航天器控制原理
航天器控制原理自测试题一
一、名词解释（15％）
1、姿态运动学
2、惯性轮
3、姿态机动控制
4、空间导航
5、空间站的姿态控制
二、简答题（60％）
1、航天器按载人与否是如何分类的？各类航天器的作用和特点是什么？请举出你所知的各类航天器的国内外的例子。
2、开普勒三大定律是什么？牛顿三大定律是什么？
3、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。
4、画出航天器控制系统结构图并叙述其原理。
5、液体环阻尼器有什么特点，适用于什么场合？
6、写出卫星姿态自由转动的欧拉动力学方程。
7、主动姿态稳定系统包括哪几种方式？
8、推力器的工作时间为什么不能过小？
9、简述导航与制导系统的功能，及其为实现此功能而必须完成的工作。
10、载人飞船在结构上较一般卫星有什么特点？
三、推导题（15％）
1、利用牛顿万有引力定律推导、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。8%
2、推导Oxyz和OXYZ两坐标系之间按“1-2-3”顺序旋转的变换矩阵和逆变换矩阵，并在小角度假设下予以线性化。7%
四、计算题（10％）
1. 已知一自旋卫星动量矩H=2500Kg·m2/s，自旋角速度为ω=60r/min，喷气力矩
Mc=20N·m，喷气角为γ=45。，要求自旋进动θc=90。。问喷气一次自旋进动多少？总共需
要多少次和多长时间才能完成进动？
航天器控制原理自测试题一答案
一、名词解释（15％）
1、姿态运动学
答：航天器的姿态运动学是从几何学的观点来研究航天器的运动，它只讨论航天器运动的几何性质，不涉及产生运动和改变运动的原因
2、惯性轮
答：当飞轮的支承与航天器固连时，飞轮动量矩方向相对于航天器本体坐标系Oxyz不变，但飞轮的转速可以变化，这种工作方式的飞轮通常称为惯性轮。
3、姿态机动控制
答：姿态机动控制是研究航天器从一个初始姿态转变到另一个姿态的再定向过程。如果初始姿态未知，例如当航天器与运载工具分离时，航天器还处在未控状态；或者由于受到干扰影响，航天器姿态不能预先完全确定，那么特地把这种从一个未知姿态或者未控姿态机动到预定姿态的过程称为姿态捕获或对准。
4、空间导航
答：航天器轨道的变化也称为空间导航，包括轨道确定和轨道控制两个方面，由导航与制导系统完成。
5、空间站的姿态控制
答：空间站姿态控制分为姿态稳定和姿态机动两部分。姿态稳定又分为两种情况：第一种情况为对地球指向稳定，主要为与地面通信联系和有关的数据传递提供稳定姿态。第二种情况，姿态控制精度由有效载荷或者在空间站进行的有关实验提出，此种精度要求视有效载荷和实验研究的不同而不同。
二、简答题（60％）
1、航天器按载人与否是如何分类的？各类航天器的作用和特点是什么？请举出你所知的各类航天器的国内外的例子。
答：可分为无人航天器和载人航天器两类。
对于前者，它的作用和特点是：对地球进行观测或进行宇宙探测。
对于后者，它的作用和特点是；进行太空实验或航天运输。
例如：无人航天器有：东方红一号、风云一号、风云二号、金星1号、水手2号等。
载人航天器有：神州五号、和平号、阿波罗号等。
2、开普勒三大定律是什么？牛顿三大定律是什么？
答：开普勒三大定律是：
（1）椭圆律——每个行星沿椭圆轨道绕太阳运行，太阳位于椭圆的一个焦点上。
（2）面积律——由太阳到行星的失径在相等的时间间隔内扫过相等的面积。
（3）周期律——行星绕太阳公转的周期T的平方与椭圆轨道的长半径的立方成正比。
牛顿三大定律是：
第一运动定律——任一物体将保持其静止或是匀速直线运动的状态，除非有作用在物体上的力强迫其改变这种状态。
第二运动定律——动量变化速率与作用力成正比，且与作用力的方向相同。
第三运动定律——对每一个作用正存在一个大小相等的反作用。
3、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。（3）
坐标系形式很多，每种坐标系都有其自己的特点，因此也就只适用于一定的范围，所以根
据具体情况选择坐标系是必要的。一般来说，讨论航天器姿态运动常用的坐标系，主要有4种。
1．惯性坐标系O XYZ
所有的运动都要参照的基本坐标系是惯性坐标系，按一般意义讲，它是相对于恒星固定的坐标系。但实际情况表明，惯性坐标系仅仅是在所研究的时间间隔内能够满足精度要求的基准坐标系。对于这里所考虑的绝大多数问题来讲，选择一个不会使问题的解超出期望精度范围的坐标系就足够了。例如，卫星绕地球的轨道运动就可以用地心赤道坐标系，
也称为地心惯性坐标系；又如在研究星际航行(如宇宙探测器)时，往往把原点 O '点放在太阳中心，坐标轴相对于恒星不旋转的坐标系就是一个合适的惯性坐标系。 2．质心平动坐标系 OXYZ
这是一个与惯性坐标系密切相关的坐标系。原点O 位于航天器质心，OX ，OY ，OZ 轴分别与某一惯性坐标系的坐标轴保
持平行。
3．质心轨道坐标系
Ox y z
简称轨道坐标系。这是一个以航天器质心为原点的正交坐标系，如图3．1所示。
Ox 轴沿轨道平面与当地水平面的
交线，指向前进方向，
Oz 轴沿当地垂线指向地心， 0Oy 轴垂直于轨道平面。这个坐标系在空间以角速度 0ω，即
航天器的轨道角速度，绕 0
Oy 轴旋转，且旋转方向与
Oy 轴的方向相反。
4．本体坐标系Oxyz
又称为星体坐标系。在此坐标系中，原点0在航天器质心，Ox ，Oy ，Oz 三轴固定在航天器本体上。若Ox ，Oy ，Oz 三
轴为航天器的惯量主轴，则该坐标系称为主轴坐标系。
4、 画出航天器控制系统结构图并叙述其原理。
答：航天器控制系统在原理上和其他工程控制系统基本上是一样的，完成三个 最基本的过程：敏感测量、信号处理 和执
行过程。仍然是由敏感器、控制器和执行机 构三大部分组成。敏感器用以测量 某些绝对的或相对的物理量，执行机构起控制作用，驱动动力装置产 生控制信号所要求的运动，控制器 则担负起信号处理的任务。 5、液体环阻尼器有什么特点，适用于什么场合？
答：液体环阻尼器有二种，环面垂直于自旋轴或平行于自旋轴，前者用于早期高速自旋的卫星上。由于一系列的因素，自
旋速率不宜过高，因此采用环面平行于自旋轴的阻尼器，提高阻尼效率。环的形状有圆形，方形或U 字形，环内充满或只充部分黏性液体。星体章动时，液体在环内周期性地来回流动，利用液体内部的黏滞剪切力矩来耗散章动能量。液体环阻尼器没有弹簧特性，不能储存能量，因此没有谐振特性，阻尼效率较差，只能用于激励频率较高的场合。由
于阻尼器内部没有机械活动部件，可靠性很高，剩余章动角很小，这是最显著的优点。并且这种阻尼器的安装部位比较灵活，只要求球面平行于自旋轴。 6、写出卫星姿态自由转动的欧拉动力学方程。
答：卫星姿态自由转动( 0=M )的欧拉动力学方程即可由式(3．33)得
()()()00
0=-+=-+=-+x y y x z z z x z x y y y z z y x
x
I I dt d I I I dt d I I I dt d I ωωωωωωωωω (5.1)
式中,
x ω, y ω, z ω是卫星对空间的瞬时转速 ω在本体坐标系 Oxyz 各轴上的分量。要分析自旋体自由运动的性
质，必须从欧拉动力学方程式(5．1)中解出星体角速率 7、主动姿态稳定系统包括哪几种方式？
答：主动姿态稳定系统由敏感器、控制器和执行机构组成，敏感器的作用是测量星体的姿态角 ,,θψ?或角速度 ,,θψ?
