能量有效的卫星机动的制作方法

本专利总体涉及卫星，并且更具体地涉及能量有效的卫星机动。

背景技术：

太空交通工具(例如卫星或驻留太空物体(RSO))在发射之后在机动到最终轨道期间通常遭遇显著的重力力矩(例如环境力矩、环境力矩干扰等)。通常，绕地球轨道运行的卫星或驻留太空物体(RSO)在执行初始机动以开始转移轨道(对地同步的转移轨道等)从而到达最终轨道之前可以被定位在停泊轨道或初始轨道中。然后卫星可以执行最终机动以保持最终轨道。例如，卫星可以开始于近地轨道(LEO)且机动通过对地同步的转移轨道(GTO)以到达最终对地同步的轨道(GEO)。在这些机动期间，卫星的重力力矩和/或动量增加可能需要显著使用推进器和/或动量设备。

为了抵消该重力梯度(gravity gradient，GG)力矩和/或动量，一些典型的卫星利用位于这些卫星内的反作用轮。具体地，反作用轮包括飞轮，该飞轮可以针对卫星的姿态控制以不同速度旋转。然而，这些反作用轮需要附加的净负荷空间和/或重量并且也可能需要能量来操作。进一步，一些更多的最近卫星采用可展开的太阳能板以在这类卫星朝向最终轨道移动时生成功率，由此增加了惯性矩并且因此导致对重力梯度力矩的更大敏感性，从而必须使用相对更大的反作用轮，这进而需要相应的发射交通工具的更多净负荷空间和重量。

技术实现要素：

一种示例方法包括使轨道中的卫星围绕太空体(space body)机动使得该卫星的主量测轴线(principle sensitive axis)被定向到轨道框架平面(orbit frame plane)以减小作用在该卫星上的重力梯度力矩。该轨道框架平面基于轨道框架向量(orbit frame vector)。

一种示例装置包括卫星的机动设备和方向控制器，该方向控制器使机动设备将卫星的主量测轴线定向到轨道框架平面以减小作用在该卫星上的重力梯度力矩。

另一示例方法包括使轨道中的卫星围绕太空体机动以将该卫星的主量测轴线定向到轨道框架平面。该轨道框架平面由轨道框架向量限定。该示例方法也包括操作卫星的至少一个推进器以使合成推进向量垂直于主量测轴线以改变该卫星的轨道距离。

又一示例方法包括使以太空体为轨道的卫星机动，使得该卫星的功能向量在由轨道框架向量限定的轨道框架平面内。该轨道框架向量从该卫星指向太空体的中心。示例方法也包括使该卫星围绕该功能向量回转使得该卫星的主量测轴线被定向到轨道框架平面。

一种示例有形机器可读介质具有存储在其上的指令，当被执行时，该指令使机器访问或确定以太空体为轨道的卫星的惯性特性，以识别该卫星的主量测轴线，其中该卫星具有关联的功能向量；使用轨道框架变换矩阵来确定轨道框架平面，并且确定该卫星的姿态以将主量测轴线定向朝向确定的平面；以及以基于该功能向量的功能相对于主量测轴线来定向该功能向量。

本发明可以涉及一种方法，该方法可以包括使轨道中的卫星围绕太空体机动使得该卫星的主量测轴线被定向到轨道框架平面以减小作用在该卫星上的重力梯度力矩，其中该轨道框架平面基于轨道框架向量。使该卫星机动可以包括围绕卫星的推进向量旋转该卫星。这将增强操作的可靠性。该卫星的推进向量可以被定向为垂直于该主量测轴线。该方法也可以包括确定该主量测轴线。使该卫星机动可以包括激活推进器或动量存储设备中的至少一个。定向该卫星可以发生在一部分该轨道期间。

本发明的另一实施例可以涉及一种装置，该装置可以包括卫星的机动设备；以及方向控制器，该方向控制器使机动设备将卫星的主量测轴线定向到轨道框架平面以减小作用在该卫星上的重力梯度力矩。该方向控制器可以被用于使机动设备通过轨道框架平面来定向卫星的功能向量。该功能向量可以包括推进向量。该机动设备可以包括推进器。该方向控制器可以使推进器垂直于主量测轴线来定向卫星的推进向量。为了改进可靠性和精确度，该机动设备可以包括动量存储设备。

本发明的另一实施例可以涉及一种方法，该方法可以包括使轨道中的卫星围绕太空体机动以使该卫星的主量测轴线被定向到由轨道框架向量限定的轨道框架平面；以及操作该卫星的至少一个推进器以使合成推进向量垂直于主量测轴线以改变卫星的轨道距离。该方法也可以包括确定主量测轴线。定向主量测主轴线可以包括使卫星围绕推进向量回转。操作至少一个推进器可以包括基于推进向量协调卫星的推进器的激活。使该卫星机动可以包括操作向量存储设备。为了增强精确度，该主轴线可以在5°内被定向到轨道框架向量或轨道框架平面。推进向量可以在5°内垂直于主量测轴线。

本发明的另一实施例可以涉及一种方法，该方法可以包括使以太空体为轨道的卫星机动，使得该卫星的功能向量在由轨道框架向量限定的轨道框架平面内，该轨道框架向量从卫星指向太空体的中心；以及围绕功能向量回转卫星，使得该卫星的量测轴线被定向到轨道框架平面。该功能向量可以包括推进向量。该推进向量可以是来自卫星的多个推进器的合成向量。这在某些条件下可以改进操作。该功能向量可以包括姿态传感器瞄准线、太阳能翼的旋转轴线、天线瞄准线、致动器向量或净负荷特定向量中的至少一个。该方法也可以包括基于卫星的方向或位置中的至少一个来计算该卫星的推进模式。该方法也可以包括将该卫星保持在限定的轨道范围。

