第四章飛行器機載設(shè)備

1、2024年3月20日,第四章 飛行器機載設(shè)備,主講人：杏建軍,第四章 主要內(nèi)容,傳感器、飛行器儀表與顯示系統(tǒng)2. 飛行器導航系統(tǒng)3. 飛行器控制系統(tǒng)4. 其他機載設(shè)備,第四章 主要內(nèi)容,傳感器、飛行器儀表與顯示系統(tǒng)2. 飛行器導航系統(tǒng)3. 飛行器控制系統(tǒng)4. 其他機載設(shè)備,,載人飛行器測量的主要參數(shù) 飛行參數(shù)（速度、高度等）動力系統(tǒng)參數(shù)（發(fā)動機轉(zhuǎn)速、溫度、燃油量等）導航參數(shù)（航向、位置等）生命保障系統(tǒng)參數(shù)

2、（氧氣分壓、溫度等）飛行員生理參數(shù)（脈搏、呼吸、血壓等）武器瞄準系統(tǒng)參數(shù)（目標類型、速度、高度等）其它系統(tǒng)參數(shù)（液壓系統(tǒng)、電氣系統(tǒng)等）,1.1 飛行器參數(shù)測量的基本方法,1. 壓力傳感器：變形測量和特性參數(shù)測量,壓阻式壓力傳感器,1.1 飛行器參數(shù)測量的基本方法,1. 壓力傳感器：變形測量和特性參數(shù)測量,諧振式壓力傳感器,,1.1 飛行器參數(shù)測量的基本方法,2. 溫度傳感器：只能采用間接方式,電阻式溫度傳感器,,1.1 飛行器參數(shù)

3、測量的基本方法,2. 溫度傳感器：只能采用間接方式,熱電偶式溫度傳感器,,,1.1 飛行器參數(shù)測量的基本方法,3.轉(zhuǎn)速傳感器 磁敏電阻脈沖傳感器是一種非接觸式數(shù)字化傳感器，是將機械運動中的物體表面粘貼上磁敏條，通過檢測其移動或轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的脈沖，并將其轉(zhuǎn)化為脈沖電信號的基礎(chǔ)元器件。特別適合于像發(fā)動機主軸等高速運動的非接觸式測量。,,,1.1 飛行器參數(shù)測量的基本方法,4.加速度傳感器,,,固連于基座  

4、60;       擺組件固連,當基座以加速度a運動，則擺件所受的慣性力為-ma，則擺件所受的合力為,表示為,1.1 飛行器參數(shù)測量的基本方法,4.加速度傳感器,,,表示為,這個力產(chǎn)生繞組件        軸的力矩為,組件又受到彈性力矩     

5、0;    、阻尼力矩         和干擾力矩       的作用，故擺組件繞        軸的角運動方程為,1.1 飛行器參數(shù)測量的基本方法,4.加速度傳感器,整理得,當 &

6、#160;  很小時，穩(wěn)態(tài)方程近似為,角度   與基座在     軸上比力成正比,1.1 飛行器參數(shù)測量的基本方法,4.加速度傳感器,1.1 飛行器參數(shù)測量的基本方法,5. 迎角傳感器,1.1 飛行器參數(shù)測量的基本方法,5. 迎角傳感器,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,1.飛行高度的測量,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,1. 飛行高度的測量（氣壓式測高）

7、,,氣壓式高度表,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,1. 飛行高度的測量（無線電測高）飛機向地面發(fā)射無線電波，經(jīng)地面反射后被飛機接收機接收。無線電波經(jīng)歷兩倍飛行高度的行程所用的時間等于兩倍飛行高度被電波傳播速度所除的商值。電波傳播的速度為恒值，只要測出這段時間便可求出飛行高度。,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,1. 飛行高度的測量（無線電測高）無線電高度表按工作方式分為調(diào)頻式和脈沖式兩種。①調(diào)頻式無線電高度表：從飛機上向地面發(fā)射連續(xù)調(diào)

8、頻波，經(jīng)地面反射后被接收機接收。把接收到的調(diào)頻波和從發(fā)射機耦合過來的發(fā)射波進行混頻。輸出的差頻與飛行高度有關(guān)。通過換算即得到離地高度。②脈沖式無線電高度表：它的工作方式與脈沖雷達測量距離的工作方式完全相同。新型脈沖式無線電高度表發(fā)射的脈沖寬度可自動調(diào)整，無論在低高度或高高度均可作精確測量,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,1. 飛行高度的測量氣壓測高： 優(yōu)點：可以給出多種形式的高度； 缺點：受天氣影響較大，高度較低時靈敏度差

