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(shì)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(duì)航天器的質(zhì)心施以外力, 以有目的地轉(zhuǎn)變其運(yùn)動(dòng)軌跡的技術(shù); 姿勢(shì)把握：對(duì)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(zhēng)辯如何確定航天器的位置和速度, 有時(shí)也稱為空間導(dǎo)航, 簡(jiǎn)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(duì)質(zhì)心施以把握力, 以轉(zhuǎn)變其運(yùn)動(dòng)軌跡的技術(shù), 有時(shí)也稱為制導(dǎo)。姿勢(shì)把握包括姿勢(shì)確定和姿勢(shì)把握兩方面內(nèi)容。姿勢(shì)確定是爭(zhēng)辯航天器相對(duì)于某個(gè)基準(zhǔn)的確定姿勢(shì)方法。姿勢(shì)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(guò)程, 它包括姿勢(shì)穩(wěn)定和姿勢(shì)機(jī)動(dòng)。姿勢(shì)穩(wěn)定是指使姿勢(shì)保持在指定方向, 而姿勢(shì)機(jī)動(dòng)是指航天器從一個(gè)姿勢(shì)過(guò)渡到另一個(gè)姿勢(shì)的再定向過(guò)程。關(guān)系：軌道把握與姿勢(shì)把握親密相關(guān)。為實(shí)現(xiàn)軌道把握, 航天器姿勢(shì)必需符合要求。也就是說(shuō), 當(dāng)需要對(duì)航天器進(jìn)行軌道把握時(shí), 同時(shí)也要求進(jìn)行姿勢(shì)把握。在某些具體狀況或某些飛行過(guò)程中, 可以把姿勢(shì)把握和軌道把握分開(kāi)來(lái)考慮

3、。某些應(yīng)用任務(wù)對(duì)航天器的軌道沒(méi)有嚴(yán)格要求, 而對(duì)航天器的姿勢(shì)卻有要求。1.5 闡述姿勢(shì)穩(wěn)定的各種方式, 比較其異同。姿勢(shì)穩(wěn)定是保持已有姿勢(shì)的把握, 航天器姿勢(shì)穩(wěn)定方式按航天器姿勢(shì)運(yùn)動(dòng)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(dòng)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(dòng)姿勢(shì)把握, 來(lái)修正自旋軸指向誤差。三軸穩(wěn)定: 依靠主動(dòng)姿勢(shì)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(dòng)把握與被動(dòng)把握的主要區(qū)分是什么? 畫(huà)出星地大回路把握的結(jié)構(gòu)圖。主動(dòng)把握與被動(dòng)把握的主要區(qū)分是航天器的把握力和力矩的來(lái)源不同。被動(dòng)把握: 其把握力或

4、力矩由空間環(huán)境和航天器動(dòng)力學(xué)特性供應(yīng), 不需要消耗星上能源。例如利用氣動(dòng)力或力矩、太陽(yáng)輻射壓力、重力梯度力矩，磁力矩等實(shí)現(xiàn)軌道或姿勢(shì)的被動(dòng)把握, 而不消耗工質(zhì)或電能。主動(dòng)把握: 包括測(cè)量航天器的姿勢(shì)和軌道, 處理測(cè)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(duì)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(lái)實(shí)現(xiàn)。2.1 利用牛頓萬(wàn)有引力定律推導(dǎo)、分析航天器受N 體引力時(shí)的運(yùn)動(dòng)方程, 并闡述簡(jiǎn)化為二體相對(duì)運(yùn)動(dòng)的合理性。（1）解：牛頓萬(wàn)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(wàn)有引力常數(shù)G的值為G =6

