姿態(tài)控制與軌道控制系統(tǒng)

文案文案姿態(tài)控制與軌道控制系統(tǒng)姿態(tài)控制概述姿態(tài)是指衛(wèi)星相對(duì)于空間某參考系的方位或指向，衛(wèi)星姿態(tài)控制是獲取并保持衛(wèi)星在太空定向（即衛(wèi)星相對(duì)于某個(gè)參考坐標(biāo)系的姿態(tài)）的技術(shù)，包括姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)控制兩個(gè)方面。前者要求將衛(wèi)星上安裝的有效載荷對(duì)空間的特定目標(biāo)定向、跟蹤或掃描，這種克服內(nèi)外干擾力矩使衛(wèi)星姿態(tài)保持對(duì)某參考方位定向；后者是把衛(wèi)星從一種姿態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)榱硪环N姿態(tài)的再定向過(guò)程。其硬件系統(tǒng)包括敏感器、控制器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)三個(gè)部分衛(wèi)星姿態(tài)控制可以分為被動(dòng)和主動(dòng)控制兩大類，以及介于兩者之間的半被動(dòng)和半主動(dòng)控制被動(dòng)控制利用衛(wèi)星本事動(dòng)力學(xué)特性（如角動(dòng)量、慣性矩），或衛(wèi)星與環(huán)境相互作用產(chǎn)生的外力矩作為控制力矩源。主動(dòng)控制利用星上能源（電能或推進(jìn)劑工質(zhì)），依靠直接或間接敏感到的姿態(tài)信息，按一定的控制律操縱控制力矩器實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制。任務(wù)分析本衛(wèi)星旨在對(duì)于釣魚島及其附近海域的偵查探測(cè)，并將信息匯總傳送回地面接收站，三顆衛(wèi)星先要共同工作，后期又分開觀測(cè)，對(duì)于整體的姿態(tài)控制和分開后各個(gè)個(gè)體的控制都有很高的要求?？紤]到衛(wèi)星形狀與對(duì)地觀測(cè)要求，對(duì)其采用對(duì)地定向三軸穩(wěn)定的設(shè)計(jì)方案，以質(zhì)心軌道坐標(biāo)系作為其參考坐標(biāo)系。為保證空間方位和姿態(tài)確定的精度要求，使用多傳感器的設(shè)計(jì)，并通過(guò)飛輪三軸姿態(tài)控制輔助以噴氣推力姿態(tài)穩(wěn)定的手段加速姿態(tài)修正速度。姿態(tài)控制原理姿態(tài)控制：指對(duì)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)。包括姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)機(jī)動(dòng)。姿態(tài)穩(wěn)定：指使姿態(tài)保持在指定方向。姿態(tài)機(jī)動(dòng)是指航天器從一個(gè)姿態(tài)過(guò)渡到另一個(gè)姿態(tài)的再定向過(guò)程。航天器姿態(tài)控制類型包括：主動(dòng)控制：星上有主動(dòng)控制力矩產(chǎn)生機(jī)構(gòu)。主動(dòng)姿態(tài)控制首先需要獲得航天器當(dāng)前的姿態(tài)。被動(dòng)控制：利用環(huán)境力矩產(chǎn)生控制力矩。姿態(tài)獲得包括兩個(gè)過(guò)程：姿態(tài)測(cè)量：利用姿態(tài)敏感器獲取含有姿態(tài)信息的物理量。姿態(tài)確定：對(duì)姿態(tài)測(cè)量得到的物理量進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，獲得姿態(tài)數(shù)據(jù)。姿態(tài)控制系統(tǒng)包括姿態(tài)敏感器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)。