新一代載人飛船逃逸系統(tǒng)設(shè)計與關(guān)鍵技術(shù)研究

田 林，武新峰，王鵬程，景旭貞，章浩偉，郝 平，徐 明，龔春林

(1. 北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094；2. 中國航天員科研訓(xùn)練中心，北京100094；3. 北京航空航天大學(xué)宇航學(xué)院，北京 100191；4. 西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，西安710072)

0 引 言

載人航天、以人為本,逃逸與應(yīng)急救生是載人航天飛行任務(wù)最特殊的需求。60多年來,全世界載人航天事業(yè)蓬勃發(fā)展,不僅實現(xiàn)了人類在近地軌道的長期駐留,也實現(xiàn)了登陸月球,并瞄準移民火星這一遠期目標。發(fā)射過程中涉及到巨大能量的極限利用和劇烈轉(zhuǎn)換,是整個任務(wù)中危險系數(shù)最高的階段之一。運載火箭通過系統(tǒng)創(chuàng)新設(shè)計、產(chǎn)品冗余備份和試驗充分驗證等措施,已將載人發(fā)射可靠性提升到極高水平;但考慮發(fā)射段一旦發(fā)生故障將會帶來嚴重后果,仍須設(shè)置逃逸系統(tǒng),在緊急情況下為航天員開辟逃生通道[1]。

絕大多數(shù)載人航天器都配備了發(fā)射逃逸系統(tǒng),并逐漸發(fā)展出近地/深空任務(wù)通用的專門逃逸塔逃逸和應(yīng)用于近地任務(wù)的自備動力逃逸兩種方式[2-3]。中國長征二號F(CZ-2F)運載火箭負責(zé)“神舟”飛船發(fā)射任務(wù),專門配置逃逸系統(tǒng)并充分利用飛船自身姿軌控能力進行逃逸[4-6]。國內(nèi)外逃逸系統(tǒng)設(shè)計時充分考慮了安全可靠逃逸要求,最大程度利用正常飛行資源以提高飛行任務(wù)綜合效益,并通過地面仿真測試和逃逸飛行試驗進行考核驗證。

新一代載人飛船面向載人月球探測和近地軌道任務(wù)進行一體化設(shè)計和研制[7],采用基于模型的系統(tǒng)工程(MBSE)方法完成了逃逸系統(tǒng)任務(wù)分析,針對所設(shè)計大氣層內(nèi)逃逸塔逃逸+大氣層外整船逃逸系統(tǒng)開展了技術(shù)難點分析和專題研究,提出了解決方案和技術(shù)途徑,本文將對相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)研究和驗證情況進行詳細闡述。

1 國內(nèi)外發(fā)展情況

1.1 美 國

美國第一代載人飛船“水星”為單人飛船,采用逃逸塔逃逸方案,1961年5月實現(xiàn)了美國首次載人航天飛行;“雙子星座”發(fā)展為雙人飛船,改用低空彈射座椅+高空翼傘滑翔的發(fā)射逃逸系統(tǒng)。“阿波羅”載人登月飛船采用大氣層內(nèi)逃逸塔逃逸+大氣層外整船逃逸系統(tǒng),逃逸塔安裝在指令艙頂部,由3臺固體發(fā)動機提供逃逸動力,共進行了8次逃逸飛行試驗[8-9],如圖1所示。

圖1 “阿波羅”飛船逃逸塔和逃逸飛行試驗Fig.1 Launch abort tower and flight test of the Apollo

“獵戶座”為美國面向月球及深空任務(wù)研制的新一代載人飛船,發(fā)射全程設(shè)計4種逃逸救生模式,大氣層內(nèi)采用逃逸塔逃逸,基于單燃燒室8閥伺服變推力固體姿控發(fā)動機實現(xiàn)了逃逸彈道的連續(xù)閉環(huán)控制。2022年首次無人環(huán)月飛行前完成2次零高度和1次最大動壓逃逸飛行試驗[10-11],如圖2所示。

