100第十章 航天器姿态与轨道控制分系统
我国航天器轨道控制系统及发展趋势
我国航天器轨道控制系统及发展趋势1 航天器的轨道控制的原理和组成1.1 航天器的轨道控制技术的基本原理航天器控制系统主要有三种功能，分别是导航、控制和制导。
其中导航功能指的是处理设备数据，并从中得出航天器的位置向量和速度向量，也称作实时运动参数和实时轨道确定。
而制导指的是从导航中得出的航天器实时运动参数，根据最终目标和约束条件确定机动程序，其后发出指令以供执行。
控制指的是改变航天器的飞行速度和方向，通过施加控制力的方法帮助其稳定，以便于达成飞行任务。
航天器的轨道有两种，通常情况下，航天器控制系统都是采用喷气发动机和小推力电推进器。
其轨道分为主动飞行段和被动飞行段。
其中主动飞行段点火阶段，发动机熄火后切换到被动飞行段。
1.2 轨道机动、轨道维持的内容以及常用的控制方法、应用领域轨道控制发动机会产生一定的反作用推力，像返回型侦察卫星上的制动火箭、地球静止卫星上的远地点发动机和位置保持发动机等类型的发动机，它们的安装方式基本都是固定的。
因此，想要改变和稳定航天器轨道控制力的方向，首先要对航天器的姿态进行调整，在发动机点火的过程中，由于发动机推力会产生干扰力矩，姿态控制系统要克服这一点，确保姿态的正确性与规范性，此外，还可采用自旋稳定或三轴稳定的方式来达到目的。
轨道机动指的是航天器在轨道之间的切换，在切换过程中需要对其加以控制，使其偏离现有轨道，属于一种有意操作。
有一点需要注意的是，两个轨道不受平面限制，如果研究对象是返回型侦察卫星和载人飞船，为了顺利的降落，必须要采用火箭制动，使其沿着运行轨道返回。
航天飞机具有多种功能，包括捕捉、施放和回收卫星，在太空中还能够与空间站进行对接操作，以及必备的返回地面能力，这说明航天飞机的轨道控制系统更为复杂。
2 应用方式2.1 折叠变轨控制实行折叠变轨控制的目的在于改变航天器的速度向量，是在一定的区间内，以便于航天器在自由飞信段进行顺利的轨道切换，变轨前后的两个轨道同样不受平面空间的限制。
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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航天器姿态控制系统设计与控制研究
航天器姿态控制系统设计与控制研究航天器姿态控制系统是航天工程中至关重要的一环。
它负责保持航天器在不同工作阶段的稳定姿态，确保航天器能够准确地对准目标，实现各项任务的顺利进行。
本文将介绍航天器姿态控制系统的设计原理和控制研究进展。
一、航天器姿态控制系统设计原理1. 姿态表示方法航天器的姿态可以用欧拉角或四元数等方法来表示。
欧拉角简单直观，但存在万向锁等问题。
四元数具有良好的数学性质和较少的计算复杂度，因此被广泛使用。
2. 姿态动力学建模姿态控制系统的设计需要建立准确的姿态动力学模型。
该模型描述了航天器受到的力矩和角速度之间的关系。
常用的模型包括欧拉动力学和刚体动力学等。
3. 控制律设计姿态控制系统的设计关键在于合适的控制律设计。
常见的控制律包括比例-积分-微分（PID）控制器、线性二次型（LQR）控制器等。
此外，也可以采用现代控制理论中的滑模控制、自适应控制等方法来设计更为优化的控制律。
二、航天器姿态控制系统的控制研究进展1. 姿态稳定与精度控制姿态稳定是航天器姿态控制的基本要求。
为了满足姿态控制的精度要求，研究者在控制器设计中引入了自适应滤波器、扩展卡尔曼滤波器等方法来提高姿态测量的精度。
2. 强鲁棒控制航天器面临着各种不确定性和干扰，如大气摩擦、舵面摩擦等。
为了应对这些干扰，研究者提出了各种强鲁棒控制方法。
例如，鲁棒自适应控制可以在面对不确定系统参数时保持较好的控制性能。
3. 多智能体协同控制多智能体协同控制是近年来的研究热点之一。
在航天器姿态控制中，多个航天器之间需要实现协同控制，保持相对位置关系。
这对于任务要求高精度的星际探测任务具有重要意义。
4. 机器学习在姿态控制中的应用机器学习在航天器姿态控制中具有广阔应用前景。
例如，利用深度学习方法，可以对航天器姿态检测、控制系统故障检测等问题进行优化。
此外，还可以利用增强学习方法来解决复杂的姿态控制问题。
三、航天器姿态控制系统的挑战和前景1. 挑战航天器姿态控制系统面临着一系列挑战。
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。
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。
北航航天器姿态控制重点内容
