半剛性機械展開式氣動減速技術述評

張鵬李旭東白良浩尚明友張紅英侯向陽

（1 中國空間技術研究院載人航天總體部，北京 100094）

（2 南京航空航天大學飛行器先進設計技術國防重點學科實驗室，南京 210016）

半剛性機械展開式氣動減速技術述評

張鵬1李旭東2白良浩1尚明友1張紅英2侯向陽1

（1 中國空間技術研究院載人航天總體部，北京 100094）

（2 南京航空航天大學飛行器先進設計技術國防重點學科實驗室，南京 210016）

針對傳統的再/進入航天器存在載荷運輸能力有限、再/進入載荷環境惡劣、研制成本較高等問題，美國提出了一種區別于柔性充氣式展開的半剛性機械展開式氣動減速技術。文章詳細分析了該技術的結構組成；通過與傳統再/進入氣動減速技術比較，總結了該技術的技術特點及關鍵技術，并介紹了其研究進展。通過分析可知，半剛性機械展開式氣動減速技術以其獨特的結構形式及柔性防熱系統，使其具備受整流罩包絡約束小、運載效率高、減速效果好、過載及熱量密度峰值低以及自定位、自緩沖、模塊化通用接口等優點，具有廣泛的應用前景，可為拓寬中國可展開氣動減速技術研究途徑提供思路。

氣動減速 機械式展開 柔性防熱結構 氣動特征 研究進展

0 引言

隨著航天事業的不斷發展，大尺寸、高噸位載荷的地球再入及地外星體進入將日趨常態化。傳統的再/進入航天器氣動構型及熱防護結構都是固定式剛性結構，受運載火箭發射能力及整流罩包絡約束，極大地限制了航天器氣動構型尺寸、質量及彈道系數，從而大大降低了航天器載荷運輸能力，加之再/進入環境惡劣、研制成本較高、通用性不強等缺點，傳統的再/進入航天器已經滿足不了未來航天事業發展需求[1-2]。

當前，國際上正在研究一種高適應性可展開氣動減速技術，以適應多種任務，用做未來各類載荷或試驗飛行器的再/進入平臺。根據防熱結構的柔性程度及展開驅動形式，可展開氣動減速技術可分為柔性充氣式[3]、半剛性機械式[4]和剛性機械式[5]三種。美國 NASA提出用于金星和火星探測的適應性展開進入及定位技術（adaptive deployable entry and placement technology，ADEPT）[6]就屬于典型的半剛性機械展開式氣動減速技術（semi-rigid mechanical deployable aerodynamic deceleration technology，SMDADT），其防熱材料相對剛性硬質材料而言呈可折疊柔性特征，但其柔性程度不如充氣式防熱材料，所以該技術稱為半剛性。

目前，國內對柔性充氣展開式氣動減速技術研究相對較多[7-10]，而對機械展開式研究相對較少。為此，本文以ADEPT為例，詳細分析SMDADT的結構組成、技術特點、關鍵技術及研制進展，為拓寬我國可展開氣動減速技術研究途徑提供思路。

1 結構組成

SMDADT的結構形式可以描述成一個被支撐環主體支撐的雨傘狀結構，如圖1所示[6,11-13]，主要由承載結構、防熱結構及姿態控制結構組成。

圖1 半剛性機械展開式氣動減速技術結構組成Fig.1 Structure configurations of SMDADT

承載結構主要包括輻條、展開連接桿、反轉連接桿、支撐環主體。輻條采用鉸鏈形式一端與剛性防熱鼻相連，另一端通過展開/反轉連接桿與支撐環主體相連，作用在輻條上的氣動力通過連接桿傳遞到支撐環主體，支撐環主體結構主要為載荷提供一個標準接口。

