航天器姿态机动控制ppt课件

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1、第七章第七章 航天器姿态机动控制航天器姿态机动控制7.1 自旋稳定卫星的喷气姿态机动7.2 自旋稳定卫星磁线圈姿态机动7.3 航天器的姿态捕获 姿姿态机机动控控制制是是研研讨航航天天器器从从一一个个初初始始姿姿态转变到到另另一一个个姿姿态的的再再定定向向过程程。假假设初初始始姿姿态未未知知，例例如如当当航航天天器器与与运运载工工具具分分别时，航航天天器器还处在在未未控控形形状状；或或者者由由于于遭遭到到干干扰影影响响，航航天天器器姿姿态未未控控姿姿态机机动到到预定定姿姿态的的过程称程称为姿姿态捕捕获或或对准。准。 姿姿态机机动控控制制最最典典型型的的要要算算自自旋旋卫星星姿姿态机机动，也也就就

2、是是说自自旋旋轴进动。实现自自旋旋轴进动最最常常用的方法是采用用的方法是采用喷气和磁力。气和磁力。第七章第七章 航天器姿航天器姿态机机动控制控制 利利用用喷气气对航航天天器器姿姿态进展展机机动控控制制，假假设航航天天器器为非非自自旋旋稳定定，那那么么机机动控控制制与与第第六六章章所所引引见的的采采用用喷气气姿姿态稳定定系系统根根本本一一样，只只需需姿姿态基基准准指指向向按按机机动姿姿态要要求求进展展改改动。如如今今着着重重讨论自自旋旋稳定定卫星星自自旋旋轴机机动，即即利利用用装装在在卫星星上上的的喷气气推推力力器器产生生横横向向控控制制力力矩矩，使使卫星星的的动量量矩矩矢矢量量进动，调整整卫星

3、星自自旋旋轴在在空空间中中的的方向。方向。 喷气气推推力力器器在在自自旋旋卫星星上上的的固固联安安装装方方式式如如图7.1(a)7.1(a)所所示示。推推力力器器的的反反作作用用推推力力方方向向与与自自旋旋轴平平行行且且和自旋和自旋轴之之间有尽量大的有尽量大的间隔，以增大力臂，从而推力隔，以增大力臂，从而推力7.1 自旋自旋稳定定卫星的星的喷气姿气姿态机机动器器产生生的的横横向向控控制制力力矩矩与与自自旋旋轴一一直直垂垂直直。自自旋旋稳定定卫星星相相当当于于一一个个自自在在陀陀螺螺，其其自自旋旋动量量矩矩矢矢量量在在垂垂直直力力矩矩的的作作用用下下会会沿沿着着最最短短的的途途径径向向力力矩矩方

4、方向向发生生进动，进动角角速速度度正正比比于于外外力力矩矩。此此外外，自自旋旋轴还发生生章章动振振荡，其振幅和其振幅和频率取决于率取决于卫星参数和外力矩。星参数和外力矩。 令令喷喷气气力力矩矩为为 ，卫卫星星的的自自旋旋转转速速为为 ，自自旋旋动动量量矩矩为为 。在在初初始始时时辰辰，卫卫星星处处于于纯纯自自旋旋形形状状。如如喷喷气气力力矩矩很很小小，且且配配置置章章动动阻阻尼尼器器，那那么么可可以以忽忽略略章章动动。在在卫卫星星自自旋旋到到某某相相位位角角的的前前后后 时时间间内内，推推力力器器控控制制产生的动量矩增量产生的动量矩增量 的数值等于的数值等于 (7.1) (7.1) 垂垂直直于

5、于初初始始动动量量矩矩 。由由于于喷喷气气时时卫卫星星在在自自旋旋，带带动动控控制制力力矩矩 在在空空间间中中旋旋转转，动动量量矩矩从从初初始始形形状状 沿沿圆圆弧弧进进动动到到 ，见见图图7.1(b)7.1(b)。特特殊殊地地，假假设设喷喷气气推推力力器随着卫星自旋一周而采用延续喷气，即器随着卫星自旋一周而采用延续喷气，即 ， 那那么么由由上上式式得得 。这这阐阐明明假假设设采采用用延延续续喷喷气气，那那么么其其结结果果是是自自旋旋动动量量矩矩不不发发生生改改动动，自自旋旋卫卫星星的的姿姿态态在在实实际际上上是是固固定定不不变变的的。实实践践上上能能够够出出现现摆摆动动，这这样样不不能到达自

