[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

本發明涉及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。本發明的驗證方法中，在驗證峰值熱流密度時，將熱流密度控制目標轉換為飛行過程的峰值過載控制目標，從而實現飛行試驗對峰值熱流密度的驗證目的。同時，使得此過程的計算器件均能集成到飛行器上進行。

技術領域

本發明涉及一種高速再入熱流飛行試驗驗證方法。

背景技術

深空探測返回再入時，再入器的速度可達到第二宇宙速度(約11km/s)，相比于近地軌道返回第一宇宙速度再入速度要大得多，再入過程的熱流將達到5倍以上，飛行器返回再入時將經歷極高的氣動熱環境，因此深空探測返回飛行器，需要通過實際飛行試驗驗證相關性能。

若通過模擬第二宇宙速度返回再入，將需要首先將飛行器加速到第二宇宙速度，耗費大量的資源，出于僅考察防熱材料的性能考慮，一般只對峰值熱流密度進行驗證，而總加熱量通過地面風洞試驗進行驗證。目前的驗證方法中，飛行器器彈道控制一般以到達預定的落點區域為目標，但是由于器上計算能力有限，因此直接驗證峰值熱流密度時無法將熱流計算和控制方法(即算法)集成在器上。

發明內容

本發明的目的在于提供一種能夠將算法集成到飛行器上的高速再入熱流飛行試驗驗證方法。

為實現上述發明目的，本發明提供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。

根據本發明的一個方面，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。

根據本發明的一個方面，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；