FXQ-4航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的組成與分類ppt課件

1、第四章第四章 航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的組成與分類航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的組成與分類4.1姿態(tài)敏感器姿態(tài)敏感器4.2執(zhí)行機構(gòu)執(zhí)行機構(gòu)4.3控制器控制器星載控制計算機星載控制計算機4.4姿態(tài)控制系統(tǒng)的任務(wù)與分類1;. 航天器控制分為軌道控制與姿態(tài)控制兩方面，而航天器控制系統(tǒng)在原航天器控制分為軌道控制與姿態(tài)控制兩方面，而航天器控制系統(tǒng)在原理上和其他工程控制系統(tǒng)基本上是一樣的，完成三個最基本的過程：敏感理上和其他工程控制系統(tǒng)基本上是一樣的，完成三個最基本的過程：敏感測量、信號處理和執(zhí)行過程。其結(jié)構(gòu)如圖測量、信號處理和執(zhí)行過程。其結(jié)構(gòu)如圖4.14.1所示，仍然是由敏感器、控制所示，仍然是由敏感器、控制器和執(zhí)行機

2、構(gòu)三大部分組成。敏感器用以測量某些絕對的或相對的物理量，器和執(zhí)行機構(gòu)三大部分組成。敏感器用以測量某些絕對的或相對的物理量，執(zhí)行機構(gòu)起控制作用，驅(qū)動動力裝置產(chǎn)生控制信號所要求的運動，控制器執(zhí)行機構(gòu)起控制作用，驅(qū)動動力裝置產(chǎn)生控制信號所要求的運動，控制器則擔(dān)負(fù)起信號處理的任務(wù)。人們把這三部分統(tǒng)稱為控制硬件，而把完成測則擔(dān)負(fù)起信號處理的任務(wù)。人們把這三部分統(tǒng)稱為控制硬件，而把完成測量和控制任務(wù)所需的算法稱為軟件。量和控制任務(wù)所需的算法稱為軟件。第四章第四章航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的組成與分類航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的組成與分類 2;. 姿態(tài)就是航天器在空間的方位，而姿態(tài)姿態(tài)就是航天器在空間的方位，而姿態(tài)敏感器用

3、來測量航天器本體坐標(biāo)系相對于某敏感器用來測量航天器本體坐標(biāo)系相對于某個基準(zhǔn)坐標(biāo)系的相對角位置和角速度，以確個基準(zhǔn)坐標(biāo)系的相對角位置和角速度，以確定航天器的姿態(tài)。要完全確定一個航天器的定航天器的姿態(tài)。要完全確定一個航天器的姿態(tài)，需要姿態(tài)，需要3 3個軸的角度信息。由于從一個個軸的角度信息。由于從一個方位基準(zhǔn)最多只能得到兩個軸的角度信息，方位基準(zhǔn)最多只能得到兩個軸的角度信息，為此要確定航天器的三軸姿態(tài)至少要有兩個為此要確定航天器的三軸姿態(tài)至少要有兩個方位基準(zhǔn)。方位基準(zhǔn)。4.1 姿態(tài)敏感器姿態(tài)敏感器美國哈勃太空望遠美國哈勃太空望遠鏡鏡3;. 姿態(tài)敏感器按不同的基準(zhǔn)方位，可分為下列姿態(tài)敏感器按不同的基

4、準(zhǔn)方位，可分為下列5 5類。類。 (1)(1)以地球為基準(zhǔn)方位：紅外地平儀，地球反照敏感器；以地球為基準(zhǔn)方位：紅外地平儀，地球反照敏感器； (2)(2)以天體為基準(zhǔn)方位：太陽敏感器，星敏感器；以天體為基準(zhǔn)方位：太陽敏感器，星敏感器； (3)(3)以慣性空間為基準(zhǔn)方位：陀螺，加速度計；以慣性空間為基準(zhǔn)方位：陀螺，加速度計； (4)(4)以地面站為基準(zhǔn)方位：射頻敏感器；以地面站為基準(zhǔn)方位：射頻敏感器； (5)(5)其他：例如磁強計其他：例如磁強計( (以地磁場為基準(zhǔn)方位以地磁場為基準(zhǔn)方位) )，陸標(biāo)敏感器，陸標(biāo)敏感器( (以地貌為以地貌為基準(zhǔn)方位基準(zhǔn)方位) )。 4;. 敏感器由測量變換器和信號處

5、理線路兩部分組成，姿態(tài)敏感器按不同敏感器由測量變換器和信號處理線路兩部分組成，姿態(tài)敏感器按不同方式的測量變換器可分為下列方式的測量變換器可分為下列4 4種。種。 (1)(1)光學(xué)敏感器：太陽敏感器，紅外地平儀，星敏感器，地球反照敏感光學(xué)敏感器：太陽敏感器，紅外地平儀，星敏感器，地球反照敏感器等；器等； (2)(2)慣性敏感器：陀螺、加速度計；慣性敏感器：陀螺、加速度計； (3)(3)無線電敏感器：射頻敏感器；無線電敏感器：射頻敏感器； (4)(4)其他：磁強計。其他：磁強計。 下面介紹最常用的下面介紹最常用的7 7種姿態(tài)敏感器：太陽敏感器，紅外地平儀，星敏感種姿態(tài)敏感器：太陽敏感器，紅外地平儀

6、，星敏感器，陀螺，加速度計，磁強計和射頻敏感器。器，陀螺，加速度計，磁強計和射頻敏感器。5;.4.1.1 太陽敏感器太陽敏感器 太陽敏感器是通過對太陽輻射的敏感來測量太陽視線與航天器某一體太陽敏感器是通過對太陽輻射的敏感來測量太陽視線與航天器某一體軸之間夾角的敏感器。軸之間夾角的敏感器。 太陽敏感器之所以有這樣廣泛的通用性是因為太陽敏感器之所以有這樣廣泛的通用性是因為: : 1. 1.在大多數(shù)應(yīng)用場合，可以把太陽近似看作是點光源，因此就可簡化在大多數(shù)應(yīng)用場合，可以把太陽近似看作是點光源，因此就可簡化敏感器的設(shè)計和姿態(tài)確定的算法；敏感器的設(shè)計和姿態(tài)確定的算法； 2.2.太陽光源很強，從而使敏感器

