典型彈道升力式火星進入器性能比較分析

劉中玉, 李 齊, 魏昊功, 耿云飛

(北京空間飛行器總體設計部, 北京 100094)

0 引 言

火星是人類自有文字記載以來在科學上最受關(guān)注的天體，也是近幾十年來世界各國深空探測的主要目的地，美國、歐洲、中國等國家和地球相繼公布了各自的火星探測計劃，其中包括著陸巡視任務、取樣返回任務[1-4]。2017年3月美國總統(tǒng)特朗普批準NASA的2017財年預算方案，研究在2033年載人登陸火星計劃的可行性。

與掠飛、繞飛和撞擊等探測方式不同，火星表面巡視、采樣返回及未來的載人登陸任務需要實現(xiàn)火星表面軟著陸。探測器在火星表面軟著陸需要經(jīng)歷進入、下降和著陸過程(EDL)，雖然整個EDL過程只持續(xù)6～10 min，卻是整個探測任務中最關(guān)鍵、最危險的環(huán)節(jié)之一[5]。目前，全世界共已開展了43次火星探測任務，其中在火星表面著陸的15次任務中只有7次取得了完全成功，有6次是由于在EDL環(huán)節(jié)出現(xiàn)問題導致任務的失敗。根據(jù)EDL環(huán)節(jié)氣動減速階段氣動特征的不同，目前探測器進入火星的方式可以分為彈道式和彈道升力式兩類，彈道式是指進入過程只產(chǎn)生阻力不產(chǎn)生升力，或雖然產(chǎn)生不大的升力，但對升力的大小和方向均不加以控制和利用的進入方式；彈道升力式是通過配置質(zhì)心的辦法，使進入器進入大氣層產(chǎn)生一定的升力，通過控制傾側(cè)角使探測器具有一定的機動能力。在目前成功的7次著陸任務中，“海盜號”(Viking-1/2)、“探路者號”(Mars Pathfinder, MPF)、“漫游者號”(Mars Exploration Rover, MER-A/B)、“鳳凰號”(Phoenix)6次任務采用彈道式的進入方式，2011年底發(fā)射的火星實驗室(Mars Science Laboratory, MSL)采用彈道-升力式的進入方式。

未來的火星取樣返回、載人火星登陸任務對探測器的著陸精度的要求更高，彈道式進入高達數(shù)十公里的著陸精度無法滿足未來火星探測任務的需要[6]。與彈道式進入方式相比，采用彈道升力式進入方式的探測器利用升力使其按一條較平緩的軌道下降，在進入過程中減速時間長、承受的過載小，也能夠通過控制升力方向提高探測器的著陸精度[7-8]。除了2012年成功在火星著陸的MSL彈道升力式探測器，NASA也在論證利用SpaceX公司“龍飛船”等商業(yè)航天能力進行火星采樣返回[2,4]，利用新一代的“獵戶座”飛船開展載人火星登陸任務的可能性[9]。本文以MSL、“龍飛船”和獵戶座多用途載人飛船三個彈道升力式進入器為研究對象，比較其氣動特性與著陸性能，并討論幾何構(gòu)型對彈道升力式進入器性能的影響。

1 氣動外形比較分析

與月球表面著陸任務不同，進入火星過程可以利用火星表面的稀薄大氣降低進入器的飛行速度，因此需要選用合適的進入器氣動外形，以滿足進入過程氣動減速和防熱的需要[10-12]。目前成功著陸火星的進入器都采用鈍頭回轉(zhuǎn)體外形，這種外形具有構(gòu)型簡單、技術(shù)成熟度高、進入過程減速特性好等特點，MSL、“龍飛船”和“獵戶座”飛船都采用類似的外形。上述三種飛船大底外形、大底鈍度、后體倒錐角各不相同，氣動特性將呈現(xiàn)出不同的特點。

