高速再入热流飞行试验验证方法与流程

[0001]
本发明涉及一种高速再入热流飞行试验验证方法。


背景技术：

[0002]
深空探测返回再入时，再入器的速度可达到第二宇宙速度(约11km/s)，相比于近地轨道返回第一宇宙速度再入速度要大得多，再入过程的热流将达到5倍以上，飞行器返回再入时将经历极高的气动热环境，因此深空探测返回飞行器，需要通过实际飞行试验验证相关性能。
[0003]
若通过模拟第二宇宙速度返回再入，将需要首先将飞行器加速到第二宇宙速度，耗费大量的资源，出于仅考察防热材料的性能考虑，一般只对峰值热流密度进行验证，而总加热量通过地面风洞试验进行验证。目前的验证方法中，飞行器器弹道控制一般以到达预定的落点区域为目标，但是由于器上计算能力有限，因此直接验证峰值热流密度时无法将热流计算和控制方法(即算法)集成在器上。


技术实现要素：

[0004]
本发明的目的在于提供一种能够将算法集成到飞行器上的高速再入热流飞行试验验证方法。
[0005]
为实现上述发明目的，本发明提供一种高速再入热流飞行试验验证方法，包括以下步骤：
[0006]
a、使飞行器从初始轨道变轨至试验轨道；
[0007]
b、在飞行器到达所述试验轨道的远地点时制动，使其变轨至返回轨道并沿着所述返回轨道以低于第二宇宙速度的速度再入大气；
[0008]
c、在飞行器再入过程中，通过控制峰值过载的方式间接控制峰值热流密度。
[0009]
根据本发明的一个方面，在所述步骤(a)中，使飞行器在所述初始轨道的近地点加速，使其变轨至所述试验轨道。
[0010]
根据本发明的一个方面，所述试验轨道为椭圆形，其计算过程为：
[0011]
利用下式计算飞行器在所述初始轨道上的近地点速度v
pi
：
[0012][0013]
式中，μ为地球引力常数，r
e
为地球半径，h
pi
为初始轨道近地点高度，h
ai
为初始轨道远地点高度，r
ai
为初始轨道近地点地心距，r
pi
为初始轨道远地点地心距；
[0014]
利用下式计算飞行器在所述试验轨道上的近地点速度v
pf
：
[0015]
v
pf
＝v
pi
+δv
all-δv
brk
；
[0016]
式中，δv
all
为飞行器总速度增量，δv
brk
为制动速度增量；
[0017]
由中心引力场圆锥曲线能量方程可知，所述试验轨道的半长轴为：
[0018][0019]
式中，r
pf
为试验轨道近地点地心距，其等于初始轨道近地点地心距r
pi
。
[0020]
从而可以计算出所述试验轨道的远地点高度为：
[0021]
h
af
＝2a
f-2r
e-h
pi
；
[0022]
根据角动量守恒方程h＝r
×
v，计算飞行器在所述试验轨道上的远地点速度v
af
为：
[0023][0024]
所述试验轨道的偏心率e
f
为：
[0025][0026]
根据本发明的一个方面，在所述步骤(b)中，通过控制再入角来控制再入速度，实现以小于第二宇宙速度的速度再入大气；
[0027]
具体为，通过控制再入角使其大于深空探测返回的正常再入角，来降低飞行试验为实现再入过程达到与深空探测返回相当的峰值热流密度，对再入速度的需求。
[0028]
根据本发明的一个方面，通过控制飞行器在所述试验轨道的远地点变轨时的制动速度增量来控制再入角。
[0029]
根据本发明的一个方面，再入角的计算过程为：
[0030]
根据椭圆方程计算所述步骤(b)中的变轨位置的地心距为：
[0031][0032]
式中，r0，r1分别为飞行器变轨前和变轨后的变轨位置的地心距，f
brk
为制动点位置的真近点角；
[0033]
根据所述中心引力场圆锥曲线能量方程计算得到飞行器在所述变轨位置的初速度v0为：
[0034][0035]
由所述试验轨道上的角动量守恒可知，所述初速度v0的方向角为：
[0036][0037]
式中，r
af
，v
af
为所述试验轨道远地点的地心距和飞行器在此点的速度；
[0038]
根据余弦公式计算得到飞行器的制动后速度v1为：
[0039][0040]
式中，ψ为制动俯仰角；
[0041]
利用下式计算飞行器制动后速度v1的方向角为：
[0042][0043]
取再入点地心距为r
e
