航天器主动姿态稳定系统
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是指通过利用推力、轨道动量和惯性马达等手段，使航天器始终保持所需的飞行姿态。
姿态控制系统是航天器的重要组成部分，对航天任务的成功与否具有至关重要的影响。
本文将讨论航天器姿态控制系统的设计与优化。
一、航天器姿态控制系统概述航天器姿态控制系统包括传感器、执行机构和控制算法三个主要部分。
传感器主要用于检测航天器当前的姿态信息，包括角度和角速度等；执行机构则根据控制算法的指令，对航天器施加相应的力矩，以实现姿态调整。
为了实现航天器姿态控制系统的优化设计，需要考虑以下几个方面的因素：1. 多源数据信息融合：通过融合多个传感器的信息，可以提高姿态控制系统的准确性和可靠性。
例如，将陀螺仪、星敏感器和太阳敏感器的数据进行融合，可以降低姿态误差。
2. 控制算法设计：合理选择姿态控制算法对于系统性能的提高至关重要。
常用的算法包括比例积分微分（PID）控制算法、模型预测控制（MPC）算法等。
通过对不同算法的选择和优化，可以提高姿态控制的精度和稳定性。
3. 优化执行机构设计：执行机构的设计对于姿态控制系统的性能具有重要影响。
选择合适的推力器和惯性马达，并进行优化设计，可以提高系统的灵敏度和响应速度。
二、航天器姿态控制系统设计流程1. 确定任务需求：在设计航天器姿态控制系统之前，首先需要明确任务的需求和要求。
例如，姿态稳定性、指向精度和姿态调整速度等。
2. 选型与参数确定：根据任务需求，选择合适的传感器和执行机构，并确定其参数。
同时，结合控制算法的选择，优化传感器和执行机构的布局，以提高姿态控制的性能。
3. 系统建模与仿真：根据所选传感器、执行机构和控制算法，建立姿态控制系统的数学模型。
通过仿真分析，了解系统在不同工况下的性能表现，并根据仿真结果进行优化调整。
4. 姿态控制算法设计与优化：根据系统模型和任务需求，设计合适的姿态控制算法，并进行优化。
其中，PID控制算法常用于姿态控制系统，但在实际应用中也可以考虑更先进的算法，如自适应控制算法、模糊控制算法等。
航天器控制7：航天器姿态主动稳定系统(3)
z
g4 h4
t4
g1
h1
x
t1
h3
t3 h2
g3
t2
g2
y
无论有多少个CMG，系 统都会存在奇异，对么？
2015/12/28
17
1.4 控制力矩陀螺奇异
1.4.2 控制力矩陀螺奇异的数学描述
• 以金字塔构型CMG为例，β为角动量所在平面与底面夹角， 设h为CMG角动量幅值，4个CMG框架角为δ1~ δ4 .
• 力矩放大特性
amp
| uout | | uin |
h ht Ig
t
2015/12/28
h
uin
oh h
t
g
uout
uin
6
1.1 控制力矩陀螺工作特性
控制力矩陀螺力矩快速角动量交换能力
• 以剪式 CMG为例
hθ
h θ
• 该配置至少需要六个CMG才能实现三轴控制，效率较低
2015/12/28
3
1.1 控制力矩陀螺工作特性
控制力矩陀螺
• 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 天器本体转动，即框架角变化，那么就得到了角动量的大小 恒定不变而方向可变的飞轮，这种飞轮称为控制力矩陀螺 （CMG）。
单框架CMG
双框架CMG
角动量方向变化 在一个平面内
角动量方向在三维 空间内任意改变
2015/12/28
7
视频-控制力矩陀螺角动量交换特性
2015/12/28
8
1.2 控制力矩陀螺应用
控制力矩陀螺应用
航空航天工程师的航天器姿态控制系统设计
航空航天工程师的航天器姿态控制系统设计航空航天工程师在航天器设计中起着至关重要的作用，其中航天器姿态控制系统的设计更是至关重要的环节。
