慣性導(dǎo)航平臺(tái)慣導(dǎo)課件

第八章航天器的導(dǎo)航與制導(dǎo)第八章航天器的導(dǎo)航與制導(dǎo)導(dǎo)航與制導(dǎo)系統(tǒng)完成的工作確定當(dāng)前航天器在軌道上的位置和速度。計(jì)算未來(lái)的航天器軌道和著陸點(diǎn)，以及所需機(jī)動(dòng)的初始條件?？刂仆屏蜕Φ氖褂靡赃_(dá)到希望的新軌道和著陸點(diǎn)。導(dǎo)航與制導(dǎo)系統(tǒng)完成的工作確定當(dāng)前航天器在軌道上的位置和速度。8.1航天器導(dǎo)航的概念與分類(lèi)

8.2航天器的自主導(dǎo)航系統(tǒng)8.3航天器的軌道機(jī)動(dòng)與軌道保持8.4航天器的交會(huì)與對(duì)接8.5航天器的再入返回控制8.6星際飛行的導(dǎo)航與制導(dǎo)第八章航天器的導(dǎo)航與制導(dǎo)8.1航天器導(dǎo)航的概念與分類(lèi)第八章航天器

航天器導(dǎo)航就是軌道確定。對(duì)于地球衛(wèi)星來(lái)說(shuō)，即是求出在地心慣性坐標(biāo)系中，航天器的三維位置和3個(gè)速度分量。8.1航天器導(dǎo)航的概念與分類(lèi)航天器導(dǎo)航就是軌道確定。對(duì)于地球衛(wèi)星來(lái)說(shuō)，即是求出在

航天器軌道確定可分為兩大類(lèi)：非自主測(cè)軌由地面站設(shè)備，對(duì)航天器進(jìn)行跟蹤測(cè)軌，并且在地面上進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，最后獲得軌道位置信息。自主測(cè)軌：航天器的位置和速度等運(yùn)動(dòng)參數(shù)用星上測(cè)軌儀器(或稱(chēng)導(dǎo)航儀器)來(lái)確定。8.1航天器導(dǎo)航的概念與分類(lèi)航天器軌道確定可分為兩大類(lèi)：8.1航天器導(dǎo)航的概念自主導(dǎo)航存在兩種方式：被動(dòng)方式意味著與航天器以外的衛(wèi)星或地面站沒(méi)有任何合作，例如空間六分儀；主動(dòng)方式意味著與航天器以外的地面站或衛(wèi)星(例如數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星)有配合，例如全球定位系統(tǒng)。自主導(dǎo)航存在兩種方式：

空間自主導(dǎo)航系統(tǒng)按它的工作原理可分為五大類(lèi):(1)測(cè)量對(duì)于天體視線的角度來(lái)確定航天器的位置(2)測(cè)量地面目標(biāo)基準(zhǔn)來(lái)確定航天器的位置和姿態(tài)(3)對(duì)已知信標(biāo)測(cè)距(4)慣性導(dǎo)航方法(5)組合導(dǎo)航方法空間自主導(dǎo)航系統(tǒng)按它的工作原理可分為五大類(lèi):

基于上節(jié)介紹的自主導(dǎo)航原理的實(shí)際航天器導(dǎo)航系統(tǒng)有很多種，本節(jié)將首先著重介紹全球定位系統(tǒng)(GPS)和(天文)慣性導(dǎo)航兩種自主導(dǎo)航系統(tǒng)。前者屬于對(duì)已知信標(biāo)測(cè)距類(lèi)主動(dòng)或自主導(dǎo)航系統(tǒng)，而后者屬于被動(dòng)式(組合)自主導(dǎo)航系統(tǒng)。8.2航天器的自主導(dǎo)航系統(tǒng)基于上節(jié)介紹的自主導(dǎo)航原理的實(shí)際航天器導(dǎo)航系統(tǒng)有很8.2.1全球定位系統(tǒng)(GPS)全球定位系統(tǒng)(GPS)是一個(gè)全球性的新型衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)，它可為各種運(yùn)動(dòng)物體即用戶(hù)提供連續(xù)、實(shí)時(shí)的導(dǎo)航，同時(shí)給出用戶(hù)的3個(gè)位置坐標(biāo)、3個(gè)速度分量以及精密時(shí)間。作為全球定位系統(tǒng)用戶(hù)的各種運(yùn)動(dòng)物體可以是航空飛行器、航海艦船，甚至地面運(yùn)動(dòng)的汽車(chē)和人。近年來(lái)，全球定位系統(tǒng)在航天器自主導(dǎo)航中的應(yīng)用已受到了人們廣泛的重視。全球定位系統(tǒng)是以衛(wèi)星作為導(dǎo)航臺(tái)的無(wú)線電導(dǎo)航系統(tǒng)，由三部分組成。

8.2.1全球定位系統(tǒng)(GPS)(1)導(dǎo)航衛(wèi)星：是空間導(dǎo)航臺(tái)，它接收和儲(chǔ)存地面站制備的導(dǎo)航信號(hào)，再依次向用戶(hù)發(fā)射。它接收來(lái)自地面站的控制指令并向地面站發(fā)射衛(wèi)星的遙測(cè)數(shù)據(jù)。

衛(wèi)星與通信視頻資料(1)導(dǎo)航衛(wèi)星：是空間導(dǎo)航臺(tái)，它接收和儲(chǔ)存地面站制(2)地面站組：包括主控站、監(jiān)測(cè)站、注入站等多種地面站和計(jì)算中心。地面站組收集來(lái)自衛(wèi)星及與系統(tǒng)工作有關(guān)的信息源的數(shù)據(jù)，對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理計(jì)算，產(chǎn)生導(dǎo)航信號(hào)和控制信號(hào)，再由地面站發(fā)送給衛(wèi)星。主控站設(shè)有精密時(shí)鐘，是GPS系統(tǒng)的時(shí)間基準(zhǔn)，各監(jiān)測(cè)站和各衛(wèi)星的時(shí)鐘都須與其同步。主控站設(shè)有計(jì)算中心，根據(jù)各監(jiān)測(cè)站送來(lái)的各種測(cè)量數(shù)據(jù)，編制各衛(wèi)星星歷、計(jì)算各衛(wèi)星原子鐘鐘差、電離層、對(duì)流層校正參量等。主控站在處理數(shù)據(jù)完成并計(jì)算編制后，將數(shù)據(jù)送到注入站。注入站當(dāng)衛(wèi)星通過(guò)其視界時(shí)，將其儲(chǔ)存的導(dǎo)航信息注入衛(wèi)星。注入站還負(fù)責(zé)監(jiān)測(cè)注人衛(wèi)星的導(dǎo)航信息是否正確。注入站每天向衛(wèi)星注入一次新的導(dǎo)航數(shù)據(jù)。

(2)地面站組：包括主控站、監(jiān)測(cè)站、注入站等多種地面(3)用戶(hù)設(shè)備：用于接收和處理導(dǎo)航信號(hào)，進(jìn)行定位計(jì)算和導(dǎo)航。對(duì)于航天器而言，用戶(hù)設(shè)備屬于星載設(shè)備。GPS系統(tǒng)采用無(wú)源工作方式，這給航天器定位帶來(lái)很大方便。接收天線接收衛(wèi)星發(fā)射的導(dǎo)航信號(hào)，從中提取衛(wèi)星星歷、距離及距離變化率、時(shí)鐘校正參量、大氣校正參量等，將這些數(shù)據(jù)及其他一些數(shù)據(jù)(例如用戶(hù)的估計(jì)位置等)送至計(jì)算機(jī)，算出航天器在空間直角坐標(biāo)系中的坐標(biāo)，或?qū)⒖臻g直角坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成航天器所需的其他坐標(biāo)。

GPS系統(tǒng)的組成結(jié)構(gòu)如圖8.2所示。

(3)用戶(hù)設(shè)備：用于接收和處理導(dǎo)航信號(hào)，進(jìn)行定位計(jì)算

圖8.2GPS系統(tǒng)組成方框圖

圖8.2G

GPS系統(tǒng)是一個(gè)龐大而又復(fù)雜的系統(tǒng)，它的主要特點(diǎn)是：(1)能夠?qū)崿F(xiàn)全球、全天候?qū)Ш剑耗軌蛱峁┻B續(xù)、實(shí)時(shí)的三維空間坐標(biāo)、三維速度和精密時(shí)間，而且具有良好的抗干擾性能；(2)具有高精度：三維空間定位精度優(yōu)于10m，三維速度精度優(yōu)于O.03m／s，時(shí)間精度為20～30ns。航天器每次定位需要4顆導(dǎo)航星；(3)生存能力強(qiáng)：這并不意味著每一顆導(dǎo)航星的抗攻擊能力強(qiáng)，而是整個(gè)GPS系統(tǒng)有24顆星組成，只有摧毀半數(shù)以上的衛(wèi)星才能使整個(gè)系統(tǒng)失效。GPS系統(tǒng)是一個(gè)龐大而又復(fù)雜的系統(tǒng)，它的主要特點(diǎn)是：

正是由于這些特點(diǎn)，使得GPS已成為當(dāng)前航天器空間導(dǎo)航的引人關(guān)注的手段。GPS系統(tǒng)對(duì)航天器的導(dǎo)航定位誤差來(lái)源于多方面的因素。最直觀的因素就是作為定位基準(zhǔn)的導(dǎo)航星本身不可避免地存在著位置誤差。其次是GPS系統(tǒng)的時(shí)鐘誤差。從理論上講，GPS系統(tǒng)中各導(dǎo)航星之間的時(shí)鐘是完全同步的，但是不同的時(shí)鐘不可能完全相同，即使是原子鐘也不是絕對(duì)穩(wěn)定的，總存在頻率和時(shí)間的漂移，引起誤差；另一方面，即使各導(dǎo)航星具有完全相同的時(shí)鐘，由于各星的運(yùn)動(dòng)速度不同，它們的走時(shí)也不相同，這就是所謂的相對(duì)論效應(yīng)。時(shí)鐘誤差直接導(dǎo)致測(cè)距誤差。正是由于這些特點(diǎn)，使得GPS已成為當(dāng)前航天器空間導(dǎo)航

第三，在GPS系統(tǒng)中，航天器可同時(shí)看到6顆以上的衛(wèi)星，進(jìn)行導(dǎo)航定位只要用4顆就可以了。這就存在各種不同選擇方案，當(dāng)以上幾種誤差一定時(shí)，航天器與4顆導(dǎo)航星的幾何關(guān)系不同，產(chǎn)生的定位誤差也不相同，這就是幾何誤差。所以航天器利用GPS系統(tǒng)進(jìn)行導(dǎo)航時(shí)，應(yīng)當(dāng)選取相對(duì)位置最佳的4顆導(dǎo)航星，將幾何誤差限制到較小的數(shù)值，并在全球取得較均勻的定位精度。此外，本書(shū)在第2.5節(jié)中介紹的各種非理想因素都會(huì)導(dǎo)致導(dǎo)航星星歷誤差，導(dǎo)航星信號(hào)的發(fā)射設(shè)備和航天器的接收設(shè)備還存在著設(shè)備誤差。這些各種各樣的因素綜合構(gòu)成了GPS系統(tǒng)的導(dǎo)航定位誤差。

第三，在GPS系統(tǒng)中，航天器可同時(shí)看到6顆以上的衛(wèi)星8.2.2慣性導(dǎo)航慣性導(dǎo)航是利用慣性部件(加速度計(jì)和陀螺)來(lái)實(shí)現(xiàn)的，它可以在星上自主確定航天器的位置和速度。這種方法比較適合于短期飛行任務(wù).慣性測(cè)量系統(tǒng)依靠感測(cè)航天器的運(yùn)動(dòng)加速度來(lái)測(cè)量其速度與位置。加速度是由加速度計(jì)利用物體的慣性測(cè)得的，將加速度積分一次就得到速度，積分二次就得到所通過(guò)的距離。加速度計(jì)一般裝在由陀螺穩(wěn)定的穩(wěn)定平臺(tái)上，以建立參考坐標(biāo)系，積分則由計(jì)算機(jī)完成。8.2.2慣性導(dǎo)航慣性導(dǎo)航平臺(tái)慣導(dǎo)：