9、無線電測高 優(yōu)點：給出真實高度，測量精度高，不受氣壓變化影響 缺點：給出的高度形式單一,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,2. 飛行速度的測量,飛機速度,空速,地速,真實空速,指示空速,校準空速,當量空速,,,,,,,,,,,,,,,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,2. 飛行速度的測量氣壓測量法加速度積分法雷達測量法,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,2. 飛行速度的測量,伯努利方程,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測

10、量,2. 飛行速度的測量,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,3. 大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng),總靜壓傳感器,總溫傳感器,迎角傳感器,大氣數(shù)據(jù)計算機,,,,高 度,真實空速,指示空速,馬赫數(shù),迎角,,,,,,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,4. 飛行姿態(tài)角度測量 陀螺儀 陀螺儀有機械陀螺、靜電陀螺、激光陀螺等多種類型。定軸性：保持其自轉(zhuǎn)軸在慣性空間方向不變的特性。,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,4. 飛行姿態(tài)角度測量

11、 陀螺儀 進動性：在外力矩作用下，高速旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子力圖使自轉(zhuǎn)軸矢量沿最短路徑轉(zhuǎn)向外力矩矢量。,,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,4. 飛行姿態(tài)角度測量 陀螺儀 進動性,,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,4. 飛行姿態(tài)角度測量 陀螺儀,,,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,4. 飛行姿態(tài)角度測量--陀螺儀,摩擦力矩分類及影響,轉(zhuǎn)子受到的摩擦（減速）,框架軸處的摩擦及影響,解決措施,維持轉(zhuǎn)子高速的旋轉(zhuǎn)：電機驅(qū)動

12、,改進支撐方式，降低軸承摩擦,漂移、漂移率 漂移：受干擾影響，陀螺轉(zhuǎn)子軸相對慣性空間的轉(zhuǎn)動 漂移率：陀螺轉(zhuǎn)子軸漂移的角速率（度/小時） 慣性級精度：0.01度/小時 陀螺的發(fā)展歷史： 消除各種有害力矩、降低漂移率的歷史,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,傅科：法國地球物理學家(1819-1868),驗證地球自轉(zhuǎn),傅科擺(1851),傅科陀螺儀 (1852),精度較低，無法驗證地球自轉(zhuǎn),之后軸承工藝得到改進,L=6

13、7mM=28kgA=6m,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,人類早期航海采用磁羅盤（指南針）,19世紀后期，鋼質(zhì)輪船逐漸取代木質(zhì)輪船，磁羅盤無法再保證精度,在極地附近磁羅盤也會失靈,尋找能夠替代磁羅盤的方位指使儀,如果借助陀螺儀，需要解決實時、自主尋北的問題,1908年，德國人安休茨（Anschutz）研制成陀螺羅經(jīng),1909年，美國人斯佩里（Sperry）也獨立研制成陀螺羅經(jīng),—— 陀螺儀實用技術(shù)形成和發(fā)展的開端,1.2 主要飛行狀

14、態(tài)參數(shù)的測量,1920s后 陀螺儀開始應(yīng)用在航空，用來測量飛機的姿態(tài)角,飛行器的姿態(tài)角：,地平儀：建立水平基準，實現(xiàn)對俯仰、橫滾的測量航向儀：建立方位基準，實現(xiàn)對航向角的測量,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,30年代被戈達德用于火箭試驗 二戰(zhàn)中用于導彈： V1、V2,1942年12月，德國首次試射 V1,V1， 巡航導彈V2， 彈道導彈,V1 被大量投入到二戰(zhàn),1944年6月起，德國從法國北部向英國發(fā)射V1 10500枚；V2

15、1700枚。,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,二戰(zhàn)后，蘇美繼續(xù)大力發(fā)展導彈和火箭技術(shù) （布勞恩Vs 科羅廖夫）,50年代初，美國 MIT Draper 實驗室研制出達到慣性級精度的液浮陀螺儀,1958年，美國“舡魚”號潛艇之旅,珍珠港 - 白令海峽 - 北極 - 波特蘭 歷時 21天，航程 15000 Km,—— 標志著以陀螺儀為核心的慣性導航技術(shù)在 50 年代已經(jīng)趨于成熟,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,陀螺儀發(fā)展的兩個方向：,1、

