榮成成 左光 陳沖 和宇碩 郭斌 石泳

（北京空間技術(shù)研制試驗中心，北京 100094）

0 引言

隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展，航天器的天地往返任務(wù)越來越頻繁。傳統(tǒng)的再入方式是在再入航天器特定氣動外形減速的基礎(chǔ)上，以降落傘為核心，并配置著陸緩沖系統(tǒng)和漂浮裝置、扶正裝置等特定裝置。近年來，出現(xiàn)了以充氣式再入為代表的新型航天器再入方式[1-4]。

充氣式再入是一種在行星大氣再入過程中利用充氣形成的氣動外形，進(jìn)行防熱、減速和著陸減震的再入技術(shù)。再入過程中，耐高溫的柔性編織物折疊后包裹在再入載荷外圍，并在進(jìn)入大氣前充氣，形成倒錐外形。充氣外形將再入載荷與劇烈的氣動加熱隔離，并有效地進(jìn)行氣動減速，最終以安全的速度著陸。

與傳統(tǒng)的再入方式相比，充氣式再入的優(yōu)點主要是[5-6]：

1）再入載荷外形的設(shè)計不再局限于大鈍頭等氣動減速外形；

2）充氣式再入技術(shù)采用輕質(zhì)材料，在發(fā)射時可以折疊在非常小的容積內(nèi)，可顯著減少質(zhì)量和體積；

3）充氣外形的迎風(fēng)面積大于傳統(tǒng)再入外形，氣動加熱更低；

4）集成再入過程的防熱、減速和著陸減振功能，簡化了回收系統(tǒng)的設(shè)計。

1 國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀

1.1 俄羅斯

在1996年發(fā)射的“火星96”項目中，俄羅斯參與了充氣再入技術(shù)的驗證[1,7]，這種驗證航天器由“拉沃金”（Lavohkin）聯(lián)合體與歐空局共同設(shè)計制造。然而，由于發(fā)射“火星 96”探測器的火箭故障而未能脫離地球軌道飛向深空，充氣再入技術(shù)并未得到驗證。原計劃中的充氣式結(jié)構(gòu)采用俄羅斯新研制的充氣再入與降落技術(shù)（inflatable re-entry and descent technology，IRDT），在飛行任務(wù)的最后階段展開，然后安全降落到火星地表。設(shè)計的IRDT模塊主要由氣動減速、防熱外殼、緊密包裝的充氣材料和充氣系統(tǒng)組成。1998年，俄羅斯與德國宇航局合作，再次啟動充氣再入技術(shù)驗證項目，設(shè)計并制造了IRDT驗證航天器。2000年、2002年和2005年，俄羅斯在歐洲航天局（european space agency，ESA）等機(jī)構(gòu)的合作參與下，進(jìn)行了三次IRDT的飛行試驗。三次飛行試驗均未完全成功，但在軌成功地實施了充氣展開，積累了大量的數(shù)據(jù)和經(jīng)驗。圖1所示為IRDT的收攏和展開外形。

圖1 充氣再入與降落模塊的收攏和展開外形Fig.1 Stowed and deployed IRDT module

1.2 美國

1989年，美國航天回收系統(tǒng)公司提出了充氣式返回航天器（inflatable recovery vehicle，IRV）的方案。該航天器可以存儲在有效載荷的內(nèi)部、外表或環(huán)繞有效載荷，可作為載人或非載人有效載荷再入裝置。2007年、2009年和2012年，美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration,NASA）分別進(jìn)行了試驗型充氣式再入航天器（inflatable re-entry vehicle experiment，IRVE）的飛行試驗。IRVE使用“黑雁”探空火箭發(fā)射到亞軌道，然后釋放。航天器在預(yù)定高度充氣再入并以遙測信號的方式向地面?zhèn)骰卦囼灁?shù)據(jù)。飛行試驗取得了成功，驗證了充氣結(jié)構(gòu)、充氣設(shè)備和防熱材料等關(guān)鍵技術(shù)以及航天器的展開和再入特性。圖2所示為IRVE的展開外形。