本发明的另一实施例可以包括一种有形机器可读介质，该介质包括存储在其上的指令，并且当被执行时，该指令可以使机器：访问或确定以太空体为轨道的卫星的惯性特性以识别该卫星的量测轴线，该卫星具有关联的功能向量；使用轨道框架变换矩阵来确定轨道框架平面；以及确定该卫星的姿态以将量测轴线定向到确定的轨道框架平面，并且基于该功能向量的功能相对于量测轴线定向该功能向量。具有存储在其上的指令的机器可读介质也可以使机器指示推进控制器以利用一个或多个推进器将卫星移动到该姿态。推进控制器可以保持卫星的轨道范围。该功能向量可以包括推进向量。具有存储在其上的指令的机器可读介质可以基于卫星的更新位置或姿态中的至少一个来进一步使机器重新调节该姿态。

附图说明

图1是本文所公开的示例可以在其中被实施的示例卫星。

图2是图1的示例卫星经由转移轨道从初始轨道移动到最终轨道的示例轨道路径图。

图3是描述示例最终轨道的不同机动区域的另一示例轨道路径图。

图4示出根据本公开的教导的示例轨道定向以减少由图1的示例卫星经受的重力梯度力矩。

图5是图1的示例卫星的简化表示，其示出与图4的示例轨道定向相关联的示例轴线的确定。

图6示出根据本公开的教导的图1的示例卫星的第一示例轨道升高/降低推进机动的示例向量和平面。

图7是图1的示例卫星的简化表示，其示出与图6的第一示例轨道升高/降低推进机动相关联的示例方向轴线。

图8示出根据本公开的教导的图1的示例卫星的第二示例轨道升高/降低推进机动的示例向量和平面。

图9是图1的示例卫星的简化表示，其示出与图8的第二示例轨道升高/降低推进机动相关联的示例方向轴线。

图10是可以被用于实施本文所公开的示例的示例卫星能量节约系统。

图11是表示用来实施本文所公开的示例的示例方法的流程图。

图12是表示用来实施本文所公开的示例的另一示例方法的流程图。

图13是表示用来实施本文所公开的示例的又一示例方法的流程图。

图14是能够执行机器可读指令以实施图11-图13的示例方法的示例处理器平台的框图。

在任何可能的情况下，相同附图标记将在整个附图和随附的书面描述中被用来指代相同或相似部件。附图并不是按比例绘制。在任何可能的情况下，相同附图标记将在整个附图和随附的书面描中被用来指代相同或相似部件。

具体实施方式

本文公开了能量有效卫星机动。通常地，以地球为轨道运行的卫星或驻留太空物体(RSO)在执行初始机动以开始转移轨道(对地同步的转移轨道等)从而到达最终轨道之前可以被定位在停泊轨道或初始轨道(例如第一轨道)中。然后该卫星可以执行最终机动以保持最终轨道。例如，卫星可以开始于近地轨道(LEO)并且机动通过对地同步的转移轨道(GTO)以到达最终对地同步的轨道(GEO)。在这类机动期间，卫星可能遭遇重力梯度力矩和/或增加的动量积聚。进一步地，即使在既定轨道(例如最终轨道)中，卫星也可能遭遇由卫星的惯性特性所引起的重力梯度力矩(例如在轨道的近地点期间)。

在这些机动和/或轨道的保持期间，卫星的重力力矩和/或动量积累可能需要显著使用推进器或其他动量设备，并且因此消耗存储在卫星内的燃料/推进资源(例如推进燃料、存储的推进能量)，和/或显著使用反作用轮抵消该重力力矩和/或过多的动量。然而，这些反作用轮通常需要附加的净负荷空间和/或重量，并且在卫星的机动或重新定向期间也可能需要显著的能量来操作。一些卫星采用可展开的太阳能板，由此增加了卫星的惯性矩，这可能必须使用甚至更大的反作用轮，并且因此使用甚至更多净负荷空间和重量和/或操作所需的能量。

本文所公开的示例由于能量有效卫星机动而实现更紧凑和轻质的卫星。具体地，更有效的卫星机动允许相对更轻质和更空间有效的移动和/或动量设备(例如更紧凑的推进器、反作用轮、动量存储设备等)。本文所公开的示例定向和/或确定卫星的方向使得卫星的量测轴线被定向(例如，被对齐)到确定的轨道框架平面以减小(例如，最小化)重力梯度力矩。在一些示例中，例如，卫星的推进向量被定向为垂直于卫星的量测轴线以减小在轨道升高期间作用在卫星上的重力梯度力矩。例如，该重力梯度力矩的减小允许卫星以相对较少能量和/或这些反作用轮的减少的使用来机动(例如在轨道之间或在轨道内)。因此，减少的能量需求使卫星能够显著地更紧凑并且更轻质，由此减少运载交通工具(例如净负荷空间运载交通工具、火箭、航天飞机等)所需的净负荷空间。

如本文所使用的，术语“卫星”可以指代RSO，反之亦然。如本文所使用的，术语“卫星”指代以行星或太空中的其他物体为轨道运行的物体。如本文所使用的，术语“传感器数据”指代来自被用于获取卫星的位置知识的传感器的信息，该位置知识包括但不限于时间和距离、距离率、方位角和/或仰角等。如本文所使用的，术语“主量测轴线”指代其中重力梯度可以生成到卫星或太空交通工具的最高力矩量的卫星或太空交通工具的轴线。如本文所使用的，术语“量测轴线”指代其中重力梯度可以生成到卫星或太空交通工具的显著力矩量的卫星或太空交通工具的一条轴线或多条轴线。如本文所使用的，术语“良性轴线(benign axis)”指代其中重力梯度生成不显著的力矩量(例如最小力矩量)的卫星或太空交通工具的轴线。如本文所使用的，将向量和/或轴线对齐/定向到平面(例如计算的平面或另一向量)，对齐/定向意味着在平面的5°内。然而，该范围可以基于卫星的惯性属性和/或卫星的移动/推进机构的能力而变化。

