王立武 王奇 雷江利 王永濱 李健 王文強(qiáng)

柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)研究

王立武1,2王奇1,2雷江利1,2王永濱1,2李健1,2王文強(qiáng)1,2

（1 北京空間機(jī)電研究所，北京 100094） （2 中國(guó)航天科技集團(tuán)有限公司航天進(jìn)入、減速與著陸技術(shù)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094）

柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)是航天器進(jìn)入大氣環(huán)境后進(jìn)行進(jìn)一步減速的、最終實(shí)現(xiàn)無(wú)損著陸的關(guān)鍵技術(shù)，是載人航天、登月返回和火星探測(cè)等重大航天任務(wù)的支撐技術(shù)之一，其研究具有重要的理論價(jià)值與工程意義。文章首先基于地球大氣不同高度的應(yīng)用場(chǎng)景，對(duì)柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速在地球及地外空間的拓展應(yīng)用進(jìn)行了闡述，進(jìn)而對(duì)柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器進(jìn)行了分類(lèi)介紹，總結(jié)了柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀。最后在理論層面分析總結(jié)了柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)的內(nèi)涵，以及涉及的空氣動(dòng)力學(xué)、柔性結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)以及流固耦合等關(guān)鍵的力學(xué)分析技術(shù)，并根據(jù)研究現(xiàn)狀和關(guān)鍵技術(shù)，對(duì)柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速裝置在未來(lái)的應(yīng)用和技術(shù)發(fā)展進(jìn)行了展望。

充氣式柔性可展開(kāi)技術(shù) 氣動(dòng)減速 進(jìn)入、減速及著陸

0 引言

進(jìn)入、減速、著陸與上升（EDLA）技術(shù)是航天器返回的關(guān)鍵技術(shù)，如何使航天器在大氣層飛行階段快速有效減速并以較低垂直速度著陸是EDLA技術(shù)要解決的核心問(wèn)題。當(dāng)前世界上應(yīng)用于航天器再入減速的技術(shù)主要有矢量發(fā)動(dòng)機(jī)反推技術(shù)、升力體式水平著陸技術(shù)和氣動(dòng)減速技術(shù)三大類(lèi)。發(fā)動(dòng)機(jī)反推減速和升力式水平著陸則主要應(yīng)用在火箭助推器和航天飛機(jī)的減速著陸，二者都需要具備復(fù)雜的推進(jìn)和控制系統(tǒng)。相對(duì)而言，氣動(dòng)減速技術(shù)有著成本低、穩(wěn)定性和可靠性高的優(yōu)點(diǎn)；且在任何有大氣層的星體表面，不論大氣是連續(xù)流還是粒子狀態(tài)，均能通過(guò)氣動(dòng)力實(shí)現(xiàn)減速著陸的目的。因此，利用氣動(dòng)阻力進(jìn)行減速是一種非常有效且可靠的手段，在各類(lèi)航天器減速著陸任務(wù)中得到了廣泛應(yīng)用。

20世紀(jì)，歐美和前蘇聯(lián)開(kāi)始在載人飛船、月球和火星登陸探測(cè)技術(shù)方面進(jìn)行研究，直至2005年，NASA基于當(dāng)時(shí)的技術(shù)儲(chǔ)備規(guī)劃了空間科學(xué)技術(shù)路線圖，將進(jìn)入返回技術(shù)作為最重要的14個(gè)領(lǐng)域分支之一[1]。對(duì)于降落傘及群傘系統(tǒng)，NASA為“重返月球計(jì)劃”研制的“獵戶座”新型載人飛船降落傘系統(tǒng)，能夠使質(zhì)量為6.5t的飛船返回艙以不大于7.9m/s的速度著陸[2]。大型翼傘精確回收技術(shù)研究方面，SpaceX公司在2018年利用可控翼傘系統(tǒng)使“獵鷹-9號(hào)”火箭整流罩成功降落在大西洋上的回收平臺(tái)[3]。在充氣式超聲速再入減速器領(lǐng)域，蘭利研究中心計(jì)劃將超聲速充氣式氣動(dòng)減速器（Supersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator，SIAD）進(jìn)行改進(jìn)研究以用于未來(lái)的大型載人深空探測(cè)再入返回任務(wù)，使其擁有15~20m的阻力面直徑，可在0.6~6.5km/s的飛行速度范圍內(nèi)具有0.2~0.5的可變升阻比；并計(jì)劃研制直徑為6m的SIAD應(yīng)用于地球低軌（Low Earth Orbit，LEO）軌道航天器的高速再入[4]。另外，從2000年至今，NASA一共進(jìn)行了3次充氣式再入減速技術(shù)（Inflatable Reentry and Descent Technology，IRDT）試驗(yàn)樣機(jī)的飛行試驗(yàn)，成功驗(yàn)證了充氣展開(kāi)及熱防護(hù)關(guān)鍵技術(shù)[5]。

