[拼音]：hangtianqi guidao kongzhi

[外文]：spacecraft orbit control

对航天器的质心施以外力，以改变其运动轨迹的技术。实现航天器轨道控制的装置的组合称为航天器轨道控制系统。无摄动航天器的质心运动服从开普勒定律(见航天动力学）。但是航天器受入轨摄动影响（见航天器轨道摄动）和需要变轨或机动时，则必须控制航天器质心运动的速度向量，以满足航天任务对轨道的要求。控制航天器的速度一般使用下列控制力：反作用推力、气动力、太阳辐射压力、电磁力和其他非重力场的力以及行星引力。

航天器的轨道一般由主动飞行段和自由飞行段组成。主动飞行段是航天器变轨发动机的点火段，变轨发动机熄火后是自由飞行段。航天器在脱离运载火箭后便进入自由飞行段。如果要改变它的轨道，就要插入主动飞行段。这个飞行段的时间程序和姿态控制是两个关键问题。

功用

在主动飞行段，航天器轨道控制的功用是导航、导引和控制。导航的作用是确定轨道，即确定航天器的位置向量和速度向量（共 6个变量）。导引的作用是根据航天器现有位置和速度、航天器的飞行目标以及受控运动的限制条件，确定航天器在推力作用下继续飞行的规律(即导引律)。控制的作用是把航天器的本体坐标系稳定在所要求的基准坐标系附近。根据导引律，利用控制力改变航天器运动速度的大小和方向，使它沿着要求的新轨道飞行。在控制过程中，控制系统须克服推力线偏离航天器质心所产生的干扰力矩，把推力方向稳定在要求值上。因此这个系统也称为稳定系统。在自由飞行段，轨道控制主要用于导航，同时准备为下一个主动飞行段调整姿态。

分类

轨道控制按轨道测量的方式分为惯性制导、惯性无线电制导和惯性天文制导三类。惯性制导仅适用于短时间飞行的轨道控制。因惯性测量部件漂移引起的积累误差须由地面无线电设备对飞行器进行跟踪测量和修正，或者由航天器上的星跟踪器等光学仪器进行测量和修正，才能满足长期运行对轨道控制的要求。这样就形成了惯性制导与无线电制导相结合的方法，或者惯性制导与天文制导相结合的方法。

轨道控制按应用方式分为4类。

变轨控制和轨道机动

这种控制的作用是在某一点或某一区间改变航天器的速度向量，使它从一个自由飞行段的轨道转移到另一个自由飞行段的轨道。变轨前后的两个轨道可以在同一平面内也可以在不同平面内。这种控制经常用于初始轨道的校正、地球同步卫星的轨道转移、地球静止卫星的定点和站址变化，从地球到月球的飞行和行星际飞行的中途变轨和航向校正以及从运行轨道转入返回地球或向行星着陆的轨道等。

轨道保持

作用是使卫星轨道的一个或者几个要素（见轨道要素）保持不变。人造地球卫星的轨道保持主要有下列几种形式：地球静止卫星的位置保持、对地观测卫星的轨道保持、具有轨道扰动补偿器的自主轨道保持和相对于其他卫星的位置保持等。地球静止卫星位置保持的作用在于使卫星相对于地球的位置保持不变。这就要求轨道周期与地球自转周期相等，偏心率和倾角都接近于零。通信卫星、广播卫星和中继卫星都要求有较高的位置保持精度，使相邻卫星发送和接收电波不产生相互干扰，并便于地面接收站天线的跟踪。

对地观测卫星一般选用太阳同步轨道。因此轨道控制的任务就是使卫星轨道平面与卫星和太阳连线的夹角保持不变。这种卫星有时还要求在回归轨道上运行，使卫星每过一定的整数天飞经同一地点一次，因而需要控制轨道的倾角和周期。

具有轨道扰动补偿器的自主轨道保持的目的是消除气动力和太阳光压等非重力场力对轨道参数的影响。具有这种系统的卫星称为无阻力卫星，用于导航和测地任务可以提高测轨和轨道预报的精度。

相对于其他卫星的位置保持用于组网或组成星座的多颗卫星，如“导航星”全球定位系统。为了使地面用户能同时看到几颗卫星，卫星之间要保持一定的相对位置。因此每颗卫星要有控制轨道周期和倾角的能力。

交会和对接

见交会和对接。

再入和着陆控制

见航天器返回技术。

组成和原理

航天器轨道控制系统需要进行大量的测量和计算工作。

非自主导航

航天器的运动参数依赖地面设备而获得的导航方法称为非自主导航。非自主导航的轨道控制系统由航天器上的设备和地面设备组成，有时称为大回路测控系统。地面设备包括对航天器进行跟踪测轨的无线电装置如雷达等，以及接收航天器姿态信息的下行遥测接收装置。地面计算机进行轨道确定和姿态确定，并按导引律要求的制导方式发出控制指令，经上行遥控发射装置指令航天器执行。

自主导航

航天器的运动参数完全由航天器上的仪器来确定而不依赖地面设备的导航方法称为自主导航。一个具有相当自主性的轨道控制系统由测量部分、数据处理部分和执行部件组成。测量部分一般由惯性导航系统和光学敏感器组成。根据不同的任务和飞行区域，可以采用的光学敏感器有太阳敏感器、红外地球敏感器(见地球敏感器）、星跟踪器（见恒星敏感器）、空间六分仪和陆标跟踪器等。主动控制前的初始轨道可以单纯用光学方法来测定。但是在控制过程中必须由一种或几种敏感器来测量航天器的运动参数（加速度、速度和角速度等）。光学敏感器同时可用于测量航天器的姿态。数据处理部分主要是航天器计算机，由它完成导航、导引和控制所需要的计算。计算机与测量部件和执行部件(如推进器)通过相应的接口装置连接起来。在计算机的内存贮器中事前注入各阶段计算任务所需要的程序（软件），以及目标位置或速度向量和导引律。在计算机完成全部信息处理工作以后，就发出调整姿态和控制执行机构动作的信号。

航天器轨道控制系统可以采用较长时间连续工作的推进器，例如为行星际航天器提供变轨动力的低推力离子推进器。但是经常采用的是脉冲工作状态的化学推进器。在人造地球卫星的机动变轨和行星际航天器的中途轨道修正中，常常采用固体火箭或液体火箭作为推进器。变轨发动机一般是按本体轴方向固定安装的，通过调整姿态来改变速度增量的方向。为了保持推力的方向，可以采用自旋稳定或三轴姿态稳定方式运行。在载人飞船中还设有一套人-机对话装置，如为航天员提供有关导航和控制信息的显示设备，航天员向航天器计算机输入信息的设备，以及操纵杆和控制手柄等。对于载人航天器，在各飞行阶段中可以采取手动控制与自动控制的不同程度的组合。

发展趋势

随着各种应用卫星的发展，对轨道控制的精度要求日趋严格。例如为了能在地球静止轨道上放置更多一些卫星，就必须进一步提高位置保持的精度。提高应用卫星轨道控制的自主性是现代技术发展的另一个动向，这是因为提高自主性可以减少地面测控站的负担，对于军用卫星还能提高保密性和抗干扰能力。对星际航行来说，为了缩短变轨控制的响应时间，自主导航和控制更有必要。

参考书目

1. 卡普兰著，凌福根译：《空间飞行器动力学和控制》，科学出版社，北京，1980。( M. H. Kaplan， Modern Spacecraft Dynamics and Control，John Wiley & Sons，New York，1976.)