航天器姿态动力学与控制
航天器动力学与空间姿态控制分析
航天器动力学与空间姿态控制分析航天器动力学与空间姿态控制是航天工程中非常关键的领域，它涉及到控制航天器在太空中的运动和保持特定的空间姿态。
本文将从动力学和空间姿态控制两个方面进行分析和讨论。
一、航天器动力学分析航天器动力学分析是研究航天器在外部作用力下的运动规律和特性的过程。
它涉及到质量、力、力矩等相关概念，以及牛顿第二定律、动量守恒定律、角动量守恒定律等力学原理的应用。
1. 质量与力的作用在进行航天器动力学分析时，首先需要确定航天器的质量和受到的外部力的作用。
航天器的质量通过测量、模拟或计算得到，在动力学分析中起到了重要作用。
外部力包括重力、推力、摩擦力等等，这些力的作用会改变航天器的运动状态。
2. 动力学方程与运动模型航天器动力学分析的核心是建立相应的动力学方程和运动模型。
通过应用牛顿第二定律和其他力学原理，可以推导出描述航天器运动状态的微分方程。
常见的动力学方程包括线性动力学方程和非线性动力学方程，根据具体的情况选择合适的方程进行建模。
3. 运动稳定性与控制航天器的运动稳定性是评估其运动状态是否可控的重要指标。
运动稳定性与航天器的动力学参数相关，通过分析航天器的特性曲线、控制能力和限制条件等，可以评估航天器的稳定性。
在航天器动力学分析中，还需要考虑控制系统的设计与调整，以实现对航天器运动状态的控制。
二、空间姿态控制分析空间姿态控制是指控制航天器在太空中的姿态（包括位置、方向和姿势）以实现特定任务的过程。
航天器在太空中的自由度较高，因此姿态控制需要考虑多种因素，并且有多种方法和技术可供选择。
1. 姿态参数表示与测量在空间姿态控制分析中，首先需要选择合适的姿态参数来表示航天器的姿态状态。
常见的姿态参数有欧拉角、四元数等。
选择合适的姿态参数可以简化姿态控制算法的设计和实现。
2. 姿态控制方法和技术在空间姿态控制分析中，有多种姿态控制方法和技术可以选择。
常见的方法包括经典的PID控制、模型预测控制、自适应控制等。
航天器姿态控制系统设计与控制研究
航天器姿态控制系统设计与控制研究航天器姿态控制系统是航天工程中至关重要的一环。
它负责保持航天器在不同工作阶段的稳定姿态，确保航天器能够准确地对准目标，实现各项任务的顺利进行。
本文将介绍航天器姿态控制系统的设计原理和控制研究进展。
一、航天器姿态控制系统设计原理1. 姿态表示方法航天器的姿态可以用欧拉角或四元数等方法来表示。
欧拉角简单直观，但存在万向锁等问题。
四元数具有良好的数学性质和较少的计算复杂度，因此被广泛使用。
2. 姿态动力学建模姿态控制系统的设计需要建立准确的姿态动力学模型。
该模型描述了航天器受到的力矩和角速度之间的关系。
常用的模型包括欧拉动力学和刚体动力学等。
3. 控制律设计姿态控制系统的设计关键在于合适的控制律设计。
常见的控制律包括比例-积分-微分（PID）控制器、线性二次型（LQR）控制器等。
此外，也可以采用现代控制理论中的滑模控制、自适应控制等方法来设计更为优化的控制律。
二、航天器姿态控制系统的控制研究进展1. 姿态稳定与精度控制姿态稳定是航天器姿态控制的基本要求。
为了满足姿态控制的精度要求，研究者在控制器设计中引入了自适应滤波器、扩展卡尔曼滤波器等方法来提高姿态测量的精度。
2. 强鲁棒控制航天器面临着各种不确定性和干扰，如大气摩擦、舵面摩擦等。
为了应对这些干扰，研究者提出了各种强鲁棒控制方法。
例如，鲁棒自适应控制可以在面对不确定系统参数时保持较好的控制性能。
3. 多智能体协同控制多智能体协同控制是近年来的研究热点之一。
在航天器姿态控制中，多个航天器之间需要实现协同控制，保持相对位置关系。
这对于任务要求高精度的星际探测任务具有重要意义。
4. 机器学习在姿态控制中的应用机器学习在航天器姿态控制中具有广阔应用前景。
例如，利用深度学习方法，可以对航天器姿态检测、控制系统故障检测等问题进行优化。
此外，还可以利用增强学习方法来解决复杂的姿态控制问题。
三、航天器姿态控制系统的挑战和前景1. 挑战航天器姿态控制系统面临着一系列挑战。
航空航天工程中的动力学与控制研究
航空航天工程中的动力学与控制研究航空航天工程作为现代科技领域的重要组成部分，对于动力学与控制技术的研究具有重要意义。
动力学与控制研究是为了确保飞行器在各种飞行状态下的稳定性和控制性能，保障飞行器的安全和准确的飞行目标达成。
本文将介绍航空航天工程中动力学与控制研究的重要性以及其应用领域。
一、动力学与控制研究的重要性在航空航天领域中，动力学与控制研究具有重要的实际意义。
