簡介：一、軌道控制的一般概念二、軌道轉(zhuǎn)移三、軌道保持,第六課_空間飛行器軌道控制,人造航天器同自然天體一樣，其運動總是遵守力學(xué)定律的，但航天器還可通過主動控制改變其運動規(guī)律。根據(jù)航天器現(xiàn)有位置、速度、飛行的最終目標，利用發(fā)動機推力或環(huán)境力（如空氣動力、太陽光壓力）對航天器的質(zhì)心施以控制力，主動地改變其飛行軌跡稱為軌道控制。,一、軌道控制的一般概念,控制系統(tǒng)硬件組成航天器控制系統(tǒng)需完成三個最基本的過程敏感測量、信號處理和執(zhí)行過程。因此由敏感器、控制器和執(zhí)行機構(gòu)三大部分組成。敏感器用以測量某些絕對的或相對的物理量，執(zhí)行機構(gòu)起控制作用，驅(qū)動動力裝置產(chǎn)生控制信號所要求的運動，控制器則擔(dān)負起信號處理的任務(wù)。,軌道控制的實現(xiàn)過程與速度增量計算衛(wèi)星從一個軌道轉(zhuǎn)移到另一個軌道，通常是利用假定在瞬時之間作用的速度增量完成的；也就是說，可以用單個或幾個推力沖量來調(diào)整或改變軌道。,軌道控制的實現(xiàn)過程如下（1）由敏感器測量獲得航天器的位置及速度矢量；（2）根據(jù)飛行目標軌道及速度矢量，設(shè)計變軌位置（或時間）和所需要的速度增量；（3）計算實現(xiàn)這一速度增量需要的變軌發(fā)動機的控制參數(shù)；（4）在設(shè)計的變軌位置，利用執(zhí)行機構(gòu)驅(qū)動變軌發(fā)動機動作，提供設(shè)計的速度增量?？梢娝俣仍隽坑嬎闶擒壍揽刂圃O(shè)計中的重點。,（1）相交軌道的速度增量相交軌道的軌道轉(zhuǎn)移如圖61所示。圖61相交軌道的軌道轉(zhuǎn)移,軌道與軌道在同一平面內(nèi)相交，為了使衛(wèi)星從軌道轉(zhuǎn)移到軌道，需要在兩軌道的交點處加一個速度增量，并滿足關(guān)系式，其中與分別是軌道與軌道在處所對應(yīng)的衛(wèi)星速度。,（2）不相交軌道的速度增量要完成兩個不相交軌道間的轉(zhuǎn)移，通常需要有兩個速度增量；如圖62所示，衛(wèi)星利用速度增量通過中間軌道完成軌道到軌道的轉(zhuǎn)移。和前面一樣，速度增量必須具有這樣的大小和方向，使得合成的速度矢量對應(yīng)于新軌道在給定點的應(yīng)有值。圖62不相交軌道的軌道轉(zhuǎn)移,和新舊兩軌道相切的轉(zhuǎn)移軌道如圖63所示，這里所加的速度增量與衛(wèi)星的速度矢量平行，這種類型的轉(zhuǎn)移往往代表一種燃料消耗量較小的軌道轉(zhuǎn)移。圖63切線轉(zhuǎn)移軌道,（3）非共面相交軌道的速度增量及控制誤差計算設(shè)控前軌道的兩個拱點矢徑為和，擬在拱點處變軌，欲使控后軌道的另一拱點矢徑變?yōu)?，且使軌道平面繞拱線轉(zhuǎn)角，見圖64圖64拱點機動,所需變軌速度增量為（61）其中和分別為控前軌道和目標軌道在變軌點速度（62）（63）式中，為地球引力常數(shù),變軌姿態(tài)應(yīng)使推力矢量在當?shù)厮矫鎯?nèi)，與目標軌道平面的夾角為（64）若只考慮速度增量誤差由發(fā)動機沖量誤差和衛(wèi)星質(zhì)量誤差引起、速度增量矢量在水平面內(nèi)方向誤差由姿態(tài)誤差和發(fā)動機推力偏斜引起和控前速度誤差測軌誤差，則控制后的速度誤差為（65）,軌道平面傾角誤差為（66）一般，與速度增量成比例，隨著減小，也成比例減小，因而，也減小，且最終取決于測軌精度。使用可重復(fù)啟動的變軌發(fā)動機例如液體雙組元發(fā)動機，可將軌道機動分數(shù)次完成，最后一次速度增量減小，因而減小了變軌誤差。,控制時刻計算根據(jù)控制程序、目標軌道和控制軌道實測值，可算出所需要的速度增量矢量和理論控制時刻。以人造地球衛(wèi)星的軌道機動為例。為了節(jié)省燃料，軌道機動一般在軌道拱點（即近地點或遠地點）進行，且速度增量矢量沿著軌道切向，此時，控制點是控制軌道的拱點，也是目標軌道的拱點。,發(fā)動機控制參數(shù)計算如使用噴氣發(fā)動機進行軌道控制，可根據(jù)所需要的速度增量及有關(guān)發(fā)動機特性參數(shù)計算發(fā)動機控制參數(shù)。,若發(fā)動機連續(xù)工作，則工作時間為（67）式中衛(wèi)星控制前總質(zhì)量；發(fā)動機平均噴射速度；平均推力。,若發(fā)動機脈沖工作（如自旋衛(wèi)星情況），則工作次數(shù)為（68）的整數(shù)部分，式中為有效脈沖寬度；可按連續(xù)推力時間確定。燃料消耗量為（69）,航天器為了從初始軌道轉(zhuǎn)移到終止軌道而進行的可控制運動稱為軌道轉(zhuǎn)移機動或簡稱軌道轉(zhuǎn)移。本節(jié)討論共面圓軌道之間的轉(zhuǎn)移。在兩沖量的情況下，霍曼（HOHMAN）轉(zhuǎn)移為最佳轉(zhuǎn)移；然而在三沖量的情況下，可找到更省能量的雙橢圓轉(zhuǎn)移軌道，但雙橢圓轉(zhuǎn)移更省能量是有條件的（終止軌道與初始軌道的半徑比大于11939）。,二、軌道轉(zhuǎn)移,關(guān)于最佳軌道轉(zhuǎn)移問題涉及面較廣泛，因此，這里只討論一下經(jīng)典的霍曼轉(zhuǎn)移。這個問題通常表述如下給定的是一個沿半徑為的圓形軌道運行的衛(wèi)星；要確定以最小的燃料消耗量把衛(wèi)星從軌道轉(zhuǎn)移到半徑為的圓形軌道所需要的速度增量。,霍曼轉(zhuǎn)移對向外軌道轉(zhuǎn)移和向內(nèi)軌道轉(zhuǎn)移都適用。因此，不失一般性，先討論向外軌道轉(zhuǎn)移問題，如圖65所示。圖65霍曼轉(zhuǎn)移軌道,對于向外轉(zhuǎn)移，沿切線方向提供第一個沖量，以便使初始圓周速度增加，這樣就可以使衛(wèi)星進入近地點恰好等于軌道A半徑的橢圓轉(zhuǎn)移軌道。然后在轉(zhuǎn)移軌道遠地點提供第二個切向沖量，使衛(wèi)星進入目標軌道，完成整個轉(zhuǎn)移。,在前面的課程里已經(jīng)提到，二體系統(tǒng)的軌道方程（333）其中為角動量的模，表達式如下47,軌道1為圓軌道，偏心率E0，對于圖示的切線方向速度與矢徑的夾角為90度，因此角動量的模為帶入二體系統(tǒng)軌道方程333，可得即圓軌道1上A點的飛行速度為（610）,轉(zhuǎn)移軌道2為橢圓軌道，在A點，真近角（偏心率和矢徑的夾角）為0度，帶入軌道方程，有,可得到轉(zhuǎn)移軌道2在點的飛行速度為偏心率為,,代入式得（611）在點上，從圓軌道1，轉(zhuǎn)移到轉(zhuǎn)移軌道2所需要的速度增量為（612）,,,由開普勒第二定律（）可得在軌道2上運行時角動量守恒，，因此軌道2在點的飛行速度為（613）,同理可求得，目標軌道3在B點的飛行速度為所以在點上，從轉(zhuǎn)移軌道2轉(zhuǎn)移到目標軌道3所需要的速度增量為（614）,克服攝動影響，使航天器軌道的某些參數(shù)保持不變的控制,稱為軌道保持。,三、軌道保持,近地圓軌道的保持1軌道要素設(shè)計要求近地圓軌道常用于對地遙感觀測的應(yīng)用任務(wù)，根據(jù)遙感應(yīng)用的類型和星載遙感儀器的性能，衛(wèi)星軌道的高度設(shè)計在范圍，軌道的主要特點是太陽同步兼回歸軌道。為便于衛(wèi)星圖像資料的處理和應(yīng)用，要求星載遙感儀器對地觀測的陽光條件、對地球覆蓋的銜接以及通過同地區(qū)的高度都具有較高的穩(wěn)定性，例如，軌跡通過赤道的橫移變化量不超過3KM，在緯度上，不超過45KM。,對于太陽同步兼回歸軌道，因傾角偏差和半長軸偏差引起軌跡每圈赤道橫移的角度偏差為（615）式中，軌道周期；太陽的回歸周期；、、回歸軌道的三要素。,與此相應(yīng)的在緯度圈上，軌跡橫移的角度偏差為（616）因此，此類遙感衛(wèi)星的軌道要素傾角、半長軸和偏心率（矢量）必須精確地符合設(shè)計要求。為消除軌道攝動，由星載推進系統(tǒng)進行軌道修正，軌道保持的精度要求約為，，，,（2）軌道控制方程軌道攝動方程（418）可直接作為軌道控制方程。對于高傾角的圓軌道，偏心率很小，為避免奇點，引入偏心率向量作為被控軌道要素。令坐標軸沿軌道面節(jié)線，指向升交點；軸在軌道面內(nèi)，垂直并超前軸，有,將軌道控制分為兩項互為獨立的部分，一是軌道面內(nèi)軌道要素的控制，為切向、徑向控制，；另一是軌道面要素的控制，為法向控制。略去軌道攝動方程（418）右端的小量，引用新變量，和近似式，，軌道控制方程可列為,617式中為衛(wèi)星距升交點的角距。,,,（3）軌道要素的增量方程和控制律分析對于圓軌道，徑向控制對半長軸的控制效率為零，對偏心率的控制為切向控制一半。因此有效的控制方式是，由切向控制修正軌道面內(nèi)的軌道要素，由法向控制修正軌道傾角。由于軌道保持所需的修正量為小量，星載推進系統(tǒng)作用時間較短，可視為脈沖控制，其積分即為脈沖速度增量，軌道平面內(nèi)的軌道控制方程（617）可改寫為增量方程。,,對于單次控制脈沖，有,,由于，，為三個獨立的變量，單次脈沖不能完成預(yù)定的修正要求，如令脈沖作用點距升交點的角距為待選的變量，則雙脈沖可實現(xiàn)軌道面內(nèi)的全修正。采用變分法和哈密爾頓極大值原理可得最佳控制律。也可用動力學(xué)幾何法作簡要論述。,618,靜止衛(wèi)星軌道設(shè)計要求和軌道攝動通信和廣播衛(wèi)星由于任務(wù)的需要都要求相對于地球是靜止的，因此稱這類衛(wèi)星為“靜止衛(wèi)星”，一個理想的地球靜止衛(wèi)星軌道要求為圓形軌道，偏心率在地球赤道平面內(nèi)，傾角軌道高度35786KM長半軸42164KM軌道周期地球自轉(zhuǎn)周期23H56MIN41S,當這些條件滿足時，從地球上看衛(wèi)星是靜止的,如不滿足這些條件，則引起衛(wèi)星與地球的相對運動。若傾角，則衛(wèi)星將繞赤道沿南北方向成“8”字形運動，此時東西方向也產(chǎn)生擺動。若偏心率，則衛(wèi)星將在東西向產(chǎn)生約角度的振蕩運動，若軌道高度改變即半長軸改變，將引起衛(wèi)星以一定速度向東西方移動。,上述分析是在雙體衛(wèi)星和地球條件下得到的。實際上，由于衛(wèi)星軌道受日月引力攝動、太陽輻射壓力攝動等的影響，會離開預(yù)定的定點位置，為使衛(wèi)星位置變化限制在一定范圍內(nèi)，必須進行控制。處在靜止軌道上的衛(wèi)星始終受著不可忽略的三種主要攝動力的作用，衛(wèi)星不可能絕對靜止，而在東西（經(jīng)度）、南北（緯度）方向漂移著。,位置保持的任務(wù)是使衛(wèi)星偏離定點位置的經(jīng)緯度漂移量小于允許的給定值。對于靜止軌道，這些攝動作用的分析可以簡化，下表概括了這三種攝動引起的漂移模型。,位置保持的任務(wù)是使衛(wèi)星偏離定點位置的經(jīng)緯度漂移量小于允許的給定值。對于靜止軌道，這些攝動作用的分析可以簡化，下表概括了這三種攝動引起的漂移模型。,地球扁狀和日、月引力引起長期攝動，可以調(diào)整標稱同步軌道半徑（約1KM），補償此項長期平經(jīng)度漂移，因此位置保持不考慮此項攝動因素。,

簡介：飛機原理與構(gòu)造,第二章空氣動力學(xué)基礎(chǔ)航空機電教研室陳金瓶,大氣的重要物理參數(shù)大氣層的構(gòu)造國際標準大氣流體流動的基本概念流體流動的基本規(guī)律機翼幾何外形和參數(shù)作用在飛機上的空氣動力,內(nèi)容簡介,大氣的重要物理參數(shù),1大氣密度2大氣溫度3大氣壓力4粘性5可壓縮性6雷諾數(shù)和馬赫數(shù),1大氣密度Ρ是指單位體積內(nèi)的空氣質(zhì)量，用Ρ表示，單位KG/M3，則有空氣的密度大，單位體積內(nèi)的空氣分子多，比較稠密；反之，比較稀薄。由于地心引力的作用，Ρ隨高度H的增加而減小，近似按指數(shù)曲線變化。,,,,2大氣溫度T是指大氣層內(nèi)空氣的冷熱程度。微觀上來講，溫度體現(xiàn)了空氣分子運動劇烈程度。所以說溫度是大量分子熱運動的集體表現(xiàn)，含有統(tǒng)計意義。對于個別分子來說，溫度是沒有意義的。攝氏溫標（℃）絕對溫標（K）華氏溫標（℉）,,,這三種溫度單位的換算關(guān)系可表示為,,3大氣壓力P是指作用在單位面積且方向垂直于此面積（沿內(nèi)法線方向）的力。就空氣來講，空氣的壓力是眾多空氣分子在物體表面不斷撞擊產(chǎn)生的結(jié)果。在飛機上產(chǎn)生的空氣動力中，特別是升力，大都來自于飛機外表面上的空氣壓力。單位毫米汞柱（MMHG）、帕（PA（N/M2））、每平方英寸磅（PSI）等，其中，帕（PA（N/M2））為國際計量單位。規(guī)定在海平面溫度為15℃時的大氣壓力即為一個標準大氣壓，表示為760MMHG或1013105PA。大氣壓力隨高度的變化如圖,,完全氣體是氣體分子運動論中采用的一種模型氣體。它的分子體積和氣體所占空間相比較可以忽略不計、分子間的相互作用力也忽略不計。在室溫和通常壓力范圍內(nèi)的氣體基本符合這些假設(shè)，所以空氣可以看作為一種完全氣體。對于完全氣體，有,,,4粘性Μ當流體內(nèi)兩相鄰流層的流速不同時，兩個流層接觸面上便產(chǎn)生相互粘滯和相互牽扯的力，這種特性就叫粘性。,,,,實驗表明流體的粘性力F與相鄰流層的速度差ΔVV1V2、接觸面的面積ΔS成正比，和相鄰流層的距離ΔY成反比。,,F流體的粘性力Μ流體的動力粘性系數(shù)ΔV/ΔY橫向速度梯度。ΔS接觸面的面積Τ單位接觸面積上的粘性力,流體動力粘性系數(shù)Μ在數(shù)值上等于橫向速度梯度為1時，作用在單位面積上的粘性力。所以Μ可以作為量度流體粘性大小的尺度，單位是PAS。,,,常溫下空氣Μ181105PAS水Μ1002103PAS甘油Μ14939PAS粘性系數(shù)液體＞氣體,隨著溫度的升高氣體Μ↑流層間內(nèi)摩擦力增大液體Μ↓分子間內(nèi)聚力減小,用管道來運輸液體（如石油）時，對液體加溫（特別是寒冷地區(qū)的冬季），有減小流動損失、節(jié)能省耗的效果,,,5可壓縮性E是指一定量的空氣在壓力變化時，其體積發(fā)生變化的特性?？蓧嚎s性用體積彈性模量E來衡量，其定義為產(chǎn)生單位相對體積變化所需的壓力增量。E值越大，流體越難被壓縮。在通常壓力下，空氣的E值相當小，約為水的1/20000。因此，空氣具有壓縮性，而水則視為不可壓縮流體。一般情況下飛機低速飛行（MA＜03）時，視為不可壓縮流體；高速飛行（MA≥03）時，則必須考慮空氣的可壓縮性。,,6音速C是指聲波在介質(zhì)中傳播的速度，單位為M/S。實驗表明，在水中聲速約為1440M/S，而在海平面標準狀態(tài)下，在空氣中的聲速只有341M/S。而我們又知道水難被壓縮，空氣易被壓縮，由此可以推論流體的可壓縮性小，聲速大。顯然，在不可壓縮流體、固體中，聲速→∞。大氣中，聲速的計算公式為式中，T是空氣的熱力學(xué)溫度，單位為K。,,,,,7馬赫數(shù)和雷諾數(shù)馬赫數(shù)的定義是式中，V是飛行速度，C是當?shù)芈曀伲达w行高度上大氣中的聲速）。MA是個無量綱量，它的大小可以作為空氣受到壓縮程度的指標。MA＜08亞音速；08＜MA＜13跨音速13＜MA＜50超音速MA＞50高超音速,,,,,雷諾數(shù)的定義是Ρ、Μ飛行高度上大氣的密度和動力粘性系數(shù)L是飛機的特征尺寸V是飛行速度RE表征了流體運動中慣性力與粘性作用的關(guān)系?？梢园l(fā)現(xiàn)，RE越小，說明空氣粘性的作用越大，對流場的影響是主要的；反之RE越大，慣性力的作用越大。,,大氣的重要物理參數(shù)大氣層的構(gòu)造國際標準大氣流體流動的基本概念流體流動的基本規(guī)律機翼幾何外形和參數(shù)作用在飛機上的空氣動力,內(nèi)容簡介,大氣層的構(gòu)造,1大氣層的構(gòu)造一、對流層二、平流層三、中間層四、電離層五、散逸層,五、散逸層是大氣的最外層，從電離層頂部到大氣層的最外邊緣。由于地心引力很小，大氣分子不斷向星際空間散逸。,二、平流層（同溫層）◆高度范圍11～50KM?！?1～20KM，溫度不隨高度而變化，常年平均值為565℃◆20～50KM溫度隨高度的增加上升◆空氣稀薄，水蒸氣極少◆沒有云、雨、雪、雹等現(xiàn)象◆沒有垂直方向的風(fēng)，只有水平方向的風(fēng)，而且風(fēng)向穩(wěn)定◆大氣能見度好、空氣阻力小，對飛行有利，現(xiàn)代噴氣式客機多在11～12KM的平流層底層飛行。,一、對流層◆大氣中最低的一層，在地球中緯度地區(qū)，高度范圍0～11KM。◆包含全部大氣3/4的質(zhì)量◆天氣變化最復(fù)雜的一層，有云、雨、雪、雹等現(xiàn)象?！艨諝獾乃搅鲃雍痛怪绷鲃?，形成水平方向和垂直方向的陣風(fēng)◆其壓強、密度、溫度和音速均隨高度的增加而降低。,三、中間層◆高度范圍50～80KM◆空氣十分稀薄，溫度隨高度的增加而下降◆空氣在垂直方向有強烈的運動。,四、電離層◆高度范圍80～800KM◆空氣處于高度的電離狀態(tài)，氮、氧分子電離成為離子和自由電子，帶有很強的導(dǎo)電性，能吸收、反射和折射無線電波。所以這一層對無線電通信很重要◆由于空氣電離放出的熱量，溫度很高并隨著高度的增加而上升?！