半剛性機械展開式氣動減速技術機構與熱防護研究

張鵬 蘇南 趙鑠 桂蜀旺 毛科鑄 侯向陽,

半剛性機械展開式氣動減速技術機構與熱防護研究

張鵬1蘇南1趙鑠1桂蜀旺2毛科鑄3侯向陽1,2

（1 中國空間技術研究院載人航天總體部，北京 100094）（2 南京航空航天大學飛行器先進設計技術國防重點學科實驗室，南京 210016）（3 航天材料及工藝研究所，北京 100076）

針對半剛性機械展開式氣動減速技術特點，文章首先選取了八棱臺氣動外形，分析了考慮柔性面變形影響的氣動環境特征，然后開展了連桿機構原理設計和柔性防熱結構設計，最后進行了機構構型穩定性仿真分析、柔性防熱材料風洞試驗驗證、柔性防熱結構套裝及氣動面展開性能驗證。研究顯示：八棱臺外形棱邊處氣動熱整體上大于柔性面區域且在棱邊靠近邊緣處出現最大值；棱邊處和柔性面區域的氣動壓力隨徑向距離變化不大且兩處的氣動壓力水平相當，而氣動剪力隨徑向距離變化明顯且棱邊處的氣動剪力明顯大于柔性面區域；整個連桿機構在氣動力作用下不發生結構破壞和失穩，能夠保證氣動面構型穩定性；新研的柔性防熱材料經風洞試驗考核能夠耐受規定的氣動力熱環境，并能保證氣動面背溫在機構正常使用范圍內；經原理樣機驗證，機構運動性能及柔性防熱結構可折疊性能良好。

機械式展開 棱臺式氣動外形 氣動力熱環境 連桿機構 構型穩定性 柔性防熱材料 航天返回

0 引言

隨著航天事業的不斷發展，傳統的固定式剛性再入/進入航天器因受運載火箭發射能力及整流罩包絡約束已經滿足不了未來航天事業發展需求[1-3]。目前，國內外正在研究一種高適應性可展開氣動減速技術，該技術根據防熱結構的柔性程度及展開驅動形式可分為柔性充氣式[4-7]、半剛性機械式[1-2,8-17]和剛性機械式[18]三種。

目前，國內對柔性充氣式氣動減速技術研究相對較多，而對機械式研究相對較少[1]。為拓寬我國可展開氣動減速技術研究途徑，本文以再入質量60kg、氣動面展開最大包絡直徑2 230mm、氣動面展開半錐角60°為初始條件，在文獻[8]的基礎上開展半剛性機械展開式氣動減速技術機構與熱防護研究。

本文首先進行氣動面選型和考慮柔性面變形影響的氣動環境分析，確定機構形式及力熱載荷特征；然后開展機構方案設計和柔性防熱結構設計；最后根據力熱載荷環境進行機構構型穩定性仿真分析、柔性防熱材料風洞試驗驗證、柔性防熱結構套裝驗證及氣動面展開性能驗證。本文研究成果及設計方法為半剛性機械展開式氣動減速技術后續的深入研究及工程化實施奠定了基礎。

1 氣動面選型與氣動力熱環境分析

半剛性機械展開式氣動減速技術的氣動面是通過若干組均布連桿機構支撐柔性防熱材料實現的[8]，在連桿機構與柔性防熱材料連接處及柔性防熱材料邊緣處形成兩條棱邊，使得整個氣動外形呈棱臺狀且臺面為柔性，區別于柔性充氣式和剛性機械式的剛性圓錐狀，如圖1所示。因此，在氣動選型及氣動力熱計算方面，本文突出在棱臺邊數的確定（即連桿機構組件數量的確定）及考慮柔性面變形影響的氣動力熱環境確定兩方面，其他氣動特征分析在文獻[9]中已有研究，此處不再贅述。

