反向噴流對運載火箭返回段氣動特性影響研究

程 川，劉 陽，王吉飛，崔村燕，朱雄峰

(1. 北京跟蹤與通信技術(shù)研究所，北京 100094；2. 上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201100)

0 引 言

重復(fù)使用運載器技術(shù)是人類實現(xiàn)低成本自由進(jìn)出和利用太空的重要途徑[1-2],美國空間探索技術(shù)(SpaceX)公司自2011年開始發(fā)展運載火箭垂直回收與重復(fù)使用技術(shù),圖1中為典型重復(fù)使用運載火箭一子級返回段飛行剖面,一子級采用發(fā)動機變推力反推減速、柵格舵調(diào)姿控制、著陸支腿的方案進(jìn)行垂直回收[3]。截至2022年11月21日,SpaceX公司獵鷹9火箭已完成145次成功垂直起降,128次重復(fù)使用,一子級最高復(fù)用次數(shù)已達(dá)14次,實現(xiàn)了垂直起降重復(fù)使用運載火箭的工程應(yīng)用,大幅降低入軌發(fā)射費用,證明了其技術(shù)可行性和經(jīng)濟競爭能力。我國在重復(fù)使用運載火箭技術(shù)研究起步相比國外較晚[4],目前國內(nèi)已經(jīng)開展關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān),在總體方案、重復(fù)使用發(fā)動機、在線高精度導(dǎo)航制導(dǎo)、著陸緩沖系統(tǒng)、熱流防護(hù)、結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測等方面取得了相應(yīng)技術(shù)突破,并完成了助推器及整流罩傘降回收和芯一級利用柵格舵進(jìn)行落區(qū)控制的飛行試驗[5-9],但還沒有達(dá)到重復(fù)使用實際工程應(yīng)用階段。

圖1 重復(fù)使用運載火箭飛行剖面Fig.1 Flight profile of a reusable rocket

重復(fù)使用運載火箭一子級再入返回飛行中,高速再入經(jīng)歷稀薄大氣、稠密大氣,速度變化范圍大,底部噴管、支腿等部件朝前迎向來流,尾段柵格舵進(jìn)行調(diào)姿操控,整個返回段箭體氣動外形復(fù)雜。相比于上升段,氣動設(shè)計的工作重點由單純的克服氣動力帶來的不利影響轉(zhuǎn)變?yōu)閷鈩恿Φ暮侠砝?相應(yīng)的氣動偏差選取、計算狀態(tài)等較傳統(tǒng)一次性火箭有較大的變化,對氣動數(shù)據(jù)精度要求更高,但真實的試驗數(shù)據(jù)極少,依靠數(shù)值仿真來滿足型號設(shè)計要求的難度大[10-11]。同時,子級發(fā)動機需進(jìn)行多次點火,以實現(xiàn)落點控制、減速、著陸等功能需求,點火工作過程中發(fā)動機均為飛行速度反向噴射,在真空飛行段,存在羽流氣動作用[12-15];在大氣飛行段,反向噴流與來流相互干擾,頭部附近區(qū)域流場復(fù)雜,進(jìn)而影響整個一子級流場分布,對全箭及柵格舵等氣動特性會產(chǎn)生較大影響。

國內(nèi)外針對高超聲速再入飛行器反向噴流分析已開展了相應(yīng)研究工作,早在二十世紀(jì)五六十年代,有學(xué)者提出在機體頭部駐點處引入反向噴流來改變物面壓力分布,進(jìn)而使飛行器所受阻力減小,同樣可以減少飛行器表面熱流。Finley等[16]對超聲速來流下的反向噴流展開試驗,提出穩(wěn)態(tài)流動的氣動特性主要包括噴流壓力和噴流馬赫數(shù)。Love[17]通過反向噴流試驗研究了噴流馬赫數(shù)、噴管擴張角、噴流靜壓比對噴流結(jié)構(gòu)、噴流波長、噴流邊界形狀和曲率的影響。Meyer等[18]對來流馬赫數(shù)為6.5條件下的鈍體反向噴流進(jìn)行了數(shù)值模擬,發(fā)現(xiàn)反向噴流可以降低鈍體前緣的激波阻力、表面熱流以及表面摩擦阻力。Karl等[19]對獵鷹9的一子級返回狀態(tài)進(jìn)行了流場仿真研究,獲得了在發(fā)動機反向工作過程中流場的發(fā)展過程和箭體表面壓力分布。在國內(nèi),鄧帆等[20]梳理了反向噴流技術(shù)的發(fā)展和應(yīng)用情況,從馬赫數(shù)、壓比、質(zhì)量流率和幾何外形等參數(shù)分析了采用反向噴流獲得的減阻防熱效果。何琨等[21]采用數(shù)值方法模擬了球頭和截錐在不同總壓比時的復(fù)雜流場形態(tài)和反向噴流減阻機理。

