航天动力学与控制的新进展
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。
动力学控制技术的研究进展
动力学控制技术的研究进展动力学控制技术是一种常见的机器人控制方法，其结构简单，控制效果好，应用于机器人行业中已经有着广泛的应用。
这种控制技术主要是通过对机器人动力学模型的分析、控制来实现对机器人真实运动的控制，以期望将机器人的运动与人类的动作相似化。
本文将从机器人动力学控制技术的发展历史、优缺点、研究进展等方面来进行探讨。
一、动力学控制技术的历史发展动力学控制技术作为机器人控制技术的一种，其应用历史可以追朔至上个世纪六十年代，当时美国的航空产业开始将这种技术应用于飞机引擎驱动系统中。
此后，这种技术逐渐被机器人领域所关注，成为机器人运动控制的重要方法之一。
在过去的几十年间，随着计算机科技的飞速发展，动力学控制技术也经历了由“精确计算”到“智能控制”的演变过程。
随着控制理论研究的深入发展，动力学控制技术也经过了不断的改进与完善，同时，其在机器人和工业领域的应用也越来越广泛。
二、动力学控制技术的优缺点动力学控制技术相对于其它控制技术而言，具有一些独特的优点和缺点：1. 优点a) 对各种工况具有适应性。
因为机器人的运动是由其自身的动力模型所决定的，而且这种模型本身就具有很强的适应性，可以较为准确地反映机器人在不同工况下的运动特性，从而适应各种实际情况。
b) 控制效果好。
动力学控制技术不仅具有良好的稳定性和追踪性，而且能够确保机器人的精确控制和数学描述的精确性。
c) 结构简单。
由于动力学控制技术的控制机制较为简单，不需要过多考虑机器人控制系统本身的状态，所以实际应用中相对来讲较为方便，对控制器的设计也比较容易。
2. 缺点a) 算法复杂度高。
由于机器人的运动特性和控制器的构造都较为复杂，所以需要耗费大量时间进行参数调整和控制器设计。
b) 硬件要求高。
由于动力学控制技术需要较高的运算速度和精度，所以对于机器人控制硬件性能要求较高。
三、动力学控制技术的研究进展在机器人领域，动力学控制技术的研究一直以来都是一个热门话题。
动力学在航天工程中的应用
动力学在航天工程中的应用航天工程是一项复杂而艰巨的工程，它需要强大且精确的动力学分析来确保飞行器的稳定性和安全性。
动力学是研究物体在作用力下的运动规律和力学性质的学科，对于航天工程而言，它是至关重要的。
本文将探讨动力学在航天工程中的应用以及其重要性。
一、姿态控制在航天器飞行中，姿态控制是一个关键的方面。
航天器需要在不同的任务阶段保持特定的姿态，如发射、航天器分离、航天器组合等等。
动力学提供了一种方法来计算需要施加的力和力矩来控制航天器的姿态。
这种姿态控制系统能够确保航天器在不同的工作条件下保持稳定，同时调整姿态以实现特定的任务要求。
二、轨道设计与调整动力学分析同样在轨道设计和调整中有着重要的应用。
为了将航天器送入预定的轨道，需要精确计算初始速度、加速度和方向。
动力学的数学模型可以准确地预测航天器在不同引力场下的运动状态，并为航天器设计和发射提供必要的数据。
此外，当需要轨道调整时，动力学分析可以帮助确定正确的推力大小和方向，以实现预定的轨道变化。
三、受力分析与结构设计在航天器设计中，动力学还起到了重要的作用。
航天器需要经受各种受力，如气动力、重力、离心力等。
通过动力学分析，工程师可以评估这些力对航天器结构的影响，并做出相应的结构设计调整。
这有助于确保航天器在极端工作条件下的稳定性和可持续性。
四、飞行器动力系统优化动力学分析也可以用于优化航天器的动力系统。
动力系统是航天器运行的关键组成部分，包括推进剂、发动机和推力调整机构等。
通过动力学模拟，可以评估不同动力系统设计的性能差异，并选择最优的解决方案。
这有助于提高航天器的燃料效率和飞行性能，并减少资源浪费。
综上所述，动力学在航天工程中的应用至关重要。
它为姿态控制、轨道设计与调整、受力分析与结构设计以及动力系统优化提供了基础和支持。
通过合理应用动力学原理和模型，我们可以更好地理解和解决航天工程中所面临的复杂问题，确保航天器的安全、稳定和高效运行。
动力学的应用使得航天工程日益发展，为人类探索宇宙提供了强有力的保障。
动力学在航空航天领域的应用
