航天器控制：航天器轨道机动控制
第七章航天器姿态机动控制
而非无限小的时间微元 dt，所以根据式(7.4),
可以将每次喷气产生的自旋轴进动角度近似表示为
M H cTM H c
(7．5)
若要求自旋卫星机动
数 n为
c
角度，那么需要推力器喷气的次
n c M H ccTH M cc (7．6)
按照图7.1(a)所示的推力器配置，卫星每自旋一周只能
喷气一次，所以完成 c 角度的姿态机动就需要时间
地球同步轨道卫星的姿态捕获是在对自旋体的消旋 和速率阻尼的基础上进行的，分为太阳捕获，地球捕获 和偏航捕获3个阶段完成。这种姿态捕获机理是利用同步 轨道卫星在特定时刻，地球一太阳一卫星3者成为直角几 何关系。图7．8表示卫星本
体及其坐标，太阳敏感器视
场形成如图所示的A，B两条
带，两条带状视场交于Ox
气脉冲宽度应当尽可能短( T→ O)，因为越短效率越
高，产生的侧向冲量就越小。但是推力器工作时间过短，
会带来以下三方面的困难：
(1)喷气时间越短，脉冲越窄，推力器在技术上越难实 现；
(2)喷气脉冲越窄，重复性越差；
(3)喷气脉冲越窄，每次喷气产生的冲量越小，机动时 间就越长。
因此，若定义推力器喷气时间 T 和航天器自旋角
OA
到称目为标等方倾向角线OA轨F 迹。。因此，这种机动方法产生的轨迹
机动
0
A0 AAF
图7.2 大圆弧机动轨迹
图7.3 等倾角线机动轨迹
从工程实现的观点来看，等倾角线轨迹机动控制方 法比大圆弧轨迹机动控制方法简单，容易实现。根据分 析计算表明，在自旋轴机动范围比较小的情况下，大圆 弧法与等倾角法所消耗燃料基本相等。另外在下列两种 状态下，大圆弧法和等倾角法的轨迹是重合的：初始姿
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。
8
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。
11
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
12
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。
航空航天工程师的航天器轨道控制
航空航天工程师的航天器轨道控制航空航天工程师是航天事业中不可或缺的重要角色，他们致力于设计、开发和维护航天器及相关系统。
在航天器的轨道控制方面，航空航天工程师的专业知识和技能发挥着至关重要的作用。
本文将介绍航天器轨道控制的基本原理和相关技术。
一、航天器轨道控制的基本原理航天器的轨道控制主要包括轨道设计、轨道转移、姿态控制和遥测遥控等方面。
轨道设计是确定航天器在太空中轨道参数的过程，它直接影响着航天器的飞行性能和任务目标的实现。
轨道转移是实现航天器从一个轨道到另一个轨道的过程，其中包括轨道提升、轨道调整和轨道捕获等环节。
姿态控制是指通过控制航天器的姿态，实现航向控制和航天器的稳定性。
遥测遥控则是通过地面站与航天器之间的数据传输，实现对航天器运行状态的监测与控制。
二、航天器轨道控制的技术手段1. 推进系统技术推进系统是航天器轨道控制的核心技术之一，它主要通过推进剂的喷射来实现轨道控制目标。
推进系统可以分为化学推进系统和电推进系统两类。
化学推进系统利用化学反应产生的推力来改变航天器的速度和轨道，具有推力大、工作时间短的特点；电推进系统则是通过电离或电子加速等方式产生推力，具有长工作时间和精密控制的优势。
2. 轨道动力学控制技术航天器轨道动力学控制技术旨在保持航天器在给定轨道上的运行状态。
其中最常用的方法是利用航天器自身的姿态运动和推进系统的工作来调整航天器的轨道。
通过控制航天器的姿态、推力大小和方向等参数，可以实现航天器在轨道上的精确控制。
3. 光学导航技术光学导航技术是一种基于光学设备的轨道控制手段，通过利用星体的光信号进行定位和导航。
通过测量星体的位置和轨道运动信息，可以更精确地确定航天器的位置和速度，实现轨道控制的目标。
4. 遥测遥控技术遥测遥控技术是航天器轨道控制的重要手段之一，它通过地面站与航天器之间的数据交互，实现对航天器运行状态的监测与控制。
地面站通过接收航天器发送的遥测数据，并分析处理这些数据，可以实时监测航天器的位置、姿态、推进系统状态等信息。
航天器控制原理
1.1 世界航天技术发展的概况航天技术发展是当今世界上最引人注目的事业之一，它推动着人类科学技术的进步，使人类活动的领域由大气层内扩展到宇宙空间。
航天技术是现代科学技术的结晶，是基础科学和技术科学的集成，力学、热力学、材料学、医学、电子技术、光电子技术、自动控制、计算机、真空技术、低温技术、半导体技术、喷气推进、制造工艺学等学科，以及这些科学技术在航天应用中相互交叉、渗透而产生的大量新学科，都对航天技术的发展起了重要作用。
所以，航天技术是一个国家科学技术水平的重要标志。
航天技术是一门综合性的工程技术，主要包括：制导与控制技术，热控制技术，喷气推进技术，能源技术，空间通信技术，遥测遥控技术，生命保障技术，航天环境工程技术，火箭及航天器的设计、制造和试验技术，航天器的发射、返回和在轨技术等。
由多种技术融于一体的航天系统是现代高技术的复杂大系统，不仅规模庞大，技术高新、尖端，而且人力、物力耗费巨大，工程周期长。
时至今日，航天技术已被广泛应用到政治、军事、经济和科学探测等领域，已成为一个国家综合国力的象征。
.1.2 近代航天技术的发展19世纪末20世纪初，火箭才又重新蓬勃地发展起来。
近代的火箭技术和航天飞行的发展，涌现出许多勇于探索的航天先驱者，其中代表人物K．3．齐奥尔科夫斯基，R．戈达德(Robert Goddard)，H．奥伯特(Hermann Oberth)。
航天技术从20世纪50年代末期的研究试验阶段到70年代中期，发展到了广泛实际应用阶段。
其中60年代以来，为科学研究、国民经济和军事服务的各种科学卫星与应用卫星得到了很大发展。
至70年代，军、民用卫星已全面进入应用阶段。
一方面向侦察、通信、导航、预警、气象、测地、海洋、天文观测和地球资源等专门化的方向发展，同时另一方面，各类卫星亦向多用途、长寿命、高可靠性和低成本的方向发展。
这两种趋势相互补充，取得了显著的效益。
80年代中后期，基于模块化和集成化设计思想的新型微、小卫星崛起，成为航天技术发展中的一个新动向。
哈工大航天学院课程空间飞行器动力学与控制空间飞行器轨道控制上课件
利用航天器的特殊构型或附加质量等特性，通过改变航天器的重心 位置或转动惯量等方式，实现轨道控制。
组合控制方法
将主动控制和被动控制相结合，利用各自的优势，实现更高效、精确 的轨道控制。
轨道控制应用实例
卫星轨道转移
将卫星从一个圆轨道转移到一个椭圆轨道，或从一个椭圆轨道转 移到另一个椭圆轨道，实现卫星的变轨任务。
哈工大航天学院 课 程空间飞行器动力 学与控制空间飞行 器轨道控制上课件
contents
目录
• 课程简介 • 空间飞行器动力学基础 • 空间飞行器控制基础 • 轨道控制技术 • 课程实践环节
01
课程简介
课程目标
掌握空间飞行器动力 学与控制的基本原理 和关键技术。
培养学生在空间飞行 器设计、开发和运行 方面的实践能力和创 新思维。
实验内容与要求
实验内容
学生需要掌握卫星轨道测量、控制的 基本原理和方法，通过实际操作，掌 握卫星轨道控制技术。
实验要求
学生需要独立完成实验，并撰写实验 报告，同时需要掌握实验过程中的安 全操作规范。
实验报告撰写规范
实验目的
学生需要清晰阐述实验的目的和意义。
实验过程
学生需要详细记录实验过程，包括实验步骤、数据记录等。
描述了作用在空间飞行器上的控制力矩，是实现空间飞行器姿态 控制的重要手段。
03
