空間飛行器設(shè)計(jì)第7講-課件

第7講火箭控制系統(tǒng)1第7講火箭控制系統(tǒng)1火箭在實(shí)際飛行中，常受到來自運(yùn)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(yù)定的飛行狀態(tài)。

來自火箭本身的有:由于箭體結(jié)構(gòu)制造偏差造成的結(jié)構(gòu)不對稱，結(jié)構(gòu)軸線偏移和質(zhì)心偏移，發(fā)動(dòng)機(jī)制造和安裝偏差造成的推力軸線偏斜，多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)工作不同步，液體推進(jìn)劑在貯箱內(nèi)晃動(dòng)，控制設(shè)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(fēng)的影響.

2火箭在實(shí)際飛行中，常受到來自運(yùn)載火箭本身和外部環(huán)境

7.1火箭控制系統(tǒng)的功能和組成運(yùn)載火箭的控制系統(tǒng)是運(yùn)載火箭的重要組成部分,堪稱運(yùn)載火箭的“心臟”。主要包括導(dǎo)航系統(tǒng)（對導(dǎo)彈叫制導(dǎo)系統(tǒng)）、姿態(tài)控制系統(tǒng)、電源配電系統(tǒng)和測試檢查發(fā)射控制系統(tǒng)。其中，前三項(xiàng)為箭上系統(tǒng)，總稱飛行控制系統(tǒng)；后一項(xiàng)為地面系統(tǒng)，稱測試發(fā)射控制系統(tǒng)。

37.1火箭控制系統(tǒng)的功能和組成3控制系統(tǒng)功能：①控制運(yùn)載火箭的質(zhì)心在設(shè)計(jì)的軌道平面內(nèi)按預(yù)定的軌道飛行，并根據(jù)設(shè)計(jì)的飛行位移和飛行速度及時(shí)關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)，保證運(yùn)載火箭入軌精度；②克服種種干擾影響，控制運(yùn)載火箭繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的姿態(tài)角（俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)）偏差在允許范圍內(nèi)，使火箭保持穩(wěn)定飛行；

4控制系統(tǒng)功能：4控制系統(tǒng)功能(contd.)③對箭上設(shè)備供、配電和對各種自動(dòng)裝置實(shí)施預(yù)定飛行時(shí)序的配電控制；④傳輸和處理箭上其他系統(tǒng)的工作信息和控制其狀態(tài)變化。5控制系統(tǒng)功能(contd.)5地面測試發(fā)射控制系統(tǒng)的任務(wù):檢查測試飛行控制系統(tǒng)和其他電氣設(shè)備的性能和參數(shù)；給運(yùn)載火箭裝訂飛行程序和數(shù)據(jù)；進(jìn)行精確方位瞄準(zhǔn)；在運(yùn)載火箭經(jīng)檢查測試合格、符合技術(shù)要求之后，實(shí)施發(fā)射點(diǎn)火控制。6地面測試發(fā)射控制系統(tǒng)的任務(wù):6箭上飛行控制系統(tǒng)則用來控制運(yùn)載火箭的飛行狀態(tài)。運(yùn)載火箭在飛行中，其飛行狀態(tài)可以分解為兩種運(yùn)動(dòng)：一是火箭質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)，二是火箭繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)。

飛行控制系統(tǒng)的任務(wù)就是控制火箭這兩種運(yùn)動(dòng)狀態(tài)符合設(shè)計(jì)所規(guī)定的要求。7箭上飛行控制系統(tǒng)則用來控制運(yùn)載火箭的飛行狀態(tài)圖7.1火箭控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖8圖7.1火箭控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖8

慣性制導(dǎo)(inertialguidance)的測量儀表主要應(yīng)用慣性儀表測量箭體的運(yùn)動(dòng)參數(shù);復(fù)合制導(dǎo)(combinedguidance)的測量儀表可應(yīng)用星光敏感器、圖像匹配器、無線電測距設(shè)備、定位定向接收機(jī)等。

中間裝置根據(jù)測量的箭體運(yùn)動(dòng)參數(shù)進(jìn)行計(jì)算和綜合處理，隨后控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作，通過推力矢量改變姿態(tài)和運(yùn)動(dòng)軌跡，可采用模擬量和數(shù)字兩種控制方式。

9慣性制導(dǎo)(inertialguidance)姿控系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)是舵機(jī)、搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)和姿控噴管；制導(dǎo)系統(tǒng)的執(zhí)行元件是電磁閥和電爆器件。測試發(fā)控系統(tǒng)是人與運(yùn)載火箭發(fā)射前人機(jī)對話的主要接口。以掌握箭上設(shè)備的工作情況和各種參數(shù)，并將飛行參數(shù)向箭上設(shè)備裝訂，最后控制運(yùn)載火箭的發(fā)射。10姿控系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)是舵機(jī)、搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)和姿控噴管；7.2制導(dǎo)系統(tǒng)制導(dǎo)系統(tǒng)

(guidance

and

control

system)亦稱導(dǎo)引和控制系統(tǒng)。運(yùn)載火箭制導(dǎo)系統(tǒng)是導(dǎo)引和控制火箭按選定的規(guī)律調(diào)整飛行路線并導(dǎo)向預(yù)定軌道區(qū)的全部裝置。制導(dǎo)系統(tǒng)主要任務(wù)是：控制飛行精度，使有效載荷精確入軌。117.2制導(dǎo)系統(tǒng)制導(dǎo)系統(tǒng)

