Welcome-球速体育姿态控制与轨道控制系统

　　球速体育星载太阳敏感器与星敏感器通过感应天置实现其功能，具有质量轻，体积小，功耗低的特点。太阳敏感器工作时存在阴影区，与星敏感器共同完成目标。

　　地磁敏感器是测出地球磁场相对于卫星本体方向的姿态敏感器。地球磁场对于地球是相对固定的，亦即地球磁场中任一点磁感应强度的大小和方向都是相对固定的。因此，若能测出卫星所在位置的地球磁场矢量在卫星本体坐标系中的三个分量，则在卫星位置已知的前提下，就可以确定卫星相对于地球的姿态。

　　零动量反作用轮进行三轴姿态稳定，其特点在于反作用飞轮有正转或反转，但是整个航天器的总动量矩为零。这种姿态稳定系统的一个最主要的要求是需要俯仰、偏航和滚动三轴姿态信息，所以该三轴控制系统的主要部件是一组提供三轴姿态信息的敏感器，一组运算的控制器，反作用轮以及卸载去饱和推力器。

　　一般零动量反作用轮三轴姿态稳定系统是在航天器的3个主惯量轴上各装一个反作用轮，3个零动量反作用轮相互正交，原理结构如图所示。

　　（5）其他：磁强计（以地磁场为基准方位）、陆标敏感器（以地貌为基准方位）

　　卫星姿态控制可以分为被动和主动控制两大类，以及介于两者之间的半被动和半主动控制

　　被动控制利用卫星本事动力学特性（如角动量、惯性矩），或卫星与环境相互作用产生的外力矩作为控制力矩源。

　　主动控制利用星上能源（电能或推进剂工质），依靠直接或间接敏感到的姿态信息，按一定的控制律操纵控制力矩器实现姿态控制。

　　设刚性航天器的绕3个主惯量轴的转动惯量(含三轴配置的反作用轮)分别为 ， ， ，航天器本体的三轴角速度分别为： ；零动量反作用轮的绕其转轴的惯量均为I，相对于本体的旋转角速度分别为 ；所以零动量反作用轮相对于惯性坐标系的绝对角速度就分别为 ，而且航天器总动量矩在本体坐标系中的投影分别为

　　相应地，也可以求出在以上各个控制过程中，俯仰通道零动量反作用轮的转速变化规律 。积分得

　　姿态控制：指对航天器绕质心施加力矩，以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。包括姿态稳定和姿态机动。

　　主动控制：星上有主动控制力矩产生机构。主动姿态控制首先需要获得航天器当前的姿态。

　　飞轮三轴姿态稳定系统的工作原理就是动量矩定理，即航天器的总动量矩矢量对时间的Biblioteka Baidu数等于作用在航天器上外力矩矢量之和。通过改变飞轮的动量矩矢量，就可以吸收航天器其余部分多余的动量矩矢量，从而达到航天器姿态控制的目的。因此，飞轮姿态控制系统也通称为动量交换系统，飞轮也可称为动量矩储存器。

　　考虑到轨道角速度 的影响，在 ，即在小角度姿态变化的情况下进行线性化得式，即

　　代入式（6.36）得到以欧拉角描述的零动量反作用轮三轴姿态稳定航天器的动力学方程，即

　　若考虑到三轴姿态稳定航天器的星体角速度很小的实际情况，假设 ，并且忽略轨道角速度的影响，则上述非线性动力学方程可以得到线性化，即

　　姿态是指卫星相对于空间某参考系的方位或指向，卫星姿态控制是获取并保持卫星在太空定向（即卫星相对于某个参考坐标系的姿态）的技术，包括姿态稳定和姿态控制两个方面。前者要求将卫星上安装的有效载荷对空间的特定目标定向、跟踪或扫描，这种克服内外干扰力矩使卫星姿态保持对某参考方位定向；后者是把卫星从一种姿态转变为另一种姿态的再定向过程。其硬件系统包括敏感器、控制器和执行机构三个部分

　　为比例系数。此时，俯仰通道仅须配置姿态敏感器测量 ，则俯仰通道的闭环控制系统为

　　因此这种简单的线性比例控制律不能保证系统收敛，航天器和反作用轮将作无衰减振荡。从稳态精度来看，这种运动是不希望的。由于在实际系统中存在着死区或者其他非线性因素，所以这种控制系统往往是不稳定的。为此，飞轮控制系统必须引入阻尼才能使系统稳定，这就是说必须将姿态角速度的信息引入到系统中。此时线性控制规律将由比例控制变为线性比例一微分控制，即

　　姿态角精度为俯仰角1°，偏航角3°，滚动角2°。动量轮在对地侦察期工作,定位精度可提高 至1°以内

　　太阳敏测角精度1°磁强计配合太阳敏，利用非线性滤波算法精度最高可达0.05°

　　由于三颗卫星中有两颗要求变轨，在使用动量轮的同时还需要采用推进系统进行轨道保持和机动。

　　本卫星旨在对于及其附近海域的侦查探测，并将信息汇总传送回地面接收站，三颗卫星先要共同工作，后期又分开观测，对于整体的姿态控制和分开后各个个体的控制都有很高的要求。考虑到卫星形状与对地观测要求，对其采用对地定向三轴稳定的设计方案，以质心轨道坐标系作为其参考坐标系。为保证空间方位和姿态确定的精度要求，使用多传感器的设计，并通过飞轮三轴姿态控制辅助以喷气推力姿态稳定的手段加速姿态修正速度。