导读:本文包含了姿态确定与控制系统论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:姿态,控制系统,无人机,磁强计,卡尔,星图,立方体。
姿态确定与控制系统论文文献综述
神策,陈培[1]（2016）在《基于磁悬浮的卫星姿态确定与控制系统仿真平台设计》一文中研究指出卫星姿态确定和控制是卫星实现其功能基础。从前苏联发射第一颗人造卫星以来,卫星姿态的测量、确定以及控制技术已经发展成为比较成熟的空间技术之一。姿态确定是姿态控制的前提,姿态确定的任务是利用卫星姿态敏感器测量得到的信息,经过处理得到卫星本体坐标系相对于空间某参考坐标系中的姿态。姿态确定系统主要由姿态敏感器和姿态确定算法组成。应用比较成熟的敏感器有太阳敏感器、红外地平仪、星敏感器、磁强计和陀螺等,通常航天任务的姿态确定都是由几种姿态敏感器组合完成。卫星姿态控制的执行机构主要有推力器、飞轮和磁力矩器,其中,飞轮由于控制精度高、寿命长、使用灵活、运行稳定,是高稳定度的卫星姿态控制系统的主执行机构。随着我国航天事业的发展以及卫星应用的成熟,航天专业课程教学也逐步在各高校展开。作为航天飞行任务的基础,卫星姿态确定和控制方面的教学也成为了航天飞行器设计专业教学的基础内容。但是,传统的教学只是对姿态测量控制系统的基本概念和方法进行理论普及,导致学生无法深入细致的了解具体航天任务中姿态系统的运行过程、数据的处理方法以及姿态控制系统与卫星整体结构的协调工作状况,出现了理论与实践脱节、学习设计创新性缺失的状况。针对目前各高校在该领域教学实践环节的薄弱问题,为了进一步提升教学质量、提高学生实践创新能力,本文提出了一种基于磁悬浮的卫星姿态确定与控制系统仿真平台设计方法。本文设计的目的是为了利用地面平台复现太空环境中卫星真实的姿态测量与控制过程,以开展仿真验证、演示教学活动。与实际工作的卫星主要区别有以下几点:1.工作环境:本平台处于真空封闭环境中,不受太阳光压、粒子辐射、冷热交变等太空环境的影响。平台本身固定,除自身重力和平台浮力之外不存在其他外力及力矩作用,不需要考虑轨道设计及维持问题。2.主要结构:平台工作温度恒定,没有热控系统;平台固定,没有轨道测控系统;星体结构平台重力需要磁悬浮平台平衡,因此相比实际工作卫星需要对磁悬浮平台进行设计。为了模拟太阳光照环境,利用太阳敏感器进行姿态确定,平台将外置太阳模拟器。该平台的设计主要有以下关键问题:1.平台质心校准:磁悬浮平台由主台体和永磁体组成,主台体通电后产生磁力将永磁体浮起,卫星结构平台置于永磁体上。由于磁力作用的特殊性,需要保证永磁体与平面与主台体平面平行,这就要求卫星结构平台的质心要与永磁体的几何中心重合。因此在卫星结构平台的设计中预留出叁个调平旋钮的安装位,根据卫星结构安装需求利用调平旋钮调节质心位置。2.消除空气阻力矩:在没有空气阻力作用的情况下,由磁悬浮平台维持的卫星结构体旋转能够一直持续下去,但在存在空气阻力矩的情况下,平台的旋转难以长久维持。而且,空气阻力矩的存在会对姿态控制精度产生影响。因此,平台设计将对整体结构进行密封抽真空,以最大限度降低空气阻力的影响,延长器件寿命。姿态测控平台系统由卫星结构平台、地面设备、辅助结构叁大部分组成,各部分功能及组成如下:1.卫星结构平台:模拟真实卫星的结构组成设计,进行平台化布局。包括星载计算机、电源分系统、姿态分系统和测控分系统。星上电子分系统:卫星星上综合信息管理中心,维护整个平台的正常运行和各个分系统功能的实现,完成姿态测控数据的处理,对平台整体工作状态进行监控。电源分系统:包括太阳电池片和蓄电池组。在利用太阳模拟器提供外部能源的情况下,利用太阳电池片转化产生电能储存在蓄电池中,并能够维持卫星结构平台的正常运行。姿态分系统:平台结构的核心部分,完成卫星结构平台的姿态确定与控制。