6、旋轴进动的目的。能到达自旋轴进动的目的。假假设设推推力力器器任任务务是是脉脉冲冲式式的的，即即 ，那那么么动动量量矩矩的增量为的增量为 动量矩沿直线从动量矩沿直线从 跃变地进动到跃变地进动到 。 由由此此可可以以明明白白，要要想想将将自自旋旋卫卫星星自自旋旋轴轴机机动动到到所所要要求求的的方方向向，星星上上推推力力器器任任务务方方式式只只能能是是断断续续的的。经经过过适适当当地地选选择择喷喷气气推推力力器器任任务务的的相相位位角角，可可以以决决议议控控制制力力矩矩在在空空间间中中的的方方向向；经经过过适适当当地地选选择择喷喷气气继继续续时时间间和和喷喷气气次次数数，可可以以决决议议控控制制冲冲

7、量量的的大大小小。据据此此可可以以将将航航天天器器的的自旋动量矩矢量机动到恣意方向。自旋动量矩矢量机动到恣意方向。(7.2) 按按照照自自旋旋卫卫星星姿姿态态机机动动过过程程中中自自旋旋轴轴在在天天球球上上描描画画的的轨轨迹迹，如如由由 方方向向机机动动到到 方方向向，目目前前可可主主要要分分为为两两种种：一一种种是是大大圆圆弧弧轨轨迹迹，另另一一种种是是等等倾倾角角线线轨轨迹迹。假假定定喷喷气气冲冲量量很很小小，姿姿态态机机动动过过程程中中自自旋旋轴轴与与动动量量矩矩矢矢量量根根本本一一致致，于于是是确确定定推推力力器器喷喷气气的的相相位位就就成成为为主主要要问问题。题。 (1)(1)大大圆

8、圆弧弧轨轨迹迹：假假设设要要求求自自旋旋轴轴在在天天球球上上描描画画的的轨轨迹迹是是大大圆圆弧弧 ，那那么么自自旋旋轴轴必必需需在在同同一一平平面面内内从从初初始始方方向向 机机动动到到目目的的方方向向 ，所所以以每每次次喷喷气气产产生生的的横横向向控控制制力力矩矩必必需需在在此此平平面面内内，即即推推力力器器喷喷气气的的相相位位相相对对于于空空间间惯惯性性坐坐标标系系是是固固定定的的。实实践践计计算算喷喷气气相相位位的的参参考考基基准准只只能能由由星星上上的的姿姿态态敏敏感感器器给给出出，例例如如在在自自旋旋一一周周中中太太阳阳或或地地球球敏敏感感器器扫扫过过太太阳阳或或地地球球时时输输出出

9、的的脉脉冲冲，因因此此推推力力器器喷喷气气的的相相位位相相对对于于本本体体坐坐标标系系是是变变化化的的。在在以以太阳为北极的天球上，如图太阳为北极的天球上，如图7.27.2所示，太阳敏感器的视场所示，太阳敏感器的视场穿过经度平面穿过经度平面 的时辰为计算喷气相位的的时辰为计算喷气相位的基准，控制力矩应在基准，控制力矩应在 平面内，那么这两个平面内，那么这两个平面之间的夹角平面之间的夹角 即为推力器的喷气相位角。即为推力器的喷气相位角。为了确定该喷气相位角，不仅需求自旋轴初始方为了确定该喷气相位角，不仅需求自旋轴初始方向、目的方向和太阳方向的信息，还需自旋轴方向、目的方向和太阳方向的信息，还需自

10、旋轴方向的实时信息，并且喷气相位不是固定的，与姿向的实时信息，并且喷气相位不是固定的，与姿态方向有关，每次喷气前都须重新计算相位角。态方向有关，每次喷气前都须重新计算相位角。大圆弧轨迹的优点是自旋轴机动的途径最短，耗大圆弧轨迹的优点是自旋轴机动的途径最短，耗费的燃料最少。费的燃料最少。 (2) (2)等倾角线轨迹：为了便于工程实现，希望等倾角线轨迹：为了便于工程实现，希望每次喷气的相位在本体坐标系中是固定的，即每每次喷气的相位在本体坐标系中是固定的，即每次喷气与自旋同步。在以太阳为北极的天球图次喷气与自旋同步。在以太阳为北极的天球图( (见图见图7.3)7.3)上，同步脉冲控制力矩上，同步脉冲

