航天器导航的概念与分类.ppt

8.1 航天器导航的概念与分类 8.2 航天器的自主导航系统 8.3 航天器的轨道机动与轨道保持 8.4 航天器的交会与对接 8.5 航天器的再入返回控制 8.6 星际飞行的导航与制导,第八章 航天器的导航与制导,航天器导航就是轨道确定。航天器轨道确定基本上可分为两大类：自主和非自主。非自主测轨由地面站设备，例如雷达，对航天器进行跟踪测轨，并且在地面上进行数据处理，最后获得轨道位置信息。相反，若航天器的位置和速度等运动参数用星上测轨仪器(或称导航仪器)来确定，而该仪器的工作不依赖于位于地球或其他天体的导航和通信设备，那么轨道确定(空间导航)则是自主的。,8.1 航天器导航的概念与分类,自主导航存在两种方式：被动或主动。被动方式意味着与航天器以外的卫星或地面站没有任何合作，例如空间六分仪；而主动方式意味着与航天器以外的地面站或卫星(例如数据中继卫星)有配合，例如全球定位系统。另外还存在一个问题需要考虑，即航天器自主轨道确定与姿态确定是相互关联或者互相独立的。一般说来由于轨道比姿态变化缓慢的原因，希望轨道确定和姿态确定互相分开，特别在精度要求很高的场合。但是有许多敏感器，例如空间六分仪、陆标跟踪器、惯性测量部件、太阳和星敏感器等，既可以作轨道确定系统的敏感器，同样地也可作姿态确定系统的敏感器。根据这些敏感器所得到的信息，设计相应软件，经过计算机进行数据处理和计算，就可以得到有关轨道和姿态的数据。在这种情况下，姿态和轨道确定是相关联的。,空间自主导航系统按它的工作原理可分为五大类:(1)测量对于天体视线的角度来确定航天器的位置(2)测量地面目标基准来确定航天器的位置和姿态(3)对已知信标测距(4)惯性导航方法(5)组合导航方法,猎兔犬2”号登陆器脱离“火星快车”探测器的效果图,基于上节介绍的自主导航原理的实际航天器导航系统有很多种，本节将首先着重介绍全球定位系统(GPS)和(天文)惯性导航两种自主导航系统。前者属于对已知信标测距类主动或自主导航系统，而后者属于被动式(组合)自主导航系统。北斗导航试验应用图,8.2 航天器的自主导航系统,8.2.1 全球定位系统(GPS)全球定位系统(GPS)是一个全球性的新型卫星导航系统，它可为各种运动物体即用户提供连续、实时的导航，同时给出用户的3个位置坐标、3个速度分量以及精密时间。作为全球定位系统用户的各种运动物体可以是航空飞行器、航海舰船，甚至地面运动的汽车和人。近年来，全球定位系统在航天器自主导航中的应用已受到了人们广泛的重视。全球定位系统是以卫星作为导航台的无线电导航系统，由三部分组成。,(1)导航卫星：是空间导航台，它接收和储存地面站制备的导航信号，再依次向用户发射。它接收来自地面站的控制指令并向地面站发射卫星的遥测数据。,卫星与通信视频资料,(2)地面站组：包括主控站、监测站、注入站等多种地面站和计算中心。地面站组收集来自卫星及与系统工作有关的信息源的数据，对数据进行处理计算，产生导航信号和控制信号，再由地面站发送给卫星。主控站设有精密时钟，是GPS系统的时间基准，各监测站和各卫星的时钟都须与其同步。主控站设有计算中心，根据各监测站送来的各种测量数据，编制各卫星星历、计算各卫星原子钟钟差、电离层、对流层校正参量等。主控站在处理数据完成并计算编制后，将数据送到注入站。注入站当卫星通过其视界时，将其储存的导航信息注入卫星。注入站还负责监测注人卫星的导航信息是否正确。注入站每天向卫星注入一次新的导航数据。,(3)用户设备：用于接收和处理导航信号，进行定位计算和导航。对于航天器而言，用户设备属于星载设备。GPS系统采用无源工作方式，这给航天器定位带来很大方便。接收天线接收卫星发射的导航信号，从中提取卫星星历、距离及距离变化率、时钟校正参量、大气校正参量等，将这些数据及其他一些数据(例如用户的估计位置等)送至计算机，算出航天器在空间直角坐标系中的坐标，或将空间直角坐标转换成航天器所需的其他坐标。GPS系统的组成结构如图8.2所示。,图8.2 GPS系统组成方框图,GPS系统是一个庞大而又复杂的系统，它的主要特点是：(1)能够实现全球、全天候导航：能够提供连续、实时的三维空间坐标、三维速度和精密时间，而且具有良好的抗干扰性能；(2)具有高精度：三维空间定位精度优于10 m，三维速度精度优于O.03 ms，时间精度为2030 ns。航天器每次定位需要4颗导航星；(3)生存能力强：这并不意味着每一颗导航星的抗攻击能力强，而是整个GPS系统有24颗星组成，只有摧毁半数以上的卫星才能使整个系统失效。