姿态控制课程讲义
第一章反作用喷嘴（reaction thruster）姿态控制一．引言在所有姿态控制方法中，反作用喷嘴（reaction thruster）姿态控制是最直接、效果最理想的姿态控制方法。
该方法将反作用力直接作用于欲施予姿态控制的卫星轴使其产生与所施加的反作用力方向相反的运动，进而达到对卫星进行姿态控制的目的。
能够对卫星姿态进行控制的主要硬件是：z动量交换设备（如反作用飞轮）；动量交换设备（如反作用飞轮）在卫星姿态控制中所能提供的力矩約为0.02—1Nm；z磁力矩控制器；磁力矩器在卫星姿态控制中所能提供的力矩約为10-2—10-3Nm；这些控制器都是工作在线性连续模式。
这类姿态控制都有一些共同的缺点：1.首先，姿态机动的速度受到它们所能为ACS提供的较低的力矩限制；2.第二是在完成轨道机动任务时，它们不能为卫星姿态保持提供足够的力矩。
即使高水平的轨道机动的液体发动机（或固体推力发动机）在进行变轨时也会引入寄生力矩（不希望产生的），这是由于其推进系统的特殊性决定的。
该寄生力矩可能会达到几个Nm量级。
在这样大的干扰力矩的条件下，控制飞行器姿态的唯一方法是使用反作用力控制器。
用于姿态控制的反作用力控制器只能工作在脉冲模式，没有连续或线性的反作用力控制器。
这使采用反作用力控制器作为力矩控制器的姿态控制系统的分析变得复杂了。
但是他们却能够提供几乎任何大的力矩水平，这是它的最大优点。
在大部分的飞行器中，0.01Nm—30Nm的反作用力矩范围是很常见的。
从实际考虑，使用推力水平相同的喷嘴进行卫星姿态的控制是很方便的。
本次课程所要解决是反作用力（reaction thruster）姿态控制的分析和设计问题。
喷嘴的脉冲工作模式所引出的主要有两个困难：1.给定的喷嘴对姿态控制精度的限制；2.传感器噪声所引起的燃料消耗。
因此，使用推力矩控制器的ACS受到反作用力（reaction thruster）喷嘴性能的严重影响。
二．反作用力喷嘴（reaction thruster）控制的安装方法在下文中，反作用力喷嘴必须被看作为一个整体的控制系统。
尽管一些高度复杂的系统声称通过一定的策略在卫星星体上安装喷嘴可以仅用四个喷嘴既能获得相同的姿态机动，但由于各种理由，在空间进行姿态机动一般来说至少需要六个喷嘴来完成反作用力控制系统。
反作用喷嘴能够施加在卫星轴上的力矩水平不仅与喷嘴所能提供的力的大小有关，而且与相对于轴的力臂有关。
这表明，正确的使用喷嘴主要取决于喷嘴在星体上的安装位置和其相对于卫星轴的安装倾角。
毋庸置疑，星体的三个主轴需要不同的力矩水平，必须对喷嘴的安装位置和方向进行仔细的研究后再确定应采用的推力系统的实际设置。
喷嘴的安装位置和方向也受光学传感器和太阳帆板安装位置的影响，喷气不应对他们产生污染。
对于一个小推力的卫星喷嘴的布置应首先考虑沿卫星的三个轴必须能提供正和负方向的力矩。
喷嘴所提供的绕各个卫星轴的力矩分量通常就是这个喷嘴的安装位置和方向的函数。
2.1单个喷嘴力矩分量的计算如果把推力向量记为F, 则力矩为M=r×F，r是喷嘴安装相对于轴心的距离。
R在星体坐标系中的分量分别是r x, r y, r z，推力为F。
将F沿 Y轴转β角（滚动角），再沿Z轴转动α角（偏航角），则：图单个喷嘴的安装方向示意图F x=F cos(α)cos(β)F y=Fsin(α)F z=F cos(α)sin(β)喷嘴的位置r可表示为：r=i r x,+j r y,+k r zM的力矩分量为：M X {r y cos(α)sin(β)- r z sin(α)}F △XF M=M Y= r×F= {r z cos(α)cos(β)- r x cos(α)sin(β)}F=△YF M Z {r x sin(α)- r y, cos(α)cos(β)}F △ZF 等效的力臂为△X，△Y，△Z。
这就说明，绕星体轴的力臂可任意减小。
即使推力很大时也可获得小的力矩。
这反过来可获得精确的姿态控制，但是喷嘴的效率会降低。
