空间飞行器动力学与控制第2课近地空间环境

1、一、近地空间环境及其对航天器的影响二、航天器控制的基本概念三、航天器动力学的发展与分类 第二课 近地空间环境 航天器在点火升空、在轨运行和返回着陆的过程中，要经历近地空间环境的重重考验，不乏失败的事例。 1990年风云一号单粒子事件导致卫星姿态失控，提前结束了工作。 研究近地空间环境的要素及其对航天活动的影响，对飞行任务的完成和载人航天的安全具有重大意义。 一、近地空间环境及其对航天器的影响近地空间的概念距离地面9065000km（约为10个地球半径）的地球外围空间。地球周围大气层以外的空间对于航天活动，近地空间一般可以定义为航天器绕地球作轨道运动的空间范围。 近地空间环境的概念和组成要素 近

2、地空间环境由多种环境要素组成，其中对航天活动存在较大影响的环境要素主要包括太阳电磁辐射地球大气地球电离层地球磁场空间带电粒子辐射空间碎片等 太阳电磁辐射 基本概念 到达地球大气上界的太阳辐射能量称为天文太阳辐射量。在地球位于日地平均距离处时，地球大气上界垂直于太阳光线的单位面积在单位时间内所受到的太阳辐射的全谱总能量，称为太阳常数。太阳常数的常用单位为瓦/米2。 因观测方法和技术不同，得到的太阳常数值不同。世界气象组织 (WMO)1981年公布的太阳常数值是1368瓦/米2。地球大气上界的太阳辐射光谱的99以上在波长微米之间。大约50的太阳辐射能量在可见光谱区（波长微米），7在紫外光谱区（波长

3、微米）,43在红外光谱区（波长微米），最大能量在波长微米处。 由于太阳辐射波长较地面和大气辐射波长小得多，所以通常又称太阳辐射为短波辐射，称地面和大气辐射为长波辐射。太阳活动和日地距离的变化等会引起地球大气上界太阳辐射能量的变化。 太阳活动周期和太阳黑子 通过一般光学望远镜观测太阳，观测到的是光球层（太阳大气层的最里层）的活动。在光球上经常可以看到许多黑色斑点，叫太阳黑子。太阳黑子是光球层物质剧烈运动形成的局部强磁场区域，是光球层活动的重要标志。 天文学家们注意到，太阳黑子有平均11年的活动周期，这也是整个太阳的活动周期。天文学家把太阳黑子最多的年份称为“太阳活动峰年”，把太阳黑子最少的年份称

4、为“太阳活动宁静年”。 太阳辐射及其周期变化对航天活动的影响 影响航天器的光照环境、对地观测光学背景，航天器表面材料等。太阳活动的周期变化还会影响航天器所处的磁场、高能带电粒子环境等。 地球大气基本概念和分类 地球大气是指被地球引力场和磁场所束缚、包裹着地球陆地和水圈的气体层。通常，地球大气仅指地球周围的中性大气层。高度在90km以上的大气称为高层大气。地球大气中， 、 、 和 的含量最高，约占大气总量的99.997%左右。 随着距地面的高度增加，地球大气根据大气温度或大气成分可在垂直方向上划分为若干层。大气分层结构的示意图（1）按温度的垂直分布划分对流层 从地面向上至温度出现第一极小值所在高

5、度的大气层。该层大气处于与地面表面辐射、对流平衡状态，湍流是它主要的能量耗散过程。对流层内温度随高度的增加而较均匀地下降，温度递减率大约为 。平流层 从对流层顶以上至温度出现极大值所在高度的大气层。地球大气中的臭氧主要集中在平流层内，平流层内温度随高度升高而增高，平流层顶的高度约在50km处，其平均温度约为273K。中间层 从平流层顶以上至温度出现第二极小值所在高度的大气层。中间层内温度随高度升高而下降，其降温的主要机制是二氧化碳发射的红外辐射。中间层顶的高度约在85km处，其平均温度约190K，高纬地区中间层顶温度季节变化强烈，夏季可降至160K。热层 从中间层顶以上大气温度重新急剧升高，直