防熱結構主要包括剛性防熱鼻（頭錐）和柔性防熱罩。防熱鼻是由傳統的剛性硬質防熱材料構成，主要起熱防護的作用，再入過程中同時具備可拋、分離的功能。柔性防熱罩與輻條連接，它是一種具備收納和展開能力的新型柔性防熱材料，隨輻條展開后與剛性防熱鼻形成球錐形氣動外形，起到減速與防熱作用。

姿態控制結構主要包括姿態控制環和姿態控制桿，姿態控制環通過姿態控制桿與支撐環主體相連。氣動面展開后，剛性防熱鼻與姿態控制環壓緊接觸，起到對氣動面尺寸、角度控制限位作用。

SMDADT的展開驅動是依靠絞車和纖維繩索來控制，如圖 2所示[12]。繩索的一端與剛性防熱鼻相連，另一端與姿態控制環相連。4個纖維繩索在剛性防熱鼻的中部交匯，并與絞車相連。展開前鎖緊裝置解鎖，絞車運動收縮繩索帶動剛性防熱鼻運動，從而驅動輻條及展開連接桿轉動，直至剛性防熱鼻與姿態控制環壓緊接觸，最終氣動面完全展開。SMDADT從收攏到展開的整個過程中，反轉連接桿始終緊貼支撐環不發生運動。

圖2 半剛性機械展開式氣動減速技術驅動形式Fig.2 Driving form of SMDADT

2 技術特點

2.1 氣動外形受整流罩包絡約束小

傳統再/進入航天器的氣動減速面均為固定式剛性結構，硬質防熱結構附著在剛性結構外側，剛性氣動外形尺寸嚴重受到火箭整流罩包絡限制。而 SMDADT的氣動外形受整流罩包絡約束小，在發射時氣動面處于不工作狀態，柔性防熱材料可隨輻條、連接桿一起收攏折疊在整流罩內馮卡門曲線段，再/進入之前氣動面展開工作，展開后的氣動面直徑明顯大于整流罩直徑，可達到幾十米[12,14]，如圖3所示。

圖3 氣動面在整流罩內狀態Fig. 3 Aeroshell state in the rocket fairing

2.2 過載及熱流密度峰值低

與傳統剛性固定式氣動減速相比，SMDADT的氣動面尺寸較大，彈道系數小，能在高空大氣稀薄區域飛行更長時間，充分減速，這樣使得進入稠密大氣區域后受到的動壓小，航天器過載及熱流密度峰值相對較低[15]。

更重要的是SMDADT以其阻力特性好、柔性防熱材料工作時間長等特點能夠以更平緩的彈道進入，這樣可以使加速度過載和熱流密度峰值更低，甚至比傳統鈍頭體要小一個量級。例如，美國的VITaL金星探測器采用傳統剛性固定式氣動減速技術，其氣動外形為半錐角45°、最大直徑為3.5m的球錐構型，在進入速度為第二宇宙速度、進入角為–23.4°的彈道式進入條件下，熱流密度峰值最大可達4 500W/cm2，加速度過載可達200～300gn，駐點壓力峰值最大為10個大氣壓；而改用ADEPT后，其球錐形氣動外形變為半錐角 70°、最大直徑 6m，在進入速度為第二宇宙速度、進入角為–8.25°彈道式進入條件下，可以使熱流密度峰值降到300W/cm2以下，加速度過載降至20～30gn，駐點壓力峰值減小到1個大氣壓以下[2,16-18]。

2.3 具備調整質心位置、控制配平攻角功能

SMDADT的展開連接桿與反轉連接桿之間、姿態控制桿與支撐環主體之間以及姿態控制桿與姿態控制環之間均采用萬向接頭連接，這種設計形式可以使氣動面在姿態控制結構驅動下繞支撐環主體轉動生成一個偏移角，從而改變質心與氣動面對稱軸的相對位置，如圖4所示[12]。這樣可以產生一個非零的配平攻角及升力，并且升力大小及方向可以通過偏移角控制。該特點可以保證再/進入過程中飛行姿態、穩定性及落點精度，某種程度上可以簡化制導控制系統、降低系統復雜程度。目前，美國NASA的ADEPT火星探測器最大偏移角可調整到12.5°，相應配平攻角可到27°[13]。

