姿态控制与轨道控制系统

姿态控制与轨道控制系统姿态控制概述姿态是指卫星相对于空间某参考系的方位或指向，卫星姿态控制是获取并保持卫星在太空定向（即卫星相对于某个参考坐标系的姿态）的技术，包括姿态稳定和姿态控制两个方面。前者要求将卫星上安装的有效载荷对空间的特定目标定向、跟踪或扫描，这种克服内外干扰力矩使卫星姿态保持对某参考方位定向；后者是把卫星从一种姿态转变为另一种姿态的再定向过程。其硬件系统包括敏感器、控制器和执行机构三个部分卫星姿态控制可以分为被动和主动控制两大类，以及介于两者之间的半被动和半主动控制被动控制利用卫星本事动力学特性（如角动量、惯性矩），或卫星与环境相互作用产生的外力矩作为控制力矩源。主动控制利用星上能源（电能或推进剂工质），依靠直接或间接敏感到的姿态信息，按一定的控制律操纵控制力矩器实现姿态控制。任务分析本卫星旨在对于钓鱼岛及其附近海域的侦查探测，并将信息汇总传送回地面接收站，三颗卫星先要共同工作，后期又分开观测，对于整体的姿态控制和分开后各个个体的控制都有很高的要求。考虑到卫星形状与对地观测要求，对其采用对地定向三轴稳定的设计方案，以质心轨道坐标系作为其参考坐标系。为保证空间方位和姿态确定的精度要求，使用多传感器的设计，并通过飞轮三轴姿态控制辅助以喷气推力姿态稳定的手段加速姿态修正速度。姿态控制原理姿态控制：指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。包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定：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。航天器姿态控制类型包括：主动控制：星上有主动控制力矩产生机构。主动姿态控制首先需要获得航天器当前的姿态。被动控制：利用环境力矩产生控制力矩。姿态获得包括两个过程：姿态测量：利用姿态敏感器获取含有姿态信息的物理量。姿态确定：对姿态测量得到的物理量进行数据处理，获得姿态数据。姿态控制系统包括姿态敏感器和执行机构。姿态敏感器：测量星体相对于某一基准方位的姿态信息。姿态敏感器分类（按照基准方位分类）:（1）以地球为基准方位：红外地平仪、地球反照敏感器（2）以天体为基准方位：太阳敏感器、星敏感器（3）以惯性空间为基准方位：陀螺仪等惯性器件（4）以地面站为基准方位：射频敏感器（5）其他：磁强计（以地磁场为基准方位）、陆标敏感器（以地貌为基准方位）姿态控制系统设计方案1.技术指标整星姿态测量精度：优于1°整星姿态指向精度：优于2°2.实现途径：1）采用动量轮加上推进系统姿控。姿态角精度为俯仰角1°，偏航角3°，滚动角2°。动量轮在对地侦察期工作,定位精度可提高至1°以内2）采用双轴太阳敏感器加单轴磁强计测量姿态。太阳敏测角精度1°磁强计配合太阳敏，利用非线性滤波算法精度最高可达0.05°3）采用惯性传感器测量轨道。惯性传感器精度低，作为备份由于三颗卫星中有两颗要求变轨，在使用动量轮的同时还需要采用推进系统进行轨道保持和机动。几种主要姿态测量与控制器件工作原理飞轮姿态稳定原理飞轮三轴姿态稳定系统的工作原理就是动量矩定理，即航天器的总动量矩矢量对时间的导数等于作用在航天器上外力矩矢量之和。通过改变飞轮的动量矩矢量，就可以吸收航天器其余部分多余的动量矩矢量，从而达到航天器姿态控制的目的。因此，飞轮姿态控制系统也通称为动量交换系统，飞轮也可称为动量矩储存器。零动量反作用轮进行三轴姿态稳定，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一个最主要的要求是需要俯仰、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。一般零动量反作用轮三轴姿态稳定系统是在航天器的3个主惯量轴上各装一个反作用轮，3个零动量反作用轮相互正交，原理结构如图所示。设刚性航天器的绕3个主惯量轴的转动惯量(含三轴配置的反作用轮)分别为xI，yI，zI，航天器本体的三轴角速度分别为：,,xyz；零动量反作用轮的绕其转轴的惯量均为I，相对于本体的旋转角速度分别为,,xyz；所以零动量反作用轮相对于惯性坐标系的绝对角速度就分别为,,xxyyzz，而且航天器总动量矩在本体坐标系中的投影分别为零动量反作用轮三轴姿态稳定系统xxxhII(6．35a)yyyhII(6．35b)zzzhII(6．35c)代入欧拉力矩方程式xxyzzyyyzxxzzzxyyxMhhhMhhhMhhh便得到零动量反作用轮三轴姿态稳定航天器的欧拉动力学方程为xdxxzyyzxxyyzydyyxzxzyxzxzzdzzyxxyzyxxydMIIIIdtdMIIIIdtdMIIIIdt(6.36)式中dxM，dyM，dzM分别为三轴扰动力矩。