首先，动力学与控制研究能够提供飞行器在各种飞行状态下的动力学性能分析，从而了解飞行器在不同环境下的响应特性，为飞行器的设计和改进提供参考。
其次，动力学与控制研究能够确保飞行器在飞行过程中的稳定性和可控性，提高飞行器的飞行安全性和运行效率。
最后，动力学与控制研究是航空航天工程领域中解决飞行器运动方程和控制系统设计的核心，是航空航天工程发展的基石和支撑。
二、动力学与控制研究的应用领域1. 飞行器稳定性研究飞行器稳定性是指飞行器在失去平衡状态后，自动恢复到平衡状态的能力。
通过动力学与控制研究，可以分析飞行器的稳定性特点，阐明飞行器失稳的原因，进而提出相应的改进措施。
例如，在飞行器设计阶段，可以通过仿真和实验验证飞行器的稳定性表现，从而改进飞行器的结构和控制系统。
2. 飞行器姿态控制研究飞行器姿态控制是指控制飞行器在飞行过程中的姿态变化，以实现所期望的飞行任务。
动力学与控制研究可以分析飞行器的姿态控制特性，包括姿态稳定性、控制精度和响应时间等指标。
例如，在无人机领域，动力学与控制研究可以用于改进无人机的自稳定性和飞行品质，提高无人机的飞行控制性能。
3. 航天器轨道控制研究航天器轨道控制是指控制航天器在轨道上的位置和速度，以满足不同的任务需求。
动力学与控制研究可以用于分析航天器在轨道上的动力学特性和控制策略。
例如，在卫星轨道控制中，动力学与控制研究可以用于优化卫星在轨道上的位置和速度，提高卫星的任务执行效率和精度。
4. 火箭姿态控制研究火箭姿态控制是指控制火箭在飞行过程中的姿态和轨迹，以确保火箭能够按照预定轨迹飞行。
航天器姿态 动力学 运动学
航天器姿态动力学运动学
在航天器设计中，姿态控制是一个至关重要的部分。
姿态控制是指控制航天器在三维空间中的方向和位置，使其完成所需任务。
姿态控制需要涉及到航天器的动力学和运动学。
航天器的动力学是指航天器在运动中所受到的力和力矩的关系。
这些力和力矩包括重力、大气阻力、推进器推力、太阳辐射压力等。
这些力和力矩的作用使得航天器不断地发生运动和旋转。
因此，动力学分析对于设计姿态控制系统非常重要。
在动力学分析中，需要确定航天器的质心、惯性张量和各种外力的大小和方向。
通过对这些因素的分析，可以确定航天器的运动方程和控制方程。
航天器的运动学是指航天器在运动中的位置、速度和加速度的关系。
运动学分析可以帮助设计姿态控制算法和控制器。
在运动学分析中，需要确定航天器的姿态、角速度和角加速度。
角速度和角加速度可以通过陀螺仪和加速度计等传感器获得。
通过对这些参数的分析，可以确定航天器的运动方程和控制方程。
姿态控制系统的设计需要综合考虑航天器的动力学和运动学。
姿态控制系统的主要任务是使航天器保持所需的方向和位置。
为实现这一目标，需要使用推进器或姿态控制轮等控制设备来产生力矩，控制航天器的姿态和角速度。
在设计姿态控制系统时，需要考虑到系统的控制精度、控制速度、重量和功耗等因素。
航天器姿态控制需要综合考虑航天器的动力学和运动学。
通过对航天器的动力学和运动学进行分析，可以确定航天器的运动方程和控制方程，为设计姿态控制系统提供基础。
姿态控制系统的设计需要综合考虑控制精度、控制速度、重量和功耗等因素，以实现航天器在三维空间中的精确控制。
航空航天领域中的航天器动力学与控制技术研究
航空航天领域中的航天器动力学与控制技术研究航空航天领域一直以来都是科技领域的先锋，航天器作为航空航天技术的重要组成部分，在任何时候都承担着重要的使命。
航天器的动力学与控制技术是保障航天器正常运行的关键因素之一，它的研究对于提高航天器的性能和安全性具有重要的意义。
本文将对航天器动力学与控制技术的研究进行综述与探讨。
一、航天器动力学的基本原理和模型航天器动力学主要研究航天器在太空环境下受到的各种力的作用，包括重力、推力、空气动力学力等。
在基本原理上，航天器动力学可以分为牛顿力学和非惯性力学。
牛顿力学主要研究在重力和推力作用下航天器运动的规律，通过质量、速度和加速度的关系来描述。
非惯性力学则研究航天器在非惯性坐标系下的运动，考虑到四维空间的非线性变换。
航天器的动力学模型是研究航天器运动规律的基础，它是基于物理定律和力学原理建立起来的。
在建立动力学模型时，需要考虑到各种因素对航天器运动的影响，如重力、空气动力学力、姿态控制推力等。
通过建立动力学模型，可以预测航天器在特定条件下的运动轨迹和姿态变化。
二、航天器控制技术的发展与应用航天器控制技术是指通过控制航天器的姿态、位置和速度等参数，使其在空间中按照既定的轨道和航迹运动的技术。
