第四章
航天器姿态控制系统的组成与分类
4.1姿态敏感器
4.2执行机构
4.3控制器 — 星载控制计算机
4.4姿态控制系统的任务与分类
航天器控制分为轨道控制与姿态控制两方面, 而航
天器控制系统在原理上和其他工程控制系统基本上是一
样的, 完成三个最基本的过程,敏感测量, 信号处理和
执行过程 。 其结构如图 4.1所示, 仍然是由 敏感器, 控制
器和执行机构 三大部分组成 。 敏感器用以测量某些绝对
的或相对的物理量, 执行机构起控制作用, 驱动动力装
置产生控制信号所要求的运动, 控制器则担负起信号处
理的任务 。 人们把这三部分统称为 控制硬件, 而把完成
测量和控制任务所需的算法称为 软件 。
第四章
航天器姿态控制系统的组成与分类
姿态就是航天器在空间的方
位, 而姿态敏感器用来测量航天
器本体坐标系相对于某个基准坐
标系的相对角位置和角速度, 以
确定航天器的姿态 。 要完全确定
一个航天器的姿态, 需要 3个轴
的角度信息 。 由于从一个方位基
准最多只能得到两个轴的角度信
息, 为此要确定航天器的三轴姿
态至少要有两个方位基准 。
4.1 姿态敏感器
美国哈勃太空望远镜
姿态敏感器按不同的基准方位, 可分为下列 5类 。
(1)以地球为基准方位：红外地平仪, 地球反照敏感
器；
(2)以天体为基准方位：太阳敏感器, 星敏感器；
(3)以惯性空间为基准方位：陀螺, 加速度计；
(4)以地面站为基准方位：射频敏感器；
(5)其他：例如磁强计 (以地磁场为基准方位 )，陆
标敏感器 (以地貌为基准方位 )。
敏感器由测量变换器和信号处理线路两部分组成,
姿态敏感器按不同方式的测量变换器可分为下列 4种 。
(1)光学敏感器：太阳敏感器, 红外地平仪, 星敏感
器, 地球反照敏感器等；
(2)惯性敏感器：陀螺, 加速度计；
(3)无线电敏感器：射频敏感器；
(4)其他：磁强计 。
下面介绍最常用的 7种姿态敏感器：太阳敏感器, 红
外地平仪, 星敏感器, 陀螺, 加速度计, 磁强计和射频
敏感器 。
4.1.1 太阳敏感器
太阳敏感器是通过对太阳辐射的敏感来测量太阳视
线与航天器某一体轴之间夹角的敏感器 。
太阳敏感器之所以有这样广泛的通用性是因为,
1.在大多数应用场合, 可以把太阳近似看作是点光
源, 因此就可简化敏感器的设计和姿态确定的算法；
2.太阳光源很强, 从而使敏感器结构简单, 其功率
要求也很小；
3.太阳敏感器的视场很大, 可以从几分 × 几分到
128。 × 128。, 而分辨率可以从几度到几角秒 。
太阳敏感器具有 3种基本类型：模拟式, 数字式和太
阳指示器 。 经常使用的为模拟式和数字式两种 。
1．模拟式太阳敏感器
模拟式太阳敏感器的输出信号为模拟量, 其大小和符号
是太阳光入射角的连续函数 。 模拟式太阳敏感器通常又
叫做 余弦检测器, 这是因为硅太阳电池输出电流与太阳
光入射角成正弦规律变化 。
模拟式太阳敏感器工作原理
模拟式太阳敏感器视场在几十度时，精度可达到 ；
当视场很小，仅为 ～ 时，精度可达到秒级。
0.5o
1o 2o
单轴模拟式太阳敏感器,
只能测量航天器相对于太阳光线的一个姿态角
两轴模拟式太阳敏感器,
同时获得航天器相对于太阳光线的两个姿态角
图 4.3 两轴模拟式太阳敏感器
数字式太阳敏感器的
输出信号是与太阳入射角
相关的以编码形式出现的
离散函数 。 在结构上, 它
主要由狭缝, 码盘, 光敏
元件阵列, 放大器和缓冲
寄存器组成,
光敏元件阵列是由一
排相互平行且独立的光电
池条组成, 其数量决定了
太阳敏感器输出编码的位
数, 从而在一定程度上影
响到敏感器的分辨率 。
2．数字式太阳敏感器
3,其他太阳敏感器
太阳指示器也称为太阳出
现探测器 。 当太阳出现在敏感
器视场内, 并且信号超过门限
值时, 表示见到了太阳, 输出
为 1；当信号低于门限值时,
输出为 O,表示没见到太阳 。
这种敏感器一般用来作保护器,
例如保护红外地平仪免受太阳
光的影响 。
4.1.2 红外地平仪
红外地平仪就是利用地球自身的红外辐射来测量航
天器相对于当地垂线或者当地地平方位的姿态敏感器，
简称地平仪。
目前红外地平仪主要有 3种形式,地平穿越式, 边
界跟踪式 和 辐射热平衡式 。
其中地平穿越式地平仪扫描视场大，其余两种地
平仪的工作视场较小，只能适用于小范围的姿态测量，
但精度较高,
下面分别介绍这 3种红外地平仪的基本工作原理。
地平穿越式地平仪的视场相对于地球作扫描运动 。 当
视场穿越地平线时, 也就是说扫到地球和空间交界时, 地
平仪接收到的红外辐射能量发生跃变, 经过热敏元件探测
器把这种辐射能量的跃变转变成电信号, 形成地球波形 。
然后通过放大和处理电路, 把它转变成为前后沿脉冲 。 最
后通过计算电路, 把前后沿脉冲与姿态基准信号进行比较,
得出姿态角信息, 也就是滚动角或俯仰角 。
图 4,5所示为地平穿越式地球敏感器工作原理图 。
1．地平穿越式地平仪
穿越式地平仪常见有两种形式：
圆锥扫描地平仪 和 自旋扫描地平仪 。
前者依靠地平仪的扫描机构, 后者依靠航天器旋转 (例如
自旋卫星 )。
自旋扫描红外地平仪（虚拟现实演示）
2．边界跟踪式地平仪
该敏感器具有一个反馈伺服机构, 它使视场跟踪地平
线, 同时给出相对于不运动部分的方位角, 这个方位角
与航天器姿态角成正比 。 边界跟踪式地平仪的精度可达
,但视场较小, 约为 ～, 因此只能工作在较
窄的姿态范围内 。
另外, 这种地平仪的工作还会受到大气成分, 温度
的不规则变化, 日出日落的光照条件变化的影响 。
0.025o 5o 11o
边
界
跟
踪
式
地
平
仪
虚
拟
现
实
演
示
3,辐射热平衡式地平仪
辐射热平衡式地平仪具有多个视场, 一般有等间隔对称
分布的 4个 (见图 4,9(a))或 8个视场 (见图 4,9(b))。 每个
视场分别接收来自地球不同部分的红外辐射, 通过对每个视
场接收到的不同红外辐射能量进行分析而得出航天器姿态 。
由于这种地平仪不需要扫描机构, 所以又称为 静态红外
地平仪 。
4.1.3 星敏感器
星敏感器是以某一颗亮度高于 +2可见星等的恒星为基准,
测量其相对于航天器的角位置, 并同星历表中该星的角位置
参数进行比较, 来确定航天器的姿态 。 也即通过对恒星星光
的敏感来测量航天器的某一个基准轴与该恒星视线之间的夹
角 。 由于恒星张角非常小 ( ～ ),因此星敏感器的
测量精度很高 。
0.04?? 0.005??
