機械式可展開氣動減速技術跨亞聲速段二次展開

侯向陽 張紅英 張鵬 桂蜀旺 侯硯澤

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機械式可展開氣動減速技術跨亞聲速段二次展開

侯向陽1,2張紅英1張鵬2桂蜀旺1侯硯澤2

（1 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）（2 中國空間技術研究院載人航天總體部，北京 100094）

文章提出了采用沿輻條方向增加伸縮桿、柔性承力罩及彈性單元的方式實現機械式可展開氣動減速技術二次展開的結構方案，并針對二次展開氣動外形分別從彈道軌道、升阻比及俯仰力矩系數等方面開展了跨亞聲速段減速效果、升阻特性及靜穩定性研究。研究顯示：二次展開狀態的減速效果明顯優于一次展開狀態；二次展開狀態的升阻比隨攻角及馬赫數變化規律與一次展開狀態一致；小攻角范圍內兩狀態的升阻比變化不大，大攻角范圍內兩狀態的升阻比差異明顯；二次展開狀態在跨亞聲速段存在唯一的靜穩定點，且該點的靜穩定性強于一次展開狀態。研究表明：機械式可展開氣動減速技術采用二次展開方案能夠實現在跨亞聲速段繼續減速和姿態穩定的目的，二次展開方案在機械式可展開氣動減速技術上的應用具備工程可行性。文章為機械式可展開氣動減速技術二次展開方案工程化實施奠定了基礎。

機械式可展開 氣動減速技術 二次展開減速效果 升阻比 靜穩定性 航天器進入與再入

0 引言

隨著航天事業的高速發展，一種新型的可展開氣動減速技術以其受火箭包絡約束小、減速效果好、過載及熱流密度低、拓展性強等優勢已被應用到地外星體進入和地球再入返回領域。這種可展開氣動減速技術按照展開形式及驅動方式分為充氣式[1-3]和機械式[4-8]兩類，其應用模式大致有兩種[9-14]：一種是在高超聲速及超聲速段利用一次展開形成的柔性氣動面減速、防熱，當速度減至氣動熱影響較小的跨/亞聲數段時接近于勻速，再利用減速傘或反推發動機進行二次減速及姿態穩定性維持。這種模式的一次展開面積相對較小，高速段氣動面構型穩定性控制及柔性防熱材料研制易實現，但需配置減速傘或推進系統，增加了系統復雜程度、成本及質量；另一種是利用一次展開形成的面積“足夠大”的柔性氣動面來實現全流域減速及高速段防熱。這種模式的系統相對簡單，但因為展開面積較大，增加了高速段柔性氣動面構型穩定性控制難度及柔性防熱材料研制難度[13]。

為克服以上兩種模式的缺點，國內外學者提出了“在高超聲速及超聲速段采用一次展開形成的氣動面進行減速、防熱；在跨/亞聲數段采用氣動面二次展開繼續減速”的應用新模式，但目前該模式的研究與應用主要聚焦在充氣式上[1-3,13,14]，對于機械式二次展開研究尚無公開報道。

因此，為拓寬可展開氣動減速技術二次展開研究的技術途徑，探索二次展開在機械式上應用的可行性，本文提出一種機械式可展開氣動減速技術二次展開結構設計方案，并針對該方案氣動外形，分別從彈道軌道、升阻比及俯仰力矩系數等方面開展跨亞聲速段減速效果、升阻特性及靜穩定性初步研究。本文研究內容及結論為機械式可展開氣動減速技術二次展開后續深入研究及工程化實施奠定了基礎。

1 結構設計方案

機械式可展開氣動減速技術一次展開形成的氣動面主要由主體、剛性防熱頭錐、連接桿、半剛性防熱層及輻條組成，如圖1（a）所示。實現二次展開最直接的設計方案是沿輻條方向增加伸縮桿及柔性承力罩，如圖1（b）所示。具體如下：