圖4 半剛性機械展開式氣動減速技術自定位功能Fig.4 Self-localization function of SMDADT

2.4 具備著陸緩沖功能

SMDADT配置有貯箱氣瓶和反推發動機。著陸前，拋掉剛性防熱鼻，反推發動機點火工作，反轉連接桿反向旋轉到和展開連接桿處于一條直線上，驅動輻條反向重構，形成著陸腿，如圖5所示[6,11-13]。

圖5 半剛性機械展開式氣動減速技術自緩沖功能Fig.5 Self-buffer function of SMDADT

2.5載荷運輸效率高

根據文獻[12]研究結果，目前針對火星的EDL技術最大載荷不可能超過1.2t，若要運送40t的載荷在火星著陸，采用傳統的剛性結構一共需要114t的進入質量，而采用ADEPT技術只需要進入質量80t左右，可見SMDADT可明顯提高載荷的運輸效率。

2.6模塊化通用接口

SMDADT采用模塊化設計，將可展開再/進入裝置和載荷分為不同的模塊進行研制，模塊間使用標準接口連接。例如，去掉載人飛船返回艙防熱大底，使用半剛性機械展開式結構充當氣動減速面及防熱罩，著陸后返回艙可重復使用，如圖6所示。這種設計使得該技術能夠平臺化、通用化、系列化，可適應不同載荷的運輸需求，極大地降低了研制成本。

圖6 半剛性機械展開式氣動減速技術模塊化功能Fig.6 Modular function of SMDADT

3 關鍵技術

與傳統的剛性氣動面及充氣式展開氣動面不同，SMDADT的氣動面構型主要依靠輻條及柔性防熱罩維持，因此氣動面構型穩定性、氣動面變形對氣動特征影響及具備承載功能防熱材料的研制是SMDADT能夠實現工程應用的關鍵。

3.1大尺寸柔性體氣動面構型穩定性控制技術

再/進入過程中，由于柔性防熱材料不能承受彎曲載荷，受到的氣動力依靠柔性防熱材料的拉力來抵消并最終全部傳遞到承載結構上，如圖7所示[4]，其中紅色表示柔性防熱材料，藍色表示輻條，P為氣動力，T為柔性防熱材料預拉力，PA為柔性防熱材料在P作用后產生的拉力，R為輻條反作用力，θ為柔性防熱材料變形角度。

圖7 進入過程中氣動面受力Fig.7 Reaction of pressure loads during entry

如果輻條數目過少、自身力學性能較差，在氣動力作用下會發生明顯變形，變形過大會導致氣動外形發生變化，改變鈍度比，偏離設計狀態。在載荷質量、輻條材料及截面參數一定的情況下，輻條數量越多，變形越小，氣動面構型穩定性越好，越接近剛性壁面。可是輻條數目越多會增加系統質量及結構機構的復雜程度，所以在綜合考慮系統資源和可靠性的基礎上，選擇合理的輻條根數，使氣動外形變化在設計誤差范圍內是氣動面構型穩定性設計的內容之一。美國NASA通過分析，確定金星探測計劃的“半錐角70°、最大直徑6m”氣動外形選擇12根輻條；“火星探測計劃”的“半錐角70°、最大直徑44m”氣動外形選擇24根輻條可以保證氣動外形擾動在設計誤差范圍內[12,14]。