7、結(jié)構(gòu)簡單，其功率要求也很??；太陽光源很強，從而使敏感器結(jié)構(gòu)簡單，其功率要求也很小； 3.3.太陽敏感器的視場很大，可以從幾分太陽敏感器的視場很大，可以從幾分幾分到幾分到128128。 128 128。 ，而，而分辨率可以從幾度到幾角秒。分辨率可以從幾度到幾角秒。 太陽敏感器具有太陽敏感器具有3 3種基本類型：模擬式、數(shù)字式和太陽指示器。經(jīng)常使種基本類型：模擬式、數(shù)字式和太陽指示器。經(jīng)常使用的為模擬式和數(shù)字式兩種。用的為模擬式和數(shù)字式兩種。6;.1 1模擬式太陽敏感器模擬式太陽敏感器 模擬式太陽敏感器的輸出信號為模擬量，其大小和符號是太陽光入射角的模擬式太陽敏感器的輸出信號為模擬量，其大小和符號

8、是太陽光入射角的連續(xù)函數(shù)。模擬式太陽敏感器通常又叫做余弦檢測器，這是因為硅太陽電連續(xù)函數(shù)。模擬式太陽敏感器通常又叫做余弦檢測器，這是因為硅太陽電池輸出電流與太陽光入射角成正弦規(guī)律變化。池輸出電流與太陽光入射角成正弦規(guī)律變化。7;.模擬式太陽敏感器工作原理模擬式太陽敏感器視場在幾十度時，精度可達到模擬式太陽敏感器視場在幾十度時，精度可達到 ；當(dāng)視場很小，僅；當(dāng)視場很小，僅為為 時，精度可達到秒級。時，精度可達到秒級。0.5128;.單軸模擬式太陽敏感器單軸模擬式太陽敏感器: : 只能測量航天器相對于太陽光線的一個姿態(tài)角只能測量航天器相對于太陽光線的一個姿態(tài)角兩軸模擬式太陽敏感器兩軸模擬式太陽敏感

9、器: :同時獲得航天器相對于太陽光線的兩個姿態(tài)角同時獲得航天器相對于太陽光線的兩個姿態(tài)角 圖4.3 兩軸模擬式太陽敏感器9;. 數(shù)字式太陽敏感器的輸出信號數(shù)字式太陽敏感器的輸出信號是與太陽入射角相關(guān)的以編碼形式是與太陽入射角相關(guān)的以編碼形式出現(xiàn)的離散函數(shù)。在結(jié)構(gòu)上，它主出現(xiàn)的離散函數(shù)。在結(jié)構(gòu)上，它主要由狹縫、碼盤、光敏元件陣列、要由狹縫、碼盤、光敏元件陣列、放大器和緩沖寄存器組成，放大器和緩沖寄存器組成， 光敏元件陣列是由一排相互平光敏元件陣列是由一排相互平行且獨立的光電池條組成，其數(shù)量行且獨立的光電池條組成，其數(shù)量決定了太陽敏感器輸出編碼的位數(shù)，決定了太陽敏感器輸出編碼的位數(shù)，從而在一定程度

10、上影響到敏感器的從而在一定程度上影響到敏感器的分辨率。分辨率。2 2數(shù)字式太陽敏感器數(shù)字式太陽敏感器10;.11;. 3 3其他太陽敏感器其他太陽敏感器 太陽指示器也稱為太陽出現(xiàn)探測器。太陽指示器也稱為太陽出現(xiàn)探測器。當(dāng)太陽出現(xiàn)在敏感器視場內(nèi)，并且信號當(dāng)太陽出現(xiàn)在敏感器視場內(nèi)，并且信號超過門限值時，表示見到了太陽，輸出超過門限值時，表示見到了太陽，輸出為為1 1；當(dāng)信號低于門限值時，輸出為；當(dāng)信號低于門限值時，輸出為O O，表示沒見到太陽。這種敏感器一般用來表示沒見到太陽。這種敏感器一般用來作保護器，例如保護紅外地平儀免受太作保護器，例如保護紅外地平儀免受太陽光的影響。陽光的影響。12;.4.

11、1.2 紅外地平儀紅外地平儀 紅外地平儀就是利用地球自身的紅外輻射來測量航天器相對于當(dāng)?shù)丶t外地平儀就是利用地球自身的紅外輻射來測量航天器相對于當(dāng)?shù)卮咕€或者當(dāng)?shù)氐仄椒轿坏淖藨B(tài)敏感器，簡稱地平儀。垂線或者當(dāng)?shù)氐仄椒轿坏淖藨B(tài)敏感器，簡稱地平儀。 目前紅外地平儀主要有目前紅外地平儀主要有3 3種形式：地平穿越式、邊界跟蹤式和輻射熱種形式：地平穿越式、邊界跟蹤式和輻射熱平衡式。平衡式。 其中地平穿越式地平儀掃描視場大，其余兩種地平儀的工作視場較其中地平穿越式地平儀掃描視場大，其余兩種地平儀的工作視場較小，只能適用于小范圍的姿態(tài)測量，但精度較高小，只能適用于小范圍的姿態(tài)測量，但精度較高. . 下面分別介紹

12、這下面分別介紹這3 3種紅外地平儀的基本工作原理。種紅外地平儀的基本工作原理。13;. 地平穿越式地平儀的視場相對于地球作掃描運動。當(dāng)視場穿越地平線時，地平穿越式地平儀的視場相對于地球作掃描運動。當(dāng)視場穿越地平線時，也就是說掃到地球和空間交界時，地平儀接收到的紅外輻射能量發(fā)生躍變，也就是說掃到地球和空間交界時，地平儀接收到的紅外輻射能量發(fā)生躍變，經(jīng)過熱敏元件探測器把這種輻射能量的躍變轉(zhuǎn)變成電信號，形成地球波形。經(jīng)過熱敏元件探測器把這種輻射能量的躍變轉(zhuǎn)變成電信號，形成地球波形。然后通過放大和處理電路，把它轉(zhuǎn)變成為前后沿脈沖。最后通過計算電路，然后通過放大和處理電路，把它轉(zhuǎn)變成為前后沿脈沖。最后通

13、過計算電路，把前后沿脈沖與姿態(tài)基準(zhǔn)信號進行比較，得出姿態(tài)角信息，也就是滾動角或把前后沿脈沖與姿態(tài)基準(zhǔn)信號進行比較，得出姿態(tài)角信息，也就是滾動角或俯仰角。俯仰角。 圖圖4 45 5所示為地平穿越式地球敏感器工作原理圖。所示為地平穿越式地球敏感器工作原理圖。1 1地平穿越式地平儀地平穿越式地平儀14;.15;.穿越式地平儀常見有兩種形式：穿越式地平儀常見有兩種形式： 圓錐掃描地平儀和自旋掃描地平儀。圓錐掃描地平儀和自旋掃描地平儀。前者依靠地平儀的掃描機構(gòu)，后者依靠航天器旋轉(zhuǎn)前者依靠地平儀的掃描機構(gòu)，后者依靠航天器旋轉(zhuǎn)( (例如自旋衛(wèi)星例如自旋衛(wèi)星) )。自旋掃描紅外地平儀（虛擬現(xiàn)實演示）16;.

