哈工大航天學院課程-空間飛行器動力學與控制-第2課-近地空間環(huán)境

1、一、近地空間環(huán)境及其對航天器的影響二、航天器控制的基本概念三、航天器動力學的發(fā)展與分類,第二課 近地空間環(huán)境,航天器在點火升空、在軌運行和返回著陸的過程中，要經(jīng)歷近地空間環(huán)境的重重考驗，不乏失敗的事例。 1990年風云一號單粒子事件導致衛(wèi)星姿態(tài)失控，提前結束了工作。 研究近地空間環(huán)境的要素及其對航天活動的影響，對飛行任務的完成和載人航天的安全具有重大意義。,一、近地空間環(huán)境及其對航天器的影響,近地空

2、間的概念距離地面90～65000km（約為10個地球半徑）的地球外圍空間。地球周圍大氣層以外的空間對于航天活動，近地空間一般可以定義為航天器繞地球作軌道運動的空間范圍。,近地空間環(huán)境的概念和組成要素 近地空間環(huán)境由多種環(huán)境要素組成，其中對航天活動存在較大影響的環(huán)境要素主要包括太陽電磁輻射地球大氣地球電離層地球磁場空間帶電粒子輻射空間碎片等,太陽電磁輻射 基本概念 到達地球大氣上界的

3、太陽輻射能量稱為天文太陽輻射量。在地球位于日地平均距離處時，地球大氣上界垂直于太陽光線的單位面積在單位時間內(nèi)所受到的太陽輻射的全譜總能量，稱為太陽常數(shù)。太陽常數(shù)的常用單位為瓦/米2。,因觀測方法和技術不同，得到的太陽常數(shù)值不同。世界氣象組織 (WMO)1981年公布的太陽常數(shù)值是1368瓦/米2。地球大氣上界的太陽輻射光譜的99％以上在波長0.15～4.0微米之間。大約50％的太陽輻射能量在可見光譜區(qū)（波長0.4～0.76微米），7％在

4、紫外光譜區(qū)（波長0.76微米），最大能量在波長0.475微米處。,由于太陽輻射波長較地面和大氣輻射波長小得多，所以通常又稱太陽輻射為短波輻射，稱地面和大氣輻射為長波輻射。太陽活動和日地距離的變化等會引起地球大氣上界太陽輻射能量的變化。,太陽活動周期和太陽黑子 通過一般光學望遠鏡觀測太陽，觀測到的是光球層（太陽大氣層的最里層）的活動。在光球上經(jīng)常可以看到許多黑色斑點，叫太陽黑子。太陽黑子是光球層物質劇烈運動形成的局部強磁

5、場區(qū)域，是光球層活動的重要標志。 天文學家們注意到，太陽黑子有平均11年的活動周期，這也是整個太陽的活動周期。天文學家把太陽黑子最多的年份稱為“太陽活動峰年”，把太陽黑子最少的年份稱為“太陽活動寧靜年”。,太陽輻射及其周期變化對航天活動的影響 影響航天器的光照環(huán)境、對地觀測光學背景，航天器表面材料等。太陽活動的周期變化還會影響航天器所處的磁場、高能帶電粒子環(huán)境等。,地球大氣基本概念和分類

6、 地球大氣是指被地球引力場和磁場所束縛、包裹著地球陸地和水圈的氣體層。通常，地球大氣僅指地球周圍的中性大氣層。高度在90km以上的大氣稱為高層大氣。地球大氣中， 、 、 和 的含量最高，約占大氣總量的99.997%左右。,隨著距地面的高度增加，地球大氣根據(jù)大氣溫度或大氣成分可在垂直方向上劃分為若干層。大氣分層結構的示意圖,（1）按溫度的垂直分布劃分對流層 從地面向上

7、至溫度出現(xiàn)第一極小值所在高度的大氣層。該層大氣處于與地面表面輻射、對流平衡狀態(tài)，湍流是它主要的能量耗散過程。對流層內(nèi)溫度隨高度的增加而較均勻地下降，溫度遞減率大約為 。,,平流層 從對流層頂以上至溫度出現(xiàn)極大值所在高度的大氣層。地球大氣中的臭氧主要集中在平流層內(nèi)，平流層內(nèi)溫度隨高度升高而增高，平流層頂?shù)母叨燃s在50km處，其平均溫度約為273K。中間層 從平流層頂以上至溫度出現(xiàn)第二

8、極小值所在高度的大氣層。中間層內(nèi)溫度隨高度升高而下降，其降溫的主要機制是二氧化碳發(fā)射的紅外輻射。中間層頂?shù)母叨燃s在85km處，其平均溫度約190K，高緯地區(qū)中間層頂溫度季節(jié)變化強烈，夏季可降至160K。,,熱層 從中間層頂以上大氣溫度重新急劇升高，直至包含一部分溫度不再隨高度變化的高度區(qū)間的大氣層。在約 高度，由于大氣吸收太陽輻射總波長小于200nm的遠紫外輻射，引起大氣分子的光化、電

