火箭子級垂直回收布局氣動特性及發(fā)動機(jī)噴管影響

賈洪印，張培紅，趙煒，周桂宇，吳曉軍

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所，綿陽 621000

航天運(yùn)輸系統(tǒng)的技術(shù)水平代表著一個國家進(jìn)出空間的能力，體現(xiàn)著一個國家利用空間和發(fā)展空間技術(shù)的能力，是國家綜合國力的象征，發(fā)展能重復(fù)使用的航天運(yùn)輸系統(tǒng)對于滿足中國未來空間開發(fā)和降低發(fā)射成本等需求具有重要意義[1]。垂直回收可重復(fù)使用運(yùn)載火箭是運(yùn)載火箭發(fā)展的一個重要方向，火箭子級垂直返回再入彈道包含以下典型過程：在火箭一二級分離后，一子級利用自身動力裝置進(jìn)行制動減速轉(zhuǎn)向，柵格舵氣動控制面展開，子級主發(fā)動機(jī)噴口向前按照預(yù)定的軌跡和姿態(tài)再入返回，返回過程中利用柵格舵控制、氣動減速和擺動噴管控制等復(fù)合控制手段，垂直穩(wěn)定地降落到指定區(qū)域[2]。垂直回收重復(fù)使用運(yùn)載火箭的整體構(gòu)型與傳統(tǒng)火箭沒有明顯差別，只需在現(xiàn)有火箭的基礎(chǔ)上，對動力系統(tǒng)和回收控制系統(tǒng)做進(jìn)一步改進(jìn)，即可實(shí)現(xiàn)火箭子級的垂直安全回收[3]。

國外在火箭子級垂直回收方面開展了大量的研究工作[4]，其典型代表包括麥道公司提出的“德爾它快帆”(DC-X)方案、藍(lán)源公司的“新謝潑德”(New Shepard)運(yùn)載火箭和SpaceX公司的“獵鷹-9R”(Falcon-9R)運(yùn)載火箭。目前投入實(shí)際使用的獵鷹-9R運(yùn)載火箭，通過柵格舵和姿控發(fā)動機(jī)(Reaction Control System，RCS)、擺動噴管復(fù)合控制技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了火箭子級精確定點(diǎn)垂直回收[5]。而國內(nèi)針對火箭子級垂直回收的研究工作剛處于起步階段[6-7]，技術(shù)基礎(chǔ)還比較薄弱，火箭子級垂直返回中面臨的氣動問題與常規(guī)飛行器差異較大，對其中的技術(shù)難點(diǎn)還缺乏系統(tǒng)的認(rèn)知，相關(guān)技術(shù)還亟需解決突破。

火箭子級垂直再入過程屬于典型的非規(guī)則鈍頭體繞流，與傳統(tǒng)的低阻力流線體飛行器氣動特性差異較大[8-9]。在鈍頭體繞流方面，工程上的典型構(gòu)型是飛船返回艙，國內(nèi)外針對返回艙類飛行器構(gòu)型在寬速域飛行時帶來的靜動態(tài)氣動力、氣動熱、氣動物理問題開展了大量的研究工作[10-12]，返回艙構(gòu)型一般較短，迎風(fēng)減速大底區(qū)域相對平整光滑，氣動特性預(yù)測的難點(diǎn)是后體收縮時產(chǎn)生的復(fù)雜大分離流動。而火箭子級長細(xì)比較大，垂直再入過程中飛行速域?qū)?，火箭底部發(fā)動機(jī)的噴管朝前，在較低馬赫數(shù)時，氣流經(jīng)過大的平頭體后會在肩部區(qū)域發(fā)生明顯的流動分離，高馬赫數(shù)時鈍頭頭部產(chǎn)生較強(qiáng)的脫體激波，且受到外露發(fā)動機(jī)噴管布局的影響，使得頭部激波呈現(xiàn)非規(guī)則狀態(tài)，再入過程頭部附近區(qū)域繞流異常復(fù)雜[13-14]。目前針對以柵格舵為控制舵面的火箭子級垂直再入構(gòu)型的氣動特性研究還相對較少，對其氣動特性規(guī)律還缺乏系統(tǒng)的認(rèn)知。

