左光 陳鑫 侯硯澤 吳文瑞

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升力體再入飛行器離軌制動(dòng)方案及優(yōu)化研究

左光 陳鑫 侯硯澤 吳文瑞

（北京空間技術(shù)研制試驗(yàn)中心，北京 100094）

離軌制動(dòng)是確保天地往返飛行器安全、準(zhǔn)確返回既定著陸場(chǎng)區(qū)的前提。文章借鑒載人飛船再入返回飛行的工程經(jīng)驗(yàn)，對(duì)升力體再入飛行器的離軌制動(dòng)總體方案進(jìn)行分析，闡述了離軌制動(dòng)任務(wù)剖面以及相關(guān)總體參數(shù)，依此確定離軌制動(dòng)設(shè)計(jì)條件、設(shè)計(jì)約束。在此基礎(chǔ)上，以典型升力體再入飛行器為例，仿真分析給出了升力體再入飛行器離軌制動(dòng)時(shí)序設(shè)計(jì)和離軌制動(dòng)策略方案,得到涵蓋離軌制動(dòng)策略、離軌制動(dòng)時(shí)序的升力體再入飛行器的總體設(shè)計(jì)方案。最后，通過靈敏度分析確定了優(yōu)化設(shè)計(jì)變量，開展了離軌制動(dòng)多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)研究。相關(guān)研究?jī)?nèi)容可為升力體再入飛行器離軌制動(dòng)的具體工程實(shí)施提供技術(shù)參考。

升力體 離軌制動(dòng) 天地往返飛行器 航天返回

0 引言

隨著天地往返技術(shù)的發(fā)展，新型的可重復(fù)使用天地往返飛行器必將不斷涌現(xiàn)。對(duì)于天地往返飛行器系統(tǒng)，無(wú)論采用升力體還是鈍頭體，在再入飛行任務(wù)中，離軌制動(dòng)是確保天地往返飛行器安全、準(zhǔn)確返回既定著陸區(qū)域的前提，而高效可行的離軌策略設(shè)計(jì)是飛行器離軌制動(dòng)的關(guān)鍵[1-4]。開展離軌制動(dòng)策略研究，選擇合適的離軌制動(dòng)策略，將大幅提高飛行器再入返回再入點(diǎn)位置與速度精度，降低飛行器再入過程中防熱、GNC系統(tǒng)的設(shè)計(jì)壓力，進(jìn)而直接提升飛行器再入落點(diǎn)精度，確保飛行安全[4-10]。

離軌制動(dòng)是天地往返飛行器安全返回地面的第一步。目前，對(duì)于需要按時(shí)返回的再入飛行器，例如“神舟”飛船、航天飛機(jī)、返回式衛(wèi)星等，離軌均必須采用主動(dòng)離軌方式，即經(jīng)過制動(dòng)前調(diào)姿、制動(dòng)、過渡段慣性飛行三個(gè)階段，以精確到達(dá)再入點(diǎn)，并實(shí)施后續(xù)進(jìn)入大氣層的再入飛行[11-14]。文獻(xiàn)[15]針對(duì)一種升力式再入飛行器離軌推力和相應(yīng)的下降軌道特點(diǎn)進(jìn)行了初步分析，提出了大氣入口點(diǎn)再入角的基本確定方法，研究結(jié)論可用于一般升力式再入飛行器離軌制動(dòng)初步軌跡設(shè)計(jì)；文獻(xiàn)[16]針對(duì)再入角和再入點(diǎn)位置給定條件下的空天再入飛行器過渡段軌道設(shè)計(jì)問題，推導(dǎo)了由給定再入角解析計(jì)算初始航跡角的公式，進(jìn)而求解得到轉(zhuǎn)移時(shí)間最短和燃料消耗最小過渡軌道對(duì)應(yīng)的制動(dòng)點(diǎn)位置；文獻(xiàn)[17]提出了一種離軌時(shí)機(jī)及制動(dòng)策略計(jì)算方法，結(jié)合再入返回飛行器對(duì)再入點(diǎn)高度和再入角的要求，以及離軌制動(dòng)前軌道，推算了離軌制動(dòng)后過渡軌道半長(zhǎng)軸、偏心率和離軌制動(dòng)時(shí)的緯度幅角及速度增量，通過迭代修正生成的離軌制動(dòng)策略，并通過算例仿真驗(yàn)證；文獻(xiàn)[18]利用“hp自適應(yīng)偽譜法”解決可調(diào)推力主動(dòng)離軌的多階段最優(yōu)控制問題是可行的，指出采用可調(diào)推力發(fā)動(dòng)機(jī)制動(dòng)離軌時(shí)，在減小過渡段飛行時(shí)間方面優(yōu)勢(shì)十分明顯，適用于航天器快速返回的情況。上述各研究成果針對(duì)再入飛行器離軌策略開展了研究，但針對(duì)天地往返飛行器離軌制動(dòng)總體設(shè)計(jì)方案及關(guān)鍵技術(shù)的研究目前仍然較少。