5、670×10-13 N·cm2g2。如下圖，對(duì)于N體問(wèn)題，作用在第i個(gè)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(yùn)動(dòng)定律：把對(duì)時(shí)間的導(dǎo)數(shù)開(kāi)放，得到式兩邊各項(xiàng)除以 ，就得出第i個(gè)物體的一般運(yùn)動(dòng)方程為上面方程是一個(gè)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(gè)物體的質(zhì)量保持不變（即無(wú)動(dòng)力飛行， =0），同時(shí)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(jiǎn)化成（2）分析下表中的數(shù)據(jù)簡(jiǎn)潔看出, 圍繞地球運(yùn)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(jiǎn)化運(yùn)動(dòng)方程式, 簡(jiǎn)化N 體問(wèn)題是可能和合理的，這就是簡(jiǎn)化為二體相對(duì)

6、運(yùn)動(dòng)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(diǎn), 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(gè)焦點(diǎn)F和F。主焦點(diǎn)F代表中心引力體所在的位置,其次個(gè)焦點(diǎn)(或稱虛焦點(diǎn)) F,在軌道力學(xué)中沒(méi)有什么意義。兩個(gè)焦 點(diǎn)間的距離以2c表示。對(duì)于圓,兩個(gè)焦點(diǎn)重合,所以2c為零;對(duì)于拋物線 , 可認(rèn)為虛焦點(diǎn)F在無(wú)窮遠(yuǎn)處,所以2c為無(wú)窮大;對(duì)于雙曲線2c取負(fù)值。通過(guò)兩個(gè)焦點(diǎn)的弦長(zhǎng)稱為圓錐曲線的長(zhǎng)軸,以2a表示,參數(shù)a稱為長(zhǎng)半軸或長(zhǎng)半徑。對(duì)于圓, 2a就是直徑;對(duì)于拋物線,2a為無(wú)窮大;對(duì)于雙曲線,2a取負(fù)值。曲線在焦點(diǎn)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(dú)打算了p , 而E單獨(dú)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(kāi)普勒第三定律。有牛頓萬(wàn)有引力定理得 有圓周運(yùn)動(dòng)公式得:F= 42mrT由兩式相等得：r3T2=K(常數(shù))2. 6 計(jì)算第一宇宙速度和其次宇宙速度。 航天器在圓周軌道上運(yùn)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(jì)算得第一宇宙速度為7.9km/s.同理設(shè)逃逸速度為,由機(jī)械能守恒，E=0得到逃逸速度為由動(dòng)能定理得1/2*mV2-GMm/r=0;解得V=(2GM/r)這個(gè)值正好是第一宇宙速度的2倍。計(jì)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(yùn)行軌道的外形和其在間的位置，可以通過(guò)6個(gè)參量來(lái)表示，簡(jiǎn)稱軌道要素或軌道根數(shù)。這些參量是相互獨(dú)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(yùn)行軌道

9、所在的面叫軌道面，這個(gè)平面通過(guò)地心，它與地球赤道平面的夾角稱為軌道傾角。 (2)升交點(diǎn)赤徑：從春分點(diǎn)方向軸量起的升交點(diǎn)的經(jīng)度，順地球自轉(zhuǎn)方向?yàn)檎?2 。 (3)近地點(diǎn)角距：投影在天球上的橢圓軌道近地點(diǎn)與升交點(diǎn)對(duì)地心所張的角度，從升交點(diǎn)順航天器運(yùn)行方向量到近地點(diǎn)。(4)橢圓軌道的長(zhǎng)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(guò)近地點(diǎn)的時(shí)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(diǎn)赤經(jīng)確定。 當(dāng)軌道傾角i=0°時(shí)，稱為赤道軌道；當(dāng)i = 90°時(shí)，稱為極軌道；當(dāng)0°<i<

