空间飞行器设计第7讲
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空间飞行器总体设计
第一章—绪论1.各国独立发射首颗卫星时间。
表格 1 各国独立发射首颗卫星时间表2.航天器的分类？答：航天器按是否载人可分为无人航天器和载人航天器两大类。
其中，无人航天人按是否环绕地球运行又分为人造地球卫星和空间探测器两大类；载人航天器可以分为载人飞船、空间站和航天飞机。
3.什么是航天器设计？答：航天器设计就是要解决每一个环节的具体设计，其中主要的几个关键内容为：航天任务分析与轨道设计、航天器构形设计、服务与支持分系统的具体设计。
4.画图说明航天器系统设计的层次关系并简述各组成部分的作用。
答：图 1 航天器系统设计的层次关系图(1).有效载荷分系统：航天器上直接完成特定任务的仪器、设备和核心部分；(2).航天器结构平台：整个航天器的结构体(3).服务和支持系统：有效载荷正常工作的必要条件。
①结构分系统：提供其他系统的安装空间；满足各设备安装方位，精度要求；确保设备安全；满足刚度，强度，热防护要求，确保完整性；提供其他特定功能②电源分系统：向航天器各系统供电③测控与通信系统：对航天器进行跟踪，测轨，定位，遥控，通信；④热控系统：对内外能量管理和控制，实现航天器上废热朝外部空间的排散，满足在飞行各阶段，星船各阶段、仪器设备、舱内壁及结构所要求的温度条件；⑤姿态与轨道控制系统：姿态控制--姿态稳定，姿态机动；轨道控制--用于保持或改变航天器的运行轨道，包括轨道确定（导航）和轨道控制（制导）两方面，使航天器遵循正确的航线飞行。
、⑥推进系统：向地球静轨道转移时的近地点与远地点点火；低轨道转移时，低轨到高轨的提升与离轨再入控制；星际航行向第二宇宙速度的加速过程；在轨运行⑦数据管理系统：将航天器遥控管理等综合在微机系统中⑧环境控制与生命保障：维持密闭舱内大气环境，保证航天员生命安全5.航天器的特点及其设计的特点？答：航天器的特点有5个，(1).系统整体性；(2).系统层次性；(3).航天器经受的环境条件：运载器环境、外层空间环境、返回环境；(4).航天器的高度自动化性质；(5).航天器长寿面高可靠性。
(西工大)航天器飞行力学7
（7.4）
对于给定仰角值 E，覆盖圈上星下点 B相对P点 的经纬度关系可由图7.2球面三角形 得出（即式7.3）
PN P B
co s ψ − sin ϕ sin L θ = arcco s[ ] co s ϕ co s L
ψ
（7.5） 角是卫星可见覆盖圈的角半径，它的二倍是
卫星的最大可观弧段，决定于卫星高度和仰角。
真近点角由求解开普勒方程得出。
卫星的地理经度等于卫星赤经与格林尼治的恒 星时角之差，即
λ = α − [G 0 + ω e (t − t 0 )]
G0 为起始时刻格林威治的恒星时角；
ω e 为地球自旋转速。
卫星的地心纬度与地理纬度的关系，见图7.1。地球为 椭球模型。扁率为
αe
2
地心纬度和地理纬度的转换式为
如图7.2所示。在平面 OPS内，斜距和仰角为：
ρ = [ R + r − 2rRe cosψ ]
2 e 2
2 e 2
1 2
E = arccos[r sinψ / ( R + r − 2rRe cosψ ) ]
1 2
式中
ψ
角为卫星星下点与观察点之间的地心夹角。
由图7.2的球面三角形
P N PB
，有
（7.13）
7ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ5 发射窗口
根据空间应用要求和飞行任务，在优选卫星的预定轨道 和运载火箭的弹道之后，卫星制导设计的第一项任务是 制定发射窗口。
定义：满足特定飞行任务的卫星发射时刻的集合。 是一个发射时间区间，即发射的日期、时刻及其时 间区间，在该区间内发射卫星能满足飞行任务的若干特 定要求。
