姿態(tài)控制與軌道控制系統(tǒng)

文案文案姿態(tài)控制與軌道控制系統(tǒng)姿態(tài)控制概述姿態(tài)是指衛(wèi)星相對于空間某參考系的方位或指向，衛(wèi)星姿態(tài)控制是獲取并保持衛(wèi)星在太空定向（即衛(wèi)星相對于某個參考坐標系的姿態(tài)）的技術(shù)，包括姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)控制兩個方面。前者要求將衛(wèi)星上安裝的有效載荷對空間的特定目標定向、跟蹤或掃描，這種克服內(nèi)外干擾力矩使衛(wèi)星姿態(tài)保持對某參考方位定向；后者是把衛(wèi)星從一種姿態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)榱硪环N姿態(tài)的再定向過程。其硬件系統(tǒng)包括敏感器、控制器和執(zhí)行機構(gòu)三個部分衛(wèi)星姿態(tài)控制可以分為被動和主動控制兩大類，以及介于兩者之間的半被動和半主動控制被動控制利用衛(wèi)星本事動力學(xué)特性（如角動量、慣性矩），或衛(wèi)星與環(huán)境相互作用產(chǎn)生的外力矩作為控制力矩源。主動控制利用星上能源（電能或推進劑工質(zhì)），依靠直接或間接敏感到的姿態(tài)信息，按一定的控制律操縱控制力矩器實現(xiàn)姿態(tài)控制。任務(wù)分析本衛(wèi)星旨在對于釣魚島及其附近海域的偵查探測，并將信息匯總傳送回地面接收站，三顆衛(wèi)星先要共同工作，后期又分開觀測，對于整體的姿態(tài)控制和分開后各個個體的控制都有很高的要求?？紤]到衛(wèi)星形狀與對地觀測要求，對其采用對地定向三軸穩(wěn)定的設(shè)計方案，以質(zhì)心軌道坐標系作為其參考坐標系。為保證空間方位和姿態(tài)確定的精度要求，使用多傳感器的設(shè)計，并通過飛輪三軸姿態(tài)控制輔助以噴氣推力姿態(tài)穩(wěn)定的手段加速姿態(tài)修正速度。姿態(tài)控制原理姿態(tài)控制：指對航天器繞質(zhì)心施加力矩，以保持或按需要改變其在空間的定向的技術(shù)。包括姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)機動。姿態(tài)穩(wěn)定：指使姿態(tài)保持在指定方向。姿態(tài)機動是指航天器從一個姿態(tài)過渡到另一個姿態(tài)的再定向過程。航天器姿態(tài)控制類型包括：主動控制：星上有主動控制力矩產(chǎn)生機構(gòu)。主動姿態(tài)控制首先需要獲得航天器當前的姿態(tài)。被動控制：利用環(huán)境力矩產(chǎn)生控制力矩。姿態(tài)獲得包括兩個過程：姿態(tài)測量：利用姿態(tài)敏感器獲取含有姿態(tài)信息的物理量。姿態(tài)確定：對姿態(tài)測量得到的物理量進行數(shù)據(jù)處理，獲得姿態(tài)數(shù)據(jù)。姿態(tài)控制系統(tǒng)包括姿態(tài)敏感器和執(zhí)行機構(gòu)。姿態(tài)敏感器：測量星體相對于某一基準方位的姿態(tài)信息。姿態(tài)敏感器分類（按照基準方位分類）:（1）以地球為基準方位：紅外地平儀、地球反照敏感器（2）以天體為基準方位：太陽敏感器、星敏感器（3）以慣性空間為基準方位：陀螺儀等慣性器件（4）以地面站為基準方位：射頻敏感器（5）其他：磁強計（以地磁場為基準方位）、陸標敏感器（以地貌為基準方位）姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計方案1.技術(shù)指標整星姿態(tài)測量精度：優(yōu)于1°整星姿態(tài)指向精度：優(yōu)于2°2.實現(xiàn)途徑：1）采用動量輪加上推進系統(tǒng)姿控。姿態(tài)角精度為俯仰角1°，偏航角3°，滾動角2°。動量輪在對地偵察期工作,定位精度可提高至1°以內(nèi)2）采用雙軸太陽敏感器加單軸磁強計測量姿態(tài)。太陽敏測角精度1°磁強計配合太陽敏，利用非線性濾波算法精度最高可達0.05°3）采用慣性傳感器測量軌道。