，， ， ，

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

運(yùn)載火箭助推器傘控回收方案及安全性分析

徐倩1，郭鳳明1，蘇玲2，陳彬1，張宏劍1

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京100076；2.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京100076)

近年來民營航天公司在火箭回收技術(shù)上取得了巨大的突破和成功，受到了廣泛關(guān)注，各國各種先進(jìn)回收技術(shù)和方案也在驗證中，我國也已加速開展回收方案論證和試驗驗證。提出了一種簡單可靠、子系統(tǒng)成熟、成本低廉且具備快速搭載飛行試驗演示驗證條件的回收方案，該方案采取傘降減速、翼傘落點控制及支腿著陸防護(hù)的方式回收助推器，可以作為我國火箭回收工程實踐的第一步，為后續(xù)回收技術(shù)研究和實踐積累經(jīng)驗和數(shù)據(jù)。通過助推器分離仿真分析、再入過程氣動計算及姿態(tài)仿真計算表明助推器回收方案不影響主飛行任務(wù)安全性，再入回收過程可控，具備工程實施的可行性。

助推器；回收；安全性；演示驗證

Abstract：In recent years privately-funded aerospace companies have achieved great success in reusable launch vehicle design and manufacturing, which have drawn extensive public attention and driven us to speed up the recovering schematic design and experimental verification. A scheme for recovering of boosters is proposed, which uses parachutes to reduce the descending velocity and then uses steerable parachutes to control the drop point, and finally, uses support legs to protect the boosters while landing. The scheme is simple, reliable and cost-efficient, the subsystems of which are mature. Further, it can be soon carried for demonstration and testing in a launch mission. The scheme is proper to be a first step for engineering practice of our launch vehicle recovering. It will provide experience and data for the following recovering study and practice. After performing booster separation simulation, aerodynamic calculation and attitude simulation, it is proven that the scheme has no effect to the safety of the launch mission, and, the reentry process is controllable and the scheme is qualified for implementation.

Keywords：Booster; Recover; Safety; Demonstration and verification

0 引言

隨著民營航天公司的涌現(xiàn)和商業(yè)航天的迅速發(fā)展，航天發(fā)射領(lǐng)域的競爭已然愈演愈烈，唯有降低發(fā)射成本才是生存之道。航空領(lǐng)域的單次飛行成本之所以可以大幅降低，正是因為其可重復(fù)使用性能。運(yùn)載火箭的回收和重復(fù)使用也是降低發(fā)射成本的有效途徑。美國民營航天公司SpaceX的Falcon 9火箭一級和Blue Origin公司的New Shepard火箭成功回收和復(fù)用[1]在國際上引起了廣泛關(guān)注，公司后繼產(chǎn)品甚至還在方案驗證階段就已經(jīng)吸引了不少用戶訂單，一定程度上推動著整個航天界對火箭回收和重復(fù)使用的探索。我國長征系列運(yùn)載火箭在設(shè)計上均繼承一次性火箭的設(shè)計思路，為保持商業(yè)發(fā)射的競爭力，急需推出可行的重復(fù)使用方案，并盡快開展火箭回收的演示驗證試驗。

本文給出一種現(xiàn)階段具備工程可行性的運(yùn)載火箭助推器回收方案，即利用降落傘減速加翼傘有控滑翔著陸，支腿落地支撐的方式，可以實現(xiàn)助推器返回速度和落點的有效控制。與SpaceX的Falcon 9火箭[2]相同，現(xiàn)階段開展火箭回收方案試驗驗證的思路也是利用現(xiàn)行發(fā)射任務(wù)搭載回收系統(tǒng)，在分離后開展回收演示試驗。搭載演示驗證試驗的關(guān)鍵是不影響主動段飛行任務(wù)，保證分離安全。本文建立多體動力學(xué)仿真模型，分析增加回收系統(tǒng)后助推器分離的安全性，驗證了在現(xiàn)行發(fā)射任務(wù)中搭載助推器回收演示試驗的可行性。