14、2 2邊界跟蹤式地平儀邊界跟蹤式地平儀 該敏感器具有一個反饋伺服機構(gòu)，它使視場跟蹤地平線，同時給出相對該敏感器具有一個反饋伺服機構(gòu)，它使視場跟蹤地平線，同時給出相對于不運動部分的方位角，這個方位角與航天器姿態(tài)角成正比。邊界跟蹤式于不運動部分的方位角，這個方位角與航天器姿態(tài)角成正比。邊界跟蹤式地平儀的精度可達地平儀的精度可達 ，但視場較小，約為，但視場較小，約為 ，因此只能工作在較窄的姿態(tài)范圍內(nèi)。，因此只能工作在較窄的姿態(tài)范圍內(nèi)。 另外，這種地平儀的工作還會受到大氣成分、溫度的不規(guī)則變化、日另外，這種地平儀的工作還會受到大氣成分、溫度的不規(guī)則變化、日出日落的光照條件變化的影響。出日落的光照條件變

15、化的影響。 0.025511邊界跟蹤式地平儀邊界跟蹤式地平儀虛擬現(xiàn)實演示虛擬現(xiàn)實演示 17;. 3輻射熱平衡式地平儀輻射熱平衡式地平儀 輻射熱平衡式地平儀具有多個視場，一般有等間隔對稱分布的輻射熱平衡式地平儀具有多個視場，一般有等間隔對稱分布的4 4個個( (見圖見圖4 49(a)9(a)或或8 8個視場個視場 ( (見圖見圖4 49(b)9(b)。每個視場分別接收來自地球不同部分的紅。每個視場分別接收來自地球不同部分的紅外輻射，通過對每個視場接收到的不同紅外輻射能量進行分析而得出航天器姿態(tài)。外輻射，通過對每個視場接收到的不同紅外輻射能量進行分析而得出航天器姿態(tài)。 由于這種地平儀不需要掃描機構(gòu)

16、，所以又稱為靜態(tài)紅外地平儀。由于這種地平儀不需要掃描機構(gòu)，所以又稱為靜態(tài)紅外地平儀。18;.4.1.3 星敏感器星敏感器 星敏感器是以某一顆亮度高于星敏感器是以某一顆亮度高于+2+2可見星等的恒星為基準(zhǔn)，測量其相對于航天可見星等的恒星為基準(zhǔn)，測量其相對于航天器的角位置，并同星歷表中該星的角位置參數(shù)進行比較，來確定航天器的姿態(tài)。器的角位置，并同星歷表中該星的角位置參數(shù)進行比較，來確定航天器的姿態(tài)。也即通過對恒星星光的敏感來測量航天器的某一個基準(zhǔn)軸與該恒星視線之間的夾也即通過對恒星星光的敏感來測量航天器的某一個基準(zhǔn)軸與該恒星視線之間的夾角。由于恒星張角非常小角。由于恒星張角非常小( ( ) )，因

17、此星敏感器的測量精度很高。，因此星敏感器的測量精度很高。0.040.00519;.星敏感器分星圖儀和星跟蹤器兩種類型，星跟蹤器又可分為框架式和固定星敏感器分星圖儀和星跟蹤器兩種類型，星跟蹤器又可分為框架式和固定式兩種形式。式兩種形式。 (1)(1)星圖儀：又稱星掃描器。一般都是狹縫式，用在自旋衛(wèi)星上，利星圖儀：又稱星掃描器。一般都是狹縫式，用在自旋衛(wèi)星上，利用星體的旋轉(zhuǎn)來搜索和捕獲目標(biāo)恒星。用星體的旋轉(zhuǎn)來搜索和捕獲目標(biāo)恒星。 (2)(2)框架式星跟蹤器：是把敏感頭裝在可轉(zhuǎn)動的框架上，且通過旋轉(zhuǎn)框架式星跟蹤器：是把敏感頭裝在可轉(zhuǎn)動的框架上，且通過旋轉(zhuǎn)框架來搜索和捕獲目標(biāo)?？蚣軄硭阉骱筒东@目標(biāo)。

18、(3)(3)固定式星跟蹤器：這種跟蹤器的敏感頭相對航天器固定，在一定固定式星跟蹤器：這種跟蹤器的敏感頭相對航天器固定，在一定的視場內(nèi)具有搜索和跟蹤能力，例如采用析像管電子掃描和的視場內(nèi)具有搜索和跟蹤能力，例如采用析像管電子掃描和CCDCCD器件成像。器件成像。20;. 1 1狹縫式星敏感器狹縫式星敏感器 這種星敏感器利用航天器自旋對天體進行掃描。當(dāng)星光通過光學(xué)系統(tǒng)這種星敏感器利用航天器自旋對天體進行掃描。當(dāng)星光通過光學(xué)系統(tǒng)到達并穿過位于焦平面上的狹縫碼盤時，星光就被檢測敏感到。若信號超到達并穿過位于焦平面上的狹縫碼盤時，星光就被檢測敏感到。若信號超過設(shè)置的門限位，電子裝置便產(chǎn)生一個脈沖來表示星

19、的出現(xiàn)。在焦平面碼過設(shè)置的門限位，電子裝置便產(chǎn)生一個脈沖來表示星的出現(xiàn)。在焦平面碼盤上的狹縫如圖盤上的狹縫如圖4.10(b)4.10(b)所示，測量星光通過第一條狹縫的時間和經(jīng)過兩個所示，測量星光通過第一條狹縫的時間和經(jīng)過兩個狹縫之間的時間然后結(jié)合星歷表和航天器的自旋速度，計算得出姿態(tài)信息。狹縫之間的時間然后結(jié)合星歷表和航天器的自旋速度，計算得出姿態(tài)信息。21;.22;. CCD CCD星敏感器采用電荷耦合器件圖像列陣作為檢測器，電荷耦合器具有星敏感器采用電荷耦合器件圖像列陣作為檢測器，電荷耦合器具有垂直和水平像素。垂直和水平像素。CCDCCD星敏感器與其他星敏感器相比較具有非常突出的優(yōu)點。星

