不同大氣條件下超聲速降落傘系統(tǒng)氣動(dòng)特性分析

姜璐璐 林明月 薛曉鵬 賈賀 榮偉 王奇

不同大氣條件下超聲速降落傘系統(tǒng)氣動(dòng)特性分析

姜璐璐1林明月2薛曉鵬1賈賀3榮偉3王奇3

（1 中南大學(xué)航空航天學(xué)院，長(zhǎng)沙 410083）（2 中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所 高溫氣體動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100190）（3 北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）

火星探測(cè)任務(wù)中，超聲速降落傘對(duì)于火星探測(cè)器的減速過(guò)程起著至關(guān)重要的作用。然而，火星探測(cè)器與超聲速降落傘系統(tǒng)的數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)大多在地球環(huán)境中進(jìn)行，不能完全復(fù)現(xiàn)火星用降落傘真實(shí)的工作環(huán)境，所得氣動(dòng)特性也與真實(shí)環(huán)境下火星降落傘氣動(dòng)特性存在誤差。針對(duì)這一問(wèn)題，文章開(kāi)展了地球和火星大氣環(huán)境下超聲速降落傘系統(tǒng)的數(shù)值模擬研究，并分析不同大氣環(huán)境、來(lái)流條件對(duì)降落傘系統(tǒng)氣動(dòng)性能的影響機(jī)理，以及不同探測(cè)器構(gòu)型對(duì)降落傘系統(tǒng)阻力性能的影響。研究發(fā)現(xiàn)：相比于地球大氣，在火星大氣條件下探測(cè)器單體尾流頸部點(diǎn)更加靠近探測(cè)器，火星大氣環(huán)境下傘體阻力略低于地球大氣環(huán)境；隨著截錐數(shù)量的增加，器前激波脫體距離、激波角度及頸部點(diǎn)至探測(cè)器間距均縮短，阻力系數(shù)增加；后截錐導(dǎo)致傘體阻力波動(dòng)幅度增加，流動(dòng)周期延長(zhǎng)。隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增大，傘體內(nèi)壓力波動(dòng)增加，以致流場(chǎng)需要更長(zhǎng)時(shí)間進(jìn)入穩(wěn)定的周期性變化；當(dāng)來(lái)流迎角增大時(shí)，傘體內(nèi)表面壓力波動(dòng)和流場(chǎng)周期性均減弱。此外，三維降落傘模型流場(chǎng)變化模式與二維模型一致，在周期內(nèi)器前激波角度及脫體距離變化程度更為明顯。

火星大氣 超聲速降落傘 氣動(dòng)干擾 數(shù)值模擬 火星探測(cè)器

0 引言

隨著火星探測(cè)任務(wù)的深入推進(jìn)，探測(cè)器將面臨更大質(zhì)量的載荷需求，這給其進(jìn)入、減速與著陸（Entry、Descent、Landing，EDL）過(guò)程帶來(lái)更大的挑戰(zhàn)[1]。其中，超聲速減速階段的氣動(dòng)減速裝置——降落傘仍發(fā)揮著極其重要的作用。然而，一直以來(lái)火星探測(cè)器與超聲速降落傘系統(tǒng)的數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)研究大多在地球環(huán)境中進(jìn)行，這極不利于更精確的氣動(dòng)預(yù)測(cè)與火星降落傘設(shè)計(jì)。近年來(lái)，已有學(xué)者研究了真實(shí)火星大氣模型對(duì)進(jìn)入火星大氣時(shí)的“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”（Mars Science Laboratory，MSL）探測(cè)器氣動(dòng)性能的影響[2]，發(fā)現(xiàn)大氣模型對(duì)于探測(cè)器阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)影響較大，密度增加和溫度升高導(dǎo)致激波脫體距離減小。文獻(xiàn)[3-5]針對(duì)火星大氣環(huán)境對(duì)簡(jiǎn)化探測(cè)器–超聲速降落傘系統(tǒng)周圍流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及傘衣性能的影響展開(kāi)了初步研究，發(fā)現(xiàn)火星大氣環(huán)境下探測(cè)器尾流/傘前激波作用模式和傘衣變形程度均與地球大氣環(huán)境下的氣動(dòng)特性表現(xiàn)出極大的不同，且同樣的傘衣材料在不同的大氣環(huán)境中的流固耦合表現(xiàn)差異巨大，可見(jiàn)火星大氣環(huán)境對(duì)超聲速降落傘系統(tǒng)的氣動(dòng)性能影響較大。

