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1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正常工作。1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么?概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：对航天器绕质心施加力矩, 以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。关系：轨道控制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制, 航天器姿态必须符合要求。也就是说, 当需要对航天器进行轨道控制时, 同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某些飞行过程中, 可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天器姿态运动的形式可大致分为两类。自旋稳定: 卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向。1.6主动控制与被动控制的主要区别是什么? 画出星地大回路控制的结构图。主动控制与被动控制的主要区别是航天器的控制力和力矩的来源不同。被动控制: 其控制力或力矩由空间环境和航天器动力学特性提供, 不需要消耗星上能源。例如利用气动力或力矩、太阳辐射压力、重力梯度力矩，磁力矩等实现轨道或姿态的被动控制, 而不消耗工质或电能。主动控制: 包括测量航天器的姿态和轨道, 处理测量数据, 按照一定的控制规律产生控制指令, 并执行指令产生对航天器的控制力或力矩。需要消耗电能或工质等星上能源, 由星载或地面设备组成闭环系统来实现。2.1 利用牛顿万有引力定律推导、分析航天器受N 体引力时的运动方程, 并阐述简化为二体相对运动的合理性。（1）解：牛顿万有引力定律：式中， Fg为由于质量引起的作用在质量m上的力矢量；r为从到m的距离矢量。万有引力常数G的值为G =667010-13 Ncm2g2。如下图，对于N体问题，作用在第i个物体(假设即为航天器)上的合力称为 ，其表达式为其中：应用牛顿第二运动定律：把对时间的导数展开，得到式两边各项除以 ，就得出第i个物体的一般运动方程为上面方程是一个二阶非线性矢量微分方程，这种形式的微分方程是很难求解的。假定第i个物体的质量保持不变（即无动力飞行， =0），同时还假定阻力和其他外力也不存在。这样，惟一存在的力为引力，于是方程简化成（2）分析下表中的数据容易看出, 围绕地球运行的航天器受到地球的引力占有主导地位, 因此进一步简化运动方程式, 简化N 体问题是可能和合理的，这就是简化为二体相对运动的合理性。2. 4 比较航天器各种圆锥曲线轨道的参数a, c, e, p 的特点, 分析它们与轨道常数h 和E之间的关系。所有的圆锥曲线均有两个焦点F和F。主焦点F代表中心引力体所在的位置,第二个焦点(或称虚焦点) F,在轨道力学中没有什么意义。两个焦 点间的距离以2c表示。对于圆,两个焦点重合,所以2c为零;对于抛物线 , 可认为虚焦点F在无穷远处,所以2c为无穷大;对于双曲线2c取负值。通过两个焦点的弦长称为圆锥曲线的长轴,以2a表示,参数a称为长半轴或长半径。对于圆, 2a就是直径;对于抛物线,2a为无穷大;对于双曲线,2a取负值。曲线在焦点处的宽度是一正值之量,称为正焦弦(通径)以2p表示。