本发明涉及一种航天器再入陨落的分析预报方法，针对航天器再入陨落解体过程中可能出现的各种部件或碎片的实体研究对象在几何物理方面的描述，开展飞行过程中各种研究对象的气动力/气动热/解体分析、残骸存活性及地面风险评估。
背景技术：
随着人类在大气层外航天活动的逐渐增多，航天器再入陨落的问题也逐渐受到关注和重视。航天器陨落解体过程特指各种失效卫星、在轨运行非回收类人工天体(如载人飞船的轨道舱、空间站等)、火箭助推器或运载器残骸等执行任务完成后在无控或有控变轨后再入地球大气层至地面的过程。这些类型的飞行物往往不是设计用于在大气层中飞行的，因此没有专门的气动布局外形及热防护结构。当超高速再入飞行进入大气层后，在强烈气动力/气动热作用下，陨落体原始构型会解体，金属材料会软化熔融，复合材料会热解/烧蚀，陨落过程期间或者伴随某些材质的燃烧、容器类部件爆裂或爆炸等剧烈现象。对航天器再入陨落过程的把握和理解是进行建模及分析预报的前提。
航天器陨落是典型的非常规再入问题(常规再入：回收或攻击类；非常规再入：撞击或陨落类)。航天器陨落过程中的主要技术问题包括飞行运动、气动力、气动热和结构解体四个方面。近二三十年来，国内外针对航天器及空间碎片再入陨落进行了一些研究工作，但由于多学科交叉带来问题的复杂性，相关研究和应用水平仍十分有限，一些基本问题尚未得到很好解决。
航天器陨落过程中各种现象具有很大随机性，从解决工程问题的角度，有限条件状态下进行复杂的航天器精细建模不一定能够反映系统的不确定性。为此，本发明提出的模型和方法融合了面向航天器法和面向物体法的特点。“三层级模型”和“基于条件边界的参数统计方法”能够涵盖航天器解体研究对象的结构组成及碎片各种几何物理特征，基于这些几何外形及物理属性特征能够计算分析研究对象的气动力、气动热及飞行运动特性，通过方法中调整参数的应用，针对不同航天器或不同解体情况具有普遍适应性。
技术实现要素：
本发明的目的是提供一种航天器再入陨落的分析预报方法，该方法对航天器再入陨落飞行过程中的气动力、气动热、解体破坏进行建模模拟，通过该方法的解体模型确定航天器解体过程中可能出现或产生的各种部件或碎片的实体研究对象在几何物理方面的描述，通过该方法的条件边界设定的参数统计分析能够模拟仿真航天器解体过程中部件或碎片残骸数量/尺寸/质量及落区范围，进一步对地面风险进行分析评估。
为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种航天器再入陨落的分析预报方法，包括以下步骤：
步骤一、对航天器结构分析并构建解体三层级模型；所述解体三层级模型包括航天器系统/子系统层级、航天器部件层级和航天器碎片/微粒层级；步骤二、对航天器系统/子系统层级和航天器部件层级进行气动力、气动热和飞行特性计算分析；步骤三、确定航天器系统/子系统层级解体判据参数及条件边界参数；步骤四、对航天器系统/子系统层级飞行航迹计算模拟；步骤五、对航天器系统/子系统层级结构解体破坏计算模拟分析；步骤六、确定航天器部件层级解体判据参数及条件边界参数；步骤七、对航天器部件层级飞行航迹计算模拟；步骤八、对航天器部件层级结构解体破坏计算模拟分析；步骤九、构建航天器碎片/微粒层级的块条片模型；步骤十、航天器碎片存活性及模拟计算条件边界分析；步骤十一、航天器碎片/微粒层级气动力及飞行航迹计算模拟；步骤十二、航天器碎片/微粒层级落区分析评估；步骤十三、地面风险评估。
优选的是，所述航天器系统/子系统层级中航天器系统指航天器整器形式、航天器子系统一般为特大型航天器的较完整组段或外部附属部件脱落的完整舱段；所述航天器部件层级指航天器舱体内外具有一定功能性及结构外形确定性的外接物或内容物；所述航天器碎片/微粒层级指的是不可直观辨识原本几何形态的残留物，属于抽象化模型。
优选的是，所述步骤二，气动力计算分析采用工程计算方法或数值模拟方法；基于航天器陨落体及其残骸复杂外形的特点，气动力计算以工程方法为主；用数值模拟进行补充及典型状态计算结果对比验证；
所述步骤二中，系统/子系统层级航天器整器解体前的气动热参数通过数值模拟如dsmc方法获得；从航天器陨落分析预报的工程应用角度出发，沿弹道大量热环境参数采用快速工程计算方法；由于对变形陨落体及解体部件形状的不确切预期，热环境工程计算中，对局部细节适当简化。
优选的是，所述气动力工程计算方法采用面元法，包括连续流区牛顿理论及其修正，自由分子流区分子碰撞理论，以及稀薄过渡流区搭接公式处理；所述数值模拟方法包括boltzmann模型方程统一算法、dsmc数值模拟、n-s/dsmc耦合算法、ns方程数值模拟中的任意一种；
所述气动热参数获得的具体处理中，陨落体迎风面进行轴对称比拟假设，通过采用等价体方法将有攻角和侧滑角的绕流问题转化为单纯的总攻角绕流问题；运用等效球锥体方法，可进一步化为零攻角绕流问题。通过以上变换后，可用零攻角球锥体气动热计算方法来计算有攻角和带侧滑的气动热问题。
优选的是，所述步骤二中，飞行特性计算分析采用六自由度或三自由度弹道计算方法；当需要把握解体前运动细节时可采用六自由度弹道方程；弹道方程组可采用4阶runge-kutta法积分逐步求解。
优选的是，所述步骤三中，针对航天器陨落过程仿真建模分析中存在不确定性的飞行环境、气动力/热、飞行运动及姿态参数，根据现有基础研究成果评估确定其上下限即条件边界；在陨落过程分析时，在这些条件边界值域内，构建合适的参数分布模式；构建结构解体破坏的解体条件准则；基于统计分析相关数学方法，结合飞行运动-力-热-结构破坏解体计算对关注的目标参数进行定量分析；由此获得统计意义上的航天器飞行航迹、解体过程、残骸存活性及地面风险分析评估结果，这些结果是具有一定置信度的分布带形式；所述参数分布，指的是具有不确定度的各条件参数，设定其为以基准值为中心的正态分布即高斯分布，随机取值范围在基准值基础上，偏差为正负三倍标准差，即理论上参数覆盖率约为99.5％；
所述条件边界涉及的条件状态参数覆盖飞行运动、气动力、气动热方面性能参数，包括关键时刻点如再入时参数、解体时参数，也包括贯穿过程的物理参量如大气密度、气动力系数等；初步归纳，航天器陨落分析预报方法涉及的统计分析参量包括：初始位置、初始速度、气动力系数、大气密度、解体高度、解体碎片属性和解体碎片姿态；