10、90° 時(shí)，航天器運(yùn)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(shí)，航天器運(yùn)行方向與地球自轉(zhuǎn)方向相反，稱為逆行軌道；當(dāng)i=180°時(shí)，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(zhǎng)軸在軌道平面上的指向：由近地點(diǎn)角距確定。(3)確定橢圓軌道的外形和大?。河砷L(zhǎng)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(guò)近地點(diǎn)時(shí)刻 把時(shí)間和空間(航天器在軌道上的位置)聯(lián)系起來(lái)。3.1分析描述航天器姿勢(shì)運(yùn)動(dòng)常用的參考坐標(biāo)系之間的相對(duì)關(guān)系。答：航天器姿勢(shì)運(yùn)動(dòng)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(dòng)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(diǎn)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(duì)地定向運(yùn)動(dòng)，則要借助于質(zhì)心軌道坐標(biāo)系 ，若要爭(zhēng)辯自旋衛(wèi)星的章動(dòng)運(yùn)動(dòng)時(shí)，就必需運(yùn)用質(zhì)心平動(dòng)坐標(biāo)系。而各種坐標(biāo)系之間的關(guān)系可以通過(guò)一系列旋轉(zhuǎn)角來(lái)表示，這些旋轉(zhuǎn)角稱為歐拉角。具體地說(shuō)可以通過(guò)3個(gè)歐拉角，來(lái)確定本體坐標(biāo)系相對(duì)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(guò)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(shì)歐拉動(dòng)力學(xué)方程。設(shè)航天器在空間以角速度旋轉(zhuǎn)，其動(dòng)量矩為。為了便利起見(jiàn)，基準(zhǔn)點(diǎn)選航天器本體坐標(biāo)系的原點(diǎn)

12、，也即航天器質(zhì)心0，是作用在航天器相對(duì)于質(zhì)心0的合外力矩，所以航天器的動(dòng)量矩即為式中，矢量r是剛體內(nèi)相對(duì)于質(zhì)心的矢徑；是質(zhì)量元在空間相對(duì)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(duì)時(shí)間t求取導(dǎo)數(shù)，求動(dòng)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(dòng)量矩定理得因，所以M在航天器本體坐標(biāo)系中可以開(kāi)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(duì)r求導(dǎo)也可得若剛體內(nèi)各質(zhì)點(diǎn)相對(duì)于質(zhì)心的位置不變，式H描述的動(dòng)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(dòng)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(shí)的姿勢(shì)動(dòng)力學(xué)方程。3.5設(shè)有兩顆轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Ix , Iy , Iz 完全相同的沿圓軌道運(yùn)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(qiáng)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(duì)應(yīng)的角速度為：=v/2000軌道高度為200km的衛(wèi)星對(duì)應(yīng)的角速度為：=v/200又由于航天器的線性化姿勢(shì)動(dòng)力學(xué)方程是：所以航天器姿勢(shì)動(dòng)力學(xué)在俯仰軸可以獨(dú)立出來(lái), 而滾動(dòng)和偏航姿勢(shì)是相互耦合的。當(dāng)這兩顆衛(wèi)星的各慣量相同時(shí)，由于軌道高度為2000km的比200km的角速度小，故其滾動(dòng)和偏航姿勢(shì)間的相互耦合強(qiáng)于軌道高度為200km的衛(wèi)星。衛(wèi)星做的是復(fù)合運(yùn)動(dòng)，

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(dòng)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(shì)敏感器的優(yōu)缺點(diǎn)敏感器類型優(yōu)點(diǎn)缺點(diǎn)地球敏感器（地平儀）1.適用于近地軌道衛(wèi)星2.信號(hào)強(qiáng)3.輪廓清楚4.分析便利1.一般需要掃描機(jī)構(gòu)2.需要防止太陽(yáng)干擾3.精度約0.1°4.受軌道影響大太陽(yáng)敏感器1.信

