航天器姿态控制系统组成与分类
第10章航天器姿态与轨道控制分系统(1)
3. 航天器轨道控制系统
3.2 航天器的轨道机动与轨道保持
航天器在控制系统作用下使其轨道发生有 意的改变称为轨道机动。轨道机动方式一 般有两种： 无线电指令控制系统或称遥控系统； 惯性控制系统。 变轨控制分为轨道改变和轨道转移。 轨道保持是对在轨航天器受到外界干扰的 作用下偏离预定轨道的修正。
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1. 航天器控制的基本概念
1.6 姿态控制与轨道控制的关系
航天器是一个比较复杂的控制对象，一般来说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。即当需要对航天器 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。有些应用任务对轨 道没有严格要求，如空间环境探测卫星，则只有姿态控制系统。
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1. 航天器控制的基本概念
1.2.航天器的控制
航天器在轨道上运动将受到各种力矩的作用。从刚体力学的角度来 说，力使航天器的轨道产生摄动，力矩使航天器姿态产生扰动。 航天器的控制可以分为两大类：轨道控制和姿态控制。 1.对航天器的质心施加外力，以有目的地改变其运动轨迹的技术， 称为轨道控制。 2.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 技术，称为姿态控制。
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1. 航天器控制的基本概念
星上自主控制框图 星—地大回路控制框图
轨道运动
星载控制器
执行机构
星体姿态和轨道动力学
姿态运动
卫星动力学
⊗
给定
敏 感 器
姿态轨道 控制器
敏感器
执 行 机 构
跟踪
遥测
遥控
跟踪
遥测
遥控
数据处理 测定轨道
控制参数 计算
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航空航天中的火箭姿态控制系统设计
航空航天中的火箭姿态控制系统设计航空航天领域中的火箭姿态控制系统设计是确保火箭在飞行中能够保持所需的姿态和稳定性的关键部分。
火箭姿态控制系统不仅仅是为了方便整个火箭的运行和飞行，更是为了确保火箭能够精确地达到特定的轨道、角度和位置。
火箭姿态控制系统设计的目标是确保火箭在它的飞行轨道上能够精确地达到特定的姿态和稳定性，并且能够适应在不同的飞行阶段中的各种环境和气象条件。
火箭姿态控制系统一般由以下几个部分组成：推进系统、导向系统、姿态感知与测量系统、控制系统和动力系统。
每个部分在确保火箭姿态控制的同时，都有其自身的设计考量和功能。
首先，推进系统是火箭姿态控制系统中最为关键的部分之一。
推进系统的设计应该考虑到火箭的推力、推力持续时间和推力方向的变化。
推进系统能够提供相应的推力和速度，以使火箭能够保持所需的姿态和稳定性。
其次，导向系统是为了控制火箭的方向和角度，确保火箭沿着预定的轨迹飞行。
导向系统一般使用陀螺仪或星敏感器等设备来感知和测量火箭的姿态信息。
这些信息将被传输给控制系统以进行相应的调整和纠正。
姿态感知与测量系统是用来感知和测量火箭的姿态信息的关键系统，其设计需要确保获取到的姿态数据准确可靠。
姿态感知与测量系统可以使用加速度计、陀螺仪、星敏感器等设备进行姿态测量。
这些测量结果可以被传输给控制系统进行火箭姿态的控制和调整。
控制系统是火箭姿态控制系统中的核心部分，负责处理姿态感知与测量系统获取的数据，并根据预先设定的目标进行控制策略的制定。
控制系统可以使用PID控制器等算法来进行姿态调整和控制，以确保火箭能够达到所需的姿态和稳定性。
最后，动力系统是为火箭姿态控制系统提供所需能量的部分。
动力系统主要包括供电系统、推进系统和控制系统。
其中，供电系统负责为其他系统提供所需的电力，推进系统提供推力和速度，控制系统进行姿态调整和控制。
在火箭姿态控制系统设计过程中，还需要考虑到其他因素，如稳定性、抗干扰性和可靠性等。
航天器控制原理(第四章 控制系统组成)
哥伦比亚航天飞机视频资料
4.2
4.2.1 推力器
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、热气推力器和电推力器。
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。
4.1.6
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。
4.1.4 陀螺 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。
姿态敏感器小结
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：
航天器姿态控制系统设计及优化
航天器姿态控制系统设计及优化随着航天事业的快速发展，航天器的姿态控制系统在飞行中逐渐显露出重要性。
在宇宙环境中，航天器面对着复杂的光学影响、电磁干扰等问题，而姿态控制系统的稳定性和精度对航天器的稳定性、安全性和科研效果都有至关重要的影响。
本文将从航天器姿态控制系统的设计及优化方面，为大家介绍一些有关的知识。
一、航天器姿态控制系统的设计（一）姿态控制系统的基本组成航天器姿态控制系统由控制模型、控制算法、控制器以及执行机构等多个组成部分组成。
控制模型是姿态控制系统的核心，它主要描述了航天器在力学意义下的动态变化，并通过物理方程描述各个状态量之间的相互作用。
控制算法通过控制器将控制模型中的期望输入信号转换为控制信号，从而引导执行机构实现姿态控制。
（二）航天器姿态控制系统的控制方法航天器姿态控制系统的控制方法主要分为开环控制和闭环控制两种。
开环控制是指根据经验公式或者预先设定的控制量，直接输入给执行机构进行姿态控制的方式。
这种控制方式比较简单，但是极易受到外部扰动、系统误差等因素的影响，不太适用于高精度、稳定性要求较高的航天器姿态控制。
闭环控制则是通过反馈控制来实现对航天器姿态的精确控制。
在闭环控制中，分为位置反馈控制和速度反馈控制两种方法。
其中，位置反馈控制是指通过对系统输出位置进行反馈，来完成精确定位调节的过程；速度反馈控制则是通过对系统输出的速度进行反馈，对控制系统的稳定性和响应速度进行控制。
（三）姿态控制系统的性能指标航天器姿态控制系统的性能指标主要包括控制精度、响应速度、稳定性、鲁棒性等。
其中，控制精度指系统的输出与期望输出之间的误差大小，这直接影响到系统的精度和稳定性。
响应速度是指系统对输入信号的响应速度，这直接影响到姿态控制的实时性和精度。
稳定性则是指系统稳定的能力，这主要取决于系统对干扰和噪声的抗干扰能力。
