11.1 空间站的概念和组成
11.2 空间站的导航, 制导与控制
第十一章 空间站的控制技术
空间技术发展是异常迅速的, 每个时期都可以找到一个典
型代表的技术成就 。
第十一章 空间站的控制技术
11.1.1 空间站技术发展的概况
1971年 4月，前苏联发射了世界上第一个空间站，取名
,礼炮号, 。 继前苏联发射,礼炮号” 后两年，美国发射
了一个比,礼炮号” 大得多的,天空实验室” 空间站。
礼炮号 天空实验室
11.1 空间站的概念与组成
1983年，欧洲联合研制的, 空间实验室, 小型空间
站，随美国航天飞机进入近地轨道。, 空间实验室, 由
轨道工作舱和 U形货舱两大部分组成。轨道工作舱有长舱
和短舱两种。长舱长 7.O m，短舱长 4.O m，直径均为
4.0 m。货盘长 3,O m，宽 4.5 m。
国际空间站
目前世界上美国、俄罗斯、加拿大、日本、欧洲等
国正在联合建设更大规模的新型空间站 ——国际空间站 。
国际空间站
在美国永久性空间站计划的促进下, 前联邦德国和意
大利提出了研制欧洲, 哥伦布, 空间站 的建议 。, 哥伦
布, 空间站的航天员和必需的补给物资准备用法国未来的
,使神号, 小型航天飞机运送 。
与此同时, 日本提出, 太空试验舱, 计划 。, 太空试
验舱, 由一个压力舱, 一个后勤舱, 货舱和机械手等组成 。
,太空试验舱, 只能与美国永久性空间站对接在一起工作,
经过改进以后, 才能在轨道上单独飞行 。
虽然从第一个空间站上天到今天还只有 30年时间, 然
而就在这短暂的 30年中, 空间站技术的各个方面均得到了
迅速的发展, 而且越来越受到世界各航天大国的重视 。
11.1.2 空间站系统的组成
图 11.1 空间站系统
空间站系统的空间飞行结构包括：
(1)空间站基地
(2)空间平台
(3)轨道机动飞行器 (OMV)
(4)轨道转移飞行器 (OTV) 总之，空间站系统空间飞行
结构的基础是空间站 (基地 )、空间平台、轨道机动飞行器、
轨道转移飞行器、飞船、航天飞机和运载火箭等。
空间站的构型有早期采用的舱段式, 目前使用的复
合式和将要采用的桁架挂舱式 3种 。
,礼 炮 号 ’’,, 天空实验室, 和, 空间实验室, 3
种空间站都属于舱段式构型 。 它们由各种不同形状和尺
寸的多个舱段组成, 入轨后自行展开, 勿须航天员出舱
组装 。
“宇宙号, 和, 礼炮号, 组成的轨道复合体, 以及前
苏联发射的, 和平号, 空间站 均属于复合式构型, 它们
由多个舱段在空间交会对接后组成 。 复合式构型是舱段
式构型发展的必然结果, 复合式构型可以反复复合, 最
后组成庞大的空间站体系 。
1.,和平号, 空间站
1986年 2月，前苏联从提尤腊塔姆发射场用, 质子号,
火箭，把, 和平号, 空间站 送上了高度为 345～ 386 km、
倾角 51,6° 的近地轨道。
“和平号, 空间站 是一个多功能、多用途、多对接
口的具有复合式构型的永久性轨道空间站。它由生活
舱、工作舱、服务舱和对接舱四部分组成，图 11,2表
示了, 和平号, 空间站 与, 联盟 TM‘’载人飞船 和, 进
步号, 货运飞船 对接的情况。
“和平号”空间站
图 11,2,和平号, 空间站 结构组
成
对接舱位于空间站前部, 也作为过渡舱 。 空间站共
有 6个对接口, 其中 5个在对接舱上, 1个在前端, 4个在
四周 。
生活舱前部与对接舱相连, 后部与工作舱相接, 舱
内设有乘员室, 每个乘员都有一个小房间, 房内配有桌
子, 沙发椅, 睡袋, 舷窗和球形盥洗问各一个 。 舱内空
气系常压, 温度保持在 28℃ 左右 。
太
空
食
品
工作舱与生活舱相连接, 它包括指令和控制室 。
最后部分是服务舱, 舱内装有燃料箱和轨道与姿
