李 洋，高祥武，鄭宏濤，孫 光

0 引 言

相比傳統(tǒng)的返回艙質(zhì)心偏移球冠倒錐構(gòu)型和再入彈頭的圓錐十字舵構(gòu)型，重復(fù)使用運(yùn)載器（Reusable Launch Vehicle，RLV）多采用升力式面對(duì)稱構(gòu)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(yuǎn)的再入航程和更強(qiáng)的再入機(jī)動(dòng)能力，成為當(dāng)前天地往返重復(fù)使用領(lǐng)域的主要研究方向[1]。

本文以升力式面對(duì)稱RLV為研究對(duì)象，對(duì)比了該類飛行器 3種主要發(fā)射技術(shù)的特點(diǎn)，并從氣動(dòng)特性、力學(xué)環(huán)境、制導(dǎo)導(dǎo)航與控制（Guidance，Navigation and Control，GNC）、器箭分離和應(yīng)急逃逸5個(gè)方面對(duì)無罩頂推發(fā)射技術(shù)展開分析，提出需要研究的具體問題，為RLV無罩頂推發(fā)射技術(shù)的研究提供參考。

1 RLV的3種主要發(fā)射技術(shù)

1.1 并聯(lián)捆綁發(fā)射技術(shù)

美國的航天飛機(jī)都采用軌道器、外貯箱和助推器平行放置的并聯(lián)捆綁垂直豎立方式進(jìn)行發(fā)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(qiáng)的貨運(yùn)和載人能力，但是發(fā)射過程中軌道器、外貯箱和助推器之間會(huì)相互影響，增加了發(fā)射風(fēng)險(xiǎn)。

圖1 并聯(lián)捆綁發(fā)射示意Fig.1 Parallel Bundled Launch Diagram

1.2 帶罩頂推發(fā)射技術(shù)

帶罩頂推發(fā)射技術(shù)是運(yùn)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(dòng)特性和RLV的力學(xué)環(huán)境，并對(duì)RLV進(jìn)行氣動(dòng)熱防護(hù)。

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

圖2 帶罩頂推發(fā)射示意Fig.2 Cowled Push Launch Diagram

1.3 無罩頂推發(fā)射技術(shù)

無罩頂推發(fā)射技術(shù)是指將 RLV置于運(yùn)載火箭頂端，通過載荷支架和鎖緊機(jī)構(gòu)將有效載荷與火箭芯級(jí)相連，RLV裸露在大氣中并進(jìn)行垂直發(fā)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(fù)使用運(yùn)載飛行器技術(shù)驗(yàn)證機(jī)（Reusable Launch Vehicle-Technology Demonstrator，RLV-TD）作為印度發(fā)展RLV的初步舉措[2]，已于2016年5月23日采用無罩頂推發(fā)射技術(shù)完成亞軌道飛行，如圖3所示，這是RLV無罩頂推發(fā)射的第1次試驗(yàn)。

圖3 無罩頂推發(fā)射示意Fig.3 Uncowled Push Launch Diagram

美國X-37C和追夢(mèng)者是典型的RLV。如圖4所示，X-37C和追夢(mèng)者計(jì)劃采用運(yùn)載火箭無罩頂推發(fā)射[3～6]。從圖4中可以看出，該種發(fā)射可顯著拓展有效載荷空間，使RLV的幾何尺寸和結(jié)構(gòu)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(mèng)者發(fā)射方案比較Fig.4 Launch Comparision between X-37C and Dream Chaser

1.4 3種發(fā)射技術(shù)優(yōu)缺點(diǎn)比較

表1對(duì)以上3種發(fā)射技術(shù)的優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行了比較。

表1 RLV 3種發(fā)射技術(shù)比較Tab.1 Comparisions between Three Launch Technologies

從以上對(duì)比中可以明顯看出，RLV無罩頂推發(fā)射技術(shù)可在現(xiàn)有發(fā)射體系的基礎(chǔ)上改進(jìn)實(shí)現(xiàn)，技術(shù)跨度??；RLV的尺寸和外形得到釋放，能增加有效載荷質(zhì)量和體積，運(yùn)載能力強(qiáng)；有利于RLV分離逃逸。

