空間飛行器設計第7講課件

1、第 7 講火箭控制系統1 火箭在實際飛行中，常受到來自運載火箭本身和外部環(huán)境的各種干擾力和干擾力矩的的影響而偏離預定的飛行狀態(tài)。 來自火箭本身的有:由于箭體結構制造偏差造成的結構不對稱，結構軸線偏移和質心偏移，發(fā)動機制造和安裝偏差造成的推力軸線偏斜，多臺發(fā)動機工作不同步，液體推進劑在貯箱內晃動，控制設備制造誤差引發(fā)的干擾力和干擾力矩。 來自外部環(huán)境的干擾和干擾力矩主要是風的影響.2 7.1 火箭控制系統的功能和組成 運載火箭的控制系統是運載火箭的重要組成部分, 堪稱運載火箭的“心臟”。主要包括導航系統（對導彈叫制導系統）、姿態(tài)控制系統、電源配電系統和測試檢查發(fā)射控制系統。 其中，前三項為箭上系

2、統，總稱飛行控制系統；后一項為地面系統，稱測試發(fā)射控制系統。3控制系統功能： 控制運載火箭的質心在設計的軌道平面內按預定的軌道飛行，并根據設計的飛行位移和飛行速度及時關閉發(fā)動機，保證運載火箭入軌精度； 克服種種干擾影響，控制運載火箭繞質心運動的姿態(tài)角（俯仰、偏航、滾轉）偏差在允許范圍內，使火箭保持穩(wěn)定飛行； 4控制系統功能(contd.) 對箭上設備供、配電和對各種自動裝置實施預定飛行時序的配電控制； 傳輸和處理箭上其他系統的工作信息和控制其狀態(tài)變化。 5 地面測試發(fā)射控制系統的任務: 檢查測試飛行控制系統和其他電氣設備的性能和參數； 給運載火箭裝訂飛行程序和數據； 進行精確方位瞄準； 在運載

3、火箭經檢查測試合格、符合技術要求之后，實施發(fā)射點火控制。6 箭上飛行控制系統則用來控制運載火箭的飛行狀態(tài)。 運載火箭在飛行中，其飛行狀態(tài)可以分解為兩種運動：一是火箭質心的運動，二是火箭繞質心的轉動。 飛行控制系統的任務就是控制火箭這兩種運動狀態(tài)符合設計所規(guī)定的要求。 7圖7.1 火箭控制系統結構框圖8 慣性制導(inertial guidance)的測量儀表主要應用慣性儀表測量箭體的運動參數; 復合制導(combined guidance)的測量儀表可應用星光敏感器、圖像匹配器、無線電測距設備、定位定向接收機等。 中間裝置根據測量的箭體運動參數進行計算和綜合處理，隨后控制執(zhí)行機構工作，通過推力

4、矢量改變姿態(tài)和運動軌跡，可采用模擬量和數字兩種控制方式。 9 姿控系統的執(zhí)行機構是舵機、搖擺發(fā)動機和姿控噴管；制導系統的執(zhí)行元件是電磁閥和電爆器件。 測試發(fā)控系統是人與運載火箭發(fā)射前人機對話的主要接口。以掌握箭上設備的工作情況和各種參數，并將飛行參數向箭上設備裝訂，最后控制運載火箭的發(fā)射。107.2 制導系統 制導系統(guidanceandcontrolsystem)亦稱導引和控制系統。運載火箭制導系統是導引和控制火箭按選定的規(guī)律調整飛行路線并導向預定軌道區(qū)的全部裝置。 制導系統主要任務是：控制飛行精度，使有效載荷精確入軌。 11火箭飛行中的主要干擾 外部干擾：由發(fā)動機特性、大氣狀態(tài)、飛行程

5、序、箭體結構等偏離設計計算條件所導致。 內部干擾：由火箭內部的各儀表、陀螺平臺、瞄準裝置等的工藝制造和安裝誤差所引起?；鸺闹茖В?利用導航參數按給定的制導律，用推力矢量控制火箭質心運動，達到期望的終端條件時準確關機，保證空間有效載荷精確進入軌道目標區(qū)。12火箭制導系統組成與功用 火箭制導系統由測量裝置和制導計算機組成。 系統的基本功能為實現彈道控制： 1）測量；（位置，速度） 2）計算；（位置，速度；并加以判斷） 3）導引；（產生導引信號以修正偏差；法、橫向） 4）關機控制（有多種控制泛函 ：射程偏差、速度、運行周期等）13式中， 為關機時刻；V，a 分別為關機時刻速度和位置，在慣性坐標系中

