第9章航天器姿态控制系统.ppt

南京航空航天大学航天学院
第6章航天器姿态控制系统
李爽

南京航空航天大学航天学院 2
内容大纲
 6.1 引言
 6.2 姿态控制系统要求
 6.3 姿态的表征方法
 6.4 姿态动力学
 6.5 姿态敏感器
 6.6 姿态控制的执行器
 6.7 姿态确定和控制
 6.8 姿态控制系统的验证

6.1 概述
 姿态：两个坐标系轴线之间的角度偏差，通常是通过一
个协议参考系来描述指向，或者通过航天器的方向矢量
与其参考坐标系坐标轴的角度来确定。。
 姿态控制系统（ACS）是控制航天器在太空中进行指向
控制的分系统。航天器姿态控制系统是一个闭环控制回
路，其功能包括如下三个方面：
（1）姿态测量与姿态确定；
（2）与预期姿态进行比较；
（3）用控制器去驱动执行机构，获得期望的姿态。

6.1 概述
 在这个控制回路里，目标是实现并保持一定的姿态，或
控制姿态。姿态控制律一般按照以下三种模式设计：
（1）安全模式，如鲁棒控制或者低精度控制；
（2）最佳性能模式，获得最好的性能，如最优控制；
（3）过渡模式，控制航天器从一个期望姿态变化到另一
个期望姿态的速率。

6.1 概述
 对卫星平台的影响：
（1）确保电源系统的性能（太阳能电池阵列指向）；
（2）确保温度条件（对卫星本体指向控制，指向太阳或
和地球）；
（3）调节和维持姿态（比如为了轨道机动）。
因此，为了获得一个可靠的姿态控制系统，在卫星设
计过程中必须考虑姿态需求（比如质量分布、潜在的结
构震荡等）。

6.1 概述
 对有效载荷的影响
 应用领域

6.2 姿态控制系统的要求
系统名称功能需求精度
电源分系统太阳能电池阵列指向，静态的粗糙
热控分系统辐射指向粗糙
轨道控制分系统轨道推力器指向精确
光学有效载荷
望远镜指向
目标追踪
非常精确
通信有效载荷 “高增益天线”指向精确
科学有效载荷
设备指向
目标追踪
从粗糙到非常精确
安全模式太阳能电池阵列方向粗糙
精确模式
高速旋转阻尼
初始姿态确定
例如，10°/s
例如，100s以内
卫星操作
自动FDIR
（故障检测、隔离、修复）
例如，3日以上
例如，不同航天器操作模式间转换

 对姿态稳定性的要求通常来自于有效载荷，除了这些功
能需求外，还有不同阶段的性能需求，主要包括：
（1）精度：包括实时精度和非实时精度，用一个加号或
者减号的时间间隔来表示，通常用符号σ表示，例如，
“0.1，3”表示在所有情况下误差小于0.1的占99.7%。
（2）稳定性：姿态误差。
（3）敏捷性：不同姿态转换的时间变化率。

 对ACS的设计一般是由以下的需求和边界条件来确定：
（1）成本；
（2）设计寿命，一个卫星的设计寿命通常为5~15年；
（3）完整ACS的可靠性，例如寿命超过10年的概率为95%；
（4）无单点故障，即任何一个组件发生故障都是可控的；
（5）与其他卫星子系统的兼容性，例如电磁或者振动；
（6）质量、功耗和热预算等边界条件；
（7）轨道参数；（8）用户需求。

6.3 姿态的表征方法
 坐标系定义：地球惯性坐标系、轨道坐标系、卫星本体系
滚动
俯仰
偏航

 姿态的数学意义是这两个坐标系的角偏差。这些坐标系的原
点与姿态表示是不相关的，关键是两个坐标系的旋转。参考
坐标系是由x，y，z三个矢量表示；而星体坐标系是由u，v
，w三个矢量表示。
 坐标变换的本质是什么？？
投影

 方向余弦矩阵
姿态可由一个3×3的姿态矩阵表示，这个姿态矩阵的元素描述
了各坐标轴的向量点积，因此可以用角偏差的方向余弦表示




















z
w
y
w
x
w
z
v
y
v
x
v
z
u
y
u
x
u
A
单位正交矩
阵
I
T

A
A
R
B
R
B x
A
x 
B
R
A
直观表达
B
R
A B
R -
A

 方向余弦矩阵
连续旋转，链式法则
A1–3 = A2–3 A1–2
优点：根据这三个连续转换关系，每一个坐标系都可
以转换为其他任何一个坐标系。不存在奇点且不需要
三角/算术运算。
缺点：对于航天器在轨运行分析不实用。地面控制中
心的姿态系统工程师需要在大屏幕上观察来自于太空
的姿态数据，姿态矩阵显然是不直观的；计算量大，
实时计算困难。

