徐倩 張濤 趙文 周啟航 陳彬

用于助推器傘降的多段分離技術(shù)方案設(shè)計與仿真

徐倩 張濤 趙文 周啟航 陳彬

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076）

助推器傘降落區(qū)控制需要解決的關(guān)鍵技術(shù)之一是將助推器從無控再入狀態(tài)平穩(wěn)可靠地轉(zhuǎn)為傘降受控狀態(tài)。助推器再入時處于高動態(tài)翻轉(zhuǎn)運(yùn)動，需要根據(jù)助推器的姿態(tài)變化特點(diǎn)對助推器頭錐分離及開傘過程進(jìn)行設(shè)計，確定合理的開傘條件，并使得頭錐在極端姿態(tài)下可以順利分離，為開傘創(chuàng)造開敞的空間并提供一定的初始拉出速度。為了突破該項技術(shù)難點(diǎn)，文章提出了頭錐多段分離技術(shù)，首先對分離能源以及分離體的分段進(jìn)行設(shè)計，使分離能源與分離體的質(zhì)量和阻力特性相匹配；然后將頭錐的多段分離過程與傘分系統(tǒng)的分級展開過程進(jìn)行協(xié)同，充分利用傘的升力，使分離過程安全且連貫；對分離過程進(jìn)行了數(shù)值仿真，并在CZ-3B火箭多發(fā)飛行任務(wù)中進(jìn)行了成功應(yīng)用，驗證了多段分離技術(shù)的穩(wěn)定性和可靠性。

助推器 降落傘 翼傘 多段分離 再入 方案設(shè)計

0 引言

為應(yīng)對日益復(fù)雜的火箭殘骸落區(qū)選取和管控問題，中國在“十三五”期間確定并實施了助推器傘降落區(qū)控制技術(shù)[1-2]，該項技術(shù)結(jié)合當(dāng)前熱門的各種子級回收途徑[3-4]，可將結(jié)束工作后再入的助推器牽引至指定的落點(diǎn)區(qū)域，減少了落區(qū)風(fēng)險和殘骸搜尋的難度。

圖1 Ariane 5助推器回收系統(tǒng)裝配示意

美國航天飛機(jī)及歐洲Ariane 5火箭的助推器均使用傘降濺落方案（即助推器隨降落傘濺落到海上）[5-6]，此類方案是先將助推器頭錐一次分離，然后多級傘逐級展開實現(xiàn)穩(wěn)定和減速，其主要工作時序為：頭錐分離、引導(dǎo)傘展開、減速傘展開、減速傘繩釋放、輔助傘展開、主傘展開和海上濺落，濺落速度為25m/s左右。Ariane 5的助推器回收系統(tǒng)裝配示意如圖1[7-9]所示。頭錐設(shè)計對接環(huán)連接，內(nèi)置膨脹管和導(dǎo)爆索，分離時膨脹管工作破壞對接環(huán)實現(xiàn)連接解鎖。分離能源由安裝于頭錐第一個環(huán)框的火工作動筒提供，可為頭錐分離體提供27m/s的初速度[10]。根據(jù)Ariane 5頭錐分離部分質(zhì)量和分離速度估算，火工作動筒需提供的沖量約為6 000N·s。對比成熟火工品指標(biāo)，要滿足上述沖量要求，該火工作動筒的體積和質(zhì)量與一枚藥柱直徑約130mm、長度約400mm的小型固體火箭發(fā)動機(jī)相當(dāng)。即使將該火工作動筒分解為若干枚小型火工做動裝置，其總的體積和質(zhì)量規(guī)模也較為可觀，對結(jié)構(gòu)空間和承載都有較高的需求。為確保分離安全，回收系統(tǒng)的裝配使用專門的夾具和導(dǎo)向工裝，使傘艙安裝適應(yīng)頭錐12°斜角[11]，以盡可能保證頭錐分離安全間隙。