姿態(tài)敏感器：測(cè)量星體相對(duì)于某一基準(zhǔn)方位的姿態(tài)信息。姿態(tài)敏感器分類（按照基準(zhǔn)方位分類）:（1）以地球?yàn)榛鶞?zhǔn)方位：紅外地平儀、地球反照敏感器（2）以天體為基準(zhǔn)方位：太陽(yáng)敏感器、星敏感器（3）以慣性空間為基準(zhǔn)方位：陀螺儀等慣性器件（4）以地面站為基準(zhǔn)方位：射頻敏感器（5）其他：磁強(qiáng)計(jì)（以地磁場(chǎng)為基準(zhǔn)方位）、陸標(biāo)敏感器（以地貌為基準(zhǔn)方位）姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案1.技術(shù)指標(biāo)整星姿態(tài)測(cè)量精度：優(yōu)于1°整星姿態(tài)指向精度：優(yōu)于2°2.實(shí)現(xiàn)途徑：1）采用動(dòng)量輪加上推進(jìn)系統(tǒng)姿控。姿態(tài)角精度為俯仰角1°，偏航角3°，滾動(dòng)角2°。動(dòng)量輪在對(duì)地偵察期工作,定位精度可提高至1°以內(nèi)2）采用雙軸太陽(yáng)敏感器加單軸磁強(qiáng)計(jì)測(cè)量姿態(tài)。太陽(yáng)敏測(cè)角精度1°磁強(qiáng)計(jì)配合太陽(yáng)敏，利用非線性濾波算法精度最高可達(dá)0.05°3）采用慣性傳感器測(cè)量軌道。慣性傳感器精度低，作為備份由于三顆衛(wèi)星中有兩顆要求變軌，在使用動(dòng)量輪的同時(shí)還需要采用推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行軌道保持和機(jī)動(dòng)。幾種主要姿態(tài)測(cè)量與控制器件工作原理飛輪姿態(tài)穩(wěn)定原理飛輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的工作原理就是動(dòng)量矩定理，即航天器的總動(dòng)量矩矢量對(duì)時(shí)間的導(dǎo)數(shù)等于作用在航天器上外力矩矢量之和。通過(guò)改變飛輪的動(dòng)量矩矢量，就可以吸收航天器其余部分多余的動(dòng)量矩矢量，從而達(dá)到航天器姿態(tài)控制的目的。因此，飛輪姿態(tài)控制系統(tǒng)也通稱為動(dòng)量交換系統(tǒng)，飛輪也可稱為動(dòng)量矩儲(chǔ)存器。零動(dòng)量反作用輪進(jìn)行三軸姿態(tài)穩(wěn)定，其特點(diǎn)在于反作用飛輪有正轉(zhuǎn)或反轉(zhuǎn)，但是整個(gè)航天器的總動(dòng)量矩為零。這種姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的一個(gè)最主要的要求是需要俯仰、偏航和滾動(dòng)三軸姿態(tài)信息，所以該三軸作用輪相互正交，原理結(jié)構(gòu)如圖所示。軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)設(shè)剛性航天器的繞3個(gè)主慣量軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量（含三軸配置的反作用輪）分別為I，I，I，航天器本體的三軸角速度分別為：xyz3,3,3;零動(dòng)量反作用輪的繞其轉(zhuǎn)軸的慣量均為I,相對(duì)于本體xyz的旋轉(zhuǎn)角速度分別為0,。，。；所以零動(dòng)量反作用輪相對(duì)于慣xyz性坐標(biāo)系的絕對(duì)角速度就分別為3+0,3+0,3+0，而且航天器xxyyzz總動(dòng)量矩在本體坐標(biāo)系中的投影分別為

h=I?+IQ(6．35a)xxxh=I?+IQ(6．35b)yyyh—I?+IQzzz(6．35c)代入歐拉力矩方程式廠代入歐拉力矩方程式廠M二二h+?h—?hxxyzzy<M:—h+?h-?hyyzxxzM二二h+?h-?hzzxyyxM=M=Ix+(I—I)??+1Cq+Q?—Q?)

