第六章 基于控制力矩陀螺的航天器姿态控制
航天器制导及控制课后题答案(西电)
1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？ 航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正常工作。 1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么? 概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：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的技术。内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。关系：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。也就是说, 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。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。 1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。 姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天器姿态运动的形式可大致分为两类。自旋稳定:卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向。 1.6主动控制与被动控制的主要区别是什么? 画出星—地大回路控制的结构图。 主动控制与被动控制的主要区别是航天器的控制力和力矩的来源不同。被动控制:其控制力或力矩由空间环境和航天器动力学特性提供, 不需要消耗星上能源。例如利用气动力或力矩、太阳辐射压力、重力梯度力矩，磁力矩等实现轨道或姿态的被动控制, 而不消耗工质或电能。主动控制:包括测量航天器的姿态和轨道, 处理测量数据, 按照一定的控制规律产生控制指令, 并执行指令产生对航天器的控制力或力矩。需要消耗电能或工质等星上能源, 由星载或地面设备组成闭环系统来实现。
航天器制导与控制课后题答案(西电)
航天器制导与控制课后题答案(西电) 1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？ 航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正 常工作。 1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么? 概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：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的技术。内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的 再定向过程。关系：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。也就是说, 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。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。 1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。 姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天 器姿态运动的形式可大致分为两类。自旋稳定:卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在 某一参考空间的方向。 1.6主动控制与被动控制的主要区别是什么? 画出星—地大回路控制的结构图。 主动控制与被动控制的主要区别是航天器的控制力和力矩的来 源不同。被动控制: 其控制力或力矩由空间环境和航天器动力学特性提供, 不需要消耗星上能源。例如利用气动力或力矩、太阳辐射压力、重力梯度力矩，磁力矩等实现轨道或姿态的被动控制, 而不消耗工质或电能。主动控制: 包括测量航天器的姿态和轨道, 处理测量数据, 按照一定的控制规律产生控制指令, 并执行指令产生对航天器的控 制力或力矩。需要消耗电能或工质等星上能源, 由星载或地面设备组成闭环系统来实现。 2.1 利用牛顿万有引力定律推导、分析航天器受N 体引力时的运动方程, 并阐述简化为二体相对运动的合理性。 （1）解：牛顿万有引力定律：??r Fg??GMm
