姿态控制与轨道控制 PPT
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。
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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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姿态控制与轨道控制系统
姿态控制与轨道控制系统姿态控制概述姿态是指卫星相对于空间某参考系的方位或指向，卫星姿态控制是获取并保持卫星在太空定向（即卫星相对于某个参考坐标系的姿态）的技术，包括姿态稳定和姿态控制两个方面。
前者要求将卫星上安装的有效载荷对空间的特定目标定向、跟踪或扫描，这种克服内外干扰力矩使卫星姿态保持对某参考方位定向；后者是把卫星从一种姿态转变为另一种姿态的再定向过程。
其硬件系统包括敏感器、控制器和执行机构三个部分卫星姿态控制可以分为被动和主动控制两大类，以及介于两者之间的半被动和半主动控制被动控制利用卫星本事动力学特性（如角动量、惯性矩），或卫星与环境相互作用产生的外力矩作为控制力矩源。
主动控制利用星上能源（电能或推进剂工质），依靠直接或间接敏感到的姿态信息，按一定的控制律操纵控制力矩器实现姿态控制。
任务分析本卫星旨在对于钓鱼岛及其附近海域的侦查探测，并将信息汇总传送回地面接收站，三颗卫星先要共同工作，后期又分开观测，对于整体的姿态控制和分开后各个个体的控制都有很高的要求。
考虑到卫星形状与对地观测要求，对其采用对地定向三轴稳定的设计方案，以质心轨道坐标系作为其参考坐标系。
为保证空间方位和姿态确定的精度要求，使用多传感器的设计，并通过飞轮三轴姿态控制辅助以喷气推力姿态稳定的手段加速姿态修正速度。
姿态控制原理姿态控制：指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的技术。
包括姿态稳定和姿态机动。
姿态稳定：指使姿态保持在指定方向。
姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。
航天器姿态控制类型包括：主动控制：星上有主动控制力矩产生机构。
主动姿态控制首先需要获得航天器当前的姿态。
被动控制：利用环境力矩产生控制力矩。
姿态获得包括两个过程：姿态测量：利用姿态敏感器获取含有姿态信息的物理量。
姿态确定：对姿态测量得到的物理量进行数据处理，获得姿态数据。
姿态控制系统包括姿态敏感器和执行机构。
姿态敏感器：测量星体相对于某一基准方位的姿态信息。
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。
电机控制技术在卫星飞行姿态和轨道控制的应用
电机控制在GPS卫星轨道控制中 的应用
轨道保持：通过电机控制技术，GPS卫星能够精确 保持其在预定轨道上运行。当卫星受到其他天体 引力、大气阻力等影响时，电机控制技术能够通 过调整电机的推力，使卫星回到预定轨道
高精度导航与定位
随着对导航和定位精度的不断提高，电 机控制技术将在高精度导航和定位中发 挥重要作用。通过电机控制技术，可以 实现卫星的微小姿态调整和轨道修正， 提高导航和定位的精度。这将有助于满 足各种高精度应用的需求，如地形测绘、
精细农业、无人驾驶等
自主导航与自主控制
未来，GPS卫星可能实现自主导航和自 主控制。在这种模式下，卫星将通过传 感器和算法自主感知和决策，实现姿态 调整和轨道控制。电机控制技术将与自 主导航和自主控制技术相结合，为卫星
同时，电机控制技术还将应用于更多领域，如多卫星协同控制、高精度导
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TH谢AN谢KS Thanks for watching
轨道机动：在某些情况下，可能需要调整卫星的 轨道以适应任务需求。电机控制技术能够通过精
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
电机控制技术在GPS卫星中的应用实例
以某型GPS卫星为 用了先进的电机 行姿态控制方面 高精度陀螺仪和 姿态变化，并通 实时调整卫星的 制方面，该卫星 子推进系统，通
结论
电机控制技术在GPS卫星的飞行姿态和轨道 控制中发挥着重要作用。通过精确控制电 机的转速和方向，实现了卫星的高精度姿 态确定、稳定和轨道保持。同时，电机控 制技术还能够实现卫星的轨道机动，提高 了GPS系统的灵活性和适应性。随着技术的
