充氣式進(jìn)入減速技術(shù)的發(fā)展

黃偉 曹旭 張章

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充氣式進(jìn)入減速技術(shù)的發(fā)展

黃偉1,2曹旭1,2張章1,2

（1 北京空間機(jī)電研究所，北京 100094） （2 中國(guó)空間技術(shù)研究院航天器無(wú)損著陸技術(shù)核心專業(yè)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094）

充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)適用于高超聲速下飛行器的進(jìn)入減速、可折疊展開，集成了氣動(dòng)熱防護(hù)、氣動(dòng)減速和著陸緩沖等多項(xiàng)功能于一體，將成為航天器進(jìn)入或再入返回的主要技術(shù)途徑。文章首先歸納了數(shù)十年來(lái)充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)發(fā)展出的主要構(gòu)型，簡(jiǎn)述了其主要性能特點(diǎn)；之后以幾個(gè)典型項(xiàng)目為例，介紹了國(guó)際上充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)的發(fā)展情況。文章針對(duì)充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)最為重要的組成部分——充氣展開柔性結(jié)構(gòu)歸納了多場(chǎng)耦合及氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)、輕質(zhì)柔性耐高溫材料、折疊包裝與充氣展開等關(guān)鍵技術(shù)。最后，對(duì)充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)的發(fā)展情況進(jìn)行了小結(jié)，提出了應(yīng)用展望。

充氣展開結(jié)構(gòu) 進(jìn)入 再入 氣動(dòng)減速 回收著陸

0 引言

充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)是利用充氣的方式使折疊包裝的柔性結(jié)構(gòu)展開，從而增大進(jìn)入式航天器的阻力面積，依靠柔性熱防護(hù)材料為主制成的結(jié)構(gòu)裝置，實(shí)現(xiàn)航天器進(jìn)入過(guò)程的熱防護(hù)、氣動(dòng)減速、著陸緩沖與水上漂浮[1-2]。

數(shù)十年來(lái)，充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)主要發(fā)展出了拖曳式和附體式兩類結(jié)構(gòu)布局形式，其中拖曳式發(fā)展出球型、淚珠型、等強(qiáng)度曲面型、圓環(huán)型和張力錐型等多種結(jié)構(gòu)構(gòu)型；附體式發(fā)展出等強(qiáng)度曲面型、張力錐型和層疊圓環(huán)型等多種結(jié)構(gòu)構(gòu)型。充氣式進(jìn)入減速技術(shù)的兩類布局方式及對(duì)應(yīng)的結(jié)構(gòu)構(gòu)型如圖1所示[3]。

圖1 充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)的類型

常規(guī)而言，絕大部分航天器氣動(dòng)減速裝置采用的是降落傘。但是，在跨聲速、超聲速條件下降落傘的阻力效果相比亞聲速條件會(huì)出現(xiàn)顯著降低，且隨著馬赫數(shù)的增加，降落傘會(huì)出現(xiàn)顯著的喘振情況，因此當(dāng)>3時(shí)航天器減速很少采用降落傘。對(duì)于充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)，附體式的阻力性能顯著優(yōu)于拖曳式，因此，當(dāng)前國(guó)內(nèi)外的發(fā)展均趨向于附體式。

圖2為附體式張力錐型、附體式等強(qiáng)度曲面型、拖曳式等強(qiáng)度曲面型充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)與盤縫帶型降落傘阻力特性的比較，相應(yīng)的參考面積均取投影面積?？梢钥闯觯撼錃馐竭M(jìn)入減速系統(tǒng)可適應(yīng)高超聲速條件，在跨聲速及以上的氣動(dòng)阻力性能優(yōu)于降落傘，但亞聲速下性能不及降落傘；附體式充氣進(jìn)入減速系統(tǒng)的阻力性能優(yōu)于拖曳式。

圖2 充氣式進(jìn)入減速器和盤縫帶降落傘阻力性能的對(duì)比

除了在高超聲速條件下氣動(dòng)特性的優(yōu)勢(shì)外，充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)可以在進(jìn)入大氣前即充氣展開，顯著降低航天器的彈道系數(shù)，可以充分利用高空時(shí)稀薄大氣的減速效果，從而改善航天器進(jìn)入過(guò)程的載荷和熱流環(huán)境，并為后續(xù)進(jìn)一步采用降落傘減速、反推發(fā)動(dòng)機(jī)減速創(chuàng)造更為理想的初始條件。