 欧拉角  滚动角（滚转角）:绕着x
轴旋转的角度；
 俯仰角（高低角）:绕着y
轴旋转的角度；
 偏航角（航向角）:绕着z
轴旋转的角度，

 欧拉角
优点：微分方程关系简单明了，概念直观，容易理解
，解算过程无需做正交化处理。
缺点：方程中包含三角运算，给实时计算带来一定困
难；当俯仰角接近90°时方程出现奇异现象，不适用
于全姿态飞行器的姿态确定。

 四元数
四元数是哈密顿于1843年建立的数学
概念，但只有在近四十年中才在刚
体运动学中得到实际应用
cos sin sin sin
2 2 2 2
Q
   
 
       
        
 
       
 
T
x y z
e e e
1 3 1 2 2 3
Q Q Q
  
 

 四元数
0
Q q
 
q
矢量式
0 1 2 3
Q i j k
   
q q q q
复数式
cos sin
2 2
Q u
 
 
三角式
2
e


u
Q
指数式
 
0 1 2 3
T
q q q q

Q
矩阵式

 四元数
与姿态矩阵的转换关系

 四元数
利用四元数进行坐标变换

 四元数

 四元数
优点：计算量小，算法简单，易于工程实践。
缺点：不形象化，是一种纯粹的数学表示，所以不适
合于卫星在轨运行过程中的姿态参数遥测；四个参数
描述三个姿态状态，存在冗余。

 其他表征方法
罗德里格参数/修正罗德里格参数：本质上是四元数
在三维超平面上的投影，它去除了四元数的一个冗余
度，降低了计算量。
0
Q q
 
q
0
1 q


q
σ

6.4 姿态动力学
 运动学方程
运动学方程是观察姿态矩阵随时间的变化而变化得到的
    
A
A 

dt
d
 















0
0
0
x
y
x
z
y
z






    
1
2
d
dt
 
q q

 动力学方程——角动量
 

m
dm
v
r
H 
H Iω
x xy xz
xy y yz
xz yz z
I I I
I I I
I I I
 
 
 
  
 
 
 
 
I
 
2 2
x
I y z dm
 

 
xy
I xy dm
 

 动力学方程——动量矩定理
如果在惯性坐标系中星体的旋转是绕其质心的，则有：
i
d
dt
 
H
M
d
dt

   
H
H M
欧拉动力学方程
坐标变换

 干扰力矩
为了建立卫星姿态的动力学模型，必须考虑作用在卫星
上的力矩，这包括内部力矩和外部力矩。通常内部力矩
是由ACS中的执行器（理想状态）和可动机构（不是期
望的，例如，燃料晃动、结构机构、太阳帆板）。外部
力矩是由空间环境与卫星之间的相互作用产生的。扰动
力矩的大小主要与卫星的轨道、卫星姿态和卫星物理特
性有关，下面将介绍几个重要的扰动力矩：

 干扰力矩——重力梯度力矩
鉴于卫星是具有有限尺寸的非对称刚体，作用在航天器
上的外部力矩是由于地球的引力产生的
 
 
S
S
S
S
grav
r
GM
r
I
r
M 
 3
3
其中，GM为地球的引力常数；rS为卫星的位置矢量。
看出重力梯度力矩具有以下特点：
（1）力矩垂直于当地的地平线；
（2）力矩与卫星距离地心的距离的立方成反比；
（3）力矩与卫星本身的质量无关。

 干扰力矩——太阳辐射力矩
太阳辐射的光子作用于卫星表面，就会产生一个绕卫星质
心的转矩。太阳辐射压力与卫星的轨道高度基本无关。产
生这个力矩的主要原因有如下几个方面：
（1）入射辐射的强度和光谱分布；
（2）卫星的表面几何形状和光学特征；
（3）太阳相对于卫星的方向向量

 干扰力矩——太阳辐射力矩
作用力与太阳脉冲入射光有一种关系，在直接反射的
简单情况下可以表示为
   
sum
sol A
r
c
S
e
F 

 1
其中，S为太阳常数；c为光速；A为卫星表面在太
阳方向上的投影面积；r为反射系数；esun为太阳方向上
的单位向量。
辐射力矩为   sol
S
A
sol F
r
r
M 


