1、1 卫星姿态控制的现状及发展方向 一、 概述 1. 研究背景 航天事业是当今世界最引人注目的事业之一， 人类对社会发展的追求推动着 科学艺术的进步，航天技术的成就使人类的活动领域扩展到宇宙空间。航天技术 是现代科学技术中发展最快的尖端技术之一， 是现代科学技术和基础工业的高度 融合，是一个国家科学技术发展是平的重要标志，是国家级规模的系统工程，也 是综合国力的象征。 在卫星技术及应用方面， 卫星的姿态确定和控制是很重要姿态确定是研究卫 星相对于某个姿态基准的姿态定位， 而姿态控制是指卫星在规定或预先确定的方 向上的定向过程。随着通信、遥感等通信卫星的广泛应用，高精度、长寿命、高 可靠的卫星成为
2、发展趋势。所以对于卫星姿态的精确控制成为热门的课题之一。 现在的卫星一般采用三轴稳定的控制方式， 能够保证指向精度和控制稳定度 等技术指标要求。要保证遥感卫星的高精度、高可靠性和高稳定性的长期在轨运 行，必须保证足够的指向精度和控制稳定度。卫星的姿态控制系统对卫星的姿态 精度和稳定度起了决定性作用。 姿态确定是卫星本体坐标系相对于参考坐标系的 姿态定位过程，而姿态控制是卫星本体坐标系向参考坐标系的定向过程。 近年来随着卫星技术的不断提高， 各种空间任务对卫星姿态控制的精度要求 越来越高 1 。如对地观测卫星的指向精度从上世纪七十年代到本世纪初由 1提 高到 0.001 2 ，寿命提高到数十年。
3、这就意味着高精度姿态控制技术迎来更快 的发展，同时也意味其面临着更多的挑战。 我们知道，卫星是一个极其精密的航天器设备，而且造价高昂，一旦发射进 入太空中就很难对其进行维护，这对卫星研发工作带来了很大的难度，要求星上 的各类系统和设备有着极高的稳定性。同时也由于其成本较高，运行环境是外太 空环境，因此在地面很难对其进行全面的物理仿真实验，这就要求在初期的系统 仿真论证中能够考虑多方面实际因素， 对卫星在轨运行时的各种工作状态和星上 系统进行仿真研究，以此来验证卫星设计工作的可行性以及稳定性。 2. 研究目的 正是在以上研究背景的基础上， 本文的主要目的调研国外卫星姿态控制现状 及发展，主要对三
4、轴稳定控制方式进行研究总结，学习国外卫星执行机构的先进 经验以及姿态控制系统的配置情况，并浅析国内卫星姿态控制的现状及差距。 2 二、 国外卫星姿态敏感器及姿态确定现状及发展 2.1 姿态确定系统研究现状 姿态确定主要的原理就是运用某种姿态确定方法求得卫星本体坐标系相对 于参考坐标系的姿态，然后将得出的姿态参数传递给姿态控制系统，可见姿态确 定的精度对整个姿态控制系统的控制精度和稳定度起着至关重要的作用。 既然姿 态确定是一个测量过程，那么必然需要用到测量仪器，我们称之为姿态敏感器。 同时，卫星在轨运行时，姿态敏感器有着相应的姿态确定算法，二者共同组成了 星上姿态确定系统。 姿态敏感器主要通过
5、测量卫星本体坐标系相对于参考坐标系的姿态参数， 从 而给出卫星姿态测量值。表 2.1 中对当前比较常用的几种敏感器的性能进行比 较。不同的敏感器的测量精度和工作范围各不相同。 表 2.1 几种常用的姿态敏感器性能比较 敏感器 精度 自由度 优点 缺点 地球敏感器 0.01 2 简单，方便 受轨道影响大，无法测量 偏航轴 太阳敏感器 0.1 2 质量小，功耗小 有阴影区，间断使用 星敏感器 0.001 3 精度高 复杂，成本高，昂贵 陀螺仪 0.01/h 3 带宽大，精度较高 成本高，偏移随时间累积 根据目前对高精度卫星的要求， 姿态确定系统中一般将各种敏感器进行组合 使用。下面介绍几种比较典型