美國商業(yè)公司研制了3型近地飛船。SpaceX載人“龍”飛船采用了乘員艙集成高壓液體動力的發(fā)射逃逸系統(tǒng),逃逸主動力為8臺SuperDraco發(fā)動機,完成1次零高度和1次最大動壓逃逸飛行試驗;波音CST-100飛船采用了服務(wù)艙集成高壓液體推進系統(tǒng)的發(fā)射逃逸系統(tǒng),逃逸主動力為4臺RS-88發(fā)動機,已完成1次零高度逃逸飛行試驗;藍源“新謝潑德”飛船采用返回艙中央安裝大推力固體發(fā)動機的逃逸方案,2022年9月無人飛行任務(wù)發(fā)生逃逸,返回艙安全著陸。如圖3所示。

圖3 美國新一代載人飛船逃逸系統(tǒng)及飛行試驗Fig.3 Launch abort system and flight test of several new manned spacecrafts in US

1.2 俄羅斯

“聯(lián)盟”飛船用于近地軌道任務(wù),大氣層內(nèi)采用基于固體發(fā)動機的逃逸系統(tǒng),逃逸塔負責(zé)中低空逃逸、整流罩負責(zé)高空逃逸,配置了柵格翼以增強氣動穩(wěn)定性;大氣層外則采用整船逃逸。正式載人飛行任務(wù)中發(fā)生3次逃逸,均成功逃逸并返回[12-14],如圖4所示。俄新型載人飛船“鷹”(Orel)采用多個固體發(fā)動機模塊組成的緊急逃逸系統(tǒng)(SAS),未配備柵格翼,由發(fā)動機提供控制動力。

圖4 “聯(lián)盟”飛船逃逸塔及正式載人飛行任務(wù)成功逃逸Fig.4 Launch abort tower of the manned spacecraft Soyuz and its successful abort in formal flight missions

1.3 中 國

CZ-2F運載火箭發(fā)射“神舟”飛船共設(shè)計大氣層內(nèi)和大氣層外兩類應(yīng)急救生模式,運載火箭負責(zé)逃逸塔研制,整流罩上安裝柵格翼增強氣動穩(wěn)定性,逃逸塔上配置5型固體發(fā)動機提供逃逸動力。1996年利用火箭撬進行了3次最大動壓條件下的柵格翼釋放展開試驗,1998年完成了零高度逃逸飛行試驗(如圖5所示),歷次載人發(fā)射任務(wù)中CZ-2F運載火箭均順利入軌,逃逸塔均正常分離,確保了載人飛行任務(wù)安全。

圖5 CZ-2F逃逸塔和“神舟”飛船零高度逃逸飛行試驗Fig.5 Launch tower of CZ-2F and a 0-0 launch abort flight test of the Shenzhou

1.4 小 結(jié)

載人航天始終將航天員安全置于首位。登月任務(wù)均采用大氣層內(nèi)逃逸塔+大氣層外整船逃逸方案,近地任務(wù)則在傳統(tǒng)逃逸塔基礎(chǔ)上發(fā)展出自備液體/固體動力逃逸系統(tǒng)。逃逸系統(tǒng)設(shè)計均遵循專兼用結(jié)合原則,除專用逃逸塔和大推力逃逸發(fā)動機外,在逃逸飛行控制、大氣層外逃逸動力和推進劑方面均與正常在軌飛行統(tǒng)一使用,大幅提高了任務(wù)綜合效益。相對正常在軌飛行任務(wù),逃逸飛行初始狀態(tài)散布廣、飛行動態(tài)范圍大,與正常飛行任務(wù)緊密耦合,要進行全面充分的研究分析和試驗驗證,并選擇典型工況飛行試驗進行綜合考核。

2 逃逸任務(wù)分析

2.1 任務(wù)需求分析

為簡化逃逸實施和信號傳遞流程,新一代載人飛船以逃逸信號為界面,火箭負責(zé)前端的故障檢測與逃逸指令發(fā)出,新飛船負責(zé)后端的快速逃逸及應(yīng)急救生;同時,新飛船逃逸系統(tǒng)還需兼顧正常上升任務(wù)要求。

