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航天器姿态动力学与控制课件

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卫星姿态动力学与控制(2)

卫星姿态动力学与控制(2)

S’
s
O
jb
ib
坐标系绕单参考矢量的转动
单轴与 三轴
优点： 已知初始姿态，不受外部影响 缺点： 1、须知道初始姿态 2、陀螺漂移锁引起的姿态确定误 差 3、参考系转换
敏感器的输出是某空间基准场在敏感方向上的 一个数值反应。而当敏感器定向不同时，测得的数 值也应有所不同。这种空间基准场在物理上可以是 光学的、电磁的、力学等。
难以确定
理想
通过大量数据求得最优卫星姿态参数
一种数学处理方法
统计估计
最小二乘法（又称最小平方法） 通过最小化误差的平方和寻找数据的最佳函数匹配 最小二乘法的原则是以“残差平方和最小”确定直线
位置。
为了使J（X）最小，那就求个极值吧，偏导为o的情况下 X为最优解（X为状态矢量矩阵）
1、卡尔曼滤波是迭代的过程 2、运用的是协方差求加权系数（最优 解与观测值） 3、这里的加权系数被称为卡尔曼增益 3、随时可以停止 4、系统模型的不确定性使得状态估计 值偏离
寿命
被动 半被动 半主动
主动 混合系统
自旋稳定 重力梯度稳定 重力梯度+恒值飞轮 重力梯度+半被动阻尼器 半主动自旋稳定 半主动双自旋稳定 纯三轴喷气姿态稳定 零动量轮控系统 偏置动量轮控系统 分级控制/多自由控制
1~10度 1~10度 0.5~5度 1~5度 0.1~1度 0.1~1度 0.1~1度 0.01~1度 0.1~1度 0.01~1度
姿态机动：一种姿态过渡到另一种要求姿态的 控制过程。
以太阳—地球捕获举例
1、陀螺的速率信息降低姿态角速度 2、帆板归零锁定 3、太阳敏感器实现太阳捕获 4、地球捕获完成三轴稳定
目的：发现系统缺陷，验证系统设计和检验产品性能。

航天器姿态运动学和动力学PPT教案

航天器姿态运动学和动力学PPT教案
第8页/共65页
1．“3-1-3”旋转
(1)OXYZ一绕OZ (“3”)轴转 角 O ：如图
3．2所示，这两个坐标系之间的变换矩阵为
cos sin 0 X X
sin
cos
0
Y
Y
(3.1)
0
0 1 Z Z
第9页/共65页
第10页/共65页
第11页/共65页
点系所受全体外力对同一点之矩的矢量代数和。这就是质点系 动量矩定理。
特殊情况：若
，则Ho =常矢量。
mo(F) 0
第38页/共65页
姿态动力学方程
设航天器在空间以角速度 旋转，其动量矩为Ho。为了方
便起见，基准点选航天器本体坐标系Oxyz的原点，也即航天器
质心0，M是作用在航天器相对于质心0的合外力矩，所以航天
第29页/共65页
相应地，利用“l-2-3”姿态角也可以将ω 的分量 x , y , z
表示出来，得到另一组航天器的姿态运动学方程，即
( x cos y sin ) / cos x sin y cos z ( x cos y sin ) tan
或者以逆形式表示为
航天器姿态运动学和动力学
会计学
1
第三章 天器的姿态运动学和动力学
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；而航天器的姿态动力学则 是研究航天器绕其质心运动的状态和性质。所以航天器 姿态的运动方程须由两部分组成，一部分为通过坐标变 换关系得出的运动学方程，另一部分则是以牛顿动力学 定律(如动量矩定律)为基础的动力学方程。
cos
(3.7)
第21页/共65页

航天器姿态动力学课件4.

航天器姿态动力学课件4.

