载人深空飞行返回再入模式仿真研究

　　引 言

　　载人深空飞行返回再入地球大气的最大特点是再入大气时刻航天器质心惯性速度会接近、达到或超过第二宇宙速度[1,2]，其轨道设计显然不同于近地轨道返回再入时的要求，具有很大的特殊性，约束条件较多，难度较大，其研究成果对载人深空飞行任务规划有较大意义。载人深空飞行返回再入策略研究是进行相应轨道设计研究的基础，载人深空飞行返回宜采用何种策略再入，目前国内无系统研究，本文是这方面的首次尝试。

　　再入模式研究主要解决载人深空飞行返回再入策略研究中弹道模式确定问题，本文建立了用于研究该问题的平面动力学模型，在不考虑地球旋转和采用简化大气模型前提下，根据飞行实际情况，确定了载人深空飞行返回再入仿真初始参数，分别对弹道式和半弹道式两种再入模式进行了轨道动力学仿真，通过比较分析两种模式再入时航天器动力学特性的不同，确定载人航天器深空飞行返回再入时应采用的模式，为进一步进行再入策略和轨道优化设计研究提供支持。

　　1 再入动力学模型

　　建立速度参考坐标系OXYZ ，原点O 为航天器质心，X轴指向速度方向，Y 轴在质心运动平面内垂直 X 轴指向无穷远， Z 轴与 X 、Y 轴构成右手系。航天器进入地球大气后，其质心动力学方程为：

　　其中，m 为航天器质量，r 为航天器质心在惯性参考系中矢径， D 、 L 、G 和 F 分别为作用在航天器上的气动阻力矢量、升力矢量、重力矢量和其他摄动力合力矢量。为简化问题和突出研究重点，本文忽略摄动力影响，仅研究航天器在速度纵向平面内的动力学特性，将式(1)在速度纵向平面内分解，可得到航天器质心平面动力学方程为：

其中，v 为航天器质心惯性速度，θ 为速度矢量与质心所在水平面的交角，D 、L 和G 的值分别由式(4)、(5)、(6)确定：

　　其中， ρ 为航天器质心所在高度大气密度，为航天器迎风面积，g 为当地重力加速度，分别为航天器的气动阻力及气动升力系数，为给定值。的值分别由式(7)、(8)、(9)确定：

　　其中， 为海平面重力加速度， R 为地球半径，为海平面大气密度，β 为给定高度系数，为航天器迎风面半径。

　　航天器的运动学方程为：

　　其中， H 为航天器质心距地表的距离， S 为航天器在地表的航程，H 的值由式确定。航天器受到的升力和阻力载荷分别为，总气动载荷为 N ，其大小分别由式(12)、(13)、(14)确定：

　　1.1 弹道式再入动力学模型

　　航天器采用无升力的弹道式再入模式时，假定其只受到气动阻力 D 和重力G 作用，则可以得到：