簡介
在軌裝配、航天員活動、交會對接以及在軌修復等空間活動對空間站的構型會產生相當大的變化,進而影響空間站的姿態,並且這些活動導致空間站轉動慣量變化速度很快,使得此時的空間站姿態控制異於通常情況下的對地定向,實際中要求空間站進行維持TEA的姿態控制。
姿態不穩定原因
對於載液空間站系統,太空梭或飛船同空間站的對接大系統等,可以用一個充液多體的力學模型來模擬:它是一對彈性鉸接的聯合體,其一是載體(多腔充液系統),而另一個子系統不充液。
研究表明:
(1)加速度越大,則系統的穩定域越小,
(2)晃動使系統穩定域縮小,
(3)在系統穩定邊界上的振型接近於帶有液體晃動的彈性腔體的本徵振型。對於系統的耗合問題,同樣也是應該注意的。
飛行器在軌姿態穩定性控制系統原理
姿態穩定性衛星在軌運行時，由於受到內部和外部干擾力矩的 作用，其姿態會偏離期望值。姿態穩定性控制的任務要求是根據姿態測量系統提供的姿態確定的信息，利用合適的控制規律與執行機構，將星體姿態穩定的控制在期望值附近。在任務過程中，隨著推進劑的消耗，飛行器的質量特性和動力學參數均發生緩慢變化。此外由於軌道控制推力器偏斜及橫移、安裝誤差等原因，軌控推力器可產生較大的干擾力矩，引起大的姿態擾動。
為了達到姿態穩定性控制的目的，需要飛行器姿態控制系統自主辨識任務過程中發生變化的質心、轉動慣量等關鍵參數，修正受質量特性參數影響的控制策略。由於空間條件的限制，所設計的參數辨識算法應儘可能套用星上原有的敏感器和執行機構，避免額外增加其它設備。同時應充分考慮星載計算機的計算性能，既要滿足精度需求，又不能過於複雜，確保星載計算機可在每個指令周期內計算完畢。
