1、空間飛行器總體設計空間飛行器總體設計空間飛行器總體設計 一個剛體航天器的運動可以由它的位置、速度、姿一個剛體航天器的運動可以由它的位置、速度、姿態和姿態運動來描述。其中位置和速度描述航天器的質態和姿態運動來描述。其中位置和速度描述航天器的質心運動，這屬于航天器的軌道問題；姿態和姿態運動描心運動，這屬于航天器的軌道問題；姿態和姿態運動描述航天器繞質心的轉動，屬于姿態問題。從運動學的觀述航天器繞質心的轉動，屬于姿態問題。從運動學的觀點來說，一個航天器的運動具有點來說，一個航天器的運動具有6 6個自由度，其中個自由度，其中3 3個位個位置自由度表示航天器的軌道運動，另外置自由度表示航天器的軌道運動，

2、另外3 3個繞質心的轉動個繞質心的轉動自由度表示航天器的姿態運動。自由度表示航天器的姿態運動。空間飛行器總體設計航天器的控制可以分為兩大類，即軌道控制和姿態控制。航天器的控制可以分為兩大類，即軌道控制和姿態控制。u軌道控制軌道控制 對航天器的質心施以外力，以有目的地改變其運動軌對航天器的質心施以外力，以有目的地改變其運動軌跡的技術。跡的技術。u姿態控制姿態控制 對航天器繞質心施加力矩，以保持或按需要改變其在對航天器繞質心施加力矩，以保持或按需要改變其在空間的定向的技術。空間的定向的技術。空間飛行器總體設計 軌道控制包括軌道確定和軌道控制兩方面的內容。軌道控制包括軌道確定和軌道控制兩方面的內容。

3、 軌道確定的任務是研究如何確定航天器的位置和速度，有時也軌道確定的任務是研究如何確定航天器的位置和速度，有時也稱為空間導航，簡稱導航；稱為空間導航，簡稱導航； 軌道控制是根據航天器現有位置、速度、飛行的最終目標，對軌道控制是根據航天器現有位置、速度、飛行的最終目標，對質心施以控制力，以改變其運動軌跡的技術，有時也稱為制導。質心施以控制力，以改變其運動軌跡的技術，有時也稱為制導。 軌道控制的任務可分為軌道控制的任務可分為4 4類。類。空間飛行器總體設計 這種控制使航天器從一條自由飛行軌道轉移到另一這種控制使航天器從一條自由飛行軌道轉移到另一條自由飛行軌道。變軌前后的兩條軌道可以在同一平面條自由飛

4、行軌道。變軌前后的兩條軌道可以在同一平面內，也可以在不同平面內。內，也可以在不同平面內。空間飛行器總體設計 使航天器克服空間各種攝動影響，保持衛星軌道某些使航天器克服空間各種攝動影響，保持衛星軌道某些參數不變的控制。同步定點衛星為精確地參數不變的控制。同步定點衛星為精確地而定期進行的軌道修正；太陽同步軌道和回歸軌道衛星而定期進行的軌道修正；太陽同步軌道和回歸軌道衛星為為所加的控制，一些低軌道衛星為所加的控制，一些低軌道衛星為所進行的控制。所進行的控制。 空間飛行器總體設計 使一個衛星與另一個衛星在同一時間、以相同速度到達空間同一位使一個衛星與另一個衛星在同一時間、以相同速度到達空間同一位置的過

5、程稱為交會。在軌交會過程一般分為三個階段：遠程導引階段、置的過程稱為交會。在軌交會過程一般分為三個階段：遠程導引階段、近程導引階段和停靠階段。近程導引階段和停靠階段。 u 遠程導引階段遠程導引階段: :軌控系統控制追蹤星的質心運動，將它導引到要接近的軌控系統控制追蹤星的質心運動，將它導引到要接近的目標衛星附近目標衛星附近, ,兩顆衛星距離應小于兩顆衛星距離應小于100km100km，并在同一軌道上運動；，并在同一軌道上運動；u 近程導引階段：追蹤衛星上的軌控設備把它引入相距小于近程導引階段：追蹤衛星上的軌控設備把它引入相距小于1km1km的交會區，的交會區，當兩個衛星相對距離為當兩個衛星相對距

6、離為202030m30m時，應以時，應以1.51.53.0m/s3.0m/s的相對速度進入的相對速度進入停靠階段；停靠階段；u 停靠階段：軌控系統應使追蹤衛星以零或接近于零的相對速度靠近目停靠階段：軌控系統應使追蹤衛星以零或接近于零的相對速度靠近目標衛星。標衛星。 空間飛行器總體設計 使衛星脫離原來的軌道，進入大氣層的控制。衛星從外層空使衛星脫離原來的軌道，進入大氣層的控制。衛星從外層空間返回地球表面經歷下面四個階段：間返回地球表面經歷下面四個階段：u 離軌：通過軌道控制使衛星離開原運行軌道，轉入一條能進入離軌：通過軌道控制使衛星離開原運行軌道，轉入一條能進入大氣層的過渡軌道；大氣層的過渡軌道

7、；u 過渡：進行必要的軌道修正、調整衛星姿態為再入大氣層作好過渡：進行必要的軌道修正、調整衛星姿態為再入大氣層作好準備；準備；u 再入：當衛星下降到離地面再入：當衛星下降到離地面8080120km120km時，進入稠密大氣層，時，進入稠密大氣層，再入段開始；再入段開始；u 著陸。著陸。空間飛行器總體設計 姿態控制也包括姿態確定和姿態控制兩方面內容。姿態控制也包括姿態確定和姿態控制兩方面內容。u 姿態確定：是研究航天器相對于某個基準的確定姿態方法。姿態確定：是研究航天器相對于某個基準的確定姿態方法。這個基準可以是慣性基準或者人們所感興趣的某個基準。這個基準可以是慣性基準或者人們所感興趣的某個基準