航天器姿态控制系统是确保航天器在各种工作模式下稳定控制的核心系统，它不仅影响航天任务的开展，还关系到飞行安全和任务成功的关键因素。
本文将介绍航天器姿态控制系统的设计原理和技术要点。
一、航天器姿态控制系统的概述航天器姿态控制系统主要用于控制航天器在航天任务中的姿态变化，包括方向、角速度和角加速度等参数。
它通过传感器采集航天器自身的姿态信息，经过控制算法处理后，利用执行机构对航天器进行控制调整，使其姿态满足设计要求。
航天器姿态控制系统设计需考虑的因素包括：航天器的结构特点、飞行任务要求、可靠性和安全性等。
设计过程需要综合考虑各种因素，确保航天器姿态控制系统具备稳定性、精确性和可控性。
二、姿态控制系统的传感器与执行机构1. 传感器传感器是航天器姿态控制系统的关键部件，用于采集航天器的姿态信息。
常用的传感器包括陀螺仪、加速度计和磁力计等。
陀螺仪用于测量航天器的角速度，加速度计用于测量加速度和倾斜角度，磁力计用于检测航天器的方向。
这些传感器在设计中需要考虑其精度、响应速度和可靠性等指标。
2. 执行机构执行机构是姿态控制系统的另一关键部件，用于调整航天器的姿态。
常见的执行机构包括推力器和轮子等。
推力器通过喷射气体产生推力，实现姿态调整，轮子则通过转动改变航天器的角速度。
执行机构的选择需要根据航天器的具体任务和姿态控制要求来确定。
三、姿态控制系统的控制算法姿态控制系统的设计离不开控制算法的支持。
常见的控制算法包括比例-积分-微分控制（PID控制）和模型预测控制（MPC）等。
PID控制是一种经典的控制算法，通过调节比例、积分和微分参数来控制系统响应。
MPC则基于航天器动力学模型，通过优化问题求解方法，实现更精确的姿态控制。
在姿态控制系统设计过程中，需要对控制算法进行仿真和优化，确保系统的稳定性和性能。
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。
航天器姿态控制系统的研究与开发
航天器姿态控制系统的研究与开发在现代航天技术的发展过程中，航天器姿态控制系统受到了越来越多的关注和研究。
姿态控制系统是指航天器在飞行过程中通过控制特定参数的变化，使得航天器保持稳定的状态，以达到实现各种任务的目的。
本文将主要探讨航天器姿态控制系统的研究与开发，包括姿态控制系统的基本原理、技术路线、应用前景等方面。
一、姿态控制系统的基本原理姿态控制系统是通过航天器上安装的姿态控制器控制，通过测量航天器的姿态角度和角速度进行反馈控制，以便实现航天器的稳定控制。
姿态控制器是姿态控制系统最核心、最关键的部分，它主要包括控制律与执行器两个部分。
其中控制律是指根据姿态角度和角速度给出控制指令的算法，执行器则是将控制指令转化为实际的控制动作，如推力或力矩等。
姿态控制器的设计通常采用PID控制器，PID控制器是一种经典的反馈控制算法，由比例控制、积分控制和微分控制三个部分组成。
比例控制器主要是根据当前误差，给出一个直接的控制指令，而积分控制器是在误差积累一段时间后给出控制指令，微分控制器是对误差变化率进行监测，以便更快地调整控制参数。
这种控制算法具有简单、稳定、可靠等优点，因此在航空领域得到了广泛的应用。
二、技术路线在航天器姿态控制系统的开发中，技术路线是影响研究效果的重要因素之一。
在当前的航天技术领域中，常用的姿态控制技术路线主要有两种，分别为主动控制与被动控制。
主动控制是指通过航天器上安装的电动机、推力器等设备，主动地进行控制。
虽然主动控制具有多方面的优势，但是它的复杂性和可靠性也带来了一定的挑战。
因此，对于一些具有特定任务的航天器而言，主动控制的优势也许并没有那么明显。
