第 7 章 姿态控制与轨道控制

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1、空间飞行器总体设计空间飞行器总体设计空间飞行器总体设计空间飞行器总体设计第七章第七章 航天器姿态控制航天器姿态控制与轨道控制与轨道控制7.1 7.1 概述概述概述概述7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统7.4 7.4 卫星的姿态控制技术卫星的姿态控制技术卫星的姿态控制技术卫星的姿态控制技术7.5 7.5 设计设计设计设计GNCGNC分系统的步骤分系统的步骤分系统

2、的步骤分系统的步骤空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述 一个刚体航天器的运动可以由它的位置、速度、姿一个刚体航天器的运动可以由它的位置、速度、姿态和姿态运动来描述。其中位置和速度描述航天器的质态和姿态运动来描述。其中位置和速度描述航天器的质心运动，这属于航天器的轨道问题；姿态和姿态运动描心运动，这属于航天器的轨道问题；姿态和姿态运动描述航天器绕质心的转动，属于姿态问题。从运动学的观述航天器绕质心的转动，属于姿态问题。从运动学的观点来说，一个航天器的运动具有点来说，一个航天器的运动具有6 6个自由度，其中个自由度，其中3 3个位个位置自由度表示航天器的轨道运动，另外置自由度表示航天器的轨

3、道运动，另外3 3个绕质心的转动个绕质心的转动自由度表示航天器的姿态运动。自由度表示航天器的姿态运动。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述航天器的控制可以分为两大类，即轨道控制和姿态控制。航天器的控制可以分为两大类，即轨道控制和姿态控制。u轨道控制轨道控制 对航天器的质心施以外力，以有目的地改变其运动轨对航天器的质心施以外力，以有目的地改变其运动轨迹的技术。迹的技术。u姿态控制姿态控制 对航天器绕质心施加力矩，以保持或按需要改变其在对航天器绕质心施加力矩，以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。空间的定向的技术。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述1 1 轨道控制的任务轨道控制

4、的任务轨道控制的任务轨道控制的任务 轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度，有时也轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度，有时也称为空间导航，简称导航；称为空间导航，简称导航；轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标，对轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标，对质心施以控制力，以改变其运动轨迹的技术，有时也称为制导。质心施以控制力，以改变其运动轨迹的技术，有时也称为制导。 轨道控制的任务可分为轨道控制的任务可分为4 4类。类。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述

5、1 1 1 1）变轨控制和轨道机动）变轨控制和轨道机动）变轨控制和轨道机动）变轨控制和轨道机动 这种控制使航天器从一条自由飞行轨道转移到另一这种控制使航天器从一条自由飞行轨道转移到另一条自由飞行轨道。变轨前后的两条轨道可以在同一平面条自由飞行轨道。变轨前后的两条轨道可以在同一平面内，也可以在不同平面内。内，也可以在不同平面内。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述1 1 轨道控制的任务轨道控制的任务轨道控制的任务轨道控制的任务2 2 2 2）轨道保持）轨道保持）轨道保持）轨道保持 使航天器克服空间各种摄动影响，保持卫星轨道某些使航天器克服空间各种摄动影响，保持卫星轨道某些参数不变的控制。

6、同步定点卫星为精确地参数不变的控制。同步定点卫星为精确地保持定点位置保持定点位置保持定点位置保持定点位置而定期进行的轨道修正；太阳同步轨道和回归轨道卫星而定期进行的轨道修正；太阳同步轨道和回归轨道卫星为为保持其倾角和周期保持其倾角和周期保持其倾角和周期保持其倾角和周期所加的控制，一些低轨道卫星为所加的控制，一些低轨道卫星为克克克克服大气阻力，延长卫星在轨寿命服大气阻力，延长卫星在轨寿命服大气阻力，延长卫星在轨寿命服大气阻力，延长卫星在轨寿命所进行的控制。所进行的控制。 空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述1 1 轨道控制的任务轨道控制的任务轨道控制的任务轨道控制的任务3 3 3 3）交

7、会和对接）交会和对接）交会和对接）交会和对接 使一个卫星与另一个卫星在同一时间、以相同速度到达空间同一位使一个卫星与另一个卫星在同一时间、以相同速度到达空间同一位置的过程称为交会。在轨交会过程一般分为三个阶段：远程导引阶段、置的过程称为交会。在轨交会过程一般分为三个阶段：远程导引阶段、近程导引阶段和停靠阶段。近程导引阶段和停靠阶段。 u远程导引阶段远程导引阶段: :轨控系统控制追踪星的质心运动，将它导引到要接近的轨控系统控制追踪星的质心运动，将它导引到要接近的目标卫星附近目标卫星附近, ,两颗卫星距离应小于两颗卫星距离应小于100km100km，并在同一轨道上运动；，并在同一轨道上运动；u近程

8、导引阶段：近程导引阶段：追踪卫星上的轨控设备把它引入相距小于追踪卫星上的轨控设备把它引入相距小于1km1km的交会区，的交会区，当两个卫星相对距离为当两个卫星相对距离为202030m30m时，应以时，应以1.51.53.0m/s3.0m/s的相对速度进入的相对速度进入停靠阶段；停靠阶段；u停靠阶段：停靠阶段：轨控系统应使追踪卫星以零或接近于零的相对速度靠近目轨控系统应使追踪卫星以零或接近于零的相对速度靠近目标卫星。标卫星。 空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述1 1 轨道控制的任务轨道控制的任务轨道控制的任务轨道控制的任务4 4 4 4）返回控制）返回控制）返回控制）返回控制 使使卫卫

9、星星脱脱离离原原来来的的轨轨道道，进进入入大大气气层层的的控控制制。卫卫星星从从外外层层空空间返回地球表面经历下面四个阶段：间返回地球表面经历下面四个阶段：u离离轨轨：通通过过轨轨道道控控制制使使卫卫星星离离开开原原运运行行轨轨道道，转转入入一一条条能能进进入入大气层的过渡轨道；大气层的过渡轨道；u过过渡渡：进进行行必必要要的的轨轨道道修修正正、调调整整卫卫星星姿姿态态为为再再入入大大气气层层作作好好准备；准备；u再再入入：当当卫卫星星下下降降到到离离地地面面8080120km120km时时，进进入入稠稠密密大大气气层层，再再入段开始；入段开始；u着陆。着陆。空间飞行器总体设计 7.1 7.1

10、 概述概述2 2 姿态控制的任务姿态控制的任务姿态控制的任务姿态控制的任务 姿态控制也包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态控制也包括姿态确定和姿态控制两方面内容。u姿态确定：是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。姿态确定：是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。这个基准可以是惯性基准或者人们所感兴趣的某个基准。这个基准可以是惯性基准或者人们所感兴趣的某个基准。u姿态控制：是航天器在规定或预先确定的方向姿态控制：是航天器在规定或预先确定的方向( (可称为参考方可称为参考方向向) )上定向的过程，它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是上定向的过程，它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态

11、保持在指定方向，而姿态机动是指航天器从一个姿指使姿态保持在指定方向，而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。态过渡到另一个姿态的再定向过程。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述2 2 姿态控制的任务姿态控制的任务姿态控制的任务姿态控制的任务1 1 1 1）姿态机动）姿态机动）姿态机动）姿态机动 在在卫卫星星飞飞行行过过程程中中常常常常需需要要从从一一种种姿姿态态转转变变到到另另一一种种姿姿态态，称为姿态机动或姿态再定向。称为姿态机动或姿态再定向。2 2）姿态稳定）姿态稳定）姿态稳定）姿态稳定 克克服服内内外外干干扰扰力力矩矩使使卫卫星星姿姿态态保保持持对对某某参参考

12、考方方位位定定向向的的控控制制任务称为姿态稳定。任务称为姿态稳定。3 3）指向控制）指向控制）指向控制）指向控制 除卫星本体的姿态控制外，为了完成空间任务还需要对卫星除卫星本体的姿态控制外，为了完成空间任务还需要对卫星某些分系统进行局部指向控制，如要求对能源分系统的太阳电某些分系统进行局部指向控制，如要求对能源分系统的太阳电池阵进行对日定向控制，对通信分系统的天线进行对地或对其池阵进行对日定向控制，对通信分系统的天线进行对地或对其他卫星定向控制等。他卫星定向控制等。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述3 3 姿态控制与轨道控制的关系姿态控制与轨道控制的关系姿态控制与轨道控制的关系姿态控

13、制与轨道控制的关系 航天器是一个比较复杂的控制对象，一般来说轨道控航天器是一个比较复杂的控制对象，一般来说轨道控制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制，航天器姿态制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制，航天器姿态必须符合要求。也就是说，当需要对航天器进行轨道控必须符合要求。也就是说，当需要对航天器进行轨道控制时，同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某制时，同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某些飞行过程中，可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。些飞行过程中，可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求，而对航天某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求，而对航天器的

14、姿态却有要求。器的姿态却有要求。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述4 4 卫星控制系统的特点卫星控制系统的特点卫星控制系统的特点卫星控制系统的特点 1 1）卫星运行在空间的失重环境中，许多卫星又具有复杂）卫星运行在空间的失重环境中，许多卫星又具有复杂的结构，难于在地面进行动力学试验。因此对卫星的动力学的结构，难于在地面进行动力学试验。因此对卫星的动力学特性进行理论计算和试验研究，建立足够准确的控制对象数特性进行理论计算和试验研究，建立足够准确的控制对象数学模型，作为控制系统设计的前提条件，就十分重要。学模型，作为控制系统设计的前提条件，就十分重要。 2 2）卫星控制系统构成复杂、功能

15、多样，卫星轨道、姿态、）卫星控制系统构成复杂、功能多样，卫星轨道、姿态、有效载荷指向精度和稳定度要求高，而卫星是一个多自由度有效载荷指向精度和稳定度要求高，而卫星是一个多自由度的系统，系统各种状态之间交叉耦合，都增加了控制系统的的系统，系统各种状态之间交叉耦合，都增加了控制系统的设计难度。因此，卫星控制系统设计必须采用下列理论：多设计难度。因此，卫星控制系统设计必须采用下列理论：多变量控制、统计滤波、最优控制、鲁棒控制和随机控制等。变量控制、统计滤波、最优控制、鲁棒控制和随机控制等。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述4 4 卫星控制系统的特点卫星控制系统的特点卫星控制系统的特点卫星控

