惯性导航平台惯导课件.ppt

1、1212导航与制导系统完成的工作导航与制导系统完成的工作一一确定当前航天器在轨道上的位置和速确定当前航天器在轨道上的位置和速度。度。二二计算未来的航天器轨道和着陆点，以计算未来的航天器轨道和着陆点，以及所需机动的初始条件。及所需机动的初始条件。三三控制推力和升力的使用以达到希望的控制推力和升力的使用以达到希望的新轨道和着陆点。新轨道和着陆点。12 8.1 航天器导航的概念与分类航天器导航的概念与分类 8.2 航天器的自主导航系统航天器的自主导航系统 8.3 航天器的轨道机动与轨道保持航天器的轨道机动与轨道保持 8.4 航天器的交会与对接航天器的交会与对接 8.5 航天器的再入返回控制航天器的再

2、入返回控制 8.6 星际飞行的导航与制导星际飞行的导航与制导第八章第八章 航天器的导航与制导航天器的导航与制导12 航天器导航就是轨道确定。对于航天器导航就是轨道确定。对于地球卫星来说，即是求出在地心地球卫星来说，即是求出在地心惯性坐标系中，航天器的三维位惯性坐标系中，航天器的三维位置和置和3个速度分量。个速度分量。8.1 8.1 航天器导航的概念与分类航天器导航的概念与分类12 航天器轨道确定可分为两大类：航天器轨道确定可分为两大类：非自主非自主测轨由地面站设备，对测轨由地面站设备，对航天器进行跟踪测轨，并且在航天器进行跟踪测轨，并且在地面上进行数据处理，最后获地面上进行数据处理，最后获得轨

3、道位置信息。得轨道位置信息。自主自主测轨：航天器的位置和速测轨：航天器的位置和速度等运动参数用星上测轨仪器度等运动参数用星上测轨仪器(或称导航仪器或称导航仪器)来确定。来确定。8.1 8.1 航天器导航的概念与分类航天器导航的概念与分类12自主导航存在两种方式：自主导航存在两种方式：被动被动方式意味着与航天器方式意味着与航天器以外的卫星或地面站没有以外的卫星或地面站没有任何合作，例如空间六分任何合作，例如空间六分仪；仪；主动主动方式意味着与航天器方式意味着与航天器以外的地面站或卫星以外的地面站或卫星(例如例如数据中继卫星数据中继卫星)有配合，例有配合，例如全球定位系统。如全球定位系统。12 空

4、间自主导航系统按它的工作原理可分为空间自主导航系统按它的工作原理可分为五大类五大类:(1)测量对于天体视线的角度来确定航天器的测量对于天体视线的角度来确定航天器的位置位置 (2)测量地面目标基准来确定航天器的位置和测量地面目标基准来确定航天器的位置和姿态姿态 (3)对已知信标测距对已知信标测距 (4)惯性导航方法惯性导航方法 (5)组合导航方法组合导航方法12 基于上节介绍的自基于上节介绍的自主导航原理的实际航天主导航原理的实际航天器导航系统有很多种，器导航系统有很多种，本节将首先着重介绍全本节将首先着重介绍全球定位系统球定位系统(GPS)和和(天天文文)惯性导航两种自主导惯性导航两种自主导航

5、系统。前者属于对已航系统。前者属于对已知信标测距类主动或自知信标测距类主动或自主导航系统，而后者属主导航系统，而后者属于被动式于被动式(组合组合)自主导自主导航系统。航系统。8.2 8.2 航天器的自主导航系统航天器的自主导航系统128.2.1 8.2.1 全球定位系统全球定位系统(GPS)(GPS)全球定位系统全球定位系统(GPS)(GPS)是一个全球性的新型卫星导是一个全球性的新型卫星导航系统，它可为各种运动物体即用户提供连续、实时航系统，它可为各种运动物体即用户提供连续、实时的导航，同时给出用户的的导航，同时给出用户的3 3个位置坐标、个位置坐标、3 3个速度分量个速度分量以及精密时间。

6、作为全球定位系统用户的各种运动物以及精密时间。作为全球定位系统用户的各种运动物体可以是航空飞行器、航海舰船，甚至地面运动的汽体可以是航空飞行器、航海舰船，甚至地面运动的汽车和人。近年来，全球定位系统在航天器自主导航中车和人。近年来，全球定位系统在航天器自主导航中的应用已受到了人们广泛的重视。的应用已受到了人们广泛的重视。全球定位系统是以卫星作为导航台的无线电导航全球定位系统是以卫星作为导航台的无线电导航系统，由三部分组成。系统，由三部分组成。12 (1)(1)导航卫星导航卫星：是空间导航台，它接收和储存地面站制：是空间导航台，它接收和储存地面站制备的导航信号，再依次向用户发射。它接收来自地面备

