卫星姿态控制
火箭和卫星控制系统区别(1)
火箭和卫星在姿态控制上的区别火箭和卫星的姿态控制在目的上的区别火箭姿态控制分俯仰，偏航和滚动。
姿态控制系统控制火箭飞行绕质行绕质心的运动，保证火箭稳定的按规定的姿态飞行，即使火箭推进器稍微有不平衡，也会因为推进器的未知不断交替而始终保持火箭的方向。
卫星是在失重的环境下飞行，如果不对它进行姿态控制，它就会乱翻筋斗。
这种情况是绝对不允许的，因为卫星都有自己特定的任务，在飞行时对它的飞行姿态都有一定的要求。
比如，通讯卫星需要它的天线始终对准地面，对地观测卫星则要求它的观测仪器的窗口始终对准地面。
火箭和卫星姿态控制系统的要求火箭姿态控制系统，通过测量仪表测出火箭绕其质心转动的姿态角和角速率，经中间装置处理后发出姿态控制信号，控制火箭的飞行姿态，使其实际的飞行俯仰角与程序飞行所需的程序俯仰角之间的差接近于零。
保持火箭沿着预定的轨道飞行；使火箭的飞行偏航角在0°左右摆动，保持火箭在预定的轨道平面内飞行控制火箭的滚转角，使其值也接近于0°。
从而保证火箭的稳定飞行。
卫星的姿态控制分为被动姿态控制和主动姿态控制两类。
被动姿态控制是利用卫星本身的动力特性和环境力矩来实现姿态稳定的方法。
被动姿态控制方式有自旋稳定、重力梯度稳定等。
主动姿态控制，就是根据姿态误差（测量值与标称值之差）形成控制指令，产生控制力矩来实现姿态控制的方式。
火箭和卫星姿态控制系统的设计方法的区别平行安放在火箭上的两颗细长卫星与火箭分离有两种方式:一种是顺序分离,即首先抛掉一颗卫星,然后经过一段时间的姿态调整,再抛掉另一颗卫星。
另一种是旋转分离,即当火箭(含卫星)旋转到一定速度、一定姿态时,同时抛掉两颗卫星。
本文将详细介绍旋转分离的姿态控制设计方法和箭体的运动规律。
针对系统和用户的要求,分离段包括起旋段、失控段和消旋段三部分。
a.起旋段:由于卫星并行安放,考虑安全性、可靠性,采用旋转分离方案,即火箭绕纵轴旋转,当下γ=900,γ导数=100/s时,同时释放A、B两颗卫星。
卫星姿态控制-短篇介绍
主讲：FREYA 组员：XIAO BENJE
1.什么是姿态控制？ 2.姿态控制的分类
3.姿态控制的功能
4.姿态敏感器、控制器及执行机构的 作用？
1.什么是姿态控制？
卫星的运动，可分解成围绕地球质量中心的坐标 系统及和其自身质量中心的卫星机身运动。其中，对 其质量中心的卫星本体的运动是由姿态的演变来控制 的。 理论上来讲,该卫星的姿态是通过对局部坐标系统 和卫星固定的坐标系统之间各轴的旋转角度来共同控 制的。保持卫星姿态的稳定是卫星完成功能的基础。 该分系统的准确性和可靠性决定了其他大部分分系统 的性能。
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主动姿态控制 又称为三轴姿态控制。目前，卫星基本 上都采用三轴姿态稳定方式来控制，因为 它适用于各轨道上运行的、具有各种指向 要求的卫星，也可用于卫星的返回、交会、 对接及变轨等过程。
3.姿态控制的功能
姿态控制决定了卫星运动的轨道位置，保 持准确的卫星位置和通信天线指向； 在转移轨道和静止轨道运行时，控制卫星 的飞行动作，保持轨道运动的稳定性。 保持地球微小振动的稳定性； 通过遥测、跟踪和指令分系统和地面控制 ， 决定自旋轴和重新取向控制
下图给出了卫星姿态坐标图情况：
4.姿态敏感器、控制器及执行机构的作用
姿态敏感器——敏感测量卫星的姿态变化； 姿态控制器——将姿态敏感器送来的卫星姿态 角变化值的信号，经过一系列的比较、处理， 产生控制信号输送到姿态执行机构； 姿态执行机构——根据姿态控制器送来的控制 信号产生力矩，使卫星姿态恢复到正态控制： 是用天然扭矩的影响来维持所需的姿态。如利用重力梯度，它是利用 卫星绕地球飞行时，卫星上离地球距离不同的部位受到的引力不等而产生 的力矩来稳定的。例如，在卫星上装一个伸杆，卫星进入轨道后，让它向 上伸出，伸出去后其顶端就比卫星的其它部分离地球远，因而所受的引力 较小，而它的另一端离地球近，所受的引力较大，这样所形成的引力之差 对卫星的质心形成一个恢复力矩——这个力矩可使它恢复到原来姿态。该 种控制方式简单、实用，但控制精度较低。
卫星姿态控制实现方式
卫星姿态控制实现方式嘿，朋友们！今天咱就来聊聊卫星姿态控制实现方式这个神奇的事儿。
你想啊，卫星在那遥远的太空里，就像一个孤独的舞者，得时刻保持着优美的姿态呢。
那它是怎么做到的呢？这就好比咱人走路，得知道怎么迈腿、怎么保持平衡吧。
卫星也有它的“小窍门”。
首先呢，有一种方式叫自旋稳定。
这就好像一个不停旋转的陀螺，转起来就稳稳当当的啦。
卫星让自己快速地旋转起来，这样就能在太空中保持稳定的姿态啦。
这是不是很有意思？就像一个会自转的小星球一样。
还有啊，三轴稳定也是很常用的办法呢。
想象一下卫星有三个轴，就像一个立体的坐标系，通过各种神奇的装置和算法，来精确地控制每个轴的转动和稳定。
这可比咱平时走直线难得多啦！它得随时应对各种情况，就像咱在复杂的路况中开车一样，得时刻注意着方向。
然后呢，还有一种叫重力梯度稳定的方式。
这就好像卫星被太空里的某种神秘力量拉着，让它乖乖地保持一定的姿态。
是不是很神奇呀？卫星姿态控制就像是一场精彩的表演，各种手段和方法相互配合。
这可不是随随便便就能搞定的事儿，得靠科学家们的智慧和努力呀。
你说要是卫星的姿态控制没做好，那会咋样呢？哎呀，那可就糟糕啦，它就没办法好好工作啦，就像一个人走路东倒西歪的，还怎么能完成任务呢？所以啊，这卫星姿态控制可真是太重要啦！咱平时在地球上，可能觉得这事儿离我们很远，但其实卫星的作用可大着呢。
从天气预报到通信，从导航到科学研究，都离不开这些在太空中“跳舞”的小家伙们。
而它们能好好工作，全靠这神奇的姿态控制呀。
所以说呀，卫星姿态控制实现方式真的是太有趣、太重要啦！这背后凝聚着无数科学家的心血和智慧。
咱可得好好感谢他们，让我们的生活变得更加便利和精彩呀！这就是卫星姿态控制的奇妙世界，是不是让你大开眼界啦？。
卫星姿态轨道控制原理
卫星姿态轨道控制原理今天来聊聊卫星姿态轨道控制原理的话题。
