空天飛行器整體式救生座艙的穩(wěn)定減速與分離特性數(shù)值模擬

劉愿，陳川，錢戰(zhàn)森,*

1. 中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，沈陽 110034 2. 高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽 110034 3. 航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 510100

空天飛行器是一種可重復(fù)利用、水平起降、高馬赫數(shù)巡航、進(jìn)入地球軌道的飛行器，因其具有高空偵察、快速突防及遠(yuǎn)程運(yùn)輸?shù)忍攸c(diǎn)而成為世界各國的研究熱點(diǎn)。救生系統(tǒng)作為飛行器的關(guān)鍵部件之一，是飛行員空中的“生命之舟”，其安全分離和穩(wěn)定減速等性能必須得以保證。尤其對于空天飛行器，救生系統(tǒng)必須能夠在包含亞聲速、超聲速及高超聲速等的寬速度范圍內(nèi)正常工作，才能保障飛行員在整個(gè)飛行包線內(nèi)的生命安全。但是，常規(guī)彈射座椅救生包線一般高度為0～20 km，Ma<2[1]，無法滿足該飛行包線內(nèi)的救生要求。整體式密閉救生座艙方案將整個(gè)駕駛艙與座椅進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，在彈射之后具有獨(dú)立的密閉式結(jié)構(gòu)，可在高馬赫數(shù)飛行情況下有效保護(hù)飛行員免受高速氣流的吹襲，能夠大幅擴(kuò)寬飛行器的救生包線，是空天飛行器救生系統(tǒng)設(shè)計(jì)的重要方案之一。

常規(guī)飛行器救生系統(tǒng)的研制主要以彈射座椅為主，先后經(jīng)歷了彈道式彈射、火箭彈射、多態(tài)控制彈射以及自適應(yīng)彈射4個(gè)階段的發(fā)展[1-2]。現(xiàn)階段，各國作戰(zhàn)飛機(jī)裝配的彈射座椅(如美國ACES-II型彈射座椅、英國馬丁貝克公司MK-16座椅及俄羅斯K-36型座椅)均屬于第3代多態(tài)控制彈射座椅，第4代自適應(yīng)座椅由于推力矢量技術(shù)瓶頸難以突破而尚未實(shí)現(xiàn)工程化應(yīng)用，仍處于技術(shù)發(fā)展階段。針對彈射座椅的氣動(dòng)問題，國際上已形成了以綜合風(fēng)洞試驗(yàn)、數(shù)值計(jì)算及數(shù)學(xué)建模等為手段的研究體系[3-7]。中國針對彈射座椅的出艙過程、姿態(tài)穩(wěn)定與控制、飛行員保護(hù)措施等方面也開展了相應(yīng)的研究工作，發(fā)展了彈射座艙氣動(dòng)性能預(yù)測的數(shù)值模擬方法[8-10]與風(fēng)洞試驗(yàn)方法[11-12]、座椅增穩(wěn)方法[13-17]、座椅姿態(tài)控制方法[18-19]、高速氣流吹襲保護(hù)措施[20-21]等多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。但是，隨著飛行器飛行馬赫數(shù)的不斷提高，常規(guī)彈射座椅救生方式已經(jīng)難以完成高馬赫數(shù)情況下的救生任務(wù)。

整體式救生座艙設(shè)計(jì)思想最初來源于空間運(yùn)載器的返回艙以及B-58的密閉式救生座椅[22]，并在F-111飛機(jī)上獲得了工程應(yīng)用[23-24]，最大限度地保護(hù)了飛行員。但是由于該系統(tǒng)集成復(fù)雜、質(zhì)量大且姿態(tài)難控制等諸多問題[25]，導(dǎo)致在F-111飛機(jī)退役后整體式座艙救生方式在其他型號(hào)上并未得到采用?，F(xiàn)階段常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)仍主要偏向于配備飛行員簡易保護(hù)裝置的座椅救生方案，這使得針對整體式救生艙系統(tǒng)，尤其是對整體式座艙分離安全性、減速效率及姿態(tài)穩(wěn)定等氣動(dòng)性能的研究較為少見，且所有研究針對的速度上限基本均在低超聲速范圍。對于寬速域飛行的空天飛行器，由于馬赫數(shù)范圍明顯拓寬，整體式座艙所面臨的各種問題將更加復(fù)雜。但是，近年來隨著新型材料和控制系統(tǒng)的發(fā)展與應(yīng)用，各系統(tǒng)集成、減重等問題有望逐漸獲得突破，整體式座艙將成為新型空天飛行器的一種理想救生系統(tǒng)。然而目前國內(nèi)外對于寬馬赫數(shù)范圍的整體式座艙穩(wěn)定性和分離安全性等關(guān)鍵氣動(dòng)特性的研究仍十分缺乏。

