姿态控制与轨道控制.ppt

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空间飞行器总体设计第七章第七章 航天器姿态控制航天器姿态控制与轨道控制与轨道控制7.1 7.1 概述概述概述概述7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统7.4 7.4 卫星的姿态控制技术卫星的姿态控制技术卫星的姿态控制技术卫星的姿态控制技术7.5 7.5 设计设计设计设计GNCGNC分系统的步骤分系统的步骤分系统的步骤分系统的步骤空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述 一个刚体航天器的运动可以由它的位置、速度、姿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点来说，一个航天器的运动具有6 6个自由度，其中个自由度，其中3 3个位个位置自由度表示航天器的轨道运动，另外置自由度表示航天器的轨道运动，另外3 3个绕质心的转动个绕质心的转动自由度表示航天器的姿态运动。自由度表示航天器的姿态运动。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述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。航天器的控制可以分为两大类，即轨道控制和姿态控制。u轨道控制轨道控制 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。迹的技术。u姿态控制姿态控制 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。空间的定向的技术。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述1 1 轨道控制的任务轨道控制的任务轨道控制的任务轨道控制的任务 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；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。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轨道控制的任务可分为4 4类。类。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述1 1 1 1）变轨控制和轨道机动）变轨控制和轨道机动）变轨控制和轨道机动）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。内，也可以在不同平面内。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述1 1 轨道控制的任务轨道控制的任务轨道控制的任务轨道控制的任务2 2 2 2）轨道保持）轨道保持）轨道保持）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参数不变的控制。同步定点卫星为精确地保持定点位置保持定点位置保持定点位置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而定期进行的轨道修正；太阳同步轨道和回归轨道卫星为为保持其倾角和周期保持其倾角和周期保持其倾角和周期保持其倾角和周期所加的控制，一些低轨道卫星为所加的控制，一些低轨道卫星为克克克克服大气阻力，延长卫星在轨寿命服大气阻力，延长卫星在轨寿命服大气阻力，延长卫星在轨寿命服大气阻力，延长卫星在轨寿命所进行的控制。所进行的控制。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述1 1 轨道控制的任务轨道控制的任务轨道控制的任务轨道控制的任务3 3 3 3）交会和对接）交会和对接）交会和对接）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、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。近程导引阶段和停靠阶段。u远程导引阶段远程导引阶段: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目标卫星附近,两颗卫星距离应小于两颗卫星距离应小于100km100km，并在同一轨道上运动；，并在同一轨道上运动；u近程导引阶段：追踪卫星上的轨控设备把它引入相距小于近程导引阶段：追踪卫星上的轨控设备把它引入相距小于1km1km的交会区，的交会区，当两个卫星相对距离为当两个卫星相对距离为202030m30m时，应以时，应以1.51.53.0m/s3.0m/s的相对速度进入的相对速度进入停靠阶段；停靠阶段；u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。标卫星。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述1 1 轨道控制的任务轨道控制的任务轨道控制的任务轨道控制的任务4 4 4 4）返回控制）返回控制）返回控制）返回控制 使使卫卫星星脱脱离离原原来来的的轨轨道道，进进入入大大气气层层的的控控制制。卫卫星星从从外外层层空空间返回地球表面经历下面四个阶段：间返回地球表面经历下面四个阶段：u离离轨轨：通通过过轨轨道道控控制制使使卫卫星星离离开开原原运运行行轨轨道道，转转入入一一条条能能进进入入大气层的过渡轨道；大气层的过渡轨道；u过过渡渡：进进行行必必要要的的轨轨道道修修正正、调调整整卫卫星星姿姿态态为为再再入入大大气气层层作作好好准备；准备；u再再入入：当当卫卫星星下下降降到到离离地地面面8080120km120km时时，进进入入稠稠密密大大气气层层，再再入段开始；入段开始；u着陆。着陆。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述2 2 姿态控制的任务姿态控制的任务姿态控制的任务姿态控制的任务 姿态控制也包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态控制也包括姿态确定和姿态控制两方面内容。u姿态确定：是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。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。这个基准可以是惯性基准或者人们所感兴趣的某个基准。u姿态控制：是航天器在规定或预先确定的方向姿态控制：是航天器在规定或预先确定的方向(可称为参考方可称为参考方向向)上定向的过程，它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是上定向的过程，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。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 7.1 概述概述2 2 姿态控制的任务姿态控制的任务姿态控制的任务姿态控制的任务1 1 1 1）姿态机动）姿态机动）姿态机动）姿态机动 在在卫卫星星飞飞行行过过程程中中常常常常需需要要从从一一种种姿姿态态转转变变到到另另一一种种姿姿态态，称为姿态机动或姿态再定向。称为姿态机动或姿态再定向。2 2）姿态稳定）姿态稳定）姿态稳定）姿态稳定 克克服服内内外外干干扰扰力力矩矩使使卫卫星星姿姿态态保保持持对对某某参参考考方方位位定定向向的的控控制制任务称为姿态稳定。任务称为姿态稳定。3 3）指向控制）指向控制）指向控制）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。