賈洪印，張培紅，趙煒，周桂宇，吳曉軍

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng) 621000

航天運(yùn)輸系統(tǒng)的技術(shù)水平代表著一個(gè)國(guó)家進(jìn)出空間的能力，體現(xiàn)著一個(gè)國(guó)家利用空間和發(fā)展空間技術(shù)的能力，是國(guó)家綜合國(guó)力的象征，發(fā)展能重復(fù)使用的航天運(yùn)輸系統(tǒng)對(duì)于滿足中國(guó)未來空間開發(fā)和降低發(fā)射成本等需求具有重要意義[1]。垂直回收可重復(fù)使用運(yùn)載火箭是運(yùn)載火箭發(fā)展的一個(gè)重要方向，火箭子級(jí)垂直返回再入彈道包含以下典型過程：在火箭一二級(jí)分離后，一子級(jí)利用自身動(dòng)力裝置進(jìn)行制動(dòng)減速轉(zhuǎn)向，柵格舵氣動(dòng)控制面展開，子級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)噴口向前按照預(yù)定的軌跡和姿態(tài)再入返回，返回過程中利用柵格舵控制、氣動(dòng)減速和擺動(dòng)噴管控制等復(fù)合控制手段，垂直穩(wěn)定地降落到指定區(qū)域[2]。垂直回收重復(fù)使用運(yùn)載火箭的整體構(gòu)型與傳統(tǒng)火箭沒有明顯差別，只需在現(xiàn)有火箭的基礎(chǔ)上，對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)和回收控制系統(tǒng)做進(jìn)一步改進(jìn)，即可實(shí)現(xiàn)火箭子級(jí)的垂直安全回收[3]。

國(guó)外在火箭子級(jí)垂直回收方面開展了大量的研究工作[4]，其典型代表包括麥道公司提出的“德爾它快帆”(DC-X)方案、藍(lán)源公司的“新謝潑德”(New Shepard)運(yùn)載火箭和SpaceX公司的“獵鷹-9R”(Falcon-9R)運(yùn)載火箭。目前投入實(shí)際使用的獵鷹-9R運(yùn)載火箭，通過柵格舵和姿控發(fā)動(dòng)機(jī)(Reaction Control System，RCS)、擺動(dòng)噴管復(fù)合控制技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了火箭子級(jí)精確定點(diǎn)垂直回收[5]。而國(guó)內(nèi)針對(duì)火箭子級(jí)垂直回收的研究工作剛處于起步階段[6-7]，技術(shù)基礎(chǔ)還比較薄弱，火箭子級(jí)垂直返回中面臨的氣動(dòng)問題與常規(guī)飛行器差異較大，對(duì)其中的技術(shù)難點(diǎn)還缺乏系統(tǒng)的認(rèn)知，相關(guān)技術(shù)還亟需解決突破。

火箭子級(jí)垂直再入過程屬于典型的非規(guī)則鈍頭體繞流，與傳統(tǒng)的低阻力流線體飛行器氣動(dòng)特性差異較大[8-9]。在鈍頭體繞流方面，工程上的典型構(gòu)型是飛船返回艙，國(guó)內(nèi)外針對(duì)返回艙類飛行器構(gòu)型在寬速域飛行時(shí)帶來的靜動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱、氣動(dòng)物理問題開展了大量的研究工作[10-12]，返回艙構(gòu)型一般較短，迎風(fēng)減速大底區(qū)域相對(duì)平整光滑，氣動(dòng)特性預(yù)測(cè)的難點(diǎn)是后體收縮時(shí)產(chǎn)生的復(fù)雜大分離流動(dòng)。而火箭子級(jí)長(zhǎng)細(xì)比較大，垂直再入過程中飛行速域?qū)?，火箭底部發(fā)動(dòng)機(jī)的噴管朝前，在較低馬赫數(shù)時(shí)，氣流經(jīng)過大的平頭體后會(huì)在肩部區(qū)域發(fā)生明顯的流動(dòng)分離，高馬赫數(shù)時(shí)鈍頭頭部產(chǎn)生較強(qiáng)的脫體激波，且受到外露發(fā)動(dòng)機(jī)噴管布局的影響，使得頭部激波呈現(xiàn)非規(guī)則狀態(tài)，再入過程頭部附近區(qū)域繞流異常復(fù)雜[13-14]。目前針對(duì)以柵格舵為控制舵面的火箭子級(jí)垂直再入構(gòu)型的氣動(dòng)特性研究還相對(duì)較少，對(duì)其氣動(dòng)特性規(guī)律還缺乏系統(tǒng)的認(rèn)知。

