航天器制導(dǎo)與控制課后題答案(西電)

1、精選文檔1.3 航天器的基本系統(tǒng)組成及各部分作用？航天器基本系統(tǒng)一般分為有效載荷和保障系統(tǒng)兩大類。有效載荷:用于直接完成特定的航天飛行任務(wù)的部件、儀器或分系統(tǒng)。保障系統(tǒng):用于保障航天器從火箭起飛到工作壽命終止, 星上全部分系統(tǒng)的正常工作。1.4 航天器軌道和姿勢把握的概念、內(nèi)容和相互關(guān)系各是什么?概念：軌道把握：對航天器的質(zhì)心施以外力, 以有目的地轉(zhuǎn)變其運動軌跡的技術(shù); 姿勢把握：對航天器繞質(zhì)心施加力矩, 以保持或按需要轉(zhuǎn)變其在空間的定向的技術(shù)。內(nèi)容：軌道把握包括軌道確定和軌道把握兩方面的內(nèi)容。軌道確定的任務(wù)是爭辯如何確定航天器的位置和速度, 有時也稱為空間導(dǎo)航, 簡稱導(dǎo)航; 軌道把握是依據(jù)航

2、天器現(xiàn)有位置、速度、飛行的最終目標(biāo), 對質(zhì)心施以把握力, 以轉(zhuǎn)變其運動軌跡的技術(shù), 有時也稱為制導(dǎo)。姿勢把握包括姿勢確定和姿勢把握兩方面內(nèi)容。姿勢確定是爭辯航天器相對于某個基準(zhǔn)的確定姿勢方法。姿勢把握是航天器在規(guī)定或預(yù)先確定的方向( 可稱為參考方向)上定向的過程, 它包括姿勢穩(wěn)定和姿勢機動。姿勢穩(wěn)定是指使姿勢保持在指定方向, 而姿勢機動是指航天器從一個姿勢過渡到另一個姿勢的再定向過程。關(guān)系：軌道把握與姿勢把握親密相關(guān)。為實現(xiàn)軌道把握, 航天器姿勢必需符合要求。也就是說, 當(dāng)需要對航天器進(jìn)行軌道把握時, 同時也要求進(jìn)行姿勢把握。在某些具體狀況或某些飛行過程中, 可以把姿勢把握和軌道把握分開來考慮

3、。某些應(yīng)用任務(wù)對航天器的軌道沒有嚴(yán)格要求, 而對航天器的姿勢卻有要求。1.5 闡述姿勢穩(wěn)定的各種方式, 比較其異同。姿勢穩(wěn)定是保持已有姿勢的把握, 航天器姿勢穩(wěn)定方式按航天器姿勢運動的形式可大致分為兩類。自旋穩(wěn)定: 衛(wèi)星等航天器繞其一軸(自旋軸) 旋轉(zhuǎn), 依靠旋轉(zhuǎn)動量矩保持自旋軸在慣性空間的指向。自旋穩(wěn)定常輔以主動姿勢把握, 來修正自旋軸指向誤差。三軸穩(wěn)定: 依靠主動姿勢把握或利用環(huán)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主動把握與被動把握的主要區(qū)分是什么? 畫出星地大回路把握的結(jié)構(gòu)圖。主動把握與被動把握的主要區(qū)分是航天器的把握力和力矩的來源不同。被動把握: 其把握力或

4、力矩由空間環(huán)境和航天器動力學(xué)特性供應(yīng), 不需要消耗星上能源。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(xiàn)軌道或姿勢的被動把握, 而不消耗工質(zhì)或電能。主動把握: 包括測量航天器的姿勢和軌道, 處理測量數(shù)據(jù), 依據(jù)肯定的把握規(guī)律產(chǎn)生把握指令, 并執(zhí)行指令產(chǎn)生對航天器的把握力或力矩。需要消耗電能或工質(zhì)等星上能源, 由星載或地面設(shè)備組成閉環(huán)系統(tǒng)來實現(xiàn)。2.1 利用牛頓萬有引力定律推導(dǎo)、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對運動的合理性。（1）解：牛頓萬有引力定律：式中， Fg為由于質(zhì)量引起的作用在質(zhì)量m上的力矢量；r為從到m的距離矢量。萬有引力常數(shù)G的值為G =6

