[发明专利]同步卫星姿态指向误差修正系统及方法

说明书

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。