，
可利用红外地平仪、太阳敏感器、各种陀螺仪等实现；执行机构的作用是产生影响航天器姿态运动的外力矩或内力矩；控制器综合敏感器的测量信息，产生执行机构工作所遵循的控制规律以保证系统的稳定性。与被动稳定方案比较，主动姿态稳定的优点是可以保证更高的精确度和快速性，缺点是结构复杂化，降低了可靠性，且增加了能源消耗，因此适用于高精度要求和大扰动力矩的情形。 8、推力器的工作时间为什么不能过小？
答：推力器工作时间过短，会带来以下三方面的困难： (1)喷气时间越短，脉冲越窄，推力器在技术上越难实现； (2)喷气脉冲越窄，重复性越差；
(3)喷气脉冲越窄，每次喷气产生的冲量越小，机动时间就越长。 9、简述导航与制导系统的功能，及其为实现此功能而必须完成的工作。
答：航天器导航系统的功能就是轨道确定。它回答以下问题：“航天器在哪里?朝什么方向飞行?飞行速度是多少?”这些
都属于航天器运动学的几何学性质问题，因此需要选定一个参考坐标系以及在这个坐标系中航天器等运动物体的定位方法。对地球卫星来说，如果求出在地心惯性坐标系中航天器的三维位置及3个速度分量，就可以很方便地转换成人们所熟悉的轨道六要素。
航天器制导系统的功能是控制推力和升力的使用以达到希望的新轨道和着陆点。从广义上讲，轨道控制就是制导问题。
即对按一定导引规律运动的航天器进行控制，从而使航天器按预定轨道运动。简单地说，就是控制航天器质心运动的速度大小和方向，使航天器的轨道满足飞行任务的要求。控制航天器的速度一般采用下列控制力：反作用推力、气动力、太阳辐射压力、磁力和其他非重力源的力。轨道控制范围很广，大致包括的内容有轨道机动、轨道保持、交会、对接、再入返回和落点控制等。
10、载人飞船在结构上较一般卫星有什么特点？
答：由于航天员的存在，就必须考虑他们的不同活动方式及其安全，所以载人飞船飞行目的的提出和实施完全建立在另一
个基础上。 三、推导题15％
1、利用牛顿万有引力定律推导、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。8% 解：设n 个物体的位置为 r r r n
,,21
，由牛顿万有引力定律，可得出
n
m 作用在
i
m 上的力为
)(3
r F ni ni
n
i gn r m Gm -
=
式中 r r r n
i ni
-=，作用在第 i 个物体上的所有引力的矢量和为
)
(13r F
ji n
i
j j ji
j i g
r
m Gm ∑
≠=-=
由于星体还有其它外力的作用，所以有：
F F F
g 其它
总
＝+
++++=F F F F F
干扰太阳压力推力阻力其它
再由牛顿第二定律： F i i v m dt d
总=)(
对时间的导数展开，得到：
F
v v dt
dm dr
d m i
i
i i
总
=+
由是可得第 i 个物体的一般运动方程为：
i i i
i
m m m r
F
r
.
..
。
总
－=
假设只存在引力，将上式简化为
)
(13..
r
r
ji
n
i
j j ji
j
i
r m G
∑≠=-=
假设 2m 为一个绕地球运行的航天器， 1m 为地球，而余下的
n
m m m ,,,43 可以是月球，太阳，和其他行星，于
是对于 2,1==i i 的情况，可写出具体的方程形式:
)
(1
2
31
1
..
r
r
j n
j j j
r m G
∑=-= （1）
)
(2
2
132
..
r
r
j n
j j ji
j
r m G
∑≠=-= （2）
再由式 r r r n
i ni
-=，可得：
r r r 2
121
-=
于是可得：
2
..
1..
21
..
r r r
-= （3）
将（1），（2）式代入（3）式，可得：
∑
∑
=≠=-=n
j j j j n
j j j j r m G r m G r r
2
31
22
132
21
..
)(
因为 r r 21
12
-=，所以：
)()()(3113223
213
212121
..
j j j j n
j j r r Gm r m m G r r r r
-++-=∑=
上式即为航天器受体引力的运动方程，方程等号右边第二项代表月球，太阳及其他行星对近地航天器的摄动影响。 由于航天器和地球间的引力与航天器和其他星体的引力相比大得多，所以可以忽略其他星体的引力，也就是可以把航
天器的引力可转化为二体运动问题。
2、推导Oxyz 和OXYZ 两坐标系之间按“1-2-3”顺序旋转的变换矩阵和逆变换矩阵，并在小角度假设下予以线性化。
解：(1)
→
000z y Ox 绕
Ox (“l”)转 ?角 →γβα'
''O
(2) γβα'''O →绕 β'O (“2”)转 θ角 αβγO →
(3) →αβγO 绕 γO (“3”)转 ψ角 Oxyz →
于是坐标系Oxyz 和
00z y Ox 之间的坐标变换关系即为
???
???????=??
??
?
?????000z y x z y x B (3.10)
??????????=????
??????z y x z y x T B 000 (3.11) 式中
??
???
?????++--+-+-=??
??
??????-++--+-+=θ?ψ?ψθ?ψ?θψ?θ?ψ?ψθ?ψ?ψθ?θψθψθθ?θ?θψ?ψθ?ψ?ψθ?ψθψ?θψ?ψ?ψθ?ψ
θcos cos cos sin sin sin cos sin sin sin cos cos cos sin cos cos sin sin sin sin cos cos sin sin sin sin cos cos cos cos cos sin sin cos sin sin sin cos cos cos sin sin sin sin cos sin sin sin cos cos sin cos cos sin sin cos cos os T B B
同样可得按照2-3-1，3-1-2，1-3-2，2-1-3，3-2-1等不同转动顺序的变换关系。当
rad
1,,<<ψθ?时，即在小角
度变化情况下， B 可近似为
?????
?????---=111
?
θ?ψ
θψ
B (3．13)
其中欧拉角 ?ψθ,,分别称为俯仰角、偏航角和滚动角，而Oz ，oy ，Oz 轴分别称为航天器的滚动。
四、计算题10％
1． 已知一自旋卫星动量矩H=2500Kg·m2/s，自旋角速度为ω=60r/min ，喷气力矩Mc=20N·m，喷气角为γ=45。，要求
自旋进动θc=90。。问喷气一次自旋进动多少？总共需要多少次和多长时间才能完成进动？
解：每转一圈的喷气时间为， s s T 125.0/36045===?
ωγ
所以喷气一次自旋进动，
001.0125.0250020
=?=?=
?T H M c θ，
故需喷气，
)(90000001.090次==?=
θθc n
总时间为， s s nT t 11250125.090000=?==。
航天器控制原理自测试题二
一、名词解释(15％)
1、惯性坐标系
2、反作用轮
3、姿态捕获
4、天文导航
5、空间站的轨道控制
二、简答题(60％)
1、人造地球卫星按功能分为哪几类？阐述每一类的特点，并说出至少两种卫星及其相应的功能。
2、简述将N 体问题简化为二体问题的假设条件。
3、基于经典欧拉转动，如何将航天器的空间转动角速度在本体坐标系中用欧拉角表示。
4、常用姿态敏感器有哪些？姿态敏感器怎样分类？
5、为什么自旋稳定方式在航天器中得到了广泛应用？
6、主动姿态稳定系统有哪几部分组成？与被动稳定系统相比有什么优缺点？
7、自旋稳定卫星为什么不能用连续喷气方式来改变姿态?
8、导航分为哪几类，基本原理是什么？
9、载人飞船的特点表现在哪几方面？
10、空间站系统有哪几部分组成？各自的功能是什么？
三、推导题15％
1、推导二体运动方程。
2、推导Oxyz和OXYZ两坐标系之间按“1-2-3”顺序旋转的变换矩阵和逆变换矩阵，并在小角度假设下予以线性化。
四、计算题10％
1、已知一自旋卫星动量矩H=2000Kg·m2/s，自旋角速度为ω=50r/min，喷气力矩Mc=20N·m，喷气角为γ=60。，要求自旋进动θc=90。。问喷气一次自旋进动多少？总共需要多少次和多长时间才能完成进动？
航天器控制原理自测试题二答案
一、名词解释15％
1、惯性坐标系
答：惯性坐标系是相对于恒星固定的坐标系。但实际情况表明，惯性坐标系仅仅是在所研究的时间间隔内能够满足精度要求的基准坐标系。
2、反作用轮
答：惯性轮中如果飞轮的转速可以正负改变，且平均动量矩为零，则称为反作用轮。
3、姿态捕获
答：姿态捕获是航天器由未知姿态到已知姿态的定向过程，是另一类典型的姿态机动。姿态捕获方式可分为三类：全自主、半自主和地面控制。
4、天文导航
答：天文导航系统是以天空的星体作为导航台、星光作为导航信号的测角定位系统。星体离航天器很遥远，这时很小的测角误差就会产生很大的定位误差。为了精确定位，除了要求高精度测角外，还要有高精度的方向基准，而且设备的价格昂贵，系统的工作受气象条件限制。但是，由于星体离地面很远，系统工作区域广，可对在外层空间活动的航天器进行导航，而且当航天器在大气层之上时，导航就不再受气象条件限制。
5、空间站的轨道控制
答：即对空间站的轨道保持，轨道机动，及交会对接的控制。
二、简答题60％
1、人造地球卫星按功能分为哪几类？阐述每一类的特点，并说出至少两种卫星及其相应的功能。
答：可分为四类：
（1）观测站——站得高、看得远，非常有利于观察地球。
（2）中继站——它是用来对信息进行放大和转发的卫星。
（3）基准站——是轨道上的测量基准点，要求它的测轨非常准确。
（4）轨道武器——是一种积极进攻的航天器，具有空间防御和空间攻击的能力。
地球资源卫星：可用于地下矿藏、海洋资源和地下水资源调查；土地资源调查，土地利用，区域规划；调查农业林业畜
牧业和水利资源合理规划管理。
通信卫星：可用于传输电话、电报、电视、报纸、图文传真、语音广播、数据、视频会议等。 2、简述将N 体问题简化为二体问题的假设条件。
答：（1）物体为球对称的，这样就可以把物体看作质量集中在其在中心。 （2）除了沿两物体中心连线作用的引力外，没有其它外力和内力作用。
3、基于经典欧拉转动，如何将航天器的空间转动角速度在本体坐标系中用欧拉角表示。
如图所示。将角速度ψ 沿ξO 和ηO 轴分解，则ψ ,? 和θ 在正交坐标系ξηζO 中的分量分别为：ξO 轴为θ ，ηO 轴为θψ
sin ，ζO 轴为θψ?cos +。再将ξO 和ηO 轴分量按Ox 和Oy 轴分解，其结果表示如下： ?????+=-=+=θψ?ω?θ?θψω?θ
?θψωcos sin cos sin cos sin sin z y x
或者以逆形式表示，即
?????+=-=+-=θ
?ω?ωψ?ω?ωθθ?ω?ωω?csc )cos sin (sin cos cot )cos sin (y x y x y x z
式(3．8)或(3．9)即为航天器的一组姿态运动学 方程。 ，
4、常用姿态敏感器有哪些？姿态敏感器怎样分类？
答：有太阳敏感器，红外地平仪，星敏感器，陀螺，加速度计，磁强计和射频敏感器。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)。 5、为什么自旋稳定方式在航天器中得到了广泛应用？
答：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人轨的，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。
6、主动姿态稳定系统有哪几部分组成？与被动稳定系统相比有什么优缺点？
答：主动姿态稳定系统由敏感器、控制器和执行机构组成，敏感器的作用是测量星体的姿态角,,θψ?或角速度,,θψ?
