第四章航天器姿態控制系統的

組成與分類4.1姿態敏感器4.2執行機構4.3控制器—星載控制計算機4.4姿態控制系統的任務與分類

航天器控制分為軌道控制與姿態控制兩方面，而航天器控制系統在原理上和其他工程控制系統基本上是一樣的，完成三個最基本的過程：敏感測量、信號處理和執行過程。其是由敏感器、控制器和執行機構三大部分組成。第四章航天器姿態控制系統的組成與分類

敏感器用以測量某些絕對的或相對的物理量，執行機構起控制作用，驅動動力裝置產生控制信號所要求的運動，控制器則擔負起信號處理的任務。人們把這三部分統稱為控制硬件，而把完成測量和控制任務所需的算法稱為軟件。第四章航天器姿態控制系統的組成與分類

控制器計算機執行機構航天器動力學敏感器要求姿態干擾

姿態就是航天器在空間的方位，而姿態敏感器用來測量航天器本體坐標系相對于某個基準坐標系的相對角位置和角速度，以確定航天器的姿態。4.1姿態敏感器美國哈勃太空望遠鏡要完全確定一個航天器的姿態，需要3個軸的角度信息。由于從一個方位基準最多只能得到兩個軸的角度信息，為此要確定航天器的三軸姿態至少要有兩個方位基準。即要知道兩個參考點。4.1姿態敏感器美國哈勃太空望遠鏡

姿態敏感器按不同的基準方位，可分為下列5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，加速度計；

(4)以地面站為基準方位：射頻敏感器；

(5)其他：例如磁強計(以地磁場為基準方位)，陸標敏感器(以地貌為基準方位)。

敏感器由測量變換器和信號處理線路兩部分組成，姿態敏感器按不同方式的測量變換器可分為下列4種。

(1)光學敏感器：太陽敏感器，紅外地平儀，星敏感器，地球反照敏感器等；

(2)慣性敏感器：陀螺、加速度計；

(3)無線電敏感器：射頻敏感器；

(4)其他：磁強計。下面介紹最常用的7種姿態敏感器：太陽敏感器，紅外地平儀，星敏感器，陀螺，加速度計，磁強計和射頻敏感器。一、太陽敏感器太陽敏感器是通過對太陽輻射的敏感來測量太陽視線與航天器某一體軸之間夾角的敏感器。太陽敏感器之所以有這樣廣泛的通用性是因為:1.在大多數應用場合，可以把太陽近似看作是點光源，因此就可簡化敏感器的設計和姿態確定的算法；

2.太陽光源很強，從而使敏感器結構簡單，其功率要求也很小；

3.太陽敏感器的視場很大，可以從幾分×幾分到128o。×128o

，而分辨率可以從幾度到幾角秒。太陽敏感器具有3種基本類型：模擬式、數字式和太陽指示器。經常使用的為模擬式和數字式兩種。1．模擬式太陽敏感器

模擬式太陽敏感器的輸出信號為模擬量，其大小和符號是太陽光入射角的連續函數。模擬式太陽敏感器通常又叫做余弦檢測器，這是因為硅太陽電池輸出電流與太陽光入射角成正弦規律變化。模擬式太陽敏感器視場在幾十度時，精度可達到0.5o；當視場很小，僅為1o～2o時，精度可達到秒級。單軸模擬式太陽敏感器:

只能測量航天器相對于太陽光線的一個姿態角兩軸模擬式太陽敏感器:

同時獲得航天器相對于太陽光線的兩個姿態角

圖4.3兩軸模擬式太陽敏感器2．數字式太陽敏感器

數字式太陽敏感器的輸出信號是與太陽入射角相關的以編碼形式出現的離散函數。在結構上，它主要由狹縫、碼盤、光敏元件陣列、放大器和緩沖寄存器組成，光敏元件陣列是由一排相互平行且獨立的光電池條組成，其數量決定了太陽敏感器輸出編碼的位數，從而在一定程度上影響到敏感器的分辨率。

