1.衛(wèi)星軌道六要素是哪些P2-7pp2.衛(wèi)星發(fā)射三要素是什么P17-18LL3.什么是太陽同步軌道P23地球繞太陽周年轉(zhuǎn)動的方向和速率相同(即經(jīng)過365.24平太陽日，地球完成一次360°的周年運(yùn)動)，此特定設(shè)計的軌道稱為太陽同步軌道。4.什么是臨界軌道、凍結(jié)軌道P24-25若遠(yuǎn)地點(diǎn)始終處在北極上空，即拱線不得轉(zhuǎn)動，軌道傾角滿足2.5sin2i2=0，即i軌道的傾角和高度可以獨(dú)立選擇，此類軌道稱作凍結(jié)軌道。5.回歸軌道的回歸系數(shù)是什么P26軌道經(jīng)過N天回歸一次，在回歸周期內(nèi)共轉(zhuǎn)R圈，每天的軌道圈數(shù)(非整數(shù))Q稱為回歸系數(shù)。Q=R=I士C，+表示軌跡東移，表示軌跡西移。I為接近一天的軌道圈數(shù)，NN為正整數(shù)。6.靜止軌道的特點(diǎn)、三要素是什么P28(1)軌道的周期與地球自旋周期一致(2)軌道的形狀為圓形，偏心率e=0(3)軌道處在地球赤道平面上，傾角i=07.星座軌道的全球覆蓋公式b寬度為2c， 軌道數(shù)為p=，每一軌道上的衛(wèi)星數(shù)q=，衛(wèi)星總數(shù)cb2bctan9b8.地球同步衛(wèi)星群的分置模式有哪幾種P36(1)經(jīng)度分置模式：各個子衛(wèi)星沿軌道經(jīng)度圈分布，位于星座中心定點(diǎn)位置的兩側(cè)，(2)同平面偏心率分置模式：各個子衛(wèi)星享用同一定點(diǎn)經(jīng)度，但偏心率e各不相同，由各衛(wèi)星在東西方向的相位差形成一定形式的星座。(3)傾角與偏心率合成分置模式：各子衛(wèi)星共享同一定點(diǎn)經(jīng)度，傾角設(shè)置使相對軌赤道平面。9.二體軌道的基本攝動方程P391)地球形狀非球形和質(zhì)量不均勻產(chǎn)生的附加引力(地球形狀攝動)，2)高層大氣的氣動力(大氣攝動)，3)太陽、月球的引力(日、月攝動)，4)太陽光照射壓力(太陽光壓攝動)等。11.拉格朗日行星運(yùn)動方程P47JR2JR2JR3JR4JR23JR2da2?R=dtna?M==dtna2e?Mna2e?==d1?R=i==dtna?adtna?ana2e?eM=n(tt)為平近點(diǎn)角可以作為6要素之一代替t。ppr2r22r38r4r2r2r222ennmnm保持和符合衛(wèi)星應(yīng)用任務(wù)的要求。14.敘述雙脈沖霍曼變軌的過程P75單脈沖變軌的主要特點(diǎn)是新軌道必定與原軌道相交，雙脈沖變軌能使新軌道完全方式為霍曼變軌；在兩個圓軌道之間的最佳過渡軌道是霍曼橢圓，此橢圓分別于兩個圓軌道相切，切點(diǎn)即為過渡軌道的近地點(diǎn)和遠(yuǎn)道新軌道道新軌道切向脈沖作用在內(nèi)圓軌道上，形成橢圓軌霍曼橢圓軌道行，遠(yuǎn)地點(diǎn)射入，在準(zhǔn)同步軌道上漂移和定點(diǎn)置入等階段。1)準(zhǔn)同步軌道包圍同步軌道，即r>r>r于是有x>0,y>0,x>y。射入方式應(yīng)減APscc121232s2)準(zhǔn)同步軌道被同步軌道包圍，即r>r>r有x<0,y<0,x<y，射入方式應(yīng)加sAPcc121232s3)準(zhǔn)同步軌道與同步軌道相交，即r>r>r，于是有x>0,y>0，射入方式應(yīng)在遠(yuǎn)AsPcc12128s料。綜上所述，從主流軌道開始，在標(biāo)稱情況下，只要三次脈沖變軌——近地點(diǎn)、遠(yuǎn)地點(diǎn)和定點(diǎn)噴17.