16、高精度2、低成本、小型化,三浮陀螺 （液浮、氣浮、磁懸?。?最高精度10e-7度/小時,靜電陀螺：轉(zhuǎn)子無接觸懸浮,1952 提出方案1970s 末進入實用最高精度 10e-7度/小時,缺點：結(jié)構(gòu)復(fù)雜，成本高昂,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,激光陀螺,60年代初開始研制，70年代進入實用,光纖陀螺,70年代開始研制，80年代初進入實用,1983-1994美國各類陀螺比例,振動陀螺、微機械陀螺,音叉振動陀螺、壓電振動陀螺、半球諧振陀

17、螺,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,4. 飛行姿態(tài)角度測量 磁羅盤：利用地球磁場測量磁航向角,,,,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,4. 飛行姿態(tài)角度測量 陀螺地平儀 測量俯仰角和滾轉(zhuǎn)角,,,,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,5. 飛行器顯示系統(tǒng) 機械儀表顯示和電子綜合顯示 機械儀表顯示由指針，刻度盤，機械計數(shù)器，標記和圖形等組成。特點是：簡單、清晰；能反映變化過程，精度低，壽命短，易受振動沖擊。不

18、易綜合顯示。,,,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,5. 飛行器顯示系統(tǒng)電子綜合顯示把測得的電信號轉(zhuǎn)換為電子顯示器的光電信號以顯示所需的信息，可以是數(shù)字式，符號、圖形及 其組合形式。特點是：顯示界面靈活多樣，彩色豐 富；易綜合顯示，減少儀表數(shù)量，精度高，壽命長，可靠性高。,,,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,5. 飛行器顯示系統(tǒng) 頭盔顯示系統(tǒng),,,,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,5. 飛行器顯示系統(tǒng) 顯示系統(tǒng)發(fā)展

19、趨勢高清晰度，綜合體積小，重量輕，省電，可靠（彩色液晶）；頭盔顯示器，頭部轉(zhuǎn)向各方均可見到信號；大屏幕全景顯示器，采用觸摸屏操作和語音指令控制。,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,5. 飛行器顯示系統(tǒng),,,,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,5. 飛行器顯示系統(tǒng),,,,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,5. 飛行器顯示系統(tǒng),,,,F/A-117,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,5. 飛行器顯示系統(tǒng),,,,,瑞典 Saab-37,1.2

20、主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,5. 飛行器顯示系統(tǒng),,,,1.2 主要飛行狀態(tài)參數(shù)的測量,5. 飛行器顯示系統(tǒng),,,,,,,第四章 主要內(nèi)容,傳感器、飛行器儀表與顯示系統(tǒng)2. 飛行器導航系統(tǒng)3. 飛行器控制系統(tǒng)4. 其他機載設(shè)備,2 飛行器導航系統(tǒng),導航（Navigation）：把飛行器從出發(fā)地引導到目的地的過程制導（Guidance）：導引和控制飛行器按一定規(guī)律飛向目標或預(yù)定軌道的技術(shù)和方法。制導過程中，導引系統(tǒng)不斷測定飛

21、行器與目標或預(yù)定軌道的相對位置關(guān)系，發(fā)出制導信息傳遞給飛行器控制系統(tǒng)，以控制飛行。分有線制導、無線電制導、雷達制導、紅外制導、激光制導、音響制導、地磁制導、慣性制導和天文制導等。,2 飛行器導航系統(tǒng),導航方式無線電導航衛(wèi)星導航慣性導航圖象匹配導航天文導航組合導航,2.1 無線電導航,特點：由于受氣候條件限制較少，作用距離遠，精度高，設(shè)備簡單可靠，得到廣泛應(yīng)用。原理：借助于無線電波的發(fā)射和接收，測定飛行器相對于導航臺的方位、

22、距離等參數(shù)，以確定飛行器的位置、速度、航跡等導航參數(shù)。分類：測向無線電導航、測距無線電導航、測距差無線電導航和測速無線電導航。,2.1 無線電導航,測向無線電導航自動測向器（ADF）測量無線電波來向與飛行器縱軸線的夾角。中長波150KHz~2MHz，作用距離約300Km,2.1 無線電導航,測向無線電導航 全向信標系統(tǒng) 為飛行器提供以導航臺北向子午線為基準的方位角。甚高頻，108~118MHz，

