張鵬 蘇南 趙鑠 桂蜀旺 毛科鑄 侯向陽,

半剛性機械展開式氣動減速技術(shù)機構(gòu)與熱防護研究

張鵬1蘇南1趙鑠1桂蜀旺2毛科鑄3侯向陽1,2

（1 中國空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094）（2 南京航空航天大學(xué)飛行器先進設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室，南京 210016）（3 航天材料及工藝研究所，北京 100076）

針對半剛性機械展開式氣動減速技術(shù)特點，文章首先選取了八棱臺氣動外形，分析了考慮柔性面變形影響的氣動環(huán)境特征，然后開展了連桿機構(gòu)原理設(shè)計和柔性防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計，最后進行了機構(gòu)構(gòu)型穩(wěn)定性仿真分析、柔性防熱材料風(fēng)洞試驗驗證、柔性防熱結(jié)構(gòu)套裝及氣動面展開性能驗證。研究顯示：八棱臺外形棱邊處氣動熱整體上大于柔性面區(qū)域且在棱邊靠近邊緣處出現(xiàn)最大值；棱邊處和柔性面區(qū)域的氣動壓力隨徑向距離變化不大且兩處的氣動壓力水平相當(dāng)，而氣動剪力隨徑向距離變化明顯且棱邊處的氣動剪力明顯大于柔性面區(qū)域；整個連桿機構(gòu)在氣動力作用下不發(fā)生結(jié)構(gòu)破壞和失穩(wěn)，能夠保證氣動面構(gòu)型穩(wěn)定性；新研的柔性防熱材料經(jīng)風(fēng)洞試驗考核能夠耐受規(guī)定的氣動力熱環(huán)境，并能保證氣動面背溫在機構(gòu)正常使用范圍內(nèi)；經(jīng)原理樣機驗證，機構(gòu)運動性能及柔性防熱結(jié)構(gòu)可折疊性能良好。

機械式展開 棱臺式氣動外形 氣動力熱環(huán)境 連桿機構(gòu) 構(gòu)型穩(wěn)定性 柔性防熱材料 航天返回

0 引言

隨著航天事業(yè)的不斷發(fā)展，傳統(tǒng)的固定式剛性再入/進入航天器因受運載火箭發(fā)射能力及整流罩包絡(luò)約束已經(jīng)滿足不了未來航天事業(yè)發(fā)展需求[1-3]。目前，國內(nèi)外正在研究一種高適應(yīng)性可展開氣動減速技術(shù)，該技術(shù)根據(jù)防熱結(jié)構(gòu)的柔性程度及展開驅(qū)動形式可分為柔性充氣式[4-7]、半剛性機械式[1-2,8-17]和剛性機械式[18]三種。

目前，國內(nèi)對柔性充氣式氣動減速技術(shù)研究相對較多，而對機械式研究相對較少[1]。為拓寬我國可展開氣動減速技術(shù)研究途徑，本文以再入質(zhì)量60kg、氣動面展開最大包絡(luò)直徑2 230mm、氣動面展開半錐角60°為初始條件，在文獻(xiàn)[8]的基礎(chǔ)上開展半剛性機械展開式氣動減速技術(shù)機構(gòu)與熱防護研究。

本文首先進行氣動面選型和考慮柔性面變形影響的氣動環(huán)境分析，確定機構(gòu)形式及力熱載荷特征；然后開展機構(gòu)方案設(shè)計和柔性防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計；最后根據(jù)力熱載荷環(huán)境進行機構(gòu)構(gòu)型穩(wěn)定性仿真分析、柔性防熱材料風(fēng)洞試驗驗證、柔性防熱結(jié)構(gòu)套裝驗證及氣動面展開性能驗證。本文研究成果及設(shè)計方法為半剛性機械展開式氣動減速技術(shù)后續(xù)的深入研究及工程化實施奠定了基礎(chǔ)。

1 氣動面選型與氣動力熱環(huán)境分析

半剛性機械展開式氣動減速技術(shù)的氣動面是通過若干組均布連桿機構(gòu)支撐柔性防熱材料實現(xiàn)的[8]，在連桿機構(gòu)與柔性防熱材料連接處及柔性防熱材料邊緣處形成兩條棱邊，使得整個氣動外形呈棱臺狀且臺面為柔性，區(qū)別于柔性充氣式和剛性機械式的剛性圓錐狀，如圖1所示。因此，在氣動選型及氣動力熱計算方面，本文突出在棱臺邊數(shù)的確定（即連桿機構(gòu)組件數(shù)量的確定）及考慮柔性面變形影響的氣動力熱環(huán)境確定兩方面，其他氣動特征分析在文獻(xiàn)[9]中已有研究，此處不再贅述。