本文針對基于柵格舵的火箭子級垂直回收氣動減速過程中面臨的氣動問題開展研究，設(shè)計了適用于火箭子級垂直回收的柵格舵布局方案，完成了馬赫數(shù)0.6～3.0范圍內(nèi)的火箭子級倒飛狀態(tài)氣動特性分析，獲得了此類構(gòu)型馬赫數(shù)、迎角影響規(guī)律，開展了噴管布局影響研究和柵格舵控制舵效分析，給出了火箭子級垂直回收布局設(shè)計建議。

1 子級垂直回收布局方案

以當(dāng)前應(yīng)用較多的?3.35 m直徑火箭子級為研究對象，開展了適用于子級垂直回收的氣動布局方案設(shè)計。方案設(shè)計時以柵格舵為控制舵面，綜合考慮其再入過程中對氣動力/熱/控制的影響，要求柵格舵上升段對運(yùn)載火箭的飛行安全、運(yùn)載能力和氣動特性影響均較小，再入返回段柵格舵展開后，能夠提供足夠的氣動穩(wěn)定性，同時能夠滿足控制要求的氣動效率。

設(shè)計的垂直回收構(gòu)型如圖1所示，柵格舵采用弧形設(shè)計，上升段折疊安裝，對火箭的運(yùn)載能力和飛行安全影響較小[15]，安裝位置位于火箭一二級連接艙段處，4片柵格舵呈“X”字形布置，柵格格子數(shù)目為6×6，柵格舵弦長90 mm，格子寬度110 mm，格片厚度為5 mm，對應(yīng)的設(shè)計格弦比為0.82，柵格舵外框尺寸約為1 000 mm×1 000 mm，采用雙立柱支撐與火箭箭體相連接?；鸺撞繀^(qū)域存在4個外露的發(fā)動機(jī)噴管，均勻分布在4個象限的中間區(qū)域，噴管的外露長度約為930 mm。

圖1 子級垂直回收氣動布局Fig.1 Aerodynamic layout for vertical recovery of sub-stage

2 氣動特性分析方法及驗(yàn)證

采用風(fēng)洞試驗(yàn)為主輔以數(shù)值仿真分析的方式，對火箭子級垂直回收構(gòu)型在馬赫數(shù)0.6～3.0范圍內(nèi)的氣動特性進(jìn)行了研究。風(fēng)洞試驗(yàn)在中國空氣動力研究與發(fā)展中心FL-24亞跨超聲速風(fēng)洞完成，風(fēng)洞試驗(yàn)采用的是尾支撐構(gòu)型，模型縮比為1∶25，對應(yīng)不同馬赫數(shù)下的單位雷諾數(shù)如表1所示；數(shù)值仿真采用的是中國空氣動力研究與發(fā)展中心自主開發(fā)的大規(guī)模并行流場解算器MFlow，該解算器經(jīng)過了大量的標(biāo)模考核驗(yàn)證[16-17]，為了方便對比分析，數(shù)值仿真雷諾數(shù)按照風(fēng)洞試驗(yàn)雷諾數(shù)選取。

表1 風(fēng)洞試驗(yàn)不同馬赫數(shù)下對應(yīng)的單位雷諾數(shù)Table 1 Unit Reynolds number of wind tunnel test with different Mach numbers

數(shù)值模擬網(wǎng)格采用的是六面體、三棱柱、四面體混合的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格單元，如圖2所示，網(wǎng)格總量約4 500萬，控制方程采用的是定常雷諾平均Navier-Stokes方程，湍流模型采用的是SST(Shear Stress Transport)兩方程湍流模型[18]，對流項(xiàng)離散采用的是目前應(yīng)用廣泛、具有較高間斷和黏性分辨率的Roe格式，時間項(xiàng)采用的是隱式LU-SGS方法，梯度求解采用的是節(jié)點(diǎn)型Gauss方法。同時，為了加速流場收斂，采用了多重網(wǎng)格技術(shù)和局部時間步長技術(shù)。