6、的敏感器组合方式 1 ： （1）陀螺组件+星敏感器+冗余敏感器。这种组合方式主要利用星敏感器的 高精度测量值 （可以达到角秒级） 来补偿陀螺常值漂移， 进而提高系统测量精度。 当前高精度卫星普遍采用这种方式，例如美国 Landsat-D，精度优于0.03。但 是由于星敏感器视场角度受限， 因此卫星的粗定姿或者备份需要用到冗余敏感器， 这种组合方式需要花费较高的成本。 （2）陀螺组件+红外地球敏感器+数字太阳敏感器+冗余敏感器。红外地球敏 感器和数字太阳敏感器的精度虽然略次于星敏感器，但是相对来说依然比较高。 红外地球敏感器无法对星体偏航角度进行测量， 而在太阳阴影区内太阳敏感器不 能正常工作，
7、因此采用这两种敏感器的组合方式进行测量。这种组合方式成本比 较合理，适合在中等精度要求的卫星中应用，例如印度Apple卫星、我国资源卫 星就是采用这种敏感器组合方式。 （3）“陀螺+地平仪”方式(偏航姿态由陀螺定轴性来保持)；或者仅采用角 度敏感器组合进行姿态确定。上述方法一般在对精度要求不高的卫星中使用。 2.2 姿态确定算法研究现状 卫星姿态确定子系统是卫星姿态控制系统的重要组成部分,是姿态控制部分 的输入,姿态确定子系统主要由姿态敏感器和相应的信息处理算法即姿态确定算 法组成,接受带有测量噪声的姿态敏感器的测量数据作为输入信息,计算卫星本3 体相对参考坐标系的姿态参数作为输出。 姿态确定
8、的精度取决于姿态敏感器硬件 精度和姿态确定算法的精度。 卫星工作在不同的模式时,使用不同的姿态敏感器, 比如卫星运行在太阳阴影区域时,太阳敏感器无法工作,则采用地球敏感器,陀螺 仪等组合测姿。 不同的姿态敏感器测量精度差别较大,当前,测姿精度最高的是星 敏感器和陀螺仪。 卫星姿态确定算法主要可以分为两类确定性算法和状态估计法。 （1）确定性算法 确定性算法针对具体的姿态参数设计优化方法， 它要求结果有明确的物理或 几何上的意义，对参考矢量的测量精度要求较高，无法克服如敏感器的安装误差 等参考矢量的不确定性，最早出现的确定性算法是 Wahba 提出的求解姿态矩阵 的最小二乘性能指标 3-5 。
9、通过最小化包含矢量测量信息的性能指标， 得到姿态矩 阵最优解，TRIAD 6-7 方法根据两个非平行矢量测量值确定姿态矩阵，但是丢失部 分测量信息，只能处理两个矢量，另外还有四元数估计法(QUAST)7 、快速最优 矩阵估计法(FOAM)5 、欧拉轴/角估计法(Euler-q)8 等。 （2）状态估计法 状态估计法与确定性算法的不同之处在于， 它将状态空间表达式运用于系统 模型中，不仅仅限于估计姿态参数，还可以对系统观测中的一些不确定性参数进 行估计。状态估计法提供被估计量的统计最优解，尽可能的减少一些不确定性因 素所造成的影响。从而提高姿态确定的精度 9 。 在卫星姿态确定中，在卫星姿态动力
10、学或运动学模型基础上，建立星体姿态 方程，只需要一个时变的矢量来对星体姿态进行估计 10 。文献11首次在航天器 的姿态估计中应用卡尔曼滤波技术， 建立基于陀螺仪和矢量姿态敏感器的数学模 型，应用卡尔曼滤波进行状态估计，文献12给出了仅采用星敏感器和滤波算法 的卫星姿态参数和角速度参数的估计方法， 文献13在陀螺仪和星敏感器组合下 采用最小方差估计，用高精度的星敏感器校正陀螺仪常值漂移，文献14较为全 面的给出了多种非线性姿态估计方法。 由于扩展卡尔曼滤波(EKF)算法的局限性， 导致基于卡尔曼滤波的估计方法只能解决小角度情况下的姿态确定问题， 另外还 有粒子滤波(Particle Filte
11、rs, PF)，正交姿态滤波(Orthogonal Attitude Filter, OAF)，预测滤波(Predictive Filtering, PF)，自适应方法(Adaptive Methods, AM)等，采用这些基于卡尔曼滤波的状态估计法，估计精度能够满足系 统要求 15 。 不论系统的测量值有几个，状态估计法都适用，并且还能够对某些系统误差 进行最优估计。因此，状态估计法一般用于对姿态精度要求很高的情况。但估计 法估计器需求较高的稳定性和和较强的实时性。 即在建立准确的估计模型和误差 模型的同时，还要求估计算法简单，易于实时计算。 4 三、 国外卫星执行机构现状及发展 卫星执行机