6、至包含一部分温度不再随高度变化的高度区间的大气层。在约 高度，由于大气吸收太阳辐射总波长小于200nm的远紫外辐射，引起大气分子的光化、电离，并伴随着放热过程，使得大气温度随高度有陡峭的增高。在200km高度以上，随着高度增加，储存在大气中的热量逐渐减少，热层大气逐渐趋近于等温状态。 外层大气 热层顶以上的等温大气称为外层大气。由于原子氢和氦的质量较轻，并且它们还具有一定的能量，所以有时它们能脱离地球重力场，逃逸到外空间环境中去，因此外层大气也叫逃逸层。它的低层主要是原子氧，再向上主要是氦，在更高的高度上主要是原子氢。太阳活动和磁暴对外层大气也有较大影响。（2）按大气成分的均匀性质划分均质层

7、从地面至约90km高度的大气层，基本上包含对流层、平流层和中间层。均质层大气通过湍流使大气成分均匀混合，大气成分基本均一，平均摩尔质量为常数。均质层遵从流体静压方程和理想气体状态方程。非均质层 均质层顶之上，大气成分随高度有明显变化的大气层，基本上包含热层和外层大气。非均质层大气的平均摩尔质量随高度而降低。 太阳是决定地球高层大气性质的最主要的因素。太阳的电磁辐射进入大气以后，其中的紫外、远紫外辐射和波长更短的X射线立即被大气吸收，来自外空的高能带电粒子也在这里被大气吸收，吸收的能量加热大气，使其达到 的高温。 因此当太阳紫外辐射和X射线的强度发生剧烈的变化时，高层大气的温度和密度也随之发生剧

8、烈的变化。高度越高，差别越大，在200km高度上可相差3-4倍，在500km高度上相差20-30倍，1000km高度上则可相差100倍。太阳光投射角度不同还造成高层大气具有季节、地方时以及随纬度的变化等。高层大气对航天器的影响 高层大气对航天器的影响主要表现在两个方面，一是对航天器的阻力，改变其轨道并使其衰变直至陨落。二是高层大气中的氧原子对航天器表面的化学剥蚀作用。 高层大气对航天器轨道的阻力是低轨道航天器主要的轨道摄动力，因此，高层大气的阻力是航天器的轨道衰变、姿态调整、寿命损耗的主要原因。 高层大气环境是受太阳活动控制的，当太阳活动剧烈时，高层大气的温度和密度也随之发生剧烈变化。大气密度

9、的变化直接影响航天器的运行轨道、姿态和寿命。以圆形轨道为例，一个轨道高度为300km的卫星，如果质量面积比为100kg/m2 ，在太阳活动较高时（如太阳黑子数为200），其寿命约为10天。而在太阳活动较低时（如太阳黑子数为6）,该卫星的运行寿命约为50天，是前者的5倍。 1974年美国发射的天空实验室(Skylab)卫星，由于设计阶段未估计到第21太阳周是个高活动期，而且太阳活动水平上升较快，造成大气密度增加，天空实验室飞行阻力加大，在1977年秋天该卫星就已脱离稳定状态，增加了轨道衰变率，尽管NASA采取了一系列挽救措施，也未能改变它的衰变，导致天空实验室在1979年初坠入大气而陨落，至少比

10、预计提前两年结束运行寿命。 氧原子是最具活性的气体粒子之一,由于航天器以8km/s速度在其中飞行，它相对于航天器的高速碰撞，使它具有极强的氧化潜力，对某些材料产生严重的剥蚀效应，剥蚀的程度与高层大气中氧原子的数密度大小和分布变化密切相关。对于需要长期在低轨道上运行和工作的航天器，例如空间站，这种剥蚀是十分严重的。 美国在1981年至1985年间曾先后在STS-2至STS-8等航天飞机上进行过多种材料在氧原子环境中的暴露和照射试验，并同时监测运行轨道上大气中的原子氧数密度的变化。他们发现，一种厚度为的Kapton介质材料样品，装在航天飞机上，暴露在轨道高度上的氧原子环境中100小时后，氧原子对材

