第七章 航天器姿態(tài)

1、第七章第七章 航天器姿態(tài)機動控制航天器姿態(tài)機動控制 7.1 自旋穩(wěn)定衛(wèi)星的噴氣姿態(tài)機動自旋穩(wěn)定衛(wèi)星的噴氣姿態(tài)機動 7.2 自旋穩(wěn)定衛(wèi)星磁線圈姿態(tài)機動自旋穩(wěn)定衛(wèi)星磁線圈姿態(tài)機動 7.3 航天器的姿態(tài)捕獲航天器的姿態(tài)捕獲 姿態(tài)機動控制是研究航天器姿態(tài)機動控制是研究航天器 從一個初始姿態(tài)轉(zhuǎn)變到另一個姿從一個初始姿態(tài)轉(zhuǎn)變到另一個姿 態(tài)的再定向過程。如果初始姿態(tài)態(tài)的再定向過程。如果初始姿態(tài) 未知，例如當(dāng)航天器與運載工具未知，例如當(dāng)航天器與運載工具 分離時，航天器還處在未控狀態(tài)；分離時，航天器還處在未控狀態(tài)； 或者由于受到干擾影響，航天器或者由于受到干擾影響，航天器 姿態(tài)未控姿態(tài)機動到預(yù)定姿態(tài)的姿態(tài)未控姿

2、態(tài)機動到預(yù)定姿態(tài)的 過程稱為姿態(tài)捕獲或?qū)?zhǔn)。過程稱為姿態(tài)捕獲或?qū)?zhǔn)。 姿態(tài)機動控制最典型的要算姿態(tài)機動控制最典型的要算 自旋衛(wèi)星姿態(tài)機動，也就是說自自旋衛(wèi)星姿態(tài)機動，也就是說自 旋軸進動。實現(xiàn)自旋軸進動最常旋軸進動。實現(xiàn)自旋軸進動最常 用的方法是采用噴氣和磁力。用的方法是采用噴氣和磁力。 第七章第七章 航天器姿態(tài)機動控制航天器姿態(tài)機動控制 利用噴氣對航天器姿態(tài)進行機動控制，若航天器為利用噴氣對航天器姿態(tài)進行機動控制，若航天器為 非自旋穩(wěn)定，則機動控制與第六章所介紹的采用噴氣姿非自旋穩(wěn)定，則機動控制與第六章所介紹的采用噴氣姿 態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)基本相同，只要姿態(tài)基準(zhǔn)指向按機動姿態(tài)要態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)基本相同，只

3、要姿態(tài)基準(zhǔn)指向按機動姿態(tài)要 求進行改變?，F(xiàn)在著重討論自旋穩(wěn)定衛(wèi)星自旋軸機動，求進行改變。現(xiàn)在著重討論自旋穩(wěn)定衛(wèi)星自旋軸機動， 即利用裝在衛(wèi)星上的噴氣推力器產(chǎn)生橫向控制力矩，使即利用裝在衛(wèi)星上的噴氣推力器產(chǎn)生橫向控制力矩，使 衛(wèi)星的動量矩矢量進動，調(diào)整衛(wèi)星自旋軸在空間中的方衛(wèi)星的動量矩矢量進動，調(diào)整衛(wèi)星自旋軸在空間中的方 向。向。 噴氣推力器在自旋衛(wèi)星上的固聯(lián)安裝方式如圖噴氣推力器在自旋衛(wèi)星上的固聯(lián)安裝方式如圖7.1(a)7.1(a) 所示。推力器的反作用推力方向與自旋軸平行且和自旋所示。推力器的反作用推力方向與自旋軸平行且和自旋 軸之間有盡量大的距離，以增大力臂，從而推力軸之間有盡量大的距離，

4、以增大力臂，從而推力 7.1 自旋穩(wěn)定衛(wèi)星的噴氣姿態(tài)機動自旋穩(wěn)定衛(wèi)星的噴氣姿態(tài)機動 器產(chǎn)生的橫向控制力矩與自旋軸始終垂直。自旋穩(wěn)定衛(wèi)器產(chǎn)生的橫向控制力矩與自旋軸始終垂直。自旋穩(wěn)定衛(wèi) 星相當(dāng)于一個自由陀螺，其自旋動量矩矢量在垂直力矩星相當(dāng)于一個自由陀螺，其自旋動量矩矢量在垂直力矩 的作用下會沿著最短的路徑向力矩方向發(fā)生進動，進動的作用下會沿著最短的路徑向力矩方向發(fā)生進動，進動 角速度正比于外力矩。此外，自旋軸還發(fā)生章動振蕩，角速度正比于外力矩。此外，自旋軸還發(fā)生章動振蕩， 其振幅和頻率取決于衛(wèi)星參數(shù)和外力矩。其振幅和頻率取決于衛(wèi)星參數(shù)和外力矩。 令噴氣力矩為令噴氣力矩為 ，衛(wèi)星的自旋轉(zhuǎn)速為，衛(wèi)星

5、的自旋轉(zhuǎn)速為 ，自旋動，自旋動 量矩為量矩為 。在初始時刻，衛(wèi)星處于純自旋狀態(tài)。如噴氣。在初始時刻，衛(wèi)星處于純自旋狀態(tài)。如噴氣 力矩很小，且配置章動阻尼器，則可以忽略章動。在衛(wèi)力矩很小，且配置章動阻尼器，則可以忽略章動。在衛(wèi) 星自旋到某相位角的前后星自旋到某相位角的前后 時間內(nèi)，推力器控制產(chǎn)時間內(nèi)，推力器控制產(chǎn) 生的動量矩增量生的動量矩增量 的數(shù)值等于的數(shù)值等于 (7.1)(7.1) 垂直于初始動量矩垂直于初始動量矩 。由于噴氣時衛(wèi)星在自旋，帶。由于噴氣時衛(wèi)星在自旋，帶 動控制力矩動控制力矩 在空間中旋轉(zhuǎn)，動量矩從初始狀態(tài)在空間中旋轉(zhuǎn)，動量矩從初始狀態(tài) 沿沿 圓弧進動到圓弧進動到 ，見圖，見圖

