姿轨控分系统设计1课件.pptx

1、主要内容 几个概念 姿轨控分系统功能 姿态和轨道动力学基础 航天器常用几种轨道 姿态运动学和动力学 姿轨控方案要求和类型 姿轨控系统的组成 常用敏感器和敏感器选择 常用执行器和执行器选择 姿态确定和控制算法 地面仿真试验验证 仿真试验阶段划分 测试系统组成 测试系统功能 整星集成后关注事项2022-6-23轨道（运动）定义轨道（运动）定义：卫星质心：卫星质心的的运动运动轨迹轨迹 轨道控制任务：轨道控制任务：变变轨：一个自由飞行段轨道轨：一个自由飞行段轨道转移到另一个自由飞行段轨道转移到另一个自由飞行段轨道轨道轨道维持：克服卫星各种摄动力的影响，保持预订轨道根数维持：克服卫星各种摄动力的影响，保

2、持预订轨道根数返回控制：脱离原轨道返回大气层返回控制：脱离原轨道返回大气层轨道交会：一个卫星与另一个，在同一时间，以相同速度到达空轨道交会：一个卫星与另一个，在同一时间，以相同速度到达空间同一位置的过程间同一位置的过程姿态（运动）定义姿态（运动）定义：卫星绕：卫星绕质心的质心的运动运动指向指向姿态控制任务姿态控制任务姿态稳定：保持已有姿态或姿态运动的过程姿态稳定：保持已有姿态或姿态运动的过程姿态机动：把卫星从一种姿态变为另一种姿态的再定向过程姿态机动：把卫星从一种姿态变为另一种姿态的再定向过程5.1 几个概念2022-6-24 用于用于测量测量和和控制控制在轨道上运行的在轨道上运行的姿态和姿态

3、角速度姿态和姿态角速度。最。最简单简单的可以不控制，或者通过自旋或它和地球磁场或重力场的可以不控制，或者通过自旋或它和地球磁场或重力场的相互作用的相互作用来实现被动控制，用来测量姿态和位置的敏感器来实现被动控制，用来测量姿态和位置的敏感器可有可无可有可无。比较复杂的则使用控制器来处理姿态，使用。比较复杂的则使用控制器来处理姿态，使用执行执行机构机构磁力矩器或磁力矩器或推进系统推进系统的推力器来改变姿态、速度或角动的推力器来改变姿态、速度或角动量。可以带几个独立的附件，例如太阳电池阵、通信天线等，量。可以带几个独立的附件，例如太阳电池阵、通信天线等，它们可能要求有独立的姿态指向。为了控制附件的姿

4、态，需它们可能要求有独立的姿态指向。为了控制附件的姿态，需要用执行机构。有时可用独立的敏感器和控制机构。要用执行机构。有时可用独立的敏感器和控制机构。姿态控姿态控制和轨道控制制和轨道控制的规模取决于控制轴的数目和被控制的附件的的规模取决于控制轴的数目和被控制的附件的数量、控制精度和响应速度、机动要求和扰动环境。其功能数量、控制精度和响应速度、机动要求和扰动环境。其功能可归纳为可归纳为：2022-6-25 测量测量航天器的姿态；航天器的姿态； 控制航天器的指向；控制航天器的指向； 控制航天器角度的变化速率；控制航天器角度的变化速率； 提供提供轨道机动所要求进行的姿态机动轨道机动所要求进行的姿态机

5、动； 对对航天器在轨道上飞行时的轨道保持；航天器在轨道上飞行时的轨道保持； 轨道控制轨道控制2022-6-26 5.3 5.3 姿态控制姿态控制特性特性姿态测量精度姿态测量精度；姿态指向精度；姿态指向精度；姿态稳定度姿态稳定度（对遥感是反映图象质量清晰程度的一个相（对遥感是反映图象质量清晰程度的一个相当重要的指标）；当重要的指标）；姿态机动能力；姿态机动能力；轨道保持能力。轨道保持能力。2022-6-27 *姿态控制的精度：姿态控制的精度： 有有粗精度、中等精度和高精度粗精度、中等精度和高精度的控制方式，以适应不同的控制方式，以适应不同任务的要求。任务的要求。 粗精度的控制指标一般为指向精度低

