8姿轨控分系统设计2
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
航天器伴星长期稳定伴飞姿轨控仿真系统设计
关键 词 ： 星 ； 道 控 制 ； 态 控 制 ； 真 伴 轨 姿 仿
中 图 分类 号 ： ４ ２ ４ Ｖ １． 文 献 标 识 码 ： Ｂ
Ｓ ｔ ｌｉｅ Ｃｏ ｔ ｏ ｙ ｔ ｍ ｉ ｕｌ ｔｏ ｏ ｎ — ｔ ｒ ｒ ａ ｉ ｎ Ｆｌ ｉ ａ ｅ ｌｔ ｎ ｒ ｌＳ ｓ ｅ Ｓ ｍ ａ ｉ ｎ ｆ ｒ Ｌｏ ｇ — ｅ ｍ Ｆｏ ｍ ｔｏ ｙ ｎｇ
ｔｄ ｏ ｔ ｌｍ ｔｏ ，ａ ｃ ｍ ｉａｉ ｏ ｔ ｌｐｏ ｃ ｉ ｍ ｄ ｎ ｏ ｅ ｎ ｅ ａ ａ ｎ ｉ ｕｉ ｎ ｉ ｎ ｎ ｒ ｕ ｅｃ ｎｒ ｅ ｄ ｏ ｂｎ ｔ ｎ ｃ ｎｒ ｒ ｅ ｔ ｓ ａ ｅａ ｄ ｃｄ ｄ ｕ ｄ ｒｍ ｔ ｂ ａ ｄ ｓ ｌ ｋ ｅ ｖ ｏ ｍｅ ｔ ｏ ｏ ｈ ｏ ｏ ｊ ｌ ｍ ｎ ｒ ｆ ｓ ｕａｉ ．Ｔ ｅｃ ｎｒｌ ｒｊｃ ｉ ｔｓ ｄ ａ ｄ ｔｅｒｓ ｌ ａ ｅｐ ｏ ｅ ｏｂ ｅ ａ ｌ ； ｈ ｒｆ ｅｔｅ ａ ｆｔｅｓｓ ｍ ｉ ｌ ｏ ｍ ｔ ｎ ｈ ｏ ｔ ｏｅｔ ｓ ｅｔ ｎ ｅｕｔ ｈ ｖ ｒ ｄ ｔ ｅｒｌ ｂ ｔｅｅ ｒ ｈ ｉ ｏ ｙｔ ｏｐ ｅ ｈ ｓ ｖ ｉ ｅ ｏ ｍ ｈ ｅ
ｄ ｓ ｎ ｉ ｒａｈ ｄａ ｄ ｔｅｐｏｅｔｆｒｌｎ ｅｉ ｓ ｅ ｃ ｅ ｎ ｈ ｒｊｅ ｏ ｏ ｇ—ｔｒ ｓａ ｌ ｏｍａｉｎｆ ｉｇｉ ｐ ｏｅ ｏｂ ｅ ｓ ｌ． ｇ ｅｍ ｔｂｙｆｒ ｔ ｙｎ ｓ ｒｖ ｄ ｔ ｅｆａｉ ｅ ｏ ｌ ｂ
ＫＥＹＷ ＯＲＤＳ： ｏ ｍａｉ ｎ ｆ ｉ ｇ Ｆ ｒ ｔ ｙ ｎ ；Ｏ ｂ ｔｃ ｎ ｒ ｌ ｏ ｌ ｒ ｉ ｏ ｔ ；Ａｔ ｔ ｄ ｏ ｔ ｌ ｉ ｌｔ ｎ ｏ ｔ ｕ ｅ ｃ ｎｒ ；Ｓ ｍｕａｉ ｉ ｏ ｏ
第２卷 第１期 ７ ０
城市轨道交通行车调度指挥系统设计
城市轨道交通行车调度指挥系统设计城市轨道交通行车调度指挥工作由调度控制中心实施，实行高度集中统一指挥，以使各个环节紧密配合，协调工作，保证列车安全、正点运行。
行车调度工作是城市轨道交通系统的核心，它的好坏直接影响乘客运输任务的完成情况。
一、基本任务(1)组织指挥各部门、各工种严格按照列车运行图工作。
(2)监控列车到达、出发及途中运行情况，确保列车正常运行秩序。
(3)当列车运行秩序不正常时，及时采取措施，尽快恢复正常运行秩序。
(4)及时、准确地处理行车异常情况，防止行车事故的发生。
(5)随时掌握客流情况，及时调整列车运行方案。
(6)检查监督各行车部门执行运行图情况，发布调度命令。
(7)当发生行车事故时，按规定程序及时向上级主管部门汇报，并采取措施防止事故扩大，积极参与组织救援工作。
二、调度指挥机构及流程为统一指挥，有序组织运输生产活动，城市轨道交通系统设立调度控制中心。
调度控制中心实行分工管理原则，按业务性质划分若干部分，设置不同的调度工种，如在控制中心通常设有行车调度、电力调度和环控调度等调度工种。
按运营调度指挥的层级关系，控制中心的行调、电调和环调在值班主任的统一指挥下，按调度流程发布调度命令，组织车站/车辆段、供电、机电值班人员按正常运营的工作流程开展工作。
其运营调度指图7-12运营调度指挥层次架构三、行车调度命令在组织指挥列车运行过程中，行车调度员按规定在进行某些行车作业时需发布调度命令，行车调度命令是指行车调度员在指挥列车运行过程中发布的对行车作业具有严肃性和强制性的指令。
行车调度员在发布调度命令前，应详细了解现场情况，并听取有关人员的意见;调度命令发布后，有关行军人员必须严格执行。
1.行车调度命令的分类(1)口头命令。
在无线录音设备正常状态时，行车调度员发布的行车调度命令均以口头命令下达。
(2)书面命令。
在录音设备故障停用时，遇列车救援、反方向运行及ATP 切除运行均需发布书面命令。
(3)口头通知。
8姿轨控分系统设计2
④ 对系统可能出现的故障及排除故障的对策进行模拟研究；
⑤ 验证星载计算机数据处理能力和对姿轨控支持功能； ⑥ 验证敏感器和执行机构数学模型正确性； ⑦ 验证在不同工作模式下姿轨控分系统单机协同工作的匹配性； ⑧ 进行姿轨控分系统模飞；
⑨ 找出设计缺陷，确定技术状态。
（4）单机精度测试与标定
① 陀螺性能测试： 测量范围、测量精度、常值漂移、零偏重复性、零偏稳定 性、标度因数、标度因数重复性、标度因数随温度变化、零偏 随温度变化等。
Hi k1
Hi k2
计算合成卸载角动量 ΔH=Cw*Δh
hi
否
计算磁力矩器加电方向 M c Ssgn ( B H )
否
|ΔH|<0.001
是
B和ΔH夹角大于45º 且小于135º
