CN115576342B - 一种飞行器轨道控制方法、装置、设备及介质 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了一种飞行器轨道控制方法、装置、设备及介质，涉及飞行器高空轨道控制领域，包括：基于若干来流参数和喷流参数构建喷口位置的第一平衡态分布函数；基于第一平衡态分布函数及第三平衡态分布函数迭代模拟得到第一空间流场分布；基于第二平衡态分布函数及第一空间流场分布迭代模拟获得发动机开启时第一气动力和第一力矩；根据第一气动力、第一力矩和发动机关闭时第二气动力和第二力矩计算若干来流参数分别的喷流干扰力矩和气动力放大因子，将喷流干扰力矩和气动力放大因子存储至控制设备，以便控制设备根据基于喷流干扰力矩和气动力放大因子确定出的目标力矩和目标气动力使飞行器沿目标轨道运行。能够提高轨道控制发动机的控制精度。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器高空轨道控制领域，特别涉及一种飞行器轨道控制方法、装置、设备及介质。
背景技术
当前，在高空条件下，飞行器轨道控制往往依靠轨控（轨道控制）发动机或称喷流反作用控制系统（RCS）来实现。与用于姿态控制的喷流反作用控制系统不同，轨控喷流反作用控制系统中喷流压力更大且反作用力的作用点一般通过飞行器的质心，因而不会产生反作用力力矩。主要依靠反作用力改变飞行器轨道。
在周围环境近似真空的条件下，轨控发动机的喷流反作用力可以根据喷流参数直接确定。飞行器在高空大气中飞行时，周围环境尚不能视为真空条件。喷流不可避免地会与飞行器周围的稀薄空气产生干扰效应，使得轨控发动机打开前后飞行器表面的压力、摩阻等变量的分布发生改变。所以轨控发动机打开条件下飞行器所受总的力一般不等于轨控发动机打开前飞行器所受气动力与轨控发动机喷流反作用力之和，所受总的力矩一般也不等于轨控发动机打开前飞行器所受气动力矩。通常把轨控发动机打开后与打开前飞行器所受的气动力/力矩差量称为喷流干扰力/力矩。轨控发动机干扰力如果与其反作用力方向相同，说明干扰效应对喷流反作用力有一个增加的作用，反之是一个减弱的作用。轨控发动机干扰力矩如果不为零，则表明轨控发动机开启后还会对飞行器俯仰姿态产生影响，这种情况下就需要飞行器控制系统及时作出响应，防止飞行器轨道变化过程中姿态产生异常。
飞行器轨控发动机喷流与高空稀薄空气之间的干扰流动是一种典型的跨流域流动现象。在高压气室和接近喷口吼道的地方是连续流，喷口附近为过渡流，远离喷口位置为高度稀薄流。传统的流场预测手段（地面风洞试验和基于连续性假设的NS方程计算）无法精确捕捉到这种流动特征。统一气体动理学方法通过求解描述分布函数演化规律的玻尔兹曼模型方程来求得物理空间中每一个单元上的分布函数分布，通过求积分得到压力、速度、温度等宏观物理量。该方法在求解过程中将分子运动和碰撞耦合处理，具有物理空间网格不受分子自由程限制、推进时间步长不受分子间平均碰撞时间限制的优点，尤其适用于上述干扰流动现象的模拟。
但是，轨道控制发动机喷流出口压力往往很大，比稀薄来流压力高3-6个量级，导致喷流出口的平衡态分布函数与来流平衡态分布函数之间形态差异很大，给统一气体动理学方法数值模拟带来了很大的困难与挑战，采用通常的参数设置进行模拟很容易出现数值模拟异常中断，导致无法得到正确的干扰力/力矩，影响轨控发动机的控制精度，使得飞行器不能沿预定轨道运行。
综上所述，如何提高轨道控制发动机的控制精度，使得飞行器沿预定轨道运行，具有重要的工程应用价值。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种飞行器轨道控制方法、装置、设备及介质，能够提高轨道控制发动机的控制精度，使得飞行器沿预定轨道运行。其具体方案如下：
第一方面，本申请公开了一种飞行器轨道控制方法，包括：
基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数；
以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布；
以所述第二平衡态分布函数为目标喷口边界条件，以所述第一空间流场分布为初始流场，并采用所述统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至空间流场收敛，以获得第二空间流场分布；
基于所述第二空间流场分布获得所述轨道控制发动机开启时所述飞行器的第一气动力和第一力矩；
根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子，并将所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子存储至所述飞行器的控制设备，以便所述控制设备根据所述来流参数并基于所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子确定所述飞行器对应的目标力矩和目标气动力，然后根据所述目标力矩和所述目标气动力控制所述飞行器沿目标轨道运行。
可选的，所述基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数之前，还包括：
基于所述飞行器的形状和尺寸构建所述飞行器的表面网格，并基于所述来流参数和所述喷流参数确定所述飞行器对应的物理空间网格的外边界；