慣性傳感器精度低，作為備份由于三顆衛(wèi)星中有兩顆要求變軌，在使用動量輪的同時還需要采用推進系統(tǒng)進行軌道保持和機動。幾種主要姿態(tài)測量與控制器件工作原理飛輪姿態(tài)穩(wěn)定原理飛輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的工作原理就是動量矩定理，即航天器的總動量矩矢量對時間的導(dǎo)數(shù)等于作用在航天器上外力矩矢量之和。通過改變飛輪的動量矩矢量，就可以吸收航天器其余部分多余的動量矩矢量，從而達到航天器姿態(tài)控制的目的。因此，飛輪姿態(tài)控制系統(tǒng)也通稱為動量交換系統(tǒng)，飛輪也可稱為動量矩儲存器。零動量反作用輪進行三軸姿態(tài)穩(wěn)定，其特點在于反作用飛輪有正轉(zhuǎn)或反轉(zhuǎn)，但是整個航天器的總動量矩為零。這種姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的一個最主要的要求是需要俯仰、偏航和滾動三軸姿態(tài)信息，所以該三軸作用輪相互正交，原理結(jié)構(gòu)如圖所示。軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)設(shè)剛性航天器的繞3個主慣量軸的轉(zhuǎn)動慣量（含三軸配置的反作用輪）分別為I，I，I，航天器本體的三軸角速度分別為：xyz3,3,3;零動量反作用輪的繞其轉(zhuǎn)軸的慣量均為I,相對于本體xyz的旋轉(zhuǎn)角速度分別為0,。，。；所以零動量反作用輪相對于慣xyz性坐標系的絕對角速度就分別為3+0,3+0,3+0，而且航天器xxyyzz總動量矩在本體坐標系中的投影分別為

h=I?+IQ(6．35a)xxxh=I?+IQ(6．35b)yyyh—I?+IQzzz(6．35c)代入歐拉力矩方程式廠代入歐拉力矩方程式廠M二二h+?h—?hxxyzzy<M:—h+?h-?hyyzxxzM二二h+?h-?hzzxyyxM=M=Ix+(I—I)??+1Cq+Q?—Q?)

dxxdtzyyzxxyyzd?嚴+<M=I——y+(I-1)??+1(q+Q?—。?)(6.36)

dyydtxzxzyxzxzM=Id?z+G-1)??+1(□+Q?-Q?)dzzdtyxxyzyxxyMMM式中dx，dy，dz分別為三軸擾動力矩?？紤]到軌道角速度0的影響，在卩卜N卜1rad，即在小角度姿態(tài)變化的情況下進行線性化得式，即?—申-?屮?=9-?x?0y0?—電+?申z0代入式（6.36）得到以歐拉角描述的零動量反作用輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定航天器的動力學(xué)方程，即M=I€+(/-1-1)?電+(I-1)?29+1Q+1Q(Q―①)-1Q?+?申)TOC\o"1-5"\h\zdxx*yxz0°yz0xz0y°0<M=IQ.+IQ+IQ?+?9)-IQ(9-?屮)dyy/yx\°0/先.0/、M=I+(I-1-17?9+(I-1丿①斗+1Q+1Q(9-?屮)—IQ(Q-?/Jdzz"yxz0°yz0zy°0x0若考慮到三軸姿態(tài)穩(wěn)定航天器的星體角速度很小的實際情況，假設(shè)?,?,?T0xyz，并且忽略軌道角速度的影響，則上述非線性動力學(xué)方程可以得到線性化，即I9+1Q=MTOC\o"1-5"\h\zxxdx<IQ+1Q=MyydyI電+1Q=Mzzdz設(shè)零動量反作用輪具有線性控制規(guī)律，即M=IQ=kocypkp為比例系數(shù)。此時，俯仰通道僅須配置姿態(tài)敏感器測量o，則俯仰通道的閉環(huán)控制系統(tǒng)為閉環(huán)系統(tǒng)特征值即為0+kp0=MdyIyIys=土怖1,2I位于復(fù)平面虛軸上。y因此這種簡單的線性比例控制律不能保證系統(tǒng)收斂，航天器和反作用輪將作無衰減振蕩。從穩(wěn)態(tài)精度來看，這種運動是不希望的。由于在實際系統(tǒng)中存在著死區(qū)或者其他非線性因素，所以這種控制系統(tǒng)往往是不穩(wěn)定的。為此，飛輪控制系統(tǒng)必須引入阻尼才能使系統(tǒng)穩(wěn)定，這就是說必須將姿態(tài)角速度的信息引入到系統(tǒng)中。