力矩的控制即可通过喷嘴发出的脉冲宽度来减小（这要受到喷嘴性能的影响，并不能任意减小），也可通过安装减小力臂来减小，这可是任意的，但会降低效率。
大多数的姿态控制率都会计算施加在星体轴上的力矩。
只需通过简单的计算即可实现力矩的分配, 但实现起来却是非常的复杂，因为反向力矩是用不同的喷嘴提供的，而且力矩的大小是不可控的，只能通过控制施加的力矩脉冲的宽度来进行控制。
2.2将力矩控制命令转换为喷嘴作用时间将力矩控制命令转换为相应的喷嘴精确的作用时间通常是用脉冲调宽原理。
本方法很自然要取决于喷嘴的实际安装。
下面的算法是基于下图的一种同步静止轨道卫星喷嘴安装方式。
图同步静止轨道卫星的一种喷嘴安装喷嘴的安装除要考虑为卫星的三轴提供控制力矩外，还应考虑为卫星的轨道（位置）保持提供推力。
（3-6 号喷嘴。
，1-2。
）这里不考虑轨道保持，只考虑三轴姿态控制。
喷嘴1和2提供绕Y B滚转轴的正、负控制力矩。
喷嘴3提供绕X B轴的正控制力矩，同时提供绕Z B轴的负控制力矩。
其它喷嘴的作用类似。
用公式写为：T Y+=Th2；T Y-=Th1；T X+=Th3+ Th5；T X-=Th4+ Th6T Z+=Th5+ Th6 T Z-=Th3+ Th4力矩的正和负是相对于星体轴的，Thi代表喷嘴i 。
为了简化分析，假定喷嘴都是相对于星体以相同的力臂对称安装的（力臂相同），而且喷嘴的安装方向都是与星体轴平行的。
这样力矩效率就只取决于它的推力F和力臂△X，△Y，△Z。
定义力矩常数为：G X=F△X；G Y=F△Y；G Z=F△Z进而，可将绕星体轴的力矩表示为：T X=[Th3+ Th5- Th4 –Th6] G XT Z=[Th5+ Th6- Th3 –Th4] G YT Y=[Th2 –Th1] G Y由于力矩是由G X；G Y；G Z决定的，所提供的平均力矩就取决于喷嘴所打开的与采样时间的比值。
这就是脉冲调宽（PWM）的原理。
为研究方便，我们首先将星体的控制力矩进行归一化处理，TT X= T X/ G XTT Y= T Y/ G YTT Z= T Z/ G Z并且定义Ti为Thi打开工作的时间与采样时间的比率，这就可得到(矩阵)：T3TT X 1 -1 1 -1 T4TT Z-1 -1 1 1 T5T6尽管这不是方阵，但却有伪逆矩阵：T3 1 -1T4 1/4 -1 -1 TT XT5 1 1 TT ZT6 -1 1由上式可见，Ti有可能为负值，但实际这是不可能的，实际中这需要用与其相反的喷嘴来提供（如喷嘴3和喷嘴6）三．反作用力矩及其姿态控制回路反作用力矩控制器并非线性控制，实际上它们是在开关模式下工作的。
通常是工作在PWM模式下。
基于反作用力矩控制器的卫星姿态控制系统是一个采样（或离散）控制系统。
在一定的假定条件下，反作用力脉冲的面积可近似为一个脉冲，这就使得这样的反馈控制系统可以作为一个传统的控制系统来进行分析。
基于NYQUIST, BODE, NICHOLS和根轨迹的方法均可用来对这样的系统进行分析。
但采样系统有一个严重的缺点就是其带宽受到采样时间的严重制约。
图调宽脉冲近似为脉冲强度的示意图（931）基于PWPF调制的控制系统PULSE WIDTH—PULSE FREQUENCY调制方式在AOCS控制中仍为主要方法。
PWPF调制控制系统的一个典型实现如下图示图 PWPF调制的控制回路示意图其中K X ，K分别是比例增益和微分增益。
当V《U off 喷嘴停止工作，当V》=U on 时喷嘴开始工作，系统的稳态误差为：U on/K图作用原理图控制效果图四．PWM 反作用力控制系统系统框图（9.4.1）控制效果图第二章利用动量交换装置进行姿态控制一、 引言产生空间飞行器姿态控制力矩至少有4种手段：1.地磁场2.气体喷射或电离粒子喷射所产生的反作用力3.太阳辐射对飞行器表面所产生的辐射压力4.动量交换设备（飞行器体内的转动物体）所列的前三种技术是惯性控制器，也就是说他们所改变的是卫星的整体惯性角动量。
地磁技术能为卫星提供连续和平稳的控制。