本文針對(duì)基于柵格舵的火箭子級(jí)垂直回收氣動(dòng)減速過程中面臨的氣動(dòng)問題開展研究，設(shè)計(jì)了適用于火箭子級(jí)垂直回收的柵格舵布局方案，完成了馬赫數(shù)0.6～3.0范圍內(nèi)的火箭子級(jí)倒飛狀態(tài)氣動(dòng)特性分析，獲得了此類構(gòu)型馬赫數(shù)、迎角影響規(guī)律，開展了噴管布局影響研究和柵格舵控制舵效分析，給出了火箭子級(jí)垂直回收布局設(shè)計(jì)建議。

1 子級(jí)垂直回收布局方案

以當(dāng)前應(yīng)用較多的?3.35 m直徑火箭子級(jí)為研究對(duì)象，開展了適用于子級(jí)垂直回收的氣動(dòng)布局方案設(shè)計(jì)。方案設(shè)計(jì)時(shí)以柵格舵為控制舵面，綜合考慮其再入過程中對(duì)氣動(dòng)力/熱/控制的影響，要求柵格舵上升段對(duì)運(yùn)載火箭的飛行安全、運(yùn)載能力和氣動(dòng)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(dòng)穩(wěn)定性，同時(shí)能夠滿足控制要求的氣動(dòng)效率。

設(shè)計(jì)的垂直回收構(gòu)型如圖1所示，柵格舵采用弧形設(shè)計(jì)，上升段折疊安裝，對(duì)火箭的運(yùn)載能力和飛行安全影響較小[15]，安裝位置位于火箭一二級(jí)連接艙段處，4片柵格舵呈“X”字形布置，柵格格子數(shù)目為6×6，柵格舵弦長(zhǎng)90 mm，格子寬度110 mm，格片厚度為5 mm，對(duì)應(yīng)的設(shè)計(jì)格弦比為0.82，柵格舵外框尺寸約為1 000 mm×1 000 mm，采用雙立柱支撐與火箭箭體相連接?；鸺撞繀^(qū)域存在4個(gè)外露的發(fā)動(dòng)機(jī)噴管，均勻分布在4個(gè)象限的中間區(qū)域，噴管的外露長(zhǎng)度約為930 mm。

圖1 子級(jí)垂直回收氣動(dòng)布局Fig.1 Aerodynamic layout for vertical recovery of sub-stage

2 氣動(dòng)特性分析方法及驗(yàn)證

采用風(fēng)洞試驗(yàn)為主輔以數(shù)值仿真分析的方式，對(duì)火箭子級(jí)垂直回收構(gòu)型在馬赫數(shù)0.6～3.0范圍內(nèi)的氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究。風(fēng)洞試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心FL-24亞跨超聲速風(fēng)洞完成，風(fēng)洞試驗(yàn)采用的是尾支撐構(gòu)型，模型縮比為1∶25，對(duì)應(yīng)不同馬赫數(shù)下的單位雷諾數(shù)如表1所示；數(shù)值仿真采用的是中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心自主開發(fā)的大規(guī)模并行流場(chǎng)解算器MFlow，該解算器經(jīng)過了大量的標(biāo)?？己蓑?yàn)證[16-17]，為了方便對(duì)比分析，數(shù)值仿真雷諾數(shù)按照風(fēng)洞試驗(yàn)雷諾數(shù)選取。

表1 風(fēng)洞試驗(yàn)不同馬赫數(shù)下對(duì)應(yīng)的單位雷諾數(shù)Table 1 Unit Reynolds number of wind tunnel test with different Mach numbers

