反向噴流對運載火箭返回段氣動特性影響研究

程 川，劉 陽，王吉飛，崔村燕，朱雄峰

(1. 北京跟蹤與通信技術研究所，北京 100094；2. 上海宇航系統工程研究所，上海 201100)

0 引 言

重復使用運載器技術是人類實現低成本自由進出和利用太空的重要途徑[1-2],美國空間探索技術(SpaceX)公司自2011年開始發展運載火箭垂直回收與重復使用技術,圖1中為典型重復使用運載火箭一子級返回段飛行剖面,一子級采用發動機變推力反推減速、柵格舵調姿控制、著陸支腿的方案進行垂直回收[3]。截至2022年11月21日,SpaceX公司獵鷹9火箭已完成145次成功垂直起降,128次重復使用,一子級最高復用次數已達14次,實現了垂直起降重復使用運載火箭的工程應用,大幅降低入軌發射費用,證明了其技術可行性和經濟競爭能力。我國在重復使用運載火箭技術研究起步相比國外較晚[4],目前國內已經開展關鍵技術攻關,在總體方案、重復使用發動機、在線高精度導航制導、著陸緩沖系統、熱流防護、結構健康監測等方面取得了相應技術突破,并完成了助推器及整流罩傘降回收和芯一級利用柵格舵進行落區控制的飛行試驗[5-9],但還沒有達到重復使用實際工程應用階段。

圖1 重復使用運載火箭飛行剖面Fig.1 Flight profile of a reusable rocket

重復使用運載火箭一子級再入返回飛行中,高速再入經歷稀薄大氣、稠密大氣,速度變化范圍大,底部噴管、支腿等部件朝前迎向來流,尾段柵格舵進行調姿操控,整個返回段箭體氣動外形復雜。相比于上升段,氣動設計的工作重點由單純的克服氣動力帶來的不利影響轉變為對氣動力的合理利用,相應的氣動偏差選取、計算狀態等較傳統一次性火箭有較大的變化,對氣動數據精度要求更高,但真實的試驗數據極少,依靠數值仿真來滿足型號設計要求的難度大[10-11]。同時,子級發動機需進行多次點火,以實現落點控制、減速、著陸等功能需求,點火工作過程中發動機均為飛行速度反向噴射,在真空飛行段,存在羽流氣動作用[12-15];在大氣飛行段,反向噴流與來流相互干擾,頭部附近區域流場復雜,進而影響整個一子級流場分布,對全箭及柵格舵等氣動特性會產生較大影響。

國內外針對高超聲速再入飛行器反向噴流分析已開展了相應研究工作,早在二十世紀五六十年代,有學者提出在機體頭部駐點處引入反向噴流來改變物面壓力分布,進而使飛行器所受阻力減小,同樣可以減少飛行器表面熱流。Finley等[16]對超聲速來流下的反向噴流展開試驗,提出穩態流動的氣動特性主要包括噴流壓力和噴流馬赫數。Love[17]通過反向噴流試驗研究了噴流馬赫數、噴管擴張角、噴流靜壓比對噴流結構、噴流波長、噴流邊界形狀和曲率的影響。Meyer等[18]對來流馬赫數為6.5條件下的鈍體反向噴流進行了數值模擬,發現反向噴流可以降低鈍體前緣的激波阻力、表面熱流以及表面摩擦阻力。Karl等[19]對獵鷹9的一子級返回狀態進行了流場仿真研究,獲得了在發動機反向工作過程中流場的發展過程和箭體表面壓力分布。在國內,鄧帆等[20]梳理了反向噴流技術的發展和應用情況,從馬赫數、壓比、質量流率和幾何外形等參數分析了采用反向噴流獲得的減阻防熱效果。何琨等[21]采用數值方法模擬了球頭和截錐在不同總壓比時的復雜流場形態和反向噴流減阻機理。

