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    CSTS返回艙氣動(dòng)布局研究

    2014-11-09 00:51:22楊肖峰桂業(yè)偉
    關(guān)鍵詞:配平返回艙迎角

    楊肖峰,唐 偉,桂業(yè)偉

    (中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所,四川 綿陽(yáng) 621000)

    0 引 言

    為了提升歐洲載人航天技術(shù),歐洲航天局(ESA)和俄羅斯聯(lián)邦航天局(RSA)正聯(lián)合研發(fā)平行于美國(guó)獵戶座航天計(jì)劃的下一代載人航天器“乘員空間運(yùn)輸系統(tǒng)”(CSTS/ACTS)[1],并替換俄羅斯目前使用的“聯(lián)盟”號(hào)載人飛船。CSTS旨在執(zhí)行國(guó)際空間站等近地軌道任務(wù),還可以執(zhí)行月球探測(cè)以及未來(lái)火星探測(cè)任務(wù)。經(jīng)過(guò)18個(gè)月的概念設(shè)計(jì)研究,2008年5月ESA和RSA聯(lián)合推出球錐形載人飛船返回艙方案(圖1),并宣布CSTS將于2015年試飛,2018年首次載人飛行。

    圖1 近地軌道的CSTS外形圖Fig.1 CSTS configuration in LEO

    高超聲速飛行器氣動(dòng)布局決定返回艙再入過(guò)程中的升阻特性和飛行穩(wěn)定性,目前存在大量文獻(xiàn)[2-8]開(kāi)展高超聲速飛行器的氣動(dòng)特性計(jì)算分析和布局優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。CSTS飛船返回艙有別于“聯(lián)盟”號(hào)返回艙[9],其球錐外形具有其特有的氣動(dòng)性能,因而開(kāi)展其氣動(dòng)布局研究很有必要。本文以CSTS飛船返回艙為研究對(duì)象,使用數(shù)值分析工具,采用正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)思想開(kāi)展高超聲速氣動(dòng)布局研究。文中分析了CSTS飛船返回艙的球錐頭部半徑、球錐半錐角、肩部過(guò)渡圓半徑、倒錐角等主要幾何參數(shù)對(duì)其氣動(dòng)特性的影響規(guī)律,并優(yōu)選出最大升阻比的氣動(dòng)外形。以優(yōu)選外形為基礎(chǔ),數(shù)值分析了返回艙外形的氣動(dòng)性能,討論了質(zhì)心位置和配平升阻比、氣動(dòng)靜穩(wěn)定性、氣動(dòng)特性敏感性的相互關(guān)系,給出了CSTS返回艙氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)建議。

    1 研究方法

    正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法[10-11]是用于多因素試驗(yàn)的一種設(shè)計(jì)方法,從全面試驗(yàn)中挑選部分有代表性的試驗(yàn),以緊湊的試驗(yàn)組合獲取優(yōu)選過(guò)程中盡可能多的信息,具有很高的效率。通過(guò)正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)可以大大減少試驗(yàn)次數(shù),較快地獲取設(shè)計(jì)目標(biāo)較優(yōu)的氣動(dòng)布局。

    飛船返回艙最重要的氣動(dòng)性能指標(biāo)之一是升阻比,足夠大的升阻比可降低軸向過(guò)載,增強(qiáng)機(jī)動(dòng)性能,提高落點(diǎn)精度,還能降低氣動(dòng)加熱水平。作為簡(jiǎn)單算例,選取返回艙典型高超聲速飛行條件下的升阻特性作為正交試驗(yàn)的設(shè)計(jì)目標(biāo)。CSTS飛船返回艙氣動(dòng)外形的主要設(shè)計(jì)變量有球錐頭部半徑RN、球錐半錐角θN、肩部過(guò)渡圓半徑RC、倒錐角θC等(圖2),而返回艙的最大截面直徑D和總長(zhǎng)度L等整體參數(shù),受運(yùn)載火箭的限制,一般是確定的。為此,可使用正交表L9(34)來(lái)布置四因素三水平的正交試驗(yàn)(表1),來(lái)分析返回艙主要幾何參數(shù)對(duì)氣動(dòng)特性的影響規(guī)律。總試驗(yàn)次數(shù)為9,每個(gè)設(shè)計(jì)變量在每個(gè)水平下各做3次試驗(yàn),各設(shè)計(jì)變量的各水平之間的試驗(yàn)布置相互正交。

