航天器主动姿态稳定系统
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是指通过利用推力、轨道动量和惯性马达等手段，使航天器始终保持所需的飞行姿态。
姿态控制系统是航天器的重要组成部分，对航天任务的成功与否具有至关重要的影响。
本文将讨论航天器姿态控制系统的设计与优化。
一、航天器姿态控制系统概述航天器姿态控制系统包括传感器、执行机构和控制算法三个主要部分。
传感器主要用于检测航天器当前的姿态信息，包括角度和角速度等；执行机构则根据控制算法的指令，对航天器施加相应的力矩，以实现姿态调整。
为了实现航天器姿态控制系统的优化设计，需要考虑以下几个方面的因素：1. 多源数据信息融合：通过融合多个传感器的信息，可以提高姿态控制系统的准确性和可靠性。
例如，将陀螺仪、星敏感器和太阳敏感器的数据进行融合，可以降低姿态误差。
2. 控制算法设计：合理选择姿态控制算法对于系统性能的提高至关重要。
常用的算法包括比例积分微分（PID）控制算法、模型预测控制（MPC）算法等。
通过对不同算法的选择和优化，可以提高姿态控制的精度和稳定性。
3. 优化执行机构设计：执行机构的设计对于姿态控制系统的性能具有重要影响。
选择合适的推力器和惯性马达，并进行优化设计，可以提高系统的灵敏度和响应速度。
二、航天器姿态控制系统设计流程1. 确定任务需求：在设计航天器姿态控制系统之前，首先需要明确任务的需求和要求。
例如，姿态稳定性、指向精度和姿态调整速度等。
2. 选型与参数确定：根据任务需求，选择合适的传感器和执行机构，并确定其参数。
同时，结合控制算法的选择，优化传感器和执行机构的布局，以提高姿态控制的性能。
3. 系统建模与仿真：根据所选传感器、执行机构和控制算法，建立姿态控制系统的数学模型。
通过仿真分析，了解系统在不同工况下的性能表现，并根据仿真结果进行优化调整。
4. 姿态控制算法设计与优化：根据系统模型和任务需求，设计合适的姿态控制算法，并进行优化。
其中，PID控制算法常用于姿态控制系统，但在实际应用中也可以考虑更先进的算法，如自适应控制算法、模糊控制算法等。
航天器控制7：航天器姿态主动稳定系统(3)
z
g4 h4
t4
g1
h1
x
t1
h3
t3 h2
g3
t2
g2
y
无论有多少个CMG，系 统都会存在奇异，对么？
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1.4 控制力矩陀螺奇异
1.4.2 控制力矩陀螺奇异的数学描述
• 以金字塔构型CMG为例，β为角动量所在平面与底面夹角， 设h为CMG角动量幅值，4个CMG框架角为δ1~ δ4 .
• 力矩放大特性
amp
| uout | | uin |
h ht Ig
t
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h
uin
oh h
t
g
uout
uin
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1.1 控制力矩陀螺工作特性
控制力矩陀螺力矩快速角动量交换能力
• 以剪式 CMG为例
hθ
h θ
• 该配置至少需要六个CMG才能实现三轴控制，效率较低
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1.1 控制力矩陀螺工作特性
控制力矩陀螺
• 如果把恒速旋转的轮子装在框架上，而框架又可以相对于航 天器本体转动，即框架角变化，那么就得到了角动量的大小 恒定不变而方向可变的飞轮，这种飞轮称为控制力矩陀螺 （CMG）。
单框架CMG
双框架CMG
角动量方向变化 在一个平面内
角动量方向在三维 空间内任意改变
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视频-控制力矩陀螺角动量交换特性
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1.2 控制力矩陀螺应用
控制力矩陀螺应用
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航天器设计中起着至关重要的作用，其中航天器姿态控制系统的设计更是至关重要的环节。
