CN113710579A - 用于确定配备有陀螺致动器的卫星的姿态的装置和方法以及携带此类装置的卫星 - Google Patents
用于确定配备有陀螺致动器的卫星的姿态的装置和方法以及携带此类装置的卫星 Download PDFInfo
- Publication number
- CN113710579A CN113710579A CN202080030263.0A CN202080030263A CN113710579A CN 113710579 A CN113710579 A CN 113710579A CN 202080030263 A CN202080030263 A CN 202080030263A CN 113710579 A CN113710579 A CN 113710579A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- attitude
- satellite
- sensor
- measurement
- gimbal
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 26
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 137
- 238000004088 simulation Methods 0.000 claims description 14
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 10
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 6
- 238000004590 computer program Methods 0.000 claims description 5
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000009471 action Effects 0.000 description 12
- 230000006870 function Effects 0.000 description 11
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 10
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 description 5
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 4
- 206010034719 Personality change Diseases 0.000 description 3
- 235000019892 Stellar Nutrition 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 230000005355 Hall effect Effects 0.000 description 1
- 230000002950 deficient Effects 0.000 description 1
- 238000001914 filtration Methods 0.000 description 1
- 230000004313 glare Effects 0.000 description 1
- 238000009877 rendering Methods 0.000 description 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 239000013589 supplement Substances 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
- B64G1/369—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using gyroscopes as attitude sensors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
- B64G1/1021—Earth observation satellites
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/244—Spacecraft control systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
- B64G1/286—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using control momentum gyroscopes (CMGs)
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
- B64G1/361—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using star sensors
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/24—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 specially adapted for cosmonautical navigation
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
- B64G1/1021—Earth observation satellites
- B64G1/1028—Earth observation satellites using optical means for mapping, surveying or detection, e.g. of intelligence
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明涉及一种用于确定卫星(10)的姿态的装置(30)，所述卫星包括姿态控制系统，所述姿态控制系统包括陀螺致动器(20)，所述陀螺致动器包括飞轮(21)，所述飞轮被安装成能够绕旋转轴旋转并由万向节(22)承载，所述万向节被铰接成绕旋转轴旋转。所述装置(30)包括：姿态传感器(31)，所述姿态传感器能够测量所述卫星的所述姿态；位置传感器(32)，所述位置传感器能够测量所述万向节(22)绕其旋转轴的角位置；速度传感器(33)，所述速度传感器能够测量所述飞轮(21)的旋转速度；计算构件(34)，所述计算构件被配置成通过使用以下来确定所述卫星(10)的所述姿态：对所述万向节(22)的所述角位置的所述测量、对所述飞轮(21)的所述旋转速度的所述测量以及对所述卫星(10)的所述姿态的所述测量。
Description
技术领域