被动控制则是利用固支或者动支等原理，在保证航天器的稳定性的情况下，通过物理结构等方式，影响航天器的姿态状态。
被动控制的优点是具有简单、可靠、低成本等综合性能优势。
但是，被动控制的局限性也很明显，它不仅具有一定的无法预知性，同时也不能够对运动过程做出完美的控制。
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设计与优化分析
航天器姿态控制系统设计与优化分析航天器姿态控制系统是航天器运行中的关键部分，它直接影响航天器的稳定性、性能和任务完成能力。
本文将详细介绍航天器姿态控制系统的设计原理和优化分析方法，并探讨如何提升姿态控制系统的效能。
一、航天器姿态控制系统设计原理航天器姿态控制系统是通过运用各种控制算法和技术手段来控制航天器的姿态，以实现既定的任务要求。
其设计原理主要包括以下几个方面：1. 确定控制目标：在航天器设计初期，需要明确航天器姿态控制的目标，如保持特定的姿态、完成特定的任务或进行精确的定位。
根据不同的任务目标，需要制定合适的控制策略和参数。
2. 选择控制器类型：航天器姿态控制系统使用的控制器类型通常包括PID控制器、模糊控制器、自适应控制器等。
选择合适的控制器类型需要考虑控制系统的复杂度、稳定性和实时性等因素。
3. 传感器选择：航天器姿态控制系统的核心是测量航天器的姿态信息，因此需要选择适合的传感器来获取准确的姿态信息。
常用的传感器包括陀螺仪、加速度计、磁力计等。
4. 姿态控制算法：针对航天器姿态控制问题，有多种控制算法可供选择，如PID算法、模糊控制算法、自适应控制算法等。
通过对姿态信息的采集和处理，控制算法将实时计算出控制量，从而实现对航天器姿态的精确控制。
5. 控制系统仿真与验证：在实际部署航天器姿态控制系统之前，需要进行系统仿真和验证工作。
通过仿真，可以评估系统的性能、稳定性和鲁棒性，并根据仿真结果进行优化和调整。
二、航天器姿态控制系统优化分析方法为了提高航天器姿态控制系统的稳定性和有效性，可以采用以下优化分析方法：1. 参数优化：针对航天器姿态控制系统中的参数，如控制器参数、传感器参数等，可以采用优化算法来调整。
常见的优化算法包括遗传算法、粒子群算法等，通过不断迭代和评估，实现参数的优化。
2. 控制策略优化：航天器姿态控制系统的性能关键在于控制策略的选择和优化。
可以通过对不同控制策略的仿真与比较，找到最佳的控制策略。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
力矩由成对喷嘴产生(力偶)。
点击观看虚拟现实演示
分析图6.2得知，对装有三轴喷嘴所产生的控制力矩为
M cx 2m y vel M cy 2mz vel M cz 2mx vel
（6.1）
设由这些喷嘴产生的控制力矩矢量为 M c ，它以本体 坐标系三轴控制力矩分量表示，则有
6.1
喷气推力姿态稳定原理
喷气姿态稳定系统的运行基本上根据质量排出反作
用喷气产生控制力矩的原理进行。图6.1表示一个典型的 喷气三轴姿态稳定控制系统
由于一个喷嘴只能产生一个方
向的推力，因此系统的每个通道起
码要有两个喷嘴。为了避免反作用 喷气推力对航天器的轨道运动产生 影响，一般地在同一方向都装上两 个喷嘴，如图6．2所示，此时控制
具有死区特性的相平面运动
对于给定的理想情况，自振荡周期可以按下述方法 求得。运动方程 0 对应于自振荡循环的直线段；而 A 对应于抛物线段。 在初始条件 1 , 1 情况下对上述方程进 行积分，对于整个abcd段，有
41 = 1 t off
41 = At on 和 其中 ton 和 toff 分别是有推力与没有推力的时间。 显然，自振荡周期 t a为
ta ton toff
.
.
由于 t off = 41 / 1 和
.
