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    面向降落傘高空開傘的充氣式鈍錐阻力體氣動構(gòu)型仿真研究

    2021-11-09 07:59:56王廣興房冠輝何青松
    航天器環(huán)境工程 2021年5期
    關(guān)鍵詞:尾跡返回艙動壓

    王廣興,曹 旭,李 健,房冠輝,何青松,賈 賀

    (1. 北京空間機電研究所; 2. 中國航天科技集團有限公司 航天進入、減速與著陸技術(shù)實驗室:北京 100094)

    0 引言

    對于涉及進入、減速以及著陸的飛行任務(wù),常用到降落傘作航天器氣動減速。因此,降落傘系統(tǒng)工作的可靠性對于整個飛行任務(wù)具有重要意義。某些航天任務(wù)如火星探測及小天體取樣返回等需要在超聲速、低動壓工況開傘,對降落傘研制提出了嚴峻挑戰(zhàn):在超聲速飛行過程中,降落傘會出現(xiàn)“呼吸”和高頻顫振現(xiàn)象,易引起縫合部的剝離及傘衣的損傷;在低動壓條件下,傘衣內(nèi)外壓差建立困難,對順利開傘造成阻礙。為驗證減速系統(tǒng)工作程序以及降落傘的工作特性,確保降落傘系統(tǒng)正常工作,需要開展相應(yīng)的試驗。地面風洞試驗雖然可以進行縮比的艙/傘氣動干擾研究,但無法同時實現(xiàn)超聲速和低動壓的條件,且降落傘存在縮比效應(yīng)的問題,因此有必要進行全尺寸高空超聲速開傘試驗。美國在“海盜號”火星探測器飛行任務(wù)前,開展了10 余次降落傘高空開傘試驗,模擬火星開傘條件,對降落傘進行充分驗證,積累了豐富的試驗數(shù)據(jù),支撐了美國后續(xù)各項火星著陸探測任務(wù)的成功實施。我國在“天問一號”火星探測器研制過程中,利用探空火箭進行高空開傘試驗獲得了豐富的數(shù)據(jù),驗證了降落傘系統(tǒng)的性能。

    降落傘高空開傘試驗所需的大直徑、輕質(zhì)鈍錐阻力體給火箭平臺研制帶來很大挑戰(zhàn):小型火箭平臺難以滿足返回艙外形尺寸需求,不能準確模擬降落傘的開傘環(huán)境,尤其是開傘尾流環(huán)境;而大型火箭平臺成本較高,會造成資源浪費。考慮到柔性充氣可展開結(jié)構(gòu)包裝體積小、重量輕,且近年來在航天領(lǐng)域應(yīng)用越來越多,為兼顧成本和資源的合理利用,小型火箭+充氣可展開變構(gòu)型結(jié)構(gòu)方案不失為一種可行的技術(shù)途徑。

    本文提出在某型低成本小火箭構(gòu)型上分別增加充氣環(huán)和充氣裙錐兩種變構(gòu)型方案,采用三維雷諾時均Navier-Stokes 方程方法分析這兩種變構(gòu)型的流場特征,并與返回艙和火箭尾流場進行對比分析,以期為高空開傘試驗方案提供設(shè)計依據(jù)。

    1 數(shù)值模擬方法

    1.1 流動控制方程

    本文模擬的開傘高度約為32 km,環(huán)境工況仍處于連續(xù)流流域,因此流動控制方程采用Navier-Stokes(N-S)方程,其守恒形式在直角坐標系中為

    式中:

    Q

    為守恒變量向量;

    F

    G

    H

    x

    、

    y

    z

    方向的無黏通量;

    F

    、

    G

    H

    為對應(yīng)方向的黏性通量,具體表達式可參考文獻[9]。

    1.2 SST 湍流模型

    本文所研究的飛行器尾流包含大范圍分離的回流區(qū)以及有顯著非定常特征的尾跡流動,具有典型的湍流特征。因此,本文選用了魯棒性好、工程中應(yīng)用十分廣泛的SST 湍流模型。