除了抛物线之外 , 所有的圆锥曲线均有偏心率额e,e= ca p=a(1- e2)圆和椭圆轨道：aO， e1 双曲线轨道： a1抛物线轨道： a=，e=1椭圆轨道: （椭圆的短半轴记作b）, 双曲线轨道: , 抛物线轨道：c=,h 单独决定了p , 而E单独决定了a, 它们共同决定了e, 即确定了圆锥曲线轨道的具体形状。2. 5 利用牛顿定律证明开普勒第三定律。有牛顿万有引力定理得 有圆周运动公式得:F= 42mrT由两式相等得：r3T2=K(常数)2. 6 计算第一宇宙速度和第二宇宙速度。 航天器在圆周轨道上运行所必须具备的速度叫做圆周速度。GMm/R2=mv2/R， 解得v=(GM/R)0.5地球半径R=6371.02km,计算得第一宇宙速度为7.9km/s.同理设逃逸速度为,由机械能守恒，E=0得到逃逸速度为由动能定理得1/2*mV2-GMm/r=0;解得V=(2GM/r)这个值正好是第一宇宙速度的2倍。计算得第二宇宙速度为11.2km/s.2.8 什么是轨道六要素, 它们是如何确定航天器在空间的位置的? 航天器运行轨道的形状和其在间的位置，可以通过6个参量来表示，简称轨道要素或轨道根数。这些参量是相互独立的，而且通常具有十分明确的物理意义。轨道六要素是描述和确定航天器轨道特征的量轨道六要素为：(1)轨道倾角i：航天器运行轨道所在的面叫轨道面，这个平面通过地心，它与地球赤道平面的夹角称为轨道倾角。 (2)升交点赤径：从春分点方向轴量起的升交点的经度，顺地球自转方向为正。02 。 (3)近地点角距：投影在天球上的椭圆轨道近地点与升交点对地心所张的角度，从升交点顺航天器运行方向量到近地点。(4)椭圆轨道的长半轴a。(5)椭圆偏心率e= a2-b2/a，其中b是椭圆的短半轴。 (6)航天器过近地点的时刻tp。确定航天器在空间的位置:(1)确定航天器轨道平面在空间的方位：由轨道倾角i和升交点赤经确定。 当轨道倾角i=0时，称为赤道轨道；当i = 90时，称为极轨道；当0i90 时，航天器运行方向与地球自转方向相同，称为顺行轨道；当90i180时，航天器运行方向与地球自转方向相反，称为逆行轨道；当i=180时，航天器成为与地球自转方向相反的赤道航天器。(2)确定椭圆长轴在轨道平面上的指向：由近地点角距确定。(3)确定椭圆轨道的形状和大小：由长半轴 a和偏心率e确定。(4)确定航天器在轨道上的位置：由航天器过近地点时刻 把时间和空间(航天器在轨道上的位置)联系起来。3.1分析描述航天器姿态运动常用的参考坐标系之间的相对关系。答：航天器姿态运动常用的坐标系，主要有4种，分别是：惯性坐标系、质心平动坐标系、质心轨道坐标系、以及本体坐标系。在坐标系确定以后，航天器上任何一点的位置就可以在固联于星体的本体坐标中表示；若要描述三轴稳定航天器的对地定向运动，则要借助于质心轨道坐标系 ，若要讨论自旋卫星的章动运动时，就必须运用质心平动坐标系。而各种坐标系之间的关系可以通过一系列旋转角来表示，这些旋转角称为欧拉角。具体地说可以通过3个欧拉角，来确定本体坐标系相对于其他坐标系的位置。以坐标系和为例，星体轴的位置可通过3次旋转达到坐标轴的位置。3.4若航天器本体坐标系Ox y z 各轴不是主惯量轴, 试推导姿态欧拉动力学方程。设航天器在空间以角速度旋转，其动量矩为。为了方便起见，基准点选航天器本体坐标系的原点，也即航天器质心0，是作用在航天器相对于质心0的合外力矩，所以航天器的动量矩即为式中，矢量r是刚体内相对于质心的矢径；是质量元在空间相对于质心的速度矢量；m为航天器的总质量。于是在本体坐标系中，刚体的和M可以分别表示成式中，是航天器本体坐标系各轴的单位矢量，上两式右端的系数则是相应矢量沿各坐标轴的分量。将H对时间t求取导数，求动量矩H在空间的变化率，即由于刚体在空间中以的角速度进行旋转，所以与其固连的本体坐标系各轴方向也在相应变化。已知坐标轴单位矢量的导数公式是代入H的导数式中，并根据动量矩定理得因，所以M在航天器本体坐标系中可以展开为其在各轴的分量表示为或表示成矩阵矢量形式，即上式称为欧拉力矩方程式。