程 川，劉 陽，王吉飛，崔村燕，朱雄峰

(1. 北京跟蹤與通信技術(shù)研究所，北京 100094；2. 上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201100)

0 引 言

重復(fù)使用運(yùn)載器技術(shù)是人類實(shí)現(xiàn)低成本自由進(jìn)出和利用太空的重要途徑[1-2],美國空間探索技術(shù)(SpaceX)公司自2011年開始發(fā)展運(yùn)載火箭垂直回收與重復(fù)使用技術(shù),圖1中為典型重復(fù)使用運(yùn)載火箭一子級(jí)返回段飛行剖面,一子級(jí)采用發(fā)動(dòng)機(jī)變推力反推減速、柵格舵調(diào)姿控制、著陸支腿的方案進(jìn)行垂直回收[3]。截至2022年11月21日,SpaceX公司獵鷹9火箭已完成145次成功垂直起降,128次重復(fù)使用,一子級(jí)最高復(fù)用次數(shù)已達(dá)14次,實(shí)現(xiàn)了垂直起降重復(fù)使用運(yùn)載火箭的工程應(yīng)用,大幅降低入軌發(fā)射費(fèi)用,證明了其技術(shù)可行性和經(jīng)濟(jì)競(jìng)爭(zhēng)能力。我國在重復(fù)使用運(yùn)載火箭技術(shù)研究起步相比國外較晚[4],目前國內(nèi)已經(jīng)開展關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān),在總體方案、重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)、在線高精度導(dǎo)航制導(dǎo)、著陸緩沖系統(tǒng)、熱流防護(hù)、結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)等方面取得了相應(yīng)技術(shù)突破,并完成了助推器及整流罩傘降回收和芯一級(jí)利用柵格舵進(jìn)行落區(qū)控制的飛行試驗(yàn)[5-9],但還沒有達(dá)到重復(fù)使用實(shí)際工程應(yīng)用階段。

圖1 重復(fù)使用運(yùn)載火箭飛行剖面Fig.1 Flight profile of a reusable rocket

重復(fù)使用運(yùn)載火箭一子級(jí)再入返回飛行中,高速再入經(jīng)歷稀薄大氣、稠密大氣,速度變化范圍大,底部噴管、支腿等部件朝前迎向來流,尾段柵格舵進(jìn)行調(diào)姿操控,整個(gè)返回段箭體氣動(dòng)外形復(fù)雜。相比于上升段,氣動(dòng)設(shè)計(jì)的工作重點(diǎn)由單純的克服氣動(dòng)力帶來的不利影響轉(zhuǎn)變?yōu)閷?duì)氣動(dòng)力的合理利用,相應(yīng)的氣動(dòng)偏差選取、計(jì)算狀態(tài)等較傳統(tǒng)一次性火箭有較大的變化,對(duì)氣動(dòng)數(shù)據(jù)精度要求更高,但真實(shí)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)極少,依靠數(shù)值仿真來滿足型號(hào)設(shè)計(jì)要求的難度大[10-11]。同時(shí),子級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)需進(jìn)行多次點(diǎn)火,以實(shí)現(xiàn)落點(diǎn)控制、減速、著陸等功能需求,點(diǎn)火工作過程中發(fā)動(dòng)機(jī)均為飛行速度反向噴射,在真空飛行段,存在羽流氣動(dòng)作用[12-15];在大氣飛行段,反向噴流與來流相互干擾,頭部附近區(qū)域流場(chǎng)復(fù)雜,進(jìn)而影響整個(gè)一子級(jí)流場(chǎng)分布,對(duì)全箭及柵格舵等氣動(dòng)特性會(huì)產(chǎn)生較大影響。