航天器姿态控制系统是确保航天器在各种工作模式下稳定控制的核心系统，它不仅影响航天任务的开展，还关系到飞行安全和任务成功的关键因素。
本文将介绍航天器姿态控制系统的设计原理和技术要点。
一、航天器姿态控制系统的概述航天器姿态控制系统主要用于控制航天器在航天任务中的姿态变化，包括方向、角速度和角加速度等参数。
它通过传感器采集航天器自身的姿态信息，经过控制算法处理后，利用执行机构对航天器进行控制调整，使其姿态满足设计要求。
航天器姿态控制系统设计需考虑的因素包括：航天器的结构特点、飞行任务要求、可靠性和安全性等。
设计过程需要综合考虑各种因素，确保航天器姿态控制系统具备稳定性、精确性和可控性。
二、姿态控制系统的传感器与执行机构1. 传感器传感器是航天器姿态控制系统的关键部件，用于采集航天器的姿态信息。
常用的传感器包括陀螺仪、加速度计和磁力计等。
陀螺仪用于测量航天器的角速度，加速度计用于测量加速度和倾斜角度，磁力计用于检测航天器的方向。
这些传感器在设计中需要考虑其精度、响应速度和可靠性等指标。
2. 执行机构执行机构是姿态控制系统的另一关键部件，用于调整航天器的姿态。
常见的执行机构包括推力器和轮子等。
推力器通过喷射气体产生推力，实现姿态调整，轮子则通过转动改变航天器的角速度。
执行机构的选择需要根据航天器的具体任务和姿态控制要求来确定。
三、姿态控制系统的控制算法姿态控制系统的设计离不开控制算法的支持。
常见的控制算法包括比例-积分-微分控制（PID控制）和模型预测控制（MPC）等。
PID控制是一种经典的控制算法，通过调节比例、积分和微分参数来控制系统响应。
MPC则基于航天器动力学模型，通过优化问题求解方法，实现更精确的姿态控制。
在姿态控制系统设计过程中，需要对控制算法进行仿真和优化，确保系统的稳定性和性能。
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。
航天器姿态控制系统的研究与开发
航天器姿态控制系统的研究与开发在现代航天技术的发展过程中，航天器姿态控制系统受到了越来越多的关注和研究。
姿态控制系统是指航天器在飞行过程中通过控制特定参数的变化，使得航天器保持稳定的状态，以达到实现各种任务的目的。
本文将主要探讨航天器姿态控制系统的研究与开发，包括姿态控制系统的基本原理、技术路线、应用前景等方面。
一、姿态控制系统的基本原理姿态控制系统是通过航天器上安装的姿态控制器控制，通过测量航天器的姿态角度和角速度进行反馈控制，以便实现航天器的稳定控制。
姿态控制器是姿态控制系统最核心、最关键的部分，它主要包括控制律与执行器两个部分。
其中控制律是指根据姿态角度和角速度给出控制指令的算法，执行器则是将控制指令转化为实际的控制动作，如推力或力矩等。
姿态控制器的设计通常采用PID控制器，PID控制器是一种经典的反馈控制算法，由比例控制、积分控制和微分控制三个部分组成。
比例控制器主要是根据当前误差，给出一个直接的控制指令，而积分控制器是在误差积累一段时间后给出控制指令，微分控制器是对误差变化率进行监测，以便更快地调整控制参数。
这种控制算法具有简单、稳定、可靠等优点，因此在航空领域得到了广泛的应用。
二、技术路线在航天器姿态控制系统的开发中，技术路线是影响研究效果的重要因素之一。
在当前的航天技术领域中，常用的姿态控制技术路线主要有两种，分别为主动控制与被动控制。
主动控制是指通过航天器上安装的电动机、推力器等设备，主动地进行控制。
虽然主动控制具有多方面的优势，但是它的复杂性和可靠性也带来了一定的挑战。
因此，对于一些具有特定任务的航天器而言，主动控制的优势也许并没有那么明显。
被动控制则是利用固支或者动支等原理，在保证航天器的稳定性的情况下，通过物理结构等方式，影响航天器的姿态状态。
被动控制的优点是具有简单、可靠、低成本等综合性能优势。
但是，被动控制的局限性也很明显，它不仅具有一定的无法预知性，同时也不能够对运动过程做出完美的控制。
航天器控制：航天器姿态主动稳定系统(2)
1
0
0
z
0 1 0 0
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2 零动量反作用轮三轴姿态控制
零动量反作用轮进行三轴姿态控制
• 其特点在于反作用飞轮有正转或反转，但是整个航天器的总 动量矩为零。
• 这种姿态稳定系统的需要俯仰、偏航和滚动三轴姿态信息。 • 所以该三轴控制系统的主要部件是一组提供三轴姿态信息的
