航天器控制：航天器姿态执行器与控制器.pdf

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航天器控制-（四）航天器姿态执行器与控制器马广富哈尔滨工业大学2航天器控制2015/12/10航天器控制航天器控制姿态控制系统姿态控制系统姿态确定姿态确定姿态敏感器姿态敏感器姿态确定算法姿态确定算法姿态控制姿态控制姿态稳定姿态稳定稳定方式稳定方式执行机构执行机构控制计算机控制计算机姿态机动姿态机动轨道控制系统轨道控制系统轨道确定轨道确定自主导航自主导航非自主导航非自主导航轨道控制轨道控制轨道保持轨道保持轨道调整轨道调整3主要内容2015/12/10航天器姿态执行机构航天器姿态执行机构航天器姿态控制器-星载计算机航天器姿态控制器-星载计算机姿态控制系统的任务与分类姿态控制系统的任务与分类41航天器姿态执行机构2015/12/10思考：

对航天器产生力矩的方法？

喷射气体或离子的反作用力矩（推力器）角动量交换（反作用飞轮，控制力矩陀螺）地球磁场作用（磁力矩器）太阳辐射压力重力梯度（太阳帆，重力梯度杆）51.1推力器推力器目前航天器控制使用最广泛的执行机构之一。

它目前航天器控制使用最广泛的执行机构之一。

它根据牛顿第二定律，利用质量排出，产生反作用推力根据牛顿第二定律，利用质量排出，产生反作用推力，这也正是这种装置被称为推力器或喷气执行机构的原因。

，这也正是这种装置被称为推力器或喷气执行机构的原因。

当推力器推力方向当推力器推力方向过航天器质心过航天器质心，可为航天器提供控制推力；，可为航天器提供控制推力；当推力器推力方向当推力器推力方向不过航天器质心不过航天器质心，将同时产生控制推力和相对航天器质心的力矩，成为姿态控制执行机构。

，将同时产生控制推力和相对航天器质心的力矩，成为姿态控制执行机构。

2015/12/1061.1推力器基本概念力矩力矩：

力：

力F使物体绕使物体绕O点转动，不仅与力的大小有关，而且与点转动，不仅与力的大小有关，而且与O点到力的作用线的垂直距离点到力的作用线的垂直距离d有关，力矩定义为有关，力矩定义为力偶力偶：

作用在同一平面上大小相等、方向相反、作用线相互平行的两力构成一对力偶。

：

作用在同一平面上大小相等、方向相反、作用线相互平行的两力构成一对力偶。

推力器在用于姿态控制时，一般都是力偶形式。

推力器在用于姿态控制时，一般都是力偶形式。

2015/12/10MdF71.1推力器推力器作为姿态控制执行机构的特点：

可以在轨道上可以在轨道上任何位置工作任何位置工作，不受外界其它因素的影响。

，不受外界其它因素的影响。

沿航天器本体轴产生的沿航天器本体轴产生的控制力矩远大于耦合力矩控制力矩远大于耦合力矩，可以实现三轴解耦姿态稳定控制，使控制逻辑简单灵活。

，可以实现三轴解耦姿态稳定控制，使控制逻辑简单灵活。

产生的力矩大，过渡过程时间短。

相比之下外部干扰力矩和内部干扰力矩比喷气小得多，因此在产生的力矩大，过渡过程时间短。

相比之下外部干扰力矩和内部干扰力矩比喷气小得多，因此在姿态控制系统初步设计时，可以忽略干扰力矩的影响姿态控制系统初步设计时，可以忽略干扰力矩的影响。

所携带推进剂有限，所携带推进剂有限，适用于非周期性大干扰力矩的场合适用于非周期性大干扰力矩的场合和工作和工作寿命较短的低轨道航天器寿命较短的低轨道航天器。

推力器控制系统一般采用固定推力发动机和开关控制方式，推力器控制系统一般采用固定推力发动机和开关控制方式，推力不连续推力不连续，一般不能用于高精度控制。

，一般不能用于高精度控制。

2015/12/1081.1推力器推力器应用范围：

航天器刚入轨后的航天器刚入轨后的消除初始姿态偏差、速率阻尼、姿态捕获消除初始姿态偏差、速率阻尼、姿态捕获；航天器正常轨道运行期间的航天器正常轨道运行期间的快速姿态机动快速姿态机动；航天器航天器轨控发动机工作期间轨控发动机工作期间的姿态稳定；的姿态稳定；大型航天器姿态控制、交会对接。

