《空间技术》PPT课件.ppt

《《空间技术》PPT课件.ppt》由会员分享，可在线阅读，更多相关《《空间技术》PPT课件.ppt（99页珍藏版）》请在三一办公上搜索。

1、第八章 绪论第九章 航天器的轨道第十章 航天器的姿态动力学与控制第十一章 人在地球卫星的结构第十二章 航天器的温度控制第十三章 航天器的遥测遥控和测控地面站第十四章 航天器的返回第十五章 载人航天器,航天技术是指人类如何进入外层空间（150km以上）、利用和 开发外层空间资源的技术。,第八章 绪论,8.1 航天技术发展史 航天活动 发射人造地球卫星 载人航天（发射载人飞船、航天飞机、空间站）月球探测（发射无人探测器和登月飞船）行星探测（金星、火星、水星 木星、土星、天王星、海王星、冥王星）,1957年10月4日 苏联发射第一颗人造卫星1961年4月12日 苏联发射第一艘载人飞船1969年7月2

2、1日 美国阿波罗11号登月舱登陆月球。1981年4月12日 美国“哥伦比亚”号航天飞机首航成功。1984年美国“挑战者”号航天飞机凌空爆炸，7名宇航员丧生。,8.2 航天技术内容1）航天器技术 2）运载器技术 3）地面测控技术4）发射技术 5）空间运用技术,第八章 绪论,地面测控技术：研究和实现对运行中的航天器进行 监视、控制和管理的技术,地面测控由测控中心和分布在各地的测控台、站(测量船和飞机)进行。,我国的航天测控网：以卫星测控中心(北京、西安、酒泉）为中枢，以十多个固定台站、活动测控站和远望号测量船为骨干的现代化综合测控网。,测控中心,我国航天测控网,发射场的功能：完成运载火箭和航天器的

3、装配、测试和发射。发射场的组成：技术阵地、发射阵地、发射指挥控制中心、地面测控系统。,8.3 航天器的分类,航天器可分为无人航天器和载人航天器两类。,第八章 绪论,8.6 航天器飞行环境,8.6.1 宇宙,太阳系 太阳系由太阳、八大行星（水星、金星、地球、火星、木星、土星、天王星、海王星）、矮行星及卫星、小行星、彗星、流星体、行星际物质组成。,第八章 绪论,地球地球是椭球体，短轴与地球自转轴重合，长轴在赤道平面内。长半轴：a=6378.16km短半轴：b=6356.86km扁率：a=(a-b)/a=1/298.25黄道面：地球绕太阳公转的面。,银河系 扁平的、略似铁饼状的外形，绕中心处旋转。直

4、径约10万光年，中心部位厚度约1.5万光年，太阳离银河系中心约2.7万光年。银河系内有2000多亿颗恒星。,河外星系 河外星系是宇宙中与银河系类似的天体系统。到20世纪末已观测确认的河外星系有1250多亿个。,银河系,8.6.2 航天器飞行环境,温度环境真空环境微重力环境高能粒子的辐照环境,1.温度环境,1）太阳辐射(航天器的主要外热源)太阳常数S：表示太阳辐射能量的一个物理量。是地球大气层外在日地平均距离处,垂直于太阳光线的单位面积上在单位时间内接收到的辐射能量，单位W/m2,通常取S=135321 W/m2。2）深空背景温度4K：宇宙空件背景的辐射能量极小，仅为10-5W/m2,相当于4K

5、绝对黑体辐射。,高低温交变：太阳照射的一面温度达到200C,面向深空的一面 温度可达-100 C。,2.真空环境,表1 真空度的划分,真空放电效应辐射传热真空出气效应材料蒸发、升华和分解粘着和冷焊效应,3.微重力环境,对航天器的姿态和轨道稳定性有影响。对航天员的生理健康有影响，易疲劳。使航天器的结构设计发生了变化（用很小的力移动展开大型构件）。,微重力环境：天体的引力被与其方向相反的惯性力大部分抵消后，剩余的微弱重力环境，称微重力环境，微重力环境中的重力加速度大小约为10-3g 10-6g。,4.高能粒子辐照环境,1）地球辐射带2）太阳宇宙线由太阳活动产生的高能、高通量带电粒子流。3）银河宇宙

6、线来源于太阳系以外银河的通量很低，但能量很高的带电粒子,空间辐射效应:高能带电粒子与航天器上的电子元器件相互作用。空间粒子辐射可能对航天员身体做成损伤。对通信、测控、导航造成干扰。,地球辐射带,人造地球卫星轨道是指绕地球运行的轨道，但是从发射到回收考虑在内，它包括发射轨道、运行轨道和返回轨道。,第十章 航天器的轨道,10.1 人造地球卫星发射,发射前准备工作程序卫星发射过程直接入轨滑 行 入 轨转移轨道入轨停泊轨道入轨,滑行入轨,图10.4 滑行入轨,10.2 中心力场中质点运动规律,质点在中心力场中运动时，动量矩是守恒的。,质点在中心力场中运动时，能量是守恒的。,a,a,b,b,l,F,r,