空间飞行器控制基础
控制基本概念
控制系统
由控制器、受控对象和传感器等组成的整体，以分为开环控制和闭 环控制。
控制品质
评价控制系统性能的指标，包括稳定性、快速性和准 确性。
动量定理
描述了物体动量的变化与 作用力的关系，是理解动 力学行为的重要基础。
航空航天工程师的航天器轨道动力学
航空航天工程师的航天器轨道动力学航天工程是现代科技领域中最为复杂和挑战性的领域之一。
而在航天工程中，轨道动力学是十分重要的学科之一。
作为航空航天工程师，了解航天器的轨道动力学是必不可少的。
本文将探讨航天器轨道动力学的基本概念和应用。
一、轨道动力学的基本概念航天器的轨道动力学是研究航天器在空间中运动的学科。
它涉及到航天器的运行状态、运行路径以及运动参数等方面的理论与计算。
在轨道动力学中，常用的概念有轨道、轨道高度、轨道倾角等。
1.1 轨道轨道是航天器绕行星体（如地球）运行的路径。
根据轨道的形状和特性，轨道可以分为圆轨道、椭圆轨道、偏心轨道等。
通过设定不同的轨道，航天器可以实现不同的任务目标，如通信卫星通过地球同步轨道可以实现全球通信覆盖。
1.2 轨道高度轨道高度是指航天器距离地球表面的垂直距离。
通常以海平面为基准点，可以分为低地球轨道、中地球轨道、高地球轨道等。
轨道高度的选择与航天器的任务和设计要求密切相关，不同的高度对应着不同的应用场景。
1.3 轨道倾角轨道倾角是指轨道平面与地球赤道面之间的夹角。
轨道倾角的大小直接影响着航天器与地球的相对位置和轨道运动形式。
通常情况下，轨道倾角为0°的轨道被称为赤道轨道，而倾角较大的轨道则会呈现出椭圆形的轨道运动。
二、航天器轨道动力学的应用轨道动力学对于航天器的设计、运行和任务实施都有着重要的指导意义。
航天工程师在进行航天器设计和任务规划时需要充分考虑轨道动力学的相关因素。
2.1 轨道设计与控制航天工程师需要根据不同任务的需求，合理选择适当的轨道参数，确保航天器能够按照预定轨道进行运行。
同时，在航天器运行过程中，轨道控制也是一个关键问题。
通过调整姿态、推进系统等手段，航天工程师可以实现对航天器轨道的精确控制和调整。
2.2 轨道机动与转移航天器在任务实施过程中，可能需要进行轨道机动和转移，以满足不同的任务需求。
轨道机动是指改变航天器轨道的运动，包括姿态调整、轨道升降、轨道平面变换等。
航天器轨道动力学与控制下
AT L C O M 仿 真 M M
S T K 仿 真 软 件
STK是Systems Tool Kit系统工具包的简称（原卫星工具包Satellite Tool Kit），是由美国Analytical Graphics公司开发的一款在航天领域处于领先地位的商业分析软件。STK支持航天任务的全过程，包括设计、 测试、发射、运行和任务应用。 最初，STK是作为一款专业的航天方面的仿真工具使用的，随着其不断的发 展，它逐渐集成了通信、导航、雷达和光电等方面的内容，STK可以对2D与3D建模环境评估系统的性能， 在使用STK的任务环境的背景下，模拟复杂的系统，如飞机，卫星，地面车辆和传感器，评估系统在真实或 模拟的环境下的性能，因此受到了各军工业、研究所的欢迎和支持。
轨
道
机
动
轨道机动的分类 脉冲式机动：发动机工作时间非常短，可以认为速度变化为瞬时完成， 也可再分为单脉冲轨道机动和双脉冲轨道机动； 连续式机动：小推力控制，作用持续一段时间。
变轨控制工程的实现
导航和导引
1
姿态测量的限制3Biblioteka 推进发动机的限制5
2
4
姿态稳定
飞行要求和操作复 杂性的限制
变 轨 的 推 力 模 型
小 特 征 速 度 变 轨
由能量方程式可得：
两边求一次微分：
得出：
基于轨道的瞬时假设，在轨道上 的某点速度v改变而半径r不变则
������a≈2a2/������ V������V
定
点
捕
获
西漂
东漂
轨
道
保
持
影响因素 ●地球扁率影响 ●太阳和月球的引力作用 ●太阳辐射压力 ●大气阻力
轨道保持 ●使实际轨道与预定轨 道维持在误差范围内 ●主动对航天器进行轨 道修正 ●依赖地面测控指令或 星上自主控制
航天器轨道控制技术的挑战与对策
航天器轨道控制技术的挑战与对策当我们仰望星空，想象着那些在太空中穿梭的航天器时，或许很少有人能真正意识到背后所涉及的复杂技术，尤其是航天器轨道控制技术。
这一技术对于航天器的成功运行和任务达成至关重要，但同时也面临着诸多严峻的挑战。
首先，太空环境的极端复杂性就是一个巨大的挑战。
太空中存在着各种引力场，包括地球、月球、太阳甚至其他行星的引力影响。
这些引力的相互作用使得航天器的轨道计算和预测变得异常困难。
而且，太空中还充满了微小的颗粒和高能辐射，这些都可能对航天器的部件造成损害，影响其轨道控制的精度和可靠性。
其次，航天器的质量和燃料限制也是一个棘手的问题。
为了能够携带更多的科学仪器和设备，航天器往往需要在重量上进行严格控制。
然而，这也意味着用于轨道调整和控制的燃料会相应减少。
如何在有限的燃料条件下，实现精确而高效的轨道控制，是摆在科研人员面前的一道难题。
再者，通信延迟也是不可忽视的挑战。
由于航天器与地面控制中心之间的距离非常遥远，信号传输需要一定的时间。
在紧急情况下，这短暂的通信延迟可能会导致控制指令的延误，从而影响轨道控制的及时性和准确性。
面对这些挑战，科学家和工程师们采取了一系列的对策。
在应对复杂的太空环境方面，他们通过建立更加精确的天体力学模型，综合考虑各种引力场的影响，来提高轨道计算和预测的准确性。
同时，采用先进的材料和防护技术，减少太空颗粒和高能辐射对航天器的损害。
为了解决航天器质量和燃料限制的问题，科研人员致力于研发更加高效的推进系统。
例如，电推进系统具有比传统化学推进系统更高的比冲，可以在消耗较少燃料的情况下提供更大的推力。
此外，通过优化航天器的轨道设计，充分利用天体的引力辅助，也能够减少燃料的消耗。
在解决通信延迟问题上，一方面，不断提升通信技术，提高信号传输的速度和稳定性；另一方面，发展航天器的自主控制能力，使其能够在一定程度上根据预设的程序和算法，自主进行轨道调整和控制，减少对地面指令的依赖。
航天器轨道动力学与控制上-马佳
监测数据
●高度 卫星必须在地平线以上 ●天光 光学测量设备或人眼观测时，天空必须足够黑 ●地影 不发光的卫星还需太阳光直接照射
07
地月飞行和星际飞行
地月关系
地月系的三个运动：
●地球自转 ●地球和月球围绕公共质心 的运动 ●月球的自转
月球公转参数：
●椭圆轨道，偏心率0.0549 ●轨道面与地球赤道的夹角 18.2°—28.8° ●黄白道夹角5°9′
加权最小
广义卡尔 曼滤波
二乘法
观测数据集中处理的“批量计 算方法”。
按时间顺序对每个观测数据进 行解算的“序贯计算法”。
卫星的观测预报
概况预报
利用已有的资料，通过解算卫星运动方程，确定卫星可见段的 起止时间和最大高度。
准确预报
确定确定卫星每一时刻的高度角、方位角和卫星到激光测距仪 的距离，以便可以快速、准确的跟踪卫星。
轨道摄动
04
轨道转移
轨道转移概述
轨道转移是指航天飞行棋 在其控制系统作用下，由 沿初始轨道（或停泊轨道）
运动改变为沿目标轨道运
动的一种轨道机动。 转移轨道又称过渡轨道， 是航天器从初始轨道或停
泊轨道过渡到工作轨道的
中间轨道。
共面圆轨道发轨道转移
双脉冲变轨可以使新的轨道完 全脱离原有的轨道。 在两个共面圆轨道之间的最佳 变轨方式为霍曼变轨，其转移
卫星星食
卫星进入地球阴影的现象叫做卫星 食，在卫星食发生时，卫星上的光 电池不能供电，整形温度下降，以 太阳光为信号的敏感器失去作用。 对于静止轨道而言，卫星的星食发 生在春秋分前后各23天的午夜，每 次发生星食的时间不定，最长 72min。
返回轨道概述
返回轨道设计要求