星敏感器分 星图仪 和 星跟踪器 两种类型，星跟踪器又可
分为 框架式 和 固定式 两种形式。
(1)星图仪,又称星扫描器。一般都是狭缝式，用
在自旋卫星上，利用星体的旋转来搜索和捕获目标恒星。
(2)框架式星跟踪器,是把敏感头装在可转动的框
架上，且通过旋转框架来搜索和捕获目标。
(3)固定式星跟踪器,这种跟踪器的敏感头相对航
天器固定，在一定的视场内具有搜索和跟踪能力，例如
采用析像管电子扫描和 CCD器件成像。
1．狭缝式星敏感器
这种星敏感器利用航天器自旋对天体进行扫描 。 当
星光通过光学系统到达并穿过位于焦平面上的狭缝码盘
时, 星光就被检测敏感到 。 若信号超过设置的门限位,
电子装置便产生一个脉冲来表示星的出现 。 在焦平面码
盘上的狭缝如图 4.10(b)所示, 测量星光通过第一条狭缝
的时间和经过两个狭缝之间的时间然后结合星历表和航
天器的自旋速度, 计算得出姿态信息 。
CCD星敏感器采用电荷耦合器件图像列阵作为检测器,
电荷耦合器具有垂直和水平像素 。 CCD星敏感器与其他星
敏感器相比较具有非常突出的优点 。
它能够同时跟踪多颗星, 对磁场不敏感, 精度得到
改善 。
CCD星敏感器被认为是最有发展前途的星敏感器, 我
国目前也正在积极地发展这一技术 。
2,CCD星敏感器
陀螺是利用一个高速旋转的质量来敏感其自旋轴在
惯性空间定向的变化 。
陀螺具有两大特性, 即 定轴性 和 进动性 。
定轴性 就是当陀螺不受外力矩作用时, 陀螺旋转轴
相对于惯性空间保持方向不变；
进动性 就是当陀螺受到外力矩作用时, 陀螺旋转轴
将沿最短的途径趋向于外力矩矢量, 进动角速度正比于
外力矩大小 。
4.1.4 陀螺
1．二自由度陀螺
图 4.11表示一个二自由度陀螺 (含转子的一个自转自
由度 )的几何结构 。 基于陀螺进动性, 由图可知, 若转子
被迫以某个角速度绕输入轴转动, 则绕输出轴 (框架 )就
会出现一个力矩 。 同时在输出轴也装有一个平衡弹簧,
从而这个力矩使输出轴转动一个角度, 这个输出角度正
比于这个力矩, 也就是正比于输入轴的角速度 。
2,三自由度陀螺
图 4,11所示的二自由度陀螺的陀螺旋转轴只有一个
框架支承 。 若将此框架视作 内环, 图中所标的, 骨架 (外
壳 )”不与航天器固连, 而形成一个框架, 称为 外环, 那
么该陀螺的转轴就由两个框架支承, 即为三自由度陀螺 。
三自由度陀螺利用定轴性工作, 用来测量姿态角, 通常
也称它为 位置陀螺 。
4.1.5 加速度计
加速度计是用于测量航天器上加速度计安装点的绝对
加速度沿加速度计输入轴分量的惯性敏感器 。 虽然目前加
速度计没有广泛用于航天器的姿态稳定和控制, 但它是航
天器导航系统中重要的器件 。
加速度计的种类很多, 有 陀螺加速度计, 摆式加速度
计, 振动加速度计, 石英加速度计 等 。
4.1.6 磁强计
磁强计是以地球磁场为基准, 测量航天器姿态的敏
感器 。 磁强计本身是用来测量空间环境中磁场强度的 。
由于地球周围每一点的磁场强度都可以由地球磁场模型
事先确定, 因此利用航天器上的磁强计测得的信息与之
对比便可以确定出航天器相对于地球磁场的姿态 。
磁敏感器根据工作原理不同可以分为 感应式磁强计
和 量子磁强计 两种。
目前应用较多的是感应式磁强计, 它是建立在法拉
第磁感应定律的基础上的 。 感应式磁强计分为搜索线圈
式磁强计和磁通门磁强计两种类型 。
4.1.7 射频敏感器
射频敏感器确定航天器姿态的原理是基于对航天器
天线轴与无线电波瞄准线之间夹角的测量 。 目前大多采
用两种射频敏感器, 即 单脉冲比相 (干涉仪式 )和 比辐式 。
单脉冲比相干涉仪是由光的干涉原理引伸而来, 至
少要采用两个接收天线, 其间矩为 d,称为基线长度, 如
图 4,14所示 。 当天线与地面距离比基线长度 d大得多时,
有如下关系式：
(4,2)
式中, 为两个天线接收电波的相位差, A为波长 。 由式
(4·2)可见, 是预先确定的, 因此只要测出两个天线
接收信号的相位差, 便可确定方向角 。 同样, 如果
在一基线的垂直方向增加另一套相同的设备, 就可以测
出另一个方向角 。
c o s 2 d?????