20、敏感器與其他星敏感器相比較具有非常突出的優(yōu)點。 它能夠同時跟蹤多顆星，對磁場不敏感，精度得到改善。它能夠同時跟蹤多顆星，對磁場不敏感，精度得到改善。 CCDCCD星敏感器被認(rèn)為是最有發(fā)展前途的星敏感器，我國目前也正在積極星敏感器被認(rèn)為是最有發(fā)展前途的星敏感器，我國目前也正在積極地發(fā)展這一技術(shù)。地發(fā)展這一技術(shù)。2 2CCDCCD星敏感器星敏感器23;. 陀螺是利用一個高速旋轉(zhuǎn)的質(zhì)量來敏感其自旋軸在慣性空間定向的變陀螺是利用一個高速旋轉(zhuǎn)的質(zhì)量來敏感其自旋軸在慣性空間定向的變化?；?。陀螺具有兩大特性，即定軸性和進動性。陀螺具有兩大特性，即定軸性和進動性。 定軸性就是當(dāng)陀螺不受外力矩作用時，陀螺旋轉(zhuǎn)軸

21、相對于慣性空間保定軸性就是當(dāng)陀螺不受外力矩作用時，陀螺旋轉(zhuǎn)軸相對于慣性空間保持方向不變；持方向不變； 進動性就是當(dāng)陀螺受到外力矩作用時，陀螺旋轉(zhuǎn)軸將沿最短的途徑趨進動性就是當(dāng)陀螺受到外力矩作用時，陀螺旋轉(zhuǎn)軸將沿最短的途徑趨向于外力矩矢量，進動角速度正比于外力矩大小。向于外力矩矢量，進動角速度正比于外力矩大小。4.1.4 4.1.4 陀螺陀螺24;.1 1二自由度陀螺二自由度陀螺 圖圖4.11表示一個二自由度陀螺表示一個二自由度陀螺( (含轉(zhuǎn)子的一個自轉(zhuǎn)自由度含轉(zhuǎn)子的一個自轉(zhuǎn)自由度) )的幾何結(jié)構(gòu)。的幾何結(jié)構(gòu)?；谕勇葸M動性，由圖可知，若轉(zhuǎn)子被迫以某個角速度繞輸入軸轉(zhuǎn)動，則基于陀螺進動性，由圖可

22、知，若轉(zhuǎn)子被迫以某個角速度繞輸入軸轉(zhuǎn)動，則繞輸出軸繞輸出軸( (框架框架) )就會出現(xiàn)一個力矩。同時在輸出軸也裝有一個平衡彈簧，就會出現(xiàn)一個力矩。同時在輸出軸也裝有一個平衡彈簧，從而這個力矩使輸出軸轉(zhuǎn)動一個角度，這個輸出角度正比于這個力矩，也從而這個力矩使輸出軸轉(zhuǎn)動一個角度，這個輸出角度正比于這個力矩，也就是正比于輸入軸的角速度。就是正比于輸入軸的角速度。25;. 2 2三自由度陀螺三自由度陀螺 圖圖4 41111所示的二自由度陀螺的陀螺旋轉(zhuǎn)軸只有一個框架支承。若將此所示的二自由度陀螺的陀螺旋轉(zhuǎn)軸只有一個框架支承。若將此框架視作內(nèi)環(huán)，圖中所標(biāo)的框架視作內(nèi)環(huán)，圖中所標(biāo)的“骨架骨架( (外殼外殼)

23、 )”不與航天器固連，而形成一個框不與航天器固連，而形成一個框架，稱為外環(huán)，那么該陀螺的轉(zhuǎn)軸就由兩個框架支承，即為三自由度陀螺。架，稱為外環(huán)，那么該陀螺的轉(zhuǎn)軸就由兩個框架支承，即為三自由度陀螺。三自由度陀螺利用定軸性工作，用來測量姿態(tài)角，通常也稱它為位置陀螺。三自由度陀螺利用定軸性工作，用來測量姿態(tài)角，通常也稱它為位置陀螺。26;.4.1.5 加速度計加速度計 加速度計是用于測量航天器上加速度計安裝點的絕對加速度沿加速度計加速度計是用于測量航天器上加速度計安裝點的絕對加速度沿加速度計輸入軸分量的慣性敏感器。雖然目前加速度計沒有廣泛用于航天器的姿態(tài)穩(wěn)輸入軸分量的慣性敏感器。雖然目前加速度計沒有廣

24、泛用于航天器的姿態(tài)穩(wěn)定和控制，但它是航天器導(dǎo)航系統(tǒng)中重要的器件。定和控制，但它是航天器導(dǎo)航系統(tǒng)中重要的器件。 加速度計的種類很多，有陀螺加速度計、擺式加速度計、振動加速度計、加速度計的種類很多，有陀螺加速度計、擺式加速度計、振動加速度計、石英加速度計等。石英加速度計等。27;. 4.1.6 磁強計磁強計 磁強計是以地球磁場為基準(zhǔn)，測量航天器姿態(tài)的敏感器。磁強計本身磁強計是以地球磁場為基準(zhǔn)，測量航天器姿態(tài)的敏感器。磁強計本身是用來測量空間環(huán)境中磁場強度的。由于地球周圍每一點的磁場強度都可是用來測量空間環(huán)境中磁場強度的。由于地球周圍每一點的磁場強度都可以由地球磁場模型事先確定，因此利用航天器上的磁

25、強計測得的信息與之以由地球磁場模型事先確定，因此利用航天器上的磁強計測得的信息與之對比便可以確定出航天器相對于地球磁場的姿態(tài)。對比便可以確定出航天器相對于地球磁場的姿態(tài)。 磁敏感器根據(jù)工作原理不同可以分為感應(yīng)式磁強計和量子磁強計兩種。磁敏感器根據(jù)工作原理不同可以分為感應(yīng)式磁強計和量子磁強計兩種。28;. 目前應(yīng)用較多的是感應(yīng)式磁強計，它是建立在法拉第磁感應(yīng)定律的基礎(chǔ)目前應(yīng)用較多的是感應(yīng)式磁強計，它是建立在法拉第磁感應(yīng)定律的基礎(chǔ)上的。感應(yīng)式磁強計分為搜索線圈式磁強計和磁通門磁強計兩種類型。上的。感應(yīng)式磁強計分為搜索線圈式磁強計和磁通門磁強計兩種類型。 29;.4.1.7 4.1.7 射頻敏感器射

