姿态控制系统
自动控制原理实验-卫星三轴姿态控制系统
自动控制理论实验报告人：赵振根02020802班2008300597卫星三轴姿态飞轮控制系统设计一：概述1.1．坐标系选择与坐标变换在讨论卫星姿态时，首先要选定空间坐标系，不规定参考坐标系就无从描述卫星的姿态，至少要建立两个坐标系，一个是空间参考坐标系，一个是固连在卫星本体的星体坐标系。
在描述三轴稳定对地定向卫星的姿态运动时，一般以轨道坐标系为参考坐标系，还有星体坐标系。
（1） 轨道坐标系o o o O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，o OX 轴在轨道平面上与o OZ 轴垂直，与轨道速度方向一致，o OZ 轴指向地心，o OY 轴垂直于轨道平面并构成右手直角坐标系（2） 星体坐标系b b b O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，b OX ，b OY ，bOZ 固连在星体上，为卫星的三个惯性主轴。
其中b OX 为滚动轴，b OY为俯仰轴，OZ为偏航轴。
b1.2 飞轮控制系统在卫星三轴姿态控制中的应用与特点长寿命，高精度的三轴姿态稳定卫星，在轨道上正常工作时，普遍采用角动量交换装置作为姿态控制系统的执行机构。
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有点：(1)飞轮可以给出较为精确地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为非线性开关控制，因此轮控系统的精度比喷气推力器的精度高一个数量级，而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地通过太阳能电池在轨得到补充，因而适用于长寿命工作，喷气推力器需要消耗工质或燃料，在轨无法补充，因而寿命大大受限。
(3)轮控系统特别适用于克服周期性扰动。
(4)轮控系统能够避免热推力器对光学仪器的污染。
然而，轮控系统在具有以上优越性的同时，也存在两个主要问题，一是飞轮会发生速度饱和。
当飞轮朝着一个方向加速或偏转以克服某一方面的非周期性扰动时，飞轮终究要达到其最大允许转速。
二是由于转速部件的存在，特别是轴承寿命和可靠性受到限制。
第五章典型飞行控制系统工作原理-纵向姿态控制
G等 (S)
L M e (S Z ) S 2 C1d S C2d
❖ 根轨迹如右图所示：
内回路 L ，使短周期
一对复根左移且虚部减小，最
s1
终进入实轴，振荡减小，
阻尼加大。内回路的动态
过程由振荡运动转为按指
z
数规律衰减的单调运动，
s2
L 越大，阻尼作用越强。
j
全系统情况：
图 L 过大时，修正 的过渡过程
要想减弱这一振荡过程，应在控制律中引入 俯仰角速率q，对飞机运动起阻尼作用，也就是 引入微分信号。
（4）一阶微分信号在比例式控制中的作用
t1•
t •
2
t
e
e1 L
e2 L
t
e L L
由图可见，微分作用的物理本质为：
❖
为t1零时，刻当t
在减小但值为正，此时舵e 已
1、比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差
（1）稳定过程 0 0 驾驶仪控制律为：
g 0
e L L ( g )
讨论俯仰角稳定过程，认为
e L L
修正 0 的过程：0 0
比例式控制如何减小静差：
❖ 由前面计算可知：
g
Mf Q0Sb Cme
L
❖ ❖
所 要 只以 减 有：小使这b个静， g差就存，可在应使静加静差大差。减L小。Lb2
