第七講

姿軌控分系統(tǒng)設(shè)計(jì)2014年3月6日第七講

姿軌控分系統(tǒng)設(shè)計(jì)2014年3月6日主要內(nèi)容幾個(gè)概念姿軌控分系統(tǒng)功能姿態(tài)和軌道動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)航天器常用幾種軌道姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)姿軌控方案要求和類型姿軌控系統(tǒng)的組成常用敏感器和敏感器選擇常用執(zhí)行器和執(zhí)行器選擇姿態(tài)確定和控制算法地面仿真試驗(yàn)驗(yàn)證仿真試驗(yàn)階段劃分測(cè)試系統(tǒng)組成測(cè)試系統(tǒng)功能整星集成后關(guān)注事項(xiàng)主要內(nèi)容幾個(gè)概念姿軌控系統(tǒng)的組成22023/1/13軌道（運(yùn)動(dòng)）定義：衛(wèi)星質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)—軌跡軌道控制任務(wù)：變軌：一個(gè)自由飛行段軌道轉(zhuǎn)移到另一個(gè)自由飛行段軌道軌道維持：克服衛(wèi)星各種攝動(dòng)力的影響，保持預(yù)訂軌道根數(shù)返回控制：脫離原軌道返回大氣層軌道交會(huì)：一個(gè)衛(wèi)星與另一個(gè)，在同一時(shí)間，以相同速度到達(dá)空間同一位置的過程姿態(tài)（運(yùn)動(dòng)）定義：衛(wèi)星繞質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)—指向姿態(tài)控制任務(wù)姿態(tài)穩(wěn)定：保持已有姿態(tài)或姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的過程姿態(tài)機(jī)動(dòng)：把衛(wèi)星從一種姿態(tài)變?yōu)榱硪环N姿態(tài)的再定向過程5.1幾個(gè)概念2022/12/283軌道（運(yùn)動(dòng)）定義：衛(wèi)星質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)—軌跡2023/1/14用于測(cè)量和控制在軌道上運(yùn)行的姿態(tài)和姿態(tài)角速度。最簡(jiǎn)單的可以不控制，或者通過自旋或它和地球磁場(chǎng)或重力場(chǎng)的相互作用來實(shí)現(xiàn)被動(dòng)控制，用來測(cè)量姿態(tài)和位置的敏感器可有可無。比較復(fù)雜的則使用控制器來處理姿態(tài)，使用執(zhí)行機(jī)構(gòu)磁力矩器或推進(jìn)系統(tǒng)的推力器來改變姿態(tài)、速度或角動(dòng)量。可以帶幾個(gè)獨(dú)立的附件，例如太陽電池陣、通信天線等，它們可能要求有獨(dú)立的姿態(tài)指向。為了控制附件的姿態(tài)，需要用執(zhí)行機(jī)構(gòu)。有時(shí)可用獨(dú)立的敏感器和控制機(jī)構(gòu)。姿態(tài)控制和軌道控制的規(guī)模取決于控制軸的數(shù)目和被控制的附件的數(shù)量、控制精度和響應(yīng)速度、機(jī)動(dòng)要求和擾動(dòng)環(huán)境。其功能可歸納為：5.2姿軌控分系統(tǒng)功能2022/12/284用于測(cè)量和控制在軌道上2023/1/15測(cè)量航天器的姿態(tài)；控制航天器的指向；控制航天器角度的變化速率；提供軌道機(jī)動(dòng)所要求進(jìn)行的姿態(tài)機(jī)動(dòng)；對(duì)航天器在軌道上飛行時(shí)的軌道保持；軌道控制2022/12/285測(cè)量航天器的姿態(tài)；2023/1/16

5.3姿態(tài)控制特性

姿態(tài)測(cè)量精度；姿態(tài)指向精度；姿態(tài)穩(wěn)定度（對(duì)遙感是反映圖象質(zhì)量清晰程度的一個(gè)相當(dāng)重要的指標(biāo)）；姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力；軌道保持能力。2022/12/286

5.3姿態(tài)控制特性

2023/1/17*姿態(tài)控制的精度：

有粗精度、中等精度和高精度的控制方式，以適應(yīng)不同任務(wù)的要求。粗精度的控制指標(biāo)一般為指向精度低于2o；中等精度的控制，指向精度為優(yōu)于0.5o（三軸）；高精度姿態(tài)控制的指向精度為優(yōu)于0.1o。上述姿態(tài)控制精度取決于姿態(tài)控制采用的測(cè)量部件的性能。2022/12/287*姿態(tài)控制的精度：2023/1/18姿態(tài)測(cè)量精度中等控制精度的測(cè)量精度優(yōu)于0.2o、高精度控制的測(cè)量精度優(yōu)于0.01o。穩(wěn)定度對(duì)于一般的遙感衛(wèi)星為優(yōu)于0.001o/s。對(duì)于通信衛(wèi)星、電子偵察衛(wèi)星等，穩(wěn)定度是沒有要求。2022/12/288姿態(tài)測(cè)量精度2023/1/19

姿態(tài)機(jī)動(dòng)根據(jù)航天器的任務(wù)，例如通信衛(wèi)星當(dāng)由運(yùn)載火箭送到預(yù)定的軌道，到達(dá)同步軌道將由衛(wèi)星自己來完成。此時(shí)衛(wèi)星將通過姿態(tài)機(jī)動(dòng)，提供軌道機(jī)動(dòng)所需要的推力方向。對(duì)地觀測(cè)衛(wèi)星有時(shí)為了提高地面分辨率或者要達(dá)到所要求的目標(biāo)軌道等都需要進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)，便于進(jìn)行軌道機(jī)動(dòng)。有的為了達(dá)到在可視范圍內(nèi)進(jìn)行偵察，衛(wèi)星繞滾動(dòng)軸進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)（或稱衛(wèi)星側(cè)擺）。這些任務(wù)都要求后天器姿態(tài)控制具有姿態(tài)機(jī)動(dòng)的功能。2022/12/289姿態(tài)機(jī)動(dòng)2023/1/110軌道控制指要求在壽命期間，按照目標(biāo)（理論的設(shè)計(jì)軌道）飛行。（攝動(dòng)）。如果航天器的高度比較低的情況，軌道衰減比較快，，因此必須克服大氣阻力對(duì)軌道的影響，進(jìn)行軌道保持。對(duì)于較高軌道飛行的航天器，大氣密度比較稀薄，對(duì)軌道的影響比較小，因此，軌道控制的任務(wù)相對(duì)比較簡(jiǎn)單。但是軌道控制的目的是要求達(dá)到目標(biāo)軌道飛行，它與軌道的測(cè)量精度有比較大的關(guān)系。軌道測(cè)量的結(jié)果是軌道控制的輸入條件，因此，達(dá)到目標(biāo)軌道飛行要求有比較高的軌道測(cè)量精度。2022/12/2810軌道控制5.4姿態(tài)和軌道動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)(1)常用坐標(biāo)系定義1)地心赤道慣性坐標(biāo)系（OeXiYiZi