使姿态保持在指定方向；姿态机构是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程） 。姿态稳定（特点：长期而持续的，所 需控制力矩较小；种类：定向，粗对准，精对准） ；姿态机构（特点：短暂过程，所需控制力矩较大；种类：再定向，捕获，跟踪 和搜索） 。姿态控制与轨道控制的关系：为实现轨道控制，航天器姿态必须符合要求：在某些具体情况或某些飞行过程中，可把姿 态控制的轨道控制分开考虑；某些应用任务对航天器轨道没有严格要求，而对航天器姿态确有要求；例如：空间环境探测卫星绕 地球的运行往往不需要轨道控制，卫星在开普勒轨道上运行就能满足对环境探测的要求。姿态控制系统分类：根据姿态稳定方式：欧拉方程（转动动力学方程） J M ； ： （平动与转动耦合，三轴转动运动耦合）标量形式： J 三轴稳定（保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向）自旋稳定（绕自旋轴旋转，依靠旋转动量矩在惯性空间的指向） x ( J y J z ) yz M x J x x 0 根据力来源：被动控制（不需要消耗星上能源，如重力梯度力矩、磁力矩等）主动力矩： （星上自主控制、星—地大回路控制，消 分量形式： J ； D A y y ( J z J x ) z x M y y 0 耗电能和工质） 。姿态控制系统设计的要求 ：任务：星箭分离—速率阻尼模式—姿态捕获模式—姿态粗控制模式—姿态精控制模式 z 0 z ( J x J y )x y M z J z ——姿态机动模式—姿态捕获模式（循环） 。设计要求：可靠性；控制性能（动量、稳定性；控制精度；动态响应） ；控制
航天器姿态控制与导航系统设计研究
航天器姿态控制与导航系统设计研究简介：航天器姿态控制与导航系统是航天探索领域中极为重要的组成部分。
它涉及航天器在太空中的精确定位、方向控制和速度调整等方面。
本文将重点探讨航天器姿态控制与导航系统的设计研究。
第一部分：航天器姿态控制系统的基本原理航天器的姿态控制是指通过改变航天器的姿态，使其能够达到所需的状态。
姿态控制系统由传感器、执行器和控制算法组成。
传感器用于检测航天器的当前姿态，执行器用于改变航天器的状态，控制算法则根据传感器数据和目标姿态要求来计算控制指令。
1.1 传感器航天器姿态控制系统主要使用陀螺仪、加速度计和磁力计等传感器。
陀螺仪用于测量航天器的角速度，加速度计用于测量航天器的加速度，磁力计用于测量航天器在地球磁场中的方向。
1.2 执行器航天器姿态控制系统主要使用推力器、反应轮和姿态控制喷口等执行器。
推力器通过喷射推进剂来改变航天器的速度和方向，反应轮通过改变转速和方向来改变航天器的转动状态，姿态控制喷口则通过改变喷口的喷射方向来改变航天器的姿态。
1.3 控制算法航天器姿态控制系统主要使用PID控制算法和模型预测控制算法等。
PID控制算法通过比较目标姿态和实际姿态的误差来调整执行器的控制指令，模型预测控制算法则基于航天器动力学模型和目标姿态要求来预测执行器的最优控制指令。
第二部分：航天器导航系统的设计原理航天器导航系统是指通过控制航天器的运动轨迹来实现航天任务的目标。
导航系统主要包括导航传感器、导航计算和轨迹规划等组成部分。
2.1 导航传感器航天器导航系统主要使用惯性测量单元（IMU）、全球定位系统（GPS）和星敏感器等传感器。
IMU用于测量航天器的加速度和角速度，GPS用于测量航天器的位置和速度，星敏感器则用于测量航天器和星体的相对方向。
2.2 导航计算航天器导航系统的导航计算主要包括姿态解算、位置解算和轨迹估计等。
姿态解算通过结合传感器数据来计算航天器的姿态，位置解算通过结合GPS数据来计算航天器的位置，轨迹估计则通过模型推演和传感器数据来估计航天器的轨迹。
航空航天工程师的航天器姿态控制和导航
航空航天工程师的航天器姿态控制和导航航空航天工程师在现代科技的推动下，扮演着重要的角色。
他们负责设计、制造和维护航天器，其中包括航天器的姿态控制和导航系统。
姿态控制和导航是航天器飞行中至关重要的部分，决定了航天器是否能够准确地完成任务。
本文将探讨航空航天工程师在航天器姿态控制和导航方面的工作。
一、姿态控制航天器姿态控制是指通过控制航天器的姿态（即飞行器在空间中的姿态或角度）来实现其理想的飞行轨迹和任务目标。
航空航天工程师的主要任务之一就是确保航天器能够稳定地进行各种姿态控制。
1.惯性导航系统航空航天工程师使用惯性导航系统来实现姿态控制。
惯性导航系统利用惯性测量装置和自动控制装置，可以准确地测量航天器的位置、速度和加速度信息。
