火星進(jìn)入器高超聲速氣動(dòng)力/熱研究綜述

唐 偉，楊肖峰，桂業(yè)偉，杜雁霞

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽(yáng) 621000)

火星進(jìn)入器高超聲速氣動(dòng)力/熱研究綜述

唐 偉，楊肖峰，桂業(yè)偉，杜雁霞

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽(yáng) 621000)

針對(duì)火星探測(cè)任務(wù)進(jìn)入階段復(fù)雜且特殊的氣動(dòng)力/熱環(huán)境，總結(jié)了國(guó)際火星探測(cè)進(jìn)入任務(wù)的歷史沿革、發(fā)展動(dòng)向和關(guān)鍵氣動(dòng)問(wèn)題，綜述了火星進(jìn)入器地面風(fēng)洞試驗(yàn)、飛行任務(wù)和高超聲速氣動(dòng)力/熱數(shù)值模擬的研究進(jìn)展，提出了國(guó)內(nèi)后續(xù)研究的重點(diǎn)方向，包括復(fù)雜氣動(dòng)問(wèn)題建模和精細(xì)化模擬、風(fēng)洞及相關(guān)試驗(yàn)研究、氣動(dòng)設(shè)計(jì)相關(guān)問(wèn)題等，為我國(guó)未來(lái)火星進(jìn)入器設(shè)計(jì)提供技術(shù)支持。

火星進(jìn)入器；高超聲速；氣動(dòng)力；氣動(dòng)熱；數(shù)值模擬；風(fēng)洞試驗(yàn)

0 引 言

火星探測(cè)是當(dāng)前深空探測(cè)活動(dòng)的熱點(diǎn)，盡管有多次登陸嘗試，但成功率很低。盡管充滿困難和挑戰(zhàn)，美歐等還在積極籌劃火星樣本返回、載人登陸火星等新探測(cè)計(jì)劃[1]?；鹦谴髿鈱舆M(jìn)入飛行過(guò)程和地球再入有相似之處，更有極大差異，特別是進(jìn)入器身處火星大氣環(huán)境，其進(jìn)入過(guò)程為非空氣介質(zhì)的高速流動(dòng)，將產(chǎn)生特殊且嚴(yán)重的氣動(dòng)和防熱問(wèn)題。進(jìn)入器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)和熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)需要以氣動(dòng)力/熱的精確預(yù)測(cè)為前提，而特殊的大氣環(huán)境和匱乏的研究積累卻制約著該問(wèn)題的有效解決。

本文以美國(guó)探測(cè)任務(wù)為主線，以所遇氣動(dòng)問(wèn)題為重點(diǎn)，總結(jié)了國(guó)際火星進(jìn)入任務(wù)歷史沿革和發(fā)展動(dòng)向，分析了進(jìn)入火星大氣層的主要?dú)鈩?dòng)特點(diǎn)；綜述了美國(guó)現(xiàn)有風(fēng)洞試驗(yàn)、飛行數(shù)據(jù)及氣動(dòng)力/熱數(shù)值模擬研究進(jìn)展；以此為基提出了國(guó)內(nèi)后續(xù)研究重點(diǎn)。

1 國(guó)際火星探測(cè)歷程和發(fā)展趨勢(shì)

以美國(guó)已經(jīng)或計(jì)劃著陸火星的進(jìn)入器(圖1)為重點(diǎn)，總結(jié)國(guó)際火星進(jìn)入任務(wù)的歷史沿革、發(fā)展趨勢(shì)及涉及的氣動(dòng)研究歷程。Viking任務(wù)是美國(guó)首次著陸火星嘗試，也確立了美國(guó)火星進(jìn)入器扁平狀70°球錐的基本布局。兩個(gè)進(jìn)入器均為70°球錐布局，進(jìn)入前環(huán)繞火星軌道數(shù)圈，再以4.5km/s的較低速度以-11°的配平攻角按升力式進(jìn)入大氣層。Viking任務(wù)前因CFD尚未發(fā)展，主要通過(guò)地面風(fēng)洞試驗(yàn)開(kāi)展氣動(dòng)研究，任務(wù)后收集了一定的飛行數(shù)據(jù)[2-3]。其成功著陸為后續(xù)計(jì)劃的順利實(shí)施奠定了基礎(chǔ)。

Pathfinder任務(wù)同樣采用70°球錐布局，尺寸小于Viking。進(jìn)入器跳過(guò)繞火階段，直接以7.48km/s的速度零攻角進(jìn)入[4]。因進(jìn)入速度高，氣動(dòng)力/熱環(huán)境遠(yuǎn)比Viking復(fù)雜，同時(shí)出現(xiàn)了湍流、燒蝕和輻射等復(fù)雜氣動(dòng)問(wèn)題[5-8]。除開(kāi)展風(fēng)洞試驗(yàn)研究外，隨著CFD的發(fā)展，數(shù)值研究增多，此外也獲得了一定的飛行數(shù)據(jù)[7, 9]。后續(xù)火星進(jìn)入著陸任務(wù)有MER和Phoenix任務(wù)。二者均為彈道式進(jìn)入，并充分運(yùn)用了以往研究積累，任務(wù)前的氣動(dòng)力/熱數(shù)據(jù)多來(lái)自于數(shù)值模擬，并初步形成火星氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)[10]。

