姿態(tài)控制與軌道控制PPT學(xué)習(xí)教案

1、會計學(xué)1姿態(tài)控制與軌道控制姿態(tài)控制與軌道控制空間飛行器總體設(shè)計 一個剛體航天器的運(yùn)動可以由它的位置、速度、姿一個剛體航天器的運(yùn)動可以由它的位置、速度、姿態(tài)和姿態(tài)運(yùn)動來描述。其中位置和速度描述航天器的質(zhì)態(tài)和姿態(tài)運(yùn)動來描述。其中位置和速度描述航天器的質(zhì)心運(yùn)動，這屬于航天器的軌道問題；姿態(tài)和姿態(tài)運(yùn)動描心運(yùn)動，這屬于航天器的軌道問題；姿態(tài)和姿態(tài)運(yùn)動描述航天器繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動，屬于姿態(tài)問題。從運(yùn)動學(xué)的觀述航天器繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動，屬于姿態(tài)問題。從運(yùn)動學(xué)的觀點(diǎn)來說，一個航天器的運(yùn)動具有點(diǎn)來說，一個航天器的運(yùn)動具有6 6個自由度，其中個自由度，其中3 3個位個位置自由度表示航天器的軌道運(yùn)動，另外置自由度表示航天器的軌

2、道運(yùn)動，另外3 3個繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)個繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動自由度表示航天器的姿態(tài)運(yùn)動。動自由度表示航天器的姿態(tài)運(yùn)動。第2頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計航天器的控制可以分為兩大類，即軌道控制和姿態(tài)控制。航天器的控制可以分為兩大類，即軌道控制和姿態(tài)控制。u 軌道控制軌道控制 對航天器的質(zhì)心施以外力，以有目的地改變其運(yùn)動軌對航天器的質(zhì)心施以外力，以有目的地改變其運(yùn)動軌跡的技術(shù)。跡的技術(shù)。u 姿態(tài)控制姿態(tài)控制 對航天器繞質(zhì)心施加力矩，以保持或按需要改變其在對航天器繞質(zhì)心施加力矩，以保持或按需要改變其在空間的定向的技術(shù)?？臻g的定向的技術(shù)。第3頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 軌道控制包括軌道確定和軌道控制兩方面的內(nèi)容。

3、軌道控制包括軌道確定和軌道控制兩方面的內(nèi)容。軌道確定的任務(wù)是研究如何確定航天器的位置和速度，有時軌道確定的任務(wù)是研究如何確定航天器的位置和速度，有時也稱為空間導(dǎo)航，簡稱導(dǎo)航；也稱為空間導(dǎo)航，簡稱導(dǎo)航；軌道控制是根據(jù)航天器現(xiàn)有位置、速度、飛行的最終目標(biāo)，軌道控制是根據(jù)航天器現(xiàn)有位置、速度、飛行的最終目標(biāo)，對質(zhì)心施以控制力，以改變其運(yùn)動軌跡的技術(shù)，有時也稱為對質(zhì)心施以控制力，以改變其運(yùn)動軌跡的技術(shù)，有時也稱為制導(dǎo)。制導(dǎo)。 軌道控制的任務(wù)可分為軌道控制的任務(wù)可分為4 4類。類。第4頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 這種控制使航天器從一條自由飛行軌道轉(zhuǎn)移到另一這種控制使航天器從一條自由飛行軌道轉(zhuǎn)移到另一

4、條自由飛行軌道。變軌前后的兩條軌道可以在同一平條自由飛行軌道。變軌前后的兩條軌道可以在同一平面內(nèi)，也可以在不同平面內(nèi)。面內(nèi)，也可以在不同平面內(nèi)。第5頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 使航天器克服空間各種攝動影響，保持衛(wèi)星軌道某些使航天器克服空間各種攝動影響，保持衛(wèi)星軌道某些參數(shù)不變的控制。同步定點(diǎn)衛(wèi)星為精確地參數(shù)不變的控制。同步定點(diǎn)衛(wèi)星為精確地而定期進(jìn)行的軌道修正；太陽同步軌道和回歸軌道而定期進(jìn)行的軌道修正；太陽同步軌道和回歸軌道衛(wèi)星為衛(wèi)星為所加的控制，一些低軌道衛(wèi)所加的控制，一些低軌道衛(wèi)星為星為所進(jìn)行的控制所進(jìn)行的控制。 第6頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 使一個衛(wèi)星與另一個衛(wèi)星在同一時間、以

5、相同速度到達(dá)空間同一位使一個衛(wèi)星與另一個衛(wèi)星在同一時間、以相同速度到達(dá)空間同一位置的過程稱為交會。在軌交會過程一般分為三個階段：遠(yuǎn)程導(dǎo)引階段置的過程稱為交會。在軌交會過程一般分為三個階段：遠(yuǎn)程導(dǎo)引階段、近程導(dǎo)引階段和?？侩A段。、近程導(dǎo)引階段和?？侩A段。 u遠(yuǎn)程導(dǎo)引階段遠(yuǎn)程導(dǎo)引階段: :軌控系統(tǒng)控制追蹤星的質(zhì)心運(yùn)動，將它導(dǎo)引到要接近軌控系統(tǒng)控制追蹤星的質(zhì)心運(yùn)動，將它導(dǎo)引到要接近的目標(biāo)衛(wèi)星附近的目標(biāo)衛(wèi)星附近, ,兩顆衛(wèi)星距離應(yīng)小于兩顆衛(wèi)星距離應(yīng)小于100km100km，并在同一軌道上運(yùn)動；，并在同一軌道上運(yùn)動；u近程導(dǎo)引階段：追蹤衛(wèi)星上的軌控設(shè)備把它引入相距小于近程導(dǎo)引階段：追蹤衛(wèi)星上的軌控設(shè)備把

6、它引入相距小于1km1km的交會的交會區(qū)，當(dāng)兩個衛(wèi)星相對距離為區(qū)，當(dāng)兩個衛(wèi)星相對距離為202030m30m時，應(yīng)以時，應(yīng)以1.51.53.0m/s3.0m/s的相對速的相對速度進(jìn)入?？侩A段；度進(jìn)入?？侩A段；u停靠階段：軌控系統(tǒng)應(yīng)使追蹤衛(wèi)星以零或接近于零的相對速度靠近目?？侩A段：軌控系統(tǒng)應(yīng)使追蹤衛(wèi)星以零或接近于零的相對速度靠近目標(biāo)衛(wèi)星。標(biāo)衛(wèi)星。 第7頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 使衛(wèi)星脫離原來的軌道，進(jìn)入大氣層的控制。衛(wèi)星從外層使衛(wèi)星脫離原來的軌道，進(jìn)入大氣層的控制。衛(wèi)星從外層空間返回地球表面經(jīng)歷下面四個階段：空間返回地球表面經(jīng)歷下面四個階段：u 離軌：通過軌道控制使衛(wèi)星離開原運(yùn)行軌道，轉(zhuǎn)入一

7、條能進(jìn)離軌：通過軌道控制使衛(wèi)星離開原運(yùn)行軌道，轉(zhuǎn)入一條能進(jìn)入大氣層的過渡軌道；入大氣層的過渡軌道；u 過渡：進(jìn)行必要的軌道修正、調(diào)整衛(wèi)星姿態(tài)為再入大氣層作過渡：進(jìn)行必要的軌道修正、調(diào)整衛(wèi)星姿態(tài)為再入大氣層作好準(zhǔn)備；好準(zhǔn)備；u 再入：當(dāng)衛(wèi)星下降到離地面再入：當(dāng)衛(wèi)星下降到離地面8080120km120km時，進(jìn)入稠密大氣層，時，進(jìn)入稠密大氣層，再入段開始；再入段開始；u 著陸。著陸。第8頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 姿態(tài)控制也包括姿態(tài)確定和姿態(tài)控制兩方面內(nèi)容。姿態(tài)控制也包括姿態(tài)確定和姿態(tài)控制兩方面內(nèi)容。u 姿態(tài)確定：是研究航天器相對于某個基準(zhǔn)的確定姿態(tài)方法姿態(tài)確定：是研究航天器相對于某個基準(zhǔn)的確