11、控制力矩 一直与自旋一直与自旋轴轴 所在的经度面夹同等角度，机动过程中自所在的经度面夹同等角度，机动过程中自旋轴在天球上描画的轨迹与各经度线旋轴在天球上描画的轨迹与各经度线 夹夹同同等等角角度度 ，自自旋旋轴轴沿沿等等倾倾角角线线从从初初始始方方向向 机机动动到目的方向到目的方向 。因此，这种机动方法产生的轨迹。因此，这种机动方法产生的轨迹称为等倾角线轨迹。称为等倾角线轨迹。 图图7.2 大圆弧机动轨迹大圆弧机动轨迹 图图7.3 等倾角线机动轨迹等倾角线机动轨迹 从从工工程程实现的的观念念来来看看，等等倾角角线轨迹迹机机动控控制制方方法法比比大大圆弧弧轨迹迹机机动控控制制方方法法简单，容容易易

12、实现。根根据据分分析析计算算阐明明，在在自自旋旋轴机机动范范围比比较小小的的情情况况下下，大大圆弧弧法法与与等等倾角角法法所所耗耗费燃燃料料根根本本相相等等。另另外外在在以以下下两两种种形形状状下下，大大圆弧弧法法和和等等倾角角法法的的轨迹迹是是重重合合的的：初初始始姿姿态 和和目目的的姿姿态 都都在在赤赤道道平平面面，此此时等等倾角角为9090；或或者者初初始始姿姿态 和和目目的的姿姿态 都都在在子子午午面面上上，那那么么等等倾角角为OO。在在实践践工工程程中中大大都都采采用用等等倾角角线轨迹迹机机动方法。方法。 自自旋旋卫星星机机动的的推推力力器器喷气气相相位位由由上上述述两两种种方方法法

13、可可以以确确定定，它它决决议了了自自旋旋轴的的机机动方方向向。但但机机动完完成成需需求求多多少少时间，那那么么取取决决于于推推力力器器每每次次喷气气的的时间和和产生生的的冲冲量量。由由式式(7(71)1)和和(7.2)(7.2)可可知知，推推力力器器任任务的的时间即即喷气气脉脉冲冲宽度度该当当尽尽能能够短短( ( O)O)，由由于于越越短短效效率率越越高，高，产生的生的侧向冲量就越小。但是推力器任向冲量就越小。但是推力器任务时间过短，短，会会带来以下三方面的困来以下三方面的困难： (1)(1)喷气气时间越越短短，脉脉冲冲越越窄窄，推推力力器器在在技技术上上越越难实现； (2) (2)喷气脉冲越

14、窄，反复性越差；气脉冲越窄，反复性越差； (3)(3)喷气气脉脉冲冲越越窄窄，每每次次喷气气产生生的的冲冲量量越越小小，机机动时间就越就越长。 因因此此，假假设定定义推推力力器器喷气气时间 和和航航天天器器自自旋旋角角速速度度 的的乘乘积为喷气气角角，那那么么工工程程中中综合合各各方方面面的的要要素素，在在足足够准准确确的的前前提提下下，普普通通取取喷气气角角 为40405050为宜宜。下下面面基基于于等等倾角角线轨迹迹机机动方方法法，讨论自自旋旋卫星机星机动所需求的所需求的喷气次数和机气次数和机动时间。 设自自旋旋卫星星的的动量量矩矩大大小小为 ，自自旋旋角角速速度度为 ，推力器，推力器喷气

15、气产生的力矩大小生的力矩大小为 , ,喷气角气角为 。根据。根据动量矩定理动量矩定理 (7 (73)3)得得这意味着在推力器喷气这意味着在推力器喷气 时间微元内，自旋卫星将产生时间微元内，自旋卫星将产生 的动量矩变化。由图的动量矩变化。由图7.1(b)7.1(b)所示容易知道，自旋轴所示容易知道，自旋轴( (不不思索章动思索章动) )将发生将发生 角度的进动，即角度的进动，即所以所以 (7 (74)4)思索到推力器喷气角为思索到推力器喷气角为 ，即每次喷气时间为，即每次喷气时间为 ，而非无限小的时间微元而非无限小的时间微元 ，所以根据式，所以根据式(7.4),(7.4),可以将每次喷气产生的自

