空天飛行器整體式救生座艙的穩定減速與分離特性數值模擬

劉愿，陳川，錢戰森,*

1. 中國航空工業空氣動力研究院，沈陽 110034 2. 高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034 3. 航空工業成都飛機設計研究所，成都 510100

空天飛行器是一種可重復利用、水平起降、高馬赫數巡航、進入地球軌道的飛行器，因其具有高空偵察、快速突防及遠程運輸等特點而成為世界各國的研究熱點。救生系統作為飛行器的關鍵部件之一，是飛行員空中的“生命之舟”，其安全分離和穩定減速等性能必須得以保證。尤其對于空天飛行器，救生系統必須能夠在包含亞聲速、超聲速及高超聲速等的寬速度范圍內正常工作，才能保障飛行員在整個飛行包線內的生命安全。但是，常規彈射座椅救生包線一般高度為0～20 km，Ma<2[1]，無法滿足該飛行包線內的救生要求。整體式密閉救生座艙方案將整個駕駛艙與座椅進行一體化設計，在彈射之后具有獨立的密閉式結構，可在高馬赫數飛行情況下有效保護飛行員免受高速氣流的吹襲，能夠大幅擴寬飛行器的救生包線，是空天飛行器救生系統設計的重要方案之一。

常規飛行器救生系統的研制主要以彈射座椅為主，先后經歷了彈道式彈射、火箭彈射、多態控制彈射以及自適應彈射4個階段的發展[1-2]。現階段，各國作戰飛機裝配的彈射座椅(如美國ACES-II型彈射座椅、英國馬丁貝克公司MK-16座椅及俄羅斯K-36型座椅)均屬于第3代多態控制彈射座椅，第4代自適應座椅由于推力矢量技術瓶頸難以突破而尚未實現工程化應用，仍處于技術發展階段。針對彈射座椅的氣動問題，國際上已形成了以綜合風洞試驗、數值計算及數學建模等為手段的研究體系[3-7]。中國針對彈射座椅的出艙過程、姿態穩定與控制、飛行員保護措施等方面也開展了相應的研究工作，發展了彈射座艙氣動性能預測的數值模擬方法[8-10]與風洞試驗方法[11-12]、座椅增穩方法[13-17]、座椅姿態控制方法[18-19]、高速氣流吹襲保護措施[20-21]等多項關鍵技術。但是，隨著飛行器飛行馬赫數的不斷提高，常規彈射座椅救生方式已經難以完成高馬赫數情況下的救生任務。

整體式救生座艙設計思想最初來源于空間運載器的返回艙以及B-58的密閉式救生座椅[22]，并在F-111飛機上獲得了工程應用[23-24]，最大限度地保護了飛行員。但是由于該系統集成復雜、質量大且姿態難控制等諸多問題[25]，導致在F-111飛機退役后整體式座艙救生方式在其他型號上并未得到采用。現階段常規戰斗機仍主要偏向于配備飛行員簡易保護裝置的座椅救生方案，這使得針對整體式救生艙系統，尤其是對整體式座艙分離安全性、減速效率及姿態穩定等氣動性能的研究較為少見，且所有研究針對的速度上限基本均在低超聲速范圍。對于寬速域飛行的空天飛行器，由于馬赫數范圍明顯拓寬，整體式座艙所面臨的各種問題將更加復雜。但是，近年來隨著新型材料和控制系統的發展與應用，各系統集成、減重等問題有望逐漸獲得突破，整體式座艙將成為新型空天飛行器的一種理想救生系統。然而目前國內外對于寬馬赫數范圍的整體式座艙穩定性和分離安全性等關鍵氣動特性的研究仍十分缺乏。

本文主要圍繞整體式座艙系統的氣動穩定性和分離特性開展數值模擬研究。首先開展基本氣動性能數值模擬，重點考察座艙在寬速域下的穩定性和減速效率；然后通過一種剛性減速傘減速增穩方案，對座艙穩定性和減速效率進行改善；最后基于動態重疊網格方法，對座艙+減速傘構型離機過程開展動態數值模擬，進一步驗證座艙拋投的安全性、穩定性等性能。該項研究工作對開展空天飛行器救生系統設計具有一定的參考意義。