其中，Msol为太阳的辐射力矩；Fsol为太阳辐射所产
生的作用力；rA为质心到力作用点的距离；rS为卫星的
质心的位置矢量。

 干扰力矩——空气动力力矩
对于低轨卫星（低于400km），不能忽略大气与卫星表面
的相互作用。这个力是由于大气分子作用于卫星表面而产
生的
空气动力力矩，也称为环境力矩
其中，CD为空气动力学系数；A为卫星飞行方向的面积
；ρ (r，t)为大气密度，位置和时间的函数。
  2
1
,
2
aero D
t C A
r

  
r
F r r
&
&
&
  aero
S
A
aero F
r
r
M 



 干扰力矩——电磁扰动力矩
这种扰动力矩是由于卫星残余磁场与地球磁场相互作用而
产生的结果。在卫星的设计阶段，对这个磁场进行适当的
屏蔽，并在卫星布局布线采取措施，进而使其尽可能达到
最小化。磁场扰动力矩的计算公式为：
其中， ms为磁偶极矩；BEarth为地球的磁场矢量.
Earth
S
mag B
m
M 


 干扰力矩——其他扰动力矩
有的内部扰动力矩也应考虑到姿态控制系统设计中，例如
（1）推进系统内漏电；
（2）推进舱的燃油晃动；
（3）卫星结构中的可动部件；
（4）载人飞行任务中的航天员运动。
对这些扰动建模是非常困难的，然而在姿态控制系统的仿
真设计过程中，为确保系统的稳定性和安全性，必须将这
些内部扰动力矩以最大的估计值给予考虑。

 干扰力矩
 在1000km处，卫星扰动力矩的比例（粗略）为：
: : : 1000 : 250 : 2 : 0.5
grav mag sol aero 
M M M M

6.5 姿态敏感器
 姿态敏感器可以提供卫星姿态数据，这些姿态数据既可
能是绝对姿态（相对于一个参考坐标系），也可能是相
对姿态（如，姿态角度或姿态角度的变化）。绝对姿态
的确定是基于两个线性无关的矢量向量在参考系中的方
向来确定的，如下列矢量：
（1）地球磁场矢量；（2）太阳的方向矢量；
（3）指定的天体方向矢量；（4）地球的方向矢量（或
与地平线的角度）；（5）卫星导航系统的卫
星方向矢量（GNSS），例如GPS卫星。

 姿态敏感器有光学敏感器如地球红外敏感器、太阳敏感
器与星敏感器；惯性敏感器如陀螺、加速度计；无线电
敏感器如射频敏感器以及磁强计等。下面简单介绍其中
最常用的几种。
方法举例特点
直接
星敏感器
GNSS 姿态测量法
三轴，高精度
三轴，中等精度
间接
磁强计、地球敏感器、太
阳敏感器
方法简易，可靠度高，需要
测量转换
惯性陀螺仪、陀螺
姿态编排或标校，短周期内
精度高，角分辨率非常高，
不需要外部辅助资源

 地球敏感器通过探测地平线的位置来确定航天器的滚动
角和俯仰角。
 地球敏感器常设计成利用波长约15 μm的热红外光谱工
作，因此在整个轨道运行阶段都是适用的。只有当太阳
或月球挡住敏感器视野范围的时候，才可能出现短暂的
干扰。

 除了实际测量精度会被环境温度所影响外，还会产生以
下的系统误差：
（1）地球大气内部的不规则辐射分布会因季节的不同产
生0.1°的偏差；
（2）地球扁率会导致地平线与地心的夹角发生变化，一
般情况下会有0.3°左右的偏差；

 地球红外敏感器又可分为三种：圆锥扫描式、边界跟踪
式与静态辐射平衡式。圆锥扫描式扫描视场大捕获角大
，精度可达，扫描频率有1Hz、4Hz等，其
寿命受制于扫描机构，一般为3～5年，它多用于中低轨
道。边界跟踪式常用于地球同步轨道，精度可达0.02°
左右，寿命长达10多年是其优点，但捕获角较小。静态
红外无可动部件寿命长，但精度与捕获角欠佳，适于中
等指向精度的轻型卫星上用。
° °
0.05 0.1

 边界跟踪式

太阳敏感器
 太阳敏感器是通过确定太阳矢量在星体坐标中的方位来
获取航天器相对于太阳方位信息的光学姿态敏感器，一
般分为低精度太阳敏感器和高精度太阳敏感器。
 低精度太阳敏感器通常由连接在航天器不同面上的太阳
能电池处，这样可以使视野达到最大化。在地球反射光
造成的干扰下，通过对各个面上电池电流的测量和比较
分析可以确定出最强的光照方向。这种简单的测量方法
可以让姿态精度达到10°~20 °，这足以提供卫星的基本
热能和功率输出的需要。

