1、 8.1 航天器導航的概念與分類 8.2 航天器的自主導航系統 8.3 航天器的軌道機動與軌道保持 8.4 航天器的交會與對接 8.5 航天器的再入返回控制 8.6 星際飛行的導航與制導第八章 航天器的導航與制導 航天器導航就是軌道確定。航天器軌道確定基本上可分為兩大類：自主和非自主。非自主測軌由地面站設備，例如雷達，對航天器進行跟蹤測軌，并且在地面上進行數據處理，最后獲得軌道位置信息。相反，若航天器的位置和速度等運動參數用星上測軌儀器(或稱導航儀器)來確定，而該儀器的工作不依賴于位于地球或其他天體的導航和通信設備，那么軌道確定(空間導航)則是自主的。 8.1 航天器導航的概念與分類 自主導航

2、存在兩種方式：被動或主動。被動方式意味著與航天器以外的衛(wèi)星或地面站沒有任何合作，例如空間六分儀；而主動方式意味著與航天器以外的地面站或衛(wèi)星(例如數據中繼衛(wèi)星)有配合，例如全球定位系統。另外還存在一個問題需要考慮，即航天器自主軌道確定與姿態(tài)確定是相互關聯或者互相獨立的。一般說來由于軌道比姿態(tài)變化緩慢的原因，希望軌道確定和姿態(tài)確定互相分開，特別在精度要求很高的場合。但是有許多敏感器，例如空間六分儀、陸標跟蹤器、慣性測量部件、太陽和星敏感器等，既可以作軌道確定系統的敏感器，同樣地也可作姿態(tài)確定系統的敏感器。根據這些敏感器所得到的信息，設計相應軟件，經過計算機進行數據處理和計算，就可以得到有關軌道和姿

3、態(tài)的數據。在這種情況下，姿態(tài)和軌道確定是相關聯的。 基于上節(jié)介紹的自主導航原理的實際航天器導航系統有很多種，本節(jié)將首先著重介紹全球定位系統(GPS)和(天文)慣性導航兩種自主導航系統。前者屬于對已知信標測距類主動或自主導航系統，而后者屬于被動式(組合)自主導航系統。 北斗導航試驗應用圖8.2 航天器的自主導航系統8.2.1 全球定位系統(GPS) 全球定位系統(GPS)是一個全球性的新型衛(wèi)星導航系統，它可為各種運動物體即用戶提供連續(xù)、實時的導航，同時給出用戶的3個位置坐標、3個速度分量以及精密時間。作為全球定位系統用戶的各種運動物體可以是航空飛行器、航海艦船，甚至地面運動的汽車和人。近年來，全

4、球定位系統在航天器自主導航中的應用已受到了人們廣泛的重視。 全球定位系統是以衛(wèi)星作為導航臺的無線電導航系統，由三部分組成。 (1)導航衛(wèi)星：是空間導航臺，它接收和儲存地面站制備的導航信號，再依次向用戶發(fā)射。它接收來自地面站的控制指令并向地面站發(fā)射衛(wèi)星的遙測數據。 衛(wèi)星與通信視頻資料 (2)地面站組：包括主控站、監(jiān)測站、注入站等多種地面站和計算中心。地面站組收集來自衛(wèi)星及與系統工作有關的信息源的數據，對數據進行處理計算，產生導航信號和控制信號，再由地面站發(fā)送給衛(wèi)星。 主控站設有精密時鐘，是GPS系統的時間基準，各監(jiān)測站和各衛(wèi)星的時鐘都須與其同步。主控站設有計算中心，根據各監(jiān)測站送來的各種測量數據

5、，編制各衛(wèi)星星歷、計算各衛(wèi)星原子鐘鐘差、電離層、對流層校正參量等。主控站在處理數據完成并計算編制后，將數據送到注入站。 注入站當衛(wèi)星通過其視界時，將其儲存的導航信息注入衛(wèi)星。注入站還負責監(jiān)測注人衛(wèi)星的導航信息是否正確。注入站每天向衛(wèi)星注入一次新的導航數據。 圖8.2 GPS系統組成方框圖 正是由于這些特點，使得GPS已成為當前航天器空間導航的引人關注的手段。 GPS系統對航天器的導航定位誤差來源于多方面的因素。最直觀的因素就是作為定位基準的導航星本身不可避免地存在著位置誤差。 其次是GPS系統的時鐘誤差。從理論上講，GPS系統中各導航星之間的時鐘是完全同步的，但是不同的時鐘不可能完全相同，即使

6、是原子鐘也不是絕對穩(wěn)定的，總存在頻率和時間的漂移，引起誤差；另一方面，即使各導航星具有完全相同的時鐘，由于各星的運動速度不同，它們的走時也不相同，這就是所謂的相對論效應。時鐘誤差直接導致測距誤差。 8.2.2 慣性導航 慣性導航是利用慣性部件(加速度計和陀螺)來實現的，它可以在星上自主確定航天器的位置和速度。這種方法比較適合于短期飛行任務，例如：航天器變軌控制、再入控制和載人飛船軌道控制系統的測軌等。慣性導航系統的主體是慣性測量系統。 慣性測量系統依靠感測航天器的運動加速度來測量其速度與位置。加速度是由加速度計利用物體的慣性測得的，將加速度積分一次就得到速度，積分二次就得到所通過的距離。加速度

