航天器姿态动力学与控制——李立涛
航天器控制：航天器姿态主动稳定系统(2)
1
0
0
z
0 1 0 0
2015/12/22
22
2 零动量反作用轮三轴姿态控制
零动量反作用轮进行三轴姿态控制
• 其特点在于反作用飞轮有正转或反转，但是整个航天器的总 动量矩为零。
• 这种姿态稳定系统的需要俯仰、偏航和滚动三轴姿态信息。 • 所以该三轴控制系统的主要部件是一组提供三轴姿态信息的
敏感器，一组运算的控制器，反作用轮以及卸载去饱和推力 器。
13
1.6 反作用飞轮力矩分配
多飞轮系统
• 设航天器装有n(n≥3)个反作用飞轮，各飞轮的角动量方向矢 量分别为hw1,hw2, … hwn ，对应角动量幅值向量为 hw [hw1 hwn ]T 时，有其角动量在航天器本体系的投影为
hw hw1hw1 hwnhwn Cwhw 其中 Cw hw1 hwn
• 其中由于飞轮相对航天器本体的角速度为ωr ，有
H W
HW t
r HW
• 式中∂HW / ∂t 为相对于固连于飞轮系的微商。代入可得：
H B
B HB
HW t
B HW
r
HW
T
• 整理可得：
H B
B HBTFra bibliotek HW t
B HW
JW W W 0 Tunt
JWW Tunt JWW 0
怎么使得飞轮转速卸载到0？
施加与飞轮初始转速相反的卸载力矩，力矩越大，卸载速度越快。
能否采用磁力矩给飞轮卸载？
奔月轨道的一种求解方法_李立涛
r= v v= -
( 1a)
Le _ r md rm 5R 3 r + _ - L m( 3 + 3) r r md rm 5r r sd rs - Ls ( 3 + 3 ) rsd rs
_ _
ûr 1û
_
_
k õh i õ( k × h)
_ _ _
_
( 4)
( 1b)
_
式中 i m , 8 m 分别是终端状态 ( r 1, v 1) 对应的月心轨 道倾角和升交点经度。 k 和 i 则是月心赤道坐标系的 z 轴和 x 轴在月心平移坐标系下的向量。 h 为转移轨 道终端形成的轨道法向向量, 定义为 r1 × v1 h= _ _ ûr 1 × v 1û
0 引言 作为月球探测器轨 道设计任务的重要过程之 一 , 奔月轨道精确计算目的是提供一条精确的标准 轨道。 该过程不仅需要面对复杂的数学模型 , 还要涉 及到非常耗时的计算。奔月轨道精确计算方法是一 种正向搜索过程 , 即在给定初始地心轨道参数约束 情况下 ( 如轨道倾角, 轨道高度) , 通过一定的搜索方 法搜索其他初始轨道参数 ( 如地球停泊轨道入轨点 位置和时间和转移初速等) 来满足目标轨道参数 ( 例 如月球卫星轨道倾角, 近月距 ) 的要求 , 可归结为两 点边值问题。 对于奔月轨道两点边值问题的求解, 找到一种 收敛性好、 收敛速度快且计算量小的搜索方法是一 个很重要的问题 , 而算法收敛性的好坏除了与搜索 算法有关外, 还与选用的目标轨道参数有关。 按照搜 索算法的不同 , 派生了许多月球探测轨道搜索方法, 如变步长折回爬山法[ 1] 、 可变容差多面体算法[ 2] 、 状 态转移矩阵迭代法 , 并已成功地用于计算某些奔 月轨道 , 但都有一定的缺点 , 如需要计算偏导数矩阵 ( 每迭代一次需要积分几条精确轨道 ) 导致计算效率 较低, 或算法收敛速度较慢 ( 多达 60～100 次) , 或线 性收敛性不好 , 需要合适的初始参数。 本文采用建立在 B 平面上的参数作为目标轨 道参数 , 改进了状态转移矩阵迭代方法, 给出了一种
基于内模原理的复杂挠性卫星姿态控制研究
基于内模原理的复杂挠性卫星姿态控制研究
陆栋宁;刘一武
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2014(035)003
【摘要】首先对具有运动挠性附件的航天器的姿态动力学模型进行了简要讨论和分析,证明了对于受步进扰动的复杂挠性卫星系统,采用输出反馈PD控制仅能得到一致有界稳定的结论.为了获得闭环系统的渐近稳定性能,进一步构造了具有内模补偿的PD控制系统,并且根据Lyapunov理论给出了严格证明.基于美国GOES-8号静止轨道气象卫星公布的动力学参数,对PD控制及含有内模补偿的PD控制两类控制器进行了仿真对比,以校验所设计控制系统的有效性.最后,进行了总结并提出进一步的研究设想.