把加速度計(jì)安裝在一個(gè)由陀螺穩(wěn)定的平衡環(huán)支承的平臺(tái)上，這種平臺(tái)即所謂的穩(wěn)定平臺(tái)或慣性平臺(tái)。無(wú)論航天器的方向如何改變，它在慣性空間的取向始終保持固定不變。慣性導(dǎo)航平臺(tái)慣導(dǎo)：慣性導(dǎo)航捷聯(lián)慣導(dǎo)

它的陀螺和加速度計(jì)直接裝在航天器本體上，加速度是相對(duì)本體坐標(biāo)系測(cè)量的。計(jì)算機(jī)根據(jù)陀螺的輸出建立導(dǎo)航坐標(biāo)系，加速度信息須進(jìn)行坐標(biāo)變換，變換到導(dǎo)航坐標(biāo)系中，然后進(jìn)行導(dǎo)航計(jì)算。在這個(gè)系統(tǒng)中，陀螺穩(wěn)定平臺(tái)的作用是由計(jì)算機(jī)來(lái)完成的，因此捷聯(lián)式慣性測(cè)量系統(tǒng)又稱(chēng)做解析平臺(tái)式慣性系統(tǒng)。

慣性導(dǎo)航捷聯(lián)慣導(dǎo)慣性導(dǎo)航天文慣導(dǎo)為了克服陀螺漂移這一慣性導(dǎo)航系統(tǒng)固有的缺陷，更準(zhǔn)確地確定航天器的位置，天文慣性導(dǎo)航便應(yīng)運(yùn)而生。這是一種被動(dòng)式組合自主導(dǎo)航系統(tǒng)，它由慣性測(cè)量系統(tǒng)和天文測(cè)量裝置如望遠(yuǎn)鏡等兩部分組成。其中前者依然是主體，而后者起到對(duì)前者的校正作用。慣性導(dǎo)航天文慣導(dǎo)航天器的軌道控制，從廣義上來(lái)說(shuō)，是航天器制導(dǎo)問(wèn)題，即對(duì)按一定導(dǎo)引規(guī)律運(yùn)動(dòng)的航天器進(jìn)行控制，從而使航天器按預(yù)定軌道運(yùn)動(dòng)。簡(jiǎn)單地說(shuō)，就是控制航天器質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的速度大小和方向，使航天器的軌道滿足飛行任務(wù)的要求。軌道控制范圍很廣，大致包括的內(nèi)容有軌道機(jī)動(dòng)、軌道保持、交會(huì)、對(duì)接、再入返回和落點(diǎn)控制等。8.3航天器的軌道機(jī)動(dòng)與軌道保持航天器的軌道控制，從廣義上來(lái)說(shuō)，是航天器制導(dǎo)問(wèn)題，即8.3.1軌道機(jī)動(dòng)概念軌道機(jī)動(dòng)：航天器在控制系統(tǒng)作用下使其軌道發(fā)生有意的改變，或者說(shuō)航天器由已知軌道運(yùn)動(dòng)改變?yōu)檠亓硪粭l要求的軌道運(yùn)動(dòng)。已知的軌道稱(chēng)為初軌道或停泊軌道，要求的軌道稱(chēng)為終軌道或預(yù)定軌道。8.3.1軌道機(jī)動(dòng)概念變軌控制軌道改變：當(dāng)終軌道與初軌道相交(切)時(shí)，在交(切)點(diǎn)施加一次沖量即可使航天器由初軌道進(jìn)人終軌道。軌道轉(zhuǎn)移：當(dāng)終軌道與初軌道不相交(切)時(shí)，則至少要施加兩次沖量才能使航天器由初軌道進(jìn)入終軌道。連結(jié)初軌道與終軌道的過(guò)渡軌道稱(chēng)為轉(zhuǎn)移軌道。變軌控制軌道改變：當(dāng)終軌道與初軌道相交(切)時(shí)，在交(切)點(diǎn)軌道校正也稱(chēng)為軌道捕獲，消除由于入軌條件偏差而產(chǎn)生的軌道偏差(基本軌道參數(shù)偏差)軌道校正的特點(diǎn)是軌道機(jī)動(dòng)所需的速度增量不大，即初軌道與終軌道相差較小。軌道校正也稱(chēng)為軌道捕獲，消除由于入軌條件偏差而產(chǎn)生的軌道偏差8.3.2平面內(nèi)的軌道機(jī)動(dòng)

基于航天器軌道機(jī)動(dòng)的瞬時(shí)假設(shè)，即航天器從一個(gè)軌道機(jī)動(dòng)到另一個(gè)軌道是利用瞬時(shí)之間作用的速度增量來(lái)完成的，或者說(shuō)可以通過(guò)單個(gè)或幾個(gè)推力沖量來(lái)校正或改變軌道。8.3.2平面內(nèi)的軌道機(jī)動(dòng)假設(shè)測(cè)定結(jié)果是近拱點(diǎn)的高度及速度大小與預(yù)定運(yùn)動(dòng)參數(shù)有偏差，其結(jié)果使長(zhǎng)半軸a產(chǎn)生偏差(設(shè)e符合要求)。現(xiàn)要求通過(guò)軌道機(jī)動(dòng)，將近拱點(diǎn)或遠(yuǎn)拱點(diǎn)調(diào)到預(yù)定高度。

1.近拱點(diǎn)和遠(yuǎn)拱點(diǎn)高度的修正衛(wèi)星地心O近拱點(diǎn)遠(yuǎn)拱點(diǎn)假設(shè)測(cè)定結(jié)果是近拱點(diǎn)的高度及速度大小與預(yù)定運(yùn)動(dòng)參數(shù)有偏差，其軌道的能量關(guān)系式，即

對(duì)式兩邊求一次微分得

慣性導(dǎo)航平臺(tái)慣導(dǎo)課件由此可以解出

因此在小偏差情況下，由△v和引起的長(zhǎng)半軸a的改變量△a

若基于軌道機(jī)動(dòng)的瞬時(shí)假設(shè)，在軌道上某點(diǎn)速度v改變而保持r不變，則因?yàn)檐壍篱L(zhǎng)軸是2a，所以軌道長(zhǎng)度的改變是2。

由此可以解出假定在近拱點(diǎn)改變速度，那么由此造成的長(zhǎng)軸改變量正好是遠(yuǎn)拱點(diǎn)高度的變化。同樣，在遠(yuǎn)拱點(diǎn)速度改變△v，將導(dǎo)致近拱點(diǎn)高度的相同變化。在近拱點(diǎn)和遠(yuǎn)拱點(diǎn)加上微小而有限的速度改變△v的特殊情況，得到遠(yuǎn)拱點(diǎn)和近拱點(diǎn)的高度變化，即

衛(wèi)星地心O近拱點(diǎn)遠(yuǎn)拱點(diǎn)假定在近拱點(diǎn)改變速度，那么由此造成的長(zhǎng)軸改變量正好是2．共面兩軌道的一般轉(zhuǎn)移

軌道A與軌道B在同一平面內(nèi)相交，為了使航天器從軌道A轉(zhuǎn)移到軌道B，即軌道改變，需要在兩軌道的交點(diǎn)Q1處加一個(gè)速度增量△，并滿足關(guān)系式，其中與分別是軌道A與軌道B在點(diǎn)Q1，處所對(duì)應(yīng)的航天器速度矢量。2．共面兩軌道的一般轉(zhuǎn)移

要完成兩個(gè)不相交軌道間的轉(zhuǎn)移，通常需要有兩個(gè)速度增量。航天器利用速度增量通過(guò)中間軌道C完成從軌道A到軌道B的轉(zhuǎn)移。和前面一樣，速度增量必須具有相應(yīng)的大小和方向，使得合成的速度矢量對(duì)應(yīng)于新軌道在給定點(diǎn)的應(yīng)有值。

要完成兩個(gè)不相交軌道間的轉(zhuǎn)移，通常需要有兩個(gè)速度增量和新、舊兩軌道相切的轉(zhuǎn)移軌道如圖8.8所示，這里所加的速度增量與航天器的速度矢量平行。這種類(lèi)型的轉(zhuǎn)移往往代表一種燃料消耗量最小的軌道轉(zhuǎn)移。要實(shí)現(xiàn)兩個(gè)不相交軌道間的轉(zhuǎn)移，其轉(zhuǎn)移軌道必須與初軌道和終軌道同時(shí)存在至少一個(gè)交點(diǎn)，即與它們分別相交或相切。

和新、舊兩軌道相切的轉(zhuǎn)移軌道如圖8.8所示特殊地，考慮初軌道和終軌道分別是半徑為r1和r2的圓軌道，那么如果轉(zhuǎn)移軌道要與兩個(gè)圓軌道相接，則近拱點(diǎn)必須小于或等于內(nèi)軌道的半徑，而遠(yuǎn)拱點(diǎn)必須等于或大于外軌道的半徑。用數(shù)學(xué)式來(lái)描述這此條件就是式中，p和e分別是轉(zhuǎn)移軌道的參數(shù)和偏心率。只有同時(shí)滿足以上兩個(gè)個(gè)條件，轉(zhuǎn)移軌道才是可行的。特殊地，考慮初軌道和終軌道分別是半徑為r1

3．霍曼(Hohmann)轉(zhuǎn)移關(guān)于最優(yōu)軌道轉(zhuǎn)移問(wèn)題涉及的面較廣泛，因此這里只簡(jiǎn)要討論經(jīng)典的霍曼轉(zhuǎn)移。這個(gè)問(wèn)題通常表述如下：“給定的是一個(gè)沿半徑為的圓形軌道A運(yùn)行的航天器，要確定以最小的燃料消耗量把航天器從軌道B轉(zhuǎn)移到半徑為的圓形軌道B所需要的速度增量”。3．霍曼(Hohmann)轉(zhuǎn)移不失一般性，先討論由內(nèi)向外軌道轉(zhuǎn)移的問(wèn)題。對(duì)于向外軌道轉(zhuǎn)移來(lái)說(shuō)，沿切線方向提供第一個(gè)沖量，以便使航天器的速度由初始圓周速度增加△變?yōu)?，這樣就可以使航天器進(jìn)入遠(yuǎn)地點(diǎn)距離恰好等于終軌道半徑的橢圓轉(zhuǎn)移軌道。相應(yīng)地，航天器在橢圓轉(zhuǎn)移軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)的速度即為，然后在轉(zhuǎn)移軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)提供第二個(gè)切向沖量，使速度由再增加變?yōu)?，使轉(zhuǎn)移軌道圓化，完成整個(gè)轉(zhuǎn)移過(guò)程。

不失一般性，先討論由內(nèi)向外軌道轉(zhuǎn)移的問(wèn)題。對(duì)于向外軌道轉(zhuǎn)移來(lái)

顯然和分別是航天器沿半徑為和的圓軌道運(yùn)行所需的速度大小。于是由式(2．47)得

橢圓的長(zhǎng)半軸為橢圓的比機(jī)械能

從而得橢圓的長(zhǎng)半軸為在1處變軌后的速度得從而得慣性導(dǎo)航平臺(tái)慣導(dǎo)課件同理得在2處變軌后的速度得霍曼轉(zhuǎn)移所需要的總速度增量為慣性導(dǎo)航平臺(tái)慣導(dǎo)課件向內(nèi)軌道轉(zhuǎn)移時(shí)，先用△v2在遠(yuǎn)地點(diǎn)減小初始圓周速度，然后在近地點(diǎn)上用△v1把速度減少到最終值，因此速度減少了兩次。總之，向內(nèi)轉(zhuǎn)移的過(guò)程恰好與前述向外轉(zhuǎn)移的過(guò)程相反。將以上得出的橢圓軌道稱(chēng)為霍曼(Hohmann)轉(zhuǎn)移軌道。慣性導(dǎo)航平臺(tái)慣導(dǎo)課件霍曼轉(zhuǎn)移的飛行時(shí)間顯然正好是轉(zhuǎn)移軌道周期的一半。因?yàn)橛墒?2．44)得，為已知，所以霍曼轉(zhuǎn)移的時(shí)間為從轉(zhuǎn)移所需的△v看，霍曼轉(zhuǎn)移是最經(jīng)濟(jì)的，不過(guò)霍曼轉(zhuǎn)移所需的時(shí)間比在這兩個(gè)圓軌道之間的任何其他可能的轉(zhuǎn)移軌道所需的時(shí)間都長(zhǎng)?；袈D(zhuǎn)移的飛行時(shí)間顯然正好是轉(zhuǎn)移軌道周期的一半。因?yàn)橛墒?2作業(yè)：已知兩個(gè)共面的地球圓軌道，軌道半徑分別為Ra=7000km，Rb=13000km。航天器在兩軌道間的轉(zhuǎn)移過(guò)程為霍曼轉(zhuǎn)移。求：a）計(jì)算出霍曼轉(zhuǎn)移的時(shí)間。b）計(jì)算出兩次變軌時(shí)，所需的速度增量。作業(yè)：已知兩個(gè)共面的地球圓軌道，軌道半徑分別為8.3.3平面外的軌道機(jī)動(dòng)

