第10章航天器姿态与轨道控制分系统(1)
自动控制原理实验-卫星三轴姿态控制系统
自动控制理论实验报告人： 赵振根 02020802班 2008300597
卫星三轴姿态飞轮控制系统设计 一：概述 1.1．坐标系选择与坐标变换 在讨论卫星姿态时，首先要选定空间坐标系，不规定参考坐标系就无从描述卫星的姿态，至少要建立两个坐标系，一个是空间参考坐标系，一个是固连在卫星本体的星体坐标系。在描述三轴稳定对地定向卫星的姿态运动时，一般以轨道坐标系为参考坐标系，还有星体坐标系。 （1） 轨道坐标系o o o O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，o O X 轴在轨 道平面上与o OZ 轴垂直，与轨道速度方向一致，o OZ 轴指向地心，o O Y 轴垂直于轨道平面并构成右手直角坐标系 （2） 星体坐标系b b b O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，b O X ，b O Y ，b OZ 固连在星体上，为卫星的三个惯性主轴。其中b O X 为滚动轴， b O Y
为俯仰轴， OZ为偏航轴。 b 1.2 飞轮控制系统在卫星三轴姿态控制中的应用与特点 长寿命，高精度的三轴姿态稳定卫星，在轨道上正常工作时，普遍采用角动量交换装置作为姿态控制系统的执行机构。 与喷气推力器三轴姿态稳定系统相比，飞轮三轴姿态稳定系统具有多方面的有点：(1)飞轮可以给出较为精确地连续变化的控制力矩，可以进行线性控制，而喷气推力器只能作为非线性开关控制，因此轮控系统的精度比喷气推力器的精度高一个数量级，而姿态误差速率也比喷气控制小。(2)飞轮所需要的能源是电能可以不断地通过太阳能电池在轨得到补充，因而适用于长寿命工作，喷气推力器需要消耗工质或燃料，在轨无法补充，因而寿命大大受限。(3)轮控系统特别适用于克服周期性扰动。(4)轮控系统能够避免热推力器对光学仪器的污染。 然而，轮控系统在具有以上优越性的同时，也存在两个主要问题，一是飞轮会发生速度饱和。当飞轮朝着一个方向加速或偏转以克服某一方面的非周期性扰动时，飞轮终究要达到其最大允许转速。二是由于转速部件的存在，特别是轴承寿命和可靠性受到限制。 1.3 飞轮姿态控制原理 从动力学角度看，卫星姿态运动时卫星角动量作用的结果，飞轮则是通过与卫星间的角动量的交换来实现姿态控制，要使卫星在轨道上保持三轴稳定并对地定向。卫星的角动量H应该不变，且方向与轨
航天器制导与控制课后题答案(西电)
航天器制导与控制课后题答案(西电) 1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？ 航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正 常工作。 1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么? 概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：对航天器绕质心施加力矩, 以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的 再定向过程。关系：轨道控制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制, 航天器姿态必须符合要求。也就是说, 当需要对航天器进行轨道控制时, 同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某些飞行过程中,
可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。 1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。 姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天 器姿态运动的形式可大致分为两类。自旋稳定:卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在 某一参考空间的方向。 1.6主动控制与被动控制的主要区别是什么? 画出星—地大回路控制的结构图。 主动控制与被动控制的主要区别是航天器的控制力和力矩的来 源不同。被动控制: 其控制力或力矩由空间环境和航天器动力学特性提供, 不需要消耗星上能源。例如利用气动力或力矩、太阳辐射压力、重力梯度力矩，磁力矩等实现轨道或姿态的被动控制, 而不消耗工质或电能。主动控制: 包括测量航天器的姿态和轨道, 处理测量数据, 按照一定的控制规律产生控制指令, 并执行指令产生对航天器的控 制力或力矩。需要消耗电能或工质等星上能源, 由星载或地面设备组成闭环系统来实现。 2.1 利用牛顿万有引力定律推导、分析航天器受N 体引力时的运动方程, 并阐述简化为二体相对运动的合理性。 （1）解：牛顿万有引力定律：??r Fg??GMm
飞行器姿态控制法综述
