使坐标系构成右旋坐标系。如图1.14所小 首子午 肖子午线 赤道平面 本地子 赤道 图1.14大地测量坐标系 图1.15测最坐标系 四、测量坐标系 在对航天器进行观测时,常采用测量坐标系。该坐标系的原点为地球表而上测控站 所在位置,轴指向原点处参考椭球的法线方向,向上为正,X3轴指向本地正北方向 并与参考椭圆切于原点,Z轴则符合右手法则。如图1.15所示。测量坐标系又称本地 法向坐标系或本地测量坐标系。图中L、B为坐标原点的经纬度 12.2空间定轨方法 本节仅从几何学的观点来研究空间定位,并不具体涉及测挖系统的技术实现问题, 根据本节所介绍的各种定位方法,可以建立与之相应的各种测控体制。 、空间位置参置的几何意义 在航天测控中为确定飞行器轨道,无论是无线电测量还是光学测景设备,都是要测 量某个具体的儿何参量。常用的几何参量有距离R、方位角A、俯仰铂E,岬离和S 距离差r、方位余弦L,m,n及高度h等。现从 坐标系的角度来观察它们的空间几何意义 1.距离R 若测得标到测站的距离R,则日标位于方程 x2+F2+2=R2 所确定的球面上,如图1.16所示。 2.方位角A 若测得方位角A,则表明旧标位于 Y=F·tg 所表示的平而上,如图17所示 阁1.16球面 9
3.佣仰角E 岩已知俯仰角E,表示目标位于 K-+r-aZ cte"E 1.3) 所确定的锥面上,如图1.18所示 E X 图L.7垂直平面图 1.18垂直锥面 4.距离和S=R1+R2 若已畑发射站与目标距离R1和接收站与日标距离R2之和,即S=R1+R、则标位 于旋转椭球面上,如图1.19所示。 目标 你 剖站 图1.19旋转椭球面图 20旋抟双曲面 距离差r=R1-R2 若已知发射站到目标距离R1与接收站到目标距离R2之差,即S=R1-R2、则日标 位于旋转双曲面上。如图120所示 6.方向余弦l=cosa 方向余弦的定义为 △R I= cosa
如图1.21所示,若已知方向余弦l,即知角 日积 度a,则日标位张角为a的水平锥面上 高度h 若知高度h,则目标位于水平平面上 如图1.22所示 二、几种定轨方法 天线Ib天线I 上面所述的七种测量位置的几何参数 图12:方向余弦小意图 除高度参数h只在特殊场合(如巡航导弹)应用外,其余六种参数中任意::个都可以组成 种测控体制用以飞行器的定轨。下面简单介绍几和常用的定轨方法 目标(x1 11.22水平平而 图123R、∴、A定轨 1.R、E、A定轨方法 若在个測控站同时测得日标的距离R、方位角A和俯仰角E,即叫确定H标的 空间位置、如图1.23所小。 osE·cosA Esin A R sin e (x1.y,21)为目标的坐标 2.R、l,m定轨方法 这种定轨方法是选择一个距离和两个厅 目标(xyz 向余弦作为定轨参量。即目标位于一个球面 和两个水平锥面的交点。通常取两条相互垂 Y(西) 直的测量基线的方向余弦l、m.在这种特 殊情况下,两条相可垂直的基线取正南北和 i东西方向,这样两条基线正好与测量坐标 X(北) 系的x,y轴一致,如图1.24所示。 设方向余弦为 1=coSCo (16) 2丌 图1.24R、1、m定轨