航天器控制工具箱
航天器控制工具箱 Spacecraft Control Toolbox 基于Matlab软件的航天器控制工具箱Spacecraft Control Toolbox 是Princeton Satellite System公司（简称PSS）最早和应用最广的产品之一，有20多年的历史，被广泛用来设计控制系统、进行姿态估计、分析位置保持精度、制定燃料预算以及分析航天器动力学特性等工作。Spacecraft Control Toolbox 工具箱经过多次飞行验证，证明是行之有效的。这个工具箱涵盖了航天器控制设计的各个方面。用户可以在很短的时间内完成各种类型航天器控制系统的设计和仿真试验。软件的模型和数据易于修改，具有良好的可视化功能。大部分算法都可以看到源代码。 Spacecraft Control Toolbox（简称SCT）由不同的模块组成。 组成结构图如下 各个模块的主要功能和特点
SCT Core Toolbox -- 基本工具箱 SCT基本工具箱针对需要迅速解决实际工程问题的工程师而设计，包含了航天器控制系统设计的基本内容，也是其他SCT模块运行的基础。它建立在PSS公司大量工程经验的基础上，其中包括GPS IIR、Inmarsat 3和GGS Polar Platform卫星的控制系统设计。迄今这些系统仍然在太空正常运行。PSS公司使用这个工具箱完成的Cakrawarta-1卫星姿态控制系统设计，所花费用仅仅是通常的十分之一。这颗卫星从1997年11月升空一直运行至今。另外的例子还包括一颗NASA卫星的姿态控制系统设计。 主要功能和特点 ?航天器控制系统设计和分析 ?柔性多体航天器姿态动力学建模 ?包含柔性体展开模型和多体的逻辑树描述 ?轨道动力学分析和仿真 ?姿态估计 ?星历表计算 ?包括大气、重力场和磁场的环境模型 ?指向保持的燃料预算 ?各种有用参数的数据库； ?可视化
混合控制技术(飞轮+控制力矩陀螺)
一、混合控制背景 控制力矩陀螺(CMGs)与动量轮(MWs)都属动量交换装置，是航天器姿控系统采用的主要执行机构。动量轮能产生精确连续但幅值较小的力矩，通常应用于中小型高精度三轴稳定卫星。单框架控制力矩陀螺(SGCMGs)输出力矩大且控制效率高，适用于长寿命大型航天器，但其固有的构型奇异给操纵律设计带来了很大困难。另一类单框架变速控制力矩陀螺(VSCMGs)在仅姿控时没有奇异问题，但由于其结构和控制的复杂性，至今尚未应用于工程实际。鉴于SGCMGs和MWs在技术上都比较成熟，采用两者组成混合执行机构，可以取长补短，发挥各自的优势，共同实现航天器的高性能姿态控制。 二、混合控制研究进展 混合执行机构的概念提出较早。早在1973年就提出采用金字塔构型SGCMGs 和三个MWs共同进行大型太空望远镜姿态稳定控制的方案，在不考虑外干扰力矩时，仿真结果很好[1]。其后，文献[2]提出在航天器姿态机动控制中可用SGCMGs 进行姿态粗控，MWs进行姿态精确调整的方案，并设计了相应的控制器，取得了很好的效果。对于带有大型运动部件的卫星，文献[错误！未定义书签。]提出利用金字塔构型MWs进行本体姿态控制，而利用1个SGCMG补偿运动部件产生的干扰力矩，也得到了很好的仿真结果。在航天器能量姿态一体化控制中，也提出利用SGCMGs与MWs共同完成这一任务的方案[3,4]。由此可见，针对不同的航天任务，可对SGCMGs和MWs进行合理配置，以实现高性能的姿态控制。 实际上，仅利用SGCMGs进行航天器姿态跟踪时，现存的操纵律都会遇到一些问题：零运动操纵律无法避免显奇异点，且在SGCMGs构型接近奇异时，框架角速度解过大甚至无解；而鲁棒伪逆和广义鲁棒伪逆操纵律旧[5]都会导致力矩误差，使跟踪精度下降。因此可考虑利用SGCMGs和MWs组成的混合执行机构来解决这些问题。文献[6]基于姿态跟踪任务对混合执行机构奇异性进行分析的基础上，利用奇异值分解的方法对指令力矩进行了显示分配，将SGCMGs奇异时沿奇异方向的指令力矩分配给MWs。在对SGCMGs和MWs的指令力矩分配完成后再分别设计各自的操纵律。 虽然VSCMGs结构和控制的复杂性，至今尚未应用于工程实际，但文献[7]在理论上论证了其优越性(研究了使用飞轮和VSCMG的基于动量管理的IPACS问题，设计了使用飞轮和VSCMG角动量执行机构的基于动量管理的IPACS框架，得出基于动最管理的IPACS优于单独的IPACS，在同时完成姿态摔制和能量存储
航天器的姿态与轨道最优控制