7、計一般裝在由陀螺穩(wěn)定的穩(wěn)定平臺上，以建立參考坐標系，積分則由計算機完成。 屬于慣性導航的設備一般有： (1)測量航天器運動加速度的加速度計，慣性測量系統的加速度要求有很高的精度； (2)將加速度計相對慣性坐標系保持在確定方位的穩(wěn)定平臺上，以消除航天器姿態(tài)對軌道的耦合影響； (3)進行數學運算所必需的解算裝置。 此外，慣性系統也包括輸出參數(速度、坐標等)指示器、原始數據和參數起始值給定器、控制機構、電源和其他結構元件等。 把加速度計安裝在一個由陀螺穩(wěn)定的平衡環(huán)支承的平臺上，這種平臺即所謂的穩(wěn)定平臺或慣性平臺。無論航天器的方向如何改變，它在慣性空間的取向始終保持固定不變。圖8.3所示是在一理想情

8、況下的簡化穩(wěn)定平臺的示意圖，其中航天器只限于在一平面(假設是OXY平面)內運動，同時它只能繞OZ軸轉動。真實的穩(wěn)定平臺有3個轉動軸，因為航天器可以作滾動、俯仰和偏航運動。但是，在這一簡化的例子中，因為航天器被限制在一平面內運動，所以一個軸就足夠了。 圖8.3 始終在同一平面內運動的航天器穩(wěn)定平臺 用于維持平臺固定取向的主要敏感器是三自由度陀螺。陀螺轉子的動量矩矢量在慣性空間保持恒定不變，即不但大小不變，而更主要的是方向不變。因此，不管航天器如何運動，陀螺的自轉軸在慣性空間提供了一個不變的方向基準，能夠迫使平臺保持與這一不變的基準對準，從而使加速度計的測量軸保持與這個固定坐標系統正確地對準。 為

9、了克服陀螺漂移這一慣性導航系統固有的缺陷，更準確地確定航天器的位置，天文慣性導航便應運而生。這是一種被動式組合自主導航系統，它由慣性測量系統和天文測量裝置如望遠鏡等兩部分組成。其中前者依然是主體，而后者起到對前者的校正作用。 由于航天器對遙遠天體如恒星的視線可以認為是不隨航天器的運動而變化的，所以陀螺慣性平臺在無漂移時，其指向相對于天體視線應當固定不變；若一旦產生漂移，那么平臺指向也就相對于天體視線發(fā)生變化?；谶@一原理，航天器可以采用望遠鏡等天文觀測裝置同時獲得對3個遙遠天體的視線方向，從而修正陀螺慣性平臺相對于這3個視線方向的漂移，保持平臺在慣性空間固定不變。 8.2.3 其他自主導航方法

10、1空間六分儀午航系統 空間六分儀由兩個望遠鏡、一個角度測量頭、一個基準平臺以及計算裝置組成。角度測量頭裝在具有3個自由度的框架上，平臺上裝有一個平面鏡、棱鏡組合件和一個陀螺組件，它測量月球明亮邊緣和亮星之間的夾角。當測量第一顆恒星與月球中心之間夾角時，航天器位于錐面的某個地方，此錐體的頂點在月球中心的位置上，而錐體軸在恒星方向上。對另一顆恒星和月球進行第二次測量，建立起另一個錐面。航天器位于兩個錐面的兩條相交線上，其中有一條是假的，可根據航天器飛行的物理特性來識別其真假。 2MADAN自主導航系統 該系統是根據測量相對于天體視線的角度來確定航天器的軌道和姿態(tài)。這個系統由3個星敏感器(包括1個備

11、用)、1個導航敏感器(測量行星敏感器，例如地球、月球等)以及計算裝置組成，適用于近地軌道到5倍同步軌道高度的衛(wèi)星，同時可以提供軌道三維位置和三軸姿態(tài)的信息。系統原理見圖8.4。 對低軌道衛(wèi)星來說，位置精度為O918 km，對同步軌道到5倍距離同步軌道高度的衛(wèi)星來說，位置精度為918 km，速度精度為O4O13 ms，姿態(tài)精度均為2”6”(角度)。 圖8.4 MADAN自主導航系統 航天器的軌道控制，從廣義上來說，是航天器制導問題，即對按一定導引規(guī)律運動的航天器進行控制，從而使航天器按預定軌道運動。簡單地說，就是控制航天器質心運動的速度大小和方向，使航天器的軌道滿足飛行任務的要求。控制航天器的速

12、度一般采用下列控制力：反作用推力、氣動力、太陽輻射壓力、磁力和其他非重力源的力。 軌道控制范圍很廣，大致包括的內容有軌道機動、軌道保持、交會、對接、再入返回和落點控制等。8.3 航天器的軌道機動與軌道保持8.3.1 軌道機動概念 航天器在控制系統作用下使其軌道發(fā)生有意的改變稱為軌道機動，或者說軌道機動是指沿已知軌道運動的航天器改變?yōu)檠亓硪粭l要求的軌道運動。已知的軌道稱為初軌道或停泊軌道，要求的軌道稱為終軌道或預定軌道。軌道機動包括變軌控制和軌道校正兩種形式，其控制系統的組成如圖8.5所示。 變軌控制分為軌道改變和軌道轉移兩種形式。當終軌道與初軌道相交(切)時，在交(切)點施加一次沖量即可使航天