數(shù)值模擬網(wǎng)格采用的是六面體、三棱柱、四面體混合的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格單元，如圖2所示，網(wǎng)格總量約4 500萬(wàn)，控制方程采用的是定常雷諾平均Navier-Stokes方程，湍流模型采用的是SST(Shear Stress Transport)兩方程湍流模型[18]，對(duì)流項(xiàng)離散采用的是目前應(yīng)用廣泛、具有較高間斷和黏性分辨率的Roe格式，時(shí)間項(xiàng)采用的是隱式LU-SGS方法，梯度求解采用的是節(jié)點(diǎn)型Gauss方法。同時(shí)，為了加速流場(chǎng)收斂，采用了多重網(wǎng)格技術(shù)和局部時(shí)間步長(zhǎng)技術(shù)。

圖3給出了馬赫數(shù)1.2和馬赫數(shù)3.0時(shí)數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)的對(duì)比曲線，可以看出，數(shù)值計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)一致性較好，尤其是在馬赫數(shù)3.0時(shí)，法向力特性CN曲線基本一致，子級(jí)垂直再入過程中軸向力系數(shù)CA較大，數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)的軸向力系數(shù)誤差在3%以內(nèi)，由于箭體自身產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)Cm較小，在馬赫數(shù)1.2迎角5°以后出現(xiàn)了一定的偏差?？傮w來說，數(shù)值仿真預(yù)測(cè)的俯仰力矩隨迎角的變化趨勢(shì)與風(fēng)洞試驗(yàn)一致，說明本文采用的數(shù)值模擬方法和網(wǎng)格技術(shù)可以較好地模擬帶柵格舵的火箭子級(jí)垂直回收氣動(dòng)特性，驗(yàn)證了方法的可靠性。

圖2 數(shù)值模擬網(wǎng)格Fig.2 Numerical simulation grids

圖3 計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比Fig.3 Comparison between calculation and wind tunnel test

3 結(jié)果分析

本文針對(duì)帶柵格舵的火箭子級(jí)垂直回收構(gòu)型在馬赫數(shù)0.6～3.0范圍內(nèi)的氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究，不同馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)的單位雷諾數(shù)如表1所示，從基本氣動(dòng)特性規(guī)律、迎風(fēng)外露噴管和柵格舵影響及柵格舵控制舵效分析3方面給出了相關(guān)研究結(jié)果。在3.1～3.3節(jié)的分析中，氣動(dòng)特性規(guī)律曲線均為風(fēng)洞試驗(yàn)天平測(cè)力結(jié)果，相關(guān)流場(chǎng)分析采用的是數(shù)值仿真結(jié)果。力矩特性分析時(shí)質(zhì)心取距離發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口35%彈長(zhǎng)的位置。

3.1 基本氣動(dòng)特性

圖4給出了火箭子級(jí)垂直再入過程中馬赫數(shù)0.6～3.0時(shí)的軸向力特性曲線，可以看出，軸向力系數(shù)在馬赫數(shù)1.5附近達(dá)到最大，但隨著來流馬赫數(shù)的進(jìn)一步增大，軸向力變化不明顯。這與常規(guī)飛行器氣動(dòng)特性規(guī)律存在明顯的差異性，產(chǎn)生這種差異的主要原因是倒飛狀態(tài)頭部區(qū)域?yàn)橛L(fēng)平頭端面，在高馬赫數(shù)情況下，會(huì)產(chǎn)生較強(qiáng)的脫體分離激波，迎風(fēng)端面區(qū)域的壓力會(huì)一直處于較高的水平，且馬赫數(shù)越高，迎風(fēng)端面區(qū)域的壓力越高，導(dǎo)致氣動(dòng)阻力越大。所以，雖然柵格舵部件上的軸向力在跨聲速以后隨著馬赫的進(jìn)一步增大會(huì)明顯降低，但由于倒飛狀態(tài)迎風(fēng)端面高壓區(qū)域壓力增大影響，使得火箭子級(jí)倒飛狀態(tài)的阻力一直處于較高的水平。在火箭子級(jí)回收方案設(shè)計(jì)時(shí)，如采用發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流進(jìn)行減速，需要充分評(píng)估權(quán)衡氣動(dòng)減速與發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流工作減速的效果和收益。