26、頻敏感器 射頻敏感器確定航天器姿態(tài)的原理是基于對航天器天線軸與無線電波射頻敏感器確定航天器姿態(tài)的原理是基于對航天器天線軸與無線電波瞄準(zhǔn)線之間夾角的測量。目前大多采用兩種射頻敏感器，即單脈沖比相瞄準(zhǔn)線之間夾角的測量。目前大多采用兩種射頻敏感器，即單脈沖比相( (干干涉儀式涉儀式) )和比輻式。和比輻式。 單脈沖比相干涉儀是由光的干涉原理引伸而來，至少要采用兩個接收單脈沖比相干涉儀是由光的干涉原理引伸而來，至少要采用兩個接收天線，其間矩為天線，其間矩為d d，稱為基線長度，如圖，稱為基線長度，如圖4 41414所示。當(dāng)天線與地面距離比所示。當(dāng)天線與地面距離比基線長度基線長度d d大得多時，有如下關(guān)

27、系式：大得多時，有如下關(guān)系式： (4(42)2)式中，式中， 為兩個天線接收電波的相位差，為兩個天線接收電波的相位差，A A為波長。由式為波長。由式(4(42)2)可見，可見， 是是預(yù)先確定的，因此只要測出兩個天線接收信號的相位差預(yù)先確定的，因此只要測出兩個天線接收信號的相位差 ，便可確定方向，便可確定方向角角 。同樣，如果在一基線的垂直方向增加另一套相同的設(shè)備，就可以測。同樣，如果在一基線的垂直方向增加另一套相同的設(shè)備，就可以測出另一個方向角。出另一個方向角。cos2 d2 d30;. 單脈沖比幅方法需要形成兩個互相疊交的天線方向圖，當(dāng)目標(biāo)與天線軸單脈沖比幅方法需要形成兩個互相疊交的天線方向

28、圖，當(dāng)目標(biāo)與天線軸不重合不重合( (成成 角角) )時時( (見圖見圖4 415)15)，下面的方向圖收到的信號，下面的方向圖收到的信號 將大于上面的將大于上面的方向圖收到的信號方向圖收到的信號 。兩個信號的振幅差表示目標(biāo)與天線軸之間夾角，而。兩個信號的振幅差表示目標(biāo)與天線軸之間夾角，而振幅差的符號則表示偏離的方向。當(dāng)目標(biāo)與天線軸重合時，由上、下方向振幅差的符號則表示偏離的方向。當(dāng)目標(biāo)與天線軸重合時，由上、下方向圖收到的信號振幅相等，其差值就等于零。圖收到的信號振幅相等，其差值就等于零。1E2E31;. 在實際的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)中，各種敏感器單獨使用一般是不能滿足在實際的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)中

29、，各種敏感器單獨使用一般是不能滿足要求的，需要多種多個姿態(tài)敏感器組合使用，形成一個姿態(tài)測量系統(tǒng)。原要求的，需要多種多個姿態(tài)敏感器組合使用，形成一個姿態(tài)測量系統(tǒng)。原因主要有三方面：因主要有三方面： 一、相對于同一基準(zhǔn)最多只能獲得兩個姿態(tài)角；一、相對于同一基準(zhǔn)最多只能獲得兩個姿態(tài)角； 二、各種敏感器均存在條件限制；二、各種敏感器均存在條件限制； 三、航天器的長壽命工作特點要求敏感器可靠地長時間提供高精度姿三、航天器的長壽命工作特點要求敏感器可靠地長時間提供高精度姿態(tài)信息，所以姿態(tài)敏感器的冗余便成為必須考慮的重要問題。態(tài)信息，所以姿態(tài)敏感器的冗余便成為必須考慮的重要問題。 姿態(tài)敏感器小結(jié)姿態(tài)敏感器小

30、結(jié)32;.哥倫比亞航天飛機視頻資料33;.4.2.1 4.2.1 推力器推力器 推力器是目前航天器控制使用最廣泛的執(zhí)行機構(gòu)之一。它根據(jù)牛頓第推力器是目前航天器控制使用最廣泛的執(zhí)行機構(gòu)之一。它根據(jù)牛頓第二定律，利用質(zhì)射排出，產(chǎn)生反作用推力，這也正是這種裝置被稱為推力二定律，利用質(zhì)射排出，產(chǎn)生反作用推力，這也正是這種裝置被稱為推力器或噴氣執(zhí)行機構(gòu)的原因。當(dāng)推安裝使得推力方向通過航天器質(zhì)心，則成器或噴氣執(zhí)行機構(gòu)的原因。當(dāng)推安裝使得推力方向通過航天器質(zhì)心，則成為軌道控制執(zhí)行機構(gòu)；而當(dāng)推力方向不過質(zhì)心，則必然產(chǎn)生相對航天器質(zhì)為軌道控制執(zhí)行機構(gòu)；而當(dāng)推力方向不過質(zhì)心，則必然產(chǎn)生相對航天器質(zhì)心的力矩，成為姿

31、態(tài)控制執(zhí)行機構(gòu)。心的力矩，成為姿態(tài)控制執(zhí)行機構(gòu)。 根據(jù)產(chǎn)生推力所需能源的形式不同，質(zhì)量排出型推力器可以分為冷氣根據(jù)產(chǎn)生推力所需能源的形式不同，質(zhì)量排出型推力器可以分為冷氣推力器、熱氣推力器和電推力器。推力器、熱氣推力器和電推力器。4.2 執(zhí)行機構(gòu)執(zhí)行機構(gòu) 34;.35;. 根據(jù)牛頓第二定律可推導(dǎo)出推力器真空中的推力公式為根據(jù)牛頓第二定律可推導(dǎo)出推力器真空中的推力公式為 (4(43)3) 式中，式中， 為單位時間的工質(zhì)排出量，即秒耗量；為單位時間的工質(zhì)排出量，即秒耗量； 為為 相對于航天器的相對于航天器的排氣速度；排氣速度； 為推力器噴嘴出口截面積；為推力器噴嘴出口截面積； 為推力器噴嘴出口處的

