第 7 章 姿态控制与轨道控制

空间飞行器总体设计空间飞行器总体设计空间飞行器总体设计第七章航天器姿态控制与轨道控制§7.1概述§7.2卫星的轨道确定和控制技术§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统§7.4卫星的姿态控制技术§7.5设计GNC分系统的步骤空间飞行器总体设计§7.1概述

一个刚体航天器的运动可以由它的位置、速度、姿态和姿态运动来描述。其中位置和速度描述航天器的质心运动，这属于航天器的轨道问题；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。空间飞行器总体设计§7.1概述航天器的控制可以分为两大类，即轨道控制和姿态控制。轨道控制对航天器的质心施以外力，以有目的地改变其运动轨迹的技术。姿态控制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。空间飞行器总体设计§7.1概述1轨道控制的任务轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度，有时也称为空间导航，简称导航；轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标，对质心施以控制力，以改变其运动轨迹的技术，有时也称为制导。轨道控制的任务可分为4类。空间飞行器总体设计§7.1概述1）变轨控制和轨道机动

这种控制使航天器从一条自由飞行轨道转移到另一条自由飞行轨道。变轨前后的两条轨道可以在同一平面内，也可以在不同平面内。空间飞行器总体设计§7.1概述1轨道控制的任务2）轨道保持

使航天器克服空间各种摄动影响，保持卫星轨道某些参数不变的控制。同步定点卫星为精确地保持定点位置而定期进行的轨道修正；太阳同步轨道和回归轨道卫星为保持其倾角和周期所加的控制，一些低轨道卫星为克服大气阻力，延长卫星在轨寿命所进行的控制。

空间飞行器总体设计§7.1概述1轨道控制的任务3）交会和对接

使一个卫星与另一个卫星在同一时间、以相同速度到达空间同一位置的过程称为交会。在轨交会过程一般分为三个阶段：远程导引阶段、近程导引阶段和停靠阶段。远程导引阶段:轨控系统控制追踪星的质心运动，将它导引到要接近的目标卫星附近,两颗卫星距离应小于100km，并在同一轨道上运动；近程导引阶段：追踪卫星上的轨控设备把它引入相距小于1km的交会区，当两个卫星相对距离为20～30m时，应以1.5～3.0m/s的相对速度进入停靠阶段；停靠阶段：轨控系统应使追踪卫星以零或接近于零的相对速度靠近目标卫星。

空间飞行器总体设计§7.1概述1轨道控制的任务4）返回控制使卫星脱离原来的轨道，进入大气层的控制。卫星从外层空间返回地球表面经历下面四个阶段：离轨：通过轨道控制使卫星离开原运行轨道，转入一条能进入大气层的过渡轨道；过渡：进行必要的轨道修正、调整卫星姿态为再入大气层作好准备；再入：当卫星下降到离地面80～120km时，进入稠密大气层，再入段开始；着陆。空间飞行器总体设计§7.1概述2姿态控制的任务

姿态控制也包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定：是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。这个基准可以是惯性基准或者人们所感兴趣的某个基准。姿态控制：是航天器在规定或预先确定的方向(可称为参考方向)上定向的过程，它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向，而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。空间飞行器总体设计§7.1概述2姿态控制的任务1）姿态机动在卫星飞行过程中常常需要从一种姿态转变到另一种姿态，称为姿态机动或姿态再定向。2）姿态稳定

克服内外干扰力矩使卫星姿态保持对某参考方位定向的控制任务称为姿态稳定。3）指向控制

除卫星本体的姿态控制外，为了完成空间任务还需要对卫星某些分系统进行局部指向控制，如要求对能源分系统的太阳电池阵进行对日定向控制，对通信分系统的天线进行对地或对其他卫星定向控制等。空间飞行器总体设计§7.1概述3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。也就是说，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。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求，而对航天器的姿态却有要求。空间飞行器总体设计§7.1概述4卫星控制系统的特点

1）卫星运行在空间的失重环境中，许多卫星又具有复杂的结构，难于在地面进行动力学试验。因此对卫星的动力学特性进行理论计算和试验研究，建立足够准确的控制对象数学模型，作为控制系统设计的前提条件，就十分重要。