，所以
❖ 极端情况： b 0（切断硬反馈）就可完全
消除常值干扰下的静差。
2、积分式自动驾驶仪
在舵回路中采用速度反馈或称为软反馈形式的 信号，组成了积分式自动驾驶仪。
1
T s 1
s 2 c1d s c2d
s
内 s
飞行器姿态控制系统设计与实现
飞行器姿态控制系统设计与实现随着科技的发展和技术的不断进步，飞行器的发展变得越来越快速和复杂。
而飞行器姿态控制系统的设计与实现显得尤为重要，因为这是保证飞行器安全、稳定和高效运行的关键。
在本文中，将详细介绍飞行器姿态控制系统的设计和实现，并探讨其中的关键技术和挑战。
一、飞行器姿态控制系统的概述飞行器姿态控制系统是指通过控制不同方向的力和扭矩实现对飞行器的姿态角（即俯仰、偏航和滚转）进行控制和调整的系统。
它包括飞行器传感器、飞行控制器、执行机构等多个部分，它们相互协作，实现自主、精确、快速地控制和调节飞行器的姿态。
二、飞行器姿态控制系统的设计1、传感器设计飞行器姿态控制系统中最重要的一种器件是传感器。
传感器用于感知飞行器的状态信息，获取飞行器当前的姿态角信息，包括俯仰、偏航和滚转等，作为飞控算法的输入，为姿态控制提供支持。
常见的传感器有陀螺仪、加速度计、磁力计、气压计等。
为了获得更为精确和可靠的数据，常常需要使用一些先进的传感器。
2、飞控算法设计飞控算法是飞行器姿态控制系统中的关键部分。
算法通过传感器获取的数据进行分析和处理，从而实现对飞行器的精细控制和调节。
根据具体的需求，可以选择不同的算法，包括PID、LQR、H-infinity等。
PID控制器是一种广泛使用的控制器，它可以根据当前的飞行器状态信息和控制目标进行控制。
通过调整PID参数，可以实现对飞行器姿态的控制和调节。
LQR控制器是一种同样常见的控制器，它不仅可以实现飞行器的姿态控制，还可实现对飞行器位置和速度的控制。
LQR控制器需要计算控制器增益矩阵，以实现自适应调节。
H-infinity控制器是一种优化的控制器，它采用数学模型来描述飞行器系统和外部的干扰和噪音，并用系统的鲁棒性来分析系统的稳定性。
H-infinity控制器可优化飞行器稳定性和控制鲁棒性，提高飞行器控制精度和鲁棒性。
3、执行机构设计执行机构是飞行器姿态控制系统中另一个重要的组成部分，它的作用是将控制指令转化为飞行器的运动。
飞行器控制理论及其应用
飞行器控制理论及其应用随着人们对空中交通工具的需求的不断增长以及航空工业技术的快速发展，飞行器已成为现代社会中不可或缺的重要元素。
在飞行器的发展历程中，控制技术一直是一个重要的研究方向。
本文将介绍飞行器控制理论及其应用，在不同种类的飞行器控制系统中的应用和示例。
一、飞行器控制理论飞行器控制理论是研究飞行器姿态和运动控制的基础。
其中，姿态控制指的是控制飞行器的位置、速度和方向，而飞行控制则更多地涉及到对航班的管理和指导。
下面将分别对这两种控制理论进行介绍。
（一）姿态控制姿态控制是指控制飞行器在三维空间中的翻滚、俯仰和偏航角度。
姿态控制系统一般由传感器、控制器和执行器组成。
传感器是用来检测飞行器的姿态及其运动状态的设备，可以得到飞行器的位置信息。
控制器则根据传感器测量到的数据和设定的目标值来计算和产生控制指令。
执行器则是负责根据这些指令控制飞行器姿态的设备。
在姿态控制中，PID控制器是一种常见的方法。
它是通过比较实际输出与目标输出之间的差异，调整系统中的比例、积分和微分系数，来控制输出的设备。
例如，俯仰转动是常见的一个姿态控制问题。
在PID控制器中，比例系数可以增大俯仰角度，积分系数可用来消除积分偏差，微分系数则可以用来消除快速增加的影响。