圖3給出了馬赫數(shù)1.2和馬赫數(shù)3.0時數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)的對比曲線，可以看出，數(shù)值計算與風(fēng)洞試驗(yàn)一致性較好，尤其是在馬赫數(shù)3.0時，法向力特性CN曲線基本一致，子級垂直再入過程中軸向力系數(shù)CA較大，數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)的軸向力系數(shù)誤差在3%以內(nèi)，由于箭體自身產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)Cm較小，在馬赫數(shù)1.2迎角5°以后出現(xiàn)了一定的偏差。總體來說，數(shù)值仿真預(yù)測的俯仰力矩隨迎角的變化趨勢與風(fēng)洞試驗(yàn)一致，說明本文采用的數(shù)值模擬方法和網(wǎng)格技術(shù)可以較好地模擬帶柵格舵的火箭子級垂直回收氣動特性，驗(yàn)證了方法的可靠性。

圖2 數(shù)值模擬網(wǎng)格Fig.2 Numerical simulation grids

圖3 計算與風(fēng)洞試驗(yàn)對比Fig.3 Comparison between calculation and wind tunnel test

3 結(jié)果分析

本文針對帶柵格舵的火箭子級垂直回收構(gòu)型在馬赫數(shù)0.6～3.0范圍內(nèi)的氣動特性進(jìn)行了研究，不同馬赫數(shù)對應(yīng)的單位雷諾數(shù)如表1所示，從基本氣動特性規(guī)律、迎風(fēng)外露噴管和柵格舵影響及柵格舵控制舵效分析3方面給出了相關(guān)研究結(jié)果。在3.1～3.3節(jié)的分析中，氣動特性規(guī)律曲線均為風(fēng)洞試驗(yàn)天平測力結(jié)果，相關(guān)流場分析采用的是數(shù)值仿真結(jié)果。力矩特性分析時質(zhì)心取距離發(fā)動機(jī)噴管出口35%彈長的位置。

3.1 基本氣動特性

圖4給出了火箭子級垂直再入過程中馬赫數(shù)0.6～3.0時的軸向力特性曲線，可以看出，軸向力系數(shù)在馬赫數(shù)1.5附近達(dá)到最大，但隨著來流馬赫數(shù)的進(jìn)一步增大，軸向力變化不明顯。這與常規(guī)飛行器氣動特性規(guī)律存在明顯的差異性，產(chǎn)生這種差異的主要原因是倒飛狀態(tài)頭部區(qū)域?yàn)橛L(fēng)平頭端面，在高馬赫數(shù)情況下，會產(chǎn)生較強(qiáng)的脫體分離激波，迎風(fēng)端面區(qū)域的壓力會一直處于較高的水平，且馬赫數(shù)越高，迎風(fēng)端面區(qū)域的壓力越高，導(dǎo)致氣動阻力越大。所以，雖然柵格舵部件上的軸向力在跨聲速以后隨著馬赫的進(jìn)一步增大會明顯降低，但由于倒飛狀態(tài)迎風(fēng)端面高壓區(qū)域壓力增大影響，使得火箭子級倒飛狀態(tài)的阻力一直處于較高的水平。在火箭子級回收方案設(shè)計時，如采用發(fā)動機(jī)反向噴流進(jìn)行減速，需要充分評估權(quán)衡氣動減速與發(fā)動機(jī)反向噴流工作減速的效果和收益。

圖5給出了火箭子級垂直再入過程中馬赫數(shù)0.6～3.0的壓心特性Xcp曲線，在小迎角±2°范圍內(nèi)，由于法向力和俯仰力矩量值均較小，壓心采用最小二乘法擬合得到，從曲線中可以看出，對于火箭子級垂直回收這類構(gòu)型，小迎角下不同馬赫數(shù)壓心變化的范圍較大，在超聲速馬赫數(shù)2.0時壓心最靠前，其量值在0.2附近，跨聲速馬赫數(shù)0.95時全箭的壓心最靠后，位置在0.77附近；從馬赫數(shù)3.0開始，在小迎角下，隨著馬赫數(shù)下降，壓心變化呈先前移再后移最后再前移的變化趨勢；跨聲速和超聲速時壓心隨迎角的變化范圍較大，而在亞聲速壓心隨迎角的變化相對較小。

圖4 火箭子級垂直再入過程中軸向力特性曲線Fig.4 Characteristic curves of axial force in vertical reentry process of rocket sub-stage

圖5 火箭子級垂直再入過程中壓心特性曲線Fig.5 Characteristic curves of pressure center in vertical reentry process of rocket sub-stage