升力體飛行器區(qū)別于傳統(tǒng)返回衛(wèi)星和飛船，采用的是升阻比氣動(dòng)外形，應(yīng)用反應(yīng)控制系統(tǒng)（Reaction Control System，RCS）和空氣舵面復(fù)合控制方式，返回時(shí)在大氣層內(nèi)長(zhǎng)時(shí)間無(wú)動(dòng)力滑翔飛行，大多裝有輪式起落架，可水平滑跑著陸。而傳統(tǒng)返回式衛(wèi)星和飛船返回艙升租比較小，返回時(shí)采用彈道式或半彈道式再入飛行，最后采用降落傘回收。通常，因?yàn)樯w飛行器在大氣層內(nèi)航跡較長(zhǎng)，所以其離軌制動(dòng)點(diǎn)較返回式衛(wèi)星和飛船離境內(nèi)較遠(yuǎn)，對(duì)測(cè)控點(diǎn)的設(shè)置不同。同時(shí)，區(qū)別于傳統(tǒng)的返回式衛(wèi)星和鈍頭體返回艙，升力體飛行器執(zhí)行軍民任務(wù)的靈活性和應(yīng)急性更高，傳統(tǒng)的制動(dòng)策略研究只適合非戰(zhàn)時(shí)條件下按常規(guī)方式返回固定著陸場(chǎng)，升力體在執(zhí)行任務(wù)時(shí)可靈活調(diào)整著陸地點(diǎn)，甚至在計(jì)劃外的普通機(jī)場(chǎng)著陸，必要時(shí)可能需要不依賴地基和天基測(cè)控系統(tǒng)，僅利用慣性測(cè)量單元（Inertial Measurement Unit，IMU）和全球?qū)Ш较到y(tǒng)（Global Navigation Satellite System，GNSS）系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)在非測(cè)控弧段的“自主式離軌制導(dǎo)”，這是區(qū)別于傳統(tǒng)返回式衛(wèi)星和飛船返回艙的重要特征，為此必須在傳統(tǒng)制動(dòng)策略技術(shù)上進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。

本文借鑒我國(guó)載人飛船再入返回飛行的工程經(jīng)驗(yàn)，對(duì)典型升力體再入飛行器離軌制動(dòng)總體方案設(shè)計(jì)任務(wù)與總體參數(shù)分析、設(shè)計(jì)條件分析、設(shè)計(jì)約束梳理與分析、制動(dòng)策略設(shè)計(jì)等內(nèi)容進(jìn)行了論述，針對(duì)典型算例給出了典型升力體再入飛行器離軌制動(dòng)時(shí)序和策略方案，最后在離軌制動(dòng)總體方案的基礎(chǔ)上，探討開展離軌制動(dòng)多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)的技術(shù)研究。

1 離軌制動(dòng)任務(wù)分析

1.1 任務(wù)剖面分析

天地往返飛行器系統(tǒng)，可以采用多艙段構(gòu)型，也可采用單艙段構(gòu)型。多艙段的飛行器只有組合體的一部分再入大氣進(jìn)行可控飛行，可拋棄不必要的能源或制動(dòng)模塊；而單艙段的飛行器，則艙段整體進(jìn)入大氣飛行，如圖1所示。

對(duì)于單艙段的天地往返飛行器，如航天飛機(jī)，整體再入大氣飛行，再入模塊與非再入模塊分離后，RCS進(jìn)行調(diào)姿，建立制動(dòng)姿態(tài)后，制動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火反方向做功完成制動(dòng)及后續(xù)再入過程。