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2d??
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单脉冲比幅方法需要形成两个互相叠交的天线方向
图, 当目标与天线轴不重合 (成 角 )时 (见图 4,15)，
下面的方向图收到的信号 将大于上面的方向图收到的
信号 。 两个信号的振幅差表示目标与天线轴之间夹角,
而振幅差的符号则表示偏离的方向 。 当目标与天线轴重
合时, 由上, 下方向图收到的信号振幅相等, 其差值就
等于零 。
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1E
2E
在实际的航天器姿态控制系统中, 各种敏感器单独使
用一般是不能满足要求的, 需要多种多个姿态敏感器组
合使用, 形成一个姿态测量系统 。 原因主要有三方面：
一, 相对于同一基准最多只能获得两个姿态角；
二, 各种敏感器均存在条件限制；
三, 航天器的长寿命工作特点要求敏感器可靠地长
时间提供高精度姿态信息, 所以姿态敏感器的冗余便成
为必须考虑的重要问题 。
姿态敏感器小结
哥伦比亚航天飞机视频资料
4.2.1 推力器
推力器是目前航天器控制使用最广泛的执行机构之
一 。 它根据牛顿第二定律, 利用质射排出, 产生反作用
推力, 这也正是这种装置被称为推力器或喷气执行机构
的原因 。 当推安装使得推力方向通过航天器质心, 则成
为轨道控制执行机构；而当推力方向不过质心, 则必然
产生相对航天器质心的力矩, 成为姿态控制执行机构 。
根据产生推力所需能源的形式不同, 质量排出型推
力器可以分为 冷气推力器, 热气推力器 和 电推力器 。
4.2 执行机构
根据牛顿第二定律可推导出推力器真空中的推力公
式为
(4,3)
式中, 为单位时间的工质排出量, 即秒耗量； 为
相对于航天器的排气速度； 为推力器喷嘴出口截面积；
为推力器喷嘴出口处的射流压力 。
若将推力公式写为另一形式
(4,4)
式中 称为推力器的有效排气速度,
它是把动量推力和压力推力在计算上统一起来的一个相
当速度 。 为获得一定推力, 若有效排气速度增大, 则喷
射物质的秒耗量就可以降低 。
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m&
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推力器的另一个重要性能指标就是 比推力, 即 推力
器推力与工质的重量秒耗量之比, 它相当于推力器每消
耗单位质量工质所产生的推力 。 比推力与比冲的定义基
本上是等价的 。 其计算式为
式中, 为航天器所在轨道处的重力加速度 。
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ef
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m g g??&
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分析式 (4,5)可以得出结论：
(1)比推力越大, 产生一定推力所需的工质重量秒耗
量就越少；或者说, 当工质流量一定时, 比推力越大, 所
产生的推力就越大 。
(2)比推力完全取决于有效排气速度 。 有效排气速
度中的主要因素是, 而 主要取决于喷射物质所含能量
的高低 。
(3)对于给定的推力器来说, 比推力的高度特性即比
推力随高度而变化的程度, 与推力的变化大体相当 。
(4)由式 (4,5)知,, 即比推力在数值上约
等于有效排气速度的 1／ lO。
efv
ev ev
0.1s efIv?
动量交换,改变安装在航天器上的高速旋转刚体的
动量矩, 从而产生与刚体动量矩变化率成正比的控制力
矩, 作用于航天器上使其动量矩相应变化 。
实现这种动量交换的装置称为 飞轮或飞轮执行机构,
飞轮执行机构只能用于航天器的姿态控制 。
根据飞轮的结构特点和产生控制作用的形式可以分
为 惯性轮, 控制力矩陀螺和框架动量轮 三种, 其中惯性
轮又分为反作用轮和动量轮两种 。
4.2.2 飞轮
当飞轮的支承与航天器固连时, 飞轮动量矩方向相
对于航天器本体坐标系 Oxyz不变, 但飞轮的转速可以变
化, 这种工作方式的飞轮通常称为 惯性轮 。
其中如果飞轮的转速可以正负改变, 且平均动量矩
为零, 则称为 反作用轮 。
如果飞轮的平均动量矩是一个不为零的常值 —— 偏
置值, 也就是说飞轮储存了一个较大的动量矩, 飞轮的
转速可以相对于偏置值有一定的变化, 从而产生控制力
矩 。 具有这种特点的飞轮称为 动量轮或偏置动量轮 。
如果把恒速旋转的轮子装在框架上, 而框架又可以
相对于航天器本体转动, 即框架角变化, 那么就得到了
动量矩的大小恒定不变而方向可变的飞轮, 这种飞轮称
为 控制力矩陀螺 。
根据支承轮子的框架数量的不同, 控制力矩陀螺分
为 单框架控制力矩陀螺和双框架控制力矩陀螺 两种 。 前
者动量矩的方向变化在一个平面内, 后者则可在三维空
间任意改变 。
如果在控制力矩陀螺的基础上, 轮子旋转的速度也
可变化, 即动量矩的大小和方向均可变, 这种飞轮称为
框架动量轮, 也有单框架和双框架之分 。
飞轮
4.2.3 磁力矩器等其他执行机构
航天器的执行机构除了推力器和飞轮两类主要执行机构
以外, 还有其他形式的执行机构 。 它们利用磁场, 引力场等
环境场与航天器相互作用产生力矩, 实现对姿态的控制, 例
如 磁力矩, 重力梯度力矩, 太阳辐射力矩 和 气动力矩 等 。 这
些力矩一般都比较小, 而且与运行轨道高度, 航天器结构和
姿态等因素有关 。
其中磁力矩器是最常见的一种 。
航天器的磁特性和环境磁场相互作用可产生磁力矩,
其大小为 ( 为航天器磁矩, 为环境磁场强度 )。
当两者互相垂直时, 磁力矩最大；当两者相互平行时, 磁
力矩为零 。
对地球轨道航天器来说, 只要航天器存在磁矩, 磁力
