用于调节卫星姿态的方法和姿态受控的卫星

摘要

本发明涉及一种调节在天体周围轨道中的卫星姿态的方法，该卫星姿态是借助于动量存储装置并借助于能够通过利用太阳光压在存储装置中产生去饱和力矩的卫星的可控表面来被调节的，所述可控表面被布置在绕Y轴旋转移动的太阳能板上。还借助于也被实现成调节卫星的轨道的至少一个电推进器来调节卫星的姿态，该至少一个电推进器的取向被控制从而以推进方向激活所述至少一个电推进器，其中该推进方向刻意地不与卫星的质心对齐从而产生沿Y轴的使存储装置去饱和的力矩，所述可控表面被控制以在垂直于Y轴的平面中产生使所述存储装置去饱和的力矩。本发明还涉及一种姿态受控的卫星(10)。

说明书

本发明属于调节卫星姿态和轨道的领域。更具体地，本发明涉及一种 用于调节包括角动量存储装置的卫星的姿态的方法，该角动量存储装置的 已存储角动量应当被调节，以及一种包括适于实施该姿态调节方法的装置 的卫星。

对于放置在相对于地球的高海拔处(通常在1000km之上)的卫星 而言，可能引起卫星姿态的不期望修改的干扰力矩的主要来源之一是太阳 光压。例如被置于对地静止轨道(GEO，海拔高度约36000km)中的卫 星就是这种情况。

为了调节这种卫星的姿态，已知的是使用允许沿三个独立轴产生反作 用力矩的调节构件，例如轮，如反作用轮或飞轮。这样的轮具有能够利用 由太阳能板产生的可再生电能来工作的优点。

然而，它们必须存储通过补偿其平均值在较长时间段内不为零的某些 外部干扰力矩而产生的角动量，并且这只可以通过逐渐提高所述轮的旋转 速度来完成。这些轮形成角动量存储装置，并且因此必须定期地被去饱和 以降低它们的旋转速度。如果没有这些去饱和操作，最后将达到轮的最大 旋转速度。

通常借助于化学推进剂推进器来执行这些去饱和操作，并且因而导致 化学推进剂的消耗增加，这在卫星上装载的化学推进剂量必须有限的情况 下是不利的。

对于包括太阳能板的卫星而言，其中该太阳能板配备有用于提供卫星 有效负载的工作所必需的电能的光伏电池，已知的是通过使用所述太阳能 板作为太阳帆来利用太阳光压以使轮去饱和。确实，有可能通过使太阳能 板相对于太阳歪斜而产生力矩，该力矩能够被产生以修改卫星的姿态和/ 或使轮去饱和。

然而，太阳能板的歪斜不能够产生绕所述太阳能板的转轴的较大力 矩，以致不可能使沿该转轴的轮的角动量分量去饱和。此外，太阳能板的 这种歪斜导致由这些太阳能板产生的电能量明显下降。

根据法国专利第2530046号而获知一种示例性装置，该装置使之能 够在限制所述太阳能板的歪斜需要的同时通过使用太阳能板来调节卫星 的姿态。在该示例中，太阳能板包括侧翼，所述侧翼呈现出相对于太阳能 板的稍微小于90°的倾斜。如所述专利中所指出的那样，这种装置使之 能够在一些度数的歪斜足以产生适当力矩的情况下限制太阳能板的歪斜 需要。然而，该装置同样不能够在绕太阳能板的转轴的卫星上产生较大力 矩以使轮沿该轴去饱和。

在现有技术中，由沿太阳能板的转轴的非零平均值的干扰力矩所产生 的角动量在借助于化学推进剂推进器而被去饱和的轮中被累积。

本发明的目的尤其在于提出一种用于调节卫星的姿态的方法，其使之 能够在不需要化学推进剂推进器的情况下使由角动量存储装置沿三个轴 累积的角动量去饱和，并且使之能够限制调节卫星的姿态并调节所述卫星 的轨道所需要的设备。

根据第一方面，本发明涉及一种用于调节在天体周围轨道中的卫星的 姿态的方法，所述卫星的姿态是借助于角动量存储装置并借助于所述卫星 的可控表面来被调节的，其中所述可控表面适于通过利用太阳光压产生使 所述存储装置去饱和的力矩，所述可控表面被布置在能够绕Y轴旋转移 动的移动太阳能板上。所述卫星的姿态还借助于至少一个电推进器来被调 节，其中该电推进器还被用于调节所述卫星的轨道，所述至少一个电推进 器的取向被控制从而以推进方向激活所述至少一个电推进器，其中该推进 方向刻意地不与所述卫星的质心对齐从而产生沿Y轴的使所述存储装置 去饱和的力矩，所述可控表面被控制以在垂直于所述Y轴的平面中产生 使所述存储装置去饱和的力矩。

因此，所述姿态调节方法依赖于使用至少一个电推进器以使所述存储 装置沿所述Y轴去饱和，其中该电推进器还被用于调节所述卫星的轨道。 所述可控表面被用于使所述存储装置在垂直于所述Y轴的平面中去饱和， 也就是说尤其是补偿在由所述至少一个电推进器产生的力矩的影响下可 能被存储在垂直于所述Y轴的所述平面中的全部或部分角动量。

根据特定的实施例，所述姿态调节方法能够单独地或根据所有技术上 的可能组合地包括一个或更多个以下特征。

在特定的实施例中，所述方法包括：

-控制所述至少一个电推进器以产生具有使所述存储装置去饱和的 分量的力矩的步骤，其中该分量适于补偿在干扰力矩的影响下沿Y轴存 储的全部或部分角动量；

-控制所述存储装置以补偿由所述至少一个电推进器产生的力矩的 步骤；

-控制所述可控表面以产生使所述存储装置去饱和的力矩的步骤，其 中该力矩适于补偿在由所述至少一个电推进器产生的力矩的影响下被存 储在垂直于所述Y轴的所述平面中的全部或部分角动量；