綜上所述,國內外學者對反向噴流的流場特征、馬赫數、落壓比、質量流量等參數干擾機理進行了大量理論、試驗和仿真研究,主要關注點在于采用小流量的高速反向噴流干擾來實現對高超聲速飛行器的減阻、防熱特性研究。而重復使用運載火箭返回段發動機反向噴流主要是采用噴流直接力進行減速,關注發動機反向噴流對一子級返回段及控制舵面的氣動特性影響。當前,國內對以柵格舵為控制面的火箭子級返回段氣動特性研究還相對較少,對其氣動特性規律還缺乏系統的認知,同時考慮發動機反向噴流影響的研究更加少見。

本文針對重復使用運載火箭一子級再入返回過程中發動機反向噴流氣動干擾問題,開展了帶噴流狀態下一子級返回段及柵格舵組合體縮比模型風洞測力試驗研究,重點分析了一子級返回段在跨聲速和超聲速段飛行時發動機反向噴流對一子級及柵格舵的氣動特性影響規律,為重復使用運載火箭氣動精細化設計和氣動特性精確預示提供技術支撐。

1 研究模型

以某運載火箭一子級為研究對象,箭體直徑3.35 m,長度為28 m,開展重復使用運載火箭一子級返回總方案和氣動布局設計。在總體方案設計時,綜合考慮其再入過程中柵格舵和著陸支腿對氣動力/熱/控制的影響,要求配備的柵格舵和著陸支腿在上升段對運載火箭的飛行安全、運載能力和氣動特性影響均較小,再入返回段柵格舵展開后,能夠提供足夠的氣動穩定性和滿足控制要求的氣動效率。最終氣動外形布局如圖2所示,一子級返回段底部布置有“兩大兩小”共計4臺發動機,均勻分布在底部4個象限的中間區域,噴管的外露長度均約為0.95 m,其中,兩臺大發動機供火箭主動段飛行使用,兩臺小發動機供一子級返回時點火減速使用;在一子級尾段處安裝有4個著陸緩沖支腿,主動段和再入返回飛行時支腿均呈收攏狀態,直至返回著陸前支腿展開;在一二子級級間段處安裝有4片柵格舵,呈×字布局,舵面設計為寬4個柵格×展長4.5個柵格布局,有效氣動面積尺寸約為1.0 m×1.25 m,主動段飛行時柵格舵均呈收攏狀態,再入返回飛行時柵格舵與箭體軸線呈90°展開后鎖緊,可繞舵軸轉動進行姿態控制。

圖2 某火箭一子級返回段氣動外形示意圖Fig.2 Aerodynamic schematic of a returned first stage

2 試驗設備和試驗方法

2.1 試驗風洞和模型

試驗分別在中國空氣動力研究與發展中心高速所FL-28風洞和FL-26風洞中開展,FL-28風洞是一座超聲速風洞,試驗段截面積為2 m×2 m,試驗段長度3.8 m,馬赫數范圍1.5～4.0,最大試驗雷諾數可達1.02×108;FL-26風洞是一座增壓回流引射式跨聲速風洞,試驗段截面積為2.4 m×2.4 m,試驗段長度7.0 m,馬赫數范圍0.3～1.4,最大試驗雷諾數可達1.2×107。

試驗模型如圖3所示,模型縮比為1∶14,在風洞中采用尾部支撐方式,模型全長2.0 m,柱段直徑0.24 mm,其中,4片柵格舵的舵偏角均可調節,柵格舵、著陸支腿和底部發動機噴管等部件可拆卸。試驗中采用模型主天平和兩個柵格舵鉸鏈天平同時測力的測量方式,輔助以高速紋影對噴流和箭體干擾區域流場監測和測量,其中主天平為六分量式天平,鉸鏈天平為五分量式天平。

圖3 一子級返回段噴流測力模型示意圖和風洞安裝圖Fig.3 Jet force measurement model and wind tunnel installation of a returned first stage

噴流系統如圖3(a)中的兩根細長圓管所示,在模擬發動機反向噴流干擾試驗時,需將底部固定的小發動機噴管更換為噴流噴管,并在模型內部增加噴流管路系統。噴流管路固定在風洞支桿上并保持與主天平測力模型無接觸,在發動機噴管與底部相交處預留約3 mm周向間隙,并采用輕質海綿填充來保持封閉;由于噴流系統采用長懸臂式設計,允許噴流噴管承載產生一定量形變而與模型底部無接觸,以保證主天平測力系統測量的準確性。