(guidance

a火箭飛行中的主要干擾

外部干擾：由發(fā)動(dòng)機(jī)特性、大氣狀態(tài)、飛行程序、箭體結(jié)構(gòu)等偏離設(shè)計(jì)計(jì)算條件所導(dǎo)致。內(nèi)部干擾：由火箭內(nèi)部的各儀表、陀螺平臺(tái)、瞄準(zhǔn)裝置等的工藝制造和安裝誤差所引起?；鸺闹茖?dǎo)：利用導(dǎo)航參數(shù)按給定的制導(dǎo)律，用推力矢量控制火箭質(zhì)心運(yùn)動(dòng)，達(dá)到期望的終端條件時(shí)準(zhǔn)確關(guān)機(jī)，保證空間有效載荷精確進(jìn)入軌道目標(biāo)區(qū)。12火箭飛行中的主要干擾12火箭制導(dǎo)系統(tǒng)組成與功用火箭制導(dǎo)系統(tǒng)由測量裝置和制導(dǎo)計(jì)算機(jī)組成。

系統(tǒng)的基本功能為實(shí)現(xiàn)彈道控制：

1）測量；（位置，速度）2）計(jì)算；（位置，速度；并加以判斷）3）導(dǎo)引；（產(chǎn)生導(dǎo)引信號以修正偏差；法、橫向）4）關(guān)機(jī)控制（有多種控制泛函：射程偏差、速度、運(yùn)行周期等）13火箭制導(dǎo)系統(tǒng)組成與功用火箭制導(dǎo)系統(tǒng)由測量裝置和制式中，——為關(guān)機(jī)時(shí)刻；V，a——分別為關(guān)機(jī)時(shí)刻速度和位置，在慣性坐標(biāo)系中各有三個(gè)分量Vx,Vy,Vz

；x,y,z

；以射程偏差函數(shù)為例射程控制即要使該偏差函數(shù)當(dāng)滿足時(shí)，發(fā)出關(guān)機(jī)指令，結(jié)束動(dòng)力飛行段。真值標(biāo)準(zhǔn)值14式中，以射程偏差函數(shù)為例射程控制即要使該偏差函數(shù)制導(dǎo)方式

顯式制導(dǎo)——對控制泛函連續(xù)測量和比較；計(jì)算量大。

攝動(dòng)制導(dǎo)——只在關(guān)機(jī)點(diǎn)前進(jìn)行測量、計(jì)算。又稱小偏差條件下的線性化方法?；鸺龑?shí)際飛行中會(huì)偏離射面或在射面內(nèi)偏離預(yù)定軌道，故需作橫向控制。

橫向偏差15制導(dǎo)方式火箭實(shí)際飛行中會(huì)偏離射面或在射面內(nèi)偏離預(yù)定軌制導(dǎo)系統(tǒng)需隨時(shí)測出飛行器的及時(shí)參數(shù)，如姿態(tài)角、航向、速度、位置等。根據(jù)測取上述導(dǎo)航參數(shù)的物理原理及技術(shù)的不同，形成了慣性制導(dǎo)系統(tǒng)、無線電制導(dǎo)系統(tǒng)、天文制導(dǎo)系統(tǒng)、衛(wèi)星制導(dǎo)系統(tǒng)等。制導(dǎo)系統(tǒng)類型：1.慣性制導(dǎo)是一種先進(jìn)的制導(dǎo)方式，其原理卻非常簡單。它通過測量飛行器本身的加速度，經(jīng)積分和運(yùn)算來獲得所需的速度和位置參數(shù)。16制導(dǎo)系統(tǒng)需隨時(shí)測出飛行器的及時(shí)參數(shù)，如姿設(shè)在飛行器上裝有一個(gè)三軸穩(wěn)定平臺(tái)，其三個(gè)軸分別穩(wěn)定在地理坐標(biāo)系的三軸上（即指向正東、北及天頂）。在該陀螺穩(wěn)定平臺(tái)上分別沿東向和北向裝兩個(gè)加速度計(jì)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(dǎo)航原理圖17設(shè)在飛行器上裝有一個(gè)三軸穩(wěn)定平臺(tái)，其三個(gè)軸分對加速度信號aE,aN作一次積分，得相應(yīng)的飛行器速度分量，對所得的速度vE,vN再次積分，得相應(yīng)的飛行器位置變化量；與初始經(jīng)、緯度相聯(lián)系，可得飛行器所在地理位置的經(jīng)緯度值，供導(dǎo)航定位用。18對加速度信號aE,aN作一次積分，得相應(yīng)的飛慣性制導(dǎo)系統(tǒng)的主要部件：1）三軸陀螺穩(wěn)定平臺(tái)：給加速度計(jì)測量提供坐標(biāo)基準(zhǔn)；同時(shí)可從相應(yīng)的穩(wěn)定軸拾取飛行器姿態(tài)角信號。2）加速度計(jì)：提供原始數(shù)據(jù)。3）慣導(dǎo)計(jì)算機(jī)：完成制導(dǎo)參數(shù)計(jì)算；另計(jì)算加給陀螺儀力矩器的指令信號，用以控制平臺(tái)穩(wěn)定在地理坐標(biāo)系內(nèi)。4）參數(shù)顯示器。5）供電電源。特點(diǎn)：1）完全獨(dú)立工作性能。2）連續(xù)工作時(shí)間長。3）精度高。不足之處是誤差隨時(shí)間積累。19慣性制導(dǎo)系統(tǒng)的主要部件：1）三軸陀螺穩(wěn)定平臺(tái)：給加速度計(jì)測2.天文制導(dǎo)

