氣動(dòng)熱作用下的充氣式減速器性能研究

王帥 余莉 張章 曹旭

?

氣動(dòng)熱作用下的充氣式減速器性能研究

王帥1,2余莉1張章3曹旭3

（1 南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院，南京 210016） （2 清華大學(xué)航天航空學(xué)院，北京 100084） （3 北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）

為了解高超聲速再入時(shí)氣動(dòng)熱載荷對(duì)充氣式減速器柔性結(jié)構(gòu)的影響，文章基于松散耦合方法開(kāi)展了極端熱載荷工況下的耦合數(shù)值研究。文章首先建立了流固耦合和熱固耦合兩種模型，分別對(duì)比研究了氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱兩種氣動(dòng)載荷對(duì)蒙皮結(jié)構(gòu)的影響。結(jié)果表明，氣動(dòng)熱對(duì)結(jié)構(gòu)的影響遠(yuǎn)大于氣動(dòng)力，在高超聲速再入時(shí)應(yīng)重點(diǎn)考慮。之后研究了氣動(dòng)熱載荷下充氣式減速器防熱層各功能層溫度分布，結(jié)果表明，絕熱層隔熱效果最為顯著，絕熱層導(dǎo)熱系數(shù)增大一倍，內(nèi)部最高溫度升高21.7%，熱變形最大值升高10.7%。上述成果為充氣式減速器的設(shè)計(jì)提供了一定的理論依據(jù)。

熱固耦合數(shù)值模擬 高超聲速 充氣式減速器 航天返回

0 引言

傳統(tǒng)的剛性減速器受發(fā)射質(zhì)量和體積的限制，將難以滿足未來(lái)更大質(zhì)量的深空探測(cè)和再入返回的需求[1-3]。充氣式減速器（Inflatable Reentry Demonstrator Technology，IRDT）收攏體積小、質(zhì)量輕、氣動(dòng)阻力面大，在再入返回領(lǐng)域?qū)l(fā)揮越來(lái)越重要的作用[4-6]。但充氣式減速器高超聲速減速時(shí)受到極大的氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱載荷的影響，極易造成結(jié)構(gòu)破壞和材料特性變化；同時(shí)充氣薄膜發(fā)生變形，導(dǎo)致充氣式減速器外形發(fā)生變化，進(jìn)而造成氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱載荷的改變，是典型的多場(chǎng)耦合問(wèn)題。

傳統(tǒng)的熱固耦合問(wèn)題一般針對(duì)飛行器機(jī)翼、舵面和葉輪機(jī)葉片等剛性材料。文獻(xiàn)[7]分別采用松耦合與緊耦合方法開(kāi)展了二維圓管高超聲速繞流時(shí)的非定常熱固耦合數(shù)值模擬，結(jié)果表明對(duì)于流場(chǎng)特征時(shí)間遠(yuǎn)小于結(jié)構(gòu)傳熱特征時(shí)間的問(wèn)題，松耦合方法計(jì)算效率高，精度與緊耦合方法接近；文獻(xiàn)[8]利用緊耦合方法對(duì)航天飛機(jī)耦合傳熱進(jìn)行了數(shù)值模擬，提出一體化計(jì)算的必要性；文獻(xiàn)[9]針對(duì)圓柱殼前緣利用有限元法開(kāi)展了熱/構(gòu)耦合研究，采用加密網(wǎng)格的方式較準(zhǔn)確地捕捉到了來(lái)流激波；文獻(xiàn)[10-11]開(kāi)展了二維圓管的熱/構(gòu)耦合研究，流場(chǎng)采用總變異減?。═otal Variation Diminishing，TVD）格式差分法離散，結(jié)構(gòu)采用迦遼金有限元法離散，在流場(chǎng)與結(jié)構(gòu)的交界面上滿足熱流相等；文獻(xiàn)[12]對(duì)高超聲速飛行器熱/構(gòu)一體化計(jì)算方法進(jìn)行了研究，將整個(gè)氣體流場(chǎng)與固體結(jié)構(gòu)溫度場(chǎng)的控制方程寫成統(tǒng)一形式，并采用統(tǒng)一差分格式對(duì)方程進(jìn)行了離散，避免了流場(chǎng)與固體邊界之間的耦合迭代問(wèn)題。通過(guò)對(duì)不銹鋼圓管的計(jì)算驗(yàn)證了方法的正確性，但由于采用差分格式，對(duì)復(fù)雜外形的適應(yīng)能力較弱。

