—、引言
从第一颗人造卫星上天至今，全世界30余年来大约发射了4000多个航天器（其中美、苏占90%以上）。它们在军事、经济、科研等方面所发挥的重大作用表明：在高技术中，航天技术具有无可争辩的重要地位。
加强国威、保卫国家安全的有效途径之一，就是发展航天事业。实际上，世界各国都是这样做的；甚至连日本也制定了雄心勃勃的空间计划。我国20多年来，已成功地研制发射了30颗各种类型的人造卫星，在全球航天业务中占有一定的优势。但是，和美、苏现有技术水平比较，和日本计划的巨大规模比较，我国继续加强航天技术研究是势在必行、刻不容缓的。
从空间技术的角度看，50年代卫星上天，60年代载人飞船，70年代星际探测，80年代航天飞机，90年代则将是永久性载人空间站。80年代空间控制技术的主要代表有：（1）中低轨道对地观测卫星。例如，法国SPOT，日本ERS-1，美国LANDSAT-D. （2）对地静止轨道通信、广播卫星。例如，西德TV-SET，DFSO（3）空间望远镜卫星。例如，西德R0 SAT。（4）航天飞机。例如，美国挑战者号，苏联暴风雪号。（5）永久性载人空间站。例如，苏联和平号。
为了实现上述各类航天器的不同飞行任务，就必须对它们的姿态进行精确的控制。而且正是随着控制系统设计要求和元、部件精度与寿命的不断提高，空间控制技术才取得了迅速的发展。
本文介绍三轴稳定的中低轨道对地观测卫星姿态控制系统。论述了卫星动力学、姿控系统的构成、控制模式及姿态误差的来源。给出了一个典型的系统设计实例。分析了卫星姿控系统的发展趋势及研制高精度、长寿命系统应采取的对策。
二、三轴稳定的对地观测卫星姿控系统概要
2.1卫星的姿态控制
卫星运动包括质心运动和绕质心的转动两个部分。所以卫星控制问题由如下两部分组成：
（1）轨道问题，研究卫星在空间的位置。轨道问题包括：轨道确定（即导航）；轨道控制；
（2）姿态问题，研究卫星在空间的方位。姿态问题包括：姿态确定（即姿态测量）；姿态预测；姿态控制，本文介绍的是姿控系统。
2.2姿态控制系统之构成
卫星三轴稳定姿控系统由卫星动力学、姿态敏感器单元、指令单元、控制单元、执行机构等五部分组成，其目的是要把描述卫星方位的滚动、俯仰、偏航姿态角都控制在规定的范围之内（图1、图2）
（1）卫星动力学包括卫星结构的刚体动力学和干扰力矩。当卫星带有挠性结构件时（例如太阳帆板、合成孔径雷达天线等），还应当考虑结构的挠性效应（即低频振动）。
干扰力矩分外部环境干扰力矩和内力矩两类：
· 各类外干扰力矩及其支配的轨道空间如表1所示；
· 星上消耗燃料引起卫星质心移动。
卫星在执行轨道任务时，正是由于存在上述干扰力矩，才使卫星姿态产生漂移，因此必须使卫星的姿态稳定。
（2）姿态敏感器
根据不同的物理来源，姿态敏感器可分成三类：
· 地球敏感器，太阳敏感器，恒星敏感器；
· 惯性敏感器（由陀螺和加速度计组成）；
· 无线电射频敏感器。
（3）执行机构 根据控制力的性质，它可分成内力执行机构和外力执行机构两类：
· 内力执行机构 利用角动量变换装置（例如，飞轮、控制力矩陀螺）产生的角动量，抵消由干扰力矩引起的卫星角动量变化，实现卫星姿态稳定。
· 外力执行机构 利用角动量释放装置（例如，喷气推力器、电推力器）或外部环境力场（例如，地磁场、重力场、太阳辐射压力、气动力）产生的角动量，补偿由干扰力矩引起的卫星角动量变化，使卫星姿态稳定。
（4）指令单元 它包括遥测，地面遥控操作和指令传送三个部分。
（5）控制装置它根据姿态敏感器测得的姿态信息，按照指令单元的指令来控制执行机构，以减少或消除卫星姿态误差，使姿态稳定在预定范围内。
2.3控制模式
卫星姿态控制大体上分姿态机动（包括姿态捕获）和姿态稳定两种模式。
（1）姿态机动，是使卫星从一种姿态控制到另一种预定姿态的再定向过程。
（2）姿态稳定，在姿态捕获后，使卫星姿态检定在规定的误差范围内。
这两种模式的控制要求是不一样的。通常姿态机动需要较大的控制力矩，其控制精度较低；而姿态稳定所需控制力矩很小，其控制精度很高。
2.4影响姿态误差的主要因素
姿态精度一般用姿态误差表示，它可分解为敏感器误差、装调误差、控制精度（误差）等三个部分。它们之间的关系如表2所示。
由表易见，卫星姿态误差主要取决于敏感器固有误差和敏感器固有装调误差。因此，研制各种高精度敏感器是极重要的。
三、三轴稳定的对地观测卫星姿控系统的实例
本实例的主要特点是采用捷联式姿态确定系统，从而大大提高了三轴稳定的精度。所谓捷联式姿态确定系统，有两种功能：
① 对固定在卫星本体的惯性敏感器的输出进行积分；
