董彥非 譚釗勝 陳曉飛

南昌航空大學(xué)飛行器工程學(xué)院，江西南昌 330063

基于Orbiter的航天器升力式再入特性仿真*

董彥非 譚釗勝 陳曉飛

南昌航空大學(xué)飛行器工程學(xué)院，江西南昌 330063

升力式再入是指航天器進(jìn)入大氣層時(shí)產(chǎn)生一定可控升力，對(duì)提高落點(diǎn)精度具有重要意義。為了研究升力式再入的動(dòng)力學(xué)特性，采用Orbiter模擬器的應(yīng)用程序接口，在其飛行動(dòng)力學(xué)模型基礎(chǔ)上，對(duì)航天器從低軌道升力式再入返回過(guò)程進(jìn)行仿真。通過(guò)仿真試驗(yàn)，分析熱流、過(guò)載、動(dòng)壓等參數(shù)的變化規(guī)律，初步摸清了升力式再入的動(dòng)力學(xué)特性，并對(duì)升力式再入和彈道式再入仿真結(jié)果參數(shù)進(jìn)行了比較和分析，結(jié)果表明升力式再入能很好解決過(guò)載和熱流峰值高的問(wèn)題。

航天器;升力式再入;Orbiter模擬器;仿真

航天器再入過(guò)程中過(guò)載高，氣動(dòng)加熱問(wèn)題嚴(yán)重，改善再入飛行環(huán)境對(duì)于載人航天器的返回有很大的必要性。升力式再入是指航天器進(jìn)入大氣層時(shí)產(chǎn)生一定的可控制的升力，航天器在升力作用下會(huì)沿滑翔式軌道或跳躍式軌道滑行，從而緩和減速過(guò)程，使最大制動(dòng)過(guò)載減小和熱流峰值降低。通過(guò)升力控制，航天器還具備一定機(jī)動(dòng)能力，因而能提高落點(diǎn)精度，甚至可在預(yù)定場(chǎng)地水平著陸。與彈道式再入相比，升力式再入可以提高載人飛船返回時(shí)的安全系數(shù)。

2003年2月1日美國(guó)“哥倫比亞號(hào)”航天飛機(jī)發(fā)生的解體墜毀事故再一次表明航天器的返回決定了任務(wù)的成敗，因此有必要對(duì)航天器的再入特性進(jìn)行深入研究。但再入過(guò)程屬高超聲速飛行，其飛行動(dòng)力學(xué)特性無(wú)法通過(guò)實(shí)驗(yàn)獲得，通過(guò)使用軟件進(jìn)行仿真，可有效估算再入時(shí)相關(guān)參數(shù)的變化規(guī)律，為飛行器構(gòu)型和再入航跡的設(shè)計(jì)提供參考依據(jù)。

Orbiter是倫敦大學(xué)學(xué)院開發(fā)的一款著名的航天飛行模擬軟件，不但以強(qiáng)大的飛行仿真功能吸引了眾多的飛行模擬愛好者，而且具有很真實(shí)的物理引擎(飛行動(dòng)力學(xué)模型)，其開放的應(yīng)用程序接口為專業(yè)用戶進(jìn)行研究提供了方便，現(xiàn)已被逐步推廣用作航天力學(xué)教學(xué)中的驗(yàn)證工具［1］。在國(guó)內(nèi)，裝備指揮技術(shù)學(xué)院則利用Orbiter進(jìn)行空間機(jī)器人仿真推演系統(tǒng)的建模與仿真研究［2］。

文章基于Orbiter 2010航天飛行模擬軟件，以航天飛機(jī)為對(duì)象仿真其再入過(guò)程，分析升力式再入的動(dòng)力學(xué)特性。

1 再入過(guò)程仿真設(shè)計(jì)

1.1 再入過(guò)程仿真框架

文中采用“shuttlefleet V4.7”航天飛機(jī)插件來(lái)進(jìn)行再入飛行仿真。通過(guò)Orbiter的應(yīng)用程序接口(API)，建立仿真的條件輸入和結(jié)果輸出模塊，輸入初始條件到模擬器，在進(jìn)行可視化顯示的同時(shí)輸出仿真數(shù)據(jù)。再入飛行仿真流程見圖1。

圖1 再入過(guò)程仿真框架圖

1.2 飛行動(dòng)力學(xué)模型

飛行動(dòng)力學(xué)模型是飛行仿真軟件的核心模塊，也是研究升力式再入動(dòng)力學(xué)特性的基礎(chǔ)，Orbiter的飛行動(dòng)力學(xué)模型有以下特點(diǎn):

