哈工大航天學(xué)院課程-空間飛行器動(dòng)力學(xué)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(duì)航天器的影響二、航天器控制的基本概念三、航天器動(dòng)力學(xué)的發(fā)展與分類,第二課 近地空間環(huán)境,航天器在點(diǎn)火升空、在軌運(yùn)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(yàn)，不乏失敗的事例。 1990年風(fēng)云一號(hào)單粒子事件導(dǎo)致衛(wèi)星姿態(tài)失控，提前結(jié)束了工作。 研究近地空間環(huán)境的要素及其對(duì)航天活動(dòng)的影響，對(duì)飛行任務(wù)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(duì)航天器的影響,近地空

2、間的概念距離地面90～65000km（約為10個(gè)地球半徑）的地球外圍空間。地球周圍大氣層以外的空間對(duì)于航天活動(dòng)，近地空間一般可以定義為航天器繞地球作軌道運(yùn)動(dòng)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(duì)航天活動(dòng)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(chǎng)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(dá)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(shí)，地球大氣上界垂直于太陽光線的單位面積在單位時(shí)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(cè)方法和技術(shù)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(zhǎng)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(zhǎng)0.4～0.76微米），7％在

4、紫外光譜區(qū)（波長(zhǎng)0.76微米），最大能量在波長(zhǎng)0.475微米處。,由于太陽輻射波長(zhǎng)較地面和大氣輻射波長(zhǎng)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(zhǎng)波輻射。太陽活動(dòng)和日地距離的變化等會(huì)引起地球大氣上界太陽輻射能量的變化。,太陽活動(dòng)周期和太陽黑子 通過一般光學(xué)望遠(yuǎn)鏡觀測(cè)太陽，觀測(cè)到的是光球?qū)樱ㄌ柎髿鈱拥淖罾飳樱┑幕顒?dòng)。在光球上經(jīng)?？梢钥吹皆S多黑色斑點(diǎn)，叫太陽黑子。太陽黑子是光球?qū)游镔|(zhì)劇烈運(yùn)動(dòng)形成的局部強(qiáng)磁

5、場(chǎng)區(qū)域，是光球?qū)踊顒?dòng)的重要標(biāo)志。 天文學(xué)家們注意到，太陽黑子有平均11年的活動(dòng)周期，這也是整個(gè)太陽的活動(dòng)周期。天文學(xué)家把太陽黑子最多的年份稱為“太陽活動(dòng)峰年”，把太陽黑子最少的年份稱為“太陽活動(dòng)寧?kù)o年”。,太陽輻射及其周期變化對(duì)航天活動(dòng)的影響 影響航天器的光照環(huán)境、對(duì)地觀測(cè)光學(xué)背景，航天器表面材料等。太陽活動(dòng)的周期變化還會(huì)影響航天器所處的磁場(chǎng)、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(chǎng)和磁場(chǎng)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(jié)構(gòu)的示意圖,（1）按溫度的垂直分布劃分對(duì)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(duì)流平衡狀態(tài)，湍流是它主要的能量耗散過程。對(duì)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(duì)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(jī)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(qiáng)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(zhǎng)小于200nm的遠(yuǎn)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(chǔ)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(zhì)量較輕，并且它們還具有一定的能量，所以有時(shí)它們能脫離地球重力場(chǎng)，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(dòng)和磁暴對(duì)外層大氣也有較大影響。,

10、（2）按大氣成分的均勻性質(zhì)劃分均質(zhì)層 從地面至約90km高度的大氣層，基本上包含對(duì)流層、平流層和中間層。均質(zhì)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(zhì)量為常數(shù)。均質(zhì)層遵從流體靜壓方程和理想氣體狀態(tài)方程。非均質(zhì)層 均質(zhì)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(zhì)層大氣的平均摩爾質(zhì)量隨高度而降低。,,太陽是決定地球高層大氣性質(zhì)的最主要的因素。太陽的電磁輻射進(jìn)

