飛行器動(dòng)力學(xué)與控制復(fù)習(xí)要點(diǎn)new

飛行器動(dòng)力學(xué)與控制復(fù)習(xí)要點(diǎn)new衛(wèi)星軌道六要素是哪些P2-7(a,e,i,,,tp)，其中a半長(zhǎng)軸，e偏心率，i軌道傾角，升交點(diǎn)赤經(jīng)，近地點(diǎn)幅角，tp衛(wèi)星經(jīng)過近地點(diǎn)時(shí)刻。衛(wèi)星發(fā)射三要素是什么P17-18(,A,tL)，其中發(fā)射場(chǎng)L的地心緯度，A發(fā)射方位角，tL發(fā)射時(shí)刻。什么是太陽同步軌道P23選擇軌道半長(zhǎng)軸 a 和傾角i的組合使0.9856()/d，則軌道進(jìn)動(dòng)方向和速率，與地球繞太陽周年轉(zhuǎn)動(dòng)的方向和速率相同（即經(jīng)過365.24平太陽日，地球完成一次360°的周年運(yùn)動(dòng)），此特定設(shè)計(jì)的軌道稱為太陽同步軌道。什么是臨界軌道、凍結(jié)軌道P24-25若遠(yuǎn)地點(diǎn)始終處在北極上空，即拱線不得轉(zhuǎn)動(dòng)，軌道傾角滿足 2.5sin2i 2 0，即i 63.43或i 116.57。此值的傾角稱為臨界傾角，此類軌道稱為臨界軌道。若選擇合適的偏心率及合適的近地幅角，使e0，近地點(diǎn)幅角被保持，或稱被凍結(jié)在90°。軌道的傾角和高度可以獨(dú)立選擇， 此類軌道稱作2凍結(jié)軌道?；貧w軌道的回歸系數(shù)是什么P26軌道經(jīng)過N天回歸一次，在回歸周期內(nèi)共轉(zhuǎn)R圈，每天的軌道圈數(shù)（非整數(shù)）Q稱為回歸系數(shù)。Q R I C，+表示軌跡東移， 表示軌跡西移。N N為接近一天的軌道圈數(shù)，為正整數(shù)。靜止軌道的特點(diǎn)、三要素是什么P281）軌道的周期與地球自旋周期一致2）軌道的形狀為圓形，偏心率e03）軌道處在地球赤道平面上，傾角i0星座軌道的全球覆蓋公式相鄰衛(wèi)星星下點(diǎn)之間的角距為2b，覆蓋帶寬度為2c，軌道數(shù)為p2c，每一軌道上的衛(wèi)星數(shù)qb，2tanc,sincsinsin衛(wèi)星總數(shù)Npq,sinb2bctan3O1 O2b地球同步衛(wèi)星群的分置模式有哪幾種P361）經(jīng)度分置模式：各個(gè)子衛(wèi)星沿軌道經(jīng)度圈分布，位于星座中心定點(diǎn)位置的兩側(cè)，具有不同的平經(jīng)度。2）同平面偏心率分置模式：各個(gè)子衛(wèi)星享用同一定點(diǎn)經(jīng)度，但偏心率e各不相同，由各衛(wèi)星在東西方向的相位差形成一定形式的星座。3）傾角與偏心率合成分置模式：各子衛(wèi)星共享同一定點(diǎn)經(jīng)度，傾角設(shè)置使相對(duì)軌跡橢圓扭出赤道平面。二體軌道的基本攝動(dòng)方程P39rGmr3rgradRR是攝動(dòng)力的位函數(shù)，稱為攝動(dòng)函數(shù)， r是4集中質(zhì)點(diǎn)到空間某點(diǎn)的距離。攝動(dòng)力的種類有哪些P39及目錄1）地球形狀非球形和質(zhì)量不均勻產(chǎn)生的附加引力（地球形狀攝動(dòng)），2）高層大氣的氣動(dòng)力（大氣攝動(dòng)），3）太陽、月球的引力（日、月攝動(dòng)），4）太陽光照射壓力（太陽光壓攝動(dòng)）等。