充气式再入航天器结构参数优化及防热试验工程方法

黄明星 曹旭 唐明章

(北京空间机电研究所,北京 100094)

相对于传统的刚性再入和降落伞减速方式,充气式再入航天器在将要进入大气之时,就从包装折叠状态完全展开[1-2],虽然在大气层外(一般将大气层边界取为80～120 km)分子密度非常小,但是由于充气式再入航天器完全展开后阻力面积很大,也可起到一定的减速效果。经历大气的自由流、过度流和连续流等几个阶段,相应的飞行速度也由超高声速逐渐降低到亚声速,直至满足着陆要求。与传统的再入与返回方式相比,充气式再入航天器不仅有再入防热功能,即进入大气层时承受高超声速气流的气动热载荷的功能,而且它也要满足气动减速要求,在超声速和亚声速状态时通过气动力减速,达到着陆速度要求,除此之外,充气式再入航天器的充气结构在着陆时也起到缓冲的作用。1996年,俄罗斯在“Mars 96”火星着陆计划的飞行试验中搭载了充气式再入航天器,但是由于火箭升空后未能正常入轨导致试验失败。2000年,俄罗斯首先进行了充气再入下降技术系统(IRDT)相关的飞行试验,验证了充气式再入方案的可行性[3]。2007年后,NASA展开了一系列的充气式再入航天器的充气再入飞行试验(IRVE),包括:IRVE-1、IRVE-2、IRVE-3、IRVE-4、高热流充气再入-1(HEART-1)、HEART-2。除IRVE-1由于与火箭分离失败,其它的飞行试验则非常成功,验证了在气动载荷下充气结构的保形能力和材料的耐热性能[4]。

充气式再入航天器由头部的刚性头锥和柔性防热系统组成,其起到减速和防热作用,驻点及附近的高热流由刚性头锥承受,其它部分热流由柔性防热系统承受。充气式再入航天器的柔性防热系统(Thermal Protection System,TPS)采用了结构和防热的一体化设计,其防热结构不仅要承受热载荷,而且还要承受再入、减速过程的气动载荷[5-7]。

国内对充气式再入航天器也正在展开各方面的研究,本文对充气式再入航天器的结构参数进行优化,通过工程算法,比较了不同充气式再入航天器结构参数下充气式再入航天器的刚性头锥、柔性防热系统的最大热流密度和温度、充气式再入航天器的质量3个方面的计算结果,求出了刚性头锥防热、柔性防热系统防热、质量都能满足约束条件的充气再入航天器结构设计方案。然后,对于充气式再入航天器结构最优设计方案,本文给出其再入过程的弹道及热流密度、温度的变化曲线,且对该工程算法进行对比验证。最后,针对柔性防热系统的再入热流密度,设计了防热材料结构方案,并对防热材料结构方案进行了热冲击试验,给出了柔性防热系统结构可行的设计思路。

1 充气式再入航天器优化设计

为了有效降低充气式再入航天器再入过程的热流密度及温度,需要对充气式再入航天器进行不同结构参数优化计算。在对充气式再入航天器优化过程中,采用相同的再入条件[7],再入条件设为:再入高度取大气层的外缘高度h为150 km,再入速度v为7850 m/s,再入角β为－2°,然后根据不同的再入过程,采用相应的工程算法进行估算。

1.1 充气式再入航天器结构优化

本文的研究对象为采用钝-锥外型的充气式再入航天器,结构参考IRVE[5]的设计,见图1所示。其全展开半径为R2,头锥半径为R0,柔性防热系统与刚性头锥的结合部分半径为R1,锥形部分半锥角为α,充气再入航天器总质量为m。

图1 展开的充气式再入航天器Fig.1 Deployed inflatable reentry vehicle

充气式再入航天器的结构参数有如下关系。

式中:k为刚性头锥半径与全展开半径之比;m0为充气式再入航天器质量中与表面积变化相关的部分,主要由柔性防热系统及充气环质量决定;m1为充气式再入航天器中除柔性防热及充气环部分质量其在航天器外形改变时,变化不大;参考IRVE的设计,当R2为2 m,α为60°时,m0可取为50 kg,m1可取为80 kg。