航天器发射的三要素是：发射场位置、发射方位角和发 射时刻。 航天器轨道的高度、椭圆度和倾角，与发射时刻无关， 但轨道平面在空间的方位不仅与发射方位角有关，还决 定于航天器脱离地球表面的时刻。
对于给定仰角值 E，覆盖圈上星下点 B相对P点 的经纬度关系可由图7.2球面三角形 得出（即式7.3）
PN P B
co s ψ − sin ϕ sin L θ = arcco s[ ] co s ϕ co s L
ψ
（7.5） 角是卫星可见覆盖圈的角半径，它的二倍是
卫星的最大可观弧段，决定于卫星高度和仰角。
真近点角由求解开普勒方程得出。
卫星的地理经度等于卫星赤经与格林尼治的恒 星时角之差，即
λ = α − [G 0 + ω e (t − t 0 )]
G0 为起始时刻格林威治的恒星时角；
ω e 为地球自旋转速。
卫星的地心纬度与地理纬度的关系，见图7.1。地球为 椭球模型。扁率为
αe
2
地心纬度和地理纬度的转换式为
如图7.2所示。在平面 OPS内，斜距和仰角为：
ρ = [ R + r − 2rRe cosψ ]
2 e 2
2 e 2
1 2
E = arccos[r sinψ / ( R + r − 2rRe cosψ ) ]
1 2
式中
ψ
角为卫星星下点与观察点之间的地心夹角。
由图7.2的球面三角形
P N PB
，有
（7.13）
7ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ5 发射窗口
根据空间应用要求和飞行任务，在优选卫星的预定轨道 和运载火箭的弹道之后，卫星制导设计的第一项任务是 制定发射窗口。
定义：满足特定飞行任务的卫星发射时刻的集合。 是一个发射时间区间，即发射的日期、时刻及其时 间区间，在该区间内发射卫星能满足飞行任务的若干特 定要求。
航天器发射的三要素是：发射场位置、发射方位角和发 射时刻。 航天器轨道的高度、椭圆度和倾角，与发射时刻无关， 但轨道平面在空间的方位不仅与发射方位角有关，还决 定于航天器脱离地球表面的时刻。
第七章航天器姿态机动控制
而非无限小的时间微元 dt，所以根据式(7.4),
可以将每次喷气产生的自旋轴进动角度近似表示为
M H cTM H c
(7．5)
若要求自旋卫星机动
数 n为
c
角度，那么需要推力器喷气的次
n c M H ccTH M cc (7．6)
按照图7.1(a)所示的推力器配置，卫星每自旋一周只能
喷气一次，所以完成 c 角度的姿态机动就需要时间
地球同步轨道卫星的姿态捕获是在对自旋体的消旋 和速率阻尼的基础上进行的，分为太阳捕获，地球捕获 和偏航捕获3个阶段完成。这种姿态捕获机理是利用同步 轨道卫星在特定时刻，地球一太阳一卫星3者成为直角几 何关系。图7．8表示卫星本
体及其坐标，太阳敏感器视
场形成如图所示的A，B两条
带，两条带状视场交于Ox
气脉冲宽度应当尽可能短( T→ O)，因为越短效率越
高，产生的侧向冲量就越小。但是推力器工作时间过短，
会带来以下三方面的困难：
(1)喷气时间越短，脉冲越窄，推力器在技术上越难实 现；
(2)喷气脉冲越窄，重复性越差；
(3)喷气脉冲越窄，每次喷气产生的冲量越小，机动时 间就越长。
因此，若定义推力器喷气时间 T 和航天器自旋角
OA
到称目为标等方倾向角线OA轨F 迹。。因此，这种机动方法产生的轨迹
机动
0
A0 AAF
图7.2 大圆弧机动轨迹
图7.3 等倾角线机动轨迹
从工程实现的观点来看，等倾角线轨迹机动控制方 法比大圆弧轨迹机动控制方法简单，容易实现。根据分 析计算表明，在自旋轴机动范围比较小的情况下，大圆 弧法与等倾角法所消耗燃料基本相等。另外在下列两种 状态下，大圆弧法和等倾角法的轨迹是重合的：初始姿
空间飞行器设计演示文稿
公转时间：