    表1 用正交表L9(34)布置試驗(yàn)Table 1 Experiment assignment with orthogonal table L9(34)

    氣動(dòng)力計(jì)算方面,基本控制方程為量熱完全氣體的三維層流可壓縮NS方程,粘性系數(shù)使用Sutherland公式,熱傳導(dǎo)系數(shù)由Pr=0.72給出。采用的數(shù)值方法總結(jié)如下:

    (1)空間離散。無(wú)粘通量使用二階Van Leer′s FVS離散格式;粘性通量采用二階中心差分格式。

    (2)時(shí)間離散。時(shí)間積分的離散采用歐拉后差格式的隱式非迭代方法。

    (3)邊界條件。入流位置采用遠(yuǎn)場(chǎng)入流條件,給定自由流的速度、壓力和溫度;出流位置條件由超音速外插獲得;壁面采用無(wú)滑移條件,并給定絕熱壁面條件;對(duì)稱面給對(duì)稱條件。

    基于以上基本控制方程和數(shù)值計(jì)算方法完成典型高超聲速飛行狀態(tài)下的返回艙流場(chǎng)粘性流動(dòng)的數(shù)值模擬,獲取相應(yīng)的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)。

    2 氣動(dòng)布局優(yōu)選

    取1/2返回艙外形生成三維流域的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。計(jì)算狀態(tài)為高度35km、來(lái)流馬赫數(shù)7、迎角-20°的高超聲速流場(chǎng),完成正交表布置的9次數(shù)值試驗(yàn)。圖3給出了升阻比、升力系數(shù)和阻力系數(shù)的平均值隨各設(shè)計(jì)變量的試驗(yàn)水平的變化趨勢(shì)??傮w上看,球錐頭部半徑對(duì)氣動(dòng)性能影響較小,增大頭部半徑升阻比略有下降;增大球錐半錐角可增大升力、阻力和升阻比;增大肩部過(guò)渡圓半徑可減小升力、阻力和升阻比;增大倒錐角可增加升力和升阻比,阻力變化不明顯。

    實(shí)際上,在典型的高超聲速飛行狀態(tài)下,返回艙外形的軸向力遠(yuǎn)大于法向力,主要靠軸向力產(chǎn)生升力和阻力,而且壓力對(duì)氣動(dòng)合力的貢獻(xiàn)要遠(yuǎn)大于剪切力(圖5),需要重點(diǎn)考察壁面壓力分布對(duì)氣動(dòng)性能的影響規(guī)律[12]。圖4分別給出了不同外形下返回艙頭部、肩部和側(cè)壁區(qū)域的壓力分布對(duì)比。

    圖3 氣動(dòng)性能和設(shè)計(jì)變量的關(guān)系Fig.3 Aerodynamic characteristics and design variables

    在球錐頭部區(qū)域,流動(dòng)從迎風(fēng)區(qū)過(guò)渡到背風(fēng)區(qū)。增大頭部半徑,防熱大底鈍度增大,阻力略有增大,升阻比略有下降。但是,與“聯(lián)盟”號(hào)返回艙不同,改變球錐頭部半徑防熱大底整體外形基本不變,總體而言,球錐頭部半徑對(duì)整體氣動(dòng)性能影響很小,升阻性能參數(shù)差別一般在0.4%以內(nèi)。不過(guò)球錐頭部不能太尖,否則氣動(dòng)加熱嚴(yán)重。

    圖4 不同外形下的物面壓力分布Fig.4 Wall pressure distribution

    增大球錐半錐角,球錐背風(fēng)區(qū)表面壓力增大,增量主要貢獻(xiàn)于軸向力,升力和阻力均增加,氣動(dòng)合力與來(lái)流夾角增大,升阻比增大。增大球錐半錐角,壓心向后移動(dòng),俯仰力矩減小,進(jìn)而造成配平迎角的偏移。在靜穩(wěn)定度CMα=-0.002條件下,半錐角由65°增加到75°會(huì)使配平迎角幅值約有6.9°的增量。

