航天器飛行原理課件

2.5航天器飛行基本原理2.5航天器飛行基本原理2.5.1開普勒三大定律第一定律：所有行星繞太陽的運(yùn)動(dòng)軌道都是橢圓，而太陽位于橢圓的一個(gè)焦點(diǎn)上。太陽行星軌道2.5航天器飛行基本原理2.5.1開普勒三大定律第一定律：所有行星繞太陽的運(yùn)動(dòng)軌道都是橢圓，而太陽位于橢圓的一個(gè)焦點(diǎn)上。第二定律：在相等的時(shí)間內(nèi)，行星與太陽的連線所掃過的面積相等。太陽行星軌道2.5航天器飛行基本原理2.5.1開普勒三大定律第一定律：所有行星繞太陽的運(yùn)動(dòng)軌道都是橢圓，而太陽位于橢圓的一個(gè)焦點(diǎn)上。第二定律：在相等的時(shí)間內(nèi)，行星與太陽的連線所掃過的面積相等。第三定律：行星運(yùn)動(dòng)周期的平方與行星至太陽的平均距離的立方成正比，即行星公轉(zhuǎn)的周期只和半長軸有關(guān)。太陽行星軌道約翰尼斯·開普勒(JohannsKe-pler,1571-1630),杰出的德國天文學(xué)家。2.5航天器飛行基本原理2.5.2空間飛行器的軌道兩體問題：天體力學(xué)中的一個(gè)最基本的近似模型。研究兩個(gè)可以視為質(zhì)點(diǎn)的天體在其相互之間的萬有引力作用下的動(dòng)力學(xué)問題。在該問題研究過程中是將慣性空間某兩星體孤立地進(jìn)行研究，如地球和月球、太陽和某顆行星或某些雙星那樣的問題。2.5航天器飛行基本原理2.5.2空間飛行器的軌道兩體系統(tǒng)：設(shè)OXYZ是慣性參考坐標(biāo)系，把其中的兩個(gè)物體視為質(zhì)點(diǎn)，質(zhì)量分別為m1和m2，構(gòu)成兩體系統(tǒng)。Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX兩體系統(tǒng)模型2.5航天器飛行基本原理2.5.2空間飛行器的軌道兩體問題：系統(tǒng)的質(zhì)心為C，它位于質(zhì)點(diǎn)m1相對于m2的距離矢量r上的某點(diǎn)。若坐標(biāo)系原點(diǎn)到m2,m1和質(zhì)心C的失徑分別為r2,r1和rc，根據(jù)系統(tǒng)質(zhì)心特性有：Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX兩體系統(tǒng)模型2.5航天器飛行基本原理2.5.2空間飛行器的軌道兩體問題：Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX兩體系統(tǒng)模型上式可推出：即：萬有引力定律是艾薩克·牛頓在1687年于《自然哲學(xué)的數(shù)學(xué)原理》上發(fā)表的。2.5航天器飛行基本原理2.5.2空間飛行器的軌道兩體問題：結(jié)論：兩體運(yùn)動(dòng)中，系統(tǒng)質(zhì)心不做加速運(yùn)動(dòng)，或者說，慣性空間兩體相互作用的結(jié)果，其系統(tǒng)質(zhì)心速度保持不變，要么等速直線運(yùn)動(dòng)，要么靜止不動(dòng)。2.5航天器飛行基本原理2.5.2空間飛行器的軌道兩體問題：Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX兩體系統(tǒng)模型兩體問題Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX兩體系統(tǒng)模型加速度？動(dòng)量矩？兩體問題Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX兩體系統(tǒng)模型結(jié)論2：m1相對m2的動(dòng)量矩是守恒的，包括它的方向和大小都是守恒的。由h的定義可知，h垂直于r和v，而r和v構(gòu)成m1和m2相對運(yùn)動(dòng)軌道的空間平面，h守恒，表明這個(gè)平面慣性空間是保持方向不變的，說明m1和m2的相對運(yùn)動(dòng)是不變平面的運(yùn)動(dòng)。兩體問題Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX兩體系統(tǒng)模型動(dòng)能？結(jié)論：兩體系統(tǒng)動(dòng)能等于質(zhì)心平動(dòng)動(dòng)能+繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)能。兩體問題Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX兩體系統(tǒng)模型兩星體相對運(yùn)動(dòng)軌跡？e是積分常矢又稱偏心矢量結(jié)論3：偏心矢量e和h是垂直的，換言之e位于m1和m2兩者的運(yùn)動(dòng)平面之中，起方向和大小保持不變，為無因次量。