第九章 载人飞船的控制技术
9.1 载人飞船的结构组成
9.2 载人飞船的制导与控制
9.3 载人飞船的再入返回控制
载人航天是现代科学技术发展的一个显著标志 。
自 1961年 4月世界上第一艘载人飞船 ——“东方号,
上天以来, 已有 40年的历史了 。 在此期间, 世界各国为
发展载人航天技术, 投入了巨大的人力和物力, 实施了
一个又一个载人航天计划 。 发展载人航天技术, 有着重
要的经济, 科学与军事上的需要 。
目前, 载人航天器有载人飞船, 航天飞机和空间站
等三类 。 从 1961年起到现在, 前苏联已经发射了, 东方
号,,, 上升号,,, 联盟号, 3种载人飞船, 7个, 礼
炮号,
第九章 载人飞船的控制技术
空间站和 1个, 和平号, 空间站 。 与此同时, 美国发
射了, 水星,,, 双子星座,,, 阿波罗, 3种载人飞船
和 1个, 天空实验室, 空间站 。 目前, 美国, 俄罗斯, 西
欧, 日本等还正在联合组建巨大的永久性载人航天器
,国际空间站, 。 1999年 11月至今, 我国的, 神舟号,
试验飞船 也已经两次发射成功 。
1981年 4月, 美国发射成功可重复使用的 航天飞机,
继美国航天飞机之后, 前苏联于 1988年 11月也发射了类
似美国航天飞机的 无人航天飞机, 暴风雪号, 。
本章简要介绍载人飞船的基本结构, 以及导航, 制
导与控制的基本原理 。
载人飞船是一种
载人的小型航天器,
它的构造要比人造卫
星的构造复杂得多 。
载人飞船除了具有类
似人造卫星的结构系
统, 姿态控制等设备
之外, 为了保证航天
员在飞行过程中正常
的生活和工作, 还有
许多特殊的设施 。
9.1 载人飞船的结构组成
联
盟
号
载
人
飞
船
载人飞船曾在人类遨游宇宙、突破载人航天方面
起到了历史性的里程碑作用。后来前苏联用它为“礼
炮号”空间站和“和平号”空间站接送航天员以及运
送部分物资。未来载人飞船还将成为空间站和空间基
地的轨道救生艇。
总之，航天器上载人将从根本上改变它的外形、
结构特性设计和制作的方法，这是因为必须保障人在
航天飞行条件下生活和工作所需的一切。
阿
波
罗
载
人
飞
船
1,返回地球的特点
返回地球是每个载人飞船所必须完成的程序 。 在完
成轨道飞行任务后, 为完成返回地球的程序, 必须对飞
船实施制动使其进入返回轨道 。 对于远距离的飞行必须
修正返回轨道, 这就要求飞船具有改变轨道的动力装置
及一系列其他系统, 例如姿态控制和运动控制系统, 它
的执行机构系统, 供电系统等 。
载人飞船返回地球时必须有气动加热防护系统和着
陆系统 。 一般返回和乘员的着陆由专门的舱段来完成 —
—再入舱, 也称为返回舱或着陆舱 。 它本身应具有达到
稳定与控制所要求的气动特性的外形, 并且在工作时应
保证运动的稳定性, 着陆足够的精确性以及乘员所能承
受的过载 。
飞船再人舱的外形很简单, 都是无翼的大钝头体 。
例如, 前苏联的, 东方号, 飞船, 它的再入舱是球形；
美国的, 水星号, 飞船, 其再入舱形状为钟形 。 这种大
钝头的无翼式再入舱外形结构简单, 工程上易于实现 。
当飞船再入大气层时, 距地面 40 km左右的高空就急剧减
速, 造成的峰值减加速度为 8 g左右 。 这样的减加速度,
对经选拔和训练的航天员来说是可以承受的 。 假如飞船
的再入舱不是大钝头, 而像某些返回式卫星以小头向前
再入大气层, 则其再入峰值减加速度将达到 18 g,航天
员就会死亡 。 所以, 无翼式大钝头的再入舱外形, 是早
期载人飞船的理想外形 。
2,保证乘员生活及活动条件的特点
乘员的生活条件只能在宇宙空间的密封舱中得以保
证, 为此每个载人飞船均有自己的密封舱, 其中的大气
条件应能满足呼吸的需要并经常地更新 。 最好的大气压
力及气体成分是相应于地球海平面处的自然大气压力及
气体成分 。 在飞船, 联盟号,,, 联盟 TM”和 空间站, 礼
炮号, 中均保持了这个条件, 在, 阿波罗, 飞船中采用
了降压的纯氧大气 。
座舱的体积和尺寸应能使人在其中完成习惯的动作
(例如全身的伸展 )和相应的飞行任务 。 第一代飞船, 东
方号,,, 水星,,, 上升号, 和, 双子星座, 由于有
减轻质量的严格要求, 所以它们的座舱很狭窄, 而, 联
盟号, 及, 阿波罗, 的座舱就宽大得多 。 在座舱中应能
保持正常的温度条
件, 因此座舱也必须有温控系统 。
人的生活与饮食, 自然需要的排出, 个人的卫生和
睡眠紧密联系着, 这就决定了在飞船上必须有足够的食
物, 水, 卫生保障, 不同物品的收集器, 卫生设备, 以
及为睡眠用的一切设备 。 所有这些设备应考虑到它们是
工作于一个封闭的体积中和失重的条件下 。
与控制飞船有关的乘员活动以及完成手控飞船的动
作将影响飞船的结构和飞船上的系统 。
在座舱结构设计中, 首先要考虑到航天员进出方便,
还要有逃逸口 。
控制载人飞船飞行要有乘员的工作位置 。 该位置应
合理地安排并能观察到飞船外部的状况, 获得飞船各系
统工作信息, 进行与地球及其他载人飞船的联系 。 因此,
飞船的座舱应设有视野开阔的舷窗, 航天员通过舷窗可
观察发射前的准备活动, 轨道飞行中交会对接情况, 返
回点火时的姿态控制与机动和再入着陆的地面情况等等 。
,水星 9号, 的航天员, 在飞船自动控制系统失灵的紧急
情况下, 就是通过舷窗观察地平线, 手控飞船姿态, 点
燃返回发动机, 再入大气层获得了成功 。
在飞行过程中, 航天员将操作座舱内的大量船载设
备单元进行工作, 如生命保障系统的一些设备, 乘员装
备, 手动机构和科学仪表等 。 座舱内柔和的光线和明
亮的照度, 使航天员可以清楚地分辨仪表的读数 。 座
舱内除显示仪表外, 还有航天员操作的计算机键盘和
一些重要的开关与手柄 。 其中关键的按钮开关如, 返
回火箭点火,,, 舱段分离,,, 弹射,,, 开伞,
等开关必须用罩子盖起来, 防止失误动作造成事故 。
飞船操作手柄和飞机上的方向舵脚蹬不同 。
对于进行航天员交换的飞行, 飞船必须具有刚性
的对接机构以及密封的过渡通道, 对接机构上应有密
封盖和监视对接密封系统 。 如果考虑人出舱到开敞的
宇宙空间的问题, 则在飞船上应备有宇宙服及其相应的
服务系统, 而飞船本身应有闸门舱 。
总之, 随着飞行阶段的改变, 各种不同的因素将作
用于航天员 。 设计载人飞船的一个主要任务就是防止或
降低这些因素对乘员的作用, 也就是保证宇宙飞行的承
受条件 。
3,飞行安全的特点
飞行安全在保证其高可靠性和制造载人飞船时具有
重要的作用 。 任何一种航天器在其研制的开始就应给出
顺利完成任务的概率或是完成飞行计划的可靠性, 尔后
要做出证实；而对于载人飞船还应补加上保证乘员安全
的概率或是飞行安全度 。 这两个准则决定了相应的概率,
而一般地, 第一个给出在 95％ ～ 98％ 的水平上, 第二个
在 99％ 以上 。
所要求的安全度将影响飞船的外形, 各个系统的性
能, 火箭飞船整个系统及飞行图 。 除保证可靠性以外,
还要组织系统的职能备份, 如自动工作状况辅以手动操
作, 引入专门故障时的乘员救生设备, 装配备份仪表和
机件等 。
实际上, 飞行安全的特点融于飞船设计的各个方面,
这是载人航天器提出的尤为突出的要求和特点 。
9.1.2 几种载人飞船的主要构造
目前, 世界上已有的载人飞船均是由前苏联和美
