航天器控制原理(第四章-控制系统组成)

第四章航天器姿态控制系统的组成与分类4.1姿态敏感器4.2执行机构4.3控制器—星载控制计算机4.4姿态控制系统的任务与分类航天器控制分为轨道控制与姿态控制两方面，而航天器控制系统在原理上和其他工程控制系统基本上是一样的，完成三个最基本的过程：敏感测量、信号处理和执行过程。其结构如图4.1所示，仍然是由敏感器、控制器和执行机构三大部分组成。敏感器用以测量某些绝对的或相对的物理量，执行机构起控制作用，驱动动力装置产生控制信号所要求的运动，控制器则担负起信号处理的任务。人们把这三部分统称为控制硬件，而把完成测量和控制任务所需的算法称为软件。第四章航天器姿态控制系统的组成与分类姿态就是航天器在空间的方位，而姿态敏感器用来测量航天器本体坐标系相对于某个基准坐标系的相对角位置和角速度，以确定航天器的姿态。要完全确定一个航天器的姿态，需要3个轴的角度信息。由于从一个方位基准最多只能得到两个轴的角度信息，为此要确定航天器的三轴姿态至少要有两个方位基准。4.1姿态敏感器美国哈勃太空望远镜姿态敏感器按不同的基准方位，可分为下列5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，加速度计；(4)以地面站为基准方位：射频敏感器；(5)其他：例如磁强计(以地磁场为基准方位)，陆标敏感器(以地貌为基准方位)。敏感器由测量变换器和信号处理线路两部分组成，姿态敏感器按不同方式的测量变换器可分为下列4种。(1)光学敏感器：太阳敏感器，红外地平仪，星敏感器，地球反照敏感器等；(2)惯性敏感器：陀螺、加速度计；(3)无线电敏感器：射频敏感器；(4)其他：磁强计。下面介绍最常用的7种姿态敏感器：太阳敏感器，红外地平仪，星敏感器，陀螺，加速度计，磁强计和射频敏感器。4.1.1太阳敏感器太阳敏感器是通过对太阳辐射的敏感来测量太阳视线与航天器某一体轴之间夹角的敏感器。太阳敏感器之所以有这样广泛的通用性是因为:1.在大多数应用场合，可以把太阳近似看作是点光源，因此就可简化敏感器的设计和姿态确定的算法；2.太阳光源很强，从而使敏感器结构简单，其功率要求也很小；3.太阳敏感器的视场很大，可以从几分×几分到128。×128。，而分辨率可以从几度到几角秒。太阳敏感器具有3种基本类型：模拟式、数字式和太阳指示器。经常使用的为模拟式和数字式两种。1．模拟式太阳敏感器模拟式太阳敏感器的输出信号为模拟量，其大小和符号是太阳光入射角的连续函数。模拟式太阳敏感器通常又叫做余弦检测器，这是因为硅太阳电池输出电流与太阳光入射角成正弦规律变化。模拟式太阳敏感器工作原理模拟式太阳敏感器视场在几十度时，精度可达到；当视场很小，仅为～时，精度可达到秒级。0.512单轴模拟式太阳敏感器:只能测量航天器相对于太阳光线的一个姿态角两轴模拟式太阳敏感器:同时获得航天器相对于太阳光线的两个姿态角图4.3两轴模拟式太阳敏感器数字式太阳敏感器的输出信号是与太阳入射角相关的以编码形式出现的离散函数。在结构上，它主要由狭缝、码盘、光敏元件阵列、放大器和缓冲寄存器组成，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。2．数字式太阳敏感器3．其他太阳敏感器太阳指示器也称为太阳出现探测器。当太阳出现在敏感器视场内，并且信号超过门限值时，表示见到了太阳，输出为1；当信号低于门限值时，输出为O，表示没见到太阳。这种敏感器一般用来作保护器，例如保护红外地平仪免受太阳光的影响。4.1.2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。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.下面分别介绍这3种红外地平仪的基本工作原理。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。图4．5所示为地平穿越式地球敏感器工作原理图。1．地平穿越式地平仪穿越式地平仪常见有两种形式：圆锥扫描地平仪和自旋扫描地平仪。前者依靠地平仪的扫描机构，后者依靠航天器旋转(例如自旋卫星)。自旋扫描红外地平仪（虚拟现实演示）2．边界跟踪式地平仪该敏感器具有一个反馈伺服机构，它使视场跟踪地平线，同时给出相对于不运动部分的方位角，这个方位角与航天器姿态角成正比。边界跟踪式地平仪的精度可达，但视场较小，约为～，因此只能工作在较窄的姿态范围内。另外，这种地平仪的工作还会受到大气成分、温度的不规则变化、日出日落的光照条件变化的影响。0.025511边界跟踪式地平仪虚拟现实演示3．辐射热平衡式地平仪辐射热平衡式地平仪具有多个视场，一般有等间隔对称分布的4个(见图4．9(a))或8个视场(见图4．9(b))。每个视场分别接收来自地球不同部分的红外辐射，通过对每个视场接收到的不同红外辐射能量进行分析而得出航天器姿态。由于这种地平仪不需要扫描机构，所以又称为静态红外地平仪。