地势平坦，交通便捷 远离城市，通信顺畅 远离高压重要设施 选择已有回收区 利用已有测控网络
航天器的轨道动力学与控制技术
航天器的轨道动力学与控制技术当我们仰望星空，畅想人类在宇宙中的未来时，航天器无疑是实现这一梦想的关键工具。
而要让航天器在浩瀚宇宙中准确、稳定地运行，就离不开对航天器轨道动力学与控制技术的深入研究和应用。
首先，我们来谈谈什么是航天器的轨道动力学。
简单来说，它就是研究航天器在太空中的运动规律。
这可不是一个简单的直线运动或者圆周运动，而是受到多种力的复杂作用下的运动。
地球的引力是其中最主要的影响因素之一。
想象一下，地球就像一个巨大的磁铁，而航天器就像是被磁力吸引的小铁球。
但这个“磁力”可不是均匀的，因为地球并不是一个完美的球体，其质量分布也不均匀，这就导致了引力的变化。
除了地球引力，太阳、月亮以及其他天体的引力也会对航天器的轨道产生影响。
就好像在一场拔河比赛中，不止有一方在用力，而是多方共同作用。
此外，太空中稀薄的大气阻力、太阳光压等也会悄悄地改变航天器的轨道。
那么，了解了这些复杂的影响因素后，如何去控制航天器的轨道呢？这就需要一系列先进的技术手段。
姿态控制是其中的重要一环。
航天器就像一个在太空中飞行的“舞者”，需要时刻保持优美的姿态。
通过使用各种姿态传感器，如陀螺仪、星敏感器等，能够精确感知航天器的姿态变化。
然后，利用推进器、动量轮等执行机构来调整姿态，确保航天器的太阳能电池板始终对准太阳，通信天线指向地球，各种科学仪器能够准确指向观测目标。
轨道控制则更为关键。
当航天器的轨道偏离了预定的轨迹，或者需要进行轨道转移、轨道维持时，就需要进行轨道控制。
这通常通过火箭发动机的点火来实现。
通过精确计算所需的推力大小、方向和作用时间，能够让航天器按照我们的意愿改变轨道。
为了实现精确的轨道控制，先进的导航、制导与控制算法至关重要。
这些算法就像是航天器的“大脑”，能够根据传感器获取的信息，快速准确地计算出最优的控制策略。
同时，随着计算机技术的飞速发展，越来越强大的计算能力也为更复杂、更精确的控制算法提供了支持。
在实际的航天器任务中，轨道动力学与控制技术面临着诸多挑战。
姿态控制系统
第五章三轴稳定航天器的姿态控制1.主动控制系统的分类.a零动量系统喷气推力器飞轮控制力矩陀螺b.偏置动量系统固定偏置动量系统(WHECON)单自由度动量系统两自由度动量系统2.零动量姿态控制系统a.整星动量标称状态下整星动量为零多用于对姿态稳定度要求较高的卫星，如遥感卫星b.“正交”轮系构形反作用轮法国SPOT卫星c.“正交+1斜装”轮系构形偏置动量轮美国的陆地卫星中国的“资源一号”3.偏置动量姿态控制系统a.整星动量标称状态下整星在某一个方向(一般在轨道角速度方向)有一个非零的角动量值；比姿态角速率产生的角动量值大一个数量级以上。b.用途多用于对姿态指向要求较高的卫星；如地球静止轨道卫星。c.优点不需要偏航敏感器；抗干扰性能好。4.喷气执行机构的特点喷气推力器可以在轨道上任何位置工作，不受外界其它因素影响，应用广泛；沿卫星本体轴产生的控制力矩远大于耦合力矩，可以实现三轴解耦姿态稳定控制，使控制逻辑简单灵活；喷气产生的力矩大，过渡过程时间短，在控制器设计时可忽略干扰力矩的影响；喷气特别适用于发动机和开关控制；喷气实际是一种继电系统，稳定状态是极限环。5.极限环的特点与设计极限环的特点极限环的大小决定了航天器的姿态精度和姿态稳定度；极限环的大小决定了燃料消耗的多少。极限环的设计选择小力矩、小脉宽、大比冲、小死区的推力器，减小极限环的环宽；可以设计单边极限环，采用单边喷嘴；极限环必须满足控制系统的精度要求。6.飞轮姿态稳定系统的特点飞轮可以给出精确的连续变化的力矩，控制精度高；消耗电能，不消耗燃料，适于长寿命工作；特别适合克服周期性扰动；能够避免热气推力器对光学仪器的污染；存在饱和问题，需有一定的卸载手段；转动部件存在寿命与摩擦问题。7.反作用轮的控制模式a.力矩模式轮子的输入是力矩指令摩擦力矩的影响和补偿：当摩擦力矩小于1~2×10-3Nm时，可用此模式b.动量模式轮子的输入是期望的控制角动量没有摩擦力矩的问题，但需要对电机转速进行精确测量8.什么是长周期运动和短周期运动？滚动/偏航运动包含两种频率成分a.长周期运动频率为ωo(800公里高度的轨道，ωo为10-3rad/s量级)由轨道运动引起b.短周期运动频率为ωn(一般为ωo的几十倍)由偏置角动量和星体转动惯量引起章动8.什么是姿态捕获？从未知的或不控的初始姿态，达到飞行任务所期望姿态的控制过程；地球捕获：建立对地定向姿态。9.姿态捕获的形式a.地球-太阳捕获当采用蓄电池供电时，可直接进行地球捕获；然后利用太阳敏感器信息，控制偏航轴转动，达到三轴稳定。b.太阳-地球捕获太阳帆板供电时，为确保能源供应，应先使帆板对准太阳，捕获太阳；然后，进行地球捕获。10.捕获步骤速率阻尼后，若地球敏感器无输出时，控制星体绕xb或yb慢转使俯仰或滚动地球敏感器较快扫描到地球，从而给出滚动和俯仰的姿态信息；根据滚动和俯仰姿态信息，控制偏航轴指向地垂线；利用陀螺或太阳敏感器的信息实现偏航角控制，完成三轴对地定向。
航天器控制：航天器姿态执行器与控制器
• (3) 推力器能在真空、失重、温度交变的空间环境下可靠工作。
• (4) 推力器应具有长寿命和多次启动的能力，目前有的推力器 启动次数在几十万次以上，使用寿命超过十年。
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1.2 飞轮
飞轮 又称角动量轮或惯性轮，是一种由电机驱动的高速转动部件，通过改 变绕固定转轴的转速进而改变其角动量给航天器提供反向控制力矩。
排出速度，从而提高比冲。
• 最高比冲：化学推进：5000m/s; 电推进：50000m/s。 • 可大大减少航天器推进剂需求量，在同样工作寿命下增加卫
星的有效载荷，或在有效载荷不变条件下提高航天器寿命。
（2）推力小 • 一次机动中，推力作用时间可长可短，控制精度高。
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1.1 推力器
• 如推进剂一定，比冲越高，则总冲就越大，相应推力器 的控制能力也增加。
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1.1 推力器
推力器系统性能参数：（二）比冲、比推力
• 比推力：单位时间推进剂消耗量（秒耗量）所产生的推力， 定义为比推力，即
比推力(m/s)
Is
vef g0
F
m g0
推力(N) 秒耗量（kg/s）
航天器控制----(四)
航天器姿态执行器与控制器
航天器在轨运行管理规范与控制要点与技术规范与安全管理
航天器在轨运行管理规范与控制要点与技术规范与安全管理引言航天器的在轨运行管理是指对卫星、飞船等航天器进行监测、控制和运行状态管理的过程。
在轨运行管理的规范与控制要点与技术规范与安全管理对于保证航天器正常运行、提高任务执行效率和确保航天器和地面工程的安全至关重要。
本文将从轨道控制、通信管理、能量管理和故障排除四个方面展开论述。
一、轨道控制1. 轨道实时监测及调整航天器在轨运行过程中，航天海事部门需通过地面测控系统对其进行轨道实时监测，确保航天器的升降轨道、姿态和位置等参数符合预定要求。
一旦发现轨道偏差，需要及时调整，保持航天器处于预期轨道上。
2. 轨道操控和调整规范在轨道控制中，操作人员应遵循相关规范，按照预定计划执行轨道操控和调整任务。
关键时刻需要做好飞行姿态参数的传递和控制，确保航天器的飞行稳定和精确可控。
3. 轨道数据记录和分析航天器轨道数据的记录与分析是对航天器在轨运行情况进行监测和评估的重要手段。