為進(jìn)一步分析壓心隨馬赫數(shù)變化規(guī)律產(chǎn)生的原因，采用風(fēng)洞試驗(yàn)方法，將火箭子級上的柵格舵去掉，獲得了迎角2°和5°時有/無柵格舵構(gòu)型全箭壓心隨馬赫數(shù)變化規(guī)律曲線，如圖6所示?？梢钥闯?，有/無柵格舵構(gòu)型壓心隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律相一致，壓心在不同馬赫數(shù)下變化較大的主要原因是箭體非規(guī)則平頭端面繞流引起，柵格舵的存在使得全箭的壓心有所后移，在亞聲速馬赫數(shù)0.6和超聲速馬赫數(shù)2.0以上，由于柵格舵的存在，使得壓心的移動量均在10%以上，跨聲速時柵格舵氣動效率有所降低，柵格舵導(dǎo)致的壓心后移量減小。

圖6 有/無柵格舵構(gòu)型壓心隨馬赫數(shù)變化曲線對比Fig.6 Comparison of curves of pressure center vs Mach number with or without grid rudder configuration

圖7和圖8分別給出了倒飛狀態(tài)迎角2°和迎角5°不同馬赫數(shù)火箭底部迎風(fēng)區(qū)域壓力系數(shù)Cp分布對比情況。可以看出，在亞跨聲速小迎角時，由于火箭子級倒飛狀態(tài)非規(guī)則平頭端面的影響，使得迎風(fēng)區(qū)域和背風(fēng)區(qū)域的箭體肩部均發(fā)生了大范圍的流動分離，火箭的尾翼處于大分離區(qū)域內(nèi)，且隨著迎角的逐漸增大，迎風(fēng)區(qū)域的分離區(qū)呈減小趨勢，而背風(fēng)區(qū)域的分離區(qū)內(nèi)的壓力有所增大，并與火箭尾翼相互作用，從而導(dǎo)致在端頭區(qū)域產(chǎn)生了向下的法向力貢獻(xiàn)；在跨聲速馬赫數(shù)0.95時，小迎角迎風(fēng)區(qū)域肩部由于氣流的壓縮效應(yīng)產(chǎn)生了較強(qiáng)的激波結(jié)構(gòu)，迎風(fēng)側(cè)非規(guī)則端面繞流產(chǎn)生的低壓區(qū)域范圍和強(qiáng)度均明顯高于背風(fēng)側(cè)肩部繞流區(qū)域，而此處力臂相對較長，從而導(dǎo)致跨聲速時火箭箭體穩(wěn)定性急劇增強(qiáng)，壓心位置急劇后移。在超聲速來流下，非規(guī)則迎風(fēng)端頭區(qū)域產(chǎn)生了較強(qiáng)的脫體激波結(jié)構(gòu)，氣流經(jīng)過端頭肩部區(qū)域后仍為超聲速流動，肩部區(qū)域的分離區(qū)很小，而此時火箭尾翼和外露噴管為箭體產(chǎn)生升力的主要部件，從而導(dǎo)致超聲速時箭體自身的壓心位置較為靠前。

圖7 倒飛狀態(tài)迎角2°不同馬赫數(shù)火箭底部附近壓力分布對比Fig.7 Comparison of pressure distribution near rocket base at 2° angle of attack with different Mach number

圖8 倒飛狀態(tài)迎角5°不同馬赫數(shù)火箭底部附近壓力分布對比Fig.8 Comparison of pressure distribution near rocket base at 5° angle of attack with different Mach number

圖9給出了迎角5°不同馬赫數(shù)下迎風(fēng)側(cè)柵格舵區(qū)域馬赫數(shù)分布云圖對比，可以看出，由于柵格舵為鈍前緣設(shè)計，使得第三臨界馬赫數(shù)[19]偏高，在馬赫數(shù)2.0時柵格舵內(nèi)仍處于壅塞狀態(tài)，從而導(dǎo)致柵格舵的氣動效率降低，壓心有所前移。隨著來流馬赫數(shù)進(jìn)一步增大，柵格舵內(nèi)逐漸變成斜激波穿透狀態(tài)，柵格舵氣動效率有所增強(qiáng)，全箭的壓心后移，在亞聲速狀態(tài)，柵格內(nèi)的氣流也較為通暢，使得柵格舵亞聲速下的氣動效率也較高。