2 無罩頂推發(fā)射關(guān)鍵技術(shù)分析

雖然 RLV采用無罩頂推發(fā)射技術(shù)具有明顯的優(yōu)勢(shì)，但要將其應(yīng)用于工程實(shí)踐，還需要解決一系列技術(shù)難題。與帶罩頂推發(fā)射相比，無罩頂推發(fā)射由于頂部飛行器為升力式面對(duì)稱構(gòu)型，其氣動(dòng)外形與傳統(tǒng)整流罩的氣動(dòng)外形有根本性差異，組合體整體氣動(dòng)特性變得復(fù)雜，力學(xué)環(huán)境發(fā)生顯著變化。另外飛行器要具備應(yīng)急逃逸能力，這就使得GNC系統(tǒng)非常復(fù)雜。下面對(duì)無罩頂推發(fā)射面臨的新問題和需要解決的技術(shù)難題展開分析。

2.1 器箭組合體氣動(dòng)分析與優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)

圖5為印度RLV-TD器箭組合體地面風(fēng)洞試驗(yàn)。

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

如圖 5所示，升力式面對(duì)稱飛行器與軸對(duì)稱箭體組合后，組合體氣動(dòng)外形發(fā)生了顯著改變，與傳統(tǒng)軸對(duì)稱構(gòu)型差異較大，需要開展計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)（Computational Fluid Dynamics，CFD）數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)研究，對(duì)器箭組合體外形進(jìn)行優(yōu)化，獲得滿足性能要求的組合體氣動(dòng)外形和氣動(dòng)特性。具體需要開展以下4項(xiàng)技術(shù)研究：

a）器箭組合體全速域跨空域氣動(dòng)技術(shù)。

與傳統(tǒng)運(yùn)載火箭的完全軸對(duì)稱構(gòu)型相比，頂部升力式面對(duì)稱飛行器對(duì)底部火箭的氣流擾動(dòng)加劇，組合體氣動(dòng)特性變得非常復(fù)雜，因此需要開展器箭組合體全速域跨空域氣動(dòng)特性研究，分析不同攻角、馬赫數(shù)下器箭組合體的升力特性、阻力特性和靜穩(wěn)定性等。

b）器箭組合體氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)。

與運(yùn)載火箭完全軸對(duì)稱體的氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)不同，無罩頂推發(fā)射需要在全速域氣動(dòng)特性研究基礎(chǔ)上，開展面對(duì)稱飛行器和軸對(duì)稱箭體的組合體氣動(dòng)特性優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)研究，通過選擇合理的飛行器預(yù)置安裝角度，優(yōu)化器箭間過渡段，從而減小器箭組合體在上升段的氣動(dòng)阻力，改善器箭分離過程的氣動(dòng)特性。

c）復(fù)雜環(huán)境下器箭分離氣動(dòng)分析技術(shù)。

與傳統(tǒng)運(yùn)載火箭在高空段的分離不同，為提高無罩頂推發(fā)射的安全性和可靠性，飛行器需要具備在發(fā)射準(zhǔn)備段、低空上升段和高空上升段應(yīng)急狀況下的分離逃逸能力，這就要求開展低空（高空）大動(dòng)壓（小動(dòng)壓）復(fù)雜環(huán)境下器箭分離過程的氣動(dòng)特性研究。

d）低空復(fù)雜風(fēng)場(chǎng)下器箭組合體豎立風(fēng)載分析技術(shù)。

與帶罩頂推發(fā)射的完全軸對(duì)稱體不同，無罩頂推發(fā)射時(shí)器箭組合體頂部為升力式面對(duì)稱構(gòu)型，置于發(fā)射臺(tái)上時(shí)，頂部飛行器作用面積大（作用力大），距離底部遠(yuǎn)（力臂長），風(fēng)場(chǎng)對(duì)飛行器的擾動(dòng)容易產(chǎn)生較大力矩，對(duì)器箭組合體的姿態(tài)穩(wěn)定性產(chǎn)生影響，需要開展低空復(fù)雜風(fēng)場(chǎng)下器箭組合體豎立風(fēng)載分析技術(shù)研究。

