三轴稳定航天器的姿态确定-Read
ϕ 2 = −η 2 + π 2
θ 2 = −λ 2
双红外地球敏感器工作原理
单个红外地球敏感器存在的问题
z 可以测量出滚动和俯仰姿态角，但结果与轨道参数有关。
与轨道参数无关的测量方法——安装两个红外
z 滚动红外λ1和俯仰红外λ2 ϕ=-λ1, θ=-λ2 z 两个红外的测量坐标系重合(半锥角不同) cosρ =cosγ1cosη +sinγ 1sinηcos(μ1/2) cosρ =cosγ2cosη +sinγ 2sinηcos(μ2/2) 消去ρ，求η 。利用λ 、η易于求出滚动和俯仰姿态角， 也与ρ无关。
第四章 三轴稳定航天器的姿态确定
§4.1 §4.2 §4.3 §4.4 三轴姿态信息测量 三轴姿态确定的代数法 三轴姿态确定的最优估计 三轴姿态确定举例
§4.1 三轴姿态信息测量
4.1.1 4.1.2 4.1.3 4.1.4 4.1.5 4.1.6 天底方向的测量 太阳方向的测量 星光方向的测量 地磁场方向的测量 无线电信标方向的测量 惯性参考方向的测量
XSE
姿态信息测量
测量输出
z tin：扫入脉冲时刻 z tout：扫出脉冲时刻 z tref：基准点脉冲时刻
γ η
红外扫描锥
ZSE
ωrot
μ/2弦宽μ
ρ
E
η
OSE
μ=ωrot(tout-tin)
z 地心方向单位矢量E在平 面OSE XSE YSE上的投影与 XSE轴的夹角λ
⎡0 0 1 ⎤ ⎥ C SEB1 = ⎢ 0 − 1 0 ⎢ ⎥ ⎢ ⎣1 0 0⎥ ⎦ cos η 1 ⎡ ⎤ ⎢− sin η sin λ ⎥ T E B = C SEB E = 1 SE 1 1⎥ ⎢ ⎢ ⎣ sin η 1 cos λ1 ⎥ ⎦
YB O YSE
XSE ZB
E B = C BO E O
z ESE=[sinηcosλ, sinηsinλ, cosη]T
M
ρ
E
η
OSE
λ
YSE
列出姿态解算方程
z CBSEESE= CBOEO
XSE
测量信息 ESE
EB
EB
EO 固有信息
比较两个EB ，计算姿态角
滚动红外地球敏感器工作原理
XB ZSE
安装形式——XSE、ZSE 与ZB、XB一致 安装矩阵 测量输出 固有信息
3-2-1Euler角 C BO
测量结果
θ 1 = η1 − π 2
E O = [0 0 1] − sin θ 1 ⎤ ⎡* * ⎥ * * sin ϕ cos θ =⎢ 1 1⎥ ⎢ ⎢ ⎣* * cos ϕ 1 cos θ 1 ⎥ ⎦
T
⎡ − sin θ 1 ⎤ ⎥ sin ϕ cos θ EB = ⎢ 1 1⎥ ⎢ ⎢ ⎣cos ϕ 1 cos θ 1 ⎥ ⎦
z 扫描自旋轴沿滚动轴 z 扫描自旋轴沿俯仰轴
γ η
ωrot
μ/2
红外扫描锥
测量坐标系OSEXSEYSEZSE
z OSE：红外扫描锥的顶点 z ZSE：沿扫描自旋轴方向 z XSE：垂直于扫描自旋轴并 使敏感器的基准点位于 OSEXSEZSE平面内 z YSE：构成右手正交系
M
ρ
E
η
OSE
λ
YSE
XB O YSE
XSE ZB
E B = C BO E O
E O = [0 0 1]
T
3-1-2Euler角 C BO
测量结果
⎡* * − cos ϕ 2 sin θ 2 ⎤ ⎥ ϕ * * sin =⎢ 2 ⎢ ⎥ ⎢ ⎣* * cos ϕ 2 cos θ 2 ⎥ ⎦
⎡− cos ϕ 2 sin θ 2 ⎤ ⎥ ϕ EB = ⎢ sin 2 ⎢ ⎥ ⎢ ⎣ cos ϕ 2 cos θ 2 ⎥ ⎦
注意事项
地球的椭球效应
z 以上推导皆假设地球是球形的，而地球是椭球形的； z 为了提高测量精度，可以引入修正量； z 此修正量与地球敏感器的安装、卫星姿态、轨道位置有关。
红外地球敏感器不能测量偏航姿态
z 由于地球为球形对称，红外地球敏感器对绕地心垂线的转动 是不可观的。
其它类型的红外地球敏感器
地平
红外扫描锥
z 在扫描机构驱动下,敏感器视场的光轴在空间的轨迹形成的圆锥 z 圆锥的方位相对于敏感器固定,对称轴为扫描自旋轴
基准点
z 在敏感器上设置一固定基准点，在扫描机构上安装敏感元件； z 当扫描自旋轴与红外视场光轴半平面扫过该基准时，发出脉冲。