16、制系统的特点3 3）卫星控制系统工作寿命长，发射环境和在轨运行环境恶劣，这）卫星控制系统工作寿命长，发射环境和在轨运行环境恶劣，这就需要为控制系统选择高可靠、长寿命、经过鉴定的、最好是就需要为控制系统选择高可靠、长寿命、经过鉴定的、最好是有成功飞行经验的元部件，同时在系统设计上要采取合理的冗有成功飞行经验的元部件，同时在系统设计上要采取合理的冗余设计等。余设计等。4 4）由于运载火箭发射成本高，控制系统设计上还受到质量和能量）由于运载火箭发射成本高，控制系统设计上还受到质量和能量消耗等条件的限制。要研制和选用适合空间工作的轻型、低功消耗等条件的限制。要研制和选用适合空间工作的轻型、低功耗的元部

17、件。耗的元部件。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述5 5 卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成 卫星控制系统在原理上和其他工程控制系统基本上是一样卫星控制系统在原理上和其他工程控制系统基本上是一样的，完成三个最基本的过程：敏感测量、信号处理和执行过程，的，完成三个最基本的过程：敏感测量、信号处理和执行过程，因此其因此其控制系统组成包括测量部件、控制电路或计算机、执行控制系统组成包括测量部件、控制电路或计算机、执行机构三大部分。机构三大部分。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述5 5 卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成卫星

18、控制系统的组成u 姿态测量部件：确定当前轨道和姿态的状态参数（姿态姿态测量部件：确定当前轨道和姿态的状态参数（姿态和轨道确定）。和轨道确定）。u 控制电路或计算机：按照事先设计好的导引律和控制律控制电路或计算机：按照事先设计好的导引律和控制律计算出控制量，并根据控制量形成指令。计算出控制量，并根据控制量形成指令。u 执行机构：使卫星姿态和轨道向着任务要求的目标改变。执行机构：使卫星姿态和轨道向着任务要求的目标改变。包括发动机、飞轮、磁力矩器等。包括发动机、飞轮、磁力矩器等。 空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述5 5 卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成卫星控制系统的

19、组成1 1）星上自主控制）星上自主控制）星上自主控制）星上自主控制 卫星姿态测量、姿态确定、姿态控制计算和控制指令生成和卫星姿态测量、姿态确定、姿态控制计算和控制指令生成和卫星姿态测量、姿态确定、姿态控制计算和控制指令生成和卫星姿态测量、姿态确定、姿态控制计算和控制指令生成和执行，完全由卫星上的仪器来完成而不依赖地面设备，在卫执行，完全由卫星上的仪器来完成而不依赖地面设备，在卫执行，完全由卫星上的仪器来完成而不依赖地面设备，在卫执行，完全由卫星上的仪器来完成而不依赖地面设备，在卫星上形成闭路系统，这种控制方式称为自主姿态控制。要求星上形成闭路系统，这种控制方式称为自主姿态控制。要求星上形成闭路

20、系统，这种控制方式称为自主姿态控制。要求星上形成闭路系统，这种控制方式称为自主姿态控制。要求卫星不但具备足够的姿态敏感器和执行机构，而且具备星载卫星不但具备足够的姿态敏感器和执行机构，而且具备星载卫星不但具备足够的姿态敏感器和执行机构，而且具备星载卫星不但具备足够的姿态敏感器和执行机构，而且具备星载控制线路或计算机。控制线路或计算机。控制线路或计算机。控制线路或计算机。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述5 5 卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成2 2）星地大回路控制）星地大回路控制）星地大回路控制）星地大回路控制 依赖地面测控系统和星上敏感器依赖

21、地面测控系统和星上敏感器依赖地面测控系统和星上敏感器依赖地面测控系统和星上敏感器共同来测量和确定卫星的轨道或姿共同来测量和确定卫星的轨道或姿共同来测量和确定卫星的轨道或姿共同来测量和确定卫星的轨道或姿态，并由地面按导引律和姿态控制态，并由地面按导引律和姿态控制态，并由地面按导引律和姿态控制态，并由地面按导引律和姿态控制律要求的控制方式通过遥控指令控律要求的控制方式通过遥控指令控律要求的控制方式通过遥控指令控律要求的控制方式通过遥控指令控制卫星姿态和轨道控制执行机构的制卫星姿态和轨道控制执行机构的制卫星姿态和轨道控制执行机构的制卫星姿态和轨道控制执行机构的工作，这种控制方式称为星地大回工作，这种

22、控制方式称为星地大回工作，这种控制方式称为星地大回工作，这种控制方式称为星地大回路控制。地面设备包括对卫星进行路控制。地面设备包括对卫星进行路控制。地面设备包括对卫星进行路控制。地面设备包括对卫星进行跟踪测轨的雷达，接收卫星姿态信跟踪测轨的雷达，接收卫星姿态信跟踪测轨的雷达，接收卫星姿态信跟踪测轨的雷达，接收卫星姿态信息的下行遥测接收装置，地面计算息的下行遥测接收装置，地面计算息的下行遥测接收装置，地面计算息的下行遥测接收装置，地面计算机，遥控上行发射装置等。机，遥控上行发射装置等。机，遥控上行发射装置等。机，遥控上行发射装置等。空间飞行器总体设计7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的

23、轨道确定和控制技术1 1 轨道确定轨道确定轨道确定轨道确定 卫星的轨道确定可分为两类：非自主确定和自主确定。卫星的轨道确定可分为两类：非自主确定和自主确定。卫星的轨道确定可分为两类：非自主确定和自主确定。卫星的轨道确定可分为两类：非自主确定和自主确定。1 1 1 1）非自主确定：）非自主确定：）非自主确定：）非自主确定：由地面站设备（如雷达）对卫星进行跟踪测轨，由地面站设备（如雷达）对卫星进行跟踪测轨，由地面站设备（如雷达）对卫星进行跟踪测轨，由地面站设备（如雷达）对卫星进行跟踪测轨，且在地面测控中心进行数据处理，最后获得轨道位置信息。且在地面测控中心进行数据处理，最后获得轨道位置信息。且在地

24、面测控中心进行数据处理，最后获得轨道位置信息。且在地面测控中心进行数据处理，最后获得轨道位置信息。 这种轨道确定方法依赖于地面站，需要相当数量的地面站。这种轨道确定方法依赖于地面站，需要相当数量的地面站。这种轨道确定方法依赖于地面站，需要相当数量的地面站。这种轨道确定方法依赖于地面站，需要相当数量的地面站。一个或多个地面站雷达对卫星跟踪，在若干可跟踪弧段获得卫星一个或多个地面站雷达对卫星跟踪，在若干可跟踪弧段获得卫星一个或多个地面站雷达对卫星跟踪，在若干可跟踪弧段获得卫星一个或多个地面站雷达对卫星跟踪，在若干可跟踪弧段获得卫星距离、距离率、方位角、仰角等大量的测量数据。这些数据送入距离、距离率

25、、方位角、仰角等大量的测量数据。这些数据送入距离、距离率、方位角、仰角等大量的测量数据。这些数据送入距离、距离率、方位角、仰角等大量的测量数据。这些数据送入地面计算机利用一定的数学模型和算法，便得到轨道参数的估计地面计算机利用一定的数学模型和算法，便得到轨道参数的估计地面计算机利用一定的数学模型和算法，便得到轨道参数的估计地面计算机利用一定的数学模型和算法，便得到轨道参数的估计值。值。值。值。空间飞行器总体设计1 1 轨道确定轨道确定轨道确定轨道确定2 2 2 2）自主确定（自主导航）：）自主确定（自主导航）：）自主确定（自主导航）：）自主确定（自主导航）：卫星的轨道参数完全由卫星上的卫星的轨

26、道参数完全由卫星上的卫星的轨道参数完全由卫星上的卫星的轨道参数完全由卫星上的测轨仪器（或称导航仪）来确定，且该仪器的工作不依赖于地测轨仪器（或称导航仪）来确定，且该仪器的工作不依赖于地测轨仪器（或称导航仪）来确定，且该仪器的工作不依赖于地测轨仪器（或称导航仪）来确定，且该仪器的工作不依赖于地球或其它外界的导航和通信设备，则这种轨道确定称为自主导球或其它外界的导航和通信设备，则这种轨道确定称为自主导球或其它外界的导航和通信设备，则这种轨道确定称为自主导球或其它外界的导航和通信设备，则这种轨道确定称为自主导航，或自主轨道确定。航，或自主轨道确定。航，或自主轨道确定。航，或自主轨道确定。 卫星自主导

27、航的方法有天文导航、惯性导航、光学惯性组卫星自主导航的方法有天文导航、惯性导航、光学惯性组卫星自主导航的方法有天文导航、惯性导航、光学惯性组卫星自主导航的方法有天文导航、惯性导航、光学惯性组合导航、陆标跟踪系统等。合导航、陆标跟踪系统等。合导航、陆标跟踪系统等。合导航、陆标跟踪系统等。uu 天文导航：测量对天体能敏感的角度来确定卫星的位置。天文导航：测量对天体能敏感的角度来确定卫星的位置。天文导航：测量对天体能敏感的角度来确定卫星的位置。天文导航：测量对天体能敏感的角度来确定卫星的位置。uu 惯性导航系统主要用于载人飞船和航天飞机这类航天器的上惯性导航系统主要用于载人飞船和航天飞机这类航天器的

28、上惯性导航系统主要用于载人飞船和航天飞机这类航天器的上惯性导航系统主要用于载人飞船和航天飞机这类航天器的上升段和返回段。主要由惯性测量单元和星上计算机组成。升段和返回段。主要由惯性测量单元和星上计算机组成。升段和返回段。主要由惯性测量单元和星上计算机组成。升段和返回段。主要由惯性测量单元和星上计算机组成。uu 陆标跟踪系统：是用测量地面目标基准来确定卫星的位置和陆标跟踪系统：是用测量地面目标基准来确定卫星的位置和陆标跟踪系统：是用测量地面目标基准来确定卫星的位置和陆标跟踪系统：是用测量地面目标基准来确定卫星的位置和姿态。姿态。姿态。姿态。7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和