圖5給出了火箭子級(jí)垂直再入過程中馬赫數(shù)0.6～3.0的壓心特性Xcp曲線，在小迎角±2°范圍內(nèi)，由于法向力和俯仰力矩量值均較小，壓心采用最小二乘法擬合得到，從曲線中可以看出，對(duì)于火箭子級(jí)垂直回收這類構(gòu)型，小迎角下不同馬赫數(shù)壓心變化的范圍較大，在超聲速馬赫數(shù)2.0時(shí)壓心最靠前，其量值在0.2附近，跨聲速馬赫數(shù)0.95時(shí)全箭的壓心最靠后，位置在0.77附近；從馬赫數(shù)3.0開始，在小迎角下，隨著馬赫數(shù)下降，壓心變化呈先前移再后移最后再前移的變化趨勢(shì)；跨聲速和超聲速時(shí)壓心隨迎角的變化范圍較大，而在亞聲速壓心隨迎角的變化相對(duì)較小。

圖4 火箭子級(jí)垂直再入過程中軸向力特性曲線Fig.4 Characteristic curves of axial force in vertical reentry process of rocket sub-stage

圖5 火箭子級(jí)垂直再入過程中壓心特性曲線Fig.5 Characteristic curves of pressure center in vertical reentry process of rocket sub-stage

為進(jìn)一步分析壓心隨馬赫數(shù)變化規(guī)律產(chǎn)生的原因，采用風(fēng)洞試驗(yàn)方法，將火箭子級(jí)上的柵格舵去掉，獲得了迎角2°和5°時(shí)有/無(wú)柵格舵構(gòu)型全箭壓心隨馬赫數(shù)變化規(guī)律曲線，如圖6所示?？梢钥闯?，有/無(wú)柵格舵構(gòu)型壓心隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律相一致，壓心在不同馬赫數(shù)下變化較大的主要原因是箭體非規(guī)則平頭端面繞流引起，柵格舵的存在使得全箭的壓心有所后移，在亞聲速馬赫數(shù)0.6和超聲速馬赫數(shù)2.0以上，由于柵格舵的存在，使得壓心的移動(dòng)量均在10%以上，跨聲速時(shí)柵格舵氣動(dòng)效率有所降低，柵格舵導(dǎo)致的壓心后移量減小。

圖6 有/無(wú)柵格舵構(gòu)型壓心隨馬赫數(shù)變化曲線對(duì)比Fig.6 Comparison of curves of pressure center vs Mach number with or without grid rudder configuration

圖7和圖8分別給出了倒飛狀態(tài)迎角2°和迎角5°不同馬赫數(shù)火箭底部迎風(fēng)區(qū)域壓力系數(shù)Cp分布對(duì)比情況。可以看出，在亞跨聲速小迎角時(shí)，由于火箭子級(jí)倒飛狀態(tài)非規(guī)則平頭端面的影響，使得迎風(fēng)區(qū)域和背風(fēng)區(qū)域的箭體肩部均發(fā)生了大范圍的流動(dòng)分離，火箭的尾翼處于大分離區(qū)域內(nèi)，且隨著迎角的逐漸增大，迎風(fēng)區(qū)域的分離區(qū)呈減小趨勢(shì)，而背風(fēng)區(qū)域的分離區(qū)內(nèi)的壓力有所增大，并與火箭尾翼相互作用，從而導(dǎo)致在端頭區(qū)域產(chǎn)生了向下的法向力貢獻(xiàn)；在跨聲速馬赫數(shù)0.95時(shí)，小迎角迎風(fēng)區(qū)域肩部由于氣流的壓縮效應(yīng)產(chǎn)生了較強(qiáng)的激波結(jié)構(gòu)，迎風(fēng)側(cè)非規(guī)則端面繞流產(chǎn)生的低壓區(qū)域范圍和強(qiáng)度均明顯高于背風(fēng)側(cè)肩部繞流區(qū)域，而此處力臂相對(duì)較長(zhǎng)，從而導(dǎo)致跨聲速時(shí)火箭箭體穩(wěn)定性急劇增強(qiáng)，壓心位置急劇后移。在超聲速來流下，非規(guī)則迎風(fēng)端頭區(qū)域產(chǎn)生了較強(qiáng)的脫體激波結(jié)構(gòu)，氣流經(jīng)過端頭肩部區(qū)域后仍為超聲速流動(dòng)，肩部區(qū)域的分離區(qū)很小，而此時(shí)火箭尾翼和外露噴管為箭體產(chǎn)生升力的主要部件，從而導(dǎo)致超聲速時(shí)箭體自身的壓心位置較為靠前。