但是，磁棒能为卫星提供的控制力矩水平通常较小（10-2—10-3Nm），这一般不能满足卫星快速姿态机动的要求。
磁力矩还与所选择的轨道有关。
此外，磁控也不能用于不绕地球转动的飞行器（比如登月飞行、火星探测飞行等），因为它是基于地磁场的。
反作用（喷嘴）控制器是非线性的，因为它所提供的反作用力矩是幅值恒定、时间调制的。
反作用（喷嘴）控制器所提供的反作用力矩的幅值几乎是无限的。
但是却不能获得平稳的姿态控制。
太阳光压所获得的力矩不能用于姿态机动，因为所能产生的力矩只有几十µN-m，这显然不足以完成姿态机动任务。
此外，它也不能产生空间飞行器的三轴力矩。
剩下的可选项目就只有空间飞行器体内的旋转质量块---动量交换装置了。
这种方式的作用原理是卫星体内的不同部分之间进行角动量变换，而其相对于惯性空间的总动量却保持恒定。
这类力矩控制装置被称为“动量交换装置”，这类装置包括反作用飞轮、动量轮和动量控制陀螺。
对于非常精确、速度中等的姿态机动控制来说，反作用飞轮是最好的选择，因为它不仅能提供连续且平稳的力矩输出，而且其产生的寄生干扰力矩也最小。
反作用飞轮所能产生的力矩一般在0.05—2N-m之间，动量控制陀螺能获得200N-m，但此类陀螺很重，因而很少用于常规尺寸卫星的姿态控制。
本次课所讨论重点是反作用飞轮。
二、 动量交换装置的模型在飞行器内部，当有物体做加速转动时就会产生绕其转动轴的角力矩，该转体可以有一个初始的常值动量h W。
由于该动量是飞行器的内动量，所以其增加并不会造成系统的总动量变化，而仅会把反向的动量变化转移到飞行器上。
这就是所谓的角动量守恒定律。
反作用飞轮可以相对于卫星的星体轴以仁意的相对角度安装。
卫星体内的所有动量交换装置的动量向量可以表示为相对于飞行器的体坐标轴的向量h W = [h WX h WY h WZ]对于空间的姿态控制，至少需要3个反作用飞轮。
卫星内的任何设备的动量变化（例如h WX的变化）都会产生绕其星体轴X B的相等角力矩。
d(h WX)/dt=T CX =K X(ΦCOM-Φ)+ K XD d(Φ)/dtd(h WY)/dt=T CY =K Y(θCOM-θ)+ K YD d(θ)/dtd(h WZ)/dt=T CZ =K Z(ψCOM-ψ)+ K ZD d(ψ)/dt通过对与星体轴X B,Y B,Z B平行安装的电机转子进行加减速控制就能获得需要的相应的星体控制角力矩。
实际的情况当然不会就这么简单。
用作为电机的力矩控制器的模型如下图示图 动量交换装置的基本模型图中：V---是电机的输入电压；R M---是电机的电枢电阻；K M是反作用飞轮的力矩系数；I W是反作用飞轮的转子转动惯量；I S是卫星星体的转动惯量；ωREL是飞轮转动部分（转子加转子叶片）相对于安装基座（通常为卫星星体）的相对转速。
第五章典型飞行控制系统工作原理-纵向姿态控制
G等 (S)
L M e (S Z ) S 2 C1d S C2d
❖ 根轨迹如右图所示：
内回路 L ，使短周期
一对复根左移且虚部减小，最
s1
终进入实轴，振荡减小，
阻尼加大。内回路的动态
过程由振荡运动转为按指
z
数规律衰减的单调运动，
s2
L 越大，阻尼作用越强。
j
全系统情况：
图 L 过大时，修正 的过渡过程
要想减弱这一振荡过程，应在控制律中引入 俯仰角速率q，对飞机运动起阻尼作用，也就是 引入微分信号。
（4）一阶微分信号在比例式控制中的作用
t1•
t •
2
t
e
e1 L
e2 L
t
e L L
由图可见，微分作用的物理本质为：
❖
为t1零时，刻当t
在减小但值为正，此时舵e 已
1、比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差
（1）稳定过程 0 0 驾驶仪控制律为：
g 0
e L L ( g )
讨论俯仰角稳定过程，认为
e L L
修正 0 的过程：0 0
比例式控制如何减小静差：
❖ 由前面计算可知：
g
Mf Q0Sb Cme
L
❖ ❖
