宇宙船の地球帰還時における空気力学特性の概要（その１）
2016年 8月12日
方方：中国宇宙技術研究院 有人宇宙飛行本部 研究員、修士
主な研究テーマ：宇宙機空気動力学、システム工学設計
周璐：中国宇宙技術研究院 銭学森宇宙技術実験室 技師、修士
主な研究テーマ：宇宙機再突入軌道設計
李志輝：中国宇宙空気力学研究・発展センター 超高速空気力学研究所研究員、博士、博士生教官
主な研究テーマ：多様な流動様式の空気力学シミュレーション及び応用研究
概要
宇宙船が地球に帰還する過程においては、空気力学の特性により軌道上でエンジンを点火し、減速を開始するが、この速度のコントロールこそが熱防護と安全に関わる重要な要素となる。本稿では、空 気力学に基づく宇宙船の外形、半弾道式による再突入コントロール、融蝕を防ぎ熱を緩和しながら宇宙船が地球に帰還する際の空気流域特性の変化、宇 宙船が空気を圧縮することで発生する熱反応と動力学などについてまとめている。さらに、空力特性と飛行性能とに共通する規律、空力抵抗と再突入時の減速、空力揚力と再突入軌道のコントロール、迎 え角のトリムと飛行の安定性、加熱と防熱に関し異なる空力特性を有する宇宙船、気象条件の変化などが再突入時の飛行性能に与える影響などについても触れている。本稿は、宇 宙船の帰還飛行する過程における空気力学特性研究の参考となるはずである。
[キーワード] 宇宙船、再突入、多様な流動様式の空気力学、再突入減速、飛行コントロール、迎え角のトリム
宇宙船が宇宙軌道から地球表面に帰還する飛行過程は突入(Entry,Ｅ)、下降(Descent,Ｄ)、着陸(Land,Ｌ)の3段階に分けることができ、ＥＤＬと呼ばれている[1]。宇 宙船が軌道速度から大気圏に再突入する際の初動速度は最大となり(マッハ27.0以上となる、制動コントロールにより飛行速度と軌道方向を変化させることでＥを実現する。大 気を利用し下降速度を減速させることでＤを実現する。着陸前にパラシュートシステムが作動し、抵抗を増大させることでＬを実現する。宇宙船の空気力学特性の研究目標は、宇宙船が無動力という条件下において、地 球の大気環境と宇宙船を取り巻く気流環境との相互作用により、再突入ミッションを実現し、着陸の安全を確保することにある。
宇宙船が大気圏に再突入する際の軌道は、地球軌道再突入、月面移動軌道再突入、その他の天体(例えば火星)移動軌道再突入 [1-2] などに分けることができる。また、空気動力を利用し再突入する場合には、弾道式再突入、半弾道式再突入、揚力式再突入の異なるコントロール方法が存在し、再突入はそのミッションにより、有 人帰還再突入と宇宙物品帰還再突入に分けることができる。 [3-4] 。
再突入飛行ミッションが異なればＤ、Ｌ段階における必要な空気力学特性も異なり、そのニーズを満たすための宇宙船の外形には、一般的に回転型、揚力型、翼と揚力の組み合わせ型の3種類がある [5] 。
これらの宇宙船の空気力学特性には以下の特徴がある。
1）それぞれ外形が違う宇宙船は、異なる宇宙飛行軌道から帰還し、同一ではないコントロール方法を採用しているが、空気動力特性に共通点を持つため、互いに参考にすることができる。
2）大気圏再突入の正確なシミュレーションが難しいため、数値計算や風洞試験による空気力学特性の予測結果に一定の不正確性が生じてしまう。
3）高空大気密度の季節差異により、低空風での不確実性[6-7]が生じ、実際の飛行過程における宇宙船の飛行性能と地表予測結果に差異が発生する。
本稿では、地球を周回するのに必要な最低限の速度である第一宇宙速度からの大気圏への再突入に際し、半弾道式により再突入する空力揚力コントロールを採用し、宇 宙船の外形は鈍頭から揚抗比の小さい錐状形になる回転型とし、また、表面素材の融蝕を通して空力熱の緩和と離解を実現し、地 表接近時にパラシュートシステムを使用することによりこの宇宙船を回収着陸させることに成功した例を用い、この宇宙船が地球に帰還する際の空気力学特性の変化と影響についてまとめたものである。これはアメリカの“ アポロ”(Apollo)、“オリオン”(Orion)、“多用途有人宇宙船”(MPCV)、“ドラゴン”(Dragon)宇宙船、ロシアの“ソユーズ”(Soyuz)、“未来有人運輸システム”( PPTS)宇宙船、欧州の“乗員運輸宇宙船”(CTV) [3-4,7-8] 、そして中国の宇宙船“神舟”の大気圏再突入時に類似している [9-12] 。
1 宇宙船地球帰還時の飛行過程