國內(nèi)外針對(duì)高超聲速再入飛行器反向噴流分析已開展了相應(yīng)研究工作,早在二十世紀(jì)五六十年代,有學(xué)者提出在機(jī)體頭部駐點(diǎn)處引入反向噴流來改變物面壓力分布,進(jìn)而使飛行器所受阻力減小,同樣可以減少飛行器表面熱流。Finley等[16]對(duì)超聲速來流下的反向噴流展開試驗(yàn),提出穩(wěn)態(tài)流動(dòng)的氣動(dòng)特性主要包括噴流壓力和噴流馬赫數(shù)。Love[17]通過反向噴流試驗(yàn)研究了噴流馬赫數(shù)、噴管擴(kuò)張角、噴流靜壓比對(duì)噴流結(jié)構(gòu)、噴流波長、噴流邊界形狀和曲率的影響。Meyer等[18]對(duì)來流馬赫數(shù)為6.5條件下的鈍體反向噴流進(jìn)行了數(shù)值模擬,發(fā)現(xiàn)反向噴流可以降低鈍體前緣的激波阻力、表面熱流以及表面摩擦阻力。Karl等[19]對(duì)獵鷹9的一子級(jí)返回狀態(tài)進(jìn)行了流場(chǎng)仿真研究,獲得了在發(fā)動(dòng)機(jī)反向工作過程中流場(chǎng)的發(fā)展過程和箭體表面壓力分布。在國內(nèi),鄧帆等[20]梳理了反向噴流技術(shù)的發(fā)展和應(yīng)用情況,從馬赫數(shù)、壓比、質(zhì)量流率和幾何外形等參數(shù)分析了采用反向噴流獲得的減阻防熱效果。何琨等[21]采用數(shù)值方法模擬了球頭和截錐在不同總壓比時(shí)的復(fù)雜流場(chǎng)形態(tài)和反向噴流減阻機(jī)理。

綜上所述,國內(nèi)外學(xué)者對(duì)反向噴流的流場(chǎng)特征、馬赫數(shù)、落壓比、質(zhì)量流量等參數(shù)干擾機(jī)理進(jìn)行了大量理論、試驗(yàn)和仿真研究,主要關(guān)注點(diǎn)在于采用小流量的高速反向噴流干擾來實(shí)現(xiàn)對(duì)高超聲速飛行器的減阻、防熱特性研究。而重復(fù)使用運(yùn)載火箭返回段發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流主要是采用噴流直接力進(jìn)行減速,關(guān)注發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流對(duì)一子級(jí)返回段及控制舵面的氣動(dòng)特性影響。當(dāng)前,國內(nèi)對(duì)以柵格舵為控制面的火箭子級(jí)返回段氣動(dòng)特性研究還相對(duì)較少,對(duì)其氣動(dòng)特性規(guī)律還缺乏系統(tǒng)的認(rèn)知,同時(shí)考慮發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流影響的研究更加少見。

本文針對(duì)重復(fù)使用運(yùn)載火箭一子級(jí)再入返回過程中發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流氣動(dòng)干擾問題,開展了帶噴流狀態(tài)下一子級(jí)返回段及柵格舵組合體縮比模型風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)研究,重點(diǎn)分析了一子級(jí)返回段在跨聲速和超聲速段飛行時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流對(duì)一子級(jí)及柵格舵的氣動(dòng)特性影響規(guī)律,為重復(fù)使用運(yùn)載火箭氣動(dòng)精細(xì)化設(shè)計(jì)和氣動(dòng)特性精確預(yù)示提供技術(shù)支撐。

1 研究模型

以某運(yùn)載火箭一子級(jí)為研究對(duì)象,箭體直徑3.35 m,長度為28 m,開展重復(fù)使用運(yùn)載火箭一子級(jí)返回總方案和氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)。在總體方案設(shè)計(jì)時(shí),綜合考慮其再入過程中柵格舵和著陸支腿對(duì)氣動(dòng)力/熱/控制的影響,要求配備的柵格舵和著陸支腿在上升段對(duì)運(yùn)載火箭的飛行安全、運(yùn)載能力和氣動(dòng)特性影響均較小,再入返回段柵格舵展開后,能夠提供足夠的氣動(dòng)穩(wěn)定性和滿足控制要求的氣動(dòng)效率。最終氣動(dòng)外形布局如圖2所示,一子級(jí)返回段底部布置有“兩大兩小”共計(jì)4臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī),均勻分布在底部4個(gè)象限的中間區(qū)域,噴管的外露長度均約為0.95 m,其中,兩臺(tái)大發(fā)動(dòng)機(jī)供火箭主動(dòng)段飛行使用,兩臺(tái)小發(fā)動(dòng)機(jī)供一子級(jí)返回時(shí)點(diǎn)火減速使用;在一子級(jí)尾段處安裝有4個(gè)著陸緩沖支腿,主動(dòng)段和再入返回飛行時(shí)支腿均呈收攏狀態(tài),直至返回著陸前支腿展開;在一二子級(jí)級(jí)間段處安裝有4片柵格舵,呈×字布局,舵面設(shè)計(jì)為寬4個(gè)柵格×展長4.5個(gè)柵格布局,有效氣動(dòng)面積尺寸約為1.0 m×1.25 m,主動(dòng)段飛行時(shí)柵格舵均呈收攏狀態(tài),再入返回飛行時(shí)柵格舵與箭體軸線呈90°展開后鎖緊,可繞舵軸轉(zhuǎn)動(dòng)進(jìn)行姿態(tài)控制。

