反向喷流对运载火箭返回段气动特性影响研究

程 川，刘 阳，王吉飞，崔村燕，朱雄峰

(1. 北京跟踪与通信技术研究所，北京 100094；2. 上海宇航系统工程研究所，上海 201100)

0 引 言

重复使用运载器技术是人类实现低成本自由进出和利用太空的重要途径[1-2],美国空间探索技术(SpaceX)公司自2011年开始发展运载火箭垂直回收与重复使用技术,图1中为典型重复使用运载火箭一子级返回段飞行剖面,一子级采用发动机变推力反推减速、栅格舵调姿控制、着陆支腿的方案进行垂直回收[3]。截至2022年11月21日,SpaceX公司猎鹰9火箭已完成145次成功垂直起降,128次重复使用,一子级最高复用次数已达14次,实现了垂直起降重复使用运载火箭的工程应用,大幅降低入轨发射费用,证明了其技术可行性和经济竞争能力。我国在重复使用运载火箭技术研究起步相比国外较晚[4],目前国内已经开展关键技术攻关,在总体方案、重复使用发动机、在线高精度导航制导、着陆缓冲系统、热流防护、结构健康监测等方面取得了相应技术突破,并完成了助推器及整流罩伞降回收和芯一级利用栅格舵进行落区控制的飞行试验[5-9],但还没有达到重复使用实际工程应用阶段。

图1 重复使用运载火箭飞行剖面Fig.1 Flight profile of a reusable rocket

重复使用运载火箭一子级再入返回飞行中,高速再入经历稀薄大气、稠密大气,速度变化范围大,底部喷管、支腿等部件朝前迎向来流,尾段栅格舵进行调姿操控,整个返回段箭体气动外形复杂。相比于上升段,气动设计的工作重点由单纯的克服气动力带来的不利影响转变为对气动力的合理利用,相应的气动偏差选取、计算状态等较传统一次性火箭有较大的变化,对气动数据精度要求更高,但真实的试验数据极少,依靠数值仿真来满足型号设计要求的难度大[10-11]。同时,子级发动机需进行多次点火,以实现落点控制、减速、着陆等功能需求,点火工作过程中发动机均为飞行速度反向喷射,在真空飞行段,存在羽流气动作用[12-15];在大气飞行段,反向喷流与来流相互干扰,头部附近区域流场复杂,进而影响整个一子级流场分布,对全箭及栅格舵等气动特性会产生较大影响。

国内外针对高超声速再入飞行器反向喷流分析已开展了相应研究工作,早在二十世纪五六十年代,有学者提出在机体头部驻点处引入反向喷流来改变物面压力分布,进而使飞行器所受阻力减小,同样可以减少飞行器表面热流。Finley等[16]对超声速来流下的反向喷流展开试验,提出稳态流动的气动特性主要包括喷流压力和喷流马赫数。Love[17]通过反向喷流试验研究了喷流马赫数、喷管扩张角、喷流静压比对喷流结构、喷流波长、喷流边界形状和曲率的影响。Meyer等[18]对来流马赫数为6.5条件下的钝体反向喷流进行了数值模拟,发现反向喷流可以降低钝体前缘的激波阻力、表面热流以及表面摩擦阻力。Karl等[19]对猎鹰9的一子级返回状态进行了流场仿真研究,获得了在发动机反向工作过程中流场的发展过程和箭体表面压力分布。在国内,邓帆等[20]梳理了反向喷流技术的发展和应用情况,从马赫数、压比、质量流率和几何外形等参数分析了采用反向喷流获得的减阻防热效果。何琨等[21]采用数值方法模拟了球头和截锥在不同总压比时的复杂流场形态和反向喷流减阻机理。