敏感器的安装及测量坐标系
ZSE
敏感器的安装
ϕ 1 = −λ1
俯仰红外地球敏感器工作原理
YB ZSE
安装形式——XSE、ZSE 与ZB、YB一致 安装矩阵 测量输出 固有信息
⎡0 0 1 ⎤ ⎥ C SEB 2 = ⎢ 1 0 0 ⎢ ⎥ ⎢ ⎣0 1 0 ⎥ ⎦ ⎡ sin η 2 sin λ 2 ⎤ ⎢ cos η ⎥ T = E B = C SEB E 2 SE 2 ⎢ ⎥ ⎢ ⎣sin η 2 cos λ 2 ⎥ ⎦
4.1.1 天底方向的测量 圆锥扫描式红外地球敏感器 敏感器的安装及测量坐标系 姿态信息测量 姿态解算原理 滚动红外地球敏感器工作原理 俯仰红外地球敏感器工作原理 双红外地球敏感器工作原理 注意事项
圆锥扫描式红外地球敏感器
圆锥扫描式红外地球敏感器
红外扫描锥
z 专用的扫描驱动机构 ZSE A z 红外扫描锥 z 辐射强度突变使探测元件输出突变 z 产生“地入”“地出”两个脉冲tin、tout z 基准点脉冲tref
XSE
λ
YSE
λ= ωrot[(tout+tin)/2-tref]=μ/2- ωrot(tref-tin)
姿态解算原理
视角半径
z ρ=arcsin(RE/r)
ZSE
ωrot
球面三角AEM余弦定理
z cosρ =cosγ cosη +sinγsinηcos(μ/2)
γ η
μ/2
红外扫描锥
求出E与自旋轴的夹角η 地球方向的单位矢量
z 摆动扫描式 z 边界跟踪式(精度高、视场小) z 辐射热平衡式
4.1.2 太阳方向的测量 数字太阳敏感器 敏感器的安装及测量坐标系 数字太阳敏感器工作原理 基于数字太阳敏感器的姿态测量 其它形式的太阳敏感器
数字太阳敏感器
包括狭缝、码盘、光敏元件阵 列、放大器和缓冲寄存器； 输出信号是与太阳入射角相 关，编码形式，离散函数； 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 数量决定了输出的位数，从而 影响到敏感器的分辨率。
三轴稳定卫星姿态控制算法研究共3篇
三轴稳定卫星姿态控制算法研究共3篇三轴稳定卫星姿态控制算法研究1三轴稳定卫星姿态控制算法研究在卫星的运行过程中，姿态控制技术一直是关键技术之一。
卫星的三轴稳定姿态控制算法，是卫星姿态控制领域中的经典问题之一。
三轴稳定卫星的姿态控制需要同时控制三个轴向的角速度，以保持卫星的稳定运行，确保其执行任务的精确性和安全性。
在本文中，我们将对三轴稳定卫星姿态控制算法进行研究，并提出一种优化算法。
三轴稳定卫星姿态控制的基本问题是什么？三轴稳定卫星姿态控制中的基本问题是，如何使卫星保持稳定的姿态运行，以完成其所需的任务。
在此过程中，需要控制卫星的角速度，从而保持其稳定的旋转。
三轴稳定卫星姿态控制的关键点是合理地选择合适的姿态控制算法。
三轴稳定卫星姿态控制算法的分类目前，三轴稳定卫星姿态控制算法可以分为三个主要类型：基于PID控制器的算法、基于模型预测控制的算法和基于滑模控制的算法。
（1）基于PID控制器的算法PID控制器是最常用的一个控制器，在三轴稳定卫星姿态控制中也广泛使用。
PID控制器能够通过反馈调节卫星的角速度，使其保持稳定的姿态，从而确保其可以按照既定的轨道执行任务。
PID控制器的控制过程包括三个部分：比例积分微分控制。
其中，比例控制器能够根据误差的大小对卫星的角速度进行反馈控制，积分控制器可以根据误差积分值对误差进行修正，微分控制器则可以根据误差的变化率对误差进行修正，在三个部分协同下，PID控制器可以实现对卫星姿态的稳定控制。
（2）基于模型预测控制的算法基于模型预测控制的算法可以减少姿态控制的误差，并更加精准、快速地控制卫星的姿态。
这种方法将卫星的角速度和姿态动力学模型等信息融合在一起，通过预测卫星的姿态变化并提前作出反应，从而实现更加准确的实时控制。
（3）基于滑模控制的算法基于滑模控制的算法以非线性控制为基础，具有较好的鲁棒性和追踪性。
滑模控制算法通过滑模面的设计，把控制量与状态变量分离，使其具备独立控制性质。
航天器姿态控制与导航技术
航天器姿态控制与导航技术在航天领域，航天器姿态控制与导航技术是非常重要的研究领域。