圖7 倒飛狀態(tài)迎角2°不同馬赫數(shù)火箭底部附近壓力分布對(duì)比Fig.7 Comparison of pressure distribution near rocket base at 2° angle of attack with different Mach number

圖8 倒飛狀態(tài)迎角5°不同馬赫數(shù)火箭底部附近壓力分布對(duì)比Fig.8 Comparison of pressure distribution near rocket base at 5° angle of attack with different Mach number

圖9給出了迎角5°不同馬赫數(shù)下迎風(fēng)側(cè)柵格舵區(qū)域馬赫數(shù)分布云圖對(duì)比，可以看出，由于柵格舵為鈍前緣設(shè)計(jì)，使得第三臨界馬赫數(shù)[19]偏高，在馬赫數(shù)2.0時(shí)柵格舵內(nèi)仍處于壅塞狀態(tài)，從而導(dǎo)致柵格舵的氣動(dòng)效率降低，壓心有所前移。隨著來流馬赫數(shù)進(jìn)一步增大，柵格舵內(nèi)逐漸變成斜激波穿透狀態(tài)，柵格舵氣動(dòng)效率有所增強(qiáng)，全箭的壓心后移，在亞聲速狀態(tài)，柵格內(nèi)的氣流也較為通暢，使得柵格舵亞聲速下的氣動(dòng)效率也較高。

圖9 迎角5°不同馬赫數(shù)迎風(fēng)側(cè)柵格舵區(qū)域馬赫數(shù)分布對(duì)比Fig.9 Comparison of Mach number distribution in grid fins region at 5° angle attack

圖10給出了倒飛狀態(tài)馬赫數(shù)3.0迎角0°時(shí)火箭底部噴管附近的馬赫數(shù)分布云圖，可以看出，在超聲速流動(dòng)條件下，火箭底部區(qū)域產(chǎn)生了強(qiáng)脫體激波結(jié)構(gòu)，由于火箭底部區(qū)域外露噴管的影響，在不同外露發(fā)動(dòng)機(jī)噴管之間形成了一定的“通道”效應(yīng)，使得氣流進(jìn)一步被壓縮，產(chǎn)生了局部的超聲速流動(dòng)，由于強(qiáng)激波后的壓力較高，外露噴管區(qū)域的力臂較長(zhǎng)，所以強(qiáng)脫體激波后微小的氣流擾動(dòng)可能會(huì)對(duì)全箭的俯仰力矩產(chǎn)生一定的影響。

圖10 馬赫數(shù)3.0迎角0°噴管附近馬赫數(shù)分布Fig.10 Mach number distribution near nozzle at Ma=3.0, α= 0°

圖11給出了倒飛狀態(tài)馬赫數(shù)0.6迎角0°時(shí)火箭底部附近流線分布情況，可以看出，火箭子級(jí)再入過程中迎風(fēng)區(qū)域非規(guī)則構(gòu)型使得流動(dòng)異常復(fù)雜，氣流經(jīng)過大平頭端部區(qū)域產(chǎn)生較大的流動(dòng)分離，分離區(qū)的大小和強(qiáng)度受來流影響明顯；同時(shí)，每個(gè)外露噴管區(qū)域會(huì)誘導(dǎo)拖出兩條明顯的分離渦結(jié)構(gòu)，與肩部的分離流動(dòng)、火箭尾翼相互作用，從而影響火箭子級(jí)再入氣動(dòng)特性。