动力学在航空航天领域的应用引言：航空航天领域一直是科技和工程领域中重要的领域之一。
动力学是研究物体运动的学科，它在航空航天领域中扮演着至关重要的角色。
本文将探讨动力学在航空航天领域中的应用，包括飞行器设计、控制系统、燃料消耗以及安全性等方面。
飞行器设计与动力学应用：动力学在飞行器设计中起着至关重要的作用。
在设计过程中，动力学用于确定飞行器的稳定性和操纵性能。
通过分析和模拟不同飞行条件下的动力学行为，工程师可以优化飞行器的设计，提高其飞行性能。
例如，飞行器的尺寸、重心位置和机翼形状等参数会影响其动力学特性。
通过对动力学的深入研究，工程师们可以制定出更优化的设计方案，提高飞行器的性能和安全性。
控制系统与动力学应用：动力学对于航空航天领域中的控制系统设计也至关重要。
控制系统可用于保持飞行器的稳定性、调整姿态以及实现精确的飞行路线和高度控制。
通过研究飞行器的动力学特性，可以设计出精确的控制算法来稳定飞行器。
此外，动力学模拟还可以帮助工程师们预测不同操作参数对飞行器稳定性的影响，从而优化控制系统的设计。
燃料消耗与动力学应用：在航空航天领域中，燃料效率是非常重要的考虑因素之一。
动力学可以用来优化燃料消耗，提高飞行器的效率。
通过研究飞行器的动力学行为，工程师们可以开发出更加高效的发动机设计，减少燃料的消耗。
此外，动力学分析还可以用来优化飞行器的航线以减少燃料的使用，同时保持飞行器的稳定性。
安全性与动力学应用：飞行安全一直是航空航天领域中的首要考虑因素之一。
动力学在提高飞行器的安全性方面发挥着重要作用。
通过动力学分析，工程师可以评估不同飞行条件下的安全性能，识别飞行器在不同风速、气温和机动状态下的潜在风险。
这样，工程师们可以制定相应的飞行规程和操作指南，确保飞行器在各种情况下的安全性。
结论：综上所述，动力学在航空航天领域中扮演着重要的角色。
它在飞行器设计、控制系统、燃料消耗和安全性方面的应用为航空航天领域的发展和进步做出了巨大贡献。
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。
航空航天领域中的飞行动力学与控制系统设计
航空航天领域中的飞行动力学与控制系统设计飞行动力学和控制系统设计是航空航天领域中至关重要的技术方向。
在飞行器的设计和运行过程中，飞行动力学研究飞行器的运动原理和特性，掌握其稳定性和操纵性；而控制系统设计则负责通过操纵设备和相关算法，稳定和控制飞行器的姿态和运动。
本文将对航空航天领域中飞行动力学与控制系统设计的重要性、技术要点和未来发展方向进行探讨。
一、飞行动力学的重要性飞行动力学是研究飞行器运动的学科，对于飞行器的稳定性和操纵性至关重要。
在飞行器的设计和制造过程中，飞行动力学研究可以帮助工程师们预测和分析飞行器的各种运动特性，包括升力、阻力、攻角、滚转、俯仰和偏航等。
这些数据将为工程师们提供重要的参数和依据，用于指导飞行器的设计和改进工作。
此外，飞行动力学还可以帮助工程师们理解飞行器的稳定性和操纵性，从而提供更安全和可靠的飞行体验。
通过研究飞行动力学，工程师们可以优化飞行器的结构和性能，提高其操纵灵活性和稳定性，减少事故发生的可能性。
二、控制系统设计的技术要点在航空航天领域中，控制系统设计是实现飞行器稳定控制和精确操纵的关键技术。
控制系统设计的技术要点如下：1. 姿态控制：飞行器的姿态控制是指通过控制其俯仰、滚转和偏航等参数，使飞行器保持稳定的飞行姿态。
姿态控制通常涉及陀螺仪、加速度计和其他传感器的使用，实时监测飞行器的姿态信息，并通过执行机构（如舵面、推力偏向器等）的控制，调整飞行器的姿态。
2. 路径跟踪：路径跟踪是指使飞行器按照指定的航路和航迹飞行。
对于无人飞行器和自动驾驶飞行器来说，路径跟踪是实现自主飞行的重要技术。
路径跟踪通常涉及GPS、惯性导航系统和其他导航传感器的使用，通过控制飞行器的推力、舵面和其他执行机构，使其按照预定的航路和航迹飞行。
3. 飞行性能优化：控制系统设计在飞行器的性能优化中起到关键作用。
通过优化控制系统的参数和算法，可以提高飞行器的操纵性能、燃料效率和飞行速度，进一步提高飞行器的性能指标。
航空航天工程中的飞行器动力学与控制技术研究
