超级军网央视的神7动画有问题吗？
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 05:58:48
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明显LZ错，应为根本没象LZ说的情况出现
我觉得央视的没错，你要知道地球也在转……看看四个状态，保持一致就对了，你那个有问题。
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十万个为什么上有一个好像是，为什么月亮总是一面朝地球啊
原帖由 98cowboy 于 2008-9-25 22:20 发表
十万个为什么上有一个好像是，为什么月亮总是一面朝地球啊
那是因为自转周期和公转周期相同。
这个要逃逸出去的话，就涉及到第一第二宇宙速度了。否则不论以什么速度围绕地球转，其相对地球的姿势都是相对一致的。
地球的重力如何使飞船船头旋转？
月球总是一面朝着地球，那是应为自转周期正好等于公转周期，那是一个巧合而不是必然。地球怎么没有一面朝太阳啊？
我的意思是，神7有没有必要消耗燃料调整自转周期，使得它一直以同一面朝着地球？
月球总是一面朝着地球，那是应为自转周期正好等于公转周期，那是一个巧合而不是必然。地球怎么没有一面朝太阳啊？
我的意思是，神7有没有必要消耗燃料调整自转周期，使得它一直以同一面朝着地球？
原帖由 sergeant_w2 于 2008-9-25 22:23 发表
那是因为自转周期和公转周期相同。
大家都是地球的卫星，一个大一个小，一个远一个近，神7始终一面朝地球就很奇怪吗？
lz高中物理没学好
这个得搞清，飞船姿态是对恒星稳定的还是有一个与轨道周期相当的自旋？如果对恒星稳定就是楼主的第一种情况，好处是太阳帆版调整少。如果是第二种情况，好处是对地姿态相对恒定，方便通讯和对地观察。
采用哪种方式，也就是姿态发动机初始的时候动一下的事。实际情况是哪一个还得靠系统内的大侠给解答解答。
另外，发射后飞船轴向是沿速度矢的，入轨10几分钟看不出明显的变化（后面的我没看），应该也算正常吧。
采用哪种方式，也就是姿态发动机初始的时候动一下的事。实际情况是哪一个还得靠系统内的大侠给解答解答。
另外，发射后飞船轴向是沿速度矢的，入轨10几分钟看不出明显的变化（后面的我没看），应该也算正常吧。
原帖由 98cowboy 于 2008-9-25 22:28 发表
大家都是地球的卫星，一个大一个小，一个远一个近，神7始终一面朝地球就很奇怪吗？
都说了月球是巧合。地球怎么没有一直以同一面朝着太阳啊？
你用心想想，如果你在你认为的飞船上，你必定感到飞船是在不停旋转的，实际情况是这样吗？
原帖由 不知所谓 于 2008-9-25 22:26 发表
地球的重力如何使飞船船头旋转？
月球总是一面朝着地球，那是应为自转周期正好等于公转周期，那是一个巧合而不是必然。地球怎么没有一面朝太阳啊？
我的意思是，神7有没有必要消耗燃料调整自转周期，使得它一直以 ...
这个楼主可以想一下，美国的侦察卫星，其探测镜头始终是面对地球的，飞上好几年都不会变，不是依靠燃料的。
发动机是在返回舱返回的时候，转换角度以及推进的时候，才使用的。
发动机是在返回舱返回的时候，转换角度以及推进的时候，才使用的。
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飞船轴向与所在轨道切线的夹角应当是不变的，这样才最省能量。
lz你那个太辛苦了
lz你那个太辛苦了
11楼的回答很有道理，以同一面朝着地球的确有利于通讯，为此消耗一点燃料调姿还是值得的。
原帖由 不知所谓 于 2008-9-25 22:26 发表
地球的重力如何使飞船船头旋转？
月球总是一面朝着地球，那是应为自转周期正好等于公转周期，那是一个巧合而不是必然。地球怎么没有一面朝太阳啊？
我的意思是，神7有没有必要消耗燃料调整自转周期，使得它一直以 ...