大型航天器姿态控制、交会对接。

2015/12/1091.1推力器推力器系统性能参数：

（一）推力由牛顿第二定律可以推导出推力器真空中的推力公式为：

由牛顿第二定律可以推导出推力器真空中的推力公式为：

2015/12/10动量推力压力推力动量推力压力推力单位时间推进剂排出数量，即秒耗量相对于航天器的排气速度推力器喷嘴出口截面积推力器喷嘴出口射流压力evSepe说明：

推力器产生的推力不仅与喷出的射流有关，还与外界大气压有关。

这两部分中，主要是动量推力，占全部推力的90%以上。

增大推力的主要途径是增加喷射物质的秒耗量和提高排气速度。

101.1推力器推力器系统性能参数：

（二）比冲、比推力比冲比冲：

对一个推进系统的效率的描述，单位质量的推进剂所能带来的冲量（推力时间），计算公式为：

对一个推进系统的效率的描述，单位质量的推进剂所能带来的冲量（推力时间），计算公式为：

如总比冲一定，如总比冲一定，比冲越高，则所需的推进剂越少比冲越高，则所需的推进剂越少，相应发动机的尺寸和重量都可以降低；，相应发动机的尺寸和重量都可以降低；如推进剂一定，如推进剂一定，比冲越高，则总冲就越大比冲越高，则总冲就越大，相应推力器的控制能力也增加。

，相应推力器的控制能力也增加。

2015/12/10总比冲总比冲（Ns）spIIm推进剂总质量（推进剂总质量（kg）比冲单位？

比冲单位？

比冲比冲（m/s）111.1推力器推力器系统性能参数：

（二）比冲、比推力比推力比推力：

单位时间推进剂消耗量（秒耗量）所产生的推力，定义为比推力，即：

单位时间推进剂消耗量（秒耗量）所产生的推力，定义为比推力，即比推力越大，产生一定推力所需的推进剂重量秒耗量就越少；或者说，当推进剂流量一定时，比推力越大，所产生的推力就越大。

比推力越大，产生一定推力所需的推进剂重量秒耗量就越少；或者说，当推进剂流量一定时，比推力越大，所产生的推力就越大。

比推力完全取决于有效排气速度比推力完全取决于有效排气速度vef。

上式分子和分母都同乘以发动机的工作时间上式分子和分母都同乘以发动机的工作时间t，则得到比冲的公式，因此，则得到比冲的公式，因此尽管比冲和比推力在定义和物理意义上有区别，但它们的数值和量纲是相同的。

尽管比冲和比推力在定义和物理意义上有区别，但它们的数值和量纲是相同的。

2015/12/1000efsgvFIgm推力推力（N）秒耗量（秒耗量（kg/s）比推力比推力（m/s）121.1推力器推进系统分类一、冷气推进系统利用储存在室温的利用储存在室温的高压惰性气体高压惰性气体作为推进剂。

