姿态控制系统
自动控制原理实验-卫星三轴姿态控制系统
自动控制理论实验报告人：赵振根02020802班2008300597卫星三轴姿态飞轮控制系统设计一：概述1.1．坐标系选择与坐标变换在讨论卫星姿态时，首先要选定空间坐标系，不规定参考坐标系就无从描述卫星的姿态，至少要建立两个坐标系，一个是空间参考坐标系，一个是固连在卫星本体的星体坐标系。
在描述三轴稳定对地定向卫星的姿态运动时，一般以轨道坐标系为参考坐标系，还有星体坐标系。
（1） 轨道坐标系o o o O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，o OX 轴在轨道平面上与o OZ 轴垂直，与轨道速度方向一致，o OZ 轴指向地心，o OY 轴垂直于轨道平面并构成右手直角坐标系（2） 星体坐标系b b b O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，b OX ，b OY ，bOZ 固连在星体上，为卫星的三个惯性主轴。
其中b OX 为滚动轴，b OY为俯仰轴，OZ为偏航轴。
b1.2 飞轮控制系统在卫星三轴姿态控制中的应用与特点长寿命，高精度的三轴姿态稳定卫星，在轨道上正常工作时，普遍采用角动量交换装置作为姿态控制系统的执行机构。
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有点：(1)飞轮可以给出较为精确地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为非线性开关控制，因此轮控系统的精度比喷气推力器的精度高一个数量级，而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地通过太阳能电池在轨得到补充，因而适用于长寿命工作，喷气推力器需要消耗工质或燃料，在轨无法补充，因而寿命大大受限。
(3)轮控系统特别适用于克服周期性扰动。
(4)轮控系统能够避免热推力器对光学仪器的污染。
然而，轮控系统在具有以上优越性的同时，也存在两个主要问题，一是飞轮会发生速度饱和。
当飞轮朝着一个方向加速或偏转以克服某一方面的非周期性扰动时，飞轮终究要达到其最大允许转速。
二是由于转速部件的存在，特别是轴承寿命和可靠性受到限制。
第五章典型飞行控制系统工作原理-纵向姿态控制
G等 (S)
L M e (S Z ) S 2 C1d S C2d
❖ 根轨迹如右图所示：
内回路 L ，使短周期
一对复根左移且虚部减小，最
s1
终进入实轴，振荡减小，
阻尼加大。内回路的动态
过程由振荡运动转为按指
z
数规律衰减的单调运动，
s2
L 越大，阻尼作用越强。
j
全系统情况：
图 L 过大时，修正 的过渡过程
要想减弱这一振荡过程，应在控制律中引入 俯仰角速率q，对飞机运动起阻尼作用，也就是 引入微分信号。
（4）一阶微分信号在比例式控制中的作用
t1•
t •
2
t
e
e1 L
e2 L
t
e L L
由图可见，微分作用的物理本质为：
❖
为t1零时，刻当t
在减小但值为正，此时舵e 已
1、比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差
（1）稳定过程 0 0 驾驶仪控制律为：
g 0
e L L ( g )
讨论俯仰角稳定过程，认为
e L L
修正 0 的过程：0 0
比例式控制如何减小静差：
❖ 由前面计算可知：
g
Mf Q0Sb Cme
L
❖ ❖
所 要 只以 减 有：小使这b个静， g差就存，可在应使静加静差大差。减L小。Lb2
，所以
❖ 极端情况： b 0（切断硬反馈）就可完全
消除常值干扰下的静差。
2、积分式自动驾驶仪
在舵回路中采用速度反馈或称为软反馈形式的 信号，组成了积分式自动驾驶仪。
1
T s 1
s 2 c1d s c2d
s
内 s
飞行器姿态控制系统设计与实现
飞行器姿态控制系统设计与实现随着科技的发展和技术的不断进步，飞行器的发展变得越来越快速和复杂。
而飞行器姿态控制系统的设计与实现显得尤为重要，因为这是保证飞行器安全、稳定和高效运行的关键。
在本文中，将详细介绍飞行器姿态控制系统的设计和实现，并探讨其中的关键技术和挑战。
一、飞行器姿态控制系统的概述飞行器姿态控制系统是指通过控制不同方向的力和扭矩实现对飞行器的姿态角（即俯仰、偏航和滚转）进行控制和调整的系统。