近年最龐大的火星探測(cè)任務(wù)當(dāng)屬M(fèi)SL，最大直徑4.5m，以使大型好奇號(hào)巡游車降至火星表面[11]。MSL以配平攻角-16°進(jìn)入速度5.6km/s按升力式進(jìn)入大氣層。因大尺寸，任務(wù)前開(kāi)展了大量湍流轉(zhuǎn)捩的風(fēng)洞試驗(yàn)[12- 13]和數(shù)值模擬[14]研究。MSL在進(jìn)入段獲得了大量有效的飛行數(shù)據(jù)[15-16]，同時(shí)驗(yàn)證了NASA當(dāng)前氣動(dòng)模擬能力和熱防護(hù)設(shè)計(jì)水平。

樣本返回任務(wù)和載人登陸任務(wù)等新的火星探測(cè)計(jì)劃，均需突破大尺寸重型進(jìn)入器的準(zhǔn)確著陸、火星采樣、火星表面起飛、軌道轉(zhuǎn)移和地球再入等關(guān)鍵技術(shù)，對(duì)過(guò)載、熱防護(hù)和著陸精度提出更為嚴(yán)苛的要求。當(dāng)前美國(guó)正在論證的超大尺寸高超聲速氣囊型氣動(dòng)減速器(Hypersonic inflatable aerodynamic decelerator,HIAD)[17]，采用70°球錐傘狀布局，為未來(lái)火星探測(cè)任務(wù)重型設(shè)備和乘員運(yùn)輸提供可選方案。其運(yùn)送能力盡管在地球環(huán)境已被證實(shí)[18]，但對(duì)火星任務(wù)的可行性尚待深入研究。綜上，國(guó)際火星探測(cè)任務(wù)大尺寸、精準(zhǔn)著陸和智能化的發(fā)展趨勢(shì)對(duì)進(jìn)入器氣動(dòng)特點(diǎn)的深入認(rèn)識(shí)和氣動(dòng)力/熱的精細(xì)化預(yù)測(cè)提出了更高的要求。

2 火星進(jìn)入器的氣動(dòng)特點(diǎn)

火星大氣含體積分?jǐn)?shù)95.3%的CO2、2.7%的N2、1.6%的Ar及少量其它成分[19]，大氣相對(duì)稀薄且氣溫較低。通常來(lái)流動(dòng)壓遠(yuǎn)小于地球環(huán)境，進(jìn)入器減速能力較差。低密度來(lái)流產(chǎn)生低雷諾數(shù)流動(dòng)，湍流轉(zhuǎn)捩較地球環(huán)境弱。重氣體CO2聲速通常低于空氣，呈現(xiàn)高馬赫數(shù)流動(dòng)，另采用超聲速開(kāi)傘技術(shù)，多涉及高超/超聲速氣動(dòng)問(wèn)題。進(jìn)入器在大氣層歷經(jīng)自由分子流、過(guò)渡流、連續(xù)流等不同流區(qū)。按Kn定義，火星大氣流區(qū)界限低于地球大氣，高空稀薄效應(yīng)明顯[20]。流動(dòng)呈現(xiàn)高馬赫數(shù)、低雷諾數(shù)、流動(dòng)稀薄等特點(diǎn)。

CO2為直線型三原子分子，常溫下內(nèi)能模式與N2/O2相同，但高溫振動(dòng)能激發(fā)模式有差異(圖2)。高溫CO2具有彎曲、對(duì)稱和反對(duì)稱拉伸等3個(gè)振動(dòng)模態(tài)，對(duì)應(yīng)的振動(dòng)特征溫度從中低溫度到高溫均有散布[21]。而N2/O2各只有1個(gè)振動(dòng)模態(tài)且振動(dòng)特征溫度處于高溫段。故火星大氣分子振動(dòng)能激發(fā)特性強(qiáng)于空氣，該影響遠(yuǎn)比雙原子/單原子分子復(fù)雜。

高超聲速火星氣體流動(dòng)同樣伴有激波層離解和電離、熱力學(xué)和化學(xué)非平衡、表面催化和燒蝕等真實(shí)氣體效應(yīng)，但CO2主導(dǎo)的離解反應(yīng)機(jī)理、平衡/非平衡狀態(tài)和表面熱狀態(tài)有別于空氣。高焓離解組分與表面材料作用表現(xiàn)出特有的催化特性，顯著影響氣動(dòng)熱環(huán)境。進(jìn)入器多采用SLA-561V等輕質(zhì)微燒蝕材料[22]，需要深入探索防熱材料的燒蝕機(jī)理。低溫來(lái)流下的強(qiáng)真實(shí)氣體效應(yīng)決定了火星熱環(huán)境弱于地球環(huán)境，但復(fù)雜的非平衡、催化、燒蝕等特性給研究帶來(lái)不確定度，增加了熱環(huán)境的預(yù)測(cè)難度。

圖3給出了典型進(jìn)入器彈道和進(jìn)入-下降-著陸的飛行時(shí)序，火星進(jìn)入器以阻力主導(dǎo)慣性進(jìn)入的彈道式或升力-彈道式進(jìn)入大氣層[23]。早期對(duì)火星環(huán)境氣動(dòng)問(wèn)題認(rèn)識(shí)不充分，Viking先由地火轉(zhuǎn)移軌道進(jìn)入火星軌道再以較低速度按升力-彈道式進(jìn)入。Pathfinder在大量氣動(dòng)力/熱研究基礎(chǔ)上，選擇直接由地火轉(zhuǎn)移軌道以零攻角彈道式進(jìn)入。相比之下，彈道式進(jìn)入可節(jié)省機(jī)動(dòng)所需推進(jìn)系統(tǒng)及燃料并有效降低負(fù)載。后續(xù)的MER和Phoenix同樣采用該方式進(jìn)入。彈道式進(jìn)入速度較快，過(guò)載較大，峰值熱流較高，并導(dǎo)致較大的落點(diǎn)散布。為此MSL采用升力-彈道式進(jìn)入，攻角增大至-16°，升阻比提高至0.24，機(jī)動(dòng)和操控性能更強(qiáng)，峰值熱流及過(guò)載較低[24]，但控制系統(tǒng)增加了任務(wù)重量，需要總體綜合協(xié)調(diào)。