綜上所述,國內(nèi)外學(xué)者對反向噴流的流場特征、馬赫數(shù)、落壓比、質(zhì)量流量等參數(shù)干擾機理進(jìn)行了大量理論、試驗和仿真研究,主要關(guān)注點在于采用小流量的高速反向噴流干擾來實現(xiàn)對高超聲速飛行器的減阻、防熱特性研究。而重復(fù)使用運載火箭返回段發(fā)動機反向噴流主要是采用噴流直接力進(jìn)行減速,關(guān)注發(fā)動機反向噴流對一子級返回段及控制舵面的氣動特性影響。當(dāng)前,國內(nèi)對以柵格舵為控制面的火箭子級返回段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,同時考慮發(fā)動機反向噴流影響的研究更加少見。

本文針對重復(fù)使用運載火箭一子級再入返回過程中發(fā)動機反向噴流氣動干擾問題,開展了帶噴流狀態(tài)下一子級返回段及柵格舵組合體縮比模型風(fēng)洞測力試驗研究,重點分析了一子級返回段在跨聲速和超聲速段飛行時發(fā)動機反向噴流對一子級及柵格舵的氣動特性影響規(guī)律,為重復(fù)使用運載火箭氣動精細(xì)化設(shè)計和氣動特性精確預(yù)示提供技術(shù)支撐。

1 研究模型

以某運載火箭一子級為研究對象,箭體直徑3.35 m,長度為28 m,開展重復(fù)使用運載火箭一子級返回總方案和氣動布局設(shè)計。在總體方案設(shè)計時,綜合考慮其再入過程中柵格舵和著陸支腿對氣動力/熱/控制的影響,要求配備的柵格舵和著陸支腿在上升段對運載火箭的飛行安全、運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)定性和滿足控制要求的氣動效率。最終氣動外形布局如圖2所示,一子級返回段底部布置有“兩大兩小”共計4臺發(fā)動機,均勻分布在底部4個象限的中間區(qū)域,噴管的外露長度均約為0.95 m,其中,兩臺大發(fā)動機供火箭主動段飛行使用,兩臺小發(fā)動機供一子級返回時點火減速使用;在一子級尾段處安裝有4個著陸緩沖支腿,主動段和再入返回飛行時支腿均呈收攏狀態(tài),直至返回著陸前支腿展開;在一二子級級間段處安裝有4片柵格舵,呈×字布局,舵面設(shè)計為寬4個柵格×展長4.5個柵格布局,有效氣動面積尺寸約為1.0 m×1.25 m,主動段飛行時柵格舵均呈收攏狀態(tài),再入返回飛行時柵格舵與箭體軸線呈90°展開后鎖緊,可繞舵軸轉(zhuǎn)動進(jìn)行姿態(tài)控制。

圖2 某火箭一子級返回段氣動外形示意圖Fig.2 Aerodynamic schematic of a returned first stage

2 試驗設(shè)備和試驗方法

2.1 試驗風(fēng)洞和模型

試驗分別在中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所FL-28風(fēng)洞和FL-26風(fēng)洞中開展,FL-28風(fēng)洞是一座超聲速風(fēng)洞,試驗段截面積為2 m×2 m,試驗段長度3.8 m,馬赫數(shù)范圍1.5～4.0,最大試驗雷諾數(shù)可達(dá)1.02×108;FL-26風(fēng)洞是一座增壓回流引射式跨聲速風(fēng)洞,試驗段截面積為2.4 m×2.4 m,試驗段長度7.0 m,馬赫數(shù)范圍0.3～1.4,最大試驗雷諾數(shù)可達(dá)1.2×107。