7、A,ra,rp,P,ea,开普勒三定律,在dt时间内，矢量r扫过的面积为：,从而：,对椭圆轨道来讲，其面积为ab,则轨道周期为：,10.3 三个宇宙速度和地球静止轨道卫星发射速度,第一宇宙速度第二宇宙速度第三宇宙速度地球静止轨道卫星发射速度环绕速度和轨道周期,定义：忽略大气阻力的情况下，一个物体沿地球表面飞行的速度。,r=R,e=0,=0，,由,第一宇宙速度,定义：在地球表面上发射空间飞行器，使它脱离 地球引力场所需要的最小速度。,因为 r=R,e=1,=0，所以,第二宇宙速度,第三宇宙速度：地球上发射一个空间飞行器，使它脱离 太阳引力场所需要的最小速度。,1.求从地球轨道上脱离太阳引力场所需

8、的最小速度vS22.求地球公转速度vE3.求航天器脱离太阳引力场，相对地球需要增加的速度vS2/E,地球静止轨道卫星：卫星的周期与地球自转周期相同，卫星的轨道为赤道上空的圆轨道。,轨道高度35786km,环绕速度vc:离地面h高的圆轨道上的飞行速度。,轨道周期T,因为 r=R+h,e=0,=0，vc=v,10.4 轨道根数,定义：确定卫星的空间位置所需要的参数。,确定轨道平面的位置 升交点赤经、轨道倾角i 确定轨道形状 半长轴 a、偏心率e 确定轨道在轨道面内的位置 近地点角距确定卫星在轨道上的位置 真近点角,图10.4 轨道根数,轨道分类,轨道控制的含义,1.轨道修正 受月球、太阳、行星的引

9、力，太阳风和辐射压力，微薄大气阻力等干扰力的作用，使航天器偏离预定轨道。2.变轨 某些任务的需要，如返回、交会对接,轨道控制的分类,1.轨道面内轨道控制,2.轨道面的控制,轨道控制的实现,10.5轨道控制,轨道面内轨道控制,轨道面的控制,交会对接,两个空间飞行器，在空间某一点上会合 叫做交会；两个空间飞行器连接成一体 叫做对接。交会方法：1.用运载火箭直接交会;2.用交会位置调节轨道交会；3.用等待轨道交会。交会的控制方式：1.自动控制模式 2.手动控制模式 3.自主控制模式 4.地面遥控模式,对接机构：1.环锥式 用于双子星座飞船与阿金娜火箭的对接，现已淘汰。2.杆锥式前苏联的联盟飞船之间、

10、联盟飞船与礼炮号空间站的对接、阿波罗登月计划中的对接。3.异体同构周边式联盟飞船与阿波罗飞船的对接（1975）、航天飞机与和平号空间站、航天飞机与国际空间站、中国实现的对接4.抓手碰锁式日本的ETS-VII卫星的对接（1998）,杆锥式对接机构,联盟飞船的杆锥式对接机构示意图,异体同构周边式对接机构,外翻式异体同构周边式对接机构,内翻式,抓手碰锁式对接机构,抓手碰锁式对接机构示意图,神舟八号载人飞船与天宫一号目标飞行器的对接,1.对接前的准备阶段2.交会段3.对接段4.组合体共同飞行5.分离段,对接过程,10.6 星下点轨迹,星下点轨迹:航天器飞行时，它和地球中心的连线与地球表面 的交点的轨迹

11、。,姿态是指一个物体上的坐标与另一个物体上的坐标 之间的相对角位置关系。飞行器的姿态通常用飞行器的体坐标相对于参考坐标的角位置表示。,第十一章 航天器的姿态动力学与控制,姿态动力学：研究航天器整体围绕质心的运动以及航天器各部分的相对运动。,航天器姿态控制是指获取并保持航天器在太空定向（相对于某个参考系）的技术，包括姿态稳定和姿态机动两个方面。,为什么要姿态控制？,完成任务需要。,空间对接,姿态控制方法,分为被动姿态控制和主动姿态控制。被动姿态控制:利用卫星本身的动力特性和环境力矩来实现 姿态控制，包括自旋稳定和重力梯度稳定。主动姿态控制：根据姿态偏差形成控制指令，产生控制力矩 来实现姿态控制方

