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航天器姿态测量与确定

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航空航天工程师的航天器姿态测量技术

航空航天工程师的航天器姿态测量技术

航空航天工程师的航天器姿态测量技术航空航天工程师在航天器设计和运行过程中扮演着重要的角色。

他们需要掌握各种技术，包括航天器姿态测量技术。

本文将介绍航天器姿态测量技术的原理、应用以及未来的发展。

一、航天器姿态测量技术的原理航天器姿态测量技术是指通过各种传感器和仪器来获取航天器的空间姿态参数，如位置、速度、角度等。

这些参数对于导航、控制、定位以及任务执行至关重要。

目前常用的航天器姿态测量技术包括惯性测量单元（IMU）、光学传感器、地基追踪系统、星敏感器等。

其中，IMU是最常用的传感器之一。

它通过测量航天器加速度和角速度来估计位置和姿态，具有高精度和较长时间稳定性。

二、航天器姿态测量技术的应用1. 航天器导航与控制航天器姿态的准确测量对于导航和控制至关重要。

利用姿态测量数据，工程师可以实时监测航天器的位置、速度和角度，从而调整引擎推力、姿态控制器等，确保航天器按照预定轨道飞行。

2. 卫星通信在卫星通信中，航天器姿态测量技术可以用于指导天线的指向，确保通信质量。

航天器姿态数据可以被用来确定最佳的天线方向，从而最大化信号接收和发射效率。

3. 空间科学探索在航天器进行行星探测和科学实验时，姿态测量技术可以提供准确的航天器位置和角度信息。

这对于实现探测器着陆、观测目标和采集样本非常重要。

三、航天器姿态测量技术的未来发展随着航天技术的不断进步，航天器姿态测量技术也在不断发展。

以下是一些可能的未来趋势：1. 高精度和高灵敏度未来的航天器姿态测量技术将提供更高精度和高灵敏度。

新一代传感器和算法将能够实现更准确的测量和更精细的姿态控制。

这将为航天器的运行和任务执行提供更高的稳定性和可靠性。

2. 多传感器融合航天器姿态测量可能通过融合多个传感器的数据来提高测量精度和鲁棒性。

例如，将IMU、光学传感器和星敏感器等多种传感器的测量结果进行融合，可以得到更可靠的姿态数据。

3. 自适应控制未来的航天器姿态测量技术可能会结合自适应控制方法，以适应不同工作环境和任务需求。

基于IRAPF算法的航天器姿态确定

基于IRAPF算法的航天器姿态确定
（ ＡＰ Ｆ ） 引入一个 辅 助变 量 帮助设 计 建议分 布 ，利 用最新 观测 量来 优化粒 子 的采样 。但 正则化 和辅
助 粒子 滤 波使计 算 量增 大 ，而且 收敛 速度 较慢 ，这 使得 滤波 实时 性较差 ，应 用受 到 限制 。对 此 ，本
文 提 出一 种 改 进 的正 则 化 辅 助 粒 子 滤 波 算 法 （ Ｉ Ｒ ＡＰ Ｆ ） ，该 算 法 将 快 速 高 斯 变 换 （ Ｆ Ｇ Ｔ） 引 入 到
高斯 系统 的滤 波效 果不 够理 想 。 ．
粒 子 滤波 通过 非参 数化 的 蒙特 卡洛模 拟 方法 来实 现递 推贝 叶斯估 计 ，可用 于非线 性非 高斯 的状 态 空 问描 述 系统 的状态 估计 ，可 逼 近任 意精度 ］ 。文献 ［ ６ ］ 将 粒子 滤波应 用 到航天 器姿 态确定 领域 ， 解 决 了非 线性 非高 斯 的姿态 估计 问题 ，但 粒 子滤 波所 固有 的粒子 退化 和样 本贫化 的 问题没有 得 到解
Ｒ ＡＰ Ｆ算 法 中 ，有 效 弥补其 计算 量 大和 收敛 速度 慢 的问题 。将该 算法 用于 解决非 线性 较强 或初 始误 差 较大 的航 天器 姿 态确定 问题 ，数值 仿真 结果 说 明 了该 算法 的有 效性 。
收 稿 日期 ：２ ０ １ ３ ０ ３ １ ２ 。收 修 改 稿 日期 ：２ ０ １ ３ ０ ６ ３ ０
②取 ｚ ｌ ～Ｐ （ ｝ － ｌ ｌ ｚ ‘ ， １ ： ）；
一Ｅ （ ｘ 卧 ｌ － ｚ ； ） ；
５ Ｏ
中 国 空 间 科 学 技 术
２ Ｏ １ ３年 １ ０ 月
２ 正 则 化 的辅 助 粒 子 滤 波算 法
正 则化 粒子 滤波 （ Ｒｅ ｇ ｕ ｌ ａ ｒ ｉ ｚ ｅ ｄ Ｐ ａ ｒ ｔ ｉ ｃ ｌ ｅ Ｆ ｉ ｌ ｔ ｅ ｒ ，ＲＰ Ｆ ） 是 针 对粒 子 滤 ３年 １ Ｏ月