考虑到磁悬浮平台的特殊性,不能使用磁强计和磁力矩器,因此姿态测量采用"太阳敏感器+陀螺仪"的组合方式,确定平台单轴的旋转姿态;姿态控制采用"飞轮+推力器"的组合方式,实现平台旋转姿态控制。通信分系统:与地面设备进行通讯,完成地面遥控指令的接收和姿态数据的下传。2.地面设备:模拟地面监控站,接收卫星姿态数据,确定卫星姿态;发送遥控指令,对卫星姿态进行精确控制。3.辅助结构:为卫星结构平台的正常运行提供必要的外部条件,主要包括磁悬浮平台、真空罩和太阳模拟器。磁悬浮平台:抵消卫星平台自身重力,提供单轴的旋转自由度。真空罩:对平台进行密封抽真空,消除空气阻力的影响。太阳模拟器:模拟太阳光源,保证太阳敏感器和电源分系统的正常工作。本平台的工作流程完全按照在轨运行卫星的工作方式进行设计,星载计算机作为平台的控制中心和数据处理中心,负责整星的管理控制和数据处理,卫星姿态系统和电源系统的信息传送给星载计算机,经过处理后,星载计算机通过星地通信系统传输给地面设备,地面设备发送遥控指令调整卫星平台姿态。本文卫星姿态确定与控制系统仿真平台设计的目的是为了适应实践教学的需求,通过将姿态测控系统工作原理的理论与实际设计过程的结合,达到提高学生创新性和实践能力的目的。因此,平台的应用主要面向仿真验证及学生教学与演示,包括以下几个方面:1.该平台的设计包括硬件设计和软件算法设计两部分,硬件设计包括平台支承结构、飞轮、推力器等的设计加工、卫星各系统的平台布局等;软件算法设计包括姿态确定算法、姿态控制算法以及星地通讯数据的存储和读取等。设计过程涉及机电等各方面的综合知识,可以作为学生创新设计的内容,通过团队协作分组完成,既可以锻炼学生实践创新能力,又可以增强团队协作意识;2.设计完成的平台可以作为演示性教学的设备,通过各结构的联合工作对卫星姿态测控系统的运行进行演示,配合理论知识的展示,使教学形式更加丰富、效果更加明显;3.作为精确的姿态确定和控制系统,该平台可以作为优化设计和算法的仿真验证工具;4.以姿态确定和控制系统的仿真为基础,可以以该平台为基础,对其他系统的工作过程进行仿真,探索和拓展航天飞行器设计教育教学的新方法。为增强学生创新实践能力,提高教学水平,丰富教学形式,提升科研质量,本文以卫星姿态确定和控制为案例,提出基于磁悬浮的卫星姿态确定和控制系统仿真平台设计的方法。通过设计搭建类似于实际应用中卫星的各系统的结构平台,使学生在设计、实践过程中对理论知识有更加深入的理解,以姿态系统为核心的设计扩展为对卫星整体设计的全面认识。(本文来源于《北京力学会第二十二届学术年会会议论文集》期刊2016-01-09）
刘洋[2]（2016）在《南理工一号立方星姿态确定与控制系统硬件设计及半物理仿真》一文中研究指出立方体卫星近年来发展迅速。目前全球发射的立方体卫星数量已达300余颗,其已成为在轨航天器的一个重要分支。姿态确定与控制系统是立方体卫星功能实现的重要保障,用于实现卫星姿态的测量和控制。本文以“南理工一号”双单元立方体卫星研制为背景,对立方体卫星姿态确定与控制系统设计与仿真技术、叁轴磁强计设计测试及误差校正技术、磁力矩器设计与测试技术、偏置动量轮设计与测试技术进行了研究。主要研究工作如下：本论文首先对“南理工一号”立方星总体任务进行分析,提出磁测磁控的姿态确定与控制系统方案,采用叁轴磁强计作为主要姿态测量手段,辅以粗太阳敏感器数据,实现双矢量定姿。采用偏置动量轮加叁轴磁力矩器作为姿态控制手段。其次,论文对姿控系统硬件进行详细设计。磁强计采用低功耗设计,单机功耗小于200mW。采用高密度布板和综合电路抗干扰设计,实现超小体积。论文提出了适用于立方星的磁强计综合误差校正理论和方案,校正后叁轴误差减小两个数量级,有效解决星上剩磁对磁强计读数的干扰问题。叁轴磁力矩器采用带磁芯设计,在输出磁矩不变的情况下,大幅降低系统功耗。论文提出了完整的微型磁力矩器设计和测试方法。采用基于H桥电路的电流时间控制电路方案,提升磁力矩器效率,在达到设计磁矩0.15Am2的基础上,叁轴总功耗小于500mW。偏置动量轮设计则通过参数优化,实现其超小体积和低功耗。设计角动量矩2mNms,可用于后期立方体卫星任务中。最后,文章对所设计的姿控系统进行半物理仿真,仿真结果满足设计指标。论文给出“南理工一号”在轨实测指标,验证设计和仿真正确性。(本文来源于《南京理工大学》期刊2016-01-01）