相关部门需建立完善的轨道数据记录和分析系统，及时收集并分析相关数据，发现潜在问题并处理，提高航天器在轨运行的效率和可靠性。
二、通信管理1. 通信协议和频率规范在轨运行的航天器需要与地面测控系统进行通信，传输各类重要数据和指令。
因此，航天器与地面的通信管理需要明确通信协议和频率规范，确保通信的顺畅和安全。
2. 通信数据质量监测通信数据质量监测是保证与航天器的通信质量的重要手段。
相关部门需建立监测和分析系统，实时监控通信数据的质量，及时发现通信中存在的问题并采取措施解决，以确保通信的可靠性。
3. 遥测数据传输和处理航天器在轨运行过程中会产生大量的遥测数据，为保证数据的完整性和准确性，需要建立高效的数据传输和处理系统。
相关部门应根据数据特性，制定相应的传输和处理方案，确保数据的及时传输和处理质量。
三、能量管理1. 电力系统运行规范航天器的电力系统是航天器在轨运行所必需的能量来源，需符合相关的运行规范。
航天器轨道动力学与控制(上)--李建辉
2、2特殊轨道和星座
轨道名称 定义 卫星选择
太阳同步轨道（近 进动角速度与平太阳在赤 资源卫星、气象卫星、军 用卫星等 极地太阳同步轨道） 道移动的角速度相等。 回归轨道 地面轨迹经过一定时间出 用于某一地区动态观察， 现重复的轨道。 可结合其他轨道如太阳同 步 相对地面观测禁止不动， 通信、广播、气象 距离地心42164km，覆盖 地球表面40%
航天器轨道动力学与控制 （上）
汇报人：李建辉
2018年9月22日
目
录
part one
理论基础 特殊轨道与卫星星座 卫星轨道确定 轨道转移 地月飞行和星际航行 工作映射
part two
part three part four part five Part six
1、1太阳系
开普勒定律三定律：1.行星沿椭圆轨道运动，而太阳则位于椭圆轨道的二个 焦点之一。2.在相同时间内，半径向量所扫过的面积是相等的。3.二个行星绕 太阳运动的轨道的周期时间平方之比等于二个轨道与太阳的平均距离的立方 之比。
最小二乘法： 批量计算法，适合观 测数据集中处理。
广义卡尔曼滤波法： 序贯计算法，按时间 顺序对每个数据结算， 改进，可时刻中断。
3.5卫星观测
卫星观测预报是解决跟踪站如何能看到卫星的问题，根据感 测设备不同有下面三个含义： 1、高度：卫星必须在地平线至上 2、天光：光学或人眼观看，天空背景须特别黑， 3、地影：对于不发光卫星用光学设备观测还需要太阳光能 直接照射它
三个步骤
计算方法
三个理论
3.2数据的预处理和精度分析
数据处理的任务是消除观测数据中由于测量设备和环境 引起的一部分已知误差（利用已知误差模型），并消除大部 分随机误差（利用平滑方法）。从而在轨道确定和改进中选 取合适的间隔点，减少计算量。
航天器轨道分析与控制
航天器轨道分析与控制第一章引言航天器的轨道分析与控制是航天科学与技术领域中关键的一部分，它涉及到航天器在太空中的精确运行和控制，是保证航天任务成功的基础。
在航天领域，轨道分析与控制的研究旨在确定航天器的运动轨迹，并通过控制手段来实现对轨道的精确控制，以满足任务需求。
第二章轨道分析2.1 地球轨道类型地球轨道分为低地球轨道（LEO）、中地球轨道（MEO）、高地球轨道（GEO）等几种类型。
低地球轨道位于地球半径以下2000公里范围内，主要用于近地观测、通信和导航等任务。
中地球轨道则位于地球半径以下8000公里范围内，常用于全球定位系统（GPS）等应用。
高地球轨道位于地球半径以下36,000公里处，适用于通信卫星、气象卫星等任务。
2.2 轨道计算方法轨道分析的关键在于计算航天器在给定时间段内的位置和速度。
常用的轨道计算方法包括开普勒定律和天文学方法。
开普勒定律通过航天器的速度、质量和引力等因素，确定航天器的轨道参数。
天文学方法则基于天体力学原理，借助于太阳、月亮和其他天体的引力作用，计算出航天器的轨道。
第三章轨道控制3.1 轨道控制需求轨道控制是为了实现对航天器轨道的精确控制，以满足特定任务需求。
对于通信卫星，在轨道控制过程中需要保持卫星与地面站之间的通信连续性。
对于导航卫星，轨道控制则需要保持卫星的精确定位能力。
此外，还有一些特殊任务，如空间探测器需要实现对目标天体的精确定点触达等。
3.2 轨道控制方法轨道控制方法包括被动和主动控制两种。
被动控制方法主要通过设计航天器的结构和材料来实现轨道控制，例如通过使用阻尼器和气动力控制系统来减小航天器的运动。
主动控制则依靠推进剂和推进系统对航天器进行推进、微调和位置调整，以实现对轨道的精确控制。
第四章轨道保持与修正4.1 轨道保持轨道保持是指在航天器进入预定轨道后，通过控制推进系统或姿态调整系统，维持航天器在规定轨道上运行。
轨道保持需要考虑地球的引力、大气阻力和太阳辐射等因素，通过控制推力大小和方向，使航天器能够克服这些干扰因素，保持轨道稳定。
航天器开普勒轨道和非开普勒轨道的定义_分类及控制
第35卷 第4期2009年8月空间控制技术与应用Aer os pace Contr ol and App licati on航天器开普勒轨道和非开普勒轨道的定义、分类及控制3孙承启1,2(11北京控制工程研究所,北京100190;2.空间智能控制技术国家级重点实验室,北京100190)摘 要:给出了航天器开普勒轨道(K O)和非开普勒轨道(NK O)的来源、定义、分类和特点,阐明了K O和NK O之间的关系,介绍了相关的轨道控制与轨道确定、制导与导航的涵义.关键词:开普勒轨道;非开普勒轨道;轨道分类;轨道控制;轨道确定中图分类号:V412.41 文献标识码:A文章编号:167421579(2009)0420001205Spacecraft Kepler i a n O rb its and Non2Kepler i a n O rb its:D ef i n iti on,C l a ssi f i ca ti on and Con trolS UN Chengqi1,2(1.B eijing Institute of Control Engineering,B eijing100190,China;2.N ationa l L aboratory of Space Intelligent Control,B eijing100190,China)Abstract:This paper describes s pacecraft’s Kep lerian orbits(K O)and non2Kep lerian orbits(NK O) including their origins,definiti ons,classificati ons and characteristics,exp lains the relati onshi p bet w een the K O and the NK O,and intr oduces briefly s ome issues related t o orbit contr ol and orbit deter m inati on, guidance and navigati on.Keywords:Kep lerian orbits;non2Kep lerian orbits;classificati on of orbits;orbit contr ol;orbit deter m inati on 3本文是作者在2008年8月30—31日国家863计划“空间非开普勒轨道动力学与控制专题讨论会”上报告的基础上修改而成的. 收稿日期:2009203216作者简介:孙承启(1943—),男,浙江人,研究员,研究方向为航天器制导、导航与控制,空间交会对接(e2mail: sunchengqi@s ). 