鲁棒性是指系统的适应能力和可靠性，这关乎到控制系统的可靠性和性能。
二、姿态控制系统的优化（一）系统建模姿态控制系统的优化首先需要进行系统建模，通过对控制模型进行准确描述，输出系统的状态方程和控制方程。
航天器姿态与轨道控制原理
航天器姿态与轨道控制原理
从系统建模的角度来看，航天器的姿态与轨道控制原理包括两部分：旋转系统和平衡系统。
旋转系统包括控制方法、动力方法、传感方法和反馈控制方法等，来实现航天器姿态控制。
平衡系统则运用轨道力学、轨道建模、轨道规划以及发动机控制等方法，以轨道航行、轨道改良等为目标，保证航天器完成任务。
通常情况下，旋转系统使用发动机以及由发动机带动的旋转机构来控制和调节航天器构型和姿态。
旋转系统的主要控制方式有：有限旋转系统控制、控制反馈系统控制、面向目标的制导控制和旋转目标控制等，结合传感器系统通过利用陀螺仪、角速度矢量积分等方法，对航天器角度、转矩控制进行调节，使最终姿态稳定。
平衡系统使用发动机以及由发动机带动的旋转机构来推进航天器的空间轨道控制，通过改变发动机输出力及轨道建模下的参数，如卫星质量、平衡系数等，来调节航天器轨道，如通过线加速、混乱改正、超密对抗等方式，来实现轨道的航行控制。
总之，航天器姿态与轨道控制原理是结合发动机控制技术与建模技术，将航天器位置、朝向以及运动控制起来，以实现宇宙任务的一系列原理。
太空飞行器姿态控制技术研究
太空飞行器姿态控制技术研究随着人类科技的不断发展，太空飞行器已经成为了人类探索宇宙的重要手段。
太空飞行器在航天工程中扮演着重要的角色，而姿态控制技术则是太空飞行器不能离开的关键技术之一。
姿态控制是指太空飞行器在太空中正确的引导和控制方向以避免坠毁或者失控，保障太空飞行器的正常工作。
太空飞行器姿态控制技术研究是一门基础研究，涉及空间制导、航天控制论、航天航行动力学、现代控制理论等方面的研究。
小节一：姿态控制系统基本构成太空飞行器姿态控制系统构成分为姿态传感器、执行器、控制器等几个方面。
姿态传感器用于获取太空飞行器的运动状态，执行器用于执行控制指令，控制器则是整个系统控制的核心。
姿态传感器决定了姿态控制系统的精度和准确度，是太空飞行器姿态控制系统的基础。
姿态传感器的种类有很多，主要分为光学传感器、陀螺传感器、加速度传感器及磁力传感器等。
执行器是太空飞行器姿态控制的执行机构，通过对控制信号的执行产生控制力矩，使太空飞行器发生姿态变化，完成姿态控制。
目前主流的执行器是反应轮和气动控制器，通过适当的控制策略可以完成太空飞行器的姿态控制。
控制器是整个姿态控制系统的心脏，通过对姿态传感器反馈的信息进行处理并产生控制指令，使太空飞行器达到预设的姿态。
控制策略有许多种，目前主要有基于PID控制器和模型预测控制器两种。
小节二：姿态控制系统的控制策略目前太空飞行器姿态控制的主要策略有PID控制策略和模型预测控制策略两种。
PID控制策略是一种常用的传统控制策略，其设计简单直观，具有广泛的应用和良好的控制效果。
PID控制器通过比例、积分和微分三个的控制环节实现姿态控制。
该算法在许多工业、化工等领域得到广泛应用，但是在复杂的姿态控制系统中受到了诸多限制。
模型预测控制策略是一种先进的控制策略，该算法通过建立模型来预测未来的系统发展，并将控制目标与模型预测值进行比较，从而产生控制信号。
该算法具有良好的控制效果，特别是在复杂系统控制中表现得尤为突出。
航天器姿态控制系统设计与优化
航天器姿态控制系统设计与优化航天器姿态控制系统是确保航天器在太空中正确定位、定向和稳定的重要组成部分。
它包括传感器、执行器、控制算法和调度系统等多个方面的设计和优化。
本文将探讨航天器姿态控制系统的设计原理、优化方法和未来的发展方向。
一、航天器姿态控制系统设计原理航天器姿态控制系统的设计原理是基于几个基本概念：传感器、执行器、控制算法和调度系统。
1. 传感器：航天器姿态控制系统需要从外部环境中获取信息，以便准确测量和了解航天器的姿态状态。
传感器可以通过测量角度、速度和加速度等参数来实现对航天器姿态的监控。
2. 执行器：航天器姿态控制系统需要通过执行器来实现对航天器姿态的调整和控制。
执行器可以是推力器、旋转轮或反应轮等，通过产生推力或改变转矩来改变航天器的姿态。
3. 控制算法：控制算法是航天器姿态控制系统的核心，它通过对传感器数据进行处理并与期望姿态进行比较，生成控制指令来调整执行器的工作状态，以达到期望的姿态控制效果。
4. 调度系统：航天器姿态控制系统需要一个牢固的调度系统来管理各个子系统的工作和协调各个执行器的动作。
调度系统可以确保各个子系统的同步和协调，以提高整个姿态控制系统的性能和可靠性。
二、航天器姿态控制系统优化方法为了提高航天器姿态控制系统的性能和可靠性，可以采取以下优化方法：1. 控制算法优化：改进控制算法可以提高航天器的控制精度和响应速度。
可以使用现代控制理论或优化算法来设计更高效的控制算法，以实现更精确的姿态控制。
2. 传感器优化：选择和优化传感器是提高航天器姿态控制系统性能的关键。
可以通过改进传感器的灵敏度、准确度和可靠性来优化传感器的性能，从而提高整个姿态控制系统的性能。
3. 执行器选择和优化：根据航天器的要求和限制条件，选择最合适的执行器，并通过优化执行器的控制策略和参数来提高执行器的效率和稳定性。
4. 调度系统改进：改进调度系统可以提高姿态控制系统的性能和可靠性。
可以使用先进的调度算法来实现对执行器之间的约束和冲突的管理，从而提高整个姿态控制系统的效率和鲁棒性。
航天器姿态控制系统的组成与分类
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的影响。
虚 拟 现 实 演 示 边 界 跟 踪 式 地 平 仪
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4．9(a))或8个视场 (见图4．9(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。
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 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。
4.1.4 陀螺 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。
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 5～ 11 ，因此只能工作在较 0.025 窄的姿态范围内。
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4.1.6 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场的姿态。