1 整體式救生座艙簡介

整體式救生座艙方案將飛行員、任務系統、環境控制與生命保障系統等相關系統集成為一體，形成獨立的結構，實現所謂的“短袖座艙”；應急救生促發后，座艙在分離機構的作用下與空天飛行器切斷連接并彈射離體；在安全分離之后，通過穩定系統和降落傘實現安全著陸。整個彈射過程飛行員不會暴露于外界環境中，能夠獲得最好的保護，所以整體式座艙將成為一種較為理想的空天飛行器救生系統。

1.1 整體式救生座艙的氣動構型

為更好地保護飛行員的生命安全，整體式座艙必須能夠容納飛行員、座椅、控制操縱平臺和供氧裝置等系統，并形成密閉式空間。同時整體式座艙作為空天飛行器機體的一部分，其外部型面還應與飛機進行一體化設計。研究的整體式救生座艙如圖1所示，座艙上表面為飛行器艙蓋，在正常飛行時其他表面均位于機體內部，其空間能夠容納駕駛艙，緊急拋投指令觸發后座艙整體彈出。

整體式救生座艙模型具體尺寸如圖2所示，模型總長為4.46 m，寬1.10 m，高1.43 m，重心位置距離座艙前緣點1.98 m，距離座艙下端面0.77 m。 座艙總質量m=900 kg，轉動慣量IXX=169.123 kg·m2、IYY=805.263 kg·m2、IZZ=727.988 kg·m2。

圖1 整體式救生座艙示意圖Fig.1 Concept configuration of integral escape module

圖2 整體式救生座艙總體尺寸Fig.2 Overall sizing for integral escape module

1.2 整體式救生座艙的工作模式

為保證座艙與機體的安全分離，并滿足飛行員的身體耐受范圍，在座艙彈射初期采用軌道彈射和火箭助推的方式，使座艙獲得足夠的離機法向高度，同時控制座艙加速度小于人體承受極限。根據軌道彈射和火箭助推的作用時間范圍，整體式座艙彈射過程可分為滑道彈射、火箭助推以及自由飛行3個階段，各個階段的主要參數如表1所示。

表1 整體式救生座艙拋投過程Table 1 Ejection process of integral escape module

針對上述座艙構型，首先采用數值模擬方法開展基本氣動性能計算，并重點評估整體式座艙在寬速域下的穩定性和阻力特性；之后基于該構型，開展整體救生系統增穩減速方案的設計與評估。

2 數值模擬方法

數值模擬采用ARI-OVERSET軟件，該軟件是中國航空工業空氣動力研究院的自研數值模擬平臺[26]。該平臺能夠高效地完成航空領域的多種工程計算任務，并廣泛應用于飛行器設計。重疊網格方法作為該平臺的關鍵技術之一，在武器投放、變幾何進/排氣系統等諸多多體相對運動的動態數值模擬中獲得了可信的計算結果[27-29]。

2.1 重疊網格方法

重疊網格方法[30]最初用于降低復雜構型的網格劃分難度，后來被廣泛運用于多體相對運動問題的數值模擬。對于多體相對運動的數值模擬，每一時刻物體間的相對位置均發生變化，網格應與物體隨動，實時更新，傳統多塊拼接和變形網格技術在處理該類問題時將遇到困難。重疊網格方法將各個物體各自劃分網格，通過挖洞和插值將各套網格聯系在一起。如圖3所示，計算網格分為兩個部分：背景網格和包含圓形物面的子網格，在數值模擬過程中，子網格外邊界被定義為挖洞邊界，位于該邊界內的背景網格單元被挖掉，并形成背景網格的內邊界；背景網格內邊界和子網格外邊界的流場數值將通過附近對方網格的數據插值獲得，從而完成兩套網格之間的數據傳遞。當網格隨物體運動而更新時，包含運動邊界的網格塊跟隨物體運動，但網格質量和拓撲結構均不會發生改變，故重疊網格方法在多體運動應用方面具有較高的靈活度、較廣的適應性以及較強的魯棒性。

