Some Aerothermodynamic Aspects of ESA Entry Probes

Two different entry vehicles are presented here： the Inflatable Reentry and Descent Demonstrator （IRDT）, and Huygens. Both missions involve （re）entries at conditions close to orbital, and have been performed in 2005. Specific aspects of the design and the mission of IRDT are briefly outlined. The preliminary results of the recent flight of IRDT and the methodology followed at ESTEC for the assessment of radiative fluxes for Huygens are summarised.

非常规再入/进入问题探讨

文章讨论了非常规再入/进入问题。相对于航天器完成着陆回收或弹道导弹攻击等既定功能的情况,非常规再入/进入特指结束工作后的各级助推器或运载器残骸、失效卫星或其它在轨运行人造飞行物坠落等非功能性的再入/进入。当再入/进入稠密大气环境时,对非常规再入/进入问题的分析涉及飞行动力学和气动力、气动热的综合应用;考虑到这些非常规再入/进入飞行体的复杂外形一般不是设计用于在大气中飞行的,故当其以极高速度穿越大气层时,对其损毁及飞行情况的研究将带来技术分析上的复杂性。文章针对非常规再入/进入问题,给出了一种弹道—气动力—气动热综合计算分析的技术途径,并用算例说明了方法的有效性。最后,提出了解决该类问题的思路和方向。

一种适用于月球跳跃返回的改进解析预测校正制导律

解析落点预测-校正制导律具有计算量小的特点,适用于月球返回舱机载计算机的在线计算,针对其对远航程适应性差的问题,提出了一种改进的解析预测制导律。通过调整上升段的控制增益,减小返回舱飞离大气层时刻实际状态与标准状态的偏差,对飞出大气层的速度进行修正以补偿弹道段空气阻力引起的航程减小。二次再入段采用数值预测-校正制导,利用逐步校正的方法,解决了收敛问题,避免了复杂的基准弹道设计过程。数值仿真表明,所设计的制导律能够适用于远航程情况,在具有初始位置偏差、质量偏差、气动偏差、大气偏差的情况下,终端位置精度在5km以内,表明该制导律具有良好的鲁棒性,该制导律具有在线实施的潜力。

充气式进入减速技术的发展

充气式进入减速系统适用于高超声速下飞行器的进入减速、可折叠展开,集成了气动热防护、气动减速和着陆缓冲等多项功能于一体,将成为航天器进入或再入返回的主要技术途径。文章首先归纳了数十年来充气式进入减速系统发展出的主要构型,简述了其主要性能特点;之后以几个典型项目为例,介绍了国际上充气式进入减速系统的发展情况。文章针对充气式进入减速系统最为重要的组成部分——充气展开柔性结构归纳了多场耦合及气动优化设计、轻质柔性耐高温材料、折叠包装与充气展开等关键技术。最后,对充气式进入减速系统的发展情况进行了小结,提出了应用展望。

飞行器可达性问题的统一求解方法研究

针对飞行器的可达性问题,研究了可达域与可返回窗口2个子问题。前者着眼于飞行器在现有条件下对地面目标的覆盖范围,后者则更关注于飞行器在返回过程中的空间上界。对描述飞行器可达性问题的2种方法进行深入研究,提出一种统一框架下的飞行器可达性数值求解方法。通过研究与可达域相对应的终端优化问题以及与可返回窗口相对应的初值优化问题,形成了一套完整的求解流程。仿真结果表明,利用所提求解方法能够快速获得飞行器完整的可达性信息,为飞行器的总体设计、任务规划等提供设计参考。

