航天器控制原理
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：
航天器控制原理周军课后答案
航天器控制原理周军课后答案1、问题:下列描述的是开普勒第三定律——周期律的是：选项：A:行星绕太阳公转的周期的平方与椭圆轨道的长半径的立方成正比。
B:动量变化率与作用力成正比。
C:对每一个作用，总存在一个大小相等的反作用。
D:每个行星沿椭圆轨道绕太阳运行。
答案: 【行星绕太阳公转的周期的平方与椭圆轨道的长半径的立方成正比。
】2、问题:在推导圆锥曲线时，在二体运动方程的两侧同时与（）；在推导比角动量时，在二体运动方程两侧同时与（）。
选项：A:叉乘，叉乘B:点乘，叉乘C:叉乘，点乘D:点乘，点乘答案: 【叉乘，叉乘】3、问题:下列不属于牛顿贡献的是：选项：A:提出行星运动“椭圆律”B:建立微积分C:提出万有引力定律D: 发现白光是由各种不同颜色的光组成的答案: 【提出行星运动“椭圆律”】4、问题:任何两个物体间均有一个相互吸引的力，这个力与它们的质量成_，与两物体间距离平方成__。
选项：A:正比；反比B:正比；正比C:反比；正比D:反比；反比答案: 【正比；反比】5、问题:根据以下哪个式子能推出比机械能守恒。
选项：A:B:C:D:E:答案: 【】6、问题:开普勒第三定律“周期的平方与椭圆轨道长半轴的立方成正比”，即，其中与（）有关。
选项：A:引力常数B:航天器到中心引力体的距离C:偏心率D:比机械能答案: 【引力常数】7、问题:根据以下哪个式子能推出比角动量守恒。
选项：A:B:C:D:E:答案: 【】8、问题:以下哪个是二体运动方程？选项：A:B:C:D:E:答案: 【】9、问题:引力参数和什么因素有关？选项：A:中心体质量B:中心体体积C:中心体密度D:中心体组成成分E:中心体速度答案: 【中心体质量】10、问题:航天器的运行轨道为双曲线轨道，当它与行星相遇时，其轨道拐过角度，那么它与双曲线几何参数的关系为（）。
选项：A:B:C:D:答案: 【】11、问题:关于卡文迪许扭秤实验正确的是：选项：A:测出万有引力常数B:测出地球圆周长C:发现了光谱D:证明了重力和加速度的存在答案: 【测出万有引力常数】12、问题:航天器的轨道运动有哪些特点？选项：A:二体运动中航天器唯一可能的运动轨道是圆锥曲线。
航天器结构振动控制与优化设计
航天器结构振动控制与优化设计航天器结构振动控制与优化设计是现代航天领域中的重要课题，它对于保障航天器的安全性、可靠性和性能具有重要意义。
本文将探讨航天器结构振动控制的原理与方法，并介绍优化设计在航天器结构振动控制中的应用。
一、航天器结构振动控制原理航天器在发射、飞行和着陆过程中都会面临各种振动问题。
这些振动问题既会影响航天器的正常工作，又会对载人航天员的生命安全造成潜在威胁。
因此，航天器结构振动控制就显得尤为重要。
航天器结构振动控制的原理主要包括两个方面：被动控制和主动控制。
被动控制是通过改变结构材料和形状等因素来改善结构的振动性能，例如使用减振材料、减振器等。
主动控制则是利用控制装置主动调节结构的振动状态，包括振动传感器、执行器和控制算法等。
二、航天器结构振动控制方法1.模态分析航天器结构的振动分析是了解结构动力学特性的重要手段，其中模态分析是一种常用的方法。
模态分析通过求解结构的固有振动模态和频率，可以确定结构存在的固有振动模式和相应的频率。
这为航天器的振动控制提供了依据。
2.振动控制策略振动控制策略主要包括主动振动控制和被动振动控制。
主动振动控制是基于主动控制技术，通过控制装置实时感知航天器的振动状态，并采取相应的控制措施来减小振动。
被动振动控制是通过设计合理的结构形状和材料来减小结构的振动响应。
3.优化设计优化设计在航天器结构振动控制中起着重要的作用。
通过优化设计可以改善结构的振动特性，减小结构的振动响应。
优化设计可以基于模态分析和振动控制策略进行，通过改变结构参数和材料等因素，使得结构在满足特定约束条件下达到最佳的振动控制效果。
三、航天器结构优化设计案例研究以某型号航天器为例进行航天器结构振动控制的优化设计。
首先，进行模态分析，确定航天器的固有振动频率和模态；然后，采用主动振动控制策略，设计并安装振动传感器和执行器；最后，利用优化算法对航天器结构参数进行调整，以达到最佳的振动控制效果。
航空航天工程师的航天器测量与控制技术
航空航天工程师的航天器测量与控制技术航天工程是现代科技的重要组成部分，而在航空航天工程中，航天器的测量与控制技术是至关重要的一环。
本文将介绍航天器测量与控制技术的基本概念、主要原理以及近年来的发展动向。