综上所述,国内外学者对反向喷流的流场特征、马赫数、落压比、质量流量等参数干扰机理进行了大量理论、试验和仿真研究,主要关注点在于采用小流量的高速反向喷流干扰来实现对高超声速飞行器的减阻、防热特性研究。而重复使用运载火箭返回段发动机反向喷流主要是采用喷流直接力进行减速,关注发动机反向喷流对一子级返回段及控制舵面的气动特性影响。当前,国内对以栅格舵为控制面的火箭子级返回段气动特性研究还相对较少,对其气动特性规律还缺乏系统的认知,同时考虑发动机反向喷流影响的研究更加少见。

本文针对重复使用运载火箭一子级再入返回过程中发动机反向喷流气动干扰问题,开展了带喷流状态下一子级返回段及栅格舵组合体缩比模型风洞测力试验研究,重点分析了一子级返回段在跨声速和超声速段飞行时发动机反向喷流对一子级及栅格舵的气动特性影响规律,为重复使用运载火箭气动精细化设计和气动特性精确预示提供技术支撑。

1 研究模型

以某运载火箭一子级为研究对象,箭体直径3.35 m,长度为28 m,开展重复使用运载火箭一子级返回总方案和气动布局设计。在总体方案设计时,综合考虑其再入过程中栅格舵和着陆支腿对气动力/热/控制的影响,要求配备的栅格舵和着陆支腿在上升段对运载火箭的飞行安全、运载能力和气动特性影响均较小,再入返回段栅格舵展开后,能够提供足够的气动稳定性和满足控制要求的气动效率。最终气动外形布局如图2所示,一子级返回段底部布置有“两大两小”共计4台发动机,均匀分布在底部4个象限的中间区域,喷管的外露长度均约为0.95 m,其中,两台大发动机供火箭主动段飞行使用,两台小发动机供一子级返回时点火减速使用;在一子级尾段处安装有4个着陆缓冲支腿,主动段和再入返回飞行时支腿均呈收拢状态,直至返回着陆前支腿展开;在一二子级级间段处安装有4片栅格舵,呈×字布局,舵面设计为宽4个栅格×展长4.5个栅格布局,有效气动面积尺寸约为1.0 m×1.25 m,主动段飞行时栅格舵均呈收拢状态,再入返回飞行时栅格舵与箭体轴线呈90°展开后锁紧,可绕舵轴转动进行姿态控制。

图2 某火箭一子级返回段气动外形示意图Fig.2 Aerodynamic schematic of a returned first stage

2 试验设备和试验方法

2.1 试验风洞和模型

试验分别在中国空气动力研究与发展中心高速所FL-28风洞和FL-26风洞中开展,FL-28风洞是一座超声速风洞,试验段截面积为2 m×2 m,试验段长度3.8 m,马赫数范围1.5～4.0,最大试验雷诺数可达1.02×108;FL-26风洞是一座增压回流引射式跨声速风洞,试验段截面积为2.4 m×2.4 m,试验段长度7.0 m,马赫数范围0.3～1.4,最大试验雷诺数可达1.2×107。

试验模型如图3所示,模型缩比为1∶14,在风洞中采用尾部支撑方式,模型全长2.0 m,柱段直径0.24 mm,其中,4片栅格舵的舵偏角均可调节,栅格舵、着陆支腿和底部发动机喷管等部件可拆卸。试验中采用模型主天平和两个栅格舵铰链天平同时测力的测量方式,辅助以高速纹影对喷流和箭体干扰区域流场监测和测量,其中主天平为六分量式天平,铰链天平为五分量式天平。

图3 一子级返回段喷流测力模型示意图和风洞安装图Fig.3 Jet force measurement model and wind tunnel installation of a returned first stage

喷流系统如图3(a)中的两根细长圆管所示,在模拟发动机反向喷流干扰试验时,需将底部固定的小发动机喷管更换为喷流喷管,并在模型内部增加喷流管路系统。喷流管路固定在风洞支杆上并保持与主天平测力模型无接触,在发动机喷管与底部相交处预留约3 mm周向间隙,并采用轻质海绵填充来保持封闭;由于喷流系统采用长悬臂式设计,允许喷流喷管承载产生一定量形变而与模型底部无接触,以保证主天平测力系统测量的准确性。