對比Ariane 5火箭助推器傘降回收方案，中國提出的助推器傘降落區(qū)控制系統(tǒng)方案主要包括導(dǎo)航控制分系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)和傘分系統(tǒng)[12]。其中，傘分系統(tǒng)安裝于助推器頭錐內(nèi)，高動態(tài)翻轉(zhuǎn)再入助推器的頭錐分離技術(shù)是該系統(tǒng)的一項難點(diǎn)，要求在其工作前提供安裝、支撐和熱環(huán)境防護(hù)；待到具備開傘條件時，頭錐分離系統(tǒng)為開傘創(chuàng)造開敞的空間，并為傘提供一定的初始拉出速度；在高動態(tài)翻轉(zhuǎn)再入的姿態(tài)下，頭錐須克服姿態(tài)干擾和氣動力影響，實現(xiàn)可靠分離，并使各級傘順利展開。

針對上述難點(diǎn)，本文提出一種與傘分系統(tǒng)分級展開協(xié)同工作的頭錐多段分離技術(shù)方案，著重解決分離能源與分離體的質(zhì)量和阻力特性的匹配問題，并充分發(fā)揮傘的姿態(tài)穩(wěn)定作用，充分利用傘提供的升力解決分離能源需求問題。在該方案下首先彈出阻力面積和質(zhì)量較小的端頭帽，提供可靠的分離初始速度和姿態(tài)，并拉出體積較小的一級穩(wěn)定傘；待穩(wěn)定傘工作一定時間，將助推器姿態(tài)穩(wěn)定后，再使尺寸和質(zhì)量較大的頭錐中段與穩(wěn)定傘分離，并依次拉出后續(xù)減速傘及翼傘傘系，完成助推器減速和落點(diǎn)控制任務(wù)。

1 助推器傘降系統(tǒng)方案

1.1 結(jié)構(gòu)布局

為了利于技術(shù)的直接應(yīng)用和推廣，中國在開展助推器傘降技術(shù)研究時[13]，制定了搭載現(xiàn)役火箭飛行任務(wù)開展驗證試驗的策略[14-15]。依據(jù)總體設(shè)計中對箭體結(jié)構(gòu)進(jìn)行最小適應(yīng)性更改的原則，在不影響火箭總體氣動外形的條件下，將助推器傘降落區(qū)控制系統(tǒng)集中布局在助推器頭錐內(nèi)[16]（如圖2所示），形成緊湊且獨(dú)立的功能系統(tǒng)，便于分離并提供開傘通路。

圖2 助推器傘降落區(qū)控制系統(tǒng)布局

該布局中助推器頭錐整體分成三層：最上層為端頭帽，里面設(shè)計穩(wěn)定傘支撐結(jié)構(gòu)；中間層為減速傘和翼傘傘艙，其底板上集中布置歸航控制系統(tǒng)和執(zhí)行裝置；最下層設(shè)計了較強(qiáng)的四腿支臂以更好地支撐上層設(shè)備，并在支臂之間布置了組合導(dǎo)航控制系統(tǒng)等。該布局方式充分利用了當(dāng)前助推器頭錐內(nèi)整塊的剩余空間；整個系統(tǒng)布局集中，可整體安裝、更換到任何一枚助推器上；不同功能的分系統(tǒng)有相對明顯的分界面，避免相互影響和工作交叉；各分系統(tǒng)分界面和分離面的設(shè)置統(tǒng)一，有利于分離過程的接口協(xié)調(diào)性。

1.2 頭錐多段分離方案

助推器再入過程的高動態(tài)變化給頭錐分離和開傘帶來難度。為了確定合理的分離和開傘條件，首先在CZ-3B火箭飛行任務(wù)中搭載姿態(tài)測量裝置[17]，以獲取助推器再入過程中的姿態(tài)變化特征。測量結(jié)果表明，助推器分離時處于橫向高速旋轉(zhuǎn)狀態(tài)，不利于實施頭錐分離和開傘。當(dāng)返回稠密大氣層后，由于發(fā)動機(jī)較重，整體重心偏下，高動態(tài)過程中基本呈頭部向上姿態(tài)。通過搭載姿態(tài)測量裝置對助推器再入姿態(tài)進(jìn)行實測，從起飛到再入后幾個典型方向的姿態(tài)角速度變化如圖3（a）～（c）所示，助推分離后的姿態(tài)角如圖3（d）所示。再入過程中姿態(tài)角速度高達(dá)300（°）/s，再入姿態(tài)角達(dá)200°。由于助推器本身的氣動特性，進(jìn)入大氣層一定時間后，滾轉(zhuǎn)、偏航和俯仰方向的姿態(tài)角速度分別收斂到150（°）/s、100（°）/s和80（°）/s，但仍為高動態(tài)狀態(tài)[18]。上述姿態(tài)角速度取值即為頭錐分離和開傘的初始條件。通過氣壓計對開傘高度進(jìn)行控制，氣壓計采取冗余設(shè)計，基于氣壓計工作原理和測量精度[19]，可以得到較為準(zhǔn)確的飛行高度，確保在滿足上述姿態(tài)角速度取值時執(zhí)行分離和開傘動作。

