自備動(dòng)力逃逸載人飛船上升段氣動(dòng)特性研究

陳鑫 左光 屈峰 陳沖

(中國(guó)空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094)

提升載人航天任務(wù)中發(fā)射段逃逸救生效能，是新型載人運(yùn)輸系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)高可靠性、高集成度和高費(fèi)效比的重要途徑之一。國(guó)內(nèi)外傳統(tǒng)的載人飛船，如聯(lián)盟號(hào)、阿波羅號(hào)和神舟號(hào)，在發(fā)射段均采用逃逸塔方式逃逸，為此付出了一定的入軌質(zhì)量代價(jià)。若載人飛船發(fā)射正常，則飛行到一定高度后，逃逸塔被拋掉，造成發(fā)動(dòng)機(jī)、推進(jìn)劑等硬件資源的浪費(fèi)，降低發(fā)射效率[1-2]。另外，在發(fā)射臺(tái)逃逸時(shí)，其方向性可控能力不強(qiáng)，且存在一定上升段救生空白，在載人飛行救生的全程覆蓋性上存在一定缺陷[3-6]。

相比于逃逸塔方式，自備動(dòng)力逃逸方式能有效增加載人飛船的入軌質(zhì)量；有利于消除分離重型固體火箭逃逸塔帶來(lái)的風(fēng)險(xiǎn)；有助于未來(lái)載人飛船乘員艙(返回艙)的重復(fù)使用設(shè)計(jì)；有利于實(shí)現(xiàn)發(fā)射臺(tái)可控定向逃逸；可提供航天員在整個(gè)上升段飛行過(guò)程中遇到緊急情況進(jìn)行逃逸的能力。因此，近期國(guó)內(nèi)外新型研發(fā)載人飛船中均考慮采用自備動(dòng)力逃逸方式。這種逃逸方式主要包括：①返回艙自逃逸方式，逃逸救生系統(tǒng)集成于返回艙，SpaceX公司的龍(Dragon)載人飛船[7-9]采用；②整船自逃逸方式，美國(guó)波音公司研制的Starliner飛船(原來(lái)的乘員空間運(yùn)輸-100(CST-100))采用[10-12]，相比于返回艙自逃逸式，整船自逃逸式具有動(dòng)力系統(tǒng)配置容易實(shí)現(xiàn)，大部分燃料配置在推進(jìn)艙，安全性高，以及技術(shù)成熟度高的優(yōu)點(diǎn)。

載人飛船自備動(dòng)力逃逸方式已經(jīng)成為載人航天應(yīng)急救生發(fā)展的重要趨勢(shì)。本文在研究上述兩種自備動(dòng)力逃逸方式的基礎(chǔ)上，針對(duì)自備動(dòng)力逃逸載人飛船上升段的氣動(dòng)特性開展研究，分析結(jié)果可為我國(guó)新一代飛船的總體方案設(shè)計(jì)和逃逸方案設(shè)計(jì)提供參考。

1 自備動(dòng)力逃逸載人飛船分析構(gòu)型

龍載人飛船和Starliner飛船如圖1和圖2所示。龍載人飛船采用8臺(tái)SuperDraco逃逸發(fā)動(dòng)機(jī)，2臺(tái)一組裝于飛船返回艙側(cè)面，與反作用控制系統(tǒng)(RCS)共用推進(jìn)劑和貯箱。一旦發(fā)生危險(xiǎn)，逃逸發(fā)動(dòng)機(jī)將產(chǎn)生推力將返回艙“推”出危險(xiǎn)區(qū)域。Starliner飛船逃逸救生系統(tǒng)集成于飛船服務(wù)艙，4臺(tái)逃逸發(fā)動(dòng)機(jī)RS-88安裝于服務(wù)艙底部，與飛船的RCS系統(tǒng)共用推進(jìn)劑和貯箱。本文參考龍載人飛船和Starliner飛船，選取兩艙構(gòu)型(返回艙和推進(jìn)艙)自逃逸式飛船，氣動(dòng)外形為鈍頭正錐柱組合體，如圖3(a)所示。返回艙頭部有一個(gè)小尺寸整流罩，用于保護(hù)前隔間子系統(tǒng)；逃逸系統(tǒng)安裝在推進(jìn)艙，伴隨載人飛船要經(jīng)歷整個(gè)飛行任務(wù)直至離軌。本文分別針對(duì)無(wú)穩(wěn)定翼飛船和有穩(wěn)定翼飛船開展靜穩(wěn)定性研究，分析模型如圖3(b)和圖3(c)所示。