6、7.1(b)7.1(b)。特殊地，若噴氣推力器。特殊地，若噴氣推力器 隨著衛(wèi)星自旋一周而采用連續(xù)噴氣，即隨著衛(wèi)星自旋一周而采用連續(xù)噴氣，即 ， c M H 2/T H 2 2 sin cos 2/ 2/T T tMtdtMH c T T c 0 H c M H 0 H 1 H 2T 則由上式得則由上式得 。這表明若采用連續(xù)噴氣，則其。這表明若采用連續(xù)噴氣，則其 結(jié)果是自旋動量矩不發(fā)生改變，自旋衛(wèi)星的姿態(tài)在理論結(jié)果是自旋動量矩不發(fā)生改變，自旋衛(wèi)星的姿態(tài)在理論 上是固定不變的。實際上可能出現(xiàn)擺動，這樣不能達到上是固定不變的。實際上可能出現(xiàn)擺動，這樣不能達到 自旋軸進動的目的。自旋軸進動的目的。 若

7、推力器工作是脈沖式的，即若推力器工作是脈沖式的，即 ，則動量矩的增，則動量矩的增 量為量為 動量矩沿直線從動量矩沿直線從 躍變地進動到躍變地進動到 。 由此可以明白，要想將自旋衛(wèi)星自旋軸機動到所要由此可以明白，要想將自旋衛(wèi)星自旋軸機動到所要 求的方向，星上推力器工作方式只能是斷續(xù)的。通過適求的方向，星上推力器工作方式只能是斷續(xù)的。通過適 當(dāng)?shù)剡x擇噴氣推力器工作的相位角，可以決定控制力矩當(dāng)?shù)剡x擇噴氣推力器工作的相位角，可以決定控制力矩 在空間中的方向；通過適當(dāng)?shù)剡x擇噴氣持續(xù)時間和噴氣在空間中的方向；通過適當(dāng)?shù)剡x擇噴氣持續(xù)時間和噴氣 次數(shù)，可以決定控制沖量的大小。據(jù)此可以將航天器的次數(shù)，可以決定控

8、制沖量的大小。據(jù)此可以將航天器的 自旋動量矩矢量機動到任意方向。自旋動量矩矢量機動到任意方向。 0T 0H T c MH 0 H 1 H (7.2) 按照自旋衛(wèi)星姿態(tài)機動過程中自旋軸在天球上描繪按照自旋衛(wèi)星姿態(tài)機動過程中自旋軸在天球上描繪 的軌跡，如由的軌跡，如由 方向機動到方向機動到 方向，目前可主要方向，目前可主要 分為兩種：一種是大圓弧軌跡，另一種是等傾角線軌跡。分為兩種：一種是大圓弧軌跡，另一種是等傾角線軌跡。 假定噴氣沖量很小，姿態(tài)機動過程中自旋軸與動量矩矢假定噴氣沖量很小，姿態(tài)機動過程中自旋軸與動量矩矢 量基本一致，于是確定推力器噴氣的相位就成為主要問量基本一致，于是確定推力器噴氣

9、的相位就成為主要問 題。題。 (1)(1)大圓弧軌跡：若要求自旋軸在天球上描繪的軌跡大圓弧軌跡：若要求自旋軸在天球上描繪的軌跡 是大圓弧是大圓弧 ，那么自旋軸必須在同一平面內(nèi)從初始，那么自旋軸必須在同一平面內(nèi)從初始 方向方向 機動到目標(biāo)方向機動到目標(biāo)方向 ，所以每次噴氣產(chǎn)生的橫，所以每次噴氣產(chǎn)生的橫 向控制力矩必須在此平面內(nèi)，即推力器噴氣的相位相對向控制力矩必須在此平面內(nèi)，即推力器噴氣的相位相對 于空間慣性坐標(biāo)系是固定的。實際計算噴氣相位的參考于空間慣性坐標(biāo)系是固定的。實際計算噴氣相位的參考 基準(zhǔn)只能由星上的姿態(tài)敏感器給出，例如在自旋一周中基準(zhǔn)只能由星上的姿態(tài)敏感器給出，例如在自旋一周中 太陽

10、或地球敏感器掃過太陽或地球時輸出的脈沖，因此太陽或地球敏感器掃過太陽或地球時輸出的脈沖，因此 推力器噴氣的相位相對于本體坐標(biāo)系是變化的。在以太推力器噴氣的相位相對于本體坐標(biāo)系是變化的。在以太 陽為北極的天球上，如圖陽為北極的天球上，如圖7.27.2所示，太陽敏感器的視場所示，太陽敏感器的視場 0 OA F OA 0F AAA F OA 0 OA 穿穿過經(jīng)度平面過經(jīng)度平面 的時刻為計算噴氣相位的基準(zhǔn)，的時刻為計算噴氣相位的基準(zhǔn)， 控制力矩應(yīng)在控制力矩應(yīng)在 平面內(nèi)，那么這兩個平面之間的夾平面內(nèi)，那么這兩個平面之間的夾 角角 即為推力器的噴氣相位角。為了確定該噴氣相位角，即為推力器的噴氣相位角。為了