對(duì)于多艙段的天地往返飛行器，以載人飛船為例（如圖1（b）所示），其由軌道艙、返回艙和推進(jìn)艙三個(gè)艙段組成，在離軌制動(dòng)前，軌道艙要與返回艙和推進(jìn)艙組合體分離，之后返回艙和推進(jìn)艙組合體通過RCS進(jìn)行調(diào)姿，建立制動(dòng)姿態(tài)后，主發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火反方向做功完成制動(dòng)，降低軌道能量進(jìn)而使軌道逐步下降，在預(yù)定再入點(diǎn)處按等航程再入模式，以預(yù)定再入角按再入模式，進(jìn)入大氣層。

圖1 天地往返飛行器構(gòu)型示意

圖2 離軌制動(dòng)示意

如圖2所示，在離軌制動(dòng)任務(wù)剖面中，1為飛行速度；為制動(dòng)速度；2為合成速度，升力體飛行器需要完成如下任務(wù)：

1）完成分離前調(diào)姿：確定分離姿態(tài)；

2）完成安全分離：確定再入模塊與非再入模塊間的相對(duì)分離速度；

3）完成制動(dòng)前調(diào)姿：確定制動(dòng)俯仰角；

4）完成點(diǎn)火制動(dòng)：確定制動(dòng)點(diǎn)火時(shí)間長(zhǎng)度，以及測(cè)控保障條件；

5）完成慣性滑行段姿態(tài)調(diào)整：確定滑行段姿態(tài)的測(cè)控保障條件。

1.2 總體參數(shù)分析

離軌制動(dòng)總體方案設(shè)計(jì)需要的總體參數(shù)及參數(shù)影響如表1所示。

表1 離軌制動(dòng)總體方案參數(shù)分析

Tab.1 The deorbit analysis of general scheme design

2 離軌制動(dòng)設(shè)計(jì)條件分析

2.1 設(shè)計(jì)條件分析

1）質(zhì)量特性。飛行器質(zhì)量越大，離軌制動(dòng)需要的推進(jìn)劑消耗便越多，達(dá)到同樣再入入口條件的制動(dòng)時(shí)間也越長(zhǎng)。根據(jù)飛行器質(zhì)量，配置推力合適的主發(fā)動(dòng)機(jī)，使得離軌制動(dòng)的制動(dòng)加速度能夠滿足近地軌道返回的要求。

2）發(fā)動(dòng)機(jī)。在發(fā)動(dòng)機(jī)推力與飛行器質(zhì)量相匹配、滿足制動(dòng)加速度需求的情況下，最關(guān)鍵的發(fā)動(dòng)機(jī)特性指標(biāo)是比沖。發(fā)動(dòng)機(jī)比沖越高，推進(jìn)劑消耗越少。

2.2 可調(diào)設(shè)計(jì)變量分析

離軌制動(dòng)的可調(diào)設(shè)計(jì)變量一般為制動(dòng)時(shí)長(zhǎng)和制動(dòng)俯仰角。

制動(dòng)時(shí)長(zhǎng)指主發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)長(zhǎng)，決定了由主發(fā)動(dòng)機(jī)提供的制動(dòng)速度大小，點(diǎn)火時(shí)間越長(zhǎng)，制動(dòng)速度增量越大，軌道下降越快，再入角越陡峭，推進(jìn)劑消耗越多；反之，點(diǎn)火時(shí)間越短，制動(dòng)速度增量越小，軌道下降越慢，再入角也越平緩，推進(jìn)劑消耗越少。

制動(dòng)俯仰角指制動(dòng)推力方向與飛行器再入模塊慣性速度方向之間的夾角，其一般為負(fù)值–180°~–90°。制動(dòng)俯仰角與推進(jìn)劑消耗和再入角幅值均有一定關(guān)系，制動(dòng)俯仰角絕對(duì)值越大，推進(jìn)劑消耗越少，再入角幅值越大；反之，制動(dòng)俯仰角絕對(duì)值越小，推進(jìn)劑消耗越多，但再入角幅值越小。

由此可見，離軌制動(dòng)時(shí)長(zhǎng)和制動(dòng)俯仰角兩個(gè)設(shè)計(jì)變量對(duì)推進(jìn)劑消耗、再入角幅值均有影響。在具體方案設(shè)計(jì)時(shí)，往往要兼顧推進(jìn)劑消耗和再入角幅值兩方面的內(nèi)容，結(jié)合總體方案進(jìn)行協(xié)調(diào)取舍。