圖2 某火箭一子級(jí)返回段氣動(dòng)外形示意圖Fig.2 Aerodynamic schematic of a returned first stage

2 試驗(yàn)設(shè)備和試驗(yàn)方法

2.1 試驗(yàn)風(fēng)洞和模型

試驗(yàn)分別在中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所FL-28風(fēng)洞和FL-26風(fēng)洞中開展,FL-28風(fēng)洞是一座超聲速風(fēng)洞,試驗(yàn)段截面積為2 m×2 m,試驗(yàn)段長度3.8 m,馬赫數(shù)范圍1.5～4.0,最大試驗(yàn)雷諾數(shù)可達(dá)1.02×108;FL-26風(fēng)洞是一座增壓回流引射式跨聲速風(fēng)洞,試驗(yàn)段截面積為2.4 m×2.4 m,試驗(yàn)段長度7.0 m,馬赫數(shù)范圍0.3～1.4,最大試驗(yàn)雷諾數(shù)可達(dá)1.2×107。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D3所示,模型縮比為1∶14,在風(fēng)洞中采用尾部支撐方式,模型全長2.0 m,柱段直徑0.24 mm,其中,4片柵格舵的舵偏角均可調(diào)節(jié),柵格舵、著陸支腿和底部發(fā)動(dòng)機(jī)噴管等部件可拆卸。試驗(yàn)中采用模型主天平和兩個(gè)柵格舵鉸鏈天平同時(shí)測(cè)力的測(cè)量方式,輔助以高速紋影對(duì)噴流和箭體干擾區(qū)域流場(chǎng)監(jiān)測(cè)和測(cè)量,其中主天平為六分量式天平,鉸鏈天平為五分量式天平。

圖3 一子級(jí)返回段噴流測(cè)力模型示意圖和風(fēng)洞安裝圖Fig.3 Jet force measurement model and wind tunnel installation of a returned first stage

噴流系統(tǒng)如圖3(a)中的兩根細(xì)長圓管所示,在模擬發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流干擾試驗(yàn)時(shí),需將底部固定的小發(fā)動(dòng)機(jī)噴管更換為噴流噴管,并在模型內(nèi)部增加噴流管路系統(tǒng)。噴流管路固定在風(fēng)洞支桿上并保持與主天平測(cè)力模型無接觸,在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管與底部相交處預(yù)留約3 mm周向間隙,并采用輕質(zhì)海綿填充來保持封閉;由于噴流系統(tǒng)采用長懸臂式設(shè)計(jì),允許噴流噴管承載產(chǎn)生一定量形變而與模型底部無接觸,以保證主天平測(cè)力系統(tǒng)測(cè)量的準(zhǔn)確性。

2.2 相似準(zhǔn)則

噴流對(duì)飛行器氣動(dòng)特性的影響主要表現(xiàn)為:(1)噴流的直接力作用;(2)噴流的引射效應(yīng);(3)噴流的體積效應(yīng)。由于噴流與外流場(chǎng)之間的相互干擾,影響流場(chǎng)分布的因素主要包括外流場(chǎng)的氣流參數(shù)(M∞,p∞,γ∞,R∞,T∞),內(nèi)流場(chǎng)的氣流參數(shù)(Mj,pj,γj,Rj,Tj),機(jī)體的特征幾何參數(shù)(如體收斂角)及噴管的特征幾何參數(shù)(喉道與出口面積比A*/Aj,噴管出口擴(kuò)散角θN)等。風(fēng)洞試驗(yàn)通常無法保證所有相似準(zhǔn)則的完全模擬。目前,高速風(fēng)洞噴流試驗(yàn)需滿足的相似參數(shù)主要包括模型與飛行器的幾何相似和氣流參數(shù)的相似模擬,主要模擬的相似參數(shù)有M∞,Mj,pj/p∞,γj以及(RT)j/(RT)∞。

