機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速技術(shù)跨亞聲速段二次展開

侯向陽 張紅英 張鵬 桂蜀旺 侯硯澤

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機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速技術(shù)跨亞聲速段二次展開

侯向陽1,2張紅英1張鵬2桂蜀旺1侯硯澤2

（1 南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京 210016）（2 中國空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094）

文章提出了采用沿輻條方向增加伸縮桿、柔性承力罩及彈性單元的方式實(shí)現(xiàn)機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速技術(shù)二次展開的結(jié)構(gòu)方案，并針對(duì)二次展開氣動(dòng)外形分別從彈道軌道、升阻比及俯仰力矩系數(shù)等方面開展了跨亞聲速段減速效果、升阻特性及靜穩(wěn)定性研究。研究顯示：二次展開狀態(tài)的減速效果明顯優(yōu)于一次展開狀態(tài)；二次展開狀態(tài)的升阻比隨攻角及馬赫數(shù)變化規(guī)律與一次展開狀態(tài)一致；小攻角范圍內(nèi)兩狀態(tài)的升阻比變化不大，大攻角范圍內(nèi)兩狀態(tài)的升阻比差異明顯；二次展開狀態(tài)在跨亞聲速段存在唯一的靜穩(wěn)定點(diǎn)，且該點(diǎn)的靜穩(wěn)定性強(qiáng)于一次展開狀態(tài)。研究表明：機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速技術(shù)采用二次展開方案能夠?qū)崿F(xiàn)在跨亞聲速段繼續(xù)減速和姿態(tài)穩(wěn)定的目的，二次展開方案在機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速技術(shù)上的應(yīng)用具備工程可行性。文章為機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速技術(shù)二次展開方案工程化實(shí)施奠定了基礎(chǔ)。

機(jī)械式可展開 氣動(dòng)減速技術(shù) 二次展開減速效果 升阻比 靜穩(wěn)定性 航天器進(jìn)入與再入

0 引言

隨著航天事業(yè)的高速發(fā)展，一種新型的可展開氣動(dòng)減速技術(shù)以其受火箭包絡(luò)約束小、減速效果好、過載及熱流密度低、拓展性強(qiáng)等優(yōu)勢已被應(yīng)用到地外星體進(jìn)入和地球再入返回領(lǐng)域。這種可展開氣動(dòng)減速技術(shù)按照展開形式及驅(qū)動(dòng)方式分為充氣式[1-3]和機(jī)械式[4-8]兩類，其應(yīng)用模式大致有兩種[9-14]：一種是在高超聲速及超聲速段利用一次展開形成的柔性氣動(dòng)面減速、防熱，當(dāng)速度減至氣動(dòng)熱影響較小的跨/亞聲數(shù)段時(shí)接近于勻速，再利用減速傘或反推發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行二次減速及姿態(tài)穩(wěn)定性維持。這種模式的一次展開面積相對(duì)較小，高速段氣動(dòng)面構(gòu)型穩(wěn)定性控制及柔性防熱材料研制易實(shí)現(xiàn)，但需配置減速傘或推進(jìn)系統(tǒng)，增加了系統(tǒng)復(fù)雜程度、成本及質(zhì)量；另一種是利用一次展開形成的面積“足夠大”的柔性氣動(dòng)面來實(shí)現(xiàn)全流域減速及高速段防熱。這種模式的系統(tǒng)相對(duì)簡單，但因?yàn)檎归_面積較大，增加了高速段柔性氣動(dòng)面構(gòu)型穩(wěn)定性控制難度及柔性防熱材料研制難度[13]。

為克服以上兩種模式的缺點(diǎn)，國內(nèi)外學(xué)者提出了“在高超聲速及超聲速段采用一次展開形成的氣動(dòng)面進(jìn)行減速、防熱；在跨/亞聲數(shù)段采用氣動(dòng)面二次展開繼續(xù)減速”的應(yīng)用新模式，但目前該模式的研究與應(yīng)用主要聚焦在充氣式上[1-3,13,14]，對(duì)于機(jī)械式二次展開研究尚無公開報(bào)道。