圖11 倒飛狀態(tài)馬赫數(shù)0.6迎角0°火箭底部 附近流線分布Fig.11 Streamline distribution near the base of rocket in inverted flight at Ma=0.6, α= 0°

3.2 發(fā)動(dòng)機(jī)外露噴管和柵格舵影響

為了進(jìn)一步量化發(fā)動(dòng)機(jī)噴管及柵格舵對(duì)火箭子級(jí)垂直再入氣動(dòng)特性的影響，在基準(zhǔn)構(gòu)型基礎(chǔ)上，取消發(fā)動(dòng)機(jī)尾部外露噴管和柵格舵開展了風(fēng)洞試驗(yàn)研究，共對(duì)比分析了4種構(gòu)型，分別對(duì)應(yīng)無(wú)噴管+無(wú)柵格舵構(gòu)型、有噴管+無(wú)柵格舵構(gòu)型、無(wú)噴管+6×6柵格舵構(gòu)型和有噴管+6×6柵格舵構(gòu)型。

圖12給出了亞、跨、超聲速典型馬赫數(shù)下發(fā)動(dòng)機(jī)外露噴管和柵格舵對(duì)垂直再入子級(jí)的法向力特性影響規(guī)律曲線，可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)外露噴管和柵格舵上均會(huì)有一定的法向力產(chǎn)生，對(duì)應(yīng)有噴管+6×6柵格舵構(gòu)型的法向力系數(shù)最大，無(wú)噴管+無(wú)柵格舵構(gòu)型的法向力系數(shù)最小，不同馬赫數(shù)下外露噴管和柵格舵對(duì)法向力的影響規(guī)律相一致，且外露噴管產(chǎn)生的法向力量值基本和6×6柵格舵產(chǎn)生的法向力量值基本相當(dāng)。

圖13給出了亞、跨、超聲速典型馬赫數(shù)下發(fā)動(dòng)機(jī)外露噴管和柵格舵對(duì)垂直再入子級(jí)的軸向力特性影響規(guī)律曲線，可以看出，不同馬赫數(shù)下，有噴管+無(wú)柵格舵構(gòu)型的軸向力系數(shù)最低，無(wú)噴管+6×6柵格舵構(gòu)型的軸向力系數(shù)最大，發(fā)動(dòng)機(jī)外露噴管起到了一定的減阻效果，超聲速來流時(shí)減阻效果最明顯，降低了約0.16，約占總軸向力的9%；柵格舵在跨聲速階段由于流動(dòng)壅塞，使得阻力增加明顯，超聲速馬赫數(shù)3.0時(shí)柵格舵的軸向力增量約為5%。

圖13 外露噴管和柵格舵對(duì)垂直再入子級(jí)軸向力特性影響Fig.13 Influence of exposed nozzle and grid fins on axial force characteristics of vertical reentry stage

發(fā)動(dòng)機(jī)外露噴管上產(chǎn)生了較大的法向力，會(huì)對(duì)子級(jí)垂直再入過程中的穩(wěn)定性產(chǎn)生一定影響，圖14給出了典型馬赫數(shù)下發(fā)動(dòng)機(jī)外露噴管和柵格舵對(duì)垂直再入子級(jí)的俯仰力矩特性影響規(guī)律曲線，可以看出，火箭子級(jí)返回時(shí)底部區(qū)域外露的發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管使得火箭子級(jí)產(chǎn)生了明顯的靜不穩(wěn)定抬頭力矩的增量，對(duì)柵格舵上的穩(wěn)定力矩起到抵消的作用。在馬赫數(shù)0.6，10°迎角以前，噴管產(chǎn)生的力矩變化量較柵格舵本體產(chǎn)生的力矩量值還大，需要引起注意。所以，在火箭子級(jí)垂直回收方案設(shè)計(jì)時(shí)，為了盡可能高地提升柵格舵的控制效率，建議火箭子級(jí)倒飛時(shí)外露發(fā)動(dòng)機(jī)噴管區(qū)域要盡可能的小，從而降低噴管帶來的耦合不穩(wěn)定力矩。

