张鹏李旭东白良浩尚明友张红英侯向阳

（1 中国空间技术研究院载人航天总体部，北京 100094）

（2 南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，南京 210016）

半刚性机械展开式气动减速技术述评

张鹏1李旭东2白良浩1尚明友1张红英2侯向阳1

（1 中国空间技术研究院载人航天总体部，北京 100094）

（2 南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，南京 210016）

针对传统的再/进入航天器存在载荷运输能力有限、再/进入载荷环境恶劣、研制成本较高等问题，美国提出了一种区别于柔性充气式展开的半刚性机械展开式气动减速技术。文章详细分析了该技术的结构组成；通过与传统再/进入气动减速技术比较，总结了该技术的技术特点及关键技术，并介绍了其研究进展。通过分析可知，半刚性机械展开式气动减速技术以其独特的结构形式及柔性防热系统，使其具备受整流罩包络约束小、运载效率高、减速效果好、过载及热量密度峰值低以及自定位、自缓冲、模块化通用接口等优点，具有广泛的应用前景，可为拓宽中国可展开气动减速技术研究途径提供思路。

气动减速 机械式展开 柔性防热结构 气动特征 研究进展

0 引言

随着航天事业的不断发展，大尺寸、高吨位载荷的地球再入及地外星体进入将日趋常态化。传统的再/进入航天器气动构型及热防护结构都是固定式刚性结构，受运载火箭发射能力及整流罩包络约束，极大地限制了航天器气动构型尺寸、质量及弹道系数，从而大大降低了航天器载荷运输能力，加之再/进入环境恶劣、研制成本较高、通用性不强等缺点，传统的再/进入航天器已经满足不了未来航天事业发展需求[1-2]。

当前，国际上正在研究一种高适应性可展开气动减速技术，以适应多种任务，用做未来各类载荷或试验飞行器的再/进入平台。根据防热结构的柔性程度及展开驱动形式，可展开气动减速技术可分为柔性充气式[3]、半刚性机械式[4]和刚性机械式[5]三种。美国 NASA提出用于金星和火星探测的适应性展开进入及定位技术（adaptive deployable entry and placement technology，ADEPT）[6]就属于典型的半刚性机械展开式气动减速技术（semi-rigid mechanical deployable aerodynamic deceleration technology，SMDADT），其防热材料相对刚性硬质材料而言呈可折叠柔性特征，但其柔性程度不如充气式防热材料，所以该技术称为半刚性。

目前，国内对柔性充气展开式气动减速技术研究相对较多[7-10]，而对机械展开式研究相对较少。为此，本文以ADEPT为例，详细分析SMDADT的结构组成、技术特点、关键技术及研制进展，为拓宽我国可展开气动减速技术研究途径提供思路。

1 结构组成

SMDADT的结构形式可以描述成一个被支撑环主体支撑的雨伞状结构，如图1所示[6,11-13]，主要由承载结构、防热结构及姿态控制结构组成。

图1 半刚性机械展开式气动减速技术结构组成Fig.1 Structure configurations of SMDADT

承载结构主要包括辐条、展开连接杆、反转连接杆、支撑环主体。辐条采用铰链形式一端与刚性防热鼻相连，另一端通过展开/反转连接杆与支撑环主体相连，作用在辐条上的气动力通过连接杆传递到支撑环主体，支撑环主体结构主要为载荷提供一个标准接口。

防热结构主要包括刚性防热鼻（头锥）和柔性防热罩。防热鼻是由传统的刚性硬质防热材料构成，主要起热防护的作用，再入过程中同时具备可抛、分离的功能。柔性防热罩与辐条连接，它是一种具备收纳和展开能力的新型柔性防热材料，随辐条展开后与刚性防热鼻形成球锥形气动外形，起到减速与防热作用。

姿态控制结构主要包括姿态控制环和姿态控制杆，姿态控制环通过姿态控制杆与支撑环主体相连。气动面展开后，刚性防热鼻与姿态控制环压紧接触，起到对气动面尺寸、角度控制限位作用。