2）卫星控制系统构成复杂、功能多样，卫星轨道、姿态、有效载荷指向精度和稳定度要求高，而卫星是一个多自由度的系统，系统各种状态之间交叉耦合，都增加了控制系统的设计难度。因此，卫星控制系统设计必须采用下列理论：多变量控制、统计滤波、最优控制、鲁棒控制和随机控制等。空间飞行器总体设计§7.1概述4卫星控制系统的特点3）卫星控制系统工作寿命长，发射环境和在轨运行环境恶劣，这就需要为控制系统选择高可靠、长寿命、经过鉴定的、最好是有成功飞行经验的元部件，同时在系统设计上要采取合理的冗余设计等。4）由于运载火箭发射成本高，控制系统设计上还受到质量和能量消耗等条件的限制。要研制和选用适合空间工作的轻型、低功耗的元部件。空间飞行器总体设计§7.1概述5卫星控制系统的组成

卫星控制系统在原理上和其他工程控制系统基本上是一样的，完成三个最基本的过程：敏感测量、信号处理和执行过程，因此其控制系统组成包括测量部件、控制电路或计算机、执行机构三大部分。空间飞行器总体设计§7.1概述5卫星控制系统的组成

姿态测量部件：确定当前轨道和姿态的状态参数（姿态和轨道确定）。控制电路或计算机：按照事先设计好的导引律和控制律计算出控制量，并根据控制量形成指令。执行机构：使卫星姿态和轨道向着任务要求的目标改变。包括发动机、飞轮、磁力矩器等。

空间飞行器总体设计§7.1概述5卫星控制系统的组成1）星上自主控制

卫星姿态测量、姿态确定、姿态控制计算和控制指令生成和执行，完全由卫星上的仪器来完成而不依赖地面设备，在卫星上形成闭路系统，这种控制方式称为自主姿态控制。要求卫星不但具备足够的姿态敏感器和执行机构，而且具备星载控制线路或计算机。空间飞行器总体设计§7.1概述5卫星控制系统的组成2）星地大回路控制

依赖地面测控系统和星上敏感器共同来测量和确定卫星的轨道或姿态，并由地面按导引律和姿态控制律要求的控制方式通过遥控指令控制卫星姿态和轨道控制执行机构的工作，这种控制方式称为星地大回路控制。地面设备包括对卫星进行跟踪测轨的雷达，接收卫星姿态信息的下行遥测接收装置，地面计算机，遥控上行发射装置等。空间飞行器总体设计§7.2卫星的轨道确定和控制技术1轨道确定

卫星的轨道确定可分为两类：非自主确定和自主确定。1）非自主确定：由地面站设备（如雷达）对卫星进行跟踪测轨，且在地面测控中心进行数据处理，最后获得轨道位置信息。这种轨道确定方法依赖于地面站，需要相当数量的地面站。一个或多个地面站雷达对卫星跟踪，在若干可跟踪弧段获得卫星距离、距离率、方位角、仰角等大量的测量数据。这些数据送入地面计算机利用一定的数学模型和算法，便得到轨道参数的估计值。空间飞行器总体设计1轨道确定2）自主确定（自主导航）：卫星的轨道参数完全由卫星上的测轨仪器（或称导航仪）来确定，且该仪器的工作不依赖于地球或其它外界的导航和通信设备，则这种轨道确定称为自主导航，或自主轨道确定。卫星自主导航的方法有天文导航、惯性导航、光学－惯性组合导航、陆标跟踪系统等。天文导航：测量对天体能敏感的角度来确定卫星的位置。惯性导航系统主要用于载人飞船和航天飞机这类航天器的上升段和返回段。主要由惯性测量单元和星上计算机组成。陆标跟踪系统：是用测量地面目标基准来确定卫星的位置和姿态。§7.2卫星的轨道确定和控制技术空间飞行器总体设计§7.2卫星的轨道确定和控制技术2轨道控制对卫星施加外力，改变其质心运动轨迹并使之满足要求的技术称为轨道控制或制导。1）轨控推力模型用于轨道控制的外力有反作用推力和空间自然环境力。如使用喷气发动机进行轨道控制，可根据所需要的速度增量及有关发动机特性参数计算发动机控制参数。若发动机连续工作，则工作时间为

式中，——卫星控制前的总质量；——发动机比冲，N·s/kg。F——平均推力。2轨道控制对卫星施加外力，改变其质心运动轨迹并使之满足要求的技术称为轨道控制或制导。1）轨控推力模型用于轨道控制的外力有反作用推力和空间自然环境力。如使用喷气发动机进行轨道控制，可根据所需要的速度增量及有关发动机特性参数计算发动机控制参数。若发动机连续工作，则工作时间为