圖3 重疊網格示意圖Fig.3 Sketch map of chimera grid technique

2.2 數值求解格式

Navier-Stokes(N-S)方程的無黏項采用二階精度Roe格式離散，黏性項采用二階中心差分格式離散，并采用Spalart-Allmaras(S-A)單方程湍流模型；非定常計算時，時間推進采用二階精度雙時間步迭代方法，物理時間步采用二階向后差分格式，內迭代采用一階隱式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式。救生座艙物面采用無滑移邊界條件，遠場邊界采用黎曼無反射條件。研究的來流速度范圍為Ma=0.3～4.0，飛行高度范圍為H=0～30 km，沿飛行包線的具體參數見表2。

表2 數值計算工況Table 2 Numerical simulation conditions

2.3 計算網格

整體式座艙氣動性能計算采用內外層相結合的結構/非結構混合網格，物面網格為結構網格形式，在靠近物面的區域采用長寬比較大的棱柱體網格識別邊界層流動，在遠離物面的區域采用四面體網格填充，如圖4所示。這種處理方式可在滿足精度要求的前提下大幅減小網格總量，提高計算效率。物面第1層網格高度保證y+<10，并針對模型前后緣和物面曲率變化較大的區域進行網格加密。

采用的重疊網格技術、計算方法以及網格劃分策略等數值模擬方法的可靠性在多個典型算例中已得到了驗證：在NACA0012翼型強迫振蕩算例中氣動載荷遲滯曲線與實驗結果一致[27]；在渦輪基組合發動機(Turbo-Based Combined Cycle，TBCC)進氣道模態轉換氣動性能計算中，進氣道沿程壓力分布與實驗結果良好吻合[28]；在美國空軍機翼/掛架/外掛彈組合體的典型投放驗證算例

圖4 整體式救生座艙網格示意圖Fig.4 Grid illustration of integral escape module

計算中，外掛物重心位置、姿態角等軌跡特性均與實驗數據一致[29]。故不再給出數值模擬方法驗證的細節。

3 整體式救生座艙靜態氣動特性分析

為獲得整體式救生座艙在寬速域范圍內的氣動特性，采用ARI-OVERSET對其開展數值模擬計算，計算工況如表2所示，包含了亞聲速、跨聲速及超聲速等寬速域范圍。

圖5給出了拋投包線內典型馬赫數情況下的流場馬赫數云圖。在亞聲速(Ma=0.7)情況下，流動首先經過座艙前體時受到壓縮而加速，但因來流速度較低，在型面拐角處也未能形成聲速，隨

圖5 α=6°、β=0°時典型馬赫數情況下整體式救生座艙馬赫數云圖Fig.5 Mach contour of integral escape module for typical Mach numbers at α=6°, β=0°

后在膨脹的后體型面作用下減速，最后在座艙后緣形成尾跡區；在跨聲速(Ma=0.9)情況下，流動在前體的壓縮作用下速度快速升高，并在型面拐角附近達到聲速，且在來流攻角為6°的情況下，座艙上表面結尾激波前移，接近型面拐角，而下表面型面為平面，結尾激波處于后緣；在超聲速情況下，首先來流在座艙前體形成前緣斜激波，且隨馬赫數的增加，激波強度增加，激波面更靠近物面，但波后馬赫數仍為超聲速，之后在后體收縮型面的作用下速度有所回升，最后在后緣形成結尾激波以及尾跡區。

可見在寬速域情況下，整體式座艙繞流流場結構隨著來流馬赫數的變化而發生明顯改變，進而將影響整體式座艙的氣動特性。圖6給出了Ma=0.3～4.0時整體式座艙的縱向氣動特性曲線。可見在亞聲速情況下，氣動特性系數(升力系數CL和俯仰力矩系數Cmy)斜率隨馬赫數的增加而增加，如圖6(a)～圖6(c)所示，而超聲速條件下其隨馬赫數的增加而減小。升力系數在整個彈射包線內隨攻角增加呈近似線性增長；阻力系數在負攻角情況下變化較大，而在正攻角情況下變化平緩，并隨馬赫數的增加而增大，亞聲速情況下的阻力遠低于超聲速情況。俯仰力矩系數Cmy在攻角-12°～12°范圍內雖未呈現出線性分布規律(如圖6(c)所示)，但從曲線變化趨勢可以看出大部分工況下整體式救生座艙處于縱向靜不穩定狀態(Cmy曲線斜率大于0)，且在正攻角情況下尤為嚴重。