（二）飞行控制飞行控制是指控制飞行器飞行姿态和航线。
与姿态控制不同的是，飞行控制系统是更为复杂和多元化的一个系统，因为它还需要考虑飞行器的速度和航向。
其中，飞行控制系统一般由导航、自动驾驶和飞行管理系统组成。
导航系统可以提供飞机所在的位置、速度和方向，可以通过GPS、惯性导航系统或航向指南针来实现。
自动驾驶系统一般结合了飞行管理系统，用于控制飞行器的运动。
飞行管理系统则允许飞行员设置航线，并执行飞行计划，同时追踪飞行器的状态和性能。
二、飞行器控制应用飞行器控制理论在不同类型的飞行器控制系统中被广泛应用。
下面将分别对飞行器控制在航空、无人机和宇宙飞船中的应用进行介绍。
航天器控制原理(第四章 控制系统组成)
哥伦比亚航天飞机视频资料
4.2
4.2.1 推力器
执行机构
推力器是目前航天器控制使用最广泛的执行机构之 一。它根据牛顿第二定律，利用质射排出，产生反作用 推力，这也正是这种装置被称为推力器或喷气执行机构 的原因。当推安装使得推力方向通过航天器质心，则成 为轨道控制执行机构；而当推力方向不过质心，则必然 产生相对航天器质心的力矩，成为姿态控制执行机构。 根据产生推力所需能源的形式不同，质量排出型推 力器可以分为冷气推力器、热气推力器和电推力器。
加速度计
加速度计是用于测量航天器上加速度计安装点的绝对 加速度沿加速度计输入轴分量的惯性敏感器。虽然目前加 速度计没有广泛用于航天器的姿态稳定和控制，但它是航 天器导航系统中重要的器件。 加速度计的种类很多，有陀螺加速度计、摆式加速度 计、振动加速度计、石英加速度计等。
4.1.6
磁强计
磁强计是以地球磁场为基准，测量航天器姿态的敏 感器。磁强计本身是用来测量空间环境中磁场强度的。 由于地球周围每一点的磁场强度都可以由地球磁场模型 事先确定，因此利用航天器上的磁强计测得的信息与之 对比便可以确定出航天器相对于地球磁场的姿态。 磁敏感器根据工作原理不同可以分为感应式磁强计 和量子磁强计两种。
4.1.4 陀螺 陀螺是利用一个高速旋转的质量来敏感其自旋轴在 惯性空间定向的变化。 陀螺具有两大特性，即定轴性和进动性。 定轴性就是当陀螺不受外力矩作用时，陀螺旋转轴 相对于惯性空间保持方向不变； 进动性就是当陀螺受到外力矩作用时，陀螺旋转轴 将沿最短的途径趋向于外力矩矢量，进动角速度正比于 外力矩大小。
姿态敏感器小结
在实际的航天器姿态控制系统中，各种敏感器单独使 用一般是不能满足要求的，需要多种多个姿态敏感器组 合使用，形成一个姿态测量系统。原因主要有三方面：
基于陀螺仪的姿态稳定控制系统设计与实现
基于陀螺仪的姿态稳定控制系统设计与实现摘要：本文主要探讨了基于陀螺仪的姿态稳定控制系统设计与实现。
首先介绍了陀螺仪的原理和应用领域，然后详细阐述了基于陀螺仪的姿态稳定控制系统的设计思路和实现步骤。
文章还讨论了系统设计中的一些关键问题，并提出了相应的解决方案。
最后通过实验证明了该系统的可行性和稳定性。
1. 引言姿态稳定控制是一种重要的控制技术，在航空航天、无人机、机器人等领域得到了广泛应用。
陀螺仪作为一种重要的姿态传感器，能够测量物体的角速度，从而实现姿态的稳定控制。
本文将通过设计和实现一个基于陀螺仪的姿态稳定控制系统，来探讨该技术的应用和优势。
2. 陀螺仪的原理与应用陀螺仪是通过测量物体的角速度来实现姿态稳定控制的重要传感器。
其原理基于陀螺效应，当陀螺仪受到外力作用时，会产生一个与外力方向垂直的角速度。
陀螺仪可以根据角速度的大小和方向来确定物体的姿态。
陀螺仪广泛应用于导航、航空航天和无人机等领域。
在导航领域，陀螺仪常用于惯性导航系统，用于测量飞行器的加速度和角速度，从而实现精确的导航定位。