2.1.1逃逸救生任務(wù)需求

運載火箭爆炸超壓、火球和碎片會對新飛船返回艙結(jié)構(gòu)產(chǎn)生破壞,新飛船必須具備及時收到逃逸信號并盡快逃離危險區(qū)域的能力。爆炸超壓僅在大氣層內(nèi)對返回艙結(jié)構(gòu)造成影響,新飛船要在收到逃逸指令后、到被爆炸沖擊波追上之前逃逸到安全距離之外(如圖6所示),則新飛船以運載火箭爆炸超壓影響范圍為輸入條件開展逃逸技術(shù)研究。零高度和低空逃逸時需要防范爆炸火球危害,落點相對發(fā)射工位距離要大于火球半徑;大氣層外火球快速膨脹時熱流密度快速衰減,新飛船需快速逃逸至熱影響距離之外。無論大氣層內(nèi)外,爆炸碎片均以近球形向外擴散,須快速飛離以降低被碎片擊中的概率。

圖6 爆炸超壓及逃逸時間示意Fig.6 Sketch of blast overpressure and abort time

新飛船逃逸,尤其是大氣層內(nèi)逃逸屬于強干擾下的高動態(tài)飛行過程,且逃逸彈道與姿態(tài)強烈耦合,為實現(xiàn)安全可靠的逃逸救生必須保持彈道穩(wěn)定。逃逸彈道是逃逸發(fā)動機推力、氣動阻力、重力綜合作用的結(jié)果,飛行姿態(tài)是逃逸主發(fā)動機偏置力矩、逃逸姿控發(fā)動機主動控制力矩、氣動力矩綜合作用的結(jié)果,需要綜合設(shè)計才可獲得穩(wěn)定的逃逸彈道。

逃逸塔逃逸涉及到高動態(tài)飛行中返回艙與服務(wù)艙分離(服返分離)、開傘前逃逸塔與返回艙分離(塔返分離)兩個分離環(huán)節(jié)。服返分離時要求艙間分離擺桿及時擺開鎖定,防止與返回艙發(fā)生刮蹭;塔返分離瞬間會產(chǎn)生低壓區(qū)域,存在回吸導(dǎo)致碰撞的風(fēng)險。整船逃逸時首先要與火箭緊急分離,兩者分離相對速度和相對姿態(tài)超出設(shè)計范圍時有可能導(dǎo)致服務(wù)艙主發(fā)動機與火箭支架磕碰,分離后要求飛船盡快機動拉開距離防止二次碰撞。

逃逸后應(yīng)急返回要對落點和再入過載進行主動控制。新飛船零高度和低空逃逸后落點在發(fā)射場附近,需進行逃逸主動控制使落點進入安全范圍;上升段逃逸落點沿著星下點軌跡散布,隨飛行高度、速度增加可以在返回艙單艙再入期間進行升力控制,使逃逸落點盡量進入預(yù)定應(yīng)急落區(qū)。大氣層外發(fā)生逃逸未達到可以逃逸入軌的高度前,新飛船可依靠自身動力進行軌道機動,調(diào)整后續(xù)返回艙再入初始狀態(tài),以達到減小再入過載或者降低再入過載超標概率的目的。

低空逃逸后回收系統(tǒng)執(zhí)行應(yīng)急程序,必須為安全可靠開傘建立良好的初始條件,以滿足開傘動壓和姿態(tài)的要求;同時必須為傘降段留出足夠的留空時間,以滿足各子系統(tǒng)工作時序要求,并滿足充分減速達到預(yù)定傘艙穩(wěn)降速度的指標要求。

2.1.2正常上升任務(wù)需求

正常上升時逃逸塔位于船箭組合體頂端,新飛船逃逸系統(tǒng)處于值班狀態(tài)。需維持良好的氣動外形,與火箭進行上升段氣動外形一體化設(shè)計,滿足火箭上升段阻力特性、俯仰力矩特性等需求。需承受上升段整船需求,新飛船將受到強烈的氣動載荷影響,在整船載荷受力分析中需要考慮上升段氣動載荷以及噪聲環(huán)境。需保證拋罩拋塔分離安全,正常任務(wù)出大氣層前將拋整流罩和拋逃逸塔,需避免船箭發(fā)生碰撞。大氣層外逃逸由服務(wù)艙提供姿軌控動力,需要在拋塔前完成服務(wù)艙推進系統(tǒng)準備,具備拋塔后隨時啟動逃逸的能力。

