哈工大航天學院課程-空間飛行器動力學與控制-第7課-空間飛行器軌道控制下

1、一、 交會與對接控制二、再入返回控制,第七課_空間飛行器軌道控制下,一、交會與對接控制,交會對接概念： 交會是指兩個或兩個以上的航天器在軌道上按預定位置和時間相會； 對接則是指兩個航天器在軌道上相會后連成一個整體。,需要交會的航天器不一定需要對接，如軌道攔截等情況；但是需要對接的航天器則一定要首先實現(xiàn)交會，而且交會還必須達到對接所要求的精度。交會是對接的前提和基礎。,一般在要進行交會對接的兩個航天器中，往

2、往一個是“主動的”，另一個是“被動的”。 主動航天器在交會對接過程中完成軌道機動，即改變自己質(zhì)心的運動，向被動航天器靠近； 被動航天器不改變自己的質(zhì)心運動，即運行軌道不變，僅完成繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動，使自己的對接裝置能夠始終對著主動航天器。這樣能夠有效地減輕主動航天器的控制任務。,交會對接通?？梢苑譃?個主要階段。 (1)會合階段：通過遠程導引的軌道控制來實現(xiàn)兩個航天器的會合，一般會合在幾萬米的相對距離之內(nèi)。遠程

3、導引方法與航天器的軌道機動沒有什么區(qū)別。 (2)接近階段：通過近程導引的軌道控制使兩個航天器相對距離在1km之內(nèi)，相對速度在1～1.5 m/s以下。,有時也將以上兩個階段統(tǒng)稱為導引段，或分別稱為遠程導引段或近程導引段。 (3)?？亢蛯与A段：要求兩個航天器相對速度為零或者在相對一定距離之內(nèi)?？浚？亢筮M行對接。無碰撞的停靠將為對接創(chuàng)造良好的工作條件。,在?？亢蛯与A段，兩個航天器相互靠近的相對速度具有嚴格的限制極限。

4、限制極限的上限是航天器的強度，若超過了將導致航天器撞毀；而下限則受對接裝置可靠工作的制約，若達不到則對接不能可靠完成。,兩個航天器的姿態(tài)應當保證在所有的時間內(nèi)，兩者的對接組件軸在同一條直線上且相互對準，以保證對接組件接觸后的正常工作。 要實現(xiàn)這一點，就要求主動航天器在固定姿態(tài)的情況下(即沒有任何轉(zhuǎn)動)能夠前進和后退，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)向運動所需的小發(fā)動機或推力器。,?？亢蛯与A段姿態(tài)要求

5、：,會合階段主要是軌道控制，也就是制導問題； 接近階段大部分仍然屬于軌道控制，只是在短距離的制導中還要有比較粗的姿態(tài)控制； ?？亢蛯与A段同時要進行小距離軌道機動和精確姿態(tài)控制，還是交會對接中最關鍵的階段。,從上述空間交會和對接各階段的順序和相對運動可以看出:,下圖表示了空間交會對接的控制程序。橫坐標表示兩個航天器的相對距離，縱坐標表示實現(xiàn)控制的相應方法。,空間交會對接飛行程序,（1）手動操作：由航天員在軌道上親自觀察和

6、操作，這是目前比較成熟的方法。但是，對航天員來說這是一項繁重的工作，這種方式僅適用于載人航天器； （2）遙控操作(非自主)：由地面站通過遙測和遙控來實現(xiàn)，要求全球設站或有中繼衛(wèi)星協(xié)助； （3）自動控制：不依靠航天員，由星上設備和地面站相結(jié)合實現(xiàn)交會對接；,空間交會對接的控制方式有4種。,（4）自主控制：不依靠地面站，完全由星上設備來實現(xiàn)，特別對不載人航天器最合適。 其中，自主交會對接由于敏感器和控制器(計算機)

7、的作用，一般都反應迅速而準確。 自主交會對接系統(tǒng)比較復雜，而且技術上難度較大。前蘇聯(lián)已經(jīng)進行了多次實驗，并且獲得成功。 隨著今后計算機和空間機器人迅速的發(fā)展，自主交會對接是今后發(fā)展的方向。,自動和自主交會對接最關鍵的技術是測量方法和敏感器。 由于交會對接各階段測量范圍和精度不同，需要采用多種測量方法和敏感器，很難用一種敏感器完成整個交會對接的測量任務。 遠距離一般采用交會雷達，近距離可用電視攝像和光學成像

