深空再入返回飛行仿真及工程應(yīng)用分析

趙 晟，王躍峰

(1.國防科技大學(xué)，湖南長沙 410073;2.中國空間技術(shù)研究院，北京 100094)

深空探測返回是空間探索的一個重要發(fā)展方向，深空取樣返回是進(jìn)行深空探索，對外星球生命、物質(zhì)進(jìn)行研究的重要手段.中國已提出月球取樣返回計劃，隨著火星、金星等更遠(yuǎn)星體探測任務(wù)的執(zhí)行，外星體采樣返回將成為必然的發(fā)展趨勢［1］.深空探測返回具有以下特點:再入速度高、不同任務(wù)的航程需求變化大、再入點散布大.

返回技術(shù)是集航天動力學(xué)、空氣動力學(xué)、防熱結(jié)構(gòu)學(xué)、控制學(xué)及導(dǎo)航學(xué)、火箭發(fā)動機(jī)技術(shù)、測控技術(shù)、回收和著陸技術(shù)等學(xué)科的一門綜合性學(xué)科［2］.國內(nèi)目前掌握的返回技術(shù)為彈道式返回和標(biāo)準(zhǔn)軌道半升力返回.彈道式返回在返回過程中不產(chǎn)生升力或者產(chǎn)生較小的升力，但不對升力進(jìn)行控制的返回方式.標(biāo)準(zhǔn)軌道返回的返回器通過質(zhì)心偏置獲得升力，其標(biāo)準(zhǔn)軌道在地面發(fā)射前已經(jīng)注入，在再入大氣過程中進(jìn)行攝動制導(dǎo)，保證著陸精度.此外，國外深空返回中也有半升力預(yù)測制導(dǎo)返回，它采用與標(biāo)準(zhǔn)軌道制導(dǎo)同樣的升力獲取方式，在返回過程中實時規(guī)劃飛行航跡，從而提高高速、長航程再入飛行的著陸精度.

從國外的深空探測返回經(jīng)驗看，均采用簡單可靠的彈道式返回方式或有較高著陸精度的預(yù)測制導(dǎo)返回:美國的深空取樣返回器“星塵號”和“起源號”均采用彈道式再入;美國早期的探月飛行器“阿波羅系列”和蘇聯(lián)的探月飛行器“探測器6號”均采用預(yù)測制導(dǎo)返回［1］.

本文首先建立球冠倒錐外形飛行器在大氣層內(nèi)飛行的動力學(xué)模型，然后對彈道式返回和預(yù)測制導(dǎo)返回兩種返回方式進(jìn)行飛行仿真，最后從返回飛行性能及其工程應(yīng)用技術(shù)要求兩個方面出發(fā)進(jìn)行工程應(yīng)用分析.為深空再入返回飛行的返回方案選擇提供指導(dǎo).

1 大氣層內(nèi)再入飛行動力學(xué)建模

圖1 球冠倒錐飛行器

彈道式返回在再入過程中進(jìn)行自旋控制，保證以零升力返回;半升力返回通過調(diào)整傾側(cè)角，改變升力在縱、橫平面的分量達(dá)到控制飛行航跡的效果.

根據(jù)飛行器的外形及其在再入過程的飛行情況建立動力學(xué)模型，存在以下假設(shè)條件:

1)飛行器始終以配平攻角飛行;

2)不考慮地球扁率;

3)地球萬有引力滿足反平方關(guān)系.

根據(jù)動力學(xué)理論，飛行器在大氣層再入飛行的動力學(xué)模型為［3］

式中:ψ為方向角，指當(dāng)時飛行速度矢量與當(dāng)?shù)卣龞|方向的夾角;γ為飛行航跡傾角，指當(dāng)時飛行速度矢量與當(dāng)?shù)厮骄€的夾角;φ為滾轉(zhuǎn)角，由制導(dǎo)律確定;ω為地球自轉(zhuǎn)角速度，ω=7.2722×10－5rad/s;L為氣動升力為氣動阻力，D=6378.14km .

