论文发表论货运飞船轨道设计模式的改革措施

　　摘要：在给定货运飞船/制品舱运行轨道高度等参数的条件下，本文建立了一种满足各项约束条件的返回轨道设计方法。仿真算例证明了本文给出的方法是可行的。文中建立的返回轨道设计方法，也可用于与货运飞船/制品舱具有相似特性的飞行器。文章发表：《航空计算技术》是由中华人民共和国新闻出版总署、正式批准公开发行的优秀期刊。自创刊以来，以新观点、新方法、新材料为主题，坚持"期期精彩、篇篇可读"的理念。航空计算技术内容详实、观点新颖、文章可读性强、信息量大，众多的栏目设置，航空计算技术公认誉为具有业内影响力的杂志之一。航空计算技术并获中国优秀期刊奖，现中国期刊网数据库全文收录期刊。

　　1问题描述

　　1.1返回轨道设计任务

　　可以看出，货运飞船/制品舱整个返回轨道设计是一个复杂的过程，需要综合考虑各种因素和约束条件，主要设计目标是:1)根据初始条件，设计一条满足各种约束条件的整体返回轨道;2)货运飞船再入大气后不需要回收，仅需要到达某一指定海域即可;制品舱内有重要物品，需要精确落到着陆场。货运飞船/制品舱能够通过一定的方法按照基准轨道飞行，即使个别参数出现偏差，仍然可以满足任务要求。

　　1.2设计参数与约束条件

　　1.2.1设计参数设计参数主要包括:制动初始位置，分离高度，分离速度，制动监测圈序列，推力大小和推力方向，货运飞船分离后开机参数与关机参数，制品舱自旋角速度。1.2.2约束条件1)监测约束货运飞船点火后的发动机状态需要受到地面监测。判断飞行器是否处于某监测站监测圈内的方法如图2所示，若地面监测站在C点，货运飞船位于T点，仅当T点位于阴影区内时，才可进行制动。当式(2)满足时，货运飞船可进行制动，其中h2为监测站雷达的探测距离，ε为监测站雷达的高低角，β～为货运飞船与监测站的地心角，LTO为货运飞船的地心距。2)落点约束货运飞船残骸落入某一指定海域。其中，φSZ_h表示货运飞船落点纬度，λSZ_h表示货运飞船落点经度。其中，φSZ_f表示制品舱落点纬度，λSZ_f表示制品舱落点经度，Δx表示航向偏差，Δz为横向偏差。3)过载约束要求制品舱再入过程中轴向过载小于nxmax。4)热流约束要求制品舱再入过程中热流密度小于Qmax。

　　2返回轨道方案设计

　　由于货运飞船/制品舱返回轨道涉及到飞行器的多种状态，并且需要考虑复杂的过程约束和严格的终点约束。本文采用迭代搜索算法，建立图3所示的货运飞船/制品舱返回轨道设计流程。

　　2.1动力学模型

　　由于制品舱再入大气后，其姿态与所受气动力息息相关，因此将其当作刚体进行轨道计算。而货运飞船只需落入指定的海域，可将其当作质点进行轨道计算。货运飞船/制品舱的基本动力学模型和运动学模型可参照文献[6]。货运飞船与制品舱通过弹射装置进行分离，如图4所示。分离过程的动力学模型如式(5)。其中，F1表示弹射力，mf表示制品舱质量，V表示分离前两者共有速度，ΔV表示制品舱分离前后速度之差，mh表示货运飞船质量，Vh表示分离后货运飞船速度。

