曹 旭，廖 航，許望晶，魯媛媛，于堯炳

(北京空間機(jī)電研究所，北京 100094)

1 引言

充氣式再入與減速技術(shù)(Inflatable Reentry and Descent Technology，IRDT)是一種新型彈道式大氣再入減速技術(shù)，它利用充氣形成的氣動(dòng)外形提供阻力，并由表面耐高溫柔性防熱材料提供熱防護(hù)，最后由自身的充氣結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)著陸緩沖從而安全到達(dá)地面。IRDT將傳統(tǒng)返回飛行器的熱防護(hù)系統(tǒng)、降落傘減速裝置和著陸緩沖/漂浮系統(tǒng)集成為一體，簡化了航天器回收系統(tǒng)的設(shè)計(jì)[1]?；贗RDT的返回器通常由折疊狀的耐高溫柔性編織物包裹在有效載荷艙外圍，形成防熱罩；進(jìn)入大氣層前，防熱罩充氣形成倒錐外形，包裹著有效載荷艙以免被劇烈的氣動(dòng)加熱燒毀，并有效地進(jìn)行氣動(dòng)減速；在下降過程中根據(jù)需要可數(shù)次充氣以增加迎風(fēng)阻力面積，最終以安全著陸速度著陸或?yàn)R落海洋中[2-3]。典型的IRDT系統(tǒng)包括俄羅斯IRDT和美國的IRV等[4]，其基本構(gòu)造如圖1所示。 IRDT提出了一種全新的可充氣展開式進(jìn)入和減速的新概念和新系統(tǒng)，采用這一技術(shù)的系統(tǒng)重量輕，所占空間小，可以實(shí)現(xiàn)降低結(jié)構(gòu)重量和發(fā)射體積的要求并且能夠減低發(fā)射成本。隨著人類空間探索活動(dòng)日益頻繁，為保證航天員或空間制品下行時(shí)效性，發(fā)展高效靈活、及時(shí)便捷的空間制品返回系統(tǒng)非常必要。充氣式減速系統(tǒng)由于其重量輕、占用空間小、發(fā)射成本低等特點(diǎn)，非常適合作為高性價(jià)比和靈活性的空間下行運(yùn)輸系統(tǒng)，如果安裝多個(gè)此類系統(tǒng)在航天器或空間站上，可實(shí)現(xiàn)應(yīng)急返回或不同時(shí)機(jī)多次返回的功能[5]，因此，IRDT拓展了傳統(tǒng)的回收技術(shù)和應(yīng)用領(lǐng)域，應(yīng)用前景廣闊。

圖1 俄羅斯IRDT試驗(yàn)器結(jié)構(gòu)示意圖[6]Fig.1 Russia IRDT flight test system[6]

充氣式再入與減速系統(tǒng)的研究涉及的技術(shù)面廣，需要開展技術(shù)攻關(guān)的內(nèi)容較多[7]，俄羅斯、美國已開展了多次飛行試驗(yàn)[8]。我國已有多家科研單位開展了技術(shù)研究[9]，但還未針對該技術(shù)開展過飛行試驗(yàn)。

為了發(fā)展IRDT，北京空間機(jī)電研究所研制了IRDT試驗(yàn)器，利用某型高空開傘試驗(yàn)的火箭作為上行平臺(tái)，在不影響主任務(wù)實(shí)施的前提下，開展了60 km高度再入飛行試驗(yàn)，演示驗(yàn)證IRDT技術(shù)的原理和返回工作程序，并對部分關(guān)鍵技術(shù)，如總體設(shè)計(jì)技術(shù)、柔性氣動(dòng)減速技術(shù)、折疊包裝和有序展開技術(shù)、剛?cè)狁詈辖Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)、快速充氣展開技術(shù)等進(jìn)行驗(yàn)證，為后續(xù)工程產(chǎn)品的研制奠定基礎(chǔ)并積累一定的工程經(jīng)驗(yàn)。

2018年4月26日，演示驗(yàn)證飛行試驗(yàn)在新疆庫爾勒進(jìn)行，試驗(yàn)器按照預(yù)定程序與火箭分離，而后充氣展開成圓錐狀阻力體，利用自身的氣動(dòng)外形進(jìn)行減速并最終安全著陸，飛行試驗(yàn)取得了成功。本文對演示驗(yàn)證試驗(yàn)器的設(shè)計(jì)、研制和飛行試驗(yàn)情況進(jìn)行介紹。