此外，自“海盜號(hào)”（Viking）火星探測(cè)器成功軟著陸以來(lái)，目前成功的火星探測(cè)器基本都沿用其70°半錐角鈍頭體外形[1]，且根據(jù)每次任務(wù)載荷量對(duì)尺寸等進(jìn)行修改優(yōu)化。然而對(duì)于火星大氣環(huán)境下探測(cè)器–超聲速降落傘系統(tǒng)的研究多用梯形臺(tái)作為探測(cè)器簡(jiǎn)化模型，未考慮真實(shí)探測(cè)器外形對(duì)降落傘系統(tǒng)氣動(dòng)性能的影響。此外，針對(duì)不同大氣環(huán)境中降落傘系統(tǒng)的特殊脈動(dòng)機(jī)理研究較少，因此，研究真實(shí)環(huán)境下探測(cè)器–降落傘系統(tǒng)減速階段的氣動(dòng)特性對(duì)火星探測(cè)任務(wù)的成敗至關(guān)重要。

為此，本文在前期研究的基礎(chǔ)上，對(duì)真實(shí)火星探測(cè)器外形及其與超聲速降落傘的組成系統(tǒng)開(kāi)展火星大氣環(huán)境及地球大氣環(huán)境中的氣動(dòng)特性模擬研究，對(duì)比分析不同大氣環(huán)境對(duì)探測(cè)器–降落傘系統(tǒng)氣動(dòng)性能影響機(jī)理。

1 探測(cè)器及降落傘系統(tǒng)模型

針對(duì)探測(cè)器外形對(duì)降落傘系統(tǒng)氣動(dòng)性能影響研究，設(shè)置五種不同外形的探測(cè)器模型。模型如圖1（a）所示，其中A模型與日本航空航天局風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵恢?，?0°半錐角梯形臺(tái)模型，作為驗(yàn)證模型以驗(yàn)證數(shù)值算法的正確性；D、E型探測(cè)器模型分別參考Viking、MSL外形，減少截錐和防熱罩結(jié)構(gòu)得到C、B模型。E型探測(cè)器模型為目前常用的火星探測(cè)器模型，本文以其為主要研究對(duì)象。降落傘系統(tǒng)模型如圖1（b）所示，傘體取直徑為的半圓盤模型。超聲速降落傘的兩個(gè)關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)為器體與傘體直徑比（/，為探測(cè)器最寬處直徑）和拖拽距離比（/，為器體傘體間距），其數(shù)值大小會(huì)影響探測(cè)器/降落傘相互作用模式。為了研究探測(cè)器復(fù)雜尾流對(duì)于傘體內(nèi)表面壓力的影響以及雙體結(jié)構(gòu)之間流場(chǎng)的相互作用規(guī)律，本文中所采用的拖拽距離比為5，器體與傘體直徑比為0.2，在此條件下流場(chǎng)為脈動(dòng)模式[6]。傘衣厚度取5mm。

（a）探測(cè)器模型　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　?。╝）Capsule model

2 數(shù)值模擬方法

2.1 計(jì)算條件

本文研究地球和火星兩種大氣環(huán)境下火星探測(cè)器系統(tǒng)的氣動(dòng)性能表現(xiàn)?；鹦谴髿猸h(huán)境與地球有著明顯的區(qū)別，具體體現(xiàn)在火星大氣密度小、動(dòng)壓低，因此，火星的進(jìn)入—減速—著陸（EDL）過(guò)程將與地球有著明顯差異。數(shù)值模擬使用的來(lái)流條件如表1所示。地球大氣環(huán)境下的來(lái)流條件來(lái)源于文獻(xiàn)[6-7]的風(fēng)洞試驗(yàn)條件；火星大氣環(huán)境下的來(lái)流條件仍然滿足流體連續(xù)介質(zhì)假設(shè)[8]，來(lái)流參數(shù)基于美國(guó)航空航天局給出的火星大氣環(huán)境參數(shù)的經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算[9]，選用距離地面高度1km處的環(huán)境參數(shù)，具體擬合公式為

表1 本文研究計(jì)算所用來(lái)流條件

Tab.1 Freestream flow conditions used in this study

其中，T為靜溫，單位為℃；P∞為來(lái)流靜壓，單位為kPa；ρ為大氣密度；H為高度，單位為m。

為了提高計(jì)算效率，僅主要研究對(duì)象E型探測(cè)器–降落傘系統(tǒng)模型采用了三維網(wǎng)格，如圖2所示。其他探測(cè)器及降落傘模型均采用了二維結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，模型邊界附近加密處理，所設(shè)計(jì)的網(wǎng)格密度與文獻(xiàn)[10]中結(jié)構(gòu)相似，已進(jìn)行網(wǎng)格無(wú)關(guān)性檢驗(yàn)。

