飞行器动力学与控制复习要点new
空间飞行器动力学与控制第3课空间飞行器轨道动力学上
火箭在主动段飞行时，通常攻角都很小，所飞
越的地心角也很小，若略去不计，即得：
dv P D g sin
dt m m
（3-5）
其中火箭的推力 P 为
P mve ( pe pa )Se
代入式（3-5）得到
dv
ve
dm mdt
dt
1 m
Se (
pe
pa
)dt
D m
dt
g
s in dt
（3-6）
空间飞行器动力学与控制 第三课 空间飞行器轨道动力学（上）
积分上式，得到主动段终点的速度为：
空间飞行器动力学与控制 第三课 空间飞行器轨道动力学（上）
把作用在火箭上所有的力，
投影到速度方向（
X
轴）上，
1
推力： 重力：
阻力：
升力：
得到运动方程为： dv 1 (P cos D) g sin( )
dt m
（3-4）
空间飞行器动力学与控制 第三课 空间飞行器轨道动力学（上）
dv 1 (P cos D) g sin( )
图3.3 CD与马赫数 Ma 和攻角 的关系
空间飞行器动力学与控制 第三课 空间飞行器轨道动力学（上）
图3.4
C
与马赫数
L
Ma和攻角
的关系
空间飞行器动力学与控制 第三课 空间飞行器轨道动力学（上）
“俯仰力矩”的产生
火箭发动机工作时，推进剂在不断消耗，所以火 箭质心位置随时在变。
同时，气动阻力和升力也随飞行速度和大气条件 而变化，所以压心也随之变化。
空间飞行器动力学与控制 第三课 空间飞行器轨道动力学（上）
第三种方案：与第二方案基本相同，只是要求自由飞行 段要绕地球半圈，即自由飞行段起点和终点正好在地心 的连线上。
航天飞行动力学考试重点
航天飞行动力学考试重点第二章压力中心和焦点的概念以及两者的区别和联系气动力（升力、阻力和侧力）、气动力矩（俯仰力矩、偏航力矩、滚转力矩）的计算方法：气动力矩与操纵力矩、阻尼力矩、下洗延迟力矩之间的关系以及交叉导数、铰链力矩概念：定常飞行、纵向静平衡、纵向静稳定性概念推力、重力的简化计算方法：4个坐标系（地面坐标系、弹道坐标系、速度坐标系、弹体坐标系）和8个角度（弹道倾角、弹道偏角、速度滚转角、攻角、倒滑角、偏航角、滚转角）的定义：坐标系之间的变换方法、初等变换矩阵和6种坐标变换关系和3个角度几何关系式。
导弹运动建模的基本定理和简化处理方法（固化原理）导弹质心运动的动力学/动力学方程、导弹绕质心转动的动力学/运动学方程的建模方法：轴对称/面对称飞行器操纵的特点：导弹运动模型的简化与分解方法导弹的质心运动，理想弹道、理论弹道和实际弹道的概念：描述瞬时平衡假设状态的表达式：过载的概念与意义过载投影与机动性、导弹运动的关系常用过载、可用过载和极限过载概念方案飞行、方案弹道、飞行方案的概念铅锤平面内典型飞行方案（发射、等高）比例导引法的基本思想第三章导弹动态特性分析的基本概念，导弹运动方程组线性化的条件和方法以及特征点的选择：小扰动假设；纵向扰动运动的建模；动力系数的物理意义导弹自由扰动运动长短周期运动特点及物理成因；传递函数的推倒和分析方法纵向短周期扰动运动的动态稳定条件，以及动稳定性与静稳定性的关系第四章各常用坐标系的定义、引力、第一宇宙速度（环绕速度）、第二宇宙速度（逃逸速度）、双曲线剩余速度、总攻角、总升力、配平攻角；直接反作用原理、刚化原理、瞬时平衡假设；变质量系统在运动时所受力和力矩，以及各自的计算公式；火箭产生控制力和控制力矩的方式；研究自由飞行段的运动时的基本假设自由飞行段的运动有哪些基本特征、轨迹是什么形状、特征参数有哪些、特征参数与主动段终点参数有什么关系；成为人造卫星和导弹的条件；再入段的运动特点再入类型及其各有什么特点变质量质点基本方程（密歇尔斯基方程）齐奥尔柯夫斯基公式（理想速度与质量变化的关系）变质量质点系的质心运动方程和绕质心转动方程；静稳定与静不稳定火箭的程序转弯动力学现象及过程分析；第六章航天器开普勒轨道方程的推导过程和几个性质轨道六要素的定义，轨道六要素与运动参数之间的转换方法椭圆轨道参数典型轨道的定义及特点轨道摄动的原理，J2项摄动和大气阻力摄动对轨道运动的影响轨道机动的类型，霍曼转移原理刚体航天器姿态动力学的基本方程单自旋航天器姿态控制系统的力学原理及稳定性分析方法。