對(duì)于本文中的發(fā)動(dòng)機(jī)噴管反向噴流試驗(yàn),主要為了模擬噴流干擾對(duì)全箭氣動(dòng)力系數(shù)的影響,采用冷空氣作為噴流介質(zhì)。根據(jù)返回時(shí)兩臺(tái)小發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作參數(shù),為了確保試驗(yàn)中噴流的流動(dòng)狀態(tài)與飛行狀態(tài)相似,本文試驗(yàn)中主要模擬的相似參數(shù)有:

(1)一子級(jí)返回段和底部發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的幾何外形相似;

(2)飛行馬赫數(shù)相同M∞;

(3)噴流出口馬赫數(shù)Mj;

(4)噴流出口總壓與自由來流靜壓比p0j/p∞。

其中,試驗(yàn)狀態(tài)噴管出口馬赫數(shù)設(shè)計(jì)為3.86。

注.此處M∞為自由來流馬赫數(shù),p∞為自由來流靜壓,γ∞為自由來流比熱比,R∞為自由來流氣體常數(shù),T∞為自由來流總溫,Mj為噴流馬赫數(shù),pj為噴流靜壓,γj為噴流比熱比,Rj為噴流氣體常數(shù),Tj為噴流總溫,A*為喉道面積,Aj為噴流出口面積,p0j為噴流出口總壓。

2.3 試驗(yàn)狀態(tài)

試驗(yàn)狀態(tài)根據(jù)重復(fù)使用運(yùn)載火箭飛行任務(wù)剖面來確定,返回段再入飛行經(jīng)歷稀薄和稠密大氣,速度域范圍大,同時(shí)為實(shí)現(xiàn)落點(diǎn)控制、減速、著陸等功能需求,主發(fā)動(dòng)機(jī)需進(jìn)行多次點(diǎn)火,如圖1中所示,分為再入點(diǎn)火段和著陸點(diǎn)火段,本文中選取再入點(diǎn)火段和著陸點(diǎn)火段中典型飛行馬赫數(shù)狀態(tài)(Ma=2.0、Ma=0.4和0.6)來開展風(fēng)洞試驗(yàn)研究,著重關(guān)注一子級(jí)返回段及柵格舵的氣動(dòng)特性,包括馬赫數(shù)Ma、攻角α及反向噴流強(qiáng)度(噴流流量Pj)等因素的影響規(guī)律,詳細(xì)風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)見表1。

表1 風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)Table 1 Wind tunnel testing conditions

3 結(jié)果分析

3.1 典型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

本試驗(yàn)中僅提供了在FL-28超聲速風(fēng)洞中測(cè)得的流場(chǎng)紋影結(jié)果。圖4中給出了在Ma=2.0來流中不同噴流強(qiáng)度干擾下一子級(jí)返回段局部流場(chǎng)紋影圖?？梢钥闯?在無噴流干擾時(shí),Ma=2.0來流在一子級(jí)返回段的非規(guī)則頭部形成較強(qiáng)的弓形激波,在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管和著陸支腿壁面處形成了一系列膨脹波系,在返回段箭體尾段肩部區(qū)域的分離區(qū)較小;當(dāng)模擬底部兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)工作的噴管噴流開啟時(shí),噴流形成的激波節(jié)與頭部弓形激波相互干擾;隨著雙噴管噴流強(qiáng)度的增加,激波節(jié)的強(qiáng)度增加、間距變大,與弓形激波干擾的位置向箭體前方移動(dòng),使得弓形激波逐漸遠(yuǎn)離箭體頭部物面,并打碎成多重較弱激波,形成復(fù)雜的強(qiáng)反向噴流與激波干擾波系結(jié)構(gòu)。