航天器姿态控制与导航技术

航天器姿态控制与导航技术

航天器姿态控制与导航技术在航天领域，航天器姿态控制与导航技术是非常重要的研究领域。

航天器的姿态控制是指通过调整航天器的姿态来改变航天器在空间中的方向和位置，以满足任务需求。

导航技术则是指通过各种传感器和算法来确定航天器在空间中的位置、速度和方向，以实现精确的航天器定位。

航天器姿态控制技术是实现航天任务的关键。

由于航天器需要在特定的时间和位置进行复杂的任务，如轨道纠正、卫星对接等，因此其姿态必须得到精确控制。

姿态控制主要考虑的要素包括三轴稳定性、姿态变化速率、轨道控制等。

三轴稳定性是指航天器在三个轴向上的姿态保持稳定，以保证航天器的姿态不发生偏离。

姿态变化速率是指航天器在进行不同任务时的姿态变化速度，需要根据任务需求进行调整。

轨道控制是指通过调整航天器姿态来实现轨道变化，如升轨、降轨等。

航天器姿态控制的关键技术包括推力矢量控制、惯性导航、陀螺仪等。

推力矢量控制是一种常用的航天器姿态控制技术。

它通过调整航天器发动机的喷口方向来改变推力的方向，以实现航天器的姿态控制。

推力矢量控制技术能够在航天器进行复杂任务时灵活调整航天器的姿态，提高任务执行的精度和效率。

惯性导航是另一种重要的航天器姿态控制技术。

它通过搭载惯性测量装置，如陀螺仪和加速度计，来测量航天器的姿态变化，然后通过控制系统来调整航天器的姿态。

惯性导航技术能够实现高精度的姿态控制，是一种常见的姿态控制策略。

导航技术在航天领域同样非常重要。

航天器的导航主要目标是确定航天器在空间中的位置、速度和方向。

为了实现精确的航天器定位，导航系统需具备高精度、高可靠性和高实时性。

航天器导航技术主要包括星载定位、地面测控、惯性导航等。

星载定位是通过接收地面导航卫星发射的信号，从而确定航天器在空间中的位置和速度。

地面测控是通过地面上的测控设备，如雷达和测角站，对航天器进行跟踪和测量，进而确定其位置和速度。

惯性导航则是通过搭载惯性测量装置来测量航天器的加速度和姿态变化，从而推算出航天器的位置和速度。

航天器动力学与空间姿态控制分析

航天器动力学与空间姿态控制分析

航天器动力学与空间姿态控制分析航天器动力学与空间姿态控制是航天工程中非常关键的领域，它涉及到控制航天器在太空中的运动和保持特定的空间姿态。

本文将从动力学和空间姿态控制两个方面进行分析和讨论。

一、航天器动力学分析航天器动力学分析是研究航天器在外部作用力下的运动规律和特性的过程。

它涉及到质量、力、力矩等相关概念，以及牛顿第二定律、动量守恒定律、角动量守恒定律等力学原理的应用。

1. 质量与力的作用在进行航天器动力学分析时，首先需要确定航天器的质量和受到的外部力的作用。

航天器的质量通过测量、模拟或计算得到，在动力学分析中起到了重要作用。

外部力包括重力、推力、摩擦力等等，这些力的作用会改变航天器的运动状态。

2. 动力学方程与运动模型航天器动力学分析的核心是建立相应的动力学方程和运动模型。

通过应用牛顿第二定律和其他力学原理，可以推导出描述航天器运动状态的微分方程。

常见的动力学方程包括线性动力学方程和非线性动力学方程，根据具体的情况选择合适的方程进行建模。

3. 运动稳定性与控制航天器的运动稳定性是评估其运动状态是否可控的重要指标。

运动稳定性与航天器的动力学参数相关，通过分析航天器的特性曲线、控制能力和限制条件等，可以评估航天器的稳定性。

在航天器动力学分析中，还需要考虑控制系统的设计与调整，以实现对航天器运动状态的控制。

二、空间姿态控制分析空间姿态控制是指控制航天器在太空中的姿态（包括位置、方向和姿势）以实现特定任务的过程。

航天器在太空中的自由度较高，因此姿态控制需要考虑多种因素，并且有多种方法和技术可供选择。

1. 姿态参数表示与测量在空间姿态控制分析中，首先需要选择合适的姿态参数来表示航天器的姿态状态。

常见的姿态参数有欧拉角、四元数等。

选择合适的姿态参数可以简化姿态控制算法的设计和实现。

2. 姿态控制方法和技术在空间姿态控制分析中，有多种姿态控制方法和技术可以选择。

常见的方法包括经典的PID控制、模型预测控制、自适应控制等。

基于EKF的航天器姿态确定算法及精度分析

基于EKF的航天器姿态确定算法及精度分析
收稿日期：２０１７ ０９ ２７； 修回日期：２０１７ １１ ０６。 作者简介：王 谦（１９９３ ），男，甘 肃 人，硕 士 研 究 生，主 要 从 事 航 天 器应用技术方向的研究。 李新洪（１９７２ ），男，陕西人，教授，博 士 研 究 生 导 师，主 要 从 事 航 天 器应用技术方向的研究。
估计算法，根据观测信息估计出状态量［１］。在航天器姿态确 定 中，根据航天器的姿态运动学模型和姿态动力学模型建立航天 器姿态变化的状态方程，根据一个时变的矢量测量来估计航天 器姿态。其优点是被估计量不局限于姿态参数，矢量观测中的 一些不确定参数，如敏感器误差也可以作为状态量进行估计。 这样，在一定程度上就可以消除一些测量不确定因素，从而提 高姿态确定精度。相比于确定性方法，状态估计方法提高了姿 态确定的精度。
基于 犈犓犉的航天器姿态确定算法及精度分析
王 谦，李新洪，贺广松，张治彬，安继萍
（航天工程大学 航天装备系，北京 １０１４１６）
摘要：采用陀螺和星敏感器组合的方式来进行航天器姿态确定；首先建立了陀螺和星敏感器的测量模型，选择以四元数作为描述航 天器姿态的参数，详细推导了在小偏差下以误差姿态角和陀螺常值漂移误差为状态量的滤波状态方程，并且以星敏感器的测量残差作为 量测量，采用扩展卡尔曼滤波 （ＥｘｔｅｎｄｅｄＫａｌｍａｎＦｉｌｔｅｒ，ＥＫＦ） 算法进行姿态确定；然后进行 了 仿 真 分 析， 仿 真 结 果 表 明： 该 算 法 可 以 达到较高的姿态确定精度；最后对影响姿态确定精度的硬件因素和软件因素进行了定量的数据分析，得出了有一定意义的结论，从而为 工程实践提供理论支持。
设计与应用
计 算 机 测 量 与 控 制 ．２０１８．２６（６） 犆狅犿狆狌狋犲狉 犕犲犪狊狌狉犲犿犲狀狋 牔 犆狅狀狋１６７１ ４５９８（２０１８）０６ ０１５５ ０５ ＤＯＩ：１０．１６５２６／ｊ．ｃｎｋｉ．１１－４７６２／ｔｐ．２０１８．０６．０４０ 中图分类号：ＴＰ３９１ 文献标识码：Ａ

