基于Orbiter的航天器升力式再入特性仿真*

董彦非 谭钊胜 陈晓飞

南昌航空大学飞行器工程学院，江西南昌 330063

基于Orbiter的航天器升力式再入特性仿真*

董彦非 谭钊胜 陈晓飞

南昌航空大学飞行器工程学院，江西南昌 330063

升力式再入是指航天器进入大气层时产生一定可控升力，对提高落点精度具有重要意义。为了研究升力式再入的动力学特性，采用Orbiter模拟器的应用程序接口，在其飞行动力学模型基础上，对航天器从低轨道升力式再入返回过程进行仿真。通过仿真试验，分析热流、过载、动压等参数的变化规律，初步摸清了升力式再入的动力学特性，并对升力式再入和弹道式再入仿真结果参数进行了比较和分析，结果表明升力式再入能很好解决过载和热流峰值高的问题。

航天器;升力式再入;Orbiter模拟器;仿真

航天器再入过程中过载高，气动加热问题严重，改善再入飞行环境对于载人航天器的返回有很大的必要性。升力式再入是指航天器进入大气层时产生一定的可控制的升力，航天器在升力作用下会沿滑翔式轨道或跳跃式轨道滑行，从而缓和减速过程，使最大制动过载减小和热流峰值降低。通过升力控制，航天器还具备一定机动能力，因而能提高落点精度，甚至可在预定场地水平着陆。与弹道式再入相比，升力式再入可以提高载人飞船返回时的安全系数。

2003年2月1日美国“哥伦比亚号”航天飞机发生的解体坠毁事故再一次表明航天器的返回决定了任务的成败，因此有必要对航天器的再入特性进行深入研究。但再入过程属高超声速飞行，其飞行动力学特性无法通过实验获得，通过使用软件进行仿真，可有效估算再入时相关参数的变化规律，为飞行器构型和再入航迹的设计提供参考依据。

Orbiter是伦敦大学学院开发的一款著名的航天飞行模拟软件，不但以强大的飞行仿真功能吸引了众多的飞行模拟爱好者，而且具有很真实的物理引擎(飞行动力学模型)，其开放的应用程序接口为专业用户进行研究提供了方便，现已被逐步推广用作航天力学教学中的验证工具［1］。在国内，装备指挥技术学院则利用Orbiter进行空间机器人仿真推演系统的建模与仿真研究［2］。

文章基于Orbiter 2010航天飞行模拟软件，以航天飞机为对象仿真其再入过程，分析升力式再入的动力学特性。

1 再入过程仿真设计

1.1 再入过程仿真框架

文中采用“shuttlefleet V4.7”航天飞机插件来进行再入飞行仿真。通过Orbiter的应用程序接口(API)，建立仿真的条件输入和结果输出模块，输入初始条件到模拟器，在进行可视化显示的同时输出仿真数据。再入飞行仿真流程见图1。

图1 再入过程仿真框架图

1.2 飞行动力学模型

飞行动力学模型是飞行仿真软件的核心模块，也是研究升力式再入动力学特性的基础，Orbiter的飞行动力学模型有以下特点:

1)飞行器为理想刚体，不考虑机体弹性变形和旋转部件的影响;

2)仅考虑姿控燃料消耗时引起的质量变化;

3)考虑地球自转;

4)可选择多种大气密度模型，包括Jacchia model和 NRLMSISE-00［3］;

5)采用积分精度较高的Runge-Kutta法(八阶)进行积分。

1.3 Orbiter API

自从Martin在2000年发布了Orbiter的第一个版本后，该软件经过10年的发展，从粗糙的动力学模型到可选用不同积分方法的真实性更高的物理引擎，从简单的场景到逼真的视觉效果，开发模式也从一人开发到整个社区的合作。现在，Orbiter能提供大气飞行(发射和再入)、亚轨道、轨道以及太阳系内的行星际飞行。

Orbiter API是Orbiter提供的应用程序接口，不少专业用户通过该接口开发了大量的插件，包括各种飞船模型、场景和联网飞行模块，很大程度地扩展了模拟器的功能。在Orbitersdk文件夹中提供了完整的API函数手册、开发时需要的静态库和相关头文件、以及供用户参考的编程样例。VESSEL类是Orbiter中所有航天器的基类，通过对其进行继承来开发出需要的飞船模型。表1为文中使用到的一些类及其功能介绍。

表1 文中使用到的Orbiter API类

在该接口和VC++6.0开发平台上，使用C++编程语言进行二次开发，将 Orbitersdkinclude和Orbitersdklib目录中的文件分别添加到VC中的头文件和静态库目录中。通过包含Orbitersdk.h头文件来调用相关的API函数，编译组建的工程以动态数据链接库“*.dll”文件输出，将该文件放入ModulesPlugin目录下即可被Orbiter以插件形式调用。这里，仅重点介绍再入初始条件输入模块和仿真结果输出模块的建立过程。

1.4 再入初始条件输入和仿真结果输出模块的建立

1.4.1 再入初始条件输入模块

再入初始条件包括高度H、速度V、返回飞行路径角γ、经度θ、纬度φ和再入方位角ψ这6个参数，由航天器大气层内飞行的动力学模型可得［4］:

其中，r0为地球半径，r0=6430km;ψ为再入方位角，即飞行速度矢量与当地正东方向的夹角，向北为正;γ为返回飞行路径角，即飞行速度矢量与当地水平面的夹角，向上为正。