本文以充氣式再入減速試驗(yàn)飛行器為例，基于Workbench仿真平臺(tái)分別進(jìn)行了流固耦合（Fluid-Structure Interaction，F(xiàn)SI）和熱固耦合（Thermo-Structure Interaction，TSI）的數(shù)值仿真計(jì)算，獲得了柔性結(jié)構(gòu)熱防護(hù)層的溫度變化情況，研究了氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱對(duì)柔性結(jié)構(gòu)應(yīng)力的影響，為充氣式減速器的結(jié)構(gòu)安全設(shè)計(jì)提供了一定的參考依據(jù)。

1 控制方程

針對(duì)高超聲速再入問(wèn)題，本文采用守恒型控制方程進(jìn)行流場(chǎng)與結(jié)構(gòu)場(chǎng)的求解，其具體形式為[13]:

式中 下標(biāo)R、s分別表示流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)場(chǎng)；為解向量；、和分別為和三個(gè)方向的通量；下標(biāo)k和j則分別為無(wú)粘通量和粘性通量。它們的具體形式為式（2）~式（4）：

對(duì)于物體內(nèi)部無(wú)熱源結(jié)構(gòu)傳熱方程，其控制方程為[14]：

式中為流體的靜溫；x，y，z為三維方向的熱流，受溫度梯度影響，滿足傅立葉定律；充氣式減速器外壁面采用第一類邊界條件，內(nèi)壁面采用第三類邊界條件。

2 耦合方法

本文的耦合計(jì)算基于Workbench軟件平臺(tái)開(kāi)展工作，耦合面處需要滿足流體與固體的應(yīng)力、位移、熱流量、溫度等相等，耦合計(jì)算流程如圖1所示。TSI模塊首先將熱保護(hù)系統(tǒng)（Thermal Protection System，TPS）外表面溫度加載到數(shù)值模型上，經(jīng)穩(wěn)態(tài)傳熱計(jì)算后獲得各功能層溫度分布情況，進(jìn)而進(jìn)行結(jié)構(gòu)有限元計(jì)算，獲得蒙皮結(jié)構(gòu)的變形、應(yīng)力等；FSI模塊將充氣式減速器外表面壓力加載至有限元模型，進(jìn)行結(jié)構(gòu)分析，獲得變形、應(yīng)力等。

圖1 耦合流程圖

流場(chǎng)采用基于密度的控制容積法求解，結(jié)構(gòu)基于線性彈性本構(gòu)關(guān)系采用伽遼金有限元法計(jì)算，溫度場(chǎng)采用有限差分法計(jì)算。為了適應(yīng)流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)場(chǎng)各自的解算速度，耦合面上流固網(wǎng)格數(shù)并不一致，二者信息的傳遞采用數(shù)據(jù)插值得到。其原理如圖2所示。

圖2 反距離加權(quán)映射示意圖

耦合面上固體側(cè)的節(jié)點(diǎn)映射到流體側(cè)即為*，1、2分別表示節(jié)點(diǎn)1與節(jié)點(diǎn)*、節(jié)點(diǎn)*與節(jié)點(diǎn)2之間的距離，可得的映射權(quán)重1和2分別為：

