空间飞行器总体设计
§7.1 概述
1 轨道控制的任务
4）返回控制
使卫星脱离原来的轨道，进入大气层的控制。卫星从外层空间 返回地球表面经历下面四个阶段： 离轨：通过轨道控制使卫星离开原运行轨道，转入一条能进入 大气层的过渡轨道； 过渡：进行必要的轨道修正、调整卫星姿态为再入大气层作好 准备； 再入：当卫星下降到离地面80～120km时，进入稠密大气层， 再入段开始； 着陆。
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§7.1 概述
2 姿态控制的任务
1）姿态机动
在卫星飞行过程中常常需要从一种姿态转变到另一种姿态，称 为姿态机动或姿态再定向。
2）姿态稳定
克服内外干扰力矩使卫星姿态保持对某参考方位定向的控制 任务称为姿态稳定。
3）指向控制
除卫星本体的姿态控制外，为了完成空间任务还需要对卫星 某些分系统进行局部指向控制，如要求对能源分系统的太阳电 池阵进行对日定向控制，对通信分系统的天线进行对地或对其 他卫星定向控制等。
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§7.1 概述
航天器的控制可以分为两大类，即轨道控制和姿态控制。 轨道控制
对航天器的质心施以外力，以有目的地改变其运动轨迹 的技术。 姿态控制 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。
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§7.1 概述
1 轨道控制的任务
轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。 • 轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度，有时也
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§7.1 概述
4 卫星控制系统的特点
1）卫星运行在空间的失重环境中，许多卫星又具有复杂 的结构，难于在地面进行动力学试验。因此对卫星的动力学 特性进行理论计算和试验研究，建立足够准确的控制对象数 学模型，作为控制系统设计的前提条件，就十分重要。
2）卫星控制系统构成复杂、功能多样，卫星轨道、姿态、 有效载荷指向精度和稳定度要求高，而卫星是一个多自由度 的系统，系统各种状态之间交叉耦合，都增加了控制系统的 设计难度。因此，卫星控制系统设计必须采用下列理论：多 变量控制、统计滤波、最优控制、鲁棒控制和随机控制等。
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§7.1 概述
1 轨道控制的任务
2）轨道保持 使航天器克服空间各种摄动影响，保持卫星轨道某些参 数不变的控制。同步定点卫星为精确地保持定点位置而 定期进行的轨道修正；太阳同步轨道和回归轨道卫星为 保持其倾角和周期所加的控制，一些低轨道卫星为克服 大气阻力，延长卫星在轨寿命所进行的控制。
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§7.1 概述
3 姿态控制与轨道控制的关系
航天器是一个比较复杂的控制对象，一般来说轨道控 制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制，航天器姿态 必须符合要求。也就是说，当需要对航天器进行轨道控 制时，同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某 些飞行过程中，可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。 某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求，而对航天 器的姿态却有要求。
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§7.1 概述
5 卫星控制系统的组成
卫星控制系统在原理上和其他工程控制系统基本上是一样的， 完成三个最基本的过程：敏感测量、信号处理和执行过程，因 此其控制系统组成包括测量部件、控制电路或计算机、执行机 构三大部分。
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姿态控制与轨道控制 PPT
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第七章 航天器姿态控制 与轨道控制
§7.1 概述 §7.2 卫星的轨道确定和控制技术 §7.3 卫星姿态测量的基本概念和姿态测量系统 §7.4 卫星的姿态控制技术 §7.5 设计GNC分系统的步骤
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§7.1 概述
一个刚体航天器的运动可以由它的位置、速度、姿 态和姿态运动来描述。其中位置和速度描述航天器的质 心运动，这属于航天器的轨道问题；姿态和姿态运动描 述航天器绕质心的转动，属于姿态问题。从运动学的观 点来说，一个航天器的运动具有6个自由度，其中3个位 置自由度表示航天器的轨道运动，另外3个绕质心的转动 自由度表示航天器的姿态运动。
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§7.1 概述
2 姿态控制的任务
姿态控制也包括姿态确定和姿态控制两方面内容。 姿态确定：是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。
这个基准可以是惯性基准或者人们所感兴趣的某个基准。 姿态控制：是航天器在规定或预先确定的方向(可称为参考方
向)上定向的过程，它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是 指使姿态保持在指定方向，而姿态机动是指航天器从一个姿 态过渡到另一个姿态的再定向过程。
称为空间导航，简称导航； • 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标，对
质心施以控制力，以改变其运动轨迹的技术，有时也称为制导。 轨道控制的任务可分为4类。
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§7.1 概述
1）变轨控制和轨道机动 这种控制使航天器从一条自由飞行轨道转移到另一条自
由飞行轨道。变轨前后的两条轨道可以在同一平面内， 也可以在不同平面内。
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§7.1 概述
1 轨道控制的任务
3）交会和对接
使一个卫星与另一个卫星在同一时间、以相同速度到达空间同一位置 的过程称为交会。在轨交会过程一般分为三个阶段：远程导引阶段、 近程导引阶段和停靠阶段。 远程导引阶段:轨控系统控制追踪星的质心运动，将它导引到要接近的 目标卫星附近,两颗卫星距离应小于100km，并在同一轨道上运动； 近程导引阶段：追踪卫星上的轨控设备把它引入相距小于1km的交会 区，当两个卫星相对距离为20～30m时，应以1.5～3.0m/s的相对速 度进入停靠阶段； 停靠阶段：轨控系统应使追踪卫星以零或接近于零的相对速度靠近目 标卫星。
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§7.1 概述
4 卫星控制系统的特点
3）卫星控制系统工作寿命长，发射环境和在轨运行环境恶劣，这 就需要为控制系统选择高可靠、长寿命、经过鉴定的、最好是 有成功飞行经验的元部件，同时在系统设计上要采取合理的冗 余设计等。
4）由于运载火箭发射成本高，控制系统设计上还受到质量和能量 消耗等条件的限制。要研制和选用适合空间工作的轻型、低功 耗的元部件。