航空航天工程师的航天器测量与控制技术

航空航天工程师的航天器测量与控制技术

航空航天工程师的航天器测量与控制技术航天工程是现代科技的重要组成部分，而在航空航天工程中，航天器的测量与控制技术是至关重要的一环。

本文将介绍航天器测量与控制技术的基本概念、主要原理以及近年来的发展动向。

一、航天器测量技术航天器测量技术是指对航天器各种物理量和运动参数进行测量的科学与技术方法。

在航天器的设计、制造以及运行过程中，准确获取和分析各种数据是非常重要的。

1.1 航天器姿态测量航天器姿态测量是航天器测量技术的核心内容之一。

姿态测量包括航天器的位置、姿态角、角速度等参数的测量。

目前常用的姿态测量方法有陀螺仪、星敏感器、加速度计等。

1.2 航天器静力学测量航天器的静力学测量主要是针对航天器在发射和运行过程中所受到的各种力的测量。

静力学测量可以帮助工程师提供设计依据，确保航天器在各种环境中的安全。

1.3 航天器环境参数测量航天器环境参数测量是指对航天器所处的环境参数进行测量。

这些参数包括气温、气压、湿度、辐射等。

测量这些参数可以为航天器的设计和操作提供重要参考。

二、航天器控制技术航天器控制技术是指对航天器进行控制和调整的技术方法。

航天器控制技术的目标是保持航天器的姿态、定位和轨道稳定。

2.1 航天器姿态控制航天器姿态控制是指对航天器的位置、角度等姿态参数进行控制和调整，以满足航天器在宇宙环境中稳定运行和完成任务的要求。

姿态控制主要依靠推进器、姿态控制器和惯性导航系统等设备完成。

2.2 航天器轨道控制航天器轨道控制是指对航天器的轨道进行精确调整和控制。

轨道控制技术的主要手段是利用航天器自身的动力系统，通过火箭发动机推进、推进剂控制等方法来调整轨道的形状、高度和速度等参数。

2.3 航天器定位控制航天器定位控制是指对航天器在宇宙中的位置进行准确定位和控制。

利用卫星导航系统、雷达测距等技术手段，可以实现对航天器的准确定位和导航。

三、航天器测量与控制技术的发展趋势近年来，随着航天技术的快速发展，航天器测量与控制技术也在不断推陈出新。

航天器姿态确定与姿态控制

航天器姿态确定与姿态控制

光敏元件阵列是由一排相互平行且独立的
光电池条组成，其数量决定了太阳敏感器输出
编码的位数，从而在一定程度上影响到敏感器
的分辨率。
图4.3 两轴模拟式太阳敏感器
航天器姿态确定
红外地平仪
红外地平仪就是利用地球自身的红外辐射来测量航天器相对于当 地垂线或者当地地平方位的姿态敏感器，简称地平仪。
目前红外地平仪主要有3种形式：地平穿越式、边界跟踪式和辐射 热平衡式。
磁矩与地球磁场相互作用就可产生控制力矩，实现姿态控制。
航天器姿态控制
利用环境场产生控制力矩，最常用的除了磁力矩以外，还有重力 梯度力矩等。
磁力矩与轨道高度的3次方成反比，轨道高度越低，磁力矩越大。 所以磁力矩作为控制力矩比较适用于低轨道航天器。
重力梯度力矩适用于中高度轨道航天器。 太阳辐射力矩适用于同步轨道卫星等高轨道航天器。 气动力矩也适用于低轨道。 但是最后两种力矩较少用来作为控制力矩。利用环境力矩产生控 制力矩的装置可称为环境型执行机构。
单脉冲比相干涉仪是由光的干涉原理引伸而来，至少要采用两个接收 天线，其间矩为d，称为基线长度。当天线与地面距离比基线长度d大得 多时，有如下关系式：
cos 2 d
式中， 为两个天线接收电波的相位差，A为波长。由式可见， 是预先 确定的，因此只要测出两个天线接收信号的相位差，便可确定方向角 。
➢ 被动式
被动控制系统是用自然环境力矩源或物理 力矩源，如自旋、重力梯度、地磁场、太阳辐 射力矩或气动力矩等以及它们之间的组合来控 制航天器的姿态。
其中地平穿越式地平仪扫描视场大，其余两种地平仪的工作视场较 小，只能适用于小范围的姿态测量，但精度较高。
航天器姿态确定
➢ 地平穿越式地平仪
地平穿越式地平仪的视场相对于地球作扫描运动。当视场穿越地平 线时，也就是说扫到地球和空间交界时，地平仪接收到的红外辐射能量 发生跃变，经过热敏元件探测器把这种辐射能量的跃变转变成电信号， 形成地球波形。然后通过放大和处理电路，把它转变成为前后沿脉冲。 最后通过计算电路，把前后沿脉冲与姿态基准信号进行比较，得出姿态 角信息，也就是滚动角或俯仰角。