6、于粗精度的控制指标一般为指向精度低于2 2； 中等精度的控制，指向精度为优于中等精度的控制，指向精度为优于0.50.5（三轴）；（三轴）； 高精度姿态控制的指向精度为优于高精度姿态控制的指向精度为优于0.10.1。上述姿态控制精度取决于姿态控制采用的测量部件的性能。上述姿态控制精度取决于姿态控制采用的测量部件的性能。2022-6-28姿态测量精度姿态测量精度 中等控制精度的测量精度优于中等控制精度的测量精度优于0.20.2、高精度控制的测量、高精度控制的测量精度优于精度优于0.010.01。 稳定度稳定度 对于一般的遥感卫星为优于对于一般的遥感卫星为优于0.0010.001/ /s s。对于通

7、信卫星、对于通信卫星、电子侦察卫星等，稳定度是没有要求。电子侦察卫星等，稳定度是没有要求。2022-6-29姿态机动姿态机动 根据航天器的任务，例如通信卫星当由运载火箭送到预定根据航天器的任务，例如通信卫星当由运载火箭送到预定的轨道，到达同步轨道将由卫星自己来完成。此时卫星将的轨道，到达同步轨道将由卫星自己来完成。此时卫星将通通过姿态机动，提供轨道机动所需要的推力方向过姿态机动，提供轨道机动所需要的推力方向。对地观测卫。对地观测卫星有时为了提高地面分辨率或者要达到所要求的目标轨道等星有时为了提高地面分辨率或者要达到所要求的目标轨道等都需要进行姿态机动，便于进行轨道机动。有的为了达到在都需要进行

8、姿态机动，便于进行轨道机动。有的为了达到在可视范围内进行侦察，可视范围内进行侦察，卫星绕滚动轴进行姿态机动卫星绕滚动轴进行姿态机动（或称卫（或称卫星侧摆）。这些任务都要求后天器姿态控制具有姿态机动的星侧摆）。这些任务都要求后天器姿态控制具有姿态机动的功能。功能。2022-6-210 轨道控制轨道控制 指要求在寿命期间，按照目标（理论的设计轨道）飞行。指要求在寿命期间，按照目标（理论的设计轨道）飞行。（摄动）。如果航天器的高度比较低的情况，轨道衰减比较（摄动）。如果航天器的高度比较低的情况，轨道衰减比较快，因此必须快，因此必须克服大气阻力对轨道的影响克服大气阻力对轨道的影响，进行轨道保持，进行轨

9、道保持。对于较高轨道飞行的航天器，大气密度比较稀薄，对轨道。对于较高轨道飞行的航天器，大气密度比较稀薄，对轨道的影响比较小，因此，轨道控制的任务相对比较简单。但是的影响比较小，因此，轨道控制的任务相对比较简单。但是轨道控制的目的是要求达到目标轨道飞行，轨道控制的目的是要求达到目标轨道飞行， 它与轨道的测量精度有比较大的关系。轨道测量的结果它与轨道的测量精度有比较大的关系。轨道测量的结果是轨道控制的输入条件，因此，达到目标轨道飞行要求有比是轨道控制的输入条件，因此，达到目标轨道飞行要求有比较高的轨道测量精度。较高的轨道测量精度。5.4姿态和轨道动力学基础姿态和轨道动力学基础(1)常用坐标系定义1

10、)地心赤道惯性坐标系（OeXiYiZi ） 简称惯性坐标系，原点在地心上，Xi在地球赤道平面内指向春分点，Zi轴指向北地极，与地球自旋轴重合。是相对惯性空间静止或匀速转动的坐标系，是卫星姿态和轨道运动的绝对参考基准。 一般采用J2000.0惯性坐标系。J2000.0的意思是2000年1月1日12点（地心动力学时）， X轴指向J2000历元的平春分点，为J2000平均赤道与J2000平均黄道的交点。(6)(6)六个轨道六个轨道根数的几何意根数的几何意义义XiZi(1)常用坐标系定义2)轨道坐标系（ObXoYoZo） 原点取在卫星质心上，Xo轴沿轨道平面与当地水平面的交线，指向前进方向，Zo 轴沿

