基于金星探測機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器技術(shù)述評

李旭東張鵬尚明友張紅英童明波

（1南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室，南京 210016）

（2中國空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094）

0 引言

隨著航天事業(yè)的發(fā)展，金星探測將是今后的研究重點之一。傳統(tǒng)的金星進(jìn)入飛行器具有很大的局限性，不能滿足金星探測的發(fā)展要求。例如熱防護(hù)方面，傳統(tǒng)的熱防護(hù)方式一般是采用硬質(zhì)材料，如“先鋒號”金星探測器防熱罩[1]，其最大缺點是自身質(zhì)量過高，尺寸會隨著航天器質(zhì)量及體積的增大而增大，加之受運載火箭運載能力的約束，這樣就極大地限制了航天器的有效載荷運輸能力；在減速緩沖方面，傳統(tǒng)的方式是采用降落傘的方式，如美國的“金星無畏號”鑲嵌地貌著陸器，是采用降落傘實現(xiàn)減速著陸[2]，這種方式面臨降落傘氣動加熱嚴(yán)重、著陸精度控制難、載荷較小等問題。因此，針對未來大載荷著陸的金星探測需求，需要一種新型的進(jìn)入系統(tǒng)[3]。

現(xiàn)階段對進(jìn)入系統(tǒng)的研究集中在充氣展開式和機(jī)械展開式，本文將重點研究機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器。美國于2010年提出了自適應(yīng)性可展開進(jìn)入和定位技術(shù)（adaptive deployable entry and placementtechnology，ADEPT），這是一種適用于金星探測、火星探測等深空探測的機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器[4]，它依靠機(jī)械結(jié)構(gòu)展開，可以起到熱防護(hù)和減速的作用，是一種創(chuàng)新性的技術(shù)[5]。

國內(nèi)對于機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器（mechanically-deployed entry decelerator，MDED）還沒有相關(guān)的研究，本文針對基于ADEPT技術(shù)的金星探測機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器進(jìn)行介紹和研究，結(jié)果表明這種技術(shù)具有很好的適應(yīng)性，可為將來深空探測提供一種新的技術(shù)途徑。

1 機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器簡介

機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器是一種半剛性、機(jī)械式的減速器，發(fā)射時處于收攏狀態(tài)，可以節(jié)省火箭的空間，進(jìn)入時依靠機(jī)械結(jié)構(gòu)將柔性熱防護(hù)層展開，形成較大的氣動面進(jìn)行熱防護(hù)和減速。

1.1 結(jié)構(gòu)組成

機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器整體結(jié)構(gòu)類似于一個雨傘，其工作狀態(tài)主要有兩種，發(fā)射及在軌時處于收攏狀態(tài)，進(jìn)入時處于展開狀態(tài)，如圖1所示[6]。

圖1 機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器兩種狀態(tài)Fig.1 Two works tate of MDED

展開結(jié)構(gòu)主要由輻條、連接桿、防熱頭錐、主體及三維編織碳纖維層組成，如圖2所示[7]。

防熱頭錐是由傳統(tǒng)的剛性防熱材料構(gòu)成，主要起熱防護(hù)的作用；三維編織碳纖維層是一種新型柔性防熱材料，展開后形成氣動面起到熱防護(hù)和減速的作用[8]；輻條由金屬材料或者復(fù)合材料制成，其一端與防熱頭錐相連，同時通過連接桿與主體相連，三維編織碳纖維層也連接在輻條上；連接桿的主要作用是連接輻條和主體結(jié)構(gòu)；主體主要用來連接載荷及展開結(jié)構(gòu)，飛行器受到的氣動力通過輻條和連接桿傳遞到主體結(jié)構(gòu)上。

圖2 機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器基本組成Fig.2 MDED structure configurations

1.2 展開過程

防熱頭錐與主體之間通過鉸鏈相連，鉸鏈將防熱頭錐下拉，收納約束釋放，連接桿繞軸向外旋轉(zhuǎn)，引起輻條上部繞轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動，輻條往外延伸，帶動三維編織碳纖維層展開，當(dāng)主體部分與防熱頭錐貼合時，展開過程完成，如圖3所示。

圖3 機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器展開過程Fig.3 Fig. 3 Deployment process of MDED

2 研究現(xiàn)狀

機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器還處于概念設(shè)計階段，現(xiàn)階段主要進(jìn)行了相關(guān)的試驗和仿真，主要集中在柔性熱防護(hù)材料，氣動熱及運動學(xué)仿真幾個方面[8-11]。

2.1 柔性熱防護(hù)材料研究

機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器的柔性熱防護(hù)材料是由三維編織碳纖維構(gòu)成，具有折疊性好、透氣性低、耐高溫性能好等優(yōu)勢，其結(jié)構(gòu)形式如圖4所示。