3．其他太陽敏感器太陽指示器也稱為太陽出現探測器。當太陽出現在敏感器視場內，并且信號超過門限值時，表示見到了太陽，輸出為1；當信號低于門限值時，輸出為O，表示沒見到太陽。這種敏感器一般用來作保護器，例如保護紅外地平儀免受太陽光的影響。

二、紅外地平儀

紅外地平儀就是利用地球自身的紅外輻射來測量航天器相對于當地垂線或者當地地平方位的姿態敏感器，簡稱地平儀。目前紅外地平儀主要有3種形式：地平穿越式、邊界跟蹤式和輻射熱平衡式。其中地平穿越式地平儀掃描視場大，其余兩種地平儀的工作視場較小，只能適用于小范圍的姿態測量，但精度較高.

下面分別介紹這3種紅外地平儀的基本工作原理。1．地平穿越式地平儀

地平穿越式地平儀的視場相對于地球作掃描運動。當視場穿越地平線時，也就是說掃到地球和空間交界時，地平儀接收到的紅外輻射能量發生躍變，經過熱敏元件探測器把這種輻射能量的躍變轉變成電信號，形成地球波形。然后通過放大和處理電路，把它轉變成為前后沿脈沖。最后通過計算電路，把前后沿脈沖與姿態基準信號進行比較，得出姿態角信息，也就是滾動角或俯仰角。穿越式地平儀常見有兩種形式：

圓錐掃描地平儀和自旋掃描地平儀。前者依靠地平儀的掃描機構，后者依靠航天器旋轉(例如自旋衛星)。自旋掃描紅外地平儀（虛擬現實演示）

2．邊界跟蹤式地平儀該敏感器具有一個反饋伺服機構，它使視場跟蹤地平線，同時給出相對于不運動部分的方位角，這個方位角與航天器姿態角成正比。邊界跟蹤式地平儀的精度可達，但視場較小，約為～，因此只能工作在較窄的姿態范圍內。另外，這種地平儀的工作還會受到大氣成分、溫度的不規則變化、日出日落的光照條件變化的影響。邊界跟蹤式地平儀虛擬現實演示

3．輻射熱平衡式地平儀輻射熱平衡式地平儀具有多個視場，一般有等間隔對稱分布的4個(見圖4．9(a))或8個視場(見圖4．9(b))。每個視場分別接收來自地球不同部分的紅外輻射，通過對每個視場接收到的不同紅外輻射能量進行分析而得出航天器姿態。由于這種地平儀不需要掃描機構，所以又稱為靜態紅外地平儀。三、星敏感器

星敏感器是以某一顆亮度高于+2可見星等的恒星為基準，通過對恒星星光的敏感來測量航天器的某一個基準軸與該恒星視線之間的夾角。由于恒星張角非常小，因此星敏感器的測量精度很高。星敏感器的缺點：

結構復雜，動耗大，質量大，價格昂貴。①星光非常弱，其成像裝置需要使用高靈敏度的析象管或光電倍增管。②時測量數據的處理和識別只有計算機才能完成。星敏感器分星圖儀和星跟蹤器兩種類型，星跟蹤器又可分為框架式和固定式兩種形式。

(1)星圖儀：又稱星掃描器。一般都是狹縫式，用在自旋衛星上，利用星體的旋轉來搜索和捕獲目標恒星。

(2)框架式星跟蹤器：是把敏感頭裝在可轉動的框架上，且通過旋轉框架來搜索和捕獲目標。

(3)固定式星跟蹤器：這種跟蹤器的敏感頭相對航天器固定，在一定的視場內具有搜索和跟蹤能力，例如采用析像管電子掃描和CCD器件成像。1．狹縫式星敏感器這種星敏感器利用航天器自旋對天體進行掃描。當星光通過光學系統到達并穿過位于焦平面上的狹縫碼盤時，星光就被檢測敏感到。若信號超過設置的門限位，電子裝置便產生一個脈沖來表示星的出現。在焦平面碼盤上的狹縫，測量星光通過第一條狹縫的時間和經過兩個狹縫之間的時間然后結合星歷表和航天器的自旋速度，計算得出姿態信息。2．CCD星敏感器CCD星敏感器采用電荷耦合器件圖像列陣作為檢測器，電荷耦合器具有垂直和水平像素。CCD星敏感器與其他星敏感器相比較具有非常突出的優點。它能夠同時跟蹤多顆星，對磁場不敏感，精度得到改善。