航天器的姿态与轨道最优控制 董丽娜唐晓华吴朝俊司渭滨(第八小组) （西安交通大学电气工程学院，陕西省，西安市 710049） 【摘要】从航天器的轨道运动学方程出发, 运用线性离散系统最优控制理论, 提出了一种用于航天器轨道维持与轨道机动的最优控制方法, 建立了相关的最优控制模型并给出了求解该模型的算法。仿真计算结果表明, 本文提出的最优控制方法是正确和可行的。 【关键词】航天器轨道保持轨道机动最佳控制 Optimal Control of Spacecraft State and Orbit Dong LiNa，Tang XiaoHua，Wu ChaoJun，Si WeiBin （EE School of Xi’an Jiaotong university，Xi’an, Shannxi province, 710049）【Abstract】This paper provides a new optimal control method for orbital maintenance and maneuver ,which begins with the kinetics equation of spacecraft and is based on the linear discrete optimal control theory , establishes the relative optimal control model and gives its solution. The simulation results show that the given optimal control method in this paper is correct and feasible. 【Key word】Spacecraft ，Orbital keeping ，Orbital maneuver ，Optimal control 1 引言 一般地,常见的航天器有:运载火箭、人造卫星、载人飞船、宇宙飞船、空间站等。宇宙飞船也称太空飞船，它和航天飞机都是往返于地球和在轨道上运行的航天器（如空间站) 。
陀螺力矩到底是怎样一个力矩
陀螺力矩到底是怎样一个力矩，它是怎样产生的 前几年开始学习陀螺问题。遇到最大的一个问题是：“陀螺力矩”。 网上查得：“对称轴高速旋转的转子当旋转轴在空间中改变方位时所表现出的抗阻力矩，通常称为陀螺力矩，国内外不少陀螺力学著作，都将陀螺力矩解释为刚体各组成质点的哥氏惯性力的主矩。” 清华大学《理论力学步进教程》的§13.6中是如下介绍的： 为了正确理解这段话的意思，应该先回顾一下质系的动量矩定理和赖柴尔定理。质系的动量矩定理说的是：“质系对固定点O 之动量矩O L 对时间的导数O dL dt ，等于作用于质系的外力F 对同一点的主矩 O M ”。赖柴尔定理说的是：“质系对某固定点的动量矩矢量端点的速度等于外力对该点的主矩；他是对质系的动量矩定理的一种几何解释。 其实赖柴尔定理只是对动量矩定理的某一方面（并不全面）的解释；例如：重力矩作用于高速旋转的陀螺，他将使陀螺加速倒下，然后时陀螺加速进动；或者使陀螺以速度O O M L Ω=（如果陀螺已有这一速度）进动。而赖柴尔定理则不顾陀螺是否具有这一速度，就硬说陀螺将以这一速度O O M L Ω=进动。（相当 于说，用重物拉伸弹簧时，不顾重物的重量和弹簧的弹性，立即使弹簧拉到一定长度，而不是不停地振动最后停在一定长度处。） 文章说转子以角速度Ω绕y 轴转动，说明转子受到的外力矩是右端向上抬，左端向下压的逆时针的力矩。即受到的外力矩是沿y 方向的。但是为了得出“转子同时作用于轴承上两个力F1’和F2’（即沿x 的反方向的）”的结论，却硬要抬出赖柴尔定理，说“作用于转子上的外力系对于O 点的主矩为uA （即沿x 的正方向）”。并且是逆着用赖柴尔定理，也就是说是用赖柴尔定理的逆定理（应称为逆命题）。以说明其阻碍了实际上并不存在的所谓“外力系的主矩”并说：“这一力矩是陀螺表现出的一种惯性阻抗力矩，称为陀螺力矩。” 实际上，将陀螺力矩解释为“刚体各组成质点的哥氏惯性力的主矩。”则很简单。仍以上图为例，如下图1所示：转子绕z 轴以角速度ω高速旋转，如图中红色箭头所示。这时，转子上所有质点都是绕转轴做圆周运动。当有外力迫使转轴以角速度Ω绕y 轴旋转时，如
航天器控制原理
