航天器姿态控制系统组成与分类
第10章航天器姿态与轨道控制分系统(1)
3. 航天器轨道控制系统
3.2 航天器的轨道机动与轨道保持
航天器在控制系统作用下使其轨道发生有 意的改变称为轨道机动。轨道机动方式一 般有两种： 无线电指令控制系统或称遥控系统； 惯性控制系统。 变轨控制分为轨道改变和轨道转移。 轨道保持是对在轨航天器受到外界干扰的 作用下偏离预定轨道的修正。
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1. 航天器控制的基本概念
1.6 姿态控制与轨道控制的关系
航天器是一个比较复杂的控制对象，一般来说轨道控制与姿态控制密切 相关。为实现轨道控制，航天器姿态必须符合要求。即当需要对航天器 进行轨道控制时，同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某些飞 行过程中，可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。有些应用任务对轨 道没有严格要求，如空间环境探测卫星，则只有姿态控制系统。
3
1. 航天器控制的基本概念
1.2.航天器的控制
航天器在轨道上运动将受到各种力矩的作用。从刚体力学的角度来 说，力使航天器的轨道产生摄动，力矩使航天器姿态产生扰动。 航天器的控制可以分为两大类：轨道控制和姿态控制。 1.对航天器的质心施加外力，以有目的地改变其运动轨迹的技术， 称为轨道控制。 2.对航天器绕质心施加力矩，以保持或按需要改变其在空间的定向 技术，称为姿态控制。
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1. 航天器控制的基本概念
星上自主控制框图 星—地大回路控制框图
轨道运动
星载控制器
执行机构
星体姿态和轨道动力学
姿态运动
卫星动力学
⊗
给定
敏 感 器
姿态轨道 控制器
敏感器
执 行 机 构
跟踪
遥测
遥控
跟踪
遥测
遥控
数据处理 测定轨道
控制参数 计算
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航空航天中的火箭姿态控制系统设计
航空航天中的火箭姿态控制系统设计航空航天领域中的火箭姿态控制系统设计是确保火箭在飞行中能够保持所需的姿态和稳定性的关键部分。
火箭姿态控制系统不仅仅是为了方便整个火箭的运行和飞行，更是为了确保火箭能够精确地达到特定的轨道、角度和位置。
火箭姿态控制系统设计的目标是确保火箭在它的飞行轨道上能够精确地达到特定的姿态和稳定性，并且能够适应在不同的飞行阶段中的各种环境和气象条件。
火箭姿态控制系统一般由以下几个部分组成：推进系统、导向系统、姿态感知与测量系统、控制系统和动力系统。
每个部分在确保火箭姿态控制的同时，都有其自身的设计考量和功能。
首先，推进系统是火箭姿态控制系统中最为关键的部分之一。
推进系统的设计应该考虑到火箭的推力、推力持续时间和推力方向的变化。
推进系统能够提供相应的推力和速度，以使火箭能够保持所需的姿态和稳定性。
其次，导向系统是为了控制火箭的方向和角度，确保火箭沿着预定的轨迹飞行。
导向系统一般使用陀螺仪或星敏感器等设备来感知和测量火箭的姿态信息。
这些信息将被传输给控制系统以进行相应的调整和纠正。
姿态感知与测量系统是用来感知和测量火箭的姿态信息的关键系统，其设计需要确保获取到的姿态数据准确可靠。
姿态感知与测量系统可以使用加速度计、陀螺仪、星敏感器等设备进行姿态测量。
这些测量结果可以被传输给控制系统进行火箭姿态的控制和调整。
控制系统是火箭姿态控制系统中的核心部分，负责处理姿态感知与测量系统获取的数据，并根据预先设定的目标进行控制策略的制定。
控制系统可以使用PID控制器等算法来进行姿态调整和控制，以确保火箭能够达到所需的姿态和稳定性。
最后，动力系统是为火箭姿态控制系统提供所需能量的部分。
动力系统主要包括供电系统、推进系统和控制系统。
其中，供电系统负责为其他系统提供所需的电力，推进系统提供推力和速度，控制系统进行姿态调整和控制。
在火箭姿态控制系统设计过程中，还需要考虑到其他因素，如稳定性、抗干扰性和可靠性等。
航天器控制原理(第四章 控制系统组成)
哥伦比亚航天飞机视频资料
4.2
4.2.1 推力器
执行机构
推力器是目前航天器控制使用最广泛的执行机构之 一。它根据牛顿第二定律，利用质射排出，产生反作用 推力，这也正是这种装置被称为推力器或喷气执行机构 的原因。当推安装使得推力方向通过航天器质心，则成 为轨道控制执行机构；而当推力方向不过质心，则必然 产生相对航天器质心的力矩，成为姿态控制执行机构。 根据产生推力所需能源的形式不同，质量排出型推 力器可以分为冷气推力器、热气推力器和电推力器。
加速度计
加速度计是用于测量航天器上加速度计安装点的绝对 加速度沿加速度计输入轴分量的惯性敏感器。虽然目前加 速度计没有广泛用于航天器的姿态稳定和控制，但它是航 天器导航系统中重要的器件。 加速度计的种类很多，有陀螺加速度计、摆式加速度 计、振动加速度计、石英加速度计等。
4.1.6
磁强计
磁强计是以地球磁场为基准，测量航天器姿态的敏 感器。磁强计本身是用来测量空间环境中磁场强度的。 由于地球周围每一点的磁场强度都可以由地球磁场模型 事先确定，因此利用航天器上的磁强计测得的信息与之 对比便可以确定出航天器相对于地球磁场的姿态。 磁敏感器根据工作原理不同可以分为感应式磁强计 和量子磁强计两种。
4.1.4 陀螺 陀螺是利用一个高速旋转的质量来敏感其自旋轴在 惯性空间定向的变化。 陀螺具有两大特性，即定轴性和进动性。 定轴性就是当陀螺不受外力矩作用时，陀螺旋转轴 相对于惯性空间保持方向不变； 进动性就是当陀螺受到外力矩作用时，陀螺旋转轴 将沿最短的途径趋向于外力矩矢量，进动角速度正比于 外力矩大小。
