自備動力逃逸載人飛船上升段氣動特性研究

陳鑫 左光 屈峰 陳沖

(中國空間技術研究院載人航天總體部，北京 100094)

提升載人航天任務中發射段逃逸救生效能，是新型載人運輸系統實現高可靠性、高集成度和高費效比的重要途徑之一。國內外傳統的載人飛船，如聯盟號、阿波羅號和神舟號，在發射段均采用逃逸塔方式逃逸，為此付出了一定的入軌質量代價。若載人飛船發射正常，則飛行到一定高度后，逃逸塔被拋掉，造成發動機、推進劑等硬件資源的浪費，降低發射效率[1-2]。另外，在發射臺逃逸時，其方向性可控能力不強，且存在一定上升段救生空白，在載人飛行救生的全程覆蓋性上存在一定缺陷[3-6]。

相比于逃逸塔方式，自備動力逃逸方式能有效增加載人飛船的入軌質量；有利于消除分離重型固體火箭逃逸塔帶來的風險；有助于未來載人飛船乘員艙(返回艙)的重復使用設計；有利于實現發射臺可控定向逃逸；可提供航天員在整個上升段飛行過程中遇到緊急情況進行逃逸的能力。因此，近期國內外新型研發載人飛船中均考慮采用自備動力逃逸方式。這種逃逸方式主要包括：①返回艙自逃逸方式，逃逸救生系統集成于返回艙，SpaceX公司的龍(Dragon)載人飛船[7-9]采用；②整船自逃逸方式，美國波音公司研制的Starliner飛船(原來的乘員空間運輸-100(CST-100))采用[10-12]，相比于返回艙自逃逸式，整船自逃逸式具有動力系統配置容易實現，大部分燃料配置在推進艙，安全性高，以及技術成熟度高的優點。

載人飛船自備動力逃逸方式已經成為載人航天應急救生發展的重要趨勢。本文在研究上述兩種自備動力逃逸方式的基礎上，針對自備動力逃逸載人飛船上升段的氣動特性開展研究，分析結果可為我國新一代飛船的總體方案設計和逃逸方案設計提供參考。

1 自備動力逃逸載人飛船分析構型

龍載人飛船和Starliner飛船如圖1和圖2所示。龍載人飛船采用8臺SuperDraco逃逸發動機，2臺一組裝于飛船返回艙側面，與反作用控制系統(RCS)共用推進劑和貯箱。一旦發生危險，逃逸發動機將產生推力將返回艙“推”出危險區域。Starliner飛船逃逸救生系統集成于飛船服務艙，4臺逃逸發動機RS-88安裝于服務艙底部，與飛船的RCS系統共用推進劑和貯箱。本文參考龍載人飛船和Starliner飛船，選取兩艙構型(返回艙和推進艙)自逃逸式飛船，氣動外形為鈍頭正錐柱組合體，如圖3(a)所示。返回艙頭部有一個小尺寸整流罩，用于保護前隔間子系統；逃逸系統安裝在推進艙，伴隨載人飛船要經歷整個飛行任務直至離軌。本文分別針對無穩定翼飛船和有穩定翼飛船開展靜穩定性研究，分析模型如圖3(b)和圖3(c)所示。

圖1 龍載人飛船構型及自備動力逃逸示意Fig.1 Configuration of Dragon and sketch map for self-propulsion-escape

圖2 Starliner飛船構型及自備動力逃逸布局Fig.2 Configuration of Starliner and self-propulsion-escape layout

圖3 鈍頭體載人飛船構型Fig.3 Configuration of blunt manned spacecraft

2 上升段氣動特性分析

2.1 氣動仿真分析

本文通過求解三維可壓Navier-Stokes方程，對自備動力逃逸飛船上升段的靜態氣動特性、兩艙分離氣動特性及上升段氣動加熱特性進行數值模擬。選取由地面發射臺至70.0 km高度下的上升段典型彈道，如表1所示。