是
三轴控制指 令为0
反作用轮卸载
磁力矩器 三轴控制指令为零
计算各轴上磁力矩器按照加电方向 工作产生控制力矩Tmi，磁力矩器 异常产生控制力矩为零
反作用飞轮
（2）推进组件
根据牛顿第二定律，利用质量喷射排出，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 推力器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。
质量排出型推力器
（3）磁力矩器
姿态控制算法
ω
推力器相平面控制
I ω2 V ω1 II α1 III VI VII α2 IV α
ω1x
ω2 xபைடு நூலகம்
ωbix
推力器继电特性
V
ω0
TC K p Aerr Kd ωerr
委内瑞拉遥感卫星姿轨控系统方案及在轨验证
ｆ ｏ ｒ ｍａ ｎ ｃ ｅ ａ ｒ ｅ ｐ ｒ ｅ ｓ ｅ ｎ ｔ ｅ ｄ． Ｆ ｕ ｒ ｔ ｈｅ ｒ ｍｏ ｒ ｅ， ｔ ｈ ｅ ａ ｔ ｔ ｉ ｔ ｕ ｄ ｅ ａ ｎ ｄ ｏ ｒ ｂ ｉ ｔ ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ ｓ ｃ ｈ ｅ ｍｅ ｉ ｓ ｄ ｅ ｍｏ ｎ ｓ ｔ ｒ ａ ｔ ｅ ｄ ｏ ｎ ｏ ｒ —
空 间控 制技术 与应用
・
第３ ９卷
第 ５期
４８ ・
Ａｅ ｒ ｏ ｓ ｐ ａ ｃ ｅ Ｃｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ａ ｎ ｄ Ａｐ ｐ ｌ ｉ ｃ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ
２ ０ １ ３年 ｌ ０月
委 内瑞 拉 遥 感 卫 星 姿 轨 控 系统 方 案 及 在 轨 验 证
曾春 平 ， 刘 其睿 ， 董 筠
委 内瑞 拉 遥 感 卫 星 （ Ｖ Ｒ Ｓ Ｓ ． １ ） 是 中国第 一 颗 整
星 出 口的光 学 遥 感 卫 星 ， 有效载荷为两台 ２ ． ５ ｍ 分 辨率全 色／ ｌ Ｏ ｍ分 辨 率 多 光 谱 Ｔ Ｄ Ｉ Ｃ Ｃ Ｄ相 机 和 两 台 １ ６ ｍ分 辨率 多 光 谱 Ｃ Ｃ Ｄ 相 机． Ｖ Ｒ Ｓ Ｓ ． １卫 星 是 一 颗 对地 定 向 的 三轴 稳 定 。 卫星 ， 运行 在 ６ ４ ０ ｋ ｍ 左 右 的太 阳 同步轨 道上 ． 姿 轨 控分 系统 是 整个 卫 星 系 统 Ｖ Ｒ Ｓ Ｓ 一 １ 卫 星 姿 轨控 分 系 统 由 ６个 二 浮 陀螺 、 ２ 个 星敏 感器 、 ２个红 外 地球 敏 感 器 、 １个 双轴 数字 太
Ａｔ ｔ ｉ ｔ ｕｄ ｅ ａ ｎ ｄ Ｏｒ ｂｉ ｔ Ｃｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ Ｓｙ ｓ ｔ ｅ ｍ Ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ａ ｎｄ Ｏ ｎ－ ｏ ｒ ｂ ｉ ｔ Ｔｅ ｓ ｔ ０ ｆ ＶＲＳ Ｓ． １ Ｓａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ
火星姿轨控系统设计
姿态轨道控制分系统
目标：
任务：
技术指标：
轨道设计的示意图：
轨道的任务可以被分为发射、巡航、轨道捕获和定位四个阶段。
时间轴的显示如下图。
发射和插入阶段使用的泰坦3/转移轨道（TOS）。
巡航阶段有多次轨道修正机动（TCMs）。
火星轨道的插入（MIO）阶段有一序列的确定的和统计的机动，并且火星和探测器之间建立关联之后需要进一步的纠正使探测器进入定位轨道。
定位阶段每隔两周需要进行机动消除重力不规则和大气阻力所造成的影响。
过程如下图所示。
进行火星探测器轨道初步设计时，我们可得到在四个阶段中的各设计量如下表。
在参考美国较为成功的探测器精神号、机会号、凤凰号等火星探测器，初步选定姿态控制系统为冗余结构的4个动量轮，发动机为两套推力系统。
大推力系统采用甲基联氨/四氧化二氮二组元推进剂，小推力系统采用肼单组元推进剂。
根据发动机的性能指标和各速度增量的要求，选择8个大推力的喷管，其中4个位于船尾，提供约500牛的推力用于航迹修正、火星轨道插入机动和大轨道修正，另外4个沿着两边的飞船,提供约20牛的滚转机动；16个小推力的喷管，其中8个提供约4.5 牛用于小轨道修正，另外8个约0.9 牛用于卸载动量轮的饱和；经过计算可得到推进剂的总质量大小约为1400kg。
喷管的摆放如下图。
卫星姿轨控系统设计与分析平台软件方案及实现