T = 365.2422 天
离太阳平均距离：
A = 1.49597870 × 1011 m
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第23页，共85页。
地球基本参数：
公转速度：
v = 11.19 km/s
表面温度：
t = - 30 ～ +45℃
表面大气压：
p = 1013.250 毫巴
表面重力加速度(赤道)：
9.780 m/s2
，590m，比珠穆朗玛峰还高。一条从南向北穿过赤道的
长达1200km的大峡谷，是八大行星中最大的峡谷。
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第20页，共85页。
金星绕太阳公转的轨道是一个很接近正圆的椭圆 ，且与黄道面接近重合。其公转速度约为35km/s，公
转周期约为224.70天。
金星公转周期约为224.7日，但其自转周期却 为243日，也就是说，金星上“度日如年”。
球层厚约8000km,它的化学组成与光球基本上相同，但
色球层内的物质密度和压力要比光球低得多。 “耀斑”和“日珥” 是发生在色球层的太阳活动现
象。
色球
日珥
耀斑
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在日全食时的短暂瞬间，常常可以看到太阳周围 除了绚丽的色球外，还有一大片白里透蓝、柔和美丽 的晕光，这就是太阳大气的最外层── 日冕。日冕的范 围在色球之上，一直延伸到好几个太阳半径的地方。 日冕里的物质更加稀薄，它还会有向外膨胀运动，并 使得热电离气体粒子连续地从太阳向外流出而形成太 阳风。
空间飞行器设计演示文稿
第1页，共85页。
（优选）空间飞行器设计
第2页，共85页。
2.1.1 宇宙的起源
宇宙起源学说有多种： 如“盘古开天地”； 其中大爆炸理论影响最大。
飞行器结构设计PPT课件
动力装置噪音：螺旋桨、压气机、喷气的噪音
空气动力噪音：附面层压力波动、尾流、激波振荡
武器发射噪音：机炮、导弹、火箭发射
5、瞬时的响应载荷
起飞助推、外挂物投放、弹射等对飞机结构作用
的载荷。
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第35页/共57页
2.3 复杂载荷情况
三、环境谱的编制
前面的载荷谱为载荷大小随时间的变化，即载荷—时间历程，环境 谱则为环境强度随时间的变化，即环境—时间历程。
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第31页/共57页
复杂载荷情况
一、疲劳载荷
飞机遇到载荷长期反复变化地作用，这种作用会导致结构 的“疲劳” 破坏，因此这种载荷历程一般称为“疲劳”载荷。
类 型：
1.突风载荷：大气紊流的作用，是民机、运输机的重要疲劳
载荷，大气紊流的强度以及作用的次数统计；
2.机动载荷：飞机机动（变速）飞行中升力变化载荷，是军机 的
③ 提高人抗过载的能力：抗过载服。 ④ 规范中的过载系数可供选择(飞行 包线上 给定） 。
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第30页/共57页
2.3 复杂载荷情况
飞机是一种反复使用的运载工具或作战武器。服役期内会遇到各种载 荷。
设计中，不仅应掌握典型设计状态中的极限载荷及其对结构作用的分析 方法，（以作为飞机结构极限能力的设计依据）；还应把握这些载荷的变 化规律，作用次数等统计规律，因为这些虽未达到极限状态，但长期作用 仍对结构有破坏作用，这就是通常所说的疲劳载荷。
ny nyt nyr
Note: ① 表示单位长度上的重力
② 集中装载物(发动机,机载设备) ③ 要注意装载物较长的情况,当作集中点误差太大,则应
y