你既然知道，那神7只要在发射过程达成这种状态就行了，没必要后期费燃料维持，我的意思是月亮不用费能量维持，神7也不用，就和月亮一样，初始状态已经设定好了，当然，神7还有后期姿控能力，就如你所说，这种能力用于这种调整也不是必然的
楼主是个心细之人。
hangtianqi zitai kongzhi
航天器姿态控制(卷名：航空 航天)
spacecraft attitude control
获取并保持航天器在太空定向（即航天器相对于某个参考系的姿态）的技术。航天器姿态控制包括姿态稳定和姿态机动两个方面。前者是保持已有姿态的过程，后者是把航天器从一种姿态转变为另一种姿态的再定向过程。在实现姿态稳定之前，通常有一个姿态捕获过程。如在卫星刚入轨时需要建立初始姿态；某种偶然原因使卫星失去正常姿态时，还需要重新建立姿态。几乎所有的航天器都需要采用某种姿态控制方式。实现航天器姿态稳定和姿态机动的装置或系统称为航天器姿态控制系统。
发展概况 早期的航天器限于当时的技术手段多采用被动稳定，特别是自旋稳定，如苏联的“人造地球卫星”1号，美国的“探险者”1号，中国的“东方红”1号均为自旋稳定卫星。60年代初期，由被动稳定逐步发展为半主动控制，即在被动稳定的基础上，辅以主动控制的若干功能，例如增加稳定性（主动章动阻尼和主动天平动阻尼），提高姿态精度（采用姿态测量手段），调节指向（自旋稳定卫星的自旋轴指向控制）等。航天器主动姿态控制技术也获得发展。60年代初期至中期，为了解决长寿命的姿态控制问题，提出了以消耗电能为主的反作用轮控制方案，还开展了半主动控制方案研究，随后出现的各种飞轮控制方案是半主动控制方案的发展和继续。
早期的航天器体积较小，结构刚性较高（除个别附件如天线杆、安放仪器的杆外），人们把航天器看作简单的刚体或刚体系（本体内含可动刚体如飞轮、某些阻尼器等）。控制的方式也是集中控制，即姿态测量和姿态控制都是针对航天器本体这个刚体进行的。
目的和要求 航天器在轨道运行时，为了完成它所承担的任务，必须具有一定的姿态。对地观测卫星的照相机或者其他遥感器要对准地面。通信卫星和广播卫星的天线要对准地球上的服务区。航天器上的能源装置──太阳电池翼(见太阳电池阵电源系统)要对准太阳。航天器作机动变轨时其变轨发动机要对准所需推力方向。航天器从空间返回大气层时其制动防热面须对准迎面气流方向。
不同类型的航天器对姿态控制有不同的要求。某些科学探测卫星只要求知道在获得空间或者大气物理参数时的时间、卫星的轨道位置和瞬时姿态，用以进行数据的事后处理。这一类航天器不要求姿态控制但要求姿态确定，所需的姿态确定准确度一般为几度至十分之几度。通信卫星和广播卫星要求天线指向精度约为波束宽度的十分之一。对地观测卫星（侦察卫星、地球资源卫星和气象卫星等）需要分辨和识别目标并定位，要求有较高的姿态准确度（十分之几度）和姿态稳定度（几角秒每秒）。天文卫星需要极高的姿态准确度（几角秒）和姿态稳定度（10-3角秒/秒量级）。
原理和方法 按是否采用专门的控制力矩装置和姿态测量装置，可以把航天器的姿态控制分为被动姿态控制和主动姿态控制两类。采用被动、主动或把二者结合起来，取决于飞行任务对定向和稳定的要求、功率要求、重量限制、轨道特性、控制系统和航天器上实验仪器的相互配合等因素。
被动姿态控制 利用航天器本身的动力特性和环境力矩来实现姿态稳定的方法称为被动姿态控制。例如人造卫星自旋稳定、重力梯度稳定、磁稳定、气动稳定、太阳辐射压力稳定等。航天器在轨道飞行时，周围环境力形成对其质心的力矩。例如，稀薄大气分子对航天器外表面撞击所产生的气动力矩，由航天器磁矩（所含铁磁体或者环路电流的合成效应）与周围环境磁场相互作用所产生的磁力矩，因作用在航天器各部分质量上的地球引力有差异和航天器 3个主惯量不相等而形成的重力梯度力矩，以及因太阳辐射对航天器表面作用所产生的太阳辐射压力等。这些外部因素产生的力矩使航天器的姿态趋向于平衡姿态。在平衡姿态下，外力矩的合成力矩等于零。气动稳定、太阳辐射压力稳定、磁稳定和重力梯度稳定等被动姿态控制的实质是利用航天器的稳定的平衡姿态作为运行姿态。气动稳定和太阳辐射压力稳定时的平衡姿态是气动力或辐射压力通过质心的静稳定姿态。磁稳定时的平衡姿态是航天器磁矩与环境磁场方向一致时的姿态。重力梯度稳定时的平衡姿态是航天器的最大惯量轴垂直于轨道平面，最小惯量轴沿当地垂线方向时的姿态。