我國(guó)航天器回收著陸專(zhuān)業(yè)在六十多年的載人航天、衛(wèi)星返回、探月工程和深空探測(cè)的型號(hào)研制歷程中，一直致力于大氣環(huán)境下航天器氣動(dòng)減速和著陸技術(shù)研究，在柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器領(lǐng)域處于先進(jìn)水平。北京空間機(jī)電研究所是國(guó)內(nèi)唯一從事航天器回收著陸技術(shù)研究的單位，一直聚焦于基于大氣環(huán)境的航天器減速技術(shù)研究，以及由此衍生的空間柔性結(jié)構(gòu)展開(kāi)技術(shù)。研究所以氣動(dòng)減速技術(shù)研究為基礎(chǔ)，不僅在飛船回收著陸降落傘系統(tǒng)的研制中取得了一系列成就，同時(shí)不斷尋求技術(shù)創(chuàng)新，在大載質(zhì)量群傘、精確回收可控翼傘、充氣式高速再入減速、LEO增阻離軌等多個(gè)新興柔性展開(kāi)減速技術(shù)領(lǐng)域?qū)崿F(xiàn)領(lǐng)先。

隨著航天活動(dòng)范圍的不斷拓展，以及載人航天、探月工程等重大任務(wù)對(duì)航天器氣動(dòng)減速器性能提出的更高要求，針對(duì)柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器開(kāi)展基礎(chǔ)理論和關(guān)鍵技術(shù)研究具有強(qiáng)烈的必要性和現(xiàn)實(shí)意義。因此，本文首先基于應(yīng)用和技術(shù)內(nèi)涵對(duì)柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器進(jìn)行介紹；同時(shí)分析梳理了柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)的內(nèi)涵，引出了理論關(guān)鍵技術(shù)；最后，從我國(guó)航天科技發(fā)展的實(shí)際需求出發(fā)，對(duì)柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器的技術(shù)衍生和后續(xù)發(fā)展進(jìn)行分析。

1 柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器簡(jiǎn)介

1.1 柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器構(gòu)型和分類(lèi)

可高密度折疊包裝于不同形狀的空間內(nèi)是柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器的優(yōu)點(diǎn)，根據(jù)其充氣展開(kāi)后與被減速目標(biāo)的相對(duì)位置可分為拖曳式和附體式兩大類(lèi)構(gòu)型。圖1所示的降落傘、翼傘以及地球低軌增阻離軌裝置均屬于拖曳式氣動(dòng)減速；圖2所示的IRDT、充氣式再入運(yùn)載試驗(yàn)飛行器[6]（Inflatable Reentry Vehicle Experiment，IRVE）以及SIAD均為附體式構(gòu)型。相較于附體式氣動(dòng)減速器，拖曳式構(gòu)型系統(tǒng)質(zhì)心更靠近載荷體，氣動(dòng)中心更靠近減速器，因此具有更高的系統(tǒng)穩(wěn)定性。附體式構(gòu)型則在相同迎風(fēng)面積下?lián)碛懈鼮閮?yōu)異的阻力性能。

