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1、一、 交会与对接控制 二、再入返回控制,第七课_空间飞行器轨道控制下,一、交会与对接控制,交会对接概念： 交会是指两个或两个以上的航天器在轨道上按预定位置和时间相会； 对接则是指两个航天器在轨道上相会后连成一个整体。,需要交会的航天器不一定需要对接，如轨道拦截等情况；但是需要对接的航天器则一定要首先实现交会，而且交会还必须达到对接所要求的精度。交会是对接的前提和基础。,一般在要进行交会对接的两个航天器中，往往一个是“主动的”，另一个是“被动的”。 主动航天器在交会对接过程中完成轨道机动，即改变自己质心的运动，向被动航天器靠近； 被动航天器不改变自己的质心运动，即运行轨道不变，仅完成绕质心的转动
2、，使自己的对接装置能够始终对着主动航天器。这样能够有效地减轻主动航天器的控制任务。,交会对接通常可以分为3个主要阶段。 (1)会合阶段：通过远程导引的轨道控制来实现两个航天器的会合，一般会合在几万米的相对距离之内。远程导引方法与航天器的轨道机动没有什么区别。 (2)接近阶段：通过近程导引的轨道控制使两个航天器相对距离在1km之内，相对速度在11.5 m/s以下。,有时也将以上两个阶段统称为导引段，或分别称为远程导引段或近程导引段。 (3)停靠和对接阶段：要求两个航天器相对速度为零或者在相对一定距离之内停靠，停靠后进行对接。无碰撞的停靠将为对接创造良好的工作条件。,在停靠和对接阶段，两个航天器相
3、互靠近的相对速度具有严格的限制极限。限制极限的上限是航天器的强度，若超过了将导致航天器撞毁；而下限则受对接装置可靠工作的制约，若达不到则对接不能可靠完成。,两个航天器的姿态应当保证在所有的时间内，两者的对接组件轴在同一条直线上且相互对准，以保证对接组件接触后的正常工作。 要实现这一点，就要求主动航天器在固定姿态的情况下(即没有任何转动)能够前进和后退，能够在任何方向侧移。 因此必须在航天器上配置纵向和侧向运动所需的小发动机或推力器。,停靠和对接阶段姿态要求：,会合阶段主要是轨道控制，也就是制导问题； 接近阶段大部分仍然属于轨道控制，只是在短距离的制导中还要有比较粗的姿态控制； 停靠和对接阶段同
4、时要进行小距离轨道机动和精确姿态控制，还是交会对接中最关键的阶段。,从上述空间交会和对接各阶段的顺序和相对运动可以看出:,下图表示了空间交会对接的控制程序。横坐标表示两个航天器的相对距离，纵坐标表示实现控制的相应方法。,空间交会对接飞行程序,（1）手动操作：由航天员在轨道上亲自观察和操作，这是目前比较成熟的方法。但是，对航天员来说这是一项繁重的工作，这种方式仅适用于载人航天器； （2）遥控操作(非自主)：由地面站通过遥测和遥控来实现，要求全球设站或有中继卫星协助； （3）自动控制：不依靠航天员，由星上设备和地面站相结合实现交会对接；,空间交会对接的控制方式有4种。,（4）自主控制：不依靠地面站
5、，完全由星上设备来实现，特别对不载人航天器最合适。 其中，自主交会对接由于敏感器和控制器(计算机)的作用，一般都反应迅速而准确。 自主交会对接系统比较复杂，而且技术上难度较大。前苏联已经进行了多次实验，并且获得成功。 随着今后计算机和空间机器人迅速的发展，自主交会对接是今后发展的方向。,自动和自主交会对接最关键的技术是测量方法和敏感器。 由于交会对接各阶段测量范围和精度不同，需要采用多种测量方法和敏感器，很难用一种敏感器完成整个交会对接的测量任务。 远距离一般采用交会雷达，近距离可用电视摄像和光学成像敏感器。,燃料消耗量、交会花费时间和交会终点所达到的精度三方面。 在系统设计中若需要满足某一个