飞行器姿态控制方法综述 一.引言 经过一个世纪的发展，各种飞行器如雨后春笋般出现，从飞机、导弹到火箭、卫星，从宇宙飞船、航天飞机、空间站到月球探测器、火星探测器。这些飞行器能在空中按预定的轨迹运动总离不开它的姿态控制系统，飞行器在空间的运动是十分复杂的。为使问题简单化，总是将一飞行器的空间运动分解为铅锤平面的纵向运动和水平面内的侧向运动，将飞行器在空间的角运动分解成俯仰、偏航和滚动三个角运动。由于角运.动使飞行器的姿态发生变化，所以对角运动的控制就是对飞行器姿态的控制。对于飞行器姿态的控制，不同的飞行器需要不同的策略，本文主要就飞行器姿态控制方法的应用与发展作一一论述。 二.姿态控制的数学模型 要控制飞行器的姿态，就是要控制使飞行器三个姿态角发生变化的力矩大小。飞行器的姿态模型可以认为是一类不确定MIMO 仿射非线性系统，如式(1)所示： ()//()//()//(cos sin )/cos cos sin sin tan cos tan x y z y x x x x x z x x x y y y x x y x y z z z x x x z x y z I I I M I I I I M I I I I M I ωωωωωωωωωψ ωθωθ??ωθωθ θωθ?ωωθ?=-+??=-+??=-+??=-??=+?=+-?? （1） 式中，x 、y 、z 下标表示空间飞行器的三个主轴方向；I 表示相对于飞行器质心的惯量矩，设飞行器是主轴对称的，则惯量积可以忽略；ω表示飞行器相对于惯性空间的角速度;M 表示控制力矩；,,ψ?θ分别是飞行器的欧拉角。控制了M 的大小，就可以控制飞行器按我们期望的轨迹运动。M 由飞行器上的执行机构产生，常见的有空气舵、推力矢量发动机、反作用飞轮、喷气执行机构或由其它环境力执行机构。 三.飞行器姿态控制方法 3.1空气动力控制 根据运动的相对性原理和气体流动时的基本定律，当飞行器在大气中以一定
自动控制原理实验-卫星三轴姿态控制系统
自动控制理论实验 报告人： 赵振根 02020802班 2008300597
卫星三轴姿态飞轮控制系统设计 一：概述 1.1．坐标系选择与坐标变换 在讨论卫星姿态时，首先要选定空间坐标系，不规定参考坐标系就无从描述卫星的姿态，至少要建立两个坐标系，一个是空间参考坐标系，一个是固连在卫星本体的星体坐标系。在描述三轴稳定对地定向卫星的姿态运动时，一般以轨道坐标系为参考坐标系，还有星体坐标系。 （1） 轨道坐标系o o o O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，o O X 轴在轨 道平面上与o OZ 轴垂直，与轨道速度方向一致，o OZ 轴指向地心，o O Y 轴垂直于轨道平面并构成右手直角坐标系 （2） 星体坐标系b b b O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，b O X ，b O Y ，b OZ 固连在星体上，为卫星的三个惯性主轴。其中b O X 为滚动轴， b O Y
为俯仰轴， OZ为偏航轴。 b 1.2 飞轮控制系统在卫星三轴姿态控制中的应用与特点 长寿命，高精度的三轴姿态稳定卫星，在轨道上正常工作时，普遍采用角动量交换装置作为姿态控制系统的执行机构。 与喷气推力器三轴姿态稳定系统相比，飞轮三轴姿态稳定系统具有多方面的有点：(1)飞轮可以给出较为精确地连续变化的控制力矩，可以进行线性控制，而喷气推力器只能作为非线性开关控制，因此轮控系统的精度比喷气推力器的精度高一个数量级，而姿态误差速率也比喷气控制小。(2)飞轮所需要的能源是电能可以不断地通过太阳能电池在轨得到补充，因而适用于长寿命工作，喷气推力器需要消耗工质或燃料，在轨无法补充，因而寿命大大受限。(3)轮控系统特别适用于克服周期性扰动。(4)轮控系统能够避免热推力器对光学仪器的污染。 然而，轮控系统在具有以上优越性的同时，也存在两个主要问题，一是飞轮会发生速度饱和。当飞轮朝着一个方向加速或偏转以克服某一方面的非周期性扰动时，飞轮终究要达到其最大允许转速。二是由于转速部件的存在，特别是轴承寿命和可靠性受到限制。 1.3 飞轮姿态控制原理 从动力学角度看，卫星姿态运动时卫星角动量作用的结果，飞轮则是通过与卫星间的角动量的交换来实现姿态控制，要使卫星在轨道上保持三轴稳定并对地定向。卫星的角动量H应该不变，且方向与轨
四轴飞行器姿态控制算法
姿态解算 姿态解算(attitude algorithm),是指把陀螺仪，加速度计, 罗盘等的数据融合在一起，得出飞行器的空中姿态，飞行器从陀螺仪器的三轴角速度通过四元数法得到俯仰，航偏，滚转角，这是快速解算，结合三轴地磁和三周加速度得到漂移补偿和深度解算。 姿态的数学模型坐标系 姿态解算需要解决的是四轴飞行器和地球的相对姿态问题。地理坐标系是固定不变的，正北，正东，正上构成了坐标系的X，Y，Z轴用坐标系R表示，飞行器上固定一个坐标系用r表示，那么我们就可以适用欧拉角，四元数等来描述r和R的角位置关系。 姿态的数学表示 姿态有多种数学表示方式，常见的是四元数，欧拉角，矩阵和轴角。在四轴飞行器中使用到了四元数和欧拉角,姿态解算的核心在于旋转。姿态解算中使用四元数来保存飞行器的姿态，包括旋转和方位。在获得四元数之后，会将其转化为欧拉角，然后输入到姿态控制算法中。姿态控制
算法的输入参数必须要是欧拉角。AD值是指MPU6050的陀螺仪和加速度值，3个维度的陀螺仪值和3个维度的加速度值，每个值为16位精度。AD值必须先转化为四元数，然后通过四元数转化为欧拉角。在四轴上控制流程如下图： 下面是用四元数表示飞行姿态的数学公式，从MPU6050中采集的数据经过下面的公式计算就可以转换成欧拉角，传给姿态PID控制器中进行姿态控制.