綜上，以阻力主導(dǎo)慣性進(jìn)入的火星進(jìn)入器處于以較稀薄多原子CO2重氣體主導(dǎo)的高馬赫數(shù)、低雷諾數(shù)、高溫離解流動(dòng)中，需針對(duì)其特定的氣動(dòng)特點(diǎn)，開(kāi)展氣動(dòng)力/熱預(yù)測(cè)的計(jì)算、試驗(yàn)等多種手段研究。

3 風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行數(shù)據(jù)研究

因火星大氣與空氣存在較大差異，既往地球環(huán)境的研究不能直接推廣至火星環(huán)境，需要有針對(duì)性地就氣動(dòng)問(wèn)題差異性開(kāi)展研究。主要研究手段有飛行試驗(yàn)、風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬。美蘇等在20世紀(jì)60年代率先開(kāi)展了火星進(jìn)入器氣動(dòng)力/熱特性的風(fēng)洞試驗(yàn)研究，并通過(guò)歷次任務(wù)獲得了一定的飛行數(shù)據(jù)。

3.1 地面風(fēng)洞試驗(yàn)研究

針對(duì)火星環(huán)境下的高超聲速流動(dòng)，主要通過(guò)常規(guī)高超聲速風(fēng)洞、高焓脈沖風(fēng)洞、彈道靶等三個(gè)層次的地面試驗(yàn)獲取高超聲速氣動(dòng)力/熱實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)[25]。

1)常規(guī)高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)。典型測(cè)試氣體為完全氣體狀態(tài)的空氣、N2或CO2。蘭利研究中心曾使用高超聲速CF4風(fēng)洞和Ma6風(fēng)洞進(jìn)行球頭繞流實(shí)驗(yàn)[26]，發(fā)現(xiàn)重氣體明顯降低激波脫體距離。因MSL采用升力式進(jìn)入，且湍流影響大，落點(diǎn)精度要求高，為此采用Ma6風(fēng)洞[13]和阿諾德工程研發(fā)中心9號(hào)風(fēng)洞[12]開(kāi)展高雷諾數(shù)實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證了湍流模擬獲得的氣動(dòng)規(guī)律，測(cè)試結(jié)果與數(shù)值模擬相符。常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)可提供詳實(shí)的測(cè)試數(shù)據(jù)，來(lái)流條件明確，實(shí)驗(yàn)不確定度低，主要用于研究進(jìn)入器氣動(dòng)布局、湍流和轉(zhuǎn)捩等[12]，但此類試驗(yàn)難以復(fù)現(xiàn)高溫化學(xué)反應(yīng)流動(dòng)。

2)高焓脈沖風(fēng)洞試驗(yàn)。使用此類風(fēng)洞(激波/電弧風(fēng)洞等)獲取高焓流動(dòng)的測(cè)試數(shù)據(jù)，用于研究特定介質(zhì)的高焓離解、非平衡、表面催化等效應(yīng)[27]。加州理工大學(xué)T5激波風(fēng)洞以高焓CO2為工質(zhì)測(cè)試出了與數(shù)值模擬相一致的MSL背風(fēng)區(qū)湍流加熱激增現(xiàn)象(圖4)，為此建議防熱設(shè)計(jì)要重點(diǎn)考慮背風(fēng)區(qū)湍流影響[28]。此類試驗(yàn)通過(guò)提高來(lái)流總焓近似獲取高焓氣流，來(lái)流馬赫數(shù)低，難以達(dá)到真實(shí)進(jìn)入速度，測(cè)試時(shí)間短，可重復(fù)性差，結(jié)果不確定度高。

3)彈道靶試驗(yàn)。Schoenenberger等[29-30]使用ARF彈道靶獲得了MER和MSL的氣動(dòng)特性及靜/動(dòng)穩(wěn)定性數(shù)據(jù)。Braun等[31]開(kāi)展HFFAF彈道靶試驗(yàn)并給出了不同攻角(αrms)下的俯仰阻尼(Cmq,avg)特性，以此分析，測(cè)試氣體對(duì)俯仰穩(wěn)定性的影響，發(fā)現(xiàn)以空氣為測(cè)試氣體動(dòng)不穩(wěn)定，而CO2則動(dòng)穩(wěn)定，混合氣體介于二者之間，故認(rèn)為動(dòng)穩(wěn)定性隨著分子量增大而增強(qiáng)。此類試驗(yàn)主要獲得進(jìn)入器飛行過(guò)程的激波和動(dòng)態(tài)特性，但難以獲得氣動(dòng)力/熱分布。

考慮到技術(shù)難度和試驗(yàn)成本，上述三類試驗(yàn)均針對(duì)特定物理現(xiàn)象開(kāi)展研究，難以復(fù)現(xiàn)真實(shí)進(jìn)入條件[24]，故有必要開(kāi)展地火相關(guān)性研究。國(guó)內(nèi)雖有開(kāi)展相關(guān)試驗(yàn)的能力，但尚缺乏氣體置換等系統(tǒng)，且無(wú)足夠測(cè)試數(shù)據(jù)支撐，更有必要進(jìn)行地火相關(guān)性修正，獲得將試驗(yàn)數(shù)據(jù)推廣至火星環(huán)境的數(shù)據(jù)誤差帶。