国研制, 发射的 。 下面通过这些具体的例子来进一步
说明载人飞船的构造特征 。
双子星座载人飞船
1,前苏联的载人飞船
至今, 前苏联发展和研制的载人飞船有, 东方号,,
,上升号,,, 联盟号, 3种 。 为配合载人空间飞行, 前
苏联还研制了一次性的自动运输飞船 ——“进步号, 。
(1)“东方号, 载人飞船,该系列的载人飞行系统是前
苏联的早期载人飞船, 在 1961～ 1963年间共发射 6次 。
1961年 4月, 发射了, 东方 l号, 载人飞船, 成功地把航天
员加加林送入了近地飞行轨道, 飞行 108 min后, 安全着
陆, 完成了人类的第一次载人空间飞行 。
“东方号, 飞船 是由再人舱及设备舱两部分组成 (见
图 9.1)。 这两部分由爆炸锁锁住的四根可系紧的钢带连
结 。 整个飞船的质量约为 4.73 t。
再入舱亦为航天员座舱, 是一个直径为 2.3 m的球
体, 上面覆盖有防热层, 它的质量是 2.4 t。 设备舱是一
个周围装有许多球形容器的双锥结构 。 在设备舱内装有
轨道飞行时所需要的系统和设备, 如电源和压缩气瓶等 。
其中还装有制动火箭发动机, 用来使飞船制动而脱离轨
道 。 发动机工作完毕后, 进行舱段分离, 设备舱及其用
过的制动火箭发动机在稠密大气中烧毁, 而再入舱安全
返回地面 。
在发射过程中, 整个飞船安装在运载火箭头部整流
罩内, 以防止发射环境对飞船的影响 。 当飞船座舱返回
地球到达低空的时候, 航天员乘坐弹射座椅离开飞船座
舱, 乘降落伞单独着陆 。
(2)“上升号, 载人飞船,, 上升号, 飞船基本上是
,东方号, 飞船的改型, 其构造特征与, 东方号, 飞船
类似 。 在座舱外增设了气密过渡舱或称闸门舱, 以便进
行舱外活动 。 由于航天员增至 2到 3人, 从容积上考虑取
消了座舱内的弹射座椅, 而用普通座椅代替 。 此外, 还
增加了着陆火箭, 用于着陆时进一步降低飞船速度 。
(3)“联盟号, 载人飞船,在, 上升号, 飞船 结束飞
行后, 前苏联的载人空间飞行停顿了两年 。 至 1967年 4月,
前苏联开始发射, 联盟号, 飞船, 至今已发射了数十艘 。
,联盟号, 飞船是苏联的第三代载人飞船, 它已改
型两次, 分别称, 联盟 T”和, 联盟 TM”。, 联盟号, 系列
飞船高 7.48 m,最大直径约 2.72 m,总质量为 6.8 t，
由球形轨道舱, 钟形再人舱和圆柱形服务舱等三个
舱段组成, 如图 9.2所示 。
图 9.2,联盟号”载人飞船
2,美国的载人飞船
美国的载人飞船有三种, 分别是, 水星,,, 双子
星座, 和, 阿波罗, 飞船 。
(1)“水星, 载人飞船,, 水星, 飞船 是美国的第一
代载人飞船, 从 1961～ 1963年间进行了 6次飞行 。
飞船的球面形底部外壳有烧蚀防热层, 底部上面的
锥形部分是座舱 。 座舱外表面有辐射防热结构, 内部有
一个载人密封压力舱 。 座舱内安装有环境控制系统, 电
源系统及其他有关系统和设备, 此外还有必要的仪表显
示及操纵装置 。 座舱上面的圆柱部分是回收舱, 舱内主
要包含有降落伞系统, 外表面为金属铍 。 顶部截锥是天
线舱, 除天线外还装有稳定伞及红外地平仪 。 有两个供
航天员出入的舱口, 一个在飞船的侧面作进出用, 另一
个通过飞船座舱上面的圆柱体 。 座舱上还有一个大舷窗
供航天员观察用 。
在球面烧蚀层中心用三条金属带固定一个制动包,
其中装有 3个制动火箭与 3个分离火箭 。 在发射时, 救生
塔系统通过夹紧环固定在飞船回收舱顶部, 在正常飞行
中飞船飞出大气层时就被抛掉 。
(2)“双子星座, 载人飞船,, 双子星座, 载人飞船
是简单的, 水星, 飞船 和复杂的, 阿波罗, 飞船 之间的
桥梁 。 在 1965年和 1966年中进行了 10次载人飞行, 作了
多次轨道交会和对接试验, 为, 阿波罗, 飞船载人登月
飞行作了准
备 。 飞船由座舱和设备舱组成, 其形状像, 水星, 飞船,
最大直径 3.05 m,高 5.74 m,总重量 3.3～ 3.8 t,可乘
坐两名航天员, 如图 9.3所示 。
图 9.3 美国, 双子星座, 载人飞船
飞船可以分为两个大部分, 即再入段与过渡段, 前
者是需要再入回收的部分, 后者只在轨道飞行时利用,
再入前将它抛掉 。
是一个整体，成为飞船的一个空间辐射器，能把座舱内
的热量排散到宇宙空间中去，保证座舱内有适宜的温度
(3)“阿波罗, 载人飞船,, 阿波罗, 载人飞船是美
国的第三代载人飞船，从 1968年到 1972年期间进行了 11
次载人飞行，其中 6次登上月球。首次 登月 是在 1969年 7
月 20日实现的。当时,,阿波罗 -11”把美国航天员 阿姆
斯特朗 和 奥尔德林 送上月球。
除救生塔系统和飞船与运载火箭过渡舱外,, 阿波
罗, 飞船主要由三部分组成, 即指挥舱, 服务舱及登月
舱 (见 图 9.4),总质量约为 45t。
图 9.4,阿波罗, 飞船
1-逃逸塔； 2-指挥舱； 3-服务舱 ;4-登月舱
飞船的制导与控制工作是由两个相互联系的分系统
来完成的, 这就是导航与制导系统和稳定与控制系统 。
这两个分系统感测出姿态和轨道变化诸参数, 处理这些
信息, 并把它变为飞船推进装置的指令 。
导航与制导系统的功能是使飞船遵循正确的航线飞
行, 它有控制飞船轨道的能力, 也要求有引导救生的能
力 。
稳定和控制系统使航天员能在飞行的各个阶段或者
手动地或者自动地操纵飞船, 它的功能一般是进行飞船
姿态的控制以及主推进装置点火方向或推力矢量的控制 。
该分系统的所有控制功能都是导航与制导系统的后援,
它也可用作惯性基准的后备系统 。
9.2 载人飞船的制导与控制
9.2.1 飞船的导航与制导系统
飞船的导航与制导工作一般可有三条不同的渠道，
如图 9.6所示。
第一, 由地面雷达监视飞船, 并将所测得的数据传给地面控制
中心的实时计算机处理, 计算机将飞船目前的位置与速度由通信系
统通知飞船的导航与制导计算机；
第二, 飞船本身的惯性测量仪器测出的飞船方向和速度的变化,
提供给飞船计算机；
第三, 航天员在飞船上进行天体观测所得的位置与速度数据也
通过键盘输人飞船计算机 。
飞船计算机在收到这三条渠道的信息后, 便与记忆系统储存的
预定程序资料相比较, 从而向飞船发动机发出校正航线的指令和数
据 。
飞船导航与制导系统一般包括 3个子系统, 即惯性系统, 光学
系统及计算机系统 。 3个子系统的每一个在应急期间都应能独立操
作, 这样, 其中一个发生故障将不损坏整个系统 。
(1)惯性测量系统：对于不同的飞船其惯性测量系统是不同的,
但其基本惯性导航的原理是一致的 。 即把加速度计安装在由陀螺稳
定的惯性平台上, 无论飞船的运动方向和姿态如何改变, 平台始终
稳定保持在惯性空间中的取向, 从而保证加速度计能够测量出飞船
相对于惯性空间的三轴加速度, 进而积分获得飞船的飞行速度和位
置 。 本书第八章第 8.2节对此已详细介绍, 这里不再重复 。
(2)飞船的光学测量系统：该系统的具体形式也是多种多样的,
其中以, 阿波罗, 飞船 的光学测量系统最有代表性 。 这个系统主要
由一个空间六分仪与一个扫描望远镜组成, 并配以自动星跟踪器和
光度计等 。 这是一个由航天员参与的光学测量系统或天文导航系统 。