它包括飞行器传感器、飞行控制器、执行机构等多个部分，它们相互协作，实现自主、精确、快速地控制和调节飞行器的姿态。
二、飞行器姿态控制系统的设计1、传感器设计飞行器姿态控制系统中最重要的一种器件是传感器。
传感器用于感知飞行器的状态信息，获取飞行器当前的姿态角信息，包括俯仰、偏航和滚转等，作为飞控算法的输入，为姿态控制提供支持。
常见的传感器有陀螺仪、加速度计、磁力计、气压计等。
为了获得更为精确和可靠的数据，常常需要使用一些先进的传感器。
2、飞控算法设计飞控算法是飞行器姿态控制系统中的关键部分。
算法通过传感器获取的数据进行分析和处理，从而实现对飞行器的精细控制和调节。
根据具体的需求，可以选择不同的算法，包括PID、LQR、H-infinity等。
PID控制器是一种广泛使用的控制器，它可以根据当前的飞行器状态信息和控制目标进行控制。
通过调整PID参数，可以实现对飞行器姿态的控制和调节。
LQR控制器是一种同样常见的控制器，它不仅可以实现飞行器的姿态控制，还可实现对飞行器位置和速度的控制。
LQR控制器需要计算控制器增益矩阵，以实现自适应调节。
H-infinity控制器是一种优化的控制器，它采用数学模型来描述飞行器系统和外部的干扰和噪音，并用系统的鲁棒性来分析系统的稳定性。
H-infinity控制器可优化飞行器稳定性和控制鲁棒性，提高飞行器控制精度和鲁棒性。
3、执行机构设计执行机构是飞行器姿态控制系统中另一个重要的组成部分，它的作用是将控制指令转化为飞行器的运动。
飞行器控制理论及其应用
飞行器控制理论及其应用随着人们对空中交通工具的需求的不断增长以及航空工业技术的快速发展，飞行器已成为现代社会中不可或缺的重要元素。
在飞行器的发展历程中，控制技术一直是一个重要的研究方向。
本文将介绍飞行器控制理论及其应用，在不同种类的飞行器控制系统中的应用和示例。
一、飞行器控制理论飞行器控制理论是研究飞行器姿态和运动控制的基础。
其中，姿态控制指的是控制飞行器的位置、速度和方向，而飞行控制则更多地涉及到对航班的管理和指导。
下面将分别对这两种控制理论进行介绍。
（一）姿态控制姿态控制是指控制飞行器在三维空间中的翻滚、俯仰和偏航角度。
姿态控制系统一般由传感器、控制器和执行器组成。
传感器是用来检测飞行器的姿态及其运动状态的设备，可以得到飞行器的位置信息。
控制器则根据传感器测量到的数据和设定的目标值来计算和产生控制指令。
执行器则是负责根据这些指令控制飞行器姿态的设备。
在姿态控制中，PID控制器是一种常见的方法。
它是通过比较实际输出与目标输出之间的差异，调整系统中的比例、积分和微分系数，来控制输出的设备。
例如，俯仰转动是常见的一个姿态控制问题。
在PID控制器中，比例系数可以增大俯仰角度，积分系数可用来消除积分偏差，微分系数则可以用来消除快速增加的影响。
（二）飞行控制飞行控制是指控制飞行器飞行姿态和航线。
与姿态控制不同的是，飞行控制系统是更为复杂和多元化的一个系统，因为它还需要考虑飞行器的速度和航向。
其中，飞行控制系统一般由导航、自动驾驶和飞行管理系统组成。
导航系统可以提供飞机所在的位置、速度和方向，可以通过GPS、惯性导航系统或航向指南针来实现。
自动驾驶系统一般结合了飞行管理系统，用于控制飞行器的运动。
飞行管理系统则允许飞行员设置航线，并执行飞行计划，同时追踪飞行器的状态和性能。
二、飞行器控制应用飞行器控制理论在不同类型的飞行器控制系统中被广泛应用。
下面将分别对飞行器控制在航空、无人机和宇宙飞船中的应用进行介绍。
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：
基于陀螺仪的姿态稳定控制系统设计与实现
基于陀螺仪的姿态稳定控制系统设计与实现摘要：本文主要探讨了基于陀螺仪的姿态稳定控制系统设计与实现。
首先介绍了陀螺仪的原理和应用领域，然后详细阐述了基于陀螺仪的姿态稳定控制系统的设计思路和实现步骤。
文章还讨论了系统设计中的一些关键问题，并提出了相应的解决方案。
最后通过实验证明了该系统的可行性和稳定性。
1. 引言姿态稳定控制是一种重要的控制技术，在航空航天、无人机、机器人等领域得到了广泛应用。
陀螺仪作为一种重要的姿态传感器，能够测量物体的角速度，从而实现姿态的稳定控制。
本文将通过设计和实现一个基于陀螺仪的姿态稳定控制系统，来探讨该技术的应用和优势。