自旋稳定所根据的原理是在无外力矩作用时自旋航天器的动量矩在空间守恒(即大小和方向保持不变)。快速旋转的航天器在外力矩作用下仍然能够在短期内维持稳定姿态，但自旋轴方向逐渐漂移，其漂移率反比于自旋转速。自旋轴在外力矩作用下的运动称为进动。
被动稳定的航天器当偏离其平衡姿态时（因初始姿态不同于平衡姿态或者在外力矩作用下偏离原来的平衡姿态），由于能量和动量矩的作用，航天器将绕平衡姿态作往复振荡。对于自旋稳定，这种振荡称为章动。对于重力梯度稳定，这种振荡称为天平动。为使被动稳定的姿态在受扰后恢复平衡，需要把章动或者天平动所包含的额外能量消耗掉。这种消耗振荡能量的措施称为阻尼，实现阻尼的装置称为阻尼器，有章动阻尼器和天平动阻尼器等。被动姿态控制系统的主要优点是几乎不消耗或者很少消耗航天器上的能源，结构简单，适合于较长寿命的航天器，但是控制精度一般不高。
主动姿态控制 根据姿态误差（测量值与标称值之差）形成控制指令，产生控制力矩来实现姿态控制的方法。要求对三个轴进行姿态控制的航天器（见航天器三轴姿态控制）通常采用主动姿态控制。主动姿态控制系统由姿态敏感器、控制器和执行机构（也称力矩器）组成。
常用的航天器姿态敏感器有陀螺仪、红外地球敏感器（见地球敏感器）、太阳敏感器、恒星敏感器、磁强计和射频敏感器等。为了不间断地获得姿态信息，常用陀螺仪和光学姿态敏感器（地球、太阳、恒星敏感器）构成组合式姿态测量基准。由陀螺仪提供短期姿态信息，由光学敏感器提供校准信号来修正陀螺的漂移。
常用的执行机构（见航天器姿态控制执行机构）有喷气执行机构、磁力矩器和飞轮。喷气执行机构通过排出高速气体或离子流对航天器产生反作用力矩，实现航天器的姿态控制。磁力矩器利用航天器内通电绕组所产生的磁矩和环境磁场作用来实现控制。飞轮是一种由电机驱动的高速转动部件，通过航天器与装在航天器内的飞轮之间的动量交换来控制航天器的姿态。因此，飞轮是一种动量交换式执行部件。某些姿态控制方案要求飞轮保持一定的平均转速，这种飞轮称为动量轮。另一些姿态控制方案要求飞轮平均转速为零，这种飞轮称为反作用轮。飞轮控制最适合于克服作用在航天器上周期性的外部扰动力矩。但是当航天器受恒值外力矩作用时，飞轮的动量矩在某个方向上不断增大，直到飞轮转速达到极限值，这种现象称为飞轮饱和。这时飞轮失去进一步控制航天器姿态的能力。为了使飞轮恢复控制作用，可以利用喷气力矩、重力梯度力矩或磁力矩器产生的力矩使飞轮的动量矩向相反方向发生较大的变化，这种控制称为飞轮卸饱和控制。
如果把飞轮轴安装在框架上，不仅可以改变飞轮动量矩的大小，而且可以改变它的方向，这种飞轮叫框架式飞轮，有单框架和双框架飞轮两种。还有一种动量交换式执行部件叫做控制力矩陀螺，即安装在框架内的恒速旋转的飞轮装置，这是一种只靠改变转轴方向来实现控制的执行部件。框架式飞轮和控制力矩陀螺也有饱和问题，也采用与飞轮相同的卸饱和手段。控制器是利用姿态信息形成控制指令的电子装置。它可以是简单的逻辑电路，也可以是较复杂的信息处理器和控制计算机。
主动姿态控制系统的主要优点是精度较高，灵活性大，快速性好（尤其是喷气控制），但是需要消耗航天器上的能源，控制电路较复杂，成本较高。
发展趋势 航天器的发展趋势是越来越大，特别是像太阳电池翼等附件，而结构重量要求尽可能小。在这种情况下，挠性问题（见航天器姿态动力学）变得突出了。航天器内部液体燃料（用于喷气执行机构）也日益增加，这就使得姿态控制必须考虑非刚体的问题。巨型航天器如航天站需要考虑分布参数控制的问题。某些特殊部件(如航天器上的大型天线反射面、光学反射面等)不但要求控制其姿态（指平均的方位）而且要求控制其形状，例如对一个直径为 100米的天线的表面尺寸的控制，要求控制精度为10毫米量级。高精度、长寿命、能应变和调整控制系统结构、能识别故障并实现综合控制是航天器姿态控制系统进一步发展的重要课题。
航天器姿态控制(卷名：航空 航天)
spacecraft attitude control