一、航天器测量技术航天器测量技术是指对航天器各种物理量和运动参数进行测量的科学与技术方法。
在航天器的设计、制造以及运行过程中，准确获取和分析各种数据是非常重要的。
1.1 航天器姿态测量航天器姿态测量是航天器测量技术的核心内容之一。
姿态测量包括航天器的位置、姿态角、角速度等参数的测量。
目前常用的姿态测量方法有陀螺仪、星敏感器、加速度计等。
1.2 航天器静力学测量航天器的静力学测量主要是针对航天器在发射和运行过程中所受到的各种力的测量。
静力学测量可以帮助工程师提供设计依据，确保航天器在各种环境中的安全。
1.3 航天器环境参数测量航天器环境参数测量是指对航天器所处的环境参数进行测量。
这些参数包括气温、气压、湿度、辐射等。
测量这些参数可以为航天器的设计和操作提供重要参考。
二、航天器控制技术航天器控制技术是指对航天器进行控制和调整的技术方法。
航天器控制技术的目标是保持航天器的姿态、定位和轨道稳定。
2.1 航天器姿态控制航天器姿态控制是指对航天器的位置、角度等姿态参数进行控制和调整，以满足航天器在宇宙环境中稳定运行和完成任务的要求。
姿态控制主要依靠推进器、姿态控制器和惯性导航系统等设备完成。
2.2 航天器轨道控制航天器轨道控制是指对航天器的轨道进行精确调整和控制。
轨道控制技术的主要手段是利用航天器自身的动力系统，通过火箭发动机推进、推进剂控制等方法来调整轨道的形状、高度和速度等参数。
2.3 航天器定位控制航天器定位控制是指对航天器在宇宙中的位置进行准确定位和控制。
利用卫星导航系统、雷达测距等技术手段，可以实现对航天器的准确定位和导航。
三、航天器测量与控制技术的发展趋势近年来，随着航天技术的快速发展，航天器测量与控制技术也在不断推陈出新。
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遥测和控制系统
航空航天工程师的航天器遥测和控制系统航天器遥测和控制系统是航空航天工程师在航天器飞行中至关重要的组成部分。
它不仅能够监测航天器的各种参数，还能实现对航天器的远程操作和控制。
本文将介绍航天器遥测和控制系统的基本原理、应用以及发展趋势。
一、航天器遥测和控制系统的基本原理航天器遥测和控制系统基于遥测技术，通过测量和传输航天器上各种传感器采集的数据，实时监测航天器的运行状态。
同时，它还可以接收地面指令，控制航天器的姿态、航向和速度等参数。
航天器遥测和控制系统由传感器、遥测数据传输模块、指令接收模块和执行机构等组成。
传感器是航天器遥测和控制系统中最基础的部分，它能够感知航天器上各种物理量，如温度、压力、姿态等。
传感器将采集到的数据转化为电信号，并通过遥测数据传输模块传送给地面控制中心。
遥测数据传输模块是连接航天器和地面控制中心的纽带，它可以通过无线电或卫星通信等方式将传感器采集到的数据传输回地面。
遥测数据传输模块可以实现高速、可靠的数据传输，保证航天器上各个部分数据的实时更新。
指令接收模块是地面控制中心向航天器发送指令的接收装置。
通过接收地面发出的指令，指令接收模块可以将指令传递给执行机构，实现对航天器各个部分的控制。
执行机构是根据接收到的指令实现对航天器姿态、航向和速度等参数的调整。
执行机构通过控制航天器上的发动机、推力装置等来实现对航天器运动状态的控制和调节。
二、航天器遥测和控制系统的应用航天器遥测和控制系统广泛应用于各类航天任务中，包括卫星发射、航天器在轨运行以及返回舱的控制等。
它可以监测航天器的运行状态，及时发现并修正运行中的异常情况，确保航天任务的圆满完成。
在卫星发射过程中，航天器遥测和控制系统可以实时监测发射过程中的各种参数，如推力、姿态和温度等。
通过对这些参数的监测，航天工程师可以及时调整发射参数，确保卫星顺利进入预定轨道。
在航天器在轨运行过程中，航天器遥测和控制系统则起到了关键的作用。
它可以实时监测航天器的各项性能指标，如电力系统、姿态控制系统和燃料消耗等。
航天测控通信原理及应用
航天测控通信原理及应用航天测控通信原理及应用随着现代科技的不断发展，航天技术也得到了迅速的发展。
而航天测控通信就是航天技术中不可缺少的一部分。
下面将从原理和应用两个方面介绍航天测控通信。
一、原理1.航天测控的基本原理：航天器在太空中运行时，通过地面站向航天器发送指令，收集空间信息，控制航天器，保证其安全降落。
这就需要航天测控系统。
2.航天测控通信的原理：在航天测控过程中，必须采用通信方式完成地面站和卫星之间的数据传输。
这就是航天测控通信。
通信利用无线电波传播。
一般采用发射功率较小的卫星遥测遥控技术，通过地面站向卫星发出指令，并从卫星收到数据，完成数据传输。
