半刚性机械展开式气动减速技术机构与热防护研究

张鹏 苏南 赵铄 桂蜀旺 毛科铸 侯向阳,

半刚性机械展开式气动减速技术机构与热防护研究

张鹏1苏南1赵铄1桂蜀旺2毛科铸3侯向阳1,2

（1 中国空间技术研究院载人航天总体部，北京 100094）（2 南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，南京 210016）（3 航天材料及工艺研究所，北京 100076）

针对半刚性机械展开式气动减速技术特点，文章首先选取了八棱台气动外形，分析了考虑柔性面变形影响的气动环境特征，然后开展了连杆机构原理设计和柔性防热结构设计，最后进行了机构构型稳定性仿真分析、柔性防热材料风洞试验验证、柔性防热结构套装及气动面展开性能验证。研究显示：八棱台外形棱边处气动热整体上大于柔性面区域且在棱边靠近边缘处出现最大值；棱边处和柔性面区域的气动压力随径向距离变化不大且两处的气动压力水平相当，而气动剪力随径向距离变化明显且棱边处的气动剪力明显大于柔性面区域；整个连杆机构在气动力作用下不发生结构破坏和失稳，能够保证气动面构型稳定性；新研的柔性防热材料经风洞试验考核能够耐受规定的气动力热环境，并能保证气动面背温在机构正常使用范围内；经原理样机验证，机构运动性能及柔性防热结构可折叠性能良好。

机械式展开 棱台式气动外形 气动力热环境 连杆机构 构型稳定性 柔性防热材料 航天返回

0 引言

随着航天事业的不断发展，传统的固定式刚性再入/进入航天器因受运载火箭发射能力及整流罩包络约束已经满足不了未来航天事业发展需求[1-3]。目前，国内外正在研究一种高适应性可展开气动减速技术，该技术根据防热结构的柔性程度及展开驱动形式可分为柔性充气式[4-7]、半刚性机械式[1-2,8-17]和刚性机械式[18]三种。

目前，国内对柔性充气式气动减速技术研究相对较多，而对机械式研究相对较少[1]。为拓宽我国可展开气动减速技术研究途径，本文以再入质量60kg、气动面展开最大包络直径2 230mm、气动面展开半锥角60°为初始条件，在文献[8]的基础上开展半刚性机械展开式气动减速技术机构与热防护研究。

本文首先进行气动面选型和考虑柔性面变形影响的气动环境分析，确定机构形式及力热载荷特征；然后开展机构方案设计和柔性防热结构设计；最后根据力热载荷环境进行机构构型稳定性仿真分析、柔性防热材料风洞试验验证、柔性防热结构套装验证及气动面展开性能验证。本文研究成果及设计方法为半刚性机械展开式气动减速技术后续的深入研究及工程化实施奠定了基础。

1 气动面选型与气动力热环境分析

半刚性机械展开式气动减速技术的气动面是通过若干组均布连杆机构支撑柔性防热材料实现的[8]，在连杆机构与柔性防热材料连接处及柔性防热材料边缘处形成两条棱边，使得整个气动外形呈棱台状且台面为柔性，区别于柔性充气式和刚性机械式的刚性圆锥状，如图1所示。因此，在气动选型及气动力热计算方面，本文突出在棱台边数的确定（即连杆机构组件数量的确定）及考虑柔性面变形影响的气动力热环境确定两方面，其他气动特征分析在文献[9]中已有研究，此处不再赘述。

1.1 气动面选型

图2为=5时不同棱边数目与同参数圆锥形壁面的气动阻力比较。从图2上看出：棱边数越多、气动阻力越接近圆锥形壁面，这是因为棱边数越多几何上越趋近于圆锥的缘故。在综合考虑减速效果、机构承载能力、系统质量等约束条件下，选取八棱台作为本文气动外形，即机构形式为八组连杆机构。这是因为：相比六棱台而言，八棱台的气动阻力更接近圆锥形，机构组件多、承载能力更强；相比十棱台而言，八棱台的机构组件少、结构质量更轻。