航空航天工程中的飞行器动力学与控制技术研究飞行器动力学与控制技术是航空航天工程中至关重要的研究领域。
它涉及到对飞行器飞行过程中涉及的各种力学和控制原理的研究与应用。
本文将从飞行器动力学和控制技术两个方面展开论述。
一、飞行器动力学飞行器动力学是研究飞行器在飞行过程中，受到的力和力的作用下所产生的运动规律和状态变化的科学。
飞行器动力学主要涉及气动力学、空气动力学和结构力学等相关学科。
1.1 气动力学气动力学研究飞行器在空气中的运动规律。
它主要关注空气对飞行器的作用力，包括升力、阻力、推力等。
而气动力学中的升力和阻力又是影响飞行器飞行性能最重要的因素。
在气动力学的研究中，人们将空气动力学原理应用到飞行器的设计和改进中。
通过对飞行器的气动特性进行分析和优化，可以提高飞行器的升力，在空气中更加稳定地飞行。
1.2 空气动力学空气动力学是对飞行器在空气中受力及受力情况进行分析和研究的学科。
它以飞行器穿过空气的运动为基础，通过建立数学模型和物理模型，研究飞行器运动过程中的受力情况。
研究空气动力学对于了解飞行器的飞行性能、稳定性和操纵性具有重要意义。
通过对飞行器的空气动力学特性的研究和分析，可以为飞行器的设计和改进提供理论依据。
1.3 结构力学结构力学是研究飞行器内部结构在外力作用下的力学行为和变形规律的学科。
它主要研究飞行器的受力和变形问题，包括静力学、强度学和振动学等方面。
结构力学的研究对于飞行器的结构设计和材料选择非常重要。
通过对飞行器结构力学的研究，可以确保飞行器在各种载荷条件下的结构稳定性和安全性。
二、飞行器控制技术飞行器控制技术是研究和应用控制理论、方法和技术实现对飞行器运动、姿态和飞行性能的控制的学科。
它主要涉及到自动控制系统和导航与制导技术等方面。
2.1 自动控制系统自动控制系统是飞行器控制技术中的重要组成部分。
它通过传感器获取飞行器及其周围环境的信息，并根据预定的控制规律和算法，对飞行器的运动和姿态进行实时调整和控制。
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。
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显然四元数满足如下的约束条件
q02 q12 q22 q32 1
所以四个参数中只有三个是独立的
i 1, 2,3
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 四元数
习惯上把四元数分为标部和矢部两部分 标部
Q q0 qˆ q0 q1i q2 j q3k 矩阵形式
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 姿态机动类型
从静止的初始姿态机动到运动的终止状态(rest-move)
操作过程中姿态速率
大部分时间是匀速的，
max
如天线的扫描、相机
的扫描等；
t
姿态跟踪问题
要求固连在卫星（或
附件）上的某条直线
（目标视线）始终指
向目标星 。
max t
2.2 航天器姿态机动控制律设计
1）定义正定无界的Lyapunov函数
V
k1qˆeT qˆe
1 2
ωeT
Jωe
k1 0
姿态动力学方程
Jω ωJω ωh Tc Tg 忽略了外干扰 Td和其它作用力矩 Tc1
Tc h
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 控制器设计
2）对Lyapunov函数求时间导数
V 2k1qˆeT qˆe ωeT J ω ωd
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 姿态机动的姿态运动学方程
由运动学方程求解姿态角速度
1
cos
x
x sin
cos sin
cos z y cos
sin z
cos cos sin
x sin z cos
式中
x x 0 (sin cos sin sin cos )
y
y 0 cos cos
FD
FB ABD ABI ADTI
qe20 qˆeT qˆe E3 2qˆeqˆeT 2qe0qˆe
A21
ω21
T
A21
A BD ωe ABD