粢脖环Q為暖層或熱層◆空氣密度極小，聲波已無法傳播,大氣的重要物理參數(shù)大氣層的構(gòu)造國際標準大氣流體流動的基本概念流體流動的基本規(guī)律機翼幾何外形和參數(shù)作用在飛機上的空氣動力,內(nèi)容簡介,國際標準大氣,國際標準大氣具有以下的規(guī)定1大氣是靜止的、潔凈的，且相對濕度為零。2空氣被視為完全氣體，即其物理參數(shù)（密度、溫度和壓力）的關(guān)系服從完全氣體的狀態(tài)方程PΡRT3海平面作為計算高度的起點，即H0處。,大氣的重要物理參數(shù)大氣層的構(gòu)造國際標準大氣流體流動的基本概念流體流動的基本規(guī)律機翼幾何外形和參數(shù)作用在飛機上的空氣動力,內(nèi)容簡介,流體流動的基本概念,相對運動原理連續(xù)性假設(shè)流場、定常流和非定常流流線、流線譜、流管和流量,,1相對運動原理空氣相對飛機的運動稱為相對氣流，相對氣流的方向與飛機運動的方向相反。只要相對氣流速度相同，產(chǎn)生的空氣動力也就相等。將飛機的飛行轉(zhuǎn)換為空氣的流動，使空氣動力問題的研究得到簡化。,飛機的運動方向與相對氣流的方向,,2連續(xù)介質(zhì)假設(shè)連續(xù)性假設(shè)是指把流體看成連綿一片的、沒有間隙的、充滿了它所占據(jù)的空間的連續(xù)介質(zhì)?？諝夥肿邮?71019個/CM3空氣分子的平均自由程約為6106CM空氣分子的平均直徑約為37108CM兩者之比約為1701因此從微觀上來說，空氣是一種有間隙的不連續(xù)介質(zhì)。,,飛機的特征尺寸一般以M計，至少以CM計，比流體分子的平均自由程大得多因此，一般不研究流體分子的個別運動，而是研究流體的宏觀運動，即將空氣看成連續(xù)介質(zhì)。在某些情況下，例如在120KM的高空，空氣分子的平均自由行程和飛行器的特征尺寸在同一數(shù)量級，連續(xù)介質(zhì)假設(shè)就不再成立。,四、電離層◆高度范圍80～800KM◆空氣處于高度的電離狀態(tài)，對無線電通信很重要◆溫度很高并隨著高度的增加而上升。也被稱為暖層或熱層◆空氣密度極小，聲波已無法傳播,,3流場、定常流和非定常流流體流動所占據(jù)的空間稱為流場，用來描述表示流體運動特征的物理量，如速度、密度、壓力等等。在流場中的每一點處，如果流體微團的物理量隨時間變化，這種流動就稱為非定常流動，這種流場被稱為非定常流場；反之，則稱為定常流動和定常流場。,,4流線、流線譜、流管流線是在流場中用來描繪流體微團流動狀態(tài)的曲線。在流線每一點上，曲線的切線方向正是流體微團流過該點時流動速度的方向。在流場中，用流線組成的描繪流體微團流動情況的圖畫稱為流線譜。,,V,,在流場中取一條不是流線的封閉曲線，通過曲線上各點的流線形成的管形曲面稱為流管。因為通過曲線上各點流體微團的速度都與通過該點的流線相切，所以只有流管截面上有流體流過，而不會有流體通過管壁流進或流出。,,,,流體流動的基本規(guī)律,連續(xù)性定理伯努利定理,1連續(xù)性定理連續(xù)性定理是質(zhì)量守恒定律在流體流動中的應(yīng)用。對于低速流體，當流體連續(xù)不斷而穩(wěn)定地流過一個粗細不等的管道時，由于管道中任何一部分的流體都不能中斷或擠壓起來，因此在同一時間內(nèi)，流進任一切面的流體的質(zhì)量和從另一切面流出的流體質(zhì)量是相等的。,流體連續(xù)性方程?1S1V1?2S2V2?3S3V3CONST即?SVCONST,對于低速流體，流體不可壓縮，即?1?2?3可得S1V1S2V2S3V3CONST即SVCONST,2伯努利定理連續(xù)性定理是能量守恒定律在流體流動中的應(yīng)用。管道中以穩(wěn)定的速度流動的流體，若流體為不可壓縮的理想流體（沒有粘性），則沿管道各點的流體的動壓與靜壓之和等于常量。P05?V2PCONST靜壓就是“壓能”，即勢能的一種，也就是壓力動壓氣體具有流動速度，受阻力時，由于動能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ芏鸬某^流體靜壓力部分的壓力,,低速流動空氣的特性根據(jù)流體連續(xù)性定理和伯努利定理，可以得到以下結(jié)論流體在管道中流動時，凡是管道剖面大的地方，流體的流速就小，流體的靜壓就大，而管道剖面小的地方，流速就大，靜壓就小。即若S1＞S2＞S3則V1＜V2＜V3P1＞P2＞P3,,實驗驗證空氣靜止時，各處大氣壓力都一樣，等于此處的大氣壓力，測壓管中指示劑液面的高度都相等?？諝庖阅骋凰俣冗B續(xù)穩(wěn)定地流過管道，空氣壓力下降，所有液面均有所升高，但升高的量卻不一樣管截面最細處，速度最快，靜壓最小，動壓最大。,機翼的幾何外形和參數(shù),機翼翼型的形狀和參數(shù)機翼平面的形狀和參數(shù)機翼相對機身的安裝位置,就是用平行于飛機機身對稱平面的平面切割機翼所得的剖面。圓頭尖尾翼型尖頭尖尾翼型,,,早期飛機平板和彎板,,,流線型提高飛行性能,翼型（翼剖面）的形狀,弦線前緣與后緣之間的連線。弦長弦線的長度，又稱為幾何弦長。用B表示，是翼型的特征尺寸。,翼型的參數(shù)（一）,,厚度T上下翼面在垂直于翼弦方向的距離，其中最大者稱為最大厚度TM最大相對厚度T’T’TM/B最大相對厚度位置X’X’XM/B,翼型的參數(shù)（二）,,,中弧線（中線）在弦向任一位置X處，垂直于弦線的直線與上、下表面交點的中點連接起來所構(gòu)成的線。彎度FM中弧線與翼弦之間的距離最大相對彎度F’F’FM/B最大相對彎度位置X’X’XM/B,翼型的參數(shù)（三）,,,前緣半徑RP后緣角Τ翼型上下表面周線在后緣處切線的夾角迎角Α,翼型的參數(shù)（四）,翼型的分類,１全對稱翼上下弧線均凸且對稱，一般用于尾翼２半對稱翼上下弧線均凸但不對稱，常用于低亞音速飛機的機翼３克拉克Y翼下弧線為一直線，也叫平凸翼４S型翼中弧線是一個平躺的S型，因攻角改變時，壓力中心不變動，常用于無尾翼機５內(nèi)凹翼又叫凹凸翼型，下弧線在翼弦上面，升力系數(shù)大，常見于早期飛機及牽引滑翔機，所有鳥類除蜂鳥外都是這種翼型,NACA24152相對彎度，即中弧線的最大弧高為24相對彎度位置位于翼弦前緣的4015相對厚度，即最大厚度是弦長的15NACA0012,NACA四位數(shù)翼型族,機翼的幾何外形和參數(shù),機翼翼型的形狀和參數(shù)機翼平面的形狀和參數(shù)機翼相對機身的位置參數(shù),機翼平面形狀從飛機頂上看下去，機翼在平面上的投影形狀低速飛機跨音速、超音速飛機,翼面的形狀,,,,,,,,,,機翼面積S機翼在水平面內(nèi)的投影面積翼展展長L機身兩側(cè)翼尖之間的距離根梢比Η翼根弦長和翼尖弦長之比ΗB1/B2展弦比Λ展長和機翼平均幾何弦長BAV之比BAVS/L→ΛL/BAVL2/S,翼面的參數(shù)（一）,后掠角Χ（/CHI/）沿機翼展向等百分比弦線點的連線與垂直于機身中心線的直線之間的夾角,翼面的參數(shù)（二）,前緣后掠角Χ01/4弦線后掠角Χ025中弦線后掠角Χ05后緣后掠角Χ1,,平均氣動力弦長與實際機翼面積相等、氣動力矩特性相同的當量矩形機翼的弦長，用BA表示。是計算空氣動力中心（焦點）、縱向力矩系數(shù)等常用的一種基準弦長。,翼面的參數(shù)（三）,,機翼的幾何外形和參數(shù),機翼翼型的形狀和參數(shù)機翼平面的形狀和參數(shù)機翼相對機身的安裝位置,上反角ΨPSI與下反角Ψ機翼的底面與垂直于飛機立軸的平面之間的夾角，從飛機前面看，如果翼尖上翹，夾角就是上反角Ψ；翼尖下垂，則是下反角Ψ。低速機翼采用一定的上反角可以改善飛機的橫向穩(wěn)定性,機翼相對于機身的位置（一）,,機翼相對于機身中心線的位置上單翼、下單翼和中單翼。安裝角,機翼相對于機身的位置（二）,,,機身中心線,安裝角的大小應(yīng)按照飛行最重視的飛行姿態(tài)來確定。以巡航姿態(tài)為主的運輸及，考慮到減小阻力，安裝角一般取4°左右。,作用在飛機上的空氣動力,空氣動力升力阻力升力系數(shù)曲線、阻力系數(shù)曲線、升阻比曲線機翼的壓力中心和焦點,空氣動力,定義空氣作用在與之有相對運動物體上的力稱為空氣動力。壓力中心空氣動力的作用點。垂直于來流方向的升力L平行于來流方向的阻力D,,升力,產(chǎn)生原理連續(xù)性定理、伯努利定理,負壓區(qū),正壓區(qū),,,駐點,最低壓力點,升力,升力公式可以表示為影響升力的因素空氣密度飛行速度機翼面積升力系數(shù)CL是無量綱參數(shù)，在飛行馬赫數(shù)MA小于一定值時，他們只與機翼的形狀和迎角有關(guān)。,當ΑΑ臨界，升力系數(shù)隨迎角的增大而減小，進入失速區(qū)。,臨界迎角,迎角對升力系數(shù)的影響,,,,,當機翼迎角超過臨界點時，流經(jīng)上翼面的氣流會出現(xiàn)嚴重分離，形成大量渦流，升力下降，阻力急劇增加。飛機減速并抖動，各操縱面?zhèn)鞯綏U、舵上的外力變輕，隨后飛機下墜，機頭下俯，這種現(xiàn)象稱為失速。,過失速機動飛機在超過失速迎角之后，仍然有能力完成可操縱的戰(zhàn)術(shù)機動。,機翼對升力系數(shù)的影響,相對厚度相對厚度↑CLMAX↑Α臨界↓前緣半徑前緣半徑↑CLMAXΑ臨界↑展弦比展弦比↑CLMAX↑Α臨界↓后掠角后掠角↑CLMAX↓Α臨界↑前緣粗糙度前緣越光滑，CLMAX↑Α臨界↑,阻力,分類附面層（邊界層）,阻力,,摩擦阻力,壓差阻力,干擾阻力,誘導(dǎo)阻力,,零升阻力（廢阻）,附面層的產(chǎn)生,由于空氣有粘性，當它流過不是絕對光滑的機體表面時，機體表面對最緊貼自身的氣體微團產(chǎn)生阻滯力，使其流速降為零，由此空氣的粘性產(chǎn)生阻滯力一層一層向外影響下去，就在機體表面形成了沿機體表面法線方向，流速由零逐漸增加到外界氣流流速的薄薄的一層空氣層，就叫做附面層。,平板表面形成附面層,附面層內(nèi)的速度梯度,附面層的分類,根據(jù)附面層內(nèi)氣體的流動狀態(tài)可分為層流附面層前段附面層內(nèi)，流體微團層次分明的沿機體表面向后流動，上下各層之間的微團互不混淆。液體流速較低，質(zhì)點受粘性制約，不能隨意運動，粘性力起主導(dǎo)作用；紊流附面層后段附面層，氣體微團除了向前流動外，還上下亂竄、互相摻和，已分不清流動的層次。液體流速較高，粘性的制約作用減弱，慣性力起主導(dǎo)作用。附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)叫轉(zhuǎn)捩。液體流動時，究竟是層流還是紊流，要用雷諾數(shù)來判定。,摩擦阻力,根據(jù)牛頓第三定律（作用力與反作用力定律），機體表面給氣體微團向前的阻滯力，使其速度下降，氣體微團必定給機體以大小相等方向相反的向后的作用力，這個力就是摩擦力。在紊流附面層的底層，機體表面對氣流的阻滯作用要比層流附面層大得多，所以，紊流附面層的摩擦阻力＞層流附面層的摩擦阻力影響因素附面層內(nèi)氣流流動狀態(tài)，接觸面積，機體表面狀態(tài)等。,減小摩擦阻力的措施,1,采用層流翼型目的使附面層保持在層流狀態(tài)原因此種翼型下，壓力分布比較平坦，最低壓力點位置后移，減小附面層變厚的趨勢，有利于保持層流附面層。,減小摩擦阻力的措施,2，在機翼表面安裝一些氣動裝置，不斷向附面層輸入能量；結(jié)構(gòu)上也可以采取對附面層進行吸氣或吹氣的措施，加大附面層內(nèi)氣流的流動速度，減小附面層的厚度，使附面層保持層流狀態(tài)。3，保持機體表面的光滑清潔。機翼表面對氣流的任何微小擾動都會是流動狀態(tài)發(fā)生改變。所以以后再維護修理飛機的工作中，一定要保持機體表面的光滑整潔。4，盡量減小機體與氣流的接觸面積。,壓差阻力,通俗解釋，就是運動的物體因前后壓力差而形成的阻力。以低速飛行的對稱翼型為例駐點最低壓力點順壓梯度最低壓力點以后逆壓梯度阻礙了附面層內(nèi)流體向后流動，同時附面層內(nèi)的氣流由于粘性的作用消耗了動能。無法克服逆壓梯度的阻力繼續(xù)向后流動，故發(fā)生了倒流，使氣流離開了翼面，產(chǎn)生了附面層分離現(xiàn)象。由于分離后翼型背風(fēng)面的壓力低于前部壓力，故將產(chǎn)生壓差阻力。,減小壓差阻力的措施,1盡量減小飛機機體的迎風(fēng)面積。比如，在保證裝在所需要容積的情況下，機身橫截面的形狀應(yīng)采取圓形或近似圓形。2暴露在空氣中的機體各部件外形應(yīng)采用流線型（圓頭尖尾），以便適應(yīng)不同來流方向以及使翼型后部邊界層不易出現(xiàn)分離。3飛行時，除了起氣動作用的部件外，其他機體部件的軸線應(yīng)盡量與氣流方向平行,內(nèi)因空氣的粘性外因翼面彎曲導(dǎo)致的逆壓梯度,干擾阻力,F1機翼阻力機身阻力尾翼阻力各部件單獨放在氣流中產(chǎn)生的阻力F2整機在氣流中產(chǎn)生的阻力一般來說F2F1，那么ΔFF2F1即稱為干擾阻力。它是由于各個部件組合在一起時，空氣流動相互干擾產(chǎn)生的額外阻力增量改進措施在部件結(jié)合部位安裝整流罩，使結(jié)合部位較為光滑，減小流管的收縮和擴張。,誘導(dǎo)阻力,伴隨升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生。機翼翼展為有限值翼型翼展為無限大,下翼面壓力上翼面壓力,氣流繞過翼梢，向上翼面流動,機翼后緣拖出尾渦渦面,產(chǎn)生展向速度，翼面上流線發(fā)生彎曲,產(chǎn)生誘導(dǎo)速度場，下洗速度（與升力方向相反）,減小誘導(dǎo)阻力的措施,分析可知，機翼的誘導(dǎo)阻力是機翼特有的阻力，只有當升力不為零時，才會有誘導(dǎo)阻力換句話說，誘導(dǎo)阻力是產(chǎn)生有用升力必須付出的“代價”，只能減小，而無法絕對避免它。措施采用誘導(dǎo)阻力較小的機翼平面形狀。橢圓形梯形矩形。加大機翼的展弦比也可以減小誘導(dǎo)阻力。在機翼安裝翼梢小翼。,阻力,阻力公式可以表示為影響阻力的因素阻力系數(shù),,有利飛行速度,,迎角對阻力系數(shù)的影響,阻力系數(shù)曲線不與CD0的橫線相交，說明在任何迎角下飛機的阻力都不等于零。在迎角等于零附近，阻力系數(shù)最小，然后隨著迎角絕對值的增加而增大。,,,升阻比曲線,看一架飛機的飛行性能，是不是能產(chǎn)生的升力越大越好呢以較小的阻力獲得所需要的升力，才能提高飛機的飛行效率。為此我們引入升阻比的概念，用K表示KL/DCL/CD,極曲線,極曲線是升力系數(shù)對阻力系數(shù)的曲線。對每一個迎角都可以得到一個升力系數(shù)和一個阻力系數(shù)，以CL為縱坐標，以CD為橫坐標，將各點連線就得到了極曲線。,從原點所引直線與極曲線交于兩點，則兩點的升阻比相同，較高者的迎角較大，較高者的平飛速度較小。由坐標原點作極曲線的切線，則切線處對應(yīng)的升阻比即為機翼的最大升阻比KMAX,,,,,,

簡介：蘇教版三年級上冊19航天飛機云南省昆明市宜良縣清遠小學(xué)王愛華,,19航天飛機,釋放回收維修撈回機艙翅膀腦袋機尾龐然大物得意呼嘯轉(zhuǎn)眼間騰空而起俯沖爬升翻筋斗自由自在東海之濱帕米爾高原無影無蹤,釋放回收維修撈回機艙翅膀腦袋機尾龐然大物得意呼嘯轉(zhuǎn)眼間騰空而起俯沖爬升翻筋斗自由自在東海之濱帕米爾高原無影無蹤,,一架飛機在天空自由自在地飛著。他一會兒俯沖，一會兒爬升，一會兒翻筋斗，覺得很得意。,飛機越聽越不自在,飛機越聽越不自在，智慧老人看出了飛機的心思，親切地說“航天飛機有他的長處，你也有你的長處。你的作用也是航天飛機替代不了的呀”,飛機越聽越不自在，智慧老人看出了飛機的心思，親切地說“航天飛機有他的長處，你也有你的長處。你的作用也是航天飛機替代不了的呀”,,突然一聲呼嘯，一個龐然大物騰空而起。只見他三角形的翅膀，尖尖的腦袋，方方的機尾，,轉(zhuǎn)眼間便飛得無影無蹤了。,,,,,飛機想“這是什么呀怎么飛得這樣快呢”,智慧老人,慧,,“剛才你見到的是航天飛機。他比你飛得更高更快。你能飛兩萬米高，他卻能飛幾十萬米高。從東海之濱到帕米爾高原，你要飛行四個多小時，他只需要7分鐘。”,你能飛兩萬米高，他卻能飛幾十萬米高。,,從東海之濱到帕米爾高原，你要飛行四個多小時，他只需要7分鐘。,航天飛機的本領(lǐng)可大了他能繞著地球轉(zhuǎn)圈圈，在太空中釋放和回收人造地球衛(wèi)星。衛(wèi)星出了毛病，他就伸出巨大的手臂把衛(wèi)星撈回機艙，帶到地面上來維修。,,,航天飛機的本領(lǐng)可大了他能繞著地球轉(zhuǎn)圈圈，在太空中釋放和回收人造地球衛(wèi)星。衛(wèi)星出了毛病，他就伸出巨大的手臂把衛(wèi)星撈回機艙，帶到地面上來維修。,大家好，我的名字叫。我是一個。你瞧，我長著的腦袋，的翅膀，的機尾。我飛得可高了。我飛得可快了。我的本領(lǐng)可大了。,智慧老人看出了飛機的心思，親切地說“航天飛機有他的長處，你也有你的長處。你的作用也是航天飛機替代不了的呀”,各有所長,不可替代,神舟五號發(fā)射升空,楊利偉,聶海勝費俊龍,神舟六號,景海鵬,,翟志剛,劉伯明,神舟七號,