）簡(jiǎn)稱慣性坐標(biāo)系，原點(diǎn)在地心上，Xi在地球赤道平面內(nèi)指向春分點(diǎn)，Zi軸指向北地極，與地球自旋軸重合。是相對(duì)慣性空間靜止或勻速轉(zhuǎn)動(dòng)的坐標(biāo)系，是衛(wèi)星姿態(tài)和軌道運(yùn)動(dòng)的絕對(duì)參考基準(zhǔn)。一般采用J2000.0慣性坐標(biāo)系。J2000.0的意思是2000年1月1日12點(diǎn)（地心動(dòng)力學(xué)時(shí)），

X軸指向J2000歷元的平春分點(diǎn)，為J2000平均赤道與J2000平均黃道的交點(diǎn)。5.4姿態(tài)和軌道動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)(1)常用坐標(biāo)系定義11(6)六個(gè)軌道根數(shù)的幾何意義XiZi(6)六個(gè)軌道根數(shù)的幾何意義XiZi12(1)常用坐標(biāo)系定義2)軌道坐標(biāo)系（ObXoYoZo）原點(diǎn)取在衛(wèi)星質(zhì)心上，Xo軸沿軌道平面與當(dāng)?shù)厮矫娴慕痪€，指向前進(jìn)方向，Zo軸沿當(dāng)?shù)卮咕€指向地心，Yo軸垂直于軌道平面。這個(gè)坐標(biāo)系在空間以航天器的軌道角速度繞Yo軸旋轉(zhuǎn)，且旋轉(zhuǎn)方向與Yo軸的方向相反。(1)常用坐標(biāo)系定義2)軌道坐標(biāo)系（ObXoYoZo）13(1)常用坐標(biāo)系定義

3)本體坐標(biāo)

原點(diǎn)

取在衛(wèi)星質(zhì)心上，Xb軸為滾動(dòng)軸，指向前進(jìn)方向，Yb

軸為俯仰軸，指向軌道負(fù)法線方向，Zb

軸為偏航軸，沿徑向指向地心。固連于衛(wèi)星中心主體上。

本體坐標(biāo)系可由軌道坐標(biāo)系按3-1-2（Z-X-Y）順序經(jīng)三次轉(zhuǎn)動(dòng)得到。當(dāng)姿態(tài)角都為零時(shí)，本體坐標(biāo)系與軌道坐標(biāo)系重合。(1)常用坐標(biāo)系定義3)本體坐標(biāo)14(2)軌道運(yùn)動(dòng)方程下面先研究航天器圍繞地球運(yùn)動(dòng)的二體問題，即不考慮其它天體的攝動(dòng)。為了進(jìn)一步簡(jiǎn)化，先把地球當(dāng)做質(zhì)點(diǎn)，即航天器是在一個(gè)中心引力場(chǎng)內(nèi)運(yùn)動(dòng)，如圖1所示。這樣，在地心赤道慣性坐標(biāo)系0-xyz中，航天器軌道運(yùn)動(dòng)方程為:（1a）（1b）（1c）XYZrO圖1(2)軌道運(yùn)動(dòng)方程下面先研究航天器圍繞地球運(yùn)動(dòng)的二體問15軌道平面運(yùn)動(dòng)

根據(jù)上式中可以得到進(jìn)而得到

AX+BY+CZ=0

（2）同理可得積分得即軌道平面運(yùn)動(dòng)進(jìn)而得到AX+BY+C16上式表明，衛(wèi)星在一個(gè)平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)，這個(gè)平面稱為軌道平面。式中

A、B、C為軌道平面的方向系數(shù)(有兩個(gè)獨(dú)立量)，即軌道面的法線在地心慣性坐標(biāo)系中的方向，可用球面坐標(biāo)系(法線長(zhǎng)度為1)表示為：A=sinisinΩ

(3a)B=-sinicosΩ(3b)C=cosi(3c)式中,Ω為升交點(diǎn)赤經(jīng),i為軌道傾角。Ωxyzi90°圖2Ω上式表明，衛(wèi)星在一個(gè)平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)，這個(gè)平面稱為軌道平A=si17圖3iΩωf(春分點(diǎn))XYZ升交點(diǎn)近地點(diǎn)О軌道面正法線航天器赤道遠(yuǎn)地點(diǎn)raurpe=(ra-rp)/2a六個(gè)軌道根數(shù)的幾何意義立體示意圖(3)六個(gè)軌道根數(shù)的幾何意義n（t-τ）=M圖3iΩωf(春分點(diǎn))XYZ升交點(diǎn)近地點(diǎn)О軌道面正法線航天器181)軌道傾角i：航天器運(yùn)行軌道所在的平面叫軌道面，這個(gè)平面通過地心，它與地球赤道平面的夾角稱為軌道傾角。2)

升交點(diǎn)赤徑Ω：從春分點(diǎn)方向軸量起的升交點(diǎn)的經(jīng)度，順地球自轉(zhuǎn)方向?yàn)檎＼壍榔矫媾c赤道平面的交線在天球上有兩個(gè)交點(diǎn)，其中，對(duì)應(yīng)于航天器由南半球向北半球上升段經(jīng)過的那一點(diǎn)叫升交點(diǎn)；反之，航天器由北半球向南半球運(yùn)動(dòng)時(shí)下降段經(jīng)過的那一點(diǎn)叫降交點(diǎn)。3)

近地點(diǎn)角距ω

:投影在天球上的橢圓軌道近地點(diǎn)與升交點(diǎn)對(duì)地心所張的角度，從升交點(diǎn)順航天器運(yùn)行方向量到近地點(diǎn)。4)橢圓軌道的長(zhǎng)半軸a。5)橢圓偏心率e。6)真近點(diǎn)角f。當(dāng)然，軌道參數(shù)不止上述6個(gè)，但作為確定軌道特征的獨(dú)立基本要素只用6個(gè)就夠了，其他軌道要素都可以由這6個(gè)要素計(jì)算得到。1)軌道傾角i：航天器運(yùn)行軌道所在的平面叫軌道面，這個(gè)平面195.5航天器常用幾種類型軌道

全球移動(dòng)通信（含少量固定通信）、全球?qū)Ш健⑷颦h(huán)境監(jiān)測(cè)等衛(wèi)星網(wǎng)高（約20000km）、中（約2000km）、低（1000km左右）軌道實(shí)時(shí)全球覆蓋星座空間環(huán)境探測(cè)和科學(xué)技術(shù)試驗(yàn)衛(wèi)星、三顆星組網(wǎng)可實(shí)現(xiàn)高緯度地區(qū)的連續(xù)通信廣播等臨界傾角大橢圓軌道（周期為12小時(shí)）及星座返回式遙感衛(wèi)星、載人飛船、航天飛機(jī)、空間試驗(yàn)室、空間站等

甚低軌道地球資源觀測(cè)、全球氣象觀測(cè)、空間環(huán)境探測(cè)和科學(xué)技術(shù)試驗(yàn)、海洋監(jiān)測(cè)等衛(wèi)星

太陽同步（回歸）軌道極其星座國(guó)際通信、區(qū)域和國(guó)內(nèi)通信廣播、海事通信、區(qū)域?qū)Ш?、區(qū)域氣象觀測(cè)等衛(wèi)星