-控制所述存储装置以补偿由所述可控表面产生的去饱和力矩的步 骤。

在特定的实施例中，在控制所述至少一个电推进器的步骤期间和在控 制所述可控表面的步骤期间所产生的去饱和力矩适于将随时间存储于所 述存储装置中的角动量的偏移限制在预定值之间。

在特定的实施例中：

-同时执行控制所述至少一个电推进器的步骤和控制所述存储装置 以补偿由所述至少一个电推进器产生的力矩的步骤；和/或

-同时执行控制所述可控表面的步骤和控制所述存储装置以补偿由 所述可控表面产生的去饱和力矩的步骤。

在特定的实施例中，所述可控表面包括太阳能板的感光表面，并且由 所述可控表面产生的去饱和力矩是通过所述太阳能板绕所述Y轴旋转而 被产生的。

在特定的实施例中，所述可控表面包括连接到所述太阳能板且相对于 所述太阳能板倾斜的侧翼表面，并且由所述可控表面产生的去饱和力矩是 通过太阳能板绕所述Y轴旋转而被产生的。

在特定的实施例中，所述可控表面包括具有可控光学特性的表面，并 且由所述可控表面产生的去饱和力矩是通过修改所述可控表面的光学特 性而被产生的。

在特定的实施例中，所述至少一个电推进器被控制从而只沿所述Y 轴产生去饱和力矩。

在特定的实施例中，为沿所述Y轴产生使所述存储装置去饱和的力 矩而对所述至少一个电推进器的每次激活和为执行所述卫星的轨道调节 而对所述至少一个电推进器的激活是同时进行的。

在特定的实施例中，只借助于所述可控表面并借助于所述至少一个电 推进器来产生所述去饱和力矩，其中该去饱和力矩被产生以允许修改由所 述存储装置存储的所述角动量。

在特定的实施例中，所述卫星处于对地静止轨道中，所述至少一个电 推进器被实现以执行对所述卫星的轨道的南北调节。

根据第二方面，本发明涉及一种旨在处于天体周围轨道中的卫星，包 括用于调节所述卫星的姿态的装置和用于调节所述卫星的轨道的装置，用 于调节姿态的所述装置包括角动量存储装置和适于产生使所述存储装置 去饱和的力矩的去饱和装置。用于使存储装置去饱和的所述装置包括：

-所述卫星的可控表面，该可控表面适于通过利用太阳光压来产生使 所述存储装置去饱和的力矩并且被布置在能够绕Y轴旋转移动的太阳能 板上；

-用于调节所述卫星的轨道的所述装置的至少一个电推进器；

-控制模块，其被配置成控制所述至少一个电推进器的取向从而以推 进方向激活所述至少一个电推进器，其中该推进方向刻意地不与所述卫星 的质心对齐以沿所述Y轴产生使所述存储装置去饱和的力矩，并且被配 置成控制所述可控表面以在垂直于所述Y轴的平面中产生使所述存储装 置去饱和的力矩。

根据特定的实施例，所述卫星可以单独地或根据所有技术上的可能组 合地包括一个或更多个以下特征。

在特定的实施例中，所述可控表面包括所述卫星的太阳能板的感光表 面。

在特定的实施例中，所述可控表面包括连接到所述卫星的太阳能板且 相对于所述太阳能板倾斜的侧翼表面。

在特定的实施例中，所述可控表面包括具有可控光学特性的表面。

参照附图，在阅读作为非限制性示例提供的以下描述后，将更好地理 解本发明，其中：

-图1：对地静止轨道中的卫星的示意图；

-图2：根据本发明的卫星的优选实施例的部分示意图；

-图3a、3b和3c：用于在卫星上产生力矩的电推进器的示例性实现 的示意图；

-图4：说明根据本发明的优选实施例的姿态调节方法的主要步骤的 图；

-图5：示意性说明通过姿态调节方法产生的对存储在存储装置中的 角动量的影响的曲线；

-图6a和6b：适于实现根据本发明的调节方法的太阳能板变型的示 意图。

本发明涉及一种用于沿三个轴调节卫星10的姿态的方法50。

下面的描述以非限制性方式涉及处于对地静止轨道(GEO)中的卫 星的姿态调节的情况。

然而应当指出，本发明更一般地适用于轨道中的任何卫星，其中作用 于卫星的外部干扰力矩主要是由太阳辐射压产生的力矩，并且其中定期的 轨道调节必须被执行以保持卫星位置。

图1十分示意性地示出了处于地球T周围GEO轨道中的卫星10。

定义本地轨道坐标系(X，Y，Z)。该坐标系的中心O是卫星10的 质心O的位置。X轴是卫星10的对地静止轨道20的中心O处的切线， 并且沿卫星10的速度矢量取向。Z轴指向地球T，且Y轴垂直于由X和 Z轴确定的XZ平面。由于对地静止轨道20大致是圆形的并且以地球T 为中心，因此X和Z轴互相垂直。

当卫星10一旦处于GEO轨道中就在其标称位置和标称姿态中时，X、 Y和Z轴与连至卫星的轴线重合，该轴线对于X轴称为滚转轴，对于Y 轴称为俯仰轴，且对于Z轴称为偏航轴。在下文中，只考虑这些连至卫 星的滚转轴、俯仰轴和偏航轴，这些轴线将继续分别命名为X、Y和Z。