同时，它还能够根据这些信息来计算航天器的姿态，并通过控制舵机和推进系统来实现姿态控制。
惯性导航系统具有高精度、实时性强的特点，能够适应不同的环境和任务需求。
2.陀螺仪和加速度计陀螺仪和加速度计是惯性导航系统中的核心组件。
陀螺仪用于测量航天器的角速度，而加速度计用于测量航天器的线性加速度。
通过监测和分析陀螺仪和加速度计的输出信号，航空航天工程师可以实时掌握航天器的姿态信息，并进行相应的控制。
二、导航系统导航是航天器飞行过程中不可或缺的环节。
航空航天工程师负责设计和开发导航系统，确保航天器能够准确地定位和航行。
1.全球定位系统（GPS）全球定位系统是航空航天工程师用于航天器导航的一种重要技术。
通过在空间中布置一组卫星，并接收这些卫星发送的信号，航空航天工程师可以利用三角定位原理，准确计算航天器的位置和速度。
GPS具有高精度、遍布全球、实时性强的特点，对航天器的导航至关重要。
2.星敏感器星敏感器是导航系统中常用的装置，用于识别和跟踪天空中的星星。
航空航天工程师通过分析星敏感器的输出信号，可以确定航天器的姿态和位置。
星敏感器具有响应速度快、精度高的特点，适用于航天器的导航和姿态控制。
航天器姿态控制系统组成与分类
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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；
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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；
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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
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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
单脉冲比幅方法需要形成两个互相叠交的天线方向
图，当目标与天线轴不重合(成 角)时(见图4．15)，
下面的方向图收到的信号 E 1 将大于上面的方向图收到的
信而号振幅E 2 差。的两符个号信则号表的示振幅偏差离的表示方目向标。与当天目线标轴与之天间线夹轴角重，
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)。
航天器轨道和姿态控制发展新概念分析
航天器轨道和姿态控制发展新概念分析航天器轨道和姿态控制是航天工程领域中的重要技术，它关乎航天器在太空中的运动和姿态状态的精确控制。
随着科技的发展和航天工程的不断进步，航天器轨道和姿态控制也在不断演变和创新。
本文将探讨航天器轨道和姿态控制发展中的新概念及其应用。
一、自适应控制算法自适应控制算法是近年来航天器轨道和姿态控制领域的新概念。
传统的控制算法对系统的参数变化存在一定的局限性，在实际应用中很难满足实时性、精确性和可靠性要求。
而自适应控制算法能够通过对系统参数的实时调整来适应不同的工作环境和工况，从而提高控制效果。
自适应控制算法的核心思想是通过对系统模型参数的在线辨识和自适应参数调整，来实现对航天器轨道和姿态的精确控制。
这种算法在应对不同工况下的姿态控制、快速响应系统变化和抵抗外界干扰等方面具有明显优势。
自适应控制算法的出现将为航天器轨道和姿态控制的发展带来新的机遇和挑战。
二、智能数据处理技术航天器轨道和姿态控制需要大量的传感器数据进行监测和处理，传统的数据处理方法面临着数据量大、实时性要求高等问题。
而智能数据处理技术则能够从海量数据中提取有效信息，快速响应，以实现高效的轨道和姿态控制。
智能数据处理技术包括机器学习、深度学习等方法。
通过学习和训练大量的数据，智能数据处理技术能够识别出数据中的模式和规律，并将其应用于航天器轨道和姿态控制中。
这种技术的出现不仅提高了数据处理的效率和准确性，还为轨道和姿态控制系统的智能化发展提供了有力支持。
三、多源信息融合航天器轨道和姿态控制涉及到多个传感器的协同工作，传统的信息融合方法主要以数据融合为主，对不同传感器的数据进行融合，从而提高数据准确性。
然而，随着遥感、激光雷达等技术的不断发展，多源信息融合成为了发展的新概念。
多源信息融合通过将不同传感器的信息进行融合和协同处理，能够提供更为全面和准确的轨道和姿态控制信息。
