航天概論課件第四章-免費閱讀
【正文】 c. 流體循環(huán)換熱裝置 能夠大幅度地改變航天器表面的有效輻射率，構造簡單可靠，無功率消耗，在航天器溫控設計中得到廣泛應用，成為溫控技術的主要手段之一。當內(nèi)部溫度在規(guī)定范圍內(nèi)時，葉片關閉，阻止內(nèi)外熱量的交換。 熱管一端受熱時，液體在受熱蒸發(fā)過程中吸收熱量，并使這一端的壓力升高，使蒸氣流向低溫的另一端的毛細結構上冷凝并放出熱量，通過管壁向外散發(fā)。 當環(huán)境溫度升高時，相變材料熔化，吸收熱量；環(huán)境溫度下降時，材料凝固放出潛熱，從而達到維持溫度基本不變的效果。 c. 軟質(zhì)泡沫塑料 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； 本身沒有自動調(diào)節(jié)溫度的能力，但是它簡單可靠。 軌道上運行的航天器要經(jīng)歷低至 200℃ 以下，高到 100℃ 以上的溫度環(huán)境，結構及其內(nèi)部設備無法承受如此惡劣的溫度變化。 對自主式控制，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)行機構。 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 測量部件、電子控制器 和 執(zhí)行機構 三大部分組成。 由 測量部件 （敏感器）、 控制電路或計算機、執(zhí)行機構 三部分組成，連 同作為控制對象的航天 器本體組成一個 具有反 饋的閉合控制回路 。 c） 磁穩(wěn)定 可利用進動特性來修正衛(wèi)星自旋軸的方向，修正后的自旋軸方向?qū)⒀刂铣山莿恿? L + dL 的方向。 姿態(tài)和軌道控制的原理 姿軌控制的類型： 按控制力的來源可分為 被動控制 和 主動控制 兩大基本類型 。 在航天器運行中，需要對航天器的軌道運動進行調(diào)整、控制和操縱。 （ 1） 軌道和軌道運動 要 達到并保持相應的軌道和姿態(tài) ，就需要進行 軌道和姿態(tài)控制 。 一組 16個噴管組成的姿控 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。 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 ” 。 影響姿控回路穩(wěn)定性的還有一個重要環(huán)節(jié)是 箭體的動態(tài)特性 ，包括箭體結構的 橫向彎曲振動 和 扭轉(zhuǎn)振動 ，以及 液體推進劑的晃動 。其中偏航角的控制與橫向?qū)б黄鸨ＷC火箭在預定的軌道平面內(nèi)飛行。 運載火箭的姿態(tài)控制系統(tǒng) 姿態(tài)控制的任務： 通過測量儀表敏感箭體的姿態(tài)信息 控制火箭繞質(zhì)心的運動 ，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，按飛行程序和制導系統(tǒng)發(fā)出的導引信號， 通過改變箭體姿態(tài)來實現(xiàn)制導系統(tǒng)對質(zhì)心運動的控制 。 （ 5） 平臺計算機慣性制導 采用雙自由度陀螺測量箭體的角位移，用加速度計測量運動加速度，經(jīng)過積分可得到速度。運載火箭的制導控制常用的坐標系有以下三種： ☆ 發(fā)射點地面坐標系： 坐標原點為發(fā)射點 O， OYg軸垂直于地面向上，OXg軸為軌道面與水平面的交線， 指向飛行目標方向， OZg軸按右手 坐標系確定。 橫向?qū)б且粋€ 閉環(huán)控制系統(tǒng) 。 攝動制導 它的含意最初是用來表示彈道導彈的 命中精度 的，即向一個目標發(fā)射多枚導彈，以目標為圓心，最接近目標的 半數(shù)彈頭擊中區(qū)域的圓半徑 。 控制系統(tǒng)的箭上部分由 測量儀表、中間裝置、執(zhí)行機構和電源、配電裝置 組成，包含了制導、姿態(tài)控制和配電系統(tǒng)三大部分。 發(fā)射前對火箭進行檢查測試，對 發(fā)射 實施 控制 。 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，控制是指按預定的目標改變狀態(tài)，穩(wěn)定是指保持原有的位置和姿態(tài)。 運載火箭控制系統(tǒng)的組成和功能 組成： 由 制導系統(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 。 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 。 控制系統(tǒng)的儀器設備種類繁多，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 。 理論彈道的射程公式表示為 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 只在關機點前適當時間開始進行計算就能滿足要求 。 ☆ 發(fā)射點慣性坐標系 ： 將發(fā)射點地面坐標系在起飛時刻固化在制導系統(tǒng)的慣性基準里。 慣性儀表和加速度計也 與箭體固聯(lián) ，測量得到的箭體運動姿態(tài)角速
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