第七章航天器姿态机动控制 71自旋稳定卫星的喷气姿态机动 72自旋稳定卫星磁线圈姿态机动 73航天器的姿态捕获 子餐
第七章 航天器姿态机动控制 7.1 自旋稳定卫星的喷气姿态机动 7.2 自旋稳定卫星磁线圈姿态机动 7.3 航天器的姿态捕获
第七章航天器姿态机动控制 姿态机动控制是研究航天器 从一个初始姿态转变到另一个姿 态的再定向过程。如果初始姿态 未知,例如当航天器与运载工具 分离时,航天器还处在未控状态; 或者由于受到干扰影响,航天器 姿态未控姿态机动到预定姿态的 为姿态捕获或对准。 姿态机动控制最典型的要算 自旋卫星姿态机动,也就是说自 旋轴进动。实现自旋轴进动最常 用的方法是采用喷气和磁力
姿态机动控制是研究航天器 从一个初始姿态转变到另一个姿 态的再定向过程。如果初始姿态 未知，例如当航天器与运载工具 分离时，航天器还处在未控状态； 或者由于受到干扰影响，航天器 姿态未控姿态机动到预定姿态的 过程称为姿态捕获或对准。 姿态机动控制最典型的要算 自旋卫星姿态机动，也就是说自 旋轴进动。实现自旋轴进动最常 用的方法是采用喷气和磁力。 第七章 航天器姿态机动控制
71自旋稳定卫星的喷气姿态机动 利用喷气对航天器姿态进行机动控制,若航天器为 非自旋稳定,则机动控制与第六章所介绍的采用喷气姿 态稳定系统基本相同,只要姿态基准指向按机动姿态要 求进行改变。现在着重讨论自旋稳定卫星自旋轴机动, 即利用装在卫星上的喷气推力器产生横向控制力矩,使 卫星的动量矩矢量进动,调整卫星自旋轴在空间中的方 喷气推力器在自旋卫星上的固联安装方式如图 7.1(a)所示。推力器的反作用推力方向与自旋轴平行且 和自旋轴之间有尽量大的距离,以增大力臂,从而推力
利用喷气对航天器姿态进行机动控制，若航天器为 非自旋稳定，则机动控制与第六章所介绍的采用喷气姿 态稳定系统基本相同，只要姿态基准指向按机动姿态要 求进行改变。现在着重讨论自旋稳定卫星自旋轴机动， 即利用装在卫星上的喷气推力器产生横向控制力矩，使 卫星的动量矩矢量进动，调整卫星自旋轴在空间中的方 向。 喷气推力器在自旋卫星上的固联安装方式如图 7.1(a)所示。推力器的反作用推力方向与自旋轴平行且 和自旋轴之间有尽量大的距离，以增大力臂，从而推力 7.1 自旋稳定卫星的喷气姿态机动
器产生的横向控制力矩与自旋轴始终垂直。自旋稳定卫 星相当于一个自由陀螺,其自旋动量矩矢量在垂直力矩 的作用下会沿着最短的路径向力矩方向发生进动,进动 角速度正比于外力矩。此外,自旋轴还发生章动振荡, 其振幅和频率取决于卫星参数和外力矩 自旋轴角动量矢量 喷嘴排气 H 切喷嘴 力矩 45745 喷嘴2 扇形太阳敏感器视场 喷嘴排气 自旋方向 图7.1自旋卫星喷气机动
器产生的横向控制力矩与自旋轴始终垂直。自旋稳定卫 星相当于一个自由陀螺，其自旋动量矩矢量在垂直力矩 的作用下会沿着最短的路径向力矩方向发生进动，进动 角速度正比于外力矩。此外，自旋轴还发生章动振荡， 其振幅和频率取决于卫星参数和外力矩
令喷气力矩为M,,卫星的自旋转速为o,自旋动 量矩为H。在初始时刻,卫星处于纯自旋状态。如喷气 力矩很小,且配置章动阻尼器,则可以忽略章动。在卫 星自旋到某相位角的前后△T/2时间内,推力器控制 生的动量矩增量H的数值等于 /O△T S AH≈cT2 M coS atdt=M△ (7.1) O△T △垂直于初始动量矩10。由于喷气时卫星在自旋,带 动控制力矩M在空间中旋转,动量矩从初始状态应0沿 圆弧进动到H1,见图7.1()。特殊地,若喷气推力器 随着卫星自旋一周而采用连续喷气,即△T=2x/0