图1 棱台状柔性气动面

图2 不同外形条件下的气动阻力

1.2 气动力热环境分析

根据文献[10]提供的弹道参数及柔性面分析方法，分析得出如图3、图4所示的0°攻角状态下考虑柔性面变形影响的气动力热环境。其中，1为连杆机构形成的棱边，2、2、2为其上三个特征点；2为柔性台面区域某特征曲线，1、1、1为其上三个特征点；特征点为驻点；为气动面径向距离；为气动面半径。

从图3中看出：八棱台柔性气动面棱边处（1）热流密度及总加热量整体上大于柔性面区域（2），且在棱边靠近边缘处（2点）出现最大值，这是由于柔性面下凹变形引起的棱边处气动热集中现象导致的[10]；随着径向距离增加，棱边处（1）和柔性面区域（2）的气动压力变化不大，而在靠近边缘处急剧下降，且棱边处（1）的气动压力水平与柔性面区域（2）相当；随着径向距离增加，棱边处（1）和柔性面区域（2）的气动剪力明显增加，同样在靠近边缘处又急剧下降，且棱边处（1）的气动剪力明显大于柔性面区域（2）。为此，本文选取辐条处的气动力热载荷开展机构构型稳定性仿真及柔性防热材料风洞试验。

图3 气动热环境

图4 最大气动力环境

2 机构设计

本文采用连杆机构与载荷舱一体化构型设计方案，即：连杆机构与载荷舱直接连接且沿载荷舱轴向运动，刚性头锥是载荷舱的一部分。该方案主要由载荷舱（含刚性头锥）、8根辐条、8根连接杆、8根弹簧、4根导向杆、滑动框以及4套压紧释放装置、4套锁定缓冲装置组成，如图5所示。

图6为连杆机构原理图。连接杆一端连接辐条于点、一端连接滑动框于点，辐条一端连接刚性头锥于点、一端自由，弹簧一端连接连接杆于点、一端连接滑动框于点。点、、、、处设计为铰接转动副，滑动框套在导向杆上设计为滑动副。收拢状态下，压紧释放装置将滑动框锁死，此时驱动弹簧处于拉伸状态；压紧释放装置解锁后，释放滑动框，弹簧释放势能，驱动辐条展开；当连接杆运动到与导向杆垂直时，锁定缓冲装置对滑动框进行缓冲限位并锁定，气动面完全展开，此时气动面展开包络直径=2 230mm、半锥角=60°、刚性头锥直径=700mm，如图6所示。

图5 结构机构设计

为保证收拢后轴向包络尺寸最小，本文依据文献[8]的研究成果确定几何关系，即连接杆与辐条几何尺寸满足下式

式中 S为辐条OC的总长；S1为连接杆BF长度；S2为辐条OB段长度；S3为辐条BC段长度；θ为半锥角。

3 柔性防热结构设计

半刚性机械展开式气动减速技术的柔性防热结构设计关键在于柔性防热材料与辐条和刚性头锥的连接。柔性防热结构整体上采用根据辐条数目分块拼接的设计方案，如图7所示。其中：在辐条拼接处，柔性防热材料对向拼接后其上再覆盖一层柔性防热材料作为接缝结构，以防止辐条处过热及缝隙烧蚀；刚性头锥与柔性防热结构独立设计，收拢状态下刚性头锥与柔性防热结构分离，展开后刚性头锥能完全盖住柔性防热结构接头。

4 分析与验证

4.1 机构构型稳定性分析

再入过程中连杆机构承担着整个气动力作用，根据图4确定的气动力载荷进行连杆机构构型稳定性分析。通过力学分析看出：整个连杆机构在气动力作用下，最大应力为45.9MPa远小于材料自身的屈服强度；最大变形为7.92mm，该变形对气动面包络直径和半锥角影响较小；屈曲载荷因子为4.38＞1，连杆机构不会发生屈曲；由此可知，整个连杆机构在气动力作用下，不发生结构破坏和失稳，能够保证构型稳定性，如图8所示。