虽然本文所公开的示例被示出涉及轨道推进升高和/或保持轨道，但是本文所公开的示例可以被应用于其他卫星/RSO应用，包括但不限于姿态传感器瞄准线、太阳能翼的旋转轴线、天线瞄准线、致动器向量或净负荷特定向量。在这些其他示例中，例如，功能向量(例如，重要向量)可以被解释替代推进向量。这些向量可以与未机动的卫星的操作和/或功能相关，和/或与以能量有效的方式来保持轨道有关。

图1是本文所公开的示例可以在其中被实施的示例卫星100。所示示例中的卫星100包括卫星体102(其包括机载处理器、电池和/或燃料箱)、天线(例如通信天线)104、太阳能板106和推进系统108。示例推进系统108包括具有推力锥112的推进器110。在该示例中，太阳能板106处于展开状态(例如远离卫星体102打开)，由此与卫星100的未展开状态相反地改变卫星100的惯性/质量特性，在卫星100的未展开状态中太阳能板106朝向卫星体102向内折叠。

在操作中，例如，卫星100可以经由天线104与外部系统通信(例如传输和接收)，从而使卫星100在轨道路径/或轨道高度之间机动和/或向外部地基系统提供数据。具体地，所示示例中的卫星100通过激活(例如点火)推进器110来机动，该推进器110是电气的(例如基于离子的推进器、离子推进系统，基于氙的推进器等)。例如，卫星100可以改变推进器110中的不同推进器的持续时间和/或脉冲，以相对于卫星以其为轨道运行的太空体来使卫星100机动和/或控制示例卫星100的姿态。

在图1的示例中，示出了示例卫星100的机动参照框架(frame of reference)120。机动参照框架120示出由符号θ’描述的推进器柱角(plume angle)122、由符号θ描述的倾斜角(cant angle)124，以及由符号α描述的回转角126。参照框架120描述卫星100在轨道或不同轨道之间的移动期间可以被定向/旋转的多个旋转移动的程度。在该示例中，示出卫星100的合成向量128。具体地，示例合成向量128基于推进器110中各个推进器的激活和/或方向的向量和来描述所产生的卫星100的运动的方向。

本文所公开的示例允许卫星100利用较少能量和/或燃料来抵消重力梯度力矩和/或过多动量(例如，动量积聚)。具体地，本文所公开的示例实现能量有效的轨道转移、轨道保持和/或卫星100的重新定向。产生的能量节省允许示例卫星100显著地更小，这是由于更少的能量需求和/或更少的所需机动部件。

图2是图1的示例卫星100经由转移轨道206从初始轨道202移动到最终轨道204的示例轨道路径图200。在图2的所示示例中，卫星100在初始轨道202中以太空体或行星(例如地球、火星等)208为轨道运行并且进行到最终轨道204。在该示例中，卫星100通过使用推进器110执行初始机动沿着转移轨道206的开始其行进。当卫星110从初始轨道202移动到最终轨道204时，卫星100沿着由转移轨道206所限定的路径移动并且使用推进器110来执行最终机动以保持在最终轨道204中。虽然在轨道路径图200中所示的示例描述卫星100从较低的初始轨道202移动到较高的最终轨道204，但是在一些示例中，卫星100并未完成最终机动从而移动到较高的最终轨道204中，由此造成卫星100沿着转移轨道206绕轨道运行。替代地，卫星100可以从最终轨道204行进到较低/初始轨道202。

图3是描述示例最终轨道/轨道路径301的不同机动区域的另一示例轨道路径图300。在图3的所示示例中，卫星100沿着示例轨道路径301移动，该示例轨道路径301包括以轨道远地点(例如，在卫星100与行星208之间的最大距离)304为特征的无约束的姿态区域302，在该轨道远地点中，卫星100遭遇来自行星208的最小量的引力梯度。示例轨道路径301也包括区域306和区域308，在区域306中卫星100可以被机动(例如，被回转)到根据本公开的教导的姿态，以避免来自行星208的重力梯度力矩，在区域308中来自行星208的重力梯度通过保持卫星100的约束姿态来避免。在该示例中，区域308以轨道近地点309为特征，其中行星208展示到卫星100上的最大量的重力梯度，这是由于卫星100在示例轨道路径301中最靠近行星208(例如，最近点)。

在图3的示例中，卫星100被回转到轨道路径301的区域310中的无约束姿态(例如，卫星100的姿态/方向不被保持)。在该示例中，轨道路径301也包括在卫星100移动到轨道远地点304之前的无约束姿态区域312。本文所公开的示例可以被应用到诸如图2中所示的转移轨道(例如，轨道升高)以及诸如图3的示例的保持轨道。

图4根据本公开的教导所示示例轨道方向以减少由图1的示例卫星100所经受的重力梯度力矩。具体地，当卫星100保持围绕行星208的轨道时，卫星100的示例方向和/或对应的机动(例如机动以保持示例方向)通过限定卫星100的姿态(例如相对定向)来执行，该卫星100的姿态可以被保持以减小(例如最小化)来自行星208的由卫星100所遭遇的重力梯度力矩。