12、法。控制系统由姿态敏感器、控制器和执行机构组成。包括喷气控制、飞轮控制。,自旋稳定卫星具有轴对称形状，并绕对称轴自旋。根据陀螺的定轴性，卫星对称轴在空间定向，并能抵抗微小的干扰。,实践二号,自旋稳定实现的是单轴稳定。由于存在能量耗散，只有绕最大惯量轴 才是稳定的。,姿态指向精度为110。,重力梯度稳定,思考：离心力产生的合力矩的大小如何？,定义：利用卫星绕地球飞行时，卫星上离地球距离不同的部位受到的 引力不等而产生的力矩（重力梯度力矩）来稳定的。,飞轮控制利用飞轮产生的反作用力矩控制卫星的姿态。反作用飞轮是一个在电机的驱动下高速运动的转子，其驱动马达的定子被安装在卫星的壳体上。驱动电机的每一作

13、用都有一相等且相反的作用，因此，飞轮的连续加速或减速产生的反作用力矩作用在固定在卫星中驱动马达的定子上，于是让卫星向转子加速度相反的方向运动。,喷气控制,卫星结构的功能分类 外壳结构、承力结构、密封结构、仪器安装面结构、能源结构、天线结构、防热结构等形式（球形、圆筒形、箱式、圆锥形、多面体形）材料 材料的要求 金属材料 复合材料,第十二章 人造地球卫星的结构,定义 控制航天器内外的热交换过程，使其热平衡温度处于规定范围内的技术，又称热控制。航天器的热环境 地面温度环境：四季、昼夜变化 发射轨道段：气动加热700800 运行轨道段：-200100 返回轨道段：高达10000,第十三章 航天器的温

14、度控制,温度控制方法 1）被动温度控制：依靠选取不同的温控材料或涂层，组织航天器内外热交换过程，使航天 器的温度保持在允许的温度范围内。特点：简单、可靠、寿命长，但没有 自动调节温度的能力。温度控制涂层 热管 超级隔热材料 2）主动温度控制：具有一定的温度调节能力，可大大 减少由于热源变化引起的仪器设备 温度的波动。百叶窗 电加热器,热管（heat pipe）组成：由管壳、吸液芯和液态工质组成。原理：利用液态工质的蒸发与冷凝来传递热量。作用：减少温差，航天器结构或内部设备等温化,电加热器,百叶窗,遥测过程,14.1 遥测,遥测：将航天器上的各种信息（被测物理量）变成电信号，并以无线电波的形式传

15、到地面接收站，经接收、解调 处理后还原成各种信息，为人们提供飞行中卫星的各 种状况和数据。,第十四章 航天器的遥测遥控及测控地面站,多路信息传输 定义：一条信息传输通道传输多个参数。(1)频分制：利用频率范围的不同而区分不同的信号。采用微波的L波段（12GHz）、S波段（24GHz）无线电规则：15251535MHz（地到星）20252110MHz（地到星，星到星）22002290MHz（星到地，星到星）(2)时分制：利用时段的不同而区分不同的信号。,14.2 遥控遥控过程,遥控与遥测的联系,遥控与遥测的不同点（1）信息的传输方向不同（2）信息形式不同（3）设备上的区别,14.3 测轨原理,测

16、速原理 多普勒效应：当一个发出某一稳定频率的波的物体与观测者有相对运动 时，观测者观测到该物体发出的波动频率是变化的。,测角原理方位角A：航天器在地面上的投影 S 与地面站的连线GS与通过地面站 正北方向的夹角。仰角Z：航天器与地面站的连线GS与地平面之间的夹角。测量方法：（1）干涉仪法（2）定向天线测角法,测距原理,图14.11 脉冲测距,图14.12 连续波测距,第十六章 航天器的返回,返回方案 1）利用火箭向运行方向的反方向推进而减速；2）利用大气阻力减速，既经济又现实的方案。,返回的几个阶段 1）离轨段；2）大气层外自由下降段；3）再入大气层段；再入角：再入时的速度方向与当地水平面的夹

17、角。4）着陆段。,16.1 返回过程,16.2 返回型航天器的分类,弹道式再入飞行器：升阻比L/D在00.5之间 纯弹道式再入飞行器：升阻比L/D为零。半弹道式再入飞行器：升阻比L/D大于零，小于0.5。升力式再入航天器:升阻比L/D大于0.5 升力体式飞行器：升阻比L/D在0.51.3之间 有翼飞行器：升阻比L/D大于1.3,16.3 着陆,16.4 防热结构选择再入舱几何外形防热方法,载人航天器（1）,载人航天的前提 研制出推力足够大，可靠性极端好的运载工具。获得空间环境对人体影响的足够信息，了解人体所能承受 的极限条件并找到防护措施。可靠的救生技术及安全返回技术。,载人航天是人类驾驶和乘

