则由上式得△H=0。这表明若采用连续喷气,则 其结果是自旋动量矩不发生改变,自旋卫星的姿态在理 论上是固定不变的。实际上可能出现摆动,这样不能达 到自旋轴进动的目的。 若推力器工作是脉冲式的,即△T→0,则动量矩的增 量为 △H=M△T 动量矩沿直线从跃变地进动到H,。 由此可以明白,要想将自旋卫星自旋轴机动到所要 求的刀同, 为器工作方式只能是断续的。通过适 当地选择喷气推力器工作的相位,可以决定控制力矩 在空间中的方向;通过适当地选择喷气持续时间和喷气 次数,可以决定控制冲量的大小。据此可以将航天器的 自旋动量矩矢量机动到任意方向
则由上式得 。这表明若采用连续喷气，则 其结果是自旋动量矩不发生改变，自旋卫星的姿态在理 论上是固定不变的。实际上可能出现摆动，这样不能达 到自旋轴进动的目的。 若推力器工作是脉冲式的，即 ，则动量矩的增 量为 动量矩沿直线从 跃变地进动到 。 由此可以明白，要想将自旋卫星自旋轴机动到所要 求的方向，星上推力器工作方式只能是断续的。通过适 当地选择喷气推力器工作的相位角，可以决定控制力矩 在空间中的方向；通过适当地选择喷气持续时间和喷气 次数，可以决定控制冲量的大小。据此可以将航天器的 自旋动量矩矢量机动到任意方向。 T →0 H = 0 H = Mc T H0 H1 (7.2)
按照自旋卫星姿态机动过程中自旋轴在天球上描绘 的轨迹,如由OA方向机动到OA方向,目前可主要 分为两种:一种是大圆弧轨迹,另一种是等倾角线轨迹 假定喷气冲量很小,姿态机动过程中自旋轴与动量矩矢 量基本一致,于是确定推力器喷气的相位就成为主要问 题。 (1)大圆弧轨迹:若要求自旋轴在天球上描绘的轨迹 是大圆弧AAA,那么自旋轴必须在同一平面内从初始 方向OA机动到目标方向OA,所以每次喷气产生的横 此平面内,即推力器喷气的相位相对 于空间惯性坐标系是固定的。头际计算喷气相位的参考 基准只能由星上的姿态敏感器给出,例如在自旋一周中 太阳或地球敏感器扫过太阳或地球时输出的脉冲,因此 推力器喷气的相位相对于本体坐标系是变化的。在以太 阳为北极的天球上,如图7.2所示,太阳敏感器的视场
按照自旋卫星姿态机动过程中自旋轴在天球上描绘 的轨迹，如由 方向机动到 方向，目前可主要 分为两种：一种是大圆弧轨迹，另一种是等倾角线轨迹。 假定喷气冲量很小，姿态机动过程中自旋轴与动量矩矢 量基本一致，于是确定推力器喷气的相位就成为主要问 题。 (1)大圆弧轨迹：若要求自旋轴在天球上描绘的轨迹 是大圆弧 ，那么自旋轴必须在同一平面内从初始 方向 机动到目标方向 ，所以每次喷气产生的横 向控制力矩必须在此平面内，即推力器喷气的相位相对 于空间惯性坐标系是固定的。实际计算喷气相位的参考 基准只能由星上的姿态敏感器给出，例如在自旋一周中 太阳或地球敏感器扫过太阳或地球时输出的脉冲，因此 推力器喷气的相位相对于本体坐标系是变化的。在以太 阳为北极的天球上，如图7.2所示，太阳敏感器的视场 → OA0 → OAF A0 AAF → OAF → OA0
