升力體式密閉救生艙無控制再入研究

王禹, 張勁柏, 洪娟, 徐航, 蘭世隆

(1.北京航空航天大學(xué) 國家計算流體力學(xué)實驗室, 北京 100191;2.中航工業(yè)航宇救生裝備有限公司, 湖北 襄陽 441003)

升力體式密閉救生艙無控制再入研究

王禹1, 張勁柏1, 洪娟2, 徐航2, 蘭世隆1

(1.北京航空航天大學(xué) 國家計算流體力學(xué)實驗室, 北京 100191;2.中航工業(yè)航宇救生裝備有限公司, 湖北 襄陽 441003)

將救生艙選定為升力體模型,利用數(shù)值模擬的方法動態(tài)研究救生艙再入過程中的穩(wěn)定性和減速性,分析無主動控制的救生艙返回的可行性。針對高超聲速和馬赫數(shù)小于4兩種工況,分別采用牛頓理論方法和CFD方法進(jìn)行氣動力計算;利用氣動特性計算結(jié)果求解六自由度軌道仿真動力學(xué)方程進(jìn)行軌跡計算。研究結(jié)果顯示,救生艙初始再入條件合適時,其再入過程具有穩(wěn)定性;僅依靠目前救生艙外形的結(jié)構(gòu)減速不能滿足減速性要求,需輔助其他減速措施。

救生艙; 高超聲速; 穩(wěn)定性; 減速性; 數(shù)值計算

0 引言

密閉救生艙是目前已知的唯一能可靠實現(xiàn)載人航天器“全軌道”安全救生的技術(shù)措施[1]。與傳統(tǒng)敞開式彈射救生相比,最主要的優(yōu)點是可適用的救生包線寬、乘員的高速防護(hù)性能優(yōu)良、乘員落地或入水后的生存條件較好。在人類載人航天的發(fā)展過程中出現(xiàn)5次一等事故,共21名航天員遇難,其嚴(yán)重事故發(fā)生的概率超過了傳統(tǒng)的軍用作戰(zhàn)飛機[2]。隨著我國對高超聲速飛機、空天飛機等新一代飛行器的研究已取得實質(zhì)性進(jìn)展,對救生艙這種救生模式的關(guān)注程度也逐漸提高。救生艙與返回艙不同,主要是其要求總體結(jié)構(gòu)要盡量簡單,但又具有較高的可靠性;因此，提出無動力無控制密閉救生艙升力體模型的概念。

在航天器以宇宙速度再入地球大氣環(huán)境的飛行過程中,對航天器氣動性能的要求主要包括減速飛行、控制軌跡、穩(wěn)定飛行及氣動加熱[3]。本文從穩(wěn)定性、減速性及再入軌跡特性出發(fā),分析無動力、無控制密閉救生艙再入的可行性:首先,以“快船號”飛行器為救生艙原型機重構(gòu)其三維模型,并針對救生艙任務(wù)對原型機模型進(jìn)行修改;其次,分別利用工程估算法和Fluent計算平臺進(jìn)行救生艙氣動特性的計算;最后,數(shù)值模擬救生艙再入過程,評估其穩(wěn)定性和減速性。

1 救生艙模型及網(wǎng)格

1.1 救生艙模型

以無翼升力體式“快船號”飛行器為原型機進(jìn)行建模。在原型機的基礎(chǔ)上,基于反設(shè)計近似,將已知幾何構(gòu)型橫截面劃分為上表面、中間過渡曲面和下表面3個形狀控制線。基于圓錐曲線拼接的思想將控制線封閉為統(tǒng)一的非軸對稱參數(shù)化截面形狀。通過動態(tài)調(diào)整少量的形狀參數(shù),可獲得輪廓曲面,實現(xiàn)類“快船號”救生艙建模?！翱齑枴钡脑敿?xì)幾何尺寸見文獻(xiàn)[4],對其頭部進(jìn)行修改,得到救生艙幾何模型如圖1所示。

