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

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 。




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






(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 。