航空航天测控技术概论

航空航天测控技术概论演示文稿目前一页\总数四十七页\编于十点1（优选）航空航天测控技术概论目前二页\总数四十七页\编于十点2航空航天测控系统是指对火箭、导弹、卫星等飞行器的各个阶段进行跟踪、测量和控制的专用技术设施。航空航天测控系统的测量分为两大类：一类是精密测量飞行器的飞行弹（轨）道参数，如坐标、速度、加速度等，称为外弹道测量，简称外测；另一类是测量飞行器内部的工作状态，如工作参数、有效载荷参数、宇航员生理参数等，称为内弹道测量，简称内测，亦称为遥测。对飞行器的控制也可分为两大类：一类是一次性控制，如对故障火箭、导弹实施“自毁”的安全指令控制，简称“安控”；另一类是对飞行器运行情况的调整和控制，如对星船的姿态控制、变轨、交会及回收等各种机动控制。目前三页\总数四十七页\编于十点38.1空间飞行器轨道在地球大气层内或大气层之外的空间飞行的器械通称飞行器。飞行器的飞行轨迹由主动段和被动段组成。主动段：飞行器发动机工作的飞行轨迹段。被动段：飞行器发动机不工作的飞行轨迹段。在整个飞行过程中，主动段和被动段可能交替出现。边界点：在飞行轨迹上对应发动机关机的点。目前四页\总数四十七页\编于十点4图8-1弹道导弹、人造卫星及宇宙飞船的轨道目前五页\总数四十七页\编于十点51.弹道导弹的飞行弹道目前六页\总数四十七页\编于十点62.人造卫星的发射轨道目前七页\总数四十七页\编于十点78.2坐标系统与时间系统

8.2.1坐标系统及换算

1.地心赤道坐标系如图8-4所示坐标系的原点是地心，基准平面是赤道平面，X轴指向某一确定时刻的春分点目前八页\总数四十七页\编于十点82.地心轨道坐标系地心轨道坐标系OX1Y1Z1如图8-5所示，坐标系的原点O为地心，基准平面是轨道平面，Y1轴的方向指向近地点（轨道上距离地心最近的点），X1轴位于轨道平面上，它的指向与飞行器在近地点上的运动方向一致，而Z1轴的指向应使坐标系构成右旋坐标系。目前九页\总数四十七页\编于十点93.大地测量坐标系大地测量坐标系的原点就是地心，基准平面为赤道平面，X′轴为零子午线平面与赤道平面的相交线，Z′轴为穿过北极点的轴线，而Y′

轴的指向应使坐标系构成右旋坐标系。目前十页\总数四十七页\编于十点104.测量坐标系在对飞行器进行观测时，常采用测量坐标系。测量坐标系的原点OT就是地球表面上测控站或其它观测设备所在位置点，XT轴位于本地水平面上并指向正北方向，YT轴与本地垂线的方向重合，而ZT轴使坐标系构成右旋坐标系。目前十一页\总数四十七页\编于十点115.弹体坐标系弹体坐标系如图8-8所示，原点O位于导弹质心；XDT轴与导弹纵轴重合，指向导弹头部；YDT轴垂直于XDT轴，其指向规定为当导弹平飞时指向上方；ZDT轴与XDT、YDT构成右手坐标系。目前十二页\总数四十七页\编于十点12二、坐标变换1.坐标的旋转(1)坐标绕Z轴旋转OMIGA角度坐标变换矩阵目前十三页\总数四十七页\编于十点13(2)坐标绕Y轴旋转FY角度(3)坐标绕X轴旋转SITA角度目前十四页\总数四十七页\编于十点142.坐标的平移设坐标系OXYZ经平移后得到坐标系O1X1Y1Z1，空间任意一点P在两坐标系中的坐标分别为（x,y,z）和(x1,y1,z1)，若新坐标的原点O1在旧坐标系中的坐标为(x0,y0,z0)，那么坐标平移变换关系可表示为目前十五页\总数四十七页\编于十点158.2.2时间系统及换算太阳时恒星时原子时目前十六页\总数四十七页\编于十点168.3空间定位的原理与方法8.3.1基本的位置测量元素在目前使用无线电和光学手段的条件下，可测量的几何参量有径向距离R、方位角A、俯仰角E、距离和S、距离差r、方向余弦l、m、n及高度h等几种。下面分别介绍它们的几何意义。目前十七页\总数四十七页\编于十点171.径向距离R若目标到观测站的径向距离为R，则目标位于方程所确定的球面上目前十八页\总数四十七页\编于十点182.方位角A若目标方位角为A，则目标位于所表示的平面上目前十九页\总数四十七页\编于十点193.俯仰角（高低角）E若俯仰角为E，则目标位于