9、離，并伴隨著放熱過程，使得大氣溫度隨高度有陡峭的增高。在200km高度以上，隨著高度增加，儲存在大氣中的熱量逐漸減少，熱層大氣逐漸趨近于等溫狀態(tài)。,外層大氣 熱層頂以上的等溫大氣稱為外層大氣。由于原子氫和氦的質量較輕，并且它們還具有一定的能量，所以有時它們能脫離地球重力場，逃逸到外空間環(huán)境中去，因此外層大氣也叫逃逸層。它的低層主要是原子氧，再向上主要是氦，在更高的高度上主要是原子氫。太陽活動和磁暴對外層大氣也有較大影響。,

10、（2）按大氣成分的均勻性質劃分均質層 從地面至約90km高度的大氣層，基本上包含對流層、平流層和中間層。均質層大氣通過湍流使大氣成分均勻混合，大氣成分基本均一，平均摩爾質量為常數(shù)。均質層遵從流體靜壓方程和理想氣體狀態(tài)方程。非均質層 均質層頂之上，大氣成分隨高度有明顯變化的大氣層，基本上包含熱層和外層大氣。非均質層大氣的平均摩爾質量隨高度而降低。,,太陽是決定地球高層大氣性質的最主要的因素。太陽的電磁輻射進

11、入大氣以后，其中的紫外、遠紫外輻射和波長更短的X射線立即被大氣吸收，來自外空的高能帶電粒子也在這里被大氣吸收，吸收的能量加熱大氣，使其達到 的高溫。,因此當太陽紫外輻射和X射線的強度發(fā)生劇烈的變化時，高層大氣的溫度和密度也隨之發(fā)生劇烈的變化。高度越高，差別越大，在200km高度上可相差3-4倍，在500km高度上相差20-30倍，1000km高度上則可相差100倍。太陽光投射角度不同還造成高層

12、大氣具有季節(jié)、地方時以及隨緯度的變化等。,高層大氣對航天器的影響 高層大氣對航天器的影響主要表現(xiàn)在兩個方面，一是對航天器的阻力，改變其軌道并使其衰變直至隕落。二是高層大氣中的氧原子對航天器表面的化學剝蝕作用。 高層大氣對航天器軌道的阻力是低軌道航天器主要的軌道攝動力，因此，高層大氣的阻力是航天器的軌道衰變、姿態(tài)調(diào)整、壽命損耗的主要原因。,高層大氣環(huán)境是受太陽活動控制的，當太陽活動劇烈時，高

13、層大氣的溫度和密度也隨之發(fā)生劇烈變化。大氣密度的變化直接影響航天器的運行軌道、姿態(tài)和壽命。以圓形軌道為例，一個軌道高度為300km的衛(wèi)星，如果質量面積比為100kg/m2 ，在太陽活動較高時（如太陽黑子數(shù)為200），其壽命約為10天。而在太陽活動較低時（如太陽黑子數(shù)為6）,該衛(wèi)星的運行壽命約為50天，是前者的5倍。,1974年美國發(fā)射的天空實驗室(Skylab)衛(wèi)星，由于設計階段未估計到第21太陽周是個高活動期，而且太陽活動水平上升較快

14、，造成大氣密度增加，天空實驗室飛行阻力加大，在1977年秋天該衛(wèi)星就已脫離穩(wěn)定狀態(tài)，增加了軌道衰變率，盡管NASA采取了一系列挽救措施，也未能改變它的衰變，導致天空實驗室在1979年初墜入大氣而隕落，至少比預計提前兩年結束運行壽命。,氧原子是最具活性的氣體粒子之一,由于航天器以8km/s速度在其中飛行，它相對于航天器的高速碰撞，使它具有極強的氧化潛力，對某些材料產(chǎn)生嚴重的剝蝕效應，剝蝕的程度與高層大氣中氧原子的數(shù)密度大小和分布變化密切相

15、關。對于需要長期在低軌道上運行和工作的航天器，例如空間站，這種剝蝕是十分嚴重的。,美國在1981年至1985年間曾先后在STS-2至STS-8等航天飛機上進行過多種材料在氧原子環(huán)境中的暴露和照射試驗，并同時監(jiān)測運行軌道上大氣中的原子氧數(shù)密度的變化。他們發(fā)現(xiàn)，一種厚度為12.7μｍ的Kapton介質材料樣品，裝在航天飛機上，暴露在軌道高度上的氧原子環(huán)境中100小時后，氧原子對材料的剝蝕厚度竟達到10.4μｍ；一種厚度為40.6μｍ的Myl