还定义了轴线D_S和轴线I_S，其中，轴线D_S对应于卫星/太阳S方向 在XZ平面上的投影，并且轴线I_S在XZ平面中并垂直于轴线D_S。

图2示意性地示出了适于实现本发明的卫星10的优选实施例。

在图2的示例中，卫星10包括形状大致为平行六面体的主体11和被 布置在所述主体11的两侧上的服务位置中的两个太阳能板12a和12b。

“在服务位置中”这一表述是指当卫星处于对地静止轨道中时所述太 阳能板12a、12b在卫星中所占据的位置。

应当理解的是，所述太阳能板能够占据其他位置，从而尤其在发射时 减小卫星的体积。实际上，太阳能板通常由发射时一个在另一个之上折叠 的相同矩形形状的若干元件组成。一旦卫星处于GEO轨道或转移轨道中 太阳能板就展开。在这种情况下，所述太阳能板的服务位置是它们展开之 后所占据的位置。

在服务位置中，通过位于所述太阳能板底部的电机18a和18b，驱动 太阳能板12a、12b绕基本上与俯仰轴Y对齐的轴线旋转。太阳能板的旋 转轴线基本上在板的平面中，并且通常与太阳能板的纵对称轴线相对应。 当卫星一旦处于GEO轨道中就在其标称姿态中时，板的旋转轴线因而基 本上垂直于GEO轨道的平面。

在服务位置中，太阳能板12a、12b原则上被定向成最大化它们所接 收的太阳光通量，而卫星主体11的称为“+Z面”的一个面仍然指向地球， 其中在“+Z面”上例如布置有通信天线(图中未示出)。在这种情况下， 太阳能板12a、12b相对于卫星10的主体11每天旋转约一周。

每个太阳能板12a、12b都包括其上布置有光伏电池的基本上平坦的 面，其称为“感光表面”。每个太阳能板12a、12b的感光表面都朝向太阳， 以产生尤其是卫星10的有效负载工作所必需的电能。在保持旋转轴线基 本上垂直于GEO轨道平面的通常情况下，当轴D_S基本上垂直于所述感 光表面时，通过太阳能板绕Y轴的旋转而获得了太阳能板的正面的最佳 取向。

卫星10还包括一种姿态和轨道调节系统，包括：

-用于调节卫星10的轨道的装置(也就是说调节卫星的位置)；

-用于调节卫星10的姿态的装置(也就是说调节卫星的取向)；

-用于控制所述用于调节卫星10的姿态装置和所述用于调节所述卫 星的轨道的装置的模块。

用于调节卫星10的轨道的装置

用于调节卫星10的轨道的装置主要被用于执行轨道的南北调节以及 东西调节。“南北调节”是指旨在将卫星10维持在轨道的设想平面中的调 节。“东西调节”是指对轨道平面中的卫星10位置的调节。实际上已经知 道，空间中的卫星必须定期被带回到其设定点轨道的标称位置。“标称位 置”这一表述是指卫星在给定日期的设定点轨道中应该占据的位置。在 GEO轨道的情况下，月亮和太阳的引力导致不期望的轨道倾斜(这要求 对轨道的南北调节)，而地球的各向异性导致相对于地球的视位置的向东 或向西的偏移(这要求对轨道的东西调节)。

在GEO轨道的情况下，与月亮和太阳的引力相关的偏移比与地球的 各向异性相关的偏移更重要，这使得南北调节通常比东西调节更频繁地被 执行。

为了执行南北调节，用于调节卫星10的轨道的装置包括至少一个电 推进器14a、14b。

优选地，如图2所示，用于调节轨道的装置包括两个电推进器14a 和14b用以在足够长时间内分别产生朝向北(并且给卫星10向南的反作 用推动)和朝向南(并且给卫星10向北的反作用推动)的推力，以将卫 星返回到设想的GEO轨道平面。

在未详述的其他示例中，不排除具有单个电推进器。的确，在与卫星 10在GEO轨道中的预定位置相对应的不同时刻附近，通常产生向北和向 南的推力。这些预定位置基本上是卫星轨道的节点(轨道与赤道面的交叉 点)，并且沿这些节点周围的整个轨道段持续地产生推力。通过将单个电 推进器安装在适于使所述电推进器交替地朝向北和朝向南的机构上而利 用该单个电推进器执行南北调节，在理论上是可行的。然而，适于执行南 北扫的这种机构将是复杂的并且将增加故障的风险。此外，在电推进器出 故障的情况下，将没有冗余。

根据未详述的其他示例，也不排除具有多于两个数目的电推进器 14a、14b，尤其是出于在电推进器出故障情况下姿态和轨道调节系统的冗 余性和鲁棒性的目的。

在图2所示的示例中，电推进器14a和14b被布置在卫星10的称为 “-Z面”的那面的一侧上，当卫星在其服务位置中时，该“-Z面”与指 向地球的+Z面相反。

在图2中示出了电推进器14a和14b的推力的标称方向Da和Db。

“标称方向”这一表述是指为了在不产生可能修改卫星10的姿态的 干扰力矩的情况下高效地执行GEO轨道的南北调节的推力方向。为了不 产生干扰力矩，标称方向Da和Db经过卫星10的质心O。

此外，标称方向Da和Db相对于XZ平面是对称的，并且不平行于 所述XZ平面，因为为了执行轨道的南北调节，所述电推进器14a、14b 必须沿俯仰轴Y产生具有非零分量的力。由于标称方向Da和Db经过卫 星10的质心从而不产生干扰力矩，因此标称方向Da、Db与俯仰轴Y之 间的歪斜角可以是较大的，从而使之能够具有沿俯仰轴Y的较大分量。

