自备动力逃逸载人飞船上升段气动特性研究

陈鑫 左光 屈峰 陈冲

(中国空间技术研究院载人航天总体部，北京 100094)

提升载人航天任务中发射段逃逸救生效能，是新型载人运输系统实现高可靠性、高集成度和高费效比的重要途径之一。国内外传统的载人飞船，如联盟号、阿波罗号和神舟号，在发射段均采用逃逸塔方式逃逸，为此付出了一定的入轨质量代价。若载人飞船发射正常，则飞行到一定高度后，逃逸塔被抛掉，造成发动机、推进剂等硬件资源的浪费，降低发射效率[1-2]。另外，在发射台逃逸时，其方向性可控能力不强，且存在一定上升段救生空白，在载人飞行救生的全程覆盖性上存在一定缺陷[3-6]。

相比于逃逸塔方式，自备动力逃逸方式能有效增加载人飞船的入轨质量；有利于消除分离重型固体火箭逃逸塔带来的风险；有助于未来载人飞船乘员舱(返回舱)的重复使用设计；有利于实现发射台可控定向逃逸；可提供航天员在整个上升段飞行过程中遇到紧急情况进行逃逸的能力。因此，近期国内外新型研发载人飞船中均考虑采用自备动力逃逸方式。这种逃逸方式主要包括：①返回舱自逃逸方式，逃逸救生系统集成于返回舱，SpaceX公司的龙(Dragon)载人飞船[7-9]采用；②整船自逃逸方式，美国波音公司研制的Starliner飞船(原来的乘员空间运输-100(CST-100))采用[10-12]，相比于返回舱自逃逸式，整船自逃逸式具有动力系统配置容易实现，大部分燃料配置在推进舱，安全性高，以及技术成熟度高的优点。

载人飞船自备动力逃逸方式已经成为载人航天应急救生发展的重要趋势。本文在研究上述两种自备动力逃逸方式的基础上，针对自备动力逃逸载人飞船上升段的气动特性开展研究，分析结果可为我国新一代飞船的总体方案设计和逃逸方案设计提供参考。

1 自备动力逃逸载人飞船分析构型

龙载人飞船和Starliner飞船如图1和图2所示。龙载人飞船采用8台SuperDraco逃逸发动机，2台一组装于飞船返回舱侧面，与反作用控制系统(RCS)共用推进剂和贮箱。一旦发生危险，逃逸发动机将产生推力将返回舱“推”出危险区域。Starliner飞船逃逸救生系统集成于飞船服务舱，4台逃逸发动机RS-88安装于服务舱底部，与飞船的RCS系统共用推进剂和贮箱。本文参考龙载人飞船和Starliner飞船，选取两舱构型(返回舱和推进舱)自逃逸式飞船，气动外形为钝头正锥柱组合体，如图3(a)所示。返回舱头部有一个小尺寸整流罩，用于保护前隔间子系统；逃逸系统安装在推进舱，伴随载人飞船要经历整个飞行任务直至离轨。本文分别针对无稳定翼飞船和有稳定翼飞船开展静稳定性研究，分析模型如图3(b)和图3(c)所示。

图1 龙载人飞船构型及自备动力逃逸示意Fig.1 Configuration of Dragon and sketch map for self-propulsion-escape

图2 Starliner飞船构型及自备动力逃逸布局Fig.2 Configuration of Starliner and self-propulsion-escape layout

图3 钝头体载人飞船构型Fig.3 Configuration of blunt manned spacecraft

2 上升段气动特性分析

2.1 气动仿真分析

本文通过求解三维可压Navier-Stokes方程，对自备动力逃逸飞船上升段的静态气动特性、两舱分离气动特性及上升段气动加热特性进行数值模拟。选取由地面发射台至70.0 km高度下的上升段典型弹道，如表1所示。