你看啊，咱们平时放风筝的时候，如果想让风筝飞得又高又稳，还得摆出各种有趣的姿势，就得不断地拉扯风筝线调整它的方向，在太空中的卫星其实也有点类似的情况呢。
卫星在天上可不是随意飘荡的，就像汽车得沿着马路跑一样，卫星也要按照规定的轨道运行，这个轨道决定了卫星在空间的位置。
要保持卫星在既定轨道运行，就得克服许多外界干扰因素，比如地球的不均匀引力啦，其他天体的引力影响啦，还有太阳光压等。
这就需要进行轨道控制。
打个比方，轨道控制就像是让卫星在太空高速路上稳稳行驶。
卫星自身带有动力系统或者可以通过利用地球的引力等进行轨道机动。
比如说，通过在卫星上安装不同类型的推进器。
当需要改变轨道高度或者轨道平面时，推进器点火工作，像汽车踩油门加速或者转弯似的，改变卫星的速度向量，从而实现轨道的调整。
再来说说卫星姿态控制。
咱们都知道，卫星上的很多设备都有特定的指向要求的。
比如通信卫星得保证天线对准地球特定区域。
卫星姿态控制就是控制卫星在太空中的朝向。
你可以把卫星想象成一艘在太空中航行的小船，姿态控制系统就像船上的舵，时刻调整小船的船头方向。
卫星可以通过动量轮、磁力矩器等设备来实现姿态控制。
像动量轮，它通过高速旋转来存储角动量，然后根据需要改变角动量的方向来调整卫星的姿态，就像用船上的重物调整平衡进而改变船的方向一样。
说到这里，你可能会问卫星姿态和轨道控制这两者之间有没有相互影响呢？这个问题很有意思，其实它们是密切相关的。
不准确的轨道控制会导致卫星受到不同的力的作用，从而间接影响到姿态；反过来，卫星姿态没控制好，也会影响到用于轨道控制的推进装置的工作效果等。
我在学习这个原理的过程中，一开始也特别困惑像引力助推这种比较复杂的轨道控制方法。
引力助推就好像卫星在太空中搭顺风车，路过行星的时候利用行星的引力和相对运动给自己加速或者改变轨道方向，但具体怎么一回事真的费了我好大劲儿才理解呢。
卫星姿态控制
表示了这些相轨迹族。
2．基于位置和速度反馈的死区继电控制律 进一步地，在反馈控制系统中引人角速度反馈，并考 虑推力器力或力矩输出特性中的死区特性，即在图 6.4 所示 中令 u0 uc 0，此时 u 0 u c 对应的位置(角度)偏差为 1 ， 如图 6.7 所示。相应的采用角度和角速度敏感器的继电型控 制系统结构框图见图 6.8 。这里姿态角度敏感器可以采用红 外地平仪，角速度敏感器可以是速率陀螺。控制规律如下：
对于一般的n维控制任务，由上述分析方法可以证明 以下结论：
(1)n维任务的最小结构要求推力器数目m为
m=n+1
(2)n 维任务如果要求冗余度为 R ，则最小冗余结构 的推力器数目m为
m=n+1+2R
6.3.2 推力器系统的操作 航天器推力器系统的正确操作包含许多方面的正确 选择。其中有： (1)任务字 (2)指令矢量 (3)档次字 (4)推力器组合 (5)组合体
具有死区特性的相平面运动
对于给定的理想情况，自振荡周期可以按下述方法 求得。运动方程 0 对应于自振荡循环的直线段；而 A 对应于抛物线段。 在初始条件 情况下对上述方程进 1, 1 行积分，对于整个abcd段，有
4 1 = 1 t off
41 = Aton 和 其中 t o n 和 t o f f 分别是有推力与没有推力的时间。 显然，自振荡周期 t a 为
> 时 M 当 1, 1 u , 0 当 1 , 1时 (6.11) M 当 < 时 1, 1
在一般情况下，控制系统将抑制运动受到的初始扰 动，这种扰动出现于相平面中的点 1( 0 , 0 ) ，如图 6.9所示，然后使航天器进入极限环模式(自振荡)。
卫星姿态控制系统设计报告
卫星姿态控制系统设计报告一、概述卫星姿态控制是指通过控制卫星的姿态，使其在轨道上保持稳定和精确的方向和位置。
本文将设计一种卫星姿态控制系统，该系统旨在实现对卫星姿态的精确控制，提高卫星任务的执行效率和准确性。
二、系统架构卫星姿态控制系统主要由以下几个部分组成：1. 姿态传感器：用于感知卫星当前的姿态状态，如陀螺仪、加速度计等。
2. 姿态控制器：根据姿态传感器的反馈信号，计算并控制卫星的姿态调整，保持期望的姿态目标。
3. 执行器：负责执行姿态控制器计算得到的控制指令，如推力器、反动轮等。
4. 数据处理与通信模块：处理传感器和执行器的数据，并与地面控制中心进行通信，接收姿态目标和发送卫星状态信息。
三、系统设计1. 姿态传感器选择根据卫星姿态控制的要求，选择适合的姿态传感器进行姿态状态的感知。
常用的姿态传感器有陀螺仪、加速度计、磁强计等。
根据卫星需要实现的精度和稳定性要求，综合考虑成本和性能因素，确定最佳的姿态传感器组合。
2. 姿态控制器设计姿态控制器是卫星姿态控制系统的核心部分，根据姿态传感器提供的姿态状态信息，计算出控制指令以调整卫星的姿态。
姿态控制器的设计主要包括以下几个关键步骤：- 卫星姿态描述和数学模型的建立；- 设计姿态控制算法，如PID控制器、模糊控制器等；- 姿态控制算法的参数调整和优化。
3. 执行器选择根据卫星姿态控制系统的需求和任务特点，选择合适的执行器。
根据不同的执行任务，常用的执行器有推力器、反动轮、电动机等。
根据执行器的特性和系统需求，确定最佳的执行器组合。
4. 数据处理与通信模块卫星姿态控制系统需要实时处理传感器数据，并与地面控制中心进行通信，传输姿态目标和卫星状态信息。
数据处理与通信模块需要具备以下功能：- 传感器数据采集和预处理；- 数据处理算法的实现，如滤波、解算等；- 与地面控制中心进行数据交互和通信。
四、系统测试与优化完成卫星姿态控制系统的设计后，需要进行系统测试和性能优化。
基于的卫星姿态控制(实用模板)
-
1 引言
2 PID控制算法
3 基于PID的卫星姿态控制系统
4 实验验证
5 结论
6 未来展望
引言
其中，PID(比例-积分-微分)控 制算法是一种经典的控制算法， 具有简单、稳定、可靠等优点，
被广泛应用于各种航天器姿态 控制系统中
随着航天技术的快速发展，卫星 姿态控制已经成为卫星任务成功
考虑能源效率
未来展望