8、定姿態(tài)方法。這個基準(zhǔn)可以是慣性基準(zhǔn)或者人們所感興趣的某個基準(zhǔn)。這個基準(zhǔn)可以是慣性基準(zhǔn)或者人們所感興趣的某個基準(zhǔn)。u 姿態(tài)控制：是航天器在規(guī)定或預(yù)先確定的方向姿態(tài)控制：是航天器在規(guī)定或預(yù)先確定的方向( (可稱為參考可稱為參考方向方向) )上定向的過程，它包括姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)機(jī)動。姿態(tài)穩(wěn)上定向的過程，它包括姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)機(jī)動。姿態(tài)穩(wěn)定是指使姿態(tài)保持在指定方向，而姿態(tài)機(jī)動是指航天器從定是指使姿態(tài)保持在指定方向，而姿態(tài)機(jī)動是指航天器從一個姿態(tài)過渡到另一個姿態(tài)的再定向過程。一個姿態(tài)過渡到另一個姿態(tài)的再定向過程。第9頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 在衛(wèi)星飛行過程中常常需要從一種姿態(tài)轉(zhuǎn)變到另一種姿態(tài)在衛(wèi)星飛行

9、過程中常常需要從一種姿態(tài)轉(zhuǎn)變到另一種姿態(tài)，稱為姿態(tài)機(jī)動或姿態(tài)再定向。，稱為姿態(tài)機(jī)動或姿態(tài)再定向。 克服內(nèi)外干擾力矩使衛(wèi)星姿態(tài)保持對某參考方位定向的控制克服內(nèi)外干擾力矩使衛(wèi)星姿態(tài)保持對某參考方位定向的控制任務(wù)稱為姿態(tài)穩(wěn)定。任務(wù)稱為姿態(tài)穩(wěn)定。 除衛(wèi)星本體的姿態(tài)控制外，為了完成空間任務(wù)還需要對衛(wèi)星某些除衛(wèi)星本體的姿態(tài)控制外，為了完成空間任務(wù)還需要對衛(wèi)星某些分系統(tǒng)進(jìn)行局部指向控制，如要求對能源分系統(tǒng)的太陽電池分系統(tǒng)進(jìn)行局部指向控制，如要求對能源分系統(tǒng)的太陽電池陣進(jìn)行對日定向控制，對通信分系統(tǒng)的天線進(jìn)行對地或?qū)ζ潢囘M(jìn)行對日定向控制，對通信分系統(tǒng)的天線進(jìn)行對地或?qū)ζ渌l(wèi)星定向控制等。他衛(wèi)星定向控制等。第1

10、0頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 航天器是一個比較復(fù)雜的控制對象，一般來說軌道航天器是一個比較復(fù)雜的控制對象，一般來說軌道控制與姿態(tài)控制密切相關(guān)。為實(shí)現(xiàn)軌道控制，航天器姿控制與姿態(tài)控制密切相關(guān)。為實(shí)現(xiàn)軌道控制，航天器姿態(tài)必須符合要求。也就是說，當(dāng)需要對航天器進(jìn)行軌道態(tài)必須符合要求。也就是說，當(dāng)需要對航天器進(jìn)行軌道控制時，同時也要求進(jìn)行姿態(tài)控制。在某些具體情況或控制時，同時也要求進(jìn)行姿態(tài)控制。在某些具體情況或某些飛行過程中，可以把姿態(tài)控制和軌道控制分開來考某些飛行過程中，可以把姿態(tài)控制和軌道控制分開來考慮。某些應(yīng)用任務(wù)對航天器的軌道沒有嚴(yán)格要求，而對慮。某些應(yīng)用任務(wù)對航天器的軌道沒有嚴(yán)格要求，而

11、對航天器的姿態(tài)卻有要求。航天器的姿態(tài)卻有要求。第11頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 1 1）衛(wèi)星運(yùn)行在空間的失重環(huán)境中，許多衛(wèi)星又具有復(fù)雜）衛(wèi)星運(yùn)行在空間的失重環(huán)境中，許多衛(wèi)星又具有復(fù)雜的結(jié)構(gòu)，難于在地面進(jìn)行動力學(xué)試驗(yàn)。因此對衛(wèi)星的動力的結(jié)構(gòu)，難于在地面進(jìn)行動力學(xué)試驗(yàn)。因此對衛(wèi)星的動力學(xué)特性進(jìn)行理論計算和試驗(yàn)研究，建立足夠準(zhǔn)確的控制對學(xué)特性進(jìn)行理論計算和試驗(yàn)研究，建立足夠準(zhǔn)確的控制對象數(shù)學(xué)模型，作為控制系統(tǒng)設(shè)計的前提條件，就十分重要象數(shù)學(xué)模型，作為控制系統(tǒng)設(shè)計的前提條件，就十分重要。 2 2）衛(wèi)星控制系統(tǒng)構(gòu)成復(fù)雜、功能多樣，衛(wèi)星軌道、姿）衛(wèi)星控制系統(tǒng)構(gòu)成復(fù)雜、功能多樣，衛(wèi)星軌道、姿態(tài)、有效載荷

12、指向精度和穩(wěn)定度要求高，而衛(wèi)星是一個多態(tài)、有效載荷指向精度和穩(wěn)定度要求高，而衛(wèi)星是一個多自由度的系統(tǒng)，系統(tǒng)各種狀態(tài)之間交叉耦合，都增加了控自由度的系統(tǒng)，系統(tǒng)各種狀態(tài)之間交叉耦合，都增加了控制系統(tǒng)的設(shè)計難度。因此，衛(wèi)星控制系統(tǒng)設(shè)計必須采用下制系統(tǒng)的設(shè)計難度。因此，衛(wèi)星控制系統(tǒng)設(shè)計必須采用下列理論：多變量控制、統(tǒng)計濾波、最優(yōu)控制、魯棒控制和列理論：多變量控制、統(tǒng)計濾波、最優(yōu)控制、魯棒控制和隨機(jī)控制等。隨機(jī)控制等。第12頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計3 3）衛(wèi)星控制系統(tǒng)工作壽命長，發(fā)射環(huán)境和在軌運(yùn)行環(huán)境惡劣，這）衛(wèi)星控制系統(tǒng)工作壽命長，發(fā)射環(huán)境和在軌運(yùn)行環(huán)境惡劣，這就需要為控制系統(tǒng)選擇高可靠、長壽命

13、、經(jīng)過鑒定的、最好是就需要為控制系統(tǒng)選擇高可靠、長壽命、經(jīng)過鑒定的、最好是有成功飛行經(jīng)驗(yàn)的元部件，同時在系統(tǒng)設(shè)計上要采取合理的冗有成功飛行經(jīng)驗(yàn)的元部件，同時在系統(tǒng)設(shè)計上要采取合理的冗余設(shè)計等。余設(shè)計等。4 4）由于運(yùn)載火箭發(fā)射成本高，控制系統(tǒng)設(shè)計上還受到質(zhì)量和能量）由于運(yùn)載火箭發(fā)射成本高，控制系統(tǒng)設(shè)計上還受到質(zhì)量和能量消耗等條件的限制。要研制和選用適合空間工作的輕型、低功消耗等條件的限制。要研制和選用適合空間工作的輕型、低功耗的元部件。耗的元部件。第13頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 衛(wèi)星控制系統(tǒng)在原理上和其他工程控制系統(tǒng)基本上是一樣衛(wèi)星控制系統(tǒng)在原理上和其他工程控制系統(tǒng)基本上是一樣的，完成三

14、個最基本的過程：敏感測量、信號處理和執(zhí)行過的，完成三個最基本的過程：敏感測量、信號處理和執(zhí)行過程，因此其程，因此其控制系統(tǒng)組成包括測量部件、控制電路或計算機(jī)控制系統(tǒng)組成包括測量部件、控制電路或計算機(jī)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)三大部分。、執(zhí)行機(jī)構(gòu)三大部分。第14頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計u 姿態(tài)測量部件：確定當(dāng)前軌道和姿態(tài)的狀態(tài)參數(shù)（姿姿態(tài)測量部件：確定當(dāng)前軌道和姿態(tài)的狀態(tài)參數(shù)（姿態(tài)和軌道確定）。態(tài)和軌道確定）。u 控制電路或計算機(jī)：按照事先設(shè)計好的導(dǎo)引律和控制控制電路或計算機(jī)：按照事先設(shè)計好的導(dǎo)引律和控制律計算出控制量，并根據(jù)控制量形成指令。律計算出控制量，并根據(jù)控制量形成指令。u 執(zhí)行機(jī)構(gòu)：使衛(wèi)星姿態(tài)和