CCD星敏感器被認為是最有發展前途的星敏感器，我國目前也正在積極地發展這一技術。四、陀螺

陀螺是利用一個高速旋轉的質量來敏感其自旋軸在慣性空間定向的變化。陀螺具有兩大特性，即定軸性和進動性。

定軸性就是當陀螺不受外力矩作用時，陀螺旋轉軸相對于慣性空間保持方向不變；

進動性就是當陀螺受到外力矩作用時，陀螺旋轉軸將沿最短的途徑趨向于外力矩矢量，進動角速度正比于外力矩大小。1．二自由度陀螺基于陀螺進動性，若轉子被迫以某個角速度繞輸入軸轉動，則繞輸出軸(框架)就會出現一個力矩。同時在輸出軸也裝有一個平衡彈簧，從而這個力矩使輸出軸轉動一個角度，這個輸出角度正比于這個力矩，也就是正比于輸入軸的角速度。2．三自由度陀螺二自由度陀螺的陀螺旋轉軸只有一個框架支承。若將此框架視作內環，圖中所標的“骨架(外殼)”不與航天器固連，而形成一個框架，稱為外環，那么該陀螺的轉軸就由兩個框架支承，即為三自由度陀螺。三自由度陀螺利用定軸性工作，用來測量姿態角，通常也稱它為位置陀螺。五、加速度計加速度計是用于測量航天器上加速度計安裝點的絕對加速度沿加速度計輸入軸分量的慣性敏感器。雖然目前加速度計沒有廣泛用于航天器的姿態穩定和控制，但它是航天器導航系統中重要的器件。加速度計的種類很多，有陀螺加速度計、擺式加速度計、振動加速度計、石英加速度計等。

加速度計由檢測質量（也稱敏感質量）、支承、電位器、彈簧和殼體組成。檢測質量受支承的約束只能沿一條軸線移動，這個軸常稱為輸入軸或敏感軸。當儀表殼體隨著航天器沿敏感軸方向作加速運動時。它與殼體之間的相對運動，使彈簧變形，檢測質量在彈簧力的作用下隨之加速運動。當彈簧力與檢測質量加速運動時產生的慣性力相平衡時，檢測質量與殼體之間便不再有相對運動，這時彈簧的變形反映被測加速度的大小。六、磁強計磁強計是以地球磁場為基準，測量航天器姿態的敏感器。磁強計本身是用來測量空間環境中磁場強度的。由于地球周圍每一點的磁場強度都可以由地球磁場模型事先確定，因此利用航天器上的磁強計測得的信息與之對比便可以確定出航天器相對于地球磁場的姿態。六、磁強計

目前應用較多的是感應式磁強計，它是建立在法拉第磁感應定律的基礎上的。法拉第電磁感應定律可以表達如下:

感應式磁強計分為搜索線圈式磁強計和磁通門磁強計兩種類型。六、磁強計

搜索線圈式磁強計:依靠衛星的自旋使通過搜索線圈的地磁場磁通量作周期性的變化，并感應出一個周期性的交流電壓，在此交流電壓的相位中包含了姿態的信息.六、磁強計

磁通門磁強計:具有原線圈和副線圈，并且包括兩個鐵心。原線圈在兩個鐵心上繞線方向相反，這樣使副線圈不受原線圈中電流頻率的影響；副線圈則將兩個鐵心作為一個來繞線。在原線圈中通以交流電流，其幅度要大到能使鐵心飽和。六、磁強計優點：磁強計由于質量小，性能可靠，消耗功率低，工作溫度范圍寬以及沒有活動部件等特點，得到了廣泛應用。缺點：但是地球磁場模型僅是對地球磁場的近似描述所以磁強計姿態測量精度不高。某點地球磁場強度與該點距地心的距離的3次方成反比，這使得中高軌道上地球磁場強度很弱，使磁強計的應用受軌道高度限制。