2.2 任務(wù)特點分析

新一代載人飛船兼顧登月和近地任務(wù),逃逸系統(tǒng)需要同時適應(yīng)兩類發(fā)射任務(wù)。相對近地發(fā)射任務(wù),登月火箭各級依次工作進入近地停泊軌道,到達合適窗口后再次開機進入地月轉(zhuǎn)移軌道。兩類任務(wù)的發(fā)射過程、工作時序、彈道歷程、星下點軌跡存在明顯區(qū)別,對新飛船逃逸系統(tǒng)的兼容能力提出了挑戰(zhàn)。

新火箭(登月任務(wù))相對CZ-2F火箭起飛規(guī)模和爆炸當量大幅增長,需要新飛船具備更強的逃逸加速能力;新火箭與CZ-2F全常規(guī)動力對應(yīng)的故障模式及逃逸初始狀態(tài)不同,需要新飛船具備更強的逃逸適應(yīng)能力。

“神舟”飛船在內(nèi)陸發(fā)射,工位附近為無人區(qū),上升段星下點以國內(nèi)陸上為主;新飛船為瀕海發(fā)射,氣象條件復(fù)雜,工位附近設(shè)施多,上升段星下點以海域為主,需要具備逃逸落點主動控制能力。

3 逃逸系統(tǒng)設(shè)計與分析

3.1 逃逸總體方案設(shè)計

以“滿足發(fā)射全程安全逃逸”為設(shè)計目標,研究提出新飛船逃逸系統(tǒng)的設(shè)計原則:

1)兼顧登月和近地任務(wù),逃逸能力按最大包絡(luò)選取,確保安全可靠逃逸;

2)以火箭上升彈道、故障模式及影響為輸入,進行系統(tǒng)設(shè)計和驗證;

3)以正常任務(wù)為基線,專兼用結(jié)合,充分利用整船正常飛行資源;

4)逃逸飛行無法進行主備切換或故障診斷,優(yōu)先保證可靠性再提升飛行性能;

5)充分借鑒CZ-2F火箭和“神舟”飛船逃逸成熟經(jīng)驗,保證進度提高效益。

新飛船發(fā)射逃逸設(shè)計采用“大氣層內(nèi)逃逸塔逃逸+大氣層外整船逃逸”方案,逃逸塔負責(zé)待發(fā)段至上升拋塔之間逃逸、拋塔后至近地入軌船箭分離則利用服務(wù)艙動力逃逸,逃逸及后續(xù)救生均由返回艙統(tǒng)一控制。

大氣內(nèi)飛行氣動干擾大,火箭故障概率相對較高、新飛船逃逸飛行時間短,則配置專用逃逸救生設(shè)施——逃逸塔。為盡可能簡化系統(tǒng),逃逸塔僅配置固體發(fā)動機及必要的結(jié)構(gòu)和控制設(shè)備,其他導(dǎo)航所需慣性測量裝置、指令程控所需計算機、火工起爆所需供電設(shè)備均放置于返回艙。

根據(jù)逃逸模式和系統(tǒng)設(shè)計,梳理出彈道與控制、結(jié)構(gòu)與分離、氣動、動力、供電與信息等技術(shù)難點,分別開展了專題研究。

3.2 逃逸彈道與控制研究

逃逸塔逃逸典型彈道如圖7所示,可分為4個過程:

圖7 逃逸塔逃逸典型彈道設(shè)計Fig.7 Typical abort trajectory design of the launch abort tower

1)主動段:主發(fā)動機工作加速,姿控發(fā)動機工作控制姿態(tài);

2)逃逸飛行器滑行段:姿控發(fā)動機工作進行180°調(diào)姿,滑行至彈道最高點;

3)返回艙單艙滑行段:塔返分離、分離發(fā)動機工作拋塔,返回艙單艙滑行至開傘;

4)傘降段:返回艙開傘減速至著陸。

零高度和低空逃逸屬于逃逸最惡劣工況之一。逃逸初始高度低速度小導(dǎo)致飛行時間短,且逃逸彈道控制要求高約束多擾動大;待發(fā)段爆炸當量最大且要考慮地面反射效應(yīng),逃逸加速能力要求最高;逃逸落點在發(fā)射工位附近,逃逸飛行中要避免發(fā)生碰撞,對逃逸飛行軌跡控制精度要求高,且登月和近地需采用不同的控制策略;低動壓開傘對開傘前狀態(tài)要求很高,由于拋塔到開傘間隔極短,則要求塔返分離前已達到開傘要求。

