1. 课程导入与GNC执行机构全景

航天器在轨飞行时，姿态与轨道不会自动保持。无论是让太阳翼对日定向、让相机稳定指向地面目标，还是把卫星从入轨点送入工作轨道，都需要一套能够"感知—判断—动作"的闭环系统。这套系统就是GNC，即制导、导航与控制（Guidance, Navigation and Control）。本课程聚焦GNC链路中最靠近物理世界的一环——执行机构，讨论它们的模型、约束以及如何在控制系统中正确使用。

GNC系统的组成与信号流

从功能上看，GNC由三大部分构成。导航（Navigation）负责确定航天器当前的位置、速度和姿态，常用敏感器包括星敏感器、太阳敏感器、陀螺、磁强计和GNSS接收机。制导（Guidance）根据任务目标与当前状态，计算出期望的轨道或姿态轨迹，例如变轨所需的速度增量方向与大小。控制（Control）则把期望状态与实际状态的偏差转换为执行机构可以接受的指令，并通过控制律保证闭环稳定与动态品质。

执行机构位于控制器的下游、航天器本体的上游。它接收控制指令（通常是力矩指令、力矩电流指令或转速指令），输出真实的力矩或推力，作用在航天器上改变其姿态或轨道。因此，执行机构是控制算法与物理运动之间的"接口"。控制律设计得再好，如果执行机构模型不准、约束被忽略，闭环性能就会偏离预期，甚至出现饱和、死区、抖振或失稳。

执行机构在姿态与轨道控制中的角色

姿态控制的目标是让航天器本体坐标系相对某个参考系保持或跟踪期望指向。执行机构通过产生力矩改变角动量，从而改变姿态角与角速度。常见的姿态执行机构有三类：动量轮/反作用轮通过改变轮子转速产生反作用力矩，适合精细、连续的姿态稳定；控制力矩陀螺（CMG）通过改变高速转子角动量方向产生大力矩，适合快速机动或大型航天器；推力器通过喷气产生力矩，适合大角度快速机动以及动量卸载。

轨道控制的目标是改变航天器的质心运动，包括轨道机动、轨道保持和编队维持。轨道执行机构主要是推力器，包括化学推进和电推进。化学推力器推力大、工作时间短，适合变轨；电推力器比冲高、推力小，适合长期轨道保持。部分航天器还使用太阳帆、磁力矩器等环境力执行机构，但它们的控制能力受轨道与环境条件限制。

值得注意的是，姿态与轨道控制并非完全独立。推力器既产生推力也产生力矩，安装位置与推力方向决定了推力与力矩的耦合关系。在轨道机动时，必须同时考虑姿态稳定与质心运动，否则推力方向偏差会直接导致轨道误差。这种耦合关系是执行机构建模与约束分析中必须处理的问题。

课程知识地图与学习目标

本课程围绕"模型—约束—使用"三条主线展开，共30章。前几章建立GNC与执行机构的整体认识，随后分别深入动量轮、CMG、推力器等典型执行机构的数学模型，再讨论饱和、死区、速率限制、安装偏差、摩擦、时延等约束，最后落到控制分配、动量管理、故障重构与仿真验证等工程问题。

学习目标可以概括为四点。第一，能够写出典型执行机构的输入输出模型，理解力矩指令到真实力矩之间的动态与非线性环节。第二，能够识别执行机构的关键约束，并在控制律与分配算法中正确处理。第三，能够根据任务需求选择合适的执行机构组合，并完成基本的参数估算。第四，能够通过仿真或试验数据判断执行机构是否按预期工作，定位常见异常。

一个贯穿课程的示例场景

为便于后续章节衔接，这里给出一个贯穿全课程的示例场景。假设一颗对地观测卫星，轨道高度约500 km，星体质量约800 kg，主惯量矩阵近似为 diag(400, 450, 350) kg·m²。姿态执行机构采用三正交加一斜装的反作用轮组，单轮最大角动量约15 N·m·s，最大输出力矩约0.1 N·m。轨道控制采用一台推力约0.5 N的化学推力器，安装于质心附近但存在约5 mm的安装偏差。

在后续章节中，我们会用这组参数计算反作用轮的力矩响应、饱和时间、动量卸载周期，分析推力器安装偏差带来的干扰力矩，并讨论控制分配算法如何在轮组接近饱和时重新分配指令。这些计算均属于教学示例，实际工程中需要根据具体任务、部件手册和试验数据重新确认。