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 误差四元数的性质
误差四元数仍满足约束条件
qe20 qˆeT qˆe 1
和运动学方程
q e 0
1 2
qˆ eT
Qe Qd* Q
注意到
Qd*
qqdˆ0d
，按四元数乘法展开
误差四元数标部
qd
q0qd 0 qˆT qˆd 0qˆ q0qˆd qˆqˆd
qe0
qˆe
误差四元数矢部
若 Q Qd
Qe 1 0 0 0T
若 Qe 1 0 0 0T
Q Qd Qe Qd
亦即Qe 1 0 0 0T是 Q Qd 的充要条件
其中 k k1qe，0 K 为对称正定矩阵
则有
V ωeT Kωe
当且仅当 ωe 0 时有 V 0 ，即 V 为非正定，系统是Lyapunov稳定 的，还需要进一步证明系统是渐近稳定的。
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 控制器设计
4）证明系统的渐近稳定性 根据LaSalle不变性原理证明系统的渐近稳定性
➢ 控制器设计
4）证明系统的渐近稳定性
Jω ωJω ωh Tc Tg
Tc kqˆe Kωe Tg ω Jω h Jωd
Jωe Kωe kqˆe 0
即 ωe 0
ωe 0
ωe 0
qˆe 0 qˆe 0 证明了系统的渐近稳定性。
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 控制器设计
对于系统
x F(x)
若存在正定的Lyapunov函数 V (x)，其0 时间导数 则系统的解收敛到不变集M。 对前述姿态控制系统，则系统的解收敛到
M= x= qˆeT
ωeT
T
R6
:
x=
qˆeT
因此只需证明 ωe 0时，qˆe 0 即可。
03T
T
V(x) 0
2.2 航天器姿态机动控制律设计
矢部
q0
col(Q)
q0
qˆ
q1
q2 q3
共轭四元数
q0
Q* q0 qˆ q0 q1i q2 j q3k
矩阵形式
col(Q*
)
q0
qˆ
q1
qq23
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 四元数表示的姿态运动学方程
四元数表示的姿态运动学方程
col(Q) 1 F (ω)col(Q) 2
姿态四元数 罗格里德斯参数(RPS) 改进的罗格里德斯参数(MRPS)
四元数
1843年，爱尔兰科学家哈密顿提出了四元数的概念。为了 研究四元数，哈密顿花了34年的时间。
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 四元数
坐标系Oxayaza绕某一轴ON旋转 即
与坐标系Oxbybzb重合，轴线ON与坐标轴 xa、ya、za(亦即与xb、yb、zb)的夹角分别 为β1、 β2、 β3。
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 姿态机动的姿态动力学方程与运动学方程
Jω ωJω h ωh Tc1 Td Tg
姿态机动时，上述方程一般不能进行简化。 在一些特殊情况下，上述方程仍可适当进行简化，这些情况是： 1）为轨道精确调整需要进行姿态机动时，欧拉角仍可视为 小量； 2）大角度姿态机动时，如对机动速度没有明确要求，欧拉角 速度仍可视为小量。这类情况如消除姿态翻滚、一般情况 下的姿态再定向等。
Qc
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 相关变量定义
Q 当前的星体姿态四元数； ω 当前的星体姿态角速度; Qd 期望的星体姿态四元数； ωdD 期望的星体姿态角速度； Qe 星体姿态误差四元数； ωe 星体姿态误差角速度；
ω 在FB中描述 ωdD在FD中描述
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 几个相关公式
sin cos cos
sin sin cos cos
2 2 2
sin sin sin sin
2 2 2
2 2 2
2 2 2
尤其要注意的是：进行四元数和欧拉角的转换时，两者必须是相对同一
个基准坐标系！!