式中，——卫星控制前的总质量；——发动机比冲，N·s/kg。F——平均推力。空间飞行器总体设计§7.2卫星的轨道确定和控制技术2轨道控制在许多场合，轨道控制推力作用时间比轨道周期短得多时，此时可将推力作用过程近似为一个脉冲函数，称为脉冲推力模型。若发动机脉冲工作，则工作次数为的整数部分，式中δ为有效脉冲宽度，Δt可按连续推力时间确定。燃料消耗量Δm为

空间飞行器总体设计§7.2卫星的轨道确定和控制技术2轨道控制为了获得要求的速度增量，卫星轨道控制往往需要有姿态控制相配合。在与卫星固连的变轨发动机点火工作前，首先应将卫星的姿态调整到使与发动机推力方向一致；发动机的开机时间长度应保证产生的速度增量等于△V；如果发动机推力为恒值，则开、关机时刻的平均值应与等效脉冲控制时刻Δt相同。如果发动机点火时间较长，为保证控制精度，需要使用有限推力模型。用有限推力模型进行轨道控制设计，计算比较复杂。空间飞行器总体设计§7.2卫星的轨道确定和控制技术2轨道控制2）轨道机动及优化轨道机动控制的设计任务是确定控制策略、计算最优轨道机动的参数和实施方式。对于平面内控制，进行一次切向脉冲控制可以控制轨道半长轴或控制偏心率，两次切向脉冲控制可以同时控制半长轴和偏心率，三次切向脉冲控制可以同时控制半长轴、偏心率和卫星在轨道上的角位置。这样，可以实现几个轨道根数的协调控制。东方红三号卫星的定点捕获和中巴资源卫星的轨道控制都实现了协调控制。对于倾角控制（轨道平面控制），只要在控前轨道平面和目标轨道平面的交线上施以轨道平面法向的推力脉冲即可。空间飞行器总体设计§7.2卫星的轨道确定和控制技术2轨道控制3）静止卫星的位置保持控制在静止卫星定点后，为了克服轨道摄动的影响，长期保持轨道位置满足规定的精度，要定期进行轨道修正，即位置保持。静止轨道的主要摄动有三部分：地球非球形田谐项（赤道不圆）摄动引起半长轴每天变化0.1km量级，此项摄动产生漂移加速度；太阳光压摄动引起偏心率及近地点方向变化，这会造成卫星在东西方向的以1d为周期的振荡运动；日月引力摄动引起倾角和升交点方向的变化，其变化率为0.85°/a左右，倾角变大后，会造成卫星在南北方向的以1d为周期的振荡运动。三种摄动中，以克服日月引力摄动所需要的速度增量最大。空间飞行器总体设计§7.2卫星的轨道确定和控制技术2轨道控制3）静止卫星的位置保持控制东西位置保持控制包括平均经度位置控制和偏心率控制，均使用切向（东西向）推力。平均经度位置控制是定期修正半长轴，偏心率控制要维持较小的东西方向日周期振荡，通常在早晚6时进行。两种控制可以协调联合实施。南北位置保持控制使用沿轨道法向朝南（北）方向的推力，在升（降）交点进行，以维持较小的倾角。当南北位置精度为±0.1°时，南北保持最长两月需要进行一次，每次南北保持一般只需一次脉冲控制。

空间飞行器总体设计§7.2卫星的轨道确定和控制技术2轨道控制4）太阳同步卫星的轨道维持控制

太阳同步轨道主要的摄动为大气阻力摄动和太阳引力摄动。大气阻力将使轨道降低，从而使轨道平面转动速率改变，偏离太阳同步的要求；太阳引力将使轨道倾角持续改变。

空间飞行器总体设计§7.2卫星的轨道确定和控制技术2轨道控制4）太阳同步卫星的轨道维持控制轨道维持的任务主要是：克服大气摄动，调整半长轴，保持太阳同步和地方时；调整偏心率和近地点幅角保持冻结；调整在轨道上的相位角（调相）保持星下点轨迹在指定范围内保证回归；克服太阳引力摄动，调整倾角。空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统1姿态测量和姿态确定