2.2 相似准则

喷流对飞行器气动特性的影响主要表现为:(1)喷流的直接力作用;(2)喷流的引射效应;(3)喷流的体积效应。由于喷流与外流场之间的相互干扰,影响流场分布的因素主要包括外流场的气流参数(M∞,p∞,γ∞,R∞,T∞),内流场的气流参数(Mj,pj,γj,Rj,Tj),机体的特征几何参数(如体收敛角)及喷管的特征几何参数(喉道与出口面积比A*/Aj,喷管出口扩散角θN)等。风洞试验通常无法保证所有相似准则的完全模拟。目前,高速风洞喷流试验需满足的相似参数主要包括模型与飞行器的几何相似和气流参数的相似模拟,主要模拟的相似参数有M∞,Mj,pj/p∞,γj以及(RT)j/(RT)∞。

对于本文中的发动机喷管反向喷流试验,主要为了模拟喷流干扰对全箭气动力系数的影响,采用冷空气作为喷流介质。根据返回时两台小发动机实际工作参数,为了确保试验中喷流的流动状态与飞行状态相似,本文试验中主要模拟的相似参数有:

(1)一子级返回段和底部发动机喷管的几何外形相似;

(2)飞行马赫数相同M∞;

(3)喷流出口马赫数Mj;

(4)喷流出口总压与自由来流静压比p0j/p∞。

其中,试验状态喷管出口马赫数设计为3.86。

注.此处M∞为自由来流马赫数,p∞为自由来流静压,γ∞为自由来流比热比,R∞为自由来流气体常数,T∞为自由来流总温,Mj为喷流马赫数,pj为喷流静压,γj为喷流比热比,Rj为喷流气体常数,Tj为喷流总温,A*为喉道面积,Aj为喷流出口面积,p0j为喷流出口总压。

2.3 试验状态

试验状态根据重复使用运载火箭飞行任务剖面来确定,返回段再入飞行经历稀薄和稠密大气,速度域范围大,同时为实现落点控制、减速、着陆等功能需求,主发动机需进行多次点火,如图1中所示,分为再入点火段和着陆点火段,本文中选取再入点火段和着陆点火段中典型飞行马赫数状态(Ma=2.0、Ma=0.4和0.6)来开展风洞试验研究,着重关注一子级返回段及栅格舵的气动特性,包括马赫数Ma、攻角α及反向喷流强度(喷流流量Pj)等因素的影响规律,详细风洞试验状态见表1。

表1 风洞试验状态Table 1 Wind tunnel testing conditions

3 结果分析

3.1 典型流场结构

本试验中仅提供了在FL-28超声速风洞中测得的流场纹影结果。图4中给出了在Ma=2.0来流中不同喷流强度干扰下一子级返回段局部流场纹影图。可以看出,在无喷流干扰时,Ma=2.0来流在一子级返回段的非规则头部形成较强的弓形激波,在发动机喷管和着陆支腿壁面处形成了一系列膨胀波系,在返回段箭体尾段肩部区域的分离区较小;当模拟底部两个发动机工作的喷管喷流开启时,喷流形成的激波节与头部弓形激波相互干扰;随着双喷管喷流强度的增加,激波节的强度增加、间距变大,与弓形激波干扰的位置向箭体前方移动,使得弓形激波逐渐远离箭体头部物面,并打碎成多重较弱激波,形成复杂的强反向喷流与激波干扰波系结构。

