姿轨控分系统设计ppt课件

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1、第七讲姿轨控分系统设计,2014年3月6日,主要内容,几个概念 姿轨控分系统功能 姿态和轨道动力学基础 航天器常用几种轨道 姿态运动学和动力学 姿轨控方案要求和类型,姿轨控系统的组成 常用敏感器和敏感器选择 常用执行器和执行器选择 姿态确定和控制算法 地面仿真试验验证 仿真试验阶段划分 测试系统组成 测试系统功能 整星集成后关注事项,2020/12/6,3,轨道（运动）定义：卫星质心的运动轨迹 轨道控制任务： 变轨：一个自由飞行段轨道转移到另一个自由飞行段轨道 轨道维持：克服卫星各种摄动力的影响，保持预订轨道根数 返回控制：脱离原轨道返回大气层 轨道交会：一个卫星与另一个，在同一时间，以相同速

2、度到达空间同一位置的过程 姿态（运动）定义：卫星绕质心的运动指向 姿态控制任务 姿态稳定：保持已有姿态或姿态运动的过程 姿态机动：把卫星从一种姿态变为另一种姿态的再定向过程,5.1 几个概念,2020/12/6,4,用于测量和控制在轨道上运行的姿态和姿态角速度。最简单的可以不控制，或者通过自旋或它和地球磁场或重力场的相互作用来实现被动控制，用来测量姿态和位置的敏感器可有可无。比较复杂的则使用控制器来处理姿态，使用执行机构磁力矩器或推进系统的推力器来改变姿态、速度或角动 量。可以带几个独立的附件，例如太阳电池阵、通信天线等， 它们可能要求有独立的姿态指向。为了控制附件的姿态，需 要用执行机构。有

3、时可用独立的敏感器和控制机构。姿态控 制和轨道控制的规模取决于控制轴的数目和被控制的附件的 数量、控制精度和响应速度、机动要求和扰动环境。其功能 可归纳为：,5.2 姿轨控分系统功能,2020/12/6,5,测量航天器的姿态； 控制航天器的指向； 控制航天器角度的变化速率； 提供轨道机动所要求进行的姿态机动； 对航天器在轨道上飞行时的轨道保持； 轨道控制,2020/12/6,6,5.3 姿态控制特性,姿态测量精度； 姿态指向精度； 姿态稳定度（对遥感是反映图象质量清晰程度的一个相当重要的指标）； 姿态机动能力； 轨道保持能力。,2020/12/6,7,*姿态控制的精度： 有粗精度、中等精度和高

4、精度的控制方式，以适应不同任务的要求。 粗精度的控制指标一般为指向精度低于2； 中等精度的控制，指向精度为优于0.5（三轴）； 高精度姿态控制的指向精度为优于0.1。 上述姿态控制精度取决于姿态控制采用的测量部件的性能。,2020/12/6,8,姿态测量精度 中等控制精度的测量精度优于0.2、高精度控制的测量 精度优于0.01。 稳定度 对于一般的遥感卫星为优于0.001/s。对于通信卫星、 电子侦察卫星等，稳定度是没有要求。,2020/12/6,9,姿态机动 根据航天器的任务，例如通信卫星当由运载火箭送到预定 的轨道，到达同步轨道将由卫星自己来完成。此时卫星将通 过姿态机动，提供轨道机动所需

5、要的推力方向。对地观测卫 星有时为了提高地面分辨率或者要达到所要求的目标轨道等 都需要进行姿态机动，便于进行轨道机动。有的为了达到在 可视范围内进行侦察，卫星绕滚动轴进行姿态机动（或称卫 星侧摆）。这些任务都要求后天器姿态控制具有姿态机动的 功能。,2020/12/6,10,轨道控制 指要求在寿命期间，按照目标（理论的设计轨道）飞行。 （摄动）。如果航天器的高度比较低的情况，轨道衰减比较 快，因此必须克服大气阻力对轨道的影响，进行轨道保持 。对于较高轨道飞行的航天器，大气密度比较稀薄，对轨道 的影响比较小，因此，轨道控制的任务相对比较简单。但是 轨道控制的目的是要求达到目标轨道飞行， 它与轨道