8、敏感器。,燃料消耗量、交會花費時間和交會終點所達到的精度三方面。 在系統(tǒng)設計中若需要滿足某一個指標為主，而其他兩個指標處在從屬地位，一般應用系統(tǒng)工程方法，根據(jù)空間交會和對接的具體任務，全面論證這三方面指標的相互關系和主從關系。,空間交會控制系統(tǒng)設計指標,再入返回原理 航天器的發(fā)射是一個加速過程，即在運載火箭的推動下，航天器由靜止到運動，由低速到高速，最后達到飛行的目的。 而航天器的返回實際上是發(fā)射的逆過程，即要

9、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,二、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)射過程逆向地進行減速。這就需要相當大的動力裝置和相當多的推進劑，而這些返回用的動力裝置和推進劑在發(fā)射過程中又成為運載火箭的有效載荷。 這樣勢必使發(fā)射航天器的起飛重量大大增加，所以這個方法很不經(jīng)濟，在工程實踐中不采用它。,更好的辦法是利用地球表面大氣層的空氣阻力來使航天

10、器減速。 減速過程: 首先利用一小段推力，使航天器離開原來的運行軌道，轉(zhuǎn)入朝向大氣層的軌道，此后不再使用火箭的動力來減速。 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，降落到地面上。 優(yōu)點：節(jié)省推進劑、減輕火箭裝置的重量。,航天器再入大氣層時的速度很高，可達7km/s以上，所以作用在航天器上的空氣阻力很大，最大可達到它本身重量的幾倍到十幾倍。 航天器以幾倍甚至十幾倍于重力加

11、速度g的負加速度進行減速。 航天器在空氣阻力的作用下急劇減速，速度由剛進入大氣層時的宇宙速度很快地降低到15 km高度以下的亞音速，即200m/s左右，最后再進一步采取減速措施，如用降落傘，使航天器減速到安全著陸速度。,這種方法只須用一個能量不大的制動火箭，作用很短的一段時間，使航天器離開原來的運行軌道，轉(zhuǎn)入朝向大氣層的軌道，以后就不再使用火箭的動力來減速。這是目前工程上普遍使用的方法。 缺點：航天器要經(jīng)受很高的氣動加熱

12、，如果沒有采取特殊的措施，航天器將燒毀。 對策：增加防熱層。,①落點精度； 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要求：,（1）離軌段 （2）過渡段 （3）再入段 （4）著陸段,再入返回的過程,（1）離軌段 該段從返回制動或返回變軌裝置(通常是火箭發(fā)動機)開始工作起至其結(jié)束工作時止，所以該階段也稱為制動

13、飛行段。 在返回制動或返回變軌裝置推力的作用 下，航天器離開原來的軌道，并進入一條引向地面的軌道。,（2）過渡段 該段是從返回制動或返回變軌裝置工作結(jié)束到進入地球大氣層之前的被動段。 在這一階段，航天器軌道不加以控制，沿過渡軌道自由下降。 但有時為了保證航天器能夠準確、準時地進入下一階段再入段，往往要對軌道進行幾次修正。,（3）再入段 該段是航天器進入大氣層后，在大氣中運

14、動的階段。在此段中，航天器要經(jīng)受嚴重的氣動加熱、外壓和大過載的考驗，因此再入段軌道的研究是整個返回軌道研究中的重點。 再入時的速度方向與當?shù)厮骄€的夾角為θ，稱為再入角，再入角的大小直接影響到航天器在大氣層里所受的氣動力加熱、過載和返回時的航程。,再入角太小，航天器可能只在稠密大氣層的邊緣掠過而進入不了大氣層； 再入角過大，航天器受到的空氣阻力會很大，過載可能超過允許值，同時氣動力加熱也會過于嚴重。,航天器的再入軌道范圍

15、 “再入走廊”的大小可以由再入角的范圍表示， 上限對應于最小再入角，是航天器能進入大氣層而不再回到空間的一條界線； 下限對應于最大再入角，是航天器承受過載極限值或氣動力加熱極限值的界線； 二者之差是所允許的再入角范圍，即 。,“再入走廊”,“再入走廊”也可用走廊寬度表示。 再入角的上、下限各相應于一條過渡軌道，假定在無大氣層情況下，航天器沿上、下限橢圓

16、形過渡軌道飛過近地點，上、下限兩條軌道近地點高度之差稱為走廊寬度。 不同的航天器有不同的氣動特性、不同的防熱結(jié)構(gòu)和不同的最大過載允許值，因而有不同的再入走廊寬度。 但一般說來航天器的再入走廊都比較狹窄，所以要準確地把航天器導入走廊，必須在此之前控制和調(diào)整航天器的姿態(tài)。,（4）著陸段 當航天器下降到20km以下的高度時，進一步采取減速措施，保證其安全著陸。這一階段又稱為“回收段”。 航天器著陸的方式，有垂直