11、確定該噴氣相位角， 不僅需要自旋軸初始方向、目標(biāo)方向和太陽方向的信息，不僅需要自旋軸初始方向、目標(biāo)方向和太陽方向的信息， 還需自旋軸方向的實時信息，并且噴氣相位不是固定的，還需自旋軸方向的實時信息，并且噴氣相位不是固定的， 與姿態(tài)方向有關(guān)，每次噴氣前都須重新計算相位角。大與姿態(tài)方向有關(guān)，每次噴氣前都須重新計算相位角。大 圓弧軌跡的優(yōu)點是自旋軸機動的路徑最短，耗費的燃料圓弧軌跡的優(yōu)點是自旋軸機動的路徑最短，耗費的燃料 最少。最少。 (2)(2)等傾角線軌跡：為了便于工程實現(xiàn)，希望每次噴氣等傾角線軌跡：為了便于工程實現(xiàn)，希望每次噴氣 的相位在本體坐標(biāo)系中是固定的，即每次噴氣與自旋同的相位在本體坐標(biāo)

12、系中是固定的，即每次噴氣與自旋同 步。在以太陽為北極的天球圖步。在以太陽為北極的天球圖( (見圖見圖7.3)7.3)上，同步脈沖控上，同步脈沖控 制力矩制力矩 始終與自旋軸始終與自旋軸 所在的經(jīng)度面夾同等角度，所在的經(jīng)度面夾同等角度， 機動過程中自旋軸在天球上描繪的軌跡與各經(jīng)度線機動過程中自旋軸在天球上描繪的軌跡與各經(jīng)度線 OSA F AOA0 c MOA 夾同等角度夾同等角度 ，自旋軸沿等傾角線從初始方向，自旋軸沿等傾角線從初始方向 機動機動 到目標(biāo)方向到目標(biāo)方向 。因此，這種機動方法產(chǎn)生的軌跡。因此，這種機動方法產(chǎn)生的軌跡 稱為等傾角線軌跡。稱為等傾角線軌跡。 0 OA F OA 0F A

13、AA 圖圖7.2 大圓弧機動軌跡大圓弧機動軌跡 圖圖7.3 等傾角線機動軌跡等傾角線機動軌跡 從工程實現(xiàn)的觀點來看，等傾角線軌跡機動控制方從工程實現(xiàn)的觀點來看，等傾角線軌跡機動控制方 法比大圓弧軌跡機動控制方法簡單，容易實現(xiàn)。根據(jù)分法比大圓弧軌跡機動控制方法簡單，容易實現(xiàn)。根據(jù)分 析計算表明，在自旋軸機動范圍比較小的情況下，大圓析計算表明，在自旋軸機動范圍比較小的情況下，大圓 弧法與等傾角法所消耗燃料基本相等。另外在下列兩種弧法與等傾角法所消耗燃料基本相等。另外在下列兩種 狀態(tài)下，大圓弧法和等傾角法的軌跡是重合的：初始姿狀態(tài)下，大圓弧法和等傾角法的軌跡是重合的：初始姿 態(tài)態(tài) 和目標(biāo)姿態(tài)和目標(biāo)姿

14、態(tài) 都在赤道平面，此時等傾角為都在赤道平面，此時等傾角為9090； 或者初始姿態(tài)或者初始姿態(tài) 和目標(biāo)姿態(tài)和目標(biāo)姿態(tài) 都在子午面上，則等都在子午面上，則等 傾角為傾角為O O。在實際工程中大都采用等傾角線軌跡機動方。在實際工程中大都采用等傾角線軌跡機動方 法。法。 自旋衛(wèi)星機動的推力器噴氣相位由上述兩種方法可自旋衛(wèi)星機動的推力器噴氣相位由上述兩種方法可 以確定，它決定了自旋軸的機動方向。但機動完成需要以確定，它決定了自旋軸的機動方向。但機動完成需要 多少時間，則取決于推力器每次噴氣的時間和產(chǎn)生的沖多少時間，則取決于推力器每次噴氣的時間和產(chǎn)生的沖 量。由式量。由式(7(71)1)和和(7.2)(7

15、.2)可知，推力器工作的時間即噴氣可知，推力器工作的時間即噴氣 脈沖寬度應(yīng)當(dāng)盡可能短脈沖寬度應(yīng)當(dāng)盡可能短( O)( O)，因為越短效率越高，因為越短效率越高， 產(chǎn)生的側(cè)向沖量就越小。但是推力器工作時間過短，產(chǎn)生的側(cè)向沖量就越小。但是推力器工作時間過短， OA OB OBOA T 會帶來以下三方面的困難：會帶來以下三方面的困難： (1)(1)噴氣時間越短，脈沖越窄，推力器在技術(shù)上越難實噴氣時間越短，脈沖越窄，推力器在技術(shù)上越難實 現(xiàn)；現(xiàn)； (2)(2)噴氣脈沖越窄，重復(fù)性越差；噴氣脈沖越窄，重復(fù)性越差； (3)(3)噴氣脈沖越窄，每次噴氣產(chǎn)生的沖量越小，機動時噴氣脈沖越窄，每次噴氣產(chǎn)生的沖量越小

16、，機動時 間就越長。間就越長。 因此，若定義推力器噴氣時間因此，若定義推力器噴氣時間 和航天器自旋角和航天器自旋角 速度速度 的乘積為噴氣角，那么工程中綜合各方面的因素，的乘積為噴氣角，那么工程中綜合各方面的因素， 在足夠精確的前提下，一般取噴氣角在足夠精確的前提下，一般取噴氣角 為為40405050為為 宜。下面基于等傾角線軌跡機動方法，討論自旋衛(wèi)星機宜。下面基于等傾角線軌跡機動方法，討論自旋衛(wèi)星機 動所需要的噴氣次數(shù)和機動時間。動所需要的噴氣次數(shù)和機動時間。 設(shè)自旋衛(wèi)星的動量矩大小為設(shè)自旋衛(wèi)星的動量矩大小為 ，自旋角速度為，自旋角速度為 ， 推力器噴氣產(chǎn)生的力矩大小為推力器噴氣產(chǎn)生的力矩大

