再入?yún)?shù)調(diào)整對(duì)登月航天器返回再入特性的影響

閔學(xué)龍 潘 騰 郭海林

(中國(guó)空間技術(shù)研究院,北京100094)

1 引言

目前國(guó)際載人航天事業(yè)的發(fā)展正處于轉(zhuǎn)變時(shí)期,各航天大國(guó)紛紛將目標(biāo)瞄向載人登月及行星際探索。我國(guó)作為世界上第三個(gè)獨(dú)立掌握載人航天技術(shù)并具備月球探測(cè)能力的航天大國(guó),把載人航天同月球探測(cè)活動(dòng)有機(jī)結(jié)合起來(lái),借助已取得的寶貴工程經(jīng)驗(yàn),適時(shí)開(kāi)展載人登月任務(wù),顯然對(duì)于提升我國(guó)的國(guó)際地位、增強(qiáng)綜合國(guó)力、推進(jìn)航天科技發(fā)展及在新一輪國(guó)際空間力量配比中占重要地位等方面具有重要的戰(zhàn)略意義。

航天器從月球返回、再入地球是登月任務(wù)非常重要的環(huán)節(jié),直接決定航天員能否安全返回著陸;開(kāi)展月球飛行返回再入技術(shù)研究、摸清登月航天器再入運(yùn)動(dòng)特性顯然對(duì)于我國(guó)實(shí)施載人登月任務(wù)非常重要。

再入?yún)?shù)對(duì)登月航天器返回再入運(yùn)動(dòng)特性的影響很大,研究其變化對(duì)航天器再入過(guò)載、再入航程、飛行時(shí)間及落點(diǎn)散布等的具體影響規(guī)律,有助于逐步摸清登月航天器再入運(yùn)動(dòng)特性,并可為工程實(shí)施時(shí)返回再入軌道和月地返回轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)及著陸場(chǎng)的位置大小確定等提供依據(jù)和有益參考。

2 再入特性仿真

2.1 仿真初始參數(shù)

仿真基于文獻(xiàn)[1]、[2]所建動(dòng)力學(xué)模型,利用自主編制的載人航天器深空飛行返回再入運(yùn)動(dòng)特性仿真軟件(MDSE-RFDST)完成。分析計(jì)算基于文獻(xiàn)[3]、[4]再入標(biāo)稱(chēng)參數(shù),假定載人航天器升阻比為0.2～0.3[5-6],升力控制傾側(cè)角恒為0o,即航天器以全升力再入飛行;按表1所給定的不同初始參數(shù),考慮航天器再入角(γA)、再入速度(VA)、再入方位角(ΨA)變化對(duì)航天器再入運(yùn)動(dòng)特性的影響。

表1 再入初始參數(shù)

2.2 仿真結(jié)果

研究中進(jìn)行了大量的仿真計(jì)算,其中不同再入角、不同再入速度和不同再入方位角時(shí)典型仿真結(jié)果如圖1～9和表2～4所示。

圖1 不同再入角條件下再入過(guò)載曲線

圖2 不同再入角條件下再入航程曲線

圖3 不同再入速度條件下再入過(guò)載曲線

圖4 不同再入速度條件下再入航程曲線

圖5 不同再入方位角條件下再入過(guò)載曲線

圖6 不同再入方位角條件下再入航程曲線

圖7 不同再入角條件下航天器再入星下點(diǎn)軌跡(經(jīng)度平移處理方便觀察)

圖8 不同再入速度條件下航天器再入星下點(diǎn)軌跡(經(jīng)度平移處理方便觀察)

圖9 不同再入方位角條件下航天器再入星下點(diǎn)軌跡

表2 不同再入角條件下再入飛行仿真典型結(jié)果

表3 不同再入速度條件下再入飛行仿真典型結(jié)果

表4 不同再入方位角條件下再入飛行仿真典型結(jié)果

2.3 結(jié)果分析

由仿真結(jié)果可以看出:

1)再入角調(diào)整對(duì)登月航天器再入過(guò)載的影響很大,再入角每增大或減小0.1°,就會(huì)導(dǎo)致再入過(guò)載峰值增大或減小0.5gn以上,且變化幅度隨再入角變化量的增加有增大趨勢(shì)。當(dāng)再入角變化量為0.5°時(shí),再入過(guò)載峰值相差3.2gn以上;再入角變化量達(dá)到1°時(shí),再入過(guò)載峰值相差將達(dá)到6.4gn。再入角變化對(duì)航天器再入航程的影響也很大,再入角每相差0.1°,再入航程就相差約300km,且隨再入角減小該差值有明顯增大趨勢(shì)。由于航程的偏差,也導(dǎo)致航天器落點(diǎn)散布的增加,且散布主要沿再入飛行航向,變化趨勢(shì)與航程變化趨勢(shì)一致。