航空航天工程师的航天器姿态测量与控制

航空航天工程师的航天器姿态测量与控制

航空航天工程师的航天器姿态测量与控制航天器的姿态测量与控制是航空航天工程师日常工作中重要的一部分。

它涉及到航天器的定位、导航和控制等关键技术，对于确保航天任务的成功执行至关重要。

本文将介绍航天器姿态测量与控制的基本概念、技术原理以及其在航空航天领域的应用。

一、航天器姿态测量与控制的基本概念航天器的姿态包括位置、姿态角和速度等参数。

姿态测量与控制是指通过各种传感器和姿态控制器等设备，对航天器的姿态进行测量和调整，以满足任务需求。

姿态测量主要依靠惯性导航系统、星敏感器和陀螺仪等设备，姿态控制则通过推进器和反作用系统等实现。

航天器姿态测量与控制的关键技术包括航天器姿态观测、姿态控制器设计和控制算法优化等。

通过精确的姿态测量和高效的姿态控制手段，航天器能够准确定位、精确导航，并保持稳定的飞行姿态。

二、航天器姿态测量与控制的技术原理1. 航天器姿态观测技术航天器姿态观测主要通过惯性导航系统、星敏感器和陀螺仪等传感器来实现。

惯性导航系统利用加速度计和陀螺仪等传感器测量航天器的线性加速度和角速度，进而推算出姿态角度。

星敏感器通过感知星光方向来确定航天器的朝向。

陀螺仪则基于角动量守恒定律，测量航天器的角速度。

2. 姿态控制器设计技术姿态控制器是实现航天器姿态控制的关键组成部分。

它根据姿态观测的结果，通过推进器或反作用系统等执行机构，调整航天器的姿态。

姿态控制器通常由传感器、执行器和控制器三部分组成。

传感器负责姿态数据的采集，执行器负责转化控制信号为推力或力矩，控制器则根据姿态预测和误差修正等算法确定控制信号。

3. 控制算法优化技术控制算法的优化是提高航天器姿态控制精度和效率的关键环节。

控制算法通常采用闭环控制原则，即根据当前姿态和期望姿态之间的误差，通过控制器产生调整控制信号。

常见的控制算法包括PID控制器和模型预测控制等。

控制算法的优化可以通过仿真模拟和实际测试等手段来实现，以提高姿态控制系统的性能。

三、航天器姿态测量与控制在航空航天领域的应用航天器的姿态测量与控制在航空航天领域中有着广泛的应用。

航空航天工程师的航天器姿态测量技术

航空航天工程师的航天器姿态测量技术

航空航天工程师的航天器姿态测量技术航空航天工程师在航天器的设计、制造和操作中扮演着至关重要的角色。

航天器姿态测量技术是其中一个重要的领域，旨在确保航天器的稳定性和精确性。

本文将深入探讨航天器姿态测量技术的原理、应用和发展趋势。

一、原理航天器姿态测量技术基于惯性测量单元（Inertial Measurement Unit, IMU）和星敏感器（Star Tracker）等测量装置。

IMU通常包括三轴加速度计和三轴陀螺仪，用于测量航天器在三个空间方向上的加速度和角速度。

星敏感器则利用航天器上安装的星表和相机，通过观测恒星的位置来确定航天器的姿态。

二、应用航天器姿态测量技术在航天工程中有着广泛的应用。

首先，它对于航天器的导航和定位至关重要。

通过测量航天器的姿态，可以确定其在空间中的位置和方向，为航天器的轨道控制和飞行路径规划提供依据。

其次，航天器姿态测量技术对于航天器的稳定性和姿态控制至关重要。

通过及时准确地测量航天器的姿态变化，可以及时调整航天器的姿态控制系统，确保其在飞行过程中保持稳定。

最后，航天器姿态测量技术也在航天器的科学实验和探测任务中发挥着重要作用。

准确测量航天器的姿态变化可以提供科学家们所需的精确数据，用于分析宇宙中的各种现象和过程。

三、发展趋势随着航天工程的不断发展和进步，航天器姿态测量技术也在不断演进和创新。

首先，传统的IMU和星敏感器已经得到了很大的改进，小型化和集成化成为了发展的趋势。

这不仅可以提高测量精度，还可以减小航天器的负载和能耗。

其次，计算机视觉和图像处理技术的广泛应用使得基于视觉的姿态测量技术逐渐成为研究的热点。

这种技术不仅可以提供更为准确的姿态测量结果，还可以减少对传感器的依赖。

此外，人工智能和数据挖掘算法的应用也为航天器姿态测量技术的发展带来了新的机遇和挑战。

通过分析海量的测量数据，可以提取出更加精确和有用的信息，为航天器的姿态控制和导航提供更高效的解决方案。

综上所述，航空航天工程师的航天器姿态测量技术是确保航天器稳定性和精确性的重要领域。

7姿态确定

7姿态确定

Return
姿态敏感器和姿态确定
宝 音
姿态确定的基本思想
对于三轴稳定卫星：就是要得到姿态矩阵，星体角速度， 对于三轴稳定卫星：就是要得到姿态矩阵，星体角速度，即某 一参考坐标系和本体系之间的坐标变换矩阵和变化率的测得。 一参考坐标系和本体系之间的坐标变换矩阵和变化率的测得。 对于自旋卫星：就是确定自旋轴在惯性坐标系中的方向。 对于自旋卫星：就是确定自旋轴在惯性坐标系中的方向。 姿态确定的基本方法有两种：参考矢量法和 姿态确定的基本方法有两种：参考矢量法和惯性测量法 参考矢量法：单矢量法，双矢量法， 参考矢量法：单矢量法，双矢量法，多矢量法 惯性测量法：主要是陀螺 陀螺有很多种。 陀螺； 惯性测量法：主要是陀螺；陀螺有很多种。 最基本的思想： 最基本的思想：双矢量定姿
r r r S3 = S1 × S2
r* r* r* S3 = S1 × S 2
zb
z
S1 S 2 yb
Si* = ASi
B* = S1*
A= B B
* −1
y
* S2 * S3 = [ AS1
AS2
AS3 ] = AB
x
xb
姿态敏感器种类 姿态敏感器种类
姿态就是航天器在空间的方位， 姿态就是航天器在空间的方位，而姿态敏感器用来测量航天器本体坐 标系相对于某个基准坐标系的相对角位置和角速度， 标系相对于某个基准坐标系的相对角位置和角速度，以确定航天器的 姿态。要完全确定一个航天器的姿态，需要3个角度信息。 姿态。要完全确定一个航天器的姿态，需要3个角度信息。由于从一 个方位基准最多只能得到两个角度信息， 个方位基准最多只能得到两个角度信息，为此要确定航天器的三轴姿 态至少要有两个方向基准。 态至少要有两个方向基准。 姿态敏感器按不同的基准方位，可分为下列5类。 姿态敏感器按不同的基准方位，可分为下列5 1.以地球为基准方位：红外地平仪，地球反照敏感器； 以地球为基准方位：红外地平仪，地球反照敏感器； 2.以恒星为基准方位：太阳敏感器，星敏感器； 以恒星为基准方位：太阳敏感器，星敏感器； 3.以惯性空间为基准方位：陀螺，加速度计； 以惯性空间为基准方位：陀螺，加速度计； 4.以磁场为基准：磁强计(以地磁场为基准方位) 以磁场为基准：磁强计(以地磁场为基准方位) 5.其他：GPS，月球，陆标敏感器，射频等 其他：GPS，月球，陆标敏感器，

航空航天工程师的航天器测量与控制技术

航空航天工程师的航天器测量与控制技术

航空航天工程师的航天器测量与控制技术航天器测量与控制技术是航空航天工程师在设计和开发航天器过程中的重要组成部分。

这项技术涉及到航天器在发射、飞行和返回过程中的各种测量和控制手段的应用，旨在确保航天任务的成功执行。

本文将探讨航空航天工程师在航天器测量与控制技术方面的工作，包括姿态测量控制、导航系统、轨道测量与控制以及通信与数据处理等方面。

一、姿态测量控制1. 姿态感知和测量系统航天器的姿态测量是指航天器在飞行过程中对自身姿态状态的感知和测量。

姿态感知和测量系统通常由惯性测量单元（IMU）、星敏感器和太阳敏感器等组成。

IMU负责测量航天器的角速度和加速度等参数，星敏感器和太阳敏感器则用于精确测量航天器的方向和姿态。

2. 姿态控制系统姿态控制系统是指通过对航天器的推力和姿态角度进行调整，使其保持所需的飞行姿态和轨道。

姿态控制系统通常包括推力控制系统和姿态控制器。

推力控制系统通过火箭发动机提供推力，姿态控制器则根据姿态测量结果进行计算和调整，控制航天器的姿态和轨道。

二、导航系统1. 惯性导航系统航天器在航天任务中需要准确确定自身的位置和速度。

惯性导航系统主要依靠陀螺仪和加速度计等测量设备，通过不断积分和计算来估计航天器的位置和速度。

惯性导航系统具有高精度和长时间稳定性的特点，广泛应用于航天器的导航和定位。

2. 卫星导航系统卫星导航系统通过卫星信号进行导航和定位。

目前应用最广泛的卫星导航系统包括美国的全球定位系统（GPS）、俄罗斯的格洛纳斯系统（GLONASS）和中国的北斗卫星导航系统。

航天器可以通过接收卫星信号，并通过测量信号的传播时间和信号强度等参数，确定自身的位置和速度。

三、轨道测量与控制1. 轨道测量轨道测量是指对航天器的轨道参数进行测量和跟踪。

为了保持航天器在规定的轨道上飞行，轨道测量系统通常使用地面测量站和航天器上的测量设备进行测量。

地面测量站通过接收航天器的信号，并根据信号的到达时间和频率等参数，计算航天器的位置和速度。

航天器姿态确定(研究现状)

航天器姿态确定(研究现状)

链接地址 /xiaozu/257088?ref=minifeed&sfet=211&fin=1&ff_id=71996187
法优于TRIAD法[3]。此后，Shuster又基于QUEST测量模型证明了：1) Wahba问题 等价于最大似然估计问题[18]，并进一步提出了广义Wahba问题[19]；2) TRIAD法是 一个最大似然估计器[20]； 3)该测量模型的方差阵在EKF公式中可以等效地用非奇异 阵 2 I 33 代替[16]， 该模型也是Shuster教授一生中最引以为自豪的[21]。 针对大视场敏 感器情形，Cheng利用一阶泰勒近似进一步扩展了QUEST测量模型[22]。对于连续 旋转理论， Shuster在文献[23]中正式提出并将该方法应用于解决一般性的姿态奇异 问题，该方法后来在FOAM法[4]、ESOQ2 法[8]中均得到应用。 近年来，虽然没有新的确定性算法出现，但随着Wahba问题本质的探索[19]， 现有算法与最大似然估计关系的揭示[19,20,24]以及方差分析的完善[13]等文献出现， 让 科研工作者对确定性算法有了更深刻的了解，并可进一步掌握方差分析这一有力 工具[25]。 (2) 状态估计法 单纯依靠矢量观测进行姿态解算的确定性方法要求参考矢量足够精确，且易 受敏感器的失准误差、测量误差等因素影响，往往难以满足高精度的定姿要求。 与这类方法相反，状态估计法中的状态量并不仅限于姿态参数，还包括矢量观测 中的一些不确定性参数；另外，现代航天器上的姿态确定系统往往采用多个姿态 敏感器进行组合测量，由于不同敏感器在测量精度、数据更新率上具有较大差异， 一般也需要采用状态估计法进行信息融合。根据姿态角速度信息的获取方式可将 姿态确定方案分为有陀螺方案和无陀螺方案，前者的姿态角速度由速率积分陀螺 测量得到，而后者的姿态角速度一般通过姿态动力学传播得到。 常用的姿态描述参数有方向余弦阵(Direction Cosine Matrix, DCM)、欧拉角 (Euler Angles)、旋转矢量(Rotation Vector)、姿态四元数(Quaternion)或欧拉对称参 数(Euler Symmetric Parameters)、罗德里格参数(Rodrigues Parameters)或吉布斯向量 (Gibbs Vector)、修正罗德里格参数(Modified Rodrigues Parameters, MRPs)、凯莱克莱参数(Cayley-Klein Parameters)等，目前航天器上最常用的姿态参数是四元数， 其优点主要在于用其表示的姿态运动学方程为线性形式，计算量小，且不存在奇 异性。在 1964 年，Stuelpnagel从数学上证明了三维参数用来表示姿态不可能是全 局且非奇异的[26]，因此，虽然旋转矢量[27]、MRPs[28]作为姿态描述参数也有一定应 用，但就描述航天器姿态而言始终不如四元数流行。不过，在航姿系统中常采用 旋转矢量进行快速姿态解算[29]，而欧拉角由于其明显的物理意义也常被用于描述 火箭或导弹的姿态，至于欧拉运动学方程中的奇异问题，可采用双欧拉角法进行 有效解决。另外，文献[30]对姿态描述参数及其运动学方程进行了系统的综述。 扩展卡尔曼滤波(extended Kalman filter, EKF)技术[31-34]常被用于航天器实时姿 态确定，根据姿态参数的选取不同和观测量的不同形式，常见的实现方式有乘性 扩展卡尔曼滤波[34,35](multiplicative ex-tended Kalman filter, MEKF)和加性扩展卡尔

