航天器轨道控制

航天器轨道控制（ 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。

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工作段，变轨发动机熄火后是自由飞行段。

在主动飞行段，航天器轨道控制的功能是导航、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（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3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。

轨道控制按应用方式分为4类。

变轨控制和轨道机动

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。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，用于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

使卫星轨道的一个或者几个要素保持不变。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。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，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，要求卫星轨道平面与卫星和太阳连线的夹角保持不变。这种卫星有时还在回归轨道上运行，每过一定的整数天飞经同一地点上空一次，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，可以使地面用户同时看到几颗卫星。

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获得的导航方法。轨道控制系统由航天器上的设备和地面设备组成。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。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。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。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，常常采用固体火箭发动机或液体火箭发动机作为推进器。