,正是由于这些特点，使得GPS已成为当前航天器空间导航的引人关注的手段。GPS系统对航天器的导航定位误差来源于多方面的因素。最直观的因素就是作为定位基准的导航星本身不可避免地存在着位置误差。其次是GPS系统的时钟误差。从理论上讲，GPS系统中各导航星之间的时钟是完全同步的，但是不同的时钟不可能完全相同，即使是原子钟也不是绝对稳定的，总存在频率和时间的漂移，引起误差；另一方面，即使各导航星具有完全相同的时钟，由于各星的运动速度不同，它们的走时也不相同，这就是所谓的相对论效应。时钟误差直接导致测距误差。,第三，在GPS系统中，航天器可同时看到6颗以上的卫星，进行导航定位只要用4颗就可以了。这就存在各种不同选择方案，当以上几种误差一定时，航天器与4颗导航星的几何关系不同，产生的定位误差也不相同，这就是几何误差。所以航天器利用GPS系统进行导航时，应当选取相对位置最佳的4颗导航星，将几何误差限制到较小的数值，并在全球取得较均匀的定位精度。此外，本书在第2.5节中介绍的各种非理想因素都会导致导航星星历误差，导航星信号的发射设备和航天器的接收设备还存在着设备误差。这些各种各样的因素综合构成了GPS系统的导航定位误差。,8.2.2 惯性导航 惯性导航是利用惯性部件(加速度计和陀螺)来实现的，它可以在星上自主确定航天器的位置和速度。这种方法比较适合于短期飞行任务，例如：航天器变轨控制、再入控制和载人飞船轨道控制系统的测轨等。惯性导航系统的主体是惯性测量系统。惯性测量系统依靠感测航天器的运动加速度来测量其速度与位置。加速度是由加速度计利用物体的惯性测得的，将加速度积分一次就得到速度，积分二次就得到所通过的距离。加速度计一般装在由陀螺稳定的稳定平台上，以建立参考坐标系，积分则由计算机完成。,属于惯性导航的设备一般有：(1)测量航天器运动加速度的加速度计，惯性测量系统的加速度要求有很高的精度；(2)将加速度计相对惯性坐标系保持在确定方位的稳定平台上，以消除航天器姿态对轨道的耦合影响；(3)进行数学运算所必需的解算装置。此外，惯性系统也包括输出参数(速度、坐标等)指示器、原始数据和参数起始值给定器、控制机构、电源和其他结构元件等。,把加速度计安装在一个由陀螺稳定的平衡环支承的平台上，这种平台即所谓的稳定平台或惯性平台。无论航天器的方向如何改变，它在惯性空间的取向始终保持固定不变。图8.3所示是在一理想情况下的简化稳定平台的示意图，其中航天器只限于在一平面(假设是OXY平面)内运动，同时它只能绕OZ轴转动。真实的稳定平台有3个转动轴，因为航天器可以作滚动、俯仰和偏航运动。但是，在这一简化的例子中，因为航天器被限制在一平面内运动，所以一个轴就足够了。,图8.3 始终在同一平面内运动的航天器稳定平台,用于维持平台固定取向的主要敏感器是三自由度陀螺。陀螺转子的动量矩矢量在惯性空间保持恒定不变，即不但大小不变，而更主要的是方向不变。因此，不管航天器如何运动，陀螺的自转轴在惯性空间提供了一个不变的方向基准，能够迫使平台保持与这一不变的基准对准，从而使加速度计的测量轴保持与这个固定坐标系统正确地对准。,除以上讨论的装有陀螺稳定平台的惯性系统外，近30多年来许多注意力集中于发展所谓的捷联式惯性测量系统。它是随着计算机技术的发展而出现的一种没有陀螺稳定平台的惯性测量系统。它的陀螺和加速度计直接装在航天器本体上，加速度是相对本体坐标系测量的。计算机根据陀螺的输出建立导航坐标系，加速度信息须进行坐标变换，变换到导航坐标系中，然后进行导航计算。在这个系统中，陀螺稳定平台的作用是由计算机来完成的，因此捷联式惯性测量系统又称做解析平台式惯性系统。,为了克服陀螺漂移这一惯性导航系统固有的缺陷，更准确地确定航天器的位置，天文惯性导航便应运而生。这是一种被动式组合自主导航系统，它由惯性测量系统和天文测量装置如望远镜等两部分组成。其中前者依然是主体，而后者起到对前者的校正作用。由于航天器对遥远天体如恒星的视线可以认为是不随航天器的运动而变化的，所以陀螺惯性平台在无漂移时，其指向相对于天体视线应当固定不变；若一旦产生漂移，那么平台指向也就相对于天体视线发生变化。基于这一原理，航天器可以采用望远镜等天文观测装置同时获得对3个遥远天体的视线方向，从而修正陀螺惯性平台相对于这3个视线方向的漂移，保持平台在惯性空间固定不变。