姿轨控分系统设计ppt课件.pptx

第七讲姿轨控分系统设计,2014年3月6日,主要内容,几个概念姿轨控分系统功能姿态和轨道动力学基础航天器常用几种轨道姿态运动学和动力学姿轨控方案要求和类型,姿轨控系统的组成 常用敏感器和敏感器选择常用执行器和执行器选择姿态确定和控制算法地面仿真试验验证仿真试验阶段划分测试系统组成测试系统功能整星集成后关注事项,2022/11/9,3,轨道（运动）定义：卫星质心的运动轨迹 轨道控制任务：变轨：一个自由飞行段轨道转移到另一个自由飞行段轨道轨道维持：克服卫星各种摄动力的影响，保持预订轨道根数返回控制：脱离原轨道返回大气层轨道交会：一个卫星与另一个，在同一时间，以相同速度到达空间同一位置的过程姿态（运动）定义：卫星绕质心的运动指向姿态控制任务姿态稳定：保持已有姿态或姿态运动的过程姿态机动：把卫星从一种姿态变为另一种姿态的再定向过程,5.1 几个概念,2022/11/9,4,用于测量和控制在轨道上运行的姿态和姿态角速度。最简单的可以不控制，或者通过自旋或它和地球磁场或重力场的相互作用来实现被动控制，用来测量姿态和位置的敏感器可有可无。比较复杂的则使用控制器来处理姿态，使用执行机构磁力矩器或推进系统的推力器来改变姿态、速度或角动量。可以带几个独立的附件，例如太阳电池阵、通信天线等，它们可能要求有独立的姿态指向。为了控制附件的姿态，需要用执行机构。有时可用独立的敏感器和控制机构。姿态控制和轨道控制的规模取决于控制轴的数目和被控制的附件的数量、控制精度和响应速度、机动要求和扰动环境。其功能可归纳为：,5.2 姿轨控分系统功能,2022/11/9,5,测量航天器的姿态； 控制航天器的指向； 控制航天器角度的变化速率； 提供轨道机动所要求进行的姿态机动； 对航天器在轨道上飞行时的轨道保持； 轨道控制,2022/11/9,6,5.3 姿态控制特性,姿态测量精度；姿态指向精度；姿态稳定度（对遥感是反映图象质量清晰程度的一个相当重要的指标）；姿态机动能力；轨道保持能力。,2022/11/9,7,*姿态控制的精度： 有粗精度、中等精度和高精度的控制方式，以适应不同任务的要求。 粗精度的控制指标一般为指向精度低于2； 中等精度的控制，指向精度为优于0.5（三轴）； 高精度姿态控制的指向精度为优于0.1。上述姿态控制精度取决于姿态控制采用的测量部件的性能。,2022/11/9,8,姿态测量精度 中等控制精度的测量精度优于0.2、高精度控制的测量精度优于0.01。 稳定度 对于一般的遥感卫星为优于0.001/s。对于通信卫星、电子侦察卫星等，稳定度是没有要求。,2022/11/9,9,姿态机动 根据航天器的任务，例如通信卫星当由运载火箭送到预定的轨道，到达同步轨道将由卫星自己来完成。此时卫星将通过姿态机动，提供轨道机动所需要的推力方向。对地观测卫星有时为了提高地面分辨率或者要达到所要求的目标轨道等都需要进行姿态机动，便于进行轨道机动。有的为了达到在可视范围内进行侦察，卫星绕滚动轴进行姿态机动（或称卫星侧摆）。这些任务都要求后天器姿态控制具有姿态机动的功能。,2022/11/9,10,轨道控制 指要求在寿命期间，按照目标（理论的设计轨道）飞行。（摄动）。如果航天器的高度比较低的情况，轨道衰减比较快，因此必须克服大气阻力对轨道的影响，进行轨道保持。对于较高轨道飞行的航天器，大气密度比较稀薄，对轨道的影响比较小，因此，轨道控制的任务相对比较简单。但是轨道控制的目的是要求达到目标轨道飞行， 它与轨道的测量精度有比较大的关系。轨道测量的结果是轨道控制的输入条件，因此，达到目标轨道飞行要求有比较高的轨道测量精度。