12、构主要有推力器、飞轮及磁力矩器。以喷气发动机推力器为执行 机构的三轴稳定姿态控制是一种主动式零动量姿态控制系统。其优点是响应快、 指向精度较高,但由于常受到发动机所带工质多少的影响,一般只用于姿态稳定 和姿态机动所带较小的情况下。而从国内外长寿命、高精度、高稳定度的卫星姿 态控制系统来看,都是采用飞轮作为稳定运行的主执行机构,这是因为 （a）飞轮可以提供连续、精确的控制力矩,控制精度可以达到很高。而推力 器只能以脉冲方式工作,控制精度不可能很高磁力矩器一般控制力矩较小。 （b）飞轮只消耗电能,寿命一般可达一年。而推力器寿命受卫星携带的燃料 限制。 （c）采用飞轮进行三轴控制,可以选择多种组合方
13、案,使用灵活性大。但推 力器和磁力矩器也是不可缺少的执行部件磁力矩器一般用于为飞轮卸载及备份, 推力器主要用于初始入轨控制、故障模式控制和某些姿态机动控制。 表3.1 执行机构性能比较 执行机构 精度 缺点 飞轮 高 需要卸载 磁力矩器 较低 受剩磁影响 推力器 较高 消耗星上有限能源 控制力矩陀螺 高 需要卸载 飞轮通过与卫星之间的角动量交换来实现姿态控制。 如果飞轮转速方向可变, 平均角动量为零,则称为反作用轮或零动量轮如果飞轮转速不过零,平均角动量 为一个偏置值,则称为偏置动量轮。根据飞轮的不同工作方式,飞轮执行机构一 般可分为三种类型： （1）零动量反作用轮系统 反作用轮可正反转,整星
14、角动量几乎为零必须至少在三轴上安装有反作用轮 及相应的姿态敏感器,分别在三轴上产生相应的控制力矩,控制精度很高。 但飞轮 转速过零旋转时的不平稳性会影响控制精度。 （2）偏置动量轮系统 一个偏置动量轮主动控制俯仰轴,整星角动量不为零,根据“陀螺效应一定 轴性”被动保持其它两轴。由于偏航一滚动通道的祸合特性,只需再加一个滚动 控制力矩,即可实现对三轴的控制。 因此不需要偏航姿态敏感器和许多飞轮,控制 系统大为简化。 但由于动量轮储存了较大的角动量,引起的祸合效应较大,受扰动 或机动时,易引起章动,且偏航轴无主动控制,因此控制精度比零动量方式低。 （3）零动量轮和偏置动量轮的混合系统 采用 RW
15、和 MW 的多种组合方案,以进一步改变动量轮系统的性能,提高精度。 例如美国 Seasat 卫星,俯仰轴安装偏置动量轮,滚动和偏航轴由反作用轮主动控 制。 一般而言,零动量轮控方式控制精度最高,偏置动量轮控方式或偏置动量轮 与零动量轮的混合方式精度次之。轮控方案的主要问题在于 零动量轮控方式中飞轮过零旋转的问题,由于飞轮过零时刻摩擦干扰的影 响,会产生不稳定性。 偏置动量轮控方式中角动量藕合问题,由于飞轮角动量较大,卫星受到扰 动或机动时,易引起章动。 5 四、 姿态控制系统的配置情况 卫星姿态控制简单的说是通过施加一定的力矩使卫星绕质心旋转,从而改变 或保持在空间的定向。现在常用的卫星姿态控
16、制方式可以分为主动三轴稳定、自 旋稳定、重力梯度稳定,在这三种控制方式中,主动三轴稳定的控制精度最高,目 前高精度遥感卫星主要采用这种控制方法。 卫星姿态控制系统由敏感器、执行机构和控制器三大部分组成,精度指标有 确定误差、控制误差和指向误差。确定误差是姿态估计值与真实值的偏差控制误 差是目标姿态与估计姿态之间的误差指向误差是目标姿态与真实姿态之间的误 差。 姿态控制系统的精度主要决定于其中姿态确定的三轴指向精度和姿态控制稳 定度。 姿态控制系统通过接收不同的控制信号进行姿态控制， 主要可以分为两种 16 。 第一种是通过星上计算机产生的自主姿态控制信号， 此时控制系统被称为小回路 姿态控制系