如果柔性防熱材料的預拉力不足，將導致在氣動載荷作用下柔性防熱材料與防熱鼻的連接處容易出現褶皺，并且兩輻條間的氣動面會向內凹陷形成扇形區域，輻條相對凹陷區域呈凸起狀，如圖8所示[19]。柔性防熱材料的凸起/褶皺變形會增大局部熱流密度、剪力及壓力，美國 NASA已進行相關研究[19]。柔性防熱材料的預拉力越大，凸起/褶皺變形越小，氣動面構型穩定性越好，越接近光滑壁面。可柔性防熱材料繃得過緊，又給材料的抗拉性能提出了更高要求。所以在綜合考慮防熱材料研制水平的基礎上，設計適當的柔性防熱材料預拉力，使氣動面熱流密度及應力滿足任務要求是氣動面構型穩定性設計的又一內容。

圖8 氣動面變形Fig.8 Deformation of aeroshell

3.2大尺寸柔性氣動面氣動仿真技術

航天器在再/進入大氣層過程中，需要經歷真空、稀薄氣體、近連續氣體和稠密大氣等復雜大氣剖面。在與復雜大氣環境發生高速相對運動時，會出現過載、氣動力/熱、飛行穩定性、攻角振蕩等一系列問題，進行氣動特征分析仿真是再/進入航天器研制的關鍵技術之一。

對于傳統剛性固定式氣動減速技術而言，在進入大氣層過程中，氣動面基本不發生變形，因此在進行氣動特征分析仿真時，一般將氣動面處理成剛性光滑壁面。而對于 SMDADT而言，由于氣動面采用柔性結構，受氣動力作用后不可避免地會發生凸起/褶皺變形，且變形量隨著再/進入過程中氣動力的改變而不斷地發生變化，氣動面已不再是光滑壁面。氣動面的凸起/褶皺變形會影響氣動力/熱分布及大小。美國NASA對光滑壁面及ADEPT非光滑壁面進行了氣動力/熱分析比較，通過分析可知隨著變形量的增加，輻條處的熱流密度和剪力明顯上升，氣動面下凹區域的壓力也顯著增大，當凸起達到10cm時，輻條周圍的熱流密度增加30%，如圖9所示[19]。

圖9 氣動特征分析Fig.9 Aerodynamic characteristics analysis

因此 SMDADT的氣動特性分析仿真無法完全借用傳統剛性光滑壁面的分析方法，必須針對大尺寸柔性氣動外形的流–固–熱–力耦合效應進行全流域氣動仿真。

3.3 柔性防熱材料研制技術

柔性防熱材料研制是 SMDADT的關鍵之一，與傳統的硬質防熱材料相比，柔性防熱材料除了具備耐高溫、滿足燒蝕性能要求外，還要具有可折疊、透氣性低、抗拉伸等特點，因此需要依據氣動特征，開展柔性防熱材料配置優化、生產成型、檢測修補和性能評價等研制工作。

目前，美國ADEPT的柔性防熱材料是由12層不同經緯方向的高溫復合材料編織構成的三維碳纖維織物，其中外面 8層的主要作用是熱防護，里面 4層主要作為結構層，總共厚度有 0.38cm，如圖 10所示[18,20]。

圖10 柔性防熱材料Fig.10 Flexible thermal protection material

NASA對ADEPT柔性防熱材料進行了不同載荷條件的電弧燒蝕測試，主要目的是評價材料在氣動熱和雙向軸向拉伸載荷下結構的完整性及材料在不同的氣動熱與雙向軸向載荷下損失的速率。通過材料完整性評價測試發現，在整個測試時間內，載荷變化較小，除去頂部8層熱防護層對織物的承載能力影響較小[20-22]；通過材料損失速率測試發現，不管什么條件下所有纖維的層損失速率都是相同的，變換織物對來流的經緯方向，對層損失影響較小[20-22]；ADEPT三維碳纖維織物柔性防熱材料其所能承受的熱載荷可以達到15.7kJ/cm2[23]。