圖1 密閉救生艙幾何模型Fig.1 Geometric model of closed-type rescue capsule

救生艙模型軌跡計算參數(shù)為:總質(zhì)量為8 t;重心坐標(biāo)為(3.6,0,-0.157)m;轉(zhuǎn)動慣量矩陣為Iox=9 491 kg·m2,Ioy=21 568 kg·m2,Ioz=22 478 kg·m2,Ixy=-15.4 kg·m2,Iyz=0.461 kg·m2。

1.2 計算網(wǎng)格

計算中采用結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格,網(wǎng)格總數(shù)約400萬。為保證計算的準(zhǔn)確性,在模型的近壁區(qū)和機頭前部的網(wǎng)格均進(jìn)行了加密處理,第一層網(wǎng)格離壁面的距離為1 mm。救生艙結(jié)構(gòu)網(wǎng)格如圖2所示。

圖2 救生艙結(jié)構(gòu)網(wǎng)格Fig.2 Structured grids of rescue capsule

2 計算方法

2.1 氣動特性計算

為提高計算效率,在計算氣動力、力矩時采用氣動工程算法和CFD方法。氣動工程算法計算速度快,計算耗費少[5]。大部分針對高超聲速氣動力的研究都使用了牛頓理論[6]、激波膨脹波理論以及活塞理論。氣動工程算法假設(shè)高超聲速氣流無粘性并忽略真實氣體效應(yīng),卻可以提供足夠精確的結(jié)果[7-8]。本文采用牛頓理論方法計算Ma>4工況下的氣動力和力矩。

CFD方法直接求解N-S方程,得到的氣動力計算結(jié)果精度較高,但計算耗時長。在較低馬赫數(shù)工況(Ma<4)計算中可借助Fluent計算平臺進(jìn)行。Fluent計算時選取三種邊界條件:將救生艙表面選為wall壁面邊界條件,設(shè)定壁面參數(shù);將Y=0平面選為symmetry對稱面邊界條件,以節(jié)省計算資源;設(shè)定外部流場的外邊界為pressure-far-field壓力遠(yuǎn)場邊界條件,并針對不同工況將不同高度下的總溫、靜壓、馬赫數(shù)和來流方向等參數(shù)依據(jù)標(biāo)準(zhǔn)大氣表進(jìn)行設(shè)定。此外,在計算時設(shè)定密度基求解器Density Based、隱式求解方法Implicit、定常流動Steady,同時開啟能量方程,選定湍流模型k-ω(2eqn)SST模型。

圖3給出了Ma=5,H=30 km工況下,使用牛頓理論算法和Fluent軟件計算氣動特性的結(jié)果。

由圖3可以看出,采用牛頓理論計算氣動力的結(jié)果和Fluent的計算結(jié)果基本一致,誤差很小。證明了氣動工程算法程序的可靠性,以及Fluent計算邊界條件設(shè)定的合理性。

2.2 軌跡計算

本文軌跡計算是求解六自由度軌道仿真動力學(xué)方程[9]。航天器返回時的六自由度軌道仿真動力學(xué)方程由質(zhì)心動力學(xué)方程和繞質(zhì)心動力學(xué)方程兩部分組成,包含12個獨立的微分方程和若干輔助計算方程。輔助計算方程主要包括坐標(biāo)變換、絕對速度計算、過載計算等方程。具體算法、坐標(biāo)系說明及方程的求解見文獻(xiàn)[10-12],本文不再贅述。

3 數(shù)值計算及結(jié)果分析

3.1 計算工況

選取3組航天器典型再入初始條件對本文救生艙模型進(jìn)行再入仿真計算,再入初始條件為:工況1:H=300 km,V=7.72 km/s,γ=-1°;工況2:H=300 km,V=7.72 km/s,γ=-1°,-2°,-3°;工況3:H=120 km,V=7.83 km/s,γ=-1°,-2°,-3°;工況4:H=30 km,Ma=4,γ=-1°,-2°,-3°。