1 國(guó)內(nèi)外發(fā)展情況

自20世紀(jì)60年代初以來(lái)的數(shù)十年間，國(guó)內(nèi)外在充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)的研究上已經(jīng)發(fā)展出了多種構(gòu)型。但是，由于技術(shù)難度大，而以往飛行任務(wù)的要求又往往能被降落傘等其他方式替代，充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)一直未得到廣泛的應(yīng)用。但是，隨著航天技術(shù)的發(fā)展，大尺寸輕質(zhì)量航天器、高超聲速飛行器等需求日益迫切，降落傘等傳統(tǒng)減速方式難以滿足要求，充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)將發(fā)揮重要的作用。

1.1 美國(guó)的AID項(xiàng)目

美國(guó)早在20世紀(jì)60年代開始已經(jīng)對(duì)充氣式進(jìn)入減速技術(shù)進(jìn)行了相關(guān)的研究。其中最具代表性的是附體式充氣減速器（Attached Inflatable Decelerator，AID）項(xiàng)目。該項(xiàng)目基于探測(cè)火星等空間任務(wù)的需求，目標(biāo)是滿足“海盜號(hào)”探測(cè)器進(jìn)入火星大氣后氣動(dòng)減速的要求。由美國(guó)GoodYear公司對(duì)充氣式進(jìn)入減速技術(shù)開展了較為全面的研究，其采用的構(gòu)型為附體式等強(qiáng)度曲面型方案。

AID項(xiàng)目原理樣機(jī)采用了內(nèi)部揮發(fā)氣體充氣及外部沖壓充氣補(bǔ)充的方案，即首先利用揮發(fā)式氣體發(fā)生器實(shí)現(xiàn)充氣結(jié)構(gòu)的快速初步充氣，使得充氣結(jié)構(gòu)外圍的充氣口能夠展開，然后利用外部氣流動(dòng)壓使大氣進(jìn)入而確保充氣結(jié)構(gòu)具備足夠的內(nèi)外壓差。AID項(xiàng)目開展了系列超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)和空投試驗(yàn)，風(fēng)洞試驗(yàn)的樣機(jī)達(dá)到1.5m直徑，驗(yàn)證了=3條件下的氣動(dòng)特性，空投試驗(yàn)則成功展開了一個(gè)直徑達(dá)到11m的原理樣機(jī)。該樣機(jī)外圍充氣口直徑較大，幾乎與尾部一圈氣流分離欄的突出尺寸相近[4-6]。

美國(guó)的“海盜號(hào)”火星探測(cè)任務(wù)最終確定展開氣動(dòng)減速裝置的速度條件為=2左右，經(jīng)過(guò)比較選擇了盤縫帶降落傘的方案，AID項(xiàng)目完成原理樣機(jī)驗(yàn)證后即被終止[7]。該項(xiàng)目設(shè)計(jì)目標(biāo)最高溫度為177℃，還不能滿足充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)在高超聲速條件下的防熱需求。而且，其采用的沖壓充氣的方式也難以適應(yīng)高速進(jìn)入情況下的高溫?zé)崃髑闆r，AID項(xiàng)目之后的各種充氣式進(jìn)入減速方案再無(wú)采用外部沖壓充氣的方式。

1.2 美國(guó)的IRV項(xiàng)目

20世紀(jì)80年代后期至90年代初期，充氣式進(jìn)入減速技術(shù)在沉寂了10余年后，基于空間站應(yīng)急救生、制品返回等需求，美國(guó)的航空航天回收系統(tǒng)公司（Aerospace Recovery Systems，Inc.）對(duì)充氣式進(jìn)入減速技術(shù)開展了新一輪的研究，啟動(dòng)了充氣式回收飛行器（Inflatable Recovery Vehicle，IRV）項(xiàng)目。