16、ar材料樣品在同樣條件下被剝蝕的厚度為12.0μｍ。可見，氧原子對某些材料的剝蝕效應是相當嚴重的。,高能帶電粒子 基本概念 空間中的高能帶電粒子主要有來自銀河系的銀河宇宙線、來自太陽爆發(fā)時的太陽宇宙線、被地磁場捕獲的輻射帶粒子，以及由于磁擾引起的磁層沉降粒子。這些帶電粒子是構成航天器軌道上的高能帶電粒子環(huán)境。,,,,,高能帶電粒子與航天器輻射效應 高能帶電粒子對航天器的影響

17、主要表現(xiàn)在兩個方面：一是對航天器的材料、電子器件、生物及宇航員的輻射損傷效應；二是對大規(guī)模集成電路的微電子器件產(chǎn)生的單粒子事件效應。此外，太陽質子事件、沉降粒子的注入，使電離層電子濃度增加，造成通訊、測控和導航的嚴重干擾。,（1）輻射損傷效應 帶電粒子對航天器的輻射損傷作用，主要是通過以下兩個作用方式：一是電離作用，即入射粒子的能量通過被照物質的原子電離而被吸收；另一種是原子的位移作用，即被高能離子擊中的

18、原子的位置移動而脫離原來所處的晶格中的位置，造成晶格缺陷。,這些作用導致航天器上的各種材料、電子器件等的性能變差，嚴重時會損壞。如玻璃材料在嚴重輻照后會變黑、變暗，膠卷變得模糊不清，人體感到不舒服、患病甚至死亡；太陽能電池輸出降低，各種半導體器件性能衰退，如增益降低，工作點漂移，甚至完全損壞。,在1989年9月29日的特大太陽質子事件期間，地球同步衛(wèi)星GOES 5,6,7號的太陽能電池電流急劇下降0.1A；而在1989年10月19日的質

19、子事件中GOES 5,6,7號衛(wèi)星的太陽電池功率損失更多，為1989年9月事件的6倍。1991年3月22日的質子事件使日本1990年8月發(fā)射的電視衛(wèi)星B35A損失掉所有的太陽能電池功率,而使衛(wèi)星遭破壞。,太陽質子事件還會對航天員造成嚴重的輻射損傷。1989年10月19日太陽質子事件期間，美國航天飛機ATLANTIS正在發(fā)射伽里略衛(wèi)星，NASA的發(fā)言人認為沒有關系，但實際上航天員看到了高能粒子引起的閃光，不得不退回到飛船艙內(nèi)，眼睛受到嚴重

20、剌激。據(jù)估計，如飛船在深空飛行，或在磁層外進行艙外活動時，大約有1/10的航天員會受到致命的劑量。,（2）單粒子事件效應 單粒子事件是指單個的高能質子或重離子導致的微電子器件狀態(tài)改變，從而使航天器發(fā)生異?；蚬收系氖录Ｋㄎ㈦娮悠骷壿嫚顟B(tài)改變的單粒子翻轉事件，使CMOS組件發(fā)生可控硅效應的單粒子鎖定事件等,單粒子翻轉事件雖然并不產(chǎn)生硬件損傷，但它會導致航天器控制系統(tǒng)的邏輯狀態(tài)紊亂，從而可能產(chǎn)生災難性的后果。美國的TD

21、RS-1衛(wèi)星在1983年4月4日發(fā)射進入地球同步軌道以后，到1993年3月27日之間已確診的單粒子事件就有4468次，在1989年10月19日的一次太陽質子事件期間，該衛(wèi)星上的RAM存儲器中就記錄到239個單粒子翻轉事件。,我國在1994年發(fā)射“實踐四號”衛(wèi)星探測到每天有3.4次/Mbit的單粒子翻轉事件?！帮L云一號(B)”氣象衛(wèi)星于1990年9月升空后，星上主控計算機受到輻射帶粒子和太陽與銀河宇宙線的作用，多次出現(xiàn)單粒子翻轉事件導致衛(wèi)

22、星姿態(tài)失控，造成衛(wèi)星過早失效。,我國“實踐四號”衛(wèi)星上的動態(tài)單粒子事件監(jiān)測儀，在半年時間內(nèi)CMOS電路發(fā)生6次鎖定事件，差不多每月發(fā)生一次，均通過外加指令切斷電源措施，然后重新啟動來恢復的。美國的ERS-1衛(wèi)星于1991年7月進入高度為784km的太陽同步軌道，數(shù)天后在經(jīng)過南大西洋上空時，因發(fā)生單粒子事件而將電源燒毀。,地球電離層 基本概念 等離子體是宇宙空間物質構成的主要形態(tài)，99%以上的物質都以等

23、離子態(tài)形式存在，離我們最近的等離子體就是地球電離層。電離層是地球大氣的一個重要層區(qū)，它是由太陽電磁輻射、宇宙線和沉降粒子作用于地球高層大氣，使之電離而生成的由電子、離子和中性粒子構成的能量很低的準中性等離子體區(qū)域。地球電離層處在50km至幾千千米高度間，溫度在180～3000K范圍之間。,,,,,描述電離層最基本的參量是電子密度，通常按照電子密度隨高度的變化來劃分電離層的結構。隨著高度的變化，電離層電子密度出現(xiàn)幾個極大值區(qū)域（又稱為層）

