減速傘收口狀態(tài)氣動(dòng)特性仿真與試驗(yàn)研究

王奇 王立武 張章 吳卓 雷江利 孫希昀

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減速傘收口狀態(tài)氣動(dòng)特性仿真與試驗(yàn)研究

王奇1,2王立武1,2張章1,2吳卓1,2雷江利1,2孫希昀1,2

（1 北京空間機(jī)電研究所，北京 100094） （2 中國(guó)空間技術(shù)研究院航天器無損著陸技術(shù)核心專業(yè)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094）

減速傘是回收著陸系統(tǒng)中重要的氣動(dòng)減速裝置，其氣動(dòng)特性關(guān)系著整個(gè)減速著陸過程的成敗。由于減速傘開傘動(dòng)壓高、載荷大的特點(diǎn)，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及參數(shù)選擇非常關(guān)鍵，并且，為減小開傘動(dòng)載，一般采用底邊收口的形式控制傘衣逐級(jí)充氣展開。文章所述的減速傘具有兩級(jí)收口裝置，基于某傘型為帶條傘的減速傘進(jìn)行了收口狀態(tài)的數(shù)值仿真分析和風(fēng)洞試驗(yàn)研究。利用流固耦合方法獲得了減速傘的收口展開過程中典型階段的氣動(dòng)外形，采用計(jì)算流體力學(xué)（Computational Fluid Dynamics，CFD）方法對(duì)收口狀態(tài)下的減速傘進(jìn)行了氣動(dòng)特性計(jì)算分析。同時(shí)，為考察減速傘收口狀態(tài)的穩(wěn)態(tài)阻力特性及收口解除過程中的阻力特性變化，并驗(yàn)證收口解除裝置的工作可靠性，在亞聲速風(fēng)洞中對(duì)減速傘進(jìn)行了穩(wěn)態(tài)及動(dòng)態(tài)解除收口試驗(yàn)。通過減速傘風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，對(duì)其阻力面積及動(dòng)態(tài)特性參數(shù)進(jìn)行了測(cè)量，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明仿真計(jì)算能夠較為準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)減速傘收口狀態(tài)的氣動(dòng)及動(dòng)力學(xué)特性，且誤差不大于5%，從而能夠?yàn)闇p速傘的結(jié)構(gòu)及強(qiáng)度設(shè)計(jì)提供重要依據(jù)。

數(shù)值模擬 風(fēng)洞試驗(yàn) 減速傘收口 氣動(dòng)特性 航天返回

0 引言

減速傘是航天器回收著陸過程中的重要減速裝置，減速傘通常需實(shí)現(xiàn)大幅減小回收物速度和拉出主傘的功能，其性能和可靠性對(duì)返回任務(wù)的成敗有著至關(guān)重要的影響。而收口技術(shù)是在充氣展開過程中使減速傘分階段充氣展開，從而避免動(dòng)壓及載荷過大造成結(jié)構(gòu)損壞，圖1所示為典型的具有二級(jí)收口功能的減速傘傘衣氣動(dòng)外形示意圖。收口展開過程本身是一個(gè)空氣與結(jié)構(gòu)高度非線性耦合的過程。且由于織物材料剛度小，變形速度快而復(fù)雜，減速傘周圍的流場(chǎng)存在大范圍流動(dòng)分離，都增加了研究降落傘流場(chǎng)和動(dòng)力學(xué)特性的難度。而數(shù)值仿真技術(shù)雖然能夠節(jié)省大量的風(fēng)洞試驗(yàn)成本，但對(duì)于復(fù)雜流固耦合問題的處理仍不完善。因此，將數(shù)值計(jì)算分析與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)合的方法在研制成本和時(shí)間上能夠達(dá)到最佳的平衡。本文首先利用流固耦合方法初步建立減速傘在流場(chǎng)作用下的二級(jí)收口氣動(dòng)外形，進(jìn)而通過流體力學(xué)（Computational Fluid Dynamics，CFD）方法對(duì)減速傘收口狀態(tài)時(shí)的穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)進(jìn)行高精度計(jì)算分析，最終通過與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比來驗(yàn)證數(shù)值模擬方法的可行性及準(zhǔn)確性。