考虑到轨道角速度0的影响，在,,1rad，即在小角度姿态变化的情况下进行线性化得式，即0x0y0z代入式（6.36）得到以欧拉角描述的零动量反作用轮三轴姿态稳定航天器的动力学方程，即200000020000()()()()dxxyxzyzxzydyyyxzdzzyxzyzzyxMIIIIIIIIIMIIIIMIIIIIIIII若考虑到三轴姿态稳定航天器的星体角速度很小的实际情况，假设,,0xyz，并且忽略轨道角速度的影响，则上述非线性动力学方程可以得到线性化，即xxdxyydyzzdzIIMIIMIIM设零动量反作用轮具有线性控制规律，即cypMIkpk为比例系数。此时，俯仰通道仅须配置姿态敏感器测量，则俯仰通道的闭环控制系统为pdyyykMII闭环系统特征值即为1,2pyksiI位于复平面虚轴上。因此这种简单的线性比例控制律不能保证系统收敛，航天器和反作用轮将作无衰减振荡。从稳态精度来看，这种运动是不希望的。由于在实际系统中存在着死区或者其他非线性因素，所以这种控制系统往往是不稳定的。为此，飞轮控制系统必须引入阻尼才能使系统稳定，这就是说必须将姿态角速度的信息引入到系统中。此时线性控制规律将由比例控制变为线性比例一微分控制，即cpdMIkk代人式得ydpdyIkkM令2pykI2dykI即pykI,2dpykkI于是式(6．41)可化为二阶系统的典型形式，即22dyyMI相应的特征方程为2220ss特征根为21,21si1或21,21si1不失一般性，设系统初始状态均为零即当t=O时，00,00（1）脉冲响应：dyMMt这相当于航天器获得一初始角速度，即0t000yMI那么脉冲响应为22sin11tyMetI1(6.44)(2)阶跃响应：1dyMMt222221sin1arctan1tyyMMetII即222111sin1arctan1tpMetk(6.45)上式的过渡过程表示在下图中。(3)正弦输入响应：0sindyMMt22002222220012sin1arctansinarctan11tyyyMMettIII相应地，也可以求出在以上各个控制过程中，俯仰通道零动量反作用轮的转速变化规律y。积分得001tyyydyIMdtII零动量俯仰通道姿态控制系统框图太阳敏感器与星敏感器星载太阳敏感器与星敏感器通过感应天体位置实现其功能，具有质量轻，体积小，功耗低的特点。太阳敏感器工作时存在阴影区，与星敏感器共同完成目标。地磁敏感器地磁敏感器是测出地球磁场相对于卫星本体方向的姿态敏感器。地球磁场对于地球是相对固定的，亦即地球磁场中任一点磁感应强度的大小和方向都是相对固定的。因此，若能测出卫星所在位置的地球磁场矢量在卫星本体坐标系中的三个分量，则在卫星位置已知的前提下，就可以确定卫星相对于地球的姿态。惯性姿态敏感器（陀螺）陀螺是高速回转体，它具有定轴性和进动性两大特征。定轴性是指回转体的自旋轴可以在惯性空间定向；进动性就是当陀螺受到外力零动量反作用轮三轴姿态稳定系统矩作用时，其自旋轴将沿最短的途径趋向外力矩矢量。作为空间飞行器的姿态敏感器正是利用这两个特征，通常又称为惯性单元，分成两种类型：单自由度速率陀螺和单自由度速率积分陀螺。前者可测量飞行器的姿态角速度，后者可测姿态角。飞行器使用的惯性姿态敏感器，通常由三个正交的单自由度速率积分陀螺组成，可提供滚动、俯仰和偏航三轴姿态角测量值。微陀螺为惯性器件，功耗小、精度高，将其作为实时姿态输出设备。陀螺使用时需要注意及时根据其他敏感器件校准，消除漂移误差。控制系统各器件参数设计器件质量（㎏）体积（㎜³）长期功耗（W）太阳敏感器0.370*70*500.6动量轮1.5*3Φ75*502*3星敏感器1.060*60*900.4地磁敏感器0.3100*50*400.6微机械陀螺（一个位置陀螺一个速率陀螺）1.2*2100*100*1001.2*2姿态控制总质量为8.5kg，长期功耗为10W。轨道控制概述出于所设计的卫星最终需要在三个不同方位（包括两条轨道和同一轨道不同位置），需要控制进行轨道机动。轨道控制即对航天器施加控制力，改变其质心运动轨道的技术和方法。它包括轨道机动和轨道修正。无摄动力或控制力的航天器的质心运动服从开普勒定律。但是当航天器受到外部摄动力作用后偏离预定的运行轨道或者需要改变到另一个轨道飞行时，必须通过控制来改变航天器质心运动的速度向量。实现航天器轨道控制的一整套装置或系统称为航天器轨道控制系统。基本原理轨道机动：将航天器由一个轨道变到另一个要求的轨道上所进行的控制。它是一种有意偏离现有轨道的操作。机动前后的两个轨道可以在同一平面内，也可以在不同平面内。由于现有的电磁推进设备不足以支撑短时间内的大功率推进，因此轨道机动依旧采用气体推进的方法，具体在推进一节中会有详细阐述。轨道控制要求如图所示第二运行轨道第一转移轨道发射入轨后维持在第一运行轨道运行，三颗卫星合并姿态控制；运行一段时间后第一颗卫星减速进入转移轨道，随后在近供点第二次减速进入第二运行轨道；第二颗卫星保持在第一运行轨道不变；第三颗卫星加速进入第二转移轨道，在经过一定周期之后减速重新进入第一运行轨道。此时第二颗和第三颗卫星保持一段距离。