同时，多源信息融合还能够解决传统信息融合方法中的数据冗余和信息失真等问题。
控制器和姿态控制系统分类
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姿态控制器
1、姿态控制器
➢ 功能：由模拟逻辑或数字计算机实现控制规律或对策，把星上敏感 器和执行机构联接起来，从而完成对航天器的姿态控制任务。
➢ 姿态控制器输入： ➢ 姿态偏差 欧拉角偏差：
四元数偏差： ➢ 姿态角速度偏差
➢ 姿态控制算法： ➢ PID控制算法； ➢ 自适应控制算法； ➢ 滑模控制算法
1、姿态控制器 2、姿态控制系统分类
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系统任务
2、姿态控制系统分类
➢姿态稳定： ➢ 应用需求：对地观测和成像、通信、轨道控制； ➢ 控制指标：指向精度（o）和稳定度（ o /s）； ➢ 影响因素：环境力矩，天线摆动，太阳帆板的挠性振动，推力 产生的扰动力矩。
➢姿态机动： ➢ 应用需求：目标跟踪，区域凝视，观测目标变化等 ➢ 控制指标：稳态精度和稳态时间 ➢ 影响因素：机动力矩大小、机动方式、执行机构机动激起的挠 性振动。
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系统分类
2、姿态控制系统分类
➢ 按照控制力矩来源分类：
➢ 被动控制系统 ➢ 用自然环境力矩源或物理力矩源，如自旋、重力梯度、地 磁场、太阳辐射力矩或气动力矩以及它们间的组合来控制 航天器姿态。
➢ 主动控制系统
➢ 控制力矩、推力器、磁力矩器。
➢ 混合式控制系统 ➢ 被动控制系统与主动控制系统相结合的混合式控制系统。
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2、姿态控制系统分类 被动控制系统
➢ 自旋稳定是被动控制中最简单的方法。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。
“东方红一号”卫星(中国) “风云二号”气象卫星(中国) 1133
限幅调整系数 kq Qemax / max(abs( qe1 qe2 qe3 ))
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。
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。
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
第10章航天器姿态与轨道控制分系统(2)
23
3. 喷气三轴姿态稳定系统
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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
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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。
航天器姿态控制
姿态控制是使航天器在所需精度内保持合适的姿态或者产生 特定的姿态变化
航天器上一般都有专门的姿态控制系统，英文简称ACS
哈勃望远镜
航天飞机与空间站对接
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2. 航天器姿态控制系统框图
干扰力矩 航天器
力矩器
姿态敏 感器
星载计 算机
姿态控制系统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，是一个闭环控制系统
6′
1′
1′
30′
6′
-5-
3. 姿态敏感器（续） 惯性敏感器（陀螺仪）
测量角速度：由于航天应用对精度的需求，一般采用环形激光陀螺仪和 光纤陀螺仪
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4. 力矩器 推力器
磁力矩
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
优点：力矩大；对高度不敏感 缺点：需燃料；开关操作
优点：无需燃料 缺点：力矩强度随着轨道高度的增加而减小；不能产生磁场方向力矩分量
卫星残余磁场地球磁场相互作用的结果
其它扰动力矩
-9-
6. 姿态控制系统设计
成本 设计寿命 完整的ACS系统可靠性 无单点故障 与其他卫星子系统的兼容性 质量、功耗和热预算等边界条件 轨道参数 用户需求