試驗?zāi)Ｐ腿鐖D3所示,模型縮比為1∶14,在風(fēng)洞中采用尾部支撐方式,模型全長2.0 m,柱段直徑0.24 mm,其中,4片柵格舵的舵偏角均可調(diào)節(jié),柵格舵、著陸支腿和底部發(fā)動機噴管等部件可拆卸。試驗中采用模型主天平和兩個柵格舵鉸鏈天平同時測力的測量方式,輔助以高速紋影對噴流和箭體干擾區(qū)域流場監(jiān)測和測量,其中主天平為六分量式天平,鉸鏈天平為五分量式天平。

圖3 一子級返回段噴流測力模型示意圖和風(fēng)洞安裝圖Fig.3 Jet force measurement model and wind tunnel installation of a returned first stage

噴流系統(tǒng)如圖3(a)中的兩根細(xì)長圓管所示,在模擬發(fā)動機反向噴流干擾試驗時,需將底部固定的小發(fā)動機噴管更換為噴流噴管,并在模型內(nèi)部增加噴流管路系統(tǒng)。噴流管路固定在風(fēng)洞支桿上并保持與主天平測力模型無接觸,在發(fā)動機噴管與底部相交處預(yù)留約3 mm周向間隙,并采用輕質(zhì)海綿填充來保持封閉;由于噴流系統(tǒng)采用長懸臂式設(shè)計,允許噴流噴管承載產(chǎn)生一定量形變而與模型底部無接觸,以保證主天平測力系統(tǒng)測量的準(zhǔn)確性。

2.2 相似準(zhǔn)則

噴流對飛行器氣動特性的影響主要表現(xiàn)為:(1)噴流的直接力作用;(2)噴流的引射效應(yīng);(3)噴流的體積效應(yīng)。由于噴流與外流場之間的相互干擾,影響流場分布的因素主要包括外流場的氣流參數(shù)(M∞,p∞,γ∞,R∞,T∞),內(nèi)流場的氣流參數(shù)(Mj,pj,γj,Rj,Tj),機體的特征幾何參數(shù)(如體收斂角)及噴管的特征幾何參數(shù)(喉道與出口面積比A*/Aj,噴管出口擴散角θN)等。風(fēng)洞試驗通常無法保證所有相似準(zhǔn)則的完全模擬。目前,高速風(fēng)洞噴流試驗需滿足的相似參數(shù)主要包括模型與飛行器的幾何相似和氣流參數(shù)的相似模擬,主要模擬的相似參數(shù)有M∞,Mj,pj/p∞,γj以及(RT)j/(RT)∞。

對于本文中的發(fā)動機噴管反向噴流試驗,主要為了模擬噴流干擾對全箭氣動力系數(shù)的影響,采用冷空氣作為噴流介質(zhì)。根據(jù)返回時兩臺小發(fā)動機實際工作參數(shù),為了確保試驗中噴流的流動狀態(tài)與飛行狀態(tài)相似,本文試驗中主要模擬的相似參數(shù)有:

(1)一子級返回段和底部發(fā)動機噴管的幾何外形相似;

(2)飛行馬赫數(shù)相同M∞;

(3)噴流出口馬赫數(shù)Mj;

(4)噴流出口總壓與自由來流靜壓比p0j/p∞。

其中,試驗狀態(tài)噴管出口馬赫數(shù)設(shè)計為3.86。

注.此處M∞為自由來流馬赫數(shù),p∞為自由來流靜壓,γ∞為自由來流比熱比,R∞為自由來流氣體常數(shù),T∞為自由來流總溫,Mj為噴流馬赫數(shù),pj為噴流靜壓,γj為噴流比熱比,Rj為噴流氣體常數(shù),Tj為噴流總溫,A*為喉道面積,Aj為噴流出口面積,p0j為噴流出口總壓。

2.3 試驗狀態(tài)