，可利用红外地平仪、太阳敏感器、各种陀螺仪等实现；执行机构的作用是产生影响航天器姿态运动的外力矩或内力矩；控制器综合敏感器的测量信息，产生执行机构工作所遵循的控制规律以保证系统的稳定性。与被动稳定方案比较，主动姿态稳定的优点是可以保证更高的精确度和快速性，缺点是结构复杂化，降低了可靠性，且增加了能源消耗，因此适用于高精度要求和大扰动力矩的情形。
7、自旋稳定卫星为什么不能用连续喷气方式来改变姿态
答：在卫星自旋到某相位角的前后2/T ?时间内，推力器控制产生的动量矩增量H ?的数值等于
22sin cos 2/2/T
T t M tdt M H c T T c ??
?? ????==????-ωωω
H ?垂直于初始动量矩0H 。由于喷气时卫星在自旋，带动控制力矩c M 在空间中旋转，动量矩从初始状态0H 沿圆弧进动
到1H 。若喷气推力器随着卫星自旋一周而采用连续喷气，即ωπ2=?T ，则由上式得0=H ?。这表明若采用连续喷气，则其结果是自旋动量矩不发生改变，自旋卫星的姿态在理论上是固定不变的。实际上可能出现摆动，这样不能达到自旋轴进动的目的。
8、导航分为哪几类，基本原理是什么？
答：航天器导航基本上可分为两大类：自主和非自主。非自主测轨由地面站设备，例如雷达，对航天器进行跟踪测轨，并且在地面上进行数据处理，最后获得轨道位置信息。相反，若航天器的位置和速度等运动参数用星上测轨仪器(或称导航仪器)来确定，而该仪器的工作不依赖于位于地球或其他天体的导航和通信设备，那么轨道确定(空间导航)则是自主的。 绝大部分航天器都采用非自主测轨。由于这种方法存在很大局限性，它要依赖地面站，而一个地面站跟踪卫星的时间是非常有限的。
自主导航存在两种方式：被动或主动。被动方式意味着与航天器以外的卫星或地面站没有任何合作，例如空间六分仪；而主动方式意味着与航天器以外的地面站或卫星(例如数据中继卫星)有配合，例如全球定位系统。另外还存在一个问题需要考虑，即航天器自主轨道确定与姿态确定是相互关联或者互相独立的。一般说来由于轨道比姿态变化缓慢的原因，希望轨道确定和姿态确定互相分开，特别在精度要求很高的场合。但是有许多敏感器，例如空间六分仪、陆标跟踪器、惯性测量部件、太阳和星敏感器等，既可以作轨道确定系统的敏感器，同样地也可作姿态确定系统的敏感器。根据这些敏感器所得到的信息，设计相应软件，经过计算机进行数据处理和计算，就可以得到有关轨道和姿态的数据。在这种情况下，姿态和轨道确定是相关联的。
9、 载人飞船的特点表现在哪几方面？
答：载人飞船的特点主要表现在返回地球、乘员的生活及活动条件、飞行安全三方面。 10、空间站系统有哪几部分组成？各自的功能是什么？
答：空间站姿态控制分为姿态稳定和姿态机动两部分。姿态稳定又分为两种情况：第一种情况为对地球指向稳定，主要为与地面通信联系和有关的数据传递提供稳定姿态。第二种情况，姿态控制精度由有效载荷或者在空间站进行的有关实验提出，此种精度要求视有效载荷和实验研究的不同而不同。
三、推导题15％ 1、推导二体运动方程。
设质量为M 和m 的物体的位置矢量分别为r M 和r m ，并定义 r r r
M
m -=
利用牛顿定律，可得
r r GMm m r r m
2..
-= r r
GMm M r
r M 2..
= 即 r r
r
GM
m
3
..
-= r r
r Gm m
3..
=
由此可得
r r r r
r m M G M m 3
..
....
)
(+-
=-= 再由引力参数可得
03
..
=+
r r r
μ
此式即为二体运动方程。
2、推导Oxyz 和OXYZ 两坐标系之间按“1-2-3”顺序旋转的变换矩阵和逆变换矩阵，并在小角度假设下予以线性化。
解：(1)
→
000z y Ox 绕
Ox (“l”)转?角→γβα'
''O
(2)γβα'''O →绕β'O (“2”)转θ角αβγO →
(3)→αβγO 绕γO (“3”)转ψ角Oxyz →
于是坐标系Oxyz 和
00z y Ox 之间的坐标变换关系即为
???
???????=??
??
?
?????000z y x z y x B (3.10) ?????
?????=????
??????z y x z y x T B 000 (3.11) 式中
??
???
?????++--+-+-=??
??
??????-++--+-+=θ?ψ?ψθ?ψ?θψ?θ?ψ?ψθ?ψ?ψθ?θψθψθθ?θ?θψ?ψθ?ψ?ψθ?ψθψ?θψ?ψ?ψθ?ψ
θcos cos cos sin sin sin cos sin sin sin cos cos cos sin cos cos sin sin sin sin cos cos sin sin sin sin cos cos cos cos cos sin sin cos sin sin sin cos cos cos sin sin sin sin cos sin sin sin cos cos sin cos cos sin sin cos cos os T B B
同样可得按照2-3-1，3-1-2，1-3-2，2-1-3，3-2-1等不同转动顺序的变换关系。当rad
1,,<<ψθ?时，即在小角
度变化情况下，B 可近似为
?????
?????---=111
?
θ?ψ
θψ
B (3．13)
其中欧拉角?ψθ,,分别称为俯仰角、偏航角和滚动角，而Oz ，oy ，Oz 轴分别称为航天器的滚动。 四、计算题10％
1、已知一自旋卫星动量矩H=2000Kg·m2/s，自旋角速度为ω=50r/min ，喷气力矩Mc=20N·m，喷气角为γ=60。，要求自旋进动θc=90。。问喷气一次自旋进动多少？总共需要多少次和多长时间才能完成进动？
解：每转一圈的喷气时间为， s s T 2.0/30060===?
ωγ
所以喷气一次自旋进动，
002.02.0200020
=?=?=
?T H M c θ，
故需喷气，
)(45000002.090
次==?=
θθc n
总时间为， s s nT t 90002.000054=?==。
航天器控制原理自测试题三
一、名词解释(15％)
1、惯性坐标系
2、偏置动量轮
3、主动控制系统
4、大圆弧轨迹机动
5、惯性导航 二、简答题(60%)
1、阐述航天器基本系统组成及各部分作用。
2、引力参数u是如何定义的？
3、叙述质点的动量矩定理及其守恒条件。
4、叙述双轴模拟式太阳敏感器的工作原理，并绘出原理结构图。
5、为了确保稳定性，对惯量比有什么要求？
6、画出喷气三轴姿态稳定控制系统的原理框图。简述喷气推力姿态稳定的基本原理。
7、自旋稳定卫星喷气姿态机动的原理是什么？喷气角的选择为什么不能过小？
8、GPS有哪几部分组成，各有什么功用。
9、举例说明载人飞船的主要构造。
10、航天飞机基本结构组成是什么？哪些可以重复使用，那些不可以？
三、推导题（15％）
1、证明在仅有二体引力的作用下，航天起的机械能守恒。
2、推导欧拉力矩方程式。
四、计算题（10％）
已知一自旋卫星动量矩H=3500Kg·m2/s，自旋角速度为ω=60r/min，喷气力矩Mc=40N·m，喷气角为γ=40。，要求自旋进动θc=80。。问喷气一次自旋进动多少？总共需要多少次和多长时间才能完成进动？
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航天器控制原理自测试题三答案
一、名词解释15％
1、本体坐标系
答：又称为星体坐标系。在此坐标系中，原点0在航天器质心，Ox，Oy，Oz三轴固定在航天器本体上。若Ox，Oy，Oz三轴为航天器的惯量主轴，则该坐标系称为主轴坐标系。
2、偏置动量轮
答：如果飞轮的平均动量矩是一个不为零的常值——偏置值，也就是说飞轮储存了一个较大的动量矩，飞轮的转速可以相对于偏置值有一定的变化，从而产生控制力矩。具有这种特点的飞轮称为动量轮或偏置动量轮。
3、主动控制系统
答：航天器主动式姿态控制系统的控制力矩来自于航天器上的能源，它属于闭环控制系统。
4、大圆弧轨迹机动
答：若要求自旋轴在天球上描绘的轨迹是大圆弧
0F
AA
A
，那么自旋轴必须在同一平面内从初始方向0
OA
机动到目标方向
F
OA，所以每次喷气产生的横向控制力矩必须在此平面内，即推力器喷气的相位相对于空间惯性坐标系是固定的。此为大圆弧轨迹机动.