1.1 氣動面選型

圖2為=5時不同棱邊數(shù)目與同參數(shù)圓錐形壁面的氣動阻力比較。從圖2上看出：棱邊數(shù)越多、氣動阻力越接近圓錐形壁面，這是因為棱邊數(shù)越多幾何上越趨近于圓錐的緣故。在綜合考慮減速效果、機構(gòu)承載能力、系統(tǒng)質(zhì)量等約束條件下，選取八棱臺作為本文氣動外形，即機構(gòu)形式為八組連桿機構(gòu)。這是因為：相比六棱臺而言，八棱臺的氣動阻力更接近圓錐形，機構(gòu)組件多、承載能力更強；相比十棱臺而言，八棱臺的機構(gòu)組件少、結(jié)構(gòu)質(zhì)量更輕。

圖1 棱臺狀柔性氣動面

圖2 不同外形條件下的氣動阻力

1.2 氣動力熱環(huán)境分析

根據(jù)文獻(xiàn)[10]提供的彈道參數(shù)及柔性面分析方法，分析得出如圖3、圖4所示的0°攻角狀態(tài)下考慮柔性面變形影響的氣動力熱環(huán)境。其中，1為連桿機構(gòu)形成的棱邊，2、2、2為其上三個特征點；2為柔性臺面區(qū)域某特征曲線，1、1、1為其上三個特征點；特征點為駐點；為氣動面徑向距離；為氣動面半徑。

從圖3中看出：八棱臺柔性氣動面棱邊處（1）熱流密度及總加熱量整體上大于柔性面區(qū)域（2），且在棱邊靠近邊緣處（2點）出現(xiàn)最大值，這是由于柔性面下凹變形引起的棱邊處氣動熱集中現(xiàn)象導(dǎo)致的[10]；隨著徑向距離增加，棱邊處（1）和柔性面區(qū)域（2）的氣動壓力變化不大，而在靠近邊緣處急劇下降，且棱邊處（1）的氣動壓力水平與柔性面區(qū)域（2）相當(dāng)；隨著徑向距離增加，棱邊處（1）和柔性面區(qū)域（2）的氣動剪力明顯增加，同樣在靠近邊緣處又急劇下降，且棱邊處（1）的氣動剪力明顯大于柔性面區(qū)域（2）。為此，本文選取輻條處的氣動力熱載荷開展機構(gòu)構(gòu)型穩(wěn)定性仿真及柔性防熱材料風(fēng)洞試驗。

圖3 氣動熱環(huán)境

圖4 最大氣動力環(huán)境

2 機構(gòu)設(shè)計

本文采用連桿機構(gòu)與載荷艙一體化構(gòu)型設(shè)計方案，即：連桿機構(gòu)與載荷艙直接連接且沿載荷艙軸向運動，剛性頭錐是載荷艙的一部分。該方案主要由載荷艙（含剛性頭錐）、8根輻條、8根連接桿、8根彈簧、4根導(dǎo)向桿、滑動框以及4套壓緊釋放裝置、4套鎖定緩沖裝置組成，如圖5所示。

圖6為連桿機構(gòu)原理圖。連接桿一端連接輻條于點、一端連接滑動框于點，輻條一端連接剛性頭錐于點、一端自由，彈簧一端連接連接桿于點、一端連接滑動框于點。點、、、、處設(shè)計為鉸接轉(zhuǎn)動副，滑動框套在導(dǎo)向桿上設(shè)計為滑動副。收攏狀態(tài)下，壓緊釋放裝置將滑動框鎖死，此時驅(qū)動彈簧處于拉伸狀態(tài)；壓緊釋放裝置解鎖后，釋放滑動框，彈簧釋放勢能，驅(qū)動輻條展開；當(dāng)連接桿運動到與導(dǎo)向桿垂直時，鎖定緩沖裝置對滑動框進行緩沖限位并鎖定，氣動面完全展開，此時氣動面展開包絡(luò)直徑=2 230mm、半錐角=60°、剛性頭錐直徑=700mm，如圖6所示。

