半剛性機(jī)械展開式再入飛行器氣動(dòng)特性研究

包軍 張鵬 尚明友 張紅英 童明波

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半剛性機(jī)械展開式再入飛行器氣動(dòng)特性研究

包軍1張鵬2尚明友2張紅英1童明波1

（1 南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京 210016）（2 中國空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094）

半剛性機(jī)械展開式再入飛行器具有受整流罩包絡(luò)約束小、運(yùn)載效率高、減速效果好等優(yōu)點(diǎn)，具有廣泛的應(yīng)用前景。文章基于計(jì)算流體力學(xué)方法進(jìn)行了不同馬赫數(shù)及迎角下飛行器的流場數(shù)值計(jì)算，分析其流場特性及氣動(dòng)力、氣動(dòng)力矩，結(jié)果表明：由于粘性作用，飛行器背部有較明顯的渦產(chǎn)生。隨著馬赫數(shù)的增大，氣流壓縮性效應(yīng)更加顯著，渦的范圍變小，超聲速情況下弓形激波離物面距離減小；迎角增大導(dǎo)致飛行器前端面駐點(diǎn)位置變化，為保證駐點(diǎn)位置位于剛性頭錐上，飛行器再入時(shí)的迎角范圍應(yīng)在±20°范圍內(nèi)。迎角為0°和180°時(shí)，阻力系數(shù)大，迎角在90°附近時(shí)，阻力系數(shù)最小；飛行器質(zhì)心在對(duì)稱軸上時(shí)，在0°~180°范圍內(nèi)存在3個(gè)俯仰力矩系數(shù)為0的點(diǎn)，其中0°和180°為靜穩(wěn)定點(diǎn)，另一個(gè)為靜不穩(wěn)定點(diǎn)。文章的研究結(jié)果對(duì)半剛性機(jī)械展開式再入飛行器的設(shè)計(jì)及分析有一定參考意義。

機(jī)械式展開 計(jì)算流體力學(xué) 氣動(dòng)特性 航天返回

0 引言

傳統(tǒng)的再入飛行器自身質(zhì)量和外形尺寸都較大，帶來了工程的局限性[1-2]；加之運(yùn)載火箭運(yùn)載能力的約束，這樣就極大地限制了它的有效載荷運(yùn)輸能力。針對(duì)未來載人深空探測等大載荷任務(wù)的提出，傳統(tǒng)的再入方式已難以滿足發(fā)展要求。半剛性機(jī)械展開式再入飛行器能夠?qū)崿F(xiàn)氣動(dòng)面發(fā)射時(shí)收攏、再入時(shí)展開等功能，具有受整流罩包絡(luò)約束小、運(yùn)載效率高、減速效果好等優(yōu)點(diǎn)，可以彌補(bǔ)傳統(tǒng)再入方式的不足[3-4]。

美國NASA首先提出用于金星和火星探測的適應(yīng)性展開進(jìn)入及定位技術(shù)，對(duì)典型的半剛性機(jī)械展開式氣動(dòng)減速技術(shù)，開展了大量研究，內(nèi)容涵蓋再入方案設(shè)計(jì)[5-9]、飛行器減速及防熱能力分析[10-14]、著陸方式分析[15-17]、變質(zhì)心控制[5,16]等方面。國內(nèi)也有學(xué)者和研究人員對(duì)半剛性機(jī)械展開式再入飛行器的構(gòu)成及技術(shù)特點(diǎn)做了總結(jié)，并對(duì)其機(jī)構(gòu)特性和控制方式做了相應(yīng)研究[18-19]。目前國外在對(duì)半剛性機(jī)械展開式再入飛行器的研究中，在氣動(dòng)方面主要分析了飛行器在特定彈道條件下的減速性能，但對(duì)其升阻特性、靜穩(wěn)定性未見有詳細(xì)的論證研究；國內(nèi)的學(xué)者在半剛性機(jī)械展開式再入飛行器的機(jī)構(gòu)組成及控制方式上做了大量工作，對(duì)其氣動(dòng)特性的研究還未見公開文獻(xiàn)發(fā)表。

由于半剛性機(jī)械展開式再入飛行器的外形相比于傳統(tǒng)的再入飛行器有較大區(qū)別，故有必要對(duì)其氣動(dòng)力特性展開分析，以了解其在再入過程中的減速能力及受力特性。本文分析了半剛性機(jī)械展開式再入飛行器在不同馬赫數(shù)及迎角的情況下的流場情況及受力特性，為其在未來的設(shè)計(jì)及應(yīng)用提供參考。