例如在图2中，标称方向Da和Db相对于Y轴分别倾斜成约45°和 约-45°的角。

电推进器14a和14b在取向上是可移动的。为此，它们由适于修改所 述电推进器的推力取向的机构140a和140b承载。这种机构140a和140b 是必需的，因为质心O的位置随时间演变，例如，由于推进剂的消耗修 改了卫星10上的质量分布。因此，标称方向Da和Db也随时间演变。在 当前的姿态和轨道调节系统中实现机构140a和140b以确保推力在轨道的 南北调节操作期间基本上与标称方向Da、Db对齐，从而最大可能地限制 电推进器的力矩产生。

用于调节卫星10的轨道的装置还可以包括东西调节推进器，其可以 是电的或化学的。卫星10的轨道的东西调节装置的构造脱离了本发明的 范围。

用于调节卫星10的姿态的装置

卫星10的姿态和轨道调节系统的姿态调节装置包括：

-角动量存储装置16；

-用于使存储装置16去饱和的装置。

存储装置16是本领域的技术人员已知的类型，并且由例如一组轮160 组成，如反作用轮和/或飞轮。这样的轮160是通过使之能够修改它们的 转速的电机来被驱动的。对轮的转速的修改使之能够修改该轮的角动量， 并且因此在卫星10上产生绕所述轮的旋转轴线的反作用力矩。

所述轮的角动量的变化被控制以抵抗作用在卫星10上的外部的和内 部的干扰力矩，从而将卫星10的姿态维持在设定点姿态附近(具有0.01 °至0.1°的典型精度)。

在图2所示的非限制性示例中，存储装置16包括三个轮160，它们 被布置成允许角动量沿三个不同的轴而变化。

在只有存储装置16被用于永久地以闭环且沿三个轴调节卫星10的姿 态的情况下，该存储装置16是专用于卫星姿态调节的主要装置。

由于一些已知的干扰力矩(例如由作用在卫星上的太阳光压所引起的 一些干扰力矩)随时间累积的特征，轮160的转速趋于增加到上限值。

因此必须实现去饱和装置以使所述轮去饱和，也就是说将轮的速度偏 移限制在给定界限值之下。

更确切地说，所述去饱和装置被用于在待去饱和的轮160的角动量的 方向上产生称为“去饱和力矩”的力矩。

尽管产生了去饱和力矩，然而为了将卫星10维持在其设定点姿态中， 卫星10的姿态和轨道调节系统将发送命令至轮160以使它们产生与由去 饱和装置施加的去饱和力矩基本上相反但绝对值相等的力矩，其效果将是 降低这些轮的速度并且因此卸除存储在所述存储装置16中的角动量。

无论去饱和装置是如何实现的，该去饱和方案适于使存储装置16去 饱和。

在本发明的优选实施例中，卫星10的姿态和轨道调节系统的去饱和 装置包括：

-太阳能板12a、12b；

-也用作用于调节卫星10的轨道的装置的电推进器14a、14b中的至 少一个。

在下文中将更详细地描述实现太阳能板12a、12b和至少一个电推进 器14a、14b以产生使存储装置16去饱和的力矩。

控制模块

卫星10的姿态和轨道调节系统还包括图中未示出的控制模块，其适 于控制存储装置16(例如所考虑示例中的轮的速度)、太阳能板12a和12b 的驱动电机18a和18b、轨道调节系统的电推进器14a和14b的取向机构 140a和140b以及所述电推进器的推力。

优选地，控制模块是编程计算机类型的，包括至少一个微处理器以及 存储装置(磁盘、闪存、光盘等)，在该存储装置中存储有以一组程序代 码指令的形式的计算机程序产品，其中该组程序代码指令要被执行从而执 行与卫星10的姿态和轨道调节有关的任务。根据一些实施例，控制模块 还包括一个或更多个FPGA、PLD类型的可编程逻辑电路等。

已知地，为了调节卫星10的姿态和轨道，所述控制模块处理由卫星 上的一组传感器所提供的和由已知装置所收集的一组数据，以及一组设定 点(也就是说必须由某些变量采用的预定值)，这些设定点是由地面上的 操作者计算的、被发送到卫星并且通过同样已知的装置被存储在卫星上。

在特定的实施例中，源自已知的机载传感器的测量(这里不详述)例 如是以下变量或其变化的测量：惯性坐标系中的卫星10的主体姿态、与 所述主体有关的坐标系中的卫星主体的旋转速度、轮的旋转速度，太阳能 板相对于参考的取向角度、电推进器机构相对于参考的取向角度、电推进 器的状态(打开或关闭)等。其他变量能够由姿态和轨道调节系统基于这 些测量来计算，并且将其称为估计变量。

设定点可以例如是坐标系(X，Y，Z)中卫星10的主体的姿态和速 度的随时间变化的设定点值、用于电推进器相对于卫星10主体取向的机 构的取向的随时间变化的设定点值、太阳能板相对于该主体的取向的随时 间变化的设定点值以及其中必须产生电推进器的推力的时间间隔的随时 间变化的设定值等。这些设定点由卫星的操作者发送，或者根据由操作者 发送的更高级设定点而在卫星上被计算。

基于在全部或一些设定点值与其针对相应变量的测量或估计值之间 所出现的差异，卫星10的姿态和轨道调节系统将计算要被施加到卫星的 力矩和推力从而减小这些差异，然后其将计算和传送控制命令到已知的构 件，该构件负责分别修改轮的速度、太阳能板的取向、承载电推进器的机 构的取向、所述电推进器状态的打开或关闭状态，所述控制命令是用于修 改这些变量以使得由这些构件实现这些修改将实现期望的调节力和力矩 的命令。