在图4的所示示例中，卫星100以行星208为轨道运行，由此限定由符号O₃表示的轨道框架向量402以及被表示为O₃平面的对应轨道框架平面404。在该示例中，向量402被定义为从行星208的重心到卫星100的重心。基于向量402，平面404被定义在卫星100的重心处并且也垂直于向量402。在图4的示例中，示出了平面404的坐标系轴线406。在该示例中，卫星100的量测主轴408、409相对于向量402和平面404被示出。在该示例中，量测轴线408是卫星100的主量测轴线。

在图4的示例中，为了避免和/或减小作用在卫星100上的重力梯度力矩，卫星100的主量测轴线408和/或至少一个量测轴线被放置在平面404内。如以下结合图5详细所述的，量测主轴线和/或任意量测主轴线的确定和/或限定可以使用与卫星100有关的方向/对齐/姿态的对应示例计算来确定/限定。然而，以下所述的示例限定、计算和/或确定不是详尽的。

附加地或替代地，例如，图4中所示的示例方向/姿态可以被用于切换轨道和/或轨道高度。具体地，例如，在轨道升高期间，在作用在卫星100上的最小和/或基本为零的重力梯度力矩的情况下提供和/或引导来自卫星100的推力可以是有利的。替代地，量测轴线409是主量测轴线，并且因此，例如可以通过沿着轨道框架向量402或轨道框架平面404定向(例如对齐)量测轴线409来减小(例如最小化)重力梯度力矩。

图5是图1的示例卫星100的简化表示，其示出对应于图4的示例轨道方向的示例轴线的确定以减小(例如最小化)作用在卫星100上的重力梯度力矩。具体地，由卫星100所遭遇的重力梯度力矩基于卫星100的质量/惯性特性结合以上与图4相结合所述的姿态控制被减小和/或最小化。

为了减小由卫星100所遭遇的重力梯度力矩，例如，首先确定和/或表征示例卫星100的质量和/或惯性特性和所经受的重力梯度力矩。具体地，卫星100被表征为在距卫星100的重心503的相对距离处的离散的/离散化的质量元件502。因此，卫星100的空间从属惯性特性可以取决于卫星100是处于展开状态还是未展开状态(例如太阳能板106是否从卫星体102被展开)。具体地，质量元件502(在该示例中被表示为i，i+1等)可以处于距重心503的变化的距离处，并且因此改变卫星100的整体惯性特征。在该示例中，质量元件502的质量/惯性特性被用于限定惯性张量I和/或质量/惯性矩阵和/或用于确定卫星100的主量测和/或良性轴线(benign axes)。在该示例中，惯性张量I是在图5中所示的方向x、y、z上限定卫星100的惯性特性的多变量阵列。

在图5的示例中，基于卫星100的惯性性质，作用在卫星100上的重力梯度力矩通过方程式1来计算：

其中是关于重力梯度的力矩(在卫星100体框架中)，其中GM是行星208的引力常量，其中r是在行星208的惯性框架中心(例如行星208的质心)到卫星100的重心的距离，其中是基于轴线3所限定的向量(例如向量402)，其基于体框架阵列(body frame array)的第三列，从卫星100的重心延伸到行星208的惯性框架中心(例如几何中心和/或重心)，并且其中I是卫星100的惯性张量。在该示例中，向量被用于基于行星208将体框架(例如卫星100的体参照框架)调节到轨道框架。

为了计算卫星100的量测主轴线，以下方程式2和方程式3在该计算中被假定为符号(notation)：

其中I^B′是主惯性张量，T^B′B是从几何体框架到卫星100的重心处的主轴线的变换，并且O₃是卫星100的前述体框架阵列相对于轨道框架的第三列T^BO，其表示从卫星100的重心到行星208的重心的向量。基于方程式(2)和方程式(3)的符号，为了计算在示例卫星100的主轴线中示例卫星100所经受的力矩，进行O₃和I^B′O₃的叉积(cross product)，由方程式4表述如下：

在一些示例中，其中T^B′B可以被用于将旋转回几何体框架。如方程式4中可见，作用在示例卫星100上的力矩与不同方向上的主惯性差成比例。最显著的主惯性差对应于最主要的量测轴线。例如，如果I_X和I_Z相同，则y主轴线中的重力梯度力矩将是零。在另一示例中，如果I_Y显著小于I_X和I_Z，则相对于I_Y作用的力矩和/或在y方向上的力矩将产生最大力矩，从而造成I_Y是最主要的量测轴线。在图5的视图中，图4的主量测轴线408也被示为良性轴线504、506。图5的所示示例的良性轴线504、506指示其中卫星100对重力梯度力矩并不敏感(例如对必要程度不敏感等)的轴线。

在一些示例中，基于太空交通工具的已知质量/惯性特性(例如基于太空交通工具的设计预限定的)来确定该太空交通工具的量测轴线和良性轴线。例如，基于卫星100的设计，卫星体102和太阳能板106的质量特性可以是已知的。虽然所示示例的卫星100沿着多条轴线是对称的，但是卫星的不对称质量/惯性分布可能产生多个量测轴线。然而，在这类示例中，存在一个可以经受最高量的重力梯度力矩的量测轴线，并且因此其被指定为量测主轴线。虽然图5的示例计算以上被用于确定，但是这些示例不是详尽的并且任何合适的(多个)计算和/或计算方法可以被使用。以下在图6-图9中所公开的一些其他示例利用量测轴线和良性轴线的这些示例计算来定向推进向量和/或功能向量以最小化重力梯度力矩。

图6根据本公开的教导所示示例卫星100的第一示例轨道升高推进机动的图1的示例向量和平面。在图6的示例中，卫星100在轨道升高过程期间从较低轨道(例如轨道202)转移到较高高度的轨道(例如轨道204)。替代地，卫星100可以从较高轨道转移到较低轨道。