他卫星定向控制等。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述3 3 姿态控制与轨道控制的关系姿态控制与轨道控制的关系姿态控制与轨道控制的关系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。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。器的姿态却有要求。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述4 4 卫星控制系统的特点卫星控制系统的特点卫星控制系统的特点卫星控制系统的特点 1 1）卫星运行在空间的失重环境中，许多卫星又具有复杂）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。学模型，作为控制系统设计的前提条件，就十分重要。2 2）卫星控制系统构成复杂、功能多样，卫星轨道、姿态、）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。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 7.1 概述概述4 4 卫星控制系统的特点卫星控制系统的特点卫星控制系统的特点卫星控制系统的特点3 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）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。余设计等。4 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）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。耗的元部件。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述5 5 卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成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，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。机构三大部分。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述5 5 卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成u 姿态测量部件：确定当前轨道和姿态的状态参数（姿态姿态测量部件：确定当前轨道和姿态的状态参数（姿态和轨道确定）。和轨道确定）。u 控制电路或计算机：按照事先设计好的导引律和控制律控制电路或计算机：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。计算出控制量，并根据控制量形成指令。u 执行机构：使卫星姿态和轨道向着任务要求的目标改变。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。包括发动机、飞轮、磁力矩器等。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述5 5 卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成1 1）星上自主控制）星上自主控制）星上自主控制）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卫星姿态测量、姿态确定、姿态控制计算和控制指令生成和卫星姿态测量、姿态确定、姿态控制计算和控制指令生成和卫星姿态测量、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，在卫执行，完全由卫星上的仪器来完成而不依赖地面设备，在卫执行，完全由卫星上的仪器来完成而不依赖地面设备，在卫执行，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。要求星上形成闭路系统，这种控制方式称为自主姿态控制。要求星上形成闭路系统，这种控制方式称为自主姿态控制。要求星上形成闭路系统，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。控制线路或计算机。控制线路或计算机。控制线路或计算机。空间飞行器总体设计 7.1 7.1 概述概述5 5 卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成卫星控制系统的组成2 2）星地大回路控制）星地大回路控制）星地大回路控制）星地大回路控制 依赖地面测控系统和星上敏感器依赖地面测控系统和星上敏感器依赖地面测控系统和星上敏感器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共同来测量和确定卫星的轨道或姿共同来测量和确定卫星的轨道或姿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态，并由地面按导引律和姿态控制态，并由地面按导引律和姿态控制态，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律要求的控制方式通过遥控指令控律要求的控制方式通过遥控指令控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制卫星姿态和轨道控制执行机构的制卫星姿态和轨道控制执行机构的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工作，这种控制方式称为星地大回工作，这种控制方式称为星地大回工作，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路控制。地面设备包括对卫星进行路控制。地面设备包括对卫星进行路控制。地面设备包括对卫星进行跟踪测轨的雷达，接收卫星姿态信跟踪测轨的雷达，接收卫星姿态信跟踪测轨的雷达，接收卫星姿态信跟踪测轨的雷达，接收卫星姿态信息的下行遥测接收装置，地面计算息的下行遥测接收装置，地面计算息的下行遥测接收装置，地面计算息的下行遥测接收装置，地面计算机，遥控上行发射装置等。机，遥控上行发射装置等。机，遥控上行发射装置等。机，遥控上行发射装置等。空间飞行器总体设计7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术1 1 轨道确定轨道确定轨道确定轨道确定 卫星的轨道确定可分为两类：非自主确定和自主确定。卫星的轨道确定可分为两类：非自主确定和自主确定。卫星的轨道确定可分为两类：非自主确定和自主确定。卫星的轨道确定可分为两类：非自主确定和自主确定。1 1 1 1）非自主确定：）非自主确定：）非自主确定：）非自主确定：由地面站设备（如雷达）对卫星进行跟踪测轨，由地面站设备（如雷达）对卫星进行跟踪测轨，由地面站设备（如雷达）对卫星进行跟踪测轨，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。且在地面测控中心进行数据处理，最后获得轨道位置信息。且在地面测控中心进行数据处理，最后获得轨道位置信息。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。这种轨道确定方法依赖于地面站，需要相当数量的地面站。这种轨道确定方法依赖于地面站，需要相当数量的地面站。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。