17、统。 该控制系统通过星上信息处理模块直接对姿态敏感器测量信息进 行自主处理，接着按照星上计算机中预先设置的控制律产生控制指令，驱动控制 执行器工作（如小推力器系统、飞轮系统等） ，进而控制星体姿态。第二种控制 信号是由地面指挥系统所发送的，此时系统叫大回路姿态控制系统。该姿态控制 系统通过地面发送的遥控命令来驱动卫星上的执行器工作。 对大部分航天器来说 两系统一般互相备份，互相补充，以提高系统的可靠性。本文主要针对小回路姿 态控制系统进行研究。 姿态控制系统的主要工作任务有姿态确定与姿态控制 17 （如图 4.1 所示） 。 现在常用的卫星姿态控制方式可以分为主动三轴稳定、自旋稳定、重力梯度稳
18、定 18 ，在这三种控制方式中，主动三轴稳定的控制精度最高，目前高精度遥感卫星 主要采用这种控制方法。以下对三种控制方式做具体描述： 主动三轴稳定：每个旋转轴大多都安装了姿态敏感器和执行机构。通过姿态控制 系统的正常工作，保持卫星本体坐标轴相对某一参考基准的方位。这种控制方式 对控制精度要求很高。当前星上搭载设备需要精确指向时多采用这种控制方式， 如通信、对地观测等 19 。本文也是针对采用这种姿态控制方式的三轴稳定卫星进 行研究，表4.1为几种典型的三轴稳定遥感卫星的控制指向精度等技术指标。 图 4.1 卫星姿态控制系统工作原理图 6 表 4.1几种典型三轴稳定遥感卫星的控制指标 卫星名称
19、指向精度() 控制稳定度( s ) Seasat, Landsat-1 10.3 510 -2 110 -2SPOT, Landsat-4 0.30.03 310 -3 310 -5ADEOS, JERS 0.30.02 110 -3 110 -6Hilios-2, IRSP 0.10.001 110 -4 以上 一般,姿态控制系统的组成都具有以下特点 21-23 。 （1）姿态测量系统基本上都是由陀螺、星敏感器、红外地平仪、数字式太 阳敏感器和磁强计的组合形式构成。这些敏感器的参考基准各不相同,这表明一 般需要配备多种不同类型的姿态敏感器,共同进行姿态确定。 （2） 执行机构基本上都包括飞轮
20、包括反作用轮和动量轮,喷气推力器和磁力 矩器。其中卫星稳态运行时均以飞轮为主,推力器和磁力矩器主要用于给飞轮卸 载,进行姿态捕获或某些姿态机动等。轮控方式中又以反作用轮控制方式精度最 高,偏置动量轮控制方式其次。 （3）飞轮作为主执行机构,其性能的改善可以提高控制精度。例如,法国 SPOT 卫星采用磁悬浮飞轮,用以减小飞轮所受的摩擦干扰；Landsat-D 卫星四个 反作用轮均工作在偏置动量状态,目的是避开反作用轮过零旋转时的不稳定性。 （4）飞轮卸载方式基本都以磁力矩器卸载为主,喷气卸载备份。 重力梯度稳定： 根据名称我们就能够了解， 这种控制方式主要利用引力场 （例 如地心引力）作为某些控
21、制自由度的控制力矩。这种控制方式的最大优点就是不 需要消耗星上资源，能够自主保持卫星的姿态稳定。这种控制方式主要在中等指 向精度的飞行任务中采用。像英国 Uosat-1 小卫星这样的试验性小卫星就采用 这种姿控方式 20 。 自旋稳定：根据星体绕自旋轴旋转产生陀螺的定轴性原理，保持卫星姿态相 对惯性控件定向。像空间物理探测这种对精度要求不高的主要采用此控制方式。 卫星控制系统存在两个闭环回路,轨道控制回路和姿态控制回路,这两个控 制回路之间相互影响和藕合,本文研究其中的姿态控制回路部分。姿态控制系统 主要包括姿态敏感器、执行机构、控制器姿态测量算法、姿态控制算法,另外还 与姿态动力学、轨道动力
