重复使用运载器无罩顶推发射技术研究

李 洋，高祥武，郑宏涛，孙 光

0 引 言

相比传统的返回舱质心偏移球冠倒锥构型和再入弹头的圆锥十字舵构型，重复使用运载器（Reusable Launch Vehicle，RLV）多采用升力式面对称构型，该类飞行器升阻比高并采用升力式滑翔再入弹道，因而具有更远的再入航程和更强的再入机动能力，成为当前天地往返重复使用领域的主要研究方向[1]。

本文以升力式面对称RLV为研究对象，对比了该类飞行器 3种主要发射技术的特点，并从气动特性、力学环境、制导导航与控制（Guidance，Navigation and Control，GNC）、器箭分离和应急逃逸5个方面对无罩顶推发射技术展开分析，提出需要研究的具体问题，为RLV无罩顶推发射技术的研究提供参考。

1 RLV的3种主要发射技术

1.1 并联捆绑发射技术

美国的航天飞机都采用轨道器、外贮箱和助推器平行放置的并联捆绑垂直竖立方式进行发射，如图 1所示。该方案将轨道器置于外贮箱上，使其几何形状和空间体积不受约束，具有较强的货运和载人能力，但是发射过程中轨道器、外贮箱和助推器之间会相互影响，增加了发射风险。

图1 并联捆绑发射示意Fig.1 Parallel Bundled Launch Diagram

1.2 带罩顶推发射技术

带罩顶推发射技术是运载火箭采用整流罩将RLV封装起来，以改善上升段火箭的气动特性和RLV的力学环境，并对RLV进行气动热防护。

带罩顶推发射的有效载荷种类丰富，已有较多成功发射RLV的先例，图2为美国Atlas V运载火箭带罩顶推发射X-37B飞行器。受运载火箭直径和整流罩尺寸的限制，该类发射技术对有效载荷的大小和形状约束较强，不能充分发挥火箭的运载能力。

图2 带罩顶推发射示意Fig.2 Cowled Push Launch Diagram

1.3 无罩顶推发射技术

无罩顶推发射技术是指将 RLV置于运载火箭顶端，通过载荷支架和锁紧机构将有效载荷与火箭芯级相连，RLV裸露在大气中并进行垂直发射的方式。由于没有整流罩的约束，RLV的尺寸和外形得到释放。

重复使用运载飞行器技术验证机（Reusable Launch Vehicle-Technology Demonstrator，RLV-TD）作为印度发展RLV的初步举措[2]，已于2016年5月23日采用无罩顶推发射技术完成亚轨道飞行，如图3所示，这是RLV无罩顶推发射的第1次试验。

图3 无罩顶推发射示意Fig.3 Uncowled Push Launch Diagram

美国X-37C和追梦者是典型的RLV。如图4所示，X-37C和追梦者计划采用运载火箭无罩顶推发射[3～6]。从图4中可以看出，该种发射可显著拓展有效载荷空间，使RLV的几何尺寸和结构外形在一定程度上不受火箭直径和整流罩尺寸限制。

图4 美国X-37C和追梦者发射方案比较Fig.4 Launch Comparision between X-37C and Dream Chaser

1.4 3种发射技术优缺点比较

表1对以上3种发射技术的优缺点进行了比较。

表1 RLV 3种发射技术比较Tab.1 Comparisions between Three Launch Technologies

从以上对比中可以明显看出，RLV无罩顶推发射技术可在现有发射体系的基础上改进实现，技术跨度小；RLV的尺寸和外形得到释放，能增加有效载荷质量和体积，运载能力强；有利于RLV分离逃逸。

2 无罩顶推发射关键技术分析

虽然 RLV采用无罩顶推发射技术具有明显的优势，但要将其应用于工程实践，还需要解决一系列技术难题。与带罩顶推发射相比，无罩顶推发射由于顶部飞行器为升力式面对称构型，其气动外形与传统整流罩的气动外形有根本性差异，组合体整体气动特性变得复杂，力学环境发生显著变化。另外飞行器要具备应急逃逸能力，这就使得GNC系统非常复杂。下面对无罩顶推发射面临的新问题和需要解决的技术难题展开分析。

2.1 器箭组合体气动分析与优化设计技术

图5为印度RLV-TD器箭组合体地面风洞试验。

图5 印度RLV-TD器箭组合体地面风洞试验Fig.5 Wind Tunnel Test of RLV-TD Combination

如图 5所示，升力式面对称飞行器与轴对称箭体组合后，组合体气动外形发生了显著改变，与传统轴对称构型差异较大，需要开展计算流体动力学（Computational Fluid Dynamics，CFD）数值模拟和风洞试验研究，对器箭组合体外形进行优化，获得满足性能要求的组合体气动外形和气动特性。具体需要开展以下4项技术研究：

a）器箭组合体全速域跨空域气动技术。

与传统运载火箭的完全轴对称构型相比，顶部升力式面对称飞行器对底部火箭的气流扰动加剧，组合体气动特性变得非常复杂，因此需要开展器箭组合体全速域跨空域气动特性研究，分析不同攻角、马赫数下器箭组合体的升力特性、阻力特性和静稳定性等。