同理，对r求导也可得若刚体内各质点相对于质心的位置不变，式H描述的动量矩即为利用矢量叉乘公式，有代入H中，有：即：式中，I为惯性矩阵；分别为刚体绕坐标轴的转动惯量；称为惯量积。惯量积的数值可正可负，它们与坐标系的选取密切有关。如果在某一坐标系中，则该坐标系称为主轴坐标系，轴就是刚体的主惯量轴。若轴不是刚体的主惯量轴，则直接将代入到中就得到此时的姿态动力学方程。3.5设有两颗转动惯量Ix , Iy , Iz 完全相同的沿圆轨道运行的地球卫星, 一颗轨道高度为2 000 km, 另一颗为200 km。试定量分析这两颗卫星各通道间耦合的强弱, 并阐述产生耦合的原因。因为沿圆轨道飞行的角速度为：a=F/m=(GMm/r2)/m=v2/rF=mv2/r v=sqrt(fr/m)=sqrt(GM/r)=2/T=v/r其中是加速度，r是轨道半径，M是地球质量，m是卫星质量，G是常数，是角速度，T是周期。即，轨道高度为2000km的卫星对应的角速度为：=v/2000轨道高度为200km的卫星对应的角速度为：=v/200又因为航天器的线性化姿态动力学方程是：所以航天器姿态动力学在俯仰轴可以独立出来, 而滚动和偏航姿态是相互耦合的。当这两颗卫星的各惯量相同时，由于轨道高度为2000km的比200km的角速度小，故其滚动和偏航姿态间的相互耦合强于轨道高度为200km的卫星。卫星做的是复合运动，其各旋转轴的角速度是相互耦合的，因而导致各通道间的耦合。3.6根据图3 .8 所示, 分析比较轨道高度分别为200 , 500 , 1 000 , 2 000 km 的圆轨道卫星所受的最主要的两种干扰力矩的异同。答：200km和500km所受的最主要的两种干扰力矩是：气动力矩和重力梯度力矩；1000km和2000km所受的最主要的两种干扰力矩是：重力梯度力矩和磁力矩。4.5比较各种常用姿态敏感器的优缺点敏感器类型优点缺点地球敏感器（地平仪）1.适用于近地轨道卫星2.信号强3.轮廓清楚4.分析方便1.一般需要扫描机构2.需要防止太阳干扰3.精度约0.14.受轨道影响大太阳敏感器1.信号源强2.轮廓清楚3.功耗低、质量轻1.有阴影区2.精度约1星敏感器1.精度约0.0032.视场不受限制3.不受轨道限制1.信号弱2.结构复杂、成本高3.要防止太阳干扰4.星识别复杂5.确定初始姿态，需要第二个姿态确定系统磁强计1.成本低、功耗低2.对低轨道卫星灵敏度高1.分辨率大于0.52.受轨道影响大3.在星体内要进行磁清洁惯性敏感器1.自主性强2.不受轨道影响3.有限时间内精度高4.在星体上容易实现1.易于漂移2.有高速旋转部件，易磨损3.功率大、质量大射频敏感器1.精度约0.032.不受航天器形变弯曲影响3.结构以实现1.无自主性2.受地面站分布影响4.6航天器用的推力器应具备什么特点？为什么认为电推力器是最有发展前景的推力器？推力器是目前航天器控制使用最广泛的执行机构之一。它根据牛顿第二定律，利用质射排出，产生反作用推力，这也正是这种装置被称为推力器或喷气执行机构的原因。当推安装使得推力方向通过航天器质心，则成为轨道控制执行机构；而当推力方向不过质心，则必然产生相对航天器质心的力矩，成为姿态控制执行机构。根据产生推力所需能源的行驶不同，质量排出型推力器尅分为冷气推力器、热气推力器和电推力器。其中冷气推力器和热气推力器小号的工质需由航天器从地面携带，有限其无法在轨补充；而电推力器消耗电能，可以通过太阳能电池在轨补充，工质消耗大大减少。因此电推力器成为今后长寿命、高精度航天器推力器的一个重要发展方向。4.7飞轮分为几种？各种的区别是什么？根据飞轮的结构特点和产生控制作用的形式可以分为惯性轮、控制力矩陀螺和框架动量轮三种，其中惯性轮又分为反作用轮和动量轮两种。 