实验一 航天器轨道计算

实验一航天器轨道要素与空间位置关系

一、实验目的

1.了解航天器轨道六要素与空间位置的关系。

2.掌握航天器轨道要素的含义。

二、实验设备

安装有Matlab的计算机。

三、实验内容

1．实验原理

航天器的六个轨道要素用于描述航天器的轨道特性，有明显的几何意义。它们决定轨道的大小、形状和空间的方位，同时给出航天器运动的起始点。这六个轨道要素分别是：

①轨道半长轴(a)：它的长度是椭圆长轴的一半，可用公里或地球赤道半径或天文单位为单位。根据开普勒第三定律，半长轴与运行周期之间有确定的换算关系。

②轨道偏心率(e):为椭圆两焦点之间的距离与长轴的比值。偏心率为0时轨道是圆;偏心率在0～1之间时轨道是椭圆,这个值越大椭圆越扁；偏心率等于1时轨道是抛物线;偏心率大于1时轨道是双曲线。抛物线的半长轴是无穷大,双曲线的半长轴小于零。

③轨道倾角(i)：轨道平面与地球赤道平面的夹角，用地轴的北极方向与轨道平面的正法线方向之间的夹角度量，轨道倾角的值从0°～180°。倾角小于90°为顺行轨道，卫星总是从西(西南或西北)向东(东北或东南)运行。倾角大于90°为逆行轨道，卫星的运行方向与顺行轨道相反。倾角等于90°为极轨道。

④升交点赤经(Ω):它是一个角度量。轨道平面与地球赤道有两个交点，卫星从南半球穿过赤道到北半球的运行弧段称为升段，这时穿过赤道的那一点为升交点。相反，卫星从北半球到南半球的运行弧段称为降段，相应的赤道上的交点为降交点。在地球绕太阳的公转中，太阳从南半球到北半球时穿过赤道的点称为春分点。春分点和升交点对地心的张角为升交点赤经,并规定从春分点逆时针量到升交点。轨道倾角和升交点赤经共同决定轨道平面在空间的方位。

⑤近地点幅角 (ω)：它是近地点与升交点对地心的张角，沿着卫星运动方向从升交点量到近地点。近地点幅角决定椭圆轨道在轨道平面里的方位。

⑥真近点角(f )：卫星相对于椭圆长轴的极角。

图1为轨道的空间关系；图2为轨道平面内的椭圆轨道要素。

图1轨道的空间关系

图2轨道平面内的椭圆轨道要素

根据航天器的轨道六要素，可以算出航天器任意时刻在空间中的位置。 下面推导航天器的轨道六要素与空间位置间的转换关系。不失一般性，假设这里的空间位置为航天器在地心赤道惯性坐标系中的坐标值。定义地心赤道惯性

y o

x o

f

坐标系OXYZ ：坐标原点O 为地球中心，X 轴沿赤道面和黄道面的交线，指向春分点；Z 轴垂直于赤道面，与地球自转角速度矢量一致；Y 轴在赤道面内与X 轴垂直，且OXYZ 构成右手直角坐标系，如图1所示。

首先，定义地心轨道坐标系o o o z y Ox ，如图2所示，z o 轴由右手正交定则确定。在地心轨道坐标系中，卫星的位置坐标为

f r x o c o s =

f r y o s i n = （1） 0=o z

其中r 为航天器与中心引力体的距离，

f

e e a r cos 1)1(2+-= （2） 地心轨道坐标系o o o z y Ox 与赤道惯性坐标系OXYZ 之间的转换关系是这样的：先将地心轨道坐标系绕矢量z o 轴转角（-ω）；再绕节线ON 转角)(i - ；最后绕Z 轴转角)(Ω-，经过这样三次旋转后，地心轨道坐标系和赤道惯性坐标系重合。 应用坐标转换公式导出航天器在赤道惯性坐标系中的坐标为

=????

??????--Ω-=????????

??o o o z x z z y x R i R R z y x )()()(ω =????????????????????Ω-Ω+Ω-Ω+ΩΩΩ-Ω-Ω-Ω0s i n c o s c o s s i n c o s s i n s i n c o s s i n c o s c o s c o s s i n s i n c o s c o s s i n s i n c o s s i n s i n s i n c o s c o s c o s s i n s i n c o s s i n c o s c o s f r f r i i i i i i i i i ωωωωωωωωωω

c o s

c o s ()s i n s i n ()s i n

c o s ()c o s s i n ()c o s s i n ()s i n f f i r f f i f i ωωωωωΩ+-Ω+????Ω++Ω+????+??

（3） 这就是用轨道要素描述航天器位置的公式，其中真近点角f 须解开普勒方程。

2．仿真原理

利用Matlab中的Simulink对式（2）和式（3）进行编程，实现航天器轨道要素与空间位置的转换。之后通过Simulink中的VR工具箱对航天器的运行轨道进行三维立体仿真。图3为VR Sink模块和VR三维环境模型。

图3 VR Sink模块和VR三维环境

3. 实验步骤：

仿真实验系统如图4所示，系统由四部分组成，分别为航天器与中心引力体的距离r计算模块，航天器在赤道惯性坐标系中的坐标计算模块，真近点角f计算模块以及VR仿真模块。其中前两个模块是本次实验需要搭建的模块。

图4 仿真实验系统

仿真中，主要应用了Simulink标准库中常用的模块库为：

1．Math Operations(数学运算模块库)：主要完成基本的数学运算。

2．Signal Routing（信号的路径）：作用是对输入的多路信号重排序，或者选择其中的某几路信号输出。

3．Sinks(输出接受模块库)：主要包括常用的输出模块。

4．Sources(输入源模块库)：主要包括信号发生器等信号输入模块。

实验的具体步骤如下：

（1）计算航天器与中心引力体的距离r

利用Matlab中的Simulink实现公式（2）中r的计算。

（2）计算航天器在赤道惯性坐标系中的坐标

利用Matlab中的Simulink实现公式（3）的计算。

（3）显示航天器的运行轨迹

要求分别显示航天器在赤道关系坐标系中XOZ、XOY以及YOZ平面的运动轨迹。

（4）航天器轨道要素的几何意义

改变航天器的轨道六要素，观察航天器运行轨道的变化。

四、思考题

1．当偏心率取不同值时，轨道的形状有何变化。

2．当偏心率e=1时，r的计算会出错，如何进行编程避免上述错误。五、实验报告要求

1．简明扼要的写出实验原理及步骤，准确回答思考题。

2．写出实验体会，说明在实验中遇到的问题及解决方法。

实验二霍曼转移

一、实验目的

1.了解霍曼转移的条件

2.掌握霍曼转移的原理。

二、实验设备

安装有Matlab的计算机。

三、实验内容

1．实验原理

航天器在太空中沿着某一固定的轨道运动，实际任务中航天器往往需要在不同的轨道中运动来满足任务的需要。比如某一轨道上运行的卫星发生故障不能返回，另一轨道上的宇宙飞船要对它进行修理，就好像公路上的一辆汽车，要从一个车道进入另一个车道。

