唐小偉 張順玉 黨雷寧 石衛(wèi)波 李志輝

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，綿陽(yáng) 621000）

0 引言

隨著航天科技的不斷發(fā)展，對(duì)各相關(guān)學(xué)科的研究需求越來(lái)越迫切。其中，航天器的再入（地球）或進(jìn)入（地外天體）過(guò)程，是航天科技的一個(gè)重要研究領(lǐng)域及重要環(huán)節(jié)[1]。我國(guó)“載人航天工程”和“探月工程”的全面實(shí)施，凸顯出再入/進(jìn)入技術(shù)在航天領(lǐng)域的重要地位。

目前受到廣泛關(guān)注的進(jìn)入、減速和著陸（entry，descent and landing，EDL）技術(shù)，即是研究航天器沿其運(yùn)行軌道直接進(jìn)入或變軌離開(kāi)它原來(lái)運(yùn)行的軌道，沿轉(zhuǎn)變后的軌道進(jìn)入其要著陸的天體，若存在大氣層則需安全通過(guò)并利用大氣減速，最終在天體表面順利著陸。

常規(guī)的再入/進(jìn)入過(guò)程，一般情況下涉及兩種目的：軟著陸或攻擊。以軟著陸為目的的再入/進(jìn)入過(guò)程對(duì)應(yīng)的是航天探索研究及返回需要方面的應(yīng)用[2-3]；以攻擊為目的的再入/進(jìn)入過(guò)程對(duì)應(yīng)的是武器性質(zhì)的各類彈道導(dǎo)彈的中段及末段飛行[4-6]。EDL技術(shù)可歸為第一種常規(guī)的再入/進(jìn)入過(guò)程。

本文的關(guān)注點(diǎn)為非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題，既不是EDL技術(shù)，也不是以攻擊為目的的再入/進(jìn)入過(guò)程，而是針對(duì)結(jié)束工作后的各級(jí)助推器或運(yùn)載器殘骸、失效衛(wèi)星或其它在軌運(yùn)行人造飛行物墜落等非功能性再入/進(jìn)入情況。目前，繞地球運(yùn)行的人造飛行物數(shù)量成千上萬(wàn)，不時(shí)有失效衛(wèi)星墜落的情況出現(xiàn)。截至2010年12月底，有6 351個(gè)航天器被送入軌道，累計(jì)質(zhì)量6 700t，尺度10cm以上的空間碎片近2×104個(gè)[7]。此外，某些大型發(fā)射任務(wù)中，上面級(jí)助推器殘骸的高速墜入也是需要對(duì)其形態(tài)變化和落點(diǎn)散布進(jìn)行評(píng)估的，以便組織地面人員疏散和為殘骸搜尋提供依據(jù)。這些情況都為非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題的研究提出了實(shí)際需求。國(guó)內(nèi)外針對(duì)空間碎片及無(wú)控航天器再入進(jìn)行了一些研究工作[8-14]，結(jié)合這些工作的特點(diǎn)和經(jīng)驗(yàn)，這里重點(diǎn)提出“非常規(guī)再入/進(jìn)入”概念，并闡釋、梳理相關(guān)技術(shù)問(wèn)題和研究途徑，以便于系統(tǒng)性地推進(jìn)這類研究工作。

非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題涉及的學(xué)科知識(shí)與常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題類似，重點(diǎn)針對(duì)飛行器穿越大氣層時(shí)的情況（即隕落，對(duì)應(yīng)的飛行物稱為隕落體），涉及復(fù)雜的氣動(dòng)力、熱作用和飛行彈道的相互影響。目前，我們已針對(duì)地球大氣環(huán)境，初步建立了一套針對(duì)非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題的基本計(jì)算分析方法和軟件，并進(jìn)行了若干實(shí)際應(yīng)用[15]。本文一方面對(duì)非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題進(jìn)行描述，同時(shí)對(duì)計(jì)算分析方法進(jìn)行簡(jiǎn)介，希望藉此引起同行關(guān)注，為航天科技事業(yè)奉獻(xiàn)綿薄之力。

