朱廣生，沈 治，李 芳，吳亞東，尹宇輝，趙亮博

（1.中國運載火箭技術研究院, 北京 100076；2.北京宇航系統工程研究所, 北京 100076；3.北京航天長征飛行器研究所, 北京 100076）

中國航天事業(yè)發(fā)展至今，走過了一條從仿制到自主研制、再到不斷創(chuàng)新和發(fā)展的道路。經過60多年的經驗積累，中國航天已經具備從“消化吸收”和“集成創(chuàng)新”走向原始創(chuàng)新道路的條件［1］。錢學森提出［2］：“我們不能人云亦云，那不是科學精神，科學精神最重要的是創(chuàng)新?！闭蛉绱?，鼓勵原始技術創(chuàng)新才是中國航天趕超世界先進水平的正本之源，唯有創(chuàng)新才有發(fā)展。同時也必須認識到，航天工程不允許失敗，唯有立足于成功的創(chuàng)新，才能實現長遠發(fā)展?！肮び破涫拢叵壤淦鳌?，打造中國航天的大國重器就要走一條“繼承不復舊、創(chuàng)新不棄宗”的道路，秉承“知其然知其所以然”的求實信念。多年以來，筆者團隊肩負強軍報國的使命，取得了空氣舵機動飛行器［3］和級間分離新型地面試驗技術［4］等重要創(chuàng)新成果，實現了高空風場辨識技術［5］、極端氣動熱環(huán)境測量技術［6-7］、新型氣動外形設計技術［8-9］、主動段減載技術［10］、先進熱防護技術［11-12］等關鍵技術的應用與探索，促進了裝備性能迅速發(fā)展。本文通過總結航天技術工程研制中所走過的創(chuàng)新之路，基于對實踐案例的分析，探討科技創(chuàng)新的經驗和路徑。

1 以獨立思考的精神探究科學問題的本質

在航天裝備研制過程中，“保成功”的理念絕不代表著固步自封，保守地遵循已有的設計方法和產品結構就只能“跟跑”，不可能實現“并跑”，也永遠無法實現裝備最優(yōu)性能的“領跑”。從近年來國際形勢風云變幻中也令人愈發(fā)深刻認識到，過去那種逢事必言國外的理念難以令我們真正掌握核心技術、擺脫受制于人的局面。

帶空氣舵機動飛行器研制中曾面臨的一個主要問題是：大攻角飛行狀態(tài)下上游激波與空氣舵產生的激波在舵前緣交叉從而形成激波干擾，隨之帶來的熱環(huán)境干擾是工程研制關注的焦點。圖1 給出了平面斜激波入射弓形激波時的6 類激波干擾示意圖［13］，其中，I～V 類干擾將帶來熱流激增，約比駐點熱流高出近一個量級。因此，若飛行器激波擾存在I～V 類中的任何一種，都將給大動壓條件下機動飛行帶來極大困難。在研制初期，通過調研了解到的國外研究中有關“頭部激波不允許打到空氣舵”的斷言更是進一步給國內工程實踐帶來極大制約。而當飛行馬赫數進一步提高后，由于中國當時的風洞暫不具備試驗條件，使得國外的學術結論成為工程設計的基本依據。為規(guī)避風險，在初期實驗中對該型飛行器的攻角做了較大限制。但這種并非基于實證的限制無疑約束了對飛行器性能的挖掘。出于對科學問題本質的追求，本著不人云亦云、求真務實的態(tài)度，對該問題進行獨立自主的分析和實踐。

圖1 6 類激波干擾示意圖[13]Fig.1 Six types of shock waver inference[13]

針對飛行器氣動布局，可以將其流場簡化為以下上游激波與后掠翼前緣激波干擾下的流動結構，如圖2 所示。上游激波與翼前緣根部產生的斜激波相交后，因斜激波波后氣流和來流壓強不相等，相交點以上的來流被迫產生第二道斜激波。斜激波后的下游區(qū)域可能出現激波或膨脹波，但具體是激波還是膨脹波取決于兩道斜激波后的氣流靜壓是否相等、流動方向是否一致。對于大后掠翼的激波干擾，由于激波角相差不大，但第一道激波波后氣體經過了包含上游激波在內兩次激波壓縮，比第二道激波波后的靜壓更高。為滿足接觸面的2 個條件，翼前緣根部斜激波后部氣流必定膨脹以降低其壓力。

圖2 翼前緣第Ⅵ類激波干擾[3]Fig.2 Type Ⅵof shock wave inference ahead of the wing leading-edge[3]

在定性分析的基礎上還需結合具體的流動參數進行定量的計算，根據斜激波壓力關系式以及一定的工程簡化，可以推導出兩道斜激波波后壓強的比值近似滿足以下關系［3］

式中物理量含義可參見文獻［3］。

基于以上規(guī)律可以得到，當來流馬赫數和頭激波偏轉角大于一定范圍時，后掠翼前緣激波下游的流動必然為膨脹波及其反射波系。依據該分析結果，在之后數次試驗中不斷放寬限制，成功破除了“頭部激波不允許打到空氣舵”的約束條件。

