航航天天器器控控制制分分为为(fn (fn wi)wi)轨轨道道控控制制与与姿姿态态控控制制两两方方面面，而而航航天天器器控控制制系系统统在在原原理理上上和和其其他他工工程程控控制制系系统统基基本本上上是是一一样样的的，完完成成三三个个最最基基本本的的过过程程：敏敏感感测测量量、信信号号处处理理和和执执行行过过程程。其其结结构构如如图图所所示示，仍仍然然是是由由敏敏感感器器、控控制制器器和和执执行行机机构构三三大大部部分分组组成成。敏敏感感器器用用以以测测量量某某些些绝绝对对的的或或相相对对的的物物理理量量，执执行行机机构构起起控控制制作作用用，驱驱动动动动力力装装置置产产生生控控制制信信号号所所要要求求的的运运动动，控控制制器器则则担担负负起起信信号号处处理理的的任任务务。人人们们把把这这三三部部分分统统称称为为控控制制硬硬件件，而而把把完完成成测测量量和和控控制任务所需的算法称为软件。制任务所需的算法称为软件。第四章第四章航天器姿态控制系统航天器姿态控制系统(xtng)(xtng)的组成与的组成与分类分类 第1页/共57页第一页，共58页。 姿姿态态就就是是航航天天器器在在空空间间的的方方位位，而而姿姿态态敏敏感感器器用用来来测测量量航航天天器器本本体体坐坐标标系系相相对对于于某某个个基基准准坐坐标标系系的的相相对对角角位位置置和和角角速速度度，以以确确定定航航天天器器的的姿姿态态。要要完完全全确确定定一一个个航航天天器器的的姿姿态态，需需要要3 3个个轴轴的的角角度度信信息息。由由于于从从一一个个方方位位基基准准最最多多只只能能(zh (zh nn)nn)得得到到两两个个轴轴的的角角度度信信息息，为为此此要要确确定定航航天天器器的的三三轴轴姿姿态态至至少少要要有有两两个个方方位基准。位基准。4.1 姿态(zti)敏感器美国(mi u)哈勃太空望远镜第2页/共57页第二页，共58页。 姿态敏感器按不同的基准方位，可分为下列姿态敏感器按不同的基准方位，可分为下列5 5类。类。 (1)(1)以以地地球球为为基基准准方方位位：红红外外地地平平仪仪，地地球球反反照照敏感器；敏感器； (2) (2)以天体为基准方位：太阳敏感器，星敏感器；以天体为基准方位：太阳敏感器，星敏感器； (3)(3)以以惯惯性性空空间间(kngjin)(kngjin)为为基基准准方方位位：陀陀螺螺，加速度计；加速度计； (4) (4)以地面站为基准方位：射频敏感器；以地面站为基准方位：射频敏感器； (5)(5)其其他他：例例如如磁磁强强计计( (以以地地磁磁场场为为基基准准方方位位) )，陆标敏感器陆标敏感器( (以地貌为基准方位以地貌为基准方位) )。 第3页/共57页第三页，共58页。 敏敏感感器器由由测测量量变变换换器器和和信信号号处处理理线线路路两两部部分分组组成成，姿态敏感器按不同方式的测量变换器可分为下列姿态敏感器按不同方式的测量变换器可分为下列4 4种。种。 (1)(1)光光学学敏敏感感器器：太太阳阳敏敏感感器器，红红外外地地平平仪仪，星星敏感器，地球反照敏感器等；敏感器，地球反照敏感器等； (2) (2)惯性敏感器：陀螺惯性敏感器：陀螺(tulu)(tulu)、加速度计；、加速度计； (3) (3)无线电敏感器：射频敏感器；无线电敏感器：射频敏感器； (4) (4)其他：磁强计。其他：磁强计。 下下面面介介绍绍最最常常用用的的7 7种种姿姿态态敏敏感感器器：太太阳阳敏敏感感器器，红红外外地地平平仪仪，星星敏敏感感器器，陀陀螺螺(tulu)(tulu)，加加速速度度计计，磁强计和射频敏感器。磁强计和射频敏感器。第4页/共57页第四页，共58页。 太阳敏感器太阳敏感器 太太阳阳敏敏感感器器是是通通过过对对太太阳阳辐辐射射的的敏敏感感来来测测量量太太阳阳视视线与航天器某一体轴之间夹角线与航天器某一体轴之间夹角(ji jio)(ji jio)的敏感器。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: : 1.1.在在大大多多数数应应用用场场合合，可可以以把把太太阳阳近近似似看看作作是是点点光光源，因此就可简化敏感器的设计和姿态确定的算法；源，因此就可简化敏感器的设计和姿态确定的算法； 2.2.太太阳阳光光源源很很强强，从从而而使使敏敏感感器器结结构构简简单单，其其功功率率要求也很小；要求也很小； 3.3.太太阳阳敏敏感感器器的的视视场场很很大大，可可以以从从几几分分几几分分到到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。 太太阳阳敏敏感感器器具具有有3 3种种基基本本类类型型：模模拟拟式式、数数字字式式和和太太阳指示器。经常使用的为模拟式和数字式两种。阳指示器。经常使用的为模拟式和数字式两种。第5页/共57页第五页，共58页。1 1模拟式太阳模拟式太阳(tiyng)(tiyng)敏感器敏感器 模拟式太阳模拟式太阳(tiyng)(tiyng)敏感器的输出信号为模拟量，敏感器的输出信号为模拟量，其大小和符号是太阳其大小和符号是太阳(tiyng)(tiyng)光入射角的连续函数。