超聲速穩(wěn)定傘氣動熱數(shù)值仿真研究

左光陳沖陳鑫屈峰石泳張紅英

（1 北京空間技術研制試驗中心，北京 100094）

（2 南京航天航空大學，南京 210016）

超聲速穩(wěn)定傘氣動熱數(shù)值仿真研究

左光1陳沖1陳鑫1屈峰1石泳1張紅英2

（1 北京空間技術研制試驗中心，北京 100094）

（2 南京航天航空大學，南京 210016）

超聲速穩(wěn)定傘能有效避免飛船返回艙姿態(tài)不確定性引起的主降落傘系統(tǒng)開傘故障，在多用途飛船縮比返回艙的再入過程中得到了應用。相比于亞聲速開傘過程，穩(wěn)定傘超聲速開傘時會遇到強烈的氣動加熱問題。文章采用流固耦合方法模擬穩(wěn)定傘超聲速時充氣的動態(tài)過程，利用氣動熱數(shù)值仿真方法對穩(wěn)定傘在超聲速段的氣動加熱情況開展研究，確定典型彈道下的傘船系統(tǒng)的流場環(huán)境以及穩(wěn)定傘面熱流、溫度分布。該數(shù)值研究方法可為中國返回式航天器再入返回過程中的超聲速穩(wěn)定傘設計提供參考。

超聲速 穩(wěn)定傘 流固耦合 氣動加熱 航天返回

0 引言

2016年6月，多用途飛船縮比返回艙作為CZ-7運載火箭的搭載載荷之一成功進行了軌道再入飛行試驗，本次飛行試驗的主要目的是完成氣動參數(shù)測量、驗證我國新一代飛船的返回艙氣動外形[1]。作為中國空間技術研究院自主研發(fā)的新型鈍頭體外形返回艙，其再入過程中可能在跨聲速飛行段存在第二配平點，并且本次飛行試驗為獲取不受噴流影響的氣動測量數(shù)據(jù)而沒有配置姿態(tài)控制系統(tǒng)（RCS），受上述條件影響返回艙可能出現(xiàn)姿態(tài)翻滾的情況。因此，為避免返回艙姿態(tài)的不確定引起主降落傘系統(tǒng)的開傘故障，多用途飛船縮比返回艙配備了一個穩(wěn)定傘，力爭在返回艙進入亞跨段之前穩(wěn)定返回艙的姿態(tài)。多用途飛船縮比返回艙的成功返回驗證了超聲速穩(wěn)定傘的有效性。穩(wěn)定傘在超音速、跨音速段工作數(shù)十秒，因此穩(wěn)定傘不可避免的會遇到氣動加熱問題。

目前，國內(nèi)尚無相關技術手段可通過地面試驗完全模擬傘在超聲速條件下的氣動加熱現(xiàn)象，采用計算流體動力學（CFD）氣動仿真，減速傘外形復雜、建模難度大[2-6]。本文采用數(shù)值仿真方法模擬開傘動態(tài)過程和氣動加熱情況。盡管國內(nèi)外對于亞聲速開傘過程研究已經(jīng)較為成熟，但專門針對傘船系統(tǒng)、降落傘的氣動加熱的仿真技術研究很少，同時模擬超聲速高動壓下開傘的仿真研究受到仿真技術的限制[7-9]。郭銳[10]利用參考焓和工程經(jīng)驗公式建立了氣動加熱模型，針對末敏子彈的降落傘系統(tǒng)開展氣動加熱研究，該工程經(jīng)驗方法還不足夠研究整個傘船系統(tǒng)下降落傘氣動加熱的過程。中科院王發(fā)民等[11]對類似于高超聲X-33飛行器進行了氣動熱數(shù)值模擬計算，研究表明采用數(shù)值研究氣動加熱是可行的方法。