13、器由初軌道進人終軌道，這稱為軌道改變；當終軌道與初軌道不相交(切)時，則至少要施加兩次沖量才能使航天器由初軌道進入終軌道，這稱為軌道轉移。連結初軌道與終軌道的過渡軌道稱為轉移軌道。在變軌控制問題中，初軌道、轉移軌道和終軌道可以是圓錐曲線中的任何一種軌遁。 在發(fā)射航天器的過程中，由于存在各種干擾以及系統本身存在著誤差，因而使航天器實際的軌道不可避免地偏離預定軌道。消除由于入軌條件偏差而產生的軌道偏差(基本軌道參數偏差)，稱為軌道校正，有時也稱為軌道捕獲。軌道校正的特點是軌道機動所需的速度增量不大，即初軌道與終軌道相差較小。 由此可以解出 因此在小偏差情況下，由v和 引起的長半軸a的改變量a （8

14、.2） 若基于軌道機動的瞬時假設，在軌道上某點速度v改變而保持r不變，則 (8.3)因為軌道長軸是2a，所以軌道長度的改變是2 。 假定在近拱點改變速度，那么由此造成的長軸改變量正好是遠拱點高度的變化。同樣，在遠拱點速度改變v，將導致近拱點高度的相同變化。將方程式(83)所表示的一般關系應用于在近拱點和遠拱點加上微小而有限的速度改變v的特殊情況，得到遠拱點和近拱點的高度變化，即 （8.4） 2共面兩軌道的一般轉移 如圖86所示，軌道A與軌道B在同一平面內相交，為了使航天器從軌道A轉移到軌道B，即軌道改變，需要在兩軌道的交點Q1處加一個速度增量 ，并滿足關系式 ，其中 與 分別是軌道A與軌道B在

15、點Q1，處所對應的航天器速度矢量。相交軌道的軌道改變不相交軌道的軌道改變 要完成兩個不相交軌道間的轉移，通常需要有兩個速度增量，如圖87所示。航天器利用速度增量通過中間軌道C完成從軌道A到軌道B的轉移。和前面一樣，速度增量必須具有相應的大小和方向，使得合成的速度矢量對應于新軌道在給定點的應有值。和新、舊兩軌道相切的轉移軌道如圖8.8所示，這里所加的速度增量與航天器的速度矢量平行。這種類型的轉移往往代表一種燃料消耗量最小的軌道轉移。 切線轉移軌道 分析圖8.7和圖8.8容易知道，要實現兩個不相交軌道間的轉移，其轉移軌道必須與初軌道和終軌道同時存在至少一個交點，即與它們分別相交或相切。特殊地，考慮

16、初軌道和終軌道分別是半徑為r1和r2的圓軌道，那么如果轉移軌道要與兩個圓軌道相接，則近拱點必須小于或等于內軌道的半徑，而遠拱點必須等于或大于外軌道的半徑。用數學式來描述這此條件就是(8.6)式中，p和e分別是轉移軌道的參數和偏心率。只有同時滿足以上兩個個條件，轉移軌道才是可行的，其中等號成立時意味著轉移軌道與內軌道或外軌道相切，這對應著兩個圓軌道之間轉移時的最少燃料消耗的轉移軌道。下面重點討論這一問題。 3霍曼(Hohmann)轉移 關于最優(yōu)軌道轉移問題涉及的面較廣泛，因此這里只簡要討論經典的霍曼轉移。這個問題通常表述如下： “給定的是一個沿半徑為 的圓形軌道A運行的航天器，要確定以最小的燃料

17、消耗量把航天器從軌道B轉移到半徑為 的圓形軌道B所需要的速度增量”。 霍曼轉移 霍曼轉移對于由內向外軌道轉移和由外向內軌道轉移都是對的。因此，不失一般性，先討論由內向外軌道轉移的問題。如圖89所示，對于向外軌道轉移來說，沿切線方向提供第一個沖量，以便使航天器的速度 由初始圓周速度 增加 變?yōu)?，這樣就可以使航天器進入遠地點距離恰好等于終軌道半徑的橢圓轉移軌道。相應地，航天器在橢圓轉移軌道遠地點的速度即為 ，然后在轉移軌道遠地點提供第二個切向沖量，使速度由 再增加 變?yōu)?，使轉移軌道圓化，完成整個轉移過程。 顯然 和 分別是航天器沿半徑為 和的 圓軌道運行所需的速度大小。于是由式(247)得 （