作为推进剂。

成本低、系统简单、可靠，但性能低，冲量小。

成本低、系统简单、可靠，但性能低，冲量小。

一般用于一般用于早期卫星或航天器早期卫星或航天器，或者对总冲要求较低的小卫星。

，或者对总冲要求较低的小卫星。

2015/12/10前苏联“东方一号”（1961）美国“空间实验室”（1973）131.1推力器二、固体推进系统将将燃料和氧化剂聚合燃料和氧化剂聚合在一起，利用固态推进剂产生推力；在一起，利用固态推进剂产生推力；与液体推进系统相比，结构简单，比冲低，精度低；与液体推进系统相比，结构简单，比冲低，精度低；主要用于主要用于轨道注入和返回舱再入制动轨道注入和返回舱再入制动，或星际航行探测器或地球行星过渡轨道动力装置；，或星际航行探测器或地球行星过渡轨道动力装置；2015/12/10美国HS-376卫星平台中国风云二号卫星141.1推力器三、液体推进系统1、单组元推进系统、单组元推进系统采用无水肼作为推进剂产生推力，工作时推进剂组元采用无水肼作为推进剂产生推力，工作时推进剂组元自身分解自身分解后再燃烧产生高温气体；后再燃烧产生高温气体；航天器航天器姿态控制和轨道控制最广泛使用的推进系统姿态控制和轨道控制最广泛使用的推进系统；是一种非常理想的推进系统，在可靠性、寿命、使用历史、比冲、安全性、费用等综合指标上，都比其它推进系统优越。

是一种非常理想的推进系统，在可靠性、寿命、使用历史、比冲、安全性、费用等综合指标上，都比其它推进系统优越。

主要缺点是比冲较低主要缺点是比冲较低，一般适合用于中小型卫星。

，一般适合用于中小型卫星。

2015/12/10中国资源二号卫星中国资源二号卫星推进系统151.1推力器三、液体推进系统2、双组元推进系统、双组元推进系统双组元发动机的推进剂包括双组元发动机的推进剂包括氧化剂和燃烧剂氧化剂和燃烧剂（一般为四氧化二氮和甲基肼），工作时由专门的输送系统分别送入燃烧室；（一般为四氧化二氮和甲基肼），工作时由专门的输送系统分别送入燃烧室；比冲高比冲高，在大型卫星、飞船和航天飞机等航天器中应用；，在大型卫星、飞船和航天飞机等航天器中应用；能独立完成轨道注入、轨道保持、姿态控制和再入机动，功能全面。

能独立完成轨道注入、轨道保持、姿态控制和再入机动，功能全面。

2015/12/10中国东方红三号中国神舟系列飞船161.1推力器三、液体推进系统3、双模式推进系统、双模式推进系统将将单组元单组元高可靠、低推力和高可靠、低推力和双组元双组元高比冲优点高比冲优点有机结合有机结合，构成的复合的先进控制系统；，构成的复合的先进控制系统；采用采用双组元双组元推进剂用于大力矩需求情况，采用推进剂用于大力矩需求情况，采用单组元单组元推进剂用于姿态稳定等小力矩需求情况；推进剂用于姿态稳定等小力矩需求情况；同样能独立完成轨道注入、轨道保持、姿态控制和再入机动，是同样能独立完成轨道注入、轨道保持、姿态控制和再入机动，是一种性能高、功能全的推进系统一种性能高、功能全的推进系统。

2015/12/10美国Intelsat通信卫星美国GE-1通信卫星171.1推力器四、电推进系统利用利用电能加热电能加热或或电离推进剂加速喷射电离推进剂加速喷射而产生推力的一类航天器推进系统，有时又把包括电推力器和推进剂储存与管理子系统的部分称为而产生推力的一类航天器推进系统，有时又把包括电推力器和推进剂储存与管理子系统的部分称为电火箭发动机电火箭发动机；电推进系统优点：

