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1、第四章 航天器姿态控制系统的组成与分类,4.1姿态敏感器,4.2执行机构,4.3控制器星载控制计算机,4.4姿态控制系统的任务与分类,航天器控制分为轨道控制与姿态控制两方面，而航天器控制系统在原理上和其他工程控制系统基本上是一样的，完成三个最基本的过程：敏感测量、信号处理和执行过程。其结构如图4.1所示，仍然是由敏感器、控制器和执行机构三大部分组成。敏感器用以测量某些绝对的或相对的物理量，执行机构起控制作用，驱动动力装置产生控制信号所要求的运动，控制器则担负起信号处理的任务。人们把这三部分统称为控制硬件，而把完成测量和控制任务所需的算法称为软件。,第四章航天器姿态控制系统的组成与分类,姿态就是
2、航天器在空间的方位，而姿态敏感器用来测量航天器本体坐标系相对于某个基准坐标系的相对角位置和角速度，以确定航天器的姿态。要完全确定一个航天器的姿态，需要3个轴的角度信息。由于从一个方位基准最多只能得到两个轴的角度信息，为此要确定航天器的三轴姿态至少要有两个方位基准。,4.1 姿态敏感器,美国哈勃太空望远镜,姿态敏感器按不同的基准方位，可分为下列5类。(1)以地球为基准方位：红外地平仪，地球反照敏感器；(2)以天体为基准方位：太阳敏感器，星敏感器；(3)以惯性空间为基准方位：陀螺，加速度计；(4)以地面站为基准方位：射频敏感器；(5)其他：例如磁强计(以地磁场为基准方位)，陆标敏感器(以地貌为基准
3、方位)。,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。(1)光学敏感器：太阳敏感器，红外地平仪，星敏感器，地球反照敏感器等；(2)惯性敏感器：陀螺、加速度计；(3)无线电敏感器：射频敏感器；(4)其他：磁强计。下面介绍最常用的7种姿态敏感器：太阳敏感器，红外地平仪，星敏感器，陀螺，加速度计，磁强计和射频敏感器。,太阳敏感器 太阳敏感器是通过对太阳辐射的敏感来测量太阳视线与航天器某一体轴之间夹角的敏感器。太阳敏感器之所以有这样广泛的通用性是因为:1.在大多数应用场合，可以把太阳近似看作是点光源，因此就可简化敏感器的设计和姿态确定的算法；2.太阳光源
4、很强，从而使敏感器结构简单，其功率要求也很小；3.太阳敏感器的视场很大，可以从几分几分到128。128。，而分辨率可以从几度到几角秒。太阳敏感器具有3种基本类型：模拟式、数字式和太阳指示器。经常使用的为模拟式和数字式两种。,1模拟式太阳敏感器 模拟式太阳敏感器的输出信号为模拟量，其大小和符号是太阳光入射角的连续函数。模拟式太阳敏感器通常又叫做余弦检测器，这是因为硅太阳电池输出电流与太阳光入射角成正弦规律变化。,模拟式太阳敏感器工作原理,模拟式太阳敏感器视场在几十度时，精度可达到；当视场很小，仅为 时，精度可达到秒级。,单轴模拟式太阳敏感器:只能测量航天器相对于太阳光线的一个姿态角,两轴模拟式太
5、阳敏感器:,同时获得航天器相对于太阳光线的两个姿态角,图4.3 两轴模拟式太阳敏感器,数字式太阳敏感器的输出信号是与太阳入射角相关的以编码形式出现的离散函数。在结构上，它主要由狭缝、码盘、光敏元件阵列、放大器和缓冲寄存器组成，光敏元件阵列是由一排相互平行且独立的光电池条组成，其数量决定了太阳敏感器输出编码的位数，从而在一定程度上影响到敏感器的分辨率。,2数字式太阳敏感器,3其他太阳敏感器 太阳指示器也称为太阳出现探测器。当太阳出现在敏感器视场内，并且信号超过门限值时，表示见到了太阳，输出为1；当信号低于门限值时，输出为O，表示没见到太阳。这种敏感器一般用来作保护器，例如保护红外地平仪免受太阳光