七年级美术上册《航天飞行器模型设计》优秀教学案例
2.明确小组成员的职责，确保每个成员在合作过程中都有事可做，培养他们的责任感和团队意识。
3.定期组织小组讨论，让学生分享设计思路、制作方法等，促进小组成员间的相互学习和交流。
（四）反思与评价
反思与评价是教学过程中的重要环节，教师应引导学生进行有效反思，提高他们的自我评价能力。以下是一些建议：
1.教师应及时反馈学生的作品，指出优点和不足，指导学生进行改进。
2.鼓励学生提问，培养他们的质疑精神，让他们在解答问题的过程中掌握知识。
3.教师引导学生将问题分解，形成一系列小问题，逐步解决，从而构建完整的知识体系。
（三）小组合作
小组合作是实现教学目标的重要手段，教师需引导学生积极参与小组活动，共同完成任务。以下是小组合作的具体策略：
1.合理分组，确保每个小组成员在能力、性格等方面具有一定的互补性，提高小组的整体实力。
2.创设“航天设计师”角色，让学生在角色扮演中体验航天飞行器设计的乐趣，提高他们的学习积极性。
3.创设真实的太空环境，如模拟太空站、月球基地等，让学生在特定情景中展开创作，提高他们的沉浸感。
（二）问题导向
以问题为导向，引导学生进行深入思考和探究，培养他们的创新意识和解决问题的能力。具体方法如下：
1.提出具有启发性的问题，如“航天飞行器为什么能飞上太空？”“如何设计一个具有良好稳定性的航天飞行器？”等，激发学生的探究欲望。
二、教学目标
（一）知识与技能
1.知识方面：学生能理解航天飞行器的基本概念、发展历程和分类，掌握航天飞行器模型设计的基本原理和制作方法。通过学习，使学生了解航天科技与美术创作的紧密联系，提高他们对美术知识在实际应用中的认识。
2.技能方面：培养学生运用所学的美术技法进行观察、分析、表现和创造的能力。通过动手制作航天飞行器模型，提高学生的动手操作能力、空间想象力和创新能力。
3.定期组织小组讨论，让学生分享设计思路、制作方法等，促进小组成员间的相互学习和交流。
（四）反思与评价
反思与评价是教学过程中的重要环节，教师应引导学生进行有效反思，提高他们的自我评价能力。以下是一些建议：
1.教师应及时反馈学生的作品，指出优点和不足，指导学生进行改进。
2.鼓励学生提问，培养他们的质疑精神，让他们在解答问题的过程中掌握知识。
3.教师引导学生将问题分解，形成一系列小问题，逐步解决，从而构建完整的知识体系。
（三）小组合作
小组合作是实现教学目标的重要手段，教师需引导学生积极参与小组活动，共同完成任务。以下是小组合作的具体策略：
1.合理分组，确保每个小组成员在能力、性格等方面具有一定的互补性，提高小组的整体实力。
2.创设“航天设计师”角色，让学生在角色扮演中体验航天飞行器设计的乐趣，提高他们的学习积极性。
3.创设真实的太空环境，如模拟太空站、月球基地等，让学生在特定情景中展开创作，提高他们的沉浸感。
（二）问题导向
以问题为导向，引导学生进行深入思考和探究，培养他们的创新意识和解决问题的能力。具体方法如下：
1.提出具有启发性的问题，如“航天飞行器为什么能飞上太空？”“如何设计一个具有良好稳定性的航天飞行器？”等，激发学生的探究欲望。
二、教学目标
（一）知识与技能
1.知识方面：学生能理解航天飞行器的基本概念、发展历程和分类，掌握航天飞行器模型设计的基本原理和制作方法。通过学习，使学生了解航天科技与美术创作的紧密联系，提高他们对美术知识在实际应用中的认识。
2.技能方面：培养学生运用所学的美术技法进行观察、分析、表现和创造的能力。通过动手制作航天飞行器模型，提高学生的动手操作能力、空间想象力和创新能力。
飞行器创新设计
8、飞行器创新设计
• 四代机F-22 • Super Maneuverability • Supersonic Cruise • Stealth • STOL(Short Take-off and Landing)