29、控制技术空间飞行器总体设计7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制 对卫星施加外力，改变其质心运动轨迹并使之满足要求的对卫星施加外力，改变其质心运动轨迹并使之满足要求的技术称为轨道控制或制导。技术称为轨道控制或制导。1 1 1 1）轨控推力模型）轨控推力模型）轨控推力模型）轨控推力模型 用于轨道控制的外力有反作用推力和空间自然环境力。如用于轨道控制的外力有反作用推力和空间自然环境力。如使用喷气发动机进行轨道控制，可根据所需要的速度增量及使用喷气发动机进行轨道控制，可根据所需要的速度增量及有关发动机特性参数计算发动机控制参数。有关发

30、动机特性参数计算发动机控制参数。 若发动机连续工作，则工作时间为若发动机连续工作，则工作时间为 式中，式中， 卫星控制前的总质量；卫星控制前的总质量； 发动机比冲，发动机比冲，NsNs/kg/kg。 FF平均推力。平均推力。2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制 对卫星施加外力，改变其质心运动轨迹并使之满足要求的对卫星施加外力，改变其质心运动轨迹并使之满足要求的技术称为轨道控制或制导。技术称为轨道控制或制导。1 1 1 1）轨控推力模型）轨控推力模型）轨控推力模型）轨控推力模型 用于轨道控制的外力有反作用推力和空间自然环境力。如用于轨道控制的外力有反作用推力和空间自然环境力。如使用喷气发动机

31、进行轨道控制，可根据所需要的速度增量及使用喷气发动机进行轨道控制，可根据所需要的速度增量及有关发动机特性参数计算发动机控制参数。有关发动机特性参数计算发动机控制参数。 若发动机连续工作，则工作时间为若发动机连续工作，则工作时间为 式中，式中， 卫星控制前的总质量；卫星控制前的总质量； 发动机比冲，发动机比冲，NsNs/kg/kg。 FF平均推力。平均推力。空间飞行器总体设计7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制 在许多场合，轨道控制推力作用时间比轨道周期短得多时，在许多场合，轨道控制推力作用时间比轨道周期短得多时，此时可将推力作

32、用过程近似为一个脉冲函数，称为脉冲推力模此时可将推力作用过程近似为一个脉冲函数，称为脉冲推力模型。型。 若发动机脉冲工作，则工作次数为若发动机脉冲工作，则工作次数为 的整数部分，式的整数部分，式中中为有效脉冲宽度，为有效脉冲宽度，tt可按连续推力时间确定。可按连续推力时间确定。 燃料消耗量燃料消耗量mm为为 空间飞行器总体设计7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制 为了获得要求的速度增量，卫星轨道控制往往需要有姿态控制为了获得要求的速度增量，卫星轨道控制往往需要有姿态控制相配合。相配合。u 在与卫星固连的变轨发动机点火工作前，首

33、先应将卫星的姿态在与卫星固连的变轨发动机点火工作前，首先应将卫星的姿态调整到使与发动机推力方向一致；调整到使与发动机推力方向一致；u 发动机的开机时间长度应保证产生的速度增量等于发动机的开机时间长度应保证产生的速度增量等于V V；u 如果发动机推力为恒值，则开、关机时刻的平均值应与等效脉如果发动机推力为恒值，则开、关机时刻的平均值应与等效脉冲控制时刻冲控制时刻tt相同。相同。 如果发动机点火时间较长，为保证控制精度，需要使用有限推如果发动机点火时间较长，为保证控制精度，需要使用有限推力模型。用有限推力模型进行轨道控制设计，计算比较复杂。力模型。用有限推力模型进行轨道控制设计，计算比较复杂。空间

34、飞行器总体设计7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制2 2 2 2）轨道机动及优化）轨道机动及优化）轨道机动及优化）轨道机动及优化 轨道机动控制的设计任务是确定控制策略、计算最优轨道轨道机动控制的设计任务是确定控制策略、计算最优轨道机动的参数和实施方式。机动的参数和实施方式。 对于平面内控制，进行一次切向脉冲控制可以控制轨道半对于平面内控制，进行一次切向脉冲控制可以控制轨道半长轴或控制偏心率，两次切向脉冲控制可以同时控制半长轴和长轴或控制偏心率，两次切向脉冲控制可以同时控制半长轴和偏心率，三次切向脉冲控制可以同时控制半长轴、偏心

35、率和卫偏心率，三次切向脉冲控制可以同时控制半长轴、偏心率和卫星在轨道上的角位置。这样，可以实现几个轨道根数的协调控星在轨道上的角位置。这样，可以实现几个轨道根数的协调控制。东方红三号卫星的定点捕获和中巴资源卫星的轨道控制都制。东方红三号卫星的定点捕获和中巴资源卫星的轨道控制都实现了协调控制。实现了协调控制。 对于倾角控制（轨道平面控制），只要在控前轨道平面和目对于倾角控制（轨道平面控制），只要在控前轨道平面和目标轨道平面的交线上施以轨道平面法向的推力脉冲即可。标轨道平面的交线上施以轨道平面法向的推力脉冲即可。空间飞行器总体设计7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术2

36、2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制3 3 3 3）静止卫星的位置保持控制）静止卫星的位置保持控制）静止卫星的位置保持控制）静止卫星的位置保持控制 在在静静止止卫卫星星定定点点后后，为为了了克克服服轨轨道道摄摄动动的的影影响响，长长期期保保持持轨轨道位置满足规定的精度，要定期进行轨道修正，即位置保持。道位置满足规定的精度，要定期进行轨道修正，即位置保持。 静止轨道的主要摄动有三部分：静止轨道的主要摄动有三部分：u 地地球球非非球球形形田田谐谐项项（赤赤道道不不圆圆）摄摄动动引引起起半半长长轴轴每每天天变变化化0.1km0.1km量级，此项摄动产生漂移加速度；量级，此项摄动产生漂移加速度；u 太

37、太阳阳光光压压摄摄动动引引起起偏偏心心率率及及近近地地点点方方向向变变化化，这这会会造造成成卫卫星星在东西方向的以在东西方向的以1d1d为周期的振荡运动；为周期的振荡运动；u 日日月月引引力力摄摄动动引引起起倾倾角角和和升升交交点点方方向向的的变变化化，其其变变化化率率为为0.850.85/a/a左左右右，倾倾角角变变大大后后，会会造造成成卫卫星星在在南南北北方方向向的的以以1d1d为为周期的振荡运动。周期的振荡运动。 三种摄动中，以克服日月引力摄动所需要的速度增量最大。三种摄动中，以克服日月引力摄动所需要的速度增量最大。空间飞行器总体设计7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定

38、和控制技术2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制3 3 3 3）静止卫星的位置保持控制）静止卫星的位置保持控制）静止卫星的位置保持控制）静止卫星的位置保持控制 东西位置保持控制包括平均经度位置控制和偏心率控制，均东西位置保持控制包括平均经度位置控制和偏心率控制，均使用切向（东西向）推力。平均经度位置控制是定期修正半长使用切向（东西向）推力。平均经度位置控制是定期修正半长轴，偏心率控制要维持较小的东西方向日周期振荡，通常在早轴，偏心率控制要维持较小的东西方向日周期振荡，通常在早晚晚6 6时进行。两种控制可以协调联合实施。时进行。两种控制可以协调联合实施。 南北位置保持控制使用沿轨道法向朝南（北

39、）方向的推力，南北位置保持控制使用沿轨道法向朝南（北）方向的推力，在升（降）交点进行，以维持较小的倾角。当南北位置精度为在升（降）交点进行，以维持较小的倾角。当南北位置精度为0.10.1时，南北保持最长两月需要进行一次，每次南北保持时，南北保持最长两月需要进行一次，每次南北保持一般只需一次脉冲控制。一般只需一次脉冲控制。 空间飞行器总体设计7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制4 4 4 4）太阳同步卫星的轨道维持控制）太阳同步卫星的轨道维持控制）太阳同步卫星的轨道维持控制）太阳同步卫星的轨道维持控制 太阳同步轨道主要的摄动为大

40、气阻力摄动和太阳引力太阳同步轨道主要的摄动为大气阻力摄动和太阳引力摄动。大气阻力将使轨道降低，从而使轨道平面转动速摄动。大气阻力将使轨道降低，从而使轨道平面转动速率改变，偏离太阳同步的要求；太阳引力将使轨道倾角率改变，偏离太阳同步的要求；太阳引力将使轨道倾角持续改变。持续改变。 空间飞行器总体设计7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制4 4 4 4）太阳同步卫星的轨道维持控制）太阳同步卫星的轨道维持控制）太阳同步卫星的轨道维持控制）太阳同步卫星的轨道维持控制 轨道维持的任务主要是：轨道维持的任务主要是：u克服大气摄动，调整半长轴

41、，保持太阳同步和地方时；克服大气摄动，调整半长轴，保持太阳同步和地方时；u调整偏心率和近地点幅角保持冻结；调整偏心率和近地点幅角保持冻结；u调整在轨道上的相位角（调相）保持星下点轨迹在指定范围调整在轨道上的相位角（调相）保持星下点轨迹在指定范围内保证回归；内保证回归；u克服太阳引力摄动，调整倾角。克服太阳引力摄动，调整倾角。空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统1 1 姿态测量和姿态确定姿态测量和姿态确定姿态测量和姿态确定姿态测量和姿态确定 姿态测量就是利用卫星上的姿态敏感器获得包含卫星姿态测量就是利用卫星上的姿态敏感器获得包

42、含卫星姿态信息的物理量（电压、电流或其它信息）。姿态信息的物理量（电压、电流或其它信息）。 姿态确定就是对卫星姿态测量数据进行处理，给出卫姿态确定就是对卫星姿态测量数据进行处理，给出卫星的姿态参数。姿态确定的输入信息是姿态敏感器的测量星的姿态参数。姿态确定的输入信息是姿态敏感器的测量数据，输出是航天器的三轴姿态参数。数据，输出是航天器的三轴姿态参数。 姿态测量和确定是姿态控制的前提。常把实现姿态测姿态测量和确定是姿态控制的前提。常把实现姿态测量和姿态确定的那部分系统统称为姿态测量系统。量和姿态确定的那部分系统统称为姿态测量系统。 空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测

43、量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器 姿态就是航天器在空间的方位，而姿态敏感器用来姿态就是航天器在空间的方位，而姿态敏感器用来测量航天器本体坐标系相对于某个基准坐标系的相对角测量航天器本体坐标系相对于某个基准坐标系的相对角位置和角速度，以确定航天器的姿态。要完全确定一个位置和角速度，以确定航天器的姿态。要完全确定一个航天器的姿态，需要航天器的姿态，需要3 3个轴的角度信息。由于从一个方个轴的角度信息。由于从一个方位基准最多只能得到两个轴的角度信息，为此要确定航位基准最多只能得到两个轴的角度信息，为此要确定航天器的三轴姿态至少要有两个方位基准