圖2 試驗型充氣再入航天器的展開外形Fig.2 Deployed IRVE vehicle

1.3 國內(nèi)發(fā)展現(xiàn)狀

在我國，北京空間機(jī)電研究所、北京航空航天大學(xué)以及國防科技大學(xué)等單位也進(jìn)行了相關(guān)的研究工作。北京航空航天大學(xué)完成了最大直徑為3m，頭錐角為90°的充氣式再入航天器的原理樣機(jī)，并開展了相關(guān)技術(shù)的探索和驗證。近年來，北京空間機(jī)電研究所對充氣式空間站載荷下行系統(tǒng)進(jìn)行了研究，并完成了充氣式展開結(jié)構(gòu)原理樣機(jī)的研制。圖3所示為該充氣式展開結(jié)構(gòu)的高塔投放試驗。

圖3 充氣式展開結(jié)構(gòu)的高塔投放試驗Fig.3 Test of inflatable deployed structure

2 典型充氣式再入航天器總體方案及建模

2.1 充氣式再入航天器構(gòu)型

本文研究的充氣式再入航天器方案參考了俄羅斯IRDT的設(shè)計先例[8]。航天器總質(zhì)量在IRDT 130kg的基礎(chǔ)上，擴(kuò)大至300kg；考慮第一宇宙速度8km/s的再入速度；著陸速度與IRDT設(shè)計保持一致，為10m/s。航天器頭部外形沿用了IRDT的相似關(guān)系，并綜合考慮氣動加熱與靜穩(wěn)定性的因素，選擇45°的半頂角。

航天器的最大直徑可通過著陸速度進(jìn)行計算：著陸速度隨彈道系數(shù)的減小而減小，若要求著陸速度不超過10m/s，則彈道系數(shù)應(yīng)小于6[9]。根據(jù)彈道系數(shù)B的概念：

式中 M為航天器的質(zhì)量；S為最大截面積；CD為阻力系數(shù)，初步假定充氣式再入航天器的阻力系數(shù)為1.0。通過計算，可得到最大截面積A=50m2，相應(yīng)的最大截面積處直徑約為8m。

根據(jù)以上的假設(shè)和計算，充氣式結(jié)構(gòu)的最大直徑為8m，高為4.03m，剛性頭錐球半徑為0.61m。充氣式再入航天器展開狀態(tài)如圖4所示。

圖4 展開狀態(tài)的充氣式再入航天器Fig.4 Deployed inflatable re-entry vehicle

2.2 CFD仿真分析

根據(jù)2.1節(jié)提出的構(gòu)型，對充氣式再入航天器高超聲速再入飛行的氣動力及氣動熱進(jìn)行CFD仿真分析，為彈道、防熱及氣動外形優(yōu)化等后續(xù)任務(wù)提供基礎(chǔ)。

2.2.1 網(wǎng)格劃分

網(wǎng)格劃分作為CFD的前處理步驟，在整個CFD計算中至關(guān)重要。計算網(wǎng)格的合理設(shè)計和高質(zhì)量生成是CFD計算的前提條件。按網(wǎng)格點之間的鄰接關(guān)系可分為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格、非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和混合網(wǎng)格三類。非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的優(yōu)點是能夠方便地生成復(fù)雜外形的網(wǎng)格，并能夠通過流場中大梯度區(qū)域的自適應(yīng)來提高對間斷（如激波）的分辨率，使得基于非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的網(wǎng)格劃分以及并行計算比結(jié)構(gòu)網(wǎng)格更加直接。但是在同等網(wǎng)格數(shù)量的情況下，非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格比結(jié)構(gòu)網(wǎng)格所需的內(nèi)存更大，計算周期更長，而且同樣的區(qū)域可能需要更多的網(wǎng)格數(shù)。本研究涉及的模型為高超聲速流體模型，有激波的存在，而且不涉及大規(guī)模的計算，對計算周期的約束不大。因此，本文采取非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的劃分方式。

本文采用ICEM軟件進(jìn)行網(wǎng)格劃分。針對再入航天器對稱性特點采用半模方式。此外，外流場區(qū)域還需適應(yīng)激波形狀。圖5給出了IRDT充氣式再入航天器的網(wǎng)格模型。