74空间电子技术SPACE ELECTRONIC TECHNOLOGY2016年第2期卫星姿轨控系统设计与分析平台软件方案及实现①刘其睿1 ’2，王新民1 ’2，刘洁 1 ’2，张俊玲1 ’2(1.北京控制工程研究所，北京100190;.空间智能控制技术重点实验室，北京100190)摘要：随着卫星控制系统工程技术的不断发展,对设计与分析工作的数字化平台化需求日益迫切。
文章提出一种基于Matlab/Simulink开发工具的卫星姿轨控系统设计与分析平台软件方案，采用由软件运行界面框架和软件功能模块相结合的软件总体架构，实现卫星姿轨控系统总体方案设计与仿真验证一体化的设计环境。
软件实现结果表明该方案的有效性和可行性，有助于卫星姿轨控系统的快速设计与分析。
关键词：姿轨控系统;设计与分析平台；应用软件D O I：10. 3969/j.issn. 1674-7135.2016.02.014Scheme and Implementation of Satellite AOCS Designand Analysis Platform Application SoftwareLIU Qi-rui1'2,W A N G Xin-min12 ,LIU Jie12 ,Z H A N G Jun-ling12(1. Beijing Institute of Control Engineering,Beijing 100190,China;2. Key Laboratory 〇f Aerospace Intelligent Control Technology，Beijing 100190,China)Abstract：The development of s atellite control engineering makes urgent demands of digital platform for design and analysis of A0CS( Attitude and Orbit Control System). In this paper a scheme based on Matlab/Sim Satellite AOCS Design and Analysis Platform Application Software. The software architecture，which is helpful to integrative design environment f or scheme design and simulation verification of satellite AOCS subsystem is composed of user interfacc frame and functional m odule. The result of software implementation verifies the validity and availability of software scheme,which benefits rapid satellite AOCS design and analysis.Key words:AOCS;Design and analysis platform;Application software〇引言在卫星控制系统开发过程中，设计人员经过多 年实践积累了丰富的知识和经验[1’2]。
《姿轨控分系统设计》课件
整体控制
整合姿态控制和轨道控制，协调 运行，确保有效执行任务。
结论
1 总结
本文介绍了卫星设计中的姿态控制系统和轨道控制系统的设计，以及两种系统的整合， 详细阐述了其设计思路、方法、实验过程和验证结果。
2 展望
将来，随着空间卫星技术的不断发展，姿轨控分系统设计将更加全面、稳定、智能，为 人类探索空间、服务于社会事业提供更加有力的支持。
传感器选择
选择精度高、可靠性强的陀 螺仪、加速度计、磁力计。
控制器设计
构建合理的控制算法，设计 复杂的控制律，保证姿态控 制的精度和稳定性。
实验验证
针对控制器的仿真验证和实 际测试，检验控制精度、响 应速度、可靠性等。
轨道控制系统设计
1
轨道参数测量
位置测量和速度测量是轨道控制的基础，选择合适的参数测量仪器。
姿轨控分系统设计
# 姿轨控分系统设计 为构建空间卫星的稳定性和精度，姿轨控分系统设计关键。该PPT着重介绍了 系统概述、姿态控制系统设计、轨道控制系统朝向，维持安定姿态，确保各项任务的执 行。
轨道控制系统
通过调整卫星轨道进行位置、速度的控制和调整。
姿态控制系统设计
2
控制器设计
省略构建合理的控制算法、设计复杂的控制律，保证轨道控制的精度和稳定性。
3
实验验证
通过仿真验证和实际测试，检验轨道控制的精度、误差较小、性能可靠。
整合测试
姿态控制
将姿态控制系统和轨道控制系统 合理整合，协调运行，确保正确 执行任务。