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(dǎo)飛行器沿預(yù)定航線到達(dá)目的地的方法。它具有儀器簡單可靠、測定位置時(shí)不用電源、不需陸岸設(shè)備、定位精度不受航行起始點(diǎn)距離的影響等優(yōu)點(diǎn)。等高圓在地球上C點(diǎn)觀測星體σ可得高度角h，和天頂距M點(diǎn)稱σ的星下點(diǎn)。202.天文制導(dǎo)利用天文方法觀測星辰日月等天體在地球上，h為常數(shù)的軌跡稱等高圓，即以M為中心，以（90-h）為半徑的圓。

雙星導(dǎo)航原理及三星導(dǎo)航在地球上的同一地點(diǎn)C觀測兩個(gè)星體，可得兩個(gè)高度角，并可得兩個(gè)高度圓。兩圓相交于C，B點(diǎn)。這兩點(diǎn)一般相距較遠(yuǎn)，可用它們的地理位置來判別真?zhèn)挝恢?，亦可再觀測一個(gè)星體的方位角來判別位置。若再利用觀測的第三個(gè)星體的高度角和相應(yīng)的第三個(gè)高度圓，則3個(gè)圓的交點(diǎn)便是觀測者的位置。21在地球上，h為常數(shù)的軌跡稱等高圓，即以M為中星體跟蹤器22星體跟蹤器223.GPS制導(dǎo)從20世紀(jì)60年代始出現(xiàn)了以子午儀系統(tǒng)和全球定位系統(tǒng)(GlobalPositioningSystem,GPS)為代表的衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)。GPS是在已知衛(wèi)星在每一時(shí)刻的位置和速度的基礎(chǔ)上,以衛(wèi)星為空間基準(zhǔn)點(diǎn),通過測站接受設(shè)備，測定至衛(wèi)星的距離或Doppler頻移等觀測量來確定測站的位置、速度。GPS系統(tǒng)由三大部分組成空間衛(wèi)星；地面監(jiān)測網(wǎng)；用戶設(shè)備。233.GPS制導(dǎo)從20世紀(jì)60年代始出現(xiàn)了以GPS特點(diǎn)：“多星、高軌、高頻、測時(shí)-測距”體制，高精度原子鐘為核心。1）全球覆蓋連續(xù)導(dǎo)航定位。24顆衛(wèi)星，合理分布在6個(gè)等距軌道面內(nèi)，軌道高達(dá)20,200km，軌道傾角55o。2）高精度三維定位。3）實(shí)時(shí)導(dǎo)航定位。1s即可完成一次定位。4）被動(dòng)式全天候?qū)Ш蕉ㄎ弧?）抗干擾性能好、保密性強(qiáng)。特殊編碼（偽噪聲碼）技術(shù)。6）采用GPS載波相位測量技術(shù)，可用于航天器姿態(tài)測量。

24GPS特點(diǎn)：244.組合制導(dǎo)現(xiàn)有的慣性、無線電、圖像匹配、天文、衛(wèi)星制導(dǎo)等不同制導(dǎo)技術(shù)，各有特點(diǎn)，使用上也各有弱點(diǎn)。組合制導(dǎo)技術(shù)把兩種或兩種以上獨(dú)立的制導(dǎo)技術(shù)通過一定的方式組合起來而形成。同時(shí)還增強(qiáng)了航天器制導(dǎo)系統(tǒng)的可靠性。組合制導(dǎo)結(jié)構(gòu)1）慣性/Doppler導(dǎo)航系統(tǒng)；2）慣性/測向測距導(dǎo)航系統(tǒng)；3）慣性/Omega導(dǎo)航系統(tǒng)；4）慣性/天文導(dǎo)航系統(tǒng)；5）慣性/衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)；6）慣性/地形（景象匹配）；7）慣性/天文/Doppler導(dǎo)航系統(tǒng)。254.組合制導(dǎo)現(xiàn)有的慣性、無線電、圖像匹配、7.3姿態(tài)控制系統(tǒng)姿態(tài)控制系統(tǒng)應(yīng)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(gòu)型突變時(shí)，消除其對航天器姿態(tài)的擾動(dòng)，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(jī)動(dòng)5）航天器機(jī)動(dòng)變軌時(shí)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(tǒng)部件的控制。267.3姿態(tài)控制系統(tǒng)姿態(tài)控制系統(tǒng)應(yīng)具備的功能：26運(yùn)載火箭的姿態(tài)控制系統(tǒng)是自動(dòng)穩(wěn)定和控制火箭繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的整套裝置。姿態(tài)控制系統(tǒng)主要任務(wù)是：操縱姿態(tài)運(yùn)動(dòng)、實(shí)現(xiàn)飛行程序、執(zhí)行制導(dǎo)導(dǎo)引要求、克服干擾、保證姿態(tài)角穩(wěn)定在一定范圍內(nèi)等。運(yùn)載火箭的姿態(tài)控制系統(tǒng)：27運(yùn)載火箭的姿態(tài)控制系統(tǒng)是自動(dòng)穩(wěn)定和控制火箭繞質(zhì)心運(yùn)載火箭繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)可分解為繞三個(gè)慣性主軸的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，屬于三維控制問題?；鸺娜齻€(gè)慣性主軸分別是：俯仰軸、偏航軸、滾動(dòng)軸。姿態(tài)控制系統(tǒng)有三個(gè)基本控制通道，分別對其進(jìn)行控制和穩(wěn)定。28運(yùn)載火箭繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)可分解為繞三個(gè)慣性主軸的旋轉(zhuǎn)運(yùn)7.4控制系統(tǒng)設(shè)備簡介運(yùn)載火箭的控制系統(tǒng)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(tǒng)的信息采集裝置。中間裝置：是控制系統(tǒng)的信息處理裝置，是系統(tǒng)的核心。執(zhí)行機(jī)構(gòu)：是控制系統(tǒng)和其他系統(tǒng)連接的輸出裝置。297.4控制系統(tǒng)設(shè)備簡介運(yùn)載火箭的控制系統(tǒng)主要由運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)大都采用伺服機(jī)構(gòu)。伺服機(jī)構(gòu)接受經(jīng)綜合后的橫法向?qū)б盘柡妥藨B(tài)控制信號來擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，使其推力方向產(chǎn)生偏斜，利用推力的橫向分力，產(chǎn)生一定的控制力和控制力矩，控制火箭的飛行狀態(tài)。