航天器控制技术的发展经历了多个阶段，从简单的自动控制到复杂的智能控制。
在航天器控制技术的研究中，最重要的一项技术是姿态控制。
姿态控制是指通过控制航天器的推力、姿态控制器和导航系统等手段，使航天器能够按照要求保持特定的姿态。
姿态控制技术的研究可以提高航天器的稳定性和精确度，保证其正常运行和任务的完成。
另外，在航天器控制技术研究中，还包括轨道控制、位置控制和速度控制等方面。
轨道控制技术是指通过调整航天器的推力和飞行路径等参数，使航天器能够实现特定的轨道变化。
位置控制技术是指通过控制航天器的位置参数，使其在空间中按照要求实现精确定位。
速度控制技术则是控制航天器的速度和加速度等参数，使其能够按照要求实现特定的速度变化。
航天器动力学与控制技术的研究与应用
航天器动力学与控制技术的研究与应用航天器动力学与控制技术是航空航天领域中非常重要的一个分支，它可以使航天器准确控制动作、稳定运行和预测运动轨迹，为实现精确的轨道控制和导航提供了坚实的技术基础。
本文将从三个方面进行探讨，分别是航天器动力学建模、动力学控制及航天器姿态控制。
一、航天器动力学建模航天器的动力学行为是指航天器在运动过程中所表现出来的各种物理现象。
在进行航天器动力学研究之前，需要先对其进行合理的建模。
航天器可以看作是一个复杂的非线性系统。
因此，在对其进行建模时需要考虑多个因素，如姿态、方向、速度等。
航天器的建模与设计需要主要考虑地球重力以及其它外部干扰等因素。
通过对这些因素进行综合考虑，可以建立起一套完整的航天器动力学模型以及控制方案。
二、动力学控制动力学控制是指利用控制理论为航天器制定控制算法的一门技术。
动力学控制的主要任务是为航天器动态行为中的各种问题提供合适的控制策略。
动力学控制的技术手段主要包括PID控制、模型预测控制、自适应控制等。
其中，PID控制是一种广泛应用于动力学控制中的算法。
它通过比较实际状态和目标状态的偏差，调整控制量，使得航天器动态行为保持稳定。
自适应控制相比PID控制具有更好的自适应性能，可以适应不同的环境变化。
模型预测控制则采用了复杂的动力学模型来进行控制，使得航天器的控制策略更加准确和可靠。
三、航天器姿态控制航天器姿态控制是指对其方向、角度、陀螺仪等信息的实时监测和调整。
航天器姿态控制通常包括三个部分：姿态检测、姿态算法和姿态控制。
其中，姿态检测是指监测航天器当前的方向、角度、陀螺仪数据等信息。
姿态算法是根据航天器的姿态信息，计算出航天器当前的姿态角度。
姿态控制是根据计算出来的姿态角度，通过控制器进行反馈调节，以保证航天器的姿态保持稳定。
航天器姿态控制是航天器动力学和控制技术的重要组成部分，它对保证航天器的安全、稳定运行和准确控制具有至关重要的作用。
结语：航天器动力学与控制技术的研究与应用，不仅是航天器设计中必须掌握的技术，也是保证航天器精确轨迹控制和姿态控制的关键技术之一。
航天器姿态 动力学 运动学
航天器姿态动力学运动学航天器姿态航天器姿态是指航天器在三维空间中的朝向和位置。
在航天任务中，正确的姿态控制对于实现任务目标至关重要。
因此，了解航天器姿态控制的基本原理和方法非常重要。
1. 航天器姿态控制的基本原理航天器姿态控制的基本原理是通过调整航天器各个部分的力矩来改变其朝向和位置。
一般来说，这些力矩可以由推进系统、反作用轮、电动机等设备产生。
2. 航天器姿态控制的方法（1）惯性导航系统：惯性导航系统是一种基于陀螺仪和加速度计等传感器测量角速度和加速度信息来实现导航定位和姿态控制的技术。
它具有高精度、高可靠性等特点，在卫星导航、飞行控制等领域得到广泛应用。
（2）反作用轮：反作用轮是一种利用牛顿第三定律实现姿态调整的设备。
它通过改变自身旋转方向和速度来产生力矩，从而改变整个系统的姿态。
反作用轮具有响应速度快、动态性能好等优点，被广泛应用于卫星、航天器等领域的姿态控制。
（3）电动机：电动机是一种利用电能将电能转换为机械能的设备。
在航天器姿态控制中，电动机可以通过改变航天器各部分的位置和朝向来产生力矩，实现姿态调整。
（4）推进系统：推进系统是一种利用火箭发动机等设备产生推力来改变航天器的速度和方向。
在航天器姿态控制中，推进系统可以通过改变推力方向和大小来产生力矩，实现姿态调整。
3. 常见的姿态控制方式（1）三轴稳定：三轴稳定是一种通过控制反作用轮或其他设备产生力矩来实现航天器三个主要轴线稳定的方式。
这种方式适用于需要保持稳定状态的任务，如地球观测卫星、通信卫星等。