图7 柔性防热结构设计

图8 构型稳定性分析

4.2 柔性防热材料风洞试验

本文研制的柔性防热材料采用多层结构方案，依次为烧蚀层、隔热层、气密层、结构承力层，如图9所示，各层之间采用胶接、缝合连接。

图9 柔性防热材料组成

根据图3及图4确定的气动力热环境，进行柔性防热材料低热流—长时间隔热性能考核及高热流—短时间烧蚀性能考核，试验结果如图10所示。通过试验可知：在低热流—长时间工况试验过程中，表面温度达到1 260℃，碳层保持完整、不剥落，背温最高162℃；在高热流—短时间工况试验过程中，表面温度达到1 500℃，碳层保持完整、不剥落，背温最高为171℃。而162℃~171℃的背温对机构材料的力学性能影响不大。

因此本文研制的柔性防热材料防隔热性能能够耐受图3及图4所确定的气动力热环境，并能保证气动面背温在机构正常使用范围内。

图10 柔性防热材料风洞烧蚀试验

4.3 防热结构套装及展开性能验证

利用原理样机进行柔性防热结构安装实施验证，机构展开性能验证及柔性防热结构可折叠性能验证。经验证发现：半刚性机械展开式气动减速技术的柔性防热结构可实施性较好，实施效果符合设计状态，如图11所示；样机展开收拢过程顺畅、无卡滞，柔性防热材料无破损、无褶皱，机构运动性能及柔性防热结构可折叠性能良好，如图12所示。

图11 柔性防热结构安装实施

图12 展开收拢验证

Fig.12 Deployed and stowed verification

5 结束语

本文以八棱台气动外形、连杆机构与载荷舱一体化设计及柔性防热材料多层结构方案为基础，分别从考虑柔性面变形影响的气动环境分析、机构原理设计、柔性防热结构设计及机构构型稳定性分析、柔性防热材料风洞试验验证、柔性防热结构套装验证、气动面展开性能验证等方面对半刚性机械展开式气动减速技术机构与热防护进行了研究，得出结论如下：

1）棱边处热流密度及总加热量整体上大于柔性面区域且在棱边靠近边缘处出现最大值。

2）随着径向距离增加，棱边处和柔性面区域的气动压力变化不大，且两处的气动压力水平相当；随着径向距离增加，棱边处和柔性面区域的气动剪力明显增加，且棱边处的气动剪力明显大于柔性面区域。

3）机构设计合理，经仿真验证机构能够承受气动载荷、保证气动面构型稳定性，经原理样机验证机构运动性能良好。

4）柔性热防护设计合理，经风洞试验验证柔性防热材料能够耐受气动环境、保证背温在机构正常使用范围内，经原理样机验证柔性防热结构可实施性较好、可折叠性能良好。

[1] 张鹏, 李旭东, 白良浩, 等. 半刚性机械展开式气动减速技术述评[J]. 航天返回与遥感, 2016, 37(1): 1-9. ZHANG Peng, LI Xudong, BAI Lianghao, et al. Review of Semi-rigid Mechanical Deployable Aerodynamic Deceleration Technology[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2016, 37(1): 1-9. (in Chinese)

[2] 李旭东, 张鹏, 尚明友, 等. 基于金星探测机械展开式进入飞行器技术述评[J]. 航天返回与遥感, 2015, 36(2): 1-8. LI Xudong, ZHANG Peng, SHANG Mingyou, et al. Review of Venus Explorer Mission Using Mechanically-deployed En-try Decelerator[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2015, 36(2): 1-8. (in Chinese)

[3] 王连胜. 充气式再入飞船的变质心控制方法研究[D]. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学, 2013. WANG Liansheng. Research on Control Method for Moving Mass Reentry Vehicle[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2013. (in Chinese)

[4] CORSO J A D, CHEATWOOD F M, BRUCE III W E, et al. Advanced High-temperature Flexible TPS for Inflatable Aerodynamic Decelerators[C]//21st AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, Dublin, Ireland. AIAA, 2011.