1．平面外的軌道改變首先討論不改變軌道形狀或能量的軌道平面純旋轉(zhuǎn)問(wèn)題，即平面外的軌道改變問(wèn)題。這類(lèi)機(jī)動(dòng)可以通過(guò)兩種方式來(lái)實(shí)現(xiàn)，即作為軌道角動(dòng)量矢量的進(jìn)動(dòng)或作為速度矢量的直接旋轉(zhuǎn)?？紤]如圖所示的情況，圖上兩個(gè)軌道的傾角相差△i，軌道A上一個(gè)航天器要機(jī)動(dòng)到軌道B上，這只有使軌道A繞節(jié)線旋轉(zhuǎn)一個(gè)△i才能實(shí)現(xiàn)8.3.3平面外的軌道機(jī)動(dòng)軌道平面旋轉(zhuǎn)可以當(dāng)作角動(dòng)量矢量經(jīng)歷一個(gè)△i角的進(jìn)動(dòng)，需要的沖量與△h有關(guān)。假設(shè)△i很小，則因?yàn)椋@里作用的外力矩大小，其中F是推力，是節(jié)線處的軌道半徑，故有式中，△t為推力作用時(shí)間。由上兩式可得

軌道平面旋轉(zhuǎn)可以當(dāng)作角動(dòng)量矢量經(jīng)歷一個(gè)△i角的進(jìn)動(dòng)，需要的沖

實(shí)際上，恰好是單位質(zhì)量航天器的速度增量△v，而，為節(jié)線處航天器垂直于節(jié)線方向的速度分量。于是得對(duì)于圓形軌道，；對(duì)于橢圓軌道，軌道速度小的地方△v也小。

2．平面外的軌道轉(zhuǎn)移這里只研究?jī)蓚€(gè)非共面圓軌道間的轉(zhuǎn)移，即地球靜止軌道衛(wèi)星的軌道轉(zhuǎn)移問(wèn)題。在發(fā)射靜止軌道衛(wèi)星時(shí)，在發(fā)射段結(jié)束后，衛(wèi)星進(jìn)入第一個(gè)以r1為半徑的圓軌道I(駐留軌道)運(yùn)行，此圓軌道的傾角i1。軌道轉(zhuǎn)移段要使衛(wèi)星沿軌道I改變?yōu)檠剀壍纼A角等于零、地心距為r2的赤道圓形靜止軌道Ⅱ運(yùn)行。這就是平面外圓軌道轉(zhuǎn)移問(wèn)題。 2．平面外的軌道轉(zhuǎn)移當(dāng)初軌道I與終軌道Ⅱ(赤道面內(nèi)的圓軌道)不共面時(shí)，兩軌道面的交線在赤道面內(nèi)，軌道轉(zhuǎn)移應(yīng)在節(jié)線上進(jìn)行。若節(jié)線一端與初軌道I的交點(diǎn)為1，另一端與終軌道Ⅱ的交點(diǎn)為2，那么容易理解，轉(zhuǎn)移軌道的近拱點(diǎn)和遠(yuǎn)拱點(diǎn)應(yīng)分別為赤道上空的l點(diǎn)和2點(diǎn)。航天器平面外圓軌道的轉(zhuǎn)移有兩種方式。

當(dāng)初軌道I與終軌道Ⅱ(赤道面內(nèi)的圓軌道)不共面時(shí)，兩第一種方式：第一步在點(diǎn)1處對(duì)航天器施加第一沖量，這一沖量一方面要使轉(zhuǎn)移軌道處于終軌道Ⅱ平面(即赤道平面)內(nèi)，另一方面要使轉(zhuǎn)移軌道的遠(yuǎn)拱點(diǎn)與終軌道Ⅱ上的點(diǎn)2相切；第二步在點(diǎn)2處對(duì)航天器施加第二個(gè)沖量，使其由沿橢圓轉(zhuǎn)移軌道運(yùn)行變?yōu)檠亟K軌道Ⅱ即靜止軌道運(yùn)行。顯然第二步是平面內(nèi)軌道改變問(wèn)題。第一種方式：第一步在點(diǎn)1處對(duì)航天器施加第一沖量，這一沖量一方第二種方式：第一步在點(diǎn)1處沿初軌道I的切線方向給航天器施加第一個(gè)沖量，使轉(zhuǎn)移軌道的遠(yuǎn)拱點(diǎn)與終軌道Ⅱ在點(diǎn)2相切，此時(shí)轉(zhuǎn)移軌道處在初軌道平面內(nèi)；第二步在點(diǎn)2處對(duì)航天器施加第二個(gè)沖量，一方面要使航天器由初軌道平面轉(zhuǎn)移至終軌道平面，另一方面要使其由沿橢圓轉(zhuǎn)移軌道運(yùn)行變?yōu)檠仂o止軌道Ⅱ運(yùn)行。顯然第一步是平面內(nèi)軌道改變問(wèn)題。第二種方式：第一步在點(diǎn)1處沿初軌道I的切線方向給航天嫦娥二號(hào)的軌道轉(zhuǎn)移

近地點(diǎn)高度200公里、遠(yuǎn)地點(diǎn)高度約38萬(wàn)公里的直接奔月軌道由地月轉(zhuǎn)移軌道進(jìn)入近月點(diǎn)100公里，周期約12小時(shí)的環(huán)月軌道進(jìn)入了遠(yuǎn)月點(diǎn)100公里、近月點(diǎn)15公里的試驗(yàn)軌道嫦娥二號(hào)的軌道轉(zhuǎn)移

近地點(diǎn)高度200公里、遠(yuǎn)地點(diǎn)高度約38萬(wàn)8.3.4軌道保持在航天器經(jīng)過(guò)各種軌道機(jī)動(dòng)以后，實(shí)現(xiàn)了按預(yù)定軌道飛行。由于地球扁率的影響、太陽(yáng)和月球的干擾作用、太陽(yáng)輻射壓以及稀薄大氣等的影響，航天器的軌道將在外界干擾的作用下逐漸偏離預(yù)定軌道。為了使預(yù)定軌道能夠得到保持，經(jīng)過(guò)一定時(shí)間以后，由地面測(cè)控站經(jīng)過(guò)測(cè)量與計(jì)算，發(fā)出相應(yīng)的控制指令，對(duì)軌道進(jìn)行修正，這種修正稱(chēng)為軌道保持。

8.3.4軌道保持目前航天器軌道保持主要有四種形式：①使航天器相對(duì)地球的位置保持固定，如靜止軌道衛(wèi)星；②太陽(yáng)同步軌道保持；③相對(duì)于其他航天器保持固定位置，例如電子偵察衛(wèi)星；④具有軌道擾動(dòng)補(bǔ)償器的航天器，這種航天器的擾動(dòng)補(bǔ)償器可以消除氣動(dòng)力和太陽(yáng)光壓對(duì)軌道參數(shù)的影響，所以又稱(chēng)為無(wú)阻力航天器。這也是一種自主軌道保持方式，這種軌道保持可使測(cè)軌精度提高，并延長(zhǎng)軌道預(yù)報(bào)周期。

目前航天器軌道保持主要有四種形式：①使航天器相對(duì)地球的位置保

1.地球靜止軌道位置保持對(duì)位置保持精度的要求取決于兩個(gè)方面：一方面為了避免相鄰衛(wèi)星之間的通信干擾，要使各個(gè)對(duì)地靜止衛(wèi)星的間隔有一定限制；另一方面是根據(jù)天線指向精度要求，簡(jiǎn)化大量的地面接收天線，同時(shí)防止天線增益下降和覆蓋區(qū)域的波動(dòng)。對(duì)通信廣播衛(wèi)星位置保持精度的要求有時(shí)甚至比姿態(tài)指向精度更為重要。位置保持的方式根據(jù)姿態(tài)和軌道測(cè)量、指令發(fā)送和同步控制等的形式，可以分為地面控制(非自主)和自主保持兩種類(lèi)型。1.地球靜止軌道位置保持

2．太陽(yáng)同步軌道保持太陽(yáng)同步軌道對(duì)地球觀測(cè)衛(wèi)星(照相和遙感)特別重要，因?yàn)樗梢蕴峁┮粋€(gè)恒定太陽(yáng)方位角，使衛(wèi)星對(duì)地球進(jìn)行良好觀測(cè)。由于基本上可以保持太陽(yáng)入射角沒(méi)有多大變化，太陽(yáng)帆板可以作成固定式的。太陽(yáng)同步軌道除了靠發(fā)射衛(wèi)星時(shí)，選擇適當(dāng)?shù)能壍栏叨群蛢A角來(lái)保證以外，衛(wèi)星在軌道運(yùn)行，可以通過(guò)星上軌道保持系統(tǒng)控制軌道高度和傾角，例如美國(guó)的陸地衛(wèi)星。2．太陽(yáng)同步軌道保持8.4航天器的交會(huì)與對(duì)接控制8.4航天器的交會(huì)與對(duì)接控制交會(huì)是指兩個(gè)或兩個(gè)以上的航天器在軌道上按預(yù)定位置和時(shí)間相會(huì)，對(duì)接則是指兩個(gè)航天器在軌道上相會(huì)后連成一個(gè)整體。需要交會(huì)的航天器不一定需要對(duì)接，如軌道攔截等情況；但是需要對(duì)接的航天器則一定要首先實(shí)現(xiàn)交會(huì)，而且交會(huì)還必須達(dá)到對(duì)接所要求的精度。交會(huì)是對(duì)接的前提和基礎(chǔ)。交會(huì)是指兩個(gè)或兩個(gè)以上的航天器在軌道上按預(yù)

一般在要進(jìn)行交會(huì)對(duì)接的兩個(gè)航天器中，往往一個(gè)是“主動(dòng)的”，另一個(gè)是“被動(dòng)的”。主動(dòng)航天器在交會(huì)對(duì)接過(guò)程中完成軌道機(jī)動(dòng)，即改變自己質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)，向被動(dòng)航天器靠近；被動(dòng)航天器不改變自己的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)，即運(yùn)行軌道不變，僅完成繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)，使自己的對(duì)接裝置能夠始終對(duì)著主動(dòng)航天器。這樣能夠有效地減輕主動(dòng)航天器的控制任務(wù)。一般在要進(jìn)行交會(huì)對(duì)接的兩個(gè)航天器中，往往一個(gè)是“主交會(huì)對(duì)接通?？梢苑譃?個(gè)主要階段。(1)會(huì)合階段：通過(guò)遠(yuǎn)程導(dǎo)引的軌道控制來(lái)實(shí)現(xiàn)兩個(gè)航天器的會(huì)合，一般會(huì)合在幾萬(wàn)米的相對(duì)距離之內(nèi)。遠(yuǎn)程導(dǎo)引方法與航天器的軌道機(jī)動(dòng)沒(méi)有什么區(qū)別。(2)接近階段：通過(guò)近程導(dǎo)引的軌道控制使兩個(gè)航天器相對(duì)距離在1km之內(nèi)，相對(duì)速度在1～1．5m／s以下。有時(shí)也將以上兩個(gè)階段統(tǒng)稱(chēng)為導(dǎo)引段，或分別稱(chēng)為遠(yuǎn)程導(dǎo)引段或近程導(dǎo)引段。(3)停靠和對(duì)接階段：要求兩個(gè)航天器相對(duì)速度為零或者在相對(duì)一定距離之內(nèi)?？浚？亢筮M(jìn)行對(duì)接。無(wú)碰撞的停靠將為對(duì)接創(chuàng)造良好的工作條件。交會(huì)對(duì)接通?？梢苑譃?個(gè)主要階段。在停靠和對(duì)接階段，兩個(gè)航天器相互靠近的相對(duì)速度具有嚴(yán)格的限制極限。限制極限的上限是航天器的強(qiáng)度，若超過(guò)了將導(dǎo)致航天器撞毀；而下限則受對(duì)接裝置可靠工作的制約，若達(dá)不到則對(duì)接不能可靠完成。