姿态敏感器小结
在实际的航天器姿态控制系统中，各种敏感器单独使 用一般是不能满足要求的，需要多种多个姿态敏感器组 合使用，形成一个姿态测量系统。原因主要有三方面：
航天器姿态控制系统设计及优化
航天器姿态控制系统设计及优化随着航天事业的快速发展，航天器的姿态控制系统在飞行中逐渐显露出重要性。
在宇宙环境中，航天器面对着复杂的光学影响、电磁干扰等问题，而姿态控制系统的稳定性和精度对航天器的稳定性、安全性和科研效果都有至关重要的影响。
本文将从航天器姿态控制系统的设计及优化方面，为大家介绍一些有关的知识。
一、航天器姿态控制系统的设计（一）姿态控制系统的基本组成航天器姿态控制系统由控制模型、控制算法、控制器以及执行机构等多个组成部分组成。
控制模型是姿态控制系统的核心，它主要描述了航天器在力学意义下的动态变化，并通过物理方程描述各个状态量之间的相互作用。
控制算法通过控制器将控制模型中的期望输入信号转换为控制信号，从而引导执行机构实现姿态控制。
（二）航天器姿态控制系统的控制方法航天器姿态控制系统的控制方法主要分为开环控制和闭环控制两种。
开环控制是指根据经验公式或者预先设定的控制量，直接输入给执行机构进行姿态控制的方式。
这种控制方式比较简单，但是极易受到外部扰动、系统误差等因素的影响，不太适用于高精度、稳定性要求较高的航天器姿态控制。
闭环控制则是通过反馈控制来实现对航天器姿态的精确控制。
在闭环控制中，分为位置反馈控制和速度反馈控制两种方法。
其中，位置反馈控制是指通过对系统输出位置进行反馈，来完成精确定位调节的过程；速度反馈控制则是通过对系统输出的速度进行反馈，对控制系统的稳定性和响应速度进行控制。
（三）姿态控制系统的性能指标航天器姿态控制系统的性能指标主要包括控制精度、响应速度、稳定性、鲁棒性等。
其中，控制精度指系统的输出与期望输出之间的误差大小，这直接影响到系统的精度和稳定性。
响应速度是指系统对输入信号的响应速度，这直接影响到姿态控制的实时性和精度。
稳定性则是指系统稳定的能力，这主要取决于系统对干扰和噪声的抗干扰能力。
鲁棒性是指系统的适应能力和可靠性，这关乎到控制系统的可靠性和性能。
二、姿态控制系统的优化（一）系统建模姿态控制系统的优化首先需要进行系统建模，通过对控制模型进行准确描述，输出系统的状态方程和控制方程。
航天器姿态与轨道控制原理
航天器姿态与轨道控制原理
从系统建模的角度来看，航天器的姿态与轨道控制原理包括两部分：旋转系统和平衡系统。
旋转系统包括控制方法、动力方法、传感方法和反馈控制方法等，来实现航天器姿态控制。
平衡系统则运用轨道力学、轨道建模、轨道规划以及发动机控制等方法，以轨道航行、轨道改良等为目标，保证航天器完成任务。
通常情况下，旋转系统使用发动机以及由发动机带动的旋转机构来控制和调节航天器构型和姿态。
旋转系统的主要控制方式有：有限旋转系统控制、控制反馈系统控制、面向目标的制导控制和旋转目标控制等，结合传感器系统通过利用陀螺仪、角速度矢量积分等方法，对航天器角度、转矩控制进行调节，使最终姿态稳定。
平衡系统使用发动机以及由发动机带动的旋转机构来推进航天器的空间轨道控制，通过改变发动机输出力及轨道建模下的参数，如卫星质量、平衡系数等，来调节航天器轨道，如通过线加速、混乱改正、超密对抗等方式，来实现轨道的航行控制。
总之，航天器姿态与轨道控制原理是结合发动机控制技术与建模技术，将航天器位置、朝向以及运动控制起来，以实现宇宙任务的一系列原理。
太空飞行器姿态控制技术研究
太空飞行器姿态控制技术研究随着人类科技的不断发展，太空飞行器已经成为了人类探索宇宙的重要手段。
太空飞行器在航天工程中扮演着重要的角色，而姿态控制技术则是太空飞行器不能离开的关键技术之一。
姿态控制是指太空飞行器在太空中正确的引导和控制方向以避免坠毁或者失控，保障太空飞行器的正常工作。
太空飞行器姿态控制技术研究是一门基础研究，涉及空间制导、航天控制论、航天航行动力学、现代控制理论等方面的研究。
小节一：姿态控制系统基本构成太空飞行器姿态控制系统构成分为姿态传感器、执行器、控制器等几个方面。
姿态传感器用于获取太空飞行器的运动状态，执行器用于执行控制指令，控制器则是整个系统控制的核心。
姿态传感器决定了姿态控制系统的精度和准确度，是太空飞行器姿态控制系统的基础。
姿态传感器的种类有很多，主要分为光学传感器、陀螺传感器、加速度传感器及磁力传感器等。
执行器是太空飞行器姿态控制的执行机构，通过对控制信号的执行产生控制力矩，使太空飞行器发生姿态变化，完成姿态控制。
目前主流的执行器是反应轮和气动控制器，通过适当的控制策略可以完成太空飞行器的姿态控制。
控制器是整个姿态控制系统的心脏，通过对姿态传感器反馈的信息进行处理并产生控制指令，使太空飞行器达到预设的姿态。
控制策略有许多种，目前主要有基于PID控制器和模型预测控制器两种。
小节二：姿态控制系统的控制策略目前太空飞行器姿态控制的主要策略有PID控制策略和模型预测控制策略两种。
PID控制策略是一种常用的传统控制策略，其设计简单直观，具有广泛的应用和良好的控制效果。
PID控制器通过比例、积分和微分三个的控制环节实现姿态控制。
该算法在许多工业、化工等领域得到广泛应用，但是在复杂的姿态控制系统中受到了诸多限制。
模型预测控制策略是一种先进的控制策略，该算法通过建立模型来预测未来的系统发展，并将控制目标与模型预测值进行比较，从而产生控制信号。
该算法具有良好的控制效果，特别是在复杂系统控制中表现得尤为突出。
航天器姿态控制系统设计与优化