飞行器动力工程知识点总结
飞行器动力工程知识点总结一、飞行器动力系统概述飞行器动力系统是指驱动飞行器进行飞行的动力装置，是飞行器的重要组成部分，其性能直接影响着飞行器的飞行性能、经济性和安全性。
飞行器动力系统主要包括发动机、推进系统、燃料系统等部分。
1. 发动机发动机是飞行器动力系统的核心部件，其功能是将燃料燃烧产生的能量转化为机械能，推动飞行器进行飞行。
发动机根据其工作原理和结构，可以分为涡轮喷气发动机、涡桨发动机、活塞发动机、火箭发动机等几种类型。
2. 推进系统推进系统是将发动机产生的动力转化为推进力，推动飞行器进行飞行。
推进系统通常包括涡轮风扇、涡轮喷气发动机喷管、尾喷管等部分。
3. 燃料系统燃料系统是为发动机提供燃料和润滑油的系统，包括燃料供给系统、燃烧系统、排油系统等部分。
二、飞行器动力系统的基本原理和工作过程1. 动力系统的基本原理飞行器动力系统的基本原理是利用燃料的化学能转化为机械能，进而产生推进力，推动飞行器进行飞行。
不同类型的发动机有不同的工作原理，如涡轮喷气发动机是利用高速喷气产生的推进力进行推进，活塞发动机是通过活塞往复运动产生的机械能推动飞行器飞行。
2. 工作过程飞行器动力系统的工作过程通常包括燃烧室的燃烧过程、喷气和推进过程、涡轮的驱动过程等。
燃烧室的燃烧过程是将燃料燃烧产生高温高压气体，喷气和推进过程是将高温高压气体喷出产生推进力，涡轮的驱动过程是将喷出的气体推动涡轮转动，带动飞机前进。
三、飞行器动力系统的性能指标及影响因素1. 性能指标飞行器动力系统的性能指标主要包括动力性能、经济性能、可靠性等几个方面。
动力性能包括推力、功率、燃油效率等指标；经济性能包括单位功率燃油消耗、维护成本等指标；可靠性包括故障率、寿命等指标。
2. 影响因素影响飞行器动力系统性能的因素有很多，主要包括发动机结构和效率、燃料质量和供应、气温、气压等环境因素、飞行器的设计和载荷等因素。
四、飞行器动力系统的设计与发展1. 设计要求飞行器动力系统的设计要求主要包括实现足够的推力和功率、提高燃油效率、确保可靠性和安全性等几个方面。
飞行器力学与飞行控制
飞行器力学与飞行控制飞行器力学与飞行控制是航空学中的重要领域，它涉及着飞行器在空中运动的物理原理和如何通过控制手段来实现飞行器的稳定和操控。
本文将介绍飞行器力学的基本概念和飞行控制的技术原理。
一、飞行器力学飞行器力学是研究飞行器在空中受到的力和力的作用下产生的运动的学科。
对于飞行器来说，有三个基础力，即重力、升力和阻力。
1. 重力：飞行器受到地球引力的作用，重力是垂直向下的力，可以用质量乘以重力加速度来表示。
2. 升力：飞行器在飞行过程中产生的垂直向上的力，由机翼产生。
升力的大小与机翼的形状、面积和飞行器的速度有关。
3. 阻力：飞行器在空气中移动时受到的阻碍力，阻力的大小和飞行器的速度、形状以及空气密度有关。
飞行器力学还包括其他一些重要概念，如迎角、侧滑角等。
迎角是机翼与飞行方向之间的夹角，它决定着升力和阻力的大小。
侧滑角是飞行器在水平面上的滑移角度，它涉及到飞行器的侧向稳定性和操控。
二、飞行控制飞行控制是指通过各种控制手段来实现飞行器的稳定和操控。
飞行控制系统主要包括飞行器姿态控制和飞行轨迹控制两个方面。
1. 飞行器姿态控制：姿态控制是指控制飞行器的方向、姿态和稳定状态。
飞行器姿态的变化主要由飞行器的控制面（如副翼、升降舵等）的运动引起。
通过控制这些控制面的运动，可以实现飞行器的横滚、俯仰和偏航控制。