飞行器控制中的姿态感测和控制技术研究

飞行器控制中的姿态感测和控制技术研究

飞行器控制中的姿态感测和控制技术研究一、概述随着现代航空技术的不断发展，飞行器的控制系统也在不断升级。

其中，姿态感测和控制技术是飞行器控制中的重要环节。

姿态感测是指通过传感器感知飞行器的姿态信息，并反馈给控制系统；而姿态控制则是指根据飞行器姿态传感器的数据对其进行动态控制，保证飞行器的稳定性。

本文将结合国内外研究现状，对飞行器姿态感测和控制技术进行全面的分析和研究，以期为飞行器控制技术的进一步提升和发展提供有益的参考。

二、姿态感测技术1. 姿态感测技术的分类姿态感测技术主要包括传感器式姿态感测和图像式姿态感测两种。

传感器式姿态感测是通过安装在飞行器上的姿态传感器对飞行器姿态进行感知。

常用的传感器包括陀螺仪、加速度计和磁力计等。

陀螺仪可以测量飞行器绕三个轴的旋转角速度，从而推算出飞行器的姿态角；加速度计可以测量飞行器在三个轴上的加速度，进而推算出飞行器倾斜角度；磁力计则可以测量地磁场的强度和方向，从而辅助计算飞行器的方向。

图像式姿态感测是指通过安装在飞行器上的摄像头对周围环境进行感知，并基于图像处理技术计算出飞行器的姿态信息。

图像式姿态感测可以有效地避免惯性传感器的漂移和噪声干扰，但需要相对复杂的图像算法和计算资源。

2. 优缺点对比传感器式姿态感测具有测量速度快、稳定性好、误差小等优点，而图像式姿态感测则具有信息获取范围广、姿态估计精确等优点。

但传感器式姿态感测也存在误差难以避免、漂移问题等缺点，而图像式姿态感测也需要有足够的光照和对比度条件，以及相对较高的计算和传输资源。

三、姿态控制技术1. 姿态控制的目标飞行器姿态控制的目标是使飞行器稳定地维持特定的姿态，以实现特定的任务。

常见的姿态控制目标包括平稳的转弯、保持直线飞行、稳定的起降等。

2. 姿态控制的方法姿态控制主要通过飞行控制系统实现。

在控制系统中，姿态控制器是最重要的部分之一，其主要作用是通过传感器测量飞行器的姿态，计算出控制器输出信号，控制电机或其他执行器，使飞行器达到特定的姿态。

【VIP专享】航天器姿态测量与确定第二章(2)41

【VIP专享】航天器姿态测量与确定第二章(2)41
成反比
L 1
sins e
s2 e2 2s e coss e
s e
姿态不 确定区
L s
s e
e s
相关角
Le
L
姿态估计值
sins e 0 Z S E 0
双弧长测量几何的奇点 太阳矢量，天底矢量和自旋矢量三者共面 无法确定姿态，在天球上满足这些条件的点称为奇点。 10
等转角测量的姿态不确定性分析
2013/10/9
s Ls s
S
Le
e
e
E
姿态不 确定区
L s
s e
e s
Le
L
姿态估计值8
双弧长测量的姿态不确定性分析
太阳角与天底角测量误差的几何分析
自旋轴
太阳角测量只与太阳脉冲有关，同样的 敏感器测量误差引起太阳角观测量的误差
Z
2
与卫星姿态方向的关系不十分密切。
cots cot sin
从地球弦宽导出的天底角计算精度与卫
星相对于地球的姿态密切相关。
卫星
e
cos
d de
cos
cose
sine cos
scinosse isnineccooss22
sin e
sin
sin
2
扫描
质心
线
O
Ei
Eo
E
d de
0 tane
tan
cos 2
ZEEi 和ZEEo 为直角球面三角形
天底角较大偏差 对应弦宽小量变化
ds
d
ds cos sinse d cose sin
sin sinse sin sins
Ls , L
的相关角 tans/

