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1、航天概论第四章第四章 控制系统控制系统4.1 4.1 概述概述要求飞行器完成飞行任务，必须对它的运动实施要求飞行器完成飞行任务，必须对它的运动实施影响。影响。飞行器的运动包括飞行器的运动包括质心运动质心运动和和绕质心的角运动绕质心的角运动。对两种运动的影响包括对两种运动的影响包括控制控制和和稳定稳定两方面的要求，两方面的要求，控制是指按预定的目标改变状态，稳定是指保持原控制是指按预定的目标改变状态，稳定是指保持原有的位置和姿态。有的位置和姿态。控制系统的任务就是对飞行器控制系统的任务就是对飞行器质心运动的轨迹质心运动的轨迹和和绕质心角运动的姿态绕质心角运动的姿态实施控制和稳定。实施控制和稳定。
2、4.2 4.2 运载火箭的控制系统运载火箭的控制系统运载火箭控制系统的任务：运载火箭控制系统的任务：控制火箭按预定的轨迹飞行，使有效载荷精确入控制火箭按预定的轨迹飞行，使有效载荷精确入轨；轨；对火箭进行对火箭进行姿态姿态控制，保证在各种干扰条件下控制，保证在各种干扰条件下稳稳定飞行定飞行；控制飞行过程各分系统控制飞行过程各分系统工作状态变化和信息传递工作状态变化和信息传递；发射前对火箭进行检查测试，对发射前对火箭进行检查测试，对发射发射实施实施控制控制。4.2.1 4.2.1 运载火箭控制系统的组成和功能运载火箭控制系统的组成和功能 组成：组成：由由制制导导系系统统、姿姿态态控控制制系系统统、
3、配配电电系系统统和和测测试试发发控系控系统统等分系等分系统组统组成。成。功能：功能：制制导导系系统统控控制制火火箭箭的的质质心心沿沿预预定定的的弹弹道道飞飞行行，保，保证卫证卫星、星、飞飞船等有效船等有效载载荷荷准确入准确入轨轨。姿态控制系统姿态控制系统控制火箭控制火箭绕质心的运动绕质心的运动，并，并保证飞行保证飞行姿态的稳定姿态的稳定。配电系统配电系统控制仪器设备的供电，根据飞行程控制仪器设备的供电，根据飞行程序发出时序指令控制各分系统工作状态变化的协调。序发出时序指令控制各分系统工作状态变化的协调。测试发控系统测试发控系统检查控制系统和箭上其它电气检查控制系统和箭上其它电气部分的性能参数，
4、对发射过程进行程序控制。部分的性能参数，对发射过程进行程序控制。控制系统是一个复杂的综合系统，各分系统的任控制系统是一个复杂的综合系统，各分系统的任务虽然各有分工，但对火箭的控制务虽然各有分工，但对火箭的控制是一个统一协调是一个统一协调的整体的整体控制系统的箭上部分由控制系统的箭上部分由测量仪表、中间装置、执测量仪表、中间装置、执行机构和电源、配电装置行机构和电源、配电装置组成，包含了制导、姿态组成，包含了制导、姿态控制和配电系统三大部分。控制和配电系统三大部分。测量仪表测量仪表测量火箭的运动参数，包括测量火箭的运动参数，包括角加速角加速度、线加速度度、线加速度和和姿态角姿态角。中间装置中间装
5、置根据测量仪表得到的运动参数进行根据测量仪表得到的运动参数进行计算和处理计算和处理，发出指令控制执行机构工作发出指令控制执行机构工作。执行机构执行机构姿控系统的姿控系统的执行机构执行机构是舵机、摇摆是舵机、摇摆发动机或姿控喷管；制导系统的执行元件是电磁阀发动机或姿控喷管；制导系统的执行元件是电磁阀门和电爆器件等。门和电爆器件等。控制系统的控制系统的地面部分地面部分由测量和发控两部分组成由测量和发控两部分组成,即测试发控系统。即测试发控系统。测试发控系统测试发控系统是在运载火箭发射前进行飞行参数是在运载火箭发射前进行飞行参数装定、并用以掌握箭上设备工作情况和参数的人装定、并用以掌握箭上设备工作情
6、况和参数的人-机机对话的主要接口，最后控制火箭的发射。对话的主要接口，最后控制火箭的发射。控制系统的仪器设备种类繁多，使用的元器件数控制系统的仪器设备种类繁多，使用的元器件数量也很大，而且量也很大，而且工作环境恶劣，可靠性要求高工作环境恶劣，可靠性要求高。因。因此，对控制系统的设计和制造有很高的技术要求。此，对控制系统的设计和制造有很高的技术要求。4.2.2 运载火箭的制导系统运载火箭的制导系统任务：任务：控制火箭沿预定弹道飞行的精度，使有效控制火箭沿预定弹道飞行的精度，使有效载荷精确地进入预定的轨道载荷精确地进入预定的轨道。（1）制导精度制导精度制导精度是制导控制系统制导精度是制导控制系统最