3.航天测控通信系统的构成：航天测控通信系统由地面站和卫星两部分组成。
地面站主要包括天线、收发设备、终端设备、数据处理设备等。
其中最主要的装备为卫星接收机和卫星发射机。
卫星上装配有天线控制装置（ACU）、卫星通信模块、遥控遥测模块等电子设备。
二、应用1.卫星通信：在航天测控中，卫星通信是必不可少的一部分。
利用航天测控技术的无线电波传导特点，将指令传输到卫星，使卫星按指令完成任务。
2.星载测控：随着卫星的发展，测控技术也不断进步。
星载测控技术就是指在卫星上安装测控设备，实现卫星测控的一种技术。
3.深空测控：深空测控是指对行星、卫星、彗星等天体进行跟踪观测，并根据观测结果进行数据分析和处理。
4.测量和确定地球重力场：航天测控通信技术也可以用于测量和确定地球的重力场，帮助科学家更好地研究地球的内部结构和演化历史。
综上所述，航天测控通信是航天技术中不可缺少的一部分，它为航天器的安全运行提供了难以替代的保障。
同时，在工况监测、环境监测、人类生活等多个领域也有广泛应用。
随着信息技术的不断进步，航天测控通信技术也将不断完善和发展。
航天器动力系统双模型调控原理
航天器动力系统双模型调控原理航天器的动力系统是确保航天器顺利进行各项任务的关键要素之一。
在航天器的动力系统中，双模型调控是一种常见且有效的控制原理。
本文将详细介绍航天器动力系统双模型调控的原理和应用。
一、双模型调控原理概述双模型调控是指在航天器的动力系统中采用两种不同的数学模型进行控制。
一种模型用于正常工作状态下的控制，另一种模型则用于故障发生时的应急控制。
通过双模型调控，可以保证航天器在各种情况下都能够保持稳定运行，并在发生故障时采取相应的措施保持安全。
二、双模型调控原理详解1. 正常工作模型：在航天器正常工作状态下，双模型调控使用一种基于航天器正常运行数据建立的数学模型进行控制。
这个模型会根据航天器的运行数据和参数，通过运算预测出航天器的状态，并基于此进行控制。
正常工作模型的任务是确保航天器在正常工作状态下的稳定运行，其控制策略会根据航天器的状态和目标进行调整，以达到最佳控制效果。
2. 应急控制模型：当航天器发生故障或异常情况时，双模型调控会切换到应急控制模型进行控制。
应急控制模型是一种根据航天器可能出现的故障情况建立的数学模型，它会预测并模拟故障对航天器的影响，并制定相应的控制策略。
应急控制模型的任务是在故障发生后，通过相应的控制策略保证航天器的安全运行。
3. 切换策略：双模型调控的关键之处在于切换策略，即如何在发生故障时从正常工作模型切换到应急控制模型，并确保切换过程的平稳进行。
切换策略通常是基于航天器的状态和故障信息进行决策的。
一般情况下，当航天器检测到故障信号时，会触发切换策略，将控制模式从正常工作切换到应急控制。
同时，为了保证切换的平稳，在切换过程中可能会引入一些过渡策略，以确保航天器的稳定运行。
三、双模型调控的优势和应用领域1. 优势：双模型调控在航天器动力系统中具有以下几个优势：- 可靠性：通过使用两种不同的控制模型，可以提高航天器的可靠性和鲁棒性，即使在发生故障时也能保证航天器的安全运行。
基于模型预测控制的航天器姿态控制研究
基于模型预测控制的航天器姿态控制研究一、引言航天器姿态控制是航天工程中的重要问题之一，它关系着航天器的稳定性和精度，对于载人航天、卫星定位、空间探测等任务都具有重要意义。
传统的姿态控制方法往往基于经验和观察，无法满足对复杂环境中航天器姿态的准确控制需求。
基于模型预测控制（Model Predictive Control，简称MPC）的航天器姿态控制方法在近年来得到了广泛应用，并取得了显著的研究进展。
二、基于模型预测控制的原理与方法1. 模型预测控制原理模型预测控制是一种基于模型的控制方法，通过建立系统的数学模型，对未来一段时间内的系统响应进行预测，并根据预测结果修正控制输入，从而实现对系统的控制。
模型预测控制的核心思想是通过优化问题求解来寻求最优控制策略，以使系统在一定时间范围内满足给定的性能指标。
2. 模型预测控制方法航天器姿态控制中常用的模型预测控制方法包括线性二次型模型预测控制（Linear Quadratic Model Predictive Control，简称LQMPC）和非线性模型预测控制（Nonlinear Model Predictive Control，简称NMPC）。
LQMPC方法假设系统模型是线性的，并通过求解线性二次型优化问题得到最优控制律；而NMPC方法则适用于非线性系统，可以通过迭代求解非线性优化问题近似得到最优控制策略。