因此，為拓寬可展開氣動(dòng)減速技術(shù)二次展開研究的技術(shù)途徑，探索二次展開在機(jī)械式上應(yīng)用的可行性，本文提出一種機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速技術(shù)二次展開結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案，并針對(duì)該方案氣動(dòng)外形，分別從彈道軌道、升阻比及俯仰力矩系數(shù)等方面開展跨亞聲速段減速效果、升阻特性及靜穩(wěn)定性初步研究。本文研究內(nèi)容及結(jié)論為機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速技術(shù)二次展開后續(xù)深入研究及工程化實(shí)施奠定了基礎(chǔ)。

1 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案

機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速技術(shù)一次展開形成的氣動(dòng)面主要由主體、剛性防熱頭錐、連接桿、半剛性防熱層及輻條組成，如圖1（a）所示。實(shí)現(xiàn)二次展開最直接的設(shè)計(jì)方案是沿輻條方向增加伸縮桿及柔性承力罩，如圖1（b）所示。具體如下：

將輻條設(shè)計(jì)成一個(gè)空腔結(jié)構(gòu)，內(nèi)部安裝彈性單元和切割器，伸縮桿“插入”輻條空腔內(nèi)鎖緊固定；柔性承力罩具有極強(qiáng)的可折疊性，二次展開前壓縮在半剛性防熱層邊緣，其一端與半剛性防熱層縫合，另兩側(cè)連接伸縮桿。當(dāng)機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速系統(tǒng)速度減小至跨亞聲速時(shí)，切割器切斷伸縮桿與輻條空腔的連接，伸縮桿在彈性單元的驅(qū)動(dòng)作用下沿輻條方向伸出，從而帶動(dòng)柔性承力罩展開，實(shí)現(xiàn)機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速技術(shù)二次展開，如圖1（c）所示。二次展開后的柔性承力罩與一次展開的半剛性防熱層共同形成一個(gè)面積“足夠大”的新氣動(dòng)面完成跨亞聲速段的繼續(xù)減速及姿態(tài)穩(wěn)定。

圖1 二次展開結(jié)構(gòu)方案

機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速技術(shù)一次展開后的氣動(dòng)外形為球錐構(gòu)型，系統(tǒng)質(zhì)量為球頭半徑為、氣動(dòng)面直徑為1、半錐角為、剛性防熱頭錐直徑為、向高度為、氣動(dòng)面高度為1，質(zhì)心位于對(duì)稱軸上且高度為cg，如圖2（a）所示；二次展開后的新氣動(dòng)外形仍為球錐構(gòu)型，除新氣動(dòng)面直徑為2=1.421，新氣動(dòng)面高度為2=1.421外，其他參數(shù)不變，如圖2（b）所示。

圖2 機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速技術(shù)氣動(dòng)面示意

2 減速效果分析

為便于比較和描述，本文采用兩個(gè)狀態(tài)進(jìn)行對(duì)比分析，即：狀態(tài)I為跨亞聲速段仍采用（高）超聲速段一次展開形成的氣動(dòng)面進(jìn)行繼續(xù)減速，狀態(tài)II為跨亞聲速段采用在狀態(tài)I的基礎(chǔ)上經(jīng)二次展開形成的氣動(dòng)面進(jìn)行減速，其中一次展開的氣動(dòng)外形及相關(guān)參數(shù)如圖2（a）所示，二次展開的氣動(dòng)外形及相關(guān)參數(shù)如圖2（b）所示。

圖3為兩個(gè)狀態(tài)在攻角為0°狀態(tài)下跨亞聲速段彈道軌道計(jì)算曲線，從計(jì)算結(jié)果看出：在同一高度或同一再入時(shí)間下，狀態(tài)II（二次展開）的再入速度明顯小于狀態(tài)I（一次展開）的再入速度。這主要是氣動(dòng)面增大后，氣動(dòng)阻力隨之增加的緣故。