圖4 三維編織碳纖維結(jié)構(gòu)Fig.4 Structure of 3D woven carbon cloth

三維編織碳纖維不同于傳統(tǒng)的剛性燒蝕材料，其質(zhì)量更輕，由于展開之后氣動面更大，因此其彈道系數(shù)更小，熱流密度也更小，因此工作時間更長。美國針對4mm厚度的三維編織碳纖維層進(jìn)行了燒蝕試驗和氣動剪切試驗，驗證了材料的可靠性，其所能承受的熱載荷可以達(dá)到15.7kJ/cm2[12]。

2.2 氣動分析

深空探測飛行器在高超聲速進(jìn)入過程中會經(jīng)歷非常嚴(yán)重的氣動加熱，因此需要對氣動加熱進(jìn)行詳細(xì)的研究。

傳統(tǒng)的剛性防熱罩是光滑的，不存在大變形，因此其熱流密度分布比較均勻。機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器是一個半剛性的結(jié)構(gòu)，柔性織物在展開時與輻條的連接處會存在一定的凸起，因此機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器可以看成是一個有棱角的鈍頭體，如圖5所示。同時柔性織物受氣動力的作用會有一定程度的凹陷，如圖6所示，織物張力不同會造成凹陷程度不同。凹陷會引起局部的氣動加熱上升，為了防止局部的氣動加熱引起整體結(jié)構(gòu)的破壞，因此需要對變形后的結(jié)構(gòu)詳細(xì)的研究。由于機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器還沒有進(jìn)行飛行試驗，因此現(xiàn)階段主要依靠數(shù)值仿真進(jìn)行預(yù)測。

圖5 MDED棱角鈍頭體外形Fig.5 MDED configurations idealized a ribbed blunted pyramid

圖6 MDED帶凹陷的棱角鈍頭體外形Fig.6 MDED configurations idealized a blunted pyramid with deflected facets

由于“先鋒號”金星探測器的進(jìn)入速度達(dá)到11.5km/s，因此NASA在計算時選取了11.5km/s的速度對MDED進(jìn)行了氣動熱分析，分析了織物沒有凹陷、5cm凹陷、10cm凹陷情況下的熱流密度，如圖7所示。

圖7 熱流密度Fig.7 Heatflux

通過仿真可以看出，存在凹陷的區(qū)域熱流密度會降低，凹陷區(qū)域兩側(cè)的輻條熱流密度會上升。這是由于高超聲速飛行器駐點處的對流傳熱與曲率半徑的平方根成反比，凹陷導(dǎo)致輻條處的曲率半徑減小，引起熱流密度升高[13]。

2.3 運動學(xué)分析

機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器的關(guān)鍵部分是其機(jī)械結(jié)構(gòu)的設(shè)計，通過軟件CATIA對機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器進(jìn)行了建模和運動學(xué)仿真，并確定了其幾何尺寸和運動副[14]。

機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器展開結(jié)構(gòu)是由12根輻條構(gòu)成，每根輻條由兩根連接桿與主體相連，由于沒有考慮結(jié)構(gòu)優(yōu)化，因此結(jié)構(gòu)是等截面的。輻條長度為1800mm，連接桿長度為1200mm，兩者的連接點位于輻條1/3處，兩根連接桿的夾角是15°。飛行器收攏時其整體結(jié)構(gòu)尺寸為高度2650mm，直徑3m，展開時高度1530mm，直徑6m。

運動學(xué)仿真時首先約束主體部分固定，定義頭錐與主體之間為圓柱約束，定義輻條與頭錐之間的連接為旋轉(zhuǎn)副，輻條與主體之間的連接為球絞，連接桿與輻條之間為萬向節(jié)，給頭錐一個直線驅(qū)動，驅(qū)動的距離為1200mm，通過仿真得到正確的收攏、展開過程。與普通的四連桿機(jī)構(gòu)不同，MDED一根輻條上采用了兩根連接桿，這可以提高飛行器在進(jìn)入過程的穩(wěn)定性，防止在氣動力作用下旋轉(zhuǎn)。

3 與傳統(tǒng)飛行器對比

機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器與傳統(tǒng)飛行器相比在著陸載荷尺寸一致的情況下，其結(jié)構(gòu)構(gòu)型、工作流程、減速和熱防護(hù)效果等存在很大的不同。

3.1 構(gòu)型對比

為了降低研制的風(fēng)險，用于金星探測的機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器是以傳統(tǒng)的“金星無畏號”鑲嵌地貌著陸器（venus intrepid tessera lander，VITaL）為基礎(chǔ)改進(jìn)的，兩者的著陸載荷在尺寸上完全一致，圖8為傳統(tǒng)的VITaL構(gòu)型圖[15]。