人类科学认识天体运动是从哥白尼(1473—1543)开始的,开普勒(1571—1630)根据前人的天文观测资料总结出了行星绕太阳运动的三大定律,被后人称为开普勒三定律.开普勒和伽利略(1564—1642)之后,牛顿(1642—1727)提出了万有引力定律和物体运动的三大定律(后人称之为牛顿三定律),以此为基础的牛顿力学是天体力学的基础,也是航天动力学的基础.开普勒定律给出了行星(也适用于航天器)轨道运动规律的运动学描述,牛顿力学则是对这种轨道运动规律给出了动力学意义下的解释.开普勒定律可以用牛顿力学得到严格证明.从哥白尼的日心地动说的提出到牛顿力学的建立是人类认识宇宙的第一次飞跃[1].二体问题是天体力学中的一个基本问题,它是・1・空间控制技术与应用35卷指可视为质点的两个天体在相互间唯一的万有引力作用下的运动规律问题.二体问题可以用牛顿万有引力定律和牛顿运动定律来描述并得到完全解决.开普勒三定律是二体问题的解.在二体问题的假设条件下,进一步假设主天体的质量远远大于次天体(或航天器)的质量,且认为主天体是惯性固定的,就成了限制性二体问题[2].航天器轨道是指航天器在天体引力和其它外力作用下其质心运动的轨迹.由于受到天体中心引力以外的其它外力的作用,航天器的轨道运动实际上并不严格遵循二体问题的解,这发生在航天器受到地球非球形及质量分布不均匀、大气阻力、太阳光压、其它天体的引力等自然环境摄动力作用的情况,也发生在航天器受到其主动产生的控制力作用的情况.这些情况下航天器的轨道不再是严格的有时甚至根本不是理想的开普勒轨道了,于是提出了非开普勒轨道问题.本文打算从轨道动力学和轨道控制的角度给出航天器开普勒轨道(K O)和非开普勒轨道(NK O)的定义和分类,把航天器开普勒轨道分为理想K O和视同K O两大类,把航天器非开普勒轨道分为非本质NK O和本质NK O两大类,这两类NK O中又有自然(被动)的和人为(主动)的两种情况,重点介绍本质NK O的分类及典型例子.本文最后简要介绍与航天器轨道密切相关的轨道控制和轨道确定问题,给出了航天器制导和导航的含义.除非特别说明,本文所说的航天器轨道是指航天器相对于天体的运行轨道,而不是指两个航天器之间的相对轨道.1 开普勒轨道1.1 开普勒轨道的名词来源作为一个名词术语,开普勒轨道来自开普勒三定律,起源于对行星绕太阳的运动规律———行星轨道问题的研究.“开普勒轨道”这个名词是开普勒以后的人提出来的,并把开普勒轨道扩展到二体问题的解.开普勒轨道的英文名词是Kep lerian orbits,本文把它缩写为K O.由于航天器的轨道运动也符合开普勒三定律,因此名词“开普勒轨道”同样适用于航天器.本文所说开普勒轨道大多数情况是指航天器开普勒轨道.1.2 开普勒轨道的定义开普勒轨道定义1:符合开普勒三定律的天体或航天器的运行轨道.开普勒轨道定义2:由二体问题的解得到的天体或航天器的运行轨道.所以,开普勒轨道也称为二体问题轨道.符合上述定义的开普勒轨道也称为理想的开普勒轨道. 1.3 开普勒轨道的分类和特点开普勒轨道的分类见图1.图1中的“视同”是“可以把它看作”的意思.视同K O的特点如图1所示.图1 开普勒轨道的分类图航天器的开普勒轨道可由如下二体问题基本方程解得:¨r+μrr3=0(1) 上述方程描述在惯性坐标系中航天器相对于天体的轨道运动.式(1)中的r是从天体(质量记为m1)到航天器(m2)的位置矢量,μ=G(m1+m2)是二体系统的引力常数,G是万有引力常数.由于m1µm2,可以只考虑m1对m2的引力,这种情况可把航天器开普勒轨道看成是限制性二体问题的解,即看成是在惯性固定天体中心引力场中的运动(有心力运动)轨迹.由式(1)可以解得航天器的轨道方程r=p1+e cosθ(2) 开普勒轨道可以用开普勒轨道六要素(简称轨道要素,也称轨道根数)来表示.必须指出,航天器开普勒轨道是在一定假设下的理想轨道.人造地球卫星出现以后,仅仅按照开普勒三定律和利用二体问题不可能准确预报卫星的位置,于是提出了航天器轨道摄动问题和摄动轨道这个名词,后来出现了非开普勒轨道这个名词.2 航天器非开普勒轨道2.1 非开普勒轨道的名词来源通过初步检索,non2Kep lerian orbits这个名词1980年出现在Baxter的文章中[3].本文把非开普勒轨道缩写为NK O.本文所说的NK O主要指航天器的NK O.・2・第4期孙承启:航天器开普勒轨道和非开普勒轨道的定义、分类及控制2.2 非开普勒轨道的定义非开普勒轨道定义1:不符合开普勒三定律的航天器的运行轨道.非开普勒轨道定义2:不符合二体问题解的航天器的运行轨道.2.3 非开普勒轨道的分类和特点在引起航天器开普勒轨道变化(摄动或偏离或根本不符)的原因中,有些对航天器轨道的影响较小,可当作摄动来处理,有些影响较大而必须另作处理.从影响程度上可以把非开普勒轨道分为非本质NK O和本质NK O两大类,从影响源上可分为自然(或被动)NK O和人为(或主动)NK O两种.本文采用以第一种分类为主的分类法.2.3.1 非本质NK O非本质NK O多半是由于空间环境干扰和某些人为因素造成的.空间环境摄动力虽小,但长期作用会形成NK O.航天器发动机的漏气(产生的推力很小)及姿态控制推力器的非力偶方式工作也会引起轨道摄动.还有一些发生在航天器遭到流星或空间碎片的撞击和发动机的脉冲工作情况.当这种瞬时干扰结束后,航天器将以干扰消失时刻的轨道继续运行下去.因此非本质NK O也可以说是由于干扰力或干扰力的影响远小于主天体对航天器的引力的影响而造成的.有些非本质NK O是很有用的.比如利用地球形状摄动可以获得太阳同步轨道、临界倾角(i= 6314°)轨道等.2.3.2 本质NK O对于作用在航天器上的自然环境力或控制力对航天器轨道的影响已不能当成摄动来处理的情况,航天器就运行在本质NK O上了.由自然环境引起的本质NK O的典型例子是航天器再入大气层后的飞行轨道和三体问题轨道.深空探测需要研究三体问题或多体问题.按照上述定义,深空探测器在三体问题中的轨道属于本质NK O,尽管它可以用干扰二体问题来处理.所谓三体问题是指研究3个可视为质点的天体在万有引力相互作用下的运动规律问题.三体问题是天体力学中的一个基本问题,可以用牛顿力学来处理.一般的三体问题没有解析解.但是对深空探测器而言,可以简化为限制性三体问题来研究.以日地系统为例,限制性三体问题有5个特解,称之为平动点或拉格朗日点(简记为L点).在这5个点处航天器相对于原点在日地公共质心上的旋转坐标系的相对加速度等于0,即引力加速度和离心力加速度相平衡.处于某些平动点附近轨道上运行的航天器有着特殊的应用价值,比如我国计划中的夸父卫星A在日2地之间的L1点(距离地球115×106km)的晕轨道(过L1点垂直于日地连线的平面附近绕L1点的运行轨道)上运行,对空间风暴、极光和空间天气进行探测和研究[4].2.3.3 航天器的人为本质NK O航天器的人为本质NK O是指航天器在经常性的或连续的控制力作用下的运行轨道.可以分为受控本质NK O和乱控本质NK O.乱控本质NK O是指在航天器控制系统或推进系统出现故障的情况,航天器在不符合要求的持续推力作用下的飞行轨道.下面列举一些航天器的受控本质NK O:1)进入或返回再入行星大气层后的受控飞行轨道,特别是有升力控制的再入段轨道;2)空间拦截或空间交会的末制导段轨道;3)行星软着陆制动段轨道;4)沿V(目标航天器飞行速度)方向或沿R(目标航天器地心矢量)方向直线靠拢时的轨道;5)对目标航天器作任意方位绕飞时的轨道;6)在目标航天器轨道平面外作相对位置保持时的轨道;7)保持在目标航天器R方向某个位置上的轨道;8)各种连续推力作用下的转移轨道;9)复杂形状编队飞行时的轨道;10)复杂形状星座保持时的轨道;11)太阳帆的飞行轨道;12)气动辅助变轨段轨道.