圖3 助推器再入過程各向姿態(tài)角和角速度曲線

由于開傘需要充氣，因此該動作需要在進(jìn)入大氣層以后進(jìn)行，此時，頭錐分離還受到氣動力干擾。氣動力和高姿態(tài)變化相耦合，給分離過程帶來極大的不確定性。為實現(xiàn)可靠分離，本文提出先將阻力面積較小、質(zhì)量較小的端頭帽彈出的方案。該方案下，當(dāng)端頭帽彈出時便拉出穩(wěn)定傘，可以對助推器姿態(tài)進(jìn)行穩(wěn)定，提高頭錐主體（頭錐中段）結(jié)構(gòu)分離的可靠性。頭錐多段分離和傘系展開過程如圖4所示。

圖4 頭錐多段分離與傘系展開過程

頭錐多段分離與傘系展開過程主要包括以下幾個階段：1）端頭帽分離，拉穩(wěn)定傘傘包，拉出穩(wěn)定傘；2）穩(wěn)定傘充氣展開，穩(wěn)定助推器姿態(tài)；3）頭錐中段分離，頭錐中段隨穩(wěn)定傘飛離助推器主體，拉減速傘傘包使減速傘拉出；4）減速傘充氣展開，降低助推器速度；5）減速傘脫鉤，拉翼傘傘包使翼傘拉出；6）翼傘充氣展開，歸航控制助推器。

上述頭錐多段分離的特點(diǎn)歸結(jié)如下：1）端頭帽質(zhì)量小，阻力面積小，因此啟動能源需求小，通過環(huán)向密布的小型彈射裝置，可以獲得穩(wěn)定的初始速度，彈出姿態(tài)偏差較小，為穩(wěn)定傘展開提供優(yōu)越的條件；2）頭錐中段的分離時機(jī)根據(jù)穩(wěn)定傘的穩(wěn)定效果進(jìn)行選取，當(dāng)姿態(tài)變化控制在一定范圍時，即可解鎖連接頭錐中段的火工裝置；3）頭錐中段的分離力由穩(wěn)定傘的拉力提供，由于穩(wěn)定傘拉力可帶動整個助推器，因此對于頭錐中段而言，分離力足夠，即可快速將頭錐中段拔出；4）傘的拉力可為結(jié)構(gòu)提供分離能源，因此無需另行設(shè)置分離能源，不但簡化分離系統(tǒng)，還增加了安全間隙，節(jié)省了安裝空間；5）結(jié)構(gòu)分離的同時拉出各級傘的傘包，可確保各級傘按順序展開。

由于端頭帽質(zhì)量較小，氣動阻力較小，初步估算分離能源所需提供的總沖量僅為700N·s，可通過密布多枚小型彈射器實現(xiàn)，無需對現(xiàn)有端頭帽連接框做加寬和加強(qiáng)設(shè)計。

2 頭錐多段分離過程仿真計算

2.1 端頭帽分離

首先根據(jù)傘分系統(tǒng)開傘動量需求，提出端頭帽彈射速度要求，再根據(jù)彈射器性能和端頭帽質(zhì)量，確定所需彈射器數(shù)量。在仿真建模時，將彈射器作用過程簡化為平均推力（根據(jù)圖5所示的彈射器典型的彈射力曲線推算）在分離體之間作用一段時間，給予分離體一定的分離初速度。端頭帽的理論相對速度可以通過動量定理計算得到，然后據(jù)此簡化計算分離體的氣動阻力。