7、的导航信号，再依次向用户发射。它接收来自地面站的控制指令并向地面站发射卫星的遥测数据。站的控制指令并向地面站发射卫星的遥测数据。卫星与通信视频资料卫星与通信视频资料12 (2)(2)地面站组：包括主控站、监测站、注入站等多种地面站组：包括主控站、监测站、注入站等多种地面站和计算中心。地面站组收集来自卫星及与系统工地面站和计算中心。地面站组收集来自卫星及与系统工作有关的信息源的数据，对数据进行处理计算，产生导作有关的信息源的数据，对数据进行处理计算，产生导航信号和控制信号，再由地面站发送给卫星。航信号和控制信号，再由地面站发送给卫星。主控站设有精密时钟，是主控站设有精密时钟，是GPSGPS系统系

8、统的时间基准，各监的时间基准，各监测站和各卫星的时钟都须与其同步。主控站设有计算中测站和各卫星的时钟都须与其同步。主控站设有计算中心，根据各监测站送来的各种测量数据，编制各卫星星心，根据各监测站送来的各种测量数据，编制各卫星星历、计算各卫星原子钟钟差、电离层、对流层校正参量历、计算各卫星原子钟钟差、电离层、对流层校正参量等。主控站在处理数据完成并计算编制后，将数据送到等。主控站在处理数据完成并计算编制后，将数据送到注入站。注入站。注入站当卫星通过其视界时，将其储存的导航信息注入站当卫星通过其视界时，将其储存的导航信息注入卫星。注入站还负责监测注人卫星的导航信息是否注入卫星。注入站还负责监测注人

9、卫星的导航信息是否正确。注入站每天向卫星注入一次新的导航数据。正确。注入站每天向卫星注入一次新的导航数据。12 (3)(3)用户设备：用于接收和处理导航信号，进行定用户设备：用于接收和处理导航信号，进行定位计算和导航。对于航天器而言，用户设备属于星载位计算和导航。对于航天器而言，用户设备属于星载设备。设备。GPSGPS系统系统采用无源工作方式，这给航天器定位带采用无源工作方式，这给航天器定位带来很大方便。来很大方便。接收天线接收卫星发射的导航信号，从中提取卫接收天线接收卫星发射的导航信号，从中提取卫星星历、距离及距离变化率、时钟校正参量、大气校星星历、距离及距离变化率、时钟校正参量、大气校正参

10、量等，将这些数据及其他一些数据正参量等，将这些数据及其他一些数据(例如用户的估例如用户的估计位置等计位置等)送至计算机，算出航天器在空间直角坐标系送至计算机，算出航天器在空间直角坐标系中的坐标，或将空间直角坐标转换成航天器所需的其中的坐标，或将空间直角坐标转换成航天器所需的其他坐标。他坐标。GPSGPS系统系统的组成结构如的组成结构如图图8.28.2所示。所示。12 图8.2 GPS系统组成方框图 12 GPS系统系统是一个庞大而又复杂的系统，它的主要特点是一个庞大而又复杂的系统，它的主要特点是：是：(1)能够实现全球、全天候导航：能够提供连续、实时能够实现全球、全天候导航：能够提供连续、实时

11、的三维空间坐标、三维速度和精密时间，而且具有良好的三维空间坐标、三维速度和精密时间，而且具有良好的抗干扰性能；的抗干扰性能；(2)具有高精度：三维空间定位精度优于具有高精度：三维空间定位精度优于10 m，三维速，三维速度精度优于度精度优于O.03 ms，时间精度为，时间精度为2030 ns。航天器。航天器每次定位需要每次定位需要4颗导航星；颗导航星；(3)生存能力强：这并不意味着每一颗导航星的抗攻击生存能力强：这并不意味着每一颗导航星的抗攻击能力强，而是整个能力强，而是整个GPS系统有系统有24颗星组成，只有摧毁半颗星组成，只有摧毁半数以上的卫星才能使整个系统失效。数以上的卫星才能使整个系统失

12、效。12 正是由于这些特点，使得正是由于这些特点，使得GPS已成为当前航天器空已成为当前航天器空间导航的引人关注的手段。间导航的引人关注的手段。GPS系统对航天器的导航定位误差来源于多方面的因系统对航天器的导航定位误差来源于多方面的因素。最直观的因素就是作为定位基准的导航星本身不可素。最直观的因素就是作为定位基准的导航星本身不可避免地存在着位置误差。避免地存在着位置误差。其次是其次是GPS系统的时钟误差。从理论上讲，系统的时钟误差。从理论上讲，GPS系统系统中各导航星之间的时钟是完全同步的，但是不同的时钟中各导航星之间的时钟是完全同步的，但是不同的时钟不可能完全相同，即使是原子钟也不是绝对稳定