航天器姿态控制系统设计与优化航天器姿态控制系统是确保航天器在太空中正确定位、定向和稳定的重要组成部分。
它包括传感器、执行器、控制算法和调度系统等多个方面的设计和优化。
本文将探讨航天器姿态控制系统的设计原理、优化方法和未来的发展方向。
一、航天器姿态控制系统设计原理航天器姿态控制系统的设计原理是基于几个基本概念：传感器、执行器、控制算法和调度系统。
1. 传感器：航天器姿态控制系统需要从外部环境中获取信息，以便准确测量和了解航天器的姿态状态。
传感器可以通过测量角度、速度和加速度等参数来实现对航天器姿态的监控。
2. 执行器：航天器姿态控制系统需要通过执行器来实现对航天器姿态的调整和控制。
执行器可以是推力器、旋转轮或反应轮等，通过产生推力或改变转矩来改变航天器的姿态。
3. 控制算法：控制算法是航天器姿态控制系统的核心，它通过对传感器数据进行处理并与期望姿态进行比较，生成控制指令来调整执行器的工作状态，以达到期望的姿态控制效果。
4. 调度系统：航天器姿态控制系统需要一个牢固的调度系统来管理各个子系统的工作和协调各个执行器的动作。
调度系统可以确保各个子系统的同步和协调，以提高整个姿态控制系统的性能和可靠性。
二、航天器姿态控制系统优化方法为了提高航天器姿态控制系统的性能和可靠性，可以采取以下优化方法：1. 控制算法优化：改进控制算法可以提高航天器的控制精度和响应速度。
可以使用现代控制理论或优化算法来设计更高效的控制算法，以实现更精确的姿态控制。
2. 传感器优化：选择和优化传感器是提高航天器姿态控制系统性能的关键。
可以通过改进传感器的灵敏度、准确度和可靠性来优化传感器的性能，从而提高整个姿态控制系统的性能。
3. 执行器选择和优化：根据航天器的要求和限制条件，选择最合适的执行器，并通过优化执行器的控制策略和参数来提高执行器的效率和稳定性。
4. 调度系统改进：改进调度系统可以提高姿态控制系统的性能和可靠性。
可以使用先进的调度算法来实现对执行器之间的约束和冲突的管理，从而提高整个姿态控制系统的效率和鲁棒性。
航天器姿态控制系统的组成与分类
另外，这种地平仪的工作还会受到大气成分、温度 的不规则变化、日出日落的光照条件变化的影响。
虚 拟 现 实 演 示 边 界 跟 踪 式 地 平 仪
3．辐射热平衡式地平仪 辐射热平衡式地平仪具有多个视场，一般有等间隔对称 分布的4个(见图4．9(a))或8个视场 (见图4．9(b))。每个 视场分别接收来自地球不同部分的红外辐射，通过对每个视 场接收到的不同红外辐射能量进行分析而得出航天器姿态。 由于这种地平仪不需要扫描机构，所以又称为静态红外 地平仪。
1．狭缝式星敏感器
这种星敏感器利用航天器自旋对天体进行扫描。当 星光通过光学系统到达并穿过位于焦平面上的狭缝码盘 时，星光就被检测敏感到。若信号超过设置的门限位， 电子装置便产生一个脉冲来表示星的出现。在焦平面码 盘上的狭缝如图4.10(b)所示，测量星光通过第一条狭缝 的时间和经过两个狭缝之间的时间然后结合星历表和航 天器的自旋速度，计算得出姿态信息。
4.1.4 陀螺 陀螺是利用一个高速旋转的质量来敏感其自旋轴在 惯性空间定向的变化。 陀螺具有两大特性，即定轴性和进动性。 定轴性就是当陀螺不受外力矩作用时，陀螺旋转轴 相对于惯性空间保持方向不变； 进动性就是当陀螺受到外力矩作用时，陀螺旋转轴 将沿最短的途径趋向于外力矩矢量，进动角速度正比于 外力矩大小。
穿越式地平仪常见有两种形式： 圆锥扫描地平仪和自旋扫描地平仪。
前者依靠地平仪的扫描机构，后者依靠航天器旋转(例如 自旋卫星)。
自旋扫描红外地平仪（虚拟现实演示）
2．边界跟踪式地平仪
该敏感器具有一个反馈伺服机构，它使视场跟踪地平 线，同时给出相对于不运动部分的方位角，这个方位角 与航天器姿态角成正比。边界跟踪式地平仪的精度可达 ，但视场较小，约为 5～ 11 ，因此只能工作在较 0.025 窄的姿态范围内。
航天器姿态控制与导航系统设计研究
航天器姿态控制与导航系统设计研究简介：航天器姿态控制与导航系统是航天探索领域中极为重要的组成部分。
它涉及航天器在太空中的精确定位、方向控制和速度调整等方面。
本文将重点探讨航天器姿态控制与导航系统的设计研究。
第一部分：航天器姿态控制系统的基本原理航天器的姿态控制是指通过改变航天器的姿态，使其能够达到所需的状态。
姿态控制系统由传感器、执行器和控制算法组成。
传感器用于检测航天器的当前姿态，执行器用于改变航天器的状态，控制算法则根据传感器数据和目标姿态要求来计算控制指令。
1.1 传感器航天器姿态控制系统主要使用陀螺仪、加速度计和磁力计等传感器。
陀螺仪用于测量航天器的角速度，加速度计用于测量航天器的加速度，磁力计用于测量航天器在地球磁场中的方向。
1.2 执行器航天器姿态控制系统主要使用推力器、反应轮和姿态控制喷口等执行器。
推力器通过喷射推进剂来改变航天器的速度和方向，反应轮通过改变转速和方向来改变航天器的转动状态，姿态控制喷口则通过改变喷口的喷射方向来改变航天器的姿态。
1.3 控制算法航天器姿态控制系统主要使用PID控制算法和模型预测控制算法等。
PID控制算法通过比较目标姿态和实际姿态的误差来调整执行器的控制指令，模型预测控制算法则基于航天器动力学模型和目标姿态要求来预测执行器的最优控制指令。
第二部分：航天器导航系统的设计原理航天器导航系统是指通过控制航天器的运动轨迹来实现航天任务的目标。
导航系统主要包括导航传感器、导航计算和轨迹规划等组成部分。
2.1 导航传感器航天器导航系统主要使用惯性测量单元（IMU）、全球定位系统（GPS）和星敏感器等传感器。
IMU用于测量航天器的加速度和角速度，GPS用于测量航天器的位置和速度，星敏感器则用于测量航天器和星体的相对方向。