太阳敏感器
 高精度太阳敏感器测量太阳方向的原理是通过挡板和狭
缝引导太阳光照射至探测器来消除漫反射的影响。该探
测器可以是CCD器件，所以这种敏感器的观测视野是
有限的。

双探头太阳敏感器
分类高精度太阳敏感器低精度太阳敏感器
姿态精度 0.01° 15°
功率消耗 1 W 0 W，与AD变流器连接
质量 1 kg 0.02 kg
应用领域指向太阳定向，安全模式
太阳敏感器

 星敏感器
 或称星跟踪器，通过识别星图来确定姿态。它由一个摄
像头（通常是一个分离的敏感器端部）和一个连接有图
像处理和姿态确定的电子部件构成。
 为确定三轴姿态，可以使用两星识别模式；而对于初始
姿态捕获，四星模式是首选，以实现精确的结果。通过
对比在轨星表的星模式，可以计算出星敏感器的姿态。

 星敏感器
 星敏感器是高精度的姿态敏感器，测量精度可达角秒级
。由于恒星在惯性空间的方位通过天文年历计算可达极
高精度，星敏感器对惯性空间定位亦具有高精度。星敏
感器测量的恒星单位矢量在本体系的方向余弦系数：
 其中，，是成像中心在焦平面的坐标；为光学系
统焦距。只要测得两组不同恒星单位矢量，便可以用双
矢定姿方法确定姿态。
2 2 2
1

 
 
 
 
   
 
c
B c
c c
x
S y
x y f
f
r
c
x c
y f

 星敏感器
 可实现的精度指标：
（1）目标焦距（通常为30~50mm）；
（2）探测器的像素分辨率（通常为0.02°）；
（3）可见星的信号强度以及噪声探测器；
（4）聚焦和插值法；（5）可以处理的星数（通常为
3~15个）。
 良好的星传感器的精度应在几个弧秒的数量级精度。

 星敏感器

 星敏感器
属性值说明
精度瞄准线0.025°，3σ 寿命约10年，转速< 0.1°/s
温度 ±0.003° 温度范围 -30~30°C
升级频率 8 Hz -
挡板
30°（太阳排阻角）
25°（反照率排阻角）
入射辐射和光轴之间的角距
视野范围约18°×13° -
温度范围
-45~+35°C（敏感器端
部）
-45~+50°C（电器盒）
安装界面的温度
质量 3.7 kg 包括敏感器端部、电器盒等
功率
8 W （冷却器关闭）
14 W （冷却器运行）
在20°的常温环境下

2 2 2
1

 
 
 
 
   
 
c
B c
c c
x
S y
x y f
f
r

 光学敏感器共同的特点是都有视场限制，这会带来两个
问题：
 (1)在视场范围内敏感到被敏感的基准物才能出信号。
比如太阳敏感器在阴影区就不能工作；星敏感器朝向无
恒星区域时没有输出；圆锥红外扫描不到地球时就没有
输出。

 (2)在视场范围内出现其他基准物时会给出错误信号。
比如红外敏感器见太阳或月亮；太阳敏感器见到地面反
照光；星敏感器见到太阳、月亮或地面反照光。为此必
须采取防护措施。比如星敏感器要配有遮光罩，使太阳
光、月球与地球反照光有一定的离轴角（或称保护角）
。在考虑运行环境条件后适当安装，让干扰源在视场之
外。而对红外敏感器见到太阳与月亮时采取硬件与软件
上的保护措施，以对错误信息加以剔除。

 早期红外敏感器由于选择波段太宽，把扫描云层误当扫
到地球给出错误的姿态信息，出现丢失姿态基准，并控
制到错误方位。随着卫星的运行，当红外敏感器走出云
层影响，才会从错误的方位回到正确的方位。这在回收
型卫星曾多次出现，耗掉大量推进剂。后来采用狭带滤
波器，使敏感波段限在，而云层水蒸气波段在
以上，才解决这个问题。对太阳敏感器则选择适当的敏
感阈值以消除地球反照影响。
14 16 24