所述解体条件准则包括：高度准则：即设定在某一高度值发生某种形式的解体过程熔融准则：即设定金属材料在熔融温度发生某种形式的解体过程；热解准则：即设定复合材料在热解温度完全热解后发生某种形式的解体过程；温度准则：即认为物面温度达到某一设定值将发生某种形式的解体过程；热流准则：即认为累积热流或瞬时热流达到某一设定值将发生某种形式的解体过程；动压准则：即认为动压达到某一设定值将发生某种形式的解体过程；综合准则：上述两种或多种准则的综合，可包括权重和、任一准则达成、全体准则达成等；上述熔融准则及热解准则是温度准则和热流准则的复合形式；把熔融准则单列便于对在目前的航天器结构材料中占比最大的金属材料进行应用分析；把热解准则单列对在目前航天器上有特殊要求的容器类的主要材料复合材料进行应用分析。
优选的是，所述步骤五中，气动力和气动热的分析结果作为结构应力分析的物面边界条件；结构内部热分析获得随温度变化的物性参数及温差导致的热应力；物面载荷传递应力及热应力综合作用下，根据材料总应力分布情况及相应条件下的杨氏模量、泊松比等参数，进行结构破坏的分析；
所述步骤六中，航天器部件层级解体判据参数及条件边界参数的确定与步骤三中航天器系统/子系统层级解体判据参数及条件边界参数的确定一致，其参数包括：部件层级初始位置、初始速度、继承系统/子系统层级解体时刻的参数；其余含气动力系数、大气密度及解体高度；
所述步骤七中，部件层级飞行航迹计算模拟采用三自由度弹道方程结合气动力热的快速计算方法；计算模拟过程中根据熔融烧蚀速率计及研究对象质量的衰减变化。
优选的是，所述步骤九中，航天器碎片/微粒层级的外形建模中，对其几何特征进行高度抽象；几何建模抽象基于完全归纳法原则，即可以覆盖不同的几何特征，从而覆盖体现相应的气动特性及飞行运动特性；具体做法是，碎片/微粒按几何特征分为：块、条、片；因此，航天器碎片/微粒层级的这种划分模式称为块条片模型。
优选的是，所述步骤十一中，按照块条片模型对其气动力及飞行航迹进行计算模拟，气动力采用针对块条片不同形状的气动力系数表进行插值；飞行航迹采用三自由度弹道方程进行计算模拟。
优选的是，所述步骤十二中，根据步骤十一获得的残骸碎片的航迹数据，对落区散布进行分析评估；落区范围取决于如下因素：整器及部件解体时刻飞行参数及不确定度、以及残骸碎片材质、形状和大小及其分布规律。
本发明至少包括以下有益效果：本发明主要针对非常规再入(即非回收、非攻击类，主要为陨落类)航天器陨落过程，建立描述其不同解体阶段研究对象几何构型的层次模式及其尺度质量等分布形式，为飞行过程中研究对象的气动力/气动热计算分析提供合理的受体对象，为解体过程中研究对象的飞行运动计算提供依据、并结合基于统计理论的数学方法对解体物理过程进行运动-力-热-结构破坏解体计算，从而对此类航天器再入陨落飞行航迹、解体过程、残骸存活性及地面风险进行分析和预报。(1)三层级模型对研究对象结构定义清晰明确，精炼适用，便于工程操作。(2)对航天器部件层级的定义有利于对陨落解体过程的细节情况进行探索。(3)航天器碎片/微粒层级的“块条片模型”能够代表不同几何特征及相应的气动力/热和飞行运动特性。(4)三层级模型能够满足工程分析需要，也有助于挖掘基础性科学问题推进学科专业的深入研究。
本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
附图说明：
图1为本发明的航天器再入陨落的分析预报方法的流程图；
图2为某航天器整器—再入陨落解体三层级模型的系统/子系统层级；
图3为某航天器典型部件—再入陨落解体三层级模型的部件层级；
图4为某航天器整器再入飞行典型气动力性能六分量参数随攻角变化；
图5为某航天器整器及典型部件数值模拟结果图示；
图6为系统/子系统层级典型条件状态下的气动热计算结果；
图7为部分部件层级研究对象的气动热计算结果；
图8为两种不同初始条件状态下的系统/子系统飞行运动计算结果；
图9为系统/子系统层级典型条件状态下的表面温度分布云图；
图10为系统/子系统层级、部分典型部件飞行航迹计算结果及关系；
图11为部件层级典型部件不同高度下表面温度分布情况；
图12为某航天器再入陨落解体时序图；
图13为某设定条件下可能产生碎片的落点范围计算结果；
图14为待陨落航天器最后138圈次中星下点位置及网格空隙安全区域示意图；
图15为待陨落航天器最后5圈次轨迹及至少有一半安全区域范围示意图；
图16为轨道倾角43.8度时地表某处单位面积被一个残存残骸/碎片击中概率分布图；
图17为航天器陨落解体三层级模型的三个层级的示意图。
具体实施方式：
下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。
应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。
本发明提供一种航天器再入陨落的分析预报方法，包括以下步骤：
步骤一、对航天器结构分析并构建解体三层级模型；
其中，提出一种新型简洁的航天器陨落解体模型——三层级模型，对航天器陨落过程进行分析预报提供必要物形几何前提；该模型的基本思想是面向物体法，同时融入面向航天器法的思维；航天器陨落解体三层级模型的三个层级(参见图17)是：①系统/子系统；②部件；③碎片/微粒；
针对待分析评估的即将陨落的航天器，首先对其整体外形及结构进行分析，以便为构建解体研究对象打下基础；这些结构分析包括外部明显的太阳帆板、天线等；也包括内部部件组成及其装配方式，这些内部部件包括容器类、光学仪器类、蓄电池等；除了获得航天器整器及主要部件外形几何参数外，相关质量及物性参数也是必不可少的；根据航天器结构分析情况，结合估计的再入陨落飞行弹道形式，即可进行解体三层级模型构建；
航天器陨落解体三层级模型的系统/子系统层级，即指航天器整器形式；对于原在轨运行航天器，一般来说它可以是包括太阳能电池板或不包括太阳能电池板的形式；对于特大型在轨运行航天器，如国际空间站，在某些陨落阶段可以分为若干子系统来分析；通过实例分析(见后续具体实施例1部分)可知，对航天器整器解体时刻的状态参数，尤其是高度、速度、弹道倾角、飞行方位角的精确程度，对后续存活残骸的落区范围估计起到很大的决定性作用，对残骸存活性分析和地面风险评估也有影响；这是三层级模型中特别指定系统/子系统层级的最大意义；
航天器陨落解体三层级模型的部件层级，指的是航天器舱体内外具有一定功能性及结构外形确定性的外接物或内容物，包括各种功能部件及容器等。当陨落至一定高度在气动力/热作用下，航天器整器外壳及附属连接固定结构失效，其内部各种部件在气流冲击下将飞散开来；整器解体时刻参数即是各部件承受严苛气动力/热及运动分析的初始参数；