这些数据送入距离、距离率、方位角、仰角等大量的测量数据这些数据送入距离、距离率、方位角、仰角等大量的测量数据。这些数据送入距离、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。值。值。值。空间飞行器总体设计1 1 轨道确定轨道确定轨道确定轨道确定2 2 2 2）自主确定（自主导航）：）自主确定（自主导航）：）自主确定（自主导航）：）自主确定（自主导航）：卫星的轨道参数完全由卫星上的卫星的轨道参数完全由卫星上的卫星的轨道参数完全由卫星上的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测轨仪器（或称导航仪）来确定，且该仪器的工作不依赖于地测轨仪器（或称导航仪）来确定，且该仪器的工作不依赖于地测轨仪器（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。航，或自主轨道确定。航，或自主轨道确定。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、光学惯性组卫星自主导航的方法有天文导航、惯性导航、光学惯性组卫星自主导航的方法有天文导航、惯性导航、光学惯性组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。合导航、陆标跟踪系统等。合导航、陆标跟踪系统等。合导航、陆标跟踪系统等。uu 天文导航：测量对天体能敏感的角度来确定卫星的位置。天文导航：测量对天体能敏感的角度来确定卫星的位置。天文导航：测量对天体能敏感的角度来确定卫星的位置。天文导航：测量对天体能敏感的角度来确定卫星的位置。uu 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。升段和返回段。主要由惯性测量单元和星上计算机组成。升段和返回段。主要由惯性测量单元和星上计算机组成。升段和返回段。主要由惯性测量单元和星上计算机组成。uu 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。姿态。姿态。姿态。7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术空间飞行器总体设计7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制 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。技术称为轨道控制或制导。1 1 1 1）轨控推力模型）轨控推力模型）轨控推力模型）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。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，则工作时间为若发动机连续工作，则工作时间为 式中，式中，卫星控制前的总质量；卫星控制前的总质量；发动机比冲，发动机比冲，N Ns/kgs/kg。F F平均推力。平均推力。2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制 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。技术称为轨道控制或制导。1 1 1 1）轨控推力模型）轨控推力模型）轨控推力模型）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。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，则工作时间为若发动机连续工作，则工作时间为 式中，式中，卫星控制前的总质量；卫星控制前的总质量；发动机比冲，发动机比冲，N Ns/kgs/kg。F F平均推力。平均推力。空间飞行器总体设计7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制 在许多场合，轨道控制推力作用时间比轨道周期短得多时，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。型。若发动机脉冲工作，则工作次数为若发动机脉冲工作，则工作次数为 的整数部分，式的整数部分，式中中为有效脉冲宽度，为有效脉冲宽度，tt可按连续推力时间确定。可按连续推力时间确定。燃料消耗量燃料消耗量mm为为 空间飞行器总体设计7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制 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。相配合。u 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；调整到使与发动机推力方向一致；u 发动机的开机时间长度应保证产生的速度增量等于发动机的开机时间长度应保证产生的速度增量等于V V；u 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冲控制时刻tt相同。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。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 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制2 2 2 2）轨道机动及优化）轨道机动及优化）轨道机动及优化）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。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。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。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 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制3 3 3 3静止卫星的位置保持控制）静止卫星的位置保持控制）静止卫星的位置保持控制）静止卫星的位置保持控制 在在静静止止卫卫星星定定点点后后，为为了了克克服服轨轨道道摄摄动动的的影影响响，长长期期保保持持轨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。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：静止轨道的主要摄动有三部分：u 地地球球非非球球形形田田谐谐项项（赤赤道道不不圆圆）摄摄动动引引起起半半长长轴轴每每天天变变化化0.1km0.1km量级，此项摄动产生漂移加速度；量级，此项摄动产生漂移加速度；u 太太阳阳光光压压摄摄动动引引起起偏偏心心率率及及近近地地点点方方向向变变化化，这这会会造造成成卫卫星星在东西方向的以在东西方向的以1d1d为周期的振荡运动；为周期的振荡运动；u 日日月月引引力力摄摄动动引引起起倾倾角角和和升升交交点点方方向向的的变变化化，其其变变化化率率为为0.850.85/a/a左左右右，倾倾角角变变大大后后，会会造造成成卫卫星星在在南南北北方方向向的的以以1d1d为为周期的振荡运动。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。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 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制3 3 3 3）静止卫星的位置保持控制）静止卫星的位置保持控制）静止卫星的位置保持控制）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，通常在早晚晚6 6时进行。