為更為準確地評估整體式救生座艙各個工況下的縱向靜穩定性，采用中心差分離散方法，求解每個攻角下的?Cmy/?α，結果如圖6(d)所示，可見大部分工況下整體式救生座艙處于縱向靜不穩定區域(?Cmy/?α>0)，且隨著馬赫數、攻角的增加，處于不穩定區域的范圍也逐漸增加。

圖7給出了Ma=0.3～4.0時整體式座艙的橫、航向氣動特性曲線。在-9°～9°的飛行側滑角范圍內，整體式救生座艙橫向力系數CY、偏航力矩系數Cmz以及滾轉力矩系數Cmx呈近似線性分布，如圖7(a)～圖7(c)所示，且側力和偏航力矩隨著側滑角的增加而降低，而滾轉力矩升高。采用最小二乘法對各曲線進行線性擬合，獲得整體式座艙在Ma=0.3～4.0范圍內的?Cmx/?β和?Cmz/?β，如圖7(d)所示。根據靜穩定性的判斷準則，整體式座艙在整個彈射包線內，橫、航向均呈靜不穩定性(?Cmx/?β>0、?Cmz/?β<0)。

圖6 整體式救生座艙寬速域縱向氣動特性曲線Fig.6 Longitudinal aerodynamic coefficients of integral escape module for wide Mach number range

圖7 整體式救生座艙寬速域橫、航向氣動特性曲線Fig.7 Lateral and directional aerodynamic coefficients of integral escape module for wide Mach number range

因此，1.1節給出的整體式救生座艙構型雖然能夠較好地保護飛行員不受氣流吹襲，但因其特殊的氣動外型而存在嚴重的不穩定性問題，無法保障飛行員的過載范圍。

4 剛性減速傘增穩方案及評估

第3節研究表明，整體式座艙在寬速域范圍內穩定性并不理想，而整體式座艙又無法配置可調節力矩特性的主動姿態控制機構(如舵面等)，這將導致座艙在拋投過程中容易出現姿態發散而失控，嚴重影響飛行員的生命安全，因此，設計一種實用且結構易實現的增穩方案尤為重要。目前彈射救生系統的穩定減速方案主要有3種：柔式穩定裝置、微調火箭穩定裝置及硬式穩定裝置[31]。柔式穩定裝置即柔性穩定傘在強烈氣動力/熱載荷作用下將遭到嚴重破壞而在高馬赫數情況下無法正常工作；微調火箭穩定裝置雖能在高速彈射時大幅提升座椅的穩定性，但因推力矢量、智能化控制等關鍵技術的限制而尚處于驗證階段；硬式穩定裝置通過改變座椅的氣動外形改善氣動特性，在高馬赫數情況下可有效改善座椅的穩定性，其結構形式主要包括穩定板和伸出式剛性減速傘。穩定板因距離座椅重心較近且氣動載荷較小，對座椅穩定性的改善能力比較有限；而剛性減速傘借助可伸縮式套筒遠離座椅重心，能夠更為高效地改善座椅的氣動特性。本文將嘗試采用剛性減速傘方案，在分離前將減速傘安置于座艙內部，分離后借助多級伸縮桿快速頂出，通過減速傘帶來的氣動載荷增量提高座艙的氣動性能。第4節將針對該減速傘方案分別開展靜、動態數值計算，評估其對座艙的增穩特性以及減速效率。

4.1 剛性減速傘增穩方案

減速傘具體尺寸如圖9所示，減速傘由球面和錐面組成，球面半徑為0.60 m，錐面半錐角為69°；兩個減速傘對稱分布在座艙左右兩側，通過三級伸縮式穩定桿與座艙連接，與座艙縱向中心面成9°夾角，并垂直于座艙軸線，且與座艙前端點距離1.84 m。為考慮座艙整體質量的分布且進一步提高穩定性，將座艙重心偏移到距離前緣端點1.48 m的位置。

圖8 整體式救生座艙拋投軌跡示意圖Fig.8 Illustration of separation trajectory of integral escape module