轨道控制
确保卫星在轨道上平稳运行，并 对其位置和速度进行精细调整。
上海卫星互联网研究院有限公司_企业报告(业主版)
近 1 年(2022-10~2023-09)：
项目数(个)
30
同比增长：650.0%
项目总金额(万元)
(不含费率与未公示金额)
￥17887.18
同比增长：28867.1%
平均金额(万元)
￥616.80
同比增长：898.9%
平均节支率
0.0%
同比增长：0.0%
*平均节支率是指，项目节支金额与预算金额的比值的平均值。（节支金额=项目预算金额-中标金额）
1.4.1 重点项目
（1）卫星传输服务（10）
重点项目
项目名称
中标单位
中标金额（万元） 公告时间
TOP1
卫星互联网孪生建模平台及关键 广州世炬网络科技 数字化单机项目半物理仿真验证 有限公司 系统结果公告
1686.0
2023-07-04本报告于Biblioteka 2023 年 09 月 02 日 生成
3/14
重点项目
长春理工大学
字化仿真模型（二次）结果公告
TOP6 TOP7
卫星互联网孪生建模平台及关键 数字化单机项目综合处理载荷数
北京邮电大学
字化仿真模型结果公告
卫星互联网效能评估系统轨道计 算性能评估模块项目-结果公告
中国空间技术研究 院
TOP8
卫星互联网孪生建模平台及关键 中国空间技术研究 数字化单机项目测控分系统数字 院 化仿真模型(二次)结果公告
\
2023-07-03 2023-07-03 2023-07-03 2023-07-31 2023-07-04 2023-07-03 2023-07-31 2023-07-04 2023-03-14
（2）通信设备（5）
重点项目
培训_第7讲 姿轨控分系统设计1
太阳、地球和航天器轨道面的几何关 系:
ΔΩ= Δθ
太阳
地球公转方向
ΔΩ 地球 β
Δθ
β
地球
图5
正午轨道
太阳
地球 轨道平面
图6
太阳同步轨道应用很广，主要用于遥感航天器。这种 轨道的优点是可以保持太阳光线和轨道面的夹角不变。 因此，这种轨道航天器的太阳电池阵能得到较好的光照 条件；同时，对于可见光遥感航天器，可以得到地面上 的较好光照条件。
(2)轨道运动方程
下面先研究航天器围绕地球运动的二体问题，即不考 虑其
它天体的摄动。为了进一步简化，先把地球当做质点， 即航天器是在一个中心引力场内运动，如图1 所示。 这动样方Z ，程为在r:地心赤道惯性坐x 标 系 0μr-3xxyz中，航（天1a器）轨道运
O X
Y
y
μy r3
可视范围内进行侦察，卫星绕滚动轴进行姿态机动（或
2019/8/12
9
轨道控制
指要求在寿命期间，按照目标（理论的设计轨道）飞
行。
（摄动）。如果航天器的高度比较低的情况，轨道衰减
比较
快，，因此必须克服大气阻力对轨道的影响，进行轨道
保持
。对于较高轨道飞行的航天器，大气密度比较稀薄，对
轨道
的影响比较小，因此，轨道控制的任务相对比较简单。
根据我国情况，即在西昌发射场用长征三号系列发射， 发射场的地理纬度为28.5°，近地点200km，远地点 35786km。
发计射算场结果过如渡下轨表道。
Va
纬度
倾角
Vs
Δ Vi
28.5 （°）
28.5 1.595（km/s） 3.074
（°）
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）
第14页/共47页
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
第15页/共47页
第9页/共47页
(6)六个轨道 根数的几何意 义
Zi Xi
第10页/共47页
(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
第23页/共47页
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
高分五号卫星姿轨控分系统设计
第３６卷２０１９年增刊ＡＥＲＯＳＰＡＣＥ ＳＨＡＮＧＨＡＩ高分五号卫星姿轨控分系统设计牛 睿１，２，朱文山１，２，李利亮１，２，蔡陈生１，２，刘 川１，２，朱 琦３（１．上海航天控制技术研究所，上海２０１１０９；２．上海市空间智能控制技术重点实验室，上海２０１１０９；３．上海航天电子技术研究所，上海２０１１０９） 摘 要：高分五号卫星是上海航天技术研究院首颗设计寿命要求达到８年的低轨对地观测卫星，也是国内首批具有长寿命要求的低轨卫星。
介绍了高分五号卫星姿轨控分系统的任务目标、系统结构、技术方案、技术特点，论述了针对８年寿命系统采取的双模式控制方式设计和在软硬件设计上采取的可靠性措施。
通过姿轨控分系统在轨数据分析，系统控制性能优于设计指标。