矩总是存在的 。
若不把它作为控制力矩使用, 就成为扰动力矩 。
航天器上安装的通电线圈就是最简单的磁力矩器, 通
电线圈产生的磁矩与地球磁场相互作用就可产生控制力矩,
实现姿态控制 。
M P B?? P B
利用环境场产生控制力矩, 最常用的除了磁力矩以
外, 还有重力梯度力矩等 。
磁力矩 与轨道高度的 3次方成反比, 轨道高度越低,
磁力矩越大 。 所以磁力矩作为控制力矩比较适用于 低轨
道 航天器 。
重力梯度力矩 适用于 中高度轨道 航天器 。
太阳辐射力矩 适用于同步轨道卫星等 高轨道 航天器 。
气动力矩 也适用于 低轨道 。
但是最后两种力矩较少用来作为控制力矩 。 利用环
境力矩产生控制力矩的装置可称为 环境型执行机构 。
对于航天器控制所采用的执行机构而言, 高可靠性,
长寿命, 高精度 是其基本要求, 直接关系到控制系统的
寿命和精度 。
在以上介绍的几种执行机构中, 飞轮, 推力器, 磁
力矩器和重力梯度力矩执行机构是最常用的 。
飞轮和推力器控制精度较高, 环境型执行机构的控
制精度较低, 所以飞轮和推力器成为航天器控制主要的
执行机构 。
此外，执行机构输出的力矩范围、工质能量的消耗
量也是执行机构选用所必须考虑的重要方面。
控制执行机构小结
海盗一号探测器视频资料
控制器的功能是由模拟
逻辑或数字计算机实现控制
规律或控制对策, 把星上敏
感器和执行机构联接起来,
从而完成对航天器的控制任
务 。
由于数字计算机技术发
展迅速, 为了满足对控制系
统提出的新要求, 采用星载
控制计算机的航天器已经越
来越多了 。
4.3 控制器 — 星载控制计算机
(1)满足航天器基本要求, 例如质量轻, 体积小, 功
耗低等特点；
(2)适合在空间环境长期工作, 例如轨道环境辐射和
真空条件与温度变化；
(3)具有冗余结构和故障检测, 故障处理与修复等功
能的高可靠性要求；
(4)实现结构和接口上的模块化, 标准化, 便于在轨
更换和升级 。
航天器对星载计算机有着更高的要求，它们必须要：
在星载计算机控制的模式上, 根据航天器飞行特点
和控制任务要求不同, 目前主要采用 集中控制或分散控
制 。
集中控制 适合采用高可靠性的大型中央处理机, 而
分散控制 最大的优点是将系统的复杂性从系统级的范围
变为分系统级, 使系统简化 。
我国在航天器控制模式的研究方面也取得了重要进
展, 特别是针对多体复合型大型航天器, 如空间站等,
提出了协同控制的思想和模式 。 无论采用哪一种控制模
式, 都有赖于目前计算机技术的水平, 而当今计算机技
术的飞速发展, 也必定为航天器控制开辟更广阔的空间 。
4.4.1 姿态控制的方式
航天器的姿态控制方式很多, 按照控制力矩来源分
类, 一般可分为 被动式 和 主动式 两种基本类型 。 这两种
方式相互组合, 又可分出 半被动, 半主动 以及 混合 等三
种类型 。 在此, 主要介绍被动式和主动式两种基本类型 。
4.4 姿态控制系统的任务与分类
1．被动式
被动控制系统是用自然环境力矩源或物理力矩源,
如自旋、重力梯度、地磁场、太阳辐射力矩或气动力
矩等以及它们之间的组合来控制航天器的姿态。
这种系统不需要能源，也不需要姿态敏感器和控
制逻辑线路。
自旋稳定 是被动控制中最简单的方法 。 它的原理是
利用航天器绕自旋轴旋转所获得的陀螺定轴性, 使航天
器的自旋轴方向在惯性空问定向, 但是它不具有控制自
旋速度及再定向或使自旋轴进动的能力 。
环境力矩稳定 是另一类重要的航天器被动控制方式 。
气动力, 重力梯度力, 磁力和太阳辐射压力对航天器质
心之矩, 都是潜在的控制力矩源 。 选择适当的轨道高度,
设计一定的结构形状, 使得作为控制力矩的环境力矩的
值远大于其余的环境力矩的值, 则可组成相应的姿态稳
定系统 。
2,主动式
航天器主动式姿态控制系
统的控制力矩来自于航天器上
的能源, 它属于闭环控制系统 。
这类姿态控制系统主要有三种 。
(1)以飞轮执行机构为主的
三轴姿态控制系统,它利用各
种飞轮储存动量矩, 通过动量
交换实现航天器的姿态控制,
所以也称为 动量矩控制 。
欧洲第一颗实用气象卫星
(2)喷气三轴姿态控制,利用各种推力器 (即喷气执行
机构 )为执行机构，从航天器本体向外喷射质量，产生控
制力矩。在本体坐标系三个轴方向上均安装推力器，就可
以实现对航天器三个轴的姿态控制。
(3)地磁力矩器控制系统,它是根据载流线圈在地球
磁场作用下产生偏转力矩的原理来设计的。如果在航天器
的三个主轴上都安装有这样的线圈，则可以通过控制各线
圈上的电流来获得所需要的控制力矩的大小与方向。
中
巴
资
源
卫
星
3,自旋稳定方式与三轴稳定方式
姿态控制方式若就航天器在运行中是否旋转, 可分
为 自旋稳定 和 三轴稳定 两大类 。
自旋航天器在外形上要求较严格, 指向精度也较低；
三轴稳定则突破了对航天器外形的限制, 因为星体
不旋转, 可以安装大型的附件 。 三轴稳定航天器由于采
用了星上计算机和高精度的姿态敏感器, 提高了指向精
度, 但它的动量矩比自旋稳定航天器小, 受到干扰力矩
时, 容易发生姿态偏转 。
当前, 三轴稳定方式并没有完全取代自旋稳定方式,
两种方式都会得到使用 。
4.4.2 姿态控制方式的比较
自旋稳定系统和环境力矩稳定系统不需要消耗星上
能源，且不具有机动能力，因此称为 无源系统或被动控
制系统 。
其余系统是由星上携带的控制力矩产生器作执行机
构，需要消耗星上能源，且又具有机动能力，因此称为
有源系统或主动控制系统 。
各种航天器通常根据其任务的需要选择合适的控制
系统。对复杂结构航天器，通常由若干分体组成，每个
分体各有相对独立的控制系统，这种系统称为 多体控制
系统,也称 混合控制系统 。
航天器姿态控制系统的组成与分类
4.1姿态敏感器
4.2执行机构
4.3控制器 — 星载控制计算机
4.4姿态控制系统的任务与分类
航天器控制分为轨道控制与姿态控制两方面, 而航
天器控制系统在原理上和其他工程控制系统基本上是一
样的, 完成三个最基本的过程,敏感测量, 信号处理和