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-7-
4. 力矩器（续）
反作用轮
利用惯性飞轮加减速反作用 力控制系统姿态
动量轮
利用陀螺定轴性原理稳定航天性
-8-
5. 干扰力矩（续）
重力梯度力矩
引力在非对称刚体上产生的力矩
太阳辐射力矩
太阳辐射的光子光压产生的绕卫星质心的力矩
空气动力力矩
对于地轨卫星，不能忽略的大气阻力对航天器的力矩
电磁扰动力矩
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。
航天器与导航卫星的姿态控制系统设计
航天器与导航卫星的姿态控制系统设计随着航天技术的不断发展，航天器和导航卫星的姿态控制系统设计变得越来越重要。
姿态控制系统是指控制航天器或导航卫星姿态的一组设备和算法，它能够确保航天器或导航卫星按照预定轨道或定位精度进行运行。
本文将对航天器与导航卫星的姿态控制系统设计进行详细探讨。
航天器姿态控制系统设计通常分为传感器、执行器和控制算法三个部分。
传感器用于检测航天器的姿态信息，执行器用于控制航天器的姿态变化，控制算法根据传感器的反馈信息对执行器进行控制。
为了确保姿态控制系统的稳定性和高精度，需要选择合适的传感器、执行器和控制算法。
传感器是航天器姿态控制系统设计中至关重要的一部分。
常见的传感器包括陀螺仪、加速度计、太阳传感器和星敏感器等。
陀螺仪可以测量航天器的角速度，加速度计可以测量航天器的加速度，太阳传感器可以检测太阳的方向，星敏感器可以检测星星的方向。
这些传感器可以提供关于航天器姿态状态的信息，为控制系统提供准确的反馈。
执行器是航天器姿态控制系统设计中的另一个重要组成部分。
常见的执行器包括反动轮、推进器和磁力器等。
反动轮通过改变自身的转速来改变航天器的角动量，推进器可以提供推力来改变航天器的速度和方向，磁力器可以通过改变磁场产生的力矩来改变航天器的姿态。
这些执行器能够根据控制系统的指令，对航天器进行精确的姿态控制。
控制算法是航天器姿态控制系统设计中的关键环节。
常用的控制算法包括比例-积分-微分（PID）控制算法和最小二乘算法等。
PID控制算法可以根据误差的大小计算出合适的控制量，以实现稳定的姿态控制；最小二乘算法通过最小化残差的平方和来求解最优解，实现高精度的姿态控制。
针对不同的航天器和导航卫星，可以选择不同的控制算法来满足其姿态控制的要求。
在航天器与导航卫星姿态控制系统设计中，还需要考虑到其他一些因素。
首先是控制系统的冗余性，即通过设计多余的传感器和执行器来提高系统的鲁棒性。
当某个传感器或执行器发生故障时，可以通过其他传感器或执行器进行姿态控制，以确保航天器和导航卫星的正常运行。
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1. 航天器控制的基本概念
姿态稳定方式的类型
姿态稳定方式按姿态运动的形式: 被动姿态稳定：利用环境力矩使航天器保持姿态稳定； 自旋稳定：卫星等航天器绕其一轴（自旋轴）旋转，依 靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。 三轴稳定：依靠主动姿态控制或利用环境力矩，保持航 天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向。
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2. 航天器姿态控制系统的组成与分类
(4) 陀螺
陀螺种类很多，在卫星上常用的是 由3个自由度速率积分陀螺构成的陀螺 组件。可提供卫星滚动、俯仰、偏航3 个通道的姿态测量。 工作原理： 当有角速度输入时产生的陀螺力矩 使浮子角偏移，被角度传感器测试，并 变成一定频率的载波信号，经过交流放 大，相敏解调、滤波校正和功放，最后 力矩器施加电流，使其产生一电磁力矩 与陀螺力矩平衡。
模拟式太阳敏感器工作原理图
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2. 航天器姿态控制系统的组成与分类
B.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。码盘上设有符号位和编码位。符号 位用于确定太阳位于敏感器基准面(定义 为狭缝所在平面的法线Oc1与狭缝Oc3。 组成的平面Oc1c3)的那一边，也即确定 太阳入射角的正负。编码位用于确定太 阳光线偏离基准面的数字量，即确定太 阳入射角的大小。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。