敏感器，一组运算的控制器，反作用轮以及卸载去饱和推力 器。
13
1.6 反作用飞轮力矩分配
多飞轮系统
• 设航天器装有n(n≥3)个反作用飞轮，各飞轮的角动量方向矢 量分别为hw1,hw2, … hwn ，对应角动量幅值向量为 hw [hw1 hwn ]T 时，有其角动量在航天器本体系的投影为
hw hw1hw1 hwnhwn Cwhw 其中 Cw hw1 hwn
• 其中由于飞轮相对航天器本体的角速度为ωr ，有
H W
HW t
r HW
• 式中∂HW / ∂t 为相对于固连于飞轮系的微商。代入可得：
H B
B HB
HW t
B HW
r
HW
T
• 整理可得：
H B
B HBTFra bibliotek HW t
B HW
JW W W 0 Tunt
JWW Tunt JWW 0
怎么使得飞轮转速卸载到0？
施加与飞轮初始转速相反的卸载力矩，力矩越大，卸载速度越快。
能否采用磁力矩给飞轮卸载？
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设计与优化分析
航天器姿态控制系统设计与优化分析航天器姿态控制系统是航天器运行中的关键部分，它直接影响航天器的稳定性、性能和任务完成能力。
本文将详细介绍航天器姿态控制系统的设计原理和优化分析方法，并探讨如何提升姿态控制系统的效能。
一、航天器姿态控制系统设计原理航天器姿态控制系统是通过运用各种控制算法和技术手段来控制航天器的姿态，以实现既定的任务要求。
其设计原理主要包括以下几个方面：1. 确定控制目标：在航天器设计初期，需要明确航天器姿态控制的目标，如保持特定的姿态、完成特定的任务或进行精确的定位。
根据不同的任务目标，需要制定合适的控制策略和参数。
2. 选择控制器类型：航天器姿态控制系统使用的控制器类型通常包括PID控制器、模糊控制器、自适应控制器等。
选择合适的控制器类型需要考虑控制系统的复杂度、稳定性和实时性等因素。
3. 传感器选择：航天器姿态控制系统的核心是测量航天器的姿态信息，因此需要选择适合的传感器来获取准确的姿态信息。
常用的传感器包括陀螺仪、加速度计、磁力计等。
4. 姿态控制算法：针对航天器姿态控制问题，有多种控制算法可供选择，如PID算法、模糊控制算法、自适应控制算法等。
通过对姿态信息的采集和处理，控制算法将实时计算出控制量，从而实现对航天器姿态的精确控制。
5. 控制系统仿真与验证：在实际部署航天器姿态控制系统之前，需要进行系统仿真和验证工作。
通过仿真，可以评估系统的性能、稳定性和鲁棒性，并根据仿真结果进行优化和调整。
二、航天器姿态控制系统优化分析方法为了提高航天器姿态控制系统的稳定性和有效性，可以采用以下优化分析方法：1. 参数优化：针对航天器姿态控制系统中的参数，如控制器参数、传感器参数等，可以采用优化算法来调整。
常见的优化算法包括遗传算法、粒子群算法等，通过不断迭代和评估，实现参数的优化。
2. 控制策略优化：航天器姿态控制系统的性能关键在于控制策略的选择和优化。
可以通过对不同控制策略的仿真与比较，找到最佳的控制策略。
航天器是怎么保持和控制自己的姿态的？
航天器是怎么保持和控制自己的姿态的？一、背景在轨道上飞行的航天器上，会作用有许多干扰力。
例如有：空气动力、微流星撞击力、地球扁圆度引起的不均匀引力以及太阳辐射压力等。
除此之外，航天器内部的运动机构，例如：发动机、弹簧等，也会产生干扰力。
这些干扰力虽然很小，但是太空中空气稀薄，这些干扰力足以使航天器的飞行姿态发生变化。
然而不同的航天器，有不同的使命与任务。
因此不同的航天器，对姿态也有不同要求。
例如，地球资源卫星、侦察卫星上要保证其上的照相机镜头和通信卫星的抛物面天线始终指向地球。
而天文卫星的太阳望远镜要始终对准太阳等。
航天器受到干扰力时，其姿态发生变化，就会影响正常任务的完成。
因此对航天器的飞行姿态进行控制，是航天器能够正常运转工作的基本保证。
航天器的姿态控制方式很多，不过一般可以分为两种基本类型，即：被动式和主动式。
这两种方式相互组合，又可分为半被动、半主动以及混合式等五种类型。
不过在此，小编主要给大家介绍一下被动式和主动式这两种最基本的控制类型。
二、被动式所谓被动控制系统是利用自然环境所能产生的力量来实现对卫星姿态的控制。
比如自旋、重力梯度地磁场、太阳辐射压力或气动力等。
通过巧妙的运用这些力量，以及它们之间的组合来控制飞行器的姿态。