7、主要的性能指标最主要的性能指标。制导精度一般采用称为制导精度一般采用称为“圆公算偏差圆公算偏差”的参数的参数Cep来表示。它的含意最初是用来表示弹道导弹的来表示。它的含意最初是用来表示弹道导弹的命命中精度中精度的，即向一个目标发射多枚导弹，以目标为的，即向一个目标发射多枚导弹，以目标为圆心，最接近目标的圆心，最接近目标的半数弹头击中区域的圆半径半数弹头击中区域的圆半径。制导精度取决于纵向的制导精度取决于纵向的射程控制精度射程控制精度和横向的和横向的偏偏离射面的控制精度离射面的控制精度。射程控制射程控制：弹道式导弹的射程取弹道式导弹的射程取决于主动段决于主动段关机点的运动参关机点的运动参数数，只
8、要控制主动段终点导，只要控制主动段终点导弹的弹的纵向位置、纵向速度纵向位置、纵向速度V和弹道倾角和弹道倾角就能控制导弹的射程。就能控制导弹的射程。实际导弹的实际导弹的射程公式射程公式可表示为：可表示为：式中式中tk 关机时刻；关机时刻；V 关机时刻速度；关机时刻速度；关机时刻位置。关机时刻位置。公式中涉及公式中涉及7个变量个变量Vx，Vy，Vz，X，Y，Z，t，它它们是导弹实际飞行的速度和位置。们是导弹实际飞行的速度和位置。理论弹道的射程公式表示为理论弹道的射程公式表示为由于导弹在飞行过程中受到各种干扰的作用，实由于导弹在飞行过程中受到各种干扰的作用，实际射程和理论射程会产生偏差：际射程和理论
9、射程会产生偏差：射程控制的射程控制的目标目标就是设法实现就是设法实现L=0。显式制导：显式制导：在导弹飞行过程中在导弹飞行过程中不断测量、计算导弹的速度、不断测量、计算导弹的速度、位置位置，并实时求出，并实时求出射程偏差射程偏差，不断发出指令修正。，不断发出指令修正。这种制导过程计算量大，对计算精度要求也高，这种制导过程计算量大，对计算精度要求也高，实际上很少这样做。实际上很少这样做。摄动制导摄动制导由于主动段都有固定的飞行程序，实际飞行轨道由于主动段都有固定的飞行程序，实际飞行轨道与理论弹道的偏差不会太大，一般与理论弹道的偏差不会太大，一般只在关机点前适只在关机点前适当时间开始进行计算就能满
10、足要求当时间开始进行计算就能满足要求。对计算机的要。对计算机的要求可以大大降低。求可以大大降低。偏离轨道面的控制偏离轨道面的控制：轨道面轨道面是理论弹道所在的平面，在发射前由瞄是理论弹道所在的平面，在发射前由瞄准系统确定。准系统确定。飞行过程中受到干扰偏离轨道面飞行时，制导飞行过程中受到干扰偏离轨道面飞行时，制导系统通过惯性仪表测量得到横向的运动参数，经过系统通过惯性仪表测量得到横向的运动参数，经过计算发出指令，将导弹拉回轨道面。计算发出指令，将导弹拉回轨道面。横向导引是一个横向导引是一个闭环控制系统闭环控制系统。运载火箭制导精度的控制与弹道导弹的控制原运载火箭制导精度的控制与弹道导弹的控制原
11、理上是完全相同的，但对运载火箭制导精度的要求理上是完全相同的，但对运载火箭制导精度的要求要低，这是因为运载火箭的有效载荷要低，这是因为运载火箭的有效载荷-卫星或卫星或飞船本身入轨后还可以通过地面测控网对它的位置飞船本身入轨后还可以通过地面测控网对它的位置进行小量的调整。进行小量的调整。二者在时间参数的使用上是不同的，弹道导弹二者在时间参数的使用上是不同的，弹道导弹的时间参数是随意的，控制系统使用起飞零秒后的的时间参数是随意的，控制系统使用起飞零秒后的相对时间。运载火箭发射的卫星或飞船，由于天文相对时间。运载火箭发射的卫星或飞船，由于天文和应用上的原因，必须知道某一实际时刻所处的位和应用上的原因
12、，必须知道某一实际时刻所处的位置，使用的时间参数是绝对的天文时间。置，使用的时间参数是绝对的天文时间。（2）坐标系坐标系为了描述物体的空间位置和运动，一般采用为了描述物体的空间位置和运动，一般采用三维坐三维坐标系标系。运载火箭的制导控制常用的坐标系有以下三种：。运载火箭的制导控制常用的坐标系有以下三种：发射点地面坐标系：发射点地面坐标系：坐标原点为发射点坐标原点为发射点O，OYg轴垂直于地面向上，轴垂直于地面向上，OXg轴为轨道面与水平面的交线，轴为轨道面与水平面的交线，指向飞行目标方向，指向飞行目标方向，OZg轴按右手轴按右手坐标系确定。坐标系确定。发射点惯性坐标系发射点惯性坐标系：将发射点