圖3 彈道分析

這一現(xiàn)象還可以用描述維持系統(tǒng)速度能力的彈道系數(shù)進(jìn)一步解釋：

式中為氣動(dòng)面投影面積；d為阻力系數(shù)。

圖4為根據(jù)式（1）計(jì)算得到的兩種狀態(tài)在不同馬赫數(shù)下的彈道系數(shù)，從圖4看出，即使兩狀態(tài)的阻力系數(shù)d有所波動(dòng)，但由于狀態(tài)II的氣動(dòng)面投影面積明顯大于狀態(tài)I，導(dǎo)致狀態(tài)II的彈道系數(shù)m在整個(gè)跨亞聲速段小于狀態(tài)I，說明狀態(tài)II維持原速度的能力更弱、減速效果更優(yōu)。

圖4 彈道系數(shù)曲線

由此可以證明：當(dāng)機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速系統(tǒng)的減速效果明顯減弱時(shí)，采用二次展開可再次提高系統(tǒng)的減速能力、實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)二次減速。

3 氣動(dòng)特征分析

3.1 升阻特征

圖5為兩個(gè)狀態(tài)在不同馬赫數(shù)條件下的升阻比/隨攻角變化曲線。

通過分析可知：在不同馬赫數(shù)下，狀態(tài)II（二次展開）的升阻比/隨著攻角變化的趨勢是先減小、后增大然后又減小；在小攻角（0°~50°）及大攻角（150°~180°）范圍內(nèi)，狀態(tài)II的升阻比/受馬赫數(shù)變化影響不明顯，而在50°~150°攻角范圍內(nèi)，其升阻比/隨馬赫數(shù)的減小而增加。以上狀態(tài)II的規(guī)律，狀態(tài)I（一次展開）亦然。

進(jìn)一步比較可知：相同馬赫數(shù)條件下，在（0°~90°）攻角范圍內(nèi)，兩狀態(tài)的升阻比/曲線重合度較高，表明狀態(tài)II保留了狀態(tài)I的升阻特性。而在（90°~180°）攻角范圍內(nèi)，兩狀態(tài)的升阻比/曲線重合度較差。這是因?yàn)?，在?°~90°）攻角范圍內(nèi)，兩個(gè)方案的迎風(fēng)面主要是球錐構(gòu)型，鈍度比的變化（狀態(tài)I的鈍度比為/1、狀態(tài)II的鈍度比為/2）對(duì)系統(tǒng)升阻比變化率Δ(/)的影響相當(dāng)小，不超過1%[15]。而當(dāng)攻角擴(kuò)大到（90°~180°）范圍時(shí)，圖2中所示的主體部分對(duì)流場影響逐漸明顯，由于兩個(gè)狀態(tài)的氣動(dòng)面高度不同（狀態(tài)I的氣動(dòng)面高度為1、狀態(tài)II的氣動(dòng)面高度為2），則它們的主體部分對(duì)流場影響程度也不同，所以兩狀態(tài)的升阻比/表現(xiàn)出不同。

圖5 升阻比曲線

3.2 靜穩(wěn)定性

圖6為兩個(gè)狀態(tài)在不同馬赫數(shù)條件下的俯仰力矩系數(shù)m隨攻角變化曲線，從圖中看出：

狀態(tài)I（一次展開）在=0°和180°處滿足式（2），即表示狀態(tài)I在跨亞聲速段存在兩個(gè)靜穩(wěn)定點(diǎn)，這在工程上是不希望出現(xiàn)的。而采用二次展開后，僅在=0°處滿足式（2），即表示狀態(tài)II在跨亞聲速段存在唯一的靜穩(wěn)定點(diǎn)，能保持0°攻角再入。

從圖6進(jìn)一步發(fā)現(xiàn)，在不同馬赫數(shù)下，狀態(tài)II在=0°處的斜率絕對(duì)值大于狀態(tài)I在=0°處的斜率絕對(duì)值，即：

這說明狀態(tài)II在=0°處的靜穩(wěn)定性更強(qiáng)。

圖6 俯仰力矩系數(shù)曲線

由此可以證明：二次展開具備保證機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速技術(shù)在跨亞聲速段僅存在唯一的靜穩(wěn)定點(diǎn)，且使該點(diǎn)靜穩(wěn)定性更強(qiáng)的能力。

