自旋穩(wěn)定控制

自旋穩(wěn)定控制自旋穩(wěn)定控制是姿態(tài)控制方式之一，另一種是三軸穩(wěn)定控制。自旋穩(wěn)定的控制目的明確，具有推力偏斜和偏心對(duì)姿態(tài)控制影響小等優(yōu)點(diǎn)，與三軸穩(wěn)定控制相比，更適合于變軌姿態(tài)控制。采用自旋穩(wěn)定姿態(tài)控制的航天器，其變軌過程包括自由飛行和變軌發(fā)動(dòng)機(jī)工作兩種狀態(tài)。自旋穩(wěn)定姿態(tài)控制一般可分為主動(dòng)和被動(dòng)兩種方式。被動(dòng)控制利用章動(dòng)阻尼器，通過增加航天器的自旋穩(wěn)定性來穩(wěn)定自旋軸。。主動(dòng)控制利用姿控噴管控制航天器縱軸的姿態(tài)，可克服被動(dòng)控制的上述缺點(diǎn)，控制精度較高。自旋穩(wěn)定控制分類：主動(dòng)式和被動(dòng)式實(shí)質(zhì)：兩種姿態(tài)控制方法之一優(yōu)點(diǎn)：推力偏斜和偏心對(duì)姿態(tài)控制影響小定義自旋穩(wěn)定控制是姿態(tài)控制方式之一，另一種是三軸穩(wěn)定控制。自旋穩(wěn)定的控制目的明確，具有推力偏斜和偏心對(duì)姿態(tài)控制影響小等優(yōu)點(diǎn)，與三軸穩(wěn)定控制相比，更適合于變軌姿態(tài)控制。采用自旋穩(wěn)定姿態(tài)控制的航天器，其變軌過程包括自由飛行和變軌發(fā)動(dòng)機(jī)工作兩種狀態(tài)。自旋穩(wěn)定姿態(tài)控制一般可分為主動(dòng)和被動(dòng)兩種方式。被動(dòng)控制利用章動(dòng)阻尼器，通過增加航天器的自旋穩(wěn)定性來穩(wěn)定自旋軸。其優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡單、節(jié)省能源;缺點(diǎn)是只適合于粗短體，無法控制細(xì)長體，只能進(jìn)行姿態(tài)穩(wěn)定，無法進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)，控制精度較低。主動(dòng)控制利用姿控噴管控制航天器縱軸的姿態(tài)，可克服被動(dòng)控制的上述缺點(diǎn)，控制精度較高。但須先解決姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型中存在的較強(qiáng)交連耦合、自旋軸姿態(tài)無法直接控制、考慮能量耗散時(shí)細(xì)長體的自旋不穩(wěn)定等問題。發(fā)展歷史從六十年代到七十年代初，自旋穩(wěn)定方案在靜止通信衛(wèi)星領(lǐng)域占有壟斷地位，Intelsat—I~V全都采用這種控制方式。這類衛(wèi)星壽命長，可靠性高，但提供的電力有限，姿態(tài)控制精度也受到限制。到了七十年代中期，衛(wèi)星的姿態(tài)控制的方向逐漸轉(zhuǎn)向三軸穩(wěn)定，典型衛(wèi)星有交響樂、通信衛(wèi)星、Intelsat一V、印度衛(wèi)星等。面對(duì)著這種競爭，從事自旋穩(wěn)定衛(wèi)星研制的廠商鍥而不舍，不斷對(duì)方案加以改進(jìn)，并充分利用新一代運(yùn)載工具—航天飛機(jī)給自旋穩(wěn)定衛(wèi)星結(jié)構(gòu)上帶來的方便（可使衛(wèi)星直徑的限制放寬），使自旋穩(wěn)定衛(wèi)星目前達(dá)到了足以與三軸穩(wěn)定衛(wèi)星分庭抗禮的地步。如最近確認(rèn)的大型實(shí)用靜止通信衛(wèi)星一兄弟衛(wèi)星、出租衛(wèi)星、Intelsat—W就是這種新發(fā)展的體現(xiàn)。特點(diǎn)自旋穩(wěn)定涉及章動(dòng)和進(jìn)動(dòng)。如圖所示，自旋軸x與要求的自旋軸方向x0的夾角a即為自旋軸指向誤差，可以通過進(jìn)動(dòng)偏角6（角動(dòng)量L與要求的自旋軸x0方向之間的夾角）和章動(dòng)角n（角動(dòng)量l與自旋軸x方向之間的夾角），對(duì)姿態(tài)偏差