航天器的姿态控制是指通过调整航天器的姿态来改变航天器在空间中的方向和位置，以满足任务需求。
导航技术则是指通过各种传感器和算法来确定航天器在空间中的位置、速度和方向，以实现精确的航天器定位。
航天器姿态控制技术是实现航天任务的关键。
由于航天器需要在特定的时间和位置进行复杂的任务，如轨道纠正、卫星对接等，因此其姿态必须得到精确控制。
姿态控制主要考虑的要素包括三轴稳定性、姿态变化速率、轨道控制等。
三轴稳定性是指航天器在三个轴向上的姿态保持稳定，以保证航天器的姿态不发生偏离。
姿态变化速率是指航天器在进行不同任务时的姿态变化速度，需要根据任务需求进行调整。
轨道控制是指通过调整航天器姿态来实现轨道变化，如升轨、降轨等。
航天器姿态控制的关键技术包括推力矢量控制、惯性导航、陀螺仪等。
推力矢量控制是一种常用的航天器姿态控制技术。
它通过调整航天器发动机的喷口方向来改变推力的方向，以实现航天器的姿态控制。
推力矢量控制技术能够在航天器进行复杂任务时灵活调整航天器的姿态，提高任务执行的精度和效率。
惯性导航是另一种重要的航天器姿态控制技术。
它通过搭载惯性测量装置，如陀螺仪和加速度计，来测量航天器的姿态变化，然后通过控制系统来调整航天器的姿态。
惯性导航技术能够实现高精度的姿态控制，是一种常见的姿态控制策略。
导航技术在航天领域同样非常重要。
航天器的导航主要目标是确定航天器在空间中的位置、速度和方向。
为了实现精确的航天器定位，导航系统需具备高精度、高可靠性和高实时性。
航天器导航技术主要包括星载定位、地面测控、惯性导航等。
星载定位是通过接收地面导航卫星发射的信号，从而确定航天器在空间中的位置和速度。
地面测控是通过地面上的测控设备，如雷达和测角站，对航天器进行跟踪和测量，进而确定其位置和速度。
惯性导航则是通过搭载惯性测量装置来测量航天器的加速度和姿态变化，从而推算出航天器的位置和速度。
航天器姿态确定与姿态控制
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。
图4.3 两轴模拟式太阳敏感器
航天器姿态确定
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。
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。
航天器姿态控制
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。
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。当天线与地面距离比基线长度d大得 多时，有如下关系式：
cos 2 d
式中， 为两个天线接收电波的相位差，A为波长。由式可见， 是预先 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 。
➢ 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。
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。
航天器姿态确定
➢ 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。
航天器姿态测量与确定
21
2013/9/24
真伪解，对称处在C1， C2组成的平面两侧
影响姿态确定精度
双矢量姿态确定算法
如何解决真伪解的问题？
C1 C2
C3
C3
1 C1 C2 sin 12
3 ，则 如果能求出自旋轴与第三个天体C3 之间的夹角 围绕 C3 可以画出第三个假想的天体锥，卫星自旋轴 必在三个天体锥的唯一的共同交线上。
2
太敏狭缝与地敏光轴 位于同一卫星子午面上
天底方向的测量——太敏+地敏Z
2
则由一只地球敏感器和一只太阳敏 感器就可以确定出天底角
tan e cos s cos cos cos se cos se sin cos
s
O
e
Ei
2
S
se
E
Eo
cos sin s cos
在直角球面三角形CFE中
tan s sin tan I 2
cot s tan I sin
cot s cot sin