5、670×10-13 N·cm2g2。如下圖，對于N體問題，作用在第i個物體(假設(shè)即為航天器)上的合力稱為 ，其表達(dá)式為其中：應(yīng)用牛頓其次運動定律：把對時間的導(dǎo)數(shù)開放，得到式兩邊各項除以 ，就得出第i個物體的一般運動方程為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(zhì)量保持不變（即無動力飛行， =0），同時還假定阻力和其他外力也不存在。這樣，惟一存在的力為引力，于是方程簡化成（2）分析下表中的數(shù)據(jù)簡潔看出, 圍繞地球運行的航天器受到地球的引力占有主導(dǎo)地位, 因此進(jìn)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

6、運動的合理性。2. 4 比較航天器各種圓錐曲線軌道的參數(shù)a, c, e, p 的特點, 分析它們與軌道常數(shù)h 和E之間的關(guān)系。全部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,其次個焦點(或稱虛焦點) F,在軌道力學(xué)中沒有什么意義。兩個焦 點間的距離以2c表示。對于圓,兩個焦點重合,所以2c為零;對于拋物線 , 可認(rèn)為虛焦點F在無窮遠(yuǎn)處,所以2c為無窮大;對于雙曲線2c取負(fù)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(shù)a稱為長半軸或長半徑。對于圓, 2a就是直徑;對于拋物線,2a為無窮大;對于雙曲線,2a取負(fù)值。曲線在焦點處的寬度是一正值之量,稱為正焦弦(通徑)以

7、2p表示。除了拋物線之外 , 全部的圓錐曲線均有偏心率額e,e= ca p=a(1- e2)圓和橢圓軌道：a>O， e<1 雙曲線軌道： a<O， e>1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: , 拋物線軌道：c=,h 單獨打算了p , 而E單獨打算了a, 它們共同打算了e, 即確定了圓錐曲線軌道的具體外形。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 有圓周運動公式得:F= 42mrT由兩式相等得：r3T2=K(常數(shù))2. 6 計算第一宇宙速度和其次宇宙速度。 航天器在圓周軌道上運行所必需具備的速度叫做圓周速度。

8、GMm/R2=mv2/R， 解得v=(GM/R)0.5地球半徑R=6371.02km,計算得第一宇宙速度為7.9km/s.同理設(shè)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*mV2-GMm/r=0;解得V=(2GM/r)這個值正好是第一宇宙速度的2倍。計算得其次宇宙速度為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? 航天器運行軌道的外形和其在間的位置，可以通過6個參量來表示，簡稱軌道要素或軌道根數(shù)。這些參量是相互獨立的，而且通常具有格外明確的物理意義。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

9、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：從春分點方向軸量起的升交點的經(jīng)度，順地球自轉(zhuǎn)方向為正。02 。 (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。(5)橢圓偏心率e= a2-b2/a，其中b是橢圓的短半軸。 (6)航天器過近地點的時刻tp。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(jīng)確定。 當(dāng)軌道傾角i=0°時，稱為赤道軌道；當(dāng)i = 90°時，稱為極軌道；當(dāng)0°<i<

10、90° 時，航天器運行方向與地球自轉(zhuǎn)方向相同，稱為順行軌道；當(dāng)90°<i<180°時，航天器運行方向與地球自轉(zhuǎn)方向相反，稱為逆行軌道；當(dāng)i=180°時，航天器成為與地球自轉(zhuǎn)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)確定橢圓軌道的外形和大?。河砷L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 把時間和空間(航天器在軌道上的位置)聯(lián)系起來。3.1分析描述航天器姿勢運動常用的參考坐標(biāo)系之間的相對關(guān)系。答：航天器姿勢運動常用的坐標(biāo)系，主要有4種，分別是：慣性坐標(biāo)系、質(zhì)心平動坐標(biāo)系