【总页数】9页(P306-314)
【作者】陆栋宁;刘一武
【作者单位】北京控制工程研究所,北京100190;空间智能控制技术重点实验室,北京100190;北京控制工程研究所,北京100190
【正文语种】中文
【中图分类】V448.22
【相关文献】
1.基于特征模型的挠性充液卫星姿态控制 [J], 张涛
2.基于自组织小脑神经网络的挠性卫星姿态控制 [J], 谭立国;文涛;陈兴林;宋申民
3.基于SVM的逆模型控制在挠性卫星姿态控制中的应用 [J], 温奇咏;李金龙;李刚;马广程
4.一种新型滑模控制算法在挠性多体卫星姿态控制中的应用 [J], 李信栋; 邹奎; 苟兴宇
5.基于H_∞鲁棒控制的挠性卫星姿态控制 [J], 宋斌;马广富;李传江;谌颖
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无人倾转旋翼机飞行力学建模与姿态控制技术研究
无人倾转旋翼机飞行力学建模与姿态控制技术研究一、本文概述随着无人驾驶技术的快速发展，无人倾转旋翼机作为一种新型的飞行器，在军事侦察、民用救援、环境监测等领域展现出巨大的应用潜力。
本文旨在深入研究无人倾转旋翼机的飞行动力学建模与姿态控制技术，以提高其飞行性能、安全性和任务执行效率。
本文将首先介绍无人倾转旋翼机的结构特点和工作原理，分析其飞行动力学特性。
在此基础上，建立无人倾转旋翼机的飞行动力学模型，该模型将包括飞行器的运动方程、动力学方程以及约束条件等。
通过该模型，可以全面描述无人倾转旋翼机的飞行状态，为后续的姿态控制技术研究提供基础。
随后，本文将重点研究无人倾转旋翼机的姿态控制技术。
分析无人倾转旋翼机在飞行过程中面临的姿态控制问题，如飞行稳定性、抗风干扰等。
设计相应的姿态控制算法，如PID控制、模糊控制、神经网络控制等，以提高无人倾转旋翼机的姿态控制精度和稳定性。
同时，还将探讨如何结合无人倾转旋翼机的飞行动力学模型，对姿态控制算法进行优化和改进，以进一步提升其飞行性能。
本文将通过仿真实验和实地飞行测试，对所建立的飞行动力学模型和设计的姿态控制算法进行验证和评估。
通过对比分析实验结果，评估无人倾转旋翼机的飞行性能和姿态控制效果，为进一步优化设计和实际应用提供有力支持。
本文旨在通过深入研究无人倾转旋翼机的飞行动力学建模与姿态控制技术，为其在实际应用中的性能提升和安全保障提供理论支持和技术指导。
二、无人倾转旋翼机概述无人倾转旋翼机是一种独特的垂直起降（VTOL）飞行器，结合了固定翼飞机和直升机的优点，能够在垂直起降和高速飞行之间实现无缝切换。
这种飞行器通过改变旋翼的倾转角度，实现从垂直起降到水平飞行的过渡，反之亦然。
这种灵活性使得无人倾转旋翼机在军事侦察、民用救援、环境监测、农业喷洒等众多领域具有广阔的应用前景。
无人倾转旋翼机的设计和控制比传统固定翼飞机或直升机更为复杂。
它需要在保证垂直起降的稳定性和安全性的同时，还要确保在高速飞行时的性能。
挠性航天器刚柔耦合动力学建模与姿态控制技术的研究共3篇
挠性航天器刚柔耦合动力学建模与姿态控制技术的研究共3篇挠性航天器刚柔耦合动力学建模与姿态控制技术的研究1在航天探索中，挠性航天器的应用越来越广泛，得到了十分重视。
它具有重量轻、载荷能力强等优势，但相对应的却是挠性大，对姿态控制和稳定性要求极高。
挠性航天器的刚柔耦合动力学建模是研究其姿态控制技术的基础。
在建模中，需要考虑它的结构、弹性、惯性和控制等因素，综合分析其动力学性质。
大量的理论分析和实验研究表明，刚体模型无法贴切准确地描述挠性航天器的动态响应，所以需要建立刚柔耦合动力学模型。
模型的复杂性需要高精度数学方法的支持，而采用有限元法对其进行建模是目前较为常用的方法之一。
建模过程中，特别要注意模型精度和计算效率的平衡，以避免精度和时间的浪费。