則點(diǎn)的映射物理量為：

式中為應(yīng)力、位移、溫度等物理量的代表。

3 研究對(duì)象及數(shù)值建模

本文充氣式減速器由剛性頭錐和柔性熱防護(hù)層組成，物理實(shí)際模型為6個(gè)圓環(huán)堆疊，其直徑均為335mm，因本文主要研究氣動(dòng)熱載荷對(duì)IRDT柔性結(jié)構(gòu)的影響，故在仿真模擬時(shí)忽略了圓環(huán)的存在。頂部半錐角為60°，鈍頭半徑為0.3m，充氣展開(kāi)底部半徑為2.05m，充氣圓環(huán)直徑為335mm。內(nèi)部充氣壓力為15kPa。圖4和圖5分別為本文所建立的流場(chǎng)數(shù)值模型和充氣式減速器結(jié)構(gòu)數(shù)值模型。圖4（a）中代表流場(chǎng)計(jì)算域直徑，為9m；1和2分別代表IRDT距流場(chǎng)計(jì)算域入口和出口的距離，分別為2.5m和20m。結(jié)構(gòu)最外層的熱防護(hù)層由三層功能材料組成，其中絕熱層采用了兩種導(dǎo)熱系數(shù)進(jìn)行分析計(jì)算，分別為0.12W/（m·K）和0.24W/（m·K），其材料參數(shù)如表1所示。本文的計(jì)算工況選用飛行彈道上的最大熱載荷工況：海拔高度為82km，飛行馬赫數(shù)為24.6，假設(shè)飛行攻角為0°。本文假定氣體為連續(xù)介質(zhì)，且不考慮氣體分子的電離和化學(xué)反應(yīng)，自由來(lái)流氣體假定為理想氣體；壁面條件設(shè)為輻射壁面。流體域的空間離散格式采用的是一階迎風(fēng)格式Roe-FDS，時(shí)間離散使用隱式格式；采用Sutherland公式考慮粘性作用；輻射系數(shù)取為0.89，流場(chǎng)入口邊界設(shè)為速度入口，流場(chǎng)出口邊界采用基于壓力外推計(jì)算，可計(jì)算得其阻力系數(shù)為1.384。

圖5中TPS三層材料的等效彈性模量均為90GPa，且假定TPS三層材料無(wú)分離接觸，采用Solid90單元，即三維6面體20節(jié)點(diǎn)的結(jié)構(gòu)單元進(jìn)行有限元計(jì)算；鈍頭體采用Solid87單元進(jìn)行有限元計(jì)算。

為驗(yàn)證本文耦合方法的準(zhǔn)確性，以文獻(xiàn)[15]中超聲速繞流圓管開(kāi)展了驗(yàn)證計(jì)算。圓管內(nèi)外半徑為0.025 4m和0.038 1m，圓管內(nèi)壁溫度為294.4K，來(lái)流馬赫數(shù)為6.47，環(huán)境壓力為648.1Pa，靜溫為241.5K[16-19]。數(shù)值計(jì)算所得到的圓管表面相對(duì)壓力及管壁溫度分布如圖6所示，可以看出本文計(jì)算結(jié)果和參考文獻(xiàn)趨勢(shì)一致，表面壓力平均誤差為1.3%，駐點(diǎn)溫度分別為327.23K（本文）和348.88K（文獻(xiàn)[16]），二者誤差為6.6%。誤差主要產(chǎn)生的原因是由于網(wǎng)格數(shù)量不同及對(duì)激波處的網(wǎng)格加密存在差異。上述結(jié)果表明本文采用的熱固耦合方法是可行的。

圖3 IRDT結(jié)構(gòu)對(duì)稱面示意圖

圖4 流場(chǎng)數(shù)值模型

圖5 充氣式減速器結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分

表1 TPS功能層材料性能參數(shù)

Tab.1 Material performance parameters of the TPS functional layer

圖6 計(jì)算結(jié)果對(duì)比

4 結(jié)果與分析

4.1 耦合方式影響分析

采用上述方法進(jìn)行流場(chǎng)計(jì)算，在飛行高度為82km、=24.6、飛行攻角為0°工況下，充氣式減速器沿子午面壓力及溫度分布曲線如圖7（圖中0為沿方向的歸一化坐標(biāo)，0為方向最遠(yuǎn)距離，圖9和圖10同樣）所示。鈍頭部分由于正激波作用，壓力、溫度最高；離開(kāi)鈍頭處由于膨脹波作用，迎風(fēng)面壓力、溫度沿子午方向逐漸降低，但最低溫度依然高于1 200K；而背風(fēng)面壓力分布較為均勻，保持在20Pa左右，溫度受速度的逆向梯度影響，沿子午方向略有升高，在壁面轉(zhuǎn)角處溫度升至550K。這是因?yàn)椋阂环矫?，在IRDT頭部的正激波處存在很大的速度梯度，氣流速度迅速減小到零，壁面的壓力溫度出現(xiàn)最大值。在經(jīng)歷了鈍頭前緣的正激波后，由于IRDT結(jié)構(gòu)形狀的變化，氣流向貼近壁面方向轉(zhuǎn)折，迎風(fēng)壁面處將會(huì)出現(xiàn)膨脹波，壓力及溫度都會(huì)降低，并且在偏轉(zhuǎn)的過(guò)程中，氣體流動(dòng)的速度將會(huì)逐漸的增加。另一方面，駐點(diǎn)位置處流體將全部的動(dòng)能耗散，轉(zhuǎn)化成氣動(dòng)熱，導(dǎo)致鈍頭部位的氣動(dòng)加熱十分嚴(yán)重。在充氣式減速器的后部，由于充氣展開(kāi)時(shí)IRDT后部的凹入特點(diǎn)導(dǎo)致該處出現(xiàn)了速度的逆向梯度，致使后部的氣動(dòng)熱載荷也是不容忽視的。