航天器控制原理自测试题一 一、名词解释（15％） 1、姿态运动学 2、惯性轮 3、姿态机动控制 4、空间导航 5、空间站的姿态控制 二、简答题（60％） 1、航天器按载人与否是如何分类的？各类航天器的作用和特点是什么？请举出你所知的各类航天器的国内外的例子。 2、开普勒三大定律是什么？牛顿三大定律是什么？ 3、分析描述航天器姿态运动常用的参考坐标系之间的相对关系。 4、画出航天器控制系统结构图并叙述其原理。 5、液体环阻尼器有什么特点，适用于什么场合？ 6、写出卫星姿态自由转动的欧拉动力学方程。 7、主动姿态稳定系统包括哪几种方式？ 8、推力器的工作时间为什么不能过小？ 9、简述导航与制导系统的功能，及其为实现此功能而必须完成的工作。 10、载人飞船在结构上较一般卫星有什么特点？ 三、推导题（15％） 1、利用牛顿万有引力定律推导、分析航天器受N体引力时的运动方程，并阐述简化为二体相对运动的合理性。8% 2、推导Oxyz和OXYZ两坐标系之间按“1-2-3”顺序旋转的变换矩阵和逆变换矩阵，并在小角度假设下予以线性化。7%
四、计算题（10％） 1. 已知一自旋卫星动量矩H=2500Kg·m2/s，自旋角速度为ω=60r/min，喷气力矩 Mc=20N·m，喷气角为γ=45。，要求自旋进动θc=90。。问喷气一次自旋进动多少？总共需 要多少次和多长时间才能完成进动？ 航天器控制原理自测试题一答案 一、名词解释（15％） 1、姿态运动学 答：航天器的姿态运动学是从几何学的观点来研究航天器的运动，它只讨论航天器运动的几何性质，不涉及产生运动和改变运动的原因 2、惯性轮 答：当飞轮的支承与航天器固连时，飞轮动量矩方向相对于航天器本体坐标系Oxyz不变，但飞轮的转速可以变化，这种工作方式的飞轮通常称为惯性轮。 3、姿态机动控制 答：姿态机动控制是研究航天器从一个初始姿态转变到另一个姿态的再定向过程。如果初始姿态未知，例如当航天器与运载工具分离时，航天器还处在未控状态；或者由于受到干扰影响，航天器姿态不能预先完全确定，那么特地把这种从一个未知姿态或者未控姿态机动到预定姿态的过程称为姿态捕获或对准。 4、空间导航 答：航天器轨道的变化也称为空间导航，包括轨道确定和轨道控制两个方面，由导航与制导系统完成。 5、空间站的姿态控制 答：空间站姿态控制分为姿态稳定和姿态机动两部分。姿态稳定又分为两种情况：第一种情况为对地球指向稳定，主要为与地面通信联系和有关的数据传递提供稳定姿态。第二种情况，姿态控制精度由有效载荷或者在空间站进行的有关实验提出，此种精度要求视有效载荷和实验研究的不同而不同。 二、简答题（60％） 1、航天器按载人与否是如何分类的？各类航天器的作用和特点是什么？请举出你所知的各类航天器的国内外的例子。
磁悬浮控制力矩陀螺高速转子的优化设计_韩邦成
第14卷 第4期 2006年8月 光学精密工程 O ptics and Precisio n Enginee ring V ol.14 N o.4 Aug.2006 收稿日期:2005-10-14;修订日期:2006-05-16. 基金项目:国家863项目(No.863-2-2-4-9B ) 文章编号 1004-924X (2006)04-0662-05 磁悬浮控制力矩陀螺高速转子的优化设计 韩邦成1 ,虎 刚2 ,房建成1 , (1.北京航空航天大学仪器科学与光电工程学院,北京100083; 2.北京控制工程研究所,北京100080) 摘要:介绍了一种磁悬浮控制力矩陀螺(CMG )的结构,其中陀螺转子的额定角动量为200N ms 。利用多学科设计优化软件iSIG H T 及有限元分析软件A N SYS ,以质量为优化目标,以静力学、动力学和其他要求同时作为约束条件,对永磁偏置混合磁轴承支承的5自由度高速盘形转子(额定转速为20000rpm )进行了优化设计。通过优化设计,其静强度安全系数由原来的2.39提高到2.63,提高了10%;转子质量由15.032kg 减小为13.972kg ,减少了7.1%。为满足控制系统对共振频率的要求,转子的弹性一阶共振频率为1313Hz (动力学)。关 键 词:控制力矩陀螺;陀螺转子;混合磁轴承;优化设计;有限元法中图分类号:V 241.5 文献标识码:A Optimization design of magnetic suspended gyroscope rotor HAN Bang -cheng 1,H U Gang 2,FA NG Jian -cheng 1 (1.B eijing University o f Aeronautics &Astronautics ,Beijing 100083,China ; 2.B eijing Institute o f Control E ngineering ,Beijing 100080,China ) A bstract :The structure of a Co ntro l M omentum Gy roscope (CM G )w as introducecl ,in w hich g y ro -sco pe ro to r w ith the rating rotatio n speed of 20,000r /min and rating ang