4 結(jié)束語

本文提出了一種機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速技術(shù)二次展開結(jié)構(gòu)方案，并針對(duì)二次展開的氣動(dòng)外形開展了跨亞聲速段減速效果、升阻特性及靜穩(wěn)定性研究，得出結(jié)論如下：

1）二次展開狀態(tài)的減速效果明顯優(yōu)于一次展開狀態(tài)；

2）二次展開狀態(tài)的升阻比隨攻角及馬赫數(shù)變化規(guī)律與一次展開狀態(tài)一致。在小攻角范圍內(nèi)，兩狀態(tài)的升阻比變化不大，狀態(tài)II保留了狀態(tài)I的升阻特性。大攻角范圍內(nèi)，兩狀態(tài)的升阻比差異明顯；

3）二次展開狀態(tài)在跨亞聲速段存在唯一的靜穩(wěn)定點(diǎn)，且該點(diǎn)的靜穩(wěn)定性強(qiáng)于一次展開狀態(tài)；

4）機(jī)械式可展開氣動(dòng)減速技術(shù)采用二次展開方案能夠?qū)崿F(xiàn)在跨亞聲速段繼續(xù)減速和姿態(tài)穩(wěn)定的目的。

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（編輯：劉穎）

Research on Second Deployment of Mechanical Deployable Aerodynamic Deceleration Technology in the Transonic and Subsonic Stages

HOU Xiangyang1,2ZHANG Hongying1ZHANG Peng2GUI Shuwang1HOU Yanze2

（1 Ministerial Key Discipline Laboratory of Advanced Design Technology of Aircraft, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China） （2 Institute of Manned Space System Engineering, China Academy of Space Technology, Beijing 100094, China）

This paper presents a second deployment scheme of mechanical deployable aerodynamic deceleration technology, by means of adding a lengthening rod, a flexible bearing cover and an elastic unit along the direction of the ribs. Using the aeroshell of second deployment, this paper studies the deceleration effect, lift-to-drag characteristics and static stability in the transonic and subsonic stages through three aspects, including trajectory, lift-to-drag ratio and pitching moment coefficient. The results show that the deceleration effect of the second deploymentstateis obviously better than first deployment state. Secondly, the law of the lift-to-drag ratio in the second deployment state varies with the angle of attack and Mach number is consistent with the first deployment state. Thirdly, the lift-to-drag ratios of two deployment state have little change in the range of small angle of attack, and the difference between the lift-to-drag ratios of two deployment states are obvious in the range of large angle of attack. Finally, the second deployment state has a unique static stability point, and its stability is better than the first deployment state in the transonic and subsonic stages. The study indicates that the mechanical deployable aerodynamic deceleration technology can achieve the purpose of continuing deceleration and attitude stabilization by using the second deployment scheme in the transonic and subsonic stages, and the application of second deployment scheme in mechanical deployable aerodynamic deceleration technology has engineering feasibility. The content of this paper laid the foundation for the implementation of second deployment scheme of mechanical deployable aerodynamic deceleration technology.

smechanical deployment; aerodynamic deceleration technology; second deployment; deceleration effect; lift-to-drag ratio; static stability; spacecraft entry and re-entry

V423.6

A

1009-8518(2018)02-0001-07

10.3969/j.issn.1009-8518.2018.02.001

2017-12-07

國家重大科技專項(xiàng)工程

侯向陽，男，1976年生，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)楹教炱飨到y(tǒng)設(shè)計(jì)、氣動(dòng)設(shè)計(jì)及總裝集成設(shè)計(jì)。E-mail：m13683344423@163.com。張鵬，男，1982年生，2011年獲華中科技大學(xué)固體力學(xué)專業(yè)博士學(xué)位，研究方向?yàn)楹教炱飨到y(tǒng)設(shè)計(jì)、氣動(dòng)設(shè)計(jì)及總裝集成設(shè)計(jì)。E-mail：zhangpeng01061014@163.com。