30運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)大都采用伺服機(jī)構(gòu)。

慣性儀表是火箭制導(dǎo)和姿態(tài)控制的重要設(shè)備，用以測量火箭在設(shè)定坐標(biāo)系內(nèi)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)。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(jù)坐標(biāo)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慣性儀表是火箭制導(dǎo)和姿態(tài)控制的重要設(shè)備，用以測量陀螺技術(shù)的搖籃益智玩具：竹蜻蜓、抖空竹、陀螺等。體育運(yùn)動(dòng)中的鐵餅、香蕉球、弧圈球等，利用了陀螺(gyroscope)特性。32陀螺技術(shù)的搖籃益智玩具：竹蜻蜓、抖空竹、陀螺等。32地球就是一個(gè)陀螺！

地球可近似地視作一個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)的球體，其運(yùn)動(dòng)較復(fù)雜，但其中最主要的運(yùn)動(dòng)是地球的自轉(zhuǎn)，其轉(zhuǎn)動(dòng)角速度矢量沿地心到北極點(diǎn)的地軸方向，

此外，地球還有進(jìn)動(dòng)、章動(dòng)和其他移動(dòng)。但這些附加運(yùn)動(dòng)的角速度遠(yuǎn)小于，數(shù)量在10-10以下。33地球就是一個(gè)陀螺！地球可近似地視作一個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)的球體

傅科(Jean-Bernard-LéonFoucault,1819—1868)于1852年設(shè)計(jì)了陀螺模型，再次證明地球的自轉(zhuǎn)并有力地支持了哥白尼([Poland],1473-1543)日心說(《天體運(yùn)行論》).法國國葬院內(nèi)的傅科擺(NicholasCopernicus,1473～1543

)

34傅科(Jean-Bernard-Léon陀螺儀的定軸性和進(jìn)動(dòng)性陀螺

(a)單度陀螺(b)雙度陀螺

內(nèi)環(huán)yzx內(nèi)環(huán)外環(huán)yzx35陀螺儀的定軸性和進(jìn)動(dòng)性陀螺(a)單度陀螺陀螺的定軸性orientationstability

陀螺的進(jìn)動(dòng)性precession36陀螺的定軸性陀螺的進(jìn)動(dòng)性36雙自由度陀螺：

由陀螺轉(zhuǎn)子、內(nèi)環(huán)和外環(huán)組成。內(nèi)環(huán)以外環(huán)為支撐，兩者組成萬向支架，用以支持轉(zhuǎn)子，并通過軸承在y軸鉸接在殼體（機(jī)體結(jié)構(gòu)）上，這樣，陀螺具有兩個(gè)自由度。且具有兩個(gè)特性，即陀螺轉(zhuǎn)子的進(jìn)動(dòng)性和陀螺軸的方向穩(wěn)定性（定軸性）。單自由度陀螺:內(nèi)環(huán)直接通過一對軸承鉸接在機(jī)體結(jié)構(gòu)上，使陀螺轉(zhuǎn)子軸只有一個(gè)方向運(yùn)動(dòng)的自由度。且只具有進(jìn)動(dòng)性而不具定軸性。37雙自由度陀螺：

由陀螺轉(zhuǎn)子、內(nèi)環(huán)和外環(huán)組成。陀螺儀的定軸性orientationstability：

當(dāng)轉(zhuǎn)子以角速度旋轉(zhuǎn)時(shí)，略去轉(zhuǎn)軸摩擦力和空氣阻力，轉(zhuǎn)子軸z具有在空間保持方向不變的特性?？梢杂伞皠?dòng)量矩定理”加以論證：為物體對z軸的動(dòng)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(zhuǎn)動(dòng)慣量

38陀螺儀的定軸性orientationstability：

陀螺儀的進(jìn)動(dòng)性(precession)