航天器陨落解体三层级模型的碎片/微粒层级，指的是不可直观辨识原本几何形态的残留物，属于抽象化模型；碎片/微粒的来源有几个方面，一是航天器整器或部件熔融烧蚀后残留物，二是航天器整器或部件在气流剪切撕扯下产生的碎片，三是熔融物再凝结并得以存活的残留物；碎片/微粒的特征尺度上下限根据观测结果和统计分析经验进行设定；碎片/微粒的技术分析不再考虑气动热作用，即它们是被作为落地实物而看待的；碎片/微粒的总量封闭陨落航天器的质量守恒及材料属性，同时考虑扣除燃烧或演化为极细微尘粒的部分；
步骤二、对航天器系统/子系统层级和航天器部件层级进行气动力、气动热和飞行特性计算分析；具体按以下步骤进行：
步骤2.1、气动力评估：
气动力计算方法根据研究对象的不同或者技术指标的要求，可以针对性地选择工程计算方法或数值模拟方法；基于陨落体及其残骸复杂外形的特点，气动力计算以工程方法为主；用数值模拟进行补充及典型状态计算结果对比验证；陨落分析预报建模中，气动力计算分析提供陨落体在飞行过程中的气动力和气动力矩数据；此时，气动力数据主要提供飞行器阻力特性及静稳定性相关的结果；
高超声速条件下，自由分子流的分子碰撞理论和连续流的牛顿理论都是成熟的气动力快速计算方法；在过渡流区域有若干可供选用的搭桥公式；需要关注的一点是，如果存在部分残骸体接近地球表面且速度减至高超声速以下，或需采用数值模拟方法获得其气动力特性；初步评估获得的经验表明，这类较低速度飞行的残骸碎片，不会再受气动力热作用发生破坏，而且重要的一点是其当地弹道倾角一般已接近-90度(接近垂直下落)，即其落点经过该类模式飞行后不会发生显著变化。
综上所述，航天器陨落飞行时的气动力计算采用快速工程计算即可；具体实施时，气动力可用数据表插值，或直接耦合气动力快速计算；
步骤2.2、气动热评估：
典型状态下系统/子系统层级航天器整器解体前的气动热参数通过数值模拟如dsmc方法获得；从航天器陨落分析预报的工程应用角度出发，沿弹道大量热环境参数采用快速工程计算方法；由于对变形陨落体及解体部件形状的不确切预期，热环境工程计算中，对局部细节适当简化；具体处理中，陨落体迎风面进行轴对称比拟假设，通过采用等价体方法将有攻角和侧滑角的绕流问题转化为单纯的总攻角绕流问题；运用等效球锥体方法，可进一步化为零攻角绕流问题；通过以上变换后，可用零攻角球锥体气动热计算方法来计算有攻角和带侧滑的气动热问题；
通过航天器系统/子系统和部件层级特征尺寸、特征厚度的确认处理，甚至可以采用零维模型对气动热进行更加快速的估算分析；
步骤2.3、飞行运动评估：
陨落体飞行运动求解原则上可采用成熟的六自由度或三自由度弹道计算方法；当需要把握解体前运动细节时可采用六自由度弹道方程；弹道方程组可采用4阶runge-kutta法积分逐步求解；
基于陨落体整器及部件在陨落解体过程中外形复杂变化的特点，同时质量特性对于这类飞行物往往也是很难把握的量；当转动惯量不确定时，采用三自由度弹道方程进行陨落体及其残骸运动轨迹的求解；陨落体的运动姿态根据气动力特性的具体分析，估计出一个或多个可能的静稳定点对应姿态角，以这些静稳定点作为姿态角参数分布统计模型的基础，由此对陨落体气动力进行统计量化；基于三自由度弹道方程中考虑横向气动力的需要，可把变形或局部破坏后的陨落体以及残骸碎片的运动姿态参数纳入合适的分布统计模型进行换算；
步骤三、确定航天器系统/子系统层级解体判据参数及条件边界参数；其中，基于航天器陨落解体三层级模型，原则上对航天器陨落过程的分析预报提供了具体的研究对象；但是，航天器陨落过程中的气动力/热现象实际是外形及环境不断变化的非定常问题，由此导致陨落过程必然是一个不确定性过程；换句话说，假设初始状态完全相同的两个陨落体，其陨落解体过程、残骸存活情况及实际落区等都会有所不同；
对不确定性过程的分析不能局限于确定性问题的解决思路，为此，提出一种基于条件边界的参数统计方法，作为航天器陨落分析预报的基本策略；所谓基于条件边界的参数统计方法，即是针对航天器陨落过程仿真建模分析中存在不确定性的飞行环境、气动力/热、飞行运动及姿态参数，根据现有基础研究成果评估确定其上下限即条件边界；在陨落过程分析时，在这些条件边界值域内，构建合适的参数分布模式；构建结构解体破坏的解体条件准则；基于统计分析相关数学方法，结合飞行运动-力-热-结构破坏解体计算对关注的目标参数进行定量分析；由此获得统计意义上的航天器飞行航迹、解体过程、残骸存活性及地面风险分析评估结果，这些结果是具有一定置信度的分布带形式；
从飞行运动方面分析，一般情况下采用三自由度弹道方程即可，但当需要把握解体前运动细节时可采用六自由度弹道方程；基于三自由度弹道方程考虑横向气动力的需要，可把变形或局部破坏后的陨落体以及残骸碎片的运动姿态参数纳入合适的分布统计模型考虑；
从气动力方面分析，陨落体的运动姿态根据气动力特性的具体分析，估计出一个或多个可能的静稳定点对应姿态角，以这些静稳定点作为姿态角参数分布统计模型的基础，由此对陨落体气动力进行统计量化；三自由度弹道计算采用气动力数据表或快速工程方法是沿弹道计算的主要选择；必要的配平姿态评估通过数值模拟分析；大气参数的波动变化是一种常态；故需要纳入条件边界参数统计的参量包括气动系数及大气密度；
从气动热方面分析，由于对变形陨落体及残骸碎片形状的不确定性，对气动热直接相关参数进行参数分布统计已不存在逻辑上的必要性；实际上气动热的影响可转化归于对气动力不确定度的影响加以考虑。
结构解体的分析是航天器陨落分析预报技术中最困难和最缺乏针对性基础研究成果支撑的部分；技术途径是结合航天器陨落解体三层级模型，通过建立解体条件准则进行分析，即根据若干基础研究的成果提炼相关的解体破坏判据；可以考虑的解体条件准则包括：
1)高度准则：即设定在某一高度值发生某种形式的解体过程；2)熔融准则：即设定金属材料在熔融温度发生某种形式的解体过程；3)热解准则：即设定复合材料在热解温度完全热解后发生某种形式的解体过程；4)温度准则：即认为物面温度达到某一设定值将发生某种形式的解体过程；5)热流准则：即认为累计热流或瞬时热流达到某一设定值将发生某种形式的解体过程；6)动压准则：即认为动压达到某一设定值将发生某种形式的解体过程；7)综合准则：上述两种或多种准则的综合，可包括权重和、任一准则达成、全体准则达成等；
上述熔融准则及热解准则可以认为是温度准则和热流准则的某种复合形式，把熔融准则单列便于对在目前的航天器结构材料中占比最大的金属材料进行应用分析；把热解准则单列对在目前航天器上有特殊要求的容器类的主要材料复合材料进行应用分析；采用以上工程准则时，结构解体相关的需要纳入条件边界参数统计的最重要的参量包括：解体碎片的尺度、解体碎片的形状模式分布、解体高度范围。