18、8.7） 對于橢圓轉移軌道而言，由圓錐曲線運動方程式(227)和(228)得 （8.8）式中 （8.9）由此可以得出 （8.10） 因此，轉移軌道的偏心率為 (8.11) 實際上， 與 也分別是小圓軌道A和大圓軌道B的半徑。 在遠地點處，將式(8.9)代入式(8.8)中的表達式，經化簡得 (8.12)聯立式(811)和(812)就可以得到 (8.13) 上式提供了所要求的能夠在遠地點上達到外軌道的近地點速度。由于初始軌道A是半徑為 的圓，初始速度是 ，因此就是 或 （8.14） 進一步，應用式(89)，即角動量守恒定理得橢圓轉移軌道遠地點的速度為 (8.15)由于最后速度應等于 ，所以 的值是

19、 (8.16) 霍曼轉移所需要的總速度增量為 (8.17) 即 (8.18) 向內軌道轉移時，先用 在遠地點減小初始圓周速度，然后在近地點上用 把速度減少到最終值，因此速度減少了兩次?？傊?，向內轉移的過程恰好與前述向外轉移的過程相反。將以上得出的橢圓軌道稱為霍曼(Hohmann)轉移軌道。 霍曼轉移的飛行時間顯然正好是轉移軌道周期的一半。因為由式(244)得 ， 為已知，所以霍曼轉移的時間為 （8.19）從轉移所需的v看，霍曼轉移是最經濟的，不過霍曼轉移所需的時間比在這兩個圓軌道之間的任何其他可能的轉移軌道所需的時間都長。8.3.3 平面外的軌道機動 1平面外的軌道改變 首先討論不改變軌道形狀

20、或能量的軌道平面純旋轉問題，即平面外的軌道改變問題。這類機動可以通過兩種方式來實現，即作為軌道角動量矢量的進動或作為速度矢量的直接旋轉。 考慮圖810所示的情況，圖上兩個軌道的傾角相差i，軌道A上一個航天器要機動到軌道B上，這只有使軌道A繞節(jié)線旋轉一個i才能實現。 如圖811所示，軌道平面旋轉可以當作角動量矢量經歷一個i角的進動，需要的沖量與h有關。假設i很小，則 (820) 因為 ，這里作用的外力矩大小 ，其中F是推力， 是節(jié)線處的軌道半徑，故有 (821) 式中，t為推力作用時間。由上兩式可得 (822) 實際上， 恰好是單位質量航天器的速度增量v，而 ， 為節(jié)線處航天器垂直于節(jié)線方向的速

21、度分量。于是由式(822)得 （8.23）對于圓形軌道， ；對于橢圓軌道，軌道速度小的地方v也小。 2平面外的軌道轉移 在發(fā)射靜止軌道衛(wèi)星時，若發(fā)射場處于北緯度，在發(fā)射段結束后，衛(wèi)星進入第一個以r1為半徑的圓軌道I(駐留軌道)運行，此圓軌道的傾角i1就設其為。軌道轉移段要使衛(wèi)星沿軌道I改變?yōu)檠剀壍纼A角等于零、地心距為r2。的赤道圓形靜止軌道運行。這就是平面外圓軌道轉移問題。 當初軌道I與終軌道(赤道面內的圓軌道)不共面時，兩軌道面的交線在赤道面內，軌道轉移應在節(jié)線上進行。若節(jié)線一端與初軌道I的交點為1，另一端與終軌道的交點為2，那么容易理解，轉移軌道的近拱點和遠拱點應分別為赤道上空的l點和2點

22、。 航天器平面外圓軌道的轉移有兩種方式。 第一種方式：第一步在點1處對航天器施加第一沖量，這一沖量一方面要使轉移軌道處于終軌道平面(即赤道平面)內，另一方面要使轉移軌道的遠拱點與終軌道上的點2相切；第二步在點2處對航天器施加第二個沖量，使其由沿橢圓轉移軌道運行變?yōu)檠亟K軌道即靜止軌道運行。顯然第二步是平面內軌道改變問題。 第二種方式：第一步在點1處沿初軌道I的切線方向給航天器施加第一個沖量，使轉移軌道的遠拱點與終軌道在點2相切，此時轉移軌道處在初軌道平面內；第二步在點2處對航天器施加第二個沖量，一方面要使航天器由初軌道平面轉移至終軌道平面，另一方面要使其由沿橢圓轉移軌道運行變?yōu)檠仂o止軌道運行。顯

23、然第一步是平面內軌道改變問題。 8.3.4 軌道保持 在航天器經過各種軌道機動以后，實現了按預定軌道飛行。由于地球扁率的影響、太陽和月球的干擾作用、太陽輻射壓以及稀薄大氣等的影響，航天器的軌道將在外界干擾的作用下逐漸偏離預定軌道。為了使預定軌道能夠得到保持，經過一定時間以后，由地面測控站經過測量與計算，發(fā)出相應的控制指令，對軌道進行修正，這種修正稱為軌道保持。 目前航天器軌道保持主要有四種形式：使航天器相對地球的位置保持固定，如靜止軌道衛(wèi)星；太陽同步軌道保持；相對于其他航天器保持固定位置，例如電子偵察衛(wèi)星；具有軌道擾動補償器的航天器，這種航天器的擾動補償器可以消除氣動力和太陽光壓對軌道參數的影

