航天概论件四PPT课件

1、4.24.2 运载火箭的控制系统运载火箭的控制系统 运载火箭控制系统的任务： 控制火箭按预定的轨迹飞行，使有效载荷精确入轨； 对火箭进行姿态控制，保证在各种干扰条件下稳定飞行； 控制飞行过程各分系统工作状态变化和信息传递； 发射前对火箭进行检查测试，对发射实施控制。第1页/共59页4.2.1 4.2.1 运载火箭控制系统的组成和功能 组成： 由制导系统、姿态控制系统、配电系统和测试发控系统等分系统组成。 功能： 制导系统控制火箭的质心沿预定的弹道飞行，保证卫星、飞船等有效载荷准确入轨。 姿态控制系统控制火箭绕质心的运动，并保证飞行姿态的稳定。 第2页/共59页 配电系统控制仪器设备的供电，根据

2、飞行程序发出时序指令控制各分系统工作状态变化的协调。 测试发控系统检查控制系统和箭上其它电气部分的性能参数，对发射过程进行程序控制。 控制系统是一个复杂的综合系统，各分系统的任务虽然各有分工，但对火箭的控制是一个统一协调的整体 第3页/共59页第4页/共59页 控制系统的箭上部分由测量仪表、中间装置、执行机构和电源、配电装置组成，包含了制导、姿态控制和配电系统三大部分。 测量仪表测量火箭的运动参数，包括角加速度、线加速度和姿态角。 中间装置根据测量仪表得到的运动参数进行计算和处理，发出指令控制执行机构工作。 执行机构姿控系统的执行机构是舵机、摇摆发动机或姿控喷管；制导系统的执行元件是电磁阀门和

3、电爆器件等。 第5页/共59页 控制系统的地面部分由测量和发控两部分组成,即测试发控系统。 测试发控系统是在运载火箭发射前进行飞行参数装定、并用以掌握箭上设备工作情况和参数的人-机对话的主要接口，最后控制火箭的发射。 控制系统的仪器设备种类繁多，使用的元器件数量也很大，而且工作环境恶劣，可靠性要求高。因此，对控制系统的设计和制造有很高的技术要求。 第6页/共59页4.2.2 运载火箭的制导系统 任务：控制火箭沿预定弹道飞行的精度，使有效载荷精确地进入预定的轨道。 （1） 制导精度 制导精度是制导控制系统最主要的性能指标。 制导精度一般采用称为“圆公算偏差”的参数Cep来表示。它的含意最初是用来

4、表示弹道导弹的命中精度的，即向一个目标发射多枚导弹，以目标为圆心，最接近目标的半数弹头击中区域的圆半径。 制导精度取决于纵向的射程控制精度和横向的偏离射面的控制精度。 第7页/共59页 射程控制 ： 弹道式导弹的射程取决于主动段关机点的运动参数，只要控制主动段终点导弹的纵向位置、纵向速度V和弹道倾角就能控制导弹的射程。 实际导弹的射程公式可表示为：式中 tk 关机时刻； V 关机时刻速度； 关机时刻位置。kkktttVL，第8页/共59页 公式中涉及7个变量Vx，Vy，Vz，X，Y，Z，t，它们是导弹实际飞行的速度和位置。 理论弹道的射程公式表示为 由于导弹在飞行过程中受到各种干扰的作用，实际

5、射程和理论射程会产生偏差： 射程控制的目标就是设法实现L=0。kkktttVL，LLL第9页/共59页 显式制导： 在导弹飞行过程中不断测量、计算导弹的速度、位置，并实时求出射程偏差，不断发出指令修正。 这种制导过程计算量大，对计算精度要求也高，实际上很少这样做。 摄动制导 由于主动段都有固定的飞行程序，实际飞行轨道与理论弹道的偏差不会太大，一般只在关机点前适当时间开始进行计算就能满足要求。对计算机的要求可以大大降低。 第10页/共59页 偏离轨道面的控制 ： 轨道面是理论弹道所在的平面，在发射前由瞄准系统确定。 飞行过程中受到干扰偏离轨道面飞行时，制导系统通过惯性仪表测量得到横向的运动参数，