3 離軌制動(dòng)設(shè)計(jì)約束分析

3.1 測(cè)控約束分析

地面測(cè)控與天基測(cè)控是確保離軌制動(dòng)任務(wù)可靠、安全實(shí)施的必要條件。離軌制動(dòng)前后需要完成分離前調(diào)姿、分離觸發(fā)、分離后制動(dòng)姿態(tài)建立、主發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火、主發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)等一系列關(guān)鍵操作，同時(shí)在離軌制動(dòng)全程中，要監(jiān)視飛行器姿態(tài)、發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)、推進(jìn)劑剩余量等遙測(cè)參數(shù)。因此，離軌制動(dòng)必須充分考慮測(cè)控條件的約束，最大化使用測(cè)控支持。

一般而言，地基測(cè)控因?yàn)殒溌吠ㄐ胖苯?、轉(zhuǎn)發(fā)環(huán)節(jié)少，常常被用來(lái)執(zhí)行關(guān)鍵測(cè)控任務(wù)。在離軌制動(dòng)過程中，應(yīng)在可能的條件下，對(duì)于分離、制動(dòng)點(diǎn)火、關(guān)機(jī)等操作盡量使用地基測(cè)控站。中繼測(cè)控作為備份測(cè)控，保障或無(wú)法使用地基測(cè)控條件下的測(cè)控支持手段。在各項(xiàng)離軌制動(dòng)關(guān)鍵動(dòng)作中，制動(dòng)點(diǎn)火與關(guān)機(jī)操作最為關(guān)鍵。如果點(diǎn)火、關(guān)機(jī)提前或延后，都會(huì)對(duì)再入點(diǎn)及其后的再入過程產(chǎn)生嚴(yán)重影響，甚至導(dǎo)致返回失敗。相應(yīng)的，分離操作不涉及離軌制動(dòng)設(shè)計(jì)變量，可通過天基測(cè)控體系加以監(jiān)控。因此，如果地面測(cè)控資源有限或存在沖突，應(yīng)優(yōu)先保障對(duì)制動(dòng)點(diǎn)火或關(guān)機(jī)動(dòng)作的測(cè)控支持。

3.2 返回窗口約束分析

返回窗口指飛行器可執(zhí)行離軌制動(dòng)的軌道條件簇。在返回窗口內(nèi)執(zhí)行離軌制動(dòng)，可以在地基或天基測(cè)控支持下，完成離軌制動(dòng)操作并到達(dá)預(yù)定再入點(diǎn)，經(jīng)過大氣內(nèi)飛行后安全降落。在返回窗口之外，離軌制動(dòng)無(wú)法獲得地面或天基測(cè)控支持，或制動(dòng)關(guān)機(jī)、滑行、到達(dá)再入點(diǎn)之后，如果單純依賴GPS系統(tǒng)通過飛行器自主制動(dòng)依靠升力體側(cè)向機(jī)動(dòng)能力返回著陸場(chǎng)存在一定風(fēng)險(xiǎn)。如果使用天基測(cè)控體系，中繼星基本可以全覆蓋國(guó)內(nèi)外大部分再入返回區(qū)域所在緯度對(duì)應(yīng)的軌道面。因此，返回窗口設(shè)計(jì)受測(cè)控體系約束較少，這樣其主要約束就來(lái)源于飛行器再入返回橫側(cè)向機(jī)動(dòng)和控制能力，即離軌制動(dòng)后到達(dá)再入點(diǎn)處的位置偏差，是否能夠通過橫側(cè)向控制能力加以糾正。

針對(duì)升力體再入飛行器橫側(cè)向機(jī)動(dòng)性強(qiáng)，根據(jù)其氣動(dòng)滑翔能力，可假定控制能力是不小于2 000km。則其返回窗口的具體意義指：如果離軌制動(dòng)時(shí)刻對(duì)應(yīng)的軌道簇，在離軌制動(dòng)、滑行之后到達(dá)再入點(diǎn)處，再入點(diǎn)星下點(diǎn)沿垂直軌道面的方向，與標(biāo)稱再入軌道面相比偏差在2 000km之內(nèi)，離軌制動(dòng)時(shí)刻這組軌道簇，便稱為返回窗口。相對(duì)小升阻比的鈍頭體返回艙，高升阻比的氣動(dòng)特性在很大程度上拓展了其返回窗口。

