固體發(fā)動機(jī)推力作用下的變質(zhì)量航天器自旋穩(wěn)定性研究.pdf

1、采用固體發(fā)動機(jī)的自旋穩(wěn)定航天器在進(jìn)行軌道控制時，橫向干擾力矩將引起自旋穩(wěn)定航天器的章動。航天器的章動除了造成航天器速度增量的損失減小和速度指向誤差外，還可能引起航天器姿態(tài)失穩(wěn)。本論文將對固體發(fā)動機(jī)推力作用下的自旋穩(wěn)定航天器，在加速入軌、變軌過程中，由于推力偏斜、質(zhì)心偏移產(chǎn)生的橫向干擾力矩引起的姿態(tài)穩(wěn)定性問題進(jìn)行研究。
　　本論文采用不存在奇點(diǎn)的四元數(shù)法建立了航天器的姿態(tài)運(yùn)動學(xué)方程。根據(jù)剛化原理，把變質(zhì)量航天器當(dāng)成常質(zhì)量系來看待，建

2、立了變質(zhì)量航天器質(zhì)心動力學(xué)方程和繞質(zhì)心的姿態(tài)動力學(xué)方程。在此基礎(chǔ)上，根據(jù)雷諾遷移定理，推導(dǎo)出兩個附加力和兩個附加力矩的具體表達(dá)式。其結(jié)果顯示了附加哥氏力矩和附加相對力矩對自旋穩(wěn)定航天器姿態(tài)的影響。
　　本論文對變質(zhì)量航天器在固體發(fā)動機(jī)理想燃燒狀態(tài)下的多種情況下的姿態(tài)運(yùn)動進(jìn)行了仿真分析。對航天器的噴氣阻尼特性進(jìn)行了分析和仿真驗(yàn)證。對航天器在有推力偏斜時的軌道和姿態(tài)分為航天器橫軸相等和橫軸不相等的情況分別進(jìn)行仿真分析。文中采用將姿態(tài)動

3、力學(xué)模型簡化成定常線性系統(tǒng)的方法，分析了航天器在受到由于發(fā)動機(jī)噴氣偏斜而產(chǎn)生的橫向干擾力矩對自旋穩(wěn)定性的影響，并用仿真驗(yàn)證了分析結(jié)果。
　　本論文對變質(zhì)量航天器在設(shè)定的固體發(fā)動機(jī)非理想燃燒狀態(tài)下的姿態(tài)運(yùn)動進(jìn)行了分析仿真，并分為無推力偏斜和有推力偏斜的兩種情況分別進(jìn)行了仿真分析。通過大量的仿真找出了不同發(fā)動機(jī)燃燒面燃燒推進(jìn)狀況對航天器自旋穩(wěn)定性影響的規(guī)律。
　　本論文的仿真分析結(jié)果可為相關(guān)型號的研制部門改進(jìn)該類型入軌、變軌發(fā)動