1)靜態氣動特性和氣動加熱特性仿真分析

在氣動計算流體力學(CFD)計算過程中建立三維結構網格，使用CFD軟件求解器進行計算[13-17]。圖4給出了用于數值計算的三維網格模型。

表1 典型彈道點參數

圖4 三維CFD網格仿真分析模型Fig.4 Simulation analysis model of 3-D CFD grid

2)兩艙分離氣動特性分析

載人飛船推進艙和返回艙分離過程是一個復雜的非定常問題，本文將其簡化為準定常問題，即通過CFD方法計算某一時刻推進艙、返回艙在一定位置及飛行姿態下的氣動參數，再耦合六自由度運動方程求解下一時刻兩艙的相對位置及飛行姿態。這樣，沿時間推進求解，可以進行整個分離過程的數值仿真[18]。載人飛船僅在重力、氣動力及逃逸發動機推力作用下實現分離，分離計算思路如下。①根據給定的推進艙和返回艙的幾何數據，采用分區方法(對接或重疊)生成結構網格，來流參數為初始時刻給定的來流條件；②采用高精度CFD方法進行數值計算(計算網格如圖5所示)，得到推進艙和返回艙此時的流場結構和氣動力、力矩參數；③根據②中得到的參數，由六自由度運動方程計算出下一時刻兩艙的相對位置及飛行姿態；④根據③，由運動方程得到返回艙相對于推進艙的新位置，完成分區網格(對接或重疊)的調整；⑤返回②，循環計算,直至整個分離過程計算結束；⑥完成整個分離過程的計算后，對分離過程進行相關的研究和分析。

圖5 返回艙和推進艙CFD網格示意Fig.5 CFD grid of reentry module and propulsion module

2.2 靜穩定性分析

2.2.1 無穩定翼構型靜穩定性分析

俯仰靜穩定性定義為俯仰力矩系數Cm與攻角α的導數[19]。

(1)

式中：CL為升力系數；xcg為載人飛船頭部距載人飛船質心的距離；xac為載人飛船頭部距載人飛船焦點的距離。

當?Cm/?α<0時，載人飛船為俯仰靜穩定；當?Cm/?α=0時，載人飛船為俯仰中立靜穩定；當?Cm/?α>0時，載人飛船為俯仰靜不穩定。由于線性范圍內升力?CL/?α>0，為保證載人飛船俯仰靜穩定，則xcg

圖6給出載人飛船馬赫數(Ma)為0.40、0.25和0.10，高度(H)為0.8 km，1.5 km，2.0 km時流場壓力及流線分布特性?？梢钥闯觯涸谒芯康墓ソ欠秶鷥?，返回艙發生流動分離，但底部流動分離嚴重；0°攻角下，底部形成一對基本對稱的分離渦；隨著攻角增加，迎風一側分離渦減小甚至消失，而背風一側分離渦不斷增強。圖7(a)顯示了不同馬赫數下軸向力隨攻角的變化曲線?？梢钥吹剑厚R赫數0.40和0.25情況下軸向力差別很小，而在小攻角情況下馬赫數0.10的軸向力略大。圖7(b)給出了橫向力隨攻角的變化特性，隨著馬赫數增大，相同攻角下橫向力越大，即橫向力斜率隨馬赫數的增大而增大。圖7(c)為升阻比隨攻角的變化曲線，同樣攻角下馬赫數越大，升阻比越高，差別不大。圖7(d)為質心位置俯仰力矩系數隨攻角的變化曲線，馬赫數影響不明顯；小攻角情況下，由于質心位置較靠后，俯仰力矩系數對攻角的導數為正，俯仰為靜不穩定。

圖6 流場壓力及流線分布Fig.6 Pressure contour and streamline distribution

圖7 軸向力、橫向力、升阻比及俯仰力矩系數隨攻角的變化Fig.7 Variation of axial force， transverse force, lift-drag ratio and coefficient of pitching moment with angle of attack

2.2.2 有穩定翼構型穩定性分析

上述氣動仿真結果表明，無穩定翼構型是靜不穩定的。因此，通過推進艙加氣動穩定翼來改善靜不穩定性。本文采用叉形布局，穩定翼面積根據最大動壓確定，改進后的模型及其計算網格如圖8所示。選取表1中上升段彈道為靜穩定性典型仿真工況。

圖9給出了不同工況下載人飛船質心位置俯仰力矩系數隨攻角的變化曲線?？梢钥闯觯孩僖驗閬砹鲃訅狠^大、翼面效率較高，工況1與工況2在小攻角情況下可保持靜穩定；②當飛船飛至20.0 km以上，大氣逐漸稀薄，來流動壓驟降導致翼面效率降低，再加上載人飛船質心較為靠后，因此載人飛船為靜不穩定；③馬赫數大于5.00時，質心位置俯仰力矩系數隨攻角的變化曲線受馬赫數的影響不明顯，體現了較好的馬赫數無關性。