第10章 自旋、双自旋航天器的姿态控制
自旋体的本体锥
第10章 自旋、双自旋航天器的姿态控制
引起自旋航天器章动的主要因素
• 星箭分离、起旋、消旋 • 太阳帆板展开 • 轨道修正时喷气产生的 • 空间环境力矩
星上仪器正常可靠工作的条件
• 角动量H、星体角速度ω、自旋轴i三者重合
章动阻尼的必要性
• 受扰动力矩作用时，角动量方向漂移，并产生章动运动； • 扰动消失后，漂移停止，但章动将继续； • 章动时，自旋轴在空间作圆锥运动，影响星载仪器性能
2 f 0
H2 I 1 If I t
章动角按指数规律衰减
0
0 et /
第10章 自旋、双自旋航天器的姿态控制
喷气章动控制
航天器姿态的运动
I z It t j t It 1 j T j T e x y It
Wav Trot
H 2 I It sin cos I It
H 2 I It Trot I It
1
设
Wav It I It
系统章动角衰减时间常数
角动量以角速度Ωm绕地磁矢量进动
dh / dt hdS / dt Tm
第10章 自旋、双自旋航天器的姿态控制
磁线圈沿自旋轴垂直方向安装（用于角动量的大小控制） 自旋角动量
h hS h sin j cos k m m cos i sin cos j sin sin k
主动章动阻尼
•
第10章 自旋、双自旋航天器的姿态控制
zb
小球对航天器所作功的微分
D
Ob

卫星姿态动力学与控制3

卫星姿态动力学与控制3

感应式磁强计
磁强计分类 量子是磁强计
5.2 射频敏感器
利用天线溃源测定天线指向，通过对它提取天线馈电网络输出的跟踪 误差信号，检测天线视轴与信号源之间的角误差。 某些静止轨道通信卫星，如国际通信卫星6号、7号，早已应用射频技 术来提高天线对地指向精度。将天线固定在星体上，依靠形体的姿态敏感 器湖区星体姿态信号来保证通信广播天线的基本指向精度。
AWG70000 任意波形发生器
AWG70000 系列任意波形发生器代表 最先进的采样率、信号保真度和波形 内存，非常适合复杂组件、系统和试 验的设计、测试和操作。 AWG70000 系列具有高达 50 GS/s 和 10 位垂直分 辨率，提供业内最佳的信号激励解决 方案，可方便地生成理想、失真和 “真实”信号。
美国
俄罗斯 日本
日本Astro公司研制的太阳敏感器，该敏感器已在多次飞行任务中成功使用， 具有视场大、功耗低、精度高的特点。
意大利伽利略公司研制的使用2048元长线列探测器的太阳敏感器。在ITALSA-I 中获得了良好的效果，其主要技术指标为光学头部尺 寸:170mm×94mm×85mm;电子学尺寸为:204mm×152mm×121mm;重 量:光学头部为0.98kg×2，电子学质量为:2.8kg×2;精度:系统误差:0.06°，随 机误差:0.005°; 功耗:光学头部1.5W/轴，电子学3W/轴。
工作原理：
1 太阳敏感器
国家 现状 美国GoodRich公司生产的型号为13-517的太阳敏感器。该太阳敏感器由另一 款13-515太阳敏感模块构成，可由多个13-515型号太阳敏感器组成，用来满足 特殊航天飞行的要求,具有128°×168°的视场，误差<0.3°，体积为 5.1×2.4×1.9in.，功耗为0.3W，寿命为15年 俄罗斯地球物理协会研制开发太阳敏感器已经有四十年的历史，其研制的一款 CCD太阳敏感器，其主要技术指标为质量:0.28kg;尺 寸:70mm×70mm×50mm;视场:92°×92°;测角误差均方根值:12";功耗:0.6W。

第四章航天器的姿态动力学与控制

第四章航天器的姿态动力学与控制
在设计飞轮控制系统时， 第一需要考虑卸载（磁卸载或喷气卸载），这也就不可避免地增 加了系统的复杂性。 第二需要考虑飞轮的使用寿命。我国自主研发的飞轮工作寿命在 10年以上，而且可靠性也很高。在某些精度非常高的控制系统中，可以 采用磁浮轴承的飞轮。
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。