1 火箭回收方案現(xiàn)狀及借鑒性

各國研制中的運(yùn)載火箭(或運(yùn)載器)回收方案呈現(xiàn)出多樣化的特點，有部分可重復(fù)使用的(PRLV)，也有完全可重復(fù)使用的(FRLV)。 按照入軌方式分，有單級入軌的(SSTO)，也有兩級或多級入軌的(TSTO)；起降方式有水平起降(HTHL)、垂直起降(VTVL)；水平起飛垂直降落(HTVL)以及垂直起飛水平降落(VTHL)；使用的發(fā)動機(jī)有傳統(tǒng)的火箭發(fā)動機(jī)(RBCC)，也有混合動力的吸氣式火箭發(fā)動機(jī)(TBCC)[3]，見圖1。

各型火箭具體采取的形式也是多種多樣[4]，例如：美國DARPA提出的“XS-1”空天飛行器和2016年實現(xiàn)首飛的印度“RLV-TD”可重復(fù)使用技術(shù)驗證機(jī)，二者均是帶翼式飛行器，采用垂直發(fā)射水平返回的回收方案；英國的“Skylon”單級入軌空天飛機(jī)利用“佩刀”吸氣式火箭發(fā)動機(jī)進(jìn)行水平起降；西班牙的“Bloostar”環(huán)形運(yùn)載器使用高空氣球發(fā)射，空射平臺可重復(fù)使用；歐洲空客的“Adeline”則是一款研制中的可飛回式的一級發(fā)動機(jī)和電子設(shè)備；美國民營航天公司SpaceX的“Falcon 9”、BlueOrigin的“New Shepard”及后續(xù)將推出的“Falcon H”和“New Glenn”都是采用垂直起降方案的運(yùn)載器。

在眾多回收方案中，水平降落方式按航天飛機(jī)的模式成本較高，其余方案難度也較大，仍在驗證過程中。垂直起降技術(shù)雖對于火箭的姿控系統(tǒng)、發(fā)動機(jī)性能和箭體結(jié)構(gòu)都有著很嚴(yán)苛的要求，但有成功的經(jīng)驗可以借鑒，具備可行性。我國正在對這些難點進(jìn)行各個突破，提出多種方案并展開論證設(shè)計。自“十一五”階段起，我國就針對運(yùn)載火箭子級傘控回收方案開展了課題研究和單機(jī)性能飛行試驗驗證，傘控回收總體技術(shù)取得了重大突破。因此，本文提出利用有較成熟應(yīng)用經(jīng)驗、低成本的傘降技術(shù)開展火箭的子級回收。

2 傘降回收技術(shù)

傘降回收方案雖在近年來熱門的回收方案中不多見，但它工程實現(xiàn)難度小，且有著成熟的技術(shù)可借鑒，早在返回式衛(wèi)星和人造飛船返回時就已有應(yīng)用[5]，航天飛機(jī)以及阿里安5等運(yùn)載火箭的助推級也都采用傘降減速，最終濺落海上的回收方案[6]。阿里安5運(yùn)載火箭的回收過程剖面見圖2。

阿里安5運(yùn)載火箭的助推器質(zhì)量約為40t，長度達(dá)31m，直徑為3m，單個助推器回收系統(tǒng)質(zhì)量不超過1200kg，通過傘降回收可實現(xiàn)在海上垂直濺落速度不超過27m/s。

傘降回收技術(shù)成熟，主要成本低廉，工程上很容易實現(xiàn)，需要解決的問題是箭體濺落海上的速度控制及海上回收以后的維修問題，液體火箭往往在濺落受潮以后就只能報廢了。翼傘可以彌補(bǔ)降落傘在落點控制上的不足，尤其適合在內(nèi)陸發(fā)射運(yùn)載器的陸地回收。

3 翼傘控制技術(shù)

翼傘回收系統(tǒng)在國內(nèi)外均有較成熟的應(yīng)用，隨著纖維材料技術(shù)和控制技術(shù)的發(fā)展，大型翼傘的生產(chǎn)制造和應(yīng)用在國內(nèi)已經(jīng)十分廣泛，如空軍的重裝戰(zhàn)車遙控空投。X-38飛行器返回使用的翼傘由美國先鋒集團(tuán)研制和測試，翼傘面積達(dá)697m2，載荷質(zhì)量為11.25t，著陸前降落速度為2.5m/s。翼傘采取五級翼展方向收口技術(shù)以控制充氣載荷。最大的充氣載荷出現(xiàn)在第一級，接近4g，之后各級的充氣載荷為1.5g～2.75g。X-38飛行器的翼傘控制回收過程見圖3，著陸時成功地實現(xiàn)了落點的精確控制，見圖4。

