简介定义

空间站是一个运行在太空轨道上的适合于人类活动、并且可以发挥人的能动性进行高效率工作( 如科学试验、探测和生产等) 的场所1。为了确保空间站顺利完成空间任务，需要对空间站的姿态和轨道进行控制，空间站控制是迄今载人飞船和各种应用卫星控制技术中最复杂的一种。控制系统是确保空间站成功发射和长期正常运行的核心组成部分。2

空间站控制系统的主要任务包括三部分内容:

a.轨道控制 ——包括轨道测量、预报和机动。

b.姿态控制— 包括三轴姿态控制, 以及有效载荷的特殊指向控制。

c.交会对接与分离操作— 要 求对由其它来访飞行器的交会对接与分离组成的空间运输任务进行控制和管理。需要综合考虑两个航天器的相对位置和姿态问题。1

特点1.空间站是多体组合，这些组合体的个数又是不固定的。例如空间站在组装初期和末期，其结构就不大一样，某些飞行器与空间站对接执行任务之后，又要与空间站解体。这样，空间站质心位置就可能发生很大变化。变结构、质心大距离偏移是空间站需要重点解决的控制问题。

2.挠性结构。为了减轻空间运输系统的负担和适应空间结构的需要，空间站的很大部分是挠性结构。挠性结构的姿态控制和稳定是当前空间站控制中另一个关键问题。

3.空间站经常需要与另外的飞行器交会对接，这是、涉及到具有多个自由度的两个飞行器的姿态和轨道相互关联的控制问题。

4.空间站是一个高度复杂的人一机系统。空间站控制尽可能实现自动化和使用空间机器人。宇航员对控制空间站仅起监视和督促作用，或者帮助处理和排除故障，完成自动控制和机器人所无法完成的任务。2

研究背景及发展历史从上世纪七十年代前苏联发射第一个空间试验室开始，世界各国已陆续发射上天十几个空间站/空间实验室，空间站是由计算机技术、控制、机械、电子、材料、能源、通信和航天医学等多学科成果协同工作的大型复杂系统，其具有在轨工作时间长、航天员长期驻留、系统构型复杂及具备开展各种类型的空间科学实验能力等特点。我国开展载人航天工程十余年来，相继取得了神舟一号至神舟七号飞行任务的圆满成功，按照国家发展载人航天“三步走"的战略思想，载人航天器在突破空间交会对接技术后，将研制具备航天员长期驻留及进行空间科学实验能力的空间站。

参考国际空间站设计理念及构型特点，空间站是由多航天器、多系统组成，各航天器分阶段发射入轨，且均具备独立控制和自主飞行的能力。入轨后组装成空间站的多种形态组合体，各航天器的功能体系融合到整个空间站的功能体系之中。因此为实现我国未来空间站多构型、长寿命、高可靠性的目标，必然要求多个控制系统具备协同工作的能力，并通过多个控制系统信息体系融合与交互，从而实现设备之间资源共享、故障诊断、信息重组等功能。针对未来空间站多个航天器在轨组装的特点，建立可动态配置及重构的高效控制系统信息体系，是实现多个航天器控制系统之间信息交互必须解决的首要问题。

未来空间站要求控制系统具备实时进行各舱段的姿态和轨道控制任务，并实现多舱段在轨组装后，多控制系统之间具备敏感器资源共享与融合、控制计算机诊断与重构、执行机构共用与重组等功能。这就要求多控制系统之间支持动态配置的同时，控制计算机、敏感器和执行机构之间，信息传输应具有较好的实时性和同步性。3

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:第一种情况是空间站对地球指向稳定，主要为提供与地面通信和传递数据。这种对地指向精度要求为中等水平，一般在1度左右就能满足要求;第二种情况是空间站有效载荷的稳定或者有效载荷在空间站进行有关实验时的稳定，这种姿态稳定精度要求很高。一般以指向精度和姿态跳动量来划分等级。为了满足空间遥感的要求，有时还要求非常高的姿态稳定度，即单位时间姿态指向精度的变化值。

表列出空间站系统姿态指向精度要求和实现方法。

|| || 空间站姿态指向性能

如图是空间站姿态和轨道控制系统原理方块图。控制方式有三种:自动、宇航员手动和地面站遥控。执行机构有各种大小推力的推进器和控制力矩陀螺，以及相应卸载的磁力矩和重力梯度力矩。执行机构产生所需要的控制力和控制力矩。测量系统包括导航和姿态确定。交会对接有专门远程和近程敏感器。整个系统由控制计算机进行信息卡尔曼滤波处理和实现各种控制规律。

