飞行器动力学与控制复习要点new
飞行器动力学与控制研究
飞行器动力学与控制研究飞行器动力学和控制是现代航空工程中关键的领域之一。
随着航空工程的不断发展，人们对于飞行器的控制和动力学等问题也越来越重视。
在本文中，我们将讨论飞行器动力学和控制的基本原理以及未来的发展方向，从而加深我们对于这个领域的理解和掌握。
一、飞行器动力学的基本原理飞行器动力学是研究飞行器在空气中运动时其受力与运动的学科。
它主要涉及到力学、气动学、控制论等方面的知识。
在研究飞行器动力学时，我们需要考虑到各种因素的影响，比如重力、空气阻力、升力、推力、姿态控制等等。
为了更好的了解飞行器动力学的基本原理，我们可以先从空气动力学原理进行探讨。
空气动力学是研究物体在空气中运动时所受的力学作用的学科。
在空气动力学中，我们需要考虑到空气运动的流体力学和热力学特性。
在研究飞行器时，我们通常会将其看作为一维组件，这个组件包含了几个部分，比如方向控制、升降控制、机动控制和稳定性控制等。
对于每个部分，我们都需要考虑到它们受到的力学作用和相互影响的因素。
在飞行器动力学的研究过程中，我们可以通过数学模型来预测它的运动轨迹和状态。
这个数学模型可以将空气动力学、力学和控制论等各种因素考虑到，从而预测出飞行器在各种条件下的表现。
值得注意的是，现代飞行器动力学的研究不仅仅是理论探讨，同时还包括大量的实验验证和仿真研究。
二、飞行器控制的基本原理飞行器控制是指通过控制飞行器的内部和外部力学因素，从而控制飞行器的运动状态和运动方向。
这个过程包括了控制飞行器的姿态、速度、位置和航向等方面。
在飞行器控制领域中，我们可以将其看作为一个闭环反馈控制系统。
这个系统包括了感知、控制和执行三个部分。
在感知部分，我们需要将飞行器的状态信息进行感知和反馈。
在控制部分，我们需要通过计算机程序来控制飞行器的运动状态和运动方向。
而在执行部分，我们则需要使用各种器材来控制飞行器的动作。
与飞行器动力学一样，飞行器的控制也需要考虑到各种因素的影响，比如空气动力学、惯性力、重力等等。
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。
飞行控制总复习
飞行控制总复习总复习第一章飞行动力学一、概念：1、体轴系纵轴在飞机对称平面内；速度轴系纵轴不一定在飞机对称平面内；稳定轴系纵轴在飞机对称平面内，与体轴系纵轴相差一个配平迎角。
2、俯仰角的测量轴为地轴系横轴；滚转角（倾斜角）的测量轴为体轴系纵轴；偏航角的测量轴为地轴系铅锤轴。
3、迎角α：空速向量在飞机对称平面内投影与机体纵轴夹角。
以的投影在轴之下为正。
4、β（侧滑角）：空速向量与飞机对称平面的夹角。
以处于对称面右为正。
5、坐标系间的关系机体轴系与地轴系之间的关系描述为飞机姿态角（）；速度轴系与机体轴系之间的关系描述为气流角（）；速度轴系与地轴系之间的关系描述为航迹角（）。
6、舵偏角符号升降舵偏角：平尾后缘下偏为正，产生低头力矩。
副翼偏转角：右翼后缘下偏（右下左上）为正，产生左滚转力矩。
方向舵偏角：方向舵后缘左偏为正，产生左偏航力矩。
7、稳定性、操纵性与机动性动稳定性：扰动停止后，飞机能从扰动运动恢复到基准运动。
静稳定性：扰动停止的最初瞬间，运动参数变化的趋势。
操纵性：飞机以相应的运动，回答驾驶员操纵各操纵机构的能力。
机动性：指在一定时间内，飞机改变速度大小，方向和在空间位置的能力。
稳定性与操纵性及机动性矛盾。
过稳则不易操纵，机动性差。
8、静稳定性静安定性导数：值应为负，即飞机质心在全机焦点之前，这样才能保证当时，，产生低头力矩，使恢复原值。
航向静稳定性导数：值应为正，当（右侧滑）时，产生右偏航力矩，使向右转，值恢复。
横滚静稳定性导数：值应为负，当时，产生左滚力矩，产生左侧力，使速度向量左转，值恢复。
9、在建立飞机方程时考虑牵连运动的原因是：牛顿定律是相对惯性坐标系的，机体坐标系为动坐标系。
10、表示：飞机三个姿态角变化率或绕机体轴的三个角速度分量都能合成飞机总角速度分量。
p、q、r一定正交，但三者不一定正交。
11、纵向短周期运动对应大复根，周期短，频率高，衰减快的运动。
转折频率在伯特图上中频段。