CM教科書有理數(shù)內(nèi)容中涉及學(xué)科相關(guān)聯(lián)背景素材的例題有5.08%，而RJ版教科書例題中未涉及與其它學(xué)科相關(guān)的背景素材，表明CM教科書更加注重引入與其它學(xué)科相關(guān)聯(lián)的背景知識，如數(shù)學(xué)在物理、化學(xué)和生物乃至體育等學(xué)科的應(yīng)用，促使學(xué)生意識到數(shù)學(xué)的廣泛用途．

2 彈道式和半升力預(yù)測制導(dǎo)返回飛行仿真

本文對高速再入問題分別采用彈道式返回和預(yù)測制導(dǎo)返回兩種返回方式的飛行過程進(jìn)行仿真分析，飛行器以美國獵戶座外形為基礎(chǔ).采用彈道式返回時，假設(shè)質(zhì)心在縱向?qū)ΨQ軸上，飛行過程升力系數(shù)為零.表1給出了獵戶座的外形尺寸和飛行器質(zhì)量［4］.

表1 航天器參數(shù)

2.1 彈道式返回仿真

根據(jù)彈道式返回飛行航程相對于再入角的靈敏度，以及實際再入姿態(tài)精度控制能力，選擇對－8°再入飛行過程仿真，以分析氣動過載和熱流密度等性能參數(shù)特點.

彈道式返回飛行持續(xù)200s左右，飛行航程為900km;從仿真曲線a)可以看出，彈道式返回由于再入角大(絕對值)，而且飛行過程沒有升力作用，所以飛行航跡較短，最終直接再入大氣;從速度變化曲線b)中可以看出，再入飛行過程隨著飛行高度下降，飛行密度增加，速度變化率進(jìn)一步增大，從而導(dǎo)致較大的氣動過載和熱流密度峰值.曲線c)和d)分別為該返回過程對應(yīng)的氣動過載荷熱流密度隨時間的變化曲線.從圖中可知，本文仿真的返回器以－8°彈道式再入時，峰值氣動過載可達(dá)25g，駐點熱流密度峰值達(dá)3.4×106W/m2.

圖2 彈道式返回仿真曲線

2.2 半升力預(yù)測制導(dǎo)返回仿真

預(yù)測制導(dǎo)返回在返回過程中需根據(jù)實際飛行情況、落點要求持續(xù)實時進(jìn)行傾側(cè)角制導(dǎo)計算，本文采用數(shù)值預(yù)測制導(dǎo)算法進(jìn)行制導(dǎo)計算.

半升力預(yù)測制導(dǎo)能夠?qū)崟r進(jìn)行制導(dǎo)計算，再入角變化率小，適合采用較淺再入，本文選擇－6°再入，4000km目標(biāo)航程問題進(jìn)行仿真研究［5-7］.

從仿真曲線a)可以看出，航天器再入下降至一定高度(約60km)時，在升力控制下跳躍飛行來保證飛行航程需要，對應(yīng)于仿真曲線b)，在跳躍飛行段氣動力較小，飛行器的速度變化率比較平緩，即實現(xiàn)平緩減速，避免了較大的氣動過載.

仿真曲線b)～d)為對應(yīng)的航程、氣動過載和熱流密度的變化曲線.從圖中可以看出，通過航跡規(guī)劃，航天器的飛行航程達(dá)到約3960km，與目標(biāo)航程相差40km，是因為考慮到開傘減速，仿真計算終止于10km.

與彈道式返回相比，該種長距離再入飛行任務(wù)，采用預(yù)測制導(dǎo)返回具有較高的精度.從飛行過程的氣動過載和熱流密度可以看出，通過航跡規(guī)劃，氣動峰值分散在前后兩部分，最大氣動過載僅為4.2g左右;熱流密度峰值出現(xiàn)在第一次下降飛行段，最大峰值為2×106W/m2.

3 彈道式和半升力預(yù)測制導(dǎo)返回工程應(yīng)用分析

通過上述對彈道式返回和預(yù)測制導(dǎo)返回的仿真分析比較，結(jié)合工程實際，可進(jìn)行深空彈道式返回和預(yù)測制導(dǎo)返回的對比.