飞行器三轴姿态测量方法

飞行器三轴姿态测量方法

α文章编号:100127445(2004)增20060203飞行器三轴姿态测量方法海　涛,徐　嫣,高　翔(广西大学电气工程学院,广西南宁530004)摘要:介绍了到目前为止常用飞行器三轴姿态测量敏感器.详述了这些姿态敏感器的工作原理.根据这些原理分析了它们的优缺点,并比较了它们的性能指标.给出了具有指导意义的结论.关键词:姿态敏感器;太阳敏感器;红外地平仪;射频敏感器;惯性陀螺;磁强计;星敏感器中图分类号:T P 212.9 文献标识码:A姿态控制的前提是姿态敏感,即探测出飞行器的当时姿态.姿态敏感器是实现空间飞行器姿态测量与控制的仪器[1].确定飞行器姿态的一般方法是选择一个可靠的参考系.对于不同的参考系,所用的姿态敏感器的工作原理和所测量的对象是不同的,在工程上姿态敏感器的种类很多,这些敏感器利用光学原理、力学惯性原理、无线电测原理以及地球磁场原理设计的.按其基准方位分为如下五类[2]:(1)以地球为基准方位,有红外地平仪、地球反照敏感器等;(2)以天体为基准方位,有太阳敏感器、星敏感器等;(3)以惯性空间为基准方位,有陀螺仪、加速度计等;(4)以地面站为基准方位,有射频敏感器;(5)其它,如以地球磁场为基准方位的磁强计,以地貌为基准方位的陆际敏感器等.下面介绍三轴稳定空间飞行器最常用的几种姿态敏感器:太阳敏感器[3]、红外地球敏感器(红外地平仪)、射频敏感器、惯性敏感器(陀螺)、磁强计和星敏感器.1　太阳敏感器图1　太阳敏感器的测角原理图 太阳敏感器是通过对太阳光辐射的敏感来测量太阳视线与空间飞行器某一体轴之间的夹角的敏感器.太阳敏感器用来确定姿态最普遍,几乎每个飞行器都采用.太阳敏感器之所以有这样广泛的通用性是因为在大多数应用场合,可以把太阳近似看作点光源,因此就可简化敏感器的设计和姿态确定的算法;另外太阳光照度很强,从而使敏感器结构简单,其功率也很小;视场很大(从几分×几分到128°×128°)以及分辨率高(从几度到几角秒)的特点.太阳敏感器有三种类型:模拟式、数字式和(01)太阳指示式.经常使用的为模拟式和数字式两种.(1)模拟式太阳敏感器　模拟式太阳敏感器的输出信号为模拟量,其大小和符号是太阳光入射角的连续函数.模拟式太阳敏感器通常又称余弦检测第29卷增刊2004年9月广西大学学报(自然科学版)Journal of Guangxi U niversity (N at Sci Ed )V o l .29,Sup.　Sep t .,2004　α收稿日期:20040520;修订日期:20040616作者简介:海　涛(1963),男,广西桂林人,广西大学高级工程师.器,这是因为硅太阳电池输出电流与太阳光入射角成正弦规律变化.模拟式太阳敏感器视场在几十度时,精度可达到0.5°;当视场很小,仅为1°～2°时,精度可达到秒级.例如“阿波罗”飞船所使用的模拟式太阳敏感器即属此类.(2)数字式太阳敏感器　数字式太阳敏感器的输出信号是与太阳入射角相关的以编码形式出现的离散函数(图1为太阳敏感器的测角原理图).图1左边是测量码盘,右边是指令码盘.码盘上、下两面都镀上不透光的金属模,并光刻成图中所示的图案.测量码盘的上表面有一个测量前缝,下表面左六道为格莱码,右边有一个全开码.太阳光通过前缝在格莱码图案上形成一条窄像.光像落在码道透明区时,光线便到达下面的太阳电池,经过线路处理为1,反之处理为0,我们利用这些0和1来测量姿态角.2　红外地球敏感器红外地球敏感器用来测量飞行器相对于地球的方位.地球大气二氧化碳层的14～16.25Λm 波段的红外能量辐射进入到地球敏感器视场,被热敏感元件(红外探头)接收并转换成代表地球波形的电信号,可以测量出当地垂线或地平方位,故称为红外地平仪.三轴稳定空间飞行器常用圆锥扫描式、摆动扫描式和辐射热平衡式三种类型的地球敏感器.圆锥扫描式发展较早,应用也较多.这种敏感器的优点是:扫描视场大,响应时间快,对于许多飞行任务适应性强,特别是对大范围姿态测量和姿态机动捕获更为合适.但由于存在运动扫描机构,因此寿命受到限制.这种敏感器的精度可达0.10°.辐射热平衡式地球敏感器不需要扫描机构,又称为静态红外地平仪.优点在于没有运动部件,体积和质量较小,功耗低,适合于长寿命飞行任务.但是,目前这种敏感器存在两个技术困难:仪器各部分之间的温度梯度所产生的热交换及季节变化所引起的地球红外辐射不均匀性和不平行性对测量精度产生严重影响.但目前技术有较大发展,如法国SOD EN 公司研制的SA T 04型敏感器用于T elecom 1卫星上,精度达到0.04°,运行寿命达7年.摆动扫描式地球敏感器分为单地平摆动扫描式和双地平摆动扫描式.其优点为:(1)由于对地球信号进行交流调制,减少了背景辐射和温度变化对探头的影响,从而降低了敏感器的误差;(2)对地球辐射的大范围变化不敏感,特别是视场扫描沿纬度方向,使纬度效应误差大大减少,从而降低了敏感器的系统误差;(3)由于敏感器选用了无摩擦的绕性轴承结构,因此使敏感器的可靠性及寿命大为提高.意大利伽利略公司生产的单地平摆动扫描式敏感器应用在同步轨道三轴稳定卫星O T S 上.敏感器运动部件由无刷电动机驱动,扫描频率为5H z ,寿命达八年以上(其中一个已经运行了十年),视场扫描范围为5°～10°,达到随机误差≤0.03°,系统误差≤0.03°的精度.我国“东方红三号”也选用这种敏感器.3　射频敏感器为了提高空间飞行器的姿态控制精度,姿态控制系统常采用两级测姿方式:对于有效载荷为通信天线的对象,可采取雷达原理和天线结合在一起的方式测量姿态,这就是射频敏感器,又称无线电敏感器.射频敏感器的精度高于红外地球敏感器.射频敏感器确定飞行器姿态的原理是基于飞行器的天线轴与目标无线电波瞄准线之间的夹角的测量.目前大多数采用两种形式:基于振幅定向法的比幅单脉冲射频敏感器和基于相位定向法的比相单脉冲的射频敏感器(又称干涉仪).射频敏感器也可用作指向参考,但如果要求高准确度的话,还需要一个指向天线.使用射频敏感器可以得到1角分的指向精度.这种敏感器非常适合通信卫星,因为通信卫星本身具有无线电电源信标.4　惯性姿态敏感器(陀螺)惯性导航系统(简称惯导系统,Inertial N avigati on System ,I N S )是一种利用加速度计测得的运载体的运动加速度、经过运算求出运载体即时位置的导航设备.实现此种导航定位计算所需的基准坐标16增刊海　涛等:飞行器三轴姿态测量方法26广西大学学报(自然科学版)第29卷　(导航坐标系)则依靠陀螺仪来建立.惯导系统可以工作两种不同的状态:第一种工作状态是向驾驶员提供运载体(舰船、飞机等)的位置与速度等导航参数,然后由驾驶员依据这些参数,靠人工将运载体按照预定的航线引导至目的地;第二种工作状态是在提供导航参数的基础上,通过控制系统将运载体自动地按照预定的航线至目的地,而驾驶员仅起监控作用.在无人操作的运载体(鱼雷、导弹、火箭等)上,惯性导航与自动控制相结合,将运载体自动导向预定的目标.惯导系统求得导航参数无需任何外界信息,而只依靠陀螺仪与加速度计这两种惯性仪表,因此是一种自主式的导航系统.这种系统不受外界的干扰,隐蔽性好.惯性系统还能方便地提供运载体的三维姿态参数,这些参数都是舰艇与飞机上观通系统和火控系统所必需的.惯性导航由于具有上述一系列优点而受到海陆空军、航天和交通运输等部门的青睐和重视.5　磁强计磁强计是以地球磁场为基准,测量航天器姿态的敏感器.磁强计本身是用来测量空间环境磁场强度和方向的仪器.由于空间每一位置的地球磁场强度都可以事先用地球磁位来确定,因此利用航天器上磁强计测得的信息便可以确定出星体相对于地球磁场的姿态.目前应用较多的是感应式磁强计,它是建立在法拉第磁感应定律的基础上的.法拉第电磁感应定律可以表示为:V=-N d5 d t,式中5为线圈中的磁通量;N为线圈的匝数;V为线圈的感应电势.感应式磁强计分为搜索线圈式磁强计和磁通门磁强计两种类型.前者用于自旋卫星上,依靠卫星的自旋使通过搜索线圈的地磁场磁通量作周期性的变化,并感应出一个周期性的交流电压,在此交流电压的相位包含了姿态的信息.也就是说搜索线圈式磁强计可用在自旋卫星上提供精密的相位信息.磁强计由于质量小、性能可靠、功耗低、工作温度范围宽以及没有活动部件而得到广泛应用.但是地球磁场模型仅仅是对地球磁场的近似描述,以此模型作为磁强计测量星体姿态的基准,将会带来较大的误差,因此磁强计不是一种高精度的姿态敏感器.另外,地球磁场强度是与地心距三次方成反比的,使得高轨道(高度大于1000公里)卫星内的剩余磁偏置将会超过地球磁场的影响.这时地球磁场便不能作为测量基准,使得磁强计的应用受到限制.本文综述了到目前为止出现的常用飞行器三轴姿态测量敏感器,并对它们的性能进行了分组分析比较,给出了具有一定指导意义的结论,对这一领域今后的研究工作具有启示作用.参考文献:[1]　L iebe C C.Star trackers fo r attitude deter m inati on[J].IEEE A ES System s M agzine,1995,31(6):10216.[2]　黄圳圭.航天器姿态动力学[M].长沙:国防科技大学出版社,1997.1290.[3]　袁　信,俞济祥,陈　哲.导航系统[M].北京:航空工业出版社,1993.15247.The m ethod of m ea sur i ng a ttitude for aerocraf tHA I　T ao,XU　Yan,GAO　X iang(Co llege of E lectrical Engineering,GuangxiU niversity,N anning530004,Ch ina)Abstract:T he sen so rs of m easu ring th ree axes attitude fo r aerocraft are p resen ted in the pap er.T he w o rk theo ry of sen so rs is then p resen ted in detail.T he advan tage and disadvan tage of these sen so rs are analyzed acco rding to their w o rk theo ry,at the sam e ti m e p erfo r m ance of som e comm on attitude sen so rs is com p ared.A t last som e conclu si on s are given.Key words:attitude sen so r;so lar sen so r;infrared earth sen so r.;radi o sen so r;inertial gyro m agnetom eter;star sen so r(责任编辑　刘海涛)。

