航天器控制：航天器姿态执行器与控制器
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。
航空航天工程师的航天器姿态测量与控制
航空航天工程师的航天器姿态测量与控制航天器的姿态测量与控制是航空航天工程师日常工作中重要的一部分。
它涉及到航天器的定位、导航和控制等关键技术，对于确保航天任务的成功执行至关重要。
本文将介绍航天器姿态测量与控制的基本概念、技术原理以及其在航空航天领域的应用。
一、航天器姿态测量与控制的基本概念航天器的姿态包括位置、姿态角和速度等参数。
姿态测量与控制是指通过各种传感器和姿态控制器等设备，对航天器的姿态进行测量和调整，以满足任务需求。
姿态测量主要依靠惯性导航系统、星敏感器和陀螺仪等设备，姿态控制则通过推进器和反作用系统等实现。
航天器姿态测量与控制的关键技术包括航天器姿态观测、姿态控制器设计和控制算法优化等。
通过精确的姿态测量和高效的姿态控制手段，航天器能够准确定位、精确导航，并保持稳定的飞行姿态。
二、航天器姿态测量与控制的技术原理1. 航天器姿态观测技术航天器姿态观测主要通过惯性导航系统、星敏感器和陀螺仪等传感器来实现。
惯性导航系统利用加速度计和陀螺仪等传感器测量航天器的线性加速度和角速度，进而推算出姿态角度。
星敏感器通过感知星光方向来确定航天器的朝向。
陀螺仪则基于角动量守恒定律，测量航天器的角速度。
2. 姿态控制器设计技术姿态控制器是实现航天器姿态控制的关键组成部分。
它根据姿态观测的结果，通过推进器或反作用系统等执行机构，调整航天器的姿态。
姿态控制器通常由传感器、执行器和控制器三部分组成。
传感器负责姿态数据的采集，执行器负责转化控制信号为推力或力矩，控制器则根据姿态预测和误差修正等算法确定控制信号。
3. 控制算法优化技术控制算法的优化是提高航天器姿态控制精度和效率的关键环节。
控制算法通常采用闭环控制原则，即根据当前姿态和期望姿态之间的误差，通过控制器产生调整控制信号。
常见的控制算法包括PID控制器和模型预测控制等。
控制算法的优化可以通过仿真模拟和实际测试等手段来实现，以提高姿态控制系统的性能。
三、航天器姿态测量与控制在航空航天领域的应用航天器的姿态测量与控制在航空航天领域中有着广泛的应用。
航空航天工程师的航天器姿态与控制技术
航空航天工程师的航天器姿态与控制技术航天器姿态和控制技术是航空航天领域中的重要组成部分，它涉及到了飞行器在空间中的方向和位置的控制。
航天工程师在航天器的设计、发射和操作中发挥着关键作用，他们需要掌握航天器姿态与控制技术以确保航天任务的顺利进行。
1. 航天器姿态确定技术航天器姿态确定技术是确定航天器在空间中的方向和位置的关键。
它通过使用各种传感器和仪器，如陀螺仪、加速度计和星敏感器等来测量航天器的转动和位置。
航天工程师需要了解这些传感器的原理和工作方式，并能够根据传感器的输出数据来确定航天器的姿态。
2. 航天器控制技术航天器控制技术是调整航天器姿态和控制其运动的关键。
它通过使用推进器、姿态控制发动机和姿态控制装置等来实现。
航天工程师需要设计和开发这些控制系统，并确保它们能够在不同的环境条件下保持航天器的稳定性和可控性。
3. 航天器姿态稳定性分析航天器姿态稳定性分析是评估航天器在不同姿态下的稳定性和可控性的重要手段。
航天工程师需要使用数学模型和仿真软件来进行姿态稳定性分析，并根据分析结果来优化航天器的设计和控制系统。
4. 航天器姿态控制策略航天器姿态控制策略是根据不同的任务需求来制定的。
航天工程师需要根据航天器的任务类型和要求来选择合适的姿态控制策略。
例如，在卫星定点任务中，航天工程师可以使用轨道修正推进器来进行微调；在航天器重返地球大气层时，航天工程师需要使用逆飞行姿态控制来减小速度和降低热量。
5. 航天器姿态与控制技术的挑战航天器姿态与控制技术面临着许多挑战。
首先，航天器在空间中面临着复杂的力学环境，如微重力和大气阻力等，这些因素会对航天器的姿态和控制产生影响。
其次，航天器的设计和控制需要考虑到能源和质量限制，这使得技术的发展更具挑战性。
此外，航天工程师还需要解决航天器在长期任务中的姿态稳定性问题和控制精度等方面的挑战。
总结：航空航天工程师作为航天器姿态与控制技术的专家，承担着航天项目中的重要任务。
航空航天工程师的航天器姿态控制技术
航空航天工程师的航天器姿态控制技术航天事业的快速发展对航空航天工程师的要求越来越高。
其中，航天器姿态控制技术是一个至关重要的领域。
本文将对航天器姿态控制技术的原理、应用以及未来发展进行探讨。