8、飞行器创新设计
• • • • • • • • UCAV 远航程 长航时 高隐身 超机动 大载荷 自主飞行 纵深打击
轨道方程与宇宙速度
• 航天器的轨道方程为圆锥曲线 圆锥曲线的一般方程为
p r 1 e cos f
其中：r：圆锥曲线的任意一点到焦 点的距离。e ：圆锥曲线的偏心率。p ： 正焦距或半通径。f ： r与焦点至近心点 之间连线的夹角，叫真近点角
轨道方程与宇宙速度
• 圆锥曲线的类型： • e=0时，r=p，圆锥 曲线为圆 • 0<e<1时，圆锥曲线 为椭圆 • e=1且f=180度，圆 锥曲线为抛物线 • e>1时，圆锥曲线为 双曲线
中国航空学会
第三届“创新杯”飞行器设计大赛系列讲座
飞行器创新设计
北京航空航天大学 黄 俊
内容
1、飞行器基本概念 2、设计要求与飞行器设计 3、飞行器设计过程 4、飞行器设计的特点 5、数字化设计技术 6、飞行器的未来发展 7、飞行基本原理 8、飞行器创新设计
1、飞行器基本概念
3、飞行器设计过程
3、飞行器设计过程
3、飞行器设计过程
3、飞行器设计过程
4、飞行器设计的特点
• 作为一种涉及到多个学科的复杂工程系统， 现代飞行器设计一般具有以下特点 • 科学性 • 创造性 • 非唯一性 • 反复迭代，多轮逼近 • 综合与协调
科学性
创造性
非唯一性
反复迭代，多轮逼近
飞行器设计综合课程设计
飞行器设计综合课程设计一、课程目标知识目标：1. 让学生掌握飞行器设计的基本原理，如空气动力学、结构设计等；2. 了解飞行器各组成部分的功能和相互关系；3. 掌握飞行器设计的基本流程和方法。
技能目标：1. 能够运用所学知识，设计出具有创意的飞行器；2. 学会使用相关软件（如CAD等）进行飞行器设计和绘图；3. 提高团队协作能力和沟通表达能力，能够就设计方案进行有效讨论和修改。
情感态度价值观目标：1. 培养学生对飞行器设计和制造的热爱，激发创新意识；2. 增强学生的国家荣誉感，认识到我国在飞行器领域的重要地位；3. 培养学生严谨的科学态度，注重实践与理论相结合。
课程性质：本课程为综合实践课程，旨在通过飞行器设计，提高学生的综合运用知识能力和创新能力。
学生特点：六年级学生具有一定的知识储备，好奇心强，动手能力强，善于团队合作。
教学要求：教师需引导学生将所学知识与实践相结合，注重培养学生的创新精神和实践能力，提高学生的问题解决能力。
在教学过程中，关注学生的个体差异，激发学生的学习兴趣，确保课程目标的实现。
通过课程学习，使学生能够将理论知识运用到实际设计中，培养具备创新意识和实践能力的优秀学子。
二、教学内容1. 理论知识：- 空气动力学原理；- 飞行器结构设计；- 飞行器动力系统；- 飞行器控制原理。
参考教材章节：第三章“飞行器的基本原理”和第四章“飞行器设计与制造”。
2. 实践操作：- 飞行器设计基本流程与方法；- 使用CAD软件进行飞行器设计；- 制作飞行器模型；- 飞行器模型的调试与优化。
教学内容安排：共8课时，其中理论知识4课时，实践操作4课时。
3. 教学进度：- 第1-2课时：学习空气动力学原理和飞行器结构设计；- 第3-4课时：学习飞行器动力系统和控制原理；- 第5课时：介绍飞行器设计基本流程与方法；- 第6课时：使用CAD软件进行飞行器设计；- 第7课时：制作飞行器模型；- 第8课时：调试与优化飞行器模型。
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① 控制运载火箭的质心在设计的轨道平面 内按预定的轨道飞行，并根据设计的飞行位 移和飞行速度及时关闭发动机，保证运载火 箭入轨精度； ② 克服种种干扰影响，控制运载火箭绕质 心运动的姿态角（俯仰、偏航、滚转）偏差 在允许范围内，使火箭保持稳定飞行；
3
控制系统功能(contd.)
