空间飞行器设计第7讲.ppt

1,第 7 讲,火箭控制系统,2,火箭在实际飞行中，常受到来自运载火箭本身和外部环境的各种干扰力和干扰力矩的的影响而偏离预定的飞行状态。来自火箭本身的有:由于箭体结构制造偏差造成的结构不对称，结构轴线偏移和质心偏移，发动机制造和安装偏差造成的推力轴线偏斜，多台发动机工作不同步，液体推进剂在贮箱内晃动，控制设备制造误差引发的干扰力和干扰力矩。来自外部环境的干扰和干扰力矩主要是风的影响.,3,7.1 火箭控制系统的功能和组成 运载火箭的控制系统是运载火箭的重要组成部分,堪称运载火箭的“心脏”。主要包括导航系统（对导弹叫制导系统）、姿态控制系统、电源配电系统和测试检查发射控制系统。其中，前三项为箭上系统，总称飞行控制系统；后一项为地面系统，称测试发射控制系统。,4,控制系统功能：控制运载火箭的质心在设计的轨道平面内按预定的轨道飞行，并根据设计的飞行位移和飞行速度及时关闭发动机，保证运载火箭入轨精度；克服种种干扰影响，控制运载火箭绕质心运动的姿态角（俯仰、偏航、滚转）偏差在允许范围内，使火箭保持稳定飞行；,5,控制系统功能(contd.)对箭上设备供、配电和对各种自动装置实施预定飞行时序的配电控制；传输和处理箭上其他系统的工作信息和控制其状态变化。,6,地面测试发射控制系统的任务:检查测试飞行控制系统和其他电气设备的性能和参数；给运载火箭装订飞行程序和数据；进行精确方位瞄准；在运载火箭经检查测试合格、符合技术要求之后，实施发射点火控制。,7,箭上飞行控制系统则用来控制运载火箭的飞行状态。运载火箭在飞行中，其飞行状态可以分解为两种运动：一是火箭质心的运动，二是火箭绕质心的转动。飞行控制系统的任务就是控制火箭这两种运动状态符合设计所规定的要求。,8,图7.1 火箭控制系统结构框图,9,惯性制导(inertial guidance)的测量仪表主要应用惯性仪表测量箭体的运动参数;复合制导(combined guidance)的测量仪表可应用星光敏感器、图像匹配器、无线电测距设备、定位定向接收机等。中间装置根据测量的箭体运动参数进行计算和综合处理，随后控制执行机构工作，通过推力矢量改变姿态和运动轨迹，可采用模拟量和数字两种控制方式。,10,姿控系统的执行机构是舵机、摇摆发动机和姿控喷管；制导系统的执行元件是电磁阀和电爆器件。测试发控系统是人与运载火箭发射前人机对话的主要接口。以掌握箭上设备的工作情况和各种参数，并将飞行参数向箭上设备装订，最后控制运载火箭的发射。,11,7.2 制导系统,制导系统(guidanceandcontrolsystem)亦称导引和控制系统。运载火箭制导系统是导引和控制火箭按选定的规律调整飞行路线并导向预定轨道区的全部装置。制导系统主要任务是：控制飞行精度，使有效载荷精确入轨。,12,火箭飞行中的主要干扰 外部干扰：由发动机特性、大气状态、飞行程序、箭体结构等偏离设计计算条件所导致。内部干扰：由火箭内部的各仪表、陀螺平台、瞄准装置等的工艺制造和安装误差所引起。火箭的制导：利用导航参数按给定的制导律，用推力矢量控制火箭质心运动，达到期望的终端条件时准确关机，保证空间有效载荷精确进入轨道目标区。,13,火箭制导系统组成与功用,火箭制导系统由测量装置和制导计算机组成。系统的基本功能为实现弹道控制：1）测量；（位置，速度）2）计算；（位置，速度；并加以判断）3）导引；（产生导引信号以修正偏差；法、横向）4）关机控制（有多种控制泛函：射程偏差、速度、运行周期等）,14,式中，为关机时刻；V，a 分别为关机时刻速度和位置，在惯性坐标系中各有三个分量Vx,Vy,Vz；x,y,z；,以射程偏差函数为例,射程控制即要使该偏差函数,当满足时，发出关机指令，结束动力飞行段。,真值,标准值,15,制导方式 显式制导对控制泛函连续测量和比较；计算量大。摄动制导只在关机点前进行测量、计算。又称小偏差条件下的线性化方法。,火箭实际飞行中会偏离射面或在射面内偏离预定轨道，故需作横向控制。