② ②根据地球敏感器和精确太阳敏感器得到的绝对姿态误差，定期更新积分值。
这种超越传统的姿态确定方式（根据地球敏感器输出信号直接测量姿态）是实现高精度姿态确定所必需的一种方式。本系统的姿态精度优于0.2度，姿态角速度稳定度优于5×10-4 度/秒。它相当于法国的对地观测卫星SPOT（1986）和日本的地球资源卫星ERS-1（1992）的水准。
3.1系统的构成
（1）敏感器 控制系统的姿态敏感器包括：一组4个速率积分陀螺，2个数字式精太阳敏感器，2个姿态捕获太阳敏感器，2个帆板模拟式太阳敏感器，2个地球敏感器；1个帆板转角传感器。
（2）执行机构 执行机构包括：4个20牛顿米秒的反作用飞轮：16个0.1公斤推力的单元肼推力器；3个2公斤推力的单元肼推力器；3个5000单位偶极子磁矩的磁力矩器；一套太阳帆板驱动机构。
（3）控制装置 控制装置包括：星载计算机2台；安全应急电路1套；信息处理及输出、输入接口装置1台。
3.2系统工作原理
（1）姿态确定 利用地球敏感器、太阳敏感器和测速陀螺组成高精度姿态测量参考系统。
惯性姿态基准单元由4个速率积分陀螺组成，其中3个陀螺沿3根控制轴正交安装，另一陀螺斜装，作为备份。只要有3个陀螺正常工作，该系统就能正常运行。2个地球敏感器互为备份，提供俯仰和滚动姿态信息。2个数字式太阳敏感器提供俯仰和偏航姿态信息。
（2）执行机构的配置原则
· 反作用飞轮：3个反作用轮的角动量矢量沿卫星3根主轴安装，另一个飞轮斜装，作为备份。4个飞轮中任一飞轮出故障后系统仍可构成标准3轴零动量控制系统，进行正常的姿态稳定工作。
· 喷气反作用控制系统：16个0.1公斤推力的推力器作为姿态建立发动机，其中8个为主份， 8个为备份。各姿态控制轴至少有双重备份，因此系统工作可靠。3个2公斤推力的推力器则是轨道高度控制及轨道倾角修正发动机。
· 磁力矩器；3个场强为5000单位偶极子磁矩的磁棒沿3根控制轴正交安装，它们与地磁场相互作用产生磁控制力矩，使飞轮卸载（对飞轮角动量去饱和）。
（3）控制逻辑 利用两台容错计算机完成下列计算功能：姿态确定和估计；发动机开关控制规律计算；飞轮控制规律计算；地磁场模型计算及飞轮卸载逻辑计算；轨道计算；全姿态捕获程序；轨道修正和维持；故障识别、隔离和系统结构重建；太阳帆板跟踪控制。
四、对地观测卫星姿态控制系统的发展趋势及其对策
4.1发展趋势
对地静止轨道通信、广播卫星对地观卫星姿态控制系统的现状如表3所示。15年来卫星指向精度和稳定度提高了一个数量级以上。例如，通信、广播卫星指向精度从1度提高到0.1度甚至0.05度；对地观察卫星指向精度则从1度提高到0.3度甚至0.03度，而稳定度则从10-2度/秒提高到10-3度/秒甚至10-4度/秒。卫星寿命越来越长。例如，通信、广播卫星寿命从3年提高到7年甚至10~15年；目前一般应用卫星寿命是7~10年，而空间站的寿命要求是30年。此外，星上能源需求也越来越大，有必要控制太阳帆板指向太阳。为了达到上述指标，从元、部件研制角度看，必须提高姿态敏感器的精度（从而提高姿控系统精度），提高执行机构的寿命（从而提高姿控系统的寿命），从控制技术原理角度看，还必须发展挠性结构控制技术和容错技术。未来空间飞行器控制系统的基础技术如表4所示。由表易见，挠性结构控制和容错技术，是卫星姿态控制系统必须解决的主要技术课题。所谓容错技术包括：
①姿控系统容错技术，例如故障检测、诊断，故障隔离，系统再建等；
③ 抗辐射容错星载计算机；
⑧容错软件和硬件失效保险设计技术。
4.2今后的对策
（1）提高姿态敏感器精度；（2）开发长寿命执行机构；（3）采用多体控制；（4）卫星控制计算机化：（5）要求控制系统实现模块化结构，使系统具有可更换性和可维修性，从而满足各种飞行任务的要求。（6）最后，卫星应具有轨道维持和修正的能力。
五、结束语
包括卫星在内的任何一种航天器，其姿态控制系统成功与否、关键姿态控制部件正常工作与否，都直接关系到它的成本、效果和寿命。往往会因为太阳电池板驱动机构出故障，电池板没打开，计算机单粒子故障输出伪信息，地球敏感器、太阳敏感器等出故障、导致卫星失败或失效。因此，设计并研制出先进的姿态控制系统，开发出高可靠性的姿态控制部件，这是确保卫星寿命，圆满完成飞行任务、提高应用效果、降低成本的最佳有效途径。应用平行分布式信息处理系统（即人工神经网络），则能大大提高卫星姿态控制系统的水平。
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本文系由上海航天局李必光高级工程师审稿，特此感谢。——作者注