空间站交会对接空间站是由航天飞机或其它运载工具多次发射、然后在空间组装的。所以，这些部件要在空间进行交会对接。组装后的空间站还需经常补充供给，以及保持空间站与各种空间平台之间的联系，也需要交会对接。所谓交会是指两个或两个以上的飞行器在轨道上按预定位置和时间相会。所谓对接是指两个飞行器在轨道上相会后在结构上连成一个整体。

从控制观点来说，交会和对接属于空间飞行器轨道和姿态控制范畴，特别是对接，涉及到两个飞行器同时要进行最多具有12个自由度的轨道和姿态自动控制间题，这不仅在技术上，而且在理论上都是相当复杂的。从空间交会和对接各阶段的顺序和相对运动可以看出:会合阶段主要是轨道控制，也就是制导间题。接近阶段大部分的属于近距制导控制，只是在短距离的制导中还要有比较粗的控制，例如要求把两个飞行器对接面的姿态控制在一定方位内，也就是姿态捕获问题。停靠和对接阶段同时要进行小距离高精度的轨道机动和精确姿态控制，这是交会对接中最关键的阶段。

如图表示空间交会和对接控制过程。横坐标表示两个飞行器相对距离，纵坐标表示实现交会对接的控制方法。

交会对接控制有三种方法:

1.地面站通过遥测和遥控对接。这种方式存在两大困难。地面站对轨道上的飞行器能够实现遥测和遥控的时间和轨道弧段是很有限的(除非在空间设有全球数据中继卫星)。另一个困难是，下行遥测、上行遥控和地面计算机处理数据所需要的时间会造成控制回路严重延迟，甚至导致对接失败，

2.宇航员手控操作对接。人在轨道上亲自观察、判别和决策，最后动手操作，这是目前比较成熟的方法，特别是为美国较多采用。但这种方法在载人航天高昂经济代价和保证宇航员安全方面存在一定的技术难度;

3.自主交会对接。一般不载人的空间平台和极轨飞行器需要自主交会对接。这种方法对不载人飞船最为合适。另外自主交会对接由于采用了敏感器和控制器(计算机)，一般都比宇航员反应迅速准确。但是自主交会对接系统比较复杂，而且技术上难度较大。随着计算机和空间机器人的迅速发展，自主交会对接将是今后发展的方向。

根据上述交会对接的测量范围和精度，很难用一种敏感器完成整个交会对接的测量任务。远距离敏感器一般采用交会雷达。近距离可用电视摄像和光学成像敏感器。对接阶段的执行机构采用冷气系统，例如氮气，因为氮气推力小，控制精度高，而且对飞行器不会产生污染。目标飞行器姿态由它自己的姿态控制系统来保证，例如目标飞行器对接面保持与飞行方向垂直。这样交会对接系统只需改变追踪飞行器的轨道位置和姿态，就能实现追踪和对接。

空间站控制系统控制系统功能在太空中飞行的空间站其运动可以分解为两部分：一部分是作为一个等效质点在空间内外力矩的作用下所产生的质心平动运动，即轨道运动，另一部分是所产生的绕其质心的转动运动，即姿态运动。由于未来空间站应满足特定任务的需求，因此必须保证空间站的轨道及姿态的稳定。因此典型的控制系统信息传递关系为敏感器计算机、控制计算机、执行机构计算机一起构成的闭环控制回路，控制计算机获取多种敏感器的测量信息并通过执行机构产生控制力和控制力矩。

系统组成设想设想未来空间站包括舱段A、舱段B两个模块，均配置控制系统，单舱段均具有自主飞行和控制功能。入轨后组装成空间站的多种形态组合体，空间站以舱段B为中心，两个模块的功能体系融合到整个空间站的功能体系之中。舱段A控制系统作为舱段B的备份对空间站实施姿态轨控，其系统组成主要为控制计算机、惯性敏感器计算机、光学敏感器计算机及执行机构计算机。舱段B控制系统作为主份对空间站实施姿态轨控，其系统组成与舱段A相同，系统组成图参见图。