16、旋轴进动角度可以将每次喷气产生的自旋轴进动角度 近似表示为近似表示为 (7 (75)5)假假设设要要求求自自旋旋卫卫星星机机动动 角角度度，那那么么需需求求推推力力器器喷喷气气的的次数次数 为为 (7 (76)6)按按照照图图7.1(a)7.1(a)所所示示的的推推力力器器配配置置，卫卫星星每每自自旋旋一一周周只只能能喷气一次，所以完成喷气一次，所以完成 角度的姿态机动就需求时间角度的姿态机动就需求时间 (7 (77)7)式式中中，T T为卫星星的的自自旋旋周周期期。留留意意以以上上式式(7.4)(7.4)(7.7)(7.7)中中，一一切切的的角角度度和和角角速速度度的的单位位均均为rad(r

17、ad(弧弧度度) )和和radrads(s(弧弧度秒度秒) )。 如如今今举一一个个实例例。知知自自旋旋卫星星动量量矩矩 = = 2 2 000 000 kgkgs s，自自旋旋速速度度 = = 75 75 r rminmin，喷气气力力矩矩 = = 10 10 ，喷气气角角选为 = = 4545，要要求求自自旋旋轴进动 6060。由由式式(7.6)(7.6)和和(77)(77)可可以以分分别计算算出出需需求求喷气气2,0942,094次次，需需求求1,675 1,675 s s才才干干完完成成机机动。这样的的分分析析计算算结果果与与实验值相相比比误差差仅在在3 3左左右右。阐明明喷气气角角在

18、在工工程程中中确确定定为40405050的的合合理理性性和和由由式式(7.4)(7.4)近近似似为式式(7.5)(7.5)的的可可行行性。性。 自自旋旋稳定定卫星星进展展姿姿态机机动除除了了上上节引引见的的喷气气机机动以以外外，利利用用地地磁磁场与与星星体体的的磁磁矩矩产生生磁磁力力矩矩，使使自自旋旋轴进动也也是是一一个个比比较普普遍遍采采用用的的方方法法，由由于于它它简单，不不耗耗费工工质，只只需需求求少少量量电能能，特特别对小型地球小型地球卫星最适宜。星最适宜。 地磁地磁场分布在地分布在地球上空高达数万公里，球上空高达数万公里，在在这个范个范围内运内运动的的航天器都要遭到地磁航天器都要遭到

19、地磁场的影响。的影响。7.2 自旋自旋稳定定卫星磁星磁线圈姿圈姿态机机动 航航天天器器特特别别是是地地球球卫卫星星的的运运转转都都是是在在地地磁磁场场中中，当当航航天天器器本本身身存存在在磁磁场场时时，两两个个磁磁场场相相互互作作用用就就产产生生了了作作用用于于航航天天器器的的磁磁力力矩矩。假假设设 表表示示地地磁磁场场向向量量， 表表示示航航天天器器的的总总磁磁矩矩向向量量，那那么航天器所受的磁力矩就为么航天器所受的磁力矩就为 (7.8) (7.8) 为为了了阐阐明明式式(7.8)(7.8)中中各各向向量量之之间间关关系系，图图7.57.5表表示示出出了了磁磁力力矩矩 、磁磁矩矩 与与地地磁

20、磁 。地地磁磁场强度场强度 在在 平平面面上上的的投投影影表表示示为为 ，在在 轴轴的的投投影影为为 ，星星体体的的磁磁矩矩 由由线线圈圈经经过过电电流流产产生生，见见图图7.57.5。在在 轴产生的磁力矩大小为轴产生的磁力矩大小为: :(7.9)此力矩方向也垂直于此力矩方向也垂直于 平面。平面。 由由于于 垂垂直直于于 ，那那么么在在 轴轴产产生生的的磁磁力力矩矩大大小小为为 (7 (710)10)此力矩方向垂直于此力矩方向垂直于 和和 。图图7.5 磁力矩与磁矩和磁场关系磁力矩与磁矩和磁场关系 需需求求指指出出的的是是，由由于于地地球球磁磁场存存在在各各种种不不确确定定性性的的长期期或或短

21、短期期变化化，因因此此研研讨地地磁磁场时不不但但要要在在一一定定时间内内重重新新测定定，以以校校正正原原来来的的数数据据，而而且且必必需需对部部分分的的异异常加以适当常加以适当补充。但即使如此，充。但即使如此，仍不能仍不能够准确了解地球周准确了解地球周围磁磁场的分布，所以磁力矩控制的的分布，所以磁力矩控制的精度普通精度普通较低，无低，无论姿姿态稳定，定，还是姿是姿态机机动。 姿姿态捕捕获是是航航天天器器由由未未知知姿姿态到到知知姿姿态的的定定向向过程程，是是另另一一类典典型型的的姿姿态机机动。姿姿态捕捕获方方式式可可分分为三三类：全全自自主主、半半自自主和地面控制。主和地面控制。 全全自自主主