当飞轮的支承与航天器固连时，飞轮动量矩方向相对于航天器本体坐标系Oxyz不变，但飞轮的转速可以变化，这种工作方式的飞轮通常称为惯性轮。其中如果飞轮的转速可以正负改变，且平均动量矩为零，则称为反作用轮。如果飞轮的平均动量矩是一个不为零的常值偏置值，也就是说飞轮储存了一个较大的动量矩，飞轮的转速可以相对于偏置值有一定的变化，从而产生控制力矩。具有这种特点的飞轮称为动量轮或偏置动量轮。如果把恒速旋转的轮子装在框架上，而框架又可以相对于航天器本体转动，即框架角变化，那么就得到了动量矩的大小恒定不变而方向可变的飞轮，这种飞轮称为控制力矩陀螺。根据支承轮子的框架数量的不同，控制力矩陀螺分为单框架控制力矩陀螺和双框架控制力矩陀螺两种。前者动量矩的方向变化在一个平面内，后者则可在三维空间任意改变。如果在控制力矩陀螺的基础上，轮子旋转的速度也可变化，即动量矩的大小和方向均可变，这种飞轮称为框架动量轮，也有单框架和双框架之分。4.8分析比较各种环境型执行机构适用的航天器和轨道高度。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。4.9分析比较航天器各类姿态控制方式的性能优劣。自旋稳定系统和环境力矩稳定系统不需要消耗星上能源，且不具有机动能力，因此称为无源系统或被动控制系统。其余系统是由星上携带的控制力矩产生器作执行机构，需要消耗星上能源，且又具有机动能力，因此称为有源系统或主动控制系统。各种航天器通常根据其任务的需要选择合适的控制系统。对复杂结构航天器，通常由若干分体组成，每个分体各有相对独立的控制系统，这种系统称为多体控制系统，也称混合控制系统。 5.5与单自旋卫星相比, 双自旋卫星的主要优缺点是什么?双自旋稳定原理如何?1、与单自旋卫星相比，双自旋卫星的主要优缺点：双自旋卫星既能保持自旋稳定的优点,又能容许用一个定向的平台来设置科学仪器和天线等（P89）。由于双自旋卫星存在自旋和消旋两部分,因此与单自旋卫星相比,如何设计消旋控制系统和消旋轴承组合件就成为双自旋卫星的特色（P90）。2、双自旋卫星的稳定性可以总结如下 :假设自旋部分和消旋部分都近似于刚体,均相对于自旋轴对称,消旋体绕自旋轴角速度为零,则:(1)由于星体内可动部件的影响,惯量比大于1(短粗)的双自旋卫 星的自旋运动是稳定的。(2)惯量比小于1(细长)的双自旋卫星,只要消旋部分的可动部件引起的能量耗散足够快 ,其运动也是稳定的。(3) 短粗双自旋卫星的惯量比设计准则与自旋卫星相同。(4) 细长双自旋卫星,为保证稳定,须在消旋部分安装被动章动阻尼器,或者在星上设置主动章动控制系统。（P92）5.8分析影响重力梯度力矩大小的主要因素。引力( 含重力) 梯度力矩具有如下性质 :(1)引力梯度力矩随高度的增加而减小:引力梯度力矩与到天体中心距离R0的立方成反比,轨道高度越高,引力梯度力矩越小。(2)引力梯度力矩与航天器的质量分布有关 :引力梯度力矩是与航天器的三轴主惯量间的差成正比。如果航天器对质心的惯量椭球是一正球体,则引力梯度力矩恒为零。因此要想减小引力梯度力矩对姿态运动的影响,就必须使星体对质心的惯量椭球尽量接近于正球体。相反,如果质量分布成哑铃状,则可得到最大的主惯量之差,因此可能得到最大的引力梯度力矩。用引力梯度力矩作稳定力矩的航天器就需要用长杆把各部分质量拉开尽可能大的距离。(3)引力梯度力矩与航天器的角位置有关:由式(5 .64 )知,当航天器的任一惯量主轴,例如 Oz 轴与铅垂线重合,也即与矢量 R 共线,则有 Rx = Ry = 0, 因此有 Mg = 0, 称此位置为引力梯度力矩的零位置。以哑铃为例，哑铃对质心的惯量主轴为沿连杆的方向和垂直于连杆的方向,因此哑铃不论是铅垂放置或水平放置,都有相应的惯量主轴与铅垂线重合,故都是引力梯度力矩的零位置。