再入返回飛行器艙內壓力動態(tài)變化的預測技術研究

解 靜，張 莽，周正陽，李小艷

（中國運載火箭技術研究院研究發(fā)展中心，北京，100076）

再入返回飛行器艙內壓力動態(tài)變化的預測技術研究

解 靜，張 莽，周正陽，李小艷

（中國運載火箭技術研究院研究發(fā)展中心，北京，100076）

對于采用封閉艙室布局的再入返回飛行器，短時間內飛行高度的變化會導致艙室結構承受較大的內外氣壓差。為了減小這種壓差載荷，通常會在表面合適位置設計合理的通氣孔，使艙內壓力隨外界壓力的變化而變化。提出的準一維等熵流法和非定常CFD相結合的方法，有效地解決了飛行器表面氣流高速流動與進排氣過程強烈耦合的非定常流動難題，實現(xiàn)了飛行過程中艙內壓力動態(tài)變化的精確預測，并結合某飛行試驗對亞聲速狀態(tài)進行了驗證，具有較強的工程借鑒意義。

再入返回飛行器；艙內壓力；動態(tài)變化

0 引 言

再入返回飛行器一般采用封閉的艙室結構布局，在上升或返回過程中，外界環(huán)境壓力將在短時間內急劇減小或增大，當艙內壓力來不及變化時，在飛行器自然縫隙無法預知的情況下，通過在飛行器表面合適的位置設計合理的通氣孔，使艙內壓力能夠隨外界環(huán)境壓力實現(xiàn)同步變化，是減小飛行器內外壓差載荷的有效途徑。美國在航天飛機、X-37B及戰(zhàn)神一號運載火箭等航天飛行器的設計過程中，均考慮了通氣系統(tǒng)的相關設計。

航天飛機的通氣系統(tǒng)被設計在未加壓艙室結構的兩側，如圖1所示，與清洗、排水等系統(tǒng)一起組成環(huán)境控制系統(tǒng)。

圖1 航天飛機通氣孔示意

X-37B作為新型航天器，在研制初期同樣考慮了通氣系統(tǒng)的設計，吸取了航天飛機的設計經驗，將通氣孔設計在飛行器的底部，如圖2所示，有效地避開了嚴酷的熱流環(huán)境。而在戰(zhàn)神一號運載火箭的研制過程中，通氣孔也被設計在整流罩的側面，使整流罩內部的壓力隨外界環(huán)境壓力的降低而降低，研究人員針對約1000條彈道下的艙內壓力開展了詳細的分析研究工作[1]。中國的通氣孔設計及艙內壓力的預測研究主要集中在運載火箭整流罩的設計上，通氣孔被設計在整流罩的側面。

圖2 X-37B底部的通氣孔

事實上，帶有此類通氣孔的飛行器在再入返回過程中，艙內壓力隨外界環(huán)境壓力實現(xiàn)同步動態(tài)變化，屬于飛行器表面氣流高速流動和進排氣過程強烈耦合的非定常流動問題，理論上可以通過非定常CFD方法進行模擬。盡管近些年CFD技術隨著計算機技術的發(fā)展得到了空前的繁榮，但要實現(xiàn)整個飛行過程的耦合流動模擬，再加上因高度變化而導致的密度、靜壓等環(huán)境條件的變化，對于CFD來講依然是非常龐大的計算量，不具備工程實用性。

本文從工程設計的角度，對飛行器表面氣流高速流動與進氣過程強烈耦合的非定常流動問題進行解耦研究，建立滿足工程實際需求的艙內壓力快速預測技術方法，實現(xiàn)艙內壓力動態(tài)變化的精確預測。

1 方法研究

一般情況下，此類通氣孔被設計在飛行器的側面或者底部，一方面可避免高溫氣流直接沖進艙內破壞儀器設備；另一方面攻角及側滑角的變化不會對通氣孔當?shù)氐膲簭姰a生較大影響，從而影響到進排氣效率，同時也不會產生強烈的壓力脈動。因此，通氣孔處是進氣流動還是排氣流動，主要取決于艙內壓力與通氣孔處靜壓之間的大小關系。飛行器在再入返回的任何瞬態(tài)過程中，艙內氣體的溫度和壓強可以認為基本不變。