2.2 相似準則

噴流對飛行器氣動特性的影響主要表現為:(1)噴流的直接力作用;(2)噴流的引射效應;(3)噴流的體積效應。由于噴流與外流場之間的相互干擾,影響流場分布的因素主要包括外流場的氣流參數(M∞,p∞,γ∞,R∞,T∞),內流場的氣流參數(Mj,pj,γj,Rj,Tj),機體的特征幾何參數(如體收斂角)及噴管的特征幾何參數(喉道與出口面積比A*/Aj,噴管出口擴散角θN)等。風洞試驗通常無法保證所有相似準則的完全模擬。目前,高速風洞噴流試驗需滿足的相似參數主要包括模型與飛行器的幾何相似和氣流參數的相似模擬,主要模擬的相似參數有M∞,Mj,pj/p∞,γj以及(RT)j/(RT)∞。

對于本文中的發動機噴管反向噴流試驗,主要為了模擬噴流干擾對全箭氣動力系數的影響,采用冷空氣作為噴流介質。根據返回時兩臺小發動機實際工作參數,為了確保試驗中噴流的流動狀態與飛行狀態相似,本文試驗中主要模擬的相似參數有:

(1)一子級返回段和底部發動機噴管的幾何外形相似;

(2)飛行馬赫數相同M∞;

(3)噴流出口馬赫數Mj;

(4)噴流出口總壓與自由來流靜壓比p0j/p∞。

其中,試驗狀態噴管出口馬赫數設計為3.86。

注.此處M∞為自由來流馬赫數,p∞為自由來流靜壓,γ∞為自由來流比熱比,R∞為自由來流氣體常數,T∞為自由來流總溫,Mj為噴流馬赫數,pj為噴流靜壓,γj為噴流比熱比,Rj為噴流氣體常數,Tj為噴流總溫,A*為喉道面積,Aj為噴流出口面積,p0j為噴流出口總壓。

2.3 試驗狀態

試驗狀態根據重復使用運載火箭飛行任務剖面來確定,返回段再入飛行經歷稀薄和稠密大氣,速度域范圍大,同時為實現落點控制、減速、著陸等功能需求,主發動機需進行多次點火,如圖1中所示,分為再入點火段和著陸點火段,本文中選取再入點火段和著陸點火段中典型飛行馬赫數狀態(Ma=2.0、Ma=0.4和0.6)來開展風洞試驗研究,著重關注一子級返回段及柵格舵的氣動特性,包括馬赫數Ma、攻角α及反向噴流強度(噴流流量Pj)等因素的影響規律,詳細風洞試驗狀態見表1。

表1 風洞試驗狀態Table 1 Wind tunnel testing conditions

3 結果分析

3.1 典型流場結構

本試驗中僅提供了在FL-28超聲速風洞中測得的流場紋影結果。圖4中給出了在Ma=2.0來流中不同噴流強度干擾下一子級返回段局部流場紋影圖?？梢钥闯?在無噴流干擾時,Ma=2.0來流在一子級返回段的非規則頭部形成較強的弓形激波,在發動機噴管和著陸支腿壁面處形成了一系列膨脹波系,在返回段箭體尾段肩部區域的分離區較小;當模擬底部兩個發動機工作的噴管噴流開啟時,噴流形成的激波節與頭部弓形激波相互干擾;隨著雙噴管噴流強度的增加,激波節的強度增加、間距變大,與弓形激波干擾的位置向箭體前方移動,使得弓形激波逐漸遠離箭體頭部物面,并打碎成多重較弱激波,形成復雜的強反向噴流與激波干擾波系結構。