提供更强大、更灵活的自主能力
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。
城市轨道交通客运服务人员的举止体态礼仪课件
3.2 坐 姿 礼 仪
3.2.1 坐姿的基本要领
( 1)上半身挺直，两肩放松，下巴向内微收， 脖子挺直，挺胸收腹，使背部和臀部成一个直角。
( 2)两臂贴身自然，两手随意放在自己腿上， 大腿与小腿之间成直角，小腿与地面垂直，两脚平落 地面。
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3.2 坐 姿 礼 仪
3.2.1 坐姿的基本要领
( 3)两膝间的距离，男子以不超过肩宽为宜， 女子则应紧闭。
(4)在工作场合、正式社交场合、有尊长在场 的场合，要“正襟危坐”，臀部只坐椅子的2/3。
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3.2 坐 姿 礼 仪
3.2.2 坐姿的种类
1.女士坐姿 ( 1)正位坐姿。身体的重心垂直向下，双腿并
拢，大腿和小腿成90°角，双手虎口相交轻握放在左 腿上，挺胸直腰面带微笑，如图3-5所示。
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3.2 坐 姿 礼 仪
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3.1 站 姿 礼 仪
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3.1 站 姿 礼 仪
3.1.2 站姿的种类
( 3) T字步站姿。两脚尖略展开，一脚向前将脚 跟靠于另一脚内侧中间位置。男士可一手前抬，一手 侧放；也可一手侧放，一手后放，显得自然大方。女 士可双手交叉于腹前，身体的重心可在两脚上，如图
3-2所示。
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3.1 站 姿 礼 仪
3.2.2 坐姿的种类
1.女士坐姿 ( 2)双腿斜放式坐姿。身体的重心垂直向下，
双腿并拢，大腿和小腿成90°角，平行斜放于一侧， 双手虎口相交轻握放在腿上，如果双腿斜放于右侧， 手就放在左腿上，挺胸直腰，面带微笑，如图3-6所示。
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3.2 坐 姿 礼 仪
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3.2 坐 姿 礼 仪
3.2.2 坐姿的种类
3.1.2 站姿的种类
姿势控制与运动控制PPT课件
• ②姿势的定向
•
能够控制身体在空间的位置是做任何事情的基础，所有的任务都需要姿势的控制。任何任务都有方向
性的成分和稳定性的成分。
• 稳定性和方向性需求会根据任务和环境而不同。
• 其一：在行进中姿势为适应于运动而使身体保持在抗重力空间调整身体位置。如在ADL中我们强调的是稳 定性。
• 其二：强调的是方向性，有些任务浪费了稳定性，重点是保持适当的方向性。足球守门运动员总是保持关 注球的方向，有时为了防守或接住飞来的球有可能摔倒。
·顶叶与运动要素计划系统，即悬着哪个肌肉向哪个方向运动的实际进行中
必须得运动要素生成有关。
·固有感觉重要。
运动输出是将感觉输入与运动指令离心性复制（离心性复制、efferent copy）而不断精选的顶叶如有感觉运动整合内模式而起作用。
腹内侧系 延髓网状结构脊髓束 • 主是交叉性 • 主支配四肢近端~远端 • 对脊髓步行模式发生器有律动性修饰作用。 • 与上肢够取运动有关。
为姿势控制的感觉输入及自己运动予以比较解释、形成 肌活动校正的指标。
身体图示（body schema） • 个人对自己身体据有的空间像及体感。 • 姿势图示主要是顶上小叶（5区）功能
顶叶与身体图示明确相关。
身体图示 • 将立体现实中身体体验予以抽象的内容、通过学习经验形成结构。部分无
意识但同时潜意识、意识化。身体像是明显无意识的。
腹内侧系 延髓网状脊髓束
• 网状结构脊髓束3分之2终止于颈髓、余下连接于腰部。控制四肢近端机及 外在肌。也调整出汗与呼吸。
• 皮质延髓纤维与脑干的运动及感觉神经核连接、控制头、面部的集群。 人类是单突触性的。有三叉神经、面神经、舌下神经等。
腹内侧系 延髓网状结构脊髓束 • 主要是交叉性
