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

南昌航空大學飛行器工程學院，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

南昌航空大學飛行器工程學院，江西南昌 330063

升力式再入是指航天器進入大氣層時產生一定可控升力，對提高落點精度具有重要意義。為了研究升力式再入的動力學特性，采用Orbiter模擬器的應用程序接口，在其飛行動力學模型基礎上，對航天器從低軌道升力式再入返回過程進行仿真。通過仿真試驗，分析熱流、過載、動壓等參數的變化規律，初步摸清了升力式再入的動力學特性，并對升力式再入和彈道式再入仿真結果參數進行了比較和分析，結果表明升力式再入能很好解決過載和熱流峰值高的問題。

航天器;升力式再入;Orbiter模擬器;仿真

航天器再入過程中過載高，氣動加熱問題嚴重，改善再入飛行環境對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入大氣層時產生一定的可控制的升力，航天器在升力作用下會沿滑翔式軌道或跳躍式軌道滑行，從而緩和減速過程，使最大制動過載減小和熱流峰值降低。通過升力控制，航天器還具備一定機動能力，因而能提高落點精度，甚至可在預定場地水平著陸。與彈道式再入相比，升力式再入可以提高載人飛船返回時的安全系數。

2003年2月1日美國“哥倫比亞號”航天飛機發生的解體墜毀事故再一次表明航天器的返回決定了任務的成敗，因此有必要對航天器的再入特性進行深入研究。但再入過程屬高超聲速飛行，其飛行動力學特性無法通過實驗獲得，通過使用軟件進行仿真，可有效估算再入時相關參數的變化規律，為飛行器構型和再入航跡的設計提供參考依據。

Orbiter是倫敦大學學院開發的一款著名的航天飛行模擬軟件，不但以強大的飛行仿真功能吸引了眾多的飛行模擬愛好者，而且具有很真實的物理引擎(飛行動力學模型)，其開放的應用程序接口為專業用戶進行研究提供了方便，現已被逐步推廣用作航天力學教學中的驗證工具［1］。在國內，裝備指揮技術學院則利用Orbiter進行空間機器人仿真推演系統的建模與仿真研究［2］。

文章基于Orbiter 2010航天飛行模擬軟件，以航天飛機為對象仿真其再入過程，分析升力式再入的動力學特性。

1 再入過程仿真設計

1.1 再入過程仿真框架

文中采用“shuttlefleet V4.7”航天飛機插件來進行再入飛行仿真。通過Orbiter的應用程序接口(API)，建立仿真的條件輸入和結果輸出模塊，輸入初始條件到模擬器，在進行可視化顯示的同時輸出仿真數據。再入飛行仿真流程見圖1。

圖1 再入過程仿真框架圖

1.2 飛行動力學模型

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

1)飛行器為理想剛體，不考慮機體彈性變形和旋轉部件的影響;

2)僅考慮姿控燃料消耗時引起的質量變化;

3)考慮地球自轉;

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)進行積分。

1.3 Orbiter API

自從Martin在2000年發布了Orbiter的第一個版本后，該軟件經過10年的發展，從粗糙的動力學模型到可選用不同積分方法的真實性更高的物理引擎，從簡單的場景到逼真的視覺效果，開發模式也從一人開發到整個社區的合作。現在，Orbiter能提供大氣飛行(發射和再入)、亞軌道、軌道以及太陽系內的行星際飛行。

Orbiter API是Orbiter提供的應用程序接口，不少專業用戶通過該接口開發了大量的插件，包括各種飛船模型、場景和聯網飛行模塊，很大程度地擴展了模擬器的功能。在Orbitersdk文件夾中提供了完整的API函數手冊、開發時需要的靜態庫和相關頭文件、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，通過對其進行繼承來開發出需要的飛船模型。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開發平臺上，使用C++編程語言進行二次開發，將 Orbitersdkinclude和Orbitersdklib目錄中的文件分別添加到VC中的頭文件和靜態庫目錄中。通過包含Orbitersdk.h頭文件來調用相關的API函數，編譯組建的工程以動態數據鏈接庫“*.dll”文件輸出，將該文件放入ModulesPlugin目錄下即可被Orbiter以插件形式調用。這里，僅重點介紹再入初始條件輸入模塊和仿真結果輸出模塊的建立過程。

1.4 再入初始條件輸入和仿真結果輸出模塊的建立

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、經度θ、緯度φ和再入方位角ψ這6個參數，由航天器大氣層內飛行的動力學模型可得［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地正東方向的夾角，向北為正;γ為返回飛行路徑角，即飛行速度矢量與當地水平面的夾角，向上為正。

