1、航天器控制-(四)航天器姿态执行器与控制器马广富哈尔滨工业大学2航天器控制2015/12/10航天器控制姿态控制系统姿态确定姿态敏感器姿态确定算法姿态控制姿态稳定稳定方式执行机构控制计算机姿态机动轨道控制系统轨道确定自主导航非自主导航轨道控制轨道保持轨道调整3主要内容2015/12/10航天器姿态执行机构航天器姿态控制器-星载计算机姿态控制系统的任务与分类41 航天器姿态执行机构2015/12/10思考：对航天器产生力矩的方法？喷射气体或离子的反作用力矩（ 推力器 ）角动量交换（ 反作用飞轮，控制力矩陀螺 ）地球磁场作用（ 磁力矩器 ）太阳辐射压力重力梯度（ 太阳帆，重力梯度杆 ）51.1 推
2、力器推力器 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，利用质量排出，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。 当推力器推力方向 过航天器质心 ，可为航天器提供控制推力； 当推力器推力方向 不过航天器质心 ，将同时产生控制推力和相对航天器质心的力矩，成为姿态控制执行机构。2015/12/1061.1 推力器基本概念 力矩 ：力 F使物体绕 O点转动，不仅与力的大小有关，而且与 O点到力的作用线的垂直距离 d有关，力矩定义为 力偶 ：作用在同一平面上大小相等、方向相反、作用线相互平行的两力构成一对力偶。 推力器在用于姿态控制时，一般都是力偶形式。20
3、15/12/10M dF 71.1 推力器推力器作为姿态控制执行机构的特点： 可以在轨道上 任何位置工作 ，不受外界其它因素的影响。 沿航天器本体轴产生的 控制力矩远大于耦合力矩 ，可以实现三轴解耦姿态稳定控制，使控制逻辑简单灵活。 产生的力矩大，过渡过程时间短。相比之下外部干扰力矩和内部干扰力矩比喷气小得多，因此在 姿态控制系统初步设计时，可以忽略干扰力矩的影响 。 所携带推进剂有限， 适用于非周期性大干扰力矩的场合 和工作 寿命较短的低轨道航天器 。 推力器控制系统一般采用固定推力发动机和开关控制方式，推力不连续 ，一般不能用于高精度控制。2015/12/1081.1 推力器推力器应用范围
4、： 航天器刚入轨后的 消除初始姿态偏差、速率阻尼、姿态捕获 ； 航天器正常轨道运行期间的 快速姿态机动 ； 航天器 轨控发动机工作期间 的姿态稳定； 大型航天器姿态控制、交会对接。2015/12/1091.1 推力器推力器系统性能参数： （一）推力 由牛顿第二定律可以推导出推力器真空中的推力公式为：2015/12/10动量推力 压力推力单位时间推进剂排出数量，即秒耗量相对于航天器的排气速度推力器喷嘴出口截面积推力器喷嘴出口射流压力evSepe说明：推力器产生的推力不仅与喷出的射流有关，还与外界大气压有关。这两部分中，主要是动量推力，占全部推力 的90%以上。增大推力的主要途径是增加喷射物质的秒
5、耗量和提高排气速度。101.1 推力器推力器系统性能参数： （二）比冲、比推力 比冲 ：对一个推进系统的效率的描述，单位质量的推进剂所能带来的冲量（推力时间），计算公式为： 如总比冲一定， 比冲越高，则所需的推进剂越少 ，相应发动机的尺寸和重量都可以降低； 如推进剂一定， 比冲越高，则总冲就越大 ，相应推力器的控制能力也增加。2015/12/10总比冲 (N s)spIIm推进剂总质量（ kg）比冲单位？比冲 (m/s)111.1 推力器推力器系统性能参数： （二）比冲、比推力 比推力 ：单位时间推进剂消耗量（秒耗量）所产生的推力，定义为比推力，即 比推力越大，产生一定推力所需的推进剂重量秒耗
6、量就越少；或者说，当推进剂流量一定时，比推力越大，所产生的推力就越大。 比推力完全取决于有效排气速度 vef。 上式分子和分母都同乘以发动机的工作时间 t，则得到比冲的公式，因此 尽管比冲和比推力在定义和物理意义上有区别，但它们的数值和量纲是相同的。2015/12/1000efsgvFIgm推力 (N)秒耗量（ kg/s）比推力 (m/s)121.1 推力器推进系统分类一、冷气推进系统 利用储存在室温的 高压惰性气体 作为推进剂。 成本低、系统简单、可靠，但性能低，冲量小。 一般用于 早期卫星或航天器 ，或者对总冲要求较低的小卫星。2015/12/10前苏联“东方一号”（1961）美国“空间实