一般来说,任意形状刚体至少有 3 个惯量主轴,因此相应有3个零位置。引力梯度稳定系统就是利用引力梯度力矩的这一性质使航天器保持对天体定向。月球相对于地球的角位置保持不变,就因为月球具有天然的引力梯度稳定系统。（P98）6.5 与喷气推力器轴姿态稳定系统相比，说明飞轮三轴姿态稳定系统有什么优缺点。答案：优点：与喷气推力器三轴姿态稳定系统相比 , 飞轮三轴姿态稳定系统具有多方面的优点。(1) 飞轮可以给出较精确的连续变化的控制力矩 , 可以进行线性控制 , 而喷气推力器只能作非线性开关控制。因此飞轮的控制精度一般比喷气推力器的高一个数量级 , 而且姿态误差速率也比喷气控制小。(2) 飞轮所需要的能源是电能 , 可以不断通过太阳能电池在轨得到补充 , 因而 适合于长 寿航天器携带的工质或燃料质量成正比 , 而且还有长期密封问题。(3) 飞轮控制系统 特别适合于克服周期性扰动,而中高轨道卫星所受的扰动基本上是周期性的。(4) 飞轮控制系统能够避免热气推力器对光学仪器的污染。缺点：一是飞轮会发生速度饱和。当飞轮朝一个方向加速或偏转以克服某一方面的非周期性扰动时,飞轮终究要达到它的最大允许转速。在这种极限工作状态下,飞轮就不再吸收航天器的多余动量矩,失去控制能力。这种状态称为饱和,饱和是飞轮系统自身不能克服的缺点。二是由于转动部件的存在,特别是轴承的寿命和可靠性受到限制。6.8 零动量反作用轮斜装的优点是什么？答案：(1 ) 控制功耗指标U比较低(2 ) 斜装轮的力矩包和动量包比较大:动量包就是指所有反作用轮在航天器本体坐标系中的各个方向上所能提供的最大动量矩矢量的端点形成的包络。动量包的大小是动 量矩储 存能 力的体现。若动量包大,则在克服同样外部扰动时,飞轮的卸载次数少。对飞轮动量矩进行微分就成为控制力矩,可把此称为力矩包。力矩包大则说明同样的反作用轮能承受的外部扰动 力矩大。(3 ) 可靠性:可靠性而言,斜装轮比正交轮高,至少是相等的。(4 ) 斜装轮适应性大,系统设计灵活:在设计采用斜装轮的姿态控制系统时,可选择的参数不仅有飞轮的动量矩大小,还有安装形式。因此系统设计的灵活性较大,易于适应各种外部扰动。6.9 给出一种偏置动量轮三轴姿态稳定系统的基本敏感器和执行机构配置方案，并分别说明他们的作用，以及这种系统的优点。答案：实例，加拿大技术通信卫星CTS。在 俯仰 轴上装一个动量 轮 , 其动量矩H=20 。卫星在同步轨道运行,俯仰姿态偏差通 过俯仰通道控制 系统来消除,主要是在飞轮偏置值附近改变动量矩 。另外装两对喷管,一对在俯仰轴,为动量轮卸载 去饱和。另外一对喷管斜装,对滚动和偏航姿态偏差都进行控制。上述CTS卫星之所以采用这种系统是因为这种配置的最大优点是可以不用偏航敏感器,只用红外地平仪来测量俯仰和滚动。图( b )所示是图(a)所示的抽象模型图,它具有一般性,明确地显示了偏置动量轮三轴姿态稳定系统的执行机构和敏感器典型配置。7.3分析磁力矩控制系统与飞轮控制系统、推力器控制系统相比有何优缺点。优点：简单 , 不消耗工质 , 只需要少量电能 , 特别对小型地球卫星最合适。缺点：地球磁场存在各种不确定性的长期或短期变化 , 因此研究地磁场时不但要在一定时间内重新测定 , 以校正原来的数据 ,而且 必须对局部的异常加以适当补充。但即使如此 , 仍不可能准确了解地球周围磁场的分布, 所以磁力矩控制的精度一般较低,无论姿态稳定, 还是姿态机动。7.5什么是姿态捕获?姿态捕获可分为几类?阐述各自的原理。 姿态捕获是航天器由未知姿态到已知姿态的定向过程,是另一类典型的姿态机动。姿态捕获方式可分为三类 : 全自主、半自主和地面控制。全自主捕获方式就是整个捕获过程完全由星上设备完成,从姿态信息获得、控制指令综合到执行机构工作。如西德天文卫星 AEROS ,它由星上模拟式太阳敏感器和磁强计得到姿态信息,星上电子逻辑装置控制电磁铁使自旋轴指向太阳。