簡介：,,19航天飛機,俯沖機艙撈回翻筋斗腦袋手臂維修翅膀突然心思究竟（競賽）無影無蹤智慧老人自由自在航天飛機人造地球衛(wèi)星,,自由自在,一會兒俯沖,一會兒爬升,一會兒翻筋斗,得意,,一架飛機在天空自由自在地飛著。他一會兒俯沖，一會兒爬升，一會兒翻筋斗，覺得很得意。,,一架飛機在天空自由自在地飛著。他一會兒俯沖，一會兒爬升，一會兒翻筋斗，覺得很得意。,正當這架飛機得意的時候，他聽到了什么看到了什么,突然一聲呼嘯，一個龐然大物騰空而起。只見他三角形的翅膀，尖尖的腦袋，方方的機尾，轉(zhuǎn)眼間便飛得無影無蹤了。,三角形的翅膀，尖尖的腦袋，方方的機尾,,,,,飛機想“這個龐然大物是什么呀”,突然一聲呼嘯，一個龐然大物騰空而起。只見他三角形的翅膀，尖尖的腦袋，方方的機尾，轉(zhuǎn)眼間便飛得無影無蹤了。,自我介紹,我的名字叫（），我是一個（）。你瞧我（）的腦袋，（）的翅膀，（）的機尾，多么（）呀,,,,,飛機想“這是什么呀怎么飛得這樣快呢”,卡盟平臺WWWKADIANWLCOM卡盟平臺,他找到智慧老人，想問個究竟。,他找到智慧老人，想問個究竟。,究竟,①這件事他想問個究竟（）,②究竟是怎么回事,③大家想知道個究竟（）,1、到底2、結(jié)果3、明白,,1,2,3,他找到智慧老人，想問個究竟。,請同學(xué)們自由讀第三自然段，思考智慧老人介紹了航天飛機的哪些特點,他找到智慧老人，想問個究竟。智慧老人笑著說“剛才你見到的是航天飛機。他比你飛得更高更快。你能飛兩萬米高就不錯了，他卻能飛幾十萬米高。從東海之濱到帕米爾高原，你要飛行四個多小時，他只需要飛行七分鐘?！敝腔劾先送Ａ送＃终f“航天飛機的本領(lǐng)可大了他能繞著地球轉(zhuǎn)圈圈，在太空中釋放和回收人造地球衛(wèi)星。衛(wèi)星出了毛病，他就伸出巨大的手臂把衛(wèi)星撈回機艙，帶到地面上來維修。”,飛得更高飛得更快,你能飛兩萬米高，他卻能飛幾十萬米高。,,,,航天飛機只要7分鐘,飛機四個多小時,從東海之濱到帕米爾高原，你要飛行四個多小時，他只需要飛行七分鐘。,,,據(jù)考證，航天飛機每小時能飛行27000公里，而普通飛機只能飛行900到1000公里。,兩萬米,幾十萬米,四個多小時,只要7分鐘,飛得更高，飛得更快,寫作方法,列數(shù)字,、作比較,現(xiàn)在，我們再來看看航天飛機有什么本領(lǐng)呢,航天飛機的本領(lǐng)可大了他能繞著地球轉(zhuǎn)圈圈，在太空中釋放和回收人造地球衛(wèi)星。衛(wèi)星出了毛病，他就伸出巨大的手臂把衛(wèi)星撈回機艙，帶到地面上來維修。,航天飛機的主要用處是空間運輸、衛(wèi)星服務(wù)，它可以為其他航天器輸送物品及修理等服務(wù)項目。還可以進行星際觀測，軍事、地理觀察及拍照。由于其本身體積較大，也可以做為大型空間建筑。,補充資料,快速閱讀課文第四自然段，看看此時的飛機是什么感受,“不自在”是什么意思這時，飛機會想些什么,智慧老人看出了飛機的心思，親切地說“航天飛機有他的長處，你也有你的長處。你的作用也是航天飛機替代不了的呀”,自我介紹（一）,我的名字叫（），我是一個（）。你瞧我（）的腦袋，（）的翅膀，（）的機尾，多么（）呀,猜猜我是誰（）的腦袋，（）的翅膀，（）的機尾。我可不是一架普通的飛機，我是太空中的?？停ǎ?高度,飛機能飛兩萬米航天飛機卻能飛幾十萬米,速度,飛得高,（從東海之濱到帕米爾高原）,飛機要飛行四個多小時航天飛機只需要飛行七分鐘,,飛得快,,神舟五號發(fā)射升空,楊利偉,聶海勝費俊龍,神舟六號,景海鵬,,翟志剛,劉伯明,神舟七號,多音字便BIàN方便PIáN便宜,,空KōNG天空KòNG空地,近義詞得意驕傲維修修理呼嘯咆哮本領(lǐng)本事巨大龐大心思想法自在舒服自由自在無拘無束,反義詞俯沖爬升釋放回收得意失意智慧愚笨親切粗暴龐然大物微不足道自由自在身不由己,友情提醒可以從外形、特點、本領(lǐng)三個方面來說。,小朋友們，你們能幫我做一下自我介紹嗎,

簡介：一、近地空間環(huán)境及其對航天器的影響二、航天器控制的基本概念三、航天器動力學(xué)的發(fā)展與分類,第二課近地空間環(huán)境,航天器在點火升空、在軌運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，不乏失敗的事例。1990年風(fēng)云一號單粒子事件導(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)境的要素及其對航天活動的影響，對飛行任務(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)境及其對航天器的影響,近地空間的概念距離地面90～65000KM（約為10個地球半徑）的地球外圍空間。地球周圍大氣層以外的空間對于航天活動，近地空間一般可以定義為航天器繞地球作軌道運動的空間范圍。,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，其中對航天活動存在較大影響的環(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地球大氣上界的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，地球大氣上界垂直于太陽光線的單位面積在單位時間內(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WMO1981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015～40微米之間。大約50％的太陽輻射能量在可見光譜區(qū)（波長04～076微米），7％在紫外光譜區(qū)（波長076微米），最大能量在波長0475微米處。,由于太陽輻射波長較地面和大氣輻射波長小得多，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波輻射。太陽活動和日地距離的變化等會引起地球大氣上界太陽輻射能量的變化。,太陽活動周期和太陽黑子通過一般光學(xué)望遠鏡觀測太陽，觀測到的是光球?qū)樱ㄌ柎髿鈱拥淖罾飳樱┑幕顒?。在光球上?jīng)?？梢钥吹皆S多黑色斑點，叫太陽黑子。太陽黑子是光球?qū)游镔|(zhì)劇烈運動形成的局部強磁場區(qū)域，是光球?qū)踊顒拥闹匾獦酥尽Ｌ煳膶W(xué)家們注意到，太陽黑子有平均11年的活動周期，這也是整個太陽的活動周期。天文學(xué)家把太陽黑子最多的年份稱為“太陽活動峰年”，把太陽黑子最少的年份稱為“太陽活動寧靜年”。,太陽輻射及其周期變化對航天活動的影響影響航天器的光照環(huán)境、對地觀測光學(xué)背景，航天器表面材料等。太陽活動的周期變化還會影響航天器所處的磁場、高能帶電粒子環(huán)境等。,地球大氣基本概念和分類地球大氣是指被地球引力場和磁場所束縛、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99997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流層從地面向上至溫度出現(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、對流平衡狀態(tài)，湍流是它主要的能量耗散過程。對流層內(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小于200NM的遠紫外輻射，引起大氣分子的光化、電離，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，所以有時它們能脫離地球重力場，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。太陽活動和磁暴對外層大氣也有較大影響。,（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。太陽的電磁輻射進入大氣以后，其中的紫外、遠紫外輻射和波長更短的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，使其達到的高溫。,因此當太陽紫外輻射和X射線的強度發(fā)生劇烈的變化時，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34倍，在500KM高度上相差2030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大氣具有季節(jié)、地方時以及隨緯度的變化等。,高層大氣對航天器的影響高層大氣對航天器的影響主要表現(xiàn)在兩個方面，一是對航天器的阻力，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航天器表面的化學(xué)剝蝕作用。高層大氣對航天器軌道的阻力是低軌道航天器主要的軌道攝動力，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)境是受太陽活動控制的，當太陽活動劇烈時，高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行軌道、姿態(tài)和壽命。以圓形軌道為例，一個軌道高度為300KM的衛(wèi)星，如果質(zhì)量面積比為100KG/M2，在太陽活動較高時（如太陽黑子數(shù)為200），其壽命約為10天。而在太陽活動較低時（如太陽黑子數(shù)為6）,該衛(wèi)星的運行壽命約為50天，是前者的5倍。,1974年美國發(fā)射的天空實驗室SKYLAB衛(wèi)星，由于設(shè)計階段未估計到第21太陽周是個高活動期，而且太陽活動水平上升較快，造成大氣密度增加，天空實驗室飛行阻力加大，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)致天空實驗室在1979年初墜入大氣而隕落，至少比預(yù)計提前兩年結(jié)束運行壽命。,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，它相對于航天器的高速碰撞，使它具有極強的氧化潛力，對某些材料產(chǎn)生嚴重的剝蝕效應(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關(guān)。對于需要長期在低軌道上運行和工作的航天器，例如空間站，這種剝蝕是十分嚴重的。,美國在1981年至1985年間曾先后在STS2至STS8等航天飛機上進行過多種材料在氧原子環(huán)境中的暴露和照射試驗，并同時監(jiān)測運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127ΜＭ的KAPTON介質(zhì)材料樣品，裝在航天飛機上，暴露在軌道高度上的氧原子環(huán)境中100小時后，氧原子對材料的剝蝕厚度竟達到104ΜＭ；一種厚度為406ΜＭ的MYLAR材料樣品在同樣條件下被剝蝕的厚度為120ΜＭ?？梢姡踉訉δ承┎牧系膭兾g效應(yīng)是相當嚴重的。,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)時的太陽宇宙線、被地磁場捕獲的輻射帶粒子，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)高能帶電粒子對航天器的影響主要表現(xiàn)在兩個方面一是對航天器的材料、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、測控和導(dǎo)航的嚴重干擾。,（1）輻射損傷效應(yīng)帶電粒子對航天器的輻射損傷作用，主要是通過以下兩個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原子的位置移動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，嚴重時會損壞。如玻璃材料在嚴重輻照后會變黑、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GOES5,6,7號的太陽能電池電流急劇下降01A；而在1989年10月19日的質(zhì)子事件中GOES5,6,7號衛(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)子事件還會對航天員造成嚴重的輻射損傷。1989年10月19日太陽質(zhì)子事件期間，美國航天飛機ATLANTIS正在發(fā)射伽里略衛(wèi)星，NASA的發(fā)言人認為沒有關(guān)系，但實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)，眼睛受到嚴重剌激。據(jù)估計，如飛船在深空飛行，或在磁層外進行艙外活動時，大約有1/10的航天員會受到致命的劑量。,（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?；蚬收系氖录?。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。美國的TDRS1衛(wèi)星在1983年4月4日發(fā)射進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存儲器中就記錄到239個單粒子翻轉(zhuǎn)事件。,我國在1994年發(fā)射“實踐四號”衛(wèi)星探測到每天有34次/MBIT的單粒子翻轉(zhuǎn)事件。“風(fēng)云一號B”氣象衛(wèi)星于1990年9月升空后，星上主控計算機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)星姿態(tài)失控，造成衛(wèi)星過早失效。,我國“實踐四號”衛(wèi)星上的動態(tài)單粒子事件監(jiān)測儀，在半年時間內(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，然后重新啟動來恢復(fù)的。美國的ERS1衛(wèi)星于1991年7月進入高度為784KM的太陽同步軌道，數(shù)天后在經(jīng)過南大西洋上空時，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)幾個極大值區(qū)域（又稱為層），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層電子密度減小；太陽活動高年和低年中，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、磁暴等全球性擾動過程而出現(xiàn)的電離層突然騷擾（SID，SUDDENIONOSPHEREDISTURBANCE）、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。當航天器在這些區(qū)域運行時，由于航天器與等離子體的相互作用，會導(dǎo)致航天器的充放電效應(yīng)。當航天器被充電到一定高度時，所產(chǎn)生的強電場可造成材料或器件的擊穿，放電所發(fā)生的電磁輻射會干擾航天器上各種電器設(shè)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。,由于電子熱運動速度遠高于離子，所以航天器表面將有大量的電子沉積而帶負電。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運動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。當航天器表面材料絕緣時，它們在空間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，我國的地球同步軌道通訊衛(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，與國際上的故障率大致相近，而其中相當一部分的故障則是由于衛(wèi)星充電引起的。,地球磁場基本概念和分類地球附近空間充滿著磁場。按磁場起源的不同，地球磁場可以分為內(nèi)源場和外源場兩個組成部分。內(nèi)源場起源于地球內(nèi)部，它包括基本磁場和外源場變化時在地殼內(nèi)的感生磁場。外源場起源于地球附近的電流體系，包括電離層電流、環(huán)電流、場向電流、磁層頂電流及磁層內(nèi)其他電流。,由于地球內(nèi)部磁源分布的變化和影響，存在著南大西洋負異常和東亞大陸正異常等區(qū)域。這些地磁異常區(qū)對航天活動有著重要影響。外源場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，在它到達地球附近時，組成太陽風(fēng)的電子和離子在地磁場的羅倫茨力作用下，向相反方向偏轉(zhuǎn)，形成一個包圍地球的腔體，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，地磁場只局限于磁層頂以內(nèi)的空間。,地球磁場對航天器的影響地磁場是最重要的空間環(huán)境參數(shù)之一，它控制著近地空間帶電粒子的運動，并通過大氣增溫對航天器軌道運動產(chǎn)生影響。同時，地球磁場對航天器的影響還表現(xiàn)在產(chǎn)生磁力矩對航天器姿態(tài)造成干擾。當航天器具有剩余磁矩時，它將受到磁力矩的作用而改變姿態(tài)。