1、1.3 航天器的基本系統組成及各部分作用？航天器基本系統一般分為有效載荷和保障系統兩大類。有效載荷：用于直接完成特定的航天飛行任務的部件、儀器或分系統。保障系統：用于保障航天器從火箭起飛到工作壽命終止，星上所有分系統的正常工作。 1.4航天器軌道和姿態控制的概念、內容和相互關系各是什么？概念：軌道控制：對航天器的質心施以外力，以有目的地改變其運動軌跡的技術 ；姿態控制：對航天器繞質心施加力矩，以保持或按需要改變其在空間的定向的技術。內容：軌道控制包括軌道確定和軌道控制兩方面的內容。軌道確定的任務是研究如何確定航天器的位置和速度，有時也稱為空間導航，簡稱導航；軌道控制是根據航天器現有位置、速度、

2、飛行的最終目標，對質心施以控制力，以改變其運動軌跡的技術，有時也稱為制導。姿態控制包括姿態確定和姿態 控制兩方面內容。姿態確定是研究航天器相對于某個基準的確定姿態方法。姿態控制是航天器 在規定或預先確定的方向（可稱為參考方向）上定向的過程，它包括姿態穩定和姿態機動。 姿態 穩定是指使姿態保持在指定方向，而姿態機動是指航天器從一個姿態過渡到另一個姿態的再定向過程。關系：軌道控制與姿態控制密切相關。為實現軌道控制，航天器姿態必須符合要求。也就是說，當需要對航天器進行軌道控制時，同時也要求進行姿態控制。在某些具體情況或某些飛行過程中，可以把姿態控制和軌道控制分開來考慮。某些應用任務對航天器的軌道沒有

3、嚴 格要求，而對航天器的姿態卻有要求。1.5 闡述姿態穩定的各種方式，比較其異同。姿態穩定是保持已有姿態的控制，航天器姿態穩定方式按航天器姿態運動的形式可大致分為兩 類。自旋穩定：衛星等航天器繞其一軸（自旋軸）旋轉，依靠旋轉動量矩保持自旋軸在慣性空間 的指向。自旋穩定常輔以主動姿態控制，來修正自旋軸指向誤差。三軸穩定：依靠主動姿態控制或利用環境力矩，保持航天器本體三條正交軸線在某一參考空間的方向。1.6 主動控制與被動控制的主要區別是什么？畫出星一地大回路控制的結構圖。主動控制與被動控制的主要區別是航天器的控制力和力矩的來源不同。被動控制：其控制力或力矩由空間環境和航天器動力學特性提供，不需要

4、消耗星上能源。例如利用氣動力或力矩、太陽輻射壓力、重力梯度力矩，磁力矩等實現軌道或姿態的被動控制，而不消耗工質或電能。 主動控制：包括測量航天器白姿態和軌道，處理測量數據，按照一定的控制規律產生控制指令，并執行指令產生對航天器的控制力或力矩。需要消耗電能或工質等星上能源，由星載或地面設備組成閉環系統來實現。圖L 5星一地大同路控制方柜圖分析航天器受N體引力時的運動方程，并闡述簡化為二體相2.1利用牛頓萬有引力定律推導、 對運動的合理性。(1)解：牛頓萬有引力定律：FgGMm tr r式中，Fg為由于質量引起的作用在質量G的值為m上的力矢量；r為從到m的距離矢量。萬有引力常數：,其表達式為其中:

5、其他太陽壓力G =6. 670 X 10-13 N cm g2。如下圖，對于N體問題,作用在第i個物體(假設即為航天器)上的合力稱為其他應用牛頓第二運動定律:d /X(miVi)把對時間的導數展開，得到midvVi出nt G -j =1 j -iF dt - ”(Ji rji式兩邊各項除以mi,就得出第i個物體的一般運動方程為F總mi上面方程是一個二階非線性矢量微分方程，這種形式的微分方程是很難求解的。假定第i個物體的質量保持不變(即無動力飛行，一存在的力為引力，于是方程簡化成小m=0 ),同時還假定阻力和其他外力也不存在。這樣，惟nG 、j =1j戶(2)分析下表中的數據容易看出，圍繞地球運

