自旋穩定控制:介紹,定義,發展歷史,特點,控制方法,定義及原理,消章控制,消偏控制

自旋穩定控制是姿態控制方式之一，另一種是三軸穩定控制。自旋穩定的控制目的明確，具有推力偏斜和偏心對姿態控制影響小等優點，與三軸穩定控制相比，更適合於變軌姿態控制。採用自旋穩定姿態控制的太空飛行器，其變軌過程包括自由飛行和變軌發動機工作兩種狀態。

自旋穩定姿態控制一般可分為主動和被動兩種方式。被動控制利用章動阻尼器，通過增加太空飛行器的自旋穩定性來穩定自旋軸。。主動控制利用姿控噴管控制太空飛行器縱軸的姿態，可克服被動控制的上述缺點，控制精度較高。

基本介紹

中文名：自旋穩定控制
外文名：Spin stability control
實質：兩種姿態控制方法之一
分類：主動式和被動式
優點：推力偏斜和偏心對姿態控制影響小
套用學科：物理學、化學、航空宇航科學

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介紹

定義

自旋穩定姿態控制一般可分為主動和被動兩種方式。被動控制利用章動阻尼器，通過增加太空飛行器的自旋穩定性來穩定自旋軸。其優點是結構簡單、節省能源;缺點是只適合於粗短體，無法控制細長體，只能進行姿態穩定，無法進行姿態機動，控制精度較低。主動控制利用姿控噴管控制太空飛行器縱軸的姿態，可克服被動控制的上述缺點，控制精度較高。但須先解決姿態運動模型中存在的較強交連耦合、自旋軸姿態無法直接控制、考慮能量耗散時細長體的自旋不穩定等問題。

發展歷史

從六十年代到七十年代初，自旋穩定方案在靜止通信衛星領域占有壟斷地位，Intelsat—Ⅰ~Ⅴ全都採用這種控制方式。這類衛星壽命長，可靠性高，但提供的電力有限，姿態控制精度也受到限制。

到了七十年代中期，衛星的姿態控制的方向逐漸轉向三軸穩定，典型衛星有交響樂(Symphonie)、通信衛星(Sateom)、Intelsat一Ⅴ、印度衛星(Insat)等。面對著這種競爭，從事自旋穩定衛星研製的廠商鍥而不捨，不斷對方案加以改進，並充分利用新一代運載工具—太空梭給自旋穩定衛星結構上帶來的方便(可使衛星直徑的限制放寬)，使自旋穩定衛星目前達到了足以與三軸穩定衛星分庭抗禮的地步。

如最近確認的大型實用靜止通信衛星—兄弟衛星(Aink—C)、出租衛星(Leasat)、Intelsat—Ⅵ就是這種新發展的體現。

特點

自旋穩定涉及章動和進動。如圖所示，自旋軸x與要求的自旋軸方向x₀的夾角α即為自旋軸指向誤差，可以通過進動偏角δ(角動量L與要求的自旋軸x₀方向之間的夾角)和章動角η(角動量L與自旋軸x方向之間的夾角)，對姿態偏差進行控制。

奔月變軌過程包括如圖所示的5個階段，其中，Ⅰ為起旋階段;Ⅱ為起旋結束到發動機點火階段;Ⅲ為發動機點火階段;Ⅳ為發動機熄火至消旋開始階段;Ⅴ為消旋階段。

起旋和消旋2個階段消耗的燃料較少，月球探測器的質量特性近似不變，可以認為在這2個階段中探測器的模型屬常參數模型。其間，由於起(消)旋推力器推力和時延偏差等因素，衛星會產生章動;同時，因不可避免地存在氣動和太陽光壓等外力矩，衛星在章動的同時還伴隨有進動。如在起旋過程中，月球探測器繞自旋軸作加速自旋運動，因其速度不是固定值，故給用於主動消章控制的噴氣相位的準確確定造成困難。此外，在衛星具有大角動量情況下，糾偏所消耗的燃料多。基於這些因素，起旋應分段進行，即先將衛星起旋至一定轉速，隨後進行主動章動和進動控制，然後再噴氣起旋至額定轉速。

在起旋結束至發動機點火和發動機熄火至消旋開始2個階段中，月球探測器處於常參數模型的自由飛行階段，探測器繞自旋軸的轉速為一常值。在起旋結束到發動機點火階段中，姿態控制的目的是減小起旋階段橫向干擾造成的自旋軸姿態偏差，確保變軌發動機點火時的變軌姿態滿足要求;而在發動機熄火至消旋開始階段中，姿態控制的目的是為了保證後續消旋的順利進行。

發動機點火階段燃料的消耗率高，其質量特性有一定的變化，由發動機推力偏斜和偏心引起的橫向干擾較大。因此，該階段的特點是有大幹擾和模型參數變化，應進行主動章動和進動控制，以保證變軌姿態在要求的精度範圍內。

由此可知，奔月變軌過程需分階段多次實施主動章動和進動控制。為便於確定噴氣相位，應在轉速恆定階段進行控制操作。

控制方法

定義及原理

由動量矩定理dL/dt=M可知，作用於太空飛行器的外力矩M直接改變的是動量矩L的大小與方向。太空飛行器自旋後，因不可避免地存在橫向角速度，故L的方向與自旋軸x軸不重合，即存在章動，致使L不能直接反映x的方向變化，因此無法直接控制自旋軸姿態。