13、的，总不可能完全相同，即使是原子钟也不是绝对稳定的，总存在频率和时间的漂移，引起误差；另一方面，即使各存在频率和时间的漂移，引起误差；另一方面，即使各导航星具有完全相同的时钟，由于各星的运动速度不同，导航星具有完全相同的时钟，由于各星的运动速度不同，它们的走时也不相同，这就是所谓的相对论效应。时钟它们的走时也不相同，这就是所谓的相对论效应。时钟误差直接导致测距误差。误差直接导致测距误差。12 第三，在第三，在GPS系统系统中，航天器可同时看到中，航天器可同时看到6颗以上的颗以上的卫星，进行导航定位只要用卫星，进行导航定位只要用4颗就可以了。这就存在各种颗就可以了。这就存在各种不同选择方案，当以

14、上几种误差一定时，航天器与不同选择方案，当以上几种误差一定时，航天器与4颗导颗导航星的几何关系不同，产生的定位误差也不相同，这就航星的几何关系不同，产生的定位误差也不相同，这就是几何误差。所以航天器利用是几何误差。所以航天器利用GPS系统进行导航时，应系统进行导航时，应当选取相对位置最佳的当选取相对位置最佳的4颗导航星，将几何误差限制到较颗导航星，将几何误差限制到较小的数值，并在全球取得较均匀的定位精度。小的数值，并在全球取得较均匀的定位精度。此外，本书在第此外，本书在第2.5节中介绍的各种非理想因素都会导节中介绍的各种非理想因素都会导致导航星星历误差，导航星信号的发射设备和航天器的致导航星星

15、历误差，导航星信号的发射设备和航天器的接收设备还存在着设备误差。这些各种各样的因素综合接收设备还存在着设备误差。这些各种各样的因素综合构成了构成了GPS系统系统的导航定位误差。的导航定位误差。128.2.2 惯性导航惯性导航 惯性导航是利用惯性部件惯性导航是利用惯性部件(加速度计和陀螺加速度计和陀螺)来实现来实现的，它可以在星上自主确定航天器的位置和速度。这的，它可以在星上自主确定航天器的位置和速度。这种方法比较适合于短期飞行任务种方法比较适合于短期飞行任务.惯性测量系统依靠感测航天器的运动加速度来测量惯性测量系统依靠感测航天器的运动加速度来测量其速度与位置。加速度是由加速度计利用物体的惯性其

16、速度与位置。加速度是由加速度计利用物体的惯性测得的，将加速度积分一次就得到速度，积分二次就测得的，将加速度积分一次就得到速度，积分二次就得到所通过的距离。加速度计一般装在由陀螺稳定的得到所通过的距离。加速度计一般装在由陀螺稳定的稳定平台上，以建立参考坐标系，积分则由计算机完稳定平台上，以建立参考坐标系，积分则由计算机完成。成。12惯性导航惯性导航一一平台惯导：平台惯导：把加速度计安装在一个把加速度计安装在一个由陀螺稳定的平衡环支由陀螺稳定的平衡环支承的平台上，这种平台承的平台上，这种平台即所谓的稳定平台或惯即所谓的稳定平台或惯性平台。无论航天器的性平台。无论航天器的方向如何改变，它在惯方向如何

17、改变，它在惯性空间的取向始终保持性空间的取向始终保持固定不变。固定不变。12惯性导航惯性导航二二 捷联惯导捷联惯导 它的陀螺和加速度计直接装在航天它的陀螺和加速度计直接装在航天器本体上，加速度是相对本体坐标器本体上，加速度是相对本体坐标系测量的。计算机根据陀螺的输出系测量的。计算机根据陀螺的输出建立导航坐标系，加速度信息须进建立导航坐标系，加速度信息须进行坐标变换，变换到导航坐标系中，行坐标变换，变换到导航坐标系中，然后进行导航计算。在这个系统中，然后进行导航计算。在这个系统中，陀螺稳定平台的作用是由计算机来陀螺稳定平台的作用是由计算机来完成的，因此捷联式惯性测量系统完成的，因此捷联式惯性测量

18、系统又称做解析平台式惯性系统。又称做解析平台式惯性系统。12惯性导航惯性导航二二 天文惯导天文惯导 为了克服陀螺漂移这一惯性导航系统为了克服陀螺漂移这一惯性导航系统固有的缺陷，更准确地确定航天器固有的缺陷，更准确地确定航天器的位置，天文惯性导航便应运而生。的位置，天文惯性导航便应运而生。这是一种被动式组合自主导航系统，这是一种被动式组合自主导航系统，它由惯性测量系统和天文测量装置它由惯性测量系统和天文测量装置如望远镜等两部分组成。其中前者如望远镜等两部分组成。其中前者依然是主体，而后者起到对前者的依然是主体，而后者起到对前者的校正作用。校正作用。12 航天器的轨道控制，从广义上来说，是航天器制

