衛(wèi)劍征 馬瑞強(qiáng) 譚惠豐 謝志民

（哈爾濱工業(yè)大學(xué)，復(fù)合材料與結(jié)構(gòu)研究所，哈爾濱 150080）

1 引言

2011年11月，我國“天宮一號(hào)”目標(biāo)飛行器與“神舟八號(hào)”在軌進(jìn)行了成功對(duì)接，標(biāo)志著我國的載人航天技術(shù)進(jìn)入了一個(gè)新階段。隨著我國航天技術(shù)和載人活動(dòng)的不斷發(fā)展,再入著陸技術(shù)的作用和地位將越來越重要，因此，必須研發(fā)適合新形勢(shì)和新技術(shù)要求的、先進(jìn)的回收技術(shù)。同時(shí)，美國NASA 已經(jīng)開始為探測器著陸火星進(jìn)行論證，由于再入大氣層的高度和運(yùn)輸更大質(zhì)量的載荷，傳統(tǒng)的第一代剛性再入減速器已不能滿足實(shí)際需要[1-2]。第二代再入減速器即充氣再入減速器作為新技術(shù)醞釀而成，而且美國也論證采用該方案從國際空間站返回小型貨物的可行性[3-4]。充氣式再入減速器作為一種新型充氣的彈道式大氣再入飛行器,由于它具有質(zhì)量輕，可折疊包裝和收攏體積小等特點(diǎn)[5]，而且再入過程中利用充氣形成的氣動(dòng)外形提供升力或阻力，并由表面耐高溫的柔性防熱材料提供熱防護(hù)，最后由自身的充氣結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)著陸緩沖從而安全到達(dá)地面的航天回收系統(tǒng)。充氣式再入減速器具有傳統(tǒng)返回飛行器的熱防護(hù)系統(tǒng)、降落傘減速裝置和著陸緩沖/漂浮系統(tǒng)集成一體的特點(diǎn)，為有效載荷和航天員的應(yīng)急返回提供了一種新的技術(shù)途徑，因此，充氣式再入減速器技術(shù)受到學(xué)者的高度關(guān)注，并成為新的研究熱點(diǎn)。