1)静态气动特性和气动加热特性仿真分析

在气动计算流体力学(CFD)计算过程中建立三维结构网格，使用CFD软件求解器进行计算[13-17]。图4给出了用于数值计算的三维网格模型。

表1 典型弹道点参数

图4 三维CFD网格仿真分析模型Fig.4 Simulation analysis model of 3-D CFD grid

2)两舱分离气动特性分析

载人飞船推进舱和返回舱分离过程是一个复杂的非定常问题，本文将其简化为准定常问题，即通过CFD方法计算某一时刻推进舱、返回舱在一定位置及飞行姿态下的气动参数，再耦合六自由度运动方程求解下一时刻两舱的相对位置及飞行姿态。这样，沿时间推进求解，可以进行整个分离过程的数值仿真[18]。载人飞船仅在重力、气动力及逃逸发动机推力作用下实现分离，分离计算思路如下。①根据给定的推进舱和返回舱的几何数据，采用分区方法(对接或重叠)生成结构网格，来流参数为初始时刻给定的来流条件；②采用高精度CFD方法进行数值计算(计算网格如图5所示)，得到推进舱和返回舱此时的流场结构和气动力、力矩参数；③根据②中得到的参数，由六自由度运动方程计算出下一时刻两舱的相对位置及飞行姿态；④根据③，由运动方程得到返回舱相对于推进舱的新位置，完成分区网格(对接或重叠)的调整；⑤返回②，循环计算,直至整个分离过程计算结束；⑥完成整个分离过程的计算后，对分离过程进行相关的研究和分析。

图5 返回舱和推进舱CFD网格示意Fig.5 CFD grid of reentry module and propulsion module

2.2 静稳定性分析

2.2.1 无稳定翼构型静稳定性分析

俯仰静稳定性定义为俯仰力矩系数Cm与攻角α的导数[19]。

(1)

式中：CL为升力系数；xcg为载人飞船头部距载人飞船质心的距离；xac为载人飞船头部距载人飞船焦点的距离。

当∂Cm/∂α<0时，载人飞船为俯仰静稳定；当∂Cm/∂α=0时，载人飞船为俯仰中立静稳定；当∂Cm/∂α>0时，载人飞船为俯仰静不稳定。由于线性范围内升力∂CL/∂α>0，为保证载人飞船俯仰静稳定，则xcg

图6给出载人飞船马赫数(Ma)为0.40、0.25和0.10，高度(H)为0.8 km，1.5 km，2.0 km时流场压力及流线分布特性。可以看出：在所研究的攻角范围内，返回舱发生流动分离，但底部流动分离严重；0°攻角下，底部形成一对基本对称的分离涡；随着攻角增加，迎风一侧分离涡减小甚至消失，而背风一侧分离涡不断增强。图7(a)显示了不同马赫数下轴向力随攻角的变化曲线。可以看到：马赫数0.40和0.25情况下轴向力差别很小，而在小攻角情况下马赫数0.10的轴向力略大。图7(b)给出了横向力随攻角的变化特性，随着马赫数增大，相同攻角下横向力越大，即横向力斜率随马赫数的增大而增大。图7(c)为升阻比随攻角的变化曲线，同样攻角下马赫数越大，升阻比越高，差别不大。图7(d)为质心位置俯仰力矩系数随攻角的变化曲线，马赫数影响不明显；小攻角情况下，由于质心位置较靠后，俯仰力矩系数对攻角的导数为正，俯仰为静不稳定。

图6 流场压力及流线分布Fig.6 Pressure contour and streamline distribution

图7 轴向力、横向力、升阻比及俯仰力矩系数随攻角的变化Fig.7 Variation of axial force， transverse force, lift-drag ratio and coefficient of pitching moment with angle of attack

2.2.2 有稳定翼构型稳定性分析

上述气动仿真结果表明，无稳定翼构型是静不稳定的。因此，通过推进舱加气动稳定翼来改善静不稳定性。本文采用叉形布局，稳定翼面积根据最大动压确定，改进后的模型及其计算网格如图8所示。选取表1中上升段弹道为静稳定性典型仿真工况。

图9给出了不同工况下载人飞船质心位置俯仰力矩系数随攻角的变化曲线。可以看出：①因为来流动压较大、翼面效率较高，工况1与工况2在小攻角情况下可保持静稳定；②当飞船飞至20.0 km以上，大气逐渐稀薄，来流动压骤降导致翼面效率降低，再加上载人飞船质心较为靠后，因此载人飞船为静不稳定；③马赫数大于5.00时，质心位置俯仰力矩系数随攻角的变化曲线受马赫数的影响不明显，体现了较好的马赫数无关性。