本文主要圍繞整體式座艙系統(tǒng)的氣動(dòng)穩(wěn)定性和分離特性開展數(shù)值模擬研究。首先開展基本氣動(dòng)性能數(shù)值模擬，重點(diǎn)考察座艙在寬速域下的穩(wěn)定性和減速效率；然后通過一種剛性減速傘減速增穩(wěn)方案，對座艙穩(wěn)定性和減速效率進(jìn)行改善；最后基于動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格方法，對座艙+減速傘構(gòu)型離機(jī)過程開展動(dòng)態(tài)數(shù)值模擬，進(jìn)一步驗(yàn)證座艙拋投的安全性、穩(wěn)定性等性能。該項(xiàng)研究工作對開展空天飛行器救生系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有一定的參考意義。

1 整體式救生座艙簡介

整體式救生座艙方案將飛行員、任務(wù)系統(tǒng)、環(huán)境控制與生命保障系統(tǒng)等相關(guān)系統(tǒng)集成為一體，形成獨(dú)立的結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)所謂的“短袖座艙”；應(yīng)急救生促發(fā)后，座艙在分離機(jī)構(gòu)的作用下與空天飛行器切斷連接并彈射離體；在安全分離之后，通過穩(wěn)定系統(tǒng)和降落傘實(shí)現(xiàn)安全著陸。整個(gè)彈射過程飛行員不會(huì)暴露于外界環(huán)境中，能夠獲得最好的保護(hù)，所以整體式座艙將成為一種較為理想的空天飛行器救生系統(tǒng)。

1.1 整體式救生座艙的氣動(dòng)構(gòu)型

為更好地保護(hù)飛行員的生命安全，整體式座艙必須能夠容納飛行員、座椅、控制操縱平臺(tái)和供氧裝置等系統(tǒng)，并形成密閉式空間。同時(shí)整體式座艙作為空天飛行器機(jī)體的一部分，其外部型面還應(yīng)與飛機(jī)進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)。研究的整體式救生座艙如圖1所示，座艙上表面為飛行器艙蓋，在正常飛行時(shí)其他表面均位于機(jī)體內(nèi)部，其空間能夠容納駕駛艙，緊急拋投指令觸發(fā)后座艙整體彈出。

整體式救生座艙模型具體尺寸如圖2所示，模型總長為4.46 m，寬1.10 m，高1.43 m，重心位置距離座艙前緣點(diǎn)1.98 m，距離座艙下端面0.77 m。 座艙總質(zhì)量m=900 kg，轉(zhuǎn)動(dòng)慣量IXX=169.123 kg·m2、IYY=805.263 kg·m2、IZZ=727.988 kg·m2。

圖1 整體式救生座艙示意圖Fig.1 Concept configuration of integral escape module

圖2 整體式救生座艙總體尺寸Fig.2 Overall sizing for integral escape module

1.2 整體式救生座艙的工作模式

為保證座艙與機(jī)體的安全分離，并滿足飛行員的身體耐受范圍，在座艙彈射初期采用軌道彈射和火箭助推的方式，使座艙獲得足夠的離機(jī)法向高度，同時(shí)控制座艙加速度小于人體承受極限。根據(jù)軌道彈射和火箭助推的作用時(shí)間范圍，整體式座艙彈射過程可分為滑道彈射、火箭助推以及自由飛行3個(gè)階段，各個(gè)階段的主要參數(shù)如表1所示。

表1 整體式救生座艙拋投過程Table 1 Ejection process of integral escape module

針對上述座艙構(gòu)型，首先采用數(shù)值模擬方法開展基本氣動(dòng)性能計(jì)算，并重點(diǎn)評估整體式座艙在寬速域下的穩(wěn)定性和阻力特性；之后基于該構(gòu)型，開展整體救生系統(tǒng)增穩(wěn)減速方案的設(shè)計(jì)與評估。

2 數(shù)值模擬方法

數(shù)值模擬采用ARI-OVERSET軟件，該軟件是中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院的自研數(shù)值模擬平臺(tái)[26]。該平臺(tái)能夠高效地完成航空領(lǐng)域的多種工程計(jì)算任務(wù)，并廣泛應(yīng)用于飛行器設(shè)計(jì)。重疊網(wǎng)格方法作為該平臺(tái)的關(guān)鍵技術(shù)之一，在武器投放、變幾何進(jìn)/排氣系統(tǒng)等諸多多體相對運(yùn)動(dòng)的動(dòng)態(tài)數(shù)值模擬中獲得了可信的計(jì)算結(jié)果[27-29]。