SMDADT的展开驱动是依靠绞车和纤维绳索来控制，如图 2所示[12]。绳索的一端与刚性防热鼻相连，另一端与姿态控制环相连。4个纤维绳索在刚性防热鼻的中部交汇，并与绞车相连。展开前锁紧装置解锁，绞车运动收缩绳索带动刚性防热鼻运动，从而驱动辐条及展开连接杆转动，直至刚性防热鼻与姿态控制环压紧接触，最终气动面完全展开。SMDADT从收拢到展开的整个过程中，反转连接杆始终紧贴支撑环不发生运动。

图2 半刚性机械展开式气动减速技术驱动形式Fig.2 Driving form of SMDADT

2 技术特点

2.1 气动外形受整流罩包络约束小

传统再/进入航天器的气动减速面均为固定式刚性结构，硬质防热结构附着在刚性结构外侧，刚性气动外形尺寸严重受到火箭整流罩包络限制。而 SMDADT的气动外形受整流罩包络约束小，在发射时气动面处于不工作状态，柔性防热材料可随辐条、连接杆一起收拢折叠在整流罩内冯卡门曲线段，再/进入之前气动面展开工作，展开后的气动面直径明显大于整流罩直径，可达到几十米[12,14]，如图3所示。

图3 气动面在整流罩内状态Fig. 3 Aeroshell state in the rocket fairing

2.2 过载及热流密度峰值低

与传统刚性固定式气动减速相比，SMDADT的气动面尺寸较大，弹道系数小，能在高空大气稀薄区域飞行更长时间，充分减速，这样使得进入稠密大气区域后受到的动压小，航天器过载及热流密度峰值相对较低[15]。

更重要的是SMDADT以其阻力特性好、柔性防热材料工作时间长等特点能够以更平缓的弹道进入，这样可以使加速度过载和热流密度峰值更低，甚至比传统钝头体要小一个量级。例如，美国的VITaL金星探测器采用传统刚性固定式气动减速技术，其气动外形为半锥角45°、最大直径为3.5m的球锥构型，在进入速度为第二宇宙速度、进入角为–23.4°的弹道式进入条件下，热流密度峰值最大可达4 500W/cm2，加速度过载可达200～300gn，驻点压力峰值最大为10个大气压；而改用ADEPT后，其球锥形气动外形变为半锥角 70°、最大直径 6m，在进入速度为第二宇宙速度、进入角为–8.25°弹道式进入条件下，可以使热流密度峰值降到300W/cm2以下，加速度过载降至20～30gn，驻点压力峰值减小到1个大气压以下[2,16-18]。

2.3 具备调整质心位置、控制配平攻角功能

SMDADT的展开连接杆与反转连接杆之间、姿态控制杆与支撑环主体之间以及姿态控制杆与姿态控制环之间均采用万向接头连接，这种设计形式可以使气动面在姿态控制结构驱动下绕支撑环主体转动生成一个偏移角，从而改变质心与气动面对称轴的相对位置，如图4所示[12]。这样可以产生一个非零的配平攻角及升力，并且升力大小及方向可以通过偏移角控制。该特点可以保证再/进入过程中飞行姿态、稳定性及落点精度，某种程度上可以简化制导控制系统、降低系统复杂程度。目前，美国NASA的ADEPT火星探测器最大偏移角可调整到12.5°，相应配平攻角可到27°[13]。

图4 半刚性机械展开式气动减速技术自定位功能Fig.4 Self-localization function of SMDADT

2.4 具备着陆缓冲功能

SMDADT配置有贮箱气瓶和反推发动机。着陆前，抛掉刚性防热鼻，反推发动机点火工作，反转连接杆反向旋转到和展开连接杆处于一条直线上，驱动辐条反向重构，形成着陆腿，如图5所示[6,11-13]。

图5 半刚性机械展开式气动减速技术自缓冲功能Fig.5 Self-buffer function of SMDADT

2.5载荷运输效率高

根据文献[12]研究结果，目前针对火星的EDL技术最大载荷不可能超过1.2t，若要运送40t的载荷在火星着陆，采用传统的刚性结构一共需要114t的进入质量，而采用ADEPT技术只需要进入质量80t左右，可见SMDADT可明显提高载荷的运输效率。

2.6模块化通用接口

SMDADT采用模块化设计，将可展开再/进入装置和载荷分为不同的模块进行研制，模块间使用标准接口连接。例如，去掉载人飞船返回舱防热大底，使用半刚性机械展开式结构充当气动减速面及防热罩，着陆后返回舱可重复使用，如图6所示。这种设计使得该技术能够平台化、通用化、系列化，可适应不同载荷的运输需求，极大地降低了研制成本。