翁敬砚,胡定坤,宝音贺西,李俊峰[3]（2015）在《敏感器故障模式下的小卫星姿态确定与控制系统仿真》一文中研究指出针对某一太阳同步轨道卫星,以陀螺、磁强计和太阳敏感器等多种敏感器,采用四元数作为姿态描述,并因应敏感器噪声和陀螺漂移误差,结合了扩展卡尔曼滤波算法进行姿态估计,通过偏置动量轮和磁力矩器进行联合姿态控制从而实现卫星的叁轴稳定。(本文来源于《中国力学大会-2015论文摘要集》期刊2015-08-16）
曹阳[4]（2011）在《叁轴稳定卫星姿态确定与控制系统研究》一文中研究指出随着航天事业的飞速发展，高精度叁轴稳定卫星越来越受到人们的关注。要保证卫星的高精度、高可靠性和稳定的在轨运行，就意味着必须保证卫星有足够的指向精度和控制稳定度。论文研究分别从叁轴稳定卫星的姿态确定和姿态控制两个方面展开，实验结果与分析证实了所采用的方法能够满足卫星在轨运行时的指向精度与控制稳定度。在此基础上，使用VC++软件开发叁轴稳定卫星控制系统仿真软件，来帮助提高仿真效率。论文所作的主要工作如下：对卫星控制系统中常用的参考坐标系进行定义。分别研究了欧拉角和四元数两种数学描述方法，然后基于欧拉角和四元数建立卫星姿态运动模型，其中包括姿态动力学、姿态运动学以及环境干扰模型。总结控制理论基本定理和定义。分别描述几种经典姿态确定方法：参考矢量法、惯性测量法和状态估计法，并重点对状态估计法中应用广泛的扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter, EKF)方法进行研究。根据建立的EKF姿态估计器，分别对“陀螺仪+红外地球敏感器+数字太阳敏感器”和“陀螺仪+星敏感器”两种组合的姿态确定系统进行研究，推导其滤波误差方程以及建立测量方程。仿真结果表明前者在太阳阴影区内会导致姿态确定系统的测量精度降低，但是依旧能够满足系统要求。后者相对于前者有着更高的测量精度。建立了飞轮控制系统中的飞轮数学模型，同时总结卫星动量控制原理。针对整星零动量的叁轴稳定卫星控制系统，分别设计了PID控制律和滑模变结构控制律，对两种控制律进行仿真实验，结果证明传统PID控制律能够使闭环控制系统达到稳态，同时有着结构简单易于工程实现的优点。对于设计的滑模变结构控制律，结果证明该控制律能够在卫星姿态跟踪过程中对转动惯量摄动，外界干扰力矩等具有较强的鲁棒性。在前文的研究基础上，利用VC++软件开发叁轴稳定卫星控制系统仿真软件，软件模块化和可视化功能极大的提高叁轴稳定卫星的仿真与研究效率，并且运行结果良好。(本文来源于《哈尔滨工程大学》期刊2011-12-09）
黄晨[5]（2011）在《叁轴稳定卫星姿态确定与控制系统关键技术研究》一文中研究指出卫星姿态控制系统是卫星的核心部分,一定程度上决定了卫星所能实现的在轨功能。要保证遥感卫星的高精度、高可靠性和高稳定性的在轨长期运行,必须保证足够的指向精度和控制稳定度。论文研究了卫星姿态控制系统中的多个关键技术,包括星敏感器姿态测量算法、基于鲁棒Hoo滤波器的姿态确定算法和基于滑模变结构控制器的姿态跟踪控制算法,实验结果与分析证实了提出的方法能够充分保证卫星上有效载荷的成像精度。论文所作的主要工作如下：建立卫星姿态控制系统相关数学模型,包括姿态动力学、轨道动力学模型,测量矢量参考模型,执行机构数学模型,空间干扰力矩模型,定义了常用坐标系,姿态描述方法,以及卫星在轨运行的工作模式和逻辑转换关系。