2.1 重疊網(wǎng)格方法

重疊網(wǎng)格方法[30]最初用于降低復(fù)雜構(gòu)型的網(wǎng)格劃分難度，后來被廣泛運(yùn)用于多體相對運(yùn)動(dòng)問題的數(shù)值模擬。對于多體相對運(yùn)動(dòng)的數(shù)值模擬，每一時(shí)刻物體間的相對位置均發(fā)生變化，網(wǎng)格應(yīng)與物體隨動(dòng)，實(shí)時(shí)更新，傳統(tǒng)多塊拼接和變形網(wǎng)格技術(shù)在處理該類問題時(shí)將遇到困難。重疊網(wǎng)格方法將各個(gè)物體各自劃分網(wǎng)格，通過挖洞和插值將各套網(wǎng)格聯(lián)系在一起。如圖3所示，計(jì)算網(wǎng)格分為兩個(gè)部分：背景網(wǎng)格和包含圓形物面的子網(wǎng)格，在數(shù)值模擬過程中，子網(wǎng)格外邊界被定義為挖洞邊界，位于該邊界內(nèi)的背景網(wǎng)格單元被挖掉，并形成背景網(wǎng)格的內(nèi)邊界；背景網(wǎng)格內(nèi)邊界和子網(wǎng)格外邊界的流場數(shù)值將通過附近對方網(wǎng)格的數(shù)據(jù)插值獲得，從而完成兩套網(wǎng)格之間的數(shù)據(jù)傳遞。當(dāng)網(wǎng)格隨物體運(yùn)動(dòng)而更新時(shí)，包含運(yùn)動(dòng)邊界的網(wǎng)格塊跟隨物體運(yùn)動(dòng)，但網(wǎng)格質(zhì)量和拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)均不會(huì)發(fā)生改變，故重疊網(wǎng)格方法在多體運(yùn)動(dòng)應(yīng)用方面具有較高的靈活度、較廣的適應(yīng)性以及較強(qiáng)的魯棒性。

圖3 重疊網(wǎng)格示意圖Fig.3 Sketch map of chimera grid technique

2.2 數(shù)值求解格式

Navier-Stokes(N-S)方程的無黏項(xiàng)采用二階精度Roe格式離散，黏性項(xiàng)采用二階中心差分格式離散，并采用Spalart-Allmaras(S-A)單方程湍流模型；非定常計(jì)算時(shí)，時(shí)間推進(jìn)采用二階精度雙時(shí)間步迭代方法，物理時(shí)間步采用二階向后差分格式，內(nèi)迭代采用一階隱式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式。救生座艙物面采用無滑移邊界條件，遠(yuǎn)場邊界采用黎曼無反射條件。研究的來流速度范圍為Ma=0.3～4.0，飛行高度范圍為H=0～30 km，沿飛行包線的具體參數(shù)見表2。

表2 數(shù)值計(jì)算工況Table 2 Numerical simulation conditions

2.3 計(jì)算網(wǎng)格

整體式座艙氣動(dòng)性能計(jì)算采用內(nèi)外層相結(jié)合的結(jié)構(gòu)/非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格，物面網(wǎng)格為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格形式，在靠近物面的區(qū)域采用長寬比較大的棱柱體網(wǎng)格識(shí)別邊界層流動(dòng)，在遠(yuǎn)離物面的區(qū)域采用四面體網(wǎng)格填充，如圖4所示。這種處理方式可在滿足精度要求的前提下大幅減小網(wǎng)格總量，提高計(jì)算效率。物面第1層網(wǎng)格高度保證y+<10，并針對模型前后緣和物面曲率變化較大的區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格加密。

采用的重疊網(wǎng)格技術(shù)、計(jì)算方法以及網(wǎng)格劃分策略等數(shù)值模擬方法的可靠性在多個(gè)典型算例中已得到了驗(yàn)證：在NACA0012翼型強(qiáng)迫振蕩算例中氣動(dòng)載荷遲滯曲線與實(shí)驗(yàn)結(jié)果一致[27]；在渦輪基組合發(fā)動(dòng)機(jī)(Turbo-Based Combined Cycle，TBCC)進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換氣動(dòng)性能計(jì)算中，進(jìn)氣道沿程壓力分布與實(shí)驗(yàn)結(jié)果良好吻合[28]；在美國空軍機(jī)翼/掛架/外掛彈組合體的典型投放驗(yàn)證算例

圖4 整體式救生座艙網(wǎng)格示意圖Fig.4 Grid illustration of integral escape module

計(jì)算中，外掛物重心位置、姿態(tài)角等軌跡特性均與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)一致[29]。故不再給出數(shù)值模擬方法驗(yàn)證的細(xì)節(jié)。

3 整體式救生座艙靜態(tài)氣動(dòng)特性分析

為獲得整體式救生座艙在寬速域范圍內(nèi)的氣動(dòng)特性，采用ARI-OVERSET對其開展數(shù)值模擬計(jì)算，計(jì)算工況如表2所示，包含了亞聲速、跨聲速及超聲速等寬速域范圍。

圖5給出了拋投包線內(nèi)典型馬赫數(shù)情況下的流場馬赫數(shù)云圖。在亞聲速(Ma=0.7)情況下，流動(dòng)首先經(jīng)過座艙前體時(shí)受到壓縮而加速，但因來流速度較低，在型面拐角處也未能形成聲速，隨