执行过程 。 其结构如图 4.1所示, 仍然是由 敏感器, 控制
器和执行机构 三大部分组成 。 敏感器用以测量某些绝对
的或相对的物理量, 执行机构起控制作用, 驱动动力装
置产生控制信号所要求的运动, 控制器则担负起信号处
理的任务 。 人们把这三部分统称为 控制硬件, 而把完成
测量和控制任务所需的算法称为 软件 。
第四章
航天器姿态控制系统的组成与分类
姿态就是航天器在空间的方
位, 而姿态敏感器用来测量航天
器本体坐标系相对于某个基准坐
标系的相对角位置和角速度, 以
确定航天器的姿态 。 要完全确定
一个航天器的姿态, 需要 3个轴
的角度信息 。 由于从一个方位基
准最多只能得到两个轴的角度信
息, 为此要确定航天器的三轴姿
态至少要有两个方位基准 。
4.1 姿态敏感器
美国哈勃太空望远镜
姿态敏感器按不同的基准方位, 可分为下列 5类 。
(1)以地球为基准方位：红外地平仪, 地球反照敏感
器；
(2)以天体为基准方位：太阳敏感器, 星敏感器；
(3)以惯性空间为基准方位：陀螺, 加速度计；
(4)以地面站为基准方位：射频敏感器；
(5)其他：例如磁强计 (以地磁场为基准方位 )，陆
标敏感器 (以地貌为基准方位 )。
敏感器由测量变换器和信号处理线路两部分组成,
姿态敏感器按不同方式的测量变换器可分为下列 4种 。
(1)光学敏感器：太阳敏感器, 红外地平仪, 星敏感
器, 地球反照敏感器等；
(2)惯性敏感器：陀螺, 加速度计；
(3)无线电敏感器：射频敏感器；
(4)其他：磁强计 。
下面介绍最常用的 7种姿态敏感器：太阳敏感器, 红
外地平仪, 星敏感器, 陀螺, 加速度计, 磁强计和射频
敏感器 。
4.1.1 太阳敏感器
太阳敏感器是通过对太阳辐射的敏感来测量太阳视
线与航天器某一体轴之间夹角的敏感器 。
太阳敏感器之所以有这样广泛的通用性是因为,
1.在大多数应用场合, 可以把太阳近似看作是点光
源, 因此就可简化敏感器的设计和姿态确定的算法；
2.太阳光源很强, 从而使敏感器结构简单, 其功率
要求也很小；
3.太阳敏感器的视场很大, 可以从几分 × 几分到
128。 × 128。, 而分辨率可以从几度到几角秒 。
太阳敏感器具有 3种基本类型：模拟式, 数字式和太
阳指示器 。 经常使用的为模拟式和数字式两种 。
1．模拟式太阳敏感器
模拟式太阳敏感器的输出信号为模拟量, 其大小和符号
是太阳光入射角的连续函数 。 模拟式太阳敏感器通常又
叫做 余弦检测器, 这是因为硅太阳电池输出电流与太阳
光入射角成正弦规律变化 。
模拟式太阳敏感器工作原理
模拟式太阳敏感器视场在几十度时，精度可达到 ；
当视场很小，仅为 ～ 时，精度可达到秒级。
0.5o
1o 2o
单轴模拟式太阳敏感器,
只能测量航天器相对于太阳光线的一个姿态角
两轴模拟式太阳敏感器,
同时获得航天器相对于太阳光线的两个姿态角
图 4.3 两轴模拟式太阳敏感器
数字式太阳敏感器的
输出信号是与太阳入射角
相关的以编码形式出现的
离散函数 。 在结构上, 它
主要由狭缝, 码盘, 光敏
元件阵列, 放大器和缓冲
寄存器组成,
光敏元件阵列是由一
排相互平行且独立的光电
池条组成, 其数量决定了
太阳敏感器输出编码的位
数, 从而在一定程度上影
响到敏感器的分辨率 。
2．数字式太阳敏感器
3,其他太阳敏感器
太阳指示器也称为太阳出
现探测器 。 当太阳出现在敏感
器视场内, 并且信号超过门限
值时, 表示见到了太阳, 输出
为 1；当信号低于门限值时,
输出为 O,表示没见到太阳 。
这种敏感器一般用来作保护器,
例如保护红外地平仪免受太阳
光的影响 。
4.1.2 红外地平仪
红外地平仪就是利用地球自身的红外辐射来测量航
天器相对于当地垂线或者当地地平方位的姿态敏感器，
简称地平仪。
目前红外地平仪主要有 3种形式,地平穿越式, 边
界跟踪式 和 辐射热平衡式 。
其中地平穿越式地平仪扫描视场大，其余两种地
平仪的工作视场较小，只能适用于小范围的姿态测量，
但精度较高,
下面分别介绍这 3种红外地平仪的基本工作原理。
地平穿越式地平仪的视场相对于地球作扫描运动 。 当
视场穿越地平线时, 也就是说扫到地球和空间交界时, 地
平仪接收到的红外辐射能量发生跃变, 经过热敏元件探测
器把这种辐射能量的跃变转变成电信号, 形成地球波形 。
然后通过放大和处理电路, 把它转变成为前后沿脉冲 。 最
后通过计算电路, 把前后沿脉冲与姿态基准信号进行比较,
得出姿态角信息, 也就是滚动角或俯仰角 。
图 4,5所示为地平穿越式地球敏感器工作原理图 。
1．地平穿越式地平仪
穿越式地平仪常见有两种形式：
圆锥扫描地平仪 和 自旋扫描地平仪 。
前者依靠地平仪的扫描机构, 后者依靠航天器旋转 (例如
自旋卫星 )。
自旋扫描红外地平仪（虚拟现实演示）
2．边界跟踪式地平仪
该敏感器具有一个反馈伺服机构, 它使视场跟踪地平
线, 同时给出相对于不运动部分的方位角, 这个方位角
与航天器姿态角成正比 。 边界跟踪式地平仪的精度可达
,但视场较小, 约为 ～, 因此只能工作在较
窄的姿态范围内 。
另外, 这种地平仪的工作还会受到大气成分, 温度
的不规则变化, 日出日落的光照条件变化的影响 。
0.025o 5o 11o
边
界
跟
踪
式
地
平
仪
虚
拟
现
实
演
示
3,辐射热平衡式地平仪
辐射热平衡式地平仪具有多个视场, 一般有等间隔对称
分布的 4个 (见图 4,9(a))或 8个视场 (见图 4,9(b))。 每个
视场分别接收来自地球不同部分的红外辐射, 通过对每个视
场接收到的不同红外辐射能量进行分析而得出航天器姿态 。
由于这种地平仪不需要扫描机构, 所以又称为 静态红外
地平仪 。
4.1.3 星敏感器
星敏感器是以某一颗亮度高于 +2可见星等的恒星为基准,
测量其相对于航天器的角位置, 并同星历表中该星的角位置
参数进行比较, 来确定航天器的姿态 。 也即通过对恒星星光
的敏感来测量航天器的某一个基准轴与该恒星视线之间的夹
角 。 由于恒星张角非常小 ( ～ ),因此星敏感器的
测量精度很高 。
0.04?? 0.005??