44、。天器的三轴姿态至少要有两个方位基准。空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器 姿态敏感器按照不同的参考基准，可分成下列五类：姿态敏感器按照不同的参考基准，可分成下列五类：u 以地球为参考基准：红外地球敏感器、地球反照敏感器以地球为参考基准：红外地球敏感器、地球反照敏感器等；等；u 以恒星为参考基准：太阳敏感器、星敏感器等；以恒星为参考基准：太阳敏感器、星敏感器等；u 以地面站为参考基准：射频敏感器；以地面站为参考基准：射频敏感器；u 以惯性空间为参考基准：陀螺仪、加速度计；以惯性

45、空间为参考基准：陀螺仪、加速度计；u 其他基准：例如磁强计（以地球磁场为参考基准），陆其他基准：例如磁强计（以地球磁场为参考基准），陆标敏感器（以天体地貌为参考基准）。标敏感器（以天体地貌为参考基准）。 空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器 敏感器由测量变换器和信号处理线路两部分组成，姿敏感器由测量变换器和信号处理线路两部分组成，姿态敏感器按不同方式的测量变换器可分为下列态敏感器按不同方式的测量变换器可分为下列4 4种。种。u 光学敏感器：太阳敏感器，红外地平仪，星敏感器，地光

46、学敏感器：太阳敏感器，红外地平仪，星敏感器，地球反照敏感器等；球反照敏感器等；u 惯性敏感器：陀螺、加速度计；惯性敏感器：陀螺、加速度计；u 无线电敏感器：射频敏感器；无线电敏感器：射频敏感器；u 其他：磁强计。其他：磁强计。 下面介绍最常用的几种姿态敏感器：太阳敏感器，红外下面介绍最常用的几种姿态敏感器：太阳敏感器，红外地平仪，星敏感器，陀螺，加速度计，磁强计。地平仪，星敏感器，陀螺，加速度计，磁强计。空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器1 1 1 1）太阳敏感器）太阳敏感器

47、）太阳敏感器）太阳敏感器 太阳敏感器是通过对太阳辐射的敏感来测量太阳视线与航天器太阳敏感器是通过对太阳辐射的敏感来测量太阳视线与航天器某一体轴之间夹角的敏感器。某一体轴之间夹角的敏感器。 太阳敏感器之所以有这样广泛的通用性是因为太阳敏感器之所以有这样广泛的通用性是因为: :u 在大多数应用场合，可以把太阳近似看作是点光源，因此就在大多数应用场合，可以把太阳近似看作是点光源，因此就可简化敏感器的设计和姿态确定的算法；可简化敏感器的设计和姿态确定的算法；u 太阳光源很强，从而使敏感器结构简单，其功率要求也很小；太阳光源很强，从而使敏感器结构简单，其功率要求也很小；u 太阳敏感器的视场很大，可以从几

48、分太阳敏感器的视场很大，可以从几分几分到几分到128128 128 128，而分辨率可以从几度到几角秒。，而分辨率可以从几度到几角秒。 空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器1 1 1 1）太阳敏感器）太阳敏感器）太阳敏感器）太阳敏感器下面介绍两种太阳敏感器下面介绍两种太阳敏感器: :u V V形狭缝式太阳敏感器。用于自旋卫星和双自旋卫星的形狭缝式太阳敏感器。用于自旋卫星和双自旋卫星的姿态测量。它利用自旋卫星的旋转，使太阳光每转一圈姿态测量。它利用自旋卫星的旋转，使太阳光每转一圈

49、先后穿越敏感器两条狭缝的视场，使敏感器的光电器件先后穿越敏感器两条狭缝的视场，使敏感器的光电器件产生两个电脉冲，这两个电脉冲出现的时刻，就包含了产生两个电脉冲，这两个电脉冲出现的时刻，就包含了卫星姿态的信息。卫星姿态的信息。空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统V V型狭缝式太阳敏感器型狭缝式太阳敏感器型狭缝式太阳敏感器型狭缝式太阳敏感器空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器1 1 1 1）太阳敏感器）太阳敏感器

50、）太阳敏感器）太阳敏感器u数字式太阳敏感器。用于三轴稳定卫星的姿态测量。它数字式太阳敏感器。用于三轴稳定卫星的姿态测量。它是由狭缝及码盘组成的，直接测量太阳方向单位矢量是由狭缝及码盘组成的，直接测量太阳方向单位矢量S S垂垂直于狭缝平面上投影与光轴的夹角。如果在卫星上沿两直于狭缝平面上投影与光轴的夹角。如果在卫星上沿两个本体轴各安装一个数字式太阳敏感器，就可以测得太个本体轴各安装一个数字式太阳敏感器，就可以测得太阳光相对于卫星本体的两个方位角。阳光相对于卫星本体的两个方位角。空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统数字式太阳敏感

51、器数字式太阳敏感器数字式太阳敏感器数字式太阳敏感器空间飞行器总体设计数字太阳敏感器视场范围：优于6060门槛阈值：0.250.30太阳常数测量误差：优于0.1度 输出：太阳矢量和测量轴之间的方位角空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器2 2 2 2）红外地球敏感器）红外地球敏感器）红外地球敏感器）红外地球敏感器 红外地球敏感器是通过感受地球大气与宇宙空间之间红外红外地球敏感器是通过感受地球大气与宇宙空间之间红外线辐射的差别，测量卫星相对于当地垂线方位的一种光学姿线辐射的差别，测量

52、卫星相对于当地垂线方位的一种光学姿态敏感器，也称为红外地平仪。常用的有两种形式：态敏感器，也称为红外地平仪。常用的有两种形式：u一种是自旋扫描式地平仪，多为自旋卫星采用。扫描机构就一种是自旋扫描式地平仪，多为自旋卫星采用。扫描机构就是自旋卫星，通过卫星自旋，红外地平仪的探头测出穿过地是自旋卫星，通过卫星自旋，红外地平仪的探头测出穿过地球的弦宽，依据测出的弦宽长短，再结合卫星轨道高度，便球的弦宽，依据测出的弦宽长短，再结合卫星轨道高度，便可以计算出天底角（自旋轴矢量与卫星地心连线之间的夹角）。可以计算出天底角（自旋轴矢量与卫星地心连线之间的夹角）。空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的

53、基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统圆锥扫描红外地球敏感器圆锥扫描红外地球敏感器圆锥扫描红外地球敏感器圆锥扫描红外地球敏感器空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器2 2 2 2）红外地球敏感器）红外地球敏感器）红外地球敏感器）红外地球敏感器u另一种是摆动式边界跟踪地平仪，多为三轴稳定卫星另一种是摆动式边界跟踪地平仪，多为三轴稳定卫星采用。敏感器包括由采用。敏感器包括由4 4个热敏电阻组成复合视场的红个热敏电阻组成复合视场的红外探测器，采用挠性枢轴支承，由无刷

54、电机驱动以外探测器，采用挠性枢轴支承，由无刷电机驱动以5Hz5Hz的扫描频率扫描的扫描反射镜等部件组成，在精的扫描频率扫描的扫描反射镜等部件组成，在精指向期间扫描幅度为指向期间扫描幅度为55，在捕获期间扫描幅度为，在捕获期间扫描幅度为1111，精度可达，精度可达0.030.03。 空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器3 3 3 3）星敏感器）星敏感器）星敏感器）星敏感器 星星敏敏感感器器是是以以某某一一颗颗亮亮度度较较高高的的可可见见星星等等的的恒恒星星为为基基准准，测测量量其

55、其相相对对于于航航天天器器的的角角位位置置，并并同同星星历历表表中中该该星星的的角角位位置置参参数数进进行行比比较较，来来确确定定航航天天器器的的姿姿态态。也也即即通通过过对对恒恒星星星星光光的的敏敏感感来来测测量量航航天天器器的的某某一一个个基基准准轴轴与与该该恒恒星星视视线线之之间间的的夹夹角角。由由于于恒恒星星张张角角非非常常小小(0.04(0.040.005)0.005)，因因此此星星敏敏感感器器的的测测量量精精度度很很高高，比比太太阳阳敏敏感感器高一个数量级。器高一个数量级。空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2

56、2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器3 3 3 3）星敏感器）星敏感器）星敏感器）星敏感器 星敏感器分星敏感器分星图仪星图仪星图仪星图仪和和星跟踪器星跟踪器星跟踪器星跟踪器两种类型，两种类型，星跟踪器星跟踪器星跟踪器星跟踪器又又可分为可分为框架式框架式框架式框架式和和固定式固定式固定式固定式两种形式。两种形式。u 星图仪：又称星扫描器。一般都是狭缝式，用在自旋卫星图仪：又称星扫描器。一般都是狭缝式，用在自旋卫星上，利用星体的旋转来搜索和捕获目标恒星。星上，利用星体的旋转来搜索和捕获目标恒星。u 框架式星跟踪器：是把敏感头装在可转动的框架上，且框架式星跟踪器：是把敏感头装在可转动的框架上

57、，且通过旋转框架来搜索和捕获目标。通过旋转框架来搜索和捕获目标。u 固定式星跟踪器：这种跟踪器的敏感头相对航天器固定，固定式星跟踪器：这种跟踪器的敏感头相对航天器固定，在一定的视场内具有搜索和跟踪能力，例如采用析像管在一定的视场内具有搜索和跟踪能力，例如采用析像管电子扫描和电子扫描和CCDCCD器件成像。器件成像。空间飞行器总体设计空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器4 4 4 4）惯性敏感器）惯性敏感器）惯性敏感器）惯性敏感器 陀螺陀螺陀螺陀螺：陀螺是利用一个高速旋转的质量来