这种系统不需要电源，因此，也不需要各种传感器与电路。
被动控制系统的主要类型和应用如下：1、自旋稳定自旋稳定是被动控制中最简单的一种方法。
其原理就是利用飞行器绕自旋轴旋转所获得的定轴性，使航天器在空间中保持稳定的方向。
不过这种方法只能稳定航天器的姿态，无法进行实时的调节。
自旋卫星一般都存在章动。
所谓“章动”，就是当与自旋轴垂直的横轴存在角速度时，自旋轴将产生摇摆，这种现象称之为章动。
为此，航天器必须安装章动阻尼器。
早期发射的航天器，包括我国发射的第一颗卫星：“东方红一号”都采用了自旋稳定方式来稳定姿态。
东方红一号2、重力梯度稳定重力梯度稳定是利用飞行器各部分质量在重力场中具有的不同重力，以及在轨道运动中产生离心力的也不同原理。
航空航天工程师的航天器姿态控制和稳定
航空航天工程师的航天器姿态控制和稳定航空航天工程师是现代科学与技术领域中的重要职业之一，他们负责设计、开发和维护各种航天器。
在航天器的设计和操作中，航天器的姿态控制和稳定是至关重要的方面之一。
本文将介绍航空航天工程师在航天器姿态控制和稳定方面的工作内容。
一、航天器姿态控制的重要性航天器姿态控制是指在航天器的飞行过程中，通过调整姿态角来控制航天器的运动状态。
航天器的姿态控制对于实现各种任务非常重要，例如保持航天器的稳定飞行、定位和导航、遥感观测等。
姿态控制系统能够确保航天器在空间中正确的方向和位置，从而实现各项任务并保证乘员的安全。
二、航天器姿态控制的挑战航天器姿态控制的挑战主要来自于航天器的复杂性和外部环境的不确定性。
航天器通常由多个部件组成，各个部件之间会相互干扰，因此需要综合考虑各种因素进行控制。
此外，外部环境因素如空气阻力、重力扰动、太阳光压等也会对航天器的姿态产生影响，需要采取相应的控制策略来应对。
三、航天器姿态控制的方法航天器姿态控制可以通过多种方法实现，常见的方法包括被动方法和主动方法。
被动方法主要通过航天器本身的结构和质量分配来实现姿态控制，例如调整质心位置、改变重心位置等。
主动方法则通过推进器、反作用轮、微小喷气等设备来控制姿态，这些设备通常由航天器上的推进系统提供动力。
四、航天器稳定性的保障航天器的稳定性是指航天器在飞行过程中保持平衡和稳定的能力。
稳定性的保障包括静态稳定性和动态稳定性两个方面。
静态稳定性要求航天器在受到外界干扰后能够自行恢复到平衡状态；动态稳定性要求航天器在发生扰动后能够快速稳定下来，不产生不受控制的摆动。
航天器的稳定性保障主要依靠姿态控制系统和自动控制设备来实现。
姿态控制系统通过检测航天器的姿态角度，根据预定的控制策略进行计算和调整，从而保证航天器的稳定。
自动控制设备如陀螺仪、加速度计等传感器和控制器，能够实时监测和调整航天器的姿态，确保其在不受控制摆动的情况下稳定飞行。
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
航天器主动姿态稳定系统91页PPT
谢谢！
36、自己的鞋子，自己知道紧在哪里。弱。——拉罗什福科
xiexie! 38、我这个人走得很慢，但是我从不后退。——亚伯拉罕·林肯
39、勿问成功的秘诀为何，且尽全力做你应该做的事吧。——美华纳
40、学而不思则罔，思而不学则殆。——孔子
航天器主动姿态稳定系统
1、纪律是管理关系的形式。——阿法 纳西耶 夫 2、改革如果不讲纪律，就难以成功。
3、道德行为训练，不是通过语言影响 ，而是 让儿童 练习良 好道德 行为， 克服懒 惰、轻 率、不 守纪律 、颓废 等不良 行为。 4、学校没有纪律便如磨房里没有水。 ——夸 美纽斯
5、教导儿童服从真理、服从集体，养 成儿童 自觉的 纪律性 ，这是 儿童道 德教育 最重要 的部分 。—— 陈鹤琴
航空航天工程师的航天器姿态控制和稳定
航空航天工程师的航天器姿态控制和稳定航天器姿态控制与稳定是航空航天工程师必须面对的重要课题之一。
航天器的姿态控制和稳定是确保航天任务安全顺利完成的基础，而航天工程师在这方面发挥着关键的作用。
本文将探讨航天器姿态控制和稳定的重要性，并介绍一些常用的控制策略和技术。
一、航天器姿态控制与稳定的重要性航天器姿态控制和稳定是航天器在空间环境中保持平衡和方向稳定的过程，对于保证航天器的性能和安全至关重要。
具体而言，航天器姿态控制和稳定的重要性表现在以下几个方面：1. 轨道控制：正确的姿态控制和稳定能够确保航天器按照计划的轨道进行运行，避免轨道偏离导致的误差和误差累积。
