【正文】 紅外地平儀（地球敏感器） 星敏感器 慣性敏感器（單自由度速率陀螺） 射頻敏感器 磁強計 （ 2）電子控制器 主要功能： 地面設備包括跟 蹤測軌雷達、遙測接 收機、地面計算機和 遙控發(fā)射機等。要求航天器的姿態(tài)測量和確定、姿態(tài)控制計算、控制指令生成和執(zhí)行完全由航天器上的儀器來完成，在航天器上形成閉合控制回路 （ 2）主動式控制 同理 ， 軌道運動產生的不同離心力 也存在相同的效應 。 影響航天器姿態(tài)變化的因素主要是 內外力矩 的作用。 為保證正常工作， 溫度控制 也是一項重要技術。 姿控噴管 燃氣舵 控制回路各環(huán)節(jié)的 靜態(tài)增益 和 動態(tài)特性 是影響回路穩(wěn)定性的主要因素。 在飛行過程中保持實際俯仰角和俯仰程序角之差接近于零 ，以保證火箭沿預定的彈道飛行。 陀螺平臺隔離了角運動，為慣測儀表提供了一個小角度環(huán)境，有利于提高測量精度。 測量儀表包括 3個速率陀螺和 3個加速度計，通常將它們組裝在一起，稱為 “ 慣測組合 ” ，提供箭體坐標系的 6個運動分量。 （ 4） 速率捷聯(lián)慣性制導 運載火箭發(fā)射的衛(wèi)星或飛船，由于天文和應用上的原因，必須知道某一實際時刻所處的位置，使用的時間參數(shù)是絕對的天文時間。 在導彈飛行過程中 不斷測量、計算導彈的速度、位置 ，并實時求出 射程偏差 ，不斷發(fā)出指令修正。 制導精度是制導控制系統(tǒng) 最主要的性能指標 。 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) —— 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)射過程進行程序控制。 控制火箭按預定的軌跡飛行，使有效載荷精確入軌； 航天概論 第四章 控制系統(tǒng) 概述 運載火箭的控制系統(tǒng) 運載火箭控制系統(tǒng)的任務： 配電系統(tǒng) —— 控制儀器設備的供電，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。 （ 1） 制導精度 彈道式導彈的射程取 決于主動段 關機點的運動參 數(shù) ，只要控制主動段終點導 彈的 縱向位置、縱向速度 V 和彈道傾角 θ就能控制導彈的射程。 ? ? ? ?? ?kkk tttVL ，￡ ??LLL ??? 顯式制導： 軌道面 是理論彈道所在的平面，在發(fā)射前由瞄準系統(tǒng)確定。 二者在時間參數(shù)的使用上是不同的，彈道導彈的時間參數(shù)是隨意的，控制系統(tǒng)使用起飛零秒后的相對時間。 坐標原點為箭體的質心 O1， O1X1軸沿箭體的縱軸向前， O1Y1軸在箭體縱向對稱面上， 向上并與 O1X1軸垂直， O1Z1軸 按右手坐標系確定。 坐標變換有大量的三角函數(shù)運算，要求內存和速度比較大的箭上計算機。 發(fā)射之前根據(jù)預定的飛行彈道制定控制飛行轉彎的程序，即所謂的 俯仰程序角 。 產生控制力和控制力矩有多種方法，運載火箭一般通過自身的動力產生控制力，如 燃氣舵、搖擺發(fā)動機、柔性噴管和姿控噴管 等。 柔性噴管 的作用原理基本相同，所不同的是用在 單發(fā)動機的火箭上， 擺動的只是噴管而不是整個發(fā)動 機推力室 。 在目標軌道上運行時，要求保持軌道的準確和穩(wěn)定。最低溫度可到 200℃以下。發(fā)動機工作時稱為 主動飛行段 ，發(fā)動機不工作時稱為 自由飛行段 。 利用 “ 陀螺定軸性效應 ” ， 使航天器繞自旋軸旋轉 ， 自旋軸在 無外力矩條件下在慣性空間的指向恒定不變 。 衛(wèi)星受 干擾偏離穩(wěn)定位置時 ， 磁鐵磁場與地球磁 力線產生偏角 ， 所受的磁力矩將使衛(wèi)星恢 復到原來的穩(wěn)定位置 。 主要應用于三軸穩(wěn)定航天器的姿態(tài)控制。 利用反作用原理的 噴氣執(zhí)行機構 ， 航天器溫度控制的方法有 被動式 和 主動式 兩種。 航天器與外界環(huán)境的熱交換幾乎全部靠熱輻射。真空條件下，當量導熱率可低到 105W/（ mK））， 但密度低得多軟質泡沫塑料做內隔熱。 常用的相變材料為石臘類材料。 （ 2）主動式溫度控制 a. 控溫百葉窗 當溫度降到規(guī)定溫度時，動作器恢復原位，又驅動葉片關閉。 具有構造簡單，使用方便，控制精度高等優(yōu)點。散熱后流體的溫度降低，又流回艙內