11、料的剥蚀厚度竟达到；一种厚度为的Mylar材料样品在同样条件下被剥蚀的厚度为。可见，氧原子对某些材料的剥蚀效应是相当严重的。 高能带电粒子 基本概念 空间中的高能带电粒子主要有来自银河系的银河宇宙线、来自太阳爆发时的太阳宇宙线、被地磁场捕获的辐射带粒子，以及由于磁扰引起的磁层沉降粒子。这些带电粒子是构成航天器轨道上的高能带电粒子环境。高能带电粒子与航天器辐射效应 高能带电粒子对航天器的影响主要表现在两个方面：一是对航天器的材料、电子器件、生物及宇航员的辐射损伤效应；二是对大规模集成电路的微电子器件产生的单粒子事件效应。此外，太阳质子事件、沉降粒子的注入，使电离层电子浓度增加，造成通讯、测控和导

12、航的严重干扰。 （1）辐射损伤效应 带电粒子对航天器的辐射损伤作用，主要是通过以下两个作用方式：一是电离作用，即入射粒子的能量通过被照物质的原子电离而被吸收；另一种是原子的位移作用，即被高能离子击中的原子的位置移动而脱离原来所处的晶格中的位置，造成晶格缺陷。 这些作用导致航天器上的各种材料、电子器件等的性能变差，严重时会损坏。如玻璃材料在严重辐照后会变黑、变暗，胶卷变得模糊不清，人体感到不舒服、患病甚至死亡；太阳能电池输出降低，各种半导体器件性能衰退，如增益降低，工作点漂移，甚至完全损坏。 在1989年9月29日的特大太阳质子事件期间，地球同步卫星GOES 5,6,7号的太阳能电池电流急剧下降

13、；而在1989年10月19日的质子事件中GOES 5,6,7号卫星的太阳电池功率损失更多，为1989年9月事件的6倍。1991年3月22日的质子事件使日本1990年8月发射的电视卫星B35A损失掉所有的太阳能电池功率,而使卫星遭破坏。 太阳质子事件还会对航天员造成严重的辐射损伤。1989年10月19日太阳质子事件期间，美国航天飞机ATLANTIS正在发射伽里略卫星，NASA的发言人认为没有关系，但实际上航天员看到了高能粒子引起的闪光，不得不退回到飞船舱内，眼睛受到严重剌激。据估计，如飞船在深空飞行，或在磁层外进行舱外活动时，大约有1/10的航天员会受到致命的剂量。（2）单粒子事件效应 单粒子事

14、件是指单个的高能质子或重离子导致的微电子器件状态改变，从而使航天器发生异常或故障的事件。它包括微电子器件逻辑状态改变的单粒子翻转事件，使CMOS组件发生可控硅效应的单粒子锁定事件等 单粒子翻转事件虽然并不产生硬件损伤，但它会导致航天器控制系统的逻辑状态紊乱，从而可能产生灾难性的后果。美国的TDRS-1卫星在1983年4月4日发射进入地球同步轨道以后，到1993年3月27日之间已确诊的单粒子事件就有4468次，在1989年10月19日的一次太阳质子事件期间，该卫星上的RAM存储器中就记录到239个单粒子翻转事件。 我国在1994年发射“实践四号”卫星探测到每天有次/Mbit的单粒子翻转事件。“风

15、云一号(B)”气象卫星于1990年9月升空后，星上主控计算机受到辐射带粒子和太阳与银河宇宙线的作用，多次出现单粒子翻转事件导致卫星姿态失控，造成卫星过早失效。 我国“实践四号”卫星上的动态单粒子事件监测仪，在半年时间内CMOS电路发生6次锁定事件，差不多每月发生一次，均通过外加指令切断电源措施，然后重新启动来恢复的。美国的ERS-1卫星于1991年7月进入高度为784km的太阳同步轨道，数天后在经过南大西洋上空时，因发生单粒子事件而将电源烧毁。 地球电离层 基本概念 等离子体是宇宙空间物质构成的主要形态，99%以上的物质都以等离子态形式存在，离我们最近的等离子体就是地球电离层。电离层是地球大气

