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（3）太阳敏感器
利用太阳离地球近、亮度高、发光均匀性好等特性测量 太阳矢量在卫星本体坐标位置，用于卫星对日姿态确定，与 其他敏感器组合确定卫星三轴姿态,包括模拟式太阳敏感器和 数字式太阳敏感器。
模拟太敏
数字太敏
模拟太敏工作原理
太阳敏感器：太阳敏感器对太阳辐射敏感并借此获得航天 器相对于太阳的方位。太阳敏感器按照输出信号方式的不同， 还可分为模拟式和数字式两种基本类型。 模拟式太阳敏感器,例如自旋稳定卫星广泛使用V形缝式 太阳敏感器。它具有两条狭缝，其中一条缝与卫星自旋轴平 行，另一条缝倾斜一个角度，构成V型。每条缝的后面装有 硅光电池。 数字太阳敏感器，用于三轴稳定的航天器的姿态测量， 是由狭缝和码盘组成。使用时都采用编码方式。其测量精度 可以达到0.10(测量角为640)和0.050(测量角为320).数字太 阳敏感器的模型。
姿态控制算法
ω
推力器相平面控制
I ω2 V ω1 II α1 III VI VII α2 IV α
ω1x
ω2 x
ωbix
推力器继电特性
V
ω0
TC K p Aerr Kd ωerr
反作用轮PD控制器
VIII
姿态控制算法
TC K p e Kd e K i edt
比例：提高精度和响应时间 微分：阻尼，影响超调量 积分：消除静差
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6.3常用执行器和执行器选择
• (1)反作用飞轮 控制力矩小，精度高。 • (2)推力器 控制力大，常用轨控。 • (3)磁力矩器 控制力矩小，与地磁场作用产生控制力矩，常用 反作用飞轮卸载。
控制系统的执行机构：推力器：冷气（氮气）系统和肼系 统、偏置动量轮加磁控（磁力矩器）、零动量控制（反作用 飞轮）。作为长寿命卫星，一般情况下使用反作用飞轮或者 偏置动量轮加磁控（磁力矩器）。肼系统是在遇到比较大的 扰动才使用，如航天器入轨和大的活动部件的展开等情况。 航天器在轨道上基本上是用轮控的途径实现控制。 中心计算机是根据敏感器测量的信息，对信息进行处理后， 按照给定的控制规律产生或发出控制指令，
计算各轴上磁力矩器控制力矩Tmi在 ΔH上投影大小ΔTmi
H Tmi Tmi Tmi cos arccos | H || T mi |
ΔTmi最大的2轴的磁力矩器工 作，该轴控制指令为Mci,其他轴不 工作,控制指令为0。
输出磁力矩器 三轴控制指令
④ 对系统可能出现的故障及排除故障的对策进行模拟研究；
⑤ 验证星载计算机数据处理能力和对姿轨控支持功能； ⑥ 验证敏感器和执行机构数学模型正确性； ⑦ 验证在不同工作模式下姿轨控分系统单机协同工作的匹配性； ⑧ 进行姿轨控分系统模飞；
⑨ 找出设计缺陷，确定技术状态。
（4）单机精度测试与标定
① 陀螺性能测试： 测量范围、测量精度、常值漂移、零偏重复性、零偏稳定 性、标度因数、标度因数重复性、标度因数随温度变化、零偏 随温度变化等。

磁力矩器卸载算法
开始
卸载 模式 01 飞轮转速 飞轮使用 状态 本体系磁 场强度
计算每个飞轮角动量 h=JΩ
确定飞轮标称 角动量H
计算每个飞轮需要卸载 角动量，对于不使用飞 轮需要卸载角动量为0
|ΔHi|>k1或 K1>|ΔHi|>k2
是
否
Δhi=Hi-hi
Δhi=0
Hi
Hi k1
Hi k2
（2）地球敏感器
通过敏感地球目标的自身红外辐射实现卫星滚 动和俯仰角姿态的测量，与其它敏感器组合测量偏 航姿态。通过敏感地球目标的
红外地球敏感器工作原理 静态红外地球敏感器
红外地球敏感器 地球敏感器有地球反照敏感器和红外地球敏感器，地球 反照敏感器在航天器控制系统中应用比较少，而红外地球敏 感器在航天器的姿态控制系统的姿态测量中，得到广泛应用。 红外地球敏感器是对地球辐射的红外敏感，并借此获得航天 器相对于地球的姿态信息。红外地球敏感器广泛采用二氧化 碳的吸收带（波段为14~16微米）的工作波段，可以较为稳 定地确定地球轮廓和辐射强度。红外地球敏感器由光学系统、 探测器和处理电路组成。
CCD星敏感器
星敏感器 星敏感器是对恒星辐射敏感，并借此获得航天器相对于 地球的姿态信息的光学敏感器。它是通过对恒星辐射的敏感 来测量后天器中某一个基准轴与已知恒星的视线之间的夹角， 由于恒星远离地球和航天器，故恒星的张角非常小 （0.04~0.005 ）,因此星敏感器测量精度很高，比太阳敏感 器高一个数量级，适用于航天器的高精度姿态控制。星敏感 器分为星图仪和星跟踪器。
敏感器选择根据指标要求、定姿模式以及运行 轨道确定。
敏感器误差 定姿误差 姿 控 系 统 误 差 控制误差 定姿算法误差 其它误差
执行器误差 控制器误差 动力学及其它误差
（1）磁强计
磁强计是以地球磁场为基准，测量航天器姿态的敏感器。