2. 陀螺仪的原理与应用陀螺仪是通过测量物体的角速度来实现姿态稳定控制的重要传感器。
其原理基于陀螺效应，当陀螺仪受到外力作用时，会产生一个与外力方向垂直的角速度。
陀螺仪可以根据角速度的大小和方向来确定物体的姿态。
陀螺仪广泛应用于导航、航空航天和无人机等领域。
在导航领域，陀螺仪常用于惯性导航系统，用于测量飞行器的加速度和角速度，从而实现精确的导航定位。
在航空航天领域，陀螺仪可以帮助飞船或火箭保持稳定的姿态，在航天飞行过程中起到至关重要的作用。
在无人机领域，陀螺仪可以测量无人机的姿态，使其保持飞行平稳。
3. 基于陀螺仪的姿态稳定控制系统设计思路基于陀螺仪的姿态稳定控制系统的设计思路包括姿态测量、姿态控制和系统稳定性分析。
姿态测量：通过陀螺仪测量物体的角速度，然后结合其他传感器，如加速度计和磁力计，可以得到物体的姿态信息。
姿态控制：根据姿态测量信息，设计控制算法来控制物体的姿态。
常用的控制算法包括PID控制和模糊控制等。
系统稳定性分析：对设计的姿态稳定控制系统进行稳定性分析，通过建立系统的数学模型，利用控制理论分析系统的稳定性，确保系统在各种工况下都能保持稳定的姿态。
4. 基于陀螺仪的姿态稳定控制系统实现步骤基于陀螺仪的姿态稳定控制系统的实现步骤包括硬件设计和软件实现。
航天器姿态测量与控制系统设计与优化
航天器姿态测量与控制系统设计与优化一、介绍航天器的姿态测量与控制是保证航天器在太空中正确定位和控制的关键技术。
姿态测量用于确定航天器的准确方向和角度，而姿态控制则通过推进器或陀螺仪等设备来实现对航天器的调整和稳定。
本文将围绕航天器姿态测量与控制系统的设计与优化展开论述。
二、航天器姿态测量系统设计1. 姿态测量原理航天器的姿态测量可以采用多种原理，包括星敏感器、陀螺仪、加速度计等。
星敏感器通过捕捉星光进行定位，陀螺仪通过检测自身的旋转来测量姿态，而加速度计则通过测量航天器的加速度来推算姿态。
根据任务需求和精度要求，可以选择不同的姿态测量原理。
2. 系统设计与组成航天器姿态测量系统由传感器、接口电路、数据处理单元等部分组成。
传感器负责测量姿态相关参数，接口电路负责信号的调理和转化，数据处理单元则进行数据处理和算法运算。
设计时需要考虑系统的稳定性、精度和可靠性等因素。
三、航天器姿态控制系统设计与优化1. 姿态控制方法航天器姿态控制方法主要包括主动控制和被动控制两种。
主动控制通过推进器、飞轮等设备主动调整姿态，被动控制则是通过姿态轮、磁强计等被动元件来实现稳定控制。
不同的姿态控制方法适用于不同的任务需求和航天器特性。
2. 控制策略与算法姿态控制系统的设计需要考虑控制策略与算法。
常见的控制策略包括比例积分微分控制（PID控制）、模糊控制、自适应控制等。
控制算法则是针对特定任务需求和系统动力学特性进行优化设计，如模型预测控制、最优控制等。
3. 系统的优化与稳定性分析为了提高航天器姿态控制系统的性能和稳定性，需要进行系统的优化与稳定性分析。
优化可以包括参数优化、控制策略优化、控制算法优化等。
稳定性分析则是通过分析系统的稳定域、阶跃响应等指标来评估系统的稳定性，并进行相应的调整和改进。
四、航天器姿态测量与控制系统优化案例以某航天器的姿态测量与控制系统为例，通过改进姿态测量器的精度和可靠性，优化控制策略和算法，提高了航天器在太空中的定位和稳定性能。
基于的卫星姿态控制(实用模板)
-
1 引言
2 PID控制算法
3 基于PID的卫星姿态控制系统
4 实验验证
5 结论
6 未来展望
引言
其中，PID(比例-积分-微分)控 制算法是一种经典的控制算法， 具有简单、稳定、可靠等优点，
被广泛应用于各种航天器姿态 控制系统中
随着航天技术的快速发展，卫星 姿态控制已经成为卫星任务成功
考虑能源效率
未来展望
随着对卫星能源效率的要求不断提高，如何 在保证姿态控制性能的同时，降低系统的能 源消耗也是一个重要的研究方向。可以通过 优化控制算法、选用低功耗的硬件设备、实 施功率管理策略等方式来提高卫星姿态控制 系统的能源效率
综上所述，未来的卫星姿态控制系统将在 多个方面进行拓展和改进，以适应日益复 杂的航天任务需求和更高的性能要求。基 于PID的卫星姿态控制系统仍将发挥重要 作用，但也需要不断地进行创新和优化
然而，随着航天技术的不断 发展和挑战，基于PID的卫 星姿态控制系统也需要不断 地进行改进和优化
未来展望
先进的控制策略