b）器箭组合体气动外形优化设计技术。

与运载火箭完全轴对称体的气动外形优化设计不同，无罩顶推发射需要在全速域气动特性研究基础上，开展面对称飞行器和轴对称箭体的组合体气动特性优化设计技术研究，通过选择合理的飞行器预置安装角度，优化器箭间过渡段，从而减小器箭组合体在上升段的气动阻力，改善器箭分离过程的气动特性。

c）复杂环境下器箭分离气动分析技术。

与传统运载火箭在高空段的分离不同，为提高无罩顶推发射的安全性和可靠性，飞行器需要具备在发射准备段、低空上升段和高空上升段应急状况下的分离逃逸能力，这就要求开展低空（高空）大动压（小动压）复杂环境下器箭分离过程的气动特性研究。

d）低空复杂风场下器箭组合体竖立风载分析技术。

与带罩顶推发射的完全轴对称体不同，无罩顶推发射时器箭组合体顶部为升力式面对称构型，置于发射台上时，顶部飞行器作用面积大（作用力大），距离底部远（力臂长），风场对飞行器的扰动容易产生较大力矩，对器箭组合体的姿态稳定性产生影响，需要开展低空复杂风场下器箭组合体竖立风载分析技术研究。

2.2 器箭组合体载荷与力学环境设计技术

传统运载火箭带罩顶推发射时，整流罩可以改善火箭气动特性，且能保护有效载荷在稠密大气内飞行过程中不受气动力/热及声振等有害环境的影响；而无罩顶推发射时，飞行器升力式面对称构型和火箭轴对称构型组合后，组合体气动外形复杂化，气动力/热环境恶化，针对这一问题，需要开展以下3项技术研究：

a）器箭组合体上升段噪声预测技术。

无罩顶推发射时，顶部飞行器的升力式面对称构型使组合体气动外形变得复杂，跨声速段噪声环境恶化，传统针对于完全轴对称体的噪声预测技术不再适用，因此需要针对面对称与轴对称组合体的新型气动外形开展跨声速段噪声预测技术研究。

b）器箭组合体耦合分析技术。

与传统运载火箭完全轴对称体所具有的较好气动特性不同，无罩顶推发射时，因飞行器复杂的升力式面对称构型而诱发不同特性的非定常气动激励，这种情况下常规分析方法不再适用，需要针对器箭组合体气动外形和结构形式研究新的耦合分析技术。

c）气动力/热、结构、控制、动力耦合分析技术。

无罩顶推发射时，飞行器不但直接承受气动力/热，本身也可能参与控制，存在气动力/热、结构、控制、动力耦合问题，且与再入段无动力情况下的问题不同。因此需要针对器箭组合体上升段特点，开展气动力/热、结构、控制、动力耦合分析技术研究。

2.3 器箭组合体GNC系统一体化技术

器箭组合体 GNC系统一体化技术是运载火箭无罩顶推发射的一项关键技术。带罩顶推发射过程中，器箭组合体受力包括气动阻力、重力、发动机纵向推力和摇摆发动机产生的侧向控制力，如图6a所示；RLV无罩顶推发射过程中，器箭组合体不仅受到前述作用力，还受到飞行器气动升力，甚至气动舵面控制力的作用，如图6b所示，这就造成器箭组合体气动焦点上移，静稳定性变差，制导控制变得复杂。

针对无罩顶推发射时器箭组合体气动特性、力学环境等问题，要实现GNC系统一体化，需要开展以下5项技术研究：

a）组合体上升段高精度智能容错组合导航技术。

与运载火箭自身的导航系统相比，飞行器具有更完备的空间在轨段和大气再入段导航能力，且两者导航设备不尽相同，为典型的非相似硬件冗余，因此在运载火箭导航系统的基础上，融合飞行器的导航设备，充分利用器箭导航资源，提高器箭组合体导航系统的精确度、智能性和冗余容错能力。

图6 带罩与无罩顶推发射时器件组合体受力分析Fig.6 Force Diagram of Cowled and Uncowled Push Launch

b）组合体上升段弹道设计与制导技术。

传统发射技术采用整流罩将有效载荷进行封装，对有效载荷的防热要求较低，但无罩顶推发射技术将飞行器裸露在大气中，导致发射过程中飞行器承受的气动热加剧。虽然天地往返飞行器具有很好的再入段防热性能，但上升段飞行器无法以大攻角飞行，导致背风面气动热环境变得严酷。因此需要综合考虑飞行器上升段的防热、动压和过载等约束进行弹道优化和制导律研究，降低器箭组合体热防护需求，提高火箭无罩顶推发射的运载能力。

c）组合体上升段非线性强耦合多操纵面下的姿态控制技术。

与传统轴对称运载火箭控制俯仰通道实现有效载荷入轨不同，无罩顶推发射存在顶部面对称构型，导致通道耦合和非线性加重，控制变得困难，因此需要开展三通道强耦合、严重非线性下的控制技术研究，实现气动舵面控制和摇摆发动机控制的协调管理与分配，缓解发动机控制摆角的饱和问题，降低对不同速域空域条件下气动与结构参数的依赖性，抑制各类不确定性因素引起的不利影响。