4 結束語

本文以ADEPT為例，從結構組成、技術特點、關鍵技術及研制進展幾個方面對SMDADT進行了分析、歸納和總結。

通過分析，SMDADT具備受整流罩包絡約束小、運載能力強、減速效果好、過載及熱量密度峰值低及自定位、自緩沖和模塊化通用接口等優點，具有廣闊的應用前景，可作為未來各類載荷特別是大尺寸、高噸位載荷的再/進入平臺。該技術目前處于方案設計及原理樣機研制階段，后續還應從大尺寸柔性結構流–固–熱–力耦合氣動分析、大尺寸展開結構機構力學性能及可靠性、再/進入精度控制及柔性防熱材料對不同大氣環境適應性等方面進行理論研究及工程驗證。目前，我國關于SMDADT的研究尚未起步，后續可針對任務需求開展該技術的相關研究，以拓展我國可展開氣動減速技術的技術途徑。

References)

[1] 王連勝. 充氣式再入飛船的變質心控制方法研究[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業大學, 2013. WANG Liansheng. Research on Control Method for Moving Mass Reentry Vehicle [D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2013. (in Chinese)

[2] 李旭東, 張鵬, 尚明友, 等. 基于金星探測機械展開式進入飛行器技術述評[J]. 航天返回與遙感, 2015, 36(2): 1-8. LI Xudong, ZHANG Peng, SHANG Mingyou, et al. Review of Venus Explorer Mission Using Mechanically-deployed Entry Decelerator[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2015, 36(2): 1-8. (in Chinese)

[3]JOSEPH A D C, CHEATWOOD F M, BRUCE III W E, et al. Advanced High-temperature Flexible TPS for Inflatable Aerodynamic Decelerators[C]. 21st AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, Dublin, Ireland, AIAA 2011-2510, 2011.

[4]BRYAN Y, DINESH P, CARL K, et al. Structures and Mechanisms Design Concepts For Adaptive Deployable Entry Placement Technology[C]. Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conferences, Florida, AIAA 2013-1369, 2013.

[5]TRABANDT U, KOEHLER H, SCHMID M. Deployable CMC Hot Structure Decelerator for Aerobrake[C]. 17st AIAAAerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, Monterey, California, AIAA 2003-2169, 2003.

[6] ETHIRAJ V. Enabling Venus and Outer-planet In-Situ Science Missions with Deployables[R]. International Planetary Probe Workshop, Portsmouth, 2011.

[7]高藝航, 賀衛亮. 充氣式返回艙氣動熱特性研究[J]. 航天返回與遙感, 2014, 35(4): 17-25. GAO Yihang, HE Weiliang. Research on Aerodynamic Heating Characteristics of Inflatable Reentry Decelerator[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2014, 35(4): 17-25. (in Chinese)

[8]夏剛, 程文科, 秦子增. 充氣式再入飛行器柔性熱防護系統的發展狀況[J]. 宇航材料工藝, 2003, 33(6): 1-6. XIA Gang, CHENG Wenke, QIN Zizeng. Development of Flexible Thermal Protection for System Inflatable Re-entry Vehicles[J]. Aerospace Materials & Technology, 2003, 33(6): 1-6. (in Chinese)

[9]榮成成, 左光, 陳沖, 等. 充氣式再入航天器總體方案及關鍵技術初探[J]. 航天返回與遙感, 2015, 36(1): 16-23. RONG Chengcheng, ZUO Guang, CHEN Chong, et al. A Study of General Scheme and Key Technologies of Inflatable Re-entry Vehicle[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2015, 36(1): 16-23. (in Chinese)

[10]衛劍征, 譚惠豐, 王偉志, 等. 充氣式再入減速器研究最新進展[J]. 宇航學報, 2013, 34(7): 881-890. WEI Jianzheng, TAN Huifeng, WANG Weizhi, et al. New Trends in Inflatable Re-entry Aeroshell[J]. Journal of Astronautics, 2013, 34(7): 881-890.(in Chinese)

[11]ERIC S, MICHAEL B, ETHIRAJ V, et al. Investigation of Transonic Wake Dynamics for Mechanically Deployable Entry Systems[R]. IEEE Aerospace Conference, Big Sky, 2012.