获取并保持航天器在太空定向（即航天器相对于某个参考系的姿态）的技术。航天器姿态控制包括姿态稳定和姿态机动两个方面。前者是保持已有姿态的过程，后者是把航天器从一种姿态转变为另一种姿态的再定向过程。在实现姿态稳定之前，通常有一个姿态捕获过程。如在卫星刚入轨时需要建立初始姿态；某种偶然原因使卫星失去正常姿态时，还需要重新建立姿态。几乎所有的航天器都需要采用某种姿态控制方式。实现航天器姿态稳定和姿态机动的装置或系统称为航天器姿态控制系统。
发展概况 早期的航天器限于当时的技术手段多采用被动稳定，特别是自旋稳定，如苏联的“人造地球卫星”1号，美国的“探险者”1号，中国的“东方红”1号均为自旋稳定卫星。60年代初期，由被动稳定逐步发展为半主动控制，即在被动稳定的基础上，辅以主动控制的若干功能，例如增加稳定性（主动章动阻尼和主动天平动阻尼），提高姿态精度（采用姿态测量手段），调节指向（自旋稳定卫星的自旋轴指向控制）等。航天器主动姿态控制技术也获得发展。60年代初期至中期，为了解决长寿命的姿态控制问题，提出了以消耗电能为主的反作用轮控制方案，还开展了半主动控制方案研究，随后出现的各种飞轮控制方案是半主动控制方案的发展和继续。
早期的航天器体积较小，结构刚性较高（除个别附件如天线杆、安放仪器的杆外），人们把航天器看作简单的刚体或刚体系（本体内含可动刚体如飞轮、某些阻尼器等）。控制的方式也是集中控制，即姿态测量和姿态控制都是针对航天器本体这个刚体进行的。
目的和要求 航天器在轨道运行时，为了完成它所承担的任务，必须具有一定的姿态。对地观测卫星的照相机或者其他遥感器要对准地面。通信卫星和广播卫星的天线要对准地球上的服务区。航天器上的能源装置──太阳电池翼(见太阳电池阵电源系统)要对准太阳。航天器作机动变轨时其变轨发动机要对准所需推力方向。航天器从空间返回大气层时其制动防热面须对准迎面气流方向。
不同类型的航天器对姿态控制有不同的要求。某些科学探测卫星只要求知道在获得空间或者大气物理参数时的时间、卫星的轨道位置和瞬时姿态，用以进行数据的事后处理。这一类航天器不要求姿态控制但要求姿态确定，所需的姿态确定准确度一般为几度至十分之几度。通信卫星和广播卫星要求天线指向精度约为波束宽度的十分之一。对地观测卫星（侦察卫星、地球资源卫星和气象卫星等）需要分辨和识别目标并定位，要求有较高的姿态准确度（十分之几度）和姿态稳定度（几角秒每秒）。天文卫星需要极高的姿态准确度（几角秒）和姿态稳定度（10-3角秒/秒量级）。
原理和方法 按是否采用专门的控制力矩装置和姿态测量装置，可以把航天器的姿态控制分为被动姿态控制和主动姿态控制两类。采用被动、主动或把二者结合起来，取决于飞行任务对定向和稳定的要求、功率要求、重量限制、轨道特性、控制系统和航天器上实验仪器的相互配合等因素。
被动姿态控制 利用航天器本身的动力特性和环境力矩来实现姿态稳定的方法称为被动姿态控制。例如人造卫星自旋稳定、重力梯度稳定、磁稳定、气动稳定、太阳辐射压力稳定等。航天器在轨道飞行时，周围环境力形成对其质心的力矩。例如，稀薄大气分子对航天器外表面撞击所产生的气动力矩，由航天器磁矩（所含铁磁体或者环路电流的合成效应）与周围环境磁场相互作用所产生的磁力矩，因作用在航天器各部分质量上的地球引力有差异和航天器 3个主惯量不相等而形成的重力梯度力矩，以及因太阳辐射对航天器表面作用所产生的太阳辐射压力等。这些外部因素产生的力矩使航天器的姿态趋向于平衡姿态。在平衡姿态下，外力矩的合成力矩等于零。气动稳定、太阳辐射压力稳定、磁稳定和重力梯度稳定等被动姿态控制的实质是利用航天器的稳定的平衡姿态作为运行姿态。气动稳定和太阳辐射压力稳定时的平衡姿态是气动力或辐射压力通过质心的静稳定姿态。磁稳定时的平衡姿态是航天器磁矩与环境磁场方向一致时的姿态。重力梯度稳定时的平衡姿态是航天器的最大惯量轴垂直于轨道平面，最小惯量轴沿当地垂线方向时的姿态。
自旋稳定所根据的原理是在无外力矩作用时自旋航天器的动量矩在空间守恒(即大小和方向保持不变)。快速旋转的航天器在外力矩作用下仍然能够在短期内维持稳定姿态，但自旋轴方向逐渐漂移，其漂移率反比于自旋转速。自旋轴在外力矩作用下的运动称为进动。