2 試驗(yàn)方案概述

2.1 試驗(yàn)過程

IRDT飛行驗(yàn)證試驗(yàn)共進(jìn)行1次，根據(jù)任務(wù)約束，試驗(yàn)器按照總重不超過50 kg、著陸速度(按海平面)不超過20 m/s設(shè)計(jì)。由于本次飛行試驗(yàn)的再入高度較低，因此無法對柔性熱防護(hù)技術(shù)進(jìn)行驗(yàn)證(實(shí)際自軌道返回的IRDT飛行器的再入溫度超過1000 ℃)。為了驗(yàn)證柔性熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的折疊包裝工藝，本次飛行試驗(yàn)采用普通材料模擬多層柔性熱防護(hù)材料，即本次飛行試驗(yàn)實(shí)際的折疊包裝情況接近真實(shí)的軌道再入飛行器。

飛行試驗(yàn)剖面包括主動(dòng)段、慣性爬升段、充氣展開段、減速下降段4個(gè)主要階段，工作過程如圖1所示：試驗(yàn)器隨火箭發(fā)射升空，隨箭體飛行至彈道最高點(diǎn)(約60 km)時(shí)，以不小于15 m/s的速度從箭體中彈出并分離，分離后折疊包裝體解除約束，與箭體分離后，根據(jù)控制指令完成空中充氣展開，完全充氣展開的時(shí)間不超過5 s，最終形成圓錐狀結(jié)構(gòu)(充氣錐)，而后試驗(yàn)器利用展開后的阻力面進(jìn)行氣動(dòng)減速，在下降過程中充氣錐承受飛行載荷，最后試驗(yàn)器以20 m/s左右的速度著陸至地面。

圖2 IRDT演示驗(yàn)證試驗(yàn)飛行剖面Fig.2 Flight profile of IRDT flight test

2.2 系統(tǒng)組成

IRDT試驗(yàn)器完全充氣展開后的外徑為1884 mm，高度為660 mm，由結(jié)構(gòu)裝置、充氣錐裝置、充氣組件、控制器、電池、通信數(shù)傳一體機(jī)和監(jiān)視相機(jī)組成，其中結(jié)構(gòu)裝置主要包括頭錐結(jié)構(gòu)和中心筒結(jié)構(gòu)，電池、控制器、通信數(shù)傳一體機(jī)等電子設(shè)備安裝于中心筒結(jié)構(gòu)內(nèi)部，具體布局如圖3所示。中心筒結(jié)構(gòu)的外徑為300 mm，充氣錐裝置在其外部，展開后與頭錐結(jié)構(gòu)共同構(gòu)成氣動(dòng)減速外形，充氣錐由3個(gè)直徑為290 mm的充氣圓環(huán)構(gòu)成，試驗(yàn)器充氣展開后的外形結(jié)構(gòu)如圖4所示。為了配合本次飛行試驗(yàn)，還配備有氣囊彈射分離裝置，利用高壓柔性氣囊的快速充氣展開將試驗(yàn)器以不小于15 m/s的速度彈射出運(yùn)載平臺(tái)內(nèi)部。

圖3 IRDT試驗(yàn)器結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)(折疊包裝狀態(tài))Fig.3 Structure layout of IRDT flight test system (folding)

圖4 IRDT試驗(yàn)器展開后的結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Structure layout of IRDT flight test system (unfolding)

結(jié)構(gòu)裝置主要包括剛性頭錐、中心筒結(jié)構(gòu)等，中心筒結(jié)構(gòu)用于安裝充氣組件和電子設(shè)備，頭錐結(jié)構(gòu)用于配合充氣錐裝置，共同形成圓錐狀剛?cè)狁詈蠚鈩?dòng)外形。

充氣組件的作用是為充氣錐的氣囊充氣，使其按照要求在5 s內(nèi)快速展開并達(dá)到預(yù)定的壓力，充氣組件包括高壓氣瓶、電磁閥、加排閥、充氣管路等。電池為其他電子學(xué)產(chǎn)品供電，包括通信數(shù)傳一體機(jī)、控制器等。

控制器的作用是系統(tǒng)開始工作后，完成供配電功能并發(fā)出充氣展開指令，啟動(dòng)電磁閥，同時(shí)反饋遙測信號(hào)(系統(tǒng)啟動(dòng)、充氣指令)至通信數(shù)傳一體機(jī)。