令喷气力矩为 ，卫星的自旋转速为 ，自旋动 量矩为 。在初始时刻，卫星处于纯自旋状态。如喷气 力矩很小，且配置章动阻尼器，则可以忽略章动。在卫 星自旋到某相位角的前后 时间内，推力器控制产 生的动量矩增量 的数值等于 (7.1) 垂直于初始动量矩 。由于喷气时卫星在自旋，带 动控制力矩 在空间中旋转，动量矩从初始状态 沿 圆弧进动到 ，见图7.1(b)。特殊地，若喷气推力器 随着卫星自旋一周而采用连续喷气，即 ， Mc ω H T / 2 H 2 2 sin cos / 2 / 2 T T H M tdt M t c T T c = = − H0 Mc H H0 H1 T = 2
则由上式得△H=0。这表明若采用连续喷气,则 其结果是自旋动量矩不发生改变,自旋卫星的姿态在理 论上是固定不变的。实际上可能出现摆动,这样不能达 到自旋轴进动的目的。 若推力器工作是脉冲式的,即△T→0,则动量矩的增 量为 △H=M△T 动量矩沿直线从跃变地进动到H,。 由此可以明白,要想将自旋卫星自旋轴机动到所要 求的刀同, 为器工作方式只能是断续的。通过适 当地选择喷气推力器工作的相位,可以决定控制力矩 在空间中的方向;通过适当地选择喷气持续时间和喷气 次数,可以决定控制冲量的大小。据此可以将航天器的 自旋动量矩矢量机动到任意方向
则由上式得 。这表明若采用连续喷气，则 其结果是自旋动量矩不发生改变，自旋卫星的姿态在理 论上是固定不变的。实际上可能出现摆动，这样不能达 到自旋轴进动的目的。 若推力器工作是脉冲式的，即 ，则动量矩的增 量为 动量矩沿直线从 跃变地进动到 。 由此可以明白，要想将自旋卫星自旋轴机动到所要 求的方向，星上推力器工作方式只能是断续的。通过适 当地选择喷气推力器工作的相位角，可以决定控制力矩 在空间中的方向；通过适当地选择喷气持续时间和喷气 次数，可以决定控制冲量的大小。据此可以将航天器的 自旋动量矩矢量机动到任意方向。 T →0 H = 0 H = Mc T H0 H1 (7.2)
按照自旋卫星姿态机动过程中自旋轴在天球上描绘 的轨迹,如由OA方向机动到OA方向,目前可主要 分为两种:一种是大圆弧轨迹,另一种是等倾角线轨迹 假定喷气冲量很小,姿态机动过程中自旋轴与动量矩矢 量基本一致,于是确定推力器喷气的相位就成为主要问 题。 (1)大圆弧轨迹:若要求自旋轴在天球上描绘的轨迹 是大圆弧AAA,那么自旋轴必须在同一平面内从初始 方向OA机动到目标方向OA,所以每次喷气产生的横 此平面内,即推力器喷气的相位相对 于空间惯性坐标系是固定的。头际计算喷气相位的参考 基准只能由星上的姿态敏感器给出,例如在自旋一周中 太阳或地球敏感器扫过太阳或地球时输出的脉冲,因此 推力器喷气的相位相对于本体坐标系是变化的。在以太 阳为北极的天球上,如图7.2所示,太阳敏感器的视场
按照自旋卫星姿态机动过程中自旋轴在天球上描绘 的轨迹，如由 方向机动到 方向，目前可主要 分为两种：一种是大圆弧轨迹，另一种是等倾角线轨迹。 假定喷气冲量很小，姿态机动过程中自旋轴与动量矩矢 量基本一致，于是确定推力器喷气的相位就成为主要问 题。 (1)大圆弧轨迹：若要求自旋轴在天球上描绘的轨迹 是大圆弧 ，那么自旋轴必须在同一平面内从初始 方向 机动到目标方向 ，所以每次喷气产生的横 向控制力矩必须在此平面内，即推力器喷气的相位相对 于空间惯性坐标系是固定的。实际计算喷气相位的参考 基准只能由星上的姿态敏感器给出，例如在自旋一周中 太阳或地球敏感器扫过太阳或地球时输出的脉冲，因此 推力器喷气的相位相对于本体坐标系是变化的。在以太 阳为北极的天球上，如图7.2所示，太阳敏感器的视场 → OA0 → OAF A0 AAF → OAF → OA0
