航天器姿态动力学与控制——李立涛.
航天器姿态动力学与控制(哈尔滨工业大学) ——李立涛
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
不变平面和不变线的定义 Poinsot椭圆在不变平面上的无滑动滚动
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
推力倾斜的自旋航天器
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
带有姿控推力器的自旋航天器
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
美国探险者一号卫星
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
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
有能量耗损时的本体极迹
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
一般准刚体的姿态动力学模型
x
Iy Iz Ix
yz
Mx Ix
T
(Ix
I
2 x
x / Iz )x2 (I y
I
2 y
/ Iz )y2
y
Iz Ix Iy
xz
My Iy
T
(Ix
I
2 x
y / Iz )x2 (I y
Cba Cz Cx Cz SC CC S
S S
CS SCC SS CCC
S C
SS
C
S
C
tg
1
C31 C32
基于分段趋近律的航天器对地凝视姿态滑模控制
基于分段趋近律的航天器对地凝视姿态滑模控制杨新岩;廖育荣;倪淑燕【摘要】为了提高航天器对地凝视条件下姿态控制精度和鲁棒性,设计了一种基于分段趋近律的姿态滑模控制器.首先,根据航天器轨道参数和目标点地理坐标计算出对地凝视期望姿态.然后,针对当前分段趋近律参数设计不灵活、实际应用存在抖振的缺陷,通过在第二段的幂次趋近律中增添一项线性项,设计了一种全新的分段趋近律.理论证明了该趋近律能有效克服抖振问题;并能在有限时间收敛到滑模面.进而,基于此趋近律设计了一种适用于航天器对地凝视的姿态滑模控制器.仿真实验结果表明,控制器可以获得0.01°的姿态凝视控制精度,在姿态跟踪过程中无抖振现象;并且对外界干扰具有一定的鲁棒性,从而验证了控制器的有效性.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2018(018)025【总页数】6页(P262-267)【关键词】对地凝视;趋近律;高精度;控制器设计【作者】杨新岩;廖育荣;倪淑燕【作者单位】航天工程大学研究生院,北京101416;航天工程大学职业教育中心,北京101416;航天工程大学电子与光学工程系,北京101416【正文语种】中文【中图分类】V525航天器对地凝视是指航天器上的星载凝视成像系统的光轴始终指向地面目标点，整星对目标点实时快速跟踪[1]，其姿态控制是航天器对地凝视任务中的一项重要技术，尤其在航天器对地侦查时具有重要应用。
侦察卫星为得到清晰图像一般采用低轨飞行的方式[2]，受到的外界干扰影响较大，同时为了提高图像分辨率，卫星的成像视角会相应的变小[3]，所以，为了得到目标点的准确图像，卫星对地凝视姿态需要具有高精度性，同时对外界干扰具有一定的鲁棒性。
在航天器姿态控制领域，滑模变结构控制因其具有鲁棒性强，对系统模型依赖性低而得到了广泛应用和发展;但是传统的滑模控制存在较为严重的抖振问题，给滑模变结构控制在航天器姿态控制上的应用带来了困难。
针对此问题，文献[4]采用在边界层引入饱和函数的方法设计了姿态控制律，成功地抑制了抖振;但是降低了精度，增加了收敛时间。
基于模型预测控制的航天器姿态控制研究
基于模型预测控制的航天器姿态控制研究一、引言航天器姿态控制是航天工程中的重要问题之一，它关系着航天器的稳定性和精度，对于载人航天、卫星定位、空间探测等任务都具有重要意义。
传统的姿态控制方法往往基于经验和观察，无法满足对复杂环境中航天器姿态的准确控制需求。
基于模型预测控制（Model Predictive Control，简称MPC）的航天器姿态控制方法在近年来得到了广泛应用，并取得了显著的研究进展。
二、基于模型预测控制的原理与方法1. 模型预测控制原理模型预测控制是一种基于模型的控制方法，通过建立系统的数学模型，对未来一段时间内的系统响应进行预测，并根据预测结果修正控制输入，从而实现对系统的控制。
模型预测控制的核心思想是通过优化问题求解来寻求最优控制策略，以使系统在一定时间范围内满足给定的性能指标。
2. 模型预测控制方法航天器姿态控制中常用的模型预测控制方法包括线性二次型模型预测控制（Linear Quadratic Model Predictive Control，简称LQMPC）和非线性模型预测控制（Nonlinear Model Predictive Control，简称NMPC）。
LQMPC方法假设系统模型是线性的，并通过求解线性二次型优化问题得到最优控制律；而NMPC方法则适用于非线性系统，可以通过迭代求解非线性优化问题近似得到最优控制策略。
三、基于模型预测控制的航天器姿态控制系统1. 系统建模在基于模型预测控制的航天器姿态控制系统中，首先需要建立航天器的数学模型。
航天器姿态控制系统涉及到刚体动力学、航天器运动学等多个方面，因此需要综合考虑刚体力学、电机驱动、传感器测量等多个因素进行建模。
2. 预测模型基于航天器的数学模型，可以通过离散化、线性化等方法获得离散时间的线性预测模型。
预测模型可以用于预测航天器未来一段时间内的姿态变化，进而进行优化计算得到最优控制输入。
3. 优化求解在模型预测控制中，通过求解优化问题得到最优控制输入。
基于反作用飞轮的整星零动量轮控系统
基于反作用飞轮的整星零动量轮控系统
通过分配逻辑（分配矩阵 D）控制指令分配到飞轮上，得到各个飞轮各自的力矩
。飞轮按指令进行动作，产生实际的控制力矩 T 作用在星体上。 指令 h w
由此得出如下关系式：
Dh h w c ~ Uh h w
根据 4 斜装飞轮构型方案： 54.74 , 45 ， 得到安装矩阵和分配矩阵分
0 x 1 y 0 cos z 0 sin
sin cos sin cos cos sin sin sin cos sin 0 cos cos sin sin cos sin sin
1 s Integrator
dphi
(Ix+Iz-Iy)*w0 Gain3