所 要 只以 减 有：小使这b个静， g差就存，可在应使静加静差大差。减L小。Lb2
，所以
❖ 极端情况： b 0（切断硬反馈）就可完全
消除常值干扰下的静差。
2、积分式自动驾驶仪
在舵回路中采用速度反馈或称为软反馈形式的 信号，组成了积分式自动驾驶仪。
1
T s 1
s 2 c1d s c2d
s
内 s
FXQ-4航天器姿态控制系统的组成与分类ppt课件
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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。
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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。
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。
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，
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
(接4·收2信)可号见的，相2 位d 差是预，先便确可定确的定，方因向此角只要。测同出样两，个如天线果
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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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4.1.7 射频敏感器
航天器姿态控制的计算PPT课件
(2)比例-微分控制率
航天器姿态控制
假定系统输入为阶跃响应： Tdy T 1(t) ，解得
Tet Βιβλιοθήκη in(I y2 1 21 2t arctan
1
2
)
T
I y2
控制律反馈系数 k p , kd 的选择完全确定了二阶系统阻尼系数 和自
然频率 。所以可通过选择 kd ，获得不同的阻尼系数 ，使响应到
用飞轮将作无衰减振荡。
(2)比例-微分控制率
航天器姿态控制
将姿态角速度的信息引入系统中，即
Tc Iy kp kd ，式中 k p 为比例系数， kd 为微分系数
闭环控制系统为 I y kd kp Tdy
定义 2 k p , 2 kd ，上式可化为二阶系统的典型形式
Iy
Iy
2 2 Tdy
态误差相互独立的改变自己的转速，实现对各轴的姿态
控制。
航天器姿态控制
航天器姿态控制
航天器姿态控制
航天器姿态控制
(1) 比例控制律
Tc I y kp ， k p 为比例系数；
则俯仰通道的闭环控制系统为：
k p Tdy
Iy
Iy
闭环系统特征值为 s1,2
kp i ； Iy
位于复平面虚轴上，不能保证系统收敛，航天器和反作
Iy
(2)比例-微分控制率
相应的特征方程为 s2 2s 2 0
航天器姿态控制
特征根为 s1,2 i 1 2 ， 1； s1,2 2 1， 1；
这是典型的二阶系统，控制律反馈系数 k p , kd 的选择完全确定了二
阶系统阻尼系数ω和自然频率ζ，从而确定了闭环系统的特征根。
讲义-第五章第一节
由于
可写成
的形式，而 较大，远大于飞机短周期运动时
间常数，因此，开始时舵机体现出比例作用，只有在进入稳态后体现积分作用， 实现比例加积分控制律。
根据框图，可写出此时自动驾驶仪的控制律为：
Δ
ΔΔ
Δ
Δ
均衡式自动驾驶仪，能消除常值干扰力矩作用下的静差；能消除控制作用Δ 为 斜坡信号时的稳态误差（满足 ≪ 时，前向通道近似有两个积分环节）。均衡 式自动驾驶仪提高了系统的稳定性及控制精度（稳态精度），常用于要求较高的 飞行阶段（如自动着陆）。
Root Locus 10
8
6
4
2
0
-2
-4
-6
-8
-10
-1.5
-1