圖5 彈射器的典型彈射力曲線

e=(t)/（1）

式中為彈射器數(shù)量；t為單個彈射器平均推力；為彈射器作用時間；為端頭帽質(zhì)量；e為端頭帽理論分離相對速度。

為了確定分離能源與分離體的質(zhì)量和阻力面積相匹配，確保在極限惡劣姿態(tài)下端頭帽仍能成功分離，并提供穩(wěn)定傘拉出所需的初速度?？紤]兩種極限工況（工況1和2），分別是助推器縱軸與飛行方向相同和垂直的兩種狀態(tài)。

（1）工況1

式（3）中除端頭帽分離速度e外其余參數(shù)取值同式（2），端頭帽分離速度實際上是隨時間變化，為簡化計算直接取端頭帽理論分離速度e。

（2）工況2

助推器縱軸與飛行方向垂直時，助推器頭錐端頭帽受力示意見圖6（b）。該工況下氣動阻力 的作用方向與工況1不同，數(shù)值上除a1不同外，重力、彈射力及助推器氣動阻力均與工況1數(shù)值一致。

圖6 兩工況下端頭帽受力示意

建立分離計算模型（如圖7所示），模型中按照姿態(tài)測量結(jié)果給定分離體的初始姿態(tài)角速度，并對端頭帽和助推器剩余部分賦予質(zhì)量特性（包括質(zhì)量、質(zhì)心、繞橫軸及繞縱軸的轉(zhuǎn)動慣量）。對兩種極限工況的標(biāo)稱參數(shù)和極限偏差分別予以仿真計算，其中極限偏差工況考慮質(zhì)心偏差、彈射器推力及作用時間的不同步性等因素。對彈射器的數(shù)量、布局及推力參數(shù)進(jìn)行迭代設(shè)計，并通過仿真驗證在彈射器的偏差性能指標(biāo)范圍內(nèi)，端頭帽可以平穩(wěn)彈出，不會發(fā)生翻轉(zhuǎn)，且最小彈出速度滿足穩(wěn)定傘傘包拉出的要求。

圖7 端頭帽分離仿真模型

2.2 穩(wěn)定傘工作段

穩(wěn)定傘工作段包括穩(wěn)定傘充氣展開和全展開兩個階段。通過仿真[20]和實測數(shù)據(jù)表明，穩(wěn)定傘工作一段時間即可將助推器姿態(tài)角速度收斂到20（°）/s以內(nèi)（見圖8（a）），姿態(tài)角（180°–）收斂到20°以內(nèi)（攻角收斂曲線見圖8（b）），助推器基本處于頭朝上的直立狀態(tài)，為頭錐中段分離創(chuàng)造了良好的初始條件。

圖8 穩(wěn)定傘工作階段助推器姿態(tài)變化

2.3 頭錐中段分離

穩(wěn)定傘與頭錐中段通過4個吊點(diǎn)連接，頭錐中段分離為頭錐第二次分離，將包圍傘艙的結(jié)構(gòu)殼體隨穩(wěn)定傘帶出，可為減速傘和翼傘開傘創(chuàng)造更為開敞的空間，確保開傘過程中無剮蹭。頭錐中段的質(zhì)量和體積相對端頭帽大很多，需要更大的分離能源。但由于穩(wěn)定傘的氣動升力大于頭錐中段重力，因此可將穩(wěn)定傘的升力作為頭錐中段的分離能源。僅需在滿足指定姿態(tài)條件時實現(xiàn)頭錐中段的連接解鎖，隨后穩(wěn)定傘將頭錐中段拉出。穩(wěn)定傘全展開時拉力穩(wěn)定，由于4根傘繩斜拉助推器，分離計算時軸向拉力取l，并考慮徑向拉力分量r。根據(jù)穩(wěn)定傘工作段姿態(tài)穩(wěn)定效果，在進(jìn)行分離過程的有關(guān)計算和分析時考慮助推器在20°攻角下的受力情況。

頭錐中段受力情況如圖9所示。圖9中，m為頭錐中段重力，a3為助推器下降過程中頭錐中段受到的氣動阻力，a4為頭錐中段分離的氣動阻力，計算方法同式（3）。

頭錐中段分離計算模型如圖10所示，模型中按照穩(wěn)定傘工作效果，分離體在滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航方向的初始姿態(tài)角速度分別取30（°）/s、20（°）/s、20（°）/s，并對頭錐中段和助推器剩余部分賦予質(zhì)量特性。為實現(xiàn)頭錐中段從傘分系統(tǒng)上的安全拔出，重點(diǎn)考察分離過程的安全間隙問題。頭錐中段分離過程中其與剩余部分的最小間隙變化情況如圖11所示，可以看出，分離過程中分離間隙呈遞增趨勢，頭錐中段與剩余部分不會發(fā)生磕碰。頭錐拔出時的仿真圖像如圖12所示，可安全拔出。