16、的一个重要层区，它是由太阳电磁辐射、宇宙线和沉降粒子作用于地球高层大气，使之电离而生成的由电子、离子和中性粒子构成的能量很低的准中性等离子体区域。地球电离层处在50km至几千千米高度间，温度在1803000K范围之间。 描述电离层最基本的参量是电子密度，通常按照电子密度随高度的变化来划分电离层的结构。随着高度的变化，电离层电子密度出现几个极大值区域（又称为层），依次分为D层、E层和F层。 电离层电子密度的高度分布随昼夜、季节、纬度和太阳活动而变化。由于白天和晚上的电离源（太阳电磁辐射）不同，电离层结构也有所不同，在夜间D层消失，而E层和F层电子密度减小；太阳活动高年和低年中，太阳电磁辐射的差异

17、也导致电离层电子密度有很大差别。 电离层除了具有正常的结构背景以及不均匀结构以外，还有伴随着太阳耀斑、磁暴等全球性扰动过程而出现的电离层突然骚扰（SID，Sudden Ionosphere Disturbance）、电离层暴以及极区反常现象。 空间等离子体与航天器充放电效应 在近地空间存在着大量的等离子体，除了磁层外的太阳风等离子体外，在磁层中还有电离层、等离子体层和等离子体片等集中分布的等离子体区域。当航天器在这些区域运行时，由于航天器与等离子体的相互作用，会导致航天器的充放电效应。当航天器被充电到一定高度时，所产生的强电场可造成材料或器件的击穿，放电所发生的电磁辐射会干扰航天器上各种电器设

18、备的正常工作，甚至造成航天器失效。 空间等离子体导致的航天器充电大致可以分为两种形式：一是由能量不能穿透航天器表面的等离子体(数十千电子伏以下)与航天器相互作用而导致的充电现象，称为表面充电。 由于电子热运动速度远高于离子，所以航天器表面将有大量的电子沉积而带负电。由于航天器不同表面部分可处于不同的环境条件(如有无光照)及相对运动方向的不同方位(如冲压-尾流)下，加之表面材料可不同(光电发射、二次发射系数等)，使其可带有不同电位，从而形成不均匀充电，出现电位差。 另一种充电形式是内部充电(或叫深层充电)，它是能量高于几十千电子伏的电子入射到航天器上，其能量可穿透表面，其穿透深度随入射电子能量增

19、加而增加，在表面下数十微米处聚集入射电子与表面同能量的离子形成的充电现象。当航天器表面材料绝缘时，它们在空间等离子体中将被充电至不同电位，从而可能引起放电，造成航天器异常的故障。 故障分析表明，由于空间等离子体使航天器充电而引起的故障占所有空间环境故障的1/3。据统计，我国的地球同步轨道通讯卫星的故障中，空间环境诱发的故障占总故障的40%左右，与国际上的故障率大致相近，而其中相当一部分的故障则是由于卫星充电引起的。 地球磁场 基本概念和分类 地球附近空间充满着磁场。按磁场起源的不同，地球磁场可以分为内源场和外源场两个组成部分。 内源场起源于地球内部，它包括基本磁场和外源场变化时在地壳内的感生磁

20、场。外源场起源于地球附近的电流体系，包括电离层电流、环电流、场向电流、磁层顶电流及磁层内其他电流。 由于地球内部磁源分布的变化和影响，存在着南大西洋负异常和东亚大陆正异常等区域。这些地磁异常区对航天活动有着重要影响。 外源场中的重要部分来自太阳风，即太阳喷发出来的等离子体。由于它具有极高的导电率，在它到达地球附近时，组成太阳风的电子和离子在地磁场的罗伦茨力作用下，向相反方向偏转，形成一个包围地球的腔体，称为磁层。等离子体被排斥在磁层以外，地球磁场则被包围在磁层以内，等离子体和磁层的边界称为磁层顶，地磁场只局限于磁层顶以内的空间。地球磁场对航天器的影响 地磁场是最重要的空间环境参数之一，它控制着

