卫星姿态动力学与控制(2)

S’
s
O
jb
ib
坐标系绕单参考矢量的转动
单轴与 三轴
优点： 已知初始姿态，不受外部影响 缺点： 1、须知道初始姿态 2、陀螺漂移锁引起的姿态确定误 差 3、参考系转换
敏感器的输出是某空间基准场在敏感方向上的 一个数值反应。而当敏感器定向不同时，测得的数 值也应有所不同。这种空间基准场在物理上可以是 光学的、电磁的、力学等。
难以确定
理想
通过大量数据求得最优卫星姿态参数
一种数学处理方法
统计估计
最小二乘法（又称最小平方法） 通过最小化误差的平方和寻找数据的最佳函数匹配 最小二乘法的原则是以“残差平方和最小”确定直线
位置。
为了使J（X）最小，那就求个极值吧，偏导为o的情况下 X为最优解（X为状态矢量矩阵）
1、卡尔曼滤波是迭代的过程 2、运用的是协方差求加权系数（最优 解与观测值） 3、这里的加权系数被称为卡尔曼增益 3、随时可以停止 4、系统模型的不确定性使得状态估计 值偏离
寿命
被动 半被动 半主动
主动 混合系统
自旋稳定 重力梯度稳定 重力梯度+恒值飞轮 重力梯度+半被动阻尼器 半主动自旋稳定 半主动双自旋稳定 纯三轴喷气姿态稳定 零动量轮控系统 偏置动量轮控系统 分级控制/多自由控制
1~10度 1~10度 0.5~5度 1~5度 0.1~1度 0.1~1度 0.1~1度 0.01~1度 0.1~1度 0.01~1度
姿态机动：一种姿态过渡到另一种要求姿态的 控制过程。
以太阳—地球捕获举例
1、陀螺的速率信息降低姿态角速度 2、帆板归零锁定 3、太阳敏感器实现太阳捕获 4、地球捕获完成三轴稳定
目的：发现系统缺陷，验证系统设计和检验产品性能。
内容：姿态测量、姿态控制和对外接口三部分
姿控系 统类型
名称
指向精度 姿态机动 能力
定姿的误差取决于三个因数：
1、测量值的误差大小 2、误差灵敏度系数 3、两条姿态轨迹带的相关角
1、加速度计
2、光学敏感器
区别于自旋：确定卫星本体坐标系相对于空间参考坐标系的 姿态。输出为卫星的三轴姿态参数（自旋主要为确定自旋轴， 单轴稳定）
①红外地球敏感器和 太阳敏感器
②星敏感器 ③全球定位 ④陀螺和红外敏感器
方向矢量敏感器
惯性与方向方向矢量 敏感器互补
采用双参考矢量（地心方向矢量E和太阳方向矢量S） 法确定三轴姿态。
采用欧拉角描述，有三个角度ψ、φ、θ，分别定义成 滚动角、俯仰角、偏航角。根据地球敏感器测出滚动角及
俯仰角，根据太阳敏感及卫星轨道参数计算偏航角。
误差来源：
a) 敏感器测量误差
b) 敏感器安装误差
消旋控制系统：使卫星发送的波束不 随卫星一起旋转，既天线波束在惯性空间 保持不动。
• 电子消旋 相控阵天线（复杂，早 期用过）
• 机械消旋 与自旋轴做大小相等方 向相反转动
1 三轴稳定航天器的喷气控制 2 采用角动量交换装置的姿态控制
1) 整星零动量轮控系统 2) 偏置动量轮控系统 3 航天器姿态捕获与姿态机动控制
无 无 无 无 有一定能力 有一定能力 任意 任意 有一定能力 -
7-10年 >10年 7-10年 >7年 7-10年 5-10年 1~30天 2~7年 5~15年
-
姿控系统实验设备
卫星半物理仿真系统
PanasonicFra bibliotek讲解：XX41
讲解：XX
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松下电器株式会社集团创建于1918年，创始人是被誉 为“经营之神”的松下幸之助先生。
电流消耗（待机模式）（典 2 型值）(uA)
供电电压[min]（V）
1.95
供电电压[最大值]（V）
3.6
环境工作温度（最小 - 最大）-40 to 85 （℃）
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FXOS8700CQ 数字运动传感器 – 3D加速度传感器
(±2g/±4g/±8g) + 3D磁力计
6轴传感器 概述
FXOS8700CQ 6轴传感器在小型3 x 3 x 1.2 mm QFN塑料封装中结合了业界领先
的加速度传感器和磁力传感器。
这款产品将14位加速度传感器和16位磁力计与高性能ASIC结合在一起构建电
子罗盘解决方案，典型的方向分辨率为0.1°，罗盘方位精度误差小于5°，可满
足大部分应用。
特性
•高度集成
•宽动态范围±1200 μT
•内嵌矢量大小检测
•内嵌自动硬铁校准
•低功耗
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卫星姿态动力学与控制 （2）
汇报人：
2018年10月26日
讲解：XX
1
1、卫星姿态动力学 2、卫星姿态控制系统 3、卫星姿态敏感器 4、卫星执行机构
姿态确定
姿态控制 系统测试
卫星姿态测量和姿态确定基础 自旋、双自旋卫星的姿态确定 三轴稳定卫星的姿态确定 统计估计理论及其在卫星姿态确定的应用 自旋、双自旋卫星的姿态控制 三轴卫星卫星的姿态控制 应用空间环境力矩的姿态控制技术 卫星姿态控制系统的测试
动量轮分类
固定安装动量轮
控制力矩动量轮
框架动量轮
改变转速大小
改变转子轴的方向
转速大小和转子轴 向均可改变
适用于姿态稳定度要求较高，如遥感卫星，保持系统动量为零 1：轮子转速过零时摩擦力矩值突变较小，三个轴上安装反作用轮， 如图一； 2：各轴安装偏置动量轮，在合成动量反方向设置对称动量轮，如 图二
zb
c) 测量基准误差
d) 轨道参数误差
红外和陀螺敏感器构成的卫星三轴姿态系统成 为轨道罗盘。
