自旋稳定卫星

通过自旋稳定姿态运行的人造卫星

自旋稳定卫星即通过自旋稳定姿态运行的人造卫星。人造卫星围绕其自身的中心轴在旋转，和陀螺的原理一样，旋转起来才能稳定。

原理

按照陀螺定轴性的原理，只要卫星星体的自旋角动量足够大，在环境干扰力矩的作用下，角动量方向的漂移非常慢，就可以使卫星在惯性空间达到定向控制的目的。在总体设计时，考虑到实际卫星不是刚体，有许多弹性部件，所以将自旋轴选取为最大主惯量轴。自旋轴和其他两个惯性轴的转动惯量比值必须大于1，否则卫星在轨道上的运行会处于不稳定状态。在角动量守恒的情况下，卫星的运动最终将趋于最小动能状态。

我国的“东方红”1号、“实践” 1号、“东方红”2号和“风云” 2号等都采用了自旋稳定的控制方式。双自旋稳定卫星由转子和消旋平台两部分组成，两者通过轴承连接起来。卫星中的大部分服务(保障)系统都放在转子中，转子恒速自旋使卫星自旋轴的姿态保持稳定。装在转子上的电动机使平台作反方向旋转。当平台相对于转子的转速和转子的转速相等时，平台就实现了消旋。这类卫星属半主动姿态控制卫星。

分类

自旋稳定卫星分为单自旋稳定卫星和双自旋稳定卫星。单自旋稳定卫星采用的是一种被动姿态稳定方式。

单自旋稳定

简称自旋稳定，是一种被动姿态稳定（见航天器姿态控制）。早期的人造地球卫星大多是自旋（绕一个主惯量轴恒速旋转）稳定的。当星体自旋角动量足够大时，在环境干扰力矩作用下角动量方向的漂移非常缓慢。这种特性就是所谓陀螺定轴性。卫星恒速自旋时自旋轴方向与角动量方向一致。刚体动力学证明：当刚体绕最大主惯量轴或最小主惯量轴自旋时，都具有陀螺定轴性。但是实际的卫星不是刚体。卫星包含弹性部件，并装有姿态控制和轨道控制所需要的液体燃料。对于其标称自旋轴是最小主惯量轴的卫星，当自旋轴与总角动量向量不重合而产生章动时，自旋轴就绕总角动量向量转动。这会引起卫星中弹性部件振动和液体燃料在燃料箱内晃动,这些运动都要消耗卫星的转动动能,卫星的运动终将趋于最小动能状态。在角动量守恒的情况下，最小动能状态就是卫星绕最大主惯量轴旋转的状态。也就是说，当卫星绕最小主惯量轴自旋且有内部机械能耗散时，标称自旋轴将在空间翻转。因此，卫星的自旋轴必须是最大主惯量轴，这就是设计自旋卫星时必须遵循的最大主惯量准则（见航天器姿态动力学）。在人造卫星的机动变轨和行星际航天器的中途轨道修正中，也可采用自旋稳定来保持推力方向的稳定。

双自旋稳定

一种半主动姿态控制。多用于通信卫星。双自旋稳定卫星由转子和消旋平台两部分组成，两者通过轴和轴承连接起来。卫星中的大部分辅助系统都放在转子中，转子的质量比平台的大得多。转子恒速自旋使卫星自旋轴的姿态保持稳定。装在转子上的电动机使平台作反方向旋转。当平台相对于转子的转速与转子的转速相等时，平台即实现了消旋。这时平台上的有效载荷（如探测仪器、通信天线等）将稳定地对地定向。随着卫星应用技术的发展，卫星需要获得更多的太阳能，因而要求扩大装有太阳电池片的圆筒形转子的表面积。转子的直径受到运载火箭外形尺寸的限制，因而只能增加圆筒的高度，使转子呈细长形。这时转子的自旋轴成为最小主惯量轴，它不再具有陀螺定轴性。在这种情况下，保持自旋轴稳定的最简单有效的方法是在消旋平台上安装高效率的章动阻尼器。当卫星出现章动时，阻尼器内部可动工质（工作介质）的运动对卫星产生反作用力矩。由于平台不跟随转子旋转，所以此反作用力矩就能消除卫星的横向角速率，使整个平台对双自旋卫星自旋轴的定向起镇定作用。