光入射角的连续函数。模拟式太阳模拟式太阳(tiyng)(tiyng)敏感器通常又叫做余弦检测器，敏感器通常又叫做余弦检测器，这是因为硅太阳这是因为硅太阳(tiyng)(tiyng)电池输出电流与太阳电池输出电流与太阳(tiyng)(tiyng)光入射角成正弦规律变化。光入射角成正弦规律变化。第6页/共57页第六页，共58页。模拟式太阳敏感器工作(gngzu)原理模拟式太阳敏感器视场在几十度时，精度(jn d)(jn d)可达到 ；当视场很小，仅为 时，精度(jn d)(jn d)可达到秒级。第7页/共57页第七页，共58页。单轴模拟式太阳单轴模拟式太阳(tiyng)(tiyng)敏感器敏感器: : 只只能能测测量量航航天天器器相相对对于于太太阳阳(tiyng)(tiyng)光光线线的的一一个个姿姿态态角角两轴模拟式太阳(tiyng)(tiyng)敏感器: :同时获得航天器相对于太阳(tiyng)(tiyng)光线的两个姿态角 图4.3 两轴模拟式太阳敏感器第8页/共57页第八页，共58页。 数数字字式式太太阳阳敏敏感感器器的的输输出出信信号号是是与与太太阳阳入入射射角角相相关关的的以以编编码码形形式式出出现现的的离离散散函函数数。在在结结构构上上，它它主主要要(zhyo)(zhyo)由由狭狭缝缝、码码盘盘、光光敏敏元元件件阵阵列列、放放大大器和缓冲寄存器组成，器和缓冲寄存器组成， 光光敏敏元元件件阵阵列列是是由由一一排排相相互互平平行行且且独独立立的的光光电电池池条条组组成成，其其数数量量决决定定了了太太阳阳敏敏感感器器输输出出编编码码的的位位数数，从从而而在在一一定定程程度度上上影影响到敏感器的分辨率。响到敏感器的分辨率。2 2数字式太阳(tiyng)(tiyng)敏感器第9页/共57页第九页，共58页。第10页/共57页第十页，共58页。 3 3其他太阳敏感器其他太阳敏感器 太太阳阳指指示示器器也也称称为为太太阳阳出出现现(chxin)(chxin)探探 测测 器器 。当当太太阳阳出出现现(chxin)(chxin)在在 敏敏 感感 器器视视场场内内，并并且且信信号号超超过过门门限限值值时时，表表示示见见到到了了太太阳阳，输输出出为为1 1；当当信信号号低低于于门门限限值值时时，输输出出为为O O，表表示示没没见见到到太太阳阳。这这种种敏敏感感器器一一般般用用来来作作保保护护器器，例例如如保保护护红红外外地地平平仪仪免免受受太太阳阳光光的的影影响。响。第11页/共57页第十一页，共58页。 红外地平仪 红外地平仪就是利用地球自身的红外辐射来测量航天器相对于当地垂线或者(huzh)(huzh)当地地平方位的姿态敏感器，简称地平仪。 目前红外地平仪主要有3 3种形式：地平穿越式、边界跟踪式和辐射热平衡式。 其中地平穿越式地平仪扫描视场大，其余两种地平仪的工作视场较小，只能适用于小范围的姿态测量(cling)(cling)，但精度较高. . 下面分别介绍这3 3种红外地平仪的基本工作原理。第12页/共57页第十二页，共58页。 地地平平穿穿越越式式地地平平仪仪的的视视场场相相对对于于地地球球作作扫扫描描运运动动。当当视视场场穿穿越越地地平平线线时时，也也就就是是(jish)(jish)说说扫扫到到地地球球和和空空间间交交界界时时，地地平平仪仪接接收收到到的的红红外外辐辐射射能能量量发发生生跃跃变变，经经过过热热敏敏元元件件探探测测器器把把这这种种辐辐射射能能量量的的跃跃变变转转变变成成电电信信号号，形形成成地地球球波波形形。然然后后通通过过放放大大和和处处理理电电路路，把把它它转转变变成成为为前前后后沿沿脉脉冲冲。最最后后通通过过计计算算电电路路，把把前前后后沿沿脉脉冲冲与与姿姿态态基基准准信信号号进进行行比比较较，得得出出姿姿态态角角信信息，也就是息，也就是(jish)(jish)滚动角或俯仰角。滚动角或俯仰角。 图图4 45 5所所示示为为地地平平穿穿越越式式地地球球敏敏感感器工作原理图。器工作原理图。1 1地平穿越(chun yu)(chun yu)式地平仪第13页/共57页第十三页，共58页。第14页/共57页第十四页，共58页。穿越式地平仪常见有两种形式：穿越式地平仪常见有两种形式： 圆锥扫描地平仪和自旋圆锥扫描地平仪和自旋(z xun)(z xun)扫描地平仪。扫描地平仪。前前者者依依靠靠地地平平仪仪的的扫扫描描机机构构，后后者者依依靠靠航航天天器器旋旋转转( (例如自旋例如自旋(z xun)(z xun)卫星卫星) )。自旋扫描(somio)红外地平仪（虚拟现实演示）第15页/共57页第十五页，共58页。 2 2边界跟踪式地平仪边界跟踪式地平仪 该敏感器具有一个反馈伺服机构，它该敏感器具有一个反馈伺服机构，它使视场跟踪地平线，同时给出相对于不使视场跟踪地平线，同时给出相对于不运动部分的方位角，这个运动部分的方位角，这个(zh ge)(zh ge)方位方位角与航天器姿态角成正比。边界跟踪式角与航天器姿态角成正比。边界跟踪式地平仪的精度可达地平仪的精度可达 ，但视场较小，约为，但视场较小，约为 ，因，因此只能工作在较窄的姿态范围内。