CN109558660A

CN109558660A - 一种航天器碎片陨落落区预报方法

Info

Publication number: CN109558660A
Application number: CN201811394291.1A
Authority: CN
Inventors: 何跃龙; 喻海川; 李盾
Original assignee: China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Current assignee: China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date: 2018-11-21
Filing date: 2018-11-21
Publication date: 2019-04-02
Anticipated expiration: 2038-11-21
Also published as: CN109558660B

Abstract

一种航天器碎片陨落落区预报方法，包括以下步骤：根据当前待处理航天器或者碎片，建立基础气动数据库；所述的基础气动数据库包括基础静态气动数据库以及基础动态气动数据库；基础静态气动数据库中存储与飞行条件对应的气动力和力矩数据；基础动态气动数据库中存储与飞行条件对应的气动导数数据；从基础静态气动数据库中插值得到实时的气动力数据、从基础动态气动数据库中插值对应条件的气动导数数据，解算得到航天器或碎片的实时受力数据；根据上述确定的航天器/碎片的实时受力数据进行六自由度弹道仿真，确定航天器或者碎片的陨落轨迹，进而确定其陨落落区。

Description

一种航天器碎片陨落落区预报方法

技术领域

本发明涉及一种航天器碎片陨落落区预报方法。

背景技术

航天发射活动在把航天器送入预定轨道的同时，会生成大量的尺寸比较大的空间碎片，如空燃料箱、整流罩、分离装置、航天器体、助推器等。这些航天器会再入大气层，在再入大气层的过程中，要经流自由分子流区、过渡流区、滑移流区和连续流区。在高速高温的再入过程中，空气会发生振动、离解、电离和复合等化学物理反映的真实气体效应，巨大的能量会引起航天器的烧蚀、爆炸，进而发生解体。航天器解体后的碎片再入过程中一部分会被烧蚀，剩余部分会撞击地面。这些碎片残骸落入地面在数十公里宽和数百公里长的范围内，会对地面的人类、建筑以及环境等造成巨大的危险损害。因此，准确预测航天器碎片的再入走廊，可有效地避免这种危害。

图1是典型的航天器寿命周期示意图。在航天器再入陨落过程中，航天器在重力、气动力等外力作用下运行速度不断减小、轨道高度不断降低，最终陨落至地面。在此过程中，需要考虑的可能影响航天器运动的因素包括地球对其的引力(重力)、科氏力、气动力等作用力，以及在这些作用力作用下出现的位移、姿态变化以及结构变形或破坏等。当航天器运行速度、高度确定时，其受到的地球引力以及需要考虑的科氏力都是确定的，但是气动力是难以确定的，因为这与其姿态、相对来流的攻角等参数密切相关。

总的来说，在碎片陨落预报时主要需要解决两个问题，一是航天器在烧蚀、熔融过程中何时分解为何种形状的碎片；二是碎片在高速运动过程中受到的气动载荷如何，以及碎片在气动载荷作用下将如何运动。这两个问题可归类为气动热问题和气动力问题。

当前碎片陨落预报分析方法主要分为面向简化模型法和面向航天器法两类，两类方法的区别在于处理的对象不同。面向简化模型方法通常将碎片简化为球体、柱体和方体等具有规则外形的物体，这些物体的外形简单，质心位置和转动惯量容易确定。面向航天器方法分析的是真实外形，相对于简化模型具有更准确的外形和模拟准确度，但复杂的外形使得建模难度和计算量都相应地增加。两类方法在处理气动热问题时都是采用热传导模型得到结构内部温度分布，进而判断物体是否被烧蚀或解体(部分单纯采用零维热传导模型的方法无法预测解体)，或是采用高度准则判断是否解体，一般给定航天器在78km高度解体。但在处理气动力问题时，各种方法存在很大的不同。

气动力的模拟是碎片陨落预报中的关键问题，因为碎片运行轨迹主要由其受到的气动力支配，在气动力作用下碎片会发生平动和转动。碎片的转动会使其受力发生变化，碎片的平动会使其最终落点位置不断偏移。面向简化模型法中由于处理的对象为简化后的理想外形，分析物体受力时往往不考虑碎片在气动力作用下的转动，仅采用统计方法获得气动力系数，计算碎片运行弹道时采用三自由度方程。这种处理方式较为简单，但落点预报的精度不高。