通信數(shù)傳一體機(jī)安裝有GPS天線、數(shù)傳天線，在IRDT試驗(yàn)器開始工作后，實(shí)現(xiàn)跟蹤定位，并將相關(guān)遙測數(shù)據(jù)和傳感器采集的試驗(yàn)數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)傳至地面。

監(jiān)視相機(jī)安裝在試驗(yàn)器中心筒尾部，共2臺(tái)，對充氣錐的充氣展開情況進(jìn)行監(jiān)視和記錄。

2.3 主要技術(shù)參數(shù)

本次飛行試驗(yàn)的主要目的是演示驗(yàn)證IRDT的原理和系統(tǒng)的工作程序，試驗(yàn)搭載某項(xiàng)目火箭飛行試驗(yàn)開展，運(yùn)載平臺(tái)能夠提供的儲(chǔ)存空間有限，因此，在滿足試驗(yàn)器安全著陸的前體下盡可能降低試驗(yàn)器的著陸速度。據(jù)此確定IRDT試驗(yàn)器的主要技術(shù)參數(shù)，包括著陸速度、質(zhì)量、外形尺寸、包裝密度、充氣時(shí)間等，如表1所示。

表1 IRDT試驗(yàn)器的主要技術(shù)指標(biāo)

2.4 飛行試驗(yàn)彈道

根據(jù)火箭平臺(tái)的設(shè)計(jì)彈道，IRDT試驗(yàn)器與火箭平臺(tái)的分離高度為海拔57.6 km，此時(shí)火箭的飛行速度為514.5 m/s(馬赫數(shù)1.62)，彈道傾角為-0.001675°。

據(jù)此計(jì)算得到IRDT試驗(yàn)器的返回彈道，結(jié)果如下圖5、圖6，分析得到試驗(yàn)器落地的速度為19.4 m/s，飛行時(shí)間804.3 s，落至海拔1 km時(shí)的飛行時(shí)間為754 s。

圖5 速度隨時(shí)間的變化曲線Fig.5 Changes of velocity with time

圖6 高度隨時(shí)間的變化曲線Fig.6 Changes of altitude with time

3 充氣錐裝置

3.1 結(jié)構(gòu)

充氣錐裝置是本次飛行試驗(yàn)的核心，其在空中快速充氣展開形成圓錐狀氣囊結(jié)構(gòu)，對試驗(yàn)器進(jìn)行氣動(dòng)減速，并承受相應(yīng)的氣動(dòng)載荷。充氣錐裝置由充氣錐體和防護(hù)蒙皮組成，外形結(jié)構(gòu)如圖7所示。

圖7 充氣錐裝置結(jié)構(gòu)示意圖Fig.7 Structure of inflatable cone device

充氣錐體由3個(gè)充氣環(huán)拼接組成，呈60°半錐角，展開后充氣錐體的外直徑為1884 mm，充氣環(huán)的橫截面直徑均為290 mm，通過充氣后囊體內(nèi)外的壓差形成氣動(dòng)阻力面并保持氣動(dòng)外形。根據(jù)圖8所示的再入過程分析結(jié)果，在飛行試驗(yàn)過程中，作用于氣囊結(jié)構(gòu)外部的最大動(dòng)壓為310 Pa，此時(shí)的飛行高度約27 km，環(huán)境壓力1879 Pa，而充氣環(huán)的標(biāo)稱充氣壓力95 kPa(絕對壓力)，該壓力可確保充氣錐在飛行載荷的作用下保持結(jié)構(gòu)剛度，分析結(jié)果表明，結(jié)構(gòu)形變最大僅為0.8 mm。同時(shí)，由于飛行試驗(yàn)的落區(qū)大氣壓為88 kPa，因此該充氣壓力可以保證試驗(yàn)器在落地后仍然保持超壓狀態(tài)、維持結(jié)構(gòu)外形。3個(gè)充氣環(huán)之間進(jìn)行限位連接，充氣環(huán)通過徑向帶與中心筒結(jié)構(gòu)連接，環(huán)繞帶和徑向帶共同起到固定充氣錐面形狀的作用，徑向帶、緯向帶均采用芳綸帶，斷裂強(qiáng)力為25 kN，具體布局如圖9所示。