    SST 湍流模型是依賴于切換函數(shù)

    F

    的分區(qū)模型——在靠近壁面的邊界層內(nèi)為

    k

    -

    ω

    模型,而在遠離壁面的主流區(qū)則切換為

    k

    -

    ε

    模型。SST 模型克服了

    k

    -

    ω

    模型對來流湍流度過于敏感以及

    k

    -

    ε

    模型在前緣滯止點湍動能過大的問題,其輸運方程為

    式中:

    ρ

    為流體密度;

    k

    為湍動能;

    u

    為流體速度;

    μ

    為分子黏性系數(shù);

    σ

    σ

    均為常系數(shù);

    μ

    為渦黏系數(shù);

    Re

    為遠場雷諾數(shù);

    P

    為湍動能

    k

    的生成項;

    D

    為湍動能的破壞項;

    P

    為耗散率生成項;

    D

    為耗散率破壞項;

    F

    為混合函數(shù);CD為交叉項常數(shù);各項具體形式可參考文獻[10]。

    2 數(shù)值模擬方案

    2.1 氣動構(gòu)型方案

    高空開傘試驗的目的是驗證減速系統(tǒng)工作程序及降落傘的工作特性,因此準確模擬開傘流場環(huán)境至關(guān)重要。低成本小型火箭受到自身外形尺寸限制,無法攜帶全尺寸返回艙模型開展試驗,因此本研究設(shè)計了在小型火箭結(jié)構(gòu)尾部加裝充氣環(huán)(以下簡稱充氣環(huán)火箭)和充氣裙錐(以下簡稱充氣裙錐火箭)2 種變構(gòu)型結(jié)構(gòu)來模擬返回艙開傘時的真實外形包絡(luò),為降落傘提供更為真實的開傘環(huán)境。圖1分別給出了返回艙、小型火箭、充氣環(huán)火箭以及充氣裙錐火箭的幾何尺寸。

    圖1 返回艙以及試驗結(jié)構(gòu)外形Fig. 1 Configurations of the capsule model and the experimental structures

    2.2 計算工況

    根據(jù)返回艙彈道數(shù)據(jù),本文計算包含3 種開傘工況,除攻角

    α

    分別為0°、10°和20°外,其余參數(shù)相同,均為:開傘高度

    H

    =32 km,該高度對應(yīng)的空氣密度

    ρ

    =0.013 5 kg/m;來流馬赫數(shù)

    Ma

    =1.6;單位長度雷諾數(shù)

    Re

    =4.4×10m。

    2.3 計算條件設(shè)置

    商業(yè)軟件CFD++以其魯棒性強及計算效率高的優(yōu)勢,被廣泛應(yīng)用于高速流動仿真模擬。因此,本文模擬仿真均基于CFD++軟件完成,其中采用的湍流模式為SST 模型;空間離散格式為二階精度的對稱TVD 格式;外邊界條件為遠場;物面為物滑移邊界條件。

    2.4 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

    為了研究網(wǎng)格尺度對仿真結(jié)果的影響,本文以返回艙為例進行了網(wǎng)格無關(guān)性模擬驗證。該模擬采用稀、中及密3 套非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,中等網(wǎng)格的對稱面網(wǎng)格如圖2 所示。為了更好地捕捉流場結(jié)構(gòu),3 套網(wǎng)格均在物面附近以及尾跡方向?qū)W(wǎng)格進行了加密,并且第一層網(wǎng)格高度保證物面

    y

    <1.0,尾跡區(qū)域內(nèi)網(wǎng)格尺度分別約為0.06

    D

    、0.09

    D

    及0.12

    D

    圖2 返回艙對稱面網(wǎng)格(中網(wǎng)格)及其局部放大Fig. 2 The grid on the symmetrical plane and the partial enlarged detail