太阳方向的姿态观测方程为
S Z cos s
地球敏感器
地球圆盘：从航天器上看到的地球；
自旋轴矢量的确定
真自旋轴
o
2013/9/24
18
双矢量姿态确定算法
定义卫星自旋轴方向的单位矢量为Z ，已知两个参考天体 C2 （ C1 C2 ），并已测得卫星自旋轴与两参 的单位矢量C1 、 考天体方向的夹角为1 2 姿态确定方程为
观测方程 观测方程 单位矢量模值约束方程
C1 Z cos 1
航天器控制：航天器姿态主动稳定系统(2)
1
0
0
z
0 1 0 0
2015/12/22
22
2 零动量反作用轮三轴姿态控制
零动量反作用轮进行三轴姿态控制
• 其特点在于反作用飞轮有正转或反转，但是整个航天器的总 动量矩为零。
• 这种姿态稳定系统的需要俯仰、偏航和滚动三轴姿态信息。 • 所以该三轴控制系统的主要部件是一组提供三轴姿态信息的
敏感器，一组运算的控制器，反作用轮以及卸载去饱和推力 器。
13
1.6 反作用飞轮力矩分配
多飞轮系统
• 设航天器装有n(n≥3)个反作用飞轮，各飞轮的角动量方向矢 量分别为hw1,hw2, … hwn ，对应角动量幅值向量为 hw [hw1 hwn ]T 时，有其角动量在航天器本体系的投影为
hw hw1hw1 hwnhwn Cwhw 其中 Cw hw1 hwn
• 其中由于飞轮相对航天器本体的角速度为ωr ，有
H W
HW t
r HW
• 式中∂HW / ∂t 为相对于固连于飞轮系的微商。代入可得：
H B
B HB
HW t
B HW
r
HW
T
• 整理可得：
H B
B HBTFra bibliotek HW t
B HW
JW W W 0 Tunt
JWW Tunt JWW 0
怎么使得飞轮转速卸载到0？
施加与飞轮初始转速相反的卸载力矩，力矩越大，卸载速度越快。
能否采用磁力矩给飞轮卸载？
航天器姿态确定(研究现状)
链接地址 /xiaozu/257088?ref=minifeed&sfet=211&fin=1&ff_id=71996187
法优于TRIAD法[3]。此后，Shuster又基于QUEST测量模型证明了：1) Wahba问题 等价于最大似然估计问题[18]，并进一步提出了广义Wahba问题[19]；2) TRIAD法是 一个最大似然估计器[20]； 3)该测量模型的方差阵在EKF公式中可以等效地用非奇异 阵 2 I 33 代替[16]， 该模型也是Shuster教授一生中最引以为自豪的[21]。 针对大视场敏 感器情形，Cheng利用一阶泰勒近似进一步扩展了QUEST测量模型[22]。对于连续 旋转理论， Shuster在文献[23]中正式提出并将该方法应用于解决一般性的姿态奇异 问题，该方法后来在FOAM法[4]、ESOQ2 法[8]中均得到应用。 近年来，虽然没有新的确定性算法出现，但随着Wahba问题本质的探索[19]， 现有算法与最大似然估计关系的揭示[19,20,24]以及方差分析的完善[13]等文献出现， 让 科研工作者对确定性算法有了更深刻的了解，并可进一步掌握方差分析这一有力 工具[25]。 (2) 状态估计法 单纯依靠矢量观测进行姿态解算的确定性方法要求参考矢量足够精确，且易 受敏感器的失准误差、测量误差等因素影响，往往难以满足高精度的定姿要求。 与这类方法相反，状态估计法中的状态量并不仅限于姿态参数，还包括矢量观测 中的一些不确定性参数；另外，现代航天器上的姿态确定系统往往采用多个姿态 敏感器进行组合测量，由于不同敏感器在测量精度、数据更新率上具有较大差异， 一般也需要采用状态估计法进行信息融合。根据姿态角速度信息的获取方式可将 姿态确定方案分为有陀螺方案和无陀螺方案，前者的姿态角速度由速率积分陀螺 测量得到，而后者的姿态角速度一般通过姿态动力学传播得到。 常用的姿态描述参数有方向余弦阵(Direction Cosine Matrix, DCM)、欧拉角 (Euler Angles)、旋转矢量(Rotation Vector)、姿态四元数(Quaternion)或欧拉对称参 数(Euler Symmetric Parameters)、罗德里格参数(Rodrigues Parameters)或吉布斯向量 (Gibbs Vector)、修正罗德里格参数(Modified Rodrigues Parameters, MRPs)、凯莱克莱参数(Cayley-Klein Parameters)等，目前航天器上最常用的姿态参数是四元数， 其优点主要在于用其表示的姿态运动学方程为线性形式，计算量小，且不存在奇 异性。