24、響，所以又稱為無阻力航天器。這也是一種自主軌道保持方式，這種軌道保持可使測軌精度提高，并延長軌道預報周期。 1.地球靜止軌道位置保持 對位置保持精度的要求取決于兩個方面：一方面為了避免相鄰衛(wèi)星之間的通信干擾，要使各個對地靜止衛(wèi)星的間隔有一定限制；另一方面是根據天線指向精度要求，簡化大量的地面接收天線，同時防止天線增益下降和覆蓋區(qū)域的波動。對通信廣播衛(wèi)星位置保持精度的要求有時甚至比姿態(tài)指向精度更為重要。 位置保持的方式根據姿態(tài)和軌道測量、指令發(fā)送和同步控制等的形式，可以分為地面控制(非自主)和自主保持兩種類型。 地面控制的位置保持系統是由地面遙測、跟蹤、指令、數據處理和控制設備，以及星上相應的測

25、量和控制設備組成。其中以地面設備為主體，由它來測量、處理衛(wèi)星的姿態(tài)和軌道數據，確定全部指令參數如點火相位、時間和次數等，并向衛(wèi)星發(fā)送執(zhí)行指令。目前絕大多數通信衛(wèi)星的位置保持采用地面控制方式，因為這樣使星上設備簡單可靠，使用時靈活性也強。 自主位置保持系統的整個測量控制回路都設置在星上。這種自主位置保持的優(yōu)點是不需要地面遙測、跟蹤和指令站以及控制和數據處理中心，這就免除了因星上指令接收系統受干擾和地面設備受破壞而影響工作，這對軍用通信來說是很有價值的。自主位置保持已成為今后的發(fā)展方向。 2太陽同步軌道保持 太陽同步軌道的定義是衛(wèi)星軌道平面進動速度和地球對太陽的公轉速度相等。由于地球有扁率，必然使

26、其軌道平面旋轉進動，這種旋轉速度主要與軌道傾角和軌道高度有關，與軌道偏心率也有關。但是當偏心率很小時，基本上可以忽略，適當地選擇軌道高度和傾角就可以到太陽同步軌道。 太陽同步軌道對地球觀測衛(wèi)星(照相和遙感)特別重要，因為它可以提供一個恒定太陽方位角，使衛(wèi)星對地球進行良好觀測。由于基本上可以保持太陽入射角沒有多大變化，太陽帆板可以作成固定式的。太陽同步軌道除了靠發(fā)射衛(wèi)星時，選擇適當的軌道高度和傾角來保證以外，衛(wèi)星在軌道運行，可以通過星上軌道保持系統控制軌道高度和傾角，例如美國的陸地衛(wèi)星。“和平號”空間站對接8.4 航天器的交會與對接控制 交會是指兩個或兩個以上的航天器在軌道上按預定位置和時間相會

27、，對接則是指兩個航天器在軌道上相會后連成一個整體。需要交會的航天器不一定需要對接，如前述的軌道攔截等情況；但是需要對接的航天器則一定要首先實現交會，而且交會還必須達到對接所要求的精度。交會是對接的前提和基礎。 一般在要進行交會對接的兩個航天器中，往往一個是“主動的”，另一個是“被動的”。主動航天器在交會對接過程中完成軌道機動，即改變自己質心的運動，向被動航天器靠近；被動航天器不改變自己的質心運動，即運行軌道不變，僅完成繞質心的轉動，使自己的對接裝置能夠始終對著主動航天器。這樣能夠有效地減輕主動航天器的控制任務。 交會對接通?？梢苑譃?個主要階段。 (1)會合階段：通過遠程導引的軌道控制來實現兩

28、個航天器的會合，一般會合在幾萬米的相對距離之內。遠程導引方法與航天器的軌道機動沒有什么區(qū)別。 (2)接近階段：通過近程導引的軌道控制使兩個航天器相對距離在1 km之內，相對速度在115 ms以下。 有時也將以上兩個階段統稱為導引段，或分別稱為遠程導引段或近程導引段。 (3)?？亢蛯与A段：要求兩個航天器相對速度為零或者在相對一定距離之內?？?，?？亢筮M行對接。無碰撞的?？繉閷觿?chuàng)造良好的工作條件。 在?？亢蛯与A段，兩個航天器相互靠近的相對速度具有嚴格的限制極限。限制極限的上限是航天器的強度，若超過了將導致航天器撞毀；而下限則受對接裝置可靠工作的制約，若達不到則對接不能可靠完成。 在?？亢蛯?/p>

29、階段，兩個航天器的姿態(tài)應當保證在所有的時間內，兩者的對接組件軸在同一條直線上且相互對準，以保證對接組件接觸后的正常工作。要實現這一點，就要求主動航天器在固定姿態(tài)的情況下(即沒有任何轉動)能夠前進和后退，能夠在任何方向側移。因此必須在航天器上配置縱向和側向運動所需的小發(fā)動機或推力器。 從上述空間交會和對接各階段的順序和相對運動可以看出，會合階段主要是軌道控制，也就是制導問題;接近階段大部分仍然屬于軌道控制，只是在短距離的制導中還要有比較粗的姿態(tài)控制；?？亢蛯与A段同時要進行小距離軌道機動和精確姿態(tài)控制，還是交會對接中最關鍵的階段。 圖8.13表示了空間交會對接的控制程序。橫坐標表示兩個航天器的相