考虑射孔孔眼磨蚀对多裂缝扩展的影响规律

我国非常规油气资源丰富,压裂技术是其开发的重要手段,其中极限限流压裂技术是促进水平井压裂段均匀改造的关键技术,但井下监测表明射孔孔眼动态磨蚀严重,制约了工艺应用效果。为了解决射孔孔眼动态磨蚀带来的多裂缝扩展形态不确定性影响,提高现场工艺实际应用效果,在水平井多裂缝竞争扩展模型基础之上耦合孔眼动态磨蚀模型,然后根据实际井下射孔成像数据校正数值模型,研究了孔眼磨蚀作用下多裂缝扩展行为以及限流射孔参数优化方法。研究结果表明:(1)孔眼磨蚀作用将显著增大孔眼直径和流量系数,迅速降低射孔摩阻,加剧各簇流量分配和多裂缝扩展的非均匀程度;(2)段内应力均匀分布时,孔眼磨蚀作用随着限流作用增强而增加;(3)段内应力非均匀分布时,高应力簇裂缝扩展容易受到抑制作用,考虑孔眼磨蚀作用后将进一步加剧各簇裂缝流量分配的非均衡程度,甚至导致高应力簇裂缝停止进液,裂缝不能充分扩展。结论认为,研究结果对孔眼动态磨蚀机理研究以及改进压裂工艺设计具有重要理论和现实意义,有助力我国非常规气油气的高效开发。

大型航天器离轨再入气动融合结构变形失效解体落区数值预报与应用

准确可靠求解大型航天器服役期满离轨再入跨流域气动环境与金属(合金)桁架结构变形失效解体非线性力学行为,是解决航天器失联无控或受控再入坠毁飞行航迹落区数值预报软件研制的关键基础。在求解Boltzmann模型方程的气体动理论统一算法(GKUA)基础上,采用转动惯量描述气体分子自旋运动,利用分子总角动量守恒作为一个新的碰撞不变量,引入能量模式配分函数和非弹性碰撞松弛数,确立了描述复杂飞行器跨流域高超声速流动非平衡输运现象统一Boltzmann模型方程,构造了直接捕捉Boltzmann模型速度分布函数演化更新数值格式,提出了离散速度空间区域分解大规模并行计算策略与高效数据通信模型,建立了稳定运行数万CPU核求解大型航天器离轨再入跨流域气动力/热环境高性能并行算法。针对无控航天器非常规再入问题,提出瞬态热传导方程与材料热弹性动力学方程耦合数学模型,建立了强气动力热环境致结构变形热力响应有限元算法,发展了适于高超声速再入气动环境与结构热力耦合计算技术。通过对竖直平板、中空球体、类天宫飞行器高超声速流场计算与结构响应变形非线性力学行为一体化计算验证,证实统一算法大规模并行计算策略与热力响应变形有限元算法精度可靠性,建立了服役期满大型航天器离轨再入跨流域气动环境与结构热力耦合响应变形失效/解体飞行航迹一体化模拟平台,开展了该平台在类天舟一号货运飞船受控再入、天宫一号目标飞行器无控陨落、天宫二号空间实验室受控再入解体落区数值预报中的应用研究。

升力式再入的三维再入走廊与再入界面窗口

针对升力式再入飞行任务设计对地理信息的需求,提出了以"来路走廊"和"去路走廊"为代表的"三维再入走廊"概念,重新定义了"再入界面窗口"概念。其中,"再入界面窗口"解决了"已知着陆点,估计初始再入点的可行地理区间"问题;"三维再入走廊"则系统、直观地揭示了升力式再入飞行器对"临近空间"多重大气层的覆盖能力及其整体变化趋势。求解算法使用高精度积分律的直接配置非线性规划法,配合无奇异的数学模型,可满足全球到达任务的设计需求。基于美国X-33和Advanced Guidance and Control(AGC)项目的测试任务数据,一系列算例检验了"三维再入走廊"与"再入界面窗口"概念的合理性。"三维再入走廊"有助于工程总体设计、军事指挥和商业空天交通指挥人员对类型化的升力式再入任务进行设计和分析;有助于高层决策人士对升力式再入的机动能力进行系统理解和直观把握。

飞船跳跃式再入第一次再入能量管理方法

针对探月飞船跳跃式再入第一次再入能量管理问题,设计了一种能量管理方法。首先,采用大倾侧角再入,快速进入能量管理阶段;然后,对能量耗散速度进行控制,并预估跃起点的能量以确定飞船的跃起时机;最后,在能量管理结束后按设计指令过渡到跃起点。为检验能量管理方法的有效性及鲁棒性,基于标准轨迹法设计制导律,并进行仿真分析。仿真结果表明,该能量管理方法能改善轨迹跟踪性能,提高再入制导方法的精度和鲁棒性,并避免飞船在一次再入和二次再入过程中出现较大过载的现象。