開傘動態(tài)過程分析是分析穩(wěn)定傘氣動加熱的前提。通過開傘動態(tài)過程研究獲得傘拉直、充氣后的狀態(tài)，為氣動加熱數(shù)值分析提供外形等參數(shù)。BENNEY和 STEIN[12-13]將簡化的任意拉格朗日—歐拉方法與結(jié)構(gòu)動力學耦合，對亞聲速平面圓形傘開啟過程中流體—結(jié)構(gòu)耦合問題進行了研究。余莉等[14]建立了平面圓形傘主充氣過程中的計算流體力學與結(jié)構(gòu)動力學的彈簧阻尼指點之間的耦合模型，獲得了主充氣過程中傘衣形狀和流場之間的動態(tài)關系。張紅英[15-16]根據(jù)亞聲速降落傘的結(jié)構(gòu)和充氣過程中的受力特性，建立了某平面圓傘傘衣充氣過程中的流體力學和結(jié)構(gòu)動力學耦合模型，并對整個開傘過程中的傘衣外形的變化進行了研究。然而，上述研究僅對亞聲速傘充氣過程開展了研究，但目前針對超聲速開傘的研究很少。

本文以多用途飛船縮比返回艙配備的超聲速穩(wěn)定傘為研究對象，利用流固耦合方法模擬穩(wěn)定傘開傘過程，獲得穩(wěn)定傘充氣外形，并研究了典型工況下的穩(wěn)定傘穩(wěn)定流場特性，得到穩(wěn)定傘傘面熱流分布，進一步獲得穩(wěn)定傘典型彈道氣動加熱下的溫度環(huán)境，為超聲速穩(wěn)定傘的溫度評估和設計提供參考，具有一定的工程應用價值。

1 穩(wěn)定傘充氣展開仿真分析

穩(wěn)定傘由16副傘衣組成，開傘后利用傘繩拖拽展開，穩(wěn)定傘相關參數(shù)如表1所示。

表1 穩(wěn)定傘參數(shù)Tab.1 Parameters of stabilizing parachute

根據(jù)減速穩(wěn)定傘具體的結(jié)構(gòu)、幾何外形和材料參數(shù)建立有限元模型，并進行減速穩(wěn)定傘充氣過程的流固耦合計算，以分析超聲速開傘的可靠性和穩(wěn)定性，并獲得該傘在充氣過程中各氣動力隨充氣時間的變化情況。傘衣表面壓力分布情況和減速穩(wěn)定傘準確可靠的傘衣充滿外形，可為超聲速條件下減速穩(wěn)定傘的氣動熱計算提供分析參數(shù)。

使用LS-DYNA進行CE/SE流固耦合仿真，以網(wǎng)格重疊的方式獲得整體流固耦合仿真模型如圖1所示。傘衣定義為Belytschko-Tsay膜元，傘繩定義為離散梁單元。高度26km，Ma=3.3開傘初始時刻，整個穩(wěn)定傘充氣過程流固耦合動態(tài)仿真過程共 0.2s。計算得到傘充氣過程中傘衣外形和應力分布分別如圖2和圖3所示。

通過流固耦合計算得到穩(wěn)定傘在超聲速的充滿外形、傘衣應力云圖，由開傘后穩(wěn)定傘傘衣充滿外形結(jié)果顯示傘衣充氣后的投影直徑為1m左右，投影直徑與名義直徑之比為0.626 6，該結(jié)果與文獻[17]中的結(jié)果（比值為0.62）一致，驗證了本文通過流固耦合分析傘充氣過程是可信的。

由于傘衣的軸對稱性，故充氣時傘衣應力分布的變化是對稱的，如圖3所示。充氣過程中頂孔周圍，上方的幾根水平帶、徑向帶以及傘繩與傘衣連接處應力比較集中，頂孔處的加強帶是整個傘衣應力最大的區(qū)域。

通過對傘衣充氣過程的流固耦合分析，獲得傘衣在超聲速流場中的穩(wěn)定外形，為進一步開展穩(wěn)定傘氣動加熱提供外形數(shù)據(jù)。

2 氣動熱CFD仿真

2.1 傘船系統(tǒng)CFD分析模型

由于穩(wěn)定傘面積不大，充氣時間短，因此可以不考慮降落傘充氣過程的氣動熱問題，只考慮充滿后下降過程中降落傘傘衣表面的氣動熱。因此基于LS-DYNA求解器對穩(wěn)定傘充氣過程進行流固耦合數(shù)值計算得到傘充氣后的外形，在此基礎上采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，返回艙與穩(wěn)定傘的嵌套關系流場網(wǎng)格如圖4所示。