磁强计本身是用来测量空间环境中磁场强度的。由于地球周 围每一点的磁场强度都可以由地球磁场模型事先确定，因此 利用航天器上的磁强计测得的信息与之对比便可以确定出航 天器相对于地球磁场的姿态。与其它敏感器组合定姿，适用 于低轨卫星。
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（1）反作用飞轮
• 根据“动量矩守恒”原理，改变安装在航天器上的高速旋 转刚体的动量矩，从而产生与刚体动量矩变化率成正比的 控制力矩，作用于航天器上使其动量矩相应变化，这种过 程称为动量交换。实现这种动量交换的装置称为飞轮或飞 轮执行机构，飞轮执行机构只能用于航天器的姿态控制。
反作用飞轮
（2）推进组件
根据牛顿第二定律，利用质量喷射排出，产生反作用推力， 这也正是这种装置被称为推力器或喷气执行机构的原因。当 推力器安装使得推力方向通过航天器质心，则成为轨道控制 执行机构；而当推力方向不过质心，则必然产生相对航天器 质心的力矩，成为姿态控制执行机构。
质量排出型推力器
（3）磁力矩器
6.5地面试验验证方案
①数学仿真试验； ②星载控制器闭环试验；
③半物理仿真试验。
（1）数学仿真试验
①分系统方案正确性； ②各种定姿和控制算法是否满足指标要求； ③故障及排除故障的对策模拟研究； ④敏感器和执行机构数学模型正确性； ⑤在不同工作模式单机协同工作的匹配性，模式切换正确 性和合理性；
⑥找出设计缺陷，为后续工作提出优化方案。
磁力矩器就是通电线圈，通电线圈产生的磁矩与地 球磁场相互作用就可产生控制力矩，实现姿态控制。当 两者互相垂直时，磁力矩最大；当两者相互平行时，磁 力矩为零。
磁力矩器
6.4定姿和控制算法
敏感器组合完成姿态确定方案 ①太敏+地敏+陀螺；
②太敏+磁强计+陀螺；
③星敏感器+陀螺
④地敏+磁强计+陀螺
双矢量定姿
（2）星载控制器闭环试验
①验证星载计算机运算处理能力； ②与数学仿真结果比对，优化控制器参数； ③找出设计缺陷，为后续工作提出优化方案。
（3） 半物理仿真试验
① 姿轨控分系统方案正确性； ② 验证单机闭环后算法和姿轨控分系统各项功能和性能指标； ③ 对单机产品进行闭路检验，考核单机接口、功能和性能指标；
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穿越式红外地球敏感器，它的视场对地球作扫描运动，当 视场扫过地平时，感受到的红外辐射功率发生剧烈的变化， 发生变化时的扫描角（运动部分绕扫描轴的转角）是姿态的 函数。在自旋稳定的航天器上安装一种借助于航天器的自旋 的地球进行扫描的穿越式的红外地球敏感器。 辐射平衡式红外地球敏感器，对地球边缘某些地区的辐射 敏感并加以比较，以获得姿态信息。它没有活动部件，因此 常常称为静态红外地球敏感器。有一种最简单的静态红外地 球敏感器，能同时感受地球边缘4个区域的红外辐射。
Hi k1
Hi k2
计算合成卸载角动量 ΔH=Cw*Δh
hi
否
计算磁力矩器加电方向 M c Ssgn ( B H )
否
|ΔH|<0.001
是
B和ΔH夹角大于45º 且小于135º
是
三轴控制指 令为0
反作用轮卸载
磁力矩器 三轴控制指令为零
计算各轴上磁力矩器按照加电方向 工作产生控制力矩Tmi，磁力矩器 异常产生控制力矩为零
• 测试系统功能
• 整星集成后关注事项
6.1 姿轨控分系统功能和组成
1）功能 完成卫星姿态和轨道控制，满足平台要求和载荷对 姿态和轨道的要求 。 2）系统组成 敏感器 、执行器和控制器三部分组成。
干扰力矩 目标姿态 + － 确定 姿态 姿态确定算法 姿态敏感器 控制器 控制器输出 控制指令分配 执行机构 + + 姿态动力学 和运动学 真实姿态
双 轴 数 控 高 精 度 转 台
精太阳敏感器
太 阳 模 拟 光 源
1级平台
（7） 单机精度测试与标定
第八讲 姿轨控分系统设计2
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
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（5）陀螺
星上唯一测量卫星惯性姿态角速度敏感器。 种类：动调陀螺、液浮陀螺、光纤陀螺等。
光纤陀螺优点：精度高，且零偏随温度变化小。
光纤陀螺
惯性敏感器（陀螺仪）： 惯性敏感器是利用惯性原理工作的，它有两个重要特性： 定轴性：其高速旋转的转子具有力图保持其旋转轴在惯性空 间内的方向稳定不变的特性；转子角动量即矢量H是绕自旋 轴的转动惯量J和自旋角速度的乘积(H=J)。进动性：在外力 矩作用下，旋转的转子力图使其旋转轴沿最短的路径趋向外 力矩的作用方向。干扰力矩引起转子进动角速度称为陀螺的 漂移率。惯性敏感器有滚珠轴承自由陀螺仪、液浮陀螺仪、 静电陀螺仪、挠性陀螺仪、激光陀螺仪以及逐渐成为实用的 光导纤维陀螺仪。液浮速率积分陀螺组件，测量范围为40/s， 随机漂移0.30/h(1 )。