在进行姿态控制的过程中，通常采用的是控制定律或控制策略。
其中，比较常见的是开环控制和闭环控制。
开环控制是直接将控制信号给予执行机构，缺点是无法实时地反馈和调整，容易失去控制；而闭环控制则在开环控制的基础上，引入了反馈调节，可以根据反馈信号进行实时控制，能够更好地控制姿态，但同时也增加了复杂度。
挠性航天器的姿态控制技术应用场景较为复杂，需要根据不同的任务需求，采用不同的控制策略。
例如，在对星载望远镜进行观测时，需要对挠性航天器的姿态做出高精度控制，可以采用自适应控制策略；在进行卫星捕获和交会对接时，需要将挠性航天器的姿态快速稳定，可以采用模型参考自适应控制策略等。
总的来说，挠性航天器刚柔耦合动力学建模和姿态控制技术的研究，对于保障航天器安全、提高航天器任务成功率具有重要作用。
在实际应用中，需要综合考虑针对不同任务情况选择合适的建模方法和控制策略，以实现航天器的精准运行和任务完成综上所述，挠性航天器刚柔耦合动力学建模与姿态控制技术是航天器领域研究的重要方向之一。
建模方法和控制策略的选择直接影响航天器的安全和任务成功率。
因此，需要持续深入研究，不断完善技术手段，以确保航天器的正常运行和各种任务的高质量完成挠性航天器刚柔耦合动力学建模与姿态控制技术的研究2随着科技的不断发展，人类对于探索宇宙的渴望也越来越强烈。
考虑重力效应的挠性航天器姿态控制及振动抑制
考虑重力效应的挠性航天器姿态控制及振动抑制刘福才;陈鑫;贾晓菁【摘要】以单轴转动的挠性航天器为研究对象,建立了考虑重力效应的挠性航天器动力学模型,并对该航天器在地面调试阶段和空间应用阶段的振动特性和姿态控制精度进行了仿真研究.仿真结果表明,重力项对挠性航天器的振动特性和姿态控制精度均有影响.为了使挠性航天器在不同重力环境下均达到较高的姿态控制精度和理想的振动抑制效果,设计了自抗扰控制器(ADRC),ADRC不依赖于被控对象精确的数学模型,能够应用于不同的重力环境.仿真结果表明,该控制器能实现挠性航天器在地面调试与空间应用阶段的姿态控制及振动抑制.【期刊名称】《高技术通讯》【年(卷),期】2015(025)007【总页数】10页(P703-712)【关键词】挠性航天器;重力效应;姿态控制;振动抑制【作者】刘福才;陈鑫;贾晓菁【作者单位】燕山大学工业计算机控制工程河北省重点实验室秦皇岛 066004;燕山大学工业计算机控制工程河北省重点实验室秦皇岛 066004;燕山大学工业计算机控制工程河北省重点实验室秦皇岛 066004【正文语种】中文现代航天器为了完成各种空间任务往往携带着挠性附件，且对姿态控制精度的要求很高。
然而在航天器姿态机动的过程中，由于挠性附件与中心刚体之间存在耦合，挠性附件会产生振动，进而影响航天器姿态控制的精度，使整个系统的性能下降。
因此，结构振动控制技术成为提高航天器控制精度的一项关键技术。
近年来，国内外许多学者对挠性航天器的振动抑制问题进行了研究[1-5]。
所有挠性航天器都是在地面组装调试，到空间使用服役的[6,7]。
为了确保空间应用阶段各设备正常工作，并能同时达到各项性能指标要求，在升空前要在地面重力环境下模拟空间微重力环境。
虽然模拟试验方法有落塔法、抛物飞行法、水浮法、悬吊法、气悬浮法等[8]，但都不能完全消除重力对试验系统的影响，地面与空间由于重力环境的不同，会导致挠性航天器动力学特性发生变化。
第四章航天器的姿态动力学与控制
11.3.6 姿态敏感器