圖5 α=6°、β=0°時(shí)典型馬赫數(shù)情況下整體式救生座艙馬赫數(shù)云圖Fig.5 Mach contour of integral escape module for typical Mach numbers at α=6°, β=0°

后在膨脹的后體型面作用下減速，最后在座艙后緣形成尾跡區(qū)；在跨聲速(Ma=0.9)情況下，流動(dòng)在前體的壓縮作用下速度快速升高，并在型面拐角附近達(dá)到聲速，且在來流攻角為6°的情況下，座艙上表面結(jié)尾激波前移，接近型面拐角，而下表面型面為平面，結(jié)尾激波處于后緣；在超聲速情況下，首先來流在座艙前體形成前緣斜激波，且隨馬赫數(shù)的增加，激波強(qiáng)度增加，激波面更靠近物面，但波后馬赫數(shù)仍為超聲速，之后在后體收縮型面的作用下速度有所回升，最后在后緣形成結(jié)尾激波以及尾跡區(qū)。

可見在寬速域情況下，整體式座艙繞流流場結(jié)構(gòu)隨著來流馬赫數(shù)的變化而發(fā)生明顯改變，進(jìn)而將影響整體式座艙的氣動(dòng)特性。圖6給出了Ma=0.3～4.0時(shí)整體式座艙的縱向氣動(dòng)特性曲線?？梢娫趤喡曀偾闆r下，氣動(dòng)特性系數(shù)(升力系數(shù)CL和俯仰力矩系數(shù)Cmy)斜率隨馬赫數(shù)的增加而增加，如圖6(a)～圖6(c)所示，而超聲速條件下其隨馬赫數(shù)的增加而減小。升力系數(shù)在整個(gè)彈射包線內(nèi)隨攻角增加呈近似線性增長；阻力系數(shù)在負(fù)攻角情況下變化較大，而在正攻角情況下變化平緩，并隨馬赫數(shù)的增加而增大，亞聲速情況下的阻力遠(yuǎn)低于超聲速情況。俯仰力矩系數(shù)Cmy在攻角-12°～12°范圍內(nèi)雖未呈現(xiàn)出線性分布規(guī)律(如圖6(c)所示)，但從曲線變化趨勢可以看出大部分工況下整體式救生座艙處于縱向靜不穩(wěn)定狀態(tài)(Cmy曲線斜率大于0)，且在正攻角情況下尤為嚴(yán)重。

為更為準(zhǔn)確地評估整體式救生座艙各個(gè)工況下的縱向靜穩(wěn)定性，采用中心差分離散方法，求解每個(gè)攻角下的?Cmy/?α，結(jié)果如圖6(d)所示，可見大部分工況下整體式救生座艙處于縱向靜不穩(wěn)定區(qū)域(?Cmy/?α>0)，且隨著馬赫數(shù)、攻角的增加，處于不穩(wěn)定區(qū)域的范圍也逐漸增加。

圖7給出了Ma=0.3～4.0時(shí)整體式座艙的橫、航向氣動(dòng)特性曲線。在-9°～9°的飛行側(cè)滑角范圍內(nèi)，整體式救生座艙橫向力系數(shù)CY、偏航力矩系數(shù)Cmz以及滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cmx呈近似線性分布，如圖7(a)～圖7(c)所示，且側(cè)力和偏航力矩隨著側(cè)滑角的增加而降低，而滾轉(zhuǎn)力矩升高。采用最小二乘法對各曲線進(jìn)行線性擬合，獲得整體式座艙在Ma=0.3～4.0范圍內(nèi)的?Cmx/?β和?Cmz/?β，如圖7(d)所示。根據(jù)靜穩(wěn)定性的判斷準(zhǔn)則，整體式座艙在整個(gè)彈射包線內(nèi)，橫、航向均呈靜不穩(wěn)定性(?Cmx/?β>0、?Cmz/?β<0)。

圖6 整體式救生座艙寬速域縱向氣動(dòng)特性曲線Fig.6 Longitudinal aerodynamic coefficients of integral escape module for wide Mach number range

圖7 整體式救生座艙寬速域橫、航向氣動(dòng)特性曲線Fig.7 Lateral and directional aerodynamic coefficients of integral escape module for wide Mach number range

因此，1.1節(jié)給出的整體式救生座艙構(gòu)型雖然能夠較好地保護(hù)飛行員不受氣流吹襲，但因其特殊的氣動(dòng)外型而存在嚴(yán)重的不穩(wěn)定性問題，無法保障飛行員的過載范圍。