在?？亢蛯?duì)接階段，兩個(gè)航天器相互靠近的相對(duì)速度具有嚴(yán)

在?？亢蛯?duì)接階段，兩個(gè)航天器的姿態(tài)應(yīng)當(dāng)保證在所有的時(shí)間內(nèi)，兩者的對(duì)接組件軸在同一條直線上且相互對(duì)準(zhǔn)，以保證對(duì)接組件接觸后的正常工作。要實(shí)現(xiàn)這一點(diǎn)，就要求主動(dòng)航天器在固定姿態(tài)的情況下(即沒(méi)有任何轉(zhuǎn)動(dòng))能夠前進(jìn)和后退，能夠在任何方向側(cè)移。因此必須在航天器上配置縱向和側(cè)向運(yùn)動(dòng)所需的小發(fā)動(dòng)機(jī)或推力器。

在?？亢蛯?duì)接階段，兩個(gè)航天器的姿態(tài)應(yīng)當(dāng)保證在所有的時(shí)從上述空間交會(huì)和對(duì)接各階段的順序和相對(duì)運(yùn)動(dòng)可以看出，會(huì)合階段主要是軌道控制，也就是制導(dǎo)問(wèn)題;接近階段大部分仍然屬于軌道控制，只是在短距離的制導(dǎo)中還要有比較粗的姿態(tài)控制；?？亢蛯?duì)接階段同時(shí)要進(jìn)行小距離軌道機(jī)動(dòng)和精確姿態(tài)控制，還是交會(huì)對(duì)接中最關(guān)鍵的階段。

從上述空間交會(huì)和對(duì)接各階段的順序和相對(duì)運(yùn)動(dòng)可以看出，會(huì)合階段圖8.13表示了空間交會(huì)對(duì)接的控制程序。橫坐標(biāo)表示兩個(gè)航天器的相對(duì)距離，縱坐標(biāo)表示實(shí)現(xiàn)控制的相應(yīng)方法。圖8.13表示了空間交會(huì)對(duì)接的控制程序。橫坐標(biāo)表示兩

空間交會(huì)對(duì)接的控制方式有4種。（1）手動(dòng)操作：由航天員在軌道上親自觀察和操作，這是目前比較成熟的方法。但是，對(duì)航天員來(lái)說(shuō)這是一項(xiàng)繁重的工作，這種方式僅適用于載人航天器；（2）遙控操作(非自主)：由地面站通過(guò)遙測(cè)和遙控來(lái)實(shí)現(xiàn)，要求全球設(shè)站或有中繼衛(wèi)星協(xié)助；（3）自動(dòng)控制：不依靠航天員，由星上設(shè)備和地面站相結(jié)合實(shí)現(xiàn)交會(huì)對(duì)接；（4）自主控制：不依靠地面站，完全由星上設(shè)備來(lái)實(shí)現(xiàn)，特別對(duì)不載人航天器最合適。其中，自主交會(huì)對(duì)接由于敏感器和控制器(計(jì)算機(jī))的作用，一般都反應(yīng)迅速而準(zhǔn)確。自主交會(huì)對(duì)接系統(tǒng)比較復(fù)雜，而且技術(shù)上難度較大?？臻g交會(huì)對(duì)接的控制方式有4種。自動(dòng)和自主會(huì)對(duì)接最關(guān)鍵的技術(shù)是測(cè)量方法和敏感器。由于交會(huì)對(duì)接各階段測(cè)量范圍和精度不同，需要采用多種測(cè)量方法和敏感器，很難用一種敏感器完成整個(gè)交會(huì)對(duì)接的測(cè)量任務(wù)。遠(yuǎn)距離一般采用交會(huì)雷達(dá)，近距離可用電視攝像和光學(xué)成像敏感器?？臻g交會(huì)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)指標(biāo)為燃料消耗量、交會(huì)花費(fèi)時(shí)間和交會(huì)終點(diǎn)所達(dá)到的精度三方面。在系統(tǒng)設(shè)計(jì)中若需要滿足某一個(gè)指標(biāo)為主，而其他兩個(gè)指標(biāo)處在從屬地位，一般應(yīng)用系統(tǒng)工程方法，根據(jù)空間交會(huì)和對(duì)接的具體任務(wù)，全面論證這三方面指標(biāo)的相互關(guān)系和主從關(guān)系。自動(dòng)和自主會(huì)對(duì)接最關(guān)鍵的技術(shù)是測(cè)量方法和敏感器。由于8.5.1再入返回原理航天器的發(fā)射是一個(gè)加速過(guò)程，即在運(yùn)載火箭的推動(dòng)下，航天器由靜止到運(yùn)動(dòng)，由低速到高速，最后達(dá)到飛行的目的。而航天器的返回實(shí)際上是發(fā)射的逆過(guò)程，即要使高速飛行的航天器減速，最后降落在地面上。8.5航天器的再入返回控制8.5.1再入返回原理8.5航天器的再入返回控制從理論上講，航天器的返回，可以用與發(fā)射方向相反的火箭，沿著發(fā)射軌道和發(fā)射過(guò)程逆向地進(jìn)行減速。這就需要相當(dāng)大的動(dòng)力裝置和相當(dāng)多的推進(jìn)劑，而這些返回用的動(dòng)力裝置和推進(jìn)劑在發(fā)射過(guò)程中又成為運(yùn)載火箭的有效載荷。這樣勢(shì)必使發(fā)射航天器的起飛重量大大增加，所以這個(gè)方法很不經(jīng)濟(jì)，在工程實(shí)踐中不采用它。從理論上講，航天器的返回，可以用與發(fā)射方向更好的辦法是利用地球表面大氣層的空氣阻力來(lái)使航天器減速。這種辦法確實(shí)是比前面的辦法經(jīng)濟(jì)得多。它的減速過(guò)程是，首先利用一小段推力，使航天器離開(kāi)原來(lái)的運(yùn)行軌道，轉(zhuǎn)入朝向大氣層的軌道，此后不再使用火箭的動(dòng)力來(lái)減速。由于航天器以一定速度在大氣中飛行，必然受到大氣的阻力作用，使航天器逐漸減速，最后降落到地面上。這樣就可以節(jié)省大量的推進(jìn)劑，并大大地減輕火箭裝置的重量，使得航天器返回地面變得更加現(xiàn)實(shí)。

更好的辦法是利用地球表面大氣層的空氣阻力來(lái)使航天器減根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)，大氣阻力可由下式確定：

S航天器的特征面積，一般取與速度方向垂直的平面內(nèi)航天器的最大截面積；ρ為空氣密度；v航天器相對(duì)于大氣的速度；CD為阻力系數(shù)，與航天器的形狀、飛行姿態(tài)、速度有關(guān)。根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)，大氣阻力可由下式確定：航天器再入大氣層時(shí)的速度很高，可達(dá)7km／s以上，所以作用在航天器上的空氣阻力很大，最大可達(dá)到它本身重量的幾倍到十幾倍。航天器也就以幾倍甚至十幾倍于重力加速度g的負(fù)加速度進(jìn)行減速。航天器在空氣阻力的作用下急劇減速，速度由剛進(jìn)入大氣層時(shí)的宇宙速度很快地降低到15km高度以下的亞音速，即200m／s左右，最后再進(jìn)一步采取減速措施，如用降落傘，使航天器減速到安全著陸速度。慣性導(dǎo)航平臺(tái)慣導(dǎo)課件這種方法只須用一個(gè)能量不大的制動(dòng)火箭，作用很短的一段時(shí)間，使航天器離開(kāi)原來(lái)的運(yùn)行軌道，轉(zhuǎn)入朝向大氣層的軌道，以后就不再使用火箭的動(dòng)力來(lái)減速。這是目前工程上普遍使用的方法。當(dāng)然，利用大氣阻力使航天器減速也有不利的一面，這就是航天器要經(jīng)受很高的氣動(dòng)加熱，如果沒(méi)有采取特殊的措施，航天器將燒毀。但是，只要付出相對(duì)少的防熱層重量的代價(jià)，這個(gè)問(wèn)題也就很容易得到解決了。這種方法只須用一個(gè)能量不大的制動(dòng)火箭，作用很短的一段再入和返回控制大致有三項(xiàng)要求：①落點(diǎn)精度；②再人大氣層的航天器表面受熱限制；③如果是載人航天器須考慮人體安全，還要求減速度限制。再入和返回控制大致有三項(xiàng)要求：①落點(diǎn)精度；②再人大氣層的航天8.5.2再入返回過(guò)程1．離軌段該段從返回制動(dòng)或返回變軌裝置(通常是火箭發(fā)動(dòng)機(jī))開(kāi)始工作起至其結(jié)束工作時(shí)止，所以該階段也稱(chēng)為制動(dòng)飛行段。在返回制動(dòng)或返回變軌裝置推力的作用下，航天器離開(kāi)原來(lái)的軌道，并進(jìn)入一條引向地面的軌道。

8.5.2再入返回過(guò)程2．過(guò)渡段該段是從返回制動(dòng)或返回變軌裝置工作結(jié)束到進(jìn)入地球大氣層之前的被動(dòng)段。在這一階段，航天器軌道不加以控制，沿過(guò)渡軌道自由下降。但有時(shí)為了保證航天器能夠準(zhǔn)確、準(zhǔn)時(shí)地進(jìn)入下一階段再入段，往往要對(duì)軌道進(jìn)行幾次修正。

2．過(guò)渡段3．再入段該段是航天器進(jìn)入大氣層后，在大氣中運(yùn)動(dòng)的階段。它從航天器在B點(diǎn)開(kāi)始進(jìn)入大氣層起，至離地面10～20km高度處止，也稱(chēng)為“大氣層內(nèi)飛行段”在此段中，航天器要經(jīng)受?chē)?yán)重的氣動(dòng)加熱、外壓和大過(guò)載的考驗(yàn)，因此再入段軌道的研究是整個(gè)返回軌道研究中的重點(diǎn)。

3．再入段再入時(shí)的速度方向與當(dāng)?shù)厮骄€的夾角為θ，稱(chēng)為再入角，再入角的大小直接影響到航天器在大氣層里所受的氣動(dòng)力加熱、過(guò)載和返回時(shí)的航程。若再入角太小，則航天器可能只在稠密大氣層的邊緣掠過(guò)而進(jìn)入不了大氣層；若再入角過(guò)大，則航天器受到的空氣阻力會(huì)很大，過(guò)載可能超過(guò)允許值，同時(shí)氣動(dòng)力加熱也會(huì)過(guò)于嚴(yán)重。再入時(shí)的速度方向與當(dāng)?shù)厮骄€的夾角為θ，稱(chēng)為再入角，再入角的用“再入走廊”反映航天器的再入軌道范圍?！霸偃胱呃取钡拇笮】梢杂稍偃虢堑姆秶硎荆舷迣?duì)應(yīng)于最小再入角，是航天器能進(jìn)入大氣層而不再回到空間的一條界線；下限對(duì)應(yīng)于最大再入角，是航天器承受過(guò)載極限值或氣動(dòng)力加熱極限值的界線；二者之差是所允許的再入角范圍，即用“再入走廊”反映航天器的再入軌道范圍?！霸偃胱呃取薄霸偃胱呃取币部捎米呃葘挾缺硎驹偃虢堑纳?、下限各相應(yīng)于一條過(guò)渡軌道，假定在無(wú)大氣層情況下，航天器沿上、下限橢圓形過(guò)渡軌道飛過(guò)近地點(diǎn)，上、下限兩條軌道近地點(diǎn)高度之差稱(chēng)為走廊寬度。不同的航天器有不同的氣動(dòng)特性、不同的防熱結(jié)構(gòu)和不同的最大過(guò)載允許值，因而有不同的再入走廊寬度。但一般說(shuō)來(lái)航天器的再人走廊都比較狹窄，所以要準(zhǔn)確地把航天器導(dǎo)入走廊，必須在此之前控制和調(diào)整航天器的姿態(tài)。“再入走廊”也可用走廊寬度表示再入角的上、下限各相應(yīng)

