CN112455720B - 一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法，首先根据空天飞行器气动力辅助变轨任务特点，将气动力辅助变轨划分为离轨段、大气层内气动力辅助变轨段、升轨段三个阶段；然后，根据飞行器气动力辅助变轨各阶段设计特点，建立气动力辅助变轨运动模型及约束条件模型；最后，根据所述气动力辅助变轨运动模型设计各阶段变轨轨道控制设计方法，设计算例、开展空天飞行器气动力辅助变轨仿真分析，并验证了设计方法有效性。

Description

一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法

技术领域

本发明属于航空航天技术领域，具体地，涉及一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法。

背景技术

在空间试验任务中，空天飞行器具有升力体外形，可以借助于气动力辅助变轨技术进行大范围轨道机动控制、完成常规空间飞行器无法实现的机动任务。气动力辅助变轨的基本原理就是利用大气层内飞行段的气动力进行变轨控制力的替换，从而通过节约变轨推进剂、控制变轨机动时间延长飞行器在轨寿命、进行大范围机动变轨或调相机动完成一些常规航天器无法完成的空间任务。

在国内，哈工大、西工大、航天一院等单位在气动力辅助变轨轨道设计、轨迹优化、变轨制导控制等方面进行了深入研究；在国外，美国的航天飞机、深空探测器等均对气动力辅助变轨、气动刹车减速进行了深入研究及应用。

因此，为了开发并利用空天飞行器特有的在轨运行优势，亟需开展一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法。

发明内容

本发明提出了一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法，能够针对空天飞行器大范围异面变轨任务需求，开展空天飞行器气动力辅助变轨轨道设计及轨道机动指标优化。

本发明的技术方案是：

一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法，包括以下步骤：

1)根据气动力辅助变轨任务需求确定离轨机动所需离轨脉冲ΔV_d；

2)将离轨脉冲ΔV_d带入轨道模型推算离轨轨道；根据离轨轨道获得飞行器自离轨至进入大气入口点的飞行时间T_h；根据所述飞行时间T_h以及飞行器的飞行高度确定飞行器是否进入大气；满足条件则进入步骤3)，不满足则重复步骤2)继续解算离轨轨道直至飞行器进入大气，然后进入步骤3)；

3)根据气动力辅助变轨段轨道动力学特点，建立大气层内气动力辅助变轨段运动方程及约束条件；

4)对步骤3)所述大气层内气动力辅助变轨段运动方程进行简化处理，获得纵向运动方程和横侧向运动方程；

5)基于步骤4)所述纵向运动方程，利用数值预测校正方法分别对进入段及逸出段的倾侧角进行迭代计算，获得进入段的倾侧角和逸出段的倾侧角；将飞行器进入大气至运行到轨道近地点对应的轨道段定义为进入段；将飞行器自轨道近地点至飞出大气层对应的轨道段定义为逸出段；

6)根据步骤5)获得的进入段的倾侧角和逸出段的倾侧角，进行飞行器进入段和逸出段的轨道控制，同时，根据飞行器飞行高度判定飞行器是否满足大气出口条件，若满足大气出口条件，则判定飞行器飞出大气层并进入步骤7)；

7)根据飞行器进入目标轨道需求计算升轨机动脉冲及升轨轨道；

8)根据飞行器实时的轨道半长轴及偏心率，判断飞行器是否进入目标轨道，若飞行器进入目标轨道，则结束气动力辅助变轨任务；反之，则返回步骤7)继续推算升轨机动脉冲及升轨轨道。

步骤1)离轨机动所需离轨脉冲ΔV_d，具体为：

其中，V_e为大气层进入点对应的速度大小，γ_e为大气层进入点航迹倾角，R_a为大气层边缘地心距，R_d为初始近圆轨道地心距。

飞行器的飞行高度低于100～120km则判定进入大气，步骤2)所述飞行器自离轨至进入大气入口点飞行时间T_h计算如下：

其中，a、e分别为离轨弧段椭圆轨道半长轴和偏心率；θ_in为大气层入口点对应的真近点角。

步骤3)所述大气层内气动力辅助变轨段运动方程如下：

其中，μ为地球引力系数；m为飞行器质量；σ为倾斜角；ρ为大气密度，V为速度，S为参考面积；C_L的取值范围为0.5～0.95；C_D0的取值范围为3～10，K₁的取值范围为-32～-6，K₂的取值范围为16～50。