8、。u 姿態控制：是航天器在規定或預先確定的方向姿態控制：是航天器在規定或預先確定的方向( (可稱為參考方可稱為參考方向向) )上定向的過程，它包括姿態穩定和姿態機動。姿態穩定是上定向的過程，它包括姿態穩定和姿態機動。姿態穩定是指使姿態保持在指定方向，而姿態機動是指航天器從一個姿指使姿態保持在指定方向，而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。態過渡到另一個姿態的再定向過程。空間飛行器總體設計 在衛星飛行過程中常常需要從一種姿態轉變到另一種姿態，在衛星飛行過程中常常需要從一種姿態轉變到另一種姿態，稱為姿態機動或姿態再定向。稱為姿態機動或姿態再定向。 克服內外干擾力矩使衛星姿態保

9、持對某參考方位定向的控制克服內外干擾力矩使衛星姿態保持對某參考方位定向的控制任務稱為姿態穩定。任務稱為姿態穩定。 除衛星本體的姿態控制外，為了完成空間任務還需要對衛星除衛星本體的姿態控制外，為了完成空間任務還需要對衛星某些分系統進行局部指向控制，如要求對能源分系統的太陽電某些分系統進行局部指向控制，如要求對能源分系統的太陽電池陣進行對日定向控制，對通信分系統的天線進行對地或對其池陣進行對日定向控制，對通信分系統的天線進行對地或對其他衛星定向控制等。他衛星定向控制等。空間飛行器總體設計 航天器是一個比較復雜的控制對象，一般來說軌道控航天器是一個比較復雜的控制對象，一般來說軌道控制與姿態控制密切相

10、關。為實現軌道控制，航天器姿態制與姿態控制密切相關。為實現軌道控制，航天器姿態必須符合要求。也就是說，當需要對航天器進行軌道控必須符合要求。也就是說，當需要對航天器進行軌道控制時，同時也要求進行姿態控制。在某些具體情況或某制時，同時也要求進行姿態控制。在某些具體情況或某些飛行過程中，可以把姿態控制和軌道控制分開來考慮。些飛行過程中，可以把姿態控制和軌道控制分開來考慮。某些應用任務對航天器的軌道沒有嚴格要求，而對航天某些應用任務對航天器的軌道沒有嚴格要求，而對航天器的姿態卻有要求。器的姿態卻有要求。空間飛行器總體設計 1 1）衛星運行在空間的失重環境中，許多衛星又具有復雜）衛星運行在空間的失重環

11、境中，許多衛星又具有復雜的結構，難于在地面進行動力學試驗。因此對衛星的動力學的結構，難于在地面進行動力學試驗。因此對衛星的動力學特性進行理論計算和試驗研究，建立足夠準確的控制對象數特性進行理論計算和試驗研究，建立足夠準確的控制對象數學模型，作為控制系統設計的前提條件，就十分重要。學模型，作為控制系統設計的前提條件，就十分重要。 2 2）衛星控制系統構成復雜、功能多樣，衛星軌道、姿態、）衛星控制系統構成復雜、功能多樣，衛星軌道、姿態、有效載荷指向精度和穩定度要求高，而衛星是一個多自由度有效載荷指向精度和穩定度要求高，而衛星是一個多自由度的系統，系統各種狀態之間交叉耦合，都增加了控制系統的的系統，

12、系統各種狀態之間交叉耦合，都增加了控制系統的設計難度。因此，衛星控制系統設計必須采用下列理論：多設計難度。因此，衛星控制系統設計必須采用下列理論：多變量控制、統計濾波、最優控制、魯棒控制和隨機控制等。變量控制、統計濾波、最優控制、魯棒控制和隨機控制等。空間飛行器總體設計3 3）衛星控制系統工作壽命長，發射環境和在軌運行環境惡劣，這）衛星控制系統工作壽命長，發射環境和在軌運行環境惡劣，這就需要為控制系統選擇高可靠、長壽命、經過鑒定的、最好是就需要為控制系統選擇高可靠、長壽命、經過鑒定的、最好是有成功飛行經驗的元部件，同時在系統設計上要采取合理的冗有成功飛行經驗的元部件，同時在系統設計上要采取合理

13、的冗余設計等。余設計等。4 4）由于運載火箭發射成本高，控制系統設計上還受到質量和能量）由于運載火箭發射成本高，控制系統設計上還受到質量和能量消耗等條件的限制。要研制和選用適合空間工作的輕型、低功消耗等條件的限制。要研制和選用適合空間工作的輕型、低功耗的元部件。耗的元部件。空間飛行器總體設計 衛星控制系統在原理上和其他工程控制系統基本上是一樣衛星控制系統在原理上和其他工程控制系統基本上是一樣的，完成三個最基本的過程：敏感測量、信號處理和執行過的，完成三個最基本的過程：敏感測量、信號處理和執行過程，因此其控制系統組成包括測量部件、控制電路或計算機、程，因此其控制系統組成包括測量部件、控制電路或計

14、算機、執行機構三大部分。執行機構三大部分。空間飛行器總體設計u 姿態測量部件：確定當前軌道和姿態的狀態參數（姿態姿態測量部件：確定當前軌道和姿態的狀態參數（姿態和軌道確定）。和軌道確定）。u 控制電路或計算機：按照事先設計好的導引律和控制律控制電路或計算機：按照事先設計好的導引律和控制律計算出控制量，并根據控制量形成指令。計算出控制量，并根據控制量形成指令。u 執行機構：使衛星姿態和軌道向著任務要求的目標改變。執行機構：使衛星姿態和軌道向著任務要求的目標改變。包括發動機、飛輪、磁力矩器等。包括發動機、飛輪、磁力矩器等。 空間飛行器總體設計 空間飛行器總體設計 空間飛行器總體設計空間飛行器總體設

15、計空間飛行器總體設計 對衛星施加外力，改變其質心運動軌跡并使之滿足要求的對衛星施加外力，改變其質心運動軌跡并使之滿足要求的技術稱為軌道控制或制導。技術稱為軌道控制或制導。 用于軌道控制的外力有反作用推力和空間自然環境力。如用于軌道控制的外力有反作用推力和空間自然環境力。如使用噴氣發動機進行軌道控制，可根據所需要的速度增量及使用噴氣發動機進行軌道控制，可根據所需要的速度增量及有關發動機特性參數計算發動機控制參數。有關發動機特性參數計算發動機控制參數。 若發動機連續工作，則工作時間為若發動機連續工作，則工作時間為 式中，式中， 衛星控制前的總質量；衛星控制前的總質量； 發動機比沖，發動機比沖，Ns