地球靜止軌道及其星座

應(yīng)用范圍

軌道類型5.5航天器常用幾種類型軌道

全球移動(dòng)通信（含少量固定通信）201)地球同步（靜止）軌道已知對(duì)地靜止衛(wèi)星的周期為一個(gè)恒星日的時(shí)間，即T=23小時(shí)56分04秒（地球相對(duì)太陽轉(zhuǎn)一圈為24小時(shí)，但地球一天還相對(duì)太陽公轉(zhuǎn)約1/365.25度，所以地球相對(duì)慣性空間自轉(zhuǎn)一周不到24小時(shí)）。則根據(jù)軌道周期可計(jì)算出地球同步軌道半長(zhǎng)軸a=42164.6（km）。由于地球平均半徑RE=6378km所以同步衛(wèi)星離地面高度H=a－RE=35786.6km。1)地球同步（靜止）軌道則根據(jù)軌道周期可計(jì)算出地球同21

發(fā)射場(chǎng)的地理緯度對(duì)發(fā)射地球靜止軌道航天器影響較大。目前運(yùn)載火箭將衛(wèi)星送入近地點(diǎn)200km，遠(yuǎn)地點(diǎn)35786km的過渡軌道。在運(yùn)載火箭不改變過渡軌道傾角情況下,如果火箭向正東方向（射向?yàn)?0°）發(fā)射，其過渡軌道傾角為發(fā)射場(chǎng)的地理緯度。西昌發(fā)射場(chǎng)的地理緯度為28.50,所以過渡軌道傾角i即為28.50圖3為目前發(fā)射靜止軌道航天器過程的示意圖，過渡軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)、近地點(diǎn)和靜止軌道速度按下式計(jì)算：發(fā)射場(chǎng)的地理緯度對(duì)發(fā)射地球靜止軌道航天器影響較大。2242164.6過渡軌道靜止軌道近地點(diǎn)遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)射彈道地球iVsVaΔV地球過渡軌道靜止軌道衛(wèi)星圖4a圖4b遠(yuǎn)地點(diǎn)42164.6過渡軌道靜止軌道近地點(diǎn)遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)射彈道地球iVs23Va與Vs之間夾角為過渡軌道傾角i。需遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的速度增量ΔVi可由圖中幾何關(guān)系，按下式計(jì)算：發(fā)射場(chǎng)緯度過渡軌道傾角VaVsΔVi28.5（°）28.5（°）1.595（km/s）3.074（km/s）1.835（km/s）根據(jù)我國(guó)情況，即在西昌發(fā)射場(chǎng)用長(zhǎng)征三號(hào)系列發(fā)射，發(fā)射場(chǎng)的地理緯度為28.5°，近地點(diǎn)200km，遠(yuǎn)地點(diǎn)35786km。計(jì)算結(jié)果如下表。Va與Vs之間夾角為過渡軌道傾角i。需遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的242)太陽同步軌道由于地球是一個(gè)非標(biāo)準(zhǔn)球形、質(zhì)量分布不均勻，對(duì)航天器要產(chǎn)生非球形攝動(dòng)力。攝動(dòng)力的結(jié)果之一將使衛(wèi)星軌道面產(chǎn)生進(jìn)動(dòng)。地球扁率產(chǎn)生近似軌道攝動(dòng)方程為2)太陽同步軌道25

如果軌道面進(jìn)動(dòng)角速度ΔΩ與太陽在黃道上運(yùn)動(dòng)的平均角速度Δθ（即地球繞太陽公轉(zhuǎn)的平均角速度）相同，即當(dāng)

ΔΩ=Δθ=360/365.25=0.9856°/d，

則這條軌道稱之為太陽同步軌道。

太陽同步軌道有一個(gè)顯著特點(diǎn)，即航天器在太陽同步軌道每圈升段（或降段）經(jīng)過同一緯度上空的當(dāng)?shù)貢r(shí)間相同。如果軌道面進(jìn)動(dòng)角速度ΔΩ與太陽在黃道26ΔΩββΔθ太陽地球地球地球公轉(zhuǎn)方向ΔΩ=Δθ太陽、地球和航天器軌道面的幾何關(guān)系:圖5ΔΩββΔθ太陽地球地球地球公轉(zhuǎn)方向ΔΩ=Δθ太陽、地球和27太陽地球軌道平面正午軌道圖6太陽地球軌道平面正午軌道圖628

太陽同步軌道應(yīng)用很廣，主要用于遙感航天器。這種軌道的優(yōu)點(diǎn)是可以保持太陽光線和軌道面的夾角不變。因此，這種軌道航天器的太陽電池陣能得到較好的光照條件；同時(shí)，對(duì)于可見光遙感航天器，可以得到地面上的較好光照條件。下面，我們用一個(gè)示意圖來說明軌道升交點(diǎn)經(jīng)度（軌道面與赤道面交線——又稱節(jié)線）進(jìn)動(dòng)物理概念。航天器在軌道面內(nèi)運(yùn)動(dòng)就如同陀螺運(yùn)動(dòng)一樣，在沒有外力作用情況下，其軌道法線在慣性空間保持不變。如圖7所示，若在節(jié)線方向加一力矩，則軌道法線將產(chǎn)生進(jìn)動(dòng)。圖7a是陀螺進(jìn)動(dòng)原理示意圖，圖7b是航天器軌道法線進(jìn)動(dòng)原理示意圖。太陽同步軌道應(yīng)用很廣，主要用于遙感航天器。這種軌29重力陀螺陀螺軸進(jìn)動(dòng)方向陀螺旋轉(zhuǎn)方向軌道法線進(jìn)動(dòng)方向赤道地球軌道及其運(yùn)動(dòng)方向fhfh圖7a圖7b重力陀螺陀螺軸進(jìn)動(dòng)方向陀螺旋轉(zhuǎn)方向軌道法線進(jìn)動(dòng)方向赤道地球軌305.6姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)

式中，

T星體所受的力矩，包括控制力矩和干擾力矩，在本體坐標(biāo)系中；H

衛(wèi)星包括飛輪在內(nèi)的角動(dòng)量，在本體坐標(biāo)系中；ω

衛(wèi)星相對(duì)慣性坐標(biāo)系的角速度在本體系的投影。

根據(jù)角動(dòng)量守恒的原理，姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程：5.6姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)式中，T星體所受的力矩，31空間環(huán)境干擾力矩主要：1）氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩2）重力梯度力矩3）太陽光壓力矩4）磁力矩

占優(yōu)勢(shì)的力矩在低高度軌道是氣動(dòng)力矩，在高軌道(在1000km以上)是太陽輻射力矩，當(dāng)高度降至700km時(shí)，太陽輻射力矩和氣動(dòng)力矩是同數(shù)量級(jí)的。在中高度的軌道(1000km左右)主要擾動(dòng)力矩是重力梯度力矩和磁力矩?？臻g環(huán)境干擾力矩空間環(huán)境干擾力矩主要：空間環(huán)境干擾力矩32(1)氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩氣動(dòng)力矩可表示為：M=-F×L其中，F(xiàn)為氣動(dòng)力，L為壓心相對(duì)于航天器質(zhì)心的矢徑。氣動(dòng)力計(jì)算：ρ大氣密度，Va衛(wèi)星質(zhì)心相對(duì)空氣速度，Cd氣動(dòng)系數(shù)，S為有效迎風(fēng)面積。(1)氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩氣動(dòng)力矩可表示為：M=-F×L332)重力梯度力矩μ—地球引力常數(shù)I—衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)慣量r—衛(wèi)星位置矢量2)重力梯度力矩343)太陽光壓力矩太陽輻射力矩主要由太陽光壓中心與衛(wèi)星質(zhì)心不重合而產(chǎn)生。其中：p—太陽幅射壓強(qiáng)，p≈4.5×10-6N/m2；K—表面反射性能系數(shù)，與表面材料、表面粗糙度和形狀等因素有關(guān)，一般取1~1.44之間的值，如全吸收取K=1，完全漫反射取K=1.44；S—衛(wèi)星有效面積，即垂直于太陽光線的衛(wèi)星截面面積。3)太陽光壓力矩354)磁力矩地磁力矩是衛(wèi)星本身的剩磁矩與地球磁場(chǎng)發(fā)生相互作用而產(chǎn)生的磁力矩，取決于軌道位置和衛(wèi)星剩磁。