4．著陸段當(dāng)航天器下降到20km以下的高度時(shí)，進(jìn)一步采取減速措施，保證其安全著陸。這一階段又稱(chēng)為“回收段”。航天器著陸的方式，有垂直著陸和水平著陸兩種。垂直著陸采用降落傘系統(tǒng)，從降落傘開(kāi)始工作之點(diǎn)到航天器的軟著陸點(diǎn)這段軌道稱(chēng)為降落傘著陸段。4．著陸段降落傘著陸段，一般都是在航天器接近平衡速度之后，繼續(xù)減速到降落傘系統(tǒng)能可靠工作的速度和高度時(shí)開(kāi)始的。航天器的平衡速度指航天器受到的氣動(dòng)阻力D等于它所受重力時(shí)的速度。降落傘著陸段，一般都是在航天器接近平衡速度之后，繼續(xù)減速到降水平著陸的航天器具有足夠的升力，能夠連續(xù)下滑，并在跑道上著陸滑跑。在水平著陸情況下，從航天器到達(dá)著陸導(dǎo)引范圍，并開(kāi)始操縱活動(dòng)的翼面控制升力和阻力分布機(jī)動(dòng)飛行時(shí)起，到航天器到達(dá)著陸點(diǎn)這段軌道稱(chēng)為導(dǎo)引著陸段。導(dǎo)引著陸段，一般是在航天器下降到一定高度，氣動(dòng)力的作用大到操縱活動(dòng)翼面可以控制航天器的機(jī)動(dòng)飛行和下滑狀況時(shí)開(kāi)始的。以后的飛行就與飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)著陸相類(lèi)似了。水平著陸的航天器具有足夠的升力，能夠連續(xù)下作業(yè)：以任意返回式衛(wèi)星為例，簡(jiǎn)述其著陸過(guò)程，并說(shuō)明引導(dǎo)傘、減速傘和主傘的作用各有什么不同？作業(yè)：以任意返回式衛(wèi)星為例，簡(jiǎn)述其著陸過(guò)程，并

8.5.3再入返回方式根據(jù)航天器在再入段的不同氣動(dòng)力特性，航天器的再入返回分為彈道式、彈道—升力式、升力式3種方式。在大氣層中，航天器所受空氣動(dòng)力分為沿速度反方向的阻力D和垂直于速度方向的升力Y兩個(gè)分量。升力和阻力大小之比Y／D稱(chēng)為升阻比。8.5.3再入返回方式

1．彈道式再入返回采用彈道式再入返回方式的航天器升阻比為零或接近于零(Y／D—0～0．1)，在空氣中運(yùn)動(dòng)只產(chǎn)生阻力而不產(chǎn)生升力，或者只產(chǎn)生很有限的升力，但此升力是無(wú)法控制的，所以，航天器一旦脫離原來(lái)的運(yùn)行軌道，就沿著預(yù)定的彈道無(wú)控制地返回地面。這與彈道式導(dǎo)彈的彈頭運(yùn)動(dòng)相似，故稱(chēng)為彈道式。

1．彈道式再入返回彈道式再人返回的優(yōu)點(diǎn)在于，由于沒(méi)有升力，所以航天器的氣動(dòng)外形很簡(jiǎn)單，通常采用鈍頭的軸對(duì)稱(chēng)旋轉(zhuǎn)體外形，如圓球體、圓錐體等；航天器在大氣層里經(jīng)歷的時(shí)間很短，因此氣動(dòng)力加熱的總加熱量相對(duì)地要小些，防熱結(jié)構(gòu)較簡(jiǎn)單；彈道式再入航天器是返回式航天器中最簡(jiǎn)單的一種，技術(shù)上易于實(shí)現(xiàn)。

慣性導(dǎo)航平臺(tái)慣導(dǎo)課件

其主要缺點(diǎn)在于，由于在大氣層內(nèi)的運(yùn)動(dòng)是無(wú)控的，再入返回過(guò)程中沒(méi)有校正落點(diǎn)位置偏差的可能，因此要求回收區(qū)域很大；其次，由于彈道式再入返回的航天器減速很快，所以產(chǎn)生的熱流密度峰值和過(guò)載峰值是各種方式中最大的，盡管航天器受到的總熱量較小。

其主要缺點(diǎn)在于，由于在大氣層內(nèi)的運(yùn)動(dòng)是無(wú)控的，再入返2．彈道一升力式再入返回

彈道一升力式再入返回的航天器是一種既保持彈道式航天器結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單和防熱易于處理的特點(diǎn)，又能適當(dāng)?shù)乩蒙Γ谝欢ǔ潭壬峡朔椀朗皆偃敕祷厝秉c(diǎn)的航天器。在結(jié)構(gòu)上，它將重心位置配置在偏離中心軸的一段很小的距離上。這樣，航天器(除球狀外形之外)在氣流中能產(chǎn)生一定的攻角，稱(chēng)為配平攻角，相應(yīng)地產(chǎn)生一定的升力。當(dāng)然，這個(gè)升力是有限的，不超過(guò)阻力的一半。2．彈道一升力式再入返回

跳躍式的再入返回軌道由交替的彈道式飛行段和跳躍式飛行段構(gòu)成。航天器在進(jìn)入大氣層一段時(shí)間后，調(diào)整升力，使航天器升起再次沖出大氣層，作一段彈道式飛行，然后再進(jìn)入大氣層。也可以多次出入氣層，每進(jìn)入一次大氣層就利用大氣進(jìn)行一次減速。這種返回軌道的高度有較大起伏變化，故稱(chēng)做跳躍式軌道。跳躍式的再入返回軌道由交替的彈道式飛行段和對(duì)于進(jìn)入大氣層后雖不再跳出大氣層，但靠升力使再入軌道高度有較大起伏變化的軌道，也稱(chēng)做跳躍式軌道。以接近第二宇宙速度再入大氣層的航天器多采用跳躍式再入軌道，以減小再入過(guò)載和較大范圍地調(diào)整落點(diǎn)。對(duì)于進(jìn)入大氣層后雖不再跳出大氣層，但靠升力使再?gòu)耐庑紊峡矗捎脧椀酪簧κ皆偃敕祷氐暮教炱骰旧媳３至藦椀朗胶教炱鞯耐庑谓Y(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的特點(diǎn)。這兩種再入返回式航天器沒(méi)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，還需要有一套降落傘系統(tǒng)來(lái)統(tǒng)一減速，才能保證安全著陸。從外形上看，采用彈道一升力式再入返回的航天器基本上保3．升力式再入返回當(dāng)要求航天器水平著陸時(shí)，必須給航天器足夠大的升力，使再入軌道，特別是著陸段平緩到適合水平著陸的程度。航天器的升力增大，在再入段調(diào)整升力，可以增大調(diào)整軌道(機(jī)動(dòng)飛行)的能力，平緩再入段和增大機(jī)動(dòng)飛行的范圍，使航天器水平著陸和著陸到指定的機(jī)場(chǎng)跑道上成為可能。3．升力式再入返回要求航天器水平著陸是為了回避垂直著陸的兩大缺點(diǎn)，即往往造成航天器及其有效載荷損傷的著陸沖擊過(guò)載和令人困擾的不易控制的落點(diǎn)散布。此外，要求航天器水平著陸的目的還在于實(shí)現(xiàn)無(wú)損的和定點(diǎn)的著陸，為航天器的多次重復(fù)使用創(chuàng)造條件。能夠?qū)崿F(xiàn)水平著陸的升力式航天器的升阻比一般都大于1，也就是說(shuō)航天器在再入段的升力大于阻力，要求航天器水平著陸是為了回避垂直著陸的兩大缺點(diǎn)，即往

升力式再入返回的航天器存在的問(wèn)題。例如，升力式再入返回由于再入段比較平緩，再入段航程和經(jīng)歷的時(shí)間都比彈道式和彈道一升力式的長(zhǎng)得多。雖然熱流密度峰值和最大減速過(guò)載值都小，但總的加熱熱量大，加熱時(shí)間長(zhǎng)。此外這種航天器構(gòu)形比彈道式的復(fù)雜得多，再加上多次重復(fù)使用的要求，使得這種航天器的控制問(wèn)題、氣動(dòng)力問(wèn)題、防熱問(wèn)題和結(jié)構(gòu)問(wèn)題變得十分復(fù)雜。升力式再入返回的航天器存在的問(wèn)題。例如，升力式再入返總之，上述幾種再入返回方式的主要區(qū)別在于利用升力的程度不同。利用升力，可以擴(kuò)大再入走廊，降低過(guò)載以及增加機(jī)動(dòng)飛行的能力，提高著陸精度。升阻比越大，這些優(yōu)點(diǎn)也越明顯。圖8.20所示歸納了采用各種再人返回方式的航天器的分類(lèi)。

總之，上述幾種再入返回方式的主要區(qū)別在于利用升力的程星際飛行是行星際飛行和恒星際飛行的統(tǒng)稱(chēng)。當(dāng)空間飛行器具有第二宇宙速度11.2km／s時(shí)，可以脫離地球引力進(jìn)入行星際飛行軌道；當(dāng)具有第三宇宙速度16．7km／s時(shí)?？梢悦撾x太陽(yáng)引力，進(jìn)入恒星際飛行軌道。也有人把行星際飛行，包括圍繞地球的飛行，稱(chēng)為航天，把恒星際飛行稱(chēng)為航宇。

8.6星際飛行的導(dǎo)航與制導(dǎo)星際飛行是行星際飛行和恒星際飛行的統(tǒng)稱(chēng)。當(dāng)空間飛行器8.6.1星際飛行的軌道在地球引力作用范圍之外的行星際空間稱(chēng)為深空間，當(dāng)航天器超出地球引力作用范圍進(jìn)行深空間航行時(shí)，航天器的運(yùn)動(dòng)要同時(shí)考慮太陽(yáng)、地球和其他行星引力的作用，是多體運(yùn)動(dòng)，這是行星際飛行的一個(gè)特點(diǎn)。根據(jù)引力作用范圍可以把行星際飛行簡(jiǎn)化為多個(gè)不同的二體攝動(dòng)問(wèn)題。

8.6.1星際飛行的軌道行星的作用范圍半徑可按下式計(jì)算，該式適用于任何兩個(gè)一大一小的天體。求出小天體(如行星)相對(duì)于大天體(如太陽(yáng))的作用范圍半徑為

式中，M，m分別為大、小兩個(gè)天體的質(zhì)量；r為兩個(gè)天體中心間的距離。利用該式可以算出，地球相對(duì)于太陽(yáng)的作用范圍半徑為930000km。近地空間即是以地球?yàn)橹行模?30000km為半徑的球面內(nèi)空間。月球相對(duì)于地球的作用范圍半徑為66000km。

行星的作用范圍半徑可按下式計(jì)算，該式適用應(yīng)用引力作用范圍的概念，可以把航天器星際航行的多體運(yùn)動(dòng)問(wèn)題轉(zhuǎn)化為航天器在不同飛行階段處于不同天體引力作用范圍時(shí)的多個(gè)二體問(wèn)題。這實(shí)質(zhì)上是假設(shè)航天器從地球出發(fā)飛往目標(biāo)行星的過(guò)程中，任一時(shí)刻只受到對(duì)其運(yùn)動(dòng)影響最大的天體的引力作用。應(yīng)用引力作用范圍的概念，可以把航天器星際航行的多體運(yùn)動(dòng)問(wèn)題轉(zhuǎn)根據(jù)上述假設(shè)，可將行星際航天器飛往目標(biāo)行星的軌道分為三段：(1)擺脫地球引力軌道(地心軌道)：從地球上發(fā)射到地球作用范圍的邊界，在這一段軌道上，航天器處在地球引力的“影響球”范圍內(nèi)。(2)日心過(guò)渡軌道(日心軌道)：從地球作用范圍邊界到目標(biāo)行星作用范圍邊界，在這一段軌道上，太陽(yáng)為基本引力體。航天器的這一運(yùn)動(dòng)階段也稱(chēng)為中途飛行階段。(3)與目標(biāo)行星相遇軌道(行星中心軌道)：這一段軌道在目標(biāo)行星作用范圍內(nèi)，航天器只受目標(biāo)行星引力的作用。根據(jù)上述假設(shè)，可將行星際航天器飛往目標(biāo)行星的軌道分為行星際航天器的大部分飛行是在單個(gè)天體——太陽(yáng)的引力作用下進(jìn)行的，只在整個(gè)飛行過(guò)程中的很短一段時(shí)間內(nèi)，航天器的軌道才由它飛離和到達(dá)的行星決定。當(dāng)航天器沿著日心軌道飛行時(shí)，其他行星對(duì)它的干擾可以忽略不計(jì)。因此行星際飛行軌道的設(shè)計(jì)主要是航天器在中途飛行階段日心軌道的設(shè)計(jì)。