采用面向航天器法时，如果可以获得较为准确的气动力/力矩数据，则可以求解六自由度的弹道方程获得碎片速度、姿态，进而获得可信度更高的落点预报数据。若已知航天器某时刻的高度、速度、姿态、攻角、侧滑角等工况参数，如果采用数值模拟的方式确定该航天器此时的受力需要的时间至少在几十分钟量级，而仿真一条航天器碎片的陨落轨迹采样点时间步长可能在0.01～0.1s区间，假设其从某高度陨落至地面需要30s时间，即意味着此陨落轨迹需要进行 300～3000步仿真分析，如果每一步需要耗时10分钟，即意味着2～20天，如果计算的空域、时间尺度更大则需要的时间也越长。此外，通常的碎片陨落预报需要分析成千上万条轨迹，显然这种时间成本是无法承受的。

由于计算量巨大，复杂外形气动力数据无法实时求解，通常是通过分析已有的气动数据，建立相应的气动力模型。在预报过程中通过碎片飞行条件(高度、速度等)利用气动力模型实时计算其受到的气动力。这种方法效率高，但由于模型精度问题，且通常的气动模型是基于静态气动数据，没有计及动态因素对气动特性的影响，因此通常的气动模型可能造成存在一定的误差。由于碎片陨落过程中需要进行较大时间/空间尺度的计算，因此在此过程中误差将不断累积，使得陨落的落点与实际情况存在较大偏差。

发明内容

本发明的技术解决问题是：针对现有技术的不足，提供了一种航天器碎片陨落落区预报方法，实现了对航天器或碎片陨落落区的高效、准确预报。

本发明的技术解决方案是：一种航天器碎片陨落落区预报方法，包括以下步骤：

根据当前待处理航天器或者碎片，建立基础气动数据库；所述的基础气动数据库包括基础静态气动数据库以及基础动态气动数据库；基础静态气动数据库中存储与飞行条件对应的气动力和力矩数据；基础动态气动数据库中存储与飞行条件对应的气动导数数据；

从基础静态气动数据库中插值得到实时的气动力数据、从基础动态气动数据库中插值对应条件的气动导数数据，解算得到航天器或碎片的实时受力数据；

根据上述确定的航天器/碎片的实时受力数据进行六自由度弹道仿真，确定航天器或者碎片的陨落轨迹，进而确定其陨落落区。

优选的，所述的基础动态气动数据库通过下述方式建立：

(a)将当前待处理航天器或者碎片进行物形离散化，将待处理航天器或者碎片的表面离散成一系列的面元；

(b)利用工程方法估算各个飞行条件下每个面元在有无干扰因素影响下的气动力和力矩；当干扰因素趋近于零时，确定每个面元气动力和气动力矩关于干扰因素的气动导数；

(c)对(b)中的所有面元上相同干扰因素的气动导数进行积分，得到各个飞行条件下航天器或者碎片整体关于该干扰因素的气动导数数据。

优选的，所述的航天器或碎片的实时受力数据通过下述方式进行确定：

根据当前飞行条件，从基础静态气动数据库中插值得到实时的气动力数据F_static、从基础动态气动数据库中插值对应条件的气动导数数据F^φ；

根据φF^φ+F_static确定实时受力数据；

所述的φ为干扰因素当前计算时刻的值。

优选的，所述干扰因素包括速度和角速度。

优选的，所述的工程方法为牛顿法，利用牛顿法计算航天器或者碎片在静止、平动或转动条件下面元的受力变化。

优选的，所述的基础静态气动数据库存储与飞行条件对应的气动力和力矩数据，所述的飞行条件包括高度、速度、攻角、侧滑角；通过数值模拟方法确定不同飞行条件下的气动力及力矩数据。

优选的，所述的面元为三角形或者四边形。

进一步的，气动力参数F在干扰因素φ影响下的动导数可表示为F^φ，数学表达式为：

F′为有干扰因素影响下的气动力和力矩。

优选的，所述的第i个面元关于干扰因素φ的气动导数F_i ^φ通过下述公式近似计算：

公式中的φ取值不大于10^-5。

本发明与现有技术相比有益效果为：

本发明方法是一种面向航天器方法，预报过程中由静态气动数据库提供基础静态数据，由基于牛顿法的动导数估算方法快速计算基础动态气动数据，在不显著增加计算量的同时极大提升了预报的精准度。