圖8 有穩定翼構型CFD網格示意Fig.8 CFD grid of configuration with empennage

圖9 有穩定翼構型俯仰穩定力矩系數隨攻角的變化Fig.9 Variation of pitching moment coefficient with angle of attack for configuration with empennage

2.3 氣動加熱分析

典型彈道下選取表1中高馬赫數工況進行氣動熱數值仿真，見表2。

表2 氣動熱仿真工況

圖10給出了不同工況下的飛船壁面最高熱流值?？梢钥闯觯孩僖驗殡S著馬赫數增大，激波強度越大且更加靠近載人飛船表面，因此載人飛船表面最高熱流值變大；②隨著馬赫數增大，載人飛船表面最高熱流值的增加幅度不斷減??；③所選工況中，壁面最高熱流值大概為220 000 W/m2。

圖10 不同工況下的最大熱流值對比Fig.10 Comparative figure of the maximum heat flux with various cases

2.4 分離氣動特性分析

為得到分離過程中的載人飛船推進艙和返回艙的分離特性，在典型彈道曲線中選擇有代表性的分離初始點確定分離條件，分離時刻分別選取逃逸發動機點火后第3 s、第30 s(逃逸后姿態穩定后的時刻)、第40 s(逃逸末尾時刻)3種工況，進行分離過程的數值仿真，初步研究載人飛船推進艙和返回艙的分離特性。表3為分離氣動特性分析工況。

表3 分離氣動特性分析工況

圖11給出了工況1狀態下返回艙與推進艙之間的位移情況?？梢钥闯觯貉剌S向推進艙的位移大于返回艙，沿橫向推進艙的位移也大于返回艙。這表明，兩艙若在第3 s時分離，兩艙會發生碰撞，無法實現安全分離。

圖11 工況1兩艙相對位移示意Fig.11 Displacement between reentry module and propulsion module in case 1

圖12給出了工況2中姿態穩定后返回艙與推進艙之間的相對位移?？梢钥闯觯貉貦M向推進艙與返回艙的位移分別沿不同的方向，且隨著時間推移，兩者之間的位移差別越來越大。這表明，若在第30 s時分離，兩艙不會發生碰撞，可以實現安全分離。

圖12 工況2兩艙相對位移示意Fig.12 Displacement between reentry module and propulsion module in case 2

圖13給出了工況3狀態下返回艙與推進艙之間的相對位移?？梢钥闯觯貉貦M向推進艙與返回艙的位移分別沿不同的方向，且隨著時間推移，兩者之間的位移差別越來越大。這表明，若在第40 s時分離，兩艙不會發生碰撞，可以實現安全分離。

圖13 工況3兩艙相對位移示意Fig.13 Displacement between reentry module and propulsion module in case 3

3 結論

本文采用高精度氣動數值仿真方法，數值模擬鈍頭體載人飛船逃逸過程中典型飛行軌跡下的氣動性能，通過對流場、氣動特性等進行分析研究，得到如下結論。

(1)當前典型工況下，載人飛船上升段整流罩局部壁面最高熱流值約為220 000 W/m2，可指導開展載人飛船逃逸系統的熱防護設計。

(2)因為來流動壓較大、翼面效率較高，有穩定翼構型在低空情況下可顯著改善逃逸載人飛船的靜穩定。

(3)當載人飛船飛至20.0 km以上，大氣逐漸稀薄，來流動壓驟降導致翼面效率降低，有穩定翼構型無法有效改善逃逸載人飛船的靜不穩定性。

(4)馬赫數大于5.00時，載人飛船質心位置俯仰力矩系數隨攻角的變化曲線受馬赫數的影響不明顯，體現了較好的馬赫數無關性。

(5)返回艙與推進艙能否安全分離，受分離時刻的氣動干擾影響較大，特別是發射初期，由于姿態原因，氣動載荷主要作用于載人飛船上部，會導致分離困難，且容易發生碰撞。因此，發射臺逃逸和上升段逃逸中推進艙和返回艙姿態穩定后再進行分離。

本文對自備動力逃逸載人飛船上升段的氣動特性分析結果，可為我國新一代載人飛船逃逸系統的方案設計提供參考。

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