导读:本文包含了姿态确定和控制控制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,梯度,重力,磁强计,实物,线性化。
姿态确定和控制控制论文文献综述
绳涛,白玉铸,何亮,冉德超,赵勇[1]（2016）在《微纳卫星姿态确定与控制半实物仿真系统设计》一文中研究指出航天器姿态控制系统需要特殊的运行环境,在地面很难考核,这给系统可靠性带来一定的风险。针对微纳卫星的特点,设计并研制了一套面向微纳卫星的姿态确定与控制半实物仿真系统。该系统通过数字化模型模拟卫星姿态轨道运动、敏感器模型产生敏感器测量数据、执行器模型生成控制力矩、敏感器模拟器实现通信协议,最终实现姿态控制系统的全系统仿真。这套系统可以接入卫星控制系统回路,实现对姿控系统软件、硬件的考核,同时验证算法的性能。基于该系统,对天拓叁号卫星姿控系统进行地面半实物仿真,并对比在轨试验数据,结果表明系统设计合理,仿真结果可信。(本文来源于《国防科技大学学报》期刊2016年05期）
刘智勇,何英姿,范松涛[2]（2016）在《空间目标跟踪瞄准姿态确定与控制技术研究》一文中研究指出空间目标操作任务中,主动航天器沿视线轴跟踪瞄准空间目标。本文提出了一种空间目标跟踪瞄准姿态确定方法,不仅能够实现对空间目标的跟踪指向,还能确保太阳帆板对日定向。建立了主动航天器和太阳帆板联合机动的耦合动力学模型,然后将耦合非线性系统进行反馈线性化处理,最后针对参数不确定性和系统干扰设计了滑模控制律,以确保系统控制性能。仿真结果表明,本文所提出的姿态确定和控制方法能够满足空间目标跟踪瞄准的性能。(本文来源于《第35届中国控制会议论文集（G）》期刊2016-07-27）
尹媛[3]（2016）在《快速机动卫星姿态确定与控制算法研究》一文中研究指出航天器的大角度快速机动中的姿态确定问题已经成为近年来的研究热点与难点,高精度、大角度的快速机动任务对卫星姿态确定系统与姿态控制系统同时提出了较高的精度要求,针对这一背景,本次研究主要围绕快速机动卫星姿态确定与控制问题的以下方面进行:快速机动卫星姿态确定算法的设计。首先,针对姿态动力学模型非线性强的特性,引入误差模型的概念,基于最小模型误差原理,给出了模型误差的状态估计方程,对于滤波系统模型进行修正,从而实现对于滤波精度的提升;针对星敏感器精度高但采样周期长,陀螺仪精度相对较低但采样周期短的特性,引入互补滤波算法,给出了对于卫星姿态确定系统的互补滤波算法;针对近似线性模型与真实模型相差较大的特性,引入鲁棒滤波算法,将系统误差视为系统模型中的不确定项,通过矩阵不等式变换将误差方差矩阵限定在某一可接受范围内,从而实现对于系统状态的估计。其中基于最小模型误差原理的改进EKF算法与基于互补滤波算法的姿态确定算法均属于本次研究的创新内容。快速机动卫星时间最优路径的设计。采用伪谱法与配点法对于卫星姿态机动进行路径规划,基于输出力矩处于饱和状态时有时间最优路径的假设条件,给出了卫星姿态机动的时间最优路径。对于卫星姿态机动的时间最优问题进行描述,引入配点法与伪谱法,给出了基于这两种方法的非线性规划模型,对于卫星姿态机动中的叁轴耦合与叁轴独立情形分别进行分析,给出了rest to rest机动的时间最优路径。同时基于传统的Bang-Bang控制律设计卫星单轴机动的最优路径,对二者的结果进行了对比。快速机动卫星姿态跟踪控制律的设计。对于前文提出的姿态时间最优路径设计跟踪控制律,引入有限时间控制,设计了基于积分滑模与终端函数的有限时间姿态跟踪控制律,以实现卫星真实轨迹在有限时间内追踪上期望轨迹。同时考虑到卫星不可能一直处于快速机动的状态,并考虑到输出力矩上限,设计了有限输出力矩跟踪控制律。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2016-05-01）
神策,陈培[4]（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[5]（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）