據(jù)文獻(xiàn)[20,22]中描述,反向噴流指從飛行器頭部噴出與來流方向相反的高壓氣流,將頭部弓形激波推離飛行器表面,在飛行器頭部前方形成細(xì)長等效外形,而噴流在自由來流的作用下又會(huì)反向附著于物面并在噴口附近形成回流區(qū),來流在回流區(qū)外流動(dòng)并再附。反向噴流的主要流動(dòng)結(jié)構(gòu)如圖5所示,可分為長穿透和短穿透兩種典型模態(tài),其模態(tài)與噴流質(zhì)量流率有關(guān)。在較低質(zhì)量流率時(shí),噴流穿透弓形激波形成不穩(wěn)定的斜激波波系結(jié)構(gòu);隨質(zhì)量流率的增加,噴流對(duì)弓形激波的干擾增強(qiáng)會(huì)導(dǎo)致弱激波結(jié)構(gòu)突然崩潰,弓形激波脫體距離驟減,噴流從長穿透模態(tài)轉(zhuǎn)換到短穿透模態(tài)。在本文試驗(yàn)中測(cè)量不同噴流強(qiáng)度對(duì)一子級(jí)返回段及柵格舵的氣動(dòng)特性影響時(shí),也分別捕捉到了反向噴流與弓形激波干擾流場(chǎng)形態(tài)呈現(xiàn)長穿透和短穿透模態(tài)現(xiàn)象。

圖5 反向噴流的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.5 Flow field structure for a reverse jet

3.2 基本氣動(dòng)特性

圖6給出的是一子級(jí)返回段和柵格舵在無反向噴流干擾時(shí)的基本狀態(tài)氣動(dòng)力/力矩系數(shù)隨來流馬赫數(shù)變化情況,其中圖6(a)～(c)為一子級(jí)返回段的軸向力系數(shù)Cx、法向力系數(shù)Cn和壓心位置Xcp隨攻角變化曲線,圖6(d)～(e)為單個(gè)柵格舵的軸向力系數(shù)Cxt和鉸鏈力矩系數(shù)Cmzt隨攻角α變化曲線。

圖6 一子級(jí)返回段及柵格舵基本狀態(tài)氣動(dòng)力/力矩曲線Fig.6 Basic state aerodynamic force and moment coefficient curves of the returned first stage and grid fin

隨著來流馬赫數(shù)的增加,一子級(jí)箭體的軸向力系數(shù)逐漸增加,在Ma=3.0附近時(shí)達(dá)到峰值,這與常規(guī)球頭雙錐類外形的火箭在上升段氣動(dòng)特性規(guī)律不同,由于一子級(jí)返回段發(fā)動(dòng)機(jī)底部迎著來流且為平頭柱面布局,迎風(fēng)端面處的壓力處于較高水平,且隨著來流馬赫數(shù)的增加而壓力升高,導(dǎo)致迎風(fēng)平頭柱面產(chǎn)生的氣動(dòng)阻力越來越大;而不同馬赫數(shù)下的一子級(jí)箭體軸向力系數(shù)隨攻角的變化基本保持不變。一子級(jí)箭體的法向力系數(shù)對(duì)來流馬赫數(shù)變化并不敏感,在跨聲速段Ma=1.1附近有增大的趨勢(shì);一子級(jí)箭體的壓心位置在小攻角范圍內(nèi)隨來流馬赫數(shù)的變化范圍較大,在跨聲速段Ma=1.05時(shí),全箭的壓心位置最遠(yuǎn)離發(fā)動(dòng)機(jī)迎風(fēng)平頭柱面處;在跨聲速段,一子級(jí)返回段的壓心位置隨馬赫數(shù)的變化范圍較大,而在亞聲速和超聲速時(shí)隨馬赫數(shù)的變化相對(duì)較小。單個(gè)柵格舵的鉸鏈力矩系數(shù)隨來流馬赫數(shù)的增加呈逐漸降低趨勢(shì),柵格舵的阻力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)先增加后降低,在跨聲速階段Ma=1.05附近達(dá)到最大值;同時(shí),也發(fā)現(xiàn)柵格舵的阻力貢獻(xiàn)在這種復(fù)雜頭部外形的一子級(jí)返回段產(chǎn)生的總阻力中所占比例較小,一子級(jí)返回時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)底部平頭柱面迎著來流產(chǎn)生的氣動(dòng)阻力占主導(dǎo)。