32、為推力器噴嘴出口處的射流壓力。射流壓力。 若將推力公式寫為另一形式若將推力公式寫為另一形式 (4(44)4) 式中式中 稱為推力器的有效排氣速度，它是把動量推力和稱為推力器的有效排氣速度，它是把動量推力和壓力推力在計算上統(tǒng)一起來的一個相當(dāng)速度。為獲得一定推力，若有效排壓力推力在計算上統(tǒng)一起來的一個相當(dāng)速度。為獲得一定推力，若有效排氣速度增大，則噴射物質(zhì)的秒耗量就可以降低。氣速度增大，則噴射物質(zhì)的秒耗量就可以降低。eeeFmvS pm eveSepefFmv /efeeevvS pm36;. 推力器的另一個重要性能指標(biāo)就是比推力，即推力器推力與工質(zhì)的重推力器的另一個重要性能指標(biāo)就是比推力，即推力

33、器推力與工質(zhì)的重量秒耗量之比，它相當(dāng)于推力器每消耗單位質(zhì)量工質(zhì)所產(chǎn)生的推力。比推量秒耗量之比，它相當(dāng)于推力器每消耗單位質(zhì)量工質(zhì)所產(chǎn)生的推力。比推力與比沖的定義基本上是等價的。其計算式為力與比沖的定義基本上是等價的。其計算式為 式中，式中， 為航天器所在軌道處的重力加速度。為航天器所在軌道處的重力加速度。00efsvFImgg0g37;. 分析式分析式(4(45)5)可以得出結(jié)論：可以得出結(jié)論： (1)(1)比推力越大，產(chǎn)生一定推力所需的工質(zhì)重量秒耗量就越少；或者說，比推力越大，產(chǎn)生一定推力所需的工質(zhì)重量秒耗量就越少；或者說，當(dāng)工質(zhì)流量一定時，比推力越大，所產(chǎn)生的推力就越大。當(dāng)工質(zhì)流量一定時，比

34、推力越大，所產(chǎn)生的推力就越大。 (2)(2)比推力完全取決于有效排氣速度比推力完全取決于有效排氣速度 。有效排氣速度中的主要因素。有效排氣速度中的主要因素是是 ，而，而 主要取決于噴射物質(zhì)所含能量的高低。主要取決于噴射物質(zhì)所含能量的高低。 (3)(3)對于給定的推力器來說，比推力的高度特性即比推力隨高度而變化的對于給定的推力器來說，比推力的高度特性即比推力隨高度而變化的程度，與推力的變化大體相當(dāng)。程度，與推力的變化大體相當(dāng)。 (4)(4)由式由式(4(45)5)知，知， ，即比推力在數(shù)值上約等于有效排氣速度的，即比推力在數(shù)值上約等于有效排氣速度的1 1lOlO。efvevev0.1sefIv3

35、8;. 動量交換：改變安裝在航天器上的高速旋轉(zhuǎn)剛體的動量矩，從而產(chǎn)生動量交換：改變安裝在航天器上的高速旋轉(zhuǎn)剛體的動量矩，從而產(chǎn)生與剛體動量矩變化率成正比的控制力矩，作用于航天器上使其動量矩相應(yīng)與剛體動量矩變化率成正比的控制力矩，作用于航天器上使其動量矩相應(yīng)變化。變化。 實現(xiàn)這種動量交換的裝置稱為飛輪或飛輪執(zhí)行機構(gòu)，飛輪執(zhí)行機構(gòu)只實現(xiàn)這種動量交換的裝置稱為飛輪或飛輪執(zhí)行機構(gòu)，飛輪執(zhí)行機構(gòu)只能用于航天器的姿態(tài)控制。能用于航天器的姿態(tài)控制。 根據(jù)飛輪的結(jié)構(gòu)特點和產(chǎn)生控制作用的形式可以分為慣性輪、控制力根據(jù)飛輪的結(jié)構(gòu)特點和產(chǎn)生控制作用的形式可以分為慣性輪、控制力矩陀螺和框架動量輪三種，其中慣性輪又分為

36、反作用輪和動量輪兩種。矩陀螺和框架動量輪三種，其中慣性輪又分為反作用輪和動量輪兩種。 4.2.2 4.2.2 飛輪飛輪39;. 當(dāng)飛輪的支承與航天器固連時，飛輪動量矩方向相對于航天器本體坐當(dāng)飛輪的支承與航天器固連時，飛輪動量矩方向相對于航天器本體坐標(biāo)系標(biāo)系OxyzOxyz不變，但飛輪的轉(zhuǎn)速可以變化，這種工作方式的飛輪通常稱為慣不變，但飛輪的轉(zhuǎn)速可以變化，這種工作方式的飛輪通常稱為慣性輪。性輪。 其中如果飛輪的轉(zhuǎn)速可以正負(fù)改變，且平均動量矩為零，則稱為反作其中如果飛輪的轉(zhuǎn)速可以正負(fù)改變，且平均動量矩為零，則稱為反作用輪。用輪。 如果飛輪的平均動量矩是一個不為零的常值如果飛輪的平均動量矩是一個不為

37、零的常值偏置值，也就是說飛偏置值，也就是說飛輪儲存了一個較大的動量矩，飛輪的轉(zhuǎn)速可以相對于偏置值有一定的變化，輪儲存了一個較大的動量矩，飛輪的轉(zhuǎn)速可以相對于偏置值有一定的變化，從而產(chǎn)生控制力矩。具有這種特點的飛輪稱為動量輪或偏置動量輪。從而產(chǎn)生控制力矩。具有這種特點的飛輪稱為動量輪或偏置動量輪。40;. 如果把恒速旋轉(zhuǎn)的輪子裝在框架上，而框架又可以相對于航天器本體轉(zhuǎn)如果把恒速旋轉(zhuǎn)的輪子裝在框架上，而框架又可以相對于航天器本體轉(zhuǎn)動，即框架角變化，那么就得到了動量矩的大小恒定不變而方向可變的飛動，即框架角變化，那么就得到了動量矩的大小恒定不變而方向可變的飛輪，這種飛輪稱為控制力矩陀螺。輪，這種飛輪

