繼承不復(fù)舊 創(chuàng)新不棄宗
——從航天技術(shù)工程實(shí)踐談科技創(chuàng)新

朱廣生，沈 治，李 芳，吳亞東，尹宇輝，趙亮博

（1.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院, 北京 100076；2.北京宇航系統(tǒng)工程研究所, 北京 100076；3.北京航天長征飛行器研究所, 北京 100076）

中國航天事業(yè)發(fā)展至今，走過了一條從仿制到自主研制、再到不斷創(chuàng)新和發(fā)展的道路。經(jīng)過60多年的經(jīng)驗(yàn)積累，中國航天已經(jīng)具備從“消化吸收”和“集成創(chuàng)新”走向原始創(chuàng)新道路的條件［1］。錢學(xué)森提出［2］：“我們不能人云亦云，那不是科學(xué)精神，科學(xué)精神最重要的是創(chuàng)新?！闭蛉绱?，鼓勵(lì)原始技術(shù)創(chuàng)新才是中國航天趕超世界先進(jìn)水平的正本之源，唯有創(chuàng)新才有發(fā)展。同時(shí)也必須認(rèn)識(shí)到，航天工程不允許失敗，唯有立足于成功的創(chuàng)新，才能實(shí)現(xiàn)長遠(yuǎn)發(fā)展?！肮び破涫?，必先利其器”，打造中國航天的大國重器就要走一條“繼承不復(fù)舊、創(chuàng)新不棄宗”的道路，秉承“知其然知其所以然”的求實(shí)信念。多年以來，筆者團(tuán)隊(duì)肩負(fù)強(qiáng)軍報(bào)國的使命，取得了空氣舵機(jī)動(dòng)飛行器［3］和級間分離新型地面試驗(yàn)技術(shù)［4］等重要?jiǎng)?chuàng)新成果，實(shí)現(xiàn)了高空風(fēng)場辨識(shí)技術(shù)［5］、極端氣動(dòng)熱環(huán)境測量技術(shù)［6-7］、新型氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)技術(shù)［8-9］、主動(dòng)段減載技術(shù)［10］、先進(jìn)熱防護(hù)技術(shù)［11-12］等關(guān)鍵技術(shù)的應(yīng)用與探索，促進(jìn)了裝備性能迅速發(fā)展。本文通過總結(jié)航天技術(shù)工程研制中所走過的創(chuàng)新之路，基于對實(shí)踐案例的分析，探討科技創(chuàng)新的經(jīng)驗(yàn)和路徑。

1 以獨(dú)立思考的精神探究科學(xué)問題的本質(zhì)

在航天裝備研制過程中，“保成功”的理念絕不代表著固步自封，保守地遵循已有的設(shè)計(jì)方法和產(chǎn)品結(jié)構(gòu)就只能“跟跑”，不可能實(shí)現(xiàn)“并跑”，也永遠(yuǎn)無法實(shí)現(xiàn)裝備最優(yōu)性能的“領(lǐng)跑”。從近年來國際形勢風(fēng)云變幻中也令人愈發(fā)深刻認(rèn)識(shí)到，過去那種逢事必言國外的理念難以令我們真正掌握核心技術(shù)、擺脫受制于人的局面。

帶空氣舵機(jī)動(dòng)飛行器研制中曾面臨的一個(gè)主要問題是：大攻角飛行狀態(tài)下上游激波與空氣舵產(chǎn)生的激波在舵前緣交叉從而形成激波干擾，隨之帶來的熱環(huán)境干擾是工程研制關(guān)注的焦點(diǎn)。圖1 給出了平面斜激波入射弓形激波時(shí)的6 類激波干擾示意圖［13］，其中，I～V 類干擾將帶來熱流激增，約比駐點(diǎn)熱流高出近一個(gè)量級。因此，若飛行器激波擾存在I～V 類中的任何一種，都將給大動(dòng)壓條件下機(jī)動(dòng)飛行帶來極大困難。在研制初期，通過調(diào)研了解到的國外研究中有關(guān)“頭部激波不允許打到空氣舵”的斷言更是進(jìn)一步給國內(nèi)工程實(shí)踐帶來極大制約。而當(dāng)飛行馬赫數(shù)進(jìn)一步提高后，由于中國當(dāng)時(shí)的風(fēng)洞暫不具備試驗(yàn)條件，使得國外的學(xué)術(shù)結(jié)論成為工程設(shè)計(jì)的基本依據(jù)。為規(guī)避風(fēng)險(xiǎn)，在初期實(shí)驗(yàn)中對該型飛行器的攻角做了較大限制。但這種并非基于實(shí)證的限制無疑約束了對飛行器性能的挖掘。出于對科學(xué)問題本質(zhì)的追求，本著不人云亦云、求真務(wù)實(shí)的態(tài)度，對該問題進(jìn)行獨(dú)立自主的分析和實(shí)踐。