24、，依次分為D層、E層和F層。 電離層電子密度的高度分布隨晝夜、季節(jié)、緯度和太陽活動而變化。由于白天和晚上的電離源（太陽電磁輻射）不同，電離層結構也有所不同，在夜間D層消失，而E層和F層電子密度減??；太陽活動高年和低年中，太陽電磁輻射的差異也導致電離層電子密度有很大差別。,電離層除了具有正常的結構背景以及不均勻結構以外，還有伴隨著太陽耀斑、磁暴等全球性擾動過程而出現(xiàn)的電離層突然騷擾（SID，Sudden Ionosphere

25、 Disturbance）、電離層暴以及極區(qū)反常現(xiàn)象。,空間等離子體與航天器充放電效應 在近地空間存在著大量的等離子體，除了磁層外的太陽風等離子體外，在磁層中還有電離層、等離子體層和等離子體片等集中分布的等離子體區(qū)域。當航天器在這些區(qū)域運行時，由于航天器與等離子體的相互作用，會導致航天器的充放電效應。當航天器被充電到一定高度時，所產(chǎn)生的強電場可造成材料或器件的擊穿，放電所發(fā)生的電磁輻射會干擾航天器上各種電器設

26、備的正常工作，甚至造成航天器失效。,空間等離子體導致的航天器充電大致可以分為兩種形式：一是由能量不能穿透航天器表面的等離子體(數(shù)十千電子伏以下)與航天器相互作用而導致的充電現(xiàn)象，稱為表面充電。,由于電子熱運動速度遠高于離子，所以航天器表面將有大量的電子沉積而帶負電。由于航天器不同表面部分可處于不同的環(huán)境條件(如有無光照)及相對運動方向的不同方位(如沖壓-尾流)下，加之表面材料可不同(光電發(fā)射、二次發(fā)射系數(shù)等)，使其可帶有不同電位，從而形

27、成不均勻充電，出現(xiàn)電位差。,另一種充電形式是內(nèi)部充電(或叫深層充電)，它是能量高于幾十千電子伏的電子入射到航天器上，其能量可穿透表面，其穿透深度隨入射電子能量增加而增加，在表面下數(shù)十微米處聚集入射電子與表面同能量的離子形成的充電現(xiàn)象。當航天器表面材料絕緣時，它們在空間等離子體中將被充電至不同電位，從而可能引起放電，造成航天器異常的故障。,故障分析表明，由于空間等離子體使航天器充電而引起的故障占所有空間環(huán)境故障的1/3。據(jù)統(tǒng)計，我國的地球

28、同步軌道通訊衛(wèi)星的故障中，空間環(huán)境誘發(fā)的故障占總故障的40%左右，與國際上的故障率大致相近，而其中相當一部分的故障則是由于衛(wèi)星充電引起的。,地球磁場 基本概念和分類 地球附近空間充滿著磁場。按磁場起源的不同，地球磁場可以分為內(nèi)源場和外源場兩個組成部分。 內(nèi)源場起源于地球內(nèi)部，它包括基本磁場和外源場變化時在地殼內(nèi)的感生磁場。外源場起源于地球附近的電流體系，包括電離層電流、環(huán)電流、場向電流、磁層

29、頂電流及磁層內(nèi)其他電流。,由于地球內(nèi)部磁源分布的變化和影響，存在著南大西洋負異常和東亞大陸正異常等區(qū)域。這些地磁異常區(qū)對航天活動有著重要影響。 外源場中的重要部分來自太陽風，即太陽噴發(fā)出來的等離子體。由于它具有極高的導電率，在它到達地球附近時，組成太陽風的電子和離子在地磁場的羅倫茨力作用下，向相反方向偏轉，形成一個包圍地球的腔體，稱為磁層。等離子體被排斥在磁層以外，地球磁場則被包圍在磁層以內(nèi)，等離子體和磁層的邊界稱為磁層頂

30、，地磁場只局限于磁層頂以內(nèi)的空間。,地球磁場對航天器的影響 地磁場是最重要的空間環(huán)境參數(shù)之一，它控制著近地空間帶電粒子的運動，并通過大氣增溫對航天器軌道運動產(chǎn)生影響。 同時，地球磁場對航天器的影響還表現(xiàn)在產(chǎn)生磁力矩對航天器姿態(tài)造成干擾。當航天器具有剩余磁矩時，它將受到磁力矩的作用而改變姿態(tài)。另一種情況，對于具有導電回路的自旋穩(wěn)定航天器，當它在地磁場中自旋時，導電回路切割磁力線會產(chǎn)生感應電流，地磁場與感應電流的相