翼傘回收控制技術(shù)的關(guān)鍵是突破大型載荷回收所需的翼傘面積、精確著陸控制算法和雀降著陸等措施。目前這些技術(shù)已經(jīng)得到解決，可以適應(yīng)運(yùn)載火箭助推器回收的需求。翼傘回收控制技術(shù)可以有效地彌補(bǔ)降落傘減速回收的不足，二者綜合使用，可以解決回收末段的著陸速度和落點控制問題。

4 我國現(xiàn)役火箭回收方案設(shè)計

我國目前還沒有一款成功實現(xiàn)回收的運(yùn)載火箭，無論是基于國際上可重復(fù)使用火箭研制的緊迫形勢，還是相關(guān)技術(shù)的探索與實踐能力提升的需求，抑或是提高商業(yè)航天發(fā)射成本競爭力的要求，我國現(xiàn)階段都亟需設(shè)計一種可行性高、風(fēng)險低的回收方案，并開展回收的演示驗證。

本文提出一種傘降減速加翼傘落點控制、支腿落地支撐的回收方案，用于運(yùn)載火箭助推器的回收，具備快速實施現(xiàn)有箭體改造并開展飛行演示試驗的能力，可以作為我國運(yùn)載火箭回收工程實踐上邁出的第一步，對于積累數(shù)據(jù)用于后續(xù)回收技術(shù)研究具有重要的意義。

4.1 助推器回收系統(tǒng)組成

助推器回收系統(tǒng)包括穩(wěn)定傘、減速傘、翼傘、著陸支腿、電源及控制系統(tǒng)和火工品裝置。傘系統(tǒng)組成如圖5所示，其中穩(wěn)定傘、減速傘和翼傘是逐級嵌套展開的，上一級傘展開并結(jié)束工作后便與傘系統(tǒng)分離，同時拉開下一級傘的傘包，使下一級傘具備充氣展開的條件。

綜合考慮安裝空間及姿態(tài)控制的需求，將回收系統(tǒng)安裝于助推器的頂部頭錐內(nèi)。在助推器發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)完成主動段飛行后，助推器與火箭芯級分離，之后回收系統(tǒng)則可按照預(yù)定的時序工作，頭錐逐級分離，使各級傘系統(tǒng)暴露并逐級展開，如圖6所示。

著陸支撐是火箭子級垂直返回的最后一步，也是決定回收成功與否的關(guān)鍵。常用的軟著陸支撐有氣囊式和著陸支腿式兩類。氣囊式的緩沖吸能元件為充氣氣囊，能夠緩解較大沖擊，但著陸姿態(tài)不易控制。典型的著陸支腿由著陸腿、緩沖器、足墊、展開鎖定機(jī)構(gòu)等組成，見圖7。著陸支腿技術(shù)成熟，具有著陸姿態(tài)穩(wěn)定、有效緩解沖擊、可靠性高的優(yōu)點。

4.2 助推器增加回收裝置分離安全性分析

安裝回收傘系統(tǒng)以后，助推器與芯級的連接和解鎖分離形式保持不變。在頭錐內(nèi)安裝回收傘系統(tǒng)以后，助推器的質(zhì)心位置發(fā)生變化，導(dǎo)致側(cè)推火箭作用線與助推器質(zhì)心的距離發(fā)生變化。為確保搭載助推器回收系統(tǒng)以后主任務(wù)飛行的安全性，本文對該變化的影響進(jìn)行分析。