15、軌道向著任務(wù)要求的目標(biāo)改執(zhí)行機(jī)構(gòu)：使衛(wèi)星姿態(tài)和軌道向著任務(wù)要求的目標(biāo)改變。變。包括發(fā)動機(jī)、飛輪、磁力矩器等。包括發(fā)動機(jī)、飛輪、磁力矩器等。 第15頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 第16頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 第17頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計第18頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計第19頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 對衛(wèi)星施加外力，改變其質(zhì)心運(yùn)動軌跡并使之滿足要求的對衛(wèi)星施加外力，改變其質(zhì)心運(yùn)動軌跡并使之滿足要求的技術(shù)稱為軌道控制或制導(dǎo)。技術(shù)稱為軌道控制或制導(dǎo)。 用于軌道控制的外力有反作用推力和空間自然環(huán)境力。如用于軌道控制的外力有反作用推力和空間自然環(huán)境力。如使用噴氣發(fā)動機(jī)進(jìn)行軌道控

16、制，可根據(jù)所需要的速度增量使用噴氣發(fā)動機(jī)進(jìn)行軌道控制，可根據(jù)所需要的速度增量及有關(guān)發(fā)動機(jī)特性參數(shù)計算發(fā)動機(jī)控制參數(shù)。及有關(guān)發(fā)動機(jī)特性參數(shù)計算發(fā)動機(jī)控制參數(shù)。 若發(fā)動機(jī)連續(xù)工作，則工作時間為若發(fā)動機(jī)連續(xù)工作，則工作時間為 式中，式中， 衛(wèi)星控制前的總質(zhì)量；衛(wèi)星控制前的總質(zhì)量； 發(fā)動機(jī)比沖，發(fā)動機(jī)比沖，N Ns/kgs/kg。 F F平均推力。平均推力。sI0 sI1vmteF 0mIs0mIs 對衛(wèi)星施加外力，改變其質(zhì)心運(yùn)動軌跡并使之滿足要求的對衛(wèi)星施加外力，改變其質(zhì)心運(yùn)動軌跡并使之滿足要求的技術(shù)稱為軌道控制或制導(dǎo)。技術(shù)稱為軌道控制或制導(dǎo)。 用于軌道控制的外力有反作用推力和空間自然環(huán)境力。如用于

17、軌道控制的外力有反作用推力和空間自然環(huán)境力。如使用噴氣發(fā)動機(jī)進(jìn)行軌道控制，可根據(jù)所需要的速度增量使用噴氣發(fā)動機(jī)進(jìn)行軌道控制，可根據(jù)所需要的速度增量及有關(guān)發(fā)動機(jī)特性參數(shù)計算發(fā)動機(jī)控制參數(shù)。及有關(guān)發(fā)動機(jī)特性參數(shù)計算發(fā)動機(jī)控制參數(shù)。 若發(fā)動機(jī)連續(xù)工作，則工作時間為若發(fā)動機(jī)連續(xù)工作，則工作時間為 式中，式中， 衛(wèi)星控制前的總質(zhì)量；衛(wèi)星控制前的總質(zhì)量； 發(fā)動機(jī)比沖，發(fā)動機(jī)比沖，N Ns/kgs/kg。 F F平均推力。平均推力。0mIs第20頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 在許多場合，軌道控制推力作用時間比軌道周期短得多時在許多場合，軌道控制推力作用時間比軌道周期短得多時，此時可將推力作用過程近似為一個

18、脈沖函數(shù)，稱為脈沖推，此時可將推力作用過程近似為一個脈沖函數(shù)，稱為脈沖推力模型。力模型。 若發(fā)動機(jī)脈沖工作，則工作次數(shù)為若發(fā)動機(jī)脈沖工作，則工作次數(shù)為 的整數(shù)部分，式的整數(shù)部分，式中中為有效脈沖寬度，為有效脈沖寬度，tt可按連續(xù)推力時間確定?？砂催B續(xù)推力時間確定。 燃料消耗量燃料消耗量mm為為 NtF01sVImme第21頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 為了獲得要求的速度增量，衛(wèi)星軌道控制往往需要有姿態(tài)控為了獲得要求的速度增量，衛(wèi)星軌道控制往往需要有姿態(tài)控制相配合。制相配合。u 在與衛(wèi)星固連的變軌發(fā)動機(jī)點(diǎn)火工作前，首先應(yīng)將衛(wèi)星的姿在與衛(wèi)星固連的變軌發(fā)動機(jī)點(diǎn)火工作前，首先應(yīng)將衛(wèi)星的姿態(tài)調(diào)整到使與

19、發(fā)動機(jī)推力方向一致；態(tài)調(diào)整到使與發(fā)動機(jī)推力方向一致；u 發(fā)動機(jī)的開機(jī)時間長度應(yīng)保證產(chǎn)生的速度增量等于發(fā)動機(jī)的開機(jī)時間長度應(yīng)保證產(chǎn)生的速度增量等于V V；u 如果發(fā)動機(jī)推力為恒值，則開、關(guān)機(jī)時刻的平均值應(yīng)與等效如果發(fā)動機(jī)推力為恒值，則開、關(guān)機(jī)時刻的平均值應(yīng)與等效脈沖控制時刻脈沖控制時刻tt相同。相同。 如果發(fā)動機(jī)點(diǎn)火時間較長，為保證控制精度，需要使用有限如果發(fā)動機(jī)點(diǎn)火時間較長，為保證控制精度，需要使用有限推力模型。用有限推力模型進(jìn)行軌道控制設(shè)計，計算比較復(fù)推力模型。用有限推力模型進(jìn)行軌道控制設(shè)計，計算比較復(fù)雜。雜。第22頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 軌道機(jī)動控制的設(shè)計任務(wù)是確定控制策略、計算最

20、優(yōu)軌道軌道機(jī)動控制的設(shè)計任務(wù)是確定控制策略、計算最優(yōu)軌道機(jī)動的參數(shù)和實(shí)施方式。機(jī)動的參數(shù)和實(shí)施方式。 對于平面內(nèi)控制，進(jìn)行一次切向脈沖控制可以控制軌道半對于平面內(nèi)控制，進(jìn)行一次切向脈沖控制可以控制軌道半長軸或控制偏心率，兩次切向脈沖控制可以同時控制半長軸長軸或控制偏心率，兩次切向脈沖控制可以同時控制半長軸和偏心率，三次切向脈沖控制可以同時控制半長軸、偏心率和偏心率，三次切向脈沖控制可以同時控制半長軸、偏心率和衛(wèi)星在軌道上的角位置。這樣，可以實(shí)現(xiàn)幾個軌道根數(shù)的和衛(wèi)星在軌道上的角位置。這樣，可以實(shí)現(xiàn)幾個軌道根數(shù)的協(xié)調(diào)控制。東方紅三號衛(wèi)星的定點(diǎn)捕獲和中巴資源衛(wèi)星的軌協(xié)調(diào)控制。東方紅三號衛(wèi)星的定點(diǎn)捕獲

21、和中巴資源衛(wèi)星的軌道控制都實(shí)現(xiàn)了協(xié)調(diào)控制。道控制都實(shí)現(xiàn)了協(xié)調(diào)控制。 對于傾角控制（軌道平面控制），只要在控前軌道平面和對于傾角控制（軌道平面控制），只要在控前軌道平面和目標(biāo)軌道平面的交線上施以軌道平面法向的推力脈沖即可。目標(biāo)軌道平面的交線上施以軌道平面法向的推力脈沖即可。第23頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 在靜止衛(wèi)星定點(diǎn)后，為了克服軌道攝動的影響，長期保持軌在靜止衛(wèi)星定點(diǎn)后，為了克服軌道攝動的影響，長期保持軌道位置滿足規(guī)定的精度，要定期進(jìn)行軌道修正，即位置保持道位置滿足規(guī)定的精度，要定期進(jìn)行軌道修正，即位置保持。 靜止軌道的主要攝動有三部分：靜止軌道的主要攝動有三部分：u 地球非球形田諧項（