試驗狀態(tài)根據(jù)重復(fù)使用運載火箭飛行任務(wù)剖面來確定,返回段再入飛行經(jīng)歷稀薄和稠密大氣,速度域范圍大,同時為實現(xiàn)落點控制、減速、著陸等功能需求,主發(fā)動機需進(jìn)行多次點火,如圖1中所示,分為再入點火段和著陸點火段,本文中選取再入點火段和著陸點火段中典型飛行馬赫數(shù)狀態(tài)(Ma=2.0、Ma=0.4和0.6)來開展風(fēng)洞試驗研究,著重關(guān)注一子級返回段及柵格舵的氣動特性,包括馬赫數(shù)Ma、攻角α及反向噴流強度(噴流流量Pj)等因素的影響規(guī)律,詳細(xì)風(fēng)洞試驗狀態(tài)見表1。

表1 風(fēng)洞試驗狀態(tài)Table 1 Wind tunnel testing conditions

3 結(jié)果分析

3.1 典型流場結(jié)構(gòu)

本試驗中僅提供了在FL-28超聲速風(fēng)洞中測得的流場紋影結(jié)果。圖4中給出了在Ma=2.0來流中不同噴流強度干擾下一子級返回段局部流場紋影圖。可以看出,在無噴流干擾時,Ma=2.0來流在一子級返回段的非規(guī)則頭部形成較強的弓形激波,在發(fā)動機噴管和著陸支腿壁面處形成了一系列膨脹波系,在返回段箭體尾段肩部區(qū)域的分離區(qū)較小;當(dāng)模擬底部兩個發(fā)動機工作的噴管噴流開啟時,噴流形成的激波節(jié)與頭部弓形激波相互干擾;隨著雙噴管噴流強度的增加,激波節(jié)的強度增加、間距變大,與弓形激波干擾的位置向箭體前方移動,使得弓形激波逐漸遠(yuǎn)離箭體頭部物面,并打碎成多重較弱激波,形成復(fù)雜的強反向噴流與激波干擾波系結(jié)構(gòu)。

據(jù)文獻(xiàn)[20,22]中描述,反向噴流指從飛行器頭部噴出與來流方向相反的高壓氣流,將頭部弓形激波推離飛行器表面,在飛行器頭部前方形成細(xì)長等效外形,而噴流在自由來流的作用下又會反向附著于物面并在噴口附近形成回流區(qū),來流在回流區(qū)外流動并再附。反向噴流的主要流動結(jié)構(gòu)如圖5所示,可分為長穿透和短穿透兩種典型模態(tài),其模態(tài)與噴流質(zhì)量流率有關(guān)。在較低質(zhì)量流率時,噴流穿透弓形激波形成不穩(wěn)定的斜激波波系結(jié)構(gòu);隨質(zhì)量流率的增加,噴流對弓形激波的干擾增強會導(dǎo)致弱激波結(jié)構(gòu)突然崩潰,弓形激波脫體距離驟減,噴流從長穿透模態(tài)轉(zhuǎn)換到短穿透模態(tài)。在本文試驗中測量不同噴流強度對一子級返回段及柵格舵的氣動特性影響時,也分別捕捉到了反向噴流與弓形激波干擾流場形態(tài)呈現(xiàn)長穿透和短穿透模態(tài)現(xiàn)象。

圖5 反向噴流的流場結(jié)構(gòu)Fig.5 Flow field structure for a reverse jet

3.2 基本氣動特性

圖6給出的是一子級返回段和柵格舵在無反向噴流干擾時的基本狀態(tài)氣動力/力矩系數(shù)隨來流馬赫數(shù)變化情況,其中圖6(a)～(c)為一子級返回段的軸向力系數(shù)Cx、法向力系數(shù)Cn和壓心位置Xcp隨攻角變化曲線,圖6(d)～(e)為單個柵格舵的軸向力系數(shù)Cxt和鉸鏈力矩系數(shù)Cmzt隨攻角α變化曲線。

圖6 一子級返回段及柵格舵基本狀態(tài)氣動力/力矩曲線Fig.6 Basic state aerodynamic force and moment coefficient curves of the returned first stage and grid fin