16、/kgNs/kg。 FF平均推力。平均推力。sI0 sI1vmteF 0mIs0mIs 對衛星施加外力，改變其質心運動軌跡并使之滿足要求的對衛星施加外力，改變其質心運動軌跡并使之滿足要求的技術稱為軌道控制或制導。技術稱為軌道控制或制導。 用于軌道控制的外力有反作用推力和空間自然環境力。如用于軌道控制的外力有反作用推力和空間自然環境力。如使用噴氣發動機進行軌道控制，可根據所需要的速度增量及使用噴氣發動機進行軌道控制，可根據所需要的速度增量及有關發動機特性參數計算發動機控制參數。有關發動機特性參數計算發動機控制參數。 若發動機連續工作，則工作時間為若發動機連續工作，則工作時間為 式中，式中， 衛星

17、控制前的總質量；衛星控制前的總質量； 發動機比沖，發動機比沖，Ns/kgNs/kg。 FF平均推力。平均推力。0mIs空間飛行器總體設計 在許多場合，軌道控制推力作用時間比軌道周期短得多時，在許多場合，軌道控制推力作用時間比軌道周期短得多時，此時可將推力作用過程近似為一個脈沖函數，稱為脈沖推力模此時可將推力作用過程近似為一個脈沖函數，稱為脈沖推力模型。型。 若發動機脈沖工作，則工作次數為若發動機脈沖工作，則工作次數為 的整數部分，式的整數部分，式中中為有效脈沖寬度，為有效脈沖寬度，tt可按連續推力時間確定。可按連續推力時間確定。 燃料消耗量燃料消耗量mm為為 NtF01sVImme空間飛行器總

18、體設計 為了獲得要求的速度增量，衛星軌道控制往往需要有姿態控制為了獲得要求的速度增量，衛星軌道控制往往需要有姿態控制相配合。相配合。u 在與衛星固連的變軌發動機點火工作前，首先應將衛星的姿在與衛星固連的變軌發動機點火工作前，首先應將衛星的姿態調整到使與發動機推力方向一致；態調整到使與發動機推力方向一致；u 發動機的開機時間長度應保證產生的速度增量等于發動機的開機時間長度應保證產生的速度增量等于V V；u 如果發動機推力為恒值，則開、關機時刻的平均值應與等效如果發動機推力為恒值，則開、關機時刻的平均值應與等效脈沖控制時刻脈沖控制時刻tt相同。相同。 如果發動機點火時間較長，為保證控制精度，需要使

19、用有限推如果發動機點火時間較長，為保證控制精度，需要使用有限推力模型。用有限推力模型進行軌道控制設計，計算比較復雜。力模型。用有限推力模型進行軌道控制設計，計算比較復雜。空間飛行器總體設計 軌道機動控制的設計任務是確定控制策略、計算最優軌道軌道機動控制的設計任務是確定控制策略、計算最優軌道機動的參數和實施方式。機動的參數和實施方式。 對于平面內控制，進行一次切向脈沖控制可以控制軌道半對于平面內控制，進行一次切向脈沖控制可以控制軌道半長軸或控制偏心率，兩次切向脈沖控制可以同時控制半長軸和長軸或控制偏心率，兩次切向脈沖控制可以同時控制半長軸和偏心率，三次切向脈沖控制可以同時控制半長軸、偏心率和衛偏

20、心率，三次切向脈沖控制可以同時控制半長軸、偏心率和衛星在軌道上的角位置。這樣，可以實現幾個軌道根數的協調控星在軌道上的角位置。這樣，可以實現幾個軌道根數的協調控制。東方紅三號衛星的定點捕獲和中巴資源衛星的軌道控制都制。東方紅三號衛星的定點捕獲和中巴資源衛星的軌道控制都實現了協調控制。實現了協調控制。 對于傾角控制（軌道平面控制），只要在控前軌道平面和對于傾角控制（軌道平面控制），只要在控前軌道平面和目標軌道平面的交線上施以軌道平面法向的推力脈沖即可。目標軌道平面的交線上施以軌道平面法向的推力脈沖即可。空間飛行器總體設計 在靜止衛星定點后，為了克服軌道攝動的影響，長期保持軌在靜止衛星定點后，為了

21、克服軌道攝動的影響，長期保持軌道位置滿足規定的精度，要定期進行軌道修正，即位置保持。道位置滿足規定的精度，要定期進行軌道修正，即位置保持。 靜止軌道的主要攝動有三部分：靜止軌道的主要攝動有三部分：u 地球非球形田諧項（赤道不圓）攝動引起半長軸每天變化地球非球形田諧項（赤道不圓）攝動引起半長軸每天變化0.1km0.1km量級，此項攝動產生漂移加速度；量級，此項攝動產生漂移加速度；u 太陽光壓攝動引起偏心率及近地點方向變化，這會造成衛星太陽光壓攝動引起偏心率及近地點方向變化，這會造成衛星在東西方向的以在東西方向的以1d1d為周期的振蕩運動；為周期的振蕩運動；u 日月引力攝動引起傾角和升交點方向的變

22、化，其變化率為日月引力攝動引起傾角和升交點方向的變化，其變化率為0.850.85/a/a左右，傾角變大后，會造成衛星在南北方向的以左右，傾角變大后，會造成衛星在南北方向的以1d1d為為周期的振蕩運動。周期的振蕩運動。 三種攝動中，以克服日月引力攝動所需要的速度增量最大。三種攝動中，以克服日月引力攝動所需要的速度增量最大。空間飛行器總體設計 東西位置保持控制包括平均經度位置控制和偏心率控制，均東西位置保持控制包括平均經度位置控制和偏心率控制，均使用切向（東西向）推力。平均經度位置控制是定期修正半長使用切向（東西向）推力。平均經度位置控制是定期修正半長軸，偏心率控制要維持較小的東西方向日周期振蕩，