2.2 數(shù)值方法及其驗(yàn)證

本研究采用有限體積公式求解可壓縮理想氣體N-S方程，以獲得模型周圍超聲速非定常流場(chǎng)。在空間離散化方面，使用HLLC（Harten-Lax-van Leer-Contact）格式計(jì)算二階無(wú)粘通量項(xiàng)[11]，同時(shí)為了避免計(jì)算流場(chǎng)中出現(xiàn)虛假的數(shù)值振蕩，采用了帶有連續(xù)限制器框架的二階TVD多項(xiàng)式插值方案。時(shí)間推進(jìn)采用較穩(wěn)定的隱式backward Euler格式[12]，以捕捉流場(chǎng)結(jié)構(gòu)瞬態(tài)變化，其時(shí)間步長(zhǎng)設(shè)定為1.0×10-5s。另外，本文研究中采用Improved Delayed-DES（IDDES）湍流模型來(lái)計(jì)算模擬探測(cè)器的湍流尾流。在邊界條件的設(shè)置中，入口參數(shù)設(shè)置為遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)流，出口參數(shù)通過(guò)中心差分獲得。考慮到降落傘在穩(wěn)定下降階段織物透氣性對(duì)系統(tǒng)流場(chǎng)變化影響較小，傘衣及探測(cè)器均設(shè)置為無(wú)滑移剛性壁面。

為了對(duì)文中使用的數(shù)值方法進(jìn)行驗(yàn)證，采用了二維A型探測(cè)器模型分別在不同大氣環(huán)境中進(jìn)行模擬，該二維模型尺寸與日本航空航天局風(fēng)洞試驗(yàn)及文獻(xiàn)[8]所使用的三維模型截面尺寸一致。結(jié)果表明地球大氣環(huán)境下探測(cè)器前表面的數(shù)值模擬壓力分布結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果高度吻合（見(jiàn)圖3）[6-7]，火星環(huán)境下降落傘系統(tǒng)平均阻力數(shù)值模擬結(jié)果與文獻(xiàn)[8]中結(jié)果存在誤差（見(jiàn)圖4）[4-5]。這是因?yàn)槲墨I(xiàn)[8]中采用的降落傘系統(tǒng)模型中探測(cè)器和傘腔中間有軸連接，另外就是文獻(xiàn)[8]與本文研究使用的數(shù)值模擬方法不同，所以兩個(gè)結(jié)果存在一定誤差，但這一誤差在允許范圍內(nèi)，對(duì)工程實(shí)用性影響較小。因此，本研究可采用二維模型進(jìn)行數(shù)值模擬分析。為提高計(jì)算效率，研究過(guò)程中首先采用二維模型仿真結(jié)果進(jìn)行分析，再采用三維模型仿真結(jié)果進(jìn)行流場(chǎng)對(duì)比驗(yàn)證。

圖3 地球大氣環(huán)境下數(shù)值模擬結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

圖4 火星大氣環(huán)境下數(shù)值模擬結(jié)果與參考文獻(xiàn)結(jié)果對(duì)比

3 結(jié)果分析

3.1 不同大氣環(huán)境中探測(cè)器單體氣動(dòng)特性研究

超聲速來(lái)流條件下，可明確觀察到探測(cè)器在超聲速流場(chǎng)中典型的流動(dòng)特征。圖5為E型探測(cè)器的流場(chǎng)示意圖，B、C、D型探測(cè)器的流場(chǎng)情況與E型探測(cè)器大致相同。超聲速來(lái)流在器體迎風(fēng)面處產(chǎn)生弓形激波，波后氣體被壓縮，流線穿過(guò)激波改變方向，繞過(guò)肩部時(shí)由于外形的變化出現(xiàn)很大的外折角，產(chǎn)生一系列膨脹波，在膨脹波的作用下緩慢改變方向。氣流繞過(guò)肩部并逐漸膨脹加速，在肩部到外流區(qū)的部分形成剪切層，將尾流區(qū)劃分為回流區(qū)和尾跡區(qū)，尾跡發(fā)展到后駐點(diǎn)（也稱為頸部點(diǎn)）處形成二次壓縮波，頸部點(diǎn)的前部區(qū)域通常被稱為近尾，后部區(qū)域被稱為遠(yuǎn)尾，頸部點(diǎn)到探測(cè)器背部的距離稱為回流區(qū)長(zhǎng)度或近尾長(zhǎng)度。超聲速來(lái)流在經(jīng)過(guò)激波后發(fā)生偏轉(zhuǎn)，流速下降，壓力升高，流經(jīng)器肩后流速增快，壓力驟降，在膨脹波的作用下流動(dòng)緩慢偏轉(zhuǎn)回來(lái)流方向，后經(jīng)二次壓縮波后偏轉(zhuǎn)回到來(lái)流方向和速度[13-14]。