隨著來流馬赫數(shù)的增加,一子級箭體的軸向力系數(shù)逐漸增加,在Ma=3.0附近時達(dá)到峰值,這與常規(guī)球頭雙錐類外形的火箭在上升段氣動特性規(guī)律不同,由于一子級返回段發(fā)動機底部迎著來流且為平頭柱面布局,迎風(fēng)端面處的壓力處于較高水平,且隨著來流馬赫數(shù)的增加而壓力升高,導(dǎo)致迎風(fēng)平頭柱面產(chǎn)生的氣動阻力越來越大;而不同馬赫數(shù)下的一子級箭體軸向力系數(shù)隨攻角的變化基本保持不變。一子級箭體的法向力系數(shù)對來流馬赫數(shù)變化并不敏感,在跨聲速段Ma=1.1附近有增大的趨勢;一子級箭體的壓心位置在小攻角范圍內(nèi)隨來流馬赫數(shù)的變化范圍較大,在跨聲速段Ma=1.05時,全箭的壓心位置最遠(yuǎn)離發(fā)動機迎風(fēng)平頭柱面處;在跨聲速段,一子級返回段的壓心位置隨馬赫數(shù)的變化范圍較大,而在亞聲速和超聲速時隨馬赫數(shù)的變化相對較小。單個柵格舵的鉸鏈力矩系數(shù)隨來流馬赫數(shù)的增加呈逐漸降低趨勢,柵格舵的阻力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)先增加后降低,在跨聲速階段Ma=1.05附近達(dá)到最大值;同時,也發(fā)現(xiàn)柵格舵的阻力貢獻(xiàn)在這種復(fù)雜頭部外形的一子級返回段產(chǎn)生的總阻力中所占比例較小,一子級返回時發(fā)動機底部平頭柱面迎著來流產(chǎn)生的氣動阻力占主導(dǎo)。

3.3 噴流狀態(tài)氣動特性

圖7給出的是在Ma=0.4、0.6和2.0工況,有反向噴流干擾相比于無噴流時對一子級返回段及柵格舵氣動力/力矩的影響量對比曲線,文中此處氣動力影響量定義為ΔCi=CiJET-Ci,Ci為Cx,Cn,Cm,Cmzt等,下標(biāo)JET代表噴流狀態(tài),其中圖7(a)～(c)為噴流對一子級返回段的軸向力系數(shù)Cx、法向力系數(shù)Cn和俯仰力矩系數(shù)Cm的影響量隨攻角α變化曲線,圖7(d)為噴流對單個柵格舵的鉸鏈力矩系數(shù)Cmzt的影響量隨攻角α變化曲線。

圖7 有噴流狀態(tài)相比于無噴流狀態(tài)時氣動力系數(shù)變化情況Fig.7 Comparison curves of aerodynamic force and moment coefficient of the returned first stage and grid fin with or without jet flow interaction

當(dāng)發(fā)動機工作時產(chǎn)生的反向噴流與來流相互干擾,改變了一子級返回段的箭體繞流分布,使得一子級返回段的軸向力系數(shù)減小。對于試驗中采用的反向噴流Pj=1.5 kg/s工況,在來流馬赫數(shù)Ma=2.0時的阻力降低效果要遠(yuǎn)比Ma=0.4和Ma=0.6工況顯著。這與反向噴流與自由來流的相互干擾形態(tài)有關(guān),反向噴流與Ma=2.0來流相互干擾為短射流穿透模態(tài),而與Ma=0.4和Ma=0.6來流相互干擾為長射流穿透模態(tài),此時,在大壓比反向噴流(Pj=1.5 kg/s)短射流模態(tài)時的減阻效果要明顯優(yōu)于長射流模態(tài)。在不同馬赫數(shù)下反向噴流對一子級返回段的法向力系數(shù)影響規(guī)律不同,在來流馬赫數(shù)Ma=0.4時,反向噴流干擾使得一子級返回段的法向力系數(shù)呈現(xiàn)出增加趨勢;在來流馬赫數(shù)Ma=2.0時,反向噴流干擾使得一子級返回段的法向力系數(shù)呈現(xiàn)出降低趨勢;而在來流馬赫數(shù)Ma=0.6時,反向噴流干擾使得一子級返回段的法向力系數(shù)基本保持不變。不同來流馬赫數(shù)下反向噴流對一子級返回段的俯仰力矩系數(shù)影響規(guī)律與法向力系數(shù)變化情況基本一致。對于單個柵格舵而言,在正攻角范圍內(nèi),由于柵格舵位于箭體繞流迎風(fēng)區(qū),反向噴流干擾使得該柵格舵的鉸鏈力矩系數(shù)整體呈現(xiàn)出降低趨勢,其中在來流馬赫數(shù)Ma=2.0工況時降低效果最顯著;在負(fù)攻角范圍內(nèi),柵格舵位于箭體繞流背風(fēng)區(qū),反向噴流干擾使得該柵格舵的鉸鏈力矩系數(shù)整體呈增大趨勢。