11、入大氣以后，其中的紫外、遠(yuǎn)紫外輻射和波長(zhǎng)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(dá)到 的高溫。,因此當(dāng)太陽紫外輻射和X射線的強(qiáng)度發(fā)生劇烈的變化時(shí)，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(shí)以及隨緯度的變化等。,高層大氣對(duì)航天器的影響 高層大氣對(duì)航天器的影響主要表現(xiàn)在兩個(gè)方面，一是對(duì)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(duì)航天器表面的化學(xué)剝蝕作用。 高層大氣對(duì)航天器軌道的阻力是低軌道航天器主要的軌道攝動(dòng)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(dòng)控制的，當(dāng)太陽活動(dòng)劇烈時(shí)，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(yùn)行軌道、姿態(tài)和壽命。以圓形軌道為例，一個(gè)軌道高度為300km的衛(wèi)星，如果質(zhì)量面積比為100kg/m2 ，在太陽活動(dòng)較高時(shí)（如太陽黑子數(shù)為200），其壽命約為10天。而在太陽活動(dòng)較低時(shí)（如太陽黑子數(shù)為6）,該衛(wèi)星的運(yùn)行壽命約為50天，是前者的5倍。,1974年美國(guó)發(fā)射的天空實(shí)驗(yàn)室(Skylab)衛(wèi)星，由于設(shè)計(jì)階段未估計(jì)到第21太陽周是個(gè)高活動(dòng)期，而且太陽活動(dòng)水平上升較快

14、，造成大氣密度增加，天空實(shí)驗(yàn)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(dǎo)致天空實(shí)驗(yàn)室在1979年初墜入大氣而隕落，至少比預(yù)計(jì)提前兩年結(jié)束運(yùn)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(duì)于航天器的高速碰撞，使它具有極強(qiáng)的氧化潛力，對(duì)某些材料產(chǎn)生嚴(yán)重的剝蝕效應(yīng)，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(guān)。對(duì)于需要長(zhǎng)期在低軌道上運(yùn)行和工作的航天器，例如空間站，這種剝蝕是十分嚴(yán)重的。,美國(guó)在1981年至1985年間曾先后在STS-2至STS-8等航天飛機(jī)上進(jìn)行過多種材料在氧原子環(huán)境中的暴露和照射試驗(yàn)，并同時(shí)監(jiān)測(cè)運(yùn)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(zhì)材料樣品，裝在航天飛機(jī)上，暴露在軌道高度上的氧原子環(huán)境中100小時(shí)后，氧原子對(duì)材料的剝蝕厚度竟達(dá)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(duì)某些材料的剝蝕效應(yīng)是相當(dāng)嚴(yán)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(shí)的太陽宇宙線、被地磁場(chǎng)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(gòu)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(yīng) 高能帶電粒子對(duì)航天器的影響

17、主要表現(xiàn)在兩個(gè)方面：一是對(duì)航天器的材料、電子器件、生物及宇航員的輻射損傷效應(yīng)；二是對(duì)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(yīng)。此外，太陽質(zhì)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(cè)控和導(dǎo)航的嚴(yán)重干擾。,（1）輻射損傷效應(yīng) 帶電粒子對(duì)航天器的輻射損傷作用，主要是通過以下兩個(gè)作用方式：一是電離作用，即入射粒子的能量通過被照物質(zhì)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(dòng)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(dǎo)致航天器上的各種材料、電子器件等的性能變差，嚴(yán)重時(shí)會(huì)損壞。如玻璃材料在嚴(yán)重輻照后會(huì)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(dǎo)體器件性能衰退，如增益降低，工作點(diǎn)漂移，甚至完全損壞。,在1989年9月29日的特大太陽質(zhì)子事件期間，地球同步衛(wèi)星GOES 5,6,7號(hào)的太陽能電池電流急劇下降0.1A；而在1989年10月19日的質(zhì)