6、行的航天器受到地球的引力占有主導地位，因此進一步簡化運動方程式，簡化N體問題是可能和合理的，這就是簡化為二體相對運動的合理性。3.9 k 10 -1相日水星3”。10 J金星TF g19GMm_ r my r .才星3.2 x IO-3士漢2 3x10 9天工星,0 x W 11掘干芯生6工1“展王星1 0i10月鄴地修扁.UX IO-32. 4比較航天器各種圓錐曲線軌道的參數a, c, e, p 的特點,分析它們與軌道常數 h和E之間的關系。所有的圓錐曲線均有兩個焦點F和F。主焦點F代表中心引力體所在的位置，第二個焦點（或稱虛焦點）F,在軌道力學中沒有什么意義。兩個焦點間的距離以2c表示。對

7、于圓，兩個焦點重合，所以2c為零；對于拋物線，可認為虛焦點F在無窮遠處，所以2c為無窮大；對于雙曲線2C 取負值。通過兩個焦點的弦長稱為圓錐曲線的長軸，以2a表示，參數a稱為長半軸或長半徑。對于圓，2 a就是直徑；對于拋物線，2 a為無窮大；對于雙曲線，2 a取負值。曲線在焦點處的寬度是 一正值之量，稱為正焦弦（通徑）以2P表示。除了拋物線之外，所有的圓錐曲線均有偏心率額 e,圓和橢圓軌道：a0, e1雙曲線軌道：a1拋物線軌道：a= , e=1橢圓軌道：（橢圓的短半軸記作b）,雙曲線軌道:,a 2 = b 2 - c 2 p=a（1-e2）p=a（1-e2）拋物線軌道：c=8, h單獨決定了

8、 p ,而E單獨決定了 a,它們共同決定了 e,即確定了圓錐曲線軌道的具體形狀。 2. 5利用牛頓定律證明開普勒第三定律。有牛頓萬有引力定理得J =_駟涼周運動公式得：，由兩式相等得：，=K（常數）gr 2 r2. 6計算第一宇宙速度和第二宇宙速度。航天器在圓周軌道上運行所必須具備的速度叫做圓周速度。GMm/RA2=mP2/R解得v=（GM/R）A0.5地球半徑R=6371.02km,計算得第一宇宙速度為 7.9km/s.同理設逃逸速度為，由機械能守恒， E=0得到逃逸速度為由動能定理得1/2*mVA2-GMm/r=0;解得V=2GM/r）這個值正好是第一宇宙速度的 4倍。計算得第二宇宙速度為

9、11.2km/s.2.8什么是軌道六要素，它們是如何確定航天器在空間的位置的？航天器運行軌道的形狀和其在間的位置，可以通過6個參量來表示，簡稱軌道要素或軌道根數。這些參量是相互獨立的，而且通常具有十分明確的物理意義。軌道六要素是描述和確定航天器軌道特征的量軌道六要素為：（1）軌道傾角i ：航天器運行軌道所在的面叫軌道面，這個平面通過地心，它與地球赤道平面的夾角稱為軌道傾角。（2）升交點赤徑Q :從春分點方向軸量起的升交點的經度，順地球自轉方向為正。0WQW2 。（3）近地點角距：投影在天球上的橢圓軌道近地點與升交點對地心所張的角度，從升交點順航天器運行方向量到近地點。（4）橢圓軌道的長半軸a。

10、（5）橢圓偏心率，其中b是橢圓的短半軸。（6）航天器過近地點的時刻。確定航天器在空間的位置 ：（1）確定航天器軌道平面在空間的方位：由軌道傾角i和升交點赤經確定。當軌道傾角i=0 時，稱為赤道軌道；當i=90。時，稱為極軌道；當0 V90。時，航天器運行方向與地球自轉方向 相同，稱為順行軌道；當90y180 時，航天器運行方向與地球自轉方向相反，稱為逆行軌道；當i=180。時，航天器成為與地球自轉方向相反的赤道航天器。（2）確定橢圓長軸在軌道平面上的指向：由近地點角距確定。（3）確定橢圓軌道的形狀和大小：由長半軸 a和偏心率e確定。（4）確定航天器在軌道上的位置：由航天器過近地點時刻把時間和空

11、間（航天器在軌道上的位置）聯系起來。3.1分析描述航天器姿態運動常用的參考坐標系之間的相對關系。答：航天器姿態運動常用的坐標系，主要有4種，分別是：慣性坐標系、質心平動坐標系、質心軌道坐標系、以及本體坐標系。在坐標系確定以后，航天器上任何一點的位置就可以在固 聯于星體的本體坐標中表示；若要描述三軸穩定航天器的對地定向運動，則要借助于質心軌道 坐標系 3“若要討論自旋衛星的章動運動時，就必須運用質心平動坐標系。而各種坐標系之間的關系可以通過一系列旋轉角來表示，這些旋轉角稱為歐拉角。具體地說可以通過3個歐拉角，來確定本體坐標系相對于其他坐標系的位置。以坐標系和為例， 星體軸的位置可通過 3次旋轉達