11、、質(zhì)心軌道坐標(biāo)系、以及本體坐標(biāo)系。在坐標(biāo)系確定以后，航天器上任何一點的位置就可以在固聯(lián)于星體的本體坐標(biāo)中表示；若要描述三軸穩(wěn)定航天器的對地定向運動，則要借助于質(zhì)心軌道坐標(biāo)系 ，若要爭辯自旋衛(wèi)星的章動運動時，就必需運用質(zhì)心平動坐標(biāo)系。而各種坐標(biāo)系之間的關(guān)系可以通過一系列旋轉(zhuǎn)角來表示，這些旋轉(zhuǎn)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(biāo)系相對于其他坐標(biāo)系的位置。以坐標(biāo)系和為例，星體軸的位置可通過3次旋轉(zhuǎn)達(dá)到坐標(biāo)軸的位置。3.4若航天器本體坐標(biāo)系Ox y z 各軸不是主慣量軸, 試推導(dǎo)姿勢歐拉動力學(xué)方程。設(shè)航天器在空間以角速度旋轉(zhuǎn)，其動量矩為。為了便利起見，基準(zhǔn)點選航天器本體坐標(biāo)系的原點

12、，也即航天器質(zhì)心0，是作用在航天器相對于質(zhì)心0的合外力矩，所以航天器的動量矩即為式中，矢量r是剛體內(nèi)相對于質(zhì)心的矢徑；是質(zhì)量元在空間相對于質(zhì)心的速度矢量；m為航天器的總質(zhì)量。于是在本體坐標(biāo)系中，剛體的和M可以分別表示成式中，是航天器本體坐標(biāo)系各軸的單位矢量，上兩式右端的系數(shù)則是相應(yīng)矢量沿各坐標(biāo)軸的重量。將H對時間t求取導(dǎo)數(shù)，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(jìn)行旋轉(zhuǎn)，所以與其固連的本體坐標(biāo)系各軸方向也在相應(yīng)變化。已知坐標(biāo)軸單位矢量的導(dǎo)數(shù)公式是代入H的導(dǎo)數(shù)式中，并依據(jù)動量矩定理得因，所以M在航天器本體坐標(biāo)系中可以開放為其在各軸的重量表示為或表示成矩陣矢量形式，即上式稱為歐拉力

13、矩方程式。同理，對r求導(dǎo)也可得若剛體內(nèi)各質(zhì)點相對于質(zhì)心的位置不變，式H描述的動量矩即為利用矢量叉乘公式，有代入H中，有：即：式中，I為慣性矩陣；分別為剛體繞坐標(biāo)軸的轉(zhuǎn)動慣量；稱為慣量積。慣量積的數(shù)值可正可負(fù)，它們與坐標(biāo)系的選取親密有關(guān)。假如在某一坐標(biāo)系中，則該坐標(biāo)系稱為主軸坐標(biāo)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勢動力學(xué)方程。3.5設(shè)有兩顆轉(zhuǎn)動慣量Ix , Iy , Iz 完全相同的沿圓軌道運行的地球衛(wèi)星, 一顆軌道高度為2 000 km, 另一顆為200 km。試定量分析這兩顆衛(wèi)星各通道間耦合的強弱, 并闡述產(chǎn)生耦合的緣由。由于沿圓軌道飛行的角速度