圖8給出的是在來流馬赫數(shù)Ma=2.0工況不同強度的反向噴流干擾時一子級返回段及柵格舵氣動力/力矩對比曲線。其中圖8(a)～(c)為一子級返回段的軸向力系數(shù)Cx、法向力系數(shù)Cn和俯仰力矩系數(shù)Cm隨攻角α變化曲線,圖8(d)為單個柵格舵的鉸鏈力矩系數(shù)Cmzt隨攻角α變化曲線。

圖8 不同噴流強度下一子級返回段及柵格舵氣動力/力矩對比曲線Fig.8 Comparison curves of aerodynamic force and moment coefficient of the returned first stage and grid fin with the jet strength

可以看出,在Ma=2.0來流時發(fā)動機反向噴流干擾使得一子級返回段阻力系數(shù)呈現(xiàn)出降低趨勢,隨著反向噴流強度的增加,這種減阻效果更顯著;需要注意的是在返回點火減速段,通過發(fā)動機工作產(chǎn)生直接反推力來減速,但反向噴流使得全箭阻力系數(shù)大幅減低,削弱了氣動阻力減速的效果,需要綜合來評估氣動減速與發(fā)動機反推工作減速的效果。同時,隨著來流攻角的增大,反向噴流與頭部脫體激波干擾流場的不對稱性增強,對一子級返回段軸向力系數(shù)變化有較大影響,這與前一節(jié)中無反向噴流干擾時的一子級返回段軸向力系數(shù)隨攻角變化規(guī)律不同,在工程應(yīng)用中需要關(guān)注反向噴流干擾時不同攻角下的軸向力系數(shù)變化情況。在來流馬赫數(shù)Ma=2.0時反向噴流干擾使得一子級返回段的法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)均呈降低趨勢,隨著反向噴流強度的增加,這種降低效果更顯著。相比于無噴流狀態(tài),不同噴流強度的反向噴流干擾對尾部柵格舵的鉸鏈力矩和舵面效率也有一定的影響,整體變化規(guī)律基本呈降低趨勢,在進(jìn)行姿控設(shè)計時需要對柵格舵氣動數(shù)據(jù)進(jìn)行修正。

3.4 柵格舵控制舵效

柵格舵作為重復(fù)使用運載火箭一子級返回段回收的氣動控制舵面,其控制能力將直接影響到子級回收控制方案的設(shè)計和落點的控制精度,本節(jié)通過風(fēng)洞試驗初步評估有無反向噴流干擾對一子級返回段柵格舵的俯仰控制影響規(guī)律研究。試驗中四片柵格舵呈×字布局,選取柵格舵為俯仰通道組合(偏轉(zhuǎn)角度10°),以來流馬赫數(shù)Ma=0.4和Ma=2.0工況為例,圖9和圖10給出的是在有無反向噴流干擾下柵格舵俯仰舵偏δ=10°時相比于無舵面偏轉(zhuǎn)狀態(tài)一子級返回段及柵格舵氣動力/力矩系數(shù)的影響量變化情況,文中此處氣動力影響量定義為ΔCi=Ciδ-Ci,Ci為Cm和Cmzt等,下標(biāo)δ代表柵格舵俯仰舵偏狀態(tài)。

圖9 Ma=0.4有無噴流干擾下的俯仰控制影響對比曲線Fig.9 Comparison curves of the pitch control effect with or without jet flow interaction at Ma=0.4

圖10 Ma=2.0有無噴流干擾下的俯仰控制影響對比曲線Fig.10 Comparison curves of the pitch control effect with or without jet flow interaction at Ma=2.0

