趙曉舜 余莉 楊雪

（南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院，南京 210016）

不同迎角和速度下充氣式返回艙氣動(dòng)性能預(yù)測(cè)

趙曉舜 余莉 楊雪

（南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院，南京 210016）

減速是返回式航天飛行器必須面對(duì)的關(guān)鍵性問(wèn)題。充氣式返回艙通過(guò)降低返回系統(tǒng)的質(zhì)量增加了有效載荷，具有質(zhì)量輕、易折疊包裝、展開阻力面積大，再入時(shí)彈道系數(shù)低和產(chǎn)生的氣動(dòng)熱量小等優(yōu)點(diǎn)。文章以美國(guó) NASA的充氣式返回艙（IRV-3）為研究對(duì)象，采用有限體積法進(jìn)行了不同速度和迎角下的流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算。研究對(duì)比了充氣式返回艙在粘性模型和無(wú)粘模型下的流場(chǎng)數(shù)值結(jié)果，發(fā)現(xiàn)無(wú)粘模型在超聲速情況下能滿足一定的精度要求，提高了計(jì)算穩(wěn)定性和計(jì)算效率?？疾炝瞬煌恰⑺俣认鲁錃馐椒祷嘏摰臍鈩?dòng)性能，結(jié)果表明阻力系數(shù)隨著馬赫數(shù)增加升高之后再逐漸降低，在Ma=5時(shí)氣動(dòng)阻力最大；合適的迎角可以降低俯仰力矩系數(shù)，增加返回艙的穩(wěn)定性；迎角在小角度變化時(shí)，俯仰力矩系數(shù)和升力系數(shù)變化較大，而阻力系數(shù)變化較小。文章的研究結(jié)果對(duì)充氣式返回艙的設(shè)計(jì)及分析有一定參考意義。

充氣式返回艙氣動(dòng)性能 計(jì)算流體動(dòng)力學(xué) 粘性模型 航天返回

0 引言

隨著深空探測(cè)技術(shù)的發(fā)展，傳統(tǒng)的第一代剛性再入返回艙由于質(zhì)量大[1]、有效載荷小等諸多限制已經(jīng)無(wú)法滿足探測(cè)的需要[2-4]，第二代柔性充氣式再入返回艙作為一種新技術(shù)應(yīng)運(yùn)而生。充氣式返回艙是一種新型充氣式再入飛行器，不僅具有質(zhì)量輕[5]、可折疊包裝、收攏體積小[6-7]等優(yōu)點(diǎn)，而且其展開氣動(dòng)外形在再入過(guò)程中可提供滿足工作要求的阻力，表面的柔性防熱材料還能承受較高的溫度環(huán)境[8-9]。充氣式返回艙技術(shù)受到國(guó)際航天界的高度關(guān)注[10]。

美國(guó)NASA研究的充氣式返回艙以前拋型充氣氣囊（Inflatable Re-entry Vehicle, IRV）為代表，它是一種堆疊圓環(huán)型充氣式返回艙[11]。美國(guó)曾先后進(jìn)行了3次飛行試驗(yàn)，分別驗(yàn)證了在氣動(dòng)力載荷作用下充氣殼結(jié)構(gòu)保形能力、彈道性能和材料特性。在數(shù)值仿真方面，NASA對(duì)充氣式和剛性返回艙的氣體動(dòng)力學(xué)進(jìn)行了數(shù)值仿真，對(duì)比了它們?cè)诓煌窍伦枇ο禂?shù)[12]，對(duì)IRV-4測(cè)試的充氣式返回艙結(jié)構(gòu)采用有限元方法進(jìn)行動(dòng)態(tài)特性分析，與實(shí)驗(yàn)對(duì)比分析了織物材料的抗載荷能力[13]。隨著中國(guó)空間活動(dòng)的日益頻繁和深空探測(cè)項(xiàng)目的啟動(dòng)，我們也將面臨各種不同體積質(zhì)量載荷的回收問(wèn)題和探測(cè)器在其他行星上的進(jìn)入問(wèn)題，充氣式減速技術(shù)的預(yù)先研究工作也漸漸開始進(jìn)行。北航已經(jīng)制造出了一個(gè)最大直徑 3m，頭錐角90°的充氣式防熱罩原理樣機(jī)，用以進(jìn)行相關(guān)技術(shù)的探索和驗(yàn)證[14]；文獻(xiàn)[15]采用ANSYS對(duì)堆疊圓環(huán)型的結(jié)構(gòu)進(jìn)行靜力學(xué)分析；文獻(xiàn)[16]等對(duì)溫度場(chǎng)、熱應(yīng)力及變形進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，文獻(xiàn)[17]對(duì)兩次充氣和單次充氣式返回艙的再入彈道進(jìn)行了比較分析。但是國(guó)內(nèi)對(duì)于不同速度迎角情況下充氣式返回艙的氣動(dòng)性能的研究文章還比較少。