2.2 器箭組合體載荷與力學(xué)環(huán)境設(shè)計(jì)技術(shù)

傳統(tǒng)運(yùn)載火箭帶罩頂推發(fā)射時(shí)，整流罩可以改善火箭氣動(dòng)特性，且能保護(hù)有效載荷在稠密大氣內(nèi)飛行過程中不受氣動(dòng)力/熱及聲振等有害環(huán)境的影響；而無罩頂推發(fā)射時(shí)，飛行器升力式面對(duì)稱構(gòu)型和火箭軸對(duì)稱構(gòu)型組合后，組合體氣動(dòng)外形復(fù)雜化，氣動(dòng)力/熱環(huán)境惡化，針對(duì)這一問題，需要開展以下3項(xiàng)技術(shù)研究：

a）器箭組合體上升段噪聲預(yù)測(cè)技術(shù)。

無罩頂推發(fā)射時(shí)，頂部飛行器的升力式面對(duì)稱構(gòu)型使組合體氣動(dòng)外形變得復(fù)雜，跨聲速段噪聲環(huán)境惡化，傳統(tǒng)針對(duì)于完全軸對(duì)稱體的噪聲預(yù)測(cè)技術(shù)不再適用，因此需要針對(duì)面對(duì)稱與軸對(duì)稱組合體的新型氣動(dòng)外形開展跨聲速段噪聲預(yù)測(cè)技術(shù)研究。

b）器箭組合體耦合分析技術(shù)。

與傳統(tǒng)運(yùn)載火箭完全軸對(duì)稱體所具有的較好氣動(dòng)特性不同，無罩頂推發(fā)射時(shí)，因飛行器復(fù)雜的升力式面對(duì)稱構(gòu)型而誘發(fā)不同特性的非定常氣動(dòng)激勵(lì)，這種情況下常規(guī)分析方法不再適用，需要針對(duì)器箭組合體氣動(dòng)外形和結(jié)構(gòu)形式研究新的耦合分析技術(shù)。

c）氣動(dòng)力/熱、結(jié)構(gòu)、控制、動(dòng)力耦合分析技術(shù)。

無罩頂推發(fā)射時(shí)，飛行器不但直接承受氣動(dòng)力/熱，本身也可能參與控制，存在氣動(dòng)力/熱、結(jié)構(gòu)、控制、動(dòng)力耦合問題，且與再入段無動(dòng)力情況下的問題不同。因此需要針對(duì)器箭組合體上升段特點(diǎn)，開展氣動(dòng)力/熱、結(jié)構(gòu)、控制、動(dòng)力耦合分析技術(shù)研究。

2.3 器箭組合體GNC系統(tǒng)一體化技術(shù)

器箭組合體 GNC系統(tǒng)一體化技術(shù)是運(yùn)載火箭無罩頂推發(fā)射的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。帶罩頂推發(fā)射過程中，器箭組合體受力包括氣動(dòng)阻力、重力、發(fā)動(dòng)機(jī)縱向推力和搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的側(cè)向控制力，如圖6a所示；RLV無罩頂推發(fā)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(dòng)升力，甚至氣動(dòng)舵面控制力的作用，如圖6b所示，這就造成器箭組合體氣動(dòng)焦點(diǎn)上移，靜穩(wěn)定性變差，制導(dǎo)控制變得復(fù)雜。

針對(duì)無罩頂推發(fā)射時(shí)器箭組合體氣動(dòng)特性、力學(xué)環(huán)境等問題，要實(shí)現(xiàn)GNC系統(tǒng)一體化，需要開展以下5項(xiàng)技術(shù)研究：

a）組合體上升段高精度智能容錯(cuò)組合導(dǎo)航技術(shù)。

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

圖6 帶罩與無罩頂推發(fā)射時(shí)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(shè)計(jì)與制導(dǎo)技術(shù)。