16、號(hào)源強(qiáng)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(chǎng)不受限制3.不受軌道限制1.信號(hào)弱2.結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、成本高3.要防止太陽(yáng)干擾4.星識(shí)別簡(jiǎn)單5.確定初始姿勢(shì)，需要其次個(gè)姿勢(shì)確定系統(tǒng)磁強(qiáng)計(jì)1.成本低、功耗低2.對(duì)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(qiáng)2.不受軌道影響3.有限時(shí)間內(nèi)精度高4.在星體上簡(jiǎn)潔實(shí)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(shí)現(xiàn)1.無(wú)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(diǎn)？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(jī)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(jī)構(gòu)的緣由。當(dāng)推安裝使得推力方向通過(guò)航天器質(zhì)心，則成為軌道把握?qǐng)?zhí)行機(jī)構(gòu)；而當(dāng)推力方向不過(guò)質(zhì)心，則必定產(chǎn)生相對(duì)航天器質(zhì)心的力矩，成為姿勢(shì)把握?qǐng)?zhí)行機(jī)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(hào)的工質(zhì)需由航天器從地面攜帶，有限其無(wú)法在軌補(bǔ)充；而電推力器消耗電能，可以通過(guò)太陽(yáng)能電池在軌補(bǔ)充，工質(zhì)消耗大大削減。因此

18、電推力器成為今后長(zhǎng)壽命、高精度航天器推力器的一個(gè)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(diǎn)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(dòng)量輪三種，其中慣性輪又分為反作用輪和動(dòng)量輪兩種。 當(dāng)飛輪的支承與航天器固連時(shí)，飛輪動(dòng)量矩方向相對(duì)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(dòng)量矩為零，則稱為反作用輪。假如飛輪的平均動(dòng)量矩是一個(gè)不為零的常值偏置值，也就是說(shuō)飛輪儲(chǔ)存了一個(gè)較大的動(dòng)量矩，飛輪的轉(zhuǎn)速可以相對(duì)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(diǎn)的飛輪稱為動(dòng)量輪或偏置動(dòng)

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(duì)于航天器本體轉(zhuǎn)動(dòng)，即框架角變化，那么就得到了動(dòng)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(dòng)量矩的方向變化在一個(gè)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(dòng)量矩的大小和方向均可變，這種飛輪稱為框架動(dòng)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(jī)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(yáng)輻射力矩適用于同步軌道衛(wèi)星等高軌道航天器。氣動(dòng)力矩也適用于低軌道。但是最終兩種力矩較少用來(lái)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(jī)構(gòu)。4.9分析比較航天器各類姿勢(shì)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(jī)動(dòng)力量，因此稱為無(wú)源系統(tǒng)或被動(dòng)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(jī)構(gòu)，需要消耗星上能源，且又具有機(jī)動(dòng)力量，因此稱為有源系統(tǒng)或主動(dòng)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(duì)簡(jiǎn)單結(jié)構(gòu)航天器，通常由若干分體組成，每個(gè)分體各有相對(duì)獨(dú)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(diǎn)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(diǎn)：雙自旋衛(wèi)星既能保持自旋穩(wěn)定的優(yōu)點(diǎn),又能容許用一個(gè)定向的平臺(tái)來(lái)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(jì)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(duì)于自旋軸對(duì)稱,消旋體繞自旋軸角速度為零,則:(1)由于星體內(nèi)可動(dòng)部件的影響,慣量比大于1(短粗)的雙自旋衛(wèi) 星的自旋運(yùn)動(dòng)是穩(wěn)定的。(2)慣量比小于1(