关键词：长寿命；可靠性设计；双模式控制系统；高分五号卫星中图分类号：Ｖ 文献标志码：ＡＤＯＩ：１０．１９３２８／ｊ．ｃｎｋｉ．１００６－１６３０．２０１９．Ｓ．０１０Ａｔｔｉｔｕｄｅ ａｎｄ Ｏｒｂｉｔ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｙｓｔｅｍ Ｄｅｓｉｇｎ ｏｆ ＧＦ－５ＳａｔｅｌｌｉｔｅＮＩＵ Ｒｕｉ １，２，ＺＨＵ Ｗｅｎｓｈａｎ１，２，ＬＩ Ｌｉｌｉａｎｇ１，２，ＣＡＩ Ｃｈｅｎｓｈｅｎｇ１，２，ＬＩＵ Ｃｈｕａｎ１，２，ＺＨＵ Ｑｉ ２（１．Ｓｈａｎｇｈａｉ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｓｈａｎｇｈａｉ ２０１１０９，Ｃｈｉｎａ；２．Ｓｈａｎｇｈａｉ Ｋｅｙ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ ｏｆ Ｓｐａｃｅ Ｉｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｓｈａｎｇｈａｉ ２０１１０９，Ｃｈｉｎａ；３．Ｓｈａｎｇｈａｉ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｓｈａｎｇｈａｉ ２０１１０９，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＧＦ－５ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｉｓ ｔｈｅ ｆｉｒｓｔ ｌｏｗ－ｏｒｂｉｔ ｅａｒｔｈ ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｔｈａｔ ｈａｓ ８ｙｅａｒｓ ｌｉｆｅ ｉｎ ＳＡＳＴ．Ａｎｄ ｉｔ’ｓａｌｓｏ ｏｎｅ ｏｆ ｔｈｅ ｆｉｒｓｔ ｌｏｎｇ－ｌｉｆｅ ｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ ｉｎ Ｃｈｉｎａ．Ｔｈｅ ｐａｐｅｒ ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ ｔａｓｋｓ，ｓｙｓｔｅｍ ａｒｃｈｉｔｅｃｔｕｒｅ，ｔｅｃｈｎｉｃａｌ ｓｃｈｅｍｅａｎｄ ｔｅｃｈｎｉｃａｌ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ ＡＯＣＳ．Ｍａｉｎｌｙ ａｎａｌｙｚｅｓ ｓｏｍｅ ｌｏｎｇ－ｌｉｆｅ ｓｏｌｕｔｉｏｎｓ，ｓｕｃｈ ａｓ ｄｕａｌ ｍｏｄｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｃｈｅｍｅｏｆ ＡＯＣＳ ａｎｄ ｒｅｌｉａｂｉｌｉｔｙ ｍｅｔｈｏｄｓ ｉｎ ｓｏｆｔｗａｒｅ ａｎｄ ｈａｒｄｗａｒｅ ｄｅｓｉｇｎ．ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｓ ｏｆ ｔｈｅ ｓｙｓｔｅｍ ａｒｅ ｂｅｔｔｅｒ ｔｈａｎ ｄｅｓｉｇｎｉｎｄｉｃａｔｏｒｓ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｏｎ－ｏｒｂｉｔ ｏｐｅｒａｔｉｏｎ ｄａｔａ．Ｆｕｒｔｈｅｒｍｏｒｅ，ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｓ ｏｎ－ｏｒｂｉｔ ｖａｌｉｄａｔｉｏｎ ｏｆＡＯＣＳ ａｎｄ ａｎａｌｙｓｉｓ ｉｔ’ｓ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｏｎ－ｏｒｂｉｔ ｄａｔａ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｌｏｎｇｌｉｆｅ；ｒｅｌｉａｂｉｌｉｔｙ ｄｅｓｉｇｎ；ｄｕａｌ－ｍｏｄｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ；ＧＦ－５ｓａｔｅｌｌｉｔｅ收稿日期：２０１９－０３－１３；修回日期：２０１９－０６－２７作者简介：牛 睿（１９７５—），女，硕士，高级工程师，主要研究方向为卫星姿轨控分系统设计。
城市轨道交通车站行车组织系统设计
城市轨道交通车站行车组织系统设计一、列车运行控制车站的列车运行控制是由整个系统的列车运行控制方式所决定的。
(1)在调度集中控制方式下，车站行车组织的主要工作是监护列车运营状态，行车值班员可兼做其他工作。
(2)在自动运行控制方式下，车站除了对列车的运营状态进行监护外，如中央因故放权由车站进行控制，则有集中控制设备的车站应负责进行列车的折返、进路排列等人工作业。