30、對距離，縱坐標表示實現控制的相應方法。 空間交會對接的控制方式有4種。 （1）手動操作：由航天員在軌道上親自觀察和操作，這是目前比較成熟的方法。但是，對航天員來說這是一項繁重的工作，這種方式僅適用于載人航天器； （2）遙控操作(非自主)：由地面站通過遙測和遙控來實現，要求全球設站或有中繼衛(wèi)星協助； （3）自動控制：不依靠航天員，由星上設備和地面站相結合實現交會對接； （4）自主控制：不依靠地面站，完全由星上設備來實現，特別對不載人航天器最合適。 其中，自主交會對接由于敏感器和控制器(計算機)的作用，一般都反應迅速而準確。自主交會對接系統比較復雜，而且技術上難度較大。前蘇聯已經進行了多次實驗，并

31、且獲得成功。隨著今后計算機和空間機器人迅速的發(fā)展，自主交會對接是今后發(fā)展的方向。 自動和自主會對接最關鍵的技術是測量方法和敏感器。由于交會對接各階段測量范圍和精度不同，需要采用多種測量方法和敏感器，很難用一種敏感器完成整個交會對接的測量任務。遠距離一般采用交會雷達，近距離可用電視攝像和光學成像敏感器。 空間交會控制系統設計指標為燃料消耗量、交會花費時間和交會終點所達到的精度三方面。在系統設計中若需要滿足某一個指標為主，而其他兩個指標處在從屬地位，一般應用系統工程方法，根據空間交會和對接的具體任務，全面論證這三方面指標的相互關系和主從關系。8.5.1 再入返回原理 航天器的發(fā)射是一個加速過程，即

32、在運載火箭的推動下，航天器由靜止到運動，由低速到高速，最后達到飛行的目的。而航天器的返回實際上是發(fā)射的逆過程，即要使高速飛行的航天器減速，最后降落在地面上。從理論上講，航天器的返回，可以用與發(fā)射方向相反的火箭，沿著發(fā)射軌道和發(fā)射過程逆向地進行減速。這就需要相當大的動力裝置和相當多的推進劑，而這些返回用的動力裝置和推進劑在發(fā)射過程中又成為運載火箭的有效載荷。這樣勢必使發(fā)射航天器的起飛重量大大增加，所以這個方法很不經濟，在工程實踐中不采用它。8.5 航天器的再入返回控制 更好的辦法是利用地球表面大氣層的空氣阻力來使航天器減速。這種辦法確實是比前面的辦法經濟得多。它的減速過程是，首先利用一小段推力，

33、使航天器離開原來的運行軌道，轉人朝向大氣層的軌道，此后不再使用火箭的動力來減速。由于航天器以一定速度在大氣中飛行，必然受到大氣的阻力作用，使航天器逐漸減速，最后降落到地面上。這樣就可以節(jié)省大量的推進劑，并大大地減輕火箭裝置的重量，使得航天器返回地面變得更加現實。 航天器再人大氣層時的速度很高，可達7 kms以上，所以作用在航天器上的空氣阻力很大，最大可達到它本身重量的幾倍到十幾倍。航天器也就以幾倍甚至十幾倍于重力加速度g的負加速度進行減速。航天器在空氣阻力的作用下急劇減速，速度由剛進人大氣層時的宇宙速度很快地降低到15 km高度以下的亞音速，即200 ms左右，最后再進一步采取減速措施，如用降

34、落傘，使航天器減速到安全著陸速度。 航天器再人大氣層時的速度很高，可達7 kms以上，所以作用在航天器上的空氣阻力很大，最大可達到它本身重量的幾倍到十幾倍。航天器也就以幾倍甚至十幾倍于重力加速度g的負加速度進行減速。航天器在空氣阻力的作用下急劇減速，速度由剛進人大氣層時的宇宙速度很快地降低到15 km高度以下的亞音速，即200 ms左右，最后再進一步采取減速措施，如用降落傘，使航天器減速到安全著陸速度。發(fā)射與返回 這種方法只須用一個能量不大的制動火箭，作用很短的一段時間，使航天器離開原來的運行軌道，轉人朝向大氣層的軌道，以后就不再使用火箭的動力來減速。這是目前工程上普遍使用的方法。當然，利用大

35、氣阻力使航天器減速也有不利的一面，這就是航天器要經受很高的氣動加熱，如果沒有采取特殊的措施，航天器將燒毀。但是，只要付出相對少的防熱層重量的代價，這個問題也就很容易得到解決了。 再入和返回控制大致有三項要求：落點精度；再人大氣層的航天器表面受熱限制；如果是載人航天器須考慮人體安全，還要求減速度限制。8.5.2 再入返回過程 1離軌段 該段從返回制動或返回變軌裝置(通常是火箭發(fā)動機)開始工作起至其結束工作時止，所以該階段也稱為制動飛行段。在返回制動或返回變軌裝置推力的作用 下，航天器離開原來的軌道，并進入一條引向地面的軌道。 2過渡段 該段是從返回制動或返回變軌裝置工作結束到進入地球大氣層之前的