1 數(shù)值模型

半剛性機(jī)械展開式再入飛行器主要由剛性防熱頭錐、柔性面、輻條及連桿、主體等部分組成，可在發(fā)射時(shí)收攏、在軌時(shí)展開后進(jìn)行再入減速，其主要組成部分如圖1所示。

本文研究的半剛性機(jī)械展開式再入飛行器，其主體為一圓柱形載荷艙，共有8根輻條。由于半剛性機(jī)械展開式再入飛行器先在軌展開，然后進(jìn)行再入減速，因此在研究其氣動(dòng)特性時(shí)，將其完全展開的外形作為研究對(duì)象。由于研究對(duì)象組成機(jī)構(gòu)復(fù)雜，飛行器背部的連桿機(jī)構(gòu)對(duì)其氣動(dòng)特性影響不大，在計(jì)算中對(duì)原模型進(jìn)行簡化以節(jié)省計(jì)算資源，經(jīng)簡化后的模型如圖2所示。在再入過程中，本文研究飛行器的柔性面會(huì)因氣動(dòng)壓力及剪力作用發(fā)生一定變形，但為維持其自身氣動(dòng)面穩(wěn)定性，柔性織物完全展開后會(huì)有一定的預(yù)拉力，且輻條數(shù)目也會(huì)經(jīng)優(yōu)選以盡可能減小氣動(dòng)面變形量，在本文針對(duì)氣動(dòng)力的研究中，假設(shè)柔性面不發(fā)生變形，將飛行器前端面當(dāng)作剛性面處理。

本文計(jì)算研究中來流條件馬赫數(shù)范圍跨度較大，值從0.2至23。同時(shí)在各速度情況下，分析了不同迎角（0°、5°、10°、20°、50°、100°、150°、180°）下飛行器的受力特性。由于大迎角的情況不是設(shè)計(jì)工況，因此本文在大迎角區(qū)域段選取的迎角數(shù)相對(duì)較少。計(jì)算所采用的部分來流條件如表1所示。

表1 部分仿真計(jì)算來流條件

Tab.1 Part of free stream conditions employed in this study

選用CFD-FASTRAN仿真軟件對(duì)研究對(duì)象的氣動(dòng)力進(jìn)行仿真計(jì)算，計(jì)算中采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的網(wǎng)格劃分方式。由于本文仿真計(jì)算的工況馬赫數(shù)范圍跨度大、迎角范圍變化區(qū)間大，故將流場網(wǎng)格邊界劃分為球形以適應(yīng)大迎角范圍的工況，網(wǎng)格邊界劃分有足夠距離以滿足分析亞聲速工況的要求，經(jīng)網(wǎng)格無關(guān)性校驗(yàn)，所劃分的網(wǎng)格計(jì)算收斂性好，能夠滿足計(jì)算要求，飛行器局部網(wǎng)格及流場全局網(wǎng)格如圖3所示。

（a）飛行器局部網(wǎng)格

（a）Local computation grid of the reentry vehicle

2 流場特性分析

2.1 不同來流速度

圖4給出了部分馬赫數(shù)工況下來流迎角為0°情況下的流場馬赫數(shù)云圖，圖5給出了=0.8、1.0、3.0工況中來流迎角為0°情況下的飛行器背部流線圖。

來流為亞聲速時(shí)，在飛行器前端有一個(gè)低速區(qū)，前端點(diǎn)即駐點(diǎn)處速度最??；在飛行器肩部存在局部氣流加速段，結(jié)合圖5，這主要是因?yàn)閬喡曀偾闆r下飛行器背部氣流在粘性力作用下形成了較寬大的渦，且渦的大小發(fā)展超過飛行器肩部，故亞聲速水平來流經(jīng)過飛行器肩部時(shí)會(huì)經(jīng)歷收縮加速的過程。

來流為聲速時(shí)，可以看出在飛行器肩部有激波產(chǎn)生，此時(shí)由于馬赫數(shù)增加，氣流壓縮性效應(yīng)更加顯著，跨過飛行器肩部的氣流對(duì)飛行器背部的渦形成了一定“擠壓”作用，可以看出=1.0情況下飛行器背部渦的大小相比于=0.8情況較小。

