重復使用運載器無罩頂推發射技術研究

李 洋，高祥武，鄭宏濤，孫 光

0 引 言

相比傳統的返回艙質心偏移球冠倒錐構型和再入彈頭的圓錐十字舵構型，重復使用運載器（Reusable Launch Vehicle，RLV）多采用升力式面對稱構型，該類飛行器升阻比高并采用升力式滑翔再入彈道，因而具有更遠的再入航程和更強的再入機動能力，成為當前天地往返重復使用領域的主要研究方向[1]。

本文以升力式面對稱RLV為研究對象，對比了該類飛行器 3種主要發射技術的特點，并從氣動特性、力學環境、制導導航與控制（Guidance，Navigation and Control，GNC）、器箭分離和應急逃逸5個方面對無罩頂推發射技術展開分析，提出需要研究的具體問題，為RLV無罩頂推發射技術的研究提供參考。

1 RLV的3種主要發射技術

1.1 并聯捆綁發射技術

美國的航天飛機都采用軌道器、外貯箱和助推器平行放置的并聯捆綁垂直豎立方式進行發射，如圖 1所示。該方案將軌道器置于外貯箱上，使其幾何形狀和空間體積不受約束，具有較強的貨運和載人能力，但是發射過程中軌道器、外貯箱和助推器之間會相互影響，增加了發射風險。

圖1 并聯捆綁發射示意Fig.1 Parallel Bundled Launch Diagram

1.2 帶罩頂推發射技術

帶罩頂推發射技術是運載火箭采用整流罩將RLV封裝起來，以改善上升段火箭的氣動特性和RLV的力學環境，并對RLV進行氣動熱防護。

帶罩頂推發射的有效載荷種類豐富，已有較多成功發射RLV的先例，圖2為美國Atlas V運載火箭帶罩頂推發射X-37B飛行器。受運載火箭直徑和整流罩尺寸的限制，該類發射技術對有效載荷的大小和形狀約束較強，不能充分發揮火箭的運載能力。

圖2 帶罩頂推發射示意Fig.2 Cowled Push Launch Diagram

1.3 無罩頂推發射技術

無罩頂推發射技術是指將 RLV置于運載火箭頂端，通過載荷支架和鎖緊機構將有效載荷與火箭芯級相連，RLV裸露在大氣中并進行垂直發射的方式。由于沒有整流罩的約束，RLV的尺寸和外形得到釋放。

重復使用運載飛行器技術驗證機（Reusable Launch Vehicle-Technology Demonstrator，RLV-TD）作為印度發展RLV的初步舉措[2]，已于2016年5月23日采用無罩頂推發射技術完成亞軌道飛行，如圖3所示，這是RLV無罩頂推發射的第1次試驗。

圖3 無罩頂推發射示意Fig.3 Uncowled Push Launch Diagram

美國X-37C和追夢者是典型的RLV。如圖4所示，X-37C和追夢者計劃采用運載火箭無罩頂推發射[3～6]。從圖4中可以看出，該種發射可顯著拓展有效載荷空間，使RLV的幾何尺寸和結構外形在一定程度上不受火箭直徑和整流罩尺寸限制。

圖4 美國X-37C和追夢者發射方案比較Fig.4 Launch Comparision between X-37C and Dream Chaser

1.4 3種發射技術優缺點比較

表1對以上3種發射技術的優缺點進行了比較。

表1 RLV 3種發射技術比較Tab.1 Comparisions between Three Launch Technologies

從以上對比中可以明顯看出，RLV無罩頂推發射技術可在現有發射體系的基礎上改進實現，技術跨度??；RLV的尺寸和外形得到釋放，能增加有效載荷質量和體積，運載能力強；有利于RLV分離逃逸。

