第7章姿态控制与轨道控制概要.ppt

数字太阳敏感器 视场范围：优于±60°×±60° 门槛阈值：0.25~0.30太阳常数 测量误差：优于0.1度 输出：太阳矢量和测量轴之间的方位角 光纤陀螺（德国LITEF公司）技术指标： 常值漂移： 3°/小时(恒温度) 随机漂移： 0.15°/sqrt(h) 数据更新率: 0.5--1kHz 测量范围: 19.661°/s 功耗： 2.0W 磁强计 用于测量磁场在星体上的方向和大小 测量范围： ±60000nT 精度： 优于0.5％满量程 轴间正交度： 90±0.50o 工作温度： -70℃-- +80℃ 轮控系统的特点： （1）轮控系统不需要消耗工质，适于长期工作； （2）轮控系统可以提供较精确的控制力矩，控制精度高； （3）轮控系统特别适合于克服周期性扰动； （4）采用轮控系统的三轴稳定系统，可以携带有大型太阳能电池阵，以满足星上对能源的需求； （5）与喷气控制相比，轮控系统可以避免对光学仪器的污染。 采用轮控系统存在的问题： （1）飞轮（动量轮）会发生速度饱和，必须考虑卸载问题； （2）飞轮有高速转动部件，使寿命和可靠性受到限制； （3）过零力矩干扰较大。 空间飞行器总体设计 2）主动姿态控制 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。 §7.4 卫星的姿态控制技术 空间飞行器总体设计 3）自旋稳定方式与三轴稳定方式 姿态控制方式就航天器在运行中是否旋转，可分为自旋稳定和三轴稳定两大类。 自旋航天器在外形上要求较严格，指向精度也较低； 三轴稳定则突破了对航天器外形的限制，因为星体不旋转，可以安装大型的附件。三轴稳定航天器由于采用了星上计算机和高精度的姿态敏感器，提高了指向精度，但它的动量矩比自旋稳定航天器小，受到干扰力矩时，容易发生姿态偏转。 当前，三轴稳定方式并没有完全取代自旋稳定方式，两种方式都会得到使用。 §7.4 卫星的姿态控制技术 空间飞行器总体设计 3）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。 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，因此称为有源系统或主动控制系统。 §7.4 卫星的姿态控制技术 空间飞行器总体设计 2 姿态控制执行机构 卫星姿态控制执行机构是对卫星产生控制力矩，改变卫星姿态运动的装置。它按照控制器给出的控制指令，产生作用于卫星的力矩，可用于姿态稳定、姿态捕获、姿态机动，建立和维持轨道控制所需的姿态，自旋稳定卫星的起旋、消旋，转速控制，章动和进动控制等。 依产生力矩的原理，卫星姿态控制执行机构大致有三种类型： §7.4 卫星的姿态控制技术 空间飞行器总体设计 2 姿态控制执行机构 1）喷气执行机构 推力器是目前航天器控制使用最广泛的执行机构之一。它利用高速排出的工质产生反作用推力，所以又称为质量排出式执行机构。当推力器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，质量排出型推力器可以分为冷气推力器、热气推力器和电推力器。 §7.4 卫星的姿态控制技术 空间飞行器总体设计 §7.4 卫星的姿态控制技术 质量排出型推力器 航天器总体设计 空间飞行器总体设计 2 姿态控制执行机构 2）机电执行机构 机电执行机构一般由驱动电路、电机、轴承、传动装置和旋转惯量等组成，例如惯性飞轮、空间站姿态控制用的控制力矩陀螺、双自旋卫星的消旋组件，太阳帆板定向驱动组件，天线指向控制用的框架驱动组件等。 惯性飞轮是具有大惯量轮体的机电执行机构。根据动量矩守恒原理，它与星体进行角动量交换，实现卫星姿态控制。 根据飞轮的结构特点和产生控制作用的形式可以分为惯性轮、控制力矩陀螺和框架动量轮三种，其中惯性轮又分为反作用轮和动量轮两种。 §7.4 卫星的姿态控制技术 空间飞行器总体设计 飞轮 §7.4 卫星的姿态控制技术 空间飞行器总体设计 空间飞行器总体设计 §7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统 2 姿态敏感器 敏感器由测量变换器和信号处理线路两部分组成，姿态敏感器按不同方式的测量变换器可分为下列4种。 光学敏感器：太阳敏感器，红外