,8.2.3 其他自主导航方法1空间六分仪午航系统 空间六分仪由两个望远镜、一个角度测量头、一个基准平台以及计算装置组成。角度测量头装在具有3个自由度的框架上，平台上装有一个平面镜、棱镜组合件和一个陀螺组件，它测量月球明亮边缘和亮星之间的夹角。当测量第一颗恒星与月球中心之间夹角时，航天器位于锥面的某个地方，此锥体的顶点在月球中心的位置上，而锥体轴在恒星方向上。对另一颗恒星和月球进行第二次测量，建立起另一个锥面。航天器位于两个锥面的两条相交线上，其中有一条是假的，可根据航天器飞行的物理特性来识别其真假。,航天器的姿态是通过测量两颗或两颗以上的恒星，与固定在六分仪基座上的基准反射镜之间的夹角来确定的。装在望远镜内的光源可以自动对准基准反射镜，因而可作为望远镜的基准。相对于基准反射镜的夹角确定了惯性空间的一个方向，另一个姿态方向是通过测量一个或几个恒星与棱镜组件之间夹角来确定的。棱镜组件则安装在基准反射镜上，与反射镜有一仰角。两次测量经过处理机处理后便得到精确的姿态信息。空间六分仪可以同时提供轨道和姿态的测量结果。轨道位置精度为240 m，速度精度为O.03 ms。这些精度与轨道高度有关，轨道高度越低，速度精度越高。三轴姿态精度为1”(角度)。空间六分仪质量25 kg，功耗50 w，设计寿命5年。,2MADAN自主导航系统 该系统是根据测量相对于天体视线的角度来确定航天器的轨道和姿态。这个系统由3个星敏感器(包括1个备用)、1个导航敏感器(测量行星敏感器，例如地球、月球等)以及计算装置组成，适用于近地轨道到5倍同步轨道高度的卫星，同时可以提供轨道三维位置和三轴姿态的信息。系统原理见图8.4。对低轨道卫星来说，位置精度为O918 km，对同步轨道到5倍距离同步轨道高度的卫星来说，位置精度为918 km，速度精度为O4O13 ms，姿态精度均为2”6”(角度)。,图8.4 MADAN自主导航系统,星敏感器采用最新研制的固态敏感器技术(电荷转移器-CCD)。这个系统导航精度主要受到导航敏感器(例如红外地平仪)精度的限制。该系统1984年已完成在实验室初样硬件研制，1986年进行飞行实验，然后提供正式使用。,美国人设想的天基激光器,航天器的轨道控制，从广义上来说，是航天器制导问题，即对按一定导引规律运动的航天器进行控制，从而使航天器按预定轨道运动。简单地说，就是控制航天器质心运动的速度大小和方向，使航天器的轨道满足飞行任务的要求。控制航天器的速度一般采用下列控制力：反作用推力、气动力、太阳辐射压力、磁力和其他非重力源的力。轨道控制范围很广，大致包括的内容有轨道机动、轨道保持、交会、对接、再入返回和落点控制等。,8.3 航天器的轨道机动与轨道保持,8.3.1 轨道机动概念 航天器在控制系统作用下使其轨道发生有意的改变称为轨道机动，或者说轨道机动是指沿已知轨道运动的航天器改变为沿另一条要求的轨道运动。已知的轨道称为初轨道或停泊轨道，要求的轨道称为终轨道或预定轨道。轨道机动包括变轨控制和轨道校正两种形式，其控制系统的组成如图8.5所示。,变轨控制分为轨道改变和轨道转移两种形式。当终轨道与初轨道相交(切)时，在交(切)点施加一次冲量即可使航天器由初轨道进人终轨道，这称为轨道改变；当终轨道与初轨道不相交(切)时，则至少要施加两次冲量才能使航天器由初轨道进入终轨道，这称为轨道转移。连结初轨道与终轨道的过渡轨道称为转移轨道。在变轨控制问题中，初轨道、转移轨道和终轨道可以是圆锥曲线中的任何一种轨遁。在发射航天器的过程中，由于存在各种干扰以及系统本身存在着误差，因而使航天器实际的轨道不可避免地偏离预定轨道。消除由于入轨条件偏差而产生的轨道偏差(基本轨道参数偏差)，称为轨道校正，有时也称为轨道捕获。轨道校正的特点是轨道机动所需的速度增量不大，即初轨道与终轨道相差较小。,8.3.2 平面内的轨道机动 航天器由运载火箭送入轨道以后，经地面测控站测定，即可确定其基本轨道参数。假设测定结果是近拱点的高度及速度大小与预定运动参数有偏差，其结果使长半轴a产生偏差(设e符合要求)。现要求通过轨道机动，将近拱点或远拱点调到预定高度。在第二章已经推导了对所有轨道均成立的能量关系式，即（8.1）对式(8.1)两边求一次微分得,由此可以解出 因此在小偏差情况下，由v和 引起的长半轴a的改变量a（8.2）若基于轨道机动的瞬时假设，在轨道上某点速度v改变而保持r不变，则(8.3)因为轨道长轴是2a，所以轨道长度的改变是2。,假定在近拱点改变速度，那么由此造成的长轴改变量正好是远拱点高度的变化。