為了便于技術方法的使用，對飛行瞬態(tài)進行如下假設：

a）每個艙段內溫度和氣壓恒定不變；

b）艙內氣體流速為零；

c）進氣的過程為準一維等熵無粘流；

d）計算中所選取的流量系數(shù)取決于穿過通氣孔的橫向氣流馬赫數(shù)的經驗數(shù)據(jù)（通氣系數(shù)）。

飛行器表面高速氣流和進氣過程的耦合非定常流動可以分解為2個過程：a）飛行器高速飛行條件下表面氣流的流動，主要影響通氣孔處的靜壓；b）因通氣孔處艙室內外壓力差導致的進氣流動或者排氣流動。飛行條件下通氣孔處的靜壓可以通過風洞試驗或CFD方法計算壓力系數(shù)，再與實際動壓條件和環(huán)境壓力結合作為艙內壓力預測的輸入條件之一。

通氣孔進氣或排氣的流動可以采用準一維等熵流法[2～5]進行模擬，進而獲得艙內的壓力，計算流程如圖3所示。

圖3 艙內壓力的計算流程

由圖3可知計算中需要給定飛行器飛行軌跡或彈道參數(shù)、通氣孔壓力系數(shù)、通氣孔通氣系數(shù)，采用準一維等熵流量公式確定該時刻質量、流量系數(shù)，進而可以確定該時刻的艙內壓力，然后以此類推按照飛行軌跡或彈道參數(shù)進行時間迭代，獲得整個飛行過程中艙內壓力隨外部環(huán)境壓力的動態(tài)變化情況。

根據(jù)一維等熵流理論，通氣孔處馬赫數(shù)可以通過下式計算得到[6，7]：

式中 γ 為比熱比；PU和PD分別為上、下游壓強。由式（1）可計算通過通氣孔的氣體流量Qg為

式中 S為通氣孔面積；R為氣體常數(shù)；TU為上游溫度。飛行器上升過程中，PU為艙內壓強，PD為艙外壓強；飛行器再入返回過程中，PU為艙外壓強，PD為艙內壓強。

實際上，由于通氣孔的位置、形狀及切向馬赫數(shù)等多項因素將對流量產生影響，因此引入通氣系數(shù)K對影響進行量化分析。K在物理意義上可表示為通氣孔進氣或排氣效率的無量綱化系數(shù)，即：

式中 Qgact為實際測量得到的質量流量；Qgth為采用一維等熵流方法得到的理論解析解。

通氣系數(shù)K一般通過實驗方法獲得，但僅限于比較單一的通氣孔形狀，且需要簡化流場條件、艙內結構及設備等。本文提出采用非定常CFD方法獲得的通氣系數(shù)，可以考慮實際飛行環(huán)境中各種因素的影響，使其更符合實際。

在采用非定常CFD方法計算K值的過程中，首先完成該計算狀態(tài)下外流場定常狀態(tài)模擬，再以此為初始條件將艙內壓力設置為一個較低的值，然后打開通氣孔進行內外壓平衡的非定常流動模擬，監(jiān)測并獲得不同內外壓力比（PD/PU）條件下的流量參數(shù)。

針對不同內外壓力比條件，采用準一維等熵流法獲得理論條件下的流量，通過式（3）獲得通氣系數(shù)K。實際上，為了采用準一維等熵流方法開展艙內壓力的預測研究，通常會建立一個以馬赫數(shù)和內外壓力比為變量的二維通氣系數(shù)數(shù)據(jù)庫。在沿彈道計算艙內壓力時，根據(jù)該時刻下的馬赫數(shù)和內外壓力比通過插值的方法獲得實際的通氣系數(shù)。

為了驗證非定常CFD方法計算通氣系數(shù)K的可行性和準確性，本文針對文獻[5]中帶有試驗數(shù)據(jù)的通氣系數(shù)測量試驗，進行物理建模及網(wǎng)格的劃分，如圖4所示。