行星際航天器的大部分飛行是在單個(gè)天體——太陽(yáng)對(duì)行星際軌道的研究，除前述的“分段二體問(wèn)題”這一基本簡(jiǎn)化外，還有以下的簡(jiǎn)化假設(shè)。(1)采用簡(jiǎn)化的行星軌道模型。由于太陽(yáng)系具有九大行星，除天王星的軌道面與黃道面夾角較大(17o)外，其他行星基本上都運(yùn)行在相同的平面上，都以相同的方向，由西往東運(yùn)轉(zhuǎn)，而且軌道偏心率都很小，所以假設(shè)：(i)所有的行星軌道都在黃道面上(軌道的共面性)；(ii)所有的行星軌道都是圓形的(軌道的近圓性)。

對(duì)行星際軌道的研究，除前述的“分段二體問(wèn)題”這一基本

(2)由于行星際航行要求的能量大，飛行時(shí)間長(zhǎng)，飛往目標(biāo)行星要幾個(gè)月到幾年、十幾年，飛往月球要幾天。為了縮短航行時(shí)間，多采用大推力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，故假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)按沖量方式工作。

行星際航天器飛行的軌道大致有4種。(1)霍曼(Hohmann)軌道：也稱(chēng)為雙切軌道，是將航天器從地球軌道上送到目標(biāo)行星軌道上去的能量最經(jīng)濟(jì)的日心軌道。行星際航天器飛行的軌道大致有4種。(2)一般橢圓軌道：軌道偏心率e為0<e<1，與第一種軌道的區(qū)別在于它不是能量最經(jīng)濟(jì)的軌道；(3)拋物線軌道：e=1；(4)雙曲線軌道：e>1。上述4種軌道從地球到目標(biāo)行星的飛行航線可知，霍曼軌道飛行時(shí)間最長(zhǎng)，其次為一般橢圓軌道，然后是拋物線軌道，雙曲線軌道飛行時(shí)間最短?；袈壍啦粌H飛行時(shí)間長(zhǎng)，而且要求較高的制導(dǎo)精度。目前行星際飛行大多采用雙曲線軌道。(2)一般橢圓軌道：軌道偏心率e為0<e<1，與第一種軌道行星際飛行的航天器經(jīng)過(guò)中途飛行階段后到達(dá)目標(biāo)行星的附近，此后相對(duì)于目標(biāo)行星的運(yùn)動(dòng)不外乎3種方式：(1)臨近飛行：航天器從目標(biāo)行星附近飛過(guò)；(2)軌道飛行：航天器成為目標(biāo)行星的衛(wèi)星；(3)登陸飛行：航天器在目標(biāo)行星上著陸。另外，為了便于修正軌道，節(jié)省燃料，在行星際飛行的初始段和終末段常常采用一種等待軌道，這是繞地球和目標(biāo)行星的處于黃道面內(nèi)的軌道。行星際飛行的航天器經(jīng)過(guò)中途飛行階段后到達(dá)目標(biāo)行星的附8.6.2星際飛行的軌道設(shè)計(jì)原則星際飛行軌道中途段的設(shè)計(jì)，應(yīng)巧妙地利用行星引力場(chǎng)來(lái)加快星際飛行的速度，從而縮短飛行時(shí)間。這對(duì)漫長(zhǎng)的星際飛行來(lái)說(shuō)是一個(gè)很有實(shí)用價(jià)值的設(shè)計(jì)原則。近旁轉(zhuǎn)向航行就是航天器在航行中借助某個(gè)行星的引力來(lái)加速，以到達(dá)目標(biāo)行星。

8.6.2星際飛行的軌道設(shè)計(jì)原則利用近旁轉(zhuǎn)向這一原理，可進(jìn)行大周游航行。即用一個(gè)探測(cè)器依次飛經(jīng)多個(gè)行星附近，實(shí)現(xiàn)對(duì)多個(gè)行星的探測(cè)。例如1977年美國(guó)發(fā)射的“旅行者”行星探測(cè)器利用木星引力使其加速，在木星附近使航向偏轉(zhuǎn)約97度，從而飛向土星，再利用土星的引力加速，繼續(xù)飛向天王星和海王星，最后離開(kāi)太陽(yáng)系，飛向宇宙。這種利用行星引力場(chǎng)的“旅行者”飛行軌道屬于雙曲線型軌道。它到土星的時(shí)間大約只需要3～4年時(shí)間，而雙切軌道則需要6年時(shí)間。利用近旁轉(zhuǎn)向這一原理，可進(jìn)行大周游航行。即用一行星際飛行另一條重要的設(shè)計(jì)原則是不管航天器是從地球表面直接發(fā)射的，還是從地球等待軌道飛向行星的，都希望利用地球繞太陽(yáng)的公轉(zhuǎn)速度。這個(gè)速度29．8km／s，方向往東，這是一個(gè)十分重要的推力。正如在地面上發(fā)射地球衛(wèi)星一樣也希望朝東發(fā)射，以充分利用地球自轉(zhuǎn)速度

行星際飛行另一條重要的設(shè)計(jì)原則是不管航天器是從地球在一般情況下，行星際飛行軌道(包括其假想的延長(zhǎng)部分)與地球運(yùn)行軌道和目標(biāo)行星運(yùn)行軌道都有兩次相交。這就是說(shuō)，給定方位的一條日心橢圓軌道，可以有4種不同軌道的飛行方式。假如沿圖上橢圓的相反方向飛行，就又可能出現(xiàn)另外4種飛行方式，但是實(shí)際上這是不行的，因?yàn)檫@些逆向飛行方式所需的發(fā)射能量太大。因此，所有行星際航天器都是順看行星繞太陽(yáng)運(yùn)行的方向飛行的。在一般情況下，行星際飛行軌道(包括其假想的延長(zhǎng)部

行星際飛行還有一條重要的設(shè)計(jì)原則是，確定恰當(dāng)?shù)男请H飛行初始時(shí)間。航天器進(jìn)入行星軌道之后，還不一定能和行星相遇。為了保證航天器到達(dá)目標(biāo)行星軌道時(shí)，行星也恰在那里和它會(huì)合，航天器發(fā)射的時(shí)間必須選擇在地球和目標(biāo)行星處于某一特定的相對(duì)位置上。據(jù)此就可以確定航天器從地球向目標(biāo)行星出發(fā)的時(shí)間。這種特定的初始相對(duì)位置或初始時(shí)間就稱(chēng)為發(fā)射窗口。行星際飛行還有一條重要的設(shè)計(jì)原則是，確定恰當(dāng)?shù)男请H飛發(fā)射窗口每隔一定時(shí)間才“打開(kāi)”一次，如水星為4個(gè)月，火星為2年2個(gè)月，其他行星也須1年或1年多的時(shí)間，即經(jīng)過(guò)一定的周期以后就重復(fù)出現(xiàn)初始相對(duì)位置一次。“旅行者”在一次飛行中要經(jīng)過(guò)木星、土星、天王星，這也是有時(shí)間性的，大約要隔45年左右才有一次機(jī)會(huì)。這也就是“旅行者”必須在1977年發(fā)射的道理。發(fā)射窗口每隔一定時(shí)間才“打開(kāi)”一次，如水星為4個(gè)月，火星為2如果適當(dāng)提高飛往目標(biāo)行星的初始速度，改變中途飛行階段的日心橢圓軌道，則發(fā)射窗口就可有一個(gè)活動(dòng)范圍，這樣可使發(fā)射時(shí)間有一個(gè)機(jī)動(dòng)余地。同理，航天器到達(dá)目標(biāo)行星后再返回地球，也存在一個(gè)返回初始相對(duì)位置或返回窗口。為了獲得這樣的相對(duì)位置，航天器往往需要在目標(biāo)行星附近的等待軌道上渡過(guò)一段“等待時(shí)間”。例如航天器在火星附近的等待時(shí)間就長(zhǎng)達(dá)6個(gè)月，才能按原定軌道返回地球。若不想等待，就必須改變?cè)瓉?lái)的軌道。如果適當(dāng)提高飛往目標(biāo)行星的初始速度，改變中途飛行階段的日心第八章航天器的導(dǎo)航與制導(dǎo)第八章航天器的導(dǎo)航與制導(dǎo)導(dǎo)航與制導(dǎo)系統(tǒng)完成的工作確定當(dāng)前航天器在軌道上的位置和速度。計(jì)算未來(lái)的航天器軌道和著陸點(diǎn)，以及所需機(jī)動(dòng)的初始條件?？刂仆屏蜕Φ氖褂靡赃_(dá)到希望的新軌道和著陸點(diǎn)。導(dǎo)航與制導(dǎo)系統(tǒng)完成的工作確定當(dāng)前航天器在軌道上的位置和速度。8.1航天器導(dǎo)航的概念與分類(lèi)

8.2航天器的自主導(dǎo)航系統(tǒng)8.3航天器的軌道機(jī)動(dòng)與軌道保持8.4航天器的交會(huì)與對(duì)接8.5航天器的再入返回控制8.6星際飛行的導(dǎo)航與制導(dǎo)第八章航天器的導(dǎo)航與制導(dǎo)8.1航天器導(dǎo)航的概念與分類(lèi)第八章航天器

航天器導(dǎo)航就是軌道確定。對(duì)于地球衛(wèi)星來(lái)說(shuō)，即是求出在地心慣性坐標(biāo)系中，航天器的三維位置和3個(gè)速度分量。8.1航天器導(dǎo)航的概念與分類(lèi)航天器導(dǎo)航就是軌道確定。對(duì)于地球衛(wèi)星來(lái)說(shuō)，即是求出在

航天器軌道確定可分為兩大類(lèi)：非自主測(cè)軌由地面站設(shè)備，對(duì)航天器進(jìn)行跟蹤測(cè)軌，并且在地面上進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，最后獲得軌道位置信息。自主測(cè)軌：航天器的位置和速度等運(yùn)動(dòng)參數(shù)用星上測(cè)軌儀器(或稱(chēng)導(dǎo)航儀器)來(lái)確定。8.1航天器導(dǎo)航的概念與分類(lèi)航天器軌道確定可分為兩大類(lèi)：8.1航天器導(dǎo)航的概念自主導(dǎo)航存在兩種方式：被動(dòng)方式意味著與航天器以外的衛(wèi)星或地面站沒(méi)有任何合作，例如空間六分儀；主動(dòng)方式意味著與航天器以外的地面站或衛(wèi)星(例如數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星)有配合，例如全球定位系統(tǒng)。自主導(dǎo)航存在兩種方式：

空間自主導(dǎo)航系統(tǒng)按它的工作原理可分為五大類(lèi):(1)測(cè)量對(duì)于天體視線的角度來(lái)確定航天器的位置(2)測(cè)量地面目標(biāo)基準(zhǔn)來(lái)確定航天器的位置和姿態(tài)(3)對(duì)已知信標(biāo)測(cè)距(4)慣性導(dǎo)航方法(5)組合導(dǎo)航方法空間自主導(dǎo)航系統(tǒng)按它的工作原理可分為五大類(lèi):