PID控制算法 先简单说明下四轴飞行器是如何飞行的,四轴飞行器的螺旋桨与空气发生相对运动，产生了向上的升力，当升力大于四轴的重力时四轴就可以起飞了。四轴飞行器飞行过程中如何保持水平：我们先假设一种理想状况：四个电机的转速是完全相同的是不是我们控制四轴飞行器的四个电机保持同样的转速，当转速超过一个临界点时（升力刚好抵消重力）四轴就可以平稳的飞起来了呢？答案是否定的，由于四个电机转向相同，四轴会发生旋转。我们控制四轴电机1和电机3同向，电机2电机4反向，刚好抵消反扭矩，巧妙的实现了平衡, 但是实际上由于电机和螺旋
航天器的姿态与轨道最优控制
航天器的姿态与轨道最优控制 董丽娜唐晓华吴朝俊司渭滨(第八小组) （西安交通大学电气工程学院，陕西省，西安市 710049） 【摘要】从航天器的轨道运动学方程出发, 运用线性离散系统最优控制理论, 提出了一种用于航天器轨道维持与轨道机动的最优控制方法, 建立了相关的最优控制模型并给出了求解该模型的算法。仿真计算结果表明, 本文提出的最优控制方法是正确和可行的。 【关键词】航天器轨道保持轨道机动最佳控制 Optimal Control of Spacecraft State and Orbit Dong LiNa，Tang XiaoHua，Wu ChaoJun，Si WeiBin （EE School of Xi’an Jiaotong university，Xi’an, Shannxi province, 710049）【Abstract】This paper provides a new optimal control method for orbital maintenance and maneuver ,which begins with the kinetics equation of spacecraft and is based on the linear discrete optimal control theory , establishes the relative optimal control model and gives its solution. The simulation results show that the given optimal control method in this paper is correct and feasible. 【Key word】Spacecraft ，Orbital keeping ，Orbital maneuver ，Optimal control 1 引言 一般地,常见的航天器有:运载火箭、人造卫星、载人飞船、宇宙飞船、空间站等。宇宙飞船也称太空飞船，它和航天飞机都是往返于地球和在轨道上运行的航天器（如空间站) 。
SimuLink卫星姿态控制_运动学模块的建立
四元数姿态运动学方程：（见《基于星敏感器角速度估计的陀螺故障诊断》） ()b b b b b b o o o ob o ib o io 11C 22 ? =?=?-Q Q w Q w w 其中b o Q 表示星体坐标系b 相对于轨道坐标系o 的姿态四元数在体坐标系b 中的投影（在星 体坐标系中轨道坐标系o 转到与星体坐标系b 重合（与后面的姿态坐标转换矩阵对应）所 需的姿态四元数）；?表示四元数乘法；b ob w 表示星体坐标系b 相对于轨道坐标系o 的角速度在b 坐标系中的投影；b ib w 表示体坐标系b 相对于惯性坐标系i 的角速度在b 坐标系中的投影，由动力学模块给出；b o C 表示o 系到b 系的坐标转换矩阵，由四元数Q 计算得到；o io w 表示轨道坐标系o 相对于惯性坐标系i 的角速度在o 坐标系中的投影，该角速度在轨道坐标系中表示简单，该值在m 文件中给出。 利用运动学方程画运动学模块图如下： 建立四元数转姿态矩阵模块： 用mask 修改模块封面。
依照下面的转换公式，使用Fcn 模块和Create3*3 Matrix 模块建立四元数转换模块如下： 2222103212031302b T 22222 o 01203203123012222130223013012q q q q 2(q q q q )2(q q q q )C (q )2(q q q q ) q q q q 2(q q q q )2(q q q q )2(q q q q ) q q q q ?? +--+-?? =+-=-+--+?? ??+-+--? ? qq E q 建立四元数求解模块： 使用Subsystem 模块建立Quaternion Solve Model ，并create mask 如下：
卫星姿态