3.2 飛行數(shù)據(jù)

飛行數(shù)據(jù)真實(shí)記錄進(jìn)入器飛行過(guò)程，是驗(yàn)證氣動(dòng)和防熱性能的最佳手段。美國(guó)已成功著陸火星的數(shù)次任務(wù)[2, 4, 15, 32-33]均獲有寶貴的飛行數(shù)據(jù)，并進(jìn)行了飛行后數(shù)據(jù)重構(gòu)研究。Edquist等[3]反演出Viking傳感器沿進(jìn)入時(shí)間的壁面熱流均高于預(yù)測(cè)值，原因可能是失穩(wěn)剪切層所致的非定常性、表面催化和湍流轉(zhuǎn)捩。Pathfinder的數(shù)據(jù)重構(gòu)[4]驗(yàn)證了其氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)[9]，并針對(duì)飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行了氣動(dòng)熱和熱響應(yīng)計(jì)算[7]。最新登陸火星的MSL攜帶大量測(cè)試設(shè)備，著陸后開(kāi)展的大規(guī)模復(fù)雜飛行數(shù)據(jù)驗(yàn)證和確認(rèn)研究項(xiàng)目[34-35]獲得了目前最為全面、完整和自相容的飛行數(shù)據(jù)[15-16]。重構(gòu)研究[36]認(rèn)為當(dāng)前數(shù)值模擬技術(shù)具有較強(qiáng)的氣動(dòng)力/熱預(yù)測(cè)能力，并自信地認(rèn)為當(dāng)前氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)可不加修正地運(yùn)用于后續(xù)同類火星進(jìn)入任務(wù)。

4 數(shù)值模擬研究

隨著CFD的飛速發(fā)展，加之飛行試驗(yàn)難以實(shí)現(xiàn)，風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)難度大成本高，氣動(dòng)研究重心朝計(jì)算模擬方向傾斜并逐漸成為主要手段[37]。在當(dāng)前研究框架下，以理論和數(shù)值分析為主，地面試驗(yàn)為輔，通過(guò)計(jì)算獲得整個(gè)氣動(dòng)特性，并就少量關(guān)鍵環(huán)節(jié)開(kāi)展地面試驗(yàn)和地火相關(guān)性修正，成為進(jìn)入器氣動(dòng)關(guān)鍵技術(shù)的主要研究思路。數(shù)值模擬涉及的物理建模及非平衡、催化、湍流/轉(zhuǎn)捩、尾流等復(fù)雜物理現(xiàn)象對(duì)氣動(dòng)力/熱的影響得到了重點(diǎn)關(guān)注。

4.1 火星氣體物理模型

火星進(jìn)入器在大氣層內(nèi)歷經(jīng)多個(gè)流區(qū)，需根據(jù)流動(dòng)的物理機(jī)制采用特定的模擬方法[10, 38-39]。在自由分子、過(guò)渡流區(qū)使用描述稀薄流的DSMC方法[40-43]，而在連續(xù)流區(qū)使用可壓縮NS方法，Edquist等[10]給出了詳細(xì)的流區(qū)劃分。因進(jìn)入器氣動(dòng)力/熱峰值均出現(xiàn)在連續(xù)流區(qū)，僅綜述該流區(qū)的模擬方法。數(shù)值模擬采用基于可壓縮NS方程的TVD型有限體積法，當(dāng)然因特殊火星環(huán)境而需要特定的模擬模型。

因CO2分子振動(dòng)能激發(fā)閾值較低，高溫條件振動(dòng)能極易激發(fā)，比熱比較低，可采用低比熱比完全氣體模型開(kāi)展數(shù)值研究。Prabhu等[44]對(duì)比完全氣體和化學(xué)反應(yīng)模型表明氣動(dòng)力/熱預(yù)測(cè)趨勢(shì)相同，但前者低估了壁面壓力，高估了熱流，而Viviani等[45]認(rèn)為完全氣體模型降低了阻力和力矩。Liever等[46]認(rèn)為完全氣體模型適用于馬赫7以下來(lái)流。真實(shí)氣體效應(yīng)造成完全氣體模型比熱比的選取存在困難，Gnoffo等[47]通過(guò)平衡流動(dòng)激波前后密度比來(lái)選取比熱比，計(jì)算結(jié)果與平衡流動(dòng)一致。