其中：B為軌道上某一位置的磁場(chǎng)強(qiáng)度矢量，M為衛(wèi)星剩磁矩矢量，則磁力矩器。4)磁力矩36375.7控制分系統(tǒng)方案要求和類型

1）對(duì)控制分系統(tǒng)的要求

對(duì)姿態(tài)控制的要求是根據(jù)有效載荷和航天器平臺(tái)所采用的方案而確的。

A.滿足有效載荷的要求有：

需要定向的部件—有整個(gè)有效載荷需要定向（如對(duì)地觀測(cè)有效載荷，天文衛(wèi)星和太陽望遠(yuǎn)鏡的有效載荷），其控制方法可以是整個(gè)衛(wèi)星定向，可以是控制有效載荷搖擺定向；有的要求部分定向，如對(duì)地天線等。

375.7控制分系統(tǒng)方案要求和類型38

具體要求有：定向的方向—如上所說，需要確定相對(duì)的參考基準(zhǔn)；定向的范圍—如相機(jī)需要左右30度方向搖擺；指向精度——對(duì)目標(biāo)指向的絕對(duì)角度控制要求，如0.1°；指向穩(wěn)定度——指向角度的最大變化率，如0.0001°

；回轉(zhuǎn)速率——從一個(gè)指向重新定向到另一個(gè)指向時(shí)，在單位時(shí)間的內(nèi)，所轉(zhuǎn)動(dòng)的角度；B.平臺(tái)對(duì)控制分系統(tǒng)的指向要求有：數(shù)據(jù)傳輸和通信天線的指向——如對(duì)地或?qū)ζ渌教炱髦赶?，要求?duì)目標(biāo)捕獲和跟蹤；變軌時(shí)的指向——根據(jù)變軌策略確定；太陽翼的指向——對(duì)日指向，一般是一維轉(zhuǎn)動(dòng)，少數(shù)要求

兩維轉(zhuǎn)動(dòng)。38具體要求有：39

C.總體對(duì)控制分系統(tǒng)的一般要求：

運(yùn)行軌道類型，分系統(tǒng)方案（如重力梯度），控制分系統(tǒng)的主要功能與性能指標(biāo)，機(jī)動(dòng)能力，各個(gè)儀器設(shè)備的質(zhì)量、尺寸、電功率，遙測(cè)參數(shù)、遙控指令、熱控等接口，壽命、可靠性等要求；2)姿態(tài)穩(wěn)定和控制類型姿態(tài)控制根據(jù)任務(wù)要求，控制方式有自旋穩(wěn)定和三軸穩(wěn)定系統(tǒng)（重力梯度穩(wěn)定、對(duì)地（日）三軸穩(wěn)定）。39C.總體對(duì)控制分系統(tǒng)的一般要求：40

重力梯度穩(wěn)定重力梯度穩(wěn)定是在航天器上裝有可伸長(zhǎng)的桿子（在發(fā)射時(shí)收攏，航天器入軌后展開），利用重力梯度產(chǎn)生的力矩，使航天器最小轉(zhuǎn)動(dòng)慣量保持在鉛垂方向。這種穩(wěn)定方案的姿態(tài)控制精度較低，大約1~5度。一般用于對(duì)地指向且精度較低的航天器。4041

雙自旋穩(wěn)定雙自旋穩(wěn)定是利用自旋體的定軸性來保持航天器的穩(wěn)定。該方案是利用地球紅外敏感器和太陽敏感器確定姿態(tài)；調(diào)整姿態(tài)用軸向推力器，軸向推力器裝在遠(yuǎn)離自旋軸處，推力平行于自旋軸；調(diào)整轉(zhuǎn)速用切向推力器，推力器裝在遠(yuǎn)離自旋軸處；當(dāng)自旋軸垂直軌道面時(shí)，調(diào)整軌道用徑向推力器，推力要通過質(zhì)心，當(dāng)自旋軸在軌道內(nèi)并平行飛行方向時(shí)，可用軸向推力器連續(xù)工作。姿態(tài)控制精度中等，大約0.1~1度。一般用于垂直軌道面并對(duì)地指向的航天器。41雙自旋穩(wěn)定42

三軸穩(wěn)定三軸穩(wěn)定是通過各種執(zhí)行機(jī)構(gòu)使航天器的三個(gè)軸在軌道上保持一定的指向。三軸穩(wěn)定方案是利用紅外、太陽、星敏感器及各種陀螺（也有用磁強(qiáng)計(jì)的）等來測(cè)量航天器的姿態(tài)，用執(zhí)行機(jī)構(gòu)（有小推力發(fā)動(dòng)機(jī)、動(dòng)量輪、飛輪、磁力矩器、力矩陀螺等）調(diào)整姿態(tài)和軌道；用推力器調(diào)整姿態(tài)時(shí)，調(diào)整姿態(tài)推力器裝在遠(yuǎn)離質(zhì)心處，這樣，可產(chǎn)生較大的力矩；調(diào)整軌道時(shí)，進(jìn)行較大的軌道機(jī)動(dòng)要用推力較大的推力器，要使推力通過質(zhì)心；小的軌道機(jī)動(dòng)用推力較小的推力器，也要使推力通過質(zhì)心。三軸穩(wěn)定方案的姿態(tài)控制精度較高，可優(yōu)于0.1度。大多數(shù)航天器都采用三軸穩(wěn)定方式。42三軸穩(wěn)定43（2）推進(jìn)分系統(tǒng)方案要求和類型１）對(duì)推進(jìn)分系統(tǒng)的要求推進(jìn)分系統(tǒng)可以單獨(dú)作為一個(gè)分系統(tǒng)，也可以作為控制分系統(tǒng)的執(zhí)行部件。一般還是把它當(dāng)作一個(gè)獨(dú)立的分系統(tǒng)。推進(jìn)分系統(tǒng)的任務(wù)有兩個(gè)，一個(gè)是在航天器變軌時(shí)，用做姿態(tài)和軌道機(jī)動(dòng)；一個(gè)是航天器在軌正常工作時(shí)，用做姿態(tài)和軌道保持。對(duì)發(fā)射靜止軌道航天器在轉(zhuǎn)移軌道變軌時(shí)以及對(duì)返回航天器在再入大氣層時(shí)，所用發(fā)動(dòng)機(jī)，可用大推力的固體或液體發(fā)動(dòng)機(jī)；用做姿態(tài)和軌道保持時(shí)，一般用小推力發(fā)動(dòng)機(jī)或稱小推力器。43（2）推進(jìn)分系統(tǒng)方案要求和類型44