dxxdtzyyzxxyyzd?嚴(yán)+<M=I——y+(I-1)??+1(q+Q?—。?)(6.36)

dyydtxzxzyxzxzM=Id?z+G-1)??+1(□+Q?-Q?)dzzdtyxxyzyxxyMMM式中dx，dy，dz分別為三軸擾動(dòng)力矩?？紤]到軌道角速度0的影響，在卩卜N卜1rad，即在小角度姿態(tài)變化的情況下進(jìn)行線性化得式，即?—申-?屮?=9-?x?0y0?—電+?申z0代入式（6.36）得到以歐拉角描述的零動(dòng)量反作用輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定航天器的動(dòng)力學(xué)方程，即M=I€+(/-1-1)?電+(I-1)?29+1Q+1Q(Q―①)-1Q?+?申)TOC\o"1-5"\h\zdxx*yxz0°yz0xz0y°0<M=IQ.+IQ+IQ?+?9)-IQ(9-?屮)dyy/yx\°0/先.0/、M=I+(I-1-17?9+(I-1丿①斗+1Q+1Q(9-?屮)—IQ(Q-?/Jdzz"yxz0°yz0zy°0x0若考慮到三軸姿態(tài)穩(wěn)定航天器的星體角速度很小的實(shí)際情況，假設(shè)?,?,?T0xyz，并且忽略軌道角速度的影響，則上述非線性動(dòng)力學(xué)方程可以得到線性化，即I9+1Q=MTOC\o"1-5"\h\zxxdx<IQ+1Q=MyydyI電+1Q=Mzzdz設(shè)零動(dòng)量反作用輪具有線性控制規(guī)律，即M=IQ=kocypkp為比例系數(shù)。此時(shí)，俯仰通道僅須配置姿態(tài)敏感器測(cè)量o，則俯仰通道的閉環(huán)控制系統(tǒng)為閉環(huán)系統(tǒng)特征值即為0+kp0=MdyIyIys=土怖1,2I位于復(fù)平面虛軸上。y因此這種簡(jiǎn)單的線性比例控制律不能保證系統(tǒng)收斂，航天器和反作用輪將作無(wú)衰減振蕩。從穩(wěn)態(tài)精度來(lái)看，這種運(yùn)動(dòng)是不希望的。由于在實(shí)際系統(tǒng)中存在著死區(qū)或者其他非線性因素，所以這種控制系統(tǒng)往往是不穩(wěn)定的。為此，飛輪控制系統(tǒng)必須引入阻尼才能使系統(tǒng)穩(wěn)定，這就是說(shuō)必須將姿態(tài)角速度的信息引入到系統(tǒng)中。此時(shí)線性控制規(guī)律將由比例控制變?yōu)榫€性比例一微分控制，即M=7Q=k0+kQd代人式得70.+k0+k0y二Mdyk2=pTykdTyT=[P于是式（6．41）可化為二階系統(tǒng)的典型形式，即M0?+2gW0+W20=「y相應(yīng)的特征方程為s2+2gws+w2=01,2不失一般性，設(shè)系統(tǒng)初始狀態(tài)均為零即當(dāng)t=O時(shí)，°0-°,%二°(1)脈沖響應(yīng)：Mdy=M5(t)這相當(dāng)于航天器獲得一初始角速度，即9.t=o90二00那么脈沖響應(yīng)為9=Me-Ssin(1-g2st)1八1弋2sg<1(6.44)⑵階躍響應(yīng)：Mdy=M-1(t)M+arctan+MIs2y9=fK+arctanM+arctan+MIs2y9=fK+arctan(6.45)上式的過(guò)渡過(guò)程表示在下圖中。0=Me-AsinIgl—g2y+arctan4I①0=Me-AsinIgl—g2y+arctan4I①2+I①2y0y2口①①t+arctano—0①2-Q2丿0相應(yīng)地，也可以求出在以上各個(gè)控制過(guò)程中，俯仰通道零動(dòng)量反作用輪的轉(zhuǎn)速變化規(guī)律°y。積分得Q=°+-JtMdt-佇0.yy0I°dyI絡(luò)泄直廠n絡(luò)泄直廠n零動(dòng)量俯仰通道姿態(tài)控制系統(tǒng)框圖L_>52亠i-零動(dòng)量反作用輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)太陽(yáng)敏感器與星敏感器星載太陽(yáng)敏感器與星敏感器通過(guò)感應(yīng)天體位置實(shí)現(xiàn)其功能，具有質(zhì)量輕，體積小，功耗低的特點(diǎn)。