17、小為 , ,噴氣角為噴氣角為 。根據(jù)。根據(jù) T H c M 動量矩定理動量矩定理 (7(73)3) 得得 這意味著在推力器噴氣這意味著在推力器噴氣 時間微元內(nèi)，自旋衛(wèi)星將產(chǎn)生時間微元內(nèi)，自旋衛(wèi)星將產(chǎn)生 的動量矩變化。由圖的動量矩變化。由圖7.1(b)7.1(b)所示容易知道，自旋軸所示容易知道，自旋軸( (不不 考慮章動考慮章動) )將發(fā)生將發(fā)生 角度的進動，即角度的進動，即 所以所以 (7(74)4) 考慮到推力器噴氣角為考慮到推力器噴氣角為 ，即每次噴氣時間為，即每次噴氣時間為 ， 而非無限小的時間微元而非無限小的時間微元 ，所以根據(jù)式，所以根據(jù)式(7.4),(7.4), c M dt H

18、d dtMHd c dt Hd d dtMdHHd c dt H M d c T dt 可以將每次噴氣產(chǎn)生的自旋軸進動角度可以將每次噴氣產(chǎn)生的自旋軸進動角度 近似表示為近似表示為 (7(75)5) 若要求自旋衛(wèi)星機動若要求自旋衛(wèi)星機動 角度，那么需要推力器噴氣的次角度，那么需要推力器噴氣的次 數(shù)數(shù) 為為 (7(76)6) 按照圖按照圖7.1(a)7.1(a)所示的推力器配置，衛(wèi)星每自旋一周只能所示的推力器配置，衛(wèi)星每自旋一周只能 噴氣一次，所以完成噴氣一次，所以完成 角度的姿態(tài)機動就需要時間角度的姿態(tài)機動就需要時間 (7(77)7) H M T H M cc c n c c c cc M H

19、TM H n c c c M Hn nTt 22 式中，式中，T T為衛(wèi)星的自旋周期。注意以上式為衛(wèi)星的自旋周期。注意以上式(7.4)(7.4)(7.7)(7.7)中，中， 所有的角度和角速度的單位均為所有的角度和角速度的單位均為rad(rad(弧度弧度) )和和radrads(s(弧弧 度秒度秒) )。 現(xiàn)在舉一個實例。已知自旋衛(wèi)星動量矩現(xiàn)在舉一個實例。已知自旋衛(wèi)星動量矩 = 2 000 = 2 000 kgkgs s，自旋速度，自旋速度 = 75 r= 75 rminmin，噴氣力矩，噴氣力矩 = = 10 10 ，噴氣角選為，噴氣角選為 = 45= 45，要求自旋軸進動，要求自旋軸進動

20、6060。由式。由式(7.6)(7.6)和和(77)(77)可以分別計算出需要噴氣可以分別計算出需要噴氣 2,0942,094次，需要次，需要1,675 s1,675 s才能完成機動。這樣的分析計算才能完成機動。這樣的分析計算 結(jié)果與實驗值相比誤差僅在結(jié)果與實驗值相比誤差僅在3 3左右。表明噴氣角在工程左右。表明噴氣角在工程 中確定為中確定為40405050的合理性和由式的合理性和由式(7.4)(7.4)近似為式近似為式(7.5)(7.5) 的可行性。的可行性。 H c M 自旋穩(wěn)定衛(wèi)星進行姿態(tài)機動除了上節(jié)介紹的噴氣機自旋穩(wěn)定衛(wèi)星進行姿態(tài)機動除了上節(jié)介紹的噴氣機 動以外，利用地磁場與星體的磁矩

21、產(chǎn)生磁力矩，使自旋動以外，利用地磁場與星體的磁矩產(chǎn)生磁力矩，使自旋 軸進動也是一個比較普遍采用的方法，因為它簡單，不軸進動也是一個比較普遍采用的方法，因為它簡單，不 消耗工質(zhì)，只需要少量電能，特別對小型地球衛(wèi)星最合消耗工質(zhì)，只需要少量電能，特別對小型地球衛(wèi)星最合 適。適。 地磁場分布在地地磁場分布在地 球上空高達數(shù)萬公里，球上空高達數(shù)萬公里， 在這個范圍內(nèi)運動的在這個范圍內(nèi)運動的 航天器都要受到地磁航天器都要受到地磁 場的影響。場的影響。 7.2 自旋穩(wěn)定衛(wèi)星磁線圈姿態(tài)機動自旋穩(wěn)定衛(wèi)星磁線圈姿態(tài)機動 航天器特別是地球衛(wèi)星的運行都是在地磁場中，當(dāng)航天器特別是地球衛(wèi)星的運行都是在地磁場中，當(dāng) 航天

22、器本身存在磁場時，兩個磁場相互作用就產(chǎn)生了作航天器本身存在磁場時，兩個磁場相互作用就產(chǎn)生了作 用于航天器的磁力矩。若用于航天器的磁力矩。若 表示地磁場向量，表示地磁場向量， 表示航表示航 天器的總磁矩向量，則航天器所受的磁力矩就為天器的總磁矩向量，則航天器所受的磁力矩就為 (7.8) 為了說明式為了說明式(7.8)(7.8)中各向量之間關(guān)系，圖中各向量之間關(guān)系，圖7.57.5表示出表示出 了磁力矩了磁力矩 、磁矩、磁矩 與地磁與地磁 。地磁場強度。地磁場強度 在在 平面上的投影表示為平面上的投影表示為 ，在，在 軸的投影為軸的投影為 ，星，星 體的磁矩體的磁矩 由線圈通過電流產(chǎn)生，見圖由線圈通

