航天概論課件第四章(已修改)
2025-05-30 02:47 本頁面
【正文】 航天概論 第四章 控制系統(tǒng) 概述 要求飛行器完成飛行任務(wù)，必須對它的運動實施影響。 飛行器的運動包括 質(zhì)心運動 和 繞質(zhì)心的角運動 。對兩種運動的影響包括 控制 和 穩(wěn)定 兩方面的要求，控制是指按預(yù)定的目標(biāo)改變狀態(tài)，穩(wěn)定是指保持原有的位置和姿態(tài)。 控制系統(tǒng)的任務(wù)就是對飛行器 質(zhì)心運動的軌跡 和繞質(zhì)心角運動的姿態(tài) 實施控制和穩(wěn)定。 運載火箭的控制系統(tǒng) 運載火箭控制系統(tǒng)的任務(wù)： 控制火箭按預(yù)定的軌跡飛行，使有效載荷精確入軌； 對火箭進(jìn)行 姿態(tài) 控制，保證在各種干擾條件下 穩(wěn)定飛行 ； 控制飛行過程各分系統(tǒng) 工作狀態(tài)變化和信息傳遞 ； 發(fā)射前對火箭進(jìn)行檢查測試，對 發(fā)射 實施 控制 。 運載火箭控制系統(tǒng)的組成和功能 組成： 由 制導(dǎo)系統(tǒng) 、 姿態(tài)控制系統(tǒng) 、 配電系統(tǒng) 和 測試發(fā)控系統(tǒng) 等分系統(tǒng)組成 。 功能： 制導(dǎo)系統(tǒng) —— 控制火箭的質(zhì)心沿預(yù)定的彈道飛行 ， 保證衛(wèi)星 、 飛船等有效載荷 準(zhǔn)確入軌 。 姿態(tài)控制系統(tǒng) —— 控制火箭 繞質(zhì)心的運動 ，并保證飛行 姿態(tài)的穩(wěn)定 。 配電系統(tǒng) —— 控制儀器設(shè)備的供電，根據(jù)飛行程序發(fā)出時序指令控制各分系統(tǒng)工作狀態(tài)變化的協(xié)調(diào)。 測試發(fā)控系統(tǒng) —— 檢查控制系統(tǒng)和箭上其它電氣部分的性能參數(shù)，對發(fā)射過程進(jìn)行程序控制。 控制系統(tǒng)是一個復(fù)雜的綜合系統(tǒng)，各分系統(tǒng)的任務(wù)雖然各有分工，但對火箭的控制 是一個統(tǒng)一協(xié)調(diào)的整體 控制系統(tǒng)的箭上部分由 測量儀表、中間裝置、執(zhí)行機構(gòu)和電源、配電裝置 組成，包含了制導(dǎo)、姿態(tài)控制和配電系統(tǒng)三大部分。 測量儀表 —— 測量火箭的運動參數(shù)，包括 角加速度、線加速度 和 姿態(tài)角 。 中間裝置 —— 根據(jù)測量儀表得到的運動參數(shù)進(jìn)行計算和處理 ， 發(fā)出指令控制執(zhí)行機構(gòu)工作 。 執(zhí)行機構(gòu) —— 姿控系統(tǒng)的 執(zhí)行機構(gòu) 是舵機、搖擺發(fā)動機或姿控噴管；制導(dǎo)系統(tǒng)的執(zhí)行元件是電磁閥門和電爆器件等。 控制系統(tǒng)的 地面部分 由測量和發(fā)控兩部分組成 ,即測試發(fā)控系統(tǒng)。 測試發(fā)控系統(tǒng) 是在運載火箭發(fā)射前進(jìn)行飛行參數(shù)裝定、并用以掌握箭上設(shè)備工作情況和參數(shù)的人 機對話的主要接口，最后控制火箭的發(fā)射。 控制系統(tǒng)的儀器設(shè)備種類繁多，使用的元器件數(shù)量也很大，而且 工作環(huán)境惡劣，可靠性要求高 。因此，對控制系統(tǒng)的設(shè)計和制造有很高的技術(shù)要求。 運載火箭的制導(dǎo)系統(tǒng) 任務(wù)： 控制火箭沿預(yù)定彈道飛行的精度，使有效載荷精確地進(jìn)入預(yù)定的軌道 。 （ 1） 制導(dǎo)精度 制導(dǎo)精度是制導(dǎo)控制系統(tǒng) 最主要的性能指標(biāo) 。 制導(dǎo)精度一般采用稱為“ 圓公算偏差 ”的參數(shù)Cep來表示。它的含意最初是用來表示彈道導(dǎo)彈的 命中精度 的，即向一個目標(biāo)發(fā)射多枚導(dǎo)彈，以目標(biāo)為圓心，最接近目標(biāo)的 半數(shù)彈頭擊中區(qū)域的圓半徑 。 制導(dǎo)精度取決于縱向的 射程控制精度 和橫向的 偏離射面的控制精度 。 ☆ 射程控制 ： 彈道式導(dǎo)彈的射程取 決于主動段 關(guān)機點的運動參 數(shù) ，只要控制主動段終點導(dǎo) 彈的 縱向位置、縱向速度 V 和彈道傾角 θ就能控制導(dǎo)彈的射程。 實際導(dǎo)彈的 射程公式 可表示為： 式中 tk —— 關(guān)機時刻； V —— 關(guān)機時刻速度； α—— 關(guān)機時刻位置。 ? ? ? ?? ?kkk tttVL ，￡ ?? 公式中涉及 7個變量 Vx， Vy， Vz， X， Y， Z， t， 它們是導(dǎo)彈實際飛行的速度和位置。 理論彈道的射程公式表示為 由于導(dǎo)彈在飛行過程中受到各種干擾的作用，實際射程和理論射程會產(chǎn)生偏差： 射程控制的 目標(biāo) 就是設(shè)法實現(xiàn) ΔL=0。 ? ? ? ?? ?kkk tttVL ，￡ ??LLL ??? 顯式制導(dǎo)： 在導(dǎo)彈飛行過程中 不斷測量、計算導(dǎo)彈的速度、位置 ，并實時求出 射程偏差 ，不斷發(fā)出指令修正。 這種制導(dǎo)過程計算量大，對計算精度要求也高，實際上很少這樣做。 攝動制導(dǎo) 由于主動段都有固定的飛行程序，實際飛行軌道與理論彈道的偏差不會太大，一般 只在關(guān)機點前適當(dāng)時間開始進(jìn)行計算就能滿足要求 。對計算機的要求可以大大降低。 ☆ 偏離軌道面的控制 ：
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