此只能工作在较窄的姿态范围内。 另外，这种地平仪的工作还会受到另外，这种地平仪的工作还会受到大气成分、温度的不规则变化、日出日大气成分、温度的不规则变化、日出日落的光照条件变化的影响。落的光照条件变化的影响。 边界(binji)跟踪式地平仪虚拟现实演示 第16页/共57页第十六页，共58页。 3 3辐射热平衡式地平仪辐射热平衡式地平仪 辐射热平衡式地平仪具有多个视场，辐射热平衡式地平仪具有多个视场，一般有等间隔对称分布的一般有等间隔对称分布的4 4个个( (见图见图4 49(a)9(a)或或8 8个视场个视场 ( (见图见图4 49(b)9(b)。每个视。每个视场分别接收来自地球不同部分的红外辐射，场分别接收来自地球不同部分的红外辐射，通过通过(tnggu)(tnggu)对每个视场接收到的不同红对每个视场接收到的不同红外辐射能量进行分析而得出航天器姿态。外辐射能量进行分析而得出航天器姿态。 由于这种地平仪不需要扫描机构，所由于这种地平仪不需要扫描机构，所以又称为静态红外地平仪。以又称为静态红外地平仪。第17页/共57页第十七页，共58页。 星敏感器星敏感器 星星敏敏感感器器是是以以某某一一颗颗亮亮度度高高于于+2+2可可见见星星等等(xngdng)(xngdng)的的恒恒星星为为基基准准，测测量量其其相相对对于于航航天天器器的的角角位位置置，并并同同星星历历表表中中该该星星的的角角位位置置参参数数进进行行比比较较，来来确确定定航航天天器器的的姿姿态态。也也即即通通过过对对恒恒星星星星光光的的敏敏感感来来测测量量航航天天器器的的某某一一个个基基准准轴轴与与该该恒恒星星视视线线之之间间的的夹夹角角。由由于于恒恒星星张张角角非非常常小小( ( ) )，因因此此星星敏敏感感器器的的测测量量精精度度很高。很高。第18页/共57页第十八页，共58页。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(xngsh)(xngsh)。 (1) (1)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。 (2) (2)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。 (3) (3)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CCDCCD器件成像。第19页/共57页第十九页，共58页。 1 1狭缝式星敏感器狭缝式星敏感器 这种星敏感器利用航天器自旋对天这种星敏感器利用航天器自旋对天体进行扫描。当星光通过光学系统到达体进行扫描。当星光通过光学系统到达并穿过位于焦平面上的狭缝码盘时，星并穿过位于焦平面上的狭缝码盘时，星光就被检测敏感到。若信号超过设置的光就被检测敏感到。若信号超过设置的门限位，电子装置便产生一个脉冲来表门限位，电子装置便产生一个脉冲来表示星的出现。在焦平面码盘上的狭缝如示星的出现。在焦平面码盘上的狭缝如图图4.10(b)4.10(b)所示，测量所示，测量(cling)(cling)星光通星光通过第一条狭缝的时间和经过两个狭缝之过第一条狭缝的时间和经过两个狭缝之间的时间然后结合星历表和航天器的自间的时间然后结合星历表和航天器的自旋速度，计算得出姿态信息。旋速度，计算得出姿态信息。第20页/共57页第二十页，共58页。第21页/共57页第二十一页，共58页。 CCDCCD星星敏敏感感器器采采用用电电荷荷耦耦合合器器件件图图像像列列阵阵作作为为检检测测器器，电电荷荷耦耦合合器器具具有有垂垂直直和和水水平平像像素素。CCDCCD星星敏敏感感器器与与其其他他星星敏感器相比较具有非常突出的优点。敏感器相比较具有非常突出的优点。 它它能能够够同同时时跟跟踪踪多多颗颗星星，对对磁磁场场不不敏敏感感，精精度度得得到到改善。改善。 CCDCCD星星敏敏感感器器被被认认为为(rnwi)(rnwi)是是最最有有发发展展前前途途的的星星敏敏感器，我国目前也正在积极地发展这一技术。感器，我国目前也正在积极地发展这一技术。2 2CCDCCD星敏感(mngn)(mngn)器第22页/共57页第二十二页，共58页。 陀螺是利用一个高速旋转的质量来敏感其自旋轴在惯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。性空间定向的变化。陀螺具有两大特性，即定轴性和进动性。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；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沿最短的途径趋向于外力矩矢量(shling)(shling)，进动角速度，进动角速度正比于外力矩大小。正比于外力矩大小。4.1.4 4.1.4 陀螺(tulu)(tulu)第23页/共57页第二十三页，共58页。