2)再入速度調(diào)整也會(huì)引起登月航天器再入過(guò)載和航程變化,但因再入速度本身取值范圍很窄,其調(diào)整引起再入過(guò)載和再入航程變化不太大,再入速度每增大或減小10m/s,再入過(guò)載峰值變化不到0.1gn,再入航程變化20～30km,相應(yīng)的航天器落點(diǎn)散布變化趨勢(shì)和再入航程變化趨勢(shì)相同。

3)保證登月航天器順行再入(即再入方位角在±90°范圍內(nèi))時(shí),再入方位角調(diào)整對(duì)航天器再入過(guò)載和航程基本沒(méi)有影響,但對(duì)航天器落點(diǎn)散布的影響較大。由于再入方位角變化主要反映了返回轉(zhuǎn)移軌道傾角的變化,返回轉(zhuǎn)移軌道傾角變化必然導(dǎo)致航天器再入飛行軌道面發(fā)生變化,從而導(dǎo)致航天器落點(diǎn)較大變化,而且方位角變化越大,落點(diǎn)差別也越大。在方位角變化相同的情況下,再入飛行航程越長(zhǎng),落點(diǎn)偏差也越大;對(duì)于再入方位角每1°的變化,不同再入航程L時(shí)的落點(diǎn)偏差近似為L(zhǎng)/57.2958。

3 結(jié)束語(yǔ)

根據(jù)前文分析及仿真可知:

1)比較各再入?yún)?shù)調(diào)整的影響可見(jiàn),再入角調(diào)整對(duì)登月航天器再入過(guò)載和再入航程的影響最大,其它再入?yún)?shù)調(diào)整對(duì)航天器再入過(guò)載和再入航程的影響均較小。這說(shuō)明,為控制航天器再入過(guò)載峰值,首先要考慮選用合適的再入角,同時(shí)也要嚴(yán)格控制再入角的偏差。

2)再入速度變化對(duì)登月航天器再入航程及落點(diǎn)散布的影響雖較小,但工程實(shí)施中為嚴(yán)格保證航天器的著陸精度,此影響也不能忽視,仍應(yīng)嚴(yán)格控制再入速度參數(shù)的偏差。

3)工程實(shí)施時(shí)控制返回轉(zhuǎn)移軌道傾角的偏差,就能控制再入方位角的變化,從而達(dá)到控制最終落點(diǎn)散布的目的。

4)本文僅研究了在登月航天器半彈道式再入、升力控制傾側(cè)角恒等于零的情況下,再入?yún)?shù)變化對(duì)登月航天器返回再入運(yùn)動(dòng)特性的影響,而未能考慮登月航天器再入飛行的優(yōu)化控制;實(shí)際工程實(shí)踐中,為了使控制系統(tǒng)具有調(diào)整落點(diǎn)和再入過(guò)載峰值的能力,一般會(huì)選定傾側(cè)角隨時(shí)間變化的曲線,后繼將進(jìn)一步研究這方面的問(wèn)題,以便為工程實(shí)施提供更有益的結(jié)論。

[1]閔學(xué)龍.載人航天器深空飛行返回再入運(yùn)動(dòng)特性研究[D].北京:中空空間技術(shù)研究院,2009.

[2]閔學(xué)龍,潘騰,郭海林.載人深空飛行返回再入模式仿真研究[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào).2009,16:18-19.

[3]閔學(xué)龍,潘騰,郭海林.載人航天器深空飛行返回再入軌跡優(yōu)化[J].中國(guó)空間科學(xué)技術(shù).2009,29(04):8-12.

[4]閔學(xué)龍,潘騰,郭海林.載人月球飛行返回再入動(dòng)力學(xué)建模與仿真研究[C].張家界:中國(guó)飛行力學(xué)年會(huì)論文集.2008:335-338.

[5]列凡托夫斯基.宇宙飛行力學(xué)基礎(chǔ)[M].凌福根譯.北京:國(guó)防工業(yè)出版社,1979.

[6]NASA.NASA's Exploration Systems Architecture Study[R].NASA-TM-2005-214062.