航天器控制原理自测试题三.docx

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航天器控制原理自测试题三

 一、名词解释（15％）

1、本体坐标系

2、偏置动量轮

3、主动控制系统

4、大圆弧轨迹机动

5、惯性导航

二、简答题（60%）

1、阐述航天器基本系统组成及各部分作用。

2、引力参数u是如何定义的？

3、叙述质点的动量矩定理及其守恒条件。

4、叙述双轴模拟式太阳敏感器的工作原理，并绘出原理结构图。

5、为了确保稳定性，对惯量比有什么要求？

6、画出喷气三轴姿态稳定控制系统的原理框图。

简述喷气推力姿态稳定的基本原理。

7、自旋稳定卫星喷气姿态机动的原理是什么？

喷气角的选择为什么不能过小？

8、GPS有哪几部分组成，各有什么功用。

9、举例说明载人飞船的主要构造。

10、航天飞机基本结构组成是什么？

哪些可以重复使用，那些不可以？

三、推导题（15％）

1、证明在仅有二体引力的作用下，航天起的机械能守恒。

2、推导欧拉力矩方程式。

四、计算题（10％）

已知一自旋卫星动量矩H=3500Kg·m2/s，自旋角速度为ω=60r/min，喷气力矩Mc=40N·m，喷气角为γ=40。

，

要求自旋进动θc=80。

问喷气一次自旋进动多少？

总共需要多少次和多长时间才能完成进动？

航天器控制原理自测试题三答案

一、名词解释15％

1、本体坐标系

答：

又称为星体坐标系。

在此坐标系中，原点0在航天器质心，Ox，Oy，Oz三轴固定在航天器本体上。

若Ox，Oy，Oz三轴为航天器的惯量主轴，则该坐标系称为主轴坐标系。

2、偏置动量轮

答：

如果飞轮的平均动量矩是一个不为零的常值——偏置值，也就是说飞轮储存了一个较大的动量矩，飞轮的转速可以相对于偏置值有一定的变化，从而产生控制力矩。

具有这种特点的飞轮称为动量轮或偏置动量轮。

3、主动控制系统

答：

航天器主动式姿态控制系统的控制力矩来自于航天器上的能源，它属于闭环控制系统。

4、大圆弧轨迹机动

答：

若要求自旋轴在天球上描绘的轨迹是大圆弧，那么自旋轴必须在同一平面内从初始方向机动到目标方向，所以每次喷气产生的横向控制力矩必须在此平面内，即推力器喷气的相位相对于空间惯性坐标系是固定的。

此为大圆弧轨迹机动.

5、惯性导航

答：

它主要由惯性测量装置、计算机和稳定平台（捷联式没有稳定平台）组成。

通过陀螺和加速度计测量航天器相对于惯性空间的角速度和线加速度，并由计算机推算出航天器的位置、速度和姿态等信息。

因此惯性导航系统也是航天器的自备式航位推算系统。

二、简答题

1、阐述航天器基本系统组成及各部分作用。

答：

（1）有效载荷——用于直接完成特定的航天飞行任务的部件÷仪器或分系统。

（2）保障系统——用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止，星上所有分系统的正常工作

2、引力参数u是如何定义的？

答：

在航天器的运行中，航天器的质量m比天体M小得多，所以有

定义GM为引力参数.

3、叙述质点的动量矩定理及其守恒条件。

答：

质点的动量矩定理即质点对任意固定点的动量矩对时间的导数，等于该质点所受的力对同一点的矩。

这就是质点的动量矩定理。

若=O，则=常矢量。

即若质点所受的合力对某固定点的矩恒等于零，则质点对同一点的动量矩守恒。

该结论说明了质点动量矩守恒的条件。

4、叙述双轴模拟式太阳敏感器的工作原理，并绘出原理结构图。

答：

将单轴模拟式太阳敏感器中的两块光敏元件换为4块性能完全相同的光敏元件，并按如图所示的方式配置，则当太阳光线以垂直入射时，4块光敏元件输出相等；当太阳光线偏离垂直位置时，4块光敏元件的输出不等。