圖4 試驗物理模型及計算網(wǎng)格

圖4 中左側艙為高壓區(qū)（即上游壓強PU），右側艙為低壓區(qū)（即下游壓強PD），然后采用非定常CFD的方法分析孔的通氣系數(shù)。

圖5為非定常CFD方法計算不同內外壓力比條件下通氣孔處的馬赫數(shù)云圖。圖6為通氣系數(shù)計算值與試驗值的對比。

由圖6可以看出，通氣系數(shù)的計算值與試驗值隨內外壓力比的變化符合的很好，說明非定常CFD方法計算通氣系數(shù)K準確可行。

圖6 通氣系數(shù)計算值與試驗值對比

2 計算結果與分析

為了驗證非定常CFD方法與準一維等熵流方法相結合的艙內壓力動態(tài)變化預示方法的效驗性，選取了某型飛行器亞聲速飛行試驗進行對比分析，驗證亞聲速范圍內上述方法的合理性和正確性。

2.1 通氣系數(shù)計算

結合該型飛行器的通氣孔技術方案，根據(jù)飛行彈道選取典型馬赫數(shù)分別為0.1、0.2、0.3、0.4、0.5和0.6，采用非定常CFD方法開展通氣系數(shù)的計算研究，計算結果如圖7所示。

圖7 不同馬赫數(shù)通氣系數(shù)PC—艙內壓力；PL—通氣孔處壓力

由圖7可以看出，不同馬赫數(shù)、內外壓力比條件下的通氣系數(shù)差異比較明顯。

2.2 艙內壓力沿飛行軌跡動態(tài)變化的精確計算

采用準一維等熵流方法對飛行器艙內壓力沿飛行軌跡的動態(tài)變化開展計算分析，計算結果與飛行遙測數(shù)據(jù)的對比情況如圖8所示。另外，研究所需通氣孔處壓力系數(shù)通過測壓風洞試驗獲得。

圖8 艙內壓力計算數(shù)據(jù)與遙測數(shù)據(jù)對比

為了確保飛行試驗遙測獲得的數(shù)據(jù)準確、可靠，在飛行器艙內分別設計了3個遙測點。

由圖8可以看出，隨著飛行高度的快速降低，由于通氣孔的存在，艙內壓力呈現(xiàn)出逐漸升高的趨勢，3個遙測點的壓力數(shù)據(jù)變化規(guī)律和量值完全一致。計算數(shù)據(jù)與遙測數(shù)據(jù)沿飛行軌跡變化規(guī)律的一致性較好，在量值上二者也非常接近，最大相差約3%，可滿足工程研制需求。飛行器中存在的自然縫隙、測壓風洞試驗誤差等因素是導致二者在量值上存在差異的主要原因。

3 結束語

通過上述分析，對于帶有此類通氣孔的再入返回飛行器，準一維等熵流方法和非定常CFD方法相結合的技術方法，可以快速、有效地實現(xiàn)飛行器飛行過程中艙內壓力動態(tài)變化的準確預測，具備較強的工程借鑒意義。

需要說明是本文僅結合某型飛行器的亞聲速飛行試驗對亞聲速狀態(tài)進行了驗證，后續(xù)將結合再入返回飛行試驗對高超聲速狀態(tài)開展進一步的研究工作。

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[5] Downs W J, et al. Ares I-X upper stage simulator compartment pressure comparisons during ascent[R]. AIAA-2010-1000, 2010.

[6] 唐碩, 張棟, 祝強軍. 吸氣式高超聲速飛行器推進系統(tǒng)耦合建模與分析[J]. 飛行力學, 2013(3): 244-249.

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Study on Dynamic Change Prediction of Inner Pressure of Reentry Vehicle Cabin

Xie Jing, Zhang Mang, Zhou Zheng-yang, Li Xiao-yan
(R&D Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)

For the reentry vehicle made up of cabin, the quickly change of flight altitude can induce the huge air pressure difference across the skin of vehicle. In order to reduce the pressure difference, logical vent system is designed on the surface of vehicle, making the inner pressure of cabin change with outside air pressure. The way of one dimension isentropic flow theory and unsteady CFD are used in this paper to simulate the intense unsteady flow of high speed air transflux the vehicle skin, enter the cabin through the vent, and exactly calculate dynamic change of the inner pressure of cabin in flight, validated by subsonic flight experimentation, which providing important reference for the engineering department.

Reentry vehicle; Inner pressure of cabin; Dynamic change

V412

A

1004-7182(2016)04-0059-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20160415

2015-05-20；

2015-09-16

國防基礎科研計劃基金（JCKY2013601B）

解 靜（1982-），男，工程師，主要從事飛行器氣動總體設計工作