虽然PID控制算法是一种经典的控制算法 ，但是在某些复杂的航天任务中，简单的 PID控制算法可能无法满足要求。因此， 需要研究和发展更先进的控制策略，例如 自适应控制、鲁棒控制、神经网络等，以 进一步提高卫星姿态控制的性能和稳定性
实验验证
实验验证
为了验证基于PID的卫星姿态控制系统的性 能，可以进行模拟实验和实际飞行实验。 模拟实验可以在地面的仿真环境中模拟卫 星的姿态运动和干扰情况，以检验控制算 法的有效性和可靠性。实际飞行实验可以 通过将控制系统应用于真实的卫星系统中 来进行验证，以检验控制算法在实际飞行
环境中的表现和应用效果
航天器姿态控制系统的组成与分类
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 拟 现 实 演 示 边 界 跟 踪 式 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。 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。
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。
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。
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 ，但视场较小，约为 5～ 11 ，因此只能工作在较 0.025 窄的姿态范围内。
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。
飞行器控制中的制导和姿态控制技术
飞行器控制中的制导和姿态控制技术飞行器作为现代航空运输工具的重要组成部分，其安全性和性能指标的提高，关系到人类文明进步、国家安全以及人民幸福的重大问题。
而制导与姿态控制技术则是飞行器控制系统的两个核心技术，其是否合理、高效、可靠，直接关系到飞行的安全、舒适性、运输效率和经济效益。
一、制导技术制导是指飞行过程中，通过指挥飞行器在所期望的轨道上自动或半自动飞行的一种技术。
制导系统的任务是自动或半自动地进行导航、规划、跟踪飞行轨迹，以及在允许范围内对轨迹误差进行补偿和校正。
常见的制导技术有惯性制导、GPS制导、光电制导及组合制导等。
其中惯性导航是最为常见的一种，其系统通过测量飞行载体加速度与角速度，以及改变速度和方向的环境载荷，计算出自身的飞行状态，进而实现导航与姿态控制。
而GPS制导、光电制导等技术则通过卫星信号和目标识别等手段，对飞行状态进行测量和矫正。
二、姿态控制技术姿态控制技术是指在飞行过程中，保持飞行器的稳定状态和期望的位置、方向和速度等参数，防止受到外界扰动而出现姿态失控、飞行不稳定等情况。
姿态控制系统对飞行器的姿态控制进行监视，并对不稳定的姿态状态进行补偿或控制，以实现飞行器的平稳、稳定地运行。
常见的姿态控制技术有PID反馈控制法、模型预测控制法、自适应控制法等。
PID控制法是一种传统的控制技术，通过对姿态转角误差、偏差和积分项等要素进行测算和控制，从而实现对飞行器姿态的控制。
模型预测控制法则是一种基于预测模型的控制技术，通过对飞行器状态和扰动进行预测，并对姿态进行补偿和控制，逐渐实现从预测精度转向实际精度的实时控制。
自适应控制法则通过对飞行器的复杂、不确定的动态特性进行建模和控制，实现了对飞行器姿态控制的更加高效和准确。
三、制导和姿态控制的结合制导与姿态控制两个技术的结合，协同作战，对飞行器的控制系统进行完美的设计和优化，不但可提高飞行器的性能和安全性，还能更好地适应不同的任务需求和环境变化。
控制器和姿态控制系统分类
44
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
1100
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。
1111
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。
1122
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 ))
协作机器人的姿态控制指南
协作机器人的姿态控制指南随着工业自动化的发展，协作机器人作为一种新型机器人技术，展现出了巨大的潜力。