另一種情況，對于具有導(dǎo)電回路的自旋穩(wěn)定航天器，當它在地磁場中自旋時，導(dǎo)電回路切割磁力線會產(chǎn)生感應(yīng)電流，地磁場與感應(yīng)電流的相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、運載末級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個大于10CM的軌道物體中，正常運行的航天器僅占6，其余都是空間碎片。這些物體的總重量達3000多噸，碎片的重量占所有飛行物的總重量的999。直徑在110CM范圍的空間碎片數(shù)量是可跟蹤物體的39倍。它們的平均密度為28G/CM3，相對地球的平均速度為10KM/S。,空間碎片和微流星與航天器機械損傷效應(yīng)在近地空間運行的航天器經(jīng)常會遭遇到兩種固態(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產(chǎn)生的空間垃圾－空間碎片。它們在空間以高速運行，具有極高的動能，如果與航天器相碰撞，會給航天器造成嚴重的影響，這是當前航天界愈來愈關(guān)注的空間環(huán)境問題。,流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間成正比，航天器越大，碰撞的可能性越大，在軌停時間越長，碰撞機會就越多。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能，每一克流星體具有的能量為2105J，在與航天器相撞的瞬間釋放出來，將會對航天器造成極為嚴重的后果。,流星和碎片對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)和在軌的停留時間以及流星和碎片的特征。它們可能會穿透高壓艙、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)8001400KM高度也不很高，據(jù)計算碰撞概率約20106/M2Y；對于10－40CM的碎片，碰撞概率為20105/M2Y。而小的流星體和碎片雖然不會造成嚴重后果，但因其數(shù)量大，大量的小撞擊會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、反射鏡面等會因此而無法成像；對表面的溫控涂層，太陽電池復(fù)蓋物體等都將因改變特性而受損。,美國航天飛機截止到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?？臻g碎片撞擊效果,1981年7月蘇聯(lián)導(dǎo)航衛(wèi)星“宇宙1275號”在美國ALASKA上空爆炸，被認為是空間碎片擊中所致。1983年7月“挑戰(zhàn)者”號航天飛機第7次飛行時被空間物體擊中，形成一個缺口，后來證實，它可能是美國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)都對航天器的運行有著重要的影響。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的事例，也有因?qū)Νh(huán)境的危害有充分的認識，采取相應(yīng)措施面避免事故的事例。,因此，充分認識這些空間環(huán)境和它對航天器帶來的影響，并在航天器設(shè)計、制造和運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)的概念一個剛體航天器的運動可以由它的位置、速度、姿態(tài)和姿態(tài)運動來描述。其中位置和速度描述航天器的質(zhì)心運動，這屬于航天器的軌道問題；姿態(tài)和姿態(tài)運動描述航天器繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動，屬于姿態(tài)問題。從運動學(xué)的觀點來說，一個航天器的運動具有6個自由度，其中3個位置自由度表示航天器的軌道運動，另外3個繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動自由度表示航天器的姿態(tài)運動。,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）航天器在軌道上運動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，力矩使航天器姿態(tài)產(chǎn)生擾動。因此，航天器的控制按控制目標可以分為兩大類，即軌道控制和姿態(tài)控制。,對航天器的質(zhì)心施以外力，以有目的地改變其運動軌跡的技術(shù)，稱為軌道控制；對航天器繞質(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，有時也稱為空間導(dǎo)航，簡稱導(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，對質(zhì)心施以控制力，以改變其運動軌跡的技術(shù)，有時也稱為制導(dǎo)。,軌道控制按應(yīng)用方式可分為四類。軌道機動指使航天器從一個自由飛行段軌道轉(zhuǎn)移到另一個自由飛行段軌道的控制。軌道保持指克服攝動影響，使航天器軌道的某些參數(shù)保持不變的控制。軌道交會指航天器能與另一個航天器在同一時間以相同速度達到空間同一位置而實施的控制過程。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)控制兩方面內(nèi)容。姿態(tài)確定是研究航天器相對于某個基準的確定姿態(tài)方法。這個基準可以是慣性基準或者人們所感興趣的某個基準，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)機動。姿態(tài)穩(wěn)定是指使姿態(tài)保持在指定方向，而姿態(tài)機動是指航天器從一個姿態(tài)過渡到另一個姿態(tài)的再定向過程。,姿態(tài)控制通常包括以下幾個具體概念。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一個參考方向的定向改變到對另一個新參考方向的定向。再定向過程是通過連續(xù)的姿態(tài)機動控制來實現(xiàn)的。捕獲又稱為初始對準，是指航天器由未知不確定姿態(tài)向已知定向姿態(tài)的機動控制過程。,粗對準指初步對準，通常須用較大的控制力矩以縮短機動的時間，但不要求很高的定向精度。精對準指粗對準或再定向后由于精度不夠而進行的修正機動，以保證定向的精度要求。跟蹤指航天器本體或附件保持對活動目標的定向。搜索指航天器對活動目標的捕獲。,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)機動問題。姿態(tài)穩(wěn)定要求控制系統(tǒng)在航天器的整個工作壽命中進行工作，這種控制一般是長期而持續(xù)的，所要求的控制力矩較小。姿態(tài)機動一般是一短暫過程，需要較大的控制力矩，使姿態(tài)在較短的時間內(nèi)發(fā)生明顯的改變。由于這兩種姿態(tài)控制的目標有顯著差別，所以這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)機動是獲取并保持航天器在空間定向的過程。例如，衛(wèi)星對地進行通信或觀測，天線或遙感器要指向地面目標；衛(wèi)星進行軌道控制時，發(fā)動機要對準所要求的推力方向；衛(wèi)星再入大氣層時，要求制動防熱面對準迎面氣流。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)運動的形式可大致分為兩類。,自旋穩(wěn)定衛(wèi)星等航天器繞其一軸自旋軸旋轉(zhuǎn)，依靠旋轉(zhuǎn)動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控制而獲得三軸穩(wěn)定。三軸穩(wěn)定依靠主動姿態(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)控制與軌道控制的關(guān)系航天器是一個比較復(fù)雜的控制對象，一般來說軌道控制與姿態(tài)控制密切相關(guān)。為實現(xiàn)軌道控制，航天器姿態(tài)必須符合要求。也就是說，當需要對航天器進行軌道控制時，同時也要求進行姿態(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)對航天器的軌道沒有嚴格要求，而對航天器的姿態(tài)卻有要求。例如，空間環(huán)境探測衛(wèi)星繞地球的運行往往不需要軌道控制，在這種情況下，航天器只有姿態(tài)控制。,航天器動力學(xué)問題的研究主要是圍繞簡單航天器和復(fù)雜航天器的姿態(tài)穩(wěn)定問題和結(jié)構(gòu)動力特性等問題開展的。早期的航天器主要是以簡單的人造衛(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，及其以后的大型空間站，航天飛機等。,三、航天器動力學(xué)的發(fā)展與分類,簡單航天器動力學(xué)早期航天器結(jié)構(gòu)緊湊，構(gòu)型簡單，頂多帶一些桿件，20世紀60年代出現(xiàn)的衛(wèi)星太陽陣也大都是小型的，帶的燃料也較少，而且大都用氮氣。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，從動力學(xué)角度大都可簡化為剛體或準剛體。國外對簡單航天器動力學(xué)的研究始于20世紀50年代，六七十年代達到鼎盛時期，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)定航天器動力學(xué)自旋穩(wěn)定是航天器最簡單的一種穩(wěn)定方式，因此幾個空間大國發(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SPUTNIK1（1957）、美國的EXPLORER1（1958）、法國的FRANCE1（1965）和中國的DFH1（1970）等。,蘇聯(lián)第一顆衛(wèi)星SPUTNIK1是繞自身的最大慣性軸旋轉(zhuǎn)的，符合自旋穩(wěn)定的最大慣量準則。斯坦福大學(xué)無線電天文學(xué)家RNBRACEWELL教授從接收的SPUTNIK1信號推斷出這顆衛(wèi)星是繞最大慣性軸旋轉(zhuǎn)的，并根據(jù)對銀河系自旋動力學(xué)的分析結(jié)果，認為只有繞最大慣性軸旋轉(zhuǎn)才能使限定角動量的動能最小。,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，其自旋

簡介：一、衛(wèi)星軌道設(shè)計二、飛行器軌道攝動,第五課空間飛行器軌道動力學(xué)（下）,軌道設(shè)計的主要依據(jù)是衛(wèi)星的飛行使命，如對地觀測、通信、導(dǎo)航、科學(xué)試驗等。設(shè)計內(nèi)容包括軌道要素、選擇發(fā)射時間等。下面介紹幾種常用軌道。,一、衛(wèi)星軌道設(shè)計,地球同步軌道定義在地球赤道面內(nèi)，衛(wèi)星運行角速度與地球自轉(zhuǎn)角速度一樣的軌道。地面上看衛(wèi)星相對地球是靜止不動，又叫做“靜止”軌道。,地球同步軌道要素?軌道偏心率E0,?軌道傾角I0?軌道周期T23小時56分04秒?軌道半徑A42255KM，?軌道運行速度V314KM/S為什么不用定義升交點赤經(jīng)、近地點角距和真近點角,靜止衛(wèi)星軌道發(fā)射實例靜止衛(wèi)星的發(fā)射比一般衛(wèi)星復(fù)雜，現(xiàn)以通信技術(shù)衛(wèi)星（CTS）為例敘述發(fā)射過程。這顆衛(wèi)星于1976年1月17日世界時23時28分美國西靶場發(fā)射，運載火箭是德爾它2914型火箭。西靶場位于佛羅里達洲的卡納維拉爾角，北緯28°28′。衛(wèi)星定點位置是西經(jīng)114°赤道面上，如圖51所示。,圖51靜止衛(wèi)星由地面起飛進入轉(zhuǎn)移軌道F地心；P轉(zhuǎn)移軌道近地點；R地球半徑；AP轉(zhuǎn)移軌道遠地點,運載火箭先將衛(wèi)星送入185KM高的圓形軌道，即“停泊軌道”。衛(wèi)星在停泊軌道上滑行15MIN將到達赤道上空。在到達赤道前，第三級重新點火，對衛(wèi)星加速，而火箭熄火點選在赤道面上，使衛(wèi)星進入近地點在赤道的橢圓形的過渡軌道（亦稱轉(zhuǎn)移軌道）。,過渡軌道的遠地點也落在赤道面上，其遠地點高度略高于同步軌道高度。衛(wèi)星在過渡軌道上運行65圈（大約3D），對軌道和姿態(tài)進行精確測定，為下一步調(diào)整姿態(tài)與改變軌道作準備。,衛(wèi)星將在過渡軌道遠地點改變軌道進入準地球同步軌道，把這個變軌發(fā)動機通常稱為“遠地點發(fā)動機”，它安裝在星體縱軸上。,當衛(wèi)星在近地點進入過渡軌道時，發(fā)動機噴管是背向運行方向的。由于衛(wèi)星在過渡軌道上以大約60R/MIN轉(zhuǎn)的速度自旋，因此，衛(wèi)星縱軸在慣性空間保持定向，而在遠地點的運行方向與近地點相反。為使發(fā)動機提供的速度增量能將衛(wèi)星送入準地球同步軌道，應(yīng)使速度增量與過渡軌道遠地點速度的矢量合成速度在赤道面內(nèi)，并且與衛(wèi)星向徑垂直，使衛(wèi)星沿赤道周向運行。,合成速度的量值近似為同步速度值。為此，在遠地點發(fā)動機點火箭應(yīng)對衛(wèi)星縱軸重新定向。CTS是利用星上兩個較大的助推器將縱軸在當?shù)厮矫鎯?nèi)改變255°，以建立點火姿態(tài)。,遠地點發(fā)動機熄火后衛(wèi)星進入周期為23小時15分鐘的準同步軌道。由于這個周期值比一恒星日小，衛(wèi)星運轉(zhuǎn)得比地球自轉(zhuǎn)快，因此，衛(wèi)星相對地面緩慢地朝東移動，進入預(yù)定的定點位置。,衛(wèi)星在飄移過程中還需進行一系列的軌道修正，使衛(wèi)星在進入定點位置時的軌道周期近似為一恒星日。此后，利用星上位置保持系統(tǒng)，對衛(wèi)星進行位置保持。同時，衛(wèi)星縱軸轉(zhuǎn)為垂直于赤道面，姿態(tài)控制方式也由自旋穩(wěn)定轉(zhuǎn)換為對地定向三軸穩(wěn)定,綜上所述，由于地球同步軌道高、傾角為零，發(fā)射場不在赤道上，而衛(wèi)星又有定點要求，因此發(fā)射靜止衛(wèi)星通常要經(jīng)歷停泊軌道、過渡軌道（亦稱轉(zhuǎn)移軌道）、準同步軌道與同步軌道等幾個階段。簡要概括如下確定停泊軌道、轉(zhuǎn)移軌道、地球同步運行軌道參數(shù)進入近地的停泊軌道，調(diào)整參數(shù)發(fā)動機點火從停泊軌道進入轉(zhuǎn)移軌道發(fā)動機再次點火從轉(zhuǎn)移軌道進入同步軌道,太陽同步軌道太陽同步軌道是指軌道面的進動與平太陽的周年視運動同步的衛(wèi)星軌道。地球扁率引起升交點赤經(jīng)的長期變化，變化率主要依賴于軌道傾角，也與半長軸、偏心率有關(guān)。對確定的、，選擇使等于平太陽的周年視運動，即，就是太陽同步軌道。,循環(huán)軌道與回歸軌道如果星上軌道維持系統(tǒng)保證衛(wèi)星軌道周期是常量的條件下，衛(wèi)星每運行一定圈數(shù)后，星下點軌跡便重疊起來，則這類軌道稱為“循環(huán)軌道”。顯然，循環(huán)軌道的星下點軌跡是一條固定在地球表面的閉合曲線。假設(shè)星下點軌跡的升段（或降段）將所經(jīng)過的緯圈等間距地分為N段，即在全球經(jīng)度范圍內(nèi)共N個間隙，則N即為星下點軌跡重疊循環(huán)的最少運行圈數(shù)。稱N為“循環(huán)圈數(shù)”。,,衛(wèi)星運行一圈后，星下點在同一緯圈上的西移度數(shù)記為，這兩個星下點之間的間隙數(shù)記為。不難看出下式為（51）這就是循環(huán)軌道的基本條件。若亦為太陽同步軌道，為運行圈的整天數(shù)。的循環(huán)軌道特稱“回歸軌道”。令可以得到三條常用的回歸軌道的平均高度（即圓軌道高度）依次為282KM，574KM，901KM。,覆蓋軌道某些對地觀測衛(wèi)星的遙感器視場在地面上的覆蓋面，隨衛(wèi)星運行形成以星下點軌跡為中線的帶形區(qū)，稱為“觀測帶”。靜止衛(wèi)星的覆蓋面不變，如圖52所示。,圖52靜止衛(wèi)星的覆蓋面,衛(wèi)星運行一定圈數(shù)后，觀測帶在規(guī)定的緯度范圍的，按確定的旁向重疊率要求毗連成片，構(gòu)成觀測區(qū)。這種軌道便是常見的“覆蓋軌道”。在同一軌道上，緯度越高，重疊率也越大。完成一次覆蓋所需要的圈數(shù)稱為“覆蓋圈數(shù)”，相應(yīng)的天數(shù)稱為“覆蓋周期”。,衛(wèi)星網(wǎng)衛(wèi)星網(wǎng)是由多顆衛(wèi)星按一定的軌道配置組成的衛(wèi)星系統(tǒng)，主要為地面用戶或近地空間用戶進行衛(wèi)星通信、導(dǎo)航或定位等任務(wù)。除了靜止衛(wèi)星通信網(wǎng)是在同一軌道平面上外（圖53），衛(wèi)星網(wǎng)通常含有幾個軌道平面。