世界煤炭工業

[拼音]：hangtianqi zitai kongzhi

[英文]：spacecraft attitude control

獲取並保持航天器在太空定向（即航天器相對於某個參考系的姿態）的技術。航天器姿態控制包括姿態穩定和姿態機動兩個方面。前者是保持已有姿態的過程，後者是把航天器從一種姿態轉變為另一種姿態的再定向過程。在實現姿態穩定之前，通常有一個姿態捕獲過程。如在衛星剛入軌時需要建立初始姿態；某種偶然原因使衛星失去正常姿態時，還需要重新建立姿態。幾乎所有的航天器都需要採用某種姿態控制方式。實現航天器姿態穩定和姿態機動的裝置或系統稱為航天器姿態控制系統。

發展概況

早期的航天器限於當時的技術手段多采用被動穩定，特別是自旋穩定，如蘇聯的“人造地球衛星”1號，美國的“探險者”1號，中國的“東方紅”1號均為自旋穩定衛星。60年代初期，由被動穩定逐步發展為半主動控制，即在被動穩定的基礎上，輔以主動控制的若干功能，例如增加穩定性（主動章動阻尼和主動天平動阻尼），提高姿態精度（採用姿態測量手段），調節指向（自旋穩定衛星的自旋軸指向控制）等。航天器主動姿態控制技術也獲得發展。60年代初期至中期，為了解決長壽命的姿態控制問題，提出了以消耗電能為主的反作用輪控制方案，還開展了半主動控制方案研究，隨後出現的各種飛輪控制方案是半主動控制方案的發展和繼續。

早期的航天器體積較小，結構剛性較高（除個別附件如天線杆、安放儀器的杆外），人們把航天器看作簡單的剛體或剛體系（本體內含可動剛體如飛輪、某些阻尼器等）。控制的方式也是集中控制，即姿態測量和姿態控制都是針對航天器本體這個剛體進行的。

目的和要求

航天器在軌道執行時，為了完成它所承擔的任務，必須具有一定的姿態。對地觀測衛星的照相機或者其他遙感器要對準地面。通訊衛星和廣播衛星的天線要對準地球上的服務區。航天器上的能源裝置──太陽電池翼(見太陽電池陣電源系統)要對準太陽。航天器作機動變軌時其變軌發動機要對準所需推力方向。航天器從空間返回大氣層時其制動防熱面須對準迎面氣流方向。

不同型別的航天器對姿態控制有不同的要求。某些科學探測衛星只要求知道在獲得空間或者大氣物理引數時的時間、衛星的軌道位置和瞬時姿態，用以進行資料的事後處理。這一類航天器不要求姿態控制但要求姿態確定，所需的姿態確定準確度一般為幾度至十分之幾度。通訊衛星和廣播衛星要求天線指向精度約為波束寬度的十分之一。對地觀測衛星（偵察衛星、地球資源衛星和氣象衛星等）需要分辨和識別目標並定位，要求有較高的姿態準確度（十分之幾度）和姿態穩定度（幾角秒每秒）。天文衛星需要極高的姿態準確度（幾角秒）和姿態穩定度（10-3角秒/秒量級）。

原理和方法

按是否採用專門的控制力矩裝置和姿態測量裝置，可以把航天器的姿態控制分為被動姿態控制和主動姿態控制兩類。採用被動、主動或把二者結合起來，取決於飛行任務對定向和穩定的要求、功率要求、重量限制、軌道特性、控制系統和航天器上實驗儀器的相互配合等因素。

被動姿態控制

利用航天器本身的動力特性和環境力矩來實現姿態穩定的方法稱為被動姿態控制。例如人造衛星自旋穩定、重力梯度穩定、磁穩定、氣動穩定、太陽輻射壓力穩定等。航天器在軌道飛行時，周圍環境力形成對其質心的力矩。例如，稀薄大氣分子對航天器外表面撞擊所產生的氣動力矩，由航天器磁矩（所含鐵磁體或者環路電流的合成效應）與周圍環境磁場相互作用所產生的磁力矩，因作用在航天器各部分質量上的地球引力有差異和航天器 3個主慣量不相等而形成的重力梯度力矩，以及因太陽輻射對航天器表面作用所產生的太陽輻射壓力等。這些外部因素產生的力矩使航天器的姿態趨向於平衡姿態。在平衡姿態下，外力矩的合成力矩等於零。氣動穩定、太陽輻射壓力穩定、磁穩定和重力梯度穩定等被動姿態控制的實質是利用航天器的穩定的平衡姿態作為執行姿態。氣動穩定和太陽輻射壓力穩定時的平衡姿態是氣動力或輻射壓力通過質心的靜穩定姿態。磁穩定時的平衡姿態是航天器磁矩與環境磁場方向一致時的姿態。重力梯度穩定時的平衡姿態是航天器的最大慣量軸垂直於軌道平面，最小慣量軸沿當地垂線方向時的姿態。