磁强计
 磁强计的敏感场是地球磁场。它测量卫星所在处地磁场
强度矢量在本体系的方向余弦系数，再通过动力学模型
的分析计算便可给出姿态信息。
 磁强计一般比较廉价并且非常可靠。利用最常用的测量
原理，磁通门敏感器（图9.15）不需要特殊的后期校准
机制就可以实现0.1°~1°的方向精度。

 磁强计体积小，重量轻，功耗低，没有任何视场遮挡与
限制，能持续给出姿态信息，这是其优点。但是它对整
星剩磁矩的要求较严格。剩磁矩引起的感应强度叠加在
地磁强度上，会造成错误的姿态信息。
 一种办法是把磁强计用伸杆支出卫星之外，来避免星内
剩磁矩的影响。
 磁强计测姿的另一前提是地磁场数学模型要比较准，不
能用磁卸载时简单倾斜偶极子模型，至少应在6～7阶以
上。

 磁强计定姿精度不是很高，做好了可达。代
价是严格控制剩磁矩，建立精确地磁模型，对软件要求
高。
 有两点要强调：（1）磁强计单独能给出三个姿态角，
这不同于红外敏感器与太阳敏感器，它们不能给出完整
的姿态信息；（2）当星上同时有磁力矩器时，磁强计
与磁力矩器要分时工作，避免磁力矩器工作时产生大的
感应磁场，影响到磁强计的测量。
° °
0.5 1

性能参考值说明
磁场测量精度 0.5°
有足够的后期校准：
0.05°
测量带宽 40 Hz
50%有效值的截止频
率
功率消耗 0.3 W —
质量 0.5 kg
敏感器端部+布线+电
器盒
应用领域 LEO LEO 为近地轨道
磁强计

惯性敏感器
 惯性敏感器作为姿态敏感器的突出优点是自主性。它不
依赖敏感场而能持续地输出姿态信息。陀螺测角与角速
度的基本原理就是利用定轴性与进动性。比如两自由度
陀螺通过内外框架的支承保持旋转轴对惯性空间的定向
性。一旦卫星对惯性空间有角运动，内外框架角就给出
角运动的信息。而单自由度如速率陀螺则利用进动性测
出绕输入轴的角速度。

惯性敏感器
陀螺仪是运用物体高速旋转时角动量很大，旋转轴会一直
稳定指向一个方向的性质所制造出来的定向仪器。最大
优点就是它能够完全独立于外部信息。陀螺信号是连续
的并且分辨率很高，因此在稳定飞船旋转姿态方面以及
无直接姿态测量设备时的姿态确定方面有着非常重要的
作用

 陀螺转子高速转动，每分钟数万转，转子与轴承间的摩
擦与磨损带来了寿命与漂移的问题。此外把角度转成电
量的刻度因子的稳定性也是影响陀螺性能的一个因素。
漂移大致分两类：常值漂移与随机漂移。常值漂移导致
零位误差随时间增大。但可以用太阳敏感器或星敏感器
的测量信息经卡尔曼滤波算法给出精确估值。
 加速度计/陀螺模型
a a b ξ
ω ω b ξ
 
  
  
%
%
a a

 理论上说常值漂移是个恒值，一旦估计出来给以补偿便
一劳永逸。实际上，常值漂移本身也有稳定性问题，即
常值与运行时间还是有关系，比如数月或半年内是恒值
。长期运行时，不再是常值。因此实际情况是滤波估计
多是不断进行的，有时也可以用定时滤波估计。随机漂
移也使用滤波的方法减少其影响。

机械陀螺仪

光纤陀螺仪
塞格尼克理论：当光束在一个环形的通道中前进时，如果
环形通道本身具有一个转动速度，那么光线沿着通道转
动的方向前进所需要的时间要比沿着这个通道转动相反
的方向前进所需要的时间要多。利用光程的变化，检测
出两条光路的相位差或干涉条纹的变化，就可以测出光
路旋转角速度。

激光陀螺仪
Sagnac效应：利用光程差来测量旋转角速度。在闭合光
路中，由同一光源发出的沿顺时针方向和逆时针方向传
输的两束光互相干涉，利用检测相位差或干涉条纹的变
化，就可以测出闭合光路旋转角速度。

全球导航卫星系统的姿态确定
两个接收天线之间的距离被称为基线，而天线在不同的时
间接收到的GPS信号称为载波相位，并且由此产生的相
位差可以被测量到。这是天线基线和GPS卫星发射信号
之间的角度的余弦值。