    增大肩部過(guò)渡圓半徑,相當(dāng)于減弱返回艙的鈍度,軸向力隨之減小,法向力增大,導(dǎo)致升力、阻力和升阻比均下降。

    增大倒錐角,側(cè)壁迎風(fēng)面壓力減小,背風(fēng)面壓力基本不變。法向力減小,軸向力略有增加,產(chǎn)生一種低頭效果,主要增加了升力,減小了俯仰力矩,阻力變化不大,升阻比相應(yīng)增加。俯仰力矩減小造成配平迎角的偏移,在靜穩(wěn)定度CMα=-0.002條件下,倒錐角由15°增加到25°會(huì)使配平迎角幅值約有2.8°的增量。

    (五)回歸試驗(yàn) 用上述分離的菌株18 h培養(yǎng)液分別腹腔接種小白鼠,每只注射0.5 ml或同體重的健康鴨每羽1~2 ml,并設(shè)對(duì)照組,被接種的小白鼠或鴨都在24 ~72 h內(nèi)死亡,并能回收到接種菌,對(duì)照組正常,綜上所述分離到的大腸桿菌是本病致病原。

    返回艙球錐等迎風(fēng)面區(qū)域壓力明顯高于背風(fēng)面壓力,對(duì)升阻性能起主要作用;倒錐等背風(fēng)面區(qū)域壓力較小,對(duì)升阻性能貢獻(xiàn)相對(duì)較?。▓D5)。

    正交試驗(yàn)結(jié)果顯示,球錐半錐角θN、肩部過(guò)渡圓半徑RC、倒錐角θC等對(duì)CSTS飛船返回艙的升阻比均有較顯著的影響,而球錐頭部半徑RN影響相對(duì)較小。要實(shí)現(xiàn)高超聲速再入條件下升阻比最大,需要盡量減小球錐頭部半徑和肩部過(guò)渡圓半徑并增大球錐半錐角和倒錐角。在表1的幾何限制下,滿足RN/D=0.2、θN=70°、RC/D=0.02及θC=25°的試驗(yàn)外形(記外形10)升阻比最大。針對(duì)外形10做追加數(shù)值試驗(yàn)加以驗(yàn)證。計(jì)算結(jié)果對(duì)比(圖6)表明,外形10確實(shí)為升阻比最大的氣動(dòng)布局,而外形10不在9組正交試驗(yàn)之列,這正是正交試驗(yàn)優(yōu)化設(shè)計(jì)的高效之處。本文選擇外形10作為優(yōu)選方案進(jìn)行下一步的分析研究。

    圖5 外形10壁面壓力和剪切力分布Fig.5 Wall pressure and sheer stress for configuration 10

    圖6 各試驗(yàn)的升阻比對(duì)比Fig.6 Comparison of L/Dfor different experiments

    3 質(zhì)心和穩(wěn)定性分析

    對(duì)于無(wú)翼的旋成體返回艙外形CSTS,為獲得足夠大的配平升阻比,需要一定的質(zhì)心偏移來(lái)實(shí)現(xiàn)配平。

    數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明,隨著迎角的增大,返回艙的軸向力逐漸減小,法向力逐漸增大;升力先增大后減小,阻力逐漸減小;升阻比也是先增大后減小,在-45°迎角附近存在約為0.63的升阻比最大值(圖7)。計(jì)算表明,若保證配平升阻比不低于0.3,則配平迎角應(yīng)不小于-18.5°;若保證配平升阻比不低于0.4,則配平迎角應(yīng)不小于-25.0°。

    實(shí)際上,若要實(shí)現(xiàn)在某配平升阻比或配平迎角下飛行,則需要將質(zhì)心移至該迎角下的配平線上。所謂的配平線是指某迎角下氣動(dòng)合力的作用線,配平線的方程可表達(dá)為:

    其中,CM,N和CM,A分別為法向和軸向力對(duì)俯仰力矩的貢獻(xiàn),D為最大截面直徑。配平升阻比為0.16、0.32和0.47時(shí)的配平線如圖11所示。