圖1 拖曳式柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器

從充氣展開(kāi)方式的角度可將柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器分為被動(dòng)式和主動(dòng)式兩大類(lèi)，依靠空氣來(lái)流進(jìn)行充氣展開(kāi)的氣動(dòng)減速器均可歸為被動(dòng)式，自身攜帶高壓氣源或氣體發(fā)生器的可歸為主動(dòng)式。被動(dòng)式氣動(dòng)減速器的特點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單可靠，但飛行環(huán)境對(duì)充氣過(guò)程影響較大，且氣動(dòng)外形保持性能不佳。比如降落傘在大氣層外根本無(wú)法工作，且隨著大氣密度減小阻力性能下降明顯，同時(shí)高馬赫數(shù)下喘振現(xiàn)象會(huì)顯著造成氣動(dòng)阻力的不穩(wěn)定。主動(dòng)充氣式氣動(dòng)減速器能夠快速建立穩(wěn)定的氣動(dòng)外形，尤其適用于低密度和低軌稀薄大氣的航天器高速進(jìn)入減速，但系統(tǒng)更加復(fù)雜，同時(shí)對(duì)充氣阻力面材料的力學(xué)和熱防護(hù)性能要求更高。

1.2 柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器的應(yīng)用

以地球環(huán)境為例，從地表一直到海拔1 000km的地球低軌（LEO），均有柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器的身影。柔性結(jié)構(gòu)的降落傘相較于剛性結(jié)構(gòu)，存在著設(shè)計(jì)難度大、受力狀態(tài)復(fù)雜的問(wèn)題，但柔性結(jié)構(gòu)本身結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單可靠、展收比（即展開(kāi)面積與折疊包裝后特征尺寸的比值）大、抗沖擊性強(qiáng)的優(yōu)異特性是作為航天器減速裝置的理想之選。而各類(lèi)柔性特種紡織材料和復(fù)合材料質(zhì)量輕、抗拉強(qiáng)度大、可折疊包裝，也是用來(lái)制造航天器氣動(dòng)減速器的最適宜材料。因此，目前世界上航天器再入地球大氣絕大多數(shù)采用了基于柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器的返回系統(tǒng)。

在近地稠密大氣環(huán)境，空氣呈連續(xù)流狀態(tài)，被動(dòng)充氣式氣動(dòng)減速裝置是最重要的氣動(dòng)減速器。目前降落傘仍是應(yīng)用最為廣泛的航天器氣動(dòng)減速裝置，其回收載荷質(zhì)量從數(shù)噸級(jí)的載人航天器、返回式衛(wèi)星，直至60t級(jí)的航天飛機(jī)助推器。降落傘應(yīng)用限制條件一般情況下被動(dòng)充氣式的降落傘主要應(yīng)用在離地60km以下的稠密大氣環(huán)境，比如我國(guó)“神舟號(hào)”飛船降落傘以及美國(guó)波音公司的CST-100降落傘“阿波羅”傘系統(tǒng)[7]。并且，由2~6具大型傘組成的群傘系統(tǒng)使可回收載荷質(zhì)量獲得數(shù)倍提升，從而滿足超大型航天器的減速著陸需求。如NASA的“獵戶座”飛船[8]、SpaceX公司的“龍”飛船等均使用了群傘系統(tǒng)。