宇宙船が地球表面に帰還する際の主要なミッションは、宇宙飛行速度を落とすことで、着陸前にパラシュートにより減速させることであり、再突入時において空気を圧縮することで発生する力や熱に対し、飛 行と着陸時の安全要求を満たすことにある。宇宙船が再突入する際の一般的な飛行ミッションを図1に示す。主要な過程は以下のように分けることができる。
1）制動のタイミングと制動点の位置を選択取得し、宇宙船の軌道に照準を合わせ、軌道を離れた後の地面着陸点までの制動をコントロールする。
2）大気圏に突入する前に、回収する必要のない船体部があるならば宇宙船から切り離し大気圏に落とし焼却処分する。
3）再突入過程では、空気力学に基づく外形と大気環境作用を利用し減速を行い、着陸点と過負荷をコントロールする。こうして、宇宙船の安定飛行は実現し、融蝕を防ぎ熱を遮断することで減速され、運 動エネルギー転換が起こり、巨大な熱量が生じる。これにより、宇宙船が燃えることもなく、宇宙船内の温度上昇が設備の正常作動に影響を与えることもない。また宇宙船乗員の安全も確保される。
4）着陸前にパラシュートシステムを使用し更に減速することにより、回収着陸が実現する。
図1 宇宙船の大気圏再突入時の飛行ミッション概略図
Fig.1 Schematic diagram of flying missions for spacecraft re-entering Earth’ｓ atmosphere
宇宙船が地球表面に帰還する際のＥＤＬ過程には軌道を離れ、分離、再突入コントロール、空気力学作容、熱防護、回収、着陸という７つの分野の技術が図2が示すように集積されている。再 突入する際の空力作用は、帰還軌道、再突入コントロール、熱反応と防熱構造の結合設計を通して減速飛行を実現している。軌跡コントロール、安定飛行、空力加熱など再突入過程における空気力学特性を以下にまとめる。
図2 宇宙船が地球へ帰還する際の技術システム概略図
Fig.2 Schematic diagram of technique system of spacecraft re-entry Earth’s atmosphere
飛行中の宇宙飛行速度は極めて速いが、外層では自由分子流条件下にあるため、気体分子の平均自由行程は宇宙船のサイズよりはるかに大きい。希薄な気体の流れにおいて、自 由分子流領域で飛行する宇宙船の空気力学が飛行軌跡に与える影響は小さく熱反応もわずかであるため、この段階ではエンジン制動を主な動力源として軌跡をコントロールし宇宙船を予定の場所まで導いている。
再突入飛行の際は、希薄な自由分子流領域と稠密な大気層との媒質エリアが連続しているため、大気中の各種物性パラメータの変化が大きくなる。そのため、宇宙船の飛行性能パラメータも変化し、再 突入過程における空力熱特性の変化も複雑になる[13-14]。そして、鈍頭から錐状形になる回転型の外形が周りの気流を複雑にしてしまうため、飛行環境はランダムに影響を受けることなる。宇 宙船が高速で地球の大気層へ再突入する際、船体表面と高速運動の空気摩擦により巨大な熱量が生じる。宇宙船周囲の空気温度は摂氏数千度に達するため電離放射線が出現し、化学平衡と非平衡反応が生じる。こ のため高温プラズマシースが形成され、船上の無線信号と船外の通信は中断される[15-17,18]。これ以外に、外形コントロールエンジンの非定常噴流により、エンジン噴口付近の流場が変化し、宇 宙船の空力と熱特性に影響が及び、エンジンコントロール効率も影響をうけることになる。こうした点から、再突入飛行過程の複雑さには危険が伴うため、宇 宙船の外形と飛行姿勢により生じる空力作用による着地点と過負荷のコントロール、飛行姿勢安定に対する動態空力の影響回避、宇宙船の空力、帰還軌跡、帰還コントロール、宇 宙船の温度上昇と燃焼に対する空力熱反応と防熱構造の結合と伝達[18-19]などを総合的に考えていく必要がある。宇宙船の再突入飛行過程における空力、熱特性変化規律に対する研究分析は、宇 宙船の再突入飛行段階の安全性を高める重要な要素の一つであるといえる[4-5、9-11、15、18、20-22]。
回収着陸段階では、宇宙船の飛行速度を回収システムがパラシュートの動圧条件を満たすまで減速させる。その後、パラシュートシステムが作動することにより落下速度は更に減速し着陸が可能となる。
2 宇宙船再突入時の周囲の流体環境
宇宙船の再突入飛行過程において、来流する大気は希薄から徐々に稠密へと変化していくことにより飛行速度も超音速から音速へと減速していき、最終的に０速度で着陸する。その際、大 気環境の熱力学特性及び宇宙船周囲の流体状態という異なる流場により多くの複雑な非平衡特徴が現れることになる。