在 1964 年，Stuelpnagel从数学上证明了三维参数用来表示姿态不可能是全 局且非奇异的[26]，因此，虽然旋转矢量[27]、MRPs[28]作为姿态描述参数也有一定应 用，但就描述航天器姿态而言始终不如四元数流行。不过，在航姿系统中常采用 旋转矢量进行快速姿态解算[29]，而欧拉角由于其明显的物理意义也常被用于描述 火箭或导弹的姿态，至于欧拉运动学方程中的奇异问题，可采用双欧拉角法进行 有效解决。另外，文献[30]对姿态描述参数及其运动学方程进行了系统的综述。 扩展卡尔曼滤波(extended Kalman filter, EKF)技术[31-34]常被用于航天器实时姿 态确定，根据姿态参数的选取不同和观测量的不同形式，常见的实现方式有乘性 扩展卡尔曼滤波[34,35](multiplicative ex-tended Kalman filter, MEKF)和加性扩展卡尔
航天器姿态测量与确定
人造地球卫星
应用卫星 技术试验卫星 月球探测器
航天器
保障航天员在外层空间生活和 工作，以执行航天任务并能返 行星际探测器 回地面的航天器 恒星际探测器 可供多名航天员巡访，长期居 住和工作的载人航天器 载人飞船 卫星载人飞船 可以重复使用，往返于地面和 高度在1000km以下的近地轨道 登月载人飞船 之间，运送有效载荷的航天器 载人航天器 空间站
坐标转移矩阵
绕三个坐标轴旋转的基本转移矩阵 Z轴：
zb za
O
ya
ya
yb
cos Lz ( ) sin 0
sin cos 0
0 0 1
xb
坐标系和向量基础知识
坐标转移矩阵
一般情况
Lz ( )
Ly ( )
Lx ( )
S1 o o S2
根据航天器现有的位置，速度，飞行的最终目标和运动 受限条件，确定航天器的飞行过程控制规律。
基本概念
航天器控制回路
控制器
控制命令 执 轨道：推力器 行 姿态：推力器 机 构 动量交换装置 控制力 控制力矩
被控对象
对象运动状态确定系统 轨道/姿态信息 轨道确定 姿态确定 导航敏感器 姿态敏感器 对象运动 物理特性
姿态确定环节是姿态控制系统的重要组成部分！
基本概念
姿态控制——空间任务的不同进行分类
姿态稳定 航天器姿态对某参 考方向保持定向 长期而持续 所需控制力矩小 应用实例
姿态机动 航天器从一种姿态 转变到另一种姿态 短暂过程 所需控制力矩较大 应用实例
• 为轨控建立点火姿态
0 sin cos
xa
第五章 三轴稳定航天器的姿态控制
& =u JΩ y
反作用轮的控制模式
z 动量模式 z轮子的输入是期望的控制角动量 z没有摩擦力矩的问题，但需要对电机转速进行精确测量
轮系的安装与操纵
h1 期望姿态 H
⋅
⋅
h2
⋅
飞轮 1 飞轮 2 飞轮 3 飞轮 4 敏感器
h
⋅
控制器
C+
h
⋅
h3 h4
⋅
C
H
⋅
航天器
⋅
姿态
⎡ h1 ⎤ ⎡H x ⎤ ⎢h ⎥ ⎥ = Ch = C ⎢ 2 ⎥ H =⎢ H ⎢ y⎥ ⎢ h3 ⎥ ⎢ ⎢ ⎥ ⎣Hz ⎥ ⎦ ⎣h4 ⎦
5.2.2 喷气姿态稳定系统的控制律 研究工具和数学模型 基于位置反馈的继电控制律 基于位置和速度反馈的死区继电控制律 含超前校正网络的死区迟滞继电控制律 准线性喷气推力器 极限环的特点与设计
研究工具和数学模型 研究工具
经典方法
z 相平面法 z 描述函数法
数学模型
现代方法
动态响应
z 机动时间或机动速度
5.1.3 主动控制系统的分类 零动量系统 喷气推力器 飞轮 控制力矩陀螺 偏置动量系统 固定偏置动量系统(WHECON) 单自由度动量系统 两自由度动量系统
零动量姿态控制系统
整星动量
z 标称状态下整星动量为零 z 多用于对姿态稳定度要求较高的卫星，如遥感卫星
§5.4 偏置动量姿态控制 5.4.1 5.4.2 5.4.3 5.4.4 5.4.5 5.4.6 基本思想 ¼轨道原理 姿态动力学模型 俯仰运动控制 滚动/偏航运动分析 滚动/偏航运动控制