根据所述表面网格和所述外边界生成所述飞行器对应的所述物理空间网格，并基于所述来流参数生成所述飞行器对应的速度空间网格。
可选的，所述基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数，包括：
基于所述喷流参数获取喷流出口速度矢量对应的三个预设方向的速度分量；
根据所述三个预设方向的速度分量、所述喷流参数中的喷流出口温度和所述来流参数中的来流压力构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的基于所述来流参数和所述喷流参数的第一平衡态分布函数。
可选的，所述第二平衡态分布函数为基于所述三个预设方向的速度分量、所述喷流参数中的所述喷流出口温度和喷流出口压力构建的分布函数。
可选的，所述基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数之后，还包括：
为除所述喷口位置外的所述飞行器对应的所述物理空间网格中每个单元设置基于所述来流参数的第三平衡态分布函数；
相应的，所述以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，并采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布，包括：
以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，以所述第三平衡态分布函数为所述物理空间网格中每个所述单元的初始值，并采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布。
可选的，所述根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子之前，还包括：
基于所述物理空间网格和所述速度空间网格将所述轨道控制发动机的喷口位置设置为固壁边界，并为所述物理空间网格中每个单元设置基于所述来流参数的第三平衡态分布函数；
以所述第三平衡态分布函数为所述物理空间网格中每个所述单元的初始值，并采用所述统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至空间流场收敛，以获得第三空间流场分布；
基于所述第三空间流场分布得到所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的所述第二气动力和所述第二力矩。
可选的，所述根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子，包括：
计算所述第一力矩减去第二力矩的差值以得到喷流干扰力矩，并计算所述第一气动力减去第二气动力的差值以得到喷流干扰气动力；
基于所述喷流参数和所述来流参数计算喷流反作用力，并基于所述喷流干扰气动力和所述喷流反作用力计算气动力放大因子。
第二方面，本申请公开了一种飞行器轨道控制装置，包括：
分布函数获取模块，用于基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数；
第一迭代模块，用于以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布；
第二迭代模块，用于以所述第二平衡态分布函数为目标喷口边界条件，以所述第一空间流场分布为初始流场，并采用所述统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至空间流场收敛，以获得第二空间流场分布；
气动力和力矩获得模块，用于基于所述第二空间流场分布获得所述轨道控制发动机开启时所述飞行器的第一气动力和第一力矩；
轨道控制模块，用于根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子，并将所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子存储至所述飞行器的控制设备，以便所述控制设备根据所述来流参数并基于所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子确定所述飞行器对应的目标力矩和目标气动力，然后根据所述目标力矩和所述目标气动力控制所述飞行器沿目标轨道运行。
第三方面，本申请公开了一种电子设备，包括处理器和存储器；其中，所述处理器执行所述存储器中保存的计算机程序时实现前述公开的飞行器轨道控制方法。
第四方面，本申请公开了一种计算机可读存储介质，用于存储计算机程序；其中，所述计算机程序被处理器执行时实现前述公开的飞行器轨道控制方法。