這些軌道平面具有相同的軌道傾角，但升交點赤經(jīng)不同，相鄰軌道升交點保持等間距。每個軌道上配置等間距的多顆衛(wèi)星。,為此，衛(wèi)星軌道為圓或近圓形，軌道高度相同。此外，為了使軌道升交點赤經(jīng)變化率相同，保待軌道面等間距，也需要衛(wèi)星軌道具有相同的傾角與高度。,圖53靜止衛(wèi)星全球通信網(wǎng),圖54表示美國全球定位系統(tǒng)衛(wèi)星網(wǎng)的軌道配置。該衛(wèi)星網(wǎng)共有24顆衛(wèi)星，配置在3個軌道上。圖54全球定位系統(tǒng)的軌道配置,在二體運動的軌道分析中，假定衛(wèi)星僅受到地球引力的作用，可以得到衛(wèi)星的軌道是一個不變的橢圓，軌道要素是常數(shù)的結(jié)論。但事實上衛(wèi)星除受地球引力外，還有其他外力作用于衛(wèi)星，如地球非球形攝動，大氣阻力攝動，日月引力攝動，太陽輻射壓力攝動，小推力攝動等力學(xué)因素的影響。衛(wèi)星的實際運動軌跡必然偏離二體運動的橢圓軌道，這種偏離稱為“軌道攝動”。因此，為了軌道的保持，必須研究軌道的攝動因素。,二、飛行器軌道攝動,攝動運動的基本原理回顧航天器在無攝動（即二體問題）時的運動方程為,有,積分，,再次積分，,式中，對于繞地球運動航天器，上述解描述了一個橢圓運動，6個積分常數(shù)表示軌道根數(shù)。,航天器的攝動運動方程可寫為,,（54）,式中，為攝動加速度。攝動運動方程中由于多了攝動項，如果仍然用表示方程的解，顯然就不再是常數(shù)，而應(yīng)為時間T的函數(shù)。對T求導(dǎo)數(shù)有,（55）,由于應(yīng)滿足受攝運動方程，應(yīng)有,此式再對T求一次導(dǎo)數(shù)，并讓其滿足攝動方程，即,,（57）,由此可知，在常數(shù)變易時的兩個條件應(yīng)為,式中，和都是和的已知函數(shù)，因此共有六個未知量為，未知量與方程個數(shù)相同。,利用上述方程計算航天器軌道時，要根據(jù)航天器軌道、本體參數(shù)、計算精度要求等因素選取運動方程右端項，并選擇合適的計算方法。,這里的處理方法就是把受攝運動視為一個變化的橢圓運動，而無攝運動中的橢圓關(guān)系式即的表達式依然成立，只是相應(yīng)的六個不變根數(shù)變?yōu)?稱為瞬時根數(shù)或密切根數(shù)。,軌道要素的攝動方程分析攝動力引起衛(wèi)星軌道要素的變化，用軌道要素表示衛(wèi)星的攝動方程，在天體力學(xué)中是著名的拉格朗日行星運動方程。設(shè)，，分別為攝動力的徑向、橫向、法向三個分量。直接給出六個軌道要素的攝動方程如下,,（58）,,,主要的軌道攝動擾動源及其攝動加速度（1）地球引力與非球形攝動假定地球為一個剛體，其引力勢函數(shù)的展開式在地心坐標系中可寫成下列形式（59）式中，，,,,,,,,,,,,,其中，地心距地理經(jīng)度地心緯度地球赤道半徑勒讓德多項式地球引力勢的主要部分也稱為中心引力勢，相當于地球為球形、密度分布均勻的球體的引力勢非球形引力勢于均勻球體引力勢的修正項也稱為引力攝動勢，由測量得到的系數(shù)。,因此，航天器在地球引力場中運動時，其運動方程可寫成510式中，，運動方程510中的主要部分對應(yīng)二體問題，即。這是可以求得解析解的，而相對是一個小擾動，稱為攝動部分。由地球非球形引起的攝動也稱為地球形狀攝動。,（2）大氣阻力攝動航天器在近地軌道上運動時，要受到大氣阻力的影響。阻力加速度可寫成如下形式511式中，航天器相對大氣的飛行速度；大氣密度；航天器的有效阻力面積；為航天器的質(zhì)量；阻力系數(shù)。,在航天器的運行高度上，大氣密度非常小，因此，空氣阻力加速度相對于地球中心引力是很小的，僅為一種阻力攝動。,（3）日月引力攝動在衛(wèi)星相對于地球的運動中，日月引力攝動加速度，不是日月對衛(wèi)星的引力加速度，而是日月對衛(wèi)星的引力加速度與對地球的引力加速度的矢量差。后者的量值要比前者小得多。在2000KM高度以下，日月攝動比地球形狀攝動至少小倍。,,但在約36000KM的地球同步高度上，地心引力加速度為，地球扁率攝動加速度為，而月球與太陽的引力攝動加速度的最大值分別為與?？梢姡谕礁叨壬?，日月攝動已與地球引力場攝動同一量級，必須要考慮。,航天器在地球附近運動時，日、月引力是典型的第三體攝動力，其攝動加速度為512式中，；，，分別為航天器和日、月的地心矢量，和是時間的已知函數(shù)，由日、地、月三體系統(tǒng)確定，與航天器運動無關(guān)。，，分別為日、月引力常數(shù)。,（4）太陽輻射壓力攝動太陽輻射壓力是太陽輻射作用于航天器表面產(chǎn)生的攝動力。太陽輻射壓力引起的攝動加速度可表示為513,,式中，航天器指向太陽的單位矢量；太陽輻射壓強，在地球附近近似為常數(shù)；航天器受輻射的有效面積；表面狀況系數(shù)，取值范圍為02，對完全透光材料為0，對完全吸收材料為1，對完全反射材料為2航天器質(zhì)量。,（5）小推力攝動航天器入軌后，為了消除入軌誤差要進行軌道捕獲，捕獲后航天器才能進入運行軌道；由于需要抵消某些攝動，航天器運行過程中一般還需要進行軌道維持，有些航天器還需變軌和軌道轉(zhuǎn)移；此外，大多數(shù)航天器還需要進行姿態(tài)控制。因此，航天器上往往安裝各種大小和方向的發(fā)動機，這些發(fā)動機在完成任務(wù)時會有一定的誤差，它們對航天器運動所產(chǎn)生的攝動稱為小推力攝動。在某些情況下，發(fā)動機產(chǎn)生的推力本身也可以作為攝動因素來處理。,,

簡介：航天飛機,航天飛機是可重復(fù)使用的、往返于太空和地面之間的航天器，結(jié)合了飛機與航天器的性質(zhì)。,自由朗讀課文，要求1、讀準字音，讀順句子。2、把課文讀正確，讀通順。3、看看課文的哪些自然段具體向我們介紹了航天飛機,FǔFāNJīNCāNG俯翻筋艙俯沖翻筋斗腦筋機艙NǎOZōNGZHìHUìJìNG腦蹤智慧竟腦袋無影無蹤智慧智慧究竟WèIBìLāOWéI衛(wèi)臂撈維衛(wèi)星手臂打撈維修,多音字組詞辨音XíNG（）ZHUǎN（）DǒU（）行轉(zhuǎn)斗HáNG（）ZHUàN（）DòU（）,,,,,請齊聲朗讀第一、二自然段,一架飛機在天空自由自在地飛著。他一會兒俯沖，一會兒爬升，一會兒翻筋斗，覺得很得意。,飛機的心情怎么樣,龐然大物,突然一聲呼嘯，一個龐然大物騰空而起。只見他三角形的翅膀，尖尖的腦袋，方方的機尾，轉(zhuǎn)眼間便飛得無影無蹤了。,美國哥倫比亞號航天飛機總長約56米，翼展約24米，起飛重量約2040噸。,飛機的疑問,“這是什么呀怎么飛得這樣快呢”于是他找到智慧老人，想問個究竟。,究竟,這件事他想問個究竟。（）,究竟是怎么回事（）,大家想知道個究竟。（）,1、到底2、結(jié)果3、清楚明白,3,1,2,,默讀課文第3節(jié)，想一想，智慧老人從哪幾個方面介紹了航天飛機。,,航天飛機飛得高,智慧老人你能飛兩萬米高，他卻能飛幾十萬米高。,,,航天飛機飛得快,智慧老人從東海之濱到帕米爾高原，你要飛行四個多時，他只需要飛行七分鐘。,,飛機四個多小時,航天飛機只要7分鐘,,,航天飛機本領(lǐng)大智慧老人他能在太空中釋放和回收人造地球衛(wèi)星。,航天飛機的本領(lǐng)可大了他能繞著地球轉(zhuǎn)圈圈，在太空中釋放和回收人造地球衛(wèi)星。衛(wèi)星出了毛病，他就伸出巨大的手臂把衛(wèi)星撈回機艙，帶到地面上來維修。,,讀例句，想象劃線的句子起什么作用。再在另外兩個句子前面寫上起同樣作用的句子。,例航天飛機的本領(lǐng)可大了他能繞著地球轉(zhuǎn)圈圈，在太空釋放和回收人造地球衛(wèi)星。衛(wèi)星出了毛病，他就伸出巨大的手臂把衛(wèi)星撈回機艙，帶到地面上來維修。,（1）普通飛機能飛兩萬米高，而航天飛機能飛幾十萬米高。,（2）從東海之濱到帕米爾高原，普通飛機要飛行四個多小時，航天飛機只需要7分鐘。,聽了智慧老人的話，飛機的心情發(fā)生了什么變化,得意越聽越不自在，心里不舒服,飛機越聽越不自在，智慧老人看出來飛機的心思，親切地說“航天飛機有他的長處，你也有你的長處。你的作用也是航天飛機替代不了的呀”,飛機的長處是,航天飛機的主要功能1向空間站運送宇航員和貨物；針對衛(wèi)星的投放、維修或者回收工作；2在太空進行科學(xué)試驗、空間探測；3甚至進行軍事偵查，破壞敵國衛(wèi)星等。民用飛機的主要功能1在近地面區(qū)域向較遠處運輸大量人員及貨物；2向特定的行業(yè)提供特殊服務(wù)，如農(nóng)業(yè)飛機可用來噴灑農(nóng)藥，消防飛機可用來滅火，還能用作醫(yī)療機、游覽機、實驗機、氣象機、航測機等等?，F(xiàn)代飛機各種各樣，具有多用途多功能的特點。,1、多音字組詞XíNG（）ZHUǎN（）DǒU（）行轉(zhuǎn)斗HáNG（）ZHUàN（）DòU（）,2、在括號內(nèi)填上合適的詞語。地飛著地演算地望著地批評地學(xué)習(xí)地走路,3、讀句子，學(xué)習(xí)用劃線的詞語造句。（1）他一會兒俯沖，一會兒爬升，一會兒翻筋斗，覺得很得意。（2）從東海之濱到帕海原，他只需要飛行7分鐘。,我有一個新朋友，他叫航天飛機。你們看，他________的腦袋，________的機尾，兩側(cè)長著________。他速度驚人，從東海之濱到帕米爾高原只需要________航天飛機專程來往于地球和空間軌道之間，能_________，能_________，還能_________，他的本領(lǐng)真是神通廣大啊我為有這樣一個朋友而感到_________。,

簡介：航天航空儀器,三組吳犇寅,激光測距儀,激光測距儀，是利用激光對目標的距離進行準確測定的儀器。激光測距儀在工作時向目標射出一束很細的激光，由光電元件接收目標反射的激光束，計時器測定激光束從發(fā)射到接收的時間，計算出從觀測者到目標的距離。激光測距儀重量輕、體積小、操作簡單速度快而準確，其誤差僅為其它光學(xué)測距儀的五分之一到數(shù)百分之一。,激光測距儀原理,利用紅外線測距或激光測距的原理測距原理基本可以歸結(jié)為測量光往返目標所需要時間，然后通過光速C299792458M/S和大氣折射系數(shù)N計算出距離D。由于直接測量時間比較困難，通常是測定連續(xù)波的相位，稱為測相式測距儀。當然，也有脈沖式測距儀，典型的是WILD的DI3000。需要注意，測相并不是測量紅外或者激光的相位，而是測量調(diào)制在紅外或者激光上面的信號相位。建筑行業(yè)有一種手持式的激光測距儀，用于房屋測量，其工作原理與此相同。2測物體平面必須與光線垂直通常精密測距需要全反射棱鏡配合，而房屋量測用的測距儀，直接以光滑的墻面反射測量，主要是因為距離比較近，光反射回來的信號強度夠大。與此可以知道，一定要垂直，否則返回信號過于微弱將無法得到精確距離。3可以測物體平面為漫反射通常也是可以的，實際工程中會采用薄塑料板作為反射面以解決漫反射嚴重的問題。4超聲波測距精度比較低，使用比較少。5激光測距儀精度可達到1毫米誤差，適合各種高精度測量用途。,激光陀螺儀,現(xiàn)代陀螺儀是一種能夠精確地確定運動物體的方位的儀器，它是現(xiàn)代航空，航海，航天和國防工業(yè)中廣泛使用的一種慣性導(dǎo)航儀器，它的發(fā)展對一個國家的工業(yè)，國防和其它高科技的發(fā)展具有十分重要的戰(zhàn)略意義。傳統(tǒng)的慣性陀螺儀主要是指機械式的陀螺儀，機械式的陀螺儀對工藝結(jié)構(gòu)的要求很高，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，它的精度受到了很多方面的制約。我國成為繼美法俄后，世界上第四個具備獨立研制激光陀螺能力的國家，為我國打破國際壟斷，在精確打擊武器的導(dǎo)航定位、姿態(tài)測量與控制、精確制導(dǎo)、平臺穩(wěn)定等方面全面趕超世界強國奠定了重要基礎(chǔ)。,激光陀螺及其軍事應(yīng)用,近日，國內(nèi)媒體報道了國防科技大學(xué)激光陀螺創(chuàng)新團隊的先進事跡。該團隊矢志不渝，三代人攻關(guān)43載，終于使我國成為繼美法俄后，世界上第四個具備獨立研制激光陀螺能力的國家，為我國打破國際壟斷，在精確打擊武器的導(dǎo)航定位、姿態(tài)測量與控制、精確制導(dǎo)、平臺穩(wěn)定等方面全面趕超世界強國奠定了重要基礎(chǔ)。不過，小陀螺如何與國防科技聯(lián)系在了一起，激光陀螺是什么，許多人未必了解。,“陀螺原理”及傳統(tǒng)陀螺,先從陀螺說起。許多人小時候一定玩過一種玩具陀螺“冰猴”。腳尖身圓的“冰猴”放在地上，用一根繩子做的鞭子猛抽“冰猴”，“猴身”就能轉(zhuǎn)起來，用鞭子抽得越狠，它就轉(zhuǎn)得越飛快，不會倒下。在日常生活中，我們也發(fā)現(xiàn)如果一個物體旋轉(zhuǎn)時速度很快，它就會穩(wěn)定地立在一個地點不動，轉(zhuǎn)速足夠快的時候，即使平板傾斜一些，它仍然不會倒，并且轉(zhuǎn)軸始終指向一個固定方向。這就是物體的“定軸特性”。科學(xué)家利用“定軸特性”制造出能定向和定位的陀螺儀，通過將陀螺定軸方向與運載體的軸心相比對，就能得出運載體的正確方向和瞬時位置。而以陀螺儀為核心部件，進而組裝出慣性導(dǎo)航系統(tǒng)或制導(dǎo)系統(tǒng)。因此，陀螺是航天、航空、航海裝備及很多武器裝備在作戰(zhàn)中不可缺少的定位和導(dǎo)航裝置。傳統(tǒng)的慣性陀螺主要是指機電陀螺，但其穩(wěn)定性以及定向與定位精度不夠，不能滿足現(xiàn)代武器精確打擊的要求?？蒲腥藛T一直希望能找到更好的陀螺儀，幫助運載體精確定位與定向、穩(wěn)定運行，更好地發(fā)揮武器的效能，激光陀螺無疑是一種很好的替代品。,何為激光陀螺,科技名詞定義激光陀螺，學(xué)名“環(huán)形激光器”。實際上是一種無質(zhì)量的光學(xué)陀螺儀，利用環(huán)形激光器在慣性空間轉(zhuǎn)動時正反兩束光隨轉(zhuǎn)動而產(chǎn)生頻率差的效應(yīng)，測定敏感物體相對于慣性空間的角速度或轉(zhuǎn)角，進而測定物體方向等。原理一束光經(jīng)分光器被分成完全相同的兩束光后，進入同一環(huán)形光回路，分別沿順時針方向和逆時針方向相向傳播。如果讓光回路繞垂直于自身的軸旋轉(zhuǎn)起來，這兩束光之間會產(chǎn)生相位差，利用光的干涉性能測出相位差，進而得出光回路旋轉(zhuǎn)的角速度。如果光回路被制成一個環(huán)形激光器，其中傳播的光就是方向性好、聚束性強、相干性優(yōu)的激光，因此就形成了一個能通過敏感角速度來測定方向與姿態(tài)并具有快速尋北與穩(wěn)定作用的激光陀螺。主要作用主要用于精確打擊武器的導(dǎo)航定位、姿態(tài)測量與控制、平臺穩(wěn)定，為它們有效完成作戰(zhàn)任務(wù)提供更好的保障。,在軍事上的主要應(yīng)用,首先，激光陀螺用于為各類戰(zhàn)機和精確打擊武器提供導(dǎo)航和制導(dǎo)所需要的實時航向、速度、高度、姿態(tài)等空間位置信息。使戰(zhàn)機能可靠飛行和靈活進行高速戰(zhàn)術(shù)機動，并使精確打擊武器的射程和命中精度得到很大提升。同時，它還為機動發(fā)射的彈道導(dǎo)彈、巡航導(dǎo)彈尋北提供方位基準，使它們能實現(xiàn)快速定向定位，準確地命中目標。其次，為艦艇、潛艇和制導(dǎo)魚雷提供航向、航深、航速和位置等基準數(shù)據(jù)。使它們不依賴于任何外部信息，就能獨立地進行實時導(dǎo)航。第三，作為穩(wěn)定調(diào)節(jié)系統(tǒng)的重要組成部分。使坦克、裝甲車等陸地戰(zhàn)車在行進中，實時感知車體上仰和下俯等動作，自動將火炮和機槍等武器穩(wěn)定在原定方向和位置，保證武器瞄準和射擊時不受車體行進過程的影響。第四，作為航天器姿態(tài)和軌道控制系統(tǒng)的重要組成部分，協(xié)助衛(wèi)星保持正確姿態(tài)，使其天線波束始終能對準地球覆蓋區(qū)，準確完成對地面轉(zhuǎn)發(fā)和傳播信號以及對地面目標的探測。第五，用于運載火箭的慣性制導(dǎo)系統(tǒng)中。簡化導(dǎo)引和控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，減小火箭的控制難度，增強火箭的飛行穩(wěn)定性，同時降低火箭的發(fā)射重量，增大火箭的運載能力，提高航天器的入軌精度以及機動性和變軌能力,激光陀螺儀工作原理,陀螺儀基本上就是運用物體在高速旋轉(zhuǎn)時，角動量會很大，旋轉(zhuǎn)軸會一直穩(wěn)定指向一個方向的性質(zhì)為依據(jù)，用它來保持一定的方向，制造出來的定向儀器。不過它必需轉(zhuǎn)得夠快，或者慣量夠大（也可以說是角動量要夠大）。不然，只要一個很小的力矩，就會嚴重影響到它的穩(wěn)定性，所以設(shè)置在飛機、飛彈中的陀螺儀是靠內(nèi)部所提供的動力，使其保持高速轉(zhuǎn)動的。,1986年,挑戰(zhàn)者號航天飛機解體，所有的航天飛機停飛兩年。2003年，此前剛執(zhí)行過第4次維修哈勃空間望遠鏡任務(wù)的哥倫比亞號航天飛機在返回時失事，所有的航天飛機再次停飛兩年停飛兩年。