4 剛性減速傘增穩(wěn)方案及評估

第3節(jié)研究表明，整體式座艙在寬速域范圍內(nèi)穩(wěn)定性并不理想，而整體式座艙又無法配置可調(diào)節(jié)力矩特性的主動(dòng)姿態(tài)控制機(jī)構(gòu)(如舵面等)，這將導(dǎo)致座艙在拋投過程中容易出現(xiàn)姿態(tài)發(fā)散而失控，嚴(yán)重影響飛行員的生命安全，因此，設(shè)計(jì)一種實(shí)用且結(jié)構(gòu)易實(shí)現(xiàn)的增穩(wěn)方案尤為重要。目前彈射救生系統(tǒng)的穩(wěn)定減速方案主要有3種：柔式穩(wěn)定裝置、微調(diào)火箭穩(wěn)定裝置及硬式穩(wěn)定裝置[31]。柔式穩(wěn)定裝置即柔性穩(wěn)定傘在強(qiáng)烈氣動(dòng)力/熱載荷作用下將遭到嚴(yán)重破壞而在高馬赫數(shù)情況下無法正常工作；微調(diào)火箭穩(wěn)定裝置雖能在高速彈射時(shí)大幅提升座椅的穩(wěn)定性，但因推力矢量、智能化控制等關(guān)鍵技術(shù)的限制而尚處于驗(yàn)證階段；硬式穩(wěn)定裝置通過改變座椅的氣動(dòng)外形改善氣動(dòng)特性，在高馬赫數(shù)情況下可有效改善座椅的穩(wěn)定性，其結(jié)構(gòu)形式主要包括穩(wěn)定板和伸出式剛性減速傘。穩(wěn)定板因距離座椅重心較近且氣動(dòng)載荷較小，對座椅穩(wěn)定性的改善能力比較有限；而剛性減速傘借助可伸縮式套筒遠(yuǎn)離座椅重心，能夠更為高效地改善座椅的氣動(dòng)特性。本文將嘗試采用剛性減速傘方案，在分離前將減速傘安置于座艙內(nèi)部，分離后借助多級(jí)伸縮桿快速頂出，通過減速傘帶來的氣動(dòng)載荷增量提高座艙的氣動(dòng)性能。第4節(jié)將針對該減速傘方案分別開展靜、動(dòng)態(tài)數(shù)值計(jì)算，評估其對座艙的增穩(wěn)特性以及減速效率。

4.1 剛性減速傘增穩(wěn)方案

減速傘具體尺寸如圖9所示，減速傘由球面和錐面組成，球面半徑為0.60 m，錐面半錐角為69°；兩個(gè)減速傘對稱分布在座艙左右兩側(cè)，通過三級(jí)伸縮式穩(wěn)定桿與座艙連接，與座艙縱向中心面成9°夾角，并垂直于座艙軸線，且與座艙前端點(diǎn)距離1.84 m。為考慮座艙整體質(zhì)量的分布且進(jìn)一步提高穩(wěn)定性，將座艙重心偏移到距離前緣端點(diǎn)1.48 m的位置。

圖8 整體式救生座艙拋投軌跡示意圖Fig.8 Illustration of separation trajectory of integral escape module

圖9 減速傘尺寸示意圖Fig.9 Size illustration of brake parachute

4.2 靜穩(wěn)定性評估

計(jì)算網(wǎng)格如圖10所示，同樣采用內(nèi)外層結(jié)合的結(jié)構(gòu)/非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格，物面第1層網(wǎng)格高度保證y+<10，針對模型前后緣以及物面曲率變化較大的區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格加密?？紤]該座艙系統(tǒng)將以大攻角狀態(tài)自由飛行，將氣動(dòng)評估攻角序列更改為α=30°～70°、Δα=5°，側(cè)滑角序列更改為β=-20°～20°、Δβ=5°。

圖10 整體式座艙+減速傘構(gòu)型計(jì)算網(wǎng)格示意圖Fig.10 Grid illustration of integral escape module with brake parachute

圖11給出了拋投包線內(nèi)典型馬赫數(shù)情況下的流場馬赫數(shù)云圖。在亞聲速(Ma=0.7)情況下，流動(dòng)經(jīng)過整體式座艙前體時(shí)受到壓縮而加速，并在上表面前緣形成小范圍的超聲速流動(dòng)，同時(shí)在后體形成低速尾跡區(qū)；在跨聲速情況下，流動(dòng)上表面前緣形成范圍更大的超聲速流動(dòng)區(qū)域，并在較強(qiáng)的逆壓梯度作用下形成較大的低速尾跡區(qū)，且在減速傘下游形成了明顯的結(jié)尾激波；在超聲速情況下，來流在座艙前體形成前緣斜激波，并隨馬赫數(shù)的增加激波強(qiáng)度增大，激波面更靠近物面。另外，在不同馬赫數(shù)條件下減速傘均處于座艙低速尾跡之外，能夠提供高效的氣動(dòng)載荷。