對(duì)推進(jìn)分系統(tǒng)的要求除選用什么方案外，還要提出總沖、比沖、混合比、推力大小、占空比、殘余量、工作次數(shù)（壽命）等。

三軸控制航天器至少需要6臺(tái)小推力器，為保證可靠，現(xiàn)在設(shè)計(jì)都采用8～12臺(tái)推力器。同時(shí)配備相應(yīng)部件的備份，使系統(tǒng)形成兩套，可同時(shí)使用，也可互為備份。在軌工作時(shí)，沿飛行方向（正向或反向），點(diǎn)火的姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)一般要成對(duì)使用，以產(chǎn)生沒有線性推力的純力矩。由于航天器對(duì)速度矢量垂直的推力不敏感，所以在這些方向上的控制，可以用單臺(tái)小推力器。推進(jìn)分系統(tǒng)在設(shè)計(jì)時(shí)，要在保證性能的前提下，還要確保安全。44對(duì)推進(jìn)分系統(tǒng)的要求除選用什么45類型推進(jìn)劑比沖（s）優(yōu)缺點(diǎn)應(yīng)用固體發(fā)動(dòng)機(jī)雙基藥280簡(jiǎn)單、可靠、成本低遠(yuǎn)地點(diǎn)變軌冷氣推進(jìn)氮、氦等50~75簡(jiǎn)單無污染；性能很低怕污染、小衛(wèi)星單元推進(jìn)劑無水肼、H2O2200簡(jiǎn)單；性能較低軌道不機(jī)動(dòng)、小衛(wèi)星雙元推進(jìn)劑MMH和N2O4310性能高、系統(tǒng)復(fù)雜軌道機(jī)動(dòng)、變軌電阻加熱氮、氨、氫150/700性能高、需耗電、接口復(fù)雜姿態(tài)和軌道調(diào)整電弧加熱氮、氨、氫450/1500性能高、耗電大、接口復(fù)雜姿態(tài)和軌道調(diào)整靜電離子氙2000/6000性能極高、耗電極大、推力小姿態(tài)和軌道調(diào)整轉(zhuǎn)移電磁離子氙1000/2000性能極高、耗電極大、推力小姿態(tài)和軌道調(diào)整提升２）推進(jìn)分系統(tǒng)的類型推進(jìn)分系統(tǒng)常用的類型見表4.8表4.845類型推進(jìn)劑比沖（s）優(yōu)缺點(diǎn)應(yīng)用固體發(fā)動(dòng)機(jī)雙基藥280簡(jiǎn)單46推進(jìn)分系統(tǒng)方框圖46推進(jìn)分系統(tǒng)方框圖可考慮的題目衛(wèi)星姿態(tài)敏感器的現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì)衛(wèi)星控制部件的現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì)衛(wèi)星姿態(tài)控制算法的現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì)衛(wèi)星推進(jìn)系統(tǒng)的現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì)衛(wèi)星用元器件的現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì)衛(wèi)星星務(wù)系統(tǒng)的現(xiàn)狀及體系結(jié)構(gòu)衛(wèi)星電子學(xué)系統(tǒng)的總線結(jié)構(gòu)及發(fā)展星載CPU應(yīng)用現(xiàn)狀及發(fā)展衛(wèi)星中利用Wif進(jìn)行無線傳輸?shù)目尚行匝芯靠煽紤]的題目衛(wèi)星姿態(tài)敏感器的現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì)47謝謝?。?！謝謝！！！48第七講

姿軌控分系統(tǒng)設(shè)計(jì)2014年3月6日第七講

姿軌控分系統(tǒng)設(shè)計(jì)2014年3月6日主要內(nèi)容幾個(gè)概念姿軌控分系統(tǒng)功能姿態(tài)和軌道動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)航天器常用幾種軌道姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)姿軌控方案要求和類型姿軌控系統(tǒng)的組成常用敏感器和敏感器選擇常用執(zhí)行器和執(zhí)行器選擇姿態(tài)確定和控制算法地面仿真試驗(yàn)驗(yàn)證仿真試驗(yàn)階段劃分測(cè)試系統(tǒng)組成測(cè)試系統(tǒng)功能整星集成后關(guān)注事項(xiàng)主要內(nèi)容幾個(gè)概念姿軌控系統(tǒng)的組成502023/1/151軌道（運(yùn)動(dòng)）定義：衛(wèi)星質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)—軌跡軌道控制任務(wù)：變軌：一個(gè)自由飛行段軌道轉(zhuǎn)移到另一個(gè)自由飛行段軌道軌道維持：克服衛(wèi)星各種攝動(dòng)力的影響，保持預(yù)訂軌道根數(shù)返回控制：脫離原軌道返回大氣層軌道交會(huì)：一個(gè)衛(wèi)星與另一個(gè)，在同一時(shí)間，以相同速度到達(dá)空間同一位置的過程姿態(tài)（運(yùn)動(dòng)）定義：衛(wèi)星繞質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)—指向姿態(tài)控制任務(wù)姿態(tài)穩(wěn)定：保持已有姿態(tài)或姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的過程姿態(tài)機(jī)動(dòng)：把衛(wèi)星從一種姿態(tài)變?yōu)榱硪环N姿態(tài)的再定向過程5.1幾個(gè)概念2022/12/283軌道（運(yùn)動(dòng)）定義：衛(wèi)星質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)—軌跡2023/1/152用于測(cè)量和控制在軌道上運(yùn)行的姿態(tài)和姿態(tài)角速度。最簡(jiǎn)單的可以不控制，或者通過自旋或它和地球磁場(chǎng)或重力場(chǎng)的相互作用來實(shí)現(xiàn)被動(dòng)控制，用來測(cè)量姿態(tài)和位置的敏感器可有可無。比較復(fù)雜的則使用控制器來處理姿態(tài)，使用執(zhí)行機(jī)構(gòu)磁力矩器或推進(jìn)系統(tǒng)的推力器來改變姿態(tài)、速度或角動(dòng)量?？梢詭讉€(gè)獨(dú)立的附件，例如太陽電池陣、通信天線等，它們可能要求有獨(dú)立的姿態(tài)指向。為了控制附件的姿態(tài)，需要用執(zhí)行機(jī)構(gòu)。有時(shí)可用獨(dú)立的敏感器和控制機(jī)構(gòu)。姿態(tài)控制和軌道控制的規(guī)模取決于控制軸的數(shù)目和被控制的附件的數(shù)量、控制精度和響應(yīng)速度、機(jī)動(dòng)要求和擾動(dòng)環(huán)境。其功能可歸納為：5.2姿軌控分系統(tǒng)功能2022/12/284用于測(cè)量和控制在軌道上2023/1/153測(cè)量航天器的姿態(tài)；控制航天器的指向；控制航天器角度的變化速率；提供軌道機(jī)動(dòng)所要求進(jìn)行的姿態(tài)機(jī)動(dòng)；對(duì)航天器在軌道上飛行時(shí)的軌道保持；軌道控制2022/12/285測(cè)量航天器的姿態(tài)；2023/1/154