1 非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題概述

非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題面臨的三個(gè)亟需解決的具體問(wèn)題：

1）落點(diǎn)散布問(wèn)題。除了完全動(dòng)力控制的軟著陸外，落點(diǎn)散布分析是各類再入/進(jìn)入飛行面臨的共性問(wèn)題。非常規(guī)再入/進(jìn)入基本屬于無(wú)控狀態(tài)飛行，其落點(diǎn)散布評(píng)估更是一個(gè)典型的問(wèn)題。多級(jí)火箭助推的運(yùn)載器或繞地人造飛行物的墜落，都需要對(duì)其落點(diǎn)散布進(jìn)行推算，以針對(duì)性地組織地面人員疏散和對(duì)殘骸進(jìn)行搜尋。通常情況下，隕落體在飛行過(guò)程中受到強(qiáng)大的氣動(dòng)力/熱作用，往往會(huì)解體分成若干碎片，此時(shí)對(duì)落點(diǎn)散布的估計(jì)將變得更加復(fù)雜。

2）隕落體損毀情況。從技術(shù)保密安全角度考慮，需要對(duì)隕落體損毀情況進(jìn)行適當(dāng)?shù)呐卸?；落點(diǎn)散布的估計(jì)也和隕落體損毀情況密切相關(guān)。隕落體損毀情況的判定一般包括如下幾個(gè)方面：①幾何形狀變化；②材料物性或部件功能變化；③解體碎片和隕落體情況。幾何形狀變化的主要原因是氣動(dòng)熱作用導(dǎo)致金屬材料的軟化熔融和復(fù)合材料的熱解燒蝕；材料物性或部件功能變化主要也取決于氣動(dòng)熱作用；解體碎片和隕落體情況與其受到的氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱作用均有關(guān)系，同時(shí)也是物性變化及幾何外形變化的直接結(jié)果。氣動(dòng)加熱會(huì)使隕落體材料強(qiáng)度變化甚至熔融，氣流剪切或飛行速度劇變引起的大過(guò)載均可能撕裂隕落體使之解體。上述三方面的損毀情況可能同時(shí)發(fā)生也可能有時(shí)間先后，需根據(jù)實(shí)際情況具體分析。一般說(shuō)來(lái)，隕落體的損毀過(guò)程是一個(gè)隨機(jī)過(guò)程，存在相當(dāng)?shù)牟淮_定性，隕落體損毀情況的分析目標(biāo)往往是給出工程上可以接受的一個(gè)較為可信的分析結(jié)果范圍。

3）特殊部件處理。對(duì)某些特殊部件，有時(shí)需要確定性更高的分析指標(biāo)。一般有兩個(gè)對(duì)立的方面：一種情況是，隕落體的某些部件或材料涉及技術(shù)核心或商業(yè)秘密等，故而希望在其被廢棄或失控墜落地面后被燒盡，不保留任何有技術(shù)線索的部分；另一種情況是，隕落體的某些部件或材料涉及目前技術(shù)條件下暫無(wú)法妥善處理的情況，最典型的如某些人造衛(wèi)星上面使用的核衰變組件，出于環(huán)境保護(hù)的原因，當(dāng)其墜落重返地球時(shí)，希望能夠被保護(hù)起來(lái)，當(dāng)有朝一日被保護(hù)組件被搜尋到后可以被適當(dāng)進(jìn)行處理。因此，無(wú)論是針對(duì)銷毀或保護(hù)的要求，需要對(duì)再入體損毀情況進(jìn)行分析評(píng)估，并結(jié)合飛行器結(jié)構(gòu)材料細(xì)致分析，不斷反饋優(yōu)化，形成最終的設(shè)計(jì)方案。

2 非常規(guī)再入/進(jìn)入過(guò)程的主要技術(shù)問(wèn)題

非常規(guī)再入/進(jìn)入過(guò)程的主要技術(shù)問(wèn)題包括飛行運(yùn)動(dòng)、氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱和結(jié)構(gòu)解體四個(gè)方面，其中氣動(dòng)熱又細(xì)分為熱環(huán)境、金屬升溫軟化熔融和復(fù)合材料熱解燒蝕三個(gè)方面。