在60~120km的過(guò)渡空間內(nèi)，大氣密度已降至0.31g/m3以下，被動(dòng)展開(kāi)式氣動(dòng)減速裝置由于動(dòng)壓低、速度高的問(wèn)題很難充氣展開(kāi)，并且以高超聲速飛行的返回系統(tǒng)面臨著氣動(dòng)熱的嚴(yán)峻考驗(yàn)，逐漸發(fā)展出了應(yīng)用于低密度大氣超聲速再入的主動(dòng)充氣式柔性展開(kāi)氣動(dòng)減速器，其特點(diǎn)是具有密閉容腔，利用主動(dòng)充氣形成氣動(dòng)阻力面，同時(shí)具有防熱功能，稱(chēng)為充氣式可展開(kāi)再入減速裝置。主動(dòng)充氣展開(kāi)的方式能夠快速建立氣動(dòng)外形實(shí)現(xiàn)減速，同時(shí)在氣動(dòng)保形和熱防護(hù)方面具有顯著優(yōu)勢(shì)。比如俄羅斯與歐空局（ESA）聯(lián)合研制的IRDT以及美國(guó)NASA的IRVE這兩種充氣展開(kāi)式返回試驗(yàn)飛行器，以及NASA的SIAD和HIAD（Supersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator，超聲速充氣式氣動(dòng)減速器）[9]，計(jì)劃用于空間站有效載荷的返回以及火星大氣進(jìn)入。

在120~1 000km的稀薄粒子流大氣環(huán)境，空氣分子自由程遠(yuǎn)大于近地大氣，粒子以碰撞反射的形式與航天器表面發(fā)生作用并產(chǎn)生氣動(dòng)力。此時(shí)利用氣動(dòng)力使被動(dòng)充氣式氣動(dòng)減速裝置正常展開(kāi)，只能采用自主展開(kāi)的方式形成大阻力面。如Global Aerospace Corporation提出的充氣式增阻離軌裝置（Gossamer Orbit Lowering Device，GOLD）[10]概念機(jī)即利用展開(kāi)如圖3所示呈球形的柔性充氣結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)低軌無(wú)自主機(jī)動(dòng)力的衛(wèi)星離軌再入。文獻(xiàn)[11]基于IRVE的啟發(fā)提出了一種用于廢棄衛(wèi)星和軌道碎片的先進(jìn)充氣離軌解決方案。

圖3 充氣展開(kāi)及折疊包裝狀態(tài)的GOLD

綜上所述，由于柔性展開(kāi)氣動(dòng)減速器的多種構(gòu)型能夠適應(yīng)不同大氣條件，其應(yīng)用已遍布海陸空天以及地外天體各個(gè)空間領(lǐng)域，如圖4所示。

圖4 柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器的空間應(yīng)用

2 柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)內(nèi)涵及關(guān)鍵技術(shù)

2.1 技術(shù)內(nèi)涵

雖然各種氣動(dòng)減速器的應(yīng)用場(chǎng)景不盡相同，然而其工作過(guò)程都需要經(jīng)歷拉直、充氣展開(kāi)、保形產(chǎn)生氣動(dòng)力幾個(gè)階段。在充氣展開(kāi)階段，由于柔性展開(kāi)結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)外形不同于機(jī)械結(jié)構(gòu)飛行器，其充氣展開(kāi)過(guò)程中氣動(dòng)外形的變化有著非線性強(qiáng)、隨機(jī)性和變形幅度大的特點(diǎn)，而氣動(dòng)外形的急劇變化則必然引起氣動(dòng)載荷的快速變化。氣動(dòng)保形階段是柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器真正實(shí)現(xiàn)減速功能的主要階段，成功的充氣展開(kāi)過(guò)程是氣動(dòng)減速器工作的前提條件，保持氣動(dòng)外形實(shí)現(xiàn)減速功能則是氣動(dòng)減速器的最終目的。