進(jìn)行控制。奔月變軌過程包括如圖所示的5個(gè)階段，其中，1為起旋階段II為起旋結(jié)束到發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火階段;III為發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火階段；W為發(fā)動(dòng)機(jī)熄火至消旋開始階段;V為消旋階段。起旋和消旋2個(gè)階段消耗的燃料較少，月球探測器的質(zhì)量特性近似不變，可以認(rèn)為在這2個(gè)階段中探測器的模型屬常參數(shù)模型。其間，由于起（消）旋推力器推力和時(shí)延偏差等因素，衛(wèi)星會(huì)產(chǎn)生章動(dòng);同時(shí)，因不可避免地存在氣動(dòng)和太陽光壓等外力矩，衛(wèi)星在章動(dòng)的同時(shí)還伴隨有進(jìn)動(dòng)。如在起旋過程中，月球探測器繞自旋軸作加速自旋運(yùn)動(dòng)，因其速度不是固定值，故給用于、..主動(dòng)消章控制的噴氣相位的準(zhǔn)確確定造成困難。此外，在衛(wèi)星具有大角動(dòng)量情況下，糾偏所消耗的燃料多?；谶@些因素，起旋應(yīng)分段進(jìn)行，即先將衛(wèi)星起旋至一定轉(zhuǎn)速，隨后進(jìn)行主動(dòng)章動(dòng)和進(jìn)動(dòng)控制，然后再噴氣起旋至額定轉(zhuǎn)速。i n IIII IV VP叩叩屮—屮 *1片斟崎年點(diǎn)況ffi2喪軌過理示意在起旋結(jié)束至發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火和發(fā)動(dòng)機(jī)熄火至消旋開始2個(gè)階段中，月球探測器處于常參數(shù)模型的自由飛行階段，探測器繞自旋軸的轉(zhuǎn)速為一常值。在起旋結(jié)束到發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火階段中，姿態(tài)控制的目的是減小起旋階段橫向干擾造成的自旋軸姿態(tài)偏差，確保變軌發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)的變軌姿態(tài)滿足要求ffi2喪軌過理示意發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火階段燃料的消耗率高，其質(zhì)量特性有一定的變化，由發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏斜和偏心引起的橫向干擾較大。因此，該階段的特點(diǎn)是有大干擾和模型參數(shù)變化，應(yīng)進(jìn)行主動(dòng)章動(dòng)和進(jìn)動(dòng)控制，以保證變軌姿態(tài)在要求的精度范圍內(nèi)。由此可知，奔月變軌過程需分階段多次實(shí)施主動(dòng)章動(dòng)和進(jìn)動(dòng)控制。為便于確定噴氣相位，應(yīng)在轉(zhuǎn)速恒定階段進(jìn)行控制操作?？刂品椒ǎ?）定義及原理：由動(dòng)量矩定理dL/dt=M可知，作用于航天器的外力矩M直接改變的是動(dòng)量矩L的大小與方向。航天器自旋后，因不可避免地存在橫向角速度，故L的方向與自旋軸X軸不重合，即存在章動(dòng)，致使L不能直接反映x的方向變化，因此無法直接控制自旋軸姿態(tài)?？臻g角a,0，0的定義如圖所示。圖中，X0為所要求的自旋軸方向；Y0,Z0與X0構(gòu)成右手慣性坐標(biāo)系;a為X與X0的姿態(tài)偏角，即姿態(tài)控制的被控量;0為L與X0的偏角（簡稱偏角）;0為L與x的夾角，即章動(dòng)角。由分析可知，a可由0，0共同描述，其中amax=0+0，amin=0-0，在一般情況下a +0。因?yàn)閠an0=LT/LX（此處，LT為L在自旋軸x與機(jī)體軸y，z構(gòu)成的機(jī)體坐標(biāo)系中oyz平面上的分量），而自旋航天器的LX較大且變化較小，在適當(dāng)方向上施加

控制力矩，可通過減小lt來減小章動(dòng)角e。將減小章動(dòng)角e的控制稱為消章控制。圖1qi<0定岌lit!,I[tvtknnltkwiofJAtui&由動(dòng)量矩定理和自旋體進(jìn)動(dòng)特性可知，自旋體在外力矩M的作用下，L沿圖1qi<0定岌lit!,I[tvtknnltkwiofJAtui&由圖可知，當(dāng)消章和消偏控制分別將e，0控制在很小時(shí)，a必為很小。因此，通過消章消偏綜合控制即可實(shí)現(xiàn)自旋穩(wěn)定姿態(tài)控制。但是，消章和消偏控制均是使L接近x,X0,兩者的控制作用可能相互抵消。為此，需對(duì)兩類控制進(jìn)行合理約束，以確保兩者不矛盾。