更新时间：2022-08-25 12:11
航天器姿态控制是指控制航天器在太空定向姿态的技术，包括姿态稳定和姿态机动两方面。前者是保持已有姿态，后者是从一个姿态到另一个姿态的转变。不同的航天器对姿态控制的要求有很大差异。
发展概况
早期的航天器限于当时的技术手段多采用被动稳定，特别是自旋稳定，如苏联的“人造地球卫星”1号，美国的“探险者”1号,中国的“东方红”1号均为自旋稳定卫星。60年代初期，由被动稳定逐步发展为半主动控制，即在被动稳定的基础上，辅以主动控制的若干功能，例如增加稳定性（主动章动阻尼和主动天平动阻尼），提高姿态精度（采用姿态测量手段），调节指向（自旋稳定卫星的自旋轴指向控制）等。航天器主动姿态控制技术也获得发展。60年代初期至中期，为了解决长寿命的姿态控制问题，提出了以消耗电能为主的反作用轮控制方案,还开展了半主动控制方案研究,随后出现的各种飞轮控制方案是半主动控制方案的发展和继续。
早期的航天器体积较小，结构刚性较高（除个别附件如天线杆、安放仪器的杆外），人们把航天器看作简单的刚体或刚体系（本体内含可动刚体如飞轮、某些阻尼器等）。控制的方式也是集中控制，即姿态测量和姿态控制都是针对航天器本体这个刚体进行的。
发展趋势
航天器的发展趋势是越来越大，特别是像太阳电池翼等附件，而结构重量要求尽可能小。在这种情况下，挠性问题（见航天器姿态动力学）变得突出了。航天器内部液体燃料（用于喷气执行机构）也日益增加，这就使得姿态控制必须考虑非刚体的问题。巨型航天器如航天站需要考虑分布参数控制的问题。某些特殊部件(如航天器上的大型天线反射面、光学反射面等)不但要求控制其姿态（指平均的方位）而且要求控制其形状，例如对一个直径为 100米的天线的表面尺寸的控制，要求控制精度为10毫米量级。高精度、长寿命、能应变和调整控制系统结构、能识别故障并实现综合控制是航天器姿态控制系统进一步发展的重要课题。
早期的航天器大多采用简单的自旋稳定。其原理是，在无外力矩作用时，自旋航天器的动力矩在空间的大小和方向守恒，实际上是惯性原理。它的精度不高。后来发展的三轴稳定技术是一种主动稳定，即依靠航天器三个相互垂直的轴分别对空间的特定参照系保持稳定。一旦偏离参照系，敏感机构、计算机构、执行机构会使三轴修正到原来的姿态。不同的航天器对姿态控制的要求有很大差异。某些科学探测卫星只求得空间或者大气物理参数时的时间、卫星的轨道位置和瞬时姿态，用以进行数据处理。这类航天器所需的姿态确定准确度为几度至十分之几度。通信卫星、对地观测卫星或哈勃望远镜一类的航天器，要求姿态确定度在十分之几度、姿态稳定度在每秒几角秒，甚至达到每秒10^(-3)角秒或更高。
航天器在轨道运行时，为了完成它所承担的任务,必须具有一定的姿态。对地观测卫星的照相机或者其他遥感器要对准地面。通信卫星和广播卫星的天线要对准地球上的服务区。航天器上的能源装置──太阳电池翼(见太阳电池阵电源系统)要对准太阳。航天器作机动变轨时其变轨发动机要对准所需推力方向。航天器从空间返回大气层时其制动防热面须对准迎面气流方向。
不同类型的航天器对姿态控制有不同的要求。某些科学探测卫星只要求知道在获得空间或者大气物理参数时的时间、卫星的轨道位置和瞬时姿态，用以进行数据的事后处理。这一类航天器不要求姿态控制但要求姿态确定，所需的姿态确定准确度一般为几度至十分之几度。通信卫星和广播卫星要求天线指向精度约为波束宽度的十分之一。对地观测卫星（侦察卫星、地球资源卫星和气象卫星等）需要分辨和识别目标并定位，要求有较高的姿态准确度（十分之几度）和姿态稳定度（几角秒每秒）。天文卫星需要极高的姿态准确度（几角秒）和姿态稳定度（10-3角秒/秒量级）。
航天器的姿态控制主要分为两大类：姿态稳定控制和姿态机动控制。
航天器在轨运行时，由于受到内部与外部干扰力矩的作用，其姿态会偏离期单值。姿态稳定控制的任务是根据姿态确定的信息，设计合理的控制规律，选择合适的执行机构，使姿态稳定在期望值附近，满足姿态性能指标要求。姿态机动是指将航天器从已知的一种姿态控制到另一种期望姿态的再定向过程。
根据控制力矩产生的方式，主要分成以下两种形式：
(1)质量排出式控制。依靠喷气推进系统排出的工质产生反作用力形成控制力矩。对于短期飞行的航天器，喷气控制为唯一的姿态控制执行机构。对于长寿命航天器，喷气控制仪在短时间内使用，一般仅用于大干扰期问的姿态控制(如轨道控制期间、泄压期间)、姿态机动、动量装置卸载等，长期飞行靠动量交换装置实现。
(2)动量交换式控制。利用航天器内部的动量交换装置与航天器本体的角动量交换实现姿态控制。对于各类长寿命、高精度的三轴稳定航天器，主要采用动量交换装置实现航天器的姿态控制。动量交换装置常用的是动量轮和控制力矩陀螺，与动量轮相比，控制力矩陀螺能提供大的姿态控制力矩和角动量容量。对于长期在轨飞行的大型航天器，其质量、惯量均较大，姿控力矩需求和角动量容量需求相应较大，主要采用控制力矩陀螺进行姿态控制。
在使用动量交换装置进行航天器姿态控制时，均存在角动量饱和问题，一般采用磁力矩器进行卸载。由于外干扰力矩的作用，控制力矩陀螺系统角动量不断积累，如果角动量积累达到其饱和容量，则控制力矩陀螺系统不能产生期望的输出力矩，失去姿态控制能力。磁卸载是利用磁控力矩(由航天器上装配的磁力矩器产生合适磁距与地磁场作用产生)来减小控制力矩陀螺系统积累的角动量，使其角动量保持在较小的阈值范围内。