圖1 一級(jí)收口、二級(jí)收口及全張滿傘衣示意圖

由于減速傘由柔性織物材料構(gòu)成的特殊性，其減速傘氣動(dòng)外形在不同工作階段差異顯著，研究其瞬時(shí)動(dòng)態(tài)特性較為困難，但在收口保持和充氣張滿階段，氣動(dòng)外形及阻力特性較為穩(wěn)定。目前應(yīng)用于減速傘氣動(dòng)特性研究的數(shù)值方法主要有工程試驗(yàn)計(jì)算法[1-2]和數(shù)值模擬法[3]，其中減速傘流場(chǎng)模擬采用渦動(dòng)力方程[4]、雷諾平均Navier-Stokes方程[5]、大渦模擬（LES）等方法，這幾種方法也代表了計(jì)算流體力學(xué)方法的最新技術(shù)發(fā)展。其中，LES方法更適用于求解減速傘流場(chǎng)，但相較于另兩種方法對(duì)計(jì)算資源需求大幅提高。在減速傘動(dòng)態(tài)流固耦合計(jì)算領(lǐng)域，一類常用方法為適用質(zhì)量彈簧阻尼模型（Mass-Spring-Damper，MSD）對(duì)傘結(jié)構(gòu)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化[6-8]，同時(shí)引入減速傘附加質(zhì)量[9]后對(duì)系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行分析；另一類則基于有限元方法對(duì)傘結(jié)構(gòu)進(jìn)行離散化后進(jìn)行結(jié)構(gòu)場(chǎng)求解[10-11]，而流場(chǎng)則采用低速不可壓N-S方程進(jìn)行求解[12]，其中尤以DSD-SST模擬方法為代表[13-14]。近年來國(guó)內(nèi)相關(guān)高校和研究機(jī)構(gòu)在減速傘流固耦合數(shù)值仿真方面的研究也取得了豐碩成果，如文獻(xiàn)[15-16]利用ALE方法對(duì)折疊狀態(tài)的減速傘進(jìn)行了無限質(zhì)量條件下的充氣展開仿真；文獻(xiàn)[17]基于LS-DYNA軟件進(jìn)行了減速傘充氣過程仿真研究，探究了減速傘充氣時(shí)間與投影面積的變化規(guī)律；文獻(xiàn)[18]對(duì)有限質(zhì)量條件下的減速傘開傘過程進(jìn)行了仿真，考察了投放速度對(duì)開傘時(shí)間和阻力面積的影響。

在減速傘風(fēng)洞試驗(yàn)方面，文獻(xiàn)[19-20]對(duì)“海盜號(hào)”減速傘的1/10縮比傘進(jìn)行了傘衣面壓力和阻力特性的測(cè)量。文獻(xiàn)[21]對(duì)不同結(jié)構(gòu)透氣量的帶條傘進(jìn)行了阻力特性及充氣過程氣動(dòng)外形的測(cè)量，考察了不同動(dòng)壓對(duì)減速傘開傘過程的影響。

對(duì)于減速傘收口狀態(tài)的氣動(dòng)特性研究，目前多見于利用流固耦合方法進(jìn)行數(shù)值分析，如文獻(xiàn)[22]對(duì)獵戶座飛船主傘進(jìn)行了解除收口過程的動(dòng)態(tài)模擬。

本文針對(duì)某型減速傘建立了流場(chǎng)仿真模型，分析了減速傘收口狀態(tài)的阻力特性。同時(shí)，通過與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比，對(duì)風(fēng)洞阻塞比引起阻力面積實(shí)驗(yàn)結(jié)果偏大的機(jī)理進(jìn)行了探討。

1 數(shù)值仿真

1.1 流場(chǎng)控制方程及建模

式中為流場(chǎng)守恒變量；為時(shí)間；為流場(chǎng)單個(gè)網(wǎng)格控制體單元體積；為控制體單元邊界；為單元邊界法向單位向量。式（1）左端第一項(xiàng)為守恒變量時(shí)間導(dǎo)數(shù)項(xiàng)，第二、三項(xiàng)分別為無粘項(xiàng)和粘性項(xiàng)。c和A分別為穿過控制體單元邊界的無粘和粘性通量向量。

