姿态控制系统

6.三轴姿态确定的代数法基本思想通过参考目标矢量的测量，比较目标矢量在两个坐标系(参考系和本体系)中的方向；求解观测方程，得到两坐标系(参考系和本体系)之间的变换矩阵(即姿态矩阵)。7.三轴姿态确定的最优估计为什么要采用状态估计法进行姿态确定？代数法要求参考矢量足够精确，但参考矢量有不确定性；状态估计是一种统计的方法，可提供统计最优解，一定程度上减小某些不确定因素的影响，提高姿态确定的精度。方法：a.最小二乘法-特点计算简单，稳定性好要求的先验知识少，不需模型信息和噪声信息b.Kalman滤波-特点系统模型的不确定性将使状态估计值偏离真实的状态值；递推计算过程的数值稳定性问题；实时性问题；对定常线性系统和周期线性系统，方差阵和增益阵将收敛于定常和周期矩阵。8.含陀螺的三轴姿态估计.为什么要采用速率陀螺？a.采用参考矢量观测和代数法确定三轴稳定卫星的姿态，其精度受姿态敏感器带宽的限制；b.速率陀螺可以获得姿态动态变化的信息，可以减少矢量观测的不利因素的影响；c.在状态估计中，状态方程可以选用姿态运动学方程，而不是姿态动力学方程。姿态动力学建模的不确定性；姿态运动学相对精确、简单。d.“陀螺+矢量观测”是典型的三轴稳定系统配置矢量观测有助于估计陀螺漂移，提高陀螺的测量精度；陀螺可以提供连续的姿态变化信息。
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
第四章三轴稳定航天器的姿态确定1.敏感器的特点及类型星敏感器的特点精度最高，达角秒级可直接确定相对于惯性空间的姿态参数如已知轨道参数，可得到相对于轨道坐标系的对地姿态星敏感器的类型星扫描器(狭缝式)框架式星跟踪器CCD星敏感器CMOS星敏感器误差源星敏感器的测量误差星敏感器的安装误差轨道参数的误差2.陀螺的工作原理定轴性：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: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。3.陀螺的类型单自由度陀螺：a.基于陀螺进动性，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；b.在输出轴装有一个平衡弹簧，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。两自由度陀螺:a.利用陀螺定轴性工作；b.用来测量姿态角；c.通常也称它为位置陀螺。4.陀螺在姿态测量中的应用a.姿态角速率采用单自由度速率陀螺；输入轴安装在星体滚动、俯仰或偏航轴方向上；陀螺框架测量输出即为星体沿惯量主轴的角速度。b.姿态角采用两自由度陀螺；内、外框架轴安装在星体滚动轴和偏航轴方向上，陀螺转子的角动量设置在轨道法线上；陀螺内外框架轴上的传感器可直接测得星体的滚动角和偏航角。5.为什么采用陀螺罗盘测量姿态？红外地球敏感器的缺点：不能测量偏航姿态陀螺的缺点：漂移问题陀螺罗盘的引出用陀螺提供偏航信息；用红外地平仪修正陀螺的漂移；使陀螺的角动量方向保持与轨道法线平行；具有这种功能的陀螺系统称之为陀螺罗盘或轨道罗盘。