圖5 二維E型探測(cè)器馬赫云圖，

回流區(qū)存在著復(fù)雜的流場(chǎng)現(xiàn)象，低壓回流在探測(cè)器背面產(chǎn)生了一對(duì)方向相反的再循環(huán)氣泡，誘導(dǎo)尾流近乎垂直的撞向器體背面，使器體背面形成了一個(gè)半圓形的高壓區(qū)，氣流在沿著器體背面流向側(cè)面時(shí)，由于器體外形拐角的存在，流動(dòng)分離，產(chǎn)生了不同數(shù)量的小尺度分離渦。分離渦的數(shù)量和大小受探測(cè)器外形和尾跡寬度的影響，器肩側(cè)面分離渦上側(cè)由于流動(dòng)速度較低，誘導(dǎo)肩側(cè)的高壓區(qū)向器體側(cè)面延伸。后體流場(chǎng)復(fù)雜的流動(dòng)現(xiàn)象使得不同探測(cè)器呈現(xiàn)的氣動(dòng)特性有所不同。

火星大氣環(huán)境下B、C、D、E四種探測(cè)器外型的氣動(dòng)力參數(shù)數(shù)值模擬結(jié)果隨迎角變化如圖6所示，升力系數(shù)L和升阻比（L/d）的變化趨勢(shì)一致，均表現(xiàn)為C型>D型>E型>B型。B型探測(cè)器的阻力系數(shù)d在迎角研究范圍內(nèi)均遠(yuǎn)大于其他三種探測(cè)器，可見(jiàn)防熱罩的加入會(huì)降低阻力系數(shù)，但考慮熱防護(hù)的需求，B型探測(cè)器外形不適于實(shí)際應(yīng)用。四種類型的探測(cè)器阻力系數(shù)隨迎角的增加均呈下降趨勢(shì)，E型探測(cè)器的阻力系數(shù)波動(dòng)最小。質(zhì)心俯仰力矩系數(shù)m的變化中，四種探測(cè)器均呈現(xiàn)隨迎角增加而增加的趨勢(shì)，其中B型探測(cè)器在有迎角的來(lái)流下質(zhì)心俯仰力矩系數(shù)變化較小，隨著截錐數(shù)量的增加，質(zhì)心俯仰力矩系數(shù)降低，表明截錐數(shù)量的增加影響質(zhì)心在探測(cè)器的分布點(diǎn)位置靠后，在實(shí)際應(yīng)用中增加截錐數(shù)量時(shí)也應(yīng)考慮質(zhì)心位置變動(dòng)對(duì)整個(gè)探測(cè)器氣動(dòng)性能的影響。

為了更好地對(duì)比不同類型探測(cè)器的氣動(dòng)性能差異，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，10°迎角下，四種二維探測(cè)器模型的流線圖如圖7所示，B型探測(cè)器的平板前表面使得器前激波角度較大，且B型探測(cè)器頸部點(diǎn)前近尾區(qū)域略寬于C、D、E三種探測(cè)器。四種探測(cè)器器肩部均存在兩組較小的渦，無(wú)后截錐的B、C兩種探測(cè)器尾流內(nèi)兩個(gè)大渦渦心連線傾角較小，且靠下的渦較大。隨著后截錐數(shù)量增加，渦心連線傾角增加，靠上部的渦逐漸增大。探測(cè)器器后近尾長(zhǎng)度隨截錐數(shù)量的增加而縮短。

圖6 火星大氣下不同類型探測(cè)器氣動(dòng)力系數(shù)對(duì)比

圖7 火星大氣環(huán)境下Ma=2，時(shí)不同探測(cè)器馬赫云圖及流線圖

不同大氣環(huán)境對(duì)二維E型探測(cè)器的氣動(dòng)力參數(shù)影響情況如圖8所示，再入迎角較大時(shí)，除質(zhì)心俯仰力矩系數(shù)外，火星大氣環(huán)境下其他氣動(dòng)力系數(shù)均低于地球大氣環(huán)境下的相應(yīng)值。

如圖9~10所示，在兩種大氣環(huán)境下，隨著來(lái)流速度的增加，探測(cè)器器前激波脫體距離均縮短，激波角度顯著減小，頸部點(diǎn)距探測(cè)器距離縮短。地球大氣環(huán)境下器后尾流近尾長(zhǎng)度較短，頸部點(diǎn)兩側(cè)速度較高，器后尾流寬度較窄，探測(cè)器器前激波脫體距離較大，激波角度較大。