多次遠(yuǎn)地點(diǎn)射入的指向模式有哪幾種P109 (1)慣性固定指向：在過渡軌道上進(jìn)入預(yù)定變軌遠(yuǎn)地點(diǎn)前，衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動，設(shè)置遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)點(diǎn)火推力方向。在點(diǎn)火過程中姿態(tài)控制系統(tǒng)保持衛(wèi)星姿態(tài)慣性穩(wěn)定，使發(fā)動機(jī)噴射方向在空間中恒定為點(diǎn)火起始時刻的方向。(2)等偏航角指向：在點(diǎn)火變軌過程中衛(wèi)星的向徑離開原過渡軌道平面，依靠紅外地球敏感器，微型姿控系統(tǒng)保持衛(wèi)星的偏航軸對地心的指向，使位于衛(wèi)星俯仰/滾動平面內(nèi)的遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)保持在當(dāng)?shù)厮矫鎯?nèi)(與地心方向垂直)，又依靠太陽敏感器測量姿態(tài)偏航角，衛(wèi)星姿控系統(tǒng)使發(fā)動機(jī)推力方向的偏航角恒定。(3)共面轉(zhuǎn)動指向：在遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火前姿控系統(tǒng)不僅將遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)噴射方向機(jī)動到某最優(yōu)方向，還將該速率積分陀螺的測量軸調(diào)整到平行于某一空間方向。點(diǎn)火過程中依靠陀螺，姿控系統(tǒng)保持該陀螺的測量軸穩(wěn)定在選取的空間方向上，同時控制衛(wèi)星姿態(tài)繞該陀螺的測量軸進(jìn)行等速度轉(zhuǎn)動，即遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)在垂直于陀螺測量軸的平面內(nèi)等速度轉(zhuǎn)動。18.如何克服地球形狀攝動和光壓攝動，使得靜止衛(wèi)星在東西方向上保持位置P115形成漂移極限環(huán)。。單脈沖雷達(dá)可測得衛(wèi)星至雷達(dá)站的斜距AE，由多普勒頻移可測得該斜距的變化率p，雷達(dá)天線萬向支架軸的角度傳感器可測得衛(wèi)星相對雷達(dá)站的方向角A和仰角E，由萬向支架跟蹤系統(tǒng)可測得方向角、仰角的變化率A和E20.敘述地面三站測軌的原理P124三站測軌時，設(shè)備只需要在同一時刻測量衛(wèi)星至測站的斜距有幾何關(guān)系ii若b=RR，b=RR，建立正交基線坐標(biāo)系221331i=2,j=33i=2,j=33,k=ij，定義衛(wèi)星位置坐標(biāo)為x=pi，y=pj，z=pkbb(bi)ib1b2b323313 利用其位置關(guān)系可得(p2p2+b2b=1b+bb=1b+b 引用基線坐標(biāo)與地球坐標(biāo)的轉(zhuǎn)換矩陣R=ijk，可得衛(wèi)星在赤道慣性坐標(biāo)的位置矢量r=RT[R1+RTxyzT]。(方框是點(diǎn)乘)eibebbb處理是在初期處理基礎(chǔ)上，由即時觀測數(shù)據(jù)更新現(xiàn)有估計，得出新的估計。(1)衛(wèi)星對天體/地球的張角測量。太陽、月亮和恒星等天體在赤道慣性坐標(biāo)的星歷是已知的，可作為定軌的參考體。(2)衛(wèi)星至空間無線電信標(biāo)的距離測量。這些無線電信標(biāo)來自位于靜止軌道的中繼(3)衛(wèi)星相對于地球表面控制點(diǎn)的方向測量。