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。
姿态控制与轨道控制系统
姿态控制与轨道控制系统姿态控制概述姿态是指卫星相对于空间某参考系的方位或指向，卫星姿态控制是获取并保持卫星在太空定向（即卫星相对于某个参考坐标系的姿态）的技术，包括姿态稳定和姿态控制两个方面。
前者要求将卫星上安装的有效载荷对空间的特定目标定向、跟踪或扫描，这种克服内外干扰力矩使卫星姿态保持对某参考方位定向；后者是把卫星从一种姿态转变为另一种姿态的再定向过程。
其硬件系统包括敏感器、控制器和执行机构三个部分卫星姿态控制可以分为被动和主动控制两大类，以及介于两者之间的半被动和半主动控制被动控制利用卫星本事动力学特性（如角动量、惯性矩），或卫星与环境相互作用产生的外力矩作为控制力矩源。
主动控制利用星上能源（电能或推进剂工质），依靠直接或间接敏感到的姿态信息，按一定的控制律操纵控制力矩器实现姿态控制。
任务分析本卫星旨在对于钓鱼岛及其附近海域的侦查探测，并将信息汇总传送回地面接收站，三颗卫星先要共同工作，后期又分开观测，对于整体的姿态控制和分开后各个个体的控制都有很高的要求。
考虑到卫星形状与对地观测要求，对其采用对地定向三轴稳定的设计方案，以质心轨道坐标系作为其参考坐标系。
为保证空间方位和姿态确定的精度要求，使用多传感器的设计，并通过飞轮三轴姿态控制辅助以喷气推力姿态稳定的手段加速姿态修正速度。
姿态控制原理姿态控制：指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的技术。
包括姿态稳定和姿态机动。
姿态稳定：指使姿态保持在指定方向。
姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。
航天器姿态控制类型包括：主动控制：星上有主动控制力矩产生机构。
主动姿态控制首先需要获得航天器当前的姿态。
被动控制：利用环境力矩产生控制力矩。
姿态获得包括两个过程：姿态测量：利用姿态敏感器获取含有姿态信息的物理量。
姿态确定：对姿态测量得到的物理量进行数据处理，获得姿态数据。
姿态控制系统包括姿态敏感器和执行机构。
姿态敏感器：测量星体相对于某一基准方位的姿态信息。
卫星轨姿动力学及控制方法_图文
挠性结构航天器飞行控制
大型挠性结构的运动形式
1 系统整体运动 2 柔性部件的弹性振动
大型挠性结构姿态控制特点
1 控制对象无限维，控制器有限维 2 挠性附件有限阶振型
卫星轨姿动力学及控制方法_图文.ppt
航天器（卫星）基本知识 卫星轨姿控制 挠性卫星姿态控制
航天器（卫星）分类
地球观测站：侦察卫星、气象 卫星、地球资源卫星
中继站：通信卫星、广播卫星 、跟踪和数据中继卫星
基准站：导航卫星、测地卫星
轨道拦截（或攻击）武器：拦 截摧毁敌方卫星的反卫星和攻 击地面目标的卫星
姿态敏感器： 1 利用地球物理特性 2 利用天体位置 3 利用惯性器件 4 利用无线电信标 5 其他
姿态确定软件算法：
姿态稳定控制
被动控制：利用自然环境力矩或物理力 矩源。
主动控制：三自由度的姿态闭环控制系 统。
组合控制
姿态控制系统设计理念
敏感功能确定航天器的姿态。逻辑单元让电信号以正 确顺序送到力矩产生单元，使航天器绕其质心转动。 然后运动(动力学)再由敏感器监视，形成航天器姿态 控制系统的闭合回路
特征建模
特征建模
传统建模方式和控制存在缺点
– 建模方式缺点
• 分布参数和偏微分建模 • 模态分析
– 控制方法缺点
• 高阶控制器 • 现场调试 • 模型降阶
特征建模
特征建模概念：
– 结合对象的动力学特征和控制性能要求进 行建模。不是仅以对象精确的动力学分析 来建模。
– 针对高阶线性定常系统，可以采用二阶时 变差分方程形式描述。
姿轨控分系统设计PPT课件
图1
z
μz r3
（1c）
第13页/共47页
轨道平面运动
根据上式中可以得到
yz zy 0,
即 积分得
d (yz zy) 0 dt
yz zy A
同理可得 zx xz B
xy yx C
进而得到
AX+BY+CZ=0
（2）
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上式表明，卫星在一个平面内运动，这个平面称为轨道 平
面。式中 A、B、C为轨道平面的方向系数(有两个独立
量)，即轨道面的法线在地心惯性坐标系中的z 方向，可用
球 面A=坐s标ini系sin(Ω法线长(3度a) 为1)表示为：
B= -sinicosΩ (3b)
C= cosi
(3c)
i
y