2 無罩頂推發射關鍵技術分析

雖然 RLV采用無罩頂推發射技術具有明顯的優勢，但要將其應用于工程實踐，還需要解決一系列技術難題。與帶罩頂推發射相比，無罩頂推發射由于頂部飛行器為升力式面對稱構型，其氣動外形與傳統整流罩的氣動外形有根本性差異，組合體整體氣動特性變得復雜，力學環境發生顯著變化。另外飛行器要具備應急逃逸能力，這就使得GNC系統非常復雜。下面對無罩頂推發射面臨的新問題和需要解決的技術難題展開分析。

2.1 器箭組合體氣動分析與優化設計技術

圖5為印度RLV-TD器箭組合體地面風洞試驗。

圖5 印度RLV-TD器箭組合體地面風洞試驗Fig.5 Wind Tunnel Test of RLV-TD Combination

如圖 5所示，升力式面對稱飛行器與軸對稱箭體組合后，組合體氣動外形發生了顯著改變，與傳統軸對稱構型差異較大，需要開展計算流體動力學（Computational Fluid Dynamics，CFD）數值模擬和風洞試驗研究，對器箭組合體外形進行優化，獲得滿足性能要求的組合體氣動外形和氣動特性。具體需要開展以下4項技術研究：

a）器箭組合體全速域跨空域氣動技術。

與傳統運載火箭的完全軸對稱構型相比，頂部升力式面對稱飛行器對底部火箭的氣流擾動加劇，組合體氣動特性變得非常復雜，因此需要開展器箭組合體全速域跨空域氣動特性研究，分析不同攻角、馬赫數下器箭組合體的升力特性、阻力特性和靜穩定性等。

b）器箭組合體氣動外形優化設計技術。

與運載火箭完全軸對稱體的氣動外形優化設計不同，無罩頂推發射需要在全速域氣動特性研究基礎上，開展面對稱飛行器和軸對稱箭體的組合體氣動特性優化設計技術研究，通過選擇合理的飛行器預置安裝角度，優化器箭間過渡段，從而減小器箭組合體在上升段的氣動阻力，改善器箭分離過程的氣動特性。

c）復雜環境下器箭分離氣動分析技術。

與傳統運載火箭在高空段的分離不同，為提高無罩頂推發射的安全性和可靠性，飛行器需要具備在發射準備段、低空上升段和高空上升段應急狀況下的分離逃逸能力，這就要求開展低空（高空）大動壓（小動壓）復雜環境下器箭分離過程的氣動特性研究。

d）低空復雜風場下器箭組合體豎立風載分析技術。

與帶罩頂推發射的完全軸對稱體不同，無罩頂推發射時器箭組合體頂部為升力式面對稱構型，置于發射臺上時，頂部飛行器作用面積大（作用力大），距離底部遠（力臂長），風場對飛行器的擾動容易產生較大力矩，對器箭組合體的姿態穩定性產生影響，需要開展低空復雜風場下器箭組合體豎立風載分析技術研究。

2.2 器箭組合體載荷與力學環境設計技術

傳統運載火箭帶罩頂推發射時，整流罩可以改善火箭氣動特性，且能保護有效載荷在稠密大氣內飛行過程中不受氣動力/熱及聲振等有害環境的影響；而無罩頂推發射時，飛行器升力式面對稱構型和火箭軸對稱構型組合后，組合體氣動外形復雜化，氣動力/熱環境惡化，針對這一問題，需要開展以下3項技術研究：

a）器箭組合體上升段噪聲預測技術。

無罩頂推發射時，頂部飛行器的升力式面對稱構型使組合體氣動外形變得復雜，跨聲速段噪聲環境惡化，傳統針對于完全軸對稱體的噪聲預測技術不再適用，因此需要針對面對稱與軸對稱組合體的新型氣動外形開展跨聲速段噪聲預測技術研究。

b）器箭組合體耦合分析技術。

與傳統運載火箭完全軸對稱體所具有的較好氣動特性不同，無罩頂推發射時，因飛行器復雜的升力式面對稱構型而誘發不同特性的非定常氣動激勵，這種情況下常規分析方法不再適用，需要針對器箭組合體氣動外形和結構形式研究新的耦合分析技術。

c）氣動力/熱、結構、控制、動力耦合分析技術。

無罩頂推發射時，飛行器不但直接承受氣動力/熱，本身也可能參與控制，存在氣動力/熱、結構、控制、動力耦合問題，且與再入段無動力情況下的問題不同。因此需要針對器箭組合體上升段特點，開展氣動力/熱、結構、控制、動力耦合分析技術研究。