红外敏感器给出卫星相对于轨道坐标系的滚动 角和俯仰角；速率陀螺给出惯性空间的姿态运动 角速度。利用耦合关系根据角速度推算偏航角。
相对于其他方向矢量敏感器 测量误差
陀螺仪噪声和漂移 增益系数K
现实 1、姿态确定误差源多 2、误差随机分布 3、姿态确定性方法精度较低 4、测量数据大，且互相组合，
无线电波场 1、人造空间交变电流磁 场A，并设定远处一点B， 测 量 AB 矢 量 方 向 作 为 参 考方向
方向敏感器 惯性敏感器
光学敏感器 红外地球敏感器 太阳恒星敏感器 磁强度敏感器等等 位置陀螺 速率敏感器
姿态信息测量 1、地球弧长测量
A
S2
S1
2、太阳角测量
3、转动角测量λse
4、陆标方向测量
水银
水银 甘油内的
铯
钠碘化物
电阻加热电离式推力器 氨
（NH3）
单组元推进剂 肼
(N2H4) (电热式)
双组元推进剂 偏二甲肼/N2O4
推进系统种类
肼路 电磁铁
挡板
加热器
喷管
催化剂 衔铁
控制信号 u
推力器电磁阀结构原理图
较高精度的三轴稳定卫星，在轨道正常工作时通常采用角 动量交换装置。但轮控系统适用于姿态角速度衰减较小时，否 则轮子出现饱和。作用原理为：摩擦力矩
松下电器半导体有限公司，是全球首屈一指的半导体
供应商，并提供尖端半导体解决方案及软件。其产品包括： MEMS陀螺仪传感器EWTS8RK。民用陀螺仪EWTS9Pxxxx，2 轴一体SMD型，内置功放电路(应对高通滤波器)，用于游 戏机的动作传感器。
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陀螺仪传感器
• 采用气密SMD型封装，实现高可靠性 • 内置自我诊断功能，适应系统的故障安全防护装置 • 采用MEMS音叉型元件与裸芯片ASIC，实现小型陀
解决坐标转换中三个问题
• 怎么测 • 测什么 • 用什么测
基本原理方法 空间基准场 敏感器
星
体 坐
1
参考矢量法—建立参考矢量
标
在
参
考 坐
角动量矢量为基准—惯性测量法
2
标
中
的
姿
态 参
3
统计估计法—数学统计优化
数
1、单参考矢量的姿态确定；2、双参考不共线矢量的姿态确定；3、 多参考矢量确定
kb
需添加绕S旋转的自由 度
信号 噪声
场的平均值部分 场的随机值部分
地球热辐射场 1、以太阳辐射的反射和 地球大气固有辐射叠加而 成 2、14—16μm二氧化碳吸 收带（地球辐射敏感器）
基准场
太阳、恒星方向场 1、太阳光强大易于检测， 但由阴影区，恒星精确光 度弱，容易受干扰 2、恒星方向场有光行差， 但视差较小，常忽略
地磁场 1、被描述成一个稳定磁 场附加随机变化部分。 2、磁场是与高度及维度 相关的梯度函数
推力器
冷气推力器
F=0.05~22N IS=60~120s
热气推力器
电推力器
F=0.05~22N IS=135~290s
F=0.002~0.01N IS>3000s (大推力器 F〉0.02N)
压缩气体 液态气体 升华固体
氮
丙烷
铵
氩
氨水 氢硫化物
脉冲等离子体 离子轰击式 胶体
（电磁） （静电） （静电）
星—地大回路控制
自旋、双自旋卫星稳定性 1、短粗：被动章动阻尼 2、细长自旋：需要主动章动 阻尼 3、细长双自旋：消旋平台足 够能耗，或者主动章动阻尼
卫星的姿态机动 （自旋转速控制）
章动阻尼及控制
平旋运动及恢复
磁力矩控制 喷气控制
原因：细长型由于能量耗 散区域能量最小状态。 方法：常值力矩，脉冲力 矩+消旋平台。
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FXAS21002CQ三轴陀螺仪
工作特性
参数
值
参数
值
感应轴
XYZ
输出类型
I2C, SPI
角速率范围（Typ）
2000.0
角速率噪声密度（典型 0.025 值）（dps / Hz）
睡眠模式响应时间
50
（TYPE）（ms）
电流消耗（有效）（典 2.6 型值）（mA）
电流消耗（就绪模式）（典 1.6 型值）（mA）
螺仪传感器
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陀螺仪传感器的原理
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动作原理（音叉型）
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陀螺仪传感器的使用方法
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陀螺仪传感器的使用方法
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陀螺仪传感器的使用方法
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荷兰恩智浦公司，前身为飞利浦半导体，2005年飞利浦集团分拆后 独立为荷兰恩智浦公司，目前也是全球排名前十的半导体企业。
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图一、三正交反作用轮方案
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图二、由偏置动量轮组 成的整星零动量方案
在某一方向（一般在轨道角速度方向）有非零的角动量值。 该值比姿态角速度产生的角动量值大一个数量级。例如下图， 系统指向精度较高的地球轨道静止卫星。
螺旋机构操纵的偏置动向轮
姿态捕获：从未知初始姿态达到飞行任务所期 望姿态的过程。