（2）自旋稳定：自旋稳定是一种通过使整个航天器绕其主轴线自旋来实现稳定的方式。
这种方式适用于需要保持稳定状态的任务，如天气卫星、地球观测卫星等。
（3）姿态调整：姿态调整是一种通过控制航天器各部分的力矩来实现姿态调整的方式。
这种方式适用于需要频繁变换航向和朝向的任务，如太空探测器、导弹等。
动力学动力学是研究物体运动和运动规律的学科。
在航天器设计和飞行控制中，了解动力学原理对于实现任务目标非常重要。
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。
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C31 C 32
C S SC C S S CC C S C
S S C S C
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
姿态参数 – 欧拉轴/角
e v
a
b u
u'
欧拉轴/角坐标变换示意图
姿态参数 – 欧拉轴/角
e
zb
za
z
yb
y x
xa xb
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
2 Cba q0 q T q E3 2qq T 2q0 q 2 2 2 q0 q12 q2 q3 2 q1q2 q3 q0 2 q1q3 q2 q0
r0 y0
第3章 空间环境力矩
第3章 空间环境力矩
美国子午导航卫星(重力梯度卫星)
第3章 空间环境力矩
中巴资源一号卫星(太阳光压力矩较大的例子)
第3章 空间环境力矩
反射类型
第3章 空间环境力矩
τ
太阳光
s
nA
dA
第3章 空间环境力矩
dA
v
VR
C
nA
第3章 空间环境力矩
大气密度分布图
航天器常用坐标系
黄道、赤道、春分点
航天器常用坐标系
zi
飞行器
春分点方向
Oe
r
yi
赤道面
xi
地心赤道惯性坐标系
航天器常用坐标系
ze
Greenwich子午面
Oe
r
航天器
ye
xe
赤道面
地心赤道旋转坐标系
航天器常用坐标系
xb xo zb
zo
ω0
地球
yb y
o
轨道坐标系和星体坐标系的示意图
1 1 C11 C22 C33 2 1 q3 C23 C32 4 q2 q2 q0 q1 1 C31 C13 4 q2 1 C12 C21 4 q2
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
美国XSS-10卫星
能量椭球和角动量椭球的交线(本体极迹)
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
一般刚体自由姿态运动的本体极迹
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
对日 ->对地定向 姿态机动
对地 ->对日定向 姿态机动
对地定பைடு நூலகம்工作
太阳光方向 对日定向模式
对地观测卫星的姿态机动
绪论
章节安排
第一部分 航天器姿态动力学
绪论 第1章 第2章 第3章 第4章 第5章 第6章
航天器姿态运动学 航天器姿态动力学基本方程 空间环境力矩 自旋、双自旋航天器的姿态动力学 重力梯度稳定航天器的姿态动力学 三轴稳定航天器的姿态动力学
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
美国Clementine月球探测器
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
国际通信卫星IV
国际通信卫星VI
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
东方红二号试验通信卫星 东方红二号试验通信卫星甲
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
tg 1
cos 1 C33 tg 1
C13 C 23
姿态参数 - 欧拉角
Z2
Z a Z1
Z1 Zb
Y2 Yb
O
Ya
Y1
Xa
X1 X 2
Xb
zxy旋转顺序
姿态参数 - 欧拉角
zS z R , z P
OP xP yP
xR xS
OR yR yS
轴对称双自旋航天器
第5章 重力梯度稳定航天器 姿态动力学
风云二号气象卫星
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