5、惯性导航
答：它主要由惯性测量装置、计算机和稳定平台(捷联式没有稳定平台)组成。通过陀螺和加速度计测量航天器相对于惯性空间的角速度和线加速度，并由计算机推算出航天器的位置、速度和姿态等信息。因此惯性导航系统也是航天器的自备式航位推算系统。
二、简答题
1、阐述航天器基本系统组成及各部分作用。
答：（1）有效载荷——用于直接完成特定的航天飞行任务的部件÷仪器或分系统。
（2）保障系统——用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止，星上所有分系统的正常工作
2、引力参数u是如何定义的？
热敏电阻在航天器上的应用分析_张加迅
中国空间科学技术CHINESE SPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY 2004年12月第6期 热敏电阻在航天器上的应用分析 张加迅*王虹**孙家林* (*中国空间技术研究院,北京100086) (**山东航天电子技术研究所,烟台264000) 摘要文章首先阐述了航天器对于测温传感器的需求,并对目前航天器在地面试验和飞行试验中,所采用的主要测温传感器的特点进行了概述。然后,以目前航天器在轨运行中应 用最为广泛的热敏电阻为研究对象,介绍了它在航天器中的应用方案,以及为保证其测温精 度、工艺可实施性和可靠性所应注意的问题。 主题词热敏电阻器温度测量热控制航天器 1引言 由于航天器在空间运行时要向深冷空间辐射热量,并且受到各种复杂外热流的影响(例如对于环地航天器,存在太阳辐射、地球红外、地球反照等外热流)。因此,航天器在设计时,必须要进行合理的热控制设计,使航天器中的各种仪器设备在合适的温度水平下工作。航天器在轨运行的温度情况通过温度传感器进行反映,航天器相关分系统采集温度传感器的信号,然后传输到地面测控网站或星上热控制处理单元,由地面测试人员或相关功能系统对其进行状态判断,最终通过地面指令或星上自主控制实施对星上仪器设备的热控。因此,温度传感器所反映的温度水平的准确程度,将对仪器设备的热控制起着至关重要的作用[1,2]。 另外,随着航天器的发展,各种精密仪器设备对热控的要求更为严格,由于这些仪器设备功能复杂,在保证其主要功能的前提下,通过其本身的热控设计来达到其内部精密器件的温度要求有很大难度,因此,它们常常会对航天器热环境提出较为严格的要求,而这些要求有的甚至会对整个航天器的总体方案具有决定性的影响。例如,有的光学成像仪器要求热控的温度控制水平优于011e,局部测量精度达到0105e的水平,因此,需要测温传感器的精度必须优于这些仪器设备的要求。 目前国际上在航天器研制中所用的温度传感器主要有热电偶和热敏电阻两种。热电偶稳定性好、反应灵敏、价格便宜、工艺实施方便,因此在航天器的研制过程中,主要是在地面试验中得到大量采用。但由于热电偶需要进行冷端补偿,其测温精度受冷端校准精度的影响较大,当航天器在轨运行时,冷端补偿方式较难实现;而且热电偶因温度变化所产生的电信号反应较为微弱,易受干扰,克服该问题所需的星上电路复杂,存在较大偏差;此外,热电偶的测温偶丝容易受损折断,其可靠性较热敏电阻低,因此热电偶很少在航天器的在轨运行中采用。与热电偶相比,热敏电阻精度高、可靠性高,但价格昂贵,对温度的反应具有一定的滞后。由于在航天器的应用中,保证测量精度和高可靠性最为重要;另外,在轨温度的监测主要侧重于稳态温度水平。因此,从这个角度来说,热敏电阻具有一定的优势,目前国内外航天器上用于飞行试验的温度传感器主要采用热敏电阻[1,2]。 收稿日期:2003-11-12。收修改稿日期:2003-12-29 54
姿态动力学大作业
反作用飞轮控制 一、（1）建立航天器姿态动力学方程和飞轮控制规律 如图1-1中， 图1-1 反作用飞轮系统 设三飞轮的质心重合与星体质心O 。三飞轮的轴向转动惯量分别为z y x J J J ,,。其横向转动惯量设已包含在星体惯量章量c I 内。星体角速度ω，飞轮相对于星体的角 速度记为： [ ] T z y x ΩΩΩ=Ω 星体与飞轮的总动量矩h 为： () ωωωωωωh h I I I I h b c +=Ω+?=Ω+?+?= （1-1） 式中， Ω ?=?=+=???? ? ?????=????? ?????=ωωωωωI h I h I I I J J J I I I I I b c z y x z y x 00 000 0000 易知，I 即星体与飞轮对点O 的总惯量章量，b h 即飞轮无转动时总动量矩，ωh 即飞轮转动时的相对动量矩。由动量矩定理得 e b b L h h h h h =?++?+=? ? ? ωωωω
? ? ??? ? Ω?Ω?Ω?-=-=+=?+?+? ? ? ? ? z z y y x x c e c b b J J J h L L L h h h ωωωω （1-2） 式中，e L 为外力矩，c L 为飞轮转轴上电机的控制力矩。式（1-2）就是装有反作用飞轮的刚性航天器动力学方程的矢量形式。 如定义星体轨道坐标系如图1-2所示， 图1-2 轨道坐标系 r r r z y ox 的角速度 r ω为 j n r -=ω 即轨道角速度。当为圆轨道时，则有 3 2R n μ = 式中μ为地球引力常数，R 为地球半径。如记ψθ?,,分别为星体滚转角、俯仰角与偏航角、且设ψθ?,,和? ? ? ψθ?,,均为小量。 当航天器相对于轨道坐标系按321旋转时角度旋转矩阵为： ???? ? ????? -++--=?θ? ψ?θψ? ψ?θψ?θ?ψ?θψ? ψ?θψθθ ψθψcos cos sin cos cos sin sin sin sin cos sin cos sin cos cos cos sin sin sin cos sin sin sin cos sin cos sin cos cos B 按321旋转时产生的角速度为：
航天器热控试卷2014
北京航空航天大学航空科学与工程学院 2014年第一学期（春季）专业课试卷A 课程名称航天器热控制任课教师杨春信考试日期2014-5-23 学号姓名成绩 （一）选择填空和判断对错题（每题2分，共10分） （1）热控措施选择的一般原则为，先考虑主动热控方法，再考虑采用被动热控方法。 （2）多层隔热系统的层数越多，隔热性能越好。 （3）热管的管内液体回流是靠作用完成的。 （4）在辐射器排热系统中，热源与辐射器之间的耦合方式大体上有两种： 一是，热源与辐射器以辐射或传导的形式联系起来，这种耦合方式多用于（大，小）功率的排热系统； 二是通过的耦合方式，主要通过形式传递热量，一般用于（大，小）功率的排热系统。 （5）通信卫星的发展当前呈现两个趋势，一是数字通信卫星将逐渐取代模拟通信卫星；二是通信卫星的功率需求日益增大。那么，目前高功率通信卫星的功率已达到（）左右。 A 500W B 5KW C 10KW D 20KW （二）简答题（任选5题，每题8分，共40分） 1.航天器排热的流程如何？简述影响辐射器散热的因素有哪些。 2.请说明接触式热开关和可控热管的工作原理的相同和不同之处。 3.请写出绕地球运行的航天器的热平衡关系式，并解释方程中各项的物理意义。 4.高功率通信卫星的发展需要解决许多关键技术，请列举至少三项。 5.可变热导热管的工作原理？ 6.列举主动热控措施，不少于4种。 7.相变材料的热扩散率的定义。 8.说明保证航天器内部流动和传热的地面模拟实验方法。 9.解释说明什么是热二极管。 （三）计算推导题（每题10分，共20分） 1.近地轨道飞行的直径为1m的球星卫星，试计算其在有太阳照射和地球阴影区的平均平衡温度分别
计算机控制技术复习大作业及答案
