返回艙再入過程中燒蝕影響研究

徐國(guó)武, 楊云軍, 周偉江

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

返回艙再入過程中燒蝕影響研究

徐國(guó)武*, 楊云軍, 周偉江

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

返回艙再入過程中，氣動(dòng)外形隨著防熱材料的燒蝕后退逐漸發(fā)生改變，可能對(duì)返回艙的再入性能帶來不利反應(yīng)。筆者前期對(duì)類聯(lián)盟號(hào)返回艙在再入末段單個(gè)彈道點(diǎn)開展過燒蝕對(duì)配平特性的影響研究，為進(jìn)一步研究燒蝕潛在的影響，通過燒蝕模型和吸熱機(jī)理對(duì)類聯(lián)盟號(hào)返回艙進(jìn)行材料燒蝕計(jì)算，獲得再入過程中4個(gè)不同時(shí)刻的燒蝕外形，它們的最大燒蝕量分別為2.3 mm、7.8 mm、9.8 mm及12.5 mm，在此基礎(chǔ)上采用數(shù)值模擬方法對(duì)返回艙的燒蝕影響進(jìn)行了研究，對(duì)初始外形和4個(gè)不同時(shí)刻的燒蝕外形分別進(jìn)行氣動(dòng)特性的計(jì)算與分析，并與前期研究結(jié)果進(jìn)行比較。結(jié)果顯示：返回艙的燒蝕后退量將隨著彈道的推移逐漸增大；燒蝕將使返回艙配平迎角減小(絕對(duì)值增大)，配平升阻比增加，縱向壓心前移，且這種影響隨著燒蝕量的增加而增大；在研究范圍內(nèi)，配平迎角變化量與燒蝕后退量基本呈線性關(guān)系。該研究結(jié)果與文獻(xiàn)對(duì)CEV乘員艙的研究結(jié)論在定性上是相符的，同時(shí)也驗(yàn)證了前期的研究結(jié)論。

返回艙；再入；燒蝕；配平特性；數(shù)值模擬

0 引 言

對(duì)于采用升力再入式的返回艙，以球冠倒錐形為最優(yōu)，這種返回艙一般采用偏置重心的方法來提供相應(yīng)的配平升阻比，以滿足航程需要[1]。所謂配平是指繞飛行器質(zhì)心的俯仰力矩等于零(CMzg=0)的狀態(tài)，此時(shí)作用在飛行器上的總氣動(dòng)力矢量正好通過飛行器質(zhì)心[2-3]。配平狀態(tài)下的迎角和升阻比分別稱為配平迎角αT和配平升阻比(L/D)T。

針對(duì)球冠倒錐形返回艙開展的研究工作主要有：Giuseppe采用數(shù)值模擬方法分析了采樣返回艙(SRV)[4]和類阿波羅外形返回艙(Apollo-shaped capsule)[5]的氣動(dòng)力熱性能，評(píng)估了其布局特性、彈道穩(wěn)定性和熱環(huán)境特性等；Matthew結(jié)合數(shù)值和實(shí)驗(yàn)方法對(duì)類阿波羅外形開展了氣動(dòng)熱影響的基礎(chǔ)研究[6]；Antonio進(jìn)一步分析了再入過程中氣動(dòng)加熱引起的等離子輻射影響以及防熱層燒蝕等[7]；唐偉對(duì)新型升力再入飛船返回艙開展氣動(dòng)外形的選型研究[8]；周偉江對(duì)鈍頭體外形的流場(chǎng)繞流進(jìn)行了定常數(shù)值模擬，包含超聲速[9]和跨聲速[10]研究，還進(jìn)行了非定常的繞流數(shù)值計(jì)算[11]；張涵信開展了返回艙俯仰振蕩的動(dòng)穩(wěn)定性研究[12-13]；王安齡對(duì)返回艙氣動(dòng)熱及燒蝕防熱開展了初步研究[14]；Kinney則是針對(duì)美國(guó)新一代星際航行飛船Orion的CEV乘員艙開展了防熱層材料沿再入彈道的燒蝕計(jì)算，獲得再入過程中不同彈道點(diǎn)的氣動(dòng)外形變化情況，同時(shí)研究了燒蝕對(duì)配平特性的影響，得到CEV外形沿再入彈道的配平迎角和配平升阻比的變化量[15-17]。