21、近地空间带电粒子的运动，并通过大气增温对航天器轨道运动产生影响。 同时，地球磁场对航天器的影响还表现在产生磁力矩对航天器姿态造成干扰。当航天器具有剩余磁矩时，它将受到磁力矩的作用而改变姿态。另一种情况，对于具有导电回路的自旋稳定航天器，当它在地磁场中自旋时，导电回路切割磁力线会产生感应电流，地磁场与感应电流的相互作用将使航天器的姿态受到影响。 空间碎片 空间碎片是指近地空间中除正在工作的航天器之外的人造物体。它们是由废弃或失败的航天器、运载末级火箭以及航天器碰撞和爆炸产生的碎片等组成。根据美国空间指挥部空间监视网的记录，目前跟踪到的大约7000个大于10cm的轨道物体中，正常运行的航天器仅占6

22、%，其余都是空间碎片。 这些物体的总重量达3000多吨，碎片的重量占所有飞行物的总重量的99.9%。直径在1-10cm范围的空间碎片数量是可跟踪物体的3-9倍。它们的平均密度为3，相对地球的平均速度为10km/s。 空间碎片和微流星与航天器机械损伤效应 在近地空间运行的航天器经常会遭遇到两种固态物质撞击的威胁。一种是宇宙空间中自然形成的流星体，另一类是人类空间活动产生的空间垃圾空间碎片。它们在空间以高速运行，具有极高的动能，如果与航天器相碰撞，会给航天器造成严重的影响，这是当前航天界愈来愈关注的空间环境问题。 流星与空间碎片的危害首先是表现在与航天器的碰撞上。碰撞的可能性与航天器的大小及在轨停

23、留时间成正比，航天器越大，碰撞的可能性越大，在轨停时间越长，碰撞机会就越多。 一旦航天器与流星或碎片相撞，由于流星体和碎片具有极高的动能，每一克流星体具有的能量为2105j，在与航天器相撞的瞬间释放出来，将会对航天器造成极为严重的后果。 流星和碎片对航天器造成的损害的类型和程度取决于航天器尺度大小、航天器的结构、形态和在轨的停留时间以及流星和碎片的特征。它们可能会穿透高压舱、燃料箱；损坏助推器的喷咀；剥蚀航天器上光学仪器镜头、天线以及热防护的表面涂层，臻最后损坏航天器，使航天器不能正常工作而失效。 就目前而言,航天器与可跟踪碎片(直径大于10cm)碰撞的几率即使在密集区800-1400km高度

24、也不很高，据计算碰撞概率约2.010-6/(m2y)；对于的碎片，碰撞概率为2.010-5/(m2y)。 而小的流星体和碎片虽然不会造成严重后果，但因其数量大，大量的小撞击会改变航天器表面的性质，称为“沙蚀”。特别是光学系统表面，如透镜、反射镜面等会因此而无法成像；对表面的温控涂层，太阳电池复盖物体等都将因改变特性而受损。 美国航天飞机截止到1991年5月的40次飞行中，共留下50次轨道微粒的撞击记录，导致更换了25块舷窗，这些撞击事件的75%是碎片造成的。 空间碎片撞击效果 1981年7月苏联导航卫星“宇宙1275号”在美国Alaska上空爆炸，被认为是空间碎片击中所致。 1983年7月“挑

25、战者”号航天飞机第7次飞行时被空间物体击中，形成一个缺口，后来证实，它可能是美国Detta火箭上剥落下来的碎片造成的。 几乎所有空间环境参数都对航天器的运行有着重要的影响。由于空间环境致航天器的异常或故障不胜枚举，既有因对环境不够了解而付出惊人代价的事例，也有因对环境的危害有充分的认识，采取相应措施面避免事故的事例。 因此，充分认识这些空间环境和它对航天器带来的影响，并在航天器设计、制造和运行中加以充分考虑是十分必要的。特别是载人航天，其安全可靠性最为重要，必须排除所有可能威胁飞船安全的因素。 航天器轨道和姿态的概念 一个刚体航天器的运动可以由它的位置、速度、姿态和姿态运动来描述。其中位置和速