當(dāng)陀螺轉(zhuǎn)子以高速轉(zhuǎn)動(dòng)的同時(shí)，在轉(zhuǎn)子軸上作用鉛垂力P，如下圖所示，在外力矩（M=Pl）作用下，轉(zhuǎn)子軸并不按外力矩方向運(yùn)動(dòng)，而是在其組成的平面內(nèi)、繞其垂軸y運(yùn)動(dòng)。即，轉(zhuǎn)子軸必定以某一角速度

繞y軸轉(zhuǎn)動(dòng)，進(jìn)動(dòng)方向用表示。繞y軸的力矩方程為：39陀螺儀的進(jìn)動(dòng)性(precession)

當(dāng)陀忽略第一、三項(xiàng)后，可近似得或陀螺進(jìn)動(dòng)方向yxMHzp轉(zhuǎn)子軸40忽略第一、三項(xiàng)后，可近似得或陀螺進(jìn)動(dòng)方向yxMHzp轉(zhuǎn)子陀螺的進(jìn)動(dòng)性指的是當(dāng)陀螺旋轉(zhuǎn)時(shí)，在外力矩作用下，轉(zhuǎn)子的自轉(zhuǎn)軸總是力圖使其沿最短的路徑趨向外力矩的作用方向。41陀螺的進(jìn)動(dòng)性指的是當(dāng)陀螺旋轉(zhuǎn)時(shí)，在外力矩作用下，轉(zhuǎn)子的自轉(zhuǎn)軸

中間裝置

根據(jù)慣性儀表測量的加速度、姿態(tài)角、角速率等箭體運(yùn)動(dòng)參數(shù)，按照制導(dǎo)方程和姿態(tài)控制規(guī)律進(jìn)行計(jì)算和綜合，形成關(guān)機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)矢量控制、安全自毀等控制指令。主要中間裝置有：變換放大器計(jì)算裝置箭載計(jì)算機(jī)等。42中間裝置42

執(zhí)行機(jī)構(gòu)是控制系統(tǒng)的末級，一般需要較大的功率。主要執(zhí)行機(jī)構(gòu)有：控制舵機(jī)和搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)的伺服機(jī)構(gòu)控制姿控噴管啟閉的電磁閥發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火、關(guān)機(jī)動(dòng)作級間分離用的爆炸螺栓、電爆元件等。43執(zhí)行機(jī)構(gòu)43第7講火箭控制系統(tǒng)44第7講火箭控制系統(tǒng)1火箭在實(shí)際飛行中，常受到來自運(yùn)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(yù)定的飛行狀態(tài)。

來自火箭本身的有:由于箭體結(jié)構(gòu)制造偏差造成的結(jié)構(gòu)不對稱，結(jié)構(gòu)軸線偏移和質(zhì)心偏移，發(fā)動(dòng)機(jī)制造和安裝偏差造成的推力軸線偏斜，多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)工作不同步，液體推進(jìn)劑在貯箱內(nèi)晃動(dòng)，控制設(shè)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(fēng)的影響.

45火箭在實(shí)際飛行中，常受到來自運(yùn)載火箭本身和外部環(huán)境

7.1火箭控制系統(tǒng)的功能和組成運(yùn)載火箭的控制系統(tǒng)是運(yùn)載火箭的重要組成部分,堪稱運(yùn)載火箭的“心臟”。主要包括導(dǎo)航系統(tǒng)（對導(dǎo)彈叫制導(dǎo)系統(tǒng)）、姿態(tài)控制系統(tǒng)、電源配電系統(tǒng)和測試檢查發(fā)射控制系統(tǒng)。其中，前三項(xiàng)為箭上系統(tǒng)，總稱飛行控制系統(tǒng)；后一項(xiàng)為地面系統(tǒng)，稱測試發(fā)射控制系統(tǒng)。

467.1火箭控制系統(tǒng)的功能和組成3控制系統(tǒng)功能：①控制運(yùn)載火箭的質(zhì)心在設(shè)計(jì)的軌道平面內(nèi)按預(yù)定的軌道飛行，并根據(jù)設(shè)計(jì)的飛行位移和飛行速度及時(shí)關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)，保證運(yùn)載火箭入軌精度；②克服種種干擾影響，控制運(yùn)載火箭繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的姿態(tài)角（俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)）偏差在允許范圍內(nèi)，使火箭保持穩(wěn)定飛行；

47控制系統(tǒng)功能：4控制系統(tǒng)功能(contd.)③對箭上設(shè)備供、配電和對各種自動(dòng)裝置實(shí)施預(yù)定飛行時(shí)序的配電控制；④傳輸和處理箭上其他系統(tǒng)的工作信息和控制其狀態(tài)變化。48控制系統(tǒng)功能(contd.)5地面測試發(fā)射控制系統(tǒng)的任務(wù):檢查測試飛行控制系統(tǒng)和其他電氣設(shè)備的性能和參數(shù)；給運(yùn)載火箭裝訂飛行程序和數(shù)據(jù)；進(jìn)行精確方位瞄準(zhǔn)；在運(yùn)載火箭經(jīng)檢查測試合格、符合技術(shù)要求之后，實(shí)施發(fā)射點(diǎn)火控制。49地面測試發(fā)射控制系統(tǒng)的任務(wù):6箭上飛行控制系統(tǒng)則用來控制運(yùn)載火箭的飛行狀態(tài)。運(yùn)載火箭在飛行中，其飛行狀態(tài)可以分解為兩種運(yùn)動(dòng)：一是火箭質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)，二是火箭繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)。