同样，在远拱点速度改变v，将导致近拱点高度的相同变化。将方程式(83)所表示的一般关系应用于在近拱点和远拱点加上微小而有限的速度改变v的特殊情况，得到远拱点和近拱点的高度变化，即（8.4）,2共面两轨道的一般转移 如图86所示，轨道A与轨道B在同一平面内相交，为了使航天器从轨道A转移到轨道B，即轨道改变，需要在两轨道的交点Q1处加一个速度增量，并满足关系式，其中 与 分别是轨道A与轨道B在点Q1，处所对应的航天器速度矢量。,相交轨道的轨道改变,不相交轨道的轨道改变,要完成两个不相交轨道间的转移，通常需要有两个速度增量，如图87所示。航天器利用速度增量通过中间轨道C完成从轨道A到轨道B的转移。和前面一样，速度增量必须具有相应的大小和方向，使得合成的速度矢量对应于新轨道在给定点的应有值。和新、旧两轨道相切的转移轨道如图8.8所示，这里所加的速度增量与航天器的速度矢量平行。这种类型的转移往往代表一种燃料消耗量最小的轨道转移。,切线转移轨道,分析图8.7和图8.8容易知道，要实现两个不相交轨道间的转移，其转移轨道必须与初轨道和终轨道同时存在至少一个交点，即与它们分别相交或相切。特殊地，考虑初轨道和终轨道分别是半径为r1和r2的圆轨道，那么如果转移轨道要与两个圆轨道相接，则近拱点必须小于或等于内轨道的半径，而远拱点必须等于或大于外轨道的半径。用数学式来描述这此条件就是(8.6),式中，p和e分别是转移轨道的参数和偏心率。只有同时满足以上两个个条件，转移轨道才是可行的，其中等号成立时意味着转移轨道与内轨道或外轨道相切，这对应着两个圆轨道之间转移时的最少燃料消耗的转移轨道。下面重点讨论这一问题。,3霍曼(Hohmann)转移 关于最优轨道转移问题涉及的面较广泛，因此这里只简要讨论经典的霍曼转移。这个问题通常表述如下：“给定的是一个沿半径为 的圆形轨道A运行的航天器，要确定以最小的燃料消耗量把航天器从轨道B转移到半径为 的圆形轨道B所需要的速度增量”。,霍曼转移,霍曼转移对于由内向外轨道转移和由外向内轨道转移都是对的。因此，不失一般性，先讨论由内向外轨道转移的问题。如图89所示，对于向外轨道转移来说，沿切线方向提供第一个冲量，以便使航天器的速度 由初始圆周速度 增加 变为，这样就可以使航天器进入远地点距离恰好等于终轨道半径的椭圆转移轨道。相应地，航天器在椭圆转移轨道远地点的速度即为，然后在转移轨道远地点提供第二个切向冲量，使速度由 再增加 变为，使转移轨道圆化，完成整个转移过程。显然 和 分别是航天器沿半径为 和的 圆轨道运行所需的速度大小。于是由式(247)得（8.7）,对于椭圆转移轨道而言，由圆锥曲线运动方程式(227)和(228)得（8.8）式中（8.9）由此可以得出（8.10）因此，转移轨道的偏心率为(8.11)实际上，与 也分别是小圆轨道A和大圆轨道B的半径。,在远地点处，将式(8.9)代入式(8.8)中的表达式，经化简得(8.12)联立式(811)和(812)就可以得到(8.13)上式提供了所要求的能够在远地点上达到外轨道的近地点速度。由于初始轨道A是半径为 的圆，初始速度是，因此就是,或（8.14）进一步，应用式(89)，即角动量守恒定理得椭圆转移轨道远地点的速度为(8.15)由于最后速度应等于，所以 的值是(8.16)霍曼转移所需要的总速度增量为(8.17),即(8.18)向内轨道转移时，先用 在远地点减小初始圆周速度，然后在近地点上用 把速度减少到最终值，因此速度减少了两次。总之，向内转移的过程恰好与前述向外转移的过程相反。将以上得出的椭圆轨道称为霍曼(Hohmann)转移轨道。霍曼转移的飞行时间显然正好是转移轨道周期的一半。因为由式(244)得，为已知，所以霍曼转移的时间为（8.19）从转移所需的v看，霍曼转移是最经济的，不过霍曼转移所需的时间比在这两个圆轨道之间的任何其他可能的转移轨道所需的时间都长。,8.3.3 平面外的轨道机动 1平面外的轨道改变 首先讨论不改变轨道形状或能量的轨道平面纯旋转问题，即平面外的轨道改变问题。这类机动可以通过两种方式来实现，即作为轨道角动量矢量的进动或作为速度矢量的直接旋转。考虑图810所示的情况，图上两个轨道的倾角相差i，轨道A上一个航天器要机动到轨道B上，这只有使轨道A绕节线旋转一个i才能实现。如图811所示，轨道平面旋转可以当作角动量矢量经历一个i角的进动，需要的冲量与h有关。假设i很小，则(820),因为，这里作用的外力矩大小，其中F是推力，是节线处的轨道半径，故有(821)式中，t为推力作用时间。