2012年8月5日，MSL成功進入火星大氣并成功將“好奇號”火星車釋放到火星表面。MSL是所有火星探測器中尺寸最大的，也是首個以彈道升力式進入火星大氣的探測器。MSL飛船的迎風大底繼承了早期“海盜號”探測器的70°鈍錐的外形方案，后體采用三段倒錐外形，防熱大底最大截面直徑為4.5 m，頭部鈍化半徑為1.125 m，探測器總高度約為2.875 m[13]。

(a) MSL

(b) 龍飛船

(c) “獵戶座”多用途載人飛船

SpaceX公司的“龍飛船”是世界上第一艘由私人公司研發(fā)的飛船，2012年5月“龍飛船”成功完成首次飛行試驗，目前NASA正在研究以“龍飛船”為基礎開展火星采樣返回、火星生命探測等任務的可能性?！褒堬w船”迎風大底采用球冠外形，其半徑約為橫截面直徑的1.6倍，后體采用15°單錐外形，艙體高度約為大底直徑0.85倍。

多用途載人飛船是NASA推出的用于代替航天飛機的新方案，主要定位于為未來空間站任務、載人小行星探測、載人火星登陸等任務提供服務。MPCV由成員艙和服務艙構(gòu)成。其中乘員艙是航天員的生活場所，其外形繼承了阿波羅飛船氣動外形。MPCV飛船最大截面直徑為5.02 m，頭部鈍化半徑約為大底直徑的1.2倍，艙體高度約為大底直徑0.66倍[9]。

高超聲速進入火星大氣過程中，飛船的氣動力、熱特性主要受迎風大底形狀影響，MSL大底外形充分的繼承前期Viking號探測器的大底外形[14]，“龍飛船”和MPCV的迎風大底都采用球冠外形，其中“龍飛船”大底鈍度高于MPCV，可以有效減緩進入過程大底的熱流密度，也可以提高飛船同迎角情況下的阻力系數(shù)和升阻比，提高進入過程的減速效率和彈道調(diào)節(jié)能力；但頭部鈍度的增大也將影響飛船的靜穩(wěn)定性，為飛船質(zhì)心的配置帶來額外的難度。

從后體外形來看，“龍飛船”和MPCV都采用單錐外形，其中“龍飛船”的整體高度高于MSL和MPCV，其有效容積遠高于MSL和MPCV；MSL和MPCV后體的倒錐角相對較大，“龍飛船”的后體倒錐角僅為15°，較大的倒錐角可以降低后體的熱流密度，但這也會帶來有效容積降低、艙內(nèi)布局和配重難度增大的問題。

2 氣動性能比較

2.1 氣動性能計算方法

火星表面存在大氣層，火星大氣主要由95.7%的二氧化碳、2.7%的氮氣和1.6%的Ar組成。火星大氣比地球稀薄得多，相同高度下大氣壓力和密度只有地球的1%左右，其熱化學性質(zhì)更為活躍。進入器高速進入火星大氣過程中，由于強烈的激波壓縮和黏性滯止作用，使激波層溫度升高，導致來流產(chǎn)生熱化學非平衡效應。

本文求解完全氣體Navier-Stokes方程，評估進入器高速在火星大氣飛行過程的氣動性能，通過等效比熱比方法近似反映真實氣體效應對氣動特性的影響[15]。來流通過激波后，激波前后參數(shù)劇烈變化，波后氣體比熱比因波后溫度升高而降低，利用壓縮性衡量指標，結(jié)合正激波關(guān)系式，可以獲得等效比熱比：

其中γeff為等效比熱比，η=ρ2/ρ1是激波前后的密度比。

NASA蘭利研究中心利用LAURA程序，求解化學非平衡Navier-Stokes方程，給出了Phoenix進入器的高超聲速段的氣動性能[16]。本文計算了來流馬赫數(shù)Ma=8.8、16、25.3，迎角分別為0°、-11°和-16°九個典型彈道點進入器的氣動性能。圖2分別給出了軸向力系數(shù)和法向力系數(shù)計算結(jié)果的對比情況，其中軸向力系數(shù)本文計算結(jié)果與文獻結(jié)果最大相對偏差為0.5%，法向力系數(shù)最大相對偏差為4.9%。