圖1 6 類激波干擾示意圖[13]Fig.1 Six types of shock waver inference[13]

針對飛行器氣動(dòng)布局，可以將其流場簡化為以下上游激波與后掠翼前緣激波干擾下的流動(dòng)結(jié)構(gòu)，如圖2 所示。上游激波與翼前緣根部產(chǎn)生的斜激波相交后，因斜激波波后氣流和來流壓強(qiáng)不相等，相交點(diǎn)以上的來流被迫產(chǎn)生第二道斜激波。斜激波后的下游區(qū)域可能出現(xiàn)激波或膨脹波，但具體是激波還是膨脹波取決于兩道斜激波后的氣流靜壓是否相等、流動(dòng)方向是否一致。對于大后掠翼的激波干擾，由于激波角相差不大，但第一道激波波后氣體經(jīng)過了包含上游激波在內(nèi)兩次激波壓縮，比第二道激波波后的靜壓更高。為滿足接觸面的2 個(gè)條件，翼前緣根部斜激波后部氣流必定膨脹以降低其壓力。

圖2 翼前緣第Ⅵ類激波干擾[3]Fig.2 Type Ⅵof shock wave inference ahead of the wing leading-edge[3]

在定性分析的基礎(chǔ)上還需結(jié)合具體的流動(dòng)參數(shù)進(jìn)行定量的計(jì)算，根據(jù)斜激波壓力關(guān)系式以及一定的工程簡化，可以推導(dǎo)出兩道斜激波波后壓強(qiáng)的比值近似滿足以下關(guān)系［3］

式中物理量含義可參見文獻(xiàn)［3］。

基于以上規(guī)律可以得到，當(dāng)來流馬赫數(shù)和頭激波偏轉(zhuǎn)角大于一定范圍時(shí)，后掠翼前緣激波下游的流動(dòng)必然為膨脹波及其反射波系。依據(jù)該分析結(jié)果，在之后數(shù)次試驗(yàn)中不斷放寬限制，成功破除了“頭部激波不允許打到空氣舵”的約束條件。

2 以實(shí)踐與理論的結(jié)合進(jìn)行技術(shù)研究的探索

科學(xué)的研究離不開哲學(xué)的指導(dǎo)，創(chuàng)新思路也常常來源于對事物的辯證認(rèn)識(shí)。如果能夠善于挖掘物理現(xiàn)象背后的有用信息，從而加以實(shí)踐，那么即使是有所失誤也可能成為創(chuàng)新的源泉。

封閉式級間熱分離過程中級間段內(nèi)存在顯著的氣體壓強(qiáng)瞬時(shí)高動(dòng)態(tài)變化，影響結(jié)構(gòu)產(chǎn)品及分離火工品的環(huán)境適應(yīng)性。傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法中一般通過發(fā)動(dòng)機(jī)-分離裝置-伺服系統(tǒng)的傳統(tǒng)試車試驗(yàn)進(jìn)行考核，但此種方法因需要真實(shí)狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)品導(dǎo)致試驗(yàn)周期長、代價(jià)高。而作為封閉式級間熱分離過程，其本質(zhì)就是氣流在封閉的激波管反射振蕩的過程?；趯α鲃?dòng)本質(zhì)的理解，提出了激波管理論和非定常流動(dòng)理論指導(dǎo)下級間分離過程模擬的試驗(yàn)方案，即采用激波管模擬試驗(yàn)替代傳統(tǒng)的試車試驗(yàn)方法［4］。