图 9.7所示的空间六分仪是一个具有两条视线的窄视域 28倍放大率
的仪器 。
(3)载人飞船的计算机系统：它是整个导航与制导系
统的心脏 。 在空间飞行中, 为了使由敏感器获得的数据
产生导航或制导信号, 要求在作为指令进行显示与发送
之前对这些数据进行处理而后在计算中应用, 所有这一
切都是在计算机中完成的 。 对于空间导航和制导而言,
计算量和复杂性都很大, 需要具有巨大存储能力的相当
规模的数字计算机才能满足要求 。 因此, 近年来在设计
与制造航天用的小型计算机方面所取得的进展是令人鼓
舞的 。
载人飞行系统与其他飞行系统使用的计算机没有本质
的区别，同样是由运算器、存储器、控制器、输入及输出
装置等五大部分组成。但是人的存在使得置换有故障的关
键部件成为可能，因而提高了整个系统的可靠性。以, 阿
波罗, 飞船 为例，它要求高标准的可靠性，因此采用完全
重复性设计的计算机，并具有指示灯、指令自检能力以及
输出合理性等提供检查故障与开关计算机的手段，加上计
算机由许多可置换的组合件组成，这进一步给飞行中进行
维修带来了方便。
9.2.2 飞船的导航与制导方法
在载人飞船的空间飞行计划中, 最终的飞行目的是
通过一系列中间飞行逐步达到的 。 导航与制导系统的两
个基本任务是保持对飞船位置与速度的精确了解, 以及
对过程中需要的改变提供控制指令 。 本节并不对解决导
航与制导问题的现有方法作全面的评述, 而只是介绍适
用于飞船的一两种简明的方法 。
1,导航的计算方法
确定飞船位置与速度的工作通常指的是导航, 很自
然地分为两个部分 ——惯性飞行与加速飞行 。 飞船在惯
性飞行延伸期间的方位预测同天文学家预测月球与行星
位置的问题相类似 。 它是通过适当利用方便的物理量来
测量来实现的 。 例如,① 已建立的参考点的距离, 速度,
仰角与方位角； ② 已知天体视线间的角； ③ 行星表观直
径 。 当敏感器接近数据源时, 导航测量会更精确, 因此
飞船上与地面上的仪器可起互相补充的作用 。
长距离预测能力的提高受几个因素影响 。 首先是解
运动方程的数学方法, 除非采用精确的计算技术, 否则
数值误差就会传播, 并使解很快恶化；其次, 位置与速
度的预测精度取决于我们对太阳系物理特性的知识；最
后, 也是最重要的一点, 就是初始条件的精度 。
为了确保精确的初始条件, 就必须利用光学或雷达
测量数据对飞船位置与速度的估值进行周期性地修正 。
2,制导的方法
提供控制指令的工作通常称为制导, 可自然地分为
两种类型 ——较大的与较小的机动 。 发射到中间轨道,
转移到月球或行星轨道, 轨道进入与着陆等都属于较大
机动的例子 。 它们明显地不同于以中间过程速度修正为
代表的较小轨道变化 。 在每一种情况下, 制导问题总是
一个受到诸如燃料消耗, 飞船机动性及时间等条件限制
的边值问题 。
在较大推力情况下, 制导问题的解要求在飞行中临
界时间内执行相对复杂的计算, 圆锥曲线轨道可以用来
方便地解决许多制导问题 。 许多较大的轨道转移机动在
概念上可以通过一个单一的推进速度变化来完成 。 对于
这些情况, 根据圆锥曲线轨道可确定一个瞬时的应增速
度矢量, 并且控制飞船使这个矢量为零 。 参照图 9.9,对
应于目前飞船位置 的矢量 定义为满足一系列预定
飞行目的的期望瞬时速度, 为目前飞船的速度, 那么,
与 之间的速度差 就是瞬时应增速度 。
r rv
v
vrv v?
两种简单的制导法则将保证 的所有 3个分量同时
趋于零 。
(1)可以将飞船定向, 使推力加速度矢量 与
的方向对准；
(2)因为能够导出一个对 的时间变化率 (即 )
的方便表达式, 所以可以定向 使得 平行于 并
且方向相反 。 假设 不是足够大, 要对准 与 似
乎是不可能的, 然而使用燃烧时间相对短的典型的化学
火箭是不会遇到困难的 。
这两种方法的组合导致一种高效率的控制法则 。 从
经验上来选择标量混合参数 使得机动时极大地节省
燃料, 对于特殊的飞行阶段一个常数值 通常是足够
的；然而, 如果需要的话, 可以允许它作为某些系统变
v??
v?
?
v?
v?
v?
v?
v? v?
?
Ta
Ta
Ta
变量的函数而变化 。
一个功能图表示在图 9.10中, 该图说明了对于控制
目的所要求的误差信号的计算方法 。 位置, 速度及重力
矢量的计算如前面导航部分所述 。 飞行目的所要求的推
进速度作为位置矢量的函数来确定, 并用来计算应增速
度 。 利用前一个采样时间储存的值, 由期望速度矢量
的数值微分法和加速度计实际输出可求出加速度误差信
号 。 当适当地改变比例时, 系统输出是一个矢量速率指
令, 其大小正比实际加速度矢量与指令推力加速度矢量
之间的差, 而其方向确定了使这个误差为零所要求的飞
船旋转方向 。 当应增速度 很小时, 接近最后机动并终
止矢量积控制, 飞船保持一个不变的姿态而根据 矢量
大小关闭发动机 。
v?
v?
v?
9.2.3 飞船的稳定与控制
稳定与控制系统最基本的要求是在一定的飞行时
间内提供飞船绕 3个主轴的姿态控制 。 然而, 由于载人
飞船计划的飞行任务非常特殊, 要建立一个适用于所
有情况的一般要求与性能准则是不可能的 。 例如, 对
,水星, 飞船 最大的姿态机动速率高达 12° ／ s,以便
提供高机动性及应急情况下的快速反应；, 阿波罗,
飞船最大的姿态机动速率低于, 水星, 飞船的 1／ 20，
并且主要是为了满足导航对准之间的机动要求 。, 阿
波罗, 飞船 具有很大的惯性, 如采取, 水星, 飞船 的
速率, 则反作用控制系统的燃料消耗将是巨大的 。 所
以, 必须详细研究每次飞行任务与飞船设计的特殊要
求, 然后提供相应的稳定与控制的措施 。
1,稳定与控制系统
已用于载人飞船姿态稳定与控制的系统主要有以下
几种 。
(1)手动一比例系统：手动一比例系统由一个利用机
械连动装置与节流阀相连接的三轴手动控制器组成 。 通
过这些阀供给燃料以产生推力, 因而航天器的角加速度
本质上是与操纵手柄偏转角成比例的, 如 图 9.11所示 。
这个系统已经用于轨道飞行任务的所有阶段, 并且仅依
靠单纯目视 (无速率与姿态信息 )为成功再入已经提供了
足够的控制精度 。
手动 -比例系统的明显优点是完全与电源无关, 而且
航天员操纵比例的控制力矩具有抵消连续的干扰力矩的
能力 。 实际上这种系统有若干缺点, 复杂的连动装置大
大地增加了重量, 并且引起在提供相应的操纵手柄, 感
觉 ’’ 特性方面的困难；同时, 由于对飞船上其他的系
统, 例如主发动机与制动火箭点火, 电源是必不可少的,
因而提供完全的机械系统并未得到实际的好处；加上各
种阀对燃料中的杂质较为敏感, 而导致刻痕与凝固, 所
以必须给阀引入一个重要的死区非线性特性以便简化过
滤；此外, 由于非线性的引入, 加之干扰力矩迅速变化,
使得手动一比例系统往往工作在开关方式而不是比例方
式 。
(2)电传操纵与最小冲量系统：利用电的方法直接控
制反作用发动机经常称之为应急控制 。 这里提出的专门
术语, 电传操纵 ’’ 是作为一个系统, 这种系统提供了
操纵飞船的灵活方法 。
这种系统正常的机械操纵是利用三轴手动控制器的
操纵手柄偏转到某些角度来操纵微动开关, 以便把飞船
电源的电流直接引入反作用发动机的电磁阀 。 如 图 9.12
所示, 在具有两级推力 (如, 水星, 飞船 的 4.54 N与