卫星姿态调节方法

原则上，根据本发明的姿态调节方法50更具体地涉及产生使存储装 置16去饱和的力矩，并且旨在主要使用电推进器来产生所述去饱和力矩。

为了使图2中所示的卫星10的存储装置16去饱和，优选地使用以下 去饱和装置：

-太阳能板12a、12b；

-也用作用于调节卫星10的姿态的装置的至少一个电推进器14a、 14b。

应当指出，通过利用太阳光压，图2所示的太阳能板12a、12b适于 在XZ平面中产生力矩。

根据下文中简要总结的已知过程，执行通过使用太阳能板12a、12b 在XZ平面中获得力矩。为了本公开的简化，以非限制性方式考虑太阳能 板12a、12b的纵轴和所述太阳能板的转轴合并并且与俯仰轴Y对齐的情 况。在该配置中，太阳能板12a、12b的标称取向为朝向太阳，也就是说 太阳能板的法线与轴线D_S对齐。

通过使两个太阳能板12a、12b相对于轴线D_S歪斜成相同的但相反方 向的角度，力矩沿轴线D_S产生，称为“风车力矩”。

通过只使一个太阳能板歪斜成一定角度，该太阳能板上的太阳光压将 稍微更低，因此将根据是太阳能板12a还是太阳能板12b歪斜而在轴线 I_S周围的一个或另一个方向中产生沿轴线I_S的力矩，称为“不平衡力矩”。 如果只有太阳能板12a歪斜成角度α，则沿轴线D_S产生风车力矩，同时 产生不平衡力矩。如果期望产生仅相当于沿轴线I_S的不平衡力矩的长期 效应，则必须使太阳能板12a在相同时期内交替地且连续地歪斜成角度α 以及随后倾斜成相反角度-α，例如在一侧上5分钟，在另一侧上5分钟。 因此，风车力矩将是具有零平均值的周期性的，并且这对存储装置16的 角动量增加不会产生任何长期的累积效应。周期性的风车力矩的短期效应 将由存储装置16来补偿而不会产生该方向上的长期角动量增加。

通过将用于太阳能板12a、12b的两个歪斜控制相加，其中一个调节 产生沿轴线D_S的平均力矩分量而另一个调节产生沿轴线I_S的平均力矩分 量，这将在XZ平面中导致具有分别沿所述轴线的所述分量的平均力矩。

应当指出，图2的太阳能板12a、12b不能够产生沿Y轴的去饱和力 矩。

然而，已知的是，在较长时期内(几个轨道周期)，干扰力矩具有沿 Y轴的非零平均值。特别地可以列出以下干扰力矩源：

-卫星10的不同表面上的太阳光压，包括太阳能板12a、12b；

-由卫星10的发射天线产生的射频压，如果有的话。

存储装置16将必须通过持续地增加其沿Y轴的角动量分量来补偿这 些干扰力矩，这因而可能达到饱和(如果不采取任何措施)。

因此，至少一个电推进器14a、14b被用于产生沿俯仰轴Y的使存储 装置16去饱和的力矩。

因此，姿态调节方法50使用电推进器14a、14b来修改沿俯仰轴Y 的存储装置16的角动量分量，从而补偿该方向上的干扰力矩的累积效应。

优选地，电推进器14a、14b被实现成与轨道的南北调节操作同时地 产生去饱和力矩。

更确切地说，当电推进器14a、14b之一被操作以执行轨道的南北调 节时，控制模块将控制该电推进器相对于其标称方向的指向偏差(其中所 述电推进器不产生力矩)，该指向偏差被调节以使得在南北操纵期间由该 电推进器所产生的推力同时产生力矩C_E，该力矩的沿俯仰轴Y的去饱和 分量C_Y等于非零的预定设定点。

在这些操作期间，所述控制模块同时将命令发送到存储装置16以补 偿由电推进器14a、14b产生的去饱和力矩C_Y的效应，从而将卫星10的 姿态维持在接近于设定点的姿态。

为此，存储装置16将产生基本上与去饱和力矩C_Y相反的力矩，其最 终效应将是沿俯仰轴Y的存储装置16的角动量分量减去等于值H_Y的量。 因此，选择去饱和力矩C_Y使得其补偿将扣除值H_Y，这实际上使之能够使 存储装置16沿Y轴去饱和。

然而，通过电推进器14a、14b产生去饱和力矩C_Y伴随着分别在其 他方向X和Z上产生剩余力矩C_X、C_Z，因为所述推进器的推进方向必须 相对于Y轴有偏差(这点将进一步详述)。这些剩余力矩C_X、C_Z将由存 储装置16补偿，其效应通常将是在XZ平面中增加存储装置16的角动量 分量。

通过使用太阳能板12a、12b，所述控制模块随后将执行在XZ平面 中减少存储装置16的角动量分量，其中太阳能板12a、12b本身适于在该 平面中产生姿态调节力矩，这个减少是根据与使沿Y轴的角动量去饱和 一样的原理来执行的。

图3a、3b和3c示出了由电推进器14b分别施加在平面YZ、XZ和 XY上的推力F_P的投影F_YZ、F_XZ和F_XY。

在图3a中，示出了平面YZ中的电推进器14b的推力的投影F_YZ。 电推进器的取向使得推力F_P的分量F_YZ包含沿Y轴的分量，该分量允许 对卫星轨道的南北调节。