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 四元数表示的姿态运动学方程
z z 0 (sin cos cos sin sin )
可见在 9时0o方程出现奇异，无法求解姿态角速度。
为什么要求解姿态角速度 、 、 ？
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 姿态机动的姿态运动学方程
为解决运动学方程中的奇异性问题，需要用其它的参数来描述大角度 姿态机动时的航天器姿态，目前主要的姿态描述参数有：
qˆe
1 2
qˆe qe0 E33
ωe
Jω ωJω ωh Tc Tg
V k1qˆeT (qˆe qe0E)ωe ωeT Tc Tg ω(Jω h) Jωd
V ωeT (k1qe0 E k1qˆe )qˆe ωeT Tc Tg ω (Jω h) Jωd
这里将 col(Qd )简写为 Qd
期望姿态四元数： Qd qd0 qd1 qd 2 qd 2 T qd0 qˆdT T
约束条件：
qd20 qˆd T qˆd 1
运动学方程：
qˆd
1 2
qˆd ωdD
qd 0ωdD
qd 0
1 2
qˆ
d
T
ωdD
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 误差四元数的定义
➢ 四元数表示的姿态运动学方程
运动学方程的另一种形式
qˆ
1 2
qˆω q0ω
q0
1 2
qˆT ω
四元数与欧拉角的关系
col(Q)
q0
q1
qq23
scions22
cos
2
sin
cos cos sin 22 2
cos
cos
cos
22
2
sin cos sin 22 2
0
V ωeT Tc Tg k1qe0qˆe ω (Jω h) Jωd
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 控制器设计
3）确定控制力矩的形式
V ωeT Tc Tg k1qe0qˆe ω (Jω h) Jωd
若 Tc kqˆe Kωe Tg ω Jω h Jωd
四元数的优点：运动学方程无奇异 四元数的缺点：四个参数不独立；方向具有不确定性
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 姿态机动类型
姿态机动操作通常有如下三种情况： 从静止的初始状态机动到静止的终止姿态(rest-rest)
姿态机动方式： a) 加速—减速 b) 加速—匀速—减速
a)
b)
max t
max t
航天动力学与控制的新进展
第二章、航天器姿态控制系统设计
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 姿态机动任务：
消除姿态翻滚、再定向、倾斜和侧摆、建立点火姿态。
姿态角不再是小量，此时姿态角速率仍可视为小量。
➢ 目前卫星的姿态机动角速率:
大、中型卫星：0.1°~ 0.5°/s
小卫星：
0.1°~ 1°/s
在快速姿态机动问题中，姿态角速率可达1°~10°/s， 此时姿态角速率一般也不可视为小量。
从而，Qe 1 0 0 0T 是姿态误
差为零的充要条件。进一步地，
qˆe 0 0 0T 也是姿态误差为零的
充要条件。
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 误差角速度的定义
式中
ωe ω ωd ω ABDωdD
ωd ABDωdD
rest-rest rest-move 姿态跟踪
ωd 0 ωe ω
2.2 航天器姿态机动控制律设计
➢ 误差四元数的定义