[發明專利]高速再入熱流飛行試驗驗證方法

有效

• 申請號: 202011211851.2
• 申請日: 2020-11-03
• 公開（公告）號: CN112278336B
• 公開（公告）日: 2022-03-22
• 發明（設計）人: 吳文瑞;黃震;楊雷;楊慶;郭斌;侯硯澤;陳偉躍;田林
• 申請（專利權）人: 北京空間飛行器總體設計部
• 主分類號: B64G7/00
• 分類號: B64G7/00
• 代理公司: 北京謹誠君睿知識產權代理事務所(特殊普通合伙) 11538
• 代理人: 延慧;武麗榮

1.一種高速再入熱流飛行試驗驗證方法，包括以下步驟：

a、使飛行器從初始軌道變軌至試驗軌道；

b、在飛行器到達所述試驗軌道的遠地點時制動，使其變軌至返回軌道并沿著所述返回軌道以低于第二宇宙速度的速度再入大氣；

c、在飛行器再入過程中，通過控制峰值過載的方式間接控制峰值熱流密度；

在所述步驟(c)中，通過控制飛行器的傾側角來控制峰值過載，在此過程中對峰值過載的上下限進行控制；

利用仿真得出峰值過載和峰值熱流密度的對應關系。

2.根據權利要求1所述的驗證方法，其特征在于，在所述步驟(a)中，使飛行器在所述初始軌道的近地點加速，使其變軌至所述試驗軌道。

3.根據權利要求1所述的驗證方法，其特征在于，所述試驗軌道為橢圓形，其計算過程為：

利用下式計算飛行器在所述初始軌道上的近地點速度v_pi：

式中，μ為地球引力常數，R_E為地球半徑，h_pi為初始軌道近地點高度，h_ai為初始軌道遠地點高度，r_ai為初始軌道近地點地心距，r_pi為初始軌道遠地點地心距；

利用下式計算飛行器在所述試驗軌道上的近地點速度v_pf：

v_pf＝v_pi+Δv_all-Δv_brk；

式中，Δv_all為飛行器總速度增量，Δv_brk為制動速度增量；

由中心引力場圓錐曲線能量方程可知，所述試驗軌道的半長軸為：

式中，r_pf為試驗軌道近地點地心距，其等于初始軌道近地點地心距r_pi；

從而可以計算出所述試驗軌道的遠地點高度為：

h_af＝2a_f-2R_E-h_pi；

根據角動量守恒方程H＝r×v，計算飛行器在所述試驗軌道上的遠地點速度v_af為：

所述試驗軌道的偏心率e_f為：

4.根據權利要求3所述的驗證方法，其特征在于，在所述步驟(b)中，通過控制再入角使其大于深空探測返回的正常再入角，來降低飛行試驗為實現再入過程達到與深空探測返回相當的峰值熱流密度，對再入速度的需求。

5.根據權利要求4所述的驗證方法，其特征在于，通過控制飛行器在所述試驗軌道的遠地點變軌時的制動速度增量來控制再入角。

6.根據權利要求5所述的驗證方法，其特征在于，再入角的計算過程為：

根據橢圓方程計算所述步驟(b)中的變軌位置的地心距為：

式中，r₀，r₁分別為飛行器變軌前和變軌后的變軌位置的地心距，f_brk為制動點位置的真近點角；

根據所述中心引力場圓錐曲線能量方程計算得到飛行器在所述變軌位置的初速度v₀為：

由所述試驗軌道上的角動量守恒可知，所述初速度v₀的方向角為：

式中，r_af，v_af為所述試驗軌道遠地點的地心距和飛行器在此點的速度；

根據余弦公式計算得到飛行器的制動后速度v₁為：

式中，ψ為制動俯仰角；

利用下式計算飛行器制動后速度v₁的方向角為：

取再入點地心距為r_e，由能量公式可知：

解出再入點慣性速度v_e為：

由所述返回軌道上的角動量守恒可知，再入角為：