卫星姿态 讲义

卫星姿态 讲义

卫星姿态讲义
卫星姿态是指卫星在空间中的方向和位置。

为了保证卫星正常运行和完成任务，需要对卫星姿态进行控制和调整。

以下是一些关于卫星姿态的基本概念和控制方法的讲义：
1. 三轴姿态：卫星通常使用三轴坐标系来描述其姿态，包括滚动、俯仰和偏航三个方向。

2. 姿态确定：通过使用陀螺仪、加速度计、星敏感器等传感器，可以测量卫星的姿态信息。

3. 姿态控制：常见的姿态控制方法包括喷气控制、飞轮控制和磁力矩器控制等。

4. 轨道控制：卫星的轨道控制与姿态控制密切相关，通过调整轨道参数可以影响卫星的姿态。

5. 太阳、地球和月球的影响：这些天体的引力和辐射会对卫星姿态产生影响，需要进行相应的补偿和控制。

6. 姿态稳定：保持卫星姿态稳定对于通信、遥感和科学任务非常重要。

7. 故障处理：在卫星运行过程中，可能会出现传感器故障或控制系统故障，需要有相应的备份和故障处理机制。

卫星姿态控制是卫星工程中的重要领域，涉及到多个学科的知识，包括控制理论、力学、电子工程等。

深入了解卫星姿态控制对于设计和操作卫星系统至关重要。

航天器姿态测量与控制系统设计与优化

航天器姿态测量与控制系统设计与优化

航天器姿态测量与控制系统设计与优化航天器姿态测量与控制系统是遥感、通信、导航和科学任务的关键部分。

它的设计和优化是实现航天器稳定运行和精确控制的重要一环。

本文将探讨航天器姿态测量与控制系统的设计原则、关键技术以及优化方法。

1. 系统设计原则航天器姿态测量与控制系统的设计应遵循以下原则：1.1 系统可靠性：航天器在极端环境中工作，系统必须具备高可靠性以确保任务的成功完成。

1.2 系统准确性：姿态测量与控制系统需要在有限的误差范围内实现高精度的测量和控制，并对姿态偏差进行实时修正。

1.3 系统健壮性：航天器面临着各种外界扰动和不确定性因素，系统必须能够抵抗外界干扰并保持稳定。

1.4 系统灵活性：航天器任务可能需要不同的工作模式和任务需求变化，系统设计应具备灵活性以适应不同的应用场景。

2. 关键技术2.1 姿态测量技术：姿态测量是航天器姿态控制的基础，常用的姿态测量技术包括星敏感器、陀螺仪、加速度计和磁强计等。

2.2 姿态控制技术：姿态控制技术主要包括三轴稳定、姿态调整和姿态保持。

常用的姿态控制技术包括反作用轮、推力器、磁力矩器和控制算法等。

2.3 传感器融合技术：为了提高姿态估计的准确性和鲁棒性，航天器姿态测量与控制系统通常采用多种传感器进行信息融合，并利用滤波算法对多源数据进行融合和滤波处理。

2.4 控制算法优化技术：控制算法的优化对于提高姿态控制系统的性能至关重要。

常用的优化方法包括PID控制器的参数优化、模型预测控制和自适应控制等。

3. 系统优化方法3.1 性能指标定义：根据不同的航天器任务需求和姿态控制要求，明确性能指标的定义，如稳定性、精度、响应时间等。

3.2 参数调整和优化：根据航天器的实际特性和性能指标要求，通过参数调整和优化控制算法，使系统达到最佳姿态控制效果。

3.3 故障检测和容错措施：为了提高航天器系统的可靠性和鲁棒性，需要设计和添加故障检测与容错措施，实现对故障的自动诊断和修复。

第四章 三轴稳定航天器的姿态确定

第四章 三轴稳定航天器的姿态确定

4.1.2 太阳方向的测量 数字太阳敏感器 敏感器的安装及测量坐标系 数字太阳敏感器工作原理 基于数字太阳敏感器的姿态测量 其它形式的太阳敏感器
数字太阳敏感器
包括狭缝、码盘、光敏元件阵 列、放大器和缓冲寄存器； 输出信号是与太阳入射角相 关，编码形式，离散函数； 光敏元件阵列是由一排相互平 行且独立的光电池条组成，其 数量决定了输出的位数，从而 影响到敏感器的分辨率。
4.1.5 无线电信标方向的测量
测量原理及测量流程 天线接收机安装及测量坐标系 测量方程
测量原理及测量流程
测量原理
卫星天线接收无线电信标(地面站或导航卫星)发射的电波； 无线电波束中包含信标相对航天器的方位信息，可测； 如已知无线电信标的精确方位，则可得出航天器在惯性空间 中的方位。
测量流程
卫星天线接收信标波束 计算信标波束相对卫星天线坐标的方向 计算信标波束相对卫星本体坐标的方向 如已知无线电信标的精确方位，计算航天器在惯性空间中的 方位
YB O YSE
XSE ZB
E B = C BO E O
3-2-1Euler角 C BO
测量Байду номын сангаас果
θ 1 = η1 − π 2
E O = [0 0 1] − sin θ 1 ⎤ ⎡* * = ⎢* * sin ϕ 1 cos θ 1 ⎥ ⎢ ⎥ ⎢* * cos ϕ 1 cos θ 1 ⎥ ⎣ ⎦
T
⎡ − sin θ 1 ⎤ E B = ⎢ sin ϕ 1 cos θ 1 ⎥ ⎢ ⎥ ⎢cos ϕ 1 cos θ 1 ⎥ ⎣ ⎦
XSE
测量信息 ESE
EB
EB
EO 固有信息
比较两个EB ，计算姿态角
滚动红外地球敏感器工作原理

姿态测量

姿态测量

⎧ 边界跟踪式 ⎪ 红外地平仪 ⎨辐射热平衡式 ⎪ 地平穿越式 ⎩
视场小，适用于小范围姿态测 量，但精度高，可达0.03° 扫描视场大，用于大姿态测 量，精度低1°～2°
穿越式红外地平仪可用作自旋卫星或三轴稳定卫星 上的姿态敏感器 – 自旋卫星的地平仪 • 地平仪是用来测量地心角η • 组成：①光学系统②辐射强度检测器③信号处理电 子线路 •
• 2.模拟式太阳敏感器 • • •
输出量是与太阳光入射角有关的函数，是连 续量。 把图3.1-12中的码盘换为两个性能相同的光电 敏感元件，就可组成单轴太阳敏感器。 如图3.1-15所示
图3.1-15 单轴模拟式太阳敏感器
当太阳入射角等于90°时，光线正好照在两片元件 间的缝上，输出电流差为零，称此位置为敏感零点。当 太阳光线入射角不等于90°时，两元件输出电流之差不 等于零，电流符号代表入射方向，电流值与入射角的余 弦成正比。
利用球面三角学确定自旋轴的地心角η： 分三步 （1）确定地球半张角ρ 设卫星轨道为圆，高度为h，地球半径 R E 红外辐射高度为 则
ha
RE + ha ρ = arcsin RE + h
（2）确定地球弦宽角Ω •设光轴扫过基准位置时给出基准脉冲，对应时刻 t 基 •地球方波前沿 t 前
ti = t前 − t基
第三章
姿态敏感器和姿态确定
•主动的姿态控制系统，通常是一闭环控制系统，分两 种回路： •小回路控制系统：星上自主完成姿态控制 •星地大回路控制系统：星-地间测控系统姿态控制。
图3.1 星上小回路姿态控制原理图
图3.2 星—地大回路姿态控制系统
3.1姿态敏感器 • 姿态敏感器是用来测量星体相对于某一基准防卫 的姿态信息，利用这些信息，可以确定出星体的 某一轴或三轴的姿态。 • • 两层：①姿态信息 ②姿态确定 非姿态 设姿态
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21
2013/9/24
真伪解，对称处在C1， C2组成的平面两侧
影响姿态确定精度
双矢量姿态确定算法
如何解决真伪解的问题？
C1 C2
C3
C3
1 C1 C2 sin 12
3 ，则 如果能求出自旋轴与第三个天体C3 之间的夹角 围绕 C3 可以画出第三个假想的天体锥，卫星自旋轴 必在三个天体锥的唯一的共同交线上。