由上两式可得(822)实际上，恰好是单位质量航天器的速度增量v，而，为节线处航天器垂直于节线方向的速度分量。于是由式(822)得（8.23）对于圆形轨道，；对于椭圆轨道，轨道速度小的地方v也小。,2平面外的轨道转移 在发射静止轨道卫星时，若发射场处于北纬度，在发射段结束后，卫星进入第一个以r1为半径的圆轨道I(驻留轨道)运行，此圆轨道的倾角i1就设其为。轨道转移段要使卫星沿轨道I改变为沿轨道倾角等于零、地心距为r2。的赤道圆形静止轨道运行。这就是平面外圆轨道转移问题。,当初轨道I与终轨道(赤道面内的圆轨道)不共面时，两轨道面的交线在赤道面内，轨道转移应在节线上进行。若节线一端与初轨道I的交点为1，另一端与终轨道的交点为2，那么容易理解，转移轨道的近拱点和远拱点应分别为赤道上空的l点和2点。航天器平面外圆轨道的转移有两种方式。第一种方式：第一步在点1处对航天器施加第一冲量，这一冲量一方面要使转移轨道处于终轨道平面(即赤道平面)内，另一方面要使转移轨道的远拱点与终轨道上的点2相切；第二步在点2处对航天器施加第二个冲量，使其由沿椭圆转移轨道运行变为沿终轨道即静止轨道运行。显然第二步是平面内轨道改变问题。,第二种方式：第一步在点1处沿初轨道I的切线方向给航天器施加第一个冲量，使转移轨道的远拱点与终轨道在点2相切，此时转移轨道处在初轨道平面内；第二步在点2处对航天器施加第二个冲量，一方面要使航天器由初轨道平面转移至终轨道平面，另一方面要使其由沿椭圆转移轨道运行变为沿静止轨道运行。显然第一步是平面内轨道改变问题。,8.3.4 轨道保持 在航天器经过各种轨道机动以后，实现了按预定轨道飞行。由于地球扁率的影响、太阳和月球的干扰作用、太阳辐射压以及稀薄大气等的影响，航天器的轨道将在外界干扰的作用下逐渐偏离预定轨道。为了使预定轨道能够得到保持，经过一定时间以后，由地面测控站经过测量与计算，发出相应的控制指令，对轨道进行修正，这种修正称为轨道保持。目前航天器轨道保持主要有四种形式：使航天器相对地球的位置保持固定，如静止轨道卫星；太阳同步轨道保持；相对于其他航天器保持固定位置，例如电子侦察卫星；具有轨道扰动补偿器的航天器，这种航天器的扰动补偿器可以消除气动力和太阳光压对轨道参数的影响，所以又称为无阻力航天器。这也是一种自主轨道保持方式，这种轨道保持可使测轨精度提高，并延长轨道预报周期。,1.地球静止轨道位置保持 对位置保持精度的要求取决于两个方面：一方面为了避免相邻卫星之间的通信干扰，要使各个对地静止卫星的间隔有一定限制；另一方面是根据天线指向精度要求，简化大量的地面接收天线，同时防止天线增益下降和覆盖区域的波动。对通信广播卫星位置保持精度的要求有时甚至比姿态指向精度更为重要。位置保持的方式根据姿态和轨道测量、指令发送和同步控制等的形式，可以分为地面控制(非自主)和自主保持两种类型。,地面控制的位置保持系统是由地面遥测、跟踪、指令、数据处理和控制设备，以及星上相应的测量和控制设备组成。其中以地面设备为主体，由它来测量、处理卫星的姿态和轨道数据，确定全部指令参数如点火相位、时间和次数等，并向卫星发送执行指令。目前绝大多数通信卫星的位置保持采用地面控制方式，因为这样使星上设备简单可靠，使用时灵活性也强。自主位置保持系统的整个测量控制回路都设置在星上。这种自主位置保持的优点是不需要地面遥测、跟踪和指令站以及控制和数据处理中心，这就免除了因星上指令接收系统受干扰和地面设备受破坏而影响工作，这对军用通信来说是很有价值的。自主位置保持已成为今后的发展方向。,2太阳同步轨道保持 太阳同步轨道的定义是卫星轨道平面进动速度和地球对太阳的公转速度相等。由于地球有扁率，必然使其轨道平面旋转进动，这种旋转速度主要与轨道倾角和轨道高度有关，与轨道偏心率也有关。但是当偏心率很小时，基本上可以忽略，适当地选择轨道高度和倾角就可以到太阳同步轨道。太阳同步轨道对地球观测卫星(照相和遥感)特别重要，因为它可以提供一个恒定太阳方位角，使卫星对地球进行良好观测。由于基本上可以保持太阳入射角没有多大变化，太阳帆板可以作成固定式的。太阳同步轨道除了靠发射卫星时，选择适当的轨道高度和倾角来保证以外，卫星在轨道运行，可以通过星上轨道保持系统控制轨道高度和倾角，例如美国的陆地卫星。,“和平号”空间站对接,8.4 航天器的交会与对接控制,交会是指两个或两个以上的航天器在轨道上按预定位置和时间相会，对接则是指两个航天器在轨道上相会后连成一个整体。