2.2 导航计算航天器导航系统的导航计算主要包括姿态解算、位置解算和轨迹估计等。
姿态解算通过结合传感器数据来计算航天器的姿态，位置解算通过结合GPS数据来计算航天器的位置，轨迹估计则通过模型推演和传感器数据来估计航天器的轨迹。
控制器和姿态控制系统分类
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姿态控制器
1、姿态控制器
➢ 功能：由模拟逻辑或数字计算机实现控制规律或对策，把星上敏感 器和执行机构联接起来，从而完成对航天器的姿态控制任务。
➢ 姿态控制器输入： ➢ 姿态偏差 欧拉角偏差：
四元数偏差： ➢ 姿态角速度偏差
➢ 姿态控制算法： ➢ PID控制算法； ➢ 自适应控制算法； ➢ 滑模控制算法
1、姿态控制器 2、姿态控制系统分类
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系统任务
2、姿态控制系统分类
➢姿态稳定： ➢ 应用需求：对地观测和成像、通信、轨道控制； ➢ 控制指标：指向精度（o）和稳定度（ o /s）； ➢ 影响因素：环境力矩，天线摆动，太阳帆板的挠性振动，推力 产生的扰动力矩。
➢姿态机动： ➢ 应用需求：目标跟踪，区域凝视，观测目标变化等 ➢ 控制指标：稳态精度和稳态时间 ➢ 影响因素：机动力矩大小、机动方式、执行机构机动激起的挠 性振动。
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系统分类
2、姿态控制系统分类
➢ 按照控制力矩来源分类：
➢ 被动控制系统 ➢ 用自然环境力矩源或物理力矩源，如自旋、重力梯度、地 磁场、太阳辐射力矩或气动力矩以及它们间的组合来控制 航天器姿态。
➢ 主动控制系统
➢ 控制力矩、推力器、磁力矩器。
➢ 混合式控制系统 ➢ 被动控制系统与主动控制系统相结合的混合式控制系统。
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2、姿态控制系统分类 被动控制系统
➢ 自旋稳定是被动控制中最简单的方法。利用航天器绕自旋轴旋转所 获得的陀螺定轴性，使航天器的自旋轴方向在惯性空间定向。
“东方红一号”卫星(中国) “风云二号”气象卫星(中国) 1133
限幅调整系数 kq Qemax / max(abs( qe1 qe2 qe3 ))
航天器控制原理
单脉冲比相干涉仪是由光的干涉原理引伸而来，至
少要采用两个接收天线，其间矩为d，称为基线长度，如
图4．14所示。当天线与地面距离比基线长度d大得多时，
有如下关系式： cos 2d
(4．2)
式中， 为两个天线接收电波的相位差，A为波长。由式
(4·2)可见， 是预先确定的，因此只要测出两个天线
由于这种地平仪不需要扫描机构，所以又称为静态红外 地平仪。
4.1.3 星敏感器
星敏感器是以某一颗亮度高于+2可见星等的恒星为基准，
测量其相对于航天器的角位置，并同星历表中该星的角位置
参数进行比较，来确定航天器的姿态。也即通过对恒星星光
的敏感来测量航天器的某一个基准轴与该恒星视线之间的夹
角。由于恒星张角非常小( 测量精度很高。
第四章 航天器姿态控制系统的组成与分类
4.1姿态敏感器 4.2执行机构 4.3控制器—星载控制计算机 4.4姿态控制系统的任务与分类
第四章
航天器姿态控制系统的组成与分类
航天器控制分为轨道控制与姿态控制两方面，而航 天器控制系统在原理上和其他工程控制系统基本上是一 样的，完成三个最基本的过程：敏感测量、信号处理和 执行过程。其结构如图4.1所示，仍然是由敏感器、控制 器和执行机构三大部分组成。敏感器用以测量某些绝对 的或相对的物理量，执行机构起控制作用，驱动动力装 置产生控制信号所要求的运动，控制器则担负起信号处 理的任务。人们把这三部分统称为控制硬件，而把完成 测量和控制任务所需的算法称为软件。
模拟式太阳敏感器视场在几十度时，精度可达到0 . 5 ；
当视场很小，仅为1 ～2 时，精度可达到秒级。
模拟式太阳敏感器工作原理
单轴模拟式太阳敏感器: 只能测量航天器相对于太阳光线的一个姿态角
航天器姿态控制系统设计与优化
航天器姿态控制系统设计与优化航天器姿态控制系统是保证航天器在空间中正确姿态运动的关键系统之一。
它通过精确控制航天器上的推力器和陀螺仪等设备，使得航天器能够保持稳定的方向姿态，从而保证航天器能够完成各项任务。
本篇文章将探讨航天器姿态控制系统的设计和优化方法。
一、航天器姿态控制系统概述航天器姿态控制系统由姿态测量、控制算法和执行器三部分组成。
姿态测量部分主要通过陀螺仪、星敏感器和加速度计等传感器获取航天器的姿态信息。
控制算法部分采用比例积分微分（PID）控制算法或者模糊控制算法等，根据姿态测量数据计算出控制指令。
执行器部分则根据控制指令进行推力和力矩的输出，以便调整航天器的姿态。
二、航天器姿态控制系统设计原则1. 稳定性原则：航天器姿态控制系统应保持航天器姿态的稳定，以避免不受控制的旋转或者摇晃。
2. 灵敏性原则：航天器姿态控制系统应对姿态变化做出及时反应，以便快速调整航天器的姿态。
3. 可靠性原则：航天器姿态控制系统应具备高度的可靠性，以保证在工作期间不出现故障或失效。
4. 精确性原则：航天器姿态控制系统应具备高度的精确性，以确保航天器能够实现精确的定位和导航。
三、航天器姿态控制系统设计方法1. 传感器选择和布局：航天器姿态控制系统的传感器选择和布局对系统性能具有重要影响。
合理选择传感器类型和数量，同时布局合理以保证姿态测量的准确性和可靠性。
2. 控制算法设计：航天器姿态控制系统的核心是控制算法的设计。
可以采用经典的PID控制算法，也可以使用模糊控制算法或者神经网络控制算法。