在航空航天领域，陀螺仪可以帮助飞船或火箭保持稳定的姿态，在航天飞行过程中起到至关重要的作用。
在无人机领域，陀螺仪可以测量无人机的姿态，使其保持飞行平稳。
3. 基于陀螺仪的姿态稳定控制系统设计思路基于陀螺仪的姿态稳定控制系统的设计思路包括姿态测量、姿态控制和系统稳定性分析。
姿态测量：通过陀螺仪测量物体的角速度，然后结合其他传感器，如加速度计和磁力计，可以得到物体的姿态信息。
姿态控制：根据姿态测量信息，设计控制算法来控制物体的姿态。
常用的控制算法包括PID控制和模糊控制等。
系统稳定性分析：对设计的姿态稳定控制系统进行稳定性分析，通过建立系统的数学模型，利用控制理论分析系统的稳定性，确保系统在各种工况下都能保持稳定的姿态。
4. 基于陀螺仪的姿态稳定控制系统实现步骤基于陀螺仪的姿态稳定控制系统的实现步骤包括硬件设计和软件实现。
航天器姿态测量与控制系统设计与优化
航天器姿态测量与控制系统设计与优化一、介绍航天器的姿态测量与控制是保证航天器在太空中正确定位和控制的关键技术。
姿态测量用于确定航天器的准确方向和角度，而姿态控制则通过推进器或陀螺仪等设备来实现对航天器的调整和稳定。
本文将围绕航天器姿态测量与控制系统的设计与优化展开论述。
二、航天器姿态测量系统设计1. 姿态测量原理航天器的姿态测量可以采用多种原理，包括星敏感器、陀螺仪、加速度计等。
星敏感器通过捕捉星光进行定位，陀螺仪通过检测自身的旋转来测量姿态，而加速度计则通过测量航天器的加速度来推算姿态。
根据任务需求和精度要求，可以选择不同的姿态测量原理。
2. 系统设计与组成航天器姿态测量系统由传感器、接口电路、数据处理单元等部分组成。
传感器负责测量姿态相关参数，接口电路负责信号的调理和转化，数据处理单元则进行数据处理和算法运算。
设计时需要考虑系统的稳定性、精度和可靠性等因素。
三、航天器姿态控制系统设计与优化1. 姿态控制方法航天器姿态控制方法主要包括主动控制和被动控制两种。
主动控制通过推进器、飞轮等设备主动调整姿态，被动控制则是通过姿态轮、磁强计等被动元件来实现稳定控制。
不同的姿态控制方法适用于不同的任务需求和航天器特性。
2. 控制策略与算法姿态控制系统的设计需要考虑控制策略与算法。
常见的控制策略包括比例积分微分控制（PID控制）、模糊控制、自适应控制等。
控制算法则是针对特定任务需求和系统动力学特性进行优化设计，如模型预测控制、最优控制等。
3. 系统的优化与稳定性分析为了提高航天器姿态控制系统的性能和稳定性，需要进行系统的优化与稳定性分析。
优化可以包括参数优化、控制策略优化、控制算法优化等。
稳定性分析则是通过分析系统的稳定域、阶跃响应等指标来评估系统的稳定性，并进行相应的调整和改进。
四、航天器姿态测量与控制系统优化案例以某航天器的姿态测量与控制系统为例，通过改进姿态测量器的精度和可靠性，优化控制策略和算法，提高了航天器在太空中的定位和稳定性能。
基于的卫星姿态控制(实用模板)
-
1 引言
2 PID控制算法
3 基于PID的卫星姿态控制系统
4 实验验证
5 结论
6 未来展望
引言
其中，PID(比例-积分-微分)控 制算法是一种经典的控制算法， 具有简单、稳定、可靠等优点，
被广泛应用于各种航天器姿态 控制系统中
随着航天技术的快速发展，卫星 姿态控制已经成为卫星任务成功
考虑能源效率
未来展望
随着对卫星能源效率的要求不断提高，如何 在保证姿态控制性能的同时，降低系统的能 源消耗也是一个重要的研究方向。可以通过 优化控制算法、选用低功耗的硬件设备、实 施功率管理策略等方式来提高卫星姿态控制 系统的能源效率