計(jì)算和試驗(yàn)所用的帶條型減速傘模型及其周圍的混合式流場(chǎng)網(wǎng)格如圖2所示，建模時(shí)傘衣采用了1∶1真實(shí)模型，穩(wěn)態(tài)計(jì)算中所使用的傘衣氣動(dòng)外形由先期基于LS-Dyna軟件的流固耦合計(jì)算得出，隨后利用Catia進(jìn)行曲面修復(fù)，確保每個(gè)傘衣幅面由單個(gè)光滑曲面構(gòu)成。傘衣底邊曲線由三次樣條曲線擬合而成（采樣點(diǎn)不小于7個(gè)）。生成單幅傘衣后通過環(huán)形陣列構(gòu)建整個(gè)傘衣表面。模型中僅包含傘衣面、徑向帶、頂孔加強(qiáng)帶、傘衣底邊帶等各種繩帶簡(jiǎn)化為線單元，在三維流場(chǎng)計(jì)算中不起作用，在計(jì)算中引入以下三個(gè)假設(shè)：

圖2 減速傘模型俯視圖及其周圍網(wǎng)格示意圖

1）傘衣面視為無透氣性、無厚度殼單元；

2）忽略傘繩的氣動(dòng)力影響；

3）認(rèn)為傘衣在充滿至一級(jí)收口狀態(tài)時(shí)傘內(nèi)壓力均勻分布，即傘衣沿中軸為周期對(duì)稱模型。

利用基于時(shí)均化N-S方程的有限體積法進(jìn)行空間離散及通量計(jì)算，求解器選擇ANSYS CFX Solver進(jìn)行計(jì)算。流場(chǎng)邊界條件包括速度入口、來流動(dòng)壓出口以及四周開放式邊界條件；由于本算例無需考慮傘衣的氣動(dòng)熱效應(yīng)，則傘衣表面采用無滑移絕熱壁邊界。圖3所示為數(shù)值模擬的流場(chǎng)邊界示意圖。由于減速傘實(shí)際工作狀態(tài)為無限空間，因此四周采用開放式遠(yuǎn)場(chǎng)邊界。不同于其他外形規(guī)整的飛行器，減速傘的氣動(dòng)外形由成百上千個(gè)曲面構(gòu)成，創(chuàng)建其周圍的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格極其困難。為節(jié)省計(jì)算時(shí)長(zhǎng)，流場(chǎng)網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)/非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格混合形式。本文采用在減速傘周圍建立包絡(luò)流場(chǎng)交界面的形式將流場(chǎng)分隔為內(nèi)外兩部分，貼近傘衣的區(qū)域采用四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，外圍采用六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，將流場(chǎng)網(wǎng)格單元總數(shù)由全非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的1 362萬減少至混合網(wǎng)格的343萬，且傘衣周圍的流場(chǎng)網(wǎng)格品質(zhì)并無下降。圖4所示為二級(jí)收口狀態(tài)的減速傘穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)速度云圖。

圖3 減速傘流場(chǎng)邊界條件示意圖

圖4 來流90m/s、攻角0°工況下減速傘速度云圖

1.2 計(jì)算結(jié)果

經(jīng)過300步的迭代求解，流場(chǎng)控制方程的均方根殘差收斂至10–6以下，流動(dòng)趨于穩(wěn)定，減速傘的阻力面積無明顯變化，在此過程中流場(chǎng)殘差的收斂曲線如圖5所示，二級(jí)收口狀態(tài)的阻力面積收斂曲線如圖6所示。由圖可見：減速傘在二級(jí)收口狀態(tài)下的阻力面積為12.9m2。

圖5 流場(chǎng)變量殘差收斂曲線

圖6 減速傘二級(jí)收口狀態(tài)阻力面積收斂曲線

2 風(fēng)洞試驗(yàn)