类似于以上结合图4和图5所述的示例，示出了轨道框架向量402和轨道向量平面404。然而，在图6的示例中，示出了卫星100的推进向量(例如合成推进向量)602，该推进向量对应于远离行星208的轨道升高机动。在该示例中，卫星100具有在平面404内的主量测轴线604，并且推进向量602垂直于主量测轴线604，由此在该示例机动期间减小起因于推进由卫星100所遭遇的重力梯度力矩。因此，重力梯度力矩的减小降低了所需的来自卫星100的推进器110和/或动量设备的机动量，由此实现卫星100的更大的紧凑度和/或重量节省。

在该示例中，使用结合图4和图5的上述的示例来计算卫星100的主量测轴线604。具体地，基于卫星100的惯性特性来确定主量测轴线604。如以上结合图5所述，不同坐标轴线之间惯性值的差导致由卫星100所经受的显著力矩。

在图6的示例推进机动的执行期间，由卫星100所经受的重力梯度力矩基于主量测轴线604到平面404的方向(例如对齐)结合推进向量602到主量测轴线604的垂直方向被减小(例如最小化)。替代地，主量测轴线604可以被定向到向量402。

因为所示示例的卫星100的推进向量602垂直于主量测轴线604，所以由推力(其可以被控制为净总体推力)造成的由卫星100所经受的力矩被最小化。在一些示例中，通过控制推进器110使得来自推进器110的合成推力限定垂直于量测轴线604的推进向量602来完成推进向量602到主量测轴线604的垂直性。也就是说，可以由至少一个推进器110的方向性定向和/或来自多个推进器110的合成推力来控制推力的方向，其可能不一定沿着推进向量602被定向。因为推进器110的该坐标控制，将推进向量和/或合成推进向量602定向为相对靠近和/或对齐于卫星100的重心减小了传输到卫星100的力矩，由此例如减小了用来抵消在推进机动期间可能以其他方式由卫星100所经受的力矩的所需设备和/或净负荷。进一步地，电气卫星在转换到较高轨道期间经常需要展开的太阳能板，这具有较大的特性合成重力梯度力矩。然而，本文所公开的示例可以被用于抵消这些展开状态的惯性效果。

图6的示例方向和/或推进机动可以在转移轨道期间、在整个轨道和/或轨道的一部分期间被执行。例如，本文所述的姿态控制可以在围绕行星208的最终轨道的多个部分期间(例如在卫星100靠近轨道的近地点行进期间)被使用。在一些示例中，例如，在太空体(例如行星、地球、金星等)惯性框架(诸如地球为中心的惯性框架(ECI))中执行示例推进机动。

虽然本文所公开的示例示出了主量测轴线与轨道框架平面的大致方向对齐(例如精确对齐)和/或推进向量到主量测轴线精确垂直，但是在本文所公开的任何示例中完全对齐并不是减小卫星100所经受的重力梯度力矩所必需的。同样，为了减小重力梯度力矩，主量测轴线604可以在一定程度上(例如在5°内)被对齐/定向到平面404或向量402，以减小重力梯度力矩。类似地，推进向量602也可以在一定程度内正交于主量测轴线604(例如在量测主轴线604的5°内垂直)。也就是说，基于本文所公开的示例的重力梯度力矩减小的益处即使在主量测轴线604和推进向量602没有精确定向/对齐的情况下也是可见的。主量测轴线被定向到轨道框架平面/向量和/或推进向量正交于主量测轴线的程度可以基于卫星的性质(例如惯性性质)和/或卫星可以机动的程度(例如卫星上的推进设备和/或动量设备的有效性)而改变。

图7是图1的示例卫星100的简化表示，其示出与图6的第一示例轨道升高/降低推进机动相关联的示例方向轴线。在图7的视图中，良性主轴线702、704相对于卫星100的主量测轴线604被示出。所示示例的良性主轴线702、704是没有在很大程度上受到提供给卫星100的重力梯度力矩影响的轴线。然而，由于沿着y方向的卫星100的质量分布，主量测轴线604可以显著地受到力矩的影响，如由图7中所示出的x，y，z坐标系所示。

为了最小化应用到卫星100的力矩，推进向量602被示为被定向为垂直于量测主轴线604。如以上结合图6所述，通过减小(例如最小化)推进向量602到卫星100的重心的距离间隔(例如德尔塔(delta)、对齐间隔)，推进向量602到卫星100的重心的对齐减小和/或最小化由于推力应用到卫星100的力矩的量。

图8示出根据本公开的教导的第二示例轨道升高/降低推进机动的示例卫星100的示例向量和平面。与图6和图7的示例相反，在该示例中，当卫星100以行星208为轨道运行时，卫星100不能在垂直于卫星100的主量测轴线804的方向上产生推进向量802。卫星100不能产生垂直于主量测轴线804的推进向量可能是推进器故障(例如一个或多个推进器不能操作和/或被损坏)或限制推进器110所产生的静推力的方向性能力的推进器110的配置和/或空间布置造成的。

在图8的示例中，卫星100首先被旋转(例如被回转)使得卫星100的推进向量802被定向到轨道框架平面404。然后卫星100围绕推进向量802被回转直到主量测轴线804被定向到平面404。如上所述，所示示例的推进向量802没有垂直于主量测轴线804。然而，卫星100所经受的重力梯度力矩仍然被减小和/或被消除。

图9是图1的示例卫星100的简化视图，其示出与图8的第二示例轨道升高/降低推进机动相关联的示例方向轴线。如在图9的视图中可见，该示例中的卫星100包括与推进向量802有关的良性轴线902和904以及主量测轴线804。与图6和图7的示例相反，推进向量802没有垂直于主量测轴线804。

