中国国防科技网 http://www.8ltech.com 弹头型号从可行性论证开始,经历方案论证、方案和模样设 计、初样设计、试样设计、飞行试验,一直到产品定型交付使用 的每一研制阶段,都有十分繁重的飞行力学专业的任务 飞行力学参与弹头设计、使用的主要工作为 ①总体设计 性能计算与分析 参数优化选择 弹道设计计算 ·提供载荷、强度、防热、控制、突防、气动热、遥测及战 斗部等专业的设计计算依据。 ②飞行试验 试验弹道设计 飞行试验方案制定 有关测量要求 ③结果分析 参数辨识与弹道重建 性能参数分析与评估 方案评判(弹头方案、试验方案) ④定型使用 性能鉴定(射程、精度、爆高、毁伤…… 射表/模型、装定参数、修正量 作战效能评估 3.航天器再入大气层的特点 (1)航天器再入的特点 航天器是指在地球大气层以外的宇宙空间基本上按照天体力 学规律运行的各类飞行器。人造地球卫星、载人飞船、航天飞机、 空间探测器等等都是航天器。航天器可分为再入式航天器和非再 入式航天器两种
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中国国防科技网 http://www.8ltech.com 再入式航天器指执行完任务后,再入大气层并在地球上着陆 的航天器,如返回式卫星、载人飞船、航天飞机。但执行完任务 后、由于受地球引力和大气阻力作用,按航天动力学规律逐渐下 降,再人并通过地球大气层,最终硬着陆在地球的再入过程是天 然的、无目的的和不受控的进入过程·称为陨落。如发射失败后 的星的自然陨落。这不是本书研究的范畴。 航夭器从环绕地球的运行轨道到返回地面要经历以下五个阶 段:制动前的调姿段、制动段、过渡段、再入段和着陆段。而再 入段是返回轨道中环境最恶劣和最复杂的一段。 航天器再入时的恶劣环境同战略导弹弹头再入时的恶劣环境 基本相似,是由航天器高速再人带来的。所不同的弹头是再入时 的再入角|白较大,而航天器受减速过载、气动加热的限制e 较小而已 再入段是航天器返回过程最具有特征的飞行段。它是利用地 球大气层这一天然资源,使航天器的返回部分(简称再入器)在 再入过程中减速下降,并消耗它具有的巨大能量。再入器再入大 气层后,受到与其飞行速度相反的气动阻力的作用而减速,此时 再人器及其内部的航天员和有效载荷将受到巨大的减速过载作 用。同时,再入器以很高的速度穿越大气层时,它对大气的强烈 压缩和与之摩擦,使它的一部分能量转换为周围空气的热能,这 部分热能又以对流和激波辐射传热的方式部分地传给再入器,使 它表面的温度急剧升高而导致结构损坏。 2)再入式航天器的分类 再入式航天器从最简单的弹道式返回的人造地球卫星,发展 到今天的航天飞机轨道飞行器的水平着陆返回,可以说航天器有 各种各样。可以按不同的方法加以分类,如用是否载人加以分类 按用途加以分类等。但最常用的分类是用航天器的返回部分(再 人器)在再人段的气动力特征不同而加以分类
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中国国防科技网 http://www.8ltech.com 按再入时气动力的特征不同,再入式航天器可以分为三类: ①弹道式再入航天器 ②弹道升力式再入航天器 ③升力式再入航天器 弹道式再入航天器返回大气层时,只产生阻力不产生升力其 升阻比为零。或者虽产生升力,但对升力的大小和方向不加以控 制。经过离轨制动后,其返回轨道就确定了,受干扰后对弹道不 加以控制,即再人轨道是不能进行调整的。 这类再入器的最大特点是下降速度快、再入弹道比较陡,由 于减速很快,会产生很大的减速过载,同时会产生较大的热流,但 再入飞行时间和航程短,总吸热量较小。 弹道式再入航天器由于再人轨道不能控制,其运行轨道的偏 差、离轨制动时的偏差以及再人过程中的各种误差,对着陆点的 散布有较大的影响。着陆点的散布达数十公里,有时达上百公里 弹道式再入航天器的例子如前苏联“东方”号载人飞船、美国的 第一个载人飞船“水星”号和中国返回式卫星 弹道一升力式再入航天器在设计时使其质心偏离再入器中心 轴线一定的距离,再人大气层后,在配平状态下会产生一攻角,同 时产生一定的升力,但通常升阻比较小,小于0.5。此外,在再人 过程中,通过对倾侧角u的调整来改变其升力方向,从而在一定的 程度上调整其再人轨道,使其具有一定的机动能力。有的文献称 弹道一升力式再入航天器为半弹道式再入航天器。 这类航天器由于有升力,下降速度变缓,轨道平缓一些,可 以减小再人过程中的过载峰值和热流峰值,但飞行时间和航程长, 总吸热量增加。由于对再入轨道可以进行调整,其落点精度较弹 道式再入航天器有较大的提高,落点散布达到+公里数量级。弹 道一升力式再入航天器的例子如前苏联的“联盟”号飞船、美国 的“双子星座”、“阿波罗”飞船。 13 中P气