6、各有三個分量Vx, Vy, Vz ；x, y, z ；以射程偏差函數為例 射程控制即要使該偏差函數當滿足時，發(fā)出關機指令，結束動力飛行段。真值標準值14制導方式 顯式制導對控制泛函連續(xù)測量和比較；計算量大。 攝動制導只在關機點前進行測量、計算。又稱小偏差條件下的線性化方法。 火箭實際飛行中會偏離射面或在射面內偏離預定軌道，故需作橫向控制。 橫向偏差15 制導系統需隨時測出飛行器的及時參數，如姿態(tài)角、航向、速度、位置等。 根據測取上述導航參數的物理原理及技術的不同，形成了慣性制導系統、無線電制導系統、天文制導系統、衛(wèi)星制導系統等。制導系統類型：1. 慣性制導 是一種先進的制導方式，其原理卻非常簡

7、單。 它通過測量飛行器本身的加速度，經積分和運算來獲得所需的速度和位置參數。16 設在飛行器上裝有一個三軸穩(wěn)定平臺，其三個軸分別穩(wěn)定在地理坐標系的三軸上（即指向正東、北及天頂）。 在該陀螺穩(wěn)定平臺上分別沿東向和北向裝兩個加速度計AE,AN ，用以測量飛行器東西向和南北向的加速度aE,aN。慣性導航原理圖17 對加速度信號aE,aN作一次積分，得相應的飛行器速度分量， 對所得的速度vE,vN再次積分，得相應的飛行器位置變化量；與初始經、緯度相聯系，可得飛行器所在地理位置的經緯度值，供導航定位用。18 慣性制導系統的主要部件：1）三軸陀螺穩(wěn)定平臺：給加速度計測量提供坐標基準；同時可從相應的穩(wěn)定軸拾

8、取飛行器姿態(tài)角信號。2）加速度計：提供原始數據。3）慣導計算機：完成制導參數計算；另計算加給陀螺儀力矩器的指令信號，用以控制平臺穩(wěn)定在地理坐標系內。4）參數顯示器。5）供電電源。 特點：1）完全獨立工作性能。2）連續(xù)工作時間長。3）精度高。不足之處是誤差隨時間積累。192. 天文制導 利用天文方法觀測星辰日月等天體來確定飛行器的位置，以引導飛行器沿預定航線到達目的地的方法。 它具有儀器簡單可靠、測定位置時不用電源、不需陸岸設備、定位精度不受航行起始點距離的影響等優(yōu)點。等高圓 在地球上C點觀測星體可得高度角h，和天頂距 M點稱的星下點。 20 在地球上，h為常數的軌跡稱等高圓，即以M為中心，以（

9、90-h）為半徑的圓。 雙星導航原理及三星導航 在地球上的同一地點C觀測兩個星體，可得兩個高度角，并可得兩個高度圓。兩圓相交于C，B點。 這兩點一般相距較遠，可用它們的地理位置來判別真?zhèn)挝恢?，亦可再觀測一個星體的方位角來判別位置。 若再利用觀測的第三個星體的高度角和相應的第三個高度圓，則3個圓的交點便是觀測者的位置。21星體跟蹤器223. GPS制導 從20世紀60年代始出現了以子午儀系統和全球定位系統(Global Positioning System,GPS)為代表的衛(wèi)星導航系統。 GPS是在已知衛(wèi)星在每一時刻的位置和速度的基礎上,以衛(wèi)星為空間基準點,通過測站接受設備，測定至衛(wèi)星的距離或D

10、oppler頻移等觀測量來確定測站的位置、速度。GPS系統由三大部分組成空間衛(wèi)星；地面監(jiān)測網；用戶設備。23GPS特點： “多星、高軌、高頻、測時-測距”體制，高精度原子鐘為核心。1）全球覆蓋連續(xù)導航定位。24顆衛(wèi)星，合理分布在6個等距軌道面內，軌道高達20,200km，軌道傾角55。2）高精度三維定位。3）實時導航定位。1s即可完成一次定位。4）被動式全天候導航定位。5）抗干擾性能好、保密性強。特殊編碼（偽噪聲碼）技術。6）采用GPS載波相位測量技術，可用于航天器姿態(tài)測量。 244. 組合制導 現有的慣性、無線電、圖像匹配、天文、衛(wèi)星制導等不同制導技術，各有特點，使用上也各有弱點。 組合制導

11、技術把兩種或兩種以上獨立的制導技術通過一定的方式組合起來而形成。同時還增強了航天器制導系統的可靠性。組合制導結構1）慣性/Doppler導航系統；2）慣性/測向測距導航系統；3）慣性/Omega導航系統；4）慣性/天文導航系統；5）慣性/衛(wèi)星導航系統；6）慣性/地形（景象匹配）；7）慣性/天文/Doppler導航系統。257.3 姿態(tài)控制系統姿態(tài)控制系統應具備的功能： 1）姿態(tài)捕獲：在星箭分離或在飛行程序中涉及構型突變時，消除其對航天器姿態(tài)的擾動，建立初始姿態(tài)； 2）姿態(tài)確定 3）姿態(tài)穩(wěn)定和控制 4）姿態(tài)機動 5）航天器機動變軌時的姿態(tài)穩(wěn)定和控制 6）有效載荷及太陽電池陣等分系統部件的控制。2

