卫星控制论文

第 1 章绪论1.1 本文的研究背景和意义新中国成立后，中国的航天事业创造了一个又一个辉煌的成绩，这几十年来，我国独立自主地研制成功了几十颗人造卫星，其中遥感卫星可利用星载可见光照相机等遥感仪器，获得大量对地观测照片，具有分辨力高、畸变小、比例尺适中、覆盖范围广、可连续观测、视点高、视域广、获取数据快、不受空域国界限制等优点，已成为国家制定环境保护策略、资源开发和利用不可缺少的技术支持，现已广泛应用于科学研究、工农业生产、军事侦察、环境保护领域，包括国土普查、石油勘探、地质调查、铁路选线、海洋海岸测绘、地图测绘、目标点定位、电站选址等多个领域。

由于遥感卫星的特殊功能要求，一般采用三轴稳定的控制方式，能够保证指向精度和控制稳定度等技术指标要求。

要保证遥感卫星的高精度、高可靠性和高稳定性的在轨长期运行，必须保证足够的指向精度和控制稳定度。

卫星的姿态控制系统对卫星的姿态精度和稳定度起了决定性作用。

姿态确定是卫星本体坐标系相对于参考坐标系的姿态定位过程，而姿态控制是卫星本体坐标系向参考坐标系的定向过程。

近年来随着卫星技术的不断提高，各种空间任务对卫星姿态控制的精度要求越来越高。

如对地观测卫星的指向精度从上世纪七十年代到本世纪初由1°提高到0.001°，寿命提高到数十年。

这就意味着高精度姿态控制技术迎来更快的发展，同时也意味其面临着更多的挑战。

我们知道，卫星是一个极其精密的航天器设备，而且造价高昂，一旦发射进入太空中就很难对其进行维护，这对卫星研发工作带来了很大的难度，要求星上的各类系统和设备有着极高的稳定性。

同时也由于其成本较高，运行环境是外太空环境，因此在地面很难对其进行全面的物理仿真实验，这就要求在初期的系统仿真论证中能够考虑多方面实际因素，对卫星在轨运行时的各种工作状态和星上系统进行仿真研究，以此来验证卫星设计工作的可行性以及稳定性。

在仿真实验基础上，指导卫星的实际研发工作。

本课题就是在此背景下展开各项研究工作。

基于高精度遥感卫星在轨运行时控制精度和稳定度的要求，本论文主要针对三轴稳定卫星姿态确定与控制系统这两个方面进行理论研究和分析。

当卫星在轨道运行时，受到各种外界环境的干扰，为了使得三轴稳定卫星的控制精度和稳定度有充分保证，本文主要从基于状态估计法的姿态确定算法以及姿态跟踪时的控制算法这两个方面展开研究，同时根据所研究的内容，开发出一款卫星姿态控制系统仿真软件，可以使科研人员高效的进行仿真研究工作，帮助开展实际工作。

第一章国内卫星姿态控制的现状及差距1.2.1 姿态确定系统研究现状姿态确定主要的原理就是运用某种姿态确定方法求得卫星本体坐标系相对于参考坐标系的姿态，然后将得出的姿态参数传递给姿态控制系统，可见姿态确定的精度对整个姿态控制系统的控制精度和稳定度起着至关重要的作用。

既然姿态确定是一个测量过程，那么必然需要用到测量仪器，我们称之为姿态敏感器。

同时，卫星在轨运行时，姿态敏感器有着相应的姿态确定算法，二者共同组成了星上姿态确定系统。

1.2.1.1 姿态敏感器姿态敏感器主要通过测量卫星本体坐标系相对于参考坐标系的姿态参数，从而给出卫星姿态测量值。

表 1.1 中对当前比较常用的几种敏感器的性能进行比较。

不同的敏感器的测量精度和工作范围各不相同。

敏感器精度特性和实用性磁强计地球敏感器太阳敏感器星敏感器陀螺仪射频敏感器10°(5000㎞轨道高度)5°(200 ㎞轨道高度)0.05°（静止轨道）0.1 °（低高度轨道）0.01 °2″0.001 °/ h0.01°~0.5 °测量相对于地球当地磁场的姿态。

磁场的不确定性和时变性限制了精度，实用于6000 ㎞以下的轨道高度。

地平的不确定性限制了精度，高精度地球敏感器一般使用扫描方法。

一般视场为±30 °。

一般视场为±6 °。

正常使用时要定期校正基准位置的漂移一般根据目前对高精度卫星的要求，姿态确定系统中一般将各种敏感器进行组合使用。

下面介绍几种比较典型的敏感器组合方式：(1) 陀螺组件+星敏感器+冗余敏感器。

这种组合方式主要利用星敏感器的高精度测量值（可以达到角秒级）来补偿陀螺常值漂移，进而提高系统测量精度。

当前高精度卫星普遍采用这种方式，例如美国Landsat-D，精度优于0.03°。

但是由于星敏感器视场角度受限，因此卫星的粗定姿或者备份需要用到冗余敏感器，这种组合方式需要花费较高的成本。

2求的卫星中应用，例如印度Apple 卫星、我国资源卫星就是采用这种敏感器组合方式。

(2) 陀螺组件+红外地球敏感器+数字太阳敏感器+冗余敏感器。

红外地球敏感器和数字太阳敏感器的精度虽然略次于星敏感器，但是相对来说依然比较高。

红外地球敏感器无法对星体偏航角度进行测量，而在太阳阴影区内太阳敏感器不能正常工作，因此采用这两种敏感器的组合方式进行测量(3) “陀螺+地平仪”方式(偏航姿态由陀螺定轴性来保持)；或者仅采用角度敏感器组合进行姿态确定。