(3)在半自动运行控制方式下，车站负责列车运行控制的工作，人工操作信号设备进行接发车、调车等行车作业，并根据行调指令对列车运行进行调整。
(4)非正常情况下，车站根据调度指令，按规定的作业办法要求,负责列车在车站接、发、调车等作业。
二、正常情况下的行车组织(1)在调度集中控制和自动运行控制下，车站行车组织的主要工作是通过车站行车控制台对列车的运行情况进行监护，并在调度不能实施行车组织的情况下，根据调度指令，利用车站的设备、线路实施车站的行车作业。
(2)在半自动运行控制下，每个车站设有行车控制设备，具有联锁功能，列车的运行由车站通过人工操作进行控制，调度控制中心只能监督现场设备和列车的运行状态。
三、信号系统故障时的行车组织1 .站间电话联系法组织行车站间电话联系法是指当正线联锁故障时，车站间执行行调调度命令，列车凭调度命令和车站的发车手信号占用区间的一种行车方法。
其组织办法为：(1)由值班站长在车控室组织车站行车作业，并根据行调发布的命令亲自组织行车，安排值班员到站台接发列车，通知相邻车站采用站间电话联系法组织行车，并把调度命令内容通知司机。
值班站长是车站当班负责人，下设行车值班员、客运值班员、站务员等。
(2)每一站间区间及其前方站内相应线路，同一时间内只允许一列车占用。
(3)值班站长要与行调及前方车站的值班站长共同确认第一趟发出的列车运行前方的区段空闲。
(4)接车站值班站长确认站内接车线路及发车站间的区间线路空闲后，方可同意发车站发车。
发车站值班站长接到接车站同意发车的通知后，方可通知站台值班员向司机显示发车指示信号。
教8航姿系统应用研究
教8航姿系统应用研究随着无人机技术的不断发展，无人机在军事、民用、商业等领域得到了广泛应用。
教8航姿系统是一种用于无人机自主飞行控制的姿态传感器解决方案，能够提供高精度的姿态测量数据和稳定的飞行控制能力。
本文将对教8航姿系统的应用研究进行探讨。
一、教8航姿系统的原理教8航姿系统采用了MEMS技术和卡曼滤波算法，能够快速、准确地检测无人机的姿态角度，包括横滚、俯仰和偏航。
它由加速度计、陀螺仪和磁力计等多种传感器组成，可以实时获取无人机的姿态信息，并通过卡曼滤波算法进行数据处理和滤波，提高数据的精度和稳定性。
二、教8航姿系统的应用1. 无人机飞行控制教8航姿系统可以用于无人机的飞行控制，可以实现无人机的自主起飞、自主降落、自主悬停等功能。
它能够实时监测无人机的姿态信息，通过控制系统对无人机进行姿态调整，从而实现飞行控制。
2. 三维姿态测量教8航姿系统可以用于三维姿态测量，可以实时测量无人机的横滚、俯仰和偏航角度，并将数据传输到地面控制站。
这对于无人机的定位、导航和控制都非常重要。
3. 摄像机稳定控制教8航姿系统可以用于摄像机稳定控制，可以实现无人机飞行时对摄像机的稳定控制。
通过教8航姿系统对无人机进行姿态调整，可以保证摄像机始终保持稳定，从而获得高质量的影像数据。
4. 科研实验教8航姿系统可以用于科研实验，可以实现对无人机的姿态控制和姿态测量。
它可以提供高精度的姿态测量数据和稳定的飞行控制能力，对于无人机的研究和开发都非常有帮助。
三、教8航姿系统的优势1. 高精度教8航姿系统采用了MEMS技术和卡曼滤波算法，能够提供高精度的姿态测量数据和稳定的飞行控制能力，可以满足各种不同应用场景的需求。
2. 稳定性好教8航姿系统通过数据处理和滤波，提高数据的精度和稳定性，可以保证无人机的稳定飞行，对于摄像机稳定控制和科研实验等应用场景都非常有帮助。
3. 易于安装和使用教8航姿系统体积小、重量轻，安装方便，使用简单，可以快速应用到各种不同的无人机系统中。
日本铁路的卫星控位技术试验
日本铁路的卫星控位技术试验
王意明;郑壁新
【期刊名称】《铁道知识》
【年(卷),期】1992(000)004
【总页数】1页(P6)
【作者】王意明;郑壁新
【作者单位】不详;不详
【正文语种】中文
【中图分类】U285
【相关文献】
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2.日本ETS6型试验技术卫星与美国通信卫星的比较
3.基于力控-位控模式转换的结构强度试验可控卸载技术研究
4.新技术试验卫星C星、D星姿轨控分系统设计和在轨验证
5.新技术试验卫星C 星、D星姿轨控分系统设计和在轨验证
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（3）太阳敏感器
利用太阳离地球近、亮度高、发光均匀性好等特性测量 太阳矢量在卫星本体坐标位置，用于卫星对日姿态确定，与 其他敏感器组合确定卫星三轴姿态,包括模拟式太阳敏感器和 数字式太阳敏感器。
模拟太敏
数字太敏
模拟太敏工作原理