圖9 迎角5°不同馬赫數(shù)迎風(fēng)側(cè)柵格舵區(qū)域馬赫數(shù)分布對比Fig.9 Comparison of Mach number distribution in grid fins region at 5° angle attack

圖10給出了倒飛狀態(tài)馬赫數(shù)3.0迎角0°時火箭底部噴管附近的馬赫數(shù)分布云圖，可以看出，在超聲速流動條件下，火箭底部區(qū)域產(chǎn)生了強(qiáng)脫體激波結(jié)構(gòu)，由于火箭底部區(qū)域外露噴管的影響，在不同外露發(fā)動機(jī)噴管之間形成了一定的“通道”效應(yīng)，使得氣流進(jìn)一步被壓縮，產(chǎn)生了局部的超聲速流動，由于強(qiáng)激波后的壓力較高，外露噴管區(qū)域的力臂較長，所以強(qiáng)脫體激波后微小的氣流擾動可能會對全箭的俯仰力矩產(chǎn)生一定的影響。

圖10 馬赫數(shù)3.0迎角0°噴管附近馬赫數(shù)分布Fig.10 Mach number distribution near nozzle at Ma=3.0, α= 0°

圖11給出了倒飛狀態(tài)馬赫數(shù)0.6迎角0°時火箭底部附近流線分布情況，可以看出，火箭子級再入過程中迎風(fēng)區(qū)域非規(guī)則構(gòu)型使得流動異常復(fù)雜，氣流經(jīng)過大平頭端部區(qū)域產(chǎn)生較大的流動分離，分離區(qū)的大小和強(qiáng)度受來流影響明顯；同時，每個外露噴管區(qū)域會誘導(dǎo)拖出兩條明顯的分離渦結(jié)構(gòu)，與肩部的分離流動、火箭尾翼相互作用，從而影響火箭子級再入氣動特性。

圖11 倒飛狀態(tài)馬赫數(shù)0.6迎角0°火箭底部 附近流線分布Fig.11 Streamline distribution near the base of rocket in inverted flight at Ma=0.6, α= 0°

3.2 發(fā)動機(jī)外露噴管和柵格舵影響

為了進(jìn)一步量化發(fā)動機(jī)噴管及柵格舵對火箭子級垂直再入氣動特性的影響，在基準(zhǔn)構(gòu)型基礎(chǔ)上，取消發(fā)動機(jī)尾部外露噴管和柵格舵開展了風(fēng)洞試驗(yàn)研究，共對比分析了4種構(gòu)型，分別對應(yīng)無噴管+無柵格舵構(gòu)型、有噴管+無柵格舵構(gòu)型、無噴管+6×6柵格舵構(gòu)型和有噴管+6×6柵格舵構(gòu)型。

圖12給出了亞、跨、超聲速典型馬赫數(shù)下發(fā)動機(jī)外露噴管和柵格舵對垂直再入子級的法向力特性影響規(guī)律曲線，可以看出，發(fā)動機(jī)外露噴管和柵格舵上均會有一定的法向力產(chǎn)生，對應(yīng)有噴管+6×6柵格舵構(gòu)型的法向力系數(shù)最大，無噴管+無柵格舵構(gòu)型的法向力系數(shù)最小，不同馬赫數(shù)下外露噴管和柵格舵對法向力的影響規(guī)律相一致，且外露噴管產(chǎn)生的法向力量值基本和6×6柵格舵產(chǎn)生的法向力量值基本相當(dāng)。

圖13給出了亞、跨、超聲速典型馬赫數(shù)下發(fā)動機(jī)外露噴管和柵格舵對垂直再入子級的軸向力特性影響規(guī)律曲線，可以看出，不同馬赫數(shù)下，有噴管+無柵格舵構(gòu)型的軸向力系數(shù)最低，無噴管+6×6柵格舵構(gòu)型的軸向力系數(shù)最大，發(fā)動機(jī)外露噴管起到了一定的減阻效果，超聲速來流時減阻效果最明顯，降低了約0.16，約占總軸向力的9%；柵格舵在跨聲速階段由于流動壅塞，使得阻力增加明顯，超聲速馬赫數(shù)3.0時柵格舵的軸向力增量約為5%。