随着对卫星能源效率的要求不断提高，如何 在保证姿态控制性能的同时，降低系统的能 源消耗也是一个重要的研究方向。可以通过 优化控制算法、选用低功耗的硬件设备、实 施功率管理策略等方式来提高卫星姿态控制 系统的能源效率
综上所述，未来的卫星姿态控制系统将在 多个方面进行拓展和改进，以适应日益复 杂的航天任务需求和更高的性能要求。基 于PID的卫星姿态控制系统仍将发挥重要 作用，但也需要不断地进行创新和优化
然而，随着航天技术的不断 发展和挑战，基于PID的卫 星姿态控制系统也需要不断 地进行改进和优化
未来展望
先进的控制策略
虽然PID控制算法是一种经典的控制算法 ，但是在某些复杂的航天任务中，简单的 PID控制算法可能无法满足要求。因此， 需要研究和发展更先进的控制策略，例如 自适应控制、鲁棒控制、神经网络等，以 进一步提高卫星姿态控制的性能和稳定性
实验验证
实验验证
为了验证基于PID的卫星姿态控制系统的性 能，可以进行模拟实验和实际飞行实验。 模拟实验可以在地面的仿真环境中模拟卫 星的姿态运动和干扰情况，以检验控制算 法的有效性和可靠性。实际飞行实验可以 通过将控制系统应用于真实的卫星系统中 来进行验证，以检验控制算法在实际飞行
环境中的表现和应用效果
三轴稳定卫星姿态控制算法研究共3篇
三轴稳定卫星姿态控制算法研究共3篇三轴稳定卫星姿态控制算法研究1三轴稳定卫星姿态控制算法研究在卫星的运行过程中，姿态控制技术一直是关键技术之一。
卫星的三轴稳定姿态控制算法，是卫星姿态控制领域中的经典问题之一。
三轴稳定卫星的姿态控制需要同时控制三个轴向的角速度，以保持卫星的稳定运行，确保其执行任务的精确性和安全性。
在本文中，我们将对三轴稳定卫星姿态控制算法进行研究，并提出一种优化算法。
三轴稳定卫星姿态控制的基本问题是什么？三轴稳定卫星姿态控制中的基本问题是，如何使卫星保持稳定的姿态运行，以完成其所需的任务。
在此过程中，需要控制卫星的角速度，从而保持其稳定的旋转。
三轴稳定卫星姿态控制的关键点是合理地选择合适的姿态控制算法。
三轴稳定卫星姿态控制算法的分类目前，三轴稳定卫星姿态控制算法可以分为三个主要类型：基于PID控制器的算法、基于模型预测控制的算法和基于滑模控制的算法。
（1）基于PID控制器的算法PID控制器是最常用的一个控制器，在三轴稳定卫星姿态控制中也广泛使用。
PID控制器能够通过反馈调节卫星的角速度，使其保持稳定的姿态，从而确保其可以按照既定的轨道执行任务。
PID控制器的控制过程包括三个部分：比例积分微分控制。
其中，比例控制器能够根据误差的大小对卫星的角速度进行反馈控制，积分控制器可以根据误差积分值对误差进行修正，微分控制器则可以根据误差的变化率对误差进行修正，在三个部分协同下，PID控制器可以实现对卫星姿态的稳定控制。
（2）基于模型预测控制的算法基于模型预测控制的算法可以减少姿态控制的误差，并更加精准、快速地控制卫星的姿态。
这种方法将卫星的角速度和姿态动力学模型等信息融合在一起，通过预测卫星的姿态变化并提前作出反应，从而实现更加准确的实时控制。
（3）基于滑模控制的算法基于滑模控制的算法以非线性控制为基础，具有较好的鲁棒性和追踪性。
滑模控制算法通过滑模面的设计，把控制量与状态变量分离，使其具备独立控制性质。
卫星发射过程中如何控制航天器的姿态
卫星发射过程中如何控制航天器的姿态在卫星发射的浩瀚征程中，控制航天器的姿态是至关重要的一环。
这就好比一个舞者在舞台上，需要精确地控制自己的身体姿态，才能展现出优美的舞蹈动作；航天器在太空中的运行也是如此，只有精准地控制姿态，才能顺利完成各项任务。
那么，什么是航天器的姿态呢？简单来说，就是航天器在空间中的指向和旋转状态。
比如，卫星的太阳能电池板要始终朝向太阳，通信天线要对准地球，这都需要对卫星的姿态进行精确控制。
在卫星发射的初期阶段，火箭发动机的推力是影响航天器姿态的一个重要因素。
为了抵消火箭发动机推力带来的干扰，通常会采用推力矢量控制技术。
这就好比开车时，通过调整方向盘来改变车辆的行驶方向。
在火箭上，通过改变发动机喷管的方向或者调节喷管的流量，来改变推力的方向和大小，从而实现对航天器姿态的初步控制。
当航天器与火箭分离后，就进入了自主控制姿态的阶段。
这时候，会有一系列的姿态敏感器发挥作用。
常见的姿态敏感器有太阳敏感器、地球敏感器、星敏感器等。
太阳敏感器就像是一个专门寻找太阳的“小眼睛”，它通过检测太阳光线的入射角度来确定航天器相对于太阳的姿态。
地球敏感器则是专注于感知地球的位置和形状，从而帮助航天器确定自己相对于地球的姿态。
而星敏感器则更加高级，它能够通过观测恒星的位置来精确确定航天器在太空中的姿态。
有了这些“眼睛”感知姿态信息，接下来就需要“大脑”来处理这些信息并做出控制决策。
这个“大脑”就是航天器上的姿态控制系统。
姿态控制系统通常由控制器、执行机构和控制算法组成。
控制器就像是指挥官，它接收来自姿态敏感器的信息，经过一系列的计算和分析，制定出控制策略。
执行机构则是听从指挥官命令的“士兵”，负责将控制指令转化为实际的动作。
常见的执行机构有动量轮、磁力矩器、推进器等。
动量轮是一种通过改变自身的转速来产生控制力矩的装置。
当需要调整航天器的姿态时，动量轮会加速或减速旋转，从而产生反作用力矩，使航天器的姿态发生改变。
卫星姿态及轨道控制方法
卫星姿态及轨道控制方法主要包括以下几种：
姿控发动机：姿控发动机用于改变卫星的姿态，其燃料喷射方向不同可以产生不同方向的推力，从而改变卫星的姿态。
姿控发动机通常采用离子推进器或化学推进器。
引力牵引：利用地球引力场，通过改变卫星的轨道高度和速度，使其受到引力牵引，从而实现姿态控制。
热控制：热控制是指通过控制卫星内部的温度，调整卫星的热平衡，从而减少热对姿态控制的影响。
智能控制系统：智能控制系统是指利用人工智能等技术，对卫星进行实时监测和预测，从而快速响应和处理各种情况，保证卫星的稳定运行。
地面仿真和控制：地面仿真和控制是指利用地面站对卫星进行仿真和控制，从而测试和验证卫星的各种性能，提高卫星的可靠性和稳定性。