需要交会的航天器不一定需要对接，如前述的轨道拦截等情况；但是需要对接的航天器则一定要首先实现交会，而且交会还必须达到对接所要求的精度。交会是对接的前提和基础。,一般在要进行交会对接的两个航天器中，往往一个是“主动的”，另一个是“被动的”。主动航天器在交会对接过程中完成轨道机动，即改变自己质心的运动，向被动航天器靠近；被动航天器不改变自己的质心运动，即运行轨道不变，仅完成绕质心的转动，使自己的对接装置能够始终对着主动航天器。这样能够有效地减轻主动航天器的控制任务。,交会对接通常可以分为3个主要阶段。(1)会合阶段：通过远程导引的轨道控制来实现两个航天器的会合，一般会合在几万米的相对距离之内。远程导引方法与航天器的轨道机动没有什么区别。(2)接近阶段：通过近程导引的轨道控制使两个航天器相对距离在1 km之内，相对速度在115 ms以下。有时也将以上两个阶段统称为导引段，或分别称为远程导引段或近程导引段。(3)停靠和对接阶段：要求两个航天器相对速度为零或者在相对一定距离之内停靠，停靠后进行对接。无碰撞的停靠将为对接创造良好的工作条件。,在停靠和对接阶段，两个航天器相互靠近的相对速度具有严格的限制极限。限制极限的上限是航天器的强度，若超过了将导致航天器撞毁；而下限则受对接装置可靠工作的制约，若达不到则对接不能可靠完成。,在停靠和对接阶段，两个航天器的姿态应当保证在所有的时间内，两者的对接组件轴在同一条直线上且相互对准，以保证对接组件接触后的正常工作。要实现这一点，就要求主动航天器在固定姿态的情况下(即没有任何转动)能够前进和后退，能够在任何方向侧移。因此必须在航天器上配置纵向和侧向运动所需的小发动机或推力器。从上述空间交会和对接各阶段的顺序和相对运动可以看出，会合阶段主要是轨道控制，也就是制导问题;接近阶段大部分仍然属于轨道控制，只是在短距离的制导中还要有比较粗的姿态控制；停靠和对接阶段同时要进行小距离轨道机动和精确姿态控制，还是交会对接中最关键的阶段。,图8.13表示了空间交会对接的控制程序。横坐标表示两个航天器的相对距离，纵坐标表示实现控制的相应方法。,空间交会对接的控制方式有4种。（1）手动操作：由航天员在轨道上亲自观察和操作，这是目前比较成熟的方法。但是，对航天员来说这是一项繁重的工作，这种方式仅适用于载人航天器；（2）遥控操作(非自主)：由地面站通过遥测和遥控来实现，要求全球设站或有中继卫星协助；（3）自动控制：不依靠航天员，由星上设备和地面站相结合实现交会对接；（4）自主控制：不依靠地面站，完全由星上设备来实现，特别对不载人航天器最合适。其中，自主交会对接由于敏感器和控制器(计算机)的作用，一般都反应迅速而准确。自主交会对接系统比较复杂，而且技术上难度较大。前苏联已经进行了多次实验，并且获得成功。随着今后计算机和空间机器人迅速的发展，自主交会对接是今后发展的方向。,自动和自主会对接最关键的技术是测量方法和敏感器。由于交会对接各阶段测量范围和精度不同，需要采用多种测量方法和敏感器，很难用一种敏感器完成整个交会对接的测量任务。远距离一般采用交会雷达，近距离可用电视摄像和光学成像敏感器。空间交会控制系统设计指标为燃料消耗量、交会花费时间和交会终点所达到的精度三方面。在系统设计中若需要满足某一个指标为主，而其他两个指标处在从属地位，一般应用系统工程方法，根据空间交会和对接的具体任务，全面论证这三方面指标的相互关系和主从关系。,8.5.1 再入返回原理 航天器的发射是一个加速过程，即在运载火箭的推动下，航天器由静止到运动，由低速到高速，最后达到飞行的目的。而航天器的返回实际上是发射的逆过程，即要使高速飞行的航天器减速，最后降落在地面上。从理论上讲，航天器的返回，可以用与发射方向相反的火箭，沿着发射轨道和发射过程逆向地进行减速。这就需要相当大的动力装置和相当多的推进剂，而这些返回用的动力装置和推进剂在发射过程中又成为运载火箭的有效载荷。这样势必使发射航天器的起飞重量大大增加，所以这个方法很不经济，在工程实践中不采用它。,8.5 航天器的再入返回控制,更好的办法是利用地球表面大气层的空气阻力来使航天器减速。这种办法确实是比前面的办法经济得多。它的减速过程是，首先利用一小段推力，使航天器离开原来的运行轨道，转人朝向大气层的轨道，此后不再使用火箭的动力来减速。由于航天器以一定速度在大气中飞行，必然受到大气的阻力作用，使航天器逐渐减速，最后降落到地面上。