因此，通過(guò)力學(xué)分析和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)控制柔性結(jié)構(gòu)的展開(kāi)過(guò)程，是快速建立有效氣動(dòng)外形的前提，也是實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)減速功能的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。不論是被動(dòng)充氣式展開(kāi)減速裝置還是主動(dòng)充氣式展開(kāi)減速裝置，其展開(kāi)過(guò)程均是柔性結(jié)構(gòu)在氣動(dòng)載荷下的快速大變形過(guò)程，只有通過(guò)大量的多體動(dòng)力學(xué)、氣動(dòng)力學(xué)的耦合分析及物理試驗(yàn)，才能準(zhǔn)確獲取關(guān)鍵力學(xué)和運(yùn)動(dòng)特性參數(shù)。對(duì)于降落傘和翼傘，不僅需要結(jié)合載荷體的質(zhì)量、外形特征設(shè)計(jì)傘的構(gòu)型，還需要分析從折疊包裝狀態(tài)到拉直、充氣和展開(kāi)過(guò)程中，傘衣、傘繩和連接部件上的載荷分布情況，以及艙傘組合體在這一過(guò)程中的姿態(tài)和運(yùn)動(dòng)軌跡。對(duì)于主動(dòng)充氣式展開(kāi)的氣動(dòng)減速器，在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)還需要考慮充氣展開(kāi)過(guò)程中內(nèi)部氣體的壓力載荷和外部來(lái)流產(chǎn)生的氣動(dòng)力載荷同時(shí)作用下的受力情況，以及高速飛行過(guò)程中氣動(dòng)熱對(duì)結(jié)構(gòu)的影響等問(wèn)題。一方面，對(duì)于減速器的工作級(jí)數(shù)、組成設(shè)計(jì)和充氣展開(kāi)策略的制定，必須基于減速器系統(tǒng)宏觀和細(xì)節(jié)的力學(xué)分析和地面試驗(yàn)驗(yàn)證。另一方面，通過(guò)力學(xué)分析獲得柔性結(jié)構(gòu)的力學(xué)和運(yùn)動(dòng)特性也為精確預(yù)測(cè)航天器返回過(guò)程的運(yùn)動(dòng)學(xué)參數(shù)提供了基礎(chǔ)。

綜上所述，在近地大氣不考慮氣動(dòng)熱的情形下，柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)的理論基礎(chǔ)即為空氣動(dòng)力學(xué)、柔性結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)以及二者結(jié)合形成的流固耦合力學(xué)；在高速進(jìn)入減速包含氣動(dòng)熱的情形下，還要增加結(jié)構(gòu)熱力學(xué)的耦合分析。因此，柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)的理論研究可歸納為在氣動(dòng)載荷下的柔性結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析問(wèn)題。包含各種充氣式展開(kāi)結(jié)構(gòu)在穩(wěn)定減速階段的氣動(dòng)力和力矩分析、充氣展開(kāi)過(guò)程中氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)快速大變形耦合的力學(xué)分析、以及在考慮內(nèi)部高壓氣體和外部高速流雙重作用下的力學(xué)和熱力學(xué)耦合分析，力學(xué)分析是柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器研究的理論基礎(chǔ)，隨著力學(xué)分析所涉及的物理場(chǎng)復(fù)雜程度急劇提升，對(duì)于數(shù)值分析技術(shù)和計(jì)算資源都提出了極大挑戰(zhàn)。

2.2 關(guān)鍵技術(shù)

實(shí)際工程應(yīng)用中針對(duì)航天器氣動(dòng)減速系統(tǒng)的力學(xué)分析問(wèn)題，按照真實(shí)物理模型建模進(jìn)行仿真分析幾乎無(wú)法完成，建立盡量貼近物理模型的柔性結(jié)構(gòu)充氣展開(kāi)數(shù)學(xué)模型，進(jìn)而獲得準(zhǔn)確的力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)特性，將為柔性展開(kāi)式氣動(dòng)減速器的研究帶來(lái)極大促進(jìn)。從目前國(guó)內(nèi)外的發(fā)展現(xiàn)狀來(lái)看，柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)在基礎(chǔ)理論方面的關(guān)鍵技術(shù)可分為以下三個(gè)方面：

（1）氣動(dòng)特性預(yù)測(cè)和分析技術(shù)