該項(xiàng)目中充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)采用附體式張力錐型構(gòu)型方案，利用高壓氣瓶自行充氣展開，充氣結(jié)構(gòu)主要為充氣環(huán)與充氣管相連組成充氣框架，利用充氣框架的剛度支撐柔性蒙皮材料形成減速結(jié)構(gòu)。充氣結(jié)構(gòu)設(shè)置了氣壓傳感器，根據(jù)測(cè)量情況實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)充氣閥。有效載荷位于頂部的結(jié)構(gòu)艙內(nèi)，結(jié)構(gòu)艙的最前端布置緩沖氣室，在落地前進(jìn)行充氣以實(shí)現(xiàn)著陸緩沖。此外，在有效載荷艙內(nèi)，IRV還設(shè)置了質(zhì)心調(diào)節(jié)裝置，用于在再入過(guò)程中對(duì)落點(diǎn)進(jìn)行調(diào)節(jié)。IRV項(xiàng)目完成了180kg級(jí)原理樣機(jī)的空投試驗(yàn)，試驗(yàn)取得了成功[8-10]，原理樣機(jī)在空投試驗(yàn)中的充氣展開情況如圖3所示。

圖3 IRV項(xiàng)目空投試驗(yàn)展開情況[8]

1.3 歐空局與俄羅斯的IRDT項(xiàng)目

以“火星96”（Mars96）為契機(jī)，歐空局與俄羅斯就充氣式進(jìn)入減速技術(shù)開展了合作研究，啟動(dòng)了充氣式再入和減速技術(shù)（Inflatable Reentry and Descent Technology，IRDT）項(xiàng)目[11]。該項(xiàng)目采用附體式層疊圓環(huán)構(gòu)型方案[12]，如圖4所示。但遺憾的是，Mars96任務(wù)在著陸火星過(guò)程中失敗，IRDT未得到驗(yàn)證。

圖4 IRDT采用附體式層疊圓環(huán)構(gòu)型[12]

2000~2005年，俄羅斯?fàn)款^組織開展了新一輪的3次IRDT項(xiàng)目飛行試驗(yàn)，積累了大量的數(shù)據(jù)和經(jīng)驗(yàn)。

2000年2月9日，IRDT-1驗(yàn)證器進(jìn)行飛行試驗(yàn)，其方案依然是附體式層疊圓環(huán)構(gòu)型，采用45°半錐角，分兩次充氣展開，演示驗(yàn)證器質(zhì)量110kg。IRDT-1驗(yàn)證器自600km軌道分離再入，再入角為–7.67°，再入速度為5 520m/s。第一級(jí)充氣展開是在進(jìn)入大氣之前，第二級(jí)充氣展開是在經(jīng)歷高熱流和高過(guò)載之后、驗(yàn)證器已經(jīng)下降到約30km海拔高度處。飛行試驗(yàn)過(guò)程中，前端的剛性防熱錐的燒蝕比預(yù)想嚴(yán)重，第二級(jí)充氣展開未能工作，IRDT-1驗(yàn)證器沒有取得成功[13]。

IRDT-2驗(yàn)證器與IRDT-1構(gòu)型基本一致，但為了提高結(jié)構(gòu)可靠性，驗(yàn)證器質(zhì)量增加到140kg。2002年7月，IRDT-2開展了亞軌道飛行試驗(yàn)，再入角為–6°，再入速度為7 000m/s。最終IRDT-2驗(yàn)證器未降落到預(yù)定的區(qū)域，地面搜索部隊(duì)也未找到實(shí)物，IRDT-2依然沒有成功。之后，技術(shù)人員分析問題原因可能是運(yùn)載器和IRDT-2驗(yàn)證器之間的結(jié)構(gòu)失效，導(dǎo)致IRDT-2驗(yàn)證器未能正常再入[12,14]。

IRDT-2R驗(yàn)證器于2005年10月開展飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證器狀態(tài)與IRDT-2基本一致。IRDT-2R驗(yàn)證器從100km海拔高度軌道再入，再入角為–6.8°，再入速度為6 869m/s。該驗(yàn)證器的充氣展開依然分為兩部分，第一部分在再入前即展開，第二部分直到驗(yàn)證器下降到海拔高度7.5km左右才充氣展開。但是，IRDT-2R任務(wù)還是失敗了，地面搜索部隊(duì)仍未找到實(shí)物。任務(wù)失敗的原因可能是充氣失效或在空中充氣結(jié)構(gòu)出現(xiàn)了爆破[15]。由于連續(xù)的飛行試驗(yàn)失利，IRDT項(xiàng)目是否已經(jīng)終止，近年來(lái)未見相關(guān)報(bào)道。