23、過電流產(chǎn)生，見圖7.57.5。在。在 軸產(chǎn)生的磁力矩大小為軸產(chǎn)生的磁力矩大小為: : Oxz xz Oy y z Oy sin xzzy BPM (7.9) 此力矩方向也垂直于此力矩方向也垂直于 平面。平面。 由于由于 垂直于垂直于 ，則在，則在 軸產(chǎn)生的磁力矩大小為軸產(chǎn)生的磁力矩大小為 (7(710)10) 此力矩方向垂直于此力矩方向垂直于 和和 。 Ox Oxz z y yzx BPM z y 圖圖7.5 磁力矩與磁矩和磁場關(guān)系磁力矩與磁矩和磁場關(guān)系 需要指出的是，由于地球磁場存在各種不確定性的需要指出的是，由于地球磁場存在各種不確定性的 長期或短期變化，因此研究地磁場時不但要在一定時間長

24、期或短期變化，因此研究地磁場時不但要在一定時間 內(nèi)重新測定，以校正原來的數(shù)據(jù)，而且必須對局部的異內(nèi)重新測定，以校正原來的數(shù)據(jù)，而且必須對局部的異 常加以適當(dāng)補充。但即使如此，常加以適當(dāng)補充。但即使如此， 仍不可能準(zhǔn)確了解地球周圍磁仍不可能準(zhǔn)確了解地球周圍磁 場的分布，所以磁力矩控制的場的分布，所以磁力矩控制的 精度一般較低，無論姿態(tài)穩(wěn)定，精度一般較低，無論姿態(tài)穩(wěn)定， 還是姿態(tài)機動。還是姿態(tài)機動。 姿態(tài)捕獲是航天器由未知姿態(tài)到已知姿態(tài)的定向過姿態(tài)捕獲是航天器由未知姿態(tài)到已知姿態(tài)的定向過 程，是另一類典型的姿態(tài)機動。姿態(tài)捕獲方式可分為三程，是另一類典型的姿態(tài)機動。姿態(tài)捕獲方式可分為三 類：全自主、

25、半自主和地面控制。類：全自主、半自主和地面控制。 全自主捕獲方式就是整個捕獲過程完全由星上設(shè)備全自主捕獲方式就是整個捕獲過程完全由星上設(shè)備 完成，從姿態(tài)信息獲得、控制指令綜合到執(zhí)行機構(gòu)工作。完成，從姿態(tài)信息獲得、控制指令綜合到執(zhí)行機構(gòu)工作。 采用全自主姿態(tài)捕獲方式的有西德天文衛(wèi)星采用全自主姿態(tài)捕獲方式的有西德天文衛(wèi)星AEROSAEROS，它由，它由 星上模擬式太陽敏感器和磁強計得到姿態(tài)信息，通過星星上模擬式太陽敏感器和磁強計得到姿態(tài)信息，通過星 上電子邏輯裝置控制電磁鐵使自旋軸指向太陽。熱容量上電子邏輯裝置控制電磁鐵使自旋軸指向太陽。熱容量 繪圖衛(wèi)星繪圖衛(wèi)星HCMMHCMM采用磁強計和安裝在飛

26、輪上的地平掃描儀采用磁強計和安裝在飛輪上的地平掃描儀 來控制磁力矩使姿態(tài)對地球指向穩(wěn)定。來控制磁力矩使姿態(tài)對地球指向穩(wěn)定。 半自主姿態(tài)捕獲方式是由地面站和星上設(shè)備共同組半自主姿態(tài)捕獲方式是由地面站和星上設(shè)備共同組 成的。例如高能天文觀察衛(wèi)星成的。例如高能天文觀察衛(wèi)星HEAOHEAO首先利用模擬式太陽首先利用模擬式太陽 7.3 航天器的姿態(tài)捕獲航天器的姿態(tài)捕獲 敏感器使自旋軸粗精度指向太陽，其精度在幾度范圍內(nèi)。敏感器使自旋軸粗精度指向太陽，其精度在幾度范圍內(nèi)。 而地面站的計算機根據(jù)遙測傳送下來的星跟蹤器數(shù)據(jù)，而地面站的計算機根據(jù)遙測傳送下來的星跟蹤器數(shù)據(jù)， 通過相應(yīng)軟件精確確定衛(wèi)星三軸姿態(tài)，并算

27、出陀螺漂移通過相應(yīng)軟件精確確定衛(wèi)星三軸姿態(tài)，并算出陀螺漂移 的校正量，然后把這些信息送上衛(wèi)星，最后通過控制噴的校正量，然后把這些信息送上衛(wèi)星，最后通過控制噴 氣推力器使衛(wèi)星姿態(tài)精確指向目標(biāo)。氣推力器使衛(wèi)星姿態(tài)精確指向目標(biāo)。 地面控制姿態(tài)捕獲可以分為開環(huán)和閉環(huán)兩種形式。地面控制姿態(tài)捕獲可以分為開環(huán)和閉環(huán)兩種形式。 閉環(huán)形式類似于星上全自主控制。這種閉環(huán)形式的地面閉環(huán)形式類似于星上全自主控制。這種閉環(huán)形式的地面 控制是利用星上姿態(tài)敏感器，通過下行通道遙測傳送到控制是利用星上姿態(tài)敏感器，通過下行通道遙測傳送到 地面站，由地面站計算機把這些數(shù)據(jù)處理成為姿態(tài)控制地面站，由地面站計算機把這些數(shù)據(jù)處理成為姿

28、態(tài)控制 有關(guān)的信息，然后通過上行通道遙控星上執(zhí)行機構(gòu)。星有關(guān)的信息，然后通過上行通道遙控星上執(zhí)行機構(gòu)。星 上和地面站共同組成一個閉環(huán)控制系統(tǒng)，并且以實時方上和地面站共同組成一個閉環(huán)控制系統(tǒng)，并且以實時方 式進行。這種系統(tǒng)的主要優(yōu)點是靈活性大，可以使用地式進行。這種系統(tǒng)的主要優(yōu)點是靈活性大，可以使用地 面站大容量計算機，并且具有連續(xù)快速提供各種指令的面站大容量計算機，并且具有連續(xù)快速提供各種指令的 能力，而不增加星上質(zhì)量和設(shè)備的復(fù)雜性。能力，而不增加星上質(zhì)量和設(shè)備的復(fù)雜性。 主要缺點是要求在執(zhí)行任務(wù)時，上行和下行通道傳送要主要缺點是要求在執(zhí)行任務(wù)時，上行和下行通道傳送要 連續(xù)可靠地工作，這就增加