圖8 傳統(tǒng)VITaL構(gòu)型Fig.8 TraditionalVITaL

傳統(tǒng)VITaL的防熱罩是由碳酚醛材料制成，錐角為45°，最大直徑為3.5m。機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器相比于傳統(tǒng)的結(jié)構(gòu)來說，著陸器的構(gòu)型沒有任何改變，只是將傳統(tǒng)的防熱罩替換成機(jī)械展開式飛行器，如圖9所示。發(fā)射時機(jī)械展開式飛行器處于收納狀態(tài)，直徑為3m，展開之后直徑達(dá)到6m，錐角為70°。相同載荷條件下，機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器發(fā)射時可以節(jié)省火箭的空間，展開之后直徑更大，可以顯著地降低彈道系數(shù)。

圖9 傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)與機(jī)械展開式飛行器對比Fig.9 Difference between traditional VITaL and MDED-VITaL

3.2 工作流程對比

傳統(tǒng)的VITaL進(jìn)入過程中依靠碳酚醛防熱罩進(jìn)行熱防護(hù)，在完成熱防護(hù)之后，在60km高空主降落傘開傘，防熱罩脫離，然后通過主降落傘繼續(xù)減速，減速到50km高度時后蓋與著陸器分離，降落到15km高時下降攝像機(jī)開始工作，最后通過反推發(fā)動機(jī)和減震器實現(xiàn)著陸，如圖10所示[16]。

圖10 傳統(tǒng)VITaL工作流程Fig.10 Work flow of traditional VI TaL

機(jī)械展開式飛行器的工作流程如圖11所示。在發(fā)射之后，探測器需要經(jīng)歷16個月的巡航到達(dá)金星，在巡航過程中飛行器處于折疊收納狀態(tài)，通過軌道艙進(jìn)行支持。進(jìn)入之前，機(jī)械結(jié)構(gòu)依靠軌道艙的動力展開，同時軌道艙的發(fā)動機(jī)點火進(jìn)行5r/min的自旋運動，保證機(jī)械展開式飛行器與軌道艙分離之后的穩(wěn)定性。與軌道艙分離之后機(jī)械展開式飛行器進(jìn)入金星大氣層，進(jìn)行減速和熱防護(hù)，在速度降到Ma=0.8時，著陸器與飛行器通過降落傘分離，最終著陸器通過降落傘緩沖著陸[17]。

3.3 效果對比

傳統(tǒng)的VITaL碳酚醛防熱罩工作時間較短，彈道系數(shù)達(dá)到200～250kg/m2，進(jìn)入過程中的熱流密度達(dá)到4500W/cm2，過載的峰值達(dá)到3000m/s2左右，這對設(shè)備提出了很高的要求。

圖11 機(jī)械展開金星探測器工作流程Fig.11 Work flow of MDED-VITaL

機(jī)械展開飛行器展開之后氣動面更大，傳統(tǒng)剛性防熱罩的直徑3.5m，其展開之后直徑可以達(dá)到6m甚至更大，錐角為70°（傳統(tǒng)的防熱罩為45°），三維編織碳纖維的工作時間也更長。因此，機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器可以顯著地降低熱流密度和過載，熱流密度減小一個數(shù)量級，在300W/cm2左右，過載峰值在 300m/s2左右[18]。

隨著過載和熱流密度的降低，對著陸器設(shè)備可靠性的要求也相應(yīng)的降低，因此在同樣的任務(wù)需求和載荷尺寸下，可以使用可靠性較低的著陸設(shè)備，從而減少著陸設(shè)備的質(zhì)量。

4 結(jié)束語

本文主要介紹了機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器的原理和研究現(xiàn)狀。相比于傳統(tǒng)的進(jìn)入飛行器可以發(fā)現(xiàn)機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器是一項很有前景的技術(shù)[19]，其優(yōu)勢包括:

1）具有熱防護(hù)、減速等作用，是一種多用途的載具，可以減少系統(tǒng)設(shè)計的復(fù)雜性；

2）熱流密度低、過載小，因此可以降低對設(shè)備的要求，可以減輕整體的質(zhì)量；

3）熱防護(hù)材料質(zhì)量輕、可折疊、耐高溫，可以取代傳統(tǒng)的剛性防熱罩；

4）收納后對火箭整流罩適應(yīng)性好，傳統(tǒng)剛性防熱罩徑向尺寸較大，受到整流罩尺寸的限制，機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器收納之后主要處于火箭的軸向，對整流罩要求降低。

機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器為深空探測提供了一種新的途徑，未來的研究重點集中在結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計、姿態(tài)控制、流固耦合分析、大尺寸結(jié)構(gòu)研究等方面[20]。我國在這一方面還未起步，針對于深空探測的任務(wù)需求需要對機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器進(jìn)行相關(guān)的研究。

References)