③ 对箭上设备供、配电和对各种自动装置实 施预定飞行时序的配电控制；
对所得的速度vE,vN再次积分，得相应的飞行器位 置变化量；与初始经、纬度相联系，可得飞行器所在 地理位置的经纬度值，供导航定位用。
17
惯性制导系统的主要部件： 1）三轴陀螺稳定平台：给加速度计测量提供坐标基准； 同时可从相应的稳定轴拾取飞行器姿态角信号。 2）加速度计：提供原始数据。 3）惯导计算机：完成制导参数计算；另计算加给陀螺仪 力矩器的指令信号，用以控制平台稳定在地理坐标系内。 4）参数显示器。 5）供电电源。 特点： 1）完全独立工作性能。 2）连续工作时间长。 3）精度高。不足之处是误差随时间积累。
10
火箭飞行中的主要干扰
外部干扰：由发动机特性、大气状态、飞行程 序、箭体结构等偏离设计计算条件所导致。 内部干扰：由火箭内部的各仪表、陀螺平台、 瞄准装置等的工艺制造和安装误差所引起。 火箭的制导： 利用导航参数按给定的制导律，用推力矢量 控制火箭质心运动，达到期望的终端条件时准确 关机，保证空间有效载荷精确进入轨道目标区。
火箭实际飞行中会偏离射面或在射面内偏离 预定轨道，故需作横向控制。
横向偏差
14
制导系统类型：
制导系统需随时测出飞行器的及时参数，如姿态 角、航向、速度、位置等。 根据测取上述导航参数的物理原理及技术的不同， 形成了惯性制导系统、无线电制导系统、天文制导系 统、卫星制导系统等。
1. 惯性制导
是一种先进的制导方式，其原理却非常简单。 它通过测量飞行器本身的加速度，经积分和运算 来获得所需的速度和位置参数。
式中， 标准值 ——为关机时刻； V，a ——分别为关机时刻速度和位置，在惯性坐标 系中各有三个分量Vx, Vy, Vz ；x, y, z ；
射程控制即要使该偏差函数
当满足时，发出关机指令，结束动力飞行段。
13
制导方式
显式制导——对控制泛函连续测量和比较；计算 量大。 摄动制导——只在关机点前进行测量、计算。又 称小偏差条件下的线性化方法。
④ 传输和处理箭上其他系统的工作信息和控 制其状态变化。
4
地面测试发射控制系统的任务:
检查测试飞行控制系统和其他电气设备 的性能和参数； 给运载火箭装订飞行程序和数据； 进行精确方位瞄准； 在运载火箭经检查测试合格、符合技术 要求之后，实施发射点火控制。
5
箭上飞行控制系统则用来控制运载火箭 的飞行状态。 运载火箭在飞行中，其飞行状态可以分解 为两种运动：一是火箭质心的运动，二是火 箭绕质心的转动。 飞行控制系统的任务就是控制火箭这两种 运动状态符合设计所规定的要求。
6
时序 控制
二次 电源
配电器
姿控信号
一次 电源
测量 仪表
姿态 角速率
姿态控制 中间装置
信号 综合
导 引 信 号 关机信号 关机指令
执行 机构
姿 态 角
测量 仪表
视加速度
制导控制 中间装置
推力 控制
箭体(弹体)
控制力矩
图7.1 火箭控制系统结构框图
7
惯性制导(inertial guidance)的测量仪表主要 应用惯性仪表测量箭体的运动参数; 复合制导(combined guidance)的测量仪表可 应用星光敏感器、图像匹配器、无线电测距设 备、定位定向接收机等。 中间装置根据测量的箭体运动参数进行计 算和综合处理，随后控制执行机构工作，通过 推力矢量改变姿态和运动轨迹，可采用模拟量 和数字两种控制方式。
火箭在实际飞行中，常受到来自运载火箭 本身和外部环境的各种干扰力和干扰力矩的 的影响而偏离预定的飞行状态。 来自火箭本身的有:由于箭体结构制造偏差 造成的结构不对称，结构轴线偏移和质心偏 移，发动机制造和安装偏差造成的推力轴线 偏斜，多台发动机工作不同步，液体推进剂 在贮箱内晃动，控制设备制造误差引发的干 扰力和干扰力矩。 来自外部环境的干扰和干扰力矩主要是风 的影响.