2.3 器箭組合體GNC系統一體化技術

器箭組合體 GNC系統一體化技術是運載火箭無罩頂推發射的一項關鍵技術。帶罩頂推發射過程中，器箭組合體受力包括氣動阻力、重力、發動機縱向推力和搖擺發動機產生的側向控制力，如圖6a所示；RLV無罩頂推發射過程中，器箭組合體不僅受到前述作用力，還受到飛行器氣動升力，甚至氣動舵面控制力的作用，如圖6b所示，這就造成器箭組合體氣動焦點上移，靜穩定性變差，制導控制變得復雜。

針對無罩頂推發射時器箭組合體氣動特性、力學環境等問題，要實現GNC系統一體化，需要開展以下5項技術研究：

a）組合體上升段高精度智能容錯組合導航技術。

與運載火箭自身的導航系統相比，飛行器具有更完備的空間在軌段和大氣再入段導航能力，且兩者導航設備不盡相同，為典型的非相似硬件冗余，因此在運載火箭導航系統的基礎上，融合飛行器的導航設備，充分利用器箭導航資源，提高器箭組合體導航系統的精確度、智能性和冗余容錯能力。

圖6 帶罩與無罩頂推發射時器件組合體受力分析Fig.6 Force Diagram of Cowled and Uncowled Push Launch

b）組合體上升段彈道設計與制導技術。

傳統發射技術采用整流罩將有效載荷進行封裝，對有效載荷的防熱要求較低，但無罩頂推發射技術將飛行器裸露在大氣中，導致發射過程中飛行器承受的氣動熱加劇。雖然天地往返飛行器具有很好的再入段防熱性能，但上升段飛行器無法以大攻角飛行，導致背風面氣動熱環境變得嚴酷。因此需要綜合考慮飛行器上升段的防熱、動壓和過載等約束進行彈道優化和制導律研究，降低器箭組合體熱防護需求，提高火箭無罩頂推發射的運載能力。

c）組合體上升段非線性強耦合多操縱面下的姿態控制技術。

與傳統軸對稱運載火箭控制俯仰通道實現有效載荷入軌不同，無罩頂推發射存在頂部面對稱構型，導致通道耦合和非線性加重，控制變得困難，因此需要開展三通道強耦合、嚴重非線性下的控制技術研究，實現氣動舵面控制和搖擺發動機控制的協調管理與分配，緩解發動機控制擺角的飽和問題，降低對不同速域空域條件下氣動與結構參數的依賴性，抑制各類不確定性因素引起的不利影響。

d）組合體上升段故障檢測與診斷技術。

運載火箭發射過程中的故障主要分為發動機故障和箭體姿態故障兩大類。當器箭組合體在發射準備段和上升段等不同高度、動壓環境下發生故障時，需要迅速進行在線故障檢測和診斷，為控制系統重構或飛行器應急逃逸提供決策依據。

e）組合體GNC系統架構一體化技術。

傳統運載火箭的GNC系統架構與飛行器GNC系統架構相互獨立，器箭信息交互困難，限制了器箭導航資源的共享和制導控制指令的傳輸。因此，需要針對器箭組合體GNC系統架構開展研究，優化器箭GNC系統硬件架構，提高信息共享能力，實現器箭GNC系統架構一體化。