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2. 航天器姿态控制系统的组成与分类
(3) 星敏感器
通过对恒星辐射的敏感测量卫星中某一个 基准轴与已知恒星的视线之间的夹角，由于恒 星远离地球和卫星，故恒星张角非常小 （0.04″～0.05″），因此星敏感器测量精度高， 比一般太阳敏感器的精度高一个数量级，但是 星敏感器结构复杂，质量大，因为要对恒星进 行识别，在测量数据处理中，还要将测得的恒 星方位和星光强度同星表中的数据进行比较， 这样大量的数据处理需要应用计算机来完成， 因此价格昂贵。星敏感器包括星图仪和星跟踪 器。前者没有运动部件，结构比较简单，但依 赖卫星自旋提供扫描，因此在应用上受到限制。 星跟踪器中的CCD星跟踪器能够同时跟踪多颗 星.
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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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2. 航天器姿态控制系统的组成与分类
2.1姿态敏感器
21
2. 航天器姿态控制系统的组成与分类
2.4 姿态稳定控制的方式
按控制力矩来源分为：被动式和主动式两种基本类型。 1)被动式：自旋、重力梯度、地磁场、太阳辐射力矩 或气动力矩及它们的组合。 2)主动式：以飞轮执行机构为主的三轴稳定控制系统； 喷气三轴姿态控制；地磁力矩器控制系统。 重力梯度稳定系统 其他被动姿态稳定系统：磁稳定系 统、太阳辐射压力稳定系统、气动 力稳定系统、组合被动稳定系统。 半被动稳定系统：重力梯度加惯性 轮、重力梯度加控制力矩陀螺、重 力梯度加增强式磁阻尼 喷气推力姿态控制系统 飞轮姿态稳定控制系统 控制力矩陀螺三轴姿态稳定系统
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3. 航天器轨道控制系统
3.1 航天器的轨道确定
航天器轨道确定基本分两大类：自主和非自主。 非自主测轨由地面站设备，例如雷达，对航天器进行跟 踪测轨，并且在地面上进行数据处理，最后获得轨道位 置信息。 自主测轨由星上测轨仪器来确定航天器的位置和速度等 运动参数，而该仪器设备的工作不依赖于地球或其他天 体的导航和通信设备。 自主导航方式: 全球定位系统(GPS) 惯性导航
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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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2. 航天器姿态控制系统的组成与分类
(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。 太阳敏感器具有3种基本类型：模拟式、数字式和太阳指示器 。经常使用的为模拟式和数字式两种。
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2. 航天器姿态控制系统的组成与分类
A.模拟式太阳敏感器 模拟式太阳敏感器的输出信号为模拟量，其大小和符号是 太阳光入射角的连续函数。模拟式太阳敏感器通常又叫做余弦 检测器，这是因为硅太阳电池输出电流与太阳光入射角成正弦 规律变化。
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2. 航天器姿态控制系统的组成与分类
2.2 执行机构
航天器的执行机构主要有： 推力器 飞轮 磁力矩器
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2. 航天器姿态控制系统的组成与分类
2.3 控制器——星载控制计算机
控制器的功能是由模拟逻辑或数字计算机实现控制规律和控制对策，把 星上敏感器和执行机构联接起来，从而完成对航天器的控制任务。 早期采用电子线路、分立元件。目前，采用星载计算机控制。向组件化 和数字化方向发展。
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1. 航天器控制的基本概念
主动控制系统的组成