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模拟式太阳敏感器视场在几十度时，精度可达到0 . 5 ；
当视场很小，仅为1 ～2 时，精度可达到秒级。
模拟式太阳敏感器工作原理
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Hale Waihona Puke 作舟 专业分享，敬请收藏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
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4.1.5 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。
下面分别介绍这3种红外地平仪的基本工作原理。
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1．地平穿越式地平仪 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。
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。
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4.1.4 陀螺 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；
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
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第四章 航天器姿态控制系统的组成与分类
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。
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4．14所示。当天线与地面距离比基线长度d大得多时，
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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。
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4.1 姿态敏感器
姿态就是航天器在空间的方 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。
进动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。
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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。
角。由于恒星张角非常小( 测量精度很高。
0～.04 0.0)0，5 因此星敏感器的
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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。
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的影响。
虚边
拟界
现跟
实踪
演式
示地
平
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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4．9(a))或8个视场 (见图4．9(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。
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。
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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 光的影响。
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。
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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。
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(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。
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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 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。
有如下关系式： cos 2d
(4．2)
式中， 为两个天线接收电波的相位差，A为波长。由式
(4·2)可见， 是预先确定的，因此只要测出两个天线
2 d
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
两轴模拟式太阳敏感器: 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
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2．数字式太阳敏感器
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，
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4.1.2 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.
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2．三自由度陀螺
图4．11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。
图4．5所示为地平穿越式地球敏感器工作原理图。
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