2. 飞行轨迹控制：轨迹控制是指控制飞行器的飞行路径和终点。
飞行轨迹的控制主要依靠发动机推力和飞行器的机动性能。
通过控制发动机的推力和调整姿态，可以改变飞行器的速度、高度和飞行方向。
飞行控制还涉及到飞行器的自动控制系统和人工操纵。
自动控制系统能够根据预设的参数和算法来实现飞行器的自主飞行。
而人工操纵则是指由飞行员通过操纵杆、脚蹬等手动控制装置来操作飞行器。
三、结语飞行器力学与飞行控制是航空学中不可或缺的重要内容。
了解飞行器力学和掌握飞行控制技术对于飞行器设计、飞行操作和飞行安全都具有重要意义。
在未来的航空发展中，随着技术的进步和需求的变化，飞行器力学与飞行控制也将不断地发展和创新，为航空事业的发展做出更大的贡献。
航空航天工程师的飞行器动力学和控制
航空航天工程师的飞行器动力学和控制航空航天工程师是一项充满挑战性和魅力的职业，他们负责设计、开发和改进各种类型的飞行器。
在这个岗位上，飞行器动力学和控制是必不可少的知识领域。
本文将介绍航空航天工程师在飞行器动力学和控制方面的工作内容和技术要求。
一、飞行器动力学飞行器动力学是研究飞行器在空气中运动规律的科学，主要包括力学、空气动力学和运动学三个方面。
作为航空航天工程师，对于飞行器的动力学性能有着深入的理解是必不可少的。
首先，航空航天工程师需要掌握力学的基本原理，包括牛顿定律和质心力学等。
这些原理将帮助工程师了解飞行器在加速、转弯和停止过程中所受到的力和力矩。
其次，空气动力学是飞行器动力学的核心内容。
航空航天工程师需要了解空气动力学的基本原理，包括空气动力学力学和气动力学的相关知识。
他们需要通过数值模拟、实验测试和经验公式等方法来研究飞行器在不同飞行状态下的气动特性，以便优化设计并提高飞行性能。
最后，运动学是研究飞行器运动轨迹和姿态的学科。
航空航天工程师需要掌握运动学的基本概念，如欧拉角、姿态稳定性和航线规划等。
这些知识将帮助工程师设计飞行器的姿态控制系统和飞行计划。
二、飞行器控制飞行器控制是确保飞行器安全、稳定和精确操控的关键技术。
航空航天工程师需要在飞行器动力学的基础上，熟悉各种控制理论和方法，并将其应用于飞行器控制系统的设计和优化。
首先，航空航天工程师需要了解传统控制理论，如PID控制和根轨迹法。
这些理论为设计主动控制系统提供了基础，可以使飞行器自动地控制其姿态、速度和航向等。
其次，现代控制理论也是飞行器控制的重要组成部分。
航空航天工程师需要熟悉状态空间表示法、H∞控制和模糊控制等。
这些理论可以提高控制系统的性能和鲁棒性，以应对飞行器在不同飞行环境下的扰动和不确定性。
最后，航空航天工程师还需要掌握飞行器导航和制导技术。
导航是确定飞行器位置和航向的过程，而制导则是根据导航信息指导飞行器的飞行路径。
飞行器控制原理复习要点
1.航天器的基本系统组成及各部分作用。
2.航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么？3.阐述姿态稳定的各种方式，比较其异同。
4.主动控制与被动控制的主要区别是什么？5.利用牛顿万有引力定律推倒、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。
6.证明在仅有二体引力的作用下，航天器的机械能守恒。
7.证明在二体问题中，航天器的运动轨道始终处于空间的一个固定平面内。
8.比较航天器各种圆锥曲线轨道的参数a，c，e，p的特点，分析它们与轨道常数h和 。
9.利用牛顿定律证明开普勒第三定律。
10.计算第一宇宙速度和第二宇宙速度。
11.已知一个木星探测器在距地面3400km处的逃逸速度为7900m/s，而实际速度为11200m/s。