，由能量公式可知：
[0044][0045]
解出再入点惯性速度v
e
为：
[0046][0047]
由所述返回轨道上的角动量守恒可知，再入角为：
[0048][0049]
根据本发明的一个方面，在所述步骤(c)中，通过控制飞行器的倾侧角来控制峰值过载，在此过程中对峰值过载的上下限进行控制。
[0050]
根据本发明的一个方面，利用仿真得出峰值过载和峰值热流密度的对应关系。
[0051]
根据本发明的构思，通过控制变轨点的制动速度增量来控制再入角，使飞行器以大于正常深空探测返回时的再入角的角度再入大气，如此可以使得其再入速度得以小于第二宇宙速度，从而降低了成本和研制风险。另外，在飞行器再入过程中，验证峰值热流密度。验证峰值热流密度的方式为，通过控制侧倾角来控制峰值过载，并利用仿真的方式建立峰值过载和峰值热流密度的对应关系，从而将热流密度控制目标转换为飞行过程的峰值过载控制目标，间接完成此验证项目。这样，能够使得验证峰值热流密度所用的算法均集成在其上。
[0052]
根据本发明的一个方案，在飞行器再入过程中，控制峰值过载的上下限，从而在完成验证峰值热流密度的情况下，又不超过设计极限。
附图说明
[0053]
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0054]
图1示意性表示本发明的一种实施方式的高速再入热流飞行试验验证方法的流程图；
[0055]
图2示意性表示本发明的一种实施方式的高速再入热流飞行试验验证方法的再入角控制示意图；
[0056]
图3示意性表示本发明的一种实施方式的高速再入热流飞行试验验证方法的再入过程过载控制逻辑图。
具体实施方式
[0057]
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0058]
在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
[0059]
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
[0060]
参见图1，本发明的高速再入热流飞行试验验证方法适用于总体飞行试验验证规划和方案设计。首先，使飞行器从初始轨道(即近地轨道)变轨至试验轨道。在此第一次变轨中，本发明采用的方式为使飞行器在初始轨道的近地点加速，使其完成变轨。本发明中，试验轨道为椭圆形，因此其也可称为大椭圆轨道。这种形状的轨道可以使得飞行器再入前无需脱离地球引力地绕地球飞行。由于本发明所基于的理念为：以低于第二宇宙速度的速度再入，从而节约成本并降低风险。因此，由能量守恒可知飞行器从初始轨道变轨时的速度也可小于第二宇宙速度，即飞行器从初始轨道变轨时的速度增量较小。
[0061]
试验轨道的各个参数的计算以运载火箭的运载能力和飞行器自身变轨能力为依据，本发明中所指的变轨能力为飞行器总速度增量δv
all
。具体的，试验轨道各参数计算的步骤中，首先利用下式计算飞行器在初始轨道上的近地点速度v
pi
：
[0062][0063]
式中，μ为地球引力常数，r
e
为地球半径，h
pi
为初始轨道近地点高度，h
ai
为初始轨道远地点高度，r
ai
为初始轨道近地点地心距，r
pi
为初始轨道远地点地心距。
[0064]
由上述可知，本发明中使飞行器从初始轨道近地点加速进入试验轨道，因此变轨过程中近地点高度不变。则初始轨道至试验轨道所需的速度增量为两个轨道近地点的速度差。因此，飞行器在试验轨道上的近地点速度v
pf
可通过下式计算得到：
[0065]
v
pf
＝v
pi
+δv
all-δv
brk
；
[0066]
式中，δv
all
为飞行器总速度增量，用于轨道抬升和制动，代表飞行器的总变轨能力；δv
brk
为制动速度增量。
[0067]
中心引力场圆锥曲线能量方程其中，对于一个椭圆轨道上一点，r为此点的位置矢量，v为速度矢量，a为半长轴长度，由此可知，试验轨道的半长轴为：
[0068]
[0069]
式中，r
pf
为试验轨道近地点地心距，由于在近地点加速不改变近地点高度，因此r
pf
等于初始轨道近地点地心距r
pi
。
[0070]