图6 半刚性机械展开式气动减速技术模块化功能Fig.6 Modular function of SMDADT

3 关键技术

与传统的刚性气动面及充气式展开气动面不同，SMDADT的气动面构型主要依靠辐条及柔性防热罩维持，因此气动面构型稳定性、气动面变形对气动特征影响及具备承载功能防热材料的研制是SMDADT能够实现工程应用的关键。

3.1大尺寸柔性体气动面构型稳定性控制技术

再/进入过程中，由于柔性防热材料不能承受弯曲载荷，受到的气动力依靠柔性防热材料的拉力来抵消并最终全部传递到承载结构上，如图7所示[4]，其中红色表示柔性防热材料，蓝色表示辐条，P为气动力，T为柔性防热材料预拉力，PA为柔性防热材料在P作用后产生的拉力，R为辐条反作用力，θ为柔性防热材料变形角度。

图7 进入过程中气动面受力Fig.7 Reaction of pressure loads during entry

如果辐条数目过少、自身力学性能较差，在气动力作用下会发生明显变形，变形过大会导致气动外形发生变化，改变钝度比，偏离设计状态。在载荷质量、辐条材料及截面参数一定的情况下，辐条数量越多，变形越小，气动面构型稳定性越好，越接近刚性壁面。可是辐条数目越多会增加系统质量及结构机构的复杂程度，所以在综合考虑系统资源和可靠性的基础上，选择合理的辐条根数，使气动外形变化在设计误差范围内是气动面构型稳定性设计的内容之一。美国NASA通过分析，确定金星探测计划的“半锥角70°、最大直径6m”气动外形选择12根辐条；“火星探测计划”的“半锥角70°、最大直径44m”气动外形选择24根辐条可以保证气动外形扰动在设计误差范围内[12,14]。

如果柔性防热材料的预拉力不足，将导致在气动载荷作用下柔性防热材料与防热鼻的连接处容易出现褶皱，并且两辐条间的气动面会向内凹陷形成扇形区域，辐条相对凹陷区域呈凸起状，如图8所示[19]。柔性防热材料的凸起/褶皱变形会增大局部热流密度、剪力及压力，美国 NASA已进行相关研究[19]。柔性防热材料的预拉力越大，凸起/褶皱变形越小，气动面构型稳定性越好，越接近光滑壁面。可柔性防热材料绷得过紧，又给材料的抗拉性能提出了更高要求。所以在综合考虑防热材料研制水平的基础上，设计适当的柔性防热材料预拉力，使气动面热流密度及应力满足任务要求是气动面构型稳定性设计的又一内容。

图8 气动面变形Fig.8 Deformation of aeroshell

3.2大尺寸柔性气动面气动仿真技术

航天器在再/进入大气层过程中，需要经历真空、稀薄气体、近连续气体和稠密大气等复杂大气剖面。在与复杂大气环境发生高速相对运动时，会出现过载、气动力/热、飞行稳定性、攻角振荡等一系列问题，进行气动特征分析仿真是再/进入航天器研制的关键技术之一。

对于传统刚性固定式气动减速技术而言，在进入大气层过程中，气动面基本不发生变形，因此在进行气动特征分析仿真时，一般将气动面处理成刚性光滑壁面。而对于 SMDADT而言，由于气动面采用柔性结构，受气动力作用后不可避免地会发生凸起/褶皱变形，且变形量随着再/进入过程中气动力的改变而不断地发生变化，气动面已不再是光滑壁面。气动面的凸起/褶皱变形会影响气动力/热分布及大小。美国NASA对光滑壁面及ADEPT非光滑壁面进行了气动力/热分析比较，通过分析可知随着变形量的增加，辐条处的热流密度和剪力明显上升，气动面下凹区域的压力也显著增大，当凸起达到10cm时，辐条周围的热流密度增加30%，如图9所示[19]。