航天器的轨道机动是基于航天器轨道机动的瞬时假设，即航天器从一个轨道机动到另一个轨道是利用瞬时之间作用的速度增量来完成的，或者说可以通过单个或几个推力冲量来校正或改变轨道。

在许多情况下，一个航天器的轨道机动可以由一系列的轨迹来实现。换句话说，航天器从一个轨道变为另一个轨道可以经过许多轨迹来达到。因此存在一个最优轨迹，这个最优轨迹的选择须以最少燃料消耗量为准则，有时还要求最合适的时间，可能是最短时间，也可能是给定的时间。

霍曼转移对于两个圆形的共面轨道来说，转移中需要消耗的燃料最小。

如图5所示，对于向外轨道转移来说，沿切线方向提供第一个冲量，以便使航天器的速度v A变为v1，这样就可以使航天器进入远地点距离恰好等于终轨道半径的椭圆转移轨道。相应地，航天器在椭圆转移轨道远地点的速度即为v2，然后在转移轨道远地点提供第二个切向冲量，使速度由v2变为v B，完成整个转移过程。

图5 霍曼转移

2．实验步骤

已知航天器需要从一条圆轨道转移到共面的另一条圆轨道上运行，其转移过程为霍曼转移，两条圆轨道的升交点赤经、近地点幅角以及轨道倾角的值为0，航天器当前运行轨道的半径为480公里，转移到半径为700公里的圆轨道上。

根据霍曼转移原理计算出转移轨道的轨道要素，并利用Simulink和VR进行仿真。

航天器在轨道中运行是由其轨道要素决定的，每个轨道都有其特定的轨道要素，所以航天器变轨就需要对不同的航天器轨道要素进行选择性的输入，Switch 选择开关就具有这样的功能。

图6 Switch选择开关

如图6所示Switch选择开关有三个输入端口分别为端口1、端口2、端口3和一个输出端口，端口1和端口3为输入端口，端口2为选择满足条件端口。初始时输出端口1的值，当端口2的条件被满足，就输出端口3的值。

实验的具体步骤如下：

（1）根据上述轨道转移的条件分别计算出初始轨道、过渡轨道和终轨道的轨道要素。

（2）用一个Switch选择开关，实现由初始轨道到过渡轨道的轨道要素的变换。转移的条件是航天器在初始轨道上的真近点角为180度。

（3）再用一个Switch选择开关，实现由过渡轨道到终轨道的轨道要素的变换。转移的条件是航天器在过渡轨道上运行的真近点角为180度。

综上，完成霍曼转移。

四、思考题

1．试写出转移轨道的轨道要素的计算过程。

2．试写出进行轨道转移的条件及在Simulink中的实现方法。

五、实验报告要求

1．简明扼要的写出实验原理及步骤，准确回答思考题。

2．写出实验体会，说明在实验中遇到的问题及解决方法。

航天器制导及控制课后题答案(西电)

1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？ 航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正常工作。 1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么? 概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：对航天器绕质心施加力矩, 以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。关系：轨道控制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制, 航天器姿态必须符合要求。也就是说, 当需要对航天器进行轨道控制时, 同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某些飞行过程中, 可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。 1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。 姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天器姿态运动的形式可大致分为两类。自旋稳定:卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向。 1.6主动控制与被动控制的主要区别是什么? 画出星—地大回路控制的结构图。 主动控制与被动控制的主要区别是航天器的控制力和力矩的来源不同。被动控制:其控制力或力矩由空间环境和航天器动力学特性提供, 不需要消耗星上能源。例如利用气动力或力矩、太阳辐射压力、重力梯度力矩，磁力矩等实现轨道或姿态的被动控制, 而不消耗工质或电能。主动控制:包括测量航天器的姿态和轨道, 处理测量数据, 按照一定的控制规律产生控制指令, 并执行指令产生对航天器的控制力或力矩。需要消耗电能或工质等星上能源, 由星载或地面设备组成闭环系统来实现。

航天器总体设计答案总结(新)

航天器总体设计 （无平时成绩，考试试卷满分制，内容为21题中抽选13题） 1、航天器研制及应用阶段的划分。 主要划分为工程论证、工程研制、发射、在轨测试与应用四个阶段。 1）工程论证阶段：开展任务分析、方案可行性论证工作。 2）工程研制阶段：包括方案设计阶段、初样设计与研制阶段、正样设计与研制阶段。 3）发射阶段：发射场测试及发射。 4）在轨测试与应用阶段：在轨测试阶段、在轨应用阶段。 2、航天工程系统的组成及各自的任务。 组成：航天工程系统是由航天器、航天运输系统、航天发射场、航天测控网、应用系统组成的完成特定航天任务的工程系统。 任务： 1）航天器：指在地球大气层以外的宇宙空间执行探索、开发和利用太空以及地球以外天体的特定任务飞行器，又称空间飞行器。 2）航天运输系统：指在地球和太空之间或在太空中运送航天器、人员或物资的飞行器系统，包括运载器、运输器、轨道机动飞行器和轨道转移飞行器等。 3）航天发射场：系指发射航天器的基地，包括测试区、发射区、发射指挥控制中心、综合测量设施、勤务保障设施等。 4）航天测控网：系指对航天运输系统、航天器进行跟踪、测量、监视、指挥和控制的综合系统，包括发射指挥控制中心、测控中心、航天指挥控制中心、测控站和多种传输线路及设备。 5）应用系统：系指航天器的用户系统，一般是地面应用系统，如各类应用卫星的地面应用系统、载人航天器的地面应用系统、空间探测器的地面应用系统。 3、航天器总体设计概念及主要阶段划分。 概念：航天器总体设计是指为完成航天任务规定的目标所开展的以航天器为对象的一系列设计活动。 主要阶段划分：主要分为任务分析、总体方案可行性论证、总体方案设计、总体详细设计四个阶段。总体详细设计又分为总体初样设计和总体正样设计。 4、航天器总体设计的基本原则。 满足用户需求的原则、系统整体性原则、系统层次性原则、研制的阶段性原则、创新性和继承性原则、效益性原则。 5、航天器技术从成熟程度上可分为哪四类技术，各自的含义。 1）成熟技术：已经过在轨飞行考验，沿用原有的分系统方案、部件、电路和结构。 2）成熟技术基础上的延伸技术：在成熟技术基础上需要进行少量修改设计的分系统方案、部件、电路和结构。 3）不成熟技术（关键技术）：必须经过研究、生产和试验（攻关）后才能在卫星上应用的技术。 4）新技术（关键技术）：尚未在卫星上使用过的技术。 6、航天器总体方案设计阶段的主要工作。 1）用户使用要求及技术指标要求的确定。 2）总体方案的确定。 3）总体技术指标的分析、分配及预算。 4）分系统方案及技术指标的确定。