14、為：a=F/m=(GMm/r2)/m=v2/rF=mv2/r v=sqrt(fr/m)=sqrt(GM/r)=2/T=v/r其中是加速度，r是軌道半徑，M是地球質(zhì)量，m是衛(wèi)星質(zhì)量，G是常數(shù)，是角速度，T是周期。即，軌道高度為2000km的衛(wèi)星對應(yīng)的角速度為：=v/2000軌道高度為200km的衛(wèi)星對應(yīng)的角速度為：=v/200又由于航天器的線性化姿勢動力學(xué)方程是：所以航天器姿勢動力學(xué)在俯仰軸可以獨立出來, 而滾動和偏航姿勢是相互耦合的。當(dāng)這兩顆衛(wèi)星的各慣量相同時，由于軌道高度為2000km的比200km的角速度小，故其滾動和偏航姿勢間的相互耦合強于軌道高度為200km的衛(wèi)星。衛(wèi)星做的是復(fù)合運動，

15、其各旋轉(zhuǎn)軸的角速度是相互耦合的，因而導(dǎo)致各通道間的耦合。3.6依據(jù)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(wèi)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：重力梯度力矩和磁力矩。4.5比較各種常用姿勢敏感器的優(yōu)缺點敏感器類型優(yōu)點缺點地球敏感器（地平儀）1.適用于近地軌道衛(wèi)星2.信號強3.輪廓清楚4.分析便利1.一般需要掃描機構(gòu)2.需要防止太陽干擾3.精度約0.1°4.受軌道影響大太陽敏感器1.信

16、號源強2.輪廓清楚3.功耗低、質(zhì)量輕1.有陰影區(qū)2.精度約1星敏感器1.精度約0.003°2.視場不受限制3.不受軌道限制1.信號弱2.結(jié)構(gòu)簡單、成本高3.要防止太陽干擾4.星識別簡單5.確定初始姿勢，需要其次個姿勢確定系統(tǒng)磁強計1.成本低、功耗低2.對低軌道衛(wèi)星靈敏度高1.辨別率大于0.5°2.受軌道影響大3.在星體內(nèi)要進(jìn)行磁清潔慣性敏感器1.自主性強2.不受軌道影響3.有限時間內(nèi)精度高4.在星體上簡潔實現(xiàn)1.易于漂移2.有高速旋轉(zhuǎn)部件，易磨損3.功率大、質(zhì)量大射頻敏感器1.精度約0.03°2.不受航天器形變彎曲影響3.結(jié)構(gòu)以實現(xiàn)1.無自主性2.受地面站分布影響

17、4.6航天器用的推力器應(yīng)具備什么特點？為什么認(rèn)為電推力器是最有進(jìn)展前景的推力器？推力器是目前航天器把握使用最廣泛的執(zhí)行機構(gòu)之一。它依據(jù)牛頓其次定律，利用質(zhì)射排出，產(chǎn)生反作用推力，這也正是這種裝置被稱為推力器或噴氣執(zhí)行機構(gòu)的緣由。當(dāng)推安裝使得推力方向通過航天器質(zhì)心，則成為軌道把握執(zhí)行機構(gòu)；而當(dāng)推力方向不過質(zhì)心，則必定產(chǎn)生相對航天器質(zhì)心的力矩，成為姿勢把握執(zhí)行機構(gòu)。依據(jù)產(chǎn)生推力所需能源的行駛不同，質(zhì)量排出型推力器尅分為冷氣推力器、熱氣推力器和電推力器。其中冷氣推力器和熱氣推力器小號的工質(zhì)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(zhì)消耗大大削減。因此

18、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進(jìn)展方向。4.7飛輪分為幾種？各種的區(qū)分是什么？依據(jù)飛輪的結(jié)構(gòu)特點和產(chǎn)生把握作用的形式可以分為慣性輪、把握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(dāng)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(biāo)系Oxyz不變，但飛輪的轉(zhuǎn)速可以變化，這種工作方式的飛輪通常稱為慣性輪。其中假如飛輪的轉(zhuǎn)速可以正負(fù)轉(zhuǎn)變，且平均動量矩為零，則稱為反作用輪。假如飛輪的平均動量矩是一個不為零的常值偏置值，也就是說飛輪儲存了一個較大的動量矩，飛輪的轉(zhuǎn)速可以相對于偏置值有肯定的變化，從而產(chǎn)生把握力矩。具有這種特點的飛輪稱為動量輪或偏置動