步骤3)所述约束条件包括：轴向过载n_A、法向过载n_N和驻点热流条件Q。

步骤6)所述大气出口条件为飞行器进入大气完成气动力辅助变轨飞行高度再次到达100～120km高度处，根据飞行器进入目标轨道需求计算升轨机动所需大气出口点脉冲ΔV_b和运行至过渡轨道远地点圆化脉冲ΔV_c的大小，实现方式如下：

其中，μ为地球引力系数，V_f为飞行器在大气层出口点的速度大小、γ_f为航迹倾角，R_c为转移轨道的远地点地心距。

根据步骤7)所述升轨轨道，利用升轨轨道计算时长判断是否施加圆化脉冲，施加脉冲后利用轨道半长轴及偏心率判断是否进入目标轨道，进入目标轨道后结束气动力辅助变轨任务。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

1)空天飞行器利用气动力辅助变轨可以实现推力变轨所无法完成的大范围轨道机动任务，可节约大量燃料、延长飞行器在轨寿命并增加任务经济效益实现降本增效；

2)本发明根据空天飞行器气动力辅助变轨任务特点，将气动力辅助变轨划分为离轨段、大气层内气动力辅助变轨段、升轨段三个阶段；

3)根据飞行器气动力辅助变轨各阶段设计特点，建立气动力辅助变轨运动模型及约束条件模型；

4)根据所述气动力辅助变轨运动模型设计各阶段变轨轨道控制设计方法，设计算例、开展空天飞行器气动力辅助变轨仿真分析，并验证了设计方法有效性。能够针对不同气动力辅助变轨任务，计算气动力辅助变轨轨道参数。

附图说明

图1中示出了空天飞行器气动力辅助变轨飞行阶段划分；

图2中示出了根据本发明实施例的飞行高度随时间变化曲线图；

图3中示出了根据本发明实施例的飞行速度随时间变化图；

图4中示出了根据本发明实施例的航迹倾角随时间变化曲线图；

图5中示出了根据本发明实施例的热流密度随时间变化曲线图；

图6中示出了根据本发明实施例的法向过载随时间变化曲线图；

图7为进入段数值预测校正流程图；

图8为逸出段数值预测校正流程图；

图9为本发明方法流程图。

具体实施方式

在实现本发明的过程中，发明人发现空天飞行器气动力辅助变轨设计可以实现常规空间飞行器所不能完成的轨道机动任务，相比常规飞行器可以实现寿命延长并节省大量轨道机动燃料，通过空天飞行器气动力辅助变轨轨道设计能够实现大范围轨道机动及节约燃料的目的。因此，亟需一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法。

针对上述问题，本发明实施例中提供了一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法，以使得空天飞行器能够实现大范围异面轨道机动任务。

本发明实施例中的一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法，根据空天飞行器气动力辅助变轨任务特点，如图1所示，将气动力辅助变轨划分为离轨段、大气层内气动力辅助变轨段、升轨段三个阶段；然后，根据飞行器气动力辅助变轨各阶段设计特点，建立气动力辅助变轨运动模型及约束条件模型；最后，根据所述气动力辅助变轨运动模型设计各阶段变轨轨道控制设计方法，设计算例、开展空天飞行器气动力辅助变轨仿真分析，并验证了设计方法有效性。

为了使本发明实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本发明的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

本发明空天飞行器气动力辅助变轨设计方法，如图9所示，包括以下步骤：

1)根据气动力辅助变轨任务需求确定离轨机动所需离轨脉冲ΔV_d；

2)将离轨脉冲ΔV_d带入轨道模型推算离轨轨道；根据离轨轨道获得飞行器自离轨至进入大气入口点的飞行时间T_h；根据所述飞行时间T_h以及飞行器的飞行高度确定飞行器是否进入大气；满足条件则进入步骤3)，不满足则重复步骤2)继续解算离轨轨道直至飞行器进入大气，然后进入步骤3)；

3)根据气动力辅助变轨段轨道动力学特点，建立大气层内气动力辅助变轨段运动方程及约束条件；

4)对步骤3)所述大气层内气动力辅助变轨段运动方程进行简化处理，获得纵向运动方程和横侧向运动方程；

5)基于步骤4)所述纵向运动方程，利用数值预测校正方法分别对进入段及逸出段的倾侧角进行迭代计算，获得进入段的倾侧角和逸出段的倾侧角；将飞行器进入大气至运行到轨道近地点对应的轨道段定义为进入段；将飞行器自轨道近地点至飞出大气层对应的轨道段定义为逸出段；