航天器的发展史

航天器的发展史 【摘要】本文文首先简要介绍了航天器的基本概念和特征，然后 ,阐述了航天器的分类，并对三种载人航天器做了简单的对比，重点概括了航天器的发展历史，包括卫星、空间探测器、载人航天飞船和国际空间站的发展过程，简要分析了各种航天器发展过程中的技术进步。最后 ,对航天器的发展目标和前景作了展望。 【关键词】航天器卫星空间探测器载人航天器发展历史 【引言】航天技术“是高度综合的现代科技 ,是许多最新科技成就的集成 ,对国家现代化和社会进步有宏观促进作用 ,高投入、高风险和高效益是其特点，航天器的发展体现了一个国家的综合科技水平”。航天器的发展是人类的对外太空奥秘探索的进步，是人类发展和认知的进步。航天器的发展是紧紧依赖于各学科的发展的，材料、动力学等自然学科对它们的发展有直接的关键的影响，航天器的进步也是科学的进步，标志着新型能源、新型材料的发展日趋成熟。 1航天器基本介绍 航天器，又称空间飞行器、太空载具等，是指在地球大气层以外的宇宙空间中，基本按照天体力学的规律运动的各种飞行器。载人航天器家族中有三个成员：载人飞船、空间站和航天飞机。 航天器大多不携带飞行动力装置，依靠运载火箭，通常为第二级火箭提供的初速来运动。运载火箭在燃料耗尽后就自动分离，向地球下落；航天器或者进入绕地球轨道，或者在给以动量情况下，继续飞向太空目的地。在极高真空的宇宙空间航天器靠惯性自由飞行。航天器的运动速度为八到十几公里每秒。 绝大多数航天器为无人飞行器，各系统的工作要依靠地面遥控或自动控制。航天员对载人航天器各系统的工作能够参与监视和控制，但是仍然要依赖于地面指挥和控制。航天器控制主要是借助地面和航天器上的无线电测控系统配合完成的。 航天器的电源不仅要求寿命长，比能量大，而且还要功率大，从几十瓦到几千瓦。[1]它使用的太阳电池阵电源系统、燃料电池和核电源系统都比较复杂，涉及到半导体和核能等项技术。航天器轨道控制和姿态控制系统不仅采用了很多特有的敏感器、推力器和控制执行机构以及数字计算装置等，而且应用了现代控制论的新方法，形成为多变量的反馈控制系统。 2航天器的分类 [2]航天器分为无人航天器和载人航天器。无人航天器按是否环绕地球运行分为人造地球卫星和空间探测器。通常,航天器分为人造地球卫星、空间探测器和载人航天器。 2.1 人造地球卫星 简称人造卫星，是数量最多的航天器,约占航天器总数的90％以上。它按用途分为科学卫星、应用卫星和技术试验卫星。科学卫星用于科学探测和研究，应用卫星是直接为国民经济和军事服务的人造卫星，按是否专门用于军事应用卫星又可分为军用卫星和民用卫星，[3]军用航天器包括军用卫星、天基武器和执行军事使命的载人航天器，有许多应用卫星是军民兼用的。 2.2 空间探测器 又称深空探测器，按探测目标分为月球探测器、行星和行星际探测器。各种

电磁航天器编队飞行系统概述.

电磁航天器编队飞行系统 1、引言 随着各国航天技术的不断发展，航天任务日趋多样化、复杂化，对航天器提出了更高的要求。传统的大卫星研制周期长、耗资多、风险大，而小卫星具有体积小、重量轻、成本低、研制周期短、能利用多种发射方式快速灵活发射等特点，使得小卫星成为大卫星的必要补充。但单颗小卫星由于功能单一，在应用方面受到一定的限制，通常将多颗小卫星进行编队，以实现单一大卫星的功能或对单一大卫星功能进行扩展，完成单颗卫星不能完成的任务。 卫星编队飞行是指一群相距很近、分布在特定轨道构型上、物理上不相连的成员卫星协同工作，共同完成特定任务。通常编队卫星以某一点（主航天器）为基准，构成一个特定几何形状，各颗卫星之间通过星间通信相互联系、协同工作，共同承担空间信号的采集与处理以及承载有效载荷等任务，整个星群构成一个满足任务需要的、规模较大的虚拟传感器或探测器。相对于传统的大卫星，卫星编队飞行具有巨大的观测口径或测量基线，在电子侦察、立体成像、精确定位、气象测量等应用领域具有无法比拟的突出优势，同时多颗卫星组成的分布式传感器系统能够有更好的灵活性和冗余度，可以降低飞行风险和成本。自二十世纪九十年代后期开始，航天器的编队飞行技术越来越引起世界航天领域的极大兴趣和广泛关注。包括美国航空航天局（NASA）、喷气推进实验室（JPL）、美国空军实验室（AirForce）以及欧空局（ESA）在内的多家著名的航天技术研究单位都看好编队飞行技术的广阔前景。图1为美国NASA的轨道列车计划（A-Train），利用六颗卫星编队飞行监测地球环境变化。 图 1 NASA的轨道列车计划 卫星编队飞行过程中要受到地球扁率、大气阻力和太阳光压等各种摄动因素的影响，此外为满足空间观测任务的要求，需要编队系统具有构型重构的机动能力，这就使得卫星要借助地球引力之外的力在非开普勒轨道上进行飞行，传统上一般采用火箭发动机喷气产生的推力来控制编队系统中成员卫星的相对位置，但这种推进方式存在以下几个方面的缺点：（1）火箭发动机喷射产生的羽流会污染临近卫星的光学器件，对空间光学观测任务产生比较大的影响，另外由于推进过程中产生红外线，会影响卫星在轨飞行的隐身效果。 （2）由于喷气推进是一种需要工质的推进方式，在不考虑卫星损毁情况下其工作寿命严格受到卫星所携带推进剂的影响，会影响卫星在轨飞行的寿命；

航天器制导与控制课后题答案(西电)

航天器制导与控制课后题答案(西电) 1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？ 航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正 常工作。 1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么? 概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：对航天器绕质心施加力矩, 以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的 再定向过程。关系：轨道控制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制, 航天器姿态必须符合要求。也就是说, 当需要对航天器进行轨道控制时, 同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某些飞行过程中,