本发明属于人造卫星领域，其姿态由包括一个或多个惯性致动器的构件控制。更具体地，本发明涉及一种用于确定携带陀螺致动器类型的惯性致动器的卫星的姿态的方法和装置以及携带此类装置的卫星。
背景技术
为了确定卫星的姿态，已知在卫星中嵌入星体跟踪器。这种星体跟踪器是一种光学传感器，其观察空间区域，并根据星体在其视场中的位置来确定所述卫星的姿态。然而，当仅基于星体跟踪器的测量时，对于以足够的精确度来确定卫星的姿态，由星体跟踪器进行的测量有时太嘈杂或不可用(眩光等)。
还已知通过在卫星中嵌入速率陀螺仪来确定人造卫星的姿态变化。速率陀螺仪是测量卫星的旋转速度的动力学传感器，旋转速度使得可以确定卫星的姿态变化。实际上，在卫星中具有四个或更多个速率陀螺仪的情况并不少见，从而用于确定所述卫星的姿态变化。
目前用于确定姿态的装置通常配备有速率陀螺仪和星体跟踪器两者。此类装置使得能够以良好的精确度确定卫星的姿态，因为由速率陀螺仪提供的测量允许滤波掉来自星体跟踪器的测量噪声。然而，此类装置很昂贵，具体地是由于存在大量速率陀螺仪。
美国专利第6,263,264号公开了一种没有速率陀螺仪的卫星，所述卫星使用所述卫星的反作用轮的旋转的测量来提高姿态确定的精确度。然而，这种方案仅适用于反作用轮，并且不适用于惯性致动器为陀螺致动器的情况。
发明内容
本发明的目的是通过提出一种解决方案来弥补现有技术提出的装置的缺点，具体地上文所描述的装置，所述解决方案允许配备有陀螺致动器的卫星具有用于确定姿态的装置，而无需任何速率陀螺仪，同时减少来自星体跟踪器的测量噪声对姿态确定的影响。
根据第一方面，本发明涉及一种用于确定卫星的姿态的装置，所述卫星具备姿态控制系统，所述姿态控制系统包括至少一个陀螺致动器，所述至少一个陀螺致动器包括被安装成能够绕旋转轴旋转的飞轮，所述飞轮由被铰接成绕旋转轴旋转的万向节承载，所述装置包括能够测量所述卫星的所述姿态的姿态传感器。所述装置进一步包括：
-位置传感器，所述位置传感器能够测量所述万向节绕其旋转轴的角位置，
-速度传感器，所述速度传感器能够测量所述飞轮的旋转速度，
-计算构件，所述计算构件被配置成通过使用以下来确定所述卫星的所述姿态：由所述位置传感器执行的对所述万向节的角位置的测量、由所述速度传感器执行的对所述飞轮的旋转速度的测量以及由所述姿态传感器执行的对所述卫星的所述姿态的测量。
由于角动量守恒原理，卫星的旋转速度、陀螺致动器的飞轮的旋转速度以及所述陀螺致动器的万向节的角位置是相互关联的。因此，通过考虑飞轮的旋转速度和万向节的角位置，可以在确定姿态时提高准确度，并且可以任选地避免需要使用一个或多个速率陀螺仪。
在一些具体实施例中，用于确定姿态的装置可以进一步单独地或以任何技术上可能的组合包括以下特征中的一个或多个特征。
在一些具体实施例中，所述姿态传感器包括一个或多个星体跟踪器。
在一些具体实施例中，所述计算构件包括速率陀螺仪仿真模块，所述速率陀螺仪仿真模块被配置成通过使用以下来确定被称为角增量的量：由所述位置传感器执行的对所述万向节的角位置的测量和由所述速度传感器执行的对所述飞轮的旋转速度的测量，所述角增量代表由所述至少一个陀螺致动器引起的所述卫星的姿态变化，所述卫星的所述姿态是通过使用角增量和由所述姿态传感器执行的对所述卫星的所述姿态的测量来确定的。
在一些具体实施例中，所述计算构件包括估计滤波器，例如，卡尔曼滤波器(Kalman filter)，所述估计滤波器接收角增量和对所述卫星的所述姿态的测量作为输入，并输出对所述卫星的所述姿态的估计。
在一些具体实施例中，所述卫星是在包括机动阶段和图像捕获阶段的不同姿态控制阶段之间交替的观测卫星，所述计算构件被配置成应用加权系数以对姿态确定期间一方面来自所述姿态传感器的测量以及另一方面来自所述位置传感器和所述速度传感器的测量的相应贡献进行加权，所述加权系数取决于正在进行的所述姿态控制阶段并被确定以便：
-在机动阶段期间：相对于来自所述位置传感器和所述速度传感器的测量的贡献，增加来自所述姿态传感器的测量的贡献，
-在图像捕获阶段期间：相对于来自所述姿态传感器的测量的贡献，增加来自所述位置传感器和所述速度传感器的测量的贡献。
在一些具体实施例中，所述至少一个陀螺致动器的所述万向节被铰接成绕两个不同的轴旋转，并且所述位置传感器能够测量所述万向节绕所述两个旋转轴的相应角位置，所述计算构件被配置成通过使用由所述位置传感器执行的对所述万向节绕所述两个旋转轴的相应角位置的测量来确定所述卫星的所述姿态。
在一些具体实施例中，所述姿态控制系统包括若干陀螺致动器，每个陀螺致动器包括万向节、飞轮、位置传感器和速度传感器，所述计算构件被配置成通过使用以下来确定所述卫星的所述姿态：由所述位置传感器执行的对所述万向节的角位置的测量、由所述速度传感器执行的对所述飞轮的旋转速度的测量以及由所述姿态传感器执行的对所述卫星的所述姿态的测量。
根据第二方面，本发明涉及一种卫星，所述卫星包括姿态控制系统，所述姿态控制系统包括至少一个陀螺致动器，所述至少一个陀螺致动器包括被安装成能够绕旋转轴旋转的飞轮，所述飞轮由被铰接成绕旋转轴旋转的万向节承载。所述卫星包括根据本发明的实施例中的任一个实施例所述的用于确定姿态的装置。
在一些具体实施例中，所述卫星没有任何速率陀螺仪。
根据第三方面，本发明涉及一种用于确定卫星的姿态的方法，所述卫星具备姿态控制系统，所述姿态控制系统包括至少一个陀螺致动器，所述至少一个陀螺致动器包括被安装成绕旋转轴旋转的飞轮，所述飞轮由被铰接成绕旋转轴旋转的万向节承载，所述卫星进一步包括能够测量所述卫星的所述姿态的姿态传感器。所述至少一个陀螺致动器先前具备位置传感器和速度传感器，所述位置传感器能够测量所述万向节绕其旋转轴的角位置，所述速度传感器能够测量所述飞轮绕其旋转轴的旋转速度，所述方法包括以下步骤：
-通过所述位置传感器测量所述万向节绕其旋转轴的角位置，
-通过所述速度传感器测量所述飞轮绕其旋转轴的旋转速度，
-通过所述姿态传感器测量所述卫星的所述姿态，
-通过使用以下来确定所述卫星的所述姿态：由所述位置传感器执行的对所述万向节的角位置的测量、由所述速度传感器执行的对所述飞轮的旋转速度的测量以及由所述姿态传感器执行的对所述卫星的所述姿态的测量。
在一些具体实施例中，用于确定姿态的方法可以进一步单独地或以任何技术上可能的组合包括以下特征中的一个或多个特征。
在一些具体实施例中，所述用于确定所述姿态的方法包括通过使用以下来确定被称为角增量的量的步骤：由所述位置传感器执行的对所述万向节的角位置的测量和由所述速度传感器执行的对所述飞轮的旋转速度的测量，所述角增量代表由所述至少一个陀螺致动器引起的所述卫星的姿态变化，所述卫星的所述姿态是通过使用角增量和由所述姿态传感器执行的对所述卫星的所述姿态的测量来确定的。
在一些具体实施例中，所述卫星的所述姿态是通过卡尔曼滤波器确定的。
在一些具体实施例中，所述卫星是在包括机动阶段和图像捕获阶段的不同姿态控制阶段之间交替的观测卫星，所述用于确定姿态的方法包括使用加权系数以对姿态确定期间一方面来自所述姿态传感器的测量以及另一方面来自所述位置传感器和所述速度传感器的测量的相应贡献进行加权，所述加权系数取决于正在进行的所述姿态控制阶段并被确定以便：
-在机动阶段期间：相对于来自所述位置传感器和所述速度传感器的测量的贡献，增加来自所述姿态传感器的测量的贡献，
-在图像捕获阶段期间：相对于来自所述姿态传感器的测量的贡献，增加来自所述位置传感器和所述速度传感器的测量的贡献。
