[拼音]：hangtianqi zitai kongzhi zhixing jigou

[外文]：attitude control actuator of spacecraft

对航天器产生控制力矩的装置，是航天器姿态控制系统的重要组成部分。它受控制器的控制，产生作用于航天器的力矩。控制航天器姿态的执行机构有喷气执行机构、飞轮、磁力矩器和重力杆（见重力梯度稳定）等。

姿态控制执行机构产生的控制力矩用于：姿态稳定，姿态机动，维持和建立轨道控制所需的姿态，自旋稳定卫星（见人造卫星自旋稳定）的起旋、消旋、转速控制、章动和进动控制以及航天器的姿态捕获（见航天器姿态控制）。

航天器姿态控制执行机构依产生力矩的原理分为质量排出式、动量交换式和环境场式三种类型。相应配置几个同类型的执行机构和相应组合不同类型的执行机构，可使姿态控制系统获得多种不同的控制功能和提高可靠性。

简称推进器。利用质量排出产生反作用推力，当推力不通过航天器质心时就产生控制力矩。具有力矩变化范围大和适应性强等特点。但对航天器上的光学仪器可能产生污染。这种执行机构要消耗推进剂，因此不适用于长期运行。推进器一般由贮存推进剂(工质)的容器、控制部件、管道和喷管组成（图1）。喷管通常固定安装在航天器上。按照所需的能源，推进器分为冷气推进器（利用压缩功或相变潜热）、化学推进器、电推进器等类型。前两类也称喷气执行机构。

冷气喷气执行机构通常采用高压氮气。因为比冲较低，所以只适用于运行时间较短的航天任务。但它的结构较简单，且无腐蚀性，故应用甚广。化学推进器有单组元和双组元两类。单组元肼及单组元肼电热系统适用于较长寿命的航天器。双组元系统可产生很大的推力，适用于大型航天器，如航天飞机，但其结构较复杂。

航天器姿态控制推进器在使用上的技术要求与火箭发动机有所不同。应考虑如下要求：

（1）选用高比冲工质；

（2）为了提高控制精度、降低推进剂的消耗，推进器一般按脉冲方式工作，脉冲的冲量要小，重复性要好；

（3）应能在真空、失重、温度交变和辐射环境下可靠地工作；

（4）推进器应具有多次启动的能力(现在可达几十万次以上)。

也称动量存贮装置（图2 ）。由电机驱动的飞轮、框架（有的需要，有的不需要）和电子线路等组成。它是根据角动量守恒原理，依靠飞轮和航天器之间的角动量交换来实现控制的。根据飞轮结构的特点和产生控制作用的方式，动量存贮装置的分类如下：

（1）角动量方向不变，大小可变(惯性轮)：反作用轮（平均动量为零），动量轮（平均动量为非零常数）；

（2）角动量方向可变，大小不变：控制力矩陀螺（有单框架和双框架两种）；

（3）角动量大小和方向均可变：框架式动量轮（有单框架和双框架两种），动量球（无框架）。

动量交换式执行机构与质量排出式执行机构相比具有下列优点：

（1）可以实行线性控制，因此控制精度较高；

（2）适合于克服周期性扰动，所需能量可以不断地从太阳电池获得，因此适合于长寿命工作；

（3）没有喷气对光学仪器的污染问题。

动量交换式执行机构中的关键部件是支承和电机。支承有动压油膜润滑轴承、液体润滑滚珠轴承和磁悬浮轴承三种方式。磁悬浮轴承对于长寿命高精度航天器尤为适合。

它利用环境场（磁场、引力场等）与航天器相互作用而产生力矩。这类执行机构有磁力矩器、重力杆、太阳辐射力矩装置、气动力矩装置等。它们产生的力矩一般都较小，而且与轨道高度、轨道形状、航天器或力矩装置的结构以及航天器的姿态等因素有关。

磁力矩器是由航天器的磁矩和环境磁场相互作用而产生磁力矩的装置，简单地讲是一个通电绕组。适用于对航天器进行姿态控制和角动量控制（包括对飞轮卸饱和），以及减少环境力矩引起的姿态漂移。磁力矩与轨道高度的三次方成反比，所以磁力矩器一般用于低轨道卫星。

重力杆适用于中、高轨道的卫星。太阳辐射力矩装置适用于地球同步轨道卫星。气动力矩装置适用于低轨道卫星。这几种力矩装置目前很少使用。

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