圖5 充氣式再入航天器網(wǎng)格模型Fig.5 Grid of inflatable re-entry vehicle

2.2.2 模型求解

本文的求解方法基于密度，并采用了迎風(fēng)格式和層流模型。再入模式選擇較為簡單的自旋彈道式再入，并沒有配置姿態(tài)控制合理的發(fā)動機(jī)，而是采用質(zhì)心配置在航天器軸線上，實現(xiàn) 0°配平攻角。在質(zhì)心位置情況下，0°配平攻角再入穩(wěn)定性較好，在不考慮落點精度前提下設(shè)計相對簡單。選取的典型工況，如表1所示。

表1 再入典型工況參數(shù)Tab.1 Typical parameters of re-entry

2.2.3 計算結(jié)果分析

氣動力分析是CFD仿真的一個重要后處理步驟。氣動力系數(shù)和氣動力矩系數(shù)的具體定義為

式中 CA為軸向力系數(shù)；CN為法向力系數(shù)；CL為升力系數(shù)；CD為阻力系數(shù)；為相對重心的俯仰力矩系數(shù)；為相對 z軸的俯仰力矩系數(shù)；為軸向氣動力；為法向氣動力；L為升力；D為阻力；為相對重心的氣動俯仰力矩；為相對z軸的氣動俯仰力矩；ρ∞和V∞為來流密度和速度；Db為最大直徑；為充氣式再入航天器的參考面積，一般取值為

本文計算的是0°攻角模型，阻力系數(shù)與軸向力系數(shù)同值。取最大直徑為8m，經(jīng)計算得CD=0.95。

目前，氣動力的數(shù)值模擬雖然可以取得較為滿意的結(jié)果，但對于氣動熱往往會有較大差異。這是因為在確定壁面摩擦力和熱流的速度和溫度梯度時存在較大困難。計算得到的熱流值不僅隨差分格式的精度和耗散性改變，而且還與所采用的邊界格式和熵修正方法密切相關(guān)。此外，不同疏密的網(wǎng)格計算得到的熱流值有時會有量級上的差別。熱流計算不準(zhǔn)確的原因主要在于上述因素的影響是相互關(guān)聯(lián)的。例如，對不同耗散特性的差分格式計算得到的熱流值對網(wǎng)格的依賴不同；相同的差分格式，邊界格式不同，計算得到的熱流值對網(wǎng)格的依賴也不同。

經(jīng)過氣動熱求解，得到外流場溫度分布如圖6所示。可以看出，溫度在激波后突增，駐點處熱環(huán)境非常惡劣。

圖6 外流場溫度Fig.6 Temperature of exterior flow field

充氣式再入航天器迎風(fēng)面沿徑向的熱流密度曲線如圖7所示。其中，x=0處為駐點，熱流密度達(dá)到最大值，需重點考慮防熱的相關(guān)措施。

圖7 迎風(fēng)面沿徑向的熱流密度Fig.7 Heat flux of windward side in radial direction

2.3 再入軌道設(shè)計

根據(jù)充氣式再入航天器的總體參數(shù)，計算其從國際空間站400km軌道再入的飛行彈道?？紤]航天器采用彈道式再入，配平攻角為0°，軸向過載限制不大于20gn。氣動阻力系數(shù)為0.95。

充氣式再入航天器總體參數(shù)如表2所示。

表2 充氣式再入航天器總體參數(shù)Tab.2 Overall parameters of inflatable re-entry vehicle

再入軌道設(shè)計結(jié)果如下：充氣式再入航天器在 380km左右制動減速，進(jìn)入滑行段飛行。制動后約570s，以彈道式再入方式進(jìn)入大氣層，過載峰值為16.5gn。制動后1 400s，充氣式再入航天器到達(dá)10km高度，進(jìn)入傘降飛行段。具體計算結(jié)果如下：

1）制動點參數(shù)：東經(jīng)10.975°、南緯24.445°、高度為387.552 km、制動俯仰角為–154.5°、制動偏航角為0°、制動時間為170s；