5.4.1 基本思想
偏置动量稳定方式由双自旋卫星的稳定方式引伸而来
3双自旋卫星稳定系统-Read
d y
式中
dt d z y 0 dt
I x It x0 It
z 0
(5.5b) (5.5c) (5.6)
从方程组式 (5.5) 可以看出，对称自旋卫星的自旋 运动是独立的，它和横向运动之间没有耦合作用。设横 y 0 , 向运动的初始状态分别为 y 0 , z 0 , z 0 , 求解方程组式(5.5)得
“探险者-51号”
但是在这次飞行前，人们没有怀疑过绕最小惯量轴 旋转的稳定性。从此例可以看出实践出真知的道理。
点击观看虚拟现实演示
上面分析过，一个绝对刚体无论绕最大惯量轴或者 绕最小惯量轴的旋转都是稳定的，但是由于鞭状天线的 弯曲提供了一种通过结构阻尼耗散能量的机构，所以 “探险者一1号”并不是刚体。因为损失了机械能，动量 矩守恒原理迫使卫星绕着一根与旋转对称轴倾斜的轴进 动，进动和弯曲运动的动力学耦合能使能量耗散过程继 续下去，直到获得最小能量动力学状态，绕最大惯量轴 旋转。 综上所述，假设对称自旋卫星近似于刚体 ,不受外力 Iy Iz Ix 矩作用，定义自旋轴惯量 与横向轴惯量 之比为 Ix Ix Ix 惯量比 ，即
令坐标系Oxyz 是卫星的主轴本体坐标系，从而卫星 的主惯量分别为 I x，I y ， I z ；惯量积为零。那么卫星姿态 自由转动( M 0 )的欧拉动力学方程即可由式(3.33)得
d x Ix y z I z I y 0 dt d y Iy x z I x I z 0 dt d z Iz x y I y I x 0 dt
x x0
y y 0 cos t
y 0
sin t
(5.7)
z z 0 cos t
飞行器三轴姿态测量方法
α文章编号:100127445(2004)增20060203飞行器三轴姿态测量方法海 涛,徐 嫣,高 翔(广西大学电气工程学院,广西南宁530004)摘要:介绍了到目前为止常用飞行器三轴姿态测量敏感器.详述了这些姿态敏感器的工作原理.根据这些原理分析了它们的优缺点,并比较了它们的性能指标.给出了具有指导意义的结论.关键词:姿态敏感器;太阳敏感器;红外地平仪;射频敏感器;惯性陀螺;磁强计;星敏感器中图分类号:T P 212.9 文献标识码:A姿态控制的前提是姿态敏感,即探测出飞行器的当时姿态.姿态敏感器是实现空间飞行器姿态测量与控制的仪器[1].确定飞行器姿态的一般方法是选择一个可靠的参考系.对于不同的参考系,所用的姿态敏感器的工作原理和所测量的对象是不同的,在工程上姿态敏感器的种类很多,这些敏感器利用光学原理、力学惯性原理、无线电测原理以及地球磁场原理设计的.按其基准方位分为如下五类[2]:(1)以地球为基准方位,有红外地平仪、地球反照敏感器等;(2)以天体为基准方位,有太阳敏感器、星敏感器等;(3)以惯性空间为基准方位,有陀螺仪、加速度计等;(4)以地面站为基准方位,有射频敏感器;(5)其它,如以地球磁场为基准方位的磁强计,以地貌为基准方位的陆际敏感器等.下面介绍三轴稳定空间飞行器最常用的几种姿态敏感器:太阳敏感器[3]、红外地球敏感器(红外地平仪)、射频敏感器、惯性敏感器(陀螺)、磁强计和星敏感器.1 太阳敏感器图1 太阳敏感器的测角原理图 太阳敏感器是通过对太阳光辐射的敏感来测量太阳视线与空间飞行器某一体轴之间的夹角的敏感器.太阳敏感器用来确定姿态最普遍,几乎每个飞行器都采用.太阳敏感器之所以有这样广泛的通用性是因为在大多数应用场合,可以把太阳近似看作点光源,因此就可简化敏感器的设计和姿态确定的算法;另外太阳光照度很强,从而使敏感器结构简单,其功率也很小;视场很大(从几分×几分到128°×128°)以及分辨率高(从几度到几角秒)的特点.太阳敏感器有三种类型:模拟式、数字式和(01)太阳指示式.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称余弦检测第29卷增刊2004年9月广西大学学报(自然科学版)Journal of Guangxi U niversity (N at Sci Ed )V o l .29,Sup. Sep t .,2004 α收稿日期:20040520;修订日期:20040616作者简介:海 涛(1963),男,广西桂林人,广西大学高级工程师.