太阳敏感器：太阳敏感器对太阳辐射敏感并借此获得航天 器相对于太阳的方位。太阳敏感器按照输出信号方式的不同， 还可分为模拟式和数字式两种基本类型。 模拟式太阳敏感器,例如自旋稳定卫星广泛使用V形缝式 太阳敏感器。它具有两条狭缝，其中一条缝与卫星自旋轴平 行，另一条缝倾斜一个角度，构成V型。每条缝的后面装有 硅光电池。 数字太阳敏感器，用于三轴稳定的航天器的姿态测量， 是由狭缝和码盘组成。使用时都采用编码方式。其测量精度 可以达到0.10(测量角为640)和0.050(测量角为320).数字太 阳敏感器的模型。
姿态控制算法
ω
推力器相平面控制
I ω2 V ω1 II α1 III VI VII α2 IV α
ω1x
ω2 x
ωbix
推力器继电特性
V
ω0
TC K p Aerr Kd ωerr
反作用轮PD控制器
VIII
姿态控制算法
TC K p e Kd e K i edt
比例：提高精度和响应时间 微分：阻尼，影响超调量 积分：消除静差
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6.3常用执行器和执行器选择
• (1)反作用飞轮 控制力矩小，精度高。 • (2)推力器 控制力大，常用轨控。 • (3)磁力矩器 控制力矩小，与地磁场作用产生控制力矩，常用 反作用飞轮卸载。
控制系统的执行机构：推力器：冷气（氮气）系统和肼系 统、偏置动量轮加磁控（磁力矩器）、零动量控制（反作用 飞轮）。作为长寿命卫星，一般情况下使用反作用飞轮或者 偏置动量轮加磁控（磁力矩器）。肼系统是在遇到比较大的 扰动才使用，如航天器入轨和大的活动部件的展开等情况。 航天器在轨道上基本上是用轮控的途径实现控制。 中心计算机是根据敏感器测量的信息，对信息进行处理后， 按照给定的控制规律产生或发出控制指令，
计算各轴上磁力矩器控制力矩Tmi在 ΔH上投影大小ΔTmi
H Tmi Tmi Tmi cos arccos | H || T mi |
ΔTmi最大的2轴的磁力矩器工 作，该轴控制指令为Mci,其他轴不 工作,控制指令为0。
输出磁力矩器 三轴控制指令
④ 对系统可能出现的故障及排除故障的对策进行模拟研究；
⑤ 验证星载计算机数据处理能力和对姿轨控支持功能； ⑥ 验证敏感器和执行机构数学模型正确性； ⑦ 验证在不同工作模式下姿轨控分系统单机协同工作的匹配性； ⑧ 进行姿轨控分系统模飞；
⑨ 找出设计缺陷，确定技术状态。
（4）单机精度测试与标定
① 陀螺性能测试： 测量范围、测量精度、常值漂移、零偏重复性、零偏稳定 性、标度因数、标度因数重复性、标度因数随温度变化、零偏 随温度变化等。
磁力矩器卸载算法
开始
卸载 模式 01 飞轮转速 飞轮使用 状态 本体系磁 场强度
计算每个飞轮角动量 h=JΩ
确定飞轮标称 角动量H
计算每个飞轮需要卸载 角动量，对于不使用飞 轮需要卸载角动量为0
|ΔHi|>k1或 K1>|ΔHi|>k2
是
否
Δhi=Hi-hi
Δhi=0
Hi
Hi k1
Hi k2
（2）地球敏感器
通过敏感地球目标的自身红外辐射实现卫星滚 动和俯仰角姿态的测量，与其它敏感器组合测量偏 航姿态。通过敏感地球目标的
红外地球敏感器工作原理 静态红外地球敏感器
红外地球敏感器 地球敏感器有地球反照敏感器和红外地球敏感器，地球 反照敏感器在航天器控制系统中应用比较少，而红外地球敏 感器在航天器的姿态控制系统的姿态测量中，得到广泛应用。 红外地球敏感器是对地球辐射的红外敏感，并借此获得航天 器相对于地球的姿态信息。红外地球敏感器广泛采用二氧化 碳的吸收带（波段为14~16微米）的工作波段，可以较为稳 定地确定地球轮廓和辐射强度。红外地球敏感器由光学系统、 探测器和处理电路组成。
CCD星敏感器
星敏感器 星敏感器是对恒星辐射敏感，并借此获得航天器相对于 地球的姿态信息的光学敏感器。它是通过对恒星辐射的敏感 来测量后天器中某一个基准轴与已知恒星的视线之间的夹角， 由于恒星远离地球和航天器，故恒星的张角非常小 （0.04~0.005 ）,因此星敏感器测量精度很高，比太阳敏感 器高一个数量级，适用于航天器的高精度姿态控制。星敏感 器分为星图仪和星跟踪器。
敏感器选择根据指标要求、定姿模式以及运行 轨道确定。
敏感器误差 定姿误差 姿 控 系 统 误 差 控制误差 定姿算法误差 其它误差
执行器误差 控制器误差 动力学及其它误差
（1）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。与其它敏感器组合定姿，适用 于低轨卫星。
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（1）反作用飞轮