傳統(tǒng)發(fā)射技術(shù)采用整流罩將有效載荷進(jìn)行封裝，對(duì)有效載荷的防熱要求較低，但無罩頂推發(fā)射技術(shù)將飛行器裸露在大氣中，導(dǎo)致發(fā)射過程中飛行器承受的氣動(dòng)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(dǎo)致背風(fēng)面氣動(dòng)熱環(huán)境變得嚴(yán)酷。因此需要綜合考慮飛行器上升段的防熱、動(dòng)壓和過載等約束進(jìn)行彈道優(yōu)化和制導(dǎo)律研究，降低器箭組合體熱防護(hù)需求，提高火箭無罩頂推發(fā)射的運(yùn)載能力。

c）組合體上升段非線性強(qiáng)耦合多操縱面下的姿態(tài)控制技術(shù)。

與傳統(tǒng)軸對(duì)稱運(yùn)載火箭控制俯仰通道實(shí)現(xiàn)有效載荷入軌不同，無罩頂推發(fā)射存在頂部面對(duì)稱構(gòu)型，導(dǎo)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(qiáng)耦合、嚴(yán)重非線性下的控制技術(shù)研究，實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)舵面控制和搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)控制的協(xié)調(diào)管理與分配，緩解發(fā)動(dòng)機(jī)控制擺角的飽和問題，降低對(duì)不同速域空域條件下氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)參數(shù)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(cè)與診斷技術(shù)。

運(yùn)載火箭發(fā)射過程中的故障主要分為發(fā)動(dòng)機(jī)故障和箭體姿態(tài)故障兩大類。當(dāng)器箭組合體在發(fā)射準(zhǔn)備段和上升段等不同高度、動(dòng)壓環(huán)境下發(fā)生故障時(shí)，需要迅速進(jìn)行在線故障檢測(cè)和診斷，為控制系統(tǒng)重構(gòu)或飛行器應(yīng)急逃逸提供決策依據(jù)。

e）組合體GNC系統(tǒng)架構(gòu)一體化技術(shù)。

傳統(tǒng)運(yùn)載火箭的GNC系統(tǒng)架構(gòu)與飛行器GNC系統(tǒng)架構(gòu)相互獨(dú)立，器箭信息交互困難，限制了器箭導(dǎo)航資源的共享和制導(dǎo)控制指令的傳輸。因此，需要針對(duì)器箭組合體GNC系統(tǒng)架構(gòu)開展研究，優(yōu)化器箭GNC系統(tǒng)硬件架構(gòu)，提高信息共享能力，實(shí)現(xiàn)器箭GNC系統(tǒng)架構(gòu)一體化。

2.4 器箭連接與分離技術(shù)

器箭組合體在大氣內(nèi)飛行時(shí)，由于飛行器升力體構(gòu)型而產(chǎn)生的氣動(dòng)力直接作用于頂部飛行器，產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)力矩，而飛行器與火箭的分離會(huì)破壞已有的力矩平衡和姿態(tài)穩(wěn)定，導(dǎo)致分離過程變得復(fù)雜。因此需要考慮分離過程中復(fù)雜流場(chǎng)對(duì)飛行器和箭體的影響，研究相應(yīng)的器箭連接與分離技術(shù)，降低動(dòng)態(tài)環(huán)境帶來的分離風(fēng)險(xiǎn)，保證分離系統(tǒng)的協(xié)調(diào)性和可靠性等。具體需要開展以下3項(xiàng)技術(shù)研究：

a）分離條件判據(jù)設(shè)計(jì)技術(shù)。

RLV一般執(zhí)行入軌飛行和亞軌道再入任務(wù)，對(duì)分離前后的高度、速度和姿態(tài)要求較為嚴(yán)格，這就需要研究相應(yīng)的分離判據(jù)條件，保證飛行器在給定約束條件下安全可靠啟動(dòng)分離。