（1）比冲高比冲高。

相比于化学推进系统，克服化学反应的能量限制，提高质量排出速度，从而提高比冲。

相比于化学推进系统，克服化学反应的能量限制，提高质量排出速度，从而提高比冲。

最高比冲：

化学推进：

最高比冲：

化学推进：

5000m/s;电推进：

电推进：

50000m/s。

可大大减少航天器推进剂需求量，在同样工作寿命下增加卫星的有效载荷，或在有效载荷不变条件下提高航天器寿命。

（可大大减少航天器推进剂需求量，在同样工作寿命下增加卫星的有效载荷，或在有效载荷不变条件下提高航天器寿命。

（2）推力小推力小一次机动中，推力作用时间可长可短，控制精度高。

一次机动中，推力作用时间可长可短，控制精度高。

2015/12/10181.1推力器四、电推进系统2015/12/10电推力器电推力器电热式电热式电阻加热推力器电阻加热推力器电弧加热推力器电弧加热推力器微腔放电推力器微腔放电推力器微波等离子体推力器微波等离子体推力器电磁式（等离子体）电磁式（等离子体）脉冲等离子体推力器脉冲等离子体推力器磁等离子体推力器磁等离子体推力器阳极层推力器阳极层推力器静电式（离子式）静电式（离子式）胶体推力器胶体推力器场致发射电推力器场致发射电推力器191.1推力器四、电推进系统以电磁型为例，该推进系统以电磁型为例，该推进系统利用电场和磁场交互作用利用电场和磁场交互作用来电离和加速推进剂，产生推力。

来电离和加速推进剂，产生推力。

推进剂离子的加速不是通过单独的电场来完成的，因此，喷出的离子束不受空间电荷的限制，即在等离子体中，通过磁作用比通过静电作用能获得更大的能量密度。

推进剂离子的加速不是通过单独的电场来完成的，因此，喷出的离子束不受空间电荷的限制，即在等离子体中，通过磁作用比通过静电作用能获得更大的能量密度。

电磁型推力器的特点是电磁型推力器的特点是比冲高、技术成熟、寿命长比冲高、技术成熟、寿命长等。

等。

2015/12/10脉冲等离子体推进器磁等离子体推进器201.1推力器四、电推进系统目前电推进的主要应用：

低轨道、同步地球轨道、深空探测，其中在低轨道主要用于阻力补偿、连续推力轨道转移、姿态控制。

目前电推进的主要应用：

低轨道、同步地球轨道、深空探测，其中在低轨道主要用于阻力补偿、连续推力轨道转移、姿态控制。

截止截止2000年底，共有年底，共有152个在轨飞行器应用了个在轨飞行器应用了388台电推进发动机，截止台电推进发动机，截止2004年底共有超过年底共有超过180个在轨运行航天器应用电推进系统。

个在轨运行航天器应用电推进系统。

2015/12/102003年9月，欧洲“Smart-1”月球探测器发射。

随后太阳能电力推进系统点火，喷射出氙离子流，沿螺旋形轨道增加其与地球之间的距离。

虽然这种前进方式，使原来地月间38万多公里路程增加到1亿公里，并且花费了十几个月，但旅途中它仅仅消耗了60升的燃料氙。

这种新的太空旅行理念通过SMART1成为了现实，从此揭开了人类探索太空新的篇章。

211.1推力器四、电推进系统电推进系统在航天器应用的主要发展阶段：

电推进系统在航天器应用的主要发展阶段：

1、用于航天器轨道位置保持，如波音公司、用于航天器轨道位置保持，如波音公司702SP平台，洛马公司的平台，洛马公司的A2100平台，平台，Alcatel公司的公司的Spacebus-4000平台；平台；2、用于航天器、用于航天器部分部分轨道转移、轨道位置保持、动量轮卸载；轨道转移、轨道位置保持、动量轮卸载；3、用于航天器、用于航天器全部全部轨道转移、轨道位置保持、动量轮卸载；轨道转移、轨道位置保持、动量轮卸载；2015/12/102015年3月1日，美国太空探索技术公司（SpaceX）研制的“猎鹰-9”火箭成功将世界上首批2颗全电推进地球同步轨道通信卫星送入预订同步转移轨道。