圖5 結(jié)構(gòu)機構(gòu)設(shè)計

為保證收攏后軸向包絡(luò)尺寸最小，本文依據(jù)文獻(xiàn)[8]的研究成果確定幾何關(guān)系，即連接桿與輻條幾何尺寸滿足下式

式中 S為輻條OC的總長；S1為連接桿BF長度；S2為輻條OB段長度；S3為輻條BC段長度；θ為半錐角。

3 柔性防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計

半剛性機械展開式氣動減速技術(shù)的柔性防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計關(guān)鍵在于柔性防熱材料與輻條和剛性頭錐的連接。柔性防熱結(jié)構(gòu)整體上采用根據(jù)輻條數(shù)目分塊拼接的設(shè)計方案，如圖7所示。其中：在輻條拼接處，柔性防熱材料對向拼接后其上再覆蓋一層柔性防熱材料作為接縫結(jié)構(gòu)，以防止輻條處過熱及縫隙燒蝕；剛性頭錐與柔性防熱結(jié)構(gòu)獨立設(shè)計，收攏狀態(tài)下剛性頭錐與柔性防熱結(jié)構(gòu)分離，展開后剛性頭錐能完全蓋住柔性防熱結(jié)構(gòu)接頭。

4 分析與驗證

4.1 機構(gòu)構(gòu)型穩(wěn)定性分析

再入過程中連桿機構(gòu)承擔(dān)著整個氣動力作用，根據(jù)圖4確定的氣動力載荷進行連桿機構(gòu)構(gòu)型穩(wěn)定性分析。通過力學(xué)分析看出：整個連桿機構(gòu)在氣動力作用下，最大應(yīng)力為45.9MPa遠(yuǎn)小于材料自身的屈服強度；最大變形為7.92mm，該變形對氣動面包絡(luò)直徑和半錐角影響較??；屈曲載荷因子為4.38＞1，連桿機構(gòu)不會發(fā)生屈曲；由此可知，整個連桿機構(gòu)在氣動力作用下，不發(fā)生結(jié)構(gòu)破壞和失穩(wěn)，能夠保證構(gòu)型穩(wěn)定性，如圖8所示。

圖7 柔性防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計

圖8 構(gòu)型穩(wěn)定性分析

4.2 柔性防熱材料風(fēng)洞試驗

本文研制的柔性防熱材料采用多層結(jié)構(gòu)方案，依次為燒蝕層、隔熱層、氣密層、結(jié)構(gòu)承力層，如圖9所示，各層之間采用膠接、縫合連接。

圖9 柔性防熱材料組成

根據(jù)圖3及圖4確定的氣動力熱環(huán)境，進行柔性防熱材料低熱流—長時間隔熱性能考核及高熱流—短時間燒蝕性能考核，試驗結(jié)果如圖10所示。通過試驗可知：在低熱流—長時間工況試驗過程中，表面溫度達(dá)到1 260℃，碳層保持完整、不剝落，背溫最高162℃；在高熱流—短時間工況試驗過程中，表面溫度達(dá)到1 500℃，碳層保持完整、不剝落，背溫最高為171℃。而162℃~171℃的背溫對機構(gòu)材料的力學(xué)性能影響不大。

因此本文研制的柔性防熱材料防隔熱性能能夠耐受圖3及圖4所確定的氣動力熱環(huán)境，并能保證氣動面背溫在機構(gòu)正常使用范圍內(nèi)。

圖10 柔性防熱材料風(fēng)洞燒蝕試驗

4.3 防熱結(jié)構(gòu)套裝及展開性能驗證

利用原理樣機進行柔性防熱結(jié)構(gòu)安裝實施驗證，機構(gòu)展開性能驗證及柔性防熱結(jié)構(gòu)可折疊性能驗證。經(jīng)驗證發(fā)現(xiàn)：半剛性機械展開式氣動減速技術(shù)的柔性防熱結(jié)構(gòu)可實施性較好，實施效果符合設(shè)計狀態(tài)，如圖11所示；樣機展開收攏過程順暢、無卡滯，柔性防熱材料無破損、無褶皺，機構(gòu)運動性能及柔性防熱結(jié)構(gòu)可折疊性能良好，如圖12所示。

圖11 柔性防熱結(jié)構(gòu)安裝實施

圖12 展開收攏驗證

Fig.12 Deployed and stowed verification

5 結(jié)束語

本文以八棱臺氣動外形、連桿機構(gòu)與載荷艙一體化設(shè)計及柔性防熱材料多層結(jié)構(gòu)方案為基礎(chǔ)，分別從考慮柔性面變形影響的氣動環(huán)境分析、機構(gòu)原理設(shè)計、柔性防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計及機構(gòu)構(gòu)型穩(wěn)定性分析、柔性防熱材料風(fēng)洞試驗驗證、柔性防熱結(jié)構(gòu)套裝驗證、氣動面展開性能驗證等方面對半剛性機械展開式氣動減速技術(shù)機構(gòu)與熱防護進行了研究，得出結(jié)論如下：