22、学、干扰模型等模块紧密关联。 图 4.2 卫星姿态控制系统原理方框图 7 五、 国内卫星姿态控制的现状及差距 国内正在研制的某卫星对其姿态控制系统的相关技术要求是: 三轴姿态误差(3): 0.15 三轴姿态稳定度(3): 510-4/s 对姿态测量系统的技术要求是: 三轴姿态测量精度(3): 0.1 以上技术指标在国内研制的卫星中是最高的。 由于缺乏星敏感器的使用经验 及考虑到 “星敏感器+陀螺”组合方式的成本,因而目前国内还不会使用“星敏感 器+陀螺”的姿态组合方案,而主要采用“太阳敏感器(磁强计)+红外地平仪+陀 螺”的方案。 对于该方案组合而成的姿态测量系统,因受到敏感器精度的限制,其
23、姿态确定精度极难超过 0.1，因此要满足所提精度要求,必须对敏感器本身的 非理想因素进行一定的处理,即必须对这些元件的引起的定姿误差进行校正和补 偿。 下面给出国内外的一些对地定向三轴稳定卫星的姿态控制系统组成及精度如 表5.1所示。 表5.1 国内外同类型卫星姿控系统的组成及精度 卫星 姿态敏感器 执行机构 稳态控制方式 控制精度 指向精度 (3,） 稳定度 (3,/s） FY-1C 中国 陀螺（6） 红外地平仪（2） 精太阳敏感器（4） RW（3） 磁力矩器（3） 推力器（2套备份1套） 偏置动量方式控制 0.8 1.2 （偏航） 610 -3Landsat-D 美国 陀螺（6） 星敏感器
24、（2） 红外地平仪（2） 精太阳敏感器（4） 磁强计（3） RW（3） 磁力矩器（3） 推力器（2套） 4轮均是偏置工 作，构成整星0动 量；磁卸载 0.03 110 -6SPOT 法国 陀螺（6） 星敏感器（1） 红外地平仪（2） 精太阳敏感器（4） RW（3） 磁力矩器（3） 推力器（2套） 3轮以反作用轮状 态工作；磁卸载 015 410 -6MOS 日本 陀螺（4） 红外地平仪（2） 精太阳敏感器（4） MW（2） 磁力矩器（3） 推力器（2套） 2 轮 V 型安装以偏 置动量方式控制 0.6 1.0 （偏航） 1.410 -3 210 -3 2.710 -3通过以上分析可知，总体来说
25、，国内卫星姿态控制相对于于某些国外发达国 家还有一定差距。在姿态敏感器方面，美国采用了星敏感器，这是我们学习的方 向。而在执行机构方面，我国的卫星与其他国家基本处于同一阶段，但稳态控制 方式是我国卫星的短板，是我们以后研究的重点方向。 我国在应用卫星研究方面也已取得了长足的进步,但与国外先进技术相比, 仍存在着一定的差距,如星上敏感器的精度低、 基于硬件补偿软件的水平不高等。 随着对卫星高精度、高可靠性和长寿命发展趋势要求,一方面要开发高精度的敏 感器,另一方面要在误差模型、地磁场模型、星历表和补偿技术等软技术上 下功夫,只有这样,卫星的控制水平才能提高。 8 六、 结束语 我国自从 1970
26、 年第一颗人造卫星发射成功以来，在航天技术领域取得了 巨大的进步，但与国外的先进技术相比，仍然存在一定的差距。本文分别针对 基于偏置动量轮和三轴正交反作用飞轮控制的刚体卫星的模型，进行了三轴姿 态稳定的控制研究，主要研究工作如下： 通过多方查阅资料，对目前国内外卫星的姿态控制方式进行了分析和比 较，并针对不同的姿态控制方式设计了不同的控制方法。 卫星建模方面，由坐标系的转换关系得到了四元数和欧拉角两种姿态描述 方法的定义、计算法则、换算关系及优缺点。然后基于四元数和欧拉角建立了 完整的卫星姿态运动学模型和卫星姿态动力学模型，包括执行机构及测量机构 的模型和干扰模型等。 对于高精度、长寿命的卫星
27、来说，一般都是以飞轮为主要的执行机构。本 文主要讨论了两种最典型的执行机构：偏置动量轮执行机构和零动量轮执行机 构，经过分析他们的可靠性及典型安装结构，比较了他们的优缺点。由于飞轮 系统的饱和性，卫星应有喷气推力器或者磁力矩器作为辅助执行机构。对于飞 轮控制系统的不同配置方案，具体控制系统的设计是不一样的。 随着现代小卫星技术的发展,对它的姿态控制系统提出了更高的要求,要求它 的姿态控制系统简单、可靠、易于实现。低成本、低重量、长寿命、小抖动 量、高精度、高可靠性及较好的机动性和灵活性成为评价微小卫星姿态控制系 统优劣的重要标准。 现代小卫星姿态控制系统分为两类，即主动控制系统(包括半主动控制