選用CFD-FASTRAN求解器采用對稱處理的半模方式建模，一個區(qū)域里采用的是六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，完成網(wǎng)格無關性驗證后，結(jié)構(gòu)網(wǎng)格數(shù)量約為1.4×106，如圖4所示。

2.2 傘船系統(tǒng)彈道特性

穩(wěn)定傘開傘時段的傘船系統(tǒng)飛行彈道的高度、速度數(shù)據(jù)如圖5所示。傘船系統(tǒng)在工作下落過程中速度逐漸降低，而攻角的變化趨勢呈“波浪狀”，并且攻角的變化幅值來越大。

2.3 傘船系統(tǒng)隨彈道動態(tài)流場溫度分析

傘船系統(tǒng)隨彈道不同時刻（t=0～10s）的動態(tài)流場溫度分布云圖如圖6所示。

返回艙迎風面氣動加熱嚴重，圖6中可看出大致趨勢，在返回艙頭部凸起的部分產(chǎn)生了比較明顯的膨脹波。而頭部激波作用下的向外偏轉(zhuǎn)的氣流則會通過膨脹波向返回艙表面偏移，最后流至尾流區(qū)并對穩(wěn)定傘的氣動加熱產(chǎn)生較大的影響。同時由于穩(wěn)定傘對尾流區(qū)的影響，傘內(nèi)流場環(huán)境是高溫區(qū)，顯示為“紅色”，說明降落傘內(nèi)表面流場溫度更高，氣動加熱更加嚴重。隨著時間的推進，傘船系統(tǒng)的流場溫度降低，尾流區(qū)的熱環(huán)境也不那么惡劣。流場最高溫度值處于傘船系統(tǒng)剛剛開始工作的時候，即速度最快的時候。傘船系統(tǒng)溫度仿真結(jié)果如圖7所示。

圖6和圖7所示的傘船系統(tǒng)溫度仿真結(jié)果表明：1）前方干擾流場使得穩(wěn)定傘所處的流場的溫度升高，穩(wěn)定傘使得尾流區(qū)的溫度分布有區(qū)域性的變化；2）流場最高溫度值處于傘船系統(tǒng)速度最快的時刻。

2.4 穩(wěn)定傘在典型彈道下的熱流分布

氣動加熱數(shù)值模擬采用一體化結(jié)構(gòu)網(wǎng)格技術對傘面的氣動加熱情況進行數(shù)值仿真。為了提高仿真效率，考慮流場對稱性，采用半模方式建模，每一個區(qū)域采用六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。為了滿足湍流模擬以及氣動熱仿真的精度要求，壁面網(wǎng)格精度保證將Y-Plus值接近1[18-19]，以網(wǎng)格雷諾數(shù)值取8來選取壁面法向第一層網(wǎng)格高度，結(jié)構(gòu)網(wǎng)格量約為3×106，三維計算網(wǎng)格和局部放大網(wǎng)格如圖8所示。

穩(wěn)定傘在典型彈道下不同飛行時刻（t=0,2,4,6,8,10s）等溫壁（等溫壁溫條件取值為300K）熱流值如圖9（a）～（f）所示。

圖9中，傘衣內(nèi)表面熱流值明顯要大于傘衣外表面熱流，說明傘衣內(nèi)表面的氣動加熱比外表面的氣動加熱更加嚴重。傘內(nèi)熱空氣被大量積攢，相互干擾，因此傘衣內(nèi)表面熱流大于外表面熱流。

由圖9可知，最高熱流值始終處于第一條水平傘帶內(nèi)表面上，傘船系統(tǒng)速度最快的時刻也是氣動加熱最為嚴重的時刻，隨著時間的推進，由于速度降低，氣動加熱越來越不明顯，熱流隨著時間減??；熱流峰值均位于穩(wěn)定傘帶邊緣處，需要進行鈍化等處理。