在一些具体实施例中，所述至少一个陀螺致动器的所述万向节被铰接成绕两个不同的轴旋转，并且所述位置传感器能够测量所述万向节绕所述两个旋转轴的相应角位置，所述卫星的所述姿态是通过使用由所述位置传感器执行的对所述万向节绕所述两个旋转轴的相应角位置的测量来确定的。
在一些具体实施例中，所述姿态控制系统包括若干陀螺致动器，每个陀螺致动器包括万向节、飞轮、位置传感器和速度传感器，所述卫星的所述姿态是通过使用以下来确定的：由所述位置传感器执行的对所述万向节的角位置的测量、由所述速度传感器执行的对所述飞轮的旋转速度的测量以及由所述姿态传感器执行的对所述卫星的所述姿态的测量。
根据第四方面，本发明涉及一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括一组程序代码指令，所述一组程序代码指令在由处理器执行时将所述处理器配置成实施根据本发明的实施例中的任一个实施例所述的用于确定姿态的方法。
附图说明
通过阅读以下作为非限制性实例给出并参考表示以下的附图进行的描述，将更好地理解本发明：
-[图1]图1：根据本发明的配备有用于确定姿态的装置的卫星的示意性图示，
-[图2]图2：展示了根据本发明的用于确定姿态的方法的主要步骤的图，
-[图3]图3：图1的用于确定姿态的装置的处理电路的优选实施例的示意性图示，
-[图4]图4：展示了由图3的处理电路实施的姿态确定的步骤的优选模式的图，
-[图5]图5：展示了用于确定姿态的方法的性能的曲线。
在这些图中，从一个图到另一个图的相同附图标记指定相同或类似的元件。为清楚起见，除非另有说明，否则所示元件不按比例绘制。
具体实施方式
图1是具体地包括姿态控制系统的卫星10的高度示意性图示。
姿态控制系统包括能够修改卫星10的姿态的致动器，包含至少一个陀螺致动器20，在文献中也被称为“控制力矩陀螺仪”或CMG。
在图1所展示的示例性实施例中，姿态控制系统包括三个陀螺致动器20。然而，在附图未展示的其它实施例中，不排除具有不同数量的陀螺致动器。
每个陀螺致动器20包括被安装成可绕旋转轴旋转的飞轮21。另外，所述飞轮21由万向节22承载，所述万向节被铰接以绕旋转轴旋转，例如，与飞轮21的旋转轴正交。通常，飞轮21以基本上恒定的旋转速度旋转，从而排除了控制误差。为了改变卫星10的姿态，飞轮21的旋转轴通过使万向节22绕其旋转轴旋转而倾斜。飞轮21和万向节22绕其相应的旋转轴的旋转是例如通过电动机控制的。
为了通过陀螺致动器20控制卫星10在三个轴上的姿态，一般需要使用三个陀螺致动器20。然而，根据其它实例，不排除考虑较少数量的陀螺致动器(例如，如果不必沿三个轴控制卫星10的姿态的话)或者较多数量的陀螺致动器20(例如，出于冗余目的)。
还应注意，本发明适用于包括双轴万向节22的陀螺致动器20，这意味着万向节22被铰接成绕两个不同的旋转轴(不平行)旋转。在描述的其余部分中，考虑了其中每个万向节22被铰接成绕单个旋转轴旋转的情况。
姿态控制系统还包括用于确定卫星10的姿态的装置30。
用于确定姿态的装置30包括能够测量卫星10的姿态的姿态传感器31。优选地，姿态传感器31优选地是光学传感器，并且例如包括一个或多个星体跟踪器。
如图1所展示的，对于每个陀螺致动器20，用于确定姿态的装置30还包括：
-位置传感器32，所述位置传感器能够测量万向节22绕其旋转轴的角位置，
-速度传感器33，所述速度传感器能够测量飞轮21绕其旋转轴的旋转速度。
例如，位置传感器32和/或速度传感器33是本领域技术人员已知的霍尔效应传感器(Hall effect sensor)和/或光学编码器。然而，本发明适用于其它类型的位置传感器32和/或速度传感器33，并且特定类型的选择仅构成本发明的一种可能的替代性实施方案。
用于确定姿态的装置30还包括处理电路34。处理电路34连接到位置传感器32、速度传感器33和姿态传感器31。
处理电路34包括例如一个或多个处理器和存储构件(磁硬盘、电子存储器、光盘等)，其中计算机程序产品是以一组要执行的程序代码指令的形式存储，以便执行确定卫星10的姿态所需的操作中的全部或部分操作。
另外或可替代地，处理电路34包括一个或多个可编程逻辑电路(FPGA、PLD等)、和/或一个或多个专用集成电路(ASIC等)和/或一组离散电子组件等，适用于执行用于确定卫星10的姿态所需的操作中的全部或部分操作。
换句话说，处理电路34对应于由软件(特定计算机程序产品)和/或硬件(FPGA、PLD、ASIC、离散电子组件、无线电电路等)配置以执行用于确定卫星10的姿态所需的操作中的全部或部分操作的构件。
图2示意性地表示在其中姿态控制系统包括若干陀螺致动器20的情况下用于确定卫星10的姿态的方法50的主要步骤。如图2所展示的，由用于确定姿态的装置30实施的用于确定姿态的方法50的主要步骤如下：
-51通过万向节22的相应位置传感器32测量所述万向节22绕其相应旋转轴的相应角位置，
-52通过飞轮21的相应速度传感器33测量所述飞轮21绕其相应旋转轴的相应旋转速度，
-53通过姿态传感器31测量卫星10的姿态，
-54由处理电路34通过使用以下来确定卫星10的姿态：对万向节22的角位置的测量、对飞轮21的旋转速度的测量以及对卫星10的姿态的测量。
因此，卫星10的姿态不仅被确定为由姿态传感器31供应的姿态测量的函数，而且被确定为由位置传感器32供应的对万向节22的角位置的测量的函数，并且作为由速度传感器33供应的对飞轮21的旋转速度的测量的函数。
事实上，由于角动量守恒原理，卫星10的旋转速度变化与陀螺致动器20的万向节22的角位置变化和飞轮21的旋转速度变化有关。因此可以理解，与仅使用来自姿态传感器31的测量相比，对万向节22的角位置的测量和对飞轮21的旋转速度的测量可以用于在确定卫星10的姿态时提高精确度。实际上，由于由姿态传感器31供应的姿态测量是嘈杂的，因此添加由位置传感器32和速度传感器33执行的测量使得可以从来自姿态传感器31的测量中滤波掉噪声。
另外，对万向节22的角位置的测量和对飞轮21的旋转速度的测量的结合可以是使用由速率陀螺仪提供的测量的替代方案，使得可以使卫星10没有速率陀螺仪。
还应当注意，如果陀螺致动器20是卫星10的姿态变化的主要来源，则使用对万向节22的角位置和飞轮21的旋转速度的测量是有效的。这将是以下情况，例如，当卫星10的姿态仅由陀螺致动器20控制时，并且当外部扭矩在特性时间帧内可忽略不计或精确已知(例如由于其缓慢变化的事实)时，在所述特性时间帧期间，希望重建姿态变化。
图3示意性地表示处理电路34的优选实施例。
在图3所展示的实例中，处理电路34包括速率陀螺仪仿真模块340。
速率陀螺仪仿真模块340通过使用以下来确定被称为角增量的量(向量)：由位置传感器32执行的对万向节22的角位置的测量和由速度传感器33执行的对飞轮21的旋转速度的测量，所述角增量代表由陀螺致动器20的作用引起的所述卫星10的姿态变化。
所述处理电路34还包括估计滤波器341，所述估计滤波器通过使用以下来确定卫星10的姿态：具体地由速率陀螺仪仿真模块340确定的由陀螺致动器20的作用引起的角增量以及由姿态传感器31执行的对卫星10的姿态的测量。