总之，卫星姿态及轨道控制方法多种多样，根据实际情况选择合适的方法可以保证卫星的稳定运行。
卫星姿态控制
(6.14a)
U (1 h)1或 sgn(UU ) 0 (6.14b) U 1或 sgn(UU ) 0
系统框图见图6.10。图中k为微分系数，θ c为给定 的姿态角。
当θ c=0时，系统由初始条件逐渐向里收敛，最后停留在 一个稳定振荡上面，即为极限环(见图6.11)。显然该控 制系统也是稳定的，有阻尼存在，且阻尼的大小取决于 超前网络参数k的大小。过渡过程的最大角度超调发生在 点“2”处，从分析式(6.12)得知，发生在处，其大小可 以表示为
对于一般的n维控制任务，由上述分析方法可以证明 以下结论：
(1)n维任务的最小结构要求推力器数目m为
m=n+1
(2)n 维任务如果要求冗余度为 R ，则最小冗余结构 的推力器数目m为
m=n+1+2R
6.3.2 推力器系统的操作 航天器推力器系统的正确操作包含许多方面的正确 选择。其中有： (1)任务字 (2)指令矢量 (3)档次字 (4)推力器组合 (5)组合体
最小冗余结构可用作图法确定。以图6.17所示的二 维控制任务为例，图6.18为各种推力器配置方案的推力 矢量图。图中的每一个矢量代表配置的一个推力器的推 力矢量或力矩矢量。
过矢量的交点作任一直线aa’，把二维控制平面分为 两半。如果每一个半平面内至少含i个推力或力矩矢量，则 系统有冗余度R=I-1。依此方法可以判定，图6.18所示中由 左至右4种推力器配置方案的冗余度分别为R=1，l，2，2。
从该理想化的极限环工作状态可知，在死区负极限 ( R )和正极限( R )之间存在一个常值角速度 R ，见 式(6.18)。尽量减小这个常值角速度有利于节省工质消耗 量。 若推力器的推力为F，相对航天器质心的力臂为l，比 冲(比推力)为 I sp ，推力器的最小脉宽为△t，则容易证 明航天器继电控制的理想平均工质消耗量为
SimuLink仿真卫星姿态控制
将 H 与 w 引入 CrossProduct 模块（叉乘模块） 。 右键 Subsystem 模块-“Create Mask”来修改模块的外貌。 （为模块起名 Cross Product， 为输入输出起名，以防止叉乘顺序出错）
3
建立叉乘模块： 在模块里面添加两个 in，一个 out。添加两个 Mux，三个 Fuc，模型如下。Mux 的 Input 设置为[3 3]和[1 1 1]。
建立四元数求解模块： 使用 Subsystem 模块建立 Quaternion Solve Model，并 create mask 如下：
8
四元数主部与矢部分开计算积分如下：
根据上式画模块图如下：
9
利用 Integrator、Mux、Gain、Add 模块建立初始模块如下，其中两个 Integrator 的初值 即为初始姿态四元数的初值的主部和矢部。
孙亚辉，易涛 哈尔滨工业大学卫星技术研究所
syhhit@
2014 年 4 月 2 日
目录
SimuLink 仿真卫星姿态控制 ................................................................................................... 1 1. 姿态控制模块的组成............................................................................................... 1 2. 动力学模块的建立................................................................................................... 2 3. 运动学模块的建立................................................................................................... 6 4. 角速度陀螺模块的建立......................................................................................... 12 5. 星敏感器模块的建立............................................................................................. 14 6. 控制目标模块的建立............................................................................................. 14 7. 控制模块的建立..................................................................................................... 15 8. 执行机构模块的建立............................................................................................. 16 9. 观测器 Scope 的添加 ............................................................................................. 16 10. M 文件的代码 .................................................................................................... 18
微小卫星姿态控制技术研究
微小卫星姿态控制技术研究微小卫星是一种重量轻、尺寸小的卫星，通常指体积小于10千克的卫星。