姿态就是航天器在空间的方位，而姿态敏感器用来测量航天器 本体坐标系相对于某个基准坐标系的相对角位置和角速度，以确 定航天器的姿态。要完全确定一个航天器的姿态，需要3个轴的角 度信息。由于从一个方位基准最多只能得到两个轴的角度信息 （俯仰和偏航），为此要确定航天器的三轴姿态至少要有两个方 位基准。姿态敏感器按不同的基准方位，可分为下列5类：1、以 地球为基准方位：红外地平仪，地球反照敏感器；2、以天体为基 准方位：太阳敏感器，星敏感器；3、以惯性空间为基准方位：陀 螺，加速度计；4、以地面站为基准方位：射频敏感器；5、其 他：例如磁强计（以地磁场为基准方位），陆标敏感器（以地貌 为基准方位）。
单轴
与喷气推力器三轴姿态稳定系统相比，飞轮三轴姿态稳定系统 具有多方面的优点。
1、飞轮可以给出较精确的连续变化的控制力矩，可以进行线性控 制，而喷气推力器只能作非线性开关控制。因此飞轮的控制精度一 般比喷气推力器的高一个数量级，而且姿态误差速率也比喷气控制 小。
2、飞轮所需要的能源是电能，可以不断通过太阳能电池在轨得到补 充，因而适合于长寿命工作。喷气推力器需要消耗工质或燃料，在 轨无法补充，因此其使用寿命大大受限，基本上与航天器携带的工 质或燃料质量成正比，而且还有长期密封问题。
11.3.3 自旋稳定
自旋稳定的原理：是利用航天器绕自旋轴旋转所获得的陀螺定轴 性，使航天器的自旋轴方向在惯性空间定向。它的主要优点首先是为 航天器获得规则的姿态运动提供了一种简单的手段。自旋卫星利用非 常简单的仪器便可提供姿态信息，而且因为运载工具通常是以自旋方 式入轨的，所以航天器很容易达到完全无源的惯性定向，并且有一定 的精度。其次，由于自旋运动具有比较大的动量矩，因此航天器抵抗 外干扰的能力很强，因为当自旋航天器受到恒定干扰力矩作用时，其 自旋轴是以速度漂移，而不是以加速度漂移。加之自旋稳定能使航天 器发动机的推力偏心影响减至最小，因此自旋稳定方式在航天器，特 别是在早期发射的航天器中得到了广泛的应用。
挠性多体航天器动力学建模与姿态控制技术研究
实验结果与分析
为了验证所提出主动振动控制策略的有效性和可行性，我们进行了一系列实验。 实验结果表明，通过引入主动振动控制，挠性航天器的姿态机动稳定性得到了 显著提高，同时姿态控制精度也得到了明显提升。与传统的振动抑制方法相比， 我们所提出的策略能够在更短的时间内实现对挠性航天器姿态机动的控制，具 有更好的实时性和效果。
挠性航天器姿态机动的主动振动 控制策略
针对挠性航天器姿态机动的特点，我们提出一种基于机器学习、数据驱动的主 动振动控制策略。该策略通过收集大量航天器姿态机动过程中的历史数据，利 用机器学习算法对数据进行学习和分析，提取出有益于提高姿态控制精度和稳 定性的特征。然后，根据这些特征设计最优控制器，实现对挠性航天器姿态机 动的主动振动控制。
1、考虑更多影响因素：目前的动力学模型主要于航天器的动力学特性，而对 于诸如气动干扰、太阳辐射压力等外部影响因素的考虑尚不充分。未来的研究 可以尝试将更多影响因素纳入模型，从而提高模型的预测能力。
2、引入智能算法：传统建模方法通常基于已知的系统参数进行建模，而对于 参数的不确定性和时变性往往难以处理。引入智能算法，如神经网络、模糊逻 辑等，可以实现对模型参数的自适应调整，提高模型的鲁棒性。
实验结果与分析
通过实验验证，本研究建立的挠性航天器刚柔耦合动力学模型具有较高的精度 和有效性。在姿态控制方面，研究采用遗传算法优化后的控制算法具有较好的 控制效果和鲁棒性。具体而言，对于不同工况和干扰条件下，优化后的控制算 法均能实现有效的姿态稳定和控制。同时，实验结果也表明，混合控制方法在 提高控制精度、减小控制功耗方面具有明显优势。
文献综述
挠性航天器刚柔耦合动力学建模方面，国内外学者进行了广泛的研究。通过对 挠性航天器的模态分析、动力学建模和振动控制等方面的研究，取得了丰硕的 成果。在姿态控制技术方面，常用的方法包括被动控制、主动控制和混合控制 等。
卫星姿态动力学与控制