3.3 噴流狀態(tài)氣動(dòng)特性

圖7給出的是在Ma=0.4、0.6和2.0工況,有反向噴流干擾相比于無噴流時(shí)對(duì)一子級(jí)返回段及柵格舵氣動(dòng)力/力矩的影響量對(duì)比曲線,文中此處氣動(dòng)力影響量定義為ΔCi=CiJET-Ci,Ci為Cx,Cn,Cm,Cmzt等,下標(biāo)JET代表噴流狀態(tài),其中圖7(a)～(c)為噴流對(duì)一子級(jí)返回段的軸向力系數(shù)Cx、法向力系數(shù)Cn和俯仰力矩系數(shù)Cm的影響量隨攻角α變化曲線,圖7(d)為噴流對(duì)單個(gè)柵格舵的鉸鏈力矩系數(shù)Cmzt的影響量隨攻角α變化曲線。

圖7 有噴流狀態(tài)相比于無噴流狀態(tài)時(shí)氣動(dòng)力系數(shù)變化情況Fig.7 Comparison curves of aerodynamic force and moment coefficient of the returned first stage and grid fin with or without jet flow interaction

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)產(chǎn)生的反向噴流與來流相互干擾,改變了一子級(jí)返回段的箭體繞流分布,使得一子級(jí)返回段的軸向力系數(shù)減小。對(duì)于試驗(yàn)中采用的反向噴流Pj=1.5 kg/s工況,在來流馬赫數(shù)Ma=2.0時(shí)的阻力降低效果要遠(yuǎn)比Ma=0.4和Ma=0.6工況顯著。這與反向噴流與自由來流的相互干擾形態(tài)有關(guān),反向噴流與Ma=2.0來流相互干擾為短射流穿透模態(tài),而與Ma=0.4和Ma=0.6來流相互干擾為長射流穿透模態(tài),此時(shí),在大壓比反向噴流(Pj=1.5 kg/s)短射流模態(tài)時(shí)的減阻效果要明顯優(yōu)于長射流模態(tài)。在不同馬赫數(shù)下反向噴流對(duì)一子級(jí)返回段的法向力系數(shù)影響規(guī)律不同,在來流馬赫數(shù)Ma=0.4時(shí),反向噴流干擾使得一子級(jí)返回段的法向力系數(shù)呈現(xiàn)出增加趨勢(shì);在來流馬赫數(shù)Ma=2.0時(shí),反向噴流干擾使得一子級(jí)返回段的法向力系數(shù)呈現(xiàn)出降低趨勢(shì);而在來流馬赫數(shù)Ma=0.6時(shí),反向噴流干擾使得一子級(jí)返回段的法向力系數(shù)基本保持不變。不同來流馬赫數(shù)下反向噴流對(duì)一子級(jí)返回段的俯仰力矩系數(shù)影響規(guī)律與法向力系數(shù)變化情況基本一致。對(duì)于單個(gè)柵格舵而言,在正攻角范圍內(nèi),由于柵格舵位于箭體繞流迎風(fēng)區(qū),反向噴流干擾使得該柵格舵的鉸鏈力矩系數(shù)整體呈現(xiàn)出降低趨勢(shì),其中在來流馬赫數(shù)Ma=2.0工況時(shí)降低效果最顯著;在負(fù)攻角范圍內(nèi),柵格舵位于箭體繞流背風(fēng)區(qū),反向噴流干擾使得該柵格舵的鉸鏈力矩系數(shù)整體呈增大趨勢(shì)。

圖8給出的是在來流馬赫數(shù)Ma=2.0工況不同強(qiáng)度的反向噴流干擾時(shí)一子級(jí)返回段及柵格舵氣動(dòng)力/力矩對(duì)比曲線。其中圖8(a)～(c)為一子級(jí)返回段的軸向力系數(shù)Cx、法向力系數(shù)Cn和俯仰力矩系數(shù)Cm隨攻角α變化曲線,圖8(d)為單個(gè)柵格舵的鉸鏈力矩系數(shù)Cmzt隨攻角α變化曲線。