2颗卫星均由美国波音公司研制，其中ABS-3A卫星使用的关键技术是氙离子推进系统（XIPS）。

221.1推力器四、电推进系统2014年年2月月16日，中国航天科技集团五院日，中国航天科技集团五院510所宣布，由该所独立自主研制的我国首台所宣布，由该所独立自主研制的我国首台200毫米离子电推进系统，在长寿命地面考核试验中持续工作超过毫米离子电推进系统，在长寿命地面考核试验中持续工作超过1万小时。

万小时。

2015/12/10231.1推力器推进系统轨道注入离轨机动轨道保持和机动姿态控制推进系统轨道注入离轨机动轨道保持和机动姿态控制冷气推进固体推进液体推进单元推进双元推进双模式电推进2015/12/10航天器推进系统应用情况241.1推力器航天器通常都具有多个推力器组成的推力器系统，且承担的任务也有所不同：

2015/12/10推力器的选择应考虑哪些因素？

探测器推力器数量用途探测器推力器数量用途水手四号金星探测器12只用作姿态控制阿波罗登月舱16可完成质心与姿态的六维控制任务哥伦比亚号航天飞机44完成姿态控制、辅助轨道发动机完成轨道控制251.1推力器选取推力器时需要考虑因素：

（1）为了降低推力器的质量和提高使用寿命，应选用为了降低推力器的质量和提高使用寿命，应选用高比推力高比推力的推力器。

的推力器。

（2）为了提高姿态控制精度和降低推进剂的消耗，推力器应选择为了提高姿态控制精度和降低推进剂的消耗，推力器应选择脉冲工作方式脉冲工作方式，脉冲的冲量值要小，重复性要好。

，脉冲的冲量值要小，重复性要好。

（3）推力器能在真空、失重、温度交变的空间环境下推力器能在真空、失重、温度交变的空间环境下可靠工作可靠工作。

（4）推力器应具有推力器应具有长寿命长寿命和和多次启动多次启动的能力，目前有的推力器启动次数在几十万次以上，使用寿命超过十年。

的能力，目前有的推力器启动次数在几十万次以上，使用寿命超过十年。

2015/12/10261.2飞轮飞轮是现在航天器姿态控制中最为普遍的执行机构。

飞轮是现在航天器姿态控制中最为普遍的执行机构。

此外，某些大型飞轮所提供的陀螺效应，对航天器有稳定作用，能够实现卫星姿态的被动控制。

此外，某些大型飞轮所提供的陀螺效应，对航天器有稳定作用，能够实现卫星姿态的被动控制。

2015/12/10飞轮飞轮又称角动量轮或惯性轮，是一种由电机驱动的高速转动部件，通过改变绕固定转轴的转速进而改变其角动量给航天器提供反向控制力矩。

作为惯性器件，类似陀螺，飞轮是否也可以敏感航天器姿态？

是否可以用来做姿态敏感器？

飞轮是可以敏感航天器姿态的，但是精度不高，实用价值不大。

要把飞轮既做执行机构，又做测量部件的想法目前是不现实的。

271.2飞轮飞轮工作基本原理：

角动量交换航天器是一个理想的保守系统，实现姿态控制的基本法则是航天器系统的航天器是一个理想的保守系统，实现姿态控制的基本法则是航天器系统的角动量守恒角动量守恒。

若将航天器当做刚体，则其角动量的变化量在数值上等于施于其上的力矩冲量，其表达式为若将航天器当做刚体，则其角动量的变化量在数值上等于施于其上的力矩冲量，其表达式为所有外来干扰力矩对航天器的积累作用必然会导致其角动量的变化，对于零动量航天器，为了完成飞行任务，必须以某种方式所有外来干扰力矩对航天器的积累作用必然会导致其角动量的变化，对于零动量航天器，为了完成飞行任务，必须以某种方式不断吸收角动量从而保持航天器的角动量（角速度）为零，实现星体稳定不断吸收角动量从而保持航天器的角动量（角速度）为零，实现星体稳定。

