合：

·基于基准平台姿态轨线，选择被同时操作的三个CMG，同时将未选定的CMG保持静止；

·基于基准平台姿态轨线和当前平台姿态而计算由CMG组件提供的总角动量；

·基于由CMG组件提供的总角动量和未选定的CMG的角动量，计算由三个选定的CMG提供的三元组相关角动量；以及

·同时操作选定的三个CMG从而使得这三个CMG提供计算的所述三元组相关角动量，同时将未选定的CMG保持静止。

此外，值得注意的是，根据EP 1 908 686 A1的在CMG的阵列中用于奇异回避的分层策略探测到零空间移动以避免奇异，因此与根据本发明的第三方面的CMG组件控制逻辑完全不同，本发明相反地没有使用任何零空间移动。

最后，重要的是需要注意US 2011/011982 A1、US 2003/160132 A1和EP 1 908686 A1都没有公开使用根据本发明的第一方面的具有有限的万向节旋转的CMG。在该方面，值得注意的是US 2003/160132 A1的图6示出CMG不能整周转动，由此甚至不能执行一圈整周旋转。更一般地，重要的是强调如下的事实：US 2011/011982 A1、US 2003/160132 A1和EP 1 908 686 A1没有教示也没有暗示使用挠性电缆，该挠性电缆机械地限定由CMG的万向节执行的顺时针和逆时针的整周旋转的圈数。

总之，显而易见的是可以对本发明做出多种修改和改变，这些修改和改变都落在本发明的如在所附的权利要求中限定的范围中。

Claims (12)

1.一种控制力矩陀螺组件(4、6、120)，所述控制力矩陀螺组件包括多个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)，并且其特征在于，每个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)都具有相应的万向节(32)，所述万向节被机械地约束，从而能够在相应的万向节轴线上操作，以执行数量有限的整周旋转。

2.根据权利要求1所述的控制力矩陀螺组件，其中每个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)都被装备有相应的传感器，并且被联接到相应的挠性电缆(33)，以经由所述挠性电缆接收电力供给并且经由所述挠性电缆提供来自相应传感器的信号；并且其中每个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)被联接到相应的挠性电缆(33)，从而相应的万向节(32)的转动导致所述相应的挠性电缆(33)围绕所述相应的万向节(32)被卷绕和被解绕，由此机械地限定万向节能够执行的顺时针和逆时针的整周旋转的数量。

3.根据权利要求2所述的控制力矩陀螺组件，其中，每个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)都包括：

·相应的壳体(31)；以及

·飞轮，所述飞轮被容纳在所述相应的壳体(31)内部，并且能够被相应的飞轮马达操作以在相应的飞轮轴线上旋转，所述相应的飞轮马达和所述相应的传感器被设置在所述相应的壳体(31)内部；

并且其中，每个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)的相应万向节(32)在外部被联接到相应的壳体(31)，并且被联接到相应的挠性电缆(33)，以经由所述挠性电缆接收用于相应的飞轮马达的电力供给并且经由所述挠性电缆提供来自相应传感器的信号。

4.一种姿态控制单元(110)，所述姿态控制单元被设计为：

·安装在平台上以控制所述平台的姿态，以及

·联接到控制力矩陀螺组件(4、6、120)，所述控制力矩陀螺组件(4、6、120)被搭载安装在所述平台上并且包括四个或更多个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)；

所述姿态控制单元(110)被构造为：

·基于平台的基准姿态轨线，选择被同时操作的三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)，同时将未选定的控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)保持静止；

·基于平台的基准姿态轨线和当前姿态，计算由控制力矩陀螺组件(4、6、120)提供的总角动量；

·基于由控制力矩陀螺组件(4、6、120)提供的总角动量和未选定的控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)的角动量，计算由选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)提供的三元组相关角动量；以及

·同时操作选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)，从而使得所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)提供计算的所述三元组相关角动量，同时将未选定的控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)保持静止。