12、到坐標軸的位置。3.4 若航天器本體坐標系 Ox y z各軸不是主慣量軸，試推導姿態歐拉動力學方程。設航天器在空間以角速度旋轉，其動量矩為。為了方便起見，基準點選航天器本體坐標系 的原點，也即航天器質心0,是作用在航天器相對于質心0的合外力矩，所以航天器的動量矩即為r dr ./ = frxd&MJe dt式中，矢量r是剛體內相對于質心的矢徑；是質量元在空間相對于質心的速度矢量；m為航天器的總質量。于是在本體坐標系中，剛體的和M可以分別表示成H =+ l + fi.k工yJx.r = xi + yj +zk M - m J + jit, j + m k 式中，是航天器本體坐標系各軸的單位矢量，

13、上兩式右端的系數則是相應矢量沿各坐標軸 的分量。將H對時間t求取導數，求動量矩 H在空間的變化率，即由于剛體在空間中以的角速度進行旋轉，所以與其固連的本體坐標系各軸方向也在相應變 化。已知坐標軸單位矢量的導數公式是K，母乂I二的尺一二（3 K k由山11代入H的導數式中，并根據動量矩定理得dlla因他kH一也為./叫 一拗/+（外與，解曲工M在航天器本體坐標系中可以展開為上畫也一四）1 34 4斛也一出也中（4 1% ?%建其在各軸的分量表不為A/,=卜工s丸 -g丸M產%+明兒一部*M =十砧瓦一切“人或表示成矩陣矢量形式，即同理，對r求導也可得_田工 0dr=r + xrdt若剛體內各質點

14、相對于質心的位置不變，式H描述的動量矩即為H =rx(xJr利用矢量叉乘公式，有“他X加上。“吟-與（m-嗎g）h?切I工。0）1/+鞏（切+叼（wH叫（/ 爐）小V尸，丁瀚為慣量積。慣量積的敏感器類型地球敏感器(地平儀)太陽敏感器優點1 .適用于近地軌道衛星2 .信號強3.輪廓清楚4 .分析方便1 .信號源強2 .輪廓清楚3 .功耗低、質量輕式中，I為慣性矩陣；分別為剛體繞坐標軸的轉動慣量;數值可正可負，它們與坐標系的選取密切有關。如果在某一坐標系中, 標系稱為主軸坐標系，軸就是剛體的主慣量軸。若軸不是剛體的主慣量軸，則直接將代入到中 就得到此時的姿態動力學方程。3.5 設有兩顆轉動慣量Ix

15、 , Iy, Iz完全相同的沿圓軌道運行的地球衛星,一顆軌道高度為 2000 km,另一顆為200 km。試定量分析這兩顆衛星各通道間耦合的強弱,并闡述產生耦合的原因。因為沿圓軌道飛行的角速度為：a=F/m=(GMm/rA2)/m=vA2/rF=mvA2/rv=sqrt(fr/m)=sqrt(GM/r)w=2/T=v/r其中是加速度，r是軌道半徑，M是地球質量，m是衛星質量，G是常數，是角速 度，T是周期。即，軌道高度為 2000km的衛星對應的角速度為：w=v/2000軌道高度為200km的衛星對應的角速度為：co=v/200又因為航天器的線性化姿態動力學方程是：味-九-1.)為中卜化一人加

16、3也=-T 心皿所以航天器姿態動力學在俯仰軸可以獨立出來，而滾動和偏航姿態是相互耦合的。當這兩顆衛星的各慣量相同時，由于軌道高度為2000km的比200km的角速度小，故其滾動和偏航姿態 間的相互耦合強于軌道高度為200km的衛星。衛星做的是復合運動，其各旋轉軸的角速度是相互耦合的，因而導致各通道間的耦合。3.6 根據圖3 .8所示，分析比較軌道高度分別為200,500 , 1 000,2 000 km的圓軌道衛星所受的最主要的兩種干擾力矩的異同。答：200km和500km所受的最主要的兩種干擾力矩是：氣動力矩和重力梯度力矩；1000km和2000km所受的最主要的兩種干擾力矩是：重力梯度力矩