被动稳定的航天器当偏离其平衡姿态时（因初始姿态不同于平衡姿态或者在外力矩作用下偏离原来的平衡姿态），由于能量和动量矩的作用，航天器将绕平衡姿态作往复振荡。对于自旋稳定，这种振荡称为章动。对于重力梯度稳定，这种振荡称为天平动。为使被动稳定的姿态在受扰后恢复平衡，需要把章动或者天平动所包含的额外能量消耗掉。这种消耗振荡能量的措施称为阻尼，实现阻尼的装置称为阻尼器，有章动阻尼器和天平动阻尼器等。被动姿态控制系统的主要优点是几乎不消耗或者很少消耗航天器上的能源，结构简单，适合于较长寿命的航天器，但是控制精度一般不高。
主动姿态控制 根据姿态误差（测量值与标称值之差）形成控制指令，产生控制力矩来实现姿态控制的方法。要求对三个轴进行姿态控制的航天器（见航天器三轴姿态控制）通常采用主动姿态控制。主动姿态控制系统由姿态敏感器、控制器和执行机构（也称力矩器）组成。
常用的航天器姿态敏感器有陀螺仪、红外地球敏感器（见地球敏感器）、太阳敏感器、恒星敏感器、磁强计和射频敏感器等。为了不间断地获得姿态信息，常用陀螺仪和光学姿态敏感器（地球、太阳、恒星敏感器）构成组合式姿态测量基准。由陀螺仪提供短期姿态信息，由光学敏感器提供校准信号来修正陀螺的漂移。
常用的执行机构（见航天器姿态控制执行机构）有喷气执行机构、磁力矩器和飞轮。喷气执行机构通过排出高速气体或离子流对航天器产生反作用力矩，实现航天器的姿态控制。磁力矩器利用航天器内通电绕组所产生的磁矩和环境磁场作用来实现控制。飞轮是一种由电机驱动的高速转动部件，通过航天器与装在航天器内的飞轮之间的动量交换来控制航天器的姿态。因此，飞轮是一种动量交换式执行部件。某些姿态控制方案要求飞轮保持一定的平均转速，这种飞轮称为动量轮。另一些姿态控制方案要求飞轮平均转速为零，这种飞轮称为反作用轮。飞轮控制最适合于克服作用在航天器上周期性的外部扰动力矩。但是当航天器受恒值外力矩作用时，飞轮的动量矩在某个方向上不断增大，直到飞轮转速达到极限值，这种现象称为飞轮饱和。这时飞轮失去进一步控制航天器姿态的能力。为了使飞轮恢复控制作用，可以利用喷气力矩、重力梯度力矩或磁力矩器产生的力矩使飞轮的动量矩向相反方向发生较大的变化，这种控制称为飞轮卸饱和控制。
如果把飞轮轴安装在框架上，不仅可以改变飞轮动量矩的大小，而且可以改变它的方向，这种飞轮叫框架式飞轮，有单框架和双框架飞轮两种。还有一种动量交换式执行部件叫做控制力矩陀螺，即安装在框架内的恒速旋转的飞轮装置，这是一种只靠改变转轴方向来实现控制的执行部件。框架式飞轮和控制力矩陀螺也有饱和问题，也采用与飞轮相同的卸饱和手段。控制器是利用姿态信息形成控制指令的电子装置。它可以是简单的逻辑电路，也可以是较复杂的信息处理器和控制计算机。
主动姿态控制系统的主要优点是精度较高，灵活性大，快速性好（尤其是喷气控制），但是需要消耗航天器上的能源，控制电路较复杂，成本较高。
发展趋势 航天器的发展趋势是越来越大，特别是像太阳电池翼等附件，而结构重量要求尽可能小。在这种情况下，挠性问题（见航天器姿态动力学）变得突出了。航天器内部液体燃料（用于喷气执行机构）也日益增加，这就使得姿态控制必须考虑非刚体的问题。巨型航天器如航天站需要考虑分布参数控制的问题。某些特殊部件(如航天器上的大型天线反射面、光学反射面等)不但要求控制其姿态（指平均的方位）而且要求控制其形状，例如对一个直径为 100米的天线的表面尺寸的控制，要求控制精度为10毫米量级。高精度、长寿命、能应变和调整控制系统结构、能识别故障并实现综合控制是航天器姿态控制系统进一步发展的重要课题。
原帖由 lpclpc 于 2008-9-25 22:31 发表
这个楼主可以想一下，美国的侦察卫星，其探测镜头始终是面对地球的，飞上好几年都不会变，不是依靠燃料的。
发动机是在返回舱返回的时候，转换角度以及推进的时候，才使用的。
第一次需要消耗燃料调姿，使得自转、公转周期相同。调好了以后就不用再调了，最多微调。
原帖由 不知所谓 于 2008-9-25 22:30 发表
都说了月球是巧合。地球怎么没有一直以同一面朝着太阳啊？
月球这个可不是巧合，它是地球对月球的潮汐力造成的．潮汐力就是月亮引起地球上海洋潮汐的那种,同样的,地球对月亮的固体表面也有潮汐力的作用.这个作用会使月球的自转速度减慢,直到象现在这样,月球的自转周期等于公转周期时,就不再有潮汐力的作用,从而固定保持这种状态了.