兩體問題Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX兩體系統(tǒng)模型兩體問題軌跡形狀e的數(shù)值軌跡形狀0圓0<e<1橢圓e=1拋物線e>1雙曲線兩體問題?1m1m21’44’3’2’2C?r1m13圓34562’3’4’6’5’橢圓軌跡為橢圓和圓的兩體運(yùn)動(dòng)右圖分別表示e=0.707和e=0，質(zhì)心C靜止不動(dòng)的兩體系統(tǒng)在慣性空間的運(yùn)動(dòng)情況。中心引力場中的運(yùn)動(dòng)一般理論：假如在兩體運(yùn)動(dòng)的系統(tǒng)中，m2>>m1，可以認(rèn)為中心C與m2重合，m1對于m2的相對運(yùn)動(dòng)，便成為繞中心引力體的運(yùn)動(dòng)，這正是人造空間飛行器通常所遇到的情況。Or1r2=rcrm1m2YZX中心引力場中的運(yùn)動(dòng)中心引力場中的運(yùn)動(dòng)在中心引力場運(yùn)動(dòng)中，軌道的形狀仍由式：描述。在此設(shè)可得：中心引力場中的運(yùn)動(dòng)當(dāng)e取不同數(shù)值時(shí)，軌道形狀如圖：橢圓圓焦點(diǎn)近心點(diǎn)遠(yuǎn)心點(diǎn)P拋物線雙曲線PPe=0ae=10<e<1e>1Pem2圓錐曲線中心引力場中的運(yùn)動(dòng)開普勒第一定律：物體在中心引力場中的運(yùn)動(dòng)軌跡是圓、橢圓、拋物線或雙曲線等圓錐曲線。開普勒第二定律：空間飛行器在單位時(shí)間內(nèi)掃過的扇形面積為常值。rminrapdA?d?失徑掃過的面積圓軌道當(dāng)e=0時(shí)，軌道為圓形，此時(shí)：以地球參數(shù)代入可得第一宇宙速度。橢圓軌道?Fppabeaarrp橢圓軌道的幾何關(guān)系開普勒第三定律：繞同一中心天體的所有行星的軌道的半長軸的三次方跟它的公轉(zhuǎn)周期的二次方的比值都相等。拋物線軌道當(dāng)e=1時(shí)：drPpm/2md?rp拋物線軌道雙曲線軌道當(dāng)e>1時(shí)，軌道為雙曲線，圖給出一條雙曲線軌道：prd2aearp?FpOm2bn?雙曲線軌道空間飛行器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)常用的坐標(biāo)系動(dòng)能角動(dòng)量歐拉方程式空間飛行器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)常用坐標(biāo)系慣性坐標(biāo)系地心坐標(biāo)系軌道坐標(biāo)系空間飛行器坐標(biāo)系空間飛行器體固聯(lián)系赤道Xo,xYo,yOEZ0,zZ1X1Y1地心慣性坐標(biāo)系和軌道坐標(biāo)系動(dòng)能空間飛行器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)是研究姿態(tài)運(yùn)動(dòng)和空間飛行器上作用力矩之間的關(guān)系。BRrCjikPrerdmρO剛體運(yùn)動(dòng)的動(dòng)能航天器控制航天器控制通常指對航天器運(yùn)動(dòng)的控制。航天器的運(yùn)動(dòng)包括軌道運(yùn)動(dòng)和姿態(tài)運(yùn)動(dòng)。因此航天器運(yùn)動(dòng)控制包括軌道控制和姿態(tài)控制。軌道運(yùn)動(dòng)指航天器質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)，也就是航天器作為一個(gè)質(zhì)點(diǎn)在空間的運(yùn)動(dòng)；姿態(tài)運(yùn)動(dòng)則指航天器本體作為剛體相對于自身質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)和航天器作為復(fù)雜多體系統(tǒng)時(shí)其各部分的相對運(yùn)動(dòng)。航天器軌道航天器軌道控制是按照任務(wù)的需要對航天器施加外力，改變其運(yùn)動(dòng)軌跡的過程。航天器的運(yùn)動(dòng)軌跡主動(dòng)飛行段自由飛行段軌道機(jī)動(dòng)軌道攔截軌道轉(zhuǎn)移軌道交會(huì)航天器軌道航天器的運(yùn)動(dòng)軌跡通常由若干主動(dòng)飛行段和自由飛行段相連接而成。主動(dòng)飛行段是變軌發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火段，除此之外，航天器處于自由飛行段。為了能夠按照飛行任務(wù)的要求改變航天器的軌道，即使之由某一初始軌道到達(dá)預(yù)定的目的軌道，需要進(jìn)行變軌控制和軌道機(jī)動(dòng)。根據(jù)對目標(biāo)軌道的要求，軌道機(jī)動(dòng)可分為軌道攔截、軌道轉(zhuǎn)移和軌道交會(huì)。航天器姿態(tài)航天器姿態(tài)控制是通過對航天器施加外力矩和內(nèi)力矩，使航天器獲得或保持任務(wù)所要求的姿態(tài)的過程。