單充氣環(huán)薄膜型減速器主要是由單充氣環(huán)與柔性薄膜而形成，該結(jié)構(gòu)特點(diǎn)主要是，柔性的充氣展開結(jié)構(gòu)是由1個(gè)充氣展開支撐環(huán)與柔性薄膜組成形成倒錐形。這種結(jié)構(gòu)形式以日本JAXA 研究的充氣式減速器為代表。這種結(jié)構(gòu)的主要優(yōu)點(diǎn)是易折疊，展開后阻力面積大、質(zhì)量輕、低彈道系數(shù)，不足是該阻力面承受的氣動(dòng)力小于堆疊圓環(huán)結(jié)構(gòu)的阻力面。在飛行測試方面，2004年，Yamada 針對(duì)1.2m 直徑的薄膜型充氣式減速器，第一次采用氣球攜帶測試裝置到39km 高度釋放，目的是掌握柔性結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)特性，并對(duì)該結(jié)構(gòu)在不同馬赫數(shù)時(shí)的結(jié)構(gòu)氣動(dòng)特性進(jìn)行分析[6]。2009年,第二次采用氣球跌落試驗(yàn)方法進(jìn)行了試驗(yàn)，當(dāng)飛行到1 380s 時(shí)充氣環(huán)內(nèi)壓力僅為5.2kPa，由此出現(xiàn)了塌陷失穩(wěn)[7]。2011年，JAXA 對(duì)直徑為1.2m，質(zhì)量為3.375kg 減速器使用探測火箭發(fā)射，減速器以Ma=4.45 飛行，阻力面由氣動(dòng)產(chǎn)生的熱流約20kW/m2，并測得飛行軌跡特征和氣動(dòng)熱狀態(tài)。在結(jié)構(gòu)氣動(dòng)特性方面，同年該研究小組進(jìn)一步對(duì)1.2m 半頂角為45°和60°的減速器模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)[8]。同時(shí)，他們也建立了1個(gè)質(zhì)點(diǎn)系統(tǒng)模型，考慮重力以及外部作用在減速器的氣動(dòng)阻力[9]，對(duì)減速器分別在0.9，1.0和1.1 三種阻力系數(shù)進(jìn)行分析，并與測試數(shù)據(jù)對(duì)比確定減速器的風(fēng)阻系數(shù)。在數(shù)值模擬方面，主要圍繞計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)方法、流固耦合方法和結(jié)構(gòu)非線性分析等，其目的是為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和掌握氣動(dòng)特性提供依據(jù)，并對(duì)難以實(shí)現(xiàn)測試材料性能進(jìn)行仿真評(píng)估。當(dāng)這種柔性薄膜結(jié)構(gòu)再入時(shí)與高速氣流的氣動(dòng)力作用將對(duì)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生非常明顯變形，Bermudez 提出了一種迭代方法求解了軸對(duì)稱單充氣環(huán)薄膜型結(jié)構(gòu)非線性變形問題，并采用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)方法對(duì)變形后結(jié)構(gòu)計(jì)算出一系列結(jié)構(gòu)幾何變化下流場[10]。由于流固耦合作用所形成的凹形阻力面上的氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱將會(huì)明顯增大，超過材料的須用強(qiáng)度可引起結(jié)構(gòu)破壞。Karagiozis 提出了一種高效的流固耦合方法，研究了速度超過Ma＞2 時(shí)結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特性，表明當(dāng)結(jié)構(gòu)垂直飛行時(shí)由于紊流尾流的耦合作用，充氣環(huán)易引起屈曲，而且結(jié)構(gòu)也將產(chǎn)生較大變形，但是結(jié)構(gòu)仍保持穩(wěn)定[11]。我國也開始了充氣式減速器在結(jié)構(gòu)與材料等方面的研究工作，并取得積極進(jìn)展[12]。

2 建模與求解方法

2.1 模型的簡化

通常情況下，減速器再入大氣層后充氣展開阻力面進(jìn)行氣動(dòng)減速，此時(shí)飛行特點(diǎn)是速度為高超聲速，以及外圍氣體與飛行器結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的氣動(dòng)熱[13]。因此，在再入過程中一般不采用不可壓縮氣體進(jìn)行分析，同時(shí)氣體的溫度效應(yīng)必須考慮。為此本文計(jì)算假設(shè)如下：外圍氣體不發(fā)生電離且無化學(xué)反應(yīng)，氣體為理想可壓縮氣體，不考慮結(jié)構(gòu)變形對(duì)流場的影響?；谏鲜黾僭O(shè)，本文針對(duì)減速器在再入過程中減速為一倍聲速時(shí)的氣動(dòng)特性，當(dāng)保持減速器有效阻力面積不變，通過對(duì)比分析錐角改變?yōu)?5°、90°和105°，以及錐形面變形為凹面時(shí)對(duì)氣動(dòng)阻力的影響，分析減速器外圍流場的變化。其中減速器簡化模型如圖1所示，圖中R為半徑，單位為mm。

圖1 充氣式減速器幾何模型Fig.1 The geometrical model of inflatable membrane aeroshell

2.2 求解方法

基于上述假設(shè)，結(jié)合再入減速器邊界和結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，本文采用二維流場對(duì)其氣動(dòng)特性進(jìn)行分析，其可壓縮的氣體動(dòng)力學(xué)方程表示為

式中 U為減速器結(jié)構(gòu)的守恒量；E和F為其表面流通量。

由于減速器超聲速飛行時(shí)，其外圍氣流屬于非定常流體，即可以將減速器外圍氣體運(yùn)動(dòng)分為平均運(yùn)動(dòng)和脈動(dòng)運(yùn)動(dòng)。引入擾動(dòng)變量E′以及F′，式（1）可以修改為