圖7 充氣式減速器子午面壓力及溫度分布

圖8為不同耦合方式下IRDT變形云圖，其沿子午線方向的變形及應(yīng)力變化曲線如圖9和圖10所示。從圖9中可以看出：兩種耦合方式下IRDT迎風(fēng)面和背風(fēng)面最大變形均出現(xiàn)在子午線方向遠(yuǎn)端，且氣動(dòng)力作用下（流固耦合）IRDT變形遠(yuǎn)小于氣動(dòng)熱作用下的變形，其最大變形值只有熱固耦合變形的19.8%。這是因?yàn)椋捎赥PS構(gòu)成材料的熱膨脹系數(shù)為負(fù)值，且IRDT穩(wěn)態(tài)溫度相對(duì)于參考溫度出現(xiàn)上升，背風(fēng)面沿厚度方向的熱變形向上方累積，迎風(fēng)面沿厚度方向的熱變形向下方累積。迎風(fēng)面在與鈍頭連接處出現(xiàn)牽連受迫變形，產(chǎn)生向上的突變，但沿迎風(fēng)面展開(kāi)方向縱向總變形總體上越來(lái)越低。迎風(fēng)面及背風(fēng)面沿展開(kāi)方向軸向總變形趨勢(shì)符合熱應(yīng)變公式計(jì)算預(yù)期，沿展開(kāi)方向絕對(duì)值不斷增大。迎風(fēng)面及背風(fēng)面沿展開(kāi)方向總變形為縱向和軸向變形絕對(duì)值之組合，故總體上均呈不斷增大趨勢(shì)。迎風(fēng)面在與鈍頭連接處由于產(chǎn)生畸變，故導(dǎo)致其在該點(diǎn)處產(chǎn)生總變形奇點(diǎn)，總變形明顯低于附近其他點(diǎn)。由圖10可知：氣動(dòng)熱作用下TPS與鈍頭體連接處柔性結(jié)構(gòu)熱變形被限制，出現(xiàn)應(yīng)力集中現(xiàn)象；氣動(dòng)力作用下最大應(yīng)力受分布?jí)毫d荷影響出現(xiàn)在背風(fēng)面與鈍頭體連接處，且最大值只有熱固耦合的2.7%。由此可知，在極端熱載荷工況下，氣動(dòng)熱對(duì)柔性結(jié)構(gòu)的影響更為顯著。

圖8 不同耦合方式下的IRDT變形云圖

圖9 IRDT沿子午線的變形分布圖

圖10 IRDT沿子午線的等效應(yīng)力分布

4.2 絕熱層導(dǎo)熱系數(shù)對(duì)結(jié)構(gòu)性能的影響

圖11為氣動(dòng)熱作用下TPS各功能層的溫度分布情況，0為沿子午線方向的歸一化坐標(biāo)，0為子午線方向最遠(yuǎn)距離。從中可以看出：TPS各功能層溫度變化趨勢(shì)基本一致，由于絕熱層相對(duì)較厚，降溫效果最為顯著。當(dāng)絕熱層導(dǎo)熱系數(shù)增加，絕熱層外側(cè)溫度略有降低，但柔性結(jié)構(gòu)內(nèi)層溫度升高明顯，最高溫度升高21.7%，整體熱防護(hù)性能下降。當(dāng)絕熱層導(dǎo)熱系數(shù)為0.12W/（m·K）時(shí)，TPS內(nèi)外最高溫度相差906K，有較好的熱防護(hù)效果。

圖11 TPS迎風(fēng)面沿子午線的溫度分布

圖12為兩種絕熱層導(dǎo)熱系數(shù)下的熱固耦合變形云圖。根據(jù)胡克定律，同等材料應(yīng)力應(yīng)變規(guī)律一致，為此采用等效應(yīng)力（圖13）說(shuō)明柔性表面沿子午方向的分布規(guī)律?？梢钥闯觯簞?cè)峤佑|部位存在應(yīng)力集中現(xiàn)象，應(yīng)力出現(xiàn)極大值，并沿子午方向迅速降低。由于絕熱層導(dǎo)熱系數(shù)增大，防熱層整體溫度減小，故IRDT表面應(yīng)力降低。