1)飛行器為理想剛體，不考慮機(jī)體彈性變形和旋轉(zhuǎn)部件的影響;

2)僅考慮姿控燃料消耗時(shí)引起的質(zhì)量變化;

3)考慮地球自轉(zhuǎn);

4)可選擇多種大氣密度模型，包括Jacchia model和 NRLMSISE-00［3］;

5)采用積分精度較高的Runge-Kutta法(八階)進(jìn)行積分。

1.3 Orbiter API

自從Martin在2000年發(fā)布了Orbiter的第一個(gè)版本后，該軟件經(jīng)過(guò)10年的發(fā)展，從粗糙的動(dòng)力學(xué)模型到可選用不同積分方法的真實(shí)性更高的物理引擎，從簡(jiǎn)單的場(chǎng)景到逼真的視覺效果，開發(fā)模式也從一人開發(fā)到整個(gè)社區(qū)的合作。現(xiàn)在，Orbiter能提供大氣飛行(發(fā)射和再入)、亞軌道、軌道以及太陽(yáng)系內(nèi)的行星際飛行。

Orbiter API是Orbiter提供的應(yīng)用程序接口，不少專業(yè)用戶通過(guò)該接口開發(fā)了大量的插件，包括各種飛船模型、場(chǎng)景和聯(lián)網(wǎng)飛行模塊，很大程度地?cái)U(kuò)展了模擬器的功能。在Orbitersdk文件夾中提供了完整的API函數(shù)手冊(cè)、開發(fā)時(shí)需要的靜態(tài)庫(kù)和相關(guān)頭文件、以及供用戶參考的編程樣例。VESSEL類是Orbiter中所有航天器的基類，通過(guò)對(duì)其進(jìn)行繼承來(lái)開發(fā)出需要的飛船模型。表1為文中使用到的一些類及其功能介紹。

表1 文中使用到的Orbiter API類

在該接口和VC++6.0開發(fā)平臺(tái)上，使用C++編程語(yǔ)言進(jìn)行二次開發(fā)，將 Orbitersdkinclude和Orbitersdklib目錄中的文件分別添加到VC中的頭文件和靜態(tài)庫(kù)目錄中。通過(guò)包含Orbitersdk.h頭文件來(lái)調(diào)用相關(guān)的API函數(shù)，編譯組建的工程以動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)鏈接庫(kù)“*.dll”文件輸出，將該文件放入ModulesPlugin目錄下即可被Orbiter以插件形式調(diào)用。這里，僅重點(diǎn)介紹再入初始條件輸入模塊和仿真結(jié)果輸出模塊的建立過(guò)程。

1.4 再入初始條件輸入和仿真結(jié)果輸出模塊的建立

1.4.1 再入初始條件輸入模塊

再入初始條件包括高度H、速度V、返回飛行路徑角γ、經(jīng)度θ、緯度φ和再入方位角ψ這6個(gè)參數(shù)，由航天器大氣層內(nèi)飛行的動(dòng)力學(xué)模型可得［4］:

其中，r0為地球半徑，r0=6430km;ψ為再入方位角，即飛行速度矢量與當(dāng)?shù)卣龞|方向的夾角，向北為正;γ為返回飛行路徑角，即飛行速度矢量與當(dāng)?shù)厮矫娴膴A角，向上為正。

文中通過(guò)使用VESSELSTATUS類來(lái)對(duì)再入初始條件進(jìn)行設(shè)置。定義速度向量Vel(高度和經(jīng)緯度的變化率)、位置向量Pos(高度、經(jīng)緯度)，并由(1)～(3)式和再入初始條件得到Vel和Pos向量。由于Orbiter使用的是地心赤道坐標(biāo)系，因此需將這2個(gè)向量進(jìn)行坐標(biāo)轉(zhuǎn)換，轉(zhuǎn)換后用于更新VESSELSTATUS，通過(guò)定義VESSEL類型的指針g_VESSEL并指向當(dāng)前航天器對(duì)象，調(diào)用函數(shù)DefSetState()來(lái)設(shè)置航天器的狀態(tài)參數(shù)，使其所在位置和速度滿足所輸入的再入初始條件。建立的再入初始條件輸入窗口見圖2。