t on = 41 / A，所以有
(6.13)
1 1 t a = 4( + ) 1 A
从相平面图6.9所示看到，极限环宽度由喷嘴推力器 不灵敏区(即死区)决定，而极限环高度由姿态角速度敏 感器(例如速率陀螺)不灵敏度决定。具有角速度和角度 反馈的继电型控制系统是稳定的，从相平面图得知，系 统是有阻尼的。阻尼大小由角速度反馈系数决定。
M 当 >1 , 1时 u , 0 当 1 , 1 时 (6.11) M 当 <- , 时
1
1
在一般情况下，控制系统将抑制运动受到的初始扰 动，这种扰动出现于相平面中的点 1( 0 , 0 ) ，如图 6.9所示，然后使航天器进入极限环模式(自振荡)。
6.3.1
推力器系统的结构
“阿波罗”登月舱的推力器系统，可完成三轴姿态 控制与三轴质心控制，同样，要求控制某些轴的姿态或 质心运动时，不要影响其他轴的姿态与质心的运动。
“阿波罗”登月舱
宇航员在月球上
系统冗余度R是指系统仍能完成控制任务，允许推 力器失效的最大数目。 系统冗余度R的值是衡量系统可靠性的重要指标。 R的值越大系统越可靠，但随着R值增大，推力器数目 也随之增加。 称用最少的推力器数目构成给定的冗余度R的结构 为最小冗余结构。特别称R=O的最小冗余结构为最小结 构。最小结构是完成控制任务所需的最少推力器数目。
考虑三轴稳定航天器姿态角偏差很小的情况，此时3个通 道的姿态运动可以视作独立无耦合，且
z y x 于是航天器的欧拉动力学方程式(6．3)可简化为
I x M cx M dx
I y M cy M dy
(6.6a) (6.6b) (6.6c)
I z M cz M dz
从该理想化的极限环工作状态可知，在死区负极限 ( R )和正极限( R )之间存在一个常值角速度 R ，见 式(6.18)。尽量减小这个常值角速度有利于节省工质消耗 量。 若推力器的推力为F，相对航天器质心的力臂为l，比 冲(比推力)为 I sp ，推力器的最小脉宽为△t，则容易证 明航天器继电控制的理想平均工质消耗量为
(6．3)
式中， M d M dxi M dy j M dz k 为作用于航天器的其 他环境干扰力矩。
喷嘴机构的简单工作原理如图6.3所示。
喷气阀门在正比于姿态角及其的驱动信号u作用下， 若不计衔铁运动的时间，就只有全开或全关的两种状态， 所以喷射推力F不是零值就是某一常值。
喷嘴原理
最小冗余结构可用作图法确定。以图6.17所示的二 维控制任务为例，图6.18为各种推力器配置方案的推力 矢量图。图中的每一个矢量代表配置的一个推力器的推 力矢量或力矩矢量。
过矢量的交点作任一直线aa’，把二维控制平面分为两 半。如果每一个半平面内至少含i个推力或力矩矢量，则系 统有冗余度R=I-1。依此方法可以判定，图6.18所示中由左 至右4种推力器配置方案的冗余度分别为R=1，l，2，2。
m 0
d 1 d k
02
(6．15)
2A
当 时，发生滑行现象，如图6.11中所示点 “4”以后的轨迹线状态。
d 1 当 d k 时，发生穿越现象，相轨迹如图6.12所示。
4．极限环工作方式 在没有外力矩作用在航天器上的情下，M dy 0 ， 将图6.11和图6.12所示的极限环放大至如图6.13所示。
第六章
6.1 6.2 6.3 6.4 6.5 6.6 6.7
航天器主动姿态稳定系统
喷气推力姿态稳定原理 喷气姿态稳定系统的非线性控制律 航天器的喷气推力器系统 飞轮姿态稳定原理 零动量反作用轮三轴姿态稳定系统 偏置动置轮三轴姿态稳定系统 控制力矩陀螺三轴姿态稳定系统
第六章
航天器主动姿态稳定系统
为了保证航天器在轨道坐标系中相对于平衡点的稳 定性，除了采用上一章叙述的各种被动稳定方案以外， 也可以利用控制系统实现对航天器姿态的主动稳定控制。 与被动稳定方案比较，主 动姿态稳定的优点是可以 保证更高的精确度和快速 性，缺点是结构复杂化， 降低了可靠性，且增加了 能源消耗，因此适用于高 精度要求和大扰动力矩的 情形。 主动姿态稳定系统包括了喷气三轴稳定系统、以 飞轮为主的三轴稳定系统和磁力矩器轴稳定系统。