飛行器在大氣中飛行時(shí)，氣動(dòng)載荷是引發(fā)航天器各種運(yùn)動(dòng)、力、熱現(xiàn)象的重要原因。眾所周知，目前風(fēng)洞試驗(yàn)和投放、飛行等物理試驗(yàn)是驗(yàn)證目標(biāo)氣動(dòng)性能的最佳手段。但物理試驗(yàn)的高成本和無(wú)法快速響應(yīng)是國(guó)內(nèi)外研究機(jī)構(gòu)都無(wú)法解決的難題。如何能在氣動(dòng)減速器概念方案或設(shè)計(jì)階段較為準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)其氣動(dòng)特性顯得尤為重要。針對(duì)地球、火星等大氣環(huán)境，利用基于求解N-S方程的流場(chǎng)分析方法，計(jì)算柔性展開(kāi)式氣動(dòng)減速器的氣動(dòng)力最為常見(jiàn)。文獻(xiàn)[12]建立了翼傘的索膜有限元模型，并結(jié)合有限體積法對(duì)氣動(dòng)載荷進(jìn)行了預(yù)測(cè)，考察了前緣切角和翼肋形狀對(duì)傘衣表面壓力分布的影響；文獻(xiàn)[13]通過(guò)對(duì)降落傘的流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，研究了網(wǎng)格質(zhì)量對(duì)流場(chǎng)計(jì)算精度的影響，計(jì)算表明采用分塊式貼體網(wǎng)格能夠在計(jì)算精度、效率和穩(wěn)定性方面到達(dá)良好平衡；文獻(xiàn)[14]利用基于有限體積法對(duì)降落傘在穩(wěn)降階段的流場(chǎng)進(jìn)行了分析，獲得的降落傘氣動(dòng)性能以及流場(chǎng)特性與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合良好；文獻(xiàn)[15]建立了帶有透氣量的環(huán)帆傘流場(chǎng)模型，結(jié)合高精度空間和時(shí)間離散格式，對(duì)環(huán)帆傘的流場(chǎng)特性進(jìn)行了研究，在獲得環(huán)帆傘氣動(dòng)特性的同時(shí)探究了傘衣透氣量對(duì)降落傘的流場(chǎng)影響機(jī)理。

（2）柔性結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析技術(shù)

不同于剛性和彈性結(jié)構(gòu)，柔性結(jié)構(gòu)的力學(xué)非線性格外凸顯，用于描述柔性結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型以及離散后的單元屬性都更加復(fù)雜。對(duì)于柔性結(jié)構(gòu)的展開(kāi)過(guò)程力學(xué)分析，最理想的解決辦法是采用流固耦合方法進(jìn)行計(jì)算，但實(shí)際中由于流固耦合計(jì)算的代價(jià)較大。對(duì)于一些氣動(dòng)載荷影響不大的動(dòng)力學(xué)過(guò)程，常采用多體動(dòng)力學(xué)模型對(duì)物傘系統(tǒng)進(jìn)行模擬，如充滿狀態(tài)的降落傘可視為一個(gè)剛體，進(jìn)而利用多體動(dòng)力學(xué)對(duì)物傘系統(tǒng)進(jìn)行飛行軌跡、過(guò)載和連接部受力情況等宏觀參數(shù)的計(jì)算。例如：文獻(xiàn)[16]建立了降落傘與載荷體的整體動(dòng)力學(xué)模型，靜態(tài)流場(chǎng)分析和動(dòng)態(tài)流場(chǎng)及動(dòng)力學(xué)模擬的結(jié)果表明，降落傘在鐘擺運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的氣動(dòng)力與靜態(tài)情形下有較大差異，利用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)獲得降落傘的流場(chǎng)特性是一種更為準(zhǔn)確的模擬分析方法；文獻(xiàn)[17]首先利用計(jì)算流體力學(xué)方法獲得航天器的超聲速尾流場(chǎng)速度分布，然后建立降落傘彈射拉直過(guò)程的動(dòng)力學(xué)模型，對(duì)尾流影響下的降落傘彈射動(dòng)力學(xué)進(jìn)行了分析；文獻(xiàn)[18]和文獻(xiàn)[19]分別針對(duì)火星著陸器的進(jìn)入、減速和著陸過(guò)程建立了精細(xì)的降落傘系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型，結(jié)合前體的六自由度剛體模型，對(duì)火星探測(cè)器的進(jìn)入彈道動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行了分析；文獻(xiàn)[20]建立了降落傘傘包與前體球底的組合體動(dòng)力學(xué)數(shù)值仿真模型，利用非定常流場(chǎng)分析方法研究了前體尾流影響下回收系統(tǒng)彈射分離過(guò)程的氣動(dòng)與動(dòng)力學(xué)特性。