19、量輪。假如把恒速旋轉(zhuǎn)的輪子裝在框架上，而框架又可以相對于航天器本體轉(zhuǎn)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，這種飛輪稱為把握力矩陀螺。依據(jù)支承輪子的框架數(shù)量的不同，把握力矩陀螺分為單框架把握力矩陀螺和雙框架把握力矩陀螺兩種。前者動量矩的方向變化在一個平面內(nèi)，后者則可在三維空間任意轉(zhuǎn)變。假如在把握力矩陀螺的基礎(chǔ)上，輪子旋轉(zhuǎn)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。4.8分析比較各種環(huán)境型執(zhí)行機構(gòu)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。所以磁力矩作為把握力矩比較適用于低軌道航天器

20、。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(wèi)星等高軌道航天器。氣動力矩也適用于低軌道。但是最終兩種力矩較少用來作為把握力矩。利用環(huán)境力矩產(chǎn)生把握力矩的裝置可稱為環(huán)境型執(zhí)行機構(gòu)。4.9分析比較航天器各類姿勢把握方式的性能優(yōu)劣。自旋穩(wěn)定系統(tǒng)和環(huán)境力矩穩(wěn)定系統(tǒng)不需要消耗星上能源，且不具有機動力量，因此稱為無源系統(tǒng)或被動把握系統(tǒng)。其余系統(tǒng)是由星上攜帶的把握力矩產(chǎn)生器作執(zhí)行機構(gòu)，需要消耗星上能源，且又具有機動力量，因此稱為有源系統(tǒng)或主動把握系統(tǒng)。各種航天器通常依據(jù)其任務(wù)的需要選擇合適的把握系統(tǒng)。對簡單結(jié)構(gòu)航天器，通常由若干分體組成，每個分體各有相對獨立的把握系統(tǒng)，這種系統(tǒng)稱為多體把

21、握系統(tǒng)，也稱混合把握系統(tǒng)。 5.5與單自旋衛(wèi)星相比, 雙自旋衛(wèi)星的主要優(yōu)缺點是什么?雙自旋穩(wěn)定原理如何?1、與單自旋衛(wèi)星相比，雙自旋衛(wèi)星的主要優(yōu)缺點：雙自旋衛(wèi)星既能保持自旋穩(wěn)定的優(yōu)點,又能容許用一個定向的平臺來設(shè)置科學(xué)儀器和天線等（P89）。由于雙自旋衛(wèi)星存在自旋和消旋兩部分,因此與單自旋衛(wèi)星相比,如何設(shè)計消旋把握系統(tǒng)和消旋軸承組合件就成為雙自旋衛(wèi)星的特色（P90）。2、雙自旋衛(wèi)星的穩(wěn)定性可以總結(jié)如下 :假設(shè)自旋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(nèi)可動部件的影響,慣量比大于1(短粗)的雙自旋衛(wèi) 星的自旋運動是穩(wěn)定的。(2)慣量比小于1(

22、瘦長)的雙自旋衛(wèi)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(wěn)定的。(3) 短粗雙自旋衛(wèi)星的慣量比設(shè)計準(zhǔn)則與自旋衛(wèi)星相同。(4) 瘦長雙自旋衛(wèi)星,為保證穩(wěn)定,須在消旋部分安裝被動章動阻尼器,或者在星上設(shè)置主動章動把握系統(tǒng)。（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(zhì) :(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,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(zhì)量分布有關(guān) :引力梯度力矩是與航天器的三軸主慣量間的差成正比。假如航天器對質(zhì)心的慣量橢球是一正球體,則引力梯度力矩恒為零。

