解 靜，張 莽，周正陽，李小艷

（中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076）

再入返回飛行器艙內(nèi)壓力動(dòng)態(tài)變化的預(yù)測(cè)技術(shù)研究

解 靜，張 莽，周正陽，李小艷

（中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076）

對(duì)于采用封閉艙室布局的再入返回飛行器，短時(shí)間內(nèi)飛行高度的變化會(huì)導(dǎo)致艙室結(jié)構(gòu)承受較大的內(nèi)外氣壓差。為了減小這種壓差載荷，通常會(huì)在表面合適位置設(shè)計(jì)合理的通氣孔，使艙內(nèi)壓力隨外界壓力的變化而變化。提出的準(zhǔn)一維等熵流法和非定常CFD相結(jié)合的方法，有效地解決了飛行器表面氣流高速流動(dòng)與進(jìn)排氣過程強(qiáng)烈耦合的非定常流動(dòng)難題，實(shí)現(xiàn)了飛行過程中艙內(nèi)壓力動(dòng)態(tài)變化的精確預(yù)測(cè)，并結(jié)合某飛行試驗(yàn)對(duì)亞聲速狀態(tài)進(jìn)行了驗(yàn)證，具有較強(qiáng)的工程借鑒意義。

再入返回飛行器；艙內(nèi)壓力；動(dòng)態(tài)變化

0 引 言

再入返回飛行器一般采用封閉的艙室結(jié)構(gòu)布局，在上升或返回過程中，外界環(huán)境壓力將在短時(shí)間內(nèi)急劇減小或增大，當(dāng)艙內(nèi)壓力來不及變化時(shí)，在飛行器自然縫隙無法預(yù)知的情況下，通過在飛行器表面合適的位置設(shè)計(jì)合理的通氣孔，使艙內(nèi)壓力能夠隨外界環(huán)境壓力實(shí)現(xiàn)同步變化，是減小飛行器內(nèi)外壓差載荷的有效途徑。美國(guó)在航天飛機(jī)、X-37B及戰(zhàn)神一號(hào)運(yùn)載火箭等航天飛行器的設(shè)計(jì)過程中，均考慮了通氣系統(tǒng)的相關(guān)設(shè)計(jì)。

航天飛機(jī)的通氣系統(tǒng)被設(shè)計(jì)在未加壓艙室結(jié)構(gòu)的兩側(cè)，如圖1所示，與清洗、排水等系統(tǒng)一起組成環(huán)境控制系統(tǒng)。

圖1 航天飛機(jī)通氣孔示意

X-37B作為新型航天器，在研制初期同樣考慮了通氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，吸取了航天飛機(jī)的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，將通氣孔設(shè)計(jì)在飛行器的底部，如圖2所示，有效地避開了嚴(yán)酷的熱流環(huán)境。而在戰(zhàn)神一號(hào)運(yùn)載火箭的研制過程中，通氣孔也被設(shè)計(jì)在整流罩的側(cè)面，使整流罩內(nèi)部的壓力隨外界環(huán)境壓力的降低而降低，研究人員針對(duì)約1000條彈道下的艙內(nèi)壓力開展了詳細(xì)的分析研究工作[1]。中國(guó)的通氣孔設(shè)計(jì)及艙內(nèi)壓力的預(yù)測(cè)研究主要集中在運(yùn)載火箭整流罩的設(shè)計(jì)上，通氣孔被設(shè)計(jì)在整流罩的側(cè)面。

圖2 X-37B底部的通氣孔

事實(shí)上，帶有此類通氣孔的飛行器在再入返回過程中，艙內(nèi)壓力隨外界環(huán)境壓力實(shí)現(xiàn)同步動(dòng)態(tài)變化，屬于飛行器表面氣流高速流動(dòng)和進(jìn)排氣過程強(qiáng)烈耦合的非定常流動(dòng)問題，理論上可以通過非定常CFD方法進(jìn)行模擬。盡管近些年CFD技術(shù)隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展得到了空前的繁榮，但要實(shí)現(xiàn)整個(gè)飛行過程的耦合流動(dòng)模擬，再加上因高度變化而導(dǎo)致的密度、靜壓等環(huán)境條件的變化，對(duì)于CFD來講依然是非常龐大的計(jì)算量，不具備工程實(shí)用性。

