航天概論課件第四章-文庫(kù)吧
2025-04-24 02:47 本頁(yè)面
【正文】 軌道面 是理論彈道所在的平面，在發(fā)射前由瞄準(zhǔn)系統(tǒng)確定。 飛行過(guò)程中受到干擾偏離軌道面飛行時(shí)，制導(dǎo)系統(tǒng)通過(guò)慣性儀表測(cè)量得到橫向的運(yùn)動(dòng)參數(shù)，經(jīng)過(guò)計(jì)算發(fā)出指令，將導(dǎo)彈拉回軌道面。 橫向?qū)б且粋€(gè) 閉環(huán)控制系統(tǒng) 。 運(yùn)載火箭制導(dǎo)精度的控制與彈道導(dǎo)彈的控制原理上是完全相同的，但對(duì)運(yùn)載火箭制導(dǎo)精度的要求要低，這是因?yàn)檫\(yùn)載火箭的有效載荷 衛(wèi)星或飛船本身入軌后還可以通過(guò)地面測(cè)控網(wǎng)對(duì)它的位置進(jìn)行小量的調(diào)整。 二者在時(shí)間參數(shù)的使用上是不同的，彈道導(dǎo)彈的時(shí)間參數(shù)是隨意的，控制系統(tǒng)使用起飛零秒后的相對(duì)時(shí)間。運(yùn)載火箭發(fā)射的衛(wèi)星或飛船，由于天文和應(yīng)用上的原因，必須知道某一實(shí)際時(shí)刻所處的位置，使用的時(shí)間參數(shù)是絕對(duì)的天文時(shí)間。 （ 2） 坐標(biāo)系 為了描述物體的空間位置和運(yùn)動(dòng)，一般采用 三維坐標(biāo)系 。運(yùn)載火箭的制導(dǎo)控制常用的坐標(biāo)系有以下三種： ☆ 發(fā)射點(diǎn)地面坐標(biāo)系： 坐標(biāo)原點(diǎn)為發(fā)射點(diǎn) O， OYg軸垂直于地面向上，OXg軸為軌道面與水平面的交線， 指向飛行目標(biāo)方向， OZg軸按右手 坐標(biāo)系確定。 ☆ 發(fā)射點(diǎn)慣性坐標(biāo)系 ： 將發(fā)射點(diǎn)地面坐標(biāo)系在起飛時(shí)刻固化在制導(dǎo)系統(tǒng)的慣性基準(zhǔn)里。它隨地球公轉(zhuǎn)而不隨地球自轉(zhuǎn)，用以描述慣性空間。 ☆ 箭體坐標(biāo)系： 坐標(biāo)原點(diǎn)為箭體的質(zhì)心 O1， O1X1軸沿箭體的縱軸向前， O1Y1軸在箭體縱向?qū)ΨQ面上， 向上并與 O1X1軸垂直， O1Z1軸 按右手坐標(biāo)系確定。 O1Z1軸稱為 俯仰軸 ，繞該軸的角運(yùn)動(dòng)為 俯仰角 φ， O1Y1軸稱為 偏航軸 ，繞該軸的角運(yùn)動(dòng)為 偏航角 ψ， O1X1軸稱為 滾轉(zhuǎn)軸 ，繞該軸的角運(yùn)動(dòng)為滾轉(zhuǎn)角 γ。 （ 3） 位置捷聯(lián)慣性制導(dǎo) 采用雙自由度陀螺測(cè)量箭體的角位移，用加速度計(jì)測(cè)量運(yùn)動(dòng)加速度，經(jīng)過(guò)積分可得到速度。 陀螺儀和加速度計(jì)都固聯(lián)安裝在箭體上 ，測(cè)量得到的參數(shù)都是關(guān)于箭體坐標(biāo)系的，必須變換到慣性坐標(biāo)系上才能進(jìn)行射程偏差和橫向制導(dǎo)偏差的計(jì)算。 坐標(biāo)變換有大量的三角函數(shù)運(yùn)算，要求內(nèi)存和速度比較大的箭上計(jì)算機(jī)。 （ 4） 速率捷聯(lián)慣性制導(dǎo) 采用 單自由度的速率陀螺 測(cè)量箭體的角速度。速率陀螺構(gòu)造簡(jiǎn)單，體積小，造價(jià)低，可靠性和測(cè)量精度比較高，因此成為目前最有潛力的制導(dǎo)方案。 慣性儀表和加速度計(jì)也 與箭體固聯(lián) ，測(cè)量得到的箭體運(yùn)動(dòng)姿態(tài)角速率和加速度信號(hào)也都是關(guān)于箭體坐標(biāo)系的， 也要 進(jìn)行坐標(biāo)變換計(jì)算。 