22、赤道不圓）攝動引起半長軸每天變化地球非球形田諧項（赤道不圓）攝動引起半長軸每天變化0.1km0.1km量級，此項攝動產(chǎn)生漂移加速度；量級，此項攝動產(chǎn)生漂移加速度；u 太陽光壓攝動引起偏心率及近地點(diǎn)方向變化，這會造成衛(wèi)星太陽光壓攝動引起偏心率及近地點(diǎn)方向變化，這會造成衛(wèi)星在東西方向的以在東西方向的以1d1d為周期的振蕩運(yùn)動；為周期的振蕩運(yùn)動；u 日月引力攝動引起傾角和升交點(diǎn)方向的變化，其變化率為日月引力攝動引起傾角和升交點(diǎn)方向的變化，其變化率為0.850.85/a/a左右，傾角變大后，會造成衛(wèi)星在南北方向的以左右，傾角變大后，會造成衛(wèi)星在南北方向的以1d1d為周期的振蕩運(yùn)動。為周期的振蕩運(yùn)動。

23、三種攝動中，以克服日月引力攝動所需要的速度增量最大。三種攝動中，以克服日月引力攝動所需要的速度增量最大。第24頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 東西位置保持控制包括平均經(jīng)度位置控制和偏心率控制，均東西位置保持控制包括平均經(jīng)度位置控制和偏心率控制，均使用切向（東西向）推力。平均經(jīng)度位置控制是定期修正半使用切向（東西向）推力。平均經(jīng)度位置控制是定期修正半長軸，偏心率控制要維持較小的東西方向日周期振蕩，通常長軸，偏心率控制要維持較小的東西方向日周期振蕩，通常在早晚在早晚6 6時進(jìn)行。兩種控制可以協(xié)調(diào)聯(lián)合實(shí)施。時進(jìn)行。兩種控制可以協(xié)調(diào)聯(lián)合實(shí)施。 南北位置保持控制使用沿軌道法向朝南（北）方向的推力，南北位

24、置保持控制使用沿軌道法向朝南（北）方向的推力，在升（降）交點(diǎn)進(jìn)行，以維持較小的傾角。當(dāng)南北位置精度在升（降）交點(diǎn)進(jìn)行，以維持較小的傾角。當(dāng)南北位置精度為為0.10.1時，南北保持最長兩月需要進(jìn)行一次，每次南北保時，南北保持最長兩月需要進(jìn)行一次，每次南北保持一般只需一次脈沖控制。持一般只需一次脈沖控制。 第25頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 太陽同步軌道主要的攝動為大氣阻力攝動和太陽引力太陽同步軌道主要的攝動為大氣阻力攝動和太陽引力攝動。大氣阻力將使軌道降低，從而使軌道平面轉(zhuǎn)動攝動。大氣阻力將使軌道降低，從而使軌道平面轉(zhuǎn)動速率改變，偏離太陽同步的要求；太陽引力將使軌道速率改變，偏離太陽同步的要求

25、；太陽引力將使軌道傾角持續(xù)改變。傾角持續(xù)改變。 第26頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 軌道維持的任務(wù)主要是：軌道維持的任務(wù)主要是：u 克服大氣攝動，調(diào)整半長軸，保持太陽同步和地方時；克服大氣攝動，調(diào)整半長軸，保持太陽同步和地方時；u 調(diào)整偏心率和近地點(diǎn)幅角保持凍結(jié)；調(diào)整偏心率和近地點(diǎn)幅角保持凍結(jié)；u 調(diào)整在軌道上的相位角（調(diào)相）保持星下點(diǎn)軌跡在指定范調(diào)整在軌道上的相位角（調(diào)相）保持星下點(diǎn)軌跡在指定范圍內(nèi)保證回歸；圍內(nèi)保證回歸；u 克服太陽引力攝動，調(diào)整傾角?？朔栆z動，調(diào)整傾角。第27頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 姿態(tài)測量就是利用衛(wèi)星上的姿態(tài)敏感器獲得包含衛(wèi)星姿態(tài)測量就是利用衛(wèi)星上的姿

26、態(tài)敏感器獲得包含衛(wèi)星姿態(tài)信息的物理量（電壓、電流或其它信息）。姿態(tài)信息的物理量（電壓、電流或其它信息）。 姿態(tài)確定就是對衛(wèi)星姿態(tài)測量數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，給出衛(wèi)姿態(tài)確定就是對衛(wèi)星姿態(tài)測量數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，給出衛(wèi)星的姿態(tài)參數(shù)。姿態(tài)確定的輸入信息是姿態(tài)敏感器的測星的姿態(tài)參數(shù)。姿態(tài)確定的輸入信息是姿態(tài)敏感器的測量數(shù)據(jù)，輸出是航天器的三軸姿態(tài)參數(shù)。量數(shù)據(jù)，輸出是航天器的三軸姿態(tài)參數(shù)。 姿態(tài)測量和確定是姿態(tài)控制的前提。常把實(shí)現(xiàn)姿態(tài)姿態(tài)測量和確定是姿態(tài)控制的前提。常把實(shí)現(xiàn)姿態(tài)測量和姿態(tài)確定的那部分系統(tǒng)統(tǒng)稱為姿態(tài)測量系統(tǒng)。測量和姿態(tài)確定的那部分系統(tǒng)統(tǒng)稱為姿態(tài)測量系統(tǒng)。 第28頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 姿態(tài)就是航天

27、器在空間的方位，而姿態(tài)敏感器用來姿態(tài)就是航天器在空間的方位，而姿態(tài)敏感器用來測量航天器本體坐標(biāo)系相對于某個基準(zhǔn)坐標(biāo)系的相對測量航天器本體坐標(biāo)系相對于某個基準(zhǔn)坐標(biāo)系的相對角位置和角速度，以確定航天器的姿態(tài)。要完全確定角位置和角速度，以確定航天器的姿態(tài)。要完全確定一個航天器的姿態(tài)，需要一個航天器的姿態(tài)，需要3 3個軸的角度信息。由于從一個軸的角度信息。由于從一個方位基準(zhǔn)最多只能得到兩個軸的角度信息，為此要個方位基準(zhǔn)最多只能得到兩個軸的角度信息，為此要確定航天器的三軸姿態(tài)至少要有兩個方位基準(zhǔn)。確定航天器的三軸姿態(tài)至少要有兩個方位基準(zhǔn)。第29頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 姿態(tài)敏感器按照不同的參考基準(zhǔn)

28、，可分成下列五類：姿態(tài)敏感器按照不同的參考基準(zhǔn)，可分成下列五類：u 以地球?yàn)閰⒖蓟鶞?zhǔn)：紅外地球敏感器、地球反照敏感器以地球?yàn)閰⒖蓟鶞?zhǔn)：紅外地球敏感器、地球反照敏感器等；等；u 以恒星為參考基準(zhǔn)：太陽敏感器、星敏感器等；以恒星為參考基準(zhǔn)：太陽敏感器、星敏感器等；u 以地面站為參考基準(zhǔn)：射頻敏感器；以地面站為參考基準(zhǔn)：射頻敏感器；u 以慣性空間為參考基準(zhǔn)：陀螺儀、加速度計；以慣性空間為參考基準(zhǔn)：陀螺儀、加速度計；u 其他基準(zhǔn)：例如磁強(qiáng)計（以地球磁場為參考基準(zhǔn)），陸其他基準(zhǔn)：例如磁強(qiáng)計（以地球磁場為參考基準(zhǔn)），陸標(biāo)敏感器（以天體地貌為參考基準(zhǔn)）。標(biāo)敏感器（以天體地貌為參考基準(zhǔn)）。 第30頁/共99頁

29、空間飛行器總體設(shè)計 敏感器由測量變換器和信號處理線路兩部分組成，姿敏感器由測量變換器和信號處理線路兩部分組成，姿態(tài)敏感器按不同方式的測量變換器可分為下列態(tài)敏感器按不同方式的測量變換器可分為下列4 4種。種。u 光學(xué)敏感器：太陽敏感器，紅外地平儀，星敏感器，光學(xué)敏感器：太陽敏感器，紅外地平儀，星敏感器，地球反照敏感器等；地球反照敏感器等；u 慣性敏感器：陀螺、加速度計；慣性敏感器：陀螺、加速度計；u 無線電敏感器：射頻敏感器；無線電敏感器：射頻敏感器；u 其他：磁強(qiáng)計。其他：磁強(qiáng)計。 下面介紹最常用的幾種姿態(tài)敏感器：太陽敏感器，紅外下面介紹最常用的幾種姿態(tài)敏感器：太陽敏感器，紅外地平儀，星敏感器