自旋穩定所根據的原理是在無外力矩作用時自旋航天器的動量矩在空間守恆(即大小和方向保持不變)。快速旋轉的航天器在外力矩作用下仍然能夠在短期內維持穩定姿態，但自旋軸方向逐漸漂移，其漂移率反比於自旋轉速。自旋軸在外力矩作用下的運動稱為進動。

被動穩定的航天器當偏離其平衡姿態時（因初始姿態不同於平衡姿態或者在外力矩作用下偏離原來的平衡姿態），由於能量和動量矩的作用，航天器將繞平衡姿態作往復振盪。對於自旋穩定，這種振盪稱為章動。對於重力梯度穩定，這種振盪稱為天平動。為使被動穩定的姿態在受擾後恢復平衡，需要把章動或者天平動所包含的額外能量消耗掉。這種消耗振盪能量的措施稱為阻尼，實現阻尼的裝置稱為阻尼器，有章動阻尼器和天平動阻尼器等。被動姿態控制系統的主要優點是幾乎不消耗或者很少消耗航天器上的能源，結構簡單，適合於較長壽命的航天器，但是控制精度一般不高。

主動姿態控制

根據姿態誤差（測量值與標稱值之差）形成控制指令，產生控制力矩來實現姿態控制的方法。要求對三個軸進行姿態控制的航天器（見航天器三軸姿態控制）通常採用主動姿態控制。主動姿態控制系統由姿態敏感器、控制器和執行機構（也稱力矩器）組成。

常用的航天器姿態敏感器有陀螺儀、紅外地球敏感器（見地球敏感器）、太陽敏感器、恆星敏感器、磁強計和射頻敏感器等。為了不間斷地獲得姿態資訊，常用陀螺儀和光學姿態敏感器（地球、太陽、恆星敏感器）構成組合式姿態測量基準。由陀螺儀提供短期姿態資訊，由光學敏感器提供校準訊號來修正陀螺的漂移。

常用的執行機構（見航天器姿態控制執行機構）有噴氣執行機構、磁力矩器和飛輪。噴氣執行機構通過排出高速氣體或離子流對航天器產生反作用力矩，實現航天器的姿態控制。磁力矩器利用航天器內通電繞組所產生的磁矩和環境磁場作用來實現控制。飛輪是一種由電機驅動的高速轉動部件，通過航天器與裝在航天器內的飛輪之間的動量交換來控制航天器的姿態。因此，飛輪是一種動量交換式執行部件。某些姿態控制方案要求飛輪保持一定的平均轉速，這種飛輪稱為動量輪。另一些姿態控制方案要求飛輪平均轉速為零，這種飛輪稱為反作用輪。飛輪控制最適合於克服作用在航天器上週期性的外部擾動力矩。但是當航天器受恆值外力矩作用時，飛輪的動量矩在某個方向上不斷增大，直到飛輪轉速達到極限值，這種現象稱為飛輪飽和。這時飛輪失去進一步控制航天器姿態的能力。為了使飛輪恢復控制作用，可以利用噴氣力矩、重力梯度力矩或磁力矩器產生的力矩使飛輪的動量矩向相反方向發生較大的變化，這種控制稱為飛輪卸飽和控制。

如果把飛輪軸安裝在框架上，不僅可以改變飛輪動量矩的大小，而且可以改變它的方向，這種飛輪叫框架式飛輪，有單框架和雙框架飛輪兩種。還有一種動量交換式執行部件叫做控制力矩陀螺，即安裝在框架內的恆速旋轉的飛輪裝置，這是一種只靠改變轉軸方向來實現控制的執行部件。框架式飛輪和控制力矩陀螺也有飽和問題，也採用與飛輪相同的卸飽和手段。控制器是利用姿態資訊形成控制指令的電子裝置。它可以是簡單的邏輯電路，也可以是較複雜的資訊處理器和控制計算機。

主動姿態控制系統的主要優點是精度較高，靈活性大，快速性好（尤其是噴氣控制），但是需要消耗航天器上的能源，控制電路較複雜，成本較高。

發展趨勢

航天器的發展趨勢是越來越大，特別是像太陽電池翼等附件，而結構重量要求儘可能小。在這種情況下，撓性問題（見航天器姿態動力學）變得突出了。航天器內部液體燃料（用於噴氣執行機構）也日益增加，這就使得姿態控制必須考慮非剛體的問題。巨型航天器如航天站需要考慮分佈引數控制的問題。某些特殊部件(如航天器上的大型天線反射面、光學反射面等)不但要求控制其姿態（指平均的方位）而且要求控制其形狀，例如對一個直徑為 100米的天線的表面尺寸的控制，要求控制精度為10毫米量級。高精度、長壽命、能應變和調整控制系統結構、能識別故障並實現綜合控制是航天器姿態控制系統進一步發展的重要課題。