此外，考慮火星大氣高溫離解作用，國(guó)際主流程序多采用熱力學(xué)和化學(xué)平衡/非平衡模型表征火星進(jìn)入流動(dòng)，除求解連續(xù)性、動(dòng)量和能量方程外，還需額外求解離解組元守恒方程及附加能量方程，包括一溫度模型、考慮振動(dòng)和電子能弛豫的兩溫度及多溫度模型。此類模型均基于高超聲速空氣真實(shí)氣體效應(yīng)而發(fā)展的，并在當(dāng)前火星大氣繞流模擬中得到了大量的應(yīng)用。在化學(xué)動(dòng)力學(xué)方面，Park等[25]針對(duì)CO2-N2-Ar混合氣體提出了包括電離組分在內(nèi)的18組分33化學(xué)反應(yīng)模型。為節(jié)省計(jì)算成本，Mitcheltree等[8]忽略了電離和若干中間反應(yīng)，提出了適用于較低速度和低電離水平的8組分13化學(xué)反應(yīng)模型，Bose等[48]認(rèn)為二者熱流預(yù)測(cè)值之差在1.8%。Edquist、Mitcheltree等[3, 5, 10, 24, 49]開(kāi)展了大量的火星進(jìn)入非平衡流場(chǎng)數(shù)值研究，為進(jìn)入器選型和熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)支撐。當(dāng)前模型各化學(xué)反應(yīng)和反應(yīng)速率并非直接測(cè)量于火星環(huán)境，部分來(lái)自實(shí)驗(yàn)，部分僅是經(jīng)驗(yàn)估計(jì)，給模擬帶來(lái)較大的不確定性[25]。再者，火星環(huán)境的化學(xué)非平衡機(jī)理和能量處置機(jī)理尚未研究充分，而且上述不確定性因素對(duì)火星進(jìn)入數(shù)值模擬的敏感性尚需進(jìn)一步研究[37]。

進(jìn)入器氣動(dòng)力/熱的精確預(yù)測(cè)還需正確魯棒的熱力學(xué)[50]和輸運(yùn)系數(shù)模型[51]，其表征方法的差異性也給進(jìn)入器氣動(dòng)力/熱的有效預(yù)測(cè)帶來(lái)不確定性[48]。

4.2 熱力學(xué)和化學(xué)非平衡特性

考慮到高溫CO2振動(dòng)和離解特點(diǎn)，火星環(huán)境高速流動(dòng)具有較強(qiáng)的真實(shí)氣體效應(yīng)[27, 49]。研究表明，在進(jìn)入初期的極高超聲速流區(qū)，激波后大部分CO2發(fā)生離解，流動(dòng)呈現(xiàn)熱力學(xué)和化學(xué)非平衡狀態(tài)[14, 52]；隨著進(jìn)入器繼續(xù)下降，在中等高超聲速流區(qū)，來(lái)流動(dòng)壓增高，流動(dòng)逐漸趨于熱力學(xué)平衡，但激波層內(nèi)化學(xué)非平衡特性依舊明顯[53-54]；而進(jìn)入低高超聲速至超聲速流區(qū)后，熱力學(xué)和化學(xué)非平衡效應(yīng)減弱。圖6給出了速度-高度域內(nèi)進(jìn)入器的流動(dòng)狀態(tài)[55]。

包括高超聲速熱力學(xué)和化學(xué)非平衡特性在內(nèi)的真實(shí)氣體效應(yīng)影響進(jìn)入器氣動(dòng)力/熱特性和飛行穩(wěn)定性[56]。數(shù)值研究[10, 57- 58]發(fā)現(xiàn)，盡管采用了彈道式進(jìn)入，采用無(wú)質(zhì)心偏移的旋成體布局，本應(yīng)穩(wěn)定配平的零攻角也可能因化學(xué)非平衡效應(yīng)所致的聲速線往復(fù)移動(dòng)而呈現(xiàn)不穩(wěn)定狀態(tài)，即有限靜不穩(wěn)定現(xiàn)象(圖7)，飛行數(shù)據(jù)同樣發(fā)現(xiàn)有此現(xiàn)象[9]。另外，激波層內(nèi)化學(xué)非平衡效應(yīng)還會(huì)改變進(jìn)入器有效曲率，進(jìn)而對(duì)氣動(dòng)加熱的有效預(yù)測(cè)帶來(lái)一定的影響[57]。

4.3 催化作用

已成功著陸火星表面的進(jìn)入器采用微燒蝕熱防護(hù)材料，高焓離解環(huán)境表面催化特性對(duì)氣動(dòng)加熱有很大影響。參照空氣環(huán)境建立的基于壁面通量平衡半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ褪钱?dāng)前催化研究的通行方法。最簡(jiǎn)單的做法是完全非催化壁或完全催化壁。前者因未考慮化學(xué)生成熱，熱流預(yù)測(cè)值最低；后者物面氣體組分完全轉(zhuǎn)化為最低化學(xué)焓的自由流狀態(tài)[51]。因催化反應(yīng)速率有限，二者均為非物理的，但完全催化壁預(yù)測(cè)的熱流最為保守，通常被設(shè)計(jì)部門采納，并得到了廣泛運(yùn)用[24]。上述模型給出了催化加熱的上下極限，需要研究符合真實(shí)物理規(guī)律的有限催化模型。

火星進(jìn)入器表面催化反應(yīng)包括CO2等雙/多原子分子的復(fù)合反應(yīng)[59]。Bose等[48]重點(diǎn)針對(duì)CO2離解物，建立了參數(shù)化催化模型，獲得了駐點(diǎn)熱流與催化效率、偏好的關(guān)系(圖8)：催化效率越高，熱流越大；因化學(xué)生成熱較高，CO2復(fù)合主導(dǎo)的催化加熱強(qiáng)于O2，但熱流極值不在p2= 0，而在既充分消耗O又盡量偏向CO2復(fù)合的位置。Mitcheltree等[8]基于CO2復(fù)合建立了組分表面吸附、氣態(tài)組分與吸附組分復(fù)合等兩步反應(yīng)的E-R催化模型，若近壁面O占優(yōu)則未能完全復(fù)合，預(yù)測(cè)值較低，若CO占主導(dǎo)則結(jié)果與完全催化壁相近。Afonina等[60]進(jìn)一步考慮O2的復(fù)合反應(yīng)，獲得更加符合真實(shí)物理的催化模型，并認(rèn)為在火星進(jìn)入條件下L-H機(jī)制的催化反應(yīng)較弱。因低溫段實(shí)驗(yàn)未觀測(cè)到CO+O反應(yīng)，故有學(xué)者假設(shè)壁面CO2未復(fù)合，獲得與地球環(huán)境一致的催化機(jī)制[61]，預(yù)測(cè)值低于完全催化和Mitcheltree模型。圖8還表明不同催化模型的熱流計(jì)算值差別甚大，可見(jiàn)催化特性對(duì)氣動(dòng)加熱影響顯著，尚需深入研究符合物理的經(jīng)過(guò)火星環(huán)境實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證的催化模型。