本文從工程設(shè)計(jì)的角度，對(duì)飛行器表面氣流高速流動(dòng)與進(jìn)氣過程強(qiáng)烈耦合的非定常流動(dòng)問題進(jìn)行解耦研究，建立滿足工程實(shí)際需求的艙內(nèi)壓力快速預(yù)測(cè)技術(shù)方法，實(shí)現(xiàn)艙內(nèi)壓力動(dòng)態(tài)變化的精確預(yù)測(cè)。

1 方法研究

一般情況下，此類通氣孔被設(shè)計(jì)在飛行器的側(cè)面或者底部，一方面可避免高溫氣流直接沖進(jìn)艙內(nèi)破壞儀器設(shè)備；另一方面攻角及側(cè)滑角的變化不會(huì)對(duì)通氣孔當(dāng)?shù)氐膲簭?qiáng)產(chǎn)生較大影響，從而影響到進(jìn)排氣效率，同時(shí)也不會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)烈的壓力脈動(dòng)。因此，通氣孔處是進(jìn)氣流動(dòng)還是排氣流動(dòng)，主要取決于艙內(nèi)壓力與通氣孔處靜壓之間的大小關(guān)系。飛行器在再入返回的任何瞬態(tài)過程中，艙內(nèi)氣體的溫度和壓強(qiáng)可以認(rèn)為基本不變。

為了便于技術(shù)方法的使用，對(duì)飛行瞬態(tài)進(jìn)行如下假設(shè)：

a）每個(gè)艙段內(nèi)溫度和氣壓恒定不變；

b）艙內(nèi)氣體流速為零；

c）進(jìn)氣的過程為準(zhǔn)一維等熵?zé)o粘流；

d）計(jì)算中所選取的流量系數(shù)取決于穿過通氣孔的橫向氣流馬赫數(shù)的經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)（通氣系數(shù)）。

飛行器表面高速氣流和進(jìn)氣過程的耦合非定常流動(dòng)可以分解為2個(gè)過程：a）飛行器高速飛行條件下表面氣流的流動(dòng)，主要影響通氣孔處的靜壓；b）因通氣孔處艙室內(nèi)外壓力差導(dǎo)致的進(jìn)氣流動(dòng)或者排氣流動(dòng)。飛行條件下通氣孔處的靜壓可以通過風(fēng)洞試驗(yàn)或CFD方法計(jì)算壓力系數(shù)，再與實(shí)際動(dòng)壓條件和環(huán)境壓力結(jié)合作為艙內(nèi)壓力預(yù)測(cè)的輸入條件之一。

通氣孔進(jìn)氣或排氣的流動(dòng)可以采用準(zhǔn)一維等熵流法[2～5]進(jìn)行模擬，進(jìn)而獲得艙內(nèi)的壓力，計(jì)算流程如圖3所示。

圖3 艙內(nèi)壓力的計(jì)算流程

由圖3可知計(jì)算中需要給定飛行器飛行軌跡或彈道參數(shù)、通氣孔壓力系數(shù)、通氣孔通氣系數(shù)，采用準(zhǔn)一維等熵流量公式確定該時(shí)刻質(zhì)量、流量系數(shù)，進(jìn)而可以確定該時(shí)刻的艙內(nèi)壓力，然后以此類推按照飛行軌跡或彈道參數(shù)進(jìn)行時(shí)間迭代，獲得整個(gè)飛行過程中艙內(nèi)壓力隨外部環(huán)境壓力的動(dòng)態(tài)變化情況。

根據(jù)一維等熵流理論，通氣孔處馬赫數(shù)可以通過下式計(jì)算得到[6，7]：

式中 γ 為比熱比；PU和PD分別為上、下游壓強(qiáng)。由式（1）可計(jì)算通過通氣孔的氣體流量Qg為

式中 S為通氣孔面積；R為氣體常數(shù)；TU為上游溫度。飛行器上升過程中，PU為艙內(nèi)壓強(qiáng)，PD為艙外壓強(qiáng)；飛行器再入返回過程中，PU為艙外壓強(qiáng)，PD為艙內(nèi)壓強(qiáng)。

實(shí)際上，由于通氣孔的位置、形狀及切向馬赫數(shù)等多項(xiàng)因素將對(duì)流量產(chǎn)生影響，因此引入通氣系數(shù)K對(duì)影響進(jìn)行量化分析。K在物理意義上可表示為通氣孔進(jìn)氣或排氣效率的無量綱化系數(shù)，即：