图8 有稳定翼构型CFD网格示意Fig.8 CFD grid of configuration with empennage

图9 有稳定翼构型俯仰稳定力矩系数随攻角的变化Fig.9 Variation of pitching moment coefficient with angle of attack for configuration with empennage

2.3 气动加热分析

典型弹道下选取表1中高马赫数工况进行气动热数值仿真，见表2。

表2 气动热仿真工况

图10给出了不同工况下的飞船壁面最高热流值。可以看出：①因为随着马赫数增大，激波强度越大且更加靠近载人飞船表面，因此载人飞船表面最高热流值变大；②随着马赫数增大，载人飞船表面最高热流值的增加幅度不断减小；③所选工况中，壁面最高热流值大概为220 000 W/m2。

图10 不同工况下的最大热流值对比Fig.10 Comparative figure of the maximum heat flux with various cases

2.4 分离气动特性分析

为得到分离过程中的载人飞船推进舱和返回舱的分离特性，在典型弹道曲线中选择有代表性的分离初始点确定分离条件，分离时刻分别选取逃逸发动机点火后第3 s、第30 s(逃逸后姿态稳定后的时刻)、第40 s(逃逸末尾时刻)3种工况，进行分离过程的数值仿真，初步研究载人飞船推进舱和返回舱的分离特性。表3为分离气动特性分析工况。

表3 分离气动特性分析工况

图11给出了工况1状态下返回舱与推进舱之间的位移情况。可以看出：沿轴向推进舱的位移大于返回舱，沿横向推进舱的位移也大于返回舱。这表明，两舱若在第3 s时分离，两舱会发生碰撞，无法实现安全分离。

图11 工况1两舱相对位移示意Fig.11 Displacement between reentry module and propulsion module in case 1

图12给出了工况2中姿态稳定后返回舱与推进舱之间的相对位移。可以看出：沿横向推进舱与返回舱的位移分别沿不同的方向，且随着时间推移，两者之间的位移差别越来越大。这表明，若在第30 s时分离，两舱不会发生碰撞，可以实现安全分离。

图12 工况2两舱相对位移示意Fig.12 Displacement between reentry module and propulsion module in case 2

图13给出了工况3状态下返回舱与推进舱之间的相对位移。可以看出：沿横向推进舱与返回舱的位移分别沿不同的方向，且随着时间推移，两者之间的位移差别越来越大。这表明，若在第40 s时分离，两舱不会发生碰撞，可以实现安全分离。

图13 工况3两舱相对位移示意Fig.13 Displacement between reentry module and propulsion module in case 3

3 结论

本文采用高精度气动数值仿真方法，数值模拟钝头体载人飞船逃逸过程中典型飞行轨迹下的气动性能，通过对流场、气动特性等进行分析研究，得到如下结论。

(1)当前典型工况下，载人飞船上升段整流罩局部壁面最高热流值约为220 000 W/m2，可指导开展载人飞船逃逸系统的热防护设计。

(2)因为来流动压较大、翼面效率较高，有稳定翼构型在低空情况下可显著改善逃逸载人飞船的静稳定。

(3)当载人飞船飞至20.0 km以上，大气逐渐稀薄，来流动压骤降导致翼面效率降低，有稳定翼构型无法有效改善逃逸载人飞船的静不稳定性。

(4)马赫数大于5.00时，载人飞船质心位置俯仰力矩系数随攻角的变化曲线受马赫数的影响不明显，体现了较好的马赫数无关性。

(5)返回舱与推进舱能否安全分离，受分离时刻的气动干扰影响较大，特别是发射初期，由于姿态原因，气动载荷主要作用于载人飞船上部，会导致分离困难，且容易发生碰撞。因此，发射台逃逸和上升段逃逸中推进舱和返回舱姿态稳定后再进行分离。

本文对自备动力逃逸载人飞船上升段的气动特性分析结果，可为我国新一代载人飞船逃逸系统的方案设计提供参考。

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