2.1 飛行運(yùn)動(dòng)

非常規(guī)再入/進(jìn)入過(guò)程計(jì)算分析時(shí)，對(duì)隕落體飛行運(yùn)動(dòng)的求解是貫穿分析全過(guò)程的主要線索，也是分析預(yù)報(bào)建模關(guān)注的主要內(nèi)容。飛行運(yùn)動(dòng)求解可采用成熟的六自由度或三自由度彈道計(jì)算方法[16-17]，彈道方程組可采用4階Runge-Kutta法積分[18]逐步求解。

由于非常規(guī)再入/進(jìn)入過(guò)程中的飛行器（即隕落體）外形一般都比較復(fù)雜特殊，質(zhì)量特性隨形變及解體不斷變化，導(dǎo)致飛行運(yùn)動(dòng)姿態(tài)及相關(guān)的氣動(dòng)力熱作用存在極大不確定性。對(duì)于此類問(wèn)題，要獲得隕落體整體、部件或碎片的姿態(tài)變化歷程是困難的，有時(shí)也并不具備充分的工程必要性?；诖耍诜浅Ｒ?guī)再入/進(jìn)入分析預(yù)報(bào)建模時(shí)，推薦采用三自由度彈道方程進(jìn)行隕落體運(yùn)動(dòng)軌跡的求解；同時(shí)，隕落體的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)根據(jù)氣動(dòng)力特性分析，估計(jì)出隕落體一個(gè)或多個(gè)可能的靜穩(wěn)定點(diǎn)對(duì)應(yīng)姿態(tài)角，以這些靜穩(wěn)定點(diǎn)作為姿態(tài)角參數(shù)分布統(tǒng)計(jì)模型的基礎(chǔ)，對(duì)隕落體氣動(dòng)力進(jìn)行計(jì)算。

2.2 氣動(dòng)力

氣動(dòng)力問(wèn)題是隕落體再入/進(jìn)入大氣層時(shí)面臨的最重要和最復(fù)雜的技術(shù)問(wèn)題之一。非常規(guī)再入/進(jìn)入分析預(yù)報(bào)建模中，氣動(dòng)力計(jì)算分析的具體功能是提供隕落體在飛行過(guò)程中的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩?cái)?shù)據(jù)；此時(shí)，氣動(dòng)力數(shù)據(jù)主要提供飛行器阻力特性及靜穩(wěn)定性相關(guān)的結(jié)果。氣動(dòng)力計(jì)算方法根據(jù)研究對(duì)象的不同或者技術(shù)指標(biāo)的要求，可以針對(duì)性地選擇工程計(jì)算方法或數(shù)值模擬方法[19]。原則上，氣動(dòng)力計(jì)算以工程方法為主，用數(shù)值模擬進(jìn)行補(bǔ)充及典型狀態(tài)計(jì)算結(jié)果對(duì)比驗(yàn)證。氣動(dòng)力可用三階B樣條[18]對(duì)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)表插值，或直接耦合氣動(dòng)力快速計(jì)算模塊。

2.3 氣動(dòng)熱

非常規(guī)再入/進(jìn)入大氣層過(guò)程中，高超聲速飛行的隕落體必然會(huì)受到強(qiáng)烈的氣動(dòng)熱作用。氣動(dòng)熱計(jì)算根據(jù)動(dòng)壓情況進(jìn)行調(diào)用，主要反饋其對(duì)隕落體的外形影響及物性變化結(jié)果，作為解體分析判斷的依據(jù)，以及此作為氣動(dòng)力計(jì)算的重要基礎(chǔ)。