58、敏感其自旋轴：陀螺是利用一个高速旋转的质量来敏感其自旋轴在惯性空间定向的变化。在惯性空间定向的变化。 陀螺具有两大特性，即定轴性和进动性。陀螺具有两大特性，即定轴性和进动性。 定轴性定轴性定轴性定轴性就是当陀螺不受外力矩作用时，陀螺旋转轴相对就是当陀螺不受外力矩作用时，陀螺旋转轴相对于惯性空间保持方向不变；于惯性空间保持方向不变； 进动性进动性进动性进动性就是当陀螺受到外力矩作用时，陀螺旋转轴将沿就是当陀螺受到外力矩作用时，陀螺旋转轴将沿最短的途径趋向于外力矩矢量，进动角速度正比于外力最短的途径趋向于外力矩矢量，进动角速度正比于外力矩大小。矩大小。空间飞行器总体设计光纤陀螺（德国LITEF公司

59、）技术指标：常值漂移： 3/小时(恒温度) 随机漂移： 0.15/sqrt(h)数据更新率: 0.5-1kHz测量范围: 19.661/s功耗： 2.0W惯性敏感器 包括液浮陀螺、静电陀螺、挠性陀螺、激光陀螺、光纤陀螺等。目前航天器上使用比较广泛的液浮陀螺测量范围为40/s，随机漂移0.30/h。空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器4 4 4 4）惯性敏感器）惯性敏感器）惯性敏感器）惯性敏感器 陀螺陀螺陀螺陀螺：陀螺仪作为一种姿态敏感器，其测量误差对卫星：陀螺仪作为一种姿态敏感

60、器，其测量误差对卫星姿态测量的精度影响很大，主要的误差因素是常值漂移、姿态测量的精度影响很大，主要的误差因素是常值漂移、随机漂移、刻度因子误差、安装误差等。其中常值漂移随机漂移、刻度因子误差、安装误差等。其中常值漂移对卫星姿态确定误差的影响随时间增大。现代卫星姿态对卫星姿态确定误差的影响随时间增大。现代卫星姿态控制系统利用最优滤波方法对陀螺漂移进行在轨估计，控制系统利用最优滤波方法对陀螺漂移进行在轨估计，可以大大提高姿态确定的精度。可以大大提高姿态确定的精度。 空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器

61、姿态敏感器姿态敏感器4 4 4 4）惯性敏感器）惯性敏感器）惯性敏感器）惯性敏感器 加速度计加速度计加速度计加速度计：加速度计是用于测量航天器上加速度计安：加速度计是用于测量航天器上加速度计安装点的绝对加速度沿加速度计输入轴分量的惯性敏感器。装点的绝对加速度沿加速度计输入轴分量的惯性敏感器。虽然目前加速度计没有广泛用于航天器的姿态稳定和控虽然目前加速度计没有广泛用于航天器的姿态稳定和控制，但它是航天器导航系统中重要的器件。制，但它是航天器导航系统中重要的器件。 加速度计的种类很多，有加速度计的种类很多，有陀螺加速度计、摆式加速度陀螺加速度计、摆式加速度陀螺加速度计、摆式加速度陀螺加速度计、摆式

62、加速度计、振动加速度计、石英加速度计计、振动加速度计、石英加速度计计、振动加速度计、石英加速度计计、振动加速度计、石英加速度计等。等。空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器5 5 5 5）磁强计）磁强计）磁强计）磁强计 磁强计是以地球磁场为基准，测量航天器姿态的敏感磁强计是以地球磁场为基准，测量航天器姿态的敏感器。磁强计本身是用来测量空间环境中磁场强度的。由器。磁强计本身是用来测量空间环境中磁场强度的。由于地球周围每一点的磁场强度都可以由地球磁场模型事于地球周围每一点的磁场强度都

63、可以由地球磁场模型事先确定，因此利用航天器上的磁强计测得的信息与之对先确定，因此利用航天器上的磁强计测得的信息与之对比便可以确定出航天器相对于地球磁场的姿态。比便可以确定出航天器相对于地球磁场的姿态。 磁敏感器根据工作原理不同可以分为磁敏感器根据工作原理不同可以分为感应式磁强计感应式磁强计感应式磁强计感应式磁强计和和量子磁强计量子磁强计量子磁强计量子磁强计两种。两种。空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统 目目前前应应用用较较多多的的是是感感应应式式磁磁强强计计，它它是是建建立立在在法法拉拉第第磁磁感感应应定定律律的的基基础础

64、上上的的。感感应应式式磁磁强强计计分分为为搜搜索索线线圈圈式磁强计和磁通门磁强计两种类型。式磁强计和磁通门磁强计两种类型。 空间飞行器总体设计磁强计用于测量磁场在星体上的方向和大小测量范围：60000nT精度： 优于0.5满量程轴间正交度： 900.50工作温度： -70- +80空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统3 3 典型的卫星姿态测量系统典型的卫星姿态测量系统典型的卫星姿态测量系统典型的卫星姿态测量系统 在实际的航天器姿态控制系统中，各种敏感器单独使在实际的航天器姿态控制系统中，各种敏感器单独使用一般是不能满足要求的

65、，需要多种多个姿态敏感器组用一般是不能满足要求的，需要多种多个姿态敏感器组合使用，形成一个姿态测量系统。原因主要有三方面：合使用，形成一个姿态测量系统。原因主要有三方面： 相对于同一基准最多只能获得两个姿态角；相对于同一基准最多只能获得两个姿态角； 各种敏感器均存在条件限制；各种敏感器均存在条件限制； 航天器的长寿命工作特点要求敏感器可靠地长时间提航天器的长寿命工作特点要求敏感器可靠地长时间提供高精度姿态信息，所以姿态敏感器的冗余便成为必须供高精度姿态信息，所以姿态敏感器的冗余便成为必须考虑的重要问题。考虑的重要问题。 空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星

66、姿态测量的基本概念和姿态测量系统3 3 典型的卫星姿态测量系统典型的卫星姿态测量系统典型的卫星姿态测量系统典型的卫星姿态测量系统 采用上述不同敏感器，可以组成具有不同姿态确定精度的姿态采用上述不同敏感器，可以组成具有不同姿态确定精度的姿态测量方案。测量方案。 （1 1）利用太阳敏感器和地球红外敏感器，可以组成中等精度的）利用太阳敏感器和地球红外敏感器，可以组成中等精度的姿态测量系统，姿态确定精度可以达到优于姿态测量系统，姿态确定精度可以达到优于0.200.20。一般适用于。一般适用于地面象元分辨率为地面象元分辨率为4-5m4-5m的对地观测卫星。的对地观测卫星。 （2 2）利用星敏感器和惯性敏

67、感器（液浮陀螺、光纤陀螺），可）利用星敏感器和惯性敏感器（液浮陀螺、光纤陀螺），可以组成高精度的姿态测量系统，姿态确定精度可以达到优于以组成高精度的姿态测量系统，姿态确定精度可以达到优于0.0100.010。 这两种姿态敏感器组成的姿态确定方案是目前大多数航天器这两种姿态敏感器组成的姿态确定方案是目前大多数航天器所采用的方案。所采用的方案。 空间飞行器总体设计空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统3 3 典型的卫星姿态测量系统典型的卫星姿态测量系统典型的卫星姿态测量系统典型的卫星姿态测量系统对地定向卫星常用的三轴姿态测量系统有

68、：对地定向卫星常用的三轴姿态测量系统有： 红外地球敏感器加陀螺红外地球敏感器加陀螺 特点：姿态测量系统简单、成本低，是指向控制要求不高的特点：姿态测量系统简单、成本低，是指向控制要求不高的卫星三轴姿态的最佳测量方案。中国第一代返回式卫星采用的卫星三轴姿态的最佳测量方案。中国第一代返回式卫星采用的就是这种方案。就是这种方案。 红外地球敏感器加太阳敏感器加陀螺红外地球敏感器加太阳敏感器加陀螺 该系统由两个圆锥扫描式红外地球敏感器、两个数字式太阳该系统由两个圆锥扫描式红外地球敏感器、两个数字式太阳敏感器、三个单自由度液浮速率积分陀螺和星载数字计算机组敏感器、三个单自由度液浮速率积分陀螺和星载数字计算

69、机组成。成。 由于能对陀螺漂移和滚动红外地球敏感器的常值误差进由于能对陀螺漂移和滚动红外地球敏感器的常值误差进行在轨标定，因而提高了姿态确定的精度。行在轨标定，因而提高了姿态确定的精度。 星敏感器加陀螺星敏感器加陀螺特点：测量精度最高，已获得应用。但系统技术复杂，成本较高。特点：测量精度最高，已获得应用。但系统技术复杂，成本较高。空间飞行器总体设计1 1 姿态控制方式姿态控制方式姿态控制方式姿态控制方式 航航天天器器的的姿姿态态控控制制方方式式很很多多，按按照照控控制制力力矩矩来来源源分分类类，一一般般可可分分为为被被动动式式和和主主动动式式两两种种基基本本类类型型。这这两两种种方方式式相相互

70、互组组合合，又又可可分分出出半半被被动动、半半主主动动以以及及混混合合等等三三种种类类型型。在此，主要介绍被动式和主动式两种基本类型。在此，主要介绍被动式和主动式两种基本类型。 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计1 1）被动控制）被动控制）被动控制）被动控制 利用卫星本身的动力学特性（如动量矩、惯量矩）利用卫星本身的动力学特性（如动量矩、惯量矩）或利用卫星与周围环境相互作用产生的外力矩（地磁场、或利用卫星与周围环境相互作用产生的外力矩（地磁场、太阳辐射力矩或气动力矩）作为控制力矩源，因此几乎太阳辐射力矩或气动力矩）作为控制力矩源，因此几乎可以不消耗卫星能源而

71、实现姿态控制方式的称为被动姿可以不消耗卫星能源而实现姿态控制方式的称为被动姿态控制。被动姿态控制包括自旋稳定、重力梯度稳定、态控制。被动姿态控制包括自旋稳定、重力梯度稳定、磁稳定和气动稳定等。磁稳定和气动稳定等。 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计1 1）被动控制）被动控制）被动控制）被动控制 自旋稳定自旋稳定自旋稳定自旋稳定 自旋稳定是被动控制中最简单的方法。它的原理是自旋稳定是被动控制中最简单的方法。它的原理是利用航天器绕自旋轴旋转时具有的定轴性使自旋轴在无利用航天器绕自旋轴旋转时具有的定轴性使自旋轴在无外力矩作用时在惯性空间保持方向不变的姿态稳定方式。