22、捕捕获方方式式就就是是整整个个捕捕获过程程完完全全由由星星上上设备完完成成，从从姿姿态信信息息获得得、控控制制指指令令综合合到到执行行机机构构任任务。采采用用全全自自主主姿姿态捕捕获方方式式的的有有西西德德天天文文卫星星AEROSAEROS，它它由由星星上上模模拟式式太太阳阳敏敏感感器器和和磁磁强计得得到到姿姿态信信息息，经过星星上上电子子逻辑安安装装控控制制电磁磁铁使使自自旋旋轴指指向向太太阳阳。热容容量量绘图卫星星HCMMHCMM采采用用磁磁强计和和安安装装在在飞轮上上的的地地平平扫描描仪来控制磁力矩使姿来控制磁力矩使姿态对地球指向地球指向稳定。定。 半半自自主主姿姿态捕捕获方方式式是是由

23、由地地面面站站和和星星上上设备共共同同组成成的的。例例如如高高能能天天文文察察看看卫星星HEAOHEAO首先利用模首先利用模拟式太阳式太阳7.3 航天器的姿航天器的姿态捕捕获敏敏感感器器使使自自旋旋轴粗粗精精度度指指向向太太阳阳，其其精精度度在在几几度度范范围内内。而而地地面面站站的的计算算机机根根据据遥遥测传送送下下来来的的星星跟跟踪踪器器数数据据，经过相相应软件件准准确确确确定定卫星星三三轴姿姿态，并并算算出出陀陀螺螺漂漂移移的的校校正正量量，然然后后把把这些些信信息息送送上上卫星星，最最后后经过控控制制喷气推力器使气推力器使卫星姿星姿态准确指向目的。准确指向目的。 地地面面控控制制姿姿态

24、捕捕获可可以以分分为开开环和和闭环两两种种方方式式。闭环方方式式类似似于于星星上上全全自自主主控控制制。这种种闭环方方式式的的地地面面控控制制是是利利用用星星上上姿姿态敏敏感感器器，经过下下行行通通道道遥遥测传送送到到地地面面站站，由由地地面面站站计算算机机把把这些些数数据据处置置成成为姿姿态控控制制有有关关的的信信息息，然然后后经过上上行行通通道道遥遥控控星星上上执行行机机构构。星星上上和和地地面面站站共共同同组成成一一个个闭环控控制制系系统，并并且且以以实时方方式式进展展。这种种系系统的的主主要要优点点是是灵灵敏敏性性大大，可可以以运运用用地地面面站站大大容容量量计算算机机，并并且且具具有

25、有延延续快快速速提提供供各各种种指指令令的的才干，而不添加星上才干，而不添加星上质量和量和设备的复的复杂性。性。主主要要缺缺陷陷是是要要求求在在执执行行义义务务时时，上上行行和和下下行行通通道道传传送送要要延延续续可可靠靠地地任任务务，这这就就添添加加了了对对硬硬件件和和软软件件可可靠靠性性的的要要求求；由由于于添添加加通通讯讯线线路路，也也能能够够引引起起操操作作错错误误。加加拿拿大大CTSCTS通通讯讯卫卫星星采采用用HP2100AHP2100A型型微微处处置置机机，实实现现闭闭环环方方式式的的地面控制。地面控制。 地地面面控控制制的的开开环环方方式式是是把把星星上上敏敏感感器器数数据据传

26、传送送到到地地面面站站，经经过过地地面面站站计计算算机机处处置置，并并把把结结果果显显示示出出来来，然然后后根根据据控控制制规规律律估估算算各各种种控控制制指指令令，经经过过分分析析和和选选择择，最最后后经经过过遥遥控控使使星星上上执执行行机机构构动动作作。这这种种开开环环控控制制方方式式的的时时间间延延迟迟可可以以从从30 30 s s到到几几个个小小时时，而而闭闭环环控控制制方方式式仅仅有有几几秒秒钟钟的的延延迟迟。开开环环方方式式控控制制的的主主要要优优点点是是地地面面站站软软件件简简单单，可可靠靠性性高高，由由于于各各种种控控制制指指令令都都经经过过分分析析选选择择才才发送到星上。目前