态控制发动机等装置, 特别是两台安装尾部的主发动
机用于空间站的轨道机动 。 空间站第六个对接口就在
服务舱的尾部 。
2．, 自由号, 空间站
图 11.3,自由号, 永久性载人空间站结构组成
80年代初美国国家航空航天局研制成功航天飞机以
后, 就开始永久性载人空间站的概念研究 。 1984年美国政
府批准, 自由号, 永久性载人空间站的计划 。 这个计划现
在已发展成为目前由美国, 俄罗斯, 欧洲空间局, 加拿大
和日本共同参加的国际合作计划, 即目前正在建造和在轨
组装的国际永久性载人空间站, 简称为 国际空间站 。
11.1.3 空间站的用途
(1)作空间轨道实验室
(2)作空间生产工厂
(3)作长期空间观测站
(4)作装配车间
和
平
号
空
间
站
(5)作空间转运站
(6)作空间储藏库
除此以外, 空间站还有其重要的军事用途 。 例如,
对地侦察, 进行空间遥感实验, 试验空间武器或作为空
间的通信指挥哨所等等 。 当然, 空间站的军事用途各国
都是保密的, 一般资料上均不公开 。 总之, 包括空间站
技术在内的载人航天技术的发展对电子, 材料, 机械,
化工, 推进系统, 能源, 冶金, 遥感, 计算机, 自动化
技术以及天体物理, 航天医学和生物学的发展都有很大
的促进作用 。
导航, 制导与控制系统对于任何一种航天器都是作
为一个有机整体存在的, 对空间站更是如此 。 导航, 制
导与控制系统是空间站的一个重要的分系统, 它要支持
空间站最低限度的正常运行能力, 其基本任务是姿态控
制, 轨道控制, 交会对接, 分离和空间交通管理等 。 当
然, 这些任务必须由空间站的导航, 制导与控制系统同
通信和地面支持系统协同工作才能完成 。
11.2 空间站的导航、制导与控制
11.2.1 空间站导航、制导与控制系统的功能与组成
1．功能
(1)导航与制导分系统：
(i)空间站从空间运输系统 (例如航天飞机 )的人轨轨
道爬升到空间站正常运动高度的轨道；
(ii)维持空问运行的最佳轨道；
(iii)制动, 使轨道降低到与空间运输系统会合的轨
道高度；
(iv)确定空间站的运动状态矢量；
(v)测定航天器与空间站接近和离开时的相对位置及
相对速度；
(vi)为空间站及其平台提供搜索, 捕获, 跟踪和瞄
准目标航天器的引导信息；
(vii)为空间站和航天器提供交会、接近、对接和
分离的控制指令。
(2)姿态稳定和控制分系统：
(i)控制和稳定空间站和各舱段的姿态 (一般取当地
垂线和当地地平为参考方向 )；
(ii)有效阻尼危及结构和精确指向的结构振动, 对
付结构挠性和液体晃动；
(iii)空间站初始运行阶段, 在其结构特性不十分
清楚的情况下, 保证姿态正常稳定, 但不要求精确指向；
(iv)空间站的结构在几何、质量分布和转动惯量有
重大改变时能自适应控制；
(v)在空间站对接和分离时, 姿态角速度要严格控制；
(vi)提供空间机动飞行器 (OMV,OTV等 )姿态的手控,
遥控和自动控制；
(vii)提供有效载荷的精确指向和相对参考坐标位
置 。
(3)导航、制导与控制信息处理和管理分系统：
(i)导航, 制导与控制的软件和数据处理；
(ii)导航, 制导与控制系统的运行状态和部件性能
的监测；
(iii)导航、制导与控制系统故障自动诊断；
(iv)导航、制导与控制系统冗余部件模块的自主重构；
(v)灵活的人一机系统软件和接口；
(vi)为导航、制导与控制系统可维修硬件提供安装、
调试和标定软件；
(ⅶ) 为空间交会、对接、分离和交通管理提供人工智
能。
(4)推进分系统：为了满足导航、制导与控制系统的不同
要求，推进分系统除提供能满足导航、制导与轨道机动
要求的高推力推进系统外，还应具有能满足精确姿态控
制和轨道维持要求的低推力推进系统。