控制算法的设计要充分考虑航天器的动力学特性和控制要求。
3. 推力器设计：推力器是航天器姿态控制系统的执行器部分。
推力器的设计需要考虑推力大小、响应速度和功耗等因素，以满足航天器姿态控制的需求。
4. 性能评估和优化：设计完成后需要对航天器姿态控制系统进行性能评估和优化。
通过仿真和试验验证系统的性能，并根据实际需求进行优化，使系统工作更加稳定高效。
航空航天领域中的航天器姿态控制技术研究
航空航天领域中的航天器姿态控制技术研究航空航天领域的发展使人类能够进入太空，进行各种探索和研究。
而在太空中，航天器需要保持稳定的姿态以完成任务，这就需要航天器姿态控制技术的支持。
本文将探讨航天器姿态控制技术的研究现状和发展趋势。
一、航天器姿态的定义和重要性航天器的姿态是指其在太空中的方向和位置，包括航向、俯仰和横滚等参数。
航天器姿态的稳定性对于任务的完成至关重要。
例如，航天器必须保持稳定的姿态才能正确对准目标，进行科学实验、观测地球或其他星体等。
二、姿态控制技术的分类航天器姿态控制技术可分为主动和被动两类。
主动姿态控制是通过推进剂、动力装置和控制器等设备实时调整航天器的姿态。
被动姿态控制则是依靠衡器、陀螺仪等机械装置稳定航天器的姿态。
三、姿态控制技术的研究现状1. 主动姿态控制技术的研究进展主动姿态控制技术的核心是推进剂的喷射和动力装置的调整。
目前，航天器主动姿态控制技术已经取得了重要的突破。
例如，采用液体推进剂的火箭发动机能够精确地调整航天器的姿态，使其保持稳定。
2. 被动姿态控制技术的研究进展被动姿态控制技术主要利用机械装置来维持航天器的平衡。
目前，衡器和陀螺仪等被动姿态控制系统被广泛应用于航天器中。
这些装置能够自动感知和调整航天器的姿态，保持其稳定性。
四、姿态控制技术的挑战与前景1. 技术挑战航天器姿态控制技术仍然面临许多挑战。
首先，长时间在太空中的运行导致航天器面临极端的环境条件，如高温、低温和辐射等。
这些环境对姿态控制系统的稳定性和可靠性提出了更高的要求。
其次，航天器的质量和结构也会对姿态控制技术的研究提出挑战。
2. 技术前景随着科技的不断发展，航天器姿态控制技术也在不断进步。
未来，航天器姿态控制技术的发展重点将放在提高系统的精度和稳定性上。
同时，与其他相关技术的融合也是发展的趋势，如人工智能和机器学习等，将有助于提高航天器姿态控制技术的性能。
结语航天器姿态控制技术是航空航天领域中的重要研究方向之一，它对太空任务的成功与否具有关键性影响。
航天器控制系统的使用方法
航天器控制系统的使用方法航天器的控制系统是宇航员和工程师们用来控制和操作航天器的重要工具。
它涵盖了各种设备和软件，用于监测航天器的状态、导航和放置、保持稳定、调整轨道以及进行其他必要的操作。
本文将讨论航天器控制系统的使用方法，并介绍几个重要的方面。
1. 航天器控制系统的组成部分航天器控制系统通常由以下几个部分组成：姿态控制系统、导航和定位系统、推进系统以及电力和通信系统。
姿态控制系统负责控制航天器的方向和姿态，以确保正确的轨道和稳定性。
它包括陀螺仪、推进器、姿态控制喷口和姿态传感器。
导航和定位系统用于确定航天器的位置、速度和轨道。
推进系统则负责给航天器提供推力以改变轨道或调整飞行速度。
电力和通信系统则为航天器提供所需的电力和保持与地面通信的能力。
2. 航天器控制系统的基本操作航天器控制系统的操作通常需要受过专门培训的宇航员或工程师。
下面是一些航天器控制系统的基本操作步骤：步骤一：了解航天器状态。
在操作航天器之前，需要了解其当前的状态。
这包括了解姿态、位置、速度和电力等关键参数。
步骤二：设定目标。
根据任务需求，设定航天器的目标姿态、位置和速度等参数。
步骤三：调整姿态。
根据设定的目标，使用姿态控制系统调整航天器的方向和姿态。
步骤四：导航和定位。
根据导航和定位系统提供的数据，确认航天器的位置和轨道是否符合预期。
步骤五：推进调整。
如有需要，使用推进系统对航天器进行调整，改变其轨道或调整飞行速度。
步骤六：电力和通信。
确保航天器具有足够的电力供应，并与地面通信保持联系。
3. 航天器控制系统的注意事项在使用航天器控制系统时，宇航员和工程师需要注意以下几个方面：首先，安全第一。
航天器控制系统的操作必须遵循严格的安全规程，以确保宇航员和航天器的安全。
其次，熟悉操作手册和指南。
在使用航天器控制系统前，需要详细阅读并熟悉相关的操作手册和指南，以了解系统的工作原理和操作步骤。
此外，密切监测航天器的状态。
在操作过程中，需要时刻监测航天器的姿态、位置、速度和电力等参数，以确保其正常运行。
航空航天工程师的航天器姿态控制系统设计
航空航天工程师的航天器姿态控制系统设计航空航天工程师在设计航天器时，姿态控制系统是一个至关重要的部分。
它决定了航天器在太空中的姿态及稳定性，确保了航天任务的顺利进行。
本文将探讨航空航天工程师在航天器姿态控制系统设计中的关键要素及设计流程。
一、姿态控制系统的概述姿态控制系统主要用于航天器在太空中的方向和位置调节。
它通过操纵航天器的推力与姿态调整器（如陀螺仪）来实现。
姿态控制系统设计的目标是减小航天器操纵误差，提高航天器的稳定性，并确保高精度的任务执行。
二、姿态控制系统的关键要素1. 陀螺仪：陀螺仪是姿态控制系统的核心部件之一，它通过测量航天器的角速度来实现姿态调整。
在选择陀螺仪时，需要考虑测量精度、稳定性以及耐高温辐射等因素。
2. 推力调节器：推力调节器用于控制航天器的推力大小和方向，以实现姿态调整。
推力调节器的设计需考虑推力控制精度、节约燃料、防止推力偏离等因素。
3. 控制算法：航天器姿态控制系统的设计离不开合适的控制算法。