可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。 1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。 姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天 器姿态运动的形式可大致分为两类。自旋稳定:卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在 某一参考空间的方向。 1.6主动控制与被动控制的主要区别是什么? 画出星—地大回路控制的结构图。 主动控制与被动控制的主要区别是航天器的控制力和力矩的来 源不同。被动控制: 其控制力或力矩由空间环境和航天器动力学特性提供, 不需要消耗星上能源。例如利用气动力或力矩、太阳辐射压力、重力梯度力矩，磁力矩等实现轨道或姿态的被动控制, 而不消耗工质或电能。主动控制: 包括测量航天器的姿态和轨道, 处理测量数据, 按照一定的控制规律产生控制指令, 并执行指令产生对航天器的控 制力或力矩。需要消耗电能或工质等星上能源, 由星载或地面设备组成闭环系统来实现。 2.1 利用牛顿万有引力定律推导、分析航天器受N 体引力时的运动方程, 并阐述简化为二体相对运动的合理性。 （1）解：牛顿万有引力定律：??r Fg??GMm

最新航天器控制原理自测试题三

航天器控制原理自测试题三 一、名词解释(15％) 1、本体坐标系 2、偏置动量轮 3、主动控制系统 4、大圆弧轨迹机动 5、惯性导航 二、简答题(60%) 1、阐述航天器基本系统组成及各部分作用。 2、引力参数u是如何定义的？ 3、叙述质点的动量矩定理及其守恒条件。 4、叙述双轴模拟式太阳敏感器的工作原理，并绘出原理结构图。 5、为了确保稳定性，对惯量比有什么要求？ 6、画出喷气三轴姿态稳定控制系统的原理框图。简述喷气推力姿态稳定的基本原理。 7、自旋稳定卫星喷气姿态机动的原理是什么？喷气角的选择为什么不能过小？ 8、GPS有哪几部分组成，各有什么功用。 9、举例说明载人飞船的主要构造。 10、航天飞机基本结构组成是什么？哪些可以重复使用，那些不可以？ 三、推导题（15％） 1、证明在仅有二体引力的作用下，航天起的机械能守恒。 2、推导欧拉力矩方程式。 四、计算题（10％） 已知一自旋卫星动量矩H=3500Kg·m2/s，自旋角速度为ω=60r/min，喷气力矩Mc=40N·m，喷气角为γ=40。，要求自旋进动θc=80。问喷气一次自旋进动多少？总共需要多少次和多长时间才能完成进动？

航天器控制原理自测试题三答案 一、名词解释15％ 1、本体坐标系 答：又称为星体坐标系。在此坐标系中，原点0在航天器质心，Ox ，Oy ，Oz 三轴固定在航天器本体上。若Ox ，Oy ，Oz 三轴为航天器的惯量主轴，则该坐标系称为主轴坐标系。 2、偏置动量轮 答：如果飞轮的平均动量矩是一个不为零的常值——偏置值，也就是说飞轮储存了一个较大的动量矩，飞轮的转速可以相对于偏置值有一定的变化，从而产生控制力矩。具有这种特点的飞轮称为动量轮或偏置动量轮。 3、主动控制系统 答：航天器主动式姿态控制系统的控制力矩来自于航天器上的能源，它属于闭环控制系统。 4、大圆弧轨迹机动 答：若要求自旋轴在天球上描绘的轨迹是大圆弧 ，那么自旋轴必须在同一平面内从初始方向机动到目标方向，所以每次喷气产生的横向控制力矩必须在此平面内，即推力器喷气的相位相对于空间惯性坐标系是固定的。此为大圆弧轨迹机动. 5、惯性导航 答：它主要由惯性测量装置、计算机和稳定平台(捷联式没有稳定平台)组成。通过陀螺和加速度计测量航天器相对于惯性空间的角速度和线加速度，并由计算机推算出航天器的位置、速度和姿态等信息。因此惯性导航系统也是航天器的自备式航位推算系统。 二、简答题 0F AA A 0OA F OA

航天器控制工具箱

航天器控制工具箱 Spacecraft Control Toolbox 基于Matlab软件的航天器控制工具箱Spacecraft Control Toolbox 是Princeton Satellite System公司（简称PSS）最早和应用最广的产品之一，有20多年的历史，被广泛用来设计控制系统、进行姿态估计、分析位置保持精度、制定燃料预算以及分析航天器动力学特性等工作。Spacecraft Control Toolbox 工具箱经过多次飞行验证，证明是行之有效的。这个工具箱涵盖了航天器控制设计的各个方面。用户可以在很短的时间内完成各种类型航天器控制系统的设计和仿真试验。软件的模型和数据易于修改，具有良好的可视化功能。大部分算法都可以看到源代码。 Spacecraft Control Toolbox（简称SCT）由不同的模块组成。 组成结构图如下 各个模块的主要功能和特点

SCT Core Toolbox -- 基本工具箱 SCT基本工具箱针对需要迅速解决实际工程问题的工程师而设计，包含了航天器控制系统设计的基本内容，也是其他SCT模块运行的基础。它建立在PSS公司大量工程经验的基础上，其中包括GPS IIR、Inmarsat 3和GGS Polar Platform卫星的控制系统设计。迄今这些系统仍然在太空正常运行。PSS公司使用这个工具箱完成的Cakrawarta-1卫星姿态控制系统设计，所花费用仅仅是通常的十分之一。这颗卫星从1997年11月升空一直运行至今。另外的例子还包括一颗NASA卫星的姿态控制系统设计。 主要功能和特点 ?航天器控制系统设计和分析 ?柔性多体航天器姿态动力学建模 ?包含柔性体展开模型和多体的逻辑树描述 ?轨道动力学分析和仿真 ?姿态估计 ?星历表计算 ?包括大气、重力场和磁场的环境模型 ?指向保持的燃料预算 ?各种有用参数的数据库； ?可视化

航天器轨道力学实验一

实验一卫星轨道参数仿真 一、实验目的 1、了解STK的基本功能； 2、掌握六个轨道参数的几何意义； 3、掌握极地轨道、太阳同步轨道、地球同步轨道等典型轨道的特点。 二、实验环境 卫星仿真工具包STK 三、实验原理 （1）卫星轨道参数 六个轨道参数中，两个轨道参数确定轨道大小和形状，两个轨道参数确定轨道平面在空间中的位置，一个轨道参数确定轨道在轨道平面内的指向，一个参数确定卫星在轨道上的位置。 ? 轨道大小和形状参数： 这两个参数是相互关联的，第一个参数定义之后第二个参数也被确定。 第一个参数第二个参数 semimajor axis 半长轴Eccentricity 偏心率 apogee radius 远地点半径perigee radius 近地点半径 apogee altitude 远地点高度perigee altitude 近地点高度 Period 轨道周期Eccentricity 偏心率 mean motion平动Eccentricity 偏心率