穿过经度平面OSA的时刻为计算喷气相位的基准, 控制力矩应在OAA平面内,那么这两个平面之间的夹 角B即为推力器的喷气相位角。为了确定该喷气相位角, 不仅需要自旋轴初始方向、目标方向和太阳方向的信息, 还需自旋轴方向的实时信息,并且喷气相位不是固定的, 与姿态方向有关,每次喷气前都须重新计算相位角。大 圆弧轨迹的优点是自旋轴机动的路径最短,耗费的燃料 最少。 (2)等倾角线轨迹:为了便于工程实现,希望每次喷气 体坐标系中是固定的,即每次喷气与自旋同 步。在以太阳为北极的天球图(见图7.3)上,同步脉冲控 制力矩终与自旋轴OA所在的经度面夹同等角度, 机动过程中自旋轴在天球上描绘的轨迹与各经度线
穿过经度平面 的时刻为计算喷气相位的基准， 控制力矩应在 平面内，那么这两个平面之间的夹 角 即为推力器的喷气相位角。为了确定该喷气相位角， 不仅需要自旋轴初始方向、目标方向和太阳方向的信息， 还需自旋轴方向的实时信息，并且喷气相位不是固定的， 与姿态方向有关，每次喷气前都须重新计算相位角。大 圆弧轨迹的优点是自旋轴机动的路径最短，耗费的燃料 最少。 (2)等倾角线轨迹：为了便于工程实现，希望每次喷气 的相位在本体坐标系中是固定的，即每次喷气与自旋同 步。在以太阳为北极的天球图(见图7.3)上，同步脉冲控 制力矩 始终与自旋轴 所在的经度面夹同等角度， 机动过程中自旋轴在天球上描绘的轨迹与各经度线 OSA OA0 AF Mc OA
来同等角度,自旋轴沿等倾角线从初始方向机动 到目标方向OA。因此,这种机动方法产生的轨迹AAA 称为等倾角线轨迹 6 0+d A de y do 图72大圆弧机动轨迹 图73等倾角线机动轨迹
夹同等角度 ，自旋轴沿等倾角线从初始方向 机动 到目标方向 。因此，这种机动方法产生的轨迹 称为等倾角线轨迹。 → → OA0 OAF A0 AAF 图7.2 大圆弧机动轨迹 图7.3 等倾角线机动轨迹
从工程实现的观点来看,等倾角线轨迹机动控制方 法比大圆弧轨迹机动控制方法简单,容易实现。根据分 析计算表明,在自旋轴机动范围比较小的情况下,大圆 弧法与等倾角法所消耗燃料基本相等。另外在下列两种 状态下,大圆弧法和等倾角法的轨迹是重合的:初始姿 态OA和目标姿态OB都在赤道平面,此时等倾角为 90°;或者初始姿态OA和目标姿态OB都在子午面上 则等倾角为0°。在实际工程中大都采用等倾角线轨迹机 动方法。 自旋卫星机动的推力器喷气相位由上述两种方法可 以确定,它决 旋轴的机动方向。但机动完成需要 多少时间,则取决于推力器每次喷气的时间和产生的冲 量。由式(7.1)和(7.2)可知,推力器工作的时间即喷 气脉冲宽度应当尽可能短(△T→0),因为越短效率越 高,产生的侧向冲量就越小。但是推力器工作时间过短
从工程实现的观点来看，等倾角线轨迹机动控制方 法比大圆弧轨迹机动控制方法简单，容易实现。根据分 析计算表明，在自旋轴机动范围比较小的情况下，大圆 弧法与等倾角法所消耗燃料基本相等。另外在下列两种 状态下，大圆弧法和等倾角法的轨迹是重合的：初始姿 态 和目标姿态 都在赤道平面，此时等倾角为 90°；或者初始姿态 和目标姿态 都在子午面上， 则等倾角为O° 。在实际工程中大都采用等倾角线轨迹机 动方法。 自旋卫星机动的推力器喷气相位由上述两种方法可 以确定，它决定了自旋轴的机动方向。但机动完成需要 多少时间，则取决于推力器每次喷气的时间和产生的冲 量。由式(7．1)和(7.2)可知，推力器工作的时间即喷 气脉冲宽度应当尽可能短( → O)，因为越短效率越 高，产生的侧向冲量就越小。但是推力器工作时间过短， OA OBOA OB T