本文以NASA的IRV-3為研究對(duì)象，分別采用粘性模型和無(wú)粘模型，基于ICEM和FASTRAN軟件開展了不同迎角和速度下的數(shù)值仿真，分析了粘性對(duì)于數(shù)值計(jì)算結(jié)果的影響，考察了迎角和速度對(duì)IRV-3氣動(dòng)性能的影響。本文的研究結(jié)果對(duì)充氣式返回艙的設(shè)計(jì)及分析有一定參考意義。

1 控制方程

流體力學(xué)的控制方程分為連續(xù)方程、動(dòng)量方程和能量方程?？刂品匠谭謩e遵循著的三大物理規(guī)律是質(zhì)量守恒、牛頓第二定律和能量守恒。本文中無(wú)粘模型忽略了粘性力對(duì)于流體運(yùn)動(dòng)的影響，而粘性模型是包含粘性力的完整控制方程。

1.1 無(wú)粘模型

無(wú)粘模型流動(dòng)忽略了流動(dòng)中的運(yùn)輸和粘性耗散現(xiàn)象，控制方程如下：

式中 ρ為流體密度；Lj、vj為x、y、z的任一方向坐標(biāo)分量和相對(duì)速度分量。

式中 Li、vi為區(qū)別于j坐標(biāo)的坐標(biāo)分量和區(qū)別于j坐標(biāo)的平均相對(duì)速度分量；p為壓強(qiáng)。

式中 E為總能量；H為總焓；qj為某一方向的熱通量。

1.2粘性模型

充氣式返回艙工作時(shí)運(yùn)動(dòng)速度很大，為三維粘性可壓縮流動(dòng)。粘性模型的連續(xù)性方程、動(dòng)量方程和能量方程分別為：

式中 μ為分子粘性系數(shù)；tμ為湍流渦粘性系數(shù)；eμ為有效粘性系數(shù)。

為了得到粘性模型湍流方程的解，本文引入的k-ε湍流模型來(lái)封閉。補(bǔ)充方程如下：

式中 k為湍流動(dòng)能；ε為湍流耗散率；計(jì)算參數(shù)（取值來(lái)自于FASTRAN軟件幫助文檔）kσ=1.0。

式中 計(jì)算參數(shù)（取值來(lái)自于FASTRAN軟件幫助文檔）c1=1.44；c2=1.92；kσ=1.3。

2 算例驗(yàn)證

本文數(shù)值計(jì)算采用有限體積法進(jìn)行，其中無(wú)粘模型通量采用Roe格式[18]，粘性模型通量采用中心差分格式離散，時(shí)間離散均采用隱式LU-SGS方法[19]。為驗(yàn)證本文數(shù)值計(jì)算的可靠性，由于公開文獻(xiàn)無(wú)法檢索到IRV-3的不同迎角速度下的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，以文獻(xiàn)[20]的圓柱形鈍頭體為對(duì)象（此鈍頭體半徑為0.05m），以此來(lái)開展高超音速粘性模型的流場(chǎng)計(jì)算。計(jì)算工況為：來(lái)流Ma=8，流場(chǎng)初始靜壓強(qiáng)是855Pa，溫度是1 726K，壁面溫度設(shè)定為恒溫294K且無(wú)滑移[20]。

圖1 本文與文獻(xiàn)的流場(chǎng)網(wǎng)格和圓柱表面壓力曲線對(duì)比Fig.1 Comparison of cylindrical surface pressure and flow field grid between this paper and the reference paper

文獻(xiàn)[20]中給出了數(shù)值仿真沿圓柱表面0°～90°的壓力變化曲線以及風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。圖1中（c）圖為本文與文獻(xiàn)[20]沿圓柱表面壓力曲線對(duì)比，可以看出本文數(shù)值仿真結(jié)果和文獻(xiàn)計(jì)算結(jié)果吻合很好，趨勢(shì)一致，和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)相比壓力的誤差在 6%以內(nèi)。可見針對(duì)超聲速流場(chǎng)計(jì)算本文采用的數(shù)值方法具有較高的一致性。

3 數(shù)值模型

IRV-3的實(shí)體模型和幾何尺寸如圖2。充氣式返回艙的直徑和高度分別為3.0m和1.6m，環(huán)形結(jié)構(gòu)直徑為0.3m，半錐角為60°，中心體直徑為0.39m。由于充氣圓環(huán)內(nèi)部為保壓的結(jié)構(gòu)，變形小，本文將其內(nèi)部充氣圓環(huán)簡(jiǎn)化為連通結(jié)構(gòu)，將充氣式返回艙簡(jiǎn)化為剛體模型。采用ICEM軟件建立了充氣式返回艙的流場(chǎng)分塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，如圖3所示。為了模擬火星再入環(huán)境，將來(lái)流氣體的環(huán)境設(shè)置為地球50km處，來(lái)流氣體環(huán)境的參數(shù)如表1所示，此時(shí)溫度為270.65K，壓強(qiáng)為75.77Pa。采用有限體積方法進(jìn)行計(jì)算，壁面設(shè)置為無(wú)滑移絕熱壁。