星敏感器分 星图仪 和 星跟踪器 两种类型，星跟踪器又可
分为 框架式 和 固定式 两种形式。
(1)星图仪,又称星扫描器。一般都是狭缝式，用
在自旋卫星上，利用星体的旋转来搜索和捕获目标恒星。
(2)框架式星跟踪器,是把敏感头装在可转动的框
架上，且通过旋转框架来搜索和捕获目标。
(3)固定式星跟踪器,这种跟踪器的敏感头相对航
天器固定，在一定的视场内具有搜索和跟踪能力，例如
采用析像管电子扫描和 CCD器件成像。
1．狭缝式星敏感器
这种星敏感器利用航天器自旋对天体进行扫描 。 当
星光通过光学系统到达并穿过位于焦平面上的狭缝码盘
时, 星光就被检测敏感到 。 若信号超过设置的门限位,
电子装置便产生一个脉冲来表示星的出现 。 在焦平面码
盘上的狭缝如图 4.10(b)所示, 测量星光通过第一条狭缝
的时间和经过两个狭缝之间的时间然后结合星历表和航
天器的自旋速度, 计算得出姿态信息 。
CCD星敏感器采用电荷耦合器件图像列阵作为检测器,
电荷耦合器具有垂直和水平像素 。 CCD星敏感器与其他星
敏感器相比较具有非常突出的优点 。
它能够同时跟踪多颗星, 对磁场不敏感, 精度得到
改善 。
CCD星敏感器被认为是最有发展前途的星敏感器, 我
国目前也正在积极地发展这一技术 。
2,CCD星敏感器
陀螺是利用一个高速旋转的质量来敏感其自旋轴在
惯性空间定向的变化 。
陀螺具有两大特性, 即 定轴性 和 进动性 。
定轴性 就是当陀螺不受外力矩作用时, 陀螺旋转轴
相对于惯性空间保持方向不变；
进动性 就是当陀螺受到外力矩作用时, 陀螺旋转轴
将沿最短的途径趋向于外力矩矢量, 进动角速度正比于
外力矩大小 。
4.1.4 陀螺
1．二自由度陀螺
图 4.11表示一个二自由度陀螺 (含转子的一个自转自
由度 )的几何结构 。 基于陀螺进动性, 由图可知, 若转子
被迫以某个角速度绕输入轴转动, 则绕输出轴 (框架 )就
会出现一个力矩 。 同时在输出轴也装有一个平衡弹簧,
从而这个力矩使输出轴转动一个角度, 这个输出角度正
比于这个力矩, 也就是正比于输入轴的角速度 。
2,三自由度陀螺
图 4,11所示的二自由度陀螺的陀螺旋转轴只有一个
框架支承 。 若将此框架视作 内环, 图中所标的, 骨架 (外
壳 )”不与航天器固连, 而形成一个框架, 称为 外环, 那
么该陀螺的转轴就由两个框架支承, 即为三自由度陀螺 。
三自由度陀螺利用定轴性工作, 用来测量姿态角, 通常
也称它为 位置陀螺 。
4.1.5 加速度计
加速度计是用于测量航天器上加速度计安装点的绝对
加速度沿加速度计输入轴分量的惯性敏感器 。 虽然目前加
速度计没有广泛用于航天器的姿态稳定和控制, 但它是航
天器导航系统中重要的器件 。
加速度计的种类很多, 有 陀螺加速度计, 摆式加速度
计, 振动加速度计, 石英加速度计 等 。
4.1.6 磁强计
磁强计是以地球磁场为基准, 测量航天器姿态的敏
感器 。 磁强计本身是用来测量空间环境中磁场强度的 。
由于地球周围每一点的磁场强度都可以由地球磁场模型
事先确定, 因此利用航天器上的磁强计测得的信息与之
对比便可以确定出航天器相对于地球磁场的姿态 。
磁敏感器根据工作原理不同可以分为 感应式磁强计
和 量子磁强计 两种。
目前应用较多的是感应式磁强计, 它是建立在法拉
第磁感应定律的基础上的 。 感应式磁强计分为搜索线圈
式磁强计和磁通门磁强计两种类型 。
4.1.7 射频敏感器
射频敏感器确定航天器姿态的原理是基于对航天器
天线轴与无线电波瞄准线之间夹角的测量 。 目前大多采
用两种射频敏感器, 即 单脉冲比相 (干涉仪式 )和 比辐式 。
单脉冲比相干涉仪是由光的干涉原理引伸而来, 至
少要采用两个接收天线, 其间矩为 d,称为基线长度, 如
图 4,14所示 。 当天线与地面距离比基线长度 d大得多时,
有如下关系式：
(4,2)
式中, 为两个天线接收电波的相位差, A为波长 。 由式
(4·2)可见, 是预先确定的, 因此只要测出两个天线
接收信号的相位差, 便可确定方向角 。 同样, 如果
在一基线的垂直方向增加另一套相同的设备, 就可以测
出另一个方向角 。
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单脉冲比幅方法需要形成两个互相叠交的天线方向
图, 当目标与天线轴不重合 (成 角 )时 (见图 4,15)，
下面的方向图收到的信号 将大于上面的方向图收到的
信号 。 两个信号的振幅差表示目标与天线轴之间夹角,
而振幅差的符号则表示偏离的方向 。 当目标与天线轴重
合时, 由上, 下方向图收到的信号振幅相等, 其差值就
等于零 。
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1E
2E
在实际的航天器姿态控制系统中, 各种敏感器单独使
用一般是不能满足要求的, 需要多种多个姿态敏感器组
合使用, 形成一个姿态测量系统 。 原因主要有三方面：
一, 相对于同一基准最多只能获得两个姿态角；
二, 各种敏感器均存在条件限制；
三, 航天器的长寿命工作特点要求敏感器可靠地长
时间提供高精度姿态信息, 所以姿态敏感器的冗余便成
为必须考虑的重要问题 。
姿态敏感器小结