,,哈勃空間望遠鏡,哈勃空間望遠鏡，（HUBBLESPACETELESCOPE，縮寫為HST）1，是以天文學(xué)家愛德溫哈勃為名，在軌道上環(huán)繞著地球的望遠鏡，它的位置在地球的大氣層之上，因此影像不會受到大氣湍流的擾動，視相度絕佳又沒有大氣散射造成的背景光，還能觀測會被臭氧層吸收的紫外線。它于1990年成功發(fā)射，彌補了地面觀測的不足，幫助天文學(xué)家解決了許多天文學(xué)上的基本問題，使得人類對天文物理有更多的認識。是天文史上最重要的儀器之一。2011年11月，借助哈勃空間望遠鏡，天文學(xué)家們首次拍攝到圍繞遙遠黑洞存在的盤狀構(gòu)造。2013年12月，天文學(xué)家利用哈勃太空望遠鏡在太陽系外發(fā)現(xiàn)5顆行星，它們的大氣層中都有水存在的跡象，是首次能確定性地測量多個系外行星的大氣光譜信號特征與強度，并進行比較。,原理,大氣層中的大氣湍流與散射，以及會吸收紫外線的臭氧層，這些因素都限定了地面上望遠鏡做進一步的觀測。太空望遠鏡的出現(xiàn)使天文學(xué)家成功地擺脫地面條件的限制，并獲得更加清晰與更廣泛波段的觀測圖像。一架蘇聯(lián)A60機載激光武器試驗機上的徽標，明確顯示出以激光武器攻擊哈勃空間望遠鏡的圖像。因而引發(fā)對哈勃空間望遠鏡是否單純用于和平用途的爭論，以及反對太空軍事化的抗議。更有陰謀論者進一步指出哈勃空間望遠鏡初期的“近視”缺陷乃有意為之，直至蘇聯(lián)解體后兩年才加以修正。,光學(xué)系統(tǒng),望遠鏡的光學(xué)部分是整個儀器的心臟。它采用卡塞格林式反射系統(tǒng)，由兩個雙曲面反射鏡組成，一個是口徑24米的主鏡、另一個是裝在主鏡前約45米處的副鏡，口徑03米。投射到主鏡上的光線首先反射到副鏡上，然后再由副鏡射向主鏡的中心孔，穿過中心孔到達主鏡的焦面上形成高質(zhì)量的圖像，供各種科學(xué)儀器進行精密處理，得出來的數(shù)據(jù)通過中繼衛(wèi)星系統(tǒng)發(fā)回地面。,高速光度計,高速光度計是安裝在哈勃太空望遠鏡的科學(xué)儀器之一，他被設(shè)計得能夠快速的測量天體的光度變化和偏極性。它可以在紫外線、可見光和近紅外線的波段上，每10微秒測量一次光度。新穎的設(shè)計使它能透過各種濾鏡和孔徑去觀察，卻沒有任何運動的機件。高速光度計是隨著哈勃太空望遠鏡一起升空的儀器之一，但因為主鏡的光學(xué)問題而未能成功的使用。在1993年12月，第一次的哈勃維護任務(wù)中，就被為矯正其他儀器的光學(xué)問題的太空望遠鏡光軸補償校正光學(xué)（COSTAR）替換掉,廣域和行星照相機（WFPC）,廣域和行星照相機（WFPC）（發(fā)音如同WIFFPICK）是安置在哈勃太空望遠鏡上的一架照相機。他是在哈勃發(fā)射時就安裝在上面的儀器之一，但是他的功能因為主鏡的光學(xué)瑕疵而被嚴重的削弱。而即使在哈勃太空望遠鏡有像差的情況下，仍然有一定數(shù)量的發(fā)現(xiàn)。他在明亮天體的觀測上產(chǎn)生可貴且有價值的高解析力圖像。廣域和行星照相機是由任教于加州理工學(xué)院的行星科學(xué)家詹姆斯A韋士伐提議的，并且在噴射推進實驗室的管理下完成設(shè)計和制造。在他提議的年代，1976，CCD（CCD是一種半導(dǎo)體器件，能夠把光學(xué)影像轉(zhuǎn)化為數(shù)字信號。CCD上植入的微小光敏物質(zhì)稱作像素（PIXEL）。）幾乎未曾用在天文學(xué)的影像處理上，但是他的高解析力，讓天文學(xué)家強烈的建議應(yīng)該考慮在哈勃太空望遠鏡的儀器上使用。廣域和行星照相機包含了兩架獨立的相機，每架都有四片德州儀器的800X800畫素CCD，構(gòu)成了相鄰接的視野。廣域照相機的每個畫素視野為01弧秒，在犧牲角解析力的情況下可以對光度微弱的天體進行全景觀測。行星照相機每個畫素的解析力為0043弧秒，用于高分辨率的觀測。利用一個可以轉(zhuǎn)動45度的四面體的金字塔來選擇使用的相機。,WFPC2,3,在1993年12月STS61的維修任務(wù)中，廣域和行星照相機被新的第二代替換，為了避免混淆，通常WFPC就是第一代的廣域和行星照相機，新機稱為WFPC2。WFPC2是由原先的備用機改良的，主要是修正了主鏡的像差。WFPC3使用的是當年從哈勃上帶下來的WFPC的殼（真會廢物利用啊），使用兩個2048X4096PX的CCD在可見光／紫外線波段進行觀測，再加上另外的一個紅外線感光器，專司紅外線波段。紅外線感光器是JAMESWEBB太空望遠鏡（哈勃的「后繼者」）將使用的設(shè)備的開路先鋒。,黑匣子,什么是黑匣子黑匣子學(xué)名航空飛行記錄器，是飛機專用的電子記錄設(shè)備之一。它能把飛機停止工作或失事墜毀前半小時的語音對話和兩小時的飛行高度、速度、航向、爬升率、下降率、加速情況、耗油量、起落架放收、格林尼治時間，還有飛機系統(tǒng)工作狀況和發(fā)動機工作參數(shù)等飛行參數(shù)都記錄下來，需要時把所記錄的內(nèi)容解碼，供飛行實驗、事故分析之用。,黑匣子發(fā)展歷程,黑匣子伴隨著飛行安全的迫切需求以及飛機制造水平的不斷進步而快速發(fā)展，一般行業(yè)內(nèi)比較認同將黑匣子從誕生到眼下發(fā)展分為四代,第一代（鉑帶記錄器）,第一代黑匣子誕生于上世紀50年代初，是在飛機設(shè)計試飛記錄設(shè)備的基礎(chǔ)上改進而來的，其工作原理為通過在金屬箔帶上用針留下劃痕來反映數(shù)據(jù)變化曲線，僅能記錄航向、高度、空速、垂直過載和時間等5個飛行參數(shù)。已淘汰。,第二代（磁帶記錄器）,第二代黑匣子出現(xiàn)于上世紀50年代末，其工作原理類似于普通磁帶機，但在磁帶機外面加裝了具有抗沖擊、耐火燒等能力的保護外殼，按照美國聯(lián)邦航空局當時頒布的第一個黑匣子標準TSOC51，要求黑匣子能夠承受100G（重力加速度）、持續(xù)11MS的沖擊，以及1100℃、30分鐘的火燒。1966年標準更新為TSOC51A，將抗強沖擊指標提高到1000G，并增加了抗穿透、靜態(tài)擠壓、耐海水浸泡、耐腐蝕液體浸泡等要求。第二代黑匣子一般可以記錄幾十個參數(shù)，并同時出現(xiàn)了座艙音頻記錄器。已基本淘汰。,第三代（半導(dǎo)體固態(tài)記錄器）,第三代黑匣子出現(xiàn)于上世紀90年代。隨著微電子技術(shù)的突飛猛進，黑匣子開始采用半導(dǎo)體存儲器記錄數(shù)據(jù)，隨著對飛機墜毀時黑匣子破壞情況的不斷深入認識，黑匣子的抗墜毀能力標準更新為TSOC124，抗強沖擊指標提高到3400G，1100℃高溫火燒時間提高到60分鐘，耐海水浸泡時間由36小時增加到30天，增加了耐6000米深海壓力要求。1996年，美國聯(lián)邦航空局發(fā)布了TSOC124A標準，增加了抗260℃、10小時的火燒要求。第三代黑匣子記錄參數(shù)一般在幾百個，功能已從飛行事故調(diào)查，逐漸延伸到日常飛行員監(jiān)控、飛機故障診斷與維護。目前部分型號仍在使用。,第四代（增強型半導(dǎo)體固態(tài)記錄器）,可以記錄視頻信息，記錄的參數(shù)數(shù)量也多達幾千個，并且能夠通過衛(wèi)星等數(shù)據(jù)鏈定期傳輸黑匣子的關(guān)鍵數(shù)據(jù)。但由于通訊帶寬和信號盲點以及氣象環(huán)境等影響，數(shù)據(jù)實時傳輸方式無法完全取代傳統(tǒng)黑匣子的作用。此外，新型拋放式黑匣子也已經(jīng)出現(xiàn)，它能夠在飛機墜毀時自動與機體分離，并具備水上漂浮和無線電、衛(wèi)星定位功能,,THANKS,,謝謝觀看,,

簡介：一、二體問題二、中心引力場中的運動,第四課空間飛行器軌道動力學(xué)（中）,空間有無數(shù)個天體，它們之間都有引力作用，如果精確地分析就需要都考慮，但是為了使問題變得簡單，僅需考慮主要的引力作用，將其轉(zhuǎn)化成二體問題，其他天體作用看作攝動。二體問題只考慮一個小質(zhì)量天體和大質(zhì)量天體兩天體之間的引力，而忽略較遠離的天體的引力作用。如人造地球衛(wèi)星，只考慮衛(wèi)星和地球的引力作用下的運動。,一、二體問題,圖41二體問題示意圖,對于圖示二體問題，在地心赤道慣性坐標系中，設(shè)質(zhì)點質(zhì)量分別為，；向徑分別為，，，；質(zhì)點上的萬有引力分別為，。,,航天器在近地軌道運行時忽略月球和其他星體的引力作用時可以按二體問題處理。二體問題軌道運動基本方程,圖41二體問題示意圖,根據(jù)質(zhì)心定理41及42,4344,聯(lián)立方程41及42可得,圖41二體問題示意圖,45,在M1引力作用下的航天器M2的運動46,在航天器M2引力作用下的質(zhì)點M1的運動,47,對于二體問題，作用在M1和M2上的力只有萬有引力，它們大小相等方向相反，即,將方程43和44帶入方程45和46，再利用47，可得,48,49,由方程48可得,方程48只有在或時才能成立。,結(jié)論兩體運動中，系統(tǒng)質(zhì)心的運動速度為常量，不做加速運動?；蛘哒f，慣性空間兩體相互作用的結(jié)果，其系統(tǒng)質(zhì)心速度保持不變，要么等速直線運動，要么靜止不動。,,,令，可以得到二體運動的基本運動方程為,對于人造地球衛(wèi)星問題，為地球引力常數(shù)。,將帶入方程48可得,410,411,412,或,動量矩守恒定理設(shè)，為單位質(zhì)量相對的動量矩（或角動量）。對求導(dǎo)，則有,,,,,,,,,用式412消去，并考慮到，，可以得到,,,412,413,414,上式表示M1相對M2的動量矩是守恒的，包括它的方向和大小都是守恒的。由于M1相對M2的速度與M2相對M1的速度大小相等方向相反，所以H也表示M2相對M1的單位質(zhì)量的動量矩（角動量），統(tǒng)一稱為動量矩（角動量）。,414,二體系統(tǒng)的動能和的動能之和為,4344,416,將式43和44對時間求導(dǎo)后代入上式，經(jīng)整理得系統(tǒng)質(zhì)心的平動動能與繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動能的總和表達式為,415,二體系統(tǒng)的軌道運動方程下面分析兩個星體之間的相對運動軌跡，多體問題只能用數(shù)值方法求得數(shù)值解，二體問題可以得到解析解。,對運動方程412作的矢量積，可得,412,（417）,（418）,積分上式后得,將代入上式的右端，則,這里是常矢量，這個積分稱為拉普拉斯積分，稱為拉普拉斯矢量。在軌道平面內(nèi)，再由式（418）與標量積，可得,式中表示與之間的夾角，即。,即（419）,（418）,（420）,又所以即（421）此式就是衛(wèi)星運動軌道方程。由解析幾何可知，這就是地心極坐標系中的圓錐曲線方程。,換成解析幾何中常用的符號，即有（422）式中半正焦弦；真近點角；衛(wèi)星矢徑與升交點方向的夾角；衛(wèi)星升交點矢徑與近地點矢徑夾角叫近地點角距。,,在二體運動系統(tǒng)中，如果，可以認為重心與重合，對于的相對運動，便成為繞中心引力場的運動，這正是人造空間飛行器通常所遇到的情況。,二、中心引力場中的運動,軌道形狀及分類中心引力場中軌道的形狀，滿足軌道運動的一般方程，即（423）其中是和的夾角也可以用F表示，。,,,軌道形狀由軌道偏心率E確定。E0圓形軌道；0E1橢圓軌道；EL拋物線軌道；E＞L雙曲線軌道。如圖42所示,圖42軌道形狀,圓軌道和橢圓軌道閉合軌道。人造衛(wèi)星軌道就是圓軌道或者是橢圓軌道。拋物線軌道或雙曲線軌道非閉合軌道，脫離地球引力場飛行就要沿這種軌道飛行。德國天文學(xué)家開普勒于16091619年總結(jié)出天體運動的三大定律，開普勒第一定律關(guān)于軌道形狀。定義物體在中心引力場中的運動軌跡是圓、橢圓、拋物線或雙曲線等圓錐曲線，中心引力體位于上述曲線的（一個）焦點上。,系統(tǒng)的能量以左側(cè)點乘中心引力場中運動的基本方程式，有,,其中，,,因，積分上式得,其中為積分常數(shù)。上式第一項為空間飛行器單位質(zhì)量的動能，第二項為其單位質(zhì)量的勢能。式425表示空間飛行器在軌道任意點的動能與勢能之和總為常數(shù)，即能量守恒。,424,425,速度矢量還可以寫成分量形式，為此先把寫成，是矢徑正向的單位矢量，如圖43所示圖43速度的分解,根據(jù)單位矢量對時間求導(dǎo)的法則，有，其中是亦即在慣性空間的角速度，其模為，它與叉乘后的方向與垂直，與在運動平面指向前方的單位矢量同向。,對求時間導(dǎo)數(shù)，有,式（426）自身點乘后代入式（425），則能量方程還可以表示為,425,故,（426）,式中，和分別是速度在矢徑方向和其垂直方向的分量。,427,由圖43和矢量叉乘的定義，寫出角動量的模,427,（426）,428,429,式（427）、（429）是中心引力場中能量守恒的另兩種表達形式。,代入（427），還有,如果把式428寫成便可看出，右側(cè)分子表示空間飛行器在軌道上運動時，矢徑轉(zhuǎn)過角時所掃出的扇形面積的2倍，如圖44所示。圖44矢徑掃過的面積,428,設(shè)該面積為，則有,430,由于動量矩守恒，上式表明空間飛行器在單位時間內(nèi)掃過的扇形面積為常值，或者說扇面速度為常值。這個結(jié)論適用于所有四種形狀的軌道，稱為開普勒第二定律。,橢圓軌道的周期（開普勒第三定律）,,對于橢圓軌道，由式430積分，可得到空間飛行器運行一個周期時，掃過的扇面積為軌道包含的橢圓面積，所以有,430,式431又稱為開普勒第三定律，可見空間飛行器在橢圓軌道上運行的周期只與軌道的半長軸有關(guān)。,431,進一步的推導(dǎo)可以得到,軌道要素（根數(shù)）及其幾何意義確定衛(wèi)星空間位置的參數(shù)叫做軌道要素。軌道要素又稱軌道根數(shù)，它們確定軌道平面在空間的取向，軌道在軌道平面內(nèi)的取向，軌道的形狀和空間飛行器在軌道上的位置。軌道要素共有六個，分別為,（1）確定軌道平面在空間位置的參數(shù)Ω升交點赤經(jīng)，從春分點到升交點的角距。I軌道傾角，是軌道面與赤道面的夾角。升交點指當衛(wèi)星軌道平面與地球赤道平面的夾角即軌道傾角不等于零時，軌道與赤道面有兩個交點，衛(wèi)星由南向北飛行時的交點稱為升交點。,（2）確定軌道在軌道面內(nèi)位置的參數(shù)Ω近地點角距，在軌道平面上，升交點和近地點矢徑的夾角。近地點人造衛(wèi)星在圍繞地球作橢圓運動的軌道上距離地球最近的一點。,（3）確定軌道形狀及地點矢徑的夾角A軌道長半軸。E軌道偏心率。（4）確定衛(wèi)星在軌道上位置的參數(shù)（或F）真近點角,近地點和衛(wèi)星所在位置矢徑之間的夾角。,

簡介：一、航天器發(fā)射軌道二、人造地球衛(wèi)星軌道的坐標與時間,第三課空間飛行器軌道動力學(xué)（上）,航天器的軌道是指航天器的飛行軌跡。包括發(fā)射軌道、運行軌道和返回軌道。以人造地球衛(wèi)星為例，發(fā)射軌道運載器從地面起飛到航天飛行器入軌。主動段火箭發(fā)動機的工作段；自由飛行段從火箭發(fā)動機停機到航天飛行器入軌。運行軌道人造地球衛(wèi)星進入所設(shè)計好的軌道執(zhí)行任務(wù)。返回軌道從人造地球衛(wèi)星制動火箭點火，到再入艙降落到地球表面的飛行軌跡,,一、航天器發(fā)射軌道,圖31衛(wèi)星的發(fā)射軌道、運行軌道和返回軌道,作用在運載火箭上的力與力矩運載火箭上作用的力有發(fā)動機推力P地球?qū)鸺囊氣動阻力D和氣動升力L控制力等。,推力作用方向沿運載火箭縱軸指向前方。地球引力指向地心，作用于火箭的質(zhì)心上。阻力平行于火箭的運動方向，指向相反。升力垂直于運動方向，指向向上。阻力和升力的作用點是在火箭的壓力中心上。圖32作用力和力矩,通常，把火箭在空氣中飛行時所產(chǎn)生的總空氣動力，分解為阻力D和升力L。氣動阻力的計算公式為（31）,,,,式中火箭的橫截面面積；單位體積氣流的動能，稱為“速度頭”；火箭的阻力系數(shù)。,,火箭升力的計算公式為（32）,式中火箭的升力系數(shù)。,，與馬赫數(shù)和攻角的變化規(guī)律見下圖。,和不但與火箭的外形有關(guān)，同時都隨速度和攻角的變化而變化。,圖33與馬赫數(shù)和攻角的關(guān)系,圖34與馬赫數(shù)和攻角的關(guān)系,“俯仰力矩”的產(chǎn)生火箭發(fā)動機工作時，推進劑在不斷消耗，所以火箭質(zhì)心位置隨時在變。同時，氣動阻力和升力也隨飛行速度和大氣條件而變化，所以壓心也隨之變化。,因此，火箭的壓心和質(zhì)心很少重合在一個點上，阻力和升力對質(zhì)心必然要產(chǎn)生一個力矩。使火箭繞橫軸轉(zhuǎn)動的力矩稱為“俯仰力矩”，以表示，其表達式為,（33）式中俯仰力矩系數(shù)；火箭的特征長度。,在俯仰方向上，還有俯仰阻尼力矩。這是由于箭體表面壓力分布的變化和空氣有粘性而產(chǎn)生了摩擦力引起的。,由于空氣動力和推力的作用線不與火箭的縱軸重合，還存在著偏航力矩，偏航阻尼力矩，滾轉(zhuǎn)力矩及滾轉(zhuǎn)阻尼力矩等。,其他力矩,俯仰阻尼力矩,運載火箭的飛行軌道（1）運載火箭的發(fā)射方案運載火箭發(fā)射航天飛行器的飛行軌道有3種方案圖35運載火箭的飛行彈道,第一種方案一次主動段就直接入軌。這種方案比較簡單易行，但消耗的能量比較多。