11、当地垂线指向地心， Yo轴垂直于轨道平面。这个坐标系在空间以航天器的轨道角速度绕 Yo轴旋转，且旋转方向与Yo 轴的方向相反。(1)(1)常用坐标系定义常用坐标系定义 3)本体坐标 原点 取在卫星质心上，Xb轴为滚动轴，指向前进方向，Yb 轴为俯仰轴，指向轨道负法线方向，Zb 轴为偏航轴，沿径向指向地心。 固连于卫星中心主体上。 本体坐标系可由轨道坐标系按3-1-2（Z-X-Y）顺序经三次转动得到。当姿态角都为零时，本体坐标系与轨道坐标系重合。(2)(2)轨道运动方程轨道运动方程 下面先研究航天器围绕地球运动的二体问题，即不考虑其 它天体的摄动。为了进一步简化，先把地球当做质点，即航天器是在一

12、个中心引力场内运动，如图1 所示。这样，在地心赤道惯性坐标系0-xyz中，航天器轨道运动方程为:3rxx 3ryy 3rzz （1a）（1b）（1c）X XY YZ Zr rO O图图1轨道平面运动轨道平面运动 根据上式中可以得到 ,yzzy0 0 y)zzy(dtdAyzzy Bzxxz Cxyyx 进而得到 AX+BY+CZ=0 （2）同理可得 积分得即上式表明，卫星在一个平面内运动，这个平面称为轨道平面。式中 A、B、C为轨道平面的方向系数(有两个独立量)，即轨道面的法线在地心惯性坐标系中的方向，可用球面坐标系(法线长度为1)表示为：A= sinisin (3a)B= -sinicos

13、(3b) C= cosi (3c)(3c)式式中中,为升交点赤经为升交点赤经, i 为为轨道倾角轨道倾角。xyzi90图图2图图3 3i i f f( (春分点春分点) )X XY YZ Z升交点升交点近地点近地点 轨道面正法线轨道面正法线航天器航天器赤道赤道远地点远地点r ra au ur rp pe=(re=(ra a-r-rp p)/2a)/2a六个轨道根数的几何意义立体示意图六个轨道根数的几何意义立体示意图(3)(3)六个轨道根数的几何意义六个轨道根数的几何意义n n（t-t-） = M= M1) 轨道倾角i：航天器运行轨道所在的平面叫轨道面，这个平面通过地心，它与地球赤道平面的夹角称

14、为轨道倾角。 2) 升交点赤径：从春分点方向轴量起的升交点的经度，顺地球自转方向为正。 轨道平面与赤道平面的交线在天球上有两个交点，其中，对应于航天器由南半球向北半球上升段经过的那一点叫升交点；反之，航天器由北半球向南半球运动时下降段经过的那一点叫降交点。 3) 近地点角距 :投影在天球上的椭圆轨道近地点与升交点对地心所张的角度，从升交点顺航天器运行方向量到近地点。 4)椭圆轨道的长半轴a。5)椭圆偏心率e。6)真近点角f。 当然，轨道参数不止上述6个，但作为确定轨道特征的独立基本要素只用6个就够了，其他轨道要素都可以由这6个要素计算得到。5.5航天器常用航天器常用几种类型轨道几种类型轨道全球

15、移动通信（含少量固定通信）、全球导航、全球环境监测等卫星网高（约20000km）、中（约2000km）、低（1000km左右）轨道实时全球覆盖星座空间环境探测和科学技术试验卫星、三颗星组网可实现高纬度地区的连续通信广播等临界倾角大椭圆轨道（周期为12小时）及星座返回式遥感卫星、载人飞船、航天飞机、空间试验室、空间站等 甚低轨道地球资源观测、全球气象观测、空间环境探测和科学技术试验、海洋监测等卫星 太阳同步（回归）轨道极其星座国际通信、区域和国内通信广播、海事通信、区域导航、区域气象观测等卫星 地球静止轨道及其星座 应 用 范 围 轨 道 类 型1)地球同步（静止）轨道 已知对地静止卫星的周期为