3.3 再入點(diǎn)精度約束分析

傳統(tǒng)鈍頭體再入返回艙，受到橫向機(jī)動(dòng)能力和搜救能力限制，必須保證再入點(diǎn)精度足夠。而對(duì)于升力式再入飛行器，在離軌制動(dòng)若干約束條件中，該條件約束相對(duì)較弱，通過協(xié)調(diào)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)時(shí)間、關(guān)機(jī)后效推力、姿態(tài)控制精度容易滿足再入點(diǎn)位置、速度和速度方向角的要求。同時(shí)，即使再入點(diǎn)精度未達(dá)標(biāo)，對(duì)于升力體再入飛行器，自身的縱橫向航程控制能力較強(qiáng)，依靠飛行器自身機(jī)動(dòng)能力，在進(jìn)場(chǎng)末段通過能量管理來(lái)實(shí)現(xiàn)橫向航程控制，也可實(shí)現(xiàn)安全、高精度著陸。

3.4 推進(jìn)劑約束分析

推進(jìn)劑是離軌再入必須考慮的一項(xiàng)約束。通常情況，飛行器常規(guī)返回離軌工況，飛行器在軌運(yùn)行期間，必須結(jié)合軌道高度和預(yù)定返回著陸場(chǎng)的具體信息，預(yù)留離軌制動(dòng)所需的推進(jìn)劑。但是對(duì)于執(zhí)行軍民用任務(wù)而采用靈活及應(yīng)急離軌方式時(shí)，執(zhí)行軍事任務(wù)時(shí)調(diào)整軌道面可能消耗了更多原本預(yù)留的離軌制動(dòng)用推進(jìn)劑余量，而且要考慮制動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力由于總體設(shè)計(jì)的約束可能推力和推進(jìn)劑量的剩余情況，同時(shí)，沖量的假設(shè)可能與實(shí)際情況偏差較大，對(duì)于應(yīng)急情況下的自主式離軌的策略，必須通過分析推力有作用弧段的情況，實(shí)現(xiàn)有限推力離軌制導(dǎo)，結(jié)合推進(jìn)劑約束和靈活離軌策略來(lái)實(shí)現(xiàn)離軌再入的可靠性。

3.5 分離安全性分析

實(shí)現(xiàn)飛行器再入模塊和非再入模塊間的安全分離（對(duì)于載人飛船就是返回艙和軌道艙、推進(jìn)艙安全分離；對(duì)于兩艙結(jié)構(gòu)升力體軌道飛行器就是升力體再入部分和其他非再入部分），并且在后續(xù)離軌制動(dòng)、慣性滑行、再入返回中不發(fā)生碰撞，是離軌制動(dòng)方案設(shè)計(jì)必須考慮的設(shè)計(jì)約束。

一般而言，在軌飛行器間的分離可以分為軌道面內(nèi)分離和軌道面外分離兩類。面內(nèi)分離需要的調(diào)整姿態(tài)操作少，分離相關(guān)動(dòng)作少、可靠性更高。例如“神舟”飛船返回艙與推進(jìn)艙的分離便是軌道面內(nèi)分離。但是，面內(nèi)分離由于兩個(gè)飛行器在后續(xù)飛行中位于同一軌道面內(nèi)，存在在大氣作用下軌跡重合的可能。因此，安全性相對(duì)于面外分離而言稍高。面外分離指兩個(gè)飛行器間的分離面位于軌道面內(nèi)，按照該模式分離后，兩個(gè)飛行器在當(dāng)圈的前半圈飛行過程中，相對(duì)距離逐步增大，并在不同軌道面內(nèi)飛行，分離安全性高。但是，該分離模式往往需飛行器完成兩次調(diào)姿，一次是將分離面調(diào)整至軌道面內(nèi)，一次是在分離后，將準(zhǔn)備進(jìn)行離軌制動(dòng)飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)推力軸線方向調(diào)整至軌道面內(nèi)，調(diào)姿壓力以及復(fù)雜度與面內(nèi)分離相比稍高。

考慮到軌道面外分離的高可靠性，在時(shí)間、推進(jìn)劑允許的情況下，面外分離模式更合適。例如，載人飛船離軌制動(dòng)前軌道艙與返回艙推進(jìn)艙組合體的分離，便是軌道面外分離。

4 離軌制動(dòng)總體設(shè)計(jì)方案

本節(jié)結(jié)合前述各節(jié)任務(wù)分析、設(shè)計(jì)條件分析以及設(shè)計(jì)約束分析，以典型升力體再入飛行器為例，如圖3所示，在某假定飛行器軌道與總體參數(shù)基礎(chǔ)上，給出離軌制動(dòng)總體方案，包絡(luò)離軌制動(dòng)時(shí)序和制動(dòng)策略設(shè)計(jì)。