理想地，用于产生沿Y轴的去饱和力矩的电推进器的歪斜被计算成 使得在产生该去饱和力矩的同时，不产生沿X轴的力矩。这通过以下方 式是可能的：确保经过推力F_P的作用点Pa且其方向是所述推力的方向的 直线通过经过通过卫星10的质心O而与方向X的直线相交。

然而，在图3a所示的示例中，分量F_YZ不完全指向其理想上应当指 向的卫星10的质心O。这例如是由于不知道质心O的准确位置和推力 F_P的作用点Pa的准确位置，以及由于由指向机构140b的缺陷所引起的 电推进器14b的指向误差。因此，在该南北操纵期间，在X轴周围产生 非零力矩C_X。

在图3b中，推力F_P的分量F_XZ不为零，并且该分量不指向卫星的质 心O，这导致产生沿Y轴的力矩C_Y。

应当指出，在本发明的上下文中寻求两种效应：第一是卫星10的轨 道的南北调节，第二是修改存储装置16的角动量沿Y轴的分量。这些效 应是借助于机构140b、通过使电推进器14b的推力F_P相对于Y轴(图 3a)且相对于Z轴偏离(图3b)来获得的。

如图3c所示，推力F_P相对于Y轴和Z轴的偏离必然在平面XY中 产生分量F_XY，该分量F_XY不指向卫星10的质心O，由此产生沿Z轴的 力矩C_Z。

因此，应当指出，在推力F_P的分量F_YZ指向卫星10的质心O的情况 下，可以获得推力F_P相对于Y轴和Z轴的偏离。因此，力矩C_X只由实 现误差引起，而力矩C_Z由期望效应的实现引起。

基于这些附图，本领域的技术人员应当理解，以简单的方式用几何学 从推力F_P中推导出推力F_P的分量F_YZ、F_XZ和F_XY。还应当理解，基于卫 星10上的推力F_P的作用点Pa的位置坐标和推力的分量F_YZ、F_XZ和F_XY， 能够以简单的方式用几何学计算由卫星10上的这个推力F_P引起的力矩 C_E沿X、Y和Z轴的分量。

因此，本领域的技术人员应当理解，能够调节几个参数以产生包括分 量C_Y的力矩C_E，其中分量C_Y适于使存储装置16沿Y轴去饱和，例如 一个或更多个以下参数：

-推力F_P的作用点Pa相对于卫星10的质心O的位置；

-推力F_P的标称方向；

-由用于指向所述电推进器的机构实现的电推进器的歪斜角度；

-推力，即推力F_P的范数，如果推力F_P能够在幅度上被调制的话；

-激活电推进器的持续时间。

此外，所述电推进器优选地同时执行姿态调节操作和轨道调节操作。

在这种情况下，调节以上参数以同时确保轨道的南北调节和沿Y轴 的期望去饱和力矩C_Y的产生。一旦根据本发明确定目的，这些参数的调 节就被认为是在本领域的技术人员的范围之内。

图4示出了根据优选实施例的姿态调节方法50的主要步骤。如图4 所示，方法50包括以下递归的步骤：

-步骤51，用于控制电推进器14a、14b以产生具有沿Y轴的去饱和 分量C_Y的力矩C_E，该分量C_Y适于补偿沿Y轴的干扰力矩的全部或部分 累积效应；

-步骤52，用于控制存储装置16以补偿由电推进器14a、14b产生 的力矩C_E；

-步骤53，用于控制太阳能板12a、12b以通过利用太阳光压来产 生去饱和力矩C_S，该去饱和力矩C_S适于补偿在控制步骤51期间由电推 进器14a、14b在垂直于Y轴的平面中产生的全部或部分力矩(C_E-C_Y)；

-步骤54，用于控制存储装置16以补偿由太阳能板12a、12b产生 的去饱和力矩C_S。

用于控制电推进器14a、14b的步骤51旨在使得在沿Y轴的外部干 扰力矩的累积影响下由存储装置16沿Y轴累积的角动量去饱和。

根据例如被预先计算且被发送到所述控制模块的去饱和策略来确定 力矩设定点C_Y。如先前指出的那样，通过事先计算电推进器14a、14b的 设定点歪斜角度并且然后通过利用指向机构140a、140b实现这些设定点 角度，来实现该力矩设定点C_Y。

控制存储装置16的步骤52优选地与控制电推进器的步骤51同时执 行以避免卫星的歪斜，并且与执行所述存储装置沿Y轴的去饱和相对应。

通过对由存储装置16执行的精细的卫星姿态调节，可以执行上述控 制，其效应将是补偿力矩C_E而没有除将卫星10稳定在其设定姿态周围之 外的特定设定点。作为变型，力矩设定点值-C_E能够被发送到存储装置16， 该设定点的发送与发送力矩设定点C_E到电推进器是同步的。

通过实现如先前解释的太阳能板的指向偏差，能够执行控制太阳能板 的步骤53。根据用于在XZ平面中使存储装置16的角动量去饱和的策略， 确定XZ平面中的去饱和力矩设定点C_S。相对于控制电推进器的步骤51， 该控制步骤53能够是同时的或相继的。

控制存储装置16的步骤54优选地与控制太阳能板12a、12b的步骤 53同时被执行以避免卫星的歪斜，并且旨在补偿由太阳能板12a、12b产 生的去饱和力矩C_S。

应当指出，如果同时控制电推进器14a、14b和太阳能板12a、12b(步 骤51和53)，则去饱和力矩C_E和C_S之和基本上等于由电推进器产生的 沿Y轴的力矩C_Y，控制存储装置16的步骤52和54也是同时的并且旨 在仅补偿所述力矩C_Y。