-0.5
0
0.5
Real Axis (seconds-1)
分析跟轨迹图知，当 增大时，描述飞机短周期的一对复根将右移，导致飞 行器短周期模态的振荡运动加剧。系统稳定的临界增益为 2.4。进一步，可 绘出不同 取值时的阶跃响应。
（2） 0
ΔΔ
lim
→
∗Δ
∗
∗
由上式可以看出，有常值干扰时，比例式控制律存在静差。 最后，我们总结一下比例式控制律的特点。比例式控制律的优点是结构简单，
系统反应较快。缺点是有常值干扰时，系统存在静差。误差 Δ Δ 与干扰力 矩 成正比，与传递系数成反比。增大 可减小误差，但飞机在修正Δ 角时Δ
较大，产生较大的力矩 Δ ，使飞机有较大的角速度。在稳定工作状态(Δ
图 5‐1 典型飞行控制系统结构图
图 5‐1 中中间回路为姿态控制回路，主要起稳定和控制飞行器姿态的作用， 也称稳定回路。其测量部件测量的是飞机的姿态信息，其测量信息经放大计算装 置送入舵回路，进而操纵舵面并控制飞机的运动姿态。我们也称由测量部件、放 大装置和舵回路组成的部分为自动驾驶仪。也就是说，姿态控制回路由自动驾驶 仪和被控对象（飞机）组成。
姿势控制与运动控制PPT课件
• ②姿势的定向
•
能够控制身体在空间的位置是做任何事情的基础，所有的任务都需要姿势的控制。任何任务都有方向
性的成分和稳定性的成分。
• 稳定性和方向性需求会根据任务和环境而不同。
• 其一：在行进中姿势为适应于运动而使身体保持在抗重力空间调整身体位置。如在ADL中我们强调的是稳 定性。
• 其二：强调的是方向性，有些任务浪费了稳定性，重点是保持适当的方向性。足球守门运动员总是保持关 注球的方向，有时为了防守或接住飞来的球有可能摔倒。
·顶叶与运动要素计划系统，即悬着哪个肌肉向哪个方向运动的实际进行中
必须得运动要素生成有关。
·固有感觉重要。
运动输出是将感觉输入与运动指令离心性复制（离心性复制、efferent copy）而不断精选的顶叶如有感觉运动整合内模式而起作用。
腹内侧系 延髓网状结构脊髓束 • 主是交叉性 • 主支配四肢近端~远端 • 对脊髓步行模式发生器有律动性修饰作用。 • 与上肢够取运动有关。
为姿势控制的感觉输入及自己运动予以比较解释、形成 肌活动校正的指标。
身体图示（body schema） • 个人对自己身体据有的空间像及体感。 • 姿势图示主要是顶上小叶（5区）功能
顶叶与身体图示明确相关。
身体图示 • 将立体现实中身体体验予以抽象的内容、通过学习经验形成结构。部分无
意识但同时潜意识、意识化。身体像是明显无意识的。
腹内侧系 延髓网状脊髓束
• 网状结构脊髓束3分之2终止于颈髓、余下连接于腰部。控制四肢近端机及 外在肌。也调整出汗与呼吸。
• 皮质延髓纤维与脑干的运动及感觉神经核连接、控制头、面部的集群。 人类是单突触性的。有三叉神经、面神经、舌下神经等。
腹内侧系 延髓网状结构脊髓束 • 主要是交叉性
北航航天器姿态控制重点内容
使姿态保持在指定方向；姿态机构是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程） 。姿态稳定（特点：长期而持续的，所 需控制力矩较小；种类：定向，粗对准，精对准） ；姿态机构（特点：短暂过程，所需控制力矩较大；种类：再定向，捕获，跟踪 和搜索） 。姿态控制与轨道控制的关系：为实现轨道控制，航天器姿态必须符合要求：在某些具体情况或某些飞行过程中，可把姿 态控制的轨道控制分开考虑；某些应用任务对航天器轨道没有严格要求，而对航天器姿态确有要求；例如：空间环境探测卫星绕 地球的运行往往不需要轨道控制，卫星在开普勒轨道上运行就能满足对环境探测的要求。姿态控制系统分类：根据姿态稳定方式：欧拉方程（转动动力学方程） J M ； ： （平动与转动耦合，三轴转动运动耦合）标量形式： J 三轴稳定（保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向）自旋稳定（绕自旋轴旋转，依靠旋转动量矩在惯性空间的指向） x ( J y J z ) yz M x J x x 0 根据力来源：被动控制（不需要消耗星上能源，如重力梯度力矩、磁力矩等）主动力矩： （星上自主控制、星—地大回路控制，消 分量形式： J ； D A y y ( J z J x ) z x M y y 0 耗电能和工质） 。