27、采用开环方式进展姿态捕获比较多。发送到星上。目前采用开环方式进展姿态捕获比较多。7.3.2 7.3.2 地球同步地球同步轨道道卫星三星三轴姿姿态捕捕获 地地球球同同步步轨道道卫星星的的姿姿态在在过渡渡轨道道( (也也称称转移移轨道道) )上上往往往往是是自自旋旋稳定定的的，而而在在同同步步轨道道上上又又转为三三轴稳定定。远地地点点发动机机点点火火后后，卫星星进入入漂漂移移轨道道，姿姿态控控制制的的义务是是将将卫星星从从初初期期的的自自旋旋形形状状转向向三三轴姿姿态稳定定，这一一操操作作过程程称称为三三轴姿姿态捕捕获。此此外外，在在同同步步轨道道运运转的的卫星星，其其三三轴姿姿态指指向向有有时失

28、失去去稳定定，为此此必必需需重重新新进展展姿姿态捕捕获。姿姿态捕捕获在在实践践卫星星中中是是一一个个经常常需需求求执行的控制方式。行的控制方式。 三三轴姿姿态捕捕获是是大大姿姿态角角的的机机动过程程，其其根根本本义务是是确确定定卫星星本本体体坐坐标系系在在空空间的的方方向向，在在工工程程实际中中应确确保保捕捕获过程程中中卫星星不不失失控控。因因此此，星星上上装装有有3 3只只速速率率陀陀螺，螺，监视卫星三星三轴姿姿态的的变化，也是控制三化，也是控制三轴姿姿态转动的的敏敏感感器器；同同时利利用用外外部部基基准准太太阳阳、地地球球作作为三三轴姿姿态定定向向的的参参考考目目的的，配配置置有有太太阳阳

29、敏敏感感器器和和红外外地地平平仪进展姿展姿态丈量。丈量。 地地球球同同步步轨道道卫星星的的姿姿态捕捕获是是在在对自自旋旋体体的的消消旋旋和和速速率率阻阻尼尼的的根根底底上上进展展的的，分分为太太阳阳捕捕获，地地球球捕捕获和和偏偏航航捕捕获3 3个个阶段段完完成成。这种种姿姿态捕捕获机机理理是是利利用用同同步步轨道道卫星星在在特特定定时辰辰，地地球球一一太太阳阳一一卫星星3 3者者成成为直直角角几几何关系。何关系。图7 78 8表示表示卫星本星本体及其坐体及其坐标，太阳敏感器，太阳敏感器视场构成如下构成如下图的的A A，B B两条两条带，两条，两条带状状视场交于交于 轴。在。在卫星本体星本体 轴

30、位置位置安装安装红外地平外地平仪。 第第一一阶段段为太太阳阳捕捕获：此此前前卫星星的的姿姿态是是恣恣意意的的。将将卫星星消消旋旋后后，启启动姿姿态捕捕获控控制制方方式式，经过速速率率控控制制回路使星体回路使星体绕滚动轴 缓慢慢转动，普通旋，普通旋转速率速率为=(0=(0551)1)s s，并并消消除除绕其其他他两两轴的的角角速速度度。这时装装在在星星体体上上的的太太阳阳敏敏感感器器所所构构成成的的两两条条带状状视场也也随随之之转动。这样大大的的旋旋转视场在在空空间总会会搜搜索索到到太太阳阳。当当太太阳阳进入入 平平面面时，绕 轴的的控控制制系系统立立刻刻对卫星星消消旋旋，把把太太阳阳坚持持在在

31、 平平面面内内。然然后后绕俯俯仰仰轴 的的控控制制回回路路再再使使星星体体绕 轴以以(0.5(0.51)1)s s的的速速度度转动，使使太太阳阳沿沿 平平面面进入入 平平面面，并并将将本本体体坐坐标系系 轴的的正正向向或或反反向向指指向向太太阳阳，完完成成太太阳阳捕捕获。类似似地地，假假设太太阳阳首首先先进入入 平面，那么控制系平面，那么控制系统将太阳将太阳坚持在持在 平平面面内内的的同同时，使使星星体体绕 轴旋旋转，使使太太阳阳沿沿 平平面面进入入 平面，从而捕平面，从而捕获太阳。太阳。 总之之，太太阳阳捕捕获阶段段是是利利用用 和和 平平面面内内的的两两条条太太阳阳敏敏感感器器提提供供姿姿