三、基于模型预测控制的航天器姿态控制系统1. 系统建模在基于模型预测控制的航天器姿态控制系统中，首先需要建立航天器的数学模型。
航天器姿态控制系统涉及到刚体动力学、航天器运动学等多个方面，因此需要综合考虑刚体力学、电机驱动、传感器测量等多个因素进行建模。
2. 预测模型基于航天器的数学模型，可以通过离散化、线性化等方法获得离散时间的线性预测模型。
预测模型可以用于预测航天器未来一段时间内的姿态变化，进而进行优化计算得到最优控制输入。
3. 优化求解在模型预测控制中，通过求解优化问题得到最优控制输入。
航空航天工程师的航天器热控技术
航空航天工程师的航天器热控技术航空航天工程师在航天器设计与制造过程中起到至关重要的作用。
其中，航天器热控技术是航空航天工程师必须掌握的关键技能之一。
本文将探讨航天器热控技术的基本原理、挑战以及未来发展趋势。
一、航天器热控技术的基本原理航天器在太空环境中面临极端的温度条件，从极高温度的太阳辐射到极低温度的深空环境。
因此，航天器热控技术的基本目标是保证航天器的各个部分在设计范围内的温度之间保持平衡，以确保器件和系统的正常工作。
1.1 航天器热交换原理航天器需要通过热交换来平衡内外部的温度差异。
热交换可以通过辐射、传导和对流等方式实现。
其中，辐射是太空环境下最主要的热交换方式，而传导和对流则在其他特定条件下起到重要作用。
1.2 热控规划和排布航天器的热控规划和排布涉及到热源和热辐射器的布置以及热保护层的设计等。
热控规划需要考虑到航天器的发射、空间操作和返回等各个阶段的热控要求，确保航天器在不同操作模式下的热控性能。
1.3 热控材料的选择航天器热控技术中，材料的选择对实现热控性能至关重要。
航天器所用材料必须具备较高的热阻和热导率，以保证良好的热控效果。
此外，航天器所用材料还需要具备较好的抗辐照和抗氧化性能，以应对太空环境的极端条件。
二、航天器热控技术的挑战航天器的热控技术面临诸多挑战。
在航空航天工程师的工作中，他们需要解决以下问题：2.1 多种热源的热控航天器在太空环境中会受到多种不同的热源影响，例如太阳辐射、地球辐射、内部系统热源等。
因此，航天器热控技术需要在各种情况下对不同热源进行有效的控制和管理。
2.2 热控效能的平衡在设计航天器的热控系统时，需要平衡热控效能和航天器的质量、功耗、体积等方面的考虑。
这涉及到在不同设计限制下做出最佳选择，以实现最佳的热控性能。
2.3 太空环境的极端条件航天器在太空中面临的温度条件极端，从高温到低温的过渡可能会对航天器的稳定性和正常运行产生负面影响。
因此，航空航天工程师需要设计出能够应对这些极端条件的热控系统。
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。
航空航天工程师的航天器导航和控制技术
航空航天工程师的航天器导航和控制技术航空航天工程师是一项充满挑战和创新的职业。
在航天器导航和控制技术方面，工程师们不断探索和应用新的技术，以确保航天器的高效运行和安全飞行。
本文将介绍航天器导航和控制技术的基本原理以及相关的发展趋势。
一、航天器导航技术的基本原理航天器导航技术是确保航天器在航天任务中准确控制和导航的基石。
在导航过程中，航天工程师通常依赖于多个传感器和系统来获取航天器的位置、速度和方向等关键信息。
其中，全球定位系统（GPS）是航天器导航中最常用的技术。
GPS系统通过一系列地面站和卫星来提供全球范围内的定位服务。
航天器上的接收机会接收到卫星发出的信号，并根据信号的时间差来计算出航天器的位置。
通过与地面站的通信，航天器可以获得精确的位置和导航数据。
除了GPS，航天器导航技术还可以借助其他传感器，如惯性测量单元（IMU）、太阳传感器和地球传感器等。
这些传感器可以提供精确的位置、速度和姿态信息，从而为航天器的导航和控制提供重要支持。
二、航天器控制技术的基本原理航天器控制技术主要涉及对航天器的姿态和运动进行精确控制。
在航天工程师的指导下，航天器上的控制系统通过执行不同的控制策略来确保航天器的稳定飞行和精确操控。
航天器控制系统通常由三个子系统组成：导航系统、姿态控制系统和动力系统。
导航系统负责获取航天器的位置和姿态信息，姿态控制系统负责根据导航系统提供的信息来控制航天器的姿态，而动力系统则用于提供所需的推力和能量。
在姿态控制方面，航天工程师可以运用多种控制策略，如比例-积分-微分（PID）控制器、模糊控制器和自适应控制器等。
这些控制器能够通过执行特定的计算和指令来实现精确的姿态控制，以满足不同的任务需求。
三、航天器导航和控制技术的发展趋势随着技术的不断进步，航天器导航和控制技术也在不断演化和发展。