图1 决定轨道大小和形状的参数 ?轨道位置参数： 轨道倾角（Inclination）轨道平面与赤道平面夹角 升交点赤经（RAAN）赤道平面春分点向右与升交点夹角 近地点幅角（argument of perigee）升交点与近地点夹角 ?卫星位置参数： 表1 卫星位置参数 （2）星下点轨迹 在不考虑地球自转时，航天器的星下点轨迹直接用赤经α、赤纬δ表示（如图2）。直接由轨道根数求得航天器的赤经赤纬。

图2 航天器星下点的球面解法 在球面直角三角形SND 中： ?? ???+==??+Ω=+==)tan(cos tan cos tan )sin(sin sin sin sin f i u i f i u i ωαα αωδ （1） 由于地球自转和摄动影响，相邻轨道周期的星下点轨迹不可能重合。设地球自转角速度为E ω，t 0时刻格林尼治恒星时为0G S ，则任一时刻格林尼治恒星时G S 可表示成： )(00t t S S E G G -+=ω （2） 在考虑地球自转时，星下点地心纬度? 与航天器赤纬δ仍然相等，星下点经度（λ）与航天器赤经α的关系为： ???=---=-=δ ?ωααλ)(00t t S S E G G （3） 将（1）代入上式，得到计算空间目标星下点地心经纬度()?λ,的公式，即空间目标的星下点轨迹方程为： ? ???=---?+Ω=)sin arcsin(sin )()tan arctan(cos 00u i t t S u i E G ?ωλ （4） 其中? 为星下点的地理纬度，λ 为星下点的地理经度，u 是纬度幅角，ωE 为地球自转角速度。由（4）中的第二式可知，i =90?时，? 取极大值?max 。i =-90?时，? 取极小值

实验一 航天器轨道计算

实验一航天器轨道要素与空间位置关系 一、实验目的 1.了解航天器轨道六要素与空间位置的关系。 2.掌握航天器轨道要素的含义。 二、实验设备 安装有Matlab的计算机。 三、实验内容 1．实验原理 航天器的六个轨道要素用于描述航天器的轨道特性，有明显的几何意义。它们决定轨道的大小、形状和空间的方位，同时给出航天器运动的起始点。这六个轨道要素分别是： ①轨道半长轴(a)：它的长度是椭圆长轴的一半，可用公里或地球赤道半径或天文单位为单位。根据开普勒第三定律，半长轴与运行周期之间有确定的换算关系。 ②轨道偏心率(e):为椭圆两焦点之间的距离与长轴的比值。偏心率为0时轨道是圆;偏心率在0～1之间时轨道是椭圆,这个值越大椭圆越扁；偏心率等于1时轨道是抛物线;偏心率大于1时轨道是双曲线。抛物线的半长轴是无穷大,双曲线的半长轴小于零。 ③轨道倾角(i)：轨道平面与地球赤道平面的夹角，用地轴的北极方向与轨道平面的正法线方向之间的夹角度量，轨道倾角的值从0°～180°。倾角小于90°为顺行轨道，卫星总是从西(西南或西北)向东(东北或东南)运行。倾角大于90°为逆行轨道，卫星的运行方向与顺行轨道相反。倾角等于90°为极轨道。 ④升交点赤经(Ω):它是一个角度量。轨道平面与地球赤道有两个交点，卫星从南半球穿过赤道到北半球的运行弧段称为升段，这时穿过赤道的那一点为升交点。相反，卫星从北半球到南半球的运行弧段称为降段，相应的赤道上的交点为降交点。在地球绕太阳的公转中，太阳从南半球到北半球时穿过赤道的点称为春分点。春分点和升交点对地心的张角为升交点赤经,并规定从春分点逆时针量到升交点。轨道倾角和升交点赤经共同决定轨道平面在空间的方位。

临近空间飞行器细分领域详解及市场发展潜力..

一、临近空间的概念 临近空间是指介于普通航空飞行器最高飞行高度和天基卫星最低轨道高度之间的空域。天基卫星的最低轨道约为200km，航空飞机的最大飞行高度约为20km，但从应用上讲，由于100km以下为临近空间飞行器的主要活动区域，故在国内一般定义临近空间为离地球表面约20-120km的空域，美军定义为20-100km的空域。过去所称的“近空间”、“亚轨道”、“空天过渡区”、“亚太空”、“超高空”或“高高空”等区域，都是指临近空间。 图表临近空间区域划分 资料来源：产研智库 二、临近空间飞行器综述 所谓临近空间飞行器，顾名思义是指能够飞行在临近空间执行特定任务的一种飞行器，既能比卫星提供更多更精确的信息（相对于某一特定区域），并节省使用卫星的费用，又能比通常的航空器减少遭地面敌人攻击的机会。临近空间飞行器能快速飞行在敌方战区上空而不易被敌方防空监视系统发现，从而为作战指挥官提供不间断的监视情报，以增强其对战场情况的了解能力。部署这种高空飞行器，成本低、时间快，适合现代战争的需求。 图表临近空间飞行器的设计思想、特点与关键技术 资料来源：产研智库

三、临近空间飞行器发展优势 民用领域以通信监测领域为例，与卫星相比，临近空间飞行器造价明显低于卫星，载荷能力超过卫星的2倍，延迟时间、衰减更小，且可以多次回收、重复利用。 图表临近空间飞行器与通信卫星的比较优势 资料来源：产研智库 除此之外，临近空间飞行器还具有一下优势： （一）持续工作时间长。 传统飞机的留空时间以小时为单位，临近空间飞行器的留空时间则以天为单位，目前正在研制的临近空间平台预定留空时间长达6个月，规划中的后续平台预定留空时间可达1年以上，易于长期、不间断地获得情报和数据，可对紧急事件迅速做出响应，而且人员保障少、后勤负担轻。 （二）覆盖范围广。 临近空间飞行器的飞行高度在传统飞机之上，其侦察覆盖范围比传统飞机要广得多。 （三）生存能力强。 气球或软式飞艇的囊体采用非金属材料而且低速运行，雷达和热反射截面很小，传统的跟踪和瞄准办法不易发现。与传统飞机相比，气球或软式飞艇的缺点是：充灌氦气的时间较长，在充气时需要保持稳固，有时还需要占用机库；在放飞、通过平流层上升、下降、回收和放气的过程中，由于其庞大的体积，容易受到风和湍流的影响。 四、临近空间飞行器军事用途