自旋体的本体锥
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
b
扁粗体航天器的空间锥和本体锥
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
b
细长体航天器的空间锥和本体锥
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
z
自旋航天器在惯性空间的运动
y
x
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
姿态参数-欧拉角
zb
za
za
za
O xb xa
ya
yb
O
O ya yb xa
ya
xa xb
ya
基元旋转矩阵
姿态参数-欧拉角
Zb Z2 Za Z1 Yb
Y2 Y1 Ya
Xa
O
Xb
X1 X 2
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
My y Iz Ix y x z T 2 2 2 Iy Iy ( I x I x2 / I z ) x (I y I y / I z ) y x Ix I y Iz Mz x y T 2 2 Iz I zz [( I x I z I x2 )x2 ( I y I z I y ) y ]
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
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 I y Iz Ix Mx x y z T 2 2 2 Ix ( I x I x2 / I z ) x (I y I y / I z ) y
2 2 I x2x2 I y y
注：美国“伽利略”号木星探测器采用的动力学 模型
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
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
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
InterSat-III 通信卫星
InterSat-IV 通信卫星
第4章 自旋、双自旋航天器姿态动力学
2 q1q2 q3q0
2 2 2 q0 q12 q2 q3
2 q2 q3 q1q0
2 q1q3 q2 q0 2 q2 q3 q1q0 2 2 2 q0 q12 q2 q3
1 1 C11 C22 C33 2 1 q0 C12 C21 4q3 q3 q1 q2 1 C13 C31 4q3 1 C23 C32 4q3
1 1 C11 C22 C33 2 1 q1 C23 C32 4q0 q0 q2 q3 1 C31 C13 4q0 1 C12 C21 4q0
1 1 C11 C22 C33 2 1 q2 C12 C21 4q1 q1 1 q3 C13 C31 4q1 1 q0 C23 C32 4q1
tan 1
C21 C22
sin 1 C23
C13 tan C 33
1
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
C C Czyx , , Cx C y Cz C S S S C S S C S C C S C C S S S S S C S S S S C C C
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
第2章 航天器姿态动力学基本方程
日本Jers-2卫星
刚体-挠性体-液体的混合系统
第2章 航天器姿态动力学基本方程
日本ETS VII卫星
多刚体-挠性体-液体的混合系统
2. 方向余弦矩阵和zxy顺序的欧拉角的关系
C C S S S Cba C y Cx Cz C S S C S C S C S S S C C C S S S C C C S S C C
第2章 航天器姿态动力学基本方程
日本ETS VIII卫星
刚体-挠性体-液体的混合系统
第2章 航天器姿态动力学基本方程
大 型 挠 性 体 系 统
第2章 航天器姿态动力学基本方程
大型挠性空间结构(太阳帆)
第2章 航天器姿态动力学基本方程
zn Bn z z0
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