6、的测量精度有比较大的关系。轨道测量的结果 是轨道控制的输入条件，因此，达到目标轨道飞行要求有比 较高的轨道测量精度。,5.4姿态和轨道动力学基础,(1)常用坐标系定义 1)地心赤道惯性坐标系（OeXiYiZi ） 简称惯性坐标系，原点在地心上，Xi在地球赤道平面内指向春分点，Zi轴指向北地极，与地球自旋轴重合。是相对惯性空间静止或匀速转动的坐标系，是卫星姿态和轨道运动的绝对参考基准。 一般采用J2000.0惯性坐标系。J2000.0的意思是2000年1月1日12点（地心动力学时）， X轴指向J2000历元的平春分点，为J2000平均赤道与J2000平均黄道的交点。,(6)六个轨道根数的几何意义

7、,Xi,Zi,(1)常用坐标系定义,2)轨道坐标系（ObXoYoZo） 原点取在卫星质心上，Xo轴沿轨道平面与当地水平面的交线，指向前进方向，Zo 轴沿当地垂线指向地心， Yo轴垂直于轨道平面。这个坐标系在空间以航天器的轨道角速度绕 Yo轴旋转，且旋转方向与Yo 轴的方向相反。,(1)常用坐标系定义,3)本体坐标 原点 取在卫星质心上，Xb轴为滚动轴，指向前进方向，Yb 轴为俯仰轴，指向轨道负法线方向，Zb 轴为偏航轴，沿径向指向地心。 固连于卫星中心主体上。 本体坐标系可由轨道坐标系按3-1-2（Z-X-Y）顺序经三次转动得到。当姿态角都为零时，本体坐标系与轨道坐标系重合。,(2)轨道运动方

8、程,下面先研究航天器围绕地球运动的二体问题，即不考虑其 它天体的摄动。为了进一步简化，先把地球当做质点，即航天器是在一个中心引力场内运动，如图1 所示。这样，在地心赤道惯性坐标系0-xyz中，航天器轨道运动方程为:,（1a）,（1b）,（1c）,图1,轨道平面运动,根据上式中可以得到,进而得到 AX+BY+CZ=0 （2）,同理可得,积分得,即,上式表明，卫星在一个平面内运动，这个平面称为轨道平 面。式中 A、B、C为轨道平面的方向系数(有两个独立 量)，即轨道面的法线在地心惯性坐标系中的方向，可用球 面坐标系(法线长度为1)表示为：,A= sinisin (3a) B= -sinicos (

9、3b) C= cosi (3c) 式中,为升交点赤经, i 为轨道倾角。,图2,图3,rp,e=(ra-rp)/2a,六个轨道根数的几何意义立体示意图,(3)六个轨道根数的几何意义,n（t-） = M,1) 轨道倾角i：航天器运行轨道所在的平面叫轨道面，这个平面通过地心，它与地球赤道平面的夹角称为轨道倾角。 2) 升交点赤径：从春分点方向轴量起的升交点的经度，顺地球自转方向为正。 轨道平面与赤道平面的交线在天球上有两个交点，其中，对应于航天器由南半球向北半球上升段经过的那一点叫升交点；反之，航天器由北半球向南半球运动时下降段经过的那一点叫降交点。 3) 近地点角距 :投影在天球上的椭圆轨道近地

10、点与升交点对地心所张的角度，从升交点顺航天器运行方向量到近地点。 4)椭圆轨道的长半轴a。 5)椭圆偏心率e。 6)真近点角f。 当然，轨道参数不止上述6个，但作为确定轨道特征的独立基本要素只用6个就够了，其他轨道要素都可以由这6个要素计算得到。,5.5航天器常用几种类型轨道,1)地球同步（静止）轨道 已知对地静止卫星的周期为一个恒星日的时间，即T=23小时56分04秒（地球相对太阳转一圈为24小时，但地球一天还相对太阳公转约1/365.25度，所以地球相对惯性空间自转一周不到24小时）。,则根据轨道周期可计算出地球同步轨道半长轴a=42164.6（km）。由于地球平均半径RE=6378km所

11、以同步卫星离地面高度H=aRE=35786.6km。,发射场的地理纬度对发射地球静止轨道航天器影响较大。目前运载火箭将卫星送入近地点200km，远地点35786km的过渡轨道。在运载火箭不改变过渡轨道倾角情况下,如果火箭向正东方向（射向为90）发射，其过渡轨道倾角为发射场的地理纬度。西昌发射场的地理纬度为28.50 ,所以过渡轨道倾角i即为28.50 图3为目前发射静止轨道航天器过程的示意图，过渡轨道远地点、近地点和静止轨道速度按下式计算：,图4a,图4b,远地点,Va与Vs之间夹角为过渡轨道倾角 i 。需远地点发动机产生的速度增量Vi可由图中几何关系，按下式计算：,根据我国情况，即在西昌发射