航天器控制原理

1.1 世界航天技术发展的概况 航天技术发展是当今世界上最引人注目的事业之一，它推动着人类科学技术的进步，使人类活动的领域由大气层内扩展到宇宙空间。航天技术是现代科学技术的结晶，是基础科学和技术科学的集成，力学、热力学、材料学、医学、电子技术、光电子技术、自动控制、计算机、真空技术、低温技术、半导体技术、喷气推进、制造工艺学等学科，以及这些科学技术在航天应用中相互交叉、渗透而产生的大量新学科，都对航天技术的发展起了重要作用。所以，航天技术是一个国家科学技术水平的重要标志。 航天技术是一门综合性的工程技术，主要包括：制导与控制技术，热控制技术，喷气推进技术，能源技术，空间通信技术，遥测遥控技术，生命保障技术，航天环境工程技术，火箭及航天器的设计、制造和试验技术，航天器的发射、返回和在轨技术等。由多种技术融于一体的航天系统是现代高技术的复杂大系统，不仅规模庞大，技术高新、尖端，而且人力、物力耗费巨大，工程周期长。时至今日，航天技术已被广泛应用到政治、军事、经济和科学探测等领域，已成为一个国家综合国力的象征。 .1.2 近代航天技术的发展 19世纪末20世纪初，火箭才又重新蓬勃地发展起来。近代的火箭技术和航天飞行的发展，涌现出许多勇于探索的航天先驱者，其中代表人物K．3．齐奥尔科夫斯基，R．戈达德(Robert Goddard)，H．奥伯特(Hermann Oberth)。 航天技术从20世纪50年代末期的研究试验阶段到70年代中期，发展到了广泛实际应用阶段。其中60年代以来，为科学研究、国民经济和军事服务的各种科学卫星与应用卫星得到了很大发展。至70年代，军、民用卫星已全面进入应用阶段。一方面向侦察、通信、导航、预警、气象、测地、海洋、天文观测和地球资源等专门化的方向发展，同时另一方面，各类卫星亦向多用途、长寿命、高可靠性和低成本的方向发展。这两种趋势相互补充，取得了显著的效益。80年代中后期，基于模块化和集成化设计思想的新型微、小卫星崛起，成为航天技术发展中的一个新动向。这类卫星重量轻、成本低、研制周期短、见效快，已逐渐成为今后应用卫星的一支生力军。

航天器控制原理

航天器控制原理自测试题一 一、名词解释（15％） 1、姿态运动学 2、惯性轮 3、姿态机动控制 4、空间导航 5、空间站的姿态控制 二、简答题（60％） 1、航天器按载人与否是如何分类的？各类航天器的作用和特点是什么？请举出你所知的各类航天器的国内外的例子。 2、开普勒三大定律是什么？牛顿三大定律是什么？ 3、分析描述航天器姿态运动常用的参考坐标系之间的相对关系。 4、画出航天器控制系统结构图并叙述其原理。 5、液体环阻尼器有什么特点，适用于什么场合？ 6、写出卫星姿态自由转动的欧拉动力学方程。 7、主动姿态稳定系统包括哪几种方式？ 8、推力器的工作时间为什么不能过小？ 9、简述导航与制导系统的功能，及其为实现此功能而必须完成的工作。 10、载人飞船在结构上较一般卫星有什么特点？ 三、推导题（15％） 1、利用牛顿万有引力定律推导、分析航天器受N体引力时的运动方程，并阐述简化为二体相对运动的合理性。8% 2、推导Oxyz和OXYZ两坐标系之间按“1-2-3”顺序旋转的变换矩阵和逆变换矩阵，并在小角度假设下予以线性化。7%

四、计算题（10％） 1. 已知一自旋卫星动量矩H=2500Kg·m2/s，自旋角速度为ω=60r/min，喷气力矩 Mc=20N·m，喷气角为γ=45。，要求自旋进动θc=90。。问喷气一次自旋进动多少？总共需 要多少次和多长时间才能完成进动？ 航天器控制原理自测试题一答案 一、名词解释（15％） 1、姿态运动学 答：航天器的姿态运动学是从几何学的观点来研究航天器的运动，它只讨论航天器运动的几何性质，不涉及产生运动和改变运动的原因 2、惯性轮 答：当飞轮的支承与航天器固连时，飞轮动量矩方向相对于航天器本体坐标系Oxyz不变，但飞轮的转速可以变化，这种工作方式的飞轮通常称为惯性轮。 3、姿态机动控制 答：姿态机动控制是研究航天器从一个初始姿态转变到另一个姿态的再定向过程。如果初始姿态未知，例如当航天器与运载工具分离时，航天器还处在未控状态；或者由于受到干扰影响，航天器姿态不能预先完全确定，那么特地把这种从一个未知姿态或者未控姿态机动到预定姿态的过程称为姿态捕获或对准。 4、空间导航 答：航天器轨道的变化也称为空间导航，包括轨道确定和轨道控制两个方面，由导航与制导系统完成。 5、空间站的姿态控制 答：空间站姿态控制分为姿态稳定和姿态机动两部分。姿态稳定又分为两种情况：第一种情况为对地球指向稳定，主要为与地面通信联系和有关的数据传递提供稳定姿态。第二种情况，姿态控制精度由有效载荷或者在空间站进行的有关实验提出，此种精度要求视有效载荷和实验研究的不同而不同。 二、简答题（60％） 1、航天器按载人与否是如何分类的？各类航天器的作用和特点是什么？请举出你所知的各类航天器的国内外的例子。

航天器的姿态与轨道最优控制

航天器的姿态与轨道最优控制 董丽娜唐晓华吴朝俊司渭滨(第八小组) （西安交通大学电气工程学院，陕西省，西安市 710049） 【摘要】从航天器的轨道运动学方程出发, 运用线性离散系统最优控制理论, 提出了一种用于航天器轨道维持与轨道机动的最优控制方法, 建立了相关的最优控制模型并给出了求解该模型的算法。仿真计算结果表明, 本文提出的最优控制方法是正确和可行的。 【关键词】航天器轨道保持轨道机动最佳控制 Optimal Control of Spacecraft State and Orbit Dong LiNa，Tang XiaoHua，Wu ChaoJun，Si WeiBin （EE School of Xi’an Jiaotong university，Xi’an, Shannxi province, 710049）【Abstract】This paper provides a new optimal control method for orbital maintenance and maneuver ,which begins with the kinetics equation of spacecraft and is based on the linear discrete optimal control theory , establishes the relative optimal control model and gives its solution. The simulation results show that the given optimal control method in this paper is correct and feasible. 【Key word】Spacecraft ，Orbital keeping ，Orbital maneuver ，Optimal control 1 引言 一般地,常见的航天器有:运载火箭、人造卫星、载人飞船、宇宙飞船、空间站等。宇宙飞船也称太空飞船，它和航天飞机都是往返于地球和在轨道上运行的航天器（如空间站) 。

