固體發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用下的變質(zhì)量航天器自旋穩(wěn)定性研究.pdf

1、采用固體發(fā)動(dòng)機(jī)的自旋穩(wěn)定航天器在進(jìn)行軌道控制時(shí)，橫向干擾力矩將引起自旋穩(wěn)定航天器的章動(dòng)。航天器的章動(dòng)除了造成航天器速度增量的損失減小和速度指向誤差外，還可能引起航天器姿態(tài)失穩(wěn)。本論文將對(duì)固體發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用下的自旋穩(wěn)定航天器，在加速入軌、變軌過(guò)程中，由于推力偏斜、質(zhì)心偏移產(chǎn)生的橫向干擾力矩引起的姿態(tài)穩(wěn)定性問(wèn)題進(jìn)行研究。
　　本論文采用不存在奇點(diǎn)的四元數(shù)法建立了航天器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程。根據(jù)剛化原理，把變質(zhì)量航天器當(dāng)成常質(zhì)量系來(lái)看待，建

2、立了變質(zhì)量航天器質(zhì)心動(dòng)力學(xué)方程和繞質(zhì)心的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程。在此基礎(chǔ)上，根據(jù)雷諾遷移定理，推導(dǎo)出兩個(gè)附加力和兩個(gè)附加力矩的具體表達(dá)式。其結(jié)果顯示了附加哥氏力矩和附加相對(duì)力矩對(duì)自旋穩(wěn)定航天器姿態(tài)的影響。
　　本論文對(duì)變質(zhì)量航天器在固體發(fā)動(dòng)機(jī)理想燃燒狀態(tài)下的多種情況下的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行了仿真分析。對(duì)航天器的噴氣阻尼特性進(jìn)行了分析和仿真驗(yàn)證。對(duì)航天器在有推力偏斜時(shí)的軌道和姿態(tài)分為航天器橫軸相等和橫軸不相等的情況分別進(jìn)行仿真分析。文中采用將姿態(tài)動(dòng)

3、力學(xué)模型簡(jiǎn)化成定常線性系統(tǒng)的方法，分析了航天器在受到由于發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣偏斜而產(chǎn)生的橫向干擾力矩對(duì)自旋穩(wěn)定性的影響，并用仿真驗(yàn)證了分析結(jié)果。
　　本論文對(duì)變質(zhì)量航天器在設(shè)定的固體發(fā)動(dòng)機(jī)非理想燃燒狀態(tài)下的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行了分析仿真，并分為無(wú)推力偏斜和有推力偏斜的兩種情況分別進(jìn)行了仿真分析。通過(guò)大量的仿真找出了不同發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒面燃燒推進(jìn)狀況對(duì)航天器自旋穩(wěn)定性影響的規(guī)律。
　　本論文的仿真分析結(jié)果可為相關(guān)型號(hào)的研制部門(mén)改進(jìn)該類(lèi)型入軌、變軌發(fā)動(dòng)