12、6 運載火箭的姿態(tài)控制系統是自動穩(wěn)定和控制火箭繞質心運動的整套裝置。 姿態(tài)控制系統主要任務是：操縱姿態(tài)運動、實現飛行程序、執(zhí)行制導導引要求、克服干擾、保證姿態(tài)角穩(wěn)定在一定范圍內等。 運載火箭的姿態(tài)控制系統：27 運載火箭繞質心運動可分解為繞三個慣性主軸的旋轉運動，屬于三維控制問題。 火箭的三個慣性主軸分別是： 俯仰軸、偏航軸、滾動軸。 姿態(tài)控制系統有三個基本控制通道，分別對其進行控制和穩(wěn)定。 287.4 控制系統設備簡介 運載火箭的控制系統主要由慣性儀表、中間裝置和執(zhí)行裝置組成。慣性儀表：是控制系統的信息采集裝置。中間裝置：是控制系統的信息處理裝置，是系統的核心。執(zhí)行機構：是控制系統和其他系統

13、連接的輸出裝置。 29 運載火箭控制系統的執(zhí)行機構大都采用伺服機構。 伺服機構接受經綜合后的橫法向導引信號和姿態(tài)控制信號來擺動發(fā)動機，使其推力方向產生偏斜，利用推力的橫向分力，產生一定的控制力和控制力矩，控制火箭的飛行狀態(tài)。 30 慣性儀表是火箭制導和姿態(tài)控制的重要設備，用以測量火箭在設定坐標系內的運動參數。主要包括： 位置陀螺儀：用以測量姿態(tài)角。 速率陀螺儀：用以測火箭姿態(tài)角的變化速率。 加速度表：用以測量飛行器相對于慣性空間的線加速度，據坐標系又分為縱向表（測縱向OX1軸加速度）、法向表（OY1軸）和橫向表（OZ1軸）。31陀螺技術的搖籃益智玩具：竹蜻蜓、抖空竹、陀螺等。 體育運動中的鐵餅

14、、香蕉球、弧圈球等，利用了陀螺(gyroscope)特性。32地球就是一個陀螺！ 地球可近似地視作一個轉動的球體，其運動較復雜，但其中最主要的運動是地球的自轉，其轉動角速度矢量沿地心到北極點的地軸方向， 此外，地球還有進動、章動和其他移動。但這些附加運動的角速度遠小于 ，數量在10-10以下。33 傅科(Jean-Bernard-Lon Foucault , 18191868 )于1852年設計了陀螺模型，再次證明地球的自轉并有力地支持了哥白尼(Poland,1473-1543)日心說(天體運行論).法國國葬院內的傅科擺(Nicholas Copernicus,14731543 ) 34陀螺儀

15、的定軸性和進動性陀螺 (a)單度陀螺 (b)雙度陀螺 內環(huán)yzx內環(huán)外環(huán)yzx35陀螺的定軸性orientation stability 陀螺的進動性precession 36雙自由度陀螺： 由陀螺轉子、內環(huán)和外環(huán)組成。內環(huán)以外環(huán)為支撐，兩者組成萬向支架，用以支持轉子，并通過軸承在y軸鉸接在殼體（機體結構）上，這樣，陀螺具有兩個自由度。且具有兩個特性，即陀螺轉子的進動性和陀螺軸的方向穩(wěn)定性（定軸性）。單自由度陀螺: 內環(huán)直接通過一對軸承鉸接在機體結構上，使陀螺轉子軸只有一個方向運動的自由度。且只具有進動性而不具定軸性。 37陀螺儀的定軸性orientation stability： 當轉子以角速度旋轉時，略去轉軸摩擦力和空氣阻力，轉子軸z具有在空間保持方向不變的特性。可以由“動量矩定理”加以論證 ：為物體對z軸的動量矩 物體對z軸的角速度向量 作用于物體上合力矩向量 Jz物體對z軸的轉動慣量 38陀螺儀的進動性(precession) 當陀螺轉子以高速轉動的同時，在轉子軸上作用鉛垂力P，如下圖所示，在外力矩 （M=Pl）作用下，轉子軸并不按外力矩方向運動，而是在其組成的平面 內、繞其垂軸y運動。即，轉子軸必定以某一角速度 繞y軸轉動，進動方向用 表示。繞y軸的力矩方程為： 39忽略第一、三項后，可近似得或陀螺進動方向 yxMHzp轉子軸40陀螺的進動性指的