11
火箭制导系统组成与功用 火箭制导系统由测量装置和制导计算机组成。 系统的基本功能为实现弹道控制： 1）测量；（位置，速度） 2）计算；（位置，速度；并加以判断） 3）导引；（产生导引信号以修正偏差；法、 横向） 4）关机控制（有多种控制泛函 ：射程偏差、 速度、运行周期等）
12
以射程偏差函数为例
8
姿控系统的执行机构是舵机、摇摆发动机 和姿控喷管；制导系统的执行元件是电磁阀 和电爆器件。 测试发控系统是人与运载火箭发射前人机 对话的主要接口。以掌握箭上设备的工作情 况和各种参数，并将飞行参数向箭上设备装 订，最后控制运载火箭的发射。
9
7.2 制导系统 制导系统 (guidance and control system)亦称 导引和控制系统。运载火箭制导系统是导引和 控制火箭按选定的规律调整飞行路线并导向预 定轨道区的全部装置。 制导系统主要任务是：控制飞行精度，使 有效载荷精确入轨。
1
7.1 火箭控制系统的功能和组成
运载火箭的控制系统是运载火箭的重要组 成部分, 堪称运载火箭的“心脏”。主要包括 导航系统（对导弹叫制导系统）、姿态控制系 统、电源配电系统和测试检查发射控制系统。 其中，前三项为箭上系统，总称飞行控制系 统；后一项为地面系统，称测试发射控制系统。
2
控制系统功能：
15
设在飞行器上装有一个三轴稳定平台，其三个轴 分别稳定在地理坐标系的三轴上（即指向正东、北及 天顶）。 在该陀螺稳定平台上分别沿东向和北向装两个加 速度计AE,AN ，用以测量飞行器东西向和南北向的加 速度aE,aN。
惯性导航原理图
16
对加速度信号aE,aN作一次积分，得相应的飞行器 速度分量，
Байду номын сангаас
18
2. 天文制导
利用天文方法观测星辰日月等天体来确定飞行器 的位置，以引导飞行器沿预定航线到达目的地的方法。 它具有仪器简单可靠、测定位置时不用电源、不 需陆岸设备、定位精度不受航行起始点距离的影响等 优点。
3
控制系统功能(contd.)
③ 对箭上设备供、配电和对各种自动装置实 施预定飞行时序的配电控制；
对所得的速度vE,vN再次积分，得相应的飞行器位 置变化量；与初始经、纬度相联系，可得飞行器所在 地理位置的经纬度值，供导航定位用。
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惯性制导系统的主要部件： 1）三轴陀螺稳定平台：给加速度计测量提供坐标基准； 同时可从相应的稳定轴拾取飞行器姿态角信号。 2）加速度计：提供原始数据。 3）惯导计算机：完成制导参数计算；另计算加给陀螺仪 力矩器的指令信号，用以控制平台稳定在地理坐标系内。 4）参数显示器。 5）供电电源。 特点： 1）完全独立工作性能。 2）连续工作时间长。 3）精度高。不足之处是误差随时间积累。
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火箭飞行中的主要干扰
外部干扰：由发动机特性、大气状态、飞行程 序、箭体结构等偏离设计计算条件所导致。 内部干扰：由火箭内部的各仪表、陀螺平台、 瞄准装置等的工艺制造和安装误差所引起。 火箭的制导： 利用导航参数按给定的制导律，用推力矢量 控制火箭质心运动，达到期望的终端条件时准确 关机，保证空间有效载荷精确进入轨道目标区。
火箭实际飞行中会偏离射面或在射面内偏离 预定轨道，故需作横向控制。
横向偏差
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制导系统类型：
制导系统需随时测出飞行器的及时参数，如姿态 角、航向、速度、位置等。 根据测取上述导航参数的物理原理及技术的不同， 形成了惯性制导系统、无线电制导系统、天文制导系 统、卫星制导系统等。
1. 惯性制导
是一种先进的制导方式，其原理却非常简单。 它通过测量飞行器本身的加速度，经积分和运算 来获得所需的速度和位置参数。
式中， 标准值 ——为关机时刻； V，a ——分别为关机时刻速度和位置，在惯性坐标 系中各有三个分量Vx, Vy, Vz ；x, y, z ；
射程控制即要使该偏差函数
当满足时，发出关机指令，结束动力飞行段。
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制导方式
显式制导——对控制泛函连续测量和比较；计算 量大。 摄动制导——只在关机点前进行测量、计算。又 称小偏差条件下的线性化方法。
④ 传输和处理箭上其他系统的工作信息和控 制其状态变化。
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地面测试发射控制系统的任务:
检查测试飞行控制系统和其他电气设备 的性能和参数； 给运载火箭装订飞行程序和数据； 进行精确方位瞄准； 在运载火箭经检查测试合格、符合技术 要求之后，实施发射点火控制。