卫星姿态 卫星姿态是指卫星星体在轨道上运行所处的空间指向状态。直角坐标系的原点置于星体上，指向地面的Z轴反映偏航方向，Y轴反映俯仰方向，X轴反映滚动方向，通常采用三轴稳定、自旋稳定、重力梯度稳定等方式保持姿态的稳定。根据对卫星的不同工作要求，卫星姿态的控制方法也是不同的。按是否采用专门的控制力矩装置和姿态测量装置，可把卫星的姿态控制分为被动姿态控制和主动姿态控制两类。被动姿态控制是利用卫星本身的动力特性和环境力矩来实现姿态稳定的方法，有自旋稳定、重力梯度稳定等；主动姿态控制主要是三轴稳定姿态控制方式。 定义：卫星星体所处的空间位置状态 稳定方式：自旋/重力梯度/三轴稳定 分类：被动姿态控制，主动姿态控制 定义 卫星姿态是指卫星星体在轨道上运行所处的空间指向状态。将直角坐标系的原点置于星体上，指向地面的Z轴反映偏航方向，Y轴反映俯仰方向，X轴反映滚动方向。星体在高空中沿局部地球铅垂方向和轨道矢量方向运行，不时地产生对三轴的偏移。姿态控制是通过姿态控制分系统（ACS）来实现，使用地平扫描仪可感应俯仰和滚动轴的姿态误差，使用速度陀螺仪和罗盘可感应偏航轴的姿态误差。 姿态控制方式 姿态的稳定通常采用以下几种方式：①三轴稳定。依靠姿态控制分系统使卫星偏航轴方向始终保持与当地铅垂线方向一致，以保对地观测传感始终对准地面；②自旋稳定。卫星自转轴对空间某点取向固定，使其姿态保持稳定；③重力梯度稳定。在地球重力场作用下，转动物体的转轴逐渐达到平衡状态，与重力梯度方向一致，即同当地垂直线方向一致，以保持卫星姿态的稳定。 根据对卫星的不同工作要求，卫星姿态的控制方法也是不同的。按是否采用专门的控制力矩装置和姿态测量装置，可把卫星的姿态控制分为被动姿态控制和主动姿态控制两类。 被动姿态控制： 被动姿态控制是利用自然环境力矩或物理力矩源，如自旋、重力梯度、地磁场或气动力矩等以及他们之间的组合来控制航天器的姿态。这种系统不需要电源，因而也不需要姿态敏感器和控制逻辑线路。主要类型有自旋稳定和环境力矩稳定等。适用于中等指向精度的飞行任务。一般试验性小卫星采用这种控制方式。 [2] 1、自旋稳定方式 有的卫星要求其一个轴始终指向空间固定方向，通过卫星本体围绕这个轴转动来保持稳定，这种姿态稳定方式就叫自旋稳定。它的原理是利用卫星绕自旋轴
航天器控制大作业
航天器控制课程大作业 1.基本内容 ?建立带有反作用飞轮的三轴稳定对地定向航天器的姿态动力学和姿态运动学模型； ?基于欧拉角或四元数姿态描述方法，设计PD型或PID型姿态控制律(任选一种); ?利用MATLAB/Simulink软件建立航天器闭环姿态控制系统，设计姿态控制器进行闭合回路数学仿真，实现给定控制指标和 性能指标。 ?调研基于星敏感器+陀螺的姿态确定算法并撰写报告，要求不少于1500字。内容包括： ?星敏感器、陀螺数学模型 ?Landsat-D卫星姿态确定调研 包括：姿态敏感器组成、姿态敏感器性能、姿态确定算法及其精度 ?单星敏感器+陀螺的kalman滤波器姿态估计 ?双星敏感器姿态确定算法(双矢量定姿) ?列出主要参考文献 2.具体要求和相关参数 1)建立航天器姿态动力学方程以及基于欧拉角描述(3-1-2转序)的姿态运动学方程。基于如下假设，对航天器姿态动力学和姿态运动学模型进行简化： ?航天器的轨道为近圆轨道，对应轨道角速度为常数； ?航天器的本体坐标系与其主惯量坐标系重合，惯量积为零；
? 航天器姿态稳定控制时，姿态角和姿态角速度均为小量。 进一步建立适用于航天器姿态稳定或小姿态角度工况下的线性化航天器姿态动力学和运动学模型。 2) 航天器转动惯量矩阵 2200024142460018kg m 14182500????=??????? I 轨道角速度00.0012rad/s ω=。设航天器本体系三轴方向所受干扰力矩如下： 040003cos 1() 1.510 1.5sin 3cos N m 3sin 1d t t t t t ωωωω-+????=?+?????+??T 仿真中，假设初始三轴姿态角为002~5和初始三轴姿态角速度000.01/s ~0.05/s 。 3) 采用三正装反作用飞轮作为执行机构，飞轮最大控制力矩为0.4Nm ，最大角动量20Nms 。飞轮采用力矩模式，模型采用一阶惯性环节（时间常数为0.005s ），考虑库仑摩擦力矩4410Nm -?，要求飞轮的数学模型带有饱和特性。 4) 控制指标和性能指标： ? 稳定度（姿态角速度）：优于0.005deg/s ； ? 指向精度（姿态角）：优于0.1deg ； ? 姿态稳定收敛时间小于100s 。
飞行器姿态控制法综述