圖13 外露噴管和柵格舵對垂直再入子級軸向力特性影響Fig.13 Influence of exposed nozzle and grid fins on axial force characteristics of vertical reentry stage

發(fā)動機(jī)外露噴管上產(chǎn)生了較大的法向力，會對子級垂直再入過程中的穩(wěn)定性產(chǎn)生一定影響，圖14給出了典型馬赫數(shù)下發(fā)動機(jī)外露噴管和柵格舵對垂直再入子級的俯仰力矩特性影響規(guī)律曲線，可以看出，火箭子級返回時底部區(qū)域外露的發(fā)動機(jī)尾噴管使得火箭子級產(chǎn)生了明顯的靜不穩(wěn)定抬頭力矩的增量，對柵格舵上的穩(wěn)定力矩起到抵消的作用。在馬赫數(shù)0.6，10°迎角以前，噴管產(chǎn)生的力矩變化量較柵格舵本體產(chǎn)生的力矩量值還大，需要引起注意。所以，在火箭子級垂直回收方案設(shè)計時，為了盡可能高地提升柵格舵的控制效率，建議火箭子級倒飛時外露發(fā)動機(jī)噴管區(qū)域要盡可能的小，從而降低噴管帶來的耦合不穩(wěn)定力矩。

圖14 外露噴管和柵格舵對垂直再入子級俯仰力矩特性影響Fig.14 Influence of exposed nozzle and grid fins on pitching moment characteristics of vertical reentry stage

3.3 柵格舵控制舵效

柵格舵作為火箭子級垂直回收的重要?dú)鈩涌刂贫婷?，其控制能力將直接影響到子級回收控制方案的設(shè)計和落點(diǎn)的控制精度[20]。本節(jié)針對設(shè)計的火箭子級加裝4片呈“X”字布局的6×6弧形柵格舵的垂直回收氣動布局方案，開展了柵格舵控制舵效分析研究，柵格舵偏轉(zhuǎn)角度為-20°～+10°。

圖15給出了典型馬赫數(shù)下柵格舵偏轉(zhuǎn)對火箭子級垂直再入過程的俯仰控制舵效分析曲線，圖中dz表示俯仰舵偏角，可以看出，在整個分析范圍內(nèi)，柵格舵的俯仰控制舵效均較高，大舵偏時柵格舵的控制效率略有降低。柵格舵正偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生負(fù)的俯仰力矩變化量，柵格舵負(fù)偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生正的俯仰力矩變化量。在亞聲速馬赫數(shù)0.6正舵偏、正迎角時，由于柵格舵當(dāng)?shù)鼐植坑禽^大，出現(xiàn)了流動失速現(xiàn)象，使得柵格舵控制舵效略有降低。在跨聲速馬赫數(shù)0.95、±5°迎角范圍內(nèi)縱向穩(wěn)定性變化主要是火箭子級垂直再入過程非規(guī)則鈍頭體繞流導(dǎo)致，不同柵格舵偏轉(zhuǎn)角度下均存在明顯的穩(wěn)定性變化。在馬赫數(shù)3.0時，帶柵格舵的火箭子級在8°迎角以內(nèi)為靜不穩(wěn)定狀態(tài)，在8°迎角以后為縱向靜穩(wěn)定，無舵偏構(gòu)型存在2個配平點(diǎn)，分別在0°迎角和9°迎角附近，其中0°附近的為靜不穩(wěn)定配平點(diǎn)，9°附近為靜穩(wěn)定配平點(diǎn)。

圖15 不同馬赫數(shù)下柵格舵控制舵效Fig.15 Control effect of grid fins at different Mach numbers

為進(jìn)一步分析柵格舵對火箭子級再入過程中機(jī)動能力的影響，圖16給出了典型馬赫數(shù)下的柵格舵配平能力的分析曲線，圖中橫坐標(biāo)為配平迎角αt，縱坐標(biāo)為俯仰舵偏角δ?？梢钥闯?，在亞聲速馬赫數(shù)0.6時，由于全箭為靜穩(wěn)定狀態(tài)，正迎角

圖16 不同馬赫數(shù)下柵格舵縱向配平特性Fig.16 Longitudinal trim characteristics of grid fins at different Mach numbers