（1）熱環(huán)境

熱環(huán)境計(jì)算的主要目標(biāo)是獲得隕落體表面的對(duì)流換熱情況，或者說(shuō)即是氣動(dòng)熱流率，這是材料結(jié)構(gòu)破壞及解體分析的基礎(chǔ)。從非常規(guī)再入/進(jìn)入分析預(yù)報(bào)建模的角度出發(fā)，熱環(huán)境研究宜采用快速工程計(jì)算方法。對(duì)于再入/進(jìn)入分析預(yù)報(bào)中進(jìn)行的氣動(dòng)熱工程計(jì)算，一般對(duì)隕落體局部細(xì)節(jié)適當(dāng)簡(jiǎn)化，對(duì)隕落體迎風(fēng)面進(jìn)行軸對(duì)稱比擬假設(shè)[20]。通過(guò)采用等價(jià)體方法將有攻角和側(cè)滑角的繞流問(wèn)題轉(zhuǎn)化為單純的總攻角繞流問(wèn)題；運(yùn)用等效球錐體方法，可進(jìn)一步化為零攻角繞流問(wèn)題。通過(guò)以上變換后，可用零攻角球錐體氣動(dòng)熱計(jì)算方法來(lái)計(jì)算有攻角和帶側(cè)滑的氣動(dòng)熱問(wèn)題。對(duì)于翼/舵類部件的氣動(dòng)加熱采用二維條帶理論來(lái)計(jì)算，即把翼/舵沿機(jī)身表面截面的翼型用一鈍頭平板近似，翼/舵和機(jī)身的交界面采用三維激波/附面層干擾加熱方法計(jì)算。若有舵偏時(shí)，可將控制舵從物理駐點(diǎn)處分為上下兩個(gè)表面，將舵偏角等效為有效攻角，分別計(jì)算上下表面熱流。

（2）金屬材料軟化熔融

非常規(guī)再入/進(jìn)入大氣層內(nèi)的隕落體主要涉及壽命末期的空間軌道飛行器或上面級(jí)運(yùn)載火箭分離拋棄的殘骸等，它們絕大部分由金屬或合金材料（統(tǒng)稱為金屬材料）構(gòu)成。因此，對(duì)金屬材料軟化熔融導(dǎo)致的破壞情況進(jìn)行分析評(píng)估是非常重要的方面。在高速氣流氣動(dòng)加熱作用下，金屬材料構(gòu)件會(huì)逐漸升溫，當(dāng)溫度上升到一定程度，金屬材料會(huì)出現(xiàn)軟化現(xiàn)象；當(dāng)溫度達(dá)到熔點(diǎn)，金屬材料將發(fā)生熔融。非常規(guī)再入/進(jìn)入過(guò)程中，對(duì)金屬材料軟化熔融的分析目標(biāo)在于獲得其由于軟化或熔融而導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)破壞和解體情況。

金屬材料質(zhì)量損失率可采用熔點(diǎn)控制計(jì)算模型，由能量平衡方程來(lái)確定；金屬軟化導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞的分析則根據(jù)材料受力情況及相應(yīng)條件下的楊氏模量、泊松比等參數(shù)確定。金屬材料的傳熱計(jì)算由一般固體熱傳導(dǎo)方程進(jìn)行求解，邊界條件中除了對(duì)流換熱外，輻射換熱往往也是需要考慮的。

根據(jù)已有經(jīng)驗(yàn)，目前人造飛行物隕落大氣層時(shí)，常常作為主體結(jié)構(gòu)成分的鋁合金類材料熔點(diǎn)較低，通過(guò)熔點(diǎn)控制模型即可得出工程上適用的分析結(jié)論。對(duì)于特殊部件采用的高熔點(diǎn)合金，如鈦合金、鈮合金、鎢合金等，則需重點(diǎn)考察其溫升情況，以得出是否存在該類殘骸的判定。

（3）復(fù)合材料熱解燒蝕

雖然非常規(guī)再入/進(jìn)入大氣層內(nèi)的人造飛行物隕落體一般絕大部分由金屬材料構(gòu)成，但是仍然有部分部件是由復(fù)合材料構(gòu)成的，主要是一些氣瓶貯箱之類。復(fù)合材料在氣動(dòng)熱作用下一般要經(jīng)歷升溫、熱解和燒蝕等復(fù)雜的物理化學(xué)過(guò)程，這是非常規(guī)再入/進(jìn)入分析預(yù)報(bào)中需要重點(diǎn)關(guān)注的技術(shù)問(wèn)題。