圖8 不同噴流強(qiáng)度下一子級(jí)返回段及柵格舵氣動(dòng)力/力矩對(duì)比曲線Fig.8 Comparison curves of aerodynamic force and moment coefficient of the returned first stage and grid fin with the jet strength

可以看出,在Ma=2.0來流時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流干擾使得一子級(jí)返回段阻力系數(shù)呈現(xiàn)出降低趨勢(shì),隨著反向噴流強(qiáng)度的增加,這種減阻效果更顯著;需要注意的是在返回點(diǎn)火減速段,通過發(fā)動(dòng)機(jī)工作產(chǎn)生直接反推力來減速,但反向噴流使得全箭阻力系數(shù)大幅減低,削弱了氣動(dòng)阻力減速的效果,需要綜合來評(píng)估氣動(dòng)減速與發(fā)動(dòng)機(jī)反推工作減速的效果。同時(shí),隨著來流攻角的增大,反向噴流與頭部脫體激波干擾流場(chǎng)的不對(duì)稱性增強(qiáng),對(duì)一子級(jí)返回段軸向力系數(shù)變化有較大影響,這與前一節(jié)中無反向噴流干擾時(shí)的一子級(jí)返回段軸向力系數(shù)隨攻角變化規(guī)律不同,在工程應(yīng)用中需要關(guān)注反向噴流干擾時(shí)不同攻角下的軸向力系數(shù)變化情況。在來流馬赫數(shù)Ma=2.0時(shí)反向噴流干擾使得一子級(jí)返回段的法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)均呈降低趨勢(shì),隨著反向噴流強(qiáng)度的增加,這種降低效果更顯著。相比于無噴流狀態(tài),不同噴流強(qiáng)度的反向噴流干擾對(duì)尾部柵格舵的鉸鏈力矩和舵面效率也有一定的影響,整體變化規(guī)律基本呈降低趨勢(shì),在進(jìn)行姿控設(shè)計(jì)時(shí)需要對(duì)柵格舵氣動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行修正。

3.4 柵格舵控制舵效

柵格舵作為重復(fù)使用運(yùn)載火箭一子級(jí)返回段回收的氣動(dòng)控制舵面,其控制能力將直接影響到子級(jí)回收控制方案的設(shè)計(jì)和落點(diǎn)的控制精度,本節(jié)通過風(fēng)洞試驗(yàn)初步評(píng)估有無反向噴流干擾對(duì)一子級(jí)返回段柵格舵的俯仰控制影響規(guī)律研究。試驗(yàn)中四片柵格舵呈×字布局,選取柵格舵為俯仰通道組合(偏轉(zhuǎn)角度10°),以來流馬赫數(shù)Ma=0.4和Ma=2.0工況為例,圖9和圖10給出的是在有無反向噴流干擾下柵格舵俯仰舵偏δ=10°時(shí)相比于無舵面偏轉(zhuǎn)狀態(tài)一子級(jí)返回段及柵格舵氣動(dòng)力/力矩系數(shù)的影響量變化情況,文中此處氣動(dòng)力影響量定義為ΔCi=Ciδ-Ci,Ci為Cm和Cmzt等,下標(biāo)δ代表柵格舵俯仰舵偏狀態(tài)。

圖9 Ma=0.4有無噴流干擾下的俯仰控制影響對(duì)比曲線Fig.9 Comparison curves of the pitch control effect with or without jet flow interaction at Ma=0.4

圖10 Ma=2.0有無噴流干擾下的俯仰控制影響對(duì)比曲線Fig.10 Comparison curves of the pitch control effect with or without jet flow interaction at Ma=2.0