7、验室”（1973）131.1 推力器二、固体推进系统 将 燃料和氧化剂聚合 在一起，利用固态推进剂产生推力 ； 与液体推进系统相比，结构简单，比冲低，精度低； 主要用于 轨道注入和返回舱再入制动 ，或星际航行探测器或地球行星过渡轨道动力装置；2015/12/10美国 HS-376卫星平台中国 风云二号卫星141.1 推力器三、液体推进系统1、单组元推进系统 采用无水肼作为推进剂产生推力，工作时推进剂组元 自身分解 后再燃烧产生高温气体； 航天器 姿态控制和轨道控制最广泛使用的推进系统 ； 是一种非常理想的推进系统，在可靠性、寿命、使用历史、比冲、安全性、费用等综合指标上，都比其它推进系统优越。
8、 主要缺点是比冲较低 ，一般适合用于中小型卫星。2015/12/10中国资源二号卫星 中国资源二号卫星推进系统151.1 推力器三、液体推进系统2、双组元推进系统 双组元发动机的推进剂包括 氧化剂和燃烧剂 （一般为四氧化二氮和甲基肼），工作时由专门的输送系统分别送入燃烧室； 比冲高 ，在大型卫星、飞船和航天飞机等航天器中应用； 能独立完成轨道注入、轨道保持、姿态控制和再入机动，功能全面。2015/12/10中国东方红三号中国神舟系列飞船161.1 推力器三、液体推进系统3、双模式推进系统 将 单组元 高可靠、低推力和 双组元 高比冲优点 有机结合 ，构成的复合的先进控制系统； 采用 双组元 推
9、进剂用于大力矩需求情况，采用 单组元 推进剂用于姿态稳定等小力矩需求情况； 同样能独立完成轨道注入、轨道保持、姿态控制和再入机动，是 一种性能高、功能全的推进系统 。2015/12/10美国Intelsat通信卫星美国GE-1通信卫星171.1 推力器四、电推进系统 利用 电能加热 或 电离推进剂加速喷射 而产生推力的一类航天器推进系统，有时又把包括电推力器和推进剂储存与管理子系统的部分称为 电火箭发动机 ；电推进系统优点：（ 1） 比冲高 。 相比于化学推进系统，克服化学反应的能量限制，提高质量排出速度，从而提高比冲。 最高比冲：化学推进： 5000m/s; 电推进： 50000m/s。 可
10、大大减少航天器推进剂需求量，在同样工作寿命下增加卫星的有效载荷，或在有效载荷不变条件下提高航天器寿命。（ 2） 推力小 一次机动中，推力作用时间可长可短，控制精度高。2015/12/10181.1 推力器四、电推进系统2015/12/10电推力器电热式电阻加热推力器电弧加热推力器微腔放电推力器微波等离子体推力器电磁式（等离子体）脉冲等离子体推力器磁等离子体推力器阳极层推力器静电式（离子式）胶体推力器场致发射电推力器191.1 推力器四、电推进系统 以电磁型为例，该推进系统 利用电场和磁场交互作用 来电离和加速推进剂，产生推力。 推进剂离子的加速不是通过单独的电场来完成的，因此，喷出的离子束不受
11、空间电荷的限制，即在等离子体中，通过磁作用比通过静电作用能获得更大的能量密度。 电磁型推力器的特点是 比冲高、技术成熟、寿命长 等。2015/12/10脉冲等离子体推进器磁等离子体推进器201.1 推力器四、电推进系统 目前电推进的主要应用：低轨道、同步地球轨道、深空探测，其中在低轨道主要用于阻力补偿、连续推力轨道转移、姿态控制。 截止 2000年底，共有 152个在轨飞行器应用了 388台电推进发动机，截止 2004年底共有超过 180个在轨运行航天器应用电推进系统。2015/12/10 2003年9月，欧洲“Smart-1”月球探测器发射。随后太阳能电力推进系统点火，喷射出氙离子流，沿螺旋
12、形轨道增加其与地球之间的距离。 虽然这种前进方式，使原来地月间38万多公里路程增加到1亿公里，并且花费了十几个月，但旅途中它仅仅消耗了60升的燃料氙。 这种新的太空旅行理念通过SMART1成为了现实，从此揭开了人类探索太空新的篇章。211.1 推力器四、电推进系统 电推进系统在航天器应用的主要发展阶段： 1、用于航天器轨道位置保持，如波音公司 702SP平台，洛马公司的 A2100平台， Alcatel公司的 Spacebus-4000平台； 2、用于航天器 部分 轨道转移、轨道位置保持、动量轮卸载； 3、用于航天器 全部 轨道转移、轨道位置保持、动量轮卸载；2015/12/10 2015年3