筆者也曾對(duì)類聯(lián)盟號(hào)返回艙開展過燒蝕對(duì)配平特性的影響研究，并得到一定的研究結(jié)論[18]，前期研究只針對(duì)再入末段(Ma=5，H=40 km)單個(gè)彈道點(diǎn)進(jìn)行分析，在此基礎(chǔ)上，本文進(jìn)一步選取了4個(gè)不同時(shí)刻彈道點(diǎn)進(jìn)行燒蝕外形計(jì)算和燒蝕影響分析，飛行高度范圍40 km～80 km，馬赫數(shù)范圍5～32，對(duì)前期研究結(jié)果作了驗(yàn)證與補(bǔ)充，并與文獻(xiàn)[15]對(duì)CEV乘員艙的研究結(jié)果進(jìn)行定性對(duì)比，客觀展示了燒蝕對(duì)返回艙配平特性的影響規(guī)律。

1 數(shù)值計(jì)算方法與程序驗(yàn)證

1.1 控制方程及邊界條件

流場(chǎng)控制方程采用可壓縮粘性氣體動(dòng)力學(xué)方程組，具體公式和數(shù)值格式參見前期研究文獻(xiàn)[18]，邊界條件采用無滑移固壁邊界與壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界。

1.2 計(jì)算程序驗(yàn)證

為驗(yàn)證計(jì)算方法的準(zhǔn)確性，利用同為鈍頭體的神舟飛船返回艙外形進(jìn)行典型算例考核。該外形在風(fēng)洞試驗(yàn)室曾進(jìn)行過吹風(fēng)試驗(yàn)，這里針對(duì)相同的試驗(yàn)狀態(tài)采用上述計(jì)算方法進(jìn)行數(shù)值模擬。

圖1給出了Ma=6工況下的升阻比和俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化的數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比?？梢钥闯?，數(shù)值結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，說明了計(jì)算方法的準(zhǔn)確性。

1.3 計(jì)算網(wǎng)格與網(wǎng)格無關(guān)性分析

在詳細(xì)分析燒蝕對(duì)返回艙氣動(dòng)特性的影響之前，有必要對(duì)網(wǎng)格無關(guān)性進(jìn)行分析。

針對(duì)不同的網(wǎng)格類型，分別采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和笛卡爾網(wǎng)格進(jìn)行對(duì)比計(jì)算，如圖2所示：結(jié)構(gòu)網(wǎng)格400萬量級(jí)，笛卡爾網(wǎng)格500萬量級(jí)，壁面第一層網(wǎng)格間距均為0.05 mm。在Ma=5、H=40 km工況下的俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化的曲線比較如圖3所示。兩種網(wǎng)格的計(jì)算結(jié)果基本相當(dāng)，說明不同網(wǎng)格類型對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響很小。本文研究選用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算。

針對(duì)結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行網(wǎng)格密度的影響分析。對(duì)圖3中的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行加密(加密后的網(wǎng)格量級(jí)為600萬)，在同樣工況下計(jì)算得到不同網(wǎng)格密度的結(jié)果對(duì)比如圖4所示。可以發(fā)現(xiàn)，兩種網(wǎng)格密度計(jì)算得到的俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線吻合很好，說明網(wǎng)格密度對(duì)計(jì)算結(jié)果沒有影響。

2 燒蝕機(jī)理與燒蝕外形計(jì)算

2.1 碳化復(fù)合材料的燒蝕機(jī)理與計(jì)算模型

碳化復(fù)合材料在加熱過程中的燒蝕模型和吸熱機(jī)理參見文獻(xiàn)[19]。最外層為燒蝕層，其厚度為材料的燒蝕后退距離，即本文研究的燒蝕量；第二層為炭化層，主要是材料熱解后剩留的碳骨架，以及流動(dòng)的熱解氣體；第三層為熱解層，材料發(fā)生裂解，并放出熱解氣體，該層比較??；第四層為原始材料層。