18、坐载人航天器在太空中从事各种探测、研究、试验、生产和军事应用的往返飞行活动,第十七章 载人航天器,17.1 概述,载人飞船又称宇宙飞船，是一种运送航天员到达太空并安全 返回的一次性使用的航天器。其分为卫星式飞船和 登月式飞船。,前苏联/俄罗斯 第一代 东方号（1961年4月1963年）第二代 上升号（1964年10月1965年）第三代 联盟号（1967年）、联盟T（1979年）、联盟TM（1986年）,联盟号飞船,17.2 载人飞船,载人飞船的发展状况,东方-1飞船,美国第一代 水星号(196163年）第二代 双子星座号(1965年）第三代 阿波罗号（1969年7月）,双子星座号,中国神舟1神

19、舟4号：不载人神舟1:1999年11月20日神舟2:2001年 1月16日，6天零18小时神舟3:2002年 3月25日，6天零18小时神舟4:2002年12月30日，6天零18小时神舟5神舟7号：载人神舟5：2003年10月15日，21小时，杨利伟神舟6：2005年10月12日，5天，费俊龙，聂海胜神舟7：2008年 9月25日，2天20小时，翟志刚、刘伯明，景海鹏神舟8号：不载人 2011年11月8日5时发射，2011年11月17日19点返回神舟9号：载人2012年6月16日18时发射，2012年6月29日10时返回景海鹏、刘旺、刘洋,公共系统：结构系统、推进系统、电源系统、姿态控制系统、

20、热控系统、跟踪测轨系统、遥测遥控系统、数据 管理系统专用系统：生命保障系统、仪表照明系统、返回系统、应急及救生系统、乘员系统,载人飞船的组成,17.3 登月飞行月球探测的发展状况早期探测（19591976）前苏联的“月球”计划、美国的“徘徊者”、“月球轨道器”、“勘测者”、“阿波罗”载人登月计划(1969,71972,7),飞越月球、击中月球、环月飞行、着陆月球、月球车行走、无人采样返回、载人登月,勘测者探测器,土星5号运载火箭,重返月球（20世纪末）美国1986年提出重返月球设想，1994年发射克莱门汀探测器，1998年发射月球勘探者探测器 日本1990年发射“月女神”月球探测器，于1993

21、年4月进入月球轨道并最终坠落月面,日本“月女神”飞行示意图,日本“月女神”绘制的月球图,中国的探月工程嫦娥工程嫦娥工程规划为三期：简称为绕、落、回。绕：发射一颗月球卫星，在距离月球表面200千米的高度 绕月飞行，边绕边看，进行月球全球探测。嫦娥一号卫星（2007年10月31号,绕月高度100km）嫦娥二号卫星（2010年10月1日,绕月高度100km 2011年6月9日飞离月球)落：发射月球软着陆器降落到月球表面，释放一个月球车，在月球上边走边看，进行着陆区附近局部详细探测回：发射月球自动采样返回器，降落到月球表面后，机械手 将采集月球土壤和岩石样品送上返回器，返回器再将月 球样品带回地球。,

22、嫦娥一号卫星,嫦娥一号卫星的四大探测任务获得三维立体月球地形图探查月球表面的物质成分测量月壤厚度和氦-3的储量探测地月空间环境,位于月表东经83度到东经57度，南纬70度到南纬54度。图幅宽约280公里，长约460公里。图像覆盖区域属月球高地，分布有不同大小、形态、结构和形成年代的撞击坑。,验证软着陆的部分关键速度1。验证地月转移轨道技术2。近月100km的轨道捕获技术3。验证100km到15km的轨道测定技术4。验证x频段的测控技术5。12M/s的高速度向地面传输数据6。高分辨率成像,嫦娥二号卫星的六大探测任务,17.4 航天飞机,航天飞机是一种可重复使用的有翼式载人航天器。航天飞机的发展状

23、况 1981年4月12日，美国哥伦比亚号作了处女航行。奋进号 阿特兰蒂斯号 发现号 挑战者号 航天飞机的特点1)重复使用；2)过载小，最大过载3g；3)水平着陆，使空间活动的安全可靠性 接近于航空标准；4)可完成多个项目的航天活动。,航天飞机的组成,（1）外贮箱（不可回收）（2）固体助推器（可回收）（3）轨道器 机头：驾驶室、生活室和仪 器设计室 机身：长18m、直径4.5m 机尾：主发动机,航天飞机的飞行程序,图17.13 航天飞机的飞行程序,17.5 空间站,单模块空间站:运载火箭一次就能送入太空轨道运行。如：礼炮1号礼炮7号、天空实验室。多模块空间站：有多次运送入轨的空间站单元和组件在轨对接和装配而成。分为两代：第一代为积木式构型，由多个舱段在轨道上直接对接组成，如和平号空间站；第二代为桁架挂舱式，以长达十米或数百米的组装式或展开式桁架作为基础结构，然后将多个舱段和设备安装在桁架上，如果及阿尔法空间站。,和平号空间站,国际空间站,