太陽(yáng)敏感器工作時(shí)存在陰影區(qū)，與星敏感器共同完成目標(biāo)。地磁敏感器地磁敏感器是測(cè)出地球磁場(chǎng)相對(duì)于衛(wèi)星本體方向的姿態(tài)敏感器。地球磁場(chǎng)對(duì)于地球是相對(duì)固定的，亦即地球磁場(chǎng)中任一點(diǎn)磁感應(yīng)強(qiáng)度的大小和方向都是相對(duì)固定的。因此，若能測(cè)出衛(wèi)星所在位置的地球磁場(chǎng)矢量在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的三個(gè)分量，則在衛(wèi)星位置已知的前提下，就可以確定衛(wèi)星相對(duì)于地球的姿態(tài)。慣性姿態(tài)敏感器（陀螺）陀螺是高速回轉(zhuǎn)體，它具有定軸性和進(jìn)動(dòng)性兩大特征。定軸性是指回轉(zhuǎn)體的自旋軸可以在慣性空間定向；進(jìn)動(dòng)性就是當(dāng)陀螺受到外力矩作用時(shí)，其自旋軸將沿最短的途徑趨向外力矩矢量。作為空間飛行器的姿態(tài)敏感器正是利用這兩個(gè)特征，通常又稱為慣性單元，分成兩種類型：?jiǎn)巫杂啥人俾释勇莺蛦巫杂啥人俾史e分陀螺。前者可測(cè)量飛行器的姿態(tài)角速度，后者可測(cè)姿態(tài)角。飛行器使用的慣性姿態(tài)敏感器，通常由三個(gè)正交的單自由度速率積分陀螺組成，可提供滾動(dòng)、俯仰和偏航三軸姿態(tài)角測(cè)量值。微陀螺為慣性器件，功耗小、精度高，將其作為實(shí)時(shí)姿態(tài)輸出設(shè)備。陀螺使用時(shí)需要注意及時(shí)根據(jù)其他敏感器件校準(zhǔn)，消除漂移誤差。控制系統(tǒng)各器件參數(shù)設(shè)計(jì)器件質(zhì)量（kg）體積（mm?）長(zhǎng)期功耗（W）太陽(yáng)敏感器0.370*70*500.6動(dòng)量輪1.5*3①75*502*3星敏感器1.060*60*900.4地磁敏感器0.3100*50*400.6微機(jī)械陀螺（一個(gè)位置陀螺一個(gè)速率陀螺）1.2*2100*100*1001.2*2姿態(tài)控制總質(zhì)量為8.5kg，長(zhǎng)期功耗為10W。軌道控制概述出于所設(shè)計(jì)的衛(wèi)星最終需要在三個(gè)不同方位（包括兩條軌道和同一軌道不同位置），需要控制進(jìn)行軌道機(jī)動(dòng)。軌道控制即對(duì)航天器施加控制力，改變其質(zhì)心運(yùn)動(dòng)軌道的技術(shù)和標(biāo)準(zhǔn)標(biāo)準(zhǔn)方法。它包括軌道機(jī)動(dòng)和軌道修正。無(wú)攝動(dòng)力或控制力的航天器的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)服從開普勒定律。但是當(dāng)航天器受到外部攝動(dòng)力作用后偏離預(yù)定的運(yùn)行軌道或者需要改變到另一個(gè)軌道飛行時(shí)，必須通過(guò)控制來(lái)改變航天器質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的速度向量。實(shí)現(xiàn)航天器軌道控制的一整套裝置或系統(tǒng)稱為航天器軌道控制系統(tǒng)?；驹碥壍罊C(jī)動(dòng)：將航天器由一個(gè)軌道變到另一個(gè)要求的軌道上所進(jìn)行的控制。它是一種有意偏離現(xiàn)有軌道的操作。機(jī)動(dòng)前后的兩個(gè)軌道可以在同一平面內(nèi)，也可以在不同平面內(nèi)。由于現(xiàn)有