6、经过计算发出指令，将导弹拉回轨道面。 横向导引是一个闭环控制系统。 第11页/共59页 运载火箭制导精度的控制与弹道导弹的控制原理上是完全相同的，但对运载火箭制导精度的要求要低，这是因为运载火箭的有效载荷-卫星或飞船本身入轨后还可以通过地面测控网对它的位置进行小量的调整。 二者在时间参数的使用上是不同的，弹道导弹的时间参数是随意的，控制系统使用起飞零秒后的相对时间。运载火箭发射的卫星或飞船，由于天文和应用上的原因，必须知道某一实际时刻所处的位置，使用的时间参数是绝对的天文时间。 第12页/共59页 （2） 坐标系 为了描述物体的空间位置和运动，一般采用三维坐标系。运载火箭的制导控制常用的坐标系

7、有以下三种： 发射点地面坐标系： 坐标原点为发射点O， OYg轴垂直于地面向上，OXg轴为轨道面与水平面的交线， 指向飞行目标方向，OZg轴按右手 坐标系确定。第13页/共59页 发射点惯性坐标系： 将发射点地面坐标系在起飞时刻固化在制导系统的惯性基准里。它随地球公转而不随地球自转，用以描述惯性空间。 箭体坐标系： 坐标原点为箭体的质心O1， O1X1轴沿箭体的纵轴向前， O1Y1轴在箭体纵向对称面上， 向上并与O1X1轴垂直，O1Z1轴 按右手坐标系确定。 第14页/共59页 O1Z1轴称为俯仰轴，绕该轴的角运动为俯仰角，O1Y1轴称为偏航轴，绕该轴的角运动为偏航角，O1X1轴称为滚转轴，绕

8、该轴的角运动为滚转角。 第15页/共59页（3） 位置捷联惯性制导 采用双自由度陀螺测量箭体的角位移，用加速度计测量运动加速度，经过积分可得到速度。 陀螺仪和加速度计都固联安装在箭体上，测量得到的参数都是关于箭体坐标系的，必须变换到惯性坐标系上才能进行射程偏差和横向制导偏差的计算。 坐标变换有大量的三角函数运算，要求内存和速度比较大的箭上计算机。第16页/共59页 （4） 速率捷联惯性制导 采用单自由度的速率陀螺测量箭体的角速度。速率陀螺构造简单，体积小，造价低，可靠性和测量精度比较高，因此成为目前最有潜力的制导方案。 惯性仪表和加速度计也与箭体固联，测量得到的箭体运动姿态角速率和加速度信号也

9、都是关于箭体坐标系的，也要进行坐标变换计算。 速率陀螺不直接测量箭体的姿态角，必须通过计算得到，箭上计算机的计算量大为增加。第17页/共59页 测量仪表包括3 3个速率陀螺和3 3个加速度计，通常将它们组装在一起，称为“惯测组合”，提供箭体坐标系的6 6个运动分量。 第18页/共59页 将角速率换算成姿态角，经坐标变换得到惯性坐标系的6 6个分量，然后进行制导方程运算，发出横偏控制和关机指令，由执行机构产生控制力或实现关机，完成制导控制任务。 （5） 平台计算机惯性制导 利用陀螺稳定平台在火箭上建立一个不受火箭运动影响的惯性坐标系，据以测量火箭的加速度和姿态角。 安装在平台上的加速度计测量得到

10、的加速度分量都是关于惯性坐标系的，不必经过坐标变换。 第19页/共59页 陀螺平台隔离了角运动，为惯测仪表提供了一个小角度环境，有利于提高测量精度。 缺点是陀螺稳定平台的体积大、构造复杂、成本高，一般只用于大型运载火箭和中、远程导弹。第20页/共59页4.2.3 4.2.3 运载火箭的姿态控制系统运载火箭的姿态控制系统 姿态控制的任务： 通过测量仪表敏感箭体的姿态信息控制火箭绕质心的运动，确保在各种外界干扰作用下稳定飞行，使箭体的姿态保持在允许的范围之内；同时，按飞行程序和制导系统发出的导引信号，通过改变箭体姿态来实现制导系统对质心运动的控制。第21页/共59页 （1 1）姿态控制系统的基本原