,横向偏差,16,制导系统需随时测出飞行器的及时参数，如姿态角、航向、速度、位置等。根据测取上述导航参数的物理原理及技术的不同，形成了惯性制导系统、无线电制导系统、天文制导系统、卫星制导系统等。,制导系统类型：,1.惯性制导,是一种先进的制导方式，其原理却非常简单。它通过测量飞行器本身的加速度，经积分和运算来获得所需的速度和位置参数。,17,设在飞行器上装有一个三轴稳定平台，其三个轴分别稳定在地理坐标系的三轴上（即指向正东、北及天顶）。在该陀螺稳定平台上分别沿东向和北向装两个加速度计AE,AN，用以测量飞行器东西向和南北向的加速度aE,aN。,惯性导航原理图,18,对加速度信号aE,aN作一次积分，得相应的飞行器速度分量，,对所得的速度vE,vN再次积分，得相应的飞行器位置变化量；与初始经、纬度相联系，可得飞行器所在地理位置的经纬度值，供导航定位用。,19,惯性制导系统的主要部件：,1）三轴陀螺稳定平台：给加速度计测量提供坐标基准；同时可从相应的稳定轴拾取飞行器姿态角信号。2）加速度计：提供原始数据。3）惯导计算机：完成制导参数计算；另计算加给陀螺仪力矩器的指令信号，用以控制平台稳定在地理坐标系内。4）参数显示器。5）供电电源。,特点：,1）完全独立工作性能。2）连续工作时间长。3）精度高。不足之处是误差随时间积累。,20,2.天文制导,利用天文方法观测星辰日月等天体来确定飞行器的位置，以引导飞行器沿预定航线到达目的地的方法。它具有仪器简单可靠、测定位置时不用电源、不需陆岸设备、定位精度不受航行起始点距离的影响等优点。,等高圆,在地球上C点观测星体可得高度角h，和天顶距 M点称的星下点。,21,在地球上，h为常数的轨迹称等高圆，即以M为中心，以（90-h）为半径的圆。双星导航原理及三星导航 在地球上的同一地点C观测两个星体，可得两个高度角，并可得两个高度圆。两圆相交于C，B点。这两点一般相距较远，可用它们的地理位置来判别真伪位置，亦可再观测一个星体的方位角来判别位置。若再利用观测的第三个星体的高度角和相应的第三个高度圆，则3个圆的交点便是观测者的位置。,22,星体跟踪器,23,3.GPS制导,从20世纪60年代始出现了以子午仪系统和全球定位系统(Global Positioning System,GPS)为代表的卫星导航系统。GPS是在已知卫星在每一时刻的位置和速度的基础上,以卫星为空间基准点,通过测站接受设备，测定至卫星的距离或Doppler频移等观测量来确定测站的位置、速度。,GPS系统由三大部分组成,空间卫星；地面监测网；用户设备。,24,GPS特点：“多星、高轨、高频、测时-测距”体制，高精度原子钟为核心。1）全球覆盖连续导航定位。24颗卫星，合理分布在6个等距轨道面内，轨道高达20,200km，轨道倾角55。2）高精度三维定位。3）实时导航定位。1s即可完成一次定位。4）被动式全天候导航定位。5）抗干扰性能好、保密性强。特殊编码（伪噪声码）技术。6）采用GPS载波相位测量技术，可用于航天器姿态测量。,25,4.组合制导,现有的惯性、无线电、图像匹配、天文、卫星制导等不同制导技术，各有特点，使用上也各有弱点。组合制导技术把两种或两种以上独立的制导技术通过一定的方式组合起来而形成。同时还增强了航天器制导系统的可靠性。,组合制导结构,1）惯性/Doppler导航系统；2）惯性/测向测距导航系统；3）惯性/Omega导航系统；4）惯性/天文导航系统；5）惯性/卫星导航系统；6）惯性/地形（景象匹配）；7）惯性/天文/Doppler导航系统。,26,7.3 姿态控制系统,姿态控制系统应具备的功能：1）姿态捕获：在星箭分离或在飞行程序中涉及构型突变时，消除其对航天器姿态的扰动，建立初始姿态；2）姿态确定 3）姿态稳定和控制 4）姿态机动 5）航天器机动变轨时的姿态稳定和控制 6）有效载荷及太阳电池阵等分系统部件的控制。,27,运载火箭的姿态控制系统是自动稳定和控制火箭绕质心运动的整套装置。姿态控制系统主要任务是：操纵姿态运动、实现飞行程序、执行制导导引要求、克服干扰、保证姿态角稳定在一定范围内等。