姿态控制系统设计的要求 ：任务：星箭分离—速率阻尼模式—姿态捕获模式—姿态粗控制模式—姿态精控制模式 z 0 z ( J x J y )x y M z J z ——姿态机动模式—姿态捕获模式（循环） 。设计要求：可靠性；控制性能（动量、稳定性；控制精度；动态响应） ；控制
空运飞行中的飞行姿态和稳定性控制
空运飞行中的飞行姿态和稳定性控制飞行姿态和稳定性控制是空中运输的关键因素之一。
在空运飞行过程中，飞行器的姿态控制和稳定性保持对于飞机的操作和安全至关重要。
本文将探讨空运飞行中的飞行姿态控制和稳定性保持的相关内容。
1. 飞行姿态控制的基本原理飞行姿态控制是指飞机在空中飞行时所保持的相对于空气和地面的方向和位置。
飞行姿态控制的基本原理是通过调整飞机的各个控制面，如副翼、升降舵和方向舵，来控制飞机的姿态。
当飞机需要改变姿态时，飞行员通过操纵操纵杆或飞行操纵系统来改变控制面的位置，从而改变飞机的姿态。
2. 飞行姿态控制的方法在空运飞行中，飞行姿态控制主要通过以下几种方法实现：2.1. 机械操纵系统：机械操纵系统是飞行姿态控制的传统方法。
通过操纵杆、脚蹬等机械设备，飞行员可以调整飞机的控制面位置，从而改变飞机的姿态。
2.2. 电动操纵系统：电动操纵系统使用电动机来驱动控制面的运动。
相对于机械操纵系统，电动操纵系统更加灵活和精确，可以更好地满足飞机的姿态控制需求。
2.3. 随动液压系统：随动液压系统是一种将飞机的姿态控制信号传递给液压执行机构的系统。
通过调整液压执行机构的压力和流量，可以控制控制面的位置，从而改变飞机的姿态。
3. 飞行稳定性的保持除了飞行姿态控制，飞行稳定性的保持也是空运飞行中非常重要的一项任务。
飞行稳定性是指飞机在受到外界扰动时，能够自动恢复到稳定飞行状态的能力。
3.1. 静稳定性：飞行器的静稳定性是指在没有外界干扰的情况下，飞机能够稳定地保持其平衡飞行状态。
通过合理设计飞机的重心位置、机翼和机身的形状等因素，可以提高飞机的静稳定性。
3.2. 动稳定性：飞行器的动稳定性是指在受到外界扰动时，飞机能够自动恢复到稳定飞行状态的能力。
动稳定性可以通过调整飞机的气动力和控制力的平衡来实现。
4. 增强飞行姿态和稳定性控制的技术随着科技的不断进步，空运飞行中的飞行姿态控制和稳定性保持的技术也得到了不断的提升和改进。
正常姿势控制幻灯片课件
适应性运动调节
• 研究表明，神经元病变的个体能相对快速 的由一种姿势运动调节向另一种转换。
• 随着反复地暴露在一种姿势任务下，测试 对象会精炼其反应的特点以优化反应的有 效性。
感觉对姿势控制的作用
• 视觉输入提供了头相对于周围物体位置和 运动的信息。
• 体感系统为CNS提供以支撑面为参考的身 体位置和运动的信息。
前后方向的稳定性
• 踝的调节 • 当干扰是 • --慢 • ---小幅度 • 接触面坚固、宽、
比脚长 • 肌肉从远端向近端
募集 • 头部运动与臀部运
动相同
• 髋的调节
• 当干扰快速或大幅度
• 表面是不稳定的或短 于脚
• 肌肉从近端向远端募 集
• 头部运动和臀部运动 相反
• 跨步调节 • 用于防止跌倒 • 当干扰快速或大振幅或其他策略都失败了 • 支撑面移动到“赶上”支撑面
• AP由远至近的组织肌肉反应模式相反，ML 肌肉模式是由近至远的组织，髋部肌肉活 动先于踝部肌肉活动
多方向稳定性
• 研究者发现：对侧方干扰的反应引起了一 侧后肢的负重，而另一侧后肢不负重，负 重肢体髋外展肌激活，而在对前后方干扰 时，髋屈伸肌激活
• 协同内的肌肉可紧密配对，但其他肌肉的 活动则有高度的可修改性。另外也表面了 CNS并非只通过控制单个关节的力量来控 制姿势，而是控制更多的一般功能，像抗 重力支撑和水平稳定性。