拉格朗日行星運(yùn)動(dòng)方程P47da2RdtnaMde1e2R1e2Rdtna2eMna2edicotiRcsciRdtna21e2na21e2d1Rdtna21e2siniid1e2RcotiRdtna2eena21e2idMn2R1e2Rdtnaana2een(ttp)為平近點(diǎn)角可以作為6要素之一代替tp。地球形狀攝動(dòng)位函數(shù)及其參數(shù)含義P50，P525近地軌道的地球形狀攝動(dòng)：U[1J2Re2(3sin21)J3Re3(5sin33sin)J4Re4(35sin430sin23)]r2r22r38r4靜止軌道的地球形狀攝動(dòng)：U[1J2Re2(3sin21)3J22Re2cos2cos2(22)]r2r2r2Re為地球平均赤道半徑，(r,,)為衛(wèi)星在地球坐標(biāo)上的地心距，地心經(jīng)度和地心緯度Jn為帶諧項(xiàng)系數(shù)。Jnm為田諧項(xiàng)系數(shù)，nm是這些田塊對(duì)稱主軸的相位經(jīng)度。軌道控制問題包含哪兩類P72衛(wèi)星軌道的控制可概括為兩類：一類是軌道機(jī)動(dòng)、軌道轉(zhuǎn)移或簡(jiǎn)稱變軌，衛(wèi)星從運(yùn)載分離后由衛(wèi)星自身的制導(dǎo)和推進(jìn)系統(tǒng)，進(jìn)行若干次軌道機(jī)動(dòng)控制，使衛(wèi)星進(jìn)入預(yù)定軌道。另一類是軌道保持，為克服空間環(huán)境對(duì)軌道的攝動(dòng)，需要間斷對(duì)軌道進(jìn)行修正控制，使衛(wèi)星軌道保持和符合衛(wèi)星應(yīng)用任務(wù)的要求。14. 敘述雙脈沖霍曼變軌的過程 P75單脈沖變軌的主要特點(diǎn)是新軌道必定與原軌道相交，雙脈沖

變軌能使新軌道完全脫離原軌道。在兩個(gè)圓軌道之間的最佳變軌6方式為霍曼變軌；在兩個(gè)圓軌道之間的最佳過渡軌道是霍曼橢圓，此橢圓分別于兩個(gè)圓軌道相切，切點(diǎn)即為過渡軌道的近地點(diǎn)和遠(yuǎn)地點(diǎn)。

在內(nèi)圓軌道上，形成橢圓軌道，其遠(yuǎn)地點(diǎn)到達(dá)外圓上；第二次切向脈沖作用在此遠(yuǎn)地點(diǎn)，將軌道圓r2新軌道 原軌道r1霍曼變軌是兩霍曼橢圓軌道次切向脈沖變軌：第 化。一次切向脈沖作用敘述靜止衛(wèi)星的入軌控制過程P82將衛(wèi)星送入赤道上的地球同步軌道，且到達(dá)指定的經(jīng)度上空而成為靜止衛(wèi)星，要經(jīng)過若干飛行階段和飛行軌道：上升段動(dòng)力飛行，沿駐留軌道滑行，近地點(diǎn)射入，在過渡軌道上運(yùn)行，遠(yuǎn)地點(diǎn)射入，在準(zhǔn)同步軌道上漂移和定點(diǎn)置入等階段。漂移控制模式有哪些71）準(zhǔn)同步軌道包圍同步軌道，即rArPrs于是有x0,y0,xy。射入方式應(yīng)減速，各次速度增量為負(fù)值'''30，這說明從遠(yuǎn)地點(diǎn)開始圓化cc1212xyxys32軌道將節(jié)省燃料。2）準(zhǔn)同步軌道被同步軌道包圍，即rsrArP有x0,y0,xy，射入方式應(yīng)加速，各次速度增量為正值，'''30，這說明從近地點(diǎn)開始圓化cc1212xyyxs32軌道將節(jié)省燃料。3）準(zhǔn)同步軌道與同步軌道相交，即rArsrP，于是有x0,y0，射入方式應(yīng)在遠(yuǎn)地點(diǎn)加速，在近地點(diǎn)減速，cc1212xys0，因此從遠(yuǎn)地點(diǎn)開始圓化軌道可'''18節(jié)省燃料。綜上所述，從主流軌道開始，在標(biāo)稱情況下，只要三次脈沖變軌——近地點(diǎn)、遠(yuǎn)地點(diǎn)和定點(diǎn)噴射，就可將衛(wèi)星送入靜止軌道上的定點(diǎn)位置。