19、导航天器的轨道控制，从广义上来说，是航天器制导问题，即对按一定导引规律运动的航天器进行控制，问题，即对按一定导引规律运动的航天器进行控制，从而使航天器按预定轨道运动。简单地说，就是控制从而使航天器按预定轨道运动。简单地说，就是控制航天器质心运动的速度大小和方向，使航天器的轨道航天器质心运动的速度大小和方向，使航天器的轨道满足飞行任务的要求。满足飞行任务的要求。轨道控制范围很广，大致包括的内容有轨道机动、轨道控制范围很广，大致包括的内容有轨道机动、轨道保持、交会、对接、再入返回和落点控制等轨道保持、交会、对接、再入返回和落点控制等。8.3 8.3 航天器的轨道机动与轨道保持航天器的轨道机动与轨道

20、保持128.3.1 轨道机动概念轨道机动概念 轨道机动：航天器在控制系统作用下使轨道机动：航天器在控制系统作用下使其轨道发生有意的改变，或者说航天器其轨道发生有意的改变，或者说航天器由已知轨道运动改变为沿另一条要求的由已知轨道运动改变为沿另一条要求的轨道运动。已知的轨道称为初轨道或停轨道运动。已知的轨道称为初轨道或停泊轨道，要求的轨道称为终轨道或预定泊轨道，要求的轨道称为终轨道或预定轨道。轨道。12变轨控制变轨控制轨道改变：当终轨道与初轨道相交轨道改变：当终轨道与初轨道相交(切切)时，在交时，在交(切切)点施加一次冲量即可使点施加一次冲量即可使航天器由初轨道进人终轨道。航天器由初轨道进人终轨道

21、。轨道转移：当终轨道与初轨道不相交轨道转移：当终轨道与初轨道不相交(切切)时，则至少要施加两次冲量才能时，则至少要施加两次冲量才能使航天器由初轨道进入终轨道。连结使航天器由初轨道进入终轨道。连结初轨道与终轨道的过渡轨道称为转移初轨道与终轨道的过渡轨道称为转移轨道。轨道。12轨道校正轨道校正也称为轨道捕获，消除由于入轨条件也称为轨道捕获，消除由于入轨条件偏差而产生的轨道偏差偏差而产生的轨道偏差(基本轨道参数基本轨道参数偏差偏差)轨道校正的特点是轨道机动所需的速轨道校正的特点是轨道机动所需的速度增量不大，即初轨道与终轨道相差度增量不大，即初轨道与终轨道相差较小。较小。12 8.3.2 平面内的轨道

22、机动平面内的轨道机动 基于航天器轨道机动的瞬时假设，基于航天器轨道机动的瞬时假设，即航天器从一个轨道机动到另一即航天器从一个轨道机动到另一个轨道是利用瞬时之间作用的速个轨道是利用瞬时之间作用的速度增量来完成的，或者说可以通度增量来完成的，或者说可以通过单个或几个推力冲量来校正或过单个或几个推力冲量来校正或改变轨道。改变轨道。12假设测定结果是近拱点的高度及速度大假设测定结果是近拱点的高度及速度大小与预定运动参数有偏差，其结果使长小与预定运动参数有偏差，其结果使长半轴半轴a产生偏差产生偏差(设设e符合要求符合要求)。现要求。现要求通过轨道机动，将近拱点或远拱点调到通过轨道机动，将近拱点或远拱点调

23、到预定高度。预定高度。1.近拱点和远拱点高度的修正近拱点和远拱点高度的修正卫星卫星地心地心O近拱点近拱点远拱点远拱点12轨道的能量关系式，即轨道的能量关系式，即 对式两边求一次微分得对式两边求一次微分得 222vra222vdvdrdara 12 由此可以解出由此可以解出 因此在小偏差情况下，由因此在小偏差情况下，由v和和 引起的长引起的长半轴半轴a的改变量的改变量a 若基于轨道机动的瞬时假设，在轨道上某点速若基于轨道机动的瞬时假设，在轨道上某点速度度v改变而保持改变而保持r不变，则不变，则因为轨道长轴是因为轨道长轴是2a，所以轨道长度的改变是，所以轨道长度的改变是2 。222adavdvrr

24、r222aav vrr 22aav v a12 假定在近拱点改变速度，那么由此造成的长假定在近拱点改变速度，那么由此造成的长轴改变量正好是远拱点高度的变化。同样，在轴改变量正好是远拱点高度的变化。同样，在远拱点速度改变远拱点速度改变v，将导致近拱点高度的相，将导致近拱点高度的相同变化。在近拱点和远拱点加上微小而有限的同变化。在近拱点和远拱点加上微小而有限的速度改变速度改变v的特殊情况，得到远拱点和近拱的特殊情况，得到远拱点和近拱点的高度变化，即点的高度变化，即 24appahvv24paaahvv卫星卫星地心地心O近拱点近拱点远拱点远拱点12 2共面两轨道的一般转移共面两轨道的一般转移 轨道轨