梅昌明[6]（2015）在《微小卫星姿态确定与控制及其半实物仿真》一文中研究指出微小卫星作为当前航天领域的研究热点,极大地受到了外形尺寸、整星功耗、数据存储量、研制经费等因素的限制。姿态控制系统是微小卫星的核心系统,其设计将不同于传统卫星。本文结合某微小卫星姿态控制系统设计,对微小卫星姿态确定和姿态控制算法进行研究,并通过快速原型化的方式实现对所设计算法的半实物仿真验证,具有较高的理论研究和工程应用价值。主要研究工作总结如下:(1)研究了微小卫星姿态确定策略。针对陀螺、磁强计和太阳敏感器构成的微小卫星姿态测量系统,设计了四种状态估计姿态确定算法,包括基于EKF和UKF滤波的算法,以及在此基础上构建的基于联邦信息融合的EKF滤波算法和基于信息预处理的EKF滤波算法,通过对小初始状态偏差、大初始状态偏差、部分敏感器失效等情况下的姿态确定问题进行仿真分析,对比各种算法的性能,确定了不同情况下的姿态确定策略。(2)研究了微小卫星姿态控制策略。对微小卫星入轨后的速率阻尼、姿态捕获、叁轴稳定和姿态机动四个阶段的姿态控制算法进行了研究,前叁个阶段的主动执行器均为磁力矩器,而姿态机动执行器为微喷推力器。对速率阻尼阶段分别设计了B-dot、PID和两层控制算法,对姿态捕获阶段分别设计了PD、滑模变结构和两层控制算法,对叁轴稳定阶段分别设计了通道解耦控制算法和LQR控制算法,其中,两层控制算法实现了等惯量微小卫星的纯磁控制;对姿态机动阶段,基于姿态路径规划,分别设计了PD和滑模变结构姿态机动控制算法。通过对多种情况下的姿态控制问题进行仿真分析,对比了各阶段不同算法的性能,进而确定了微小卫星各姿态控制阶段的控制策略。(3)研究了基于快速原型化的微小卫星姿态控制半实物仿真系统。基于快速原型化思想,开发了姿态确定与控制模型的嵌入式目标代码,设计并构建了结合快速原型化姿态控制单机和基于RT-LAB实时仿真平台的半实物仿真系统,对所设计的姿态确定和姿态控制算法进行半实物仿真,验证了仿真系统的可行性和控制算法的有效性。综上,基于微小卫星有限的姿态测量器件与控制执行器件,论文研究了某微小卫星姿态确定策略、姿态控制策略,及基于快速原型化的半实物仿真。论文的研究成果可为我国其它微小卫星姿态控制系统的设计提供参考。(本文来源于《国防科学技术大学》期刊2015-11-01）
翁敬砚,胡定坤,宝音贺西,李俊峰[7]（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）
尹大千[8]（2013）在《一种重力梯度稳定卫星姿态确定与控制方法研究》一文中研究指出卫星小型化，已经成为当今卫星研制的趋势。特别是现代小卫星具有巨大的经济优势和令人注目的效果，使现代小卫星、微小卫星走进新的天地。利用重力梯度力矩作为卫星的控制方式，非常有利于小卫星、微小卫星的发展，因为重力梯度力矩作为卫星的主要控制方式具有操控方便、实用、能源消耗低、稳定性高等优点。本文对主动磁控重力梯度稳定卫星的精密定轨、定姿、重力梯度杆伸展及卫星的姿态控制进行研究。本文主要针对重力梯度稳定卫星的姿态确定、定轨以及主动磁控方法进行研究。首先，给定了参考坐标系的定义及坐标系之间的转换，研究了卫星姿态描述的几种方式并比较了其优缺点，建立了卫星的姿态运动方程和姿态动力学方程，分析了卫星在空间内不同高度上受到的力矩。其次，简要论述了目前卫星姿态的主要测量方法及原理。针对目前的主流姿态敏感器做了详细的分析，设计了两种姿态敏感器的组合定姿方法，并作出的仿真比较。研究了一种重力梯度稳定卫星的定轨方法：GPS非差几何法定轨，设计了已解和需解模糊度两种定轨方案，系统分析了两种方案的定轨精度。再次，基于磁控，设计了两种重力梯度杆的伸展策略。一种是以开环恒速伸展重力梯度杆，一种是以姿态信息反馈闭环的伸展方案，通过仿真验证了这两种方案的可行性。最后，论述了磁力矩器的工作原理和数学模型，针对星箭分离后，卫星的速率阻尼阶段设计了控制率。对重力梯度卫星的伸杆策略设计了两种方案，并对其进行了相应仿真。针对四元数反馈的磁控律和欧拉角反馈的磁控律，设计了PD主动磁控算法。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2013-07-01）