两种控制可以协调联合实施。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，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。当南北位置精度为在升（降）交点进行，以维持较小的倾角。当南北位置精度为0.10.1时，南北保持最长两月需要进行一次，每次南北保持时，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。一般只需一次脉冲控制。空间飞行器总体设计7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制4 4 4 4）太阳同步卫星的轨道维持控制）太阳同步卫星的轨道维持控制）太阳同步卫星的轨道维持控制）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。持续改变。空间飞行器总体设计7.2 7.2 卫星的轨道确定和控制技术卫星的轨道确定和控制技术2 2 轨道控制轨道控制轨道控制轨道控制4 4 4 4）太阳同步卫星的轨道维持控制）太阳同步卫星的轨道维持控制）太阳同步卫星的轨道维持控制）太阳同步卫星的轨道维持控制 轨道维持的任务主要是：轨道维持的任务主要是：u克服大气摄动，调整半长轴，保持太阳同步和地方时；克服大气摄动，调整半长轴，保持太阳同步和地方时；u调整偏心率和近地点幅角保持冻结；调整偏心率和近地点幅角保持冻结；u调整在轨道上的相位角（调相）保持星下点轨迹在指定范围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；内保证回归；u克服太阳引力摄动，调整倾角。克服太阳引力摄动，调整倾角。空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统1 1 姿态测量和姿态确定姿态测量和姿态确定姿态测量和姿态确定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。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。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 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器 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，需要航天器的姿态，需要3 3个轴的角度信息。由于从一个方个轴的角度信息。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。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 73 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器 姿态敏感器按照不同的参考基准，可分成下列五类：姿态敏感器按照不同的参考基准，可分成下列五类：u 以地球为参考基准：红外地球敏感器、地球反照敏感器以地球为参考基准：红外地球敏感器、地球反照敏感器等；等；u 以恒星为参考基准：太阳敏感器、星敏感器等；以恒星为参考基准：太阳敏感器、星敏感器等；u 以地面站为参考基准：射频敏感器；以地面站为参考基准：射频敏感器；u 以惯性空间为参考基准：陀螺仪、加速度计；以惯性空间为参考基准：陀螺仪、加速度计；u 其他基准：例如磁强计（以地球磁场为参考基准），陆其他基准：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）。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 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器 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态敏感器按不同方式的测量变换器可分为下列4 4种。种。u 光学敏感器：太阳敏感器，红外地平仪，星敏感器，地光学敏感器：太阳敏感器，红外地平仪，星敏感器，地球反照敏感器等；球反照敏感器等；u 惯性敏感器：陀螺、加速度计；惯性敏感器：陀螺、加速度计；u 无线电敏感器：射频敏感器；无线电敏感器：射频敏感器；u 其他：磁强计。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。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 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器1 1 1 1）太阳敏感器）太阳敏感器）太阳敏感器）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。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太阳敏感器之所以有这样广泛的通用性是因为:u 在大多数应用场合，可以把太阳近似看作是点光源，因此就在大多数应用场合，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；可简化敏感器的设计和姿态确定的算法；u 太阳光源很强，从而使敏感器结构简单，其功率要求也很小；太阳光源很强，从而使敏感器结构简单，其功率要求也很小；u 太阳敏感器的视场很大，可以从几分太阳敏感器的视场很大，可以从几分几分到几分到128128 128 128，而分辨率可以从几度到几角秒。，而分辨率可以从几度到几角秒。空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器1 1 1 1）太阳敏感器）太阳敏感器）太阳敏感器）太阳敏感器下面介绍两种太阳敏感器下面介绍两种太阳敏感器:u V V形狭缝式太阳敏感器。用于自旋卫星和双自旋卫星的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。卫星姿态的信息。空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统V V型狭缝式太阳敏感器型狭缝式太阳敏感器型狭缝式太阳敏感器型狭缝式太阳敏感器空间飞行器总体设计7.3 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统2 2 姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器姿态敏感器1 1 1 1）太阳敏感器）太阳敏感器）太阳敏感器）太阳敏感器u数字式太阳敏感器。用于三轴稳定卫星的姿态测量。它数字式太阳敏感器。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是由狭缝及码盘组成的，直接测量太阳方向单位矢量S S垂垂直于狭缝平面上投影与光轴的夹角。如果在卫星上沿两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。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 7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统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数字式太阳敏感器数字式太阳敏感器数字式太阳敏感器空间飞行器总体设计数字太阳敏感器