姿轨控分系统设计1

（1c）
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）
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
姿态稳定：保持已有姿态或姿态运动的过程 姿态机动：把卫星从一种姿态变为另一种姿态的再定向过程
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5.2 姿轨控分系统功能
用于测量和控制在轨道上运行的姿态和姿态角速度。最 简单的可以不控制，或者通过自旋或它和地球磁场或重力场 的相互作用来实现被动控制，用来测量姿态和位置的敏感器 可有可无。比较复杂的则使用控制器来处理姿态，使用执行 机构磁力矩器或推进系统的推力器来改变姿态、速度或角动 量。可以带几个独立的附件，例如太阳电池阵、通信天线等， 它们可能要求有独立的姿态指向。为了控制附件的姿态，需 要用执行机构。有时可用独立的敏感器和控制机构。姿态控 制和轨道控制的规模取决于控制轴的数目和被控制的附件的 数量、控制精度和响应速度、机动要求和扰动环境。其功能 可归纳为：
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✓ 姿态测量精度
中等控制精度的测量精度优于0.2º、高精度控制的测量 精度优于0.01º。
稳定度 对于一般的遥感卫星为优于0.001º/s。对于通信卫星、 电子侦察卫星等，稳定度是没有要求。
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✓ 姿态机动
根据航天器的任务，例如通信卫星当由运载火箭送到预定 的轨道，到达同步轨道将由卫星自己来完成。此时卫星将通 过姿态机动，提供轨道机动所需要的推力方向。对地观测卫 星有时为了提高地面分辨率或者要达到所要求的目标轨道等 都需要进行姿态机动，便于进行轨道机动。有的为了达到在 可视范围内进行侦察，卫星绕滚动轴进行姿态机动（或称卫 星侧摆）。这些任务都要求后天器姿态控制具有姿态机动的 功能。
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测量航天器的姿态； 控制航天器的指向； 控制航天器角度的变化速率； 提供轨道机动所要求进行的姿态机动；
对航天器在轨道上飞行时的轨道保持； 轨道控制
Fra Baidu bibliotek
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5.3 姿态控制特性
✓ 姿态测量精度； ✓ 姿态指向精度； ✓ 姿态稳定度（对遥感是反映图象质量清晰程度的一个相
第七讲 姿轨控分系统设计
主要内容
• 几个概念 • 姿轨控分系统功能 • 姿态和轨道动力学基础 • 航天器常用几种轨道 • 姿态运动学和动力学 • 姿轨控方案要求和类型
• 姿轨控系统的组成 • 常用敏感器和敏感器选择 • 常用执行器和执行器选择 • 姿态确定和控制算法 • 地面仿真试验验证
• 仿真试验阶段划分 • 测试系统组成 • 测试系统功能 • 整星集成后关注事项
它与轨道的测量精度有比较大的关系。轨道测量的结果 是轨道控制的输入条件，因此，达到目标轨道飞行要求有比 较高的轨道测量精度。
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5.4姿态和轨道动力学基础
(1)常用坐标系定义 1)地心赤道惯性坐标系（OeXiYiZi ）
简称惯性坐标系，原点在地心上，Xi在地球赤道平面 内指向春分点，Zi轴指向北地极，与地球自旋轴重合。 是相对惯性空间静止或匀速转动的坐标系，是卫星姿 态和轨道运动的绝对参考基准。 一般采用J2000.0惯性坐标系。J2000.0的意思是 2000年1月1日12点（地心动力学时）， X轴指向 J2000历元的平春分点，为J2000平均赤道与J2000平 均黄道的交点。
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轨道控制
指要求在寿命期间，按照目标（理论的设计轨道）飞行。 （摄动）。如果航天器的高度比较低的情况，轨道衰减比较 快，，因此必须克服大气阻力对轨道的影响，进行轨道保持 。对于较高轨道飞行的航天器，大气密度比较稀薄，对轨道 的影响比较小，因此，轨道控制的任务相对比较简单。但是 轨道控制的目的是要求达到目标轨道飞行，
5.1 几个概念
轨道（运动）定义：卫星质心的运动—轨迹
轨道控制任务：
变轨：一个自由飞行段轨道转移到另一个自由飞行段轨道 轨道维持：克服卫星各种摄动力的影响，保持预订轨道根数 返回控制：脱离原轨道返回大气层 轨道交会：一个卫星与另一个，在同一时间，以相同速度到达空
间同一位置的过程
姿态（运动）定义：卫星绕质心的运动—指向 姿态控制任务
量)，即轨道面的法线在地心惯性坐标系中的方向，可用球
面坐标系(法线长度为1)表示为：
z
A= sinisinΩ (3a)
B= -sinicosΩ (3b)
当重要的指标）； ✓ 姿态机动能力； ✓ 轨道保持能力。
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✓ *姿态控制的精度：
有粗精度、中等精度和高精度的控制方式，以适应不同 任务的要求。
粗精度的控制指标一般为指向精度低于2º； 中等精度的控制，指向精度为优于0.5º（三轴）； 高精度姿态控制的指向精度为优于0.1º。 上述姿态控制精度取决于姿态控制采用的测量部件的性能。
(1)常用坐标系定义
3)本体坐标 原点 取在卫星质心上，Xb轴为滚动轴，指向前 进方向，Yb 轴为俯仰轴，指向轨道负法线方向， Zb 轴为偏航轴，沿径向指向地心。 • 固连于卫星中心主体上。 本体坐标系可由轨道坐 标系按3-1-2（Z-X-Y）顺序经三次转动得到。当 姿态角都为零时，本体坐标系与轨道坐标系重合。
(2)轨道运动方程
下面先研究航天器围绕地球运动的二体问题，即不考虑其 它天体的摄动。为了进一步简化，先把地球当做质点，即 航天器是在一个中心引力场内运动，如图1 所示。这样， 在地心赤道惯性坐标系0-xyz中，航天器轨道运动方程为:
Z r
O X
x
μx r3
Y
y
μy r3
（1a） （1b）
图1
z
μz r3
(6)六个轨道 根数的几何意 义
Zi Xi
(1)常用坐标系定义
2)轨道坐标系（ObXoYoZo） 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。