航天器姿態(tài)控制姿態(tài)機(jī)動(dòng)姿態(tài)捕獲可動(dòng)部件的姿態(tài)或指向控制姿態(tài)保持航天器姿態(tài)姿態(tài)機(jī)動(dòng)一般指初始姿態(tài)和目標(biāo)姿態(tài)相差較大的控制。姿態(tài)捕獲是在初始姿態(tài)未知的情況下，通過一定的姿態(tài)控制程序，最終捕獲目標(biāo)，達(dá)到預(yù)定姿態(tài)的控制過程。姿態(tài)保持指克服各種干擾力矩，以要求的精度維持姿態(tài)在標(biāo)稱值附近。航天器控制方式分類航天器控制方式按照地面測控系統(tǒng)參與程度，可分為地面控制和自主控制；按照是否對航天器運(yùn)動(dòng)控制效果進(jìn)行實(shí)時(shí)測定，并作為反饋去影響控制信號的確定，可分為閉路控制和開路控制；按是否消耗航天器上的能源可分為主動(dòng)控制和被動(dòng)控制；按姿態(tài)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)分為自旋穩(wěn)定航天器控制和三軸穩(wěn)定航天器控制。航天器姿態(tài)控制航天器上的姿態(tài)控制系統(tǒng)是指航天器上實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制的硬件和軟件系統(tǒng)。系統(tǒng)組成和硬件敏感器控制電路及計(jì)算機(jī)執(zhí)行機(jī)構(gòu)噴氣執(zhí)行機(jī)構(gòu)機(jī)電執(zhí)行機(jī)構(gòu)環(huán)境力執(zhí)行機(jī)構(gòu)航天器姿態(tài)控制姿態(tài)控制系統(tǒng)通常由敏感器、控制電路及計(jì)算機(jī)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)三部分組成。他們同被控制對象——航天器一起組成閉環(huán)反饋控制系統(tǒng)。敏感器獲取有關(guān)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)信息?？刂破鲗γ舾衅鳒y量信號進(jìn)行處理，得到當(dāng)前運(yùn)動(dòng)相對于目標(biāo)值的誤差，根據(jù)預(yù)先確定的控制規(guī)律產(chǎn)生控制信號?？刂菩盘柦?jīng)過放大，驅(qū)動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)，產(chǎn)生姿態(tài)控制力矩，作用于航天器，修正姿態(tài)誤差，使航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)趨向于目標(biāo)值。典型的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)偏置動(dòng)量三軸穩(wěn)定航天器控制系統(tǒng)太陽敏感器地球敏感器陀螺儀星載計(jì)算機(jī)中心控制電路動(dòng)量輪驅(qū)動(dòng)電路推力器驅(qū)動(dòng)電路帆板驅(qū)動(dòng)電路動(dòng)量輪雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)、推力器帆板驅(qū)動(dòng)組件東方紅3號衛(wèi)星姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)偏置動(dòng)量三軸穩(wěn)定航天器控制系統(tǒng)東方紅3號衛(wèi)星采用全軌道三軸穩(wěn)定，其姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)組成如上圖。該衛(wèi)星在轉(zhuǎn)移軌道期間用太陽敏感器、地球敏感器、陀螺儀測量姿態(tài)。在地面系統(tǒng)的操作下，用衛(wèi)星上的雙組元推力器作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，以星上計(jì)算機(jī)和中心控制線路為核心實(shí)現(xiàn)自主閉環(huán)姿態(tài)控制，完成太陽捕獲、地球捕獲、建立點(diǎn)火姿態(tài)、變軌發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火等動(dòng)作。用雙組元變軌發(fā)動(dòng)機(jī)完成軌道控制。典型的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)雙自旋穩(wěn)定航天器控制系統(tǒng)北紅外地平儀南紅外地平儀太陽敏感器1太陽敏感器2加速度計(jì)消旋控制電路自旋控制電路自旋控制電路章動(dòng)控制和動(dòng)平衡控制電路消旋組件單組元肼推力器動(dòng)平衡機(jī)構(gòu)液體章動(dòng)阻尼器風(fēng)云2號衛(wèi)星姿態(tài)軌道