由于空间站在较低的地球轨道上运行, 气动干扰力
矩很大, 因此轨道推进系统的设计应考虑在空间站补充
给养周期内提供足够的能力来补偿气动阻力所引起的空
间站轨道衰减 。 此外还要为控制力矩陀螺所积累的可观
动量矩提供主要卸载手段
最后在推进系统的设计中应考虑这种情况，即空间
站一般处于重力梯度相对稳定姿态，但其太阳电池帆板
转动框架是独立定向的，因此不一定在所有时刻对空间
站姿态保持绝对控制。为了维修和更换推进系统元部件，
在短时间内可允许某个推进系统暂停工作，或者允许推
力器或其他部件降低其冗余级别。但一般要求推进系统
具有故障运行／故障安全这种冗余设计。
2．对象的特点
(1)空间站结构十分复杂, 是由多舱段和桁架经过在
轨组装而成 。 空间站任务综合且多变, 采用模块结构,
允许替换, 具有多种有效载荷而且有相对运动 。 空间站
的舱段, 桁架和模块的个数也经常需要变化, 仅空间站
质心位置就可能发生很大变化 。 多体结构, 质心大距离
偏移是空间站控制重点需要解决的问题, 还有就是这些
结构变化对系统可控性的影响 。
(2)挠性结构是空间站控制的另一个特点。空间站结
构跨度长达上百米，甚至几百米，各种蒙皮特别是太阳
电池帆板轻且柔，挠性模态频率高度密集，而且很低
(O.Ol Hz左右 )。
(3)对接组装和空间站运动服务中心机械手运动、
航天员活动等使空间站成为变构型、参数不确定的对象。
航天器携带的大量燃料和生活用水使空间站成为变质量
的对象。
(4)空间站液体晃动, 挠性振动和刚体运动是相互耦
合的, 而且姿态运动与轨道运动之间也是相互耦合的 。
(5)空间站处于低轨道运行，空间环境扰动 (例如气
动、重力梯度、太阳辐射等力矩 )，使空间站选择构型成
为极重要的问题。
3．系统组成
(1)测量敏感器：指星敏感器, 太阳敏感器, 红外地
平仪, 陀螺稳定平台, 线加速度计, 测速陀螺, 微波多
普勒雷达, 激光和光学成像敏感器等 。
(2)执行机构：包括推进系统、动量交换装置和其他
执行机构。
(3)计算部件：大容量计算机, 微处理器, 接口装置
等 。
11.2.2 空间站的姿态控制
空间站姿态控制分为姿态稳定和姿态机动两部分。姿
态稳定又分为两种情况：第一种情况为对地球指向稳定，
主要为与地面通信联系和有关的数据传递提供稳定姿态。
第二种情况，姿态控制精度由有效载荷或者在空间站进
行的有关实验提出，此种精度要求视有效载荷和实验研
究的不同而不同。
就在空间站上进行科学实验和应用研究而言，各种研
究项目对空间站的姿态精度和稳定度要求相差很大。
1．, 自由号, 空间站姿态控制
(1)任务要求：空间站在轨通过多次组装而成，在这
当中可能出现各种结构模式。姿态控制系统首先要满足
所有这些模式是可控的；第二，考虑了挠性和多体结构
因素的空间站姿态控制系统必须是稳定的；第三，空间
站在运动服务中心 (包括十几米长的机械臂 )进行货物运
输和空间站各个部件与舱段组装与对接时，控制系统要
能正常工作。
(2)扰动力矩：空间站在轨道所受到的扰动力矩分为
外部环境和内部环境两种。外部最大扰动力矩为气动力矩、
重力梯度力矩和太阳辐射压力矩等，这些扰动力矩与空间
站结构特征尺寸有非常密切的关系。内部扰动力矩主要来
自航天员在空间站内工作和生活所引起的扰动，以及运动
服务中心在工作时所带来的扰动，特别是后者。
(3)姿态控制系统：根据上述分析,,自由号, 空间站
姿态控制系统选用控制力矩陀螺为主，喷气反作用推力器
为辅的控制方案。利用重力梯度力矩有两种方式：第一种
连续性，例如重力梯度稳定卫星；第二种周期性，利用重
力梯度力矩为控制力矩陀螺卸载。, 自由号, 空间站采用
第二种方式。
应用喷气反作用系统一方面是作为控制力矩陀螺备用，
另一个方面是作为姿态机动，在必要时也可作为对控制