圖8 再入過程的動(dòng)壓分析Fig.8 Dynamic pressure analysis of reentry process

圖9 充氣環(huán)的固定形式Fig.9 Fixed pattern of inflatable rings

熱防護(hù)蒙皮位于充氣錐外側(cè)，為圓錐臺(tái)形，與頭錐、充氣環(huán)均進(jìn)行連接固定。在實(shí)際工程應(yīng)用中，柔性熱防護(hù)材料結(jié)構(gòu)應(yīng)能夠承受極高的氣動(dòng)熱，根據(jù)分析最高溫度可超過1000℃[11]，據(jù)此柔性熱防護(hù)材料應(yīng)設(shè)計(jì)為多層隔熱材料，材料的設(shè)計(jì)厚度為10 mm，面密度2.5 kg/m2。本次飛行試驗(yàn)雖不考核熱防護(hù)性能，但為了模擬真實(shí)的物理特性(厚度、面密度等)，驗(yàn)證其折疊包裝性能，使用如圖10所示的材料作為熱防護(hù)蒙皮，多層材料的總厚度為12 mm，面密度為2.8 kg/m2，材料的拉伸強(qiáng)度達(dá)5000 N/5 cm。

圖10 飛行試驗(yàn)柔性熱防護(hù)材料結(jié)構(gòu)示意圖Fig.10 Structure of flexible thermal protection system for flight test

3.2 折疊包裝設(shè)計(jì)

充氣錐體在發(fā)射前處于折疊包裝狀態(tài)，折疊方式說明及折疊后的狀態(tài)如下圖11所示。

圖11 折疊方法示意圖及折疊后的狀態(tài)Fig.11 Folding method and folding status of flight test system

折疊包裝前對充氣錐進(jìn)行抽真空，以盡可能減少氣囊內(nèi)部的殘余氣體，從而提高包裝密度并降低殘余氣體的膨脹效應(yīng)。按圖11所示的折疊法在橫縱兩向同時(shí)折疊，對充氣錐體進(jìn)行收攏，整體折疊后用包布包裹住充氣錐，并在中心筒周圍封包固定，最終形成圓柱狀的折疊體。

4 試驗(yàn)

4.1 地面試驗(yàn)

在研制過程中，進(jìn)行了包括高塔投放試驗(yàn)、常壓及真空環(huán)境充氣展開試驗(yàn)等試驗(yàn)，驗(yàn)證了產(chǎn)品低速穩(wěn)降性能、折疊包裝和快速有序展開技術(shù)、快速充氣技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)。

4.1.1 高塔投放試驗(yàn)

通過高塔投放試驗(yàn)，測量充氣錐裝置的穩(wěn)降速度、驗(yàn)證著陸穩(wěn)定性。試驗(yàn)投放高度約90 m，試驗(yàn)前對充氣錐裝置進(jìn)行充氣，充氣錐投放試驗(yàn)過程中，落地前姿態(tài)穩(wěn)定，擺角較小，經(jīng)測量，充氣錐裝置的低速阻力系數(shù)不小于0.68，與仿真計(jì)算基本一致。

4.1.2 地面充氣展開試驗(yàn)

地面充氣展開試驗(yàn)的目的是驗(yàn)證整機(jī)的工作程序、充氣組件的性能、充氣錐展開包絡(luò)、充氣展開特性等。

試驗(yàn)?zāi)M飛行工作程序，解除封包后接通電磁閥，開始對IRDT充氣錐充氣。結(jié)果表明，充氣錐的三個(gè)充氣環(huán)迅速膨脹展開，封包也被快速打開，展開過程快速而有序，充氣氣囊展開為平面結(jié)構(gòu)后，在充氣氣體的作用下迅速膨脹并充滿，最終充氣展開為預(yù)定的形狀。

4.1.3 真空充氣展開試驗(yàn)

真空充氣展開試驗(yàn)的目的是模擬真實(shí)飛行試驗(yàn)的環(huán)境(低壓、低溫)，驗(yàn)證充氣錐裝置的充氣過程和性能，試驗(yàn)在真空罐內(nèi)進(jìn)行。充氣錐折疊包裝后安裝固定于真空罐內(nèi)。真空罐在抽真空的過程中，折疊包裝狀態(tài)的充氣錐裝置有輕微膨脹，但封包狀態(tài)完好，真空罐內(nèi)的壓力降低至10-1Pa，溫度到達(dá)-5 ℃時(shí)，實(shí)施真空展開試驗(yàn)。