2.4 器箭連接與分離技術

器箭組合體在大氣內飛行時，由于飛行器升力體構型而產生的氣動力直接作用于頂部飛行器，產生旋轉力矩，而飛行器與火箭的分離會破壞已有的力矩平衡和姿態穩定，導致分離過程變得復雜。因此需要考慮分離過程中復雜流場對飛行器和箭體的影響，研究相應的器箭連接與分離技術，降低動態環境帶來的分離風險，保證分離系統的協調性和可靠性等。具體需要開展以下3項技術研究：

a）分離條件判據設計技術。

RLV一般執行入軌飛行和亞軌道再入任務，對分離前后的高度、速度和姿態要求較為嚴格，這就需要研究相應的分離判據條件，保證飛行器在給定約束條件下安全可靠啟動分離。

b）連接解鎖和分離導向技術。

如圖7a所示，對于升力式飛行器產生的氣動升力，若分離前采用搖擺發動機方式抵消飛行器升力產生的力矩，則分離后器箭力矩同時失衡，導致飛行器和火箭姿態發散；如圖7b所示，若分離前采用飛行器舵偏控制方式抵消飛行器升力產生的力矩，則分離后器箭能在一定程度上分別實現力矩平衡，抑制飛行器和火箭的姿態發散，但飛行器舵偏會產生阻力加速度，可能導致箭體追上飛行器而發生碰撞。因此需要綜合考慮姿態發散、器箭碰撞和分離精度等要求，研究低空大動壓和高空小動壓條件下相應的連接解鎖和分離導向技術。

圖7 不同配平方式下器箭受力分析Fig.7 Force Diagram with Different Trim

c）飛行器分離后起控技術。

在連接解鎖和分離導向技術基礎上，基于RLV軌道機動和姿態控制能力，研究相應的分離后起控技術，在保證飛行器姿態穩定和安全分離的同時，實現飛行器可靠起控，確保飛行任務平穩過渡。

2.5 飛行器應急逃逸技術

傳統帶罩頂推發射在火箭起飛后出現故障時，往往會造成火箭和有效載荷俱毀，而RLV的高升阻比特性使其在大氣中飛行時具有很強的機動滑翔能力，利用這一特點，當發射過程中出現故障時，RLV可直接與火箭分離，借助自身發動機推力快速爬升逃逸，并實現自主進場著陸或機載人員逃生，從而保證飛行器和載員的安全，有效提升發射的安全性[7]，降低事故或故障條件下的任務代價。要具備上述能力，需要開展以下4項技術研究：

a）飛行器逃逸段軌跡規劃技術。

在不同的高度和速度條件下，飛行器所具有的再入返回能力不同，因此需要結合飛行器能量和性能計算安全域和可達域包絡，選擇合適的著陸場，規劃應急返回軌跡，從而保證飛行器安全著陸。

b）飛行器逃逸段飛行控制系統重構技術。

飛行器在應急分離和逃逸過程中可能會部分損壞，造成原有飛行控制系統失效。因此需要在分析各類故障模式基礎上，開展控制系統重構技術研究，保證控制系統故障時飛行器二次可控。

c）飛行器逃逸段高可靠性容錯控制技術。

飛行器應急逃逸過程中發生部分損壞時，在控制系統重構的基礎上，研究高可靠性容錯控制技術，以犧牲飛行品質，實現飛行器安全返回。

d）飛行器逃逸段機載人員逃生技術。

當飛行器發生嚴重損壞時，其不再具備自主返場能力。在這種情況下，若飛行器載人，則需要保障機上人員安全。因此需要考慮海上和陸地著陸情況，研究機載人員應急逃生技術。

3 結束語

本文分析對比了RLV的3種主要發射技術，得出無罩頂推發射具有技術跨度小、運載能力強和分離逃逸快等優點，并進一步從氣動特性、力學環境、GNC、器箭分離和應急逃逸等方面分析了該種發射涉及的19項具體技術，對該領域的技術研究和工程實踐具有一定參考價值。

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[6] Zachary C K, Russell D H, Todd M, Merri S, Jim V. The advantages of a hardware based design methodology[C]. San Diego： AIAA SPACE 2013 Conference & Exposition, AIAA 2013-5307, 2013.

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