6、的影响。,红外地平仪 红外地平仪就是利用地球自身的红外辐射来测量航天器相对于当地垂线或者当地地平方位的姿态敏感器，简称地平仪。,目前红外地平仪主要有3种形式：地平穿越式、边界跟踪式和辐射热平衡式。其中地平穿越式地平仪扫描视场大，其余两种地平仪的工作视场较小，只能适用于小范围的姿态测量，但精度较高.下面分别介绍这3种红外地平仪的基本工作原理。,地平穿越式地平仪的视场相对于地球作扫描运动。当视场穿越地平线时，也就是说扫到地球和空间交界时，地平仪接收到的红外辐射能量发生跃变，经过热敏元件探测器把这种辐射能量的跃变转变成电信号，形成地球波形。然后通过放大和处理电路，把它转变成为前后沿脉冲。最后通过计算
7、电路，把前后沿脉冲与姿态基准信号进行比较，得出姿态角信息，也就是滚动角或俯仰角。图45所示为地平穿越式地球敏感器工作原理图。,1地平穿越式地平仪,穿越式地平仪常见有两种形式：圆锥扫描地平仪和自旋扫描地平仪。前者依靠地平仪的扫描机构，后者依靠航天器旋转(例如自旋卫星)。,自旋扫描红外地平仪（虚拟现实演示）,2边界跟踪式地平仪 该敏感器具有一个反馈伺服机构，它使视场跟踪地平线，同时给出相对于不运动部分的方位角，这个方位角与航天器姿态角成正比。边界跟踪式地平仪的精度可达，但视场较小，约为，因此只能工作在较窄的姿态范围内。另外，这种地平仪的工作还会受到大气成分、温度的不规则变化、日出日落的光照条件变化
8、的影响。,边界跟踪式地平仪虚拟现实演示,3辐射热平衡式地平仪 辐射热平衡式地平仪具有多个视场，一般有等间隔对称分布的4个(见图49(a)或8个视场(见图49(b)。每个视场分别接收来自地球不同部分的红外辐射，通过对每个视场接收到的不同红外辐射能量进行分析而得出航天器姿态。由于这种地平仪不需要扫描机构，所以又称为静态红外地平仪。,星敏感器 星敏感器是以某一颗亮度高于+2可见星等的恒星为基准，测量其相对于航天器的角位置，并同星历表中该星的角位置参数进行比较，来确定航天器的姿态。也即通过对恒星星光的敏感来测量航天器的某一个基准轴与该恒星视线之间的夹角。由于恒星张角非常小()，因此星敏感器的测量精度很
9、高。,星敏感器分星图仪和星跟踪器两种类型，星跟踪器又可分为框架式和固定式两种形式。(1)星图仪：又称星扫描器。一般都是狭缝式，用在自旋卫星上，利用星体的旋转来搜索和捕获目标恒星。(2)框架式星跟踪器：是把敏感头装在可转动的框架上，且通过旋转框架来搜索和捕获目标。(3)固定式星跟踪器：这种跟踪器的敏感头相对航天器固定，在一定的视场内具有搜索和跟踪能力，例如采用析像管电子扫描和CCD器件成像。,1狭缝式星敏感器 这种星敏感器利用航天器自旋对天体进行扫描。当星光通过光学系统到达并穿过位于焦平面上的狭缝码盘时，星光就被检测敏感到。若信号超过设置的门限位，电子装置便产生一个脉冲来表示星的出现。在焦平面码
10、盘上的狭缝如图4.10(b)所示，测量星光通过第一条狭缝的时间和经过两个狭缝之间的时间然后结合星历表和航天器的自旋速度，计算得出姿态信息。,CCD星敏感器采用电荷耦合器件图像列阵作为检测器，电荷耦合器具有垂直和水平像素。CCD星敏感器与其他星敏感器相比较具有非常突出的优点。它能够同时跟踪多颗星，对磁场不敏感，精度得到改善。CCD星敏感器被认为是最有发展前途的星敏感器，我国目前也正在积极地发展这一技术。,2CCD星敏感器,陀螺是利用一个高速旋转的质量来敏感其自旋轴在惯性空间定向的变化。陀螺具有两大特性，即定轴性和进动性。定轴性就是当陀螺不受外力矩作用时，陀螺旋转轴相对于惯性空间保持方向不变；进动