29、了對硬件和軟件可靠性的要連續(xù)可靠地工作，這就增加了對硬件和軟件可靠性的要 求；由于增加通信線路，也可能引起操作錯誤。加拿大求；由于增加通信線路，也可能引起操作錯誤。加拿大 CTSCTS通信衛(wèi)星采用通信衛(wèi)星采用HP2100AHP2100A型微處理機，實現(xiàn)閉環(huán)形式的型微處理機，實現(xiàn)閉環(huán)形式的 地面控制。地面控制。 地面控制的開環(huán)形式是把星上敏感器數(shù)據(jù)傳送到地面地面控制的開環(huán)形式是把星上敏感器數(shù)據(jù)傳送到地面 站，經(jīng)過地面站計算機處理，并把結(jié)果顯示出來，然后站，經(jīng)過地面站計算機處理，并把結(jié)果顯示出來，然后 根據(jù)控制規(guī)律估算各種控制指令，經(jīng)過分析和選擇，最根據(jù)控制規(guī)律估算各種控制指令，經(jīng)過分析和選擇，最

30、 后通過遙控使星上執(zhí)行機構(gòu)動作。這種開環(huán)控制形式的后通過遙控使星上執(zhí)行機構(gòu)動作。這種開環(huán)控制形式的 時間延遲可以從時間延遲可以從30 s30 s到幾個小時，而閉環(huán)控制形式僅有到幾個小時，而閉環(huán)控制形式僅有 幾秒鐘的延遲。開環(huán)形式控制的主要優(yōu)點是地面站軟件幾秒鐘的延遲。開環(huán)形式控制的主要優(yōu)點是地面站軟件 簡單，可靠性高，因為各種控制指令都經(jīng)過分析選擇才簡單，可靠性高，因為各種控制指令都經(jīng)過分析選擇才 發(fā)送到星上。目前采用開環(huán)形式進行姿態(tài)捕獲比較多。發(fā)送到星上。目前采用開環(huán)形式進行姿態(tài)捕獲比較多。 7.3.2 7.3.2 地球同步軌道衛(wèi)星三軸姿態(tài)捕獲地球同步軌道衛(wèi)星三軸姿態(tài)捕獲 地球同步軌道衛(wèi)星的

31、姿態(tài)在過渡軌道地球同步軌道衛(wèi)星的姿態(tài)在過渡軌道( (也稱轉(zhuǎn)移軌道也稱轉(zhuǎn)移軌道) ) 上往往是自旋穩(wěn)定的，而在同步軌道上又轉(zhuǎn)為三軸穩(wěn)定。上往往是自旋穩(wěn)定的，而在同步軌道上又轉(zhuǎn)為三軸穩(wěn)定。 遠地點發(fā)動機點火后，衛(wèi)星進入漂移軌道，姿態(tài)控制的遠地點發(fā)動機點火后，衛(wèi)星進入漂移軌道，姿態(tài)控制的 任務(wù)是將衛(wèi)星從初期的自旋狀態(tài)轉(zhuǎn)向三軸姿態(tài)穩(wěn)定，這任務(wù)是將衛(wèi)星從初期的自旋狀態(tài)轉(zhuǎn)向三軸姿態(tài)穩(wěn)定，這 一操作過程稱為三軸姿態(tài)捕獲。此外，在同步軌道運行一操作過程稱為三軸姿態(tài)捕獲。此外，在同步軌道運行 的衛(wèi)星，其三軸姿態(tài)指向有時失去穩(wěn)定，為此必須重新的衛(wèi)星，其三軸姿態(tài)指向有時失去穩(wěn)定，為此必須重新 進行姿態(tài)捕獲。姿態(tài)捕獲

32、在實際衛(wèi)星中是一個經(jīng)常需要進行姿態(tài)捕獲。姿態(tài)捕獲在實際衛(wèi)星中是一個經(jīng)常需要 執(zhí)行的控制模式。執(zhí)行的控制模式。 三軸姿態(tài)捕獲是大姿態(tài)角的機動過程，其根本任務(wù)三軸姿態(tài)捕獲是大姿態(tài)角的機動過程，其根本任務(wù) 是確定衛(wèi)星本體坐標(biāo)系在空間的方向，在工程實踐中應(yīng)是確定衛(wèi)星本體坐標(biāo)系在空間的方向，在工程實踐中應(yīng) 確保捕獲過程中衛(wèi)星不失控。因此，星上裝有確保捕獲過程中衛(wèi)星不失控。因此，星上裝有3 3只速率陀只速率陀 螺，監(jiān)視衛(wèi)星三軸姿態(tài)的變化，也是控制三軸姿態(tài)轉(zhuǎn)動螺，監(jiān)視衛(wèi)星三軸姿態(tài)的變化，也是控制三軸姿態(tài)轉(zhuǎn)動 的敏感器；同時利用外部基準(zhǔn)的敏感器；同時利用外部基準(zhǔn)太陽、地球作為三軸太陽、地球作為三軸 姿態(tài)定向的