36、被動段。在這一階段，航天器軌道不加以控制，沿過渡軌道自由下降。但有時為了保證航天器能夠準確、準時地進入下一階段再入段，往往要對軌道進行幾次修正。 航天器的再入返回過程 3再入段 該段是航天器進入大氣層后，在大氣中運動的階段。在此段中，航天器要經受嚴重的氣動加熱、外壓和大過載的考驗，因此再入段軌道的研究是整個返回軌道研究中的重點。 再人時的速度方向與當地水平線的夾角為，稱為再入角，再入角的大小直接影響到航天器在大氣層里所受的氣動力加熱、過載和返回時的航程。若再入角太小，則航天器可能只在稠密大氣層的邊緣掠過而進入不了大氣層；若再人角過大，則航天器受到的空氣阻力會很大，過載可能超過允許值，同時氣動力

37、加熱也會過于嚴重。 用“再人走廊”反映航天器的再人軌道范圍?！霸偃俗呃取钡拇笮】梢杂稍偃私堑姆秶硎?，上限對應于最小再入角，是航天器能進人大氣層而不再回到空間的一條界線；下限對應于最大再人角，是航天器承受過載極限值或氣動力加熱極限值的界線；二者之差是所允許的再入角范圍，即 (見圖8.16)。再入走廊 “再入走廊”也可用走廊寬度表示再入角的上、下限各相應于一條過渡軌道，假定在無大氣層情況下，航天器沿上、下限橢圓形過渡軌道飛過近地點，上、下限兩條軌道近地點高度之差稱為走廊寬度。不同的航天器有不同的氣動特性、不同的防熱結構和不同的最 大過載允許值，因而有不同的再入走廊寬度。但一般說來航天器的再人走廊

38、都比較狹窄，所以要準確地把航天器導入走廊，必須在此之前控制和調整航天器的姿態(tài)。 4著陸段 當航天器下降到20 km以下的高度時，進一步采取減速措施，保證其安全著陸。這一階段又稱為“回收段”。 航天器著陸的方式，有垂直著陸和水平著陸兩種。垂直著陸采用降落傘系統，從降落傘開始工作之點到航天器的軟著陸點這段軌道稱為降落傘著陸段。水平著陸的航天器具有足夠的升力，能夠連續(xù)下滑，并在跑道上著陸滑跑。在水平著陸情況下，從航天器到達著陸導引范圍，并開始操縱活動的翼面控制升力和阻力分布機動飛行時起，到航天器到達著陸點這段軌道稱為導引著陸段。 降落傘著陸段，一般都是在航天器接近平衡速度之后，繼續(xù)減速到降落傘系統能

39、可靠工作的速度和高度時開始的。航天器的平衡速度指航天器受到的氣動阻力D等于它所受重力時的速度。導引著陸段，一般是在航天器下降到一定高度，氣動力的作用大到操縱活動翼面可以控制航天器的機動飛行和下滑狀況時開始的。以后的飛行就與飛機進場著陸相類似了。 8.5.3 再入返回方式 航天器的再人返回分為彈道式、彈道一升力式、升力式3種方式。這是根據航天器在再人段的不同氣動力特性來分類的。在大氣層中，航天器所受空氣動力分為沿速度反方向的阻力D和垂直于速度方向的升力Y兩個分量。升力和阻力大小之比YD稱為升阻比。一般升阻比在OO.1范圍內的航天器的再入返回為彈道式再入返回，升阻比在O.1O.5之間的為彈道一升力

40、式再人返回，而當升阻比大于O.5的則為升力式。 1彈道式再入返回 采用彈道式再入返回方式的航天器升阻比為零或接近于零(YDOO1)，在空氣中運動只產生阻力而不產生升力，或者只產生很有限的升力，但此升力是無法控制的，所以，航天器一旦脫離原來的運行軌道，就沿著預定的彈道無控制地返回地面。這與彈道式導彈的彈頭運動相似，故稱為彈道式。 彈道式再人返回的優(yōu)點在于，由于沒有升力，所以航天器的氣動外形很簡單，通常采用鈍頭的軸對稱旋轉體外形，如圓球體、圓錐體等；航天器在大氣層里經歷的時間很短，因此氣動力加熱的總加熱量相對地要小些，防熱結構較簡單；彈道式再入航天器是返回式航天器中最簡單的一種，技術上易于實現。

41、其主要缺點在于，由于在大氣層內的運動是無控的，再人返回過程中沒有校正落點位置偏差的可能，因此要求回收區(qū)域很大；其次，由于彈道式再人返回的航天器減速很快，所以產生的熱流密度峰值和過載峰值是各種方式中最大的，盡管航天器受到的總熱量較小。 2彈道一升力式再入返回 彈道一升力式再入返回的航天器是一種既保持彈道式航天器結構簡單和防熱易于處理的特點，又能適當地利用升力，在一定程度上克服彈道式再人返回缺點的航天器。在結構上，它將重心位置配置在偏離中心軸的一段很小的距離上。這樣，航天器(除球狀外形之外)在氣流中能產生一定的攻角，稱為配平攻角，相應地產生一定的升力。當然，這個升力是有限的，不超過阻力的一半。 從