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.例如“阿波罗”飞船所使用的模拟式太阳敏感器即属此类.(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(图1为太阳敏感器的测角原理图).图1左边是测量码盘,右边是指令码盘.码盘上、下两面都镀上不透光的金属模,并光刻成图中所示的图案.测量码盘的上表面有一个测量前缝,下表面左六道为格莱码,右边有一个全开码.太阳光通过前缝在格莱码图案上形成一条窄像.光像落在码道透明区时,光线便到达下面的太阳电池,经过线路处理为1,反之处理为0,我们利用这些0和1来测量姿态角.2 红外地球敏感器红外地球敏感器用来测量飞行器相对于地球的方位.地球大气二氧化碳层的14～16.25Λm 波段的红外能量辐射进入到地球敏感器视场,被热敏感元件(红外探头)接收并转换成代表地球波形的电信号,可以测量出当地垂线或地平方位,故称为红外地平仪.三轴稳定空间飞行器常用圆锥扫描式、摆动扫描式和辐射热平衡式三种类型的地球敏感器.圆锥扫描式发展较早,应用也较多.这种敏感器的优点是:扫描视场大,响应时间快,对于许多飞行任务适应性强,特别是对大范围姿态测量和姿态机动捕获更为合适.但由于存在运动扫描机构,因此寿命受到限制.这种敏感器的精度可达0.10°.辐射热平衡式地球敏感器不需要扫描机构,又称为静态红外地平仪.优点在于没有运动部件,体积和质量较小,功耗低,适合于长寿命飞行任务.但是,目前这种敏感器存在两个技术困难:仪器各部分之间的温度梯度所产生的热交换及季节变化所引起的地球红外辐射不均匀性和不平行性对测量精度产生严重影响.但目前技术有较大发展,如法国SOD EN 公司研制的SA T 04型敏感器用于T elecom 1卫星上,精度达到0.04°,运行寿命达7年.摆动扫描式地球敏感器分为单地平摆动扫描式和双地平摆动扫描式.其优点为:(1)由于对地球信号进行交流调制,减少了背景辐射和温度变化对探头的影响,从而降低了敏感器的误差;(2)对地球辐射的大范围变化不敏感,特别是视场扫描沿纬度方向,使纬度效应误差大大减少,从而降低了敏感器的系统误差;(3)由于敏感器选用了无摩擦的绕性轴承结构,因此使敏感器的可靠性及寿命大为提高.意大利伽利略公司生产的单地平摆动扫描式敏感器应用在同步轨道三轴稳定卫星O T S 上.敏感器运动部件由无刷电动机驱动,扫描频率为5H z ,寿命达八年以上(其中一个已经运行了十年),视场扫描范围为5°～10°,达到随机误差≤0.03°,系统误差≤0.03°的精度.我国“东方红三号”也选用这种敏感器.3 射频敏感器为了提高空间飞行器的姿态控制精度,姿态控制系统常采用两级测姿方式:对于有效载荷为通信天线的对象,可采取雷达原理和天线结合在一起的方式测量姿态,这就是射频敏感器,又称无线电敏感器.射频敏感器的精度高于红外地球敏感器.射频敏感器确定飞行器姿态的原理是基于飞行器的天线轴与目标无线电波瞄准线之间的夹角的测量.目前大多数采用两种形式:基于振幅定向法的比幅单脉冲射频敏感器和基于相位定向法的比相单脉冲的射频敏感器(又称干涉仪).射频敏感器也可用作指向参考,但如果要求高准确度的话,还需要一个指向天线.使用射频敏感器可以得到1角分的指向精度.这种敏感器非常适合通信卫星,因为通信卫星本身具有无线电电源信标.4 惯性姿态敏感器(陀螺)惯性导航系统(简称惯导系统,Inertial N avigati on System ,I N S )是一种利用加速度计测得的运载体的运动加速度、经过运算求出运载体即时位置的导航设备.实现此种导航定位计算所需的基准坐标16增刊海 涛等:飞行器三轴姿态测量方法26广西大学学报(自然科学版)第29卷 (导航坐标系)则依靠陀螺仪来建立.惯导系统可以工作两种不同的状态:第一种工作状态是向驾驶员提供运载体(舰船、飞机等)的位置与速度等导航参数,然后由驾驶员依据这些参数,靠人工将运载体按照预定的航线引导至目的地;第二种工作状态是在提供导航参数的基础上,通过控制系统将运载体自动地按照预定的航线至目的地,而驾驶员仅起监控作用.