在特定的实施例中，姿态调节方法50包括用于在电推进器控制步骤 51的下一次执行期间所产生的剩余力矩C_X、C_Z进行预测的步骤(图中未 示出)。在这种情况下，在执行电推进器控制的下一个步骤51之前，开始 执行控制可控表面的步骤53，从而在XZ平面中使存储装置16的角动量 去饱和到其无法在控制存储装置16的步骤52期间饱和的级别。

如先前指出的，为了在卫星10上产生去饱和力矩C_Y而对电推进器 14a、14b所进行的每次激活优选地与为了执行对所述卫星10的轨道的南 北调节而对该电推进器14a、14b的激活是同时进行的。

相对于仅针对南北轨道调节而激活电推进器14a、14b的情况，这避 免了必须增加电推进器14a、14b的激活频率。在一些操作现在既是姿态 调节操作又是轨道调节操作的情况下，其还有助于减少执行姿态调节和轨 道调节所需要的操作数量。应当理解的是，这个优点是通过引入姿态调节 与轨道调节之间的耦合而获得的。

图5示意性地示出了在示例性实现中可由姿态调节方法50产生的效 应。更具体地，图5示出了由姿态调节方法50的步骤51、52、53和54 产生的不同参数随时间的演变。

图5中的部分a)和b)借助于变量分别示出了电推进器14a和14b 的状态随时间的时间演变，其中当电推进器关闭时(非零推力F_P)，该变 量取值0，而当激活电推进器时(非零推力F_P)，该变量取值1。

应当指出，在轨道周期期间，电推进器14a和14b将交替工作，第一 个在GEO轨道的节点(GEO轨道与赤道平面的交叉点)之一附近，第 二个在另一节点附近。

在这里考虑的示例中，解决了每当至少一个电推进器14a、14b被用 于轨道的南北调节时同时地执行电推进器控制步骤51和存储装置16控制 步骤52的情况，。

图5的部分c)示出了存储装置16的角动量沿俯仰轴Y的分量M_Y。 该分量M_Y以非零平均值M_Y0(以非限制性方式假定为正)为中心，因为 在许多应用中不期望轮的速度变为零(特别是由于滚柱轴承中的干摩擦所 造成的动态扰动)。

应当观察到，该分量M_Y具有随时间向不得超过的最大值M_YMAX(饱 和区域)增加的趋势。该增加是持续作用在卫星10上的外部干扰力矩的 累积效应的结果，该效应由存储装置16持续地补偿以避免卫星10的歪斜。 应当指出，出于说明的目的，任意地选择角动量的变化方向(其有可能显 示角动量下降到最小值M_YMIN，其中在该M_YMIN之下出现饱和)。变化的 方向取决于沿Y轴的干扰力矩的平均值符号。

还应当观察到，当激活电推进器时，当执行电推进器控制步骤51和 存储装置16控制步骤52时，存储装置16的角动量沿Y轴的分量M_Y相 当快地变化到优选地基本上等于预定最小值M_YMIN。如先前指出的，这是 通过控制电推进器的适当歪斜以产生去饱和力矩C_Y来被实现的，其中C_Y的累积效应与最大偏移角动量变化(M_YMAX-M_YMIN)相对应。通过几何计 算来调节所使用的电推进器的歪斜参数，从而使之能够在电推进器的激活 结束时分量M_Y基本上等于最小值M_YMIN。

图5的部分d)示出了存储装置16的角动量的分量M_Z随时间的演变。 在该示例中，在执行控制电推进器的步骤51和控制所述存储装置的步骤 52期间，分量M_Z相当快地从最大值M_ZMAX变化到最小值M_ZMIN(以非 限制性方式，解决了存储装置16沿Y轴去饱和期间分量M_Z的变化方向 变小的情况)。如先前指出的那样，这是由于在控制电推进器的步骤51 中不可避免地由电推进器14a、14b产生剩余力矩C_Z，C_Z由存储装置16 来补偿。

然后，由于执行控制可控表面的步骤53和控制存储装置16的步骤 54，分量M_Z缓慢地增加到接近M_ZMAX的值，其中在步骤53期间控制太 阳能板12a、12b的取向。因此，最大值M_ZMAX是预定的设定点值。剩余 力矩C_Z的预测使之能够定义该最大值M_ZMAX以使得分量M_Z在提前固定 的平均值M_Z0周围在值M_ZMIN和M_ZMAX之间变化。

最后，图5的部分e)示出了在所有这些操作期间存储装置16的角 动量沿X轴的分量M_X的演变。

在部分e)中，以非限制性方式认为分量M_X的变化速度低于角动量 的其他分量M_Y、M_Z，这是因为电推进器14a和14b的歪斜可以被调节以 最小化所述分量M_X。

在图5的部分e)所示的示例中，卫星10的质心O的位置知识中的 系统性剩余误差仍然产生累积效应，该误差能够在其间太阳能板的取向被 控制的可控表面控制步骤53和存储装置16控制步骤54期间被纠正。

如图5的部分e)所示，分量M_X在最小值M_XMIN和最大值M_XMAX之间的平均值M_X0周围的变化要慢于分量M_Y和M_Z。因此，在每次激活 电推进器14a、14b时没必要使分量M_X去饱和。

