空间飞行器动力学与控制行星际航行课件.pptx
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1、空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行空间飞行器动力学与控制 第十课_行星际航行 曹 伟飞行器动力学与控制研究所2009年秋季学期空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行 星际飞行是行星际飞行和恒星际飞行的统称。当空间飞行器具有第二宇宙速度11.2 kms时,可以脱离地球引力进入行星际飞行轨道;当具有第三宇宙速度16.7 kms时。可以脱离太阳引力,进入恒星际飞行轨道。也有人把行星际飞行,包括围绕地球的飞行,称为航天,把恒星际飞行称为航宇。一、行星际飞行 空间飞行器
2、动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行 根据目前科学技术水平,可以这样说,行星际飞行是可以实现的,而恒星际飞行还只是一个伟大理想。将来若有可能实现这个理想,首先必须大大增加飞行速度(接近光速)。那时将产生一系列新问题。例如,要用相对论力学的规律设计轨道,必须制造出新型超级燃料和火箭,此外还有一些人们现在无法想到的问题。空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行(1)星际飞行的轨道 卫星等航天器都是在地球附近围绕地球运动的,称之为近地空间航行。所谓近地空间是指地球引力的作用范围,
3、在这个作用范围内的运动可以看作是在地球引力场内的运动,基本上是二体运动。 在地球引力作用范围之外的行星际空间称为深空间,当航天器超出地球引力作用范围进行深空间航行时,航天器的运动要同时考虑太阳、地球和其他行星引力的作用,是多体运动,这是行星际飞行的一个特点。空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行 根据引力作用范围可以把行星际飞行简化为多个不同的二体摄动问题。 行星的作用范围半径可按下式计算,该式适用于任何两个一大一小的天体。求出小天体(如行星)相对于大天体(如太阳)的作用范围半径为 (826) 式中,M,m分别为大、小两个天体的
4、质量;r为两个天体中心间的距离。 空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行 利用该式可以算出,地球相对于太阳的作用范围半径为930 000 km。近地空间即是以地球为中心,930 000 km为半径的球面内空间。月球相对于地球的作用范围半径为66 000 km。在太阳系和行星中,类木行星(包括木星到海王星的几个行星)由于质量大,离太阳的距离远,所以它们的作用范围半径很大。 空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行 应用引力作用范围的概念,可以把航天器星际航行的多体运动
5、问题转化为航天器在不同飞行阶段处于不同天体引力作用范围时的多个二体问题。这实质上是假设航天器从地球出发飞往目标行星的过程中,任一时刻只受到对其运动影响最大的天体的引力作用。 根据上述假设,可将行星际航天器飞往目标行星的轨道分为三段: 空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行 (1) 摆脱地球引力轨道(地心轨道):从地球上发射到地球作用范围的边界,在这一段轨道上,航天器处在地球引力的“影响球”范围内。 (2) 日心过渡轨道(日心轨道):从地球作用范围边界到目标行星作用范围边界,在这一段轨道上,太阳为基本引力体。航天器的这一运动阶段也
6、称为中途飞行阶段。 (3) 与目标行星相遇轨道(行星中心轨道):这一段轨道在目标行星作用范围内,航天器只受目标行星引力的作用。 空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行 行星际航天器的大部分飞行是在单个天体太阳的引力作用下进行的,只在整个飞行过程中的很短一段时间内,航天器的轨道才由它飞离和到达的行星决定。 当航天器沿着日心轨道飞行时,其他行星对它的干扰可以忽略不计。因此行星际飞行轨道的设计主要是航天器在中途飞行阶段日心轨道的设计。空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航
7、行 行星际航天器飞行的轨道大致有4种,如图1018所示。图10.18 行星际飞行轨道空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行 (1) 霍曼(Hohmann)轨道:也称为双切轨道,是将航天器从地球轨道上送到目标行星轨道上去的能量最经济的日心轨道。 当目标行星的轨道位于地球公转轨道之外时,航天器的霍曼转移(或称过渡)轨道外切于地球轨道,内切于目标行星轨道,并以太阳中心为焦点,近日点在地球轨道上,远日点在目标行星轨道上。 与此相反,当目标行星轨道位于地球公转轨道之内时,航天器在中途阶段的霍曼转移轨道于远日点内切于地球轨道,于近日点外切于
8、目标行星轨道。空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行 (2) 一般椭圆轨道:轨道偏心率e为0e1。空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行 上述4种轨道从地球到目标行星的飞行航线如图10-18所示。从图中得知,霍曼轨道飞行时间最长,其次为一般椭圆轨道,然后是抛物线轨道,双曲线轨道飞行时间最短。 霍曼轨道不仅飞行时间长,而且要求较高的制导精度。目前行星际飞行大多采用双曲线轨道。 空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航
9、天与行星际航行 行星际飞行的航天器经过中途飞行阶段后到达目标行星的附近,此后相对于目标行星的运动不外乎3种方式: (1) 临近飞行:航天器从目标行星附近飞过; (2) 轨道飞行:航天器成为目标行星的卫星; (3) 登陆飞行:航天器在目标行星上着陆。 目前世界上已发射的各种星际航天器都是以这3种方式来完成对行星的探测任务的。它们在目标行星附近的运行轨道与在地球周围的运行情况相似。空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行(2)星际飞行的导航 星际飞行的导航分为以下三种方式: (1)天文导航:在航天器上对选做基准的天体进行角度测量,据此
10、确定航天器的位置和速度。 由于轨道为三维坐标,必须测量3个角度才能确定。这3个角度将构成一个三角架形的定位点,其中两足(两颗行星或一颗行星和太阳)之间的距离是已知的,因而可以作为测量基线。 空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行 (2)无线电导航:根据无线电波传播特性(直线性、匀速性和反射性)测量航天器相对于已知地理位置发射台的方向和位置。 这种导航方法的精度较高,技术也较成熟,但自主性差,易受干扰。 由于受无线电波传递时间延迟的限制,还不能完全满足星际飞行整个过程的要求。 空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第
11、十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行 (3)惯性导航:根据牛顿第二定律,测量航天器的线加速度,从而计算出它的速度和位置。惯性导航只能适用于主动段,不适用于引力作用下的飞行轨道。 惯性导航一般由加速度计、平台、陀螺和计算机等组成。由于陀螺存在漂移,所以惯性导航有累积误差。但惯性导航在主动段使用的时间不长,可以达到较高精度。空间飞行器动力学与控制空间飞行器动力学与控制 第十课第十课_ _载人航天与行星际航行载人航天与行星际航行 上述这些导航方法各有特点,在实际中经常组合起来使用。例如应用天文或无线电导航来校正陀螺漂移,从而有效地降低惯性导航的累积误差。 组合原则是发挥各种导航方法的优
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