在图9的示例中，例如，卫星100经由接收的传感器数据围绕推进向量802回转(例如持续回转)以将推进向量802保持在平面404内。示例卫星100也围绕推进向量802回转(例如持续回转，周期性地回转等)以将卫星100的主量测轴线804和/或量测轴线保持在平面404内。具体地，基于接收的传感器数据，控制算法可以基于卫星100的当前或预测的(多个)位置和/或(多个)姿态被用来回转卫星100。

如上所述，本文所公开的示例可以被用于轨道保持或轨道升高/降低(例如改变轨道范围/半径)之外的其他应用。例如，功能向量(例如引导通信向量、太阳能板引导向量、净负荷特定向量或视觉传感器向量)可以代替推进向量被引导/被定向在轨道框架中。根据相关功能，这些向量可以相对于量测主轴线(例如垂直)和/或相对于轨道框架向量/平面(例如平行或在其内)被定向以最小化遭遇的重力梯度力矩。例如，净负荷特定向量可以被指向太空体同时卫星的量测轴线可以被定位在轨道框架平面内。附加地或替代地，功能向量被定向/对齐到轨道框架平面。

图10是可以被用于实施本文所公开的示例的示例卫星能量节约系统1000。在卫星(例如卫星100)中实施的所示示例的卫星能量节约系统1000具有卫星导引系统1002，该卫星导引系统1002包括推进控制器1006、方向控制器1008和传感器接口1010。示例能量节约系统1000也包括通信线路1016，该通信线路1016将导引系统(例如卫星导引系统)1002、推进控制器1006和/或传感器接口1010通信地耦合到图1中所示的(多个)卫星推进器110。在该示例中，导引系统1002也被通信地耦合到天线104，该天线104进而与行星208的地基通信系统1020通信，卫星以该行星208为轨道运行。在图10的示例中，导引系统1002通信地耦合到数据库1022和/或包括数据库1022。

在操作中，传感器接口1010确定示例卫星的位置和/或姿态。具体地，传感器接口1010基于传感器数据和/或从行星208的地面通信系统1020接收的传感器数据来确定卫星的位置、姿态和/或速度/加速度向量。

在该示例中，卫星基于在天线104处从地面通信系统1020接收的命令来行进到较高轨道。所示示例的方向控制器1008基于从卫星到行星208所限定的向量(例如向量402)来确定轨道参照框架平面(例如平面404)。所示示例的方向控制器1008计算卫星的主量测轴线。在其他示例中，方向控制器从数据库1022访问卫星的质量/惯性数据和/或预定的量测轴线。在另外其他示例中，量测主轴线由地面通信系统1020指定(例如从地面通信系统1020接收、持续接收、上传)。在一些示例中，所示示例的方向控制器1008也计算将卫星的主量测轴线定向到轨道参照框架平面所需的卫星的姿态切换(例如姿态德尔塔)。附加地或替代地，示例方向控制器1008计算其中主量测轴线被定向到轨道参照框架平面并且卫星的推进向量垂直于主量测轴线以将卫星移动到较高轨道中同时减小(例如最小化)作用在卫星上的重力梯度力矩的卫星的姿态。在一些示例中，例如，方向控制器1008是经由地面通信系统1020的手动控制界面。

基于确定的/计算的姿态，推进控制器1006控制卫星推进器110的多个推进器，以将卫星移动到由方向控制器1008所确定的确定姿态/计算姿态。在一些示例中，推进控制器1006控制多个推进器的推进模式和/或有脉冲驱动(pulse)多个推进器以限定合成推进向量，从而执行将卫星调节到确定姿态所需的机动。附加地或替代地，推进控制器1006控制动量设备(例如动量存储设备)和/或反作用轮以改变卫星的姿态。

在一些示例中，基于卫星的当前状况来计算卫星的量测轴线，该卫星的当前状况可以包括基于卫星的展开状况(例如卫星的太阳能板已经被展开或未被展开)的卫星的燃料燃烧和/或变化。

虽然图10中示出了实施卫星能量节约系统1000的示例方式，但是图10中所示出的元件、进程和/或设备中的一个或多个可以以任何其他方式被组合、被划分、被重新布置、被省略、被消除和/或被实施。进一步地，示例卫星导引系统1002、示例推进控制器1006、示例方向控制器1008和/或更一般地，图10的示例卫星能量节约系统1000可以由硬件、软件、固件和/或硬件、软件和/或固件的任何组合来实施。因此，例如，示例卫星导引系统1002、示例推进控制器1006、示例方向控制器1008和/或更一般地，示例卫星能量节约系统1000中的任何一个可以由一个或多个模拟电路或数字电路、逻辑电路、(多个)可编程处理器、(多个)专用集成电路(ASIC)、(多个)可编程逻辑器件(PLD)和/或(多个)现场可编程逻辑器件(FPLD)来实施。当读取用来覆盖纯粹软件和/或固件实施方式的本专利的任何装置权利要求或系统权利要求时，示例卫星导引系统1002、示例推进控制器1006和/或示例方向控制器1008中的至少一个在此被明显限定为包括存储软件和/或固件的有形计算机可读存储设备或存储磁盘，例如，存储器、数字通用光盘(DVD)、高密度光盘(CD)、蓝光光盘等等。更进一步地，图10的示例卫星能量节约系统1000可以包括除了图10中所示的那些之外或取代图10中所示的那些的一个或多个元件、进程和/或设备，和/或可以包括任意或全部所示元件、进程和设备中的不止一个。