11、性就是当陀螺受到外力矩作用时，陀螺旋转轴将沿最短的途径趋向于外力矩矢量，进动角速度正比于外力矩大小。,4.1.4 陀螺,1二自由度陀螺 图4.11表示一个二自由度陀螺(含转子的一个自转自由度)的几何结构。基于陀螺进动性，由图可知，若转子被迫以某个角速度绕输入轴转动，则绕输出轴(框架)就会出现一个力矩。同时在输出轴也装有一个平衡弹簧，从而这个力矩使输出轴转动一个角度，这个输出角度正比于这个力矩，也就是正比于输入轴的角速度。,2三自由度陀螺 图411所示的二自由度陀螺的陀螺旋转轴只有一个框架支承。若将此框架视作内环，图中所标的“骨架(外壳)”不与航天器固连，而形成一个框架，称为外环，那么该陀螺的转
12、轴就由两个框架支承，即为三自由度陀螺。三自由度陀螺利用定轴性工作，用来测量姿态角，通常也称它为位置陀螺。,加速度计 加速度计是用于测量航天器上加速度计安装点的绝对加速度沿加速度计输入轴分量的惯性敏感器。虽然目前加速度计没有广泛用于航天器的姿态稳定和控制，但它是航天器导航系统中重要的器件。加速度计的种类很多，有陀螺加速度计、摆式加速度计、振动加速度计、石英加速度计等。,磁强计 磁强计是以地球磁场为基准，测量航天器姿态的敏感器。磁强计本身是用来测量空间环境中磁场强度的。由于地球周围每一点的磁场强度都可以由地球磁场模型事先确定，因此利用航天器上的磁强计测得的信息与之对比便可以确定出航天器相对于地球磁
13、场的姿态。磁敏感器根据工作原理不同可以分为感应式磁强计和量子磁强计两种。,目前应用较多的是感应式磁强计，它是建立在法拉第磁感应定律的基础上的。感应式磁强计分为搜索线圈式磁强计和磁通门磁强计两种类型。,4.1.7 射频敏感器 射频敏感器确定航天器姿态的原理是基于对航天器天线轴与无线电波瞄准线之间夹角的测量。目前大多采用两种射频敏感器，即单脉冲比相(干涉仪式)和比辐式。单脉冲比相干涉仪是由光的干涉原理引伸而来，至少要采用两个接收天线，其间矩为d，称为基线长度，如图414所示。当天线与地面距离比基线长度d大得多时，有如下关系式：(42)式中，为两个天线接收电波的相位差，A为波长。由式(42)可见，是
14、预先确定的，因此只要测出两个天线接收信号的相位差，便可确定方向角。同样，如果在一基线的垂直方向增加另一套相同的设备，就可以测出另一个方向角。,单脉冲比幅方法需要形成两个互相叠交的天线方向图，当目标与天线轴不重合(成 角)时(见图415)，下面的方向图收到的信号 将大于上面的方向图收到的信号。两个信号的振幅差表示目标与天线轴之间夹角，而振幅差的符号则表示偏离的方向。当目标与天线轴重合时，由上、下方向图收到的信号振幅相等，其差值就等于零。,在实际的航天器姿态控制系统中，各种敏感器单独使用一般是不能满足要求的，需要多种多个姿态敏感器组合使用，形成一个姿态测量系统。原因主要有三方面：一、相对于同一基准
15、最多只能获得两个姿态角；二、各种敏感器均存在条件限制；三、航天器的长寿命工作特点要求敏感器可靠地长时间提供高精度姿态信息，所以姿态敏感器的冗余便成为必须考虑的重要问题。,姿态敏感器小结,哥伦比亚航天飞机视频资料,4.2.1 推力器 推力器是目前航天器控制使用最广泛的执行机构之一。它根据牛顿第二定律，利用质射排出，产生反作用推力，这也正是这种装置被称为推力器或喷气执行机构的原因。当推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
16、力器。,4.2 执行机构,根据牛顿第二定律可推导出推力器真空中的推力公式为(43)式中，为单位时间的工质排出量，即秒耗量；为 相对于航天器的排气速度；为推力器喷嘴出口截面积；为推力器喷嘴出口处的射流压力。若将推力公式写为另一形式(44)式中 称为推力器的有效排气速度，它是把动量推力和压力推力在计算上统一起来的一个相当速度。为获得一定推力，若有效排气速度增大，则喷射物质的秒耗量就可以降低。,推力器的另一个重要性能指标就是比推力，即推力器推力与工质的重量秒耗量之比，它相当于推力器每消耗单位质量工质所产生的推力。比推力与比冲的定义基本上是等价的。其计算式为 式中，为航天器所在轨道处的重力加速度。,分