此時線性控制規(guī)律將由比例控制變?yōu)榫€性比例一微分控制，即M=7Q=k0+kQd代人式得70.+k0+k0y二Mdyk2=pTykdTyT=[P于是式（6．41）可化為二階系統(tǒng)的典型形式，即M0?+2gW0+W20=「y相應(yīng)的特征方程為s2+2gws+w2=01,2不失一般性，設(shè)系統(tǒng)初始狀態(tài)均為零即當t=O時，°0-°,%二°(1)脈沖響應(yīng)：Mdy=M5(t)這相當于航天器獲得一初始角速度，即9.t=o90二00那么脈沖響應(yīng)為9=Me-Ssin(1-g2st)1八1弋2sg<1(6.44)⑵階躍響應(yīng)：Mdy=M-1(t)M+arctan+MIs2y9=fK+arctanM+arctan+MIs2y9=fK+arctan(6.45)上式的過渡過程表示在下圖中。0=Me-AsinIgl—g2y+arctan4I①0=Me-AsinIgl—g2y+arctan4I①2+I①2y0y2口①①t+arctano—0①2-Q2丿0相應(yīng)地，也可以求出在以上各個控制過程中，俯仰通道零動量反作用輪的轉(zhuǎn)速變化規(guī)律°y。積分得Q=°+-JtMdt-佇0.yy0I°dyI絡(luò)泄直廠n絡(luò)泄直廠n零動量俯仰通道姿態(tài)控制系統(tǒng)框圖L_>52亠i-零動量反作用輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)太陽敏感器與星敏感器星載太陽敏感器與星敏感器通過感應(yīng)天體位置實現(xiàn)其功能，具有質(zhì)量輕，體積小，功耗低的特點。太陽敏感器工作時存在陰影區(qū)，與星敏感器共同完成目標。地磁敏感器地磁敏感器是測出地球磁場相對于衛(wèi)星本體方向的姿態(tài)敏感器。地球磁場對于地球是相對固定的，亦即地球磁場中任一點磁感應(yīng)強度的大小和方向都是相對固定的。因此，若能測出衛(wèi)星所在位置的地球磁場矢量在衛(wèi)星本體坐標系中的三個分量，則在衛(wèi)星位置已知的前提下，就可以確定衛(wèi)星相對于地球的姿態(tài)。慣性姿態(tài)敏感器（陀螺）陀螺是高速回轉(zhuǎn)體，它具有定軸性和進動性兩大特征。定軸性是指回轉(zhuǎn)體的自旋軸可以在慣性空間定向；進動性就是當陀螺受到外力矩作用時，其自旋軸將沿最短的途徑趨向外力矩矢量。作為空間飛行器的姿態(tài)敏感器正是利用這兩個特征，通常又稱為慣性單元，分成兩種類型：單自由度速率陀螺和單自由度速率積分陀螺。前者可測量飛行器的姿態(tài)角速度，后者可測姿態(tài)角。飛行器使用的慣性姿態(tài)敏感器，通常由三個正交的單自由度速率積分陀螺組成，可提供滾動、俯仰和偏航三軸姿態(tài)角測量值。微陀螺為慣性器件，功耗小、精度高，將其作為實時姿態(tài)輸出設(shè)備。陀螺使用時需要注意及時根據(jù)其他敏感器件校準，消除漂移誤差?？刂葡到y(tǒng)各器件參數(shù)設(shè)計器件質(zhì)量（kg）體積（mm?）長期功耗（W）太陽敏感器0.370*70*500.6動量輪1.5*3①75*502*3星敏感器1.060*60*900.4地磁敏感器0.3100*50*400.6微機械陀螺（一個位置陀螺一個速率陀螺）1.2*2100*100*1001.2*2姿態(tài)控制總質(zhì)量為8.5kg，長期功耗為10W。軌道控制概述出于所設(shè)計的衛(wèi)星最終需要在三個不同方位（包括兩條軌道和同一軌道不同位置），需要控制進行軌道機動。軌道控制即對航天器施加控制力，改變其質(zhì)心運動軌道的技術(shù)和標準標準方法。它包括軌道機動和軌道修正。無攝動力或控制力的航天器的質(zhì)心運動服從開普勒定律。但是當航天器受到外部攝動力作用后偏離預(yù)定的運行軌道或者需要改變到另一個軌道飛行時，必須通過控制來改變航天器質(zhì)心運動的速度向量。實現(xiàn)航天器軌道控制的一整套裝置或系統(tǒng)稱為航天器軌道控制系統(tǒng)?；驹碥壍罊C動：將航天器由一個軌道變到另一個要求的軌道上所進行的控制。它是一種有意偏離現(xiàn)有軌道的操作。機動前后的兩個軌道可以在同一平面內(nèi)，也可以在不同平面內(nèi)。由于現(xiàn)有