6、指标为主，而其他两个指标处在从属地位，一般应用系统工程方法，根据空间交会和对接的具体任务，全面论证这三方面指标的相互关系和主从关系。,空间交会控制系统设计指标,再入返回原理 航天器的发射是一个加速过程，即在运载火箭的推动下，航天器由静止到运动，由低速到高速，最后达到飞行的目的。 而航天器的返回实际上是发射的逆过程，即要使高速飞行的航天器减速，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,从理论上讲，航天器的返回，可以用与发射方向相反的火箭，沿着发射轨道和发射过程逆向地进行减速。这就需要相当大的动力装置和相当多的推进剂，而这些返回用的动力装置和推进剂在发射过程中又成为运载火
7、箭的有效载荷。 这样势必使发射航天器的起飞重量大大增加，所以这个方法很不经济，在工程实践中不采用它。,更好的办法是利用地球表面大气层的空气阻力来使航天器减速。 减速过程: 首先利用一小段推力，使航天器离开原来的运行轨道，转入朝向大气层的轨道，此后不再使用火箭的动力来减速。 由于航天器以一定速度在大气中飞行，必然受到大气的阻力作用，使航天器逐渐减速，降落到地面上。 优点：节省推进剂、减轻火箭装置的重量。,航天器再入大气层时的速度很高，可达7km/s以上，所以作用在航天器上的空气阻力很大，最大可达到它本身重量的几倍到十几倍。 航天器以几倍甚至十几倍于重力加速度g的负加速度进行减速。 航天器在空气阻
8、力的作用下急剧减速，速度由刚进入大气层时的宇宙速度很快地降低到15 km高度以下的亚音速，即200m/s左右，最后再进一步采取减速措施，如用降落伞，使航天器减速到安全着陆速度。,这种方法只须用一个能量不大的制动火箭，作用很短的一段时间，使航天器离开原来的运行轨道，转入朝向大气层的轨道，以后就不再使用火箭的动力来减速。这是目前工程上普遍使用的方法。 缺点：航天器要经受很高的气动加热，如果没有采取特殊的措施，航天器将烧毁。 对策：增加防热层。,落点精度； 再人大气层的航天器表面受热限制； 如果是载人航天器须考虑人体安全，还要求减速度限制。,再入和返回控制大致有三项要求：,（1）离轨段 （2）过渡段
9、 （3）再入段 （4）着陆段,再入返回的过程,（1）离轨段 该段从返回制动或返回变轨装置(通常是火箭发动机)开始工作起至其结束工作时止，所以该阶段也称为制动飞行段。 在返回制动或返回变轨装置推力的作用 下，航天器离开原来的轨道，并进入一条引向地面的轨道。,（2）过渡段 该段是从返回制动或返回变轨装置工作结束到进入地球大气层之前的被动段。 在这一阶段，航天器轨道不加以控制，沿过渡轨道自由下降。 但有时为了保证航天器能够准确、准时地进入下一阶段再入段，往往要对轨道进行几次修正。,（3）再入段 该段是航天器进入大气层后，在大气中运动的阶段。在此段中，航天器要经受严重的气动加热、外压和大过载的考验，因
10、此再入段轨道的研究是整个返回轨道研究中的重点。 再入时的速度方向与当地水平线的夹角为，称为再入角，再入角的大小直接影响到航天器在大气层里所受的气动力加热、过载和返回时的航程。,再入角太小，航天器可能只在稠密大气层的边缘掠过而进入不了大气层； 再入角过大，航天器受到的空气阻力会很大，过载可能超过允许值，同时气动力加热也会过于严重。,航天器的再入轨道范围 “再入走廊”的大小可以由再入角的范围表示， 上限对应于最小再入角，是航天器能进入大气层而不再回到空间的一条界线； 下限对应于最大再入角，是航天器承受过载极限值或气动力加热极限值的界线； 二者之差是所允许的再入角范围，即 。,“再入走廊”,“再入走
11、廊”也可用走廊宽度表示。 再入角的上、下限各相应于一条过渡轨道，假定在无大气层情况下，航天器沿上、下限椭圆形过渡轨道飞过近地点，上、下限两条轨道近地点高度之差称为走廊宽度。 不同的航天器有不同的气动特性、不同的防热结构和不同的最大过载允许值，因而有不同的再入走廊宽度。 但一般说来航天器的再入走廊都比较狭窄，所以要准确地把航天器导入走廊，必须在此之前控制和调整航天器的姿态。,（4）着陆段 当航天器下降到20km以下的高度时，进一步采取减速措施，保证其安全着陆。这一阶段又称为“回收段”。 航天器着陆的方式，有垂直着陆和水平着陆两种。 垂直着陆采用降落伞系统，从降落伞开始工作之点到航天器的软着陆点这