2
太敏狭缝与地敏光轴 位于同一卫星子午面上
天底方向的测量——太敏+地敏Z


2

则由一只地球敏感器和一只太阳敏 感器就可以确定出天底角
tan e cos s cos cos cos se cos se sin cos
s
O
e
Ei

2
S
se
E

Eo
cos sin s cos
在直角球面三角形CFE中
tan s sin tan I 2
cot s tan I sin
cot s cot sin
太阳方向的姿态观测方程为
S Z cos s
地球敏感器
地球圆盘：从航天器上看到的地球；
自旋轴矢量的确定
真自旋轴
o
2013/9/24
18
双矢量姿态确定算法
定义卫星自旋轴方向的单位矢量为Z ，已知两个参考天体 C2 （ C1 C2 ），并已测得卫星自旋轴与两参 的单位矢量C1 、 考天体方向的夹角为1 2 姿态确定方程为
观测方程 观测方程 单位矢量模值约束方程
C1 Z cos 1
2013/9/24 22
双矢量姿态确定算法
在球面三角形 ZC2C3 中
cos3 sin 2 cos
因为
C1 C3
C2 C3
C3
所以球面三角形 C1C2C3 是直角球面三角形
2
在球面三角形
ZC1C2
中的正弦公式
2
测量
1 2
3
Z
根据上式求出的天底角是双重 真伪解，还需要利用先验姿态估计值或其它附加信息解决 真伪判别问题。 2013/9/24
13
天底方向的测量——两个地敏
利用两只地球敏感器测得的姿态信息计算天底角。 两只地球敏感器的安装角分别为
N 90
S 90
前者称为北敏感器，即敏感器光轴在卫星赤道面之北， 后者称为南敏感器，即敏感器光轴在卫星赤道面之南。 两只敏感器测得的弦宽各为 N S ，由此得到两个 相同的测量方程
求解的充要条件是(1)和(2)式的系数行列式不等于零
cos sin s cos sin cos s cos
2013/9/24

2
0
17
自旋轴方向的几何确定
太阳
已知自旋轴矢量与太 阳、地球矢量的夹角
天体锥
C1
假自旋轴
C 2 地球
双锥相交法(几何）
天体锥
双矢量定姿算法 （数学模式）
N
2
sin S cos
S
2
天底方向的姿态观测方程
E Z cos e
采用两只地敏能同时观测地球的弧段很短，这种确 定天底角的方法适用范围很有限。
2013/9/24 15
天底方向的测量——太敏+地敏
Z自旋轴
太阳-地心转角


2

1 ti to ts 2
在直角球面三角形DEB中
tan sin tan B
•从上两式可得
cot s sin
tan sin
太阳方向的确定
通常使两条狭缝相交于卫星赤道上，当 太阳光线与自旋轴垂直时，敏感器输出 t 0 ，不利于提高测量精度，为此 将两条狭缝隔开一个圆周角
2
cos 1 cos 2 cos 12 cos 2 cos1 cos12
1 sin 12
2
a3
1 2 2 1 a1 a2 2a1a2 cos 12 sin 12 1 sin 2 12 cos 2 1 cos 2 2 2 cos 1 cos 2 cos 12 sin 12
航天器姿态测量与确定
金磊
Office: 新主楼B1024 Tel: 82339750 13581761126 E-mail: jinlei@ attitude_md@(buaa2013)
宇航学院制导、导航与控制系
第二章 自旋卫星姿态测量与确定

自旋卫星的姿态
卫星自旋轴在空间中的方向和自旋体相对空间某个基准 的旋轴相位角（直观）。
a2 cos 12 cos 1 a1 cos12 a2 cos2 a1 sin 12 cos 3 a3
2 a2 2 2a1 a2 cos 12 a3 2 sin 2 12 1 a1
2013/9/24
25
双矢量姿态确定算法
姿态确定方程
C1 Z cos 1 C2 Z cos 2
C3 Z cos 3
Z Z 1
2013/9/24
24
双矢量姿态确定算法
仍用非正交坐标
C1 C2 C3
描述姿态 Z 的方向
C1 a2 C2 a3 sin 12C3 Z a1
则姿态确定方程可展开成




6
太阳方向的确定
卫星转速
1 1 t1 , t2
2 1 1 t2 t1
分别为敏感器1在第一圈和下一 圈见到太阳的时刻
太阳连续穿越两个狭缝时间内的 卫星转角
1 t12 t1 t
在直角球面三角形SCB中
tan s sin tan B 2
2
sin sin cos sin 12 sin 1 sin 1 1 sin 1 sin 2 sin 可以求得 cos 3 sin 12
2013/9/24
C1

1 2

C2
12 已知
23
双矢量姿态确定算法
根据三个测量值 1 2
由前三式可得姿态的唯一解
a1
a2
1 sin 12
2
cos1 cos 2 cos12
cos2 cos1 cos12
sin 1ห้องสมุดไป่ตู้sin 2 sin
1 sin 12
2
a3
a1 显然 a1
1 sin 12
2
a2 a2
2 2 a3 还可以证明得到 a3
2013/9/24
11
天底方向的测量——单个地敏
卫星自旋轴与地球中心方向之间的夹角称为 天底角 e
自旋轴
Z
地球中心方向用天底矢量E 表示 r E r
2

r
——地心到卫星质心的距离矢量
扫描线

卫星 质心
O
e
地球敏感器穿越地球的弦宽 t t —光轴穿入和穿出地球的时间间隔
Ei

自旋轴方向定义：
赤道惯性坐标系中的 赤经、赤纬
2013/9/24
第二章 自旋卫星姿态测量与确定
直接确定方向信息很困难
自旋轴
与角距相关的 姿态信息由姿 态敏感器测量

间接确定方向信息
赤道惯性坐标系
方向已知
参考天体
卫星自旋轴方向的测定包含着对姿态信息的 测量和姿态确定两部分 不考虑章动
确定卫星自旋轴方向的最基本方法
E

Eo
Re arcsin 地球的视角为 2013/9/24 r
12
天底方向的测量——单个地敏
在球面三角形 ZEEi 或 ZEEo 有余弦公式
自旋轴
Z
2

cos cos cos e sin sin e cos

2
扫描线

卫星 质心
O
e
地平：地球圆盘的边缘，近似认为是圆形； 利用地球自身的红外辐射来测量航天器相对于当地垂线 或者当地地平方位的姿态敏感器 工作波段一般选择在14～16 m的二氧化碳红外窄波段， 地平圈稳定，有利于提高测量精度
2013/9/24
9
地球敏感器

地平扫描敏感方案-利用扫描机构对地球进行扫
描，以确定地球圆盘边缘上若干点进而确定地球 圆盘中心
在球面三角形 ZSE 中有余弦公式
(1) cos se cos s cos e sin s sin e cos
s
扫描线
S
卫星 质心
e
O
Ei
另外
(2) cos cos cos e sin sin e cos
2013/9/24
太阳
se
E

Eo
cos e cos cos sin cos sin 2 cos 2 2 2
Ei
E

Eo
2 2 2 cos cos cos sin cos 2
2 2 1 2
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狭缝式太阳敏感器

自旋卫星常采用V型狭缝式测量 自旋方向与太阳方向S之间夹角 由两个配置成V字形结构的狭缝 敏感器组成 敏感器I的平面视场与自旋轴平行， 敏感器II视场倾斜 卫星自旋一周，两个敏感器的平面 视场各扫过太阳一次，各自的敏感 元件分别输出一个电脉冲， 敏感器两次扫过太阳的时间以及两 者之间的时间间隔包含着姿态信息 2013/9/24