圖9 頭錐中段受力示意

圖10 頭錐中段分離仿真模型

圖11 頭錐中段分離間隙

Fig.12 Mid head-cone separated safely

圖12 頭錐中段安全拔出

2.4 減速傘工作段

減速傘工作段包括減速傘充氣展開和全展開兩個工作階段，助推器運(yùn)動如圖13所示。觀察圖13可以發(fā)現(xiàn)，減速傘充氣展開過程中助推器姿態(tài)角速度有短暫的增加，但減速傘全展開后迅速收斂至0（°）/s 左右。與此同時，助推器橫向速度降低至5m/s左右，軸向速度降幅明顯，由100m/s降低至35m/s左右，表明助推器姿態(tài)處于可控范圍之內(nèi)，為減速傘脫鉤及翼傘開傘創(chuàng)造了良好的條件[21-22]。

圖13 減速傘工作階段助推器運(yùn)動

3 結(jié)束語

本文簡要介紹了國外助推器傘降方案和分離技術(shù)，給出了中國助推器傘降落區(qū)控制的分離和開傘解決方案；針對再入助推器姿態(tài)高動態(tài)變化帶來的技術(shù)難題，提出了助推器頭錐多段分離技術(shù)，與傘分系統(tǒng)逐級開傘過程協(xié)同工作，確保了各項動作的初始條件和技術(shù)要求易于滿足，保障了各次分離和開傘過程的可靠性和安全性。多段分離技術(shù)還具備結(jié)構(gòu)更改較小、完全不改變助推器氣動外形、空間利用率高和分離能源簡單等優(yōu)勢。仿真分析和多次飛行試驗結(jié)果表明，用于助推器傘降的多段分離技術(shù)穩(wěn)定可靠。

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Design and Simulation of Multi-segment Separation Technology Scheme for Booster Parachute

XU Qian ZHANG Tao ZHAO Wen ZHOU Qihang CHEN Bin

（Beijing Institute of Astronautical System Engineering, Beijing 100076, China）

One of the key technologies to be solved in the control of the parachute drop area of the booster is to smoothly and reliably transfer the booster from the uncontrolled reentry state to the parachute controlled state. The booster is in a highly dynamic overturning motion during reentry. It is necessary to design the separation of the booster nose cone and the parachute opening process according to the attitude change characteristics of the booster, and determine the reasonable parachute opening conditions, and make sure the nose cone can be separated smoothly under extreme posture, at the same time create an open space for opening the parachute and provide a certain initial pull-out speed. In order to break through the technical difficulties above, the paper proposes a multi-segment separation technology of the nose cone. First, the separation energy and the segmentation of the separation body are designed to match the quality and resistance characteristics; then the multi-segment separation process of the nose cone is coordinated with the staged unfolding process of the parachute separation system to make full use of the parachute lift and make the separation process safe and consistent. The separation process is numerically simulated and successfully applied in several CZ-3B rocket launch missions, which verifies the stability and reliability of the multi-segment separation technology proposed in this paper.

booster; parachute; parafoil; multi-segments separation; reentry; scheme design

V525

A

1009-8518(2023)01-0084-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2023.01.009

2022-05-12

“十三五”國家民用航天預(yù)研基金（D020303）；裝備預(yù)先研究（513201104）

徐倩, 張濤, 趙文, 等. 用于助推器傘降的多段分離技術(shù)方案設(shè)計與仿真[J]. 航天返回與遙感, 2023, 44(1): 84-92.

XU Qian, ZHANG Tao, ZHAO Wen, et al. Design and Simulation of Multi-segment Separation Technology Scheme for Booster Parachute[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2023, 44(1): 84-92. (in Chinese)

徐倩，女，1985年生，2014年獲慕尼黑工業(yè)大學(xué)結(jié)構(gòu)輕量化專業(yè)博士學(xué)位，高級工程師。研究方向為飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計。E-mail：18911848750@189.cn。

（編輯：夏淑密）