2. 通信和导航：航天器的姿态稳定对于保证通信和导航系统的正常工作非常重要。
稳定的姿态可以提高信号传输的精度和可靠性，确保航天器能够准确地定位和导航。
3. 载荷运行：航天器姿态控制和稳定对于各种载荷的正常运行具有关键影响。
例如，摄像机、望远镜等精密仪器需要在稳定的姿态下工作，以获取高质量的数据。
4. 节能减排：合理的姿态控制和稳定能够优化航天器的能量利用，减少不必要的能量消耗，提高航天器的工作效率，从而为可持续发展做出贡献。
二、常用的航天器姿态控制和稳定技术为了实现航天器的姿态控制和稳定，航天工程师采用了多种技术和方法。
以下是一些常用的姿态控制和稳定技术：1. 反作用轮控制系统：通过控制航天器上的反作用轮实现姿态控制和稳定。
通过改变反作用轮的转速和方向，航天器的姿态可以得到精确控制。
2. 推力器控制系统：通过航天器上的推力器产生推力，从而改变姿态。
这是一种常用的姿态控制技术，可以快速而准确地调整姿态。
3. 姿态传感器和陀螺仪：通过安装在航天器上的姿态传感器和陀螺仪，实时监测航天器的姿态信息。
根据传感器和陀螺仪提供的数据，航天器可以校正姿态并保持稳定。
4. 控制算法和控制策略：航天工程师根据航天器的特点和任务需求，设计并优化控制算法和控制策略。
这些算法和策略能够根据不同情况调整姿态控制和稳定方式，提高控制效果和稳定性能。
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。
探索卫星姿态稳定方式：连接宇宙奥秘的纽带
探索卫星姿态稳定方式：连接宇宙奥秘的纽带在浩渺无垠的宇宙中，人造卫星如同漫天繁星中的一颗颗明珠，熠熠生辉。
它们在太空中运行，不仅需要克服各种外部干扰，还要保持稳定的姿态，以完成预定的任务。
卫星姿态稳定方式的研究和应用，是连接人类与宇宙奥秘的重要纽带。
一、卫星姿态稳定的重要性卫星姿态稳定是指卫星在轨道运行过程中，保持预定姿态的能力。
对于卫星来说，姿态稳定是保证其正常运行和完成任务的基础。
卫星的姿态稳定问题，涉及到卫星的轨道控制、指向控制、数据传输等多个方面，是卫星工程中的关键技术之一。
二、卫星姿态稳定方式的分类目前，卫星姿态稳定方式主要分为被动姿态控制和主动姿态控制两大类。
1. 被动姿态控制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。
主要包括自旋稳定和重力梯度稳定等方式。
（1）自旋稳定自旋稳定是通过卫星绕自旋轴旋转来保持稳定。
这种姿态稳定方式具有控制简单、成本低等优点，是我国许多卫星采用的主要姿态稳定方式。
例如，我国的东方红一号卫星、东方红二号通信卫星和风云二号气象卫星等，都是采用自旋稳定的方式。
（2）重力梯度稳定重力梯度稳定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（重力梯度力矩）来稳定的。
这种姿态稳定方式不需要额外的控制力矩，具有能量消耗低、寿命长等优点，但指向精度较低，适用于对姿态精度要求不高的卫星。
2. 主动姿态控制主动姿态控制是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的方式。
主要包括反作用轮控制、控制力矩陀螺仪控制等方式。
（1）反作用轮控制反作用轮控制是通过卫星上的反作用轮来调整卫星姿态。
这种控制方式具有控制精度高、响应速度快等优点，但需要额外的能源和机械装置，增加了卫星的复杂度和成本。
（2）控制力矩陀螺仪控制控制力矩陀螺仪控制是利用控制力矩陀螺仪产生的力矩来调整卫星姿态。
这种控制方式具有控制精度高、响应速度快等优点，但控制力矩陀螺仪的成本较高，且需要较多的能源。
航天器控制：航天器姿态主动稳定系统(1)
1.2 航天器姿态动力学方程
推力器控制的三轴稳定航天器姿态动力学方程
• 令坐标系Oxyz是航天器的主轴本体坐标系，则推力器控制的 三轴稳定航天器姿态动力学方程为：
I
I
x y
x y
yz x z
Iz Iy Ix Iz
Mcx Mdx Mcy Mdy
< d , < d
M推力器工作死区；
M
控制作用下航天器姿态运动特性
• 相轨迹方程
0
1 2A
2
2 0
有控制力矩情况
0
死区情况
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1.3 基于相平面法的推力器控制