如果外部扭矩不可忽略，为了确定卫星10的姿态，处理电路34还可以考虑另一个角增量，所述角增量代表由外部扭矩作用在所述卫星10上引起的卫星10的姿态变化。这种由外部扭矩作用在卫星10上引起的角增量的估计可以使用本领域技术人员已知的任何方法，并且不在本发明的范围内。例如，由外部扭矩作用在卫星10上引起的角增量也可以由速率陀螺仪仿真模块340计算，然后计算总角增量，所述总角增量对应于一方面由陀螺致动器20的作用引起的角增量和另一方面由外部扭矩作用在卫星10上引起的角增量之和。根据另一个实例，速率陀螺仪仿真模块340仅计算由陀螺致动器20的作用引起的角增量，并且例如估计滤波器341可以计算由外部扭矩的作用引起的角增量。
当外部扭矩可忽略不计和/或当速率陀螺仪仿真模块340计算总角增量时，图3所展示的实施例的优点在于均可以使用同一估计滤波器341：
-在没有速率陀螺仪的卫星中，通过使用位置传感器32和速度传感器33，并向估计滤波器341供应由速率陀螺仪仿真模块340供应的角增量作为输入，
-在包括一个或多个速率陀螺仪的卫星中，通过向估计滤波器341供应由速率陀螺仪供应的角增量作为输入。
因此，没有必要为没有速率陀螺仪的卫星和具有一个或多个速率陀螺仪的卫星开发不同的估计滤波器。在这两种情况下可以使用同一估计滤波器341，并且在卫星10没有任何速率陀螺仪的情况下提供速率陀螺仪仿真模块340就足够了。此类速率陀螺仪仿真模块340也可以设置在携带一个或多个速率陀螺仪的卫星中，以克服所述速率陀螺仪的可能故障。
通常，估计滤波器341可以是任何类型的动态估计滤波器，和/或任何类型的具有恒定增益、线性或非线性的静态滤波器。在优选实施例中，估计滤波器341是例如卡尔曼滤波器。通常，可以实施任何类型的卡尔曼滤波器，并且选择特定类型的卡尔曼滤波器仅构成本发明的替代性实施方案。在非限制性实例中，估计滤波器341可以是非平稳非线性卡尔曼滤波器，也被称为扩展卡尔曼滤波器(EKF)。
图4示意性地表示在其中处理电路34包括如图3所展示的速率陀螺仪仿真模块340的情况下确定卫星10的姿态的步骤54的主要步骤。如图4所展示的，确定姿态的步骤54包括以下步骤：
-540通过使用以下来确定角增量：具体地由位置传感器32执行的对万向节22的角位置的测量和由速度传感器33执行的对飞轮21的旋转速度的测量，所述角增量代表由陀螺致动器20的作用引起的所述卫星10的姿态变化，
-541由估计滤波器341通过以下估计卫星10的姿态：具体地通过使用由陀螺致动器20引起的角增量(可能包含在总角增量中)和由姿态传感器31执行的对卫星10的姿态的测量。
现在描述由速率陀螺仪仿真模块340计算由陀螺致动器20在卫星10的级别上引起的角增量的非限制性实例。
在描述的其余部分中，卫星10被认为包括Nact陀螺致动器20，并且表示为：
-ωk(tn)：时间tn时秩为k(1≤k≤Nact)的陀螺致动器20的飞轮21的所测量旋转速度(例如，以弧度/秒表示)，
-σk(tn)：时间tn时秩为k(1≤k≤Nact)的陀螺致动器20的万向节22的所测量角位置(例如，以弧度/秒表示)，
-Δtaocs＝tn-tn-1：考虑用于姿态确定和姿态控制的采样周期。
使用此类符号，由陀螺致动器20在两个时间tn-1与tn之间的作用引起的角增量，由Φ ACT[tn-1，tn]表示，然后例如根据以下表达式确定：
[数学公式1]
在表达式中：
[数学公式2]
[数学公式3]
[数学公式4]
[数学公式5]
[数学公式6]
[数学公式7]
实际上，这因此相当于将对飞轮21的旋转速度的测量与对万向节22的角位置的测量相组合，以重建由陀螺致动器20引起的投影在卫星坐标系中的当前角动量。然后在两个测量时间之间对当前角动量进行积分，然后乘以卫星10的惯性矩阵的倒数以获得陀螺致动器20所寻求的角增量。
如上所述，通过速率陀螺仪仿真模块340，当其确定角增量与速率陀螺仪将输出的角增量(如果外部扭矩可忽略，则为由陀螺致动器20的作用引起的角增量，或在相反情况下为总角增量)类似时，可以使用旨在与一个或多个速率陀螺仪一起操作的估计滤波器341。因此，在从速率陀螺仪仿真模块340输出时，可以使用现有技术中实施的任何估计滤波器基于由速率陀螺仪提供的测量和由姿态传感器31提供的测量来确定卫星10的姿态。
下文是在其中可以在处理电路34中实施的估计滤波器341是例如非平稳非线性卡尔曼滤波器的卡尔曼滤波器的情况下，估计滤波器341的非限制性实例的简要描述。
以本身已知的方式，卡尔曼滤波器实施迭代执行的若干步骤。在每次迭代时，卡尔曼滤波器主要包括本领域技术人员熟知的两个不同的阶段，即，预测阶段和更新阶段，其目的是估计所述卡尔曼滤波器的状态。在当前情况下，卡尔曼滤波器的状态至少包含卫星10的姿态，例如以四元数的形式表示。卡尔曼滤波器的状态还可以包含其它要估计的量，例如，总角动量、外部扭矩等。
通常，在卡尔曼滤波器中，预测阶段使用来自前一时间的所估计状态来产生当前时间的状态预测。在更新步骤中，当前时间的测量用于校正预测状态，以获得对当前时间状态的更准确估计。
以本身己知的方式，在每次迭代时，卡尔曼滤波器具体实施以下步骤：
-预测卡尔曼滤波器的状态，换句话说，至少预测卫星10的姿态，具体地作为在前一时间估计的状态的函数，
-计算过程噪声协方差矩阵，
-计算预测状态的误差协方差矩阵，具体地作为在前一时间估计的状态的误差协方差矩阵和过程噪声协方差矩阵的函数，
-计算新息(innovation)，具体地作为预测状态和当前时间的测量的函数，
-计算卡尔曼增益，具体地作为预测状态的误差协方差矩阵和姿态测量误差协方差矩阵的函数，
-更新卡尔曼滤波器的状态，并因此更新卫星10的姿态，具体地作为预测状态、新息和卡尔曼增益的函数，
-更新状态的误差协方差矩阵，具体地作为预测状态的误差协方差矩阵和卡尔曼增益的函数。
例如，根据爱德华兹算法(Edwards algorithm)，预测卡尔曼滤波器的状态(具体地含有姿态，例如，以四元数的形式表示)的步骤可以基于由速率陀螺仪仿真模块340供应的总角增量来计算预测状态。
如果速率陀螺仪仿真模块340仅供应由陀螺致动器20的作用引起的角增量，并且如果外部扭矩不可忽略，则预测状态的步骤优选地实施迭代算法，所述迭代算法在每次迭代时更新由外部扭矩作用在卫星10上引起的角增量。迭代预测算法例如以以下形式来预测姿态四元数：
-在时间tn时，四元数Qiter被初始化为在前一时间
估计的四元数，
-四元数是通过使用爱德华兹算法对总角增量(陀螺致动器的作用和外部扭矩的作用)进行积分计算得出的：
[数学公式8]
在表达式中，Φ是总角增量并且对应于Φ＝Φ ACT+Φ H，其中Φ H是由外部扭矩的作用引起的角增量并且取决于前一次迭代的四元数Qiter(表示卫星坐标系中的总角动量)，并且Φ ACT对应于由陀螺致动器20引起的角增量，如上所解释的，
-当两个连续四元数Qiter之间的差值足够小时，迭代算法停止。
新息计算对应于例如当前时间的预测状态(四元数)与由姿态传感器31提供的测量之间的差值。换句话说，具体地使用来自位置传感器32和速度传感器33的测量确定的总角增量在新息计算期间不作为测量被注入。另一方面，总角度增量用于计算预测状态(四元数)，如上所述。
接下来，四元数(卡尔曼滤波器的状态)被更新为预测四元数、新息和卡尔曼增益的函数。
图5示意性地展示了用于确定姿态的方法50的性能的曲线。更具体地，图5表示在所确定的姿态中所产生的误差随时间的演变：