23.試比較四種衛(wèi)星姿態(tài)描述的優(yōu)缺點(diǎn)P140-147引入6個約束方程，使用很不方便，并且這種方法沒有直接顯示出衛(wèi)星姿態(tài)的幾何圖像。在奇點(diǎn)問題。歐拉軸/角參數(shù)式:參數(shù)不僅反映相對參考坐標(biāo)系的姿態(tài)，也可看作為姿態(tài)機(jī)動參數(shù)。0)dt編t)0編tH+oH=M其中H為角動量，M為力矩。其中o表示o的斜對稱矩陣(o為姿態(tài)相對參考坐標(biāo)的轉(zhuǎn)速)(0oo=|o|(-y-oz0oxo-x5.什么是軸對稱自旋衛(wèi)星的章動運(yùn)動ttzzztn率；另一種是繞角動量H作的圓錐運(yùn)動，旋轉(zhuǎn)速度是業(yè)=H/I，t若星體內(nèi)部不含有角動量部件，即h=0，則充分條件為I>I>I，其中I,I,I是yxzxyz如星體內(nèi)含有角動量裝置，但限于俯仰軸，即h=hy則充分條件為：b(|4(I-I)-h>0(1)太陽光壓力矩(2)重力梯度力矩(3)地磁力矩(4)氣動力矩 P1.太陽方向的測量2.天底方向的測量3.陸標(biāo)和星光方向的測量空間中的方向和自旋體相對空間某個基準(zhǔn)的旋轉(zhuǎn)相位角。如果能測出自旋軸與某個參考體C的方向之間的夾角9，就可以認(rèn)為自旋軸必定在圍112夾角，如果同時測得自旋軸與另一參考體C方向之間的夾角92，就可以斷定衛(wèi)星自旋軸必2在兩圓錐面的交線上，由于圓錐面與兩條交線，自旋軸只與兩者之一重合，必須判別真?zhèn)巍?1)天底方向的測量(2)太陽方向的測量(3)星光方向的測量(4)地磁場方向的測量(5)無線電信標(biāo)方向的測量t軸與角動量軸共線。通過兩次1一位置，第一次脈沖噴氣力矩的作用方向與R一致，脈沖噴氣后，角動量H進(jìn)動△H，轉(zhuǎn)速0ω的方向也發(fā)生躍變，自旋軸z開始以空間章動速率Ω繞角動量H=H+△H章動，同時轉(zhuǎn)10ns2H進(jìn)行第二次噴氣，使角動量進(jìn)動H=H+△H，同時使轉(zhuǎn)速ω與H重1212合，星體將繞H純自旋。第二次噴氣時刻t=t+π/Ω，相位與第一次相同，但是在星體坐22121ss在偏置動量加偏置噴氣推力器的姿態(tài)控制系統(tǒng)中，姿態(tài)保持方式是圍繞死區(qū)的一個極限態(tài)軌跡又將向邊界移動，控制器將不斷發(fā)生脈沖迫使姿態(tài)留在死區(qū)內(nèi)直到上面的條件滿足時跡跨過死區(qū)與另一邊界相遇，?6(?61,?6(?61,?62,I須限制噴氣推力的沖量。hh反飛輪作用hcwwW(s)衛(wèi)星動力學(xué)v,9,vsss分配矩陣M陣D控制器姿態(tài)敏感器v,9,vhcd?DT(TNTnNIo+JATo+ATCn=T一TsaeaI'o+AJTo+Bn=ATaaaaa(1)共位模式：姿態(tài)測量敏感器位于主體上，直接測量主體的姿態(tài)角(y=9,v=0)包括約束模型和整體模型兩種。(2)非共位模式：姿態(tài)敏感器位于科學(xué)儀器平臺上，控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)位于主體，平臺通旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)與主體聯(lián)接。dVg速度微分方程:m|k|=MRA+MF+dVgdtneenffngn|||||=|航跡微分方程:dtg=Vkg=Vk轉(zhuǎn)動角速度微分方程:J|(dtn)|=Mn姿態(tài)角微分方程:okf2AAAA(a=0)AaAnkk2AWWWminAAWminA