力矩陀螺卸载。姿态控制系统原理框图见图 11,4。
图 11,4“自由号, 空间站姿态控制系统
根据系统可靠性、质量、功耗和经济成本等主要因
素综合考虑，选用 6个单框架控制力矩陀螺的组合 (两个
备用或一个备用 )为最佳方案。双框架控制力矩陀螺只有
在功耗这一项性能上优于单框架，为此, 自由号, 空间
站姿态控制系统采用单框架控制力矩陀螺比较适宜。
空间站姿态控制系统所需要的姿态敏感器, 除了卫
星常用姿态敏感器, 例如太阳敏感器, 红外地平仪, 星
敏感器, 速率陀螺等以外, 还需要交会雷达, 接近敏感
器, 光学成像敏感器, 线加速度计, 无线电敏感器等 。
2．, 和平号, 空间站 姿态控制
(1)任务要求：
(i)在轨道坐标系中保持空间站姿态长期稳定和对地
指向, 普通精度为 ± 1.5°, 高精度为 ± 15″ ；
(ii)具有在惯性坐标系中保持空间站姿态指向和稳
定的能力；
(iii)空间站上的每个观测设备都能对准所研究天体
或目标并稳定；
(iv)具有绕任一轴连续转动的速率控制能力；
(v)姿态控制实现自动，但航天员在需要时可以介入。
(2)姿态控制系统：图 11,5表示, 和平号, 空间站
姿态控制系统原理图。空间站进行姿态大机动时，控制
规律是保证燃料最省的控制算法。
空间站姿态控制系统执行机构采用单框架控制力矩
陀螺, 以重力梯度力矩或喷气反作用力矩作为卸饱和手
段 。
,和平号, 空间站 控制系统可靠性由系统级和部件
设备级来保证。
图 11.5,和平号, 空间站 姿态控制系统原理图
(3)姿态控制系统结构组成：
(i)姿态敏感器：, 和平号, 空间站 采用的姿态敏感
器有红外地平仪, 太阳敏感器, 星敏感器, 磁强计, 速
率陀螺, 太阳指示器 。 除此以外, 还有空间六分仪 。
(ii)执行机构：主要有两种类型 。
第一种, 统一推进系统 ——双组元推力器 。
第二种, 单框架控制力矩陀螺 。
(iii)控制器 ——站载计算机：, 和平号, 空间站 主
体应用 6台数字计算机, 这些数字计算机具有完善开发的
实时操作系统, 6台计算机以三重冗余方式组成两套中央
控制计算机系统 。
11.2.3 空间站的轨道控制
空间站轨道高度根据任务需要来选择 。 轨道高度低
对地观察有利, 但是气动阻力大, 轨道衰减快 。 综合两
者利弊关系, 一般空间站轨道高度选择在 400～ 500 km
之间 。 由于空间站是永久性的, 所以在空间站必须设有
轨道保持系统 。
中国未来空间实验室模型虚拟图
空间站轨道保持系统一般设有推力器, 可以由地面
站遥控, 或者航天员操作 。 轨道保持系统是间断工作的,
根据轨道衰减程度来决定, 大约几个月一次 。 轨道保持
系统还有另一个用途, 当空间站有效载荷对地观察或者
空间实验有特殊要求时, 轨道保持系统能使空间站轨道
保持在一定范围内 。
空间站系统中的极轨平台和轨道机动飞行器往往需
要采用航天飞机来发射, 从地面把航天器发射到 240 km
轨道, 然后依靠推进系统变轨, 这就是轨道升高；当航
天器执行任务结束后, 再回到航天飞机所在轨道, 这就
是轨道降低 。
空间站是通过航天飞机或运载工具多次发射, 然后把各
次发射的构件在空间进行组装而成的 。 这里一个重要的轨道
控制问题就是在空间要进行交会对接 。
无论是空间站系统的轨道保持, 轨道机动, 还是交会对
接, 它们的控制过程都依赖推进系统完成 。 目前空间站的推
进系统主要采用化学推进器, 或称热气推进器, 除此以外,
电推进器也是一种很有前途的轨道控制执行机构 。 它的最大
特点在于, 在达到同样轨道控制目的的情况下, 电推进器消
耗的推进剂质量要比化学推进器减少 1～ 2个数量级 。 电推进
器是空间站系统以及其他航天器轨道控制和姿态控制的一种
