载人航天中的应急救生系统

1992年1月，中国政府批准载人航天工程正式上马并命名为“921工程”，而作为用于发射载人飞船的运载火箭，长征二号F运载火箭与其它常规运载火箭最大的不同是长征二号F运载火箭顶部有逃逸塔，当火箭发生故障，它可以使箭船分离，并拽着轨道舱和返回舱降落在安全地带，使航天员脱离危险。运载火箭的故障检测处理系统在火箭飞行过程中一直检测运载火箭的飞行状态，对运载火箭是否出现需要逃逸的故障进行判断，并在确认火箭故障后自动发出逃逸信号。故障检测处理系统还可以接收手动逃逸信号(由航天员或地面故障诊断系统发出)。逃逸系统一旦收到自动逃逸信号或手动逃逸信号，立即实施应急逃逸，将航天员带离危险区，并为航天员的返回着陆提供必要的条件。

国外航天技术发展的历史证明，威胁航天员的故障大多发生在火箭发射段，因此，解决火箭发射故障逃逸救生技术，是一项世界性难题。在完成载人航天飞行的上升段一—轨道运行一—返回的任务过程中，恶性事故发生概率最大区段是上升段。应急状态的分布和产生的原因大致为：96%的故障是由运载器的结构发生的，2%的故障是地面操作人员的操作故障，2 %的故障是有效载荷与运载器的分离故障。这些故障可分为不危险的、危险的、事故型的及灾难性的。其中70%的故障都要终止飞行，另有30%的故障仍能按预定的轨道飞行。

以拥有世界上发射经验最丰富的俄罗斯/前苏联“联盟”火箭为例，其应急救生系统由飞船、火箭的部分分系统和设备及应急救生专用设备两部分组成。这些都位于火箭的头部。应急救生系统必须满足一定的设计要求，这其中最重要的包括：必须保障宇航员安全逃离危险区；逃逸过程中产生的过载、振动和噪声等不能超过人的生理极限；故障诊断系统必须在允许逃逸的最短时间内诊断故障并发出逃逸指令；应急救生系统的设计不能影响火箭的工作并为飞船的改进留出余量。

可分离头部是一种可适应相当宽速度范围的特殊飞行器。它由飞船的逃逸部分（返回舱、轨道舱）、火箭头部整流罩的逃逸部分（上部整流罩）和应急救生动力装置组成。位于应急分离面以上的上部整流罩是可分离头部的壳体，也是应急救生动力装置和飞船舱段间的传力结构。

救生系统中有飞船和火箭正常飞行时工作的部分系统组件和只在发生事故时启用的专用系统。应急救生系统专用装置有：1)应急救生发动机装置；2)头部整流罩分离发动机；3)安装在头部整流罩上的机构和装置，其中包括：稳定栅格翼、飞船舱体与头部整流罩壳体间的支撑机构、逃逸对接的火工品、灭火装置。

联盟号的应急救生系统启用过三次：

第一次是在1966年联盟号飞船进行第二次无人飞行试验时因陀螺仪伪信号误启动的。“联盟”火箭在点火前几秒自动中止发射程序，发射勤务塔回位，此时应急救生系统动力装置固体发动机按陀螺仪传感器信号突然点火，飞船热控系统启动，几秒后飞船燃料箱爆炸，引起全箭爆炸。

第二次是在1975年发射联盟18号飞船的过程中启动的，火箭因一二级分离故障在亚轨道中止飞行，返回舱安全着陆于西伯利亚距中苏边境320km处。

第三次是在1983年发射联盟T10飞船时，因火箭起火由地面指令启动的。宇航员在发射前两小时进舱，勤务塔在发射前30min撤离，应急计生系统于发射前15min进入执勤状态，起飞前140s指令增压，但由于燃烧剂阀门故障引起火灾，决定启动应急逃生系统。由地面的两个指挥员（发射场指挥和总设计师）同时给无线电操作员下达口令，应急逃生系统从接到指令到进入安全区用时311.5s。返回舱离开危险区1s后火箭发生爆炸。可分离头部和返回舱工作正常，开伞高度1500m。从开伞带着陆时间为预定的1.5倍，原因是爆炸产生的热气流减慢了降落伞下降的速度，着陆点距离发射台3.7km。