这样就可以节省大量的推进剂，并大大地减轻火箭装置的重量，使得航天器返回地面变得更加现实。航天器再人大气层时的速度很高，可达7 kms以上，所以作用在航天器上的空气阻力很大，最大可达到它本身重量的几倍到十几倍。航天器也就以几倍甚至十几倍于重力加速度g的负加速度进行减速。航天器在空气阻力的作用下急剧减速，速度由刚进人大气层时的宇宙速度很快地降低到15 km高度以下的亚音速，即200 ms左右，最后再进一步采取减速措施，如用降落伞，使航天器减速到安全着陆速度。,航天器再人大气层时的速度很高，可达7 kms以上，所以作用在航天器上的空气阻力很大，最大可达到它本身重量的几倍到十几倍。航天器也就以几倍甚至十几倍于重力加速度g的负加速度进行减速。航天器在空气阻力的作用下急剧减速，速度由刚进人大气层时的宇宙速度很快地降低到15 km高度以下的亚音速，即200 ms左右，最后再进一步采取减速措施，如用降落伞，使航天器减速到安全着陆速度。,发射与返回,这种方法只须用一个能量不大的制动火箭，作用很短的一段时间，使航天器离开原来的运行轨道，转人朝向大气层的轨道，以后就不再使用火箭的动力来减速。这是目前工程上普遍使用的方法。当然，利用大气阻力使航天器减速也有不利的一面，这就是航天器要经受很高的气动加热，如果没有采取特殊的措施，航天器将烧毁。但是，只要付出相对少的防热层重量的代价，这个问题也就很容易得到解决了。再入和返回控制大致有三项要求：落点精度；再人大气层的航天器表面受热限制；如果是载人航天器须考虑人体安全，还要求减速度限制。,8.5.2 再入返回过程 1离轨段 该段从返回制动或返回变轨装置(通常是火箭发动机)开始工作起至其结束工作时止，所以该阶段也称为制动飞行段。在返回制动或返回变轨装置推力的作用 下，航天器离开原来的轨道，并进入一条引向地面的轨道。2过渡段 该段是从返回制动或返回变轨装置工作结束到进入地球大气层之前的被动段。在这一阶段，航天器轨道不加以控制，沿过渡轨道自由下降。但有时为了保证航天器能够准确、准时地进入下一阶段再入段，往往要对轨道进行几次修正。,航天器的再入返回过程,3再入段 该段是航天器进入大气层后，在大气中运动的阶段。在此段中，航天器要经受严重的气动加热、外压和大过载的考验，因此再入段轨道的研究是整个返回轨道研究中的重点。再人时的速度方向与当地水平线的夹角为，称为再入角，再入角的大小直接影响到航天器在大气层里所受的气动力加热、过载和返回时的航程。若再入角太小，则航天器可能只在稠密大气层的边缘掠过而进入不了大气层；若再人角过大，则航天器受到的空气阻力会很大，过载可能超过允许值，同时气动力加热也会过于严重。,用“再人走廊”反映航天器的再人轨道范围。“再人走廊”的大小可以由再人角的范围表示，上限对应于最小再入角，是航天器能进人大气层而不再回到空间的一条界线；下限对应于最大再人角，是航天器承受过载极限值或气动力加热极限值的界线；二者之差是所允许的再入角范围，即(见图8.16)。,再入走廊,“再入走廊”也可用走廊宽度表示再入角的上、下限各相应于一条过渡轨道，假定在无大气层情况下，航天器沿上、下限椭圆形过渡轨道飞过近地点，上、下限两条轨道近地点高度之差称为走廊宽度。不同的航天器有不同的气动特性、不同的防热结构和不同的最 大过载允许值，因而有不同的再入走廊宽度。但一般说来航天器的再人走廊都比较狭窄，所以要准确地把航天器导入走廊，必须在此之前控制和调整航天器的姿态。4着陆段 当航天器下降到20 km以下的高度时，进一步采取减速措施，保证其安全着陆。这一阶段又称为“回收段”。,航天器着陆的方式，有垂直着陆和水平着陆两种。垂直着陆采用降落伞系统，从降落伞开始工作之点到航天器的软着陆点这段轨道称为降落伞着陆段。水平着陆的航天器具有足够的升力，能够连续下滑，并在跑道上着陆滑跑。在水平着陆情况下，从航天器到达着陆导引范围，并开始操纵活动的翼面控制升力和阻力分布机动飞行时起，到航天器到达着陆点这段轨道称为导引着陆段。降落伞着陆段，一般都是在航天器接近平衡速度之后，继续减速到降落伞系统能可靠工作的速度和高度时开始的。航天器的平衡速度指航天器受到的气动阻力D等于它所受重力时的速度。导引着陆段，一般是在航天器下降到一定高度，气动力的作用大到操纵活动翼面可以控制航天器的机动飞行和下滑状况时开始的。以后的飞行就与飞机进场着陆相类似了。,8.5.3 再入返回方式 航天器的再人返回分为弹道式、弹道一升力式、升力式3种方式。