航天工程中常用的碳基復(fù)合材料在高溫下的反應(yīng)主要考慮碳氧燃燒、碳氮化合和固態(tài)碳的升華。碳基材料的傳熱計(jì)算中，同樣基于熱傳導(dǎo)方程，并考慮熱解熱及氣化熱等熱源項(xiàng)。在給定的壓力和溫度下，根據(jù)化學(xué)反應(yīng)式和相容性條件可迭代求出組元濃度和質(zhì)量損失速率，質(zhì)量損失速率求出后，可據(jù)此求出材料燒蝕速率。計(jì)算材料燒蝕速率時(shí)，壓力由邊界層外緣參數(shù)給出，表面溫度由表面能量平衡方程確定，表面能量平衡方程則確定了邊界層和內(nèi)部熱傳導(dǎo)的邊界條件。

2.4 結(jié)構(gòu)解體

非常規(guī)再入/進(jìn)入大氣層內(nèi)的隕落體，可能呈現(xiàn)出的最明顯現(xiàn)象即是結(jié)構(gòu)失效崩潰及激烈的解體。結(jié)構(gòu)解體形成的部件或碎片形狀是氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱評(píng)估分析的幾何基礎(chǔ)；解體后部件或碎片的質(zhì)量特性及運(yùn)動(dòng)參數(shù)同時(shí)也是后續(xù)彈道預(yù)測(cè)的主要依據(jù)。如果要剖析結(jié)構(gòu)解體的細(xì)節(jié)，須基于固體力學(xué)為基礎(chǔ)的嚴(yán)格的有限元分析，融合氣動(dòng)力/熱對(duì)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的物理化學(xué)作用，并考慮其它影響因素（如重力、自旋等）的作用，通過(guò)數(shù)值模擬方法獲得每一處結(jié)構(gòu)微元體的應(yīng)變應(yīng)力，結(jié)合材料當(dāng)?shù)貤l件下的物性參數(shù)和破壞判據(jù)給出定量仿真結(jié)果。出于對(duì)非常規(guī)再入/進(jìn)入分析預(yù)報(bào)的工程實(shí)用性考慮，有必要對(duì)結(jié)構(gòu)解體的破壞性機(jī)制進(jìn)行經(jīng)驗(yàn)上和工程上的總結(jié)提煉，最終得出工程適用的快速估計(jì)和評(píng)判法則，作為分析預(yù)報(bào)建模的出發(fā)點(diǎn)。

原則上，結(jié)構(gòu)解體屬于典型的固體力學(xué)問(wèn)題，屬于固體力學(xué)中材料的應(yīng)變應(yīng)力分析技術(shù)問(wèn)題。非常規(guī)再入/進(jìn)入過(guò)程中，隕落體的力學(xué)環(huán)境分析是非常困難的技術(shù)難點(diǎn)；而且這個(gè)力學(xué)環(huán)境和氣動(dòng)加熱作用及材料類型又密切相關(guān)。根據(jù)現(xiàn)有經(jīng)驗(yàn)，可采用部件組拆法和目標(biāo)統(tǒng)計(jì)相結(jié)合的手段對(duì)結(jié)構(gòu)解體進(jìn)行建模，并根據(jù)若干基礎(chǔ)研究的成果提煉或完善相關(guān)的解體破壞判據(jù)。

3 非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題的研究策略

非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題的研究途徑和常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題的研究途徑是基本一致的。解決非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題的前提是對(duì)其飛行狀態(tài)和受力、受熱情況的分析，并以此為依據(jù)考慮相關(guān)的結(jié)構(gòu)、材料及飛行設(shè)計(jì)方案。非常規(guī)再入/進(jìn)入的隕落體諸如分離的助推器、人造衛(wèi)星等外形復(fù)雜，且一般不是設(shè)計(jì)用于在大氣中飛行的，當(dāng)其以極高速度進(jìn)入大氣層時(shí)，對(duì)其損毀和殘骸落區(qū)分布相關(guān)的飛行情況的研究存在技術(shù)分析上的復(fù)雜性。為此，有必要根據(jù)實(shí)際問(wèn)題的要求和目的，進(jìn)行系統(tǒng)分析并制定代價(jià)適中的研究策略。