以下是一些当前和未来的发展趋势：1.精确定位技术的应用：航天工程师们正在研究和应用更先进的定位技术，以实现对航天器位置的更精确测量。
航天器姿态控制系统的设计与研究
航天器姿态控制系统的设计与研究近年来，随着空间技术的不断发展，航天器的任务越来越复杂，对其姿态控制系统的要求也越来越高。
姿态控制是航天器稳定性和精确性的关键，因此对航天器姿态控制系统的设计和研究具有重要意义。
一、姿态控制系统的作用和原理姿态控制是指控制航天器的朝向、角速度和角加速度等参数，使其达到预期的姿态和运动状态。
航天器姿态控制系统主要由传感器、控制器和执行器三部分组成。
传感器用于获取航天器当前的姿态和运动状态，控制器根据传感器信息计算出航天器需要的控制指令，执行器则将控制指令转化为物理控制力或转矩，对航天器进行姿态控制。
姿态控制系统实现的基本原理是反馈控制。
传感器测量航天器的姿态参数并反馈给控制器，控制器根据反馈信号计算航天器需要的控制量，并输出给执行器，执行器对航天器进行干扰控制，从而达到预期的姿态和运动状态。
二、姿态控制系统的设计航天器姿态控制系统的设计要考虑以下几个方面：1.航天器特性：航天器的质量、大小、结构和机动性等因素都会影响姿态控制系统的设计。
例如小型卫星姿态控制系统的传感器要轻巧、紧凑，而大型载人飞船需要更为精密的姿态控制系统。
2.任务需求：航天器的任务特性如飞行速度、高度和任务要求等也是姿态控制系统设计的重要考虑因素。
比如对于轨道交会任务的航天器，需要更高的姿态控制精度和敏感性。
3.控制方法：姿态控制系统有多种控制方法，如比例控制、积分控制、微分控制和模糊控制等。
根据航天器的特性和任务需求选择合适的控制方法是设计姿态控制系统的重要环节。
4.传感器选择：传感器用于获取航天器当前的姿态和运动状态，因此选择合适的传感器也是姿态控制系统设计的重要环节。
航天器姿态控制系统经常使用的传感器有陀螺仪、加速度计、星敏感器和地磁传感器等。
5.控制器算法：控制器算法用于计算姿态控制指令，姿态控制系统的精度和稳定性与控制器算法的优化程度密切相关。
常见的控制算法有PID控制、模糊控制和自适应控制等。
第四章航天器的姿态动力学与控制
11.3.6 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 （俯仰和偏航），为此要确定航天器的三轴姿态至少要有两个方 位基准。姿态敏感器按不同的基准方位，可分为下列5类：1、以 地球为基准方位：红外地平仪，地球反照敏感器；2、以天体为基 准方位：太阳敏感器，星敏感器；3、以惯性空间为基准方位：陀 螺，加速度计；4、以地面站为基准方位：射频敏感器；5、其 他：例如磁强计（以地磁场为基准方位），陆标敏感器（以地貌 为基准方位）。
单轴
与喷气推力器三轴姿态稳定系统相比，飞轮三轴姿态稳定系统 具有多方面的优点。
1、飞轮可以给出较精确的连续变化的控制力矩，可以进行线性控 制，而喷气推力器只能作非线性开关控制。因此飞轮的控制精度一 般比喷气推力器的高一个数量级，而且姿态误差速率也比喷气控制 小。
2、飞轮所需要的能源是电能，可以不断通过太阳能电池在轨得到补 充，因而适合于长寿命工作。喷气推力器需要消耗工质或燃料，在 轨无法补充，因此其使用寿命大大受限，基本上与航天器携带的工 质或燃料质量成正比，而且还有长期密封问题。
11.3.3 自旋稳定
自旋稳定的原理：是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。它的主要优点首先是为 航天器获得规则的姿态运动提供了一种简单的手段。自旋卫星利用非 常简单的仪器便可提供姿态信息，而且因为运载工具通常是以自旋方 式入轨的，所以航天器很容易达到完全无源的惯性定向，并且有一定 的精度。其次，由于自旋运动具有比较大的动量矩，因此航天器抵抗 外干扰的能力很强，因为当自旋航天器受到恒定干扰力矩作用时，其 自旋轴是以速度漂移，而不是以加速度漂移。加之自旋稳定能使航天 器发动机的推力偏心影响减至最小，因此自旋稳定方式在航天器，特 别是在早期发射的航天器中得到了广泛的应用。
航空航天工程师的航天器热控技术
航空航天工程师的航天器热控技术航空航天工程师是从事航空航天领域研究的专业人士，其中航天器热控技术是航空航天工程中至关重要的一项技术。
本文将深入探讨航天器热控技术的原理与应用。
一、热控技术在航天器设计中的重要性航天器受到太空环境中严酷的温度条件的影响，而热控技术就是为了确保航天器在极端温度下的正常运行而存在的。