-当仅基于姿态传感器31的测量确定姿态时(虚线，在图5中标记为“STR”)，
-根据本发明，当基于姿态传感器31的测量并且基于陀螺致动器的位置传感器32和速度传感器33的测量确定姿态时(实线，在图5中标记为“STR+CMG”)。
应当注意，图5中纵坐标上的单位不是以绝对方式，而是以相对方式给出。然而，两条曲线之间的比例是相同的，一方面是STR，并且另一方面是(STR+CMG)。可以看出，通过考虑位置传感器32和速度传感器33的测量，姿态确定性能提高了至多4倍(平均提高了2倍)。最重要的是，噪声水平低得多，鉴于对指向稳定性的要求通常很高(特别是对于图像捕获应用，以获得“清晰”渲染)，这是显著的优势。
在确定姿态的步骤54的优选实施例中，有利的是，在姿态确定期间，一方面将不同的相应加权系数应用于由姿态传感器31提供的测量的贡献并且另一方面，将其应用于由陀螺致动器20的位置传感器32和速度传感器33提供的测量的贡献。
此类布置是特别有利的，具体地在观测卫星在机动阶段与图像捕获阶段之间交替的情况下。应该注意的是，可以提供其它阶段的姿态控制。具体地，可以以已知的方式在每个机动阶段与每个图像捕获阶段之间提供镇定阶段。
在机动阶段期间，这是一个高度动态的阶段，涉及从第一设定点姿态到第二设定点姿态的转换，由位置传感器32和速度传感器33提供的测量不如由姿态传感器31提供的测量精确。因此可以理解，在机动阶段期间，优先考虑由姿态传感器31提供的测量是有利的。
相比之下，在图像捕获阶段期间，姿态必须稳定在设定点姿态附近。因此，动态性要低得多，并且姿态确定的性能可能受到来自姿态传感器31的测量噪声的限制。因此，在图像捕获阶段期间，考虑由位置传感器32和速度传感器33提供的测量以便滤波掉来自姿态传感器31的测量噪声可能是有利的。
在例如如上文所描述的卡尔曼滤波器的情况下，来自姿态传感器31的测量用于计算新息，然后在更新预测状态的步骤期间将其乘以卡尔曼增益，所述预测状态是使用总角增量计算的(换句话说，具体地使用来自陀螺致动器20的位置传感器32和速度传感器33的测量)。因此，可以根据姿态控制阶段确定卡尔曼增益，使得在机动阶段期间的卡尔曼增益比在图像捕获阶段期间的卡尔曼增益更大。以此方式，相比图像捕获阶段期间，在机动阶段期间更大程度地考虑来自姿态传感器31的测量。
更通常地，应当注意，上文所考虑的实施例和实施方案已经被描述为非限制性实例，并且因此可以想到其它变体。
具体地，主要通过考虑包括速率陀螺仪仿真模块340的处理电路34来描述本发明。然而，应当注意，本发明还适用于没有速率陀螺仪仿真模块340的情况。例如，可以将来自陀螺致动器20的位置传感器32和速度传感器33的测量直接提供给估计滤波器341作为输入。在适当的情况下，由速率陀螺仪仿真模块340执行的计算可以例如被积分到所述估计滤波器341中。
此外，本发明已经主要通过考虑被铰接成绕单个旋转轴旋转的万向节22来描述。然而，本发明还特别适用于两轴万向节22的情况。在适当的情况下，每个位置传感器32能够测量所述万向节22绕所述两个旋转轴的相应角位置，卫星10的姿态是通过使用由位置传感器32执行的对每个万向节22绕其两个旋转轴的相应角位置的测量来确定的。
以上说明清楚地说明了本发明通过其各种特征达到了既定的目的。
具体地，可以理解，由于使用对万向节的角位置的测量和对飞轮的旋转速度的测量来确定卫星10的姿态，在某些情况下，卫星10没有速率陀螺仪是可能的。
然而，本发明也适用于配备有速率陀螺仪的卫星，可以使用来自位置传感器32和速度传感器33的测量来补充来自速率陀螺仪的测量，和/或在陀螺仪有缺陷时替代来自速率陀螺仪的所述测量。
本发明适用于要确定其姿态的任何卫星。另外，针对卫星10确定的姿态可以用于控制卫星10的姿态。例如，姿态控制系统可以基于所确定的姿态与所述卫星10的设定点姿态之间的差异来控制陀螺致动器20，以将所述卫星10的姿态朝向设定点姿态会聚。针对卫星10确定的姿态还可以用于对由此卫星10获取的数据进行事后处理。例如，在用于观测地球或任何其它天体的卫星10的情况下，可以将所确定的姿态与由卫星10捕获的图像一起传输到地面站，以便补偿在捕获这些图像期间由卫星的姿态变化引入的所述图像中的几何变形。
Claims (15)
1.一种用于确定卫星(10)的姿态的装置(30)，所述卫星具备姿态控制系统，所述姿态控制系统包括至少一个陀螺致动器(20)，所述至少一个陀螺致动器包括被安装成能够绕旋转轴旋转的飞轮(21)，所述飞轮由被铰接成绕旋转轴旋转的万向节(22)承载，所述装置(30)包括能够测量所述卫星的所述姿态的姿态传感器(31)，其特征在于，所述装置(30)包括：
-位置传感器(32)，所述位置传感器能够测量所述万向节(22)绕其旋转轴的角位置，
-速度传感器(33)，所述速度传感器能够测量所述飞轮(21)的旋转速度，
-计算构件(34)，所述计算构件被配置成通过使用以下测量来确定所述卫星(10)的所述姿态：由所述位置传感器(32)执行的对所述万向节(22)的所述角位置的所述测量、由所述速度传感器(33)执行的对所述飞轮(21)的所述旋转速度的所述测量以及由所述姿态传感器(31)执行的对所述卫星(10)的所述姿态的所述测量。
2.根据权利要求1所述的装置(30)，其特征在于，所述姿态传感器(31)包括一个或多个星体跟踪器。
3.根据权利要求1到2中任一项所述的装置(30)，其特征在于，所述计算构件(34)包括速率陀螺仪仿真模块(340)，所述速率陀螺仪仿真模块被配置成通过使用以下测量来确定被称为角增量的量：由所述位置传感器(32)执行的对所述万向节(22)的所述角位置的所述测量和由所述速度传感器(33)执行的对所述飞轮(21)的所述旋转速度的所述测量，所述角增量代表由所述至少一个陀螺致动器(20)引起的所述卫星(10)的姿态变化，所述卫星(10)的所述姿态是通过使用所述角增量和由所述姿态传感器(31)执行的对所述卫星(10)的所述姿态的所述测量来确定的。
4.根据权利要求3所述的装置(30)，其特征在于，所述计算构件(34)包括估计滤波器，所述估计滤波器接收所述角增量和对所述卫星(10)的所述姿态的所述测量作为输入，并输出对所述卫星(10)的所述姿态的估计。
5.根据权利要求1到4中任一项所述的装置(30)，其特征在于，所述卫星(10)是在包括机动阶段和图像捕获阶段的不同姿态控制阶段之间交替的观测卫星，所述计算构件(34)被配置成应用加权系数以对姿态确定期间一方面来自所述姿态传感器(31)的测量以及另一方面来自所述位置传感器(32)和所述速度传感器(33)的测量的相应贡献进行加权，所述加权系数取决于正在进行的所述姿态控制阶段并被确定以便：
-在机动阶段期间：相对于来自所述位置传感器(32)和所述速度传感器(33)的测量的贡献，增加来自所述姿态传感器(31)的测量的贡献，
-在图像捕获阶段期间：相对于来自所述姿态传感器(31)的测量的贡献，增加来自所述位置传感器(32)和所述速度传感器(33)的测量的贡献。
6.根据权利要求1到5中任一项所述的装置(30)，其特征在于，所述至少一个陀螺致动器的所述万向节(22)被铰接成绕两个不同的轴旋转，并且所述位置传感器(32)能够测量所述万向节(22)绕所述两个旋转轴的相应角位置，所述计算构件(34)被配置成通过使用由所述位置传感器(32)执行的对所述万向节(22)绕所述两个旋转轴的所述相应角位置的测量来确定所述卫星(10)的所述姿态。