航天器的基本知识

航天器发展史 专业：10-221 学号：3042010039 姓名：王东航天器的基本知识 “在太空基本上按照天体力学规律运行，具有一定功能并执行一定任务的飞行器，称为航天器。航天器包括人造卫星、载人航天器(载人飞船、空间站和航天飞机)和空间探测器(月球探测器、行星探测器等)三大类。世界上第一个航天器是苏联 1957 ”年10月4日发射的“人造地球卫星 1号”，第一个载人航天器是苏联航天员加加林乘坐的东方号飞船，第一个把人送到月球上的航天器是美国“阿波罗 11 号”飞船，第一个兼有运载火箭、航天器和飞机特征的航天飞机是美国“哥伦比亚号”航天飞机。至今，航天器还都是在太阳系内运行。通常，航天器分为人造地球卫星、空间探测器和载人航天器。人造地球卫星，简称人造卫星，是数量最多的航天器，约占航天器总数的 90％以上。空间探测器，又称深空探测器，按探测目标分类。载人航天器，按飞行和工作方式分为载人飞船、航天站和航天飞机。航天飞机既是航天器又是可重复使用的航天运载器。航天器在天体引力场作用下的运动方式主要有两种：环绕地球运行和飞离地球在行星际空间航行。环绕地球运行轨道是以地球为焦点之一的椭圆轨道或以地心为圆心的圆轨道。行星际空间航行轨道大多是以太阳为焦点之一的椭圆轨道的一部分。航天器克服地球引力在空间运行，必须获得足够大的初始速度。在地球表面的环绕速度，称为第一宇宙速度。高度越高，所需的环绕速度越小。航天器在空间某预定点脱离地球进入行星际飞行必须达到的最小速度叫做脱离速度，又叫逃逸速度。预定点高度不同，脱离速度也不同。在地球表面的脱离速度称为第二宇宙速度。从地球表面发射飞出太阳系的航天器所需的速度称为第三宇宙速度。 一、火箭技术 火箭是人类实现航天的重要工具，无论是载人飞船还是人造卫星，都需要火箭作为运输载体。中国三国时期就出现一种带火的箭，即在箭杆前部绑有易燃物，点燃后用弓弩射出，称为火箭。后来火箭在古代中国逐渐发展为多种构造，如神火飞鸦，火龙出水等。19 世纪末 20 世纪初，随着科学技术的进步，近代火箭技术和航天飞行发展起来，先驱者的代表人物有前苏联的齐奥尔科夫斯基，美国人戈达德和德国奥伯特。齐奥尔科夫斯基毕生从事火箭技术和航天飞

低轨道空间带电粒子分布特征与航天器安全

低轨道空间带电粒子分布特征 与航天器安全 王春琴 （中国科学院空间科学与应用研究中心北京 100190） 摘要: 许多科学实验卫星、空间站的运行轨道高度大都为几百公里，为空间近地轨道。近 地空间存在着各种成分、不同能量的带电粒子，以不同方式对航天器的安全构成威胁。虽 然已有辐射带模型用以适应航天器的设计需要，但模型在反映带电粒子动态变化上存在局 限性。利用我国1999年-2007年期间低轨道部分卫星探测数据，总结近几年低轨道空间 粒子辐射特征，充分认识低轨道空间环境及其效应，不仅为航天器的正常运行及航天器最 佳设计提供必要的参考，也为开展科学研究提供重要依据。 关键字：低轨道；带电粒子；航天器安全 0前言 许多科学实验卫星、空间站的运行轨道高度大都为几百公里，为空间近地轨道。近地轨道空间 存在着多种成分、不同能量的带电粒子，带电粒子在轨道空间分布不均匀、随时间变化复杂多样， 它们会对轨道上的航天器及其内部电子设备,产生一系列物理、化学和生物效应,影响其在轨正常工作，甚至会对宇航人员造成辐射损伤，危及宇航员的生命。近地轨道空间带电粒子主要来自辐射带 捕获粒子、高纬极区沉降粒子、太阳宇宙线及银河宇宙线。自60年代初期开始,美国NASA就根据 卫星观测资料开始编制辐射带的模型，并随着不断的改进和完善，形成了一系列的辐射带质子、电 子模型，以满足适应航天器设计的需要。但模型不反映带电粒子的瞬时扰动变化，且在数据覆盖区域、观测对象范围及时间等方面有一定的局限性。因此，对于航天器的最佳设计需要更多的现时探 测数据结果提供参考，同时模型需要更多的现时探测数据进一步发展完善。 本文主要利用国内低轨卫星高度约580~800km左右轨道上运行的星载空间环境监测器获得的带电粒子探测数据，分析讨论低轨道空间粒子分布特征，深入了解低轨道空间粒子环境。数据时间范围在1999年5月至2007年近一个太阳活动周期。 1辐射带捕获粒子分布特征 内辐射带位于赤道上空，海拔约 600－10000km 之间，其纬度边界约40o。内辐射带在南大西洋上空（西经40o），由于那里的磁场强度弱，磁力线的磁镜点高度低，其下界降到海拔200km左右，形成负 483

航天器控制大作业

航天器控制课程大作业 1.基本内容 ?建立带有反作用飞轮的三轴稳定对地定向航天器的姿态动力学和姿态运动学模型； ?基于欧拉角或四元数姿态描述方法，设计PD型或PID型姿态控制律(任选一种); ?利用MATLAB/Simulink软件建立航天器闭环姿态控制系统，设计姿态控制器进行闭合回路数学仿真，实现给定控制指标和 性能指标。 ?调研基于星敏感器+陀螺的姿态确定算法并撰写报告，要求不少于1500字。内容包括： ?星敏感器、陀螺数学模型 ?Landsat-D卫星姿态确定调研 包括：姿态敏感器组成、姿态敏感器性能、姿态确定算法及其精度 ?单星敏感器+陀螺的kalman滤波器姿态估计 ?双星敏感器姿态确定算法(双矢量定姿) ?列出主要参考文献 2.具体要求和相关参数 1)建立航天器姿态动力学方程以及基于欧拉角描述(3-1-2转序)的姿态运动学方程。基于如下假设，对航天器姿态动力学和姿态运动学模型进行简化： ?航天器的轨道为近圆轨道，对应轨道角速度为常数； ?航天器的本体坐标系与其主惯量坐标系重合，惯量积为零；