1 1二自由度陀螺二自由度陀螺 图表示一个二自由度陀螺图表示一个二自由度陀螺( (含转子的一个自转自含转子的一个自转自由度由度) )的几何结构。基于陀螺进动性，由图可知，若的几何结构。基于陀螺进动性，由图可知，若转子被迫以某个角速度绕输入轴转动，则绕输出轴转子被迫以某个角速度绕输入轴转动，则绕输出轴( (框架框架) )就会出现一个力矩。同时在输出轴也装有一个就会出现一个力矩。同时在输出轴也装有一个平衡弹簧，从而这个力矩使输出轴转动一个角度平衡弹簧，从而这个力矩使输出轴转动一个角度(jiod)(jiod)，这个输出角度，这个输出角度(jiod)(jiod)正比于这个力矩，正比于这个力矩，也就是正比于输入轴的角速度。也就是正比于输入轴的角速度。第24页/共57页第二十四页，共58页。 2 2三自由度陀螺三自由度陀螺 图图4 41111所所示示的的二二自自由由度度陀陀螺螺的的陀陀螺螺旋旋转转轴轴只只有有一一个个框框架架支支承承(zh (zh chn)chn)。若若将将此此框框架架视视作作内内环环，图图中中所所标标的的“骨骨架架( (外外壳壳)”)”不不与与航航天天器器固固连连，而而形形成成一一个个框框架架，称称为为外外环环，那那么么该该陀陀螺螺的的转转轴轴就就由由两两个个框框架架支支承承(zh (zh chn)chn)，即即为为三三自自由由度度陀陀螺螺。三三自自由由度度陀陀螺螺利利用用定定轴轴性性工工作作，用用来来测测量量姿姿态态角角，通通常常也也称称它它为位置陀螺。为位置陀螺。第25页/共57页第二十五页，共58页。 加速度计加速度计 加加速速度度计计是是用用于于测测量量航航天天器器上上加加速速度度计计安安装装点点的的绝绝对对(judu)(judu)加加速速度度沿沿加加速速度度计计输输入入轴轴分分量量的的惯惯性性敏敏感感器器。虽虽然然目目前前加加速速度度计计没没有有广广泛泛用用于于航航天天器器的的姿姿态态稳稳定定和和控控制，但它是航天器导航系统中重要的器件。制，但它是航天器导航系统中重要的器件。 加加速速度度计计的的种种类类很很多多，有有陀陀螺螺加加速速度度计计、摆摆式式加加速速度计、振动加速度计、石英加速度计等。度计、振动加速度计、石英加速度计等。第26页/共57页第二十六页，共58页。 磁强计磁强计 磁磁强强计计是是以以地地球球磁磁场场为为基基准准，测测量量航航天天 器器 姿姿 态态 的的 敏敏 感感 器器 。 磁磁 强强 计计 本本 身身(bnshn)是是用用来来测测量量空空间间环环境境中中磁磁场场强强度度的的。由由于于地地球球周周围围每每一一点点的的磁磁场场强强度度都都可可以以由由地地球球磁磁场场模模型型事事先先确确定定，因因此此利利用用航航天天器器上上的的磁磁强强计计测测得得的的信信息息与与之之对对比比便便可可以以确确定定出出航航天天器器相相对对于于地地球球磁磁场的姿态。场的姿态。 磁磁敏敏感感器器根根据据工工作作原原理理不不同同可可以以分分为为感应式磁强计和量子磁强计两种。感应式磁强计和量子磁强计两种。第27页/共57页第二十七页，共58页。 目目前前应应用用(yngyng)(yngyng)较较多多的的是是感感应应式式磁磁强强计计，它它是是建建立立在在法法拉拉第第磁磁感感应应定定律律的的基基础础上上的的。感感应应式式磁磁强强计计分分为为搜搜索索线圈式磁强计和磁通门磁强计两种类型。线圈式磁强计和磁通门磁强计两种类型。 第28页/共57页第二十八页，共58页。4.1.7 4.1.7 射频敏感器射频敏感器 射射频频敏敏感感器器确确定定航航天天器器姿姿态态的的原原理理是是基基于于对对航航天天器器天天线线轴轴与与无无线线电电波波瞄瞄准准线线之之间间夹夹角角的的测测量量。目目前前大大多多采采用用两种射频敏感器，即单脉冲比相两种射频敏感器，即单脉冲比相( (干涉仪式干涉仪式) )和比辐式。和比辐式。 单单脉脉冲冲比比相相干干涉涉仪仪是是由由光光的的干干涉涉原原理理引引伸伸而而来来，至至少少要要采采用用两两个个接接收收天天线线，其其间间矩矩为为d d，称称为为基基线线长长度度，如如图图4 41414所所示示。当当天天线线与与地地面面距距离离比比基基线线长长度度d d大大得得多多时时，有如下关系式：有如下关系式： (4 (42)2)式式中中， 为为两两个个天天线线接接收收电电波波的的相相位位差差，A A为为波波长长。由由式式(42)(42)可可见见， 是是预预先先确确定定的的，因因此此只只要要测测出出两两个个天天线线接接收收信信号号的的相相位位差差 ，便便可可确确定定方方向向角角 。同同样样，如如果果在在一一基基线线的的垂垂直直(chuzh)(chuzh)方方向向增增加加另另一一套套相相同同的的设设备备，就可以测出另一个方向角。就可以测出另一个方向角。第29页/共57页第二十九页，共58页。 单单脉脉冲冲比比幅幅方方法法需需要要形形成成两两个个互互相相叠叠交交的的天天线线方方向向图图，当当目目标标与与天天线线轴轴不不重重合合( (成成 角角) )时时( (见见图图4 415)15)，下下面面的的方方向向图图收收到到的的信信号号 将将大大于于上上面面的的方方向向图图收收到到的的信信号号 。