17、和磁力矩。4.5 比較各種常用姿態敏感器的優缺點缺點1 . 一般需要掃描機構2 .需要防止太陽干擾3 .精度約0.1 4 .受軌道影響大1 .有陰影區2 .精度約1 星敏感器1 .精度約0.0032 .視場不受限制3 .不受軌道限制磁強計1 .成本低、功耗低2 .對低軌道衛星靈敏度高1 .信號弱2 .結構復雜、成本高3 .要防止太陽干擾4 .星識別復雜5 .確定初始姿態，需要第二個 姿態確定系統1 .分辨率大于0.52 .受軌道影響大3 .在星體內要進行磁清潔慣性敏感器1 .自主性強2 .不受軌道影響射頻敏感器3 .有限時間內精度高4 .在星體上容易實現1 .精度約0.03 2 .不受航天器形

18、變彎曲影響3 .結構以實現1 .易于漂移2 .有高速旋轉部件，易磨損3 .功率大、質量大1 .無自主性2 .受地面站分布影響4.6 航天器用的推力器應具備什么特點？為什么認為電推力器是最有發展前景的推力器？ 推力器是目前航天器控制使用最廣泛的執行機構之一。它根據牛頓第二定律，利用質射排出， 產生反作用推力，這也正是這種裝置被稱為推力器或噴氣執行機構的原因。當推安裝使得推力 方向通過航天器質心，則成為軌道控制執行機構；而當推力方向不過質心，則必然產生相對航 天器質心的力矩，成為姿態控制執行機構。根據產生推力所需能源的行駛不同，質量排出型推 力器剋分為冷氣推力器、熱氣推力器和電推力器。其中冷氣推力

19、器和熱氣推力器小號的工質需 由航天器從地面攜帶，有限其無法在軌補充；而電推力器消耗電能，可以通過太陽能電池在軌 補充，工質消耗大大減少。因此電推力器成為今后長壽命、高精度航天器推力器的一個重要發展方向。4.7 飛輪分為幾種？各種的區別是什么？根據飛輪的結構特點和產生控制作用的形式可以分為慣性輪、控制力矩陀螺和框架動量輪三種 ，其中慣性輪又分為反作用輪和動量輪兩種。當飛輪的支承與航天器固連時，飛輪動量矩方向相對于航天器本體坐標系 Oxyz不變，但飛輪的轉速可以變化，這種工作方式的飛輪通常稱為慣性 輪。其中如果飛輪的轉速可以正負改變，且平均動量矩為零，則稱為反作用輪。如果飛輪的平均動量矩是一個不為

20、零的常值一一偏置值，也就是說飛輪儲存了一個較大的動量矩，飛輪的轉 速可以相對于偏置值有一定的變化，從而產生控制力矩。具有這種特點的飛輪稱為動量輪或偏置動量輪。如果把恒速旋轉的輪子裝在框架上，而框架又可以相對于航天器本體轉動，即框架 角變化，那么就得到了動量矩的大小恒定不變而方向可變的飛輪，這種飛輪稱為控制力矩陀螺。根據支承輪子的框架數量的不同，控制力矩陀螺分為單框架控制力矩陀螺和雙框架控制力矩陀 螺兩種。前者動量矩的方向變化在一個平面內，后者則可在三維空間任意改變。如果在控制力 矩陀螺的基礎上，輪子旋轉的速度也可變化，即動量矩的大小和方向均可變，這種飛輪稱為框 架動量輪，也有單框架和雙框架之分

21、。4.8 分析比較各種環境型執行機構適用的航天器和軌道高度。磁力矩與軌道高度的3次方成反比，軌道高度越低，磁力矩越大。所以磁力矩作為控制力矩比 較適用于低軌道航天器。 重力梯度力矩 適用于中高度軌道航天器。太陽輻射力矩 適用于同步軌 道衛星等高軌道航天器。氣動力矩也適用于低軌道。但是最后兩種力矩較少用來作為控制力矩。 利用環境力矩產生控制力矩的裝置可稱為環境型執行機構。4.9 分析比較航天器各類姿態控制方式的性能優劣。自旋穩定系統 和環境力矩穩定系統 不需要消耗星上能源，且不具有機動能力，因此稱為無源系 統或被動控制系統。其余系統是由星上攜帶的控制力矩產生器作執行機構，需要消耗星上能源，且又具