Add1
5 (Ix+Iz-Iy)*w0 Gain ddpsi 1 s Integrator3 dpsi 1 s Integrator2 5 dpsi 180/pi Gain13 dpsi To Workspace5 1 s Integrator7 dtheta 1 s Integrator8 6 dtheta 180/pi 动力学模块得到星体的姿态角和姿态角速率（星体系上的分量） Gain12 dtheta To Workspace4 psi 2 psi 180/pi Gain9 psi To Workspace1 hx
当第 i 个飞轮失效时， 可让分配矩阵中的第 i 行元素为零， 通过求解 UD E3 得到变换后的分配矩阵。 使用 simulink 模块搭建的系统控制实现过程（考虑飞轮饱和特性及摩擦力 矩）如下：
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。
带太阳帆板航天器姿态最优控制的小波展开法
带太阳帆板航天器姿态最优控制的小波展开法
戈新生;张奇志;刘延柱
【期刊名称】《固体力学学报》
【年(卷),期】1999(20)2
【摘要】讨论航天器太阳帆板展开过程中主体姿态的最优控制问题．在控制算法中利用小波分析理论，将离散正交小波函数引入最优控制问题，利用小波展开法替代传统的Ｆｏｕｒｉｅｒ基函数，提出一种基于小波分析的最优控制算法．数值仿真结果表明。
【总页数】6页(P143-148)
【关键词】航天器;最优控制;太阳帆板;小波展开;姿态控制
【作者】戈新生;张奇志;刘延柱
【作者单位】北京机械工业学院;上海交通大学工程力学系
【正文语种】中文
【中图分类】V448.21
【相关文献】
1.带挠性轴太阳帆板航天器姿态动力学研究 [J], 程绪铎
2.万有引力场中带挠性轴太阳帆板航天器的姿态稳定性 [J], 戈新生;刘延柱
3.万有引力场中带挠性太阳帆板航天器的姿态稳定性 [J], 戈新生;刘延柱
4.带挠性伸展太阳帆板航天器的姿态动力学 [J], 程绪铎
5.基于小波逼近的航天器太阳帆板展开过程最优控制的遗传算法(英文) [J], 张奇志;戈新生;刘延柱
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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。
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］
卫星姿态动力学与控制(1)
质量消耗
扰性附件
把推进剂作为固体质点，设置偏置角动量， 推进剂的消耗对卫星具有反作用力和力矩
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。
是德科技公司是全球领先的电子测量公司，通过无线， 模块化和软件解决方案的创新改变当今的测量体验。 凭 借其惠普和安捷伦的传统，是德科技凭借世界一流的平台， 软件和一致的测量科学，为无线通信，航空航天，国防和 半导体市场提供解决方案。 该公司近12,600名员工为100 多个国家的客户提供服务。 是德科技专注于测量，帮助科学家，研究人员和工程 师以精确和自信的方式应对最棘手的挑战。 借助我们的 产品和服务，他们能够更好地实现可产生巨大差异的突破。 是德科技致力于为电子设计、测试、测量和优化提供突破 性的解决方案和可信赖的洞察力，帮助客户加速创新，创 造一个安全互联的世界。
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a、b、c、d、e代表 着五种情况 1、以恒定角速度绕 最大惯量轴转动ob1 2、c、c“为不稳定 平衡轴ob2 3、以恒定角速度绕 最小惯量轴转动ob3
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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1 2
1 C11 C22 C33
q2
1 4q1
C12
C21
q3
1 4q1
C13
C31
q0
1 4q1
C23
C32
q2
1 2
1 C11 C22 C33
q3
1 4q2
C23
C32
q0
1 4q2
C31
C13
q1
1 4q2
C12
C21
q3
1 2
1 C11 C22 C33
q0
1 4q3
C12
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
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
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
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
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
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
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
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
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
cos cos
ey ex
sin sin
cos ez2 1 cos
姿态参数 – 欧拉轴/角源自evu' b
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
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
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
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
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
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