飞行器姿态控制方法综述 一.引言 经过一个世纪的发展，各种飞行器如雨后春笋般出现，从飞机、导弹到火箭、卫星，从宇宙飞船、航天飞机、空间站到月球探测器、火星探测器。这些飞行器能在空中按预定的轨迹运动总离不开它的姿态控制系统，飞行器在空间的运动是十分复杂的。为使问题简单化，总是将一飞行器的空间运动分解为铅锤平面的纵向运动和水平面内的侧向运动，将飞行器在空间的角运动分解成俯仰、偏航和滚动三个角运动。由于角运.动使飞行器的姿态发生变化，所以对角运动的控制就是对飞行器姿态的控制。对于飞行器姿态的控制，不同的飞行器需要不同的策略，本文主要就飞行器姿态控制方法的应用与发展作一一论述。 二.姿态控制的数学模型 要控制飞行器的姿态，就是要控制使飞行器三个姿态角发生变化的力矩大小。飞行器的姿态模型可以认为是一类不确定MIMO 仿射非线性系统，如式(1)所示： ()//()//()//(cos sin )/cos cos sin sin tan cos tan x y z y x x x x x z x x x y y y x x y x y z z z x x x z x y z I I I M I I I I M I I I I M I ωωωωωωωωωψωθωθ??ωθωθθωθ?ωωθ? =-+??=-+??=-+??=-??=+?=+-??&&&&&& （1） 式中，x 、y 、z 下标表示空间飞行器的三个主轴方向；I 表示相对于飞行器质心的惯量矩，设飞行器是主轴对称的，则惯量积可以忽略；ω表示飞行器相对于惯性空间的角速度;M 表示控制力矩；,,ψ?θ分别是飞行器的欧拉角。控制了M 的大小，就可以控制飞行器按我们期望的轨迹运动。M 由飞行器上的执行机构产生，常见的有空气舵、推力矢量发动机、反作用飞轮、喷气执行机构或由其它环境力执行机构。 三.飞行器姿态控制方法 3.1空气动力控制 根据运动的相对性原理和气体流动时的基本定律，当飞行器在大气中以一定
低轨卫星组网设计
1概述 卫星星座是指由多颗卫星按照一定规则和形状构成的可提供一定覆盖性能的卫星网络，是多颗卫星进行协同工作的基本形式。卫星星座结构会影响网络覆盖区域、网络时延和系统成本等。传统的同步轨道卫星轨道高、链路损耗大，对地面终端的EIRP和接收天线的G／T值要求过高，难以实现手持机与卫星直接进行通信；而低轨卫星由于链路损耗小，降低了对用户终端EIRP和G／T值的要求，可支持地面小型终端与卫星的直接通信，有利于信息的实时传输。现代通信的发展要求卫星通信系统应具有全球通信能力。低轨卫星实现全球覆盖所需的卫星数目较多(Iridium系统66颗星)，系统实现成本很高，对于我国这样的发展中国家要在短期内构建全球性低轨卫星通信系统，无论是在经济上还是在技术上都存在较大困难。因此，在预期星座的整体构型下，通过设计和筛选，合理部署少数卫星以满足当前任务和需求，并在今后发展中通过不断发射新卫星进行补网，最终实现星座的预期覆盖和通信能力，是我国卫星通信发展的一条可行之路。 2星座参数设计 2.1轨道设计 椭圆轨道多用于区域性覆盖，但轨道倾斜角必须为63.4°(为了避免拱点漂移)，这对中低纬度地区的覆盖十分不利，而圆轨道的倾斜角可在0°～90°。之间任意选择。考虑我国所处纬度范围为北纬4°～54°之间，星座设计宜应采用倾斜圆轨道。轨道高度选择主要是系统所需卫星数目与地面终端EIRP和G／T 值的折衷。同时，轨道高度的选择还需考虑地球大气层和范·阿伦带两个因素的
影响，通常认为LEO 卫星的可用轨道高度为700～2 000 km 。 2.2卫星周期设计 为了便于卫星轨道控制，通常选择使用回归轨道，即卫星运行周期与地球自转周期成整数比。卫 星运行周期与地球自转周期关系如下式所示： n k Ts =Te (1) 式中，k 、n 为整数，Ts 为卫星运行周期，Te 为地球自转周期，且Te=86 164 s 。根据开普勒定理，可得卫星周期Ts(单位s)与轨道高度h 关系如下： ()μπ3 Re 2h T s += （2） 式中，地球半径Re=6 378.137 km ，开普勒常数 23s m 98.398601K =μ。取k=2，n=25，可得卫星周期 Ts=6893 s ，轨道高度h=1450 km 。 2.3星座相位关系设计 星座相位关系的确定是指确定卫星在星群中的位置，它包括轨道倾角、轨道平面的布置、同一平面 内卫星的位置和相邻轨道卫星的相对位置关系。通常，为了使卫星具有最大的均匀覆盖特性，同一轨道 平面内的卫星应均匀分布，即相邻卫星的相位差应 满足360／m ，m 为该轨道平面内的卫星数量。对于不同轨道平面内卫星，相对相位角的不同会使星座 的覆盖特性相差甚远。 根据立体几何的关系，推导出两个星下点(卫星与 地心连线和地面的交点)之间的距离d 的公式如下： ()()[]2cos sin 2sin 2sin cos sin 2arccos 212212122θθθθθ?+---=e R d