2014年上学期《计算机控制技术》复习大作业及参考答案========================================================== 一、选择题（共20题） 1.由于计算机只能接收数字量，所以在模拟量输入时需经（ A ）转换。 A．A/D转换器B．双向可控硅 C．D/A转换器D．光电隔离器 2.若系统欲将一个D/A转换器输出的模拟量参数分配至几个执行机构，需要接入（ D ）器件完成控制量的切换工作。 A．锁存器锁存B．多路开关 C．A/D转换器转换D．反多路开关 3.某控制系统中，希望快速采样，保持器的保持电容CH应取值（ A ）。 A．比较小B．比较大C．取零值D．取负值 4. 在LED显示系统中，若采用共阳极显示器，则将段选模型送至（ B ）。 A．阳极B．阴极 C．阴极或阳极D．先送阴极再送阳极 5. 电机控制意味着对其转向和转速的控制，微型机控制系统的作法是通过（B ）实现的。 A．改变定子的通电方向和通电占空比 B．改变转子的通电方向和通电占空比 C．改变定子的通电电压幅值 D．改变转子的通电电压幅值 6.计算机监督系统（SCC）中，SCC计算机的作用是（B） A．接收测量值和管理命令并提供给DDC计算机 B．按照一定的数学模型计算给定植并提供给DDC计算机 C．当DDC计算机出现故障时，SCC计算机也无法工作 D．SCC计算机与控制无关 7. 键盘锁定技术可以通过（C）实现。 A．设置标志位 B．控制键值锁存器的选通信号 C．A和B都行 D．定时读键值 8. RS-232-C串行总线电气特性规定逻辑“1”的电平是（C）。 A．0．3 伏以下B．0．7伏以上 C．-3伏以下D．+3伏以上 9. 在工业过程控制系统中采集的数据常搀杂有干扰信号，（D）提高信/躁比。 A．只能通过模拟滤波电路 B.只能通过数字滤波程序 C.可以通过数字滤波程序/模拟滤波电路 D.可以通过数字滤波程序和模拟滤波电路 10．步进电机常被用于准确定位系统，在下列说法中错误的是（B ）。 A．步进电机可以直接接受数字量 B．步进电机可以直接接受模拟量 C．步进电机可实现转角和直线定位 D．步进电机可实现顺时针、逆时针转动
航天器机构技术课程大作业
数字化设计技术在航天器机构技术中的作用 数字化设计技术是指将计算机技术应用于产品设计领域，属于计算机设计技术的一种辅助。它最开始是以计算机辅助设计，即CAD的形式显现出来的，在科技水平不断提升的带动下，数字化设计技术越来越成熟，它在越来越多的行业受到人们的欢迎，在机械设计方面的优势更为明显。以前设计师在进行机械相关的设计工作时都离不开实物模型的帮助，但是在数字化设计技术出现之后，它可以利用计算机技术建立数字化的模型，从而降低实物模型的使用频率，提高了工作效率。 数字化设计技术最为重要的特征就是产品的定义模型较为统一。任何一个产品都有生命周期，如开发期、成长期、成熟期、衰退期等等，数字化设计技术对于产品的每个生命周期都有相关的设计，都是统一运行的。这种统一的设计模式大大降低了产品设计的繁琐程度，使得产品设计流程更为简单化。因为传统的设计模式会针对处于不同生命周期的产品采取不同的设计方法，使得产品设计变得复杂，而且也容易丢失数据。 另外，数字化设计技术可以实现并行设计。传统的产品设计讲究的是设计的切合性，产品的生产制造程序与包装维修程序需要达到高度的一致性，因此同一产品的设计基本上都是由同一设计团队完成。因此，传统的设计方法对于设计师的依赖性较强，一旦设计团队出现分
裂问题，则产品的设计链条很容易受到影响，从而产品的质量也难以保证。但是数字化的设计技术可以实现并行设计，简单而言，就是多个设计团队可以在同一时间内，在不同的地方，共同设计某一产品。这样一来，不仅仅是提高了机械的生产效率，另一方面也能够大大的缩短相关产品的生产周期，降低了运行成本。 数字化设计技术在航天器机构技术中的作用主要体现在以下几个 方面：一是借助实体模型检测设计的规范性。对于一个资历高深的设计师而言，以三维软件为依托设计相关产品是极为简易的事情，阐述各类三维模型之间的关系上传统二维思维模式并不适应。在CAD技术 的协助下，在制造一些单件产品过程中，设计师将更多的精力投入进产品规格规范性与结构合理性检测方面上，从而确保产品安装程序运行的顺畅性。CAD技术的具体应用可以做出如下概述：借助CAD技术参照平面图形注释的规格，借用立体图形将它们呈现出来，与此同时借用CAD的渲染功能，修整三维模型的材质或者对其内容进行填补，同 时对特殊方位安设色彩与光源，继而把绘制好的不同零部件三维图，在CAD三维软件上进行“配置与组装”，然后选择润色这一命令制造 工序结束以后的样品相貌就可以在计算机荧屏上显现出来。在利用CAD软件对设计机械进行构造设计、结构部件调整、尺寸标注以方便 机械设备的生产加工和日常维修，成为现代机械尤其是一些结构复杂、设计精密、部件繁多的航天机械设计一种流行趋势，对现代机械设计的发展起着至关重要的作用。例如在借用C A D三维软件上进行“配 置与组装”过程中，在CAD技术的协助下，产品链接、结构等方面存
计算机控制技术复习大作业与答案
《计算机控制技术》复习大作业及参考答案 ========================================================== 一、选择题（共20题） 1.由于计算机只能接收数字量，所以在模拟量输入时需经（ A ）转换。 A．A/D转换器B．双向可控硅 C．D/A转换器D．光电隔离器 2.若系统欲将一个D/A转换器输出的模拟量参数分配至几个执行机构，需要接入（ D ）器件完成控制量的切换工作。 A．锁存器锁存B．多路开关 C．A/D转换器转换D．反多路开关 3.某控制系统中，希望快速采样，保持器的保持电容CH应取值（ A ）。 A．比较小B．比较大C．取零值D．取负值 4. 在LED显示系统中，若采用共阳极显示器，则将段选模型送至（ B ）。 A．阳极B．阴极 C．阴极或阳极D．先送阴极再送阳极 5. 电机控制意味着对其转向和转速的控制，微型机控制系统的作法是通过（B ）实现的。 A．改变定子的通电方向和通电占空比 B．改变转子的通电方向和通电占空比 C．改变定子的通电电压幅值 D．改变转子的通电电压幅值 6.计算机监督系统（SCC）中，SCC计算机的作用是（B） A．接收测量值和管理命令并提供给DDC计算机 B．按照一定的数学模型计算给定植并提供给DDC计算机 C．当DDC计算机出现故障时，SCC计算机也无法工作 D．SCC计算机与控制无关 7. 键盘锁定技术可以通过（C）实现。 A．设置标志位 B．控制键值锁存器的选通信号 C．A和B都行 D．定时读键值 8. RS-232-C串行总线电气特性规定逻辑“1”的电平是（C）。 A．0．3 伏以下B．0．7伏以上 C．-3伏以下D．+3伏以上 9. 在工业过程控制系统中采集的数据常搀杂有干扰信号，（D）提高信/躁比。 A．只能通过模拟滤波电路 B.只能通过数字滤波程序 C.可以通过数字滤波程序/模拟滤波电路 D.可以通过数字滤波程序和模拟滤波电路 10．步进电机常被用于准确定位系统，在下列说法中错误的是（B ）。 A．步进电机可以直接接受数字量 B．步进电机可以直接接受模拟量 C．步进电机可实现转角和直线定位 D．步进电机可实现顺时针、逆时针转动
航天器总体设计答案总结(新)
航天器总体设计 （无平时成绩，考试试卷满分制，内容为21题中抽选13题） 1、航天器研制及应用阶段的划分。 主要划分为工程论证、工程研制、发射、在轨测试与应用四个阶段。 1）工程论证阶段：开展任务分析、方案可行性论证工作。 2）工程研制阶段：包括方案设计阶段、初样设计与研制阶段、正样设计与研制阶段。 3）发射阶段：发射场测试及发射。 4）在轨测试与应用阶段：在轨测试阶段、在轨应用阶段。 2、航天工程系统的组成及各自的任务。 组成：航天工程系统是由航天器、航天运输系统、航天发射场、航天测控网、应用系统组成的完成特定航天任务的工程系统。 任务： 1）航天器：指在地球大气层以外的宇宙空间执行探索、开发和利用太空以及地球以外天体的特定任务飞行器，又称空间飞行器。 2）航天运输系统：指在地球和太空之间或在太空中运送航天器、人员或物资的飞行器系统，包括运载器、运输器、轨道机动飞行器和轨道转移飞行器等。 3）航天发射场：系指发射航天器的基地，包括测试区、发射区、发射指挥控制中心、综合测量设施、勤务保障设施等。 4）航天测控网：系指对航天运输系统、航天器进行跟踪、测量、监视、指挥和控制的综合系统，包括发射指挥控制中心、测控中心、航天指挥控制中心、测控站和多种传输线路及设备。 5）应用系统：系指航天器的用户系统，一般是地面应用系统，如各类应用卫星的地面应用系统、载人航天器的地面应用系统、空间探测器的地面应用系统。 3、航天器总体设计概念及主要阶段划分。 概念：航天器总体设计是指为完成航天任务规定的目标所开展的以航天器为对象的一系列设计活动。 主要阶段划分：主要分为任务分析、总体方案可行性论证、总体方案设计、总体详细设计四个阶段。总体详细设计又分为总体初样设计和总体正样设计。 4、航天器总体设计的基本原则。 满足用户需求的原则、系统整体性原则、系统层次性原则、研制的阶段性原则、创新性和继承性原则、效益性原则。 5、航天器技术从成熟程度上可分为哪四类技术，各自的含义。 1）成熟技术：已经过在轨飞行考验，沿用原有的分系统方案、部件、电路和结构。 2）成熟技术基础上的延伸技术：在成熟技术基础上需要进行少量修改设计的分系统方案、部件、电路和结构。 3）不成熟技术（关键技术）：必须经过研究、生产和试验（攻关）后才能在卫星上应用的技术。 4）新技术（关键技术）：尚未在卫星上使用过的技术。 6、航天器总体方案设计阶段的主要工作。 1）用户使用要求及技术指标要求的确定。 2）总体方案的确定。 3）总体技术指标的分析、分配及预算。 4）分系统方案及技术指标的确定。