由于非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題研究對(duì)象的外形和結(jié)構(gòu)復(fù)雜，涉及影響因素眾多，飛行過(guò)程具有相當(dāng)大的不確定性，因此對(duì)非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題的分析、獲得的結(jié)論不一定要求特別精細(xì)，往往也難以做到精準(zhǔn)。然而正因?yàn)槿绱?，使得?duì)該問(wèn)題的研究策略需要權(quán)衡斟酌：即如何在滿足工程需要的前提下，采用合適的計(jì)算或試驗(yàn)研究方法，獲得具有一定精度的再入/進(jìn)入情況定量評(píng)估結(jié)果，而且需確保時(shí)間上和費(fèi)用上的可行性。

研究非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題的一種技術(shù)途徑是進(jìn)行彈道—?dú)鈩?dòng)力—?dú)鈩?dòng)熱的綜合計(jì)算分析。

圖1的“彈道—?dú)鈩?dòng)力計(jì)算”流程適用于關(guān)注飛行體姿態(tài)等細(xì)節(jié)的仿真分析，要求進(jìn)行較為嚴(yán)格的氣動(dòng)力分析和六自由度彈道求解。圖2的“彈道—?dú)鈩?dòng)力—?dú)鈩?dòng)熱計(jì)算”流程側(cè)重于關(guān)注再入損毀情況、落點(diǎn)或氣動(dòng)熱嚴(yán)重作用的飛行器運(yùn)動(dòng)計(jì)算。圖2所示過(guò)程中，要進(jìn)行詳盡的氣動(dòng)力耦合是幾乎不可能也沒(méi)有必要的，于是可對(duì)氣動(dòng)力的作用邊界進(jìn)行估算，得出滿足工程需要的有用結(jié)論；同時(shí)，根據(jù)評(píng)估的配平姿態(tài)，重點(diǎn)進(jìn)行熱環(huán)境及熱破壞的計(jì)算分析，得出形變或解體等信息給后續(xù)氣動(dòng)力評(píng)估提供依據(jù)。

圖1 彈道—?dú)鈩?dòng)力計(jì)算流程Fig.1 Flow chart of calculating trajectory with aerodynamic force

圖2 彈道—?dú)鈩?dòng)力—?dú)鈩?dòng)熱計(jì)算流程Fig.2 Flow chart of calculating trajectory with aerodynamic force and heating

4 算例簡(jiǎn)析

以下算例根據(jù)前述非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題的分析原則和方法，基于建模和模擬的仿真計(jì)算分析而進(jìn)行。具體采用了作者團(tuán)隊(duì)研發(fā)的“高超聲速飛行器氣動(dòng)性能綜合計(jì)算分析軟件——HACA”[21]。針對(duì)不同的應(yīng)用需求，對(duì)研究對(duì)象和計(jì)算分析方法采取針對(duì)性的簡(jiǎn)化和近似處理。

4.1 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殘骸高速墜入

在戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)略導(dǎo)彈或大型運(yùn)載器的發(fā)射過(guò)程中，都存在多級(jí)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的墜落問(wèn)題?；诘孛姘踩蚣夹g(shù)保密的原因，往往希望對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)分離后的墜落情況進(jìn)行評(píng)估分析，具體包括：1）各級(jí)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在墜落過(guò)程中，燒蝕情況如何？2）若有解體的部件或碎片掉落地面，其落點(diǎn)散布情況如何？

圖3為一種火箭發(fā)動(dòng)機(jī)示意圖及其簡(jiǎn)化外形的表面網(wǎng)格。圖4為發(fā)動(dòng)機(jī)殘骸落點(diǎn)在地面坐標(biāo)系中的散布情況。圖4中地面坐標(biāo)系原點(diǎn)O（圖中未標(biāo)注出，在圖示區(qū)域外）設(shè)定在再入點(diǎn)的星下點(diǎn)；Y軸（圖中未示出，垂直紙面向外）沿星下點(diǎn)和再入點(diǎn)的連線方向，向上為正；X軸指向再入點(diǎn)速度方向且垂直于Y軸；Z軸指向再入點(diǎn)速度方向左側(cè)且垂直于O-XY平面。