因防熱材料表面特性難以表征且所處環(huán)境復(fù)雜，高焓離解CO2氣流主導(dǎo)的表面催化機(jī)理雖有諸多研究，但依舊不如空氣環(huán)境清楚，且模型的有效性驗(yàn)證研究不足[37]。另外數(shù)值模擬還需考慮催化效應(yīng)與熱響應(yīng)、燒蝕等作用[6]及有限速率緊耦合作用。

4.4 湍流影響和轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則

火星大氣相對(duì)稀薄，來(lái)流雷諾數(shù)較低，早期的Viking、MER因進(jìn)入速度低或尺寸小只計(jì)算層流，Pathfinder[5]、Phoenix[62]雖考慮湍流，但影響有限。然而湍流廣泛存在，尤其對(duì)未來(lái)大尺寸重型進(jìn)入器。目前基于空氣的湍流模型均可移植到火星環(huán)境，如BL、SST等。前者簡(jiǎn)單易行，但對(duì)分離流和漩渦的預(yù)測(cè)精度有限，而SST精度相對(duì)較高，但上述模型尚難以模擬因燒蝕等致粗糙壁湍流，且在火星環(huán)境的有效性還無(wú)以為證[25]。更復(fù)雜的湍流預(yù)測(cè)方法，如DNS、LES、DES等，計(jì)算代價(jià)大，尚不實(shí)用。

關(guān)于轉(zhuǎn)捩位置的預(yù)測(cè)，多采用Reθ[24]或Reθ/Me[13]等簡(jiǎn)單關(guān)聯(lián)式或其修正關(guān)系式[63]。上述準(zhǔn)則可近似預(yù)測(cè)轉(zhuǎn)捩位置，但難以表征表面粗糙度、燒蝕產(chǎn)物引射、橫流等因素，而上述因素可加快轉(zhuǎn)捩[25]。研究認(rèn)為背風(fēng)區(qū)流動(dòng)不穩(wěn)定，極易引起轉(zhuǎn)捩[64]，進(jìn)而增加轉(zhuǎn)捩位置的預(yù)測(cè)難度。面對(duì)未來(lái)重型任務(wù)，需要更精準(zhǔn)的適合火星環(huán)境的轉(zhuǎn)捩模型來(lái)預(yù)測(cè)湍流。

湍流對(duì)火星進(jìn)入器氣動(dòng)性能尤其是力矩和配平特性有影響。Dyakonov等[14]通過(guò)預(yù)測(cè)MSL氣動(dòng)性能認(rèn)為湍流會(huì)增厚肩部邊界層并增大剪切力進(jìn)而改變氣動(dòng)力矩和配平攻角。湍流對(duì)進(jìn)入器氣動(dòng)加熱有重要影響，MSL模擬驚奇地發(fā)現(xiàn)背風(fēng)區(qū)湍流熱流明顯高于迎風(fēng)區(qū)駐點(diǎn)熱流[65](圖4)，風(fēng)洞試驗(yàn)[13]也證實(shí)了該現(xiàn)象，給氣動(dòng)加熱的精確預(yù)測(cè)帶來(lái)不確定性。這打破了熱防護(hù)系統(tǒng)常規(guī)設(shè)計(jì)思維，需重點(diǎn)考量背風(fēng)區(qū)等湍流加熱嚴(yán)重區(qū)域的防熱問(wèn)題。

4.5 尾部流動(dòng)

考慮到進(jìn)入器扁平狀大倒錐布局，流動(dòng)繞過(guò)肩部發(fā)生大規(guī)模分離，尾流呈現(xiàn)出強(qiáng)非定常性，數(shù)值模擬困難。盡管氣動(dòng)力/熱相對(duì)較弱，但尾流研究仍很必要：后體壓力/剪切力和動(dòng)態(tài)特性的精確預(yù)測(cè)，可更有利于布局設(shè)計(jì)、彈道評(píng)估和超聲速開(kāi)傘時(shí)機(jī)選擇；后體熱流的精確預(yù)測(cè)有助于減輕后體重量，節(jié)省成本，還可使質(zhì)心前移，提高靜穩(wěn)定性[37]。Viking飛行前后尾段熱流存在1.2%的差別[2]。McDaniel等[62]發(fā)現(xiàn)零攻角尾流存在激波盤，造成后駐點(diǎn)加熱量高于周邊區(qū)域，而攻角增大后激波盤消失，熱流回落。Edquist等[66]預(yù)測(cè)了MSL后防熱罩和RCS的加熱量，為超聲速開(kāi)傘提供熱環(huán)境數(shù)據(jù)。盡管當(dāng)前計(jì)算能力和硬件資源有大幅提升，但尾流模擬依舊困難，氣動(dòng)預(yù)測(cè)依然存在較大的不確定性。

