[拼音]：hangtianqi zitai kongzhi

[外文]：spacecraft attitude control

获取并保持航天器在太空定向（即航天器相对于某个参考系的姿态）的技术。航天器姿态控制包括姿态稳定和姿态机动两个方面。前者是保持已有姿态的过程，后者是把航天器从一种姿态转变为另一种姿态的再定向过程。在实现姿态稳定之前，通常有一个姿态捕获过程。如在卫星刚入轨时需要建立初始姿态；某种偶然原因使卫星失去正常姿态时，还需要重新建立姿态。几乎所有的航天器都需要采用某种姿态控制方式。实现航天器姿态稳定和姿态机动的装置或系统称为航天器姿态控制系统。

早期的航天器限于当时的技术手段多采用被动稳定，特别是自旋稳定，如苏联的“人造地球卫星”1号，美国的“探险者”1号，我国的“东方红”1号均为自旋稳定卫星。60年代初期，由被动稳定逐步发展为半主动控制，即在被动稳定的基础上，辅以主动控制的若干功能，例如增加稳定性（主动章动阻尼和主动天平动阻尼），提高姿态精度（采用姿态测量手段），调节指向（自旋稳定卫星的自旋轴指向控制）等。航天器主动姿态控制技术也获得发展。60年代初期至中期，为了解决长寿命的姿态控制问题，提出了以消耗电能为主的反作用轮控制方案，还开展了半主动控制方案研究，随后出现的各种飞轮控制方案是半主动控制方案的发展和继续。

早期的航天器体积较小，结构刚性较高（除个别附件如天线杆、安放仪器的杆外），人们把航天器看作简单的刚体或刚体系（本体内含可动刚体如飞轮、某些阻尼器等）。控制的方式也是集中控制，即姿态测量和姿态控制都是针对航天器本体这个刚体进行的。

航天器在轨道运行时，为了完成它所承担的任务，必须具有一定的姿态。对地观测卫星的照相机或者其他遥感器要对准地面。通信卫星和广播卫星的天线要对准地球上的服务区。航天器上的能源装置──太阳电池翼(见太阳电池阵电源系统)要对准太阳。航天器作机动变轨时其变轨发动机要对准所需推力方向。航天器从空间返回大气层时其制动防热面须对准迎面气流方向。

不同类型的航天器对姿态控制有不同的要求。某些科学探测卫星只要求知道在获得空间或者大气物理参数时的时间、卫星的轨道位置和瞬时姿态，用以进行数据的事后处理。这一类航天器不要求姿态控制但要求姿态确定，所需的姿态确定准确度一般为几度至十分之几度。通信卫星和广播卫星要求天线指向精度约为波束宽度的十分之一。对地观测卫星（侦察卫星、地球资源卫星和气象卫星等）需要分辨和识别目标并定位，要求有较高的姿态准确度（十分之几度）和姿态稳定度（几角秒每秒）。天文卫星需要极高的姿态准确度（几角秒）和姿态稳定度（10-3角秒/秒量级）。

按是否采用专门的控制力矩装置和姿态测量装置，可以把航天器的姿态控制分为被动姿态控制和主动姿态控制两类。采用被动、主动或把二者结合起来，取决于飞行任务对定向和稳定的要求、功率要求、重量限制、轨道特性、控制系统和航天器上实验仪器的相互配合等因素。

利用航天器本身的动力特性和环境力矩来实现姿态稳定的方法称为被动姿态控制。例如人造卫星自旋稳定、重力梯度稳定、磁稳定、气动稳定、太阳辐射压力稳定等。航天器在轨道飞行时，周围环境力形成对其质心的力矩。例如，稀薄大气分子对航天器外表面撞击所产生的气动力矩，由航天器磁矩（所含铁磁体或者环路电流的合成效应）与周围环境磁场相互作用所产生的磁力矩，因作用在航天器各部分质量上的地球引力有差异和航天器 3个主惯量不相等而形成的重力梯度力矩，以及因太阳辐射对航天器表面作用所产生的太阳辐射压力等。这些外部因素产生的力矩使航天器的姿态趋向于平衡姿态。在平衡姿态下，外力矩的合成力矩等于零。气动稳定、太阳辐射压力稳定、磁稳定和重力梯度稳定等被动姿态控制的实质是利用航天器的稳定的平衡姿态作为运行姿态。气动稳定和太阳辐射压力稳定时的平衡姿态是气动力或辐射压力通过质心的静稳定姿态。磁稳定时的平衡姿态是航天器磁矩与环境磁场方向一致时的姿态。重力梯度稳定时的平衡姿态是航天器的较大惯量轴垂直于轨道平面，小惯量轴沿当地垂线方向时的姿态。