23、 當飛行器有足夠高度時，作用距離可達480Km。,V——基準相位信號 R——可變相位信號,2.1 無線電導航,測距無線電導航 DME測距機　　 飛行器發(fā)出詢問脈沖，導航臺接到后發(fā)出應(yīng)答脈沖，飛行器測量發(fā)出詢問脈沖與收到應(yīng)答脈沖的時間差，計算出飛行器與導航臺間的距離。結(jié)合飛行高度可得到飛行器與導航臺間的水平距離。　　如果將應(yīng)答脈沖調(diào)制，其相位同VOR可變相位信號，則可同時完成測距和測向（“塔康”系統(tǒng)）,2.1 無線電導航,民航導航

24、,2.2 慣性導航,基于原理,原理簡單，但高精度實現(xiàn)很困難,細節(jié)決定成敗??！,2.2 慣性導航,簡化的慣性導航問題,首先，假設(shè)載體在地球表面做二維移動,穩(wěn)定平臺(stabilized platform)和加速度計(accelerometer)的功能,2.2 慣性導航,,將測出的加速度信號進行一次積分后，可分別得出載體的速度分量,2.2 慣性導航,,載體的經(jīng)緯度longitude,latitudeλ和φ，可以從下式求得,2.2 慣性導航,

25、,基本慣性導航系統(tǒng)主要包括以下幾個部分：,加速度計 模擬某一坐標系的平臺(platform) 積分器(integrator) 初始條件的調(diào)整(initial condition),2.2 慣性導航,簡化的單軸(single-axis)導航情況,載體位于 P 點,Y 軸沿當?shù)厮?Z 軸沿當?shù)劂U垂,Yp 是加速度計敏感軸,Xp 是陀螺儀的敏感軸,平臺角速度ωp 由陀螺控制,2.2 慣性導航,實際功能與誤差,由于存在各類誤差，理想的單

26、軸導航是不可能實現(xiàn)的,1．儀表誤差(instrumental errors),當比力在加速度計敏感軸上的分量是 fa 時，加速度計輸出信號事實上是,比力,比力在加速度計敏感軸上的分量為,標度系數(shù)誤差,零位誤差,2.2 慣性導航,當平臺的指令信號為ωc時，平臺的旋轉(zhuǎn)角速度則為,Kg 為平臺陀螺力矩器標度系數(shù)誤差 (scaling factor error),ε為陀螺儀的漂移角速度(drafting error),上述誤差使平臺和當?shù)厮矫?/p>

27、之間存在角α,2．初始誤差(initial errors),在起始時刻，引入計算機的初值有誤差,2.2 慣性導航,簡化單軸導航系統(tǒng),2.2 慣性導航,2.2 慣性導航,解誤差方程，設(shè)比 84.4 分鐘小得多且不為零的時間間隔 T 內(nèi)有常值加速度γ作用，則有,誤差源可以分為兩類：,1、隨時間保持有界(bounded)的誤差（前五項 ）,2、隨時間增大的誤差（后兩項）,2.2 慣性導航,有關(guān)誤差的數(shù)量級(magnitude order),1

28、．初始位置誤差,有,2．初始速度誤差,有,3．初始對準誤差,有,最大誤差,4．加速度計的零位誤差,有,最大誤差,2.2 慣性導航,5．加速度計的標度系數(shù)誤差,設(shè),T=30s，,有,最大誤差,6．陀螺漂移角速度,有,7．陀螺標度系數(shù)誤差,有,航程為 1000 km 時，誤差 1 km；3000 km 時，誤差 3 km,2.2 慣性導航,慣性導航系統(tǒng)（INS）,導航計算機,用戶界面,慣性測量單元（IMU）,能量供給,慣性傳感器組合（ISA

29、）,ISA校準和控制系統(tǒng),,,,,,,,,,,2.2 慣性導航,,慣性傳感器組合（ISA）,2.2 慣性導航,,平衡環(huán),浮 臺,2.2 慣性導航,2.2 慣性導航,2.2 慣性導航,2.2 慣性導航,慣性導航的優(yōu)點與外界不發(fā)生任何光、電和磁聯(lián)系——隱蔽性好；工作不受氣象條件的限制——可用性強；完全依靠運動載體設(shè)備自主完成導航任務(wù)——自主性好；能夠提供比較齊全的導航參數(shù)——參數(shù)齊全；目前已廣泛應(yīng)用于潛艇、水面艦艇、軍用飛機、戰(zhàn)略