圖2 Phoenix靜態(tài)氣動力Fig.2 Static aerodynamic forces of Phoenix

2.2 進入器氣動性能分析

為了比較MSL、“龍飛船”和MPCV三種進入器在火星大氣環(huán)境下的氣動性能，對三種進入器在典型狀態(tài)下的氣動特性進行了數(shù)值模擬。計算狀態(tài)的飛行迎角變化范圍為0°～20°，飛行馬赫數(shù)2～20，對應的飛行高度大約為8～40 km，基本覆蓋了進入過程連續(xù)流區(qū)域所處的高度范圍。

圖2和圖3是計算得到典型飛行狀態(tài)(飛行馬赫數(shù)10，迎角5°)流場壓力系數(shù)的分布和進入器周圍的流場結(jié)構(gòu)。從流場結(jié)構(gòu)來看，三種進入器大底前均有一道較強的弓形激波，在流動尾跡區(qū)內(nèi)MSL和MPCV的再壓縮波方向基本與來流方向平行，受底部回流區(qū)的影響，“龍飛船”尾跡區(qū)內(nèi)再壓縮波的方向與來流呈鈍角。

升力式探測器在進入過程中通過調(diào)節(jié)傾側(cè)角，改變升力在鉛垂平面和水平平面內(nèi)分量的大小，可以實現(xiàn)對進入軌跡的控制，從而提高探測器的著陸精度，降低進入過程的過載。探測器進入過程升阻比過小，進入過程軌跡調(diào)節(jié)能力變?nèi)?，減速過載增加，升阻比過大也會帶來飛行時間增加，縱向航程變長的問題[17]。

(a) MSL

(b) 龍飛船

(c) “獵戶座”多用途載人飛船

根據(jù)探測器規(guī)模和任務的特點，通常彈道升力式進入器的升阻比不超過0.5，首次以彈道升力式的進入方式著陸火星表面的MSL的設計升阻比為0.24，對應配平迎角為-16°[18-19]。圖4是三種進入器的典型飛行速度條件下升阻比隨飛行迎角的變化，在0°～20°迎角范圍內(nèi)三種進入器的升阻比隨飛行迎角線性變化。不同進入器比較而言，達到同樣升阻比的情況下，“龍飛船”需要的迎角最大，MSL的飛行迎角最小，馬赫數(shù)10時“龍飛船”和MSL的配平迎角相差2°左右，馬赫數(shù)20時相差1°左右。三種進入器配平狀態(tài)的主要參數(shù)如表1所示，假設三種進入器軸向質(zhì)心位置都在x=0.3D處，要達到升阻比L/D=0.24的目標，MPCV和“龍飛船”徑向質(zhì)心偏置距離更大，偏移距離達到0.02D以上，將增加進入器艙內(nèi)設備布局設計的難度。

(a) Ma=10

(b) Ma=20

L/D配平迎角質(zhì)心偏置CDMPCV0.2416.0°0.0214D1.3671MSL0.2415.3°0.0175D1.4316Dragon0.2417.4°0.0225D1.3765

圖5是飛行馬赫數(shù)10時三種探測器的軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)和質(zhì)心俯仰力矩系數(shù)隨飛行迎角的變化情況。在進入過程中，進入器的軸向力系數(shù)是對阻力系數(shù)貢獻最大的氣動力。在迎角0°情況下，MSL的軸向力系數(shù)遠高于“龍飛船”和MPCV，隨著迎角的增大軸向力逐漸降低，MSL軸向力系數(shù)隨迎角變化曲線斜率高于“龍飛船”和MPCV。通過調(diào)節(jié)質(zhì)心在徑向的偏置距離，可以調(diào)節(jié)進入過程進入器的配平迎角，保證進入器能夠以設計的升力系數(shù)在火星大氣層飛行[21]。質(zhì)心偏置后，法向力系數(shù)是對俯仰力矩貢獻做大的氣動力分量，計算結(jié)果表明三種進入器的法向力系數(shù)隨迎角的增大近似線性增加，同樣迎角條件下“龍飛船”的法向力系數(shù)最大，而MSL的法向力系數(shù)最小。