2.1 再突入過程の変化密度領域区分
宇宙船帰還過程においては、周囲の空気は希薄で自由分子流から徐々に稠密になる。大気の稠密程度は一般的に、大気希薄属性の気体分子の平均自由行程を宇宙船の特性サイズ定義のクヌッセン数
で表すことができる。その中でλを分子の平均自由行程とし、Ｌを宇宙船の特性サイズ定義とする。クヌッセン数が大きくなるほど、宇宙船周囲の流場の気体は希薄になる。ク ヌッセン数が最大になると完全自由分子流になる。クヌッセン数が0に近づくと連続流になる。宇宙船周囲の空気流域のクヌッセン数は図3のように示される。クヌッセン数の定義に基づき、特 性サイズを2.0～5.0mとした場合の宇宙船が受ける典型的な帰還弾道による周囲の空気流体は、工学上通常処理する。
図3 再突入過程における宇宙船周囲の空気領域
Fig.3 Schematic diagram of air flow regimes for Spacecraft re-entry Earth’s atmosphere
1）高度が100㎞以上で、自由分子流が認められ、空気分子の平均自由行程は宇宙船のサイズよりはるかに大きくなる。
2）高度が100Km以下では自由分子流は出現しない。
3）高度が75～100Kmの間では過渡流となり、気体分子の平均自由行程と宇宙船特性サイズがほぼ同じになる。
4）高度が45～75Kmの間でスリップ流が認められ、流体質点と対物面間に速度スリップと温度上昇が存在するため、連続媒質が宇宙船周囲流場と近いと仮定できる。
5）高度が45km以下の連続流領域では流体が連綿と続いており、隙間がなく同性の流体質点で構成されているため、当該領域の連続媒質は完全であると仮定できる。
2.2 再突入過程の周囲流場属性
宇宙船が帰還する過程において稠密な大気環境に突入すると、高速高温の飛行により周囲の空気分子に化学反応が発生し、平衡流/非平衡流/凍結流が形成され分子離解が生じる。こ れにより気体の温度上昇が引き起こされ、電離が生じてプラズマのシースなど気体非平衡反応周囲流体環境[8、13、15]が出現する。宇宙に近い連続流領域での飛行段階において、宇 宙船粘性境界層の流体質点間における異なる運動特性を流層、転換、乱流と分けることができる[23]。
2.2.1 気体の非平衡反応
宇宙船が高温高速という条件で飛行すると空気は完全な気体とはいえなくなる(一般的にマッハ3.0以上で飛行する)。宇宙船周囲の気体には化学反応が生じ、平衡流と非平衡流が形成される。再 突入過程における宇宙船周囲の化学反応歴程の分析：100～115Km以上で飛行する際の宇宙船周囲の流場には化学凍結流が見られる。45～100Kmで飛行する場合は化学非平衡流となる。4 5Km以下で飛行する場合は化学平衡流に属する。宇宙船が再突入する過程では、非平衡流地域が主要な部分を占めているといえる。
再突入飛行過程では宇宙船が帰還する際に高速高温状態になるため、周囲の酸素、窒素などの気体分子が離解して原子となり、離解によって解き放たれたエネルギーが宇宙船の温度を上昇させ、気 体反応を発生させる。一般に50Km以上で宇宙船が飛行する際の周囲の流体において、酸素は基本的に完全に離解する。加熱が最も激しい領域では、窒素の離解度は0.8に達する。
さらに、宇宙船周囲の気体には離解だけでなく電離も発生する。宇宙船周囲にはプラズマのシースが形成されるため、無線通信は中断される(停電現象)。典型的な飛行試験結果が示すように、宇 宙船が停電から回復するのは高度が約40～90Kmの場合であり、持続時間は約5分である。
2.2.2 境界層の周囲流体
連続流の飛行段階において宇宙船が気体流を超える時、外層気体は内層気体の摩擦力作用を受けるため、速度は徐々に遅くなる。表面に達した時の速度が一番遅くなり、低空では0となる。同 様に内層気体が外層気体による摩擦牽引の影響を受ける時、速度は層ごとに加速していく。流層間の相互作用が外に向かって伝わって行き宇宙船の表面から一定の距離離れると、気 体は干渉作用を受けるため徐々に消失する。この時の速度分布は一定している。
気体の抵抗剪断変形(流体質点間の相対運動)能力を粘性と呼び、流体ミセルの慣性力を用いて粘性力との比較(レイノルズ数Re)を表す。レイノルズ数、式中のρ∞を気流密度とし、Ｖ∞を気流速度とする。ｄ を宇宙船の特性サイズとする。μ∞を気流粘性係数とする。Re＜10⁶となる時、宇宙船周囲の流体は一般的に層流構成となる。Re＞10⁶となる時、高度が下がることに伴い、宇宙船尾部には転換点が生じる。特 性サイズを2.0～5.0mとする宇宙船が典型弾道に再突入するケースを例に挙げることにする。連続媒質流領域を飛行時の周囲を取り巻く粘性流体とし図4に示す。その流場属性は以下のとおりである。