30、導彈和戰(zhàn)術(shù)導彈、戰(zhàn)車和人造衛(wèi)星等領(lǐng)域——應(yīng)用面廣。,2.2 慣性導航,慣性導航的缺點系統(tǒng)精度主要取決于慣性測量元件，導航參數(shù)的誤差隨時間而積累，不適宜長時間導航。一般慣導系統(tǒng)的加熱和初始對準所需時間較長，很難滿足遠距離、高精度導航和其它特定條件下的快速反應(yīng)要求。,2.3 衛(wèi)星導航,衛(wèi)星導航系統(tǒng)的發(fā)展,衛(wèi)星定位系統(tǒng)是一種天基無線電導航系統(tǒng)。它能夠在全球范圍，為多個用戶，全天候、實時、連續(xù)地提供高精度三維位置、速度及時間信息。,美國：

31、GPS；俄羅斯：GLONASS；,目前己經(jīng)投入運營或正在建設(shè)的幾個主要的衛(wèi)星導航系統(tǒng)有：,歐空局：GALILEO；中國：COMPASS。,2.3 衛(wèi)星導航,衛(wèi)星導航系統(tǒng)的組成,導航衛(wèi)星,地面站組,用戶群,2.3 衛(wèi)星導航,衛(wèi)星導航原理,2.3 衛(wèi)星導航,偽 距,觀測方程,2.3 衛(wèi)星導航,觀測方程,最小二乘法,2.3 衛(wèi)星導航,位置精度因子,時間精度因子,幾何精度因子,2.3 衛(wèi)星導航,GPS衛(wèi)星導航的主要誤差控制段誤差：衛(wèi)星時鐘

32、和星歷（新一代的GPS衛(wèi)星通過衛(wèi)星之間的交聯(lián)測距提高自主性，可在60天不與地面站聯(lián)系的情況下維持衛(wèi)星星歷和時鐘誤差在3米內(nèi)）信號傳播誤差：信號折射；電離層延遲；對流層延遲測量誤差：接收機噪聲；多路徑效應(yīng),2.3 衛(wèi)星導航,差分GPS,能效地消除控制段誤差，信號傳輸誤差不能消除測量誤差,2.3 衛(wèi)星導航,衛(wèi)星導航存在的問題存在信號遮擋。當接收機天線被建筑、隧道等遮擋時，衛(wèi)星信號中斷，無法定位?？垢蓴_能力差。當存在人為干擾時，接收

33、機碼環(huán)環(huán)路很容易失鎖，導致接收機無法定位。數(shù)據(jù)輸出頻率低。盡管目前一些新的GPS接收機可以提供10 Hz的無插值定位輸出，但大多數(shù)接收機的定位輸出頻率仍然為1 Hz。GPS、GLONASS、GALILEO分別由各自研制國直接控制，使用權(quán)受制于人。,2.3 衛(wèi)星導航,衛(wèi)星導航存在的問題 1）美國GPS可能存在問題美國2000年之后每年都將審議一次SA政策；美國軍方聲稱隨時都有可能改變GPS政策；GPS的系統(tǒng)信號在高緯度地

34、區(qū)經(jīng)常出現(xiàn)盲區(qū)；美國國防部曾強調(diào)，限制敵人在戰(zhàn)時利用GPS,結(jié)論：GPS不能保證安全、連續(xù)、精確、可靠導航,2.3 衛(wèi)星導航,衛(wèi)星導航存在的問題 2）GLONASS存在的主要問題與GPS相比，GLONASS因運行時間短，用戶尚少，目前還不具備象GPS增強系統(tǒng)和IGS網(wǎng)絡(luò)長期不間斷的觀測信息支持。 GPS接收機市場十分活躍，產(chǎn)品不斷翻新，而GLONASS目前還未達到這一水平，且GLONASS接收機供應(yīng)嚴重不足。 此外，因