,5.4姿态和轨道动力学基础,(1)常用坐标系定义1)地心赤道惯性坐标系（OeXiYiZi ） 简称惯性坐标系，原点在地心上，Xi在地球赤道平面内指向春分点，Zi轴指向北地极，与地球自旋轴重合。是相对惯性空间静止或匀速转动的坐标系，是卫星姿态和轨道运动的绝对参考基准。 一般采用J2000.0惯性坐标系。J2000.0的意思是2000年1月1日12点（地心动力学时）， X轴指向J2000历元的平春分点，为J2000平均赤道与J2000平均黄道的交点。,(6)六个轨道根数的几何意义,Xi,Zi,(1)常用坐标系定义,2)轨道坐标系（ObXoYoZo） 原点取在卫星质心上，Xo轴沿轨道平面与当地水平面的交线，指向前进方向，Zo 轴沿当地垂线指向地心， Yo轴垂直于轨道平面。这个坐标系在空间以航天器的轨道角速度绕 Yo轴旋转，且旋转方向与Yo 轴的方向相反。,(1)常用坐标系定义,3)本体坐标 原点 取在卫星质心上，Xb轴为滚动轴，指向前进方向，Yb 轴为俯仰轴，指向轨道负法线方向，Zb 轴为偏航轴，沿径向指向地心。固连于卫星中心主体上。 本体坐标系可由轨道坐标系按3-1-2（Z-X-Y）顺序经三次转动得到。当姿态角都为零时，本体坐标系与轨道坐标系重合。,(2)轨道运动方程,下面先研究航天器围绕地球运动的二体问题，即不考虑其 它天体的摄动。为了进一步简化，先把地球当做质点，即航天器是在一个中心引力场内运动，如图1 所示。这样，在地心赤道惯性坐标系0-xyz中，航天器轨道运动方程为:,（1a）,（1b）,（1c）,图1,轨道平面运动,根据上式中可以得到,进而得到 AX+BY+CZ=0 （2）,同理可得,积分得,即,上式表明，卫星在一个平面内运动，这个平面称为轨道平面。式中 A、B、C为轨道平面的方向系数(有两个独立量)，即轨道面的法线在地心惯性坐标系中的方向，可用球面坐标系(法线长度为1)表示为：,A= sinisin (3a)B= -sinicos (3b) C= cosi (3c)式中,为升交点赤经, i 为轨道倾角。,图2,图3,rp,e=(ra-rp)/2a,六个轨道根数的几何意义立体示意图,(3)六个轨道根数的几何意义,n（t-） = M,1) 轨道倾角i：航天器运行轨道所在的平面叫轨道面，这个平面通过地心，它与地球赤道平面的夹角称为轨道倾角。 2) 升交点赤径：从春分点方向轴量起的升交点的经度，顺地球自转方向为正。 轨道平面与赤道平面的交线在天球上有两个交点，其中，对应于航天器由南半球向北半球上升段经过的那一点叫升交点；反之，航天器由北半球向南半球运动时下降段经过的那一点叫降交点。 3) 近地点角距 :投影在天球上的椭圆轨道近地点与升交点对地心所张的角度，从升交点顺航天器运行方向量到近地点。 4)椭圆轨道的长半轴a。5)椭圆偏心率e。6)真近点角f。 当然，轨道参数不止上述6个，但作为确定轨道特征的独立基本要素只用6个就够了，其他轨道要素都可以由这6个要素计算得到。,5.5航天器常用几种类型轨道,1)地球同步（静止）轨道 已知对地静止卫星的周期为一个恒星日的时间，即T=23小时56分04秒（地球相对太阳转一圈为24小时，但地球一天还相对太阳公转约1/365.25度，所以地球相对惯性空间自转一周不到24小时）。,则根据轨道周期可计算出地球同步轨道半长轴a=42164.6（km）。由于地球平均半径RE=6378km所以同步卫星离地面高度H=aRE=35786.6km。,发射场的地理纬度对发射地球静止轨道航天器影响较大。目前运载火箭将卫星送入近地点200km，远地点35786km的过渡轨道。在运载火箭不改变过渡轨道倾角情况下,如果火箭向正东方向（射向为90）发射，其过渡轨道倾角为发射场的地理纬度。