1）棱邊處熱流密度及總加熱量整體上大于柔性面區(qū)域且在棱邊靠近邊緣處出現(xiàn)最大值。

2）隨著徑向距離增加，棱邊處和柔性面區(qū)域的氣動壓力變化不大，且兩處的氣動壓力水平相當(dāng)；隨著徑向距離增加，棱邊處和柔性面區(qū)域的氣動剪力明顯增加，且棱邊處的氣動剪力明顯大于柔性面區(qū)域。

3）機構(gòu)設(shè)計合理，經(jīng)仿真驗證機構(gòu)能夠承受氣動載荷、保證氣動面構(gòu)型穩(wěn)定性，經(jīng)原理樣機驗證機構(gòu)運動性能良好。

4）柔性熱防護設(shè)計合理，經(jīng)風(fēng)洞試驗驗證柔性防熱材料能夠耐受氣動環(huán)境、保證背溫在機構(gòu)正常使用范圍內(nèi)，經(jīng)原理樣機驗證柔性防熱結(jié)構(gòu)可實施性較好、可折疊性能良好。

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Research on Mechanism and Thermal Protection of Semi-rigid Mechanical Deployable Aerodynamic Deceleration Technology

ZHANG Peng1SU Nan1ZHAO Shuo1GUI Shuwang2MAO Kezhu3HOU Xiangyang1,2

（1 Institute of Manned Space System Engineering, CAST, Beijing 100094, China）（2 Ministerial Key Discipline Laboratory of Advanced Design Technology of Aircraft, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China）（3 Aerospace Research Institute of Materials & Processing Technology, Beijing 100076, China）

For the semi-rigid mechanical deployable aerodynamic deceleration technology characteristics, the paper chooses prismatic aeroshell which has eight edges and analyzes aerodynamic force and heat environment with consideration of aeroshell deformation firstly. Secondly, it completes the principle design of linkage mechanism and the flexible thermal protection structural design. Finally, it performs simulation analysis of configuration stability of linkage mechanism, conducts arc-jet ablation test of flexible thermal protection material and verifies the deployable performance of linkage mechanism. The results show that the aerodynamic heat of the edge of the prismatic aeroshell is larger than the aerodynamic heat of the flexible region of the prismatic aeroshell, the aerodynamic pressure at the edge and flexible region varies little with radial distance increases and the aerodynamic pressure levels at the edge and flexible region are equivalent. The aerodynamic shear at the edge and flexible region varies significantly with radial distance increases, and the aerodynamic shear at the edge is greater than the aerodynamic shear at flexible region. The linkage mechanism does not undergo structural damage and instability under aerodynamic force, and can maintain the stability of the aeroshell configuration. The flexible thermal protection material can withstand the specified aerodynamic force and heat environment through the arc-jet ablation test, and can ensure that the aeroshell back temperature is within the normal use range of the linkage mechanism. It is verified by the physical prototype that the linkage mechanism performance is good and the flexible thermal protection structure has good folding performance.

mechanical deployment; prismatic aeroshell; aerodynamic force and heat environment; linkage mechanism; configuration stability; flexible thermal protection material; spacecraft recovery

V423.6

A

1009-8518(2019)06-0001-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2019.06.001

張鵬，男，1982年生，2011年獲華中科技大學(xué)固體力學(xué)專業(yè)博士學(xué)位，高級工程師。研究方向為航天器系統(tǒng)設(shè)計、氣動設(shè)計及總裝集成設(shè)計。E-mail：zhangpeng01061014@163.com。

2019-08-21

國家重大科技專項工程

張鵬, 蘇南, 趙鑠, 等. 半剛性機械展開式氣動減速技術(shù)機構(gòu)與熱防護研究[J]. 航天返回與遙感, 2019, 40(6): 1-10.

ZHANG Peng, SU Nan, ZHAO Shuo, et al. Research on Mechanism and Thermal Protection of Semi-rigid Mechanical Deployable Aerodynamic Deceleration Technology[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2019, 40(6): 1-10. (in Chinese)

（編輯：龐冰）