圖14為沿子午方向的總變形圖，可以看出：在迎風(fēng)面的剛?cè)徇B接部位由于鈍頭體徑向膨脹影響，變形低于附近其他點(diǎn)。因變形的累積效應(yīng)，沿子午方向變形不斷增大；背風(fēng)面溫度較低，變形較小。隨著絕熱層導(dǎo)熱系數(shù)的增加，絕熱層與承力層整體溫度升高、變形增大，由于TPS層之間相互作用的影響，IRDT整體變形增大。

圖12 IRDT變形云圖

圖13 IRDT沿子午線的等效應(yīng)力分布

圖14 IRDT沿子午線的變形分布圖

5 結(jié)束語(yǔ)

本文分別采用流固耦合方法和熱固耦合方法開(kāi)展了海拔高度為82km，飛行數(shù)為24.6，假設(shè)飛行攻角為0°時(shí)的IRDT多場(chǎng)耦合模擬，對(duì)比研究了氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱以及不同絕熱層導(dǎo)熱參數(shù)對(duì)充氣式減速器柔性結(jié)構(gòu)的影響，結(jié)論如下：

1）在此工況下，迎風(fēng)面壓力、溫度均遠(yuǎn)高于背風(fēng)面，鈍頭部分壓力、溫度最高；迎風(fēng)面壓力、溫度沿子午方向逐漸降低，而背風(fēng)面壓力、溫度分布較為均勻；氣動(dòng)熱對(duì)蒙皮結(jié)構(gòu)性能的影響遠(yuǎn)大于氣動(dòng)力，流固耦合的變形和應(yīng)力最大值只有熱固耦合的19.8%和2.7%。

2）在氣動(dòng)熱作用下，TPS內(nèi)各功能層溫度變化趨勢(shì)基本一致，絕熱層降溫效果最為顯著。降低絕熱層導(dǎo)熱系數(shù)，會(huì)導(dǎo)致絕熱層外側(cè)溫度略有提高，但內(nèi)層溫度顯著降低，能大大提高TPS層的熱防護(hù)性能。

3）當(dāng)絕熱層導(dǎo)熱系數(shù)增加，對(duì)柔性結(jié)構(gòu)的變形、應(yīng)力沿徑向的分布趨勢(shì)無(wú)影響，但I(xiàn)RDT結(jié)構(gòu)整體變形增大，表面的平均應(yīng)力有所降低。

[1] 趙曉舜, 余莉, 楊雪. 不同迎角和速度下充氣式返回艙氣動(dòng)性能預(yù)測(cè)[J]. 航天返回與遙感, 2016, 37(5): 27-36. ZHAO Xiaoshun, YU Li, YANG Xue. The Prediction of Aerodynamic Performance of Inflatable Reentry Vehicle at Various Speeds and Attack Angles[J]. Space Recovery & Remote Sensing, 2016, 37(5): 27-36. (in Chinese)

[2] 陳國(guó)良, 高樹(shù)義. 中國(guó)航天器回收著陸技術(shù)50年成就與展望[J]. 航天返回與遙感, 2008, 29(3): 27-32.CHEN Guoliang, GAO Shuyi. Achievements and Prospects of China's Spacecraft Recovery and Landing Technology for 50 Years[J]. Space Recovery & Remote Sensing, 2008, 29(3): 27-32. (in Chinese)

[3] KENDALL R JR, KENDALL R SR, MADDOX A. Development and Use of Inflatable Payload Recovery Vehicles[C]// 11th Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference. San Diego, CA, USA

[4] 沈祖煒. 可膨脹再入防熱錐的技術(shù)進(jìn)展[J].航天返回與遙感, 2001, 22(2): 1-6. SHEN Zuwei. Technical Progress of Reinflatable Reentry Cone[J]. Space Recovery & Remote Sensing, 2001, 22(2): 1-6. (in Chinese)

[5] LINDELL M C, HUGHES S J, DIXON M. Structural Analysis and Testing of the Inflatable Re-entry Vehicle Experiment (IRVE) [C]// 47th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Newport, Rhode Island, USA. DOI:10.2514/6.2006-1699.