• 根据“动量矩守恒”原理，改变安装在航天器上的高速旋 转刚体的动量矩，从而产生与刚体动量矩变化率成正比的 控制力矩，作用于航天器上使其动量矩相应变化，这种过 程称为动量交换。实现这种动量交换的装置称为飞轮或飞 轮执行机构，飞轮执行机构只能用于航天器的姿态控制。
反作用飞轮
（2）推进组件
根据牛顿第二定律，利用质量喷射排出，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 推力器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。
质量排出型推力器
（3）磁力矩器
6.5地面试验验证方案
①数学仿真试验； ②星载控制器闭环试验；
③半物理仿真试验。
（1）数学仿真试验
①分系统方案正确性； ②各种定姿和控制算法是否满足指标要求； ③故障及排除故障的对策模拟研究； ④敏感器和执行机构数学模型正确性； ⑤在不同工作模式单机协同工作的匹配性，模式切换正确 性和合理性；
⑥找出设计缺陷，为后续工作提出优化方案。
磁力矩器就是通电线圈，通电线圈产生的磁矩与地 球磁场相互作用就可产生控制力矩，实现姿态控制。当 两者互相垂直时，磁力矩最大；当两者相互平行时，磁 力矩为零。
磁力矩器
6.4定姿和控制算法
敏感器组合完成姿态确定方案 ①太敏+地敏+陀螺；
②太敏+磁强计+陀螺；
③星敏感器+陀螺
④地敏+磁强计+陀螺
双矢量定姿
（2）星载控制器闭环试验
①验证星载计算机运算处理能力； ②与数学仿真结果比对，优化控制器参数； ③找出设计缺陷，为后续工作提出优化方案。
（3） 半物理仿真试验
① 姿轨控分系统方案正确性； ② 验证单机闭环后算法和姿轨控分系统各项功能和性能指标； ③ 对单机产品进行闭路检验，考核单机接口、功能和性能指标；
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穿越式红外地球敏感器，它的视场对地球作扫描运动，当 视场扫过地平时，感受到的红外辐射功率发生剧烈的变化， 发生变化时的扫描角（运动部分绕扫描轴的转角）是姿态的 函数。在自旋稳定的航天器上安装一种借助于航天器的自旋 的地球进行扫描的穿越式的红外地球敏感器。 辐射平衡式红外地球敏感器，对地球边缘某些地区的辐射 敏感并加以比较，以获得姿态信息。它没有活动部件，因此 常常称为静态红外地球敏感器。有一种最简单的静态红外地 球敏感器，能同时感受地球边缘4个区域的红外辐射。
Hi k1
Hi k2
计算合成卸载角动量 ΔH=Cw*Δh
hi
否
计算磁力矩器加电方向 M c Ssgn ( B H )
否
|ΔH|<0.001
是
B和ΔH夹角大于45º 且小于135º
是
三轴控制指 令为0
反作用轮卸载
磁力矩器 三轴控制指令为零
计算各轴上磁力矩器按照加电方向 工作产生控制力矩Tmi，磁力矩器 异常产生控制力矩为零
• 测试系统功能
• 整星集成后关注事项
6.1 姿轨控分系统功能和组成
1）功能 完成卫星姿态和轨道控制，满足平台要求和载荷对 姿态和轨道的要求 。 2）系统组成 敏感器 、执行器和控制器三部分组成。
干扰力矩 目标姿态 + － 确定 姿态 姿态确定算法 姿态敏感器 控制器 控制器输出 控制指令分配 执行机构 + + 姿态动力学 和运动学 真实姿态
双 轴 数 控 高 精 度 转 台
精太阳敏感器
太 阳 模 拟 光 源
1级平台
（7） 单机精度测试与标定
第八讲 姿轨控分系统设计2
主要内容
• 几个概念 • 姿轨控分系统功能 • 姿态和轨道动力学基础 • 航天器常用几种轨道 • 姿态运动学和动力学 • 姿轨控方案要求和类型
姿轨控系统的组成
常用敏感器和敏感器选择
• 常用执行器和执行器选择 • 姿态确定和控制算法
• 地面仿真试验验证
• 仿真试验阶段划分 • 测试系统组成
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（5）陀螺
星上唯一测量卫星惯性姿态角速度敏感器。 种类：动调陀螺、液浮陀螺、光纤陀螺等。
光纤陀螺优点：精度高，且零偏随温度变化小。
光纤陀螺
惯性敏感器（陀螺仪）： 惯性敏感器是利用惯性原理工作的，它有两个重要特性： 定轴性：其高速旋转的转子具有力图保持其旋转轴在惯性空 间内的方向稳定不变的特性；转子角动量即矢量H是绕自旋 轴的转动惯量J和自旋角速度的乘积(H=J)。进动性：在外力 矩作用下，旋转的转子力图使其旋转轴沿最短的路径趋向外 力矩的作用方向。干扰力矩引起转子进动角速度称为陀螺的 漂移率。惯性敏感器有滚珠轴承自由陀螺仪、液浮陀螺仪、 静电陀螺仪、挠性陀螺仪、激光陀螺仪以及逐渐成为实用的 光导纤维陀螺仪。液浮速率积分陀螺组件，测量范围为40/s， 随机漂移0.30/h(1 )。