42、外形上看，采用彈道一升力式再人返回的航天器基本上保持了彈道式航天器的外形結構簡單的特點。這兩種再入返回式航天器沒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，還需要有一套降落傘系統來統一減速，才能保證安全著陸。 3升力式再入返回 當要求航天器水平著陸時，必須給航天器足夠大的升力，使再入軌道，特別是著陸段平緩到適合水平著陸的程度。航天器的升力增大，在再人段調整升力，可以增大調整軌道(機動飛行)的能力，平緩再人段和增大機動飛行的范圍，使航天器水平著陸和著陸到指定的機場跑道上成為可能。跳躍式再入走廊 要求航天器水平著陸是為了回避垂直著陸的兩大缺點，即往往造成航天器及其有效載荷損傷的著陸沖擊

43、過載和令人困擾的不易控制的落點散布。此外，要求航天器水平著陸的目的還在于實現無損的和定點的著陸，為航天器的多次重復使用創(chuàng)造條件。 能夠實現水平著陸的升力式航天器的升阻比一般都大于1，也就是說航天器在再入段的升力大于阻力，這樣大的升力不能再用偏離對稱中心軸線配置質心的辦法獲得。因此升力式航天器不能再用旋轉體，只能采用不對稱的升力體。 升力式再人返回的航天器由于再入機動的靈活性和水平著陸的特點，避免了彈道式和彈道一升力式再人返回中存在的各種缺點，過載也較小。但同時也帶來了許多新的問題。例如，升力式再人返回由于再入段比較平緩，再人段航程和經歷的時間都比彈道式和彈道一升力式的長得多。雖然熱流密度峰值和

44、最大減速過載值都小，但總的加熱熱量大，加熱時間長。此外這種航天器構形比彈道式的復雜得多，再加上多次重復使用的要求，使得這種航天器的控制問題、氣動力問題、防熱問題和結構問題變得十分復雜。解決這些問題要付出很大的代價。 總之，上述幾種再入返回方式的主要區(qū)別在于利用升力的程度不同。利用升力，可以擴大再入走廊，降低過載以及增加機動飛行的能力，提高著陸精度。升阻比越大，這些優(yōu)點也越明顯。圖8.20所示歸納了采用各種再人返回方式的航天器的分類。 星際飛行是行星際飛行和恒星際飛行的統稱。當空間飛行器具有第二宇宙速度112 kms時，可以脫離地球引力進入行星際飛行軌道；當具有第三宇宙速度167 kms時?？梢?/p>

45、脫離太陽引力，進入恒星際飛行軌道。也有人把行星際飛行，包括圍繞地球的飛行，稱為航天，把恒星際飛行稱為航宇。8.6 星際飛行的導航與制導8.6.1 星際飛行的軌道 在地球引力作用范圍之外的行星際空間稱為深空間，當航天器超出地球引力作用范圍進行深空間航行時，航天器的運動要同時考慮太陽、地球和其他行星引力的作用，是多體運動，這是行星際飛行的一個特點。根據引力作用范圍可以把行星際飛行簡化為多個不同的二體攝動問題。 應用引力作用范圍的概念，可以把航天器星際航行的多體運動問題轉化為航天器在不同飛行階段處于不同天體引力作用范圍時的多個二體問題。這實質上是假設航天器從地球出發(fā)飛往目標行星的過程中，任一時刻只受

46、到對其運動影響最大的天體的引力作用。 根據上述假設，可將行星際航天器飛往目標行星的軌道分為三段： (1)擺脫地球引力軌道(地心軌道)：從地球上發(fā)射到地球作用范圍的邊界，在這一段軌道上，航天器處在地球引力的“影響球”范圍內。 (2)日心過渡軌道(日心軌道)：從地球作用范圍邊界到目標行星作用范圍邊界，在這一段軌道上，太陽為基本引力體。航天器的這一運動階段也稱為中途飛行階段。 (3)與目標行星相遇軌道(行星中心軌道)：這一段軌道在目標行星作用范圍內，航天器只受目標行星引力的作用。 對行星際軌道的研究，除前述的“分段二體問題”這一基本簡化外，還有以下的簡化假設。 (1)采用簡化的行星軌道模型。由于太陽

47、系具有九大行星，除天王星的軌道面與黃道面夾角較大(17。)外，其他行星基本上都運行在相同的平面上，都以相同的方向，由西往東運轉，而且軌道偏心率都很小，所以假設： (i)所有的行星軌道都在黃道面上(軌道的共面性)； (ii)所有的行星軌道都是圓形的(軌道的近圓性)。 (2)由于行星際航行要求的能量大，飛行時間長，飛往目標行星要幾個月到幾年、十幾年，飛往月球要幾天。為了縮短航行時間，多采用大推力火箭發(fā)動機，故假設發(fā)動機按沖量方式工作。 行星際航天器飛行的軌道大致有4種，如圖821所示。 (1)霍曼(Hohmann)軌道：也稱為雙切軌道，是將航天器從地球軌道上送到目標行星軌道上去的能量最經濟的日心軌道。 當目標行星的軌道位于地球公轉軌道之外時，航天器的霍曼轉移(或稱過渡)軌道外切于地球軌道，內切于目標行星軌道，并以太陽中心為焦點，近日點在地球軌道上，遠日點