所确定的锥面上目前二十页\总数四十七页\编于十点204.距离和R1为发站到目标距离，R2为收站到目标距离。设发站和收站间的距离为b，则目标位于以发站和收站为焦点，以b为焦距，长半轴为S/2的旋转椭球面上。目前二十一页\总数四十七页\编于十点215.距离差距离差r表示目标至发站与收站的距离之差。设发站和收站间的距离为b，则目标位于以发站和收站为焦点，以b为焦距，距离差为r的旋转双曲面上。目前二十二页\总数四十七页\编于十点226.方向余弦方向余弦指目标和基线上坐标原点的连线与基线间的夹角的余弦，如图8-16(a)所示。若方向余弦为，则目标位于一张角为的水平锥面上。该水平锥面在如图坐标系中的方程为目前二十三页\总数四十七页\编于十点237.高度(高程)h若已知高度h，则目标位于水平面上。其方程为目前二十四页\总数四十七页\编于十点248.3.2几种典型的几何定位方法确定飞行器在空间的位置是三维问题，即最少需要三个相互独立的参量才能确定其空间位置。前述7个位置测量元素，除高度元素h只在个别特殊场合（如巡航导弹）使用外，其余6个位置测量元素中，任意3个都可以确定某一时刻飞行器的空间位置。目前二十五页\总数四十七页\编于十点251.RAE定位方法精密跟踪脉冲雷达以及加装激光测距装置的光电经纬仪一般可测得每一时间点上目标的R、A、E，故可以单站独立定位。设单台雷达测得目标的距离、方位角和俯仰角值分别为R、A、E

。速度和加速度参数可由多个时间点的位置参数通过一次微分和二次微分平滑求得。

目前二十六页\总数四十七页\编于十点262.3

定位方法由3个距离测量元素R交会可确定空间目标的位置，加上3个径向距离变化率测量元素可测定空间目标的速度，这一系统称为3系统。测出三维坐标和三维速度。目前二十七页\总数四十七页\编于十点273.角度交会定位法传统光学测量设备的测量元素是两角度——方位角A和俯仰角E，如电影经纬仪、弹道照相机等，通过多台设备交会测量可得到空间目标的位置参数。设a、b两点各有一台光学设备，同时测量空间目标P，则目标一定处于两视线的交点上。同时记下两台设备的角度观测参数，已知a点和b点在参考坐标系中的坐标，通过计算就可确定目标P的位置。目前二十八页\总数四十七页\编于十点288.4航空航天测控技术

8.4.1测控信号与信道设计

一、测控系统中常用的信号及调制方式测控系统中较多的采用二进制编码信号，即PCM信号来传输信息。这主要用在遥测、遥控和数字通信中。采用数字基带信号具有传输精度高，容量大，可利用时分多路传输技术，抗干扰性能好，便于用计算机对数据进行处理等优点。因此，在测控系统中PCM调制是一种非常重要的调制体制。同样，利用PCM信号对副载波的调角（PSK，DPSK，FSK）也是常用的调制体制。目前二十九页\总数四十七页\编于十点29二、信号设计与载波频率选择1.基带信号的设计(1)当指令、遥测、数传等信息需要采用抗干扰编码及误差控制时，应对原始信息进行变换；(2)对某些信息（如指令、数传等）进行加密时，应对原始信息进行变换；(3)当要求与其它消息一起对同一射频载波进行多重调制时，为满足其相容性，应对原始信息进行变换；(4)在原始信息中增设地址码或其它辅助信息时．有时也要改变原始信息的形式。目前三十页\总数四十七页\编于十点302.副载波组合方式的选择(1)测距信号的选择对于以连续波方式工作的微波统一测控系统，测距信号有三种形式：纯侧音测距信号纯二进制的随机码测距信号（以下简称全码系统）混合测距信号（即侧音加二进制伪随机码的测距信号）这三种型式的侧距信号性能比较如表8-1所示。(2)副载波频率及调制方式的选择①力求基带信号本身及其调制方法简单；②力求携带信号频谱线集中（即所占带宽越小越好）；③应考虑到各副载波不同调制方法所占用的带宽及功率效率；目前三十一页\总数四十七页\编于十点31信号型式纯侧音测距信号型式全码测距信号型式混合测距信号型式抗干扰能力保密性距离分辨度解距离模糊能力弱差好差强好差好中中好好副载波调制的灵活性三者均相同捕获时间近距离，S/N大的情况下短长中远距离情况下三者相近系统定标的难易三者相同设备复杂程度三者相同使用和维护要求较简单较复杂一般自动操作的适应性好差中所需研制经费三者相同目前三十二页\总数四十七页\编于十点32④从信息有效传输的角度出发，副载波频率不应逃择太高，以利于压缩中放信息带宽；⑤各副载波的组合干扰应尽可能不落入各副载波的信息带宽内，为了保证测距精度，各副载波的组合干扰频率也不应落入高侧音窄带跟踪环的带宽内；⑥对于移频键控（FSK）和移相键控（PSK）的副载波信道，必须保证所选副载波频率和基带信号的码速率保持相干并成整数倍的关系，以利于相干解调；⑦为适应不同型号的飞行器的带宽要求并考虑不同信息路数和数据量，应允许副载波适当变动，以便对各种不同型号的要求作最佳安排；⑧为了防止应答机载波环和接收机载波环的错锁（锁到副载波频率上），在可能的条件下，副载波频率应尽可能远离载波频率；⑨为了防止火焰衰减，副载波频率应安排在离载波5~10KHz内；⑩应尽量利用已研制的或市场上已能提供的设备。目前三十三页\总数四十七页\编于十点333.射频信号的设计所谓射频信号设计主要是指载波调制的选择。在无线电测控设备中，载波调制方式可分为三种，即调幅（AM）、调频（FM）和调相（PM）。在高精度跟踪测量系统中采用调相方式是比较合适的。但某些专业系统，如用于火箭主动阶段的遥控系统，为避免火焰干扰，其载波也可采用调频方式。目前三十四页\总数四十七页\编于十点344.载波频率的选择上、下行频率的选择①