25、道A与轨道与轨道B在同一平面内相在同一平面内相交，为了使航天器从轨道交，为了使航天器从轨道A转移转移到轨道到轨道B，即轨道改变，需要在，即轨道改变，需要在两轨道的交点两轨道的交点Q1处加一个速度处加一个速度增 量增 量 ，并 满 足 关 系，并 满 足 关 系式式 ，其中，其中 与与 分别分别是轨道是轨道A与轨道与轨道B在点在点Q1，处所，处所对应的航天器速度矢量。对应的航天器速度矢量。1v111BAvvv1Av1Bv12 要完成两个不相交轨道间的转要完成两个不相交轨道间的转移，通常需要有两个速度增量。航移，通常需要有两个速度增量。航天器利用速度增量通过中间轨道天器利用速度增量通过中间轨道C完

26、成从轨道完成从轨道A到轨道到轨道B的转移。和的转移。和前面一样，速度增量必须具有相应前面一样，速度增量必须具有相应的大小和方向，使得合成的速度矢的大小和方向，使得合成的速度矢量对应于新轨道在给定点的应有值。量对应于新轨道在给定点的应有值。12 和新、旧两轨道相切的和新、旧两轨道相切的转移轨道如图转移轨道如图8.8所示，所示，这里所加的速度增量与这里所加的速度增量与航天器的速度矢量平行。航天器的速度矢量平行。这种类型的转移往往代这种类型的转移往往代表一种燃料消耗量最小表一种燃料消耗量最小的轨道转移。的轨道转移。要实现两个不相交轨要实现两个不相交轨道间的转移，其转移轨道间的转移，其转移轨道必须与初

27、轨道和终轨道必须与初轨道和终轨道同时存在至少一个交道同时存在至少一个交点，即与它们分别相交点，即与它们分别相交或相切。或相切。12 特殊地，考虑初轨道和终轨道分别是特殊地，考虑初轨道和终轨道分别是半径为半径为r1和和r2的圆轨道，那么如果转的圆轨道，那么如果转移轨道要与两个圆轨道相接，则近拱移轨道要与两个圆轨道相接，则近拱点必须小于或等于内轨道的半径，而点必须小于或等于内轨道的半径，而远拱点必须等于或大于外轨道的半径。远拱点必须等于或大于外轨道的半径。用数学式来描述这此条件就是用数学式来描述这此条件就是 式中，式中，p和和e分别是转移轨道的参数和分别是转移轨道的参数和偏心率。只有同时满足以上两

28、个个条偏心率。只有同时满足以上两个个条件，转移轨道才是可行的。件，转移轨道才是可行的。1212min(,)1max(,)1paprr reprr re12 3霍曼霍曼(Hohmann)转移转移 关于最优轨道转移问题涉及关于最优轨道转移问题涉及的面较广泛，因此这里只简要的面较广泛，因此这里只简要讨论经典的霍曼转移。这个问讨论经典的霍曼转移。这个问题通常表述如下：题通常表述如下：“给定的是一个沿半径为给定的是一个沿半径为 的的圆形轨道圆形轨道A运行的航天器，要运行的航天器，要确定以最小的燃料消耗量把航确定以最小的燃料消耗量把航天器从轨道天器从轨道B转移到半径为转移到半径为 的的圆形轨道圆形轨道B所

29、需要的速度增所需要的速度增量量”。ArBr12不失一般性，先讨论由内向外不失一般性，先讨论由内向外轨道转移的问题。对于向外轨轨道转移的问题。对于向外轨道转移来说，沿切线方向提供道转移来说，沿切线方向提供第一个冲量，以便使航天器的第一个冲量，以便使航天器的速度由初始圆周速度速度由初始圆周速度 增加增加 变为变为 ，这样就可以使航天器进，这样就可以使航天器进入远地点距离恰好等于终轨道入远地点距离恰好等于终轨道半径的椭圆转移轨道。相应地，半径的椭圆转移轨道。相应地，航天器在椭圆转移轨道远地点航天器在椭圆转移轨道远地点的速度即为的速度即为 ，然后在转移轨道，然后在转移轨道远地点提供第二个切向冲量，远地

30、点提供第二个切向冲量，使速度由使速度由 再增加再增加 变为变为 ，使，使转移轨道圆化，完成整个转移转移轨道圆化，完成整个转移过程。过程。Av1v1v2v2v2vBv12 显然显然 和和 分别是航天分别是航天器沿半径为器沿半径为 和的和的 圆轨道运行所圆轨道运行所需的速度大小。于是由式需的速度大小。于是由式(247)得得 AAvvBBvvArBrAAvrBBvr12椭圆的长半轴为椭圆的长半轴为椭圆的比机械能椭圆的比机械能 从而得从而得2ABarr2a 22vr222vra 12在在1处变轨后的速度处变轨后的速度得得从而得从而得222vra 212AABvrrr 12()BAABrvr rr112