碳化復(fù)合材料的燒蝕計(jì)算需要與其內(nèi)部傳熱計(jì)算進(jìn)行耦合分析，綜合考慮熱解及表面氧化、流失等物理化學(xué)現(xiàn)象對(duì)材料表面及內(nèi)部質(zhì)量損失的影響，進(jìn)而獲得材料內(nèi)部的熱解與表面后退情況。

2.2 燒蝕外形計(jì)算

本文給定的類聯(lián)盟號(hào)返回艙大底部位的防熱材料主要為碳化復(fù)合材料，為模擬再入過程中返回艙燒蝕外形的變化情況，通過返回艙防熱材料的燒蝕計(jì)算，得到了再入過程中4個(gè)不同時(shí)刻的燒蝕外形。表1給出了4個(gè)監(jiān)測(cè)時(shí)刻的彈道參數(shù)及計(jì)算得到的燒蝕后退量，4個(gè)不同時(shí)刻下的最大燒蝕量分別為2.3 mm、7.8 mm、9.8 mm及12.5 mm。

表1 不同時(shí)刻再入彈道參數(shù)及燒蝕后退量Table 1 Trajectory parameter and recessed value of ablation at different times

圖5給出了返回艙初始外形及不同時(shí)刻下燒蝕外形的輪廓線對(duì)比。可以發(fā)現(xiàn)，由于防熱材料的燒蝕后退，返回艙大底產(chǎn)生明顯的缺陷，且隨著彈道的推移，燒蝕程度逐漸加大，燒蝕后退量也逐漸增加，返回艙氣動(dòng)外形變化明顯。在監(jiān)測(cè)時(shí)刻t=90 s和t=180 s之間的燒蝕后退量最大，氣動(dòng)外形變化最明顯，這主要是因?yàn)樵谶@兩個(gè)時(shí)刻之間，返回艙經(jīng)歷了第一次熱流峰值。

3 燒蝕影響分析

3.1 不同時(shí)刻的燒蝕影響計(jì)算與分析

對(duì)表1中4個(gè)不同時(shí)刻分別開展初始外形與燒蝕外形的計(jì)算對(duì)比，計(jì)算工況分別對(duì)應(yīng)各個(gè)時(shí)刻的彈道參數(shù)。圖6給出了這4個(gè)時(shí)刻下初始外形和燒蝕外形的升阻比、俯仰力矩系數(shù)以及縱向壓心系數(shù)對(duì)比曲線?？梢钥闯?，各時(shí)刻下燒蝕對(duì)返回艙氣動(dòng)特性的影響規(guī)律基本相同。燒蝕將使返回艙產(chǎn)生附加的低頭力矩，俯仰力矩系數(shù)曲線下移，配平迎角減小(絕對(duì)值增大)，同時(shí)縱向壓心前移，升阻比下降，該結(jié)論與前期研究結(jié)果相同[18]，關(guān)于燒蝕引起的返回艙氣動(dòng)特性變化的機(jī)理分析可參見文獻(xiàn)[18]，這里不再贅述。需要指出的是，t=90s時(shí)刻，由于燒蝕量較小，因此整體氣動(dòng)特性變化并不大，尤其是升阻比的變化更加微小。另外，由圖6還可以發(fā)現(xiàn)，隨著彈道的推移，燒蝕量的逐漸增大，返回艙氣動(dòng)特性的變化趨勢(shì)越明顯，變化幅度越大。這就說明：燒蝕越嚴(yán)重，對(duì)返回艙氣動(dòng)特性尤其是配平特性的影響就越大。