35、為沒有GLONASS衛(wèi)星的精確軌道源數(shù)據(jù)，故無法測定精度。與GPS相比這是GLONASS的個一主要缺陷。,2.3 衛(wèi)星導航,衛(wèi)星導航存在的問題 3）“北斗一代”存在的主要問題北斗一代系統(tǒng)由三顆地球同步衛(wèi)星、一個地面控制中心及各類用戶接收機組成?！氨倍芬惶枴备采w范圍小，服務(wù)區(qū)由東經(jīng)70度至東經(jīng)145度，北緯5度到北緯55度，覆蓋我國和周邊地區(qū)。 “北斗一號”采用雙星定位技術(shù)，只能為終端用戶提供經(jīng)度和緯度，無法為用戶提供所在

36、高度的數(shù)據(jù)，因此需要預(yù)先存儲需定位目標的地面高程信息，并通過與地面中心站的聯(lián)系才能推算高度。,2.3 衛(wèi)星導航,衛(wèi)星導航存在的問題 3）“北斗一代”存在的主要問題由于地面高程精度不高，且衛(wèi)星數(shù)量少，無冗余信息，定位精度和可靠性不高。用戶必須向地面中心站申請定位，才能獲得定位信息，于是用戶的隱蔽性成問題。由于地面中心站是北斗一代的核心，地面中心站一旦遭攻擊，整個衛(wèi)星系統(tǒng)將陷入癱瘓。北斗一號用戶受限，用戶過多會造成信道擁擠

37、；信號需雙向傳送，很難滿足高動態(tài)定位要求；,2.3 衛(wèi)星導航,衛(wèi)星導航存在的問題 3）“北斗一代”存在的主要問題接收機生產(chǎn)廠家生產(chǎn)的接收機也必須入網(wǎng)注冊，否則無法定位；接收機必須經(jīng)過特許部門的測試才有市場準入；接收機市場競爭局面很難打開；接收機電磁待機時間短，很難用于長時間野外導航定位與通訊；BD跟蹤站只限在境內(nèi)，于是軌道精度也受限。,2.3 衛(wèi)星導航,衛(wèi)星導航存在的問題 3）“北斗二代”面臨的挑戰(zhàn)必須解決

38、防欺騙、防干擾、兼容性、互操作、降低發(fā)射功率等問題；需解決全球跟蹤問題。,2.4 天文導航,天文導航的基本概念與原理根據(jù)天體來測定飛行器位置和航向的導航技術(shù)。即以天體為參考點，確定飛行器在空中的真航向。天體的坐標位置和它的運動規(guī)律是已知的，測量天體相對于飛行器參考基準面的高度角和方位角就可以計算出飛行器的位置和航向。星體跟蹤器望遠鏡對準天體方向可以測出飛行器前進方向（縱軸）與天體方向（即望遠鏡軸線方向）之間的夾角（稱為航向角）。

39、天體任一瞬間相對于子午線的夾角（即天體方位角）已知，天體方位角減去航向角即得飛行器的真航向。,2.4 天文導航,天文導航的優(yōu)點天文導航系統(tǒng)是自主式系統(tǒng)，不需要地面設(shè)備；不受人工或自然形成的電磁場的干擾；不向外輻射電磁波，隱蔽性好；定向、定位精度高，定位誤差不隨時間累積。因而天文導航得到廣泛應(yīng)用，并將在未來的深空探測中發(fā)揮更加廣泛的作用。,2.5 組合導航,需求為了提高對動態(tài)載體運動目標（導彈、飛機、衛(wèi)星、坦克、車輛、艦船等）

40、的跟蹤精度或?qū)討B(tài)系統(tǒng)的狀態(tài)估計精度，需要多傳感器的組合導航。單一傳感器提供的信息很難滿足目標跟蹤或狀態(tài)估計的精度要求，采用多個傳感器進行組合導航，并將多類信息按某種最優(yōu)融合準則進行最優(yōu)融合，可望提高目標跟蹤或狀態(tài)估計的精度。多傳感器組合導航（多星座衛(wèi)星組合、衛(wèi)星導航與慣性導航的組合等）成為導航系統(tǒng)的發(fā)展趨勢。,2.5 組合導航,衛(wèi)星導航與慣性導航的組合需求盡管衛(wèi)星定位系統(tǒng)具有較高精度和較低的成本，且具有長期穩(wěn)定性。但衛(wèi)星導航不

