航天器b姿態(tài)b運(yùn)動學(xué)和動力學(xué)-資料下載頁
2025-05-14 02:47本頁面
【正文】 ω Oxyz000 zyOxrω 000 zyOxXYZO? eωer ωωω ??將該式投影至航天器本體坐標(biāo)系上則有 () () () () 式中，變換矩陣 B由式 ()描述； 為航天器繞中心引力體旋轉(zhuǎn)的軌道角速度。 er B ωωω ??? ?Tzyx ????ω? ?Tr ??? ????ω? ?Te 00 0???ω0?考慮到若兩個角 α 和 β 均滿足 ， 則以下近似關(guān)系成立： 所以 ， 航天器姿態(tài)在小范圍變化時 ， 當(dāng) 時 ，式 ()描述的矩陣 B即可簡化為式 ()的形式 。 r a d1, ?????????????s i nc o ss i n0s i ns i n?? ?sin 1cos ??r a d1, ?????將 ?， ?r, ?e和 B均代入式 ()，便有 即 () ??????????????????????????????????????????????001110????????????????zyx??????????????????????000???zyx將式 ()代入航天器的姿態(tài)歐拉動力學(xué)方程 ()就可以得航天器的線性化姿態(tài)動力學(xué)方程 ， 即 () 忽略軌道角速度耦合作用時 （ 或 很小 ， 例如同步軌道 ） ， 則式 （ ） 可以簡化為 （ ） 顯然 ， 這是一組航天器姿態(tài)的解耦動力學(xué)方程 。 ???????????????????????????????200200)()()()(xyxzyzzyyzyxzyxxIIIIIIMIMIIIIIIM????????0??????????????????zzyyxxIMIMIM 對于式 （ ） 進(jìn)行拉普拉斯變換 ， 就得到航天器姿態(tài)控制的被控對象傳遞函數(shù) ， 其結(jié)構(gòu)框圖如圖 。 同步衛(wèi)星 在軌道上運(yùn)動的航天器受各種力 (通過航天器質(zhì)心 )和力矩 (不通過航天器質(zhì)心 )的作用 ， 其中這些力矩使航天器的姿態(tài)產(chǎn)生擾動 。 作用于航天器的擾動力矩有氣動力矩 、 重力梯度力矩 、 太陽輻射力矩 ， 以及空間微粒碰撞產(chǎn)生的力矩等 。擾動力矩是相對的 ， 在有些情況下可把上述擾動力矩作 為姿態(tài)穩(wěn)定力矩 ， 如重力梯度穩(wěn)定 、 磁穩(wěn)定等 。 下面簡要介紹幾種主要的擾動力矩 。 姿態(tài)干擾力矩 氣動力矩 飛行經(jīng)驗(yàn)表明氣動力矩能顯著地干擾航天器姿態(tài) ，特別是影響自旋衛(wèi)星的自旋速度 。 因而在航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中 ， 1 000 km以下的軌道 ， 氣動力矩必須予以考慮 ， 特別是 500 km以下的軌道 ， 氣動力矩是主要的空間環(huán)境干擾力矩 。 當(dāng)軌道高度在 120～ 1 000 km時 ，氣動力矩可以用自由分子流理論來計(jì)算 ， 也就是認(rèn)為大氣分子的平均自由行程大于航天器的特征尺寸 。 在設(shè)計(jì)航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)時 ， 氣動力矩可表示為 (3． 40) 式中 ， D為氣動力矢量 ， 其值由式 (2． 59)表示； L為壓心相對于航天器質(zhì)心的矢徑 。 LDM ???dbfgfc 重力梯度力矩 重力梯度力矩是因航天器各部分質(zhì)量具有不同重力而產(chǎn)生的 。 航天器由重力梯度所引起的最大力矩的保守值在本體坐標(biāo)系三個軸上的投影估計(jì)為 (3． 41a) (3． 41b) (3． 41c) 式中， r為軌道半徑或航天器質(zhì)心到引力體中心的距離。 )(3 3 yzgx IIrM ?? ?)(3 3 xzgy IIrM ?? ?)(3 3 yxgz IIrM ?? ? 磁干擾力矩 磁干擾力矩是由航天器的磁特性和環(huán)境磁場相互作用而產(chǎn)生的 。 確定這個力矩需要知道環(huán)境磁場 (如地磁場 )的強(qiáng)度和方向 、 航天器的磁矩 ， 以及這個磁矩相對于當(dāng)?shù)卮艌鱿蛄康姆较?。 它可以粗略地表示如下： 式中 ， P為航天器的剩余磁矩 ， P為其數(shù)值； B為航天器所在高度的環(huán)境磁場強(qiáng)度 ， B為其數(shù)值； β 為環(huán)境磁場與磁矩的夾角 。 ?s i nPBBPMM MM ???? 輻射力矩 輻射力矩主要是由于太陽的直接照射以及航天器質(zhì)心和壓心不重合所引起的 。 對于在地球軌道上的航天器 ，還存在著另外兩種輻射源 ， 即 地球反射的太陽光和地球及其大氣層的紅外輻射 。 航天器上的電磁能 (典型的有紅外線或無線電訊號 )的不對稱輻射也應(yīng)看作是一種輻射源 。 決定輻射力矩的主要因素是： (1)入射輻射或反射輻射的強(qiáng)度、頻譜及方向。 (2)表面形狀及太陽面相對于航天器質(zhì)心的位置。 (3)輻射入射表面或輻射發(fā)射表面的光學(xué)性質(zhì)。 輻射力矩可表示為 式中， f為輻射壓力矢量，其數(shù)值由式 (2． 61)計(jì)算；． L為輻射壓心相對于航天器質(zhì)心的矢徑。 LfM f ??? 為了具體比較上述 4種擾動力矩大小 ， 圖 3． 8顯示出這些擾動力矩的計(jì)算值 。 一般來說 ， 占優(yōu)勢的力矩在低高度軌道是氣動力矩 ，在高軌道 (在 1 000 km以上 )是太陽輻射力矩 ， 當(dāng)高度降至 700 km時 ， 太陽輻射力矩和氣動力矩是同數(shù)量級的 。在中高度的軌道 (1 000 km左右 )主要擾動力矩是重力梯度力矩和磁力矩 。 姿態(tài)擾動力矩在絕對值上不一定很大 ， 特別對于高軌道航天器 ， 但是由于它們作用于航天器的時間長 ， 成為影響航天器姿態(tài)精度的重要因素 ， 所以姿態(tài)控制成為航天控制技術(shù)的又一重要方面 。 小結(jié)
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