? 航天器姿态稳定控制时，姿态角和姿态角速度均为小量。 进一步建立适用于航天器姿态稳定或小姿态角度工况下的线性化航天器姿态动力学和运动学模型。 2) 航天器转动惯量矩阵 2200024142460018kg m 14182500????=??????? I 轨道角速度00.0012rad/s ω=。设航天器本体系三轴方向所受干扰力矩如下： 040003cos 1() 1.510 1.5sin 3cos N m 3sin 1d t t t t t ωωωω-+????=?+?????+??T 仿真中，假设初始三轴姿态角为002~5和初始三轴姿态角速度000.01/s ~0.05/s 。 3) 采用三正装反作用飞轮作为执行机构，飞轮最大控制力矩为0.4Nm ，最大角动量20Nms 。飞轮采用力矩模式，模型采用一阶惯性环节（时间常数为0.005s ），考虑库仑摩擦力矩4410Nm -?，要求飞轮的数学模型带有饱和特性。 4) 控制指标和性能指标： ? 稳定度（姿态角速度）：优于0.005deg/s ； ? 指向精度（姿态角）：优于0.1deg ； ? 姿态稳定收敛时间小于100s 。

课程名称航天器轨道动力学与控制

课程名称：航天器轨道动力学与控制 一、课程编码：0100035 课内学时：32学分：2 二、适用学科专业：航空宇航科学与技术、航天器自主技术 三、先修课程：工科数学分析、线性代数； 四、教学目标 通过本课程的学习了解航天器轨道动力学与控制基础知识、基本原理与设计方法，掌握航天器轨道的基本运动特性和航天器轨道设计与优化相关工具，能够根据任务要求进行初步的航天器轨道设计，提升数学建模，分析和解决航天器轨道控制与优化问题的能力。 五、教学方式：课堂教学 六、主要内容及学时分配 1.航天器轨道动力学与控制基本理论2学时 1.1轨道动力学中的时间系统与坐标系统 1.2航天器轨道动力学模型 1.3航天器轨道动力学中的基本概念 2.航天器轨道动力学中的二体问题与多体问题2学时 2.1二体问题的解析解和轨道根数 2.2二体问题的轨道状态与轨道根数 2.3多体问题与圆型限制性三体问题 3.航天器轨道摄动理论与方法6学时 3.1航天器轨道摄动方程 3.2中心引力场非球形摄动 3.3日地月引力摄动 3.4太阳光压摄动 3.5大气阻力摄动 4.航天器轨道动力学与轨道设计6学时 4.1航天器同步轨道设计与控制 4.2航天器回归轨道设计与控制 4.3航天器冻结轨道设计与控制 4.4航天器编队飞行轨道设计与保持 4.5航天器星座轨道设计与保持 5.航天器轨道机动与轨道转移4学时 5.1航天器的霍曼转移轨道 5.2航天器调相轨道机动

5.3航天器共拱线非霍曼转移轨道 5.4航天器最优脉冲转移轨道 6.航天器借力飞行轨道的设计与优化4学时 6.1借力飞行的基本概念与原理 6.2借力飞行的轨道特性分析 6.3多天体借力飞行序列设计 6.4航天器多天体借力飞行轨道设计 7.航天器基于动平衡点的轨道设计与优化6学时 7.1三体系统轨道动力学模型 7.2三体系统轨道动平衡点及其稳定性 7.3三体系统轨道动平衡点附近周期轨道 7.4三体系统中的转移轨道设计 七、考核与成绩评定 考核方式：闭卷考试 平时成绩40%包括3-4次课后作业，课堂随机提问与考勤 期末考试：60% 八、参考书及学生必读参考资料 教材：杨嘉墀，航天器轨道动力学与控制（上）[M]，北京，宇航出版社，1995. 参考书： 1.崔平远，深空探测轨道设计与优化[M]，北京，科学出版社，2013. 2.杨嘉墀，航天器轨道动力学与控制（下）[M]，北京，宇航出版社，2001. 3.Howard D.curtis，轨道力学[M]，北京，科学出版社，2009. 4.章仁为，卫星轨道姿态动力学与控制[M],北京，北京航天航空大学出版社，2006. 九、大纲撰写人：乔栋

卫星编队

1、techsat-21计划 AFRL（空军研究实验室）于1998年提出了techsat-21计划旨在开发通过卫星编队飞行构成分布式雷达的相关技术。为具有探测缓慢移动的车辆的能力，通常的做法是利用窄长天线产生窄波束去照射目标，对于相对于地面高速飞行的近地轨道卫星而言，要求天线的直径要达到几十米甚至数百米才行。分布式雷达可以完成这一任务：每颗卫星发射一种与其它卫星的信号正交的信号，同时接收监测编队中所有卫星所发射信号(包括它自己发出的信号的回波信号)，通过对干涉响应分别进行采样，可以提供求解地面移动目标所需的额外信息。目前，该项计划正在如下领域展开基础研究:稀疏孔径信号处理、微推进、编队飞行、协同控制、空间电离层影响和航天器微型机电系统。正在开发的技术集中于轻质量、低成本的微小卫星，特别是对协作编队有重大影响的技术，如精确差分定位、星间距离修正和通信、大容量能源系统、轻质量固态相控阵天线列、微推进、先进电子包、多功能结构和先进热控制。最终计划是进行微小卫星近距离编队飞行试验，用于演示验证分布式卫星系统的技术可行性，分析在空间或从空间完成多种任务的潜在能力。 对于编队飞行技术的研究最早是在美国开始的。早在1995年，美国空军科学研究办公室（Air Force Office of Scientific Research，AFOSR）发起了对分布式小卫星完成空间任务的技术挑战和优势的探索。1997年美国空军实验室（Air Force Research Laboratory，AFRL）明确了分布式小卫星的空间任务，并于1998年提出了techsat-21计划，其目的是为了研究分布式小卫星系统中的各个技术难点，发展空间虚拟卫星技术。techsat-21计划采用空基雷达作为有效载荷，通过实时地提供GMTI（ground moving target indication）和SAR（synthetic aperture radar）数据，进行雷达成像。techsat-21系统曾经有过三套技术方案：方案一采用当时现有技术，系统由35颗低轨卫星组成，卫星重量估计为12500kg；方案二采用2003-2005年之前的技术。系统仍由35颗卫星组成，但卫星重量预计降为4400kg；方案三则采用虚拟卫星技术，系统由位于7个轨道平面内的35个星群组成，每个星群包括8个卫星。最后，在2001年，美国空军研究实验室确定了以三颗小卫星组成分布式卫星系统的techsat-21飞行试验计划。techsat-21卫星的主要试验任务包括：编队飞行、星座管理、精确测时与授时以及分布式疏散孔径雷达信号处理等。卫星在编队飞行过程中，将进行自治编队飞行试验，三个卫星最初运行在高度为550km的近圆轨道上，相互间隔为5km，在一切正常并保持一段时间之后，这种链式编队的尺度越来越小，直至达到100-500m的范围；之后链式编队将转换为服从Hill方程运动规律的椭圆编队，椭圆相对运动轨道的