这是根据航天器在再人段的不同气动力特性来分类的。在大气层中，航天器所受空气动力分为沿速度反方向的阻力D和垂直于速度方向的升力Y两个分量。升力和阻力大小之比YD称为升阻比。一般升阻比在OO.1范围内的航天器的再入返回为弹道式再入返回，升阻比在O.1O.5之间的为弹道一升力式再人返回，而当升阻比大于O.5的则为升力式。,1弹道式再入返回 采用弹道式再入返回方式的航天器升阻比为零或接近于零(YDOO1)，在空气中运动只产生阻力而不产生升力，或者只产生很有限的升力，但此升力是无法控制的，所以，航天器一旦脱离原来的运行轨道，就沿着预定的弹道无控制地返回地面。这与弹道式导弹的弹头运动相似，故称为弹道式。弹道式再人返回的优点在于，由于没有升力，所以航天器的气动外形很简单，通常采用钝头的轴对称旋转体外形，如圆球体、圆锥体等；航天器在大气层里经历的时间很短，因此气动力加热的总加热量相对地要小些，防热结构较简单；弹道式再入航天器是返回式航天器中最简单的一种，技术上易于实现。,其主要缺点在于，由于在大气层内的运动是无控的，再人返回过程中没有校正落点位置偏差的可能，因此要求回收区域很大；其次，由于弹道式再人返回的航天器减速很快，所以产生的热流密度峰值和过载峰值是各种方式中最大的，尽管航天器受到的总热量较小。,2弹道一升力式再入返回 弹道一升力式再入返回的航天器是一种既保持弹道式航天器结构简单和防热易于处理的特点，又能适当地利用升力，在一定程度上克服弹道式再人返回缺点的航天器。在结构上，它将重心位置配置在偏离中心轴的一段很小的距离上。这样，航天器(除球状外形之外)在气流中能产生一定的攻角，称为配平攻角，相应地产生一定的升力。当然，这个升力是有限的，不超过阻力的一半。,从外形上看，采用弹道一升力式再人返回的航天器基本上保持了弹道式航天器的外形结构简单的特点。这两种再入返回式航天器没有或只有很有限的升力，所以只能垂直降落。在接近地面之前，还需要有一套降落伞系统来统一减速，才能保证安全着陆。3升力式再入返回 当要求航天器水平着陆时，必须给航天器足够大的升力，使再入轨道，特别是着陆段平缓到适合水平着陆的程度。航天器的升力增大，在再人段调整升力，可以增大调整轨道(机动飞行)的能力，平缓再人段和增大机动飞行的范围，使航天器水平着陆和着陆到指定的机场跑道上成为可能。,跳跃式再入走廊,要求航天器水平着陆是为了回避垂直着陆的两大缺点，即往往造成航天器及其有效载荷损伤的着陆冲击过载和令人困扰的不易控制的落点散布。此外，要求航天器水平着陆的目的还在于实现无损的和定点的着陆，为航天器的多次重复使用创造条件。能够实现水平着陆的升力式航天器的升阻比一般都大于1，也就是说航天器在再入段的升力大于阻力，这样大的升力不能再用偏离对称中心轴线配置质心的办法获得。因此升力式航天器不能再用旋转体，只能采用不对称的升力体。,升力式再人返回的航天器由于再入机动的灵活性和水平着陆的特点，避免了弹道式和弹道一升力式再人返回中存在的各种缺点，过载也较小。但同时也带来了许多新的问题。例如，升力式再人返回由于再入段比较平缓，再人段航程和经历的时间都比弹道式和弹道一升力式的长得多。虽然热流密度峰值和最大减速过载值都小，但总的加热热量大，加热时间长。此外这种航天器构形比弹道式的复杂得多，再加上多次重复使用的要求，使得这种航天器的控制问题、气动力问题、防热问题和结构问题变得十分复杂。解决这些问题要付出很大的代价。,总之，上述几种再入返回方式的主要区别在于利用升力的程度不同。利用升力，可以扩大再入走廊，降低过载以及增加机动飞行的能力，提高着陆精度。升阻比越大，这些优点也越明显。图8.20所示归纳了采用各种再人返回方式的航天器的分类。,星际飞行是行星际飞行和恒星际飞行的统称。当空间飞行器具有第二宇宙速度112 kms时，可以脱离地球引力进入行星际飞行轨道；当具有第三宇宙速度167 kms时。可以脱离太阳引力，进入恒星际飞行轨道。也有人把行星际飞行，包括围绕地球的飞行，称为航天，把恒星际飞行称为航宇。,8.6 星际飞行的导航与制导,8.6.1 星际飞行的轨道 在地球引力作用范围之外的行星际空间称为深空间，当航天器超出地球引力作用范围进行深空间航行时，航天器的运动要同时考虑太阳、地球和其他行星引力的作用，是多体运动，这是行星际飞行的一个特点。根据引力作用范围可以把行星际飞行简化为多个不同的二体摄动问题。应用引力作用范围的概念，可以把航天器星际航行的多体运动问题转化为航天器在不同飞行阶段处于不同天体引