23、因此要想減小引力梯度力矩對姿勢運動的影響,就必需使星體對質(zhì)心的慣量橢球盡量接近于正球體。相反,假如質(zhì)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(wěn)定力矩的航天器就需要用長桿把各部分質(zhì)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(guān):由式(5 .64 )知,當(dāng)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 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(zhì)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(yīng)的慣量主軸與鉛垂

24、線重合,故都是引力梯度力矩的零位置。一般來說,任意外形剛體至少有 3 個慣量主軸,因此相應(yīng)有3個零位置。引力梯度穩(wěn)定系統(tǒng)就是利用引力梯度力矩的這一性質(zhì)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,就由于月球具有自然的引力梯度穩(wěn)定系統(tǒng)。（P98）6.5 與噴氣推力器軸姿勢穩(wěn)定系統(tǒng)相比，說明飛輪三軸姿勢穩(wěn)定系統(tǒng)有什么優(yōu)缺點。答案：優(yōu)點：與噴氣推力器三軸姿勢穩(wěn)定系統(tǒng)相比 , 飛輪三軸姿勢穩(wěn)定系統(tǒng)具有多方面的優(yōu)點。(1) 飛輪可以給出較精確的連續(xù)變化的把握力矩 , 可以進(jìn)行線性把握 , 而噴氣推力器只能作非線性開關(guān)把握。因此飛輪的把握精度一般比噴氣推力器的高一個數(shù)量級 , 而且姿勢誤差速率也

25、比噴氣把握小。(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(zhì)或燃料質(zhì)量成正比 , 而且還有長期密封問題。(3) 飛輪把握系統(tǒng) 特殊適合于克服周期性擾動,而中高軌道衛(wèi)星所受的擾動基本上是周期性的。(4) 飛輪把握系統(tǒng)能夠避開熱氣推力器對光學(xué)儀器的污染。缺點：一是飛輪會發(fā)生速度飽和。當(dāng)飛輪朝一個方向加速或偏轉(zhuǎn)以克服某一方面的非周期性擾動時,飛輪終究要達(dá)到它的最大允許轉(zhuǎn)速。在這種極限工作狀態(tài)下,飛輪就不再吸取航天器的多余動量矩,失去把握力量。這種狀態(tài)稱為飽和,飽和是飛輪系統(tǒng)自身不能克服的缺點。二是由于轉(zhuǎn)動部件的存在,特殊是軸承的壽命和牢

26、靠性受到限制。6.8 零動量反作用輪斜裝的優(yōu)點是什么？答案：(1 ) 把握功耗指標(biāo)U比較低(2 ) 斜裝輪的力矩包和動量包比較大:動量包就是指全部反作用輪在航天器本體坐標(biāo)系中的各個方向上所能供應(yīng)的最大動量矩矢量的端點形成的包絡(luò)。動量包的大小是動 量矩儲 存能 力的體現(xiàn)。若動量包大,則在克服同樣外部擾動時,飛輪的卸載次數(shù)少。對飛輪動量矩進(jìn)行微分就成為把握力矩,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 ) 牢靠性:牢靠性而言,斜裝輪比正交輪高,至少是相等的。(4 ) 斜裝輪適應(yīng)性大,系統(tǒng)設(shè)計機敏:在設(shè)計接受斜裝輪的姿勢把握系統(tǒng)時,可選擇的參數(shù)不僅有飛輪的動量矩大

27、小,還有安裝形式。因此系統(tǒng)設(shè)計的機敏性較大,易于適應(yīng)各種外部擾動。6.9 給出一種偏置動量輪三軸姿勢穩(wěn)定系統(tǒng)的基本敏感器和執(zhí)行機構(gòu)配置方案，并分別說明他們的作用，以及這種系統(tǒng)的優(yōu)點。答案：實例，加拿大技術(shù)通信衛(wèi)星CTS。在 俯仰 軸上裝一個動量 輪 , 其動量矩H=20 。衛(wèi)星在同步軌道運行,俯仰姿勢偏差通 過俯仰通道把握 系統(tǒng)來消退,主要是在飛輪偏置值四周轉(zhuǎn)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,對滾動和偏航姿勢偏差都進(jìn)行把握。上述CTS衛(wèi)星之所以接受這種系統(tǒng)是由于這種配置的最大優(yōu)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