有效执行机构的发展趋势 。
11.2 空间站的导航, 制导与控制
第十一章 空间站的控制技术
空间技术发展是异常迅速的, 每个时期都可以找到一个典
型代表的技术成就 。
第十一章 空间站的控制技术
11.1.1 空间站技术发展的概况
1971年 4月，前苏联发射了世界上第一个空间站，取名
,礼炮号, 。 继前苏联发射,礼炮号” 后两年，美国发射
了一个比,礼炮号” 大得多的,天空实验室” 空间站。
礼炮号 天空实验室
11.1 空间站的概念与组成
1983年，欧洲联合研制的, 空间实验室, 小型空间
站，随美国航天飞机进入近地轨道。, 空间实验室, 由
轨道工作舱和 U形货舱两大部分组成。轨道工作舱有长舱
和短舱两种。长舱长 7.O m，短舱长 4.O m，直径均为
4.0 m。货盘长 3,O m，宽 4.5 m。
国际空间站
目前世界上美国、俄罗斯、加拿大、日本、欧洲等
国正在联合建设更大规模的新型空间站 ——国际空间站 。
国际空间站
在美国永久性空间站计划的促进下, 前联邦德国和意
大利提出了研制欧洲, 哥伦布, 空间站 的建议 。, 哥伦
布, 空间站的航天员和必需的补给物资准备用法国未来的
,使神号, 小型航天飞机运送 。
与此同时, 日本提出, 太空试验舱, 计划 。, 太空试
验舱, 由一个压力舱, 一个后勤舱, 货舱和机械手等组成 。
,太空试验舱, 只能与美国永久性空间站对接在一起工作,
经过改进以后, 才能在轨道上单独飞行 。
虽然从第一个空间站上天到今天还只有 30年时间, 然
而就在这短暂的 30年中, 空间站技术的各个方面均得到了
迅速的发展, 而且越来越受到世界各航天大国的重视 。
11.1.2 空间站系统的组成
图 11.1 空间站系统
空间站系统的空间飞行结构包括：
(1)空间站基地
(2)空间平台
(3)轨道机动飞行器 (OMV)
(4)轨道转移飞行器 (OTV) 总之，空间站系统空间飞行
结构的基础是空间站 (基地 )、空间平台、轨道机动飞行器、
轨道转移飞行器、飞船、航天飞机和运载火箭等。
空间站的构型有早期采用的舱段式, 目前使用的复
合式和将要采用的桁架挂舱式 3种 。
,礼 炮 号 ’’,, 天空实验室, 和, 空间实验室, 3
种空间站都属于舱段式构型 。 它们由各种不同形状和尺
寸的多个舱段组成, 入轨后自行展开, 勿须航天员出舱
组装 。
“宇宙号, 和, 礼炮号, 组成的轨道复合体, 以及前
苏联发射的, 和平号, 空间站 均属于复合式构型, 它们
由多个舱段在空间交会对接后组成 。 复合式构型是舱段
式构型发展的必然结果, 复合式构型可以反复复合, 最
后组成庞大的空间站体系 。
1.,和平号, 空间站
1986年 2月，前苏联从提尤腊塔姆发射场用, 质子号,
火箭，把, 和平号, 空间站 送上了高度为 345～ 386 km、
倾角 51,6° 的近地轨道。
“和平号, 空间站 是一个多功能、多用途、多对接
口的具有复合式构型的永久性轨道空间站。它由生活
舱、工作舱、服务舱和对接舱四部分组成，图 11,2表
示了, 和平号, 空间站 与, 联盟 TM‘’载人飞船 和, 进
步号, 货运飞船 对接的情况。
“和平号”空间站
图 11,2,和平号, 空间站 结构组
成
对接舱位于空间站前部, 也作为过渡舱 。 空间站共
有 6个对接口, 其中 5个在对接舱上, 1个在前端, 4个在
四周 。
生活舱前部与对接舱相连, 后部与工作舱相接, 舱
内设有乘员室, 每个乘员都有一个小房间, 房内配有桌
子, 沙发椅, 睡袋, 舷窗和球形盥洗问各一个 。 舱内空
气系常压, 温度保持在 28℃ 左右 。
太
空
食
品
工作舱与生活舱相连接, 它包括指令和控制室 。
最后部分是服务舱, 舱内装有燃料箱和轨道与姿