哥伦比亚航天飞机视频资料
4.2.1 推力器
推力器是目前航天器控制使用最广泛的执行机构之
一 。 它根据牛顿第二定律, 利用质射排出, 产生反作用
推力, 这也正是这种装置被称为推力器或喷气执行机构
的原因 。 当推安装使得推力方向通过航天器质心, 则成
为轨道控制执行机构；而当推力方向不过质心, 则必然
产生相对航天器质心的力矩, 成为姿态控制执行机构 。
根据产生推力所需能源的形式不同, 质量排出型推
力器可以分为 冷气推力器, 热气推力器 和 电推力器 。
4.2 执行机构
根据牛顿第二定律可推导出推力器真空中的推力公
式为
(4,3)
式中, 为单位时间的工质排出量, 即秒耗量； 为
相对于航天器的排气速度； 为推力器喷嘴出口截面积；
为推力器喷嘴出口处的射流压力 。
若将推力公式写为另一形式
(4,4)
式中 称为推力器的有效排气速度,
它是把动量推力和压力推力在计算上统一起来的一个相
当速度 。 为获得一定推力, 若有效排气速度增大, 则喷
射物质的秒耗量就可以降低 。
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eS ep
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推力器的另一个重要性能指标就是 比推力, 即 推力
器推力与工质的重量秒耗量之比, 它相当于推力器每消
耗单位质量工质所产生的推力 。 比推力与比冲的定义基
本上是等价的 。 其计算式为
式中, 为航天器所在轨道处的重力加速度 。
00
ef
s
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m g g??&
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分析式 (4,5)可以得出结论：
(1)比推力越大, 产生一定推力所需的工质重量秒耗
量就越少；或者说, 当工质流量一定时, 比推力越大, 所
产生的推力就越大 。
(2)比推力完全取决于有效排气速度 。 有效排气速
度中的主要因素是, 而 主要取决于喷射物质所含能量
的高低 。
(3)对于给定的推力器来说, 比推力的高度特性即比
推力随高度而变化的程度, 与推力的变化大体相当 。
(4)由式 (4,5)知,, 即比推力在数值上约
等于有效排气速度的 1／ lO。
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ev ev
0.1s efIv?
动量交换,改变安装在航天器上的高速旋转刚体的
动量矩, 从而产生与刚体动量矩变化率成正比的控制力
矩, 作用于航天器上使其动量矩相应变化 。
实现这种动量交换的装置称为 飞轮或飞轮执行机构,
飞轮执行机构只能用于航天器的姿态控制 。
根据飞轮的结构特点和产生控制作用的形式可以分
为 惯性轮, 控制力矩陀螺和框架动量轮 三种, 其中惯性
轮又分为反作用轮和动量轮两种 。
4.2.2 飞轮
当飞轮的支承与航天器固连时, 飞轮动量矩方向相
对于航天器本体坐标系 Oxyz不变, 但飞轮的转速可以变
化, 这种工作方式的飞轮通常称为 惯性轮 。
其中如果飞轮的转速可以正负改变, 且平均动量矩
为零, 则称为 反作用轮 。
如果飞轮的平均动量矩是一个不为零的常值 —— 偏
置值, 也就是说飞轮储存了一个较大的动量矩, 飞轮的
转速可以相对于偏置值有一定的变化, 从而产生控制力
矩 。 具有这种特点的飞轮称为 动量轮或偏置动量轮 。
如果把恒速旋转的轮子装在框架上, 而框架又可以
相对于航天器本体转动, 即框架角变化, 那么就得到了
动量矩的大小恒定不变而方向可变的飞轮, 这种飞轮称
为 控制力矩陀螺 。
根据支承轮子的框架数量的不同, 控制力矩陀螺分
为 单框架控制力矩陀螺和双框架控制力矩陀螺 两种 。 前
者动量矩的方向变化在一个平面内, 后者则可在三维空
间任意改变 。
如果在控制力矩陀螺的基础上, 轮子旋转的速度也
可变化, 即动量矩的大小和方向均可变, 这种飞轮称为
框架动量轮, 也有单框架和双框架之分 。
飞轮
4.2.3 磁力矩器等其他执行机构
航天器的执行机构除了推力器和飞轮两类主要执行机构
以外, 还有其他形式的执行机构 。 它们利用磁场, 引力场等
环境场与航天器相互作用产生力矩, 实现对姿态的控制, 例
如 磁力矩, 重力梯度力矩, 太阳辐射力矩 和 气动力矩 等 。 这
些力矩一般都比较小, 而且与运行轨道高度, 航天器结构和
姿态等因素有关 。
其中磁力矩器是最常见的一种 。
航天器的磁特性和环境磁场相互作用可产生磁力矩,
其大小为 ( 为航天器磁矩, 为环境磁场强度 )。
当两者互相垂直时, 磁力矩最大；当两者相互平行时, 磁
力矩为零 。
对地球轨道航天器来说, 只要航天器存在磁矩, 磁力
矩总是存在的 。
若不把它作为控制力矩使用, 就成为扰动力矩 。
航天器上安装的通电线圈就是最简单的磁力矩器, 通
电线圈产生的磁矩与地球磁场相互作用就可产生控制力矩,
实现姿态控制 。
M P B?? P B
利用环境场产生控制力矩, 最常用的除了磁力矩以
外, 还有重力梯度力矩等 。
磁力矩 与轨道高度的 3次方成反比, 轨道高度越低,
