航天器動(dòng)力學(xué)與控制

內(nèi)容概要

　　《航天器動(dòng)力學(xué)與控制》譯自以色列飛機(jī)工業(yè)公司和特拉維夫大學(xué)的marcel J.Sidi博士《Spacecraft
Dynamics And Control：A Practical Engineering
Approach》一書，主要介紹航天器動(dòng)力學(xué)與控制的基本理論和衛(wèi)星實(shí)踐，重點(diǎn)分析和解決現(xiàn)實(shí)的工程問題。內(nèi)容涵蓋軌道動(dòng)力學(xué)、姿態(tài)動(dòng)力學(xué)、重力梯度穩(wěn)定、單自旋和雙自旋穩(wěn)定、姿態(tài)機(jī)動(dòng)、姿態(tài)穩(wěn)定、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)和液體晃動(dòng)等。
《航天器動(dòng)力學(xué)與控制》不僅可用于航天領(lǐng)域工程設(shè)計(jì)人員的參考用書，也可作為航天專業(yè)學(xué)生的教材。

作者簡介

作者：（英國）西迪（Marcel J.Sidi） 譯者：楊保華

書籍目錄

第1章 導(dǎo)論
1.1 概述
1.2 描述實(shí)例
1.3 本書要點(diǎn)
1.4 符號和縮寫
第2章 軌道動(dòng)力學(xué)
2.1 基本原理
2.2 二體問題
2.3 動(dòng)量矩
2.4 一個(gè)物體在中心力場中的運(yùn)動(dòng)方程
2.5 時(shí)間和開普勒軌道
2.6 空間中的開普勒軌道
2.7 攝動(dòng)軌道：非開普勒軌道
2.8 攝動(dòng)力和它們對于軌道的影響
2.9 攝動(dòng)的地球靜止軌道
2.1 0歐拉-希爾方程
2.1 1小結(jié)
第3章 軌道機(jī)動(dòng)
3.1 引言
3.2 單脈沖軌道調(diào)整
3.3 多脈沖軌道調(diào)整
3.4 地球靜止軌道
3.5 地球靜止軌道修正
3.6 小結(jié)
第4章 姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)
4.1 引言
4.2 角動(dòng)量和慣量矩陣
4.3 剛體的轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)能
4.4 選定坐標(biāo)系下的慣量矩矩陣
4.5 歐拉力矩方程
4.6 自旋體轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)的特性
4.7 非自旋航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程
4.8 非自旋衛(wèi)星的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程
4.9 小結(jié)
第5章 重力梯度穩(wěn)定
5.1 引言
5.2 基本姿態(tài)控制方程
5.3 重力梯度姿態(tài)控制
5.4 小結(jié)
第6章 單自旋穩(wěn)定和雙自旋穩(wěn)定
6.1 引言
6.2 △v階段的姿態(tài)自旋穩(wěn)定
6.3 主動(dòng)章動(dòng)控制
6.4 主動(dòng)章動(dòng)控制中的燃料耗散估計(jì)
6.5 衛(wèi)星消旋和消章動(dòng)
6.6 單自旋穩(wěn)定
6.7 雙自旋穩(wěn)定
6.8 小結(jié)
第7章 空間姿態(tài)機(jī)動(dòng)
7.1 引言
7.2 基本控制律方程
7.3 用動(dòng)量交換裝置進(jìn)行控制
7.4 磁矩姿態(tài)控制
7.5 角動(dòng)量交換裝置的磁卸載
7.6 時(shí)間最優(yōu)的姿態(tài)控制
7.7 反作用輪的技術(shù)特點(diǎn)
7.8 小結(jié)
第8章 偏置動(dòng)量姿態(tài)穩(wěn)定
8.1 引言
8.2 無主動(dòng)控制的姿態(tài)穩(wěn)定
8.3 主動(dòng)姿態(tài)控制
8.4 采用磁力矩控制衛(wèi)星的滾動(dòng)-偏航姿態(tài)
8.5 使用衛(wèi)星慣性積的章動(dòng)控制方案
8.6 使用太陽力矩進(jìn)行滾動(dòng)-偏航姿態(tài)控制
8.7 使用雙動(dòng)量輪實(shí)現(xiàn)滾動(dòng)-偏航姿態(tài)控制
8.8 反作用力推力器姿態(tài)控制
8.9 小結(jié)
第9章 反作用推力器姿態(tài)控制
9.1 引言
9.2 反作用推力器控制的組成
9.3 反作用力矩及姿態(tài)控制回路
9.4 通過脈沖寬度調(diào)制實(shí)現(xiàn)反作用姿態(tài)控制
9.5 僅采用4個(gè)推力器的反作用控制系統(tǒng)
9.6 反作用控制和結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)
9.7 小結(jié)
第10章 結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)與液體晃動(dòng)
10.1 引言
10.2 太陽帆板建模
10.3 特征值和特征向量
10.4 液體晃動(dòng)建模
10.5 結(jié)構(gòu)與液體晃動(dòng)的動(dòng)力學(xué)綜合建模
10.6 開環(huán)增益的約束條件
10.7 小結(jié)
附錄A 空間姿態(tài)變換
附錄B 姿態(tài)測量硬件
附錄C 軌道與姿態(tài)控制硬件