為逃逸時快速拉開水平距離,逃逸主發(fā)動機采用小角度推力偏置輔助進行初始姿態(tài)調(diào)整。零高度和低空逃逸對主發(fā)動機總沖要求最高,采用兩級推力設(shè)計降低克服氣動阻力消耗并提高總沖效率。考慮初始上升彈道和姿態(tài)偏差、逃逸飛行器和推力偏差、拋塔和開傘時序及建模預(yù)測偏差、發(fā)射場低空風(fēng)場等因素,針對零高度和低空逃逸,通過彈道打靶仿真驗證滿足彈道控制的有效性。

大氣層內(nèi)中高空逃逸塔逃逸和大氣層外整船逃逸初始能量較高、飛行時間較長,彈道控制一是保證大動壓條件下的彈道穩(wěn)定,二是在返回艙再入過程中進行過載控制和落點調(diào)整。

3.3 逃逸結(jié)構(gòu)與分離研究

逃逸塔由頭錐、逃逸發(fā)動機組合體和尾裙組成主要承力結(jié)構(gòu),向下則由塔返連接裙板和返回艙密封艙殼體承力。尾裙、塔返連接裙板和返回艙密封艙殼體等結(jié)構(gòu)需承受正常上升逃逸塔壓力、應(yīng)急逃逸時逃逸主發(fā)動機拉力和快速調(diào)頭時的彎矩,識別正常和應(yīng)急最惡劣工況并進行靜力分析,結(jié)構(gòu)強度和穩(wěn)定裕度均保證不發(fā)生結(jié)構(gòu)破壞。同時,返回艙側(cè)壁防熱單元需承受逃逸飛行氣動壓力,通過穩(wěn)定性分析其裕度滿足要求。圖8為結(jié)構(gòu)受力云圖。

圖8 逃逸塔尾裙結(jié)構(gòu)靜力和穩(wěn)定性分析Fig.8 Structure static and stability analysis of the launch abort tower

逃逸塔和返回艙結(jié)構(gòu)需要具備承受爆炸超壓的能力,低空逃逸允許防熱結(jié)構(gòu)小幅變形但不可影響傘艙蓋分離、高空逃逸則不允許防熱結(jié)構(gòu)變形或破壞,結(jié)構(gòu)設(shè)計時考慮爆炸超壓大小及其傳播衰減。仿真表明爆炸沖擊波接觸到返回艙大底到傳至逃逸塔外側(cè)所用時間在10 ms量級,進入大底后在返回艙內(nèi)部反射二次傳播持續(xù)時間約100 ms,大底不同位置壓力峰基本一致,沿返回艙和逃逸塔外壁傳播時逐步衰減。

正常上升和應(yīng)急逃逸均需要進行塔返和服返分離,要求確保連接分離的高可靠性。塔返和服返連接分離采用多把火工鎖,火工鎖統(tǒng)一選型以增加可靠性驗證樣本,均采用多冗余點火器+多冗余導(dǎo)爆索的起爆方案,點火器為成熟型號,保證了分離、特別是正常上升拋塔分離的可靠性。

大氣層內(nèi)逃逸后塔返分離會受到復(fù)雜氣動特性的影響,針對不同馬赫數(shù)、不同攻角狀態(tài)下逃逸塔和返回艙分離工況進行了氣動干擾模擬計算,獲得了逃逸分離氣動數(shù)據(jù)。選取最大動壓逃逸作為典型工況進行塔返分離動力學(xué)仿真,分離后逃返相對距離呈單調(diào)增大趨勢,表明塔返分離安全(如圖9(a)所示)。正常上升拋塔動力學(xué)仿真表明逃逸塔和船箭組合體相對距離單調(diào)增加(如圖9(b)所示),拋塔分離安全。

圖9 正常上升及應(yīng)急逃逸后塔返分離仿真分析Fig.9 Separation simulation and analysis of the tower and crew cabin (normal ascent and launch abort)