16、一个恒星日的时间，即T=23小时56分04秒（地球相对太阳转一圈为24小时，但地球一天还相对太阳公转约1/365.25度，所以地球相对惯性空间自转一周不到24小时）。aT3224 则根据轨道周期可计算出地球同步轨道半长轴a=42164.6（km）。由于地球平均半径RE=6378km所以同步卫星离地面高度H=aRE=35786.6km。 发射场的地理纬度对发射地球静止轨道航天器影响较大。目前运载火箭将卫星送入近地点200km，远地点35786km的过渡轨道。在运载火箭不改变过渡轨道倾角情况下,如果火箭向正东方向（射向为90）发射，其过渡轨道倾角为发射场的地理纬度。西昌发射场的地理纬度为28.50

17、 ,所以过渡轨道倾角i即为28.50 图3为目前发射静止轨道航天器过程的示意图，过渡轨道远地点、近地点和静止轨道速度按下式计算： arv(r)1242164.6地球i iVsVa V V地球卫星图4a图4bVaVa与与VsVs之间夹角为过渡轨道倾角之间夹角为过渡轨道倾角 i i 。需远地点发动机产。需远地点发动机产生的速度增量生的速度增量VVi i可由图中几何关系，按下式计算：可由图中几何关系，按下式计算：iVVVVVsasaicos222 发射场发射场纬度纬度过渡轨道过渡轨道倾角倾角V Va aV Vs sV Vi i28.528.5（）28.528.5（）1.5951.595（km/skm

18、/s）3.0743.074（km/skm/s）1.8351.835（km/skm/s）根据我国情况，即在西昌发射场用长征三号系列发射，发射场的地理纬度为28.5，近地点200km，远地点35786km。计算结果如下表。2)太阳同步轨道 由于地球是一个非标准球形、质量分布不均匀，对航天器要产生非球形摄动力。摄动力的结果之一将使卫星轨道面产生进动。地球扁率产生近似轨道摄动方程为 deiaadeiaaee/1cos94. 9/11cos597. 4222722227 如果轨道面进动角速度与太阳在黄道上运动的平均角速度（即地球绕太阳公转的平均角速度）相同，即当 = = 360 /365.25= 0.9

19、856/d， 则这条轨道称之为太阳同步轨道。 太阳同步轨道有一个显著特点，即航天器在太阳同步轨道每圈升段（或降段）经过同一纬度上空的当地时间相同。太阳地球地球地球公转方向= 太阳、地球和航天器轨道面的几何关系太阳、地球和航天器轨道面的几何关系: :图5太阳地球轨道平面正午轨道正午轨道图6 太阳同步轨道应用很广，主要用于遥感航天器。这种轨道的优点是可以保持太阳光线和轨道面的夹角不变。因此，这种轨道航天器的太阳电池阵能得到较好的光照条件；同时，对于可见光遥感航天器，可以得到地面上的较好光照条件。 下面，我们用一个示意图来说明轨道升交点经度（轨道面与赤道面交线又称节线）进动物理概念。航天器在轨道面内

20、运动就如同陀螺运动一样，在没有外力作用情况下，其轨道法线在惯性空间保持不变。如图7所示，若在节线方向加一力矩，则轨道法线将产生进动。图7a是陀螺进动原理示意图，图7b是航天器轨道法线进动原理示意图。重力重力陀螺陀螺陀螺轴进动方向陀螺轴进动方向陀螺旋转方向陀螺旋转方向轨道法线进动方向轨道法线进动方向赤道赤道地球地球轨道及其运动方向轨道及其运动方向f fh hf fh h图7a图7b5.6姿态动力学和运动学HHHTdtd00coscossinsinsincoscos0bozyxR 式中， T星体所受的力矩，包括控制力矩和干扰力矩，在本体坐标系中；H 卫星包括飞轮在内的角动量，在本体坐标系中； 卫星