1）高度40㎞以上の宇宙船周囲は、取り巻く層流、流動分層、流体ミセル運動軌跡がスムースとなる。
2）高度40㎞付近では流動転換が出現し転換点が宇宙船後部から全体に伝わるため、乱流が巻き起こる。風洞試験で表明されているように鈍頭が錐状の外形となる時、転換から乱流流体に入る時間は短くなる。
3）高度30～40Km以下では、宇宙船周囲に乱流が巻き起こり、流動は乱れ不規則になるため、流体ミセルが非線性ランダム脈動を発生させる。その結果、宇宙船後部にさえ流動分離が出現することになり、安 定性が失われるという問題が生じる[24-25]。
図4 再突入過程における宇宙船周囲の流体
Fig.4 Flow states for spacecraft re-entry in near space flying surrounding
（その２へつづく）
参考文献
[1] Korzun A M, Dubos G F, Iwata C K, et al. A concept for the entry, descent, and landing of high-mass payloads at Mars[J]. Acta Astronautica, 2010, 66(7): 1146-1159.
[2] Hillje E R. Entry aerodynamics at Lunar return conditions, NASA TN-D-5399[R]. Washington, D.C.: NASA, 1969.
[3] Tancredi U, Accardo D, Grassi M, et al. Unmanned space vehicle technology demonstrator[J]. Acta Astronautica, 2007, 60: 18-197.
[4] Kinney D J. Development of the ORION crew exploration vehicle’s aerothermal database using a combination of high fidelity CFD and engineering level methods, AIAA-2009-1100[R]. Reston: AIAA, 2009.
[5] Kawato H, Watanabe S, Yamamoto Y, et al. Aerodynamic performances of lifting-body configurations for a re-entry vehicle[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2005, 42(2):232-239.
[6] Pardini C, Anselmo L, Moe K, et al. Drag and energy accommodation coefficients during sunspot maximum[J]. Advances in Space Research, 2010, 45(5): 638-650.
[7] Vallado D A, Finkleman D. A critical assessment of satellite drag and atmospheric density modeling[J]. Acta Astronautica, 2014, 95: 141-165.
[8] Martin A, Boyd I. Assessment of carbon-phenolic-in-air chemistry models for atmospheric re-entry, AIAA-2010-4656[R]. Reston: AIAA, 2010.
[9] Zhuang F G, Cui E J, Zhang H X. Some developments and future air space vehicle dynamics task[C]∥China First Modern Aerodynamics and Thermodynamics Pneumatic Conference Proceedings: Book 1. Beijing: National Defense Industry Press, 2006: 1-12(in Chinese).