72、外力矩作用时在惯性空间保持方向不变的姿态稳定方式。自旋稳定方式简单、经济、可靠。但是它不具有控制自自旋稳定方式简单、经济、可靠。但是它不具有控制自旋速度及再定向或使自旋轴进动的能力。旋速度及再定向或使自旋轴进动的能力。 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术1 1）被动控制）被动控制）被动控制）被动控制 环境力矩稳定环境力矩稳定环境力矩稳定环境力矩稳定 环环境境力力矩矩稳稳定定是是另另一一类类重重要要的的航航天天器器被被动动控控制制方方式式。气气动动力力、重重力力梯梯度度力力、磁磁力力和和太太阳阳辐辐射射压压

73、力力对对航航天天器器质质心心之之矩矩，都都是是潜潜在在的的控控制制力力矩矩源源。选选择择适适当当的的轨轨道道高高度度，设设计计一一定定的的结结构构形形状状，使使得得作作为为控控制制力力矩矩的的环环境境力力矩矩的的值值远远大大于于其其余余的的环环境境力力矩矩的的值值，则则可可组组成成相相应应的的姿姿态态稳稳定系统。定系统。 空间飞行器总体设计 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术1 1）被动控制）被动控制）被动控制）被动控制 环境力矩稳定环境力矩稳定环境力矩稳定环境力矩稳定 重力梯度稳定是利用航天器各部分质量在地球重力场中具重力梯度稳定是利用航天器各部分质量在地球重力场中具有不同

74、的重力，以及在轨道运动中产生不同的离心力，重力和有不同的重力，以及在轨道运动中产生不同的离心力，重力和离心力的合力产生一个恢复力矩，即重力梯度力矩。这个恢复离心力的合力产生一个恢复力矩，即重力梯度力矩。这个恢复力矩虽然很小，但是它能起稳定作用，使航天器的某根体坐标力矩虽然很小，但是它能起稳定作用，使航天器的某根体坐标轴指向地球。轴指向地球。 重力梯度稳定方式简单、可靠，重力梯度稳定方式简单、可靠，成本低，适用于对地定向的长寿命卫星，成本低，适用于对地定向的长寿命卫星，曾得到广泛的应用，但其精度不高。曾得到广泛的应用，但其精度不高。 空间飞行器总体设计 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态

75、控制技术术1 1）被动控制）被动控制）被动控制）被动控制 环境力矩稳定环境力矩稳定环境力矩稳定环境力矩稳定 卫卫星星在在轨轨道道运运行行时时大大气气中中气气体体分分子子与与星星体体表表面面碰碰撞撞将将产产生生气气动动力力和和气气动动力力矩矩，通通过过设设计计良良好好的的卫卫星星质质量量分分布布特特性性和和星星体体气气动动外外形形能能使使卫卫星星姿姿态态对对迎迎面面气气流流方方向向稳稳定定，称称为为气气动动稳稳定定方方式式。纯纯被被动动的的气气动动稳稳定定只只适适用用于于低低轨轨道道，一一般般在在轨轨道道高高度度低低于于500km500km时时才才可可行行。例例如如返返回回式式卫卫星星，其其返返

76、回回舱舱再再入入大大气气层层时时的的姿姿态态主主要要依依赖赖气气动动稳稳定定，由由返返回回舱舱气气动动外外形形及及质质量分布特性的设计保证在整个再入过程中的姿态稳定。量分布特性的设计保证在整个再入过程中的姿态稳定。空间飞行器总体设计2 2）主动姿态控制）主动姿态控制）主动姿态控制）主动姿态控制 航天器主动式姿态控制系统的控制力矩来自于航天器航天器主动式姿态控制系统的控制力矩来自于航天器上的能源，它属于闭环控制系统。这类姿态控制系统主上的能源，它属于闭环控制系统。这类姿态控制系统主要有三种。要有三种。 以飞轮执行机构为主的三轴姿态控制系统以飞轮执行机构为主的三轴姿态控制系统以飞轮执行机构为主的三

77、轴姿态控制系统以飞轮执行机构为主的三轴姿态控制系统 它利用各种飞轮储存动量矩，通过动量交换实现航天它利用各种飞轮储存动量矩，通过动量交换实现航天器的姿态控制，所以也称为动量矩控制。器的姿态控制，所以也称为动量矩控制。 轮控系统可以从太阳能电池阵电源系统持续获得电源轮控系统可以从太阳能电池阵电源系统持续获得电源供应，尤其适合于长期工作的卫星。供应，尤其适合于长期工作的卫星。 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计2 2）主动姿态控制）主动姿态控制）主动姿态控制）主动姿态控制 喷气三轴姿态控制喷气三轴姿态控制喷气三轴姿态控制喷气三轴姿态控制 利用各种推力器利用各种推

78、力器利用各种推力器利用各种推力器( ( ( (即喷气执行机构即喷气执行机构即喷气执行机构即喷气执行机构) ) ) )为执行机构，从为执行机构，从为执行机构，从为执行机构，从航天器本体向外喷射质量，产生控制力矩。在本体坐标航天器本体向外喷射质量，产生控制力矩。在本体坐标航天器本体向外喷射质量，产生控制力矩。在本体坐标航天器本体向外喷射质量，产生控制力矩。在本体坐标系三个轴方向上均安装推力器，就可以实现对航天器三系三个轴方向上均安装推力器，就可以实现对航天器三系三个轴方向上均安装推力器，就可以实现对航天器三系三个轴方向上均安装推力器，就可以实现对航天器三个轴的姿态控制。个轴的姿态控制。个轴的姿态控

79、制。个轴的姿态控制。 喷气三轴姿态控制系统由于要消耗卫星上的燃料而喷气三轴姿态控制系统由于要消耗卫星上的燃料而喷气三轴姿态控制系统由于要消耗卫星上的燃料而喷气三轴姿态控制系统由于要消耗卫星上的燃料而不适用于长寿命任务，但具有设计较简单、可产生大的不适用于长寿命任务，但具有设计较简单、可产生大的不适用于长寿命任务，但具有设计较简单、可产生大的不适用于长寿命任务，但具有设计较简单、可产生大的控制力矩等优点。控制力矩等优点。控制力矩等优点。控制力矩等优点。 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计2 2）主动姿态控制）主动姿态控制）主动姿态控制）主动姿态控制 地磁力矩器

80、控制系统地磁力矩器控制系统地磁力矩器控制系统地磁力矩器控制系统 它是根据载流线圈在地球磁场作用下产生偏转力矩它是根据载流线圈在地球磁场作用下产生偏转力矩它是根据载流线圈在地球磁场作用下产生偏转力矩它是根据载流线圈在地球磁场作用下产生偏转力矩的原理来设计的。如果在航天器的三个主轴上都安装有的原理来设计的。如果在航天器的三个主轴上都安装有的原理来设计的。如果在航天器的三个主轴上都安装有的原理来设计的。如果在航天器的三个主轴上都安装有这样的线圈，则可以通过控制各线圈上的电流来获得所这样的线圈，则可以通过控制各线圈上的电流来获得所这样的线圈，则可以通过控制各线圈上的电流来获得所这样的线圈，则可以通过控

81、制各线圈上的电流来获得所需要的控制力矩的大小与方向。需要的控制力矩的大小与方向。需要的控制力矩的大小与方向。需要的控制力矩的大小与方向。 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计3 3）自旋稳定方式与三轴稳定方式）自旋稳定方式与三轴稳定方式）自旋稳定方式与三轴稳定方式）自旋稳定方式与三轴稳定方式 姿态控制方式就航天器在运行中是否旋转，可分为自旋姿态控制方式就航天器在运行中是否旋转，可分为自旋稳定和三轴稳定两大类。稳定和三轴稳定两大类。 自旋航天器在外形上要求较严格，指向精度也较低；自旋航天器在外形上要求较严格，指向精度也较低； 三轴稳定则突破了对航天器外形的限制，

82、因为星体不旋转，三轴稳定则突破了对航天器外形的限制，因为星体不旋转，可以安装大型的附件。三轴稳定航天器由于采用了星上计算可以安装大型的附件。三轴稳定航天器由于采用了星上计算机和高精度的姿态敏感器，提高了指向精度，但它的动量矩机和高精度的姿态敏感器，提高了指向精度，但它的动量矩比自旋稳定航天器小，受到干扰力矩时，容易发生姿态偏转。比自旋稳定航天器小，受到干扰力矩时，容易发生姿态偏转。 当前，三轴稳定方式并没有完全取代自旋稳定方式，两种当前，三轴稳定方式并没有完全取代自旋稳定方式，两种方式都会得到使用。方式都会得到使用。 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计3 3

83、）姿态控制方式的比较）姿态控制方式的比较）姿态控制方式的比较）姿态控制方式的比较 自旋稳定系统和环境力矩稳定系统不需要消耗星上自旋稳定系统和环境力矩稳定系统不需要消耗星上能源，且不具有机动能力，因此称为无源系统或被动控能源，且不具有机动能力，因此称为无源系统或被动控制系统。制系统。 其余系统是由星上携带的控制力矩产生器作执行机其余系统是由星上携带的控制力矩产生器作执行机构，需要消耗星上能源，且又具有机动能力，因此称为构，需要消耗星上能源，且又具有机动能力，因此称为有源系统或主动控制系统。有源系统或主动控制系统。 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计2 2 姿态

84、控制执行机构姿态控制执行机构姿态控制执行机构姿态控制执行机构 卫星姿态控制执行机构是对卫星产生控制力矩，改变卫星姿态控制执行机构是对卫星产生控制力矩，改变卫星姿态运动的装置。它按照控制器给出的控制指令，产卫星姿态运动的装置。它按照控制器给出的控制指令，产生作用于卫星的力矩，可用于姿态稳定、姿态捕获、姿态生作用于卫星的力矩，可用于姿态稳定、姿态捕获、姿态机动，建立和维持轨道控制所需的姿态，自旋稳定卫星的机动，建立和维持轨道控制所需的姿态，自旋稳定卫星的起旋、消旋，转速控制，章动和进动控制等。起旋、消旋，转速控制，章动和进动控制等。 依产生力矩的原理，卫星姿态控制执行机构大致有三依产生力矩的原理，