可以看出,在試驗中來流馬赫數(shù)Ma=0.4和2.0工況的不同攻角范圍內(nèi),無反向噴流干擾時,柵格舵俯仰通道正偏轉(zhuǎn)使得一子級返回段均產(chǎn)生正的俯仰力矩變化量;但在有反向噴流干擾時,柵格舵俯仰通道正偏轉(zhuǎn)在來流馬赫數(shù)Ma=0.4和2.0工況中產(chǎn)生了不同的變化規(guī)律。在來流馬赫數(shù)Ma=0.4工況有反向噴流干擾時,柵格舵俯仰通道正偏轉(zhuǎn)同樣產(chǎn)生正的俯仰力矩變化量,但均在俯仰舵偏δ=10°時,有反向噴流干擾所產(chǎn)生的全箭俯仰力矩變化量要低于無噴流狀態(tài);在來流馬赫數(shù)Ma=2.0工況有反向噴流干擾時,柵格舵俯仰通道正偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生負(fù)的俯仰力矩變化量。對于單個柵格舵,同樣?xùn)鸥穸嬲母┭龆嫫a(chǎn)生正的鉸鏈力矩變化量,但有反向噴流干擾時對于來流馬赫數(shù)Ma=0.4和2.0工況產(chǎn)生了不同的變化規(guī)律。在來流馬赫數(shù)Ma=0.4工況時,反向噴流干擾使得柵格舵俯仰正舵偏產(chǎn)生正的鉸鏈力矩控制效率有所降低,而在來流馬赫數(shù)Ma=2.0工況,反向噴流干擾會導(dǎo)致柵格舵俯仰正舵偏產(chǎn)生負(fù)的鉸鏈力矩控制特性。

在前一節(jié)研究中發(fā)現(xiàn)在不同馬赫數(shù)下反向噴流對一子級返回段的法向力系數(shù)影響規(guī)律不同,在來流馬赫數(shù)Ma=2.0時,反向噴流干擾使得一子級返回段的俯仰力矩系數(shù)和柵格舵的鉸鏈力矩系數(shù)均呈降低趨勢,在進(jìn)行柵格舵俯仰偏轉(zhuǎn)控制時,由于反向噴流的干擾影響進(jìn)而導(dǎo)致柵格舵控制效率降低,甚至出現(xiàn)控制特性反向。因此在柵格舵設(shè)計時,要格外注意在這種高馬赫數(shù)下反向噴流干擾對全箭及柵格舵氣動特性的影響特性。

4 結(jié) 論

本文通過對重復(fù)使用運載火箭一子級返回段開展縮比模型反向噴流風(fēng)洞測力試驗,重點分析了發(fā)動機反向噴流對一子級及柵格舵的氣動特性影響規(guī)律,研究發(fā)現(xiàn):

1)反向噴流干擾使得一子級返回段總阻力系數(shù)呈現(xiàn)大幅降低趨勢,隨著反向噴流強度增加,阻力特性降低效果更明顯,在工程應(yīng)用中,采用發(fā)動機點火反推減速需要考慮反向噴流本身對氣動阻力減速削弱的影響。

2)在不同馬赫數(shù)下反向噴流對一子級返回段的法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)影響規(guī)律不同,在低馬赫數(shù)(Ma=0.4)時,反向噴流干擾使得一子級返回段的法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)呈增強趨勢,而在高馬赫數(shù)(Ma=2.0)時,反向噴流干擾使得一子級返回段的法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)呈減弱趨勢。

3)由于在不同馬赫數(shù)下反向噴流對一子級返回段氣動特性的影響規(guī)律不同,在進(jìn)行柵格舵偏轉(zhuǎn)控制設(shè)計時,需要著重注意在高馬赫數(shù)(Ma=2.0)時,反向噴流對柵格舵控制舵效的削弱甚至可能會導(dǎo)致控制特性反向。

在運載火箭實際再入返回飛行中,由于高低不同馬赫數(shù)對應(yīng)的飛行高度不同,相應(yīng)的環(huán)境壓力和密度不同(即自由來流靜壓p∞不同),本文研究中反向噴流在不同馬赫數(shù)對全箭及柵格舵的氣動影響規(guī)律仍然適用,但在相同馬赫數(shù)下反向噴流對箭體繞流的影響特性與試驗中會出現(xiàn)不一致的情況,需要進(jìn)一步開展研究工作。