38、稱為控制力矩陀螺。 根據(jù)支承輪子的框架數(shù)量的不同，控制力矩陀螺分為單框架控制力矩根據(jù)支承輪子的框架數(shù)量的不同，控制力矩陀螺分為單框架控制力矩陀螺和雙框架控制力矩陀螺兩種。前者動量矩的方向變化在一個平面內(nèi)，陀螺和雙框架控制力矩陀螺兩種。前者動量矩的方向變化在一個平面內(nèi)，后者則可在三維空間任意改變。后者則可在三維空間任意改變。 如果在控制力矩陀螺的基礎(chǔ)上，輪子旋轉(zhuǎn)的速度也可變化，即動量矩如果在控制力矩陀螺的基礎(chǔ)上，輪子旋轉(zhuǎn)的速度也可變化，即動量矩的大小和方向均可變，這種飛輪稱為框架動量輪，也有單框架和雙框架之的大小和方向均可變，這種飛輪稱為框架動量輪，也有單框架和雙框架之分。分。 41;.飛輪42

39、;.4.2.3 4.2.3 磁力矩器等其他執(zhí)行機構(gòu)磁力矩器等其他執(zhí)行機構(gòu) 航天器的執(zhí)行機構(gòu)除了推力器和飛輪兩類主要執(zhí)行機構(gòu)以外，還有其他形式航天器的執(zhí)行機構(gòu)除了推力器和飛輪兩類主要執(zhí)行機構(gòu)以外，還有其他形式的執(zhí)行機構(gòu)。它們利用磁場、引力場等環(huán)境場與航天器相互作用產(chǎn)生力矩，實現(xiàn)的執(zhí)行機構(gòu)。它們利用磁場、引力場等環(huán)境場與航天器相互作用產(chǎn)生力矩，實現(xiàn)對姿態(tài)的控制，例如磁力矩、重力梯度力矩、太陽輻射力矩和氣動力矩等。這些對姿態(tài)的控制，例如磁力矩、重力梯度力矩、太陽輻射力矩和氣動力矩等。這些力矩一般都比較小，而且與運行軌道高度、航天器結(jié)構(gòu)和姿態(tài)等因素有關(guān)。力矩一般都比較小，而且與運行軌道高度、航天器結(jié)構(gòu)

40、和姿態(tài)等因素有關(guān)。 其中磁力矩器是最常見的一種。其中磁力矩器是最常見的一種。 43;. 航天器的磁特性和環(huán)境磁場相互作用可產(chǎn)生磁力矩，其大小為航天器的磁特性和環(huán)境磁場相互作用可產(chǎn)生磁力矩，其大小為 ( ( 為航天器磁矩，為航天器磁矩， 為環(huán)境磁場強度為環(huán)境磁場強度) )。當(dāng)兩者互相垂直時，磁力矩最大；當(dāng)。當(dāng)兩者互相垂直時，磁力矩最大；當(dāng)兩者相互平行時，磁力矩為零。兩者相互平行時，磁力矩為零。 對地球軌道航天器來說，只要航天器存在磁矩，磁力矩總是存在的。對地球軌道航天器來說，只要航天器存在磁矩，磁力矩總是存在的。 若不把它作為控制力矩使用，就成為擾動力矩。若不把它作為控制力矩使用，就成為擾動力矩

41、。 航天器上安裝的通電線圈就是最簡單的磁力矩器，通電線圈產(chǎn)生的磁矩航天器上安裝的通電線圈就是最簡單的磁力矩器，通電線圈產(chǎn)生的磁矩與地球磁場相互作用就可產(chǎn)生控制力矩，實現(xiàn)姿態(tài)控制。與地球磁場相互作用就可產(chǎn)生控制力矩，實現(xiàn)姿態(tài)控制。MP BPB44;. 利用環(huán)境場產(chǎn)生控制力矩，最常用的除了磁力矩以外，還有重力梯度利用環(huán)境場產(chǎn)生控制力矩，最常用的除了磁力矩以外，還有重力梯度力矩等。力矩等。 磁力矩與軌道高度的磁力矩與軌道高度的3 3次方成反比，軌道高度越低，磁力矩越大。所以次方成反比，軌道高度越低，磁力矩越大。所以磁力矩作為控制力矩比較適用于低軌道航天器。磁力矩作為控制力矩比較適用于低軌道航天器。

42、重力梯度力矩適用于中高度軌道航天器。重力梯度力矩適用于中高度軌道航天器。 太陽輻射力矩適用于同步軌道衛(wèi)星等高軌道航天器。太陽輻射力矩適用于同步軌道衛(wèi)星等高軌道航天器。 氣動力矩也適用于低軌道。氣動力矩也適用于低軌道。 但是最后兩種力矩較少用來作為控制力矩。利用環(huán)境力矩產(chǎn)生控制力但是最后兩種力矩較少用來作為控制力矩。利用環(huán)境力矩產(chǎn)生控制力矩的裝置可稱為環(huán)境型執(zhí)行機構(gòu)。矩的裝置可稱為環(huán)境型執(zhí)行機構(gòu)。45;. 對于航天器控制所采用的執(zhí)行機構(gòu)而言，高可靠性、長壽命、高精度對于航天器控制所采用的執(zhí)行機構(gòu)而言，高可靠性、長壽命、高精度是其基本要求，直接關(guān)系到控制系統(tǒng)的壽命和精度。是其基本要求，直接關(guān)系到控

43、制系統(tǒng)的壽命和精度。 在以上介紹的幾種執(zhí)行機構(gòu)中，飛輪、推力器、磁力矩器和重力梯度在以上介紹的幾種執(zhí)行機構(gòu)中，飛輪、推力器、磁力矩器和重力梯度力矩執(zhí)行機構(gòu)是最常用的。力矩執(zhí)行機構(gòu)是最常用的。 飛輪和推力器控制精度較高，環(huán)境型執(zhí)行機構(gòu)的控制精度較低，所以飛輪和推力器控制精度較高，環(huán)境型執(zhí)行機構(gòu)的控制精度較低，所以飛輪和推力器成為航天器控制主要的執(zhí)行機構(gòu)。飛輪和推力器成為航天器控制主要的執(zhí)行機構(gòu)。 此外，執(zhí)行機構(gòu)輸出的力矩范圍、工質(zhì)能量的消耗量也是執(zhí)行機構(gòu)選此外，執(zhí)行機構(gòu)輸出的力矩范圍、工質(zhì)能量的消耗量也是執(zhí)行機構(gòu)選用所必須考慮的重要方面。用所必須考慮的重要方面。 控制執(zhí)行機構(gòu)小結(jié)控制執(zhí)行機構(gòu)小結(jié)