1.3.2 基于角度和角速度反馈的死区继电控制律
1.3.1 基于角度反馈的继电控制律
• 由于三轴可以解耦，以俯仰轴为例，有航天器动力学方程
I y Mcy Mdy
• 基于角度反馈的继电控制律
ucy M sgn( )
• 只要姿态有偏差 ，立即产生恒定的推力力矩
控制作用下航天器姿态运动特性
M
0
• 暂不考虑干扰力矩作用，有姿态稳定情况下
相平面法
• 由姿态角和姿态角速度所组成的平面，相平面图解法就是研 究系统在相平面中的运动轨迹。
• 对于研究较简单的低阶非线性系统具有简单和直观的优点。 在相平面上可以研究过渡过程时间、超调量、极限环等主要 姿态控制性能指标。
典型二阶系统相轨迹
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1.3 基于相平面法的推力器控制
速率陀螺)不灵敏度决定；
• 控制系统是稳定的；
航空航天工程师的航天器姿态稳定技术
航空航天工程师的航天器姿态稳定技术航空航天工程师是一个引人注目的职业，他们致力于开发和改进各种航天器，包括卫星、火箭、飞机等。
在这个领域中，姿态稳定技术是至关重要的。
本文将探讨航空航天工程师在研究和发展航天器姿态稳定技术方面的重要性和挑战。
一、航天器姿态稳定技术的背景航天器的姿态稳定是指使其保持相对其他物体或特定参考系的特定位置和方向的能力。
这是航天器正常运行和执行任务所必需的。
在航天工程中，姿态稳定技术对于保持航天器在轨道上的正确位置、实现精确的观测和通信、避免碰撞等目标至关重要。
二、姿态稳定技术的关键要素1. 传感器和测量装置为了实现姿态稳定，航天器需要实时感知并测量其当前状态。
传感器和测量装置可以提供有关方向、速度、加速度等关键参数的信息。
例如，陀螺仪、加速度计和磁强计等传感器能够提供关于航天器姿态的准确和可靠的数据。
2. 控制系统与算法控制系统是航天器姿态稳定技术的核心组成部分。
它基于传感器数据对航天器进行控制和调整。
航天器通过控制反馈回路中的算法和执行器来实时调整其姿态。
一种常见的控制方法是比例积分微分（PID）控制器，它能够针对传感器数据的变化快速做出响应，并通过调整执行器来实现姿态稳定。
3. 动力系统与推力控制动力系统是实现航天器姿态稳定的另一个重要因素。
动力系统提供引擎推力和姿态控制推力，以应对不同的力和扭矩。
姿态控制推力通常通过反作用发动机或推力偏转系统来实现。
三、姿态稳定技术的挑战和解决方案尽管姿态稳定技术的重要性不可否认，但在实际应用中依然面临一些挑战。
1. 异常情况处理航天器在太空中的运行环境异常复杂，可能会遇到各种不可预测的情况，如空气动力学力影响、重力梯度效应和外部干扰等。
航空航天工程师需要开发相应的控制算法和策略，以保证航天器在异常情况下能够快速恢复姿态稳定。
2. 能量管理和供应航天器姿态稳定所需的控制系统和动力系统需要大量的能量供应。
然而，太空环境下能源的供应是一个严峻的挑战。
航天器姿态控制系统的设计与仿真研究
航天器姿态控制系统的设计与仿真研究导语：航天器姿态控制系统是航天工程中一个关键的技术领域，其设计与仿真研究对确保航天器的安全、稳定和精确进行空间任务具有重要意义。
本文将就航天器姿态控制系统的设计与仿真研究进行探讨和分析，从准确性、稳定性和可靠性等方面提出一些建议。
一、引言航天器姿态控制系统是控制航天器在宇宙空间中保持稳定的关键系统。
其主要功能是对航天器进行定向和旋转控制，使其能够完成各种任务，如卫星定位、星际探索和空间站建设等。
因此，航天器姿态控制系统的设计与仿真研究是保证航天器任务成功的前提。
二、航天器姿态控制系统的设计1.航天器姿态控制系统的组成航天器姿态控制系统主要由传感器、控制器和执行机构三部分组成。
传感器用于测量航天器的姿态，控制器根据传感器测量值计算出控制信号，执行机构根据控制信号执行动作。
2.控制策略的选择在航天器姿态控制系统的设计中，选择合适的控制策略至关重要。
目前常用的控制策略有PID控制、最优控制和自适应控制等。
根据所需的精度要求、计算资源和系统特点等因素来选择合适的控制策略。
3.控制器的设计控制器是航天器姿态控制系统的核心，其设计需要考虑稳定性、可靠性和精度等因素。
控制器可以采用模拟控制、数字控制或混合控制等方式进行设计。
此外，还需要考虑控制器的模型选择、参数调节和鲁棒性等问题。
