航天器姿態(tài)控制控制航天器在太空定向姿態(tài)的技術01發(fā)展目的方法原理要求目錄03050204基本信息航天器姿態(tài)控制是指控制航天器在太空定向姿態(tài)的技術，包括姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)機動兩方面。前者是保持已有姿態(tài)，后者是從一個姿態(tài)到另一個姿態(tài)的轉(zhuǎn)變。不同的航天器對姿態(tài)控制的要求有很大差異。發(fā)展發(fā)展發(fā)展概況早期的航天器限于當時的技術手段多采用被動穩(wěn)定，特別是自旋穩(wěn)定，如蘇聯(lián)的“人造地球衛(wèi)星”1號，美國的“探險者”1號,中國的“東方紅”1號均為自旋穩(wěn)定衛(wèi)星。60年代初期，由被動穩(wěn)定逐步發(fā)展為半主動控制，即在被動穩(wěn)定的基礎上，輔以主動控制的若干功能，例如增加穩(wěn)定性（主動章動阻尼和主動天平動阻尼），提高姿態(tài)精度（采用姿態(tài)測量手段），調(diào)節(jié)指向（自旋穩(wěn)定衛(wèi)星的自旋軸指向控制）等。航天器主動姿態(tài)控制技術也獲得發(fā)展。60年代初期至中期，為了解決長壽命的姿態(tài)控制問題，提出了以消耗電能為主的反作用輪控制方案,還開展了半主動控制方案研究,隨后出現(xiàn)的各種飛輪控制方案是半主動控制方案的發(fā)展和繼續(xù)。早期的航天器體積較小，結(jié)構(gòu)剛性較高（除個別附件如天線桿、安放儀器的桿外），人們把航天器看作簡單的剛體或剛體系（本體內(nèi)含可動剛體如飛輪、某些阻尼器等）?？刂频姆绞揭彩羌锌刂?，即姿態(tài)測量和姿態(tài)控制都是針對航天器本體這個剛體進行的。發(fā)展趨勢航天器的發(fā)展趨勢是越來越大，特別是像太陽電池翼等附件，而結(jié)構(gòu)重量要求盡可能小。在這種情況下，撓性問題（見航天器姿態(tài)動力學）變得突出了。航天器內(nèi)部液體燃料（用于噴氣執(zhí)行機構(gòu)）也日益增加，這就使得姿態(tài)控制必須考慮非剛體的問題。巨型航天器如航天站需要考慮分布參數(shù)控制的問題。原理原理早期的航天器大多采用簡單的自旋穩(wěn)定。其原理是，在無外力矩作用時，自旋航天器的動力矩在空間的大小和方向守恒，實際上是慣性原理。它的精度不高。后來發(fā)展的三軸穩(wěn)定技術是一種主動穩(wěn)定，即依靠航天器三個相互垂直的軸分別對空間的特定參照系保持穩(wěn)定。一旦偏離參照系，敏感機構(gòu)、計算機構(gòu)、執(zhí)行機構(gòu)會使三軸修正到原來的姿態(tài)。不同的航天器對姿態(tài)控制的要求有很大差異。某些科學探測衛(wèi)星只求得空間或者大氣物理參數(shù)時的時間、衛(wèi)星的軌道位置和瞬時姿態(tài)，用以進行數(shù)據(jù)處理。這類航天器所需的姿態(tài)確定準確度為幾度至十分之幾度。通信衛(wèi)星、對地觀測衛(wèi)星或哈勃望遠鏡一類的航天器，要求姿態(tài)確定度在十分之幾度、姿態(tài)穩(wěn)定度在每秒幾角秒，甚至達到每秒10^(-3)角秒或更高。

目的目的航天器在軌道運行時，為了完成它所承擔的任務,必須具有一定的姿態(tài)。對地觀測衛(wèi)星的照相機或者其他遙感器要對準地面。通信衛(wèi)星和廣播衛(wèi)星的天線要對準地球上的服務區(qū)。航天器上的能源裝置──太陽電池翼(見太陽電池陣電源系統(tǒng))要對準太陽。航天器作機動變軌時其變軌發(fā)動機要對準所需推力方向。航天器從空間返回大氣層時其制動防熱面須對準迎面氣流方向。要求要求不同類型的航天器對姿態(tài)控制有不同的要求。某些科學探測衛(wèi)星只要求知道在獲得空間或者大氣物理參數(shù)時的時間、衛(wèi)星的軌道位置和瞬時姿態(tài)，用以進行數(shù)據(jù)的事后處理。這一類航天器不要求姿態(tài)控制但要求姿態(tài)確定，所需的姿態(tài)確定準確度一般為幾度至十分之幾度。通信衛(wèi)星和廣播衛(wèi)星要求天線指向精度約為波束寬度的十分之一。對地觀測衛(wèi)星（偵察衛(wèi)星、地球資源衛(wèi)星和氣象衛(wèi)星等）需要分辨和識別目標并定位，要求有較高的姿態(tài)準確度（十分之幾度）和姿態(tài)穩(wěn)定度（幾角秒每秒）。天文衛(wèi)星需要極高的姿態(tài)準確度（幾角秒）和姿態(tài)穩(wěn)定度（10-3角秒/秒量級）。方法方法航天器的姿態(tài)控制主要分為兩大類：姿態(tài)穩(wěn)定控制和姿態(tài)機動控制。航天器在軌運行時，由于受到內(nèi)部與外部干擾力矩的作用，其姿態(tài)會偏離期單值。姿態(tài)穩(wěn)定控制的任務是根據(jù)姿態(tài)確定的信息，設計合理的控制規(guī)律，選擇合適的執(zhí)行機構(gòu)，使姿態(tài)穩(wěn)定在期望值附近，滿足姿態(tài)性能指標要求。姿態(tài)機動是指將航天器從已知的一種姿態(tài)控制到另一種期望姿態(tài)的再定向過程。根據(jù)控制力矩產(chǎn)生的方式，主要分成以下兩種形式：(1)質(zhì)量排出式控制。依靠噴氣推進系統(tǒng)排出的工質(zhì)產(chǎn)生反作用力形成控制力矩。對于短期飛行的航天器，噴氣控制為唯一的姿態(tài)控制執(zhí)行機構(gòu)。對于長壽命航天器，噴氣控制儀在短時間內(nèi)使用，一般僅用于大干擾期問的姿態(tài)控制(如軌道控制期間、泄壓期間)、姿態(tài)機動、動量裝置卸載等，長期飛行靠動量交換裝置實現(xiàn)。(2)動量交換式控制。利用航天器內(nèi)部的動量交換裝置與航天器本體的角動量交換實現(xiàn)姿態(tài)控制。對于各類長壽命、高精度的三軸穩(wěn)定航天器，主要采用動量交換裝置實現(xiàn)航天器的姿態(tài)控制。動量交換裝置常用的是動量輪和控制力矩陀螺，與動量輪相比，控制力矩陀螺能提供大的姿態(tài)控制力矩和角動量容量。對于長期在軌飛行的大