多次遠(yuǎn)地點(diǎn)射入的指向模式有哪幾種P1091）慣性固定指向：在過渡軌道上進(jìn)入預(yù)定變軌遠(yuǎn)地點(diǎn)前，衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)，設(shè)置遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火推力方向。在點(diǎn)火過程中姿態(tài)控制系統(tǒng)保持衛(wèi)星姿態(tài)慣性穩(wěn)定，使發(fā)動(dòng)機(jī)噴射方向在空間中恒定為點(diǎn)火起始時(shí)刻的方向。82）等偏航角指向：在點(diǎn)火變軌過程中衛(wèi)星的向徑離開原過渡軌道平面，依靠紅外地球敏感器，微型姿控系統(tǒng)保持衛(wèi)星的偏航軸對(duì)地心的指向，使位于衛(wèi)星俯仰/滾動(dòng)平面內(nèi)的遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)保持在當(dāng)?shù)厮矫鎯?nèi)（與地心方向垂直），又依靠太陽敏感器測(cè)量姿態(tài)偏航角，衛(wèi)星姿控系統(tǒng)使發(fā)動(dòng)機(jī)推力方向的偏航角恒定。3）共面轉(zhuǎn)動(dòng)指向：在遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火前姿控系統(tǒng)不僅將遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴射方向機(jī)動(dòng)到某最優(yōu)方向，還將該速率積分陀螺的測(cè)量軸調(diào)整到平行于某一空間方向。點(diǎn)火過程中依靠陀螺，姿控系統(tǒng)保持該陀螺的測(cè)量軸穩(wěn)定在選取的空間方向上，同時(shí)控制衛(wèi)星姿態(tài)繞該陀螺的測(cè)量軸進(jìn)行等速度轉(zhuǎn)動(dòng)，即遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)在垂直于陀螺測(cè)量軸的平面內(nèi)等速度轉(zhuǎn)動(dòng)。如何克服地球形狀攝動(dòng)和光壓攝動(dòng)，使得靜止衛(wèi)星在東西方向上保持位置P115克服地球形狀攝動(dòng)：當(dāng)攝動(dòng)加速度為正，即東向攝動(dòng)，迫使衛(wèi)星向東漂移，當(dāng)衛(wèi)星漂至東邊界時(shí)，進(jìn)行脈沖修正，使衛(wèi)星獲得向西的初始漂移率；在東向攝動(dòng)力作用下，當(dāng)衛(wèi)星漂到西邊界9時(shí)，西向的漂移率降為零，東向攝動(dòng)力又使衛(wèi)星離開西邊界，向東邊界漂移，如此形成漂移極限環(huán)。克服光壓攝動(dòng)：用太陽同步偏心率控制，在一個(gè)控制周期中，使偏心率的平均方向跟隨太陽的平均方向，即偏心率矢量保持在地球-太陽方向周圍轉(zhuǎn)動(dòng)。