综上所述,可以用图2来描述航天器非开普勒轨道的分类.3 开普勒轨道与非开普勒轨道的关系1)航天器开普勒轨道是航天器非开普勒轨道的近似,近似程度依具体情况而异.2)航天器开普勒轨道是对非开普勒轨道理想化的结果.3)在某些简化条件或允许条件下,非开普勒轨道可以用开普勒轨道要素来表示.a.对于长期受到小摄动作用的航天器轨道可以用密切轨道(瞬时开普勒轨道)来描述,或在一段不长的时间内可以用开普勒轨道来描述.・3・空间控制技术与应用35卷图2 非开普勒轨道的分类图 b.在短时强干扰或脉冲干扰作用前和结束后,可以用开普勒轨道来描述.c.在航天器轨道设计时,把开普勒轨道作为标称轨道或参考轨道来使用.当主要摄动模型已知时,把考虑摄动后的理论计算轨道(视同开普勒轨道)作为标称轨道或参考轨道来使用.4)牛顿力学是研究开普勒轨道和非开普勒轨道的共同基础.4 航天器的轨道控制航天器轨道控制就是通过利用或主动对航天器施加外力改变航天器质心运动的轨迹,使其沿要求的轨道到达预定目标(目标轨道或目标位置),一般包括轨道机动和轨道保持两种情况.有时把未施加控制力的轨道称为自由轨道.在不同参考坐标系中,航天器轨道的形态是不同的.以改变在惯性坐标系中的轨道形态为目的的轨道控制称为绝对轨道控制,以改变在航天器相对(动)坐标系中的轨道形态为目的的轨道控制称为相对轨道控制.轨道控制过程中的绝对轨道都是非开普勒轨道.对航天器主动施加外力(通常是在给定方向施加一定时间的有限推力,有些情况施加变推力)的结果是航天器飞行速度(轨道运动速度)的大小和方向发生变化.变轨前后速度矢量改变量的模即速度增量的大小是轨道控制所付出的能量代价的间接度量.短时间施加的推力可视为脉冲推力,n次脉冲推力控制的结果形成了一个由n+1段自由轨道相连的非本质NK O.但是如果施加推力的时间很长,则控制的结果是形成一段本质NK O.轨道控制通常是先针对给定的航天任务选择或设计一条标称轨道(也称参考轨道或目标轨道).这条参考轨道通常是按简化模型用标称参数值计算出来的理论轨道,它可以是K O,也可以是NK O.轨道控制系统按照事先设计好的控制规律在一个或几个时刻开启轨控发动机进行变轨,使航天器到达目标轨道或保持在标称轨道上.为到达空间预定位置或区域所进行的轨道控制称为制导.例如轨道拦截和交会对接任务中的末制导,航天器返回地面过程中的再入制导,运载火箭把航天器送入预定入轨点的制导等.现代航天器的制导系统通常是一个反馈控制系统.闭路制导系统把实测轨道与参考轨道进行比较,按照事先设计好的制导规律,控制航天器的飞行轨迹,消除误差,使其沿参考轨道飞行,最终到达目标点.这种情况下的参考轨道可以事先设计好并装订在星载计算机中,也可以由星载计算机按给定模型实时计算.轨道控制系统的主要性能指标是精度、时间和所消耗的能量或推进剂量.轨道控制或制导的精度主要取决于轨道确定或导航的精度和控制或制导的方法误差.轨道控制过程的时间主要取决于标准轨道的选择、轨道控制规律和执行机构的性能.轨道控制所消耗的推进剂量(正比于各次变轨速度增量绝对值之和,也称特征速度)主要取决于轨道控制规律和发动机的比冲.如果设计参考轨道时所用的动力学模型与实际轨道相差大,那么为迫使航天器沿・4・第4期孙承启:航天器开普勒轨道和非开普勒轨道的定义、分类及控制参考轨道飞行所消耗的推进剂就多.设计者要对上述性能指标进行权衡与折衷,并希望实现自然作用与人为控制作用的最佳结合———和谐控制.下面举3个轨道控制的例子.(1)从月球返回地球的跳跃式再入控制[5]低升阻比探月飞行器返回地球时,飞行器将以接近第二宇宙速度的高速再入地球大气层.如果要求返回起始于绕月轨道上的任意点和任意时刻,并保证最终能安全地着陆到地面指定区域,就要求飞行器有很长的纵向航程控制能力.由于飞行器的升阻比较小,所以必须采取跳跃式再入方式,即飞行器先再入大气层,然后跃升到大气层外,最后再一次进入大气层并着陆.再入制导系统必须能够提供可供跳跃的再入轨迹(即参考轨道)并进行精确制导.轨迹规划即制定参考轨道的任务是由星载计算机在轨(实时)计算出一条由当前点至第二次再入段终点(着陆器降落伞的开伞点)的可行的跳跃式再入轨迹和合适的倾侧角(称指令倾侧角).参考轨道设计的基本要求是满足从当前点到开伞点的航程要求,并保证过载不超过限定值.制导律设计的基本要求是通过跟踪指令倾侧角,保证飞行器沿该参考轨道飞行并有足够的鲁棒性.该探月飞行器的返回再入制导系统是一个闭路制导系统.从首次再入点开始到最终着陆的整个飞行过程除了中间有一小段是在大气层外的K O外,其余部分都是本质NK O.(2)交会对接最后停靠段的相对轨道控制如果在航天飞机与空间站交会对接最后停靠段要求航天飞机自下而上地靠拢空间站,则可以沿R(空间站的地心矢量)方向和V(空间站的轨道速度矢量)方向连续地对航天飞机施加推力,其中V方向的推力用于减小航天飞机与空间站沿V 方向的相对速度,R方向的推力用于减小二者之间的高度差,采用这种相对制导策略可以实现航天飞机沿R方向向空间站匀速直线靠拢,在停靠过程中航天飞机绕地球飞行的轨道(绝对轨道)是一个本质NK O.(3)星际航行的轨道控制如前所述,星际航行轨道涉及到三体问题.三体问题是一个非线性动态系统,其运动具有混沌现象.星际航行中的轨道转移可以应用混沌运动理论中的不变流形(有稳定流形和不稳定流形两种)的概念.利用不变流形可以大大减小轨道转移的推进剂消耗量.太阳系中的许多条不变流形组成了一个轨道网络.由于沿此网络中的管道表面飞行所消耗的能量极小,所以常称之为星际高速公路(I PS, inter p lanetary superhigh way).航天器可沿稳定流形接近天体,沿不稳定流形飞离天体.如果要使宇宙飞船从行星A飞向行星B,可以先让宇宙飞船沿稳定流形管道转移到行星A的一个晕轨道上,然后沿行星A晕轨道的一个不稳定流形管道上飞行,再在适当的时候让宇宙飞船切换到行星B的一个稳定流形管道上,宇宙飞船接着沿此管道到达行星B的一个晕轨道上,最后再转移到绕行星B的近星轨道上.由于宇宙飞船在整个飞行过程中很大一部分是沿不变流形管道飞行的,所以只需消耗非常少的推进剂.需要指出,航天器轨道控制通常需要姿态控制相配合.这种情况下,姿态控制系统的任务是将航天器的姿态或推力发生器(比如发动机、太阳帆等)的指向调整到并稳定在轨道控制所要求的数值上;或者在轨道控制力作用期间,使航天器的姿态或推力发生器的指向按轨道控制或制导给出的规律变化.有时需要考虑轨道控制与姿态控制作用的相互耦合对航天器轨道运动和姿态运动的影响.5 航天器的轨道确定航天器的轨道确定就是对轨道测量数据进行处理,给出航天器在给定时刻的位置和速度或者轨道要素.测量数据可以由地面站对航天器运动轨迹进行测量得到,也可以由装载在航天器上的测量设备提供.通过对这些测量数据的处理和计算可以获得航天器的轨道参数.轨道控制需要知道航天器现时的轨道参数,闭路制导需要航天器实时确定它自己的位置和速度,有时姿态确定也需要知道航天器的轨道参数.我们把为轨道控制或制导所进行的轨道确定称为导航.完全利用航天器上的测量设备和计算装置而不依赖于地面设备支持的导航称为自主导航.轨道动力学模型对轨道确定的精度有很大影响.在星上轨道计算或导航任务中,应在星载计算机的能力范围内尽量使用精度较高的轨道动力学模型———NK O模型,例如采用包含地球非球形摄动的J2项的轨道动力学方程,在相对导航滤波器设计中考虑航天器发动机工作时推力的影响.航天任务常常需要地面站给出航天器轨道参数的(下转第47页)・5・第4期党 蓉等:基于BANK编译模式在扩大单片机程序存储空间中的应用研究1.4 修改编译选项编译选项的修改与使用的编译器有关.