3.4 逃逸氣動研究

逃逸飛行器氣動外形既要滿足正常上升船箭組合體氣動特性要求,也要滿足應(yīng)急逃逸時逃逸飛行器氣動特性要求,1)最大動壓逃逸氣動阻力最大,盡可能減小該階段阻力系數(shù);2)逃逸主發(fā)動機工作擾動大,應(yīng)利用氣動穩(wěn)定力矩;3)拋塔前需快速調(diào)姿,應(yīng)盡量降低氣動阻尼。

通過氣動外形設(shè)計與優(yōu)化,逃逸塔頭錐采用球錐組合體外形保證減阻性能,全塔與逃逸發(fā)動機統(tǒng)一直徑并通過尾裙平滑過渡到返回艙,盡量提高整器氣動外形的連續(xù)性。

選取不同高度、馬赫數(shù)和攻角形成典型工況,進行逃逸飛行器靜動態(tài)氣動特性計算(如圖10所示)。最大阻力系數(shù)出現(xiàn)在跨聲速段大攻角狀態(tài),小攻角升阻比為正且高超聲速段明顯大于超聲速和亞跨聲速段、大攻角范圍升阻比為負。滿載狀態(tài)下(主動段)逃逸飛行器在跨聲速段和低超聲速段存在多個配平點情況,空載狀態(tài)下(逃逸飛行器滑行段)從高超聲速段下降到亞跨聲速段時全攻角范圍配平點減少至1個,有利于低動壓開傘前姿態(tài)穩(wěn)定。根據(jù)動導(dǎo)數(shù)模擬結(jié)果,小攻角下逃逸飛行器為動穩(wěn)定,大攻角下攻角增大則動穩(wěn)定性降低。

圖10 逃逸飛行器靜態(tài)氣動特性計算Fig.10 Static aerodynamics simulation of the launch-aborted vehicle

對正常上升氣動熱和拋塔逃逸分離發(fā)動機工作噴流熱影響進行了研究。逃逸飛行器表面最高熱流發(fā)生在約60 km高度,小攻角狀態(tài)返回艙側(cè)壁熱流小于正常再入時熱流,返回艙及采用同類型防熱材料的逃逸塔可承受上升段氣動熱;拋塔逃逸分離發(fā)動機噴流膨脹到達返回艙處時壓力和溫度已大幅下降,返回艙可承受。對應(yīng)急逃逸時逃逸發(fā)動機工作噴流熱影響進行了研究,低空時逃逸主發(fā)動機噴流核心區(qū)與返回艙距離較遠,60 km左右峰值熱流出現(xiàn)在返回艙凸起部位但未超出正常再入熱流;逃逸后拋塔分離發(fā)動機噴流與主發(fā)動機噴管直接作用出現(xiàn)高峰值熱流,主發(fā)動機噴管外部材料選型時已將該熱流條件作為最惡劣工況。

逃逸發(fā)動機工作性能與逃逸飛行器氣動特性相互耦合。一方面,小攻角狀態(tài)下主發(fā)和姿控同時工作對亞跨聲速段逃逸飛行器有減阻效果,但高超聲速段阻力系數(shù)增大;另一方面,姿控和主發(fā)同時工作時主發(fā)動機噴流流場導(dǎo)向作用明顯,所有馬赫數(shù)下姿控發(fā)動機噴流效率均大于1,姿控單獨工作時小攻角噴流效率在1附近,但超聲速段80°攻角左右時噴流效率較低,如圖11所示。

圖11 逃逸主發(fā)動機與姿控發(fā)動機同時工作姿控噴流效率Fig.11 Jet efficiency of abort attitude control motor when abort motor and attitude control motor are working together

新飛船逃逸塔逃逸飛行高度、速度、攻角等的散布范圍均很大,且氣動特性與發(fā)動機噴流強烈耦合,通過合理規(guī)劃模擬計算和風(fēng)洞試驗工況建立了逃逸氣動數(shù)據(jù)庫,研究獲得了正常及應(yīng)急情況下逃逸飛行器氣動特性,為彈道控制、結(jié)構(gòu)、分離、防熱以及噪聲控制等設(shè)計提供了有效的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