圖1 龍載人飛船構(gòu)型及自備動(dòng)力逃逸示意Fig.1 Configuration of Dragon and sketch map for self-propulsion-escape

圖2 Starliner飛船構(gòu)型及自備動(dòng)力逃逸布局Fig.2 Configuration of Starliner and self-propulsion-escape layout

圖3 鈍頭體載人飛船構(gòu)型Fig.3 Configuration of blunt manned spacecraft

2 上升段氣動(dòng)特性分析

2.1 氣動(dòng)仿真分析

本文通過(guò)求解三維可壓Navier-Stokes方程，對(duì)自備動(dòng)力逃逸飛船上升段的靜態(tài)氣動(dòng)特性、兩艙分離氣動(dòng)特性及上升段氣動(dòng)加熱特性進(jìn)行數(shù)值模擬。選取由地面發(fā)射臺(tái)至70.0 km高度下的上升段典型彈道，如表1所示。

1)靜態(tài)氣動(dòng)特性和氣動(dòng)加熱特性仿真分析

在氣動(dòng)計(jì)算流體力學(xué)(CFD)計(jì)算過(guò)程中建立三維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，使用CFD軟件求解器進(jìn)行計(jì)算[13-17]。圖4給出了用于數(shù)值計(jì)算的三維網(wǎng)格模型。

表1 典型彈道點(diǎn)參數(shù)

圖4 三維CFD網(wǎng)格仿真分析模型Fig.4 Simulation analysis model of 3-D CFD grid

2)兩艙分離氣動(dòng)特性分析

載人飛船推進(jìn)艙和返回艙分離過(guò)程是一個(gè)復(fù)雜的非定常問(wèn)題，本文將其簡(jiǎn)化為準(zhǔn)定常問(wèn)題，即通過(guò)CFD方法計(jì)算某一時(shí)刻推進(jìn)艙、返回艙在一定位置及飛行姿態(tài)下的氣動(dòng)參數(shù)，再耦合六自由度運(yùn)動(dòng)方程求解下一時(shí)刻兩艙的相對(duì)位置及飛行姿態(tài)。這樣，沿時(shí)間推進(jìn)求解，可以進(jìn)行整個(gè)分離過(guò)程的數(shù)值仿真[18]。載人飛船僅在重力、氣動(dòng)力及逃逸發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用下實(shí)現(xiàn)分離，分離計(jì)算思路如下。①根據(jù)給定的推進(jìn)艙和返回艙的幾何數(shù)據(jù)，采用分區(qū)方法(對(duì)接或重疊)生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，來(lái)流參數(shù)為初始時(shí)刻給定的來(lái)流條件；②采用高精度CFD方法進(jìn)行數(shù)值計(jì)算(計(jì)算網(wǎng)格如圖5所示)，得到推進(jìn)艙和返回艙此時(shí)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)力、力矩參數(shù)；③根據(jù)②中得到的參數(shù)，由六自由度運(yùn)動(dòng)方程計(jì)算出下一時(shí)刻兩艙的相對(duì)位置及飛行姿態(tài)；④根據(jù)③，由運(yùn)動(dòng)方程得到返回艙相對(duì)于推進(jìn)艙的新位置，完成分區(qū)網(wǎng)格(對(duì)接或重疊)的調(diào)整；⑤返回②，循環(huán)計(jì)算,直至整個(gè)分離過(guò)程計(jì)算結(jié)束；⑥完成整個(gè)分離過(guò)程的計(jì)算后，對(duì)分離過(guò)程進(jìn)行相關(guān)的研究和分析。

圖5 返回艙和推進(jìn)艙CFD網(wǎng)格示意Fig.5 CFD grid of reentry module and propulsion module

2.2 靜穩(wěn)定性分析

2.2.1 無(wú)穩(wěn)定翼構(gòu)型靜穩(wěn)定性分析

俯仰靜穩(wěn)定性定義為俯仰力矩系數(shù)Cm與攻角α的導(dǎo)數(shù)[19]。

(1)

式中：CL為升力系數(shù)；xcg為載人飛船頭部距載人飛船質(zhì)心的距離；xac為載人飛船頭部距載人飛船焦點(diǎn)的距離。

當(dāng)?Cm/?α<0時(shí)，載人飛船為俯仰靜穩(wěn)定；當(dāng)?Cm/?α=0時(shí)，載人飛船為俯仰中立靜穩(wěn)定；當(dāng)?Cm/?α>0時(shí)，載人飛船為俯仰靜不穩(wěn)定。由于線性范圍內(nèi)升力?CL/?α>0，為保證載人飛船俯仰靜穩(wěn)定，則xcg