31、互作用將使航天器的姿態(tài)受到影響。,空間碎片 空間碎片是指近地空間中除正在工作的航天器之外的人造物體。它們是由廢棄或失敗的航天器、運載末級火箭以及航天器碰撞和爆炸產(chǎn)生的碎片等組成。根據(jù)美國空間指揮部空間監(jiān)視網(wǎng)的記錄，目前跟蹤到的大約7000個大于10cm的軌道物體中，正常運行的航天器僅占6%，其余都是空間碎片。 這些物體的總重量達3000多噸，碎片的重量占所有飛行物的總重量的99.9%。直徑在1-10cm范圍

32、的空間碎片數(shù)量是可跟蹤物體的3-9倍。它們的平均密度為2.8g/cm3，相對地球的平均速度為10km/s。,空間碎片和微流星與航天器機械損傷效應 在近地空間運行的航天器經(jīng)常會遭遇到兩種固態(tài)物質撞擊的威脅。一種是宇宙空間中自然形成的流星體，另一類是人類空間活動產(chǎn)生的空間垃圾－空間碎片。它們在空間以高速運行，具有極高的動能，如果與航天器相碰撞，會給航天器造成嚴重的影響，這是當前航天界愈來愈關注的空間環(huán)境問題。,流

33、星與空間碎片的危害首先是表現(xiàn)在與航天器的碰撞上。碰撞的可能性與航天器的大小及在軌停留時間成正比，航天器越大，碰撞的可能性越大，在軌停時間越長，碰撞機會就越多。 一旦航天器與流星或碎片相撞，由于流星體和碎片具有極高的動能，每一克流星體具有的能量為2×105j，在與航天器相撞的瞬間釋放出來，將會對航天器造成極為嚴重的后果。,流星和碎片對航天器造成的損害的類型和程度取決于航天器尺度大小、航天器的結構、形態(tài)和在軌的停留時間

34、以及流星和碎片的特征。它們可能會穿透高壓艙、燃料箱；損壞助推器的噴咀；剝蝕航天器上光學儀器鏡頭、天線以及熱防護的表面涂層，臻最后損壞航天器，使航天器不能正常工作而失效。,就目前而言,航天器與可跟蹤碎片(直徑大于10cm)碰撞的幾率即使在密集區(qū)800-1400km高度也不很高，據(jù)計算碰撞概率約2.0×10-6/(m2·y)；對于1.0－4.0cm的碎片，碰撞概率為2.0×10-5/(m2·y)。

35、 而小的流星體和碎片雖然不會造成嚴重后果，但因其數(shù)量大，大量的小撞擊會改變航天器表面的性質，稱為“沙蝕”。特別是光學系統(tǒng)表面，如透鏡、反射鏡面等會因此而無法成像；對表面的溫控涂層，太陽電池復蓋物體等都將因改變特性而受損。,美國航天飛機截止到1991年5月的40次飛行中，共留下50次軌道微粒的撞擊記錄，導致更換了25塊舷窗，這些撞擊事件的75%是碎片造成的。 空間碎片撞擊效果,1981年7月蘇聯(lián)導

36、航衛(wèi)星“宇宙1275號”在美國Alaska上空爆炸，被認為是空間碎片擊中所致。 1983年7月“挑戰(zhàn)者”號航天飛機第7次飛行時被空間物體擊中，形成一個缺口，后來證實，它可能是美國Detta火箭上剝落下來的碎片造成的。,幾乎所有空間環(huán)境參數(shù)都對航天器的運行有著重要的影響。由于空間環(huán)境致航天器的異?；蚬收喜粍倜杜e，既有因對環(huán)境不夠了解而付出驚人代價的事例，也有因對環(huán)境的危害有充分的認識，采取相應措施面避免事故的事例。,因

37、此，充分認識這些空間環(huán)境和它對航天器帶來的影響，并在航天器設計、制造和運行中加以充分考慮是十分必要的。特別是載人航天，其安全可靠性最為重要，必須排除所有可能威脅飛船安全的因素。,航天器軌道和姿態(tài)的概念 一個剛體航天器的運動可以由它的位置、速度、姿態(tài)和姿態(tài)運動來描述。其中位置和速度描述航天器的質心運動，這屬于航天器的軌道問題；姿態(tài)和姿態(tài)運動描述航天器繞質心的轉動，屬于姿態(tài)問題。從運動學的觀點來說，一個航天器的運動具有6個

38、自由度，其中3個位置自由度表示航天器的軌道運動，另外3個繞質心的轉動自由度表示航天器的姿態(tài)運動。,二、航天器控制的基本概念,“火星快車” 的軌道與姿態(tài),航天器控制分類（軌道控制和姿態(tài)控制）     航天器在軌道上運動將受到各種力和力矩的作用。從剛體力學的角度來說，力使航天器的軌道產(chǎn)生攝動，力矩使航天器姿態(tài)產(chǎn)生擾動。因此，航天器的控制按控制目標可以分為兩大類，即軌道控制和姿態(tài)控