第五章 三轴稳定航天器的姿态控制

第五章 三轴稳定航天器的姿态控制

& =u JΩ y
反作用轮的控制模式
z 动量模式 z轮子的输入是期望的控制角动量 z没有摩擦力矩的问题，但需要对电机转速进行精确测量
轮系的安装与操纵
h1 期望姿态 H
⋅
⋅
h2
⋅
飞轮 1 飞轮 2 飞轮 3 飞轮 4 敏感器
h
⋅
控制器
C+
h
⋅
h3 h4
⋅
C
H
⋅
航天器
⋅
姿态
⎡ h1 ⎤ ⎡H x ⎤ ⎢h ⎥ ⎥ = Ch = C ⎢ 2 ⎥ H =⎢ H ⎢ y⎥ ⎢ h3 ⎥ ⎢ ⎢ ⎥ ⎣Hz ⎥ ⎦ ⎣h4 ⎦
5.2.2 喷气姿态稳定系统的控制律 研究工具和数学模型 基于位置反馈的继电控制律 基于位置和速度反馈的死区继电控制律 含超前校正网络的死区迟滞继电控制律 准线性喷气推力器 极限环的特点与设计
研究工具和数学模型 研究工具
经典方法
z 相平面法 z 描述函数法
数学模型
现代方法
动态响应
z 机动时间或机动速度
5.1.3 主动控制系统的分类 零动量系统 喷气推力器 飞轮 控制力矩陀螺 偏置动量系统 固定偏置动量系统(WHECON) 单自由度动量系统 两自由度动量系统
零动量姿态控制系统
整星动量
z 标称状态下整星动量为零 z 多用于对姿态稳定度要求较高的卫星，如遥感卫星
§5.4 偏置动量姿态控制 5.4.1 5.4.2 5.4.3 5.4.4 5.4.5 5.4.6 基本思想 ¼轨道原理 姿态动力学模型 俯仰运动控制 滚动/偏航运动分析 滚动/偏航运动控制
5.4.1 基本思想
偏置动量稳定方式由双自旋卫星的稳定方式引伸而来

卫星轨姿动力学及控制方法_图文

卫星轨姿动力学及控制方法_图文
– 特征模型与高阶系统的降阶模型不同,它是把高阶 模型的有关信息都压缩到几个特征参量之中,并不 丢失信息,一般情况下特征模型用慢时变差分方程 描述.
挠性结构航天器飞行控制
大型挠性结构的运动形式
1 系统整体运动 2 柔性部件的弹性振动
大型挠性结构姿态控制特点
1 控制对象无限维，控制器有限维 2 挠性附件有限阶振型
卫星轨姿动力学及控制方法_图文.ppt
航天器（卫星）基本知识 卫星轨姿控制 挠性卫星姿态控制
航天器（卫星）分类
地球观测站：侦察卫星、气象 卫星、地球资源卫星
中继站：通信卫星、广播卫星 、跟踪和数据中继卫星
基准站：导航卫星、测地卫星
轨道拦截（或攻击）武器：拦 截摧毁敌方卫星的反卫星和攻 击地面目标的卫星
姿态敏感器： 1 利用地球物理特性 2 利用天体位置 3 利用惯性器件 4 利用无线电信标 5 其他
姿态确定软件算法：
姿态稳定控制
被动控制：利用自然环境力矩或物理力 矩源。
主动控制：三自由度的姿态闭环控制系 统。
组合控制
姿态控制系统设计理念
敏感功能确定航天器的姿态。逻辑单元让电信号以正 确顺序送到力矩产生单元，使航天器绕其质心转动。 然后运动(动力学)再由敏感器监视，形成航天器姿态 控制系统的闭合回路
特征建模
特征建模
传统建模方式和控制存在缺点
– 建模方式缺点
• 分布参数和偏微分建模 • 模态分析
– 控制方法缺点
• 高阶控制器 • 现场调试 • 模型降阶
特征建模
特征建模概念：
– 结合对象的动力学特征和控制性能要求进 行建模。不是仅以对象精确的动力学分析 来建模。
– 针对高阶线性定常系统，可以采用二阶时 变差分方程形式描述。

卫星姿态动力学与控制(1)

卫星姿态动力学与控制(1)