圖3 典型升力體再入飛行器

4.1 離軌制動(dòng)時(shí)序

離軌制動(dòng)時(shí)序如下：

1）通過天基或地基測(cè)控，確定離軌制動(dòng)參數(shù)，包括分離姿態(tài)與時(shí)序、分離后制動(dòng)姿態(tài)、離軌制動(dòng)開始時(shí)刻、離軌制動(dòng)速度增量、制動(dòng)后姿態(tài)。如果應(yīng)急任務(wù)條件下，無(wú)測(cè)控支持，則需要通過程控支持自主確定以上離軌參數(shù)；

2）建立軌道面外分離姿態(tài)，分離面與密切軌道面重合；

3）分離前?？兀?/p>

4）分離火工品起爆；

5）分離后起控；

6）調(diào)姿，按照設(shè)定的制動(dòng)俯仰角，建立離軌制動(dòng)姿態(tài)；

7）主發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火，離軌制動(dòng)，軌道降低；

8）在測(cè)控支持下或者自主結(jié)合IMU和GNSS系統(tǒng)給出的飛行器自身位置姿態(tài)數(shù)據(jù)，主發(fā)動(dòng)機(jī)按離軌速度增量（通過高精加計(jì)積分測(cè)量）關(guān)機(jī)。同時(shí)，關(guān)機(jī)具有時(shí)間關(guān)機(jī)備份與測(cè)控干預(yù)控制能力；

9）建立慣性飛行姿態(tài)（一般為配平攻角姿態(tài)）；

10）慣性飛行，直至再入點(diǎn)。

4.2 制動(dòng)策略設(shè)計(jì)

所選取典型升力體再入飛行器總體參數(shù)如表2所示。

表2 典型再入升力體總體參數(shù)

Tab.2 General parameters for typical lifting reentry vehicle

1）軌道條件。典型制動(dòng)時(shí)刻標(biāo)稱運(yùn)行軌道軌道瞬時(shí)要素如下：

a）歷元時(shí)刻：2014年3月25日17:45:19.939；

b）半長(zhǎng)軸：7 054.08 km；

c）偏心率：0.015 212 8；

d）傾角：39.789 2° ；

e）升交點(diǎn)赤經(jīng)：103.673°；

f）近地點(diǎn)幅角：198.649°；

g）真近點(diǎn)角：11.555°。

2）離軌制動(dòng)約束：

a）測(cè)控約束：制動(dòng)關(guān)機(jī)時(shí)刻及關(guān)機(jī)后100s發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)地面測(cè)控可見；

b）返回窗口約束：再入點(diǎn)位于返回窗口內(nèi)；

c）許用推進(jìn)劑：約300kg；

d）分離安全性：軌道面外分離模式；

e）典型再入點(diǎn)：西經(jīng)1.316 7° ，南緯5.337 1°，再入角–2.225 6°。

3）制動(dòng)俯仰角策略：制動(dòng)俯仰角–180°，制動(dòng)過程中背風(fēng)面朝向地面，以保證制動(dòng)全程器載天線可與地面測(cè)控建立通信。

4）制動(dòng)開關(guān)機(jī)策略：制動(dòng)點(diǎn)火按照速度增量或時(shí)間關(guān)機(jī)。

5）測(cè)控支持策略：由地面站提供制動(dòng)后關(guān)機(jī)測(cè)控支持，并通過天基通信系統(tǒng)（中繼星體系）提供在軌調(diào)整段、離軌制動(dòng)段和過渡段測(cè)控支持。具體為在軌調(diào)整段以及制動(dòng)段由中繼某星覆蓋，制動(dòng)關(guān)機(jī)及其后的發(fā)動(dòng)機(jī)監(jiān)視由地基測(cè)控站覆蓋，過渡段由另一顆中繼星覆蓋。