7.根据权利要求1到6中任一项所述的装置(30)，其特征在于，所述姿态控制系统包括若干陀螺致动器(20)，每个陀螺致动器包括万向节(22)、飞轮(21)、位置传感器(32)和速度传感器(33)，所述计算构件(34)被配置成通过使用以下测量来确定所述卫星(10)的所述姿态：由所述位置传感器(32)执行的对所述万向节(22)的所述角位置的测量、由所述速度传感器(33)执行的对所述飞轮(21)的所述旋转速度的测量以及由所述姿态传感器(31)执行的对所述卫星(10)的所述姿态的测量。
8.一种卫星(10)，其包括姿态控制系统，所述姿态控制系统包括至少一个陀螺致动器(20)，所述至少一个陀螺致动器包括被安装成能够绕旋转轴旋转的飞轮(21)，所述飞轮由被铰接成绕旋转轴旋转的万向节(22)承载，其特征在于，所述卫星包括根据权利要求1到7中任一项所述的用于确定姿态的装置(30)。
9.根据权利要求8所述的卫星(10)，其特征在于，所述卫星没有任何速率陀螺仪。
10.一种用于确定卫星(10)的姿态的方法(50)，所述卫星具备姿态控制系统，所述姿态控制系统包括至少一个陀螺致动器(20)，所述至少一个陀螺致动器包括被安装成能够绕旋转轴旋转的飞轮(21)，所述飞轮由被铰接成绕旋转轴旋转的万向节(22)承载，所述卫星(10)进一步包括能够测量所述卫星的所述姿态的姿态传感器(31)，其特征在于，所述至少一个陀螺致动器(20)先前具备位置传感器(32)和速度传感器(33)，所述位置传感器能够测量所述万向节(22)绕其旋转轴的角位置，所述速度传感器能够测量所述飞轮(21)绕其旋转轴的旋转速度，所述方法包括以下步骤：
-(51)通过所述位置传感器(32)测量所述万向节(22)绕其旋转轴的所述角位置，
-(52)通过所述速度传感器(33)测量所述飞轮(21)绕其旋转轴的所述旋转速度，
-(53)通过所述姿态传感器(31)测量所述卫星(10)的所述姿态，
-(54)通过使用以下测量来确定所述卫星的姿态：由所述位置传感器(32)
执行的对所述万向节(22)的所述角位置的测量、由所述速度传感器(33)执行的对所述飞轮(21)的所述旋转速度的测量以及由所述姿态传感器(31)执行的对所述卫星(10)的所述姿态的测量。
11.根据权利要求10所述的方法(50)，其包括通过使用以下测量来确定被称为角增量的量的步骤：由所述位置传感器(32)执行的对所述万向节(22)的所述角位置的测量和由所述速度传感器(33)执行的对所述飞轮(21)的所述旋转速度的测量，所述角增量代表由所述至少一个陀螺致动器(20)引起的所述卫星(10)的姿态变化，所述卫星(10)的姿态是通过使用所述角增量和由所述姿态传感器(31)执行的对所述卫星(10)的所述姿态的所述测量来确定的。
12.根据权利要求10到11中任一项所述的方法(50)，其特征在于，所述卫星(10)是在包括机动阶段和图像捕获阶段的不同姿态控制阶段之间交替的观测卫星，所述方法(50)包括使用加权系数对姿态确定期间一方面来自所述姿态传感器(31)的测量以及另一方面来自所述位置传感器(32)和所述速度传感器(33)的测量的相应贡献进行加权，所述加权系数取决于正在进行的所述姿态控制阶段并被确定以便：
-在机动阶段期间：相对于来自所述位置传感器(32)和所述速度传感器(33)的所述测量的所述贡献，增加来自所述姿态传感器(31)的所述测量的所述贡献，
-在图像捕获阶段期间：相对于来自所述姿态传感器(31)的测量的贡献，增加来自所述位置传感器(32)和所述速度传感器(33)的测量的贡献。
13.根据权利要求10到12中任一项所述的方法(50)，其特征在于，所述至少一个陀螺致动器的所述万向节(22)被铰接成绕两个不同的轴旋转，并且所述位置传感器(32)能够测量所述万向节(22)绕所述两个旋转轴的相应角位置，所述卫星(10)的姿态是通过使用由所述位置传感器(32)执行的对所述万向节(22)绕所述两个旋转轴的所述相应角位置的测量来确定的。
14.根据权利要求10到13中任一项所述的方法(50)，其特征在于，所述姿态控制系统包括若干陀螺致动器(20)，每个陀螺致动器包括万向节(22)、飞轮(21)、位置传感器(32)和速度传感器(33)，所述卫星(10)的姿态是通过使用以下测量来确定的：由所述位置传感器(32)执行的对所述万向节(22)的所述角位置的测量、由所述速度传感器(33)执行的对所述飞轮(21)的所述旋转速度的测量以及由所述姿态传感器(31)执行的对所述卫星(10)的所述姿态的测量。
15.一种计算机程序产品，其特征在于，所述计算机程序产品包括一组程序代码指令，所述一组程序代码指令在由处理器执行时将所述处理器配置成实施根据权利要求10到14中任一项所述的方法。
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1903104 | 2019-03-25 | ||
| FR1903104A FR3094479B1 (fr) | 2019-03-25 | 2019-03-25 | Dispositif et procédé de détermination d’attitude d’un satellite équipé d’actionneurs gyroscopiques, et satellite embarquant un tel dispositif |
| PCT/FR2020/050574 WO2020193916A1 (fr) | 2019-03-25 | 2020-03-17 | Dispositif et procédé de détermination d'attitude d'un satellite équipé d'actionneurs gyroscopiques, et satellite embarquant un tel dispositif |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN113710579A true CN113710579A (zh) | 2021-11-26 |
Family
ID=67185450
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202080030263.0A Pending CN113710579A (zh) | 2019-03-25 | 2020-03-17 | 用于确定配备有陀螺致动器的卫星的姿态的装置和方法以及携带此类装置的卫星 |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US11498704B2 (zh) |
| EP (1) | EP3887258B1 (zh) |
| CN (1) | CN113710579A (zh) |
| AU (1) | AU2020245116B2 (zh) |
| CA (1) | CA3134068C (zh) |
| ES (1) | ES2925961T3 (zh) |
| FR (1) | FR3094479B1 (zh) |