b）連接解鎖和分離導(dǎo)向技術(shù)。

如圖7a所示，對(duì)于升力式飛行器產(chǎn)生的氣動(dòng)升力，若分離前采用搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)方式抵消飛行器升力產(chǎn)生的力矩，則分離后器箭力矩同時(shí)失衡，導(dǎo)致飛行器和火箭姿態(tài)發(fā)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(chǎn)生的力矩，則分離后器箭能在一定程度上分別實(shí)現(xiàn)力矩平衡，抑制飛行器和火箭的姿態(tài)發(fā)散，但飛行器舵偏會(huì)產(chǎn)生阻力加速度，可能導(dǎo)致箭體追上飛行器而發(fā)生碰撞。因此需要綜合考慮姿態(tài)發(fā)散、器箭碰撞和分離精度等要求，研究低空大動(dòng)壓和高空小動(dòng)壓條件下相應(yīng)的連接解鎖和分離導(dǎo)向技術(shù)。

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(shù)。

在連接解鎖和分離導(dǎo)向技術(shù)基礎(chǔ)上，基于RLV軌道機(jī)動(dòng)和姿態(tài)控制能力，研究相應(yīng)的分離后起控技術(shù)，在保證飛行器姿態(tài)穩(wěn)定和安全分離的同時(shí)，實(shí)現(xiàn)飛行器可靠起控，確保飛行任務(wù)平穩(wěn)過渡。

2.5 飛行器應(yīng)急逃逸技術(shù)

傳統(tǒng)帶罩頂推發(fā)射在火箭起飛后出現(xiàn)故障時(shí)，往往會(huì)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(shí)具有很強(qiáng)的機(jī)動(dòng)滑翔能力，利用這一特點(diǎn)，當(dāng)發(fā)射過程中出現(xiàn)故障時(shí)，RLV可直接與火箭分離，借助自身發(fā)動(dòng)機(jī)推力快速爬升逃逸，并實(shí)現(xiàn)自主進(jìn)場(chǎng)著陸或機(jī)載人員逃生，從而保證飛行器和載員的安全，有效提升發(fā)射的安全性[7]，降低事故或故障條件下的任務(wù)代價(jià)。要具備上述能力，需要開展以下4項(xiàng)技術(shù)研究：

a）飛行器逃逸段軌跡規(guī)劃技術(shù)。

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(jié)合飛行器能量和性能計(jì)算安全域和可達(dá)域包絡(luò)，選擇合適的著陸場(chǎng)，規(guī)劃應(yīng)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(tǒng)重構(gòu)技術(shù)。

飛行器在應(yīng)急分離和逃逸過程中可能會(huì)部分損壞，造成原有飛行控制系統(tǒng)失效。因此需要在分析各類故障模式基礎(chǔ)上，開展控制系統(tǒng)重構(gòu)技術(shù)研究，保證控制系統(tǒng)故障時(shí)飛行器二次可控。

c）飛行器逃逸段高可靠性容錯(cuò)控制技術(shù)。

飛行器應(yīng)急逃逸過程中發(fā)生部分損壞時(shí)，在控制系統(tǒng)重構(gòu)的基礎(chǔ)上，研究高可靠性容錯(cuò)控制技術(shù)，以犧牲飛行品質(zhì)，實(shí)現(xiàn)飛行器安全返回。

d）飛行器逃逸段機(jī)載人員逃生技術(shù)。

當(dāng)飛行器發(fā)生嚴(yán)重?fù)p壞時(shí)，其不再具備自主返場(chǎng)能力。在這種情況下，若飛行器載人，則需要保障機(jī)上人員安全。因此需要考慮海上和陸地著陸情況，研究機(jī)載人員應(yīng)急逃生技術(shù)。

3 結(jié)束語

本文分析對(duì)比了RLV的3種主要發(fā)射技術(shù)，得出無罩頂推發(fā)射具有技術(shù)跨度小、運(yùn)載能力強(qiáng)和分離逃逸快等優(yōu)點(diǎn)，并進(jìn)一步從氣動(dòng)特性、力學(xué)環(huán)境、GNC、器箭分離和應(yīng)急逃逸等方面分析了該種發(fā)射涉及的19項(xiàng)具體技術(shù)，對(duì)該領(lǐng)域的技術(shù)研究和工程實(shí)踐具有一定參考價(jià)值。

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