与传统卫星相比，微小卫星具有成本低、研制周期短、可靠性高等优势，因此在近年来得到了广泛的关注和研究。
微小卫星的姿态控制技术是实现其功能的关键，本文将重点探讨微小卫星姿态控制技术研究的现状和趋势。
一、微小卫星姿态控制的意义姿态控制是卫星运行中的一个重要环节，也是卫星工程技术的一个核心问题。
微小卫星体积小、重量轻，因此在发射过程、轨道维持、传感器安装和朝向、后期控制等方面都比较困难。
对微小卫星进行姿态控制能保证其在轨飞行的精度和稳定性，防止因姿态异常带来的危害。
因此，微小卫星姿态控制技术的研究对于微小卫星的设计、制造和使用具有极为重要的价值。
二、微小卫星姿态控制技术现状1. 姿态传感器技术微小卫星姿态控制的第一步是获取当前卫星的姿态信息。
传统上，姿态传感器一般采用星敏感器和陀螺仪等。
但随着微小卫星的出现，传统的姿态传感器技术在微小卫星姿态控制中的应用变得相对困难。
目前，通过利用微小卫星本身的特点和外部条件，如电磁场、地磁场、太阳光辐射等，研究者们提出了一些新的姿态传感器技术。
其中，基于星间通信数据的姿态估计技术和基于视觉传感的姿态估计技术受到了广泛的关注和研究。
2. 姿态控制算法技术姿态控制的核心问题是设计合适的控制算法，使卫星始终保持稳定的姿态。
传统的姿态控制算法在微小卫星姿态控制中仍然具有一定的缺陷，如控制精度不高、适应性差等。
近年来，研究者们提出了一些新的控制算法技术，如基于压缩感知的控制算法、自适应神经网络控制算法等，使微小卫星姿态控制实现更为精确和快速。
3. 姿态控制器硬件技术姿态控制器作为微小卫星中的关键部件，承担着卫星姿态控制算法的实时计算和控制任务。
传统的姿态控制器技术在微小卫星姿态控制中的应用存在一定的局限性，因此研究者们开始进行硬件技术的创新。
目前已有一些新型姿态控制器的研发成功，例如基于FPGA的姿态控制器、基于SOC的姿态控制器等，这些控制器在精度和时效性等方面都得到了不断的提高。
卫星姿态控制的现状及发展方向
优点 简单，方便 质量小，功耗小
缺点 受轨道影响大，无法测量
偏航轴 有阴影区，间断使用
星敏感器 0.001°
3
精度高
复杂，成本高，昂贵
陀螺仪 0.01°/h
3
带宽大，精度较高 成本高，偏移随时间累积
根据目前对高精度卫星的要求，姿态确定系统中一般将各种敏感器进行组合 使用。下面介绍几种比较典型的敏感器组合方式[1]：
或机动时,易引起章动,且偏航轴无主动控制,因此控制精度比零动量方式低。
（3）零动量轮和偏置动量轮的混合系统
采用 RW 和 MW 的多种组合方案,以进一步改变动量轮系统的性能,提高精度。
例如美国 Seasat 卫星,俯仰轴安装偏置动量轮,滚动和偏航轴由反作用轮主动控
制。
一般而言,零动量轮控方式控制精度最高,偏置动量轮控方式或偏置动量轮
（1）确定性算法 确定性算法针对具体的姿态参数设计优化方法，它要求结果有明确的物理或 几何上的意义，对参考矢量的测量精度要求较高，无法克服如敏感器的安装误差 等参考矢量的不确定性，最早出现的确定性算法是 Wahba 提出的求解姿态矩阵 的最小二乘性能指标[3-5]。通过最小化包含矢量测量信息的性能指标，得到姿态矩 阵最优解，TRIAD[6-7]方法根据两个非平行矢量测量值确定姿态矩阵，但是丢失部 分测量信息，只能处理两个矢量，另外还有四元数估计法(QUAST) [7]、快速最优 矩阵估计法(FOAM) [5]、欧拉轴/角估计法(Euler-q) [8]等。 （2）状态估计法 状态估计法与确定性算法的不同之处在于，它将状态空间表达式运用于系统 模型中，不仅仅限于估计姿态参数，还可以对系统观测中的一些不确定性参数进 行估计。状态估计法提供被估计量的统计最优解，尽可能的减少一些不确定性因 素所造成的影响。从而提高姿态确定的精度[9]。 在卫星姿态确定中，在卫星姿态动力学或运动学模型基础上，建立星体姿态 方程，只需要一个时变的矢量来对星体姿态进行估计[10]。文献[11]首次在航天器 的姿态估计中应用卡尔曼滤波技术，建立基于陀螺仪和矢量姿态敏感器的数学模 型，应用卡尔曼滤波进行状态估计，文献[12]给出了仅采用星敏感器和滤波算法 的卫星姿态参数和角速度参数的估计方法，文献[13]在陀螺仪和星敏感器组合下 采用最小方差估计，用高精度的星敏感器校正陀螺仪常值漂移，文献[14]较为全 面的给出了多种非线性姿态估计方法。由于扩展卡尔曼滤波(EKF)算法的局限性， 导致基于卡尔曼滤波的估计方法只能解决小角度情况下的姿态确定问题，另外还 有粒子滤波(Particle Filters, PF)，正交姿态滤波(Orthogonal Attitude Filter, OAF)，预测滤波(Predictive Filtering, PF)，自适应方法(Adaptive Methods, AM)等，采用这些基于卡尔曼滤波的状态估计法，估计精度能够满足系 统要求[15]。 不论系统的测量值有几个，状态估计法都适用，并且还能够对某些系统误差 进行最优估计。因此，状态估计法一般用于对姿态精度要求很高的情况。但估计 法估计器需求较高的稳定性和和较强的实时性。即在建立准确的估计模型和误差 模型的同时，还要求估计算法简单，易于实时计算。
卫星姿态 讲义
卫星姿态讲义
卫星姿态是指卫星在空间中的方向和位置。
为了保证卫星正常运行和完成任务，需要对卫星姿态进行控制和调整。
以下是一些关于卫星姿态的基本概念和控制方法的讲义：
1. 三轴姿态：卫星通常使用三轴坐标系来描述其姿态，包括滚动、俯仰和偏航三个方向。
2. 姿态确定：通过使用陀螺仪、加速度计、星敏感器等传感器，可以测量卫星的姿态信息。
3. 姿态控制：常见的姿态控制方法包括喷气控制、飞轮控制和磁力矩器控制等。
4. 轨道控制：卫星的轨道控制与姿态控制密切相关，通过调整轨道参数可以影响卫星的姿态。
5. 太阳、地球和月球的影响：这些天体的引力和辐射会对卫星姿态产生影响，需要进行相应的补偿和控制。
6. 姿态稳定：保持卫星姿态稳定对于通信、遥感和科学任务非常重要。
7. 故障处理：在卫星运行过程中，可能会出现传感器故障或控制系统故障，需要有相应的备份和故障处理机制。