由于ωy和 ωz周期性变化，所以在本体坐标系Oyz平面内， ω绕Ox轴以速率Ω旋转，而幅值ω恒定。由此可见，星体的瞬时 转速ω绕自旋轴Ox 作圆锥运动。
Ox沿H动量矩空间锥运动
考虑到在无外力矩作用下，航天器动量矩H守恒，即在 空间中固定不变，
由于ω绕Ox轴旋转，因此Ox也必然作圆锥运动，才可能 使得它们的合矢量H在空间定向
推进剂的消耗对卫星具有反作用力和力矩
模态截断和溢出
模态阶段：为了方便起见，在工程设计中，对动力 学方程进一步降阶，截区对系统影响较小的模态，保 留影响较大的模态坐标。
模态溢出：在实际情况中，任然会激发被截取的模 态坐标，被称为控制溢出。
测量与分析时，留有足够的增益裕量或相位裕量， 使得被截去的模态不会影响系统的稳定性和性能。
频谱分析仪（信号分析仪）
通过使用行业领先的分析工具，查看器 件的真实性能，这些频谱分析仪工具能够帮 助您: 使用各种硬件平台满足不断变化的测试需 求—无论是研发领域追求的最高性能，还是 制造环节恰到好处的性能 利用业界最广泛的特定频谱分析软件，实施 更深入的故障诊断或一键式测量 在您优化测试以提升测量性能或吞吐量时， 可以利用经过证明的测量科学以及能够保证 测量完整性的深厚技术来获得可靠的测量结 果 通过升级功能特性和性能，延长测试资产的 使用寿命
基础频谱分析仪（BSA）
基础频谱分析仪（BSA） 执行简单有效的操作 •在高达 7 GHz 的频率上提供可靠的性能， 可以提高生产效率、避免不必要的开支 •经过优化的测量速度和增值特性可以提高 您的测试效率 •仪器的可用性得到改善，可以缩短您的学 习时间和提高测试效率 •覆盖了频谱分析、信号监测和传输/反射测 量等多种功能，能够满足更广泛的、严苛的 射频测试需求
挠性航天器姿态机动和主动振动抑制控制
制器设 计方法 。首先 ， 利用挠性附件 固有物理特性 构造 了一种结 构简单 的开环模 态观测器 ， 然后 以此获得 的模态估 计信 息 及 可测 量的姿态 四元数 和角速度信息 ， 于 自适 应反步设计方法进行 反馈 控制器设计 。设计 中无需 忽略挠性附件和 中心刚 基
体 的耦 合 ， 且挠性模 态振动抑制效果 明显 ， 保证 了闭环 系统 在参 数不确定存在和外部 干扰 作用下的姿态稳定鲁棒性 ， 外部 对 干扰力矩具有 增益抑制性 能。通过 理论 证明和仿真研究证 明了所设 计控制器 的有效性 和可行性。 关 键词 ： 挠性航 天器 ； 姿态 机动 ； 主动振 动抑 制 ； 模态观测器 ； 自适应反 步技 术
不 可避免地受到各种 外部 力矩 的干 扰以及外 界 的其他 信号 的干 扰 。另外 ， 中心刚体和挠性 附件 间的强耦 合作用 ， 以及 附件 的振
动势必然影 响到中心 刚体 姿态 机动 的控制 性 能 ， 而挠性 附件 模 态的不可直接测 量 ， 附件 振动 的主动抑制带 来 困难 。因此 ， 给 挠 性 航天器姿 态机 动 和主 动振 动 抑 制 问题 的研 究 得到 了广泛 的
［
ｃ
跏一
其中： ＝而＋ 为系统状态变量； ｑ ｑ ｒ（ ［。 ｇ＝
（＝ ）
Ｊ ＋ 而 ＝一 ｏ ３
卜
（ ＋ 西 ６ ）＋ （）＋ （）（ ） ｄｆ １
于压 电智能 材料的 主动振 动抑 制技 术相 结合 的复合 控 制策 略 ， 有效抑制 了挠性 附件 的振 动。然而 ， 述文 献一 方 面将附 件振 上 动对 中心刚体的作用 看成 外 部有界 扰 动 ， 一 方面则 忽略 中心 另 刚体与挠性 附件耦合 。文献 ［０—１ ］ １ 针对挠性 附件单独 进行控 １ 制 策略研究 。文献 ［０ 在附件参量未 知的情况利用 隐式 自适应 １］
航天器姿态的描述与姿态动力学
航天器姿态运动学
x
y
z
x ' cos 1 cos 2
cos 3
y ' cos 1 cos 2