圖14 外露噴管和柵格舵對(duì)垂直再入子級(jí)俯仰力矩特性影響Fig.14 Influence of exposed nozzle and grid fins on pitching moment characteristics of vertical reentry stage

3.3 柵格舵控制舵效

柵格舵作為火箭子級(jí)垂直回收的重要?dú)鈩?dòng)控制舵面，其控制能力將直接影響到子級(jí)回收控制方案的設(shè)計(jì)和落點(diǎn)的控制精度[20]。本節(jié)針對(duì)設(shè)計(jì)的火箭子級(jí)加裝4片呈“X”字布局的6×6弧形柵格舵的垂直回收氣動(dòng)布局方案，開展了柵格舵控制舵效分析研究，柵格舵偏轉(zhuǎn)角度為-20°～+10°。

圖15給出了典型馬赫數(shù)下柵格舵偏轉(zhuǎn)對(duì)火箭子級(jí)垂直再入過程的俯仰控制舵效分析曲線，圖中dz表示俯仰舵偏角，可以看出，在整個(gè)分析范圍內(nèi)，柵格舵的俯仰控制舵效均較高，大舵偏時(shí)柵格舵的控制效率略有降低。柵格舵正偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生負(fù)的俯仰力矩變化量，柵格舵負(fù)偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生正的俯仰力矩變化量。在亞聲速馬赫數(shù)0.6正舵偏、正迎角時(shí)，由于柵格舵當(dāng)?shù)鼐植坑禽^大，出現(xiàn)了流動(dòng)失速現(xiàn)象，使得柵格舵控制舵效略有降低。在跨聲速馬赫數(shù)0.95、±5°迎角范圍內(nèi)縱向穩(wěn)定性變化主要是火箭子級(jí)垂直再入過程非規(guī)則鈍頭體繞流導(dǎo)致，不同柵格舵偏轉(zhuǎn)角度下均存在明顯的穩(wěn)定性變化。在馬赫數(shù)3.0時(shí)，帶柵格舵的火箭子級(jí)在8°迎角以內(nèi)為靜不穩(wěn)定狀態(tài)，在8°迎角以后為縱向靜穩(wěn)定，無(wú)舵偏構(gòu)型存在2個(gè)配平點(diǎn)，分別在0°迎角和9°迎角附近，其中0°附近的為靜不穩(wěn)定配平點(diǎn)，9°附近為靜穩(wěn)定配平點(diǎn)。

圖15 不同馬赫數(shù)下柵格舵控制舵效Fig.15 Control effect of grid fins at different Mach numbers

為進(jìn)一步分析柵格舵對(duì)火箭子級(jí)再入過程中機(jī)動(dòng)能力的影響，圖16給出了典型馬赫數(shù)下的柵格舵配平能力的分析曲線，圖中橫坐標(biāo)為配平迎角αt，縱坐標(biāo)為俯仰舵偏角δ?？梢钥闯觯趤喡曀亳R赫數(shù)0.6時(shí)，由于全箭為靜穩(wěn)定狀態(tài)，正迎角

圖16 不同馬赫數(shù)下柵格舵縱向配平特性Fig.16 Longitudinal trim characteristics of grid fins at different Mach numbers

飛行需要負(fù)的舵偏來滿足縱向配平要求，柵格舵俯仰操縱比較高，約為2.3，即舵面偏轉(zhuǎn)1°可拉起2.3°的迎角；跨聲速階段柵格舵的控制效率有所降低，全箭的俯仰操縱比約為0.8；超聲速馬赫數(shù)3.0時(shí)，在8°迎角范圍內(nèi)全箭均為靜不穩(wěn)定狀態(tài)，正迎角飛行需要正舵面偏轉(zhuǎn)來滿足配平的要求，±5° 柵格舵偏轉(zhuǎn)即可滿足8°迎角以內(nèi)的飛行要求。