利用火工切割器將封包繩切斷，由于充氣錐氣囊內(nèi)部存在殘余氣體，解除約束后，在真空環(huán)境下立刻膨脹展開，但膨脹過程有序，充氣錐的防熱蒙皮并未繃緊，說明內(nèi)部壓力不大。而后打開電磁閥，對充氣錐充氣，氣囊充滿時(shí)間不超過5 s，充氣錐未發(fā)生損壞，狀態(tài)完好，真空罐內(nèi)的展開情況見圖12。

圖12 真空展開試驗(yàn)情況(通過真空罐玄窗觀察)Fig.12 Deploying experiment in vacuum chamber

4.2 飛行試驗(yàn)

2018年4月26日，IRDT試驗(yàn)器搭載火箭進(jìn)行了演示驗(yàn)證飛行試驗(yàn)，按照工作程序，火箭箭頭、箭體分離后65.7 s，IRDT試驗(yàn)器自箭體內(nèi)部彈出，彈出后6 s啟動(dòng)電磁閥，對充氣錐進(jìn)行充氣，而后利用其自身的氣動(dòng)特性進(jìn)行減速。

試驗(yàn)器與箭體分離時(shí)，箭體的姿態(tài)無控，不能保證試驗(yàn)器的分離姿態(tài)，加之試驗(yàn)器沒有設(shè)計(jì)姿控系統(tǒng)，因此，在海拔60～20 km的稀薄大氣環(huán)境，其姿態(tài)不穩(wěn)定，飛行彈道與計(jì)算至有一定誤差，當(dāng)降落至海拔25 km以下時(shí)，實(shí)際飛行彈道與計(jì)算值基本吻合，最終產(chǎn)品以21.4 m/s的速度著陸(落區(qū)海拔994 m，按海拔1000 m，計(jì)算值為20.4 m/s)，試驗(yàn)器與箭體分離至落地，總飛行時(shí)間約785 s，與理論計(jì)算基本接近。產(chǎn)品飛行后著陸的照片如圖13所示。

圖13 飛行試驗(yàn)后產(chǎn)品著陸照片F(xiàn)ig.13 IRDT system after flight test

4.3 艙上攝像記錄

IRDT試驗(yàn)器自帶2臺(tái)對稱安裝的監(jiān)視相機(jī)，位于中心筒尾部的艙壁，用于觀察飛行試驗(yàn)過程中充氣錐的展開情況。

開始充氣后，充氣錐迅速充氣展開，成形時(shí)間不超過1 s，此后未發(fā)生明顯的結(jié)構(gòu)變化。在飛行過程中，2臺(tái)攝像機(jī)均未觀察到充氣錐結(jié)構(gòu)發(fā)生明顯的結(jié)構(gòu)變形或損傷，氣囊結(jié)構(gòu)及繩帶位置沒有明顯變化，照片如圖14所示。

圖14 飛行試驗(yàn)艙上攝像截圖Fig.14 Photo taken by camera on flight test system

5 結(jié)論

1)基于多個(gè)充氣環(huán)的充氣式減速系統(tǒng)設(shè)計(jì)合理，具有較好的減速性能，實(shí)際著陸速度與計(jì)算值接近；

2)基于多充氣環(huán)結(jié)構(gòu)的充氣錐裝置的設(shè)計(jì)和成型工藝得到了驗(yàn)證，充氣環(huán)能夠承受高達(dá)95 kPa的內(nèi)壓，剛度較好。

3)快速充氣技術(shù)得到了驗(yàn)證，所采用的基于高壓氣瓶直充的方式能夠?qū)崿F(xiàn)氣囊在5 s內(nèi)迅速展開，且瞬間充入的高壓氣體不會(huì)破壞氣囊結(jié)構(gòu)；

4)高壓縮比折疊包裝及有序展開技術(shù)得到了驗(yàn)證，系統(tǒng)折疊收納于中心筒結(jié)構(gòu)周圍的環(huán)形空間內(nèi)，包裝密度達(dá)0.23 kg/L，系統(tǒng)工作后能夠快速有序展開，形成充氣錐體。

5)本次試驗(yàn)也存在一些不足，如：受限于火箭平臺(tái)，試驗(yàn)器未配備姿態(tài)控制系統(tǒng)，且火箭平臺(tái)在試驗(yàn)器分離前處于無控狀態(tài)，影響了飛行試驗(yàn)；試驗(yàn)器的測量及遙測能力有限，返回過程中的姿態(tài)、位置和充氣壓力等信息未采集到。