现代控制理论大作业
现代控制理论大作业-标准化文件发布号：（9456-EUATWK-MWUB-WUNN-INNUL-DDQTY-KII
分类号：TH89 单位代码：10110 学号： 中北大学 综合调研报告题目: 磁盘驱动器读写磁头的定位控制 系别: 计算机科学与控制工程学院 专业年级: 电气工程与智能控制2014级 姓名: 何雨贾晨凌朱雨薇贾凯张钊中袁航 学号: 14070541 39/03/04/16/33/47 指导教师: 靳鸿教授崔建峰讲师 2017年5月7日
摘要 硬盘驱动器作为当今信息时代不可缺少的存储设备，在人们日常生活中正扮演着越来越重要的角色，同时它也成为信息时代科学技术飞速发展的助推器。然而，随着信息量的日益增长，人们对硬盘驱动器存储容量的要求越来越高。但另一方面由于传统硬盘驱动器的低带宽、低定位精度，导致磁头很难准确地定位在目标磁道中心位置，从而限制了存储容量的持续增加。 自IBM公司于1956年向全球展示第一台磁盘存储系统R.AMAC以来，随着存储介质、磁头、电机及半导体芯片等相关技术的不断发展，硬盘的存储容量成倍增长、读写速度不断提高。要保证可靠的读写性能，盘片的转速控制和磁头的定位控制问题具有重要意义。其中磁头的定位控制主要包括寻道控制与定位跟踪控制两个问题，如PID控制、自适应控制、模态切换控制等，这些控制方法大大提高了硬盘磁头伺服系统的性能。为达到更高的精度，磁头双级驱动模型成近年的研究热点，多种控制策略已有相关报道，但目前仍处于实验水平。 关键词： 磁盘驱动器；磁头；定位；控制 Abstract Hard disk drive (HDD), acted as requisite storage equipment in current information age,plays a more and more vital role in people’s daily life, and it becomes a roll booster in rapid development of science and technology. However, with the increase of information capacity, we put forward a severe request for HDD data storage capacity. Unfortunately, due to the low bandwidth, low positioning accuracy in conventional HDD, magnetic head is hard to be positioned onto the destination track center, thus it limits the continuing increase in storage capacity. Since IBM brought the first disk-the random access memory accounting machine(RAMAC) to market in 1956, the storage capacity and read/write speed have continuously increased along with the development of the techniques of media,read/write head, actuators and semiconducting chips. The problems of R/W head's settling control is definitely important in order to ensure the reliability of read and write performance. Track seeking and track following are two main stages of the hard disk servo system. Researchers have developed kinds of control strategies to implement the servo control from PID control to advanced control methods.Dual-stage actuator has attracted many researchers and engineers for its broaderbandwidth compared with single-stage actuator. Key Words：Hard Disk Drive;Heads; Location; Control
最新航天器控制原理自测试题三
航天器控制原理自测试题三 一、名词解释(15％) 1、本体坐标系 2、偏置动量轮 3、主动控制系统 4、大圆弧轨迹机动 5、惯性导航 二、简答题(60%) 1、阐述航天器基本系统组成及各部分作用。 2、引力参数u是如何定义的？ 3、叙述质点的动量矩定理及其守恒条件。 4、叙述双轴模拟式太阳敏感器的工作原理，并绘出原理结构图。 5、为了确保稳定性，对惯量比有什么要求？ 6、画出喷气三轴姿态稳定控制系统的原理框图。简述喷气推力姿态稳定的基本原理。 7、自旋稳定卫星喷气姿态机动的原理是什么？喷气角的选择为什么不能过小？ 8、GPS有哪几部分组成，各有什么功用。 9、举例说明载人飞船的主要构造。 10、航天飞机基本结构组成是什么？哪些可以重复使用，那些不可以？ 三、推导题（15％） 1、证明在仅有二体引力的作用下，航天起的机械能守恒。 2、推导欧拉力矩方程式。 四、计算题（10％） 已知一自旋卫星动量矩H=3500Kg·m2/s，自旋角速度为ω=60r/min，喷气力矩Mc=40N·m，喷气角为γ=40。，要求自旋进动θc=80。问喷气一次自旋进动多少？总共需要多少次和多长时间才能完成进动？
航天器控制原理自测试题三答案 一、名词解释15％ 1、本体坐标系 答：又称为星体坐标系。在此坐标系中，原点0在航天器质心，Ox ，Oy ，Oz 三轴固定在航天器本体上。若Ox ，Oy ，Oz 三轴为航天器的惯量主轴，则该坐标系称为主轴坐标系。 2、偏置动量轮 答：如果飞轮的平均动量矩是一个不为零的常值——偏置值，也就是说飞轮储存了一个较大的动量矩，飞轮的转速可以相对于偏置值有一定的变化，从而产生控制力矩。具有这种特点的飞轮称为动量轮或偏置动量轮。 3、主动控制系统 答：航天器主动式姿态控制系统的控制力矩来自于航天器上的能源，它属于闭环控制系统。 4、大圆弧轨迹机动 答：若要求自旋轴在天球上描绘的轨迹是大圆弧 ，那么自旋轴必须在同一平面内从初始方向机动到目标方向，所以每次喷气产生的横向控制力矩必须在此平面内，即推力器喷气的相位相对于空间惯性坐标系是固定的。此为大圆弧轨迹机动. 5、惯性导航 答：它主要由惯性测量装置、计算机和稳定平台(捷联式没有稳定平台)组成。通过陀螺和加速度计测量航天器相对于惯性空间的角速度和线加速度，并由计算机推算出航天器的位置、速度和姿态等信息。因此惯性导航系统也是航天器的自备式航位推算系统。 二、简答题 0F AA A 0OA F OA
航空概论大作业
航空概论大作业
班级：113072 学号:111307219 姓名：王志敏 2012年11月15日 我国航空工业的发展历程及对未来发展的设想 中国是世界文明古国，中国的风筝和火箭是世界公认的最古老的飞行器。灿烂的中国古代文化与其他国家文明一起，共同孕育了现代航空航天技术的萌芽。在近代中国的屈辱历史中，我国的工业化水平远落后于西方国家。新中国成立后，我国的航空航天工业开始快速发展。经过半个多世纪的努力，基本建成了我国的航空航天工业体系。航空航天工业在国防和经济建设中发挥着越来越重要的作用。“飞豹”战斗轰炸机和“神舟”号系列载人试验飞船的成功，标志着我国航空航天工业进入了一个新的发展时期 我国航空工业真正起步于清政府(即1910年)。从1910年到1949年中国一直处于动乱和战争时期，这时期所有的原材料，机载成品和设备几乎全部依赖外国进口，更没有与之相关的科研人员和技术师，维修人员也很缺乏。根本没有独立的航空工业，更谈不上航空科研体系。 新中国成立之后，1949年到1951年中国只有少量设备相当简陋的航空工厂，修理、装配和制造过少量飞机。1951年国家将航空工业体系建立纳入国家议程，中央军委和政务院颁发了《关于航空工业建设的决定》，对新中国航空工业建设的任务方针、组织领导等做出了明确规定。经过50余年的建设，我国航空工业从修理到制造，从仿制到自行研制，已经形成了具有相当规模和基础，配套齐全的航空科研设计，制造和试验的工业体系。