22、有機動能力，因此稱為 有源系統或主動控制系統。各種航天器通常根據其任務的需要選 擇合適的控制系統。對復雜結構航天器，通常由若干分體組成，每個分體各有相對獨立的控制 系統，這種系統稱為多體控制系統，也稱混合控制系統。5.5與單自旋衛星相比，雙自旋衛星的主要優缺點是什么？雙自旋穩定原理如何 ？1、與單自旋衛星相比，雙自旋衛星的主要優缺點：雙自旋衛星既能保持自旋穩定的優點，又能容許用一個定向的平臺來設置科學儀器和天線等（P89）。由于雙自旋衛星存在自旋和消旋兩部分，因此與單自旋衛星相比，如何設計消旋控制系統和消旋軸承組合件就成為雙自旋衛星的特色（P90）。2、雙自旋衛星的穩定性可以總結如下：假設自旋

23、部分和消旋部分都近似于剛體，均相對于自旋軸對稱，消旋體繞自旋軸角速度為零，則：（1）由于星體內可動部件的影響，慣量比 科大于1（短粗）的雙自旋衛星的自旋運動是穩定的。（2）慣量比科小于1（細長）的雙自旋衛星，只要消旋部分的可動部件引起的能量耗散足夠快，其運動也是穩定的。（3）短粗雙自旋衛星的慣量比科設計準則與自旋衛星相同。（4）細長雙自旋衛星，為保證穩定，須在消旋部分安裝被動章動阻尼器，或者在星上設置主動章動控制系統。（P92）5.8分析影響重力梯度力矩大小的主要因素。 引力（含重力）梯度力矩具有如下性質 ： （1）引力梯度力矩隨高度的增加而減小：引力梯度力矩與到天體中心距離R0的立方成反比，

24、軌道高度越高，引力梯度力矩越小。（2）引力梯度力矩與航天器的質量分布有關：引力梯度力矩是與航天器的三軸主慣量間的差成正比。如果航天器對質心的慣量橢球是一正球體，則引力梯度力矩恒為零。因此要想減小引力梯度力矩對姿態運動的影響，就必須使星體對質心的慣量橢球盡量接近于正球體。相反，如果質量分布成啞鈴狀，則可得到最大的主慣量之差，因此可能得到最大的引 力梯度力矩。用引力梯度力矩作穩定力矩的航天器就需要用長桿把各部分質量拉開盡可能大的距離。（3）引力梯度力矩與航天器的角位置有關：由式（5 .64 ）知，當航天器的任一慣量主軸，例如Oz軸與鉛垂線重合，也即與矢量R共線，則有Rx = Ry = 0, 因此有

25、Mg = 0,稱此位置為 引力梯度力矩的零位置。以啞鈴為例，啞鈴對質心的慣量主軸為沿連桿的方向和垂直于連桿的 方向，因此啞鈴不論是鉛垂放置或水平放置，都有相應的慣量主軸與鉛垂線重合，故都是引力梯度力矩的零位置。一般來說，任意形狀剛體至少有 3個慣量主軸，因此相應有3個零位置。引力 梯度穩定系統就是利用引力梯度力矩的這一性質使航天器保持對天體定向。月球相對于地球的角位置保持不變，就因為月球具有天然的引力梯度穩定系統。（P98）6.5與噴氣推力器軸姿態穩定系統相比，說明飛輪三軸姿態穩定系統有什么優缺點。答案：優點：與噴氣推力器三軸姿態穩定系統相比，飛輪三軸姿態穩定系統具有多方面的優點。（1）飛輪可

26、以給出較精確的連續變化的控制力矩，可以進行線性控制，而噴氣推力器只能作非線性開關控制。因此飛輪的控制精度一般比噴氣推力器的高一個數量級，而且姿態誤差速率也比噴氣控制小。（2）飛輪所需要的能源是電能，可以不斷通過太陽能電池在軌得到補充，因而適合于長壽航天器攜帶的工質或燃料質量成正比，而且還有長期密封問題。（3）飛輪控制系統特別適合于克服周期性擾動，而中高軌道衛星所受的擾動基本上是周期性的。（4）飛輪控制系統能夠避免熱氣推力器對光學儀器的污染。缺點：一是飛輪會發生速度飽和。當飛輪朝一個方向加速或偏轉以克服某一方面的非周期性擾動時，飛輪終究要達到它的最大允許轉速。在這種極限工作狀態下，飛輪就不再吸收