28、系统) 和被动控制系统。被动姿态控制系统结构简单、可靠性高、成本低,但它不能随 意改变航天器的姿态,卫星稳定精度较低。而主动姿态控制系统正好相反。为了 研制先进的微小卫星姿态控制系统,在满足卫星姿态控制精度及机动能力的要求 情况下,需要在充分利用已有技术的基础上,不断探讨采用新的技术进行控制器设 计。如何联合各种主动执行机构组成一个联合的主动姿态控制系统、主动系统 和被动系统相结合的半主动姿态控制系统以及在特定轨道下的被动姿态控制系 统,发挥各种控制方法的长处,避免其短处,使得系统的性能更好,结构更合理,是目 前微小卫星姿态控制研究的一个重点。 早在航天时代刚刚开始,利用地球磁场对航天器姿态进
29、行控制就引起人们广 泛关注。通过卫星上的永久磁铁或通电线圈与地磁场相互作用产生控制效果。 在自旋卫星、双自旋卫星、重力梯度卫星、三轴稳定卫星以及完全被动控制卫 星之中,都有它的身影。在卫星姿态磁控制中,可以单独利用地磁场对卫星进行姿 态控制,也可以与其他执行部件(如飞轮阵、动量轮阵等)结合对卫星进行姿态控 制。之所以如此广泛的利用地球磁场对卫星姿态进行控制是与它的优点分不开 的,即利用地球磁场对卫星姿态控制(与喷气姿态控制比较)结构简单、重量轻,节 省能源,并且没有运动部件。这些优点使得卫星质量轻、工作时间长、可靠性 高。磁力矩器所需的电能由卫星上太阳能帆板供给。卫星不需要携带大量推进 剂进行
30、姿态控制。另外、它还没有喷气姿态控制其他缺点,如:在喷气时对卫星产 生冲击,对卫星上的光学器件污染等等。 磁作为一种力源应用越来越普遍,它的广泛应用与卫星技术的发展和对地磁 理论的研究有密切关系。限制它发展主要是产生的磁力矩比较小和磁力矩的方 向受到限制。前者是由于卫星的供电功率有限,后者是由于地磁强度本身原因。9 随着太阳能电池的技术水平不断进步,它可以为卫星提供更大功率的能量,从而大 大提高卫星磁控能力。虽然磁力矩的方向受限,但是可以依据磁控理论实现卫星 的姿态控制,目前磁控制理论研究己很深入,卫星姿态磁控制应用也非常广泛,在 90年代发射的姿态主动控制的小卫星中,大多数卫星的姿态采用了磁
31、控制。为了 更好利用地磁场对卫星姿态控制,需要对卫星姿态磁控制理论进行更加深入研 究。 世界上对地观察三轴稳定卫星的姿态绝大多数是主动稳定的,这样使得卫星 的成本非常高。降低卫星成本和增加卫星可靠性是微小卫星发展主要方向之 一。由于被动姿态控制卫星比主动姿态控制卫星结构简单、可靠性高、成本低, 在满足要求的情况下被动姿态控制更具有吸引力。在现代微小卫星中有许多卫 星是利用环境力矩实现姿态稳定的,其中最为典型的是俄罗斯廉价重力梯度卫 星。目前完全采用三轴被动姿态控制稳定的卫星主要是单独使用重力梯度杆或 重力梯度杆与偏置动量轮结合。采用多种环境力矩实现三轴姿态被动稳定的卫 星还不多。而卫星各主要环
32、境力矩(引力梯度矩、气动力矩、太阳辐射压力矩、 地磁力矩)的值虽然都很小,但当选择适当的高度及设计适当的星体形状和结构 时,可使某几种环境力矩的值远大于其它环境力矩的值,从而实现卫星姿态控制的 目的。如果进一步提高卫星的姿态控制精度,这类卫星可以应用于对地侦察、勘 测,也可以多颗卫星编队飞行完成一项任务,应用前景非常广阔。 10 七、参考文献 1 杨锋.三轴稳定卫星姿态确定及控制系统的研究,硕士学位论文,西北工业大 学,2006 2 施少范.国外对地观测卫星高精度姿态控制系统研究,上海航天,2000,17(6) 3 F L Markley. Attitude Determination Usi
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