本用例使用了Keil C51编译器,结合硬件的具体设计情况,在L51_BANK.A5l文件中修改如下两处配置代码,其他不变.1)设置?B_NBANKS为2;2)设置BANK S W I TCH采用单片机P1.4口操作.另外,还需要在编译选项中设置BANK区的起始和终止地址.2 设计验证通过对资源的分析和拷机试验验证了硬件设计和软件结构规划的正确性以及采用BANK编译模式编译后跨BANK区切换的可行性.由于在进行BANK区间切换操作时,会占用4个字节的堆栈空间,并且公用变量、常量必须放在COMMON区等缘故,所以本文采用仿真器对程序运行过程中的压栈情况、公用变量及常量进行了单步跟踪及分析,结果表明堆栈空间满足要求,公用变量及常量不存在冲突,数据传递正确.对软硬件进行了3h的连续拷机试验,试验结果表明程序运行正常.3 结 论本文利用Keil C51的BANK编译模式进行软硬件联合设计,解决了MCS251系列单片机对最大64K B程序空间的限制问题,可供类似应用参考.参 考 文 献[1] 徐爱钧,彭秀华.Keil Cx51V7.0单片机高级语言编程与μV isi on2应用实践[M].北京:电子工业出版社,2006:1472605[2] Keil Elektr onik G mbH and Keil Soft w are I nc.A51macr o assembler and utilities f or8051and variants[M].[S.l.]Keil Elektr onik G mbH and Keil Soft w areI nc,2001:2932304[3] Keil Elektr onik G mbH and Keil S oft w are I nc.GS51gettingstarted withμV isi on2[M].[S.l.]Keil Elektr onik G mbHand Keil S oft w are I nc,2001:67268[4] 孙涵芳,徐爱卿.MCS251系列单片机原理及应用[M].北京:北京航天航空大学出版社,1994:1482158[5] 周敬利,卓越.MCS251程序空间扩展原理及编译器优化[J].计算机工程,2003,29(8):1832185[6] 任克强,胡中栋.一种扩展MCS251单片机程序存储器地址空间的方法[J].南方冶金学院学报,2002,23(9):38240[7] 黄晴.基于C51的BANK编译器应用[J].机电工程技术,2005,34(8):79280(上接第5页)预报值,这种情况应尽量选用高精度的NK O模型,采用喷气姿态控制的低轨道卫星的轨道预报需要考虑小推力姿态控制发动机工作累积冲量引起的轨道摄动.6 结束语本文从开普勒三定律和牛顿力学出发,阐述了航天器的轨道问题,给出了航天器开普勒轨道和非开普勒轨道的定义、分类和特点.本文将开普勒轨道分为理想K O和视同K O两大类,将非开普勒轨道分为非本质NK O和本质NK O两大类,它们都有自然的和人为的两种情况,列举了许多受控本质NK O 的典型例子,还介绍了相关的轨道控制与轨道确定、制导与导航问题.参 考 文 献[1] 张钰哲,戴文赛,李珩,等.中国大百科全书:天文学[M].北京:中国大百科全书出版社,1980:127[2] Bong W.Space vehicle dyna m ics and contr ol[M].Rest on:A I A A I nc,1998[3] Baxter B E.Kep lerian rep resentati on of a 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航天器
航天器在运动方式、环境与可靠性、控制和系统技术等方面都有显著的特点。
航天器大多不携带飞行动力装置，在极高真空的宇宙空间靠惯性自由飞行。
航天器的运动速度为八到十几千米每秒，这个速度是由航天运载器提供的。
航天器的轨道是事先按照航天任务来选择和设计的。
有些航天器带有动力装置用以变轨或轨道保持。
航天器由航天运载器发射送入宇宙空间，长期处在高真空、强辐射、失重的环境中，有的还要返回地球或在其他天体上着陆，经历各种复杂环境。
航天器工作环境比航空器环境条件恶劣得多，也比火箭和导弹工作环境复杂。
发射航天器需要比自身重几十倍到上百倍的航天运载器，航天器入轨后，需要正常工作几个月、几年甚至十几年。
因此，重量轻、体积小、高可靠、长寿命和承受复杂环境条件的能力是航天器材料、器件和设备的基本要求，也是航天器设计的基本原则之一。
对于载人航天器，可靠性要求更为突出。
绝大多数航天器为无人飞行器，各系统的工作要依靠地面遥控或自动控制。
航天员对载人航天器各系统的工作能够参与监视和控制，但是仍然要依赖于地面指挥和控制。
航天器控制主要是借助地面和航天器上的无线电测控系统配合完成的。
航天器工作的安排、监测和控制通常由航天测控和数据采集网或用户台站(网)的中心站的工作人员实施。
随着航天器计算机系统功能的增强，航天器自动控制能力在不断提高。
航天器运动和环境的特殊性以及飞行任务的多样性使得它在系统组成和技术方面有许多显著特点。
航天器的电源不仅要求寿命长，比能量大，而且还要功率大，从几十瓦到几千瓦。
它使用的太阳电池阵电源系统、燃料电池和核电源系统都比较复杂，涉及到半导体和核能等项技术。
航天器轨道控制和姿态控制系统不仅采用了很多特有的敏感器、推力器和控制执行机构以及数字计算装置等，而且应用了现代控制论的新方法，形成为多变量的反馈控制系统。
航天器结构、热控制、无线电测控、返回着陆、生命保障等系统以及多种专用系统都采用了许多特殊材料、器件和设备，涉及到众多的科学技术领域。
航空航天工程师的航天器轨道计算和控制
航空航天工程师的航天器轨道计算和控制航空航天工程师在航天器的轨道计算和控制方面扮演着至关重要的角色。
航天器的轨道决定了其运动路径和运行参数，包括高度、速度和轨道形状等。
航天工程师必须准确计算轨道参数，并采取适当的控制措施来确保航天器在太空中安全稳定地运行。
一、航天器轨道计算航天器轨道计算是指通过数学模型和运动方程来确定航天器在太空中的运动路径和运行参数。
常用的轨道计算方法包括开普勒运动定律和牛顿运动定律。
1. 开普勒运动定律开普勒运动定律是描述天体运动的重要定律，其中第一定律指出天体绕太阳运行的轨道是椭圆形，而航天器绕地球运行的轨道也遵循着类似的椭圆轨道。
根据开普勒第一定律，航天工程师可以利用椭圆轨道的参数来计算航天器的运动轨迹。
2. 牛顿运动定律牛顿运动定律是描述质点运动的基本定律，其中第二定律表明如果给定力和质量，质点将按照牛顿的第二定律加速度运动。
根据牛顿运动定律，航天工程师可以使用航天器的质量以及所受到的力来计算轨道参数，例如航天器的速度和加速度。
二、航天器轨道控制航天器轨道控制是指通过调整航天器的姿态和推力来实现对轨道参数的控制。
航天器轨道控制的主要目标是确保航天器在预定轨道上稳定运行，并实现轨道的调整和变化。
1. 姿态调整航天器的姿态调整是通过航天器上的推力装置来实现的。
航天工程师可以根据轨道计算的结果，确定航天器的姿态调整角度，并通过调整推力方向和大小来实现航天器的姿态调整。
2. 推力变化推力的变化可以影响航天器的速度和加速度，从而改变航天器的轨道。
航天工程师可以通过控制推力的大小和方向来实现航天器轨道的调整和变化，例如改变航天器的高度和轨道形状等。
航空航天工程师在航天器的轨道计算和控制方面的工作是非常重要的，他们通过准确计算轨道参数和采取适当的控制措施，确保航天器在太空中安全运行。
航天器的轨道计算和控制，不仅关乎航天工程师的专业技能，也关系到整个航天工程的安全和成功。
随着航天技术的不断发展，航天工程师在航天器轨道计算和控制方面的研究和应用将会得到更深入的发展和应用。
