航天器飞行原理-PPT.pptx

航天器飞行原理2、5 航天器飞行基本原理2、5、1 开普勒三大定律第一定律第一定律:所有行星绕太阳得运动轨道都所有行星绕太阳得运动轨道都就是椭圆就是椭圆,而太阳位于椭圆得一个焦点上。而太阳位于椭圆得一个焦点上。太阳行星轨道2、5 航天器飞行基本原理2、5、1 开普勒三大定律第一定律:所有行星绕太阳得运动轨道都就是椭圆,而太阳位于椭圆得一个焦点上。第二定律第二定律:在相等得时间内在相等得时间内,行星与太阳行星与太阳得连线所扫过得面积相等。得连线所扫过得面积相等。太阳行星轨道2、5 航天器飞行基本原理2、5、1 开普勒三大定律第一定律:所有行星绕太阳得运动轨道都就是椭圆,而太阳位于椭圆得一个焦点上。第二定律:在相等得时间内,行星与太阳得连线所扫过得面积相等。第三定律第三定律:行星运动周期得平方与行星至行星运动周期得平方与行星至太阳得平均距离得立方成正比太阳得平均距离得立方成正比,即行星公即行星公转得周期只与半长轴有关。转得周期只与半长轴有关。太阳行星轨道约翰尼斯开普勒(Johanns Ke-pler,1571-1630),杰出得德国天文学家。2、5 航天器飞行基本原理2、5、2 空间飞行器得轨道两体问题两体问题:天体力学中得一个最基本得近似模型。研究两个可以视为质点得天体在其相互之间得万有引力作用下得动力学问题。在该问题研究过程中就是将惯性空间某两星体孤立地进行研究,如地球与月球、太阳与某颗行星或某些双星那样得问题。2、5 航天器飞行基本原理2、5、2 空间飞行器得轨道两体系统两体系统:设OXYZ就是惯性参考坐标系,把其中得两个物体视为质点,质量分别为m1与m2,构成两体系统。Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX两体系统模型2、5 航天器飞行基本原理2、5、2 空间飞行器得轨道两体问题两体问题:系统得质心为C,它位于质点m1相对于m2得距离矢量r上得某点。若坐标系原点到m2,m1与质心C得失径分别为r2,r1与rc,根据系统质心特性有:Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX两体系统模型2、5 航天器飞行基本原理2、5、2 空间飞行器得轨道两体问题两体问题:Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX两体系统模型上式可推出:即:万有引力定律就是艾萨克牛顿在1687年于自然哲学得数学原理上发表得。2、5 航天器飞行基本原理2、5、2 空间飞行器得轨道两体问题两体问题:结论结论:两体运动中,系统质心不做加速运动,或者说,惯性空间两体相互作用得结果,其系统质心速度保持不变,要么等速直线运动,要么静止不动。2、5 航天器飞行基本原理2、5、2 空间飞行器得轨道两体问题两体问题:Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX两体系统模型两体问题两体问题Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX两体系统模型加速度？动量矩？两体问题两体问题Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX两体系统模型结论结论2:m1相对m2得动量矩就是守恒得,包括它得方向与大小都就是守恒得。由h得定义可知,h垂直于r与v,而r与v构成m1与m2相对运动轨道得空间平面,h守恒,表明这个平面惯性空间就是保持方向不变得,说明m1与m2得相对运动就是不变平面得运动。两体问题两体问题Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX两体系统模型动能？动能？结论结论:两体系统动能等于质心平动动能两体系统动能等于质心平动动能+绕质心转动动能。绕质心转动动能。两体问题两体问题Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX两体系统模型两星两星体相体相对运对运动轨动轨迹？迹？e就是积就是积分常矢分常矢又称偏又称偏心矢量心矢量结论结论3:偏心矢量偏心矢量e与与h就是垂直得就是垂直得,换言之换言之e位于位于m1与与m2两者得运动平两者得运动平面之中面之中,起方向与大小保持不变起方向与大小保持不变,为无因次量。为无因次量。两体问题两体问题Orcr1r2F2CF1rm1m2YZX两体系统模型两体问题两体问题轨迹形状轨迹形状e得数值得数值轨迹形状0圆0e1双曲线两体问题两体问题1 m1m2 144322Cr1 m13圆345623465椭圆轨迹为椭圆和圆的两体运动右图分别表示e=0、707与e=0,质心C静止不动得两体系统在惯性空间得运动情况。中心引力场中得运动中心引力场中得运动一般理论:假如在两体运动得系统中,m2m1,可以认为中心C与m2重合,m1对于m2得相对运动,便成为绕中心引力体得运动,这正就是人造空间飞行器通常所遇到得情况。