23、通常在早軸，偏心率控制要維持較小的東西方向日周期振蕩，通常在早晚晚6 6時進行。兩種控制可以協調聯合實施。時進行。兩種控制可以協調聯合實施。 南北位置保持控制使用沿軌道法向朝南（北）方向的推力，南北位置保持控制使用沿軌道法向朝南（北）方向的推力，在升（降）交點進行，以維持較小的傾角。當南北位置精度為在升（降）交點進行，以維持較小的傾角。當南北位置精度為0.10.1時，南北保持最長兩月需要進行一次，每次南北保持時，南北保持最長兩月需要進行一次，每次南北保持一般只需一次脈沖控制。一般只需一次脈沖控制。 空間飛行器總體設計 太陽同步軌道主要的攝動為大氣阻力攝動和太陽引力太陽同步軌道主要的攝動為大氣阻

24、力攝動和太陽引力攝動。大氣阻力將使軌道降低，從而使軌道平面轉動速攝動。大氣阻力將使軌道降低，從而使軌道平面轉動速率改變，偏離太陽同步的要求；太陽引力將使軌道傾角率改變，偏離太陽同步的要求；太陽引力將使軌道傾角持續改變。持續改變。 空間飛行器總體設計 軌道維持的任務主要是：軌道維持的任務主要是：u 克服大氣攝動，調整半長軸，保持太陽同步和地方時；克服大氣攝動，調整半長軸，保持太陽同步和地方時；u 調整偏心率和近地點幅角保持凍結；調整偏心率和近地點幅角保持凍結；u 調整在軌道上的相位角（調相）保持星下點軌跡在指定范圍調整在軌道上的相位角（調相）保持星下點軌跡在指定范圍內保證回歸；內保證回歸；u 克

25、服太陽引力攝動，調整傾角。克服太陽引力攝動，調整傾角。空間飛行器總體設計 姿態測量就是利用衛星上的姿態敏感器獲得包含衛星姿態測量就是利用衛星上的姿態敏感器獲得包含衛星姿態信息的物理量（電壓、電流或其它信息）。姿態信息的物理量（電壓、電流或其它信息）。 姿態確定就是對衛星姿態測量數據進行處理，給出衛姿態確定就是對衛星姿態測量數據進行處理，給出衛星的姿態參數。姿態確定的輸入信息是姿態敏感器的測星的姿態參數。姿態確定的輸入信息是姿態敏感器的測量數據，輸出是航天器的三軸姿態參數。量數據，輸出是航天器的三軸姿態參數。 姿態測量和確定是姿態控制的前提。常把實現姿態測姿態測量和確定是姿態控制的前提。常把實現

26、姿態測量和姿態確定的那部分系統統稱為姿態測量系統。量和姿態確定的那部分系統統稱為姿態測量系統。 空間飛行器總體設計 姿態就是航天器在空間的方位，而姿態敏感器用來姿態就是航天器在空間的方位，而姿態敏感器用來測量航天器本體坐標系相對于某個基準坐標系的相對角測量航天器本體坐標系相對于某個基準坐標系的相對角位置和角速度，以確定航天器的姿態。要完全確定一個位置和角速度，以確定航天器的姿態。要完全確定一個航天器的姿態，需要航天器的姿態，需要3 3個軸的角度信息。由于從一個方個軸的角度信息。由于從一個方位基準最多只能得到兩個軸的角度信息，為此要確定航位基準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

27、姿態至少要有兩個方位基準。天器的三軸姿態至少要有兩個方位基準。空間飛行器總體設計 姿態敏感器按照不同的參考基準，可分成下列五類：姿態敏感器按照不同的參考基準，可分成下列五類：u 以地球為參考基準：紅外地球敏感器、地球反照敏感器以地球為參考基準：紅外地球敏感器、地球反照敏感器等；等；u 以恒星為參考基準：太陽敏感器、星敏感器等；以恒星為參考基準：太陽敏感器、星敏感器等；u 以地面站為參考基準：射頻敏感器；以地面站為參考基準：射頻敏感器；u 以慣性空間為參考基準：陀螺儀、加速度計；以慣性空間為參考基準：陀螺儀、加速度計；u 其他基準：例如磁強計（以地球磁場為參考基準），陸其他基準：例如磁強計（以地

28、球磁場為參考基準），陸標敏感器（以天體地貌為參考基準）。標敏感器（以天體地貌為參考基準）。 空間飛行器總體設計 敏感器由測量變換器和信號處理線路兩部分組成，姿敏感器由測量變換器和信號處理線路兩部分組成，姿態敏感器按不同方式的測量變換器可分為下列態敏感器按不同方式的測量變換器可分為下列4 4種。種。u 光學敏感器：太陽敏感器，紅外地平儀，星敏感器，地光學敏感器：太陽敏感器，紅外地平儀，星敏感器，地球反照敏感器等；球反照敏感器等；u 慣性敏感器：陀螺、加速度計；慣性敏感器：陀螺、加速度計；u 無線電敏感器：射頻敏感器；無線電敏感器：射頻敏感器；u 其他：磁強計。其他：磁強計。 下面介紹最常用的幾種

29、姿態敏感器：太陽敏感器，紅外下面介紹最常用的幾種姿態敏感器：太陽敏感器，紅外地平儀，星敏感器，陀螺，加速度計，磁強計。地平儀，星敏感器，陀螺，加速度計，磁強計。空間飛行器總體設計 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。某一體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: :u 在大多數應用場合，可以把太陽近似看作是點光源，因此就在大多數應用場合，可以把太陽近似看作是點光源，因此就可簡化敏感器的設計和姿態確定的算法；可簡化敏感器的設計和姿態確定

30、的算法；u 太陽光源很強，從而使敏感器結構簡單，其功率要求也很小；太陽光源很強，從而使敏感器結構簡單，其功率要求也很小；u 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 128128，而分辨率可以從幾度到幾角秒。，而分辨率可以從幾度到幾角秒。 空間飛行器總體設計下面介紹兩種太陽敏感器下面介紹兩種太陽敏感器: :u V V形狹縫式太陽敏感器。用于自旋衛星和雙自旋衛星的形狹縫式太陽敏感器。用于自旋衛星和雙自旋衛星的姿態測量。它利用自旋衛星的旋轉，使太陽光每轉一圈姿態測量。它利用自旋衛星的旋轉，使太陽光每轉一圈先后穿越敏感器兩條狹縫的視場，使敏感器的光電器

