航天器轨道动力学与控制(下)

获。
卫星上燃料的限制
使卫星处于可监控范围内
在规定时间完成捕获
考虑因素
两次变轨的最小时间差
对姿态的影响
发动机推力误差
定点捕获实例
东方红二号甲01星宇1988年3月七日发射，经过四次变轨控制，完成定点捕获。
3
轨道保持与星座控制
静止轨道卫星的轨道保持
静止轨道卫星:又称24小时轨道，指的是轨道平面与赤道平面重合，卫星的轨道周期等于地球在惯性空间中的
位置保持策略
面向任务要求的保持策略
4
空间交会对接
空间交会对接
空间交会对接是指两个航天器在空间轨道上会合并在结构上连成一个整体的技术，是实现航天站、航天飞机
、太空平台和空间运输系统的空间装配、回收、补给、维修、航天员交换及营救等在轨道上服务的先决条件
。它是载人航天活动的三大基本技术之一。
四个过程：
有
限
推
力
模
型
一般情形
小
推
力
模
型
变轨的动力学问题
几个问题
邻
近
卫
星
相
对
运
动
方
程
近
圆
轨
道
的
球
坐Байду номын сангаас
标
相
对
运
动
方
程
小
推
力
脉
冲
对
近
圆
轨
道
的
控
制
作
用
小特征速度情形
近
圆
轨
道
的
摄
动
方
程
脉冲推力近圆轨道修正
静止卫星变轨后由于误差，并不是真正的静止轨道，称为准同步轨道，真正准同步轨道的周期、偏心
率和倾角误差，使偏差减小到能满足正常运行的要求，并使卫星定点于制定的进度位置，称为定点捕
道的形状保持不变。
资源一号卫星
海洋一号卫星
冻结轨道卫星星座的轨道摄动
影响冻结轨道的摄动项主要是日月引力摄动。
半长轴a
42164km
偏心率e
0.2687
倾角I
63.4°
近地点幅角w
270°
升交点赤经
45°/165°/285°
周期T
地球同步
星座轨道参数
冻结轨道卫星星座的轨道位置保持
面向轨道要求的保持策略
-星
光最
优组
合导
航仪
控制器
根据地面轨道控制的遥控指令或自主导航敏感仪的数据，星上控制器进行轨道计算，姿态几何计算与估计、
扰动估计、控制律的计算等，然后输出控制指令，控制执行机构的工作。分为非自主轨道控制器和自主轨道
控制器。
功能：
1、采集姿态敏感器的测量数据进行姿态确定预估
2、完成形体三轴姿态控制规律的计算
地月及星际飞行的轨道控制
地月及星际飞行轨道控制特点
特点：
1、控制精度要求高
2、导航技术难度大
3、飞行距离远，无线电传递时间延迟大，地面难以遥控
4、要求控制系统功耗小，设备轻，可靠性高。
地月及星际飞行轨道导航
为支持深空航天器的发射和测量
的地面测控和通信网，称为深空
网。现在的导航方式有自主导航
和组合导航。
3、完成卫星轨道的实时计算，并根据需要调用轨
道保持程序
4、接收地面遥控注入的轨道数据
5、实现控制方式转变
6、存储并通过遥测发出有关卫星运行状态和控制
计算机状态的数据
7、输出控制指令，控制执行机构工作
8、完成遥控回收任务
推进分系统
冷气推进系统
单组元推进系统
推进系统
单组元推进系统
电推进系统
中国研制的单组元肼推进系统
成。第二类制导过程中不需要实时引入追踪航天器的轨道参数，只需利用相对视线的信息。
霍曼交会
共面圆轨道
兰勃特交会
非共面椭圆轨道
四冲量交会
近地近圆轨道、交会时间固
定
开普勒转移轨道
最后逼近阶段自动寻的交会
交会方式
平
行
交
会
CW
交
会
一般情形
走
廊
式
交
会
空间交会对接的制导、导航和控制系统
RVD控制系统主要实现制导、导航和控制功能
航天器从初始轨道出发，通过一次或多次变轨，最终到达目标轨道。
变轨控制的工程实现
变轨控制是为实现变轨对航天器施加控制的过程，也就是按照预定的控制策略，
控制变轨推力的大小和方向的过程
导航和引导