本发明提出了一种航天器或碎片陨落落区预报中气动力的高效、高精度计算方法，在此计算方法中，将航天器或碎片受到的气动力分为两部分，分别是静态数据和动态数据。

本发明中静态数据的处理按照通常方式，即建立航天器或碎片基本静态数据库，包括航天器或碎片外形在不同高度、马赫数、攻角、侧滑角情况下的力和力矩情况。在常规的陨落落区预报方法中气动力建模是基于静态数据库的，此建模过程没有考虑航天器或碎片动态特性对气动力的影响。当航天器以某一种姿态运动时其受到的气动力与其以一定速度运动到同一姿态时受到的气动力是不同的，两者之间的差异主要是由其动态特性引起的，本发明与常规陨落落区预报方法相比主要差异就在于考虑了航天器或碎片动态特性的影响。

航天器或碎片的动态特性可以用动导数来计量，本发明在建立航天器或碎片基本静态数据库的同时也建立一个航天器或碎片的基本动态特性数据库，这样在陨落轨迹仿真中可以从基本静态数据库中插值航天器或碎片当前时刻受到的气动力，同时也可以从基本动态数据库中插值得到航天器或碎片当前的运动状态对其受到的气动力的影响，进而建立更为准确的气动力模型。

航天器或碎片的气动力数据包括6个量(力的三个分量及力矩的三个分量)，而反映其动态特性的动导数数据则要复杂得多，如果仅考虑航天器姿态角速度(三个量)对气动力的影响，需要引入3*6＝18个动导数，如果需要考虑更多的影响因素，则需要引入的动导数数目更多。如果采用数值模拟的方式获得动导数数据，单个动导数计算状态的计算时长比单个静态计算状态的计算时长要大一个量级，如果通过数值模拟的方式建立一套完整的航天器或碎片动导数数据库将需要海量计算及大量的时间成本。

本发明引入基于牛顿法的动导数工程估算方法，使得本需要几十天甚至数月才能完整建立的动态数据库仅需几分钟就能完成，在高马赫数条件下计算精度高。

通过引入动导数，在大空域、宽速域、长时间尺度的碎片陨落过程仿真中引入了适度的阻尼，可有效促进仿真中非物理振荡过程的衰减，提升仿真方法的鲁棒性。

附图说明

图1为典型航天器寿命周期示意图；

图2表面离散化后的球体(三角化)及立方体(四边形化)示意图；

图3牛顿法示意图；

图4旋转条件下牛顿法的应用。

具体实施方式

下面结合附图1-4及实例对本发明作详细说明。

步骤1：建立基础静态气动数据库；

陨落落区/落点预报的对象主要有两类：

一类是完整的航天器。如航天器再入初期，在气动力/热不足以使其烧蚀、熔融、破碎成其他外形或碎片时；低空航天器(如航天器发射过程中在较低高度分离的助推级、整流罩等)；另一类是航天器在气动力/热或爆炸/切割等机构作用下分解/破碎形成的碎片。

对于完整的航天器，在开展落点/落区预报时可以直接使用其完整外形直接仿真。当研究对象为碎片外形时，在仿真初期需要利用相应的研究手段对切割爆炸、烧蚀、熔融的效果进行评估，分析碎片形成的高度位置，并最终确定碎片数量、尺寸、拓扑结构等信息作为进一步仿真的输入条件。在航天器破碎成为碎片前其陨落轨迹的评估采用完整航天器外形，在破碎后则根据破碎分离的模拟结果以碎片外形作为研究对象。

在进行陨落轨迹仿真时，航天器或碎片所受的气动力是最为基础的受力数据。在建立此数据库时，首先需要分析影响外形受力的因素，如高度、速度、攻角、侧滑角等等，在建立气动数据库时需要将这些因素综合考虑，设计数据库的参数空间，最后通过数值模拟等方法填充数据库。

步骤2：建立基础动态气动数据库；

此步骤是本发明的主要部分，可分解为以下几个过程：

步骤(1)将物形离散化。由于航天器或碎片往往具有复杂的拓扑结构，采用三维造型的方式进行描述十分复杂，将其进行离散化将大大简化后续的积分操作。一般物形的离散化可以采用三角形或四边形方式(如图2所示)，后续对整个物形的动态特性计算则可以分解到单独面元上分别进行。