31、件先后穿越敏感器兩條狹縫的視場，使敏感器的光電器件產生兩個電脈沖，這兩個電脈沖出現的時刻，就包含了產生兩個電脈沖，這兩個電脈沖出現的時刻，就包含了衛星姿態的信息。衛星姿態的信息。空間飛行器總體設計空間飛行器總體設計u數字式太陽敏感器。用于三軸穩定衛星的姿態測量。它數字式太陽敏感器。用于三軸穩定衛星的姿態測量。它是由狹縫及碼盤組成的，直接測量太陽方向單位矢量是由狹縫及碼盤組成的，直接測量太陽方向單位矢量S S垂直于狹縫平面上投影與光軸的夾角。如果在衛星上沿垂直于狹縫平面上投影與光軸的夾角。如果在衛星上沿兩個本體軸各安裝一個數字式太陽敏感器，就可以測得兩個本體軸各安裝一個數字式太陽敏感器，就可以測

32、得太陽光相對于衛星本體的兩個方位角。太陽光相對于衛星本體的兩個方位角。空間飛行器總體設計空間飛行器總體設計數字太陽敏感器視場范圍：優于6060門檻閾值：0.250.30太陽常數測量誤差：優于0.1度 輸出：太陽矢量和測量軸之間的方位角太陽光線和狹縫組成的平面太陽方向sSz太陽光光線碼盤光電池 Xb Zb Yb 數字太陽敏感器 1 數字太陽敏感器 2 空間飛行器總體設計 紅外地球敏感器是通過感受地球大氣與宇宙空間之間紅外紅外地球敏感器是通過感受地球大氣與宇宙空間之間紅外線輻射的差別，測量衛星相對于當地垂線方位的一種光學姿線輻射的差別，測量衛星相對于當地垂線方位的一種光學姿態敏感器，也稱為紅外地平

33、儀。常用的有兩種形式：態敏感器，也稱為紅外地平儀。常用的有兩種形式：u 一種是自旋掃描式地平儀，多為自旋衛星采用。掃描機構就一種是自旋掃描式地平儀，多為自旋衛星采用。掃描機構就是自旋衛星，通過衛星自旋，紅外地平儀的探頭測出穿過地是自旋衛星，通過衛星自旋，紅外地平儀的探頭測出穿過地球的弦寬，依據測出的弦寬長短，再結合衛星軌道高度，便球的弦寬，依據測出的弦寬長短，再結合衛星軌道高度，便可以計算出天底角（自旋軸矢量與衛星地心連線之間的夾可以計算出天底角（自旋軸矢量與衛星地心連線之間的夾角）。角）。空間飛行器總體設計 OSzSxSy紅外視場掃描方向紅外掃描錐基準點 iHoH運動方向掃描軸瞬時視場空間飛

34、行器總體設計u另一種是擺動式邊界跟蹤地平儀，多為三軸穩定衛星另一種是擺動式邊界跟蹤地平儀，多為三軸穩定衛星采用。敏感器包括由采用。敏感器包括由4 4個熱敏電阻組成復合視場的紅個熱敏電阻組成復合視場的紅外探測器，采用撓性樞軸支承，由無刷電機驅動以外探測器，采用撓性樞軸支承，由無刷電機驅動以5Hz5Hz的掃描頻率掃描的掃描反射鏡等部件組成，在精的掃描頻率掃描的掃描反射鏡等部件組成，在精指向期間掃描幅度為指向期間掃描幅度為5 5，在捕獲期間掃描幅度為，在捕獲期間掃描幅度為1111，精度可達，精度可達0.030.03。 空間飛行器總體設計 星敏感器是以某一顆亮度較高的可見星等的恒星為基星敏感器是以某一

35、顆亮度較高的可見星等的恒星為基準，測量其相對于航天器的角位置，并同星歷表中該星準，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進行比較，來確定航天器的姿態。也即通的角位置參數進行比較，來確定航天器的姿態。也即通過對恒星星光的敏感來測量航天器的某一個基準軸與該過對恒星星光的敏感來測量航天器的某一個基準軸與該恒星視線之間的夾角。由于恒星張角非常小恒星視線之間的夾角。由于恒星張角非常小(0.04(0.040.005)0.005)，因此星敏感器的測量精度很高，比太陽敏感，因此星敏感器的測量精度很高，比太陽敏感器高一個數量級。器高一個數量級。空間飛行器總體設計 星敏感器分星敏感器分和和兩種類

36、型，兩種類型，又又可分為可分為和和兩種形式。兩種形式。u 星圖儀：又稱星掃描器。一般都是狹縫式，用在自旋星圖儀：又稱星掃描器。一般都是狹縫式，用在自旋衛星上，利用星體的旋轉來搜索和捕獲目標恒星。衛星上，利用星體的旋轉來搜索和捕獲目標恒星。u 框架式星跟蹤器：是把敏感頭裝在可轉動的框架上，框架式星跟蹤器：是把敏感頭裝在可轉動的框架上，且通過旋轉框架來搜索和捕獲目標。且通過旋轉框架來搜索和捕獲目標。u 固定式星跟蹤器：這種跟蹤器的敏感頭相對航天器固固定式星跟蹤器：這種跟蹤器的敏感頭相對航天器固定，在一定的視場內具有搜索和跟蹤能力，例如采用析定，在一定的視場內具有搜索和跟蹤能力，例如采用析像管電子掃

37、描和像管電子掃描和CCDCCD器件成像。器件成像。空間飛行器總體設計空間飛行器總體設計 ：陀螺是利用一個高速旋轉的質量來敏感其自旋：陀螺是利用一個高速旋轉的質量來敏感其自旋軸在慣性空間定向的變化。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。 就是當陀螺不受外力矩作用時，陀螺旋轉軸相對就是當陀螺不受外力矩作用時，陀螺旋轉軸相對于慣性空間保持方向不變；于慣性空間保持方向不變； 就是當陀螺受到外力矩作用時，陀螺旋轉軸將沿就是當陀螺受到外力矩作用時，陀螺旋轉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最短的途徑趨向于外力矩矢量，進動角速度