假设用μ来表示自旋轴惯量与横向惯量之比：
Ix Iy
Ix Iz
Ix It
zb z
D Ob O R
y
yb
xb x
带有管球型章动阻尼器的自旋卫星
假设自旋部分和消旋部分都近似于刚体，均相对于自旋轴对 称，消旋体绕自旋轴角速度为零，则：
(1)由于星体内可动部件的影响，惯量比μ大于1(短粗) 的双自旋卫星的自旋运动是稳定的。
姿 态 控 制
主动姿态控制
A，质量排出 B，动量交换 C，磁控制 D，利用环境力矩
概念研究 方案设计
姿态 捕获
姿态 稳定
卫星变轨时 姿态稳定
姿态 确定
姿态 机动
其他分系统 部件的控制
姿态控制系统
模型验证、分析
建立系统 数学模型
技术设计
接口
安全性、可靠性
电磁匹配
姿态参数-欧拉角
zb
za
za
za
xb xa
运动学方程：运动参数之间的相互关系。 动力学方程：运动和作用力之间的关系。
动力学基本定 理
1、动量定理 2、动量矩定理
拉个朗日方程
对于完整系统用广 义坐标表示的动力 方程。
哈密尔顿
哈密顿原理是以变 分为基础，设系统 的动能为T，势能 为V，非保守力的 虚元功为δw时， 则哈密顿原理可以 表示为
尖兵一号甲
简单
简化成均匀量梁，用常微分方程和片微 分方程求解
复杂
有限元分析法进行模态分析：振型、频率
和偶尔系数，根据附件钢体连接处，建立整 星有限自由度。
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

航天器姿态动力学与控制优秀课件

航天器姿态动力学与控制优秀课件
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
15
第1章 航天器姿态运动学
tg
1
C C
31 32
co s 1 C 33
tg
1
C C
13 23
23
姿态参数 - 欧拉角
Z2
Za Z1
Z1
Zb
O
Xa
X1X 2
Xb
Y 2 Y b
Y1
Ya
zxy旋转顺序 24
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
C C S S S C S S S C C S
26
姿态参数 – 欧拉轴/角
C bacos E 31cos eeTsin e exe co ys 1 co es x 2 1 ce o zss in exc eo ys 1 co esy 2 1 ce o zss in e ex ye ez z1 1 c co os s e ey xs siin n exez1cos eysineyez1cos exsin cos ez 21cos
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
1
绪论
2
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

航天器姿态动力学与运动学课件

航天器姿态动力学与运动学课件

H

m
r (ω r )dm
r (ω r ) ( y z ) x ( xy ) y ( xz ) z i
2 2 2 2 + ( xy ) ( x z ) y ( yz ) z x j 2 2 + ( xz ) ( yz ) ( x y ) z x y k
2、航天器姿态动力学
姿态动力学
di i (t t ) i (t ) aa lim lim t 0 t 0 t dt t
ω
O O
t
a
a'
τ
ω i ω i t 0 aa aa sin t ω i t ω i sin
dr dx dy dz di dj dk i j kx y z dt dt dt dt dt dt dt
各质点相对于 质心的位置不变
dr dj dk di x y z dt d t d t d t
15
上海交通大学航空宇航信息与控制系
Rrb (t t ) Rrb (e, ) Rrb (t ) ( I 3 ω t ) Rrb (t ) Rrb (t ) ωtRrb (t )
航天器姿态运动学方程：
dRrb (t ) Rrb (t ) ω tRrb (t ) Rrb (t ) lim ω Rrb (t ) t 0 dt t
1 b Ro ( , , )