西昌发射场的地理纬度为28.50 ,所以过渡轨道倾角i即为28.50 图3为目前发射静止轨道航天器过程的示意图，过渡轨道远地点、近地点和静止轨道速度按下式计算：,图4a,图4b,远地点,Va与Vs之间夹角为过渡轨道倾角 i 。需远地点发动机产生的速度增量Vi可由图中几何关系，按下式计算：,根据我国情况，即在西昌发射场用长征三号系列发射，发射场的地理纬度为28.5，近地点200km，远地点35786km。计算结果如下表。,2)太阳同步轨道 由于地球是一个非标准球形、质量分布不均匀，对航天器要产生非球形摄动力。摄动力的结果之一将使卫星轨道面产生进动。地球扁率产生近似轨道摄动方程为,如果轨道面进动角速度与太阳在黄道上运动的平均角速度（即地球绕太阳公转的平均角速度）相同，即当 = = 360 /365.25= 0.9856/d， 则这条轨道称之为太阳同步轨道。 太阳同步轨道有一个显著特点，即航天器在太阳同步轨道每圈升段（或降段）经过同一纬度上空的当地时间相同。,太阳、地球和航天器轨道面的几何关系:,图5,正午轨道,图6,太阳同步轨道应用很广，主要用于遥感航天器。这种轨道的优点是可以保持太阳光线和轨道面的夹角不变。因此，这种轨道航天器的太阳电池阵能得到较好的光照条件；同时，对于可见光遥感航天器，可以得到地面上的较好光照条件。 下面，我们用一个示意图来说明轨道升交点经度（轨道面与赤道面交线又称节线）进动物理概念。航天器在轨道面内运动就如同陀螺运动一样，在没有外力作用情况下，其轨道法线在惯性空间保持不变。如图7所示，若在节线方向加一力矩，则轨道法线将产生进动。图7a是陀螺进动原理示意图，图7b是航天器轨道法线进动原理示意图。,图7a,图7b,5.6姿态动力学和运动学,式中， T星体所受的力矩，包括控制力矩和干扰力矩，在本体坐标系中；H 卫星包括飞轮在内的角动量，在本体坐标系中； 卫星相对惯性坐标系的角速度在本体系的投影。,根据角动量守恒的原理，姿态动力学和运动学方程：,空间环境干扰力矩主要：1）气动力和气动力矩2）重力梯度力矩3）太阳光压力矩4）磁力矩 占优势的力矩在低高度轨道是气动力矩，在高轨道(在1 000 km以上)是太阳辐射力矩，当高度降至700 km时，太阳辐射力矩和气动力矩是同数量级的。在中高度的轨道(1 000 km左右)主要扰动力矩是重力梯度力矩和磁力矩。,空间环境干扰力矩,(1)气动力和气动力矩,气动力矩可表示为：M=-FL其中，F为气动力，L为压心相对于航天器质心的矢径。气动力计算：大气密度，Va卫星质心相对空气速度，Cd气动系数，S为有效迎风面积。,2)重力梯度力矩地球引力常数I卫星转动惯量r卫星位置矢量,3)太阳光压力矩 太阳辐射力矩主要由太阳光压中心与卫星质心不重合而产生。其中：p 太阳幅射压强，p4.510-6N/m2；K 表面反射性能系数，与表面材料、表面粗糙度和形状等因素有关，一般取11.44之间的值，如全吸收取K=1，完全漫反射取K=1.44；S 卫星有效面积，即垂直于太阳光线的卫星截面面积。,4)磁力矩 地磁力矩是卫星本身的剩磁矩与地球磁场发生相互作用而产生的磁力矩，取决于轨道位置和卫星剩磁。 其中：B为轨道上某一位置的磁场强度矢量，M 为卫星剩磁矩矢量，则磁力矩器。,37,5.7 控制分系统方案要求和类型 1）对控制分系统的要求 对姿态控制的要求是根据有效载荷和航天器平台所采用的方案而确的。 A. 满足有效载荷的要求有： 需要定向的部件 有整个有效载荷需要定向（如对地观测有效载荷，天文卫星和太阳望远镜的有效载荷），其控制方法可以是整个卫星定向，可以是控制有效载荷摇摆定向；有的要求部分定向，如对地天线等。,38,具体要求有： 定向的方向 如上所说，需要确定相对的参考基准； 定向的范围 如相机需要左右30度方向摇摆； 指向精度对目标指向的绝对角度控制要求，如0.1； 指向稳定度指向角度的最大变化率，如0.0001 ； 回转速率从一个指向重新定向到另一个指向时，在单位时间的内，所转动的角度；B. 