罗伯平[9]（2013）在《基于不确定信号估计器的姿态跟踪和编队控制算法》一文中研究指出随着对飞行器的任务效能和战场生存性要求的不断提高，多飞行器编队飞行协同完成任务的方式具有相当重要的应用前景。然而，复杂的飞行环境和系统模型中的不确定性因素，严重影响飞行控制系统的性能。因此，需要研究对外界干扰信号和模型中的不确定因素具有鲁棒性的姿态控制和编队控制技术。本论文研究基于不确定信号估计器的鲁棒飞行控制技术。研究内容包括四个方面：飞行器动力学模型特性分析、俯仰通道鲁棒姿态跟踪控制技术、基于四元数姿态模型的叁通道姿态鲁棒跟踪控制技术、基于多运动体一致性理论的多飞行器平面编队鲁棒飞行控制技术。具体来讲，本论文完成的内容如下：首先，在Matlab环境下建立了飞行器的全量方程模型。在此基础上，分析了叁轴姿态动力学的耦合特性，简单推导了欧拉角姿态动力学模型的叁轴近似解耦的形式，阐述了欧拉角描述和四元数描述之间的关系，为俯仰通道鲁棒姿态控制技术和基于四元数模型的叁轴姿态鲁棒控制技术提供基础。然后，针对模型不确定条件下的俯仰通道姿态跟踪问题，考虑姿态角速率信号可测和不可测这两种情况，基于不确定信号的干扰估计器，设计了相应的两种鲁棒姿态跟踪控制律，并与常规的PID控制律进行对比，给出了相应的仿真结果。接着，针对模型不确定条件下的叁轴姿态跟踪问题，考虑姿态角速率信号可测和不可测这两种情况，综合利用滑模控制技术和基于不确定信号的干扰估计技术，设计了相应的两种鲁棒姿态跟踪控制律，并与不带估计器即对不确定信号和外界干扰不处理的滑模控制律进行对比，给出了相应的仿真结果。最后，针对多个小型飞行器的平面编队控制问题，借助于多运动体一致性理论，设计了分布式的编队控制律。考虑了没有干扰的理想状态下的编队控制，进而分析了模型中的不确定性因素和外界干扰对于编队的影响，在此基础上，提出了基于不确定信号与干扰估计器的具有鲁棒性的平面编队控制方案，与不带估计器即对不确定信号和外界干扰不处理的控制方案进行对比，并进行了验证，给出了相应的仿真结果。(本文来源于《电子科技大学》期刊2013-03-26）
曹阳[10]（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）
姿态确定和控制控制论文开题报告
（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：
空间目标操作任务中,主动航天器沿视线轴跟踪瞄准空间目标。本文提出了一种空间目标跟踪瞄准姿态确定方法,不仅能够实现对空间目标的跟踪指向,还能确保太阳帆板对日定向。建立了主动航天器和太阳帆板联合机动的耦合动力学模型,然后将耦合非线性系统进行反馈线性化处理,最后针对参数不确定性和系统干扰设计了滑模控制律,以确保系统控制性能。仿真结果表明,本文所提出的姿态确定和控制方法能够满足空间目标跟踪瞄准的性能。
（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。
姿态确定和控制控制论文参考文献
[1].绳涛,白玉铸,何亮,冉德超,赵勇.微纳卫星姿态确定与控制半实物仿真系统设计[J].国防科技大学学报.2016
[2].刘智勇,何英姿,范松涛.空间目标跟踪瞄准姿态确定与控制技术研究[C].第35届中国控制会议论文集（G）.2016
[3].尹媛.快速机动卫星姿态确定与控制算法研究[D].哈尔滨工业大学.2016
[4].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
[5].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
[6].梅昌明.微小卫星姿态确定与控制及其半实物仿真[D].国防科学技术大学.2015
[7].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
[8].尹大千.一种重力梯度稳定卫星姿态确定与控制方法研究[D].哈尔滨工业大学.2013
[9].罗伯平.基于不确定信号估计器的姿态跟踪和编队控制算法[D].电子科技大学.2013
[10].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
论文知识图