自旋稳定所根据的原理是在无外力矩作用时自旋航天器的动量矩在空间守恒(即大小和方向保持不变)。快速旋转的航天器在外力矩作用下仍然能够在短期内维持稳定姿态，但自旋轴方向逐渐漂移，其漂移率反比于自旋转速。自旋轴在外力矩作用下的运动称为进动。

被动稳定的航天器当偏离其平衡姿态时（因初始姿态不同于平衡姿态或者在外力矩作用下偏离原来的平衡姿态），由于能量和动量矩的作用，航天器将绕平衡姿态作往复振荡。对于自旋稳定，这种振荡称为章动。对于重力梯度稳定，这种振荡称为天平动。为使被动稳定的姿态在受扰后恢复平衡，需要把章动或者天平动所包含的额外能量消耗掉。这种消耗振荡能量的措施称为阻尼，实现阻尼的装置称为阻尼器，有章动阻尼器和天平动阻尼器等。被动姿态控制系统的主要优点是几乎不消耗或者很少消耗航天器上的能源，结构简单，适合于较长寿命的航天器，但是控制精度一般不高。

根据姿态误差（测量值与标称值之差）形成控制指令，产生控制力矩来实现姿态控制的方法。要求对三个轴进行姿态控制的航天器（见航天器三轴姿态控制）通常采用主动姿态控制。主动姿态控制系统由姿态敏感器、控制器和执行机构（也称力矩器）组成。

常用的航天器姿态敏感器有陀螺仪、红外地球敏感器（见地球敏感器）、太阳敏感器、恒星敏感器、磁强计和射频敏感器等。为了不间断地获得姿态信息，常用陀螺仪和光学姿态敏感器（地球、太阳、恒星敏感器）构成组合式姿态测量基准。由陀螺仪提供短期姿态信息，由光学敏感器提供校准信号来修正陀螺的漂移。

常用的执行机构（见航天器姿态控制执行机构）有喷气执行机构、磁力矩器和飞轮。喷气执行机构通过排出高速气体或离子流对航天器产生反作用力矩，实现航天器的姿态控制。磁力矩器利用航天器内通电绕组所产生的磁矩和环境磁场作用来实现控制。飞轮是一种由电机驱动的高速转动部件，通过航天器与装在航天器内的飞轮之间的动量交换来控制航天器的姿态。因此，飞轮是一种动量交换式执行部件。某些姿态控制方案要求飞轮保持一定的平均转速，这种飞轮称为动量轮。另一些姿态控制方案要求飞轮平均转速为零，这种飞轮称为反作用轮。飞轮控制最适合于克服作用在航天器上周期性的外部扰动力矩。但是当航天器受恒值外力矩作用时，飞轮的动量矩在某个方向上不断增大，直到飞轮转速达到极限值，这种现象称为飞轮饱和。这时飞轮失去进一步控制航天器姿态的能力。为了使飞轮恢复控制作用，可以利用喷气力矩、重力梯度力矩或磁力矩器产生的力矩使飞轮的动量矩向相反方向发生较大的变化，这种控制称为飞轮卸饱和控制。

如果把飞轮轴安装在框架上，不仅可以改变飞轮动量矩的大小，而且可以改变它的方向，这种飞轮叫框架式飞轮，有单框架和双框架飞轮两种。还有一种动量交换式执行部件叫做控制力矩陀螺，即安装在框架内的恒速旋转的飞轮装置，这是一种只靠改变转轴方向来实现控制的执行部件。框架式飞轮和控制力矩陀螺也有饱和问题，也采用与飞轮相同的卸饱和手段。控制器是利用姿态信息形成控制指令的电子装置。它可以是简单的逻辑电路，也可以是较复杂的信息处理器和控制计算机。

主动姿态控制系统的主要优点是精度较高，灵活性大，快速性好（尤其是喷气控制），但是需要消耗航天器上的能源，控制电路较复杂，成本较高。

航天器的发展趋势是越来越大，特别是像太阳电池翼等附件，而结构重量要求尽可能小。在这种情况下，挠性问题（见航天器姿态动力学）变得突出了。航天器内部液体燃料（用于喷气执行机构）也日益增加，这就使得姿态控制必须考虑非刚体的问题。巨型航天器如航天站需要考虑分布参数控制的问题。某些特殊部件(如航天器上的大型天线反射面、光学反射面等)不但要求控制其姿态（指平均的方位）而且要求控制其形状，例如对一个直径为 100米的天线的表面尺寸的控制，要求控制精度为10毫米量级。高精度、长寿命、能应变和调整控制系统结构、能识别故障并实现综合控制是航天器姿态控制系统进一步发展的重要课题。

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