6）制動(dòng)仿真結(jié)果。典型再入升力體飛行器離軌制動(dòng)仿真分析結(jié)果為：

a）制動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火：高度為572.95km，位于西經(jīng)141.46°，南緯18.838°；

b）制動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)：發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后837s，高度為548.49km，位于西經(jīng)89.374°，南緯39.457°；

c）再入大氣層：發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)點(diǎn)火后2 205s，高度為120.24km，位于西經(jīng)1.355 8°，南緯5.372 1°；

d）制動(dòng)速度增量為247.314 4m/s，推進(jìn)劑消耗量274.240 1kg；

e）再入角為–2.225 6°。

5 離軌制動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)研究

離軌制動(dòng)方案選擇是一個(gè)典型的多輸入優(yōu)化設(shè)計(jì)問題，開展升力體飛行器離軌制動(dòng)多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)有助于提升離軌制動(dòng)方案的品質(zhì)，同時(shí)，可對(duì)故障或偏差情況下的飛行工況進(jìn)行快速評(píng)估分析，為總體進(jìn)行快速?zèng)Q策提供數(shù)據(jù)支撐，是離軌制動(dòng)方案設(shè)計(jì)的重要技術(shù)手段和關(guān)鍵技術(shù)之一。

本文利用優(yōu)化方法進(jìn)行分析，具體實(shí)施過程為建立分析模型，將其Matlab模型集成到Isight軟件中，統(tǒng)一對(duì)輸入輸出參數(shù)進(jìn)行管理，并以此為基礎(chǔ)，采用試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法對(duì)離軌制動(dòng)問題的優(yōu)化設(shè)計(jì)空間進(jìn)行探索，選擇敏感度較高的設(shè)計(jì)輸入?yún)?shù)，作為進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)的重點(diǎn)研究對(duì)象。為提高效率，采用近似模型技術(shù)，將軌制動(dòng)問題的分析模型用顯示的計(jì)算形式代替，可作為制動(dòng)問題的快速分析解決方案。最后，基于上述模型，建立離軌制動(dòng)問題的優(yōu)化模型，并在Isight軟件中集成實(shí)現(xiàn)，數(shù)據(jù)流通軟件調(diào)用等環(huán)節(jié)均采用自動(dòng)化處理，實(shí)現(xiàn)初始條件輸入后快速高效獲得優(yōu)化結(jié)果的自主優(yōu)化設(shè)計(jì)軟件平臺(tái)。

5.1 分析模型及設(shè)計(jì)變量的確定

作為技術(shù)具體實(shí)施層面，依據(jù)前文離軌制動(dòng)方案分析模型，初步選取類X-37B升力體再入飛行器離軌制動(dòng)多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)變量如表3所示：

表3 離軌制動(dòng)分析程序的輸入輸出參數(shù)

Tab.3 Input and output parameters for the deorbit analysis program

所有輸入?yún)?shù)對(duì)目標(biāo)參數(shù)的Patreto（帕累托圖）如圖4所示，可以看出，對(duì)其他參數(shù)影響最大的均為發(fā)動(dòng)機(jī)總推力、制動(dòng)時(shí)間、制動(dòng)俯仰角、制動(dòng)前質(zhì)量對(duì)目標(biāo)參數(shù)有較大影響，因此可確定多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)變量也確定為這幾個(gè)參數(shù)。

（a）輸入?yún)?shù)對(duì)再入角的影響

（a）Effects of the inputs for the reentry angle

（b）輸入?yún)?shù)對(duì)推進(jìn)劑消耗的影響

5.2 基于近似模型的離軌制動(dòng)快速分析方案

為解決優(yōu)化設(shè)計(jì)過程中因迭代次數(shù)巨大造成的耗時(shí)較長(zhǎng)的問題，從耗時(shí)最多的分析環(huán)節(jié)入手，采用近似模型技術(shù)，建立離軌制動(dòng)分析問題的代理模型如圖5所示，用顯式的表達(dá)式代替耗時(shí)的仿真分析，從而提高整體設(shè)計(jì)效率。本文采用基于徑向基函數(shù)的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型（RBF）對(duì)離軌制動(dòng)問題建立近似建模。

5.3 離軌制動(dòng)自主優(yōu)化平臺(tái)設(shè)計(jì)

離軌制動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)的執(zhí)行策略如圖6所示，為確保優(yōu)化結(jié)構(gòu)的準(zhǔn)確性，在優(yōu)化完成后對(duì)結(jié)果進(jìn)行校核。在Isight中搭建優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)，首先通過試驗(yàn)設(shè)計(jì)和仿真分析獲取設(shè)計(jì)區(qū)域內(nèi)的采樣點(diǎn)和采樣點(diǎn)分析結(jié)果，然后使用近似模型模塊建立仿真分析的近似模型，在優(yōu)化設(shè)計(jì)模塊中給出初始值，并選定優(yōu)化目標(biāo)和約束參數(shù)，執(zhí)行該模塊即可實(shí)現(xiàn)一次優(yōu)化。優(yōu)化完成后，將優(yōu)化結(jié)果在仿真模型中進(jìn)行驗(yàn)證，判斷采用近似模型優(yōu)化的結(jié)果與仿真分析結(jié)果之間的差別。當(dāng)差別滿足精度要求時(shí)，停止優(yōu)化設(shè)計(jì)流程；若差別不滿足精度要求，調(diào)整設(shè)計(jì)空間，重新進(jìn)行試驗(yàn)設(shè)計(jì)和近似模型建立，并開展優(yōu)化設(shè)計(jì)。