圖2 再入初始條件輸入窗口

1.4.2 仿真結(jié)果輸出模塊

再入飛行仿真需要得到熱流密度、動(dòng)壓和過(guò)載的值，Orbiter提供了FlightDataMonitor(飛行數(shù)據(jù)監(jiān)視器)模塊來(lái)對(duì)當(dāng)前航天器的相關(guān)參數(shù)進(jìn)行實(shí)時(shí)顯示和記錄，但參數(shù)選項(xiàng)中并無(wú)熱流密度和氣動(dòng)過(guò)載。OrbiterSDK/samples目錄下的FlightData-Monitor.dsw工程提供了該模塊的源代碼，可以在該模塊的基礎(chǔ)上作進(jìn)一步的開發(fā)，增加對(duì)這兩項(xiàng)參數(shù)的輸出。

同樣通過(guò)g_VESSEL指針調(diào)用函數(shù)GetAirspeed()和GetAtmDensity()來(lái)分別獲取其速度及所在高度的空氣密度，根據(jù)公式(1)即可估算出熱流密度。通過(guò)定義3個(gè)向量Lift，Drag和Weight并使用函數(shù) GetLiftVector(Lift)，GetDragVector(Drag)，Get-WeightVector(Weight)來(lái)獲取作用在航天器上的升力、阻力和重力，將Lift，Drag相加得空氣動(dòng)力向量Force，使用函數(shù)length()求向量的模，根據(jù)公式(3)計(jì)算出氣動(dòng)過(guò)載。建立的仿真結(jié)果數(shù)據(jù)輸出窗口見圖3。

圖3 仿真數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)顯示窗口

2)動(dòng)壓限制。為使航天飛機(jī)的空氣動(dòng)力舵面上鉸鏈力矩不超過(guò)允許值，設(shè)定最大動(dòng)壓為qmax，即

1)熱流密度限制［5］。

3)過(guò)載限制。再入期間過(guò)載應(yīng)不超過(guò)某一要求值，取

2 仿真算例

2.1 仿真初始條件

美國(guó)的航天飛機(jī)是典型的升力式返回航天器，可實(shí)現(xiàn)水平著陸。下面以“亞特蘭蒂斯號(hào)”航天飛機(jī)的參數(shù)為例進(jìn)行再入過(guò)程仿真，航天飛機(jī)軌道器模型的相關(guān)參數(shù)［6］如表2所示，再入初始條件如表3所示。

表2 航天飛機(jī)軌道器參數(shù)

表3 再入初始條件

2.2 升力式再入仿真結(jié)果分析

根據(jù)以上仿真條件，得到航天飛機(jī)模型升力式返回的高度、熱流密度、動(dòng)壓和氣動(dòng)過(guò)載仿真曲線如圖4所示。

圖4 航天飛機(jī)再入仿真曲線

在再入的初始階段，即高度為120～55km之間，熱流密度上升最快，此階段應(yīng)以限制熱流密度的峰值為主，對(duì)下降速率加以限制，以防止熱防護(hù)系統(tǒng)(TPS)受損傷。

在再入的中間階段，即高度為55～30km之間，應(yīng)以限制氣動(dòng)過(guò)載的峰值為主，以防超出乘組所能接受的過(guò)載限度。

再入過(guò)程的最后階段，即高度為30km到著陸前，因航天飛機(jī)軌道器采用空氣舵面，為了不使所需的鉸鏈力矩過(guò)大，故此階段應(yīng)以限制動(dòng)壓的大小為主要的制導(dǎo)任務(wù)，以減小執(zhí)行機(jī)構(gòu)的重量。

2.3 與彈道式再入的比較

圖5為“Friendship 7”水星飛船返回艙彈道式再入動(dòng)力學(xué)特性曲線。

熱流:比較圖4(b)和圖5(b)可知，升力式再入的熱流密度峰值可降低至不到彈道式再入的一半，但結(jié)合比較圖4(a)和圖5(a)得升力式再入的高度—時(shí)間曲線較彈道式再入平緩，因此再入過(guò)程時(shí)間很長(zhǎng)。彈道式再入的熱流峰值發(fā)生在35～50km高度之間，而升力式再入則在60km以上時(shí)熱流密度就已經(jīng)達(dá)到了峰值。因此，升力式再入的總吸熱量很大，是熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)的重要考慮因素。

過(guò)載:比較圖4(c)和圖5(c)可知，與彈道式再入超過(guò)8g的過(guò)載相比，升力式再入可使氣動(dòng)過(guò)載小于2.5g。升力式返回航天器降到一定高度(H〈25km)后需進(jìn)行機(jī)動(dòng)，相應(yīng)的氣動(dòng)過(guò)載變化較大，因此圖4(c)的末端變化劇烈。而彈道式返回航天器則在再入的最后階段速度趨于穩(wěn)定，并在著陸前打開降落傘以緩慢減速下降，因此圖5(c)的末端氣動(dòng)過(guò)載約為1.2g。圖6為仿真過(guò)程實(shí)時(shí)顯示的一個(gè)截圖。