系统机构

推进系统

早期，卫星的稳定方式是采用自旋或者双自旋稳定。卫星旋转，其角动量矢量在惯性空间中几乎固定不变，它的优点是可以廉价地实现稳定和指向精度，因此也决定了推进系统设计要求：

1)由于需要较大的喷气力矩才能使自旋轴进动，加上姿态控制精度要求不高，因此可采用较大推力的肼推力器，中国为20 N推力，而国际上常为22．5 N推力。

2)控制卫星自旋轴的进动，只需要一台推力器，称为轴向推力器；还要一台控制卫星转速的切向推力器和另一台控制卫星轨道机动的径向推力器。考虑到备份，推进系统共需6台推力器。

3)自旋卫星的推进剂管理，可利用卫星自旋产生的离心力，使气液分离。这种方法结构简单，质量小。

姿态机构

自旋稳定卫星的姿态机动，按执行机构不同分为磁机动与喷气机动。下面先讨论磁机动问题。自旋稳定卫星的磁机动，一般说来是通过自旋轴磁矩进行定向控制，即控制赤经赤纬达到姿态机动；通过自旋平面磁矩进行幅值控制达到动量机动。对自旋轴磁矩控制而言，赤经赤纬的时间变化率与地磁场矢量的X分量和y分量以两倍轨道角速率的振荡密切相关。因此为了有效地控制赤经赤纬运动，磁线圈的电流应该作相应切换以与地磁矢量的变化同步，线圈极性通过卫星上的定时装置在每圈轨道运行中切换四次。这就是1965年1月发射的TIROS-9卫星在磁设计上所作的重大改进。由于在四分之一轨道点上线圈极性要改变一次，故称四分之一轨道磁控。

为了使磁控系统具有较大的灵活性，磁控硬件应具有能控制初始相位、极性及周期切换的能力。早期发射的卫星，磁控的实现多半通过星一地大回路来进行，这样给地面台站增大了负担。后来为缓解这个矛盾，在星上装备延时指令系统。在卫星通过地面站上空时，把预先选好的改变线圈状态的指令程序注入星上存储器。

章动阻尼

消除自旋卫星的章动就是使卫星保持纯自旋状态，即自旋轴与总角动量向量重合。按照是否消耗卫星所带的能源（电能或化学能），章动阻尼分为被动式和主动式两种：

①被动章动阻尼：阻尼器含有可活动的阻尼工质。章动使星体内各点的离心力发生周期性变化，激励阻尼工质产生相对运动，耗散章动的动能使章动角变小。被动章动阻尼器的种类很多，如摆式、管球式和液体环式等。它们的主要区别在于阻尼工质的类型(固体或液体)、阻尼工质的支撑方式（轴承悬挂或封闭容器）、阻尼方式（粘滞流体或磁涡流）和恢复力的性质（向心力或机械弹簧力）。

②主动章动阻尼：主动章动阻尼装置由章动敏感器、控制线路和执行机构组成。章动敏感器测出章动相位。通过控制线路使执行机构作用在卫星上的横向力矩与卫星横向角速度的方向相反，从而消除章动。执行机构有两种。一种是喷气执行机构，由于星上燃料有限，喷气章动阻尼只能在短时间内使用；另一种是消旋电机，它使双自旋卫星消旋平台的轴向转速发生微小变化，通过平台本身的惯量积产生横向耦合力矩。

当外部干扰力矩使自旋卫星的角动量有较大变化时，可用主动控制方式（如喷气）加以调节。

如果要把自旋轴从初始方向机动到给定的目标方向，可采用脉冲式喷气控制。卫星自旋一周，喷管喷一次气。产生的横向力矩使卫星的角动量进动一次。由于喷气冲量很小，自旋轴与角动量矢量基本一致，跟随角动量一起进动。自旋轴方向的机动控制的主要任务是确定喷气脉冲的相位，保证自旋轴能机动到目标方向上，通常采用等倾角控制法来解决这个问题。

不足

自旋稳定气象卫星通过自转完成对地观测，自南向北逐条扫描获取观测数据，每扫描一条获得一次数据，一张地球全圆盘图像需扫描2500条。卫星的自旋速度为每分钟100转，即每分钟扫描100条线。在卫星工作方式及控制、稳定等要求下，一幅全圆盘图像需扫描30分钟左右。这样不仅观测时效低，而且不易追踪台风、暴雨等强对流天气的发生发展趋势，因此对满足气象观测精细化的需求，多少有些力不从心。

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