一、航天器姿态控制技术的原理航天器姿态控制技术主要是指对航天器的姿态（即航天器在空间中的朝向和角度）进行控制，以实现各种任务需求。
这一技术的原理包括以下几个方面：1. 传感器系统：姿态控制首先需要获取航天器当前的姿态信息，传感器系统可以通过各种传感器，如星敏感器、陀螺仪、加速度计等，来测量姿态参数。
2. 控制系统：根据航天器当前的姿态参数以及任务需求，控制系统通过计算并输出控制指令，使航天器进行相应的姿态调整。
控制系统可以使用比例-积分-微分（PID）控制器等控制算法。
3. 推进系统：姿态控制还需要依靠推进系统，通过控制推进器的工作状态，产生合适的推力和反作用力，来实现航天器的姿态调整。
二、航天器姿态控制技术的应用航天器姿态控制技术在航天领域有着广泛的应用。
以下是一些常见的应用领域：1. 卫星定位：为了保证卫星定位系统的准确性，航天器的姿态必须保持稳定，以提供稳定的测量信号。
2. 航天任务：在执行航天任务时，如航天飞机进入轨道、空间站对接等，航天器的姿态控制技术能够确保飞行轨迹的准确性和安全性。
3. 太阳能电池板角度调整：航天器的太阳能电池板需要始终保持在太阳光直射方向，以获取最大的太阳能。
4. 科学实验：在执行科学实验任务时，航天器的特定姿态要求能够满足实验条件，以保证实验的可靠性和准确性。
三、航天器姿态控制技术的未来发展随着航天技术的不断发展，航天器姿态控制技术也将迎来新的挑战和发展方向。
1. 智能化控制：未来，航天器姿态控制将更加注重智能化。
通过引入人工智能和机器学习技术，航天器可以更加自主地进行姿态调整和优化。
2. 多智能体系统：随着航天任务的复杂性增加，未来的航天器姿态控制可能需要适应多智能体系统的应用场景。
航天器姿态控制与导航系统设计研究
航天器姿态控制与导航系统设计研究简介：航天器姿态控制与导航系统是航天探索领域中极为重要的组成部分。
它涉及航天器在太空中的精确定位、方向控制和速度调整等方面。
本文将重点探讨航天器姿态控制与导航系统的设计研究。
第一部分：航天器姿态控制系统的基本原理航天器的姿态控制是指通过改变航天器的姿态，使其能够达到所需的状态。
姿态控制系统由传感器、执行器和控制算法组成。
传感器用于检测航天器的当前姿态，执行器用于改变航天器的状态，控制算法则根据传感器数据和目标姿态要求来计算控制指令。
1.1 传感器航天器姿态控制系统主要使用陀螺仪、加速度计和磁力计等传感器。
陀螺仪用于测量航天器的角速度，加速度计用于测量航天器的加速度，磁力计用于测量航天器在地球磁场中的方向。
1.2 执行器航天器姿态控制系统主要使用推力器、反应轮和姿态控制喷口等执行器。
推力器通过喷射推进剂来改变航天器的速度和方向，反应轮通过改变转速和方向来改变航天器的转动状态，姿态控制喷口则通过改变喷口的喷射方向来改变航天器的姿态。
1.3 控制算法航天器姿态控制系统主要使用PID控制算法和模型预测控制算法等。
PID控制算法通过比较目标姿态和实际姿态的误差来调整执行器的控制指令，模型预测控制算法则基于航天器动力学模型和目标姿态要求来预测执行器的最优控制指令。
第二部分：航天器导航系统的设计原理航天器导航系统是指通过控制航天器的运动轨迹来实现航天任务的目标。
导航系统主要包括导航传感器、导航计算和轨迹规划等组成部分。
2.1 导航传感器航天器导航系统主要使用惯性测量单元（IMU）、全球定位系统（GPS）和星敏感器等传感器。
IMU用于测量航天器的加速度和角速度，GPS用于测量航天器的位置和速度，星敏感器则用于测量航天器和星体的相对方向。
2.2 导航计算航天器导航系统的导航计算主要包括姿态解算、位置解算和轨迹估计等。
姿态解算通过结合传感器数据来计算航天器的姿态，位置解算通过结合GPS数据来计算航天器的位置，轨迹估计则通过模型推演和传感器数据来估计航天器的轨迹。
卫星发射过程中如何控制航天器的姿态
卫星发射过程中如何控制航天器的姿态在卫星发射的浩瀚征程中，控制航天器的姿态是至关重要的一环。
这就好比一个舞者在舞台上，需要精确地控制自己的身体姿态，才能展现出优美的舞蹈动作；航天器在太空中的运行也是如此，只有精准地控制姿态，才能顺利完成各项任务。
那么，什么是航天器的姿态呢？简单来说，就是航天器在空间中的指向和旋转状态。
比如，卫星的太阳能电池板要始终朝向太阳，通信天线要对准地球，这都需要对卫星的姿态进行精确控制。
在卫星发射的初期阶段，火箭发动机的推力是影响航天器姿态的一个重要因素。
为了抵消火箭发动机推力带来的干扰，通常会采用推力矢量控制技术。