当航天器某个轴上有干扰力矩时，装在该轴上的飞轮通过变速或者改变框架角等产生大小相等、方向相反的控制角动量当航天器某个轴上有干扰力矩时，装在该轴上的飞轮通过变速或者改变框架角等产生大小相等、方向相反的控制角动量2015/12/10tHT0whHH281.2飞轮飞轮工作基本原理：

角动量交换改变安装在航天器上的高速旋转刚体的角动量，产生与刚体角动量变化率成正比的控制力矩，作用于航天器上。

改变安装在航天器上的高速旋转刚体的角动量，产生与刚体角动量变化率成正比的控制力矩，作用于航天器上。

2015/12/10飞轮角动量方向不变角动量方向可变角动量大小不变角动量大小可变角动量大小可变角动量大小不变自旋稳定卫星角动量均值为零控制力矩陀螺CMG）球飞轮框架飞轮（GMW）组合飞轮一组偏置飞轮（合成角动量为零）反作用飞轮单框架CMG双框架CMG双框架飞轮单框架飞轮等效双框架飞轮等效单框架飞轮三个正交安装多个（416）斜装单个大型飞轮一对V型安装飞轮（速度相同）一对V型安装飞轮（速度差动）一个偏置飞轮&一个正交反作用飞轮两对V型安装飞轮（速度差动）一个偏置飞轮&两个相互正交反作用飞轮角动量均值非零偏置飞轮291.2.1反作用飞轮反作用飞轮又称零动量轮，角动量一般为又称零动量轮，角动量一般为0.520Nms，飞轮的转速可以，飞轮的转速可以正负改变正负改变，且，且平均角动量为零平均角动量为零。

在飞轮的诸多分类中，最常用的就是反作用飞轮。

在飞轮的诸多分类中，最常用的就是反作用飞轮。

当飞轮的支承与航天器固连时，飞轮角动量方向相对于航天器本体坐标系当飞轮的支承与航天器固连时，飞轮角动量方向相对于航天器本体坐标系Oxyz不变，但飞轮的转速可以变化。

不变，但飞轮的转速可以变化。

对于某些需要快速响应和高敏捷性的卫星，如对于某些需要快速响应和高敏捷性的卫星，如Ikonos-2、QuickBird-2、Orbview-3、Geoeye等高精度侦查或观测卫星均以反作用飞轮作为首要的执行机构。

等高精度侦查或观测卫星均以反作用飞轮作为首要的执行机构。

2015/12/10Quickbird-2Ikonos-2反作用飞轮301.2.1反作用飞轮当卫星受到周期性干扰力矩作用时，反作用飞轮将周期性地变化转速，吸收干扰力矩。

当卫星受到周期性干扰力矩作用时，反作用飞轮将周期性地变化转速，吸收干扰力矩。

当干扰力矩平均值不为零时，则由于角动量累积，就会使飞轮转速达到临界值，进入当干扰力矩平均值不为零时，则由于角动量累积，就会使飞轮转速达到临界值，进入饱和状态饱和状态，失去控制功能。

所以必须配有去饱和装置。

，失去控制功能。

所以必须配有去饱和装置。

2015/12/10由飞轮吸收干扰力矩，保持卫星姿态不变有什么办法能够去飞轮饱和？

外因引起的角动量积累，不可能通过内部交换来解决311.2.1反作用飞轮反作用飞轮工作特点：

1）硬件结构简单，可靠性高；硬件结构简单，可靠性高；2）相比推力器，仅消耗电能，可以相比推力器，仅消耗电能，可以长期使用长期使用；3）相比推力器，无质量排出，相比推力器，无质量排出，不会污染载荷不会污染载荷；4）仅在旋转轴固定方向提供控制力矩，而在垂直旋转轴的另两个轴方向的陀螺耦合效应很小，可以忽略。