表2給出了不同工況下燒蝕對(duì)配平迎角及配平升阻比的影響比較，其中工況1～4為本次研究結(jié)果，工況5為前期研究結(jié)果。

表2 不同工況下燒蝕對(duì)配平特性的影響對(duì)比Table 2 Comparison of trim characteristic at different times

對(duì)于工況1(t=90s)，返回艙處于再入軌道初段，未經(jīng)歷熱流峰值，因此其燒蝕后退量較小，對(duì)配平特性的影響也較小，燒蝕使得配平迎角減小了0.7°，配平升阻比增加了約2.9%。

對(duì)于工況2(t=180s)，返回艙已經(jīng)歷第一次熱流峰值，燒蝕后退量相對(duì)于工況1提升很多，因此其對(duì)配平特性的影響也變的顯著，燒蝕使得配平迎角減小了2.5°，配平升阻比增加了約8.1%。

對(duì)于工況3(t=860s)，返回艙的燒蝕后退量與工況2比較接近，燒蝕使得配平迎角減小了2.9°，配平升阻比增加了約9.1%。

對(duì)于工況4(t=1020s)，返回艙已經(jīng)接近再入軌道開傘末段，燒蝕后退量達(dá)到峰值12.5mm，對(duì)配平特性的影響也最大，燒蝕使得配平迎角減小了3.6°，配平升阻比增加了約8.2%。

工況5為前期研究結(jié)果，燒蝕使得配平迎角減小了1.6°，配平升阻比增加了約4.5%，它與工況4(本次研究結(jié)果)的彈道參數(shù)相同，區(qū)別在于兩次燒蝕外形計(jì)算所采用的返回艙大底防熱材料不同，導(dǎo)致兩者的燒蝕后退量差異較大，因此對(duì)配平特性的影響量級(jí)也有較大差別。

圖7給出了配平迎角改變量隨燒蝕后退量的變化關(guān)系曲線，橫坐標(biāo)dr代表返回艙的最大燒蝕量，圖中綠點(diǎn)為前期研究結(jié)果，紅線為本次研究結(jié)果?？偟膩砜?，燒蝕后退量越大，配平迎角變化就越大，兩者呈弱線性關(guān)系。另外，兩次研究結(jié)果基本吻合，進(jìn)一步說明了燒蝕后退量與配平迎角改變量的線化關(guān)系。

3.2 與CEV乘員艙燒蝕影響特點(diǎn)的對(duì)比

類聯(lián)盟號(hào)返回艙與CEV乘員艙均為鈍頭體外形，兩者的氣動(dòng)力作用機(jī)理相同，升力主要由軸向力產(chǎn)生，氣動(dòng)特性主要由前體決定，氣動(dòng)特性變化規(guī)律相似，氣動(dòng)系數(shù)也相當(dāng)。研究結(jié)果表明：類聯(lián)盟號(hào)返回艙與CEV乘員艙在配平特性上也具有相同的變化規(guī)律。因此，可以對(duì)由燒蝕引起的配平特性變化情況做進(jìn)一步對(duì)比。圖8給出了文獻(xiàn)[15]中CEV乘員艙因防熱層的燒蝕后退而導(dǎo)致的配平迎角變化量及配平升阻比變化量沿再入彈道的變化曲線(圖中藍(lán)線)，并把本文計(jì)算得到的類聯(lián)盟號(hào)返回艙的4個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)在圖中做了標(biāo)注對(duì)比(圖中紅圈)?？梢钥闯?，隨著彈道的推移(圖中橫坐標(biāo)馬赫數(shù)從大到小)，燒蝕量的逐漸增加，配平迎角均呈現(xiàn)減小的趨勢(shì)(絕對(duì)值增大)，配平升阻比呈現(xiàn)增加的趨勢(shì)。本文對(duì)類聯(lián)盟號(hào)返回艙的研究結(jié)論與文獻(xiàn)[15]對(duì)CEV乘員艙的研究結(jié)果在定性上是相符的，定量上不作對(duì)比，也不具備可比性，這是因?yàn)閮蓚€(gè)外形本身存在差異，再入軌道不一致，壁面防熱材料不同，燒蝕情況也不同。