13、地面坐标系在起飞时刻固化在制导系统将发射点地面坐标系在起飞时刻固化在制导系统的惯性基准里。它随地球公转而不随地球自转，用的惯性基准里。它随地球公转而不随地球自转，用以描述惯性空间。以描述惯性空间。箭体坐标系：箭体坐标系：坐标原点为箭体的质心坐标原点为箭体的质心O1，O1X1轴沿箭体的纵轴向前，轴沿箭体的纵轴向前，O1Y1轴在箭体纵向对称面上，轴在箭体纵向对称面上，向上并与向上并与O1X1轴垂直，轴垂直，O1Z1轴轴按右手坐标系确定。按右手坐标系确定。O1Z1轴称为轴称为俯仰轴俯仰轴，绕该轴的角运动为，绕该轴的角运动为俯仰俯仰角角，O1Y1轴称为轴称为偏航轴偏航轴，绕该轴的角运动为，绕该轴的角运
14、动为偏航偏航角角，O1X1轴称为轴称为滚转轴滚转轴，绕该轴的角运动为，绕该轴的角运动为滚滚转角转角。（3）位置捷联惯性制导位置捷联惯性制导采用双自由度陀螺测量箭体的角位移，用加速采用双自由度陀螺测量箭体的角位移，用加速度计测量运动加速度，经过积分可得到速度。度计测量运动加速度，经过积分可得到速度。陀螺仪和加速度计都固联安装在箭体上陀螺仪和加速度计都固联安装在箭体上，测量，测量得到的参数都是关于箭体坐标系的，必须变换到惯得到的参数都是关于箭体坐标系的，必须变换到惯性坐标系上才能进行射程偏差和横向制导偏差的计性坐标系上才能进行射程偏差和横向制导偏差的计算。算。坐标变换有大量的三角函数运算，要求内存
15、和坐标变换有大量的三角函数运算，要求内存和速度比较大的箭上计算机。速度比较大的箭上计算机。（4）速率捷联惯性制导速率捷联惯性制导采用采用单自由度的速率陀螺单自由度的速率陀螺测量箭体的角速度。测量箭体的角速度。速率陀螺构造简单，体积小，造价低，可靠性和测速率陀螺构造简单，体积小，造价低，可靠性和测量精度比较高，因此成为目前最有潜力的制导方案。量精度比较高，因此成为目前最有潜力的制导方案。惯惯性性仪仪表和加速度表和加速度计计也也与箭体固与箭体固联联，测测量得到量得到的箭体运的箭体运动动姿姿态态角速率和加速度信号也都是关于箭角速率和加速度信号也都是关于箭体坐体坐标标系的，系的，也要也要进进行坐行坐标
16、变换计标变换计算。算。速率陀螺不直接速率陀螺不直接测测量箭体的姿量箭体的姿态态角，必角，必须须通通过过计计算得到算得到，箭上箭上计计算机的算机的计计算量大算量大为为增加。增加。测测量量仪仪表包括表包括3 3个速率陀螺和个速率陀螺和3 3个加速度个加速度计计，通，通常将它常将它们组们组装在一起，称装在一起，称为为“惯测组惯测组合合”，提供箭体，提供箭体坐标系的坐标系的6 6个运动分量。个运动分量。将角速率换算成姿态角，经坐标变换得到惯性将角速率换算成姿态角，经坐标变换得到惯性坐标系的坐标系的6 6个分量，然后进行制导方程运算，发出横个分量，然后进行制导方程运算，发出横偏控制和关机指令，由执行机构
17、产生控制力或实现偏控制和关机指令，由执行机构产生控制力或实现关机，完成制导控制任务。关机，完成制导控制任务。（5）平台计算机惯性制导平台计算机惯性制导利用利用陀螺稳定平台陀螺稳定平台在火箭上建立一个不受火箭运在火箭上建立一个不受火箭运动影动影响的响的惯惯性坐性坐标标系，据以系，据以测测量火箭的加速度和姿量火箭的加速度和姿态态角。角。安装在平台上的加速度安装在平台上的加速度计测计测量得到的加速度分量得到的加速度分量都是关于量都是关于惯惯性坐性坐标标系的，不必系的，不必经过经过坐坐标变换标变换。陀螺平台隔离了角运动，为惯测仪表提供了一陀螺平台隔离了角运动，为惯测仪表提供了一个小角度环境，有利于提高
18、测量精度。个小角度环境，有利于提高测量精度。缺点是陀螺稳定平台的体积大、构造复杂、成缺点是陀螺稳定平台的体积大、构造复杂、成本高，一般只用于大型运载火箭和中、远程导弹。本高，一般只用于大型运载火箭和中、远程导弹。4.2.3 4.2.3 运载火箭的姿态控制系统运载火箭的姿态控制系统姿态控制的任务：姿态控制的任务：通过测量仪表敏感箭体的姿态信息通过测量仪表敏感箭体的姿态信息控制火箭绕质控制火箭绕质心的运动心的运动，确保在各种外界干扰作用下，确保在各种外界干扰作用下稳定飞行稳定飞行，使箭体的使箭体的姿态保持在允许的范围之内姿态保持在允许的范围之内；同时，按飞；同时，按飞行程序和制导系统发出的导引信号