來流為超聲速時(shí)，如圖4中的=1.5~23所示，由于飛行器前端面為鈍頭體外形，可以看出在飛行器前端有寬大的弓形激波產(chǎn)生，且隨著馬赫數(shù)的增大，弓形激波離物面的距離也越來越近，這是氣流壓縮性的體現(xiàn)，當(dāng)馬赫數(shù)大于等于5之后，由于氣流壓縮已十分明顯，弓形激波離物面的距離相差不大；沿飛行器前部物面方向的超聲速氣流在跨過肩部時(shí)，會(huì)發(fā)生擴(kuò)張膨脹加速，這在=1.5的工況中體現(xiàn)得較為明顯，可以看出=1.5時(shí)飛行器肩部附近出現(xiàn)氣流馬赫數(shù)較高的區(qū)域；在超聲速情況下跨過肩部的膨脹氣流對(duì)背部的渦的“擠壓”作用更加明顯，結(jié)合圖5中的=3來看，飛行器背部的渦要小得多。

2.2 不同迎角

圖6給出了=0.8和=5情況下迎角為0°、5°、10°、20°情況下飛行器流場馬赫數(shù)云圖，限于篇幅，僅在亞聲速和超聲速段各挑選了一個(gè)馬赫數(shù)的部分迎角工況，用以說明不同迎角下飛行器周圍的流場特性。

在亞聲速情況下，對(duì)比不同迎角下飛行器周圍流場馬赫數(shù)云圖，區(qū)別主要在于：迎角的增大導(dǎo)致前端面駐點(diǎn)位置向軸負(fù)方向移動(dòng)，飛行器前端的低速區(qū)位置也跟著向軸負(fù)方向移動(dòng)；同時(shí)隨著迎角的增大，飛行器背部尾渦向軸正方向偏轉(zhuǎn)。在超聲速情況下，由于飛行器前端有弓形激波產(chǎn)生，在不同迎角下，弓形激波形狀發(fā)生變化，0°迎角下弓形激波形狀對(duì)稱，隨著迎角的增大，弓形激波不再對(duì)稱，而是隨著迎角的增大而發(fā)生偏轉(zhuǎn)；此外，迎角的增大同樣導(dǎo)致前端面上的駐點(diǎn)位置向軸負(fù)方向移動(dòng)，故在飛行器前端面正對(duì)來流一側(cè)附近流場馬赫數(shù)較低。

不同迎角下，駐點(diǎn)位置發(fā)生變化將會(huì)導(dǎo)致飛行器前端面所受到的壓力及剪力分布顯著變化。在所仿真的馬赫數(shù)工況中，=13情況下來流動(dòng)壓最大，圖7給出了=13工況迎角為0°、5°、10°、20°情況下飛行器前端面氣動(dòng)壓力和氣動(dòng)剪力。

由圖7可以看到0°迎角下氣動(dòng)面上壓力及剪力對(duì)稱分布，最大壓力處即駐點(diǎn)位于前部端點(diǎn)，駐點(diǎn)處剪力為零；最大剪力處位于飛行器前端面肩部邊緣，這是因?yàn)榇颂帤饬靼l(fā)生膨脹加速，沿物面法向速度梯度大，在物面上形成的摩擦阻力大。隨著迎角的增大，前端面上的駐點(diǎn)位置發(fā)生變化，考慮到飛行器展開后前端面由剛性防熱頭錐和柔性織物組成，剛性防熱頭錐防熱能力強(qiáng)，而柔性材料雖然也有防熱層，但防熱能力相對(duì)有限。因此，駐點(diǎn)位置應(yīng)盡量落在剛性防熱頭錐上，避免因駐點(diǎn)處熱流太大導(dǎo)致柔性材料燒蝕破壞。由仿真結(jié)果看，迎角為20°時(shí)，駐點(diǎn)位置仍落在剛性頭錐范圍內(nèi)，但離剛?cè)嵝圆牧辖唤缣幈容^近，故在飛行器再入返回軌道設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)盡量將飛行器迎角限制在±20°以內(nèi)。

3 氣動(dòng)特性分析

3.1 升阻特性

圖8和圖9分別為不同馬赫數(shù)下阻力系數(shù)及升阻比隨迎角的變化。從圖8可以看出在不同馬赫數(shù)下迎角為0°和180°為阻力系數(shù)較大的兩個(gè)狀態(tài)，且180°迎角下的阻力系數(shù)更大。這主要是由于飛行器背部是類似“開口”形狀，相比于0°迎角情況，氣流從背部吹向飛行器時(shí)，由于“開口”形狀更難逸出，故180°情況下其阻力大于0°。在90°附近阻力系數(shù)出現(xiàn)最小值，這主要是因?yàn)?0°情況下飛行器沿來流方向的投影面積最小。由圖線還可看出馬赫數(shù)較小時(shí)各工況阻力系數(shù)隨迎角的變化區(qū)別更明顯些，=1.0時(shí)，阻力特征最大；當(dāng)>3后，由于流場隨著馬赫數(shù)的變化改變相對(duì)較小，各工況阻力系數(shù)隨迎角的變化趨同。而飛行器升阻比隨迎角的變化趨勢(shì)為先減小，后增大，再減小的過程，各馬赫數(shù)下升阻比的變化趨勢(shì)類似，其中亞跨聲速相對(duì)來說升阻比范圍跨度更大；>3后，各馬赫數(shù)飛行器升阻比隨迎角的變化情況在趨勢(shì)和大小上都較為接近。