圖11 攻角為50°時(shí)典型馬赫數(shù)情況下整體式座艙+減速傘構(gòu)型對稱面流場馬赫數(shù)云圖Fig.11 Mach contour of symmetrical flow field of integral escape module with brake parachute for typical Mach numbers at angle of attack 50°

圖12給出了Ma=0.7～4.0時(shí)整體式座艙+ 減速傘構(gòu)型的縱向氣動(dòng)特性曲線。由于飛行攻角均不低于30°，該構(gòu)型升力隨攻角的變化規(guī)律偏離線性區(qū)，呈先增加后減小的趨勢，如圖12(a)所示；在大攻角情況下，隨著迎風(fēng)面的大幅增加，氣動(dòng)載荷在阻力方向的分量明顯增大，且隨攻角的增加而接近線性增大，如圖12(b)所示；加之減速傘氣動(dòng)載荷在阻力方向的貢獻(xiàn)，使得在俯仰力矩配平的情況下，整體式座艙+減速傘構(gòu)型的阻力在寬速域范圍內(nèi)均得到明顯提升，且高于6倍單獨(dú)整體式座艙阻力，如圖12(c)所示；俯仰力矩在該攻角范圍內(nèi)呈現(xiàn)近似線性遞減的變化趨勢，超聲速情況下力矩配平攻角基本為52.7°，而亞聲速基本為62.1°，如圖12(d)所示；俯仰力矩隨攻角的變化斜率在寬速域范圍內(nèi)均小于0，如圖12(e)所示，可見改進(jìn)后的座艙系統(tǒng)在該攻角范圍內(nèi)均具有靜穩(wěn)定的特性。

圖13給出了Ma=0.7～4.0時(shí)整體式座艙+減速傘構(gòu)型的橫、航向氣動(dòng)特性曲線。側(cè)力系數(shù)CY仍舊呈近似線性分布，且隨側(cè)滑角的增加而降低，如圖13(a)所示。由于減速傘位于座艙重心后上方，當(dāng)座艙受到橫、航向擾動(dòng)后，可為座艙提供抵制該擾動(dòng)的力矩。因此在減速傘的輔助下，整體式座艙偏航力矩Cmz隨側(cè)滑角的增加而增加，而滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cmx隨側(cè)滑角的增加而減小。采用最小二乘法對各曲線進(jìn)行線性擬合，其斜率?Cmx/?β、?Cmz/?β如圖13(d)所示，整體式救生座艙在整個(gè)彈射包線內(nèi)，橫、航向均具有靜穩(wěn)定性(?Cmx/?β<0、?Cmz/?β>0)。

圖12 整體式座艙+減速傘構(gòu)型寬速域縱向氣動(dòng)特性曲線Fig.12 Longitudinal aerodynamic coefficients of integral escape module with brake parachute for wide Mach number range

圖13 整體式座艙+減速傘構(gòu)型寬速域橫、航向氣動(dòng)特性曲線Fig.13 Lateral and directional aerodynamic coefficients of integral escape module with brake parachute for wide Mach number range

總體來看，座艙在增加剛性減速傘之后，縱向、橫向以及航向氣動(dòng)特性均得到了大幅改善，在寬速域范圍內(nèi)均具有靜穩(wěn)定性，同時(shí)阻力提升6倍以上，可為座艙的穩(wěn)定減速提供良好的氣動(dòng)載荷保障。

4.3 動(dòng)穩(wěn)定性評估

為進(jìn)一步評估座艙系統(tǒng)在拋投后的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性，采用動(dòng)態(tài)數(shù)值模擬方法對座艙系統(tǒng)開展自由俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)計(jì)算。計(jì)算網(wǎng)格分為兩個(gè)部分：靜止的外流場區(qū)域(Outer Field)和跟隨座艙系統(tǒng)自由俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)的流場區(qū)域(Inner Field)，如圖14所示，兩區(qū)域通過交界面(Interface)邊界分開，并通過該邊界進(jìn)行數(shù)據(jù)傳遞；考慮座艙與機(jī)體分離后一般難以直接處于力矩配平姿態(tài)，所以將座艙初始姿態(tài)設(shè)置為30°，模擬座艙在處于非力矩配平狀態(tài)后的自由俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)特性。

圖14 整體式座艙+減速傘構(gòu)型自由俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)示意圖Fig.14 Illustration of free pitching of integral escape module with brake parachute

圖15給出了Ma=0.3～4.0時(shí)座艙系統(tǒng)在自由俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)過程中的俯仰角曲線。在寬速域范圍內(nèi)座艙系統(tǒng)俯仰姿態(tài)均呈現(xiàn)減幅振蕩的變化趨勢，該系統(tǒng)具有動(dòng)穩(wěn)定性能；在亞聲速情況下，隨著馬赫數(shù)的增大，座艙俯仰角振蕩幅值和周期減小，阻尼增大；超聲速情況下反之；對于Ma=4.0的情況，當(dāng)飛行高度為30 km時(shí)，因來流動(dòng)壓較低，其俯仰角振蕩收斂較為緩慢，而當(dāng)飛行高度降低到18 km后，因飛行動(dòng)壓增加，座艙俯仰振蕩的恢復(fù)力相應(yīng)增加，使得俯仰角振蕩幅值減小，同時(shí)由于大氣密度的增加，阻尼較大，其振蕩周期隨之減小，姿態(tài)收斂較為迅速。