可见，本申请基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数；以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布；以所述第二平衡态分布函数为目标喷口边界条件，以所述第一空间流场分布为初始流场，并采用所述统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至空间流场收敛，以获得第二空间流场分布；基于所述第二空间流场分布获得所述轨道控制发动机开启时所述飞行器的第一气动力和第一力矩；根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子，并将所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子存储至所述飞行器的控制设备，以便所述控制设备根据所述来流参数并基于所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子确定所述飞行器对应的目标力矩和目标气动力，然后根据所述目标力矩和所述目标气动力控制所述飞行器沿目标轨道运行。由此可见，本申请构建针对轨道控制发动机的喷口位置对应的基于所述来流参数和所述喷流参数的第一平衡态分布函数，然后对第一平衡态分布函数进行迭代模拟得到基于喷流参数的第二平衡态分布函数，而不是直接针对轨道控制发动机的喷口位置构建第二平衡态分布函数，降低了统一气体动理学方法模拟的不稳定性，进而得到合理可靠的第一气动力和第一力矩，有利于飞行器获取准确的目标气动力和目标力矩，以便提高轨道控制发动机的控制精度，使得飞行器沿预定轨道运行。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。
图1为本申请提供的一种飞行器轨道控制方法流程图；
图2为本申请提供的一种具体的飞行器轨道控制方法流程图；
图3为本申请提供的一种飞行器剖面示意图；
图4为本申请提供的一种物理空间网格示意图；
图5为本申请提供的一种平衡态分布函数迭代示意图；
图6为本申请提供的一种飞行器背风面在轨控发动机打开前后压力差示意图；
图7为本申请提供的一种飞行器轨道控制装置结构示意图；
图8为本申请提供的一种电子设备结构图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
当前，轨道控制发动机喷流出口压力往往很大，比稀薄来流压力高3-6个量级，导致喷流出口的平衡态分布函数与来流平衡态分布函数之间形态差异很大，给统一气体动理学方法数值模拟带来了很大的困难与挑战，采用通常的参数设置进行模拟很容易出现数值模拟异常中断，导致无法得到正确的干扰力/力矩，影响轨控发动机的控制精度，使得飞行器不能沿预定轨道运行。
为了克服上述问题，本申请提供了一种飞行器轨道控制方案，能够提高轨道控制发动机的控制精度，使得飞行器沿预定轨道运行。
参见图1所示，本申请实施例公开了一种飞行器轨道控制方法，该方法包括：
步骤S11：基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数。
本申请实施例中，所述来流参数一般包括来流压力
，来流速度矢量
，来流温
度
。所述喷流参数一般包括喷流出口压力
，喷流出口速度矢量
，喷流出口温度
。
本申请实施例中，所述第一平衡态分布函数为通过来流压力、喷流位置出口的速度矢量和喷流位置出口的温度构建的分布函数。
步骤S12：以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布。
本申请实施例中，所述第二平衡态分布函数为基于所述喷流位置出口的速度矢量、所述喷流参数中的所述喷流出口温度和喷流位置出口压力构建的分布函数。
本申请实施例中，第一平衡态分布函数到第二平衡态分布函数具体是，喷流边界
中分布函数在统一气体动理学方法迭代模拟过程中从对应于宏观量（来流压力
，喷流出
口速度矢量
，喷流出口温度
）的平衡态分布函数形态渐变到对应于喷流出口参数的平衡
态分布函数。
需要指出的是，第一平衡态分布函数到第二平衡态分布函数的过程共计用了
个
迭代步。
一般取1000步左右。
越大，统一气体动理学方法迭代模拟的过程越稳定，但是
耗时随之增加。在具体实践中，可以根据实际情况在模拟迭代稳定性与计算代价之间选取
一个折中方案。
需要指出的是，如果在统一气体动理学方法开始模拟之初，就将喷流边界的分布函数设置为第二平衡态分布函数。则由于喷流压力比来流压力高3-6个量级，喷流边界的分布函数与流场中初始设置的分布函数之间形态差别太大，在物理空间单元界面上求分布函数通量时会出现界面插值不合理，温度出现负值的现象，导致模拟无法进行，因此，需要首先构建第一平衡态分布函数，并通过第一平衡态分布函数得到第二平衡态分布函数。物理空间单元界面上求分布函数通量的具体过程参考如下文献之4.3节：基于模型方程解析解的气体动理学算法研究-中国空气动力研究与发展中心博士论文-2016年6月。
步骤S13：以所述第二平衡态分布函数为目标喷口边界条件，以所述第一空间流场分布为初始流场，并采用所述统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至空间流场收敛，以获得第二空间流场分布。
本申请实施例中，第一平衡态分布函数变化到第二平衡态分布函数后，再进行若干步数的统一气体动理学方法模拟，待空间流场收敛（残差满足设定的阈值）之后，模拟过程结束，得到了第二空间流场分布。
步骤S14：基于所述第二空间流场分布获得所述轨道控制发动机开启时所述飞行器的第一气动力和第一力矩。
本申请实施例中，在第二空间流场分布的基础上得到轨控发动机打开状态下飞行
器所受的第一气动力
和第一力矩
。