（a）亞跨聲速

（a）Subsonic velocity

（a）亞跨聲速

（a）Subsonic velocity

3.2 俯仰力矩特性

由于在初步設(shè)計(jì)分析中尚未確定飛行器質(zhì)心位置，而在分析穩(wěn)定性時(shí)，力矩和力矩系數(shù)的計(jì)算分析需指定質(zhì)心位置?？紤]到研究對(duì)象的載艙尾部距離前部端點(diǎn)長為1m，而剛性頭錐、輻條連桿等質(zhì)量較大的部件在飛行器展開后均位于相對(duì)靠前的位置，故擬將質(zhì)心位置取在距離飛行器前端點(diǎn)0.4m、位于飛行器后部圓柱形載荷艙的旋轉(zhuǎn)軸上。圖10給出了飛行器俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化。

（a）亞跨聲速

（a）Subsonic velocity

由圖10可看出，在0°~180°范圍內(nèi)存在三個(gè)俯仰力矩系數(shù)為0的點(diǎn)，其中0°和180°為靜穩(wěn)定點(diǎn)，另一個(gè)為靜不穩(wěn)定點(diǎn)（范圍大致在120°~140°）。這是因?yàn)樵?°時(shí)，飛行器質(zhì)心與壓心均在飛行器對(duì)稱軸上，且質(zhì)心在前、壓心在后，此時(shí)飛行器所受的過壓心氣動(dòng)力對(duì)質(zhì)心的矩為0，處于平衡狀態(tài)；當(dāng)飛行器受到一瞬時(shí)擾動(dòng)，使其產(chǎn)生一非零迎角，此時(shí)過壓心氣動(dòng)力對(duì)質(zhì)心產(chǎn)生一反向力矩，使飛行器產(chǎn)生恢復(fù)到0°的平衡狀態(tài)的趨勢(shì)，故0°為靜穩(wěn)定點(diǎn)，在圖10中曲線上表現(xiàn)為0°處俯仰力矩系數(shù)對(duì)迎角的導(dǎo)數(shù)為負(fù)值。同理180°也為靜穩(wěn)定點(diǎn)。

當(dāng)飛行器迎角大致在120°~140°時(shí)，此時(shí)壓心與質(zhì)心基本重合，過質(zhì)心的力矩為0。當(dāng)此狀態(tài)受一瞬時(shí)擾動(dòng)時(shí)，若此擾動(dòng)使迎角減小，則壓心向遠(yuǎn)離氣動(dòng)面方向移動(dòng)，產(chǎn)生一使其恢復(fù)到0°狀態(tài)的力矩；若此擾動(dòng)使迎角增大，則壓心向靠近氣動(dòng)面方向移動(dòng)，同時(shí)產(chǎn)生一使其恢復(fù)到180°狀態(tài)的力矩；故此點(diǎn)為靜不穩(wěn)定點(diǎn)，在圖10中曲線上表現(xiàn)為此處俯仰力矩系數(shù)對(duì)迎角的導(dǎo)數(shù)為正值。

在靜穩(wěn)定性方面，本處的研究對(duì)象與傳統(tǒng)的飛船返回艙有一定區(qū)別：返回艙一般只有一個(gè)靜穩(wěn)定配平點(diǎn)。造成區(qū)別的主要原因：一是本文研究對(duì)象將質(zhì)心位置設(shè)定于對(duì)稱軸上，而一般飛船返回艙等再入飛行器質(zhì)心不在對(duì)稱軸上；二是本文研究的機(jī)械展開飛行器外形與傳統(tǒng)返回艙有較大區(qū)別，由于本文的研究對(duì)象背部開口，氣流以180°迎角吹向飛行器時(shí)，此種情況類似于開口的減速傘情形，當(dāng)質(zhì)心在對(duì)稱軸上時(shí)，在小角度范圍（即180°附近）應(yīng)當(dāng)是靜穩(wěn)定的。

不同馬赫數(shù)工況下俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化主要差別有：在<1.5時(shí)，各工況俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化趨勢(shì)一致，但大小有較大區(qū)別（即俯仰靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)大小有差別），而對(duì)于≥3的各工況，俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化各工況差別不大。