侧方的稳定性
• 研究者提出：与AP（前后方向）姿势控制 相反，ML（侧方）平衡控制主要发生在髋 和躯干，而不是踝。
• 安静站立时发生的ML运动表现为由上至下 的反应组织，头的运动最先发生，接着是 髋运动（20ms以后）、踝运动（40ms以 后），头部运动发生在髋和踝的对侧。
姿势控制和运动控制inChina课件
core-stability (lumbar stability, spinal stability、腰腹部安 定性) 在负荷时首先是动员快速运动单元，后追加缓慢运动单 元，出现共同安定(synergistic stability)。临床上，作为躯干深 部肌多裂肌・横腹肌・腹斜肌３要素的同时活动。追加大腰肌 后部纤维。这些肌群受皮质神经支配 (cortical innervation) 较 少，姿势神经支配 (postural innervation) 高度发达。
Saunders,
Philadelphia,
p238,
姿势控制和 运动控制 (postural control & movement control)
分腹内侧系・背外侧系， 荷兰Leiden 大学的 Henricus Kuypers (1925~1989) 。
姿势控制和运动控制inChina
バーンＲＭ・レヴィＭＮ：生理学（第３版）. 板東武彦・他（監 訳）、西村書店、pp97-106、1996.
姿势控制和运动控制inChina
１．姿势控制和运动控制 １）腹内侧系(ventromedial system)：主要是姿势控制和控制 躯干轴心的肌群(axial muscles) ①皮质网状体脊髓路(corticoreticurospinal tract) CNS中最大的下行传导路，由1800万纤维组成。 调节躯干的翻正运动，肌张力、清醒度、发汗、吞咽咀嚼运 动・歩行・伸臂・呼吸的模式发生器等
姿态控制课程讲义
第一章反作用喷嘴（reaction thruster）姿态控制一．引言在所有姿态控制方法中，反作用喷嘴（reaction thruster）姿态控制是最直接、效果最理想的姿态控制方法。
该方法将反作用力直接作用于欲施予姿态控制的卫星轴使其产生与所施加的反作用力方向相反的运动，进而达到对卫星进行姿态控制的目的。
能够对卫星姿态进行控制的主要硬件是：z动量交换设备（如反作用飞轮）；动量交换设备（如反作用飞轮）在卫星姿态控制中所能提供的力矩約为0.02—1Nm；z磁力矩控制器；磁力矩器在卫星姿态控制中所能提供的力矩約为10-2—10-3Nm；这些控制器都是工作在线性连续模式。
这类姿态控制都有一些共同的缺点：1.首先，姿态机动的速度受到它们所能为ACS提供的较低的力矩限制；2.第二是在完成轨道机动任务时，它们不能为卫星姿态保持提供足够的力矩。
即使高水平的轨道机动的液体发动机（或固体推力发动机）在进行变轨时也会引入寄生力矩（不希望产生的），这是由于其推进系统的特殊性决定的。
该寄生力矩可能会达到几个Nm量级。
在这样大的干扰力矩的条件下，控制飞行器姿态的唯一方法是使用反作用力控制器。
用于姿态控制的反作用力控制器只能工作在脉冲模式，没有连续或线性的反作用力控制器。
这使采用反作用力控制器作为力矩控制器的姿态控制系统的分析变得复杂了。
但是他们却能够提供几乎任何大的力矩水平，这是它的最大优点。
在大部分的飞行器中，0.01Nm—30Nm的反作用力矩范围是很常见的。
从实际考虑，使用推力水平相同的喷嘴进行卫星姿态的控制是很方便的。
本次课程所要解决是反作用力（reaction thruster）姿态控制的分析和设计问题。
喷嘴的脉冲工作模式所引出的主要有两个困难：1.给定的喷嘴对姿态控制精度的限制；2.传感器噪声所引起的燃料消耗。
因此，使用推力矩控制器的ACS受到反作用力（reaction thruster）喷嘴性能的严重影响。
二．反作用力喷嘴（reaction thruster）控制的安装方法在下文中，反作用力喷嘴必须被看作为一个整体的控制系统。