航天器制導(dǎo)及控制課后題答案西電

..>1.3航天器的根本系統(tǒng)組成及各局部作用？航天器根本系統(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,星上所有分系統(tǒng)的正常工作。1.4航天器軌道和姿態(tài)控制的概念、內(nèi)容和相互關(guān)系各是什么"概念：軌道控制：對(duì)航天器的質(zhì)心施以外力,以有目的地改變其運(yùn)動(dòng)軌跡的技術(shù);姿態(tài)控制：對(duì)航天器繞質(zhì)心施加力矩,以保持或按需要改變其在空間的定向的技術(shù)。內(nèi)容：軌道控制包括軌道確定和軌道控制兩方面的內(nèi)容。軌道確定的任務(wù)是研究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;軌道控制是根據(jù)航天器現(xiàn)有位置、速度、飛行的最終目標(biāo),對(duì)質(zhì)心施以控制力,以改變其運(yùn)動(dòng)軌跡的技術(shù),有時(shí)也稱為制導(dǎo)。姿態(tài)控制包括姿態(tài)確定和姿態(tài)控制兩方面內(nèi)容。姿態(tài)確定是研究航天器相對(duì)于*個(gè)基準(zhǔn)確實(shí)定姿態(tài)方法。姿態(tài)控制是航天器在規(guī)定或預(yù)先確定的方向(可稱為參考方向)上定向的過程,它包括姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)機(jī)動(dòng)。姿態(tài)穩(wěn)定是指使姿態(tài)保持在指定方向,而姿態(tài)機(jī)動(dòng)是指航天器從一個(gè)姿態(tài)過渡到另一個(gè)姿態(tài)的再定向過程。關(guān)系：軌道控制與姿態(tài)控制密切相關(guān)。為實(shí)現(xiàn)軌道控制,航天器姿態(tài)必須符合要求。也就是說,當(dāng)需要對(duì)航天器進(jìn)展軌道控制時(shí),同時(shí)也要求進(jìn)展姿態(tài)控制。在*些具體情況或*些飛行過程中,可以把姿態(tài)控制和軌道控制分開來考慮。*些應(yīng)用任務(wù)對(duì)航天器的軌道沒有嚴(yán)格要求,而對(duì)航天器的姿態(tài)卻有要求。1.5闡述姿態(tài)穩(wěn)定的各種方式,比較其異同。姿態(tài)穩(wěn)定是保持已有姿態(tài)的控制,航天器姿態(tài)穩(wěn)定方式按航天器姿態(tài)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)姿態(tài)控制,來修正自旋軸指向誤差。三軸穩(wěn)定:依靠主動(dòng)姿態(tài)控制或利用環(huán)境力矩,保持航天器本體三條正交軸線在*一參考空間的方向。主動(dòng)控制與被動(dòng)控制的主要區(qū)別是什么"畫出星—地大回路控制的構(gòu)造圖。主動(dòng)控制與被動(dòng)控制的主要區(qū)別是航天器的控制力和力矩的來源不同。被動(dòng)控制:其控制力或力矩由空間環(huán)境和航天器動(dòng)力學(xué)特性提供,不需要消耗星上能源。例如利用氣動(dòng)力或力矩、太陽輻射壓力、重力梯度力矩，磁力矩等實(shí)現(xiàn)軌道或姿態(tài)的被動(dòng)控制,而不消耗工質(zhì)或電能。主動(dòng)控制:包括測(cè)量航天器的姿態(tài)和軌道,處理測(cè)量數(shù)據(jù),按照一定的控制規(guī)律產(chǎn)生控制指令,并執(zhí)行指令產(chǎn)生對(duì)航天器的控制力或力矩。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(shí)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(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?！?〕解：牛頓萬有引力定律：式中，F(xiàn)g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=6．670×10-13N·cm2／g2。如以下圖，對(duì)于N體問題，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)用牛頓第二運(yùn)動(dòng)定律：把對(duì)時(shí)間的導(dǎo)數(shù)展開，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)容易看出,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體問題是可能和合理的，這就是簡(jiǎn)化為二體相對(duì)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。所有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,第二個(gè)焦點(diǎn)(或稱虛焦點(diǎn))F′,在軌道力學(xué)中沒有什么意義。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′在無窮遠(yuǎn)處,所以2c為無窮大;對(duì)于雙曲線2c取負(fù)值。通過兩個(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2p表示。除了拋物線之外,所有的圓錐曲線均有偏心率額e,QUOTE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)決定了p,而E單獨(dú)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有圓周運(yùn)動(dòng)公式得:QUOTE由兩式相等得：QUOTE=K(常數(shù))2.6計(jì)算第一宇宙速度和第二宇宙速度。航天器在圓周軌道上運(yùn)行所必須具備的速度叫做圓周速度。GMm/R^2=mv^2/R，解得地球半徑R=6371.02km,計(jì)算得第一宇宙速度為同理設(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*mV^2-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)算得第二宇宙速度為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)行軌道的形狀和其在間的位置，可以通過6個(gè)參量來表示，簡(jiǎn)稱軌道要素或軌道根數(shù)。這些參量是相互獨(dú)立的，而且通常具有十清楚確的物理意義。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)行軌道所在的面叫軌道面，這個(gè)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(diǎn)赤徑Ω：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?