[5] 卫剑征, 谭惠丰, 王伟志, 等. 充气式再入减速器研究最新进展[J]. 宇航学报, 2013, 34(7): 881-890. WEI Jianzheng, TAN Huifeng, WANG Weizhi, et al. New Trends in Inflatable Re-entry Aeroshell[J]. Journal of Astronautics, 2013, 34(7): 881-890. (in Chinese)

[6] 高艺航, 贺卫亮. 充气式返回舱气动热特性研究[J]. 航天返回与遥感, 2014, 35(4): 17-25. GAO Yihang, HE Weiliang. Research on Aerodynamic Heating Characteristics of Inflatable Reentry Decelerator[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2014, 35(4): 17-25. (in Chinese)

[7] 荣成成, 左光, 陈冲, 等. 充气式再入航天器总体方案及关键技术初探[J]. 航天返回与遥感, 2015, 36(1): 16-23. RONG Chengcheng, ZUO Guang, CHEN Chong, et al. A Study of General Scheme and Key Technologies of Inflatable Re-entry Vehicle[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2015, 36(1): 16-23. (in Chinese)

[8] 张鹏, 尚明友, 李旭东, 等. 半刚性机械展开式气动减速技术机构特征研究[J]. 航天返回与遥感, 2016, 37(5): 37-48. ZHANG Peng, SHANG Mingyou, LI Xudong, et al. Research on Mechanism Characteristics of Semi-rigid Mechanical Deployable Aerodynamic Deceleration Technology[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2016, 37(5): 37-48. (in Chinese)

[9] 包军, 张鹏, 尚明友, 等. 半刚性机械展开式再入飞行器气动特征研究[J]. 航天返回与遥感, 2017, 38(2): 1-9. BAO Jun, ZHANG Peng, SHANG Mingyou, et al. Study on Aerodynamic Characteristics of Semi-rigid Mechanical Deployable Reentry Vehicle[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2017, 38(2): 1-9. (in Chinese)

[10] 侯向阳, 张鹏, 包军, 等. 考虑变形影响的棱台式柔性外形气动力/热环境研究[J]. 航天器环境工程, 2017, 34(3): 229-234. HOU Xiangyang, ZHANG Peng, BAO Jun, et al. Aerodynamic Force and Heat Environment of Prismatic Flexible Aeroshell with Consideration of its Deformation[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2017, 34(3): 229-234. (in Chinese)

[11] YOUNY B Y, ARNOLD J O, GAGE P, et al. Structures and Mechanisms Design Concepts for Adaptive Deployable Entry Placement Technology[C]//AIAA Aerodynamic Decelerator Systems (ADS) Conference, Florida. AIAA, 2013.

[12] ETHIRAJ V, JAMES A, IAN F, et al. Adaptive Deployable Entry and Placement Technology (ADEPT): A Feasibility Study for Human Missions to Mars[C]//21st AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, Dublin, Ireland. AIAA, 2011.

[13] BRANDON S, ETHIRAJ V, DINESH P, et al. Venus In Situ Explorer Mission Design Using a Mechanically Deployed Aerodynamic Decelerator[C]//2013 IEEE Aerospace Conference, 2013, Big Sky, MT, USA.

[14] 侯向阳, 张红英, 张鹏, 等. 机械式可展开气动减速技术跨亚声速段二次展开[J]. 航天返回与遥感, 2018, 39(2): 1-7. HOU Xiangyang, ZHANG Hongying, ZHANG Peng, et al. Research on Second Deployment of Mechanical Deployable Aerodynamic Deceleration Technology in the Transonic and Subsonic Stages[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2018, 39(2): 1-7. (in Chinese)

[15] SARAG J S, HARISH S, MICHAEL J G, et al. Trajectory Optimization for Adaptive Deployable Entry and Placement Technology (ADEPT)[C]//AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, San Diego. AIAA, 2014.