　　2.2返回轨道设计

　　将货运飞船/制品舱返回过程分为4段:空间返回段、分离段、货运飞船自由段和制品舱自由段。2.2.1空间返回段空间返回段设计包括以下三方面:1)为了有效利用推力，货运飞船在起始制动前进行调姿，使得推力方向与速度方向相反，即:α=180°(6)其中，α表示攻角。2)考虑到货运飞船本身的调姿能力有限，制动开始后，货运飞船保持固定姿态不变，直至货运飞船与制品舱分离，即:φ=φ*ψ=ψ{*(7)其中，φ表示实时俯仰角，φ*表示固定俯仰角，ψ表示实时偏航角，ψ*表示固定偏航角。3)由于货运飞船的制动过程只能在监测站监测范围内进行，因此采用分段制动方式，考虑监测站(我国共有19个监测站)的具体位置，以及发动机的开关机次数尽量少，货运飞船制动监测圈序列设计为:当货运飞船处于某监测站的监测范围内时，发动机开机进行制动;当货运飞船离开监测站的监测范围，发动机关机，货运飞船进行自由飞行。其中，P表示货运飞船实时推力，P*表示货运飞船固有推力。2.2.2分离段为了确保安全，分离段同样需要在监测范围内完成;在分离段货运飞船发动机需保持关机状态;本文设计的分离速度为2m/s。2.2.3货运飞船自由段分离后货运飞船需要加速飞行坠入指定海域，因此，货运飞船与制品舱需具有一定的安全距离才可开启发动机;另外，货运飞船再入大气层后，会受到严重的气动加热从而发生烧蚀，导致发动机状态不可测，因此，加速飞行段仅在大气层外进行。其中，S表示货运飞船与制品舱之间的距离，S*表示安全距离，H表示货运飞船所处高度。2.2.4制品舱自由段制品舱自由段全程无动力，为保证返回过程中气动加热均匀，需设计制品舱的自旋角速度。完成上述4段设计后，即可得到货运飞船与制品舱的理论返回轨道。若理论返回轨道满足各项约束，则进行偏差返回轨道计算。当理论返回轨道与偏差返回轨道均满足各项约束要求时，即完成货运飞船与制品舱的返回轨道设计。

　　2.3迭代算法

　　为简化问题，制动监测圈序列、推力方向和分离速度已在2.2节中设计完成，不再参与迭代计算。下面根据不同设计参数对不同约束参数的影响不同，将迭代过程分为两部分:1)全局迭代。迭代参数为:制动初始位置θ，分离高度Hsp，推力大小P和自旋角速度ω。终点参数为:制品舱落点经度λSZ_f，制品舱落点纬度φSZ_f，再入最大过载nx和再入最大热流密度Q。2)局部迭代。迭代参数为:货运飞船开机参数Hon和关机参数Hoff。终点参数为:货运飞船落点经度λSZ_h和货运飞船落点纬度φSZ_h。本文所采用的迭代格式如式11，具体迭代算法可参照文献[7]。

　　3仿真算例

　　货运飞船与制品舱的初始参数如表1所示。

　　3.1货运飞船返回轨道结果

　　货运飞船理论返回轨道仿真结果如图5所示。货运飞船落点参数为经度-126°，纬度-23°，满足落入南太平洋的要求。

　　3.2制品舱轨道结果

　　制品舱落点纬度为42.19°，经度为111.812°，最大轴向过载为8.77g，最大热流密度为5.78MW/m2。再入大气过程中，关键点参数如表3所示。

　　3.3各项偏差

　　考虑到分离后制品舱姿态不确定，需要计算各姿态下的制品舱落点偏差。表4给出了9种典型姿态下，制品舱的落点位置与偏差大小。此外，本文还考虑了另外4种典型偏差对制品舱落点的影响，具体结果如表5所示。通过分析算例结果，可以得到以下结论:1)采用本文所设计的返回方案，货运飞船和制品舱可在满足所有约束的条件下达到指定落区;2)通过合理选择设计参数，使得再入制品舱在任意姿态下都能落入约束区域内，因此在分离段可以不约束制品舱的分离姿态;3)货运飞船的推力偏差对落点结果影响较大;其它偏差对返回轨道的影响较小。

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文章名称： 论文发表论货运飞船轨道设计模式的改革措施

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