上述方法一般在对精度要求不高的卫星中使用。

1.2.2 姿态控制系统研究现状按照星上计算机中预先设置的控制律产生控制指令，驱动控制执行器工作（如小推力器系统、飞轮系统等），进而控制星体姿态。

第二种控制信号是由地面指挥系统所发送的，此时系统叫大回路姿态控制系统。

该姿态控制系统通过地面发送的遥控命令来驱动卫星上的执行器工作。

对大部分航天器来说两系统一般互相备份，互相补充，以提高系统的可靠性。

本文主要针对小回路姿态控制系统进行研究。

姿态控制系统的主要工作任务有姿态确定与姿态控制）。

现在常用的卫星姿态控制方式可以分为主动三轴稳定、自旋稳定、重力梯度稳定，在这三种控制方式中，主动三轴稳定的控制精度最高，目前高精度遥感卫星主要采用这种控制方法。

以下对三种控制方式做具体描述：主动三轴稳定：每个旋转轴大多都安装了姿态敏感器和执行机构。

通过姿态控制系统的正常工作，保持卫星本体坐标轴相对某一参考基准的方位。

这种控制方式对控制精度要求很高。

当前星上搭载设备需要精确指向时多采用这种控制方式，如通信、对地观测等。

本文也是针对采用这种姿态控制方式的三轴稳定卫星进行研究，为几种典型的三轴稳定遥感卫星的控制指向精度等技术指标。

重力梯度稳定：根据名称我们就能够了解，这种控制方式主要利用引力场（例如地心引力）作为某些控制自由度的控制力矩。

这种控制方式的最大优点就是不需要消耗星上资源，能够自主保持卫星的姿态稳定。

这种控制方式主要在中等指向精度的飞行任务中采用。

像英国Uosat-1 小卫星这样的试验性小卫星就采用这种姿控方式自旋稳定：根据星体绕自旋轴旋转产生陀螺的定轴性原理，保持卫星姿态相对惯性控件定向。

像空间物理探测这种对精度要求不高的主要采用此控制方式。

1.2.2.1 执行机构姿态控制系统的执行机构主要有飞轮、推力器、磁力矩器，控制力矩陀螺等，这些执行机构工作在不同的工作模式，对应相应的控制算法。

表 1.4 给出了几种执行机构的性能对比。

飞轮是卫星上典型的执行机构之一，有着高控制精度、长寿命等多种优点。

它通过动量交换的方式输出反作用力矩从而实现卫星姿态控制。

它在卫星本体上有多种不同的安装方式，卫星的整星动量情况随着构型的不同也不尽相同，目前有整星零动量系统和整星偏置动量系统两种。

（1）整星零动量系统此系统一般采用飞轮作为执行机构，且飞轮系统的角动量在标称情况下合成角动量为零。

有多种安装型式，根据某种特定构型，多个反作用飞轮和偏置动量飞轮均可以构成整星零动量系统。

反作用飞轮控制精度相比偏置动量轮较高，但是在转速过零时会出现不稳定。

在飞轮控制系统设计时需要综合考虑飞轮的控制精度，动量消耗，抗干扰能力等情况，合理选择和构型。

整星零动量常用于对姿态控制精度和稳定度要求较高的卫星，如遥感卫星，资源卫星等。

反作用飞轮的安装方式主要有 3 种类型。

一种是沿卫星三轴正交安装三个反作用飞轮，无冗余配置，如图 1.2(a)；第二种冗余备份的安装方法是三个飞轮沿卫星三轴正交安装，一个斜装飞轮与三个正交轴成等夹角β= arccos(1 3) = 54.74o，在飞轮故障时作为备份轮自行切换，安装方式如图 1.2(b)所示；另外一种方法是将四个飞轮相对于俯仰轴对称斜装，各个飞轮的角动量与俯仰轴的夹角都是β，对角两个飞轮的角动量分别在一个平面内，与滚动平面或者偏航平面的交线与滚动轴或者偏航轴的夹角为α，这种安装结构合理，实际安装要求较高，控制算法等相对复杂。

偏置动量轮作为执行机构安装方式同图 1.3(b)，斜装的偏置动量轮角动量方向与前三个的合成角动量大小相等，方向相反，保证构成整星零动量系统。

偏置动量轮能够避免反作用飞轮转速过零时摩擦力矩对卫星姿态控制精度和稳定度的影响，我国资源卫星，对地指向精度要求较高的卫星多采用这种配置安装方式。

（2）整星偏置动量系统偏置动量系统利用陀螺定轴性由偏置动量轮产生角动量。

一般的偏置动量轮沿卫星俯仰轴负方向安装，动量方向相对星体坐标恒定，数值足够大，定向性保证对滚动轴和偏航轴产生陀螺效应被动稳定，滚动-俯仰通道通过磁力矩器或者推力器进行耦合控制，偏航误差随轨道的运动耦合为滚动误差。

这种结构相对简单，输出力矩大，无需安装偏航敏感器，但是如果角动量较大会引起耦合效应，导致偏航轴控制精度降低。

这种动量系统一般在中等精度的卫星控制系统中采用。