本文依据国外常见的充气式再入航天器结构[4],对R2分别取2 m、3 m、4 m,k取0.1、0.2、0.3,半锥角α取30°、45°、60°的情况进行计算。

采用工程算法,再入过程中刚性头锥与柔性防热系统的最大热流密度、最高温度随着充气式再入航天器的结构参数变化曲线见图2～图5所示。

图2 刚性头锥最大热流密度随着结构参数的变化Fig.2 Rigid nose maximum heating rate varies with parameters of structure

图3 刚性头锥最高温度随着结构参数的变化Fig.3 Rigid nose maximum temperature varies with parameters of structure

图4 柔性防热系统最大热流密度随着结构参数的变化Fig.4 TPS maximum heating rate varies with parameters of structure

从图2～图5中计算数据可以看出,当其它外形条件相同时,充气式再入航天器的全展开半径R2越大,刚性头锥及柔性防热系统的最大热流密度及最高温度越小;随着航天器刚性头锥半径与全展开半径之比k增大,刚性头锥及柔性防热系统相应的最大热流密度及最高温度均变小。

其它条件相同时,充气式再入航天器的锥形部分半锥角α越大,刚性头锥的最大热流密度与最高温度越小,但柔性防热系统部分的最大热流密度及最高温度越大,这是因为锥形部分半锥角一方面影响充气式再入航天器的质量(其它条件相同时,半锥角越大,航天器质量越小),从而影响整个航天器整体的热流密度,另一方面,锥形部分半锥角还决定了热流密度在航天器表面的分布(决定柔性防热系统的最大热流密度)。

图5 柔性防热系统最高温度随着结构参数的变化Fig.5 TPS maximum temperature varies with parameters of structure

一般来说,充气式再入航天器的质量应该尽量小,其表面温度应该尽可能的低,取其质量约束条件为小于200 kg,其表面温度约束条件为:刚性头锥的最高温度小于1400℃,柔性防热系统的最高温度小于1300℃[8]。从图2～图5中得到满足所有约束条件的充气式再入航天器的结构参数见表1所示。

表1 满足质量与温度约束条件的充气式再入航天器结构参数Table 1 Inflatable re-entry vehicle structure under the condition of thermal and weight constraint

1.2 弹道参数及热学参数的工程估算

根据上面的工程算法计算,本文选取刚性头锥最高温度最小的方案,即k＝0.2,R2＝3 m,α＝60°时的充气式再入航天器为计算模型,计算其整个再入过程的弹道参数及热学参数的变化曲线。

充气式再入航天器为旋成体,质心一般配置在在中心轴线上,而且再入过程时间较短,对于本文的初步研究,假设充气式再入航天器具有足够的静稳定性和动稳定性,其再入过程可近似为一个二维平面内的运动,不考虑地球自转的影响[9]。

充气式航天器的再入初始条件为:再入高度为150 km,再入速度为7850 m/s,再入角为－2°。由上述假设,可以得到充气式再入航天器的高度,速度与水平线夹角,速度,马赫数据的变化曲线,分别见图6、图7所示。

图6 再入过程中高度及速度与水平线夹角的变化Fig.6 Altitude and angle change of re-entry process

图7 再入过程中速度及马赫数的变化Fig.7 Velocity and Mach number change of re-entry process

从图6中可以看出,在自由分子流和过渡流区(高度大于100 km,再入时间小于190 s),此流区的密度很小为10－9,导致气动阻力占重力的比例很小,所以高度随着时间的变化呈现一条直线,在连续流部分,气动阻力开始增大,充气式再入航天器的速度急剧减小。

根据流体力学,可以把再入过程根据流态分别自由流区、过渡流区、连续流区。本文采用的工程算法包括:在自由分子流区采用分子运动论,由KEMP-RIDDELL公式计算热流密度[10],过渡流区通过MATTING半经验方法计算得到[11],连续流区热流密度可分为边界层对流传热和激波层辐射传热[12-13]分别计算。柔性防热系统的热流密度为刚性头锥与柔性防热系统结构分界处的热流密度。再入过程热学参数变化见图8、图9所示。

图8 再入过程中刚性头锥驻点热流密度及温度的变化Fig.8 Rigid nose heating rate and temperature change of re-entry process

从图8中可以看出,在150～125 km高度范围内,刚性头锥驻点及柔性防热系统的热流密度很小,而且基本没有变化,在过渡流区,其热流密度开始迅速增加,外热流密度在连续流区先增加后迅速减小,温度的变化趋势与热流密度一致,刚性头锥驻点及柔性防热系统的热流密度均在80 km左右达到最大值,最大热流密度分别为31.1 W/cm2、25.2 W/cm2。