[1]彭玉明,李爽,滿益云,等.火星進(jìn)入、下降與著陸技術(shù)的新進(jìn)展——以“火星科學(xué)實驗室”為例[J].航天返回與遙感,2010,31(4):7-14.PENG Yuming, LI Shuang, MAN Yiyun, etal．New Progress of Mars Entry, Descent and Landing Technologies——Mars Science Laboratory Case Study[J]．Spacecraft Recovery Remote Sensing, 2010, 31(4): 7-14. (in Chinese)

[2]趙秋艷.火星探路者的可膨脹氣囊著陸系統(tǒng)綜述[J].航天返回與遙感,2001,22(4):6-12.ZHAO Qiuyan．Inflatable Airbag Landing System of Mars Pathfinder [J]．Spacecraft Recovery Remote Sensing, 2001, 22(4):6-12．(in Chinese)

[3]王連勝.充氣式再入飛船的變質(zhì)心控制方法研究[D].哈爾濱:哈爾濱工業(yè)大學(xué)碩士論文,2013.WANG Liansheng ． Research on Control Method for Moving Mass Reentry Vehicle [D]. Harbin: Harbin Institute ofTechnology, 2013.(in Chinese)

[4]Ethiraj Venkatapathy. Enabling Venus and Outer-planet In-Situ Science Missions with Deployables[R]. International Planetary ProbeWorkshop, Portsmouth, 2011.

[5]Ethiraj Venkatapathy, James A. Adaptive Deployable Entry and Placement Technology (ADEPT): a Feasibility Study For Human Missions To Mars[C]. 21st AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, Dublin,Ireland, AIAA 2011-2608, 2011.

[6]Bryan Y. Structures and Mechanisms Design Concepts For Adaptive Deployable Entry Placement Technology[C].Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conferences, Florida, AIAA 2013-1369,2013.

[7]Brandon S, Ethiraj Venkatapathy. Venus In-Situ Explorer Mission Design Using a Mechanically Deployed AerodynamicDecelerator[R]. IEEE Aerospace Conference, Big Sky, 2013.

[8]Venkatapathy E. Viability of 3D Woven Carbon Cloth and Advanced Carbon-carbon Ribs for Adaptive Deployable Entry Placement Technology(ADEPT) for Future NASA Missions[R]. National Space and Missiles Materials Symposium,Washington, 2013..

[9]Arnold, Peterson, Yount B C. Thermal and Structural Performance of Woven Carbon Cloth for Adaptive Deployable Entry and Placement Technology[R]. 22nd AIAAAerodynamic Decelerator Systems Technology Conference,Florida,2013.

[10]Eric S. Investigation of Transonic Wake Dynamics for Mechanically Deployable Entry Systems[R]. IEEE Aerospace Conference, Big Sky, 2012.

[11]David J K. Aerodynamic and Aerothermal Environment Models for a Mars Entry, Descent, and Landing Systems Analysis Study[C]. 49th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, Florida, AIAA 2011-1189, 2011.

[12]Arnold J O. Arcjet Testing of Woven Carbon Cloth for Use on Adaptive Deployable Entry Placement Technology[R]. IEEE Aerospace Conference, Big Sky, 2012.

[13]陸志良.空氣動力學(xué)[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2009:238-241.LUZhiliang.Aerodynamics[M].Beijing:BeihangUniversityPress,2009:238-241.(inChinese)

[14]劉宏新.CATIA數(shù)字樣機(jī)運動仿真詳解[M].北京:機(jī)械工業(yè)出版社,2013:20-41.LIU Hongxin. The Kinematic Simulations of Digital Prototype by CATIA[M]. Beijing: China Machine Press, 2013: 20-41. (inChinese)

[15]Wercinski P, Venkatapathy E. Enabling Venus In-Situ Science-deployable Entry System Technology, Adaptive Deployable Entry and Placement Technology (ADEPT): a Technology Development Project Funded by Game Changing Development Program of the Space Technology Program[R]. IEEE Aerospace Conference, Big Sky, 2012.

[16]Martha S G. Venus Intrepid Tessera Lander: Mission Concept Study Report to the NRC Decadal Survey Inner Planets Panel[R].National Aeronautics and Space Administration, NASA GSFC – NASAARC,2010.

[17]Sarag J S, Harish S. Trajectory Optimization for Adaptive Deployable Entry and Placement Technology (ADEPT) [C]. Space Conferences amp; San Diego, AIAA 2014-4139,2014.

[18]Ethiraj Venkatapathy. Entry, Descent and Landing Systems Short Course[Z]. International Planetary Probe Workshop,California, June, 2013, 6: 15-16.

[19]Alicia M, Dwyer C. Entry, Descent and Landing Systems Analysis Study: Phase 2 Report on Exploration Feed Forward Systems[R]. NASA/TM-2011-217055,2011.

[20]Vladimyr M G. Wake-Fabric Interactions in ADEPT-VITaL[C]. Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conferences,Florida, AIAA 2013-1366,2013.