2 以實踐與理論的結合進行技術研究的探索

科學的研究離不開哲學的指導，創(chuàng)新思路也常常來源于對事物的辯證認識。如果能夠善于挖掘物理現象背后的有用信息，從而加以實踐，那么即使是有所失誤也可能成為創(chuàng)新的源泉。

封閉式級間熱分離過程中級間段內存在顯著的氣體壓強瞬時高動態(tài)變化，影響結構產品及分離火工品的環(huán)境適應性。傳統設計方法中一般通過發(fā)動機-分離裝置-伺服系統的傳統試車試驗進行考核，但此種方法因需要真實狀態(tài)下發(fā)動機產品導致試驗周期長、代價高。而作為封閉式級間熱分離過程，其本質就是氣流在封閉的激波管反射振蕩的過程?；趯α鲃颖举|的理解，提出了激波管理論和非定常流動理論指導下級間分離過程模擬的試驗方案，即采用激波管模擬試驗替代傳統的試車試驗方法［4］。

圖3 給出了試驗裝置示意圖，即利用爆炸激波管流動的非定常特性，使起爆火藥產生的高溫高壓氣體經過整流后打開模擬發(fā)動機堵片、進入級間段艙內。試驗以發(fā)動機堵片時刻的壓強短時出現平穩(wěn)上升段為模擬標準，根據壓強的變化確定合理的級間分割與分離指令。

圖3 基于爆炸激波管的級間分離試驗平臺[4]Fig.3 Staging experiment platform based on detonation tube[4]

試驗模擬的等效性在于：若入口總壓及噴管內形面與真實狀態(tài)一致，則出口馬赫數可等效模擬，但考慮到總溫難以保持一致，因而按照流量公式，總溫的差異可由流量彌補。該試驗首先進行不分離狀態(tài)下單級間段殼體的“憋壓”試驗，實現了傳統試驗所不及的殼體動強度考核，而且從“憋壓”的級間段內氣體壓強曲線的規(guī)律上認識到了堵片打開瞬間壓強急劇上升、之后又線性緩慢上升的原因，建立了級間段壓力非定常變化的相似律，認清了激波管試驗、傳統地面試驗與飛行試驗狀態(tài)下的天地差異［14］。經過理論推導，上述3 種試驗狀態(tài)下的氣體壓強p隨時間t的變化可統一近似表示為兩段線性增長的曲線，如圖4 所示。圖中，Te為氣體溫度趨于穩(wěn)定時與初始時刻溫度的比值，p0為初始時刻壓強，兩者乘積Tep0表征了出現拐點時的氣體壓力；a12t*為級間段溫度趨于穩(wěn)定的特征時間，表征了壓力變化過程出現拐點的時刻；拐點之后壓強隨時間變化導數可表征為k=Tep0/t*，與拐點前近似相差一個比例因子a12，該因子大小為a12=（γ1-1）/（γ2-2），與燃氣比熱容比γ1和空氣比熱容比γ2有關。

圖4 級間分離爆炸激波管試驗與傳統地面試驗狀態(tài)及飛行試驗狀態(tài)壓力變化過程對比[14]Fig.4 Comparison of the inter-stage pressure variation process among detonation tube experiment, traditional experiment and flight experiment[14]

當采用新的激波管試驗方法進行分離試驗時，用經過“憋壓”試驗的同一產品實施分離，不僅證明了理論分析的正確性，而且用同一套產品實現了時序選擇、殼體與火工品的動強度和級間分離的3 種狀態(tài)的考核。與傳統地面試驗相比，爆炸激波管模擬級間分離試驗方法具有可重復性好、成本低廉、試驗周期短以及驗證工況可覆蓋飛行極限等突出優(yōu)勢。筆者團隊也由此探索出復雜系統產品驗收與鑒定的新模式，從設計源頭控制風險。同時，從該試驗方法中也衍生了級間段網絡分離方案的地面試驗驗證手段，達到了上面級減重、速度提升的優(yōu)化效果，促進了設計水平的提升。

3 以系統工程的方法破解性能提升的瓶頸

科學是有規(guī)律的，不同專業(yè)的核心關注點不同，但是其科學規(guī)律是相通的。航天裝備總體設計是一個復雜的系統工程，突出表現為多學科與新技術的綜合、軟硬復雜系統的集成、性能高要求與研制高風險的均衡。這就要求其所涉及的不同領域、專業(yè)和學科相互交織、相互融合，追求多目標的綜合優(yōu)化。