12、段轨道称为降落伞着陆段。 水平着陆的航天器具有足够的升力，能够连续下滑，并在跑道上着陆滑跑。 在水平着陆情况下，从航天器到达着陆导引范围，并开始操纵活动的翼面控制升力和阻力分布机动飞行时起，到航天器到达着陆点这段轨道称为导引着陆段。,降落伞着陆段，一般都是在航天器接近平衡速度之后，继续减速到降落伞系统能可靠工作的速度和高度时开始的。 航天器的平衡速度指航天器受到的气动阻力D等于它所受重力时的速度。 导引着陆段，一般是在航天器下降到一定高度，气动力的作用大到操纵活动翼面可以控制航天器的机动飞行和下滑状况时开始的。以后的飞行就与飞机进场着陆相类似了。,航天器的再入返回分为弹道式、弹道-升力式、升力
13、式3种方式。 这是根据航天器在再入段的不同气动力特性来分类的。 在大气层中，航天器所受空气动力分为沿速度反方向的阻力D和垂直于速度方向的升力Y两个分量。升力和阻力大小之比YD称为升阻比。,再入返回方式,一般升阻比在OO.1范围内的航天器的再入返回为弹道式再入返回 升阻比在O.1O.5之间的为弹道-升力式再入返回 而当升阻比大于O.5的则为升力式,采用弹道式再入返回方式的航天器升阻比为零或接近于零(OO.1)，在空气中运动只产生阻力而不产生升力，或者只产生很有限的升力，但此升力是无法控制的. 此类航天器一旦脱离原来的运行轨道，就沿着预定的弹道无控制地返回地面。 这与弹道式导弹的弹头运动相似，故称
14、为弹道式。,（1）弹道式再入返回,弹道式再入返回的优点： 由于没有升力，所以航天器的气动外形很简单，通常采用钝头的轴对称旋转体外形，如圆球体、圆锥体等； 航天器在大气层里经历的时间很短，因此气动力加热的总加热量相对地要小些，防热结构较简单； 弹道式再入航天器是返回式航天器中最简单的一种，技术上易于实现。,弹道式再入返回的缺点： 由于在大气层内的运动是无控的，再入返回过程中没有校正落点位置偏差的可能，因此要求回收区域很大； 其次，由于弹道式再入返回的航天器减速很快，所以产生的热流密度峰值和过载峰值是各种方式中最大的。,弹道-升力式再入返回的航天器是一种既保持弹道式航天器结构简单和防热易于处理的特
15、点，又能适当地利用升力，在一定程度上克服弹道式再入返回缺点的航天器。 在结构上，它将重心位置配置在偏离中心轴的一段很小的距离上。 这样，航天器(除球状外形之外)在气流中能产生一定的攻角，相应地产生一定的升力。,（2）弹道-升力式再入返回,弹道-升力式再入返回的升力是有限的，不超过阻力的一半。,从外形上看，采用弹道-升力式再入返回的航天器基本上保持了弹道式航天器的外形结构简单的特点。 以上两种再入返回式航天器没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，还需要有一套降落伞系统来统一减速，才能保证安全着陆。,当要求航天器水平着陆时，必须给航天器足够大的升力，使再入轨道，特别是着陆段平
16、缓到适合水平着陆的程度。 航天器的升力增大，在再入段调整升力，可以增大调整轨道(机动飞行)的能力，平缓再入段和增大机动飞行的范围，使航天器水平着陆和着陆到指定的机场跑道上成为可能。,（3）升力式再入返回,要求航天器水平着陆是为了回避垂直着陆的两大缺点，即往往造成航天器及其有效载荷损伤的着陆冲击过载和令人困扰的不易控制的落点散布。 此外，要求航天器水平着陆的目的还在于实现无损的和定点的着陆，为航天器的多次重复使用创造条件。,能够实现水平着陆的升力式航天器的升阻比一般都大于1，也就是说航天器在再入段的升力大于阻力。 这样大的升力不能再用偏离对称中心轴线配置质心的办法获得。 因此升力式航天器不能再用旋转体，只能采用不对称的升力体。,升力式再人返回的航天器由于再入机动的灵活性和水平着陆的特点，避免了弹道式和弹道-升力式再人返回中存在的各种缺点，过载也较小。 但同时也带来了许多新的问题。例如，升力式再人返回由于再入段比较平缓，再入段航程和经历的时间都比弹道式和弹道-升力式的长得多。 虽然热流密度峰值和最大减速过载值都小，但总的加热热量大，加热时间