將輻條設計成一個空腔結構，內部安裝彈性單元和切割器，伸縮桿“插入”輻條空腔內鎖緊固定；柔性承力罩具有極強的可折疊性，二次展開前壓縮在半剛性防熱層邊緣，其一端與半剛性防熱層縫合，另兩側連接伸縮桿。當機械式可展開氣動減速系統速度減小至跨亞聲速時，切割器切斷伸縮桿與輻條空腔的連接，伸縮桿在彈性單元的驅動作用下沿輻條方向伸出，從而帶動柔性承力罩展開，實現機械式可展開氣動減速技術二次展開，如圖1（c）所示。二次展開后的柔性承力罩與一次展開的半剛性防熱層共同形成一個面積“足夠大”的新氣動面完成跨亞聲速段的繼續減速及姿態穩定。

圖1 二次展開結構方案

機械式可展開氣動減速技術一次展開后的氣動外形為球錐構型，系統質量為球頭半徑為、氣動面直徑為1、半錐角為、剛性防熱頭錐直徑為、向高度為、氣動面高度為1，質心位于對稱軸上且高度為cg，如圖2（a）所示；二次展開后的新氣動外形仍為球錐構型，除新氣動面直徑為2=1.421，新氣動面高度為2=1.421外，其他參數不變，如圖2（b）所示。

圖2 機械式可展開氣動減速技術氣動面示意

2 減速效果分析

為便于比較和描述，本文采用兩個狀態進行對比分析，即：狀態I為跨亞聲速段仍采用（高）超聲速段一次展開形成的氣動面進行繼續減速，狀態II為跨亞聲速段采用在狀態I的基礎上經二次展開形成的氣動面進行減速，其中一次展開的氣動外形及相關參數如圖2（a）所示，二次展開的氣動外形及相關參數如圖2（b）所示。

圖3為兩個狀態在攻角為0°狀態下跨亞聲速段彈道軌道計算曲線，從計算結果看出：在同一高度或同一再入時間下，狀態II（二次展開）的再入速度明顯小于狀態I（一次展開）的再入速度。這主要是氣動面增大后，氣動阻力隨之增加的緣故。

圖3 彈道分析

這一現象還可以用描述維持系統速度能力的彈道系數進一步解釋：

式中為氣動面投影面積；d為阻力系數。

圖4為根據式（1）計算得到的兩種狀態在不同馬赫數下的彈道系數，從圖4看出，即使兩狀態的阻力系數d有所波動，但由于狀態II的氣動面投影面積明顯大于狀態I，導致狀態II的彈道系數m在整個跨亞聲速段小于狀態I，說明狀態II維持原速度的能力更弱、減速效果更優。

圖4 彈道系數曲線

由此可以證明：當機械式可展開氣動減速系統的減速效果明顯減弱時，采用二次展開可再次提高系統的減速能力、實現系統二次減速。

3 氣動特征分析

3.1 升阻特征

圖5為兩個狀態在不同馬赫數條件下的升阻比/隨攻角變化曲線。

通過分析可知：在不同馬赫數下，狀態II（二次展開）的升阻比/隨著攻角變化的趨勢是先減小、后增大然后又減小；在小攻角（0°~50°）及大攻角（150°~180°）范圍內，狀態II的升阻比/受馬赫數變化影響不明顯，而在50°~150°攻角范圍內，其升阻比/隨馬赫數的減小而增加。以上狀態II的規律，狀態I（一次展開）亦然。

進一步比較可知：相同馬赫數條件下，在（0°~90°）攻角范圍內，兩狀態的升阻比/曲線重合度較高，表明狀態II保留了狀態I的升阻特性。而在（90°~180°）攻角范圍內，兩狀態的升阻比/曲線重合度較差。這是因為，在（0°~90°）攻角范圍內，兩個方案的迎風面主要是球錐構型，鈍度比的變化（狀態I的鈍度比為/1、狀態II的鈍度比為/2）對系統升阻比變化率Δ(/)的影響相當小，不超過1%[15]。而當攻角擴大到（90°~180°）范圍時，圖2中所示的主體部分對流場影響逐漸明顯，由于兩個狀態的氣動面高度不同（狀態I的氣動面高度為1、狀態II的氣動面高度為2），則它們的主體部分對流場影響程度也不同，所以兩狀態的升阻比/表現出不同。