充气式再入航天器表面发射率取为0.89[11],根据能量守恒关系,即航天器来流对壁面的对流传热及辐射传热与壁面对来流的辐射传热平衡(忽略壁面向防热结构内部传热),估算出表面温度的变化,刚性头锥与柔性防热系统温度的变化规律与相应的外热流密度变化一致。刚性头锥驻点及柔性防热系统外表面温度在80 km左右达到最大,最高温度分别为1303℃和1220℃。

1.3 工程算法验证

为了检验本文采用方法的合理性,将本文方法应用到文献中IRVE再入参数的计算中,并与文献[12]中Navier-Stokes程序计算结果进行对比。IRVE由NASA兰利研究中心主持研究,由Terrier号火箭发射,在飞行290s后充气展开,在125 km之前充气展开完成,最后以17.3 m/s速度于水面着陆。其充气结构参数和初始条件为:结构总质量为137 kg,再入高度为169 km,再入速度为223 m/s,再入角为0°,展开最大直径为3 m,钝头半径为0.6 m,半锥角为60°。IRVE结构见图10所示[12]。表2和表3是由文献[12]计算得到部分结果。

图10 IRVE几何结构Fig.10 Cross sectional view of IRVE

表2 IRVE的再入高度-速度数据Table 2 Altitude and velocity of IRVE reentry

表3 IRVE的再入高度-热流密度数据Table 3 Altitude and heat rate of IRVE reentry

根据充气式再入航天器的尺寸和初始再入条件[12],用本文的工程算法可以计算其再入过程中的速度和热流密度变化,如图11所示。

图11 本文方法与文献中弹道及热学参数数据对比Fig.11 Heat rate and velocity data comparison between this paper and reference

从图11可以看出,速度高度曲线与文献数据基本重合,本文计算的最大热流密度为0.80 W/cm2,而文献中驻点最大热流密度为0.79 W/cm2,两者也非常吻合,这说明本文采用的方法和假设都是合理可行的。

2 柔性防热系统的热冲击试验

2.1 柔性防热系统结构

充气式再入航天器的柔性防热系统(TPS)不仅要维持气动减速的气动外形,而且还要承受再入过程的气动加热。其一般由防热层、绝热层、气密层3个功能层组成[13]。

参考国外柔性防热系统设计,根据文中计算的充气式再入航天器再入热环境,本文柔性防热系统结构也采用依次层叠的防热层、绝热层、气密层的形式,其中一种柔性防热系统结构如图12所示。其中防热层由耐高温的氧化铝纤维布(Nextel 440),绝热层采用多层复合的纤维毯。气密层采用芳纶布Kelvar。对本文中设计的柔性防热系统结构进行热冲击试验,考核柔性防热系统在再入热环境下的防热性能,T1、T2分别表示试验时布置在试验件两侧的热电偶。

图12 本文设计的一种柔性防热系统结构Fig.12 One struture of TPS designed in this paper

2.2 柔性防热系统热冲击试验

为验证本文设计的柔性防热系统结构防热效果,对其开展热冲击试验。在热冲击试验中,由试验设备模拟实际再入温度曲线,对柔性防热系统结构加热,获得柔性防热系统结构冷端温度变化曲线,试验时试验件处于一个大气压的环境内。

2.2.1 热冲击试验设备及工况

本试验由高速飞行器红外辐射式瞬态气动热试验模拟控制系统生成热试验环境,其控制系统结构框图如图13所示,它是一个由石英红外辐射器、温度传感器、信号放大器、A/D转换器、工业控制计算机、D/A转换器、移相触发器、可控硅功率调节器等部分组成的计算机闭环控制系统。

图13 再入热流模拟系统结构图Fig.13 Structure of reentry heat simulation system

系统工作时,由温度传感器将连续变化的温度值采入,信号经过放大后,送入A/D转换器进行模/数转换。将测量到的温度值与设定温度值进行比较后将偏差送入控制程序,计算机通过控制算法对采样数据进行计算得到控制量,并经过D/A转换器转换成模拟信号后驱动电功率调节装置,调节加在石英红外辐射器上的电功率,从而实现材料表面温度过程的自动热环境模拟。

根据上文中工程算法计算结果,柔性防热系统再入温度为图14中蓝色散点数据。结合设备升温能力,对再入过程柔性防热系统外表面温度变化曲线进行微小修改,用调整后的曲线作为热冲击试验的加热条件,试验设定的加热工况见图14红色曲线。