41、能完全擺脫衛(wèi)星信號受遮擋而不能實施導航的風險。當載體通過遂道或行駛在高聳的樓群間的街道時，存在信號盲區(qū)。INS由于具有全天候、完全自主、不受外界干擾、可以提供全導航參數(shù)（位置、速度、姿態(tài)）等優(yōu)點，是目前最主要的導航系統(tǒng)之一。INS有一個致命的缺點：導航定位誤差隨時間積累。,2.5 組合導航,衛(wèi)星導航與慣性導航的組合優(yōu)勢可發(fā)現(xiàn)并標校慣導系統(tǒng)誤差，提高導航精度。彌補衛(wèi)星導航的信號缺損問題，提高導航能力。提高衛(wèi)星導航載波相位的模糊度

42、搜索速度，提高信號周跳的檢測能力，提高組合導航的可靠性。可以提高衛(wèi)星導航接收機對衛(wèi)星信號的捕獲能力，提高整體導航效率。增加觀測冗余度，提高異常誤差的監(jiān)測能力，提高系統(tǒng)的容錯功能。提高導航系統(tǒng)的抗干擾能力，提高完好性。,第四章 主要內(nèi)容,傳感器、飛行器儀表與顯示系統(tǒng)2. 飛行器導航系統(tǒng)3. 飛行器控制系統(tǒng)4. 其他機載設(shè)備,3.1 飛行器控制系統(tǒng)的作用,改變飛行器的姿態(tài)或空間位置,3.1 飛行器控制系統(tǒng)的作用,抗干擾──

43、即飛行器受干擾作用時，控制器可保持飛機的姿態(tài)或位置不變。,3.2 實現(xiàn)飛行器控制的方法,通過改變飛行器上施加的力和力矩完成對于航空器，主要飛行器上的控制面偏轉(zhuǎn)改變空氣動力與力矩（質(zhì)心運動和姿態(tài)運動是耦合的）對于航天器，主要靠軌控和姿控系統(tǒng)完成（質(zhì)心運動和姿態(tài)運動是解耦的）本節(jié)主要講述飛機的控制系統(tǒng),3.2 實現(xiàn)飛行器控制的方法,如何改變飛機上施加的力和力矩 靠飛機上的控制面偏轉(zhuǎn)改變空氣動力與力矩,,,,,滾轉(zhuǎn)

44、軸,俯仰軸,偏航軸,3.2 實現(xiàn)飛行器控制的方法,在飛機控制系統(tǒng)設(shè)計時，一般將飛機的運動解耦為縱向運動和橫向運動,3.2 實現(xiàn)飛行器控制的方法,飛機的縱向操縱 飛機的縱向運動決定了飛機的飛行高度和飛行距離，是飛行運動控制最關(guān)心的部分 飛機在飛行過程中，操縱升降舵，飛機就會繞著俯仰軸的轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生俯仰運動,3.2 實現(xiàn)飛行器控制的方法,飛機的橫向運動在飛機飛行過程中，操縱方向舵，飛機則繞偏航軸轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生偏航運動。在飛機

45、飛行過程中，操縱副翼，飛機便繞著滾轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)運動。,,3.2 實現(xiàn)飛行器控制的方法,控制器,執(zhí)行系統(tǒng),飛機,傳感器,,,,,,,,,,,y,-,r,+,是一種反饋控制,操控系統(tǒng),3.3 飛行器操控系統(tǒng),根據(jù)舵面操控方式，飛機的操控系統(tǒng)分為機械操控系統(tǒng)電傳操控系統(tǒng),3.3 飛行器操控系統(tǒng),機械操控系統(tǒng),3.3 飛行器操控系統(tǒng),電傳操控系統(tǒng)優(yōu)點：體積小，質(zhì)量輕；消除了機械操縱系統(tǒng)的間隙和彈性變形；易與其它電子設(shè)備交

46、聯(lián)，實現(xiàn)自動控制缺點：故障率高。解決方式：大多采用多余度技術(shù),3.4 飛行器自動控制系統(tǒng),自動控制系統(tǒng)（自動駕駛儀）是現(xiàn)代飛行器的主要機載設(shè)備作用幫助飛行員完成預(yù)定航線的飛行完成復(fù)雜氣象條件下的起飛、著陸其他復(fù)雜的飛行任務(wù),3.4 飛行器自動控制系統(tǒng),人操縱飛機的過程 通過飛行員看儀表——大腦判斷——手腳動作——調(diào)整飛機。在大腦中實現(xiàn)負反饋的過程，這是一個反饋系統(tǒng)即為閉環(huán)系統(tǒng)。,3.4 飛行器自動控制