态控制发动机等装置, 特别是两台安装尾部的主发动
机用于空间站的轨道机动 。 空间站第六个对接口就在
服务舱的尾部 。
2．, 自由号, 空间站
图 11.3,自由号, 永久性载人空间站结构组成
80年代初美国国家航空航天局研制成功航天飞机以
后, 就开始永久性载人空间站的概念研究 。 1984年美国政
府批准, 自由号, 永久性载人空间站的计划 。 这个计划现
在已发展成为目前由美国, 俄罗斯, 欧洲空间局, 加拿大
和日本共同参加的国际合作计划, 即目前正在建造和在轨
组装的国际永久性载人空间站, 简称为 国际空间站 。
11.1.3 空间站的用途
(1)作空间轨道实验室
(2)作空间生产工厂
(3)作长期空间观测站
(4)作装配车间
和
平
号
空
间
站
(5)作空间转运站
(6)作空间储藏库
除此以外, 空间站还有其重要的军事用途 。 例如,
对地侦察, 进行空间遥感实验, 试验空间武器或作为空
间的通信指挥哨所等等 。 当然, 空间站的军事用途各国
都是保密的, 一般资料上均不公开 。 总之, 包括空间站
技术在内的载人航天技术的发展对电子, 材料, 机械,
化工, 推进系统, 能源, 冶金, 遥感, 计算机, 自动化
技术以及天体物理, 航天医学和生物学的发展都有很大
的促进作用 。
导航, 制导与控制系统对于任何一种航天器都是作
为一个有机整体存在的, 对空间站更是如此 。 导航, 制
导与控制系统是空间站的一个重要的分系统, 它要支持
空间站最低限度的正常运行能力, 其基本任务是姿态控
制, 轨道控制, 交会对接, 分离和空间交通管理等 。 当
然, 这些任务必须由空间站的导航, 制导与控制系统同
通信和地面支持系统协同工作才能完成 。
11.2 空间站的导航、制导与控制
11.2.1 空间站导航、制导与控制系统的功能与组成
1．功能
(1)导航与制导分系统：
(i)空间站从空间运输系统 (例如航天飞机 )的人轨轨
道爬升到空间站正常运动高度的轨道；
(ii)维持空问运行的最佳轨道；
(iii)制动, 使轨道降低到与空间运输系统会合的轨
道高度；
(iv)确定空间站的运动状态矢量；
(v)测定航天器与空间站接近和离开时的相对位置及
相对速度；
(vi)为空间站及其平台提供搜索, 捕获, 跟踪和瞄
准目标航天器的引导信息；
(vii)为空间站和航天器提供交会、接近、对接和
分离的控制指令。
(2)姿态稳定和控制分系统：
(i)控制和稳定空间站和各舱段的姿态 (一般取当地
垂线和当地地平为参考方向 )；
(ii)有效阻尼危及结构和精确指向的结构振动, 对
付结构挠性和液体晃动；
(iii)空间站初始运行阶段, 在其结构特性不十分
清楚的情况下, 保证姿态正常稳定, 但不要求精确指向；
(iv)空间站的结构在几何、质量分布和转动惯量有
重大改变时能自适应控制；
(v)在空间站对接和分离时, 姿态角速度要严格控制；
(vi)提供空间机动飞行器 (OMV,OTV等 )姿态的手控,
遥控和自动控制；
(vii)提供有效载荷的精确指向和相对参考坐标位
置 。
(3)导航、制导与控制信息处理和管理分系统：
(i)导航, 制导与控制的软件和数据处理；
(ii)导航, 制导与控制系统的运行状态和部件性能
的监测；
(iii)导航、制导与控制系统故障自动诊断；
(iv)导航、制导与控制系统冗余部件模块的自主重构；
(v)灵活的人一机系统软件和接口；
(vi)为导航、制导与控制系统可维修硬件提供安装、
调试和标定软件；
(ⅶ) 为空间交会、对接、分离和交通管理提供人工智
能。
(4)推进分系统：为了满足导航、制导与控制系统的不同
要求，推进分系统除提供能满足导航、制导与轨道机动
要求的高推力推进系统外，还应具有能满足精确姿态控
制和轨道维持要求的低推力推进系统。
由于空间站在较低的地球轨道上运行, 气动干扰力