19、，行程序和制导系统发出的导引信号，通过改变箭体通过改变箭体姿态来实现制导系统对质心运动的控制姿态来实现制导系统对质心运动的控制。（1 1）姿态控制系统的基本原理）姿态控制系统的基本原理 运载火箭的姿态按箭体坐标系分解为绕运载火箭的姿态按箭体坐标系分解为绕3 3个坐标个坐标轴的角运动，对应地轴的角运动，对应地由由3 3个独立的控制通道组成闭合个独立的控制通道组成闭合回路，分别对俯仰角回路，分别对俯仰角、偏航角偏航角和滚动角和滚动角进行进行控制控制。发射之前根据预定的飞行弹道制定控制飞行转弯发射之前根据预定的飞行弹道制定控制飞行转弯的程序，即所谓的的程序，即所谓的俯仰程序角俯仰程序角。在飞行过程中
20、保持在飞行过程中保持实际俯仰角和俯仰程序角之差接近于零实际俯仰角和俯仰程序角之差接近于零，以保证火，以保证火箭沿预定的弹道飞行。箭沿预定的弹道飞行。对对偏航角偏航角和和滚动滚动角角的控制的控制目目标标是使偏航角是使偏航角和和滚动滚动角保持角保持为为零零，实际飞实际飞行行过过程中其程中其值值在零左右在零左右摆动摆动。其中偏航角的控制与横向。其中偏航角的控制与横向导导引一起保引一起保证证火箭火箭在在预预定的定的轨轨道平面内道平面内飞飞行。行。（2 2）姿态控制系统的稳定性）姿态控制系统的稳定性稳定性是任何闭环控制系统设计的首要问题。对稳定性是任何闭环控制系统设计的首要问题。对于运载火箭的姿态控制系
21、统，首先要保证控制回路于运载火箭的姿态控制系统，首先要保证控制回路的稳定性，否则出现振荡或发散，必将导致飞行的的稳定性，否则出现振荡或发散，必将导致飞行的失败。失败。控制回路各环节的控制回路各环节的静态增益静态增益和和动态特性动态特性是影响回是影响回路稳定性的主要因素。设计时通过对静态增益和校路稳定性的主要因素。设计时通过对静态增益和校正网络参数不同组合的比较，从中正网络参数不同组合的比较，从中选择最佳的组合，选择最佳的组合，以保证系统良好的稳定性以保证系统良好的稳定性。影响姿控回路稳定性的还有一个重要环节是影响姿控回路稳定性的还有一个重要环节是箭体箭体的动态特性的动态特性，包括箭体结构的，包
22、括箭体结构的横向弯曲振动横向弯曲振动和和扭转扭转振动振动，以及，以及液体推进剂的晃动液体推进剂的晃动。（3）控制力和控制力矩）控制力和控制力矩如何产生控制力和控制力矩，是实现姿态控制的如何产生控制力和控制力矩，是实现姿态控制的最终环节。最终环节。产生控制力和控制力矩有多种方法，运载火箭一产生控制力和控制力矩有多种方法，运载火箭一般通过自身的动力产生控制力，如般通过自身的动力产生控制力，如燃气舵、摇摆发燃气舵、摇摆发动机、柔性喷管和姿控喷管动机、柔性喷管和姿控喷管等。等。燃气舵燃气舵用石墨或耐高温合金制成的用石墨或耐高温合金制成的燃气舵燃气舵安装在发动机喷管的尾部，安装在发动机喷管的尾部，当发动
23、机燃烧室喷射出来的高速当发动机燃烧室喷射出来的高速气流作用在燃气舵上产生控制力气流作用在燃气舵上产生控制力矩。矩。摇摆发动机和柔性喷管摇摆发动机和柔性喷管改变推力的方向产生侧向分改变推力的方向产生侧向分力形成控制力矩，因此又称为力形成控制力矩，因此又称为“推力矢量控制推力矢量控制”。“”字方式布置字方式布置4台摇摆台摇摆发动机，发动机，4台发动机绕台发动机绕Y轴摆动轴摆动将产生偏航力矩，绕将产生偏航力矩，绕Z轴摆动轴摆动将产生俯仰力矩，沿圆周方向将产生俯仰力矩，沿圆周方向同时顺时针或逆时针摆动将产同时顺时针或逆时针摆动将产生滚动控制力矩。生滚动控制力矩。柔性喷管柔性喷管的作用原理基本相同，所不
24、同的是用在的作用原理基本相同，所不同的是用在单发动机的火箭上，单发动机的火箭上，摆动的只是喷管而不是整个发动摆动的只是喷管而不是整个发动机推力室机推力室。姿控喷管姿控喷管利用喷出气体产生控制力，但不是利用主发动机利用喷出气体产生控制力，但不是利用主发动机的动力，而是的动力，而是独立的利用喷气产生控制力的系统独立的利用喷气产生控制力的系统，喷出的气体可以是燃烧产生的气体，也可以是利用喷出的气体可以是燃烧产生的气体，也可以是利用高压容器贮存的气体，多用于末级控制。高压容器贮存的气体，多用于末级控制。一组一组16个喷管组成的姿控个喷管组成的姿控方案，方案，14喷管控制俯仰，喷管控制俯仰，58喷管控制
25、偏航，喷管控制偏航，916喷管控喷管控制滚动。制滚动。4.3航天器的控制系统航天器的控制系统任务：任务：进入太空后，为了完成预定的任务，必须进入太空后，为了完成预定的任务，必须按预先按预先制定的程序沿一定的轨道飞行制定的程序沿一定的轨道飞行。在目标轨道上运行时，要求保持轨道的准确和稳在目标轨道上运行时，要求保持轨道的准确和稳定。定。在飞行的不同阶段，必须根据任务的在飞行的不同阶段，必须根据任务的要求使航天要求使航天器采取不同的姿态器采取不同的姿态。要要达到并保持相应的轨道和姿态达到并保持相应的轨道和姿态，就需要进行，就需要进行轨轨道和姿态控制道和姿态控制。在轨道上运行时会遇到相差悬殊的高温和低
