[拼音]：hangtianqi zitai donglixue

[外文]：spacecraft attitude dynamics

航天動(dòng)力學(xué)的一個(gè)分支，研究航天器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，包括航天器整體圍繞其質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)以及航天器各部分之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)。航天器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和姿態(tài)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)都以姿態(tài)動(dòng)力學(xué)研究為基礎(chǔ)。

發(fā)展概況

航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)是從天體力學(xué)關(guān)于地球自轉(zhuǎn)軸運(yùn)動(dòng)的歲差和章動(dòng)理論以及月球繞其質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的天平動(dòng)理論發(fā)展起來(lái)的。早期的航天器結(jié)構(gòu)比較簡(jiǎn)單，在動(dòng)力學(xué)研究中把它當(dāng)作剛體處理。但是美國(guó)“探險(xiǎn)者”1 號(hào)衛(wèi)星在飛行中出現(xiàn)了事先沒(méi)有預(yù)計(jì)到的翻滾運(yùn)動(dòng)。后來(lái)的分析結(jié)果表明，問(wèn)題出在衛(wèi)星內(nèi)活動(dòng)部件的運(yùn)動(dòng)。只要放棄理想剛體的假設(shè)，代之以準(zhǔn)剛體，即內(nèi)部有能量耗散的近似剛體模型，就能解釋所觀察到的現(xiàn)象。進(jìn)一步的研究導(dǎo)出了自旋衛(wèi)星和雙自旋衛(wèi)星運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。60年代中期對(duì)重力梯度穩(wěn)定衛(wèi)星可伸展薄壁桿在日光照射下的熱彈性振動(dòng)的研究，以及對(duì)帶撓性天線的自旋衛(wèi)星穩(wěn)定性分析表明：撓性振動(dòng)不僅是姿態(tài)控制的干擾，而且是受控對(duì)象特性的一部分。70年代初出現(xiàn)的混合坐標(biāo)法在這方面為控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供了便利的工具。多剛體系統(tǒng)和剛體液體混合系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)也受到重視。到70年代末，以剛體為主體的航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)問(wèn)題已基本得到解決。由于航天飛機(jī)的出現(xiàn)，從70年代后期開(kāi)始，大型撓性航天器動(dòng)力學(xué)已逐漸成為本學(xué)科主要的研究課題。

研究方法

通常是先對(duì)航天器及其環(huán)境作出簡(jiǎn)化假設(shè)，建立動(dòng)力學(xué)模型。然后根據(jù)力學(xué)原理列出描述姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的微分方程，即數(shù)學(xué)模型。最后用分析方法或計(jì)算機(jī)仿真來(lái)研究運(yùn)動(dòng)方程解的性質(zhì)，從中得出有意義的結(jié)論。

常用的航天器模型有剛體、準(zhǔn)剛體、彈性體、多剛體、剛體彈性體混合系統(tǒng)、剛體液體混合系統(tǒng)等。作用于航天器的環(huán)境力與航天器的軌道有關(guān)。人造地球衛(wèi)星所受的主要環(huán)境力是氣動(dòng)力、重力梯度力、地磁場(chǎng)力矩和太陽(yáng)輻射壓力矩。它們的數(shù)值雖然都很小，但是長(zhǎng)時(shí)間的作用也會(huì)對(duì)航天器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生重要影響。另外，氣體噴射、飛輪、天線、太陽(yáng)電池翼、貯箱內(nèi)的液體推進(jìn)劑以及航天員等內(nèi)部活動(dòng)物體作用于航天器主體的力矩是內(nèi)力矩。有的內(nèi)力矩，如姿態(tài)控制噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的噴射力矩，常被當(dāng)作外力矩處理。