1.4 美國(guó)的HIAD項(xiàng)目

近10余年來(lái)，美國(guó)正大力發(fā)展充氣式進(jìn)入減速技術(shù)，啟動(dòng)了高超聲速充氣減速器（Hypersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator，HIAD）項(xiàng)目。HIAD項(xiàng)目主要包括新型進(jìn)入概念研究、柔性系統(tǒng)技術(shù)研究以及充氣進(jìn)入飛行器試驗(yàn)驗(yàn)證（Inflatable Reentry Vehicle Experiment，IRVE）3個(gè)部分，其中新型進(jìn)入概念研究中還包括高能大氣再入試驗(yàn)（High Energy Atmospheric Reentry Test，HEART）驗(yàn)證計(jì)劃，HEART計(jì)劃亦采用充氣式再入減速技術(shù)，相比IRVE，飛行器規(guī)模更大，要求更高[16]。

IRVE-1再入飛行器采用3m直徑、60°半錐角的附體式層疊圓環(huán)充氣艙構(gòu)型方案[17]。2007年IRVE-1飛行試驗(yàn)失利，之后相同狀態(tài)的IRVE-2于2009年8月進(jìn)行亞軌道飛行試驗(yàn)并獲得成功[18]。IRVE-3在2013年7月再次開展了亞軌道飛行試驗(yàn)，仍為3m直徑充氣艙，相比前兩次增加了質(zhì)心調(diào)節(jié)裝置。雖然IRVE-3由于落點(diǎn)偏差未能成功收回實(shí)物，但通過(guò)遙測(cè)獲取的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明IRVE-3以=10的條件再入大氣，質(zhì)心調(diào)節(jié)發(fā)揮了預(yù)計(jì)的姿態(tài)調(diào)節(jié)效用[19]。IRVE-4計(jì)劃仍為亞軌道飛行試驗(yàn)，與IRVE-3類似，將進(jìn)一步驗(yàn)證利用質(zhì)心調(diào)節(jié)、姿態(tài)調(diào)節(jié)等手段所實(shí)現(xiàn)的落點(diǎn)控制能力[20]。

HEART計(jì)劃飛行8.3m直徑充氣艙，其頭錐半徑1.5m，進(jìn)入角–1°~–2°，進(jìn)入質(zhì)量3 600kg，進(jìn)入速度7.6km/s。由于HEART相比IRVE有較大的跨越，在IRVE與HEART計(jì)劃之間，NASA組織開展3m、6m、8.3m直徑充氣艙的一系列風(fēng)洞試驗(yàn)。其中，6m充氣艙風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D5所示，開展了1~5kPa外部氣流動(dòng)壓、7~34kPa內(nèi)部充氣壓力、0o±25o攻角組合工況下的風(fēng)洞試驗(yàn)。試驗(yàn)中除了加速度、強(qiáng)度等力學(xué)性能外，還利用激光三維成像、多臺(tái)可見光相機(jī)組合測(cè)量的方式詳細(xì)測(cè)量了充氣艙結(jié)構(gòu)變形情況[21-22]。

圖5 6m直徑HIAD風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

1.5 美國(guó)的LDSD項(xiàng)目

近年來(lái)，針對(duì)Mars2020的需求，美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室（JPL）開展了超聲速充氣減速器任務(wù)（Supersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator for Robotic-class missions，SIAD-R）的研究。SIAD-R任務(wù)要求適應(yīng)=4、動(dòng)壓2 200Pa的條件，屬于NASA的低密度超聲速減速器項(xiàng)目（Low Density Supersonic Decelerator，LDSD）的一部分[23]。

與IRDT、HIAD等項(xiàng)目不同，SIAD-R任務(wù)對(duì)減速及防熱的需求大為降低。一方面，不要求充氣結(jié)構(gòu)將進(jìn)入器全部包裹，只是在進(jìn)入器周邊充氣展開一圈增阻裝置（如圖6所示），要求充氣展開部分的變形小于3cm，可見對(duì)充氣結(jié)構(gòu)外形剛度要求并不高；另一方面，SIAD-R充氣減速裝置僅要求充氣展開材料耐受溫度290℃，因此選擇了常規(guī)的凱夫拉Kevlar29材料，表面涂覆硅樹脂。SIAD-R裝置內(nèi)部沖壓至約48kPa，采用18個(gè)氣體發(fā)生器進(jìn)行充氣。SIAD-R任務(wù)開展了火箭橇試驗(yàn)及高空飛行試驗(yàn)，均獲得了成功[24]。