一般在非定常氣體流動(dòng)計(jì)算中，采用雷諾應(yīng)力項(xiàng)方式對(duì)方程（2）進(jìn)行簡化，即湍流模型。常用的湍流模型有k-ω 模型、k-ε 模型以及S-A 湍流模型等。文獻(xiàn)[14]對(duì)3 種模型在超高聲速下的適用性進(jìn)行了分析，表明3 種模型計(jì)算結(jié)果相同。同時(shí)，本文考慮到S-A 湍流模型的計(jì)算效率明顯大于前兩種計(jì)算模型，于是采用S-A 湍流模型對(duì)充氣式減速器的氣動(dòng)特性進(jìn)行分析。

3 計(jì)算結(jié)果與分析

對(duì)于來流馬赫數(shù)為1 且攻角為零的充氣式減速器，本文對(duì)比分析了75°、90°和105°這3 種不同錐角減速器的氣動(dòng)特性以及阻力面對(duì)氣動(dòng)特性的影響。

3.1 錐角為75°直線型阻力面的氣動(dòng)特性

圖2為75°錐角減速器外圍流場速度矢量圖，圖3～圖5 分別是減速器為75°錐角時(shí)外圍氣流壓力云圖、氣流密度以及減速器外圍溫度場。從圖中可以得出，減速器前緣溫度同氣流密度和氣體壓力達(dá)到最大值，與流體運(yùn)動(dòng)熱力學(xué)第一定律相符合；減速器后緣的溫度比兩側(cè)溫度要高。減速器前緣溫度較高是因?yàn)闇p速器在高速飛行時(shí)，其前緣氣體受到很大的壓縮，從而產(chǎn)生較大的熱量。后緣溫度較高是因?yàn)闇p速器后方在渦流運(yùn)動(dòng)較多，有更多的流體動(dòng)能轉(zhuǎn)化為內(nèi)能，進(jìn)而使得溫度升高。因此在設(shè)計(jì)減速器時(shí)，需要注意保護(hù)減速器后方的飛行器。

圖2 錐角為75°時(shí)減速器外圍流場速度矢量圖Fig.2 The velocity field around IMR at 75°

圖3 減速器外圍氣流壓力云圖Fig.3 The pressure field around IMR

減速器為75°錐角時(shí)的壓力云圖如圖3所示，從圖中可以看出，減速器側(cè)緣處壓力變化明顯，這表明此處存在激波，且其厚度僅為15cm，氣體壓力是激波前壓力的1/6；圖4所示的氣體密度分布對(duì)此進(jìn)行了驗(yàn)證。結(jié)果表明，減速器側(cè)緣在減速器飛行過程中將受到較大的剪切力，即減速器側(cè)緣處需要采用抗剪性能較高的薄膜材料。

圖4 減速器外圍氣流密度云圖Fig.4 The density field around IMR

圖5 減速器外圍氣流溫度云圖Fig.5 The temperature field around IMR

3.2 錐角為90°與105°直線型阻力面的氣動(dòng)特性

圖6和圖7 分別為具有直線型阻力面的90°和105°錐角減速器的外圍流場圖，這與75°錐角減速器外圍流場相似；但也存在著不同，隨著減速器錐角從75°增加到105°，減速器最大壓力由215.9kPa 增加到217.6kPa，最大密度變化幅度較小，由2.017kg/m3增加到2.031 kg/m3。同時(shí)，本文對(duì)比分析了這3 種減速器下在1 倍聲速下的氣動(dòng)阻力，其中90°錐角和105°錐角減速器所受阻力分別為465.2kN和481.7kN，而75°錐角減速器所受氣阻力為479.6kN，這表明減速器氣動(dòng)阻力隨錐角并非增長或減小。