1
1
考虑小姿态角度工况下，忽略二阶小量，简化姿态运动学方程 如下：
S ，C 1； - S C 0； S 0； S 0； S S 0； S S 0；

航天器轨道动力学与控制(下)PPT课件

航天器轨道动力学与控制(下)PPT课件

东西向经度位置保持控制策略
漂移率修正模式 漂移率、偏心率修正模式
南北向经度位置保持控制策略
轨道倾角修正模式
太阳同步轨道卫星的轨道控制
太阳同步轨道(Sun-synchronousorbit或Heliosynchronousorbit)指的就是卫星的轨道平面和太阳始终保持相对 固定的取向，轨道倾角(轨道平面与赤道平面的夹角)接近90度，卫星要在两极附近通过，因此又称之为近极 地太阳同步卫星轨道。为使轨道平面始终与太阳保持固定的取向，因此轨道平面每天平均向地球公转方向(自 西向东)转动0.9856度(即360度/年)。
风云一号卫星
太阳同步轨道卫星的轨道摄动
太阳同步轨道卫星主要受到地球非球形引力摄动、日月引力摄动、大气阻力摄动及太阳辐射压力摄动。
摄动因素 地球非球形摄动 量级
太阳引 月球引力 太阳辐射
力
压摄动
静止轨道摄动量级
太阳同步轨道卫星的轨道保持
平面内轨道保持控制策略 轨道倾角保持控制策略
半长轴修正模式 a、e、w联合修正模式 轨道倾角修正模式
制
程
作
用
小特征速度情形
近 圆 轨 道 的 摄 动 方 程
脉冲推力近圆轨道修正
静止卫星变轨后由于误差，并不是真正的静止轨道，称为准同步轨道，真正准同步轨道的周期、偏心 率和倾角误差，使偏差减小到能满足正常运行的要求，并使卫星定点于制定的进度位置，称为定点捕 获。
卫星上燃料的限制
考虑因素
使卫星处于可监控范围内 在规定时间完成捕获
东方红二号通信卫星
北斗导航静止轨道卫星
静止轨道卫星的轨道摄动
静止轨道卫星的轨道摄动包括非球形地球引力场；日、月引力摄动；太阳辐射压摄动。

航天器主动姿态稳定系统PPT课件

航天器主动姿态稳定系统PPT课件
继电系统的稳定状态是极限环自振荡。在这种系 统的设计中，重要的是选择自振荡频率和振幅，即极 限环参数，使它们最佳地满足精度和能量消耗的要求。
喷气控制最适合于抵消具有常值分量的扰动力矩， 即非周期性扰动力矩，例如气动扰动力矩。这种情况 正是低轨道航天器扰动力矩所具有的特点。
第9页/共89页
6.2 喷气姿态稳定系统的非线性控制
)，
如图6.9所示，然后使航天器进入极限环模式(自振
荡)。
第17页/共89页
具有死区特性的相平面运动
第18页/共89页
对于给定的理想情况，自振荡周期可以按下述方
法求得。运动方程 0
对应于自振荡循环的直线段；而 A
对应于抛物线段。
在初始条件 1, 1
情况下对上述方程
进行积分，对于整个abcd段. ，有
(6.14b)
M sgn(U ) U (1 h)1或sgn(UU ) 0
系0
统
框
图
见
图
6U. 1 0 。1或图s中gnk(为UU微)
分 0系
数
，
θ
c
为
给
定
的姿态角。
第21页/共89页
第22页/共89页
当θc=0时，系统由初始条件逐渐向里收敛，最后停留在
一个稳定振荡上面，即为极限环(见图6.11)。显然该控 制系统也是稳定的，有阻尼存在，且阻尼的大小取决于超 前网络参数k的大小。过渡过程的最大角度超调发生在点 “2”处，从分析式(6.12)得知，发生在处，其大小可以 表示为
研究非线性控制系统常用的分析方法是相平面图解 法和描述函数法。相平面是由姿态角和角速度所组成 的平面，相平面图解法就是研 究系统在相平面中的运动轨迹 。这种方法对于研究较简单的 低阶非线性系统具有简单和直 观的优点。在相平面上可以研 究过渡过程时间、超调量、极 限环等主要姿态控制性能指标。
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ey 1 cos
1 cos ez sin
exez 1 cos ey sin
exey 1 cos ez sin cos ey2 1 cos
eyez 1 cos ex sin
ex ez ey ez
1 1
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


1 2
1 C11 C22 C33
Cba Cz Cx Cz SC CC S

S S
CS SCC SS CCC
S C
SS
C S

C



tg
1

C31 C32

cos1 C33


tg 1
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
2q1q2 q3q0
q02 q12 q22 q32
2q2q3 q1q0
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
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
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》
Cz




C S
SC SC S
C S SSC CC
S S SCC
CS
S

CC



tan
1

C21 C22

sin1 C23


tan1

C13 C33

杨大明编著.哈尔滨工业大学出版社, 2002
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》
1998
章仁为编著. 北京航空航天大学出版社,
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》
第1章 航天器姿态运动学
cos cos



ey ex
sin sin


cos ez2 1 cos
姿态参数 – 欧拉轴/角
e
v

u' b
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)
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
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
SS CSC
C S CC SS S SS CS S
S
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
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ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
q2

1 4q1
C12
C21

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
CC SS S
Cba

Cy

Cx