第二種方案先用一段主動段，把大部分推進劑在較低的高度上消耗掉，讓火箭獲得足夠大的速度，而進入一段自由飛行段（被動段）。當火箭飛行到預(yù)定軌道高度時，再加一小段主動段，讓火箭再一次加速進入預(yù)定軌道?；鸺鶖y帶的大部分推進劑，在地球附近就消耗掉，比在離地球更高的地方消耗掉，可節(jié)省為提高火箭的推進劑勢能所消耗的這部分能量。第二方案就是利用這個道理而設(shè)計的飛行軌道，所以比第一方案節(jié)省了能量。,第三種方案與第二方案基本相同，只是要求自由飛行段要繞地球半圈，即自由飛行段起點和終點正好在地心的連線上。這種發(fā)射方案所消耗的能量最省，所以稱為“最佳軌道”也叫做“霍爾曼軌道”。在制定火箭發(fā)射方案時，要受到發(fā)射場區(qū)的位置、測控臺站的布局、航區(qū)和落點的安全等因素的限制，不一定采用自由飛行段很長的理想發(fā)射方案，而可能會采用多消耗一些能量，甚至經(jīng)常采用一次主動段就把衛(wèi)星送入軌道的發(fā)射方案。,（2）運載火箭的主動段軌道在主動段飛行時，作用在火箭上的力和力矩如圖36所示圖36在主動段作用于火箭上的力系,為發(fā)射平面坐標，為速度坐標。圖中為地心角，為俯仰角，為速度方向角，為火箭飛行攻角。,把作用在火箭上所有的力，投影到速度方向（軸）上，,（34）,得到運動方程為,推力,重力,阻力,升力,代入式（35）得到,火箭在主動段飛行時，通常攻角都很小，所飛越的地心角也很小，若略去不計，即得,其中火箭的推力為,（35）,（36）,式中空氣阻力引起的速度損失；地球引力引起的速度損失。,積分上式，得到主動段終點的速度為,（37）,據(jù)大量計算統(tǒng)計，引力速度損失，大約在1300～1800M/S之間，而阻力速度損失大約在100～200M/S。在運載火箭方案論證初期，可以依據(jù)發(fā)射航天飛行器的速度要求，用齊氏公式計算出理想速度，再減去約2000M/S的速度損失，進行方案估計。,（3）運載火箭的自由飛行段軌道運載火箭的自由飛行段，都在大氣層以外，空氣阻力可以忽略不計。因此，火箭的自由飛行段的運動，實際上是質(zhì)點在地心引力場中的運動。如圖37所示,圖37火箭被動段的彈道,把火箭當作一個質(zhì)點，為主動段。在主動段終點時，火箭所具有的速度為，速度方向角為，火箭至地心的距離為。如果小于第一宇宙速度，火箭將沿著拋物線再入大氣層。自由段的軌道表示為,（38）,式中，稱為地球引力常數(shù)。,可見，自由飛行段的軌道方程，完全取決于主動段終點的速度，速度方向角和徑向距離。,在圖37中，如果火箭在點，再一次點火加速，使火箭的速度達到航天飛行器在該點的運行速度，它就進入繞地球運動的的軌道，此軌道稱為“衛(wèi)星軌道”。衛(wèi)星的軌道高度和形狀，由運載火箭主動段終點的速度矢量和空間位置決定。,方程（38）是一個圓錐曲線方程。通常寫成（39）,（38）,式中“通徑”，圓錐線的焦點參數(shù)；“偏心率”；發(fā)射點和地心的連線與焦點軸的夾角。,（310）（311）,對于發(fā)射人造地球衛(wèi)星的運載火箭，總是小于第二宇宙速度，即，所以?？梢姡\載火箭的自由飛行段的軌道是一個橢圓軌道。時，為常數(shù)，這時橢圓軌道就成為圓形軌道。,研究空間飛行器運動的基本目的，是確定飛行器在給定時刻的位置與速度。因此，應(yīng)建立描述飛行器運動的坐標系與時間系統(tǒng)。本節(jié)所敘述的慣性坐標系與時間計量系統(tǒng)本質(zhì)上均是以地球自轉(zhuǎn)為基礎(chǔ)。前者是利用地球自轉(zhuǎn)軸的基本定向性，后者是利用地球自轉(zhuǎn)角速度的高度均勻性。,二、人造地球衛(wèi)星軌道的坐標與時間,坐標系（1）天球基本概念為研究天體運動而引進的一個假想的圓球。球心為坐標原點，視所研究問題的需要，取在適當位置，如地心、飛行器質(zhì)心、觀測點等。天球半徑可認為是一個單位長度，從而使球面上的大圓弧與所張球心角在量值上相等。,坐標系（1）天球優(yōu)點可將空間的不同矢量平移通過同一天球中心，從而用球面上對應(yīng)的點表示這些矢量的指向，用連接這些點的大圓弧表示矢量間的夾角，以建立一個便于分析空間問題的幾何模型，且能應(yīng)用球面三角公式解決問題。,春分點黃道與天赤道的一個交點。黃道地球繞太陽公轉(zhuǎn)的軌道面（黃道面）與以地心為球心的天球相交的大圓?！包S赤交角”黃道面與赤道面約相交成23°27′。太陽的周年視運動由于地球公轉(zhuǎn)觀測到太陽在恒星間移動，周期為1年。黃道就是天球上的太陽周年視運動軌跡。太陽由南向北過天赤道的交點叫“春分點”，另一個交點是秋分點。,（2）地心赤道坐標系描述天體相對運動的慣性坐標系的坐標原點取在質(zhì)量較大的天體的質(zhì)心上，坐標軸的指向在絕對空間固定不變。在人造衛(wèi)星的運動中，一般采用地心赤道為坐標系OXYZ。原點O取在地心，OXY平面與地球赤道面重合，OX軸指向某一確定時刻的春分點，OZ軸取地球自轉(zhuǎn)軸，如圖38所示。,,,圖38地心赤道坐標系,在地心赤道坐標系中，衛(wèi)星位置可用直角坐標，，表示，也可用球面坐標，即向經(jīng)、赤緯、赤經(jīng)表示。設(shè)衛(wèi)星在天球上的投影為，過的赤經(jīng)圈與天赤道交于，則。規(guī)定在北半球赤緯為正值，在南半球為負值。赤經(jīng)定義為由春分點沿天赤道逆時針（從北天極看）度量至點的值，（見圖38）。,（3）黃道坐標系黃道面取作黃道坐標系的基本平面，亦以春分點作為參考點。類似于赤道坐標系的赤經(jīng)、赤緯，天體在黃道坐標系中的方位用黃經(jīng)、黃緯表示。若將坐標原點取在地心，便為地心黃道坐標系。由于太陽在黃道面內(nèi)，故太陽在地心黃道坐標系中的方位僅由一個量日心黃經(jīng)表示。日心黃經(jīng)從春分點沿黃道逆時針（與太陽周年視運動方向一致）度量到日心的角距。,,當太陽位于春分點時，太陽平均每天向東移動，若以表示所對應(yīng)的日子過春分（約為每年3月21日或22日）后的天數(shù)，則。由于黃赤交角是一個基本不變的量，因此，太陽在地心赤道坐標系中的方位亦可僅由確定。,,,若以，，表示地心赤道坐標系中的單位矢量，則地心至日心的單位矢量可表示為（312）,（4）軌道坐標系衛(wèi)星軌道坐標系原點取在地心，其平面為衛(wèi)星軌道面，軸指向軌道近地點，軸沿軌道面法向，軸與,軸成右旋系，如圖39所示。圖39軌道坐標系,若以表示軌道坐標系的單位矢量，表示地心赤道坐標系的單位矢量，則它們之間的關(guān)系為（313）,,衛(wèi)星向徑在軌道坐標系中表示為（314）式中真近點角。在衛(wèi)星工程中，還用到其他一些坐標系統(tǒng)。如表示衛(wèi)星中太陽等天體相對觀測者或星下點方位的地平坐標系，在發(fā)射軌道與返回軌道中應(yīng)用的地面坐標系，與衛(wèi)星本體固連的星體坐標系或半圓連的（表示星體縱軸指向的）星體坐標系等。,,,,時間（1）平太陽時系統(tǒng)在平太陽時時間計量系統(tǒng)中，以“平太陽”作為參照物，通過對地球自轉(zhuǎn)的觀測來計量時間。“平太陽”是一個在天赤道上靠近太陽作均勻運動的假想點，其運動速度與太陽周年視運動速度一致。,平太陽日平太陽連續(xù)兩次通過同一子午圈的時間間隔，為一個平太陽日。這就是日常所說的一天的長短。一平太陽日等于24小時。根據(jù)不同的時間起算點，在該時間系統(tǒng)中有地方平時，世界時及區(qū)時之分。地方平時以平太陽當?shù)叵轮刑斓臅r刻（即平子夜）作計時起算點。世界時就是英國倫敦格林尼治天文臺的地方平時。,格林尼治的地理經(jīng)度為0。這時是各時區(qū)中央經(jīng)線的地方平時。中國采用的“北京時間”是東8時區(qū)的區(qū)時，即東經(jīng)120°經(jīng)線的地方平時，它等于世界時加8小時。,在實用中，常常需要確定真太陽赤經(jīng)圈的方位。由于直接與“平太陽時”系統(tǒng)相連的是“平太陽”，故由地方平時直接確定的是平太陽赤經(jīng)，若由平太陽值求真太陽的值，必須要作時差修正。時差是平太陽與真太陽的赤經(jīng)差?？芍苯佑商煳哪隁v查得每天的時差。,（2）恒星時系統(tǒng)恒星時系統(tǒng)不同于平太陽時系統(tǒng)的是，在恒星時系統(tǒng)中，以春分點作參照物，并以春分點上中天的瞬間計時的起算點。因春分點在方位上基本相當于一顆恒星，所以該計時系統(tǒng)稱為“恒星時系統(tǒng)”。該系統(tǒng)的基本時間單位是恒星日。,一恒星日是春分點連續(xù)兩次上中天的時間間隔。它是一平太陽日的，即23小時56分04秒（平太陽時系統(tǒng)）。恒星時反映了地球在慣性坐標系中自轉(zhuǎn)的角度。一恒星日就是地球在慣性空間的自轉(zhuǎn)周期。地球同步衛(wèi)星的軌道周期是一恒星日而不是一平太陽日就是這個道理。,平太陽時與恒星時均是以地球自轉(zhuǎn)為測時甚礎(chǔ)的。雖然地球自轉(zhuǎn)高度均勻，但其不均勻性所積累的誤差不容忽視。在精密的科學(xué)應(yīng)用中已用銫原子鐘導(dǎo)出的原子時作基本的時間計量系統(tǒng)，并以此為準，對平太陽時與恒星時進行必要的修正。,

簡介：一、航天器發(fā)射軌道二、人造地球衛(wèi)星軌道的坐標與時間,第三課空間飛行器軌道動力學(xué)（上）,航天器的軌道是指航天器的飛行軌跡。包括發(fā)射軌道、運行軌道和返回軌道。以人造地球衛(wèi)星為例，發(fā)射軌道運載器從地面起飛到航天飛行器入軌。主動段火箭發(fā)動機的工作段；自由飛行段從火箭發(fā)動機停機到航天飛行器入軌。運行軌道人造地球衛(wèi)星進入所設(shè)計好的軌道執(zhí)行任務(wù)。返回軌道從人造地球衛(wèi)星制動火箭點火，到再入艙降落到地球表面的飛行軌跡,,一、航天器發(fā)射軌道,圖31衛(wèi)星的發(fā)射軌道、運行軌道和返回軌道,作用在運載火箭上的力與力矩運載火箭上作用的力有發(fā)動機推力P地球?qū)鸺囊氣動阻力D和氣動升力L控制力等。,推力作用方向沿運載火箭縱軸指向前方。地球引力指向地心，作用于火箭的質(zhì)心上。阻力平行于火箭的運動方向，指向相反。升力垂直于運動方向，指向向上。阻力和升力的作用點是在火箭的壓力中心上。圖32作用力和力矩,通常，把火箭在空氣中飛行時所產(chǎn)生的總空氣動力，分解為阻力D和升力L。氣動阻力的計算公式為（31）,,,,式中火箭的橫截面面積；單位體積氣流的動能，稱為“速度頭”；火箭的阻力系數(shù)。,,火箭升力的計算公式為（32）,式中火箭的升力系數(shù)。,，與馬赫數(shù)和攻角的變化規(guī)律見下圖。,和不但與火箭的外形有關(guān)，同時都隨速度和攻角的變化而變化。,圖33與馬赫數(shù)和攻角的關(guān)系,圖34與馬赫數(shù)和攻角的關(guān)系,“俯仰力矩”的產(chǎn)生火箭發(fā)動機工作時，推進劑在不斷消耗，所以火箭質(zhì)心位置隨時在變。同時，氣動阻力和升力也隨飛行速度和大氣條件而變化，所以壓心也隨之變化。,因此，火箭的壓心和質(zhì)心很少重合在一個點上，阻力和升力對質(zhì)心必然要產(chǎn)生一個力矩。使火箭繞橫軸轉(zhuǎn)動的力矩稱為“俯仰力矩”，以表示，其表達式為,（33）式中俯仰力矩系數(shù)；火箭的特征長度。,在俯仰方向上，還有俯仰阻尼力矩。這是由于箭體表面壓力分布的變化和空氣有粘性而產(chǎn)生了摩擦力引起的。,由于空氣動力和推力的作用線不與火箭的縱軸重合，還存在著偏航力矩，偏航阻尼力矩，滾轉(zhuǎn)力矩及滾轉(zhuǎn)阻尼力矩等。,其他力矩,俯仰阻尼力矩,運載火箭的飛行軌道（1）運載火箭的發(fā)射方案運載火箭發(fā)射航天飛行器的飛行軌道有3種方案圖35運載火箭的飛行彈道,第一種方案一次主動段就直接入軌。這種方案比較簡單易行，但消耗的能量比較多。第二種方案先用一段主動段，把大部分推進劑在較低的高度上消耗掉，讓火箭獲得足夠大的速度，而進入一段自由飛行段（被動段）。當火箭飛行到預(yù)定軌道高度時，再加一小段主動段，讓火箭再一次加速進入預(yù)定軌道。火箭所攜帶的大部分推進劑，在地球附近就消耗掉，比在離地球更高的地方消耗掉，可節(jié)省為提高火箭的推進劑勢能所消耗的這部分能量。第二方案就是利用這個道理而設(shè)計的飛行軌道，所以比第一方案節(jié)省了能量。,第三種方案與第二方案基本相同，只是要求自由飛行段要繞地球半圈，即自由飛行段起點和終點正好在地心的連線上。這種發(fā)射方案所消耗的能量最省，所以稱為“最佳軌道”也叫做“霍爾曼軌道”。在制定火箭發(fā)射方案時，要受到發(fā)射場區(qū)的位置、測控臺站的布局、航區(qū)和落點的安全等因素的限制，不一定采用自由飛行段很長的理想發(fā)射方案，而可能會采用多消耗一些能量，甚至經(jīng)常采用一次主動段就把衛(wèi)星送入軌道的發(fā)射方案。,（2）運載火箭的主動段軌道在主動段飛行時，作用在火箭上的力和力矩如圖36所示圖36在主動段作用于火箭上的力系,為發(fā)射平面坐標，為速度坐標。圖中為地心角，為俯仰角，為速度方向角，為火箭飛行攻角。,把作用在火箭上所有的力，投影到速度方向（軸）上，,（34）,得到運動方程為,推力,重力,阻力,升力,代入式（35）得到,火箭在主動段飛行時，通常攻角都很小，所飛越的地心角也很小，若略去不計，即得,其中火箭的推力為,（35）,（36）,式中空氣阻力引起的速度損失；地球引力引起的速度損失。,積分上式，得到主動段終點的速度為,（37）,據(jù)大量計算統(tǒng)計，引力速度損失，大約在1300～1800M/S之間，而阻力速度損失大約在100～200M/S。在運載火箭方案論證初期，可以依據(jù)發(fā)射航天飛行器的速度要求，用齊氏公式計算出理想速度，再減去約2000M/S的速度損失，進行方案估計。,（3）運載火箭的自由飛行段軌道運載火箭的自由飛行段，都在大氣層以外，空氣阻力可以忽略不計。因此，火箭的自由飛行段的運動，實際上是質(zhì)點在地心引力場中的運動。如圖37所示,圖37火箭被動段的彈道,把火箭當作一個質(zhì)點，為主動段。在主動段終點時，火箭所具有的速度為，速度方向角為，火箭至地心的距離為。如果小于第一宇宙速度，火箭將沿著拋物線再入大氣層。自由段的軌道表示為,（38）,式中，稱為地球引力常數(shù)。,可見，自由飛行段的軌道方程，完全取決于主動段終點的速度，速度方向角和徑向距離。,在圖37中，如果火箭在點，再一次點火加速，使火箭的速度達到航天飛行器在該點的運行速度，它就進入繞地球運動的的軌道，此軌道稱為“衛(wèi)星軌道”。衛(wèi)星的軌道高度和形狀，由運載火箭主動段終點的速度矢量和空間位置決定。,方程（38）是一個圓錐曲線方程。通常寫成（39）,（38）,式中“通徑”，圓錐線的焦點參數(shù)；“偏心率”；發(fā)射點和地心的連線與焦點軸的夾角。,（310）（311）,對于發(fā)射人造地球衛(wèi)星的運載火箭，總是小于第二宇宙速度，即，所以?？梢姡\載火箭的自由飛行段的軌道是一個橢圓軌道。時，為常數(shù)，這時橢圓軌道就成為圓形軌道。,研究空間飛行器運動的基本目的，是確定飛行器在給定時刻的位置與速度。因此，應(yīng)建立描述飛行器運動的坐標系與時間系統(tǒng)。本節(jié)所敘述的慣性坐標系與時間計量系統(tǒng)本質(zhì)上均是以地球自轉(zhuǎn)為基礎(chǔ)。前者是利用地球自轉(zhuǎn)軸的基本定向性，后者是利用地球自轉(zhuǎn)角速度的高度均勻性。,二、人造地球衛(wèi)星軌道的坐標與時間,坐標系（1）天球基本概念為研究天體運動而引進的一個假想的圓球。球心為坐標原點，視所研究問題的需要，取在適當位置，如地心、飛行器質(zhì)心、觀測點等。天球半徑可認為是一個單位長度，從而使球面上的大圓弧與所張球心角在量值上相等。,坐標系（1）天球優(yōu)點可將空間的不同矢量平移通過同一天球中心，從而用球面上對應(yīng)的點表示這些矢量的指向，用連接這些點的大圓弧表示矢量間的夾角，以建立一個便于分析空間問題的幾何模型，且能應(yīng)用球面三角公式解決問題。,春分點黃道與天赤道的一個交點。黃道地球繞太陽公轉(zhuǎn)的軌道面（黃道面）與以地心為球心的天球相交的大圓?！包S赤交角”黃道面與赤道面約相交成23°27′。太陽的周年視運動由于地球公轉(zhuǎn)觀測到太陽在恒星間移動，周期為1年。黃道就是天球上的太陽周年視運動軌跡。太陽由南向北過天赤道的交點叫“春分點”，另一個交點是秋分點。,（2）地心赤道坐標系描述天體相對運動的慣性坐標系的坐標原點取在質(zhì)量較大的天體的質(zhì)心上，坐標軸的指向在絕對空間固定不變。在人造衛(wèi)星的運動中，一般采用地心赤道為坐標系OXYZ。原點O取在地心，OXY平面與地球赤道面重合，OX軸指向某一確定時刻的春分點，OZ軸取地球自轉(zhuǎn)軸，如圖38所示。J2000坐標系在J2000時刻的天赤道與二分點用來定義天球參考坐標系，該參考坐標系也可寫作J2000坐標或簡單記為J2000。,,,圖38地心赤道坐標系,在地心赤道坐標系中，衛(wèi)星位置可用直角坐標，，表示，也可用球面坐標，即向經(jīng)、赤緯、赤經(jīng)表示。設(shè)衛(wèi)星在天球上的投影為，過的赤經(jīng)圈與天赤道交于，則。規(guī)定在北半球赤緯為正值，在南半球為負值。赤經(jīng)定義為由春分點沿天赤道逆時針（從北天極看）度量至點的值，（見圖38）。