基于上節(jié)介紹的自主導(dǎo)航原理的實(shí)際航天器導(dǎo)航系統(tǒng)有很多種，本節(jié)將首先著重介紹全球定位系統(tǒng)(GPS)和(天文)慣性導(dǎo)航兩種自主導(dǎo)航系統(tǒng)。前者屬于對(duì)已知信標(biāo)測(cè)距類(lèi)主動(dòng)或自主導(dǎo)航系統(tǒng)，而后者屬于被動(dòng)式(組合)自主導(dǎo)航系統(tǒng)。8.2航天器的自主導(dǎo)航系統(tǒng)基于上節(jié)介紹的自主導(dǎo)航原理的實(shí)際航天器導(dǎo)航系統(tǒng)有很8.2.1全球定位系統(tǒng)(GPS)全球定位系統(tǒng)(GPS)是一個(gè)全球性的新型衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)，它可為各種運(yùn)動(dòng)物體即用戶(hù)提供連續(xù)、實(shí)時(shí)的導(dǎo)航，同時(shí)給出用戶(hù)的3個(gè)位置坐標(biāo)、3個(gè)速度分量以及精密時(shí)間。作為全球定位系統(tǒng)用戶(hù)的各種運(yùn)動(dòng)物體可以是航空飛行器、航海艦船，甚至地面運(yùn)動(dòng)的汽車(chē)和人。近年來(lái)，全球定位系統(tǒng)在航天器自主導(dǎo)航中的應(yīng)用已受到了人們廣泛的重視。全球定位系統(tǒng)是以衛(wèi)星作為導(dǎo)航臺(tái)的無(wú)線電導(dǎo)航系統(tǒng)，由三部分組成。

8.2.1全球定位系統(tǒng)(GPS)(1)導(dǎo)航衛(wèi)星：是空間導(dǎo)航臺(tái)，它接收和儲(chǔ)存地面站制備的導(dǎo)航信號(hào)，再依次向用戶(hù)發(fā)射。它接收來(lái)自地面站的控制指令并向地面站發(fā)射衛(wèi)星的遙測(cè)數(shù)據(jù)。

衛(wèi)星與通信視頻資料(1)導(dǎo)航衛(wèi)星：是空間導(dǎo)航臺(tái)，它接收和儲(chǔ)存地面站制(2)地面站組：包括主控站、監(jiān)測(cè)站、注入站等多種地面站和計(jì)算中心。地面站組收集來(lái)自衛(wèi)星及與系統(tǒng)工作有關(guān)的信息源的數(shù)據(jù)，對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理計(jì)算，產(chǎn)生導(dǎo)航信號(hào)和控制信號(hào)，再由地面站發(fā)送給衛(wèi)星。主控站設(shè)有精密時(shí)鐘，是GPS系統(tǒng)的時(shí)間基準(zhǔn)，各監(jiān)測(cè)站和各衛(wèi)星的時(shí)鐘都須與其同步。主控站設(shè)有計(jì)算中心，根據(jù)各監(jiān)測(cè)站送來(lái)的各種測(cè)量數(shù)據(jù)，編制各衛(wèi)星星歷、計(jì)算各衛(wèi)星原子鐘鐘差、電離層、對(duì)流層校正參量等。主控站在處理數(shù)據(jù)完成并計(jì)算編制后，將數(shù)據(jù)送到注入站。注入站當(dāng)衛(wèi)星通過(guò)其視界時(shí)，將其儲(chǔ)存的導(dǎo)航信息注入衛(wèi)星。注入站還負(fù)責(zé)監(jiān)測(cè)注人衛(wèi)星的導(dǎo)航信息是否正確。注入站每天向衛(wèi)星注入一次新的導(dǎo)航數(shù)據(jù)。

(2)地面站組：包括主控站、監(jiān)測(cè)站、注入站等多種地面(3)用戶(hù)設(shè)備：用于接收和處理導(dǎo)航信號(hào)，進(jìn)行定位計(jì)算和導(dǎo)航。對(duì)于航天器而言，用戶(hù)設(shè)備屬于星載設(shè)備。GPS系統(tǒng)采用無(wú)源工作方式，這給航天器定位帶來(lái)很大方便。接收天線接收衛(wèi)星發(fā)射的導(dǎo)航信號(hào)，從中提取衛(wèi)星星歷、距離及距離變化率、時(shí)鐘校正參量、大氣校正參量等，將這些數(shù)據(jù)及其他一些數(shù)據(jù)(例如用戶(hù)的估計(jì)位置等)送至計(jì)算機(jī)，算出航天器在空間直角坐標(biāo)系中的坐標(biāo)，或?qū)⒖臻g直角坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成航天器所需的其他坐標(biāo)。

GPS系統(tǒng)的組成結(jié)構(gòu)如圖8.2所示。

(3)用戶(hù)設(shè)備：用于接收和處理導(dǎo)航信號(hào)，進(jìn)行定位計(jì)算

圖8.2GPS系統(tǒng)組成方框圖

圖8.2G

GPS系統(tǒng)是一個(gè)龐大而又復(fù)雜的系統(tǒng)，它的主要特點(diǎn)是：(1)能夠?qū)崿F(xiàn)全球、全天候?qū)Ш剑耗軌蛱峁┻B續(xù)、實(shí)時(shí)的三維空間坐標(biāo)、三維速度和精密時(shí)間，而且具有良好的抗干擾性能；(2)具有高精度：三維空間定位精度優(yōu)于10m，三維速度精度優(yōu)于O.03m／s，時(shí)間精度為20～30ns。航天器每次定位需要4顆導(dǎo)航星；(3)生存能力強(qiáng)：這并不意味著每一顆導(dǎo)航星的抗攻擊能力強(qiáng)，而是整個(gè)GPS系統(tǒng)有24顆星組成，只有摧毀半數(shù)以上的衛(wèi)星才能使整個(gè)系統(tǒng)失效。GPS系統(tǒng)是一個(gè)龐大而又復(fù)雜的系統(tǒng)，它的主要特點(diǎn)是：

正是由于這些特點(diǎn)，使得GPS已成為當(dāng)前航天器空間導(dǎo)航的引人關(guān)注的手段。GPS系統(tǒng)對(duì)航天器的導(dǎo)航定位誤差來(lái)源于多方面的因素。最直觀的因素就是作為定位基準(zhǔn)的導(dǎo)航星本身不可避免地存在著位置誤差。其次是GPS系統(tǒng)的時(shí)鐘誤差。從理論上講，GPS系統(tǒng)中各導(dǎo)航星之間的時(shí)鐘是完全同步的，但是不同的時(shí)鐘不可能完全相同，即使是原子鐘也不是絕對(duì)穩(wěn)定的，總存在頻率和時(shí)間的漂移，引起誤差；另一方面，即使各導(dǎo)航星具有完全相同的時(shí)鐘，由于各星的運(yùn)動(dòng)速度不同，它們的走時(shí)也不相同，這就是所謂的相對(duì)論效應(yīng)。時(shí)鐘誤差直接導(dǎo)致測(cè)距誤差。正是由于這些特點(diǎn)，使得GPS已成為當(dāng)前航天器空間導(dǎo)航

第三，在GPS系統(tǒng)中，航天器可同時(shí)看到6顆以上的衛(wèi)星，進(jìn)行導(dǎo)航定位只要用4顆就可以了。這就存在各種不同選擇方案，當(dāng)以上幾種誤差一定時(shí)，航天器與4顆導(dǎo)航星的幾何關(guān)系不同，產(chǎn)生的定位誤差也不相同，這就是幾何誤差。所以航天器利用GPS系統(tǒng)進(jìn)行導(dǎo)航時(shí)，應(yīng)當(dāng)選取相對(duì)位置最佳的4顆導(dǎo)航星，將幾何誤差限制到較小的數(shù)值，并在全球取得較均勻的定位精度。此外，本書(shū)在第2.5節(jié)中介紹的各種非理想因素都會(huì)導(dǎo)致導(dǎo)航星星歷誤差，導(dǎo)航星信號(hào)的發(fā)射設(shè)備和航天器的接收設(shè)備還存在著設(shè)備誤差。這些各種各樣的因素綜合構(gòu)成了GPS系統(tǒng)的導(dǎo)航定位誤差。

第三，在GPS系統(tǒng)中，航天器可同時(shí)看到6顆以上的衛(wèi)星8.2.2慣性導(dǎo)航慣性導(dǎo)航是利用慣性部件(加速度計(jì)和陀螺)來(lái)實(shí)現(xiàn)的，它可以在星上自主確定航天器的位置和速度。這種方法比較適合于短期飛行任務(wù).慣性測(cè)量系統(tǒng)依靠感測(cè)航天器的運(yùn)動(dòng)加速度來(lái)測(cè)量其速度與位置。加速度是由加速度計(jì)利用物體的慣性測(cè)得的，將加速度積分一次就得到速度，積分二次就得到所通過(guò)的距離。加速度計(jì)一般裝在由陀螺穩(wěn)定的穩(wěn)定平臺(tái)上，以建立參考坐標(biāo)系，積分則由計(jì)算機(jī)完成。8.2.2慣性導(dǎo)航慣性導(dǎo)航平臺(tái)慣導(dǎo)：

把加速度計(jì)安裝在一個(gè)由陀螺穩(wěn)定的平衡環(huán)支承的平臺(tái)上，這種平臺(tái)即所謂的穩(wěn)定平臺(tái)或慣性平臺(tái)。無(wú)論航天器的方向如何改變，它在慣性空間的取向始終保持固定不變。慣性導(dǎo)航平臺(tái)慣導(dǎo)：慣性導(dǎo)航捷聯(lián)慣導(dǎo)

它的陀螺和加速度計(jì)直接裝在航天器本體上，加速度是相對(duì)本體坐標(biāo)系測(cè)量的。計(jì)算機(jī)根據(jù)陀螺的輸出建立導(dǎo)航坐標(biāo)系，加速度信息須進(jìn)行坐標(biāo)變換，變換到導(dǎo)航坐標(biāo)系中，然后進(jìn)行導(dǎo)航計(jì)算。在這個(gè)系統(tǒng)中，陀螺穩(wěn)定平臺(tái)的作用是由計(jì)算機(jī)來(lái)完成的，因此捷聯(lián)式慣性測(cè)量系統(tǒng)又稱(chēng)做解析平臺(tái)式慣性系統(tǒng)。

慣性導(dǎo)航捷聯(lián)慣導(dǎo)慣性導(dǎo)航天文慣導(dǎo)為了克服陀螺漂移這一慣性導(dǎo)航系統(tǒng)固有的缺陷，更準(zhǔn)確地確定航天器的位置，天文慣性導(dǎo)航便應(yīng)運(yùn)而生。這是一種被動(dòng)式組合自主導(dǎo)航系統(tǒng)，它由慣性測(cè)量系統(tǒng)和天文測(cè)量裝置如望遠(yuǎn)鏡等兩部分組成。其中前者依然是主體，而后者起到對(duì)前者的校正作用。慣性導(dǎo)航天文慣導(dǎo)航天器的軌道控制，從廣義上來(lái)說(shuō)，是航天器制導(dǎo)問(wèn)題，即對(duì)按一定導(dǎo)引規(guī)律運(yùn)動(dòng)的航天器進(jìn)行控制，從而使航天器按預(yù)定軌道運(yùn)動(dòng)。簡(jiǎn)單地說(shuō)，就是控制航天器質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的速度大小和方向，使航天器的軌道滿足飛行任務(wù)的要求。軌道控制范圍很廣，大致包括的內(nèi)容有軌道機(jī)動(dòng)、軌道保持、交會(huì)、對(duì)接、再入返回和落點(diǎn)控制等。8.3航天器的軌道機(jī)動(dòng)與軌道保持航天器的軌道控制，從廣義上來(lái)說(shuō)，是航天器制導(dǎo)問(wèn)題，即8.3.1軌道機(jī)動(dòng)概念軌道機(jī)動(dòng)：航天器在控制系統(tǒng)作用下使其軌道發(fā)生有意的改變，或者說(shuō)航天器由已知軌道運(yùn)動(dòng)改變?yōu)檠亓硪粭l要求的軌道運(yùn)動(dòng)。已知的軌道稱(chēng)為初軌道或停泊軌道，要求的軌道稱(chēng)為終軌道或預(yù)定軌道。8.3.1軌道機(jī)動(dòng)概念變軌控制軌道改變：當(dāng)終軌道與初軌道相交(切)時(shí)，在交(切)點(diǎn)施加一次沖量即可使航天器由初軌道進(jìn)人終軌道。軌道轉(zhuǎn)移：當(dāng)終軌道與初軌道不相交(切)時(shí)，則至少要施加兩次沖量才能使航天器由初軌道進(jìn)入終軌道。連結(jié)初軌道與終軌道的過(guò)渡軌道稱(chēng)為轉(zhuǎn)移軌道。變軌控制軌道改變：當(dāng)終軌道與初軌道相交(切)時(shí)，在交(切)點(diǎn)軌道校正也稱(chēng)為軌道捕獲，消除由于入軌條件偏差而產(chǎn)生的軌道偏差(基本軌道參數(shù)偏差)軌道校正的特點(diǎn)是軌道機(jī)動(dòng)所需的速度增量不大，即初軌道與終軌道相差較小。軌道校正也稱(chēng)為軌道捕獲，消除由于入軌條件偏差而產(chǎn)生的軌道偏差8.3.2平面內(nèi)的軌道機(jī)動(dòng)