據文獻[20,22]中描述,反向噴流指從飛行器頭部噴出與來流方向相反的高壓氣流,將頭部弓形激波推離飛行器表面,在飛行器頭部前方形成細長等效外形,而噴流在自由來流的作用下又會反向附著于物面并在噴口附近形成回流區,來流在回流區外流動并再附。反向噴流的主要流動結構如圖5所示,可分為長穿透和短穿透兩種典型模態,其模態與噴流質量流率有關。在較低質量流率時,噴流穿透弓形激波形成不穩定的斜激波波系結構;隨質量流率的增加,噴流對弓形激波的干擾增強會導致弱激波結構突然崩潰,弓形激波脫體距離驟減,噴流從長穿透模態轉換到短穿透模態。在本文試驗中測量不同噴流強度對一子級返回段及柵格舵的氣動特性影響時,也分別捕捉到了反向噴流與弓形激波干擾流場形態呈現長穿透和短穿透模態現象。

圖5 反向噴流的流場結構Fig.5 Flow field structure for a reverse jet

3.2 基本氣動特性

圖6給出的是一子級返回段和柵格舵在無反向噴流干擾時的基本狀態氣動力/力矩系數隨來流馬赫數變化情況,其中圖6(a)～(c)為一子級返回段的軸向力系數Cx、法向力系數Cn和壓心位置Xcp隨攻角變化曲線,圖6(d)～(e)為單個柵格舵的軸向力系數Cxt和鉸鏈力矩系數Cmzt隨攻角α變化曲線。

圖6 一子級返回段及柵格舵基本狀態氣動力/力矩曲線Fig.6 Basic state aerodynamic force and moment coefficient curves of the returned first stage and grid fin

隨著來流馬赫數的增加,一子級箭體的軸向力系數逐漸增加,在Ma=3.0附近時達到峰值,這與常規球頭雙錐類外形的火箭在上升段氣動特性規律不同,由于一子級返回段發動機底部迎著來流且為平頭柱面布局,迎風端面處的壓力處于較高水平,且隨著來流馬赫數的增加而壓力升高,導致迎風平頭柱面產生的氣動阻力越來越大;而不同馬赫數下的一子級箭體軸向力系數隨攻角的變化基本保持不變。一子級箭體的法向力系數對來流馬赫數變化并不敏感,在跨聲速段Ma=1.1附近有增大的趨勢;一子級箭體的壓心位置在小攻角范圍內隨來流馬赫數的變化范圍較大,在跨聲速段Ma=1.05時,全箭的壓心位置最遠離發動機迎風平頭柱面處;在跨聲速段,一子級返回段的壓心位置隨馬赫數的變化范圍較大,而在亞聲速和超聲速時隨馬赫數的變化相對較小。單個柵格舵的鉸鏈力矩系數隨來流馬赫數的增加呈逐漸降低趨勢,柵格舵的阻力系數隨來流馬赫數先增加后降低,在跨聲速階段Ma=1.05附近達到最大值;同時,也發現柵格舵的阻力貢獻在這種復雜頭部外形的一子級返回段產生的總阻力中所占比例較小,一子級返回時發動機底部平頭柱面迎著來流產生的氣動阻力占主導。

3.3 噴流狀態氣動特性

圖7給出的是在Ma=0.4、0.6和2.0工況,有反向噴流干擾相比于無噴流時對一子級返回段及柵格舵氣動力/力矩的影響量對比曲線,文中此處氣動力影響量定義為ΔCi=CiJET-Ci,Ci為Cx,Cn,Cm,Cmzt等,下標JET代表噴流狀態,其中圖7(a)～(c)為噴流對一子級返回段的軸向力系數Cx、法向力系數Cn和俯仰力矩系數Cm的影響量隨攻角α變化曲線,圖7(d)為噴流對單個柵格舵的鉸鏈力矩系數Cmzt的影響量隨攻角α變化曲線。

圖7 有噴流狀態相比于無噴流狀態時氣動力系數變化情況Fig.7 Comparison curves of aerodynamic force and moment coefficient of the returned first stage and grid fin with or without jet flow interaction