4.1.3星敏感器星敏感器是以某一颗亮度高于+2可见星等的恒星为基准，测量其相对于航天器的角位置，并同星历表中该星的角位置参数进行比较，来确定航天器的姿态。也即通过对恒星星光的敏感来测量航天器的某一个基准轴与该恒星视线之间的夹角。由于恒星张角非常小(～)，因此星敏感器的测量精度很高。0.040.005星敏感器分星图仪和星跟踪器两种类型，星跟踪器又可分为框架式和固定式两种形式。(1)星图仪：又称星扫描器。一般都是狭缝式，用在自旋卫星上，利用星体的旋转来搜索和捕获目标恒星。(2)框架式星跟踪器：是把敏感头装在可转动的框架上，且通过旋转框架来搜索和捕获目标。(3)固定式星跟踪器：这种跟踪器的敏感头相对航天器固定，在一定的视场内具有搜索和跟踪能力，例如采用析像管电子扫描和CCD器件成像。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。CCD星敏感器采用电荷耦合器件图像列阵作为检测器，电荷耦合器具有垂直和水平像素。CCD星敏感器与其他星敏感器相比较具有非常突出的优点。它能够同时跟踪多颗星，对磁场不敏感，精度得到改善。CCD星敏感器被认为是最有发展前途的星敏感器，我国目前也正在积极地发展这一技术。2．CCD星敏感器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。4.1.4陀螺1．二自由度陀螺图4.11表示一个二自由度陀螺(含转子的一个自转自由度)的几何结构。基于陀螺进动性，由图可知，若转子被迫以某个角速度绕输入轴转动，则绕输出轴(框架)就会出现一个力矩。同时在输出轴也装有一个平衡弹簧，从而这个力矩使输出轴转动一个角度，这个输出角度正比于这个力矩，也就是正比于输入轴的角速度。2．三自由度陀螺图4．11所示的二自由度陀螺的陀螺旋转轴只有一个框架支承。若将此框架视作内环，图中所标的“骨架(外壳)”不与航天器固连，而形成一个框架，称为外环，那么该陀螺的转轴就由两个框架支承，即为三自由度陀螺。三自由度陀螺利用定轴性工作，用来测量姿态角，通常也称它为位置陀螺。4.1.5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。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。4.1.7射频敏感器射频敏感器确定航天器姿态的原理是基于对航天器天线轴与无线电波瞄准线之间夹角的测量。目前大多采用两种射频敏感器，即单脉冲比相(干涉仪式)和比辐式。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：(4．2)式中，为两个天线接收电波的相位差，A为波长。由式(4·2)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。同样，如果在一基线的垂直方向增加另一套相同的设备，就可以测出另一个方向角。cos2d2d单脉冲比幅方法需要形成两个互相叠交的天线方向图，当目标与天线轴不重合(成角)时(见图4．15)，下面的方向图收到的信号将大于上面的方向图收到的信号。两个信号的振幅差表示目标与天线轴之间夹角，而振幅差的符号则表示偏离的方向。当目标与天线轴重合时，由上、下方向图收到的信号振幅相等，其差值就等于零。1E2E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：一、相对于同一基准最多只能获得两个姿态角；二、各种敏感器均存在条件限制；三、航天器的长寿命工作特点要求敏感器可靠地长时间提供高精度姿态信息，所以姿态敏感器的冗余便成为必须考虑的重要问题。姿态敏感器小结哥伦比亚航天飞机视频资料4.2.1推力器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。4.2执行机构根据牛顿第二定律可推导出推力器真空中的推力公式为(4．3)式中，为单位时间的工质排出量，即秒耗量；为相对于航天器的排气速度；为推力器喷嘴出口截面积；为推力器喷嘴出口处的射流压力。若将推力公式写为另一形式(4．4)式中称为推力器的有效排气速度，它是把动量推力和压力推力在计算上统一起来的一个相当速度。为获得一定推力，若有效排气速度增大，则喷射物质的秒耗量就可以降低。eeeFmvSpmeveSepefFmv/efeeevvSpm推力器的另一个重要性能指标就是比推力，即推力器推力与工质的重量秒耗量之比，它相当于推力器每消耗单位质量工质所产生的推力。比推力与比冲的定义基本上是等价的。其计算式为式中，为航天器所在轨道处的重力加速度。00efsvFImgg0g分析式(4．5)可以得出结论：(1)比推力越大，产生一定推力所需的工质重量秒耗量就越少；或者说，当工质流量一定时，比推力越大，所产生的推力就越大。(2)比推力完全取决于有效排气速度。有效排气速度中的主要因素是，而主要取决于喷射物质所含能量的高低。(3)对于给