以下是一份卫星姿轨控系统（Attitude and Orbit Control System, AOCS）设计规范的框架和核心内容示例，供参考：
卫星姿轨控系统（AOCS）设计规范
1. 总则
1.1 目的
本规范旨在规定卫星姿轨控系统的设计要求、性能指标、设计流程及验证方法，确保系统满足任务需求，具备高可靠性、鲁棒性和可扩展性。
1.2 适用范围
适用于地球轨道卫星（低轨、中轨、同步轨道等）的姿轨控系统设计，涵盖任务分析、系统架构、硬件选型、软件设计、地面验证及在轨测试等阶段。
1.3 引用标准
- ECSS-E-ST-60-10C（欧空局姿轨控系统标准）
- NASA-STD-4003（美国航天局控制系统设计标准）
- GB/T 12345-XXXX（中国航天器控制系统通用规范）
2. 系统需求与任务分析
2.1 任务需求
- 姿态指向精度：根据载荷需求（如光学载荷需优于0.01°）。
- 轨道控制精度：轨道维持精度（如位置保持误差≤1 km）、轨道机动能力（ΔV需求）。
- 环境适应性：抗空间辐射、热真空、振动冲击等能力。
- 寿命要求：设计寿命≥X年，需考虑部件退化及燃料预算。
2.2 约束条件
- 卫星质量、功耗、体积限制。
- 运载火箭发射条件（力学环境、分离姿态等）。
- 测控覆盖率及星地通信时延。
3. 系统架构设计
3.1 总体架构
- 模块化设计：分为姿态确定、姿态控制、轨道确定、轨道控制四大子系统。
- 冗余设计：关键部件（如陀螺、星敏、控制处理器）采用双冗余或冷备份。
- 通信接口：CAN总线或SpaceWire协议，满足实时性及可靠性要求。
3.2 功能划分
- 姿态确定：
- 敏感器配置：星敏感器（精度≤1 arcsec）、陀螺（零偏稳定性≤0.01°/h）、太阳敏感器、磁强计。
- 算法：多源数据融合（卡尔曼滤波/扩展卡尔曼滤波）。
- 姿态控制：
- 执行机构：动量轮（角动量≥X Nms）、磁力矩器、推力器（推力≤X N）。
- 控制模式：三轴稳定、对地定向、太阳定向、安全模式。
- 轨道确定：
- 基于GNSS接收机（定位精度≤10 m）、地面测轨数据融合。
- 轨道控制：
- 推进系统：化学推进（高推力轨道机动）、电推进（低推力轨道维持）。
- 轨道修正策略：霍曼转移、相位调整等。
4. 硬件设计规范
4.1 敏感器选型
- 星敏感器：视场≥8°×8°，更新频率≥2 Hz，抗杂散光能力满足任务要求。
- 陀螺仪：零偏稳定性≤0.01°/h，抗辐射剂量≥50 krad(Si)。
- GNSS接收机：支持多频多系统（GPS/GLONASS/Galileo/北斗），冷启动时间≤5分钟。
4.2 执行机构
- 动量轮：最大角动量≥X Nms，转速范围±5000 rpm，寿命≥5年。
- 推力器：单组元（肼）或双组元推进，最小脉冲冲量≤0.1 Ns。
- 磁力矩器：磁矩≥50 Am²，功耗≤5 W。
4.3 控制计算机
- 处理器：抗辐射加固型（如LEON系列），主频≥100 MHz。
- 内存：≥256 MB，EDAC校验支持。
- 接口：至少3路RS422、2路CAN总线。
5. 软件设计规范
5.1 实时性要求
- 控制周期：姿态控制环≤100 ms，轨道控制环≤1 s。
- 中断响应时间：≤10 μs。
5.2 容错设计
- 故障检测与隔离（FDI）：敏感器数据异常检测、执行机构健康状态监测。
- 安全模式：太阳捕获模式、磁稳定模式，支持自主切换。
5.3 算法要求
- 姿态控制：PD控制+前馈补偿（抑制挠性振动）。
- 轨道控制：Lambert算法（轨道转移优化），PID控制（轨道维持）。
6. 测试与验证
6.1 地面测试
- 硬件在环（HIL）：模拟空间环境（零重力、真空热循环）。
- 数学仿真：蒙特卡洛分析，覆盖99%的任务场景。
- 环境试验：力学振动（20~2000 Hz）、EMC测试。
6.2 在轨验证
- 初始捕获测试：太阳翼展开后姿态稳定时间≤30分钟。
- 长期性能评估：敏感器精度退化监测，推进剂消耗率标定。
7. 可靠性设计
- 单点故障消除：关键链路双冗余（如双控制计算机）。
- 故障树分析（FTA）：系统级故障模式覆盖率≥95%。
- 寿命预测：动量轮轴承磨损模型、推进剂余量监测。
8. 文档与交付
- 交付物清单：
- 系统需求文档（SRD）、接口控制文档（ICD）。
- 测试报告（TRR、QR）、在轨操作手册。
- 版本控制：Git/SVN管理，变更需通过CCB评审。
9. 附则
本规范由卫星总体设计部门负责解释，修订需经型号总师批准。
备注：实际设计需结合具体任务需求调整参数，并通过多学科优化（MDO）平衡性能与资源约束。