速率陀螺不直接測(cè)量箭體的姿態(tài)角，必須通過(guò)計(jì)算得到 ， 箭上計(jì)算機(jī)的計(jì)算量大為增加。 測(cè)量?jī)x表包括 3個(gè)速率陀螺和 3個(gè)加速度計(jì)，通常將它們組裝在一起，稱為 “ 慣測(cè)組合 ” ，提供箭體坐標(biāo)系的 6個(gè)運(yùn)動(dòng)分量。 將角速率換算成姿態(tài)角，經(jīng)坐標(biāo)變換得到慣性坐標(biāo)系的 6個(gè)分量，然后進(jìn)行制導(dǎo)方程運(yùn)算，發(fā)出橫偏控制和關(guān)機(jī)指令，由執(zhí)行機(jī)構(gòu)產(chǎn)生控制力或?qū)崿F(xiàn)關(guān)機(jī)，完成制導(dǎo)控制任務(wù)。 （ 5） 平臺(tái)計(jì)算機(jī)慣性制導(dǎo) 利用 陀螺穩(wěn)定平臺(tái) 在火箭上建立一個(gè)不受火箭運(yùn)動(dòng)影 響的慣性坐標(biāo)系，據(jù)以測(cè)量火箭的加速度和姿態(tài)角。 安裝在平臺(tái)上的加速度計(jì)測(cè)量得到的加速度分量都是關(guān)于慣性坐標(biāo)系的，不必經(jīng)過(guò)坐標(biāo)變換。 陀螺平臺(tái)隔離了角運(yùn)動(dòng)，為慣測(cè)儀表提供了一個(gè)小角度環(huán)境，有利于提高測(cè)量精度。 缺點(diǎn)是陀螺穩(wěn)定平臺(tái)的體積大、構(gòu)造復(fù)雜、成本高，一般只用于大型運(yùn)載火箭和中、遠(yuǎn)程導(dǎo)彈。 運(yùn)載火箭的姿態(tài)控制系統(tǒng) 姿態(tài)控制的任務(wù)： 通過(guò)測(cè)量?jī)x表敏感箭體的姿態(tài)信息 控制火箭繞質(zhì)心的運(yùn)動(dòng) ，確保在各種外界干擾作用下 穩(wěn)定飛行 ，使箭體的 姿態(tài)保持在允許的范圍之內(nèi) ；同時(shí)，按飛行程序和制導(dǎo)系統(tǒng)發(fā)出的導(dǎo)引信號(hào)， 通過(guò)改變箭體姿態(tài)來(lái)實(shí)現(xiàn)制導(dǎo)系統(tǒng)對(duì)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的控制 。 （ 1）姿態(tài)控制系統(tǒng)的基本原理 運(yùn)載火箭的姿態(tài)按箭體坐標(biāo)系分解為繞 3個(gè)坐標(biāo)軸的角運(yùn)動(dòng)，對(duì)應(yīng)地 由 3個(gè)獨(dú)立的控制通道組成閉合回路，分別對(duì)俯仰角 φ 、 偏航角 ψ和滾動(dòng)角 γ 進(jìn)行控制 。 發(fā)射之前根據(jù)預(yù)定的飛行彈道制定控制飛行轉(zhuǎn)彎的程序，即所謂的 俯仰程序角 。 在飛行過(guò)程中保持實(shí)際俯仰角和俯仰程序角之差接近于零 ，以保證火箭沿預(yù)定的彈道飛行。 對(duì)偏航角 ψ和滾動(dòng)角 γ 的控制 目標(biāo)是使偏航角和滾動(dòng)角保持為零 ，實(shí)際飛行過(guò)程中其值 在零左右擺動(dòng) 。其中偏航角的控制與橫向?qū)б黄鸨ＷC火箭在預(yù)定的軌道平面內(nèi)飛行。 （ 2）姿態(tài)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性 穩(wěn)定性是任何閉環(huán)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)
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