28、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勢穩(wěn)定系統(tǒng)的執(zhí)行機構(gòu)和敏感器典型配置。7.3分析磁力矩把握系統(tǒng)與飛輪把握系統(tǒng)、推力器把握系統(tǒng)相比有何優(yōu)缺點。優(yōu)點：簡潔 , 不消耗工質(zhì) , 只需要少量電能 , 特殊對小型地球衛(wèi)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 , 因此爭辯地磁場時不但要在肯定時間內(nèi)重新測定 , 以校正原來的數(shù)據(jù) ,而且 必需對局部的特別加以適當(dāng)補充。但即使如此 , 仍不行能精確了解地球四周磁場的分布, 所以磁力矩把握的精度一般較低,無論姿勢穩(wěn)定, 還是姿勢機動。7.5什么是姿勢捕獲?姿勢捕獲可分為幾類?闡述各自的原理。 姿勢捕獲是航

29、天器由未知姿勢到已知姿勢的定向過程,是另一類典型的姿勢機動。姿勢捕獲方式可分為三類 : 全自主、半自主和地面把握。全自主捕獲方式就是整個捕獲過程完全由星上設(shè)備完成,從姿勢信息獲得、把握指令綜合到執(zhí)行機構(gòu)工作。如西德天文衛(wèi)星 AEROS ,它由星上模擬式太陽敏感器和磁強計得到姿勢信息,星上電子規(guī)律裝置把握電磁鐵使自旋軸指向太陽。熱容量繪圖衛(wèi)星HCMM接受磁強計和安裝在飛輪上的地平掃描儀來把握磁力矩使姿勢對地球指向穩(wěn)定。半自主姿勢捕獲方式是由地面站和星上設(shè)備共同組成的。例如高能天文觀看衛(wèi)星HEAO首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(nèi)。而地面站的計算機依據(jù)遙測傳送下來的

30、星跟蹤器數(shù)據(jù),通過相應(yīng)軟件精確確定衛(wèi)星三軸姿勢,并算出陀螺漂移的校正量,然后把這些信息送上衛(wèi)星,最終通過把握噴氣推力器使衛(wèi)星姿勢精確指向目標(biāo)。地面把握姿勢捕獲可以分為開環(huán)和閉環(huán)兩種形式。閉環(huán)形式類似于星上全自主把握。這種閉環(huán)形式的地面把握是利用星上姿勢敏感器,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(shù)據(jù)處理成為姿勢把握有關(guān)的信息,然后通過上行通道遙控星上執(zhí)行機構(gòu)。星上和地面站共同組成一個閉環(huán)把握系統(tǒng) ,并且以實時方式進(jìn)行。地面把握的開環(huán)形式是把星上敏感器數(shù)據(jù)傳送到地面站,經(jīng)過地面站計算機處理,并把結(jié)果顯示出來,然后依據(jù)把握規(guī)律估算各種把握指令,經(jīng)過分析和選擇 ,最終通過遙控使星上執(zhí)行機構(gòu)動作。7.6敘述地球同步軌道衛(wèi)星三軸姿勢捕獲的過程, 以及對敏感器和執(zhí)行機構(gòu)配置的要求。地球同步軌道衛(wèi)星的姿勢捕獲是在對自旋體的消旋和速率阻尼的基礎(chǔ)上進(jìn)行的,分為太陽捕獲,地球捕獲和偏航捕獲3個階段完成。第一階段為太陽捕獲:此前衛(wèi)星的姿勢是任意的。將衛(wèi)星消旋后,啟動姿