姿态测量就是利用卫星上的姿态敏感器获得包含卫星姿态信息的物理量（电压、电流或其它信息）。姿态确定就是对卫星姿态测量数据进行处理，给出卫星的姿态参数。姿态确定的输入信息是姿态敏感器的测量数据，输出是航天器的三轴姿态参数。姿态测量和确定是姿态控制的前提。常把实现姿态测量和姿态确定的那部分系统统称为姿态测量系统。

空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2姿态敏感器姿态就是航天器在空间的方位，而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。空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2姿态敏感器

姿态敏感器按照不同的参考基准，可分成下列五类：以地球为参考基准：红外地球敏感器、地球反照敏感器等；以恒星为参考基准：太阳敏感器、星敏感器等；以地面站为参考基准：射频敏感器；以惯性空间为参考基准：陀螺仪、加速度计；其他基准：例如磁强计（以地球磁场为参考基准），陆标敏感器（以天体地貌为参考基准）。空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2姿态敏感器敏感器由测量变换器和信号处理线路两部分组成，姿态敏感器按不同方式的测量变换器可分为下列4种。光学敏感器：太阳敏感器，红外地平仪，星敏感器，地球反照敏感器等；惯性敏感器：陀螺、加速度计；无线电敏感器：射频敏感器；其他：磁强计。下面介绍最常用的几种姿态敏感器：太阳敏感器，红外地平仪，星敏感器，陀螺，加速度计，磁强计。空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2姿态敏感器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:

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；太阳光源很强，从而使敏感器结构简单，其功率要求也很小；太阳敏感器的视场很大，可以从几分×几分到128°×128°，而分辨率可以从几度到几角秒。空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2姿态敏感器1）太阳敏感器下面介绍两种太阳敏感器:V形狭缝式太阳敏感器。用于自旋卫星和双自旋卫星的姿态测量。它利用自旋卫星的旋转，使太阳光每转一圈先后穿越敏感器两条狭缝的视场，使敏感器的光电器件产生两个电脉冲，这两个电脉冲出现的时刻，就包含了卫星姿态的信息。空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统V型狭缝式太阳敏感器空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2姿态敏感器1）太阳敏感器数字式太阳敏感器。用于三轴稳定卫星的姿态测量。它是由狭缝及码盘组成的，直接测量太阳方向单位矢量S垂直于狭缝平面上投影与光轴的夹角。如果在卫星上沿两个本体轴各安装一个数字式太阳敏感器，就可以测得太阳光相对于卫星本体的两个方位角。空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统数字式太阳敏感器空间飞行器总体设计数字太阳敏感器视场范围：优于±60°×±60°门槛阈值：0.25~0.30太阳常数测量误差：优于0.1度输出：太阳矢量和测量轴之间的方位角空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2姿态敏感器2）红外地球敏感器

红外地球敏感器是通过感受地球大气与宇宙空间之间红外线辐射的差别，测量卫星相对于当地垂线方位的一种光学姿态敏感器，也称为红外地平仪。常用的有两种形式：一种是自旋扫描式地平仪，多为自旋卫星采用。扫描机构就是自旋卫星，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）。空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统圆锥扫描红外地球敏感器空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2姿态敏感器2）红外地球敏感器另一种是摆动式边界跟踪地平仪，多为三轴稳定卫星采用。敏感器包括由4个热敏电阻组成复合视场的红外探测器，采用挠性枢轴支承，由无刷电机驱动以5Hz的扫描频率扫描的扫描反射镜等部件组成，在精指向期间扫描幅度为±5°，在捕获期间扫描幅度为±11°，精度可达0.03°。

空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2姿态敏感器3）星敏感器星敏感器是以某一颗亮度较高的可见星等的恒星为基准，测量其相对于航天器的角位置，并同星历表中该星的角位置参数进行比较，来确定航天器的姿态。也即通过对恒星星光的敏感来测量航天器的某一个基准轴与该恒星视线之间的夹角。由于恒星张角非常小(0.04″～0.005″)，因此星敏感器的测量精度很高，比太阳敏感器高一个数量级。空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2姿态敏感器3）星敏感器星敏感器分星图仪和星跟踪器两种类型，星跟踪器又可分为框架式和固定式两种形式。星图仪：又称星扫描器。一般都是狭缝式，用在自旋卫星上，利用星体的旋转来搜索和捕获目标恒星。框架式星跟踪器：是把敏感头装在可转动的框架上，且通过旋转框架来搜索和捕获目标。固定式星跟踪器：这种跟踪器的敏感头相对航天器固定，在一定的视场内具有搜索和跟踪能力，例如采用析像管电子扫描和CCD器件成像。空间飞行器总体设计空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2姿态敏感器4）惯性敏感器

