航天器姿態控制

早期的航天器限於當時的技術手段多采用被動穩定，特別是自旋穩定，如蘇聯的“人造地球衞星”1號，美國的“探險者”1號,中國的“東方紅”1號均為自旋穩定衞星。60年代初期，由被動穩定逐步發展為半主動控制，即在被動穩定的基礎上，輔以主動控制的若干功能，例如增加穩定性（主動章動阻尼和主動天平動阻尼），提高姿態精度（採用姿態測量手段），調節指向（自旋穩定衞星的自旋軸指向控制）等。航天器主動姿態控制技術也獲得發展。60年代初期至中期，為了解決長壽命的姿態控制問題，提出了以消耗電能為主的反作用輪控制方案,還開展了半主動控制方案研究,隨後出現的各種飛輪控制方案是半主動控制方案的發展和繼續。

早期的航天器體積較小，結構剛性較高（除個別附件如天線杆、安放儀器的杆外），人們把航天器看作簡單的剛體或剛體系（本體內含可動剛體如飛輪、某些阻尼器等）。控制的方式也是集中控制，即姿態測量和姿態控制都是針對航天器本體這個剛體進行的。

航天器的發展趨勢是越來越大，特別是像太陽電池翼等附件，而結構重量要求儘可能小。在這種情況下，撓性問題（見航天器姿態動力學）變得突出了。航天器內部液體燃料（用於噴氣執行機構）也日益增加，這就使得姿態控制必須考慮非剛體的問題。巨型航天器如航天站需要考慮分佈參數控制的問題。某些特殊部件(如航天器上的大型天線反射面、光學反射面等)不但要求控制其姿態（指平均的方位）而且要求控制其形狀，例如對一個直徑為 100米的天線的表面尺寸的控制，要求控制精度為10毫米量級。高精度、長壽命、能應變和調整控制系統結構、能識別故障並實現綜合控制是航天器姿態控制系統進一步發展的重要課題。

早期的航天器大多采用簡單的自旋穩定。其原理是，在無外力矩作用時，自旋航天器的動力矩在空間的大小和方向守恆，實際上是慣性原理。它的精度不高。後來發展的三軸穩定技術是一種主動穩定，即依靠航天器三個相互垂直的軸分別對空間的特定參照系保持穩定。一旦偏離參照系，敏感機構、計算機構、執行機構會使三軸修正到原來的姿態。不同的航天器對姿態控制的要求有很大差異。某些科學探測衞星只求得空間或者大氣物理參數時的時間、衞星的軌道位置和瞬時姿態，用以進行數據處理。這類航天器所需的姿態確定準確度為幾度至十分之幾度。通信衞星、對地觀測衞星或哈勃望遠鏡一類的航天器，要求姿態確定度在十分之幾度、姿態穩定度在每秒幾角秒，甚至達到每秒10^(-3)角秒或更高。 ^[2] 

航天器在軌道運行時，為了完成它所承擔的任務,必須具有一定的姿態。對地觀測衞星的照相機或者其他遙感器要對準地面。通信衞星和廣播衞星的天線要對準地球上的服務區。航天器上的能源裝置──太陽電池翼(見太陽電池陣電源系統)要對準太陽。航天器作機動變軌時其變軌發動機要對準所需推力方向。航天器從空間返回大氣層時其制動防熱面須對準迎面氣流方向。

不同類型的航天器對姿態控制有不同的要求。某些科學探測衞星只要求知道在獲得空間或者大氣物理參數時的時間、衞星的軌道位置和瞬時姿態，用以進行數據的事後處理。這一類航天器不要求姿態控制但要求姿態確定，所需的姿態確定準確度一般為幾度至十分之幾度。通信衞星和廣播衞星要求天線指向精度約為波束寬度的十分之一。對地觀測衞星（偵察衞星、地球資源衞星和氣象衞星等）需要分辨和識別目標並定位，要求有較高的姿態準確度（十分之幾度）和姿態穩定度（幾角秒每秒）。天文衞星需要極高的姿態準確度（幾角秒）和姿態穩定度（10-3角秒/秒量級）。

航天器的姿態控制主要分為兩大類：姿態穩定控制和姿態機動控制。

航天器在軌運行時，由於受到內部與外部干擾力矩的作用，其姿態會偏離期單值。姿態穩定控制的任務是根據姿態確定的信息，設計合理的控制規律，選擇合適的執行機構，使姿態穩定在期望值附近，滿足姿態性能指標要求。姿態機動是指將航天器從已知的一種姿態控制到另一種期望姿態的再定向過程。

根據控制力矩產生的方式，主要分成以下兩種形式：

(1)質量排出式控制。依靠噴氣推進系統排出的工質產生反作用力形成控制力矩。對於短期飛行的航天器，噴氣控制為唯一的姿態控制執行機構。對於長壽命航天器，噴氣控制儀在短時間內使用，一般僅用於大幹擾期問的姿態控制(如軌道控制期間、泄壓期間)、姿態機動、動量裝置卸載等，長期飛行靠動量交換裝置實現。

(2)動量交換式控制。利用航天器內部的動量交換裝置與航天器本體的角動量交換實現姿態控制。對於各類長壽命、高精度的三軸穩定航天器，主要採用動量交換裝置實現航天器的姿態控制。動量交換裝置常用的是動量輪和控制力矩陀螺，與動量輪相比，控制力矩陀螺能提供大的姿態控制力矩和角動量容量。對於長期在軌飛行的大型航天器，其質量、慣量均較大，姿控力矩需求和角動量容量需求相應較大，主要採用控制力矩陀螺進行姿態控制。

在使用動量交換裝置進行航天器姿態控制時，均存在角動量飽和問題，一般採用磁力矩器進行卸載。由於外干擾力矩的作用，控制力矩陀螺系統角動量不斷積累，如果角動量積累達到其飽和容量，則控制力矩陀螺系統不能產生期望的輸出力矩，失去姿態控制能力。磁卸載是利用磁控力矩(由航天器上裝配的磁力矩器產生合適磁距與地磁場作用產生)來減小控制力矩陀螺系統積累的角動量，使其角動量保持在較小的閾值範圍內。 ^[3]