姿控系統，即姿態控制系統，是指對飛行器的姿態控制的一種系統，其基本任務是保證飛行器自在飛行過程中具有良好的穩定性和操作性。
基本介紹
- 中文名：姿控系統
- 外文名：attitude control system
- 定義：控制飛行器姿態的系統
- 組成：姿態敏感器、控制器等
- 套用：太空飛行器、飛彈姿態控制等
- 涉及領域：自動控制
簡介,設計原則,組成,方案選擇,分類,
簡介
姿態控制系統又稱為穩定控制系統、穩定迴路。姿態控制系統的主要作用是維持飛行器飛行過程中的姿態穩定，同時實施導航或制導系統產生的軌道控制指令。姿態控制系統接受兩個方面的控制信息：一是來自姿態敏感器的信息，該信息是由於飛行器受干擾作用使姿態偏離原來狀態而產生的。姿態敏感器信息經過自動穩定裝置(控制器)生成控制信號，再通過伺服機構產生控制力。控制力作用於飛行器本體，使之叫到原來的姿態位置，這樣形成一個負反饋的閉環控制迴路，保證飛行器姿態穩定。另一個控制信息來自導航或制導系統，它們是飛行器機動轉彎的導引指令。
設計原則
(1)把可靠性放在首位，採取適當安全措施，如冗餘備份、自主診斷與系統重構、全姿態捕獲與安全應急、地面可注人修改星上軟體等。
(2)把穩定裕度即抗內外不確定干擾的魯棒性放在重要地位。
(3)繼承|生與先進性結合，採用新技術要考慮保底措施。不盲目追求高指標，以總體最佳化為目的，實現既好又省。
系統設計的主要內容包括系統結構圖、調節規律、迴路參數選擇和系統仿真等。除此之外，設計中還要把握以下基本要求，即穩定性、快速性、精度、適應性及可靠性等。具體包括如下：
(1)系統應在飛行空域內具有一定的穩定裕度，通常要求幅值裕度不小於6dB，相位裕度不小於300。
(2)系統應具有良好的動態特性，一般要求相對阻尼不小於0.4，時間常數不大於0.3s，通頻帶比制導系統高0．5個~1個數量級。
(3)系統傳遞係數變化不應超過20%。
(4)角穩定系統的穩態精度應滿足制導系統要求，最大角誤差不大於5℃。
(5)系統應滿足可靠性、維修性和電磁兼容性等技術要求。
組成
姿控系統與一般控制系統一樣，由三大部分組成：
(1)姿態敏感器。姿態敏感器是姿態控制系統的測量部件，獲取飛行器的姿態信息，輸出與姿態參數成函式關係的電信號。測量姿態信息，通過姿態確定算法(如卡爾曼濾波，雙矢量定姿等)提供滿足任務要求的衛星姿態，即與期望基準指向保持不大於額定的誤差角，誤差角速度。
(2)姿態控制執行機構。用以產生控制力矩以糾正姿態誤差，達到期望的姿態。
方案選擇
方案選擇是指系統控制規律及實現方法的選擇。控制信號的組成及其變化構成了控制規律，一般說來，控制信號由姿態角、姿態角速度、姿態角加速度、橫(法)向加速度、橫(法)嚮導引等信號按一定比例組成，比例係數可以隨時間變化，也可以隨信號的大小變化，這就是變參數和非線性控制。為了穩定和抗干擾的需要，對控制信號要進行校正和濾波，以改變某些頻率成分的相位和幅值。控制信號的獲得和處理，可以採用不同的方法和設備來完成，這就是方案的選擇實現問題。
姿態控制系統的方案選擇，不僅要考慮飛行器總體的限制和要求，而且要受到其它分系統和控制設備的約束。執行機構是由總體、發動機、姿態控制系統設計人員協商決定的。角敏感裝置和導引信號是根據制導系統的方案確定的，如果制導系統採用平台方案，姿態角由平台感測器提供；若制導系統採用捷聯方案，姿態角由位置陀螺或速率陀螺經計算給出。另外，在選擇系統方案時，一定要考慮控制設備的可實現性。
分類
一般按照是否需要消耗功率或者按照獲得控制力矩的手段可分為兩種基本類型：被動和主動控制系統。
被動控制系統：從原理上說，不需要消耗星上能源，且不具有機動能力的姿態控制系統稱為無源系統或被動控制系統，例如自旋穩定系統和環境力矩穩定系統。
主動控制系統：由星上攜帶的控制力矩產生器作執行機構，需要消耗星上能源，且又具有機動能力的姿態控制系統稱為有源系統或主動控制系統。
兩類系統各有明顯的優點與缺點，各種太空飛行器通常根據其任務的需要選擇合適的控制系統。例如任務期限短、精度要求高、機動範圍大的通常採用推力器控制系統或飛輪控制系統；任務期限長、精度要求低、不要機動性的，則採用被動控制系統。還有許多太空飛行器對各種性能要求取折衷水平，這就需要根據兩類系統的特點加以巧妙結構，揚長避短，組成新的控制系統，例如所謂半被動控制系統與半主動控制系統。對複雜結構太空飛行器，通常由若干分體組成，每個分體各有相對獨立的控制系統，這種系統稱為多體控制系統，也稱混合控制系統。