与传统机器人相比，协作机器人有着更高的柔软性和灵活性，可以与人类共同工作，提高生产效率。
而姿态控制是协作机器人中至关重要的一环，它决定了机器人在工作过程中的稳定性和准确性。
本文将为您介绍协作机器人的姿态控制指南，帮助您了解如何进行有效的姿态控制。
首先，我们需要明确什么是姿态控制。
姿态控制指的是控制机器人的位姿、位置和朝向，使其能够准确地执行任务。
对于协作机器人来说，姿态控制的目标是将机器人的工作部位调整到与人类工作者的工作区域相吻合，以便更好地进行协同工作。
在设计协作机器人的姿态控制系统时，需要考虑以下几个关键因素。
第一，实时感知和建模。
协作机器人需要能够实时感知周围环境和人体动作，以便做出正确的姿态调整。
为此，姿态控制系统应该具备高精度的感应器和感知算法，能够实时获取机器人与工作者之间的相对位置和姿态信息。
此外，还需要建立准确的人体模型，以便在工作过程中预测工作者的动作和姿态。
第二，适应性和灵活性。
协作机器人的工作环境通常是多变的，工作任务也可能随时改变。
因此，姿态控制系统需要具备一定的适应性和灵活性，能够根据不同的工作要求做出相应的姿态调整。
为实现这一目标，可以采用自适应控制算法，根据实时反馈信息调整姿态控制参数，使机器人能够适应不同的工作场景。
第三，合理的约束条件。
在协作机器人的姿态控制过程中，需要考虑到机器人的物理特性以及人体工作者的安全性。
因此，合理的约束条件是必不可少的。
姿态控制系统应该能够设定机器人的工作空间边界、路径规划以及安全距离等约束条件，确保机器人在工作过程中能够保持稳定和安全。
第四，动力学和控制算法。
有效的姿态控制需要考虑到机器人的动力学特性。
姿态控制系统应该能够根据机器人的动力学模型，计算出合适的关节角度和力矩，使机器人能够实现稳定和精确的姿态调整。
此外，还可以采用优化算法，对姿态控制参数进行优化，以获得最佳的控制效果。
三轴稳定卫星姿态确定及控制系统的研究
三轴稳定卫星姿态确定及控制系统的研究一、本文概述随着航天技术的飞速发展，三轴稳定卫星已成为现代空间科技领域的重要组成部分。
这类卫星通过其精确的姿态确定及控制系统，实现了在太空环境中的稳定运行和高效工作。
本文旨在深入研究三轴稳定卫星的姿态确定及控制系统，探讨其工作原理、技术挑战以及优化策略，为未来的卫星设计与控制提供理论支持和实践指导。
本文首先将对三轴稳定卫星的基本概念和特点进行介绍，明确研究背景和目的。
随后，将详细分析卫星姿态确定的基本原理和方法，包括传感器技术、数据处理算法以及姿态估计理论等。
在此基础上，将探讨控制系统的设计原则和实现方式，包括姿态控制策略、执行机构选择以及控制算法优化等。
本文还将对三轴稳定卫星姿态确定及控制系统中的关键技术进行深入剖析，如姿态传感器误差补偿、控制算法鲁棒性增强以及卫星在轨自主定姿等。
将结合国内外相关研究成果，对现有的姿态确定及控制技术进行总结和评价，指出存在的问题和改进方向。
本文将提出一种优化的三轴稳定卫星姿态确定及控制系统设计方案，通过仿真实验和实地测试验证其有效性和可行性。
这一方案将为未来卫星的设计和制造提供有益的参考，推动航天技术的持续进步和发展。
二、三轴稳定卫星姿态确定原理三轴稳定卫星的姿态确定是其控制系统中的核心环节，它涉及到卫星在空间中的方向感知和姿态调整。
三轴稳定卫星的姿态确定原理主要基于惯性测量单元（IMU）和星敏感器（Star Tracker）等传感器的数据融合处理。
惯性测量单元（IMU）是卫星姿态确定的基础设备，它通过内部的陀螺仪和加速度计来测量卫星的角速度和加速度，进而推算出卫星的姿态变化。
然而，由于IMU的长期误差积累，单纯依赖IMU进行姿态确定无法满足长时间、高精度的要求。
因此，需要引入星敏感器（Star Tracker）等光学传感器进行辅助。
星敏感器通过拍摄星空图像，识别出已知的天体位置，进而解算出卫星的姿态。
这种方式的优点是精度高、误差积累小，但其缺点是受到观测条件的限制，例如在地球阴影区、太阳光照强烈等情况下，星敏感器可能无法正常工作。
飞行器姿态控制系统设计与实现
飞行器姿态控制系统设计与实现一、引言飞行器姿态控制是现代航空技术领域中的重要问题，它的实现涉及机械、电子、计算机、控制等多个学科的知识，因此具有一定的复杂性和专业性。
本文将探讨飞行器姿态控制系统的设计与实现过程，主要包括传感器选择、控制算法设计、模拟仿真及实验验证等方面的内容。