圖6 SIAD-R折疊及展開狀態(tài)示意

1.6 日本的MAAC項(xiàng)目

日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)（JAXA）和東京大學(xué)、東京科技學(xué)院等聯(lián)合成立了大氣進(jìn)入艙薄膜減速器（Membrane Aeroshell for Atmospheric-entry Capsule，MAAC）項(xiàng)目組，開展了充氣式進(jìn)入減速技術(shù)的研究。其構(gòu)型采用附體式張力錐型方案，與IRV項(xiàng)目由充氣環(huán)與充氣管相連組成充氣框架不同，MAAC項(xiàng)目的充氣結(jié)構(gòu)只是單獨(dú)的一圈充氣環(huán)，錐形的薄膜與充氣環(huán)連接。

2009年8月，MAAC項(xiàng)目利用高空氣球進(jìn)行了25km海拔高度的投放試驗(yàn)，試驗(yàn)器為一個(gè)最大展開直徑1.264m、質(zhì)量3.375kg的原理性樣機(jī)，試驗(yàn)獲得成功，驗(yàn)證了充氣展開及減速下降的工作程序[25]。2012年8月，MAAC項(xiàng)目利用探空火箭進(jìn)行了100km海拔高度充氣展開并減速下降的亞軌道飛行試驗(yàn)，試驗(yàn)器最大展開直徑1.22m，總質(zhì)量15.6kg，薄膜和充氣管主要采用柴?。╖YLON）材料制作。這次試驗(yàn)驗(yàn)證到的最大熱流達(dá)到16.5kW/m2，最大飛行速度達(dá)=4.6[26]。目前，JAXA計(jì)劃搭載衛(wèi)星開展進(jìn)一步的近地軌道再入飛行試驗(yàn)，試驗(yàn)器最大充氣展開直徑2.5m，質(zhì)量50kg[27]，外形如圖7所示?？梢姡贛AAC項(xiàng)目的研發(fā)，日本在航天器進(jìn)入減速技術(shù)方面得到了突破。

圖7 MAAC項(xiàng)目2.5m直徑飛行試驗(yàn)器在風(fēng)洞進(jìn)行載荷試驗(yàn)

1.7 我國(guó)的發(fā)展情況

國(guó)防科技大學(xué)、哈爾濱工業(yè)大學(xué)、北京航空航天大學(xué)、南京航空航天大學(xué)等高校，以及北京空間機(jī)電研究所、北京宇航系統(tǒng)工程研究所、北京空間技術(shù)研制試驗(yàn)中心等科研機(jī)構(gòu)也開展了充氣式進(jìn)入減速技術(shù)的研究，開展了系統(tǒng)概念研究、方案論證以及氣動(dòng)、軌道、熱特性等數(shù)值仿真分析，研制了柔性防熱材料、原理樣機(jī)等，取得了一定的進(jìn)展[28-40]。

2018年4月，北京空間機(jī)電研究所利用探空火箭開展了充氣式進(jìn)入減速技術(shù)的演示驗(yàn)證試驗(yàn)。試驗(yàn)器采用了附體式層疊圓環(huán)構(gòu)型方案，錐角60o，展開直徑2m，由充氣錐、結(jié)構(gòu)裝置、控制裝置、數(shù)傳與測(cè)量裝置、監(jiān)視相機(jī)、柔性分離裝置、火工裝置等組成，總質(zhì)量50kg，試驗(yàn)器由探空火箭攜帶至60km海拔高度分離并減速下降。

演示驗(yàn)證試驗(yàn)取得了成功，試驗(yàn)器與火箭分離后正常充氣展開至所設(shè)計(jì)的外形，充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)的工作程序和彈道特性得到了較為全面的驗(yàn)證。試驗(yàn)器經(jīng)過(guò)減速后最終以約20m/s的速度安全著陸，著陸后經(jīng)現(xiàn)場(chǎng)檢查和返回后測(cè)試，各裝置完好，氣囊氣密性良好，試驗(yàn)取得圓滿成功。試驗(yàn)器高空飛行試驗(yàn)落地情況如圖8所示。

由于該項(xiàng)試驗(yàn)再入高度、速度的限制，充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)的防熱性能未能考核，因此需通過(guò)材料試件進(jìn)行專項(xiàng)驗(yàn)證。北京空間機(jī)電研究所進(jìn)行了柔性熱防護(hù)材料的高焓風(fēng)洞試驗(yàn)，在15W/cm2的熱流下，持續(xù)時(shí)間300s，試件表面溫度超過(guò)1 300℃，冷端最高溫度約112℃，對(duì)試樣的熱防護(hù)性能進(jìn)行了有效考核。試件在高焓風(fēng)洞試驗(yàn)前后對(duì)照情況如圖9所示。