初步归纳，航天器陨落分析预报的基于条件边界的参数统计方法涉及的统计分析参量如下：(1)初始位置(坐标系xyz或经度/纬度/高度)(2)初始速度(速度三个分量或初始速率/初始弹道倾角/初始方位角)；(3)气动力系数；(4)大气密度；(5)解体高度；(6)解体碎片属性(材质/形状/尺度)；(7)解体碎片姿态。上述7组参数，可根据情况进一步简并，必要时也可扩展。为了使用“基于条件边界的参数统计方法”，需把握上述参数的基准值、不确定度及其分布形式，对结构解体相关参数的设定是最关键和最困难的；以上(1)、(2)组参数的不确定度即条件边界由飞行控制、变轨控制系统提供；(3)组参数的条件边界参照空气动力学研究的成果；(4-7)参数的不确定度由经验的积累及相关观测情况推测确定；
具体而言，系统/子系统层级解体判据参数及条件边界参数主要包括上述(1)至(5)组参数。
步骤四、对航天器系统/子系统层级飞行航迹计算模拟；其中，对航天器陨落过程进行分析时，对飞行运动的把握是贯穿分析全过程的主要线索，也是分析预报建模关注的主要内容；在航天器整器解体前，即针对系统/子系统层级，对其进行精确的气动力/热及运动分析，从而对整器破裂解体时刻的高度、速度等飞行参数进行准确推断；若对系统/子系统层级研究对象的质量特性具备非常精确的信息，可采用六自由度弹道方程详细求解获得飞行航迹及姿态变化的过程；
步骤五、对航天器系统/子系统层级结构解体破坏计算模拟分析；其中，气动力和气动热的分析结果作为结构应力分析的物面边界条件；结构内部热分析获得随温度变化的物性参数及温差导致的热应力；物面载荷传递应力及热应力综合作用下，根据材料总应力分布情况及相应条件下的杨氏模量、泊松比等参数，进行结构破坏的分析；
金属材料质量损失率采用熔点控制计算模型，由能量平衡方程确定；金属材料的传热计算由一般固体热传导方程进行求解，边界条件中除了对流换热外，辐射换热往往也是需要考虑的；熔点控制计算模型显得是相对保守的模型，理论上可能把已熔融的材料误判为存留；但我们的研究结果表明，铝合金舱体表面温度从软化温度升温至熔化温度的时间是毫秒量级，而一米尺度的铝合金舱体完全熔融的时间是几十毫秒量级。综上所述，目前航天器陨落大气层时，常常作为主体结构成分的铝合金类材料熔点较低，采用熔点控制模型即可得出工程上适用的分析结论，在工程上是完全可以接受的。对于特殊部件采用的高熔点合金，如钛合金、铌合金、钨合金等，重点考察其温升和熔融情况，得出是否存在该类残骸的判定；
航天工程中常用的碳基复合材料在高温下的反应主要考虑碳氧燃烧、碳氮化合和固态碳的升华；碳基材料的传热计算中，同样基于热传导方程，并考虑热解热及气化热等热源项；在给定的压力和温度下，根据化学反应式和相容性条件迭代求出组元浓度和质量损失速率，质量损失速率求出后，据此求出材料烧蚀速率；计算材料烧蚀速率时，压力由边界层外缘参数给出，表面温度由表面能量平衡方程确定，表面能量平衡方程则确定了边界层和内部热传导的边界条件；
步骤六、确定航天器部件层级解体判据参数及条件边界参数；其中，部件层级解体判据参数及条件边界参数的确定参见步骤三中系统/子系统层级的具体方法；
具体而言，部件层级解体判据参数及条件边界参数关注的参数包括：部件层级初始位置(坐标系xyz或经度/纬度/高度)、初始速度(速度三个分量或初始速率/初始弹道倾角/初始方位角)继承系统/子系统层级解体时刻的参数；其余含气动力系数、大气密度及解体高度；
步骤七、对航天器部件层级飞行航迹计算模拟；由于陨落解体后的航天器部件或碎片外形一般都比较复杂，质量特性及外形仍然处于持续变化之中，导致飞行运动姿态及相关的气动力/热作用存在极大不确定性。对于此类问题，要获得陨落体部件或碎片的姿态变化历程是困难的，且不具备充分的工程意义，因此，对部件层级飞行航迹计算模拟采用三自由度弹道方程结合气动力热的快速计算方法；计算模拟过程中根据熔融烧蚀速率计及研究对象质量的衰减变化；
步骤八、对航天器部件层级结构解体破坏计算模拟分析；部件层级结构解体破坏计算模拟分析的方法与系统/子系统层级基本相同；但在气动力和气动热的处理环节可以采用更为快速的简化模型；
步骤九、构建航天器碎片/微粒层级的块条片模型；碎片/微粒层级的外形建模中，对其几何特征进行高度抽象；几何建模抽象基于完全归纳法原则，即可以覆盖不同的几何特征，从而覆盖体现相应的气动特性及飞行运动特性；具体做法是，碎片/微粒按几何特征分为三类：①块(block)；②条(column)；③片(slice)；因此，碎片/微粒层级的这种划分模式称为块条片模型(bcsm：block-column-slicemodel)；
三类碎片/微粒的几何形状中，“块”以球或椭球指代，由短长轴比定形；“片”以半圆边缘圆片指代，由厚度直径比定形；“条”以半球端面圆柱指代，由长细比定形；三类碎片/微粒的尺度范围(上下限)根据需要设定，“块”由特征尺度长轴确定；“条”由特征尺度柱长确定；“片”由特征尺度直径确定；碎片/微粒的几何形状采用表面圆润的设定，基于陨落残骸历经气流冲刷后一般不再具有棱角分明的特征；
碎片/微粒需满足材料(密度)及对应总质量约束条件；碎片占总质量百分比及块/片/条之间比例、对三类碎片/微粒的相关参数具体设定根据过往经验及观测结果推测，同时也依赖于基础研究成果对陨落解体过程的认识程度；
某些情况下，若系统/子系统级整器发生剧烈解体过程(如容器或电池爆裂等)，则部件级层级可能不会存在，直接由系统/子系统层级演化至碎片/微粒层级；在部件级存在情况下，某些碎片/微粒实体也可能由整器(主要是壳体)解体直接产生；
表1定义了碎片/微粒的几何及材料属性参数。
表1碎片/微粒的几何及材料属性参数
对于每一个具体的碎片/微粒，其几何及材料属性确定的个体数量可表示为：
n＝n(t,r,l,m)
上述参量中，t和m为非连续性变量，r和l为连续性变量，特别地，块、条、片类型对应的个体数量可分别表示为：
nb＝n(b,r,l,m)；nc＝n(c,r,l,m)；ns＝n(s,r,l,m)
连续性变量r和l一般可表示为在某种范围内的分布函数的形式；实际应用中根据需要进行离散化处理；基于陨落过程中熔融烧蚀及气流冲刷作用具有使残骸外形圆润化的趋势，建议定形参数r的取值下限为1，上限根据基础研究和观测结果的经验积累进行评估确定；此外，三种碎片类型的定形参数为1时，实际都归化为基准的圆球形；特征尺度l必须具有明确的上下限，这是根据所关注的问题及实际研究对象的情况评估确定的；具有相同材料属性的任何类型碎片，应满足同一材料的质量总和不变的约束条件；