描述剛體姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的參數(shù)常采用歐拉角或歐拉四元素。描述各部分相對(duì)運(yùn)動(dòng)可以用集中參數(shù)或分布參數(shù)。運(yùn)動(dòng)方程是常微分方程或偏微分方程，視選用的模型而定。運(yùn)動(dòng)方程可分為兩類：運(yùn)動(dòng)學(xué)方程和動(dòng)力學(xué)方程。對(duì)于準(zhǔn)剛體模型，工程上常用一種近似分析方法──能匯法。它常用于自旋和雙自旋衛(wèi)星的穩(wěn)定性分析。對(duì)于撓性航天器，運(yùn)動(dòng)方程常常是維數(shù)很高的常微分方程組或它與偏微分方程的組合。為了進(jìn)行分析、設(shè)計(jì)和仿真，必須對(duì)運(yùn)動(dòng)方程加以簡(jiǎn)化。如果航天器各部分間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)很小，而且結(jié)構(gòu)阻尼也很小，則可采用彈性振動(dòng)理論中的振型坐標(biāo)法。對(duì)于以剛體為主體帶有撓性附件的航天器模型，可采用以剛體運(yùn)動(dòng)參數(shù)和振型坐標(biāo)相結(jié)合的方法即混合坐標(biāo)法來(lái)處理。

研究課題

姿態(tài)動(dòng)力學(xué)研究下列問(wèn)題。

自旋穩(wěn)定問(wèn)題

自旋衛(wèi)星（見(jiàn)人造衛(wèi)星自旋穩(wěn)定）的穩(wěn)定性問(wèn)題是最早研究的課題之一。如果航天器是理想的剛體，那么它繞最大慣量主軸或最小慣量主軸的自旋運(yùn)動(dòng)是穩(wěn)定的，即小的章動(dòng)不會(huì)增大。若航天器內(nèi)部存在能量耗散，則只有繞最大慣量主軸的自旋運(yùn)動(dòng)才是穩(wěn)定的，這就是著名的最大軸原理。除穩(wěn)定性外，研究的課題還有外力矩作用下自旋軸的進(jìn)動(dòng)和章動(dòng)、各種動(dòng)阻尼方法等。

雙自旋穩(wěn)定問(wèn)題

對(duì)雙自旋衛(wèi)星而言，繞最大慣量主軸的自旋就不一定總是穩(wěn)定的；而繞最小慣量主軸的自旋也可以是穩(wěn)定的，只要平臺(tái)上的能量耗散速率與轉(zhuǎn)子上的耗散速率之比大于某一數(shù)值。這一原理給雙自旋衛(wèi)星的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)帶來(lái)靈活性，使它更能適應(yīng)運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)尺寸上的限制。有關(guān)的研究課題還有平面和轉(zhuǎn)子能量耗散率估計(jì)、章動(dòng)阻尼方法、自旋軸與慣量主軸不一致時(shí)的圓錐擺動(dòng)、大角度運(yùn)動(dòng)和消旋過(guò)程的動(dòng)力學(xué)問(wèn)題。

陀螺體問(wèn)題

陀螺體是指安裝有固定軸的高速旋轉(zhuǎn)的軸對(duì)稱轉(zhuǎn)子的剛體。雙自旋衛(wèi)星就是一種陀螺體，它的轉(zhuǎn)子是衛(wèi)星的主體部分。帶有動(dòng)量輪的三軸穩(wěn)定航天器（見(jiàn)航天器三軸姿態(tài)控制）也是一種陀螺體，由于動(dòng)量輪的轉(zhuǎn)子近似為一剛體，所以這種陀螺體的章動(dòng)運(yùn)動(dòng)總是穩(wěn)定的。三軸穩(wěn)定航天器一般采用主動(dòng)姿態(tài)控制。陀螺體有時(shí)也有特殊的動(dòng)力學(xué)問(wèn)題，例如在自旋衛(wèi)星內(nèi)一個(gè)與衛(wèi)星自旋軸垂直的轉(zhuǎn)子加速，能夠使星體消旋并改變衛(wèi)星的姿態(tài)。

重力梯度穩(wěn)定問(wèn)題

衛(wèi)星上重力桿（見(jiàn)重力梯度穩(wěn)定）的撓性、熱變形和熱振動(dòng)也可能引起嚴(yán)重的動(dòng)力學(xué)問(wèn)題。對(duì)于重力梯度穩(wěn)定的陀螺體衛(wèi)星，內(nèi)部轉(zhuǎn)子角動(dòng)量的大小和方向不同會(huì)導(dǎo)致各種不同的可能的平衡狀態(tài)。這些平衡狀態(tài)的穩(wěn)定性問(wèn)題是理論研究的一個(gè)課題。