通过结合不同GPS卫星测量的相位差，基线的方向就可
以完全确定下来。因此，通过使用两个线性独立的基线
就可以确定卫星的三轴姿态。对于这个过程，一般需要
三根天线才可以。GPS姿态确定能够达到的精度从根本
上来说是依赖于基线的长度（越长的话精度越高），实
际的导航精度是随可见的GNSS星座的几何形状变化而
变化

参量参考值说明
姿态精度 0.1° 1.5 m基准线，固定测量设置
功率消耗 7 W 范围广
质量 3 kg 单接收器，4天线以及LNA
应用领域 LEO 研究领域：可以用在GEO中

6.6 姿态控制的执行器
 力矩改变姿态的数学传递关系
 















0
0
0
x
y
x
z
y
z






    
A
A 

dt
d

H Iω
d
dt

  
H
H T
力矩改变角动量
角动量对应角速度变化
角速度改变姿态

 常用的有3种：推力器以消耗工质为代价；动量交换装
置如飞轮，控制力矩陀螺CMG以消耗能源为代价；磁力
矩器以利用地磁场与星上产生的磁矩产生控制力矩。
外力矩，可以是由推进器或磁力矩生成得到。
内力矩是相应的反作用力矩存在于航天器系统内部，例
如，一个反作用轮对其飞轮进行加速，从而在航天器中
生成力矩。相反，飞轮转速的角动量变化由航天器结构
的旋转控制，这样航天器系统的整体角动量就保持不变
。因此在其执行器元件能力范围内，内力矩只能在内部
分配到航天器部分的角动量。

 执行器介绍——执行器的特点
执行器对于准确性的要求并不像敏感器要求的那么高，小
规模的误差只是会导致循环特征的轻微改变而已。值得
注意的是非线性特性（如量化、跳跃或转换），作为非
补偿扰动，它们会影响和限制系统稳定性
执行器作用力矩说明
推进器小到非常大的力矩，量子化的额外的力矩需要燃料
磁力矩装置几个极小值，只在两个轴额外的力矩需要更多花费
反作用轮 200极小值变量内部的力矩
动量轮 50极小值变量，动量偏置内部的力矩，动量稳定

 执行器介绍
章动阻尼器
重力梯度悬臂
太阳帆

 目前长寿命高精度的应用卫星多以动量交换装置为执行
机构，特别是飞轮用得最多。它能提供的控制力矩在百
克厘米至千克厘米范围。CMG提供的控制力矩范围大得
多，从百克厘米至百牛米。因此适于抗强力干扰与快速
机动。动量交换装置共同问题是饱和或奇异而失去控制
能力。此时需要外力矩来卸饱和。CMG由于系统复杂，
研制难度大，可靠性低，应用范围有限，多用于空间站
。

 推力器能提供Nm级的控制力矩，作为消除初始偏差的机
动、捕获与对轮控的保护是非常有用的执行机构。特别
是在有轨控任务的卫星中，姿控推力器更不能少。对寿
命短的如回收卫星，使用推力器比较合适。此时耗燃量
是最关心的问题。耗燃量在正常工作模式时与极限环高
度的平方成正比，压低极限环高度是设计的主要问题。
这与推力器能达到稳定的最小脉宽有关，最小耗能是重
要指标。

 飞轮与动量轮
反作用轮和动量轮的概念在原则上相同，不同之处在于
电机和飞轮的尺寸。反作用轮的电机是专为在低速时提
供高力矩而设计得。

 控制力矩陀螺
控制力矩陀螺（CMG）是一个用万向架固定的动量轮。
它分为单框架控制力矩陀螺与双框架控制力矩陀螺。它
们的区别在于，单框架控制力矩陀螺仅可以绕一个横向
轴转动，而双框架控制力矩陀螺可以绕两个横向轴转动
角动量的横向转动可使控制力矩陀螺产生比一般的反作
用轮大100倍的力矩，这使得卫星方向的改变变得更加
灵活。

 磁轴承轮
磁轴承轮使用磁力来悬浮轴上所有的飞轮。飞轮的位置
和角度受到处理器的控制而允许力和力矩具有可调节性
，有以下优点：
（1）与滚珠轴承的飞轮相比，它的微振减少了10倍。
（2）没有轴承摩擦，在全速范围内运行时没有由轴承
摩擦引起的波动从而能更精确地控制卫星的机动飞行。
（3）轴承可以在短时间内产生强大的倾斜力矩

 姿态控制推力器
通常是在高空或外层空间产生足够外部控制力矩的唯一
方法，也适用于需要大力矩的场合，如轨道机动期间的
姿态控制。可以轻松实现0.1~10 N m或更大的力矩水平
。然而，必须要考虑以下几个方面：
1．燃料
推力器所需要的燃料，可由现有的机载轨道控制推进系
统提供，肼燃料是有毒的。因此，在实验室内测试姿态
控制推力器是不现实的。