26、温环在轨道上运行时会遇到相差悬殊的高温和低温环境。境。最高温度在最高温度在100以上。最低温度可到以上。最低温度可到-200以下。为保证正常工作，以下。为保证正常工作，温度控制温度控制也是一项重要技也是一项重要技术。术。4.3.1航天器的轨道和姿态运动航天器的轨道和姿态运动飞行器的运动包括飞行器的运动包括质心的运动质心的运动和和绕质心的角运动绕质心的角运动两部分。航天器质心运动的轨迹称为两部分。航天器质心运动的轨迹称为轨道轨道，因此其，因此其质心的运动称为质心的运动称为轨道运动轨道运动，而绕质心的，而绕质心的角运动角运动则称则称为为姿态运动姿态运动。（1）轨道和轨道运动）轨道和轨道运动卫星的轨
27、道可用卫星的轨道可用6个轨道参数个轨道参数来描述，也可以来描述，也可以与运载火箭一样用质心在与运载火箭一样用质心在惯性坐标系中的位置和速惯性坐标系中的位置和速度度来描述，二者可以通过坐标变换换算。来描述，二者可以通过坐标变换换算。影响影响轨道运动的外力有变轨发动机的推力和环境轨道运动的外力有变轨发动机的推力和环境力。发动机工作时称为力。发动机工作时称为主动飞行段主动飞行段，发动机不工作，发动机不工作时称为时称为自由飞行段自由飞行段。环境力是指周围环境通过介质接触或场的相互作环境力是指周围环境通过介质接触或场的相互作用而产生的力，包括用而产生的力，包括天体的引力、辐射压力、磁场天体的引力、辐射压
28、力、磁场的作用力和空气动力的作用力和空气动力等。等。在航天器运行中，需要对航天器的轨道运动进行在航天器运行中，需要对航天器的轨道运动进行调整、控制和操纵。调整、控制和操纵。由于不可避免的误差，难以一次达到预定的由于不可避免的误差，难以一次达到预定的准确轨道；准确轨道；受到环境力的摄动；受到环境力的摄动；需要从一个轨道转移到另一个轨道。需要从一个轨道转移到另一个轨道。（2）姿态和姿态运动）姿态和姿态运动姿态姿态航天器相对于航天器相对于空间某参考坐标的方空间某参考坐标的方位或指向。可用绕航位或指向。可用绕航天器本体坐标轴天器本体坐标轴x，y，z的转角来描述，依的转角来描述，依次为次为滚动角、俯仰角
29、滚动角、俯仰角和偏航角和偏航角。影响航天器姿态变化的因素主要是影响航天器姿态变化的因素主要是内外力矩内外力矩的作的作用。用。外力矩外力矩有有气动力矩、太阳辐射压力矩、重力气动力矩、太阳辐射压力矩、重力梯度力矩梯度力矩和和磁力矩磁力矩等。等。内力矩内力矩有有喷气推力喷气推力或或惯性飞轮惯性飞轮产生的产生的姿态控姿态控制力矩制力矩，推力偏心、活动部件运动、向外的热辐射和推力偏心、活动部件运动、向外的热辐射和电磁辐射电磁辐射，以及，以及漏气、漏液、升华漏气、漏液、升华等造成的干扰力矩。等造成的干扰力矩。4.3.2 4.3.2 姿态和轨道控制的原理姿态和轨道控制的原理姿轨控制的类型：姿轨控制的类型：按
30、按控控制制力力的的来来源源可可分分为为被被动动控控制制和和主主动动控控制制两两大大基基本本类类型型。二二者者的的相相互互组组合合，又又派派生生出出半半被被动动、半半主动主动等类型。等类型。(1)被动式控制被动式控制利用航天器本身的动力学特性或者与周围环境相利用航天器本身的动力学特性或者与周围环境相互作用产生的力矩作为控制力矩互作用产生的力矩作为控制力矩，它，它不消耗航天器不消耗航天器上的能源，也不需要敏感元件和控制逻辑线路上的能源，也不需要敏感元件和控制逻辑线路，主，主要用于人造地球卫星的姿态控制。要用于人造地球卫星的姿态控制。a）自旋稳定自旋稳定利利用用“陀陀螺螺定定轴轴性性效效应应”，使使
31、航航天天器器绕绕自自旋旋轴轴旋旋转转，自自旋旋轴轴在在无无外外力力矩矩条条件件下下在在惯惯性性空空间间的的指指向向恒定不变恒定不变。航航天天器器受受到到外外力力矩矩干干扰扰时时，自自旋旋轴轴将将出出现现进进动动，一般设置专门的进动阻尼器一般设置专门的进动阻尼器使进动及时衰减来满足自旋稳定使进动及时衰减来满足自旋稳定的要求。的要求。可利用进动特性来修正卫星自旋轴的方向，可利用进动特性来修正卫星自旋轴的方向，修正后的自旋轴方向将沿着合成角动量修正后的自旋轴方向将沿着合成角动量L+dL 的的方向。方向。改变控制力矩改变控制力矩M 的大小、方向和作用时间，的大小、方向和作用时间，就可以控制自旋轴修正的