47、系統(tǒng),自動飛行過程,,3.5 飛行器控制系統(tǒng)的基本回路,1、舵回路（又稱小回路）（伺服回路）舵回路：由舵機的輸出端反饋到輸入信號端（用以控制舵面）構(gòu)成的回路。,3.5 飛行器控制系統(tǒng)的基本回路,1、舵回路（又稱小回路）（伺服回路）組成：放大器、舵機、反饋元件（作用是改善舵回路特性）分類：隨反饋形式的不同可分成三類舵回路負載：舵面的慣量，和作用在舵面上的氣動力矩（鉸鏈力矩）。,3.5 飛行器控制系統(tǒng)的基本回路,1、舵回路（又

48、稱小回路）（伺服回路）比例式：由位置傳感器將舵面角位置信號反饋到舵回路的輸入端，使控制信號與舵偏角一一對應(yīng)。積分式：用測速機測出舵面偏轉(zhuǎn)的角速度，反饋給放大器以增大舵回路的阻尼，改善舵回路的性能。均衡式：比例積分，是上述兩種方式優(yōu)點的總和。,3.5 飛行器控制系統(tǒng)的基本回路,2、穩(wěn)定回路穩(wěn)定回路：舵回路加上敏感元件和放大計算裝置組成自動駕駛儀，并與飛機組成的新回路。作用：穩(wěn)定飛機的姿態(tài)（或穩(wěn)定飛機的角速度）,3.5 飛行

49、器控制系統(tǒng)的基本回路,3、控制回路（又稱控制與導引回路，簡稱制導回路） 這個回路是完成對飛機重心軌跡控制的回路，它是以穩(wěn)定回路為內(nèi)回路。飛機重心位置的改變是通過控制飛機角運動實現(xiàn)的。,3.6 著陸控制系統(tǒng),飛機著陸過程,3.6 著陸控制系統(tǒng),儀表著陸系統(tǒng)航向信標：與跑道中心線相垂直的無線電方向航道信號下滑信標：與跑道成 一定仰角的無線電下滑航道信號指點信標：提供至跑道端頭距離的地標位置信號,3.6 著陸控制系統(tǒng),儀表著陸系統(tǒng),

50、3.6 著陸控制系統(tǒng),微波著陸系統(tǒng)以很窄的薄片形波束在一定范圍內(nèi)來回掃描，飛機通過兩次收到信號的時間間隔計算出自己的方位和仰角。,航向掃描,俯仰掃描,第四章 主要內(nèi)容,傳感器、飛行器儀表與顯示系統(tǒng)2. 飛行器導航系統(tǒng)3. 飛行器控制系統(tǒng)4. 其他機載設(shè)備,4.1 雷達設(shè)備,雷達工作原理通過天線發(fā)射無線電波并接收被測物體的回波來確定目標的位置和速度。無源回答雷達僅接收自身發(fā)射電波的回波有源回答雷達目標接收到電波后主

51、動向雷達發(fā)射應(yīng)答信號,4.1 雷達設(shè)備,脈沖雷達的距離分辨率 脈沖寬度X光速/2雷達的角度分辨率（可分辨物體的大小） 與雷達的天線直徑成正比，與波長成反比,提高角度分辨率,增大天線直徑,減小波長,,,,,4.1 雷達設(shè)備,合成孔徑雷達利用天線與被測目標的相對運動,雷達孔徑=BD,4.1 雷達設(shè)備,相控陣雷達,,小天線,4.2 防護和救生系統(tǒng),座艙環(huán)境控制系統(tǒng) 包括氧氣供給

52、系統(tǒng)、溫度控制系統(tǒng)、氣壓控制系統(tǒng)等個人防護系統(tǒng) 包括飛行服、抗過載服、氧氣面罩頭盔等設(shè)備彈射救生系統(tǒng),4.2 防護和救生系統(tǒng),彈射救生系統(tǒng)工作過程,4.2 防護和救生系統(tǒng),航天救生設(shè)備 1、發(fā)射段,4.2 防護和救生系統(tǒng),航天救生設(shè)備 2、在軌運行段 終止任務(wù)，提前返回 發(fā)射營救飛船,4.2 防護和救生系統(tǒng),航天救生設(shè)備 3、返回段 多系統(tǒng)備份（多個制動發(fā)動機、多個降落傘等）,