基于航天器軌道機(jī)動(dòng)的瞬時(shí)假設(shè)，即航天器從一個(gè)軌道機(jī)動(dòng)到另一個(gè)軌道是利用瞬時(shí)之間作用的速度增量來(lái)完成的，或者說(shuō)可以通過(guò)單個(gè)或幾個(gè)推力沖量來(lái)校正或改變軌道。8.3.2平面內(nèi)的軌道機(jī)動(dòng)假設(shè)測(cè)定結(jié)果是近拱點(diǎn)的高度及速度大小與預(yù)定運(yùn)動(dòng)參數(shù)有偏差，其結(jié)果使長(zhǎng)半軸a產(chǎn)生偏差(設(shè)e符合要求)?，F(xiàn)要求通過(guò)軌道機(jī)動(dòng)，將近拱點(diǎn)或遠(yuǎn)拱點(diǎn)調(diào)到預(yù)定高度。

1.近拱點(diǎn)和遠(yuǎn)拱點(diǎn)高度的修正衛(wèi)星地心O近拱點(diǎn)遠(yuǎn)拱點(diǎn)假設(shè)測(cè)定結(jié)果是近拱點(diǎn)的高度及速度大小與預(yù)定運(yùn)動(dòng)參數(shù)有偏差，其軌道的能量關(guān)系式，即

對(duì)式兩邊求一次微分得

慣性導(dǎo)航平臺(tái)慣導(dǎo)課件由此可以解出

因此在小偏差情況下，由△v和引起的長(zhǎng)半軸a的改變量△a

若基于軌道機(jī)動(dòng)的瞬時(shí)假設(shè)，在軌道上某點(diǎn)速度v改變而保持r不變，則因?yàn)檐壍篱L(zhǎng)軸是2a，所以軌道長(zhǎng)度的改變是2。

由此可以解出假定在近拱點(diǎn)改變速度，那么由此造成的長(zhǎng)軸改變量正好是遠(yuǎn)拱點(diǎn)高度的變化。同樣，在遠(yuǎn)拱點(diǎn)速度改變△v，將導(dǎo)致近拱點(diǎn)高度的相同變化。在近拱點(diǎn)和遠(yuǎn)拱點(diǎn)加上微小而有限的速度改變△v的特殊情況，得到遠(yuǎn)拱點(diǎn)和近拱點(diǎn)的高度變化，即

衛(wèi)星地心O近拱點(diǎn)遠(yuǎn)拱點(diǎn)假定在近拱點(diǎn)改變速度，那么由此造成的長(zhǎng)軸改變量正好是2．共面兩軌道的一般轉(zhuǎn)移

軌道A與軌道B在同一平面內(nèi)相交，為了使航天器從軌道A轉(zhuǎn)移到軌道B，即軌道改變，需要在兩軌道的交點(diǎn)Q1處加一個(gè)速度增量△，并滿足關(guān)系式，其中與分別是軌道A與軌道B在點(diǎn)Q1，處所對(duì)應(yīng)的航天器速度矢量。2．共面兩軌道的一般轉(zhuǎn)移

要完成兩個(gè)不相交軌道間的轉(zhuǎn)移，通常需要有兩個(gè)速度增量。航天器利用速度增量通過(guò)中間軌道C完成從軌道A到軌道B的轉(zhuǎn)移。和前面一樣，速度增量必須具有相應(yīng)的大小和方向，使得合成的速度矢量對(duì)應(yīng)于新軌道在給定點(diǎn)的應(yīng)有值。

要完成兩個(gè)不相交軌道間的轉(zhuǎn)移，通常需要有兩個(gè)速度增量和新、舊兩軌道相切的轉(zhuǎn)移軌道如圖8.8所示，這里所加的速度增量與航天器的速度矢量平行。這種類(lèi)型的轉(zhuǎn)移往往代表一種燃料消耗量最小的軌道轉(zhuǎn)移。要實(shí)現(xiàn)兩個(gè)不相交軌道間的轉(zhuǎn)移，其轉(zhuǎn)移軌道必須與初軌道和終軌道同時(shí)存在至少一個(gè)交點(diǎn)，即與它們分別相交或相切。

和新、舊兩軌道相切的轉(zhuǎn)移軌道如圖8.8所示特殊地，考慮初軌道和終軌道分別是半徑為r1和r2的圓軌道，那么如果轉(zhuǎn)移軌道要與兩個(gè)圓軌道相接，則近拱點(diǎn)必須小于或等于內(nèi)軌道的半徑，而遠(yuǎn)拱點(diǎn)必須等于或大于外軌道的半徑。用數(shù)學(xué)式來(lái)描述這此條件就是式中，p和e分別是轉(zhuǎn)移軌道的參數(shù)和偏心率。只有同時(shí)滿足以上兩個(gè)個(gè)條件，轉(zhuǎn)移軌道才是可行的。特殊地，考慮初軌道和終軌道分別是半徑為r1

3．霍曼(Hohmann)轉(zhuǎn)移關(guān)于最優(yōu)軌道轉(zhuǎn)移問(wèn)題涉及的面較廣泛，因此這里只簡(jiǎn)要討論經(jīng)典的霍曼轉(zhuǎn)移。這個(gè)問(wèn)題通常表述如下：“給定的是一個(gè)沿半徑為的圓形軌道A運(yùn)行的航天器，要確定以最小的燃料消耗量把航天器從軌道B轉(zhuǎn)移到半徑為的圓形軌道B所需要的速度增量”。3．霍曼(Hohmann)轉(zhuǎn)移不失一般性，先討論由內(nèi)向外軌道轉(zhuǎn)移的問(wèn)題。對(duì)于向外軌道轉(zhuǎn)移來(lái)說(shuō)，沿切線方向提供第一個(gè)沖量，以便使航天器的速度由初始圓周速度增加△變?yōu)?，這樣就可以使航天器進(jìn)入遠(yuǎn)地點(diǎn)距離恰好等于終軌道半徑的橢圓轉(zhuǎn)移軌道。相應(yīng)地，航天器在橢圓轉(zhuǎn)移軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)的速度即為，然后在轉(zhuǎn)移軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)提供第二個(gè)切向沖量，使速度由再增加變?yōu)?，使轉(zhuǎn)移軌道圓化，完成整個(gè)轉(zhuǎn)移過(guò)程。

不失一般性，先討論由內(nèi)向外軌道轉(zhuǎn)移的問(wèn)題。對(duì)于向外軌道轉(zhuǎn)移來(lái)

顯然和分別是航天器沿半徑為和的圓軌道運(yùn)行所需的速度大小。于是由式(2．47)得

橢圓的長(zhǎng)半軸為橢圓的比機(jī)械能

從而得橢圓的長(zhǎng)半軸為在1處變軌后的速度得從而得慣性導(dǎo)航平臺(tái)慣導(dǎo)課件同理得在2處變軌后的速度得霍曼轉(zhuǎn)移所需要的總速度增量為慣性導(dǎo)航平臺(tái)慣導(dǎo)課件向內(nèi)軌道轉(zhuǎn)移時(shí)，先用△v2在遠(yuǎn)地點(diǎn)減小初始圓周速度，然后在近地點(diǎn)上用△v1把速度減少到最終值，因此速度減少了兩次?？傊騼?nèi)轉(zhuǎn)移的過(guò)程恰好與前述向外轉(zhuǎn)移的過(guò)程相反。將以上得出的橢圓軌道稱(chēng)為霍曼(Hohmann)轉(zhuǎn)移軌道。慣性導(dǎo)航平臺(tái)慣導(dǎo)課件霍曼轉(zhuǎn)移的飛行時(shí)間顯然正好是轉(zhuǎn)移軌道周期的一半。因?yàn)橛墒?2．44)得，為已知，所以霍曼轉(zhuǎn)移的時(shí)間為從轉(zhuǎn)移所需的△v看，霍曼轉(zhuǎn)移是最經(jīng)濟(jì)的，不過(guò)霍曼轉(zhuǎn)移所需的時(shí)間比在這兩個(gè)圓軌道之間的任何其他可能的轉(zhuǎn)移軌道所需的時(shí)間都長(zhǎng)?；袈D(zhuǎn)移的飛行時(shí)間顯然正好是轉(zhuǎn)移軌道周期的一半。因?yàn)橛墒?2作業(yè)：已知兩個(gè)共面的地球圓軌道，軌道半徑分別為Ra=7000km，Rb=13000km。航天器在兩軌道間的轉(zhuǎn)移過(guò)程為霍曼轉(zhuǎn)移。求：a）計(jì)算出霍曼轉(zhuǎn)移的時(shí)間。b）計(jì)算出兩次變軌時(shí)，所需的速度增量。作業(yè)：已知兩個(gè)共面的地球圓軌道，軌道半徑分別為8.3.3平面外的軌道機(jī)動(dòng)

1．平面外的軌道改變首先討論不改變軌道形狀或能量的軌道平面純旋轉(zhuǎn)問(wèn)題，即平面外的軌道改變問(wèn)題。這類(lèi)機(jī)動(dòng)可以通過(guò)兩種方式來(lái)實(shí)現(xiàn)，即作為軌道角動(dòng)量矢量的進(jìn)動(dòng)或作為速度矢量的直接旋轉(zhuǎn)?？紤]如圖所示的情況，圖上兩個(gè)軌道的傾角相差△i，軌道A上一個(gè)航天器要機(jī)動(dòng)到軌道B上，這只有使軌道A繞節(jié)線旋轉(zhuǎn)一個(gè)△i才能實(shí)現(xiàn)8.3.3平面外的軌道機(jī)動(dòng)軌道平面旋轉(zhuǎn)可以當(dāng)作角動(dòng)量矢量經(jīng)歷一個(gè)△i角的進(jìn)動(dòng)，需要的沖量與△h有關(guān)。假設(shè)△i很小，則因?yàn)?，這里作用的外力矩大小，其中F是推力，是節(jié)線處的軌道半徑，故有式中，△t為推力作用時(shí)間。由上兩式可得

軌道平面旋轉(zhuǎn)可以當(dāng)作角動(dòng)量矢量經(jīng)歷一個(gè)△i角的進(jìn)動(dòng)，需要的沖

實(shí)際上，恰好是單位質(zhì)量航天器的速度增量△v，而，為節(jié)線處航天器垂直于節(jié)線方向的速度分量。于是得對(duì)于圓形軌道，；對(duì)于橢圓軌道，軌道速度小的地方△v也小。

2．平面外的軌道轉(zhuǎn)移這里只研究?jī)蓚€(gè)非共面圓軌道間的轉(zhuǎn)移，即地球靜止軌道衛(wèi)星的軌道轉(zhuǎn)移問(wèn)題。在發(fā)射靜止軌道衛(wèi)星時(shí)，在發(fā)射段結(jié)束后，衛(wèi)星進(jìn)入第一個(gè)以r1為半徑的圓軌道I(駐留軌道)運(yùn)行，此圓軌道的傾角i1。軌道轉(zhuǎn)移段要使衛(wèi)星沿軌道I改變?yōu)檠剀壍纼A角等于零、地心距為r2的赤道圓形靜止軌道Ⅱ運(yùn)行。這就是平面外圓軌道轉(zhuǎn)移問(wèn)題。 2．平面外的軌道轉(zhuǎn)移當(dāng)初軌道I與終軌道Ⅱ(赤道面內(nèi)的圓軌道)不共面時(shí)，兩軌道面的交線在赤道面內(nèi)，軌道轉(zhuǎn)移應(yīng)在節(jié)線上進(jìn)行。若節(jié)