本发明涉及检测飞行器运动的系统。确切地说，它涉及检测卫星章动的系统及技术。 卷管在这里我们参照一个有着特定应用的实施方案对本发明进行描述，但须知本发明并不仅限于此。掌握本项工艺的普通技能的人会确认本发明范围内的其它实施方案及应用。
自旋稳定化对卫星飞行姿态控制的优点已得到很多证明。但是，自旋稳定的卫星因其固有属性对章动很敏感。换言之，在无外力矩情况下，自旋稳定卫星的角动量矢量在惯性空间中是固定不变的。章动-位于飞行器体内的自旋轴绕角动量矢量的圆锥运动或进动，是由一横向角动量带来的自旋轴不同轴性产生的。横向角动量可能是由以下因素引起的：在飞行姿态和轨道校正动作过程中，控制推进器的点火;有关节的有效载荷组件的运动;可弯曲组件的影响;或飞行器中液体的晃动。
下管是什么原因，自旋稳定卫星飞行姿态的精确控制必须抑制章动。为此目地在航天器上配合使用若干章动探测器和机械组件。机械组件能消耗（或提供）所要求的能量，以消除横向角动量，从而减少摆动。
章动检测器一般为装在航天器边缘的线性加速计。加速度计通常为一绞接的摆块，其轴向安装得与自旋轴平行，以检测章动引起的上下运动。
现有的章动检测器的低频响应有限，所以难以检测象自转速率低的大型结构所可能经历的非常低的章动频率。在这样的应用中，很需要提供精确的低速章动检测器。
现有章动检测器的第二个缺点是容易误把推进器点火引起的加速当作章动。所以在推进器点火期间，如果不经校正，检测器的输出便是无效的。当推进器点火期间章动的信息要被用于在点火过程中的较大调整和提高效率时，出现这种情况是不利的，点火期间的较大调整和提高效率反过来又能降低燃料消耗以及减少这一特定动作的执行时间。所以普遍需要在推进器点火期间仍能保持精确的章动检测器。
许多现有章动检测器的第三个缺点在于对低自旋速率的大航天器，加速度计检测器必须放在远离自旋轴的位置以得到足够强的输出信号。NASA（美国国家航空和航天管理局）目前还研制的空间站就是这种航天器一个例子。
然而，随着与自旋轴间的距离的增加，弯曲效应对检测器输出具有越来越明显的影响。所以在某些情况下，航天器的弯曲有可能被误认为章动。所以普遍需要其输出不受航天器弯曲状态影响的章动检测系统。
本发明的光学章动检测方法及装置解决了有关工艺中出现的缺点。这些装置在低自旋速率时和推进器点火期间能正常工作，而且对航天器弯曲不太敏感。本发明的便利的操作是这样做到的，将两束相干光能束沿相反方向射入一光导纤维线圈或其它适合于限制光路的装置中。光导纤维线圈所在平面垂直于卫星横向角速度。两束光在线圈输出端以这样的方式相汇合，使其产生一个在卫星章动时会发生变化的干涉图样。干涉图样的变化被光检测器电路测得，从而产生一个代表章动的输出信号。
图1是本发明在其预想工作环境中的局部图。
图2是本发明的一个最佳实施方案的透视图。
图3是说明实现本发明的一个框图。
图4是本发明中所用的光导纤维的端面图，显示出相交光束的干涉图样。
图5是本发明的光检测器在图4所示光导纤维端面观察到的干涉图样。
图6是本发明的光检测器对图5所示干涉图样作扫描后得到的模拟输出的典型图样。
图7是本发明的单环实施方案的比较器的典型输出。
图8是本发明的光检测器扫描伴随正交环最佳实施方案的干涉图样所得的典型模拟输出。
图9显示本发明的最佳实施方案的正交环的比较器的输出。
如下面参照图1～6作的更全面的讨论所指示的，本发明提供的章动检测装置与方法能在推进器点火期间在低章动速率（或低自旋速率）情况下有效地检测章动，并且对航天器的弯曲不敏感。本发明包括一个双环光导纤维线圈，两束相干光沿相反方向射入其中。线圈的每个环（各环都可以是多匝的）所在平面垂直于横向角速度矢量。光束在线圈输出端相交产生随卫星章动而变的干涉图样。