32、角度就可以控制自旋轴修正的角度和方向和方向。b）重力梯度稳定重力梯度稳定利用航天器各部分质量在中心引力利用航天器各部分质量在中心引力场作用下受到不同的引力，引力差对场作用下受到不同的引力，引力差对于质心的力矩形成使航天器恢复到最于质心的力矩形成使航天器恢复到最小惯量轴指向引力中心的稳定姿态。小惯量轴指向引力中心的稳定姿态。同理，轨道运动产生的不同离心力同理，轨道运动产生的不同离心力也存在相同的效应。也存在相同的效应。特别适用于要求某一方向永远指向特别适用于要求某一方向永远指向地面的卫星。地面的卫星。c）磁稳定磁稳定利利用用磁磁铁铁或或线线圈圈与与地地球球磁磁场场相相互互作作用用产产生生恢恢复复
33、力力矩实现稳定控制。矩实现稳定控制。在卫星上安装永久磁铁，当磁铁磁场在卫星上安装永久磁铁，当磁铁磁场方向与地磁场方向一致时，磁铁所受的力方向与地磁场方向一致时，磁铁所受的力矩为零，此时处于姿态稳定位置。卫星受矩为零，此时处于姿态稳定位置。卫星受干扰偏离稳定位置时，磁铁磁场与地球磁干扰偏离稳定位置时，磁铁磁场与地球磁力线产生偏角，所受的磁力矩将使卫星恢力线产生偏角，所受的磁力矩将使卫星恢复到原来的稳定位置。复到原来的稳定位置。（2）主动式控制）主动式控制利用航天器上的能源（电能或推进剂）产生控制利用航天器上的能源（电能或推进剂）产生控制力或控制力矩，并且依靠直接或间接测量到的姿态或力或控制力矩，
34、并且依靠直接或间接测量到的姿态或轨道信息，按一定的控制律发出控制指令，由执行机轨道信息，按一定的控制律发出控制指令，由执行机构产生控制力和力矩，实现航天器的姿轨控制。构产生控制力和力矩，实现航天器的姿轨控制。由由测量部件测量部件（敏感器）、（敏感器）、控制电路或计算机、执行控制电路或计算机、执行机构机构三部分组成，连三部分组成，连同作为控制对象的航天同作为控制对象的航天器本体组成一个器本体组成一个具有反具有反馈的闭合控制回路馈的闭合控制回路。主动式控制的类型主动式控制的类型：（：（两种方式）两种方式）自主控制自主控制天天-地大回路控制地大回路控制自主控制自主控制闭合控制回路的闭合控制回路的三大
35、组成部分都在航天三大组成部分都在航天器上而不需要地面干预器上而不需要地面干预。主要应用于三轴稳定航天器的姿态控制。要求航主要应用于三轴稳定航天器的姿态控制。要求航天器的姿态测量和确定、姿态控制计算、控制指令天器的姿态测量和确定、姿态控制计算、控制指令生成和执行完全由航天器上的仪器来完成，在航天生成和执行完全由航天器上的仪器来完成，在航天器上形成闭合控制回路器上形成闭合控制回路自主方式轨道控制的自主方式轨道控制的关键技术是航天器上自主关键技术是航天器上自主的轨道确定和自主导航的轨道确定和自主导航，技术难度较大，目前具备，技术难度较大，目前具备这种能力的卫星或其它航天器还不多见，但它是今这种能力的
36、卫星或其它航天器还不多见，但它是今后的一个发展方向。后的一个发展方向。天天-地大回路控制地大回路控制依靠地面依靠地面测控系统和安装在航测控系统和安装在航天器上的仪器天器上的仪器联合实现的姿轨联合实现的姿轨控制控制。多用于轨道控制和自旋、双自旋卫星的姿态控多用于轨道控制和自旋、双自旋卫星的姿态控制。制。星载仪器包括测量部件、电子控制器、执行机星载仪器包括测量部件、电子控制器、执行机构、数据采集器和发射装置等。构、数据采集器和发射装置等。地面设备包括跟地面设备包括跟踪测轨雷达、遥测接踪测轨雷达、遥测接收机、地面计算机和收机、地面计算机和遥控发射机等。遥控发射机等。为了完成天为了完成天-地大回路测控
37、任务，通常需要在地地大回路测控任务，通常需要在地面不同地点布置多个地面测控站，还包括海上测控面不同地点布置多个地面测控站，还包括海上测控船，组成庞大的船，组成庞大的航天测控网航天测控网。4.3.3姿态和轨道控制系统部件姿态和轨道控制系统部件航天器上的姿轨控制系统由航天器上的姿轨控制系统由测量部件、电子控制测量部件、电子控制器器和和执行机构执行机构三大部分组成。三大部分组成。（1）测量部件测量部件包括包括轨道敏感器轨道敏感器和和姿态敏感器姿态敏感器。轨道敏感器又称为导航设备，自主式的导航有轨道敏感器又称为导航设备，自主式的导航有天天文导航、陆标定位、惯性导航文导航、陆标定位、惯性导航和和信标测距
