人造地球卫星
应用卫星 技术试验卫星 月球探测器
航天器
保障航天员在外层空间生活和 工作，以执行航天任务并能返 行星际探测器 回地面的航天器 恒星际探测器 可供多名航天员巡访，长期居 住和工作的载人航天器 载人飞船 卫星载人飞船 可以重复使用，往返于地面和 高度在1000km以下的近地轨道 登月载人飞船 之间，运送有效载荷的航天器 载人航天器 空间站
坐标转移矩阵
绕三个坐标轴旋转的基本转移矩阵 Z轴：
zb za
O

ya

ya
yb
cos Lz ( ) sin 0
sin cos 0
0 0 1
xb
坐标系和向量基础知识
坐标转移矩阵
一般情况
Lz ( )
Ly ( )
Lx ( )
S1 o o S2
根据航天器现有的位置，速度，飞行的最终目标和运动 受限条件，确定航天器的飞行过程控制规律。
基本概念
航天器控制回路
控制器
控制命令 执 轨道：推力器 行 姿态：推力器 机 构 动量交换装置 控制力 控制力矩
被控对象
对象运动状态确定系统 轨道/姿态信息 轨道确定 姿态确定 导航敏感器 姿态敏感器 对象运动 物理特性
姿态确定环节是姿态控制系统的重要组成部分！
基本概念
姿态控制——空间任务的不同进行分类
姿态稳定 航天器姿态对某参 考方向保持定向 长期而持续 所需控制力矩小 应用实例

姿态机动 航天器从一种姿态 转变到另一种姿态 短暂过程 所需控制力矩较大 应用实例
• 为轨控建立点火姿态
0 sin cos
xa
坐标系和向量基础知识
坐标转移矩阵
绕三个坐标轴旋转的基本转移矩阵 Y轴：
zb za

O

xa
yb ya
cos Ly ( ) 0 sin
0 sin 1 0 0 cos
xb
坐标系和向量基础知识
存在章动，需要进行章动阻尼； 优点：简单，抗干扰能力强； 缺点：只有一个轴可以稳定，不具有控制自旋速度、 再 定向或使自旋轴进动的能力，姿态指向精度低；
早期航天器主要采用的稳定方式。
基本概念
主动姿态 控制型式 质量排 出式 动量交 换式 执行机构 原理 特点 适用范围
中低轨道的 喷气发动机 力矩大、响应 反作用力矩 短寿命航天 （推力器） 快、精度较高 器 反作用轮、 耗能少、力矩 动量轮、控 高精度长寿 角动量守恒 连续、精度高、 制力矩陀螺 命的航天器 存在饱和 等 电磁线圈 磁矩与地磁 场相互作用 产生力矩 力矩较小 辅助控制如 卸载

对于一般的球面三角形，边和角的关系如下：
sina sinb sinc sin A sinB sinC cosa cosbcoscsinbsinccosA cosA cosBcoscsinBsinCcosa sinactgb ctgBsinC cosacosC sin ActgB ctgbsinccos Acosc
• 对地观测卫星的照相机
• 通信卫星的天线 • 观测天体的星上天文望 远镜
基本概念
姿态控制——按是否消耗星上能源进行分类·
被动姿态控制
不消耗星上能源 利用航天器的动力学特性
主动姿态控制
消耗星上电能或工质 利用控制力矩器实现控制
• 自旋稳定:旋转轴定向
利用环境控制力矩
• • • •
重力梯度稳定：体轴指向地球 磁稳定：沿地磁场方向稳定 气动稳定：沿轨道速度方向定向 辐射压稳定：对太阳定向
的路标敏感器。
圆锥扫描红外地球敏感器
摆动扫描红外地球敏感器
模拟式太阳敏感器
0-1式太阳敏感器
数字式太阳敏感器
星敏感器
GG1111速率积分陀螺
QA3000加速度计
基本概念
航天器的姿态测量与确定的重要性——姿态控制必 要的组成和前提
发射地球同步轨道卫星或 其它深空探测器 航天器变轨点火姿态 载人宇宙飞船的返回，返 回姿态 空间交会对接，对接姿态 等等
矢量
u 、v
在坐标系 S1 下可写为
u i1
j1
ux1 k1 u y1 u z1
v i1
j1
vx1 k1 v y1 v z1
u v = (u)1T (v )1 (v )1T (u)1
ux1vx1 u y1vy1 uz1vz1
L31 L32 L21
L21 L12 L12
1 T
参考坐标系
地心赤道惯性坐标系 Si 地球坐标系 Se 地心轨道坐标系 Sp
航天器质心轨道坐标系So 航天器本体坐标系 Sb
参考坐标系
赤道惯性坐标系 Si
原点oi 固连在地心，
oi xi 指向春分点 oi zi 垂直于赤道平面，
主要参考书目
章仁为，卫星轨道姿态动力学与控制，北京航空航 天大学，1998年5月，第六章 屠善澄，等，卫星姿态动力学与控制（2-3），宇 航出版社，2005年10月 肖业伦，航天器飞行动力学原理，宇航出版社， 1995年12月
基本概念
航天器及其分类
无人航天器 宇宙探测器
研究近地空间环境和日 地关系天文观测研究地 利用星载设备，在轨道上完 球科学 成某种任务，如通信卫星，气 象卫星，导航卫星，侦察卫星 科学卫星
o p x p沿轨道矢径方向指向 航天器， o p z p 沿轨道平
面正法线方向
此坐标系随航天器运动而 运动
参考坐标系
航天器质心轨道坐标系 So
原点固连在航天器质心
xo 在轨道面内，垂直于 zo
指向航天器运动方向 以航天器轨道角速度旋转
zo 沿当地垂线指向地心
参考坐标系
航天器本体坐标系 Sb
轨道6要素： 轨道倾角 i 升交点赤经 近地点幅角 真近点角
Xi
H
i
Zi
降交点D 航天器S
o