5.3姿態(tài)控制特性

姿態(tài)測(cè)量精度；姿態(tài)指向精度；姿態(tài)穩(wěn)定度（對(duì)遙感是反映圖象質(zhì)量清晰程度的一個(gè)相當(dāng)重要的指標(biāo)）；姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力；軌道保持能力。2022/12/286

5.3姿態(tài)控制特性

2023/1/155*姿態(tài)控制的精度：

有粗精度、中等精度和高精度的控制方式，以適應(yīng)不同任務(wù)的要求。粗精度的控制指標(biāo)一般為指向精度低于2o；中等精度的控制，指向精度為優(yōu)于0.5o（三軸）；高精度姿態(tài)控制的指向精度為優(yōu)于0.1o。上述姿態(tài)控制精度取決于姿態(tài)控制采用的測(cè)量部件的性能。2022/12/287*姿態(tài)控制的精度：2023/1/156姿態(tài)測(cè)量精度中等控制精度的測(cè)量精度優(yōu)于0.2o、高精度控制的測(cè)量精度優(yōu)于0.01o。穩(wěn)定度對(duì)于一般的遙感衛(wèi)星為優(yōu)于0.001o/s。對(duì)于通信衛(wèi)星、電子偵察衛(wèi)星等，穩(wěn)定度是沒有要求。2022/12/288姿態(tài)測(cè)量精度2023/1/157

姿態(tài)機(jī)動(dòng)根據(jù)航天器的任務(wù)，例如通信衛(wèi)星當(dāng)由運(yùn)載火箭送到預(yù)定的軌道，到達(dá)同步軌道將由衛(wèi)星自己來完成。此時(shí)衛(wèi)星將通過姿態(tài)機(jī)動(dòng)，提供軌道機(jī)動(dòng)所需要的推力方向。對(duì)地觀測(cè)衛(wèi)星有時(shí)為了提高地面分辨率或者要達(dá)到所要求的目標(biāo)軌道等都需要進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)，便于進(jìn)行軌道機(jī)動(dòng)。有的為了達(dá)到在可視范圍內(nèi)進(jìn)行偵察，衛(wèi)星繞滾動(dòng)軸進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)（或稱衛(wèi)星側(cè)擺）。這些任務(wù)都要求后天器姿態(tài)控制具有姿態(tài)機(jī)動(dòng)的功能。2022/12/289姿態(tài)機(jī)動(dòng)2023/1/158軌道控制指要求在壽命期間，按照目標(biāo)（理論的設(shè)計(jì)軌道）飛行。（攝動(dòng)）。如果航天器的高度比較低的情況，軌道衰減比較快，，因此必須克服大氣阻力對(duì)軌道的影響，進(jìn)行軌道保持。對(duì)于較高軌道飛行的航天器，大氣密度比較稀薄，對(duì)軌道的影響比較小，因此，軌道控制的任務(wù)相對(duì)比較簡(jiǎn)單。但是軌道控制的目的是要求達(dá)到目標(biāo)軌道飛行，它與軌道的測(cè)量精度有比較大的關(guān)系。軌道測(cè)量的結(jié)果是軌道控制的輸入條件，因此，達(dá)到目標(biāo)軌道飛行要求有比較高的軌道測(cè)量精度。2022/12/2810軌道控制5.4姿態(tài)和軌道動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)(1)常用坐標(biāo)系定義1)地心赤道慣性坐標(biāo)系（OeXiYiZi

）簡(jiǎn)稱慣性坐標(biāo)系，原點(diǎn)在地心上，Xi在地球赤道平面內(nèi)指向春分點(diǎn)，Zi軸指向北地極，與地球自旋軸重合。是相對(duì)慣性空間靜止或勻速轉(zhuǎn)動(dòng)的坐標(biāo)系，是衛(wèi)星姿態(tài)和軌道運(yùn)動(dòng)的絕對(duì)參考基準(zhǔn)。一般采用J2000.0慣性坐標(biāo)系。J2000.0的意思是2000年1月1日12點(diǎn)（地心動(dòng)力學(xué)時(shí)），

X軸指向J2000歷元的平春分點(diǎn)，為J2000平均赤道與J2000平均黃道的交點(diǎn)。5.4姿態(tài)和軌道動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)(1)常用坐標(biāo)系定義59(6)六個(gè)軌道根數(shù)的幾何意義XiZi(6)六個(gè)軌道根數(shù)的幾何意義XiZi60(1)常用坐標(biāo)系定義2)軌道坐標(biāo)系（ObXoYoZo）原點(diǎn)取在衛(wèi)星質(zhì)心上，Xo軸沿軌道平面與當(dāng)?shù)厮矫娴慕痪€，指向前進(jìn)方向，Zo軸沿當(dāng)?shù)卮咕€指向地心，Yo軸垂直于軌道平面。這個(gè)坐標(biāo)系在空間以航天器的軌道角速度繞Yo軸旋轉(zhuǎn)，且旋轉(zhuǎn)方向與Yo軸的方向相反。(1)常用坐標(biāo)系定義2)軌道坐標(biāo)系（ObXoYoZo）61(1)常用坐標(biāo)系定義

3)本體坐標(biāo)

原點(diǎn)

取在衛(wèi)星質(zhì)心上，Xb軸為滾動(dòng)軸，指向前進(jìn)方向，Yb

軸為俯仰軸，指向軌道負(fù)法線方向，Zb

軸為偏航軸，沿徑向指向地心。固連于衛(wèi)星中心主體上。

本體坐標(biāo)系可由軌道坐標(biāo)系按3-1-2（Z-X-Y）順序經(jīng)三次轉(zhuǎn)動(dòng)得到。當(dāng)姿態(tài)角都為零時(shí)，本體坐標(biāo)系與軌道坐標(biāo)系重合。(1)常用坐標(biāo)系定義3)本體坐標(biāo)62(2)軌道運(yùn)動(dòng)方程下面先研究航天器圍繞地球運(yùn)動(dòng)的二體問題，即不考慮其它天體的攝動(dòng)。為了進(jìn)一步簡(jiǎn)化，先把地球當(dāng)做質(zhì)點(diǎn)，即航天器是在一個(gè)中心引力場(chǎng)內(nèi)運(yùn)動(dòng)，如圖1所示。這樣，在地心赤道慣性坐標(biāo)系0-xyz中，航天器軌道運(yùn)動(dòng)方程為:（1a）（1b）（1c）XYZrO圖1(2)軌道運(yùn)動(dòng)方程下面先研究航天器圍繞地球運(yùn)動(dòng)的二體問63軌道平面運(yùn)動(dòng)

根據(jù)上式中可以得到進(jìn)而得到

AX+BY+CZ=0

（2）同理可得積分得即軌道平面運(yùn)動(dòng)進(jìn)而得到AX+BY+C64上式表明，衛(wèi)星在一個(gè)平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)，這個(gè)平面稱為軌道平面。式中

A、B、C為軌道平面的方向系數(shù)(有兩個(gè)獨(dú)立量)，即軌道面的法線在地心慣性坐標(biāo)系中的方向，可用球面坐標(biāo)系(法線長(zhǎng)度為1)表示為：A=sinisinΩ