19、子事件中GOES 5,6,7號(hào)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(zhì)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(zhì)子事件還會(huì)對(duì)航天員造成嚴(yán)重的輻射損傷。1989年10月19日太陽質(zhì)子事件期間，美國(guó)航天飛機(jī)ATLANTIS正在發(fā)射伽里略衛(wèi)星，NASA的發(fā)言人認(rèn)為沒有關(guān)系，但實(shí)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(yán)重

20、剌激。據(jù)估計(jì)，如飛船在深空飛行，或在磁層外進(jìn)行艙外活動(dòng)時(shí)，大約有1/10的航天員會(huì)受到致命的劑量。,（2）單粒子事件效應(yīng) 單粒子事件是指單個(gè)的高能質(zhì)子或重離子導(dǎo)致的微電子器件狀態(tài)改變，從而使航天器發(fā)生異常或故障的事件。它包括微電子器件邏輯狀態(tài)改變的單粒子翻轉(zhuǎn)事件，使CMOS組件發(fā)生可控硅效應(yīng)的單粒子鎖定事件等,單粒子翻轉(zhuǎn)事件雖然并不產(chǎn)生硬件損傷，但它會(huì)導(dǎo)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(zāi)難性的后果。美國(guó)的TD

21、RS-1衛(wèi)星在1983年4月4日發(fā)射進(jìn)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(zhì)子事件期間，該衛(wèi)星上的RAM存儲(chǔ)器中就記錄到239個(gè)單粒子翻轉(zhuǎn)事件。,我國(guó)在1994年發(fā)射“實(shí)踐四號(hào)”衛(wèi)星探測(cè)到每天有3.4次/Mbit的單粒子翻轉(zhuǎn)事件。“風(fēng)云一號(hào)(B)”氣象衛(wèi)星于1990年9月升空后，星上主控計(jì)算機(jī)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(zhuǎn)事件導(dǎo)致衛(wèi)

22、星姿態(tài)失控，造成衛(wèi)星過早失效。,我國(guó)“實(shí)踐四號(hào)”衛(wèi)星上的動(dòng)態(tài)單粒子事件監(jiān)測(cè)儀，在半年時(shí)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(dòng)來恢復(fù)的。美國(guó)的ERS-1衛(wèi)星于1991年7月進(jìn)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(shí)，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(zhì)構(gòu)成的主要形態(tài)，99%以上的物質(zhì)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(gè)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(gòu)成的能量很低的準(zhǔn)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(jié)構(gòu)。隨著高度的變化，電離層電子密度出現(xiàn)幾個(gè)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(dòng)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(jié)構(gòu)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(dòng)高年和低年中，太陽電磁輻射的差異也導(dǎo)致電離層電子密度有很大差別。,電離層除了具有正常的結(jié)構(gòu)背景以及不均勻結(jié)構(gòu)以外，還有伴隨著太陽耀斑、磁暴等全球性擾動(dòng)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(yīng) 在近地空間存在著大量的等離子體，除了磁層外的太陽風(fēng)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(dāng)航天器在這些區(qū)域運(yùn)行時(shí)，由于航天器與等離子體的相互作用，會(huì)導(dǎo)致航天器的充放電效應(yīng)。當(dāng)航天器被充電到一定高度時(shí)，所產(chǎn)生的強(qiáng)電場(chǎng)可造成材料或器件的擊穿，放電所發(fā)生的電磁輻射會(huì)干擾航天器上各種電器設(shè)