    只要質(zhì)心落在某配平線上,對(duì)應(yīng)迎角下的俯仰力矩就為零,氣動(dòng)力就是平衡的,就可以達(dá)到配平且滿足配平升阻比的要求。

    但是質(zhì)心不能隨意布置在配平線的任何位置,必須保證在所需的配平迎角下,俯仰力矩對(duì)迎角的靜導(dǎo)數(shù)為負(fù),否則不能穩(wěn)定飛行。圖8給出了配平迎角-20°配平升阻比0.32下的俯仰力矩特性曲線。質(zhì)心布置在配平線的不同位置,會(huì)造成俯仰力矩曲線斜率的不同,進(jìn)而帶來(lái)不同的靜穩(wěn)定度。質(zhì)心越靠近小端頭靜穩(wěn)定度就越小,當(dāng)質(zhì)心過(guò)于靠后將出現(xiàn)多配平點(diǎn)問(wèn)題,甚至出現(xiàn)靜不穩(wěn)定。圖9給出了配平升阻比0.32下的迎角在0°至-360°全域的俯仰力矩曲線[13]??梢钥闯?,當(dāng)質(zhì)心處于較前位置(質(zhì)心點(diǎn)E和F)時(shí)只存在一個(gè)穩(wěn)定的配平點(diǎn)(CM=0,CMα<0,圖9左部方框)。隨著質(zhì)心向后移動(dòng)(質(zhì)心點(diǎn)C),在迎角-180°附近出現(xiàn)第二個(gè)穩(wěn)定的配平點(diǎn)(圖9右部方框),該配平點(diǎn)被稱為附加配平點(diǎn)。附加配平點(diǎn)的存在會(huì)使返回艙有可能出現(xiàn)倒向穩(wěn)定,這是必須避免的。質(zhì)心向后移動(dòng)至質(zhì)心點(diǎn)B以后(質(zhì)心點(diǎn)A),返回艙大頭朝前靜不穩(wěn)定,而倒向穩(wěn)定。質(zhì)心點(diǎn)B為該配平升阻比下正向靜穩(wěn)定臨界點(diǎn)(CMα=0),質(zhì)心點(diǎn)D為正向單一穩(wěn)定臨界點(diǎn)(CMα≈ -0.00185)。

    圖11給出了返回艙質(zhì)心處于正向單一穩(wěn)定臨界點(diǎn)時(shí),質(zhì)心前面部分所占總體積的百分?jǐn)?shù)[15]。與較低的升阻比相比,較高的配平升阻比條件下存在更寬的單一靜穩(wěn)定區(qū)間,降低了軸向工業(yè)設(shè)計(jì)難度;但較高的配平升阻比會(huì)帶來(lái)較大的法向質(zhì)心偏移,造成法向工業(yè)設(shè)計(jì)困難。二者互相矛盾,需升阻特性、靜穩(wěn)定性與工業(yè)實(shí)現(xiàn)互相折中。

    圖7 升阻特性曲線Fig.7 Lift and drag characteristic curves

    圖8 俯仰力矩特性曲線Fig.8 Pitch moment characteristic curves

    圖9 全域俯仰力矩特性曲線Fig.9 Pitch moment characteristic curves in full region

    圖10 質(zhì)心位置與升阻比、靜穩(wěn)定度的關(guān)系Fig.10 CG position,L/Dand derivative of pitch moment

    圖11 配平線與質(zhì)心位置所占體積百分比Fig.11 Trimlines and the volume fraction at CG

    氣動(dòng)性能對(duì)質(zhì)心位置的敏感性也是氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)需重點(diǎn)考慮的問(wèn)題。氣動(dòng)參數(shù)K對(duì)質(zhì)心位置X的敏感度定義為?K/?X。表2給出了質(zhì)心位置在Xcg=0.26,Ycg=-0.023處(對(duì)應(yīng)配平升阻比0.32靜穩(wěn)定度-0.002)升阻比和靜穩(wěn)定度對(duì)質(zhì)心位置在軸向和法向的敏感性。1%的質(zhì)心法向偏移,會(huì)提高約0.1的配平升阻比,提高約6×10-4的靜穩(wěn)定裕度;而1%的質(zhì)心軸向偏移,會(huì)提高約0.002的配平升阻比,降低約3×10-5的靜穩(wěn)定裕度。氣動(dòng)特性對(duì)質(zhì)心位置的敏感性沿軸向和法向差別很大。由于配平線離中軸線很近,升阻比和俯仰力矩靜導(dǎo)數(shù)對(duì)質(zhì)心的軸向偏移不敏感,而對(duì)質(zhì)心的法向偏移則很敏感,在工業(yè)設(shè)計(jì)中需格外注意質(zhì)心沿法向的布置。此外,從配平線分布(圖11)可以看出,質(zhì)心位置足夠靠前,除保證足夠的靜穩(wěn)定度外,還能保證升阻比對(duì)質(zhì)心位置有較低的敏感性。