圖6 錐角為90°的外圍流場分布圖Fig.6 The flow field around IMR at 90°

圖7 錐角為105°的外圍流場分布圖Fig.7 The flow field around IMR at 105°

圖8和圖9 分別為90°和105°錐角減速外圍氣流壓力分布曲線，其中橫坐標(biāo)為x 方向坐標(biāo)（如圖1（a）所示）。為了對(duì)比分析減速器外圍不同距離處的壓強(qiáng)分布，本文選擇了4個(gè)位置，其中Series1和Series2分別表示減速器前緣表面和后緣表面，而Series3 表示減速器后方15m 處氣體壓強(qiáng)，Series4 表示減速器前方8m 處的氣體壓強(qiáng)。從曲線中可以看出：減速器在1 倍聲速下飛行時(shí)，對(duì)前方氣流的壓力差影響范圍較小，卻對(duì)減速器后方氣流壓力影響范圍較廣。減速器外圍的氣流壓力和密度分布趨勢(shì)一致，這符合克拉伯龍方程，同時(shí)由前面分析可知，在減速器前段溫度達(dá)到最高，且氣體密度達(dá)到最大，因此壓強(qiáng)同樣也達(dá)到最大值。

圖8 90°錐角減速器前后表面壓力分布曲線Fig.8 The distribution of pressure at 90°

圖9 105°錐角減速器外圍氣體壓強(qiáng)分布曲線Fig.9 The distribution of pressure at 105°

3.3 凹曲面時(shí)減速器流場分析

針對(duì)減速器阻力面形狀對(duì)再入時(shí)減速器氣動(dòng)特性的影響，本文對(duì)比分析了直線型阻力面與凹曲面減速器的外圍流場，其中凹曲面減速器的阻力面為圓弧形，半徑為3m，其余參數(shù)與90°錐角減速器相同。經(jīng)計(jì)算分析得到凹曲面減速器外圍氣流壓力場，如圖10所示。與90°錐角減速器的壓力場比較，結(jié)果表明，凹曲面減速器前緣的氣流高壓區(qū)域減小，其最大壓力值為214.7kPa，比直線型的最大壓力小了2.5kPa，減速器外圍壓力分布曲線，如圖11所示，同樣也說明了這一變化。同時(shí)得到凹曲面減速器氣動(dòng)阻力值為499.7kN，比直線型的減速器增加了34.5kN，增加幅度為6.9%。這表明,凹曲面減速器不僅可以減小其受到的最大壓力，且增加了氣動(dòng)阻力，比直線型曲面減速器有較好的氣動(dòng)特性。

圖10 凹形曲面減速器外圍流場圖與壓力分布圖Fig.10 The velocity and pressure field around IMA with concave surface

圖11 凹曲面減速器外圍氣體壓強(qiáng)分布曲線Fig.11 The pressure distribution curve of IMA with concave surface

4 結(jié)束語

本文對(duì)單充氣環(huán)薄膜型減速器外圍流場進(jìn)行了分析，結(jié)果表明：當(dāng)速度為Ma=1 時(shí)，錐角為75°、90°、105°減速器產(chǎn)生的阻力分別為479.6kN、465.2kN和481.7kN，其中錐角為90°時(shí)所受的氣動(dòng)阻力小于其它2 種減速器，表明氣動(dòng)阻力與氣體的接觸面積有明顯關(guān)系，另外還與錐角有關(guān)。若減速器的阻力面變?yōu)榘记鏁r(shí)，減速器所受阻力提高，比直曲面的氣動(dòng)阻力增大了6.9%，即保持錐角不變，變形為凹曲面可提高減速器的氣動(dòng)阻力。直線型阻力面和凹曲面阻力面比較分析表明，減速器前方的壓強(qiáng)遠(yuǎn)大于減速器后方的壓強(qiáng)值，直線型阻力面所受壓力分布梯度較大，對(duì)材料產(chǎn)生剪切應(yīng)力也就較大，而凹曲面減速器變化梯度相對(duì)較小，可以有效提高薄膜材料的利用率。

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