26、備的正常工作，甚至造成航天器失效。,空間等離子體導(dǎo)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(dǎo)致的充電現(xiàn)象，稱為表面充電。,由于電子熱運(yùn)動(dòng)速度遠(yuǎn)高于離子，所以航天器表面將有大量的電子沉積而帶負(fù)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(duì)運(yùn)動(dòng)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(dāng)航天器表面材料絕緣時(shí)，它們?cè)诳臻g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(jì)，我國(guó)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(guó)際上的故障率大致相近，而其中相當(dāng)一部分的故障則是由于衛(wèi)星充電引起的。,地球磁場(chǎng) 基本概念和分類 地球附近空間充滿著磁場(chǎng)。按磁場(chǎng)起源的不同，地球磁場(chǎng)可以分為內(nèi)源場(chǎng)和外源場(chǎng)兩個(gè)組成部分。 內(nèi)源場(chǎng)起源于地球內(nèi)部，它包括基本磁場(chǎng)和外源場(chǎng)變化時(shí)在地殼內(nèi)的感生磁場(chǎng)。外源場(chǎng)起源于地球附近的電流體系，包括電離層電流、環(huán)電流、場(chǎng)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(fù)異常和東亞大陸正異常等區(qū)域。這些地磁異常區(qū)對(duì)航天活動(dòng)有著重要影響。 外源場(chǎng)中的重要部分來自太陽風(fēng)，即太陽噴發(fā)出來的等離子體。由于它具有極高的導(dǎo)電率，在它到達(dá)地球附近時(shí)，組成太陽風(fēng)的電子和離子在地磁場(chǎng)的羅倫茨力作用下，向相反方向偏轉(zhuǎn)，形成一個(gè)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(chǎng)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(chǎng)只局限于磁層頂以內(nèi)的空間。,地球磁場(chǎng)對(duì)航天器的影響 地磁場(chǎng)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(yùn)動(dòng)，并通過大氣增溫對(duì)航天器軌道運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生影響。 同時(shí)，地球磁場(chǎng)對(duì)航天器的影響還表現(xiàn)在產(chǎn)生磁力矩對(duì)航天器姿態(tài)造成干擾。當(dāng)航天器具有剩余磁矩時(shí)，它將受到磁力矩的作用而改變姿態(tài)。另一種情況，對(duì)于具有導(dǎo)電回路的自旋穩(wěn)定航天器，當(dāng)它在地磁場(chǎng)中自旋時(shí)，導(dǎo)電回路切割磁力線會(huì)產(chǎn)生感應(yīng)電流，地磁場(chǎng)與感應(yīng)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(yùn)載末級(jí)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(guó)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(gè)大于10cm的軌道物體中，正常運(yùn)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(dá)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(duì)地球的平均速度為10km/s。,空間碎片和微流星與航天器機(jī)械損傷效應(yīng) 在近地空間運(yùn)行的航天器經(jīng)常會(huì)遭遇到兩種固態(tài)物質(zhì)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(dòng)產(chǎn)生的空間垃圾－空間碎片。它們?cè)诳臻g以高速運(yùn)行，具有極高的動(dòng)能，如果與航天器相碰撞，會(huì)給航天器造成嚴(yán)重的影響，這是當(dāng)前航天界愈來愈關(guān)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(shí)間成正比，航天器越大，碰撞的可能性越大，在軌停時(shí)間越長(zhǎng)，碰撞機(jī)會(huì)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(dòng)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(huì)對(duì)航天器造成極為嚴(yán)重的后果。,流星和碎片對(duì)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(jié)構(gòu)、形態(tài)和在軌的停留時(shí)間

34、以及流星和碎片的特征。它們可能會(huì)穿透高壓艙、燃料箱；損壞助推器的噴咀；剝蝕航天器上光學(xué)儀器鏡頭、天線以及熱防護(hù)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(jì)算碰撞概率約2.0×10-6/(m2·y)；對(duì)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(huì)造成嚴(yán)重后果，但因其數(shù)量大，大量的小撞擊會(huì)改變航天器表面的性質(zhì)，稱為“沙蝕”。特別是光學(xué)系統(tǒng)表面，如透鏡、反射鏡面等會(huì)因此而無法成像；對(duì)表面的溫控涂層，太陽電池復(fù)蓋物體等都將因改變特性而受損。,美國(guó)航天飛機(jī)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(dǎo)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(dǎo)