穿过经度平面OSA的时刻为计算喷气相位的基准, 控制力矩应在OAA平面内,那么这两个平面之间的夹 角B即为推力器的喷气相位角。为了确定该喷气相位角, 不仅需要自旋轴初始方向、目标方向和太阳方向的信息, 还需自旋轴方向的实时信息,并且喷气相位不是固定的, 与姿态方向有关,每次喷气前都须重新计算相位角。大 圆弧轨迹的优点是自旋轴机动的路径最短,耗费的燃料 最少。 (2)等倾角线轨迹:为了便于工程实现,希望每次喷气 体坐标系中是固定的,即每次喷气与自旋同 步。在以太阳为北极的天球图(见图7.3)上,同步脉冲控 制力矩终与自旋轴OA所在的经度面夹同等角度, 机动过程中自旋轴在天球上描绘的轨迹与各经度线
穿过经度平面 的时刻为计算喷气相位的基准， 控制力矩应在 平面内，那么这两个平面之间的夹 角 即为推力器的喷气相位角。为了确定该喷气相位角， 不仅需要自旋轴初始方向、目标方向和太阳方向的信息， 还需自旋轴方向的实时信息，并且喷气相位不是固定的， 与姿态方向有关，每次喷气前都须重新计算相位角。大 圆弧轨迹的优点是自旋轴机动的路径最短，耗费的燃料 最少。 (2)等倾角线轨迹：为了便于工程实现，希望每次喷气 的相位在本体坐标系中是固定的，即每次喷气与自旋同 步。在以太阳为北极的天球图(见图7.3)上，同步脉冲控 制力矩 始终与自旋轴 所在的经度面夹同等角度， 机动过程中自旋轴在天球上描绘的轨迹与各经度线 OSA OA0 AF Mc OA
来同等角度,自旋轴沿等倾角线从初始方向机动 到目标方向OA。因此,这种机动方法产生的轨迹AAA 称为等倾角线轨迹 6 0+d A de y do 图72大圆弧机动轨迹 图73等倾角线机动轨迹
夹同等角度 ，自旋轴沿等倾角线从初始方向 机动 到目标方向 。因此，这种机动方法产生的轨迹 称为等倾角线轨迹。 → → OA0 OAF A0 AAF 图7.2 大圆弧机动轨迹 图7.3 等倾角线机动轨迹
从工程实现的观点来看,等倾角线轨迹机动控制方 法比大圆弧轨迹机动控制方法简单,容易实现。根据分 析计算表明,在自旋轴机动范围比较小的情况下,大圆 弧法与等倾角法所消耗燃料基本相等。另外在下列两种 状态下,大圆弧法和等倾角法的轨迹是重合的:初始姿 态OA和目标姿态OB都在赤道平面,此时等倾角为 90°;或者初始姿态OA和目标姿态OB都在子午面上 则等倾角为0°。在实际工程中大都采用等倾角线轨迹机 动方法。 自旋卫星机动的推力器喷气相位由上述两种方法可 以确定,它决 旋轴的机动方向。但机动完成需要 多少时间,则取决于推力器每次喷气的时间和产生的冲 量。由式(7.1)和(7.2)可知,推力器工作的时间即喷 气脉冲宽度应当尽可能短(△T→0),因为越短效率越 高,产生的侧向冲量就越小。但是推力器工作时间过短
从工程实现的观点来看，等倾角线轨迹机动控制方 法比大圆弧轨迹机动控制方法简单，容易实现。根据分 析计算表明，在自旋轴机动范围比较小的情况下，大圆 弧法与等倾角法所消耗燃料基本相等。另外在下列两种 状态下，大圆弧法和等倾角法的轨迹是重合的：初始姿 态 和目标姿态 都在赤道平面，此时等倾角为 90°；或者初始姿态 和目标姿态 都在子午面上， 则等倾角为O° 。在实际工程中大都采用等倾角线轨迹机 动方法。 自旋卫星机动的推力器喷气相位由上述两种方法可 以确定，它决定了自旋轴的机动方向。但机动完成需要 多少时间，则取决于推力器每次喷气的时间和产生的冲 量。由式(7．1)和(7.2)可知，推力器工作的时间即喷 气脉冲宽度应当尽可能短( → O)，因为越短效率越 高，产生的侧向冲量就越小。但是推力器工作时间过短， OA OBOA OB T