33、參考目標(biāo)，配置有太陽敏感器和紅外地平儀姿態(tài)定向的參考目標(biāo)，配置有太陽敏感器和紅外地平儀 進行姿態(tài)測量。進行姿態(tài)測量。 地球同步軌道衛(wèi)星的姿態(tài)捕獲是在對自旋體的消旋地球同步軌道衛(wèi)星的姿態(tài)捕獲是在對自旋體的消旋 和速率阻尼的基礎(chǔ)上進行的，分為太陽捕獲，地球捕獲和速率阻尼的基礎(chǔ)上進行的，分為太陽捕獲，地球捕獲 和偏航捕獲和偏航捕獲3 3個階段完成。這種姿態(tài)捕獲機理是利用同步個階段完成。這種姿態(tài)捕獲機理是利用同步 軌道衛(wèi)星在特定時刻，地球一太陽一衛(wèi)星軌道衛(wèi)星在特定時刻，地球一太陽一衛(wèi)星3 3者成為直角幾者成為直角幾 何關(guān)系。圖何關(guān)系。圖7 78 8表示衛(wèi)星本表示衛(wèi)星本 體及其坐標(biāo)，太陽敏感器視體及其坐

34、標(biāo)，太陽敏感器視 場形成如圖所示的場形成如圖所示的A A，B B兩條兩條 帶，兩條帶狀視場交于帶，兩條帶狀視場交于 軸。在衛(wèi)星本體軸。在衛(wèi)星本體 軸位置軸位置 安裝紅外地平儀。安裝紅外地平儀。 Ox Oz 第一階段為太陽捕獲：此前衛(wèi)星的姿態(tài)是任意的。第一階段為太陽捕獲：此前衛(wèi)星的姿態(tài)是任意的。 將衛(wèi)星消旋后，啟動姿態(tài)捕獲控制模式，通過速率控制將衛(wèi)星消旋后，啟動姿態(tài)捕獲控制模式，通過速率控制 回路使星體繞滾動軸回路使星體繞滾動軸 緩慢轉(zhuǎn)動，一般旋轉(zhuǎn)速率為緩慢轉(zhuǎn)動，一般旋轉(zhuǎn)速率為 =(0=(05 51 1) )s s，并消除繞其他兩軸的角速度。這時，并消除繞其他兩軸的角速度。這時 裝在星體上的太陽

35、敏感器所形成的兩條帶狀視場也隨之裝在星體上的太陽敏感器所形成的兩條帶狀視場也隨之 轉(zhuǎn)動。這樣大的旋轉(zhuǎn)視場在空間總會搜索到太陽。當(dāng)太轉(zhuǎn)動。這樣大的旋轉(zhuǎn)視場在空間總會搜索到太陽。當(dāng)太 陽進入陽進入 平面時，繞平面時，繞 軸的控制系統(tǒng)立即對衛(wèi)星消旋，軸的控制系統(tǒng)立即對衛(wèi)星消旋， 把太陽保持在把太陽保持在 平面內(nèi)。然后繞俯仰軸平面內(nèi)。然后繞俯仰軸 的控制回路的控制回路 再使星體繞再使星體繞 軸以軸以(0.5(0.51 1) )s s的速度轉(zhuǎn)動，使太的速度轉(zhuǎn)動，使太 陽沿陽沿 平面進入平面進入 平面，并將本體坐標(biāo)系平面，并將本體坐標(biāo)系 軸的正軸的正 向或反向指向太陽，完成太陽捕獲。類似地，若太陽首向或反

36、向指向太陽，完成太陽捕獲。類似地，若太陽首 先進入先進入 平面，則控制系統(tǒng)將太陽保持在平面，則控制系統(tǒng)將太陽保持在 平面內(nèi)的同時，使星體繞平面內(nèi)的同時，使星體繞 軸旋轉(zhuǎn)，使太陽沿軸旋轉(zhuǎn)，使太陽沿 平平 面進入面進入 平面，從而捕獲太陽。平面，從而捕獲太陽。 Ox x OxzOx Oxz Oy Oy OxzOxy Ox Oxy Oxy OzOxy Oxz 總之，太陽捕獲階段是利用總之，太陽捕獲階段是利用 和和 平面內(nèi)的兩條太平面內(nèi)的兩條太 陽敏感器提供姿態(tài)測量信息，通過姿態(tài)控制系統(tǒng)的作用陽敏感器提供姿態(tài)測量信息，通過姿態(tài)控制系統(tǒng)的作用 來完成的。一般來完成的。一般 軸指向太陽的精度為軸指向太陽的

37、精度為2 2。 第二階段為地球捕獲：在這一過程中，本體坐標(biāo)系第二階段為地球捕獲：在這一過程中，本體坐標(biāo)系 軸始終指向太陽，同時星體繞軸始終指向太陽，同時星體繞 軸以軸以(0(05 51 1) ) s s的速度轉(zhuǎn)動，并使安裝在的速度轉(zhuǎn)動，并使安裝在 軸的紅外地平儀在空間軸的紅外地平儀在空間 掃描。當(dāng)衛(wèi)星運行到合適的位置，太陽一衛(wèi)星一地球之掃描。當(dāng)衛(wèi)星運行到合適的位置，太陽一衛(wèi)星一地球之 間的連線夾角為間的連線夾角為9090時，捕獲地球的條件得到滿足，地時，捕獲地球的條件得到滿足，地 球必然會進入俯仰軸上的紅外地平儀視場。一旦紅外地球必然會進入俯仰軸上的紅外地平儀視場。一旦紅外地 平儀掃到地球，立

38、即通過滾動通道控制回路消除星體繞平儀掃到地球，立即通過滾動通道控制回路消除星體繞 軸的角速度，鎖住衛(wèi)星姿態(tài)，將地球保持在軸的角速度，鎖住衛(wèi)星姿態(tài)，將地球保持在 平面平面 內(nèi)，完成地球捕獲。內(nèi)，完成地球捕獲。 捕獲地球所需的時間主要取決于尋找地球一衛(wèi)星一捕獲地球所需的時間主要取決于尋找地球一衛(wèi)星一 太陽太陽3 3者成直角位置關(guān)系所需的時間，一般需要者成直角位置關(guān)系所需的時間，一般需要2 25 h5 h， OxzOxy Ox OxOx Oy OxOxz 視捕獲太陽時太陽的所在位置而定。視捕獲太陽時太陽的所在位置而定。 第三階段為偏航捕獲：地球捕獲后，紅外地平儀就第三階段為偏航捕獲：地球捕獲后，紅外