36、航衛(wèi)星“宇宙1275號(hào)”在美國(guó)Alaska上空爆炸，被認(rèn)為是空間碎片擊中所致。 1983年7月“挑戰(zhàn)者”號(hào)航天飛機(jī)第7次飛行時(shí)被空間物體擊中，形成一個(gè)缺口，后來證實(shí)，它可能是美國(guó)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(duì)航天器的運(yùn)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?qū)Νh(huán)境不夠了解而付出驚人代價(jià)的事例，也有因?qū)Νh(huán)境的危害有充分的認(rèn)識(shí)，采取相應(yīng)措施面避免事故的事例。,因

37、此，充分認(rèn)識(shí)這些空間環(huán)境和它對(duì)航天器帶來的影響，并在航天器設(shè)計(jì)、制造和運(yùn)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(gè)剛體航天器的運(yùn)動(dòng)可以由它的位置、速度、姿態(tài)和姿態(tài)運(yùn)動(dòng)來描述。其中位置和速度描述航天器的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)，這屬于航天器的軌道問題；姿態(tài)和姿態(tài)運(yùn)動(dòng)描述航天器繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)，屬于姿態(tài)問題。從運(yùn)動(dòng)學(xué)的觀點(diǎn)來說，一個(gè)航天器的運(yùn)動(dòng)具有6個(gè)

38、自由度，其中3個(gè)位置自由度表示航天器的軌道運(yùn)動(dòng)，另外3個(gè)繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)自由度表示航天器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)。,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(yùn)動(dòng)將受到各種力和力矩的作用。從剛體力學(xué)的角度來說，力使航天器的軌道產(chǎn)生攝動(dòng)，力矩使航天器姿態(tài)產(chǎn)生擾動(dòng)。因此，航天器的控制按控制目標(biāo)可以分為兩大類，即軌道控制和姿態(tài)控

39、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)，稱為軌道控制；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)，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(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

40、稱為制導(dǎo)。,軌道控制按應(yīng)用方式可分為四類。 軌道機(jī)動(dòng)：指使航天器從一個(gè)自由飛行段軌道轉(zhuǎn)移到另一個(gè)自由飛行段軌道的控制。 軌道保持：指克服攝動(dòng)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(huì)：指航天器能與另一個(gè)航天器在同一時(shí)間以相同速度達(dá)到空間同一位置而實(shí)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(jìn)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(duì)于某個(gè)基準(zhǔn)的確定姿態(tài)方法。這個(gè)基準(zhǔn)可以是慣性基準(zhǔn)或者人們所感興趣的某個(gè)基準(zhǔn)，例如地球。姿態(tài)確定一般采用姿態(tài)敏感器和相應(yīng)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(dá)到的精度。,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。,姿態(tài)控制通常包括

42、以下幾個(gè)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(cè)設(shè)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(duì)一個(gè)參考方向的定向改變到對(duì)另一個(gè)新參考方向的定向。再定向過程是通過連續(xù)的姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制來實(shí)現(xiàn)的。捕獲：又稱為初始對(duì)準(zhǔn)，是指航天器由未知不確定姿態(tài)向已知定向姿態(tài)的機(jī)動(dòng)控制過程。,粗對(duì)準(zhǔn)：指初步對(duì)準(zhǔn)，通常須用較大的控制力矩以縮短機(jī)動(dòng)的時(shí)間，但不要求很高的定向精度。精對(duì)準(zhǔn)：指粗對(duì)準(zhǔn)或再定

