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1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？
航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正常工作。
1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么?
概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：对航天器绕质心施加力矩, 以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。关系：轨道控制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制, 航天器姿态必须符合要求。也就是说, 当需要对航天器进行轨道控制时, 同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某些飞行过程中, 可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。
1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。
姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天器姿态运动的形式可大致分为两类。自旋稳定: 卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向。
1.6主动控制与被动控制的主要区别是什么? 画出星—地大回路控制的结构图。
主动控制与被动控制的主要区别是航天器的控制力和力矩的来源不同。被动控制: 其控制力或力矩由空间环境和航天器动力学特性提供, 不需要消耗星上能源。例如利用气动力或力矩、太阳辐射压力、重力梯度力矩，磁力矩等实现轨道或姿态的被动控制, 而不消耗工质或电能。主动控制: 包括测量航天器的姿态和轨道, 处理测量数据, 按照一定的控制规律产生控制指令, 并执行指令产生对航天器的控制力或力矩。需要消耗电能或工质等星上能源, 由星载或地面设备组成闭环系统来实现。
参考
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2.1 利用牛顿万有引力定律推导、分析航天器受N 体引力时的运动方程, 并阐述简化为二体相对运动的合理性。
（1）解：牛顿万有引力定律：
r Fg??GMm2rr
式中， Fg为由于质量引起的作用在质量m上的力矢量；r为从到m的距离矢量。万有引力常数G的值为
G =6．670×10-13 N·cm2／g2。
如下图，对于N体问题，
作用在第i个物体(假设即为航天器)上的合力称为 F 总，其表达式为
g总其他
其中： F其他?F阻力?F推力?F太阳压力?F干扰?
应用牛顿第二运动定律：
d (mii)?总dt
把对时间的导数展开，得到
dvidmi mi?vi?F总dtdt nmj ri??G(rji)3rj?1ji j?i式两边各项除以 m i，就得出第i个物体的一般运动方程为
F?F?FvF?ri?F总mi?rimimi上面方程是一个二阶非线性矢量微分方程，这种形式的微分方程是很难求解的。假定第i个物
m体的质量保持不变（即无动力飞行， i=0），同时还假定阻力和其他外力也不存在。这样，惟
一存在的力为引力，于是方程简化成
nmj??G(ji) i3rj?1ji j?i（2）分析下表中的数据容易看出, 围绕地球运行的航天器受到地球的引力占有主导地位, 因此进一步简化运动方程式, 简化N 体问题是可能和合理的，这就是简化为二体相对运动的合理性。
r?r 参考
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Fg??GMmrr2r
2. 4 比较航天器各种圆锥曲线轨道的参数a, c, e, p 的特点, 分析它们与轨道常数h 和E之间的关系。
所有的圆锥曲线均有两个焦点F和F。主焦点F代表中心引力体所在的位置,第二个焦点(或称虚焦点) F′,在轨道力学中没有什么意义。两个焦 点间的距离以2c表示。对于圆,两个焦点重合,所以2c为零;对于抛物线 , 可认为虚焦点F′在无穷远处,所以2c为无穷大;对于双曲线2c取负值。通过两个焦点的弦长称为圆锥曲线的长轴,以2a表示,参数a称为长半轴或长半径。对于圆, 2a就是直径;对于抛物线,2a为无穷大;对于双曲线,2a取负值。曲线在焦点处的宽度是一正值之量,称为正焦弦(通径)以2p表示。除了抛物线之外 , 所有的圆锥曲线均有偏心率额e,
圆和椭圆轨道：a>O， e<1 双曲线轨道： a
抛物线轨道： a=，e=1椭圆轨道: （椭圆的短半轴记作b）, 双曲线轨道: , a 2 ? b 2 ? c 2 p (1 ? e 2 ) p?a(1?e2)? a抛物线轨道：c=∞,
h 单独决定了p , 而E单独决定了a, 它们共同决定了e, 即确定了圆锥曲线轨道的具体形状。 2. 5 利用牛顿定律证明开普勒第三定律。
GMmr有牛顿万有引力定理得 F g ? ? 2 有圆周运动公式得: 由两式相等得： rr =K(常数)
2. 6 计算第一宇宙速度和第二宇宙速度。
航天器在圆周轨道上运行所必须具备的速度叫做圆周速度。GMm/R^2=mv^2/R， 解得
v=(GM/R)^0.5地球半径R=6371.02km,计算得第一宇宙速度为7.9km/s.同理设逃逸速度为,由机械能守恒，E===0得到逃逸速度为由动能定理得1/2*mV^2-GMm/r=0;解得V=√(2GM/r)这个值正好是第一宇宙速度的√2倍。计算得第二宇宙速度为11.2km/s. 2.8 什么是轨道六要素, 它们是如何确定航天器在空间的位置的?
航天器运行轨道的形状和其在间的位置，可以通过6个参量来表示，简称轨道要素或轨道
根数。这些参量是相互独立的，而且通常具有十分明确的物理意义。轨道六要素是描述和确定
参考
航天器制导与控制课后题答案(西电)