13、月1日，美国太空探索技术公司（SpaceX）研制的“猎鹰-9”火箭成功将世界上首批2颗 全电推进 地球同步轨道通信卫星送入预订同步转移轨道。 2颗卫星均由美国波音公司研制，其中ABS-3A卫星使用的关键技术是氙离子推进系统(XIPS)。221.1 推力器四、电推进系统 2014年 2月 16日，中国航天科技集团五院 510所宣布，由该所独立自主研制的我国首台 200毫米离子电推进系统，在长寿命地面考核试验中持续工作超过 1万小时。2015/12/10231.1 推力器推进系统 轨道注入 离轨机动 轨道保持和机动 姿态控制冷气推进固体推进液体推进 单元推进双元推进 双模式 电推进2015/12/
14、10航天器推进系统应用情况241.1 推力器航天器通常都具有多个推力器组成的推力器系统，且承担的任务也有所不同：2015/12/10推力器的选择应考虑哪些因素？探测器推力器数量用途水手四号金星探测器12只用作姿态控制阿波罗登月舱16可完成质心与姿态的六维控制任务哥伦比亚号航天飞机44完成姿态控制、辅助轨道发动机完成轨道控制251.1 推力器选取推力器时需要考虑因素： (1) 为了降低推力器的质量和提高使用寿命，应选用 高比推力的推力器。 (2) 为了提高姿态控制精度和降低推进剂的消耗，推力器应选择 脉冲工作方式 ，脉冲的冲量值要小，重复性要好。 (3) 推力器能在真空、失重、温度交变的空间环境
15、下 可靠工作 。 (4) 推力器应具有 长寿命 和 多次启动 的能力，目前有的推力器启动次数在几十万次以上，使用寿命超过十年。2015/12/10261.2 飞轮 飞轮是现在航天器姿态控制中最为普遍的执行机构。 此外，某些大型飞轮所提供的陀螺效应，对航天器有稳定作用，能够实现卫星姿态的被动控制。2015/12/10飞轮又称角动量轮或惯性轮，是一种由电机驱动的高速转动部件，通过改变绕固定转轴的转速进而 改变其角动量给航天器提供反向控制力矩 。作为惯性器件，类似陀螺，飞轮是否也可以敏感航天器姿态？是否可以用来做姿态敏感器？飞轮是 可以敏感航天器姿态 的，但是精度不高，实用价值不大。要把飞轮既做执行
16、机构，又做测量部件的想法目前是不现实的。271.2 飞轮飞轮工作基本原理： 角动量交换 航天器是一个理想的保守系统，实现姿态控制的基本法则是航天器系统的 角动量守恒 。 若将航天器当做刚体，则其角动量的变化量在数值上等于施于其上的力矩冲量，其表达式为 所有外来干扰力矩对航天器的积累作用必然会导致其角动量的变化，对于零动量航天器，为了完成飞行任务，必须以某种方式 不断吸收角动量从而保持航天器的角动量（角速度）为零，实现星体稳定 。 当航天器某个轴上有干扰力矩时，装在该轴上的飞轮通过变速或者改变框架角等产生大小相等、方向相反的控制角动量2015/12/10tHT0wh H H281.2 飞轮飞轮工
17、作基本原理：角动量交换 改变安装在航天器上的高速旋转刚体的角动量，产生与刚体角动量变化率成正比的控制力矩，作用于航天器上。2015/12/10飞轮角动量方向不变角动量方向可变角动量大小不变角动量大小可变角动量大小可变角动量大小不变自旋稳定卫星角动量均值为零控制力矩陀螺CMG）球飞轮框架飞轮(GMW)组合飞轮一组偏置飞轮（合成角动量为零）反作用飞轮单框架CMG双框架CMG双框架飞轮单框架飞轮等效双框架飞轮等效单框架飞轮三个正交安装多个（416）斜装单个大型飞轮一对V型安装飞轮（速度相同）一对V型安装飞轮（速度差动）一个偏置飞轮&一个正交反作用飞轮两对V型安装飞轮（速度差动）一个偏置飞轮&两个相互
18、正交反作用飞轮角动量均值非零偏置飞轮291.2.1 反作用飞轮反作用飞轮 又称零动量轮，角动量一般为 0.520Nms，飞轮的转速可以正负改变 ，且 平均角动量为零 。 在飞轮的诸多分类中，最常用的就是反作用飞轮。 当飞轮的支承与航天器固连时，飞轮角动量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。 对于某些需要快速响应和高敏捷性的卫星，如 Ikonos-2、QuickBird-2、 Orbview-3、 Geoeye 等高精度侦查或观测卫星均以反作用飞轮作为首要的执行机构。2015/12/10Quickbird-2Ikonos-2反作用飞轮301.2.1 反作用飞轮 当卫星受到周期性干扰力矩作用时，反作用飞轮将周期性地变化转速，吸收干扰力矩。 当干扰力矩平均值不为零时，则由于角动量累积，就会使飞轮转速达到临界值，进入 饱和状态 ，失去控制功能。所以必须配有去饱和装置。2015/12/10由飞轮吸收干扰力矩，保持卫星姿态不变有什么办法能够去飞轮饱和？外因引起的角动量积累，不可能通过内部交换来解决