飛行控制系統(tǒng)的任務(wù)就是控制火箭這兩種運(yùn)動(dòng)狀態(tài)符合設(shè)計(jì)所規(guī)定的要求。50箭上飛行控制系統(tǒng)則用來控制運(yùn)載火箭的飛行狀態(tài)圖7.1火箭控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖51圖7.1火箭控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖8

慣性制導(dǎo)(inertialguidance)的測量儀表主要應(yīng)用慣性儀表測量箭體的運(yùn)動(dòng)參數(shù);復(fù)合制導(dǎo)(combinedguidance)的測量儀表可應(yīng)用星光敏感器、圖像匹配器、無線電測距設(shè)備、定位定向接收機(jī)等。

中間裝置根據(jù)測量的箭體運(yùn)動(dòng)參數(shù)進(jìn)行計(jì)算和綜合處理，隨后控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作，通過推力矢量改變姿態(tài)和運(yùn)動(dòng)軌跡，可采用模擬量和數(shù)字兩種控制方式。

52慣性制導(dǎo)(inertialguidance)姿控系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)是舵機(jī)、搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)和姿控噴管；制導(dǎo)系統(tǒng)的執(zhí)行元件是電磁閥和電爆器件。測試發(fā)控系統(tǒng)是人與運(yùn)載火箭發(fā)射前人機(jī)對話的主要接口。以掌握箭上設(shè)備的工作情況和各種參數(shù)，并將飛行參數(shù)向箭上設(shè)備裝訂，最后控制運(yùn)載火箭的發(fā)射。53姿控系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)是舵機(jī)、搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)和姿控噴管；7.2制導(dǎo)系統(tǒng)制導(dǎo)系統(tǒng)

(guidance

and

control

system)亦稱導(dǎo)引和控制系統(tǒng)。運(yùn)載火箭制導(dǎo)系統(tǒng)是導(dǎo)引和控制火箭按選定的規(guī)律調(diào)整飛行路線并導(dǎo)向預(yù)定軌道區(qū)的全部裝置。制導(dǎo)系統(tǒng)主要任務(wù)是：控制飛行精度，使有效載荷精確入軌。547.2制導(dǎo)系統(tǒng)制導(dǎo)系統(tǒng)

(guidance

a火箭飛行中的主要干擾

外部干擾：由發(fā)動(dòng)機(jī)特性、大氣狀態(tài)、飛行程序、箭體結(jié)構(gòu)等偏離設(shè)計(jì)計(jì)算條件所導(dǎo)致。內(nèi)部干擾：由火箭內(nèi)部的各儀表、陀螺平臺(tái)、瞄準(zhǔn)裝置等的工藝制造和安裝誤差所引起。火箭的制導(dǎo)：利用導(dǎo)航參數(shù)按給定的制導(dǎo)律，用推力矢量控制火箭質(zhì)心運(yùn)動(dòng)，達(dá)到期望的終端條件時(shí)準(zhǔn)確關(guān)機(jī)，保證空間有效載荷精確進(jìn)入軌道目標(biāo)區(qū)。55火箭飛行中的主要干擾12火箭制導(dǎo)系統(tǒng)組成與功用火箭制導(dǎo)系統(tǒng)由測量裝置和制導(dǎo)計(jì)算機(jī)組成。

系統(tǒng)的基本功能為實(shí)現(xiàn)彈道控制：

1）測量；（位置，速度）2）計(jì)算；（位置，速度；并加以判斷）3）導(dǎo)引；（產(chǎn)生導(dǎo)引信號以修正偏差；法、橫向）4）關(guān)機(jī)控制（有多種控制泛函：射程偏差、速度、運(yùn)行周期等）56火箭制導(dǎo)系統(tǒng)組成與功用火箭制導(dǎo)系統(tǒng)由測量裝置和制式中，——為關(guān)機(jī)時(shí)刻；V，a——分別為關(guān)機(jī)時(shí)刻速度和位置，在慣性坐標(biāo)系中各有三個(gè)分量Vx,Vy,Vz

；x,y,z

；以射程偏差函數(shù)為例射程控制即要使該偏差函數(shù)當(dāng)滿足時(shí)，發(fā)出關(guān)機(jī)指令，結(jié)束動(dòng)力飛行段。真值標(biāo)準(zhǔn)值57式中，以射程偏差函數(shù)為例射程控制即要使該偏差函數(shù)制導(dǎo)方式

顯式制導(dǎo)——對控制泛函連續(xù)測量和比較；計(jì)算量大。

攝動(dòng)制導(dǎo)——只在關(guān)機(jī)點(diǎn)前進(jìn)行測量、計(jì)算。又稱小偏差條件下的線性化方法?；鸺龑?shí)際飛行中會(huì)偏離射面或在射面內(nèi)偏離預(yù)定軌道，故需作橫向控制。