26、度描述航天器的质心运动，这属于航天器的轨道问题；姿态和姿态运动描述航天器绕质心的转动，属于姿态问题。从运动学的观点来说，一个航天器的运动具有6个自由度，其中3个位置自由度表示航天器的轨道运动，另外3个绕质心的转动自由度表示航天器的姿态运动。 二、航天器控制的基本概念 “火星快车” 的轨道与姿态 航天器控制分类（轨道控制和姿态控制） 航天器在轨道上运动将受到各种力和力矩的作用。从刚体力学的角度来说，力使航天器的轨道产生摄动，力矩使航天器姿态产生扰动。因此，航天器的控制按控制目标可以分为两大类，即轨道控制和姿态控制。 对航天器的质心施以外力，以有目的地改变其运动轨迹的技术，称为轨道控制；对航天器绕

27、质心施加力矩，以保持或按需要改变其在空间的定向的技术，称为姿态控制。（1）轨道控制 轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度，有时也称为空间导航，简称导航；轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标，对质心施以控制力，以改变其运动轨迹的技术，有时也称为制导。 轨道控制按应用方式可分为四类。 轨道机动：指使航天器从一个自由飞行段轨道转移到另一个自由飞行段轨道的控制。轨道保持：指克服摄动影响，使航天器轨道的某些参数保持不变的控制。轨道交会：指航天器能与另一个航天器在同一时间以相同速度达到空间同一位置而实施的控制过程。 再入返回控制：指使航天

28、器脱离原来的轨道，返回进入大气层的控制。（2）姿态控制 姿态控制也包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。这个基准可以是惯性基准或者人们所感兴趣的某个基准，例如地球。姿态确定一般采用姿态敏感器和相应的数据处理方法，姿态确定的精度取决于数据处理方法和航天器敏感器所能达到的精度。 姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向(可称为参考方向)上定向的过程，它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向，而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。 姿态控制通常包括以下几个具体概念。定向：指航天器的本体或附件(如太阳能电池阵、观测设备

29、、天线等)以单轴或三轴按一定精度保持在给定的参考方向上。再定向：指航天器本体从对一个参考方向的定向改变到对另一个新参考方向的定向。再定向过程是通过连续的姿态机动控制来实现的。捕获：又称为初始对准，是指航天器由未知不确定姿态向已知定向姿态的机动控制过程。粗对准：指初步对准，通常须用较大的控制力矩以缩短机动的时间，但不要求很高的定向精度。精对准：指粗对准或再定向后由于精度不够而进行的修正机动，以保证定向的精度要求。跟踪：指航天器本体或附件保持对活动目标的定向。搜索：指航天器对活动目标的捕获。 从上述概念可知，定向属于姿态稳定问题，而再定向和捕获则属于姿态机动问题。姿态稳定要求控制系统在航天器的整个

30、工作寿命中进行工作，这种控制一般是长期而持续的，所要求的控制力矩较小。姿态机动一般是一短暂过程，需要较大的控制力矩，使姿态在较短的时间内发生明显的改变。由于这两种姿态控制的目标有显著差别，所以这两种控制在工程上所基于的系统结构也往往不同。 总之，姿态机动是获取并保持航天器在空间定向的过程。例如，卫星对地进行通信或观测，天线或遥感器要指向地面目标；卫星进行轨道控制时，发动机要对准所要求的推力方向；卫星再入大气层时，要求制动防热面对准迎面气流。这些都需要使星体建立和保持一定的姿态。 姿态稳定是保持已有姿态的控制，航天器姿态稳定方式按航天器姿态运动的形式可大致分为两类。自旋稳定 卫星等航天器绕其一轴

31、(自旋轴)旋转，依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。自旋稳定常辅以主动姿态控制，来修正自旋轴指向误差。双自旋卫星由自旋体和消旋体两部分组成，相互间由消旋轴承连接。自旋体绕轴承轴(自旋轴)旋转而获得自旋轴定向；消旋体在自旋轴定向的基础上又受轴承轴上消旋电机控制而获得三轴稳定。三轴稳定 依靠主动姿态控制或利用环境力矩，保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向。（3）姿态控制与轨道控制的关系 航天器是一个比较复杂的控制对象，一般来说轨道控制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制，航天器姿态必须符合要求。也就是说，当需要对航天器进行轨道控制时，同时也要求进行姿态控制。 在某些具体情况或某些飞行