圖6給出載人飛船馬赫數(shù)(Ma)為0.40、0.25和0.10，高度(H)為0.8 km，1.5 km，2.0 km時(shí)流場(chǎng)壓力及流線分布特性?？梢钥闯觯涸谒芯康墓ソ欠秶鷥?nèi)，返回艙發(fā)生流動(dòng)分離，但底部流動(dòng)分離嚴(yán)重；0°攻角下，底部形成一對(duì)基本對(duì)稱的分離渦；隨著攻角增加，迎風(fēng)一側(cè)分離渦減小甚至消失，而背風(fēng)一側(cè)分離渦不斷增強(qiáng)。圖7(a)顯示了不同馬赫數(shù)下軸向力隨攻角的變化曲線?？梢钥吹剑厚R赫數(shù)0.40和0.25情況下軸向力差別很小，而在小攻角情況下馬赫數(shù)0.10的軸向力略大。圖7(b)給出了橫向力隨攻角的變化特性，隨著馬赫數(shù)增大，相同攻角下橫向力越大，即橫向力斜率隨馬赫數(shù)的增大而增大。圖7(c)為升阻比隨攻角的變化曲線，同樣攻角下馬赫數(shù)越大，升阻比越高，差別不大。圖7(d)為質(zhì)心位置俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化曲線，馬赫數(shù)影響不明顯；小攻角情況下，由于質(zhì)心位置較靠后，俯仰力矩系數(shù)對(duì)攻角的導(dǎo)數(shù)為正，俯仰為靜不穩(wěn)定。

圖6 流場(chǎng)壓力及流線分布Fig.6 Pressure contour and streamline distribution

圖7 軸向力、橫向力、升阻比及俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化Fig.7 Variation of axial force， transverse force, lift-drag ratio and coefficient of pitching moment with angle of attack

2.2.2 有穩(wěn)定翼構(gòu)型穩(wěn)定性分析

上述氣動(dòng)仿真結(jié)果表明，無(wú)穩(wěn)定翼構(gòu)型是靜不穩(wěn)定的。因此，通過(guò)推進(jìn)艙加氣動(dòng)穩(wěn)定翼來(lái)改善靜不穩(wěn)定性。本文采用叉形布局，穩(wěn)定翼面積根據(jù)最大動(dòng)壓確定，改進(jìn)后的模型及其計(jì)算網(wǎng)格如圖8所示。選取表1中上升段彈道為靜穩(wěn)定性典型仿真工況。

圖9給出了不同工況下載人飛船質(zhì)心位置俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化曲線?？梢钥闯觯孩僖?yàn)閬?lái)流動(dòng)壓較大、翼面效率較高，工況1與工況2在小攻角情況下可保持靜穩(wěn)定；②當(dāng)飛船飛至20.0 km以上，大氣逐漸稀薄，來(lái)流動(dòng)壓驟降導(dǎo)致翼面效率降低，再加上載人飛船質(zhì)心較為靠后，因此載人飛船為靜不穩(wěn)定；③馬赫數(shù)大于5.00時(shí)，質(zhì)心位置俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化曲線受馬赫數(shù)的影響不明顯，體現(xiàn)了較好的馬赫數(shù)無(wú)關(guān)性。

圖8 有穩(wěn)定翼構(gòu)型CFD網(wǎng)格示意Fig.8 CFD grid of configuration with empennage

圖9 有穩(wěn)定翼構(gòu)型俯仰穩(wěn)定力矩系數(shù)隨攻角的變化Fig.9 Variation of pitching moment coefficient with angle of attack for configuration with empennage

2.3 氣動(dòng)加熱分析

典型彈道下選取表1中高馬赫數(shù)工況進(jìn)行氣動(dòng)熱數(shù)值仿真，見(jiàn)表2。

表2 氣動(dòng)熱仿真工況

圖10給出了不同工況下的飛船壁面最高熱流值?？梢钥闯觯孩僖?yàn)殡S著馬赫數(shù)增大，激波強(qiáng)度越大且更加靠近載人飛船表面，因此載人飛船表面最高熱流值變大；②隨著馬赫數(shù)增大，載人飛船表面最高熱流值的增加幅度不斷減??；③所選工況中，壁面最高熱流值大概為220 000 W/m2。

圖10 不同工況下的最大熱流值對(duì)比Fig.10 Comparative figure of the maximum heat flux with various cases