帶撓性附件的航天器的問(wèn)題

對(duì)于帶撓性附件的三軸穩(wěn)定航天器，一般用混合坐標(biāo)法作出簡(jiǎn)化模型，供控制系統(tǒng)分析設(shè)計(jì)用。對(duì)于帶有撓性天線的自旋穩(wěn)定的航天器，用李亞普諾夫方法可證明撓性天線的存在，可能使穩(wěn)定貯備減小。

帶液腔的航天器的問(wèn)題

對(duì)于帶液腔的自旋穩(wěn)定航天器，內(nèi)體的液體會(huì)降低與能量耗散有關(guān)的常規(guī)穩(wěn)定性的貯備。在常規(guī)不穩(wěn)定的條件下還可能引起液體與章動(dòng)共振，導(dǎo)致更劇烈的動(dòng)態(tài)不穩(wěn)定。對(duì)這類航天器，除穩(wěn)定性課題外還有對(duì)液體耗散能量速率的理論和實(shí)驗(yàn)研究、液體暫存態(tài)過(guò)程的研究等。對(duì)三軸穩(wěn)定的帶液腔航天器，主要是建立非常微小的體力作用下液體運(yùn)動(dòng)的數(shù)學(xué)模型和研究液體與控制系統(tǒng)的相互作用。

大型撓性航天器的問(wèn)題

大型撓性航天器不像帶撓性附件的航天器那樣具有一個(gè)剛性的主體，因此它的控制系統(tǒng)頻帶必須覆蓋較多數(shù)量的振型，一般采用結(jié)構(gòu)力學(xué)方法（如有限元素法）建立數(shù)學(xué)模型，然后用振型坐標(biāo)法加以簡(jiǎn)化。研究各種模型簡(jiǎn)化的準(zhǔn)則和方法，以提供具有一定保真度、適合分析設(shè)計(jì)、數(shù)字仿真和航天器上計(jì)算等用途的各種數(shù)學(xué)模型，是這方面動(dòng)力學(xué)的主要課題。

再入姿態(tài)動(dòng)力學(xué)問(wèn)題

航天器在再入過(guò)程中受到的外力是重力和氣動(dòng)力。再入姿態(tài)動(dòng)力學(xué)的基礎(chǔ)是空氣動(dòng)力學(xué)。航天器在再入大氣層時(shí)一般要求有穩(wěn)定的攻角和側(cè)滑角。初再入時(shí)，實(shí)際攻角相對(duì)于其平均值（配平攻角）的振蕩幅值逐漸減小。隨著高度的下降，攻角振幅可能不斷增加，有時(shí)又會(huì)重新減小。攻角振蕩幅值由姿態(tài)控制系統(tǒng)控制。再入時(shí)姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和軌道動(dòng)力學(xué)是密切相關(guān)的。有些彈道式再入航天器(見(jiàn)航天器返回技術(shù))在再入過(guò)程中繞縱軸自旋，可減小配平攻角所產(chǎn)生的升力對(duì)軌道的影響，減小落點(diǎn)散布。具有升力的返回型航天器則設(shè)計(jì)成有較大的配平攻角，以獲得一定的升力，同時(shí)控制繞縱軸的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，以調(diào)節(jié)升力在慣性空間的方向，達(dá)到調(diào)整返回軌道的目的。

參考書(shū)目

1. 卡普蘭著，凌福根譯：《空間飛行器動(dòng)力學(xué)和控制》，科學(xué)出版社，北京，1980。(M.H.Kaplan，Modern Spacecraft Dynamics and Control，John Wiley & Sons，New York，1976.)
2. T. R. Kane， P. W. Likins and D. A. Levinson，Spacecraft Dynamics，McGraw-Hill，New York，1983.

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標(biāo)簽：航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)

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文章名稱：《航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)》

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