在太空中，航天器会面临极高的温度和低温，例如接近拜占庭空间站的太阳面温度可达200多摄氏度，而背面则可能下降至负200多摄氏度。
这种极端的温度条件可能会导致航天器的重要组件失效，甚至彻底破坏航天器。
二、航天器热控技术的核心原理航天器热控技术的核心原理是通过合理的热防护材料和热控系统来控制航天器与外界温度环境的热交换。
其中，热防护材料的选择和设计是至关重要的，它能够保护航天器内部的重要部件避免受到过热或过冷的影响。
航天器的热控系统同样扮演着重要的角色。
热控系统包括热控传感器、电加热器、热电材料以及热控回路等组成部分。
热控传感器主要用于实时监测航天器内外的温度变化，并将信息传递给热控回路。
热控回路则通过调节电加热器和热电材料的工作状态来实现航天器的热平衡。
三、航天器热控技术在实际应用中的挑战与解决方案尽管航天器热控技术在理论上非常成熟，但在实际应用中仍然面临一些挑战。
首先是太空环境下的高温和低温条件极端，要求热控系统能够在各种极端温度环境下正常运行。
其次是航天器内部的组件种类繁多，它们在温度敏感性和热稳定性上存在差异，这要求热控系统能够精确控制不同组件的温度。
为了应对这些挑战，航空航天工程师们采取了多种解决方案。
首先，合适的热防护材料的选择和设计可以减缓温度变化对航天器的影响。
其次，合理的热控系统设计和热控回路的优化可以提供精准的温度控制。
此外，航空航天工程师还会考虑热辐射损失、航天器热交换的方式等因素来提高航天器的热控效能。
四、航天器热控技术的现状与未来发展随着航天技术的不断进步，航天器热控技术也在不断发展。
航空航天中的飞行控制系统
航空航天中的飞行控制系统航空航天事业一直是人类追求飞翔梦想的象征。
在这个行业中，飞行控制系统扮演着至关重要的角色。
本文将介绍航空航天中的飞行控制系统的基本原理、关键技术以及未来发展方向。
一、飞行控制系统概述飞行控制系统是指航空航天器为了维持稳定的飞行状态所采用的一系列技术和设备的集合体。
其主要目标是确保飞行器安全地完成预定任务，并保证飞行过程中的舒适性。
飞行控制系统主要包括飞行姿态控制、导航系统、引擎控制系统以及航空电子设备等。
这些组成部分相互配合，通过传感器获取飞行器的状态信息，并根据预定的飞行计划进行计算和控制。
二、飞行控制系统的基本原理飞行控制系统的基本原理是通过控制飞行器的姿态、航向和速度，使其按照预定的轨迹安全飞行。
具体而言，飞行控制系统依赖于以下几个关键技术：1. 飞行姿态控制技术飞行姿态控制是指通过控制飞行器的姿态（如俯仰、横滚和偏航角）以及推力，使飞行器保持稳定飞行状态。
常用的控制手段包括机械控制、液压控制和电气控制等。
2. 导航系统导航系统是飞行控制系统中的关键组成部分，其作用是确定飞行器的位置和速度，并提供导航指令。
常见的导航系统包括惯性导航系统、全球卫星导航系统（如GPS）以及地面导航设备等。
3. 引擎控制系统引擎控制系统用于控制飞行器的动力系统，确保引擎工作稳定，并根据需要提供合适的推力。
这需要通过控制燃料供给、气流调节以及温度控制等手段来实现。
4. 航空电子设备航空电子设备包括飞行仪表、通信设备、自动驾驶系统等，它们与飞行控制系统密切相关，用于获取飞行器的状态信息并进行控制。
三、飞行控制系统的关键技术随着科技的发展，飞行控制系统不断向智能化、自主化发展。
以下几个关键技术将在未来的航空航天中得到应用：1. 自适应控制技术自适应控制技术能够根据飞行器在飞行过程中的变化状态进行实时调整，以适应不同的飞行条件，提高飞行器的稳定性和控制精度。
2. 传感器融合技术传感器融合技术是指将多种传感器（如惯性传感器、气压传感器、磁力传感器等）的数据进行综合和处理，提高飞行器的状态感知和控制能力。
宇宙飞船的原理
宇宙飞船的原理
宇宙飞船的原理是基于牛顿的第三定律——作用力与反作用力相等且反向。
当宇宙飞船产生向后的推进力时，它会同时产生一个反向的力，推动整个飞船向前移动。
宇宙飞船实现向后推进的方式通常是通过喷射推进剂。
在宇宙飞船的发动机中，推进剂燃烧产生的高温和高压气体会被喷射出去，产生向后的反作用力。
推进剂可以是液态燃料（如液氧和液氢的组合）或固态燃料（如火箭发动机中的推进剂块）。
当这些燃料被点燃时，产生的高温和高压气体通过喷嘴朝着反方向喷射出来，从而推动飞船向前移动。
为了实现宇宙飞船的精确控制和定位，航天器通常装备有一系列推进器。
这些推进器可以根据需要改变喷嘴的朝向和喷射的推力大小，从而改变飞船的速度和方向。
宇宙飞船在太空中的推进过程中还面临一个关键问题，即反作用力的消耗与推进剂的有限性。
由于推进剂有限，飞船需要合理利用推进剂，以限制燃料消耗的同时保持足够的速度。