圖5 典型升力體再入飛行器離軌制動(dòng)快速分析模型流程

圖6 自主優(yōu)化平臺(tái)執(zhí)行策略流程

6 結(jié)束語(yǔ)

升力體再入飛行器較傳統(tǒng)的鈍頭體返回艙再入工況，在大氣層能滑翔軌跡更長(zhǎng)，側(cè)向機(jī)動(dòng)能力更強(qiáng)，從而返回再入窗口更寬，在離軌制動(dòng)策略上看似更加寬松，但升力體再入飛行器可能擔(dān)負(fù)更靈活的軍事及民用任務(wù)，再入點(diǎn)和再入航程以及著陸點(diǎn)的選擇可能更靈活多變，從而使離軌制動(dòng)任務(wù)所面臨的測(cè)控條件、動(dòng)力學(xué)條件等約束更加復(fù)雜，制動(dòng)策略必須適用靈活多變的需求。本文借鑒載人飛船等實(shí)際型號(hào)再入返回飛行的工程經(jīng)驗(yàn)，首先對(duì)離軌制動(dòng)總體方案設(shè)計(jì)的約束及策略制定等技術(shù)途徑進(jìn)行分析，闡述離軌制動(dòng)任務(wù)剖面以及相關(guān)總體參數(shù)對(duì)任務(wù)的影響；依此確定離軌制動(dòng)設(shè)計(jì)條件、設(shè)計(jì)約束，在此基礎(chǔ)上，提出涵蓋離軌制動(dòng)策略、離軌制動(dòng)時(shí)序的總體設(shè)計(jì)方案。并以典型兩艙段式升力體再入飛行器為例，仿真分析給出了升力體再入飛行器離軌制動(dòng)時(shí)序設(shè)計(jì)和離軌制動(dòng)策略方案。最后明確離軌制動(dòng)總體方案的基礎(chǔ)上，考慮設(shè)計(jì)方案約束條件，通過靈敏度分析確定了優(yōu)化設(shè)計(jì)變量，進(jìn)而提出并闡述了建立升力體離軌制動(dòng)設(shè)計(jì)的多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)途徑。本文研究結(jié)果可為升力式再入飛行器離軌制動(dòng)的具體工程實(shí)施提供技術(shù)參考。

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Deorbit Study of General Scheme & Optimized Design of Lifting Reentry Vehicle

ZUO Guang CHEN Xin HOU Yanze WU Wenrui

（Institute of Manned Space System Engineering, China Academy of Space Technology, Beijing 100094, China）

The deorbit of the reentry vehicle is the premise of the safety and accuracy landing to the flight strip. In this paper, based on the flight engineering experience of the spacecraft, the deorbit study of general scheme design is investigated, including mission profile and reference general scheme parameters, which determines the design conditions and design restrictions. In the foundation of the deorbit study, the braking strategy and deorbit strategy for the general scheme design is proposed in numerical simulation analysis, taking the typical lifting reentry vehicle for example. The multidisciplinary design optimization of the deorbit design is also investigated as a key technology in this paper based on the definitely deorbit design by sensitivity analysis. The research results in this paper can provide a technical reference for the deorbit engineering design of the lifting reentry vehicles.

lifting reentry vehicle; deorbit; aerospace vehicle; spacecraft recovery

V211

A

1009-8518(2019)01-0001-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2019.01.001

左光，男，1971年生，1994年獲天津大學(xué)學(xué)士學(xué)位，2001年獲莫斯科航空學(xué)院碩士學(xué)位，碩士學(xué)位、研究員，中國(guó)航天科技集團(tuán)學(xué)術(shù)技術(shù)帶頭人。研究方向?yàn)樾滦惋w船返回艙氣動(dòng)設(shè)計(jì)、不同升阻比飛行器EDL技術(shù)。E-mail: lunar_cast@126.com。

2018-02-28

（編輯：劉穎）