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本文首先建立了航天器姿态动力学及运动学方程，该方程具有较强的非线性特性。通过将状态耦合部分作系统干扰项的处理，使原来的非线性模型转化为线性模型加非线性干扰的形式，从而得到了更加简单明了的姿态控制系统的表达式。
在应用滑模变结构原理对系统进行控制器设计时，首先通过二次型最优法求出了最优滑动面，在此基础上，利用自适应滑模控制原理，设计出了合适的系统控制律。
最后，运用所设计的姿态控制系统对某航天器进行数值仿真，并对仿真结果进行了分析。仿真结果很好地体现出所设计的变结构控制器的优点，并成功地
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The dynamics of orbit uncertainty in an unstable orbital environment are discussed
with specific application to the orbit determination of a halo orbit about
the Earth{Sun L1 point. This article documents a simplified orbit determination
covari
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航天器轨道动力学与控制课件，1、2、3章-Spacecraft orbit dynamics and control courseware
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航天器二体轨道动力学模型，matlab程序，simulink模型-Spacecraft orbital dynamics model of the two-body
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Choas in Spacecraft Attitude Dynamics
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AIAA paper about detumbling
Magnetic Detumbling of a Rigid Spacecraft
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