    圖3 為采用3 套網(wǎng)格計算得到的返回艙對稱面在尾跡流向以及

    L

    /

    D

    =10 處的動壓分布,其中

    L

    為尾流中心線上點與返回艙底部的距離。從圖中可以看出,稀網(wǎng)格的流向動壓分布略高于中網(wǎng)格和密網(wǎng)格,中網(wǎng)格和密網(wǎng)格動壓分布基本一致;在

    L

    /

    D

    =10 處,3 套網(wǎng)格的動壓分布基本相同,只是在

    y

    =0 附近稀網(wǎng)格的最小值略大。因此,本文采用中網(wǎng)格進行仿真研究,其余3 種外形(小型火箭、充氣環(huán)火箭、充氣裙錐火箭)的網(wǎng)格須保證與返回艙中網(wǎng)格邊界層與尾跡區(qū)相同的網(wǎng)格尺度。

    圖3 不同網(wǎng)格密度下返回艙對稱面在流向和L/D=10 處的動壓分布Fig. 3 The dynamic pressure distributions in the streamline direction and on the L/D=10 plane for three kinds of grids

    3 仿真結(jié)果分析與討論

    圖4 給出了在0°攻角下返回艙、火箭、充氣環(huán)火箭以及充氣裙錐火箭4 種外形對稱面的馬赫數(shù)云圖。從圖中可以看出流動在返回艙前體形成一道強烈的弓形激波,波后馬赫數(shù)明顯降低;流動在返回艙肩部形成膨脹波,波后馬赫數(shù)升高;流動在返回艙后體開始出現(xiàn)分離,直到返回艙底部形成大范圍的回流區(qū);流動繼續(xù)向下游運動,形成很長的尾跡區(qū),馬赫數(shù)逐漸恢復(fù)。相比于大鈍頭的返回艙,其余3 種箭體的頭部激波明顯減弱;由于小火箭箭體直徑較小,其尾跡寬度明顯較窄;采用充氣變構(gòu)型的火箭在充氣環(huán)和充氣裙錐附近均形成了較強激波,尾跡寬度變寬,接近于返回艙的尾跡寬度。

    圖4 不同外形對稱面的馬赫數(shù)云圖(α=0°)Fig. 4 Mach contours on the symmetrical plane of the four configurations (α=0°)

    為了進一步比較各試驗方案的尾流特征,本文提取了沿尾流中心線以及

    L

    /

    D

    =10 處的動壓分布,如圖5 所示。從圖中可以看出:

    圖5 不同外形沿尾流中心線以及L/D=10 處的動壓分布(α=0°)Fig. 5 The dynamic pressure distributions on the streamline center and the L/D=10 plane of the four configurations (α=0°)

    1)由于回流區(qū)及尾跡的影響,沿尾流中心線動壓分布呈現(xiàn)出先升高后降低再升高的變化趨勢,在

    L

    /

    D=

    10 處尾流沿

    y

    =0 中心線對稱分布;2)小火箭流向動壓明顯高于其他外形,在

    L

    /

    D=

    10 處動壓值比返回艙高約35%,但是尾跡寬度明顯較窄,約為返回艙的45%;3)返回艙與充氣裙錐火箭沿尾流中心線的動壓分布十分接近,在

    L

    /

    D=

    10 處充氣裙錐動壓值比返回艙高約2%,尾跡寬度約為返回艙的95%。

    圖6 給出了10°攻角下4 種外形對稱面的馬赫數(shù)云圖。由于攻角效應(yīng),激波中心向迎風面發(fā)生了偏轉(zhuǎn),后尾流均明顯偏離中心軸線;火箭、充氣環(huán)火箭及充氣裙錐火箭的尾跡寬度與0°攻角時類似。

    圖6 不同外形對稱面的馬赫數(shù)云圖(α=10°)Fig. 6 Mach contours on the symmetrical plane of the four configurations (α=10°)