ular m omentum of 200N ms is suppor ted by pe rmanent bias active mag netic bearing.The softw are of m ultidisciplinary design optimiza tion (iSIG H T )and the so ftw are of Finite Element Analy sis Softw are (ANSYS )w ere applied to optimize the ro to r to reduce the m ass of rotor.The re sults of optimization indicate that the mass of the rotor is decreased from 15.032kg to 13.973kg (is reduced by 7.1%),the safety factor is in -creased from 2.39to 2.63(is increased by 10%),the first resonance frequency is 1313H z com pare to original design results. Key words :Control M oment Gy roscope (CMG );gy roscope rotor ;permanent bias magne tic bearing ; optimizatio n desig n ;Finite Element M ethod (FEM )
航天器控制大作业
航天器控制课程大作业 1.基本内容 ?建立带有反作用飞轮的三轴稳定对地定向航天器的姿态动力学和姿态运动学模型； ?基于欧拉角或四元数姿态描述方法，设计PD型或PID型姿态控制律(任选一种); ?利用MATLAB/Simulink软件建立航天器闭环姿态控制系统，设计姿态控制器进行闭合回路数学仿真，实现给定控制指标和 性能指标。 ?调研基于星敏感器+陀螺的姿态确定算法并撰写报告，要求不少于1500字。内容包括： ?星敏感器、陀螺数学模型 ?Landsat-D卫星姿态确定调研 包括：姿态敏感器组成、姿态敏感器性能、姿态确定算法及其精度 ?单星敏感器+陀螺的kalman滤波器姿态估计 ?双星敏感器姿态确定算法(双矢量定姿) ?列出主要参考文献 2.具体要求和相关参数 1)建立航天器姿态动力学方程以及基于欧拉角描述(3-1-2转序)的姿态运动学方程。基于如下假设，对航天器姿态动力学和姿态运动学模型进行简化： ?航天器的轨道为近圆轨道，对应轨道角速度为常数； ?航天器的本体坐标系与其主惯量坐标系重合，惯量积为零；
? 航天器姿态稳定控制时，姿态角和姿态角速度均为小量。 进一步建立适用于航天器姿态稳定或小姿态角度工况下的线性化航天器姿态动力学和运动学模型。 2) 航天器转动惯量矩阵 2200024142460018kg m 14182500????=??????? I 轨道角速度00.0012rad/s ω=。设航天器本体系三轴方向所受干扰力矩如下： 040003cos 1() 1.510 1.5sin 3cos N m 3sin 1d t t t t t ωωωω-+????=?+?????+??T 仿真中，假设初始三轴姿态角为002~5和初始三轴姿态角速度000.01/s ~0.05/s 。 3) 采用三正装反作用飞轮作为执行机构，飞轮最大控制力矩为0.4Nm ，最大角动量20Nms 。飞轮采用力矩模式，模型采用一阶惯性环节（时间常数为0.005s ），考虑库仑摩擦力矩4410Nm -?，要求飞轮的数学模型带有饱和特性。 4) 控制指标和性能指标： ? 稳定度（姿态角速度）：优于0.005deg/s ； ? 指向精度（姿态角）：优于0.1deg ； ? 姿态稳定收敛时间小于100s 。
姿态控制系统
第一章航天器控制的基本概念1.轨道控制 a.轨道确定(导航) 研究如何确定航天器的位置和速度b. 轨道控制(制导) 根据位置、速度、飞行最终目标，对质心施以控制力，以改变运动轨迹的技术轨道机动、轨道保持轨道交会、再入返回控制2.姿态控制a.姿态确定研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法；可以是惯性基准或其他基准，如地球；采用姿态敏感器和相应的数据处理方法；确定精度取决于数据处理方法和敏感器精度。b. 姿态控制在规定或预定方向(参考方向)上定向的过程；姿态稳定是指使姿态保持在指定方向；姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。3.