为了减小燃料消耗，宇宙飞船通常会采取长时间推进的方式。
在长时间的推进过程中，航天器会不断以较小的推力进行推进，以达到所需的速度和方向。
除了推进系统，宇宙飞船还包括其他关键组件，如导航系统、
控制系统和生命支持系统等。
这些系统的合理运行和配合是确保宇宙飞船安全完成任务的关键。
总的来说，宇宙飞船的推进原理是利用推进剂的喷射产生向后的反作用力，从而推动整个飞船向前移动。
通过控制推进剂的喷嘴朝向和推力大小，飞船可以实现速度和方向的变化，以达到精确的控制和定位要求。
初三物理航天器稳定原理分析
初三物理航天器稳定原理分析航天器是人类探索太空的重要工具，而其稳定性是航天任务的关键因素之一。
本文将对初三物理中航天器稳定原理进行分析。
一、航天器稳定性的重要性稳定性是指航天器在飞行过程中保持平衡和稳定的能力。
良好的稳定性确保航天器能够准确完成任务，如卫星的稳定定位、载人飞船的航行等。
稳定性不仅对航天器的操控和导航至关重要，也对乘员的安全具有重要意义。
二、航天器稳定原理的基础1. 重力中心原理航天器的设计需要考虑重心的位置。
重心是指物体所受重力的作用点，航天器的重心需要尽量靠近几何中心，以确保稳定性。
当重心偏离几何中心时，航天器会发生倾覆或不稳定的情况。
2. 动力方向控制原理航天器在飞行过程中需要依靠动力推动，不同部分的动力方向控制对于保持稳定性至关重要。
通常，航天器根据载荷、任务和飞行环境选择合适的动力方向，如火箭发动机的喷射方向。
3. 气动方向控制原理航天器在大气层中飞行时，会受到气动力的作用。
通过调整航天器的气动表面或姿态控制系统，可以使其维持稳定飞行。
例如，通过改变发动机的喷射角度、采用可伸缩的翼面等方式，可以控制航天器在大气层中的稳定性。
三、航天器稳定原理的具体实践1. 载荷平衡设计航天器在设计过程中需要平衡各个载荷的作用，以保证其在飞行中的稳定性。
例如，卫星在携带各种科学仪器的同时，需要合理布置载荷的位置，使得重心与几何中心尽量重合。
2. 姿态控制系统航天器常常通过姿态控制系统来保持稳定。
这些系统包括陀螺仪、加速度计、推力器等，可以实时感知航天器的姿态，并通过调整动力或气动设备来维持稳定飞行状态。
3. 航天器结构设计航天器的结构设计也对稳定性起着重要作用。
对于航天器需要在大气层中飞行的情况，可以采用流线型的外形设计，减小气动阻力，降低不稳定性的发生概率。
四、航天器稳定原理的前景随着科学技术的发展，航天器稳定原理将会不断改进和完善。
例如，利用人工智能和自动化技术，可以提高航天器的姿态控制精度，有效提升稳定性和安全性。
火箭起飞原理
火箭起飞原理
火箭起飞是一种利用喷射推力产生动力的航天器。
它的起飞原理基于牛顿第三定律，即每个行为都有一个相等且相反的反作用力。
火箭的推进器以燃料和氧化剂的燃烧产生高温高压的气体，然后将气体排出喷嘴。
根据牛顿第三定律，喷出的气体产生向下的推力，而火箭则受到等大且相反方向的推力，从而获得向上的运动。
为了达到火箭起飞的目的，需要控制火箭的姿态和推力。
火箭一般由多个级组成，每个级都有一个或多个发动机。
在火箭起飞过程中，一级发动机首先点火，产生推力将火箭推离地面。
当第一级发动机燃料耗尽时，它会被分离并抛离火箭。
接下来，下一级发动机会点火，继续提供推力使火箭继续上升。
为了控制火箭的姿态，火箭通常配备有稳定翼、方向舵和推进器偏转系统。
稳定翼可以使火箭保持稳定的飞行姿态，方向舵可以控制火箭的方向。
而推进器偏转系统则可以改变喷气口的角度，从而改变推力的方向，使火箭能够调整自己的航向。
整个火箭起飞过程需要精确计算和控制，以确保火箭能够按照预定轨道上升。
一旦火箭达到预定的速度和高度后，它就可以进入轨道并执行相应的任务，如卫星发射、太空探测等。
火箭起飞原理的成功应用对于人类的太空探索和航天技术的发展具有重要的意义。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
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
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
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，
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。
3．其他太阳敏感器 太阳指示器也称为太阳出
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。