碎片数量的关键依赖参数是特征尺度(或碎片质量)，根据类似研究表明，碎片数量和特征尺度近似于指数变化规律，即尺度越小的碎片，其数量越多。为此构建特征尺度大于l的碎片数量的表达式如下：
式中n0为纳入统计的碎片数量总数，b为解体强度系数，l1和l2分别为碎片特征尺度的下限和上限，l取值介于l1和l2之间；
碎片/微粒层级的“块条片模型”，根据实际问题的工程要求情况，针对类别、定形、特征尺度和材料等方面，可以进行必要的简并。
步骤十、航天器碎片存活性及模拟计算条件边界分析；在进行残骸碎片存活性分析之前，需要对所谓残骸碎片进行适当的定义或界定；所谓残骸，指的是可明确看出其所属部件的一部分；而碎片(或微粒)指的是不可明确看出原本形态的残留物。所谓存活即指的是落至地面；
根据计算表明，直径1mm的实心铝颗粒自由坠落至地球表面的极限平衡速度约为4m/s，由此可见，毫米量级的碎片微粒在撞击人体时将存在明显痛感或伤害；这可以作为我们分析碎片存活性时对于几何尺度下限的一个参照值。参考中国公安部规定的枪支认定标准1.8焦耳/平方厘米，可以作为碎片的动能下限的另一个参照值；
碎片存活性评估的定量化分析依赖于经验观测及基础研究的成果积累；
作为解体产物，碎片模拟计算条件边界分析考虑的参数包括步骤三中所列的全部参数，其中碎片层级初始位置(坐标系xyz或经度/纬度/高度)、初始速度(速度三个分量或初始速率/初始弹道倾角/初始方位角)继承部件或系统/子系统层级解体时刻的参数；
步骤十一、航天器碎片/微粒层级气动力及飞行航迹计算模拟；碎片/微粒层级的研究对象已经高度抽象化和模式化，即按照上述“块条片模型”对其气动力及飞行航迹进行计算模拟；气动力采用针对块条片不同形状的气动力系数表进行插值；飞行航迹采用三自由度弹道方程进行计算模拟。碎片/微粒层级气动力及飞行航迹计算模拟中，主要重点考虑“基于条件边界的参数统计方法”提供的手段，以获得定量化的落区分布数据；
步骤十二、航天器碎片/微粒层级落区分析评估；根据步骤十一获得的残骸碎片的航迹数据，对落区散布进行分析评估。落区范围取决于如下因素：1)整器及部件解体时刻飞行参数及不确定度；2)残骸碎片材质、形状和大小及其分布规律；对落区散布的统计可采用传统的蒙特卡洛投点法，也可采用更高效的现代实验设计算法。
步骤十三、地面风险评估；根据步骤十至步骤十二获得的碎片存活性、飞行航迹及落区计算结果，采用文献提供的伤亡面积和总伤亡概率计算方法评估地面风险度；其定义如下：
步骤13.1.伤亡面积
等效伤亡面积ac用于评估由单次再入事件残骸引起的地面风险，它是残骸碎片横截面与个人投影横截面的组合。总伤亡截面积由一次再入事件中的所有n块碎片之和确定：
式中ah是人体地面投影横截面面积，ai是落地的单块碎片的最大横截面积。在nasa安全标准nss1740.14中使用的人体地面投影横截面ah为0.36平方米(m2)(根据人类体型统计信息得到的平均值)。根据nasa安全标准，总伤亡面积小于8平方米(m2)时是安全的。
步骤13.2.总伤亡概率
总伤亡概率e表示可能被再入碎片击中的人数：
ρi是第i个碎片落点处的人口密度，可根据城乡位置进行平均估计，详细的如采用columbia大学公布的地球人口密度(2005年度)分布数据；
δ是落点位置的纬度，φ是再入轨道倾角，re是地球等效圆球的半径。当总伤亡概率e小于1:10000时，认为碎片再入的风险是可以接受的。
实施例1：
本发明的一种航天器再入陨落的分析预报方法，该分析预报方法包括的步骤见图1，为了更清楚地说明本发明的技术方案，通过实施例1进行说明。实施例1针对一种类似于中国货运飞船结束使命后再入陨落大气层的情况进行分析预报，由于相关基础研究支撑工作是一个长期持续的过程，对解体模型中一些参数的边界及分布设定通过这些基础研究成果数据库不断细化和充实完善。
步骤一、航天器结构分析并构建解体三层级模型；图2为用于再入陨落分析的该航天器整器，为一两舱结构，两个舱体分别是密封舱和资源舱；舱体材质为铝合金，由钢制螺栓法兰紧密联接，可以认为两舱组合体是一个整体；资源舱两侧有太阳能电池板(太阳帆板)，上部有中继天线组件；此外，有其它一些组件外露舱体，包括轨控和姿控发动机喷管、各种光学装置镜头窗口等；该航天器完整整器、太阳帆板脱落后形成的两舱组合体属于实施例分析中航天器陨落解体三层级模型的系统/子系统层级；
该航天器再入陨落解体三层级模型的部件层级，大致包括了图3中的十多种类型；它们是组成该航天器的核心功能组件；大部分内部部件由铝合金材料构成，少量不锈钢部件；轨控和姿控发动机喷管由耐高温合金构成；还有部分由复合材料或碳纤维构成的瓶罐类容器；此外还有蓄电池模块；
该航天器再入陨落解体三层级模型的碎片/微粒层级，简化设定为球体、长方体、片类、杆类(长细比＝10)和杆类(长细比＝5)，并在此基础上采用分组方法进行统计计算分析；
针对陨落解体过程的系统建模和模拟，需要把握如下情况：陨落初始条件的确定；太阳帆板脱落的时机及对称性；两舱组合体逐渐熔融伴随解体的复杂性；部件存活期间形变及气动力热局部参数的不确定性；燃料贮箱及电池模块物理或化学爆破的可能性及影响；上述情况的不确定性，使得对整器解体的陨落分析的条件参数设置原则是尽量采取偏于保守的设定，包括对条件状态参数基准值及其值域范围，都需要在工程对象可能的范围内进行综合评估分析；
步骤二、系统/子系统、部件层级气动力、气动热、飞行特性计算分析；根据已知的再入参数及可能的飞行参数范围，对气动力、气动热和飞行特性进行较为全面的计算分析，以获得陨落航天器系统/子系统、部件层级的基本的气动特性和飞行特性。这个步骤的计算分析基于预设的可能的飞行条件；
步骤2.1.气动力评估；系统/子系统层级在解体发生前具有确定的外形，但是要在整个飞行过程中考虑不同高度、不同速度、不同流态、不同姿态下的海量气动力性能数据，只能通过快速工程计算方法。为此，系统/子系统层级气动力评估以工程方法为主，对一些典型状态，采用数值模拟方法的结果进行对比验证或修正处理；
气动力工程计算方法采用面元法，包括连续流区牛顿理论及其修正，自由分子流区分子碰撞理论，以及稀薄过渡流区搭接公式处理；
高超声速面元法的第一步工作是飞行器几何外形的预处理，将物面划分为若干个微面元，利用四边形或三角形来逼近复杂外形，对于较简单的物形，如球、锥、柱几何外形，可用解析方法划分计算；对于复杂外形，一般借助专业软件进行网格分割；气动力工程计算对外形网格的要求是需计算出每个面元上中心点坐标、面元代表法向量及面元微元面积；