32、态丈丈量量信信息息，经过姿姿态控控制制系系统的的作作用用来完成的。普通来完成的。普通 轴指向太阳的精度指向太阳的精度为22。 第二第二阶段段为地球捕地球捕获：在：在这一一过程中，本体坐程中，本体坐标系系 轴一一直直指指向向太太阳阳，同同时星星体体绕 轴以以(0(0551)1)s s的的速速度度转动，并并使使安安装装在在 轴的的红外外地地平平仪在在空空间扫描描。当当卫星星运运转到到适适宜宜的的位位置置，太太阳阳一一卫星星一一地地球球之之间的的连线夹角角为9090时，捕捕获地地球球的的条条件件得得到到满足足，地地球球必必然然会会进入入俯俯仰仰轴上上的的红外外地地平平仪视场。一一旦旦红外外地地平平仪

33、扫到地球，立刻到地球，立刻经过滚动通道控制回路消除星体通道控制回路消除星体绕 轴的的角角速速度度，锁住住卫星星姿姿态，将将地地球球坚持持在在 平平面面内，完成地球捕内，完成地球捕获。 捕捕获地地球球所所需需的的时间主主要要取取决决于于寻觅地地球球一一卫星星一一太阳太阳3 3者成直角位置关系所需的者成直角位置关系所需的时间，普通需求，普通需求2 25 h5 h，视捕捕获太阳太阳时太阳的所在位置而定。太阳的所在位置而定。 第第三三阶段段为偏偏航航捕捕获：地地球球捕捕获后后，红外外地地平平仪就就可可以以测出出卫星星滚动和和俯俯仰仰姿姿态误差差信信息息，然然后后把把这些些姿姿态误差差信信息息送送人人姿

34、姿态控控制制系系统，从从而而把把卫星星姿姿态控控制制在在红外外地地平平仪的的丈丈量量精精度度范范围内内。在在此此根根底底上上再再进一一步步把把准准确确偏偏航航姿姿态信信息息( (例例如如采采用用准准确确数数字字式式太太阳阳敏敏感感器器来来丈丈量偏航姿量偏航姿态) )输入到姿入到姿态控制系控制系统，实现偏航捕偏航捕获，最后到达三，最后到达三轴姿姿态捕捕获，使三，使三轴姿姿态指向精度指向精度都接近姿都接近姿态敏感器的精度。敏感器的精度。7.3.3 7.3.3 重力梯度重力梯度稳定定卫星自主姿星自主姿态捕捕获 在在空空间运运用用中中有有一一类义务要要求求卫星星天天线指指向向地地心心，天天线指指向向精

35、精度度为几几度度，卫星星要要长寿寿命命任任务几几年年以以上上，姿姿态控控制制要要简单可可靠靠。根根据据上上述述要要求求，姿姿态控控制制采采用用重重力力梯梯度度稳定定比比较适适宜宜。图7.97.9所所示示是是一一种种重重力力梯梯度度稳定定卫星星的的构构造造方方式式。星星体体为哑铃形形，一一根根长十十几几米米的的重重力力梯梯度度杆杆连着着一一个个质量量为几几公公斤斤的的涡流流阻阻尼尼器器用用来来阻阻尼尼卫星星的的天天平平动。发射射前前将将重重力力梯梯度度杆杆收收卷卷在在星星体体内内部部。重重力力梯梯度度稳定定的的一一个个重重要要问题是是姿姿态捕捕获，以以获得得航航天天器器正正确确的的对地指向姿地指

36、向姿态。 过去去普普通通是是经过地地面面站站采采用用被被动捕捕获，例例如如磁磁捕捕获，但但是是这种种方方法法捕捕获时间长( (十十几几天天) )，同同时要要求求有有较多多的的地面站地面站进展配合，展配合，这不太不太顺应中国目前的情况。中国目前的情况。 提提出出一一种种简简易易的的星星上上自自主主捕捕获获方方法法，它它是是由由红红外外地地平平仪仪、转转角角机机构构、控控制制电电路路、时时钟钟和和喷喷气气推推力力器器执执行行机机构构等等部部件件组组成成。执执行行机机构构可可选选择择两两种种安安装装构构造造，一一种种是是在在俯俯仰仰和和滚滚动动轴轴各各装装一一对对推推力力器器，称称为为二二轴轴控控制