助推器分離計算考慮助推器和芯級的質(zhì)量、質(zhì)心、轉(zhuǎn)動慣量、側(cè)推火箭作用力、助推發(fā)動機(jī)后效力、芯級發(fā)動機(jī)推力等參數(shù)。在安裝回收傘系統(tǒng)以后，助推器質(zhì)量和轉(zhuǎn)動慣量發(fā)生變化，助推器的質(zhì)心位置變化，側(cè)推火箭作用線與助推器質(zhì)心的距離也相應(yīng)變化。為進(jìn)行助推器分離分析計算，利用Adams動力學(xué)分析軟件建模。助推分離分析主要考慮分離過程中與芯級之間的安全間隙，二者距離最近點為助推器長排罩與芯級長排罩之間，因此也建立了長排罩模型，由于箭上長排罩布局不對稱，分離時序設(shè)置差異和偏差等影響，各助推器與芯級之間的初始間隙不盡相同。按照分離時序和參數(shù)，對模型進(jìn)行參數(shù)設(shè)置，施加作用力，對分離過程進(jìn)行仿真分析，如圖8所示。

本文對助推器未安裝回收傘系統(tǒng)和安裝回收傘系統(tǒng)以后兩種情況均進(jìn)行了分離分析計算，提取了兩種情況下各助推器分離過程中與芯級的間隙變化曲線，如圖9所示。圖中虛線顯示無回收傘系統(tǒng)時的分離間隙，實線為安裝回收傘系統(tǒng)后各助推器與芯級的分離間隙。

由分析結(jié)果可知，無論有無回收傘系統(tǒng)，助推器與芯級的分離間隙都呈遞增趨勢，即二者的間隙隨時間增長，增加傘系統(tǒng)僅影響間隙增長的快慢。具體情況見圖10。

從局部放大圖可以看出，安裝回收傘系統(tǒng)以后，各個助推器與芯級的分離間隙都大于未安裝回收傘系統(tǒng)的情況，分離過程是安全的。

4.3 助推器再入過程的氣動特性及姿態(tài)分析

助推器與芯級安全分離以后，還會繼續(xù)上升一段距離然后開始再入大氣層的過程。為了選擇合適的時機(jī)啟動傘系統(tǒng)工作流程，需要對助推器的再入過程進(jìn)行分離體的再入動力學(xué)分析，開展全空域的氣動計算確定氣動參數(shù)，見圖11。

根據(jù)氣動參數(shù)計算結(jié)果和分離時刻姿態(tài)初始數(shù)據(jù)，進(jìn)行再入姿態(tài)仿真[7]，結(jié)果見圖12、圖13。

靜態(tài)穩(wěn)定性分析表明，分離體再入過程初期角速度較大會出現(xiàn)翻轉(zhuǎn)，在20km以下時姿態(tài)逐漸穩(wěn)定，存在穩(wěn)定攻角，將按照尾部沖前的方式返回地面，其最后的穩(wěn)定飛行，有利于后續(xù)傘降系統(tǒng)順利開啟工作，之后則由降落傘和翼傘系統(tǒng)實現(xiàn)助推器的減速和安全返回。

4.4 傘降回收系統(tǒng)歸航控制及著陸精度

傘降回收系統(tǒng)歸航控制流程見圖14。

通過對翼傘尺寸及展開和歸航控制過程進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，可以達(dá)到滑翔垂直速度≤7m/s，水平速度≤21m/s；著陸垂直速度≤4m/s，水平速度≤8m/s。當(dāng)滑翔比提高到2.5，機(jī)動能力達(dá)到15km，理論上著陸精度可達(dá)到0km2。

4.5 著陸安全性分析

實現(xiàn)助推器的返回減速和落點控制以后，需要解決的問題就是助推器的著陸姿態(tài)控制和安全著陸。

1)著陸場地需要滿足要求，通過翼傘的傘形和歸航控制方法設(shè)計，可以使翼傘的滑翔比滿足一定精度范圍內(nèi)的落點定位控制，提前避開山區(qū)、林區(qū)等地帶，選擇較平緩的陸地作為歸航終點。

2)需要盡可能降低著陸速度和觸地沖擊問題，通過設(shè)計翼傘的雀降性能和著陸支腿緩沖性能共同滿足這一要求。雀降是指操縱翼傘使著陸體的水平速度和垂直下降速度都接近于零的著陸方式。翼傘雀降著陸性能在重裝空投、滑翔運(yùn)動中均有成功應(yīng)用，可以盡可能地降低著陸速度，減少著陸時的沖擊破壞。最終產(chǎn)品的安全防護(hù)，尤其是底部發(fā)動機(jī)噴管的保護(hù)則通過著陸支腿的 緩沖性能實現(xiàn)。著陸支腿的緩沖性能可以通過液壓緩沖器、鋁蜂窩緩沖元件或機(jī)械式緩沖器等實現(xiàn)。