31、()BAAABArvvrr rrr12同理得在同理得在2处变轨后的速度处变轨后的速度得得霍曼转移所需要的总速度增量为霍曼转移所需要的总速度增量为22()ABABrvr rr222()ABBABBrvvrr rrr12vvv 12向内轨道转移时，先用向内轨道转移时，先用v2 在在远地点减小初始圆周速度，然远地点减小初始圆周速度，然后在近地点上用后在近地点上用v1 把速度减把速度减少到最终值，因此速度减少了少到最终值，因此速度减少了两次。总之，向内转移的过程两次。总之，向内转移的过程恰好与前述向外转移的过程相恰好与前述向外转移的过程相反。将以上得出的椭圆轨道称反。将以上得出的椭圆轨道称为霍曼为霍曼

32、(Hohmann)转移轨道。转移轨道。12霍曼转移的飞行时间显然正好是转霍曼转移的飞行时间显然正好是转移 轨 道 周 期 的 一 半。因 为 由 式移 轨 道 周 期 的 一 半。因 为 由 式(244)得得 ，为已知，为已知，所以霍曼转移的时间为所以霍曼转移的时间为从转移所需的从转移所需的v看，霍曼转移是最看，霍曼转移是最经济的，不过霍曼转移所需的时间经济的，不过霍曼转移所需的时间比在这两个圆轨道之间的任何其他比在这两个圆轨道之间的任何其他可能的转移轨道所需的时间都长。可能的转移轨道所需的时间都长。32Ta2ABarr3aTOF12作业：作业：已知两个共面的地球圆轨道，轨道半已知两个共面的地

33、球圆轨道，轨道半径分别为径分别为Ra=7000km，Rb=13000km。航天器在两轨道间的转移过程为霍曼航天器在两轨道间的转移过程为霍曼转移。求：转移。求：a）计算出霍曼转移的时间。）计算出霍曼转移的时间。b）计算出两次变轨时，所需的速度增）计算出两次变轨时，所需的速度增量。量。128.3.3 平面外的轨道机动平面外的轨道机动 1平面外的轨道改变平面外的轨道改变 首先讨论不改变轨道形状或能首先讨论不改变轨道形状或能量的轨道平面纯旋转问题，即量的轨道平面纯旋转问题，即平面外的轨道改变问题。这类平面外的轨道改变问题。这类机动可以通过两种方式来实现，机动可以通过两种方式来实现，即作为轨道角动量矢量

34、的进动即作为轨道角动量矢量的进动或作为速度矢量的直接旋转。或作为速度矢量的直接旋转。考虑如图所示的情况，图上两考虑如图所示的情况，图上两个轨道的倾角相差个轨道的倾角相差i，轨道，轨道A上一个航天器要机动到轨道上一个航天器要机动到轨道B上，上，这只有使轨道这只有使轨道A绕节线旋转一个绕节线旋转一个i才能实现才能实现12轨道平面旋转可以当作角动轨道平面旋转可以当作角动量矢量经历一个量矢量经历一个i角的进动，角的进动，需要的冲量与需要的冲量与h有关。假有关。假设设i很小，则很小，则因为因为 ，这里作用的外，这里作用的外力矩大小力矩大小 ，其中，其中F是推力，是推力，是节线处的轨道半径，故有是节线处的

35、轨道半径，故有式中，式中，t为推力作用时间。为推力作用时间。由上两式可得由上两式可得 hhhih i hMMFrrrhh tFr t h iFr t 12 实际上，实际上，恰好是单位质量航天器的恰好是单位质量航天器的速度增量速度增量v，而，而 ，为节线处航为节线处航天器垂直于节线方向的速度分量。于天器垂直于节线方向的速度分量。于是得是得对于圆形轨道，对于圆形轨道，；对于椭圆轨道，；对于椭圆轨道，轨道速度小的地方轨道速度小的地方v也小。也小。F t0hrv0v0vvi 0csvv122平面外的轨道转移平面外的轨道转移这里只研究两个非共面圆轨道间的这里只研究两个非共面圆轨道间的转移，即地球静止轨道

36、卫星的轨道转移，即地球静止轨道卫星的轨道转移问题。转移问题。在发射静止轨道卫星时，在发射段在发射静止轨道卫星时，在发射段结束后，卫星进入第一个以结束后，卫星进入第一个以r1为半为半径的圆轨道径的圆轨道I(驻留轨道驻留轨道)运行，此运行，此圆轨道的倾角圆轨道的倾角i1。轨道转移段要使。轨道转移段要使卫星沿轨道卫星沿轨道I改变为沿轨道倾角等改变为沿轨道倾角等于零、地心距为于零、地心距为r2的赤道圆形静止的赤道圆形静止轨道轨道运行。这就是平面外圆轨道运行。这就是平面外圆轨道转移问题。转移问题。12 当 初 轨 道当 初 轨 道 I 与 终 轨 道与 终 轨 道(赤道面内的圆轨道赤道面内的圆轨道)不不