圖5 “Friendship 7”再入特性曲線

表4 兩種再入方式的參數(shù)比較

圖6 再入過(guò)程的實(shí)時(shí)可視化顯示

3 結(jié)論

1)對(duì)于升力式返回航天器，限制熱流密度和動(dòng)壓的峰值為再入返回中的主要制導(dǎo)任務(wù)。由于再入飛行時(shí)間長(zhǎng)，其熱防護(hù)系統(tǒng)和再入走廊的設(shè)計(jì)還應(yīng)取得熱流峰值和總加熱量之間的平衡。

2)通過(guò)對(duì)升力式再入和彈道式再入的仿真結(jié)果參數(shù)進(jìn)行比較，表明升力式再入能很好解決過(guò)載和熱流峰值高的問(wèn)題。

3)基于Orbiter的應(yīng)用程序接口進(jìn)行編程開發(fā)和可視化飛行仿真，可以免去飛行動(dòng)力學(xué)模型的建模過(guò)程，快速進(jìn)行航天器再入軌跡的分析和設(shè)計(jì)，具有可拓展性強(qiáng)和使用方便的特點(diǎn)。

［1］Martin Schweiger.Spacecraft Simulation and Visualization with Orbiter 2006［C］.3rd International Workshop on Astrodynamics Tools and Techniques，2006.

［2］閻慧，張學(xué)波.空間機(jī)器人仿真推演系統(tǒng)中的建模與仿真研究［J］.系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào)，2009，21(增刊 2):230-233.(YAN Hui，ZHANG Xue-bo.Modeling and Simulation Research of Space Robot Simulation System［J］.Journal of System Simulation，2009，21(Suppl.2):230-233.)

［3］Martin Schweiger.Orbiter Technical Notes:Earth Atmosphere Model［EB/OL］.www.orbitersim.com.

［4］高潔，趙會(huì)光.航天器跳躍式返回的再入動(dòng)力學(xué)特性仿真［J］.航天器工程，2010，19(4):29-34.(GAO Jie，ZHAO Hui-guang.Simulation of Reentry Dynamic Properties of Skip Return Spacecraft［J］.Spacecraft Engineering，2010，19(4):29-34.)

［5］張海云，李俊峰，譯.理解航天:航天學(xué)入門［M］.北京:清華大學(xué)出版社，2007.(Zhang Hai-yun，Li Junfeng.Understand Spaceflight:Fundamentals of Astronautics［M］.Beijing:Tsinghua University Press，2007.)

［6］Martin Schweiger.ORBITER Space Shuttle Atlantis Operations Manual［EB/OL］.www.orbitersim.com.

The Simulation of Lifting Reentry Dynamic Properties Based on Orbiter Simulator

DONG YanfeiTAN Zhaosheng CHEN Xiaofei
Aircraft Engineering School，Nanchang HangKong University，Nanchang 330063，China

Lifting reentry means that the spacecraft generates controllable lift during reentry，which is significant for improving the accuracy of landing point．Based on the flight dynamic model ofOrbiter 2010space flight simulator and itsAPI(Application Programming Interface)，a case study of lifting reentry of space shuttle is presented to analyze the heat flow，overload and dynamic pressure．The results show that the simulation based onOrbiteris feasible and convenient．The dynamic property of lifting reentry from low earth orbit is preliminarily obtained．Finally，the simulation parameters of ballistic reentry and lifting reentry are compared and analyzed，and the outcome shows that lifting reentry can perfectly solve the high value problem of heat flow and overload．

Spacecraft;Lifting reentry;Orbitersimulator;Simulation

V475;TP391.9

A

1006-3242(2012)02-0075-05

*航空科學(xué)基金(2011ZA56001)資助

2011-12-21

董彥非(1970-)，男，河南開封人，副教授，博士，主要從事飛行仿真、飛行品質(zhì)和航空武器系統(tǒng)效能評(píng)估研究;譚釗勝(1990-)，男，廣東惠州人，主要從事飛行仿真和飛行品質(zhì)研究;陳曉飛(1987-)，男，江蘇宿遷人，碩士研究生，主要從事飛行仿真與效能評(píng)估研究。