Or1r2=rcrm1m2YZX中心引力场中的运动中心引力场中得运动中心引力场中得运动在中心引力场运动中,轨道得形状仍由式:描述。在此设 可得:中心引力场中得运动中心引力场中得运动当e取不同数值时,轨道形状如图:椭圆圆焦点近心点远心点P抛物线双曲线PPe=0ae=10e1Pem2圆锥曲线中心引力场中得运动中心引力场中得运动开普勒第一定律:物体在中心引力场中得运动轨迹就是圆、椭圆、抛物线或双曲线等圆锥曲线。开普勒第二定律:空间飞行器在单位时间内扫过得扇形面积为常值。rminrapdAd 失径扫过的面积圆轨道圆轨道当e=0时,轨道为圆形,此时:以地球参数代入可得第一宇宙速度。椭圆轨道椭圆轨道Fppabeaarrp椭圆轨道的几何关系开普勒第三定律:绕同一中心天体得所有行星得轨道得半长轴得三次方跟它得公转周期得二次方得比值都相等。抛物线轨道抛物线轨道当e=1时:drPpm/2mdrp抛物线轨道双曲线轨道双曲线轨道当e1时,轨道为双曲线,图给出一条双曲线轨道:prd2aearpFpOm2bn双曲线轨道空间飞行器姿态动力学空间飞行器姿态动力学常用得坐标系常用得坐标系动能动能角动量角动量欧拉方程式欧拉方程式空间飞行器姿态动力学空间飞行器姿态动力学常用坐标系常用坐标系惯性坐标系地心坐标系轨道坐标系空间飞行器坐标系空间飞行器体固联系赤道Xo,xYo,yOEZ0,zZ1X1Y1地心惯性坐标系和轨道坐标系动能动能空间飞行器姿态动力学就是研究姿态运动与空间飞行器上作用力矩之间得关系。BRrCjikPrerdmO刚体运动的动能航天器控制航天器控制航天器控制通常指对航天器运动得控制。航天器得运动包括轨道运动与姿态运动。因此航天器运动控制包括轨道控制与姿态控制。轨道运动指航天器质心得运动,也就就是航天器作为一个质点在空间得运动;姿态运动则指航天器本体作为刚体相对于自身质心得运动与航天器作为复杂多体系统时其各部分得相对运动。航天器轨道航天器轨道航天器轨道控制就是按照任务得需要对航天器施加外力,改变其运动轨迹得过程。航天器的运动轨迹主动飞行段自由飞行段轨道机动轨道拦截轨道转移轨道交会航天器轨道航天器轨道航天器得运动轨迹通常由若干主动飞行段与自由飞行段相连接而成。主动飞行段就是变轨发动机得点火段,除此之外,航天器处于自由飞行段。为了能够按照飞行任务得要求改变航天器得轨道,即使之由某一初始轨道到达预定得目得轨道,需要进行变轨控制与轨道机动。根据对目标轨道得要求,轨道机动可分为轨道拦截、轨道转移与轨道交会。航天器姿态航天器姿态航天器姿态控制就是通过对航天器施加外力矩与内力矩,使航天器获得或保持任务所要求得姿态得过程。航天器姿态控制姿态机动姿态捕获可动部件的姿态或指向控制姿态保持航天器姿态航天器姿态姿态机动一般指初始姿态与目标姿态相差较大得控制。姿态捕获就是在初始姿态未知得情况下,通过一定得姿态控制程序,最终捕获目标,达到预定姿态得控制过程。姿态保持指克服各种干扰力矩,以要求得精度维持姿态在标称值附近。航天器控制方式分类航天器控制方式分类航天器控制方式按照地面测控系统参与程度,可分为地面控制与自主控制;按照就是否对航天器运动控制效果进行实时测定,并作为反馈去影响控制信号得确定,可分为闭路控制与开路控制;按就是否消耗航天器上得能源可分为主动控制与被动控制;按姿态运动状态分为自旋稳定航天器控制与三轴稳定航天器控制。航天器姿态控制航天器姿态控制航天器上得姿态控制系统就是指航天器上实现姿态控制得硬件与软件系统。系统组成和硬件敏感器控制电路及计算机执行机构喷气执行机构机电执行机构环境力执行机构航天器姿态控制航天器姿态控制姿态控制系统通常由敏感器、控制电路及计算机、执行机构三部分组成。她们同被控制对象航天器一起组成闭环反馈控制系统。敏感器获取有关姿态运动信息。控制器对敏感器测量信号进行处理,得到当前运动相对于目标值得误差,根据预先确定得控制规律产生控制信号。控制信号经过放大,驱动执行机构,产生姿态控制力矩,作用于航天器,修正姿态误差,使航天器姿态运动趋向于目标值。典型得航天器姿态控制系统典型得航天器姿态控制系统偏置动量三轴稳定航天器控制系统太阳敏感器地球敏感器陀螺仪星载计算机中心控制电路动量轮驱动电路推力器驱动电路帆板驱动电路动量轮双组元发动机、推力器帆板驱动组件东方红3号卫星姿态轨道控制系统偏置动量三轴稳定航天器控制系统东方红3号卫星采用全轨道三轴稳定,其姿态轨道控制系统组成如上图。该卫星在转移轨道期间用太阳敏感器、地球敏感器、陀螺仪测量姿态。在地面系统得操作下,用卫星上得双组元推力器作为执行机构,以星上计算机与中心控制线路为核心实现自主闭环姿态控制,完成太阳捕获、地球捕获、建立点火姿态、变轨发动机点火等动作。用双组元变轨发动机完成轨道控制。典型得航天器姿态控制系统典型得航天器姿态控制系统双自旋稳定航天器控制系统北红外地平仪南红外地平仪太阳敏感器1太阳敏感器2加速度计消旋控制电路自旋控制电路自旋控制电路章动控制和动平衡控制电路消旋组件单组元肼推力器动平衡机构液体章动阻尼器风云2号卫星姿态轨道控制系统