卫星姿态控制是卫星工程中的重要领域，涉及到多个学科的知识，包括控制理论、力学、电子工程等。
深入了解卫星姿态控制对于设计和操作卫星系统至关重要。
卫星姿态控制方法研究
卫星姿态控制方法研究随着人类探索太空的步伐不断加快，卫星的运用也变得越来越广泛。
然而，在卫星发射到轨道上后，如何控制卫星的姿态仍然是一个重要问题。
因此，卫星姿态控制方法的研究也成为了当前的一个热门话题。
一、卫星姿态控制的定义及意义为了保持卫星飞行在其轨道上，以及完成各种任务，例如地面目标探测、通信与定位服务，卫星必须保持良好的姿态控制。
简单来说，姿态控制指的是通过一定的控制手段，让卫星保持特定的方向和状态，以完成各种任务。
姿态控制不仅涉及卫星的机械部件，还涉及到卫星上的各种仪器设备，如加速度计、陀螺仪等。
卫星姿态控制的意义在于，保证卫星在轨道上的稳定飞行，以及更好地完成各种任务。
同时，卫星姿态控制还能够提高卫星的寿命，降低卫星的故障率，增强卫星的可靠性和可用性。
二、卫星姿态控制方法分类卫星姿态控制方法的分类依据可以根据控制方式、以及控制对象来进行划分。
根据控制方式来划分，卫星姿态控制方法可以大致分为开环控制和闭环控制两类。
开环控制是指在预先指定的状况下，通过翼面、反推器等手段，控制卫星的姿态。
闭环控制则是通过反馈控制，将卫星当前的状态与期望的状态进行比对，从而调整卫星的姿态。
根据控制对象来划分，卫星姿态控制可以分为三轴、两轴甚至一轴控制。
三轴控制指的是对卫星三个轴（x、y、z轴）进行控制，通过三轴控制，卫星可以完成各种几何方向上的运行。
两轴控制与三轴控制类似，不同之处在于，它仅仅控制卫星的两个轴。
一轴控制则只控制卫星的一个轴。
不同的控制方式，可以选择不同的姿态控制方法。
三、卫星姿态控制方法的应用卫星姿态控制方法的应用非常广泛，涉及到通信、导航、地球资源探测、天文学研究等多个领域。
例如，在通信领域，卫星必须保持与地面接收站之间的连续通信。
为此，卫星必须定期改变它的姿态，以保持通信与接收的最佳质量。
此时，可以使用反物质（THR），催化剂、阻尼杆、磁轮等控制方法来控制卫星的姿态。
在天文学研究中，由于天文物体与地球存在相对运动，因此需要通过卫星进行观测。
设计推进型小卫星的姿态控制方案
设计推进型小卫星的姿态控制方案随着人类对空间探索的不断深入，小卫星的应用日益广泛。
推进型小卫星作为一种新型卫星系统，具有较高的灵活性和可操作性，能够进行精确的姿态控制，从而满足特定任务的需求。
本文将围绕设计推进型小卫星的姿态控制方案展开讨论，旨在为卫星设计者提供相关的参考和指导。
1. 姿态控制需求分析在设计推进型小卫星的姿态控制方案之前，需要先对其姿态控制需求进行分析。
这一部分包括卫星系统的任务目标，所处的轨道环境以及特定任务对姿态控制的要求等内容。
例如，对于一颗地球观测卫星，需要保持固定的视场角度，并能够快速对目标进行跟踪和观测。
因此，姿态控制方案需要满足稳定性、准确性和灵活性等要求。
2. 姿态控制系统设计推进型小卫星的姿态控制系统由传感器、控制器和执行机构等组成。
传感器用于测量卫星的姿态参数，控制器根据传感器的反馈信息进行控制策略调整，执行机构负责进行推进和姿态调整操作。
在传感器方面，可以选择光学传感器、陀螺等设备来获取姿态参数。
光学传感器通过图像识别的方式，能够获取比较精确的姿态数据，但对于夜间或云雾覆盖区域的观测存在一定的限制。
陀螺是一种常用的传感器，它能够测量旋转速率和方向，提供稳定可靠的姿态控制反馈。
控制器是姿态控制系统的核心，它根据传感器反馈的信息对姿态进行控制。
常见的控制策略包括比例-积分-微分（PID）控制、模糊控制和自适应控制等。
PID控制是一种经典的控制策略，通过对误差信号的比例、积分和微分进行调整，实现稳定的姿态控制。
模糊控制能够处理非线性系统，通过模糊逻辑的处理方式，能够更好地适应不确定性环境。
自适应控制则是根据实时环境状态进行自动调整，具有较强的自适应性。
执行机构负责根据控制器的指令进行推进和姿态调整操作。
常见的执行机构包括推进器、反动轮和姿态控制器。
推进器通过排放推进剂来实现姿态调整，主要用于轨道变化和姿态稳定。
反动轮通过改变自身的转速和方向来实现姿态控制，适用于小幅度的姿态调整。
航天器与导航卫星的姿态控制系统设计
航天器与导航卫星的姿态控制系统设计随着航天技术的不断发展，航天器和导航卫星的姿态控制系统设计变得越来越重要。
姿态控制系统是指控制航天器或导航卫星姿态的一组设备和算法，它能够确保航天器或导航卫星按照预定轨道或定位精度进行运行。
本文将对航天器与导航卫星的姿态控制系统设计进行详细探讨。
航天器姿态控制系统设计通常分为传感器、执行器和控制算法三个部分。
传感器用于检测航天器的姿态信息，执行器用于控制航天器的姿态变化，控制算法根据传感器的反馈信息对执行器进行控制。
为了确保姿态控制系统的稳定性和高精度，需要选择合适的传感器、执行器和控制算法。
传感器是航天器姿态控制系统设计中至关重要的一部分。
常见的传感器包括陀螺仪、加速度计、太阳传感器和星敏感器等。
陀螺仪可以测量航天器的角速度，加速度计可以测量航天器的加速度，太阳传感器可以检测太阳的方向，星敏感器可以检测星星的方向。
这些传感器可以提供关于航天器姿态状态的信息，为控制系统提供准确的反馈。
执行器是航天器姿态控制系统设计中的另一个重要组成部分。
常见的执行器包括反动轮、推进器和磁力器等。
反动轮通过改变自身的转速来改变航天器的角动量，推进器可以提供推力来改变航天器的速度和方向，磁力器可以通过改变磁场产生的力矩来改变航天器的姿态。
这些执行器能够根据控制系统的指令，对航天器进行精确的姿态控制。
控制算法是航天器姿态控制系统设计中的关键环节。
常用的控制算法包括比例-积分-微分（PID）控制算法和最小二乘算法等。
PID控制算法可以根据误差的大小计算出合适的控制量，以实现稳定的姿态控制；最小二乘算法通过最小化残差的平方和来求解最优解，实现高精度的姿态控制。
针对不同的航天器和导航卫星，可以选择不同的控制算法来满足其姿态控制的要求。