符合国际、国内频段的划分准则；②

电波的传播特性，通过大气层的衰减、折射性能及穿透等离子区的能力等；③现有器件和仪器设备的条件；④远近结合，既保证眼前使用，又能适应将来发展的需要；⑤有继承性，能继承性现有设备和技术；⑥考虑到系统的测量和信息容量，希望载频选得高一些；⑦避免和其它电子设备产生相互干扰。其它（略）目前三十五页\总数四十七页\编于十点35信号设计流程微波统一测控系统信号设计的一般过程目前三十六页\总数四十七页\编于十点368.4.2再入遥测技术定义：再入遥测是指对再次进入大气层的目标的遥测参数进行测量。特点1.信号起伏和衰减大。高速飞行体再入大气层后，与周围的大气发生剧烈的摩擦和挤压，在其周围形成一定厚度的等离子体。无线电波通过等离子体传播时将引起衰减，严重时会使无线电信号中断，这种现象称为无线电黑障现象。2.测量频带宽。再入试验要求测量频带很宽的特快变化信号，有些特快信号的脉冲宽度只有几十纳秒，要从噪声中准确判断信号的有无及出现时间并精确测量脉冲的前沿或两脉冲之间的时间间隔是十分困难的。3.低仰角接收。随着再入体飞行高度的下降，接收天线的仰角越来越低，触地（水）信号时，地面遥测设备的天线可能工作在负仰角。低高度接收时存在严重的多径效应，使接收信号造成很大的强度变化和衰减，变化范围可达10－40dB(快衰落)目前三十七页\总数四十七页\编于十点37再入遥测系统设计中的若干问题解决再入信号中断的途径避开法：①提高载波频率（晚进明显，早出不明显），②回收数据存储体（黑匣子），③记忆重发（出黑障区后）④提高发射功率（航天器）和接收机灵敏度（地面接收机），多方面受限。减缓法：①附加磁场法，可以束缚自由电子的游动，碰撞频率v越低，则衰减越小。要获得明显效果，所需外加磁场强度将很高，则再入体天线附近附加设备的体积、重量很大，故这种办法实现起来比较困难。②喷射消电子液体，可以降低电子浓度2－3个量级。③改善再入体防热材料。特快信号的测量体制PCM-PPK（略）目前三十八页\总数四十七页\编于十点388.4.3分包遥测技术（类似分组交换）分包遥测是一种航天器遥测数据流的数据结构。概念的基础是允许航天器上同时运行多个应用过程，这些应用过程都被看作是数据源，每个数据源都产生数据单元，这些数据单元通过空—地信道进行传输，地面系统可靠恢复成单独的数据单元，并顺序地提供给数据用户。在分包遥测中，一个实际的物理信道被设计为逻辑上的64个虚拟信道。所谓虚拟信道，就是利用信号分时传输原理，向用户提供若干（分包遥测中定义为64个）性能相同的信道，多个用户可以同时使用其中的一个或几个来传输自己的数据，但在航天器下行信道管理单元的控制下，在一段时间内仅有一个虚拟信道的数据被物理信道所传送。为完成这些功能，分包遥测定义了两种数据结构：源包和传送帧。目前三十九页\总数四十七页\编于十点398.4.3.1源包结构源包（也可称为包）包含一组观测数据和辅助数据，这些数据从空间的应用过程传输给地面的一个或几个用户应用。目前四十页\总数四十七页\编于十点408.4.3.2传送帧源包的上层定义的一种新的数据结构，即传送帧。传送帧包含源包、闲置数据和专门定义数据。目前四十一页\总数四十七页\编于十点418.5航天测控系统的功能与组成目前四十二页\总数四十七页\编于十点428.5.1航天测控系统的分类航天测控系统是指在导弹及各类航天飞行器飞行的各个阶段（发射、运行、回收等），完成对其测量和控制这样两大任务的那些技术系统。按测控对象的不同测控系统可