圖3 給出了試驗(yàn)裝置示意圖，即利用爆炸激波管流動(dòng)的非定常特性，使起爆火藥產(chǎn)生的高溫高壓氣體經(jīng)過整流后打開模擬發(fā)動(dòng)機(jī)堵片、進(jìn)入級間段艙內(nèi)。試驗(yàn)以發(fā)動(dòng)機(jī)堵片時(shí)刻的壓強(qiáng)短時(shí)出現(xiàn)平穩(wěn)上升段為模擬標(biāo)準(zhǔn)，根據(jù)壓強(qiáng)的變化確定合理的級間分割與分離指令。

圖3 基于爆炸激波管的級間分離試驗(yàn)平臺(tái)[4]Fig.3 Staging experiment platform based on detonation tube[4]

試驗(yàn)?zāi)M的等效性在于：若入口總壓及噴管內(nèi)形面與真實(shí)狀態(tài)一致，則出口馬赫數(shù)可等效模擬，但考慮到總溫難以保持一致，因而按照流量公式，總溫的差異可由流量彌補(bǔ)。該試驗(yàn)首先進(jìn)行不分離狀態(tài)下單級間段殼體的“憋壓”試驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)了傳統(tǒng)試驗(yàn)所不及的殼體動(dòng)強(qiáng)度考核，而且從“憋壓”的級間段內(nèi)氣體壓強(qiáng)曲線的規(guī)律上認(rèn)識(shí)到了堵片打開瞬間壓強(qiáng)急劇上升、之后又線性緩慢上升的原因，建立了級間段壓力非定常變化的相似律，認(rèn)清了激波管試驗(yàn)、傳統(tǒng)地面試驗(yàn)與飛行試驗(yàn)狀態(tài)下的天地差異［14］。經(jīng)過理論推導(dǎo)，上述3 種試驗(yàn)狀態(tài)下的氣體壓強(qiáng)p隨時(shí)間t的變化可統(tǒng)一近似表示為兩段線性增長的曲線，如圖4 所示。圖中，Te為氣體溫度趨于穩(wěn)定時(shí)與初始時(shí)刻溫度的比值，p0為初始時(shí)刻壓強(qiáng)，兩者乘積Tep0表征了出現(xiàn)拐點(diǎn)時(shí)的氣體壓力；a12t*為級間段溫度趨于穩(wěn)定的特征時(shí)間，表征了壓力變化過程出現(xiàn)拐點(diǎn)的時(shí)刻；拐點(diǎn)之后壓強(qiáng)隨時(shí)間變化導(dǎo)數(shù)可表征為k=Tep0/t*，與拐點(diǎn)前近似相差一個(gè)比例因子a12，該因子大小為a12=（γ1-1）/（γ2-2），與燃?xì)獗葻崛荼圈?和空氣比熱容比γ2有關(guān)。

圖4 級間分離爆炸激波管試驗(yàn)與傳統(tǒng)地面試驗(yàn)狀態(tài)及飛行試驗(yàn)狀態(tài)壓力變化過程對比[14]Fig.4 Comparison of the inter-stage pressure variation process among detonation tube experiment, traditional experiment and flight experiment[14]

當(dāng)采用新的激波管試驗(yàn)方法進(jìn)行分離試驗(yàn)時(shí)，用經(jīng)過“憋壓”試驗(yàn)的同一產(chǎn)品實(shí)施分離，不僅證明了理論分析的正確性，而且用同一套產(chǎn)品實(shí)現(xiàn)了時(shí)序選擇、殼體與火工品的動(dòng)強(qiáng)度和級間分離的3 種狀態(tài)的考核。與傳統(tǒng)地面試驗(yàn)相比，爆炸激波管模擬級間分離試驗(yàn)方法具有可重復(fù)性好、成本低廉、試驗(yàn)周期短以及驗(yàn)證工況可覆蓋飛行極限等突出優(yōu)勢。筆者團(tuán)隊(duì)也由此探索出復(fù)雜系統(tǒng)產(chǎn)品驗(yàn)收與鑒定的新模式，從設(shè)計(jì)源頭控制風(fēng)險(xiǎn)。同時(shí)，從該試驗(yàn)方法中也衍生了級間段網(wǎng)絡(luò)分離方案的地面試驗(yàn)驗(yàn)證手段，達(dá)到了上面級減重、速度提升的優(yōu)化效果，促進(jìn)了設(shè)計(jì)水平的提升。