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。空间飞行器总体设计光纤陀螺（德国LITEF公司）技术指标：常值漂移：<3°/小时(恒温度)随机漂移：<0.15°/sqrt(h)数据更新率:0.5--1kHz测量范围:19.661°/s功耗：2.0W惯性敏感器包括液浮陀螺、静电陀螺、挠性陀螺、激光陀螺、光纤陀螺等。目前航天器上使用比较广泛的液浮陀螺测量范围为40/s，随机漂移0.30/h。空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2姿态敏感器4）惯性敏感器

陀螺：陀螺仪作为一种姿态敏感器，其测量误差对卫星姿态测量的精度影响很大，主要的误差因素是常值漂移、随机漂移、刻度因子误差、安装误差等。其中常值漂移对卫星姿态确定误差的影响随时间增大。现代卫星姿态控制系统利用最优滤波方法对陀螺漂移进行在轨估计，可以大大提高姿态确定的精度。

空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2姿态敏感器4）惯性敏感器

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。空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2姿态敏感器5）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。空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统目前应用较多的是感应式磁强计，它是建立在法拉第磁感应定律的基础上的。感应式磁强计分为搜索线圈式磁强计和磁通门磁强计两种类型。

空间飞行器总体设计磁强计用于测量磁场在星体上的方向和大小测量范围： ±60000nT精度： 优于0.5％满量程轴间正交度： 90±0.50º工作温度： -70℃--+80℃空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统3典型的卫星姿态测量系统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：相对于同一基准最多只能获得两个姿态角；各种敏感器均存在条件限制；航天器的长寿命工作特点要求敏感器可靠地长时间提供高精度姿态信息，所以姿态敏感器的冗余便成为必须考虑的重要问题。

空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统3典型的卫星姿态测量系统采用上述不同敏感器，可以组成具有不同姿态确定精度的姿态测量方案。（1）利用太阳敏感器和地球红外敏感器，可以组成中等精度的姿态测量系统，姿态确定精度可以达到优于0.20。一般适用于地面象元分辨率为4-5m的对地观测卫星。（2）利用星敏感器和惯性敏感器（液浮陀螺、光纤陀螺），可以组成高精度的姿态测量系统，姿态确定精度可以达到优于0.010。这两种姿态敏感器组成的姿态确定方案是目前大多数航天器所采用的方案。空间飞行器总体设计空间飞行器总体设计§7.3卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统3典型的卫星姿态测量系统对地定向卫星常用的三轴姿态测量系统有：红外地球敏感器加陀螺特点：姿态测量系统简单、成本低，是指向控制要求不高的卫星三轴姿态的最佳测量方案。中国第一代返回式卫星采用的就是这种方案。红外地球敏感器加太阳敏感器加陀螺该系统由两个圆锥扫描式红外地球敏感器、两个数字式太阳敏感器、三个单自由度液浮速率积分陀螺和星载数字计算机组成。由于能对陀螺漂移和滚动红外地球敏感器的常值误差进行在轨标定，因而提高了姿态确定的精度。星敏感器加陀螺特点：测量精度最高，已获得应用。但系统技术复杂，成本较高。空间飞行器总体设计1姿态控制方式航天器的姿态控制方式很多，按照控制力矩来源分类，一般可分为被动式和主动式两种基本类型。这两种方式相互组合，又可分出半被动、半主动以及混合等三种类型。在此，主要介绍被动式和主动式两种基本类型。