橫向偏差58制導(dǎo)方式火箭實(shí)際飛行中會(huì)偏離射面或在射面內(nèi)偏離預(yù)定軌制導(dǎo)系統(tǒng)需隨時(shí)測出飛行器的及時(shí)參數(shù)，如姿態(tài)角、航向、速度、位置等。根據(jù)測取上述導(dǎo)航參數(shù)的物理原理及技術(shù)的不同，形成了慣性制導(dǎo)系統(tǒng)、無線電制導(dǎo)系統(tǒng)、天文制導(dǎo)系統(tǒng)、衛(wèi)星制導(dǎo)系統(tǒng)等。制導(dǎo)系統(tǒng)類型：1.慣性制導(dǎo)是一種先進(jìn)的制導(dǎo)方式，其原理卻非常簡單。它通過測量飛行器本身的加速度，經(jīng)積分和運(yùn)算來獲得所需的速度和位置參數(shù)。59制導(dǎo)系統(tǒng)需隨時(shí)測出飛行器的及時(shí)參數(shù)，如姿設(shè)在飛行器上裝有一個(gè)三軸穩(wěn)定平臺(tái)，其三個(gè)軸分別穩(wěn)定在地理坐標(biāo)系的三軸上（即指向正東、北及天頂）。在該陀螺穩(wěn)定平臺(tái)上分別沿東向和北向裝兩個(gè)加速度計(jì)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(dǎo)航原理圖60設(shè)在飛行器上裝有一個(gè)三軸穩(wěn)定平臺(tái)，其三個(gè)軸分對加速度信號aE,aN作一次積分，得相應(yīng)的飛行器速度分量，對所得的速度vE,vN再次積分，得相應(yīng)的飛行器位置變化量；與初始經(jīng)、緯度相聯(lián)系，可得飛行器所在地理位置的經(jīng)緯度值，供導(dǎo)航定位用。61對加速度信號aE,aN作一次積分，得相應(yīng)的飛慣性制導(dǎo)系統(tǒng)的主要部件：1）三軸陀螺穩(wěn)定平臺(tái)：給加速度計(jì)測量提供坐標(biāo)基準(zhǔn)；同時(shí)可從相應(yīng)的穩(wěn)定軸拾取飛行器姿態(tài)角信號。2）加速度計(jì)：提供原始數(shù)據(jù)。3）慣導(dǎo)計(jì)算機(jī)：完成制導(dǎo)參數(shù)計(jì)算；另計(jì)算加給陀螺儀力矩器的指令信號，用以控制平臺(tái)穩(wěn)定在地理坐標(biāo)系內(nèi)。4）參數(shù)顯示器。5）供電電源。特點(diǎn)：1）完全獨(dú)立工作性能。2）連續(xù)工作時(shí)間長。3）精度高。不足之處是誤差隨時(shí)間積累。62慣性制導(dǎo)系統(tǒng)的主要部件：1）三軸陀螺穩(wěn)定平臺(tái)：給加速度計(jì)測2.天文制導(dǎo)

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(dǎo)飛行器沿預(yù)定航線到達(dá)目的地的方法。它具有儀器簡單可靠、測定位置時(shí)不用電源、不需陸岸設(shè)備、定位精度不受航行起始點(diǎn)距離的影響等優(yōu)點(diǎn)。等高圓在地球上C點(diǎn)觀測星體σ可得高度角h，和天頂距M點(diǎn)稱σ的星下點(diǎn)。632.天文制導(dǎo)利用天文方法觀測星辰日月等天體在地球上，h為常數(shù)的軌跡稱等高圓，即以M為中心，以（90-h）為半徑的圓。

雙星導(dǎo)航原理及三星導(dǎo)航在地球上的同一地點(diǎn)C觀測兩個(gè)星體，可得兩個(gè)高度角，并可得兩個(gè)高度圓。兩圓相交于C，B點(diǎn)。這兩點(diǎn)一般相距較遠(yuǎn)，可用它們的地理位置來判別真?zhèn)挝恢茫嗫稍儆^測一個(gè)星體的方位角來判別位置。若再利用觀測的第三個(gè)星體的高度角和相應(yīng)的第三個(gè)高度圓，則3個(gè)圓的交點(diǎn)便是觀測者的位置。64在地球上，h為常數(shù)的軌跡稱等高圓，即以M為中星體跟蹤器65星體跟蹤器223.GPS制導(dǎo)從20世紀(jì)60年代始出現(xiàn)了以子午儀系統(tǒng)和全球定位系統(tǒng)(GlobalPositioningSystem,GPS)為代表的衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)。GPS是在已知衛(wèi)星在每一時(shí)刻的位置和速度的基礎(chǔ)上,以衛(wèi)星為空間基準(zhǔn)點(diǎn),通過測站接受設(shè)備，測定至衛(wèi)星的距離或Doppler頻移等觀測量來確定測站的位置、速度。GPS系統(tǒng)由三大部分組成空間衛(wèi)星；地面監(jiān)測網(wǎng)；用戶設(shè)備。663.GPS制導(dǎo)從20世紀(jì)60年代始出現(xiàn)了以GPS特點(diǎn)：“多星、高軌、高頻、測時(shí)-測距”體制，高精度原子鐘為核心。1）全球覆蓋連續(xù)導(dǎo)航定位。24顆衛(wèi)星，合理分布在6個(gè)等距軌道面內(nèi)，軌道高達(dá)20,200km，軌道傾角55o。2）高精度三維定位。3）實(shí)時(shí)導(dǎo)航定位。1s即可完成一次定位。4）被動(dòng)式全天候?qū)Ш蕉ㄎ弧?）抗干擾性能好、保密性強(qiáng)。特殊編碼（偽噪聲碼）技術(shù)。6）采用GPS載波相位測量技術(shù)，可用于航天器姿態(tài)測量。