综上所述，未来的卫星姿态控制系统将在 多个方面进行拓展和改进，以适应日益复 杂的航天任务需求和更高的性能要求。基 于PID的卫星姿态控制系统仍将发挥重要 作用，但也需要不断地进行创新和优化
然而，随着航天技术的不断 发展和挑战，基于PID的卫 星姿态控制系统也需要不断 地进行改进和优化
未来展望
先进的控制策略
虽然PID控制算法是一种经典的控制算法 ，但是在某些复杂的航天任务中，简单的 PID控制算法可能无法满足要求。因此， 需要研究和发展更先进的控制策略，例如 自适应控制、鲁棒控制、神经网络等，以 进一步提高卫星姿态控制的性能和稳定性
实验验证
实验验证
为了验证基于PID的卫星姿态控制系统的性 能，可以进行模拟实验和实际飞行实验。 模拟实验可以在地面的仿真环境中模拟卫 星的姿态运动和干扰情况，以检验控制算 法的有效性和可靠性。实际飞行实验可以 通过将控制系统应用于真实的卫星系统中 来进行验证，以检验控制算法在实际飞行
环境中的表现和应用效果
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第五章三轴稳定航天器的姿态控制1.主动控制系统的分类.a零动量系统喷气推力器飞轮控制力矩陀螺b.偏置动量系统固定偏置动量系统(WHECON)单自由度动量系统两自由度动量系统2.零动量姿态控制系统a.整星动量标称状态下整星动量为零多用于对姿态稳定度要求较高的卫星，如遥感卫星b.“正交”轮系构形反作用轮法国SPOT卫星c.“正交+1斜装”轮系构形偏置动量轮美国的陆地卫星中国的“资源一号”3.偏置动量姿态控制系统a.整星动量标称状态下整星在某一个方向(一般在轨道角速度方向)有一个非零的角动量值；比姿态角速率产生的角动量值大一个数量级以上。b.用途多用于对姿态指向要求较高的卫星；如地球静止轨道卫星。c.优点不需要偏航敏感器；抗干扰性能好。4.喷气执行机构的特点喷气推力器可以在轨道上任何位置工作，不受外界其它因素影响，应用广泛；沿卫星本体轴产生的控制力矩远大于耦合力矩，可以实现三轴解耦姿态稳定控制，使控制逻辑简单灵活；喷气产生的力矩大，过渡过程时间短，在控制器设计时可忽略干扰力矩的影响；喷气特别适用于发动机和开关控制；喷气实际是一种继电系统，稳定状态是极限环。5.极限环的特点与设计极限环的特点极限环的大小决定了航天器的姿态精度和姿态稳定度；极限环的大小决定了燃料消耗的多少。极限环的设计选择小力矩、小脉宽、大比冲、小死区的推力器，减小极限环的环宽；可以设计单边极限环，采用单边喷嘴；极限环必须满足控制系统的精度要求。6.飞轮姿态稳定系统的特点飞轮可以给出精确的连续变化的力矩，控制精度高；消耗电能，不消耗燃料，适于长寿命工作；特别适合克服周期性扰动；能够避免热气推力器对光学仪器的污染；存在饱和问题，需有一定的卸载手段；转动部件存在寿命与摩擦问题。7.反作用轮的控制模式a.力矩模式轮子的输入是力矩指令摩擦力矩的影响和补偿：当摩擦力矩小于1~2×10-3Nm时，可用此模式b.动量模式轮子的输入是期望的控制角动量没有摩擦力矩的问题，但需要对电机转速进行精确测量8.什么是长周期运动和短周期运动？滚动/偏航运动包含两种频率成分a.长周期运动频率为ωo(800公里高度的轨道，ωo为10-3rad/s量级)由轨道运动引起b.短周期运动频率为ωn(一般为ωo的几十倍)由偏置角动量和星体转动惯量引起章动8.什么是姿态捕获？从未知的或不控的初始姿态，达到飞行任务所期望姿态的控制过程；地球捕获：建立对地定向姿态。9.姿态捕获的形式a.地球-太阳捕获当采用蓄电池供电时，可直接进行地球捕获；然后利用太阳敏感器信息，控制偏航轴转动，达到三轴稳定。b.太阳-地球捕获太阳帆板供电时，为确保能源供应，应先使帆板对准太阳，捕获太阳；然后，进行地球捕获。10.捕获步骤速率阻尼后，若地球敏感器无输出时，控制星体绕xb或yb慢转使俯仰或滚动地球敏感器较快扫描到地球，从而给出滚动和俯仰的姿态信息；根据滚动和俯仰姿态信息，控制偏航轴指向地垂线；利用陀螺或太阳敏感器的信息实现偏航角控制，完成三轴对地定向。