二、传感器选择姿态控制系统需要依靠传感器来获取姿态信息，目前常用的传感器有以下几种：1.加速度计：用于测量加速度，可以计算出飞行器的姿态角度。
2.陀螺仪：用于测量角速度，可以计算出飞行器的角位移。
3.磁力计：用于测量地磁场，可以用于判断飞行器的方向。
基于以上传感器，可以采用三轴组合（加速度计+陀螺仪+磁力计）的方式获取飞行器的姿态信息。
三、控制算法设计飞行器的姿态控制需要采用一定的控制算法，最常用的算法有以下几种：1.比例-积分-微分（PID）控制：根据误差的大小和变化率，调节控制量来达到稳定控制的目标。
该算法简单易懂，且可靠性高，适用于飞行器高精度控制场合。
2.自适应控制：根据系统状态和环境变化，自适应地调整控制参数，以实现智能化控制。
该算法具有适应性强、鲁棒性好的特点，但计算量较大。
3.模型预测控制：根据飞行器的数学模型，预测未来一段时间的姿态变化，并计算出最优控制量，以实现控制目标。
该算法精度较高，但对飞行器的模型要求较高。
四、模拟仿真为了验证控制算法的有效性，可以进行模拟仿真实验。
其中，MATLAB是一款常用的仿真软件，可以使用Simulink进行建模和仿真。
在仿真中，需要对飞行器的物理特性进行建模，包括飞行器的动力学模型、姿态控制系统模型等。
通过仿真实验，可以验证不同控制算法的控制效果，并进行优化。
五、实验验证模拟仿真只是一种理论上的验证方法，实验验证是解决实际问题的关键。
在实验中，需要借助实验平台进行实际验证，实验平台一般由飞行器物理平台和控制系统软件组成。
在实验中，需要进行传感器的校准和陀螺仪漂移的处理，以提高姿态控制的精度。
运载火箭姿态控制知识管理系统开发
运载火箭姿态控制知识管理系统开发1. 火箭姿态控制知识管理系统的需求分析火箭姿态控制知识管理系统作为一种新型的知识管理工具，旨在帮助工程师和专家对火箭姿态控制领域的知识进行更加全面、系统、高效的管理，以提高火箭姿态控制技术的研究和开发水平。
因此，本章将从需求分析的角度对该系统进行探讨，主要包含以下几个方面：首先，从用户的角度进行需求分析，对用户的需求、使用习惯、知识层次、应用场景等进行调查和分析，以便更好地满足他们的需求和提高他们的工作效率。
例如，对于初学者，该系统需要提供简单、易懂、易上手的操作界面和操作指导，以帮助他们快速上手；对于专家和高级用户，该系统需要提供更加深入、全面、专业的知识管理和支持功能，以帮助他们更好地进行研究和开发。
其次，从系统设计的角度进行需求分析，对系统的功能、性能、安全、可靠性等方面进行评估和规划，以便明确系统的设计目标和技术路线。
例如，对于系统的功能设计，该系统需要包含知识管理、知识搜索、知识共享、知识评价等功能，以支撑知识管理和研发工作；对于系统的性能设计，该系统需要具备高效、稳定、安全、可靠的性能，以保障系统的运行和使用。
最后，从项目管理的角度进行需求分析，对系统的开发周期、开发成本、人力资源、项目风险等方面进行评估和规划，以便控制项目的进度和预算，并提高项目的成功率。
例如，对于开发周期的规划，该系统需要明确开发计划、任务分配、进度跟踪等，以确保项目按时按量完成；对于开发成本的控制，该系统需要控制人力成本、硬件成本、软件成本等，以确保项目的经济性和可持续性。
综上所述，火箭姿态控制知识管理系统的需求分析是整个系统开发的基础和关键。
只有深入了解用户需求、科学规划系统设计、合理管理项目开发，才能成功打造一款符合用户需求、质量可靠、性能优良的知识管理系统。
2. 火箭姿态控制知识库的建设和管理作为火箭姿态控制知识管理系统的核心，火箭姿态控制知识库的建设和管理是该系统成功的关键。
姿态稳定与控制9-10-11
g g
e L ( g )
U g
式中： L K K1 0, g K1 由垂直陀螺以及舵回路构成了比 例式控制律的姿态角自动控制器如下：
垂直陀螺
K1
+ U
Ug u
舵回路
G (S )
e
飞机
1、比例式自动驾驶仪的控制律（以俯仰通道为例） ：
t
的过渡过程
2) 工作原理：（控制姿态过程）
如果外控制电压不为零，假定 g 0 ，则
飞机抬头 。只要 L 选的合适就可使
U g K1 g 0 。飞机原来水平等速飞行 0 0 ，舵回路输入电信号为 U g 0 ， 使升降舵向上偏 0 产生抬头力矩 M ( ) 0
经调理后（综合、放大器），送入舵回路 形成指令信号驱动舵面
升降舵 e 副翼 a 方向舵 r
飞机的姿态控制系统