文中通過使用VESSELSTATUS類來對再入初始條件進行設置。定義速度向量Vel(高度和經緯度的變化率)、位置向量Pos(高度、經緯度)，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系，因此需將這2個向量進行坐標轉換，轉換后用于更新VESSELSTATUS，通過定義VESSEL類型的指針g_VESSEL并指向當前航天器對象，調用函數DefSetState()來設置航天器的狀態參數，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 仿真結果輸出模塊

再入飛行仿真需要得到熱流密度、動壓和過載的值，Orbiter提供了FlightDataMonitor(飛行數據監視器)模塊來對當前航天器的相關參數進行實時顯示和記錄，但參數選項中并無熱流密度和氣動過載。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上作進一步的開發，增加對這兩項參數的輸出。

同樣通過g_VESSEL指針調用函數GetAirspeed()和GetAtmDensity()來分別獲取其速度及所在高度的空氣密度，根據公式(1)即可估算出熱流密度。通過定義3個向量Lift，Drag和Weight并使用函數 GetLiftVector(Lift)，GetDragVector(Drag)，Get-WeightVector(Weight)來獲取作用在航天器上的升力、阻力和重力，將Lift，Drag相加得空氣動力向量Force，使用函數length()求向量的模，根據公式(3)計算出氣動過載。建立的仿真結果數據輸出窗口見圖3。

圖3 仿真數據實時顯示窗口

2)動壓限制。為使航天飛機的空氣動力舵面上鉸鏈力矩不超過允許值，設定最大動壓為qmax，即

1)熱流密度限制［5］。

3)過載限制。再入期間過載應不超過某一要求值，取

2 仿真算例

2.1 仿真初始條件

美國的航天飛機是典型的升力式返回航天器，可實現水平著陸。下面以“亞特蘭蒂斯號”航天飛機的參數為例進行再入過程仿真，航天飛機軌道器模型的相關參數［6］如表2所示，再入初始條件如表3所示。

表2 航天飛機軌道器參數

表3 再入初始條件

2.2 升力式再入仿真結果分析

根據以上仿真條件，得到航天飛機模型升力式返回的高度、熱流密度、動壓和氣動過載仿真曲線如圖4所示。

圖4 航天飛機再入仿真曲線

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

在再入的中間階段，即高度為55～30km之間，應以限制氣動過載的峰值為主，以防超出乘組所能接受的過載限度。

再入過程的最后階段，即高度為30km到著陸前，因航天飛機軌道器采用空氣舵面，為了不使所需的鉸鏈力矩過大，故此階段應以限制動壓的大小為主要的制導任務，以減小執行機構的重量。

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力學特性曲線。

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，但結合比較圖4(a)和圖5(a)得升力式再入的高度—時間曲線較彈道式再入平緩，因此再入過程時間很長。彈道式再入的熱流峰值發生在35～50km高度之間，而升力式再入則在60km以上時熱流密度就已經達到了峰值。因此，升力式再入的總吸熱量很大，是熱防護系統設計時的重要考慮因素。

過載:比較圖4(c)和圖5(c)可知，與彈道式再入超過8g的過載相比，升力式再入可使氣動過載小于2.5g。升力式返回航天器降到一定高度(H〈25km)后需進行機動，相應的氣動過載變化較大，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)的末端氣動過載約為1.2g。圖6為仿真過程實時顯示的一個截圖。

圖5 “Friendship 7”再入特性曲線

表4 兩種再入方式的參數比較

圖6 再入過程的實時可視化顯示

3 結論

1)對于升力式返回航天器，限制熱流密度和動壓的峰值為再入返回中的主要制導任務。由于再入飛行時間長，其熱防護系統和再入走廊的設計還應取得熱流峰值和總加熱量之間的平衡。

2)通過對升力式再入和彈道式再入的仿真結果參數進行比較，表明升力式再入能很好解決過載和熱流峰值高的問題。

3)基于Orbiter的應用程序接口進行編程開發和可視化飛行仿真，可以免去飛行動力學模型的建模過程，快速進行航天器再入軌跡的分析和設計，具有可拓展性強和使用方便的特點。

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

［2］閻慧，張學波.空間機器人仿真推演系統中的建模與仿真研究［J］.系統仿真學報，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，趙會光.航天器跳躍式返回的再入動力學特性仿真［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:航天學入門［M］.北京:清華大學出版社，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、飛行品質和航空武器系統效能評估研究;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估研究。