简要介绍了星敏感器的技术指标,工作模式和误差来源,实现了观测星图模拟算法,重点研究了星敏感器的姿态测量方法,采用SAO星表建立导航星库,对观测星图进行预处理及质心定位提取,归纳总结了现有的几类星图识别算法,提出了一种新的基于对数极坐标变换的改进栅格方法,采用对数极坐标变换将二维特征向量降维描述,设计新的特征向量表示规则,采用哈希表建立和查找导航星库,仿真验证该方法能够有效改善和提高星图识别算法的性能指标。给出矢量确定算法的基本原理,将离散扩展卡尔曼滤波算法应用到“星敏感器+陀螺仪”组合中,推导误差模型,估计姿态参数和其它参数,分析滤波器初始值对结果的影响。建立基于“星敏感器+陀螺仪”的系统模型,将非线性时变系统转换为线性时不变系统,采用鲁棒H∞滤波器估计卫星姿态参数,建立鲁棒滤波器方程,推导增广滤波误差方程,根据有界实引理及Schur补引理,将对传递函数H∞范数的约束条件转换为矩阵不等式,采用变量替换的方式得到关于鲁棒滤波器系数矩阵的线性矩阵不等式,采用LMI工具箱求解线性矩阵不等式的可行解得到滤波器的系数矩阵,迭代求解状态误差量。引入基于Delta算子离散化系统的鲁棒Hoo滤波器,推导滤波误差方程,根据有界实引理及Riccati不等式推导带采样周期的矩阵不等式,应用Schur补引理推导新的矩阵不等式,联合两个不等式采用ILMI方法迭代求解最小化的扰动衰减因子γ,求解参数γ稳定下的滤波误差方程系数矩阵,推导得到鲁棒滤波器系数矩阵,迭代估计卫星姿态参数,这种方法对于采样周期较小的系统具有较好的效果。建立误差运动学与误差动力学方程,在卫星姿态跟踪控制中采用滑模变结构控制器,设计控制律,与PD方法对比分析控制效果。设计提出了一种混合参数积分滑模控制器并应用到卫星姿态跟踪中,设计混合参数积分滑模面函数,选择指数趋近律作为切换函数,采用基于李亚普诺夫函数的方法推导了控制量的选取方式,并证明了系统的渐近稳定性,仿真结果表明这种基于混合参数积分滑模控制器收敛、响应速度快,稳态误差小,控制精度高。为克服趋近运动阶段鲁棒性较弱的缺点,设计了一种全鲁棒变结构控制器,构建非线性切换函数使系统轨线从开始就落在滑模面上,结合改进的指数趋近律函数,减小振颤,推导干扰力矩有界情况下的控制律函数,保证系统的全程鲁棒性,仿真实验证明了这种全鲁棒变结构控制器具有较好的性能指标,能够满足叁轴稳定卫星指向精度和控制稳定度的要求。(本文来源于《哈尔滨工程大学》期刊2011-05-01）
浦黄忠,甄子洋,王道波,胡勇[6]（2009）在《高亚音速无人机姿态确定与控制系统设计》一文中研究指出姿态确定与控制问题是无人机飞行控制设计中的关键问题。设计了高亚音速无人机的飞行控制系统,其硬件组成部分包括飞控计算机、组合导航计算机、电动伺服舵机、传感器、飞行参数记录仪以及地面检测装置;设计了基于速率陀螺、加速度计、磁航向计、GPS等多传感器系统的无人机姿态测量系统,并给出了基于信息融合卡尔曼滤波的姿态确定算法;设计了基于3个单变量控制回路的无人机姿态控制方案。仿真结果表明了高亚音速无人机的姿态确定方法和姿态控制方法的有效性。(本文来源于《传感器与微系统》期刊2009年04期）
李鹏奎[7]（2008）在《在轨服务组合平台姿态确定与控制研究及地面试验相对测量系统设计》一文中研究指出针对在轨服务航天器制导、导航与控制(GNC)系统的设计问题,重点开展了组合平台姿态最优估计、组合平台姿态稳定控制和交会对接最终逼近段相对测量叁个方面的关键技术研究。主要工作如下:论文采用伪坐标拉格朗日方法研究了在轨服务航天器的姿态动力学建模问题。针对中心刚体+太阳帆板构型的航天器建立了全面的六自由度运动数学模型,根据不同的假设条件分别得到刚/挠耦合姿态运动数学模型和刚体动力学数学模型,分析了这些模型的具体应用背景,介绍了空间干扰力矩的计算模型。论文研究了在轨服务组合平台的姿态最优估计问题。