据文献[20,22]中描述,反向喷流指从飞行器头部喷出与来流方向相反的高压气流,将头部弓形激波推离飞行器表面,在飞行器头部前方形成细长等效外形,而喷流在自由来流的作用下又会反向附着于物面并在喷口附近形成回流区,来流在回流区外流动并再附。反向喷流的主要流动结构如图5所示,可分为长穿透和短穿透两种典型模态,其模态与喷流质量流率有关。在较低质量流率时,喷流穿透弓形激波形成不稳定的斜激波波系结构;随质量流率的增加,喷流对弓形激波的干扰增强会导致弱激波结构突然崩溃,弓形激波脱体距离骤减,喷流从长穿透模态转换到短穿透模态。在本文试验中测量不同喷流强度对一子级返回段及栅格舵的气动特性影响时,也分别捕捉到了反向喷流与弓形激波干扰流场形态呈现长穿透和短穿透模态现象。

图5 反向喷流的流场结构Fig.5 Flow field structure for a reverse jet

3.2 基本气动特性

图6给出的是一子级返回段和栅格舵在无反向喷流干扰时的基本状态气动力/力矩系数随来流马赫数变化情况,其中图6(a)～(c)为一子级返回段的轴向力系数Cx、法向力系数Cn和压心位置Xcp随攻角变化曲线,图6(d)～(e)为单个栅格舵的轴向力系数Cxt和铰链力矩系数Cmzt随攻角α变化曲线。

图6 一子级返回段及栅格舵基本状态气动力/力矩曲线Fig.6 Basic state aerodynamic force and moment coefficient curves of the returned first stage and grid fin

随着来流马赫数的增加,一子级箭体的轴向力系数逐渐增加,在Ma=3.0附近时达到峰值,这与常规球头双锥类外形的火箭在上升段气动特性规律不同,由于一子级返回段发动机底部迎着来流且为平头柱面布局,迎风端面处的压力处于较高水平,且随着来流马赫数的增加而压力升高,导致迎风平头柱面产生的气动阻力越来越大;而不同马赫数下的一子级箭体轴向力系数随攻角的变化基本保持不变。一子级箭体的法向力系数对来流马赫数变化并不敏感,在跨声速段Ma=1.1附近有增大的趋势;一子级箭体的压心位置在小攻角范围内随来流马赫数的变化范围较大,在跨声速段Ma=1.05时,全箭的压心位置最远离发动机迎风平头柱面处;在跨声速段,一子级返回段的压心位置随马赫数的变化范围较大,而在亚声速和超声速时随马赫数的变化相对较小。单个栅格舵的铰链力矩系数随来流马赫数的增加呈逐渐降低趋势,栅格舵的阻力系数随来流马赫数先增加后降低,在跨声速阶段Ma=1.05附近达到最大值;同时,也发现栅格舵的阻力贡献在这种复杂头部外形的一子级返回段产生的总阻力中所占比例较小,一子级返回时发动机底部平头柱面迎着来流产生的气动阻力占主导。

3.3 喷流状态气动特性

图7给出的是在Ma=0.4、0.6和2.0工况,有反向喷流干扰相比于无喷流时对一子级返回段及栅格舵气动力/力矩的影响量对比曲线,文中此处气动力影响量定义为ΔCi=CiJET-Ci,Ci为Cx,Cn,Cm,Cmzt等,下标JET代表喷流状态,其中图7(a)～(c)为喷流对一子级返回段的轴向力系数Cx、法向力系数Cn和俯仰力矩系数Cm的影响量随攻角α变化曲线,图7(d)为喷流对单个栅格舵的铰链力矩系数Cmzt的影响量随攻角α变化曲线。

图7 有喷流状态相比于无喷流状态时气动力系数变化情况Fig.7 Comparison curves of aerodynamic force and moment coefficient of the returned first stage and grid fin with or without jet flow interaction