38、信标测距等种类，等种类，设备比较复杂，技术难度较大，目前实际应用不多；设备比较复杂，技术难度较大，目前实际应用不多；天天-地大回路控制主要地大回路控制主要依靠地面雷达依靠地面雷达进行跟踪测轨。进行跟踪测轨。典型的姿态敏感器：典型的姿态敏感器：太阳敏感器太阳敏感器红外地平仪（地球敏感器）红外地平仪（地球敏感器）星敏感器星敏感器惯性敏感器（单自由度速率陀螺）惯性敏感器（单自由度速率陀螺）射频敏感器射频敏感器磁强计磁强计（2）电子控制器）电子控制器主要功能：主要功能：将测量部件检测的信息进行将测量部件检测的信息进行处理，变换和放大处理，变换和放大。对自主式控制，控制器按照一定的控制规律形成对自主式控
39、制，控制器按照一定的控制规律形成控制指令发送给执行机构。控制指令发送给执行机构。对天对天-地大回路控制，将处理变换后的信息通过地大回路控制，将处理变换后的信息通过发射机发送到地面测控站，并且接收和存贮地面站发射机发送到地面测控站，并且接收和存贮地面站发来的控制程序和指令，转发给执行机构完成控制发来的控制程序和指令，转发给执行机构完成控制任务。任务。（3）执行机构）执行机构三种类型：三种类型：利用反作用原理的利用反作用原理的喷气执行机构喷气执行机构，利用角动量守恒原理的利用角动量守恒原理的机电执行机构机电执行机构，利用磁场、引力场等空间环境与航天器相互作利用磁场、引力场等空间环境与航天器相互作用
40、产生控制力矩的用产生控制力矩的环境力执行机构环境力执行机构。4.3.4航天器的温度控制航天器的温度控制轨道上运行的航天器要经历低至轨道上运行的航天器要经历低至-200以下，以下，高到高到100以上的温度环境，结构及其内部设备无法以上的温度环境，结构及其内部设备无法承受如此恶劣的温度变化。承受如此恶劣的温度变化。任何类型的航天器都有任何类型的航天器都有精心设计的温度控制系统精心设计的温度控制系统，否则难以完成预定的任务。否则难以完成预定的任务。航天器温度控制的方法有航天器温度控制的方法有被动式被动式和和主动式主动式两种。两种。（1）被动式温度控制）被动式温度控制 依靠选择不同的温控材料、器件和合
41、理的总体依靠选择不同的温控材料、器件和合理的总体布局来控制航天器内外热交换的过程，使航天器内部布局来控制航天器内外热交换的过程，使航天器内部的温度保持在许可的范围内。的温度保持在许可的范围内。本身没有自动调节温度的能力，但是它简单可本身没有自动调节温度的能力，但是它简单可靠。因此是各类航天器最常使用的一种温控措施。靠。因此是各类航天器最常使用的一种温控措施。典型的被典型的被动动式温控方法：式温控方法：a.a.热控涂层热控涂层 航天器与外界航天器与外界环环境的境的热热交交换换几乎全部靠几乎全部靠热辐热辐射。射。改改变变航天器外表面蒙皮的航天器外表面蒙皮的热辐热辐射特性，即吸收射特性，即吸收-辐辐
42、射比射比/，就可以控制蒙皮的温度。就可以控制蒙皮的温度。外表面采用外表面采用/低的涂低的涂层层，如白漆、三氧化二，如白漆、三氧化二铝铝、抛光金属硅氧化物、抛光金属硅氧化物、镀银镀银氧化硅等，将表面温度氧化硅等，将表面温度降下来；降下来；内表面内表面喷喷以高以高辐辐射率的涂射率的涂层层，以增，以增强强内内辐辐射改善射改善壳体内部温度的均匀性。壳体内部温度的均匀性。b.b.多层隔热材料多层隔热材料 由低由低辐辐射率的反射射率的反射层层（镀铝镀铝、银银、金的、金的涤纶涤纶或聚或聚酰亚酰亚胺薄膜胺薄膜）与与间间隔隔层层（低低导热导热率率的的纤维纸纤维纸或或织织物物）交交错错叠成叠成，层层数越多隔数越多
43、隔热热效果越好。真空条件下，当效果越好。真空条件下，当量量导热导热率可低到率可低到1010-5-5W/W/（mKmK）的量的量级级，被称，被称为为超超级级隔隔热热材料材料。用多用多层层隔隔热热材料将需要保温的材料将需要保温的仪仪器包扎起来，器包扎起来，达到保温的目的。达到保温的目的。c.软质泡沫塑料软质泡沫塑料一种一种多孔的轻质聚胺酯固体材料多孔的轻质聚胺酯固体材料。在充气密封舱内，由于气体的存在，多层隔热在充气密封舱内，由于气体的存在，多层隔热材料的导热系数增大，改用导热系数相当（约为材料的导热系数增大，改用导热系数相当（约为0.03 0.03 W/W/（mKmK），），但密度低得多软质泡沫