在航天器与导航卫星姿态控制系统设计中，还需要考虑到其他一些因素。
首先是控制系统的冗余性，即通过设计多余的传感器和执行器来提高系统的鲁棒性。
当某个传感器或执行器发生故障时，可以通过其他传感器或执行器进行姿态控制，以确保航天器和导航卫星的正常运行。
卫星姿态控制matlab
卫星姿态控制matlab
卫星姿态控制是指通过对卫星的姿态状态进行控制，使其满足任
务要求或者保持预定姿态状态。
Matlab作为一种强大的计算工具软件，可以用来进行卫星姿态控制的模拟和仿真。
一、建立卫星模型
在Matlab中，需要先建立卫星模型，模型中包含卫星的质心、
质量、惯性矩阵和姿态控制器等元素。
可以使用Matlab的CAD制图工
具进行建模，也可以使用Matlab的编程语言进行建模。
二、定义控制算法
在Matlab中，可以通过编写控制算法来实现卫星的姿态控制。
控制算法可以是PID控制器、LQR控制器或者自适应控制器等。
需要对控制算法进行仿真和优化，以实现卫星的良好姿态控制效果。
三、设计控制系统
在Matlab中，需要对卫星姿态控制系统进行设计和优化。
可以
利用Matlab的系统识别工具箱，对控制系统进行建模和仿真，从而实
现最佳的控制系统设计效果。
四、实现控制仿真
在Matlab中，可以通过设置卫星的初始姿态状态和目标姿态状态，利用设计好的控制系统进行仿真。
根据仿真结果，可以评估控制
系统的控制效果，进行优化。
五、反馈控制
在实际的卫星姿态控制中，需要实现反馈控制，即通过传感器获
取卫星的姿态状态，将反馈信息用于控制算法的计算。
在Matlab中，
可以通过模拟传感器的反馈信息，进行姿态控制的仿真和优化。
总之，Matlab作为一种强大的计算工具软件，可以用来进行卫星姿态控制的模拟和仿真。
通过建立卫星模型、定义控制算法、设计控
制系统、实现控制仿真和反馈控制，可以实现良好的卫星姿态控制效果。
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6.1
喷气推力姿态稳定原理
喷气姿态稳定系统的运行基本上根据质量排出反作
用喷气产生控制力矩的原理进行。图6.1表示一个典型的 喷气三轴姿态稳定控制系统
由于一个喷嘴只能产生一个方
向的推力，因此系统的每个通道起
码要有两个喷嘴。为了避免反作用 喷气推力对航天器的轨道运动产生 影响，一般地在同一方向都装上两 个喷嘴，如图6．2所示，此时控制
m 0
d 1 d k
02
(6．15)
2A
当 时，发生滑行现象，如图6.11中所示点 “4”以后的轨迹线状态。
d 1 当 d k 时，发生穿越现象，相轨迹如图6.12所示。
4．极限环工作方式 在没有外力矩作用在航天器上的情下，M dy 0 ， 将图6.11和图6.12所示的极限环放大至如图6.13所示。
I y u M dy
M 0 u M 0 该式说明只要姿态有偏差 0
，喷嘴立即产生恒定的推力力矩M，
(6.7a)
(6.7b)
如图6.5所示。
暂时令 M dy 0 ，把式(6.7)代入式(6.6b)得 (6.8) M def A Iy 式中 A M I y ，式(6.8)的解为 0 At (6.9a) (6.9b)
M c M cxi M cy j M cz k
(6.2)
若本体坐标系为主轴坐标系，则航天器在控制力矩 的作用下，它的姿态动力学方程式为
I xx I z I y yz M cx M dx I y y I x I z xz M cy M dy I zz I y I x yx M cz M dz
t 1 At 2 0 0 2
式中，0 ，0 为初始姿态角度和初始姿态角速度。 若消去式(6.9a)和(6.9b)中的时间变量t，就得到相 轨迹方程，即 1 2 2 (6.10) 0 0
2A
这个式子说明：相平 面上的相轨迹是由一簇其轴 线与横轴平行的抛物线组成。 当时，相轨迹为直线，图6.6
具有死区特性的相平面运动
对于给定的理想情况，自振荡周期可以按下述方法 求得。运动方程 0 对应于自振荡循环的直线段；而 A 对应于抛物线段。 在初始条件 1 , 1 情况下对上述方程进 行积分，对于整个abcd段，有
41 = 1 t off
3．含超前校正网络的死区迟滞继电控制律 同时考虑推力器力或力矩输出特性中的死区和迟滞 特性，即图6.4所示中，u0≠uc≠ 0。此时uc 对应推力器 的死区角度偏差 ，u0 对应 (1 + h)1 ，这里h为迟滞系 1 数。于是根据式(6.4)，控制律可列写为
U (1 ks)(c )
从该理想化的极限环工作状态可知，在死区负极限 ( R )和正极限( R )之间存在一个常值角速度 R ，见 式(6.18)。尽量减小这个常值角速度有利于节省工质消耗 量。 若推力器的推力为F，相对航天器质心的力臂为l，比 冲(比推力)为 I sp ，推力器的最小脉宽为△t，则容易证 明航天器继电控制的理想平均工质消耗量为
(6．3)
式中， M d M dxi M dy j M dz k 为作用于航天器的其 他环境干扰力矩。
喷嘴机构的简单工作原理如图6.3所示。
喷气阀门在正比于姿态角及其的驱动信号u作用下， 若不计衔铁运动的时间，就只有全开或全关的两种状态， 所以喷射推力F不是零值就是某一常值。
喷嘴原理
力矩由成对喷嘴产生(力偶)。
点击观看虚拟现实演示
分析图6.2得知，对装有三轴喷嘴所产生的控制力矩为
M cx 2m y vel M cy 2mz vel M cz 2mx vel
（6.1）
设由这些喷嘴产生的控制力矩矢量为 M c ，它以本体 坐标系三轴控制力矩分量表示，则有
考虑三轴稳定航天器姿态角偏差很小的情况，此时3个通 道的姿态运动可以视作独立无耦合，且
z y x 于是航天器的欧拉动力学方程式(6．3)可简化为
I x M cx M dx
I y M cy M dy
(6.6a) (6.6b) (6.6c)
41 = At on 和 其中 ton 和 toff 分别是有推力与没有推力的时间。 显然，自振荡周期 t a为
ta ton toff
.