纵向长周期运动对应小复根，周期长，频率低，衰减慢的运动。
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。
飞行器飞行动力学与控制技术研究
飞行器飞行动力学与控制技术研究在过去几十年里，人类对飞行器的飞行动力学和控制技术进行了广泛的研究，使得我们能够开发出越来越复杂的飞行器。
从最简单的纸飞机，到商用飞机，再到宇宙飞船，这些飞行器的设计和实现都离不开飞行动力学和控制技术的应用。
本文将介绍飞行器的飞行动力学和控制技术研究的一些基础知识和关键应用，以及未来的发展方向。
一、飞行动力学基础飞行动力学涉及了飞行器的运动以及对这些运动的描述和分析。
其中最基础的运动包括平移自由度和旋转自由度。
平移自由度包括沿x、y、z三个方向的移动。
一架飞机在空中进行的左右、前后、上下运动，以及直升机的上升下降都是平移自由度的运动。
旋转自由度则包括飞行器绕x、y、z三个轴线旋转。
比如战斗机进行的翻滚、侧滑、俯仰运动等都是绕三维轴线进行的旋转运动。
在进行飞行动力学的分析时，我们通常需要考虑一些基本参数，如速度、加速度、姿态等。
另外，我们还需要考虑外界对飞行器的影响，比如风力、大气密度、引力等。
二、飞行器控制技术的应用飞行器的控制技术可以分为自动化控制和手动控制两种。
自动化控制是通过自主算法对飞行器进行控制，而手动控制则是通过人工操纵来控制飞行器。
在自动化控制中，可以利用PID控制器等算法来控制飞行器的位置和角度。
这种控制方式适用于一些简单的飞行任务，比如飞行过程中的高度调整。
而在对更为复杂的任务进行控制时，需要利用先进的控制技术，如模型预测控制、自适应控制等。
另外，在航空母舰的着陆过程中，需要利用伺服系统对飞机进行自动控制。
航空母舰的着陆过程非常危险，需要对飞行器的姿态、位置、速度等数据进行实时监测和控制，以确保安全的着陆。
手动控制是航空飞行员经常进行的飞行控制方式。
航空飞行员通过手柄和脚蹬等设备对飞行器进行控制。
手动控制需要飞行员具备一定的技能和操作经验，尤其是在进行高难度任务时需要更高的技术水平。
三、未来发展趋势目前，飞行器控制技术的研究正朝着更加智能化、自主化的方向发展。
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。
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。
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？。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
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。
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 s r 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()()()'''12123032c c sxy x y υυυυυυυ∆-∆=-∆-∆--∆-∆=->，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 P r 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，()()()'''12123032c c s xy y x υυυυυυυ∆-∆=∆+∆-∆+∆=-<，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 P r 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，()()'''1212108c c sxy υυυυυυυ∆-∆=-∆+∆--∆-∆=-<，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 tt t ω∆→+∆-==-∆A A A A+=H H M ω其中H 为角动量，M 为力矩。