37、制系系统统；另另一一种种是是在在俯俯仰仰、滚滚动动和和偏偏航航三三轴轴各各装装一一对对推推力力器器，先先控控制制偏偏航航后后控控制制滚滚动动，俯俯仰仰不不断断进进展展控控制制，称称此此为为二二轴轴分分段段控控制制系系统统。分分析析计计算算阐阐明明：分分段段控控制制可可以以有有效效地地消消除除姿姿态态初初始始偏偏向向，降降低低推推力力偏偏心心的的影影响响，只只是是多多装装一一对对推推力力器器。假假设设姿姿态态初初始始偏偏向向和和推推力力偏偏心心能能保保证证在在正正常常形形状下，二轴控制系统也同样可以到达姿态捕获的目的。状下，二轴控制系统也同样可以到达姿态捕获的目的。 整整个个卫卫星星姿姿态态控控

38、制制系系统统由由自自主主姿姿态态捕捕获获和和被被动动重重力力梯梯度度稳稳定定两两部部分分组组成成，见见图图7.107.10。前前者者从从星星箭箭分分别别起起到到建建立立重重力力梯梯度度稳稳定定为为止止，约约十十几几分分钟钟；后后者者是是长长期期稳稳定定姿姿态态，可可有有几几年年寿寿命命。下下面面较较详详细细地地引引见见重重力力梯梯度度稳稳定定卫星自主姿态捕获控制系统的构造原理。卫星自主姿态捕获控制系统的构造原理。 1 1二二轴控制系控制系统 二二轴控控制制系系统框框图见图7.117.11，而而构构造造原原理理图如如图7.12(a)7.12(a)所示。所示。 两两个个红外外地地平平仪安安装装在在

39、一一个个( (或或者者分分别装装在在两两个个) )转角角机机构构的的活活动板板上上。转角角机机构构的的固固定定板板与与卫星星底底部部固固联，因因此此当当转角角机机构构转动时红外外地地平平仪对星星体体作作相相对转动，其其夹角角为 。在在发射射时 置置于于某某个个起起始始位位置置，以以顺应火火箭箭入入轨的的不不同同姿姿态，例例如如火火箭箭成成程程度度形形状状入入轨，那那么么 = = 9090。这样当当卫星星与与火火箭箭分分别后后红外外地地平平仪即即可可以以对准准地地球球进展展姿姿态丈丈量量. .俯俯仰仰通通道道的的控控制制系系统可可以以消消除除运运载火火箭箭传给卫星星 轴的的初初始始干干扰 (O)

40、(O)并并实现卫星星的的程程序序转弯弯，滚动通通道道的的控控制制系系统消消除除沿沿卫星星 轴的的干干扰以以保保证程序程序转弯能可靠完成。弯能可靠完成。2 2二轴分段控制系统二轴分段控制系统 二二轴轴分分段段控控制制系系统统是是在在二二轴轴控控制制系系统统的的根根底底上上添添加加一对偏航推力器，它的规划如图一对偏航推力器，它的规划如图7.12(b)7.12(b)所示。偏航所示。偏航( (沿沿 轴轴) )控控制制和和滚滚动动( (沿沿 轴轴) )控控制制合合用用一一个个通通道道，按按照照时时间间划划分分进进展展切切换换，因因此此丈丈量量和和逻逻辑辑处处置置的的硬硬件件数数目目和和二二轴轴控控制制系

41、系统统完完全全一一样样。在在捕捕获获的的第第一一阶阶段段，卫卫星星仅仅作作俯俯仰仰轴轴 和和偏偏航航轴轴 的的控控制制，控控制制系系统统充充分分有有效效地地消消除除了了初初始始偏偏向向 (0), (0), (O)(O)，并并建建立立起起实实现现卫卫星星程程序序转转弯弯应应有有的的转转动动角角速速率率。在在捕捕获获的的第第二二阶阶段段，卫卫星星仅仅作作俯俯仰仰轴轴 和和滚滚动动轴轴 的的控控制制，继继而而消消除除沿沿 轴轴的的偏偏向向并并完完成成程程序序转转弯弯，抑抑制制伸伸杆杆扰扰动动，给给重重力力梯梯度度稳稳定定提提供供良良好的运动形状。好的运动形状。 由由于于二二轴分分段段控控制制方方案案对卫星星的的三三个个轴在在不不同同时辰辰都施加控制造用，克都施加控制造用，克服了初始偏向和服了初始偏向和转弯弯过程中的干程中的干扰影响，影响，因此因此对运运载火箭和火箭和喷管推力偏心的要求可管推力偏心的要求可以大大放以大大放宽。