85、卫星姿态控制执行机构大致有三种类型：种类型： 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计2 2 姿态控制执行机构姿态控制执行机构姿态控制执行机构姿态控制执行机构1 1 1 1）喷气执行机构）喷气执行机构）喷气执行机构）喷气执行机构 推力器是目前航天器控制使用最广泛的执行机构之一。推力器是目前航天器控制使用最广泛的执行机构之一。它利用高速排出的工质产生反作用推力，所以又称为质量它利用高速排出的工质产生反作用推力，所以又称为质量排出式执行机构。当推力器安装使得推力方向通过航天器排出式执行机构。当推力器安装使得推力方向通过航天器质心，则成为轨道控制执行机构；而当推力方向不

86、过质心，质心，则成为轨道控制执行机构；而当推力方向不过质心，则必然产生相对航天器质心的力矩，成为姿态控制执行机则必然产生相对航天器质心的力矩，成为姿态控制执行机构。构。 根据产生推力所需能源的形式不同，质量排出型推力器根据产生推力所需能源的形式不同，质量排出型推力器可以分为冷气推力器、热气推力器和电推力器。可以分为冷气推力器、热气推力器和电推力器。 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术质量排出型推力器质量排出型推力器质量排出型推力器质量排出型推力器航天器总体设计空间飞行器总体设计2 2 姿态控制执行机构姿态

87、控制执行机构姿态控制执行机构姿态控制执行机构2 2 2 2）机电执行机构）机电执行机构）机电执行机构）机电执行机构 机电执行机构一般由驱动电路、电机、轴承、传动装置和机电执行机构一般由驱动电路、电机、轴承、传动装置和旋转惯量等组成，例如惯性飞轮、空间站姿态控制用的控制力旋转惯量等组成，例如惯性飞轮、空间站姿态控制用的控制力矩陀螺、双自旋卫星的消旋组件，太阳帆板定向驱动组件，天矩陀螺、双自旋卫星的消旋组件，太阳帆板定向驱动组件，天线指向控制用的框架驱动组件等。线指向控制用的框架驱动组件等。 惯性飞轮是具有大惯量轮体的机电执行机构。根据动量矩惯性飞轮是具有大惯量轮体的机电执行机构。根据动量矩守恒原

88、理，它与星体进行角动量交换，实现卫星姿态控制。守恒原理，它与星体进行角动量交换，实现卫星姿态控制。 根据飞轮的结构特点和产生控制作用的形式可以分为惯性轮、根据飞轮的结构特点和产生控制作用的形式可以分为惯性轮、控制力矩陀螺和框架动量轮三种，其中惯性轮又分为反作用轮控制力矩陀螺和框架动量轮三种，其中惯性轮又分为反作用轮和动量轮两种。和动量轮两种。 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计 飞轮飞轮飞轮飞轮 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计轮控系统的特点：轮控系统的特点：（1 1）轮控系统不需要消耗工质，适于长期工作；）轮控系统不需

89、要消耗工质，适于长期工作；（2 2）轮控系统可以提供较精确的控制力矩，控制精度高；）轮控系统可以提供较精确的控制力矩，控制精度高；（3 3）轮控系统特别适合于克服周期性扰动；）轮控系统特别适合于克服周期性扰动；（4 4）采用轮控系统的三轴稳定系统，可以携带有大型太阳能）采用轮控系统的三轴稳定系统，可以携带有大型太阳能电池阵，以满足星上对能源的需求；电池阵，以满足星上对能源的需求；（5 5）与喷气控制相比，轮控系统可以避免对光学仪器的污染。）与喷气控制相比，轮控系统可以避免对光学仪器的污染。采用轮控系统存在的问题：采用轮控系统存在的问题：（1 1）飞轮（动量轮）会发生速度饱和，必须考虑卸载问题；

90、）飞轮（动量轮）会发生速度饱和，必须考虑卸载问题；（2 2）飞轮有高速转动部件，使寿命和可靠性受到限制；）飞轮有高速转动部件，使寿命和可靠性受到限制；（3 3）过零力矩干扰较大。）过零力矩干扰较大。航天器总体设计角动量卸载方案喷气卸载磁力矩器卸载重力梯度力矩卸载空间飞行器总体设计2 2 姿态控制执行机构姿态控制执行机构姿态控制执行机构姿态控制执行机构3 3 3 3）环境力执行机构）环境力执行机构）环境力执行机构）环境力执行机构 利用空间自然环境如磁场、引力场等环境场与航天器相利用空间自然环境如磁场、引力场等环境场与航天器相互作用产生力矩，实现对姿态控制的执行机构，例如磁力互作用产生力矩，实现对

91、姿态控制的执行机构，例如磁力矩、重力梯度力矩、太阳辐射力矩和气动力矩等。这些力矩、重力梯度力矩、太阳辐射力矩和气动力矩等。这些力矩一般都比较小，而且与运行轨道高度、航天器结构和姿矩一般都比较小，而且与运行轨道高度、航天器结构和姿态等因素有关。态等因素有关。 其中磁力矩器是最常见的一种。其中磁力矩器是最常见的一种。 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计2 2 姿态控制执行机构姿态控制执行机构姿态控制执行机构姿态控制执行机构3 3 3 3）环境力执行机构）环境力执行机构）环境力执行机构）环境力执行机构 航天器的磁特性和环境磁场相互作用可产生磁力矩，其航天器的磁特性

92、和环境磁场相互作用可产生磁力矩，其大小为大小为M MPB (PPB (P为航天器磁矩，为航天器磁矩，B B为环境磁场强度为环境磁场强度) )。当。当两者互相垂直时，磁力矩最大；当两者相互平行时，磁力两者互相垂直时，磁力矩最大；当两者相互平行时，磁力矩为零。矩为零。 对地球轨道航天器来说，只要航天器存在磁矩，磁力矩对地球轨道航天器来说，只要航天器存在磁矩，磁力矩总是存在的。总是存在的。 若不把它作为控制力矩使用，就成为扰动力矩。若不把它作为控制力矩使用，就成为扰动力矩。若不把它作为控制力矩使用，就成为扰动力矩。若不把它作为控制力矩使用，就成为扰动力矩。 航天器上安装的通电线圈就是最简单的磁力矩器

93、，通电航天器上安装的通电线圈就是最简单的磁力矩器，通电线圈产生的磁矩与地球磁场相互作用就可产生控制力矩，线圈产生的磁矩与地球磁场相互作用就可产生控制力矩，实现姿态控制。实现姿态控制。 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计2 2 姿态控制执行机构姿态控制执行机构姿态控制执行机构姿态控制执行机构3 3 3 3）环境力执行机构）环境力执行机构）环境力执行机构）环境力执行机构 利用环境场产生控制力矩，最常用的除了磁力矩以外，利用环境场产生控制力矩，最常用的除了磁力矩以外，还有重力梯度力矩等。还有重力梯度力矩等。 磁力矩与轨道高度的磁力矩与轨道高度的3 3次方成反比，轨

94、道高度越低，磁力次方成反比，轨道高度越低，磁力矩越大。所以磁力矩作为控制力矩比较适用于低轨道航天矩越大。所以磁力矩作为控制力矩比较适用于低轨道航天器。器。 重力梯度力矩适用于中高度轨道航天器。重力梯度力矩适用于中高度轨道航天器。 太阳辐射力矩适用于同步轨道卫星等高轨道航天器。太阳辐射力矩适用于同步轨道卫星等高轨道航天器。 气动力矩也适用于低轨道。气动力矩也适用于低轨道。 但是最后两种力矩较少用来作为控制力矩。但是最后两种力矩较少用来作为控制力矩。 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计2 2 姿态控制执行机构姿态控制执行机构姿态控制执行机构姿态控制执行机构4 4

95、 4 4）执行机构的比较）执行机构的比较）执行机构的比较）执行机构的比较 对于航天器控制所采用的执行机构而言，高可靠性、长寿命、对于航天器控制所采用的执行机构而言，高可靠性、长寿命、高精度是其基本要求，直接关系到控制系统的寿命和精度。高精度是其基本要求，直接关系到控制系统的寿命和精度。 在以上介绍的几种执行机构中，飞轮、推力器、磁力矩器和重在以上介绍的几种执行机构中，飞轮、推力器、磁力矩器和重力梯度力矩执行机构是最常用的。力梯度力矩执行机构是最常用的。 飞轮和推力器控制精度较高，环境力执行机构的控制精度较低，飞轮和推力器控制精度较高，环境力执行机构的控制精度较低，所以飞轮和推力器成为航天器控制

96、主要的执行机构。所以飞轮和推力器成为航天器控制主要的执行机构。 此外，执行机构输出的力矩范围、工质能量的消耗量也是执行此外，执行机构输出的力矩范围、工质能量的消耗量也是执行机构选用所必须考虑的重要方面。机构选用所必须考虑的重要方面。 7.4 7.4 卫星的姿态控制技卫星的姿态控制技术术空间飞行器总体设计1确定功能要求确定功能要求确定功能要求确定功能要求 2 2 确定或导出系统级要求确定或导出系统级要求确定或导出系统级要求确定或导出系统级要求3 3 选择航天器控制类型选择航天器控制类型选择航天器控制类型选择航天器控制类型4 GNC 4 GNC 分系统硬件选择分系统硬件选择分系统硬件选择分系统硬件

97、选择 7.5 7.5 设计设计GNCGNC分系统的步骤分系统的步骤空间飞行器总体设计决策步决策步骤输入入输出出确定功能要求确定功能要求任任务要求要求确定确定GNCGNC系系统的任的任务范范围，如姿，如姿态确定、确定、控制、控制、导航，或它航，或它们的的组合合确定或确定或导出系出系统级要求要求任任务要求及任要求及任务执行行过程，运程，运载工工具入具入轨类型型确定确定轨道与姿道与姿态机机动的要求及机的要求及机动大小大小确定有效确定有效载荷是地球指向或荷是地球指向或扫猫，猫，还是是惯性指向或性指向或扫描描根据控制模式确定指向精度根据控制模式确定指向精度确定任确定任务寿命寿命确定确定轨道高度范道高度范

98、围选择航天器控制航天器控制类型型有效有效载荷，荷，热控及能源要求控及能源要求轨道，指向道，指向确定控制和确定控制和稳定方式：三定方式：三轴、自旋或重力、自旋或重力梯度梯度稳定定干干扰环境的定量境的定量描述描述航天器几何形状，航天器几何形状，轨道，太阳道，太阳/ /磁磁场模型，任模型，任务执行行过程程确定重力梯度力矩、气确定重力梯度力矩、气动力矩、太阳光力矩、太阳光压、内部内部扰动及主及主动段段飞行行对控制的影响控制的影响选择GN & C GN & C 分系分系统的硬件和尺寸的硬件和尺寸航天器几何形状，指向精度，航天器几何形状，指向精度，轨道道条件，任条件，任务要求，寿命，要求，寿命，轨道，指向