50多年来，我国先后建立了飞机发动机航空电子军械设备，仪表等专业设计研究机构，建立了空气动力，强度，自动控制，材料，工艺，试飞和计算技术等专业研究试验机构。我国航空工业科研的技术手段不断更新，试验设备日臻完善，已建成一批技术先进的风洞试验设施，飞机全机静力试验室，发动机高空试车台，飞行试验实数据采集和处理系统等设备。 由于航空工业体系的发展和日臻完善，我国在军用飞机，民用飞机，直升机等各种类型的机种都迅猛向世界各类先进机种靠近。 军用机从最初的仿制苏联的雅克-18飞机生产初级教练机，到自行设计并研制成功的第一架飞机歼教1。它的研制成功对培养我国第一代飞机设计人员积累自行研制飞机的经验具有重要的意义。此后我国第一架喷气式战斗机歼5诞生，这是一种高亚声速歼灭机，使我国的航空工业和空军进入喷气时代。歼6飞机是我国第一代超音速战斗机，歼7和歼8等在其基础上不断更新改进和提高。歼10战斗机是我国自行研制的具有完全自主知识产权的第三代战斗机。轰5、轰6、水轰5、飞豹等轰炸机，枭龙FC-1型轻型多用途战斗机，使我国飞机不仅在数量上有所增加，在种类上也不断增多，这也说明我国航空工业不但在技术上不段更新和创新，在研制飞机种类上也不放松，两者齐头并进 民用飞机运5飞机是新中国制造的第一架小型运输机，之后“北京”一号、运7、运8等不断更新。直升机如直5、直8、直9、直11、“延安”2号、“701”型等种类多样。可以看出我国航空工业生产的飞机不仅能够保家卫国，固守我国疆域，而且越来越多的可以进入民用，为人民服务。在运输，邮递，救护，搜索，抗震救灾，护林播种等方面也发挥着越来越重用的作用，甚至是不可替代的。我国航空工业从最开始的标志性研制和研发，到现在在经济上发挥作用，促进经济发展，已经体现出了其巨大的经济价值和潜力。 随着我国航空工业体系的完善，越来越多的航空人才培养诞生。我国在先进战斗机发展方面，也可以与美国，俄国，欧洲等国家相互竞争。随着科技发展越来越先进，各国之间的竞争与合作越来越紧密，航空工业的发展也越来越重要。未来航空工业的发展实际就是科技的发展。空气动力学的研究，推进技术的创新，材料和结构的研制，航空电子与控制等的发展与进步是航空工业进步的基础。 展望未来，如何提高未来飞机的性能，空气动力学一直是航空器设计的考虑的关键。计算流体力学（CFD）仍是研究重点，欧拉和N-S方程的数值求解与网络生成技术备受关注，低雷诺数空气动力学，仿生空气动力学等流动现象的研究将仍是未来的前沿课题。 推进技术方面，提高热机和推进效率，降低燃油消耗，提高推力级，降低噪声，增加可靠性，减少排放。今后一段时间仍是发展的目标。组合发动机，超燃冲压发动机，脉冲爆震发动机以及其他新概念或非常规发动机的原理研究也是这一领域的重点。 材料和结构方面，金属材料仍然是今后飞机机体的主要用材，因而在不降低现有材料寿命的条件下提高材料的比刚度，韧性和抗腐蚀能力，同时也要开展比强度更高的新材料研制与开发。研究和发展实用的复合材料结构的设计，分析，制造，检验和修理方法；研究和发展复合材料的损伤容限机理和实用的无侦探伤技术；研究和开发耐高温树脂材料，陶瓷基复合材料，智能结构材料等。 航空电子与控制方面，利用各种来源的导航信息，实施航迹的跟踪与管理。为实现全天候起降，要建立可靠的防撞系统。研制新的风切变探测装置及其回避系统。在座舱显示系统方面要增加显示信息和数据，增加实景画面，利用语音控制来提高飞行员的操作正确性。 我国未来的航空工业发展是以人才为基础进行创新和革新，在高端新科技上我们有自己的技术和研究方法，在经济上能作出巨大贡献，生产更多民用飞机走进千家万户。 同时在中国面临的严峻的战略形势下，航空工业的发展显得与为重要。 航空器与航天器的分类
航天器热控材料
航天器热控原理与材料 姓名：张静 学号：12S109065 指导教师：李春东 日期：2012.10.12
航天器热控材料 1 前言 航天器热控制又称温度控制, 是随着航天技术发展起来的一门综合多学科的新技术, 是任何航天器必不可少的技术保障系统之一。它涉及材料学、热学、计算数学、化学、光学、流体力学、电子学、计算机科学以及试验测量技术等诸多学科领域。它的任务是通过合理组织航天器内部和外部的热交换过程, 使航天器各部位的温度处于任务所要求的范围内, 为航天器的仪器设备正常工作, 提供良好的温度环境。 航天器热控制技术种类很多，使用的场合也各不相同，但从总体上看，一般可分成被动热控制技术和主动热控制技术两类。被动热控制技术是一种开环控制，在控制过程中被控对象的温度无反馈作用，一旦状态确定后，基本上没有调节的余地，通常选择具有一定热物理性能的材料，并通过航天器的布局，合理安排与空间环境及内部仪器设备之间的热交换，使航天器各部分处于要求的温度范围内。被动热控制部分除了布局上的合理安排之外．主要通过包括热控涂层、多层隔热组件等各种不同热控材料的使用，最大限度地减少航天器和周围宇宙空间不可调节的热交换，以控制和调节外部恶劣的热环境及其变化对航天器的影响，这样可以减少航天器内部的温度波动，以满足大部分仪器设备的温度范围要求。被动热控制技术是航天器热控的主要手段之一，而各种热控材料是重要的实现途径，在各类航天器上得到广泛的应用。 2 典型热控材料 随着空间技术的不断发展, 我国已经研制成功多种热控材料。日前, 应用最多最广的有涂层、多层隔热材料、热管、电加热器、导热填料、控温仪和测、控温元件, 在某些情况下也使用过百叶窗、相变材料、热扩散板和环路热管。在载人飞船上还使用厂泵驱动单相流体回路、风扇等装置。这些热控材料, 确保我国航天器热控任务顺利实现。 2.1 热控涂层 在空间真空环境下，物体的表面温度在很大程度上取决于其表面的太阳吸收比和红外发射率的比值αs/ε。因而，航天器及仪器设备的不同表面温度可以通过选取不同αs/ε的热控涂层来进行调节。热控涂层按其组成特点可分为金属基材型涂层、电化学涂层、涂料型涂层、薄膜型涂层、二次表面镜型涂层、织物涂层等。 金属基材型涂层直接在金属基材的表面进行一定的处理就可以形成，如经抛光、喷砂等工艺处理后的表面。电化学涂层一般采用阳极氧化、电解着色和电镀
电气控制大作业(推荐文档)
低压电器及其控制技术 课程设计 指导老师： 专业： 班级： 姓名： 学号：
电气控制大作业 1、分析具有反接制动电阻的可逆运行反接制动控制线路的控制原理。 将图中旧标准的电气符号改正为GB-1987所规定的新的文字标识符号。 （1）写出反向运行时按下停止按钮时的电气控制逻辑顺序； 答：按停止按钮SB1，K4及KM2线圈相继断电，触点复位，电动机反向电源被断开。由于电动机转速较高，速度继电器KS的反转常开触点KS2仍闭合，中
间继电器K2线圈保持着通电状态。KM2断电后，其常闭触点的闭合使正转接触器KM1线圈通电，接通电动机正向电源，进行反接制动。同时，由于中间继电器K4线圈断电，接触器KM3断电，电阻R被串入主电路，限制了反接制动电流。电动机转速迅速下降，当转速下降到小于100 r/min时，速度继电器KS的反转常开触点KS2断开复位，使K2线圈断电，KM1线圈也断电，反接制动结束。 （2）写出正向运行时反向启动的电气控制逻辑顺序； 答：按下停止按钮SB1，待反接制动结束，电机停止运转后，按下反向启动按钮SB3，中间继电器K4线圈通电且自锁。K4的一个常开触点接通反转接触器KM2线圈电路，其主触点闭合，电动机反向起动。反向起动刚开始，速度继电器的常开触头KS2尚未闭合，使中间继电器K2无法通电，KM3线圈回路中的K2常开触点不闭合，致使KM3不通电，电动机定子串电阻起动，限制了起动电流。当电动机转速上升到一定转速时，KS的反转常开触点KS2闭合，使中间继电器K2线圈通电且自锁，这时由于K2，K4中间继电器的常开触头均处于闭合状态，接触器KM3线圈通电，其主触点闭合，短接电阻R，电动机继续升速到稳定工作转速。 （3）写出反向运行时正向启动的电气控制逻辑顺序。 答：按下停止按钮SB1，待反接制动结束，电机停止运转后，按下正向启动按钮SB2，中间继电器K3线圈通电且自锁。K3的一个常开触点接通正转接触器KM1线圈电路，其主触点闭合，电动机正向起动。正向起动刚开始，速度继电器的常开触头KS1尚未闭合，使中间继电器K1无法通电，KM3线圈回路中的K1常开触点不闭合，致使KM3不通电，电动机定子串电阻起动，限制了起动电流。当电动机转速上升到一定转速时，KS的反转常开触点KS1闭合，使中间继电器K1线圈通电且自锁，这时由于K1，K3中间继电器的常开触头均处于闭合状态，接触器KM3线圈通电，其主触点闭合，短接电阻R，电动机继续升速到稳定工作转速。