3.5 逃逸動力研究

為滿足百毫秒級時間啟動逃逸要求,大氣層內(nèi)逃逸塔逃逸由3臺固體發(fā)動機提供動力。建立新飛船逃逸彈道模型并引入逃逸飛行器氣動特性,沿火箭上升彈道逐點開展彈道仿真,迭代獲得逃逸最小推力需求;同時,盡可能將火箭逃逸后不關(guān)機時刻提前,以降低對逃逸推力的需求。計算獲得逃逸最小推力需求的變化趨勢,如圖12所示,零高度逃逸推力需求最大,通過增加逃逸飛行時間降低推力需求;上升過程中火箭推進劑消耗與氣動阻力同時變化,推力需求緩慢增長到達火箭逃逸后關(guān)機點陡降;推力需求在最大動壓點附近增至最大,后逐漸降低至零。

圖12 新飛船逃逸塔逃逸最小推力需求變化Fig.12 Minimum abort thrust requirement change of the new manned spacecraft when using launch abort tower

逃逸推力上限以結(jié)構(gòu)承載能力為約束,通過研究識別出塔返連接解鎖裝置為結(jié)構(gòu)薄弱點、最大動壓逃逸主發(fā)動機一級推力工作結(jié)束為最惡劣工況,計算獲得最大動壓處逃逸推力峰值約束。

受藥柱初始溫度和大氣壓力影響,固體發(fā)動機推力特性存在整體偏差,同時單條內(nèi)彈道存在推力峰值。仿真獲得逃逸主發(fā)動機藥柱初始溫度情況(如圖13所示),進一步引入提高推進劑燃速控制精度、基于隨爐裝藥縮比發(fā)動機實測燃速修正發(fā)動機推力、優(yōu)化起動響應(yīng)過程削弱推力峰等一系列措施,將新飛船逃逸主發(fā)動機推力整體偏差和峰值控制到期望范圍內(nèi)。

圖13 逃逸主發(fā)動機初始溫度仿真結(jié)果Fig.13 Initial temperature simulation of launch abort motor

按照海平面逃逸最小推力需求和最大動壓處最大推力峰值約束,結(jié)合推力偏差模型和整機重量限制進行優(yōu)化,研究確定了逃逸塔逃逸主動力。主發(fā)動機繼承CZ-2F逃逸主發(fā)動機,4個前置噴管彎折后提供推力,“2大2小”噴管喉徑實現(xiàn)推力偏置;分離發(fā)動機由4個內(nèi)置固定斜切噴管提供推力,“3大1小”噴管喉徑實現(xiàn)側(cè)推一體化;姿控發(fā)動機采用單室8閥伺服變推力方案,伺服接受返回艙彈道連續(xù)控制指令,驅(qū)動針栓閥芯運動改變喉部音速面積實現(xiàn)連續(xù)變推力。

大氣層外整船逃逸借用服務(wù)艙軌控發(fā)動機。軌控發(fā)動機推力決定了逃逸加速度,也決定了逃逸后軌道機動的能力;軌控發(fā)動機工作時間決定了單次逃逸機動可用速度增量,要求軌控發(fā)動機具備長時間工作能力。結(jié)合正常軌道機動任務(wù)研究確定了軌控發(fā)動機多機并聯(lián)配置、單臺發(fā)動機推力和工作時間要求,將在后續(xù)熱試車中進行逃逸工況試驗。

3.6 逃逸供電與信息研究

新飛船逃逸由返回艙一體化控制,返回艙程控計算機通過主從熱備總線與逃逸塔上設(shè)備通信,發(fā)送時序控制指令并獲取遙測信息;返回艙飛控計算機通過主從熱備總線與逃逸姿控發(fā)動機伺服通信,發(fā)送推力實時控制指令并獲取反饋。

待發(fā)段逃逸系統(tǒng)轉(zhuǎn)入值班后,逃逸塔上設(shè)備由逃逸塔控制電源提供雙母線供電,為滿足長時間持續(xù)供電和多次充電需求選用鋰離子電池組;逃逸轉(zhuǎn)值班后伺服系統(tǒng)待機、發(fā)生逃逸時工作,為滿足毫秒級供電接通和多次充電要求,逃逸伺服功率電源選用鋰離子電池組。