常用的控制算法包括比例-积分-微分（PID）控制器、模糊控制器以及自适应控制器等。
在选择控制算法时，需要根据航天器的特性和任务需求进行合理的选择。
三、航天器姿态控制系统设计流程1. 系统需求分析：根据航天器的任务需求，确定姿态控制系统的性能指标，如姿态稳定度、控制精度和动态响应等。
2. 概念设计：根据系统需求分析的结果，进行姿态控制系统的总体设计。
包括选择陀螺仪、推力调节器和控制算法等，并进行初步的系统模拟与仿真。
3. 细化设计：在概念设计的基础上，对姿态控制系统进行细化设计。
设计陀螺仪的安装位置与数量，确定推力调节器的工作参数，并结合控制算法进行参数调整。
4. 确定控制策略：根据细化设计结果，确定最佳的控制策略，如姿态控制律设计、控制回路稳定性分析等。
5. 系统建模与仿真：利用系统建模与仿真工具，对姿态控制系统进行仿真分析，验证系统的设计方案，并进行性能评估。
6. 硬件实现与测试：根据系统设计结果，进行硬件的选型与实现，并进行地面测试与验证。
航天器姿态控制系统的建模与设计
航天器姿态控制系统的建模与设计航天器姿态控制系统是保证航天器在宇宙空间中稳定、精确地控制姿态的重要组成部分。
它的设计与建模是实现航天器任务的关键环节。
本文将探讨航天器姿态控制系统的建模与设计方法，并分析其在航天器任务中的应用。
一、航天器姿态控制系统简介航天器姿态控制系统由传感器、姿态控制算法和执行机构三部分组成。
传感器用于获取航天器当前的姿态信息，姿态控制算法通过分析传感器数据，生成相应的控制指令，执行机构则根据指令进行姿态调整。
二、航天器姿态控制系统建模方法1. 动力学建模动力学建模是航天器姿态控制系统设计的首要任务。
通过建立数学模型，描述航天器在不同姿态下的动力学特性，为后续的控制算法设计提供基础。
常用的建模方法有欧拉方程、四元数和旋转矩阵。
2. 传感器建模传感器的建模是航天器姿态控制系统中一个关键的环节。
不同类型的传感器，如陀螺仪、加速度计和磁强计，具有不同的工作原理和误差特性，因此需要根据实际情况进行建模。
常用的建模方法有卡尔曼滤波和扩展卡尔曼滤波。
3. 执行机构建模执行机构建模是航天器姿态控制系统中另一个重要的环节。
航天器常用的执行机构有推力器、控制面和陀螺轮等，它们的特性对姿态控制系统的性能影响很大。
根据实际情况，选择合适的模型进行建模，例如线性模型、非线性模型等。
三、航天器姿态控制系统设计方法1. PID控制PID控制是航天器姿态控制系统中最常用的控制方法之一。
通过对姿态误差的反馈控制，调整执行机构的输出，使姿态保持在设定值附近。
PID控制具有简单、稳定的特点，但对于复杂的姿态调整任务，性能可能不够满足要求。
2. 高级控制算法对于复杂的姿态控制任务，需要采用高级的控制算法来提高系统性能。
例如，模糊控制、自适应控制和最优控制等。
这些算法能够更好地适应不确定性和非线性特性，提高系统的稳定性和精度。
3. 故障检测与容错控制航天器姿态控制系统具有高可靠性的需求，面对传感器故障或执行机构失效等情况，需要能够及时检测故障并采取相应的容错措施。
航天器姿态控制
姿态控制是使航天器在所需精度内保持合适的姿态或者产生 特定的姿态变化
航天器上一般都有专门的姿态控制系统，英文简称ACS
哈勃望远镜
航天飞机与空间站对接
-1-
2. 航天器姿态控制系统框图
干扰力矩 航天器
力矩器
姿态敏 感器
星载计 算机
姿态控制系统根据姿态误差形成控制指令，产生控制力矩来 实现姿态控制，是一个闭环控制系统
6′
1′
1′
30′
6′
-5-
3. 姿态敏感器（续） 惯性敏感器（陀螺仪）
测量角速度：由于航天应用对精度的需求，一般采用环形激光陀螺仪和 光纤陀螺仪
-6-
4. 力矩器 推力器
磁力矩
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
优点：力矩大；对高度不敏感 缺点：需燃料；开关操作
优点：无需燃料 缺点：力矩强度随着轨道高度的增加而减小；不能产生磁场方向力矩分量
卫星残余磁场地球磁场相互作用的结果
其它扰动力矩
-9-
6. 姿态控制系统设计
成本 设计寿命 完整的ACS系统可靠性 无单点故障 与其他卫星子系统的兼容性 质量、功耗和热预算等边界条件 轨道参数 用户需求
-10-
Page-11
-7-
4. 力矩器（续）
反作用轮
利用惯性飞轮加减速反作用 力控制系统姿态
动量轮
利用陀螺定轴性原理稳定航天性
-8-
5. 干扰力矩（续）
重力梯度力矩
引力在非对称刚体上产生的力矩
太阳辐射力矩
太阳辐射的光子光压产生的绕卫星质心的力矩
空气动力力矩
对于地轨卫星，不能忽略的大气阻力对航天器的力矩
电磁扰动力矩
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。
航空航天领域中的航空航天器姿态与导航系统
航空航天领域中的航空航天器姿态与导航系统随着科技的不断发展，航空航天领域的航空航天器姿态与导航系统在航天器设计与操作中起着重要作用。
航空航天器姿态与导航系统旨在确保航天器在各种复杂环境下能够保持稳定的姿态，并准确地导航到目的地。
本文将介绍航空航天器姿态与导航系统的工作原理和应用。
一、航空航天器姿态控制系统航空航天器姿态控制系统是航天器上的一个关键子系统，它通过控制航天器的姿态，使其能够在航天任务中保持稳定的状态。
姿态控制系统主要由姿态传感器、姿态控制执行器和姿态控制算法组成。
1. 姿态传感器：姿态传感器用来感知航天器的姿态信息，包括姿态角速度、方位角、俯仰角和翻滚角等。
常见的姿态传感器包括陀螺仪和加速度计，它们能够通过测量运动的角速度和加速度来获取姿态信息。
2. 姿态控制执行器：姿态控制执行器用来调整航天器的姿态。