37、共面时，两轨道面的交线共面时，两轨道面的交线在赤道面内，轨道转移应在赤道面内，轨道转移应在节线上进行。若节线一在节线上进行。若节线一端与初轨道端与初轨道I的交点为的交点为1，另一端与终轨道另一端与终轨道的交点的交点为为2，那么容易理解，转，那么容易理解，转移轨道的近拱点和远拱点移轨道的近拱点和远拱点应分别为赤道上空的应分别为赤道上空的l点和点和2点。点。航天器平面外圆轨道的转航天器平面外圆轨道的转移有两种方式。移有两种方式。12第一种方式：第一步在点第一种方式：第一步在点1处对航天器施加第一冲量，处对航天器施加第一冲量，这一冲量一方面要使转移轨这一冲量一方面要使转移轨道处于终轨道道处于终轨道平

38、面平面(即赤道即赤道平面平面)内，另一方面要使转移内，另一方面要使转移轨道的远拱点与终轨道轨道的远拱点与终轨道上上的点的点2相切；第二步在点相切；第二步在点2处处对航天器施加第二个冲量，对航天器施加第二个冲量，使其由沿椭圆转移轨道运行使其由沿椭圆转移轨道运行变为沿终轨道变为沿终轨道即静止轨道即静止轨道运行。显然第二步是平面内运行。显然第二步是平面内轨道改变问题。轨道改变问题。12 第二种方式：第一步第二种方式：第一步在点在点1处沿初轨道处沿初轨道I的切的切线方向给航天器施加第线方向给航天器施加第一个冲量，使转移轨道一个冲量，使转移轨道的远拱点与终轨道的远拱点与终轨道在在点点2相切，此时转移轨道

39、相切，此时转移轨道处在初轨道平面内；第处在初轨道平面内；第二步在点二步在点2处对航天器施处对航天器施加第二个冲量，一方面加第二个冲量，一方面要使航天器由初轨道平要使航天器由初轨道平面转移至终轨道平面，面转移至终轨道平面，另一方面要使其由沿椭另一方面要使其由沿椭圆转移轨道运行变为沿圆转移轨道运行变为沿静止轨道静止轨道运行。显然运行。显然第一步是平面内轨道改第一步是平面内轨道改变问题变问题。12嫦娥二号的轨道转移嫦娥二号的轨道转移近地点高度近地点高度200公里、远地点高度约公里、远地点高度约38万公里的直接奔月轨道万公里的直接奔月轨道由地月转移轨道进入近月点由地月转移轨道进入近月点100公里，公里

40、，周期约周期约12小时的环月轨道小时的环月轨道进入了远月点进入了远月点100公里、近月点公里、近月点15公里公里的试验轨道的试验轨道128.3.4 轨道保持轨道保持 在航天器经过各种轨道机动以在航天器经过各种轨道机动以后，实现了按预定轨道飞行。由后，实现了按预定轨道飞行。由于地球扁率的影响、太阳和月球于地球扁率的影响、太阳和月球的干扰作用、太阳辐射压以及稀的干扰作用、太阳辐射压以及稀薄大气等的影响，航天器的轨道薄大气等的影响，航天器的轨道将在将在外界干扰外界干扰的作用下逐渐的作用下逐渐偏离偏离预定轨道预定轨道。为了使预定轨道能够。为了使预定轨道能够得到保持，经过一定时间以后，得到保持，经过一定

41、时间以后，由地面测控站经过测量与计算，由地面测控站经过测量与计算，发出相应的控制指令，对轨道进发出相应的控制指令，对轨道进行修正，这种行修正，这种修正修正称为轨道保持。称为轨道保持。12目前航天器轨道保持主要有四种形式：目前航天器轨道保持主要有四种形式：使航天器相对地球的位置保持固定，使航天器相对地球的位置保持固定，如静止轨道卫星；如静止轨道卫星；太阳同步轨道保持；太阳同步轨道保持；相对于其他航天器保持固定位置，相对于其他航天器保持固定位置，例如电子侦察卫星；例如电子侦察卫星；具有轨道扰动补偿器的航天器，这具有轨道扰动补偿器的航天器，这种航天器的扰动补偿器可以消除气动种航天器的扰动补偿器可以消