[16] SMITH B P, YOUNTC B, VENKATAPATHY E. Progress in Payload Separation Risk Mitigation for a Deployable Venus Heat Shield[C]//AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference, Florida. AIAA, 2013.

[17] WERCINSKI P, VENKATAPATHY E GAGEP J, et al. Enabling Venus In-situ Science-deployable Entry System Technology, Adaptive Deployable Entry and Placement Technology (ADEPT): A Technology Development Project Funded by Game Changing Development Program of the Space Technology Program[R]. ARC-E-DAA-TN6611.

[18] ERIC S, MICHAEL B, ETHIRAJ V, et al. Investigation of Transonic Wake Dynamics for Mechanically Deployable Entry Systems[C]//2012 IEEE Aerospace Conference, Big Sky, MT, USA. IEEE, 2012.

Research on Mechanism and Thermal Protection of Semi-rigid Mechanical Deployable Aerodynamic Deceleration Technology

ZHANG Peng1SU Nan1ZHAO Shuo1GUI Shuwang2MAO Kezhu3HOU Xiangyang1,2

（1 Institute of Manned Space System Engineering, CAST, Beijing 100094, China）（2 Ministerial Key Discipline Laboratory of Advanced Design Technology of Aircraft, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China）（3 Aerospace Research Institute of Materials & Processing Technology, Beijing 100076, China）

For the semi-rigid mechanical deployable aerodynamic deceleration technology characteristics, the paper chooses prismatic aeroshell which has eight edges and analyzes aerodynamic force and heat environment with consideration of aeroshell deformation firstly. Secondly, it completes the principle design of linkage mechanism and the flexible thermal protection structural design. Finally, it performs simulation analysis of configuration stability of linkage mechanism, conducts arc-jet ablation test of flexible thermal protection material and verifies the deployable performance of linkage mechanism. The results show that the aerodynamic heat of the edge of the prismatic aeroshell is larger than the aerodynamic heat of the flexible region of the prismatic aeroshell, the aerodynamic pressure at the edge and flexible region varies little with radial distance increases and the aerodynamic pressure levels at the edge and flexible region are equivalent. The aerodynamic shear at the edge and flexible region varies significantly with radial distance increases, and the aerodynamic shear at the edge is greater than the aerodynamic shear at flexible region. The linkage mechanism does not undergo structural damage and instability under aerodynamic force, and can maintain the stability of the aeroshell configuration. The flexible thermal protection material can withstand the specified aerodynamic force and heat environment through the arc-jet ablation test, and can ensure that the aeroshell back temperature is within the normal use range of the linkage mechanism. It is verified by the physical prototype that the linkage mechanism performance is good and the flexible thermal protection structure has good folding performance.

mechanical deployment; prismatic aeroshell; aerodynamic force and heat environment; linkage mechanism; configuration stability; flexible thermal protection material; spacecraft recovery

V423.6

A

1009-8518(2019)06-0001-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2019.06.001

张鹏，男，1982年生，2011年获华中科技大学固体力学专业博士学位，高级工程师。研究方向为航天器系统设计、气动设计及总装集成设计。E-mail：zhangpeng01061014@163.com。

2019-08-21

国家重大科技专项工程

张鹏, 苏南, 赵铄, 等. 半刚性机械展开式气动减速技术机构与热防护研究[J]. 航天返回与遥感, 2019, 40(6): 1-10.

ZHANG Peng, SU Nan, ZHAO Shuo, et al. Research on Mechanism and Thermal Protection of Semi-rigid Mechanical Deployable Aerodynamic Deceleration Technology[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2019, 40(6): 1-10. (in Chinese)

（编辑：庞冰）