圖8 E型探測(cè)器在不同大氣環(huán)境下氣動(dòng)力系數(shù)對(duì)比

圖9 E型探測(cè)器在不同來(lái)流條件下流場(chǎng)結(jié)構(gòu)對(duì)比

圖10 E型探測(cè)器在不同來(lái)流條件下參數(shù)對(duì)比

3.2 火星大氣環(huán)境中的二維探測(cè)器–降落傘系統(tǒng)氣動(dòng)特性研究

與單體探測(cè)器的穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)不同，探測(cè)器–降落傘雙體系統(tǒng)產(chǎn)生了明顯的時(shí)變特性，并可觀察出流場(chǎng)的周期變化。通過(guò)對(duì)探測(cè)器單體結(jié)構(gòu)超聲速流場(chǎng)的分析，探測(cè)器流場(chǎng)結(jié)構(gòu)包括脫體激波、膨脹波、剪切層、渦這些典型的流動(dòng)結(jié)構(gòu)，而加入了傘體后，雙體的流動(dòng)結(jié)構(gòu)之間相互發(fā)生干擾，產(chǎn)生了新的次生結(jié)構(gòu)[8]，如激波反射、激波/尾流相互作用、激波/激波相互作用，這使得流場(chǎng)結(jié)構(gòu)更加復(fù)雜。分析圖11所示的探測(cè)器及傘體隨時(shí)間變化關(guān)系可知，各部分壓力均呈現(xiàn)周期變化規(guī)律。已有研究[8]指出，不同的拖拽距離比對(duì)應(yīng)著雙體系統(tǒng)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)將呈現(xiàn)完全不同的類型，根據(jù)拖拽距離比的增加依次分為脈動(dòng)模式、震蕩模式和尾流/激波相互作用模式，本研究中設(shè)計(jì)的拖拽距離比為5，根據(jù)文獻(xiàn)[6]中的劃分標(biāo)準(zhǔn)均屬于脈動(dòng)模式。

圖11 二維E型降落傘系統(tǒng)傘體內(nèi)表面的壓力隨時(shí)間變化關(guān)系

通過(guò)降落傘體壓力變化（見(jiàn)圖11，圖中為傘體壓力，∞為來(lái)流靜壓）和降落傘系統(tǒng)周圍脈動(dòng)模式下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)演變可發(fā)現(xiàn)，在流場(chǎng)的周期脈動(dòng)模式形成之前，傘腔內(nèi)的壓力為整個(gè)雙體動(dòng)力學(xué)相互作用過(guò)程的峰值，當(dāng)傘腔內(nèi)壓力下降時(shí)，探測(cè)器背風(fēng)面的壓力上升，當(dāng)傘腔內(nèi)壓力降至極小值時(shí)，探測(cè)器背風(fēng)面的壓力達(dá)到峰值，此階段為探測(cè)器–降落傘系統(tǒng)流場(chǎng)脈動(dòng)周期開(kāi)始形成的過(guò)程，將其定義為周期前。根據(jù)高壓區(qū)域的位置以及降落傘系統(tǒng)流場(chǎng)的流動(dòng)特征，將整個(gè)脈動(dòng)周期分為14幀四個(gè)階段，取其中7幀典型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)（見(jiàn)圖12）進(jìn)行分析：第一階段為高壓區(qū)域由傘體向探測(cè)器移動(dòng)的激波反射/匯聚階段（圖12（a）~（b））；第二階段為傘前激波/尾流相互作用階段（圖12（c）~（d）），在此階段中存在傘前激波/尾流相互作用區(qū)域的流向擴(kuò)張；第三階段為傘前激波/尾流相互作用區(qū)域的側(cè)向發(fā)展以及傘前激波/器前激波的相互作用階段（圖12（e）~（f））；第四階段為高壓區(qū)域由探測(cè)器返回傘體（圖12（g））。不同周期之間的流場(chǎng)情況有所不同：隨著時(shí)間的推進(jìn)，流場(chǎng)及傘內(nèi)壓力變得上下很不對(duì)稱，呈現(xiàn)高度的非定常特征，傘內(nèi)和器體對(duì)稱點(diǎn)處的壓力分布不再同步變化，將造成很大的傘體擺動(dòng)。在實(shí)際應(yīng)用中，傘衣為柔性結(jié)構(gòu)，將對(duì)系統(tǒng)的穩(wěn)定性產(chǎn)生更大的影響，因此在實(shí)際應(yīng)用中多采用開(kāi)縫和開(kāi)頂孔的方式來(lái)改善傘體的穩(wěn)定性。