§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计1）被动控制利用卫星本身的动力学特性（如动量矩、惯量矩）或利用卫星与周围环境相互作用产生的外力矩（地磁场、太阳辐射力矩或气动力矩）作为控制力矩源，因此几乎可以不消耗卫星能源而实现姿态控制方式的称为被动姿态控制。被动姿态控制包括自旋稳定、重力梯度稳定、磁稳定和气动稳定等。§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计1）被动控制自旋稳定自旋稳定是被动控制中最简单的方法。它的原理是利用航天器绕自旋轴旋转时具有的定轴性使自旋轴在无外力矩作用时在惯性空间保持方向不变的姿态稳定方式。自旋稳定方式简单、经济、可靠。但是它不具有控制自旋速度及再定向或使自旋轴进动的能力。§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计§7.4卫星的姿态控制技术1）被动控制环境力矩稳定环境力矩稳定是另一类重要的航天器被动控制方式。气动力、重力梯度力、磁力和太阳辐射压力对航天器质心之矩，都是潜在的控制力矩源。选择适当的轨道高度，设计一定的结构形状，使得作为控制力矩的环境力矩的值远大于其余的环境力矩的值，则可组成相应的姿态稳定系统。

空间飞行器总体设计§7.4卫星的姿态控制技术1）被动控制环境力矩稳定重力梯度稳定是利用航天器各部分质量在地球重力场中具有不同的重力，以及在轨道运动中产生不同的离心力，重力和离心力的合力产生一个恢复力矩，即重力梯度力矩。这个恢复力矩虽然很小，但是它能起稳定作用，使航天器的某根体坐标轴指向地球。重力梯度稳定方式简单、可靠，成本低，适用于对地定向的长寿命卫星，曾得到广泛的应用，但其精度不高。

空间飞行器总体设计§7.4卫星的姿态控制技术1）被动控制环境力矩稳定

卫星在轨道运行时大气中气体分子与星体表面碰撞将产生气动力和气动力矩，通过设计良好的卫星质量分布特性和星体气动外形能使卫星姿态对迎面气流方向稳定，称为气动稳定方式。纯被动的气动稳定只适用于低轨道，一般在轨道高度低于500km时才可行。例如返回式卫星，其返回舱再入大气层时的姿态主要依赖气动稳定，由返回舱气动外形及质量分布特性的设计保证在整个再入过程中的姿态稳定。空间飞行器总体设计2）主动姿态控制航天器主动式姿态控制系统的控制力矩来自于航天器上的能源，它属于闭环控制系统。这类姿态控制系统主要有三种。以飞轮执行机构为主的三轴姿态控制系统它利用各种飞轮储存动量矩，通过动量交换实现航天器的姿态控制，所以也称为动量矩控制。轮控系统可以从太阳能电池阵电源系统持续获得电源供应，尤其适合于长期工作的卫星。

§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计2）主动姿态控制喷气三轴姿态控制

利用各种推力器(即喷气执行机构)为执行机构，从航天器本体向外喷射质量，产生控制力矩。在本体坐标系三个轴方向上均安装推力器，就可以实现对航天器三个轴的姿态控制。喷气三轴姿态控制系统由于要消耗卫星上的燃料而不适用于长寿命任务，但具有设计较简单、可产生大的控制力矩等优点。

§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计2）主动姿态控制地磁力矩器控制系统

它是根据载流线圈在地球磁场作用下产生偏转力矩的原理来设计的。如果在航天器的三个主轴上都安装有这样的线圈，则可以通过控制各线圈上的电流来获得所需要的控制力矩的大小与方向。§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计3）自旋稳定方式与三轴稳定方式

姿态控制方式就航天器在运行中是否旋转，可分为自旋稳定和三轴稳定两大类。自旋航天器在外形上要求较严格，指向精度也较低；三轴稳定则突破了对航天器外形的限制，因为星体不旋转，可以安装大型的附件。三轴稳定航天器由于采用了星上计算机和高精度的姿态敏感器，提高了指向精度，但它的动量矩比自旋稳定航天器小，受到干扰力矩时，容易发生姿态偏转。当前，三轴稳定方式并没有完全取代自旋稳定方式，两种方式都会得到使用。

§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计3）姿态控制方式的比较自旋稳定系统和环境力矩稳定系统不需要消耗星上能源，且不具有机动能力，因此称为无源系统或被动控制系统。其余系统是由星上携带的控制力矩产生器作执行机构，需要消耗星上能源，且又具有机动能力，因此称为有源系统或主动控制系统。§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计2姿态控制执行机构卫星姿态控制执行机构是对卫星产生控制力矩，改变卫星姿态运动的装置。它按照控制器给出的控制指令，产生作用于卫星的力矩，可用于姿态稳定、姿态捕获、姿态机动，建立和维持轨道控制所需的姿态，自旋稳定卫星的起旋、消旋，转速控制，章动和进动控制等。依产生力矩的原理，卫星姿态控制执行机构大致有三种类型：