式中 Qgact為實(shí)際測(cè)量得到的質(zhì)量流量；Qgth為采用一維等熵流方法得到的理論解析解。

通氣系數(shù)K一般通過實(shí)驗(yàn)方法獲得，但僅限于比較單一的通氣孔形狀，且需要簡(jiǎn)化流場(chǎng)條件、艙內(nèi)結(jié)構(gòu)及設(shè)備等。本文提出采用非定常CFD方法獲得的通氣系數(shù)，可以考慮實(shí)際飛行環(huán)境中各種因素的影響，使其更符合實(shí)際。

在采用非定常CFD方法計(jì)算K值的過程中，首先完成該計(jì)算狀態(tài)下外流場(chǎng)定常狀態(tài)模擬，再以此為初始條件將艙內(nèi)壓力設(shè)置為一個(gè)較低的值，然后打開通氣孔進(jìn)行內(nèi)外壓平衡的非定常流動(dòng)模擬，監(jiān)測(cè)并獲得不同內(nèi)外壓力比（PD/PU）條件下的流量參數(shù)。

針對(duì)不同內(nèi)外壓力比條件，采用準(zhǔn)一維等熵流法獲得理論條件下的流量，通過式（3）獲得通氣系數(shù)K。實(shí)際上，為了采用準(zhǔn)一維等熵流方法開展艙內(nèi)壓力的預(yù)測(cè)研究，通常會(huì)建立一個(gè)以馬赫數(shù)和內(nèi)外壓力比為變量的二維通氣系數(shù)數(shù)據(jù)庫。在沿彈道計(jì)算艙內(nèi)壓力時(shí)，根據(jù)該時(shí)刻下的馬赫數(shù)和內(nèi)外壓力比通過插值的方法獲得實(shí)際的通氣系數(shù)。

為了驗(yàn)證非定常CFD方法計(jì)算通氣系數(shù)K的可行性和準(zhǔn)確性，本文針對(duì)文獻(xiàn)[5]中帶有試驗(yàn)數(shù)據(jù)的通氣系數(shù)測(cè)量試驗(yàn)，進(jìn)行物理建模及網(wǎng)格的劃分，如圖4所示。

圖4 試驗(yàn)物理模型及計(jì)算網(wǎng)格

圖4 中左側(cè)艙為高壓區(qū)（即上游壓強(qiáng)PU），右側(cè)艙為低壓區(qū)（即下游壓強(qiáng)PD），然后采用非定常CFD的方法分析孔的通氣系數(shù)。

圖5為非定常CFD方法計(jì)算不同內(nèi)外壓力比條件下通氣孔處的馬赫數(shù)云圖。圖6為通氣系數(shù)計(jì)算值與試驗(yàn)值的對(duì)比。

由圖6可以看出，通氣系數(shù)的計(jì)算值與試驗(yàn)值隨內(nèi)外壓力比的變化符合的很好，說明非定常CFD方法計(jì)算通氣系數(shù)K準(zhǔn)確可行。

圖6 通氣系數(shù)計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比

2 計(jì)算結(jié)果與分析

為了驗(yàn)證非定常CFD方法與準(zhǔn)一維等熵流方法相結(jié)合的艙內(nèi)壓力動(dòng)態(tài)變化預(yù)示方法的效驗(yàn)性，選取了某型飛行器亞聲速飛行試驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比分析，驗(yàn)證亞聲速范圍內(nèi)上述方法的合理性和正確性。

2.1 通氣系數(shù)計(jì)算

結(jié)合該型飛行器的通氣孔技術(shù)方案，根據(jù)飛行彈道選取典型馬赫數(shù)分別為0.1、0.2、0.3、0.4、0.5和0.6，采用非定常CFD方法開展通氣系數(shù)的計(jì)算研究，計(jì)算結(jié)果如圖7所示。

圖7 不同馬赫數(shù)通氣系數(shù)PC—艙內(nèi)壓力；PL—通氣孔處壓力

由圖7可以看出，不同馬赫數(shù)、內(nèi)外壓力比條件下的通氣系數(shù)差異比較明顯。

2.2 艙內(nèi)壓力沿飛行軌跡動(dòng)態(tài)變化的精確計(jì)算

采用準(zhǔn)一維等熵流方法對(duì)飛行器艙內(nèi)壓力沿飛行軌跡的動(dòng)態(tài)變化開展計(jì)算分析，計(jì)算結(jié)果與飛行遙測(cè)數(shù)據(jù)的對(duì)比情況如圖8所示。另外，研究所需通氣孔處壓力系數(shù)通過測(cè)壓風(fēng)洞試驗(yàn)獲得。