1．燃料
2．冷气作燃料
对于一些科学研究任务，用户往往需要预先消除工具污
染或磁场的干扰。在这种情况下，可以使用冷气进行姿
态调节。

1．燃料
2．冷气作燃料
对于一些科学研究任务，用户往往需要预先消除工具污
染或磁场的干扰。在这种情况下，可以使用冷气进行姿
态调节。
3．脉冲冲量
推力器的开启或关闭需要一定的时间，这会产生一个称
为“脉冲冲量”的最小推力作用。脉冲冲量的大小可能
会限制推力器实现姿态控制的稳定性。

4．姿态控制精度
高控制精度的连续操作需要持续正反向交替转换激活推
力器。高“脉冲率”除了造成不断的油耗，也可能会导
致大型卫星结构的振荡，如太阳能电池板或天线。
5．推力器的数目
推力器主要是产生动力的。为了避免姿态控制对航天器
的轨道运行产生影响，姿态控制推力器应成对操作并向
相反方向产生推力。

推进器单组元肼冷却气说明
推力 1 N 0.1 N —
质量流量 450 mg/s 130 mg/s 在额定推力
“脉冲冲量” 0.3 N ms 0.001 N ms 力臂为1 m
功率消耗 20 W 10 W
单组元肼：需要
加热
质量 0.4 kg 0.1 kg 不含管道和阀门



 如何选择执行机构
执行机构选择的因素很多。除了常规的重量、功耗
、可靠性、研制成本等因素外，还要考虑飞行任务对
ACS的功能与性能指标的要求。比如是否有轨控与轨道
维持任务、是否有经常快速的姿态机动与捕获。内外扰
矩的性质与大小，冲量矩的积累以及正常运行模式下的
指标要求，这些都牵涉到控制力矩的量化值应多少、力
矩噪声要限制到多少等等。

 如何选择执行机构
一般来说推力器产生的控制加速度比轮控要高1-2个
数量级，而轮控产生的控制加速度又比磁控高2个数量
级以上。
对长寿命卫星仅用推力器显然是不适宜的。用轮控是
比较合适的，卸饱和用磁力矩器为好，资源卫星的在轨
飞行经验说明，在正常飞行模式下可以不用推力器，但
全姿态捕获以及轨控期间的姿控推力器还是必不可少的
。

 常用的姿态确定方法：双矢量定姿与卡尔曼滤波。
 双矢量定姿指的是两个敏感场的方向（单位矢量）在姿
态基准参考系与卫星本体系的分量都已知时，便能确定
本体系相对基准参考系的姿态。当然这两个参考矢量不
能共线或接近共线，垂直时最好。比如说此两个参考矢
量：一个是太阳矢量，另一个是地垂矢量。
6.7 姿态确定和控制

 假定，由此经叉乘运算便可得第三个单位矢量
1 ，它们在基准系与本体系的表达式分别记做
1 与。由姿态矩阵的定义可知以
下方程成立：
 两个圆括号矩阵都是正交矩阵，其逆阵就是转置矩阵，
因此

s g
r r
 
d s g
r r r
0 0 0
( , , )
s g d
r
r r
( , , )
B B B
s g d
r
r r
C
0 0 0
( , , ) ( , , )

T T
B B B
s g d C s g d
r r
r r r r
0 0 0
( , , ) ( , , )
 T
B B B
C s g d s g d
r r
r r r r

 根据上式便可计算出姿态矩阵（或方向余弦矩阵），在
计算姿态角时，首先要规定转序。必须强调两点：
（1）姿态总是对基准参考系而言，离开基准谈姿态没有
意义；
（2）谈到姿态角必须明确转序，不同的转序给出的姿态
角不同，姿态角是与参考系定义相关的量。仅当姿态角
为小量，在线性近似时姿态角才与转序无关。

 如果两个矢量不正交，只是算法上稍微麻烦些，通过
Schmidt正交化算法总可以求得法正交基。有两点要注
意：（1）为了减少算法上传播误差，把比较精确测得
的参考矢量当做第一矢量进行正交化；（2）两个参考
系矢量夹角不能太小，否则误差太大。至少在15°以上
，最好是垂直。

 卡尔曼滤波是一种数据处理的方法。它从带有噪声污染
的输出（观测）数据中提取有用的状态信息，这里就是
从姿态敏感器的输出中给出姿态角的估值。理论上这个
估值符合线性方差最小无偏估计的要求。