宇航员的承载能力

在研制逃逸救生系统时要了解人的承载能力，保证过载在人的生理极限以内，世界航空和航天史上都不乏因为过载超出驾驶员生理极限导致悲剧发生的案例。一般宇航员胸背向的过载承受能力可以达到23-25g，头足向可以达到10g，这些承载能力都与宇航员的坐姿和固定方式有关，还要考虑冲击过载的影响。

噪声人体的影响也是不可忽略的，应急救生系统的噪声主要是由逃逸主发动机和火工品造成的，当噪声频率在0-50Hz时，强度为145db会造成宇航员呼吸困难，并改变呼吸频率，但可以承受；当噪声频率在50-100Hz，强度为150db会造成视觉模糊，呼吸苦难和头疼，这已经到了允许承受的极限。

逃逸救生系统的试验研究经过模型研究及单个部件、机构、分系统和结构部段的地面试验这二个阶段后，要进入第三个阶段的综合飞行试验，模拟各种事故环境条件的试验，因为仅在飞行条件下才能提供可能发生的真实的事故条件。这里应指出，救生装置的飞行试验往往是唯一能检查它工作能力的手段 。“联盟”、“阿波罗”的应急救生装置的飞行试验都是使用全尺寸飞船模型和模拟真实舱段的质量一惯性特性的逃逸飞行器所有部件，选择并模拟最严重的工况模式进行试验。这些工况有发射工况、最大速度头工况、最大高度工况。

气动设计

逃逸飞行器是无控的飞行器, 飞行中的稳定性和机动性是依靠飞行器自身的气动力来保证，因而逃逸飞行器的气动设计正确及气动特性的准度是逃逸飞行器设计的关键之一 。为了把逃逸飞行器外形设计成能在逃逸飞行器很宽的飞行攻角和飞行马赫数范围内同时满足稳定性要求和机动性要求, 则要求逃逸飞行器的气动特性随马赫数和攻角的变化很小,因此确定栅格翼的气动特性是气动设计的关键之一 。

栅格翼的气动设计就是要通过栅格翼的气动特性理论研究和试验研究, 确定栅格翼的几何尺寸, 如栅格翼的翼展、格距、翼弦、相对厚度、翼片数量和翼型等,以满足逃逸飞行器对稳定性和机动性的要求。在试验研究过程中曾遇到风洞模型的模拟准则问题,最终采用了面积相似的准则解决了栅格翼的风洞模拟问题。

逃逸发动机工作时, 逃逸飞行器处在逃逸发动机喷流作用下飞行 ,这时逃逸飞行器是在发动机尾流和空气流混合作用的流场中 , 其喷流流场会大大影响飞行器周围的流场, 强烈地影响飞行器的气动特性。喷流对逃逸飞行器的影响研究是逃逸飞行器气动设计的另一个关键课题。在研究喷流对逃逸飞行器气动特性影响的过程中采用了计算机模拟技术、冷喷流实验技术和热喷流实验技术,最终以冷喷流实验结果经热喷流实验结果的修正应用于逃逸飞行器的设计。研究表明在有喷流的情况下,逃逸飞行器的压心位置明显改变,当马赫数大于3.2 时,逃逸飞行器的压心位置迅速前移, 这时 ,逃逸飞行器的逃逸飞行处于不稳定状态 ,而在无喷流状态下逃逸飞行器是静稳定的 。在亚声速时喷流作用增加了逃逸飞行器的阻力, 在超声速时喷流作用减低了逃逸飞行器的阻力。喷流作用使法向力系数明显地随马赫数和喷流压力比增大而减小,在马赫数大于4时,喷流几乎把逃逸飞行器全屏蔽了,这时,逃逸飞行器几乎不产生法向力 。

栅格翼对逃逸飞行器的气动特性起决定性作用,为减小喷流对气动特性的影响,要求发动机喷流不能直接打到栅格翼上 , 从而确定逃逸发动机喷管为 4 个 ,呈“ +”布局,与栅格翼叉开。

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