39、制。,對航天器的質心施以外力，以有目的地改變其運動軌跡的技術，稱為軌道控制；對航天器繞質心施加力矩，以保持或按需要改變其在空間的定向的技術，稱為姿態(tài)控制。,（1）軌道控制    軌道控制包括軌道確定和軌道控制兩方面的內(nèi)容。軌道確定的任務是研究如何確定航天器的位置和速度，有時也稱為空間導航，簡稱導航；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，對質心施以控制力，以改變其運動軌跡的技術，有時也

40、稱為制導。,軌道控制按應用方式可分為四類。 軌道機動：指使航天器從一個自由飛行段軌道轉移到另一個自由飛行段軌道的控制。 軌道保持：指克服攝動影響，使航天器軌道的某些參數(shù)保持不變的控制。 軌道交會：指航天器能與另一個航天器在同一時間以相同速度達到空間同一位置而實施的控制過程。 再入返回控制：指使航天器脫離原來的軌道，返回進入大氣層的控制。,（2）姿態(tài)控制 姿態(tài)控制也包括姿態(tài)確定和姿態(tài)控制兩

41、方面內(nèi)容。姿態(tài)確定是研究航天器相對于某個基準的確定姿態(tài)方法。這個基準可以是慣性基準或者人們所感興趣的某個基準，例如地球。姿態(tài)確定一般采用姿態(tài)敏感器和相應的數(shù)據(jù)處理方法，姿態(tài)確定的精度取決于數(shù)據(jù)處理方法和航天器敏感器所能達到的精度。,姿態(tài)控制是航天器在規(guī)定或預先確定的方向(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)機動。姿態(tài)穩(wěn)定是指使姿態(tài)保持在指定方向，而姿態(tài)機動是指航天器從一個姿態(tài)過渡到另一個姿態(tài)的再定向過程。,姿態(tài)控制通常包括

42、以下幾個具體概念。定向：指航天器的本體或附件(如太陽能電池陣、觀測設備、天線等)以單軸或三軸按一定精度保持在給定的參考方向上。再定向：指航天器本體從對一個參考方向的定向改變到對另一個新參考方向的定向。再定向過程是通過連續(xù)的姿態(tài)機動控制來實現(xiàn)的。捕獲：又稱為初始對準，是指航天器由未知不確定姿態(tài)向已知定向姿態(tài)的機動控制過程。,粗對準：指初步對準，通常須用較大的控制力矩以縮短機動的時間，但不要求很高的定向精度。精對準：指粗對準或再定

43、向后由于精度不夠而進行的修正機動，以保證定向的精度要求。跟蹤：指航天器本體或附件保持對活動目標的定向。搜索：指航天器對活動目標的捕獲。,從上述概念可知，定向屬于姿態(tài)穩(wěn)定問題，而再定向和捕獲則屬于姿態(tài)機動問題。姿態(tài)穩(wěn)定要求控制系統(tǒng)在航天器的整個工作壽命中進行工作，這種控制一般是長期而持續(xù)的，所要求的控制力矩較小。姿態(tài)機動一般是一短暫過程，需要較大的控制力矩，使姿態(tài)在較短的時間內(nèi)發(fā)生明顯的改變。由于這兩種姿態(tài)控制的目標有顯著差別，所以這

44、兩種控制在工程上所基于的系統(tǒng)結構也往往不同。,總之，姿態(tài)機動是獲取并保持航天器在空間定向的過程。例如，衛(wèi)星對地進行通信或觀測，天線或遙感器要指向地面目標；衛(wèi)星進行軌道控制時，發(fā)動機要對準所要求的推力方向；衛(wèi)星再入大氣層時，要求制動防熱面對準迎面氣流。這些都需要使星體建立和保持一定的姿態(tài)。     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)運動的形式可大致分為兩類。,自旋穩(wěn)

45、定 衛(wèi)星等航天器繞其一軸(自旋軸)旋轉，依靠旋轉動量矩保持自旋軸在慣性空間的指向。自旋穩(wěn)定常輔以主動姿態(tài)控制，來修正自旋軸指向誤差。雙自旋衛(wèi)星由自旋體和消旋體兩部分組成，相互間由消旋軸承連接。自旋體繞軸承軸(自旋軸)旋轉而獲得自旋軸定向；消旋體在自旋軸定向的基礎上又受軸承軸上消旋電機控制而獲得三軸穩(wěn)定。三軸穩(wěn)定 依靠主動姿態(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某一參考空間的方向。,（3）姿態(tài)控制

