讲师：XXXXXX XX年XX月XX日
(2)比例-微分控制率
航天器姿态控制
假定系统输入为阶跃响应： Tdy T 1(t) ，解得
Tet Βιβλιοθήκη in(I y2 1 21 2t arctan
1
2
)
T
I y2
控制律反馈系数 k p , kd 的选择完全确定了二阶系统阻尼系数 和自
然频率 。所以可通过选择 kd ，获得不同的阻尼系数 ，使响应到
用飞轮将作无衰减振荡。
(2)比例-微分控制率
航天器姿态控制
将姿态角速度的信息引入系统中，即
Tc Iy kp kd ，式中 k p 为比例系数， kd 为微分系数
闭环控制系统为 I y kd kp Tdy
定义 2 k p , 2 kd ，上式可化为二阶系统的典型形式
Iy
Iy
2 2 Tdy
态误差相互独立的改变自己的转速，实现对各轴的姿态
控制。
航天器姿态控制
航天器姿态控制
航天器姿态控制
航天器姿态控制
(1) 比例控制律
Tc I y kp ， k p 为比例系数；
则俯仰通道的闭环控制系统为：
k p Tdy
Iy
Iy
闭环系统特征值为 s1,2
kp i ； Iy
位于复平面虚轴上，不能保证系统收敛，航天器和反作
Iy
(2)比例-微分控制率
相应的特征方程为 s2 2s 2 0
航天器姿态控制
特征根为 s1,2 i 1 2 ， 1； s1,2 2 1， 1；
这是典型的二阶系统，控制律反馈系数 k p , kd 的选择完全确定了二
阶系统阻尼系数ω和自然频率ζ，从而确定了闭环系统的特征根。
达时间最短，超调量也小，使得系统的动态特性优化（ 0.7 ~ 1）。
写在最后
成功的基础在于好的学习习惯
The foundation of success lies in good habits
29
谢谢大家
荣幸这一路，与你同行
It'S An Honor To Walk With You All The Way
航天器姿态控制
考虑三轴稳定航天器姿态角偏差很小的情况，此时 3 个通道
的姿态运动可视作独立无耦合，且有
x ,y ,z ,
则航天器的欧拉动力学方程可简化为
I x Tcx Tdx I y Tcy Tdy I z Tcz Tdz
航天器姿态控制
当航天器的姿态偏差超过一定阈值的时 候，推进器就开启，调整航天器姿态
控制 力矩
姿态
姿态动力学 运动
敏感器
开关控制指令
控制器
姿态角测量值
姿态角速度测量值
期望姿态角
期望姿态 角速度
航天器姿态控制
航天器姿态控制
航天器六自由度线性化运动方程
当航天器的姿态在小范围变化时,可以得到航天 器的线性化姿态动力学方程:
Tx Ix (I y Iz Ix )0 (I y Iz )02 Ty I y Tz Iz (I y Iz Ix )0 (I y Ix )02
航天器姿态 动力学在 俯仰轴可 以独立出 来,而滚 动和 偏航姿态是相互耦合的.
航天器姿态控制
航天器姿态传递函数方框图
Ty
1 I ys2
T x
1
Ixs2 (I y Iz )02
(Iy Iz Ix )0s
(Iy Iz Ix )0s
Tz
1
Izs2 (I y Ix )02
航天器姿态控制
航天器姿态控制
航天器姿态控制
比例—积分—微分（PID） 算法在航天器主动姿态控 制中的应用
航天器姿态控制
Xb Yb
Ob
Zb
欧拉角: θ、φ、ψ用来表 征航天器的俯仰、翻滚、偏 航
在此介绍：
航天器姿态控制
喷气三轴姿态控制
飞轮三轴姿态控制
推进器
航天器姿态控制
航天器姿态控制
干扰力矩
正推力器 负推力器
航天器姿态控制
满足航天器基本要求
质量轻、体积小、功耗低
适合在空间环境长期工作
轨道辐射、真空条件、温度变化
具有冗余结构和故障检测
故障修复等高可靠性要求
实现模块化、标准化
便于在轨更换和升级
航天器姿态控制
集中控制 分散控制
集中控制采用高可 靠性的大型中央处 理机
航天器姿态控制
分散控制的优点是将系统 的复杂性从系统级变为分 系统级，使系统简化
当航天 器各轴 惯量 基本 相同, 且忽 略轨道 角速 度耦合 作用
时(或者 0 很小),则可进一步简化为: Tx I x Ty I y Tz I z
为 一 组 航 天 器 姿 态的 解 耦 动 力 学方 程 , 在 解 耦情 况 下 , 俯 仰、偏航和滚动 3 个通道的运动互不相关，而形式上完全相同。
航天器姿态控制
姿态控制系统的计算
控制信息
航天器姿态控制
推进 器
控制器
太阳 帆
执行 机构
飞轮
星传 感器
姿态信息
太阳敏 感器
传感器
陀螺 仪
磁力 矩器
射频传 感器
姿态信息
航天器
航天器姿态控制
星载计算机
太阳传感 器
星传感 器
航天器
加速度计
陀螺仪
速度
加速度 位置
星载计算机
航天器姿态控制
控制器的功能是 由模拟逻辑或数字 计算机实现控制规 律或控制对策，把 星上敏感器和执行 机构联接起来，从 而完成对航天器的 控制任务。
飞轮控制
航天器姿态控制
采用角动量交换装置为卫星姿态控制执行机构，实现 卫星姿态的控制作用。
干扰
期望
姿态
控制网络
飞轮
姿态输出 星体
姿态敏感器
航天器姿态控制
代入欧拉力矩方程，并在小角度姿态变化情况下进行线
性化
Ix Ix Tdx I y Iy Tdy Iz Iz Tdz
3 个正交的零动量反作用飞轮可根据各自轴上的姿