[6] FURUYA H, NAKAHARA M, MURATA S, et al. Concept of Inflatable Tensegrity For Large Space Structures[C]// 47th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Newport, Rhode Island, USA.

[7] 夏剛, 劉新建, 程文科, 等. 鈍體高超聲速氣動(dòng)加熱與結(jié)構(gòu)熱傳遞的耦合數(shù)值計(jì)算[J]. 國(guó)防科技大學(xué)學(xué)報(bào), 2003, 25(1): 35-39.XIA Gang, LIU Xinjian, CHENG Wenke, et al. Numerical Simulation of Fluid-solid-thermal Interaction in Hypersonic Flows Blunt Aircraft[J]. Journal of National University of Defense Technology, 203, 25(1): 35-39. (in Chinese)

[8] 李鵬飛, 吳頌平. 類航天飛機(jī)前身結(jié)構(gòu)與高超聲速流場(chǎng)的耦合傳熱模擬分析[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2010, 25(8): 1705-1710. LI Pengfei, WU Songping. Simulation Analysis of Coupled Heat Transfer Between the Predecessor Structure and Hypersonic Flow Field of a Space Shuttle[J]. Journal of Aerospace Power, 2010, 25(8): 1705-1710. (in Chinese)

[9] WIETING A R, DECHAUMPHAI P, BEY K S, et al. Application of Integrated Fluid-thermal-structural Analysis Methods[J]. Thin-Walled Structures, 1991, 11(1-2): 1-12. DOI:10.1016/0263-8231(91)90008-7

[10] 黃唐, 毛國(guó)良, 姜貴慶, 等. 二維流場(chǎng)、熱、結(jié)構(gòu)一體化數(shù)值模擬[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2000, 18(1): 115-119.HUANG Tang, MAO Guoliang, JIANG Guiqing, et al. Integrated Numerical Simulation of Two-dimensional Flow, Heat and Structure[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2000, 18(1): 115-119. (in Chinese)

[11] 黃唐. 流場(chǎng)、熱、結(jié)構(gòu)一體化數(shù)值模擬[D]. 北京: 北京空氣動(dòng)力研究所, 1999. HUANG Tang. Numerical Simulation of Flow, Heat and Structure Integration[D]. Beijing: Beijing Institute of Aerodynamics, 1999. (in Chinese)

[12] 耿湘人, 張涵信, 沈清, 等. 高超飛行器流場(chǎng)和固體結(jié)構(gòu)溫度場(chǎng)一體化計(jì)算新方法的初步研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2002, 20(4): 422-427. GENG Xiangren, ZHANG Hanxin, SHEN Qing, et al. A Preliminary Study of the New Method for the Integrated Calculation of the Flow Field and the Temperature Field of the Solid Structure of the Super Aerocraft.[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2002, 20(4): 422-427. (in Chinese)

[13] 閻超. 計(jì)算流體力學(xué)方法及應(yīng)用[M]. 北京: 北京航空航天大學(xué)出版社, 2006. YAN Chao. Computational Fluid Dynamics Method and Application[M]. Beijing: Beihang University Press, 2006. (in Chinese)

[14] 武敏, 謝龍漢. 有限元分析及仿真[M]. 北京:電子工業(yè)出版社, 2014. WU Min, XIE Longhan. Finite Element Analysis and Simulation[M]. Beijing: Publishing House of Electronics Industry, 2014. (in Chinese)

[15] DECHAUMPHAI P, WIETING A R, THORNTON E A. Flow-thermal-structural Study of Aerodynamically Heated Leading Edges[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1989, 26(4): 201-209. DOI:10.2514/3.26055

[16] 趙慧. 高超聲速飛行器前緣氣動(dòng)加熱的流固耦合數(shù)值模擬[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工程大學(xué), 2014. ZHAO Hui. Numerical Simulation of Aerodynamic Heating for Leading Edge of Hypersonic Vehicle[D]. Harbin: Harbin Engineering University, 2014. (in Chinese)

[17] WIETING A R. Experimental Study of Shock Wave Interference Heating on a Cylindrical Leading Edge[R]. NASA-TM100484.1987. DOI:10.2514/6.1987-1511

[18] ANSYS Inc. Programmer’s Manual for Mechanical APDL: Version 12.1 [Z/OL]. [2019-03-11]. http://www.doc88.com/p- 8428610357221.html

