CN110733670A - 一种短航程低过载的再入轨迹设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种短航程低过载的再入轨迹设计方法，考虑对于以接近第二宇宙速度再入大气的飞行器再入过程，引进大升阻比航天器滑翔式再入的概念。首先设定初始下降段常值倾侧角飞行，在滑翔段和末端引入轨迹参数对轨迹进行描述；然后根据轨迹参数与控制指令倾侧角的关系，得到需求的控制指令；为实现低过载，引入过载限制，当过载超出一定范围时，通过适当减小倾侧角来保证过载不超过最大限制的要求；最后通过校正初始下降段倾侧角，实现不同航程任务需求。

Description

一种短航程低过载的再入轨迹设计方法
技术领域
本发明涉及轨迹规划技术，属于飞行器再入制导领域，可应用于小升阻比的再入航天器再入大气层过程的制导策略中，对于设计的此类再入轨迹，因为其航程短和过载低的特点，对现有载人飞船应急返回过程有一定参考价值。
背景技术
探月返回器以第二宇宙速度再入大气层，面临剧烈的热约束问题，对于载人返回器，对应的过载约束、落点精度要求更高。现有的地球大气再入方式主要有弹道式再入、弹道-升力式再入、升力式再入。对于载人探月返回器主要以弹道- 升力式中的跳跃式再入方法实现返回过程，在升力作用下再次冲出大气层，做一段弹道式飞行后，再一次进入大气层的返回再入。通过跳跃式再入可以使得飞船再入的可设计航程范围变宽、再入最大过载和热流变小，但是对于应急需要以短航程快速返回的情况，存在再入时间长，总吸热量大的问题。现有的以弹道式再入的应急返回方式虽然比较简单，但存在再入过载较大，可能达到7～13g，返回舱着陆点散布范围大的问题。
再入轨迹规划是指按照一定的方法，规划出一条满足再入过程约束和再入终端约束的轨迹。现有轨迹规划技术主要侧重于轨迹规划的最优性和快速性上，即分为离线最优轨迹规划和在线快速轨迹规划技术。在再入最优轨迹规划方面，主要体现在优化方法的发展，以邻近极值法、多重打靶法等为代表的间接法，和以配点法、伪谱法等为代表的直接法。在快速轨迹规划上，主要研究如何提高轨迹规划速度，由离线轨迹规划向在线轨迹规划发展和如何拓展轨迹维度，由二维轨迹向三维轨迹发展的问题。
发明内容
本发明的目的是，针对现有再入方式存在的问题，通过引入大升阻比飞行器中滑翔飞行的概念，通过设定滑翔段轨迹形式，提供一种短航程低过载的再入轨迹设计方法，为载人探月飞船再入返回提供一种应急返回弹道。
为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：一种短航程低过载的再入轨迹设计方法，包括以下步骤：
Step1：在地球圆球(r＝R0+h)假设，大气密度指数模型(ρ＝ρ0e-βh)假设下，以高度为自变量的再入运动方程描述形式如下：
Figure RE-GDA0002288275610000022
Figure RE-GDA0002288275610000023
Figure RE-GDA0002288275610000024
其中v为相对地球的速度大小，为当地速度倾角，ψ为速度方位角，r为地心距，h为飞行器高度，λ、
Figure RE-GDA0002288275610000027
分别为地心经度、地心纬度，σ为倾侧角，m为飞行器质量；ρ为大气密度；Sref为飞行器参考面积；CL、CD分别为飞行器的气动升力系数和气动阻力系数，R0为地球平均半径，ω为地球自转角速度。其余符号下标0代表再入点初始值或标准值，下标f代表再入终端点的值，下标id代表初始下降段参数，gf代表滑翔段参数；为方便进行解析推导，引入如下记号：
Figure RE-GDA0002288275610000028
Step2：初始下降段以常值倾侧角
Figure RE-GDA0002288275610000029
飞行，代入到运动方程的第四式，积分得到速度倾角
上式中，Ωid为满足初始再入状态的积分常数，计算公式如下：
Figure RE-GDA00022882756100000211
将代入到运动方程的第三式，积分得到速度与高度的关系：
Figure RE-GDA0002288275610000032
上式中，Πid为满足初始状态的积分常数，计算公式如下：
Πid＝v0 2+2gh0；
Step3：在滑翔段和末端都按照相同的轨迹形式飞行，飞行轨迹形式设定如下：
Figure RE-GDA0002288275610000033
对上式积分得到速度倾角与高度的关系式