飛行需要負(fù)的舵偏來滿足縱向配平要求，柵格舵俯仰操縱比較高，約為2.3，即舵面偏轉(zhuǎn)1°可拉起2.3°的迎角；跨聲速階段柵格舵的控制效率有所降低，全箭的俯仰操縱比約為0.8；超聲速馬赫數(shù)3.0時，在8°迎角范圍內(nèi)全箭均為靜不穩(wěn)定狀態(tài)，正迎角飛行需要正舵面偏轉(zhuǎn)來滿足配平的要求，±5° 柵格舵偏轉(zhuǎn)即可滿足8°迎角以內(nèi)的飛行要求。

3.4 發(fā)動機(jī)噴管封堵位置影響

火箭子級垂直回收構(gòu)型倒飛再入過程中，發(fā)動機(jī)噴管開口向前，屬于典型的變截面盲腔流動，此時傳統(tǒng)的發(fā)動機(jī)出口截面封堵的方式是否合適，需要開展研究。采用數(shù)值模擬手段，針對發(fā)動機(jī)迎風(fēng)開口腔體噴管出口封堵和喉道封堵構(gòu)型進(jìn)行了研究，不同封堵位置如圖17所示。

圖18給出了來流迎角-2°～15°，馬赫數(shù)0.6、 1.2和3.0時，迎風(fēng)噴管不同封堵位置對火箭子級法向力、軸向力和俯仰力矩特性影響規(guī)律曲線，可以看出，在亞聲速、跨聲速和超聲速來流條件下，不同發(fā)動機(jī)噴管封堵位置對火箭子級的法向力、軸向力和俯仰力矩影響均較小，喉道封堵使得迎風(fēng)噴口內(nèi)接近“死水區(qū)”流動，從而導(dǎo)致不同封堵位置下箭體肩部區(qū)域和迎風(fēng)非規(guī)則端面區(qū)域的繞流特性基本一致。

圖17 不同噴管封堵位置示意圖Fig.17 Schematic diagram of different nozzle plugging positions

圖18 噴管封堵位置對氣動特性影響曲線Fig.18 Influence curves of nozzle plugging positions on aerodynamic characteristics

4 結(jié) 論

采用風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)合數(shù)值仿真的方法，對火箭子級垂直回收構(gòu)型氣動特性及非規(guī)則鈍頭體繞流流動進(jìn)行了研究，獲得了發(fā)動機(jī)外露噴管和柵格舵對氣動特性的影響規(guī)律。主要研究結(jié)論有：

1) 帶柵格舵的火箭子級垂直回收構(gòu)型氣動特性規(guī)律與常規(guī)流線體飛行器差異較大，主要體現(xiàn)在倒飛再入過程中非規(guī)則頭部區(qū)域帶來的復(fù)雜流動干擾上，肩部的大分離流動會與噴管誘導(dǎo)的分離渦相互作用，對預(yù)測方法提出了較高的要求與挑戰(zhàn)。

2) 在超聲速條件下火箭子級垂直回收構(gòu)型的氣動阻力會一直處于較高的水平，在垂直回收方案設(shè)計時，需要充分評估權(quán)衡氣動減速與發(fā)動機(jī)反向噴流工作減速的效果和收益。

3) 垂直回收構(gòu)型在不同馬赫數(shù)下的壓心變化范圍寬，在跨聲速馬赫數(shù)0.95時壓心最靠后，在0.77附近，在馬赫數(shù)2.0時壓心最靠前，在0.2 附近，柵格舵在整個分析范圍內(nèi)控制舵效較高，亞聲速時的俯仰操縱比約為2.3。

4) 發(fā)動機(jī)外露噴管會對火箭子級的穩(wěn)定性產(chǎn)生較大影響，其帶來的靜不穩(wěn)定力矩量值與柵格舵提供的穩(wěn)定控制力矩量值基本相當(dāng)，所以在開展垂直回收方案設(shè)計時，建議盡量縮短發(fā)動機(jī)噴管的外露長度，減小帶來的耦合力矩干擾。

本文主要針對火箭子級倒飛氣動減速相關(guān)繞流特性進(jìn)行了研究，未來將針對垂直回收過程面臨的發(fā)動機(jī)逆向噴流干擾、擺噴/柵格舵復(fù)合控制等關(guān)鍵氣動問題開展進(jìn)一步的分析工作。