44、塑料但密度低得多软质泡沫塑料做内隔热。做内隔热。d.d.相变材料相变材料能随温度变化改变相态，并在相变过程中吸收能随温度变化改变相态，并在相变过程中吸收或放出热量的材料。或放出热量的材料。当环境温度升高时，相变材料熔化，吸收热量；当环境温度升高时，相变材料熔化，吸收热量；环境温度下降时，材料凝固放出潜热，从而达到维环境温度下降时，材料凝固放出潜热，从而达到维持温度基本不变的效果。持温度基本不变的效果。适用于放出脉冲热源的周期性或间断性工作的适用于放出脉冲热源的周期性或间断性工作的元器件的温度控制。元器件的温度控制。常用的相变材料为石腊类材料。常用的相变材料为石腊类材料。e.热管热管一种抽真空的
45、密闭管道，管壁用导热性良好的一种抽真空的密闭管道，管壁用导热性良好的铝合金或不锈钢等材料制成，壁内铺设一层毛细结铝合金或不锈钢等材料制成，壁内铺设一层毛细结构，毛细结构中充满工作液体。构，毛细结构中充满工作液体。热管一端受热时，液体在受热蒸发过程中吸收热管一端受热时，液体在受热蒸发过程中吸收热量，并使这一端的压力升高，使蒸气流向低温的热量，并使这一端的压力升高，使蒸气流向低温的另一端的毛细结构上冷凝并放出热量，通过管壁向另一端的毛细结构上冷凝并放出热量，通过管壁向外散发。冷凝下来的液体又被抽回到高温端，如常外散发。冷凝下来的液体又被抽回到高温端，如常反复循环，使两端的温度趋于平衡。反复循环，使
46、两端的温度趋于平衡。热管具有很高的传热性能和接近等温的工作状态，热管具有很高的传热性能和接近等温的工作状态，不存在运动部件，工作安全可靠，主要用于部件或不存在运动部件，工作安全可靠，主要用于部件或整星结构的等温化。整星结构的等温化。（2）主动式温度控制）主动式温度控制 a.a.控温百叶窗控温百叶窗 由热敏动作器、叶片和底板等组成由热敏动作器、叶片和底板等组成。叶片外表面涂有隔热性能良好的低辐射率和低叶片外表面涂有隔热性能良好的低辐射率和低吸收率的涂层。当内部温度在规定范围内时，叶片吸收率的涂层。当内部温度在规定范围内时，叶片关闭，阻止内外热量的交换。关闭，阻止内外热量的交换。当内部温度超过规定
47、范围时，用对温度敏感的当内部温度超过规定范围时，用对温度敏感的双金属片或记忆合金制成的动作器受热变形，直接双金属片或记忆合金制成的动作器受热变形，直接或者通过电机驱动将叶片打开，露出表面涂有高辐或者通过电机驱动将叶片打开，露出表面涂有高辐射涂层的底板，向空间散发热量，使仪器设备的温射涂层的底板，向空间散发热量，使仪器设备的温度降低。度降低。当温度降到规定温度时，动作器恢复原位，又当温度降到规定温度时，动作器恢复原位，又驱动叶片关闭。驱动叶片关闭。这样，这样，无论航天器内部或外部环境的热流量如无论航天器内部或外部环境的热流量如何改变，被控面的温度都能保持在所规定的范围内何改变，被控面的温度都能保
48、持在所规定的范围内。能够大幅度地改变航天器表面的有效辐射率，能够大幅度地改变航天器表面的有效辐射率，构造简单可靠，无功率消耗，在航天器温控设计中构造简单可靠，无功率消耗，在航天器温控设计中得到广泛应用，成为温控技术的主要手段之一。得到广泛应用，成为温控技术的主要手段之一。b.电加热恒温装置电加热恒温装置由电加热器、温度传感器和控制器三部分组成，由电加热器、温度传感器和控制器三部分组成，构成闭环控制回路。构成闭环控制回路。具有构造简单，使用方便，控制精度高等优点。具有构造简单，使用方便，控制精度高等优点。既可用于整舱的温度控制，也可用于个别仪器设备既可用于整舱的温度控制，也可用于个别仪器设备的恒
49、温调节，也是航天器常用的主动温控手段。的恒温调节，也是航天器常用的主动温控手段。缺点是需要消耗航天器上宝贵的电源，一般只缺点是需要消耗航天器上宝贵的电源，一般只用于能源比较充裕的航天器上。用于能源比较充裕的航天器上。c.流体循环换热装置流体循环换热装置 有有单相和双相单相和双相两种。两种。单相流体，如水、空气等，吸收舱内热量以后，单相流体，如水、空气等，吸收舱内热量以后，流到舱外的辐射器中，将热量发散到宇宙空间。散流到舱外的辐射器中，将热量发散到宇宙空间。散热后流体的温度降低，又流回舱内。如此反复循环热后流体的温度降低，又流回舱内。如此反复循环将舱内热量排放到宇宙空间。将舱内热量排放到宇宙空间。单相流单靠改变温度吸收和传送热量，效率不单相流单靠改变温度吸收和传送热量，效率不高。高。双相流通过相变吸收和传递热量，效率比单相双相流通过相变吸收和传递热量，效率比单相循环换热要高得多。但技术复杂，还处于研究阶段，循环换热要高得多。但技术复杂，还处于研究阶段，应用不多。应用不多。