Figure RE-GDA0002288275610000034
其中，Ωgf为满足初始状态的积分常数，计算公式如下：
Figure RE-GDA0002288275610000035
结合运动方程第三式，
因为在滑翔阶段和末端，阻力加速度的影响远大于引力的影响，因此忽略引力项的影响，并代入速度倾角θ的表达式，适当变形得到
积分上式得到速度
Figure RE-GDA0002288275610000038
其中Πgf，为满足初始状态的积分常数，计算公式如下：
Figure RE-GDA0002288275610000039
Step4：根据任务需要选择初始下降段
Figure RE-GDA00022882756100000310
滑翔段和末段的轨迹参数μ1,μ2，通过轨迹参数μ与倾侧角σ之间的关系，换算得到系统需要的滑翔段和末段的制导指令σc0。对比设定的轨迹形式和运动方程第四式得到
Figure RE-GDA0002288275610000041
Step5：当飞行器的过载超过设定的上限时，通过调整倾侧角来实现对再入过载的控制，得到校正后的制导指令σc1。
Figure RE-GDA0002288275610000042
其中σc0为原倾侧角控制指令，σc1为经过载控制后输出的倾侧角控制指令，
Figure RE-GDA0002288275610000043
为反馈增益系数，
Figure RE-GDA0002288275610000044
为飞行器实际的过载，
Figure RE-GDA0002288275610000045
为过载阈值，根据实际情况选取，提供一定的过载裕度。
Step6：若设计出的轨迹不满足任务航程要求，转到Step2，校正初始下降段倾侧角大小，实际航程偏大则增大初始下降段倾侧角大小，反之减小，重复上述步骤，直至满足要求；
Step7：在横向控制上，参考一般的倾侧角翻转策略，输出倾侧角符号；
Step8：设计出的轨迹满足任务航程，过载未超过最大限制，结束。
与现有技术相比，本发明所具有的有益效果为：
(1)本发明提出了一种短航程低过载的再入轨迹设计方法，设计原则形式简单，易于操作，通过引入滑翔的概念，在解析解的基础上，实现再入轨迹设计，运算速度较之于直接数值积分速度更快。
(2)本发明设计出的再入轨迹航程较之于跳跃式再入有更短的航程，航程范围约2000～3000km，能够实现快速返回，同时利用设计的过载控制方案，实现对再入过程最大过载的控制，能够实现再入过程过载n<6g，为飞船的应急返回方案提供参考。
附图说明
图1为一种短航程低过载的再入轨迹设计方法流程图；
图2为2100km航程任务设计轨迹的高度-航程图；
图3为2100km航程任务设计轨迹的过载-时间图。
具体实施方式
下面以成员探测飞行器CEV返回过程为例，说明本发明实施的方式。
再入任务参数设置如下表：
表1再入点初始状态及任务参数
Figure RE-GDA0002288275610000051
飞行器的质量m为9500kg，参考面积S为23.8m2，飞行器的升阻比约为0.35。
S1：选择初始下降段的倾侧角
Figure RE-GDA0002288275610000052
滑翔段和末段的轨迹参数大小μ1＝0.4,μ2＝4。
S2：根据解析公式得到再入过程中的速度-高度(V-H)，速度倾角-高度 (θ-H)关系，用于快速积分求解航程；
S3：根据轨迹参数μ与倾侧角σ的关系换算得到滑翔段和末段的控制指令；
Figure RE-GDA0002288275610000053
S4：如果再入过程中过载
Figure RE-GDA0002288275610000054
超出最大限制
Figure RE-GDA0002288275610000055
校正倾侧角；
在本例中，为保证过载不超过6g，因此
Figure RE-GDA0002288275610000057
取5.5g，
Figure RE-GDA0002288275610000058
根据实际情况选取，本例中取0.5。
S5：若设计出的轨迹不满足任务航程(2100km)要求，转到S1，校正初始下降段倾侧角
Figure RE-GDA0002288275610000059
大小，实际航程偏大则增大初始下降段倾侧角大小，反之降低，步长在本例中0.5度，取重复上述步骤，在本例中，最终得到航程 2098km；
S6：在横向参考一般的倾侧角翻转策略，输出倾侧角符号；