2.5 穩(wěn)定傘衣瞬態(tài)熱傳導分析

由圖10中熱流分布可知，最大熱流密度在傘衣頂部，最接近傘頂孔一環(huán)，因此，選取穩(wěn)定傘熱流密度最大的頂部傘衣環(huán)為計算模型，考慮到傘衣邊緣熱流較大，后續(xù)需進一步鈍化等處理，本文選取傘衣中間處熱流進行熱傳導分析，這樣選取便于評估傘衣大部分溫度情況，進一步指導穩(wěn)定傘選材設計。典型彈道下的熱流密度隨時間變化曲線如圖10所示。

由CFD仿真得到沿彈道的等溫壁（T=300K）條件下的熱流密度和恢復焓hr，則沿彈道任一時刻的冷壁熱流為：

則進入傘衣結(jié)構(gòu)的凈熱流為

式中 qor為冷壁熱流；hw為壁面焓；ε為表面輻射系數(shù)；σ為波爾茲曼常數(shù)，σ=5.67×10–8W/（m2K4）；qn為凈熱流；Tw為壁面溫度。

最頂部傘衣下表面溫度變化情況如圖11所示，傘衣表面輻射系數(shù)ε取0.8。

由圖11可看出頂部傘衣逐漸升高，在飛行初始階段溫度升高較快，后續(xù)溫度上升較緩慢，在6.83s時熱流修正后傘衣最高溫度達441.1K。

3 結(jié)論

本文以超聲速穩(wěn)定傘為研究對象，通過流固耦合計算，模擬穩(wěn)定傘在超聲速情況下的充氣過程，獲得充氣過程中傘衣外形，進一步研究了典型彈道下的傘體熱流分布，針對最大熱流位于傘衣頂部的傘衣環(huán)開展熱傳導分析，為進行傘衣的溫度評估奠定了一定的基礎。主要研究結(jié)論如下：

1）通過流固耦合仿真分析能夠模擬穩(wěn)定傘的開傘過程，獲得傘充氣后的穩(wěn)定形態(tài)；2）返回艙尾流使得穩(wěn)定傘的流場來流溫度升高，穩(wěn)定傘使得尾流區(qū)的溫度分布有區(qū)域性的變化，流場最高溫度值處于傘船系統(tǒng)速度最快的時刻；3）傘面內(nèi)表面氣動加熱比外表面更加嚴重，最嚴重的區(qū)域處于第一條水平傘帶的內(nèi)表面；4）傘帶邊緣產(chǎn)生較高的峰值熱流，建議在工藝處理上進行鈍化處理。

穩(wěn)定傘氣動加熱及流固熱耦合分析結(jié)果成功支撐了超音速開傘減速傘的工程研制，在返回飛行試驗中，保證了返回艙在亞跨段的姿態(tài)穩(wěn)定，也開了國內(nèi)返回式航天器超音速傘成功試驗的先河。

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Research on Aerodynamic Heating Numerical Simulation of Supersonic Stabilizing Parachute

ZUO Guang1CHEN Chong1CHEN Xin1QU Feng1SHI Yong1ZHANG Hongying2

（1 Beijing Manufacture and Experiments Center of Space Technology, Beijing 100094, China）（2 Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China）

In order to avoid the failure of the main parachute caused by the uncertainty of space capsule’s attitude, the supsonic stabilizing parachute is applied efficiently during the reentry phase. Comparing with the inflation during the subsonic process, the aerodynamic heating should be paid more attention on the inflation during the supersonic process. The inflation process of a supersonic stabilizing parachute was studied by using the fluid-structure coupling method. The aerodynamic heating of the stabilizing parachute is researched through the numerical simulation method and heat flux and temperature field are calculated on a typical reentry trajectory. The inflation process and the aerodynamic heating simulation of the stabilizing parachute in this paper can provide reference for design of the stabilizing parachute during the space capsule’s reentry phase.

supersonic; stabilizing parachute; fluid-structure coupling; aerodynamic heating; spacecraft recovery

V411

: A

: 1009-8518(2017)01-0016-07

10.3969/j.issn.1009-8518.2017.01.003

左光，男，1971年生，畢業(yè)于天津大學及莫斯科航空學院，研究員，中國航天科技集團學術技術帶頭人。研究方向為新型飛船返回艙氣動設計、不同升阻比飛行器EDL技術。E-mail: lunar_cast@126.com。

（編輯：夏淑密）

2016-11-24

國家自然科學基金（61403028）