地面測(cè)軌的觀測(cè)量有哪些單脈沖雷達(dá)可測(cè)得衛(wèi)星至雷達(dá)站的斜距AE，由多普勒頻移可測(cè)得該斜距的變化率&，雷達(dá)天線萬向支架軸的角度傳感器可測(cè)得衛(wèi)星相對(duì)雷達(dá)站的方向角A和仰角E，由萬向支架跟蹤系統(tǒng)可測(cè)得方向角、仰角的變化率&和&A E敘述地面三站測(cè)軌的原理P124三站測(cè)軌時(shí)，設(shè)備只需要在同一時(shí)刻測(cè)量衛(wèi)星至測(cè)站的斜距有幾何關(guān)系rRi,i1,2,3若b2R2R1，b3R3R1，建立正交基線坐標(biāo)系ib2,j=b3(b3gi)i,kij，定義衛(wèi)星位置坐標(biāo)為xb1gi，b2b3(b3gi)i10yb2gj，zb3gk利用其位置關(guān)系可得22212b2xb2b22222(b3i)xb13b3ybg2(b3gj)zb2x2y21bb引用基線坐標(biāo)與地球坐標(biāo)的轉(zhuǎn)換矩陣Rbeijk，可得衛(wèi)星在赤道慣性坐標(biāo)的位置矢量r=ReiT[R1 RbeTxbybzbT]。（方框是點(diǎn)乘）軌道改進(jìn)的方法有幾種P128有兩種不同的軌道估計(jì)算法：批量處理和遞推處理。批量處理是基于在一段時(shí)間內(nèi)獲得的一批觀測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行反復(fù)迭代運(yùn)算，得出在此時(shí)間段內(nèi)某一特定時(shí)刻的最優(yōu)軌道估計(jì)。遞推處理是在初期處理基礎(chǔ)上，由即時(shí)觀測(cè)數(shù)據(jù)更新現(xiàn)有估計(jì)，得出新的估計(jì)。自主定軌的觀測(cè)模式有哪些P1291）衛(wèi)星對(duì)天體/地球的張角測(cè)量。太陽、月亮和恒星等天體在赤道慣性坐標(biāo)的星歷是已知的，可作為定軌的參考體。2）衛(wèi)星至空間無線電信標(biāo)的距離測(cè)量。這些無線電信標(biāo)來自位于靜止軌道的中繼衛(wèi)星，或11位于中軌道的導(dǎo)航衛(wèi)星。這些參考衛(wèi)星的星歷是已知的，同樣可作為定軌的參考。（3）衛(wèi)星相對(duì)于地球表面控制點(diǎn)的方向測(cè)量。試比較四種衛(wèi)星姿態(tài)描述的優(yōu)缺點(diǎn)P140-147方向余弦式：比較具有一般性，但是表示衛(wèi)星姿態(tài)要用9個(gè)方向余弦，求解方向余弦要引入個(gè)約束方程，使用很不方便，并且這種方法沒有直接顯示出衛(wèi)星姿態(tài)的幾何圖像。歐拉角式：便于姿態(tài)角的測(cè)量和姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程的求解，但是需要多次三教運(yùn)算，且存在奇點(diǎn)問題。歐拉軸/角參數(shù)式:歐拉四元素式：姿態(tài)矩陣的元素不含三角函數(shù)，姿態(tài)矩陣本質(zhì)上是坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣，歐拉參數(shù)不僅反映相對(duì)參考坐標(biāo)系的姿態(tài)，也可看作為姿態(tài)機(jī)動(dòng)參數(shù)。姿態(tài)A的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，的動(dòng)力學(xué)方程P148，P15212dAlimA(tt)At%dttt0& % 其中H為角動(dòng)量，M為力矩。其中 %表H H M示的斜對(duì)稱矩陣（為姿態(tài)相對(duì)參考坐標(biāo)的轉(zhuǎn)速）0 z y% z 0 xy x 0什么是軸對(duì)稱自旋衛(wèi)星的章動(dòng)運(yùn)動(dòng)以空間中固定的角動(dòng)量矢量H作為基準(zhǔn)，HIttIzzez，角動(dòng)量矢量H由橫向、軸向兩部分組成，由于橫向角速率t繞自旋軸旋轉(zhuǎn)，因此自旋軸也作圓錐運(yùn)動(dòng)，使這兩部分旋轉(zhuǎn)著的矢量的合成矢量H在空間中定向。