常见的姿态控制执行器包括推力器、姿态控制轮和反作用轮等。
推力器可以产生推力，通过推力调整航天器的姿态；姿态控制轮可以通过改变旋转速度来调整航天器的姿态；反作用轮则通过改变自身的转动来改变航天器的姿态。
3. 姿态控制算法：姿态控制算法是航天器姿态控制系统的核心部分，它基于姿态传感器的测量数据和目标姿态，通过数学模型和控制策略来计算出姿态控制执行器的控制指令，以实现航天器的姿态控制。
常见的姿态控制算法包括PID控制算法和模型预测控制算法等。
二、航空航天器导航系统航空航天器导航系统是航天器上的另一个重要子系统，它通过定位和导航技术来确定航天器的位置和速度，并提供导航指引，以实现航天器的准确导航和目标到达。
1. 定位技术：航天器定位技术主要包括地面测量、惯性导航和卫星导航等。
地面测量利用地面上的测量设备，如测距仪和测角仪，通过测量航天器与地面上某些点之间的距离和角度来确定航天器的位置。
惯性导航则是利用惯性测量单元（IMU）来测量航天器的加速度和角速度，通过积分计算得到航天器的位置和速度。
卫星导航则是利用一定数量的卫星信号，如GPS信号，通过测量航天器与卫星之间的距离和时间差来确定航天器的位置。
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4.1.6 磁强计
磁强计是以地球磁场为基准，测量航天器姿态的敏 感器。磁强计本身是用来测量空间环境中磁场强度的。 由于地球周围每一点的磁场强度都可以由地球磁场模型 事先确定，因此利用航天器上的磁强计测得的信息与之 对比便可以确定出航天器相对于地球磁场的姿态。
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模拟式太阳敏感器视场在几十度时，精度可达到0 . 5 ；
当视场很小，仅为1 ～2 时，精度可达到秒级。
模拟式太阳敏感器工作原理
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Hale Waihona Puke 作舟 专业分享，敬请收藏单轴模拟式太阳敏感器: 只能测量航天器相对于太阳光线的一个姿态角
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4.1.5 加速度计 加速度计是用于测量航天器上加速度计安装点的绝对
加速度沿加速度计输入轴分量的惯性敏感器。虽然目前加 速度计没有广泛用于航天器的姿态稳定和控制，但它是航 天器导航系统中重要的器件。
加速度计的种类很多，有陀螺加速度计、摆式加速度 计、振动加速度计、石英加速度计等。
下面分别介绍这3种红外地平仪的基本工作原理。
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1．地平穿越式地平仪 地平穿越式地平仪的视场相对于地球作扫描运动。当
视场穿越地平线时，也就是说扫到地球和空间交界时，地 平仪接收到的红外辐射能量发生跃变，经过热敏元件探测 器把这种辐射能量的跃变转变成电信号，形成地球波形。 然后通过放大和处理电路，把它转变成为前后沿脉冲。最 后通过计算电路，把前后沿脉冲与姿态基准信号进行比较， 得出姿态角信息，也就是滚动角或俯仰角。
CCD星敏感器被认为是最有发展前途的星敏感器，我 国目前也正在积极地发展这一技术。
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4.1.4 陀螺 陀螺是利用一个高速旋转的质量来敏感其自旋轴在
惯性空间定向的变化。
陀螺具有两大特性，即定轴性和进动性。
定轴性就是当陀螺不受外力矩作用时，陀螺旋转轴 相对于惯性空间保持方向不变；
第四章 航天器姿态控制系统的组成与分类
4.1姿态敏感器 4.2执行机构 4.3控制器—星载控制计算机 4.4姿态控制系统的任务与分类
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第四章 航天器姿态控制系统的组成与分类
航天器控制分为轨道控制与姿态控制两方面，而航 天器控制系统在原理上和其他工程控制系统基本上是一 样的，完成三个最基本的过程：敏感测量、信号处理和 执行过程。其结构如图4.1所示，仍然是由敏感器、控制 器和执行机构三大部分组成。敏感器用以测量某些绝对 的或相对的物理量，执行机构起控制作用，驱动动力装 置产生控制信号所要求的运动，控制器则担负起信号处 理的任务。人们把这三部分统称为控制硬件，而把完成 测量和控制任务所需的算法称为软件。
4.1.7 射频敏感器
射频敏感器确定航天器姿态的原理是基于对航天器 天线轴与无线电波瞄准线之间夹角的测量。目前大多采 用两种射频敏感器，即单脉冲比相(干涉仪式)和比辐式。
单脉冲比相干涉仪是由光的干涉原理引伸而来，至
少要采用两个接收天线，其间矩为d，称为基线长度，如
图4．14所示。当天线与地面距离比基线长度d大得多时，
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敏感器由测量变换器和信号处理线路两部分组成， 姿态敏感器按不同方式的测量变换器可分为下列4种。
(1)光学敏感器：太阳敏感器，红外地平仪，星敏感 器，地球反照敏感器等；
(2)惯性敏感器：陀螺、加速度计； (3)无线电敏感器：射频敏感器； (4)其他：磁强计。 下面介绍最常用的7种姿态敏感器：太阳敏感器，红 外地平仪，星敏感器，陀螺，加速度计，磁强计和射频 敏感器。
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4.1 姿态敏感器
