航天概論課件第四章-wenkub
2023-05-25 02:47:56 本頁面
【正文】 為 俯仰角 φ， O1Y1軸稱為 偏航軸 ，繞該軸的角運動為 偏航角 ψ， O1X1軸稱為 滾轉(zhuǎn)軸 ，繞該軸的角運動為滾轉(zhuǎn)角 γ。它隨地球公轉(zhuǎn)而不隨地球自轉(zhuǎn)，用以描述慣性空間。 （ 2） 坐標(biāo)系 運載火箭制導(dǎo)精度的控制與彈道導(dǎo)彈的控制原理上是完全相同的，但對運載火箭制導(dǎo)精度的要求要低，這是因為運載火箭的有效載荷 衛(wèi)星或飛船本身入軌后還可以通過地面測控網(wǎng)對它的位置進行小量的調(diào)整。 飛行過程中受到干擾偏離軌道面飛行時，制導(dǎo)系統(tǒng)通過慣性儀表測量得到橫向的運動參數(shù)，經(jīng)過計算發(fā)出指令，將導(dǎo)彈拉回軌道面。對計算機的要求可以大大降低。 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： 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。 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 。 因此，對控制系統(tǒng)的設(shè)計和制造有很高的技術(shù)要求。 中間裝置 —— 根據(jù)測量儀表得到的運動參數(shù)進行計算和處理 ， 發(fā)出指令控制執(zhí)行機構(gòu)工作 。 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 。 對火箭進行 姿態(tài) 控制，保證在各種干擾條件下 穩(wěn)定飛行 ； 要求飛行器完成飛行任務(wù)，必須對它的運動實施影響。 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。 控制飛行過程各分系統(tǒng) 工作狀態(tài)變化和信息傳遞 ； 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 。 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 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。 測試發(fā)控系統(tǒng) 是在運載火箭發(fā)射前進行飛行參數(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。 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入預(yù)定的軌道 。 制導(dǎo)精度一般采用稱為“ 圓公算偏差 ”的參數(shù)Cep來表示。 ☆ 射程控制 ： ? ? ? ?? ?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。 射程控制的 目標(biāo) 就是設(shè)法實現(xiàn) ΔL=0。 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。 ☆ 偏離軌道面的控制 ： 為了描述物體的空間位置和運動，一般采用 三維坐標(biāo)系 。 ☆ 箭體坐標(biāo)系： （ 3） 位置捷聯(lián)慣性制導(dǎo) 速率陀螺構(gòu)造簡單，體積小，造價低，可靠性和測量精度比較高，因此成為目前最有潛力的制導(dǎo)方案。 速率陀螺不直接測量箭體的姿態(tài)角，必須通過計算得到 ， 箭上計算機的計算量大為增加。 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個分量，然后進行制導(dǎo)方程運算，發(fā)出橫偏控制和關(guān)機指令，由執(zhí)行機構(gòu)產(chǎn)生控制力或?qū)崿F(xiàn)關(guān)機，完成制導(dǎo)控制任務(wù)。 安裝在平臺上的加速度計測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)過坐標(biāo)變換。 缺點是陀螺穩(wěn)定平臺的體積大、構(gòu)造復(fù)雜、成本高，一般只用于大型運載火箭和中、遠程導(dǎo)彈。 對偏航角 ψ和滾動角 γ 的控制 目標(biāo)是使偏航角和滾動角保持為零 ，實際飛行過程中其值 在零左右擺動 。對于運載火箭的姿態(tài)控制系統(tǒng)，首先要保證控制回路的穩(wěn)定性，否則出現(xiàn)振蕩或發(fā)散，必將導(dǎo)致飛行的失敗。 搖擺發(fā)動機和柔性噴管 最高溫度在 100℃ 以上。航天器質(zhì)心運動的軌跡稱為 軌道 ，因此其質(zhì)心的運動稱為 軌道運動 ，而繞質(zhì)心的 角運動 則稱為 姿態(tài)運動 。 影響 軌道運動的外力有變軌發(fā)動機的推力和環(huán)境力。 可用繞航天器本體坐標(biāo)軸 x， y，z的轉(zhuǎn)角來描述，依次為 滾動角、俯仰角和偏航角 。 內(nèi)力矩 —— 有 噴氣推力 或 慣性飛輪 產(chǎn)生的 姿態(tài)控制力矩 ， 推力偏心、活動部件運動、向外的熱輻射和電磁輻射 ，以及 漏氣
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