4 結(jié) 論

通過計(jì)算程序驗(yàn)證以及網(wǎng)格無關(guān)性分析，說明了本文計(jì)算方法的準(zhǔn)確性與可靠性，在此基礎(chǔ)上開展了類聯(lián)盟號(hào)返回艙的燒蝕外形計(jì)算和燒蝕影響分析，得到結(jié)論如下：

1) 對(duì)返回艙防熱材料的燒蝕計(jì)算得到4個(gè)不同時(shí)刻下的燒蝕外形，它們的最大燒蝕量分別為2.3 mm、7.8 mm、9.8 mm、12.5 mm，即隨著彈道的推移，燒蝕量逐漸增大。

2) 燒蝕的影響是促使類聯(lián)盟號(hào)返回艙的配平迎角減小(絕對(duì)值增大)，配平升阻比增加，縱向壓心前移，這與前期的研究結(jié)論相一致。

3) 燒蝕后退量越大，返回艙配平特性變化越明顯，配平迎角變化量越大，縱向壓心前移越顯著，且配平迎角變化量與燒蝕后退量基本呈線化關(guān)系。

4) 對(duì)類聯(lián)盟號(hào)返回艙的研究結(jié)論與文獻(xiàn)中對(duì)CEV乘員艙的研究結(jié)果在定性上是相符的。

5) 通過對(duì)返回艙的燒蝕計(jì)算與影響分析，驗(yàn)證與補(bǔ)充了前期研究結(jié)果，同時(shí)也對(duì)燒蝕給返回艙氣動(dòng)特性帶來的影響有了進(jìn)一步的認(rèn)識(shí)，但本次研究忽略了高馬赫數(shù)下的真實(shí)氣體效應(yīng)影響，這部分研究?jī)?nèi)容將在下一步工作中展開。

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Investigation on ablation effect of return capsule during reentry process

Xu Guowu*, Yang Yunjun, Zhou Weijiang

(ChinaAcademyofAerospaceAerodynamics,Beijing100074,China)

During reentry process, aerodynamic shape of a capsule changes as thermal protection material ablates and recesses. It may have negative reaction on reentry performance. Studies on recession influence of Soyuz-shaped return capsule at single ballistic phase have been already carried out in a previous paper. In order to further investigate the influence of the recession, ablation models and heat mechanisms are used to calculate the material ablating of the Soyuz-shaped return capsule. Four recessed configurations were obtained at different reentry times, and the maximal recessed values of the ablation are 2.3 mm, 7.8 mm, 9.8 mm and 12.5 mm, respectively. Based on these data, numerical simulation was employed to study the effect of the recession on the Soyuz-shaped return capsule. The aerodynamic characteristic was calculated and analyzed for the initial configuration and the four different recessed configurations, and then compared with that in the previous study. The results indicate that the recessed value of the ablation increases along the trajectory. The ablation and recession reduce trim angle of attack, while the absolute value increases. They also lead to the increment of the trim lift-drag ratio and the forward movement of the longitudinal pressure center. The effect of the ablation becomes more intensive as the recession value increases. The variation of the trim angle of attack presents linear relation to the recessed value of the ablation. The present results have a qualitative agreement with those of the CEV in references, and also validate the conclusions in the previous paper.

return capsule; reentry; ablation; trim characteristic; numerical simulation

0258-1825(2017)01-0101-07

2015-02-03;

2015-03-14

國(guó)家自然科學(xué)基金(11472258)

徐國(guó)武*(1983-)，男，福建人，碩士，工程師，研究方向：飛行器氣動(dòng)性能預(yù)測(cè). E-mail：elexgw@163.com

徐國(guó)武, 楊云軍, 周偉江. 返回艙再入過程中燒蝕影響研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 35(1): 101-107.

10.7638/kqdlxxb-2015.0019 Xu G W, Yang Y J, Zhou W J. Investigation on ablation effect of return capsule during reentry process[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(1): 101-107.

V211.3

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0019