对这些光敏元件的输出信号通过处理电路加以处理后，就可得到太阳光线入射的高低角和方位角，从而同时获得航天器相对于太阳光线的两个姿态角。

结构如图：

5、为了确保稳定性，对惯量比有什么要求？

答：

定义自旋轴惯量与横向轴惯量之比为惯量比，即

则自旋卫星的稳定准则就可以总结如下：

   若，卫星是短粗的，短粗卫星自旋运动稳定。

   若，卫星是细长的，细长卫星自旋运动不稳定。

注意，在工程上为了确保稳定性，应设计至少。

6、画出喷气三轴姿态稳定控制系统的原理框图。

答：

图为喷气三轴姿态稳定控制系统。

7、推力器的工作时间为什么不能过小？

答：

推力器工作时间过短，会带来以下三方面的困难：

（1）喷气时间越短，脉冲越窄，推力器在技术上越难实现；

（2）喷气脉冲越窄，重复性越差；

   （3）喷气脉冲越窄，每次喷气产生的冲量越小，机动时间就越长。

8、GPS有哪几部分组成，各有什么功用。

答：

全球定位系统是以卫星作为导航台的无线电导航系统，由三部分组成。

（1）导航卫星：

是空间导航台，它接收和储存地面站制备的导航信号，再依次向用户发射。

它接收来自地面站的控制指令并向地面站发射卫星的遥测数据。

（2）地面站组：

包括主控站、监测站、注入站等多种地面站和计算中心。

地面站组收集来自卫星及与系统工作有关的信息源的数据，对数据进行处理计算，产生导航信号和控制信号，再由地面站发送给卫星。

  （3）用户设备：

用于接收和处理导航信号，进行定位计算和导航。

对于航天器而言，用户设备属于星载设备。

GPS系统采用无源工作方式，这给航天器定位带来很大方便。

9、载人飞船的导航与制导工作有哪儿条信息传输渠道?

答：

飞船的导航与制导工作一般可有三条不同的渠道：

  第一，由地面雷达监视飞船，并将所测得的数据传给地面控制中心的实时计算机处理，计算机将飞船目前的位置与速度由通信系统通知飞船的导航与制导计算机；

  第二，飞船本身的惯性测量仪器测出的飞船方向和速度的变化，提供给飞船计算机；

  第三，航天员在飞船上进行天体观测所得的位置与速度数据也通过键盘输人飞船计算机。

10、航天飞机基本结构组成是什么？

哪些可以重复使用，那些不可以？

答：

航天飞机系统的三大部件：

轨道器，外储箱和助推器。

  第一部件是轨道器，即航天飞机，它是整个系统的核心部分。

   航天飞机系统的第二个部件是外储箱，它的作用就是为航天飞机的主发动机储存入轨前所用的全部推进剂。

   两台固体火箭助推器是航天飞机系统的第三个部件，它平行地安装在外储箱的两侧，航天飞机的下方。

   可以重复利用的是轨道器，固体火箭助推器。

外储箱不可以重复利用。

三、推导题15％

1、证明在仅有二体引力的作用下，航天起的机械能守恒。

   证明：

由二体运动方程+＝0

       用与上式作叉乘，且=，＝；可得

       .+.＝+.＝0

       因为由运算法则＝,所以

       +＝0

       并且注意到＝ 和＝

       故

       式中c位常数，因此下式定义的量必定为常数：

=常数

      其中为比机械能。

因此可知：

       比机械能守恒。

即命题得证。

2、推导欧拉力矩方程式。

解：

设航天器在空间以角速度旋转，其动量矩为。

为了方便起见，基准点选航天器本体坐标系Oxyz的原点，也即航天器质心0，是作用在航天器相对于质心0的合外力矩，所以航天器的动量矩即为

                                     （7）

式中，矢量，．是刚体内相对于质心的矢径；塞是质量元dm在空间相对于质心的速度矢量；m为航天器的总质量。

于是在本体坐标系中，刚体的和可以分别表示成

    （8）

        （9）

            （10）

      （11）

式中，是航天器本体坐标系各轴的单位矢量，上两式右端的系数则是相应矢量沿各坐

标轴的分量。

将式（9）对时间t求取导数，求动量矩在空间的变化率，即

  （12）

由于刚体在空间中以的角速度进行旋转，所以与其固连的本体坐标系各轴方向也在相应变化。

以知坐标轴单位矢量的导数公式是

              （13）

代入式（11）,并根据动量矩定理得

                      （14）

因 

所以式（3.27）在航天器本体坐标系中可以展开为

（15）

其在各轴的分量表示为

                              （17a）

或表示成矩阵矢量形式，即

                      （17b）

式（17a）或（17b）称为欧拉力矩方程式。

四、计算题10％

已知一自旋卫星动量矩H=3500Kg·m2/s，自旋角速度为ω=60r/min，喷气力矩Mc=40N·m，喷气角为γ=40。

，要求自旋进动θc=80。

。

问喷气一次自旋进动多少？

总共需要多少次和多长时间才能完成进动？

   解：

每转一圈的喷气时间为，

       所以喷气一次自旋进动，，

      故需喷气， 

      总时间为，

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