30、，陀螺，加速度計，磁強(qiáng)計。地平儀，星敏感器，陀螺，加速度計，磁強(qiáng)計。第31頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 太陽敏感器是通過對太陽輻射的敏感來測量太陽視線與航天太陽敏感器是通過對太陽輻射的敏感來測量太陽視線與航天器某一體軸之間夾角的敏感器。器某一體軸之間夾角的敏感器。 太陽敏感器之所以有這樣廣泛的通用性是因?yàn)樘柮舾衅髦杂羞@樣廣泛的通用性是因?yàn)? :u 在大多數(shù)應(yīng)用場合，可以把太陽近似看作是點(diǎn)光源，因此在大多數(shù)應(yīng)用場合，可以把太陽近似看作是點(diǎn)光源，因此就可簡化敏感器的設(shè)計和姿態(tài)確定的算法；就可簡化敏感器的設(shè)計和姿態(tài)確定的算法；u 太陽光源很強(qiáng)，從而使敏感器結(jié)構(gòu)簡單，其功率要求也很太陽光源很強(qiáng)

31、，從而使敏感器結(jié)構(gòu)簡單，其功率要求也很小；小；u 太陽敏感器的視場很大，可以從幾分太陽敏感器的視場很大，可以從幾分幾分到幾分到128128 128128，而分辨率可以從幾度到幾角秒。，而分辨率可以從幾度到幾角秒。 第32頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計下面介紹兩種太陽敏感器下面介紹兩種太陽敏感器: :u V V形狹縫式太陽敏感器。用于自旋衛(wèi)星和雙自旋衛(wèi)星的形狹縫式太陽敏感器。用于自旋衛(wèi)星和雙自旋衛(wèi)星的姿態(tài)測量。它利用自旋衛(wèi)星的旋轉(zhuǎn)，使太陽光每轉(zhuǎn)一圈姿態(tài)測量。它利用自旋衛(wèi)星的旋轉(zhuǎn)，使太陽光每轉(zhuǎn)一圈先后穿越敏感器兩條狹縫的視場，使敏感器的光電器件先后穿越敏感器兩條狹縫的視場，使敏感器的光電器件產(chǎn)生兩

32、個電脈沖，這兩個電脈沖出現(xiàn)的時刻，就包含了產(chǎn)生兩個電脈沖，這兩個電脈沖出現(xiàn)的時刻，就包含了衛(wèi)星姿態(tài)的信息。衛(wèi)星姿態(tài)的信息。第33頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計第34頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計u 數(shù)字式太陽敏感器。用于三軸穩(wěn)定衛(wèi)星的姿態(tài)測量。數(shù)字式太陽敏感器。用于三軸穩(wěn)定衛(wèi)星的姿態(tài)測量。它是由狹縫及碼盤組成的，直接測量太陽方向單位矢它是由狹縫及碼盤組成的，直接測量太陽方向單位矢量量S S垂直于狹縫平面上投影與光軸的夾角。如果在衛(wèi)星垂直于狹縫平面上投影與光軸的夾角。如果在衛(wèi)星上沿兩個本體軸各安裝一個數(shù)字式太陽敏感器，就可上沿兩個本體軸各安裝一個數(shù)字式太陽敏感器，就可以測得太陽光相對于衛(wèi)星本體的

33、兩個方位角。以測得太陽光相對于衛(wèi)星本體的兩個方位角。第35頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計第36頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計太陽光線和狹縫組成的平面太陽方向sSz太陽光光線碼盤光電池 Xb Zb Yb 數(shù)字太陽敏感器 1 數(shù)字太陽敏感器 2 第37頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 紅外地球敏感器是通過感受地球大氣與宇宙空間之間紅外紅外地球敏感器是通過感受地球大氣與宇宙空間之間紅外線輻射的差別，測量衛(wèi)星相對于當(dāng)?shù)卮咕€方位的一種光學(xué)線輻射的差別，測量衛(wèi)星相對于當(dāng)?shù)卮咕€方位的一種光學(xué)姿態(tài)敏感器，也稱為紅外地平儀。常用的有兩種形式：姿態(tài)敏感器，也稱為紅外地平儀。常用的有兩種形式：u 一種是自旋掃描式地平

34、儀，多為自旋衛(wèi)星采用。掃描機(jī)構(gòu)一種是自旋掃描式地平儀，多為自旋衛(wèi)星采用。掃描機(jī)構(gòu)就是自旋衛(wèi)星，通過衛(wèi)星自旋，紅外地平儀的探頭測出穿就是自旋衛(wèi)星，通過衛(wèi)星自旋，紅外地平儀的探頭測出穿過地球的弦寬，依據(jù)測出的弦寬長短，再結(jié)合衛(wèi)星軌道高過地球的弦寬，依據(jù)測出的弦寬長短，再結(jié)合衛(wèi)星軌道高度，便可以計算出天底角（自旋軸矢量與衛(wèi)星地心連線之度，便可以計算出天底角（自旋軸矢量與衛(wèi)星地心連線之間的夾角）。間的夾角）。第38頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 OSzSxSy紅外視場掃描方向紅外掃描錐基準(zhǔn)點(diǎn) iHoH運(yùn)動方向掃描軸瞬時視場第39頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計u 另一種是擺動式邊界跟蹤地平儀，多為三軸穩(wěn)

35、定衛(wèi)另一種是擺動式邊界跟蹤地平儀，多為三軸穩(wěn)定衛(wèi)星采用。敏感器包括由星采用。敏感器包括由4 4個熱敏電阻組成復(fù)合視場的個熱敏電阻組成復(fù)合視場的紅外探測器，采用撓性樞軸支承，由無刷電機(jī)驅(qū)動紅外探測器，采用撓性樞軸支承，由無刷電機(jī)驅(qū)動以以5Hz5Hz的掃描頻率掃描的掃描反射鏡等部件組成，在的掃描頻率掃描的掃描反射鏡等部件組成，在精指向期間掃描幅度為精指向期間掃描幅度為5 5，在捕獲期間掃描幅度，在捕獲期間掃描幅度為為1111，精度可達(dá)，精度可達(dá)0.030.03。 第40頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 星敏感器是以某一顆亮度較高的可見星等的恒星為星敏感器是以某一顆亮度較高的可見星等的恒星為基準(zhǔn)，測量

36、其相對于航天器的角位置，并同星歷表中基準(zhǔn)，測量其相對于航天器的角位置，并同星歷表中該星的角位置參數(shù)進(jìn)行比較，來確定航天器的姿態(tài)。該星的角位置參數(shù)進(jìn)行比較，來確定航天器的姿態(tài)。也即通過對恒星星光的敏感來測量航天器的某一個基也即通過對恒星星光的敏感來測量航天器的某一個基準(zhǔn)軸與該恒星視線之間的夾角。由于恒星張角非常小準(zhǔn)軸與該恒星視線之間的夾角。由于恒星張角非常小(0.04(0.040.005)0.005)，因此星敏感器的測量精度很高，因此星敏感器的測量精度很高，比太陽敏感器高一個數(shù)量級。比太陽敏感器高一個數(shù)量級。第41頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 星敏感器分星敏感器分和和兩種類型，兩種類型，又可分

37、為又可分為和和兩種形式。兩種形式。u 星圖儀：又稱星掃描器。一般都是狹縫式，用在自旋星圖儀：又稱星掃描器。一般都是狹縫式，用在自旋衛(wèi)星上，利用星體的旋轉(zhuǎn)來搜索和捕獲目標(biāo)恒星。衛(wèi)星上，利用星體的旋轉(zhuǎn)來搜索和捕獲目標(biāo)恒星。u 框架式星跟蹤器：是把敏感頭裝在可轉(zhuǎn)動的框架上，框架式星跟蹤器：是把敏感頭裝在可轉(zhuǎn)動的框架上，且通過旋轉(zhuǎn)框架來搜索和捕獲目標(biāo)。且通過旋轉(zhuǎn)框架來搜索和捕獲目標(biāo)。u 固定式星跟蹤器：這種跟蹤器的敏感頭相對航天器固固定式星跟蹤器：這種跟蹤器的敏感頭相對航天器固定，在一定的視場內(nèi)具有搜索和跟蹤能力，例如采用定，在一定的視場內(nèi)具有搜索和跟蹤能力，例如采用析像管電子掃描和析像管電子掃描和C