z ' cos 1 cos 2
cos 3
cos 3
方向余弦矩阵(Direction
Cosine Matrix) 为正交矩
阵，有时以表格形式给出
➢ 直接求取方向余弦矩阵比较困难，因此引入内框架坐标系oxyz和
的本体坐标系Oxyz。变换矩阵为
x cos
y sin
z 0
sin
cos
0
0
0
1
15
航天器姿态运动学
综合以上变换，坐标系OXYZ与Oxyz之间的直接转换关系即为
系 O 中的分量分别为：
O 轴为 ，
O 轴为 sin ， O 轴为
cos 。再将
O 轴和 O 轴分量按Ox和Oy轴分解，其结果表示如下：
x sin sin cos
y sin cos sin
标轴保持平行。
质心轨道坐标系
简称轨道坐标系。这是一个以航天器质心为原点的正
交坐标系，如图所示。
卫星轨道平面为坐标平面，O为卫星质心，z
轴由质心指向地心（当地垂线），x轴在轨道
平面内与z轴垂直并指向卫星速度方向，y轴与
x、z轴右手正交且与轨道平面法线平行
3
航天器姿态运动学
本体坐标系Oxyz
又称为星体坐标系。在此坐标系中，原点0在航天器质心，Ox，
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exez 1 cos ey sin
exey 1 cos ez sin cos ey2 1 cos
eyez 1 cos ex sin
ex ey
ez ez
1 1
co
cos ez2 1 cos
姿态参数 – 欧拉轴/角
e
v
u' b
S S
CS SCC SS CCC
S C
SS
C S
C
tg
1
C31 C32
cos1 C33
tg 1
C13 C23
姿态参数 - 欧拉角
Z2
Za Z1
Z1
Zb
& &
& O
Xa
X1 X2
Xb
Y2 Yb
Y1
Ya
zxy旋转顺序
姿态参数 - 欧拉角
2. 方向余弦矩阵和zxy顺序的欧拉角的关系
2q1q2 q3q0
q02 q12 q22 q32
2q2q3 q1q0
2q1q3 q2q0 2q2q3 q1q0
q02 q12 q22 q32
q0
1 2
1 C11 C22 C33
q1
1 4q0
C23
C32
q2
1 4q0
C31
C13
q3
1 4q0
C12
C21
q1
OP
xP
yP
xR
OR
xb
yR
yb
双自旋陀螺体模型
东方红二号
双自旋准刚体模型
第2章 航天器姿态动力学基本方程
美国QuickBird卫星
多刚体模型
第2章 航天器姿态动力学基本方程
风云一号
刚体-挠性体混合系统
第2章 航天器姿态动力学基本方程
美国TDRS卫星
刚体-挠性体-液体的混合系统
航天器常用坐标系
黄道、赤道、春分点
航天器常用坐标系
zi
春分点方向
xi
r
Oe
飞行器
yi
赤道面
地心赤道惯性坐标系
航天器常用坐标系
ze
Greenwich子午面
r 航天器
Oe
xe
地心赤道旋转坐标系
ye
赤道面
航天器常用坐标系
xb
zo
ω0
xo
zb
地球
yb yo
轨道坐标系和星体坐标系的示意图
姿态参数-欧拉角
2.《卫星姿态动力学与控制》 屠善澄主编. 宇航出版社, 2001
3. 《卫星轨道姿态动力学与控制》 章仁为编著. 北京航空航天大学出版社, 1998
4.《空间飞行器飞行动力学》 刘暾、赵均著。哈尔滨工业大学出版社,2003
5. 《空间飞行器动力学与控制》 卡普兰著.北京:科学出版社,1981
第1章 航天器姿态运动学
CC SS S
Cba
Cy
Cx
Cz
C S
SC SC S
C S SSC CC
S S SCC
CS
S
CC
tan
1
C21 C22
sin1 C23
tan
1
C13 C33
姿态参数 - 欧拉角