通过面元法的计算物面面元压力系数，在坐标系中对其求矩、求和得到飞行器的气动力；
用于验证对比分析的气动力性能数值模拟方法包括boltzmann模型方程统一算法、dsmc数值模拟、n-s/dsmc耦合算法、ns方程数值模拟等，必要时也可以进行一些风洞测力试验分析进行气动力性能的算法确认；
图4为系统/子系统层级的航天器整器在再入飞行时典型的气动力性能六分量参数随攻角变化情况；对应特定高度姿态条件状态下的性能曲线；实际工程问题分析中需要的参数状态组合包括各种条件状态下的数据包；图5为数值模拟的一些结果；
步骤2.2.气动热评估；实施例中大型航天器再入陨落过程的气动热评估，主要获得再入飞行参数条件下的热环境参数，为后续结构解体分析提供依据；针对系统/子系统层级构型的热环境计算分析，主要开展的工作包括：(1)航天器复杂外形整器及非规则解体部件气动热计算；(2)预测表面局部凸起物、凹腔热流，开展表面局部凸起物、凹腔的气动加热计算，通过工程拟合公式计算热流及干扰区和再附区的峰值热流；
针对大型航天器陨落预报的气动力、热、烧蚀、弹道一体化计算需要，采用基于非结构网格的航天器整器及解体部件气动热计算方法，通过与气动烧蚀耦合计算接口，实现与气动烧蚀模块的耦合计算；
非结构网格下，球头驻点采用fay-riddell公式计算，三维驻点则考虑三维效应，非驻点区无量纲热流采用撞击角的正弦函数近似；对于自由分子流，采用分子运动论给出的热流计算公式，稀薄过渡流区采用桥关系式法；
采用一种不同攻角下非特定外形的包括驻点位置、驻点类型和驻点半径在内的驻点参数的计算方法；即对于同一部件，在不同的来流状态下，其驻点位置和类型也不相同，如气瓶部件当来流攻角为0度时，驻点为球头；当来流攻角为90度时，驻点则为圆柱；
凸起物气动热环境的计算采用两种技术方案：对于与身部光滑连接的凸起物，考虑通过样条拟合的方法实现与身部的一体化计算；对于外形不光滑连续的凸起物，利用工程拟合公式计算其热流及干扰区和再附区的峰值热流；对于凹腔的气动热环境计算，主要是将凹腔、缝隙作为单独部件进行计算，结合其几何外形与流动特征及局部的流场参数，分为闭式凹腔、开式凹腔，计算分离干扰区和再附区的峰值热流；
图6给出了系统/子系统层级的某条件状态下的气动热计算结果；这里的系统级研究对象即再入陨落飞行的航天器整器在未发生任何解体现象之前的构型；子系统级研究对象即资源舱两侧太阳帆板脱落后的两舱体构型；图7给出了部分部件层级研究对象的气动热计算结果；这些部件包括轨控发动机喷管、中继天线及主承力模块；实际的分析评估工作针对陨落体所包含的全部部件(参见图3)进行计算；
步骤2.3.飞行运动评估；系统/子系统层级和部件层级研究对象的飞行运动评估主要由三自由度弹道方程进行模拟求解；
航天器再入陨落在解体发生前具有确定的外形，理论上可以使用六自由度弹道方程对其飞行参数进行求解，即获得飞行器的位置参数和姿态参数随时间的变化，然后导出飞行速度各分量及相对于观测者或地球相关坐标系下的各参数，如经纬度、高度、弹道倾角等等。然而，出于以下原因：1)系统/子系统层级飞行器处于自由分子流或稀薄过渡流区域，再入过程中的姿态等对其位置和速度关键参数影响微弱；2)再入飞行中的这类飞行器的精确质量特性包括质心及转动惯量等难以确认；因此，工程上使用三自由度弹道方程的计算结果也能够提供适用的数据；部件层级面临的最大问题是其真实外形的不完全确定性，即虽然预先定义的部件外形相对确定，但实际解体分解出来的部件构型难免会有一些连接结构管路或撕扯破损等，所以部件层级的飞行评估也主要采用三自由度弹道方程进行模拟求解；
图8为两种不同初始条件状态下的系统/子系统飞行运动计算结果，由此可初步评估陨落体可能解体的高度和速度参数，为后续解体分析奠定基础；
步骤三、确定系统/子系统层级解体判据参数及条件边界参数；复杂结构航天器再入大气层时结构材料发生熔融、热解/烧蚀解体分析中，其解体判据是损毁分析的关键；对于金属材料，采用熔点温度控制模型，即假定金属材料表面温度达到熔点，材料表面即熔融流失；对于碳基复合材料，采用热解/烧蚀控制模型，即假定结构全部热解或烧蚀即损毁；系统/子系统层级涉及的条件边界参数包括：(1)初始位置(坐标系xyz或经度/纬度/高度)(2)初始速度(速度三个分量或初始速率/初始弹道倾角/初始方位角)；(3)气动力系数；(4)大气密度；实施例快速分析中以航天器整器(带太阳帆板)及两舱体(无太阳帆板)攻角0°和攻角90°两种极端姿态条件下各参数的取值即可得出基本覆盖性的模拟结果范围；
步骤四、系统/子系统层级飞行航迹计算模拟；在“步骤2.3.飞行运动评估”基础上，结合步骤三中设定的条件边界参数，针对实施例中航天器再入参数(经度、纬度、高度、速率、弹道倾角、方位角)的一种情况，分别对系统层级的航天器整器及子系统层级的两舱体飞行航迹进行计算模拟，计算结果参见图8；
步骤五、系统/子系统层级结构解体破坏计算模拟分析；结合图2所示系统/子系统层级飞行器外形及结构示意，太阳帆板材料主要为某种复合材料，该复合材料当温度达到150℃以上时其基材会发生玻璃化软化转化，力学性能下降。两舱舱体材料主要为铝合金(密度2800kg/m3，比热921j/(kg·k)，导热系数121w/(m·k)，熔化温度933(k))；根据“步骤2.2.气动热评估”获得的沿飞行弹道不同高度下的表面热流数据，对系统/子系统层级进行结构传热、熔融或烧蚀计算；图9给出了一些典型条件状态下的表面温度分布云图；太阳帆板框架迎风前沿温度最高，其次是对接口位置；帆板材料烧蚀量小，但根据其粘合材料所能承受的温度，依据热解性能判定其将在高度110km至105km期间发生第一次解体(帆板之间链接的框架断裂)；太阳帆板断裂后，两舱体姿态受到新的气动性能影响，趋向于重新配平于攻角170°飞行(资源舱舱在前)；为获得两舱体准确的温度信息，计算两舱体表面温度时要考虑姿态未调整前的加热；图9中两舱体在高度100km的表面温度分布表明，底部烧蚀最大后退量已超过1mm，故判断其将在此高度发生解体；中继天线在高度100km时其结构材料温度未达熔点，其将随两舱解体后作为部件级继续向大气层陨落；为进一步确认该复杂结构航天器的两舱体(尺寸大、薄壳结构)在高温情况下的熔融解体情况，应用三维有限元传热模型，将气动热与结构热响应进行耦合求解，对两舱体沿弹道再入飞行时在某些典型高度下的瞬态气动热环境和材料熔融条件下温度场的进行高精度三维数值计算，作为对快速工程计算结果的验证和补充；