图11-图13示出了表示用于实施图10的卫星能量节约系统1000的示例方法的流程图。在这些示例中，该方法可以使用机器可读指令来实施，该机器可读指令包括用于由处理器(诸如以下结合图14所讨论的示例处理器平台1400中所示的处理器1412)执行的程序。程序可以被体现在存储在有形计算机可读存储介质(例如CD-ROM、软式光盘、硬盘驱动器、数字通用光盘(DVD)、蓝光光盘或与处理器1412相关联的存储器)上的软件中，但是整个程序和/或其部分可以替代地由不同于处理器1412的设备来执行和/或被体现在软件或专用硬件中。进一步地，虽然示例程序参照图11-图13中所示出的流程图被描述，但是实施示例卫星能量节约系统1000的许多其他方法可以替代地被使用。例如，方框的执行顺序可以被改变，和/或所描述的方框中的一些可以被改变、被消除或被组合。

如以上所述，图11-图13的示例方法可以使用存储在有形计算机可读存储介质(例如硬盘驱动器、闪速存储器、只读存储器(ROM)、高密度光盘(CD)、数字通用光盘(DVD)、缓存、随机存取存储器(ROM)和/或其中信息被存储达任意持续时间(例如延长的时间段、永久地、简短的情况、暂时缓冲和/或信息的缓存)的任何其他存储设备或存储磁盘)上的编码指令(例如计算机和/或机器可读指令)来实施。如本文所使用，术语有形计算机可读存储介质被明显限定为包括任何类型的计算机可读存储设备和/或存储磁盘并且排除传播信号且排除传输介质。如本文所使用，术语“有形计算机可读存储介质”和“有形机器可读存储介质”被互换地使用。附加或替代地，图11-图13的示例方法可以使用存储在非暂时性计算机和/或机器可读存储介质(例如硬盘驱动器、闪速存储器、只读存储器(ROM)、高密度光盘(CD)、数字通用光盘(DVD)、缓存、随机存取存储器(ROM)和/或其中信息被存储达任意持续时间(例如延长的时间段、永久地、简短的情况、暂时缓冲和/或信息的缓存)的任何其他存储设备或存储磁盘)上的编码指令(例如计算机和/或机器可读指令)来实施。如本文所使用，术语非临时性计算机可读存储介质被明显限定为包括任何类型的计算机可读存储设备和/或存储磁盘并且排除传播信号且排除传输介质。如本文所使用，当术语“至少”被用作权利要求的前序中的过渡术语时，其以与术语“包括”是开放式的相同的方式是开放式的。

图11的示例方法开始于方框1100处，其中卫星(例如卫星100)被机动和/或被定向以减小来自太空体(例如行星208)的作用在卫星上的(多个)重力梯度力矩(方框1100)。具体地，卫星在轨道(例如最终轨道)中以太空体为轨道运行并且可能即将进入较高轨道以执行较高轨道处的功能(例如通信、信息采集等)。

在图11的示例中，卫星的位置和方向/姿态被确定(方框1102)。例如，传感器接口(例如传感器接口1010)可以采集和/或收集传感器数据以确定卫星相对于太空体的相对位置和姿态。在一些示例中，基于当前卫星运动状况和/或卫星到太空体的相对位置来确定(例如作为时间的函数预测)卫星的预测速度和/或姿态。

在一些示例中，计算卫星的量测轴线(方框1104)。具体地，卫星的质量/惯性数据可以被用于确定量测轴线。在其他示例中，主量测轴线基于卫星的设计是预定的和/或已知的。附加地或替代地，基于对应于卫星的当前状况(例如，卫星的燃料燃烧、更新状况等等)的更新的质量/惯性特性来计算量测轴线。

接着，所示示例的卫星被机动和/或被定向使得通过确定的轨道框架平面(例如，平面404)定向量测轴线(方框1106)。替代地，量测轴线通过轨道框架向量(例如，向量402)被定向。

在其中卫星被移动到不同轨道(例如，轨道升高)的一些示例中，卫星的推进向量(例如，推进向量602)垂直于主量测轴线被定向(方框1107)。在一些示例中，垂直于主量测轴线定向推进向量，并且同时卫星的量测轴线被定向到轨道框架平面(例如，在相同机动期间)。

在其中卫星被移动到不同轨道的一些示例中，一旦卫星已经被定向，卫星的推进器或其他移动设备就被操作/激活以改变卫星的轨道高度(方框1108)。在一些示例中，在卫星被定向时该推进器被同时操作用于轨道升高机动(方框1106和/或1107)，并且然后该过程结束(方框1110)。替代地，多个推进器被激活用于垂直于主量测轴线的合成推进向量。

图12是表示用来实施本文所公开的示例的另一示例方法的流程图。在图12的示例方法中，以太空体为轨道运行的卫星经历轨道升高，但是具有受限的推动机动能力和/或受限的推进器方向。图12的示例方法开始于方框1200处，其中卫星开始轨道升高机动(方框1200)。

确定卫星的第一位置和/或第一方向/姿态(方框1202)。接着，卫星被机动和/或被定向(被回转)使得卫星的推进向量在确定的轨道框架平面(例如平面404)内(方框1204)。例如，轨道框架平面可以作为时间的函数由示例卫星的方向控制器(例如，方向控制器1008)确定。在该示例中，所示示例的轨道框架平面被确定为卫星位置的函数，其随着时间而变化。

在图12的示例中，卫星围绕推进向量被回转(例如围绕推进向量被旋转)使得卫星的量测轴线被定向到确定的轨道框架平面(方框1206)。

在卫星被机动之后，经由传感器接口(例如，传感器接口1010)确定卫星的第二位置和第二方向(方框1208)。在一些系统中，例如，太空体的地基系统经由通信系统(例如，地面通信系统1020)确定卫星的位置和方向。