11、理 运载火箭的姿态按箭体坐标系分解为绕3 3个坐标轴的角运动，对应地由3 3个独立的控制通道组成闭合回路，分别对俯仰角、偏航角和滚动角进行控制。 发射之前根据预定的飞行弹道制定控制飞行转弯的程序，即所谓的俯仰程序角。在飞行过程中保持实际俯仰角和俯仰程序角之差接近于零，以保证火箭沿预定的弹道飞行。第22页/共59页 对偏航角和滚动角的控制目标是使偏航角和滚动角保持为零，实际飞行过程中其值在零左右摆动。其中偏航角的控制与横向导引一起保证火箭在预定的轨道平面内飞行。第23页/共59页（2 2）姿态控制系统的稳定性 稳定性是任何闭环控制系统设计的首要问题。对于运载火箭的姿态控制系统，首先要保证控制回路

12、的稳定性，否则出现振荡或发散，必将导致飞行的失败。 控制回路各环节的静态增益和动态特性是影响回路稳定性的主要因素。设计时通过对静态增益和校正网络参数不同组合的比较，从中选择最佳的组合，以保证系统良好的稳定性。 第24页/共59页 影响姿控回路稳定性的还有一个重要环节是箭体的动态特性，包括箭体结构的横向弯曲振动和扭转振动，以及液体推进剂的晃动。 （3）控制力和控制力矩 如何产生控制力和控制力矩，是实现姿态控制的最终环节。 产生控制力和控制力矩有多种方法，运载火箭一般通过自身的动力产生控制力，如燃气舵、摇摆发动机、柔性喷管和姿控喷管等。第25页/共59页 燃气舵 用石墨或耐高温合金制成的燃气舵安装

13、在发动机喷管的尾部，当发动机燃烧室喷射出来的高速气流作用在燃气舵上产生控制力矩。 摇摆发动机和柔性喷管 改变推力的方向产生侧向分力形成控制力矩，因此又称为“推力矢量控制” 。第26页/共59页 “”字方式布置4台摇摆发动机，4台发动机绕Y轴摆动将产生偏航力矩，绕Z轴摆动将产生俯仰力矩，沿圆周方向同时顺时针或逆时针摆动将产生滚动控制力矩。 柔性喷管的作用原理基本相同，所不同的是用在单发动机的火箭上，摆动的只是喷管而不是整个发动机推力室。第27页/共59页 姿控喷管 利用喷出气体产生控制力，但不是利用主发动机的动力，而是独立的利用喷气产生控制力的系统，喷出的气体可以是燃烧产生的气体，也可以是利用高

14、压容器贮存的气体，多用于末级控制。 一组16个喷管组成的姿控方案，14喷管控制俯仰，58喷管控制偏航，916喷管控制滚动。 第28页/共59页4.3 航天器的控制系统航天器的控制系统任务： 进入太空后，为了完成预定的任务，必须按预先制定的程序沿一定的轨道飞行。 在目标轨道上运行时，要求保持轨道的准确和稳定。 在飞行的不同阶段，必须根据任务的要求使航天器采取不同的姿态。 要达到并保持相应的轨道和姿态，就需要进行轨道和姿态控制。 第29页/共59页 在轨道上运行时会遇到相差悬殊的高温和低温环境。 最高温度在100以上。最低温度可到-200以下。为保证正常工作，温度控制也是一项重要技术。4.3.1

15、航天器的轨道和姿态运动 飞行器的运动包括质心的运动和绕质心的角运动两部分。航天器质心运动的轨迹称为轨道，因此其质心的运动称为轨道运动，而绕质心的角运动则称为姿态运动。 第30页/共59页（1）轨道和轨道运动 卫星的轨道可用6个轨道参数来描述，也可以与运载火箭一样用质心在惯性坐标系中的位置和速度来描述，二者可以通过坐标变换换算。 影响 轨道运动的外力有变轨发动机的推力和环境力。发动机工作时称为主动飞行段，发动机不工作时称为自由飞行段。 环境力是指周围环境通过介质接触或场的相互作用而产生的力，包括天体的引力、辐射压力、磁场的作用力和空气动力等。第31页/共59页 在航天器运行中，需要对航天器的轨道