3 以系統(tǒng)工程的方法破解性能提升的瓶頸

科學(xué)是有規(guī)律的，不同專業(yè)的核心關(guān)注點(diǎn)不同，但是其科學(xué)規(guī)律是相通的。航天裝備總體設(shè)計(jì)是一個(gè)復(fù)雜的系統(tǒng)工程，突出表現(xiàn)為多學(xué)科與新技術(shù)的綜合、軟硬復(fù)雜系統(tǒng)的集成、性能高要求與研制高風(fēng)險(xiǎn)的均衡。這就要求其所涉及的不同領(lǐng)域、專業(yè)和學(xué)科相互交織、相互融合，追求多目標(biāo)的綜合優(yōu)化。

在某火箭的研制飛行中，曾發(fā)生過級間分離過程中發(fā)動(dòng)機(jī)伺服跟蹤響應(yīng)與控制指令短時(shí)間偏差較大、個(gè)別時(shí)刻出現(xiàn)噴管擺動(dòng)限位的情況。該現(xiàn)象雖未影響到試驗(yàn)結(jié)果，但不放過非正常的異?，F(xiàn)象是工程科技人員必須具備的科學(xué)素養(yǎng)。就此現(xiàn)象而言，噴管擺動(dòng)限位可能引起噴管結(jié)構(gòu)或伺服機(jī)構(gòu)的損壞，將對后續(xù)飛行帶來極大隱患。如何采取有效措施確保這一現(xiàn)象不再發(fā)生給筆者團(tuán)隊(duì)提出了挑戰(zhàn)。

通過分析伺服機(jī)構(gòu)響應(yīng)曲線，推算出噴管擺動(dòng)角速度達(dá)到130（°）/s，顯著超過了伺服系統(tǒng)的限幅值，表明該現(xiàn)象不可能是由伺服機(jī)構(gòu)正常控制所為，說明噴管受到了較強(qiáng)的干擾力矩。按照故障樹模式排除了分離環(huán)節(jié)各分系統(tǒng)產(chǎn)品發(fā)生故障的可能性后，懷疑這一異?，F(xiàn)象與噴管中復(fù)雜流場結(jié)構(gòu)導(dǎo)致的側(cè)向干擾力有關(guān)。對于噴管流動(dòng)分離過程引起的側(cè)向力，國內(nèi)外均已開展了一系列的研究。其中，一種引起側(cè)向力的機(jī)理是在級間分離過程中由于受下面級發(fā)動(dòng)機(jī)前封頭的阻塞影響，噴管出口背壓較高，噴管內(nèi)流動(dòng)為過膨脹狀態(tài)。此時(shí)噴管內(nèi)出現(xiàn)的正激波或斜激波將使下游壓力升高從而誘導(dǎo)噴管內(nèi)流動(dòng)分離，如圖5（a）所示；當(dāng)流動(dòng)分離在噴管內(nèi)為非對稱分布時(shí)，將造成噴管內(nèi)型面壓力分布不均形成側(cè)向干擾力，如圖5（b）所示。

圖5 下游存在前封頭狀態(tài)下過膨脹噴管流動(dòng)分離示意圖[15]Fig.5 Separation in over-expanded nozzles with restricted exit flow[15]

這種側(cè)向力具有持續(xù)時(shí)間短、隨機(jī)性強(qiáng)、對幾何構(gòu)型和觸發(fā)機(jī)理高度敏感等特點(diǎn)，目前仍缺乏可靠的工程計(jì)算方法。為此開展了非定常流動(dòng)數(shù)值仿真研究，通過分析流場發(fā)現(xiàn)，在級間分離過程中噴管內(nèi)呈現(xiàn)包含正激波、膨脹波、斜激波、超聲速射流以及分離渦的復(fù)雜流動(dòng)結(jié)構(gòu)，如圖6（a，b）所示。當(dāng)噴管擺動(dòng)角度取為飛行試驗(yàn)真實(shí)狀態(tài)時(shí)，激波誘導(dǎo)的流動(dòng)分離呈非對稱分布，使噴管內(nèi)側(cè)壓力周向分布不均勻；在朝著噴管擺動(dòng)的方向噴管內(nèi)側(cè)壓力偏高，形成側(cè)向力，如圖6（c，d）所示。該過程持續(xù)數(shù)十毫秒左右，隨著分離間隙增大，噴管出口背壓逐步較低，激波誘導(dǎo)分離的程度隨之減弱，相應(yīng)的側(cè)向干擾力也逐步消失。