42、除气动力和太阳光压对轨道参数的影响，所力和太阳光压对轨道参数的影响，所以又称为无阻力航天器。这也是一种以又称为无阻力航天器。这也是一种自主轨道保持方式，这种轨道保持可自主轨道保持方式，这种轨道保持可使测轨精度提高，并延长轨道预报周使测轨精度提高，并延长轨道预报周期。期。12 1.地球静止轨道位置保持地球静止轨道位置保持 对位置保持精度的要求取决于两个对位置保持精度的要求取决于两个方面：一方面为了方面：一方面为了避免避免相邻卫星之间相邻卫星之间的通信的通信干扰干扰，要使各个对地静止卫星，要使各个对地静止卫星的间隔有一定限制；另一方面是根据的间隔有一定限制；另一方面是根据天线天线指向指向精度精度要

43、求，简化大量的地面要求，简化大量的地面接收天线，同时防止天线增益下降和接收天线，同时防止天线增益下降和覆盖区域的波动。对通信广播卫星位覆盖区域的波动。对通信广播卫星位置保持精度的要求有时甚至比姿态指置保持精度的要求有时甚至比姿态指向精度更为重要。向精度更为重要。位置保持的方式根据姿态和轨道测位置保持的方式根据姿态和轨道测量、指令发送和同步控制等的形式，量、指令发送和同步控制等的形式，可以分为地面控制可以分为地面控制(非自主非自主)和自主保持和自主保持两种类型。两种类型。12 2太阳同步轨道保持太阳同步轨道保持 太阳同步轨道对地球观测卫星太阳同步轨道对地球观测卫星(照相照相和遥感和遥感)特别重要

44、，因为它可以提供特别重要，因为它可以提供一个恒定太阳方位角，使卫星对地球一个恒定太阳方位角，使卫星对地球进行良好观测。由于基本上可以保持进行良好观测。由于基本上可以保持太阳入射角没有多大变化，太阳帆板太阳入射角没有多大变化，太阳帆板可以作成固定式的。太阳同步轨道除可以作成固定式的。太阳同步轨道除了靠发射卫星时，选择适当的轨道高了靠发射卫星时，选择适当的轨道高度和倾角来保证以外，卫星在轨道运度和倾角来保证以外，卫星在轨道运行，可以通过星上轨道保持系统控制行，可以通过星上轨道保持系统控制轨道高度和倾角轨道高度和倾角，例如美国的陆地卫，例如美国的陆地卫星。星。128.4 8.4 航天器的交会与对接控

45、制航天器的交会与对接控制12 交会是指两个或两个以上的航天交会是指两个或两个以上的航天器在轨道上按器在轨道上按预定位置预定位置和和时间时间相相会会，对接则是指两个航天器在轨，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，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。交会是对接的前提要求的精度。交会是对接的前提和基础。和基础。12 一般在要进行交会对接的两个航一般在要进行交会

46、对接的两个航天器中，往往一个是天器中，往往一个是“主动主动的的”，另一个是，另一个是“被动的被动的”。主动航天器在交会对接过程中主动航天器在交会对接过程中完成轨道机动，即改变自己质完成轨道机动，即改变自己质心的运动，向被动航天器靠近；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被动航天器不改变自己的质心运动，即运行轨道不变，仅完运动，即运行轨道不变，仅完成绕质心的转动，使自己的对成绕质心的转动，使自己的对接装置能够始终对着主动航天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器。这样能够有效地减轻主动航天器的控制任务。航天器的控制任务。12 交会对接通常可以分为交会对接通常可以

47、分为3个主要阶段。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内。远程导引方法与航天器的轨道机动没有什么区别。别。(2)接近阶段：通过近程导引的轨道控制使两个航接近阶段：通过近程导引的轨道控制使两个航天器相对距离在天器相对距离在1 km之内，相对速度在之内，相对速度在115 ms以下。以下。有时也将以上两个阶段统称为导引段，或分别称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。为远程导引段

48、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。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。无碰撞的停靠将为对接创造良好的工作条件。12 在停靠和对接阶段，两个航天器相互靠近的相在停靠和对接阶段，两个航天器相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，若达不到则下限则受对接装置可靠工作的制约，

49、若达不到则对接不能可靠完成。对接不能可靠完成。12 在停靠和对接阶段，两个航天器在停靠和对接阶段，两个航天器的姿态应当保证在所有的时间内，的姿态应当保证在所有的时间内，两者的两者的对接组件轴在同一条直线上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要求主动航天器在固定姿态的情况下下(即没有任何转动即没有任何转动)能够前进和后退，能够前进和后退，能够在任何方向侧移。因此必须在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航天器上配置纵向和侧向运动所需的小

50、发动机或推力器。的小发动机或推力器。12从上述空间交会和对接各阶段的顺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，会合阶段序和相对运动可以看出，会合阶段主要是轨道控制，也就是制导问题主要是轨道控制，也就是制导问题;接近阶段大部分仍然属于轨道控制，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；停靠和对接阶段同粗的姿态控制；停靠和对接阶段同时要进行小距离轨道机动和精确姿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态控制，还是交会对接中最关键的阶段。阶段。12 图图8.13表示了空间交会对接的控制程序。横坐表示了空间