两两个个信信号号的的振振幅幅(zhnf)(zhnf)差差表表示示目目标标与与天天线线轴轴之之间间夹夹角角，而而振振幅幅(zhnf)(zhnf)差差的的符符号号则则表表示示偏偏离离的的方方向向。当当目目标标与与天天线线轴轴重重合合时时，由由上上、下下方方向向图图收收到到的的信信号号振振幅幅(zhnf)(zhnf)相相等等，其其差差值就等于零。值就等于零。第30页/共57页第三十页，共58页。 在实际的航天器姿态控制系统中，各种敏感器单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。原因主要有感器组合使用，形成一个姿态测量系统。原因主要有三方面：三方面： 一、相对于同一基准一、相对于同一基准(jzhn)(jzhn)最多只能获得两最多只能获得两个姿态角；个姿态角； 二、各种敏感器均存在条件限制；二、各种敏感器均存在条件限制； 三、航天器的长寿命工作特点要求敏感器可靠地三、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。便成为必须考虑的重要问题。 姿态敏感(mngn)(mngn)器小结第31页/共57页第三十一页，共58页。哥伦比亚( ln b y)航天飞机视频资料第32页/共57页第三十二页，共58页。4.2.1 4.2.1 推力器推力器 推力器是目前航天器控制使用最广泛的执行机构之一。推力器是目前航天器控制使用最广泛的执行机构之一。它根据牛顿第二定律，利用质射排出，产生反作用推力，这它根据牛顿第二定律，利用质射排出，产生反作用推力，这也正是也正是(zhn sh)(zhn sh)这种装置被称为推力器或喷气执行机构这种装置被称为推力器或喷气执行机构的原因。当推安装使得推力方向通过航天器质心，则成为轨的原因。当推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。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。器可以分为冷气推力器、热气推力器和电推力器。 执行机构执行机构 第33页/共57页第三十三页，共58页。第34页/共57页第三十四页，共58页。 根根据据牛牛顿顿第第二二定定律律可可推推导导出出推推力力器器真真空空中中的的推推力力公公式为式为 (4(43)3) 式式中中， 为为单单位位时时间间的的工工质质排排出出量量，即即秒秒耗耗量量； 为为 相相对对于于航航天天器器的的排排气气速速度度； 为为推推力力器器喷喷嘴嘴出出口口截截面面积积； 为推力器喷嘴出口处的射流压力。为推力器喷嘴出口处的射流压力。 若将推力公式写为另一形式若将推力公式写为另一形式 (4(44)4) 式式中中 称称为为推推力力器器的的有有效效排排气气速速度度，它它是是把把动动量量推推力力和和压压力力推推力力在在计计算算上上统统一一起起来来的的一一个个相相当当速速度度。为为获获得得一一定定推推力力，若若有有效效排排气气速速度度增增大大，则则喷喷射射物物质质(wzh)(wzh)的秒耗量就可以降低。的秒耗量就可以降低。第35页/共57页第三十五页，共58页。 推推力力器器的的另另一一个个重重要要性性能能指指标标就就是是比比推推力力，即即推推力力器器推推力力与与工工质质的的重重量量秒秒耗耗量量之之比比，它它相相当当于于推推力力器器每每消消耗耗单单位位质质量量工工质质所所产产生生的的推推力力。比比推推力力与与比比冲冲的的定定义义基基本本上上是等价是等价(dngji)(dngji)的。其计算式为的。其计算式为 式中，式中， 为航天器所在轨道处的重力加速度。为航天器所在轨道处的重力加速度。第36页/共57页第三十六页，共58页。 分析式分析式(4(45)5)可以得出结论：可以得出结论： (1) (1)比推力越大，产生一定推力所需比推力越大，产生一定推力所需的工质重量秒耗量就越少；或者说，当工的工质重量秒耗量就越少；或者说，当工质流量一定时，比推力越大，所产生的推质流量一定时，比推力越大，所产生的推力就越大。力就越大。 (2) (2)比推力完全取决于有效排气速度比推力完全取决于有效排气速度 。有效排气速度中的主要因素是。有效排气速度中的主要因素是 ，而，而 主要取决于喷射主要取决于喷射(pnsh)(pnsh)物质所含能量的物质所含能量的高低。高低。 (3) (3)对于给定的推力器来说，比推力对于给定的推力器来说，比推力的高度特性即比推力随高度而变化的程度，的高度特性即比推力随高度而变化的程度，与推力的变化大体相当。与推力的变化大体相当。 (4) (4)由式由式(4(45)5)知，知， ，即比，即比推力在数值上约等于有效排气速度的推力在数值上约等于有效排气速度的1 1lOlO。第37页/共57页第三十七页，共58页。 动动量量交交换换：改改变变安安装装在在航航天天器器上上的的高高速速旋旋转转刚刚体体的的动动量量矩矩，从从而而产产生生与与刚刚体体动动量量矩矩变变化化率率成成正正比比的的控控制制力力矩矩，作用于航天器上使其动量矩相应变化。作用于航天器上使其动量矩相应变化。 