在某火箭的研制飛行中，曾發(fā)生過級間分離過程中發(fā)動機伺服跟蹤響應與控制指令短時間偏差較大、個別時刻出現噴管擺動限位的情況。該現象雖未影響到試驗結果，但不放過非正常的異?，F象是工程科技人員必須具備的科學素養(yǎng)。就此現象而言，噴管擺動限位可能引起噴管結構或伺服機構的損壞，將對后續(xù)飛行帶來極大隱患。如何采取有效措施確保這一現象不再發(fā)生給筆者團隊提出了挑戰(zhàn)。

通過分析伺服機構響應曲線，推算出噴管擺動角速度達到130（°）/s，顯著超過了伺服系統的限幅值，表明該現象不可能是由伺服機構正?？刂扑鶠椋f明噴管受到了較強的干擾力矩。按照故障樹模式排除了分離環(huán)節(jié)各分系統產品發(fā)生故障的可能性后，懷疑這一異?，F象與噴管中復雜流場結構導致的側向干擾力有關。對于噴管流動分離過程引起的側向力，國內外均已開展了一系列的研究。其中，一種引起側向力的機理是在級間分離過程中由于受下面級發(fā)動機前封頭的阻塞影響，噴管出口背壓較高，噴管內流動為過膨脹狀態(tài)。此時噴管內出現的正激波或斜激波將使下游壓力升高從而誘導噴管內流動分離，如圖5（a）所示；當流動分離在噴管內為非對稱分布時，將造成噴管內型面壓力分布不均形成側向干擾力，如圖5（b）所示。

圖5 下游存在前封頭狀態(tài)下過膨脹噴管流動分離示意圖[15]Fig.5 Separation in over-expanded nozzles with restricted exit flow[15]

這種側向力具有持續(xù)時間短、隨機性強、對幾何構型和觸發(fā)機理高度敏感等特點，目前仍缺乏可靠的工程計算方法。為此開展了非定常流動數值仿真研究，通過分析流場發(fā)現，在級間分離過程中噴管內呈現包含正激波、膨脹波、斜激波、超聲速射流以及分離渦的復雜流動結構，如圖6（a，b）所示。當噴管擺動角度取為飛行試驗真實狀態(tài)時，激波誘導的流動分離呈非對稱分布，使噴管內側壓力周向分布不均勻；在朝著噴管擺動的方向噴管內側壓力偏高，形成側向力，如圖6（c，d）所示。該過程持續(xù)數十毫秒左右，隨著分離間隙增大，噴管出口背壓逐步較低，激波誘導分離的程度隨之減弱，相應的側向干擾力也逐步消失。

圖6 基于假想外形的級間分離過程中流場分布[15]Fig.6 Distribution of flow field during staging[15]

經上述仿真得到的噴管所受到側向干擾力矩峰值超過了伺服負載能力，不僅驗證了文獻中提到的流動分離引起側向力的機理，更進一步揭示了噴管擺角是影響側向力的一項重要因素，同時也為解決該問題提供了重要線索：即控制級間分離過程中噴管擺角大小，從而降低流動分離的非對稱程度，使氣動干擾力矩處于較低的水平。其中，級間分離時噴管擺動位置由3 部分作用組成：第1 項是發(fā)動機在壓力上升過程中因噴管和伺服固定部件結構偏移的作用，稱為噴管下沉角，可導致噴管可用擺動范圍變??；第2 項則是為了抵消下沉角影響所設置的預置擺角；第3 項來自與飛行控制軟件傳遞給伺服系統的擺動指令，與分離前后飛行時序、下沉角補償方案以及姿控網絡相關。針對這幾項因素，筆者團隊組織氣動、動力、姿控、分離等多專業(yè)科研人員按照系統工程的思路開展了多學科論證，通過非定常流動數值仿真、下沉角影響因素偏差梳理、半實物飛行仿真等工作完成了預置擺角、飛行時序和控制網絡的聯合優(yōu)化，確保了噴管擺角引起的氣動干擾力矩不超過伺服能力。經采用上述聯合優(yōu)化方案，徹底解決了性能提升的重要瓶頸。

4 結 論

航空航天工程不允許失敗，回顧多年的工程研制經驗，其中給人感受最為深刻的是如何在確保成功的條件下進行創(chuàng)新。對于正在從事或將要從事航空航天裝備事業(yè)的青年學者而言，在精透自己本專業(yè)技術和規(guī)律的同時，還要不斷拓展自己的知識面，把控和掌握不同學科專業(yè)的基礎要點以及規(guī)律，這樣才能做到融會貫通，駕馭工程系統的全局，才能從“確保成功”邁向“必然成功”的自由王國。對于工程研制的掌舵人，更應當有預見和發(fā)現新技術的敏感嗅覺，深入思考提升裝備系統性能的新方案。不僅要保成功，而且有責任和義務為更先進的裝備設計謀創(chuàng)新。

時逢南京航空航天大學喜迎建校70 周年華誕，謹以本文總結筆者團隊在航空航天工程中的創(chuàng)新實踐，希望拋磚引玉，引發(fā)對航空航天前沿技術創(chuàng)新發(fā)展的思考。