| WO (1) | WO2020193916A1 (zh) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102018118480A1 (de) | 2018-07-31 | 2020-02-06 | Rockwell Collins Deutschland Gmbh | Steuerungssystem und -verfahren zum Regeln einer Drallradeinrichtung zur Stabilisierung eines Raumflugkörpers |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1052828A (zh) * | 1989-12-30 | 1991-07-10 | 国际电信卫星组织 | 同步卫星姿态指向误差修正系统及方法 |
| US20050060092A1 (en) * | 2003-08-05 | 2005-03-17 | The Boeing Company | Laser range finder closed-loop pointing technology of relative navigation, attitude determination, pointing and tracking for spacecraft rendezvous |
| CN1664506A (zh) * | 2004-03-05 | 2005-09-07 | 清华大学 | 一种载体姿态测量方法及其系统 |
| CN101712381A (zh) * | 2009-11-13 | 2010-05-26 | 北京航空航天大学 | 一种基于多敏感器的定姿系统 |
| CN103917451A (zh) * | 2011-09-19 | 2014-07-09 | 阿斯特里姆有限公司 | 用于调节卫星姿态的方法和姿态受控的卫星 |
| US20150088453A1 (en) * | 2011-05-09 | 2015-03-26 | Airbus Defence And Space Sas | Device and method for determining the attitude of a satellite, and satellite carrying such a device |
| CN108502209A (zh) * | 2018-05-24 | 2018-09-07 | 上海微小卫星工程中心 | 一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法 |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2796172B1 (fr) * | 1999-07-08 | 2001-09-21 | Cit Alcatel | Systeme pour le controle d'un satellite en attitude et procede corespondant |
| US6263264B1 (en) | 2000-06-08 | 2001-07-17 | The Aerospace Corporation | Pseudo gyro with unmodeled disturbance torque estimation |
| FR2846107B1 (fr) * | 2002-10-21 | 2005-06-24 | Cit Alcatel | Dispositif de controle d'attitude d'un satellite geostationnaire |
| FR2861690B1 (fr) * | 2003-11-04 | 2006-04-07 | Eads Astrium Sas | Controle d'attitude de satellites en particulier agiles a nombre reduit de gyrodynes |
| FR2924095B1 (fr) * | 2007-11-22 | 2010-02-12 | Astrium Sas | Actionneur a transfert de moment cinetique pour le controle d'attitude d'un engin spatial |
| FR2957895B1 (fr) * | 2010-03-29 | 2013-09-27 | Astrium Sas | Procede de commande d'un systeme de controle d'attitude et systeme de controle d'attitude d'un vehicule spatial |
| WO2012009198A2 (en) * | 2010-07-14 | 2012-01-19 | University Of Florida Research Foundation, Inc. | System and method for assessing the performance of an attitude control system for small satellites |
| FR3041327B1 (fr) * | 2015-09-18 | 2019-05-31 | Thales | Actionneur gyroscopique a double guidage cardan, element de suspension et element de butee |
| US11221633B2 (en) * | 2016-05-17 | 2022-01-11 | Raytheon Company | Gyroscopic attitude control system |
-
2019
- 2019-03-25 FR FR1903104A patent/FR3094479B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2020
- 2020-03-17 CN CN202080030263.0A patent/CN113710579A/zh active Pending
- 2020-03-17 EP EP20726224.7A patent/EP3887258B1/fr active Active
- 2020-03-17 AU AU2020245116A patent/AU2020245116B2/en active Active
- 2020-03-17 ES ES20726224T patent/ES2925961T3/es active Active
- 2020-03-17 CA CA3134068A patent/CA3134068C/fr active Active
- 2020-03-17 US US17/598,201 patent/US11498704B2/en active Active