地球没有一面朝向太阳是因为太阳对地球的潮汐力比较弱,地球自转的减慢时间比较长,如果有足够的时间,地球早晚也会只以一面朝向太阳.
那个动画可不是央视的，那是根据测控数据和飞船上传回的数据自动生成的动画。而且，就应该推进舱朝前，这样来机动变轨，如果朝后的话会将飞船的轨道调高的。
推进舱的方向的调整可以通过姿态推进器来实现，那能用多少燃料呢？
推进舱的方向的调整可以通过姿态推进器来实现，那能用多少燃料呢？
原帖由 不知所谓 于 2008-9-25 22:37 发表
第一次需要消耗燃料调姿，使得自转、公转周期相同。调好了以后就不用再调了，最多微调。
好象不是周期相同吧，侦察卫星貌似有两种，一种是固定在某国上空，一种是不断掠过地球各地方但也是围绕地球转，这个只要不达到轨道逃逸速度就可以了，所以卫星高度会越来越低，直到进入大气层烧毁。
原帖由 不知所谓 于 2008-9-25 22:37 发表
第一次需要消耗燃料调姿，使得自转、公转周期相同。调好了以后就不用再调了，最多微调。
这看你怎么理解了，动力阶段本来就有拐弯动作，必然有转动分量，这个过程搞好了，也不用费多大劲去调。所以动画本身不能算错。月亮也并未惹祸:D
向心力改变物体运动方向，不知道LZ高中物理学的啥。
原帖由 湿婆罗 于 2008-9-25 22:42 发表
向心力改变物体运动方向，不知道LZ高中物理学的啥。
lz说的不是运动方向的事
原帖由 湿婆罗 于 2008-9-25 22:42 发表
向心力改变物体运动方向，不知道LZ高中物理学的啥。
兄弟你应该讲具体点，用一根线捆住铅笔，然后线的另一端为圆心，旋转起来。你看铅笔的姿势是不是相对圆心一致，还是一会横，一会竖立……
原帖由 不知所谓 于 2008-9-25 22:37 发表
第一次需要消耗燃料调姿，使得自转、公转周期相同。调好了以后就不用再调了，最多微调。
倒了，你为什么认为卫星上去会有自旋呢？如果是圆形轨道，万有引力始终垂直运行轨道。就像你扔链球，你身体转的再快，链球始终是一个面朝你，根本没有自旋。
原帖由 98cowboy 于 2008-9-25 22:44 发表
lz说的不是运动方向的事
说穿了，卫星在固定轨道高度段，不改变相对姿势，就是受地球重力造成的，不停围绕旋转，也可以这么解释。
原帖由 diamond_1 于 2008-9-25 22:39 发表
月球这个可不是巧合，它是地球对月球的潮汐力造成的．潮汐力就是月亮引起地球上海洋潮汐的那种,同样的,地球对月亮的固体表面也有潮汐力的作用.这个作用会使月球的自转速度减慢,直到象现在这样,月球的自转周期等于公 ...
受教了。潮汐使得地球自转变慢我是知道的，我以为是海水与海底摩擦的结果，没想过固体外壳与液体内部之间也有这个问题。如果月球在公转自转周期相同之前就完全冷下来，内部也固化了，那就应该不会发生两周期相同的情况了吧？或者固体变形的力量也会造成这种结果？
原帖由 lpclpc 于 2008-9-25 22:44 发表
兄弟你应该讲具体点，用一根线捆住铅笔，然后线的另一端为圆心，旋转起来。你看铅笔的姿势是不是相对圆心一致，还是一会横，一会竖立……
这个例子有问题的，绳子的力只作用在一点上，受力不同一线导致转动力拒的发生。
想了想，理想的单纯的只靠地球的万有引力作用下的圆轨道运动，应该不会出现LZ画的那个图的姿态的。:L
某些人物理学的不怎么样，还好意思说。链球那是一回事么？如果不考虑飞船各个部位与地球引力中心的距离有差别（这也太细微了），那么重力是不会造成任何旋转力矩的。而链球的向心力仅作用于链球的一个点，而不是均匀分布在整个链球上。
这个叫做重力梯度，有卫星用这个方式进行姿态维持的。
原帖由 不知所谓 于 2008-9-25 22:52 发表
某些人物理学的不怎么样，还好意思说。链球那是一回事么？如果不考虑飞船各个部位与地球引力中心的距离有差别（这也太细微了），那么重力是不会造成任何旋转力矩的。而链球的向心力仅作用于链球的一个点，而不是均匀 ...