式中,Ω为升交点赤经, i 为轨道倾角。
Ω
Ω
x
90° 图2
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(6)六个轨道 根数的几何意 义
Zi Xi
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(1)常用坐标系定义
2)轨道坐标系（ ObXo YoZo ） 原点取在卫星质心上，Xo轴沿轨道平面与当地水平面的交线，指向前进方向， Zo 轴沿当地垂线指向地心， Yo轴垂直于轨道平面。这个坐标系在空间以航天 器的轨道角速度绕 Yo轴旋转，且旋转方向与 Yo 轴的方向相反。
/ d
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如果轨道面进动角速度ΔΩ与太阳在黄道上运动的 平均角速度Δθ（即地球绕太阳公转的平均角速度）相 同，即当
ΔΩ=Δθ = 360 /365.25= 0.9856°/d，
则这条轨道称之为太阳同步轨道。 太阳同步轨道有一个显著特点，即航天器在太阳
航天器轨道动力学与控制(下)PPT课件
东西向经度位置保持控制策略
漂移率修正模式 漂移率、偏心率修正模式
南北向经度位置保持控制策略
轨道倾角修正模式
太阳同步轨道卫星的轨道控制
太阳同步轨道(Sun-synchronousorbit或Heliosynchronousorbit)指的就是卫星的轨道平面和太阳始终保持相对 固定的取向，轨道倾角(轨道平面与赤道平面的夹角)接近90度，卫星要在两极附近通过，因此又称之为近极 地太阳同步卫星轨道。为使轨道平面始终与太阳保持固定的取向，因此轨道平面每天平均向地球公转方向(自 西向东)转动0.9856度(即360度/年)。
风云一号卫星
太阳同步轨道卫星的轨道摄动
太阳同步轨道卫星主要受到地球非球形引力摄动、日月引力摄动、大气阻力摄动及太阳辐射压力摄动。
摄动因素 地球非球形摄动 量级
太阳引 月球引力 太阳辐射
力
压摄动
静止轨道摄动量级
太阳同步轨道卫星的轨道保持
平面内轨道保持控制策略 轨道倾角保持控制策略
半长轴修正模式 a、e、w联合修正模式 轨道倾角修正模式
制
程
作
用
小特征速度情形
近 圆 轨 道 的 摄 动 方 程
脉冲推力近圆轨道修正
静止卫星变轨后由于误差，并不是真正的静止轨道，称为准同步轨道，真正准同步轨道的周期、偏心 率和倾角误差，使偏差减小到能满足正常运行的要求，并使卫星定点于制定的进度位置，称为定点捕 获。
卫星上燃料的限制
考虑因素
使卫星处于可监控范围内 在规定时间完成捕获
东方红二号通信卫星
北斗导航静止轨道卫星
静止轨道卫星的轨道摄动
静止轨道卫星的轨道摄动包括非球形地球引力场；日、月引力摄动；太阳辐射压摄动。
日本金星探测器行星-C的姿态与轨道控制
宙 科 学 本部 把 重 点 放在 了确 保 姿
态 与 轨 道 控制 系统 高 水平 设 计 和 元 部 件 及软 件 的高 可 靠 性 上 ，从
控制 ，指 向精度优 于０ １ ，短 期 ．。
稳 定度优于 ００ 。） ３ 。 ．１（ ／ ｓ
积 累 角动 量 的 卸 载 金 星 上
（±３ 。 ）× （± ０ ），精度为 ０ ３。
取 了有效措 施来解 决这一 问题 。
台 ）、精 太 阳敏 感器 （ 台 ）、搜 ２
寻太 阳敏 感器 （ 台 ）、惯性基 准 ２
数 据 收 集 最 快 存 储 速
单元 （ 个 ） ３ 和加速度计 （ 台 ） １ 。
星跟 踪器是决定行星 一Ｃ 姿态
１２ 对 系统要 求 ．
为 了 实 现 任 务 目标 ， 对 行 星 一Ｃ系统有如 下要求 。 目标 寿 命 到 达 绕 金 星 运 行
约 为８ ０ ０ ｍ （ ００ｋ 是金星 半径 的１ ３ 倍 ），轨道倾 角约 为１ ２ ，轨道 。 ７ 周期为３ ｈ ０ 。在进入地球 与金星交
从 种 子 岛发射 进入 到 绕地 球 运行
轨 道 ，发射 后 大 约 运 行 １ ０ ， 天 ８
２ Ｓｐ ｅ ｎ ｅ ｎ ｔ ａｌ ８ ａｃ Ｉ ｔ ｒ ａ ｉ ｏｎ ／国际太 空 ２ ． ０１ ５ ０
进 系统 为 １ ６ ｓ ７ ｍ／ ，单组 元 液 体 １
推进 系统 为５ ｍ ｓ ０ ／。
计 算 机 进 行 姿态 确 定 的精 度 必 须
优 于 ±０ １ 。 ，姿态 稳 定 度必 须 ．５ 优 于 ±００ 。） Ｏ 。 ．５（ 门Ｏ ｓ
率 为 ６ ｂｉ／ ， 存 储 容 量 大 于 ４ｋ ｔ Ｓ
第10章航天器姿态与轨道控制分系统(2)