七、射頻敏感器射頻敏感器常常被通信衛星所采用，這是因為通信衛星的地面發射站可作為敏感器的無線電信標源。射頻敏感器確定航天器姿態的原理是基于對航天器天線軸與無線電波瞄準線之間夾角的測量。目前大多采用兩種射頻敏感器，即單脈沖比相(干涉儀式)和比輻式。

七、射頻敏感器

單脈沖比相干涉儀是由光的干涉原理引伸而來，至少要采用兩個接收天線，其間矩為d，稱為基線長度。當天線與地面距離比基線長度d大得多時，有如下關系式：

式中，為兩個天線接收電波的相位差，λ為波長。七、射頻敏感器

單脈沖比幅方法需要形成兩個互相疊交的天線方向圖，當目標與天線軸不重合(成角)時，下面的方向圖收到的信號將大于上面的方向圖收到的信號。兩個信號的振幅差表示目標與天線軸之間夾角，而振幅差的符號則表示偏離的方向。姿態敏感器小結在實際的航天器姿態控制系統中，各種敏感器單獨使用一般是不能滿足要求的，需要多種多個姿態敏感器組合使用，形成一個姿態測量系統。原因主要有三方面：一、相對于同一基準最多只能獲得兩個姿態角；二、各種敏感器均存在條件限制；三、航天器的長壽命工作特點要求敏感器可靠地長時間提供高精度姿態信息，所以姿態敏感器的冗余便成為必須考慮的重要問題。

表4．1姿態敏感器性能比較敏感器類型

優點

缺點

地球敏感器

(地平儀)(1)適用于近地軌道衛星(2)信號強(3)輪廓清楚(4)分析方便(1)一般需要掃描機構(2)需要防止太陽干擾(3)精度約0.1o

(4)受軌道影響大

太陽敏感器(1)信號源強(2)輪廓清楚(3)功耗低，質量輕(1)有陰影區(2)精度約1’

星敏感器(1)精度約0.03o

(2)視場不受限制(3)不受軌道影響(1)信號弱(2)結構復雜，成本高(3)要防止太陽干擾(4)星識別復雜(5)確定初始姿態，需要第二個姿態確定系統

磁強計(1)成本低。功耗低(2)對低軌道衛星靈敏度高(1)分辨率大于0.5o

(2)受軌道影響大(3)在星體內要進行磁清潔

慣性敏感器

(1)自主性強(2)不受軌道影響(3)有限時間內精度高(4)在星體上容易實現(1)易于漂移(2)有高速旋轉部件，易摩損(3)功率大、質量大

射頻敏感器(1)精度約0.03o

(2)不受航天器形變彎曲影響(3)結構易實現(1)無自主性(2)受地面站分布限制一、推力器推力器是目前航天器控制使用最廣泛的執行機構之一。它根據牛頓第二定律，利用質量噴射排出，產生反作用推力，這也正是這種裝置被稱為推力器或噴氣執行機構的原因。當推力方向通過航天器質心，則成為軌道控制執行機構；而當推力方向不過質心，則必然產生相對航天器質心的力矩，成為姿態控制執行機構。

4.2

執行機構

根據產生推力所需能源的形式不同，質量排出型推力器可以分為冷氣推力器、熱氣推力器和電推力器。航天器受到的總推力由動量推力和壓力推力兩部分組成。

若將推力公式寫為另一形式

式中稱為推力器的有效排氣速度，它是把動量推力和壓力推力在計算上統一起來的一個相當速度。為獲得一定推力，若有效排氣速度增大，則噴射物質的秒耗量就可以降低。

根據牛頓第二定律可推導出推力器真空中的推力公式為式中，為單位時間的工質排出量，即秒耗量；為相對于航天器的排氣速度；為推力器噴嘴出口截面積；為推力器噴嘴出口處的射流壓力。