 典型的姿态控制回路。卫星通常保持在一种期望的姿态
状态下，这种期望的姿态通常是利用一个控制算法或者
是地面站对卫星的遥控得到的。
控制器
敏感器
被控对象
执行机构
给定
-

 姿态控制算法有很多种，其中最常用的是PID控制算法
        dt
t
d
K
dt
t
K
t
K
t
u D
I
P /


 

 

6.8 姿态控制系统的验证
 姿态控制系统（ACS）是卫星最复杂的系统之一。它包
括许多组件，如敏感器和执行器、与卫星总线相应的机
械接口和热接口、与计算机板相连的电气接口和数据接
口、用于姿态控制过程的软件以及地面部分的操作接口
。此外，姿态控制系统还需要有备份来确保单点故障的
可能性降到最低。

 所有这些元件、功能、系统必须经过鉴定过程（验证一
个新的设计的适用性）或验收过程（这表明设计和制作
已被合理实现）才能够被实际应用。
 用软件模块来检查卫星的主要功能。检测临界状态，并
自动切换到替代的模式或冗余的硬件上，由故障检测、
隔离和恢复（FDIR）技术来完成。它的自主功能对姿
态控制的影响巨大，所以在系统层面中也必须仔细验证
 ACS元件可能会对其他卫星子系统产生电磁干扰或者彼
此之间互相产生干扰。这方面在EMC（电磁兼容性）
或EMI（电磁干扰）资料中有介绍。

 解析验证：姿态控制回路的每个元件（敏感器、控制器
、执行器和设备）都可以转化为传递函数并用数学方程
式表示出来。这些方程式应该是线性的，并尽可能简单
化。传递函数代表了姿态控制回路，它们通常是线性微
分方程，并且可以使用拉普拉斯变换等方法来解决。
 这种方法的优点是其具有封闭的形式使得控制环路的稳
定性能即时评估，优化控制器参数也变得更加容易获得
。但是存在的问题就是，控制器一般都是基于计算机程
序的复杂非线性过程。在大多数情况下，线性化这些过
程非常困难，还有可能会导致数学模型的失真。

 软件仿真：姿态控制回路（敏感器、执行器、环境等）
中各个元件由软件模块来替代。这些模块复制（尽可能
相同）元件特性，甚至可以反映复杂的非线性过程。完
整的姿态控制环路通过一些元件模块的连接以形成一个
封闭的回路来表示。
 数值仿真的完成可以为特定的情况提供一种特定的解决
方案。姿态控制回路的基本特性可以通过设定不同的模
块参数和初始条件的一系列仿真模型来建立。通过蒙特
卡罗仿真，参数可以做到系统或随机变化。

 软件仿真：Matlab / Simulink

 闭环硬件测试：尽可能多的真实姿态元件会被用于姿态
控制环路，实时运行就是为了验证姿态控制系统性能。

 气浮试验台：更实际，但是也会受到如下限制：
（1）如星敏感器等传感器所需的空间环境条件不能被完
全模拟出来，如磁强计或太阳敏感器等只能尽可能接近
实际的状态。但是陀螺仪测量的姿态不受到限制。
（2）空间中的干扰力矩是在mN m的量级范围内（小卫
星，100 μN m），即使测试床是理想的悬浮状态也会
受到较高的干扰。因此，一个弱执行器的姿态控制只能
进行一些定性的实验验证。
（3）航天器的旋转轴经过重心，通常位于卫星的内部。
气浮台试验需要用特殊的卫星模型，它包含一些个典型
的姿态控制元件。

 实例1：测试装置放在了一个由加压空气支撑的球体上
因此整个工作台可自由旋转。该卫星模型独立工作，它
配备了姿控系统、电池装置、遥测和遥控装置，质量在
20kg左右。该装置的刚体特性和几何形状允许其进行
绕水平轴的有限旋转和绕垂直轴的无限旋转。

 实例2：一个完整的卫星模型被集
成到一个直径约30cm的球壳中，
包含了所有必须的子系统和姿态控
制程序（即包括冷气推进器、电力
系统、遥测和遥控、星载电脑）。
 此外，在平坦的试验台上有一个空
气悬架，使得该工作台可以横向移
动。因此卫星模型可以围绕它的三
个轴自由转动并且通过冷气推进器
进行水平轴移动。这架小型的空气
轴承试验台。

第9章航天器姿态控制系统.ppt

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