4 結(jié)束語

本文通過計(jì)算流體力學(xué)方法進(jìn)行了不同馬赫數(shù)及迎角下半剛性機(jī)械展開式再入飛行器的流場數(shù)值計(jì)算，分析了不同馬赫數(shù)及迎角的流場特性及氣動(dòng)力、氣動(dòng)力矩，得出以下結(jié)論：

1）亞聲速情況下飛行器背部氣流在粘性力作用下形成了較寬大的渦，渦的大小發(fā)展超過飛行器肩部；隨著馬赫數(shù)增加，氣流壓縮性效應(yīng)更加顯著，跨過飛行器肩部的氣流對(duì)飛行器背部的渦形成了一定“擠壓”作用，渦的范圍變小，這在超聲速情況下表現(xiàn)尤為明顯。

2）迎角的增大會(huì)導(dǎo)致前端面駐點(diǎn)位置向軸負(fù)方向移動(dòng)，亞聲速情況下表現(xiàn)為飛行器前端的低速區(qū)位置也跟著向軸負(fù)方向移動(dòng)，飛行器背部尾渦向軸正方向偏轉(zhuǎn)；超聲速情況下表現(xiàn)為弓形激波不再對(duì)稱，而是隨著迎角的增大而發(fā)生偏轉(zhuǎn)。飛行器前端面壓力及剪力分布表明：駐點(diǎn)處壓力最大，飛行器肩部和輻條周圍剪力較大，在設(shè)計(jì)中可以考慮在這些部位對(duì)柔性織物做加強(qiáng)，提高其承力能力；若讓駐點(diǎn)位置落在剛性頭錐范圍內(nèi)，應(yīng)盡量將飛行器迎角限制在±20°以內(nèi)。

3）不同馬赫數(shù)下迎角為0°和180°為阻力系數(shù)較大的兩個(gè)狀態(tài)，在90°附近阻力系數(shù)出現(xiàn)最小值，飛行器升阻特性在亞跨聲速段有較明顯區(qū)別，在馬赫數(shù)超過3以后區(qū)別不大；飛行器質(zhì)心在對(duì)稱軸上時(shí)，在0°~180°范圍內(nèi)存在三個(gè)俯仰力矩系數(shù)為0的點(diǎn)，其中0°和180°為靜穩(wěn)定點(diǎn)，另一個(gè)為靜不穩(wěn)定點(diǎn)。

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（編輯：龐冰）

Study on Aerodynamic Characteristic of Semi-rigid Mechanical Deployable Reentry Vehicle

BAO Jun1ZHANG Peng2SHANG Mingyou2ZHANG Hongying1TONG Mingbo1

（1 Ministerial Key Discipline Laboratory of Advanced Design Technology of Aircraft, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China）（2 Institute of Manned Space System Engineering, China Academy of Space Technology, Beijing 100094, China）

Semi-rigid mechanical deployable reentry vehicle has broad application prospect for its advantages of less dimension restriction by rocket fairing envelope, higher efficiency in payload carrying, and better effect in aerodynamic deceleration. The flow field of different Mach numbers and attack angles are simulated and aerodynamic forces are analyzed by using computational fluid dynamics method in this paper. The results show that large vortexes can be found on the back of the main body of the vehicle due to viscosity. As Mach number grows, compressibility effect of airflow becomes more significant, which results in reduced vortexes range and decreased distance between bow shock and wall in supersonic situations. The stagnation point moves lower along the wall as the attack angle increases, so the attack angle of the vehicle should be limited within ±20°during its reentry to ensure that the stagnation point is in the range of rigid nose of the vehicle. The drag coefficient is maximum with 0° and 180° attack angle and minimum with around 90° attack angle. When the center of mass is on the axis of symmetry, there are three attack angles under which the moment coefficient equals to zero within the range of 0° to 180°. 0° and 180° situation are static stable and the other one is static unstable. The results of this paper have some reference value for design and analysis of semi-rigid mechanical deployable reentry vehicles.

mechanical deployment; CFD; aerodynamic characteristic; spacecraft recovery

V411.3

A

1009-8518(2017)02-0001-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2017.02.001

2017-01-11

航空科學(xué)基金（2016ZC52031），江蘇高校優(yōu)勢(shì)學(xué)科建設(shè)工程資助項(xiàng)目

包軍，男，1992年生，現(xiàn)在南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院飛行器設(shè)計(jì)專業(yè)攻讀碩士學(xué)位。研究方向?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)。E-mail：june_bao@163.com。