46、與軌道控制的關系 航天器是一個比較復雜的控制對象，一般來說軌道控制與姿態(tài)控制密切相關。為實現(xiàn)軌道控制，航天器姿態(tài)必須符合要求。也就是說，當需要對航天器進行軌道控制時，同時也要求進行姿態(tài)控制。 在某些具體情況或某些飛行過程中，可以把姿態(tài)控制和軌道控制分開來考慮。某些應用任務對航天器的軌道沒有嚴格要求，而對航天器的姿態(tài)卻有要求。例如，空間環(huán)境探測衛(wèi)星繞地球的運行往往不需要軌道控制，在這種情況下，航天器只有姿態(tài)

47、控制。,航天器動力學問題的研究主要是圍繞簡單航天器和復雜航天器的姿態(tài)穩(wěn)定問題和結構動力特性等問題開展的。 早期的航天器主要是以簡單的人造衛(wèi)星為主，60年代開展了復雜航天器的研究，包括深空探測器，載人飛船，空間站等，70，80年代取得了豐碩的成果，如69年的登月行動，及其以后的大型空間站，航天飛機等。,三、航天器動力學的發(fā)展與分類,簡單航天器動力學 早期航天器結構緊湊，構型簡單，頂多帶一些桿件，20世紀60年

48、代出現(xiàn)的衛(wèi)星太陽陣也大都是小型的，帶的燃料也較少，而且大都用氮氣。 這類航天器大多采用自旋穩(wěn)定、雙自旋穩(wěn)定和重力梯度穩(wěn)定，部分采用三軸穩(wěn)定，因此，從動力學角度大都可簡化為剛體或準剛體。 國外對簡單航天器動力學的研究始于20世紀50年代，六七十年代達到鼎盛時期，其發(fā)展與衛(wèi)星穩(wěn)定方式的發(fā)展和應用密切相關。,（1）自旋穩(wěn)定航天器動力學 自旋穩(wěn)定是航天器最簡單的一種穩(wěn)定方式，因此幾個空

49、間大國發(fā)射的第一顆衛(wèi)星都是采用自旋穩(wěn)定方式，如蘇聯(lián)的Sputnik-1（1957）、美國的Explorer-1（1958）、法國的France-1（1965）和中國的DFH-1（1970）等。,蘇聯(lián)第一顆衛(wèi)星Sputnik-1是繞自身的最大慣性軸旋轉的，符合自旋穩(wěn)定的最大慣量準則。 斯坦福大學無線電天文學家R. N. Bracewell教授從接收的Sputnik-1信號推斷出這顆衛(wèi)星是繞最大慣性軸旋轉的，并根據(jù)對銀河系自

50、旋動力學的分析結果，認為只有繞最大慣性軸旋轉才能使限定角動量的動能最小。,自旋穩(wěn)定航天器的基本特性 （1）定向性：在星體不受任何外力矩作用時，其自旋軸方向相對慣性空間定向； （2）進動性：在星體受外力矩(擾動力矩、控制力矩)作用時，其自旋軸相對慣性空間要作進動運動，外力矩停止作用，自旋軸也停止進動； （3）章動性：在星體受到橫向沖量矩瞬時作用后，自旋角動量方向就要偏離總角動量方向一個角度稱為章動角，這時衛(wèi)星自旋

51、軸相對總角動量矢量作自由進動，通常稱為章動運動。,對稱自旋航天器章動運動幾何（ ）,,,衛(wèi)星采用自旋穩(wěn)定方式的主要依據(jù)： （1）有效載荷要求利用其自旋軸的定向性和周期掃描特性 （2）利用進動性可在自旋衛(wèi)星橫向加控制力矩，對其自旋軸進行進動控制，以按要求改變自旋軸相對慣性空間方位或消除外界力矩對其定向性的擾動影響。自旋航天器動力學研究的重點： 章動性對自旋穩(wěn)定航天器的正常工作是極其不利的，因此自旋航天器動

52、力學研究的重點是章動穩(wěn)定性設計和被動章動阻尼與主動章動控制問題。,（2）雙自旋穩(wěn)定航天器動力學 從工程應用看，自旋衛(wèi)星只能提供對空間遙感、科學探測和空間通信感興趣目標的周期性掃描覆蓋，要想連續(xù)覆蓋，很自然的想法和概念是希望自旋衛(wèi)星能提供一個“消旋平臺”，也就是通過星上閉環(huán)控制系統(tǒng)來控制力矩馬達，以使衛(wèi)星轉子和平臺保持所希望的相對轉速。美國OSO軌道太陽觀測站就是這類航天器的第一顆衛(wèi)星。,美國Hughes公司

53、A. J. Iorillo通過章動阻尼動力學分析，認為對縱橫慣量比大于1的自旋衛(wèi)星，將阻尼器放在自旋轉子或消旋平臺上都是穩(wěn)定的。但是，Iorillo很快認識到，若把阻尼器放在消旋平臺上，能使任意慣量分布的航天器自旋穩(wěn)定，這是第一次突破自旋衛(wèi)星繞最小慣量主軸穩(wěn)定是不可能的公認結論；1965年他提出了關于轉子和平臺能量消散動力學的近似分析，并認識到這個結果對航天工業(yè)必將產(chǎn)生重大影響。,雙自旋衛(wèi)星結構圖,（3）重力穩(wěn)定航天器動力學