当发动机工作时产生的反向喷流与来流相互干扰,改变了一子级返回段的箭体绕流分布,使得一子级返回段的轴向力系数减小。对于试验中采用的反向喷流Pj=1.5 kg/s工况,在来流马赫数Ma=2.0时的阻力降低效果要远比Ma=0.4和Ma=0.6工况显著。这与反向喷流与自由来流的相互干扰形态有关,反向喷流与Ma=2.0来流相互干扰为短射流穿透模态,而与Ma=0.4和Ma=0.6来流相互干扰为长射流穿透模态,此时,在大压比反向喷流(Pj=1.5 kg/s)短射流模态时的减阻效果要明显优于长射流模态。在不同马赫数下反向喷流对一子级返回段的法向力系数影响规律不同,在来流马赫数Ma=0.4时,反向喷流干扰使得一子级返回段的法向力系数呈现出增加趋势;在来流马赫数Ma=2.0时,反向喷流干扰使得一子级返回段的法向力系数呈现出降低趋势;而在来流马赫数Ma=0.6时,反向喷流干扰使得一子级返回段的法向力系数基本保持不变。不同来流马赫数下反向喷流对一子级返回段的俯仰力矩系数影响规律与法向力系数变化情况基本一致。对于单个栅格舵而言,在正攻角范围内,由于栅格舵位于箭体绕流迎风区,反向喷流干扰使得该栅格舵的铰链力矩系数整体呈现出降低趋势,其中在来流马赫数Ma=2.0工况时降低效果最显著;在负攻角范围内,栅格舵位于箭体绕流背风区,反向喷流干扰使得该栅格舵的铰链力矩系数整体呈增大趋势。

图8给出的是在来流马赫数Ma=2.0工况不同强度的反向喷流干扰时一子级返回段及栅格舵气动力/力矩对比曲线。其中图8(a)～(c)为一子级返回段的轴向力系数Cx、法向力系数Cn和俯仰力矩系数Cm随攻角α变化曲线,图8(d)为单个栅格舵的铰链力矩系数Cmzt随攻角α变化曲线。

图8 不同喷流强度下一子级返回段及栅格舵气动力/力矩对比曲线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来流时发动机反向喷流干扰使得一子级返回段阻力系数呈现出降低趋势,随着反向喷流强度的增加,这种减阻效果更显著;需要注意的是在返回点火减速段,通过发动机工作产生直接反推力来减速,但反向喷流使得全箭阻力系数大幅减低,削弱了气动阻力减速的效果,需要综合来评估气动减速与发动机反推工作减速的效果。同时,随着来流攻角的增大,反向喷流与头部脱体激波干扰流场的不对称性增强,对一子级返回段轴向力系数变化有较大影响,这与前一节中无反向喷流干扰时的一子级返回段轴向力系数随攻角变化规律不同,在工程应用中需要关注反向喷流干扰时不同攻角下的轴向力系数变化情况。在来流马赫数Ma=2.0时反向喷流干扰使得一子级返回段的法向力系数和俯仰力矩系数均呈降低趋势,随着反向喷流强度的增加,这种降低效果更显著。相比于无喷流状态,不同喷流强度的反向喷流干扰对尾部栅格舵的铰链力矩和舵面效率也有一定的影响,整体变化规律基本呈降低趋势,在进行姿控设计时需要对栅格舵气动数据进行修正。

3.4 栅格舵控制舵效

栅格舵作为重复使用运载火箭一子级返回段回收的气动控制舵面,其控制能力将直接影响到子级回收控制方案的设计和落点的控制精度,本节通过风洞试验初步评估有无反向喷流干扰对一子级返回段栅格舵的俯仰控制影响规律研究。试验中四片栅格舵呈×字布局,选取栅格舵为俯仰通道组合(偏转角度10°),以来流马赫数Ma=0.4和Ma=2.0工况为例,图9和图10给出的是在有无反向喷流干扰下栅格舵俯仰舵偏δ=10°时相比于无舵面偏转状态一子级返回段及栅格舵气动力/力矩系数的影响量变化情况,文中此处气动力影响量定义为ΔCi=Ciδ-Ci,Ci为Cm和Cmzt等,下标δ代表栅格舵俯仰舵偏状态。