,（3）黃道坐標系黃道面取作黃道坐標系的基本平面，亦以春分點作為參考點。類似于赤道坐標系的赤經(jīng)、赤緯，天體在黃道坐標系中的方位用黃經(jīng)、黃緯表示。若將坐標原點取在地心，便為地心黃道坐標系。由于太陽在黃道面內(nèi)，故太陽在地心黃道坐標系中的方位僅由一個量日心黃經(jīng)表示。日心黃經(jīng)從春分點沿黃道逆時針（與太陽周年視運動方向一致）度量到日心的角距。,,當太陽位于春分點時，太陽平均每天向東移動，若以表示所對應(yīng)的日子過春分（約為每年3月21日或22日）后的天數(shù)，則。由于黃赤交角是一個基本不變的量，因此，太陽在地心赤道坐標系中的方位亦可僅由確定。太陽在地心赤道坐標系中的方位僅由一個量日心赤經(jīng),,,若以，，表示地心赤道坐標系中的單位矢量，則地心至日心的單位矢量可表示為（312）日心赤經(jīng)，即太陽在地心赤道坐標系中的方位,（4）軌道坐標系衛(wèi)星軌道坐標系原點取在地心，其平面為衛(wèi)星軌道面，軸指向軌道近地點，軸沿軌道面法向，軸與,軸成右旋系，如圖39所示。圖39軌道坐標系,若以表示軌道坐標系的單位矢量，表示地心赤道坐標系的單位矢量，則它們之間的關(guān)系為（313）,,衛(wèi)星向徑在軌道坐標系中表示為（314）式中真近點角。在衛(wèi)星工程中，還用到其他一些坐標系統(tǒng)。如表示衛(wèi)星中太陽等天體相對觀測者或星下點方位的地平坐標系，在發(fā)射軌道與返回軌道中應(yīng)用的地面坐標系，與衛(wèi)星本體固連的星體坐標系或半圓連的（表示星體縱軸指向的）星體坐標系等。,,,,時間（1）平太陽時系統(tǒng)在平太陽時時間計量系統(tǒng)中，以“平太陽”作為參照物，通過對地球自轉(zhuǎn)的觀測來計量時間。“平太陽”是一個在天赤道上靠近太陽作均勻運動的假想點，其運動速度與太陽周年視運動速度一致。,平太陽日平太陽連續(xù)兩次通過同一子午圈的時間間隔，為一個平太陽日。這就是日常所說的一天的長短。一平太陽日等于24小時。根據(jù)不同的時間起算點，在該時間系統(tǒng)中有地方平時，世界時及區(qū)時之分。地方平時以平太陽當?shù)叵轮刑斓臅r刻（即平子夜）作計時起算點。世界時就是英國倫敦格林尼治天文臺的地方平時。,格林尼治的地理經(jīng)度為0。這時是各時區(qū)中央經(jīng)線的地方平時。中國采用的“北京時間”是東8時區(qū)的區(qū)時，即東經(jīng)120°經(jīng)線的地方平時，它等于世界時加8小時。,在實用中，常常需要確定真太陽赤經(jīng)圈的方位。由于直接與“平太陽時”系統(tǒng)相連的是“平太陽”，故由地方平時直接確定的是平太陽赤經(jīng)，若由平太陽值求真太陽的值，必須要作時差修正。時差是平太陽與真太陽的赤經(jīng)差?？芍苯佑商煳哪隁v查得每天的時差。,（2）恒星時系統(tǒng)恒星時系統(tǒng)不同于平太陽時系統(tǒng)的是，在恒星時系統(tǒng)中，以春分點作參照物，并以春分點上中天的瞬間計時的起算點。因春分點在方位上基本相當于一顆恒星，所以該計時系統(tǒng)稱為“恒星時系統(tǒng)”。該系統(tǒng)的基本時間單位是恒星日。,一恒星日是春分點連續(xù)兩次上中天的時間間隔。它是一平太陽日的，即23小時56分04秒（平太陽時系統(tǒng)）。恒星時反映了地球在慣性坐標系中自轉(zhuǎn)的角度。一恒星日就是地球在慣性空間的自轉(zhuǎn)周期。地球同步衛(wèi)星的軌道周期是一恒星日而不是一平太陽日就是這個道理。,平太陽時與恒星時均是以地球自轉(zhuǎn)為測時甚礎(chǔ)的。雖然地球自轉(zhuǎn)高度均勻，但其不均勻性所積累的誤差不容忽視。在精密的科學(xué)應(yīng)用中已用銫原子鐘導(dǎo)出的原子時作基本的時間計量系統(tǒng)，并以此為準，對平太陽時與恒星時進行必要的修正。,

簡介：一、一、填空題填空題1、當飛行MA13時稱為超音速飛行，當MA50時稱為高超音速飛行。2、流體微團保持平行的層狀運動，沒有流體微團的橫向運動或橫向的質(zhì)量與動量交換，這樣的流體稱為層流。3、要保證飛機的縱向靜穩(wěn)定性，必須使飛機的焦點位置位于飛機的重心位置的后面才行。4、飛機的氣動操縱面有升降舵、方向舵和副翼。5、導(dǎo)航是指把飛機、導(dǎo)彈、宇宙飛行器、艦船等運動體從一個地方（如出發(fā)點）引導(dǎo)到其目的地的過程，目前飛行器通常采用的導(dǎo)航技術(shù)有（至少寫出三種）無線電導(dǎo)航、慣性導(dǎo)航、衛(wèi)星導(dǎo)航、圖像匹配導(dǎo)航、天文導(dǎo)航、組合導(dǎo)航。6、7、1903年美國的萊特兄弟制造成功世界公認的第一架飛機飛行者一號。8、我國第一顆人造地球衛(wèi)星東方紅一號于1970年發(fā)射成功。9、2003年我國宇航員楊利偉乘坐神舟五號飛船首次進入太空。10、大氣成分為對流、平流、中間、熱層和散逸等層。二、二、判斷題判斷題1、我過于2013年發(fā)射成功的“嫦娥三號”探月衛(wèi)星屬于一種空間探測器。對2、旋翼機水平飛行是通過旋翼傾斜產(chǎn)生相應(yīng)方向的升力分量而實現(xiàn)的。錯3、彈道導(dǎo)彈一般使用火箭發(fā)動機作為其動力裝置。對4、絕大多數(shù)的航空器在對流層和中間層內(nèi)活動。錯5、對于超音速氣流的管道流動，當管道擴張時，氣體流速會減小，壓強會增大。錯6、飛機逆風(fēng)起飛比順風(fēng)起飛更容易。對7、將飛機的外形做成流線型，主要是為了減小擾阻力。錯（流體在流線型物體表面主要表現(xiàn)為層流沒有或很少有湍流，這保證了物體受到較小的阻力）8、巡航速度是指發(fā)動機在每小時耗油率最低的工作情況下飛機所具有的飛行速度。錯（飛機完成起飛階段進入預(yù)定航線后的飛行狀態(tài)稱為巡航。飛機發(fā)動機有著不同的工作狀態(tài)，當發(fā)動機每公里消耗燃料最少情況下的飛行速度，稱為巡航速度。飛機以最大的速度飛行，要根據(jù)飛機飛行的距離、所需的時間、載荷要求、飛行的安全性、發(fā)動機的耐久性和經(jīng)濟性，以及氣候條件等情況確定的裝有不同發(fā)動機的飛機，稱為巡航速度、巡航高度和航程是不一樣的）

簡介：衛(wèi)星航天發(fā)射基地的區(qū)位因素和返回地的選擇條件小專題選址條件1緯度條件緯度低，線速度大，航天器的初始速度大，節(jié)省燃料，降低發(fā)射成本2氣候條件氣候干燥，降水少，多晴朗天氣，空氣能見度高3地形條件開闊平坦，相對周圍地區(qū)地勢較高地質(zhì)結(jié)構(gòu)穩(wěn)定4交通條件交通便利，便于儀器和設(shè)備的運輸5安全條件人口稀少，以保證安全6、國防條件建于山區(qū)、沙漠地區(qū)；其中影響衛(wèi)星和飛船發(fā)射的最關(guān)鍵和最直接的因素是氣象因素（2）返回地點①人煙稀少的地區(qū)②地勢開闊平坦的草原地區(qū)水面少便于發(fā)現(xiàn)目標和營救的地區(qū)或者在海洋上③距離發(fā)射場、控制中心位置適中有利于監(jiān)控、搶救等工作展開共同得出結(jié)論一、建立發(fā)射場，首先，要有可靠的安全保障。需要建在人煙稀少的地域，有建立禁區(qū)的可能，以便運載火箭各級分離后墜落不致危及生命財產(chǎn)的安全。如拜科努爾發(fā)射場位于哈薩克斯坦的半沙漠地帶，東西長80千米，南北寬30千米，發(fā)射場區(qū)幅員遼闊，人煙稀少，是內(nèi)陸發(fā)射的最佳場所。二、其次，要有有利的地理位置。在地形上要求地勢平坦開闊，地質(zhì)結(jié)構(gòu)穩(wěn)定堅實，避開地層斷裂帶和地震區(qū)。在緯度位置上要求盡量選擇在低緯度地區(qū)，最好選擇在赤道附近。三、再次，要有良好的氣象及水文條件。發(fā)射場通常選擇在雷雨少、濕度小、風(fēng)速弱、溫差變化低的地方。影響衛(wèi)星發(fā)射和飛船發(fā)射的最直接、最關(guān)鍵因素是氣象條件。還需要有良好的水質(zhì)，主要用于發(fā)射臺及相關(guān)設(shè)備的降溫。四、便利的交通。發(fā)射場常建在工業(yè)中心和鐵路干線，便于大型火箭衛(wèi)星的運輸及回收。如果通過海洋運輸可解決大直徑火箭內(nèi)陸鐵路運輸?shù)碾y題，以利于我國未來發(fā)展火箭及大型航天器的要求。此外，文昌衛(wèi)星發(fā)射中心的建設(shè)也將對海南基礎(chǔ)設(shè)施建設(shè)、科技水平提高等方面起到積極作用。值得一提的是，發(fā)射場將會給海南國際旅游島帶來新機遇，伴隨著航天發(fā)射中心落戶文昌的還有一個世界級航天主題公園，建成后，將成為青少年科普基地和愛國主義教育基地和別具特色的旅游中心。我載人航天發(fā)射場為何選址酒泉新華網(wǎng)甘肅酒泉電我國擁有酒泉、西昌、太原3個衛(wèi)星發(fā)射中心。為何當初選定酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心作為載人航天發(fā)射場有關(guān)專家說，這主要取決于五個方面的考量第一，酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心當時已經(jīng)建場30年，具有相當雄厚的物質(zhì)基礎(chǔ)，各種設(shè)施基本齊全，技術(shù)保障、測控通信、鐵路運輸和發(fā)配電等配套完善。第二，發(fā)射場區(qū)為戈壁灘，航區(qū)200公里以內(nèi)基本為無人區(qū)，600公里以內(nèi)沒有人口密集的城鎮(zhèn)和重要的交通干線，安全性較好。第三，發(fā)射場區(qū)占地5萬平方公里，地勢開闊，完全滿足待發(fā)段和上升段航天員救生要求，也是先進的天地往返運輸系統(tǒng)最理想的發(fā)射和回收著陸場所。第四，可以充分利用距離數(shù)千公里，并已基本形成的陸上航天測控網(wǎng)。另外，場區(qū)內(nèi)氣候條件干燥少雨，雷電日少，容易滿足發(fā)射條件。多重考量多重考量定位定位“東方東方”俄羅斯選擇在遠東地區(qū)阿穆爾州建設(shè)這一全新航天發(fā)射場，實際上是出于多重考量。從軍事角度看，擺脫對位于別國的設(shè)施的高度依賴，保證絕對軍事安全。俄羅斯興建“東方”航天發(fā)射場，主要是為了擺脫對位于哈薩克斯坦境內(nèi)的拜科努爾航天發(fā)射場的高度依賴。目前，俄羅斯仍有接近六成的發(fā)射任務(wù)在拜科努爾航天發(fā)射場進行，俄方為此需要支付高昂的租金。發(fā)射任務(wù)失敗帶來的環(huán)境污染問題時不時會影響俄哈兩國關(guān)系，給雙邊合作蒙上陰影。而考慮到軍事航天任務(wù)的機密程度與保障難度，俄羅斯軍方也更愿意在境內(nèi)完成發(fā)射任務(wù)。境內(nèi)的普列謝茨克航天發(fā)射場位于俄羅斯西北部，一方面過高的緯度位置限制了載荷大小，難以完成大型發(fā)射任務(wù)和載人航天任務(wù)；另一方面發(fā)射場距離西部邊境過近也帶來了潛在的安全風(fēng)險。這就使得俄羅斯將視野投向了遙遠的遠東地區(qū)。隨著

簡介：20132013年北京航空航天大學(xué)教學(xué)改革立項年北京航空航天大學(xué)教學(xué)改革立項項目指南項目指南2012年是甲子校慶年、人才年，是北航深化教育教學(xué)改革的一年，學(xué)校首次向社會發(fā)布了北航人才培養(yǎng)白皮書。2013年是全面啟動實施“長城行動計劃”一期五年規(guī)劃的第二年，是進行新一輪改革謀篇關(guān)鍵的一年。學(xué)校將以“311工程”理論體系（即“頂層設(shè)計”的三級核心課程體系改革與建設(shè)、“教研一體”的兩輪式實驗實踐教學(xué)體系改革與建設(shè)、“一制三化”的教學(xué)模式改革與實踐和建立“試點先行”人才培養(yǎng)模式改革實驗區(qū)、完善“教與學(xué)”全面有效的質(zhì)量監(jiān)控與激勵機制）為指導(dǎo)來開展教育教學(xué)工作，進一步推進和落實“長城行動計劃”，并圍繞“以教師為本、以學(xué)生為本、以學(xué)院、書院為辦學(xué)基點”繼續(xù)推進我校教育教學(xué)改革。因此，學(xué)校決定2013年繼續(xù)對學(xué)校迫切關(guān)心的重大教改問題設(shè)立一批重大和重點項目，以推進我校本科人才培養(yǎng)工作的深度改革和高等教育教學(xué)的理論研究與實踐。一、基本思想一、基本思想1、繼續(xù)推進和落實“長城行動計劃”的十項基礎(chǔ)性工作和四項探索性工作；2、著重支持針對學(xué)校人才培養(yǎng)中的重點難點問題進行改革與探索；3、鼓勵整合各方力量，跨學(xué)院、跨學(xué)科、跨部處聯(lián)合申報；4、鼓勵實證、調(diào)查研究，鼓勵重在實效的改革與研究。二、項目類型及申報辦法二、項目類型及申報辦法6本科教學(xué)環(huán)節(jié)中質(zhì)量保證與監(jiān)控體系的改革研究。

簡介：第1頁，共9頁20182018學(xué)年度高一物理人教版必修學(xué)年度高一物理人教版必修2第六章萬有引力與航天單元練習(xí)第六章萬有引力與航天單元練習(xí)一、單選題1一顆小行星環(huán)繞太陽作勻速圓周運動，半徑是地球環(huán)繞半徑的4倍，則它的環(huán)繞周期是（）A2年B4年C8年D16年2開普勒分別于1609年和1619年發(fā)表了他發(fā)現(xiàn)的行星運動規(guī)律，后人稱之為開普勒行星運動定律關(guān)于開普勒行星運動定律，下列說法正確的是（）A所有行星繞太陽運動的軌道都是圓，太陽處在圓心上B對任何一顆行星來說，離太陽越近，運行速率就越大C在牛頓發(fā)現(xiàn)萬有引力定律后，開普勒才發(fā)現(xiàn)了行星的運行規(guī)律D開普勒獨立完成了觀測行星的運行數(shù)據(jù)、整理觀測數(shù)據(jù)、發(fā)現(xiàn)行星運動規(guī)律等全部工作3兩個行星的質(zhì)量分別為M1和M2，繞太陽運行的軌道半徑分別為R1和R2，若它們只受太陽引力的作用，那么這兩個行星的向心加速度之比為（）A1BCD11221221222142013年6月11日，“神舟十號”飛船在酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心發(fā)射升空，航天員王亞平進行了首次太空授課在飛船進入圓形軌道環(huán)繞地球飛行時，它的線速度大?。ǎ〢小于第一宇宙速度B等于第一宇宙速度C介于第一宇宙速度和第二宇宙速度之間D介于第二宇宙速度和第三宇宙速度之間5嫦娥工程劃為三期，簡稱“繞、落、回”三步走，我國發(fā)射的“嫦娥三號”衛(wèi)星是嫦娥工程第二階段的登月探測器，經(jīng)變軌成功落月若該衛(wèi)星在某次變軌前，在距月球表面高度為H的軌道上繞月球做勻速圓周運動，其運行的周期為T若以R表示月球的半徑，忽略月球自轉(zhuǎn)及地球?qū)πl(wèi)星的影響，則（）A“嫦娥三號”繞月球做勻速圓周運動時的線速度大小為2B物體在月球表面自由下落的加速度大小為42322C在月球上發(fā)射月球衛(wèi)星的最小發(fā)射速度為2D月球的平均密度為332362017年4月，我國成功發(fā)射了“天舟一號”貨運飛船，它的使命是給在軌運行的“天宮二號”空間站運送物資。已知“天宮二號”空間站在低于同步衛(wèi)星的軌道上繞地球做勻速圓周運動，經(jīng)過時間T（T小于其運行周期T）運動的弧長為S，對應(yīng)的圓心角為Β弧度。已知萬有引力常量為G，地球表面重力加速度為G，下面說法正確的是（）A“天宮二號”空間站的運行速度為B“天宮二號”空間站的環(huán)繞周期C“天宮二號”空間站的向心加速度為GD地球質(zhì)量227我國是世界上能夠發(fā)射地球同步衛(wèi)星的少數(shù)國家之一，關(guān)于同步衛(wèi)星，正確的說法是（）第3頁，共9頁A在軌道Ⅱ上經(jīng)過A的速度小于經(jīng)過B的速度B在軌道Ⅱ上經(jīng)過A的重力勢能等于在軌道Ⅰ上經(jīng)過A的重力勢能（以地面為參考平面）C在軌道Ⅱ上運動的周期小于在軌道Ⅰ上運動的周期D在軌道Ⅱ上經(jīng)過A的加速度小于在軌道Ⅰ上經(jīng)過A的加速度14設(shè)地球的半徑為R0，質(zhì)量為M的衛(wèi)星在距地面3R0高處繞地球做勻速圓周運動地球表面的重力加速度為G，則衛(wèi)星運動的（）A線速度為B角速度為02270C加速度為D周期為16Π40三、計算題15一顆在赤道上空運行的人造衛(wèi)星，其軌道半徑為R2R（R為地球半徑），衛(wèi)星的轉(zhuǎn)動方向與地球自轉(zhuǎn)方向相同已知地球自轉(zhuǎn)的角速度為Ω0，地球表面處的重力加速度為G求（1）該衛(wèi)星所在處的重力加速度G′；（2）該衛(wèi)星繞地球轉(zhuǎn)動的角速度Ω；（3）該衛(wèi)星相鄰兩次經(jīng)過赤道上同一建筑物正上方的時間間隔△T16月球半徑約為地球半徑的，月球表面重力加速度約為地球表面重力加速度的，把月球和地球都視為1416質(zhì)量均勻分布的球體求（1）環(huán)繞地球和月球表面運行衛(wèi)星的線速度之比；地月（2）地球和月球的平均密度之比地月