圖9 柔性防熱材料試件高焓風(fēng)洞試驗(yàn)前后對(duì)比

2 充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)

充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)一般由充氣展開柔性結(jié)構(gòu)、氣源及充氣組件、剛性結(jié)構(gòu)、控制與測(cè)量裝置、解鎖裝置等組成，其中最為重要的組成部分即為充氣展開柔性結(jié)構(gòu)。充氣展開柔性結(jié)構(gòu)在發(fā)射時(shí)需要折疊包裝，在軌及進(jìn)入過(guò)程中充氣展開，并維持所需的氣動(dòng)減速外形，能夠承受高速下降過(guò)程中的氣動(dòng)加熱。圍繞充氣展開柔型結(jié)構(gòu)，主要的關(guān)鍵技術(shù)有：多場(chǎng)耦合及氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)，輕質(zhì)柔性耐高溫材料，折疊包裝與充氣展開技術(shù)。

2.1 多場(chǎng)耦合及氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)

高超音速充氣式進(jìn)入減速過(guò)程是一個(gè)熱流固耦合的多物理場(chǎng)耦合問題。充氣展開形成的氣動(dòng)外形決定著氣動(dòng)減速的進(jìn)入（返回）軌道設(shè)計(jì)、防熱設(shè)計(jì)、總體布局設(shè)計(jì)，是保證氣動(dòng)減速性能的關(guān)鍵。在進(jìn)入過(guò)程中，飛行器要經(jīng)過(guò)高超聲速、超聲速、跨聲速等不同速度域，要依次跨越稀薄大氣區(qū)的自由分子流、中間的過(guò)渡流和稠密大氣區(qū)的連續(xù)流，涉及復(fù)雜的氣動(dòng)力和氣動(dòng)加熱問題。困難之處在于充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)的氣動(dòng)外形主要由高彈性的柔性材料來(lái)維持，劇烈的氣動(dòng)加熱使得駐點(diǎn)溫度很高，柔性材料熱應(yīng)力很大，極易造成結(jié)構(gòu)破壞和材料特性變化。并且，在高速氣流作用下非定常的氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱載荷會(huì)導(dǎo)致充氣柔性薄膜結(jié)構(gòu)的變形和氣動(dòng)彈性動(dòng)力響應(yīng)，結(jié)構(gòu)變形又反過(guò)來(lái)影響充氣結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)外形，進(jìn)而造成氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱載荷的改變。

日本MAAC項(xiàng)目利用探空火箭進(jìn)行亞軌道飛行試驗(yàn)時(shí)，利用試驗(yàn)器上的攝像設(shè)備測(cè)量到所采用的充氣展開附體式張力錐結(jié)構(gòu)的錐角（設(shè)計(jì)狀態(tài)為70o）在下降減速過(guò)程中存在較大的變化，在高空稀薄大氣時(shí)錐角在73o上下變化，隨著高度降低，作用于充氣結(jié)構(gòu)的動(dòng)壓增加，最大動(dòng)壓時(shí)錐角減小到65o，隨后保持在68o上下。此外，還測(cè)量到最大展開直徑1 220mm時(shí)的充氣結(jié)構(gòu)錐面在下降過(guò)程中始終有結(jié)構(gòu)變形，變形達(dá)到30mm[26]?？梢姡錃馐竭M(jìn)入減速系統(tǒng)與常規(guī)的剛性進(jìn)入艙相比，由于柔性非線性大變形的出現(xiàn)，問題要更加復(fù)雜。必須基于氣、熱、固多場(chǎng)耦合建模與分析，結(jié)合風(fēng)洞、投放試驗(yàn)等進(jìn)行驗(yàn)證，開展充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)的氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)與防熱的耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)。

此外，充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)還涉及到柔性充氣結(jié)構(gòu)與剛性頭錐等剛性結(jié)構(gòu)的剛?cè)徇B接問題，其連接形式、安裝邊緣等在氣動(dòng)載荷、氣動(dòng)加熱及內(nèi)外壓差等作用下如何確保所需的氣動(dòng)外形和剛度也非常關(guān)鍵。