平台对控制分系统的指向要求有：数据传输和通信天线的指向如对地或对其它航天器指向，要求对目标捕获和跟踪； 变轨时的指向根据变轨策略确定； 太阳翼的指向对日指向，一般是一维转动，少数要求 两维转动。,39,C.总体对控制分系统的一般要求： 运行轨道类型，分系统方案（如重力梯度），控制分系统的主要功能与性能指标，机动能力，各个仪器设备的质量、尺寸、电功率，遥测参数、遥控指令、热控等接口，寿命、可靠性等要求；2)姿态稳定和控制类型 姿态控制根据任务要求，控制方式有自旋稳定和三轴稳定系统（重力梯度稳定、对地（日）三轴稳定）。,40,重力梯度稳定 重力梯度稳定是在航天器上装有可伸长的杆子（在发射时收拢，航天器入轨后展开），利用重力梯度产生的力矩，使航天器最小转动惯量保持在铅垂方向。这种稳定方案的姿态控制精度较低，大约15度。一般用于对地指向且精度较低的航天器。,41,双自旋稳定 双自旋稳定是利用自旋体的定轴性来保持航天器的稳定。该方案是利用地球红外敏感器和太阳敏感器确定姿态；调整姿态用轴向推力器，轴向推力器装在远离自旋轴处，推力平行于自旋轴；调整转速用切向推力器，推力器装在远离自旋轴处；当自旋轴垂直轨道面时，调整轨道用径向推力器，推力要通过质心，当自旋轴在轨道内并平行飞行方向时，可用轴向推力器连续工作。姿态控制精度中等，大约0.11度。一般用于垂直轨道面并对地指向的航天器。,42,三轴稳定 三轴稳定是通过各种执行机构使航天器的三个轴在轨道上保持一定的指向。三轴稳定方案是利用红外、太阳、星敏感器及各种陀螺（也有用磁强计的）等来测量航天器的姿态，用执行机构（有小推力发动机、动量轮、飞轮、磁力矩器、力矩陀螺等）调整姿态和轨道；用推力器调整姿态时，调整姿态推力器装在远离质心处，这样，可产生较大的力矩；调整轨道时，进行较大的轨道机动要用推力较大的推力器，要使推力通过质心；小的轨道机动用推力较小的推力器，也要使推力通过质心。三轴稳定方案的姿态控制精度较高，可优于0.1度。大多数航天器都采用三轴稳定方式。,43,（2）推进分系统方案要求和类型）对推进分系统的要求 推进分系统可以单独作为一个分系统，也可以作为控制分系统的执行部件。一般还是把它当作一个独立的分系统。 推进分系统的任务有两个，一个是在航天器变轨时，用做姿态和轨道机动；一个是航天器在轨正常工作时，用做姿态和轨道保持。对发射静止轨道航天器在转移轨道变轨时以及对返回航天器在再入大气层时，所用发动机，可用大推力的固体或液体发动机；用做姿态和轨道保持时，一般用小推力发动机或称小推力器。,44,对推进分系统的要求除选用什么方案外，还要提出总冲、比冲、混合比、推力大小、占空比、残余量、工作次数（寿命）等。 三轴控制航天器至少需要6台小推力器，为保证可靠，现在设计都采用812台推力器。同时配备相应部件的备份，使系统形成两套，可同时使用，也可互为备份。在轨工作时，沿飞行方向（正向或反向），点火的姿态控制发动机一般要成对使用，以产生没有线性推力的纯力矩。由于航天器对速度矢量垂直的推力不敏感，所以在这些方向上的控制，可以用单台小推力器。 推进分系统在设计时，要在保证性能的前提下，还要确保安全。,45,）推进分系统的类型 推进分系统常用的类型见表4.8,表4.8,46,推进分系统方框图,可考虑的题目,卫星姿态敏感器的现状及发展趋势卫星控制部件的现状及发展趋势卫星姿态控制算法的现状及发展趋势卫星推进系统的现状及发展趋势卫星用元器件的现状及发展趋势卫星星务系统的现状及体系结构卫星电子学系统的总线结构及发展星载CPU应用现状及发展卫星中利用Wif进行无线传输的可行性研究,谢谢！,