108.9 N)的反作用控制系统的情况下, 譬如说, 低推力
可以在操纵手柄偏转到 30％ 时工作, 而高推力在操纵手
柄偏转到 90％ 时工作 。 利用手动控制器产生脉冲来获得
速度增量, 而不是与正常的手柄偏转角有关的连续加速
度, 从而可以实现一个准确程度的控制 。
(3)速率稳定与控制系统：如前面讨论的系统那样, 虽
然指令输入是通过手动控制器产生的, 但是速率稳定与
控制系统 (或速率指令系统 )可提供自动阻尼的能力, 因
此它属于半自动系统, 如图 9.13所示 。
装在飞船体轴上的角速率敏感器的输出与来自手动
控制器的比例输出相加来操作一个控制反作用控制系统
开关阀的开关放大器 。 这种速率指令系统的主要优点是
具有自动限制机动速率的能力 。 当燃料消耗与角速率成
比例时, 对于像, 阿波罗, 这样很大惯性的飞船, 必须
限制机动速率小于 1° ／ s。 若单纯使用手动系统就要求
航天员不断集中注意力, 以防止过大的机动速率和由此
产生的高燃料消耗 。
(4)自动稳定与控制系统：姿态控制系统的两个基本
操作功能是感测与致动 。 一般的主动姿态控制系统是由
敏感器, 中间控制线路和执行机构, 经过飞船本体闭环
而成的 。 一个自动稳定与控制系统最基本的方块图如 图
9.14所示 。
2,稳定与控制系统设计
载人飞船稳定与控制系统设计的一般准则是：
⑴ 最小重量；
⑵ 最小功耗；
⑶ 最小推进剂消耗；
⑷ 最小体积；
⑸ 高可靠性 。
为了获得载人飞船稳定与控制系统的要求与设计原理
方面的初步认识, 首先讨论, 水星, 系统, 然后简略地
说明, 阿波罗, 系统 的一些主要要求 。
在可靠性方面, 为了提高载人飞船稳定与控制系统的
可靠性, 人们在, 水星,,, 双子星座, 和, 阿波罗,
等各代载人飞船的航天实践中逐渐建立起了下列各项可
靠性设计准则：
(1)一旦自动系统失灵, 航天员必须具有安全结束飞行
的能力；
(2)只要可能, 部件就设计成, 故障保险, ；
(3)非安全部件损坏产生的严重影响, 必须能由航天员
来消除；
(4)只要可能, 就采用重复技术 。
这些准则在实际飞船的稳定和控制系统设计中产生了
重大影响, 并且在航天飞行过程中发挥了作用 。
航天飞行任务结束时, 要求载人
飞船将航天员安全地送回地球表面 。
载人飞船是以相当高的速度绕地球飞
行 (大约等于第一宇宙速度 )或以更高
的速度 (超过第一宇宙速率 )接近地球 。
为了使飞船降落在地面上, 必须减低
它的飞行速度 。
载人飞船载人过载要小于 10 g，
因此再人角要限制在 1° ～ 3° 的范围
内, 这依赖于姿态稳定与控制系统的
有效工作 。
9.3 载人飞船的再入返回控制
为了达到这一目的,, 水星, 载人飞船 姿态控制系统再入返回过
程中正常控制程序和性能要求可以概括如下：
(1)阻尼飞船与运载火箭分离时产生的飞船姿态角速率；
(2)提供一个 180° 偏航机动并达到一个零滚动与 -34° 俯仰的姿态 。
在这种姿态下, 制动火箭被适当对准以便于制动, 而雷达信标的发射不
受到损害；
(3)在制动火箭点火之前, 保持姿态在 ± 10° 精度内；
(4)在制动火箭点火时, 保持姿态在 ± 5° 精度内；
(5)达到一个俯仰 1.5° 的再入姿态, 然后保持这个姿态直到经受到
O.05 g负加速度时为止；
(6)提供 10° ／ s再入滚动速率以便减少落点散布，并且在再人时限
制俯仰与偏航速率振荡于 2° ／ s。
图 9.16所示表明对一个典型情况, 落点散布与制动点
火时飞船姿态之间的关系, 并且指出要保持较低的落点
散布, 控制系统精度的重要性 。
图 9.16 飞船制动点火姿态对着陆点的影响
显然, 可靠地保持制动火箭点火时的飞船姿态精度
对于飞船成功再入返回而言是至关重要的 。 为了保证在
各种情况下均能实现这一点, 提高可靠性, 要求一旦载
人飞船的自动姿态控制系统失效, 航天员必须具有安全
结束飞行的能力 。 这一要求由以下措施来保证：
(1)通过舷窗与潜望镜的目视观察, 提供制动点火的
另外的姿态参考；
(2)通过独立于自动系统的速率陀螺, 提供控制制动
点火时的速率信息；
(3)通过一套完全备份的反作用控制系统, 提供反作
用控制力矩来抵消制动火箭产生的
干扰与再人时的气动干扰，而且控制力矩应当具有较大
的设计余量。
利用地球大气层的空气阻力减速, 尚不能使飞船达
到安全着陆的速度 。 因此, 在飞船下降的最后阶段, 还
必须考虑一种专门的系统来达到此目的, 这就是飞船着
陆系统的任务 。
着陆系统是飞船的主要系统之一, 它关系到飞船及
航天员是否能安全返回地面的问题 。 选择载人飞船的着
陆系统, 主要是取决于可靠性及航天员的安全性 。 由于
正常及应急返回地球有许多可能的返回路线, 因此也要
求着陆系统具有使飞船在陆地和水上着陆的能力 。 此外,
要求系统具有最小的质量和体积 。
下面以, 阿波罗, 飞船为例，简要地介绍载人飞船
的着陆系统。
1,设计要求
,阿波罗, 飞船 着陆系统的设计原则是：用降落伞系
统回收指挥舱 (即再入舱 )，在水面上降落；当发射台或发射
中发生事故时，利用救生塔救生后进行回收；要求回收低升
阻比钝头再入体，其质量约为 4.5 t，不要求重复使用飞船；
此外，在主伞打开之前，指挥舱还要求再人后稳定。
2．系统组成
,阿波罗, 飞船着陆系统的组成包括有两具稳定伞 (直
径 5.03 m，锥角 25° 的带条伞，有 20根长 10.21 m的伞绳 )，
三具引导伞 (2.2 m直径环槽伞 )，三具主伞 (25.5 m直径锥
形环帆伞,68根 37.74 m的伞绳 )，三具主伞的着陆速度为
8,54 m／ s，而二具主伞的着陆速度为 9.26 m／ s。此外，
还有伞系统的火工品、控制装置、标位装置及缓冲装置等。
3,着陆程序
(1)正常返回情况：, 阿波罗, 飞船 在空间完成预定
的飞行任务后, 离开原来的运动轨道飞向地面, 在 110
km左右高度开始进入大气层 。 飞船进入稠密大气层后,
由于其本身的气动阻力, 使飞船急剧减速 。 飞船再人大
气层后约 12 min,下降到 7,000 m高度, 此时降落伞系
统开始工作 。 图 9.17所示表示降落伞系统在正常返回时
的工作程序 。,
神
舟
”
五
号
返
回
舱
图 9,17,阿波罗, 飞船 着陆系统正常返回程序
1-抛掉顶盖； 2-减速伞收缩状开伞； 3-减速伞完全充满；
4一减速伞脱离, 展开引导伞； 5-主伞开始充气； 6-主伞收缩状开伞
7-打开 VHF天线及闪光信标； 8-主伞完全充满； 9-主伞脱离
(2)应急返回情况：, 阿波罗, 飞船 在发射台上或飞行
过程中如果发生应急情况，应该立即采取应急措施，
使座舱内的航天员尽快地脱离危险区，并安全着陆。
根据发生应急情况时的高度不同，采用的应急返回工
作程序也有所不同。将飞船从发射台到人轨的主动段
飞行过程分为 3个阶段，即低空应急返回、低高空应急
返回、高高空应急返回。低高空和高高空应急返回情
况对于降落伞系统来说与正常返回情况相同，没有特
殊的技术要求；而低空应急返回情况，特别是发射台
零速度应急情况，由于开伞高度和速度都很低，构成
了降落伞系统工作范围的下限，必须有一套应急措施。
图 9.18表示利用救生塔的低空应急返回工作程序。
图 9.18,阿波罗, 飞船 着陆系统应急返回程序 (发射台至 9,144