文中通过使用VESSELSTATUS类来对再入初始条件进行设置。定义速度向量Vel(高度和经纬度的变化率)、位置向量Pos(高度、经纬度)，并由(1)～(3)式和再入初始条件得到Vel和Pos向量。由于Orbiter使用的是地心赤道坐标系，因此需将这2个向量进行坐标转换，转换后用于更新VESSELSTATUS，通过定义VESSEL类型的指针g_VESSEL并指向当前航天器对象，调用函数DefSetState()来设置航天器的状态参数，使其所在位置和速度满足所输入的再入初始条件。建立的再入初始条件输入窗口见图2。

图2 再入初始条件输入窗口

1.4.2 仿真结果输出模块

再入飞行仿真需要得到热流密度、动压和过载的值，Orbiter提供了FlightDataMonitor(飞行数据监视器)模块来对当前航天器的相关参数进行实时显示和记录，但参数选项中并无热流密度和气动过载。OrbiterSDK/samples目录下的FlightData-Monitor.dsw工程提供了该模块的源代码，可以在该模块的基础上作进一步的开发，增加对这两项参数的输出。

同样通过g_VESSEL指针调用函数GetAirspeed()和GetAtmDensity()来分别获取其速度及所在高度的空气密度，根据公式(1)即可估算出热流密度。通过定义3个向量Lift，Drag和Weight并使用函数 GetLiftVector(Lift)，GetDragVector(Drag)，Get-WeightVector(Weight)来获取作用在航天器上的升力、阻力和重力，将Lift，Drag相加得空气动力向量Force，使用函数length()求向量的模，根据公式(3)计算出气动过载。建立的仿真结果数据输出窗口见图3。

图3 仿真数据实时显示窗口

2)动压限制。为使航天飞机的空气动力舵面上铰链力矩不超过允许值，设定最大动压为qmax，即

1)热流密度限制［5］。

3)过载限制。再入期间过载应不超过某一要求值，取

2 仿真算例

2.1 仿真初始条件

美国的航天飞机是典型的升力式返回航天器，可实现水平着陆。下面以“亚特兰蒂斯号”航天飞机的参数为例进行再入过程仿真，航天飞机轨道器模型的相关参数［6］如表2所示，再入初始条件如表3所示。

表2 航天飞机轨道器参数

表3 再入初始条件

2.2 升力式再入仿真结果分析

根据以上仿真条件，得到航天飞机模型升力式返回的高度、热流密度、动压和气动过载仿真曲线如图4所示。

图4 航天飞机再入仿真曲线

在再入的初始阶段，即高度为120～55km之间，热流密度上升最快，此阶段应以限制热流密度的峰值为主，对下降速率加以限制，以防止热防护系统(TPS)受损伤。

在再入的中间阶段，即高度为55～30km之间，应以限制气动过载的峰值为主，以防超出乘组所能接受的过载限度。

再入过程的最后阶段，即高度为30km到着陆前，因航天飞机轨道器采用空气舵面，为了不使所需的铰链力矩过大，故此阶段应以限制动压的大小为主要的制导任务，以减小执行机构的重量。

2.3 与弹道式再入的比较

图5为“Friendship 7”水星飞船返回舱弹道式再入动力学特性曲线。

热流:比较图4(b)和图5(b)可知，升力式再入的热流密度峰值可降低至不到弹道式再入的一半，但结合比较图4(a)和图5(a)得升力式再入的高度—时间曲线较弹道式再入平缓，因此再入过程时间很长。弹道式再入的热流峰值发生在35～50km高度之间，而升力式再入则在60km以上时热流密度就已经达到了峰值。因此，升力式再入的总吸热量很大，是热防护系统设计时的重要考虑因素。

过载:比较图4(c)和图5(c)可知，与弹道式再入超过8g的过载相比，升力式再入可使气动过载小于2.5g。升力式返回航天器降到一定高度(H〈25km)后需进行机动，相应的气动过载变化较大，因此图4(c)的末端变化剧烈。而弹道式返回航天器则在再入的最后阶段速度趋于稳定，并在着陆前打开降落伞以缓慢减速下降，因此图5(c)的末端气动过载约为1.2g。图6为仿真过程实时显示的一个截图。

图5 “Friendship 7”再入特性曲线

表4 两种再入方式的参数比较

图6 再入过程的实时可视化显示

3 结论

1)对于升力式返回航天器，限制热流密度和动压的峰值为再入返回中的主要制导任务。由于再入飞行时间长，其热防护系统和再入走廊的设计还应取得热流峰值和总加热量之间的平衡。

2)通过对升力式再入和弹道式再入的仿真结果参数进行比较，表明升力式再入能很好解决过载和热流峰值高的问题。

3)基于Orbiter的应用程序接口进行编程开发和可视化飞行仿真，可以免去飞行动力学模型的建模过程，快速进行航天器再入轨迹的分析和设计，具有可拓展性强和使用方便的特点。

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

［2］阎慧，张学波.空间机器人仿真推演系统中的建模与仿真研究［J］.系统仿真学报，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］高洁，赵会光.航天器跳跃式返回的再入动力学特性仿真［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］张海云，李俊峰，译.理解航天:航天学入门［M］.北京:清华大学出版社，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

*航空科学基金(2011ZA56001)资助

2011-12-21

董彦非(1970-)，男，河南开封人，副教授，博士，主要从事飞行仿真、飞行品质和航空武器系统效能评估研究;谭钊胜(1990-)，男，广东惠州人，主要从事飞行仿真和飞行品质研究;陈晓飞(1987-)，男，江苏宿迁人，硕士研究生，主要从事飞行仿真与效能评估研究。