盡管已有大量火星進(jìn)入器高超聲速氣動(dòng)力/熱預(yù)測(cè)研究，但依然存在諸多不確定性因素，如化學(xué)反應(yīng)速率、振動(dòng)/離解耦合參數(shù)、松弛時(shí)間、輸運(yùn)系數(shù)、催化、湍流/轉(zhuǎn)捩等。Bose等[48]基于蒙特卡羅分析方法預(yù)測(cè)了Pathfinder氣動(dòng)加熱誤差帶，認(rèn)為不同催化模型獲得的熱流差別高達(dá)2.5倍，而對(duì)完全催化壁，幾乎全部的不確定度來(lái)自組分?jǐn)U散(圖9)。因此，符合物理的催化和輸運(yùn)模型對(duì)氣動(dòng)加熱影響很大。如何根據(jù)不確定性因素改善現(xiàn)有模型和方法，提高數(shù)值預(yù)測(cè)精準(zhǔn)度是當(dāng)前數(shù)值模擬研究的關(guān)鍵。

5 氣動(dòng)設(shè)計(jì)相關(guān)研究

火星進(jìn)入器要按照預(yù)定要求進(jìn)入大氣層并實(shí)現(xiàn)軟著陸，必須考慮氣動(dòng)減速、防隔熱等工程問(wèn)題，而氣動(dòng)力/熱的有效預(yù)測(cè)為上述問(wèn)題提供數(shù)據(jù)支撐。

5.1 氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)和優(yōu)化

美國(guó)一直沿用首發(fā)成功的Viking所采用的70°球錐+大倒錐布局，盡管新一代的HIAD采用氣囊型進(jìn)入方式，但防熱大底依舊為70°球錐布局，筆者認(rèn)為美國(guó)較多地考慮探測(cè)任務(wù)的繼承性。歐空局火星快車任務(wù)采用具有60°球錐布局的獵兔犬2號(hào)進(jìn)入器[46]，并認(rèn)為具有更好的動(dòng)態(tài)特性；而深空2號(hào)進(jìn)入器有采用45°球錐的嘗試。Prabhu等[44]認(rèn)為70°球錐布局的球頭和錐段連接處曲率不連續(xù)存在弊端，并提出了曲率連續(xù)的優(yōu)選方案。對(duì)升力式進(jìn)入，Dyakonov等[67]認(rèn)為較大配平攻角進(jìn)入帶來(lái)的減速性能會(huì)因肩部防熱問(wèn)題而受限。綜上，美國(guó)現(xiàn)有70°球錐布局未必是最優(yōu)的氣動(dòng)布局，需要針對(duì)未來(lái)火星探測(cè)任務(wù)需求，綜合飛行器總體、氣動(dòng)力/熱、結(jié)構(gòu)、彈道等開(kāi)展進(jìn)一步的布局設(shè)計(jì)和優(yōu)化研究。

5.2 熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

國(guó)際火星探測(cè)任務(wù)通常沿用Viking的熱防護(hù)系統(tǒng)[22]，采用結(jié)構(gòu)重量輕且性能優(yōu)異的輕質(zhì)燒蝕材料。熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)分析非常復(fù)雜，涉及對(duì)流、傳導(dǎo)、輻射、相變等多種傳熱機(jī)制，需要綜合考慮氣動(dòng)力/熱作用下的結(jié)構(gòu)響應(yīng)以及表面燒蝕、內(nèi)部熱解和炭化等復(fù)雜現(xiàn)象。傳統(tǒng)的防隔熱研究采用流動(dòng)/結(jié)構(gòu)剝離分析，而Chen等[6]首次將耦合算法運(yùn)用于火星進(jìn)入器研究中。Milos、Palmer等[7, 68]耦合計(jì)算氣動(dòng)加熱和熱響應(yīng)以實(shí)現(xiàn)熱防護(hù)系統(tǒng)的精準(zhǔn)設(shè)計(jì)。Wright等[69]進(jìn)一步分析了結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)的誤差帶，獲得了影響防熱層厚度誤差的主要來(lái)源。氣動(dòng)加熱及其與結(jié)構(gòu)的耦合熱效應(yīng)的有效預(yù)測(cè)直接決定防熱材料選擇及防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，影響進(jìn)入器熱安全。因此，需要根據(jù)未來(lái)進(jìn)入任務(wù)要求，綜合關(guān)鍵影響要素，開(kāi)展全三維精細(xì)化的熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究。

6 未來(lái)研究方向

國(guó)內(nèi)的火星進(jìn)入器氣動(dòng)研究也獲得了一定的研究成果，主要集中在基于完全氣體模型[70-72]、化學(xué)非平衡模型[73-75]的數(shù)值模擬上，并在氣動(dòng)快速預(yù)測(cè)[20]和布局設(shè)計(jì)[70]方面也開(kāi)展了一定的研究，但國(guó)內(nèi)研究總體起步較晚，基礎(chǔ)較薄弱。鑒于該問(wèn)題前瞻性強(qiáng)，未知問(wèn)題多且復(fù)雜，特別是受未來(lái)國(guó)內(nèi)火星探測(cè)任務(wù)驅(qū)使，更需要從物理機(jī)理上對(duì)火星環(huán)境氣動(dòng)力/熱問(wèn)題開(kāi)展深入研究。需重點(diǎn)開(kāi)展的研究有：