圖3 充氣返回艙的流場(chǎng)網(wǎng)格Fig.3 The flow field mesh of inflatable reentry vehicle

表1 計(jì)算仿真的環(huán)境模型Tab.1 The environmental model of CFD

網(wǎng)格數(shù)量對(duì)計(jì)算準(zhǔn)確性及計(jì)算消耗均有很大的影響，本文在0°迎角，Ma=5工況下對(duì)IRV-3開展了網(wǎng)格相關(guān)性測(cè)試，網(wǎng)格數(shù)量從100萬(wàn)至350萬(wàn)共6種，計(jì)算結(jié)果如圖4所示，縱坐標(biāo)表示充氣式返回艙阻力系數(shù)Cd、升力系數(shù)CL、俯仰力矩Cm隨著網(wǎng)格數(shù)cell的變化情況。計(jì)算結(jié)果表明，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)大于200萬(wàn)時(shí)，氣動(dòng)系數(shù)變化趨勢(shì)減小，網(wǎng)格數(shù)的增加對(duì)計(jì)算結(jié)果影響不大，反而會(huì)大大增加計(jì)算消耗。最終確定數(shù)值計(jì)算流場(chǎng)網(wǎng)格數(shù)為240萬(wàn)，其中壁面第一層網(wǎng)格尺寸為0.015mm。

4 無(wú)粘模型和粘性模型的對(duì)比

圖5、圖6為不同速度下無(wú)粘模型和粘性模型下流場(chǎng)對(duì)比和氣動(dòng)系數(shù)的變化：Ma≤4粘性模型中摩擦、熱傳導(dǎo)等耗散使得返回艙圓環(huán)處分離點(diǎn)前移，前部壓強(qiáng)小于無(wú)粘模型，阻力系數(shù)變?。籑a≥4兩種模型的流場(chǎng)特性相差無(wú)幾，兩種模型的阻力系數(shù)相差很小（圖6）；Ma=1時(shí)，粘性模型使得流過(guò)返回艙時(shí)邊界層分離點(diǎn)提前，導(dǎo)致粘性模型上下壓差較大，升力系數(shù)更高，而在Ma≥2以上，二者相差不大（圖6）。對(duì)上述結(jié)果進(jìn)行分析認(rèn)為：隨著速度的升高，雷諾數(shù)逐漸增大，慣性力相對(duì)于粘性力的比值增加，慣性阻力作用增強(qiáng)，粘性力影響減弱?？梢婋S著速度的增加粘性模型對(duì)于氣動(dòng)系數(shù)的影響越來(lái)越小，在Ma≥4的超聲速區(qū)域使用無(wú)粘模型計(jì)算可以保證工程計(jì)算精度，提高計(jì)算穩(wěn)定性和計(jì)算效率。

圖4 充氣式返回艙網(wǎng)格模型Fig.4 The mesh of the inflatable re-entry vehicle

圖5 不同速度下無(wú)粘模型和粘性模型下流場(chǎng)對(duì)比Fig.5 The flow field of viscid model and inviscid model at different speed

圖6 不同速度下的氣動(dòng)系數(shù)的變化Fig.6 The aerodynamic coefficient at different speed

5 粘性模型下迎角速度影響分析

圖7和圖9分別為不同迎角和不同速度下返回艙的流場(chǎng)，圖8和圖10分別為氣動(dòng)系數(shù)隨迎角及速度的變化曲線。

圖7 不同迎角下返回艙的流場(chǎng)（Ma=3；迎角α=0°，3°，6°，8°）Fig.7 The mach and pressure contours of IRV at different attack angle

圖8 迎角對(duì)氣動(dòng)系數(shù)的影響Fig.8 The influence of angle of attack on aerodynamic coefficients

圖9 不同Ma下返回艙的流場(chǎng)（迎角α=3°；Ma=1、2、5、7）Fig.9 The mach and pressure contours of IRV at different Mach

圖10 速度對(duì)氣動(dòng)系數(shù)的影響（不同迎角下）Fig.10 The influence of speed on aerodynamic coefficients（at different attack angles）

由圖7～10可以看出，隨著迎角的增加，返回艙尾渦向上偏轉(zhuǎn)，流場(chǎng)不再對(duì)稱，返回艙尾部下方出現(xiàn)高馬赫區(qū)并且不斷增大；返回艙前方駐點(diǎn)向下翼面移動(dòng)，壓強(qiáng)由1 055Pa下降到938Pa；下翼面高壓區(qū)不斷擴(kuò)大，返回艙穩(wěn)定性降低。迎角的改變對(duì)返回艙的升力系數(shù)和力矩系數(shù)會(huì)產(chǎn)生比較大的影響。