姿态稳定 a.特点长期而持续的所需控制力矩较小b.种类定向粗对准精对准4. 姿态机动a.特点短暂过程所需控制力矩较大b.种类再定向捕获跟踪和搜索4. 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，可把姿态控制和轨道控制分开考虑；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。5.姿态控制系统分类 a.根据姿态稳定方式三轴稳定.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b.根据力来源被动控制.不需消耗星上能源，如重力梯度力矩、磁力矩等主动控制.星上自主控制、星－地大回路控制，消耗电能和工质6.姿态控制系统的设计要求可靠性控制性能a.动量、稳定性b.稳态精度c.动态响应控制系统质量和能源需求附带要求a.经济性b.坚固性c.生产可能性7.姿态控制系统设计任务a.了解任务参数任务类型、质量、结构、轨道几何参数、任务寿命、精度、机动要求b.推导出控制系统质量和能源需求可靠性及寿命动量要求力矩要求：大小、频率、杠臂限制动态响应精度 能源要求c.具体设计 第二章姿态运动学与动力学1.方向余弦阵的性质及特点方向余弦阵只有三个独立参数方向余弦阵是正交矩阵AA T=E方向余弦阵的行列式为1|A|=1方向余弦阵可作为坐标变换矩阵V a=A Vb相继姿态运动的方向余弦阵具有中间脚标的吸收性质。缺点：不直观，缺乏明显的几何图象概念，使用不方便2.用EulerEuler轴/角描述姿态的理论依据Euler定理：刚体绕固定点的任一位移，可由绕通过此点的某一轴转过一个角度得到。姿态描述可用转轴e和绕此轴的转角φ来描述两个坐标系间的相对姿态。Euler轴/角的形式及特点形式转轴e在参考坐标系中的三个方向余弦(ex, ey, ez)转角φ优点具有明确的几何意义，直观，易于理解；是四元素、Rodrigues参数等其它姿态描述方法的基础。缺点仍具有一个约束条件，不是姿态描述的最小实现；与姿态之间不是一一对应的。常用Euler角3-1-3 ψ, θ, ?自旋卫星绕oZ轴旋转, Rz(ψ)绕oX'轴旋转, Rx(θ)绕oZ"轴旋转Rz(?)3-1-2 ψ, ?, θ三轴稳定卫星绕oZ轴旋转, Rz(ψ)绕oX'轴旋转, Rx(?)绕oY"轴旋转,Ry(θ) 在轨道坐标系内ψ为偏航角?为滚动角θ为俯仰角。3. Euler角的特点优点几何意义直观、明显小角度线性化方便在某些情况下，可直接测量缺点包含三角函数，计算效率低运动学方程有奇点4. 四元数特点与方向余弦阵相比，四元素只包含4个变量和1个约束与Euler轴/角相比，四元素姿态矩阵不含三角函数四元素可看作姿态机动参数。缺点：四元数仍存在一个约束条件，不是姿态描述的最小实现。5.Rodrigues参数的优缺点优点姿态描述的最小实现；简单、直观，计算效率高；由其描述的运动学方程结构简洁，无多余约束。缺点当φ→±180°时，x→±∞，不能有效描述姿态；当φ远小于180°时，才能有效描述姿态。6.重力梯度力矩的性质重力梯度力矩与主惯量差成正比重力梯度力矩与轨道角速度的平方成反比重力梯度力矩与姿态偏差角(小角度假设下)成正比当Izz< 航天器的控制系统 航天学院 151220205 李欢 一、关于控制的基础知识 系统是能够在一起协同工作并产生输出的所有部分的集合。系统具有输入（进入系统的东西）、输出（从系统中发出的东西）和把输入变成输出的处理过程。对于航天器的任务而言，任务的成败取决于各种子系统的输出，因而我们最关心控制系统。最简单的控制系统是一种开环式的，输入生成输出，但不能动态调整输入来控制输出。而闭环控制系统，也叫反馈控制系统，能很好地保证得到想要的输出。因为它能感知输出（得到的）,将它与想要的输出（想得到的）进行比较，并根据需要调整输入。 所有控制系统必须实现的四个基本任务: 1.理解系统的行为——装置是如何对包括环境输入在内的输入产生反应来生成输出的,这也被称为装置模型; 2、观察系统的当前状态——利用传感器； 3、决定做什么——控制器的作用； 4、执行——利用执行器。 姿态确定就是根据姿态测量元件提供的测量信息（含有噪声）求出姿态角和角速度，其精度与测量元件的精度、安装方式和信息处理的方法有关。姿态确定航天器在空间的指向方位，同时，发射航天器需要控制它们的姿态以进入正确的轨道。通常用角度来定义航天器的姿态，用以飞行器为中心的本体坐标系的旋转角度来描述姿态，常以滚动角、俯仰角和偏航角给出。 为了观察系统姿态，并将这些观察结果转换成控制器能处理的信号，航天器都有一个内置姿态传感器系统。它利用两个参照点来确定航天器在三维空间里的姿态。 执行特定飞行使命的航天器需按特定的轨迹运动，为满足这个要求常需对轨道进行控制。