仅在旋转轴固定方向提供控制力矩，而在垂直旋转轴的另两个轴方向的陀螺耦合效应很小，可以忽略。

5）对于三轴稳定航天器，反作用飞轮的数量不得少于对于三轴稳定航天器，反作用飞轮的数量不得少于3个，一般为正交安装。

个，一般为正交安装。

2015/12/10321.2.2偏置动量飞轮偏置动量飞轮又称又称角动量轮角动量轮，可为航天器提供一个，可为航天器提供一个不为零的常值角动量不为零的常值角动量偏置值偏置值，也就是说飞轮储存了一个较大的角动量。

，也就是说飞轮储存了一个较大的角动量。

飞轮的转速可以相对于偏置值有一定的变化，从而产生控制力矩。

飞轮的转速可以相对于偏置值有一定的变化，从而产生控制力矩。

因为需要为飞行器提供偏置角动量，所以其角动量值比较大，一般为因为需要为飞行器提供偏置角动量，所以其角动量值比较大，一般为20200Nms。

2015/12/10331.2.2偏置动量飞轮偏置动量飞轮工作特点1）飞轮转速单向运行，对其低速性能和过零特性无严格要求。

飞轮转速单向运行，对其低速性能和过零特性无严格要求。

2）一个动量轮可以提供三轴方向的控制力矩。

一个动量轮可以提供三轴方向的控制力矩。

旋转轴方向旋转轴方向：

利用对飞轮偏置角速度的加速或减速，提供反作用力矩，相当于一个反作用飞轮。

：

利用对飞轮偏置角速度的加速或减速，提供反作用力矩，相当于一个反作用飞轮。

垂直旋转轴的另两轴方向垂直旋转轴的另两轴方向：

飞轮角动量产生陀螺力矩，可以克服干扰力矩，保持星体稳定。

：

飞轮角动量产生陀螺力矩，可以克服干扰力矩，保持星体稳定。

3）对于三轴稳定航天器，可以使用对于三轴稳定航天器，可以使用4个偏置飞轮，其中三个相互正交，另一个斜装在个偏置飞轮，其中三个相互正交，另一个斜装在3个正交飞轮合成角动量矢量的相反方向。

个正交飞轮合成角动量矢量的相反方向。

2015/12/10XYZABCD设斜装动量轮偏置角动量为1，则其余三个飞轮如何分配？

341.2.3控制力矩陀螺控制力矩陀螺如果把恒速旋转的轮子装在框架上，而框架又可以相对于航天器本体转动，即框架角变化，那么就得到了如果把恒速旋转的轮子装在框架上，而框架又可以相对于航天器本体转动，即框架角变化，那么就得到了角动量的大小恒定不变而方向可变的飞轮角动量的大小恒定不变而方向可变的飞轮，这种飞轮称为控制力矩陀螺（，这种飞轮称为控制力矩陀螺（CMG）。

）。

2015/12/10单框架CMG角动量方向变化在一个平面内双框架CMG角动量方向在三维空间内任意改变351.2.3控制力矩陀螺控制力矩陀螺工作特点1）相对推力器，相对推力器，CMG可输出连续光滑的控制力矩；可输出连续光滑的控制力矩；2）相对动量轮或反作用飞轮，相对动量轮或反作用飞轮，CMG可输出可输出显著的控制力矩显著的控制力矩，响应快，且转子恒速，比变速飞轮更容易处理振动隔离问题。

，响应快，且转子恒速，比变速飞轮更容易处理振动隔离问题。

3）主要使用电能，可从太阳电池阵获取，适合长寿命工作。

主要使用电能，可从太阳电池阵获取，适合长寿命工作。

4）单框架控制力矩陀螺有着单框架控制力矩陀螺有着极高的力矩放大作用极高的力矩放大作用，完成同样姿态机动任务能耗极低。

，完成同样姿态机动任务能耗极低。

5）主要缺点主要缺点：

奇异问题，即在某种框架角组合下，沿某一方向或在某个平面上无法输出力矩。

：

奇异问题，即在某种框架角组合下，沿某一方向或在某个平面上无法输出力矩。

2015/12/10361.2.3控制力矩陀螺控制力矩陀螺应用大型航天器（如空间站）