重力梯度稳定 gravity gradient stabilization
利用重力梯度力矩来稳定航天器空间姿态的技术。绕地球运行的航天器各部分质量所受到的不相等引力等因素所产生的力矩称为重力梯度力矩。重力梯度稳定系统能使航天器的纵轴指向地心。重力梯度稳定技术在60年代得到了广泛应用,特别是用于导航卫星。图1是一颗具有铰链式伸展杆的重力梯度稳定卫星。
原理 当航天器绕地球作轨道运行时，地心对航天器各部分质量有不同的引力，同时它们也有不同的离心力。引力和离心力的合力称为重力。图2中的哑铃式卫星可以直观地说明航天器重力梯度稳定的原理。设哑铃式卫星的纵轴在轨道平面（俯仰平面）内偏离当地铅垂线，哑铃两端的质量相等(m1=m2)。由于m1离地心较近，所以它所受的引力比离心力大，重力指向地心。m2受到的引力比离心力小，所以重心背向地心。而哑铃中点O的重力为零（失重）。这样就形成了一个绕O点的恢复力矩(即重力梯度力矩)。月球有一面总是朝着地球这个自然现象就是重力梯度稳定的一个例子。
系统组成和特点 重力梯度稳定系统主要由伸展结构（重力杆）和阻尼器组成。伸展结构是一根或数根在末端带有质量的可伸展的杆。航天器入轨后伸出重力杆，可使航天器各轴转动惯量之差达到几十倍甚至百倍以上。重力梯度力矩的大小除与轨道高度和形状有关外，还与航天器各轴转动惯量之差有关。各轴转动惯量差别越大，姿态稳定越好。最小惯量轴稳定在当地铅垂线方向，最大惯量轴稳定在轨道平面的法线（俯仰轴）方向。这个状态就是重力梯度卫星的稳定的平衡姿态。
重力梯度力矩虽然可以稳定航天器的姿态，但是它会使航天器像一个单摆那样绕最大惯量轴不停地摆动。这种周期性的摆动称为天平动。为了提高指向精度，必须对天平动进行阻尼。通常采用不需要外部能源的被动天平动阻尼器。这种阻尼器利用航天器在摆动时所产生的诸如机械滞后、磁滞、涡流、粘性摩擦等作用来消耗摆动的动量，以达到阻尼的目的。
重力梯度力矩很小，在设计重力梯度稳定的航天器时，应该消除和限制其他扰动力矩源。重力梯度稳定卫星的最佳轨道高度约为1000公里，而且要求采用圆轨道或者偏心率很小的轨道。
重力梯度稳定的优点是不消耗能量，系统结构简单、经济、可靠，适合于长期运行，然而指向精度较低，一般只能达到1°～5°。
重力梯度姿态稳定的原理也适用于绕其他天体运行的人造卫星。例如 1973年发射的“射电天文探险者”2号就是一颗绕月球轨道运行的重力梯度稳定卫星。
现代单纯采用重力梯度稳定的航天器已经不多，主要原因是指向精度不高。提高伸展结构的刚度和直度是提高重力梯度稳定卫星指向精度的主要途径。重力梯度力矩几乎对所有的卫星都有影响，若不把它用作稳定力矩，就必然成为扰动力矩。（见航天器姿态控制）
利用重力梯度力矩来稳定航天器空间姿态的技术。绕地球运行的航天器各部分质量所受到的不相等引力等因素所产生的力矩称为重力梯度力矩。重力梯度稳定系统能使航天器的纵轴指向地心。重力梯度稳定技术在60年代得到了广泛应用,特别是用于导航卫星。图1是一颗具有铰链式伸展杆的重力梯度稳定卫星。
原理 当航天器绕地球作轨道运行时，地心对航天器各部分质量有不同的引力，同时它们也有不同的离心力。引力和离心力的合力称为重力。图2中的哑铃式卫星可以直观地说明航天器重力梯度稳定的原理。设哑铃式卫星的纵轴在轨道平面（俯仰平面）内偏离当地铅垂线，哑铃两端的质量相等(m1=m2)。由于m1离地心较近，所以它所受的引力比离心力大，重力指向地心。m2受到的引力比离心力小，所以重心背向地心。而哑铃中点O的重力为零（失重）。这样就形成了一个绕O点的恢复力矩(即重力梯度力矩)。月球有一面总是朝着地球这个自然现象就是重力梯度稳定的一个例子。