54、 利用空間環(huán)境力矩對簡單航天器進行姿態(tài)控制和穩(wěn)定是一種簡單可靠和廉價實用的空間場穩(wěn)定方式，包括重力穩(wěn)定、磁力穩(wěn)定和太陽光壓穩(wěn)定等。其中，尤其是重力梯度穩(wěn)定方式獲得了廣泛應用，如美國的Transit導航衛(wèi)星系列和Geos測地衛(wèi)星系列，還有GGSS、ATS和DOGE試驗衛(wèi)星以及OV科學衛(wèi)星系列等。,,重力梯度力矩: 因航天器各部分質量具有不同重力而產(chǎn)生的。確定這個力矩需要知道重力場的資料和航天器的質量分布

55、特性，它與軌道半徑的立方成反比。,如圖，假設地球為中心引力場，質量為 ， 為地心引力常數(shù)，則地球對星體質量微元 的引力為 質量微元dm所受的力,由于星體各個部分的質量微元到地心的距離有微小差別，使其合引力(重力)有時不通過衛(wèi)星質心，從而產(chǎn)生擾動力矩，稱為重力(或引力)梯度力矩。因此，在慣性系中，重力梯度力矩一般向量表達式可寫為,航天器相對星體坐標系的重力

56、梯度力矩的矩陣表達式為 從上式可見，作用在航天器上的重力梯度力矩除與其慣性積大小有關外，還與姿態(tài)角和縱橫慣性矩之差的大小有關。,,重力穩(wěn)定航天器,重力穩(wěn)定非常適用于對地定向精度要求不高的長壽命航天器，也能為采用動量交換裝置的航天器提供卸載力矩和進行動量管理。1962年美國成功發(fā)射的1962-22A是第一顆重力穩(wěn)定人造地球衛(wèi)星。 重力穩(wěn)定航天器是通過伸出頂端帶有重物的桿子使衛(wèi)星呈啞

57、鈴型，從而使三個主軸慣量有較大差別。在重力場作用下，重力梯度恢復力矩將使航天器最小慣量主軸沿當?shù)卮咕€定向。,實際上月球是最古老的重力穩(wěn)定天然地球衛(wèi)星，早在18世紀Lagrange在《月球動力學》中就第一次闡述了重力穩(wěn)定原理。他根據(jù)月球對地定向穩(wěn)定性得出月球最大慣性主軸一定垂直于月球環(huán)地軌道平面，月球指向地球的軸一定是最小慣量主軸。,早期航天器動力學問題在現(xiàn)在看來是比較簡單的，但在航天技術發(fā)展的初期，人類對各類航天器的動力學特性和運動規(guī)律

58、有許多是不清楚的。 因此，航天器動力學的理論發(fā)展和工程應用是眾多科學家和科技工作者長期進行實踐、認識、再實踐、再認識的結晶。這也充分說明概念設想和智慧技巧通過科學理論和數(shù)學近似的綜合應用在航天器動力學理論發(fā)展和解決實際工程問題中的重要作用。,復雜航天器動力學 現(xiàn)代復雜航天器規(guī)模龐大，構形復雜，不但帶有多個大型柔性附件和大型充液貯箱，而且通過空間交會對接還可增長為大型軌道復合體。這類復雜航

59、天器大都采用對地定向或慣性定向三軸穩(wěn)定，而且大都是典型的多體、柔性、充液航天器系統(tǒng)，有的成為多級控制和變結構航天器系統(tǒng)，其動力學特性的復雜性和指向精度的高要求都是早期簡單航天器所無法比擬的。,國外對復雜航天器動力學的研究始于20世紀60年代中后期，七八十年代達到鼎盛時期，迄今還在發(fā)展完善，不但發(fā)表了大量理論研究文章，還相繼推出支持這類復雜航天器動力學分析、仿真和優(yōu)化的多種應用軟件系統(tǒng)，如NASTRAN、DYTRAN、DISCOS、DIS

60、COSL、ADAMS、TREETOPS、CONTOPS、ALLFLEX、SD-EXACT和SSGDAC等。,復雜航天器動力學的發(fā)展主要指航天器多體動力學、柔性航天器動力學和充液航天器動力學的研究、發(fā)展和應用，其重點是研究復雜航天器的結構振動、液體晃動、多體運動和環(huán)境擾動與全星及其附件控制的相互作用耦合動力學問題。其中，航天器結構動力學是研究各類耦合動力學的基礎，而航天器動力學試驗又是對理論研究的驗證和補充。 此外，復雜航天