3.1 彈道式返回飛行優(yōu)點及缺點分析:

彈道式返回在工程實際應(yīng)用中具有以下優(yōu)點:

1)彈道式返回采用旋成體，外形設(shè)計簡單;

2)彈道式返回飛行過程中，始終以恒定的角速度自旋，返回器外部受熱均勻，熱防護(hù)設(shè)計簡單;

3)彈道式返回過程不需要制導(dǎo)，所以返回器質(zhì)量較輕，在滿足再入條件之后，飛行安全性高;

4)技術(shù)成熟度水平高，工程應(yīng)用實現(xiàn)的成本低.

彈道式返回在任務(wù)適應(yīng)性方面存在一些不足，可以歸納為以下幾點:

1)彈道式返回航程不可調(diào)，飛行航跡相對再入角非常敏感，所以要想獲得較小的落點散布需要再入點飛行狀態(tài)誤差很小，并且為減小再入飛行過程中氣動不確定性和風(fēng)等影響，需選擇較大的再入角，來保證飛行任務(wù)成功;

2)彈道式返回的再入角大，而且再入飛行過程中沒有升力可利用，所以飛行航跡較陡，在飛行過程中會產(chǎn)生較大的氣動過載和熱流密度，這對防熱材料要求提高.并且該種氣動過載環(huán)境不適用于載人返回等低過載深空返回任務(wù).

3.2 半升力預(yù)測制導(dǎo)返回飛行優(yōu)點及缺點分析:

半升力預(yù)測制導(dǎo)返回作為一種新的返回方式，有許多新的優(yōu)點:

1)預(yù)測制導(dǎo)返回可以在軌規(guī)劃航跡，所以具有較大的任務(wù)適應(yīng)性;

2)返回飛行過程，利用升力可以調(diào)整航跡，拓寬再入走廊，從而降低對再入點精度的控制要求;

3)可以在較淺的再入條件下，進(jìn)行精確制導(dǎo)返回，從而大大降低氣動過載，有利于深空載人等任務(wù)的展開.同時，峰值熱力密度較小，對防熱材料選用要求低;

4)通過跳躍飛行，可以有效增加飛行航程，有利于更廣泛的選擇落區(qū).

半升力預(yù)測制導(dǎo)返回在進(jìn)行工程應(yīng)用時相比與彈道式返回有一些缺點:

1)預(yù)測制導(dǎo)返回的制導(dǎo)方案設(shè)計復(fù)雜，在工程實際應(yīng)用中，需要與控制系統(tǒng)相結(jié)合，增加了返回器設(shè)計的難度;

2)返回飛行持續(xù)時間長，加熱總量大，所以需要增加防熱材料的使用，可能增加了返回器的質(zhì)量.

4 結(jié)論

從以上分析可知，深空彈道式返回可以簡化設(shè)計，縮短研制周期，降低成本，適合于進(jìn)行深空返回技術(shù)的前期驗證和無人深空探測任務(wù)的完成;半升力預(yù)測制導(dǎo)返回是有效解決深空高速再入返回問題的途徑，對于載人或者其攜帶有對再入飛行過載有較高要求的有效載荷時，適宜采用半升力預(yù)測制導(dǎo)返回實現(xiàn).

［1］ 韓鴻碩，陳杰.21世紀(jì)國外深空探測發(fā)展計劃及進(jìn)展［J］.航天器工程，2008，17(3):2-22

［2］ 王希季.航天器進(jìn)入與返回技術(shù)［M］.北京:中國宇航出版社，1991

［3］ Frank J R.Re-entry vehicle dynamics［M］.New York:America Institute of Aeronautics and Astronatics Inc.，1984

［4］ Bairstow S H，Barton G H.Orion reentry guidance with extended range capability using PredGuid［C］.AIAA Guidance，Navigation and Control Conference and Exhibit，Hilton Head，South Carolina，August 20-23，2007

［5］ Graves C A，Harpold J C.Apollo experience report mission planning for Apollo entry［R］.NASA TN D-6725，19720013191，1972

［6］ 陸平，朱亮，敬忠良，等.探月返回跳躍式再入制導(dǎo)［C］.全國第十三屆空間及運動體控制技術(shù)學(xué)術(shù)會議，宜昌，2008

［7］ Chapman D R.An approximate analytical method for studying entry into planetary atmospheres［D］.Ames Aeronautical Laboratory Moffett Field，Calif.，1958