39、地平儀就 可以測出衛(wèi)星滾動和俯仰姿態(tài)誤差信息，然后把這些姿可以測出衛(wèi)星滾動和俯仰姿態(tài)誤差信息，然后把這些姿 態(tài)誤差信息送人姿態(tài)控制系統(tǒng)，從而把衛(wèi)星姿態(tài)控制在態(tài)誤差信息送人姿態(tài)控制系統(tǒng)，從而把衛(wèi)星姿態(tài)控制在 紅外地平儀的測量精度范圍內(nèi)。在此基礎(chǔ)上再進一步把紅外地平儀的測量精度范圍內(nèi)。在此基礎(chǔ)上再進一步把 精確偏航姿態(tài)信息精確偏航姿態(tài)信息( (例如采用精確數(shù)字式太陽敏感器來測例如采用精確數(shù)字式太陽敏感器來測 量偏航姿態(tài)量偏航姿態(tài)) )輸入到姿態(tài)控制系統(tǒng)輸入到姿態(tài)控制系統(tǒng) ，實現(xiàn)偏航捕獲，最后達到三軸，實現(xiàn)偏航捕獲，最后達到三軸 姿態(tài)捕獲，使三軸姿態(tài)指向精度姿態(tài)捕獲，使三軸姿態(tài)指向精度 都接近姿態(tài)敏

40、感器的精度。都接近姿態(tài)敏感器的精度。 7.3.3 7.3.3 重力梯度穩(wěn)定衛(wèi)星自主姿態(tài)捕獲重力梯度穩(wěn)定衛(wèi)星自主姿態(tài)捕獲 在空間應(yīng)用中有一類任務(wù)要求衛(wèi)星天線指向地心，在空間應(yīng)用中有一類任務(wù)要求衛(wèi)星天線指向地心， 天線指向精度為幾度，衛(wèi)星要長壽命工作幾年以上，姿天線指向精度為幾度，衛(wèi)星要長壽命工作幾年以上，姿 態(tài)控制要簡單可靠。根據(jù)上述要求，姿態(tài)控制采用重力態(tài)控制要簡單可靠。根據(jù)上述要求，姿態(tài)控制采用重力 梯度穩(wěn)定比較合適。圖梯度穩(wěn)定比較合適。圖7.97.9所示是一種重力梯度穩(wěn)定衛(wèi)星所示是一種重力梯度穩(wěn)定衛(wèi)星 的結(jié)構(gòu)形式。星體為啞鈴形，一根長十幾米的重力梯度的結(jié)構(gòu)形式。星體為啞鈴形，一根長十幾米的

41、重力梯度 桿連著一個質(zhì)量為幾公斤的渦流阻尼器用來阻尼衛(wèi)星的桿連著一個質(zhì)量為幾公斤的渦流阻尼器用來阻尼衛(wèi)星的 天平動。發(fā)射前將重力梯度桿收卷在星體內(nèi)部。重力梯天平動。發(fā)射前將重力梯度桿收卷在星體內(nèi)部。重力梯 度穩(wěn)定的一個重要問題是姿態(tài)捕獲，以獲得航天器正確度穩(wěn)定的一個重要問題是姿態(tài)捕獲，以獲得航天器正確 的對地指向姿態(tài)。的對地指向姿態(tài)。 過去一般是通過地面站采用被動捕獲，例如磁捕獲，過去一般是通過地面站采用被動捕獲，例如磁捕獲， 但是這種方法捕獲時間長但是這種方法捕獲時間長( (十幾天十幾天) )，同時要求有較多的，同時要求有較多的 地面站進行配合，這不太適應(yīng)中國目前的情況。地面站進行配合，這不

42、太適應(yīng)中國目前的情況。 提出一種簡易的星上自主捕獲方法，它是由紅外地提出一種簡易的星上自主捕獲方法，它是由紅外地 平儀、轉(zhuǎn)角機構(gòu)、控制電路、時鐘和噴氣推力器執(zhí)行機平儀、轉(zhuǎn)角機構(gòu)、控制電路、時鐘和噴氣推力器執(zhí)行機 構(gòu)等部件組成。執(zhí)行機構(gòu)可選擇兩種安裝結(jié)構(gòu)，一種是構(gòu)等部件組成。執(zhí)行機構(gòu)可選擇兩種安裝結(jié)構(gòu)，一種是 在俯仰和滾動軸各裝一對推力器，稱為二軸控制系統(tǒng)；在俯仰和滾動軸各裝一對推力器，稱為二軸控制系統(tǒng)； 另一種是在俯仰、滾動和偏航三軸各裝一對推力器，先另一種是在俯仰、滾動和偏航三軸各裝一對推力器，先 控制偏航后控制滾動，俯仰一直進行控制，稱此為二軸控制偏航后控制滾動，俯仰一直進行控制，稱此為二軸 分段控制系統(tǒng)。分析計算表明：分段控制能夠有效地消分段控制系統(tǒng)。分析計算表明：分段控制能夠有效地消 除姿態(tài)初始偏差，降低推力偏心的影響，只是多裝一對除姿態(tài)初始偏差，降低推力偏心的影響，只是多裝一對 推力器。如果姿態(tài)初始偏差和推力偏心能保證在正常狀推力器。如果姿態(tài)初始偏差和推力偏心能保證在正常狀 態(tài)下，二軸控制系統(tǒng)也同樣可以達到姿態(tài)捕獲的目的。態(tài)下，二軸控制系統(tǒng)也同樣可以達到姿態(tài)捕獲的目的。 整個衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)由自主姿態(tài)捕獲和被動重力整個衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)由自主姿態(tài)捕獲和被動重力 梯度穩(wěn)定兩部分組成，見圖梯度穩(wěn)定兩部分組成