17、著陸和水平著陸兩種。 垂直著陸采用降落傘系統(tǒng)，從降落傘開始工作之點到航天器的軟著陸點這段軌道稱為降落傘著陸段。 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，從航天器到達著陸導引范圍，并開始操縱活動的翼面控制升力和阻力分布機動飛行時起，到航天器到達著陸點這段軌道稱為導引著陸段。,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開始

18、的。 航天器的平衡速度指航天器受到的氣動阻力D等于它所受重力時的速度。 導引著陸段，一般是在航天器下降到一定高度，氣動力的作用大到操縱活動翼面可以控制航天器的機動飛行和下滑狀況時開始的。以后的飛行就與飛機進場著陸相類似了。,,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。 這是根據(jù)航天器在再入段的不同氣動力特性來分類的。 在大氣層中，航天器所受空氣動力分為沿速度反方向的阻力D和垂直于速度方向的

19、升力Y兩個分量。升力和阻力大小之比Y／D稱為升阻比。,再入返回方式,一般升阻比在O～O.1范圍內(nèi)的航天器的再入返回為彈道式再入返回 升阻比在O.1～O.5之間的為彈道-升力式再入返回 而當升阻比大于O.5的則為升力式,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(O～O.1)，在空氣中運動只產(chǎn)生阻力而不產(chǎn)生升力，或者只產(chǎn)生很有限的升力，但此升力是無法控制的. 此類航天器一旦脫離原來的運行軌道，就沿著預定的彈

20、道無控制地返回地面。 這與彈道式導彈的彈頭運動相似，故稱為彈道式。,（1）彈道式再入返回,彈道式再入返回的優(yōu)點： 由于沒有升力，所以航天器的氣動外形很簡單，通常采用鈍頭的軸對稱旋轉(zhuǎn)體外形，如圓球體、圓錐體等； 航天器在大氣層里經(jīng)歷的時間很短，因此氣動力加熱的總加熱量相對地要小些，防熱結(jié)構(gòu)較簡單； 彈道式再入航天器是返回式航天器中最簡單的一種，技術上易于實現(xiàn)。,彈道式再入返回的缺點： 由于在大氣層內(nèi)

21、的運動是無控的，再入返回過程中沒有校正落點位置偏差的可能，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載峰值是各種方式中最大的。,彈道-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)簡單和防熱易于處理的特點，又能適當?shù)乩蒙Γ谝欢ǔ潭壬峡朔椀朗皆偃敕祷厝秉c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)

22、在氣流中能產(chǎn)生一定的攻角，相應地產(chǎn)生一定的升力。,（2）彈道-升力式再入返回,彈道-升力式再入返回的升力是有限的，不超過阻力的一半。,從外形上看，采用彈道-升力式再入返回的航天器基本上保持了彈道式航天器的外形結(jié)構(gòu)簡單的特點。 以上兩種再入返回式航天器沒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)來統(tǒng)一減速，才能保證安全著陸。,當要求航天器水平著陸時，必須給航天器足夠大的升力，使再入軌道

23、，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(機動飛行)的能力，平緩再入段和增大機動飛行的范圍，使航天器水平著陸和著陸到指定的機場跑道上成為可能。,（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，即往往造成航天器及其有效載荷損傷的著陸沖擊過載和令人困擾的不易控制的落點散布。 此外，要求航天器水平著陸的目的還在于實現(xiàn)無損的和定點的著陸，為航天器的多次重

24、復使用創(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，也就是說航天器在再入段的升力大于阻力。 這樣大的升力不能再用偏離對稱中心軸線配置質(zhì)心的辦法獲得。 因此升力式航天器不能再用旋轉(zhuǎn)體，只能采用不對稱的升力體。,升力式再人返回的航天器由于再入機動的靈活性和水平著陸的特點，避免了彈道式和彈道-升力式再人返回中存在的各種缺點，過載也較小。 但同時也帶來了許多新的問題。例如，升力式再人返回由于再入段比較

25、平緩，再入段航程和經(jīng)歷的時間都比彈道式和彈道-升力式的長得多。 雖然熱流密度峰值和最大減速過載值都小，但總的加熱熱量大，加熱時間長。 此外這種航天器構(gòu)形比彈道式的復雜，再加上多次重復使用的要求，使得這種航天器的控制問題、氣動力問題、防熱問題和結(jié)構(gòu)問題變得十分復雜。解決這些問題要付出很大的代價。,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，可以擴大再入走廊，降低過載以及增加機動飛行的能力，提高著陸