38、正比于外力矩大小。矩大小。空間飛行器總體設計光纖陀螺（德國LITEF公司）技術指標：常值漂移： 3/小時(恒溫度) 隨機漂移： 0.15/sqrt(h)數據更新率: 0.5-1kHz測量范圍: 19.661/s功耗： 2.0W慣性敏感器 包括液浮陀螺、靜電陀螺、撓性陀螺、激光陀螺、光纖陀螺等。目前航天器上使用比較廣泛的液浮陀螺測量范圍為40/s，隨機漂移0.30/h。空間飛行器總體設計 ：陀螺儀作為一種姿態敏感器，其測量誤差對衛：陀螺儀作為一種姿態敏感器，其測量誤差對衛星姿態測量的精度影響很大，主要的誤差因素是常值漂星姿態測量的精度影響很大，主要的誤差因素是常值漂移、隨機漂移、刻度因子誤差、安

39、裝誤差等。其中常值移、隨機漂移、刻度因子誤差、安裝誤差等。其中常值漂移對衛星姿態確定誤差的影響隨時間增大。現代衛星漂移對衛星姿態確定誤差的影響隨時間增大。現代衛星姿態控制系統利用最優濾波方法對陀螺漂移進行在軌估姿態控制系統利用最優濾波方法對陀螺漂移進行在軌估計，可以大大提高姿態確定的精度。計，可以大大提高姿態確定的精度。 空間飛行器總體設計 ：加速度計是用于測量航天器上加速度計安：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。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穩定和控雖然目前加速度計沒有廣泛用于航天

40、器的姿態穩定和控制，但它是航天器導航系統中重要的器件。制，但它是航天器導航系統中重要的器件。 加速度計的種類很多，有加速度計的種類很多，有等。等。空間飛行器總體設計 磁強計是以地球磁場為基準，測量航天器姿態的敏感磁強計是以地球磁場為基準，測量航天器姿態的敏感器。磁強計本身是用來測量空間環境中磁場強度的。由器。磁強計本身是用來測量空間環境中磁場強度的。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強計測得的信息與之對先確定，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。比便可以確定

41、出航天器相對于地球磁場的姿態。 磁敏感器根據工作原理不同可以分為磁敏感器根據工作原理不同可以分為和和兩種。兩種。空間飛行器總體設計 目前應用較多的是感應式磁強計，它是建立在法拉目前應用較多的是感應式磁強計，它是建立在法拉第磁感應定律的基礎上的。感應式磁強計分為搜索線圈第磁感應定律的基礎上的。感應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。式磁強計和磁通門磁強計兩種類型。 空間飛行器總體設計磁強計用于測量磁場在星體上的方向和大小測量范圍：60000nT精度： 優于0.5滿量程軸間正交度： 900.50工作溫度： -70- +80磁敏感器電子部件信號處理模-數轉換器遙測線路空間飛行器總體設

42、計 在實際的航天器姿態控制系統中，各種敏感器單獨使在實際的航天器姿態控制系統中，各種敏感器單獨使用一般是不能滿足要求的，需要多種多個姿態敏感器組用一般是不能滿足要求的，需要多種多個姿態敏感器組合使用，形成一個姿態測量系統。原因主要有三方面：合使用，形成一個姿態測量系統。原因主要有三方面：u 相對于同一基準最多只能獲得兩個姿態角；相對于同一基準最多只能獲得兩個姿態角；u 各種敏感器均存在條件限制；各種敏感器均存在條件限制； 航天器的長壽命工作特點要求敏感器可靠地長時間提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信息，所以姿態敏感器的冗余便成為必須供高精度姿態信息，所以姿態敏感器的

43、冗余便成為必須考慮的重要問題。考慮的重要問題。 空間飛行器總體設計 采用上述不同敏感器，可以組成具有不同姿態確定精度的姿采用上述不同敏感器，可以組成具有不同姿態確定精度的姿態測量方案。態測量方案。 （1 1）利用太陽敏感器和地球紅外敏感器，可以組成中等精度）利用太陽敏感器和地球紅外敏感器，可以組成中等精度的姿態測量系統，姿態確定精度可以達到優于的姿態測量系統，姿態確定精度可以達到優于0.200.20。一般適用。一般適用于地面象元分辨率為于地面象元分辨率為4-5m4-5m的對地觀測衛星。的對地觀測衛星。 （2 2）利用星敏感器和慣性敏感器（液浮陀螺、光纖陀螺），）利用星敏感器和慣性敏感器（液浮陀

44、螺、光纖陀螺），可以組成高精度的姿態測量系統，姿態確定精度可以達到優于可以組成高精度的姿態測量系統，姿態確定精度可以達到優于0.0100.010。 這兩種姿態敏感器組成的姿態確定方案是目前大多數航天器這兩種姿態敏感器組成的姿態確定方案是目前大多數航天器所采用的方案。所采用的方案。 空間飛行器總體設計 VIII bx bybz滾動太陽敏感器俯仰太陽敏感器-Z面0-1太陽敏感器+Z面0-1太陽敏感器滾動地球敏感器俯仰地球敏感器太陽帆板空間飛行器總體設計對地定向衛星常用的三軸姿態測量系統有：對地定向衛星常用的三軸姿態測量系統有： 紅外地球敏感器加陀螺紅外地球敏感器加陀螺 特點：姿態測量系統簡單、成本

45、低，是指向控制要求不高的特點：姿態測量系統簡單、成本低，是指向控制要求不高的衛星三軸姿態的最佳測量方案。中國第一代返回式衛星采用的衛星三軸姿態的最佳測量方案。中國第一代返回式衛星采用的就是這種方案。就是這種方案。 紅外地球敏感器加太陽敏感器加陀螺紅外地球敏感器加太陽敏感器加陀螺 該系統由兩個圓錐掃描式紅外地球敏感器、兩個數字式太陽該系統由兩個圓錐掃描式紅外地球敏感器、兩個數字式太陽敏感器、三個單自由度液浮速率積分陀螺和星載數字計算機組敏感器、三個單自由度液浮速率積分陀螺和星載數字計算機組成。成。 由于能對陀螺漂移和滾動紅外地球敏感器的常值誤差進由于能對陀螺漂移和滾動紅外地球敏感器的常值誤差進行