章節(jié)摘錄

版權(quán)頁：插圖：第4章致力于繞過質(zhì)心某轉(zhuǎn)軸的基本轉(zhuǎn)動(dòng)方程，引入了通常使用的角動(dòng)量和轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)能的概念來定義物體的轉(zhuǎn)動(dòng)狀態(tài)。接下來，以歐拉力矩方程作為基礎(chǔ)分析了旋轉(zhuǎn)體當(dāng)存在和不存在內(nèi)部能量耗散情況下的角度穩(wěn)定性問題。這一章還推導(dǎo)了非自旋航天器的線性化角運(yùn)動(dòng)方程，這對于設(shè)計(jì)反饋?zhàn)藨B(tài)控制系統(tǒng)來說是必需的。第5章主要是針對衛(wèi)星的重力梯度穩(wěn)定問題。重力梯度控制是穩(wěn)定衛(wèi)星姿態(tài)的一種被動(dòng)方法。原則上，重力梯度姿態(tài)控制系統(tǒng)是無阻尼的。本章分析了主動(dòng)阻尼和被動(dòng)阻尼，并且強(qiáng)調(diào)了由于環(huán)境情況產(chǎn)生的姿態(tài)穩(wěn)定的不精確性。第6章討論了單自旋和雙自旋穩(wěn)定問題。單自旋穩(wěn)定方式通常被用來在變軌過程中保持推力矢量的方向不變。這一章討論了存在寄生干擾扭矩的情況下，保持推力矢量方向在允許的范圍內(nèi)所需的最小旋轉(zhuǎn)速率。還分析了衛(wèi)星在變軌末期和消章動(dòng)階段的主動(dòng)章動(dòng)控制和消旋控制。對主動(dòng)章動(dòng)控制和消旋一消章動(dòng)控制的燃料消耗量給出了分析評估。提供了一個(gè)設(shè)計(jì)例子。單自旋特性也被用于自轉(zhuǎn)軸與軌道面垂直的衛(wèi)星姿態(tài)穩(wěn)定方面，這保證了通信載荷能夠持續(xù)地掃描地球并且提供通信鏈接。由于作用于衛(wèi)星的寄生干擾力矩，章動(dòng)運(yùn)動(dòng)會(huì)被激發(fā)，因此衛(wèi)星必須始終具有阻尼。根據(jù)衛(wèi)星不同的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，采用被動(dòng)的或者主動(dòng)的阻尼來進(jìn)行衛(wèi)星姿態(tài)的控制；后面會(huì)分析各種阻尼方案。雙自旋穩(wěn)定被研發(fā)以通過確保通信天線持續(xù)指向地球來提高自旋衛(wèi)星的通信效率。在這種控制理念中，被動(dòng)章動(dòng)阻尼能夠通過能量消耗來實(shí)現(xiàn)。穩(wěn)定的條件也得到明確的表述。第7章關(guān)注飛行器的三軸姿態(tài)穩(wěn)定和機(jī)動(dòng)。在這些衛(wèi)星中，并沒有加裝恒定的角動(dòng)量來保持某一個(gè)軸在空間穩(wěn)定，所以姿態(tài)控制是通過同時(shí)控制三個(gè)軸來實(shí)現(xiàn)的。對于小角度的姿態(tài)機(jī)動(dòng)，通常歐拉角是一個(gè)描述衛(wèi)星相對于太空中某確定坐標(biāo)系的姿態(tài)的清晰方法。然而，對于大的姿態(tài)改變，采用方向余弦矩陣和四元數(shù)矢量來描述姿態(tài)運(yùn)動(dòng)更加有效。本章從姿態(tài)控制律的詳細(xì)討論開始。動(dòng)量交換裝置被用來提供精確的姿態(tài)控制力矩。本章和后續(xù)章節(jié)將介紹這些叫做反作用輪和動(dòng)量輪的裝備并建立模型。如果一個(gè)外在的慣性干擾作用于1顆有姿態(tài)控制的衛(wèi)星，那么剩余的角動(dòng)量就會(huì)累積在動(dòng)量輪上。通過磁力矩器阻尼動(dòng)量輪上的這些動(dòng)量的控制方案得到分析和仿真。

編輯推薦

《航天器動(dòng)力學(xué)與控制》是由航空工業(yè)出版社出版的。

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