美國ATS-D,ATS-E衛(wèi)星忽略偏角0的影響，通過章動(dòng)控制器實(shí)現(xiàn)自旋軸姿態(tài)控制，其實(shí)質(zhì)即為本文的消章控制。我國STW-1衛(wèi)星忽略章動(dòng)角e的影響，進(jìn)行自旋軸姿態(tài)控制，其實(shí)質(zhì)即為消偏控制。而當(dāng)0，e都很大，不能忽略時(shí)，只有同時(shí)考慮消章和消偏控制，才獲得較好的控制效果。（2） 消章控制：采用噴管作為控制系統(tǒng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)。除具有死區(qū)、磁滯和繼電等非線性特性外，噴管一般還具有延遲時(shí)間、最短工作時(shí)間、最短間歇時(shí)間等特性。這些特性對(duì)控制效果均有影響，設(shè)計(jì)控制算法時(shí)必須予以考慮。若自旋航天器為對(duì)稱剛體，貝U（此處，J=Jy=Jz）,且自旋航天器3x較大并基本不變，因此可通過減小橫向角速度矢量3t的模，減小章動(dòng)角e。自由飛行態(tài)下無外力矩，多數(shù)控制方法最終都可以將章動(dòng)角e控制在要求的精度內(nèi)。但如果不經(jīng)精心設(shè)計(jì)，往往會(huì)造成控制時(shí)間長、脈沖多、燃料消耗大，并引起章動(dòng)角的振蕩。采用間歇較大、作用時(shí)間較短、力矩較小的弱控制方式進(jìn)行消章控制，并對(duì)控制力矩的施加方位進(jìn)行分析，設(shè)計(jì)了最優(yōu)消章相位的角速度消章控制法。該法可在滿足精度要求的同時(shí)，盡可能提高噴管燃料的利用率。（3） 消偏控制：自由飛行態(tài)時(shí)，自旋航天器也可以采用弱控制方式進(jìn)行消偏控制。在外力矩M的作用下，L沿M指向改變其方向，其中垂直于L的力矩可最有效地改變L的方向。與L，X0軸共面且垂直于L并指向X0軸的力矩，將使L沿最有效減小偏角0的方向運(yùn)動(dòng)，該力矩方向即為最優(yōu)消偏相位。自旋穩(wěn)定衛(wèi)星自旋穩(wěn)定衛(wèi)星的姿態(tài)穩(wěn)定性好，控制技術(shù)比較簡單，衛(wèi)星上有些需要掃描的探測設(shè)備也可以借助衛(wèi)星自旋實(shí)現(xiàn)一個(gè)方向的掃描，因此，有些靜止衛(wèi)星采用自旋穩(wěn)定的方案。在自旋衛(wèi)星上，有很多控制以及某些設(shè)備的工作是和衛(wèi)星的自旋相位有關(guān)的。例如，自旋衛(wèi)星上定向天線波束應(yīng)當(dāng)不隨衛(wèi)星旋轉(zhuǎn)，而始終保持對(duì)準(zhǔn)地球，這就需要對(duì)自旋衛(wèi)星的天線進(jìn)行消旋。不管是機(jī)械消旋還是電消旋，都需要與衛(wèi)星的自旋相位同步，一般要求同步的精度在。05°左右。在自旋衛(wèi)星的姿態(tài)控制中，肼噴氣系統(tǒng)是脈沖式工作的，控制脈沖相對(duì)姿態(tài)基準(zhǔn)的相位角有一定的要求，這就是說產(chǎn)生控制脈沖時(shí)需要知道衛(wèi)星自旋相位，姿態(tài)控制對(duì)同步精度的要求差不多為0。1°左右。衛(wèi)星有些遙感探測設(shè)備采用瞬時(shí)視場掃描方式進(jìn)行攝像或攝取數(shù)據(jù)，探測器就裝在星體上隨衛(wèi)星自旋，從而實(shí)現(xiàn)瞬時(shí)視場對(duì)探測目標(biāo)的掃描。這樣衛(wèi)星自旋探測器視場掃到目標(biāo)時(shí)應(yīng)該攝取目標(biāo)的信息，因此，對(duì)信息源數(shù)據(jù)采集也要和衛(wèi)星自旋同步。如果自旋一周，得到目標(biāo)的一條掃描線數(shù)據(jù)，接著探測器再步進(jìn)一步，自旋第二周，又得到目標(biāo)的不相重合的第二條掃描線數(shù)據(jù)，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的二維掃描。掃描線與掃描線的配準(zhǔn)也是靠與衛(wèi)星自旋同步來實(shí)現(xiàn)，一般探測設(shè)備對(duì)同步精度要求要比它的瞬時(shí)視場高一個(gè)數(shù)量級(jí)。如此等等。因此在自旋穩(wěn)定靜止衛(wèi)星中，衛(wèi)星自旋同步技術(shù)是不可缺少的。衛(wèi)星的自旋轉(zhuǎn)速是根據(jù)衛(wèi)星總體設(shè)計(jì)確定的，