§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计2姿态控制执行机构1）喷气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。它利用高速排出的工质产生反作用推力，所以又称为质量排出式执行机构。当推力器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。§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计§7.4卫星的姿态控制技术质量排出型推力器航天器总体设计空间飞行器总体设计2姿态控制执行机构2）机电执行机构

机电执行机构一般由驱动电路、电机、轴承、传动装置和旋转惯量等组成，例如惯性飞轮、空间站姿态控制用的控制力矩陀螺、双自旋卫星的消旋组件，太阳帆板定向驱动组件，天线指向控制用的框架驱动组件等。惯性飞轮是具有大惯量轮体的机电执行机构。根据动量矩守恒原理，它与星体进行角动量交换，实现卫星姿态控制。根据飞轮的结构特点和产生控制作用的形式可以分为惯性轮、控制力矩陀螺和框架动量轮三种，其中惯性轮又分为反作用轮和动量轮两种。

§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计飞轮§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计轮控系统的特点：（1）轮控系统不需要消耗工质，适于长期工作；（2）轮控系统可以提供较精确的控制力矩，控制精度高；（3）轮控系统特别适合于克服周期性扰动；（4）采用轮控系统的三轴稳定系统，可以携带有大型太阳能电池阵，以满足星上对能源的需求；（5）与喷气控制相比，轮控系统可以避免对光学仪器的污染。采用轮控系统存在的问题：（1）飞轮（动量轮）会发生速度饱和，必须考虑卸载问题；（2）飞轮有高速转动部件，使寿命和可靠性受到限制；（3）过零力矩干扰较大。航天器总体设计角动量卸载方案喷气卸载磁力矩器卸载重力梯度力矩卸载空间飞行器总体设计2姿态控制执行机构3）环境力执行机构利用空间自然环境如磁场、引力场等环境场与航天器相互作用产生力矩，实现对姿态控制的执行机构，例如磁力矩、重力梯度力矩、太阳辐射力矩和气动力矩等。这些力矩一般都比较小，而且与运行轨道高度、航天器结构和姿态等因素有关。其中磁力矩器是最常见的一种。

§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计2姿态控制执行机构3）环境力执行机构航天器的磁特性和环境磁场相互作用可产生磁力矩，其大小为M＝P×B(P为航天器磁矩，B为环境磁场强度)。当两者互相垂直时，磁力矩最大；当两者相互平行时，磁力矩为零。对地球轨道航天器来说，只要航天器存在磁矩，磁力矩总是存在的。

若不把它作为控制力矩使用，就成为扰动力矩。航天器上安装的通电线圈就是最简单的磁力矩器，通电线圈产生的磁矩与地球磁场相互作用就可产生控制力矩，实现姿态控制。§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计2姿态控制执行机构3）环境力执行机构利用环境场产生控制力矩，最常用的除了磁力矩以外，还有重力梯度力矩等。磁力矩与轨道高度的3次方成反比，轨道高度越低，磁力矩越大。所以磁力矩作为控制力矩比较适用于低轨道航天器。重力梯度力矩适用于中高度轨道航天器。太阳辐射力矩适用于同步轨道卫星等高轨道航天器。气动力矩也适用于低轨道。但是最后两种力矩较少用来作为控制力矩。§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计2姿态控制执行机构4）执行机构的比较

对于航天器控制所采用的执行机构而言，高可靠性、长寿命、高精度是其基本要求，直接关系到控制系统的寿命和精度。在以上介绍的几种执行机构中，飞轮、推力器、磁力矩器和重力梯度力矩执行机构是最常用的。飞轮和推力器控制精度较高，环境力执行机构的控制精度较低，所以飞轮和推力器成为航天器控制主要的执行机构。此外，执行机构输出的力矩范围、工质能量的消耗量也是执行机构选用所必须考虑的重要方面。