6)根据步骤5)获得的进入段的倾侧角和逸出段的倾侧角，进行飞行器进入段和逸出段的轨道控制，同时，根据飞行器飞行高度判定飞行器是否满足大气出口条件，若满足大气出口条件，则判定飞行器飞出大气层并进入步骤7)；

7)根据飞行器进入目标轨道需求计算升轨机动脉冲及升轨轨道；

8)根据飞行器实时的轨道半长轴及偏心率，判断飞行器是否进入目标轨道，若飞行器进入目标轨道，则结束气动力辅助变轨任务；反之，则返回步骤7)继续推算升轨机动脉冲及升轨轨道。

步骤1)所述离轨机动所需离轨脉冲确定方法如下：

其中，V_e为大气层进入点对应的速度大小，γ_e为大气层进入点航迹倾角，R_a为大气层边缘地心距，R_d为初始近圆轨道地心距。

步骤2)中，飞行器的飞行高度低于100～120km则判定进入大气，步骤2)所述飞行器自离轨至进入大气入口点飞行时间T_h计算如下：

其中，a、e分别为离轨弧段椭圆轨道半长轴和偏心率；θ_in为大气层入口点对应的真近点角。

步骤3)所述大气层内气动力辅助变轨段运动方程如下：

其中，μ为地球引力系数；m为飞行器质量；σ为倾斜角；L和D分别为气动升力和阻力，实现方式如下：

其中，ρ为大气密度，V为速度，S为参考面积。C_L为升力系数，C_L的取值范围为0.5～0.95；C_D为阻力系数，C_D的取值范围为2.5～5，两者关系式如下：

其中，C_D0为常值阻力系数，C_D0的取值范围为3～10，K₁与为诱导阻力因子；K₁的取值范围为-32～-6，K₂的取值范围为16～50，C_D0和K₁、K₂设为常数。

步骤3)所述气动力辅助变轨约束条件包括：轴向过载n_A、法向过载n_N和驻点热流条件Q。

步骤7)所述大气出口条件为飞行器进入大气完成气动力辅助变轨飞行高度再次到达120km高度处，根据飞行器进入目标轨道需求计算升轨机动所需大气出口点脉冲ΔV_b和运行至过渡轨道远地点圆化脉冲ΔV_c的大小，实现方式如下：

