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)
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。
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
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。
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)
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
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
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。
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
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
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
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。