图9 Ma=0.4有无喷流干扰下的俯仰控制影响对比曲线Fig.9 Comparison curves of the pitch control effect with or without jet flow interaction at Ma=0.4

图10 Ma=2.0有无喷流干扰下的俯仰控制影响对比曲线Fig.10 Comparison curves of the pitch control effect with or without jet flow interaction at Ma=2.0

可以看出,在试验中来流马赫数Ma=0.4和2.0工况的不同攻角范围内,无反向喷流干扰时,栅格舵俯仰通道正偏转使得一子级返回段均产生正的俯仰力矩变化量;但在有反向喷流干扰时,栅格舵俯仰通道正偏转在来流马赫数Ma=0.4和2.0工况中产生了不同的变化规律。在来流马赫数Ma=0.4工况有反向喷流干扰时,栅格舵俯仰通道正偏转同样产生正的俯仰力矩变化量,但均在俯仰舵偏δ=10°时,有反向喷流干扰所产生的全箭俯仰力矩变化量要低于无喷流状态;在来流马赫数Ma=2.0工况有反向喷流干扰时,栅格舵俯仰通道正偏转产生负的俯仰力矩变化量。对于单个栅格舵,同样栅格舵正的俯仰舵偏均产生正的铰链力矩变化量,但有反向喷流干扰时对于来流马赫数Ma=0.4和2.0工况产生了不同的变化规律。在来流马赫数Ma=0.4工况时,反向喷流干扰使得栅格舵俯仰正舵偏产生正的铰链力矩控制效率有所降低,而在来流马赫数Ma=2.0工况,反向喷流干扰会导致栅格舵俯仰正舵偏产生负的铰链力矩控制特性。

在前一节研究中发现在不同马赫数下反向喷流对一子级返回段的法向力系数影响规律不同,在来流马赫数Ma=2.0时,反向喷流干扰使得一子级返回段的俯仰力矩系数和栅格舵的铰链力矩系数均呈降低趋势,在进行栅格舵俯仰偏转控制时,由于反向喷流的干扰影响进而导致栅格舵控制效率降低,甚至出现控制特性反向。因此在栅格舵设计时,要格外注意在这种高马赫数下反向喷流干扰对全箭及栅格舵气动特性的影响特性。

4 结 论

本文通过对重复使用运载火箭一子级返回段开展缩比模型反向喷流风洞测力试验,重点分析了发动机反向喷流对一子级及栅格舵的气动特性影响规律,研究发现:

1)反向喷流干扰使得一子级返回段总阻力系数呈现大幅降低趋势,随着反向喷流强度增加,阻力特性降低效果更明显,在工程应用中,采用发动机点火反推减速需要考虑反向喷流本身对气动阻力减速削弱的影响。

2)在不同马赫数下反向喷流对一子级返回段的法向力系数和俯仰力矩系数影响规律不同,在低马赫数(Ma=0.4)时,反向喷流干扰使得一子级返回段的法向力系数和俯仰力矩系数呈增强趋势,而在高马赫数(Ma=2.0)时,反向喷流干扰使得一子级返回段的法向力系数和俯仰力矩系数呈减弱趋势。

3)由于在不同马赫数下反向喷流对一子级返回段气动特性的影响规律不同,在进行栅格舵偏转控制设计时,需要着重注意在高马赫数(Ma=2.0)时,反向喷流对栅格舵控制舵效的削弱甚至可能会导致控制特性反向。

在运载火箭实际再入返回飞行中,由于高低不同马赫数对应的飞行高度不同,相应的环境压力和密度不同(即自由来流静压p∞不同),本文研究中反向喷流在不同马赫数对全箭及栅格舵的气动影响规律仍然适用,但在相同马赫数下反向喷流对箭体绕流的影响特性与试验中会出现不一致的情况,需要进一步开展研究工作。