3.2 穩(wěn)定性計算

3.2.1 穩(wěn)定性分析方法

飛行器再入過程中,航天器動態(tài)氣動性能是保證航天器穩(wěn)定飛行的關(guān)鍵。航天器以穩(wěn)定的配平迎角減速下降,需滿足如下條件:

本文主要考慮救生艙的靜穩(wěn)定性,根據(jù)救生艙再入過程迎角的變化情況分析其穩(wěn)定性。若救生艙再入過程中發(fā)生翻轉(zhuǎn),則認(rèn)為其不具備穩(wěn)定性;而若救生艙始終在某一迎角值附近振蕩,則進(jìn)一步根據(jù)角速度的大小,判斷其穩(wěn)定性。

3.2.2 不同再入初始條件下穩(wěn)定性分析

(1)在工況1條件下,救生艙的飛行軌跡特性如圖4所示。

圖4 工況1條件下的軌跡特性Fig.4 Trajectory characteristics for working condition 1

由圖4可以看出,救生艙的飛行高度、迎角及爬升角均作周期性變化,周期約為5 700 s,救生艙在該初始條件下繞地球作橢圓軌道運動,未返回。

(2)在工況2條件下,救生艙的穩(wěn)定性計算結(jié)果如圖5所示。

圖5 工況2條件下的穩(wěn)定性Fig.5 Stability for working condition 2

由圖5可以看出,救生艙在該工況下為返回過程:救生艙開始運動時迎角逐漸增加,從0°增加到40°以上;迎角達(dá)到最大值時縱向俯仰力矩變?yōu)榈皖^力矩,迎角開始減小;但當(dāng)迎角小于40°以后,縱向俯仰力矩又變?yōu)樘ь^力矩,迎角開始增加。此后救生艙將一直在迎角40°附近振蕩且迎角值略有增加,同時振蕩幅度越來越小。俯仰角速度最大值為0.06 rad/s,滿足救生艙穩(wěn)定性設(shè)計要求。

(3)在工況3條件下,救生艙的穩(wěn)定性計算結(jié)果如圖6所示。

圖6 工況3條件下的穩(wěn)定性Fig.6 Stability for working condition 3

與前面工況的計算結(jié)果一致,救生艙返回時迎角值在40°附近振蕩,且振蕩幅度減小,40°為其穩(wěn)定迎角值。俯仰角速度最大值為0.25 rad/s,與上一工況相比略有增大。

(4)在工況4條件下以不同再入角返回時,首先計算初始迎角為0°的情況。計算結(jié)果顯示救生艙迅速失穩(wěn)、翻轉(zhuǎn)。由前面計算結(jié)果可知，救生艙具有40°穩(wěn)定迎角,因此考慮設(shè)定初始迎角為40°。在工況4和初始迎角40°條件下的穩(wěn)定性計算結(jié)果如圖7所示。

圖7 工況4和初始迎角為40°條件下的穩(wěn)定性Fig.7 Stability for working condition 4 and α0=40°

由圖7可以看出,救生艙在減速至亞聲速前,其迎角在40°附近振蕩,同時其俯仰角速度值最大為0.1 rad/s,具有穩(wěn)定性。但在亞聲速時,救生艙迅速失穩(wěn)、翻轉(zhuǎn)。飛行器在超聲速時壓心位置靠后,具有一定穩(wěn)定性,而減速至亞聲速時,壓心位置迅速前移并失穩(wěn)。因此,亞聲速時需輔助穩(wěn)定傘等方法保證其穩(wěn)定性。

3.3 減速性計算

3.3.1 減速性分析方法

分析救生艙減速性時考慮兩方面情況:第一,救生艙減速所用時間及返回至特定高度時能否減速至相應(yīng)速度?？蓞⒖純蓚€減速性能指標(biāo):高度降低至30 km,速度減至Ma=4;高度降低至10 km,速度減至亞聲速。第二,救生艙再入過程中過載的變化情況。