圖8 艙內(nèi)壓力計(jì)算數(shù)據(jù)與遙測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)比

為了確保飛行試驗(yàn)遙測(cè)獲得的數(shù)據(jù)準(zhǔn)確、可靠，在飛行器艙內(nèi)分別設(shè)計(jì)了3個(gè)遙測(cè)點(diǎn)。

由圖8可以看出，隨著飛行高度的快速降低，由于通氣孔的存在，艙內(nèi)壓力呈現(xiàn)出逐漸升高的趨勢(shì)，3個(gè)遙測(cè)點(diǎn)的壓力數(shù)據(jù)變化規(guī)律和量值完全一致。計(jì)算數(shù)據(jù)與遙測(cè)數(shù)據(jù)沿飛行軌跡變化規(guī)律的一致性較好，在量值上二者也非常接近，最大相差約3%，可滿足工程研制需求。飛行器中存在的自然縫隙、測(cè)壓風(fēng)洞試驗(yàn)誤差等因素是導(dǎo)致二者在量值上存在差異的主要原因。

3 結(jié)束語

通過上述分析，對(duì)于帶有此類通氣孔的再入返回飛行器，準(zhǔn)一維等熵流方法和非定常CFD方法相結(jié)合的技術(shù)方法，可以快速、有效地實(shí)現(xiàn)飛行器飛行過程中艙內(nèi)壓力動(dòng)態(tài)變化的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)，具備較強(qiáng)的工程借鑒意義。

需要說明是本文僅結(jié)合某型飛行器的亞聲速飛行試驗(yàn)對(duì)亞聲速狀態(tài)進(jìn)行了驗(yàn)證，后續(xù)將結(jié)合再入返回飛行試驗(yàn)對(duì)高超聲速狀態(tài)開展進(jìn)一步的研究工作。

[1] Wang Q Z, Arner S. Compartment venting analyses of Ares I first stage systems tunnel[R]. AIAA-2009-5266, 2009.

[2] 萬音, 倪嘉敏, 劉志珩. 氣動(dòng)設(shè)計(jì): 總體設(shè)計(jì)[M]. 北京: 宇航出版社, 1989.

[3] Ascher H S. The dynamics and thermodynamics of compressible fluid flow(Volume 1)[M]. New York: John Wiley & Sons, 1953.

[4] Mehmet O, Kemal S. Venting during datellite system depressurization[R]. AIAA-2008-5501, 2008.

[5] Downs W J, et al. Ares I-X upper stage simulator compartment pressure comparisons during ascent[R]. AIAA-2010-1000, 2010.

[6] 唐碩, 張棟, 祝強(qiáng)軍. 吸氣式高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)耦合建模與分析[J]. 飛行力學(xué), 2013(3): 244-249.

[7] Bolender M A, Doman D B. Nonlinear longitudinal dynamical model of an air-breathing hypersonic vehicle[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2007,44(2): 374-387.

Study on Dynamic Change Prediction of Inner Pressure of Reentry Vehicle Cabin

Xie Jing, Zhang Mang, Zhou Zheng-yang, Li Xiao-yan
(R&D Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)

For the reentry vehicle made up of cabin, the quickly change of flight altitude can induce the huge air pressure difference across the skin of vehicle. In order to reduce the pressure difference, logical vent system is designed on the surface of vehicle, making the inner pressure of cabin change with outside air pressure. The way of one dimension isentropic flow theory and unsteady CFD are used in this paper to simulate the intense unsteady flow of high speed air transflux the vehicle skin, enter the cabin through the vent, and exactly calculate dynamic change of the inner pressure of cabin in flight, validated by subsonic flight experimentation, which providing important reference for the engineering department.

Reentry vehicle; Inner pressure of cabin; Dynamic change

V412

A

1004-7182(2016)04-0059-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20160415

2015-05-20；

2015-09-16

國(guó)防基礎(chǔ)科研計(jì)劃基金（JCKY2013601B）

解 靜（1982-），男，工程師，主要從事飛行器氣動(dòng)總體設(shè)計(jì)工作