2）推進(jìn)劑消耗量為57kg、再入角為–6.612 9°、最大再入過載17.99gn、再入軌道其他特征點參數(shù)見表3；

3）再入過載曲線見圖8，再入軌跡見圖9。

表3 彈道式再入軌道特征參數(shù)Tab.3 Typical parameters of ballistic re-entry trajectory

圖8 再入過載曲線Fig.8 Re-entry overload curve

圖9 再入軌跡曲線Fig.9 Re-entry trajectory curve

根據(jù)再入軌道設(shè)計結(jié)果，制動俯仰角為–154.5°，再入大氣分界高度為100km，再入角為–6.6°，再入過載峰值為17.99gn，滿足再入彈道設(shè)計要求。

3 關(guān)鍵技術(shù)

3.1 大尺度柔性結(jié)構(gòu)再入氣動特性分析技術(shù)

IRDT進(jìn)入大氣邊界前已充氣展開，形成較大的阻力面。相對尺寸較小的鈍頭體返回器，IRDT在高空的減速效率很高，延長了80km以上的高空再入時間，使得高空稀薄氣體效應(yīng)的影響變得更為顯著。此時飛行速度較高，高空的稀薄流與IRDT大尺度柔性結(jié)構(gòu)相互作用的機(jī)理對于IRDT的成敗起著至關(guān)重要的作用。因此，需要開展稀薄區(qū)大尺度柔性體氣動特性的分析和研究，建立適用的化學(xué)反應(yīng)和熱力學(xué)模型，研究化學(xué)動力學(xué)模型及壁面催化對氣動加熱的影響，發(fā)展考慮高溫真實氣體效應(yīng)和稀薄效應(yīng)的計算方法，給出其對熱環(huán)境影響的修正帶，并獲取真實氣體、稀薄效應(yīng)和壁面催化等復(fù)雜流動現(xiàn)象對氣動特性影響的大小，為設(shè)計提供依據(jù)。

3.2 柔性熱防護(hù)材料技術(shù)

充氣式再入航天器的熱防護(hù)層應(yīng)能經(jīng)受從運行軌道再入的氣動力、熱載荷。在柔性氣密材料外表覆蓋或涂覆的熱防護(hù)層需承受100kW/m2以上熱載荷和1 000℃[10]的駐點溫度（俄羅斯最初要求材料承受的駐點溫度為2 000℃，經(jīng)IRDT飛行實驗測得結(jié)果為1 000℃，與美國IRV的預(yù)計接近）。此外，還必須質(zhì)量最小、熱防護(hù)層確保不會加熱至破壞，且熱防護(hù)材料必須是柔性的，目的是使航天器整個降落期間內(nèi)保持穩(wěn)定的外形。綜合來說，充氣式再入的材料應(yīng)該滿足質(zhì)量輕、強(qiáng)度高、韌性高、氣密性好和在高溫下保持材料力學(xué)特性的能力。

3.3 布局與折疊包裝技術(shù)

在充氣式再入航天器系統(tǒng)中，充氣層由柔性編織物制作而成。它與中心艙體的結(jié)合既要考慮充分利用空間使整個回收系統(tǒng)體積盡可能小，又要注重充氣展開機(jī)構(gòu)的工作性能以保證足夠的可靠性。此外，充氣機(jī)構(gòu)的布局將直接影響中心艙體的安放位置以及整體重心，從而影響系統(tǒng)的穩(wěn)定性和再入軌道。

3.4 充氣機(jī)構(gòu)設(shè)計

充氣機(jī)構(gòu)可通過化學(xué)反應(yīng)或液化氣氣化的方式產(chǎn)生氣體。俄羅斯的 IRDT采用了氦氣。氦氣是最輕的惰性氣體，而且液態(tài)氦易于運輸和存儲，可作為充氣機(jī)構(gòu)中可供選擇的氣體之一。而美國的IRVE采用了氮氣。

4 結(jié)束語

本文根據(jù)充氣式再入航天器的設(shè)計理念，建立了典型充氣式再入航天器的方案及計算模型，并初步研究了航天器大氣再入時的氣動力、氣動熱情況和再入軌道。計算表明，對于再入質(zhì)量為300kg，展開后最大直徑為8m的充氣式再入航天器，氣動阻力系數(shù)約為0.95，可滿足從國際空間站軌道再入的彈道設(shè)計要求；駐點熱流密度較高，需重點考慮防熱的相關(guān)措施。本文最后對充氣式再入航天器的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了梳理，為后續(xù)進(jìn)一步開展深入研究奠定基礎(chǔ)。

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