（3）流固耦合分析技術(shù)

柔性可展開(kāi)結(jié)構(gòu)的充氣展開(kāi)過(guò)程是極其關(guān)鍵的工作過(guò)程，且是一個(gè)幾何非線性與材料非線性并存的復(fù)雜動(dòng)力學(xué)過(guò)程。利用流固耦合分析方法研究柔性結(jié)構(gòu)力學(xué)特性的難點(diǎn)主要有三點(diǎn)：第一是需要建立能夠模擬柔性材料力學(xué)特性的本構(gòu)模型，直觀和準(zhǔn)確的模擬瞬態(tài)大變形的非線性動(dòng)態(tài)過(guò)程；第二是選用合適的流場(chǎng)計(jì)算方法，在保證流場(chǎng)求解不失真的前提下又不顯著降低計(jì)算效率；第三是流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)場(chǎng)的數(shù)據(jù)交互，其中涉及網(wǎng)格變換和時(shí)間步長(zhǎng)的協(xié)調(diào)，流固耦合界面物理量傳遞等多個(gè)數(shù)值問(wèn)題。因此，針對(duì)柔性結(jié)構(gòu)的流固耦合分析問(wèn)題至今仍是數(shù)值計(jì)算領(lǐng)域的熱點(diǎn)研究方向之一。比如從近地低速連續(xù)流氣動(dòng)分析擴(kuò)展至全速域連續(xù)流，以及稀薄離散粒子流氣動(dòng)分析；從流固耦合擴(kuò)至流固熱多物理場(chǎng)耦合分析。例如，文獻(xiàn)[21]建立了降落傘的流固耦合有限元分析模型，基于LS-DYNA軟件對(duì)充氣過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬，得到了降落傘的充氣時(shí)間和投影面積隨充氣展開(kāi)過(guò)程的變化的規(guī)律，探索了利用流固耦合方法預(yù)測(cè)降落傘動(dòng)態(tài)大變形過(guò)程的新途徑；文獻(xiàn)[22]發(fā)展了一套結(jié)合流場(chǎng)方程預(yù)處理有限體積法、非線性有限元以及擬固體動(dòng)網(wǎng)格三種技術(shù)的降落傘流固耦合數(shù)值分析方法，對(duì)降落傘工作狀態(tài)的喘振現(xiàn)象以及穩(wěn)降過(guò)程動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行了分析；文獻(xiàn)[23]在NASA的低密度超音速降落傘（火星傘）研制過(guò)程中，針對(duì)降落傘充氣展開(kāi)工作異常的現(xiàn)象，聯(lián)合加州理工學(xué)院噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室和斯坦福大學(xué)發(fā)起了一項(xiàng)研究合作，旨在推進(jìn)對(duì)超音速降落傘流固耦合分析技術(shù)的發(fā)展。文獻(xiàn)[24]得到利用二次NURBS函數(shù)對(duì)降落傘的外形進(jìn)行重構(gòu)，并結(jié)合孔隙度模型使降落傘流固耦合計(jì)算精度得到進(jìn)一步提高。

根據(jù)上述關(guān)鍵技術(shù)分析，結(jié)合柔性氣動(dòng)減速器的應(yīng)用需求，對(duì)柔性氣動(dòng)減速技術(shù)的共性基礎(chǔ)技術(shù)和個(gè)性化關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了總結(jié)。柔性氣動(dòng)減速技術(shù)的理論需求分布如圖5所示。