圖5 氣動力系數(shù)隨迎角變化(Ma=10)Fig.5 Variation of aerodynamic coefficients with the angle of attack(Ma=10)

彈道系數(shù)是另外一個影響探測器著陸精度的重要因素。以較高的彈道系數(shù)進入火星大氣，大氣對探測器的減速效率降低，開傘點需要更高的大氣密度，導致開傘馬赫數(shù)增大和開傘高度降低的結(jié)果。對于質(zhì)量和外形確定的探測器來說，進入過程的彈道系數(shù)由阻力系數(shù)決定。計算結(jié)果表明，探測器規(guī)模一致的情況下，MSL飛船的彈道系數(shù)更小，“龍飛船”和MPCV的彈道系數(shù)水平大致相當。

從三種進入器的氣動特性的比較來看，同樣飛行狀態(tài)下MSL的阻力系數(shù)更大，彈道系數(shù)更小。在軸向質(zhì)心位置相同的情況下，為了達到同樣的升阻比，MPCV和“龍飛船”需要更大質(zhì)心偏置代價。意味著在解決配平迎角導致的開傘迎角保證、質(zhì)心偏置情況下彈傘、開傘、大底分離、背罩分離等問題時，對敏感器選型、推力器設計、整器構(gòu)型布局和分離機構(gòu)設計等方面有更高的要求。

3 進入軌跡分析

氣動外形的不同決定了飛行器具有不同的氣動特性和進入軌跡和開傘條件，最終影響進入器的著陸精度。為了研究不同進入器進入過程的特點，利用彈道仿真程序分析了三種進入器的進入軌跡。為了研究幾何外形帶來的氣動特性不同對進入過程的影響，仿真分析過程中三種進入器的最大截面直徑統(tǒng)一取為4.5 m，進入質(zhì)量3200 kg。進入器進入火星大氣層的高度為128.5 km，進入角為-13°，初始進入速度為5.8 km/s。當前仿真設置最低開傘高度為6 km，開傘速度為1.8馬赫數(shù)。

圖6是三種進入器進入過程的速度-高度曲線。火星大氣成分以二氧化碳為主，相同高度下火星大氣的壓力和密度只有地球的1%左右，在45 km以上的高度火星稀薄大氣產(chǎn)生的氣動力較小，進入器飛行速度基本保持不變。進入過程的主要減速階段發(fā)生在20 km至45 km的高度范圍內(nèi)，速度減少量約為4800 m/s。

圖6 進入過程速度-高度曲線Fig.6 Speed-height profile

標稱條件下三種進入器進入過程速度、高度、過載和熱流隨時間的變化曲線如圖7所示,從125 km高度進入火星大氣開始，最大過載時刻出現(xiàn)在105 s，進入后前200 s的時間范圍內(nèi)進入器都處于高超聲速飛行狀態(tài)。MPCV后體倒錐角較大，可達到更高的升阻比，馬赫數(shù)5左右飛行速度下，配平迎角達到18.3°，升阻比達到0.27，遠高于其他兩種進入器0.23～0.24左右的配平升阻比，由此導致進入彈道在30km左右高度上發(fā)生小幅跳躍，總飛行時間達到約380 s，高于MSL和龍飛船約180 s的飛行時間。

減速過程的氣動熱環(huán)境是進入器設計需要考慮的另一關(guān)鍵因素。本文討論的情況進入器飛行速度較低，且火星大氣稀薄，氣動熱環(huán)境分析忽略輻射熱，采用Lees工程算法計算進入器迎風大底的駐點熱流。火星進入MSL迎風大底頭部半徑較小，進入過程迎風大底的最大駐點熱流密度約為0.53 MW/m2，是“龍飛船”和MPCV最大駐點熱流密度的兩倍以上，意味著進入器熱防護系統(tǒng)的設計需要付出更大的代價。