试问该探测器飞至木-地距离的一半时，其速度为多少？轨道形状如何？12.什么是轨道六要素，它们是如何确定航天器在空间的位置的？13.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。
14.若航天器本体坐标系Oxyz各轴不是主惯量轴，试推倒姿态欧拉动力学方程。
15.设有两颗转动惯量,,I I I完全相同的沿圆轨道运行的地球卫星，一颗轨道高x y z度为2000km，另一颗为200km。
试定量分析这两颗卫星各通道之间耦合的强弱，并阐述产生耦合的原因。
16.比较各种常用姿态敏感器的优缺点。
17.航天器用的推力器应具有什么特点？为什么认为电推力器是最有发展前景的推力器？18.飞轮分为几种？各种的区别是什么？19.分析比较各种环境执行机构适用的航天器和轨道高度。
20.分析比较航天器各类姿态控制方式的性能优劣。
21.证明航天器的自旋稳定原理，分析航天器绕最大惯量轴旋转不稳定的原因。
22.主动章动阻尼和被动章动阻尼的区别是什么？23.与单自旋卫星相比，双自旋卫星的主要优缺点是什么？双自旋稳定原理如何？。
大一飞行理论知识点归纳
大一飞行理论知识点归纳飞行理论是航空学中的基础学科，涵盖了飞机的原理、飞行规律、气象学、导航等内容。
作为大一航空专业的学生，对飞行理论的学习至关重要。
本文将对大一飞行理论课程中的重要知识点进行归纳总结，帮助大家更好地理解和掌握这些内容。
1. 飞行器结构和原理1.1 飞行器的构造：机翼、机身、机尾和控制面的作用及结构特点。
1.2 飞行器的原理：升力产生原理、气动力学基本方程、稳定性和操纵性原理。
2. 基本飞行力学2.1 坐标系：惯性坐标系、地理坐标系和飞行坐标系，以及各种坐标系在飞行中的应用。
2.2 动力学原理：牛顿运动定律在飞行中的应用，包括力的合成和分解等。
2.3 运动学原理：平直飞行、曲线飞行、爬升和下降等运动状态的分析。
3. 气流和气象学3.1 大气层结和气温变化规律：对飞行性能和气象条件的影响。
3.2 大气动力学：气压、密度、温度和湿度等与飞行相关的气象要素。
3.3 气象现象：云、降水、雷暴、大风等对飞行安全的影响和应对措施。
4. 飞行器系统和仪表4.1 飞行仪表：基础仪表、导航仪表和辅助仪表的功能和使用方法。
4.2 飞行器系统：动力系统、控制系统、导航系统和通讯系统的组成和工作原理。
4.3 自动飞行控制系统：自动驾驶仪、飞行管理计算机和飞行导航系统等自动化设备。
5. 飞行器性能和运行规范5.1 飞行性能参数：空速、地速、爬升率、滑跑距离等与飞行性能相关的参数。
5.2 稳定性和操纵性：飞行器在不同条件下的稳定性和操纵性特点。
5.3 运行规范：民航规章、航空法规和飞行操作手册等对飞行员行为的规范。
以上只是大一飞行理论课程中的一部分知识点，通过对这些知识的学习和理解，可以为进一步深入研究航空领域打下稳固的基础。
在学习中要注重理论与实践的结合，通过模拟飞行和实际飞行的训练，加深对飞行理论的理解，并掌握操作飞行器的技能。
需要指出的是，飞行理论是一个庞大而复杂的学科，涉及的内容非常广泛。
因此，在大一阶段，我们只能对相关知识点进行初步了解和学习，以便更好地应用于飞行实践中。
空间飞行器动力学与控制第6课空间飞行器轨道控制上
第六课_空间飞行器轨道控制
一、轨道控制的一般概念 二、轨道转移 三、轨道保持
空间飞行器动力学与控制 第六课_空间飞行器轨道控制
一、轨道控制的一般概念
人造航天器同自然天体一样，其运动总是遵守 力学定律的，但航天器还可通过主动控制改变其运 动规律。
根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标， 利用发动机推力或环境力（如空气动力、太阳光压 力）对航天器的质心施以控制力，主动地改变其飞 行轨迹称为轨道控制。
空间飞行器动力学与控制 第六课_空间飞行器轨道控制
二、轨道转移