磁力矩越大 。 所以磁力矩作为控制力矩比较适用于 低轨
道 航天器 。
重力梯度力矩 适用于 中高度轨道 航天器 。
太阳辐射力矩 适用于同步轨道卫星等 高轨道 航天器 。
气动力矩 也适用于 低轨道 。
但是最后两种力矩较少用来作为控制力矩 。 利用环
境力矩产生控制力矩的装置可称为 环境型执行机构 。
对于航天器控制所采用的执行机构而言, 高可靠性,
长寿命, 高精度 是其基本要求, 直接关系到控制系统的
寿命和精度 。
在以上介绍的几种执行机构中, 飞轮, 推力器, 磁
力矩器和重力梯度力矩执行机构是最常用的 。
飞轮和推力器控制精度较高, 环境型执行机构的控
制精度较低, 所以飞轮和推力器成为航天器控制主要的
执行机构 。
此外，执行机构输出的力矩范围、工质能量的消耗
量也是执行机构选用所必须考虑的重要方面。
控制执行机构小结
海盗一号探测器视频资料
控制器的功能是由模拟
逻辑或数字计算机实现控制
规律或控制对策, 把星上敏
感器和执行机构联接起来,
从而完成对航天器的控制任
务 。
由于数字计算机技术发
展迅速, 为了满足对控制系
统提出的新要求, 采用星载
控制计算机的航天器已经越
来越多了 。
4.3 控制器 — 星载控制计算机
(1)满足航天器基本要求, 例如质量轻, 体积小, 功
耗低等特点；
(2)适合在空间环境长期工作, 例如轨道环境辐射和
真空条件与温度变化；
(3)具有冗余结构和故障检测, 故障处理与修复等功
能的高可靠性要求；
(4)实现结构和接口上的模块化, 标准化, 便于在轨
更换和升级 。
航天器对星载计算机有着更高的要求，它们必须要：
在星载计算机控制的模式上, 根据航天器飞行特点
和控制任务要求不同, 目前主要采用 集中控制或分散控
制 。
集中控制 适合采用高可靠性的大型中央处理机, 而
分散控制 最大的优点是将系统的复杂性从系统级的范围
变为分系统级, 使系统简化 。
我国在航天器控制模式的研究方面也取得了重要进
展, 特别是针对多体复合型大型航天器, 如空间站等,
提出了协同控制的思想和模式 。 无论采用哪一种控制模
式, 都有赖于目前计算机技术的水平, 而当今计算机技
术的飞速发展, 也必定为航天器控制开辟更广阔的空间 。
4.4.1 姿态控制的方式
航天器的姿态控制方式很多, 按照控制力矩来源分
类, 一般可分为 被动式 和 主动式 两种基本类型 。 这两种
方式相互组合, 又可分出 半被动, 半主动 以及 混合 等三
种类型 。 在此, 主要介绍被动式和主动式两种基本类型 。
4.4 姿态控制系统的任务与分类
1．被动式
被动控制系统是用自然环境力矩源或物理力矩源,
如自旋、重力梯度、地磁场、太阳辐射力矩或气动力
矩等以及它们之间的组合来控制航天器的姿态。
这种系统不需要能源，也不需要姿态敏感器和控
制逻辑线路。
自旋稳定 是被动控制中最简单的方法 。 它的原理是
利用航天器绕自旋轴旋转所获得的陀螺定轴性, 使航天
器的自旋轴方向在惯性空问定向, 但是它不具有控制自
旋速度及再定向或使自旋轴进动的能力 。
环境力矩稳定 是另一类重要的航天器被动控制方式 。
气动力, 重力梯度力, 磁力和太阳辐射压力对航天器质
心之矩, 都是潜在的控制力矩源 。 选择适当的轨道高度,
设计一定的结构形状, 使得作为控制力矩的环境力矩的
值远大于其余的环境力矩的值, 则可组成相应的姿态稳
定系统 。
2,主动式
航天器主动式姿态控制系
统的控制力矩来自于航天器上
的能源, 它属于闭环控制系统 。
这类姿态控制系统主要有三种 。
(1)以飞轮执行机构为主的
三轴姿态控制系统,它利用各
种飞轮储存动量矩, 通过动量
交换实现航天器的姿态控制,
所以也称为 动量矩控制 。
欧洲第一颗实用气象卫星
(2)喷气三轴姿态控制,利用各种推力器 (即喷气执行
机构 )为执行机构，从航天器本体向外喷射质量，产生控
制力矩。在本体坐标系三个轴方向上均安装推力器，就可
以实现对航天器三个轴的姿态控制。
(3)地磁力矩器控制系统,它是根据载流线圈在地球
磁场作用下产生偏转力矩的原理来设计的。如果在航天器
的三个主轴上都安装有这样的线圈，则可以通过控制各线
圈上的电流来获得所需要的控制力矩的大小与方向。
中
巴
资
源
卫
星
3,自旋稳定方式与三轴稳定方式
姿态控制方式若就航天器在运行中是否旋转, 可分
为 自旋稳定 和 三轴稳定 两大类 。
自旋航天器在外形上要求较严格, 指向精度也较低；
三轴稳定则突破了对航天器外形的限制, 因为星体
不旋转, 可以安装大型的附件 。 三轴稳定航天器由于采
用了星上计算机和高精度的姿态敏感器, 提高了指向精
度, 但它的动量矩比自旋稳定航天器小, 受到干扰力矩
时, 容易发生姿态偏转 。
当前, 三轴稳定方式并没有完全取代自旋稳定方式,
两种方式都会得到使用 。
4.4.2 姿态控制方式的比较
自旋稳定系统和环境力矩稳定系统不需要消耗星上
能源，且不具有机动能力，因此称为 无源系统或被动控
制系统 。
其余系统是由星上携带的控制力矩产生器作执行机
构，需要消耗星上能源，且又具有机动能力，因此称为
有源系统或主动控制系统 。
各种航天器通常根据其任务的需要选择合适的控制
系统。对复杂结构航天器，通常由若干分体组成，每个
分体各有相对独立的控制系统，这种系统称为 多体控制
系统,也称 混合控制系统 。