38、CDCCD器件成像。器件成像。第42頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計第43頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 ：陀螺是利用一個高速旋轉(zhuǎn)的質(zhì)量來敏感其自旋：陀螺是利用一個高速旋轉(zhuǎn)的質(zhì)量來敏感其自旋軸在慣性空間定向的變化。軸在慣性空間定向的變化。 陀螺具有兩大特性，即定軸性和進(jìn)動性。陀螺具有兩大特性，即定軸性和進(jìn)動性。 就是當(dāng)陀螺不受外力矩作用時，陀螺旋轉(zhuǎn)軸相就是當(dāng)陀螺不受外力矩作用時，陀螺旋轉(zhuǎn)軸相對于慣性空間保持方向不變；對于慣性空間保持方向不變； 就是當(dāng)陀螺受到外力矩作用時，陀螺旋轉(zhuǎn)軸將就是當(dāng)陀螺受到外力矩作用時，陀螺旋轉(zhuǎn)軸將沿最短的途徑趨向于外力矩矢量，進(jìn)動角速度正比于沿最短的途徑趨向于外力矩矢量

39、，進(jìn)動角速度正比于外力矩大小。外力矩大小。第44頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計慣性敏感器 包括液浮陀螺、靜電陀螺、撓性陀螺、激光陀螺、光纖陀螺等。目前航天器上使用比較廣泛的液浮陀螺測量范圍為40/s，隨機(jī)漂移0.30/h。第45頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 ：陀螺儀作為一種姿態(tài)敏感器，其測量誤差對衛(wèi)：陀螺儀作為一種姿態(tài)敏感器，其測量誤差對衛(wèi)星姿態(tài)測量的精度影響很大，主要的誤差因素是常值星姿態(tài)測量的精度影響很大，主要的誤差因素是常值漂移、隨機(jī)漂移、刻度因子誤差、安裝誤差等。其中漂移、隨機(jī)漂移、刻度因子誤差、安裝誤差等。其中常值漂移對衛(wèi)星姿態(tài)確定誤差的影響隨時間增大。現(xiàn)常值漂移對衛(wèi)星姿態(tài)確定誤差

40、的影響隨時間增大?，F(xiàn)代衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)利用最優(yōu)濾波方法對陀螺漂移進(jìn)代衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)利用最優(yōu)濾波方法對陀螺漂移進(jìn)行在軌估計，可以大大提高姿態(tài)確定的精度。行在軌估計，可以大大提高姿態(tài)確定的精度。 第46頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 ：加速度計是用于測量航天器上加速度計安：加速度計是用于測量航天器上加速度計安裝點(diǎn)的絕對加速度沿加速度計輸入軸分量的慣性敏感裝點(diǎn)的絕對加速度沿加速度計輸入軸分量的慣性敏感器。雖然目前加速度計沒有廣泛用于航天器的姿態(tài)穩(wěn)器。雖然目前加速度計沒有廣泛用于航天器的姿態(tài)穩(wěn)定和控制，但它是航天器導(dǎo)航系統(tǒng)中重要的器件。定和控制，但它是航天器導(dǎo)航系統(tǒng)中重要的器件。 加速度計的種類很多

41、，有加速度計的種類很多，有等。等。第47頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 磁強(qiáng)計是以地球磁場為基準(zhǔn)，測量航天器姿態(tài)的敏感磁強(qiáng)計是以地球磁場為基準(zhǔn)，測量航天器姿態(tài)的敏感器。磁強(qiáng)計本身是用來測量空間環(huán)境中磁場強(qiáng)度的。器。磁強(qiáng)計本身是用來測量空間環(huán)境中磁場強(qiáng)度的。由于地球周圍每一點(diǎn)的磁場強(qiáng)度都可以由地球磁場模由于地球周圍每一點(diǎn)的磁場強(qiáng)度都可以由地球磁場模型事先確定，因此利用航天器上的磁強(qiáng)計測得的信息型事先確定，因此利用航天器上的磁強(qiáng)計測得的信息與之對比便可以確定出航天器相對于地球磁場的姿態(tài)與之對比便可以確定出航天器相對于地球磁場的姿態(tài)。 磁敏感器根據(jù)工作原理不同可以分為磁敏感器根據(jù)工作原理不同可以分為

42、和和兩種。兩種。第48頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 目前應(yīng)用較多的是感應(yīng)式磁強(qiáng)計，它是建立在法拉目前應(yīng)用較多的是感應(yīng)式磁強(qiáng)計，它是建立在法拉第磁感應(yīng)定律的基礎(chǔ)上的。感應(yīng)式磁強(qiáng)計分為搜索線第磁感應(yīng)定律的基礎(chǔ)上的。感應(yīng)式磁強(qiáng)計分為搜索線圈式磁強(qiáng)計和磁通門磁強(qiáng)計兩種類型。圈式磁強(qiáng)計和磁通門磁強(qiáng)計兩種類型。 第49頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計磁敏感器電子部件信號處理模-數(shù)轉(zhuǎn)換器遙測線路第50頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 在實(shí)際的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)中，各種敏感器單獨(dú)使在實(shí)際的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)中，各種敏感器單獨(dú)使用一般是不能滿足要求的，需要多種多個姿態(tài)敏感器用一般是不能滿足要求的，需要多種多個姿態(tài)

43、敏感器組合使用，形成一個姿態(tài)測量系統(tǒng)。原因主要有三方組合使用，形成一個姿態(tài)測量系統(tǒng)。原因主要有三方面：面： 相對于同一基準(zhǔn)最多只能獲得兩個姿態(tài)角；相對于同一基準(zhǔn)最多只能獲得兩個姿態(tài)角； 各種敏感器均存在條件限制；各種敏感器均存在條件限制； 航天器的長壽命工作特點(diǎn)要求敏感器可靠地長時間提航天器的長壽命工作特點(diǎn)要求敏感器可靠地長時間提供高精度姿態(tài)信息，所以姿態(tài)敏感器的冗余便成為必供高精度姿態(tài)信息，所以姿態(tài)敏感器的冗余便成為必須考慮的重要問題。須考慮的重要問題。 第51頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 采用上述不同敏感器，可以組成具有不同姿態(tài)確定精度的姿采用上述不同敏感器，可以組成具有不同姿態(tài)確定精度

44、的姿態(tài)測量方案。態(tài)測量方案。 （1 1）利用太陽敏感器和地球紅外敏感器，可以組成中等精度）利用太陽敏感器和地球紅外敏感器，可以組成中等精度的姿態(tài)測量系統(tǒng)，姿態(tài)確定精度可以達(dá)到優(yōu)于的姿態(tài)測量系統(tǒng)，姿態(tài)確定精度可以達(dá)到優(yōu)于0.200.20。一般適。一般適用于地面象元分辨率為用于地面象元分辨率為4-5m4-5m的對地觀測衛(wèi)星。的對地觀測衛(wèi)星。 （2 2）利用星敏感器和慣性敏感器（液浮陀螺、光纖陀螺），）利用星敏感器和慣性敏感器（液浮陀螺、光纖陀螺），可以組成高精度的姿態(tài)測量系統(tǒng)，姿態(tài)確定精度可以達(dá)到優(yōu)可以組成高精度的姿態(tài)測量系統(tǒng)，姿態(tài)確定精度可以達(dá)到優(yōu)于于0.0100.010。 這兩種姿態(tài)敏感器組成

45、的姿態(tài)確定方案是目前大多數(shù)航天器這兩種姿態(tài)敏感器組成的姿態(tài)確定方案是目前大多數(shù)航天器所采用的方案。所采用的方案。 第52頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 VIII bx bybz滾動太陽敏感器俯仰太陽敏感器-Z面0-1太陽敏感器+Z面0-1太陽敏感器滾動地球敏感器俯仰地球敏感器太陽帆板第53頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計對地定向衛(wèi)星常用的三軸姿態(tài)測量系統(tǒng)有：對地定向衛(wèi)星常用的三軸姿態(tài)測量系統(tǒng)有： 紅外地球敏感器加陀螺紅外地球敏感器加陀螺 特點(diǎn)：姿態(tài)測量系統(tǒng)簡單、成本低，是指向控制要求不高的衛(wèi)特點(diǎn)：姿態(tài)測量系統(tǒng)簡單、成本低，是指向控制要求不高的衛(wèi)星三軸姿態(tài)的最佳測量方案。中國第一代返回式衛(wèi)星采用的