2.1 實(shí)驗(yàn)裝置

本次試驗(yàn)的主要目的為在預(yù)定動(dòng)壓工況下準(zhǔn)確測(cè)量減速傘在一級(jí)及二級(jí)收口狀態(tài)下的阻力面積，試驗(yàn)使用風(fēng)洞為中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)空氣動(dòng)力研究院的FL-10低速風(fēng)洞。通過測(cè)量動(dòng)壓及風(fēng)洞天平拉力，得到減速傘一級(jí)收口和二級(jí)收口狀態(tài)的氣動(dòng)阻力，計(jì)算獲得減速傘一級(jí)收口和二級(jí)收口的阻力面積，以及一級(jí)充氣和二級(jí)充氣的動(dòng)載系數(shù)。試驗(yàn)風(fēng)速為90m/s，對(duì)應(yīng)的動(dòng)壓約為4 800Pa（按照風(fēng)洞最大能力實(shí)施）。試驗(yàn)時(shí)減速傘呈包裝狀態(tài)置于傘包內(nèi)，傘包放置于傘艙工裝內(nèi)，當(dāng)風(fēng)洞動(dòng)壓達(dá)到4 800Pa時(shí)，減速傘傘包從傘艙中被拉出，并快速充氣至一級(jí)收口狀態(tài)，一段時(shí)間后一級(jí)收口狀態(tài)解除，減速傘充氣至二級(jí)收口狀態(tài)。圖7所示為風(fēng)洞試驗(yàn)裝置布置示意圖。試驗(yàn)分為穩(wěn)態(tài)及動(dòng)態(tài)兩個(gè)工況，穩(wěn)態(tài)工況目的為測(cè)量減速傘在二級(jí)收口狀態(tài)下的阻力面積及氣動(dòng)阻力；動(dòng)態(tài)工況目的為測(cè)量減速傘從一級(jí)收口狀態(tài)變化至二級(jí)收口狀態(tài)過程中阻力面積及氣動(dòng)阻力的變化。

圖7 風(fēng)洞試驗(yàn)裝置布置示意圖

2.2 風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果

穩(wěn)態(tài)工況時(shí)，當(dāng)風(fēng)洞流動(dòng)達(dá)到穩(wěn)態(tài)時(shí)，動(dòng)壓d=4 824Pa，此時(shí)測(cè)得的減速傘阻力面積c=16.2m2。 圖8所示為穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)過程中減速傘阻力面積及動(dòng)壓隨時(shí)間的變化曲線。

圖8 穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)減速傘阻力面積及風(fēng)洞動(dòng)壓隨時(shí)間變化曲線

如圖9所示，動(dòng)態(tài)工況中，當(dāng)風(fēng)洞流動(dòng)達(dá)到初始穩(wěn)定狀態(tài)時(shí)動(dòng)壓為4 560Pa（如圖10所示），減速傘充氣至一級(jí)收口過程中最大開傘力為22.8kN。充氣至二級(jí)收口狀態(tài)過程中最大開傘力為53.9kN。流場(chǎng)穩(wěn)定后，減速傘在二級(jí)收口狀態(tài)下的氣動(dòng)阻力為37kN。如圖11所示，減速傘的一級(jí)收口阻力面積為5.2m2，二級(jí)收口阻力面積為16.1m2。

圖9 減速傘氣動(dòng)阻力隨時(shí)間變化曲線

圖10 動(dòng)態(tài)試驗(yàn)風(fēng)洞動(dòng)壓隨時(shí)間變化曲線

圖11 動(dòng)態(tài)試驗(yàn)減速傘阻力面積隨時(shí)間變化曲線

3 計(jì)算及試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比分析

前文所述穩(wěn)態(tài)數(shù)值計(jì)算針對(duì)二級(jí)收口狀態(tài)的減速傘，一級(jí)收口狀態(tài)時(shí)風(fēng)洞試驗(yàn)可明顯觀察到底邊附近傘衣抖動(dòng)明顯。圖12為風(fēng)洞試驗(yàn)和仿真計(jì)算的阻力面積隨時(shí)間變化曲線，可見試驗(yàn)測(cè)得的阻力面積數(shù)值在5.7m2上下波動(dòng)，仿真結(jié)果的阻力面積時(shí)均值為4.82m2。

由表1所示的風(fēng)洞試驗(yàn)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)可見：測(cè)得的減速傘各級(jí)阻力面積均大于仿真值，通過一些文獻(xiàn)調(diào)研，分析原因認(rèn)為：減速傘張開后在風(fēng)洞中的阻塞效應(yīng)非常明顯，因此采用式2所示的簡(jiǎn)單修正公式[23-24]：

式中D為實(shí)測(cè)阻力系數(shù)；D,c為修正后阻力系數(shù)；為實(shí)測(cè)減速傘阻力面積，c為修正后阻力面積；p為物體流線方向的投影面積；為風(fēng)洞的橫截面積；約為5/2，其變化很小。阻力面積同樣有以上關(guān)系式，在一級(jí)收口階段，/c=1.212；在二級(jí)收口階段，/c=1.297。經(jīng)過修正后的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果如表1所示：

并且，對(duì)于表1中穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)與動(dòng)態(tài)試驗(yàn)測(cè)得的減速傘一級(jí)收口阻力面積不一致問題，認(rèn)為原因如下：

穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)中采集的是風(fēng)洞內(nèi)部流場(chǎng)達(dá)到非常穩(wěn)定后的數(shù)據(jù)，此時(shí)，風(fēng)洞內(nèi)的流動(dòng)近似為穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)；而動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中，減速傘從拉出、充氣至一級(jí)收口狀態(tài)到解除一級(jí)收口，僅有8s時(shí)間。這一系列過程中傘系阻力面積突變?cè)斐娠L(fēng)洞內(nèi)流場(chǎng)隨之變化，并且風(fēng)洞為回流式風(fēng)洞，在短時(shí)間內(nèi)風(fēng)洞流場(chǎng)來不及建立平衡，由圖11可見，在減速傘一級(jí)收口至二級(jí)收口狀態(tài)之間的8s其阻力面積一直在緩慢增加。因此認(rèn)為穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)的5.7m2作為測(cè)試結(jié)果進(jìn)行分析更為準(zhǔn)確，經(jīng)過修正后阻力面積為4.7m2。減速傘的二級(jí)收口阻力面積實(shí)測(cè)結(jié)果為16.2m2，修正后平均阻力面積為12.5m2。且不同動(dòng)壓下的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)測(cè)得的減速傘阻力面積具有一致性。

表1 風(fēng)洞實(shí)測(cè)及修正后數(shù)據(jù)

Tab.1 Original and correctional data of wind tunnel tests

4 結(jié)束語

本文使用數(shù)值仿真方法對(duì)某減速傘的兩級(jí)收口狀態(tài)阻力特性進(jìn)行了預(yù)測(cè)，并通過風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)減速傘在穩(wěn)態(tài)和動(dòng)態(tài)解除收口過程中的阻力特性進(jìn)行了測(cè)試。仿真計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比表明，數(shù)值分析手段能夠較為準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)減速傘的穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)特性。同時(shí)，通過對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)中存在的減速傘阻塞比過大問題進(jìn)行分析，在試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正方面進(jìn)行了探討。仿真與試驗(yàn)相結(jié)合的方法能夠有效可行地對(duì)減速傘的動(dòng)靜態(tài)特性進(jìn)行預(yù)估分析，為減速傘設(shè)計(jì)提供重要的參考依據(jù)。

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Numerical Simulation and Experimental Study on Aerodynamic Characteristics of Reefed Decelerating Parachute

WANG Qi1,2WANG Liwu1,2ZHANG Zhang1,2WU Zhuo1,2LEI Jiangli1,2SUN Xiyun1,2

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China （2 Key Laboratory for Nondestructive Spacecraft Landing Technology of CAST, Beijing 100094, China）

Decelerating parachute is an important pneumatic instrument of the recovery landing system. Aerodynamic characteristics determine the success or failure of the whole deceleration and landing process. Because of the high opening dynamic pressure and payload, design of the aerodynamic configuration is an emphasis. In addition, to reduce the dynamic load during the opening process, the skirt of canopy is generally controlled to achieve gradual expansion. The decelerating parachute described in this paper has a two-stage reefed configuration. In this paper, research of numerical simulation and wind tunnel test on the decelerating parachute with striped canopies in reefed state are carried out. The aerodynamic shape of decelerating parachute in the typical stages of opening procedure is obtained by using the fluid-structure coupling method, and the aerodynamic performance in the critical states of liberalizing reefed parachute are calculated and analyzed utilizing CFD method. Simultaneously, to investigate the static drag in the reefed stages and its variation of the decelerating parachute during the process of deployment, and to verify the working reliability of the reefing device, steady and dynamic tests are implemented in a subsonic wind tunnel, and drag area and dynamic characteristics of the parachute are measured. The experimental results show that the simulation can accurately predict the aerodynamic and dynamic characteristic of the parachute of reefed state with error less than 5%, and can provide an important basis for structure and strength design.

numerical simulation; wind tunnel test; reefed decelerating parachute; dynamic characteristics; space re-entry

V211.3

A

1009-8518(2019)03-0024-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2019.03.004

王奇，男，1985年生，2016年獲南京航空航天大學(xué)測(cè)試計(jì)量技術(shù)及儀器專業(yè)博士學(xué)位，工程師。研究方向?yàn)榛厥罩懴到y(tǒng)動(dòng)力學(xué)及氣動(dòng)減速數(shù)值分析。E-mail：woshiiory@126.com。

2019-04-03

國(guó)家重大科技專項(xiàng)工程

（編輯：劉穎）