27、航天器的多余動量矩，失去控制能力。這種狀態稱為飽和，飽和是飛輪系統自身不能克服的缺點。二是由于轉動部件的存在，特別是軸承的壽命和可靠性受到限制。6.8 零動量反作用輪斜裝的優點是什么？答案：（1 ）控制功耗指標 U比較低（2 ）斜裝輪的力矩包和動量包比較大 ：動量包就是指所有反 作用輪在航天器本體坐標系中的各個方向上所能提供的最大動量矩矢量的端點形成的包絡。動 量包的大小是動量矩儲存能力的體現。若動量包大，則在克服同樣外部擾動時，飛輪的卸載次數少。對飛輪動量矩進行微分就成為控制力矩，可把此稱為力矩包。力矩包大則說明同樣的反作用輪能承受的外部擾動力矩大。（3 ）可靠性：可靠性而言，斜裝輪比正交輪

28、高，至少是相等的。（4 ） 斜裝輪適應性大，系統設計靈活：在設計采用斜裝輪的姿態控制系統時，可選擇的參數不僅有飛輪的動量矩大小，還有安裝形式。因此系統設計的靈活性較大，易于適應各種外部擾動。6.9 給出一種偏置動量輪三軸姿態穩定系統的基本敏感器和執行機構配置方案，并分別說明他 們的作用，以及這種系統的優點。答案：實例，加拿大技術通信衛星CTS在俯仰軸上裝一個動量輪 ,其動量矩由20 。衛星在同步軌道運行，俯仰姿態偏差通過俯仰通道控制系統來消除，主要是在飛輪偏置值附近改變動量矩。另外裝兩對噴管，一對在俯仰軸，為動量輪卸載去飽和。 另外一對噴管斜裝，對滾動和偏航姿 態偏差都進行控制。上述 CTS衛

29、星之所以采用這種系統是因為這種配置的最大優點是可以不用 偏航敏感器，只用紅外地平儀來測量俯仰和滾動。圖（b ）所示是圖（a）所示的抽象模型圖，它具有一般性，明確地顯示了偏置動量輪三軸姿態穩定系統的執行機構和敏感器典型配置。Hi 6 20 一置站量輪也加岳施7.3 分析磁力矩控制系統與飛輪控制系統、推力器控制系統相比有何優缺點。優點：簡單，不消耗工質，只需要少量電能，特別對小型地球衛星最合適。缺點：地球磁場 存在各種不確定性的長期或短期變化，因此研究地磁場時不但要在一定時間內重新測定，以校正原來的數據，而且 必須對局部的異常加以適當補充。但即使如此，仍不可能準確了解地球周圍磁場的分布，所以磁力矩

30、控制的精度一般較低，無論姿態穩定，還是姿態機動。7.5 什么是姿態捕獲？姿態捕獲可分為幾類？闡述各自的原理。姿態捕獲是航天器由未知姿態到已知姿態的定向過程，是另一類典型的姿態機動。姿態捕獲方式可分為三類：全自主、半自主和地面控制。 全自主捕獲 方式就是整個捕獲過程完全由星上設備 完成，從姿態信息獲得、控制指令綜合到執行機構工作。如西德天文衛星AEROS,它由星上模擬式太陽敏感器和磁強計得到姿態信息，星上電子邏輯裝置控制電磁鐵使自旋軸指向太陽。 熱容量繪圖衛星HCM睬用磁強計和安裝在飛輪上的地平掃描儀來控制磁力矩使姿態對地球指向穩定。半自主姿態捕獲方式是由地面站和星上設備共同組成的。例如高能天文

31、觀察衛星 HEAO1T先利用模擬式太陽敏感器使自旋軸粗精度指向太陽，其精度在幾度范圍內。而地面站的計算機根據遙測傳送下來的星跟蹤器數據 ，通過相應軟件精確確定衛星三軸姿態，并算出陀螺漂移的校正量 ，然后把這些信息送上衛星，最后通過控制噴氣推力器使衛星姿態精確指向目標。地面控制姿態捕獲可以分為開環和閉環兩種形式。閉環形式類似于星上全自主控制。這種閉環形式的地面控制是 利用星上姿態敏感器，通過下行通道遙測傳送到地面站，由地面站計算機把這些數據處理成為姿態控制有關的信息，然后通過上行通道遙控星上執行機構。星上和地面站共同組成一個閉環控制系統，并且以實時方式進行。地面控制的開環形式是把星上敏感器數據傳送到地面站，經過地面站計算機處理，并把結果顯示出來，然后根據控制規律估算各種控制指令，經過分析和選擇，最后通過遙控使星上執行機構動作。7.6 敘述地球同步軌道衛星三軸姿態捕獲的過程，以及對敏感器和執行機構配置的要求。地球同步軌道衛星的姿態捕獲是在對自旋體的消旋和速率阻尼的基礎上進行的，分為