四轴飞行器姿态控制算法注释
从开始做四轴到现在，已经累计使用了三个月的时间，从开始的尝试用四元数法进行姿态检测，到接着使用的卡尔曼滤波算法，我们走过了很多弯路，我在从上周开始了对德国人四轴代码的研究和移植，发现德国人的代码的确有他的独到之处，改变了很多我对模型的想法，因为本人是第一次尝试着制作模型，因此感觉很多想法还是比较简单。经过了一周的时间，我将德国人的代码翻译并移植到了我目前的四轴上，并进行了调试，今天，专门请到了一个飞直升机的教练，对我们的四轴进行试飞，并与一个华科尔的四轴进行了现场比较，现在我们四轴的稳定性已经达到了商品四轴的程度。下面是我这一周时间内对德国人代码的一些理解： 德国人代码中的姿态检测算法： 首先，将陀螺仪和加速度及的测量值减常值误差，得到角速度和加速度，并对角速度进行积分，然后对陀螺仪积分和加速度计的数值进行融合。融合分为两部分，实时融合和长期融合,实时融合每一次算法周期都要执行，而长期融合没256个检测周期执行一次，(注意检测周期小于控制周期的2ms) 实时融合： 1.将陀螺仪积分和加表滤波后的值做差; 2.按照情况对差值进行衰减，并作限幅处理; 3.将衰减值加入到角度中。 长期融合： 长期融合主要包括两个部分，一是对角速度的漂移进行估计(估计值是要在每一个控制周期都耦合到角度中的)，二是对陀螺仪的常值误差(也就是陀螺仪中立点)进行实时的修正。 1.将陀螺仪积分的积分和加速度积分做差(PS：为什么这里要使用加表积分和陀螺仪积分的积分，因为在256个检测周期内，有一些加速度计的值含有有害的加速度分量，如果只使用一个时刻的加表值对陀螺仪漂移进行估计，显然估计值不会准确，使用多个周期的值进行叠加后做座平均处理，可以减小随机的有害加速度对估计陀螺仪漂移过程中所锁产生的影响) 2.将上面两个值进行衰减，得到估计的陀螺仪漂移 3.对使考虑了陀螺仪漂移和不考虑陀螺仪漂移得到的角度做差，如果这两个值较大，说明陀螺仪在前段时间内测到的角速率不够准确，需要对差值误差(也就是陀螺仪中立点)进行修正，修正幅度和差值有关 长期融合十分关键，如果不能对陀螺仪漂移做修正，则系统运行一段时间后，速率环的稳定性会降低。 下面比较一下德国四轴中姿态检测部分和卡尔曼滤波之间的关系： 卡尔曼滤波是一种线性系统的最优估计滤波方法。对于本系统而言，使用卡尔曼滤波的作用是通过对系统状态量的估计，和通过加速度计测量值对系统状态进行验证，从而得到该系统的最优状态量，并实时更新系统的各参数(矩阵)，而最重要的一点，改滤波器能够对陀螺仪的常值漂移进行估计，从而保证速率环的正常运行，并在加速度计敏感到各种有害加速度的时候，使姿态检测更加准确。但是卡尔曼滤波器能否工作在最优状态很大程度上取决于系统模型的准确性，模型参数的标定和系统参数的选取。然而，仅仅通过上位机观测而得到最优工作参数是不显示的，因为参数的修改会导致整个系统中很多地方发生改变，很难保证几个值都恰好为最优解，这需要扎实的理论知识，大量的测量数据和系统的仿真，通过我对卡尔曼滤波器的使用，发现要想兼顾锁有的问题，还是有一定难度的。
卫星轨道种类
简单的说：所有的地球卫星都是靠万有引力（或者可以叫做重力）充当向心力，所以，万有引力指向地心，而向心力的“心”也是地心，一句话：所有的地球卫星都是围绕地心做圆周运动的（无论是极地卫星、同步卫星还是一般卫星）。 下面有一篇文章对卫星有比较详细的论述，你看看。 人造地球卫星原理2008-06-10 下午08:24“人造卫星”就是我们人类“人工制造的卫星”。科学家用火箭把它发射到预定的轨道，使它环绕着地球或其他行星运转，以便进行探测或科学研究。围绕哪一颗行星运转的人造卫星，我们就叫它哪一颗行星的人造卫星，比如最常用于观测、通讯等方面的人造地球卫星。 地球对周围的物体有引力的作用，因而抛出的物体要落回地面。但是，抛出的初速度越大，物体就会飞得越远。牛顿在思考万有引力定律时就曾设想过，从高山上用不同的水平速度抛出物体，速度一次比一次大，落地点也就一次比一次离山脚远。如果没有空气阻力，当速度足够大时，物体就永远不会落到地面上来，它将围绕地球旋转，成为一颗绕地球运动的人造地球卫星，简称人造卫星。 人造卫星是发射数量最多，用途最广，发展最快的航天器。1957年10月4日苏联发射了世界上第一颗人造卫星。之后，美国、法国、日本也相继发射了人造卫星。中国于1970年4月24日发射了东方红1号人造卫星，截止1992年底中国共成功发射33颗不同类型的人造卫星。 人造卫星一般由专用系统和保障系统组成。