（a）第1幀：高壓區(qū)域向傘體擴(kuò)散（a）Frame 1: the high pressure region diffuses to the canopy（b）第3幀：傘內(nèi)激波反射（b）Frame 3: the reflection of the canopy shock （c）第5幀：傘體激波前推，傘前激波/探測(cè)器尾流相互作用（c）Frame 5: the canopy shock wave front push, the interaction between the canopy shock and the capsule wake（d）第7幀：傘體激波擴(kuò)散至探測(cè)器（d）Frame 7: the canopy shock diffuses to the capsule （e）第9幀：傘體激波展向擴(kuò)散（e）Frame 9: the canopy shock diffuses away from the symmetry axis（f）第11幀：傘體激波/器前激波相互作用（f）Frame 11: the interaction between the canopy shock and the capsule shock （g）第13幀：高壓區(qū)域重新向傘體擴(kuò)散（g）Frame 13: the high pressure region diffuses to the canopy again

為了探究探測(cè)器防熱罩及截錐對(duì)探測(cè)器-降落傘雙體系統(tǒng)氣動(dòng)性能的影響，選取無(wú)防熱罩及后截錐結(jié)構(gòu)的B型梯形臺(tái)探測(cè)器系統(tǒng)及無(wú)后截錐的C型探測(cè)器系統(tǒng)進(jìn)行對(duì)比，分析=2，以及0°、5°、10°三種迎角來(lái)流下降落傘系統(tǒng)B、C、E型探測(cè)器前體的氣動(dòng)性能，圖13是探測(cè)器系統(tǒng)氣動(dòng)力參數(shù)隨迎角變化的情況。使用標(biāo)準(zhǔn)差結(jié)果分析力系數(shù)的波動(dòng)，結(jié)果表明：由于傘體的加入，導(dǎo)致在0°迎角的條件下探測(cè)器前體也存在升力波動(dòng)及俯仰方向的力變化；在5°迎角來(lái)流下，三種探測(cè)器均具有較低的俯仰力矩系數(shù)和阻力系數(shù)。來(lái)流迎角的變化對(duì)E型探測(cè)器的俯仰力矩系數(shù)均值影響較小，但若存在來(lái)流迎角，E型探測(cè)器的俯仰力矩系數(shù)及升力系數(shù)的波動(dòng)都比較明顯，尤其是迎角的增加導(dǎo)致探測(cè)器的升力系數(shù)均顯著降低；小迎角情況下迎風(fēng)面為平板的B型探測(cè)器阻力系數(shù)較高，但由于B型探測(cè)器缺少防熱罩結(jié)構(gòu)，較大迎角的來(lái)流導(dǎo)致探測(cè)器阻力系數(shù)降低，而多截錐結(jié)構(gòu)則會(huì)導(dǎo)致E型探測(cè)器阻力系數(shù)在較大迎角來(lái)流下增加。

圖13 不同類型探測(cè)器氣動(dòng)力系數(shù)對(duì)比

圖14為改變探測(cè)器–降落傘系統(tǒng)構(gòu)型和來(lái)流條件對(duì)降落傘系統(tǒng)阻力性能影響示意。探究發(fā)現(xiàn)：B、C、E三種探測(cè)器系統(tǒng)傘體壓力變化較一致；防熱罩的加入對(duì)降落傘傘體壓力變化影響較??；隨著后截錐的加入，傘體內(nèi)表面壓力波動(dòng)較大，E型探測(cè)器系統(tǒng)降落傘傘體內(nèi)表面壓力變化周期略長(zhǎng)于B、C型探測(cè)器系統(tǒng)。大氣環(huán)境對(duì)探測(cè)器–降落傘系統(tǒng)的研究結(jié)果顯示，火星大氣環(huán)境中傘體阻力略低于地球大氣環(huán)境下的結(jié)果。隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增大，傘體壓力及波動(dòng)幅度增加，以致流場(chǎng)需要更長(zhǎng)時(shí)間進(jìn)入穩(wěn)定的周期性變化。另外，隨來(lái)流迎角的增加，傘體內(nèi)表面壓力波動(dòng)降低，流場(chǎng)周期性減弱，但不同來(lái)流迎角下傘體壓力幅值較為接近。5°來(lái)流迎角下系統(tǒng)流場(chǎng)在周期形成前傘體壓力存在較大波動(dòng)，且進(jìn)入穩(wěn)定周期性變化耗時(shí)較短。其余來(lái)流迎角周期形成前傘內(nèi)壓力值較為接近，隨迎角增加進(jìn)入穩(wěn)定周期耗時(shí)縮短。