m)
9.1 载人飞船的结构组成
9.2 载人飞船的制导与控制
9.3 载人飞船的再入返回控制
载人航天是现代科学技术发展的一个显著标志 。
自 1961年 4月世界上第一艘载人飞船 ——“东方号,
上天以来, 已有 40年的历史了 。 在此期间, 世界各国为
发展载人航天技术, 投入了巨大的人力和物力, 实施了
一个又一个载人航天计划 。 发展载人航天技术, 有着重
要的经济, 科学与军事上的需要 。
目前, 载人航天器有载人飞船, 航天飞机和空间站
等三类 。 从 1961年起到现在, 前苏联已经发射了, 东方
号,,, 上升号,,, 联盟号, 3种载人飞船, 7个, 礼
炮号,
第九章 载人飞船的控制技术
空间站和 1个, 和平号, 空间站 。 与此同时, 美国发
射了, 水星,,, 双子星座,,, 阿波罗, 3种载人飞船
和 1个, 天空实验室, 空间站 。 目前, 美国, 俄罗斯, 西
欧, 日本等还正在联合组建巨大的永久性载人航天器
,国际空间站, 。 1999年 11月至今, 我国的, 神舟号,
试验飞船 也已经两次发射成功 。
1981年 4月, 美国发射成功可重复使用的 航天飞机,
继美国航天飞机之后, 前苏联于 1988年 11月也发射了类
似美国航天飞机的 无人航天飞机, 暴风雪号, 。
本章简要介绍载人飞船的基本结构, 以及导航, 制
导与控制的基本原理 。
载人飞船是一种
载人的小型航天器,
它的构造要比人造卫
星的构造复杂得多 。
载人飞船除了具有类
似人造卫星的结构系
统, 姿态控制等设备
之外, 为了保证航天
员在飞行过程中正常
的生活和工作, 还有
许多特殊的设施 。
9.1 载人飞船的结构组成
联
盟
号
载
人
飞
船
载人飞船曾在人类遨游宇宙、突破载人航天方面
起到了历史性的里程碑作用。后来前苏联用它为“礼
炮号”空间站和“和平号”空间站接送航天员以及运
送部分物资。未来载人飞船还将成为空间站和空间基
地的轨道救生艇。
总之，航天器上载人将从根本上改变它的外形、
结构特性设计和制作的方法，这是因为必须保障人在
航天飞行条件下生活和工作所需的一切。
阿
波
罗
载
人
飞
船
1,返回地球的特点
返回地球是每个载人飞船所必须完成的程序 。 在完
成轨道飞行任务后, 为完成返回地球的程序, 必须对飞
船实施制动使其进入返回轨道 。 对于远距离的飞行必须
修正返回轨道, 这就要求飞船具有改变轨道的动力装置
及一系列其他系统, 例如姿态控制和运动控制系统, 它
的执行机构系统, 供电系统等 。
载人飞船返回地球时必须有气动加热防护系统和着
陆系统 。 一般返回和乘员的着陆由专门的舱段来完成 —
—再入舱, 也称为返回舱或着陆舱 。 它本身应具有达到
稳定与控制所要求的气动特性的外形, 并且在工作时应
保证运动的稳定性, 着陆足够的精确性以及乘员所能承
受的过载 。
飞船再人舱的外形很简单, 都是无翼的大钝头体 。
例如, 前苏联的, 东方号, 飞船, 它的再入舱是球形；
美国的, 水星号, 飞船, 其再入舱形状为钟形 。 这种大
钝头的无翼式再入舱外形结构简单, 工程上易于实现 。
当飞船再入大气层时, 距地面 40 km左右的高空就急剧减
速, 造成的峰值减加速度为 8 g左右 。 这样的减加速度,
对经选拔和训练的航天员来说是可以承受的 。 假如飞船
的再入舱不是大钝头, 而像某些返回式卫星以小头向前
再入大气层, 则其再入峰值减加速度将达到 18 g,航天
员就会死亡 。 所以, 无翼式大钝头的再入舱外形, 是早
期载人飞船的理想外形 。
2,保证乘员生活及活动条件的特点
乘员的生活条件只能在宇宙空间的密封舱中得以保
证, 为此每个载人飞船均有自己的密封舱, 其中的大气
条件应能满足呼吸的需要并经常地更新 。 最好的大气压
力及气体成分是相应于地球海平面处的自然大气压力及
气体成分 。 在飞船, 联盟号,,, 联盟 TM”和 空间站, 礼
炮号, 中均保持了这个条件, 在, 阿波罗, 飞船中采用
了降压的纯氧大气 。
座舱的体积和尺寸应能使人在其中完成习惯的动作
(例如全身的伸展 )和相应的飞行任务 。 第一代飞船, 东
方号,,, 水星,,, 上升号, 和, 双子星座, 由于有
减轻质量的严格要求, 所以它们的座舱很狭窄, 而, 联
盟号, 及, 阿波罗, 的座舱就宽大得多 。 在座舱中应能
保持正常的温度条
件, 因此座舱也必须有温控系统 。
人的生活与饮食, 自然需要的排出, 个人的卫生和
睡眠紧密联系着, 这就决定了在飞船上必须有足够的食
物, 水, 卫生保障, 不同物品的收集器, 卫生设备, 以
及为睡眠用的一切设备 。 所有这些设备应考虑到它们是
工作于一个封闭的体积中和失重的条件下 。
与控制飞船有关的乘员活动以及完成手控飞船的动
作将影响飞船的结构和飞船上的系统 。
在座舱结构设计中, 首先要考虑到航天员进出方便,
还要有逃逸口 。
控制载人飞船飞行要有乘员的工作位置 。 该位置应
合理地安排并能观察到飞船外部的状况, 获得飞船各系
统工作信息, 进行与地球及其他载人飞船的联系 。 因此,
飞船的座舱应设有视野开阔的舷窗, 航天员通过舷窗可
观察发射前的准备活动, 轨道飞行中交会对接情况, 返
回点火时的姿态控制与机动和再入着陆的地面情况等等 。
,水星 9号, 的航天员, 在飞船自动控制系统失灵的紧急
情况下, 就是通过舷窗观察地平线, 手控飞船姿态, 点
燃返回发动机, 再入大气层获得了成功 。
在飞行过程中, 航天员将操作座舱内的大量船载设
备单元进行工作, 如生命保障系统的一些设备, 乘员装
备, 手动机构和科学仪表等 。 座舱内柔和的光线和明
亮的照度, 使航天员可以清楚地分辨仪表的读数 。 座
舱内除显示仪表外, 还有航天员操作的计算机键盘和
一些重要的开关与手柄 。 其中关键的按钮开关如, 返
回火箭点火,,, 舱段分离,,, 弹射,,, 开伞,
等开关必须用罩子盖起来, 防止失误动作造成事故 。
飞船操作手柄和飞机上的方向舵脚蹬不同 。
对于进行航天员交换的飞行, 飞船必须具有刚性
的对接机构以及密封的过渡通道, 对接机构上应有密
封盖和监视对接密封系统 。 如果考虑人出舱到开敞的
宇宙空间的问题, 则在飞船上应备有宇宙服及其相应的
服务系统, 而飞船本身应有闸门舱 。
总之, 随着飞行阶段的改变, 各种不同的因素将作
用于航天员 。 设计载人飞船的一个主要任务就是防止或
降低这些因素对乘员的作用, 也就是保证宇宙飞行的承
受条件 。
3,飞行安全的特点
飞行安全在保证其高可靠性和制造载人飞船时具有
重要的作用 。 任何一种航天器在其研制的开始就应给出
顺利完成任务的概率或是完成飞行计划的可靠性, 尔后
要做出证实；而对于载人飞船还应补加上保证乘员安全
的概率或是飞行安全度 。 这两个准则决定了相应的概率,
而一般地, 第一个给出在 95％ ～ 98％ 的水平上, 第二个
在 99％ 以上 。
所要求的安全度将影响飞船的外形, 各个系统的性
能, 火箭飞船整个系统及飞行图 。 除保证可靠性以外,
还要组织系统的职能备份, 如自动工作状况辅以手动操
作, 引入专门故障时的乘员救生设备, 装配备份仪表和
机件等 。
实际上, 飞行安全的特点融于飞船设计的各个方面,
这是载人航天器提出的尤为突出的要求和特点 。
9.1.2 几种载人飞船的主要构造
目前, 世界上已有的载人飞船均是由前苏联和美