22、瘦長(zhǎng))的雙自旋衛(wèi)星,只要消旋部分的可動(dòng)部件引起的能量耗散足夠快 ,其運(yùn)動(dòng)也是穩(wěn)定的。(3) 短粗雙自旋衛(wèi)星的慣量比設(shè)計(jì)準(zhǔn)則與自旋衛(wèi)星相同。(4) 瘦長(zhǎng)雙自旋衛(wèi)星,為保證穩(wěn)定,須在消旋部分安裝被動(dòng)章動(dòng)阻尼器,或者在星上設(shè)置主動(dòng)章動(dòng)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(duì)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(duì)姿勢(shì)運(yùn)動(dòng)的影響,就必需使星體對(duì)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(zhǎng)桿把各部分質(zhì)量拉開(kāi)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(duì)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(lái)說(shuō),任意外形剛體至少有 3 個(gè)慣量主軸,因此相應(yīng)有3個(gè)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(duì)天體定向。月球相對(duì)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(shì)穩(wěn)定系統(tǒng)相比，說(shuō)明飛輪三軸姿勢(shì)穩(wěn)定系統(tǒng)有什么優(yōu)缺點(diǎn)。答案：優(yōu)點(diǎn)：與噴氣推力器三軸姿勢(shì)穩(wěn)定系統(tǒng)相比 , 飛輪三軸姿勢(shì)穩(wěn)定系統(tǒng)具有多方面的優(yōu)點(diǎn)。(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(kāi)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(gè)數(shù)量級(jí) , 而且姿勢(shì)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(guò)太陽(yáng)能電池在軌得到補(bǔ)充 , 因而 適合于長(zhǎng) 壽航天器攜帶的工質(zhì)或燃料質(zhì)量成正比 , 而且還有長(zhǎng)期密封問(wèn)題。(3) 飛輪把握系統(tǒng) 特殊適合于克服周期性擾動(dòng),而中高軌道衛(wèi)星所受的擾動(dòng)基本上是周期性的。(4) 飛輪把握系統(tǒng)能夠避開(kāi)熱氣推力器對(duì)光學(xué)儀器的污染。缺點(diǎn)：一是飛輪會(huì)發(fā)生速度飽和。當(dāng)飛輪朝一個(gè)方向加速或偏轉(zhuǎn)以克服某一方面的非周期性擾動(dòng)時(shí),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(dòng)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(diǎn)。二是由于轉(zhuǎn)動(dòng)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(dòng)量反作用輪斜裝的優(yōu)點(diǎn)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(dòng)量包比較大:動(dòng)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(gè)方向上所能供應(yīng)的最大動(dòng)量矩矢量的端點(diǎn)形成的包絡(luò)。動(dòng)量包的大小是動(dòng) 量矩儲(chǔ) 存能 力的體現(xiàn)。若動(dòng)量包大,則在克服同樣外部擾動(dòng)時(shí),飛輪的卸載次數(shù)少。對(duì)飛輪動(dòng)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(shuō)明同樣的反作用輪能承受的外部擾動(dòng) 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(jì)機(jī)敏:在設(shè)計(jì)接受斜裝輪的姿勢(shì)把握系統(tǒng)時(shí),可選擇的參數(shù)不僅有飛輪的動(dòng)量矩大

27、小,還有安裝形式。因此系統(tǒng)設(shè)計(jì)的機(jī)敏性較大,易于適應(yīng)各種外部擾動(dòng)。6.9 給出一種偏置動(dòng)量輪三軸姿勢(shì)穩(wěn)定系統(tǒng)的基本敏感器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)配置方案，并分別說(shuō)明他們的作用，以及這種系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)。答案：實(shí)例，加拿大技術(shù)通信衛(wèi)星CTS。在 俯仰 軸上裝一個(gè)動(dòng)量 輪 , 其動(dòng)量矩H=20 。衛(wèi)星在同步軌道運(yùn)行,俯仰姿勢(shì)偏差通 過(guò)俯仰通道把握 系統(tǒng)來(lái)消退,主要是在飛輪偏置值四周轉(zhuǎn)變動(dòng)量矩 。另外裝兩對(duì)噴管,一對(duì)在俯仰軸,為動(dòng)量輪卸載 去飽和。另外一對(duì)噴管斜裝,對(duì)滾動(dòng)和偏航姿勢(shì)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(diǎn)是可以不用偏航敏感器,只用紅外地平儀來(lái)測(cè)量俯仰和滾動(dòng)。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(dòng)量輪三軸姿勢(shì)穩(wěn)定系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)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(diǎn)。優(yōu)點(diǎn)：簡(jiǎn)潔 , 不消耗工質(zhì) , 只需要少量電能 , 特殊對(duì)小型地球衛(wèi)星最合適。缺點(diǎn)：地球磁場(chǎng)存在各種不確定性的長(zhǎng)期或短期變化 , 因此爭(zhēng)辯地磁場(chǎng)時(shí)不但要在肯定時(shí)間內(nèi)重新測(cè)定 , 以校正原來(lái)的數(shù)據(jù) ,而且 必需對(duì)局部的特別加以適當(dāng)補(bǔ)充。但即使如此 , 仍不行能精確了解地球四周磁場(chǎng)的分布, 所以磁力矩把握的精度一般較低,無(wú)論姿勢(shì)穩(wěn)定, 還是姿勢(shì)機(jī)動(dòng)。7.5什么是姿勢(shì)捕獲?姿勢(shì)捕獲可分為幾類?闡述各自的原理。 姿勢(shì)捕獲是航