步骤S15：根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子，并将所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子存储至所述飞行器的控制设备，以便所述控制设备根据所述来流参数并基于所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子确定所述飞行器对应的目标力矩和目标气动力，然后根据所述目标力矩和所述目标气动力控制所述飞行器沿目标轨道运行。
本申请实施例中，所述根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子，包括：计算所述第一力矩减去第二力矩的差值以得到喷流干扰力矩，并计算所述第一气动力减去第二气动力的差值以得到喷流干扰气动力；基于所述喷流参数和所述来流参数计算喷流反作用力，并基于所述喷流干扰气动力和所述喷流反作用力计算气动力放大因子。
需要指出的是，无喷状态下飞行器所受的第二气动力
和第二力矩
。
本申请实施例中，轨控发动机打开状态下飞行器所受的气动力和气动力矩减去轨
控发动机关闭状态下飞行器所受的气动力和气动力矩得到轨控发动机喷流干扰力
和喷流干扰力矩
。利用下式得到力放大因子：
其中，
为真空条件下轨控发动机喷流反作用力，可以根据来流参数和喷流参
数得到，如下所示：
其中，
为轨控发动机喷口面积。
本申请实施例中，通过若干来流参数，得到所有可能用到的高空条件下轨控发动机喷流力放大因子和喷流干扰力矩，将所有状态的力放大因子和干扰力矩数据汇总，输入飞行器机载控制设备。在飞行器轨道控制过程中，根据飞行器所处的来流参数，快速确定轨控发动机打开后飞行器所受的力和力矩，如有必要，开启辅助手段（如姿控发动机），确保飞行器轨道变化过程的安全性。
本申请实施例中，模拟轨控发动机打开情形的飞行器流场时，将喷流出口的平衡态分布函数在一定的数值模拟迭代步数内渐变到目标形态（由第一平衡态分布函数迭代至第二平衡态分布函数），以提高统一气体动理学方法的模拟稳定性，进而得到合理可靠的轨控发动机喷流干扰跨流域流场和干扰力/力矩，从而实现对飞行器高空轨道进行精确控制。
本申请实施例中，所述目标力矩为所述喷流干扰力矩，所述目标气动力为第一气动力和喷流反作用力之和，也即第二气动力、喷流干扰气动力和喷流反作用力之和；控制设备确定目标气动力的方式为计算喷流反作用力和气动力放大因子的乘积再加上第二气动力；需要指出的是，本申请可以根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和喷流干扰力，然后将喷流干扰力矩和喷流干扰力发送至控制设备，控制设备根据第二气动力、喷流干扰力和喷流反作用力之和计算得到目标气动力，也可以将第一气动力和喷流干扰力矩发送至控制设备，控制设备根据第一气动力和喷流反作用力之和计算得到目标气动力。
可见，本申请构建针对轨道控制发动机的喷口位置对应的基于所述来流参数和所述喷流参数的第一平衡态分布函数，然后对第一平衡态分布函数进行迭代模拟得到基于喷流参数的第二平衡态分布函数，而不是直接针对轨道控制发动机的喷口位置构建第二平衡态分布函数，降低了统一气体动理学方法模拟的不稳定性，进而得到合理可靠的第一气动力和第一力矩，有利于飞行器获取准确的目标气动力和目标力矩，以便提高轨道控制发动机的控制精度，使得飞行器沿预定轨道运行。
参见图2所示，本申请实施例公开了一种具体的飞行器轨道控制方法，该方法包括：
步骤S21：基于所述飞行器的形状和尺寸构建所述飞行器的表面网格，并基于所述来流参数和所述喷流参数确定所述飞行器对应的物理空间网格的外边界；根据所述表面网格和所述外边界生成所述飞行器对应的所述物理空间网格，并基于所述来流参数生成所述飞行器对应的速度空间网格。
本申请实施例中，针对某一特定飞行器的外形形状和尺寸，构建飞行器表面网格，
也即，针对给定的来流条件、轨控发动机喷流条件，确定飞行器物理空间网格的外边界范
围。基于飞行器表面网格与所属外边界生成飞行器物理空间网格；另外，根据给定的来流参
数，生成的统一气体动理学方法模拟所需要的速度空间网格为均匀分布笛卡尔速度空间网
格；均匀分布笛卡尔速度空间网格为三维速度空间网格，其三个方向分别为
、
和
，网
格范围为
，其中，
为来流速度矢量
的模。
步骤S22：基于所述喷流参数获取喷流出口速度矢量对应的三个预设方向的速度分量；根据所述三个预设方向的速度分量、所述喷流参数中的喷流出口温度和所述来流参数中的来流压力构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的基于所述来流参数和所述喷流参数的第一平衡态分布函数。
本申请实施例中，所述第二平衡态分布函数为基于所述三个预设方向的速度分量、所述喷流参数中的所述喷流出口温度和喷流出口压力构建的分布函数。需要指出的是，所述第一平衡态分布函数为：
其中，
为特定气体常数，
、
、
分别为喷流出口速度矢量
在x、y、z三个方向
上的分量，（u、v、w）为速度空间网格任意一点上的坐标值。
步骤S23：为除所述喷口位置外的所述飞行器对应的所述物理空间网格中每个单元设置基于所述来流参数的第三平衡态分布函数。
本申请实施例中，所述第三平衡态分布函数为通过来流压力、来流速度矢量和来流温度构建的分布函数。需要指出的是，所述第三平衡态分布函数对应最初的初始流场。