1.1 氣動面選型

圖2為=5時不同棱邊數目與同參數圓錐形壁面的氣動阻力比較。從圖2上看出：棱邊數越多、氣動阻力越接近圓錐形壁面，這是因為棱邊數越多幾何上越趨近于圓錐的緣故。在綜合考慮減速效果、機構承載能力、系統質量等約束條件下，選取八棱臺作為本文氣動外形，即機構形式為八組連桿機構。這是因為：相比六棱臺而言，八棱臺的氣動阻力更接近圓錐形，機構組件多、承載能力更強；相比十棱臺而言，八棱臺的機構組件少、結構質量更輕。

圖1 棱臺狀柔性氣動面

圖2 不同外形條件下的氣動阻力

1.2 氣動力熱環境分析

根據文獻[10]提供的彈道參數及柔性面分析方法，分析得出如圖3、圖4所示的0°攻角狀態下考慮柔性面變形影響的氣動力熱環境。其中，1為連桿機構形成的棱邊，2、2、2為其上三個特征點；2為柔性臺面區域某特征曲線，1、1、1為其上三個特征點；特征點為駐點；為氣動面徑向距離；為氣動面半徑。

從圖3中看出：八棱臺柔性氣動面棱邊處（1）熱流密度及總加熱量整體上大于柔性面區域（2），且在棱邊靠近邊緣處（2點）出現最大值，這是由于柔性面下凹變形引起的棱邊處氣動熱集中現象導致的[10]；隨著徑向距離增加，棱邊處（1）和柔性面區域（2）的氣動壓力變化不大，而在靠近邊緣處急劇下降，且棱邊處（1）的氣動壓力水平與柔性面區域（2）相當；隨著徑向距離增加，棱邊處（1）和柔性面區域（2）的氣動剪力明顯增加，同樣在靠近邊緣處又急劇下降，且棱邊處（1）的氣動剪力明顯大于柔性面區域（2）。為此，本文選取輻條處的氣動力熱載荷開展機構構型穩定性仿真及柔性防熱材料風洞試驗。

圖3 氣動熱環境

圖4 最大氣動力環境

2 機構設計

本文采用連桿機構與載荷艙一體化構型設計方案，即：連桿機構與載荷艙直接連接且沿載荷艙軸向運動，剛性頭錐是載荷艙的一部分。該方案主要由載荷艙（含剛性頭錐）、8根輻條、8根連接桿、8根彈簧、4根導向桿、滑動框以及4套壓緊釋放裝置、4套鎖定緩沖裝置組成，如圖5所示。

圖6為連桿機構原理圖。連接桿一端連接輻條于點、一端連接滑動框于點，輻條一端連接剛性頭錐于點、一端自由，彈簧一端連接連接桿于點、一端連接滑動框于點。點、、、、處設計為鉸接轉動副，滑動框套在導向桿上設計為滑動副。收攏狀態下，壓緊釋放裝置將滑動框鎖死，此時驅動彈簧處于拉伸狀態；壓緊釋放裝置解鎖后，釋放滑動框，彈簧釋放勢能，驅動輻條展開；當連接桿運動到與導向桿垂直時，鎖定緩沖裝置對滑動框進行緩沖限位并鎖定，氣動面完全展開，此時氣動面展開包絡直徑=2 230mm、半錐角=60°、剛性頭錐直徑=700mm，如圖6所示。

圖5 結構機構設計

為保證收攏后軸向包絡尺寸最小，本文依據文獻[8]的研究成果確定幾何關系，即連接桿與輻條幾何尺寸滿足下式

式中 S為輻條OC的總長；S1為連接桿BF長度；S2為輻條OB段長度；S3為輻條BC段長度；θ為半錐角。

3 柔性防熱結構設計

半剛性機械展開式氣動減速技術的柔性防熱結構設計關鍵在于柔性防熱材料與輻條和剛性頭錐的連接。柔性防熱結構整體上采用根據輻條數目分塊拼接的設計方案，如圖7所示。其中：在輻條拼接處，柔性防熱材料對向拼接后其上再覆蓋一層柔性防熱材料作為接縫結構，以防止輻條處過熱及縫隙燒蝕；剛性頭錐與柔性防熱結構獨立設計，收攏狀態下剛性頭錐與柔性防熱結構分離，展開后剛性頭錐能完全蓋住柔性防熱結構接頭。