国研制, 发射的 。 下面通过这些具体的例子来进一步
说明载人飞船的构造特征 。
双子星座载人飞船
1,前苏联的载人飞船
至今, 前苏联发展和研制的载人飞船有, 东方号,,
,上升号,,, 联盟号, 3种 。 为配合载人空间飞行, 前
苏联还研制了一次性的自动运输飞船 ——“进步号, 。
(1)“东方号, 载人飞船,该系列的载人飞行系统是前
苏联的早期载人飞船, 在 1961～ 1963年间共发射 6次 。
1961年 4月, 发射了, 东方 l号, 载人飞船, 成功地把航天
员加加林送入了近地飞行轨道, 飞行 108 min后, 安全着
陆, 完成了人类的第一次载人空间飞行 。
“东方号, 飞船 是由再人舱及设备舱两部分组成 (见
图 9.1)。 这两部分由爆炸锁锁住的四根可系紧的钢带连
结 。 整个飞船的质量约为 4.73 t。
再入舱亦为航天员座舱, 是一个直径为 2.3 m的球
体, 上面覆盖有防热层, 它的质量是 2.4 t。 设备舱是一
个周围装有许多球形容器的双锥结构 。 在设备舱内装有
轨道飞行时所需要的系统和设备, 如电源和压缩气瓶等 。
其中还装有制动火箭发动机, 用来使飞船制动而脱离轨
道 。 发动机工作完毕后, 进行舱段分离, 设备舱及其用
过的制动火箭发动机在稠密大气中烧毁, 而再入舱安全
返回地面 。
在发射过程中, 整个飞船安装在运载火箭头部整流
罩内, 以防止发射环境对飞船的影响 。 当飞船座舱返回
地球到达低空的时候, 航天员乘坐弹射座椅离开飞船座
舱, 乘降落伞单独着陆 。
(2)“上升号, 载人飞船,, 上升号, 飞船基本上是
,东方号, 飞船的改型, 其构造特征与, 东方号, 飞船
类似 。 在座舱外增设了气密过渡舱或称闸门舱, 以便进
行舱外活动 。 由于航天员增至 2到 3人, 从容积上考虑取
消了座舱内的弹射座椅, 而用普通座椅代替 。 此外, 还
增加了着陆火箭, 用于着陆时进一步降低飞船速度 。
(3)“联盟号, 载人飞船,在, 上升号, 飞船 结束飞
行后, 前苏联的载人空间飞行停顿了两年 。 至 1967年 4月,
前苏联开始发射, 联盟号, 飞船, 至今已发射了数十艘 。
,联盟号, 飞船是苏联的第三代载人飞船, 它已改
型两次, 分别称, 联盟 T”和, 联盟 TM”。, 联盟号, 系列
飞船高 7.48 m,最大直径约 2.72 m,总质量为 6.8 t，
由球形轨道舱, 钟形再人舱和圆柱形服务舱等三个
舱段组成, 如图 9.2所示 。
图 9.2,联盟号”载人飞船
2,美国的载人飞船
美国的载人飞船有三种, 分别是, 水星,,, 双子
星座, 和, 阿波罗, 飞船 。
(1)“水星, 载人飞船,, 水星, 飞船 是美国的第一
代载人飞船, 从 1961～ 1963年间进行了 6次飞行 。
飞船的球面形底部外壳有烧蚀防热层, 底部上面的
锥形部分是座舱 。 座舱外表面有辐射防热结构, 内部有
一个载人密封压力舱 。 座舱内安装有环境控制系统, 电
源系统及其他有关系统和设备, 此外还有必要的仪表显
示及操纵装置 。 座舱上面的圆柱部分是回收舱, 舱内主
要包含有降落伞系统, 外表面为金属铍 。 顶部截锥是天
线舱, 除天线外还装有稳定伞及红外地平仪 。 有两个供
航天员出入的舱口, 一个在飞船的侧面作进出用, 另一
个通过飞船座舱上面的圆柱体 。 座舱上还有一个大舷窗
供航天员观察用 。
在球面烧蚀层中心用三条金属带固定一个制动包,
其中装有 3个制动火箭与 3个分离火箭 。 在发射时, 救生
塔系统通过夹紧环固定在飞船回收舱顶部, 在正常飞行
中飞船飞出大气层时就被抛掉 。
(2)“双子星座, 载人飞船,, 双子星座, 载人飞船
是简单的, 水星, 飞船 和复杂的, 阿波罗, 飞船 之间的
桥梁 。 在 1965年和 1966年中进行了 10次载人飞行, 作了
多次轨道交会和对接试验, 为, 阿波罗, 飞船载人登月
飞行作了准
备 。 飞船由座舱和设备舱组成, 其形状像, 水星, 飞船,
最大直径 3.05 m,高 5.74 m,总重量 3.3～ 3.8 t,可乘
坐两名航天员, 如图 9.3所示 。
图 9.3 美国, 双子星座, 载人飞船
飞船可以分为两个大部分, 即再入段与过渡段, 前
者是需要再入回收的部分, 后者只在轨道飞行时利用,
再入前将它抛掉 。
是一个整体，成为飞船的一个空间辐射器，能把座舱内
的热量排散到宇宙空间中去，保证座舱内有适宜的温度
(3)“阿波罗, 载人飞船,, 阿波罗, 载人飞船是美
国的第三代载人飞船，从 1968年到 1972年期间进行了 11
次载人飞行，其中 6次登上月球。首次 登月 是在 1969年 7
月 20日实现的。当时,,阿波罗 -11”把美国航天员 阿姆
斯特朗 和 奥尔德林 送上月球。
除救生塔系统和飞船与运载火箭过渡舱外,, 阿波
罗, 飞船主要由三部分组成, 即指挥舱, 服务舱及登月
舱 (见 图 9.4),总质量约为 45t。
图 9.4,阿波罗, 飞船
1-逃逸塔； 2-指挥舱； 3-服务舱 ;4-登月舱
飞船的制导与控制工作是由两个相互联系的分系统
来完成的, 这就是导航与制导系统和稳定与控制系统 。
这两个分系统感测出姿态和轨道变化诸参数, 处理这些
信息, 并把它变为飞船推进装置的指令 。
导航与制导系统的功能是使飞船遵循正确的航线飞
行, 它有控制飞船轨道的能力, 也要求有引导救生的能
力 。
稳定和控制系统使航天员能在飞行的各个阶段或者
手动地或者自动地操纵飞船, 它的功能一般是进行飞船
姿态的控制以及主推进装置点火方向或推力矢量的控制 。
该分系统的所有控制功能都是导航与制导系统的后援,
它也可用作惯性基准的后备系统 。
9.2 载人飞船的制导与控制
9.2.1 飞船的导航与制导系统
飞船的导航与制导工作一般可有三条不同的渠道，
如图 9.6所示。
第一, 由地面雷达监视飞船, 并将所测得的数据传给地面控制
中心的实时计算机处理, 计算机将飞船目前的位置与速度由通信系
统通知飞船的导航与制导计算机；
第二, 飞船本身的惯性测量仪器测出的飞船方向和速度的变化,
提供给飞船计算机；
第三, 航天员在飞船上进行天体观测所得的位置与速度数据也
通过键盘输人飞船计算机 。
飞船计算机在收到这三条渠道的信息后, 便与记忆系统储存的
预定程序资料相比较, 从而向飞船发动机发出校正航线的指令和数
据 。
飞船导航与制导系统一般包括 3个子系统, 即惯性系统, 光学
系统及计算机系统 。 3个子系统的每一个在应急期间都应能独立操
作, 这样, 其中一个发生故障将不损坏整个系统 。
(1)惯性测量系统：对于不同的飞船其惯性测量系统是不同的,
但其基本惯性导航的原理是一致的 。 即把加速度计安装在由陀螺稳
定的惯性平台上, 无论飞船的运动方向和姿态如何改变, 平台始终
稳定保持在惯性空间中的取向, 从而保证加速度计能够测量出飞船
相对于惯性空间的三轴加速度, 进而积分获得飞船的飞行速度和位
置 。 本书第八章第 8.2节对此已详细介绍, 这里不再重复 。
(2)飞船的光学测量系统：该系统的具体形式也是多种多样的,
其中以, 阿波罗, 飞船 的光学测量系统最有代表性 。 这个系统主要
由一个空间六分仪与一个扫描望远镜组成, 并配以自动星跟踪器和
光度计等 。 这是一个由航天员参与的光学测量系统或天文导航系统 。