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3. 喷气三轴姿态稳定系统
14
1. 航天器姿态运动学和姿态动力学
1.3 航天器姿态动力学方程
根据对质心的动量矩定理:
d ( r × mv ) = r ×F dt
设 ω x , ω y , ω z 为星体相对于惯性空间的角速度 ω 在星体 坐标系 OX bYb Z b 中的分量，则欧拉刚体动力学方程为
x + ( I z − I y )ω yω z = I xω Tx y + ( I x − I z )ω zω x = I yω Ty z + ( I y − I x )ω xω y = I zω Tz
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2. 姿态干扰力矩
(1) 气动力矩
在航天器姿态控制系统设计中，1000km以下的轨道，气 动力矩必须考虑，特别是500km以下的轨道，气动力矩 是主要的空间环境力矩。
(2) 重力梯度力矩
重力梯度力矩是由航天器各部分质量具有不同重力而产生 的。确认该力矩需要知道重力场的资料和航天器的质量分 布特性，它与轨道半径的立方成反比。航天器应尽可能设 计成接近于等惯量，即具有相同的三轴主惯量，可以在任 一轨道上使重力梯度力矩达到最小。
WGS84地球固连坐标系示意图
7
1. 航天器姿态运动学和姿态动力学
1.2 姿态参数的描述
三轴稳定卫星的姿态参数：依赖于三个星体 正交坐标轴 X b , Yb , Z b 在参考坐标系 xr , yr , zr 中 的方向表示其姿态。常用以下姿态参数表示： (1).方向余弦阵（姿态矩阵）
Axx A = Ayx Azx
Axy Ayy Azy
Axz Ayz Azz
式中 A 是正交阵，9 个参数中只有 3 个参数是独 立的，它们共有 6 个约束方程。
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空间飞行器总体设计
§7.1 概述
1 轨道控制的任务
4）返回控制
使卫星脱离原来的轨道，进入大气层的控制。卫星从外层空间 返回地球表面经历下面四个阶段： 离轨：通过轨道控制使卫星离开原运行轨道，转入一条能进入 大气层的过渡轨道； 过渡：进行必要的轨道修正、调整卫星姿态为再入大气层作好 准备； 再入：当卫星下降到离地面80～120km时，进入稠密大气层， 再入段开始； 着陆。
空间飞行器总体设计
§7.1 概述
2 姿态控制的任务
1）姿态机动
在卫星飞行过程中常常需要从一种姿态转变到另一种姿态，称 为姿态机动或姿态再定向。
2）姿态稳定
克服内外干扰力矩使卫星姿态保持对某参考方位定向的控制 任务称为姿态稳定。
3）指向控制
除卫星本体的姿态控制外，为了完成空间任务还需要对卫星 某些分系统进行局部指向控制，如要求对能源分系统的太阳电 池阵进行对日定向控制，对通信分系统的天线进行对地或对其 他卫星定向控制等。
空间飞行器总体设计
§7.1 概述
航天器的控制可以分为两大类，即轨道控制和姿态控制。 轨道控制
对航天器的质心施以外力，以有目的地改变其运动轨迹 的技术。 姿态控制 对航天器绕质心施加力矩，以保持或按需要改变其在空 间的定向的技术。
空间飞行器总体设计
§7.1 概述
1 轨道控制的任务
轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。 • 轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度，有时也
空间飞行器总体设计
§7.1 概述
4 卫星控制系统的特点
1）卫星运行在空间的失重环境中，许多卫星又具有复杂 的结构，难于在地面进行动力学试验。因此对卫星的动力学 特性进行理论计算和试验研究，建立足够准确的控制对象数 学模型，作为控制系统设计的前提条件，就十分重要。
2）卫星控制系统构成复杂、功能多样，卫星轨道、姿态、 有效载荷指向精度和稳定度要求高，而卫星是一个多自由度 的系统，系统各种状态之间交叉耦合，都增加了控制系统的 设计难度。因此，卫星控制系统设计必须采用下列理论：多 变量控制、统计滤波、最优控制、鲁棒控制和随机控制等。
大家学习辛苦了，还是要坚持
继续保持安静
空间飞行器总体设计
§7.1 概述
1 轨道控制的任务
2）轨道保持 使航天器克服空间各种摄动影响，保持卫星轨道某些参 数不变的控制。同步定点卫星为精确地保持定点位置而 定期进行的轨道修正；太阳同步轨道和回归轨道卫星为 保持其倾角和周期所加的控制，一些低轨道卫星为克服 大气阻力，延长卫星在轨寿命所进行的控制。