≤Ω≤2。(3)近地點(diǎn)角距QUOTE：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QUOTE，其中b是橢圓的短半軸。(6)航天器過近地點(diǎn)的時(shí)刻QUOTE。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)Ω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<90°時(shí)，航天器運(yùn)行方向與地球自轉(zhuǎn)方向一樣，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)確定橢圓軌道的形狀和大?。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。分析描述航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)常用的參考坐標(biāo)系之間的相對(duì)關(guān)系。答：航天器姿態(tài)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、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；假設(shè)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，假設(shè)要討論自旋衛(wèi)星的章動(dòng)運(yùn)動(dòng)時(shí)，就必須運(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(gè)歐拉角，，來確定本體坐標(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3次旋轉(zhuǎn)到達(dá)坐標(biāo)軸的位置。假設(shè)航天器本體坐標(biāo)系O*yz各軸不是主慣量軸,試推導(dǎo)姿態(tài)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。為了方便起見，基準(zhǔn)點(diǎn)選航天器本體坐標(biāo)系的原點(diǎn)，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)軸的分量。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)展旋轉(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。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，并根據(jù)動(dòng)量矩定理得因，所以M在航天器本體坐標(biāo)系中可以展開為其在各軸的分量表示為或表示成矩陣矢量形式，即上式稱為歐拉力矩方程式。同理，對(duì)r求導(dǎo)也可得假設(shè)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)系的選取密切有關(guān)。如果在*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。假設(shè)軸不是剛體的主慣量軸，則直接將代入到中就得到此時(shí)的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程。設(shè)有兩顆轉(zhuǎn)動(dòng)慣量I*,Iy,Iz完全一樣的沿圓軌道運(yùn)行的地球衛(wèi)星,一顆軌道高度為2000km,另一顆為200km。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)生耦合的原因。因?yàn)檠貓A軌道飛行的角速度為：a=F/m=(GMm/r^2)/m=v^2/r∵F=mv^2/rv=sqrt(fr/m)=sqrt(GM/r)

ω=2π/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)，ω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：ω=v/2000軌道高度為200km的衛(wèi)星對(duì)應(yīng)的角速度為：ω=v/200又因?yàn)楹教炱鞯木€性化姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程是：所以航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)在俯仰軸可以獨(dú)立出來,而滾動(dòng)和偏航姿態(tài)是相互耦合的。當(dāng)這兩顆衛(wèi)星的各慣量一樣時(shí)，由于軌道高度為2000km的比200km的角速度小，故其滾動(dòng)和偏航姿態(tài)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)，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。根據(jù)圖3.8所示,分析比較軌道高度分別為200,500,1000,2000km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。比較各種常用姿態(tài)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.分析方便1.一般需要掃描機(jī)構(gòu)2.需要防止太陽干擾3.精度約°4.受軌道影響大太陽敏感器1.信號(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°2.視場(chǎng)不受限制3.不受軌道限制1.信號(hào)弱2.構(gòu)造復(fù)雜、本錢高3.要防止太陽干擾4.星識(shí)別復(fù)雜5.確定初始姿態(tài)，需要第二個(gè)姿態(tài)確定系統(tǒng)磁強(qiáng)計(jì)1.本錢低、功耗低2.對(duì)低軌道衛(wèi)星靈敏度高1.分辨率大于°2.受軌道影響大3.在星體內(nèi)要進(jìn)展磁清潔慣性敏感器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.在星體上容易實(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°2.不受航天器形變彎曲影響3.構(gòu)造以實(shí)現(xiàn)1.無自主性2.受地面站分布影響航天器用的推力器應(yīng)具備什么特點(diǎn)？為什么認(rèn)為電推力器是最有開展前景的推力器？推力器是目前航天器控制使用最廣泛的執(zhí)行機(jī)構(gòu)之一。