专用系统是指与卫星所执行的任务直接有关的系统，也称为有效载荷。应用卫星的专用系统按卫星的各种用途包括：通信转发器，遥感器，导航设备等。科学卫星的专用系统则是各种空间物理探测、天文探测等仪器。技术试验卫星的专用系统则是各种新原理、新技术、新方案、新仪器设备和新材料的试验设备。保障系统是指保障卫星和专用系统在空间正常工作的系统，也称为服务系统。主要有结构系统、电源系统、热控制系统、姿态控制和轨道控制系统、无线电测控系统等。对于返回卫星，则还有返回着陆系统。 人造卫星的运动轨道取决于卫星的任务要求，区分为低轨道、中高轨道、地球同步轨道、地球静止轨道、太阳同步轨道，大椭圆轨道和极轨道。人造卫星绕地球飞行的速度快，低轨道和中高轨道卫星一天可绕地球飞行几圈到十几圈，不受领土、领空和地理条件限制，视野广阔。能迅速与地面进行信息交换、包括地面信息的转发，也可获取地球的大量遥感信息，一张地球资源卫星图片所遥感的面积可达几万平方千米。
姿态控制系统
第一章航天器控制的基本概念1.轨道控制 a.轨道确定(导航) 研究如何确定航天器的位置和速度b. 轨道控制(制导) 根据位置、速度、飞行最终目标，对质心施以控制力，以改变运动轨迹的技术轨道机动、轨道保持轨道交会、再入返回控制2.姿态控制a.姿态确定研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法；可以是惯性基准或其他基准，如地球；采用姿态敏感器和相应的数据处理方法；确定精度取决于数据处理方法和敏感器精度。b. 姿态控制在规定或预定方向(参考方向)上定向的过程；姿态稳定是指使姿态保持在指定方向；姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。3.姿态稳定 a.特点长期而持续的所需控制力矩较小b.种类定向粗对准精对准4. 姿态机动a.特点短暂过程所需控制力矩较大b.种类再定向捕获跟踪和搜索4. 姿态控制与轨道控制的关系为实现轨道控制，航天器姿态必须符合要求；在某些具体情况或某些飞行过程中，可把姿态控制和轨道控制分开考虑；某些应用任务对航天器轨道没有严格要求，而对航天器姿态确有要求；例如：空间环境探测卫星绕地球的运行往往不需要轨道控制，卫星在开普勒轨道上运行就能满足对环境探测的要求。5.姿态控制系统分类 a.根据姿态稳定方式三轴稳定.保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向自旋稳定.绕自旋轴旋转，依靠旋转动量矩在惯性空间的指向b.根据力来源被动控制.不需消耗星上能源，如重力梯度力矩、磁力矩等主动控制.星上自主控制、星－地大回路控制，消耗电能和工质6.姿态控制系统的设计要求可靠性控制性能a.动量、稳定性b.稳态精度c.动态响应控制系统质量和能源需求附带要求a.经济性b.坚固性c.生产可能性7.姿态控制系统设计任务a.了解任务参数任务类型、质量、结构、轨道几何参数、任务寿命、精度、机动要求b.推导出控制系统质量和能源需求可靠性及寿命动量要求力矩要求：大小、频率、杠臂限制动态响应精度 能源要求c.具体设计 第二章姿态运动学与动力学1.方向余弦阵的性质及特点方向余弦阵只有三个独立参数方向余弦阵是正交矩阵AA T=E方向余弦阵的行列式为1|A|=1方向余弦阵可作为坐标变换矩阵V a=A Vb相继姿态运动的方向余弦阵具有中间脚标的吸收性质。缺点：不直观，缺乏明显的几何图象概念，使用不方便2.用EulerEuler轴/角描述姿态的理论依据Euler定理：刚体绕固定点的任一位移，可由绕通过此点的某一轴转过一个角度得到。姿态描述可用转轴e和绕此轴的转角φ来描述两个坐标系间的相对姿态。Euler轴/角的形式及特点形式转轴e在参考坐标系中的三个方向余弦(ex, ey, ez)转角φ优点具有明确的几何意义，直观，易于理解；是四元素、Rodrigues参数等其它姿态描述方法的基础。缺点仍具有一个约束条件，不是姿态描述的最小实现；与姿态之间不是一一对应的。常用Euler角3-1-3 ψ, θ, ?自旋卫星绕oZ轴旋转, Rz(ψ)绕oX'轴旋转, Rx(θ)绕oZ"轴旋转Rz(?)3-1-2 ψ, ?, θ三轴稳定卫星绕oZ轴旋转, Rz(ψ)绕oX'轴旋转, Rx(?)绕oY"轴旋转,Ry(θ) 在轨道坐标系内ψ为偏航角?为滚动角θ为俯仰角。3. Euler角的特点优点几何意义直观、明显小角度线性化方便在某些情况下，可直接测量缺点包含三角函数，计算效率低运动学方程有奇点4. 四元数特点与方向余弦阵相比，四元素只包含4个变量和1个约束与Euler轴/角相比，四元素姿态矩阵不含三角函数四元素可看作姿态机动参数。