应当指出，分量M_Y、M_X和M_Z的平均值M_Y0、M_X0和M_Z0的选择脱 离了本发明的范围，并且取决于操作存储装置16的轮160中的各种约束。

通常，在本发明的上下文中，能够实现适于通过太阳帆产生力矩的任 何类型的太阳能板12a、12b。

例如，已经列举了法国专利第2530046号中描述的太阳能板，其中 通过修改太阳能板的相对取向、通过绕平行于俯仰轴Y的旋转轴线进行 旋转，能够主要在XZ平面中产生力矩。图6a示出了这样的太阳能板。 这样的太阳能板包括两个侧翼120，所述侧翼呈现出相对于太阳能板的稍 小于90°的倾斜。在这种情况下，用于产生去饱和力矩的可控表面主要 是侧翼120。

正如先前描述的示例，法国专利第2530046号中描述的太阳能板适 于在大抵平坦的动作域中(XZ平面)产生力矩，以便电推进器14a、14b 被有利地实现以产生太阳能板的动作域之外(即沿Y轴)的去饱和力矩。

还可以列举对包括太阳能板12a、12b上的具有可控光学特性的表面 的太阳能板的使用。“光学特性”这一表述更具体地是指光的透射、吸收 和反射特性。

例如，借助于电致变色材料来实现具有可控光学特性的表面，被认为 是本领域的技术人员已知的。这样的电致变色材料具有至少两种光学状 态，并且通过将适当的电激励施加到该材料来执行从一个光学状态转变到 另一光学状态。可利用各种类型的电致变色材料，这使之能够尤其获得以 下转变：

-类型1：从透明到不透明吸收的转变；

-类型2：从透明到不透明反射的转变；

-类型3：从不透明吸收到不透明反射的转变。

在美国专利第5305971号中描述了包括具有可控光学特性的表面的 太阳能板12a、12b的适当示例。在该示例中，具有可控光学特性的表面 被布置在最远离卫星主体的太阳能板的四个角处。通过适当控制每个表面 的光学特性，能够在所述太阳能板上的太阳光线法向入射处产生沿Y轴 和轴线I_S的力矩。通过所述太阳能板绕其旋转轴线的反向旋转，能够产 生沿轴线D_S的力矩。

因此，应当理解的是，美国专利第5305971号中描述的太阳能板能 够被用来产生沿三个轴线的力矩。在这种情况下，使用用于姿态调节的电 推进器14a、14b使之能够减小存储装置16的一个或更多个轮160所必需 的容量，该容量的减小伴随着卫星10的质量的减小。

根据另一示例，美国专利第5305971号中描述的太阳能板仅有利地 被实现成产生沿Y和I_S轴线的力矩(假设太阳光线法向入射到太阳能板 上)，并且电推进器14a、14b被实现成转移在由Y和I_S轴线形成的平面 中沿轴线D_S的干扰力矩。以这种方式，太阳能板12a、12b相对于太阳的 歪斜(以产生轴线D_S的力矩)不再是必需的，该歪斜导致所产生的电量 明显下降。

图6b示出了包括具有可控光学特性的表面的太阳能板12a、12b的 另一非限制性示例。在这种情况下，太阳能板12a、12b每个都包括具有 可控光学特性的两个侧翼122。所述侧翼122相对于太阳能板12a、12b 是倾斜的，例如向后部倾斜优选地小于45°或甚至小于20°的非零角。

由于侧翼122相对于太阳能板12a、12b是倾斜的，因此通过分别控 制侧翼122的光学特性，能够产生轴线D_S的力矩(假设太阳光线法向入 射到太阳能板上)，而不必使太阳能板12a、12b相对于太阳歪斜。因此， 应当理解的是，图6b所示的太阳能板能够被实现成产生沿三个轴线的力 矩。在这种情况下，使用用于姿态调节的电推进器14a、14b使之能够减 小存储装置16的一个或更多个轮160所必需的容量，该容量的减小伴随 着卫星10的质量的减小。

因此，应当理解的是，在控制太阳能板12a、12b的步骤53期间，尤 其控制所述太阳能板的取向和/或所述太阳能板的具有可控光学特性的表 面的光学特性。

因此，本发明使之能够具有包括姿态和轨道调节系统的卫星10，其 中用于使存储装置16去饱和的装置能够在正常操作下只通过卫星上使用 的以下电子装置来执行其他功能而被构造：

-太阳能板12a、12b(用于产生电能)；

-电推进器14a、14b(用于轨道的东西调节和/或南北调节)，其取向 能够借助于机构140a、140b来控制。

“在正常操作下”这一表述是指除了提供包括化学推进器的其他装 置，其能够在默认实现的一个或更多个电子装置出故障的情况下被实现以 使存储装置16去饱和。

有利地，电推进器14a、14b被用作用于调节卫星10的轨道的装置和 用于调节卫星10的姿态的装置二者。电推进器14a、14b的这种双重利用 引入了姿态调节和轨道调节操作的耦合，这违背了本领域技术人员的预 想。

以更一般的方式，应当指出，已经作为非限制性示例而描述了上文考 虑的实施方式和实施例，并且因此可以设想其他变型。

特别地，应当理解的是，能够利用卫星10的其他表面来代替太阳能 板12a、12b，其中该其他表面能够被实现成通过利用太阳光压产生太阳 力矩。这样的表面是可控表面，即尤其能够控制其取向和/或光学特性。

此外，本领域的技术人员应当理解，根据本发明的方法容易推广到其 中至少一个太阳能板的对称纵轴线和太阳能板的旋转轴线典型地偏离几 度至几十度的情况和其中至少一个太阳能板的旋转轴线相对于俯仰轴Y 典型地偏离几度至几十度的情况，以及两种偏差共存的情况。该方法能够 根据如上文描述的相同原理来被实现。

变型实施例在于使用包括回转致动器的角动量存储装置16，该回转 致动器使之能够同时存储角动量并产生沿三个自由度的力矩。