由于试验轨道和初始轨道的近地点高度相同，因此试验轨道的远地点高度为：
[0071]
h
af
＝2a
f-2r
e-h
pi
；
[0072]
根据椭圆轨道角动量守恒方程h＝r
×
v，计算飞行器在试验轨道上的远地点速度v
af
为：
[0073][0074]
试验轨道的偏心率e
f
为：
[0075][0076]
通过上述计算确定了试验轨道的轨迹，之后则是控制飞行器在试验轨道上完成第二次变轨，使其变轨至返回轨道。具体的，本发明采取的方式为，在飞行器到达试验轨道的远地点时制动，从而完成变轨。由上述可知，本发明通过控制再入角的方式来控制再入速度。结合第二次变轨的方式，控制再入角的实际手段为控制飞行器在变轨位置的制动速度增量来间接控制再入角。最终目的为使再入角大于正常深空探测返回时以第二宇宙速度再入的再入角。这样可以使飞行器得到一个更大的指向地心的速度增量，从而也使得其再入速度即使小于第二宇宙速度也能在再入过程中实现峰值热流，以实现热流验证目的。由此，本发明通过控制再入角使其大于深空探测返回的正常再入角，来降低飞行试验为实现再入过程达到与深空探测返回相当的峰值热流密度，对再入速度的需求。
[0077]
在验证峰值热流密度时，以变轨位置制动速度增量为变量计算再入角的过程中，首先计算变轨位置的地心距。由于试验轨道为椭圆形，而变轨位置位于试验轨道的远地点。由此，可根据椭圆方程计算得到变轨位置的地心距为：
[0078][0079]
式中，r0，r1分别为飞行器变轨前和变轨后的变轨位置的地心距，由于本发明采用脉冲式变轨，因此变轨前后的地心距相等；f
brk
为制动点位置的真近点角。
[0080]
由上述中心引力场圆锥曲线能量方程可知，飞行器在变轨位置的初速度v0为：
[0081][0082]
由试验轨道上的角动量守恒可知，飞行器在变轨位置的初速度v0的方向角为：
[0083][0084]
式中，r
af
，v
af
为试验轨道远地点的地心距和飞行器在此点的速度；
[0085]
根据余弦公式计算得到飞行器在变轨位置制动后速度v1为：
[0086]
[0087]
式中，ψ为制动俯仰角(参见图2)，
△
v即为δv
brk
。
[0088]
利用下式计算飞行器的制动后速度v1的方向角为：
[0089][0090]
取再入点地心距为r
e
，由能量公式可知：
[0091][0092]
解出再入点惯性速度v
e
为：
[0093][0094]
由返回轨道上的角动量守恒可知，再入角为：
[0095][0096]
综合上述，本发明利用上述方法控制制动后速度增量来控制再入角，实现以低于第二宇宙速度的再入速度再入大气。飞行器沿着返回轨道再入大气后的再入过程中，由于受到了大气影响，气体会摩擦飞行器表面而产生气动热。这就说明峰值过载和峰值热流密度具有一定联系。本发明通过对多组不同再入条件下的弹道峰值过载与峰值热流密度进行拟合，得出峰值过载与峰值热流密度成线性关系，参见表1：
[0097][0098][0099]
表1
[0100]
因此，在弹道设计中，通过对峰值过载的控制可以代替对峰值热流密度的控制。以目前的技术而言，峰值过载的算法均可集成到飞行器上完成。因此，本发明通过将热流密度控制目标转换为飞行过程的峰值过载控制目标，从而在实现飞行试验对峰值热流密度的验证目的的同时，将此验证过程的算法均集成到了器上，并且不会增加飞行器再入弹道控制的难度。
[0101]
参见图3，本发明通过控制飞行器的倾侧角来控制峰值过载。图3中，γ
v,com
为不进行过载保护的倾侧角取值，γ
v,min
为进行过载保护的倾侧角取值，t
upcross
到t
downcross
为进行过载保护的时间区域，n
x,up
为进入过载保护的门限值，n
x,down
为退出过载保护的门限值。由图3可清楚得知，通过在此过程中对峰值过载的上下限进行控制，使得再入过程中的热流不会超过设计极限，从而确保热流验证的顺利进行。
[0102]
以上所述仅为本发明的一个实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

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