角動(dòng)量H、瞬時(shí)轉(zhuǎn)速、自旋軸z三個(gè)矢量必定在同一平面內(nèi)，此平面繞矢量H旋轉(zhuǎn)，這是因?yàn)槭噶坷@z軸做圓錐運(yùn)動(dòng)。因此矢量將同時(shí)作兩種圓錐運(yùn)動(dòng)，一是繞星體主慣量軸z作的圓錐運(yùn)動(dòng)，其轉(zhuǎn)速為n，它成為本體章運(yùn)動(dòng)速率；另一種是繞角動(dòng)量H作的圓錐運(yùn)動(dòng)，旋轉(zhuǎn)速度是H/It，它稱為空間章動(dòng)速率。Z軸繞H作圓錐運(yùn)動(dòng)的速度就等于空間章動(dòng)速率13，Z軸矢量與H的夾角 稱為章動(dòng)角。重力梯度衛(wèi)星三軸姿態(tài)穩(wěn)定的構(gòu)型要求是什么P174若星體內(nèi)部不含有角動(dòng)量部件，即h0，則充分條件為IyIxIz，其中Ix,Iy,Iz是剛體繞坐標(biāo)軸x,y,z的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。如星體內(nèi)含有角動(dòng)量裝置，但限于俯仰軸，即rr則充分條件為：h hyb4(IyIz)h0o(IyIx)h0空間力矩有哪些P1801）太陽光壓力矩（2）重力梯度力矩（3）地磁力矩（4）氣動(dòng)力矩自旋衛(wèi)星的姿態(tài)參考測(cè)量有哪些P185-189太陽方向的測(cè)量天底方向的測(cè)量14陸標(biāo)和星光方向的測(cè)量敘述雙錐相交測(cè)姿原理P185雙錐相交法是確定自旋衛(wèi)星自旋軸方向的基本方法。自旋衛(wèi)星的姿態(tài)是指衛(wèi)星自旋軸在空間中的方向和自旋體相對(duì)空間某個(gè)基準(zhǔn)的旋轉(zhuǎn)相位角。如果能測(cè)出自旋軸與某個(gè)參考體C1的方向之間的夾角1，就可以認(rèn)為自旋軸必定在圍繞此參考體的圓錐面上，此圓錐面的主軸在衛(wèi)星至參考體方向上，圓錐的半頂角就是測(cè)得的夾角，如果同時(shí)測(cè)得自旋軸與另一參考體C2方向之間的夾角2，就可以斷定衛(wèi)星自旋軸必在兩圓錐面的交線上，由于圓錐面與兩條交線，自旋軸只與兩者之一重合，必須判別真?zhèn)?。三軸穩(wěn)定衛(wèi)星的姿態(tài)參考測(cè)量有哪些P2021）天底方向的測(cè)量（2）太陽方向的測(cè)量（3）星光方向的測(cè)量（4）地磁場(chǎng)方向的測(cè)量（5）無線電信標(biāo)方向的測(cè)量描述自旋衛(wèi)星的雙脈沖噴氣姿態(tài)控制的進(jìn)動(dòng)過程P23615初始控制時(shí)刻t1，衛(wèi)星處于純自旋狀態(tài)，自旋軸，瞬時(shí)轉(zhuǎn)軸與角動(dòng)量軸共線。通過兩次脈沖噴氣控制，可將自旋軸調(diào)整到給定方向，同時(shí)衛(wèi)星仍保持純自旋運(yùn)動(dòng)。當(dāng)衛(wèi)星自旋到某一位置，第一次脈沖噴氣力矩的作用方向與R一致，脈沖噴氣后，角動(dòng)量H0進(jìn)動(dòng)△H，轉(zhuǎn)速ω的方向也發(fā)生躍變，自旋軸z開始以空間章動(dòng)速率Ω繞角動(dòng)量H1=H0+△H章動(dòng)，同時(shí)轉(zhuǎn)速在星體坐標(biāo)中繞z軸轉(zhuǎn)動(dòng)，轉(zhuǎn)速為星體章動(dòng)速率。