圖9 減速傘尺寸示意圖Fig.9 Size illustration of brake parachute

4.2 靜穩定性評估

計算網格如圖10所示，同樣采用內外層結合的結構/非結構混合網格，物面第1層網格高度保證y+<10，針對模型前后緣以及物面曲率變化較大的區域進行網格加密。考慮該座艙系統將以大攻角狀態自由飛行，將氣動評估攻角序列更改為α=30°～70°、Δα=5°，側滑角序列更改為β=-20°～20°、Δβ=5°。

圖10 整體式座艙+減速傘構型計算網格示意圖Fig.10 Grid illustration of integral escape module with brake parachute

圖11給出了拋投包線內典型馬赫數情況下的流場馬赫數云圖。在亞聲速(Ma=0.7)情況下，流動經過整體式座艙前體時受到壓縮而加速，并在上表面前緣形成小范圍的超聲速流動，同時在后體形成低速尾跡區；在跨聲速情況下，流動上表面前緣形成范圍更大的超聲速流動區域，并在較強的逆壓梯度作用下形成較大的低速尾跡區，且在減速傘下游形成了明顯的結尾激波；在超聲速情況下，來流在座艙前體形成前緣斜激波，并隨馬赫數的增加激波強度增大，激波面更靠近物面。另外，在不同馬赫數條件下減速傘均處于座艙低速尾跡之外，能夠提供高效的氣動載荷。

圖11 攻角為50°時典型馬赫數情況下整體式座艙+減速傘構型對稱面流場馬赫數云圖Fig.11 Mach contour of symmetrical flow field of integral escape module with brake parachute for typical Mach numbers at angle of attack 50°

圖12給出了Ma=0.7～4.0時整體式座艙+ 減速傘構型的縱向氣動特性曲線。由于飛行攻角均不低于30°，該構型升力隨攻角的變化規律偏離線性區，呈先增加后減小的趨勢，如圖12(a)所示；在大攻角情況下，隨著迎風面的大幅增加，氣動載荷在阻力方向的分量明顯增大，且隨攻角的增加而接近線性增大，如圖12(b)所示；加之減速傘氣動載荷在阻力方向的貢獻，使得在俯仰力矩配平的情況下，整體式座艙+減速傘構型的阻力在寬速域范圍內均得到明顯提升，且高于6倍單獨整體式座艙阻力，如圖12(c)所示；俯仰力矩在該攻角范圍內呈現近似線性遞減的變化趨勢，超聲速情況下力矩配平攻角基本為52.7°，而亞聲速基本為62.1°，如圖12(d)所示；俯仰力矩隨攻角的變化斜率在寬速域范圍內均小于0，如圖12(e)所示，可見改進后的座艙系統在該攻角范圍內均具有靜穩定的特性。

圖13給出了Ma=0.7～4.0時整體式座艙+減速傘構型的橫、航向氣動特性曲線。側力系數CY仍舊呈近似線性分布，且隨側滑角的增加而降低，如圖13(a)所示。由于減速傘位于座艙重心后上方，當座艙受到橫、航向擾動后，可為座艙提供抵制該擾動的力矩。因此在減速傘的輔助下，整體式座艙偏航力矩Cmz隨側滑角的增加而增加，而滾轉力矩系數Cmx隨側滑角的增加而減小。采用最小二乘法對各曲線進行線性擬合，其斜率?Cmx/?β、?Cmz/?β如圖13(d)所示，整體式救生座艙在整個彈射包線內，橫、航向均具有靜穩定性(?Cmx/?β<0、?Cmz/?β>0)。

圖12 整體式座艙+減速傘構型寬速域縱向氣動特性曲線Fig.12 Longitudinal aerodynamic coefficients of integral escape module with brake parachute for wide Mach number range

圖13 整體式座艙+減速傘構型寬速域橫、航向氣動特性曲線Fig.13 Lateral and directional aerodynamic coefficients of integral escape module with brake parachute for wide Mach number range

總體來看，座艙在增加剛性減速傘之后，縱向、橫向以及航向氣動特性均得到了大幅改善，在寬速域范圍內均具有靜穩定性，同時阻力提升6倍以上，可為座艙的穩定減速提供良好的氣動載荷保障。