46、在軌標定，因而提高了姿態確定的精度。行在軌標定，因而提高了姿態確定的精度。 星敏感器加陀螺星敏感器加陀螺特點：測量精度最高，已獲得應用。但系統技術復雜，成本較高。特點：測量精度最高，已獲得應用。但系統技術復雜，成本較高。空間飛行器總體設計 航天器的姿態控制方式很多，按照控制力矩來源分類，航天器的姿態控制方式很多，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、半主動以及混合等三種類相互組合，又可分出半被動、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。型。在此，主要介紹被動式和

47、主動式兩種基本類型。 空間飛行器總體設計 利用衛星本身的動力學特性（如動量矩、慣量矩）利用衛星本身的動力學特性（如動量矩、慣量矩）或利用衛星與周圍環境相互作用產生的外力矩（地磁場、或利用衛星與周圍環境相互作用產生的外力矩（地磁場、太陽輻射力矩或氣動力矩）作為控制力矩源，因此幾乎太陽輻射力矩或氣動力矩）作為控制力矩源，因此幾乎可以不消耗衛星能源而實現姿態控制方式的稱為被動姿可以不消耗衛星能源而實現姿態控制方式的稱為被動姿態控制。被動姿態控制包括自旋穩定、重力梯度穩定、態控制。被動姿態控制包括自旋穩定、重力梯度穩定、磁穩定和氣動穩定等。磁穩定和氣動穩定等。空間飛行器總體設計 自旋穩定是被動控制中最

48、簡單的方法。它的原理是自旋穩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時具有的定軸性使自旋軸在無利用航天器繞自旋軸旋轉時具有的定軸性使自旋軸在無外力矩作用時在慣性空間保持方向不變的姿態穩定方式。外力矩作用時在慣性空間保持方向不變的姿態穩定方式。自旋穩定方式簡單、經濟、可靠。但是它不具有控制自自旋穩定方式簡單、經濟、可靠。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。旋速度及再定向或使自旋軸進動的能力。空間飛行器總體設計 環境力矩穩定是另一類重要的航天器被動控制方式。環境力矩穩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氣動力、重

49、力梯度力、磁力和太陽輻射壓力對航天器質心之矩，都是潛在的控制力矩源。選擇適當的軌道高度，心之矩，都是潛在的控制力矩源。選擇適當的軌道高度，設計一定的結構形狀，使得作為控制力矩的環境力矩的設計一定的結構形狀，使得作為控制力矩的環境力矩的值遠大于其余的環境力矩的值，則可組成相應的姿態穩值遠大于其余的環境力矩的值，則可組成相應的姿態穩定系統。定系統。 空間飛行器總體設計 重力梯度穩定是利用航天器各部分質量在地球重力場中具重力梯度穩定是利用航天器各部分質量在地球重力場中具有不同的重力，以及在軌道運動中產生不同的離心力，重力和有不同的重力，以及在軌道運動中產生不同的離心力，重力和離心力的合力產生一個恢復

50、力矩，即重力梯度力矩。這個恢復離心力的合力產生一個恢復力矩，即重力梯度力矩。這個恢復力矩雖然很小，但是它能起穩定作用，使航天器的某根體坐標力矩雖然很小，但是它能起穩定作用，使航天器的某根體坐標軸指向地球。軸指向地球。 重力梯度穩定方式簡單、可靠，重力梯度穩定方式簡單、可靠，成本低，適用于對地定向的長壽命衛星，成本低，適用于對地定向的長壽命衛星，曾得到廣泛的應用，但其精度不高。曾得到廣泛的應用，但其精度不高。 空間飛行器總體設計 衛星在軌道運行時大氣中氣體分子與星體表面碰撞將產衛星在軌道運行時大氣中氣體分子與星體表面碰撞將產生氣動力和氣動力矩，通過設計良好的衛星質量分布特性和生氣動力和氣動力矩，

51、通過設計良好的衛星質量分布特性和星體氣動外形能使衛星姿態對迎面氣流方向穩定，稱為氣動星體氣動外形能使衛星姿態對迎面氣流方向穩定，稱為氣動穩定方式。純被動的氣動穩定只適用于低軌道，一般在軌道穩定方式。純被動的氣動穩定只適用于低軌道，一般在軌道高度低于高度低于500km500km時才可行。例如返回式衛星，其返回艙再入時才可行。例如返回式衛星，其返回艙再入大氣層時的姿態主要依賴氣動穩定，由返回艙氣動外形及質大氣層時的姿態主要依賴氣動穩定，由返回艙氣動外形及質量分布特性的設計保證在整個再入過程中的姿態穩定。量分布特性的設計保證在整個再入過程中的姿態穩定。空間飛行器總體設計 航天器主動式姿態控制系統的控

52、制力矩來自于航天器航天器主動式姿態控制系統的控制力矩來自于航天器上的能源，它屬于閉環控制系統。這類姿態控制系統主上的能源，它屬于閉環控制系統。這類姿態控制系統主要有三種。要有三種。 它利用各種飛輪儲存動量矩，通過動量交換實現航天它利用各種飛輪儲存動量矩，通過動量交換實現航天器的姿態控制，所以也稱為動量矩控制。器的姿態控制，所以也稱為動量矩控制。 輪控系統可以從太陽能電池陣電源系統持續獲得電源輪控系統可以從太陽能電池陣電源系統持續獲得電源供應，尤其適合于長期工作的衛星。供應，尤其適合于長期工作的衛星。 空間飛行器總體設計 空間飛行器總體設計空間飛行器總體設計 姿態控制方式就航天器在運行中是否旋轉

53、，可分為自旋姿態控制方式就航天器在運行中是否旋轉，可分為自旋穩定和三軸穩定兩大類。穩定和三軸穩定兩大類。 自旋航天器在外形上要求較嚴格，指向精度也較低；自旋航天器在外形上要求較嚴格，指向精度也較低； 三軸穩定則突破了對航天器外形的限制，因為星體不旋轉，三軸穩定則突破了對航天器外形的限制，因為星體不旋轉，可以安裝大型的附件。三軸穩定航天器由于采用了星上計算可以安裝大型的附件。三軸穩定航天器由于采用了星上計算機和高精度的姿態敏感器，提高了指向精度，但它的動量矩機和高精度的姿態敏感器，提高了指向精度，但它的動量矩比自旋穩定航天器小，受到干擾力矩時，容易發生姿態偏轉。比自旋穩定航天器小，受到干擾力矩時