可以看出,在試驗(yàn)中來流馬赫數(shù)Ma=0.4和2.0工況的不同攻角范圍內(nèi),無反向噴流干擾時(shí),柵格舵俯仰通道正偏轉(zhuǎn)使得一子級(jí)返回段均產(chǎn)生正的俯仰力矩變化量;但在有反向噴流干擾時(shí),柵格舵俯仰通道正偏轉(zhuǎn)在來流馬赫數(shù)Ma=0.4和2.0工況中產(chǎn)生了不同的變化規(guī)律。在來流馬赫數(shù)Ma=0.4工況有反向噴流干擾時(shí),柵格舵俯仰通道正偏轉(zhuǎn)同樣產(chǎn)生正的俯仰力矩變化量,但均在俯仰舵偏δ=10°時(shí),有反向噴流干擾所產(chǎn)生的全箭俯仰力矩變化量要低于無噴流狀態(tài);在來流馬赫數(shù)Ma=2.0工況有反向噴流干擾時(shí),柵格舵俯仰通道正偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生負(fù)的俯仰力矩變化量。對(duì)于單個(gè)柵格舵,同樣?xùn)鸥穸嬲母┭龆嫫a(chǎn)生正的鉸鏈力矩變化量,但有反向噴流干擾時(shí)對(duì)于來流馬赫數(shù)Ma=0.4和2.0工況產(chǎn)生了不同的變化規(guī)律。在來流馬赫數(shù)Ma=0.4工況時(shí),反向噴流干擾使得柵格舵俯仰正舵偏產(chǎn)生正的鉸鏈力矩控制效率有所降低,而在來流馬赫數(shù)Ma=2.0工況,反向噴流干擾會(huì)導(dǎo)致柵格舵俯仰正舵偏產(chǎn)生負(fù)的鉸鏈力矩控制特性。

在前一節(jié)研究中發(fā)現(xiàn)在不同馬赫數(shù)下反向噴流對(duì)一子級(jí)返回段的法向力系數(shù)影響規(guī)律不同,在來流馬赫數(shù)Ma=2.0時(shí),反向噴流干擾使得一子級(jí)返回段的俯仰力矩系數(shù)和柵格舵的鉸鏈力矩系數(shù)均呈降低趨勢(shì),在進(jìn)行柵格舵俯仰偏轉(zhuǎn)控制時(shí),由于反向噴流的干擾影響進(jìn)而導(dǎo)致柵格舵控制效率降低,甚至出現(xiàn)控制特性反向。因此在柵格舵設(shè)計(jì)時(shí),要格外注意在這種高馬赫數(shù)下反向噴流干擾對(duì)全箭及柵格舵氣動(dòng)特性的影響特性。

4 結(jié) 論

本文通過對(duì)重復(fù)使用運(yùn)載火箭一子級(jí)返回段開展縮比模型反向噴流風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn),重點(diǎn)分析了發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流對(duì)一子級(jí)及柵格舵的氣動(dòng)特性影響規(guī)律,研究發(fā)現(xiàn):

1)反向噴流干擾使得一子級(jí)返回段總阻力系數(shù)呈現(xiàn)大幅降低趨勢(shì),隨著反向噴流強(qiáng)度增加,阻力特性降低效果更明顯,在工程應(yīng)用中,采用發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火反推減速需要考慮反向噴流本身對(duì)氣動(dòng)阻力減速削弱的影響。

2)在不同馬赫數(shù)下反向噴流對(duì)一子級(jí)返回段的法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)影響規(guī)律不同,在低馬赫數(shù)(Ma=0.4)時(shí),反向噴流干擾使得一子級(jí)返回段的法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)呈增強(qiáng)趨勢(shì),而在高馬赫數(shù)(Ma=2.0)時(shí),反向噴流干擾使得一子級(jí)返回段的法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)呈減弱趨勢(shì)。

3)由于在不同馬赫數(shù)下反向噴流對(duì)一子級(jí)返回段氣動(dòng)特性的影響規(guī)律不同,在進(jìn)行柵格舵偏轉(zhuǎn)控制設(shè)計(jì)時(shí),需要著重注意在高馬赫數(shù)(Ma=2.0)時(shí),反向噴流對(duì)柵格舵控制舵效的削弱甚至可能會(huì)導(dǎo)致控制特性反向。

在運(yùn)載火箭實(shí)際再入返回飛行中,由于高低不同馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)的飛行高度不同,相應(yīng)的環(huán)境壓力和密度不同(即自由來流靜壓p∞不同),本文研究中反向噴流在不同馬赫數(shù)對(duì)全箭及柵格舵的氣動(dòng)影響規(guī)律仍然適用,但在相同馬赫數(shù)下反向噴流對(duì)箭體繞流的影響特性與試驗(yàn)中會(huì)出現(xiàn)不一致的情況,需要進(jìn)一步開展研究工作。