需要指出的是，所述喷流边界对应的分布函数为第一平衡态分布函数，喷流边界外其它部分对应第三平衡态分布函数。
物理空间每个单元中分布函数初始值取来流参数对应的第三平衡态分布函数。需要指出的是，所述第三平衡态分布函数为：
其中，
为特定气体常数，
、
、
分别为来流速度矢量
在x、y、z三个方向上
的分量。
步骤S24：以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，以所述第三平衡态分布函数为所述物理空间网格中每个所述单元的初始值，并采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布。
本申请实施例中，所述第二平衡态分布函数为基于所述三个预设方向的速度分量、所述喷流参数中的所述喷流出口温度和喷流出口压力构建的分布函数。需要指出的是，所述第二平衡态分布函数为：
其中，第一平衡态分布函数和第二平衡态分布函数的不同在于第一平衡态分布函
数使用来流压力
，第二平衡态分布函数使用喷流出口压力
。
本发明中，喷流边界中分布函数在统一气体动理学方法迭代模拟过程中从对应于
宏观量（来流压力
，喷流出口速度矢量
，喷流出口温度
）的平衡态分布函数形态渐变
到对应于喷流出口参数的第二平衡态分布函数。具体设置方法如下：设喷流边界分布函数
从初始形态（第一平衡态分布函数）
变化到目标形态（第二平衡态分布函数）
共计用了
个迭代步。
一般取1000步左右。
越大，统一气体动理学方法迭代模拟的过程越稳定，
但是耗时随之增加。在具体实践中，可以根据实际情况在模拟迭代稳定性与计算代价之间
选取一个折中方案。
需要指出的是，第
个（
）迭代步中喷流边界分布函数形态为：
本申请实施例中，模拟轨控发动机打开情形的飞行器流场时，将喷流出口的平衡态分布函数在一定的数值模拟迭代步数内渐变到目标形态（由第一平衡态分布函数迭代至第二平衡态分布函数），以提高统一气体动理学方法的模拟稳定性，进而得到合理可靠的轨控发动机喷流干扰跨流域流场和干扰力/力矩，从而实现对飞行器高空轨道进行精确控制。
步骤S25：以所述第二平衡态分布函数为目标喷口边界条件，以所述第一空间流场分布为初始流场，并采用所述统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至空间流场收敛，以获得第二空间流场分布。
本申请实施例中，第一平衡态分布函数变化到第二平衡态分布函数后，再进行若干步数的统一气体动理学方法模拟，待空间流场收敛（残差满足设定的阈值）之后，模拟过程结束，得到了第二空间流场分布。
需要指出的是，将所述第一空间流场分布作为新的初始流场以代替第三平衡态分布函数对应的流场。
步骤S26：基于所述第二空间流场分布获得所述轨道控制发动机开启时所述飞行器的第一气动力和第一力矩。
步骤S27：根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子，并将所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子存储至所述飞行器的控制设备，以便所述控制设备根据所述来流参数并基于所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子确定所述飞行器对应的目标力矩和目标气动力，然后根据所述目标力矩和所述目标气动力控制所述飞行器沿目标轨道运行。
本申请实施例中，所述根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子之前，还包括：基于所述物理空间网格和所述速度空间网格将所述轨道控制发动机的喷口位置设置为固壁边界，并为所述物理空间网格中每个单元设置基于所述来流参数的第三平衡态分布函数；以所述第三平衡态分布函数为所述物理空间网格中每个所述单元的初始值，并采用所述统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至空间流场收敛，以获得第三空间流场分布；基于所述第三空间流场分布得到所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的所述第二气动力和所述第二力矩。需要指出的是，此时将喷口位置设置为固壁边界条件，采用统一气体动理学隐式迭代方法进行轨控发动机关闭状态下飞行器周围流场的模拟。
需要指出的是，所述目标计算过程中的固壁边界处理及详细求解方法，具体考如下文献之4.3节：基于模型方程解析解的气体动理学算法研究-中国空气动力研究与发展中心博士论文-2016年6月。
可见，本申请构建针对轨道控制发动机的喷口位置对应的基于所述来流参数和所述喷流参数的第一平衡态分布函数，然后对第一平衡态分布函数进行迭代模拟得到基于喷流参数的第二平衡态分布函数，而不是直接针对轨道控制发动机的喷口位置构建第二平衡态分布函数，降低了统一气体动理学方法模拟的不稳定性，进而得到合理可靠的第一气动力和第一力矩，有利于飞行器获取准确的目标气动力和目标力矩，以便提高轨道控制发动机的控制精度，使得飞行器沿预定轨道运行。
三维轴对称钝锥外形飞行器的具体实施实例如下所示，其中，来流马赫数为10，攻
角0度，侧滑角0度。以高度100km为例说明本发明喷流边界中分布函数渐变设置的技术效
果，具体的，轴对称外形，剖面示意图如图3所示，飞行器全长3600毫米，头部半径600毫米，