第二章姿态运动学与动力学1.方向余弦阵的性质及特点方向余弦阵只有三个独立参数方向余弦阵是正交矩阵AAT=E方向余弦阵的行列式为1|A|=1方向余弦阵可作为坐标变换矩阵Va=AVb相继姿态运动的方向余弦阵具有中间脚标的吸收性质。缺点：不直观，缺乏明显的几何图象概念，使用不方便2.用EulerEuler轴/角描述姿态的理论依据Euler定理：刚体绕固定点的任一位移，可由绕通过此点的某一轴转过一个角度得到。姿态描述可用转轴e和绕此轴的转角φ来描述两个坐标系间的相对姿态。Euler轴/角的形式及特点形式转轴e在参考坐标系中的三个方向余弦(ex, ey, ez)转角φ优点具有明确的几何意义，直观，易于理解；是四元素、Rodrigues参数等其它姿态描述方法的基础。缺点仍具有一个约束条件，不是姿态描述的最小实现；与姿态之间不是一一对应的。常用Euler角3-1-3 ψ, θ,ϕ自旋卫星绕oZ轴旋转, Rz(ψ)绕oX'轴旋转, Rx(θ)绕oZ"轴旋转Rz(ϕ) 3-1-2 ψ,ϕ, θ三轴稳定卫星绕oZ轴旋转, Rz(ψ)绕oX'轴旋转, Rx(ϕ)绕oY"轴旋转,Ry(θ)在轨道坐标系内ψ为偏航角ϕ为滚动角θ为俯仰角。3.Euler角的特点优点几何意义直观、明显小角度线性化方便在某些情况下，可直接测量缺点包含三角函数，计算效率低运动学方程有奇点4.四元数特点与方向余弦阵相比，四元素只包含4个变量和1个约束与Euler轴/角相比，四元素姿态矩阵不含三角函数四元素可看作姿态机动参数。缺点：四元数仍存在一个约束条件，不是姿态描述的最小实现。5.Rodrigues参数的优缺点优点姿态描述的最小实现；简单、直观，计算效率高；由其描述的运动学方程结构简洁，无多余约束。缺点当φ→±180°时，x→±∞，不能有效描述姿态；当φ远小于180°时，才能有效描述姿态。6.重力梯度力矩的性质重力梯度力矩与主惯量差成正比重力梯度力矩与轨道角速度的平方成反比重力梯度力矩与姿态偏差角(小角度假设下)成正比当Izz<<Iyy, Ixx时，才能得到姿态稳定所需的控制力矩重力梯度稳定条件：Izz< Ixx<Iyy7.太阳辐射力矩太阳辐射强度与距离的平方成反比在1000Km以上的轨道，辐射力矩成为主要的环境力矩；特点：切向光压产生的干扰力矩是日交变的法向光压产生的干扰力矩是恒定的。8.环境干扰力矩小结在低轨道(<700Km)，占优势的力矩为气动力矩；在高轨道(>1000Km)，占优势的是太阳辐射力矩；当轨道降至700Km时，太阳辐射力矩与气动力矩是同数量级的；在中高轨道(1000Km左右)，重力梯度力矩、磁力矩较大。第三章自旋航天器姿态确定与控制1.如何测量自旋姿态测量工具:姿态敏感器。姿态信息测量:不能直接测出自旋姿态只能观测到空间中某些参考体相对卫星的方向测量自旋轴与参考体方向之夹角夹角也不是直接得到的，只能测得与夹角相关的信息。姿态确定参考天体在赤道惯性系中的方向可以精确确定根据夹角和参考天体的方向，确定姿态。2.自旋航天器的原理。利用绕自旋轴旋转的陀螺定轴性，实现自旋轴在惯性空间固定自旋轴一般与轨道平面垂直。自旋航天器的特点：简单、抗干扰能力强当受到恒定干扰力矩时，自旋轴以等速漂移，而不是加速漂移可减小推力偏心的影响，静止轨道卫星在远地点点火时通常用自旋稳定。