在无人操作的运载体(鱼雷、导弹、火箭等)上,惯性导航与自动控制相结合,将运载体自动导向预定的目标.惯导系统求得导航参数无需任何外界信息,而只依靠陀螺仪与加速度计这两种惯性仪表,因此是一种自主式的导航系统.这种系统不受外界的干扰,隐蔽性好.惯性系统还能方便地提供运载体的三维姿态参数,这些参数都是舰艇与飞机上观通系统和火控系统所必需的.惯性导航由于具有上述一系列优点而受到海陆空军、航天和交通运输等部门的青睐和重视.5 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磁场强度和方向的仪器.由于空间每一位置的地球磁场强度都可以事先用地球磁位来确定,因此利用航天器上磁强计测得的信息便可以确定出星体相对于地球磁场的姿态.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.法拉第电磁感应定律可以表示为:V=-N d5 d t,式中5为线圈中的磁通量;N为线圈的匝数;V为线圈的感应电势.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.前者用于自旋卫星上,依靠卫星的自旋使通过搜索线圈的地磁场磁通量作周期性的变化,并感应出一个周期性的交流电压,在此交流电压的相位包含了姿态的信息.也就是说搜索线圈式磁强计可用在自旋卫星上提供精密的相位信息.磁强计由于质量小、性能可靠、功耗低、工作温度范围宽以及没有活动部件而得到广泛应用.但是地球磁场模型仅仅是对地球磁场的近似描述,以此模型作为磁强计测量星体姿态的基准,将会带来较大的误差,因此磁强计不是一种高精度的姿态敏感器.另外,地球磁场强度是与地心距三次方成反比的,使得高轨道(高度大于1000公里)卫星内的剩余磁偏置将会超过地球磁场的影响.这时地球磁场便不能作为测量基准,使得磁强计的应用受到限制.本文综述了到目前为止出现的常用飞行器三轴姿态测量敏感器,并对它们的性能进行了分组分析比较,给出了具有一定指导意义的结论,对这一领域今后的研究工作具有启示作用.参考文献:[1] L iebe C C.Star trackers fo r attitude deter m inati on[J].IEEE A ES System s M agzine,1995,31(6):10216.[2] 黄圳圭.航天器姿态动力学[M].长沙:国防科技大学出版社,1997.1290.[3] 袁 信,俞济祥,陈 哲.导航系统[M].北京:航空工业出版社,1993.15247.The m ethod of m ea sur i ng a ttitude for aerocraf tHA I T ao,XU Yan,GAO X iang(Co llege of E lectrical Engineering,GuangxiU niversity,N anning530004,Ch ina)Abstract:T he sen so rs of m easu ring th ree axes attitude fo r aerocraft are p resen ted in the pap er.T he w o rk theo ry of sen so rs is then p resen ted in detail.T he advan tage and disadvan tage of these sen so rs are analyzed acco rding to their w o rk theo ry,at the sam e ti m e p erfo r m ance of som e comm on attitude sen so rs is com p ared.A t last som e conclu si on s are given.Key words:attitude sen so r;so lar sen so r;infrared earth sen so r.;radi o sen so r;inertial gyro m agnetom eter;star sen so r(责任编辑 刘海涛)。