(a) 速度-時間曲線

(b) 高度-時間曲線

(c) 過載-時間曲線

(d) 熱流-時間曲線

進入器進入火星大氣過程的飛行姿態(tài)和飛行軌跡受分離點姿態(tài)、位置偏差、進入器質(zhì)量特性偏差、火星大氣密度偏差、氣動系數(shù)偏差等多方面因素影響。為了分析參數(shù)偏差對開傘狀態(tài)的影響，考慮氣動參數(shù)偏差、進入姿態(tài)偏差和進入器質(zhì)量偏差，利用蒙特卡洛對三種進入器進入過程各進行了500次仿真，開傘參數(shù)的統(tǒng)計結(jié)果如表2所示。

表2 開傘參數(shù)蒙特卡洛仿真結(jié)果統(tǒng)計Table 2 Statistical results of parachute deploy parameters

圖8到圖10是三種進入器開傘高度和開傘動壓的分布情況。從仿真結(jié)果來看，三種進入器的開傘高度集中在7 km高度附近，其中MPCV6.83 km的開傘高度是最低的；MSL和MPCV的開傘動壓約在1100～1200 Pa附近，而“龍飛船”的開傘動壓相對較低，為839.1 Pa。從開傘參數(shù)的離散程度來看，三種進入器的開傘高度的分布相對集中，其中MSL開傘高度0.19 km的均方差是最大的；MPCV開傘動壓的均方差是三者中最大的，達到106.1 Pa。

(a) 開傘高度

(b) 開傘動壓

(a) 開傘高度

(b) 開傘動壓

(a) 開傘高度

(b) 開傘動壓

進入器經(jīng)過氣動減速后，往往需要通過傘系減速的方式進一步降低飛行速度。開傘動壓和開傘高度是減速傘系設計的關(guān)鍵參數(shù)：同樣開傘高度下，開傘動壓散布范圍增大，引起開傘載荷變化范圍增大，為了保證減速傘系的安全性，不得不提高減速傘的強度。

4 結(jié) 論

彈道-升力式的進入方式在進入過程中減速時間長、承受的過載小，也能夠通過控制升力方向提高探測器的著陸精度，是未來火星采樣返回、載人火星登陸任務中的理想進入方式。

通過對MSL、“龍飛船”和獵戶座多用途載人飛船三個升力式進入器的氣動特性與著陸性能的比較來看，MSL的70°鈍錐前體在進入過程中可以提供更高的阻力系數(shù)和更小的配平迎角，但與球冠大底相比MSL的鈍錐大底也面臨著更嚴酷的熱環(huán)境；同樣的進入條件的前提下，三種進入器進入過程的最大過載相差不大，MSL的最大駐點熱流密度約為其他兩種進入器的兩倍；三種進入器的開傘高度相差不大，“龍飛船”的開傘動壓相對較低。與其他兩種進入器相比，“龍飛船”最大的優(yōu)勢在于艙內(nèi)有效容積高，能夠為未來的火星任務提供更大的載荷承載能力，降低艙內(nèi)布局的配置難度。

大底的熱環(huán)境決定了防熱結(jié)構(gòu)重量，是影響進入器質(zhì)量分配的重要因素。后續(xù)需要進一步分析三種飛船大底和肩部的熱流分布，同時大底上流動轉(zhuǎn)捩會引起熱流大幅增加，火星大氣環(huán)境轉(zhuǎn)捩判據(jù)的選取和轉(zhuǎn)捩熱環(huán)境分析是后續(xù)工作中需要重點研究的問題。超聲速減速傘在低密度流動環(huán)境中展開需要滿足一定的開傘條件，不同外形的進入器具有不同的動態(tài)特性，進入器在開傘前的姿態(tài)分析和相應的控制策略也是后續(xù)工作的需要研究的問題。