    表2 氣動(dòng)性能對(duì)質(zhì)心位置的敏感性Table 2 Sensitivity to the center of gravity

    通過(guò)以上分析和討論,歐洲CSTS飛船返回艙的配平升阻比和靜穩(wěn)定度要求需要通過(guò)合理的質(zhì)心布置來(lái)滿足。將質(zhì)心布置在給定配平升阻比的配平線上前,可以滿足配平升阻比要求;而且質(zhì)心位置需要足夠靠前,至少需要滿足單一穩(wěn)定性要求,以保證防熱大底朝前飛行。但是質(zhì)心越靠前工業(yè)設(shè)計(jì)越難實(shí)現(xiàn),這需要各因素間相互權(quán)衡。此外,在進(jìn)行質(zhì)心選擇和穩(wěn)定性分析時(shí),還需進(jìn)一步考慮飛行動(dòng)穩(wěn)定性、亞跨流域的多配平問(wèn)題等,返回艙氣動(dòng)外形和質(zhì)心設(shè)計(jì)需要綜合考慮各個(gè)性能指標(biāo)進(jìn)行折中平衡。

    4 結(jié) 論

    本文研究了歐洲下一代先進(jìn)載人飛船CSTS返回艙的氣動(dòng)布局,采用正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)思想,以防熱大底球錐半徑、球錐半錐角、肩部過(guò)渡圓半徑和倒錐角為設(shè)計(jì)變量,布置四因素三水平的正交數(shù)值試驗(yàn),得出返回艙外形幾何參數(shù)對(duì)其氣動(dòng)特性影響規(guī)律的如下結(jié)論:(1)球錐頭部半徑對(duì)氣動(dòng)性能影響較小,增大頭部半徑升阻比略有下降;(2)增大球錐半錐角可增大升力、阻力和升阻比;(3)增大肩部過(guò)渡圓半徑可減小升力、阻力和升阻比;(4)增大倒錐角可增加升力和升阻比,阻力變化不明顯。要實(shí)現(xiàn)升阻比最大,需要盡量減小球錐頭部半徑和肩部過(guò)渡圓半徑、增大球錐半錐角和倒錐角,于是得到在幾何限制下的升阻比最大外形。

    以升阻比最大外形為研究對(duì)象,討論了質(zhì)心位置的選擇對(duì)配平迎角、配平升阻比、靜穩(wěn)定性的影響規(guī)律,分析了氣動(dòng)性能對(duì)質(zhì)心位置的沿軸向和法向的敏感性。要達(dá)到足夠大的升阻比又要滿足大頭朝前單向穩(wěn)定性要求,則需要將質(zhì)心布置在該配平升阻比的配平線上并且在正向單一穩(wěn)定臨界點(diǎn)之前,這樣還能保證升阻比對(duì)質(zhì)心位置有較低的敏感性。但過(guò)于靠前的質(zhì)心工藝上難以設(shè)計(jì),這需要綜合考慮各個(gè)性能指標(biāo)進(jìn)行折中平衡。

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    B737NG飛機(jī)安定面配平非典型故障分析
    實(shí)踐十號(hào)返回艙回家
    太空探索(2016年5期)2016-07-12 15:17:55
    多用途飛船縮比返回艙成功著陸
    太空探索(2016年7期)2016-07-10 12:10:15
    失速保護(hù)系統(tǒng)迎角零向跳變研究
    科技傳播(2014年4期)2014-12-02 01:59:42
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