17、析式(45)可以得出结论：(1)比推力越大，产生一定推力所需的工质重量秒耗量就越少；或者说，当工质流量一定时，比推力越大，所产生的推力就越大。(2)比推力完全取决于有效排气速度。有效排气速度中的主要因素是，而 主要取决于喷射物质所含能量的高低。(3)对于给定的推力器来说，比推力的高度特性即比推力随高度而变化的程度，与推力的变化大体相当。(4)由式(45)知，即比推力在数值上约等于有效排气速度的1lO。,动量交换：改变安装在航天器上的高速旋转刚体的动量矩，从而产生与刚体动量矩变化率成正比的控制力矩，作用于航天器上使其动量矩相应变化。实现这种动量交换的装置称为飞轮或飞轮执行机构，飞轮执行机构只能用
18、于航天器的姿态控制。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。,4.2.2 飞轮,当飞轮的支承与航天器固连时，飞轮动量矩方向相对于航天器本体坐标系Oxyz不变，但飞轮的转速可以变化，这种工作方式的飞轮通常称为惯性轮。其中如果飞轮的转速可以正负改变，且平均动量矩为零，则称为反作用轮。如果飞轮的平均动量矩是一个不为零的常值偏置值，也就是说飞轮储存了一个较大的动量矩，飞轮的转速可以相对于偏置值有一定的变化，从而产生控制力矩。具有这种特点的飞轮称为动量轮或偏置动量轮。,如果把恒速旋转的轮子装在框架上，而框架又可以相对于航天
19、器本体转动，即框架角变化，那么就得到了动量矩的大小恒定不变而方向可变的飞轮，这种飞轮称为控制力矩陀螺。根据支承轮子的框架数量的不同，控制力矩陀螺分为单框架控制力矩陀螺和双框架控制力矩陀螺两种。前者动量矩的方向变化在一个平面内，后者则可在三维空间任意改变。如果在控制力矩陀螺的基础上，轮子旋转的速度也可变化，即动量矩的大小和方向均可变，这种飞轮称为框架动量轮，也有单框架和双框架之分。,飞轮,4.2.3 磁力矩器等其他执行机构 航天器的执行机构除了推力器和飞轮两类主要执行机构以外，还有其他形式的执行机构。它们利用磁场、引力场等环境场与航天器相互作用产生力矩，实现对姿态的控制，例如磁力矩、重力梯度力矩
20、、太阳辐射力矩和气动力矩等。这些力矩一般都比较小，而且与运行轨道高度、航天器结构和姿态等因素有关。其中磁力矩器是最常见的一种。,航天器的磁特性和环境磁场相互作用可产生磁力矩，其大小为(为航天器磁矩，为环境磁场强度)。当两者互相垂直时，磁力矩最大；当两者相互平行时，磁力矩为零。对地球轨道航天器来说，只要航天器存在磁矩，磁力矩总是存在的。若不把它作为控制力矩使用，就成为扰动力矩。航天器上安装的通电线圈就是最简单的磁力矩器，通电线圈产生的磁矩与地球磁场相互作用就可产生控制力矩，实现姿态控制。,利用环境场产生控制力矩，最常用的除了磁力矩以外，还有重力梯度力矩等。磁力矩与轨道高度的3次方成反比，轨道高度
21、越低，磁力矩越大。所以磁力矩作为控制力矩比较适用于低轨道航天器。重力梯度力矩适用于中高度轨道航天器。太阳辐射力矩适用于同步轨道卫星等高轨道航天器。气动力矩也适用于低轨道。但是最后两种力矩较少用来作为控制力矩。利用环境力矩产生控制力矩的装置可称为环境型执行机构。,对于航天器控制所采用的执行机构而言，高可靠性、长寿命、高精度是其基本要求，直接关系到控制系统的寿命和精度。在以上介绍的几种执行机构中，飞轮、推力器、磁力矩器和重力梯度力矩执行机构是最常用的。飞轮和推力器控制精度较高，环境型执行机构的控制精度较低，所以飞轮和推力器成为航天器控制主要的执行机构。此外，执行机构输出的力矩范围、工质能量的消耗量