3.4 發(fā)動(dòng)機(jī)噴管封堵位置影響

火箭子級(jí)垂直回收構(gòu)型倒飛再入過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管開口向前，屬于典型的變截面盲腔流動(dòng)，此時(shí)傳統(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)出口截面封堵的方式是否合適，需要開展研究。采用數(shù)值模擬手段，針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)迎風(fēng)開口腔體噴管出口封堵和喉道封堵構(gòu)型進(jìn)行了研究，不同封堵位置如圖17所示。

圖18給出了來流迎角-2°～15°，馬赫數(shù)0.6、 1.2和3.0時(shí)，迎風(fēng)噴管不同封堵位置對(duì)火箭子級(jí)法向力、軸向力和俯仰力矩特性影響規(guī)律曲線，可以看出，在亞聲速、跨聲速和超聲速來流條件下，不同發(fā)動(dòng)機(jī)噴管封堵位置對(duì)火箭子級(jí)的法向力、軸向力和俯仰力矩影響均較小，喉道封堵使得迎風(fēng)噴口內(nèi)接近“死水區(qū)”流動(dòng)，從而導(dǎo)致不同封堵位置下箭體肩部區(qū)域和迎風(fēng)非規(guī)則端面區(qū)域的繞流特性基本一致。

圖17 不同噴管封堵位置示意圖Fig.17 Schematic diagram of different nozzle plugging positions

圖18 噴管封堵位置對(duì)氣動(dòng)特性影響曲線Fig.18 Influence curves of nozzle plugging positions on aerodynamic characteristics

4 結(jié) 論

采用風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)合數(shù)值仿真的方法，對(duì)火箭子級(jí)垂直回收構(gòu)型氣動(dòng)特性及非規(guī)則鈍頭體繞流流動(dòng)進(jìn)行了研究，獲得了發(fā)動(dòng)機(jī)外露噴管和柵格舵對(duì)氣動(dòng)特性的影響規(guī)律。主要研究結(jié)論有：

1) 帶柵格舵的火箭子級(jí)垂直回收構(gòu)型氣動(dòng)特性規(guī)律與常規(guī)流線體飛行器差異較大，主要體現(xiàn)在倒飛再入過程中非規(guī)則頭部區(qū)域帶來的復(fù)雜流動(dòng)干擾上，肩部的大分離流動(dòng)會(huì)與噴管誘導(dǎo)的分離渦相互作用，對(duì)預(yù)測(cè)方法提出了較高的要求與挑戰(zhàn)。

2) 在超聲速條件下火箭子級(jí)垂直回收構(gòu)型的氣動(dòng)阻力會(huì)一直處于較高的水平，在垂直回收方案設(shè)計(jì)時(shí)，需要充分評(píng)估權(quán)衡氣動(dòng)減速與發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流工作減速的效果和收益。

3) 垂直回收構(gòu)型在不同馬赫數(shù)下的壓心變化范圍寬，在跨聲速馬赫數(shù)0.95時(shí)壓心最靠后，在0.77附近，在馬赫數(shù)2.0時(shí)壓心最靠前，在0.2 附近，柵格舵在整個(gè)分析范圍內(nèi)控制舵效較高，亞聲速時(shí)的俯仰操縱比約為2.3。

4) 發(fā)動(dòng)機(jī)外露噴管會(huì)對(duì)火箭子級(jí)的穩(wěn)定性產(chǎn)生較大影響，其帶來的靜不穩(wěn)定力矩量值與柵格舵提供的穩(wěn)定控制力矩量值基本相當(dāng)，所以在開展垂直回收方案設(shè)計(jì)時(shí)，建議盡量縮短發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的外露長(zhǎng)度，減小帶來的耦合力矩干擾。

本文主要針對(duì)火箭子級(jí)倒飛氣動(dòng)減速相關(guān)繞流特性進(jìn)行了研究，未來將針對(duì)垂直回收過程面臨的發(fā)動(dòng)機(jī)逆向噴流干擾、擺噴/柵格舵復(fù)合控制等關(guān)鍵氣動(dòng)問題開展進(jìn)一步的分析工作。