誠然，監(jiān)獄和鐐銬確實(shí)不是對思想的反駁。 那么什么東西可以反駁思想呢？可以用思想反駁思想，可以用理論反駁理論(盡管對理論的最好反駁是事實(shí))。 什么東西可以反駁“瘙癢”的思想呢？很顯然，已經(jīng)被“瘙癢”打碎的理論無力承擔(dān)這份責(zé)任。 我們知道，陀思妥耶夫斯基的“瘙癢”常被稱為極端個(gè)人主義(ultra- individualism)，也可以稱為個(gè)性自由(freedom of personality)的辯護(hù)。 羅扎諾夫想出來的對付“瘙癢”的方法，是另一種形式的“瘙癢”。 正是多種“瘙癢”的并存，肯定了自由的無限可能性。 他說：

圖15 整體式座艙+減速傘構(gòu)型自由轉(zhuǎn)動(dòng)過程俯仰角變化Fig.15 Pitching angle variation during free pitching for integral escape module with brake parachute

通過剛性減速傘方案，整體式座艙在寬速域范圍內(nèi)獲得了較高的動(dòng)穩(wěn)定性能。雖然座艙在馬赫數(shù)較低(Ma=0.3)時(shí)姿態(tài)收斂較為緩慢，但該速度范圍已經(jīng)可以采用常規(guī)的降落傘方式輔助穩(wěn)定落地；對于高馬赫數(shù)(Ma=4.0)情況，座艙姿態(tài)也存在收斂緩慢的問題，此時(shí)可通過降低飛行高度的方式增加飛行動(dòng)壓，一方面增加座艙俯仰振蕩的阻尼，加快姿態(tài)的收斂，另一方面增加座艙俯仰振蕩的恢復(fù)力，降低俯仰振蕩的幅值，從而改善座艙姿態(tài)的收斂特性。

5 整體式座艙系統(tǒng)分離軌跡仿真

第4節(jié)提出的剛性減速傘方案使座艙在寬速域范圍內(nèi)獲得了靜、動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性，且具有高效的減速性能。第5節(jié)將針對該座艙系統(tǒng)的近機(jī)區(qū)拋投過程，采用動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格技術(shù)開展動(dòng)態(tài)數(shù)值模擬，分析并驗(yàn)證座艙與機(jī)體分離的安全性。

5.1 座艙分離軌跡動(dòng)態(tài)數(shù)值模擬方法

圖16給出了近機(jī)區(qū)座艙系統(tǒng)的拋投過程示意圖，共分為3個(gè)階段：座艙沿滑道迅速彈出、火箭助推以及自由投放，各階段具體參數(shù)可見表1。為保證座艙與機(jī)體安全分離，在滑道彈射和火箭助推階段的外加載荷均遠(yuǎn)大于氣動(dòng)載荷，且作用時(shí)間短，所以在數(shù)值模擬過程中將這兩個(gè)階段采用指定運(yùn)動(dòng)的方式進(jìn)行模擬；進(jìn)入自由投放階段后，以前兩個(gè)階段產(chǎn)生的位置、姿態(tài)、速度以及角速度作為初始值，開展自由拋投模擬，最終獲得座艙系統(tǒng)拋投過程的整個(gè)軌跡特性。

計(jì)算網(wǎng)格如圖17所示，由機(jī)體網(wǎng)格(背景網(wǎng)格)和座艙網(wǎng)格(子網(wǎng)格)兩部分組成，并以座艙網(wǎng)格的外邊界作為挖洞邊界，將位于座艙網(wǎng)格區(qū)域內(nèi)的機(jī)體網(wǎng)格挖掉，且挖洞位置將隨座艙的運(yùn)動(dòng)而實(shí)時(shí)改變。為降低計(jì)算量，采用簡化機(jī)體模型，主要考慮機(jī)體上表面形狀對拋投過程的影響。

圖16 整體式座艙+減速傘構(gòu)型拋投過程示意圖Fig.16 Illustration of separation stages of integral escape module with brake parachute

圖17 帶機(jī)體模型的整體式座艙+減速傘構(gòu)型拋投計(jì)算網(wǎng)格Fig.17 Grid illustration of integral escape module with brake parachute and aircraft model