矩很大, 因此轨道推进系统的设计应考虑在空间站补充
给养周期内提供足够的能力来补偿气动阻力所引起的空
间站轨道衰减 。 此外还要为控制力矩陀螺所积累的可观
动量矩提供主要卸载手段
最后在推进系统的设计中应考虑这种情况，即空间
站一般处于重力梯度相对稳定姿态，但其太阳电池帆板
转动框架是独立定向的，因此不一定在所有时刻对空间
站姿态保持绝对控制。为了维修和更换推进系统元部件，
在短时间内可允许某个推进系统暂停工作，或者允许推
力器或其他部件降低其冗余级别。但一般要求推进系统
具有故障运行／故障安全这种冗余设计。
2．对象的特点
(1)空间站结构十分复杂, 是由多舱段和桁架经过在
轨组装而成 。 空间站任务综合且多变, 采用模块结构,
允许替换, 具有多种有效载荷而且有相对运动 。 空间站
的舱段, 桁架和模块的个数也经常需要变化, 仅空间站
质心位置就可能发生很大变化 。 多体结构, 质心大距离
偏移是空间站控制重点需要解决的问题, 还有就是这些
结构变化对系统可控性的影响 。
(2)挠性结构是空间站控制的另一个特点。空间站结
构跨度长达上百米，甚至几百米，各种蒙皮特别是太阳
电池帆板轻且柔，挠性模态频率高度密集，而且很低
(O.Ol Hz左右 )。
(3)对接组装和空间站运动服务中心机械手运动、
航天员活动等使空间站成为变构型、参数不确定的对象。
航天器携带的大量燃料和生活用水使空间站成为变质量
的对象。
(4)空间站液体晃动, 挠性振动和刚体运动是相互耦
合的, 而且姿态运动与轨道运动之间也是相互耦合的 。
(5)空间站处于低轨道运行，空间环境扰动 (例如气
动、重力梯度、太阳辐射等力矩 )，使空间站选择构型成
为极重要的问题。
3．系统组成
(1)测量敏感器：指星敏感器, 太阳敏感器, 红外地
平仪, 陀螺稳定平台, 线加速度计, 测速陀螺, 微波多
普勒雷达, 激光和光学成像敏感器等 。
(2)执行机构：包括推进系统、动量交换装置和其他
执行机构。
(3)计算部件：大容量计算机, 微处理器, 接口装置
等 。
11.2.2 空间站的姿态控制
空间站姿态控制分为姿态稳定和姿态机动两部分。姿
态稳定又分为两种情况：第一种情况为对地球指向稳定，
主要为与地面通信联系和有关的数据传递提供稳定姿态。
第二种情况，姿态控制精度由有效载荷或者在空间站进
行的有关实验提出，此种精度要求视有效载荷和实验研
究的不同而不同。
就在空间站上进行科学实验和应用研究而言，各种研
究项目对空间站的姿态精度和稳定度要求相差很大。
1．, 自由号, 空间站姿态控制
(1)任务要求：空间站在轨通过多次组装而成，在这
当中可能出现各种结构模式。姿态控制系统首先要满足
所有这些模式是可控的；第二，考虑了挠性和多体结构
因素的空间站姿态控制系统必须是稳定的；第三，空间
站在运动服务中心 (包括十几米长的机械臂 )进行货物运
输和空间站各个部件与舱段组装与对接时，控制系统要
能正常工作。
(2)扰动力矩：空间站在轨道所受到的扰动力矩分为
外部环境和内部环境两种。外部最大扰动力矩为气动力矩、
重力梯度力矩和太阳辐射压力矩等，这些扰动力矩与空间
站结构特征尺寸有非常密切的关系。内部扰动力矩主要来
自航天员在空间站内工作和生活所引起的扰动，以及运动
服务中心在工作时所带来的扰动，特别是后者。
(3)姿态控制系统：根据上述分析,,自由号, 空间站
姿态控制系统选用控制力矩陀螺为主，喷气反作用推力器
为辅的控制方案。利用重力梯度力矩有两种方式：第一种
连续性，例如重力梯度稳定卫星；第二种周期性，利用重
力梯度力矩为控制力矩陀螺卸载。, 自由号, 空间站采用
第二种方式。
应用喷气反作用系统一方面是作为控制力矩陀螺备用，
另一个方面是作为姿态机动，在必要时也可作为对控制