§7.4卫星的姿态控制技术空间飞行器总体设计确定功能要求

2确定或导出系统级要求3选择航天器控制类型4GNC分系统硬件选择§7.5设计GNC分系统的步骤空间飞行器总体设计决策步骤输入输出确定功能要求任务要求确定GNC系统的任务范围，如姿态确定、控制、导航，或它们的组合确定或导出系统级要求任务要求及任务执行过程，运载工具入轨类型确定轨道与姿态机动的要求及机动大小确定有效载荷是地球指向或扫猫，还是惯性指向或扫描根据控制模式确定指向精度确定任务寿命确定轨道高度范围选择航天器控制类型有效载荷，热控及能源要求轨道，指向确定控制和稳定方式：三轴、自旋或重力梯度稳定干扰环境的定量描述航天器几何形状，轨道，太阳/磁场模型，任务执行过程确定重力梯度力矩、气动力矩、太阳光压、内部扰动及主动段飞行对控制的影响选择GN&C分系统的硬件和尺寸航天器几何形状，指向精度，轨道条件，任务要求，寿命，轨道，指向，旋转速率选择地球、太阳、惯性或其他敏感器件选择控制执行机构的类型；如反作用飞轮、推力器和磁力矩器选择数据处理电子单元（如果有的话）确定控制算法上述各项建立航天器在各种控制模式下的运动方程GNC分系统设计过程

空间飞行器总体设计任务要求和其它分系统对GNC系统的影响空间飞行器总体设计影响GNC分系统设计的轨道机动要求对航天器的影响对GNC系统的影响用大冲量完成轨道注入（几km/s）•固体发动机或大型双组元发动机•大型推力器或框架式发动机，或点火期间姿态控制采用自旋稳定•用作精确基准和速度测量的惯性测量部件•在主动段和惯性滑行阶段采用不同的执行机构、敏感器和控制规律·导航或制导在轨改变轨道面以满足有效载荷或航天器多项操作的需要（几百m/s)•需要更多的推力器，但如果惯性滑行阶段采用推力器，也可不增加推力器•喷气用不同的控制规律•根据喷气干扰确定执行机构的大小•喷气时采用星载姿态基准轨道保持及修正机动(△V<100m/s)·一套推力器•喷气控制规律•星载姿态基准空间飞行器总体设计影响控制执行机构选择的旋转要求回转对航天器的影响对GN&C系统的影响无·航天器被限制在一个姿态——几乎是不可能的·可用小型反作用飞轮·如磁力矩能使动量卸载，可不用推力器标称速率O.05°/s（保持当地垂线）到0.5°/s最小·一般用推力器·反作用飞轮仅在某些特殊情况下适用高速率＞0.5°/s·影响附件结构·重量和成本增加很可能使用控制力矩陀螺或两种推力级别的推力器——一种用于位置保持，而另一种用于高速机动空间飞行器总体设计要求对航天器的影响对CNC系统的影响对地指向·星下点（对地指向）·扫描·偏离星下点指向·重力梯度稳定仅适用于低精度（>5°）·以当地垂线为基准的三轴稳定方式重力梯度稳定：·用主杆、阻尼器、太阳敏感器、磁强计或地球敏感器确定姿态·用动量轮进行偏航控制三轴稳定：·地球敏感器提供当地垂线基准(俯仰和滚动)·太阳或星敏感器用作第三轴基准和姿态确定·反作用飞轮、动量轮或控制力矩陀螺用于精确指向和节省推进剂·反作用控制系统用于粗控制和动量卸载·磁力矩器也可卸载动量·惯性测量部件用于机动和姿态确定惯性指向·太阳

·天体目标

·有效载荷的随机目标·自旋稳定适用于中等精度及姿态机动不多的场合·不能使用重力梯度稳定方式·三轴稳定控制最适于频繁再定向自旋稳定：·如果没有消旋平台，有效载荷的指向和姿态敏感器的工作受限制

·需要推力器使动量矢量实现再定向·需要章动阻尼器三轴稳定：·典型的敏感器包括太阳敏感器、星跟踪器和惯性测量部件

·典型的执行机构是反作用飞轮和推力器·可能需要可动的有效载荷（如扫描平台）有效载荷指向对GNC分系统设计的影响空间飞行器总体设计控制精度对GNC分系统设计和敏感器选择的影响要求的精度对航天器的影响对GNC分系统的影响>5°·可以节省大量开支·可以利用重力梯度（GG）稳定方式·GG限制了姿态机动能力，且对星上干扰力矩敏感

·三轴稳定可行，但可能大材小用不要求姿态确定：·GG稳定方式不需要敏感器·只需要伸杆电机、GG阻尼器和一个偏置动量轮要求姿态确定：·太阳敏感器和磁强计适用于土3°范围的姿态确定·更高精度定姿需要使用