.
由于 t off = 41 / 1 和
.
t on = 41 / A，所以有
(6.13)
1 1 t a = 4( + ) 1 A
从相平面图6.9所示看到，极限环宽度由喷嘴推力器 不灵敏区(即死区)决定，而极限环高度由姿态角速度敏 感器(例如速率陀螺)不灵敏度决定。具有角速度和角度 反馈的继电型控制系统是稳定的，从相平面图得知，系 统是有阻尼的。阻尼大小由角速度反馈系数决定。
m
Fl t
2
4 I y gI sp l1
(6.20)
可见，选择小力矩、小脉宽、大比冲和大死区的推 力器能使工质消耗速度减至最小。
考虑到节省喷气系统中的燃料，采用单侧极限环工作 方式(见图6.14)是一种有效的手段。
这种单边极限环使姿态限制在以下范围内：
R R
M dy t I y R M dy 16 I y
对于一般的n维控制任务，由上述分析方法可以证明 以下结论：
最小冗余结构可用作图法确定。以图6.17所示的二 维控制任务为例，图6.18为各种推力器配置方案的推力 矢量图。图中的每一个矢量代表配置的一个推力器的推 力矢量或力矩矢量。
过矢量的交点作任一直线aa’，把二维控制平面分为两 半。如果每一个半平面内至少含i个推力或力矩矢量，则系 统有冗余度R=I-1。依此方法可以判定，图6.18所示中由左 至右4种推力器配置方案的冗余度分别为R=1，l，2，2。
2
(6.21)
(6.22)
推力器和敏感器的选择必须保证极限环参数均小于 航天器姿态控制精度要求，即 R c R c 式中，c 和 c 分别为航天器姿态控制的角度和角速度精 度要求。
6.3
航天器的喷气推力器系统
对于大型航天器来说，由于动力学模型维数较高， 因此需要完成更高维的控制任务。 为了兼顾这几方面的要求，往往将 航天器的姿态控制与轨道控制任务 相结合，把相当数量的推力器组成 一个多推力器系统。在设计这样一 个复杂的执行机构系统结构时，如何保证推力器的数目 与分布安装位置既要达到可靠性要求，又要消耗最少的 工质或燃料是一个重要问题。同时在这种情况下，如何 通过计算机完成系统操作任务，即最佳地分配推力器的 工作和工作时间长短，以满足姿态控制或轨道控制任务， 又是另一个重要问题。
I z M cz M dz
三通道具有相同的简便形式，为此下面仅以俯仰通道为例 进行讨论。
1．基于位置反馈的继电控制律 为了便于由浅入深的分析，首先将图6.4所示的推力 器推力或力矩输出特性简化为单纯的继电型特性，即 令 u u 0，则航天器俯仰通道动力学方程和基于位置 0 c (只有角度而无角速度)反馈的继电控制律可列写为
(6.4b)
推力器实际上是一种继电系统，推力器的控制力矩 变化分为三档：正开、关闭、负开，具体属于哪一档取 决于航天器的姿态和控制律。这也就决定了推力器控制 系统的非线性输出和断续工作形式。 继电系统的稳定状态是极限环自振荡。在这种系统 的设计中，重要的是选择自振荡频率和振幅，即极限环 参数，使它们最佳地满足精度和能量消耗的要求。 喷气控制最适合于抵消具有常值分量的扰动力矩， 即非周期性扰动力矩，例如气动扰动力矩。这种情况正 是低轨道航天器扰动力矩所具有的特点。
uc 是释放衔铁的信号，u0 与 uc 之差称为滞宽。
于是，按照形成推力F的原理，就可以获得由推力 器产生的控制力矩M。的大小，即
M u0 u M c 0 uc u uc M u0 u
(6.4a)
M sgn u sgn uu 0 Mc sgn uu 0 0
M sgn(U ) 0
(6.14a)
U (1 h)1或 sgn(UU ) 0 (6.14b) U 或 sgn(UU ) 0
1
系统框图见图6.10。图中k为微分系数，θ c为给定 的姿态角。
当θ c=0时，系统由初始条件逐渐向里收敛，最后停留在 一个稳定振荡上面，即为极限环(见图6.11)。显然该控 制系统也是稳定的，有阻尼存在，且阻尼的大小取决于 超前网络参数k的大小。过渡过程的最大角度超调发生在 点“2”处，从分析式(6.12)得知，发生在处，其大小可 以表示为
当 >1 , 1时 M 0 当 , 时 u , 1 1 (6.11) M 当 <-1 , 1时
在一般情况下，控制系统将抑制运动受到的初始扰 动，这种扰动出现于相平面中的点1( 0 , 0 ) ，如图 6.9所示，然后使航天器进入极限环模式(自振荡)。
表示了这些相轨迹族。
2．基于位置和速度反馈的死区继电控制律 进一步地，在反馈控制系统中引人角速度反馈，并考 虑推力器力或力矩输出特性中的死区特性，即在图6.4所示 中令 u0 uc 0 ，此时 u0 uc 对应的位置(角度)偏差为 1 ， 如图6.7所示。相应的采用角度和角速度敏感器的继电型控 制系统结构框图见图6.8。这里姿态角度敏感器可以采用红 外地平仪，角速度敏感器可以是速率陀螺。控制规律如下：
6.3.1
推力器系统的结构
“阿波罗”登月舱的推力器系统，可完成三轴姿态 控制与三轴质心控制，同样，要求控制某些轴的姿态或 质心运动时，不要影响其他轴的姿态与质心的运动。