这就好比开车时，通过调整方向盘来改变车辆的行驶方向。
在火箭上，通过改变发动机喷管的方向或者调节喷管的流量，来改变推力的方向和大小，从而实现对航天器姿态的初步控制。
当航天器与火箭分离后，就进入了自主控制姿态的阶段。
这时候，会有一系列的姿态敏感器发挥作用。
常见的姿态敏感器有太阳敏感器、地球敏感器、星敏感器等。
太阳敏感器就像是一个专门寻找太阳的“小眼睛”，它通过检测太阳光线的入射角度来确定航天器相对于太阳的姿态。
地球敏感器则是专注于感知地球的位置和形状，从而帮助航天器确定自己相对于地球的姿态。
而星敏感器则更加高级，它能够通过观测恒星的位置来精确确定航天器在太空中的姿态。
有了这些“眼睛”感知姿态信息，接下来就需要“大脑”来处理这些信息并做出控制决策。
这个“大脑”就是航天器上的姿态控制系统。
姿态控制系统通常由控制器、执行机构和控制算法组成。
控制器就像是指挥官，它接收来自姿态敏感器的信息，经过一系列的计算和分析，制定出控制策略。
执行机构则是听从指挥官命令的“士兵”，负责将控制指令转化为实际的动作。
常见的执行机构有动量轮、磁力矩器、推进器等。
动量轮是一种通过改变自身的转速来产生控制力矩的装置。
当需要调整航天器的姿态时，动量轮会加速或减速旋转，从而产生反作用力矩，使航天器的姿态发生改变。
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• 比推力越大，产生一定推力所需的推进剂重量秒耗量就 越少；或者说，当推进剂流量一定时，比推力越大，所 产生的推力就越大。
• 比推力完全取决于有效排气速度vef。 • 上式分子和分母都同乘以发动机的工作时间t，则得到比
冲的公式，因此尽管比冲和比推力在定义和物理意义上 有区别，但它们的数值和量纲是相同的。
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1.1 推力器
推力器应用范围：
• 航天器刚入轨后的消除初始姿态偏差、速率阻尼、姿态捕获； • 航天器正常轨道运行期间的快速姿态机动； • 航天器轨控发动机工作期间的姿态稳定； • 大型航天器姿态控制、交会对接。
2015/12/10
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1.1 推力器
推力器系统性能参数：（一）推力 • 由牛顿第二定律可以推导出推力器真空中的推力公式为：
动量推力 压力推力
——单位时间推进剂排出数量，即秒耗量 ve ——相对于航天器的排气速度 Se ——推力器喷嘴出口截面积 pe ——推力器喷嘴出口射流压力
说明： 推力器产生的推力不仅与喷出的射流有关，还与外界大气压有关。 这两部分中，主要是动量推力，占全部推力的90%以上。增大推力的主要 途径是增加喷射物质的秒耗量和提高排气速度。
中国资源二号卫星
中国资源二号卫星推进系统
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1.1 推力器
三、液体推进系统
2、双组元推进系统 • 双组元发动机的推进剂包括氧化剂和燃烧剂（一般为四氧化
二氮和甲基肼），工作时由专门的输送系统分别送入燃烧室； • 比冲高，在大型卫星、飞船和航天飞机等航天器中应用； • 能独立完成轨道注入、轨道保持、姿态控制和再入机动，功
能全面。
中国东方红三号
中国神舟系列飞船
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1.1 推力器
三、液体推进系统
3、双模式推进系统 • 将单组元高可靠、低推力和双组元高比冲优点有机结合，构
成的复合的先进控制系统； • 采用双组元推进剂用于大力矩需求情况，采用单组元推进剂
用于姿态稳定等小力矩需求情况； • 同样能独立完成轨道注入、轨道保持、姿态控制和再入机动，
三、液体推进系统
1、单组元推进系统 • 采用无水肼作为推进剂产生推力，工作时推进剂组元自身分
解后再燃烧产生高温气体； • 航天器姿态控制和轨道控制最广泛使用的推进系统； • 是一种非常理想的推进系统，在可靠性、寿命、使用历史、
比冲、安全性、费用等综合指标上，都比其它推进系统优越。 • 主要缺点是比冲较低，一般适合用于中小型卫星。
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1.1 推力器
推进系统分类 一、冷气推进系统
• 利用储存在室温的高压惰性气体作为推进剂。 • 成本低、系统简单、可靠，但性能低，冲量小。 • 一般用于早期卫星或航天器，或者对总冲要求较低的小卫星。