3)需要解決著陸時的姿態(tài)穩(wěn)定性問題。助推器作為一種長細(xì)結(jié)構(gòu)體，其姿態(tài)控制難度是一般空投物資無法比擬的。所以，首先需要在支腿一旦觸地著陸以后立刻將翼傘的傘繩切斷，避免對垂直著陸體產(chǎn)生干擾。此外，可借鑒國外Falcon 9和New Shepard火箭子級垂直著陸的經(jīng)驗，進(jìn)一步開展著陸時的姿態(tài)穩(wěn)定性仿真分析和設(shè)計，必要時通過安裝小的姿控火箭輔助著陸時的調(diào)姿和穩(wěn)定。

5 結(jié)論

本文分析了火箭回收方案的現(xiàn)狀，雖然目前國際上提出和驗證了許多先進(jìn)回收技術(shù)，但對于我國運(yùn)載火箭而言，簡單、可靠、低成本、成熟且具備快速開展飛行演示驗證試驗的回收方案更加具有實際意義，可以作為我國火箭回收工程實踐的第一步，為后續(xù)回收技術(shù)研究積累經(jīng)驗和數(shù)據(jù)?；谶@樣的思路，本文提出了采取傘降減速、翼傘落點控制及支腿著陸防護(hù)的運(yùn)載火箭助推器回收方案。對火箭助推器增加回收裝置以后的分離安全性進(jìn)行了分析計算，并開展了助推器再入過程的氣動參數(shù)計算和姿態(tài)仿真。結(jié)果表明，助推器回收方案不影響主飛行任務(wù)，可在發(fā)射任務(wù)中搭載，且再入返回過程安全可行。本文提出的回收方式可廣泛應(yīng)用于我國現(xiàn)役各型火箭的助推器回收，并在演示試驗中積累數(shù)據(jù)為探索后續(xù)回收技術(shù)提供基礎(chǔ)，為我國運(yùn)載火箭回收方案設(shè)計提供參考。

[1] 鄭雄，楊勇，姚世東，等. 法爾肯9可重復(fù)使用火箭發(fā)展綜述[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)，2016(2):39-46.

[2] 牟宇, 王俊峰, 陳宇, 等. 美國 SpaceX 公司獵鷹火箭創(chuàng)新技術(shù)的啟示[J]. 飛航導(dǎo)彈, 2016 (6): 3-8.

[3] 張蕊. 國外新型可重復(fù)使用飛船特點分析和未來發(fā)展[J]. 國際太空, 2010 (12): 31-38.

[4] 馮韶偉，馬忠輝，吳義田，等. 國外運(yùn)載火箭可重復(fù)使用關(guān)鍵技術(shù)綜述[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)，2014(5):82-86.

[5] 陳國良. 飛行器回收技術(shù)在新型號研制中的應(yīng)用[J]. 航天返回與遙感, 2002, 23(2): 1-4.

[6] 趙祖虎. 阿里安5助推器回收系統(tǒng)[J]. 航天返回與遙感，1996,17(4):1-7.

[7] 陳彬, 鄧舞燕, 高家一. 運(yùn)載火箭助推器再入姿態(tài)穩(wěn)定性研究[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2015 (3): 13-15.

RecoveringSchemeofLaunchVehicleBoostersUsingSteerableParachutesandtheSafetyStudy

XU Qian1,GUOFeng-ming1,SULing2,CHENBin1,ZHANGHong-jian1

(1.BeijingInstituteofAstronauticalSystemsEngineering,Beijing100076,China;2.ChinaAcademyofLaunchVehicleTechnology,Beijing100076,China)

V525

A

2096-4080(2017)03-0009-07

2017-04-05；

2017-07-11

中國科協(xié)青年人才托舉工程(2016QNRC001-YESS20160107)

徐倩(1985-)，女，博士，工程師，主要從事飛行器結(jié)構(gòu)總體設(shè)計。E-mail:18911848750@189.cn