- 2020-03-17 WO PCT/FR2020/050574 patent/WO2020193916A1/fr unknown
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1052828A (zh) * | 1989-12-30 | 1991-07-10 | 国际电信卫星组织 | 同步卫星姿态指向误差修正系统及方法 |
| US20050060092A1 (en) * | 2003-08-05 | 2005-03-17 | The Boeing Company | Laser range finder closed-loop pointing technology of relative navigation, attitude determination, pointing and tracking for spacecraft rendezvous |
| CN1664506A (zh) * | 2004-03-05 | 2005-09-07 | 清华大学 | 一种载体姿态测量方法及其系统 |
| CN101712381A (zh) * | 2009-11-13 | 2010-05-26 | 北京航空航天大学 | 一种基于多敏感器的定姿系统 |
| US20150088453A1 (en) * | 2011-05-09 | 2015-03-26 | Airbus Defence And Space Sas | Device and method for determining the attitude of a satellite, and satellite carrying such a device |
| CN103917451A (zh) * | 2011-09-19 | 2014-07-09 | 阿斯特里姆有限公司 | 用于调节卫星姿态的方法和姿态受控的卫星 |
| CN108502209A (zh) * | 2018-05-24 | 2018-09-07 | 上海微小卫星工程中心 | 一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3094479B1 (fr) | 2021-08-27 |
| ES2925961T3 (es) | 2022-10-20 |
| CA3134068C (fr) | 2022-05-17 |
| US11498704B2 (en) | 2022-11-15 |
| FR3094479A1 (fr) | 2020-10-02 |
| AU2020245116A1 (en) | 2021-10-14 |
| EP3887258A1 (fr) | 2021-10-06 |
| WO2020193916A1 (fr) | 2020-10-01 |
| EP3887258B1 (fr) | 2022-06-01 |
| AU2020245116B2 (en) | 2022-02-03 |
| CA3134068A1 (fr) | 2020-10-01 |
| US20220250773A1 (en) | 2022-08-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Pittelkau | Rotation vector in attitude estimation | |
| EP1585939B1 (en) | Attitude change kalman filter measurement apparatus and method | |
| Phuong et al. | A DCM based orientation estimation algorithm with an inertial measurement unit and a magnetic compass | |
| Crassidis et al. | Three-axis attitude estimation using rate-integrating gyroscopes | |
| US8186627B2 (en) | Attitude control data creating method, and attitude control system applying the method | |
| Searcy et al. | Magnetometer-only attitude determination using novel two-step Kalman filter approach | |
| JP3970724B2 (ja) | 飛翔体の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法 | |
| EP2340998B1 (en) | On-line inertia estimation for use in controlling an aerospace vehicle | |
| JP2013543976A (ja) | ジャイロセンサ較正のデバイス及び方法 | |
| Soken | A survey of calibration algorithms for small satellite magnetometers | |
| JP3726884B2 (ja) | 慣性計測装置を用いた姿勢推定装置及び方法並びにプログラム | |
| JP7025215B2 (ja) | 測位システム及び測位方法 | |
| CN107532907A (zh) | 姿势检测设备 | |
| CN110645976B (zh) | 一种移动机器人的姿态估计方法及终端设备 | |
| CN107270940B (zh) | 三轴磁强计的输出偏差估计方法 | |
| CN113710579A (zh) | 用于确定配备有陀螺致动器的卫星的姿态的装置和方法以及携带此类装置的卫星 | |
| CN113483765B (zh) | 一种卫星自主姿态确定方法 | |
| JP6681805B2 (ja) | 姿勢制御装置、宇宙機、姿勢制御方法および姿勢制御プログラム | |
| TWI764735B (zh) | 基於四元數卡爾曼濾波器的載體姿態控制系統及其控制方法 | |
| CN109781103A (zh) | 基于双超平台的姿态角速度测量方法及系统 | |
| JP7080150B2 (ja) | ジンバルプロファイル生成装置、ジンバルプロファイル生成プログラム及びジンバルプロファイル生成方法 | |
| JP5126107B2 (ja) | 人工衛星の姿勢制御装置 | |
| EP1134640B1 (en) | Attitude control system for a spacecraft | |
| Chodas et al. | Design of the Galileo scan platform control | |
| Roux | Augmented stellar sensor for a small spacecraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20211126 |