喷流竖直向上（平行于y轴），喷流反作用力经过飞行器质心。设定来流参数为来流压力
帕，来流速度矢量
米每秒，来流温度
开尔文，喷流参数
为喷流出口压力
帕，喷流出口速度矢量
米每秒，喷流出口温度
开尔文。真空条件下喷流反作用力为25牛。反作用力矩为0。
然后，采用Gridgen网格生成器生成物理空间网格，网格单元数35万，网格示意图参见图4所示。速度空间网格三个方向点数皆为61。变化范围（-6998，6998）。
轨控发动机打开后，喷流与稀薄来流压力之比为
。在如此之高的压
比下，如果模拟之初喷流边界分布函数直接给定为目标状态的平衡态分布，则迭代求解极
易发散，无法得到合理的流场。因而，初始的喷口分布函数设置为压力0.032帕，喷流出口速
度矢量
米每秒，喷流出口温度
开尔文对应的平衡态分布。在1000步之
内，逐渐变化到目标形态。1-1000步中选择了四个迭代时刻，画出了分布函数，参见图5所
示。为了方便展示比较，这里的分布函数中，u、w方向的速度都为0。1000步之后，喷口分布函
数固定为目标状态的平衡态分布（第二平衡态分布），继续迭代求解1000步，计算收敛，得到
轨控发动机打开状态的飞行器表面及周围流场分布。参见图6所示，给出了飞行器背风面
（沿+y轴俯视图）在轨控发动机打开后与打开前的压力之差的分布。编号小于等于7的线上，
压力之差为负值，说明轨控发动机打开后的压力小于打开前的压力。在喷口上游大部分区
域，有喷压力大于无喷压力，压力差为正；在喷口下游存在一小片区域，有喷压力小于无喷
压力。如此一来，会产生一个干扰力矩。
有喷状态得到的法向气动力为-1牛，俯仰力矩为-0.5牛*米。
喷流反作用力方向与喷流方向相反，沿y轴负向，为-25牛。
无喷法向力为0，因而干扰法向力为：
故法向力放大因子为：
无喷俯仰力矩为0，因而干扰俯仰力矩为：
这个不为0的干扰力矩是采用轨控发动机时所不希望产生的，因为它会导致飞行器的俯仰姿态发生变化，所以在采用轨控发动机进行轨道控制的时候需要对干扰力矩进行准确预测并采用合适的补偿措施，以免在变轨的过程中飞行器姿态出现失稳现象。
综上所述，本申请模拟轨控发动机打开情形的飞行器流场时，将喷流出口的平衡态分布函数在一定的数值模拟迭代步数内渐变到目标形态（由第一平衡态分布函数变化至第二平衡态分布函数），以提高统一气体动理学方法的模拟稳定性，进而得到合理可靠的轨控发动机喷流干扰跨流域流场和干扰力/力矩，从而实现对飞行器高空轨道进行精确控制。
参见图7所示，本申请实施例公开了一种飞行器轨道控制装置，包括：
分布函数获取模块11，用于基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数；
第一迭代模块12，用于以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布；
第二迭代模块13，用于以所述第二平衡态分布函数为目标喷口边界条件，以所述第一空间流场分布为初始流场，并采用所述统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至空间流场收敛，以获得第二空间流场分布；
气动力和力矩获得模块14，用于基于所述第二空间流场分布获得所述轨道控制发动机开启时所述飞行器的第一气动力和第一力矩；
轨道控制模块15，用于根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子，并将所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子存储至所述飞行器的控制设备，以便所述控制设备根据所述来流参数并基于所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子确定所述飞行器对应的目标力矩和目标气动力，然后根据所述目标力矩和所述目标气动力控制所述飞行器沿目标轨道运行。
其中，关于上述各个模块更加具体的工作过程可以参考前述实施例中公开的相应内容，在此不再进行赘述。
可见，本申请构建针对轨道控制发动机的喷口位置对应的基于所述来流参数和所述喷流参数的第一平衡态分布函数，然后对第一平衡态分布函数进行迭代模拟得到基于喷流参数的第二平衡态分布函数，而不是直接针对轨道控制发动机的喷口位置构建第二平衡态分布函数，降低了统一气体动理学方法模拟的不稳定性，进而得到合理可靠的第一气动力和第一力矩，有利于飞行器获取准确的目标气动力和目标力矩，以便提高轨道控制发动机的控制精度，使得飞行器沿预定轨道运行。
进一步的，本申请实施例还提供了一种电子设备，图8是根据一示例性实施例示出的电子设备20结构图，图中的内容不能认为是对本申请的使用范围的任何限制。
图8为本申请实施例提供的一种电子设备20的结构示意图。该电子设备20，具体可以包括：至少一个处理器21、至少一个存储器22、电源23、输入输出接口24、通信接口25和通信总线26。其中，所述存储器22用于存储计算机程序，所述计算机程序由所述处理器21加载并执行，以实现前述任意实施例公开的飞行器轨道控制方法的相关步骤。
本实施例中，电源23用于为电子设备20上的各硬件设备提供工作电压；通信接口25能够为电子设备20创建与外界设备之间的数据传输通道，其所遵循的通信协议是能够适用于本申请技术方案的任意通信协议，在此不对其进行具体限定；输入输出接口24，用于获取外界输入数据或向外界输出数据，其具体的接口类型可以根据具体应用需要进行选取，在此不进行具体限定。