空间飞行器总体设计
§7.1 概述
3 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。也就是说，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。 某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求，而对航天 器的姿态却有要求。
空间飞行器总体设计
§7.1 概述
5 卫星控制系统的组成
卫星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，因 此其控制系统组成包括测量部件、控制电路或计算机、执行机 构三大部分。
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姿态控制与轨道控制 PPT
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第七章 航天器姿态控制 与轨道控制
§7.1 概述 §7.2 卫星的轨道确定和控制技术 §7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统 §7.4 卫星的姿态控制技术 §7.5 设计GNC分系统的步骤
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§7.1 概述
一个刚体航天器的运动可以由它的位置、速度、姿 态和姿态运动来描述。其中位置和速度描述航天器的质 心运动，这属于航天器的轨道问题；姿态和姿态运动描 述航天器绕质心的转动，属于姿态问题。从运动学的观 点来说，一个航天器的运动具有6个自由度，其中3个位 置自由度表示航天器的轨道运动，另外3个绕质心的转动 自由度表示航天器的姿态运动。
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§7.1 概述
2 姿态控制的任务
姿态控制也包括姿态确定和姿态控制两方面内容。 姿态确定：是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。
这个基准可以是惯性基准或者人们所感兴趣的某个基准。 姿态控制：是航天器在规定或预先确定的方向(可称为参考方
向)上定向的过程，它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是 指使姿态保持在指定方向，而姿态机动是指航天器从一个姿 态过渡到另一个姿态的再定向过程。
称为空间导航，简称导航； • 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标，对
质心施以控制力，以改变其运动轨迹的技术，有时也称为制导。 轨道控制的任务可分为4类。
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§7.1 概述
1）变轨控制和轨道机动 这种控制使航天器从一条自由飞行轨道转移到另一条自
由飞行轨道。变轨前后的两条轨道可以在同一平面内， 也可以在不同平面内。
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§7.1 概述
1 轨道控制的任务
3）交会和对接
使一个卫星与另一个卫星在同一时间、以相同速度到达空间同一位置 的过程称为交会。在轨交会过程一般分为三个阶段：远程导引阶段、 近程导引阶段和停靠阶段。 远程导引阶段:轨控系统控制追踪星的质心运动，将它导引到要接近的 目标卫星附近,两颗卫星距离应小于100km，并在同一轨道上运动； 近程导引阶段：追踪卫星上的轨控设备把它引入相距小于1km的交会 区，当两个卫星相对距离为20～30m时，应以1.5～3.0m/s的相对速 度进入停靠阶段； 停靠阶段：轨控系统应使追踪卫星以零或接近于零的相对速度靠近目 标卫星。
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§7.1 概述
4 卫星控制系统的特点
3）卫星控制系统工作寿命长，发射环境和在轨运行环境恶劣，这 就需要为控制系统选择高可靠、长寿命、经过鉴定的、最好是 有成功飞行经验的元部件，同时在系统设计上要采取合理的冗 余设计等。
4）由于运载火箭发射成本高，控制系统设计上还受到质量和能量 消耗等条件的限制。要研制和选用适合空间工作的轻型、低功 耗的元部件。