16、运动进行调整、控制和操纵。 由于不可避免的误差，难以一次达到预定的准确轨道； 受到环境力的摄动； 需要从一个轨道转移到另一个轨道。第32页/共59页（2）姿态和姿态运动 姿态航天器相对于空间某参考坐标的方位或指向。可用绕航天器本体坐标轴x，y，z的转角来描述，依次为滚动角、俯仰角和偏航角。 第33页/共59页 影响航天器姿态变化的因素主要是内外力矩的作用。 外力矩有气动力矩、太阳辐射压力矩、重力梯度力矩和磁力矩等。 内力矩有喷气推力或惯性飞轮产生的姿态控制力矩，推力偏心、活动部件运动、向外的热辐射和电磁辐射，以及漏气、漏液、升华等造成的干扰力矩。第34页/共59页4.3.2 4.3.2 姿态和

17、轨道控制的原理姿态和轨道控制的原理 姿轨控制的类型： 按控制力的来源可分为被动控制和主动控制两大基本类型。二者的相互组合，又派生出半被动、半主动等类型。 (1) 被动式控制 利用航天器本身的动力学特性或者与周围环境相互作用产生的力矩作为控制力矩，它不消耗航天器上的能源，也不需要敏感元件和控制逻辑线路，主要用于人造地球卫星的姿态控制。第35页/共59页a）自旋稳定 利用 “陀螺定轴性效应”，使航天器绕自旋轴旋转，自旋轴在无外力矩条件下在惯性空间的指向恒定不变。 航天器受到外力矩干扰时，自旋轴将出现进动，一般设置专门的进动阻尼器 使进动及时衰减来满足自旋稳定 的要求。 第36页/共59页 可利用进

18、动特性来修正卫星自旋轴的方向，修正后的自旋轴方向将沿着合成角动量 L + dL 的方向。改变控制力矩M 的大小、方向和作用时间，就可以控制自旋轴修正的角度 和方向。 第37页/共59页 b ） 重力梯度稳定 利用航天器各部分质量在中心引力场作用下受到不同的引力，引力差对于质心的力矩形成使航天器恢复到最小惯量轴指向引力中心的稳定姿态。 同理，轨道运动产生的不同离心力也存在相同的效应。 特别适用于要求某一方向永远指向地面的卫星。 第38页/共59页 c） 磁稳定 利用磁铁或线圈与地球磁场相互作用产生恢复力矩实现稳定控制。 在卫星上安装永久磁铁，当磁铁磁场方向与地磁场方向一致时，磁铁所受的力矩为零，

19、此时处于姿态稳定位置。卫星受干扰偏离稳定位置时，磁铁磁场与地球磁力线产生偏角，所受的磁力矩将使卫星恢复到原来的稳定位置。第39页/共59页（2）主动式控制 利用航天器上的能源（电能或推进剂）产生控制力或控制力矩，并且依靠直接或间接测量到的姿态或轨道信息，按一定的控制律发出控制指令，由执行机构产生控制力和力矩，实现航天器的姿轨控制。 由测量部件（敏感器）、控制电路或计算机、执行机构三部分组成，连 同作为控制对象的航天 器本体组成一个具有反 馈的闭合控制回路 。 第40页/共59页 主动式控制的类型：（两种方式） 自主控制 天-地大回路控制自主控制 闭合控制回路的三大组成部分都在航天 器上而不需要

20、地面干预。 主要应用于三轴稳定航天器的姿态控制。要求航天器的姿态测量和确定、姿态控制计算、控制指令生成和执行完全由航天器上的仪器来完成，在航天器上形成闭合控制回路 第41页/共59页 自主方式轨道控制的关键技术是航天器上自主的轨道确定和自主导航，技术难度较大，目前具备这种能力的卫星或其它航天器还不多见，但它是今后的一个发展方向。第42页/共59页天-地大回路控制 依靠地面测控系统和安装在航 天器上的仪器联合实现的姿轨 控制。 多用于轨道控制和自旋、双自旋卫星的姿态控制。 第43页/共59页 星载仪器包括测量部件、电子控制器、执行机 构、数据采集器和发射装置等。 地面设备包括跟踪测轨雷达、遥测接