圖3 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)及其簡(jiǎn)化外形表面網(wǎng)格Fig.3 Rocket engine and its surface grid of simplified shape

從圖4中可以看出，該火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殘骸落區(qū)范圍的中心點(diǎn)坐標(biāo)約為（59 550，–9.6）m，距設(shè)計(jì)落點(diǎn)約–1 300m（即該落點(diǎn)區(qū)域整體位于設(shè)計(jì)落點(diǎn)之前）；相對(duì)落區(qū)范圍中心點(diǎn)坐標(biāo)，發(fā)動(dòng)機(jī)殘骸在縱向（X方向）落點(diǎn)散布約±1 700m，橫向（Z方向）落點(diǎn)散布約±800m。落點(diǎn)區(qū)域的預(yù)測(cè)為地面安全防護(hù)及殘骸搜尋等提供了重要的參考數(shù)據(jù)。

圖4 落點(diǎn)散布情況Fig.4 Scattering zone of falling point

4.2 失效衛(wèi)星墜入大氣

隨著太空探索的不斷發(fā)展，目前世界各國(guó)已發(fā)射了大量的地球在軌飛行器；這些人造飛行物有的由于自然衰退或故障原因，最終會(huì)失控墜入地球大氣層。一般而言，以接近或超過(guò)第一宇宙速度墜入地球大氣層的飛行體，如果沒(méi)有采取特別的熱防護(hù)及結(jié)構(gòu)強(qiáng)化措施，在再入過(guò)程中都會(huì)面臨嚴(yán)重的熔融燒蝕及機(jī)械破壞。

這里給出一個(gè)失效人造衛(wèi)星的再入損毀情況計(jì)算分析算例。如圖5所示，衛(wèi)星包括復(fù)雜的結(jié)構(gòu)框架、若干功能組件以及其它線纜及螺栓螺母等。圖6為對(duì)衛(wèi)星部件進(jìn)行建模的部分情況。圖7為計(jì)算獲得的再入體自由分子流和稀薄過(guò)渡流區(qū)域的阻力系數(shù)相對(duì)于在對(duì)應(yīng)高度和馬赫數(shù)下的值，該阻力系數(shù)可用于再入體繞地球運(yùn)行低軌道的運(yùn)動(dòng)參數(shù)計(jì)算。

圖5 衛(wèi)星結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Satellite’s structure

圖6 衛(wèi)星部件建模Fig.6 Some parts models

圖7 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)和高度變化曲線Fig.7 Drag coefficient vs Mach number and height

算例完整的計(jì)算分析結(jié)果給出了衛(wèi)星墜入地球大氣層的基本圖像，除了內(nèi)置碳碳復(fù)合材料小氣瓶和高熔點(diǎn)合金的某些部件外，其它部件均被熔融燒蝕及解體。

4.3 人造衛(wèi)星核動(dòng)力熱源體

目前，在人造衛(wèi)星或深空探測(cè)器等領(lǐng)域，利用核動(dòng)力（放射性同位素溫差發(fā)電器和核反應(yīng)堆電源）已是較為成熟的實(shí)用技術(shù)。前蘇聯(lián)發(fā)射的核動(dòng)力衛(wèi)星“宇宙–954”和“宇宙–1402”，在完成任務(wù)其核反應(yīng)堆與母體脫離后，助推級(jí)發(fā)生了故障，沒(méi)能把反應(yīng)堆推到預(yù)定的軌道，而是墜入了地球大氣層，從而造成了轟動(dòng)世界的空間核污染事故。因此，對(duì)人造衛(wèi)星核動(dòng)力的安全防護(hù)進(jìn)行研究是十分必要的。

人造衛(wèi)星核動(dòng)力安全防護(hù)有三個(gè)問(wèn)題需要解決：1）在軌運(yùn)行，發(fā)生空間碎片撞擊防護(hù)安全；2）熱源體再入大氣層燒蝕熱防護(hù)安全；3）熱源體經(jīng)過(guò)大氣層氣動(dòng)加熱墜入地面的撞擊防護(hù)安全。其中第2、3條是典型的非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題，第2條可采用本文的技術(shù)途徑加以研究分析，對(duì)人造衛(wèi)星核動(dòng)力組件再入熱防護(hù)設(shè)計(jì)方案的安全性進(jìn)行評(píng)估。