[19] 張兵, 韓景龍. 多場(chǎng)耦合計(jì)算平臺(tái)與高超聲速熱防護(hù)結(jié)構(gòu)傳熱問(wèn)題研究[J]. 航空學(xué)報(bào), 2011, 32(3): 400-409.ZHANG Bing, HAN Jinglong.Study on Heat Transfer of Multi-field Coupling Computing Platform and Hypersonic Heat Protection Structure[J]. Acta Aeronautica Sinica, 2011, 32(3): 400-409.(in Chinese)

[20] 吳潔, 閆超. 氣動(dòng)熱與熱響應(yīng)的耦合研究[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2009(4): 35-39. DOI:10.3969/j.issn.1004-7182. 2009.04.009. WU Jie, YAN Chao. Coupling Study of Aerodynamic Heat and Thermal Response[J]. Missile and Space Vehicle, 2009(4): 35-39. DOI:10.3969/j.issn.1004-7182.2009.04.009. (in Chinese)

[21] 陶文銓. 數(shù)值傳熱學(xué)[M]. ２版. 西安: 西安交通大學(xué)出版社, 2006. TAO Wenquan. Numerical Heat Transfer[M]. 2nd ed. Xi'an: Xi'an Jiaotong University Press, 2006.(in Chinese)

[22] 張友華, 陳智銘, 陳連忠, 等.柔性熱防護(hù)系統(tǒng)及相關(guān)熱考核試驗(yàn)[J]. 宇航材料工藝, 2016, 46(1): 27-36. DOI:10.3969/j.issn. 1007-2330.2016.01.005 ZHANG Youhua, CHEN Zhiming, CHEN Lianzhong, et al. Flexible Thermal Protection System and Correlative Heating Tests[J]. Aerospace Materials & Technology, 2016, 46(1): 27-36. DOI:10.3969/j.issn.1007-2330.2016.01.005 (in Chinese)

[23] OLDS A D. IRVE-3 Post-flight Reconstruction [R/OL]. [2019-03-11]. https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa /casi.ntrs.nasa.gov /20130013398.pdf

[24] DILLMAN Ｒ, DINONNO J, BODKI R, et al. Flight Performance of the Inflatable Reentry Vehicle Experiment 3[R/OL]. [2019-03-11]. https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20140000147.pdf．

Study on the Performance of Inflatable Decelerator with Aerodynamic Heating

WANG Shuai1,2YU Li1ZHANG Zhang3CAO Xu3

（1 College of Aerospace Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China） （2 School of Aerospace Engineering, Tsinghua University, Beijing 100084, China） （3 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

A coupling numerical calculation is carried out under the limit conditions of the loose coupling method, in order to understand the influence of aerodynamic heating on a flexible structure of an inflatable decelerator in hypersonic re-entry process. The fluid-structure interaction model and the thermo-structure interaction model of the re-entry process are established. The effects of aerodynamic loads and aerothermal loads on outer layer of the structure are compared. The results show that the effect of pneumatic heating on outer layer of the structure deformation is much greater than pneumatic heating. In hypersonic re-entry, the effects of aerodynamic heating on the refilling process must be considered. Then, the temperature distribution of the functional layer of the aerated reheater under aerodynamic thermal load was studied. It is found that the insulation effect of the insulation layer is the most significant, indicating that the maximum internal temperature of the insulation layer will increase by 21.7%, the maximum thermal deformation will increase by 10.7%, and the thermal insulation layer has the best thermal insulation effect. The insulation layer is the most important. The thermal conductivity has doubled. These results have certain reference value for the design of the inflatable re-entry decelerator.

thermo-structure interaction; numerical simulation; hypersonic; inflatable decelerator; space recovery

V445.4

A

1009-8518(2019)02-0033-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2019.02.004

王帥，男，1996年生，2018年獲南京航空航天大學(xué)飛行器環(huán)境與生命保障工程專業(yè)學(xué)士學(xué)位，現(xiàn)在清華大學(xué)航空宇航科學(xué)與技術(shù)專業(yè)攻讀碩士學(xué)位，研究方向?yàn)楹教炱髟偃敕祷?。E-mail：wang-s18@mails.tsinghua.edu.cn。

2018-08-11

國(guó)家自然科學(xué)基金資助（11602018）；江蘇高校優(yōu)勢(shì)學(xué)科建設(shè)工程

（編輯：毛建杰）