这种控制包括利用航天器的推进系统产生的反作用推力的主动控制及利用客观存在的外力（如地球引力、气动力、太阳辐射压力及其他行星的引力等）的被动控制。对航天器的质心施加外力，以改变其运动轨迹的技术，实现航天器轨道控制的装置的组合称为航天器轨道控制系统。 航天器的轨道一般由主动飞行段和自由飞行段组成。主动飞行段是航天器变轨发动机的点火段，变轨发动机熄火后是自由飞行段。航天器在脱离运载火箭后便进入自由飞行段。如果要改变它的轨道，就要插入主动飞行段。 point the telescope Desired Attitude Actual Attitude determines the desired torques, and send electrical commands applies the desired torques take the measurements Estimated Attitude Estimates the current attitude ACS: Single Spin The entire spacecraft spins, which provides inertial 3ωC 3 ωPlatform Rotor A A C ′ A ′ A ′ ACS: Momentum Bias : The momentum bias satellite is a variation of the dual spin co ncept that overcomes momentum usually spun by electric controlled momentum wheel come therefore how much angular momentum of changes it about Two magnetic torquers interact ACS methods: Active Propellant Reaction wheels with Sensors The types of sensors used for attitude determination are: 1.horizon sensors (or conical Earth scanners), 2.sun sensors, 3.star sensors, 4.magnetometers, 5.inertial reference units (IMU or attitude reference units ARU), and 6.GPS receivers. Horizon sensors measure pitch and roll to an accuracy of about 0.1-0.5 deg. An accuracy less than 0.05 deg can be achieved by extensive calibration and accounting for the equatorial bulge. Sun and star sensors provide directions. An horizon sensor does not provide yaw information (for momentum bias systems it is not necessary to measure yaw). One wide-FOV or two narrow-FOV star sensors are needed to provide attitude. Since the star sensors cannot provide continuous attitude measurements an IMU/ARU is needed to provide the attitude between measurements. IMUs suffer from drift and biases and need frequent updates which are provided by the star sensors. Magnetometers measure Earth's magnetic. Accuracies no better than 1 deg can be obtained. The GPS receivers are used in an interferometer mode to determine attitude. Accuracies as good a s 0.01 deg are expected using GPS.航天器的控制系统
航天器姿态确定和姿态控制课件