热容量绘图卫星HCMM采用磁强计和安装在飞轮上的地平扫描仪来控制磁力矩使姿态对地球指向稳定。半自主姿态捕获方式是由地面站和星上设备共同组成的。例如高能天文观察卫星HEAO首先利用模拟式太阳敏感器使自旋轴粗精度指向太阳,其精度在几度范围内。而地面站的计算机根据遥测传送下来的星跟踪器数据,通过相应软件精确确定卫星三轴姿态,并算出陀螺漂移的校正量,然后把这些信息送上卫星,最后通过控制喷气推力器使卫星姿态精确指向目标。地面控制姿态捕获可以分为开环和闭环两种形式。闭环形式类似于星上全自主控制。这种闭环形式的地面控制是利用星上姿态敏感器,通过下行通道遥测传送到地面站 ,由地面站计算机把这些数据处理成为姿态控制有关的信息,然后通过上行通道遥控星上执行机构。星上和地面站共同组成一个闭环控制系统 ,并且以实时方式进行。地面控制的开环形式是把星上敏感器数据传送到地面站,经过地面站计算机处理,并把结果显示出来,然后根据控制规律估算各种控制指令,经过分析和选择 ,最后通过遥控使星上执行机构动作。7.6叙述地球同步轨道卫星三轴姿态捕获的过程, 以及对敏感器和执行机构配置的要求。地球同步轨道卫星的姿态捕获是在对自旋体的消旋和速率阻尼的基础上进行的,分为太阳捕获,地球捕获和偏航捕获3个阶段完成。第一阶段为太阳捕获:此前卫星的姿态是任意的。将卫星消旋后,启动姿态捕获控制模式,通过速率控制回路使星体绕滚动轴缓慢转动,一般旋转速率为x = (0 .51)/ s , 并消除绕其他两轴的角速度。这时装在星体上的太阳敏器所形成的两条带状视场也随之转动。这样大的旋转视场在空间总会搜索到太阳。通过姿态控制系统的作用来完成太阳的捕获。第二阶段为地球捕获:在这一过程中,本体坐标系Ox轴始 终指向太阳,同时星体绕Ox轴以( 0 .5 1)/s的速度转动,并使安装在Oy轴的红外地 平仪在空间扫描。当卫星运行到合适的位置,太阳卫星地球之间的连线夹角为9 0时, 捕获地球的条件得到满足,地球必然会进入俯仰轴上的红外地平仪视场。一旦红外地平仪扫到地球,立即通过滚动通道控制回路消除星体绕Ox轴的角速度,锁住卫星姿态,将地球保持在 Oxz平面内,完成地球捕获。第三阶段为偏航捕获:地球捕获后,红外地平仪就可以测出卫星滚动和俯仰姿态误差信息,然后把这些姿态误差信息送入姿态控制系统,从而把卫星姿态控制在红外地平仪的测量精度范围内。在此基础上再进一步把精确偏航姿态信息输入到姿态控制系统,实现偏航捕 获,最后达到三轴姿态捕获,使三轴姿态指向精度都接近姿态敏感器的精度。7.7叙述重力梯度稳定卫星自主姿态捕获的过程和对敏感器执行机构配置的要求。卫星姿态控制系统由自主姿态捕获和被动重力梯度稳定两部分组成。前者从星箭分离 起到建立重力梯度稳定为止,约十几分钟;后者是长期稳定姿态,可有几年寿命。执行机构可选择两种安装结构,一种是在俯仰和滚动轴各装一对推力器,称为二轴控制系统;两个红外地平仪安装在一个(或者分别装在两个)转角机构的活动板上。另一种是在俯仰、滚动和偏航三轴各装一对推力器,先控制偏航后控制滚 动,俯仰一直进行控制,称此为二轴分段控制系统。二轴分段控制系统是在二轴控制系的基础上增加一对偏航推力器。偏航(沿Oz轴)控制和滚动(沿Ox轴) 控制合用一个通道,按照时间划分进行切换,因此测量和逻辑处理的硬件数目和二轴控制系统完全相同。在捕获的第一阶段,卫 星仅作俯仰轴Oy和偏航轴Oz的控制,控制系统充分有效地消除了初始偏差y (0 ) ,z (0 ) ,并建立起实现卫星程序转弯应有的转动角速率。在捕获的第二阶段,卫星仅作俯仰轴Oy和滚动轴 Ox的控制,继而消 除沿Ox轴的偏差并完成程序转弯,克服伸杆扰动,给重力梯度稳定提供良好的运动状态。
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