    圖7 為10°攻角下4 種外形沿尾流中心線以及

    L

    /

    D

    =10 處的動壓分布曲線,可以看出:

    圖7 不同外形沿尾流中心線以及L/D=10 處的動壓分布(α=10°)Fig. 7 The dynamic pressure distributions on the streamline center and the L/D=10 plane of the four configurations (α=10°)

    1)與0°攻角類似,4 種外形沿尾流中心線的動壓分布呈現(xiàn)先升高后降低再升高的趨勢,但尾跡在

    L

    /

    D

    =10 處的對稱中心線明顯偏離

    y

    =0 中心線;2)小火箭流向動壓最高,在

    L

    /

    D

    =10 處動壓值比返回艙高約33%,尾跡寬度約為返回艙的50%;3)充氣裙錐火箭與返回艙沿尾流中心線的動壓分布較接近,在

    L

    /

    D

    =10 處動壓值比返回艙高約11%,尾跡寬度約為返回艙的95%。

    圖8 給出了20°攻角下4 種外形對稱面的馬赫數(shù)云圖??梢钥吹?,由于攻角效應(yīng),激波明顯向迎風面偏移,尾跡偏離中心線的程度進一步增大。

    圖8 不同外形對稱面的馬赫數(shù)云圖(α=20°)Fig. 8 Mach contours on the symmetrical plane of the four configurations (α=20°)

    圖9 為20°攻角下4 種外形沿尾流中心線以及

    L

    /

    D

    =10 處的動壓分布曲線,可以看出:

    圖9 不同外形沿尾流中心線以及L/D=10 處的動壓分布(α=20°)Fig. 9 The dynamic pressure distributions on the streamline center and the L/D=10 plane of the four configurations (α=20°)

    1)當

    L

    /

    D

    <4 時,返回艙與充氣環(huán)火箭的動壓分布較為接近,略高于充氣裙錐火箭;2)當

    L/D

    >4 時,返回艙、充氣環(huán)火箭以及充氣裙錐火箭三者的動壓分布吻合較好;3)在

    L

    /

    D

    =10 處,火箭動壓比返回艙高約13%,尾跡寬度約為返回艙的58%;4)在

    L

    /

    D

    =10 處,充氣環(huán)火箭和充氣裙錐火箭的動壓分布較為接近,與返回艙的動壓偏差均在3%以內(nèi),尾跡寬度分別約為返回艙的59%和94%。

    4 結(jié)論

    本文針對鈍錐體外形航天器的降落傘高空開傘試驗,對返回艙、某型小火箭及其充氣環(huán)、充氣裙錐兩種變構(gòu)型外形進行了氣動環(huán)境仿真,獲得了它們的尾流氣動特征,并進行對比分析得到以下結(jié)論:

    1)在攻角

    α

    =0°、10°和20°工況下,由于回流區(qū)和尾跡的影響,返回艙、小火箭、充氣環(huán)火箭以及充氣裙錐火箭在尾流中心線上的動壓分布均呈現(xiàn)出先升高后降低再升高的趨勢;2)在

    L

    /

    D=

    10 處,小火箭動壓最高,在3 種攻角下分別比返回艙高約35%、33%以及13%,而尾跡最窄,分別為返回艙的45%、50%和58%;3)小火箭箭體上采取安裝充氣環(huán)和充氣裙錐的變構(gòu)型方案均可以改變小箭體尾流流場,3 種攻角下在

    L

    /

    D=

    10 處充氣裙錐火箭的動壓與返回艙動壓之間的偏差分別為2%、11%及3%,尾跡寬度分別為返回艙的95%、95%及94%,充氣環(huán)火箭在

    L

    /

    D=

    10 處與返回艙的動壓與尾跡寬度偏差介于小火箭與充氣裙錐火箭之間。

    綜合來看,充氣裙錐火箭的尾流特征更接近返回艙,可以更好地模擬開傘工況。

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