當(dāng)章動(dòng)角很小時(shí)，Ω=Ωn+ωs在t2時(shí)刻，當(dāng)轉(zhuǎn)速ω繞H1轉(zhuǎn)過180°進(jìn)行第二次噴氣，使角動(dòng)量進(jìn)動(dòng)H2=H1+△H，同時(shí)使轉(zhuǎn)速ω與H2重合，星體將繞H2純自旋。第二次噴氣時(shí)刻t2=t1+π/Ω，相位與第一次相同，但是在星體坐標(biāo)系中，兩次噴氣的角度間隔為σ=(t2-t1)ωs=ωsπ/Ω。極限環(huán)控制原理P248在偏置動(dòng)量加偏置噴氣推力器的姿態(tài)控制系統(tǒng)中，姿態(tài)保持方式是圍繞死區(qū)的一個(gè)極限環(huán)。當(dāng)姿態(tài)軌跡從死區(qū)到達(dá)邊界時(shí)，控制器產(chǎn)生一個(gè)噴氣脈沖使姿態(tài)回到死區(qū)內(nèi)。如果在這一個(gè)區(qū)域條件內(nèi)不滿足 tt1 0(1 d), tt1 0(1 d)，或16tt1 0(1 d)，姿態(tài)軌跡又將向邊界移動(dòng)，控制器將不斷發(fā)生脈沖迫使姿態(tài)留在死區(qū)內(nèi)直到上面的條件滿足時(shí)才停止控制。顯然不能允許每個(gè)脈沖力矩作用后，章動(dòng)圓的軌跡跨過死區(qū)與另一邊界相遇，因此還必須限制噴氣推力的沖量。畫出四斜裝飛輪的姿態(tài)控制系統(tǒng)方框圖P277控制器hc分配矩陣h反飛輪作用h分配矩陣1DcwwF(s)W(s)Ms[31][43][41]4][41]4][33][4[3姿態(tài)敏感器衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)hhs,s,s,,I1G(s)s2s[31][3[31][33][31]3]Td給出單框陀螺群控制律P293&=CT(CCT)1TEnCT(CCT)1CDhCAcosBsinDdet(CCT)DTDDKD,,,12n& & &其中 &為有力矩輸出的轉(zhuǎn)速指令， &T N T N為空轉(zhuǎn)指令。用混合坐標(biāo)描述撓性衛(wèi)星的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模17型P304s&JT&aTC&&eaa'&aJaT&&&a&2T&aCT&撓性衛(wèi)星的控制模式有哪兩類P3071）共位模式：姿態(tài)測(cè)量敏感器位于主體上，直接測(cè)量主體的姿態(tài)角（y,0）包括約束模型和整體模型兩種。2）非共位模式：姿態(tài)敏感器位于科學(xué)儀器平臺(tái)上，控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)位于主體，平臺(tái)通過旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)與主體聯(lián)接。18畫出飛機(jī)六級(jí)控制系統(tǒng)的方框圖P30寫出直翼飛機(jī)的6自由度剛體矢量動(dòng)力學(xué)方程P45rgrr速度微分方程:mdVkrMneReAMnfFfMngGdtnrrcoscosdSgcossinVk航跡微分方程:dt=Vkgsin19rgngrr轉(zhuǎn)動(dòng)角速度微分方程:JdnAFdtnMnfQQf姿態(tài)角微分方程:&1sintancostanpk&=0cossinqk&0sin/coscos/cosrkf氣動(dòng)力模型的一般形式是什么升力：AVA2SCA，其中CACA(0)CACAkk2阻力：W VA2SCW，其中CW CWmin k(