4.执行机构的选择执行机构是根据控制信号执行动作的装置，通常采用推进器或姿态控制发动机。
在选择执行机构时，需要考虑其输出能力、响应速度和可靠性等指标。
三、航天器姿态控制系统的仿真研究1.仿真原理和方法航天器姿态控制系统的仿真研究是通过建立数学模型，并基于该模型进行仿真实验来评估系统的性能。
仿真可以通过数值仿真、物理仿真或混合仿真等方法进行。
2.仿真环境的建立仿真环境的建立是保证仿真研究的准确性和实用性的关键。
需要考虑的因素包括航天器的物理特性、外部环境的影响以及传感器和执行机构的模型。
3.仿真实验的设计在进行航天器姿态控制系统的仿真研究时，需要设计合适的仿真实验来验证控制算法和系统设计的有效性。
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随着现代航空航天技术的不断发展，航天器姿态控制系统作为一个重要的组成部分，在航天工程中扮演着至关重要的角色。
本文将从航空航天工程师的角度出发，详细介绍航天器姿态控制系统的设计原理和流程。
一、概述航天器姿态控制系统是指通过操纵航天器内部的各种控制设备，使得航天器能够在太空中准确、稳定地控制自身的姿态和方向。
航天器姿态控制系统的设计涉及到多个学科领域，如力学、电子学、计算机控制等，需要综合运用各种知识和技术。
二、姿态控制系统的基本原理航天器姿态控制系统的基本原理为感知与控制。
感知是指通过传感器获取航天器当前的姿态信息，这些传感器可以是陀螺仪、加速度计、磁力计等。
控制是指通过执行器对航天器施加力矩，从而改变其姿态。
控制系统根据感知到的姿态信息，通过控制算法计算出所需的力矩指令，再由执行器实现力矩的输出，从而实现对航天器姿态的控制。
三、航天器姿态控制系统的设计流程1. 系统需求分析：根据航天器的任务需求和性能指标，确定姿态控制系统的各项要求，包括姿态精度、稳定性、系统重量和功耗等。
2. 姿态控制算法设计：根据感知到的姿态信息，设计适合的姿态控制算法。
常用的算法包括PD控制、PID控制和模糊控制等，根据实际需求选择合适的控制算法。
3. 传感器选择与布局：选择适合的传感器，并合理布局，以实现对航天器姿态的准确感知。
传感器的种类和数量需要根据航天器的任务要求和性能指标进行选择。
4. 执行器选择与布局：选择合适的执行器，并根据姿态控制系统的要求进行布局。
常用的执行器包括推进器、螺旋桨和电动机等。
5. 控制系统硬件设计：设计控制系统的硬件电路，包括传感器接口、执行器接口以及控制单元的设计。
硬件设计需要考虑系统的可靠性、抗干扰能力和成本等因素。
6. 控制系统软件设计：设计控制系统的软件，包括姿态控制算法的实现和控制指令的生成。
7. 系统仿真与调试：使用仿真软件对设计的姿态控制系统进行仿真分析，并进行调试和优化。
航天器主动姿态稳定系统PPT课件
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。
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6.2 喷气姿态稳定系统的非线性控制
)，
如图6.9所示，然后使航天器进入极限环模式(自振
荡)。
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具有死区特性的相平面运动
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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
(6.14b)
M sgn(U ) U (1 h)1或sgn(UU ) 0
系0
统
框
图
见
图
6U. 1 0 。1或图s中gnk(为UU微)
分 0系
数
，
θ
c
为
给
定
的姿态角。
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当θc=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
研究非线性控制系统常用的分析方法是相平面图解 法和描述函数法。相平面是由姿态角和角速度所组成 的平面，相平面图解法就是研 究系统在相平面中的运动轨迹 。这种方法对于研究较简单的 低阶非线性系统具有简单和直 观的优点。在相平面上可以研 究过渡过程时间、超调量、极 限环等主要姿态控制性能指标。