(3a)B=-sinicosΩ(3b)C=cosi(3c)式中,Ω為升交點(diǎn)赤經(jīng),i為軌道傾角。Ωxyzi90°圖2Ω上式表明，衛(wèi)星在一個(gè)平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)，這個(gè)平面稱為軌道平A=si65圖3iΩωf(春分點(diǎn))XYZ升交點(diǎn)近地點(diǎn)О軌道面正法線航天器赤道遠(yuǎn)地點(diǎn)raurpe=(ra-rp)/2a六個(gè)軌道根數(shù)的幾何意義立體示意圖(3)六個(gè)軌道根數(shù)的幾何意義n（t-τ）=M圖3iΩωf(春分點(diǎn))XYZ升交點(diǎn)近地點(diǎn)О軌道面正法線航天器661)軌道傾角i：航天器運(yùn)行軌道所在的平面叫軌道面，這個(gè)平面通過地心，它與地球赤道平面的夾角稱為軌道傾角。2)

升交點(diǎn)赤徑Ω：從春分點(diǎn)方向軸量起的升交點(diǎn)的經(jīng)度，順地球自轉(zhuǎn)方向?yàn)檎?。軌道平面與赤道平面的交線在天球上有兩個(gè)交點(diǎn)，其中，對(duì)應(yīng)于航天器由南半球向北半球上升段經(jīng)過的那一點(diǎn)叫升交點(diǎn)；反之，航天器由北半球向南半球運(yùn)動(dòng)時(shí)下降段經(jīng)過的那一點(diǎn)叫降交點(diǎn)。3)

近地點(diǎn)角距ω

:投影在天球上的橢圓軌道近地點(diǎn)與升交點(diǎn)對(duì)地心所張的角度，從升交點(diǎn)順航天器運(yùn)行方向量到近地點(diǎn)。4)橢圓軌道的長(zhǎng)半軸a。5)橢圓偏心率e。6)真近點(diǎn)角f。當(dāng)然，軌道參數(shù)不止上述6個(gè)，但作為確定軌道特征的獨(dú)立基本要素只用6個(gè)就夠了，其他軌道要素都可以由這6個(gè)要素計(jì)算得到。1)軌道傾角i：航天器運(yùn)行軌道所在的平面叫軌道面，這個(gè)平面675.5航天器常用幾種類型軌道

全球移動(dòng)通信（含少量固定通信）、全球?qū)Ш?、全球環(huán)境監(jiān)測(cè)等衛(wèi)星網(wǎng)高（約20000km）、中（約2000km）、低（1000km左右）軌道實(shí)時(shí)全球覆蓋星座空間環(huán)境探測(cè)和科學(xué)技術(shù)試驗(yàn)衛(wèi)星、三顆星組網(wǎng)可實(shí)現(xiàn)高緯度地區(qū)的連續(xù)通信廣播等臨界傾角大橢圓軌道（周期為12小時(shí)）及星座返回式遙感衛(wèi)星、載人飛船、航天飛機(jī)、空間試驗(yàn)室、空間站等

甚低軌道地球資源觀測(cè)、全球氣象觀測(cè)、空間環(huán)境探測(cè)和科學(xué)技術(shù)試驗(yàn)、海洋監(jiān)測(cè)等衛(wèi)星

太陽同步（回歸）軌道極其星座國(guó)際通信、區(qū)域和國(guó)內(nèi)通信廣播、海事通信、區(qū)域?qū)Ш?、區(qū)域氣象觀測(cè)等衛(wèi)星

地球靜止軌道及其星座

應(yīng)用范圍

軌道類型5.5航天器常用幾種類型軌道

全球移動(dòng)通信（含少量固定通信）681)地球同步（靜止）軌道已知對(duì)地靜止衛(wèi)星的周期為一個(gè)恒星日的時(shí)間，即T=23小時(shí)56分04秒（地球相對(duì)太陽轉(zhuǎn)一圈為24小時(shí)，但地球一天還相對(duì)太陽公轉(zhuǎn)約1/365.25度，所以地球相對(duì)慣性空間自轉(zhuǎn)一周不到24小時(shí)）。則根據(jù)軌道周期可計(jì)算出地球同步軌道半長(zhǎng)軸a=42164.6（km）。由于地球平均半徑RE=6378km所以同步衛(wèi)星離地面高度H=a－RE=35786.6km。1)地球同步（靜止）軌道則根據(jù)軌道周期可計(jì)算出地球同69

發(fā)射場(chǎng)的地理緯度對(duì)發(fā)射地球靜止軌道航天器影響較大。目前運(yùn)載火箭將衛(wèi)星送入近地點(diǎn)200km，遠(yuǎn)地點(diǎn)35786km的過渡軌道。在運(yùn)載火箭不改變過渡軌道傾角情況下,如果火箭向正東方向（射向?yàn)?0°）發(fā)射，其過渡軌道傾角為發(fā)射場(chǎng)的地理緯度。西昌發(fā)射場(chǎng)的地理緯度為28.50,所以過渡軌道傾角i即為28.50圖3為目前發(fā)射靜止軌道航天器過程的示意圖，過渡軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)、近地點(diǎn)和靜止軌道速度按下式計(jì)算：發(fā)射場(chǎng)的地理緯度對(duì)發(fā)射地球靜止軌道航天器影響較大。7042164.6過渡軌道靜止軌道近地點(diǎn)遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)射彈道地球iVsVaΔV地球過渡軌道靜止軌道衛(wèi)星圖4a圖4b遠(yuǎn)地點(diǎn)42164.6過渡軌道靜止軌道近地點(diǎn)遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)射彈道地球iVs71Va與Vs之間夾角為過渡軌道傾角i。需遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的速度增量ΔVi可由圖中幾何關(guān)系，按下式計(jì)算：發(fā)射場(chǎng)緯度過渡軌道傾角VaVsΔVi28.5（°）28.5（°）1.595（km/s）3.074（km/s）1.835（km/s）根據(jù)我國(guó)情況，即在西昌發(fā)射場(chǎng)用長(zhǎng)征三號(hào)系列發(fā)射，發(fā)射場(chǎng)的地理緯度為28.5°，近地點(diǎn)200km，遠(yuǎn)地點(diǎn)35786km。計(jì)算結(jié)果如下表。Va與Vs之間夾角為過渡軌道傾角i。需遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的722)太陽同步軌道由于地球是一個(gè)非標(biāo)準(zhǔn)球形、質(zhì)量分布不均勻，對(duì)航天器要產(chǎn)生非球形攝動(dòng)力。攝動(dòng)力的結(jié)果之一將使衛(wèi)星軌道面產(chǎn)生進(jìn)動(dòng)。地球扁率產(chǎn)生近似軌道攝動(dòng)方程為2)太陽同步軌道73

如果軌道面進(jìn)動(dòng)角速度ΔΩ與太陽在黃道上運(yùn)動(dòng)的平均角速度Δθ（即地球繞太陽公轉(zhuǎn)的平均角速度）相同，即當(dāng)