12、场用长征三号系列发射，发射场的地理纬度为28.5，近地点200km，远地点35786km。 计算结果如下表。,2)太阳同步轨道 由于地球是一个非标准球形、质量分布不均匀，对航天器要产生非球形摄动力。摄动力的结果之一将使卫星轨道面产生进动。地球扁率产生近似轨道摄动方程为,如果轨道面进动角速度与太阳在黄道上运动的平均角速度（即地球绕太阳公转的平均角速度）相同，即当 = = 360 /365.25= 0.9856/d， 则这条轨道称之为太阳同步轨道。 太阳同步轨道有一个显著特点，即航天器在太阳同步轨道每圈升段（或降段）经过同一纬度上空的当地时间相同。,太阳、地球和航天器轨道面的几何关系:,图5,正午

13、轨道,图6,太阳同步轨道应用很广，主要用于遥感航天器。这种轨道的优点是可以保持太阳光线和轨道面的夹角不变。因此，这种轨道航天器的太阳电池阵能得到较好的光照条件；同时，对于可见光遥感航天器，可以得到地面上的较好光照条件。 下面，我们用一个示意图来说明轨道升交点经度（轨道面与赤道面交线又称节线）进动物理概念。航天器在轨道面内运动就如同陀螺运动一样，在没有外力作用情况下，其轨道法线在惯性空间保持不变。如图7所示，若在节线方向加一力矩，则轨道法线将产生进动。图7a是陀螺进动原理示意图，图7b是航天器轨道法线进动原理示意图。,图7a,图7b,5.6姿态动力学和运动学,式中， T星体所受的力矩，包括控制力

14、矩和干扰力矩，在本体坐标系中；H 卫星包括飞轮在内的角动量，在本体坐标系中； 卫星相对惯性坐标系的角速度在本体系的投影。,根据角动量守恒的原理，姿态动力学和运动学方程：,空间环境干扰力矩主要： 1）气动力和气动力矩 2）重力梯度力矩 3）太阳光压力矩 4）磁力矩 占优势的力矩在低高度轨道是气动力矩，在高轨道(在1 000 km以上)是太阳辐射力矩，当高度降至700 km时，太阳辐射力矩和气动力矩是同数量级的。在中高度的轨道(1 000 km左右)主要扰动力矩是重力梯度力矩和磁力矩。,空间环境干扰力矩,(1)气动力和气动力矩,气动力矩可表示为：M=-FL 其中，F为气动力，L为压心相对于航天器质

15、心的矢径。 气动力计算：大气密度，Va卫星质心相对空气速度，Cd气动系数，S为有效迎风面积。,2)重力梯度力矩 地球引力常数 I卫星转动惯量 r卫星位置矢量,3)太阳光压力矩 太阳辐射力矩主要由太阳光压中心与卫星质心不重合而产生。 其中：p 太阳幅射压强，p4.510-6N/m2； K 表面反射性能系数，与表面材料、表面粗糙度和形状等因素有关，一般取11.44之间的值，如全吸收取K=1，完全漫反射取K=1.44； S 卫星有效面积，即垂直于太阳光线的卫星截面面积。,4)磁力矩 地磁力矩是卫星本身的剩磁矩与地球磁场发生相互作用而产生的磁力矩，取决于轨道位置和卫星剩磁。 其中：B为轨道上某一位置的

16、磁场强度矢量，M 为卫星剩磁矩矢量，则磁力矩器。,37,5.7 控制分系统方案要求和类型 1）对控制分系统的要求 对姿态控制的要求是根据有效载荷和航天器平台所采用的方案而确的。 A. 满足有效载荷的要求有： 需要定向的部件 有整个有效载荷需要定向（如对 地观测有效载荷，天文卫星和太阳望远镜的有效载荷）， 其控制方法可以是整个卫星定向，可以是控制有效载荷摇 摆定向；有的要求部分定向，如对地天线等。,38,具体要求有： 定向的方向 如上所说，需要确定相对的参考基准； 定向的范围 如相机需要左右30度方向摇摆； 指向精度对目标指向的绝对角度控制要求，如0.1； 指向稳定度指向角度的最大变化率，如0.0001 ； 回转速率从一个指向重新定向到另一个指向时，在单 位时间的内，所转动的角度； B. 平台对控制分系统的指向要求有： 数据传输和通信天线的指向如对地或对其它航天器指 向，要求对目标捕获和跟踪； 变轨时的指向根据变轨策略确定； 太阳翼的指向对日指向，一般是一维