近地点P

赤道
i
Yi
升交点B
•升交点赤经和轨道倾角决定轨道平面在空间的取向 •近地点幅角决定近地点在轨道平面内的位置 •真近点角决定每一时刻航天器在轨道平面上的位置
坐标系和向量基础知识
矢量 u 在坐标系 S1 和 S 2 下分别表示为
(u)1 ux1 u y1 uz1 (u)2 ux 2 uy2
T
f i2
T 2
j2 k2
T 2
uz 2
T
坐标系的基元向量
矢量的分量列阵
T 1
则
(u)2 f 2 f (u)2 f 2 f (u)1
L21
坐标系和向量基础知识
坐标转移矩阵
从坐标系 S1 S2 的转移矩阵为
磁控制
基本概念
航天器的姿态确定
姿态确定
航天器本体系相对于某 个参考系的姿态参数
参数估计
姿态敏感器
姿态确定算法
状态估计
航天器本体系相对于某个参考 基准的方位或指向
基本概念
姿态敏感器
按参考基准不同分为： 以地球为基准方位：红外地平仪，地球反照敏感器； 以天体为基准方位：太阳敏感器，星敏感器； 以惯性空间为基准方位：陀螺，加速度计，惯性测量单元； 以地面站为基准方位：射频敏感器； 其它：以地磁场为基准方位的磁强计，以地貌为基准方位
矢量
u f1T (u)1 f 2T (u)2
j1 k1
其中
f
T 1
i1
(u)1 ux1 u y1 uz1 (u)2 ux 2 uy2
T
f i2
T 2
j2 k2
uz 2
T
坐标系的基元向量
矢量的分量列阵
坐标系和向量基础知识
矢量的点积
u v = u v cos u^ v
球面三角学基本公式

球面三角形：把球面上的三个点用 三个大圆弧联结起来，所围成的图形

三个大圆弧叫做球面三角形的边， b 通常用a,b,c表示，大小用圆弧所 A 对应的中心角来度量
三个大圆弧所构成的角叫做球面 三角形的角，用A，B,C表示，大小 用两圆弧所在平面构成的二面角来 度量
C
a B
c

O
球面三角学基本公式
原点固连在航天器质心，
三轴固连在航天器上
随航天器旋转 航天器处于三轴稳定姿态
时，本体系与轨道系重合
参考坐标系
各个坐标系之间的转换
Si S e Si S p S p So S o Sb
Lei Lz ( G ) Lpi Lz ( ) Lx (i) Lz () Lop Lx ( / 2) Lz ( / 2) Lbo Ly ( ) Lx ( ) Lz ( )
7
基本概念
航天器的轨道
轨道6要素： 长半轴 1 a (rp ra ) 2 偏心率 ra rp e ra rp
轨道平面
e 0 圆轨道 0 e 1 椭圆轨道 e 1 抛物线 e 1
双曲线
航天器轨道特性（形状，尺寸）完全由长半轴和偏心率决定
基本概念
航天器的轨道
ux 2 u x1 u L ( ) L ( ) L ( ) u x y z y2 y1 uz 2 u z1
L21 Lx ( ) Ly ( ) Lz ( )
坐标系和向量基础知识
坐标转移矩阵
坐标转移矩阵的两个基本性质
航天器姿态测量与确定
金磊