44、46;.海盜一號探測器視頻資料海盜一號探測器視頻資料47;. 控制器的功能是由模擬邏輯或數(shù)字控制器的功能是由模擬邏輯或數(shù)字計算機實現(xiàn)控制規(guī)律或控制對策，把星計算機實現(xiàn)控制規(guī)律或控制對策，把星上敏感器和執(zhí)行機構(gòu)聯(lián)接起來，從而完上敏感器和執(zhí)行機構(gòu)聯(lián)接起來，從而完成對航天器的控制任務(wù)。成對航天器的控制任務(wù)。 由于數(shù)字計算機技術(shù)發(fā)展迅速，為由于數(shù)字計算機技術(shù)發(fā)展迅速，為了滿足對控制系統(tǒng)提出的新要求，采用了滿足對控制系統(tǒng)提出的新要求，采用星載控制計算機的航天器已經(jīng)越來越多星載控制計算機的航天器已經(jīng)越來越多了。了。4.3 控制器控制器星載控制計算機星載控制計算機48;. (1) (1)滿足航天器基本要求，

45、例如質(zhì)量輕，體積小，功耗低等特點；滿足航天器基本要求，例如質(zhì)量輕，體積小，功耗低等特點； (2)(2)適合在空間環(huán)境長期工作，例如軌道環(huán)境輻射和真空條件與溫度變適合在空間環(huán)境長期工作，例如軌道環(huán)境輻射和真空條件與溫度變化；化； (3)(3)具有冗余結(jié)構(gòu)和故障檢測，故障處理與修復(fù)等功能的高可靠性要求；具有冗余結(jié)構(gòu)和故障檢測，故障處理與修復(fù)等功能的高可靠性要求； (4)(4)實現(xiàn)結(jié)構(gòu)和接口上的模塊化、標(biāo)準(zhǔn)化，便于在軌更換和升級。實現(xiàn)結(jié)構(gòu)和接口上的模塊化、標(biāo)準(zhǔn)化，便于在軌更換和升級。航天器對星載計算機有著更高的要求，它們必須要：航天器對星載計算機有著更高的要求，它們必須要：49;. 在星載計算機控制

46、的模式上，根據(jù)航天器飛行特點和控制任務(wù)要求不同，在星載計算機控制的模式上，根據(jù)航天器飛行特點和控制任務(wù)要求不同，目前主要采用集中控制或分散控制。目前主要采用集中控制或分散控制。 集中控制適合采用高可靠性的大型中央處理機，而分散控制最大的優(yōu)點集中控制適合采用高可靠性的大型中央處理機，而分散控制最大的優(yōu)點是將系統(tǒng)的復(fù)雜性從系統(tǒng)級的范圍變?yōu)榉窒到y(tǒng)級，使系統(tǒng)簡化。是將系統(tǒng)的復(fù)雜性從系統(tǒng)級的范圍變?yōu)榉窒到y(tǒng)級，使系統(tǒng)簡化。 我國在航天器控制模式的研究方面也取得了重要進展，特別是針對多體我國在航天器控制模式的研究方面也取得了重要進展，特別是針對多體復(fù)合型大型航天器，如空間站等，提出了協(xié)同控制的思想和模式。無

47、論采用復(fù)合型大型航天器，如空間站等，提出了協(xié)同控制的思想和模式。無論采用哪一種控制模式，都有賴于目前計算機技術(shù)的水平，而當(dāng)今計算機技術(shù)的飛哪一種控制模式，都有賴于目前計算機技術(shù)的水平，而當(dāng)今計算機技術(shù)的飛速發(fā)展，也必定為航天器控制開辟更廣闊的空間。速發(fā)展，也必定為航天器控制開辟更廣闊的空間。50;. 4.4.1 4.4.1 姿態(tài)控制的方式姿態(tài)控制的方式 航天器的姿態(tài)控制方式很多，按照控制力矩來源分類，一般可分為被動航天器的姿態(tài)控制方式很多，按照控制力矩來源分類，一般可分為被動式和主動式兩種基本類型。這兩種方式相互組合，又可分出半被動、半主動式和主動式兩種基本類型。這兩種方式相互組合，又可分出半

48、被動、半主動以及混合等三種類型。在此，主要介紹被動式和主動式兩種基本類型。以及混合等三種類型。在此，主要介紹被動式和主動式兩種基本類型。4.4 4.4 姿態(tài)控制系統(tǒng)的任務(wù)與分類姿態(tài)控制系統(tǒng)的任務(wù)與分類 51;.1 1被動式被動式 被動控制系統(tǒng)是用自然環(huán)境力矩源或物理力矩源，如自旋、重力梯被動控制系統(tǒng)是用自然環(huán)境力矩源或物理力矩源，如自旋、重力梯度、地磁場、太陽輻射力矩或氣動力矩等以及它們之間的組合來控制航度、地磁場、太陽輻射力矩或氣動力矩等以及它們之間的組合來控制航天器的姿態(tài)。天器的姿態(tài)。 這種系統(tǒng)不需要能源，也不需要姿態(tài)敏感器和控制邏輯線路。這種系統(tǒng)不需要能源，也不需要姿態(tài)敏感器和控制邏輯線

49、路。52;. 自旋穩(wěn)定是被動控制中最簡單的方法。它的原理是利用航天器繞自旋自旋穩(wěn)定是被動控制中最簡單的方法。它的原理是利用航天器繞自旋軸旋轉(zhuǎn)所獲得的陀螺定軸性，使航天器的自旋軸方向在慣性空問定向，但軸旋轉(zhuǎn)所獲得的陀螺定軸性，使航天器的自旋軸方向在慣性空問定向，但是它不具有控制自旋速度及再定向或使自旋軸進動的能力。是它不具有控制自旋速度及再定向或使自旋軸進動的能力。 環(huán)境力矩穩(wěn)定是另一類重要的航天器被動控制方式。氣動力、重力梯環(huán)境力矩穩(wěn)定是另一類重要的航天器被動控制方式。氣動力、重力梯度力、磁力和太陽輻射壓力對航天器質(zhì)心之矩，都是潛在的控制力矩源。度力、磁力和太陽輻射壓力對航天器質(zhì)心之矩，都是潛在的控制力矩源。選擇適當(dāng)?shù)能壍栏叨龋O(shè)計