姿態控制發動機

它的特點是：要求的推力範圍很廣，為0.02～2000牛（0.002～200公斤力）；能脈衝式工作，起動次數可多達數十萬次，最小脈衝寬度為幾毫秒；總工作時間（工作時間與間歇時間的總和）可長達5～10年。姿態控制發動機通常由一套增壓系統、 貯箱、推進劑供應系統和幾組不同推力的推力室組成。按液體推進劑的組元數分為單元和雙元推進劑姿態控制發動機兩種。 ^[2] 

早期使用過氧化氫為推進劑，由於比衝較低（約150秒）逐漸為肼所取代。經常使用的是肼催化分解發動機。發動機推力室內裝有含銥基活性材料的催化劑。肼進入推力室後經過催化分解生成高温氣體自噴管排出產生推力，比衝為220～230秒。催化劑工作一段時間後逐漸損耗，活性降低，影響發動機性能，因此催化分解發動機的壽命有一定限制。另一種是電熱肼分解發動機，它利用電加熱使肼在870～980°C的高温室內分解，生成高温氣體，從噴管排出產生推力。這種發動機和催化分解發動機相比，避免了使用催化劑所帶來的問題，工作壽命長，但受電功率的限制僅適用於微推力（小於1牛或0.1公斤力）發動機。利用電熱提高肼分解所生成的氣體的温度，可以提高發動機的比衝，減小肼的流量，延長飛行器的工作壽命。

肼的冰點為1.4°C，在低温環境下工作時必須對肼分解發動機採取温度控制措施。在肼內加入合適的添加劑可以提高肼的冰點。 ^[3] 

工作原理與一般的擠壓式液體火箭發動機相同，經常使用的推進劑為四氧化二氮和肼類燃料（一甲基肼、偏二甲肼等）。這種發動機的比衝高（大於290秒），工作壽命長，反應速度快。

由於姿態控制發動機在失重條件下工作，貯箱內的推進劑會產生懸浮運動，並與增壓氣體相混合，以致影響發動機的正常工作。通常在貯箱內採用柔性膠囊、金屬波紋管或表面張力網等，將推進劑與增壓氣體隔開。氣體通過膠囊或波紋管擠壓推進劑。

除液體推進劑姿態控制發動機外，還有采用冷氣噴管和熱氣噴管作為動力源的，但它們僅適用於推力小於20牛（約2公斤力）和總衝量小於5000牛·秒（約500公斤力·秒）的航天器。冷氣噴管的工作介質是惰性氣體，系統簡單，但性能低，比衝僅65～75秒。熱氣噴管的工作介質是加熱的惰性氣體、主發動機燃氣發生器或固體火藥產生的燃氣等，比衝為100～200秒。 ^[3] 

A型雙防電發火管作為該發動機的點火裝置。它由一對橋帶式電發火管組成 ,對發動機實施尾部點火 ,具有防靜電、防射頻、防核輻射能力 ,能夠在γ射線劑量率 1 0 8Gy/s的狀態下實現 1 W,5min不發火。它體積小、重量輕、價格低廉 ,該裝置應用於姿態控制發動機表現出較高的可靠性 ,可以廣泛用於姿態控制或戰術型號發動機。 ^[4] 

姿態控制

a.姿態確定研究航天器相對於某個基準的確定姿態方法；可以是慣性基準或其他基準，如地球；採用姿態敏感器和相應的數據處理方法；確定精度取決於數據處理方法和敏感器精度。

b. 姿態控制在規定或預定方向(參考方向)上定向的過程；姿態穩定是指使姿態保持在指定方向；姿態機動是指航天器從一個姿態過渡到另一個姿態的再定向過程。

姿態穩定

a.特點長期而持續的所需控制力矩較小

b.種類定向粗對準精對準

姿態機動

a.特點短暫過程所需控制力矩較大

b.種類再定向捕獲跟蹤和搜索.

姿態控制與軌道控制的關係為實現軌道控制，航天器姿態必須符合要求；在某些具體情況或某些飛行過程中，可把姿態控制和軌道控制分開考慮；某些應用任務對航天器軌道沒有嚴格要求，而對航天器姿態確有要求；例如：空間環境探測衞星繞地球的運行往往不需要軌道控制，衞星在開普勒軌道上運行就能滿足對環境探測的要求。

姿態控制系統分類

a.根據姿態穩定方式三軸穩定.保持航天器本體三條正交軸線在某一參考空間的方向自旋穩定.繞自旋軸旋轉，依靠旋轉動量矩在慣性空間的指向

b.根據力來源被動控制.不需消耗星上能源，如重力梯度力矩、磁力矩等主動控制.星上自主控制、星－地大回路控制，消耗電能和工質

姿態控制系統的設計要求可靠性控制性能

a.動量、穩定性

b.穩態精度

c.動態響應控制系統質量和能源需求附帶要求a.經濟性b.堅固性c.生產可能性 ^[5] 

功能：穩定和控制彈（箭）繞其質心的角運動。

穩定作用：克服各種干擾，使彈（箭）的姿態角相對於原來姿態角的偏差控制在允許範圍內。

控制作用：按制導系統發出的指令控制彈體的姿態，從而實現要求的質心運動。

姿態控制系統接受兩方面控制信息：姿態敏感器——彈（箭）受干擾後，使姿態偏離原來狀態而產生的信息

來自制導系統——彈道程序轉彎的程序角指令和導引指令。 ^[6]