99、道，指向，旋，旋转速率速率选择地球、太阳、地球、太阳、惯性或其他敏感器件性或其他敏感器件选择控制控制执行机构的行机构的类型；如反作用型；如反作用飞轮、推力器和磁力矩器推力器和磁力矩器选择数据数据处理理电子子单元（如果有的元（如果有的话）确定控制算法确定控制算法上述各上述各项建立航天器在各种控制模式下的运建立航天器在各种控制模式下的运动方程方程GNCGNC分系统设计过程分系统设计过程分系统设计过程分系统设计过程 空间飞行器总体设计任务要求和其它分系统对任务要求和其它分系统对任务要求和其它分系统对任务要求和其它分系统对GNCGNC系统的影响系统的影响系统的影响系统的影响空间飞行器总体设计影响影响影

100、响影响GNCGNC分系统设计的轨道机动分系统设计的轨道机动分系统设计的轨道机动分系统设计的轨道机动要求要求对航天器的影响航天器的影响对GNCGNC系系统的影响的影响用大冲量完成用大冲量完成轨道注入道注入（几（几km/skm/s） 固体固体发动机或大机或大型双型双组元元发动机机 大型推力器或框大型推力器或框架式架式发动机，或点机，或点火期火期间姿姿态控制采控制采用自旋用自旋稳定定 用作精确基准和速度用作精确基准和速度测量的量的惯性性测量部件量部件 在主在主动段和段和惯性滑行性滑行阶段采用不段采用不同的同的执行机构、敏感器和控制行机构、敏感器和控制规律律导航或制航或制导在在轨改改变轨道面道面以以满

101、足有效足有效载荷荷或航天器多或航天器多项操操作的需要（几百作的需要（几百m / s )m / s ) 需要更多的推力需要更多的推力器，但如果器，但如果惯性滑性滑行行阶段采用推力器，段采用推力器，也可不增加推力器也可不增加推力器 喷气用不同的控制气用不同的控制规律律 根据根据喷气干气干扰确定确定执行机构的大行机构的大小小 喷气气时采用星采用星载姿姿态基准基准轨道保持及修正道保持及修正机机动( (V100m / s ) V55）以当地垂以当地垂线为基基准的三准的三轴稳定方式定方式重力梯度重力梯度重力梯度重力梯度稳稳定：定：定：定：用主杆、阻尼器、太阳敏感器、磁用主杆、阻尼器、太阳敏感器、磁强强计或

102、地或地球敏感器确定姿球敏感器确定姿态用用动量量轮进行偏航控制行偏航控制 三三三三轴稳轴稳定：定：定：定：地球敏感器提供当地垂地球敏感器提供当地垂线基准基准( (俯仰和俯仰和滚动) )太阳或星敏感器用作第三太阳或星敏感器用作第三轴基准和姿基准和姿态确定确定反作用反作用飞轮、动量量轮或控制力矩陀螺用于精或控制力矩陀螺用于精确指向和确指向和节省推省推进剂反作用控制系反作用控制系统用于粗控制和用于粗控制和动量卸量卸载磁力矩器也可卸磁力矩器也可卸载动量量惯性性测量部件用于机量部件用于机动和姿和姿态确定确定惯性指向性指向太阳太阳天体目天体目标有效有效载荷的随机荷的随机目目标自旋自旋稳定适用于定适用于中等精

103、度及姿中等精度及姿态机机动不多的不多的场合合 不能使用重力梯不能使用重力梯度度稳定方式定方式三三轴稳定控制最定控制最适于适于频繁再定向繁再定向自旋自旋自旋自旋稳稳定：定：定：定：如果没有消旋平台，有效如果没有消旋平台，有效载荷的指向和姿荷的指向和姿态敏感器的工作受限制敏感器的工作受限制需要推力器使需要推力器使动量矢量量矢量实现再定向再定向需要章需要章动阻尼器阻尼器三三三三轴稳轴稳定：定：定：定：典型的敏感器包括太阳敏感器、星跟踪器和典型的敏感器包括太阳敏感器、星跟踪器和惯性性测量部件量部件 典型的典型的执行机构是反作用行机构是反作用飞轮和推力器和推力器可能需要可可能需要可动的有效的有效载荷（如

104、荷（如扫描平台）描平台）有效载荷指向对有效载荷指向对有效载荷指向对有效载荷指向对GNCGNC分系统设计的影响分系统设计的影响分系统设计的影响分系统设计的影响空间飞行器总体设计控制精度对控制精度对控制精度对控制精度对GNCGNC分系统设计和敏感器选择的影响分系统设计和敏感器选择的影响分系统设计和敏感器选择的影响分系统设计和敏感器选择的影响要求的要求的精度精度对航天器的影响航天器的影响对GNCGNC分系分系统的影响的影响5可以节省大量开支可以利用重力梯度（GG ）稳定方式GG 限制了姿态机动能力，且对星上干扰力矩敏感三轴稳定可行，但可能大材小用不要求姿不要求姿态确定：确定： GG 稳定方式不需要敏

105、感器只需要伸杆电机、GG 阻尼器和一个偏置动量轮要求姿要求姿态确定：确定：太阳敏感器和磁强计适用于土3范围的姿态确定更高精度定姿需要使用星跟踪器或地球敏感器15不能使用GG稳定方式如果允许刚体姿态是惯性固定的，可用自旋稳定有效载荷可能需要消旋平台 可采用三轴稳定方式对自旋体，敏感器选用太阳敏感器和地球敏感器比较合适三轴稳定精度可以通过控制反作用控制系统的死区来满足，但对长期任务，使用反作用飞轮可节省推进剂推力器和阻尼器可用作自旋体的执行机构可使用磁力矩器（和磁强计）0.11不能用GG 或自旋稳定可采用三轴稳定也可采用双自旋稳定用星跟踪器或地球敏感器和陀螺进行精确定姿一般用反作用飞轮，并用推力器

106、作动量卸载和粗控对小型飞行器可用磁力矩器控制（也需要磁强计）0.1必须使用三轴稳定可能需要配备装有独立敏感器的可转动的、隔振的有效载荷平台同0.11的要求，但需要星敏感器和更高级的陀螺控制规律和计算更为复杂挠性体性能变得很重要空间飞行器总体设计 7.6 7.6 姿控分系统方案设计姿控分系统方案设计1.可行性论证阶段的主要工作 （1）进行飞行任务分析，明确姿态控制系统的功能和性能； （2）选择姿态控制类型； （3）确定姿态控制系统的基本构型； （4）敏感器和执行机构的配置。1.1姿态控制系统功能要求 （1）姿态确定； （2）姿态捕获； （3）姿态指向； （4）姿态机动； （5）姿态稳定和控制；

107、（6）飞行器机动变轨时的姿态稳定和控制； （7）有效载荷及太阳电池阵等其他分系统部件的控制需求。空间飞行器总体设计1.2 姿态控制分系统性能指标要求 （1）姿态控制方式（2）姿态控制精度（3）三轴指向稳定度（4）重量和功耗要求（5）姿态机动（6）在轨工作寿命（7）寿命末期可靠度空间飞行器总体设计2.方案设计阶段的主要工作 （1）选择姿态控制系统部件并确定其功能和性能指标； （2）建立和验证姿态控制系统的数学模型； （3）确定姿态确定算法并进行控制算法或控制律的设计，对系统模型进行稳定性分析和数学仿真； （4）给出对飞行器轨道设计及测轨定位的要求； （5）确定对整星质量特性、结构外形、剩余磁矩及

108、动力学特性的要求； （6）确定分系统质量、部件安装方式、精度标定要求； （7）确定电源品种、功耗要求； （8）确定遥测遥控以及数据注入要求； （9）确定推进剂消耗量及寿命估计要求；空间飞行器总体设计空间飞行器总体设计轨道动力学模型库二体轨道动力学模型位置速度转换六根数模型平近点角到真近点角转换模型真近点角到平近点角转换模型六根数转换位置模型惯性坐标系下角速度模型空间飞行器总体设计姿态动力学模型库刚体+动量轮动力学模型动量轮+转动挠性附件动力学模型液体晃动等效摆+挠性附件模型液体晃动弹簧质量模型+挠性附件空间飞行器总体设计姿态运动学模型库四元素运动学模型欧拉角运动学模型欧拉轴/角式运动学模型空间

109、飞行器总体设计敏感器测量模型库0-1太阳敏感器模型数字太阳敏感器模型模拟太阳敏感器模型红外地球敏感器模型陀螺模型3+1陀螺模型磁强计模型空间飞行器总体设计执行机构模型库反作用飞轮模型磁力矩器模型V型动量轮模型单推力器模型3+1型动量轮模型推力器组模型金字塔型动量轮模型帆板驱动机构模型空间飞行器总体设计空间环境模型库太阳矢量模型月球矢量模型地心矢量模型大气密度模型重力场模型地磁场模型气动力/力矩模型太阳光压力/力矩模型重力梯度力矩模型空间飞行器总体设计基本函数模型库坐标变换模型库姿态矩阵转换模型库基本运算模型库时间转换函数模型库角度转换函数模型库数值积分算法模型库数学函数模型库空间飞行器总体设计

110、控制算法模型库基于欧拉角的PID控制模型基于误差四元素的PID控制模型基于欧拉角的PD控制模型基于误差四元素的PD控制模型变结构控制模型库空间飞行器总体设计定姿、定轨模型库双矢量定姿模型卡尔曼滤波模型红外+太敏模型太敏+红外+陀螺模型空间飞行器总体设计 思考题思考题1.1.轨道控制和姿态控制的任务是什么？轨道控制和姿态控制的任务是什么？2.2.阐述星上自主控制和星地大回路控制的原理？阐述星上自主控制和星地大回路控制的原理？3.3.星上常用的姿态敏感器有哪些星上常用的姿态敏感器有哪些? ?其各自的用途是其各自的用途是什么？什么？4.4.什么是被动式姿态控制？主动式姿态控制？被动什么是被动式姿态控制？主动式姿态控制？被动式姿态控制包括哪几种？其各自的原理是什么？式姿态控制包括哪几种？其各自的原理是什么？