4.3 動穩定性評估

為進一步評估座艙系統在拋投后的動態穩定性，采用動態數值模擬方法對座艙系統開展自由俯仰轉動計算。計算網格分為兩個部分：靜止的外流場區域(Outer Field)和跟隨座艙系統自由俯仰轉動的流場區域(Inner Field)，如圖14所示，兩區域通過交界面(Interface)邊界分開，并通過該邊界進行數據傳遞；考慮座艙與機體分離后一般難以直接處于力矩配平姿態，所以將座艙初始姿態設置為30°，模擬座艙在處于非力矩配平狀態后的自由俯仰轉動特性。

圖14 整體式座艙+減速傘構型自由俯仰轉動示意圖Fig.14 Illustration of free pitching of integral escape module with brake parachute

圖15給出了Ma=0.3～4.0時座艙系統在自由俯仰轉動過程中的俯仰角曲線。在寬速域范圍內座艙系統俯仰姿態均呈現減幅振蕩的變化趨勢，該系統具有動穩定性能；在亞聲速情況下，隨著馬赫數的增大，座艙俯仰角振蕩幅值和周期減小，阻尼增大；超聲速情況下反之；對于Ma=4.0的情況，當飛行高度為30 km時，因來流動壓較低，其俯仰角振蕩收斂較為緩慢，而當飛行高度降低到18 km后，因飛行動壓增加，座艙俯仰振蕩的恢復力相應增加，使得俯仰角振蕩幅值減小，同時由于大氣密度的增加，阻尼較大，其振蕩周期隨之減小，姿態收斂較為迅速。

誠然，監獄和鐐銬確實不是對思想的反駁。 那么什么東西可以反駁思想呢？可以用思想反駁思想，可以用理論反駁理論(盡管對理論的最好反駁是事實)。 什么東西可以反駁“瘙癢”的思想呢？很顯然，已經被“瘙癢”打碎的理論無力承擔這份責任。 我們知道，陀思妥耶夫斯基的“瘙癢”常被稱為極端個人主義(ultra- individualism)，也可以稱為個性自由(freedom of personality)的辯護。 羅扎諾夫想出來的對付“瘙癢”的方法，是另一種形式的“瘙癢”。 正是多種“瘙癢”的并存，肯定了自由的無限可能性。 他說：

圖15 整體式座艙+減速傘構型自由轉動過程俯仰角變化Fig.15 Pitching angle variation during free pitching for integral escape module with brake parachute

通過剛性減速傘方案，整體式座艙在寬速域范圍內獲得了較高的動穩定性能。雖然座艙在馬赫數較低(Ma=0.3)時姿態收斂較為緩慢，但該速度范圍已經可以采用常規的降落傘方式輔助穩定落地；對于高馬赫數(Ma=4.0)情況，座艙姿態也存在收斂緩慢的問題，此時可通過降低飛行高度的方式增加飛行動壓，一方面增加座艙俯仰振蕩的阻尼，加快姿態的收斂，另一方面增加座艙俯仰振蕩的恢復力，降低俯仰振蕩的幅值，從而改善座艙姿態的收斂特性。

5 整體式座艙系統分離軌跡仿真

第4節提出的剛性減速傘方案使座艙在寬速域范圍內獲得了靜、動態穩定性，且具有高效的減速性能。第5節將針對該座艙系統的近機區拋投過程，采用動態重疊網格技術開展動態數值模擬，分析并驗證座艙與機體分離的安全性。

5.1 座艙分離軌跡動態數值模擬方法

圖16給出了近機區座艙系統的拋投過程示意圖，共分為3個階段：座艙沿滑道迅速彈出、火箭助推以及自由投放，各階段具體參數可見表1。為保證座艙與機體安全分離，在滑道彈射和火箭助推階段的外加載荷均遠大于氣動載荷，且作用時間短，所以在數值模擬過程中將這兩個階段采用指定運動的方式進行模擬；進入自由投放階段后，以前兩個階段產生的位置、姿態、速度以及角速度作為初始值，開展自由拋投模擬，最終獲得座艙系統拋投過程的整個軌跡特性。

計算網格如圖17所示，由機體網格(背景網格)和座艙網格(子網格)兩部分組成，并以座艙網格的外邊界作為挖洞邊界，將位于座艙網格區域內的機體網格挖掉，且挖洞位置將隨座艙的運動而實時改變。為降低計算量，采用簡化機體模型，主要考慮機體上表面形狀對拋投過程的影響。