43、向后由于精度不夠而進(jìn)行的修正機(jī)動(dòng)，以保證定向的精度要求。跟蹤：指航天器本體或附件保持對(duì)活動(dòng)目標(biāo)的定向。搜索：指航天器對(duì)活動(dòng)目標(biāo)的捕獲。,從上述概念可知，定向?qū)儆谧藨B(tài)穩(wěn)定問題，而再定向和捕獲則屬于姿態(tài)機(jī)動(dòng)問題。姿態(tài)穩(wěn)定要求控制系統(tǒng)在航天器的整個(gè)工作壽命中進(jìn)行工作，這種控制一般是長(zhǎng)期而持續(xù)的，所要求的控制力矩較小。姿態(tài)機(jī)動(dòng)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(shí)間內(nèi)發(fā)生明顯的改變。由于這兩種姿態(tài)控制的目標(biāo)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(jié)構(gòu)也往往不同。,總之，姿態(tài)機(jī)動(dòng)是獲取并保持航天器在空間定向的過程。例如，衛(wèi)星對(duì)地進(jìn)行通信或觀測(cè)，天線或遙感器要指向地面目標(biāo)；衛(wèi)星進(jìn)行軌道控制時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)要對(duì)準(zhǔn)所要求的推力方向；衛(wèi)星再入大氣層時(shí)，要求制動(dòng)防熱面對(duì)準(zhǔn)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(yùn)動(dòng)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(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。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(zhuǎn)而獲得自旋軸定向；消旋體在自旋軸定向的基礎(chǔ)上又受軸承軸上消旋電機(jī)控制而獲得三軸穩(wěn)定。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某一參考空間的方向。,（3）姿態(tài)控制

46、與軌道控制的關(guān)系 航天器是一個(gè)比較復(fù)雜的控制對(duì)象，一般來說軌道控制與姿態(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)行軌道控制時(shí)，同時(shí)也要求進(jìn)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(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。例如，空間環(huán)境探測(cè)衛(wèi)星繞地球的運(yùn)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(dòng)力學(xué)問題的研究主要是圍繞簡(jiǎn)單航天器和復(fù)雜航天器的姿態(tài)穩(wěn)定問題和結(jié)構(gòu)動(dòng)力特性等問題開展的。 早期的航天器主要是以簡(jiǎn)單的人造衛(wèi)星為主，60年代開展了復(fù)雜航天器的研究，包括深空探測(cè)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(dòng)，及其以后的大型空間站，航天飛機(jī)等。,三、航天器動(dòng)力學(xué)的發(fā)展與分類,簡(jiǎn)單航天器動(dòng)力學(xué) 早期航天器結(jié)構(gòu)緊湊，構(gòu)型簡(jiǎn)單，頂多帶一些桿件，20世紀(jì)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?dú)狻?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(dòng)力學(xué)角度大都可簡(jiǎn)化為剛體或準(zhǔn)剛體。 國(guó)外對(duì)簡(jiǎn)單航天器動(dòng)力學(xué)的研究始于20世紀(jì)50年代，六七十年代達(dá)到鼎盛時(shí)期，其發(fā)展與衛(wèi)星穩(wěn)定方式的發(fā)展和應(yīng)用密切相關(guān)。,（1）自旋穩(wěn)定航天器動(dòng)力學(xué) 自旋穩(wěn)定是航天器最簡(jiǎn)單的一種穩(wěn)定方式，因此幾個(gè)空

49、間大國(guó)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(guó)的Explorer-1（1958）、法國(guó)的France-1（1965）和中國(guó)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(zhuǎn)的，符合自旋穩(wěn)定的最大慣量準(zhǔn)則。 斯坦福大學(xué)無線電天文學(xué)家R. N. Bracewell教授從接收的Sputnik-1信號(hào)推斷出這顆衛(wèi)星是繞最大慣性軸旋轉(zhuǎn)的，并根據(jù)對(duì)銀河系自