缺点：四元数仍存在一个约束条件，不是姿态描述的最小实现。5.Rodrigues参数的优缺点优点姿态描述的最小实现；简单、直观，计算效率高；由其描述的运动学方程结构简洁，无多余约束。缺点当φ→±180°时，x→±∞，不能有效描述姿态；当φ远小于180°时，才能有效描述姿态。6.重力梯度力矩的性质重力梯度力矩与主惯量差成正比重力梯度力矩与轨道角速度的平方成反比重力梯度力矩与姿态偏差角(小角度假设下)成正比当Izz< point the telescope Desired Attitude Actual Attitude determines the desired torques, and send electrical commands applies the desired torques take the measurements Estimated Attitude Estimates the current attitude ACS: Single Spin The entire spacecraft spins, which provides inertial 3ωC 3 ωPlatform Rotor A A C ′ A ′ A ′ ACS: Momentum Bias : The momentum bias satellite is a variation of the dual spin co ncept that overcomes momentum usually spun by electric controlled momentum wheel come therefore how much angular momentum of changes it about Two magnetic torquers interact ACS methods: Active Propellant Reaction wheels with Sensors The types of sensors used for attitude determination are: 1.horizon sensors (or conical Earth scanners), 2.sun sensors, 3.star sensors, 4.magnetometers, 5.inertial reference units (IMU or attitude reference units ARU), and 6.GPS receivers. Horizon sensors measure pitch and roll to an accuracy of about 0.1-0.5 deg. An accuracy less than 0.05 deg can be achieved by extensive calibration and accounting for the equatorial bulge. Sun and star sensors provide directions. An horizon sensor does not provide yaw information (for momentum bias systems it is not necessary to measure yaw). One wide-FOV or two narrow-FOV star sensors are needed to provide attitude. Since the star sensors cannot provide continuous attitude measurements an IMU/ARU is needed to provide the attitude between measurements. IMUs suffer from drift and biases and need frequent updates which are provided by the star sensors. Magnetometers measure Earth's magnetic. Accuracies no better than 1 deg can be obtained. The GPS receivers are used in an interferometer mode to determine attitude. Accuracies as good a s 0.01 deg are expected using GPS.航天器姿态确定和姿态控制课件