姿态稳定
变轨控制
姿态测量的控制
飞行要求和操作复杂性的限制
推进发动机的限制
变轨的动力学问题
推力模型
脉
冲
推
力
模
型
合，称为航天器轨道控制系统。
推进系统 速度
增量
控制器
测
航天器
∆
轨道控制要求
（包括姿态控制要求）
量
系
统
轨道控制系统原理图
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1、地面发射追踪航天器，由地面控制，使它按比目标航天器稍微低一点的圆轨道运行;
2、通过霍曼变轨，使其进入与目标航天器高度基本一致的轨道，并与目标航天器建立通信关系;
3、追踪航天器调整自己与目标航天器的相对距离和姿态，向目标航天器靠近;
4、当两个航天器的距离为零时，完成对接合拢操作，结束对接过程。[6]
返回坐标系的用途：
1、它是捷联惯导的安装系，即陀螺和加速度计都是平行于该坐标系安装的
2、地面风洞实验得到的气动参数都是按该坐标系给出的
3、运动方程中用该坐标系相对返回坐标系oxyz的姿态表示返回舱的姿态。
弹道-升力式再入航天器的返回控制技术的返回过程
制
动
发
动
机
点
火
建
立
配
平
攻
角
再
入
大
气
层
的
姿
态
控
制
再
自转周期(23小时56分4秒)，且方向亦与之一致，即卫星与地面的位置相对保持不变，故这种轨道又称为静止
卫星轨道。一般用作通讯、气象等方面。
东方红二号通信卫星
北斗导航静止轨道卫星
静止轨道卫星的轨道摄动
静止轨道卫星的轨道摄动包括非球形地球引力场；日、月引力摄动；太阳辐射压摄动。
摄动因素
量级
地球非球形摄动
引力辅助变轨控制-行星引力辅助变轨
利用行星引力辅助变轨是目前国
际深空探测常用的技术，伽利略
号和卡西尼号都多次利用地球、
金星、木星改变轨道
引力辅助变轨控制-月球引力辅助变轨
传统的地球轨道航天器变轨方案
设计中往往将月球引力作为摄动
干扰力来处理，而1998年美国
休斯敦公司利用月球引力辅助变
轨，通过两次奔月飞行，拯救了
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积敏红
分感外
陀仪地
螺 球
个敏
个 感
器
3
2
个
星
上
计
算
机
三
台
执
行
机
构
发作 姿
动为 态
机轨 控
一道 制
台控 冷
制气
和执
维行
持机
的构
单一
组套
元
肼
小特征速度情形
输
入
输
出
接
口
装
置
控控联
制制系
器器控
与与制
外执器
界行与
的机姿
信构态
息 敏
交 感
换 器
装
置
弹道-升力式再入航天器的返回控制技术
制导、导航和控制所用的坐标系
RVD导航、制导和控制
RVD的不同飞行阶段使用三种导航系统。
相对接近阶段
最后逼近阶段
对接阶段
5
返回与着陆控制
航天器的返回轨道
调姿段
制动段
航天器调整姿态
准备返回
在制动火箭的推
力作用下，航天
器离开原来的轨
道
过渡段
进入大气层以前
的被动段。在这
一阶段，一般要
经过多次轨道修
正，以便准确、
准时进入再入走
廊
地太阳同步卫星轨道。为使轨道平面始终与太阳保持固定的取向，因此轨道平面每天平均向地球公转方向(自
西向东)转动0.9856度(即360度/年)。
风云一号卫星
太阳同步轨道卫星的轨道摄动
太阳同步轨道卫星主要受到地球非球形引力摄动、日月引力摄动、大气阻力摄动及太阳辐射压力摄动。
摄动因素
地球非球形摄动
2 项
入
机
动
能
力
分
析
再
入
升
力
制
导
自
旋
再
入
控
制
升力式返回航天器的返回与着陆控制
航天飞机轨道器再入段的升力控制
轨
道
器
再
入
升
力
控
制
升力控制手段
高马赫数飞行状态
大于8
中马赫数飞行状态
2~8
低马赫数飞行状态