航天器为了从初始轨道转移到终止轨道而进行 的可控制运动称为轨道转移机动或简称轨道转移。
本节讨论共面圆轨道之间的转移。在两冲量的 情况下，霍曼（Hohman）转移为最佳转移；然而在 三冲量的情况下，可找到更省能量的双椭圆转移轨 道，但双椭圆转移更省能量是有条件的（终止轨道 与初始轨道的半径比大于11.939）。
图6.2 不相交轨道的轨道转移
空间飞行器动力学与控制 第六课_空间飞行器轨道控制
和新旧两轨道相切的转移轨道如图6.3所示，这 里所加的速度增量与卫星的速度矢量平行，这种类 型的转移往往代表一种燃料消耗量较小的轨道转移。
图6.3 切线转移轨道
空间飞行器动力学与控制 第六课_空间飞行器轨道控制
（3）非共面相交轨道的速度增量及控制误差计算 设控前轨道的两个拱点矢径为 r1 和 r20 ，拟在拱
空间飞行器动力学与控制 第六课_空间飞行器轨道控制
轨道平面倾角误差为
δi
sin ψδV
V
cosψδψ V V0 cosi
sin ψV0/V0
（6.6）
一般，δV 与速度增量 V 成比例，随着V 减小，δV 也成比例减小，因而 δVf ，δi 也减小，且最终取决 于测轨精度。
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1. 卫星轨道六要素是哪些P2-7),,,,,(p t i e a ωΩ，其中a 半长轴，e 偏心率，i 轨道倾角，Ω升交点赤经，ω近地点幅角，p t 卫星经过近地点时刻。
2. 卫星发射三要素是什么P17-18),,(L t A ϕ，其中ϕ发射场L 的地心纬度，A 发射方位角，L t 发射时刻。
3. 什么是太阳同步轨道P23选择轨道半长轴a 和倾角i 的组合使d /)(9856.0︒=∆Ω，则轨道进动方向和速率，与地球绕太阳周年转动的方向和速率相同（即经过365.24平太阳日，地球完成一次360°的周年运动），此特定设计的轨道称为太阳同步轨道。
4. 什么是临界轨道、冻结轨道P24-25若远地点始终处在北极上空，即拱线不得转动，轨道倾角满足02sin 5.22=-i ，即︒=43.63i 或︒=57.116i 。
此值的倾角称为临界倾角，此类轨道称为临界轨道。
若选择合适的偏心率及合适的近地幅角，使0==e ω，近地点幅角ω被保持，或称被冻结在90°。
轨道的倾角和高度可以独立选择，此类轨道称作冻结轨道。
5. 回归轨道的回归系数是什么P26轨道经过N 天回归一次，在回归周期内共转R 圈，每天的轨道圈数（非整数）Q 称为回归系数。
R C Q I NN==±，+表示轨迹东移，-表示轨迹西移。
I 为接近一天的轨道圈数，为正整数。
6. 静止轨道的特点、三要素是什么P28（1） 轨道的周期与地球自旋周期一致 （2） 轨道的形状为圆形，偏心率0e = （3） 轨道处在地球赤道平面上，倾角0i = 7. 星座轨道的全球覆盖公式相邻卫星星下点之间的角距为2b ，覆盖带宽度为2c ，轨道数为2p cπ=，每一轨道上的卫星数q bπ=，卫星总数2tan ,sin ,sin sin sin 2tan cN pq b c bcπψθθ====8. 地球同步卫星群的分置模式有哪几种P36（1） 经度分置模式：各个子卫星沿轨道经度圈分布，位于星座中心定点位置的两侧，具有不同的平经度。
（2） 同平面偏心率分置模式：各个子卫星享用同一定点经度，但偏心率e 各不相同，由各卫星在东西方向的相位差形成一定形式的星座。
（3） 倾角与偏心率合成分置模式：各子卫星共享同一定点经度，倾角设置使相对轨迹椭圆扭出赤道平面。
9. 二体轨道的基本摄动方程P39R rGmgrad r r+-=3 R 是摄动力的位函数，称为摄动函数，r 是集中质点到空间某点的距离。
