航天概論課件第四章-預(yù)覽頁(yè)
【正文】 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。 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。 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)。 （ 5） 平臺(tái)計(jì)算機(jī)慣性制導(dǎo) 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 。 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 。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。 影響姿控回路穩(wěn)定性的還有一個(gè)重要環(huán)節(jié)是 箭體的動(dòng)態(tài)特性 ，包括箭體結(jié)構(gòu)的 橫向彎曲振動(dòng) 和 扭轉(zhuǎn)振動(dòng) ，以及 液體推進(jìn)劑的晃動(dòng) 。 產(chǎn)生控制力和控制力矩有多種方法，運(yùn)載火箭一般通過(guò)自身的動(dòng)力產(chǎn)生控制力，如 燃?xì)舛妗u擺發(fā)動(dòng)機(jī)、柔性噴管和姿控噴管 等。 改變推力的方向產(chǎn)生側(cè)向分 力形成控制力矩，因此又稱為 “ 推力矢量控制 ” 。 柔性噴管 的作用原理基本相同，所不同的是用在 單發(fā)動(dòng)機(jī)的火箭上， 擺動(dòng)的只是噴管而不是整個(gè)發(fā)動(dòng) 機(jī)推力室 。 一組 16個(gè)噴管組成的姿控 方案， 1～ 4噴管控制俯仰， 5～ 8噴管控制偏航， 9～ 16噴管控 制滾動(dòng)。 在目標(biāo)軌道上運(yùn)行時(shí)，要求保持軌道的準(zhǔn)確和穩(wěn)定。 要 達(dá)到并保持相應(yīng)的軌道和姿態(tài) ，就需要進(jìn)行 軌道和姿態(tài)控制 。最低溫度可到 200℃以下。 （ 1） 軌道和軌道運(yùn)動(dòng) 發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)稱為 主動(dòng)飛行段 ，發(fā)動(dòng)機(jī)不工作時(shí)稱為 自由飛行段 。 在航天器運(yùn)行中，需要對(duì)航天器的軌道運(yùn)動(dòng)進(jìn)行調(diào)整、控制和操縱。 姿態(tài)和軌道控制的原理 姿軌控制的類型： 按控制力的來(lái)源可分為 被動(dòng)控制 和 主動(dòng)控制 兩大基本類型 。 利用 “ 陀螺定軸性效應(yīng) ” ， 使航天器繞自旋軸旋轉(zhuǎn) ， 自旋軸在 無(wú)外力矩條件下在慣性空間的指向恒定不變 。 可利用進(jìn)動(dòng)特性來(lái)修正衛(wèi)星自旋軸的方向，修正后的自旋軸方向?qū)⒀刂铣山莿?dòng)量 L + dL 的方向。 c） 磁穩(wěn)定 衛(wèi)星受 干擾偏離穩(wěn)定位置時(shí) ， 磁鐵磁場(chǎng)與地球磁 力線產(chǎn)生偏角 ， 所受的磁力矩將使衛(wèi)星恢 復(fù)到原來(lái)的穩(wěn)定位置 。 由 測(cè)量部件 （敏感器）、 控制電路或計(jì)算機(jī)、執(zhí)行機(jī)構(gòu) 三部分組成，連 同作為控制對(duì)象的航天 器本體組成一個(gè) 具有反 饋的閉合控制回路 。 主要應(yīng)用于三軸穩(wěn)定航天器的姿態(tài)控制。 姿態(tài)和軌道控制系統(tǒng)部件 航天器上的姿軌控制系統(tǒng)由 測(cè)量部件、電子控制器 和 執(zhí)行機(jī)構(gòu) 三大部分組成。 對(duì)自主式控制，控制器按照一定的控制規(guī)律形成控制指令發(fā)送給執(zhí)行機(jī)構(gòu)。 利用反作用原理的 噴氣執(zhí)行機(jī)構(gòu) ， 軌道上運(yùn)行的航天器要經(jīng)歷低至 200℃ 以下，高到 100℃ 以上的溫度環(huán)境，結(jié)構(gòu)及其內(nèi)部設(shè)備無(wú)法承受如此惡劣的溫度變化。 航天器溫度控制的方法有 被動(dòng)式 和 主動(dòng)式 兩種。 本身沒(méi)有自動(dòng)調(diào)節(jié)溫度的能力，但是它簡(jiǎn)單可靠。 航天器與外界環(huán)境的熱交換幾乎全部靠熱輻射。 外表面采用 α /ε 低的涂層，如白漆、三氧化二鋁、拋光金屬硅氧化物、鍍銀氧化硅等，將表面溫度降下來(lái)； 真空條件下，當(dāng)量導(dǎo)熱率可低到 105W/（ m c. 軟質(zhì)泡沫塑料 K））， 但密度低得多軟質(zhì)泡沫塑料做內(nèi)隔熱。 當(dāng)環(huán)境溫度升高時(shí)，相變材料熔化，吸收熱量；環(huán)境溫度下降時(shí)，材料凝固放出潛熱，從而達(dá)到維持溫度基本不變的效果。 常用的相變材料為石臘類材料。 熱管一端受熱時(shí)，液體在受熱蒸發(fā)過(guò)程中吸收熱量，并使這一端的壓力升高，使蒸氣流向低溫的另一端的毛細(xì)結(jié)構(gòu)上冷凝并放出熱量，通過(guò)管壁向外散發(fā)。 （ 2）主動(dòng)式溫度控制 a. 控溫百葉窗 當(dāng)內(nèi)部溫度在規(guī)定范圍內(nèi)時(shí)，葉片關(guān)閉，阻止內(nèi)外熱量的交換。 當(dāng)溫度降到規(guī)定溫度時(shí)，動(dòng)作器恢復(fù)原位，又驅(qū)動(dòng)葉片關(guān)閉。 能夠大幅度地改變航天器表面的有效輻射率，構(gòu)造簡(jiǎn)單可靠，無(wú)功率消耗，在航天器溫控設(shè)計(jì)中得到廣泛應(yīng)用，成為溫控技術(shù)的主要手段之一。 具有構(gòu)造簡(jiǎn)單，使用方便，控制精度高等優(yōu)點(diǎn)。 c. 流體循環(huán)換熱裝置 散熱后流體的溫度降低，又流回艙內(nèi)。
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