50、旋動(dòng)力學(xué)的分析結(jié)果，認(rèn)為只有繞最大慣性軸旋轉(zhuǎn)才能使限定角動(dòng)量的動(dòng)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(shí)，其自旋軸方向相對(duì)慣性空間定向； （2）進(jìn)動(dòng)性：在星體受外力矩(擾動(dòng)力矩、控制力矩)作用時(shí)，其自旋軸相對(duì)慣性空間要作進(jìn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)，外力矩停止作用，自旋軸也停止進(jìn)動(dòng)； （3）章動(dòng)性：在星體受到橫向沖量矩瞬時(shí)作用后，自旋角動(dòng)量方向就要偏離總角動(dòng)量方向一個(gè)角度稱為章動(dòng)角，這時(shí)衛(wèi)星自旋

51、軸相對(duì)總角動(dòng)量矢量作自由進(jìn)動(dòng)，通常稱為章動(dòng)運(yùn)動(dòng)。,對(duì)稱自旋航天器章動(dòng)運(yùn)動(dòng)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(jìn)動(dòng)性可在自旋衛(wèi)星橫向加控制力矩，對(duì)其自旋軸進(jìn)行進(jìn)動(dòng)控制，以按要求改變自旋軸相對(duì)慣性空間方位或消除外界力矩對(duì)其定向性的擾動(dòng)影響。自旋航天器動(dòng)力學(xué)研究的重點(diǎn)： 章動(dòng)性對(duì)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(dòng)

52、力學(xué)研究的重點(diǎn)是章動(dòng)穩(wěn)定性設(shè)計(jì)和被動(dòng)章動(dòng)阻尼與主動(dòng)章動(dòng)控制問題。,（2）雙自旋穩(wěn)定航天器動(dòng)力學(xué) 從工程應(yīng)用看，自旋衛(wèi)星只能提供對(duì)空間遙感、科學(xué)探測(cè)和空間通信感興趣目標(biāo)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(gè)“消旋平臺(tái)”，也就是通過星上閉環(huán)控制系統(tǒng)來控制力矩馬達(dá)，以使衛(wèi)星轉(zhuǎn)子和平臺(tái)保持所希望的相對(duì)轉(zhuǎn)速。美國(guó)OSO軌道太陽觀測(cè)站就是這類航天器的第一顆衛(wèi)星。,美國(guó)Hughes公司

53、A. J. Iorillo通過章動(dòng)阻尼動(dòng)力學(xué)分析，認(rèn)為對(duì)縱橫慣量比大于1的自旋衛(wèi)星，將阻尼器放在自旋轉(zhuǎn)子或消旋平臺(tái)上都是穩(wěn)定的。但是，Iorillo很快認(rèn)識(shí)到，若把阻尼器放在消旋平臺(tái)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(rèn)結(jié)論；1965年他提出了關(guān)于轉(zhuǎn)子和平臺(tái)能量消散動(dòng)力學(xué)的近似分析，并認(rèn)識(shí)到這個(gè)結(jié)果對(duì)航天工業(yè)必將產(chǎn)生重大影響。,雙自旋衛(wèi)星結(jié)構(gòu)圖,（3）重力穩(wěn)定航天器動(dòng)力學(xué)

54、 利用空間環(huán)境力矩對(duì)簡(jiǎn)單航天器進(jìn)行姿態(tài)控制和穩(wěn)定是一種簡(jiǎn)單可靠和廉價(jià)實(shí)用的空間場(chǎng)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(yīng)用，如美國(guó)的Transit導(dǎo)航衛(wèi)星系列和Geos測(cè)地衛(wèi)星系列，還有GGSS、ATS和DOGE試驗(yàn)衛(wèi)星以及OV科學(xué)衛(wèi)星系列等。,,重力梯度力矩: 因航天器各部分質(zhì)量具有不同重力而產(chǎn)生的。確定這個(gè)力矩需要知道重力場(chǎng)的資料和航天器的質(zhì)量分布

55、特性，它與軌道半徑的立方成反比。,如圖，假設(shè)地球?yàn)橹行囊?chǎng)，質(zhì)量為 ， 為地心引力常數(shù)，則地球?qū)π求w質(zhì)量微元 的引力為 質(zhì)量微元dm所受的力,由于星體各個(gè)部分的質(zhì)量微元到地心的距離有微小差別，使其合引力(重力)有時(shí)不通過衛(wèi)星質(zhì)心，從而產(chǎn)生擾動(dòng)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(dá)式可寫為,航天器相對(duì)星體坐標(biāo)系的重力