隨著速度的增加，尾渦區(qū)變得更為細(xì)長(zhǎng)，弓形激波夾角減小，前翼面壓強(qiáng)增加幅度大于后翼面使得前后壓差的增大，此時(shí)阻力系數(shù)隨速度的增加，而當(dāng)速度大于Ma=5時(shí)，前翼面壓強(qiáng)的增加幅度小于后翼面壓強(qiáng)增加，前后壓差減小使得阻力系數(shù)下降。速度的增加使分離點(diǎn)向后移動(dòng)，駐點(diǎn)由下翼面向上移動(dòng)，膨脹波影響區(qū)域越來(lái)越大，返回艙后部壓力變得更加均勻，升力和俯仰力矩變??；在Ma≤2時(shí)，返回艙后部膨脹波較強(qiáng)對(duì)尾渦影響較大，Ma越小后部不對(duì)稱壓差增加，升力系數(shù)絕對(duì)值更大，俯仰力矩變化也較大。

6 結(jié)束語(yǔ)

充氣式返回艙具有很好的環(huán)境適應(yīng)性及優(yōu)良的減速性能，在航天器回收減速領(lǐng)域具有很好的發(fā)展前景。本文采用數(shù)值模擬方法考察了超音速情況下無(wú)粘模型對(duì)計(jì)算準(zhǔn)確性的影響，研究了迎角及速度變化對(duì)返回艙氣動(dòng)性能的影響。得出以下結(jié)論：

1）隨著速度的增加粘性力對(duì)于阻力系數(shù)的影響越來(lái)越?。划?dāng)Ma≥4時(shí)，無(wú)粘模型的計(jì)算結(jié)果與粘性模型計(jì)算結(jié)果相差很??；但無(wú)粘模型計(jì)算穩(wěn)定性優(yōu)于粘性模型，計(jì)算時(shí)間更短。

2）迎角增加，駐點(diǎn)向下翼面移動(dòng)，流場(chǎng)不再對(duì)稱，穩(wěn)定性降低，返回艙的升力系數(shù)和力矩系數(shù)影響較大，而阻力系數(shù)受迎角影響較小。

3）速度增加，分離點(diǎn)向后移動(dòng)，返回艙尾渦區(qū)變得更為細(xì)長(zhǎng)，弓形激波夾角減小，返回艙的阻力系數(shù)會(huì)升高之后再逐漸降低，Ma≥5時(shí)氣動(dòng)阻力最大；當(dāng)Ma≤2時(shí)，臨近跨音速區(qū)，尾部流場(chǎng)變化劇烈，上下壓力變化更為敏感，升力系數(shù)和俯仰力矩變化較大。

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The Prediction of Aerodynamic Performance of Inflatable Reentry Vehicle at Various Speeds and Attack Angles

ZHAO Xiaoshun YU Li YANG Xue

Aerodynamic deceleration is one of the key technologies for aerospace vehicles. The inflatable reentry vehicle can increase its payload by reducing the weight of the return system, which has the obvious advantages of light weight, easy package, large drag area, low ballistic coefficient, and small heat generated by hypersonic air. The NASA's Inflatable Reentry Vehicle (IRV-3) is used as an example to study the flow field numerical calculation of different speeds and attack angles, by using finite volume method. Comparing the viscous flow field numerical model result with the inviscid model, result shows that inviscid model in supersonic cases can meet certain accuracy requirements, improving the stability and the calculation efficiency. The aerodynamic performances at different speeds and attack angles are also studied. The results indicate that drag coefficient increases with increased much number and then gradually decreases, which reach a maximum value at 5Ma. When the attack angle changes at small angle, the changes of pitching moment coefficient and lift coefficient are bigger than the drag coefficient. A proper attack angle can reduce the pitching moment coefficient, which improves the stability of inflatable reentry vehicle. The results of this paper have reference value for design and analysis of inflatable reentry vehicles.

inflatable reentry vehicle; aerodynamic performance; CFD; viscosity model; space recovery

V411.3

: A

: 1009-8518(2016)05-0027-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2016.05.004

2015-11-02

趙曉舜，男，1990年生，現(xiàn)在南京航空航天大學(xué)人機(jī)與環(huán)境工程專業(yè)攻讀博士學(xué)位。研究方向?yàn)楹教炱鞯脑偃?、減速。E-mail：zhaoxiaoshun123@126.com。

（編輯：劉穎）

（College of Aerospace Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China）

國(guó)家自然科學(xué)基金（11172137）資助項(xiàng)目；江蘇高校優(yōu)勢(shì)學(xué)科建設(shè)工程資助項(xiàng)目（PAPD）