2.2 輕質(zhì)柔性耐高溫材料

進(jìn)入器通常以幾十倍聲速的速度返回地球或進(jìn)入行星大氣層，在進(jìn)入下降過(guò)程中進(jìn)入器的氣動(dòng)加熱顯著。雖然采用充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)可以在進(jìn)入大氣層之前即充氣展開為較大的氣動(dòng)阻力面積，從而使其進(jìn)入過(guò)程中的氣動(dòng)加熱相比常規(guī)剛性進(jìn)入艙要有所減小，但其最外層的柔性結(jié)構(gòu)仍需承受較大的熱流，對(duì)柔性材料的耐溫性能要求很高。例如，根據(jù)IRDT-1的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，其再入全程歷時(shí)14min，最大熱流達(dá)到313kW/m2；IRVE-3飛行試驗(yàn)再入全程約20min，最大熱流約140kW/m2；HEART計(jì)劃評(píng)估所需柔性防熱結(jié)構(gòu)飛行試驗(yàn)再入全程約14min，所需經(jīng)受的最大熱流不小于280kW/m2。

由于進(jìn)入軌道、氣動(dòng)外形、進(jìn)入質(zhì)量等諸多參數(shù)的不同導(dǎo)致對(duì)防熱材料的要求各有高低，而柔性充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)對(duì)柔性耐高溫材料的要求尤為嚴(yán)苛。除了要承受進(jìn)入減速過(guò)程中溫度很高的熱流外，還需要同時(shí)承受相應(yīng)的氣動(dòng)載荷，因此柔性耐高溫材料一般需要采用結(jié)構(gòu)和熱防護(hù)的一體化設(shè)計(jì)，還需滿足質(zhì)量輕、高強(qiáng)度、柔性好、氣密性好等要求。

NASA采用以氧化鋁纖維和氣凝膠為主體的柔性耐高溫材料體系，以Nextel、Pyrogel、Kapton復(fù)合鋪層制作成一體化柔性材料作為充氣結(jié)構(gòu)的表面材料，能夠滿足在結(jié)構(gòu)展開后高超聲速飛行時(shí)的氣動(dòng)熱載荷要求，且保證充足的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，其最高使用溫度可達(dá)1 600K。而JAXA采用PBO和聚酰亞胺或硅橡膠為主體的柔性耐高溫材料體系，采用ZYLON與聚酰亞胺、ZYLON與硅橡膠復(fù)合制作而成的充氣結(jié)構(gòu)表面材料，其最高使用溫度為650℃[41]，耐高溫性能雖不如Nextel，但其質(zhì)量輕且強(qiáng)度性能更優(yōu)。

2.3 折疊包裝與充氣展開技術(shù)

充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)涉及到封閉式氣囊乃至多氣室結(jié)構(gòu)的折疊包裝。一方面，需要根據(jù)結(jié)構(gòu)形式采用合理的折疊工藝，使包裝密度足夠大以滿足空間要求。由于外形的特殊性，常規(guī)的卷曲折疊、Z字形折疊方式無(wú)法滿足需求，需考慮常規(guī)折疊與復(fù)雜折紙法折疊工藝的組合。另一方面，如何使封閉式氣囊、多氣室結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)安全的壓力包裝，如何在包裝過(guò)程中實(shí)現(xiàn)層間排氣技術(shù)以確保殘留氣體在真空中不影響系統(tǒng)工作非常關(guān)鍵，在折疊包裝過(guò)程中需要采用特殊的抽真空方法。

對(duì)于以上折疊包裝技術(shù)，可以參照常規(guī)的緩沖氣囊較為成熟的工藝。但是，充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)更為困難的是，由于其需要在進(jìn)入大氣層之前就進(jìn)行全部或第一階段的充氣展開，對(duì)充氣展開的有序、平穩(wěn)、可控要求非常高，遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出緩沖氣囊的要求。如果充氣過(guò)程不穩(wěn)定，將對(duì)整個(gè)進(jìn)入器的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)產(chǎn)生不可接受的干擾，將難以保證以所需的姿態(tài)和角度進(jìn)入所需的軌道，嚴(yán)重時(shí)甚至?xí)?dǎo)致任務(wù)失敗。而充氣展開與折疊包裝方式是密切耦合的，因此折疊包裝與充氣展開技術(shù)是充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)，需要結(jié)合充氣結(jié)構(gòu)的構(gòu)型、氣源和充氣管路的布局、以及進(jìn)入器的質(zhì)量特性和運(yùn)動(dòng)特性開展綜合研究和試驗(yàn)驗(yàn)證，確定可靠可控的折疊包裝和充氣展開方案。