图14 柔性防热系统外表面温度变化Fig.14 Temperature change of TPS out layer

从图14中可以看出,柔性防热材料热冲击试验工况与理论计算的再入过程外表面温度变化曲线非常吻合。但是在实际温度控制过程中,在升温阶段可以通过改变石英灯功率等控制实际温度与设定温度一致,但是在降温阶段后期,加热系统停止工作,试验件进行自然冷却,冷却速率与试验件及其所在环境有关,并不受试验系统控制,故在降温阶段,试验件真实的温度变化会与设定温度有偏差。

2.2.2 热冲击试验件

本次柔性防热系统结构试验件共有6件,试验件的防热层、绝热层、气密层分别由氧化铝纤维布、多层复合纤维毯、Kelvar缝制而成,各试验件主要区别为绝热层多层复合纤维毯不同。各试验件多层复合纤维毯的结构见表4所示,其中浸渍纤维铺层相比于普通纤维铺层,添加了纳米氧化锆、氧化铝等颗粒,防隔热性能有所增加。

表4 试验件材料组成Table 4 Material of test samples

2.2.3 热冲击试结果

本次热冲击试验共进行了6次,每次试验时,在试验件的热端面和冷端面各布置一个热电偶(图12)。试验时各热电偶记录的温度变化如图15所示。

图15 各试验件温度响应Fig.15 Temperature response of test samples

从各试验件的温度变化曲线可以看出,在208 s前,试验件热端温度变化与试验设定温度一致,最大误差不超过0.2%,在208—300 s期间由于加热已系统停止加热,试验件自然冷却,试验件热端温度高于设定温度,对于验证柔性防热材料的隔热性能来说为过考核。

从图15中可以看出,柔性防热材料热端面最高温度约为1220℃,冷端面最高温度在100～297℃之间。在前150 s,各防热材料冷端温度均升高很小,随后都缓慢上升,在约为210s时,各试验件的冷端温度达到最高。各试验件最高温度见表5所示。

表5 各试验件的最高温度Table 5 Maximum temperature of test samples

从表5中可以看出,各试验件冷端到达最高温度的时间点基本一致,1#、2#试验件的隔热效果明显好于其它试验件。

试验件1#与2#,3#与4#试验结果相比,说明试验件越厚(面密度越大)其防热效果越好。试验结果表明:试验件3#、4#、6#的冷端温度均超过了气密层Kevlar最高长期使用温度250℃,超过250℃温度时,Kevlar的强度下降比较明显,难以满足使用要求。

通过本次柔性防热材料热冲击试验,获得在再入温度条件下各试验件热端和冷端的温度变化曲线。所有试验件各功能层材料均未发生破坏,1#、2#试验件由于绝热层采用浸渍的纤维铺层,冷端温度最低,但其密度较高,折叠较困难。

3 结论

本文通过工程算法对充气式再入航天器的弹道及热流密度进行优化计算,得到优选的充气式再入航天器结构设计参数,并计算其再入过程热学环境,在此热流密度条件下,对不同的柔性防热系统结构进行热冲击试验,可得到以下结论:

(1)本文工程算法可计算出充气式再入航天器再入过程的弹道及热学参数变化,并与IRVE数据进行对比验证,具有很好的求解精度。

(2)通过对全展开半径,半锥角,刚性头锥半径与全展开半径之比3个参数进行优化计算,得到了满足质量约束条件,刚性头锥与柔性防热系统热流密度及温度约束条件的充气式再入航天器结构参数,其中刚性头锥半径与全展开半径之比k＝0.2,全展开半径R2＝3 m,半锥角α＝60°为一种优选设计方案。

(3)对于本文优选的充气式再入航天器结构设计方案,其柔性防热系统最大热流密度在距地面80 km处的连续流区达到25.2 W/cm2,此时外表面最大温度约为1220℃。

(4)本文设计的柔性防热系统结构进行热冲击试验时,各功能层材料均未发生破坏,试验件1#、2#在隔热优势明显,经过隔热后,材料冷端的最高温度不超过120℃,但面密度和折叠难度较大,后续试验建议采用试验件1#、2#材料构成,对其进行改进,在适当牺牲隔热效果的基础上降低材料面密度、提高材料的柔韧性,以满足工程使用要求。