1)復(fù)雜氣動(dòng)問(wèn)題精細(xì)化模擬。著眼于未來(lái)大尺寸重型和載人登火進(jìn)入器的發(fā)展趨勢(shì)，針對(duì)地火環(huán)境推廣的不確定性，在借鑒美國(guó)研究的同時(shí)，需深入開(kāi)展火星環(huán)境不同溫度模式、化學(xué)反應(yīng)機(jī)制、表面催化機(jī)理、輸運(yùn)模型等的物理表征和建模研究，亟需解決湍流和轉(zhuǎn)捩、背風(fēng)區(qū)加熱激增、特殊防熱材料的催化、燒蝕、輻射等復(fù)雜氣動(dòng)問(wèn)題?？紤]嚴(yán)酷內(nèi)外力/熱環(huán)境、材料燒蝕、熱氣動(dòng)彈性等耦合問(wèn)題，面對(duì)多學(xué)科交叉的趨勢(shì)，亟需研究高超聲速氣動(dòng)力/熱/結(jié)構(gòu)/彈道等多物理場(chǎng)耦合和一體化分析，并對(duì)復(fù)雜氣動(dòng)問(wèn)題的精準(zhǔn)預(yù)測(cè)提出更苛刻的要求。

2)風(fēng)洞及相關(guān)試驗(yàn)研究。鑒于當(dāng)前國(guó)內(nèi)風(fēng)洞試驗(yàn)鮮有開(kāi)展，結(jié)合未來(lái)火星探測(cè)任務(wù)需求，亟需通過(guò)氣體置換等途徑分步改造現(xiàn)有設(shè)備并適時(shí)新建火星風(fēng)洞，使之具備模擬近火星表面大氣層內(nèi)的低雷諾數(shù)、高馬赫數(shù)飛行環(huán)境下的關(guān)鍵氣動(dòng)特性能力，用于獨(dú)立考核驗(yàn)證數(shù)值模擬和理論分析的有效性，同時(shí)建立火地相關(guān)性理論，以保證實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)在真實(shí)火星飛行環(huán)境中的可推廣和可應(yīng)用。

3)氣動(dòng)設(shè)計(jì)相關(guān)問(wèn)題。真實(shí)有效的氣動(dòng)力熱數(shù)據(jù)為進(jìn)入器的氣動(dòng)布局與防熱設(shè)計(jì)提供堅(jiān)實(shí)的數(shù)據(jù)支撐。著眼我國(guó)火星探測(cè)任務(wù)需求，借鑒美國(guó)經(jīng)典球錐布局和下一代新型布局，深入研究基于新型防熱材料的火星進(jìn)入器新型布局的氣動(dòng)和防熱性能，結(jié)合飛行器總體設(shè)計(jì)要求，開(kāi)展新型防熱結(jié)構(gòu)下的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)和優(yōu)化研究，為我國(guó)未來(lái)火星探測(cè)任務(wù)提供氣動(dòng)布局和熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案。

7 結(jié)束語(yǔ)

基于美國(guó)火星進(jìn)入任務(wù)所遇的氣動(dòng)問(wèn)題，綜述了火星進(jìn)入器氣動(dòng)力/熱風(fēng)洞試驗(yàn)、飛行數(shù)據(jù)和計(jì)算模擬研究進(jìn)展。考慮到風(fēng)洞/飛行試驗(yàn)的技術(shù)難度，面對(duì)未來(lái)國(guó)內(nèi)火星探測(cè)任務(wù)需求，當(dāng)前研究應(yīng)以計(jì)算模擬為主，并就特定關(guān)鍵氣動(dòng)問(wèn)題開(kāi)展地面試驗(yàn)和地火相關(guān)性研究。綜述發(fā)現(xiàn)的復(fù)雜物理現(xiàn)象對(duì)進(jìn)入器彈道、布局和熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)有重要影響，后續(xù)研究需重點(diǎn)關(guān)注。

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通信地址：四川省綿陽(yáng)市二環(huán)路南段6號(hào)13信箱02分信箱(621000)

電話：(0816)2463127

E-mail: cardc_tangwei@126.com

楊肖峰(1988-)，男，博士生，主要從事高超聲速飛行器氣動(dòng)熱和熱防護(hù)研究。本文通信作者。

通信地址：四川省綿陽(yáng)市二環(huán)路南段6號(hào)13信箱05分信箱(621000)

電話：(0816)2463192

E-mail: cardcyxf@126.com

(編輯：張宇平)

Review of Hypersonic Aerodynamics and Aerothermodynamics for Mars Entries

TANG Wei, YANG Xiao-feng, GUI Ye-wei, DU Yan-xia

(State Key Laboratory of Aerodynamics, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China)

The history and new trend of Mars exploration missions and the essential characteristics of aerodynamics and aerothermodynamics for Mars entries are summarized in the present article. The state-of-the-art research of ground experiments, flight testing and numerical techniques for hypersonic Martian aerodynamics/aerothermodynamics prediction are reviewed in detail. The potential work, including the complicated aerodynamics/aerothermodynamics modeling and simulation, further wind tunnel experiments, and aerodynamic design issues is conclusively proposed for future Mars entry capsule design.

Mars entry capsules; Hypersonic; Aerodynamics; Aerothermodynamics; Numerical simulation; Wind tunnel experiment

2016-08-12;

2017-01-03

國(guó)家自然科學(xué)基金(11472295,51308531)

V211

A

1000-1328(2017)03-0230-10

10.3873/j.issn.1000-1328.2017.03.002

唐 偉(1968-)，男，研究員，主要從事高超聲速飛行器氣動(dòng)布局、氣動(dòng)熱和熱防護(hù)研究。