10. 摄动力的种类有哪些P39及目录1） 地球形状非球形和质量不均匀产生的附加引力（地球形状摄动）， 2） 高层大气的气动力（大气摄动）， 3） 太阳、月球的引力（日、月摄动）， 4） 太阳光照射压力（太阳光压摄动）等。
11. 拉格朗日行星运动方程P4722d 2d d 1d d d d d a R t na Me e R t na e M i t t ∂=∂-∂=∂=Ω22d d d 21d t M R e Rn t na a na e e ω=∂-∂=--∂∂()p M n t t =-为平近点角可以作为6要素之一代替p t 。
12. 地球形状摄动位函数及其参数含义P50，P52近地轨道的地球形状摄动：)]3sin 30sin 35(8)sin 3sin 5(2)1sin 3(21[2444433332222+------=ϕϕϕϕϕμr R J r R J r R J r U e e e 静止轨道的地球形状摄动：)](2cos cos 3)1sin 3(21[22222222222λλϕϕμ----=rR J r R J r U e e e R 为地球平均赤道半径，(,,)r λϕ为卫星在地球坐标上的地心距，地心经度和地心纬度n J 为带谐项系数。
nm J 为田谐项系数，nm λ是这些田块对称主轴的相位经度。
13. 轨道控制问题包含哪两类P72卫星轨道的控制可概括为两类：一类是轨道机动、轨道转移或简称变轨，卫星从运载分离后由卫星自身的制导和推进系统，进行若干次轨道机动控制，使卫星进入预定轨道。
另一类是轨道保持，为克服空间环境对轨道的摄动，需要间断对轨道进行修正控制，使卫星轨道保持和符合卫星应用任务的要求。
14. 叙述双脉冲霍曼变轨的过程P75单脉冲变轨的主要特点是新轨道必定与原轨道相交，双脉冲变轨能使新轨道完全脱离原轨道。
在两个圆轨道之间的最佳变轨方式为霍曼变轨；在两个圆轨道之间的最佳过渡轨道是霍曼椭圆，此椭圆分别于两个圆轨道相切，切点即为过渡轨道的近地点和远地点。
霍曼变轨是两次切向脉冲变轨：第一次切向脉冲作用在内圆轨道上，形成椭圆轨道，其远地点到达外圆上；第二次切向脉冲作用在此远地点，将轨道圆化。
r2r1新轨道原轨道霍曼椭圆轨道15.叙述静止卫星的入轨控制过程P82将卫星送入赤道上的地球同步轨道，且到达指定的经度上空而成为静止卫星，要经过若干飞行阶段和飞行轨道：上升段动力飞行，沿驻留轨道滑行，近地点射入，在过渡轨道上运行，远地点射入，在准同步轨道上漂移和定点置入等阶段。
16.漂移控制模式有哪些1）准同步轨道包围同步轨道，即A P sr r r>>于是有0,0,x y x y>>>。
射入方式应减速，各次速度增量为负值()()()'''1212332c c sxy x yυυυυυυυ∆-∆=-∆-∆--∆-∆=->，这说明从远地点开始圆化轨道将节省燃料。
2）准同步轨道被同步轨道包围，即s A Pr r r>>有0,0,x y x y<<<，射入方式应加速，各次速度增量为正值，()()()'''1212332c c sxy y xυυυυυυυ∆-∆=∆+∆-∆+∆=-<，这说明从近地点开始圆化轨道将节省燃料。
3）准同步轨道与同步轨道相交，即A s Pr r r>>，于是有0,0x y>>，射入方式应在远地点加速，在近地点减速，()()'''121218c c sxyυυυυυυυ∆-∆=-∆+∆--∆-∆=-<，因此从远地点开始圆化轨道可节省燃料。
综上所述，从主流轨道开始，在标称情况下，只要三次脉冲变轨——近地点、远地点和定点喷射，就可将卫星送入静止轨道上的定点位置。
17.多次远地点射入的指向模式有哪几种P109（1） 惯性固定指向：在过渡轨道上进入预定变轨远地点前，卫星姿态控制系统进行姿态机动，设置远地点发动机点火推力方向。
在点火过程中姿态控制系统保持卫星姿态惯性稳定，使发动机喷射方向在空间中恒定为点火起始时刻的方向。