[12]ETHIRAJ V, JAMES A, IAN F, et al. 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.

[13]SARAG J S, HARISH S, MICHAEL J G, et al. Trajectory Optimization for Adaptive Deployable Entry and Placement Technology (ADEPT) [C]. AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conferences, San Diego, AIAA 2014-4139, 2014.

[14]BRANDON P S, BRYAN C Y, ETHIRAJ V. Progress in Payload Separation Risk Mitigation for a Deployable Venus Heat Shield[C]. Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conferences, Florida, AIAA 2013-1371, 2013.

[15]王希季. 航天器進入與返回技術(上)[M]. 北京: 中國宇航出版社, 2009: 5-24. WANG Xiji. Spacecraft Entry and Reentry technology (I) [M]. Beijing: China Astronautic Publishing House, 2009: 5-24.

[16]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.

[17]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 – NASA ARC, 2010.

[18]ETHIRAJ V. Entry, Descent and Landing Systems Short Course[Z]. California: International Planetary Probe Workshop, 2013.

[19]BRANDON S, ETHIRAJ V, DINESH P, et al. Venus In Situ Explorer Mission Design Using a Mechanically Deployed Aerodynamic Decelerator[R]. IEEE Aerospace Conference, Big Sky, 2013.

[20]VENKATAPATHY E, PETERSON K H, BLOSSER M L, et al. 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.

[21]ARNOLD J O, PETERSON K H, YOUNT B C. Thermal and Structural Performance of Woven Carbon Cloth for Adaptive Deployable Entry and Placement Technology[R]. AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference, Florida, AIAA 2013-1370, 2013.

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

[23]ETHIRAJ V. Adaptive Deployable Entry and Placement Technology (ADEPT): A Technology Development Project Funded by Game Changing Development Program of the Office of Chief Technologist[R]. VEXAG Meeting, San Franciscom, 2013.

Review of Semi-rigid Mechanical Deployable Aerodynamic Deceleration Technology

ZHANG Peng1LI Xudong2BAI Lianghao1SHANG Mingyou1ZHANG Hongying2HOU Xiangyang1

（1 Institute of Manned Space System Engineering, China Academy of Space Technology, Beijing 100094, China）
（2 Ministerial Key Discipline Laboratory of Advanced Design Technology of Aircraft, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China）

Currently, for the traditional re-entry and entry spacecraft a number of problem exist, such as low efficiency in payload carrying, harsh load environment in re-entry and entry and high cost in development. So the United States proposes a semi-rigid mechanical deployable aerodynamic deceleration technology(SMDADT) that is different from the flexible inflatable deployable aerodynamic deceleration technology. This paper analyzes the structure of the semi-rigid mechanical deployable aerodynamic deceleration technology, summarizes the technical features and key points of this technology by comparison with the traditional re-entry and entry aerodynamic deceleration technology, and introduces the research progress of this technology. According to the analysis in this paper, because of the unique structure and flexible thermal protection system, this technology has some advantages, such as less dimension restriction by rocket fairing envelope, higher efficiency in payload carrying, better effect in aerodynamic deceleration, lower acceleration load and less peak heat flux. In addition, the semi-rigid mechanical deployable aerodynamic deceleration technology has the characteristics of self-localization, self-buffer, and universal modular interfaces. So this technology has wide application prospect and can provide more helpful ideas for the research of aerodynamic deceleration technology.

aerodynamic deceleration; mechanical deployment; flexible thermal protection structure; aerodynamic characteristics; research progress

V423.6

: A

: 1009-8518(2016)01-0001-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2016.01.001

張鵬，男，1982年生，2011年獲華中科技大學固體力學專業博士學位，現在中國空間技術研究院載人航天總體部工作，研究方向為航天器系統設計、氣動設計及總裝集成設計。E-mail: zhangpeng01061014@163.com。

（編輯：陳艷霞）

2015-11-04

國家重大科技專項工程