控制系统不需频繁工作，可以采用星-地大回路的工作方式。3.自旋运动稳定条件。a.如果令ωy、ωz是Lyapunov稳定的，必须令Ω2>0；b.Ix>Iy，且Ix>Iz，即星体绕最大惯量轴旋转；c.Ix<Iy，且Ix<Iz，即星体绕最小惯量轴旋转。说明：a.以上结论，仅对理想的纯刚体航天器成立；b.对于存在能量耗散的航天器而言，结论不成立。4.存在能量耗散的航天器，只有绕最大惯量轴旋转才稳定。a.星体章动时，内部可活动质点的运动随着能量损耗，使星体的总动能减少，趋向于最小动能状态；b.由于角动量守恒，星体的动能不可能全部消失，在最小动能状态下，星体运动不再引起能量损耗，将绕某一主惯量轴稳定自旋。角动量恒定时航天器动能的极值条件。a.绕最大主惯量轴纯自旋时星体的动能最小；b.绕最小主惯量轴纯自旋时星体的动能最大。5.理想的自旋运动。a.角动量H、星体角速度ω、自旋轴i三者重合；b.星上的各种仪器正常可靠工作的条件。非理想自旋运动—章动，引起章动的因素星箭分离、起旋、消旋太阳帆板展开轨道修正时喷气产生的空间环境力矩。6.章动存在的条件。Wt存在，航天器存在不衰减的横向角速度，张东存在；b.章动影响自旋航天器的定向性，须采取措施，消除章动。7.自旋航天器只有绕最大惯量主轴旋转才是稳定的。8.自旋稳定方式的优点抗干扰能力强、结构简单、便于热控、人造重力场；带控制系统的自旋卫星指向精度高，可达为1°~0.01°。9.自旋稳定方式的缺点转动惯量比限制、电源功率小、机械及电路的单点故障。
第一章航天器控制的基本概念1.轨道控制a.轨道确定(导航)研究如何确定航天器的位置和速度b.轨道控制(制导)根据位置、速度、飞行最终目标，对质心施以控制力，以改变运动轨迹的技术轨道机动、轨道保持轨道交会、再入返回控制2.姿态控制a.姿态确定研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法；可以是惯性基准或其他基准，如地球；采用姿态敏感器和相应的数据处理方法；确定精度取决于数据处理方法和敏感器精度。b.姿态控制在规定或预定方向(参考方向)上定向的过程；姿态稳定是指使姿态保持在指定方向；姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。3.姿态稳定a.特点长期而持续的所需控制力矩较小b.种类定向粗对准精对准4.姿态机动a.特点短暂过程所需控制力矩较大b.种类再定向捕获跟踪和搜索4.姿态控制与轨道控制的关系为实现轨道控制，航天器姿态必须符合要求；在某些具体情况或某些飞行过程中，可把姿态控制和轨道控制分开考虑；某些应用任务对航天器轨道没有严格要求，而对航天器姿态确有要求；例如：空间环境探测卫星绕地球的运行往往不需要轨道控制，卫星在开普勒轨道上运行就能满足对环境探测的要求。5.姿态控制系统分类a.根据姿态稳定方式三轴稳定.保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向自旋稳定.绕自旋轴旋转，依靠旋转动量矩在惯性空间的指向b.根据力来源被动控制.不需消耗星上能源，如重力梯度力矩、磁力矩等主动控制.星上自主控制、星－地大回路控制，消耗电能和工质6.姿态控制系统的设计要求可靠性控制性能a.动量、稳定性b.稳态精度c.动态响应控制系统质量和能源需求附带要求a.经济性b.坚固性c.生产可能性7.姿态控制系统设计任务a.了解任务参数任务类型、质量、结构、轨道几何参数、任务寿命、精度、机动要求b.推导出控制系统质量和能源需求可靠性及寿命动量要求力矩要求：大小、频率、杠臂限制动态响应精度能源要求c.具体设计