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中国国防科技网 http://www.8ltech.com 升力式再人航天器能够克服垂直着陆冲击过载大和落点散布 较大的缺点,且能够进行水平着陆和重复使用。弹道升力式再 人航天器虽有升力,也可调整轨道。但升力还不足使再入器水平 着陆,仍采用垂直着陆方式,这样必然带来冲击过载,同时其机 动能力有限,控制落点能力不够,所以落点精度仍不够髙。 为了达到有较大的升阻比,只有通过将再人器设计成非对称 体或者带翼,这将带来结构复杂、热环境条件差和防热设计复杂 等缺点,但其优点是升阻比大、再入机动能力强、最大过载和最 大热流比较小,但总吸热量因飞行时间长会增加 升力式再入航天器通过调整再入轨道和采用水平着陆方式 可实现定点无损、多次重复使用,其落点精度可提高到米级。升 力式再入航天器的例子目前成功的只有美国航天飞机的轨道飞行 器 (3)航天器飞行力学要解决的问题 再入段的主要问题是减速过载、气动热和总吸热量,而如何 减小最大过载、减小气动热带来的热流和总吸热量,使其保持在 航天员和有效载荷允许范围之内是轨道设计、制导规律设计、气 动热设计和防热设计要共同解决的问题 航天器飞行力学主要研究内容包括:返回轨道设计、再人制 导规律设计和再入落点精度分析 航天器返回轨道设计是航天器总体设计的一部分。通过返回 轨道设计实现总体优化并为防热设计、结构设计、控制系统设计 和动力系统设计提供返回轨道参数,同时也为地面测控系统、回 收系统提供返回轨道资料 航天器返回轨道设计的内容主要有参数的选择、偏差量设计、 仿真数学模型和飞行试验验证等。 参数选择主要包括:制动参数的选择,对弹道式再人航天器 还包括起旋和消旋转速的选择,对弹道一升力式再入航天器还包
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中国国防科技网 http://www.8ltech.com 括配平攻角的选择和再人大气层后控制程序的选择,对升力式再 入航天器包括再入走廊边界的确定和飞行剖面的设计等。 返冋轨道的偏差量设计包括:常用的航天器返回轨道最大偏 差量的种类及用途,计算返回轨道最大偏差量应考虑的干扰因素 返回轨道最大偏差量的计算方法等。 建立返回轨道计算用的六自由度的数学模型,供数学仿真和 分析精度用 制导方法研究是航天器控制系统总体设计要解决的问题。主 要包括两方面的内容 ①制动段的关机方程 标准轨道设计根据标准情况设计了制动发动机推力大小、制 动角和制动发动机工作时间。但实际上由于运行轨道的偏差、制 动时的初始条件、结构参数不是标准值,加上制动发动机工作时 其推力大小、方向均存在着偏差,当存在着上述误差时,如何确 定发动机的工作时间,便有所谓制动发动机关机方案问题。 因为制动结束后的飞行状态参数直接影响再人点运动参数, 所以制动发动机的关机方案是再入式航天器要解决的共同问题 ②再入制导规律的设计问题 对弹道式再人器由于对升力不进行控制,当然也就无制导规 律设计问题。对弹道一升力式和升力式再人航天器,由于有一定 的升力进行机动飞行,因此便有一个根据什么规律来调整其升力 变化的问题,这便是制导规律设计问题。 在标准轨道设计中已选择好攻角a、侧滑角P和倾侧角的变 化规律,通过计算就确定了标准轨道状态参数的变化。但实际飞 行中以再入点为初始点,在再入段的飞行中存在着初始条件偏差 包括位置和速度偏差)、再入环境偏差(姻大气密度偏差和风 等)、结构和气动系数的偏差(如质量偏差、气动系数偏差)。所 有这些偏差均会使轨道偏离原来的轨道,从而造成落点偏差,为 15
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