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文檔簡介

1、精品航天器控制課程大作業(yè)1) 基本內(nèi)容? 建立帶有反作用飛輪的三軸穩(wěn)定對地定向航天器的姿態(tài)動力學(xué)和姿態(tài)運動學(xué)模型;? 基于歐拉角或四元數(shù)姿態(tài)描述方法,設(shè)計PD 型或 PID 型姿態(tài)控制律(任選一種) ;? 利用 MATLAB/Simulink 軟件建立航天器閉環(huán)姿態(tài)控制系統(tǒng),設(shè)計姿態(tài)控制器進(jìn)行閉合回路數(shù)學(xué)仿真, 實現(xiàn)給定控制指標(biāo)和性能指標(biāo)。? 調(diào)研基于星敏感器+ 陀螺的姿態(tài)確定算法并撰寫報告,要求不少于 1500 字。內(nèi)容包括:? 星敏感器、陀螺數(shù)學(xué)模型? Landsat-D 衛(wèi)星姿態(tài)確定調(diào)研包括:姿態(tài)敏感器組成、姿態(tài)敏感器性能、姿態(tài)確定算法及其精度? 單星敏感器+ 陀螺的 kalman 濾波

2、器姿態(tài)估計? 雙星敏感器姿態(tài)確定算法(雙矢量定姿)? 列出主要參考文獻(xiàn)2) 具體要求和相關(guān)參數(shù)1)建立航天器姿態(tài)動力學(xué)方程以及基于歐拉角描述(3-1-2 轉(zhuǎn)序 )的姿態(tài)運動學(xué)方程。 基于如下假設(shè), 對航天器姿態(tài)動力學(xué)和姿態(tài)運動學(xué)模型進(jìn)行簡化:? 航天器的軌道為近圓軌道,對應(yīng)軌道角速度為常數(shù);? 航天器的本體坐標(biāo)系與其主慣量坐標(biāo)系重合, 慣量積為零;? 航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制時,姿態(tài)角和姿態(tài)角速度均為小量。進(jìn)一步建立適用于航天器姿態(tài)穩(wěn)定或小姿態(tài)角度工況下的線性化航天器姿態(tài)動力學(xué)和運動學(xué)模型。3) 航天器轉(zhuǎn)動慣量矩陣2000 24142I 2460018 kg m21418 2500軌道角速度0 0.0012rad/s 。 設(shè)航天器本體系三軸方向所受干擾力矩如下:3cos 0t 1Td(t) 1.5 104 1.5sin 0t 3cos 0t N m3sin 0t 1仿真中 , 假設(shè)初始三軸姿態(tài)角為 2050和初始三軸姿態(tài)角速度 0.010/s 0.050/s 。4) 采用三正裝反作用飛輪作為執(zhí)行機構(gòu),飛輪最大控制力矩為0.4Nm ,最大角動量20Nms 。飛輪采用力矩模式,模型采用一階慣性環(huán)節(jié)(時間常數(shù)為 0.005s ),考慮庫侖摩擦力矩4 104Nm ,要求飛輪的數(shù)學(xué)模型帶有飽和特性。5) 控制指標(biāo)和性能指標(biāo):? 穩(wěn)定度(姿態(tài)角速度) :優(yōu)于 0.005deg/s ;? 指向

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