另外，存储器22作为资源存储的载体，可以是只读存储器、随机存储器、磁盘或者光盘等，存储器22作为可以包括作为运行内存的随机存取存储器和用于外部内存的存储用途的非易失性存储器，其上的存储资源包括操作系统221、计算机程序222等，存储方式可以是短暂存储或者永久存储。
其中，操作系统221用于管理与控制源主机上电子设备20上的各硬件设备以及计算机程序222，操作系统221可以是Windows、Unix、Linux等。计算机程222除了包括能够用于完成前述任一实施例公开的由电子设备20执行的飞行器轨道控制方法的计算机程序之外，还可以进一步包括能够用于完成其他特定工作的计算机程序。
本实施例中，所述输入输出接口24具体可以包括但不限于USB接口、硬盘读取接口、串行接口、语音输入接口、指纹输入接口等。
进一步的，本申请实施例还公开了一种计算机可读存储介质，用于存储计算机程序；其中，所述计算机程序被处理器执行时实现前述公开的飞行器轨道控制方法。
关于该方法的具体步骤可以参考前述实施例中公开的相应内容，在此不再进行赘述。
这里所说的计算机可读存储介质包括随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、内存、只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、电可编程ROM、电可擦除可编程ROM、寄存器、硬盘、磁碟或者光盘或技术领域内所公知的任意其他形式的存储介质。其中，所述计算机程序被处理器执行时实现前述飞行器轨道控制方法。关于该方法的具体步骤可以参考前述实施例中公开的相应内容，在此不再进行赘述。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其它实施例的不同之处，各个实施例之间相同或相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的飞行器轨道控制方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
专业人员还可以进一步意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本申请的范围。
结合本文中所公开的实施例描述算法的步骤可以直接用硬件、处理器执行的软件模块，或者二者的结合来实施。软件模块可以置于随机存储器（RAM）、内存、只读存储器（ROM）、电可编程ROM、电可擦除可编程ROM、寄存器、硬盘、可移动磁盘、CD-ROM、或技术领域内所公知的任意其它形式的存储介质中。
最后，还需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
以上对本发明所提供的一种飞行器轨道控制方法、装置、设备及介质进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
Claims (10)
1.一种飞行器轨道控制方法，其特征在于，包括：
基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数；
以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布；
以所述第二平衡态分布函数为目标喷口边界条件，以所述第一空间流场分布为初始流场，并采用所述统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至空间流场收敛，以获得第二空间流场分布；
基于所述第二空间流场分布获得所述轨道控制发动机开启时所述飞行器的第一气动力和第一力矩；
根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子，并将所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子存储至所述飞行器的控制设备，以便所述控制设备根据所述来流参数并基于所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子确定所述飞行器对应的目标力矩和目标气动力，然后根据所述目标力矩和所述目标气动力控制所述飞行器沿目标轨道运行。
2.根据权利要求1所述的飞行器轨道控制方法，其特征在于，所述基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数之前，还包括：
基于所述飞行器的形状和尺寸构建所述飞行器的表面网格，并基于所述来流参数和所述喷流参数确定所述飞行器对应的物理空间网格的外边界；
根据所述表面网格和所述外边界生成所述飞行器对应的所述物理空间网格，并基于所述来流参数生成所述飞行器对应的速度空间网格。
3.根据权利要求2所述的飞行器轨道控制方法，其特征在于，所述基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数，包括：
基于所述喷流参数获取喷流出口速度矢量对应的三个预设方向的速度分量；
根据所述三个预设方向的速度分量、所述喷流参数中的喷流出口温度和所述来流参数中的来流压力构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的基于所述来流参数和所述喷流参数的第一平衡态分布函数。