M c M cxi M cy j M cz k
(6.2)
若本体坐标系为主轴坐标系，则航天器在控制力矩 的作用下，它的姿态动力学方程式为
I xx I z I y yz M cx M dx I y y I x I z xz M cy M dy I zz I y I x yx M cz M dz
I y u M dy
M 0 u M 0 该式说明只要姿态有偏差 0
，喷嘴立即产生恒定的推力力矩M，
(6.7a)
(6.7b)
如图6.5所示。
暂时令 M dy 0 ，把式(6.7)代入式(6.6b)得 M def (6.8) A Iy 式中 A M I y ，式(6.8)的解为 0 At (6.9a) (6.9b)
uc 是释放衔铁的信号，u0 与 uc 之差称为滞宽。
于是，按照形成推力 F 的原理，就可以获得由推力 器产生的控制力矩M。的大小，即
M u0 u M c 0 uc u uc M u0 u
(6.4a)
M sgn u sgn uu 0 Mc sgn uu 0 0
M sgn(U ) 0
(6.14a)
U (1 h)1或 sgn(UU ) 0 (6.14b) U 1或 sgn(UU ) 0
系统框图见图6.10。图中k为微分系数，θ c为给定 的姿态角。
当θ c=0时，系统由初始条件逐渐向里收敛，最后停留在 一个稳定振荡上面，即为极限环(见图6.11)。显然该控 制系统也是稳定的，有阻尼存在，且阻尼的大小取决于 超前网络参数k的大小。过渡过程的最大角度超调发生在 点“2”处，从分析式(6.12)得知，发生在处，其大小可 以表示为
m
Fl t
2
4 I y gI sp l1
(6.20)
可见，选择小力矩、小脉宽、大比冲和大死区的推 力器能使工质消耗速度减至最小。
考虑到节省喷气系统中的燃料，采用单侧极限环工作 方式(见图6.14)是一种有效的手段。
这种单边极限环使姿态限制在以下范围内：
R R
M dy t I y R M dy 16 I y
对于一般的n维控制任务，由上述分析方法可以证明 以下结论：
(1)n维任务的最小结构要求推力器数目m为
m=n+1
(2)n 维任务如果要求冗余度为 R ，则最小冗余结构 的推力器数目m为
(6.4b)
推力器实际上是一种继电系统，推力器的控制力矩 变化分为三档：正开、关闭、负开，具体属于哪一档取 决于航天器的姿态和控制律。这也就决定了推力器控制 系统的非线性输出和断续工作形式。 继电系统的稳定状态是极限环自振荡。在这种系统 的设计中，重要的是选择自振荡频率和振幅，即极限环 参数，使它们最佳地满足精度和能量消耗的要求。 喷气控制最适合于抵消具有常值分量的扰动力矩， 即非周期性扰动力矩，例如气动扰动力矩。这种情况正 是低轨道航天器扰动力矩所具有的特点。
表示了这些相轨迹族。
2．基于位置和速度反馈的死区继电控制律 进一步地，在反馈控制系统中引人角速度反馈，并考 虑推力器力或力矩输出特性中的死区特性，即在图 6.4 所示 中令 u0 uc 0 ，此时 u0 uc 对应的位置(角度)偏差为 1 ， 如图 6.7 所示。相应的采用角度和角速度敏感器的继电型控 制系统结构框图见图 6.8 。这里姿态角度敏感器可以采用红 外地平仪，角速度敏感器可以是速率陀螺。控制规律如下：
2
(6.21)
(6.22)
推力器和敏感器的选择必须保证极限环参数均小于 航天器姿态控制精度要求，即 R c R c
c 和 c 分别为航天器姿态控制的角度系统
对于大型航天器来说，由于动力学模型维数较高， 因此需要完成更高维的控制任务。 为了兼顾这几方面的要求，往往将 航天器的姿态控制与轨道控制任务 相结合，把相当数量的推力器组成 一个多推力器系统。在设计这样一 个复杂的执行机构系统结构时，如何保证推力器的数目 与分布安装位置既要达到可靠性要求，又要消耗最少的 工质或燃料是一个重要问题。同时在这种情况下，如何 通过计算机完成系统操作任务，即最佳地分配推力器的 工作和工作时间长短，以满足姿态控制或轨道控制任务， 又是另一个重要问题。