圖5 升阻比曲線

3.2 靜穩定性

圖6為兩個狀態在不同馬赫數條件下的俯仰力矩系數m隨攻角變化曲線，從圖中看出：

狀態I（一次展開）在=0°和180°處滿足式（2），即表示狀態I在跨亞聲速段存在兩個靜穩定點，這在工程上是不希望出現的。而采用二次展開后，僅在=0°處滿足式（2），即表示狀態II在跨亞聲速段存在唯一的靜穩定點，能保持0°攻角再入。

從圖6進一步發現，在不同馬赫數下，狀態II在=0°處的斜率絕對值大于狀態I在=0°處的斜率絕對值，即：

這說明狀態II在=0°處的靜穩定性更強。

圖6 俯仰力矩系數曲線

由此可以證明：二次展開具備保證機械式可展開氣動減速技術在跨亞聲速段僅存在唯一的靜穩定點，且使該點靜穩定性更強的能力。

4 結束語

本文提出了一種機械式可展開氣動減速技術二次展開結構方案，并針對二次展開的氣動外形開展了跨亞聲速段減速效果、升阻特性及靜穩定性研究，得出結論如下：

1）二次展開狀態的減速效果明顯優于一次展開狀態；

2）二次展開狀態的升阻比隨攻角及馬赫數變化規律與一次展開狀態一致。在小攻角范圍內，兩狀態的升阻比變化不大，狀態II保留了狀態I的升阻特性。大攻角范圍內，兩狀態的升阻比差異明顯；

3）二次展開狀態在跨亞聲速段存在唯一的靜穩定點，且該點的靜穩定性強于一次展開狀態；

4）機械式可展開氣動減速技術采用二次展開方案能夠實現在跨亞聲速段繼續減速和姿態穩定的目的。

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（編輯：劉穎）

Research on Second Deployment of Mechanical Deployable Aerodynamic Deceleration Technology in the Transonic and Subsonic Stages

HOU Xiangyang1,2ZHANG Hongying1ZHANG Peng2GUI Shuwang1HOU Yanze2

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

This paper presents a second deployment scheme of mechanical deployable aerodynamic deceleration technology, by means of adding a lengthening rod, a flexible bearing cover and an elastic unit along the direction of the ribs. Using the aeroshell of second deployment, this paper studies the deceleration effect, lift-to-drag characteristics and static stability in the transonic and subsonic stages through three aspects, including trajectory, lift-to-drag ratio and pitching moment coefficient. The results show that the deceleration effect of the second deploymentstateis obviously better than first deployment state. Secondly, the law of the lift-to-drag ratio in the second deployment state varies with the angle of attack and Mach number is consistent with the first deployment state. Thirdly, the lift-to-drag ratios of two deployment state have little change in the range of small angle of attack, and the difference between the lift-to-drag ratios of two deployment states are obvious in the range of large angle of attack. Finally, the second deployment state has a unique static stability point, and its stability is better than the first deployment state in the transonic and subsonic stages. The study indicates that the mechanical deployable aerodynamic deceleration technology can achieve the purpose of continuing deceleration and attitude stabilization by using the second deployment scheme in the transonic and subsonic stages, and the application of second deployment scheme in mechanical deployable aerodynamic deceleration technology has engineering feasibility. The content of this paper laid the foundation for the implementation of second deployment scheme of mechanical deployable aerodynamic deceleration technology.

smechanical deployment; aerodynamic deceleration technology; second deployment; deceleration effect; lift-to-drag ratio; static stability; spacecraft entry and re-entry

V423.6

A

1009-8518(2018)02-0001-07

10.3969/j.issn.1009-8518.2018.02.001

2017-12-07

國家重大科技專項工程

侯向陽，男，1976年生，高級工程師，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：m13683344423@163.com。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，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。