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NASA首席科学家-Robert Farquhar
美国“新视野”号探测器
• 人类第一个飞越和研究冥王星和它的卫星的空间探测器 • 人类第一个抵达柯伊伯带的空间探测器 • 2006.01 在美国卡纳维拉尔角发射，发射速度16.26km/s，
有史以来发射速度最快的探测器； • 2006.06 掠飞小行星132524APL • 2007.01 开始探测木星、木卫十七 • 2015.07 飞跃冥王星 • 2016-2020 探测柯伊伯带
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NASA首席科学家-Robert Farquhar
国际日地探测卫星－3 ISEE-3
• “借”NASA卫星探测哈雷彗星 • 人类第一个探测彗星慧尾的探测器 • 人类第一个两次探测两颗不同彗星慧尾的探测器。
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NASA首席科学家-Robert Farquhar
美国“发现”计划 • 1996.02 美国发射“近地小行星交会”（NEAR）探测器， • 2001.02 NEAR成功在爱神号(Eros433)小行星表面软着陆。
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主要内容
航天器轨道设计 航天器轨道机动 航天器交会对接 行星着陆探测制导
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1 航天器轨道设计
1.1 静止轨道设计
• 近地轨道一般为圆形或小偏心率轨道，速高比近似常数，对 可见光资源卫星、侦查卫星拍摄有利；
• 轨道倾角：必须不小于被摄影区域的最高纬度或最低纬度绝 对值，不小于发射场的纬度；
• 2) 大型运载火箭将卫星和一级火箭送入停泊轨道，然后火箭发 动机将卫星送入期望轨道；
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1 航天器轨道设计
1.2 转移轨道设计
• 对于月球探测器和深空探测器，一般为圆形限制三体问题， 轨道设计可采用的方法有如下几种。
1.2.1 拼凑圆锥截线法
• 分析地月飞行轨道的常用近似方法，基本思想为引进引力作 用球的概念，将三体问题化为二体问题，将地月轨道分为地 心开普勒圆锥曲线和月心开普勒圆锥曲线。
• 近地点：一般位于所需侦查区域上空； • 近地点轨道高度：综合考虑空间干扰、卫星摄影分辨率需求； • 轨道周期：考虑摄影旁向重叠率；
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1 航天器轨道设计
1.2 转移轨道设计
• 用于连接星箭分离时的入轨轨道和目标轨道； • 如发射地球同步卫星时，有两种类型：
• 1) 星箭分离后，卫星进入近地点为几百公里的大椭圆轨道，然 后由星上远地点发动机和姿态轨道控制分系统完成轨道调整；
21世纪四次深空探测任务总设计师：
• 1. 爱神星（Eros）探测任务（NEAR号）总设计师。 • 2. 水星探测任务（MESSENGER）总设计师。 • 3. 冥王星探测任务（新视野号）总设计师。 • 4. 彗星探测任务（CONTOUR）总设计师。
扩展阅读： 他用卫星轨道向宇宙写了张借条。玩星星的爷爷，谢谢你 曾来过
• 嫦娥一号探月轨道
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1 航天器轨道设计
嫦娥二号月球及小行星探测轨道
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1 航天器轨道设计
“嫦娥二号”和“嫦娥一号”轨道任务对比
• 脱离地球速度不同、月球捕获轨道高度不同
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1 航天器轨道设计
什么是拉格朗日点？ • 在天体力学中，拉格朗日 点是限制性三体问题的5 个特解。
主要经历
• 1932年出生在美国芝加哥。 • 1969年获得斯坦福大学博士学位。 • 1969年-1990年在NASA相继担任ISEE-3飞行力学总指挥、彗星
探索任务总设计师、哈雷彗星项目研究负责人等重要职务。 • 1990年-2007年就职于美国约翰普金应用物理实验室，并担任对
爱神星、彗星、水星、冥王星探测任务总设计师。 • 2007年-2008年任美国国家航空航天博物馆和航空历史荣誉主席。 • 2008年- 担任美国KinetX公司空间探测执行官。
• 两个天体环绕运行，在空 间中有5个位置可以放入 第三个物体，并使其保持 在两个天体的相应位置上。
• 理想状态下，两个同轨道 物体以相同的周期旋转， 两个天体的万有引力提供 在拉格朗日点需要的向心 力，使得第三个物体与前 两个物体相对静止。
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1 航天器轨道设计
1.3 发射窗口 • 发射窗口是指运载火箭发射比较合适的一个时间范围（即允许运载 火箭发射的时间范围）。
• 范围的大小亦叫做发射窗口宽度。窗口宽度有宽有窄，宽的以小时 计，甚至以天计算，窄的只有几十秒钟，甚至为零。
发射窗口考虑的因素 • a. 星下点目标的光照条件（如气象、资源等卫星）； • b. 卫星太阳帆板与太阳光线的相对关系（太阳能电池供电的要求）； • c. 卫星姿态测量精度要求的地球、卫星、太阳的几何关系； • d. 卫星温度控制要求太阳只能照射卫星某些方向； • e. 卫星处于地球阴影内时间长短的要求（太阳能电池供电的要求）； • f. 着落回收时间的要求（如返回式卫星、载人飞船等）； • g. 对卫星轨道面的特定要求（轨道交会、轨道拦截等）； • h. 地球与目标天体相对位置的要求（如行星探测器等）； • i. 其它如地面跟踪测量条件、气象条件等。
航天器控制----(十一)
航天器轨道机动控制
郭延宁 哈尔滨工业大学
航天器控制
姿态控制系统
姿态确定
姿态敏感器
姿态确定算 法
稳定方式
航天器控制
轨道控制系统
姿态控制 轨道确定 轨道控制
姿态稳定
执行机构
姿态机动
控制计算机
自主导航
非自主导航
轨道保持
轨道调整
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NASA首席科学家-Robert Farquhar
• 在地心圆锥曲线阶段，略去月球影响，在月心圆锥曲线阶段， 略去地球影响。
• 该近似误差随飞行lo任务而言，该方法会引入大约一个月球直径的位置误 差。
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1.2.2 多圆锥截线法
• 考虑了个摄动体的影响，如地月 空间中，考虑地球、月球和太阳 在整个轨道的影响。
• 将航天器空间轨道用顺序地在几 个时间间隔上的开普勒圆锥曲线 之和描述。
• 填补了拼凑圆锥截线法和数值积 分法之间的间隙，是一种快速和 精确的计算方法。
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1 航天器轨道设计
1.2 转移轨道设计
• APOLLO 11号探月及返回轨道
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1 航天器轨道设计
1.2 转移轨道设计