姿态控制系统的构成与工作原理 飞机纵向姿态稳定与控制 飞机横侧向姿态稳定与控制
姿态控制系统的构成与工作原理
对有人驾驶的飞机，其工作状态是是由驾驶员建立的， 接通自动驾驶仪后，这一基准状态就作为自动驾驶仪的稳定 工作点。任何扰动所引起的偏差量都是相对这个工作点来说 的，操纵飞机，是在改变自动驾驶仪的工作点。 建立基准状态的条件：L=G ∑Mz=0
C C 0 I y C m, 0 mq m
当自动驾驶仪参与工作后，舵面偏转Δδ对方程 的影响：
I y Cmq Cm Cm e e e L L
阻 尼 力 矩
A/ P 阻 尼 作 用
j
s2
根轨迹如左图所示： 可见 L 增大时，一对复根 的虚部增大很快，振荡加剧
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′
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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
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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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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
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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
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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。
第二章姿态运动学与动力学1.方向余弦阵的性质及特点方向余弦阵只有三个独立参数方向余弦阵是正交矩阵AAT=E方向余弦阵的行列式为1|A|=1方向余弦阵可作为坐标变换矩阵Va=AVb相继姿态运动的方向余弦阵具有中间脚标的吸收性质。缺点：不直观，缺乏明显的几何图象概念，使用不方便2.用EulerEuler轴/角描述姿态的理论依据Euler定理：刚体绕固定点的任一位移，可由绕通过此点的某一轴转过一个角度得到。姿态描述可用转轴e和绕此轴的转角φ来描述两个坐标系间的相对姿态。Euler轴/角的形式及特点形式转轴e在参考坐标系中的三个方向余弦(ex, ey, ez)转角φ优点具有明确的几何意义，直观，易于理解；是四元素、Rodrigues参数等其它姿态描述方法的基础。缺点仍具有一个约束条件，不是姿态描述的最小实现；与姿态之间不是一一对应的。常用Euler角3-1-3 ψ, θ,ϕ自旋卫星绕oZ轴旋转, Rz(ψ)绕oX'轴旋转, Rx(θ)绕oZ"轴旋转Rz(ϕ) 3-1-2 ψ,ϕ, θ三轴稳定卫星绕oZ轴旋转, Rz(ψ)绕oX'轴旋转, Rx(ϕ)绕oY"轴旋转,Ry(θ)在轨道坐标系内ψ为偏航角ϕ为滚动角θ为俯仰角。3.Euler角的特点优点几何意义直观、明显小角度线性化方便在某些情况下，可直接测量缺点包含三角函数，计算效率低运动学方程有奇点4.四元数特点与方向余弦阵相比，四元素只包含4个变量和1个约束与Euler轴/角相比，四元素姿态矩阵不含三角函数四元素可看作姿态机动参数。缺点：四元数仍存在一个约束条件，不是姿态描述的最小实现。5.Rodrigues参数的优缺点优点姿态描述的最小实现；简单、直观，计算效率高；由其描述的运动学方程结构简洁，无多余约束。缺点当φ→±180°时，x→±∞，不能有效描述姿态；当φ远小于180°时，才能有效描述姿态。6.重力梯度力矩的性质重力梯度力矩与主惯量差成正比重力梯度力矩与轨道角速度的平方成反比重力梯度力矩与姿态偏差角(小角度假设下)成正比当Izz<<Iyy, Ixx时，才能得到姿态稳定所需的控制力矩重力梯度稳定条件：Izz< Ixx<Iyy7.太阳辐射力矩太阳辐射强度与距离的平方成反比在1000Km以上的轨道，辐射力矩成为主要的环境力矩；特点：切向光压产生的干扰力矩是日交变的法向光压产生的干扰力矩是恒定的。8.