步骤六和步骤七、确定部件层级解体判据参数、条件边界参数及飞行航迹计算模拟；部件层级陨落体的解体判据和系统/子系统层级类似；对于金属材料，采用熔点温度控制模型，假定金属材料表面温度达到熔点，材料表面即熔融流失；对于碳基复合材料，采用热解/烧蚀控制模型，假定结构全部热解或烧蚀即损毁；部件层级结构材料组成主要还是铝合金为主，此外包括部分不锈钢、碳纤维复合材料及少量的耐高温合金材料；部件层级中包括一些容器类及蓄电池模块，它们在解体过程中可能出现爆裂现象；部件层级涉及的条件边界参数包括：(1)初始位置(坐标系xyz或经度/纬度/高度)(2)初始速度(速度三个分量或初始速率/初始弹道倾角/初始方位角)；(3)气动力系数；(4)大气密度；(5)系统/子系统层级的解体高度；其中部件层级初始位置和初始速度继承系统/子系统层级解体时刻的参数；同样，实施例快速分析中以部件最小迎风面积(或攻角0°)和最大迎风面积(或攻角90°)作为两种极端条件下的取值可以得出基本覆盖性的模拟结果范围；图10给出了一些部件飞行航迹的计算结果，其中也包括了系统/子系统层级的结果及其和部件层级结果之间的关系；
步骤八、部件层级结构解体破坏计算模拟分析；从整器(系统层级)或两舱体(子系统层级)解体开始，舱体内部或外连的结构功能部件开始独立飞行过程；部件层级继承解体时相关飞行参数，同时在统计计算分析时考虑上一步骤中给出的条件边界参数的值域，亦即这些参数的不确定度；以轨控发动机喷管部件为例，图11给出了不同高度下其表面温度分布情况。采用熔点控制模型，即达到熔点后金属将发生熔解吸热，表面温度保持在熔点，即可对该部件熔融解体情况进行计算分析评估；图11中还给出了中继天线在高度70公里时理论熔融后退量分布；图12给出了该航天器再入陨落过程中系统/子系统层级和部件层级各研究对象的名称、材质及解体情况；实施例计算分析表明，该大型航天器飞行至高度120km以下时，气动力/热即产生明显作用；在高度105km以上某处，太阳帆板将在气动力热作用下脱落解体；在高度约100～95km区间，由铝合金构成的两舱组合体壳体将会熔融解体，内部部件开始承受强烈气动力/热作用；在高度约95～70km区间，铝合金及不锈钢部件分别熔融解体；碳纤维及复合材料部件热解充分而解体。耐高温合金组件如轨控发动机组和姿控发动机组，其耐高温合金材料在高度60km左右也可能完全熔融，留存可辨识原本形态的残骸落至地面的可能性极小；此外，两舱解体后电池模块在气动热作用下将很快因温升发生爆裂解体；
步骤九至步骤十二、碎片/微粒层级模型及飞行航迹、落区范围分析；碎片/微粒层级采用“块条片一体化参数化模型”进行几何构建及统计分析；一旦定义存在的碎片/微粒则认为其可降至地面，不再考虑气动热作用影响；残骸碎片的落区散布，根据实际陨落再入点相关参数进行评估；落区范围取决于如下因素：1)整器及部件解体时刻飞行参数；2)残骸碎片材质、形状和大小；实施例中陨落解体三层级模型的碎片/微粒层级，简化设定为球体、长方体、片类、杆类(长细比＝10)和杆类(长细比＝5)，并在此基础上采用分组方法进行了统计计算分析；图13为在某设定条件下可能产生碎片的落点范围计算结果；根据前述再入陨落解体分析的情况，对相关结论小结如下：该航天器再入陨落过程先后经历自由分子流、稀薄过渡流、滑移流和连续流等多个复杂大气环境，受到复杂气动力/热影响，结构材料的力学性能逐渐降低，金属桁架结构变形软化失效、复合材料热解烧蚀、直至解体；其在再入陨落过程中基本烧毁；如果存在未烧烬的碎片，其来源可能是铌铪合金轨控发动机喷管和碳纤维缠绕金属内胆气瓶，其次可能是三个尺度较大的光学组件。因此，从概率统计方面关于残骸碎片存活性的结论，主基调是“完全烧毁”，有残骸碎片落地的情况是小概率的事件；
步骤十三、地面风险评估；以下地面风险评估基于概率中残骸碎片存在的确定性作为前提进行计算分析；根据该航天器与地球相对关系的飞行轨道特性，可以对临近陨落期间的落区范围大致预测；轨道星下点在一定期间内并不能覆盖南北纬42度之间的全部区域，而是基本呈周期性的经过部分区域；图14是在剩余的138圈次中星下点位置；可以看出轨迹呈网状结构；考虑到残骸落区的横向范围较小，图中的网格空隙区域也就是在这段期间(8至9天)内的安全区域；当越来越接近陨落时，剩余圈次越来越少，其星下点覆盖范围也就越来越小。图15是基于预测的最后5圈次轨迹；可以看出，此时，南北纬42度范围以内也至少有一半的区域处于安全范围；根据轨道星下点掠过地球表面运行参数特征，当轨道倾角取为43.8度时，地表某处的单位面积被一个残存残骸/碎片的击中的概率如图16所示；根据步骤十至步骤十二获得的碎片存活性、飞行航迹及落区计算结果，采用文献提供的伤亡面积和总伤亡概率计算方法；
仅考虑部件残存时，以轨控发动机为例，设其落地时弹道倾角约为90度，最大横截面积约为0.2平方米，则总伤亡面积
所以ac＜8m2，总体安全；若同时考虑部件和碎片，即使碎片面积可以忽略不计，但当考虑的碎片数目超过22个时，跟据伤亡面积公式就会有ac＞8m2，即不够安全；这体现了碎片数量对总伤亡面积的综合定量效应；总伤亡概率更加精确的计算需要对每一个碎片的落点区域求积分，因此原则上需根据全球人口密度分布数据进行分区积分评估；由于轨道倾角和地球形状的影响，不同纬度上单位面积被击中的概率是不一样的；但在初步估计中，可以先认为概率是一致的，即残骸在南北纬42°之间完全随机分布；在这个区域内，陆地面积约占28％，人口稠密区(40～500人/平方公里)约占10％，平均值取100人/平方公里；人口特别稠密区(>500人/平方公里)约占1％，平均值取1000人/平方公里；作为对人口密度取值的复核，南北纬42度之间的地球面积为3.4×108(km2)，则该区域内总人口为6.8×109；地球实际总人口为72.08亿(2014年)，即该地区的估计人口占全球人口比重约为95％，可以说是基本合理且保守稳妥的；碎片最大横截面积按ai＝0.01m2计，则
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。
1.一种航天器再入陨落的分析预报方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、对航天器结构分析并构建解体三层级模型；所述解体三层级模型包括航天器系统/子系统层级、航天器部件层级和航天器碎片/微粒层级；
