航天概論課件第四章-在線瀏覽
2025-07-17 02:47本頁面
【正文】 1X1軸垂直， O1Z1軸 按右手坐標系確定。 O1Z1軸稱為 俯仰軸 ，繞該軸的角運動為 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 滾轉軸 ，繞該軸的角運動為滾轉角 γ。 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。 陀螺儀和加速度計都固聯(lián)安裝在箭體上 ，測量得到的參數(shù)都是關于箭體坐標系的，必須變換到慣性坐標系上才能進行射程偏差和橫向制導偏差的計算。 坐標變換有大量的三角函數(shù)運算，要求內(nèi)存和速度比較大的箭上計算機。 采用 單自由度的速率陀螺 測量箭體的角速度。 （ 5） 平臺計算機慣性制導 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 。 運載火箭的姿態(tài)按箭體坐標系分解為繞 3個坐標軸的角運動，對應地 由 3個獨立的控制通道組成閉合回路，分別對俯仰角 φ 、 偏航角 ψ和滾動角 γ 進行控制 。 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 。 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。 穩(wěn)定性是任何閉環(huán)控制系統(tǒng)設計的首要問題。 設計時通過對靜態(tài)增益和校正網(wǎng)絡參數(shù)不同組合的比較，從中 選擇最佳的組合，以保證系統(tǒng)良好的穩(wěn)定性 。 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 扭轉振動 ，以及 液體推進劑的晃動 。 如何產(chǎn)生控制力和控制力矩，是實現(xiàn)姿態(tài)控制的最終環(huán)節(jié)。 產(chǎn)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(chǎn)生控制力，如 燃氣舵、搖擺發(fā)動機、柔性噴管和姿控噴管 等。 用石墨或耐高溫合金制成的 燃氣舵 安裝在發(fā)動機噴管的尾部， 當發(fā)動機燃燒室噴射出來的高速 氣流作用在燃氣舵上產(chǎn)生控制力 矩。 改變推力的方向產(chǎn)生側向分 力形成控制力矩，因此又稱為 “ 推力矢量控制 ” 。 “”字方式布置 4臺搖擺 發(fā)動機， 4臺發(fā)動機繞 Y軸擺動 將產(chǎn)生偏航力矩，繞 Z軸擺動 將產(chǎn)生俯仰力矩，沿圓周方向 同時順時針或逆時針擺動將產(chǎn) 生滾動控制力矩。 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 。 利用噴出氣體產(chǎn)生控制力，但不是利用主發(fā)動機的動力，而是 獨立的利用噴氣產(chǎn)生控制力的系統(tǒng) ，噴出的氣體可以是燃燒產(chǎn)生的氣體，也可以是利用高壓容器貯存的氣體，多用于末級控制。 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。 進入太空后，為了完成預定的任務，必須 按預先制定的程序沿一定的軌道飛行 。 在目標軌道上運行時，要求保持軌道的準確和穩(wěn)定。 在飛行的不同階段，必須根據(jù)任務的 要求使航天器采取不同的姿態(tài) 。 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 。 在軌道上運行時會遇到相差懸殊的高溫和低溫環(huán)境。最低溫度可到 200℃以下。 航天器的軌道和姿態(tài)運動 飛行器的運動包括 質(zhì)心的運動 和 繞質(zhì)心的角運動兩部分。 （ 1） 軌道和軌道運動 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 。 環(huán)境力是指周圍環(huán)境通過介質(zhì)接觸或場的相互作用而產(chǎn)生的力，包括 天體的引力、輻射壓力、磁場的作用力和空氣動力 等。 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。 （ 2） 姿態(tài)和姿態(tài)運動 姿態(tài) —— 航天器相對于空間某參考坐標的方位或指向。 外力矩 —— 有 氣動力矩、太陽輻射壓力矩、重力梯度力矩 和 磁力矩 等。 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 。 (1) 被動式控制 利用航天器本身的動力學特性或者與周圍環(huán)境相互作用產(chǎn)生的力矩作為控制力矩 ，它 不消耗航天器上的能源，也不需要敏感元件和控制邏輯線路 ，主要用于人造地球衛(wèi)星的姿態(tài)控制。 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 。 航天器受到外力矩干擾時 ， 自旋軸將出現(xiàn)進動 ，一般設置專門的進動阻尼器
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