圖5 柔性氣動(dòng)減速技術(shù)的理論需求分布

由圖5可見(jiàn)，從基礎(chǔ)的降落傘直至IRDT，所涉及的力學(xué)分析學(xué)科交叉度和難度都在不斷提升。氣動(dòng)特性預(yù)測(cè)和分析技術(shù)、柔性結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析技術(shù)和多物理場(chǎng)耦合分析技術(shù)，這三項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)是所有柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速器的力學(xué)分析基礎(chǔ)。如何能提高分析精度，更好支撐工程應(yīng)用，是理論與數(shù)值分析技術(shù)發(fā)展的源動(dòng)力。

3 結(jié)束語(yǔ)

柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)是航天器進(jìn)入減速著陸的核心關(guān)鍵技術(shù)。本文首先對(duì)柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)的內(nèi)涵與研究現(xiàn)狀進(jìn)行了總結(jié)，其次對(duì)柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)涉及到的理論關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了概括與分析，最后對(duì)柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)的理論需求分布進(jìn)行了梳理，并針對(duì)其后續(xù)的應(yīng)用進(jìn)行了展望。

需求是技術(shù)發(fā)展和應(yīng)用的牽引力，面對(duì)當(dāng)前航天任務(wù)的低成本和高可靠性要求，大力發(fā)展數(shù)值仿真技術(shù)，促進(jìn)理論研究的同時(shí)有效降低試驗(yàn)成本是未來(lái)的必然趨勢(shì)。目前，國(guó)外在柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)的理論和飛行驗(yàn)證研究方面都有一定的優(yōu)勢(shì)，尤其在數(shù)值分析領(lǐng)域進(jìn)行的大量深入研究不僅節(jié)省了物理試驗(yàn)成本，更直接促進(jìn)了理論研究發(fā)展?？紤]到柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)對(duì)于載人航天及地外天體探測(cè)的重要意義，有必要對(duì)非柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)進(jìn)行深入研究，針對(duì)其中的難點(diǎn)問(wèn)題進(jìn)行突破，為我國(guó)在未來(lái)航天任務(wù)提供必要的技術(shù)儲(chǔ)備。

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Research on Flexible Deployable Inflatable Deceleration Technology

WANG Liwu1,2WANG Qi1,2LEI Jiangli1,2WANG Yongbing1,2LI Jian1,2WANG Wenqiang1,2

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China） （2 Laboratory of Aerospace Entry, Descent and Landing Technology, CASC, Beijing 100094, China）

Technology of flexible deployable inflatabledecelerators is the key to achieve deceleration and landing after the reentry into atmosphere of a manned spacecraft, Lunar explorer or Mars explorer, which has important theoretical value and engineering significance. Based on the application in scenarios of earth-atmosphere at different heights, the flexible deployable pneumatic decelerators are classified and introduced, and the extensional application of extraterrestrial space is briefly demonstrated in this paper. Then the summary of recent research and connotation of flexible deployable inflatable decelerating technology are represented. Finally the key techniques of dynamics such as aerodynamics, structural dynamics of flexible decelerator and fluid-structure coupling are concluded theoretically. According to the research status and key technology, the future application and technical development of flexible deployable inflatable device are prospected.

flexible deployable inflatable technology; aerodynamic decelerator; reentry, descent and landing

V417

A

1009-8518(2020)01-0001-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2020.01.001

2019-09-20

國(guó)家重大科技專(zhuān)項(xiàng)工程

王立武, 王奇, 雷江利, 等. 柔性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)研究[J]. 航天返回與遙感, 2020, 41(1): 1-9.

WANG Liwu, WANG Qi, LEI Jiangli, et al. Research on Flexible Deployable Inflatable Deceleration Technology[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2020, 41(1): 1-9. (in Chinese)

王立武，男，1978年生，2013年獲西北工業(yè)大學(xué)飛行器設(shè)計(jì)專(zhuān)業(yè)工程碩士學(xué)位，現(xiàn)在東南大學(xué)攻讀博士學(xué)位，高級(jí)工程師。研究方向?yàn)楹教炱鞣祷嘏c著陸技術(shù)。Email：348949278@qq.com。

（編輯：陳艷霞）