飞行器结构动力学-期末考试(大作业)题目及要求
《飞行器结构动力学》 2019年-2020年第二学年度 大作业要求 一、题目： 1.题目一：请围绕一具体动力学结构，给出其完整的动力学研究报告， 具体要求： （1）作业最终上交形式为一个研究报告。 （2）所研究结构应为实际科学发展或生产生活中的真实结构，可对其进行一定程度的简化，但不应过分简化，不可以为单自由度 系统，若为多自由度系统，其自由度应不少于5。 （3）所研究内容应当围绕本学期所讲授的《飞行器结构动力学》课程内容展开，可以包含但不限于：不同研究方法的对比，对结 构动力学响应的参数影响研究，针对结构动力学响应的结构优 化设计，动力学研究方法的改进，结构动力特性影响机理分析 等。 （4）研究报告应至少包含8部分内容：摘要，关键词，引言，问题描述，分析方法，研究结果，结论，参考文献等，正文字号为 小四，1.5倍行距，篇幅不短于3页，字数不少于1500字。 2.题目二：请拟出一份《飞行器结构动力学试卷》并给出正确答案和评 分标准，具体要求： （1）作业最终上交形式为一份考试卷答案及评分标准，具体形式及格式参考附件。 （2）题目应当围绕本学期所讲授的《飞行器结构动力学》课程内容展开，且明确合理无歧义。 （3）卷面总分100分。其中，考察单自由度系统知识点题目应占总分值的30%~40%；考察多自由度系统知识点题目应占总分值的 15%~30%；考察连续弹性体系统知识点题目应占总分值的 15%~30%。考察结构动力学的有限元方法及数值解法占
15%~30%。 （4）试卷可以包含的题目类型为：单选题，填空题，简答题和计算题四类，题目类型应不少于2种，不多于这4种。其中计算题 为必含题目，且分值应不少于40%。 （5）每道题均应给出分值、标准答案和评分标准。 分值的安排应当合理并清晰，需针对每道具体题目给出。 标准答案应当正确无误，且清晰明确，包含整个分析或计算的流程步骤。针对概念或问答等类型题目，应当给出该问题及 答案的来源，并附图以证实。针对计算类型题目，应给出至少 两种不同计算方法及其相应的计算步骤和结果，以证实该结果 的正确性。 评分标准应当合理并清晰地给出标准答案和分值的对应关系，例如：填空题应给出每一空格的分值；简答题应细化给出 题目内所有的关键内容，并给出所有关键内容各自所对应的评 判标准及分值；计算题应依据计算步骤给出每一关键步骤对应 的评判标准及分值。 二、要求 1.大作业题目有两道，请自选其一完成。 2.大作业上交截止时间为2020年6月2日晚12点，逾期则认定为缺考 无成绩。 3.大作业评定分为5个等级，分别为：优（90~100分），良（80~90分）， 中等（70~80分），及格（60~70分）和不及格（60分以下）。其中由于 题目难易关系，若无抄袭情况出现，选择题目一的学生可以寻求任课 老师指导，且等级至少为良。 4.抄袭判定：上交作业若出现重复率超过30%情况则判定为抄袭，有7 天时间可以修改，修改后若仍旧为抄袭，则涉及学生均按照不及格处 理。 5.大作业相关参考资料见附件。
自动控制控大作业
SHANGHAI UNIVERSITY 课程项目 MATLAB的模拟仿真实验专业课：自动控制原理 学院机自学院 专业（大类）电气工程及其自动化 姓名学号 分工：蒋景超负责MATLAB仿真部分 顾玮负责分析结论 其它共同讨论
二阶系统性能改善 一、要求 （1）比例-微分控制与测速反馈控制的传递函数求解 （2）性能分析与对比 （3）举出具体实例，结合matlab分析 二、原理 在改善二阶系统性能的方法中，比例-微分控制和测速反馈控制是两种常用的方法。（1）比例-微分控制： 比例-微分控制是一种早期控制，可在出现位置误差前，提前产生修正作用，从而达到改善系统性能的目的。 图1 比例微分控制系统 （2）测速反馈控制： 测速反馈控制是通过将输出的速度信号反馈到系统输入端，并与误差信号比较，其效果与比例微分-控制相似，可以增大系统阻尼，改善系统性能。 图2测速反馈控制系统 (3)经典二阶控制系统
图3经典二阶控制系统 三、实例分析 1、标准传递函数 )2()(G 2n n s s s ζωω+= 22)2()(n n n s s s ωζωω++=Φ 00.2n =ω 15.0=ζ MATLAB 代码： num=[4]; den=[1,0.6,4]; G=tf(num,den); t=0:0.1:10; step(G,t); 图4标准传递函数仿真 2、比例微分控制系统与经典二阶系统比较 22 )2()1()(n n d n d s s s T s ωωζω+++=Φ 2n d d T ωζζ+= 设置d T =0.15 d ξ=0.30 00.2=n ω ξ=0.15 MATLAB 代码：
航天器控制工具箱
航天器控制工具箱 Spacecraft Control Toolbox 基于Matlab软件的航天器控制工具箱Spacecraft Control Toolbox 是Princeton Satellite System公司（简称PSS）最早和应用最广的产品之一，有20多年的历史，被广泛用来设计控制系统、进行姿态估计、分析位置保持精度、制定燃料预算以及分析航天器动力学特性等工作。Spacecraft Control Toolbox 工具箱经过多次飞行验证，证明是行之有效的。这个工具箱涵盖了航天器控制设计的各个方面。用户可以在很短的时间内完成各种类型航天器控制系统的设计和仿真试验。软件的模型和数据易于修改，具有良好的可视化功能。大部分算法都可以看到源代码。 Spacecraft Control Toolbox（简称SCT）由不同的模块组成。 组成结构图如下 各个模块的主要功能和特点
SCT Core Toolbox -- 基本工具箱 SCT基本工具箱针对需要迅速解决实际工程问题的工程师而设计，包含了航天器控制系统设计的基本内容，也是其他SCT模块运行的基础。它建立在PSS公司大量工程经验的基础上，其中包括GPS IIR、Inmarsat 3和GGS Polar Platform卫星的控制系统设计。迄今这些系统仍然在太空正常运行。PSS公司使用这个工具箱完成的Cakrawarta-1卫星姿态控制系统设计，所花费用仅仅是通常的十分之一。这颗卫星从1997年11月升空一直运行至今。另外的例子还包括一颗NASA卫星的姿态控制系统设计。 主要功能和特点 ?航天器控制系统设计和分析 ?柔性多体航天器姿态动力学建模 ?包含柔性体展开模型和多体的逻辑树描述 ?轨道动力学分析和仿真 ?姿态估计 ?星历表计算 ?包括大气、重力场和磁场的环境模型 ?指向保持的燃料预算 ?各种有用参数的数据库； ?可视化
航天概论大作业
航天技术概论大作业 第二章 1.大气层分几层？各层有什么特点？ 答：大气层共有对流层，平流层，中间层，热层和散逸层5个层次。 （1）对流层主要特点：气温随高度升高而降低；风向、风速经常变化；空气上下对流剧烈；有云、雨、雾、雪等天气现象。 （2）平流层主要特点：空气沿铅垂方向的运动较弱，因而气流比较平稳，能见度较好。 （3）中间层主要特点：气温随高度升高而下降，且空气有相当强烈的铅垂方向的运动。 （4）热层主要特点：空气密度极小，温度随高度增高儿上升。 （5）散逸层主要特点：空气极其稀薄，大气分子不断向星际空间逃逸。 2.什么是国际标准大气？
答：国际标准大气是由国际性组织（如国际民用航空组织、国际标 准化组织）颁布的一种“模式大气”，它依据实测资料，用简化方程近似地表示大气温度、密度和压强等参数的平均铅垂分布，并排列成表，形成国际标准大气表。 3.大气的状态参数有哪些？ 答：大气的状态参数是指它的压强P 、温度T 、密度ρ这三个参数。 对一定数量的气体，这三个参数就可以决定它的状态。它们之间的关系，可用气体状态方程表示，如下 RT ρ=P 4.什么是大气的粘性？ 答：大气的粘性是空气在流动过程中表现出的一种性质，主要是由 于气体分子作不规则运动的结果。 5.何谓声速与马赫？ 答：声速是指声波在物体中传播的速度。空气被压缩的程度与声 速成反比，与飞机飞行速度成正比，要衡量空气被压缩程度 的大小，就用马赫Ma 来表示，a v M a =。 6.什么是飞行相对原理？ 答：在实验研究和理论分析中，往往采用让飞机静止不动，而空气 以相同的速度沿相反的方向流过飞机表面，此时在飞机上产生的空气动力效果与飞机以同样的速度在空气中飞行所产生的空气动力效果完全一样，这就是飞行“相对运动原理”。 8.低速气流和超声速气流的流动特点有何不同？