54、，容易發生姿態偏轉。 當前，三軸穩定方式并沒有完全取代自旋穩定方式，兩種當前，三軸穩定方式并沒有完全取代自旋穩定方式，兩種方式都會得到使用。方式都會得到使用。 空間飛行器總體設計 自旋穩定系統和環境力矩穩定系統不需要消耗星上自旋穩定系統和環境力矩穩定系統不需要消耗星上能源，且不具有機動能力，因此稱為無源系統或被動控能源，且不具有機動能力，因此稱為無源系統或被動控制系統。制系統。 其余系統是由星上攜帶的控制力矩產生器作執行機其余系統是由星上攜帶的控制力矩產生器作執行機構，需要消耗星上能源，且又具有機動能力，因此稱為構，需要消耗星上能源，且又具有機動能力，因此稱為有源系統或主動控制系統。有源系統或

55、主動控制系統。 空間飛行器總體設計 衛星姿態控制執行機構是對衛星產生控制力矩，改變衛星姿態控制執行機構是對衛星產生控制力矩，改變衛星姿態運動的裝置。它按照控制器給出的控制指令，衛星姿態運動的裝置。它按照控制器給出的控制指令，產生作用于衛星的力矩，可用于姿態穩定、姿態捕獲、產生作用于衛星的力矩，可用于姿態穩定、姿態捕獲、姿態機動，建立和維持軌道控制所需的姿態，自旋穩定姿態機動，建立和維持軌道控制所需的姿態，自旋穩定衛星的起旋、消旋，轉速控制，章動和進動控制等。衛星的起旋、消旋，轉速控制，章動和進動控制等。 依產生力矩的原理，衛星姿態控制執行機構大致有三依產生力矩的原理，衛星姿態控制執行機構大致有

56、三種類型：種類型： 空間飛行器總體設計 推力器是目前航天器控制使用最廣泛的執行機構之一。推力器是目前航天器控制使用最廣泛的執行機構之一。它利用高速排出的工質產生反作用推力，所以又稱為質它利用高速排出的工質產生反作用推力，所以又稱為質量排出式執行機構。當推力器安裝使得推力方向通過航量排出式執行機構。當推力器安裝使得推力方向通過航天器質心，則成為軌道控制執行機構；而當推力方向不天器質心，則成為軌道控制執行機構；而當推力方向不過質心，則必然產生相對航天器質心的力矩，成為姿態過質心，則必然產生相對航天器質心的力矩，成為姿態控制執行機構。控制執行機構。 根據產生推力所需能源的形式不同，質量排出型推力器根

57、據產生推力所需能源的形式不同，質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。可以分為冷氣推力器、熱氣推力器和電推力器。空間飛行器總體設計航天器總體設計偏航推力器滾動推力器俯仰推力器bxbybz偏航基準敏感器俯仰滾動基準敏感器肼路擋板加熱器催化劑噴管銜鐵u控制信號電磁鐵空間飛行器總體設計 機電執行機構一般由驅動電路、電機、軸承、傳動裝置和機電執行機構一般由驅動電路、電機、軸承、傳動裝置和旋轉慣量等組成，例如慣性飛輪、空間站姿態控制用的控制力旋轉慣量等組成，例如慣性飛輪、空間站姿態控制用的控制力矩陀螺、雙自旋衛星的消旋組件，太陽帆板定向驅動組件，天矩陀螺、雙自旋衛星的消旋組件，太陽帆板

58、定向驅動組件，天線指向控制用的框架驅動組件等。線指向控制用的框架驅動組件等。 慣性飛輪是具有大慣量輪體的機電執行機構。根據動量矩慣性飛輪是具有大慣量輪體的機電執行機構。根據動量矩守恒原理，它與星體進行角動量交換，實現衛星姿態控制。守恒原理，它與星體進行角動量交換，實現衛星姿態控制。 根據飛輪的結構特點和產生控制作用的形式可以分為慣性根據飛輪的結構特點和產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，其中慣性輪又分為反作輪、控制力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。用輪和動量輪兩種。 空間飛行器總體設計空間飛行器總體設計輪控系統的特點：輪控系統的特點：（

59、1 1）輪控系統不需要消耗工質，適于長期工作；）輪控系統不需要消耗工質，適于長期工作；（2 2）輪控系統可以提供較精確的控制力矩，控制精度高；）輪控系統可以提供較精確的控制力矩，控制精度高；（3 3）輪控系統特別適合于克服周期性擾動；）輪控系統特別適合于克服周期性擾動；（4 4）采用輪控系統的三軸穩定系統，可以攜帶有大型太陽能）采用輪控系統的三軸穩定系統，可以攜帶有大型太陽能電池陣，以滿足星上對能源的需求；電池陣，以滿足星上對能源的需求；（5 5）與噴氣控制相比，輪控系統可以避免對光學儀器的污染。）與噴氣控制相比，輪控系統可以避免對光學儀器的污染。采用輪控系統存在的問題：采用輪控系統存在的問題

60、：（1 1）飛輪（動量輪）會發生速度飽和，必須考慮卸載問題；）飛輪（動量輪）會發生速度飽和，必須考慮卸載問題；（2 2）飛輪有高速轉動部件，使壽命和可靠性受到限制；）飛輪有高速轉動部件，使壽命和可靠性受到限制；（3 3）過零力矩干擾較大。）過零力矩干擾較大。航天器總體設計偏航飛輪滾動飛輪俯仰飛輪bxbybz偏航基準敏感器俯仰滾動基準敏感器 bzbxbyxhyhzhsh角動量卸載方案 噴氣卸載 磁力矩器卸載 重力梯度力矩卸載空間飛行器總體設計 利用空間自然環境如磁場、引力場等環境場與航天器相利用空間自然環境如磁場、引力場等環境場與航天器相互作用產生力矩，實現對姿態控制的執行機構，例如磁互作用產生力矩，實現對姿態