46、星三軸姿態(tài)的最佳測量方案。中國第一代返回式衛(wèi)星采用的就是這種方案。就是這種方案。 紅外地球敏感器加太陽敏感器加陀螺紅外地球敏感器加太陽敏感器加陀螺 該系統(tǒng)由兩個圓錐掃描式紅外地球敏感器、兩個數(shù)字式太陽敏該系統(tǒng)由兩個圓錐掃描式紅外地球敏感器、兩個數(shù)字式太陽敏感器、三個單自由度液浮速率積分陀螺和星載數(shù)字計算機(jī)組感器、三個單自由度液浮速率積分陀螺和星載數(shù)字計算機(jī)組成。成。 由于能對陀螺漂移和滾動紅外地球敏感器的常值誤差進(jìn)由于能對陀螺漂移和滾動紅外地球敏感器的常值誤差進(jìn)行在軌標(biāo)定，因而提高了姿態(tài)確定的精度。行在軌標(biāo)定，因而提高了姿態(tài)確定的精度。 星敏感器加陀螺星敏感器加陀螺特點(diǎn)：測量精度最高，已獲得應(yīng)

47、用。但系統(tǒng)技術(shù)復(fù)雜，成本較高特點(diǎn)：測量精度最高，已獲得應(yīng)用。但系統(tǒng)技術(shù)復(fù)雜，成本較高。第54頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 航天器的姿態(tài)控制方式很多，按照控制力矩來源分類航天器的姿態(tài)控制方式很多，按照控制力矩來源分類，一般可分為被動式和主動式兩種基本類型。這兩種方，一般可分為被動式和主動式兩種基本類型。這兩種方式相互組合，又可分出半被動、半主動以及混合等三種式相互組合，又可分出半被動、半主動以及混合等三種類型。在此，主要介紹被動式和主動式兩種基本類型。類型。在此，主要介紹被動式和主動式兩種基本類型。 第55頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 利用衛(wèi)星本身的動力學(xué)特性（如動量矩、慣量矩）利用衛(wèi)星本身

48、的動力學(xué)特性（如動量矩、慣量矩）或利用衛(wèi)星與周圍環(huán)境相互作用產(chǎn)生的外力矩（地磁或利用衛(wèi)星與周圍環(huán)境相互作用產(chǎn)生的外力矩（地磁場、太陽輻射力矩或氣動力矩）作為控制力矩源，因場、太陽輻射力矩或氣動力矩）作為控制力矩源，因此幾乎可以不消耗衛(wèi)星能源而實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制方式的稱此幾乎可以不消耗衛(wèi)星能源而實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制方式的稱為被動姿態(tài)控制。被動姿態(tài)控制包括自旋穩(wěn)定、重力為被動姿態(tài)控制。被動姿態(tài)控制包括自旋穩(wěn)定、重力梯度穩(wěn)定、磁穩(wěn)定和氣動穩(wěn)定等。梯度穩(wěn)定、磁穩(wěn)定和氣動穩(wěn)定等。第56頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 自旋穩(wěn)定是被動控制中最簡單的方法。它的原理是自旋穩(wěn)定是被動控制中最簡單的方法。它的原理是利用航天器繞自

49、旋軸旋轉(zhuǎn)時具有的定軸性使自旋軸在利用航天器繞自旋軸旋轉(zhuǎn)時具有的定軸性使自旋軸在無外力矩作用時在慣性空間保持方向不變的姿態(tài)穩(wěn)定無外力矩作用時在慣性空間保持方向不變的姿態(tài)穩(wěn)定方式。自旋穩(wěn)定方式簡單、經(jīng)濟(jì)、可靠。但是它不具方式。自旋穩(wěn)定方式簡單、經(jīng)濟(jì)、可靠。但是它不具有控制自旋速度及再定向或使自旋軸進(jìn)動的能力。有控制自旋速度及再定向或使自旋軸進(jìn)動的能力。第57頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 環(huán)境力矩穩(wěn)定是另一類重要的航天器被動控制方式。環(huán)境力矩穩(wěn)定是另一類重要的航天器被動控制方式。氣動力、重力梯度力、磁力和太陽輻射壓力對航天器質(zhì)氣動力、重力梯度力、磁力和太陽輻射壓力對航天器質(zhì)心之矩，都是潛在的控制力

50、矩源。選擇適當(dāng)?shù)能壍栏叨刃闹?，都是潛在的控制力矩源。選擇適當(dāng)?shù)能壍栏叨?，設(shè)計一定的結(jié)構(gòu)形狀，使得作為控制力矩的環(huán)境力矩，設(shè)計一定的結(jié)構(gòu)形狀，使得作為控制力矩的環(huán)境力矩的值遠(yuǎn)大于其余的環(huán)境力矩的值，則可組成相應(yīng)的姿態(tài)的值遠(yuǎn)大于其余的環(huán)境力矩的值，則可組成相應(yīng)的姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)。穩(wěn)定系統(tǒng)。 第58頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 重力梯度穩(wěn)定是利用航天器各部分質(zhì)量在地球重力場中具重力梯度穩(wěn)定是利用航天器各部分質(zhì)量在地球重力場中具有不同的重力，以及在軌道運(yùn)動中產(chǎn)生不同的離心力，重力和有不同的重力，以及在軌道運(yùn)動中產(chǎn)生不同的離心力，重力和離心力的合力產(chǎn)生一個恢復(fù)力矩，即重力梯度力矩。這個恢復(fù)離心力的合力產(chǎn)

51、生一個恢復(fù)力矩，即重力梯度力矩。這個恢復(fù)力矩雖然很小，但是它能起穩(wěn)定作用，使航天器的某根體坐標(biāo)力矩雖然很小，但是它能起穩(wěn)定作用，使航天器的某根體坐標(biāo)軸指向地球。軸指向地球。 重力梯度穩(wěn)定方式簡單、可靠，重力梯度穩(wěn)定方式簡單、可靠，成本低，適用于對地定向的長壽命衛(wèi)星，成本低，適用于對地定向的長壽命衛(wèi)星，曾得到廣泛的應(yīng)用，但其精度不高。曾得到廣泛的應(yīng)用，但其精度不高。 第59頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 衛(wèi)星在軌道運(yùn)行時大氣中氣體分子與星體表面碰撞將產(chǎn)衛(wèi)星在軌道運(yùn)行時大氣中氣體分子與星體表面碰撞將產(chǎn)生氣動力和氣動力矩，通過設(shè)計良好的衛(wèi)星質(zhì)量分布特性生氣動力和氣動力矩，通過設(shè)計良好的衛(wèi)星質(zhì)量分布特

52、性和星體氣動外形能使衛(wèi)星姿態(tài)對迎面氣流方向穩(wěn)定，稱為和星體氣動外形能使衛(wèi)星姿態(tài)對迎面氣流方向穩(wěn)定，稱為氣動穩(wěn)定方式。純被動的氣動穩(wěn)定只適用于低軌道，一般氣動穩(wěn)定方式。純被動的氣動穩(wěn)定只適用于低軌道，一般在軌道高度低于在軌道高度低于500km500km時才可行。例如返回式衛(wèi)星，其返回時才可行。例如返回式衛(wèi)星，其返回艙再入大氣層時的姿態(tài)主要依賴氣動穩(wěn)定，由返回艙氣動艙再入大氣層時的姿態(tài)主要依賴氣動穩(wěn)定，由返回艙氣動外形及質(zhì)量分布特性的設(shè)計保證在整個再入過程中的姿態(tài)外形及質(zhì)量分布特性的設(shè)計保證在整個再入過程中的姿態(tài)穩(wěn)定。穩(wěn)定。第60頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 航天器主動式姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制力矩來

53、自于航天器航天器主動式姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制力矩來自于航天器上的能源，它屬于閉環(huán)控制系統(tǒng)。這類姿態(tài)控制系統(tǒng)上的能源，它屬于閉環(huán)控制系統(tǒng)。這類姿態(tài)控制系統(tǒng)主要有三種。主要有三種。 它利用各種飛輪儲存動量矩，通過動量交換實(shí)現(xiàn)航天它利用各種飛輪儲存動量矩，通過動量交換實(shí)現(xiàn)航天器的姿態(tài)控制，所以也稱為動量矩控制。器的姿態(tài)控制，所以也稱為動量矩控制。 輪控系統(tǒng)可以從太陽能電池陣電源系統(tǒng)持續(xù)獲得電源輪控系統(tǒng)可以從太陽能電池陣電源系統(tǒng)持續(xù)獲得電源供應(yīng)，尤其適合于長期工作的衛(wèi)星。供應(yīng)，尤其適合于長期工作的衛(wèi)星。 第61頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 第62頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計第63頁/共99頁空間飛行器