,运载火箭的姿态控制系统：,28,运载火箭绕质心运动可分解为绕三个惯性主轴的旋转运动，属于三维控制问题。,火箭的三个惯性主轴分别是：俯仰轴、偏航轴、滚动轴。姿态控制系统有三个基本控制通道，分别对其进行控制和稳定。,29,7.4 控制系统设备简介,运载火箭的控制系统主要由惯性仪表、中间装置和执行装置组成。惯性仪表：是控制系统的信息采集装置。中间装置：是控制系统的信息处理装置，是系统的核心。执行机构：是控制系统和其他系统连接的输出装置。,30,运载火箭控制系统的执行机构大都采用伺服机构。伺服机构接受经综合后的横法向导引信号和姿态控制信号来摆动发动机，使其推力方向产生偏斜，利用推力的横向分力，产生一定的控制力和控制力矩，控制火箭的飞行状态。,31,惯性仪表是火箭制导和姿态控制的重要设备，用以测量火箭在设定坐标系内的运动参数。主要包括：位置陀螺仪：用以测量姿态角。速率陀螺仪：用以测火箭姿态角的变化速率。加速度表：用以测量飞行器相对于惯性空间的线加速度，据坐标系又分为纵向表（测纵向OX1轴加速度）、法向表（OY1轴）和横向表（OZ1轴）。,32,陀螺技术的摇篮,益智玩具：竹蜻蜓、抖空竹、陀螺等。体育运动中的铁饼、香蕉球、弧圈球等，利用了陀螺(gyroscope)特性。,33,地球就是一个陀螺！,地球可近似地视作一个转动的球体，其运动较复杂，但其中最主要的运动是地球的自转，其转动角速度矢量沿地心到北极点的地轴方向，此外，地球还有进动、章动和其他移动。但这些附加运动的角速度远小于，数量在10-10以下。,34,傅科(Jean-Bernard-Lon Foucault,18191868)于1852年设计了陀螺模型，再次证明地球的自转并有力地支持了哥白尼(Poland,1473-1543)日心说(天体运行论).,法国国葬院内的傅科摆,(Nicholas Copernicus,14731543),35,陀螺仪的定轴性和进动性,陀螺,(a)单度陀螺(b)双度陀螺,内环,y,z,x,内环,外环,y,z,x,36,陀螺的定轴性orientation stability,陀螺的进动性precession,37,双自由度陀螺：由陀螺转子、内环和外环组成。内环以外环为支撑，两者组成万向支架，用以支持转子，并通过轴承在y轴铰接在壳体（机体结构）上，这样，陀螺具有两个自由度。且具有两个特性，即陀螺转子的进动性和陀螺轴的方向稳定性（定轴性）。,单自由度陀螺:内环直接通过一对轴承铰接在机体结构上，使陀螺转子轴只有一个方向运动的自由度。且只具有进动性而不具定轴性。,38,陀螺仪的定轴性orientation stability：当转子以角速度旋转时，略去转轴摩擦力和空气阻力，转子轴z具有在空间保持方向不变的特性。,可以由“动量矩定理”加以论证：,为物体对z轴的动量矩,物体对z轴的角速度向量,作用于物体上合力矩向量,Jz物体对z轴的转动惯量,39,陀螺仪的进动性(precession)当陀螺转子以高速转动的同时，在转子轴上作用铅垂力P，如下图所示，在外力矩（M=Pl）作用下，转子轴并不按外力矩方向运动，而是在其组成的平面 内、绕其垂轴y运动。即，转子轴必定以某一角速度 绕y轴转动，进动方向用 表示。,绕y轴的力矩方程为：,40,忽略第一、三项后，可近似得,或,陀螺进动方向,y,x,M,H,z,p,转子轴,41,陀螺的进动性指的是当陀螺旋转时，在外力矩作用下，转子的自转轴总是力图使其沿最短的路径趋向外力矩的作用方向。,42,中间装置 根据惯性仪表测量的加速度、姿态角、角速率等箭体运动参数，按照制导方程和姿态控制规律进行计算和综合，形成关机、发动机矢量控制、安全自毁等控制指令。主要中间装置有：变换放大器 计算装置 箭载计算机 等。,43,执行机构 是控制系统的末级，一般需要较大的功率。主要执行机构有：控制舵机和摇摆发动机的伺服机构 控制姿控喷管启闭的电磁阀 发动机点火、关机动作 级间分离用的爆炸螺栓、电爆元件 等。,