前苏联“东方一号”（1961）
美国“空间实验室”（1973）
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• 当推力器推力方向过航天器质心，可为航天器提供控制推力； • 当推力器推力方向不过航天器质心，将同时产生控制推力和
相对航天器质心的力矩，成为姿态控制执行机构。
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5
1.1 推力器
基本概念
• 力矩：力F使物体绕O点转动， 不仅与力的大小有关，而且 与O点到力的作用线的垂直距
离d有关， 力矩 定义为
航天器控制----(四)
航天器姿态执行器与控制器
马广富 哈尔滨工业大学
航天器控制
姿态控制系统
姿态确定
姿态敏感器
姿态确定算 法
稳定方式
航天器控制
轨道控制系统
姿态控制 轨道确定 轨道控制
姿态稳定
执行机构
姿态机动
控制计算机
自主导航
非自主导航
轨道保持
轨道调整
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2
主要内容
航天器姿态执行机构 航天器姿态控制器-星载计算机 姿态控制系统的任务与分类
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1.1 推力器
推力器系统性能参数：（二）比冲、比推力
• 比冲：对一个推进系统的效率的描述，单位质量的推进 剂所能带来的冲量（推力×时间），计算公式为：
比比冲冲单(m位/s？)
Is
I mp
总比冲(N • s) 推进剂总质量（kg）
• 如总比冲一定，比冲越高，则所需的推进剂越少，相应 发动机的尺寸和重量都可以降低；
12
1.1 推力器
二、固体推进系统
• 将燃料和氧化剂聚合在一起，利用固态推进剂产生推力 ； • 与液体推进系统相比，结构简单，比冲低，精度低； • 主要用于轨道注入和返回舱再入制动，或星际航行探测器或
地球行星过渡轨道动力装置；
美国 HS-376卫星平台
中国 风云二号卫星
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1.1 推力器
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1 航天器姿态执行机构
思考：对航天器产生力矩的方法？
喷射气体或离子 的反作用力矩
（推力器）
角动量交换 （反作用飞轮， 控制力矩陀螺）
地球磁场作用 （磁力矩器）
太阳辐射压力 重力梯度
（太阳帆， 重力梯度杆）
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1.1 推力器
推力器
• 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，利用质量排出，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。
三轴解耦姿态稳定控制，使控制逻辑简单灵活。 • 产生的力矩大，过渡过程时间短。相比之下外部干扰力矩和
内部干扰力矩比喷气小得多，因此在姿态控制系统初步设计 时，可以忽略干扰力矩的影响。 • 所携带推进剂有限，适用于非周期性大干扰力矩的场合和工 作寿命较短的低轨道航天器。 • 推力器控制系统一般采用固定推力发动机和开关控制方式， 推力不连续，一般不能用于高精度控制。
M dF
• 力偶：作用在同一平面上大 小相等、方向相反、作用线 相互平行的两力构成一对力 偶。
• 推力器在用于姿态控制时， 一般都是力偶形式。
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1.1 推力器
推力器作为姿态控制执行机构的特点：
• 可以在轨道上任何位置工作，不受外界其它因素的影响。 • 沿航天器本体轴产生的控制力矩远大于耦合力矩，可以实现
• 如推进剂一定，比冲越高，则总冲就越大，相应推力器 的控制能力也增加。
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1.1 推力器
推力器系统性能参数：（二）比冲、比推力
• 比推力：单位时间推进剂消耗量（秒耗量）所产生的推力， 定义为比推力，即
比推力(m/s)
Is
vef g0
F
m g0
推力(N) 秒耗量（kg/s）