3.3 火星大氣環(huán)境中的三維探測(cè)器–降落傘系統(tǒng)氣動(dòng)特性研究

針對(duì)火星大氣環(huán)境下三維E型探測(cè)器–降落傘系統(tǒng)氣動(dòng)特性的研究表明，三維降落傘系統(tǒng)流場(chǎng)仍表現(xiàn)出明顯的周期特性（圖15），整個(gè)流場(chǎng)變化機(jī)理與二維降落傘系統(tǒng)（如圖11）一致。三維效應(yīng)使得探測(cè)器器前激波脫體距離縮短，激波的錐度明顯提高（如圖15（a）所示），與二維模型流場(chǎng)結(jié)果相比，三維模型在周期內(nèi)器前激波角度及脫體距離變化程度明顯，探測(cè)器前表面壓力增加，器后尾流較窄。三維模型的器前激波/傘前激波相互作用產(chǎn)生的時(shí)間提前，傘體內(nèi)部壓力更高。實(shí)際應(yīng)用中采用開(kāi)頂孔的方式來(lái)改善傘體的穩(wěn)定性，對(duì)比有無(wú)頂孔傘型系統(tǒng)流場(chǎng)發(fā)現(xiàn)，頂孔對(duì)于降落傘/探測(cè)器流場(chǎng)相互作用模式無(wú)明顯影響。無(wú)頂孔時(shí)傘內(nèi)駐點(diǎn)處的高壓無(wú)法耗散，趨使高壓區(qū)域呈一定的錐度向上游擴(kuò)散，頂孔使傘內(nèi)駐點(diǎn)高壓部分耗散，流場(chǎng)開(kāi)放程度提高，器后尾流/傘前激波作用區(qū)域的寬度增加，尾流呈開(kāi)放狀態(tài)，降落傘系統(tǒng)的阻力降低，但穩(wěn)定性提高。

（a）不同探測(cè)器類型（火星大氣環(huán)境，Ma=2）(a) Different capsule type (Martian atmosphere, Ma=2)（b）不同大氣環(huán)境（E型探測(cè)器系統(tǒng)，Ma=2）(b) Different atmospheric conditions (type E capsule system, Ma=2) （c）不同來(lái)流速度（火星大氣環(huán)境，E型探測(cè)器系統(tǒng)）(c) Different freestream velocity (Martian atmosphere, type E capsule system)（d）不同來(lái)流迎角（火星大氣環(huán)境，E型探測(cè)器系統(tǒng)Ma=2）(d) Different angle of attack (Martian atmosphere, type E capsule system, Ma=2)

圖15 三維E型降落傘系統(tǒng)周圍流場(chǎng)結(jié)構(gòu)（Ma=2.1；左為壓力云圖，右為馬赫數(shù)云圖）

4 結(jié)束語(yǔ)

本文主要分析了地球和火星大氣環(huán)境中鈍頭體火星探測(cè)器不同外形在超聲速條件下的氣動(dòng)特征，以及加入半圓形降落傘后降落傘系統(tǒng)的流場(chǎng)周期變化規(guī)律，探究了不同來(lái)流環(huán)境和探測(cè)器構(gòu)型對(duì)火星探測(cè)器–降落傘系統(tǒng)性能的影響。結(jié)果表明，探測(cè)器單體的超聲速流場(chǎng)為定常場(chǎng)，隨著來(lái)流速度的增加，激波脫體距離、激波角度及頸部點(diǎn)距離減小，阻力系數(shù)增加。隨著截錐數(shù)量的增加，超聲速來(lái)流將在截錐側(cè)面發(fā)生多次流動(dòng)分離與再附，截錐帶來(lái)的側(cè)向力在水平方向的分量將使探測(cè)器阻力系數(shù)下降；火星大氣條件下探測(cè)器尾流頸部點(diǎn)位置減小。再入迎角是影響探測(cè)器氣動(dòng)性能的重要因素，隨著迎角的增加，探測(cè)器升力系數(shù)和升阻比均降低。