當發動機工作時產生的反向噴流與來流相互干擾,改變了一子級返回段的箭體繞流分布,使得一子級返回段的軸向力系數減小。對于試驗中采用的反向噴流Pj=1.5 kg/s工況,在來流馬赫數Ma=2.0時的阻力降低效果要遠比Ma=0.4和Ma=0.6工況顯著。這與反向噴流與自由來流的相互干擾形態有關,反向噴流與Ma=2.0來流相互干擾為短射流穿透模態,而與Ma=0.4和Ma=0.6來流相互干擾為長射流穿透模態,此時,在大壓比反向噴流(Pj=1.5 kg/s)短射流模態時的減阻效果要明顯優于長射流模態。在不同馬赫數下反向噴流對一子級返回段的法向力系數影響規律不同,在來流馬赫數Ma=0.4時,反向噴流干擾使得一子級返回段的法向力系數呈現出增加趨勢;在來流馬赫數Ma=2.0時,反向噴流干擾使得一子級返回段的法向力系數呈現出降低趨勢;而在來流馬赫數Ma=0.6時,反向噴流干擾使得一子級返回段的法向力系數基本保持不變。不同來流馬赫數下反向噴流對一子級返回段的俯仰力矩系數影響規律與法向力系數變化情況基本一致。對于單個柵格舵而言,在正攻角范圍內,由于柵格舵位于箭體繞流迎風區,反向噴流干擾使得該柵格舵的鉸鏈力矩系數整體呈現出降低趨勢,其中在來流馬赫數Ma=2.0工況時降低效果最顯著;在負攻角范圍內,柵格舵位于箭體繞流背風區,反向噴流干擾使得該柵格舵的鉸鏈力矩系數整體呈增大趨勢。

圖8給出的是在來流馬赫數Ma=2.0工況不同強度的反向噴流干擾時一子級返回段及柵格舵氣動力/力矩對比曲線。其中圖8(a)～(c)為一子級返回段的軸向力系數Cx、法向力系數Cn和俯仰力矩系數Cm隨攻角α變化曲線,圖8(d)為單個柵格舵的鉸鏈力矩系數Cmzt隨攻角α變化曲線。

圖8 不同噴流強度下一子級返回段及柵格舵氣動力/力矩對比曲線Fig.8 Comparison curves of aerodynamic force and moment coefficient of the returned first stage and grid fin with the jet strength

可以看出,在Ma=2.0來流時發動機反向噴流干擾使得一子級返回段阻力系數呈現出降低趨勢,隨著反向噴流強度的增加,這種減阻效果更顯著;需要注意的是在返回點火減速段,通過發動機工作產生直接反推力來減速,但反向噴流使得全箭阻力系數大幅減低,削弱了氣動阻力減速的效果,需要綜合來評估氣動減速與發動機反推工作減速的效果。同時,隨著來流攻角的增大,反向噴流與頭部脫體激波干擾流場的不對稱性增強,對一子級返回段軸向力系數變化有較大影響,這與前一節中無反向噴流干擾時的一子級返回段軸向力系數隨攻角變化規律不同,在工程應用中需要關注反向噴流干擾時不同攻角下的軸向力系數變化情況。在來流馬赫數Ma=2.0時反向噴流干擾使得一子級返回段的法向力系數和俯仰力矩系數均呈降低趨勢,隨著反向噴流強度的增加,這種降低效果更顯著。相比于無噴流狀態,不同噴流強度的反向噴流干擾對尾部柵格舵的鉸鏈力矩和舵面效率也有一定的影響,整體變化規律基本呈降低趨勢,在進行姿控設計時需要對柵格舵氣動數據進行修正。

3.4 柵格舵控制舵效

柵格舵作為重復使用運載火箭一子級返回段回收的氣動控制舵面,其控制能力將直接影響到子級回收控制方案的設計和落點的控制精度,本節通過風洞試驗初步評估有無反向噴流干擾對一子級返回段柵格舵的俯仰控制影響規律研究。試驗中四片柵格舵呈×字布局,選取柵格舵為俯仰通道組合(偏轉角度10°),以來流馬赫數Ma=0.4和Ma=2.0工況為例,圖9和圖10給出的是在有無反向噴流干擾下柵格舵俯仰舵偏δ=10°時相比于無舵面偏轉狀態一子級返回段及柵格舵氣動力/力矩系數的影響量變化情況,文中此處氣動力影響量定義為ΔCi=Ciδ-Ci,Ci為Cm和Cmzt等,下標δ代表柵格舵俯仰舵偏狀態。