接着，确定是否是需要卫星的进一步调节(方框1210)。在一些示例中，通过分析是否需要卫星的持续姿态调节(例如在一部分轨道期间)和/或卫星是否从计划轨迹偏离来作出该确定。

如果确定需要卫星的进一步调节(方框1210)，则该过程将控制返回到方框1202。如果确定不需要卫星的进一步调节(方框1210)，则示例过程结束(方框1212)。

图13是表示用来实施本文所公开的示例的又一示例方法的流程图。示例方法开始于方框1300处，其中以太空体为轨道运行的示例卫星处于最终轨道中(方框1300)。然而，卫星在轨道的多个部分期间被机动以最小化和/或减小在卫星处所遭遇的重力梯度力矩。

在图13的示例中，确定卫星的第一姿态(方框1302)。该确定可以经由与传感器接口(例如，传感器接口1010)的传感器和/或地基通信(例如通信系统1020)的通信而发生。

接着，确定卫星的量测轴线(例如主量测轴线)(方框1303)。在一些示例中，基于当前的卫星状况(例如展开位置、燃料燃烧等)来计算量测轴线。

在图13的示例中，基于轨道框架变换矩阵来计算轨道框架平面(方框1304)。例如，轨道框架平面可以基于从卫星的重心指向卫星以其为轨道运行的太空体的重心的向量。

在图13的示例中，确定/计算卫星的第二姿态以将卫星的量测轴线定向到轨道框架平面(例如，平面404)(方框1306)。例如，诸如方向控制器1008的方向控制器可以计算卫星的姿态(例如德尔塔)变化。在一些示例中，计算的姿态变化可以作为时间的函数被计算。

基于卫星的第二姿态，卫星的推进器和/或动量设备(例如，反作用轮)由推进控制器(例如，推进控制器1006)来控制，从而将卫星移动到第二姿态(方框1307)。

接着，确定是否需要卫星的进一步姿态调节(方框1308)。如果需要卫星的姿态的进一步调节(方框1308)，则过程的控制返回到方框1302。替代地，如果不需要进一步调节(方框1308)，则过程结束(方框1310)。

图14是能够实施图11-图13的示例方法以实施图10的示例卫星能量节约系统1000的示例处理器平台1400的方框图。处理器平台1400可以是，例如，服务器、个人计算机、移动设备(例如个人数字助理(PDA))、互联网电器或任何其他类型的计算设备。

所示示例的处理器平台1400包括处理器1412。所示示例的处理器1412是硬件。例如，处理器1412可以由来自任何所需族系(family)或制造商的一个或多个集成电路、逻辑电路、微处理器或控制器来实施。

所示示例的处理器1412包括本地存储器1413(例如高速缓冲存储器)。示例处理器1412也包括推进控制器1005、方向控制器1008和传感器接口1010。所示示例的处理器1412经由总线1418与主存储器通信，该主存储器包括易失性存储器1414和非易失性存储器1416。易失性存储器1414可以由同步动态随机存取存储器(SDRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、RAMBUS动态随机存取存储器(RDRAM)和/或任何其他类型的随机存取存储器设备来实施。非易失性存储器1416可以由闪速存储器和/或任何其他所需类型的存储器设备来实施。对主存储器1414、1416的存取由存储器控制器来控制。

所示示例的处理器平台1400也包括接口电路1420。接口电路1420可以由任何类型的接口标准(例如，以太网接口、通用串行总线(USB)和/或PCI express接口)来实施。

在所示示例中，一个或多个输入设备1422被连接到接口电路1420。(多个)输入设备1422允许用户将数据和命令输入到处理器1412中。(多个)输入设备可以由诸如音频传感器、扩音器、照相机(静态或视频)、键盘、按钮、鼠标、触摸屏、跟踪板、轨迹球、isopoint和/或语音再现系统来实施。

一个或多个输出设备1424也被连接到所示示例的接口电路1420。输出设备1424可以例如由显示设备(例如，发光二极管(LED)、有机发光二极管(OLED)、液晶显示器、阴极射线管显示器(CRT)、触摸屏、触觉输出设备、打印机和/或扬声器)来实施。所示示例的接口电路1420因此通常包括显卡驱动器卡、显卡驱动器芯片或显卡驱动器处理器。

所示示例的接口电路1420也包括通信设备(例如，发射器、接收器、收发器、调制调节器和/或网络接口卡)以便于经由网络1426(例如以太网连接、数字用户线路(DSL)、电话线路、同轴电缆、蜂窝电话系统等)与外部机器(例如任何种类的计算设备)交换数据。

所示示例的处理器平台1400也包括用于存储软件和/或数据的一个或多个大容量存储设备1428。这类大容量存储设备1428包括软盘驱动器、硬盘驱动器、高密度光盘驱动器、蓝光光盘驱动器、RAID系统和数字通用光盘(DVD)驱动器。

用来实施图11-图13的方法的编码指令1432可以被存储在大容量存储设备1428中、易失性存储器1414中、非易失性存储器1416中和/或可移除的有形计算机可读存储介质(例如CD或DVD)上。

根据上述内容，应认识到的是，以上所公开方法和装置实现卫星/RSO的能量有效的操作，由此允许更紧凑和重量减轻的卫星/RSO。增加的紧凑性和重量减轻导致相应的太空发射交通工具的减小的净负荷需求。

虽然本文已经公开了某些示例方法和装置，但是本专利的覆盖范围不限于此。相反，本专利覆盖平等地落入本专利的权利要求的范围内的所有方法、装置和制品。虽然描述了卫星，但是示例方法和装置也可以被应用到交通工具、空气动力学结构等。