它根據(jù)牛頓第二定律，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)的原因。當(dāng)推安裝使得推力方向通過航天器質(zhì)心，則成為軌道控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)；而當(dāng)推力方向不過質(zhì)心，則必然產(chǎn)生相對(duì)航天器質(zhì)心的力矩，成為姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)。根據(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，有限其無法在軌補(bǔ)充；而電推力器消耗電能，可以通過太陽能電池在軌補(bǔ)充，工質(zhì)消耗大大減少。因此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)重要開展方向。飛輪分為幾種？各種的區(qū)別是什么？根據(jù)飛輪的構(gòu)造特點(diǎn)和產(chǎn)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(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O*yz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。其中如果飛輪的轉(zhuǎn)速可以正負(fù)改變，且平均動(dòng)量矩為零，則稱為反作用輪。如果飛輪的平均動(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)于偏置值有一定的變化，從而產(chǎn)生控制力矩。具有這種特點(diǎn)的飛輪稱為動(dòng)量輪或偏置動(dòng)量輪。如果把恒速旋轉(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，則就得到了動(dòng)量矩的大小恒定不變而方向可變的飛輪，這種飛輪稱為控制力矩陀螺。根據(jù)支承輪子的框架數(shù)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(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改變。如果在控制力矩陀螺的根底上，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。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(wèi)星等高軌道航天器。氣動(dòng)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(huán)境力矩產(chǎn)生控制力矩的裝置可稱為環(huán)境型執(zhí)行機(jī)構(gòu)。分析比較航天器各類姿態(tài)控制方式的性能優(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)能力，因此稱為無源系統(tǒng)或被動(dòng)控制系統(tǒng)。其余系統(tǒng)是由星上攜帶的控制力矩產(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)能力，因此稱為有源系統(tǒng)或主動(dòng)控制系統(tǒng)。各種航天器通常根據(jù)其任務(wù)的需要選擇適宜的控制系統(tǒng)。對(duì)復(fù)雜構(gòu)造航天器，通常由假設(shè)干分體組成，每個(gè)分體各有相對(duì)獨(dú)立的控制系統(tǒng)，這種系統(tǒng)稱為多體控制系統(tǒng)，也稱混合控制系統(tǒng)。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局部,因此與單自旋衛(wèi)星相比,如何設(shè)計(jì)消旋控制系統(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)自旋局部和消旋局部都近似于剛體,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μ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μ小于1(細(xì)長(zhǎng))的雙自旋衛(wèi)星,只要消旋局部的可動(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μ設(shè)計(jì)準(zhǔn)則與自旋衛(wèi)星一樣。

(4)細(xì)長(zhǎng)雙自旋衛(wèi)星,為保證穩(wěn)定,須在消旋局部安裝被動(dòng)章動(dòng)阻尼器,或者在星上設(shè)置主動(dòng)章動(dòng)控制系統(tǒng)?！睵92〕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。如果航天器對(duì)質(zhì)心的慣量橢球是一正球體,則引力梯度力矩恒為零。因此要想減小引力梯度力矩對(duì)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的影響,就必須使星體對(duì)質(zhì)心的慣量橢球盡量接近于正球體。相反,如果質(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)桿把各局部質(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R*=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,因此啞鈴不管是鉛垂放置或水平放置,都有相應(yīng)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(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,就因?yàn)樵虑蚓哂刑烊坏囊μ荻确€(wěn)定系統(tǒng)?！睵98〕6.5與噴氣推力器軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)相比，說明飛輪三軸姿態(tài)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態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)相比,飛輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)具有多方面的優(yōu)點(diǎn)。(1)飛輪可以給出較準(zhǔn)確的連續(xù)變化的控制力矩,可以進(jìn)展線性控制,而噴氣推力器只能作非線性開關(guān)控制。