32、过程中，可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求，而对航天器的姿态却有要求。例如，空间环境探测卫星绕地球的运行往往不需要轨道控制，在这种情况下，航天器只有姿态控制。 航天器动力学问题的研究主要是围绕简单航天器和复杂航天器的姿态稳定问题和结构动力特性等问题开展的。 早期的航天器主要是以简单的人造卫星为主，60年代开展了复杂航天器的研究，包括深空探测器，载人飞船，空间站等，70，80年代取得了丰硕的成果，如69年的登月行动，及其以后的大型空间站，航天飞机等。三、航天器动力学的发展与分类 简单航天器动力学 早期航天器结构紧凑，构型简单，顶多带一些杆件，20世纪60年

33、代出现的卫星太阳阵也大都是小型的，带的燃料也较少，而且大都用氮气。 这类航天器大多采用自旋稳定、双自旋稳定和重力梯度稳定，部分采用三轴稳定，因此，从动力学角度大都可简化为刚体或准刚体。 国外对简单航天器动力学的研究始于20世纪50年代，六七十年代达到鼎盛时期，其发展与卫星稳定方式的发展和应用密切相关。（1）自旋稳定航天器动力学 自旋稳定是航天器最简单的一种稳定方式，因此几个空间大国发射的第一颗卫星都是采用自旋稳定方式，如苏联的Sputnik-1（1957）、美国的Explorer-1（1958）、法国的France-1（1965）和中国的DFH-1（1970）等。 苏联第一颗卫星Sputnik

34、-1是绕自身的最大惯性轴旋转的，符合自旋稳定的最大惯量准则。 斯坦福大学无线电天文学家R. N. Bracewell教授从接收的Sputnik-1信号推断出这颗卫星是绕最大惯性轴旋转的，并根据对银河系自旋动力学的分析结果，认为只有绕最大惯性轴旋转才能使限定角动量的动能最小。自旋稳定航天器的基本特性 （1）定向性：在星体不受任何外力矩作用时，其自旋轴方向相对惯性空间定向； （2）进动性：在星体受外力矩(扰动力矩、控制力矩)作用时，其自旋轴相对惯性空间要作进动运动，外力矩停止作用，自旋轴也停止进动； （3）章动性：在星体受到横向冲量矩瞬时作用后，自旋角动量方向就要偏离总角动量方向一个角度称为章动角

35、，这时卫星自旋轴相对总角动量矢量作自由进动，通常称为章动运动。 对称自旋航天器章动运动几何（ ）卫星采用自旋稳定方式的主要依据： （1）有效载荷要求利用其自旋轴的定向性和周期扫描特性 （2）利用进动性可在自旋卫星横向加控制力矩，对其自旋轴进行进动控制，以按要求改变自旋轴相对惯性空间方位或消除外界力矩对其定向性的扰动影响。自旋航天器动力学研究的重点： 章动性对自旋稳定航天器的正常工作是极其不利的，因此自旋航天器动力学研究的重点是章动稳定性设计和被动章动阻尼与主动章动控制问题。（2）双自旋稳定航天器动力学 从工程应用看，自旋卫星只能提供对空间遥感、科学探测和空间通信感兴趣目标的周期性扫描覆盖，要想

36、连续覆盖，很自然的想法和概念是希望自旋卫星能提供一个“消旋平台”，也就是通过星上闭环控制系统来控制力矩马达，以使卫星转子和平台保持所希望的相对转速。美国OSO轨道太阳观测站就是这类航天器的第一颗卫星。 美国Hughes公司A. J. Iorillo通过章动阻尼动力学分析，认为对纵横惯量比大于1的自旋卫星，将阻尼器放在自旋转子或消旋平台上都是稳定的。但是，Iorillo很快认识到，若把阻尼器放在消旋平台上，能使任意惯量分布的航天器自旋稳定，这是第一次突破自旋卫星绕最小惯量主轴稳定是不可能的公认结论；1965年他提出了关于转子和平台能量消散动力学的近似分析，并认识到这个结果对航天工业必将产生重大影响。 双自旋卫星结构图（3）重力稳定航天器动力学 利用空间环境力矩对简单航天器进行姿态控制和稳定是一种简单可靠和廉价实用的空间场稳定方式，包括重力