推力器的另一個重要性能指標就是比推力，即推力器推力與工質的重量秒耗量之比，它相當于推力器每消耗單位質量工質所產生的推力。比推力與比沖的定義基本上是等價的。其計算式為

式中，為航天器所在軌道處的重力加速度。

分析上式可以得出結論：

(1)比推力越大，產生一定推力所需的工質重量秒耗量就越少；或者說，當工質流量一定時，比推力越大，所產生的推力就越大。

(2)比推力完全取決于有效排氣速度。有效排氣速度中的主要因素是，而主要取決于噴射物質所含能量的高低。

(3)對于給定的推力器來說，比推力的高度特性即比推力隨高度而變化的程度，與推力的變化大體相當。

(4)，即比推力在數值上約等于有效排氣速度的1／lO。

航天器通常都具有多個推力器組成的推力器系統。隨著航天器的不同，推力器系統所承擔的控制任務也是各不相同的。例如：“水手4號”金星探測器有12個噴嘴，只用作姿態控制；“阿波羅”登月艙推力器系統有16個噴嘴，可完成姿態與質心的六維控制任務；而“哥倫比亞號”航天飛機軌道器的推力器系統則擁有44個小推力器，不僅可以主要用于姿態控制，甚至還可以輔助軌道機動發動機完成軌道控制任務。

無論推力器執行什么樣的任務，在選擇推力器時應當考慮以下要求：

(1)為了降低推力器的質量和提高使用壽命，應選用高比推力和高推重比(推力與推力器質量之比)的推力器。

(2)為了提高姿態控制精度和降低推進劑的消耗，推力器應選用脈沖工作方式，脈沖的沖量值要小，重復性要好；

無論推力器執行什么樣的任務，在選擇推力器時應當考慮以下要求：

(3)推力器能在真空、失重、溫度交變的空間環境下可靠地工作；

(4)推力器應具有長壽命和多次啟動的能力，目前有的推力器啟動次數在幾十萬次以上，使用壽命超過10年。

動量交換：改變安裝在航天器上的高速旋轉剛體的動量矩，從而產生與剛體動量矩變化率成正比的控制力矩，作用于航天器上使其動量矩相應變化。實現這種動量交換的裝置稱為飛輪或飛輪執行機構，飛輪執行機構只能用于航天器的姿態控制。

二、飛輪根據飛輪的結構特點和產生控制作用的形式可以分為慣性輪、控制力矩陀螺和框架動量輪三種，其中慣性輪又分為反作用輪和動量輪兩種。

當飛輪的支承與航天器固連時，飛輪動量矩方向相對于航天器本體坐標系Oxyz不變，但飛輪的轉速可以變化，這種工作方式的飛輪通常稱為慣性輪。其中如果飛輪的轉速可以正負改變，且平均動量矩為零，則稱為反作用輪。

如果飛輪的平均動量矩是一個不為零的常值——偏置值，也就是說飛輪儲存了一個較大的動量矩，飛輪的轉速可以相對于偏置值有一定的變化，從而產生控制力矩。具有這種特點的飛輪稱為動量輪或偏置動量輪。如果把恒速旋轉的輪子裝在框架上，而框架又可以相對于航天器本體轉動，即框架角變化，那么就得到了動量矩的大小恒定不變而方向可變的飛輪，這種飛輪稱為控制力矩陀螺。根據支承輪子的框架數量的不同，控制力矩陀螺分為單框架控制力矩陀螺和雙框架控制力矩陀螺兩種。前者動量矩的方向變化在一個平面內，后者則可在三維空間任意改變。如果在控制力矩陀螺的基礎上，輪子旋轉的速度也可變化，即動量矩的大小和方向均可變，這種飛輪稱為框架動量輪，也有單框架和雙框架之分。