因此飛輪的控制精度一般比噴氣推力器的高一個(gè)數(shù)量級(jí),而且姿態(tài)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(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)期密封問題。(3)飛輪控制系統(tǒng)特別適合于抑制周期性擾動(dòng),而中高軌道衛(wèi)星所受的擾動(dòng)根本上是周期性的。(4)飛輪控制系統(tǒng)能夠防止熱氣推力器對(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)以抑制*一方面的非周期性擾動(dòng)時(shí),飛輪終究要到達(dá)它的最大允許轉(zhuǎn)速。在這種極限工作狀態(tài)下,飛輪就不再吸收航天器的多余動(dòng)量矩,失去控制能力。這種狀態(tài)稱為飽和,飽和是飛輪系統(tǒng)自身不能抑制的缺點(diǎn)。二是由于轉(zhuǎn)動(dòng)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(dòng)量反作用輪斜裝的優(yōu)點(diǎn)是什么？答案：(1)控制功耗指標(biāo)U比較低(2)斜裝輪的力矩包和動(dòng)量包比較大:動(dòng)量包就是指所有反作用輪在航天器本體坐標(biāo)系中的各個(gè)方向上所能提供的最大動(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)存能力的表達(dá)。假設(shè)動(dòng)量包大,則在抑制同樣外部擾動(dòng)時(shí),飛輪的卸載次數(shù)少。對(duì)飛輪動(dòng)量矩進(jìn)展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(dòng)力矩大。(3)可靠性:可靠性而言,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)靈活:在設(shè)計(jì)采用斜裝輪的姿態(tài)控制系統(tǒng)時(shí),可選擇的參數(shù)不僅有飛輪的動(dòng)量矩大小,還有安裝形式。因此系統(tǒng)設(shè)計(jì)的靈活性較大,易于適應(yīng)各種外部擾動(dòng)。6.9給出一種偏置動(dòng)量輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的根本敏感器和執(zhí)行機(jī)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(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,俯仰姿態(tài)偏差通過俯仰通道控制系統(tǒng)來消除,主要是在飛輪偏置值附近改變動(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)和偏航姿態(tài)偏差都進(jìn)展控制。上述CTS衛(wèi)星之所以采用這種系統(tǒng)是因?yàn)檫@種配置的最大優(yōu)點(diǎn)是可以不用偏航敏感器,只用紅外地平儀來測(cè)量俯仰和滾動(dòng)。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(dòng)量輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)和敏感器典型配置。分析磁力矩控制系統(tǒng)與飛輪控制系統(tǒng)、推力器控制系統(tǒng)相比有何優(yōu)缺點(diǎn)。優(yōu)點(diǎn)：簡(jiǎn)單,不消耗工質(zhì),只需要少量電能,特別對(duì)小型地球衛(wèi)星最適宜。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,因此研究地磁場(chǎng)時(shí)不但要在一定時(shí)間內(nèi)重新測(cè)定,以校正原來的數(shù)據(jù),而且必須對(duì)局部的異常加以適當(dāng)補(bǔ)充。但即使如此,仍不可能準(zhǔn)確了解地球周圍磁場(chǎng)的分布,所以磁力矩控制的精度一般較低,無論姿態(tài)穩(wěn)定,還是姿態(tài)機(jī)動(dòng)。什么是姿態(tài)捕獲"姿態(tài)捕獲可分為幾類"闡述各自的原理。姿態(tài)捕獲是航天器由未知姿態(tài)到姿態(tài)的定向過程,是另一類典型的姿態(tài)機(jī)動(dòng)。姿態(tài)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(gè)捕獲過程完全由星上設(shè)備完成,從姿態(tài)信息獲得、控制指令綜合到執(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敏感器和磁強(qiáng)計(jì)得到姿態(tài)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(wèi)星HCMM采用磁強(qiáng)計(jì)和安裝在飛輪上的地平掃描儀來控制磁力矩使姿態(tài)對(duì)地球指向穩(wěn)定。半自主姿態(tài)捕獲方式是由地面站和星上設(shè)備共同組成的。例如高能天文觀察衛(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(jì)算機(jī)根據(jù)遙測(cè)傳送下來的星跟蹤器數(shù)據(jù),通過相應(yīng)軟件準(zhǔn)確確定衛(wèi)星三軸姿態(tài),并算出陀螺漂移的校正量,然后把這些信息送上衛(wèi)星,最后通過控制噴氣推力器使衛(wèi)星姿態(tài)準(zhǔn)確指向目標(biāo)。地面控制姿態(tài)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控制。這種閉環(huán)形式的地面控制是利用星上姿態(tài)敏感器,通過下行通道遙測(cè)傳送到地面站,由地面站計(jì)算機(jī)把這些數(shù)據(jù)處理成為姿態(tài)控制有關(guān)的信息,然后通過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)控制系統(tǒng),并且以實(shí)時(shí)方式進(jìn)展。地面控制的開環(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(jì)算機(jī)處理,并把結(jié)果顯示出來,然后根據(jù)控制規(guī)律估算各種控制指令,經(jīng)過分析和選擇,最后通過遙控使星上執(zhí)行機(jī)構(gòu)動(dòng)作。表達(dá)地球同步軌道衛(wèi)星三軸姿態(tài)捕獲的過程,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)星的姿態(tài)捕獲是在對(duì)自旋體的消旋和速率阻尼的根底上進(jìn)展的,分為太陽捕獲,地球捕獲和偏航捕獲3個(gè)階段完成。第一階段為太陽捕獲