图 9.7所示的空间六分仪是一个具有两条视线的窄视域 28倍放大率
的仪器 。
(3)载人飞船的计算机系统：它是整个导航与制导系
统的心脏 。 在空间飞行中, 为了使由敏感器获得的数据
产生导航或制导信号, 要求在作为指令进行显示与发送
之前对这些数据进行处理而后在计算中应用, 所有这一
切都是在计算机中完成的 。 对于空间导航和制导而言,
计算量和复杂性都很大, 需要具有巨大存储能力的相当
规模的数字计算机才能满足要求 。 因此, 近年来在设计
与制造航天用的小型计算机方面所取得的进展是令人鼓
舞的 。
载人飞行系统与其他飞行系统使用的计算机没有本质
的区别，同样是由运算器、存储器、控制器、输入及输出
装置等五大部分组成。但是人的存在使得置换有故障的关
键部件成为可能，因而提高了整个系统的可靠性。以, 阿
波罗, 飞船 为例，它要求高标准的可靠性，因此采用完全
重复性设计的计算机，并具有指示灯、指令自检能力以及
输出合理性等提供检查故障与开关计算机的手段，加上计
算机由许多可置换的组合件组成，这进一步给飞行中进行
维修带来了方便。
9.2.2 飞船的导航与制导方法
在载人飞船的空间飞行计划中, 最终的飞行目的是
通过一系列中间飞行逐步达到的 。 导航与制导系统的两
个基本任务是保持对飞船位置与速度的精确了解, 以及
对过程中需要的改变提供控制指令 。 本节并不对解决导
航与制导问题的现有方法作全面的评述, 而只是介绍适
用于飞船的一两种简明的方法 。
1,导航的计算方法
确定飞船位置与速度的工作通常指的是导航, 很自
然地分为两个部分 ——惯性飞行与加速飞行 。 飞船在惯
性飞行延伸期间的方位预测同天文学家预测月球与行星
位置的问题相类似 。 它是通过适当利用方便的物理量来
测量来实现的 。 例如,① 已建立的参考点的距离, 速度,
仰角与方位角； ② 已知天体视线间的角； ③ 行星表观直
径 。 当敏感器接近数据源时, 导航测量会更精确, 因此
飞船上与地面上的仪器可起互相补充的作用 。
长距离预测能力的提高受几个因素影响 。 首先是解
运动方程的数学方法, 除非采用精确的计算技术, 否则
数值误差就会传播, 并使解很快恶化；其次, 位置与速
度的预测精度取决于我们对太阳系物理特性的知识；最
后, 也是最重要的一点, 就是初始条件的精度 。
为了确保精确的初始条件, 就必须利用光学或雷达
测量数据对飞船位置与速度的估值进行周期性地修正 。
2,制导的方法
提供控制指令的工作通常称为制导, 可自然地分为
两种类型 ——较大的与较小的机动 。 发射到中间轨道,
转移到月球或行星轨道, 轨道进入与着陆等都属于较大
机动的例子 。 它们明显地不同于以中间过程速度修正为
代表的较小轨道变化 。 在每一种情况下, 制导问题总是
一个受到诸如燃料消耗, 飞船机动性及时间等条件限制
的边值问题 。
在较大推力情况下, 制导问题的解要求在飞行中临
界时间内执行相对复杂的计算, 圆锥曲线轨道可以用来
方便地解决许多制导问题 。 许多较大的轨道转移机动在
概念上可以通过一个单一的推进速度变化来完成 。 对于
这些情况, 根据圆锥曲线轨道可确定一个瞬时的应增速
度矢量, 并且控制飞船使这个矢量为零 。 参照图 9.9,对
应于目前飞船位置 的矢量 定义为满足一系列预定
飞行目的的期望瞬时速度, 为目前飞船的速度, 那么,
与 之间的速度差 就是瞬时应增速度 。
r rv
v
vrv v?
两种简单的制导法则将保证 的所有 3个分量同时
趋于零 。
(1)可以将飞船定向, 使推力加速度矢量 与
的方向对准；
(2)因为能够导出一个对 的时间变化率 (即 )
的方便表达式, 所以可以定向 使得 平行于 并
且方向相反 。 假设 不是足够大, 要对准 与 似
乎是不可能的, 然而使用燃烧时间相对短的典型的化学
火箭是不会遇到困难的 。
这两种方法的组合导致一种高效率的控制法则 。 从
经验上来选择标量混合参数 使得机动时极大地节省
燃料, 对于特殊的飞行阶段一个常数值 通常是足够
的；然而, 如果需要的话, 可以允许它作为某些系统变
v??
v?
?
v?
v?
v?
v?
v? v?
?
Ta
Ta
Ta
变量的函数而变化 。
一个功能图表示在图 9.10中, 该图说明了对于控制
目的所要求的误差信号的计算方法 。 位置, 速度及重力
矢量的计算如前面导航部分所述 。 飞行目的所要求的推
进速度作为位置矢量的函数来确定, 并用来计算应增速
度 。 利用前一个采样时间储存的值, 由期望速度矢量
的数值微分法和加速度计实际输出可求出加速度误差信
号 。 当适当地改变比例时, 系统输出是一个矢量速率指
令, 其大小正比实际加速度矢量与指令推力加速度矢量
之间的差, 而其方向确定了使这个误差为零所要求的飞
船旋转方向 。 当应增速度 很小时, 接近最后机动并终
止矢量积控制, 飞船保持一个不变的姿态而根据 矢量
大小关闭发动机 。
v?
v?
v?
9.2.3 飞船的稳定与控制
稳定与控制系统最基本的要求是在一定的飞行时
间内提供飞船绕 3个主轴的姿态控制 。 然而, 由于载人
飞船计划的飞行任务非常特殊, 要建立一个适用于所
有情况的一般要求与性能准则是不可能的 。 例如, 对
,水星, 飞船 最大的姿态机动速率高达 12° ／ s,以便
提供高机动性及应急情况下的快速反应；, 阿波罗,
飞船最大的姿态机动速率低于, 水星, 飞船的 1／ 20，
并且主要是为了满足导航对准之间的机动要求 。, 阿
波罗, 飞船 具有很大的惯性, 如采取, 水星, 飞船 的
速率, 则反作用控制系统的燃料消耗将是巨大的 。 所
以, 必须详细研究每次飞行任务与飞船设计的特殊要
求, 然后提供相应的稳定与控制的措施 。
1,稳定与控制系统
已用于载人飞船姿态稳定与控制的系统主要有以下
几种 。
(1)手动一比例系统：手动一比例系统由一个利用机
械连动装置与节流阀相连接的三轴手动控制器组成 。 通
过这些阀供给燃料以产生推力, 因而航天器的角加速度
本质上是与操纵手柄偏转角成比例的, 如 图 9.11所示 。
这个系统已经用于轨道飞行任务的所有阶段, 并且仅依
靠单纯目视 (无速率与姿态信息 )为成功再入已经提供了
足够的控制精度 。
手动 -比例系统的明显优点是完全与电源无关, 而且
航天员操纵比例的控制力矩具有抵消连续的干扰力矩的
能力 。 实际上这种系统有若干缺点, 复杂的连动装置大
大地增加了重量, 并且引起在提供相应的操纵手柄, 感
觉 ’’ 特性方面的困难；同时, 由于对飞船上其他的系
统, 例如主发动机与制动火箭点火, 电源是必不可少的,
因而提供完全的机械系统并未得到实际的好处；加上各
种阀对燃料中的杂质较为敏感, 而导致刻痕与凝固, 所
以必须给阀引入一个重要的死区非线性特性以便简化过
滤；此外, 由于非线性的引入, 加之干扰力矩迅速变化,
使得手动一比例系统往往工作在开关方式而不是比例方
式 。
(2)电传操纵与最小冲量系统：利用电的方法直接控
制反作用发动机经常称之为应急控制 。 这里提出的专门
术语, 电传操纵 ’’ 是作为一个系统, 这种系统提供了
操纵飞船的灵活方法 。
这种系统正常的机械操纵是利用三轴手动控制器的
操纵手柄偏转到某些角度来操纵微动开关, 以便把飞船
电源的电流直接引入反作用发动机的电磁阀 。 如 图 9.12
所示, 在具有两级推力 (如, 水星, 飞船 的 4.54 N与