4.根据权利要求3所述的飞行器轨道控制方法，其特征在于，所述第二平衡态分布函数为基于所述三个预设方向的速度分量、所述喷流参数中的所述喷流出口温度和喷流出口压力构建的分布函数。
5.根据权利要求2所述的飞行器轨道控制方法，其特征在于，所述基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数之后，还包括：
为除所述喷口位置外的所述飞行器对应的所述物理空间网格中每个单元设置基于所述来流参数的第三平衡态分布函数；
相应的，所述以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，并采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布，包括：
以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，以所述第三平衡态分布函数为所述物理空间网格中每个所述单元的初始值，并采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布。
6.根据权利要求4所述的飞行器轨道控制方法，其特征在于，所述根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子之前，还包括：
基于所述物理空间网格和所述速度空间网格将所述轨道控制发动机的喷口位置设置为固壁边界，并为所述物理空间网格中每个单元设置基于所述来流参数的第三平衡态分布函数；
以所述第三平衡态分布函数为所述物理空间网格中每个所述单元的初始值，并采用所述统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至空间流场收敛，以获得第三空间流场分布；
基于所述第三空间流场分布得到所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的所述第二气动力和所述第二力矩。
7.根据权利要求1至6任一项所述的飞行器轨道控制方法，其特征在于，所述根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子，包括：
计算所述第一力矩减去第二力矩的差值以得到喷流干扰力矩，并计算所述第一气动力减去第二气动力的差值以得到喷流干扰气动力；
基于所述喷流参数和所述来流参数计算喷流反作用力，并基于所述喷流干扰气动力和所述喷流反作用力计算气动力放大因子。
8.一种飞行器轨道控制装置，其特征在于，包括：
分布函数获取模块，用于基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数；
第一迭代模块，用于以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布；
第二迭代模块，用于以所述第二平衡态分布函数为目标喷口边界条件，以所述第一空间流场分布为初始流场，并采用所述统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至空间流场收敛，以获得第二空间流场分布；
气动力和力矩获得模块，用于基于所述第二空间流场分布获得所述轨道控制发动机开启时所述飞行器的第一气动力和第一力矩；
轨道控制模块，用于根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子，并将所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子存储至所述飞行器的控制设备，以便所述控制设备根据所述来流参数并基于所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子确定所述飞行器对应的目标力矩和目标气动力，然后根据所述目标力矩和所述目标气动力控制所述飞行器沿目标轨道运行。
9.一种电子设备，其特征在于，包括处理器和存储器；其中，所述处理器执行所述存储器中保存的计算机程序时实现如权利要求1至7任一项所述的飞行器轨道控制方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，用于存储计算机程序；其中，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至7任一项所述的飞行器轨道控制方法。
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| 稀薄过渡流区横向喷流干扰效应数值模拟研究;梁杰等;《空气动力学学报》;20130215(第01期);全文 * |
| 高超声速飞行器气动设计中的若干关键问题;安复兴，等;《中国科学:物理学 力学 天文学》;20211231;第51卷(第10期);全文 * |
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| CN115576342A (zh) | 2023-01-06 |
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