56、梯度力矩的矩陣表達(dá)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(guān)外，還與姿態(tài)角和縱橫慣性矩之差的大小有關(guān)。,,重力穩(wěn)定航天器,重力穩(wěn)定非常適用于對(duì)地定向精度要求不高的長(zhǎng)壽命航天器，也能為采用動(dòng)量交換裝置的航天器提供卸載力矩和進(jìn)行動(dòng)量管理。1962年美國(guó)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(gè)主軸慣量有較大差別。在重力場(chǎng)作用下，重力梯度恢復(fù)力矩將使航天器最小慣量主軸沿當(dāng)?shù)卮咕€定向。,實(shí)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(jì)Lagrange在《月球動(dòng)力學(xué)》中就第一次闡述了重力穩(wěn)定原理。他根據(jù)月球?qū)Φ囟ㄏ蚍€(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(dòng)力學(xué)問題在現(xiàn)在看來是比較簡(jiǎn)單的，但在航天技術(shù)發(fā)展的初期，人類對(duì)各類航天器的動(dòng)力學(xué)特性和運(yùn)動(dòng)規(guī)律

58、有許多是不清楚的。 因此，航天器動(dòng)力學(xué)的理論發(fā)展和工程應(yīng)用是眾多科學(xué)家和科技工作者長(zhǎng)期進(jìn)行實(shí)踐、認(rèn)識(shí)、再實(shí)踐、再認(rèn)識(shí)的結(jié)晶。這也充分說明概念設(shè)想和智慧技巧通過科學(xué)理論和數(shù)學(xué)近似的綜合應(yīng)用在航天器動(dòng)力學(xué)理論發(fā)展和解決實(shí)際工程問題中的重要作用。,復(fù)雜航天器動(dòng)力學(xué) 現(xiàn)代復(fù)雜航天器規(guī)模龐大，構(gòu)形復(fù)雜，不但帶有多個(gè)大型柔性附件和大型充液貯箱，而且通過空間交會(huì)對(duì)接還可增長(zhǎng)為大型軌道復(fù)合體。這類復(fù)雜航

59、天器大都采用對(duì)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(jí)控制和變結(jié)構(gòu)航天器系統(tǒng)，其動(dòng)力學(xué)特性的復(fù)雜性和指向精度的高要求都是早期簡(jiǎn)單航天器所無法比擬的。,國(guó)外對(duì)復(fù)雜航天器動(dòng)力學(xué)的研究始于20世紀(jì)60年代中后期，七八十年代達(dá)到鼎盛時(shí)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(fù)雜航天器動(dòng)力學(xué)分析、仿真和優(yōu)化的多種應(yīng)用軟件系統(tǒng)，如NASTRAN、DYTRAN、DISCOS、DIS

60、COSL、ADAMS、TREETOPS、CONTOPS、ALLFLEX、SD-EXACT和SSGDAC等。,復(fù)雜航天器動(dòng)力學(xué)的發(fā)展主要指航天器多體動(dòng)力學(xué)、柔性航天器動(dòng)力學(xué)和充液航天器動(dòng)力學(xué)的研究、發(fā)展和應(yīng)用，其重點(diǎn)是研究復(fù)雜航天器的結(jié)構(gòu)振動(dòng)、液體晃動(dòng)、多體運(yùn)動(dòng)和環(huán)境擾動(dòng)與全星及其附件控制的相互作用耦合動(dòng)力學(xué)問題。其中，航天器結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)是研究各類耦合動(dòng)力學(xué)的基礎(chǔ)，而航天器動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)又是對(duì)理論研究的驗(yàn)證和補(bǔ)充。 此外，復(fù)雜航天