5.2 座艙軌跡特性分析

圖18給出了典型馬赫數(shù)情況下座艙拋投軌跡圖，Ma=0.7時(shí)，座艙首先沿滑道直線彈出；然后在火箭助推作用下繼續(xù)離開機(jī)體，同時(shí)在火箭助推抬頭力矩和座艙前體高壓區(qū)的作用下逐漸抬頭；最后在打開減速傘后，座艙獲得較大抬頭力矩而繼續(xù)迅速抬頭，同時(shí)座艙后體物面壓力變強(qiáng)以及減速傘氣動(dòng)力對座艙重心的力臂變小，使得俯仰角達(dá)到一定值后轉(zhuǎn)為低頭運(yùn)動(dòng)。其他馬赫數(shù)情況下座艙軌跡和物面壓力變化規(guī)律與Ma=0.7時(shí)的比較相近，但由于飛行環(huán)境和飛行動(dòng)壓的不同，其軌跡在姿態(tài)收斂速度和平移運(yùn)動(dòng)量等方面存在一定的差異。

圖19給出了Ma=0.3～4.0時(shí)座艙系統(tǒng)拋投軌跡曲線。座艙拋投1.3 s后離機(jī)垂直距離z均高于7.98倍座艙長度LZC，座艙具有足夠的離機(jī)距離，遠(yuǎn)離機(jī)體氣動(dòng)干擾區(qū)。軸向距離x(減速效率)和姿態(tài)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律與單獨(dú)評估座艙+減速傘救生系統(tǒng)動(dòng)穩(wěn)定性的結(jié)論一致：亞聲速時(shí)，隨著馬赫數(shù)的增加，軸向距離x隨之增加，俯仰角振蕩收斂，且周期和幅值均隨之減?。怀曀贂r(shí)反之，但由于Ma=4.0時(shí)采用低空(H=18 km) 拋投，動(dòng)壓及空氣密度大幅增加，其軸向距離明顯增大，俯仰角θ收斂速度明顯增快且振蕩幅值大幅降低。

圖18 典型馬赫數(shù)情況下整體式座艙+減速傘構(gòu)型拋投過程軌跡Fig.18 Separation trajectory of integral escape module with brake parachute at typical Mach numbers

圖19 寬速域整體式座艙+減速傘構(gòu)型拋投過程軌跡Fig.19 Separation trajectory of integral escape module with brake parachute for wide Mach num-ber range

在寬速域范圍內(nèi)，帶剛性減速傘的座艙系統(tǒng)均能安全拋離機(jī)體，且在離機(jī)后具有姿態(tài)收斂的穩(wěn)定特性，為拋投后座艙的安全著陸提供可靠的氣動(dòng)保障。

6 結(jié) 論

首先，針對空天飛行器提出了一種整體式救生座艙系統(tǒng)，并采用減速傘方案對其穩(wěn)定性和減速效率進(jìn)行了改善；然后，采用基于動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格方法的自研數(shù)值模擬平臺(tái)ARI-OVERSET對整體式座艙+減速傘構(gòu)型縱向拋投近機(jī)軌跡特性開展了動(dòng)態(tài)數(shù)值模擬計(jì)算。研究結(jié)果表明：

1) 對于研究的單獨(dú)整體式座艙，氣動(dòng)性能在縱向、橫向以及航向均出現(xiàn)靜不穩(wěn)定問題(?Cmy/?α>0、?Cmx/?β>0以及?Cmz/?β<0)，且縱向靜不穩(wěn)定性隨著馬赫數(shù)、攻角的增加而惡化。

2) 通過剛性減速傘方案，座艙系統(tǒng)(整體式座艙+減速傘構(gòu)型)靜、動(dòng)穩(wěn)定性和減速效率均得到大幅改善。在減速傘氣動(dòng)載荷的作用下，座艙氣動(dòng)焦點(diǎn)后移，在Ma=0.3～4.0飛行包線內(nèi)均具有靜、動(dòng)穩(wěn)定性；在亞聲速情況下，隨著馬赫數(shù)的增大，座艙俯仰角振蕩幅值和周期減小，阻尼增大，而超聲速情況下反之，但高馬赫數(shù)(Ma=4.0)時(shí)可通過降低飛行高度的方式進(jìn)一步提升座艙動(dòng)穩(wěn)定性；另外，減速傘抬頭力矩使座艙在超聲速情況下的力矩配角攻角為52.7°，而亞聲速情況下為62.1°，從而使座艙減速效率提升6倍以上(即阻力載荷提升6倍以上)。

3) 在寬馬赫數(shù)飛行包線內(nèi)，整體式座艙+減速傘救生系統(tǒng)彈射過程中，通過近機(jī)區(qū)的動(dòng)態(tài)數(shù)值模擬分析可知，在彈射力和火箭推力的輔助下，座艙構(gòu)型能夠?qū)崿F(xiàn)安全分離，其姿態(tài)收斂特性隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律與單獨(dú)評估整體式座艙+減速傘構(gòu)型動(dòng)穩(wěn)定性的結(jié)論一致，具有收斂特性。