三、磁力矩器等其他執行機構

航天器的執行機構除了推力器和飛輪兩類主要執行機構以外，還有其他形式的執行機構。它們利用磁場、引力場等環境場與航天器相互作用產生力矩，實現對姿態的控制，例如磁力矩、重力梯度力矩、太陽輻射力矩和氣動力矩等。這些力矩一般都比較小，而且與運行軌道高度、航天器結構和姿態等因素有關。其中磁力矩器是最常見的一種。

航天器的磁特性和環境磁場相互作用可產生磁力矩，其大小為(為航天器磁矩，為環境磁場強度)。當兩者互相垂直時，磁力矩最大；當兩者相互平行時，磁力矩為零。對地球軌道航天器來說，只要航天器存在磁矩，磁力矩總是存在的。若不把它作為控制力矩使用，就成為擾動力矩。

利用環境場產生控制力矩，最常用的除了磁力矩以外，還有重力梯度力矩等。

磁力矩與軌道高度的3次方成反比，軌道高度越低，磁力矩越大。所以磁力矩作為控制力矩比較適用于低軌道航天器。

重力梯度力矩適用于中高度軌道航天器。

太陽輻射力矩適用于同步軌道衛星等高軌道航天器。

氣動力矩也適用于低軌道。

但是最后兩種力矩較少用來作為控制力矩。利用環境力矩產生控制力矩的裝置可稱為環境型執行機構。

對于航天器控制所采用的執行機構而言，高可靠性、長壽命、高精度是其基本要求，直接關系到控制系統的壽命和精度。在以上介紹的幾種執行機構中，飛輪、推力器、磁力矩器和重力梯度力矩執行機構是最常用的。

飛輪和推力器控制精度較高，環境型執行機構的控制精度較低，所以飛輪和推力器成為航天器控制主要的執行機構。此外，執行機構輸出的力矩范圍、工質能量的消耗量也是執行機構選用所必須考慮的重要方面。

控制執行機構小結表4．2航天器控制執行機構性能比較

執行機構類型輸出力矩范圍／(N·m)

控制精度能源消耗

缺點

推力器(RCS))

10-2

～10

較高

工質工質不可再生

磁力矩器10-2

～10-1

較低

電能剩磁影響

重力梯度10-6～10-3

低

無精度低．力矩小

氣動力矩10-6～10-3

低

無精度低，力矩小

慣性飛輪10-1～1

高

主要電能有旋轉部件，要卸載

控制力矩陀螺(CMG)10-2～103

高

主要電能有旋轉部件，要卸載

控制器的功能是由模擬邏輯或數字計算機實現控制規律或控制對策，把星上敏感器和執行機構聯接起來，從而完成對航天器的控制任務。由于數字計算機技術發展迅速，為了滿足對控制系統提出的新要求，采用星載控制計算機的航天器已經越來越多了。4.3控制器—星載控制計算機(1)滿足航天器基本要求，例如質量輕，體積小，功耗低等特點；

(2)適合在空間環境長期工作，例如軌道環境輻射和真空條件與溫度變化；

(3)具有冗余結構和故障檢測，故障處理與修復等功能的高可靠性要求；

(4)實現結構和接口上的模塊化、標準化，便于在軌更換和升級。航天器對星載計算機有著更高的要求，它們必須要：

在星載計算機控制的模式上，根據航天器飛行特點和控制任務要求不同，目前主要采用集中控制或分散控制。

集中控制適合采用高可靠性的大型中央處理機，而分散控制最大的優點是將系統的復雜性從系統級的范圍變為分系統級，使系統簡化。

我國在航天器控制模式的研究方面也取得了重要進展，特別是針對多體復合型大型航天器，如空間站等，提出了協同控制的思想和模式。無論采用哪一種控制模式，都有賴于目前計算機技術的水平，而當今計算機技術的飛速發展，也必定為航天器控制開辟更廣闊的空間。

一、姿態控制的方式航天器的姿態控制方式很多，按照控制力矩來源分類，一般可分為被動式和主動式兩種基本類型。4.4姿態控制系統的任務與分類

1．被動式被動控制系統是用自然環境力矩源或物理力矩源