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。
根据牛顿第二定律可推导出推力器真空中的推力公 式为
Fm veSepe
(4．3)
式中，m 为单位时间的工质排出量，即秒耗量；v e 为
相对于航天器的排气速度；S
为推力器喷嘴出口截面积；p
e
e
为推力器喷嘴出口处的射流压力。
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。
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。
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 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。
(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。
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。
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。
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
0～.04 0.0)0，5 因此星敏感器的
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。
(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。
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。
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。
美国哈勃太空望远镜
姿态敏感器按不同的基准方位，可分为下列5类。 (1)以地球为基准方位：红外地平仪，地球反照敏感 器； (2)以天体为基准方位：太阳敏感器，星敏感器； (3)以惯性空间为基准方位：陀螺，加速度计； (4)以地面站为基准方位：射频敏感器； (5)其他：例如磁强计(以地磁场为基准方位)，陆 标敏感器(以地貌为基准方位)。
哥伦比亚航天飞机视频资料
4.2 执行机构
4.2.1 推力器
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。
2．CCD星敏感器 CCD星敏感器采用电荷耦合器件图像列阵作为检测器，
电荷耦合器具有垂直和水平像素。CCD星敏感器与其他星 敏感器相比较具有非常突出的优点。
它能够同时跟踪多颗星，对磁场不敏感，精度得到 改善。
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。
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
图4．5所示为地平穿越式地球敏感器工作原理图。
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 0.025 ，但视场较小，约为 5 ～ 1 1 ，因此只能工作在较 窄的姿态范围内。
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。
合时，由上、下方向图收到的信号振幅相等，其差值就 等于零。
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：
一、相对于同一基准最多只能获得两个姿态角； 二、各种敏感器均存在条件限制； 三、航天器的长寿命工作特点要求敏感器可靠地长 时间提供高精度姿态信息，所以姿态敏感器的冗余便成 为必须考虑的重要问题。
4.1.1 太阳敏感器
太阳敏感器是通过对太阳辐射的敏感来测量太阳视 线与航天器某一体轴之间夹角的敏感器。
太阳敏感器之所以有这样广泛的通用性是因为:
1.在大多数应用场合，可以把太阳近似看作是点光 源，因此就可简化敏感器的设计和姿态确定的算法；
2.太阳光源很强，从而使敏感器结构简单，其功率 要求也很小；
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.
下面分别介绍这3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。