圖6 基于假想外形的級間分離過程中流場分布[15]Fig.6 Distribution of flow field during staging[15]

經(jīng)上述仿真得到的噴管所受到側(cè)向干擾力矩峰值超過了伺服負(fù)載能力，不僅驗(yàn)證了文獻(xiàn)中提到的流動(dòng)分離引起側(cè)向力的機(jī)理，更進(jìn)一步揭示了噴管擺角是影響側(cè)向力的一項(xiàng)重要因素，同時(shí)也為解決該問題提供了重要線索：即控制級間分離過程中噴管擺角大小，從而降低流動(dòng)分離的非對稱程度，使氣動(dòng)干擾力矩處于較低的水平。其中，級間分離時(shí)噴管擺動(dòng)位置由3 部分作用組成：第1 項(xiàng)是發(fā)動(dòng)機(jī)在壓力上升過程中因噴管和伺服固定部件結(jié)構(gòu)偏移的作用，稱為噴管下沉角，可導(dǎo)致噴管可用擺動(dòng)范圍變??；第2 項(xiàng)則是為了抵消下沉角影響所設(shè)置的預(yù)置擺角；第3 項(xiàng)來自與飛行控制軟件傳遞給伺服系統(tǒng)的擺動(dòng)指令，與分離前后飛行時(shí)序、下沉角補(bǔ)償方案以及姿控網(wǎng)絡(luò)相關(guān)。針對這幾項(xiàng)因素，筆者團(tuán)隊(duì)組織氣動(dòng)、動(dòng)力、姿控、分離等多專業(yè)科研人員按照系統(tǒng)工程的思路開展了多學(xué)科論證，通過非定常流動(dòng)數(shù)值仿真、下沉角影響因素偏差梳理、半實(shí)物飛行仿真等工作完成了預(yù)置擺角、飛行時(shí)序和控制網(wǎng)絡(luò)的聯(lián)合優(yōu)化，確保了噴管擺角引起的氣動(dòng)干擾力矩不超過伺服能力。經(jīng)采用上述聯(lián)合優(yōu)化方案，徹底解決了性能提升的重要瓶頸。

4 結(jié) 論

航空航天工程不允許失敗，回顧多年的工程研制經(jīng)驗(yàn)，其中給人感受最為深刻的是如何在確保成功的條件下進(jìn)行創(chuàng)新。對于正在從事或?qū)⒁獜氖潞娇蘸教煅b備事業(yè)的青年學(xué)者而言，在精透自己本專業(yè)技術(shù)和規(guī)律的同時(shí)，還要不斷拓展自己的知識(shí)面，把控和掌握不同學(xué)科專業(yè)的基礎(chǔ)要點(diǎn)以及規(guī)律，這樣才能做到融會(huì)貫通，駕馭工程系統(tǒng)的全局，才能從“確保成功”邁向“必然成功”的自由王國。對于工程研制的掌舵人，更應(yīng)當(dāng)有預(yù)見和發(fā)現(xiàn)新技術(shù)的敏感嗅覺，深入思考提升裝備系統(tǒng)性能的新方案。不僅要保成功，而且有責(zé)任和義務(wù)為更先進(jìn)的裝備設(shè)計(jì)謀創(chuàng)新。

時(shí)逢南京航空航天大學(xué)喜迎建校70 周年華誕，謹(jǐn)以本文總結(jié)筆者團(tuán)隊(duì)在航空航天工程中的創(chuàng)新實(shí)踐，希望拋磚引玉，引發(fā)對航空航天前沿技術(shù)創(chuàng)新發(fā)展的思考。