图9 气动特征分析Fig.9 Aerodynamic characteristics analysis

因此 SMDADT的气动特性分析仿真无法完全借用传统刚性光滑壁面的分析方法，必须针对大尺寸柔性气动外形的流–固–热–力耦合效应进行全流域气动仿真。

3.3 柔性防热材料研制技术

柔性防热材料研制是 SMDADT的关键之一，与传统的硬质防热材料相比，柔性防热材料除了具备耐高温、满足烧蚀性能要求外，还要具有可折叠、透气性低、抗拉伸等特点，因此需要依据气动特征，开展柔性防热材料配置优化、生产成型、检测修补和性能评价等研制工作。

目前，美国ADEPT的柔性防热材料是由12层不同经纬方向的高温复合材料编织构成的三维碳纤维织物，其中外面 8层的主要作用是热防护，里面 4层主要作为结构层，总共厚度有 0.38cm，如图 10所示[18,20]。

图10 柔性防热材料Fig.10 Flexible thermal protection material

NASA对ADEPT柔性防热材料进行了不同载荷条件的电弧烧蚀测试，主要目的是评价材料在气动热和双向轴向拉伸载荷下结构的完整性及材料在不同的气动热与双向轴向载荷下损失的速率。通过材料完整性评价测试发现，在整个测试时间内，载荷变化较小，除去顶部8层热防护层对织物的承载能力影响较小[20-22]；通过材料损失速率测试发现，不管什么条件下所有纤维的层损失速率都是相同的，变换织物对来流的经纬方向，对层损失影响较小[20-22]；ADEPT三维碳纤维织物柔性防热材料其所能承受的热载荷可以达到15.7kJ/cm2[23]。

4 结束语

本文以ADEPT为例，从结构组成、技术特点、关键技术及研制进展几个方面对SMDADT进行了分析、归纳和总结。

通过分析，SMDADT具备受整流罩包络约束小、运载能力强、减速效果好、过载及热量密度峰值低及自定位、自缓冲和模块化通用接口等优点，具有广阔的应用前景，可作为未来各类载荷特别是大尺寸、高吨位载荷的再/进入平台。该技术目前处于方案设计及原理样机研制阶段，后续还应从大尺寸柔性结构流–固–热–力耦合气动分析、大尺寸展开结构机构力学性能及可靠性、再/进入精度控制及柔性防热材料对不同大气环境适应性等方面进行理论研究及工程验证。目前，我国关于SMDADT的研究尚未起步，后续可针对任务需求开展该技术的相关研究，以拓展我国可展开气动减速技术的技术途径。

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Review of Semi-rigid Mechanical Deployable Aerodynamic Deceleration Technology

ZHANG Peng1LI Xudong2BAI Lianghao1SHANG Mingyou1ZHANG Hongying2HOU Xiangyang1

（1 Institute of Manned Space System Engineering, China Academy of Space Technology, Beijing 100094, China）
（2 Ministerial Key Discipline Laboratory of Advanced Design Technology of Aircraft, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China）

Currently, for the traditional re-entry and entry spacecraft a number of problem exist, such as low efficiency in payload carrying, harsh load environment in re-entry and entry and high cost in development. So the United States proposes a semi-rigid mechanical deployable aerodynamic deceleration technology(SMDADT) that is different from the flexible inflatable deployable aerodynamic deceleration technology. This paper analyzes the structure of the semi-rigid mechanical deployable aerodynamic deceleration technology, summarizes the technical features and key points of this technology by comparison with the traditional re-entry and entry aerodynamic deceleration technology, and introduces the research progress of this technology. According to the analysis in this paper, because of the unique structure and flexible thermal protection system, this technology has some advantages, such as less dimension restriction by rocket fairing envelope, higher efficiency in payload carrying, better effect in aerodynamic deceleration, lower acceleration load and less peak heat flux. In addition, the semi-rigid mechanical deployable aerodynamic deceleration technology has the characteristics of self-localization, self-buffer, and universal modular interfaces. So this technology has wide application prospect and can provide more helpful ideas for the research of aerodynamic deceleration technology.

aerodynamic deceleration; mechanical deployment; flexible thermal protection structure; aerodynamic characteristics; research progress

V423.6

: A

: 1009-8518(2016)01-0001-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2016.01.001

张鹏，男，1982年生，2011年获华中科技大学固体力学专业博士学位，现在中国空间技术研究院载人航天总体部工作，研究方向为航天器系统设计、气动设计及总装集成设计。E-mail: zhangpeng01061014@163.com。

（编辑：陈艳霞）

2015-11-04

国家重大科技专项工程