5.根据权利要求4所述的姿态控制单元(110)，所述姿态控制单元被构造为：

·基于计算的三元组相关角动量和选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)的万向节(32)的当前角位置和速度，计算被选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)的万向节(32)使用的新的角位置和速度，从而选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)提供计算的所述三元组相关角动量；以及

·同时操作选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)的万向节(32)，从而促使所述万向节(32)使用计算的所述新的角位置和速度，由此促使选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)提供计算的所述三元组相关角动量。

6.一种姿态控制系统(100)，所述姿态控制系统被设计为被安装在平台上以控制所述平台的姿态，所述姿态控制系统包括如下的项目中的至少一个：

·根据权利要求1至3中的任一项所述的控制力矩陀螺组件(4、6、120)；

·根据权利要求4或5所述的姿态控制单元(110)。

7.根据权利要求6所述的姿态控制系统(100)，包括根据权利要求1至3中的任一项所述的控制力矩陀螺组件(4、6、120)和根据权利要求4或5所述的姿态控制单元(110)；其中所述控制力矩陀螺组件(4、6、120)包括四个或更多个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)；并且其中所述姿态控制单元(110)被联接到所述控制力矩陀螺组件(4、6、120)以控制所述控制力矩陀螺组件的操作。

8.根据权利要求6或7所述的姿态控制系统(100)，其中，控制力矩陀螺包括第一控制力矩陀螺(41、42；61、62)和第二控制力矩陀螺(43、44；63、64)；并且其中：

·第一控制力矩陀螺(41、42；61、62)具有平行的或沿一个相同的直线定位的万向节轴线；

·第一控制力矩陀螺(41、42；61、62)具有能够在一个相同的平面中或者平行的平面中转动的角动量矢量；

·第二控制力矩陀螺(43、44；63、64)具有如下的万向节轴线：

-所述万向节轴线是平行的或沿一个相同的直线定位，并且

-所述万向节轴线与第一控制力矩陀螺(41、42；61、62)的万向节轴线不平行；

·第二控制力矩陀螺(43、44；63、64)具有能够在一个相同的平面中或者平行的平面中转动的角动量矢量；

·第一控制力矩陀螺(41、42；61、62)的角动量矢量能够在其中转动的平面与第二控制力矩陀螺(43、44；63、64)的角动量矢量能够在其中转动的平面相交。

9.根据权利要求8所述的姿态控制系统，其中：

·第一控制力矩陀螺(41、42)的万向节轴线是平行的；

·第一控制力矩陀螺(41、42)的角动量矢量能够在一个相同的平面中转动；

·第二控制力矩陀螺(43、44)的万向节轴线是平行的并且位于与第一控制力矩陀螺(41、42)的万向节轴线的平面相同的平面上；

·第二控制力矩陀螺(43、44)的角动量矢量能够在与第一控制力矩陀螺(41、42)的角动量矢量能够在其中转动的平面相交的一个相同的平面中转动；以及

·相对于第二控制力矩陀螺(43、44)的角动量矢量能够在其中转动的平面，第一控制力矩陀螺(41、42)的角动量矢量能够在其中转动的平面是垂直的或倾斜的。

10.根据权利要求8所述的姿态控制系统，其中：

·第一控制力矩陀螺(61、62)的万向节轴线沿一个相同的直线定位；

·第一控制力矩陀螺(61、62)的角动量矢量能够在平行平面中转动；

·第二控制力矩陀螺(63、64)的万向节轴线沿与第一控制力矩陀螺(61、62)的万向节轴线定位所沿的直线垂直的一个相同的直线定位；以及

·第二控制力矩陀螺(63、64)的角动量矢量能够在与第一控制力矩陀螺(61、62)的角动量矢量能够在其中转动的平面垂直的平行平面中转动。

11.一种空间平台，所述空间平台装备有根据权利要求6至10中的任一项所述的姿态控制系统(100)。

12.根据权利要求11所述的空间平台，其中，所述空间平台是卫星或航天器。