姿态就是航天器在空间的方 位，而姿态敏感器用来测量航天 器本体坐标系相对于某个基准坐 标系的相对角位置和角速度，以 确定航天器的姿态。要完全确定 一个航天器的姿态，需要3个轴 的角度信息。由于从一个方位基 准最多只能得到两个轴的角度信 息，为此要确定航天器的三轴姿 态至少要有两个方位基准。
进动性就是当陀螺受到外力矩作用时，陀螺旋转轴 将沿最短的途径趋向于外力矩矢量，进动角速度正比于 外力矩大小。
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1．二自由度陀螺
图4.11表示一个二自由度陀螺(含转子的一个自转自 由度)的几何结构。基于陀螺进动性，由图可知，若转子 被迫以某个角速度绕输入轴转动，则绕输出轴(框架)就 会出现一个力矩。同时在输出轴也装有一个平衡弹簧， 从而这个力矩使输出轴转动一个角度，这个输出角度正 比于这个力矩，也就是正比于输入轴的角速度。
角。由于恒星张角非常小( 测量精度很高。
0～.04 0.0)0，5 因此星敏感器的
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星敏感器分星图仪和星跟踪器两种类型，星跟踪器又可 分为框架式和固定式两种形式。
(1)星图仪：又称星扫描器。一般都是狭缝式，用 在自旋卫星上，利用星体的旋转来搜索和捕获目标恒星。
另外，这种地平仪的工作还会受到大气成分、温度 的不规则变化、日出日落的光照条件变化的影响。
虚边
拟界
现跟
实踪
演式
示地
平
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3．辐射热平衡式地平仪
辐射热平衡式地平仪具有多个视场，一般有等间隔对称 分布的4个(见图4．9(a))或8个视场 (见图4．9(b))。每个 视场分别接收来自地球不同部分的红外辐射，通过对每个视 场接收到的不同红外辐射能量进行分析而得出航天器姿态。
光敏元件阵列是由一 排相互平行且独立的光电 池条组成，其数量决定了 太阳敏感器输出编码的位 数，从而在一定程度上影 响到敏感器的分辨率。
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3．其他太阳敏感器 太阳指示器也称为太阳出
现探测器。当太阳出现在敏感 器视场内，并且信号超过门限 值时，表示见到了太阳，输出 为1；当信号低于门限值时， 输出为O，表示没见到太阳。 这种敏感器一般用来作保护器， 例如保护红外地平仪免受太阳 光的影响。
磁敏感器根据工作原理不同可以分为感应式磁强计 和量子磁强计两种。
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目前应用较多的是感应式磁强计，它是建立在法拉 第磁感应定律的基础上的。感应式磁强计分为搜索线圈 式磁强计和磁通门磁强计两种类型。
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(2)框架式星跟踪器：是把敏感头装在可转动的框 架上，且通过旋转框架来搜索和捕获目标。
(3)固定式星跟踪器：这种跟踪器的敏感头相对航 天器固定，在一定的视场内具有搜索和跟踪能力，例如 采用析像管电子扫描和CCD器件成像。
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1．狭缝式星敏感器
这种星敏感器利用航天器自旋对天体进行扫描。当 星光通过光学系统到达并穿过位于焦平面上的狭缝码盘 时，星光就被检测敏感到。若信号超过设置的门限位， 电子装置便产生一个脉冲来表示星的出现。在焦平面码 盘上的狭缝如图4.10(b)所示，测量星光通过第一条狭缝 的时间和经过两个狭缝之间的时间然后结合星历表和航 天器的自旋速度，计算得出姿态信息。
有如下关系式： cos 2d
(4．2)
式中， 为两个天线接收电波的相位差，A为波长。由式
(4·2)可见， 是预先确定的，因此只要测出两个天线
2 d
接收信号的相位差
，便可确定方向角
。同样，如果
在一基线的垂直方向增加另一套相同的设备，就可以测
两轴模拟式太阳敏感器: 同时获得航天器相对于太阳光线的两个姿态角
图4.3 两轴模拟式太阳敏感器
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2．数字式太阳敏感器
数字式太阳敏感器的 输出信号是与太阳入射角 相关的以编码形式出现的 离散函数。在结构上，它 主要由狭缝、码盘、光敏 元件阵列、放大器和缓冲 寄存器组成，
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4.1.2 红外地平仪 红外地平仪就是利用地球自身的红外辐射来测量航
天器相对于当地垂线或者当地地平方位的姿态敏感器， 简称地平仪。
目前红外地平仪主要有3种形式：地平穿越式、边 界跟踪式和辐射热平衡式。
其中地平穿越式地平仪扫描视场大，其余两种地 平仪的工作视场较小，只能适用于小范围的姿态测量， 但精度较高.
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2．三自由度陀螺
图4．11所示的二自由度陀螺的陀螺旋转轴只有一个 框架支承。若将此框架视作内环，图中所标的“骨架(外 壳)”不与航天器固连，而形成一个框架，称为外环，那 么该陀螺的转轴就由两个框架支承，即为三自由度陀螺。 三自由度陀螺利用定轴性工作，用来测量姿态角，通常 也称它为位置陀螺。
图4．5所示为地平穿越式地球敏感器工作原理图。
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