庄逢甘, 崔爾傑, 張涵信. 未来空間飛行器的某些発展和空気動力学的任務[C]∥中国第一届近代空気動力学与気動熱力学会議論文集:上冊. 北京:国防工業出版社, 2006: 1-12.
[10] Li Y L, Qi F R. Optimigation and implementation of China SHENZHOU spaceship’s system and return technology scheme[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2012, 32(6): 1-13(in Chinese).
李頤黎, 戚発靭. “神舟号”飛船総体与返回方案的優化与実施[J]. 航天返回与遥感, 2012, 32(6): 1-13.
[11] Liang J, Li Z H, Du B Q. Research on trim features of re-entry capsule in hypersonic rarefied flow regime[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2013, 34(3): 42-48(in Chinese).
梁傑, 李志輝, 杜波強. 飛船返回艙再入稀薄流域配平特 性研究[J]. 航天返回与遥感, 2013, 34(3): 42-48.
[12] Fang F. A comprehensive analysis of re-entry capsule’s aerodynamic design for SHENZHOU spaceship[J]. Spacecraft Engineering, 2004(1): 124-131(in Chinese).
方方. 神舟飛船返回艙気動設計綜述[J]. 航天器工程, 2004(1): 124-131.
[13] Andrushchenko V A, Syzranova N G, Shevelev Y D. An estimate of the heat fluxes to the surface of blunt bodies moving at hypersonic velocity in the atmosphere[J]. Journal of Applied Mathematics and Mechanics, 2007, 71(5): 747-754.
[14] Shang J S, Surzhikov S T. Simulating stardust Earth re-entry with radiation heat transfer[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2011, 48(3): 385-396.
[15] Sarma G S R. Physico-chemical modelling in hypersonic flow simulation[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2000, 36(3-4): 281-349.
[16] Bityurin V A, Bocharov A N. Study of catalytic effects at re-entry vehicle-MHD heat flux mitigation in irradiative hypersonic flow around a blunt body with ablating carbon surface, AIAA-2014-1033[R]. Reston: AIAA, 2014.
[17] Zhao M X. Manned spacecraft aerodynamics[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2000: 86-90(in Chinese).
趙夢熊. 載人飛船空気動力学[M]. 北京:国防工業出版社, 2000: 86-90.
[18] Li Z H, Zhang H X. Gas-kinetic numerical studies of three-dimensional complex flows on spacecraft re-entry[J]. Journal of Computational Physics, 2009, 228(4): 1116-1138.
[19] Huang Z C. Missiles and space series: aerospace aerodynamics[M]. Beijing: China Aerospace Press, 1994: 50-62(in Chinese).
黄志澄. 導弾与航天叢書:航天空気動力学[M]. 北京:宇航出版社, 1994: 50-62.
[20] Whitehead A, Jr. NASP aerodynamics, AIAA-1989-5013[R]. Reston: AIAA, 1989.
[21] Fang F. Manned spacecraft hypersonic flow field characteristics[C]∥China-Russia Hypersonic Exchange Meeting. Beijing: China Great Wall Inductry Coperation, 2002(in Chinese).
方方. 載人飛船航天器高超声速流場特性[C]∥中俄高超声速交流会議. 北京:中国長城工業有限公司, 2002.
[22] Bertin J J, Cummings R M. Fifty years of hypersonics: where we’ve been, where we’re going[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2003, 39(6): 511-536.
[23] Fu D X. Missiles and space series: computational aerodynamics[M]. Beijing: China Aerospace Press, 1994: 75-82(in Chinese).
傅徳薫. 導弾与航天叢書:計算空気動力学[M]. 北京:中国宇航出版社, 1994: 75-82.
[24] Jia Q Y, Fang F, Chen N, et al. Nonlinear aerodynamic resilience and aerocraft dynamic stability[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2003, 21(4): 446-448(in Chinese).
賈区耀, 方方, 陳農, 等. 非線性気動恢複力与飛行器動稳定性[J]. 空気動力学学報, 2003, 21(4): 446-448.
※本稿は方方、周璐、李志輝「航天器返回地球的気動特性綜述」（『航空学報』第36巻第1期、2015年、pp.24-38）を『航空学報』編集部の許可を得て日本語訳・転載したものである。記事提供：同 方知網（北京）技術有限公司