ΔΩ=Δθ=360/365.25=0.9856°/d，

則這條軌道稱之為太陽同步軌道。

太陽同步軌道有一個(gè)顯著特點(diǎn)，即航天器在太陽同步軌道每圈升段（或降段）經(jīng)過同一緯度上空的當(dāng)?shù)貢r(shí)間相同。如果軌道面進(jìn)動(dòng)角速度ΔΩ與太陽在黃道74ΔΩββΔθ太陽地球地球地球公轉(zhuǎn)方向ΔΩ=Δθ太陽、地球和航天器軌道面的幾何關(guān)系:圖5ΔΩββΔθ太陽地球地球地球公轉(zhuǎn)方向ΔΩ=Δθ太陽、地球和75太陽地球軌道平面正午軌道圖6太陽地球軌道平面正午軌道圖676

太陽同步軌道應(yīng)用很廣，主要用于遙感航天器。這種軌道的優(yōu)點(diǎn)是可以保持太陽光線和軌道面的夾角不變。因此，這種軌道航天器的太陽電池陣能得到較好的光照條件；同時(shí)，對(duì)于可見光遙感航天器，可以得到地面上的較好光照條件。下面，我們用一個(gè)示意圖來說明軌道升交點(diǎn)經(jīng)度（軌道面與赤道面交線——又稱節(jié)線）進(jìn)動(dòng)物理概念。航天器在軌道面內(nèi)運(yùn)動(dòng)就如同陀螺運(yùn)動(dòng)一樣，在沒有外力作用情況下，其軌道法線在慣性空間保持不變。如圖7所示，若在節(jié)線方向加一力矩，則軌道法線將產(chǎn)生進(jìn)動(dòng)。圖7a是陀螺進(jìn)動(dòng)原理示意圖，圖7b是航天器軌道法線進(jìn)動(dòng)原理示意圖。太陽同步軌道應(yīng)用很廣，主要用于遙感航天器。這種軌77重力陀螺陀螺軸進(jìn)動(dòng)方向陀螺旋轉(zhuǎn)方向軌道法線進(jìn)動(dòng)方向赤道地球軌道及其運(yùn)動(dòng)方向fhfh圖7a圖7b重力陀螺陀螺軸進(jìn)動(dòng)方向陀螺旋轉(zhuǎn)方向軌道法線進(jìn)動(dòng)方向赤道地球軌785.6姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)

式中，

T星體所受的力矩，包括控制力矩和干擾力矩，在本體坐標(biāo)系中；H

衛(wèi)星包括飛輪在內(nèi)的角動(dòng)量，在本體坐標(biāo)系中；ω

衛(wèi)星相對(duì)慣性坐標(biāo)系的角速度在本體系的投影。

根據(jù)角動(dòng)量守恒的原理，姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程：5.6姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)式中，T星體所受的力矩，79空間環(huán)境干擾力矩主要：1）氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩2）重力梯度力矩3）太陽光壓力矩4）磁力矩

占優(yōu)勢(shì)的力矩在低高度軌道是氣動(dòng)力矩，在高軌道(在1000km以上)是太陽輻射力矩，當(dāng)高度降至700km時(shí)，太陽輻射力矩和氣動(dòng)力矩是同數(shù)量級(jí)的。在中高度的軌道(1000km左右)主要擾動(dòng)力矩是重力梯度力矩和磁力矩?？臻g環(huán)境干擾力矩空間環(huán)境干擾力矩主要：空間環(huán)境干擾力矩80(1)氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩氣動(dòng)力矩可表示為：M=-F×L其中，F(xiàn)為氣動(dòng)力，L為壓心相對(duì)于航天器質(zhì)心的矢徑。氣動(dòng)力計(jì)算：ρ大氣密度，Va衛(wèi)星質(zhì)心相對(duì)空氣速度，Cd氣動(dòng)系數(shù)，S為有效迎風(fēng)面積。(1)氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩氣動(dòng)力矩可表示為：M=-F×L812)重力梯度力矩μ—地球引力常數(shù)I—衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)慣量r—衛(wèi)星位置矢量2)重力梯度力矩823)太陽光壓力矩太陽輻射力矩主要由太陽光壓中心與衛(wèi)星質(zhì)心不重合而產(chǎn)生。其中：p—太陽幅射壓強(qiáng)，p≈4.5×10-6N/m2；K—表面反射性能系數(shù)，與表面材料、表面粗糙度和形狀等因素有關(guān)，一般取1~1.44之間的值，如全吸收取K=1，完全漫反射取K=1.44；S—衛(wèi)星有效面積，即垂直于太陽光線的衛(wèi)星截面面積。3)太陽光壓力矩834)磁力矩地磁力矩是衛(wèi)星本身的剩磁矩與地球磁場(chǎng)發(fā)生相互作用而產(chǎn)生的磁力矩，取決于軌道位置和衛(wèi)星剩磁。

其中：B為軌道上某一位置的磁場(chǎng)強(qiáng)度矢量，M為衛(wèi)星剩磁矩矢量，則磁力矩器。4)磁力矩84855.7控制分系統(tǒng)方案要求和類型

1）對(duì)控制分系統(tǒng)的要求

對(duì)姿態(tài)控制的要求是根據(jù)有效載荷和航天器平臺(tái)所采用的方案而確的。

A.滿足有效載荷的要求有：

需要定向的部件—有整個(gè)有效載荷需要定向（如對(duì)地觀測(cè)有效載荷，天文衛(wèi)星和太陽望遠(yuǎn)鏡的有效載荷），其控制方法可以是整個(gè)衛(wèi)星定向，可以是控制有效載荷搖擺定向；有的要求部分定向，如對(duì)地天線等。

375.7控制分系統(tǒng)方案要求和類型86

具體要求有：定向的方向—如上所說，需要確定相對(duì)的參考基準(zhǔn)；定向的范圍—如相機(jī)需要左右30度方向搖擺；指向精度——對(duì)目標(biāo)指向的絕對(duì)角度控制要求，如0.1°；指向穩(wěn)定度——指向角度的最大變化率，如0.0001°

；回轉(zhuǎn)速率——從一個(gè)指向重新定向到另一個(gè)指向時(shí)，在單位時(shí)間的內(nèi)，所轉(zhuǎn)動(dòng)的角度；B.平臺(tái)對(duì)控制分系統(tǒng)的指向要求有：數(shù)據(jù)傳輸和通信天線的指向——如對(duì)地或?qū)ζ渌教炱髦赶?，要求?duì)目標(biāo)捕獲和跟蹤；變軌時(shí)的指向——根據(jù)變軌策略確定；太陽翼的指向——對(duì)日指向，一般是一維轉(zhuǎn)動(dòng)，少數(shù)要求

兩維轉(zhuǎn)動(dòng)。38具體要求有：87

C.總體對(duì)控制分系統(tǒng)的一般要求：

運(yùn)行軌道類型，分系統(tǒng)方案（如重力梯度），控制分系統(tǒng)的主要功能與性能指標(biāo)，機(jī)動(dòng)能力，各個(gè)儀器設(shè)備的質(zhì)量、尺寸、電功率，遙測(cè)參數(shù)、遙控指令、熱控等接口，壽命、可靠性等要求；2)姿態(tài)穩(wěn)定和控制類型姿態(tài)控制根據(jù)任務(wù)要求，控制方式有自旋穩(wěn)定和三軸穩(wěn)定系統(tǒng)（重力梯度穩(wěn)定、對(duì)地（日）三軸穩(wěn)定）。39C.總體對(duì)控制分系統(tǒng)的一般要求：88

重力梯度穩(wěn)定