△φ m= cos B 上两式中,b、b2分别是天线I、Ⅱ和天线Ⅲ、Ⅳ之间的距离;△q为天线I、Ⅱ的相 位差,△为天线Ⅲ、Ⅳ的相位差,A为作波长。设目标与基线中心(即坐标系原点O) 的距离为R,则目标的位置(x,y、z)叮通过下列联立方程求解 xI+21=y tg a 日标M(x1,y,2,) tg" B=xi (1.8) T(x13y+213) R 3.3R定轨方法 这种定轨方法是利用三个距离、即目标至 个测量点的距离,则目标的位置由分别以各 站为球心、以各站同紂测得的距离为半径的 个球面的交点确定,如图125所示。 T2(x12·y.:) T1 设目标的位置为(x1,y,z1),三个测站的 (1,n,z,,) 位置分别是(x1,w,z1),(x2,y12,z12)、(x13,y1, z1)并精确已知,则标位置为下列方程组的 图1.253R定轨 解 R2=(x1-x1)2+(y1-y1)2 R2=(x1-x12)2+(y1-n12)2+(z1-12)2 (1.9) R2=(x1-x1)2+(y1-y3)2+(21 上式中,R1、R2、R3分别为三个测站与目标之间的距离。 4.3r定轨方法 如果使用一个发射站和四个接收 目标(x1y,x) 站,将测量坐标系建立在第一个接收 站,測得第一接收站与其余三个接收站 返回倌号的时间差,就叮以获得三个距 离差。把第一接收站称为主站,其他接 R 收站称为刷站。如图1.26所示。个距 离差为 7=R1-R2 2=R-R3 r3=R1-R4 T(x1,y3z1) 目标的空间位置可由下列个双 曲面方程联立求解得 图[263r定轨
2=(R1-R2)2 =x1+y1+ 2-(x1-x12)2+(1-m2)2+(21-2) n2=(R-R)2=x2++x2-(x1-x:)2+(片1-y1)2+(a1-=)2(10) (R1-R4 x1-xy+(-y) 以上介绍了几种定轨体制、可供选择的定轨体制还有多种。不岡的体制,对布站规 则和测挖设备的要求也不同,所适用的测控目标也不同,因此、选择什么样的测控系统 体制、是测控系统总体设计要考虑的重要问题 1.3导弹、卫星飞行弹(轨)道 决定航天器飞行轨道形状的主要因素是速度。当飞行器的速度小于第 宙速 度κ1=7900m/s时(邸κ<t)、则飞行器的轨道是与地球表面相交的椭圆,远程弹 道导弹即是如此;当飞行器速度介于第一宇宙速度和第二宇宙速度vn=11200m/s时(即 <队<m),则飞行器不能摆脱地心引力而成为绕地球飞行的人造卫星,其轨道多为 圆;当飞行器速度M≥V时、飞行器将脱离地心引力飞向太空,其轨道为抛物线( n)或双曲线(环>n) .31导弹飞行弹道 导弹是依靠白身推进控制其飞行婵道,将弹头(战斗部)导向并毁伤目标的武器。导 弹在空中飞行时,作用在其上的力有三个:重力,空气动力和发动机推力.其中空动 力又可分解为升力和阻力。上述诸力中发动机推力和空气升力对导弹飞行起积极作用 重力和空气阻力则起消极作用。按照导弹受力情况,可将弹道式导弹的飞行弹道分为 个阶段、即主动段、白由段和再入段。 、主动段 主动段是指发动机工作的动力飞行段,这一段又可细分为发射段、转弯段利瞵准段 发射段导弹从发射台上点火起飞,通常采用垂直升的方式,其目的是尽快飞离 大气层,减少空气阻力所造成的能量损失。这一飞行段的吋间很短、速度较小,易」被 测控设备所捕获和跟踪,但近地段的杂波干扰严重,所测量数据质量较差。 转弯段发射段结束后,导弹在弹载控制系统作用下按程序缓缓转弯、此时弹轴和 速度失量之间有一负攻角。随着导弹逐渐加速,负攻角逐渐变小,弹道进一步弯出,且 至攻角为零。导弹达到预定速度,并转到规定的方向后,转弯段结東 瞄准段转弯段结東到发动机关机称瞄准段,之所以称“瞄准段”是因为此段的飞 行基本上确定了导弹的落点位置。这一段的弹道近似为直线,弹道的方向基本保持不变 速度则逐渐增大。速度达到设计值后控制发动机关机即可控制导弹的射程。 瞄准段结束即主动段结束,从理论上讲发动机关机推力应立即为零,但实际上:并非