分析了组合平台姿态确定问题的实质,得到了简化的姿态确定模型,设计了陀螺+星敏感器的敏感器配置方案;研究了基于EKF方法的组合平台最佳姿态估计技术,引入新的陀螺漂移误差模型,改进了误差估计状态方程;通过仿真试验检验了方案的可行性。论文提出了在轨服务组合平台“分散协同”姿态控制方案。建立了组合平台的姿态动力学模型;介绍了“分散协同”控制的基本思想,研究了组合平台刚体协同控制的指令分配依据及分配原则;改进了姿态控制系统的飞轮控制律和磁卸载控制律,解决了姿态控制中的章动和进动抑制问题;分别对组合平台姿态控制律、组合平台集中控制方案和组合平台协同控制方案进行了仿真试验分析,验证了所提控制方案的可行性。论文设计了在轨服务航天器最终逼近过程的“惯导/视觉”相对组合测量系统。介绍了“惯导/视觉”相对测量系统的基本组成和工作原理;推导了相对测量系统的叁自由度模型,改进了惯性器件漂移模型,并提出视觉测量时间延迟的补偿算法;简单介绍了测量系统地面演示试验平台;通过仿真验证和地面演示试验,分析验证了方案的有效性和可行性。(本文来源于《国防科学技术大学》期刊2008-11-01）
蒙涛,郁发新,金仲和,韩柯[8]（2007）在《皮卫星姿态确定与控制系统的半实物仿真》一文中研究指出卫星姿态确定与控制系统(ADCS)半实物仿真是地面模拟卫星在轨运行情况的一种试验方法,用于检验系统方案以及性能指标。针对皮卫星的特点提出一种可行的姿态控制系统地面半实物仿真方案,利用MATLAB对卫星动力学、卫星运动学进行仿真建模,并模拟输出卫星轨道环境姿态参考矢量(太阳和磁场)供卫星姿态敏感器采集。结合硬件系统完成对皮卫星姿态控制系统的方案验证。仿真试验结果表明设计的半实物仿真方法是有效可行的,解决了皮卫星地面仿真的困难。这种低成本、易实现的半实物仿真平台可广泛用于其它小卫星ADCS系统的检验。(本文来源于《宇航学报》期刊2007年05期）
安文吉[9]（2007）在《某型叁轴稳定卫星姿态确定及控制系统研究》一文中研究指出卫星要在运行轨道上完成一定的任务,必须控制卫星在空间的运动。卫星姿态确定和姿态控制技术是卫星技术中最重要的技术之一,其中姿态确定是进行姿态控制的前提。大多数的卫星上都配有星敏感器、太阳敏感器这类高精度的敏感器,而一旦这类敏感器失效,姿态确定系统将不能够精确确定卫星姿态。为了提高姿态确定系统的可靠性,本文在高精度敏感器失效的情况下采用“陀螺+红外地平仪+磁强计”这种组合方式进行组合定姿,保证系统正常工作。卫星在绕地飞行的过程中,由于气动力矩、重力梯度力矩、太阳光压力矩等干扰的存在,卫星不但受到常值干扰的扰动还受到周期干扰的扰动。传统控制器只是采用积分控制作用以抑制干扰,但是积分控制不能抵消周期干扰的影响。周期干扰的存在会影响卫星的姿态控制精度并引起飞轮角动量的振荡,这是不是我们所期望的。本文在传统控制器的基础上加入周期干扰滤波器来抵消这些固定频率的周期性干扰,从而大大的提高控制精度。在实际的航天工程中,高精度角速率传感器(如陀螺)通常都是高成本的,即便有能力配置角速率敏感器,一旦它们工作失效,那将导致全状态的控制律无法正常控制。本节文将要针对非线性模型设计一种无需角速率信号的输出反馈控制律。尤其当角速度敏感器失效的时候,这种控制律在不添加任何硬件的情况下,可以作为一种冗余控制继续对姿态进行控制,实际意义非常明显。当matlab仿真完成、理论得到验证之后,下一步就要设计相应的实时仿真软件,为下一步的半实物仿真做准备。通常的卫星实时仿真软件采用结构化的设计方法,但这种方法对于程序的可重用性、可扩展性差。程序中的数据和功能模块相分离。一旦在原有基础上添加新的功能,就必须添加新的数据,从而就要更改与之相关的所有功能模块,工程浩大且重用性差。本文采用一种面向对象的设计取代结构化设计方法来提高软件的可重用性、可扩展性、易维护性。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2007-07-01）