系统组成和特点 重力梯度稳定系统主要由伸展结构（重力杆）和阻尼器组成。伸展结构是一根或数根在末端带有质量的可伸展的杆。航天器入轨后伸出重力杆，可使航天器各轴转动惯量之差达到几十倍甚至百倍以上。重力梯度力矩的大小除与轨道高度和形状有关外，还与航天器各轴转动惯量之差有关。各轴转动惯量差别越大，姿态稳定越好。最小惯量轴稳定在当地铅垂线方向，最大惯量轴稳定在轨道平面的法线（俯仰轴）方向。这个状态就是重力梯度卫星的稳定的平衡姿态。
重力梯度力矩虽然可以稳定航天器的姿态，但是它会使航天器像一个单摆那样绕最大惯量轴不停地摆动。这种周期性的摆动称为天平动。为了提高指向精度，必须对天平动进行阻尼。通常采用不需要外部能源的被动天平动阻尼器。这种阻尼器利用航天器在摆动时所产生的诸如机械滞后、磁滞、涡流、粘性摩擦等作用来消耗摆动的动量，以达到阻尼的目的。
重力梯度力矩很小，在设计重力梯度稳定的航天器时，应该消除和限制其他扰动力矩源。重力梯度稳定卫星的最佳轨道高度约为1000公里，而且要求采用圆轨道或者偏心率很小的轨道。
重力梯度稳定的优点是不消耗能量，系统结构简单、经济、可靠，适合于长期运行，然而指向精度较低，一般只能达到1°～5°。
重力梯度姿态稳定的原理也适用于绕其他天体运行的人造卫星。例如 1973年发射的“射电天文探险者”2号就是一颗绕月球轨道运行的重力梯度稳定卫星。
现代单纯采用重力梯度稳定的航天器已经不多，主要原因是指向精度不高。提高伸展结构的刚度和直度是提高重力梯度稳定卫星指向精度的主要途径。重力梯度力矩几乎对所有的卫星都有影响，若不把它用作稳定力矩，就必然成为扰动力矩。（见航天器姿态控制）
原帖由 不知所谓 于 2008-9-25 22:52 发表
某些人物理学的不怎么样，还好意思说。链球那是一回事么？如果不考虑飞船各个部位与地球引力中心的距离有差别（这也太细微了），那么重力是不会造成任何旋转力矩的。而链球的向心力仅作用于链球的一个点，而不是均匀 ...
既然你也认为飞船受力均匀不会有转动力矩，那你把飞船离散成一个个小块，再看你那个图，不就有问题了？你那个图相当于飞船的头和尾在不停的变轨，不是一个圆形轨道。而第二个央视的图即使卫星离散成一快快，还是始终严格按照圆轨道运行。
原帖由 eyesineyes 于 2008-9-25 22:49 发表
想了想，理想的单纯的只靠地球的万有引力作用下的圆轨道运动，应该不会出现LZ画的那个图的姿态的。:L
自转周期很大，无限大，不就是这样么，呵呵。如果一开始没有自转，而且也没有力量使得他自转，那就是这个姿态。不过由于飞船每个部位所受到的加速度不同（与地球距离不同），会产生微小力矩，N长时间后最终会称成为为央视那个姿态的（忽略掉空气阻力）--即使完全不调姿。
原帖由 98cowboy 于 2008-9-25 22:49 发表
这个例子有问题的，绳子的力只作用在一点上，受力不同一线导致转动力拒的发生。
你要考虑到重心的问题，飞船或者卫星，其各部位相对地球位置是不同的。但是其重心和地球球心位置保持一致，相当于牵扯原理。
原帖由 eyesineyes 于 2008-9-25 23:00 发表
既然你也认为飞船受力均匀不会有转动力矩，那你把飞船离散成一个个小块，再看你那个图，不就有问题了？你那个图相当于飞船的头和尾在不停的变轨，不是一个圆形轨道。而第二个央视的图即使卫星离散成一快快，还是 ...
其实我那个姿态也没有变轨，每个小块是小椭圆轨道而已，而且每个轨道细微不同。我觉得从我那个姿态到央视那个姿态，如果是自动变的话，应该要很长时间。