航天器主动控制系统，有两种组成方式: 1)星上自主控制：指不依赖于地面干预，完全由星载仪器实现的控制。 例如双自旋卫星的消旋控制和三轴稳定卫星姿态控制，一般都采用自主 控制。 2)地面控制：或称星—地大回路控制，指依赖于地面干预，由星载仪器 和地面设备联合实现的控制。例如，双自旋卫星的姿态机动和目前多数 卫星的轨道控制均采用地面控制方式。
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1. 航天器控制的基本概念
1.1.航天器运动的描述
刚体航天器的运动可由它的位置、速度、姿态和姿态运动来描述。 1) 位置和速度描述航天器的质心运动，属于航天器的轨道问题。 2) 姿态就是航天器在空间的方位。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。
数字式太阳敏感器工作原理图
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2. 航天器姿态控制系统的组成与分类
(2) 红外地平仪
1．自旋扫描式地平仪 扫描机构是自旋卫星，通过卫星自旋，红 外地平仪的探头测出穿过地球的弦宽，依 据测出的弦宽长短，再结合卫星轨道高度， 便可以计算出天底角（自旋轴矢量与卫星 地心连线之间的夹角），多为自旋卫星采 用。 2．摆动式边界跟踪地平仪 用在同步轨道三轴稳定卫星的敏感器。该 敏感器通过其摆动扫描镜和红外光学系统 实现对地平的穿越扫描，经电子线路处理 后输出卫星的俯仰和滚动姿态偏差，是一 种二轴姿态敏感部件。
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1. 航天器控制的基本概念
1.3 航天器控制系统的组成
航天器控制系统由敏感器、控制器和执行机构三部分组成： 1) 敏感器用以测量某些绝对的或相对的物理量； 2) 控制器担负起信号处理的任务； 3) 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; 执行机构根据控制力和控制力矩的不同，可以把它分为姿态控制执行机构和轨 道控制执行机构。有些执行机构既可以作为姿态控制执行机构，也可以作为轨 道控制执行机构，例如喷气推力器的安装方式决定推力器是姿态控制执行机构 还是轨道控制执行机构。 这三部分统称为控制硬件，而用于完成测量和控制任务所需的算法称为软件。
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，为此要确定航天器的三轴姿态至少要有两个方 位基准。 按不同的方位基准分类: 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：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）。
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3. 航天器轨道控制系统
3.3 航天器的交会与对接控制
交会是指两个或两个以上的航天器 在轨道上按预定位置和时间相会。交会 分3个主要阶段： 会合阶段 接近阶段 停靠和对接阶段。 对接是指两个航天器在轨道上相会 后连成一个整体。空间交会对接有四种 控制方式： 手动操作 遥控操作 自动控制 自主控制
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1. 航天器控制的基本概念
1.7 航天器控制类型
航天器控制按控制力和力矩的来源分为两大类: 1)被动控制：其控制力或力矩由空间环境和航天器动力学特性提供，不 需要消耗星上能源。例如利用气动力或力矩、太阳辐射压力、重力梯度 力矩、磁力矩等实现轨道或姿态的被动控制，而不消耗工质或电能。 2)主动控制：包括测量航天器的姿态和轨道，处理测量数据，按照一定 的控制规律产生控制指令，并执行指令产生对航天器的控制力和控制力 矩。主动控制需要消耗电能或工质等星上能源，由星载或地面设备组成 闭环系统来实现。
航天器设计
第10章 航天器姿态与轨道控制分系统
王新升
Email:xswang@
航天器设计优化与动态模拟教育部重点实验室 北京航空航天大学宇航学院
2011年3月31日
内容
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航天器控制的基本概念 姿态控制系统的组成与分类 航天器轨道控制系统 航天器姿态运动学和姿态动力学 姿态干扰力矩 喷气三轴姿态稳定系统 反作用飞轮三轴姿态稳定系统