步骤(2)利用牛顿法分析单独面元对物形动态特性的影响。

牛顿理论是高超声速流动问题中估算物体气动力的一种工程方法。如图3 所示，设有一无限长平板，来流速度为U_∞，来流速度与平板间有夹角θ，物体迎风面外法线方向为则：

根据牛顿理论可估算得到作用在平板上的气动力为：

Cp＝2sin²θ

在超/高超声速流动问题中，飞行器由于姿态变化引入的当地速度相对于较高的飞行速度而言是小量，可以认为是小的扰动量。这里利用牛顿理论估算由于飞行器姿态变化引入的扰动量对飞行器受到的气动力的影响。如果飞行器在以U_∞飞行的同时绕其质心以角速度ω旋转，在估算这种小扰动情况下飞行器的受力时，对于每个表面网格单元可以将当地的飞行器运动速度(表面网格格心速度)叠加来流速度作为当地流动速度(如图4)，并估算扰动情况下的飞行器受力。当角速度ω趋于零时，可以近似估算各气动导数。将气动力参数F在干扰因素φ影响下的动导数可表示为F^φ，数学表达式为：

对于不同的气动力参数和不同的干扰因素，依此可建立气动稳定性导数矩阵。

上式是动导数的理论形式，在实际应用中通常采用的离散的形式进行求解。设第i个面元上F对φ的气动导数可表示为F_i ^φ，则上述理论表达式可表示为以下离散形式：

当φ_i很小时，可用此时近似表示之前理论公式中的极限值。在实际应用中可以取φ_i＝10^-5。

将各个面元动导数分量分别积分，获取整个物形在的动导数数据。

步骤3：六自由度弹道仿真的步骤；

在任意时刻t，如果已知航天器或碎片受到的静态气动力以及动导数数据，可以计算得到考虑运动影响的气动力参数，可表示为：

其中下标t表示当前时刻，static表示从基本静态气动数据库中插值得到的静态气动数据；F_t ^φ为航天器或碎片在t时刻动导数数据；φ_t为当前时刻影响因素φ的值。

根据计算得到的实时气动力可以开展航天器或碎片陨落过程的六自由度仿真。由航天器或碎片所受气动力、气动力矩以及对应时刻的质心运动速度、旋转角速度等参数，通过数值方式求解六自由度弹道方程可获得新的质心位置、姿态以及运动的速度和旋转角速度等。

当仿真单条陨落轨迹时，可以根据仿真条件作为初始输入参数，重复上述两步骤，直至航天器或碎片落到地面，获得陨落过程的完整轨迹参数，完成单条落点预报。

考虑多因素影响的落区仿真：

航天器或碎片在坠落过程中，会发生复杂的姿态变化，进而导致其受到的气动力剧烈变化，根据其质心的运动速度、当地风场条件、飞行姿态等可获得其实时的高度、攻角、侧滑角等数据，进而可以按照步骤3的方式开展六自由度仿真。从步骤1建立的基本静态气动数据库中插值得到实时的气动力数据、从步骤3建立的动导数数据库中插值对应条件的动导数，解算得到航天器或碎片的实时受力数据。

当需要开展大量的参数影响分析和评估时，可以根据相应的方法建立影响参数偏差量，开展大批量的蒙特卡洛仿真，并根据落点/落区分布规律分析相关参数的影响分析。

按照本发明建立的仿真方法，在相关数据库完整建立的条件下，可以在几十秒内完成单条陨落轨迹的预报(与陨落高度、仿真时间步长等相关)，可以在保证仿真效率的同时提高仿真的精度。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims

1.一种航天器碎片陨落落区预报方法，其特征在于包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述的基础动态气动数据库通过下述方式建立：

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述的航天器或碎片的实时受力数据通过下述方式进行确定：

根据φF^φ+F_static确定实时受力数据；

所述的φ为干扰因素当前计算时刻的值。

4.根据权利要求2或3所述的方法，其特征在于：所述干扰因素包括速度和角速度。

5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：所述的工程方法为牛顿法，利用牛顿法计算航天器或者碎片在静止、平动或转动条件下面元的受力变化。

6.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：所述的基础静态气动数据库存储与飞行条件对应的气动力和力矩数据，所述的飞行条件包括高度、速度、攻角、侧滑角；通过数值模拟方法确定不同飞行条件下的气动力及力矩数据。

7.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：所述的面元为三角形或者四边形。

8.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：气动力参数F在干扰因素φ影响下的动导数可表示为F^φ，数学表达式为：

F′为有干扰因素影响下的气动力和力矩。

9.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：所述的第i个面元关于干扰因素φ的气动导数F_i ^φ通过下述公式近似计算：

公式中的φ取值不大于10^-5。