二維探測(cè)器–超聲速降落傘系統(tǒng)在火星大氣條件下超聲速來(lái)流中流場(chǎng)呈周期性變化，器后尾流與傘前激波的相互作用會(huì)導(dǎo)致傘前激波徑向膨脹并向遠(yuǎn)離對(duì)稱軸方向運(yùn)動(dòng)，進(jìn)而導(dǎo)致傘前激波與器前激波的相互作用。火星大氣環(huán)境下傘體阻力幅值及波動(dòng)均低于地球大氣環(huán)境。不同探測(cè)器–降落傘系統(tǒng)傘體壓力變化較一致，防熱罩對(duì)降落傘傘體壓力變化影響較小，后截錐導(dǎo)致傘體阻力波動(dòng)幅度增加、周期延長(zhǎng)。隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增大，傘體壓力及波動(dòng)幅度增加，流場(chǎng)進(jìn)入穩(wěn)定的周期性變化所需時(shí)間延長(zhǎng)。來(lái)流攻角增加時(shí)，傘體內(nèi)表面壓力波動(dòng)降低，流場(chǎng)周期性減弱。三維模型流場(chǎng)變化模式與二維模型相似，但探測(cè)器前表面壓力增加明顯，器后尾流較窄，在周期內(nèi)器前激波角度及脫體距離變化較二維明顯。三維模型器前激波/傘前激波作用的三重點(diǎn)距離傘體更近，降落傘內(nèi)壓力更高。傘體頂孔使傘內(nèi)駐點(diǎn)處高壓部分耗散，傘內(nèi)高壓區(qū)域圍繞傘端口呈現(xiàn)“凹”字形，同時(shí)器前壓力降低，器前激波錐度增加，器后尾流呈開(kāi)放狀態(tài)。

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Numerical Study on Aerodynamic Characteristic of Supersonic Parachute System under Different Atmospheric Conditions

JIANG Lulu1LIN Mingyue2XUE Xiaopeng1JIA He3RONG Wei3WANG Qi3

（1 School of Aeronautics and Astronautics, Central South University, Changsha 410083, China）（2 State Key Laboratory of High Temperature Gas Dynamics, Institute of Mechanics, Chinese Academy of Sciences, Beijing, 100190, China）（3 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

In the Mars exploration missions, supersonic parachute is always used for the aerodynamic deceleration during the decent and landing of Mars probe. However, most recent numerical and experimental studies are performed in the Earth atmosphere, which can not completely provide the real working environment and Martian atmosphere for aerodynamic characteristics of supersonic parachute. In this study, the numerical simulations of capsule-canopy system are conducted in Earth and Martian atmospheres, to investigate the effect of different atmosphere on aerodynamic performance of various capsule-canopy systems. As a result,compared with the results of Earth atmosphere, the neck point of wake comes closer to the capsule in Martian atmosphere, and the canopy drag in Martian atmosphere is slightly lower than that in Earth atmosphere.With the number increment of truncated cones, the stand-off distance of capsule shock, the capsule shock angle, and the distance of wake neck point from the capsule become smaller, and the canopy drag coefficient increases.The adding of truncated cones results in an increase in the fluctuation of canopy pressure and a prolonged period.With increasing the freestream Mach number, the pressure fluctuation inside the canopy increases, subsequently, it takes a longer time for the flow field around the parachute system to develop into a pulsation flow mode. As the freestream angle of attack (α) is increased, the pressure fluctuation on the inner surface of the canopy decreases, and the periodic change of the flow field decreases.In addition, the flow mode of the three-dimensional (3D) capsule-canopy system is identical to that of the two-dimensional (2D) model, however, the angle and stand-off distance of capsule shock fluctuate more obviously within a period.

Martian atmosphere; supersonic parachute; aerodynamic interaction; numerical simulation; Mars capsule

V445

A

1009-8518(2020)06-0077-13

10.3969/j.issn.1009-8518.2020.06.008

2020-08-28

國(guó)家自然科學(xué)基金（11702332）；湖南省自然科學(xué)基金（2018JJ3627）；湖南省研究生科研創(chuàng)新項(xiàng)目（CX20200298）；中南大學(xué)中央高校基本科研業(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金（2020zzts759）

姜璐璐, 林明月, 薛曉鵬, 等. 不同大氣條件下超聲速降落傘系統(tǒng)氣動(dòng)特性分析[J]. 航天返回與遙感, 2020, 41(6): 77-89.

JIANG Lulu, LIN Mingyue, XUE Xiaopeng, et al. Numerical Study on Aerodynamic Characteristic of Supersonic Parachute System under Different Atmospheric Conditions[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2020, 41(6): 77-89. (in Chinese)

姜璐璐，女，1996年生，現(xiàn)在中南大學(xué)航空航天學(xué)院航空宇航科學(xué)與技術(shù)專業(yè)攻讀碩士學(xué)位，研究方向?yàn)榭諝鈩?dòng)力學(xué)。E-mail：397477033@qq.com。

薛曉鵬，男，1982年生，2013年獲名古屋大學(xué)航空航天工程專業(yè)博士學(xué)位，現(xiàn)為中南大學(xué)航空航天學(xué)院副教授。研究方向?yàn)楦咚倏諝鈩?dòng)力學(xué)，超聲速流固耦合數(shù)值方法研究。E-mail：xuexiaopeng@csu.edu.cn。

（編輯：夏淑密）