探月飞船跳跃式再入组合制导方法

针对预测-校正制导方法计算量大的问题,提出一种结合预测-校正法和标准轨道法的组合制导方法。在一次再入段采用预测-校正法提高制导方法的鲁棒性能,在二次再入段采用标准轨道法减少计算量。该组合制导方法通过利用标准轨道信息,减少了预测时间;通过设计指令快速迭代算法,减少了迭代次数;并根据飞船二次再入点处的实际状态,修正标准指令剖面,提高二次再入制导性能。仿真结果表明:该组合制导方法能大幅减少预测时间,提高校正速度,并具有较高的鲁棒性和精度。

跳跃式返回航天器落点预报技术研究

建立了航天器再入动力学模型,提出了使用动能定理计算再入航天器质阻比和升阻比的方法。针对着陆场系统无法获取返回舱升力控制模型的实际情况,提出了一种使用理论机动弹道进行修正的再入航天器航迹预报算法;使用"嫦娥五号"再入段实测数据进行验证,结果显示本文算法显著提高了跳跃式返回航天器落点预报精度。

升力式再入飞行器全程三维自主制导方法

为增强升力式再入飞行器任务的灵活性,减少射前准备,实现快速发射和精确打击,研究一种升力式再入飞行器全程三维自主制导方法.首先,再入段制导提出通过再入走廊上下边界内插得到阻力加速度剖面,倾侧角采用两次反转的设计方法,通过调节阻力加速度剖面的内插值系数和倾侧角的反转点来满足约束和精度的要求;然后,下压段仅依靠飞行器当前信息和目标点位置采用比例导引的形式来设计导引律,并通过对导引系数的实时更新实现以一定的弹道倾角对目标的精度打击;最后通过对再入段和下压段衔接点处控制指令的平滑过渡,得到全程三维自主制导方法.蒙特卡洛打靶仿真结果表明,该制导方法能够导引飞行器在满足再入约束的情况下以规定的弹道倾角对目标实施精确打击,其中打击偏差小于10 m,弹道倾角偏差小于1.3°.

中厚煤层综采工作面矸石返井充填开采设计

为了解决煤矿未来地面排矸问题,实现煤矿的安全绿色开采,提出矸石返井充填开采技术,并从地面矸石返井加工运输环节、井下矸石运输环节、工作面矸石采充环节和沿空留巷环节四个方面对综采工作面矸石返井充填开采进行了设计研究。结果表明,综采工作面矸石返井充填开采将矸石就地充填,既满足了岩层变形及地表移动控制需求,又综合利用了工业废弃物,避免了大面积征地费用和环境治理费用。

载人深空探测进入/再入走廊设计方法研究

载人航天器的进入/再入走廊刻画了进入地外天体或再入返回地球时允许的进入/再入角范围。载人深空探测进入/再入过程中,载人航天器必须满足进入/再入走廊约束,以避免经历过大的过载、热流和总加热量等力/热环境,威胁进入/再入飞行安全。文章研究载人深空探测进入/再入走廊的设计方法,通过融合载人航天器进入/再入预测校正制导,验证进入/再入走廊的可行性,并采用基于安全系数的偏差因素影响分析方法,获取进入/再入走廊的设计裕度。最后,以载人月地再入返回为例,具体阐明了再入走廊的设计方法,并通过数学仿真验证了设计方法的有效性。研究结果将为载人深空探测进入/再入走廊设计以及进入/再入返回总体设计提供技术参考。

中国深空探测进入/再入返回技术的发展现状和展望

简要介绍了国外深空探测任务中进入有大气天体和再入返回地球大气的发展情况,重点介绍了国内深空探测再入返回的共性关键技术的发展现状,包括气动、热防护、制导导航与控制(GNC)、回收和测控通信等技术,最后对我国未来深空探测再入返回和有大气天体进入技术的发展提出了建议.