步骤二、对航天器系统/子系统层级和航天器部件层级进行气动力、气动热和飞行特性计算分析；
步骤三、确定航天器系统/子系统层级解体判据参数及条件边界参数；
步骤四、对航天器系统/子系统层级飞行航迹计算模拟；
步骤五、对航天器系统/子系统层级结构解体破坏计算模拟分析；
步骤六、确定航天器部件层级解体判据参数及条件边界参数；
步骤七、对航天器部件层级飞行航迹计算模拟；
步骤八、对航天器部件层级结构解体破坏计算模拟分析；
步骤九、构建航天器碎片/微粒层级的块条片模型；
步骤十、航天器碎片存活性及模拟计算条件边界分析；
步骤十一、航天器碎片/微粒层级气动力及飞行航迹计算模拟；
步骤十二、航天器碎片/微粒层级落区分析评估；
步骤十三、地面风险评估。
2.如权利要求1所述的航天器再入陨落的分析预报方法，其特征在于，所述航天器系统/子系统层级中航天器系统指航天器整器形式、航天器子系统一般为特大型航天器的较完整组段或外部附属部件脱落的完整舱段；所述航天器部件层级指航天器舱体内外具有一定功能性及结构外形确定性的外接物或内容物；所述航天器碎片/微粒层级指的是不可直观辨识原本几何形态的残留物，属于抽象化模型。
3.如权利要求1所述的航天器再入陨落的分析预报方法，其特征在于，所述步骤二，气动力计算分析采用工程计算方法或数值模拟方法；基于航天器陨落体及其残骸复杂外形的特点，气动力计算以工程方法为主；用数值模拟进行补充及典型状态计算结果对比验证；
所述步骤二中，系统/子系统层级航天器整器解体前的气动热参数通过数值模拟如dsmc方法获得；从航天器陨落分析预报的工程应用角度出发，沿弹道大量热环境参数采用快速工程计算方法；由于对变形陨落体及解体部件形状的不确切预期，热环境工程计算中，对局部细节适当简化。
4.如权利要求3所述的航天器再入陨落的分析预报方法，其特征在于，所述气动力工程计算方法采用面元法，包括连续流区牛顿理论及其修正，自由分子流区分子碰撞理论，以及稀薄过渡流区搭接公式处理；所述数值模拟方法包括boltzmann模型方程统一算法、dsmc数值模拟、n-s/dsmc耦合算法、ns方程数值模拟中的任意一种；
所述气动热参数获得的具体处理中，陨落体迎风面进行轴对称比拟假设，通过采用等价体方法将有攻角和侧滑角的绕流问题转化为单纯的总攻角绕流问题；运用等效球锥体方法，可进一步化为零攻角绕流问题；通过以上变换后，可用零攻角球锥体气动热计算方法来计算有攻角和带侧滑的气动热问题。
5.如权利要求1所述的航天器再入陨落的分析预报方法，其特征在于，所述步骤二中，飞行特性计算分析采用六自由度或三自由度弹道计算方法；当需要把握解体前运动细节时可采用六自由度弹道方程；弹道方程组可采用4阶runge-kutta法积分逐步求解。
6.如权利要求1所述的航天器再入陨落的分析预报方法，其特征在于，所述步骤三中，针对航天器陨落过程仿真建模分析中存在不确定性的飞行环境、气动力/热、飞行运动及姿态参数，根据现有基础研究成果评估确定其上下限即条件边界；在陨落过程分析时，在这些条件边界值域内，构建合适的参数分布模式；构建结构解体破坏的解体条件准则；基于统计分析相关数学方法，结合飞行运动-力-热-结构破坏解体计算对关注的目标参数进行定量分析；由此获得统计意义上的航天器飞行航迹、解体过程、残骸存活性及地面风险分析评估结果，这些结果是具有一定置信度的分布带形式；所述参数分布，指的是具有不确定度的各条件参数，设定其为以基准值为中心的正态分布即高斯分布，随机取值范围在基准值基础上，偏差为正负三倍标准差，即理论上参数覆盖率约为99.5％；
所述条件边界涉及的条件状态参数覆盖飞行运动、气动力、气动热方面性能参数，包括关键时刻点如再入时参数、解体时参数，也包括贯穿过程的物理参量如大气密度、气动力系数等；初步归纳，航天器陨落分析预报方法涉及的统计分析参量包括：初始位置、初始速度、气动力系数、大气密度、解体高度、解体碎片属性和解体碎片姿态；
所述解体条件准则包括：高度准则：即设定在某一高度值发生某种形式的解体过程熔融准则：即设定金属材料在熔融温度发生某种形式的解体过程；热解准则：即设定复合材料在热解温度完全热解后发生某种形式的解体过程；温度准则：即认为物面温度达到某一设定值将发生某种形式的解体过程；热流准则：即认为累积热流或瞬时热流达到某一设定值将发生某种形式的解体过程；动压准则：即认为动压达到某一设定值将发生某种形式的解体过程；综合准则：上述两种或多种准则的综合，可包括权重和、任一准则达成、全体准则达成等；上述熔融准则及热解准则是温度准则和热流准则的复合形式；把熔融准则单列便于对在目前的航天器结构材料中占比最大的金属材料进行应用分析；把热解准则单列对在目前航天器上有特殊要求的容器类的主要材料复合材料进行应用分析。
7.如权利要求1所述的航天器再入陨落的分析预报方法，其特征在于，
所述步骤五中，气动力和气动热的分析结果作为结构应力分析的物面边界条件；结构内部热分析获得随温度变化的物性参数及温差导致的热应力；物面载荷传递应力及热应力综合作用下，根据材料总应力分布情况及相应条件下的杨氏模量、泊松比等参数，进行结构破坏的分析；
所述步骤六中，航天器部件层级解体判据参数及条件边界参数的确定与步骤三中航天器系统/子系统层级解体判据参数及条件边界参数的确定一致，其参数包括：部件层级初始位置、初始速度、继承系统/子系统层级解体时刻的参数；其余含气动力系数、大气密度及解体高度；
所述步骤七中，部件层级飞行航迹计算模拟采用三自由度弹道方程结合气动力热的快速计算方法；计算模拟过程中根据熔融烧蚀速率计及研究对象质量的衰减变化。
8.如权利要求1所述的航天器再入陨落的分析预报方法，其特征在于，所述步骤九中，航天器碎片/微粒层级的外形建模中，对其几何特征进行高度抽象；几何建模抽象基于完全归纳法原则，即可以覆盖不同的几何特征，从而覆盖体现相应的气动特性及飞行运动特性；具体做法是，碎片/微粒按几何特征分为：块、条、片；因此，航天器碎片/微粒层级的这种划分模式称为块条片模型。
9.如权利要求8所述的航天器再入陨落的分析预报方法，其特征在于，所述步骤十一中，按照块条片模型对其气动力及飞行航迹进行计算模拟，气动力采用针对块条片不同形状的气动力系数表进行插值；飞行航迹采用三自由度弹道方程进行计算模拟。
10.如权利要求9所述的航天器再入陨落的分析预报方法，其特征在于，所述步骤十二中，根据步骤十一获得的残骸碎片的航迹数据，对落区散布进行分析评估；落区范围取决于如下因素：整器及部件解体时刻飞行参数及不确定度、以及残骸碎片材质、形状和大小及其分布规律。
技术总结