何清华,李乐奇,邹湘伏[10]（2007）在《带FDI算法的无人机组合导航姿态确定控制系统设计》一文中研究指出无人机导航系统的作用是提供导航数据给飞控计算机作为制导和控制用,因为飞控计算机的性能在很大程度上依赖于导航数据,导航系统的某一个错误可能会导致整个无人机的失败,因此,导航系统应具有故障检测和隔离(FDI)算法,介绍了一种用于无人机导航的FDI和低成本的组合导航系统,硬件包括低成本商业用MEMSIMU、GPS接收器、磁力计和导航计算机,软件包括带FDI算法的卡尔曼滤波。(本文来源于《飞机设计》期刊2007年01期）
姿态确定与控制系统论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
立方体卫星近年来发展迅速。目前全球发射的立方体卫星数量已达300余颗,其已成为在轨航天器的一个重要分支。姿态确定与控制系统是立方体卫星功能实现的重要保障,用于实现卫星姿态的测量和控制。本文以“南理工一号”双单元立方体卫星研制为背景,对立方体卫星姿态确定与控制系统设计与仿真技术、叁轴磁强计设计测试及误差校正技术、磁力矩器设计与测试技术、偏置动量轮设计与测试技术进行了研究。主要研究工作如下：本论文首先对“南理工一号”立方星总体任务进行分析,提出磁测磁控的姿态确定与控制系统方案,采用叁轴磁强计作为主要姿态测量手段,辅以粗太阳敏感器数据,实现双矢量定姿。采用偏置动量轮加叁轴磁力矩器作为姿态控制手段。其次,论文对姿控系统硬件进行详细设计。磁强计采用低功耗设计,单机功耗小于200mW。采用高密度布板和综合电路抗干扰设计,实现超小体积。论文提出了适用于立方星的磁强计综合误差校正理论和方案,校正后叁轴误差减小两个数量级,有效解决星上剩磁对磁强计读数的干扰问题。叁轴磁力矩器采用带磁芯设计,在输出磁矩不变的情况下,大幅降低系统功耗。论文提出了完整的微型磁力矩器设计和测试方法。采用基于H桥电路的电流时间控制电路方案,提升磁力矩器效率,在达到设计磁矩0.15Am2的基础上,叁轴总功耗小于500mW。偏置动量轮设计则通过参数优化,实现其超小体积和低功耗。设计角动量矩2mNms,可用于后期立方体卫星任务中。最后,文章对所设计的姿控系统进行半物理仿真,仿真结果满足设计指标。论文给出“南理工一号”在轨实测指标,验证设计和仿真正确性。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
姿态确定与控制系统论文参考文献
[1].神策,陈培.基于磁悬浮的卫星姿态确定与控制系统仿真平台设计[C].北京力学会第二十二届学术年会会议论文集.2016
[2].刘洋.南理工一号立方星姿态确定与控制系统硬件设计及半物理仿真[D].南京理工大学.2016
[3].翁敬砚,胡定坤,宝音贺西,李俊峰.敏感器故障模式下的小卫星姿态确定与控制系统仿真[C].中国力学大会-2015论文摘要集.2015
[4].曹阳.叁轴稳定卫星姿态确定与控制系统研究[D].哈尔滨工程大学.2011
[5].黄晨.叁轴稳定卫星姿态确定与控制系统关键技术研究[D].哈尔滨工程大学.2011
[6].浦黄忠,甄子洋,王道波,胡勇.高亚音速无人机姿态确定与控制系统设计[J].传感器与微系统.2009
[7].李鹏奎.在轨服务组合平台姿态确定与控制研究及地面试验相对测量系统设计[D].国防科学技术大学.2008
[8].蒙涛,郁发新,金仲和,韩柯.皮卫星姿态确定与控制系统的半实物仿真[J].宇航学报.2007
[9].安文吉.某型叁轴稳定卫星姿态确定及控制系统研究[D].哈尔滨工业大学.2007
[10].何清华,李乐奇,邹湘伏.带FDI算法的无人机组合导航姿态确定控制系统设计[J].飞机设计.2007
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