54、總體設(shè)計 姿態(tài)控制方式就航天器在運(yùn)行中是否旋轉(zhuǎn)，可分為自旋姿態(tài)控制方式就航天器在運(yùn)行中是否旋轉(zhuǎn)，可分為自旋穩(wěn)定和三軸穩(wěn)定兩大類。穩(wěn)定和三軸穩(wěn)定兩大類。 自旋航天器在外形上要求較嚴(yán)格，指向精度也較低；自旋航天器在外形上要求較嚴(yán)格，指向精度也較低； 三軸穩(wěn)定則突破了對航天器外形的限制，因?yàn)樾求w不旋三軸穩(wěn)定則突破了對航天器外形的限制，因?yàn)樾求w不旋轉(zhuǎn)，可以安裝大型的附件。三軸穩(wěn)定航天器由于采用了星轉(zhuǎn)，可以安裝大型的附件。三軸穩(wěn)定航天器由于采用了星上計算機(jī)和高精度的姿態(tài)敏感器，提高了指向精度，但它上計算機(jī)和高精度的姿態(tài)敏感器，提高了指向精度，但它的動量矩比自旋穩(wěn)定航天器小，受到干擾力矩時，容易發(fā)的動量矩

55、比自旋穩(wěn)定航天器小，受到干擾力矩時，容易發(fā)生姿態(tài)偏轉(zhuǎn)。生姿態(tài)偏轉(zhuǎn)。 當(dāng)前，三軸穩(wěn)定方式并沒有完全取代自旋穩(wěn)定方式，兩當(dāng)前，三軸穩(wěn)定方式并沒有完全取代自旋穩(wěn)定方式，兩種方式都會得到使用。種方式都會得到使用。 第64頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 自旋穩(wěn)定系統(tǒng)和環(huán)境力矩穩(wěn)定系統(tǒng)不需要消耗星上自旋穩(wěn)定系統(tǒng)和環(huán)境力矩穩(wěn)定系統(tǒng)不需要消耗星上能源，且不具有機(jī)動能力，因此稱為無源系統(tǒng)或被動能源，且不具有機(jī)動能力，因此稱為無源系統(tǒng)或被動控制系統(tǒng)。控制系統(tǒng)。 其余系統(tǒng)是由星上攜帶的控制力矩產(chǎn)生器作執(zhí)行機(jī)其余系統(tǒng)是由星上攜帶的控制力矩產(chǎn)生器作執(zhí)行機(jī)構(gòu)，需要消耗星上能源，且又具有機(jī)動能力，因此稱構(gòu)，需要消耗星上能源

56、，且又具有機(jī)動能力，因此稱為有源系統(tǒng)或主動控制系統(tǒng)。為有源系統(tǒng)或主動控制系統(tǒng)。 第65頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 衛(wèi)星姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)是對衛(wèi)星產(chǎn)生控制力矩，改變衛(wèi)星姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)是對衛(wèi)星產(chǎn)生控制力矩，改變衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動的裝置。它按照控制器給出的控制指令，衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動的裝置。它按照控制器給出的控制指令，產(chǎn)生作用于衛(wèi)星的力矩，可用于姿態(tài)穩(wěn)定、姿態(tài)捕獲、產(chǎn)生作用于衛(wèi)星的力矩，可用于姿態(tài)穩(wěn)定、姿態(tài)捕獲、姿態(tài)機(jī)動，建立和維持軌道控制所需的姿態(tài)，自旋穩(wěn)定姿態(tài)機(jī)動，建立和維持軌道控制所需的姿態(tài)，自旋穩(wěn)定衛(wèi)星的起旋、消旋，轉(zhuǎn)速控制，章動和進(jìn)動控制等。衛(wèi)星的起旋、消旋，轉(zhuǎn)速控制，章動和進(jìn)動控制等。 依產(chǎn)生力

57、矩的原理，衛(wèi)星姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)大致有三依產(chǎn)生力矩的原理，衛(wèi)星姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)大致有三種類型：種類型： 第66頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 推力器是目前航天器控制使用最廣泛的執(zhí)行機(jī)構(gòu)之一推力器是目前航天器控制使用最廣泛的執(zhí)行機(jī)構(gòu)之一。它利用高速排出的工質(zhì)產(chǎn)生反作用推力，所以又稱為。它利用高速排出的工質(zhì)產(chǎn)生反作用推力，所以又稱為質(zhì)量排出式執(zhí)行機(jī)構(gòu)。當(dāng)推力器安裝使得推力方向通過質(zhì)量排出式執(zhí)行機(jī)構(gòu)。當(dāng)推力器安裝使得推力方向通過航天器質(zhì)心，則成為軌道控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)；而當(dāng)推力方向航天器質(zhì)心，則成為軌道控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)；而當(dāng)推力方向不過質(zhì)心，則必然產(chǎn)生相對航天器質(zhì)心的力矩，成為姿不過質(zhì)心，則必然產(chǎn)生相對航天器質(zhì)

58、心的力矩，成為姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)。態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)。 根據(jù)產(chǎn)生推力所需能源的形式不同，質(zhì)量排出型推力器根據(jù)產(chǎn)生推力所需能源的形式不同，質(zhì)量排出型推力器可以分為冷氣推力器、熱氣推力器和電推力器?？梢苑譃槔錃馔屏ζ鳌釟馔屏ζ骱碗娡屏ζ?。第67頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計第68頁/共99頁航天器總體設(shè)計偏航推力器滾動推力器俯仰推力器bxbybz偏航基準(zhǔn)敏感器俯仰滾動基準(zhǔn)敏感器肼路擋板加熱器催化劑噴管銜鐵u控制信號電磁鐵第69頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 機(jī)電執(zhí)行機(jī)構(gòu)一般由驅(qū)動電路、電機(jī)、軸承、傳動裝置和機(jī)電執(zhí)行機(jī)構(gòu)一般由驅(qū)動電路、電機(jī)、軸承、傳動裝置和旋轉(zhuǎn)慣量等組成，例如慣性飛輪、空間站姿態(tài)控制用

59、的控制旋轉(zhuǎn)慣量等組成，例如慣性飛輪、空間站姿態(tài)控制用的控制力矩陀螺、雙自旋衛(wèi)星的消旋組件，太陽帆板定向驅(qū)動組件力矩陀螺、雙自旋衛(wèi)星的消旋組件，太陽帆板定向驅(qū)動組件，天線指向控制用的框架驅(qū)動組件等。，天線指向控制用的框架驅(qū)動組件等。 慣性飛輪是具有大慣量輪體的機(jī)電執(zhí)行機(jī)構(gòu)。根據(jù)動量矩慣性飛輪是具有大慣量輪體的機(jī)電執(zhí)行機(jī)構(gòu)。根據(jù)動量矩守恒原理，它與星體進(jìn)行角動量交換，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星姿態(tài)控制。守恒原理，它與星體進(jìn)行角動量交換，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星姿態(tài)控制。 根據(jù)飛輪的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和產(chǎn)生控制作用的形式可以分為慣性根據(jù)飛輪的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和產(chǎn)生控制作用的形式可以分為慣性輪、控制力矩陀螺和框架動量輪三種，其中慣性輪又分為反輪、控制力

60、矩陀螺和框架動量輪三種，其中慣性輪又分為反作用輪和動量輪兩種。作用輪和動量輪兩種。 第70頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計第71頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計第72頁/共99頁航天器總體設(shè)計偏航飛輪滾動飛輪俯仰飛輪bxbybz偏航基準(zhǔn)敏感器俯仰滾動基準(zhǔn)敏感器 bzbxbyxhyhzhsh角動量卸載方案噴氣卸載磁力矩器卸載重力梯度力矩卸載第73頁/共99頁空間飛行器總體設(shè)計 利用空間自然環(huán)境如磁場、引力場等環(huán)境場與航天器相利用空間自然環(huán)境如磁場、引力場等環(huán)境場與航天器相互作用產(chǎn)生力矩，實(shí)現(xiàn)對姿態(tài)控制的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，例如磁互作用產(chǎn)生力矩，實(shí)現(xiàn)對姿態(tài)控制的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，例如磁力矩、重力梯度力矩、太陽輻射力矩和氣動力矩等。這力