d）组合体上升段故障检测与诊断技术。

运载火箭发射过程中的故障主要分为发动机故障和箭体姿态故障两大类。当器箭组合体在发射准备段和上升段等不同高度、动压环境下发生故障时，需要迅速进行在线故障检测和诊断，为控制系统重构或飞行器应急逃逸提供决策依据。

e）组合体GNC系统架构一体化技术。

传统运载火箭的GNC系统架构与飞行器GNC系统架构相互独立，器箭信息交互困难，限制了器箭导航资源的共享和制导控制指令的传输。因此，需要针对器箭组合体GNC系统架构开展研究，优化器箭GNC系统硬件架构，提高信息共享能力，实现器箭GNC系统架构一体化。

2.4 器箭连接与分离技术

器箭组合体在大气内飞行时，由于飞行器升力体构型而产生的气动力直接作用于顶部飞行器，产生旋转力矩，而飞行器与火箭的分离会破坏已有的力矩平衡和姿态稳定，导致分离过程变得复杂。因此需要考虑分离过程中复杂流场对飞行器和箭体的影响，研究相应的器箭连接与分离技术，降低动态环境带来的分离风险，保证分离系统的协调性和可靠性等。具体需要开展以下3项技术研究：

a）分离条件判据设计技术。

RLV一般执行入轨飞行和亚轨道再入任务，对分离前后的高度、速度和姿态要求较为严格，这就需要研究相应的分离判据条件，保证飞行器在给定约束条件下安全可靠启动分离。

b）连接解锁和分离导向技术。

如图7a所示，对于升力式飞行器产生的气动升力，若分离前采用摇摆发动机方式抵消飞行器升力产生的力矩，则分离后器箭力矩同时失衡，导致飞行器和火箭姿态发散；如图7b所示，若分离前采用飞行器舵偏控制方式抵消飞行器升力产生的力矩，则分离后器箭能在一定程度上分别实现力矩平衡，抑制飞行器和火箭的姿态发散，但飞行器舵偏会产生阻力加速度，可能导致箭体追上飞行器而发生碰撞。因此需要综合考虑姿态发散、器箭碰撞和分离精度等要求，研究低空大动压和高空小动压条件下相应的连接解锁和分离导向技术。

图7 不同配平方式下器箭受力分析Fig.7 Force Diagram with Different Trim

c）飞行器分离后起控技术。

在连接解锁和分离导向技术基础上，基于RLV轨道机动和姿态控制能力，研究相应的分离后起控技术，在保证飞行器姿态稳定和安全分离的同时，实现飞行器可靠起控，确保飞行任务平稳过渡。

2.5 飞行器应急逃逸技术

传统带罩顶推发射在火箭起飞后出现故障时，往往会造成火箭和有效载荷俱毁，而RLV的高升阻比特性使其在大气中飞行时具有很强的机动滑翔能力，利用这一特点，当发射过程中出现故障时，RLV可直接与火箭分离，借助自身发动机推力快速爬升逃逸，并实现自主进场着陆或机载人员逃生，从而保证飞行器和载员的安全，有效提升发射的安全性[7]，降低事故或故障条件下的任务代价。要具备上述能力，需要开展以下4项技术研究：

a）飞行器逃逸段轨迹规划技术。

在不同的高度和速度条件下，飞行器所具有的再入返回能力不同，因此需要结合飞行器能量和性能计算安全域和可达域包络，选择合适的着陆场，规划应急返回轨迹，从而保证飞行器安全着陆。

b）飞行器逃逸段飞行控制系统重构技术。

飞行器在应急分离和逃逸过程中可能会部分损坏，造成原有飞行控制系统失效。因此需要在分析各类故障模式基础上，开展控制系统重构技术研究，保证控制系统故障时飞行器二次可控。

c）飞行器逃逸段高可靠性容错控制技术。

飞行器应急逃逸过程中发生部分损坏时，在控制系统重构的基础上，研究高可靠性容错控制技术，以牺牲飞行品质，实现飞行器安全返回。

d）飞行器逃逸段机载人员逃生技术。

当飞行器发生严重损坏时，其不再具备自主返场能力。在这种情况下，若飞行器载人，则需要保障机上人员安全。因此需要考虑海上和陆地着陆情况，研究机载人员应急逃生技术。

3 结束语

本文分析对比了RLV的3种主要发射技术，得出无罩顶推发射具有技术跨度小、运载能力强和分离逃逸快等优点，并进一步从气动特性、力学环境、GNC、器箭分离和应急逃逸等方面分析了该种发射涉及的19项具体技术，对该领域的技术研究和工程实践具有一定参考价值。

[1] 杨勇, 王小军, 等. 重复使用运载器发展趋势及特点[J]. 导弹与航天运载技术, 2002(5)： 15-19.Yang Yong, Wang Xiaojun, et al. Development trends and characteristics of reusable launch vehicles[J]. Missiles and Space Vehicles, 2002(5)： 15-19.

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