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箭上飞行控制系统则用来控制运载火箭 的飞行状态。 运载火箭在飞行中，其飞行状态可以分解 为两种运动：一是火箭质心的运动，二是火 箭绕质心的转动。 飞行控制系统的任务就是控制火箭这两种 运动状态符合设计所规定的要求。
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时序 控制
二次 电源
配电器
姿控信号
一次 电源
测量 仪表
姿态 角速率
姿态控制 中间装置
信号 综合
导 引 信 号 关机信号 关机指令
执行 机构
姿 态 角
测量 仪表
视加速度
制导控制 中间装置
推力 控制
箭体(弹体)
控制力矩
图7.1 火箭控制系统结构框图
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惯性制导(inertial guidance)的测量仪表主要 应用惯性仪表测量箭体的运动参数; 复合制导(combined guidance)的测量仪表可 应用星光敏感器、图像匹配器、无线电测距设 备、定位定向接收机等。 中间装置根据测量的箭体运动参数进行计 算和综合处理，随后控制执行机构工作，通过 推力矢量改变姿态和运动轨迹，可采用模拟量 和数字两种控制方式。
火箭在实际飞行中，常受到来自运载火箭 本身和外部环境的各种干扰力和干扰力矩的 的影响而偏离预定的飞行状态。 来自火箭本身的有:由于箭体结构制造偏差 造成的结构不对称，结构轴线偏移和质心偏 移，发动机制造和安装偏差造成的推力轴线 偏斜，多台发动机工作不同步，液体推进剂 在贮箱内晃动，控制设备制造误差引发的干 扰力和干扰力矩。 来自外部环境的干扰和干扰力矩主要是风 的影响.
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火箭制导系统组成与功用 火箭制导系统由测量装置和制导计算机组成。 系统的基本功能为实现弹道控制： 1）测量；（位置，速度） 2）计算；（位置，速度；并加以判断） 3）导引；（产生导引信号以修正偏差；法、 横向） 4）关机控制（有多种控制泛函 ：射程偏差、 速度、运行周期等）
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以射程偏差函数为例
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姿控系统的执行机构是舵机、摇摆发动机 和姿控喷管；制导系统的执行元件是电磁阀 和电爆器件。 测试发控系统是人与运载火箭发射前人机 对话的主要接口。以掌握箭上设备的工作情 况和各种参数，并将飞行参数向箭上设备装 订，最后控制运载火箭的发射。
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7.2 制导系统 制导系统 (guidance and control system)亦称 导引和控制系统。运载火箭制导系统是导引和 控制火箭按选定的规律调整飞行路线并导向预 定轨道区的全部装置。 制导系统主要任务是：控制飞行精度，使 有效载荷精确入轨。
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7.1 火箭控制系统的功能和组成
运载火箭的控制系统是运载火箭的重要组 成部分, 堪称运载火箭的“心脏”。主要包括 导航系统（对导弹叫制导系统）、姿态控制系 统、电源配电系统和测试检查发射控制系统。 其中，前三项为箭上系统，总称飞行控制系 统；后一项为地面系统，称测试发射控制系统。
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控制系统功能：
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设在飞行器上装有一个三轴稳定平台，其三个轴 分别稳定在地理坐标系的三轴上（即指向正东、北及 天顶）。 在该陀螺稳定平台上分别沿东向和北向装两个加 速度计AE,AN ，用以测量飞行器东西向和南北向的加 速度aE,aN。
惯性导航原理图
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对加速度信号aE,aN作一次积分，得相应的飞行器 速度分量，
Байду номын сангаас
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2. 天文制导
利用天文方法观测星辰日月等天体来确定飞行器 的位置，以引导飞行器沿预定航线到达目的地的方法。 它具有仪器简单可靠、测定位置时不用电源、不 需陆岸设备、定位精度不受航行起始点距离的影响等 优点。