实实现现这这种种动动量量交交换换的的装装置置称称为为飞飞轮轮或或飞飞轮轮执执行行机机构构，飞轮执行机构只能用于航天器的姿态控制。飞轮执行机构只能用于航天器的姿态控制。 根根据据飞飞轮轮的的结结构构特特点点和和产产生生控控制制作作用用的的形形式式可可以以分分为为惯惯性性(gunxng)(gunxng)轮轮、控控制制力力矩矩陀陀螺螺和和框框架架动动量量轮轮三三种种，其中惯性其中惯性(gunxng)(gunxng)轮又分为反作用轮和动量轮两种。轮又分为反作用轮和动量轮两种。 4.2.2 4.2.2 飞轮(filn)(filn)第38页/共57页第三十八页，共58页。 当当飞飞轮轮的的支支承承与与航航天天器器固固连连时时，飞飞轮轮动动量量矩矩方方向向相相对对于于航航天天器器本本体体坐坐标标系系OxyzOxyz不不变变，但但飞飞轮轮的的转转速速可可以变化，这种工作方式的飞轮通常称为惯性轮。以变化，这种工作方式的飞轮通常称为惯性轮。 其其中中如如果果飞飞轮轮的的转转速速可可以以正正负负改改变变，且且平平均均动动量量矩为零，则称为反作用轮。矩为零，则称为反作用轮。 如如果果飞飞轮轮的的平平均均动动量量矩矩是是一一个个不不为为零零的的常常值值偏偏置置值值，也也就就是是说说飞飞轮轮储储存存了了一一个个较较大大的的动动量量矩矩，飞飞轮轮的的转转速速可可以以相相对对于于偏偏置置值值有有一一定定的的变变化化，从从而而产产生生控控制制力力矩矩(l (l j)j)。具具有有这这种种特特点点的的飞飞轮轮称称为为动动量量轮轮或或偏偏置置动量轮。动量轮。第39页/共57页第三十九页，共58页。 如如果果把把恒恒速速旋旋转转的的轮轮子子装装在在框框架架上上，而而框框架架又又可可以以相相对对于于航航天天器器本本体体转转动动，即即框框架架角角变变化化，那那么么就就得得到到了了动动量量矩矩的的大大小小恒恒定定不不变变而而方方向向可可变变的的飞飞轮轮，这这种种飞轮称为控制力矩陀螺。飞轮称为控制力矩陀螺。 根根据据支支承承轮轮子子的的框框架架数数量量的的不不同同，控控制制力力矩矩陀陀螺螺分分为为(fn (fn wi)wi)单单框框架架控控制制力力矩矩陀陀螺螺和和双双框框架架控控制制力力矩矩陀陀螺螺两两种种。前前者者动动量量矩矩的的方方向向变变化化在在一一个个平平面面内内，后者则可在三维空间任意改变。后者则可在三维空间任意改变。 如如果果在在控控制制力力矩矩陀陀螺螺的的基基础础上上，轮轮子子旋旋转转的的速速度度也也可可变变化化，即即动动量量矩矩的的大大小小和和方方向向均均可可变变，这这种种飞飞轮轮称称为为框框架架动动量轮，也有单框架和双框架之分。量轮，也有单框架和双框架之分。 第40页/共57页第四十页，共58页。飞轮(filn)第41页/共57页第四十一页，共58页。4.2.3 4.2.3 磁力矩器等其他执行机构磁力矩器等其他执行机构 航天器的执行机构除了推力器和飞轮两类主要执行机航天器的执行机构除了推力器和飞轮两类主要执行机构以外，还有其他形式的执行机构。它们利用构以外，还有其他形式的执行机构。它们利用(lyng)(lyng)磁场、引力场等环境场与航天器相互作用产生力矩，实现磁场、引力场等环境场与航天器相互作用产生力矩，实现对姿态的控制，例如磁力矩、重力梯度力矩、太阳辐射力对姿态的控制，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。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。其中磁力矩器是最常见的一种。 第42页/共57页第四十二页，共58页。 航航天天器器的的磁磁特特性性和和环环境境(hunjng)(hunjng)磁磁场场相相互互作作用用可可产产生生磁磁力力矩矩，其其大大小小为为 ( ( 为为航航天天器器磁磁矩矩， 为为环环境境(hunjng)(hunjng)磁磁场场强强度度) )。当当两两者者互互相相垂垂直直时时，磁磁力力矩矩最最大大；当两者相互平行时，磁力矩为零。当两者相互平行时，磁力矩为零。 对对地地球球轨轨道道航航天天器器来来说说，只只要要航航天天器器存存在在磁磁矩矩，磁磁力力矩矩总是存在的。总是存在的。 若不把它作为控制力矩使用，就成为扰动力矩。若不把它作为控制力矩使用，就成为扰动力矩。 航航天天器器上上安安装装的的通通电电线线圈圈就就是是最最简简单单的的磁磁力力矩矩器器，通通电电线线圈圈产产生生的的磁磁矩矩与与地地球球磁磁场场相相互互作作用用就就可可产产生生控控制制力力矩矩，实实现姿态控制。现姿态控制。第43页/共57页第四十三页，共58页。 利利用用环环境境场场产产生生控控制制力力矩矩，最最常常用用的的除除了了(ch (ch le)le)磁力矩以外，还有重力梯度力矩等。磁力矩以外，还有重力梯度力矩等。 磁磁力力矩矩与与轨轨道道高高度度的的3 3次次方方成成反反比比，轨轨道道高高度度越越低低，磁磁力力矩矩越越大大。所所以以磁磁力力矩矩作作为为控控制制力力矩矩比比较较适适用用于于低低轨轨道航天器。道航天器。 重力梯度力矩适用于中高度轨道航天器。