2.4 分離氣動(dòng)特性分析

為得到分離過(guò)程中的載人飛船推進(jìn)艙和返回艙的分離特性，在典型彈道曲線中選擇有代表性的分離初始點(diǎn)確定分離條件，分離時(shí)刻分別選取逃逸發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后第3 s、第30 s(逃逸后姿態(tài)穩(wěn)定后的時(shí)刻)、第40 s(逃逸末尾時(shí)刻)3種工況，進(jìn)行分離過(guò)程的數(shù)值仿真，初步研究載人飛船推進(jìn)艙和返回艙的分離特性。表3為分離氣動(dòng)特性分析工況。

表3 分離氣動(dòng)特性分析工況

圖11給出了工況1狀態(tài)下返回艙與推進(jìn)艙之間的位移情況。可以看出：沿軸向推進(jìn)艙的位移大于返回艙，沿橫向推進(jìn)艙的位移也大于返回艙。這表明，兩艙若在第3 s時(shí)分離，兩艙會(huì)發(fā)生碰撞，無(wú)法實(shí)現(xiàn)安全分離。

圖11 工況1兩艙相對(duì)位移示意Fig.11 Displacement between reentry module and propulsion module in case 1

圖12給出了工況2中姿態(tài)穩(wěn)定后返回艙與推進(jìn)艙之間的相對(duì)位移?？梢钥闯觯貉貦M向推進(jìn)艙與返回艙的位移分別沿不同的方向，且隨著時(shí)間推移，兩者之間的位移差別越來(lái)越大。這表明，若在第30 s時(shí)分離，兩艙不會(huì)發(fā)生碰撞，可以實(shí)現(xiàn)安全分離。

圖12 工況2兩艙相對(duì)位移示意Fig.12 Displacement between reentry module and propulsion module in case 2

圖13給出了工況3狀態(tài)下返回艙與推進(jìn)艙之間的相對(duì)位移?？梢钥闯觯貉貦M向推進(jìn)艙與返回艙的位移分別沿不同的方向，且隨著時(shí)間推移，兩者之間的位移差別越來(lái)越大。這表明，若在第40 s時(shí)分離，兩艙不會(huì)發(fā)生碰撞，可以實(shí)現(xiàn)安全分離。

圖13 工況3兩艙相對(duì)位移示意Fig.13 Displacement between reentry module and propulsion module in case 3

3 結(jié)論

本文采用高精度氣動(dòng)數(shù)值仿真方法，數(shù)值模擬鈍頭體載人飛船逃逸過(guò)程中典型飛行軌跡下的氣動(dòng)性能，通過(guò)對(duì)流場(chǎng)、氣動(dòng)特性等進(jìn)行分析研究，得到如下結(jié)論。

(1)當(dāng)前典型工況下，載人飛船上升段整流罩局部壁面最高熱流值約為220 000 W/m2，可指導(dǎo)開展載人飛船逃逸系統(tǒng)的熱防護(hù)設(shè)計(jì)。

(2)因?yàn)閬?lái)流動(dòng)壓較大、翼面效率較高，有穩(wěn)定翼構(gòu)型在低空情況下可顯著改善逃逸載人飛船的靜穩(wěn)定。

(3)當(dāng)載人飛船飛至20.0 km以上，大氣逐漸稀薄，來(lái)流動(dòng)壓驟降導(dǎo)致翼面效率降低，有穩(wěn)定翼構(gòu)型無(wú)法有效改善逃逸載人飛船的靜不穩(wěn)定性。

(4)馬赫數(shù)大于5.00時(shí)，載人飛船質(zhì)心位置俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化曲線受馬赫數(shù)的影響不明顯，體現(xiàn)了較好的馬赫數(shù)無(wú)關(guān)性。

(5)返回艙與推進(jìn)艙能否安全分離，受分離時(shí)刻的氣動(dòng)干擾影響較大，特別是發(fā)射初期，由于姿態(tài)原因，氣動(dòng)載荷主要作用于載人飛船上部，會(huì)導(dǎo)致分離困難，且容易發(fā)生碰撞。因此，發(fā)射臺(tái)逃逸和上升段逃逸中推進(jìn)艙和返回艙姿態(tài)穩(wěn)定后再進(jìn)行分離。

本文對(duì)自備動(dòng)力逃逸載人飛船上升段的氣動(dòng)特性分析結(jié)果，可為我國(guó)新一代載人飛船逃逸系統(tǒng)的方案設(shè)計(jì)提供參考。

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