3.3.2 不同再入初始條件下的減速性

(1)在工況2條件下,救生艙的減速性如圖8所示。

圖8 工況2條件下的減速性Fig.8 Deceleration for working condition 2

由圖8可以看出,救生艙高度下降至30 km,速度減至約1.2 km/s(Ma≈4)。再入角越大,救生艙再入時間越短,減速效應(yīng)越明顯。再入角為-3°時,其過載最大值接近12。救生艙在40～70 km高度減速最明顯,在該高度下大氣密度增大,救生艙所受氣動力作用明顯。在該段內(nèi)過載值偏大,一方面可通過救生艙外形的設(shè)計,提高升阻比,優(yōu)化再入軌跡特性;另一方面可以采用輔助減速措施,提高其減速性能。

(2)在工況3條件下,救生艙的減速性如圖9所示。

圖9 工況3條件下的減速性Fig.9 Deceleration for working condition 3

由圖9可以看出,救生艙減速至25 km高度時,速度可以減至Ma≈4。同樣地,再入角越大,救生艙再入時間越短。救生艙再入過程中過載最大值達(dá)到13。

(3)在工況4和初始迎角為40°條件下,救生艙的減速性如圖10所示。

圖10 工況4和初始迎角40°條件下的減速性Fig.10 Deceleration for working condition 4 and α0=40°

由圖10可以看出,救生艙減速至亞聲速時,對應(yīng)高度約為18 km;在工況4初始條件下返回時,再入角對救生艙的返回時間幾乎沒有影響;此工況下,救生艙過載最大值約為3.4。

4 結(jié)束語

本文針對可用于鄰近軌道空天飛機高超聲速環(huán)境下的密閉救生艙進(jìn)行探索性研究,利用數(shù)值模擬方法計算救生艙模型高超聲速下的穩(wěn)定性和減速性,分析升力體模型的密閉救生艙無動力再入的可行性。從計算結(jié)果看:一方面從穩(wěn)定性方面考慮,現(xiàn)階段計算的救生艙模型在超聲速的范圍內(nèi)具有一定的穩(wěn)定性,但要求其再入初始條件合適;在亞聲速時,救生艙不具備穩(wěn)定性,可采用穩(wěn)定傘等方式保證其穩(wěn)定性。另一方面從減速性考慮,救生艙的減速效率滿足要求,但其在減速過程中可能面臨過載過大的問題,需在下一步工作中通過外形的優(yōu)化或者利用輔助減速措施進(jìn)一步提升減速性能。綜合考慮,認(rèn)為密閉救生艙無主動控制再入返回的設(shè)計思路具有一定可行性,但前提必須在進(jìn)一步的詳細(xì)設(shè)計中解決上述問題。

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(編輯：李怡)

Researches on non-control reentry for lifting-type rescue capsule

WANG Yu1, ZHANG Jin-bai1, HONG Juan2, XU Hang2, LAN Shi-long1

(1.National Laboratory for Computational Fluid Dynamics, BUAA, Beijing 100191, China;2.AVIC Aerospace Life-support Industries Ltd., Xiangyang 441003, China)

Lifting body model was used for rescue capsule. Stability and deceleration of rescue capsule during reentry process were studied dynamically with numerical simulation, and the feasibility of non-control rescue capsule’s reentry was analyzed. For the conditions of hypersonic andMa<4, the aerodynamic calculations were proceeded respectively with Newton theory and CFD method. With the results of aerodynamics characteristics, the trajectories were computed by solving six degree of freedom trajectory simulation dynamics equations. Study results show that rescue capsule has stability if its reentry initial conditions are appropriate. In addition, the deceleration only by its’ structure can not meet design requirements, it needs to be assisted by other deceleration measures.

rescue capsule; hypersonic; stability; deceleration; numerical calculation

2016-07-06;

2016-10-09;

時間:2016-11-10 09:10

航空科學(xué)基金資助(20140091555431)

王禹(1991-)，男，遼寧沈陽人，碩士研究生，研究方向為計算流體力學(xué)。

V411.8; V412.4

A

1002-0853(2017)01-0021-04