圖9 Ma=0.4有無噴流干擾下的俯仰控制影響對比曲線Fig.9 Comparison curves of the pitch control effect with or without jet flow interaction at Ma=0.4

圖10 Ma=2.0有無噴流干擾下的俯仰控制影響對比曲線Fig.10 Comparison curves of the pitch control effect with or without jet flow interaction at Ma=2.0

可以看出,在試驗中來流馬赫數Ma=0.4和2.0工況的不同攻角范圍內,無反向噴流干擾時,柵格舵俯仰通道正偏轉使得一子級返回段均產生正的俯仰力矩變化量;但在有反向噴流干擾時,柵格舵俯仰通道正偏轉在來流馬赫數Ma=0.4和2.0工況中產生了不同的變化規律。在來流馬赫數Ma=0.4工況有反向噴流干擾時,柵格舵俯仰通道正偏轉同樣產生正的俯仰力矩變化量,但均在俯仰舵偏δ=10°時,有反向噴流干擾所產生的全箭俯仰力矩變化量要低于無噴流狀態;在來流馬赫數Ma=2.0工況有反向噴流干擾時,柵格舵俯仰通道正偏轉產生負的俯仰力矩變化量。對于單個柵格舵,同樣柵格舵正的俯仰舵偏均產生正的鉸鏈力矩變化量,但有反向噴流干擾時對于來流馬赫數Ma=0.4和2.0工況產生了不同的變化規律。在來流馬赫數Ma=0.4工況時,反向噴流干擾使得柵格舵俯仰正舵偏產生正的鉸鏈力矩控制效率有所降低,而在來流馬赫數Ma=2.0工況,反向噴流干擾會導致柵格舵俯仰正舵偏產生負的鉸鏈力矩控制特性。

在前一節研究中發現在不同馬赫數下反向噴流對一子級返回段的法向力系數影響規律不同,在來流馬赫數Ma=2.0時,反向噴流干擾使得一子級返回段的俯仰力矩系數和柵格舵的鉸鏈力矩系數均呈降低趨勢,在進行柵格舵俯仰偏轉控制時,由于反向噴流的干擾影響進而導致柵格舵控制效率降低,甚至出現控制特性反向。因此在柵格舵設計時,要格外注意在這種高馬赫數下反向噴流干擾對全箭及柵格舵氣動特性的影響特性。

4 結 論

本文通過對重復使用運載火箭一子級返回段開展縮比模型反向噴流風洞測力試驗,重點分析了發動機反向噴流對一子級及柵格舵的氣動特性影響規律,研究發現:

1)反向噴流干擾使得一子級返回段總阻力系數呈現大幅降低趨勢,隨著反向噴流強度增加,阻力特性降低效果更明顯,在工程應用中,采用發動機點火反推減速需要考慮反向噴流本身對氣動阻力減速削弱的影響。

2)在不同馬赫數下反向噴流對一子級返回段的法向力系數和俯仰力矩系數影響規律不同,在低馬赫數(Ma=0.4)時,反向噴流干擾使得一子級返回段的法向力系數和俯仰力矩系數呈增強趨勢,而在高馬赫數(Ma=2.0)時,反向噴流干擾使得一子級返回段的法向力系數和俯仰力矩系數呈減弱趨勢。

3)由于在不同馬赫數下反向噴流對一子級返回段氣動特性的影響規律不同,在進行柵格舵偏轉控制設計時,需要著重注意在高馬赫數(Ma=2.0)時,反向噴流對柵格舵控制舵效的削弱甚至可能會導致控制特性反向。

在運載火箭實際再入返回飛行中,由于高低不同馬赫數對應的飛行高度不同,相應的環境壓力和密度不同(即自由來流靜壓p∞不同),本文研究中反向噴流在不同馬赫數對全箭及柵格舵的氣動影響規律仍然適用,但在相同馬赫數下反向噴流對箭體繞流的影響特性與試驗中會出現不一致的情況,需要進一步開展研究工作。