29、天器由未知姿勢(shì)到已知姿勢(shì)的定向過(guò)程,是另一類典型的姿勢(shì)機(jī)動(dòng)。姿勢(shì)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(gè)捕獲過(guò)程完全由星上設(shè)備完成,從姿勢(shì)信息獲得、把握指令綜合到執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作。如西德天文衛(wèi)星 AEROS ,它由星上模擬式太陽(yáng)敏感器和磁強(qiáng)計(jì)得到姿勢(shì)信息,星上電子規(guī)律裝置把握電磁鐵使自旋軸指向太陽(yáng)。熱容量繪圖衛(wèi)星HCMM接受磁強(qiáng)計(jì)和安裝在飛輪上的地平掃描儀來(lái)把握磁力矩使姿勢(shì)對(duì)地球指向穩(wěn)定。半自主姿勢(shì)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(yáng)敏感器使自旋軸粗精度指向太陽(yáng),其精度在幾度范圍內(nèi)。而地面站的計(jì)算機(jī)依據(jù)遙測(cè)傳送下來(lái)的

30、星跟蹤器數(shù)據(jù),通過(guò)相應(yīng)軟件精確確定衛(wèi)星三軸姿勢(shì),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(guò)把握噴氣推力器使衛(wèi)星姿勢(shì)精確指向目標(biāo)。地面把握姿勢(shì)捕獲可以分為開(kāi)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(shì)敏感器,通過(guò)下行通道遙測(cè)傳送到地面站 ,由地面站計(jì)算機(jī)把這些數(shù)據(jù)處理成為姿勢(shì)把握有關(guān)的信息,然后通過(guò)上行通道遙控星上執(zhí)行機(jī)構(gòu)。星上和地面站共同組成一個(gè)閉環(huán)把握系統(tǒng) ,并且以實(shí)時(shí)方式進(jìn)行。地面把握的開(kāi)環(huán)形式是把星上敏感器數(shù)據(jù)傳送到地面站,經(jīng)過(guò)地面站計(jì)算機(jī)處理,并把結(jié)果顯示出來(lái),然后依據(jù)把握規(guī)律估算各種把握指令,經(jīng)過(guò)分析和選擇 ,最終通過(guò)遙控使星上執(zhí)行機(jī)構(gòu)動(dòng)作。7.6敘述地球同步軌道衛(wèi)星三軸姿勢(shì)捕獲的過(guò)程, 以及對(duì)敏感器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)配置的要求。地球同步軌道衛(wèi)星的姿勢(shì)捕獲是在對(duì)自旋體的消旋和速率阻尼的基礎(chǔ)上進(jìn)行的,分為太陽(yáng)捕獲,地球捕獲和偏航捕獲3個(gè)階段完成。第一階段為太陽(yáng)捕獲:此前衛(wèi)星的姿勢(shì)是任意的。將衛(wèi)星消旋后,啟動(dòng)姿