21、收机、地面计算机和遥控发射机等。第44页/共59页 为了完成天-地大回路测控任务，通常需要在地面不同地点布置多个地面测控站，还包括海上测控船，组成庞大的航天测控网。4.3.3 姿态和轨道控制系统部件姿态和轨道控制系统部件 航天器上的姿轨控制系统由测量部件、电子控制器和执行机构三大部分组成。 （1） 测量部件 包括轨道敏感器和姿态敏感器。第45页/共59页 轨道敏感器又称为导航设备，自主式的导航有天文导航、陆标定位、惯性导航和信标测距等种类，设备比较复杂，技术难度较大，目前实际应用不多；天-地大回路控制主要依靠地面雷达进行跟踪测轨。 典型的姿态敏感器： 太阳敏感器 红外地平仪（地球敏感器） 星敏

22、感器 惯性敏感器（单自由度速率陀螺） 射频敏感器 磁强计第46页/共59页 （2）电子控制器 主要功能： 将测量部件检测的信息进行处理，变换和放大。 对自主式控制，控制器按照一定的控制规律形成控制指令发送给执行机构。 对天-地大回路控制，将处理变换后的信息通过发射机发送到地面测控站，并且接收和存贮地面站发来的控制程序和指令，转发给执行机构完成控制任务。第47页/共59页 （3）执行机构 三种类型： 利用反作用原理的喷气执行机构， 利用角动量守恒原理的机电执行机构， 利用磁场、引力场等空间环境与航天器相互作用产生控制力矩的环境力执行机构。 第48页/共59页4.3.4 航天器的温度控制航天器的温

23、度控制 轨道上运行的航天器要经历低至-200以下，高到100以上的温度环境，结构及其内部设备无法承受如此恶劣的温度变化。 任何类型的航天器都有精心设计的温度控制系统，否则难以完成预定的任务。 航天器温度控制的方法有被动式和主动式两种。 第49页/共59页（1）被动式温度控制 依靠选择不同的温控材料、器件和合理的总体布局来控制航天器内外热交换的过程，使航天器内部的温度保持在许可的范围内。 本身没有自动调节温度的能力，但是它简单可靠。因此是各类航天器最常使用的一种温控措施。 典型的被动式温控方法： a.a. 热控涂层 航天器与外界环境的热交换几乎全部靠热辐射。 改变航天器外表面蒙皮的热辐射特性，即

24、吸收- -辐射比/ /，就可以控制蒙皮的温度。第50页/共59页 外表面采用/ / 低的涂层，如白漆、三氧化二铝、抛光金属硅氧化物、镀银氧化硅等，将表面温度降下来； 内表面喷以高辐射率的涂层，以增强内辐射改善壳体内部温度的均匀性。 b.b. 多层隔热材料 由低辐射率的反射层（镀铝、银、金的涤纶或聚酰亚胺薄膜）与间隔层（低导热率的纤维纸或织物）交错叠成，层数越多隔热效果越好。真空条件下，当量导热率可低到1010-5-5W/W/（m mK K）的量级，被称为超级隔热材料。第51页/共59页 用多层隔热材料将需要保温的仪器包扎起来，达到保温的目的。 c. 软质泡沫塑料 一种多孔的轻质聚胺酯固体材料。

25、 在充气密封舱内，由于气体的存在，多层隔热材料的导热系数增大，改用导热系数相当（约为0.03 0.03 W/W/（m mK K），但密度低得多软质泡沫塑料做内隔热。第52页/共59页d.d. 相变材料 能随温度变化改变相态，并在相变过程中吸收或放出热量的材料。 当环境温度升高时，相变材料熔化，吸收热量；环境温度下降时，材料凝固放出潜热，从而达到维持温度基本不变的效果。 适用于放出脉冲热源的周期性或间断性工作的元器件的温度控制。 常用的相变材料为石腊类材料。 第53页/共59页 e. 热管 一种抽真空的密闭管道，管壁用导热性良好的铝合金或不锈钢等材料制成，壁内铺设一层毛细结构，毛细结构中充满工作液体。 热管一端受热时，液体在受热蒸发过程中吸收热