图1显示一个自旋稳定卫星10，它包括一反自旋区12和一自旋区14。卫星配备有本发明的光学章动检测器20。图1所示为一外部安置方案，其中有两个相互正交环24和26的光导纤维线圈22，装在分束器/检测器30的外面的卫星10自旋区14的园周上或其附近。线圈22可用其它任何适合于限制光路的装置代替。正如本行业中即使只有一般技能人所熟知的那样，也可以有一些不同的安置方案。如线圈22可以和分束器/检测器30封装在一起。
图2是本发明的光学章动检测器的分立图，它更清楚地显示了光导纤维线圈22的两个相互正交的环24和26。如下面将要详细讨论的那样。本发明只用一个环便完全可以工作。图2所示最佳实施方案中的双环是作为实施本发明的一个最佳模式提出的，其原因如下。对大型，低章动速率的航天器，单环输出在一个周期中某段时间内有可能变为零。分束器/检测器30会误把这种情形当作“无章动”。双环能提供较高的平均输出信号，这是因为相应于一个环的光程长度相干图样低时，相应于与其正交的环的就高。须知，本发明并不限制用多少个环。然而值得注意的是本发明在采用单个线圈时获得了双光导纤维线圈优点。就是说，因为线圈22被弯成两个正交环，故无须使用双倍的材料便获得双线圈的效益。
不管用一个还是多个线圈，在其中一环基本上垂直于卫星横向角速度矢量的条件下，线圈对章动应是敏感的。因为正常情况下自旋速率比章动速率大很多，以卫星自旋速率自旋的环最终将垂直于横向角动量矢量，因而对章动很敏感。
图3给出采用本发明观点的一个光学章动检测器20的示意实现图。检测器20包括有两个相互正交环24和26的线圈22。线圈的端点32和34固定在分束器/检测器30之内，与分束器36光路准直。分束器36为本工艺中通用的分束器。为减轻重量，分束器36可以是在一块光学玻璃或硅薄片上的光学薄膜镀层。低功率激光器38与分束器36准直，以使其输出的相干光能束分成两束具有不同偏振状态的光束。结果，第一种偏振状态的光基本上被分束器36完全反射，而第二种偏振状态的光基本上被完全透射。两束光分别输入线圈22的两端32和34。
分束器36也提供将两束光再混合成一束光输出的方法。即由分束器36再次将第一种偏振状态的光基本上完全反射，而将第二种偏振状态的光基本上完全透射。输出光束随即输入到通用的光检测器40。光检测器40向一附加信号调节电路提供一模拟输出，该电路包括放大器42，低通滤波器44，比较器46，模-数转换器48，微处理机50和时钟52。放大器42放大光检测器输出信号电平，使之处在低通滤波器44的输入动态范围之内。低通滤波器44用来在信号到达比较器46之前将其中的噪音除掉。比较器46按下面讨论的方式设定检测器的工作点。比较器46的输出被模-数转换器48数字化之后输入微处理机50。微处理机利用从时钟52来的输入信号计算章动速率。这是用本行业中熟知的Kalman滤波器或估算技术完成的。微处理机50的输出被输入到卫星飞行姿态与控制电子单元54。飞行姿态与控制电子单元54向飞行姿态控制系统56提供控制信号，该控制系统一般包括机械章动阻尼装置。飞行姿态控制系统通过机械连接影响航天器动力系统58，以减小检测到的章动。
在操作中，激光器38向分束器36输入一相干光束。分束器36将一种偏振状态的光反射到线圈22的一端32，将第二种偏振态的光透射到线圈22的第二端34。这样两条相干光束便沿相对方向输入到线圈22，从线圈22的两端32和34出来，再由分束器36混合成一单束光，最后照射到光检测器40上。