108.9 N)的反作用控制系统的情况下, 譬如说, 低推力
可以在操纵手柄偏转到 30％ 时工作, 而高推力在操纵手
柄偏转到 90％ 时工作 。 利用手动控制器产生脉冲来获得
速度增量, 而不是与正常的手柄偏转角有关的连续加速
度, 从而可以实现一个准确程度的控制 。
(3)速率稳定与控制系统：如前面讨论的系统那样, 虽
然指令输入是通过手动控制器产生的, 但是速率稳定与
控制系统 (或速率指令系统 )可提供自动阻尼的能力, 因
此它属于半自动系统, 如图 9.13所示 。
装在飞船体轴上的角速率敏感器的输出与来自手动
控制器的比例输出相加来操作一个控制反作用控制系统
开关阀的开关放大器 。 这种速率指令系统的主要优点是
具有自动限制机动速率的能力 。 当燃料消耗与角速率成
比例时, 对于像, 阿波罗, 这样很大惯性的飞船, 必须
限制机动速率小于 1° ／ s。 若单纯使用手动系统就要求
航天员不断集中注意力, 以防止过大的机动速率和由此
产生的高燃料消耗 。
(4)自动稳定与控制系统：姿态控制系统的两个基本
操作功能是感测与致动 。 一般的主动姿态控制系统是由
敏感器, 中间控制线路和执行机构, 经过飞船本体闭环
而成的 。 一个自动稳定与控制系统最基本的方块图如 图
9.14所示 。
2,稳定与控制系统设计
载人飞船稳定与控制系统设计的一般准则是：
⑴ 最小重量；
⑵ 最小功耗；
⑶ 最小推进剂消耗；
⑷ 最小体积；
⑸ 高可靠性 。
为了获得载人飞船稳定与控制系统的要求与设计原理
方面的初步认识, 首先讨论, 水星, 系统, 然后简略地
说明, 阿波罗, 系统 的一些主要要求 。
在可靠性方面, 为了提高载人飞船稳定与控制系统的
可靠性, 人们在, 水星,,, 双子星座, 和, 阿波罗,
等各代载人飞船的航天实践中逐渐建立起了下列各项可
靠性设计准则：
(1)一旦自动系统失灵, 航天员必须具有安全结束飞行
的能力；
(2)只要可能, 部件就设计成, 故障保险, ；
(3)非安全部件损坏产生的严重影响, 必须能由航天员
来消除；
(4)只要可能, 就采用重复技术 。
这些准则在实际飞船的稳定和控制系统设计中产生了
重大影响, 并且在航天飞行过程中发挥了作用 。
航天飞行任务结束时, 要求载人
飞船将航天员安全地送回地球表面 。
载人飞船是以相当高的速度绕地球飞
行 (大约等于第一宇宙速度 )或以更高
的速度 (超过第一宇宙速率 )接近地球 。
为了使飞船降落在地面上, 必须减低
它的飞行速度 。
载人飞船载人过载要小于 10 g，
因此再人角要限制在 1° ～ 3° 的范围
内, 这依赖于姿态稳定与控制系统的
有效工作 。
9.3 载人飞船的再入返回控制
为了达到这一目的,, 水星, 载人飞船 姿态控制系统再入返回过
程中正常控制程序和性能要求可以概括如下：
(1)阻尼飞船与运载火箭分离时产生的飞船姿态角速率；
(2)提供一个 180° 偏航机动并达到一个零滚动与 -34° 俯仰的姿态 。
在这种姿态下, 制动火箭被适当对准以便于制动, 而雷达信标的发射不
受到损害；
(3)在制动火箭点火之前, 保持姿态在 ± 10° 精度内；
(4)在制动火箭点火时, 保持姿态在 ± 5° 精度内；
(5)达到一个俯仰 1.5° 的再入姿态, 然后保持这个姿态直到经受到
O.05 g负加速度时为止；
(6)提供 10° ／ s再入滚动速率以便减少落点散布，并且在再人时限
制俯仰与偏航速率振荡于 2° ／ s。
图 9.16所示表明对一个典型情况, 落点散布与制动点
火时飞船姿态之间的关系, 并且指出要保持较低的落点
散布, 控制系统精度的重要性 。
图 9.16 飞船制动点火姿态对着陆点的影响
显然, 可靠地保持制动火箭点火时的飞船姿态精度
对于飞船成功再入返回而言是至关重要的 。 为了保证在
各种情况下均能实现这一点, 提高可靠性, 要求一旦载
人飞船的自动姿态控制系统失效, 航天员必须具有安全
结束飞行的能力 。 这一要求由以下措施来保证：
(1)通过舷窗与潜望镜的目视观察, 提供制动点火的
另外的姿态参考；
(2)通过独立于自动系统的速率陀螺, 提供控制制动
点火时的速率信息；
(3)通过一套完全备份的反作用控制系统, 提供反作
用控制力矩来抵消制动火箭产生的
干扰与再人时的气动干扰，而且控制力矩应当具有较大
的设计余量。
利用地球大气层的空气阻力减速, 尚不能使飞船达
到安全着陆的速度 。 因此, 在飞船下降的最后阶段, 还
必须考虑一种专门的系统来达到此目的, 这就是飞船着
陆系统的任务 。
着陆系统是飞船的主要系统之一, 它关系到飞船及
航天员是否能安全返回地面的问题 。 选择载人飞船的着
陆系统, 主要是取决于可靠性及航天员的安全性 。 由于
正常及应急返回地球有许多可能的返回路线, 因此也要
求着陆系统具有使飞船在陆地和水上着陆的能力 。 此外,
要求系统具有最小的质量和体积 。
下面以, 阿波罗, 飞船为例，简要地介绍载人飞船
的着陆系统。
1,设计要求
,阿波罗, 飞船 着陆系统的设计原则是：用降落伞系
统回收指挥舱 (即再入舱 )，在水面上降落；当发射台或发射
中发生事故时，利用救生塔救生后进行回收；要求回收低升
阻比钝头再入体，其质量约为 4.5 t，不要求重复使用飞船；
此外，在主伞打开之前，指挥舱还要求再人后稳定。
2．系统组成
,阿波罗, 飞船着陆系统的组成包括有两具稳定伞 (直
径 5.03 m，锥角 25° 的带条伞，有 20根长 10.21 m的伞绳 )，
三具引导伞 (2.2 m直径环槽伞 )，三具主伞 (25.5 m直径锥
形环帆伞,68根 37.74 m的伞绳 )，三具主伞的着陆速度为
8,54 m／ s，而二具主伞的着陆速度为 9.26 m／ s。此外，
还有伞系统的火工品、控制装置、标位装置及缓冲装置等。
3,着陆程序
(1)正常返回情况：, 阿波罗, 飞船 在空间完成预定
的飞行任务后, 离开原来的运动轨道飞向地面, 在 110
km左右高度开始进入大气层 。 飞船进入稠密大气层后,
由于其本身的气动阻力, 使飞船急剧减速 。 飞船再人大
气层后约 12 min,下降到 7,000 m高度, 此时降落伞系
统开始工作 。 图 9.17所示表示降落伞系统在正常返回时
的工作程序 。,
神
舟
”
五
号
返
回
舱
图 9,17,阿波罗, 飞船 着陆系统正常返回程序
1-抛掉顶盖； 2-减速伞收缩状开伞； 3-减速伞完全充满；
4一减速伞脱离, 展开引导伞； 5-主伞开始充气； 6-主伞收缩状开伞
7-打开 VHF天线及闪光信标； 8-主伞完全充满； 9-主伞脱离
(2)应急返回情况：, 阿波罗, 飞船 在发射台上或飞行
过程中如果发生应急情况，应该立即采取应急措施，
使座舱内的航天员尽快地脱离危险区，并安全着陆。
根据发生应急情况时的高度不同，采用的应急返回工
作程序也有所不同。将飞船从发射台到人轨的主动段
飞行过程分为 3个阶段，即低空应急返回、低高空应急
返回、高高空应急返回。低高空和高高空应急返回情
况对于降落伞系统来说与正常返回情况相同，没有特
殊的技术要求；而低空应急返回情况，特别是发射台
零速度应急情况，由于开伞高度和速度都很低，构成
了降落伞系统工作范围的下限，必须有一套应急措施。
图 9.18表示利用救生塔的低空应急返回工作程序。
图 9.18,阿波罗, 飞船 着陆系统应急返回程序 (发射台至 9,144
m)