火工供電設(shè)計上,逃逸分離發(fā)動機和塔返連接解鎖裝置均用4個點火頭,分2路同時接收返回艙和逃逸塔點火指令;逃逸主發(fā)動機僅接受返回艙1路點火指令(點火頭設(shè)主備份),逃逸姿控發(fā)動機僅接受逃逸塔1路點火指令(點火頭設(shè)主備份)。逃逸系統(tǒng)供電與信息設(shè)計如圖14所示。

圖14 逃逸系統(tǒng)信息與供電架構(gòu)Fig.14 Information and power supply configuration of launch abort system

4 逃逸關(guān)鍵技術(shù)研究進展

針對逃逸彈道與控制、逃逸氣動、逃逸動力以及逃逸結(jié)構(gòu)專項研究中識別出的關(guān)鍵技術(shù),進行了仿真和試驗驗證。

開發(fā)了逃逸彈道與控制半物理仿真平臺(如圖15所示),通過彈道仿真打靶提出了逃逸落區(qū)需求、逃逸發(fā)動機推力需求并驗證了逃逸飛行器氣動特性,完成了控制計算機與伺服系統(tǒng)之間的通信閉環(huán)測試驗證。

圖15 逃逸彈道與控制半物理仿真Fig.15 Semi-physical simulation of launch abort trajectory and control

通過六分力測力和自由振動獲得靜動態(tài)氣動特性風(fēng)洞實測數(shù)據(jù),通過自由飛驗證了氣動穩(wěn)定性計算結(jié)果;通過超聲速段發(fā)動機噴流風(fēng)洞試驗(圖16),驗證不同發(fā)動機工作組下合噴流干擾實測與計算結(jié)果的一致性。

圖16 逃逸飛行器自由飛及噴流干擾風(fēng)洞試驗Fig.16 Free-fly and jet perturbation wind tunnel tests of launch abort vehicle

逃逸主發(fā)動機和逃逸分離發(fā)動機各完成了1臺次整機熱試車,對發(fā)動機內(nèi)彈道性能、點火起動、熱結(jié)構(gòu)等進行了驗證,逃逸主發(fā)動機同步開展了力熱、噪聲及噴流等環(huán)境參數(shù)測量,如圖17所示。逃逸姿控發(fā)動機多臺次熱試車,驗證了發(fā)動機推力輸出和伺服系統(tǒng)閉環(huán)控制性能。軌控發(fā)動機完成了地面長程熱試車和高空模擬熱試車,初步驗證長時間工作和真空比沖性能符合指標要求。

圖17 逃逸固體發(fā)動機及軌控發(fā)動機熱試車試驗Fig.17 Hot fire tests of solid launch abort motors and orbit maneuver engine

返回艙結(jié)構(gòu)靜力試驗進行了逃逸工況考核,基于應(yīng)變和位移數(shù)據(jù)驗證可承受逃逸飛行鑒定級載荷;針對返回艙側(cè)壁防熱單元開展了局部爆炸沖擊試驗,通過結(jié)構(gòu)損傷和壓力測量評估,防熱結(jié)構(gòu)整體承載能力滿足要求。

5 結(jié) 論

新一代載人飛船采用系統(tǒng)工程方法分析明確了逃逸任務(wù)需求,充分借鑒CZ-2F火箭和“神舟”飛船逃逸系統(tǒng)研制實施經(jīng)驗,設(shè)計出大氣層內(nèi)專用逃逸塔+大氣層外整船逃逸系統(tǒng),實現(xiàn)了返回艙一體控制和整船資源高度復(fù)用;針對彈道與控制、結(jié)構(gòu)與分離、氣動、動力、供電與信息等開展了專項研究,分析可滿足“發(fā)射全程安全逃逸”任務(wù)要求。后續(xù)將開展單機、分系統(tǒng)、系統(tǒng)至大系統(tǒng)的全層級試驗驗證,并規(guī)劃零高度和最大動壓兩次逃逸飛行試驗進行綜合考核驗證,確保新一代載人飛船逃逸系統(tǒng)在未來正式飛行中安全可靠工作,進一步提高載人飛行任務(wù)的安全性。