（2） 等偏航角指向：在点火变轨过程中卫星的向径离开原过渡轨道平面，依靠红外地球敏感器，微型姿控系统保持卫星的偏航轴对地心的指向，使位于卫星俯仰/滚动平面内的远地点发动机保持在当地水平面内（与地心方向垂直），又依靠太阳敏感器测量姿态偏航角，卫星姿控系统使发动机推力方向的偏航角恒定。
（3） 共面转动指向：在远地点点火前姿控系统不仅将远地点发动机喷射方向机动到某最优方向，还将该速率积分陀螺的测量轴调整到平行于某一空间方向。
点火过程中依靠陀螺，姿控系统保持该陀螺的测量轴稳定在选取的空间方向上，同时控制卫星姿态绕该陀螺的测量轴进行等速度转动，即远地点发动机在垂直于陀螺测量轴的平面内等速度转动。
18. 如何克服地球形状摄动和光压摄动，使得静止卫星在东西方向上保持位置P115克服地球形状摄动：当摄动加速度为正，即东向摄动，迫使卫星向东漂移，当卫星漂至东边界时，进行脉冲修正，使卫星获得向西的初始漂移率；在东向摄动力作用下，当卫星漂到西边界时，西向的漂移率降为零，东向摄动力又使卫星离开西边界，向东边界漂移，如此形成漂移极限环。
克服光压摄动：用太阳同步偏心率控制，在一个控制周期中，使偏心率的平均方向跟随太阳的平均方向，即偏心率矢量保持在地球-太阳方向周围转动。
19. 地面测轨的观测量有哪些单脉冲雷达可测得卫星至雷达站的斜距AE ，由多普勒频移可测得该斜距的变化率ρ，雷达天线万向支架轴的角度传感器可测得卫星相对雷达站的方向角A 和仰角E ，由万向支架跟踪系统可测得方向角、仰角的变化率A 和E 20. 叙述地面三站测轨的原理P124三站测轨时，设备只需要在同一时刻测量卫星至测站的斜距有几何关系,1,2,3i i i =-=ρr R若21=-2b R R ，31=-3b R R ，建立正交基线坐标系332233(),,()b -==⨯-b b i i b i j =k i j b b i i，定义卫星位置坐标为1b x =i ρ，2b y =j ρ，3b z =k ρ利用其位置关系可得22212222221333322()2()b b b b b x b b x y z ρρρρ⎧-+=⎪⎪⎪-+-⎪=⎨⎪⎪=⎪⎪⎩b i b j 引用基线坐标与地球坐标的转换矩阵be =R i j k ，可得卫星在赤道惯性坐标的位置矢量[1]TT Tei be b b b R R x y z +r =R 。
（方框是点乘） 21. 轨道改进的方法有几种P128有两种不同的轨道估计算法：批量处理和递推处理。
批量处理是基于在一段时间内获得的一批观测数据进行反复迭代运算，得出在此时间段内某一特定时刻的最优轨道估计。
递推处理是在初期处理基础上，由即时观测数据更新现有估计，得出新的估计。
22. 自主定轨的观测模式有哪些P129（1） 卫星对天体/地球的张角测量。
太阳、月亮和恒星等天体在赤道惯性坐标的星历是已知的，可作为定轨的参考体。
（2） 卫星至空间无线电信标的距离测量。
这些无线电信标来自位于静止轨道的中继卫星，或位于中轨道的导航卫星。
这些参考卫星的星历是已知的，同样可作为定轨的参考。
（3） 卫星相对于地球表面控制点的方向测量。
23. 试比较四种卫星姿态描述的优缺点P140-147方向余弦式：比较具有一般性，但是表示卫星姿态要用9个方向余弦，求解方向余弦要引入6个约束方程，使用很不方便，并且这种方法没有直接显示出卫星姿态的几何图像。
欧拉角式：便于姿态角的测量和姿态动力学方程的求解，但是需要多次三教运算，且存在奇点问题。
欧拉轴/角参数式:欧拉四元素式：姿态矩阵的元素不含三角函数，姿态矩阵本质上是坐标转换矩阵，欧拉参数不仅反映相对参考坐标系的姿态，也可看作为姿态机动参数。
24. 姿态A 的运动学方程，ω的动力学方程P148，P1520d ()lim d t t t t t t ω∆→+∆-==-∆A A A A+=H H M ω其中H 为角动量，M 为力矩。