圖16 整體式座艙+減速傘構型拋投過程示意圖Fig.16 Illustration of separation stages of integral escape module with brake parachute

圖17 帶機體模型的整體式座艙+減速傘構型拋投計算網格Fig.17 Grid illustration of integral escape module with brake parachute and aircraft model

5.2 座艙軌跡特性分析

圖18給出了典型馬赫數情況下座艙拋投軌跡圖，Ma=0.7時，座艙首先沿滑道直線彈出；然后在火箭助推作用下繼續離開機體，同時在火箭助推抬頭力矩和座艙前體高壓區的作用下逐漸抬頭；最后在打開減速傘后，座艙獲得較大抬頭力矩而繼續迅速抬頭，同時座艙后體物面壓力變強以及減速傘氣動力對座艙重心的力臂變小，使得俯仰角達到一定值后轉為低頭運動。其他馬赫數情況下座艙軌跡和物面壓力變化規律與Ma=0.7時的比較相近，但由于飛行環境和飛行動壓的不同，其軌跡在姿態收斂速度和平移運動量等方面存在一定的差異。

圖19給出了Ma=0.3～4.0時座艙系統拋投軌跡曲線。座艙拋投1.3 s后離機垂直距離z均高于7.98倍座艙長度LZC，座艙具有足夠的離機距離，遠離機體氣動干擾區。軸向距離x(減速效率)和姿態隨馬赫數的變化規律與單獨評估座艙+減速傘救生系統動穩定性的結論一致：亞聲速時，隨著馬赫數的增加，軸向距離x隨之增加，俯仰角振蕩收斂，且周期和幅值均隨之減小；超聲速時反之，但由于Ma=4.0時采用低空(H=18 km) 拋投，動壓及空氣密度大幅增加，其軸向距離明顯增大，俯仰角θ收斂速度明顯增快且振蕩幅值大幅降低。

圖18 典型馬赫數情況下整體式座艙+減速傘構型拋投過程軌跡Fig.18 Separation trajectory of integral escape module with brake parachute at typical Mach numbers

圖19 寬速域整體式座艙+減速傘構型拋投過程軌跡Fig.19 Separation trajectory of integral escape module with brake parachute for wide Mach num-ber range

在寬速域范圍內，帶剛性減速傘的座艙系統均能安全拋離機體，且在離機后具有姿態收斂的穩定特性，為拋投后座艙的安全著陸提供可靠的氣動保障。

6 結 論

首先，針對空天飛行器提出了一種整體式救生座艙系統，并采用減速傘方案對其穩定性和減速效率進行了改善；然后，采用基于動態重疊網格方法的自研數值模擬平臺ARI-OVERSET對整體式座艙+減速傘構型縱向拋投近機軌跡特性開展了動態數值模擬計算。研究結果表明：

1) 對于研究的單獨整體式座艙，氣動性能在縱向、橫向以及航向均出現靜不穩定問題(?Cmy/?α>0、?Cmx/?β>0以及?Cmz/?β<0)，且縱向靜不穩定性隨著馬赫數、攻角的增加而惡化。

2) 通過剛性減速傘方案，座艙系統(整體式座艙+減速傘構型)靜、動穩定性和減速效率均得到大幅改善。在減速傘氣動載荷的作用下，座艙氣動焦點后移，在Ma=0.3～4.0飛行包線內均具有靜、動穩定性；在亞聲速情況下，隨著馬赫數的增大，座艙俯仰角振蕩幅值和周期減小，阻尼增大，而超聲速情況下反之，但高馬赫數(Ma=4.0)時可通過降低飛行高度的方式進一步提升座艙動穩定性；另外，減速傘抬頭力矩使座艙在超聲速情況下的力矩配角攻角為52.7°，而亞聲速情況下為62.1°，從而使座艙減速效率提升6倍以上(即阻力載荷提升6倍以上)。

3) 在寬馬赫數飛行包線內，整體式座艙+減速傘救生系統彈射過程中，通過近機區的動態數值模擬分析可知，在彈射力和火箭推力的輔助下，座艙構型能夠實現安全分離，其姿態收斂特性隨馬赫數的變化規律與單獨評估整體式座艙+減速傘構型動穩定性的結論一致，具有收斂特性。