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。

姿态敏感器分类（按照基准方位分类）:

（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：陀螺仪等惯性器件

（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）

姿态控制系统设计方案

1. 技术指标

整星姿态测量精度：优于1°

整星姿态指向精度：优于2°

2. 实现途径：

1）采用动量轮加上推进系统姿控。

姿态角精度为俯仰角1°，偏航角3°，滚动角2°。动量轮在对地侦察期工作,定位精度可提高至1°以内

2）采用双轴太阳敏感器加单轴磁强计测量姿态。

太阳敏测角精度1°磁强计配合太阳敏，利用非线性滤波算法精度最高可达0.05°

3）采用惯性传感器测量轨道。惯性传感器精度低，作为备份由于三颗卫星中有两颗要求变轨，在使用动量轮的同时还需要采用推进系统进行轨道保持和机动。

几种主要姿态测量与控制器件工作原理

飞轮姿态稳定原理

飞轮三轴姿态稳定系统的工作原理就是动量矩定理，即航天器的总动量矩矢量对时间的导数等于作用在航天器上外力矩矢量之和。通过改变飞轮的动量矩矢量，就可以吸收航天器其余部分多余的动量矩矢量，从而达到航天器姿态控制的目的。因此，飞轮姿态控制系统也通称为动量交换系统，飞轮也可称为动量矩储存器。

零动量反作用轮进行三轴姿态稳定，其特点在于反作用飞轮有正转或反转，但是整个航天器的总动量矩为零。这种姿态稳定系统的一个最主要的要求是需要俯仰、偏航和滚动三轴姿态信息，所以该三轴控制系统的主要部件是一组提供三

轴姿态信息的敏感器，一组运算的控

制器，反作用轮以及卸载去饱和推力

器。

一般零动量反作用轮三轴姿态

稳定系统是在航天器的3个主惯量轴

上各装一个反作用轮，3个零动量反

作用轮相互正交，原理结构如图所示。 设刚性航天器的绕3个主惯量轴的转动惯量(含三轴配置的反作用轮)分别为 x I ， y I ， z I ，航天器本体的三轴角速度分别为：

,,x y z ωωω；零动量反作用轮的绕其转轴的惯量均为I ，相对于本体的旋转角速度分别为 ,,x y z ΩΩΩ ；所以零动量反作用轮相对于惯性坐标系的绝对角速度就分别为,,x x y y z z ωωω+Ω+Ω+Ω，而且航天器总动量矩在本体坐标系中的投影分别为

零动量反作用轮三轴姿态稳定系统

x x x h I I ω=+Ω (6．35a)y y y h I I ω=+Ω (6．35b)z z z h I I ω=+Ω (6．35c) 代入欧拉力矩方程式

便得到零动量反作用轮三轴姿态稳定航天器的欧拉动力学方程为

()()()()()()x dx x z y y z x x y y z y dy y x z x z y x z x z z dz z y x x y z y x x y d M I I I I dt d M I I I I dt d M I I I I dt ωωωωωωωωωωωωωωω⎧=+-+Ω+Ω-Ω⎪⎪⎪=+-+Ω+Ω-Ω⎨⎪⎪=+-+Ω+Ω-Ω⎪⎩

(6.36) 式中dx M ，dy M ，dz M 分别为三轴扰动力矩。

考虑到轨道角速度0ω的影响，在,,1rad θψϕ≤，即在小角度姿态变化的情况下进行线性化得式，即

代入式（6.36）得到以欧拉角描述的零动量反作用轮三轴姿态稳定航天器的动力学方程，即

若考虑到三轴姿态稳定航天器的星体角速度很小的实际情况，假设 ,,0x y z ωωω→，并且忽略轨道角速度的影响，则上述非线性动力学方程可以得到线性化，即

设零动量反作用轮具有线性控制规律，即

p k 为比例系数。此时，俯仰通道仅须配置姿态敏感器测量 θ，则俯仰通道的闭环控制系统为

闭环系统特征值即为