22、也是执行机构选用所必须考虑的重要方面。,控制执行机构小结,海盗一号探测器视频资料,控制器的功能是由模拟逻辑或数字计算机实现控制规律或控制对策，把星上敏感器和执行机构联接起来，从而完成对航天器的控制任务。由于数字计算机技术发展迅速，为了满足对控制系统提出的新要求，采用星载控制计算机的航天器已经越来越多了。,4.3 控制器星载控制计算机,(1)满足航天器基本要求，例如质量轻，体积小，功耗低等特点；(2)适合在空间环境长期工作，例如轨道环境辐射和真空条件与温度变化；(3)具有冗余结构和故障检测，故障处理与修复等功能的高可靠性要求；(4)实现结构和接口上的模块化、标准化，便于在轨更换和升级。,航天器对
23、星载计算机有着更高的要求，它们必须要：,在星载计算机控制的模式上，根据航天器飞行特点和控制任务要求不同，目前主要采用集中控制或分散控制。集中控制适合采用高可靠性的大型中央处理机，而分散控制最大的优点是将系统的复杂性从系统级的范围变为分系统级，使系统简化。我国在航天器控制模式的研究方面也取得了重要进展，特别是针对多体复合型大型航天器，如空间站等，提出了协同控制的思想和模式。无论采用哪一种控制模式，都有赖于目前计算机技术的水平，而当今计算机技术的飞速发展，也必定为航天器控制开辟更广阔的空间。,4.4.1 姿态控制的方式 航天器的姿态控制方式很多，按照控制力矩来源分类，一般可分为被动式和主动式两种基
24、本类型。这两种方式相互组合，又可分出半被动、半主动以及混合等三种类型。在此，主要介绍被动式和主动式两种基本类型。,4.4 姿态控制系统的任务与分类,1被动式 被动控制系统是用自然环境力矩源或物理力矩源，如自旋、重力梯度、地磁场、太阳辐射力矩或气动力矩等以及它们之间的组合来控制航天器的姿态。这种系统不需要能源，也不需要姿态敏感器和控制逻辑线路。,自旋稳定是被动控制中最简单的方法。它的原理是利用航天器绕自旋轴旋转所获得的陀螺定轴性，使航天器的自旋轴方向在惯性空问定向，但是它不具有控制自旋速度及再定向或使自旋轴进动的能力。环境力矩稳定是另一类重要的航天器被动控制方式。气动力、重力梯度力、磁力和太阳辐
25、射压力对航天器质心之矩，都是潜在的控制力矩源。选择适当的轨道高度，设计一定的结构形状，使得作为控制力矩的环境力矩的值远大于其余的环境力矩的值，则可组成相应的姿态稳定系统。,2主动式 航天器主动式姿态控制系统的控制力矩来自于航天器上的能源，它属于闭环控制系统。这类姿态控制系统主要有三种。(1)以飞轮执行机构为主的三轴姿态控制系统：它利用各种飞轮储存动量矩，通过动量交换实现航天器的姿态控制，所以也称为动量矩控制。,欧洲第一颗实用气象卫星,(2)喷气三轴姿态控制：利用各种推力器(即喷气执行机构)为执行机构，从航天器本体向外喷射质量，产生控制力矩。在本体坐标系三个轴方向上均安装推力器，就可以实现对航天
26、器三个轴的姿态控制。(3)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。,中巴资源卫星,3自旋稳定方式与三轴稳定方式 姿态控制方式若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。,4.4.2 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。各种航天器通常根据其任务的需要选择合适的控制系统。对复杂结构航天器，通常由若干分体组成，每个分体各有相对独立的控制系统，这种系统称为多体控制系统，也称混合控制系统。,