环境干扰力矩小结在低轨道(<700Km)，占优势的力矩为气动力矩；在高轨道(>1000Km)，占优势的是太阳辐射力矩；当轨道降至700Km时，太阳辐射力矩与气动力矩是同数量级的；在中高轨道(1000Km左右)，重力梯度力矩、磁力矩较大。第三章自旋航天器姿态确定与控制1.如何测量自旋姿态测量工具:姿态敏感器。姿态信息测量:不能直接测出自旋姿态只能观测到空间中某些参考体相对卫星的方向测量自旋轴与参考体方向之夹角夹角也不是直接得到的，只能测得与夹角相关的信息。姿态确定参考天体在赤道惯性系中的方向可以精确确定根据夹角和参考天体的方向，确定姿态。2.自旋航天器的原理。利用绕自旋轴旋转的陀螺定轴性，实现自旋轴在惯性空间固定自旋轴一般与轨道平面垂直。自旋航天器的特点：简单、抗干扰能力强当受到恒定干扰力矩时，自旋轴以等速漂移，而不是加速漂移可减小推力偏心的影响，静止轨道卫星在远地点点火时通常用自旋稳定。控制系统不需频繁工作，可以采用星-地大回路的工作方式。3.自旋运动稳定条件。a.如果令ωy、ωz是Lyapunov稳定的，必须令Ω2>0；b.Ix>Iy，且Ix>Iz，即星体绕最大惯量轴旋转；c.Ix<Iy，且Ix<Iz，即星体绕最小惯量轴旋转。说明：a.以上结论，仅对理想的纯刚体航天器成立；b.对于存在能量耗散的航天器而言，结论不成立。4.存在能量耗散的航天器，只有绕最大惯量轴旋转才稳定。a.星体章动时，内部可活动质点的运动随着能量损耗，使星体的总动能减少，趋向于最小动能状态；b.由于角动量守恒，星体的动能不可能全部消失，在最小动能状态下，星体运动不再引起能量损耗，将绕某一主惯量轴稳定自旋。角动量恒定时航天器动能的极值条件。a.绕最大主惯量轴纯自旋时星体的动能最小；b.绕最小主惯量轴纯自旋时星体的动能最大。5.理想的自旋运动。a.角动量H、星体角速度ω、自旋轴i三者重合；b.星上的各种仪器正常可靠工作的条件。非理想自旋运动—章动，引起章动的因素星箭分离、起旋、消旋太阳帆板展开轨道修正时喷气产生的空间环境力矩。6.章动存在的条件。Wt存在，航天器存在不衰减的横向角速度，张东存在；b.章动影响自旋航天器的定向性，须采取措施，消除章动。7.自旋航天器只有绕最大惯量主轴旋转才是稳定的。8.自旋稳定方式的优点抗干扰能力强、结构简单、便于热控、人造重力场；带控制系统的自旋卫星指向精度高，可达为1°~0.01°。9.自旋稳定方式的缺点转动惯量比限制、电源功率小、机械及电路的单点故障。
第一章航天器控制的基本概念1.轨道控制a.轨道确定(导航)研究如何确定航天器的位置和速度b.轨道控制(制导)根据位置、速度、飞行最终目标，对质心施以控制力，以改变运动轨迹的技术轨道机动、轨道保持轨道交会、再入返回控制2.姿态控制a.姿态确定研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法；可以是惯性基准或其他基准，如地球；采用姿态敏感器和相应的数据处理方法；确定精度取决于数据处理方法和敏感器精度。b.姿态控制在规定或预定方向(参考方向)上定向的过程；姿态稳定是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。3.姿态稳定a.特点长期而持续的所需控制力矩较小b.种类定向粗对准精对准4.姿态机动a.特点短暂过程所需控制力矩较大b.种类再定向捕获跟踪和搜索4.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，可把姿态控制和轨道控制分开考虑；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。5.姿态控制系统分类a.根据姿态稳定方式三轴稳定.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b.根据力来源被动控制.不需消耗星上能源，如重力梯度力矩、磁力矩等主动控制.星上自主控制、星－地大回路控制，消耗电能和工质6.姿态控制系统的设计要求可靠性控制性能a.动量、稳定性b.稳态精度c.动态响应控制系统质量和能源需求附带要求a.经济性b.坚固性c.生产可能性7.姿态控制系统设计任务a.了解任务参数任务类型、质量、结构、轨道几何参数、任务寿命、精度、机动要求b.推导出控制系统质量和能源需求可靠性及寿命动量要求力矩要求：大小、频率、杠臂限制动态响应精度能源要求c.具体设计