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力矩由成对喷嘴产生(力偶)。
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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
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
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
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 当 >1 , 1时 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)。
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。
“阿波罗”登月舱
宇航员在月球上
系统冗余度R是指系统仍能完成控制任务，允许推 力器失效的最大数目。 系统冗余度R的值是衡量系统可靠性的重要指标。 R的值越大系统越可靠，但随着R值增大，推力器数目 也随之增加。 称用最少的推力器数目构成给定的冗余度R的结构 为最小冗余结构。特别称R=O的最小冗余结构为最小结 构。最小结构是完成控制任务所需的最少推力器数目。
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)
I z M cz M dz
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
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。
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。
第六章
6.1 6.2 6.3 6.4 6.5 6.6 6.7
航天器主动姿态稳定系统
喷气推力姿态稳定原理 喷气姿态稳定系统的非线性控制律 航天器的喷气推力器系统 飞轮姿态稳定原理 零动量反作用轮三轴姿态稳定系统 偏置动置轮三轴姿态稳定系统 控制力矩陀螺三轴姿态稳定系统
第六章
航天器主动姿态稳定系统
为了保证航天器在轨道坐标系中相对于平衡点的稳 定性，除了采用上一章叙述的各种被动稳定方案以外， 也可以利用控制系统实现对航天器姿态的主动稳定控制。 与被动稳定方案比较，主 动姿态稳定的优点是可以 保证更高的精确度和快速 性，缺点是结构复杂化， 降低了可靠性，且增加了 能源消耗，因此适用于高 精度要求和大扰动力矩的 情形。 主动姿态稳定系统包括了喷气三轴稳定系统、以 飞轮为主的三轴稳定系统和磁力矩器轴稳定系统。
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
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 M def (6.8) A Iy 式中 A M I y ，式(6.8)的解为 0 At (6.9a) (6.9b)
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 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
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：
(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
(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。
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：
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
c 和 c 分别为航天器姿态控制的角度系统
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。