在图1中，卫星10的自旋轴及系统的角动量矢量成一直线。同在正轴上。这代表无章动情形，此时，两束光相交产生如图4所示的初始干涉图样。光检测器将看到图4中干涉图样径向上的一条，如图5所示。如果光电检测器有一单个光电检测二极管，并扫描图5的条状衍射图样，其输出将近似为图6所示形状。如果光电二极管不扫描，而是如在本发明的最佳实施方案中那样装在一固定位置，其输出将是一个电压电平（或电流电平），例如图6中工作点A处的电平。比较器46（主要是一个负反馈微分放大器）的输出将为零，表明无章动。
假设图1的卫星10加有一横向角动量，卫星出现章动，使其自旋轴（纵轴）与系统角动量矢量不同轴（系统角动量矢量在惯性空间中保持不变），卫星会有个瞬时章动位置，如在剖视图的B点。当卫星位于B点时，环26位于平行于瞬时章动平面（XE面）的平面上。尽管卫星将经历锥角运动，该环将对锥角章动在平行于环26的平面上的分量敏感。
所以，当卫星10向-X，Z平面章动时，穿过线圈22的一束光的光程变长了，而另一束光的光程变短了。结果图4和图5的干涉图样发生变化。很明显，卫星10继续章动时，光电检测器40的输出将从A点变到B点，再从B点到C点。
这样，A点代表一模糊点，就是说A点的输出可以表示无章动情形或两次穿过Z、Y平面的情形之一。然而图8所示波形给出环24的单环检测器输出，表明正交环24能补偿环26，在卫星穿过ZY平面时产生一大的输出。所以，图7显示单环情形下比较器46典型的正弦输出，而图9显示涉及环24和26的相干图形的结合（叠加）而得的输出60。波形60的幅度表明章动量，周期表示（章动）速率，而波形的相位表示章动方向。
因此，波形60由A/D转换器48数字化，并和来自时钟52（见图3）所示的实现）的输入一起被微处理机50用来向飞行姿态控制电子系统54提供能显示章动的幅度，速率和方向的信号。飞行姿态控制电子系统54向机电飞行姿态控制系统56提供适当校正信号，系统56以本行业中人所周知的方式校正航天器机械部分。
本发明的操作原理是许多文献中描述的著名的Sagnac效应，例如下列文献：
1.“Sagnac效应”，E.J.Posf，现代物理评论（REVIEWS OF MODERN PHYSICS，）39卷475～494页（1967）〔vol.39，pp475～494（1967）〕;
2.“环状光导纤维干涉仪”，V.Vali和R.W.Shorthill，应用光学（AppuIED OPTICS）15卷，第5册1099-1100页（1976）;
3.“用以通信与控制的纤维光学”，W.C.GOSS，PROCSOC PHOTO-OPT INSTRUM ENG 224卷;38-45页，（1980）;
4.一个采用环状光导纤维干涉仪，以Sagnac效应为基础的光学旋转检测器”，G，Schiffner，光通讯会议柏林，德国（1980）;
5.“综述，光导纤维旋转检测器，向集成装置迈进”，H.J.Arditty，M.Papuchon和C.Puech;CLEO′81，激光与电子光学会议（总结形式的论文）（1981）。
6.“光导纤维旋转检测器及有关技术”。S.Eekkiel和H.J.Arditty，Proceeding of the First International Conference MIT.Cambndge MA November 9-11（1981）。
至此，我们参照一个说明性实现和一专门应用描述了本发明。本行业中对此工艺有一般技能并了解本发明的技术的人会确认在本发明范围内的其它实施。例如，不一定非要用光来实施本发明不可，任何形式的能提供干涉图样的能量都适用。如上所述，本发明并不仅限于使用光导纤维，任何适于限制光路的装置都可使用。类似地，本发明也不限定在这里显示的线圈数和环数。本发明同样也不限定封装或安置方式。所用的检测光束的方法和输出信号传送到卫星控制系统的形式对本发明来说也不是不可更改的。
所附的权利要求书意在包括所有的这些可替代的实现和实施方案。