重力梯度力矩适用于中高度轨道航天器。 太太阳阳辐辐射射力力矩矩适适用用于于同同步步轨轨道道卫卫星星等等高高轨轨道道航航天天器。器。 气动力矩也适用于低轨道。气动力矩也适用于低轨道。 但但是是最最后后两两种种力力矩矩较较少少用用来来作作为为控控制制力力矩矩。利利用用环境力矩产生控制力矩的装置可称为环境型执行机构。环境力矩产生控制力矩的装置可称为环境型执行机构。第44页/共57页第四十四页，共58页。 对对于于航航天天器器控控制制所所采采用用的的执执行行机机构构而而言言，高高可可靠靠性性、长长寿寿命命、高高精精度度是是其其基基本本要要求求，直直接接关关系系到到控控制制系系统统的的寿寿命命和精度。和精度。 在在以以上上介介绍绍的的几几种种执执行行机机构构中中，飞飞轮轮、推推力力器器、磁磁力力矩矩(l (l j)j)器器和和重重力力梯梯度力矩度力矩(l j)(l j)执行机构是最常用的。执行机构是最常用的。 飞飞轮轮和和推推力力器器控控制制精精度度较较高高，环环境境型型执执行行机机构构的的控控制制精精度度较较低低，所所以以飞飞轮轮和和推推力力器器成成为为航航天天器器控控制制主主要要的的执执行行机机构。构。 此此外外，执执行行机机构构输输出出的的力力矩矩(l (l j)j)范范围围、工工质质能能量量的的消消耗耗量量也也是是执执行行机机构选用所必须考虑的重要方面。构选用所必须考虑的重要方面。 控制(kngzh)(kngzh)执行机构小结第45页/共57页第四十五页，共58页。海盗一号海盗一号(y ho)探测器视频资料探测器视频资料第46页/共57页第四十六页，共58页。 控控制制器器的的功功能能(gngnng)(gngnng)是是由由模模拟拟逻逻辑辑或或数数字字计计算算机机实实现现控控制制规规律律或或控控制制对对策策，把把星星上上敏敏感感器器和和执执行行机机构构联联接接起起来来，从而完成对航天器的控制任务。从而完成对航天器的控制任务。 由由于于数数字字计计算算机机技技术术发发展展迅迅速速，为为了了满满足足对对控控制制系系统统提提出出的的新新要要求求，采采用用星星载载控控制制计计算机的航天器已经越来越多了。算机的航天器已经越来越多了。4.3 控制(kngzh)器星载控制(kngzh)计算机第47页/共57页第四十七页，共58页。 (1)(1)满满足足航航天天器器基基本本要要求求，例例如如质质量量轻轻，体体积积小小，功耗低等特点；功耗低等特点； (2)(2)适适合合在在空空间间环环境境长长期期工工作作，例例如如轨轨道道环环境境辐辐射和真空条件与温度射和真空条件与温度(wnd)(wnd)变化；变化； (3)(3)具具有有冗冗余余结结构构和和故故障障检检测测，故故障障处处理理与与修修复复等功能的高可靠性要求；等功能的高可靠性要求； (4)(4)实实现现结结构构和和接接口口上上的的模模块块化化、标标准准化化，便便于于在轨更换和升级。在轨更换和升级。航天器对星载计算机有着更高的要求(yoqi)(yoqi)，它们必须要：第48页/共57页第四十八页，共58页。 在在星星载载计计算算机机控控制制的的模模式式上上，根根据据航航天天器器飞飞行行特特点点和和控控制制任任务务要要求求不不同同，目目前前主主要要采采用用集集中中控控制制或或分分散散控控制。制。 集集中中控控制制适适合合采采用用高高可可靠靠性性的的大大型型中中央央处处理理机机，而而分分散散控控制制最最大大的的优优点点是是将将系系统统的的复复杂杂性性从从系系统统级级的的范范围围变为分系统级，使系统简化。变为分系统级，使系统简化。 我我国国在在航航天天器器控控制制模模式式的的研研究究(ynji)(ynji)方方面面也也取取得得了了重重要要进进展展，特特别别是是针针对对多多体体复复合合型型大大型型航航天天器器，如如空空间间站站等等，提提出出了了协协同同控控制制的的思思想想和和模模式式。无无论论采采用用哪哪一一种种控控制制模模式式，都都有有赖赖于于目目前前计计算算机机技技术术的的水水平平，而而当当今今计计算算机机技技术术的的飞飞速速发发展展，也也必必定定为为航航天天器器控控制制开开辟辟更更广阔的空间。广阔的空间。第49页/共57页第四十九页，共58页。 4.4.1 4.4.1 姿态控制姿态控制(kngzh)(kngzh)的方式的方式 航航天天器器的的姿姿态态控控制制(kngzh)(kngzh)方方式式很很多多，按按照照控控制制(kngzh)(kngzh)力力矩矩来来源源分分类类，一一般般可可分分为为被被动动式式和和主主动动式式两两种种基基本本类类型型。这这两两种种方方式式相相互互组组合合，又又可可分分出出半半被被动动、半半主主动动以以及及混混合合等等三三种种类类型型。在在此此，主主要要介介绍绍被被动动式式和和主主动动式式两两种种基基本本类型。类型。4.4 4.4 姿态控制系统姿态控制系统(xtng)(xtng)的任务的任务与分类与分类 第50页/共57页第五十页，共58页。1 1被动式 被动控制系统是用自然环境力矩源或物理力矩源，如自旋、重力梯度、地磁场、太阳辐射力矩或气动力矩等以及它们之间的组合来控制航天器的姿态。 