空间飞行器动力学与控制第6课空间飞行器轨道控制上

空间飞行器动力学与控制 第六课_空间飞行器轨道控制
轨道平面倾角误差为
δi
sin ψδV
V
cosψδψ V V0 cosi
sin ψV0/V0
（6.6）
一般，δV 与速度增量 V 成比例，随着V 减小，δV 也成比例减小，因而 δVf ，δi 也减小，且最终取决 于测轨精度。
使用可重复启动的变轨发动机(例如液体双组元 发动机)，可将轨道机动分数次完成，最后一次速度 增量减小，因而减小了变轨误差。
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控制系统硬件组成
航天器控制系统需完成三个最基本的过程：敏 感测量、信号处理和执行过程。因此由敏感器、控 制器和执行机构三大部分组成。敏感器用以测量某 些绝对的或相对的物理量，执行机构起控制作用， 驱动动力装置产生控制信号所要求的运动，控制器 则担负起信号处理的任务。
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控制时刻计算
根据控制程序、目标轨道和控制轨道实测值， 可算出所需要的速度增量矢量V 和理论控制时刻。
以人造地球卫星的轨道机动为例。为了节省燃 料，轨道机动一般在轨道拱点（即近地点或远地点） 进行，且速度增量矢量沿着轨道切向，此时，控制 点是控制轨道的拱点，也是目标轨道的拱点。
图6.2 不相交轨道的轨道转移
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和新旧两轨道相切的转移轨道如图6.3所示，这 里所加的速度增量与卫星的速度矢量平行，这种类 型的转移往往代表一种燃料消耗量较小的轨道转移。
图6.3 切线转移轨道
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（3）非共面相交轨道的速度增量及控制误差计算 设控前轨道的两个拱点矢径为 r1 和 r20 ，拟在拱
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发动机控制参数计算
如使用喷气发动机进行轨道控制，可根据所需 要的速度增量 V 及有关发动机特性参数计算发动机 控制参数。
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若发动机连续工作，则工作时间为
式中
t
m0Vi F
1
V
e Vi
m0 ——卫星控制前总质量；
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（2）不相交轨道的速度增量
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；如图6.2所示，卫星利用速度增量通 过中间轨道完成轨道到轨道的转移。和前面一样， 速度增量必须具有这样的大小和方向，使得合成的 速度矢量对应于新轨道在给定点的应有值。
sin
i
（6.4）
若只考虑速度增量误差 δV (由发动机冲量误差
和卫星质量误差引起)、速度增量矢量在水平面内方
向误差 δψ (由姿态误差和发动机推力偏斜引起)和控
前速度误差 δV0 (测轨误差)，则控制后的速度误差为：
δVf
V
Vf
cosψ δV Vf V sin ψ V0δV0（6.5）
Vf V cosψ
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第六课_空间飞行器轨道控制
一、轨道控制的一般概念 二、轨道转移 三、轨道保持
空间飞行器动Fra Baidu bibliotek学与控制 第六课_空间飞行器轨道控制
一、轨道控制的一般概念
人造航天器同自然天体一样，其运动总是遵守 力学定律的，但航天器还可通过主动控制改变其运 动规律。
根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标， 利用发动机推力或环境力（如空气动力、太阳光压 力）对航天器的质心施以控制力，主动地改变其飞 行轨迹称为轨道控制。
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轨道控制的实现过程与速度增量计算
卫星从一个轨道转移到另一个轨道，通常是利 用假定在瞬时之间作用的速度增量完成的；也就是 说，可以用单个或几个推力冲量来调整或改变轨道。
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轨道控制的实现过程如下
（1）由敏感器测量获得航天器的位置及速度矢量； （2）根据飞行目标轨道及速度矢量，设计变轨位置 （或时间）和所需要的速度增量； （3）计算实现这一速度增量需要的变轨发动机的控制 参数； （4）在设计的变轨位置，利用执行机构驱动变轨发动 机动作，提供设计的速度增量。
Vi ——发动机平均喷射速度； F ——平均推力。
（6.7）
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若发动机脉冲工作（如自旋卫星情况），则工 作次数为
N
t Fδ
（6.8）
的整数部分，式中 δ 为有效脉冲宽度；t 可按连续
推力时间确定。
燃料消耗量为
V
m m01 e
Vi
（6.9）
V0
2 μ
1 r1
r1
1 r20
（6.2）
Vf
2μ
1 r1
r1
1 r2 f
（6.3）
式中，μ 为地球引力常数 3.986 0051014 m3 / s2
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变轨姿态应使推力矢量在当地水平面内，与目 标轨道平面的夹角 ψ 为
ψ
arcs
in
V0 V
可见速度增量计算是轨道控制设计中的重点。
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（1）相交轨道的速度增量
相交轨道的轨道转移如图6.1所示。
图6.1 相交轨道的轨道转移
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轨道 A 与轨道 B 在同一平面内相交，为了使 卫星从 A 轨道转移到 B 轨道，需要在两轨道的交 点 Q1 处加一个速度增量 V1 ，并满足关系 式 VB1 VA1 V1 ，其中VA1 与VB1 分别是轨道 A 与 轨道 B 在Q1处所对应的卫星速度。
点 r1 处变轨，欲使控后轨道的另一拱点矢径变为 ， 且使r2 f轨道平面绕拱线转角 i，见图6.4
图6.4 拱点机动
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所需变轨速度增量为
V
V02
V
2 f
2V0V f
cosi
（6.1）
其中 V0 和 V f 分别为控前轨道和目标轨道在变轨 点速度：
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二、轨道转移
航天器为了从初始轨道转移到终止轨道而进行 的可控制运动称为轨道转移机动或简称轨道转移。
本节讨论共面圆轨道之间的转移。在两冲量的 情况下，霍曼（Hohman）转移为最佳转移；然而在 三冲量的情况下，可找到更省能量的双椭圆转移轨 道，但双椭圆转移更省能量是有条件的（终止轨道 与初始轨道的半径比大于11.939）。