S7：设计出的轨迹高度-航程结果如图1，过载-时间如图2所示，满足任务航程，再入过程过载最大5.6g，未超过最大限制(6g)，结束。
与传统的方法相比，本发明采用的方法设计出的以第二宇宙速度再入的航天器，其再入轨迹航程更短，再入返回时间在400～450s左右，对于载人飞船应急情况需要快速返回有一定的参考意义，同时在滑翔飞行和过载控制的基础上，实现整个再入过程过载均小于6g，为航天员的安全和舒适性提供保证。

Claims (5)

1.一种短航程低过载的再入轨迹设计方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
1)对于小升阻比的再入飞行器，将从再入点到开伞的过程分为三段，分别为初始下降段、滑翔段和末段；其中初始下降段以常值倾侧角
Figure FDA0002260783760000011
飞行，通过速度和高度、速度倾角和高度的解析公式积分得到初始下降段内的相关状态参数；设定滑翔段和末端都按照相同的轨迹形式飞行，计算公式如下：
Figure FDA0002260783760000012
其中μ为轨迹参数，β＝1/7110为大气密度参数，两个阶段的轨迹参数取值不同，滑翔段的轨迹参数μ1小于末段的轨迹参数μ2；θ为速度倾角；
2)根据设定的轨迹形式，推导出滑翔段和末段的速度和高度、速度倾角和高度的解析公式；
3)根据任务需要选择初始下降段
Figure FDA0002260783760000013
滑翔段和末段的轨迹参数μ1,μ2，通过轨迹参数μ与倾侧角σ之间的关系，换算得到系统需要的倾侧角指令σc0；
4)当飞行器的过载超过设定的上限时，通过调整倾侧角大小实现对再入过载的控制，得到校正后的倾侧角σc1；
5)对步骤2)中的解析公式积分获得实际航程，与任务航程进行比较；若设计出的再入轨迹不满足航程任务需求，则当航程偏大时，增大初始下降段倾侧角幅值；航程偏小时，减小初始下降段倾侧角幅值；若设计出的再入轨迹满足航程任务需求，则输出倾侧角幅值；
6)参考横向倾侧角翻转逻辑，输出倾侧角符号，输出最终满足要求的倾侧角制导指令，结束。
2.根据权利要求1所述的短航程低过载的再入轨迹设计方法，其特征在于，步骤1)中，速度倾角计算公式如下：
速度倾角
Figure FDA0002260783760000014
上式中，Ωid为满足初始再入状态的积分常数，τ,ξ0均为定义的与飞行器相关的参数，CL为飞行器的气动升力系数；h为高度，R0为地球平均半径；Ωid计算公式如下：
Figure FDA0002260783760000021
步骤1)中，速度计算公式如下：
速度
Figure FDA0002260783760000022
上式中，Πid为满足初始状态的积分常数，Πid＝v0 2+2gh0，v0，h0分别为飞行器再入点处的速度和高度，g为当地的重力加速度，CD为飞行器的气动阻力系数，θ0为飞行器再入点处的速度倾角。
3.根据权利要求1所述的短航程低过载的再入轨迹设计方法，其特征在于，步骤2)中的速度倾角计算公式如下：
速度倾角
Figure FDA0002260783760000023
其中，Ωgf为满足初始状态的积分常数，
Figure FDA0002260783760000024
θgf0,hgf0分别为飞行器在滑翔段起点处的速度倾角和高度；
步骤2)中的速度计算公式如下：
速度
Figure FDA0002260783760000025
其中，Πgf为满足初始状态的积分常数，vgf0为滑翔段起点处的速度大小，Πgf计算公式如下：
4.根据权利要求1所述的短航程低过载的再入轨迹设计方法，其特征在于，轨迹参数μ与倾侧角σ之间的关系式如下：
Figure FDA0002260783760000027
其中，v为相对地球的速度大小，θ为当地速度倾角，ψ为速度方位角，r为地心距，
Figure FDA0002260783760000035
为地心纬度。
5.根据权利要求1所述的短航程低过载的再入轨迹设计方法，其特征在于，步骤4)中，σc1的计算公式如下：
Figure FDA0002260783760000031
其中σc0为原倾侧角控制指令，σc1为经过载控制后输出的倾侧角控制指令，
Figure FDA0002260783760000032
为反馈增益系数，
Figure FDA0002260783760000033
为飞行器实际的过载，为过载阈值。
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