力矩陀螺卸载。姿态控制系统原理框图见图 11,4。
图 11,4“自由号, 空间站姿态控制系统
根据系统可靠性、质量、功耗和经济成本等主要因
素综合考虑，选用 6个单框架控制力矩陀螺的组合 (两个
备用或一个备用 )为最佳方案。双框架控制力矩陀螺只有
在功耗这一项性能上优于单框架，为此, 自由号, 空间
站姿态控制系统采用单框架控制力矩陀螺比较适宜。
空间站姿态控制系统所需要的姿态敏感器, 除了卫
星常用姿态敏感器, 例如太阳敏感器, 红外地平仪, 星
敏感器, 速率陀螺等以外, 还需要交会雷达, 接近敏感
器, 光学成像敏感器, 线加速度计, 无线电敏感器等 。
2．, 和平号, 空间站 姿态控制
(1)任务要求：
(i)在轨道坐标系中保持空间站姿态长期稳定和对地
指向, 普通精度为 ± 1.5°, 高精度为 ± 15″ ；
(ii)具有在惯性坐标系中保持空间站姿态指向和稳
定的能力；
(iii)空间站上的每个观测设备都能对准所研究天体
或目标并稳定；
(iv)具有绕任一轴连续转动的速率控制能力；
(v)姿态控制实现自动，但航天员在需要时可以介入。
(2)姿态控制系统：图 11,5表示, 和平号, 空间站
姿态控制系统原理图。空间站进行姿态大机动时，控制
规律是保证燃料最省的控制算法。
空间站姿态控制系统执行机构采用单框架控制力矩
陀螺, 以重力梯度力矩或喷气反作用力矩作为卸饱和手
段 。
,和平号, 空间站 控制系统可靠性由系统级和部件
设备级来保证。
图 11.5,和平号, 空间站 姿态控制系统原理图
(3)姿态控制系统结构组成：
(i)姿态敏感器：, 和平号, 空间站 采用的姿态敏感
器有红外地平仪, 太阳敏感器, 星敏感器, 磁强计, 速
率陀螺, 太阳指示器 。 除此以外, 还有空间六分仪 。
(ii)执行机构：主要有两种类型 。
第一种, 统一推进系统 ——双组元推力器 。
第二种, 单框架控制力矩陀螺 。
(iii)控制器 ——站载计算机：, 和平号, 空间站 主
体应用 6台数字计算机, 这些数字计算机具有完善开发的
实时操作系统, 6台计算机以三重冗余方式组成两套中央
控制计算机系统 。
11.2.3 空间站的轨道控制
空间站轨道高度根据任务需要来选择 。 轨道高度低
对地观察有利, 但是气动阻力大, 轨道衰减快 。 综合两
者利弊关系, 一般空间站轨道高度选择在 400～ 500 km
之间 。 由于空间站是永久性的, 所以在空间站必须设有
轨道保持系统 。
中国未来空间实验室模型虚拟图
空间站轨道保持系统一般设有推力器, 可以由地面
站遥控, 或者航天员操作 。 轨道保持系统是间断工作的,
根据轨道衰减程度来决定, 大约几个月一次 。 轨道保持
系统还有另一个用途, 当空间站有效载荷对地观察或者
空间实验有特殊要求时, 轨道保持系统能使空间站轨道
保持在一定范围内 。
空间站系统中的极轨平台和轨道机动飞行器往往需
要采用航天飞机来发射, 从地面把航天器发射到 240 km
轨道, 然后依靠推进系统变轨, 这就是轨道升高；当航
天器执行任务结束后, 再回到航天飞机所在轨道, 这就
是轨道降低 。
空间站是通过航天飞机或运载工具多次发射, 然后把各
次发射的构件在空间进行组装而成的 。 这里一个重要的轨道
控制问题就是在空间要进行交会对接 。
无论是空间站系统的轨道保持, 轨道机动, 还是交会对
接, 它们的控制过程都依赖推进系统完成 。 目前空间站的推
进系统主要采用化学推进器, 或称热气推进器, 除此以外,
电推进器也是一种很有前途的轨道控制执行机构 。 它的最大
特点在于, 在达到同样轨道控制目的的情况下, 电推进器消
耗的推进剂质量要比化学推进器减少 1～ 2个数量级 。 电推进
器是空间站系统以及其他航天器轨道控制和姿态控制的一种
有效执行机构的发展趋势 。
