基于等效迎角的气动融合轨道直接积分计算无控航天器轨道衰降研究

发布时间：2021-07-04 05:15

　　针对低地球轨道航天器服役期满离轨陨落、特别是功能失效处于无控飞行的航天器轨道衰降难以模拟的问题,在航天器轨道动力学方程直接积分计算框架中,把稀薄气体动力学与轨道动力学结合起来,发展了基于跨流域空气动力精细数值模拟驱动的低轨航天器气动特性一体化快速算法,提出了无控航天器轨道衰降失稳自旋飞行姿态等效迎角模拟法,初步建立了基于等效迎角的气动融合轨道直接积分高精度计算模型。对大型航天器A受控陨落开展计算分析,验证了本文发展提出的轨道计算、气动力一体化计算方法正确性与高精度。在大型航天器B无控失稳自旋飞行轨道衰降计算分析中,得到了与外测轨道星历数据吻合一致的长弧段和短弧段预报结果,在停止外测轨道数据供给5 h内,地心惯性系位置预报偏差低于1.5 km,验证了基于等效迎角的气动融合轨道直接积分计算模型对无控航天器轨道衰降预报的合理性。 

【文章来源】：载人航天. 2020,26(04)北大核心CSCD

【文章页数】：7 页

【部分图文】：

大型航天器B在高度350～100 km的气动力特性

利用3.2节介绍的无控航天器轨道衰降等效迎角方法,对大型航天器B无控飞行350～300 km轨道衰降过程进行分析。图3(a)给出经过式(8)计算获得的 (αi,Ed,i)序列曲线,即计算位置平均误差随迎角变化曲线,其中所选择的历史观测数据弧长为1个月。根据式(9),图3(a)曲线最低点所在的迎角就是此弧段拟合确定的等效迎角,量值为42°。预报弧段位于等效迎角拟合弧段之后1个月。把42°等效迎角作为预报弧段的等效迎角,开展预报弧段的轨道预报,得到预报弧段同一时刻预报位置相对测量位置的误差δr,如图3(b)所示。可看出,预报的空间位置误差随预报时间的增大而增大,预报5天的位置误差约为42 km,预报10天的位置误差约为316 km,预报30天的位置误差约为1137 km。利用轨道速度估算,预报30天的位置误差相当于在时间上偏差约150 s,占轨道周期约2.8%。这说明了本文发展的等效迎角气动融合轨道直接积分高精度计算模型,可以得到较好的长弧段预报结果。图3 大型航天器B无控飞行轨道衰降长弧段预报结果(预报弧段为1个月,等效迎角拟合弧段为预报弧段的前1月,轨道高度350～300 km)

图2 大型航天器A受控陨落220～100 km高度空间位置计算与GPS测量数据比较等效迎角反映了失稳自旋航天器在拟合弧段的平均阻力姿态角大小。当直接应用到预报弧段时,隐含的假设是预报弧段的航天器无控飞行姿态与拟合弧段的飞行姿态具有继承连续性,彼此相差不大。图3中轨道高度范围(350～300 km)变化不大,外界扰动因素有可能没有发生明显变化,使得此时的无控航天器自旋运动模式和飞行姿态没有发生明显改变。

【参考文献】：
期刊论文
[1]大型航天器再入陨落时太阳翼气动力/热模拟分析[J]. 梁杰,李志辉,杜波强,方明.  宇航学报. 2015(12)
[2]天宫飞行器低轨控空气动力特性一体化建模与计算研究[J]. 李志辉,吴俊林,彭傲平,唐歌实.  载人航天. 2015(02)
[3]低轨航天器长期轨道预报的初步研究[J]. 汤靖师,刘林.  飞行器测控学报. 2014(01)
[4]箔条云跨流域整体气动特性计算研究[J]. 李志辉,梁杰,李四新,王鹿受.  空气动力学学报. 2011(01)

硕士论文
[1]低轨空间目标轨道预报的精度改进及应用[D]. 苍中亚.南京信息工程大学 2016



本文编号：3264112