3 結(jié)束語(yǔ)

充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)的設(shè)計(jì)成功地集成了進(jìn)入防熱、減速和著陸緩沖三大功能，簡(jiǎn)化了整個(gè)進(jìn)入減速和回收著陸的工作過(guò)程。同時(shí)，充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)質(zhì)量輕、可折疊，所占安裝空間小，能夠大為節(jié)省發(fā)射費(fèi)用。

基于充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)的顯著優(yōu)勢(shì)，自20世紀(jì)60年代以來(lái)，以美國(guó)為代表的先進(jìn)航天技術(shù)國(guó)家一直在研究發(fā)展相關(guān)技術(shù)，設(shè)計(jì)出了多種構(gòu)型方案，開發(fā)了多種原理樣機(jī)以及試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)。但是，由于技術(shù)難度大，先進(jìn)柔性材料、柔性體多場(chǎng)耦合仿真等基礎(chǔ)技術(shù)水平的限制，充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)尚未發(fā)展成熟，并沒有得到廣泛的應(yīng)用。

隨著柔性材料、數(shù)值仿真等技術(shù)的進(jìn)步，近十余年來(lái)，充氣式進(jìn)入減速系統(tǒng)得到迅速發(fā)展，美國(guó)的HIAD項(xiàng)目、LDSD項(xiàng)目，日本的MAAC項(xiàng)目等均進(jìn)展順利，開展了大量的數(shù)值分析和地面試驗(yàn)工作，完成了飛行演示驗(yàn)證。我國(guó)在此領(lǐng)域也已取得了良好的研究進(jìn)展，已經(jīng)初步達(dá)到了工程應(yīng)用的技術(shù)水平。

隨著多場(chǎng)耦合及氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)、輕質(zhì)柔性耐高溫材料、折疊包裝與充氣展開技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)的深入發(fā)展和掌握，充氣式進(jìn)入減速技術(shù)日益成熟，未來(lái)將成為航天進(jìn)入與減速的主要途徑之一，廣泛應(yīng)用于空間制品返回、空間站人員應(yīng)急救生、天地往返飛行器回收著陸、地外天體的進(jìn)入減速、空間碎片增阻離軌清除、高超聲速導(dǎo)彈武器氣動(dòng)減速，以及航空救生、高樓救生等領(lǐng)域。

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The Development of Inflatable Entry Decelerator Technology

HUANG Wei1,2CAO Xu1,2ZHANG Zhang1,2

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China） （2 Key Laboratory for Nondestructive Spacecraft Landing Technology of CAST, Beijing 100094, China）

Inflatable entry decelerator system can be used as the aerodynamic decelerator of flight vehicle in hypersonic condition. It can be folded and be unfolded by gas filling. It integrates the functions of heat shielding, speed reducing, soft landing, etc. Inflatable entry decelerator system will become a main technological approach for the spacecraft entry into other planets with atmosphere or reentry the earth. In this paper, the main configurations and the performance characteristics of inflatable entry decelerators which had been developed in the past decades are introduced. Then, the author described the developments of inflatable entry decelerator systems at home and abroad. The most important part of inflatable entry decelerator system is the inflatable flexible structure. The key technologies of inflatable flexible structure are concluded in the paper including the multi-field coupling and aerodynamic optimization design, the light flexible and high temperature resistant material, the folding packaging and inflatable expansion technology. Finally, a brief summary of the development and future applications of the inflatable entry decelerator system is presented.

inflatable structure; entry; reentry; aerodynamic decelerator; recovery and landing

V475.9

A

1009-8518(2019)02-0014-11

10.3969/j.issn.1009-8518.2019.02.002

黃偉，男，1977年生，2018年獲國(guó)防科技大學(xué)航空宇航科學(xué)與技術(shù)專業(yè)博士學(xué)位，研究員。研究方向?yàn)楹教炱骰厥罩懠夹g(shù)、空間科學(xué)與探測(cè)技術(shù)。E-mail：huangwei1977@139.com。

2019-01-22

國(guó)家自然科學(xué)基金(11602018)

（編輯：夏淑密）