圖8為某核衰變熱源體模型熱環(huán)境理論計(jì)算結(jié)果，圖8（a）中表面壓力P在模型迎風(fēng)駐點(diǎn)區(qū)達(dá)到最大值，圖8（b）中熱流Q在模型迎風(fēng)端面拐角位置達(dá)到最大值，對(duì)照?qǐng)D8（c）無(wú)量綱熱流Q/QS沿徑向Y變化曲線，拐角最大熱流約為駐點(diǎn)熱流的1.56倍。圖9為熱源體包殼在某時(shí)刻的內(nèi)部溫度分布云圖，結(jié)果表明，迎風(fēng)端面溫度較高且內(nèi)部隔熱層和結(jié)構(gòu)層溫度已超過(guò)1 500K。

圖8 核衰變熱源體熱環(huán)境理論計(jì)算結(jié)果Fig.8 Heat source module aerothermal environment result by calculation

圖9 包殼溫度理論計(jì)算云圖Fig.9 Temperature distribution in shell of heat source module

通過(guò)對(duì)兩種質(zhì)量的熱源體在100km高度分別以初始再入速度7.9km/s、19km/s及初始再入角分別為–7°、–20°、–90°再入的熱防護(hù)計(jì)算分析表明：熱源體如以7.9km/s的初始再入速度再入大氣層，由于飛行速度在高度60km以下迅速衰減，因此其總的燒蝕后退量并不大，結(jié)構(gòu)層內(nèi)部溫升小。通過(guò)把熱源體質(zhì)心位置從0.50調(diào)整至0.46（質(zhì)心系數(shù)），使熱源體的飛行配平攻角從90°變?yōu)?1°，避免了來(lái)流正對(duì)艙蓋處的縫隙，有利于熱源體的熱防護(hù)。對(duì)于熱源體以19km/s的初始速度再入時(shí)，氣動(dòng)加熱嚴(yán)重，熱源體將面臨高熱載荷的沖擊，燒蝕層與隔熱層之間的溫度梯度較大，熱應(yīng)力可能導(dǎo)致其破壞。

5 結(jié)束語(yǔ)

文章提出了“非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題”的概念，主要指結(jié)束工作后的各級(jí)助推器或運(yùn)載器殘骸、失效衛(wèi)星或其它在軌運(yùn)行人造飛行物墜落等非功能性再入/進(jìn)入情況，并對(duì)該類問(wèn)題的研究策略進(jìn)行了簡(jiǎn)述，重點(diǎn)關(guān)注氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱引起的一系列物理化學(xué)作用而導(dǎo)致的隕落體外形變化、物性變化及結(jié)構(gòu)解體情況，以及部件或殘骸飛行航跡和落區(qū)散布的仿真模擬技術(shù)。在技術(shù)分析基礎(chǔ)上，給出了一種彈道—?dú)鈩?dòng)力—?dú)鈩?dòng)熱綜合計(jì)算分析方法，并用幾個(gè)算例說(shuō)明了該方法的可行性和有效性。該項(xiàng)工程適用技術(shù)的研究必將帶動(dòng)一些基礎(chǔ)研究工作的深入進(jìn)行。

非常規(guī)再入/進(jìn)入問(wèn)題的深入研究涉及多學(xué)科多專業(yè)，本文提出的分析方法主要基于空氣動(dòng)力學(xué)為基礎(chǔ)的應(yīng)用；仍然存在許多值得完善的方面，如氣動(dòng)過(guò)載作用、姿態(tài)翻滾和物面氣流剪切等物理現(xiàn)象的考慮。此外，隕落飛行過(guò)程中力熱環(huán)境的不確定度帶來(lái)的仿真模擬結(jié)果的可信度評(píng)估、非定常動(dòng)態(tài)模擬問(wèn)題、隨機(jī)過(guò)程處理等都是值得關(guān)注的努力方向。

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