21、相对惯性坐标系的角速度在本体系的投影。根据角动量守恒的原理，姿态动力学和运动学方程：空间环境干扰力矩主要：1）气动力和气动力矩2）重力梯度力矩3）太阳光压力矩4）磁力矩 占优势的力矩在低高度轨道是气动力矩，在高轨道(在1 000 km以上)是太阳辐射力矩，当高度降至700 km时，太阳辐射力矩和气动力矩是同数量级的。在中高度的轨道(1 000 km左右)主要扰动力矩是重力梯度力矩和磁力矩。空间环境干扰力矩(1)气动力和气动力矩气动力矩可表示为：M=-FL其中，F为气动力，L为压心相对于航天器质心的矢径。气动力计算：大气密度，Va卫星质心相对空气速度，Cd气动系数，S为有效迎风面积。j.221n

22、FeffjdaajSCv2)重力梯度力矩地球引力常数I卫星转动惯量r卫星位置矢量rIrT53rdg2253()+()dgzyby bzxy bx bzxz bx byyzbzbybxTI -Ir rI r r -I r rIr -rr2253()-()+dgxzbx bzxy by bzxzbxbzyz bx bybyTI -I r rI r r +Ir -rI r rr2253()+()-dgyxbx byxybybxxz by bzyz bx bzbzTI -Ir rIr -r+I r rI r rr3)太阳光压力矩 太阳辐射力矩主要由太阳光压中心与卫星质心不重合而产生。 其中：p 太阳幅

23、射压强，p4.510-6N/m2； K 表面反射性能系数，与表面材料、表面粗糙度和形状等因素有关，一般取11.44之间的值，如全吸收取K=1，完全漫反射取K=1.44； S 卫星有效面积，即垂直于太阳光线的卫星截面面积。ssrrrSpKrrF4)磁力矩 地磁力矩是卫星本身的剩磁矩与地球磁场发生相互作用而产生的磁力矩，取决于轨道位置和卫星剩磁。 其中：B为轨道上某一位置的磁场强度矢量，M 为卫星剩磁矩矢量，则磁力矩器。bbmbdm)()()(BMTB. B. 平台对控制分系统的指向要求有：平台对控制分系统的指向要求有：数据传输和通信天线的指向数据传输和通信天线的指向如对地或对其它航天器指如对地或

24、对其它航天器指向，要求对目标捕获和跟踪；向，要求对目标捕获和跟踪； 变轨时的指向变轨时的指向根据变轨策略确定；根据变轨策略确定； 太阳翼的指向太阳翼的指向对日指向，一般是一维转动，少数要求对日指向，一般是一维转动，少数要求 两维两维转动。转动。 指向。指向。类型类型推进剂推进剂比冲（比冲（s）优缺点优缺点应用应用固体发动机固体发动机双基药双基药280简单、可靠、成本低简单、可靠、成本低远地点变轨远地点变轨冷气推进冷气推进氮、氦等氮、氦等5075简单简单无污染无污染；性能很低；性能很低怕污染、小卫星怕污染、小卫星单元推进剂单元推进剂无水肼、无水肼、H2O2200简单；性能较低简单；性能较低轨道不

25、机动、小卫星轨道不机动、小卫星双元推进剂双元推进剂MMH和和N2 O4310性能高、系统复杂性能高、系统复杂轨道机动、变轨轨道机动、变轨电阻加热电阻加热氮、氨、氢氮、氨、氢150/700性能高、需耗电、接口复杂性能高、需耗电、接口复杂姿态和轨道调整姿态和轨道调整电弧加热电弧加热氮、氨、氢氮、氨、氢450/1500性能高、耗电大、接口复杂性能高、耗电大、接口复杂姿态和轨道调整姿态和轨道调整静电离子静电离子氙氙2000/6000性能极高、耗电极大、推力小性能极高、耗电极大、推力小姿态和轨道调整转移姿态和轨道调整转移电磁离子电磁离子氙氙1000/2000性能极高、耗电极大、推力小性能极高、耗电极大、推力小姿态和轨道调整提升姿态和轨道调整提升）推进分系统的类型）推进分系统的类型 推进分系统常用的类型见推进分系统常用的类型见表表4.84.8表表4.84.8推进分系统方框图推进分系统方框图