3. 方向余弦矩阵和zyx顺序的欧拉角的关系
CC
Czyx , , Cx Cy Cz CS SSC
C21
q1
1 4q3
C13
C31
q2
1 4q3
C23
C32
第2章 航天器姿态动力学基本方 程
第2章 航天器姿态动力学基本方程
尖兵一号甲
美国XSS-10卫星
刚体模型
第2章 航天器姿态动力学基本方程
探险者一号卫星
单自旋准刚体模型
实践一号甲
第2章 航天器姿态动力学基本方程
zb zR , zP
zb
za
za
za
xb xa
O
yb
O
ya
xa
O
ya
ya
yb
xa
ya
xb
基元旋转矩阵
姿态参数-欧拉角
Zb Za
Z2
Z1
Yb
&
&
O
&
Xb
Y2
Y1
Ya
Xa
X1 X2
zxz旋转顺序
姿态参数 - 欧拉角
方向余弦矩阵和zxz顺序欧拉角的关系
CC SC S
Cba Cz Cx Cz SC CC S
绪论
章节安排
第二部分 航天器姿态控制
第7章 航天器姿态确定基础 第8章 自旋、双自旋航天器的姿态确定 ➢ 第9章 三轴稳定航天器的姿态确定 ➢ 第10章 自旋、双自旋航天器的姿态控制 ➢ 第11章 三轴稳定航天器的姿态控制 ➢ 第12章 航天器姿态控制系统设计概述
绪论
参考书目
1. 《空间飞行器姿态控制系统》 杨大明编著.哈尔滨工业大学出版社, 2002
a
u
欧拉轴/角坐标变换示意图
姿态参数 – 欧拉轴/角
zb
za
e
z
y
x
xa xb
yb ya
姿态参数 – 欧拉参数(姿态四元数)
欧拉参数与方向余弦矩阵的关系
Cba q02 qTq E3 2qqT 2q0q
q202
q12 q22 q32 q1q2 q3q0
2q1q3 q2q0
SS CSC
C S CC SS S SS CS S
S
SC
CC
tan
1
C12 C11
sin1 C13
tan 1
C23 C33
姿态参数 – 欧拉轴/角
Cba cos E3 1 cos e eT sin e
ex
cos ex2
ey 1 cos
1 cos ez sin
对地定向工作
对地观测卫星的姿态机动
对日定向模式
绪论
章节安排
第一部分 航天器姿态动力学
绪论 第1章 航天器姿态运动学 第2章 航天器姿态动力学基本方程 ➢ 第3章 空间环境力矩 ➢ 第4章 自旋、双自旋航天器的姿态动力学 ➢ 第5章 重力梯度稳定航天器的姿态动力学 ➢ 第6章 三轴稳定航天器的姿态动力学
QuickBird卫星
对地定向卫星(气象卫星、资源、侦查卫星等)
哈勃太空望远镜
对天体定向的航天器
嫦娥一号卫星(三体定向)
绪论
对其他卫星跟踪和定向的航天器
绪论
天线对其他卫星跟踪和定向的航天器
日本技术实验卫星7号(ETS VII)
对地->对日定向 姿态机动
太阳光方向
对日->对地定向 姿态机动
航天器姿态动力学与控制
讲授教师：李立涛 学科专业：飞行器设计
绪论
绪论
航天器
无人航天器
人
造
空
地
间
球
探
卫
测
星
器
载人航天器
空 间 站
载 人 飞 船
航 天 飞 机
技
科
术
应
学
试
用
卫
验
卫
星
卫
星
星
行
星
月
和
球
行
探
星
测
际
器
探
测
器
卫 星 式 载 人 飞 船
登 月 载 人 飞 船
单自旋稳定航天器
风云二号卫星
双自旋稳定航天器
1 2
1 C11 C22 C33
q2
1 4q1
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1 C11 C22 C33
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1 4q3
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