67GPS特點(diǎn)：244.組合制導(dǎo)現(xiàn)有的慣性、無線電、圖像匹配、天文、衛(wèi)星制導(dǎo)等不同制導(dǎo)技術(shù)，各有特點(diǎn)，使用上也各有弱點(diǎn)。組合制導(dǎo)技術(shù)把兩種或兩種以上獨(dú)立的制導(dǎo)技術(shù)通過一定的方式組合起來而形成。同時(shí)還增強(qiáng)了航天器制導(dǎo)系統(tǒng)的可靠性。組合制導(dǎo)結(jié)構(gòu)1）慣性/Doppler導(dǎo)航系統(tǒng)；2）慣性/測向測距導(dǎo)航系統(tǒng)；3）慣性/Omega導(dǎo)航系統(tǒng)；4）慣性/天文導(dǎo)航系統(tǒng)；5）慣性/衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)；6）慣性/地形（景象匹配）；7）慣性/天文/Doppler導(dǎo)航系統(tǒng)。684.組合制導(dǎo)現(xiàn)有的慣性、無線電、圖像匹配、7.3姿態(tài)控制系統(tǒng)姿態(tài)控制系統(tǒng)應(yīng)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(gòu)型突變時(shí)，消除其對航天器姿態(tài)的擾動(dòng)，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(jī)動(dòng)5）航天器機(jī)動(dòng)變軌時(shí)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(tǒng)部件的控制。697.3姿態(tài)控制系統(tǒng)姿態(tài)控制系統(tǒng)應(yīng)具備的功能：26運(yùn)載火箭的姿態(tài)控制系統(tǒng)是自動(dòng)穩(wěn)定和控制火箭繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的整套裝置。姿態(tài)控制系統(tǒng)主要任務(wù)是：操縱姿態(tài)運(yùn)動(dòng)、實(shí)現(xiàn)飛行程序、執(zhí)行制導(dǎo)導(dǎo)引要求、克服干擾、保證姿態(tài)角穩(wěn)定在一定范圍內(nèi)等。運(yùn)載火箭的姿態(tài)控制系統(tǒng)：70運(yùn)載火箭的姿態(tài)控制系統(tǒng)是自動(dòng)穩(wěn)定和控制火箭繞質(zhì)心運(yùn)載火箭繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)可分解為繞三個(gè)慣性主軸的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，屬于三維控制問題?；鸺娜齻€(gè)慣性主軸分別是：俯仰軸、偏航軸、滾動(dòng)軸。姿態(tài)控制系統(tǒng)有三個(gè)基本控制通道，分別對其進(jìn)行控制和穩(wěn)定。71運(yùn)載火箭繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)可分解為繞三個(gè)慣性主軸的旋轉(zhuǎn)運(yùn)7.4控制系統(tǒng)設(shè)備簡介運(yùn)載火箭的控制系統(tǒng)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(tǒng)的信息采集裝置。中間裝置：是控制系統(tǒng)的信息處理裝置，是系統(tǒng)的核心。執(zhí)行機(jī)構(gòu)：是控制系統(tǒng)和其他系統(tǒng)連接的輸出裝置。727.4控制系統(tǒng)設(shè)備簡介運(yùn)載火箭的控制系統(tǒng)主要由運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)大都采用伺服機(jī)構(gòu)。伺服機(jī)構(gòu)接受經(jīng)綜合后的橫法向?qū)б盘柡妥藨B(tài)控制信號來擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，使其推力方向產(chǎn)生偏斜，利用推力的橫向分力，產(chǎn)生一定的控制力和控制力矩，控制火箭的飛行狀態(tài)。

73運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)大都采用伺服機(jī)構(gòu)。

慣性儀表是火箭制導(dǎo)和姿態(tài)控制的重要設(shè)備，用以測量火箭在設(shè)定坐標(biāo)系內(nèi)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)。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(jù)坐標(biāo)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）。74慣性儀表是火箭制導(dǎo)和姿態(tài)控制的重要設(shè)備，用以測量陀螺技術(shù)的搖籃益智玩具：竹蜻蜓、抖空竹、陀螺等。體育運(yùn)動(dòng)中的鐵餅、香蕉球、弧圈球等，利用了陀螺(gyroscope)特性。75陀螺技術(shù)的搖籃益智玩具：竹蜻蜓、抖空竹、陀螺等。32地球就是一個(gè)陀螺！

地球可近似地視作一個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)的球體，其運(yùn)動(dòng)較復(fù)雜，但其中最主要的運(yùn)動(dòng)是地球的自轉(zhuǎn)，其轉(zhuǎn)動(dòng)角速度矢量沿地心到北極點(diǎn)的地軸方向，

此外，地球還有進(jìn)動(dòng)、章動(dòng)和其他移動(dòng)。但這些附加運(yùn)動(dòng)的角速度遠(yuǎn)小于，數(shù)量在10-10以下。76地球就是一個(gè)陀螺！地球可近似地視作一個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)的球體

傅科(Jean-Bernard-LéonFoucault,1819—1868)于1852年