其中，μ为地球引力系数，V_f为飞行器在大气层出口点的速度大小、γ_f为航迹倾角，R_c为转移轨道的远地点地心距。

根据步骤7)所述升轨轨道，利用升轨轨道计算时长判断是否施加圆化脉冲，施加脉冲后利用轨道半长轴及偏心率判断是否进入目标轨道，进入目标轨道后结束气动力辅助变轨任务。

实施例

一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法，具体包括以下步骤：

1)根据气动力辅助变轨任务需求确定离轨机动所需离轨脉冲ΔV_d如下：

2)将离轨脉冲ΔV_d带入轨道模型推算离轨轨道，根据飞行时间、飞行高度确定飞行器是否进入120km高度大气，飞行器自离轨至进入大气入口点飞行时间T_h计算如下：

3)建立大气层内气动力辅助变轨段运动方程如下：

L和D分别为气动升力和阻力，实现方式如下：

C_L和C_D为升力系数和阻力系数，两者关系式如下：

气动力辅助变轨约束条件包括：轴向过载n_A、法向过载n_N和驻点热流Q。零侧滑条件下飞行器所受到的轴向过载和法向过载计算如下：

其中，m为飞行器质量；g₀为海平面处的引力加速度，F_A、F_N分别为飞行器所受到的轴向气动力和法向气动力。

飞行器气动力辅助变轨的气动加热方程采用Chapman方程，飞行器气动力辅助变轨的驻点热流Q如下：

Q＝9.437×10^-5ρ^0.5V^3.15

其中，Q的单位为W/m²，ρ为大气密度；V为空速。

4)对大气层内气动力辅助变轨段运动方程简化所得纵向运动方程如下：

对大气层内气动力辅助变轨段运动方程简化所得横侧向运动方程如下：

5)基于纵向运动方程利用数值预测校正方法进行进入段倾侧角大小迭代计算时，以轨道最低点速度作为校正参数，利用牛顿迭代法对倾侧角大小进行迭代如下：

其中，f(|σ|)为以倾侧角|σ|为自变量的函数，表征了速度预测值与标准值偏差。进入段数值预测校正流程如图7所示。

步骤5)所述基于纵向运动方程利用数值预测校正方法进行逸出段倾侧角计算时，首先给定逸出段初始倾侧角猜测值σ₀₂进行数值预测飞行，然后输出以当前倾侧角指令进行飞行后飞行器能否成功飞出大气层，若不能则减小倾侧角预测值，提高飞行器升力在纵平面内分量，并重新进行数值飞行预测，按此规律进行循环校正，若获得能够使飞行器成功逸出大气且轨道倾角满足精度要求的倾侧角值，则输出倾侧角作为逸出段倾侧角指令。逸出段数值预测校正流程如图8所示。

6)利用横侧向制导实时确定倾侧角符号具体的实现流程，首先设定终端轨道倾角允许变化范围，在确定纵向制导的倾侧角指令后，对运动方程进行实时积分并输出实时轨道倾角，若当前轨道倾角进入目标轨道倾角精度区间则开始进行符号判定，到达区间边界倾侧角反号，使侧向运动向相反的方向进行。

7)飞行器进入大气完成气动力辅助变轨飞行高度再次到达120km高度处，根据飞行器进入目标轨道需求计算升轨机动所需大气出口点脉冲ΔV_b和运行至过渡轨道远地点圆化脉冲ΔV_c的大小，实现方式如下：

8)根据升轨轨道计算结果，利用升轨轨道计算时长判断是否施加圆化脉冲，施加脉冲后利用轨道半长轴及偏心率判断是否进入目标轨道，进入目标轨道后结束气动力辅助变轨任务。

9)重复步骤1)～8)内容即可实现完整任务流程下的空天飞行器气动力辅助变轨任务轨道设计及指标优化设计。所述气动力辅助变轨设计算例参数包括飞行高度、飞行速度、航迹倾角、航向角、热流密度、法向过载、轨道倾角等。

具体的，根据所述气动力辅助变轨运动模型以及气动力辅助变轨轨迹优化模型设计气动力辅助变轨算例、开展空天飞行器气动力辅助变轨仿真分析计算包括确定初始条件及气动力辅助变轨轨迹优化计算。具体包括：

确定初始条件，所述初始条件包括初始轨道、飞行器质量、参考面积、升阻比、比冲、初始轨道六根数、目标轨道六根数、路径约束、大气入口路径角猜测值；

根据所述飞行器运动模型及优化模型所求得最优控制量进行积分计算，可以得到满足空天飞行器变轨任务需求的气动力辅助变轨轨道优化结果。

例如，在气动力计算中，通过飞行高度及速度可以计算得到飞行动压大小，根据飞行状态计算得到气动力系数后即可以计算得到飞行器气动力大小。

(1)本发明针对目前空天飞行器气动力辅助变轨工程应用研究尚处于起步状态的问题，提出一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法，考虑地球扁率影响实现空天飞行器气动力辅助变轨运动建模；

(2)通过建立飞行器过载约束、热流约束指标模型、大气层入口点边界约束、大气层出口点边界约束建模，气动力辅助变轨段纵向制导设计与横侧向制导设计，为空天飞行器气动力辅助变轨轨道设计与优化奠定基础；

(3)设计算例起始飞行器参数条件、初始轨道与目标轨道条件、约束条件，为空天飞行器气动力辅助变轨设计方法仿真验证提供了计算参数基础。

(4)本发明根据所述模型及约束条件均可以通过积分运动方程求解得到计算过程中每一步的状态参数，确保了空天飞行器气动力辅助变轨轨道计算的准确性。

一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法设计流程如下：

首先根据试验任务需求确定飞行器总体参数、起始轨道六根数、目标轨道六根数、设计约束条件；

其次，根据设计需要猜测离轨脉冲大小并计算离轨脉冲值；

再次，根据空天飞行器气动力辅助变轨轨道设计方法计算得到变轨过程所有状态参数。

其中，图2中示出了根据本发明实施例的大气层内变轨段飞行高度随时间变化曲线图。图3中示出了根据本发明实施例的大气层内变轨段飞行速度随时间变化曲线图。图4中示出了根据本发明实施例的大气层内变轨段飞行航迹倾角随时间变化曲线图。图5中示出了根据本发明实施例的大气层内变轨段热流密度随时间变化曲线图。图6中示出了根据本发明实施例的大气层内变轨段法向过载随时间变化曲线图。

尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (7)

1.一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)根据气动力辅助变轨任务需求确定离轨机动所需离轨脉冲ΔV_d；

2)将离轨脉冲ΔV_d带入轨道模型推算离轨轨道；根据离轨轨道获得飞行器自离轨至进入大气入口点的飞行时间T_h；根据所述飞行时间T_h以及飞行器的飞行高度确定飞行器是否进入大气；满足条件则进入步骤3)，不满足则重复步骤2)继续解算离轨轨道直至飞行器进入大气，然后进入步骤3)；

3)根据气动力辅助变轨段轨道动力学特点，建立大气层内气动力辅助变轨段运动方程及约束条件；

4)对步骤3)所述大气层内气动力辅助变轨段运动方程进行简化处理，获得纵向运动方程和横侧向运动方程；

5)基于步骤4)所述纵向运动方程，利用数值预测校正方法分别对进入段及逸出段的倾侧角进行迭代计算，获得进入段的倾侧角和逸出段的倾侧角；将飞行器进入大气至运行到轨道近地点对应的轨道段定义为进入段；将飞行器自轨道近地点至飞出大气层对应的轨道段定义为逸出段；

6)根据步骤5)获得的进入段的倾侧角和逸出段的倾侧角，进行飞行器进入段和逸出段的轨道控制，同时，根据飞行器飞行高度判定飞行器是否满足大气出口条件，若满足大气出口条件，则判定飞行器飞出大气层并进入步骤7)；

7)根据飞行器进入目标轨道需求计算升轨机动脉冲及升轨轨道；

8)根据飞行器实时的轨道半长轴及偏心率，判断飞行器是否进入目标轨道，若飞行器进入目标轨道，则结束气动力辅助变轨任务；反之，则返回步骤7)继续推算升轨机动脉冲及升轨轨道。

2.权利要求1所述的一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法，其特征在于，步骤1)离轨机动所需离轨脉冲ΔV_d，具体为：

其中，V_e为大气层进入点对应的速度大小，γ_e为大气层进入点航迹倾角，R_a为大气层边缘地心距，R_d为初始近圆轨道地心距，μ为地球引力系数。

3.权利要求1所述的一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法，其特征在于，飞行器的飞行高度低于100～120km则判定进入大气，步骤2)所述飞行器自离轨至进入大气入口点飞行时间T_h计算如下：

其中，a、e分别为离轨弧段椭圆轨道半长轴和偏心率；θ_in为大气层入口点对应的真近点角，μ为地球引力系数。

4.权利要求1所述的一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法，其特征在于，步骤3)所述大气层内气动力辅助变轨段运动方程如下：

其中，μ为地球引力系数；m为飞行器质量；σ为倾斜角；ρ为大气密度，V为速度，S为参考面积；C_L的取值范围为0.5～0.95；C_D0的取值范围为3～10，K₁的取值范围为-32～-6，K₂的取值范围为16～50；

D为气动升力，L为气动阻力，C_L为升力系数，C_D为阻力系数，C_D0为常值阻力系数。

5.根据权利要求1所述的一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法，其特征在于，步骤3)所述约束条件包括：轴向过载n_A、法向过载n_N和驻点热流条件Q。

6.权利要求1所述的一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法，其特征在于，步骤6)所述大气出口条件为飞行器进入大气完成气动力辅助变轨飞行高度再次到达100～120km高度处，根据飞行器进入目标轨道需求计算升轨机动所需大气出口点脉冲ΔV_b和运行至过渡轨道远地点圆化脉冲ΔV_c的大小，实现方式如下：

其中，μ为地球引力系数，V_f为飞行器在大气层出口点的速度大小、γ_f为航迹倾角，R_c为转移轨道的远地点地心距，R_a为大气层边缘地心距。

7.权利要求1～6任意一项所述的一种空天飞行器气动力辅助变轨设计方法，其特征在于，根据步骤7)所述升轨轨道，利用升轨轨道计算时长并判断是否施加圆化脉冲，施加脉冲后利用轨道半长轴及偏心率判断是否进入目标轨道，进入目标轨道后结束气动力辅助变轨任务。

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