4 分析與驗證

4.1 機構構型穩定性分析

再入過程中連桿機構承擔著整個氣動力作用，根據圖4確定的氣動力載荷進行連桿機構構型穩定性分析。通過力學分析看出：整個連桿機構在氣動力作用下，最大應力為45.9MPa遠小于材料自身的屈服強度；最大變形為7.92mm，該變形對氣動面包絡直徑和半錐角影響較小；屈曲載荷因子為4.38＞1，連桿機構不會發生屈曲；由此可知，整個連桿機構在氣動力作用下，不發生結構破壞和失穩，能夠保證構型穩定性，如圖8所示。

圖7 柔性防熱結構設計

圖8 構型穩定性分析

4.2 柔性防熱材料風洞試驗

本文研制的柔性防熱材料采用多層結構方案，依次為燒蝕層、隔熱層、氣密層、結構承力層，如圖9所示，各層之間采用膠接、縫合連接。

圖9 柔性防熱材料組成

根據圖3及圖4確定的氣動力熱環境，進行柔性防熱材料低熱流—長時間隔熱性能考核及高熱流—短時間燒蝕性能考核，試驗結果如圖10所示。通過試驗可知：在低熱流—長時間工況試驗過程中，表面溫度達到1 260℃，碳層保持完整、不剝落，背溫最高162℃；在高熱流—短時間工況試驗過程中，表面溫度達到1 500℃，碳層保持完整、不剝落，背溫最高為171℃。而162℃~171℃的背溫對機構材料的力學性能影響不大。

因此本文研制的柔性防熱材料防隔熱性能能夠耐受圖3及圖4所確定的氣動力熱環境，并能保證氣動面背溫在機構正常使用范圍內。

圖10 柔性防熱材料風洞燒蝕試驗

4.3 防熱結構套裝及展開性能驗證

利用原理樣機進行柔性防熱結構安裝實施驗證，機構展開性能驗證及柔性防熱結構可折疊性能驗證。經驗證發現：半剛性機械展開式氣動減速技術的柔性防熱結構可實施性較好，實施效果符合設計狀態，如圖11所示；樣機展開收攏過程順暢、無卡滯，柔性防熱材料無破損、無褶皺，機構運動性能及柔性防熱結構可折疊性能良好，如圖12所示。

圖11 柔性防熱結構安裝實施

圖12 展開收攏驗證

Fig.12 Deployed and stowed verification

5 結束語

本文以八棱臺氣動外形、連桿機構與載荷艙一體化設計及柔性防熱材料多層結構方案為基礎，分別從考慮柔性面變形影響的氣動環境分析、機構原理設計、柔性防熱結構設計及機構構型穩定性分析、柔性防熱材料風洞試驗驗證、柔性防熱結構套裝驗證、氣動面展開性能驗證等方面對半剛性機械展開式氣動減速技術機構與熱防護進行了研究，得出結論如下：

1）棱邊處熱流密度及總加熱量整體上大于柔性面區域且在棱邊靠近邊緣處出現最大值。

2）隨著徑向距離增加，棱邊處和柔性面區域的氣動壓力變化不大，且兩處的氣動壓力水平相當；隨著徑向距離增加，棱邊處和柔性面區域的氣動剪力明顯增加，且棱邊處的氣動剪力明顯大于柔性面區域。

3）機構設計合理，經仿真驗證機構能夠承受氣動載荷、保證氣動面構型穩定性，經原理樣機驗證機構運動性能良好。

4）柔性熱防護設計合理，經風洞試驗驗證柔性防熱材料能夠耐受氣動環境、保證背溫在機構正常使用范圍內，經原理樣機驗證柔性防熱結構可實施性較好、可折疊性能良好。

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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

張鵬，男，1982年生，2011年獲華中科技大學固體力學專業博士學位，高級工程師。研究方向為航天器系統設計、氣動設計及總裝集成設計。E-mail：zhangpeng01061014@163.com。

2019-08-21

國家重大科技專項工程

張鵬, 蘇南, 趙鑠, 等. 半剛性機械展開式氣動減速技術機構與熱防護研究[J]. 航天返回與遙感, 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)

（編輯：龐冰）