这种系统不需要(xyo)(xyo)能源，也不需要(xyo)(xyo)姿态敏感器和控制逻辑线路。第51页/共57页第五十一页，共58页。 自自旋旋稳稳定定是是被被动动控控制制中中最最简简单单的的方方法法。它它的的原原理理是是利利用用航航天天器器绕绕自自旋旋轴轴旋旋转转所所获获得得的的陀陀螺螺定定轴轴性性，使使航航天天器器的的自自旋旋轴轴方方向向在在惯惯性性空空问问定定向向，但但是是它它不不具具有有控控制制自自旋旋速速度及再定向或使自旋轴进动的能力。度及再定向或使自旋轴进动的能力。 环环境境力力矩矩(l (l j)j)稳稳定定是是另另一一类类重重要要的的航航天天器器被被动动控控制制方方式式。气气动动力力、重重力力梯梯度度力力、磁磁力力和和太太阳阳辐辐射射压压力力对对航航天天器器质质心心之之矩矩，都都是是潜潜在在的的控控制制力力矩矩(l (l j)j)源源。选选择择适适当当的的轨轨道道高高度度，设设计计一一定定的的结结构构形形状状，使使得得作作为为控控制制力力矩矩(l (l j)j)的的环环境境力力矩矩(l (l j)j)的的值值远远大大于于其其余余的的环环境境力力矩矩(l j)(l j)的值，则可组成相应的姿态稳定系统。的值，则可组成相应的姿态稳定系统。 第52页/共57页第五十二页，共58页。 2 2主动式主动式 航航天天器器主主动动式式姿姿态态控控制制系系统统的的控控制制力力矩矩来来自自于于航航天天器器上上的的能能源源，它它属属于于闭闭环环控控制制系系统统。这这类类姿姿态态控控制系统主要有三种。制系统主要有三种。 (1)(1)以以飞飞轮轮执执行行机机构构为为主主的的三三轴轴姿姿态态控控制制系系统统：它它利利用用各各种种飞飞轮轮储储存存动动量量矩矩，通通过过动动量量交交换换实实现现航航天天器器的的姿姿态态控控制制，所所以以(suy)(suy)也也称称为为动动量量矩矩控制。控制。欧洲(u zhu)第一颗实用气象卫星第53页/共57页第五十三页，共58页。 (2) (2)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(fngxing)(fngxing)上均安装推力器，就可以实现对航天器三个轴的姿态控制。 (3) (3)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(fngxing)(fngxing)。中巴资源(zyun)卫星第54页/共57页第五十四页，共58页。 3 3自旋稳定方式与三轴稳定方式自旋稳定方式与三轴稳定方式 姿姿态态控控制制方方式式若若就就航航天天器器在在运运行行中中是是否否(sh (sh fu)fu)旋旋转转，可可分分为为自自旋旋稳稳定定和三轴稳定两大类。和三轴稳定两大类。 自自旋旋航航天天器器在在外外形形上上要要求求较较严严格格，指向精度也较低；指向精度也较低； 三三轴轴稳稳定定则则突突破破了了对对航航天天器器外外形形的的限限制制，因因为为星星体体不不旋旋转转，可可以以安安装装大大型型的的附附件件。三三轴轴稳稳定定航航天天器器由由于于采采用用了了星星上上计计算算机机和和高高精精度度的的姿姿态态敏敏感感器器，提提高高了了指指向向精精度度，但但它它的的动动量量矩矩比比自自旋旋稳稳定定航航天天器器小小，受受到到干干扰扰力力矩矩时时，容容易易发发生生姿态偏转。姿态偏转。 当当前前，三三轴轴稳稳定定方方式式并并没没有有完完全全取取代代自自旋旋稳稳定定方方式式，两两种种方方式式都都会会得得到到使使用。用。 第55页/共57页第五十五页，共58页。4.4.2 4.4.2 姿态控制方式的比较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。系统。 其余系统是由星上携带的控制力矩产生器作执行机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。源系统或主动控制系统。 各种航天器通常根据其任务的需要选择合适的控制各种航天器通常根据其任务的需要选择合适的控制系统。对复杂结构航天器，通常由若干系统。对复杂结构航天器，通常由若干(rugn)(rugn)分体组分体组成，每个分体各有相对独立的控制系统，这种系统称为多成，每个分体各有相对独立的控制系统，这种系统称为多体控制系统，也称混合控制系统。体控制系统，也称混合控制系统。 第56页/共57页第五十六页，共58页。感谢您的观看(gunkn)！第57页/共57页第五十七页，共58页。内容(nirng)总结航天器控制分为轨道控制与姿态控制两方面，而航天器控制系统在原理上和其他(qt)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。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。当星光通过光学系统到达并穿过位于焦平面上的狭缝码盘时，星光就被检测敏感到。当目标与天线轴重合时，由上、下方向图收到的信号振幅相等，其差值就等于零。感谢您的观看第五十八页，共58页。