空間角α，β，θ的定義如圖所示。圖中，X₀為所要求的自旋軸方向;Y₀，Z₀與X₀構成右手慣性坐標系;α為x與X₀的姿態偏角，即姿態控制的被控量;β為L與X₀的偏角(簡稱偏角);θ為L與x的夾角，即章動角。由分析可知，α可由β，θ共同描述，其中α_max=β+θ，α_min=β-θ，在一般情況下α≠β+θ。

因為tanθ=L_T/L_X(此處，L_T為L在自旋軸x與機體軸y，z構成的機體坐標系中oyz平面上的分量)，而自旋太空飛行器的L_X較大且變化較小，在適當方向上施加控制力矩，可通過減小L_T來減小章動角θ。將減小章動角θ的控制稱為消章控制。

由動量矩定理和自旋體進動特性可知，自旋體在外力矩M的作用下，L沿M指向改變其方向。因此，在適當方向上施加控制力矩，可通過改變L的方向來減小偏角β。將減小偏角β的控制稱為消偏控制。

由圖可知，當消章和消偏控制分別將θ，β控制在很小時，α必為很小。因此，通過消章消偏綜合控制即可實現自旋穩定姿態控制。但是，消章和消偏控制均是使L接近x，X₀，兩者的控制作用可能相互抵消。為此，需對兩類控制進行合理約束，以確保兩者不矛盾。

美國ATS-D，ATS-E衛星忽略偏角β的影響，通過章動控制器實現自旋軸姿態控制，其實質即為本文的消章控制。我國STW-1衛星忽略章動角θ的影響，進行自旋軸姿態控制，其實質即為消偏控制。而當β，θ都很大，不能忽略時，只有同時考慮消章和消偏控制，才獲得較好的控制效果。

消章控制

採用噴管作為控制系統執行機構。除具有死區、磁滯和繼電等非線性特性外，噴管一般還具有延遲時間、最短工作時間、最短間歇時間等特性。這些特性對控制效果均有影響，設計控制算法時必須予以考慮。

若自旋太空飛行器為對稱剛體，則

(此處，J=J_y=J_z)，且自旋太空飛行器ω_x較大並基本不變，因此可通過減小橫向角速度矢量ω_T的模，減小章動角θ。自由飛行態下無外力矩，多數控制方法最終都可以將章動角θ控制在要求的精度內。但如果不經精心設計，往往會造成控制時間長、脈衝多、燃料消耗大，並引起章動角的振盪。採用間歇較大、作用時間較短、力矩較小的弱控制方式進行消章控制，並對控制力矩的施加方位進行分析，設計了最優消章相位的角速度消章控制法。該法可在滿足精度要求的同時，儘可能提高噴管燃料的利用率。

消偏控制

自由飛行態時，自旋太空飛行器也可以採用弱控制方式進行消偏控制。在外力矩M的作用下，L沿M指向改變其方向，其中垂直於L的力矩可最有效地改變L的方向。與L，X₀軸共面且垂直於L並指向X₀軸的力矩，將使L沿最有效減小偏角β的方向運動，該力矩方向即為最優消偏相位。

自旋穩定衛星

自旋穩定衛星的姿態穩定性好，控制技術比較簡單，衛星上有些需要掃描的探測設備也可以藉助衛星自旋實現一個方向的掃描，因此，有些靜止衛星採用自旋穩定的方案。在自旋衛星上，有很多控制以及某些設備的工作是和衛星的自旋相位有關的。例如，自旋衛星上定向天線波束應當不隨衛星旋轉，而始終保持對準地球，這就需要對自旋衛星的天線進行消旋。不管是機械消旋還是電消旋，都需要與衛星的自旋相位同步，一般要求同步的精度在。05°左右。

在自旋衛星的姿態控制中，肼噴氣系統是脈衝式工作的，控制脈衝相對姿態基準的相位角有一定的要求，這就是說產生控制脈衝時需要知道衛星自旋相位，姿態控制對同步精度的要求差不多為0。1°左右。衛星有些遙感探測設備採用瞬時視場掃描方式進行攝像或攝取數據，探測器就裝在星體上隨衛星自旋，從而實現瞬時視場對探測目標的掃描。這樣衛星自旋探測器視場掃到目標時應該攝取目標的信息，因此，對信息源數據採集也要和衛星自旋同步。如果自旋一周，得到目標的一條掃描線數據，接著探測器再步進一步，自旋第二周，又得到目標的不相重合的第二條掃描線數據，從而實現對目標的二維掃描。掃描線與掃描線的配準也是靠與衛星自旋同步來實現，一般探測設備對同步精度要求要比它的瞬時視場高一個數量級。如此等等。

因此在自旋穩定靜止衛星中，衛星自旋同步技術是不可缺少的。衛星的自旋轉速是根據衛星總體設計確定的，一般選擇在50一100r/min的範圍。衛星在運行中，其轉速也是變化的，如星體上某些部件機械運動，衛星結構的溫度效應，太陽的光壓影響，衛星章動的阻尼和控制，姿態控制等因素，都會引起衛星轉速的變化。衛星控制系統一般要把轉速控制在變化不超過±1%的範圍。衛星自旋同步技術就是要建立一個跟蹤衛星轉速變化和衛星自旋相位同步的角度鐘，這樣能在不同的自旋相位上產生各種同步控制信號。

自旋穩定控制