侯向陽(yáng)，張 鵬，包 軍，董 鑫，尚明友

（1. 中國(guó)空間技術(shù)研究院 載人航天總體部，北京 100094；

2. 南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京 210016）

考慮變形影響的棱臺(tái)式柔性外形氣動(dòng)力/熱環(huán)境研究

侯向陽(yáng)1,2，張 鵬1，包 軍2，董 鑫2，尚明友1,2

（1. 中國(guó)空間技術(shù)研究院 載人航天總體部，北京 100094；

2. 南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京 210016）

文章首先根據(jù)機(jī)械可展開(kāi)式再入/進(jìn)入技術(shù)的結(jié)構(gòu)形式建立了棱臺(tái)式柔性外形簡(jiǎn)化模型；然后通過(guò)流-固耦合分析研究了該外形在氣動(dòng)力作用下的變形規(guī)律，獲取其迎風(fēng)面具有“下凹”的變形特征；并根據(jù)該變形特征修正了氣動(dòng)面模型，應(yīng)用修正后的模型再分析，得出了氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱沿徑向分布及氣動(dòng)熱隨時(shí)間變化的規(guī)律。研究發(fā)現(xiàn)：考慮變形影響的棱臺(tái)式柔性外形在棱邊附近處出現(xiàn)了氣動(dòng)力/熱集中現(xiàn)象，全流域氣動(dòng)熱環(huán)境變化趨勢(shì)與剛性回轉(zhuǎn)體外形基本一致。此研究結(jié)果不僅可為機(jī)械可展開(kāi)式再入/進(jìn)入技術(shù)的氣動(dòng)力/熱特性研究奠定基礎(chǔ)，還能為其他柔性外形的氣動(dòng)研究提供借鑒。

機(jī)械可展開(kāi)式；棱臺(tái)式柔性外形；變形特征；氣動(dòng)壓力；氣動(dòng)剪力；熱流密度；總加熱量

0 引言

隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展，傳統(tǒng)的（半）彈道式再入/進(jìn)入技術(shù)因?yàn)槠湎到y(tǒng)復(fù)雜、成本高、適應(yīng)性差等缺點(diǎn)，已經(jīng)難以滿足未來(lái)的發(fā)展需求。一種新型可展開(kāi)的再入/進(jìn)入技術(shù)因其具備受火箭包絡(luò)約束弱、運(yùn)輸效率高、減速效果好、過(guò)載及熱流密度低、功能拓展性強(qiáng)及易模塊化、成本低等優(yōu)勢(shì)，已經(jīng)越來(lái)越受到高度的重視[1-2]。

可展開(kāi)式再入/進(jìn)入技術(shù)按照氣動(dòng)面展開(kāi)形式分為充氣式和機(jī)械式2種[3]，NASA提出的用于金星和火星探測(cè)的自適應(yīng)、可展開(kāi)式進(jìn)入及定位技術(shù)（adaptive deployable entry and placement technology,ADEPT）為機(jī)械式[4-12]。這種可展開(kāi)的機(jī)械式再入/進(jìn)入技術(shù)的氣動(dòng)外形與充氣式及傳統(tǒng)的（半）彈道式返回器相比主要不同在于：其氣動(dòng)面展開(kāi)后呈棱臺(tái)式非回轉(zhuǎn)體外形，且棱臺(tái)的各面由柔性熱防護(hù)結(jié)構(gòu)組成，在再入/進(jìn)入過(guò)程中，氣動(dòng)面隨來(lái)流作用而發(fā)生變形；而后者的氣動(dòng)外形為剛性回轉(zhuǎn)體，在再入/進(jìn)入過(guò)程中氣動(dòng)面形不發(fā)生變化。與剛性回轉(zhuǎn)體氣動(dòng)外形相比，棱臺(tái)式外形特別是柔性面的變形將直接導(dǎo)致作用其上的氣動(dòng)力/熱環(huán)境發(fā)生變化，從而影響熱防護(hù)效果，嚴(yán)重時(shí)將導(dǎo)致航天器燒穿甚至任務(wù)失敗[1,9]。因此，開(kāi)展棱臺(tái)式外形，尤其是含變形的柔性面氣動(dòng)力/熱環(huán)境研究是進(jìn)行機(jī)械可展開(kāi)式再入/進(jìn)入航天器研制的重要研究?jī)?nèi)容之一。

目前，國(guó)內(nèi)可展開(kāi)再入/進(jìn)入技術(shù)的研究主要聚焦在氣動(dòng)面為剛性回轉(zhuǎn)體的充氣式結(jié)構(gòu)上[13-18]，而對(duì)機(jī)械式特別是棱臺(tái)式柔性外形研究較少；美國(guó)雖然開(kāi)展了相關(guān)研究，但是建立在假設(shè)“柔性面發(fā)生了帶有明顯折痕的褶皺變形”的基礎(chǔ)上[9]，而這種假設(shè)往往導(dǎo)致分析得出的氣動(dòng)力/熱環(huán)境過(guò)于惡劣，從而給柔性熱防護(hù)材料研制帶來(lái)難度。

本文以美國(guó)ADEPT裝置為例，首先根據(jù)其結(jié)構(gòu)形式建立棱臺(tái)式外形簡(jiǎn)化模型；然后建立基于LS-DYNA的流-固耦合模型，開(kāi)展棱臺(tái)式柔性外形在氣動(dòng)作用下流-固耦合分析，確定柔性面變形特征；最后根據(jù)變形特征修正氣動(dòng)面模型，利用修正后的模型再進(jìn)行棱臺(tái)式柔性外形氣動(dòng)力（氣動(dòng)壓力、氣動(dòng)剪力）和氣動(dòng)熱（熱流密度、總加熱量）特性研究。

1 結(jié)構(gòu)組成與模型簡(jiǎn)化

ADEPT裝置主要由主體、連接桿、剛性防熱頭錐、剛性輻條及附著在剛性輻條上的柔性氣動(dòng)面組成，其中柔性氣動(dòng)面的材質(zhì)是具有抗拉和防熱功能的三維碳纖維織物，它和剛性輻條、剛性防熱頭錐共同組成機(jī)械式可展開(kāi)再入/進(jìn)入技術(shù)的氣動(dòng)面[1-4,11-12]。由于剛性輻條數(shù)目有限，所以 ADEPT裝置展開(kāi)后的氣動(dòng)面呈典型的棱臺(tái)式柔性外形，如圖1所示。

本文以8根剛性輻條所形成的八棱臺(tái)為例，開(kāi)展柔性面變形特征及氣動(dòng)力/熱環(huán)境研究，其氣動(dòng)面簡(jiǎn)化模型如圖2所示，并選取某100 km以下的結(jié)構(gòu)彈道式再入地球大氣的來(lái)流參數(shù)作為研究條件，如表1所示。

表1 來(lái)流參數(shù)Table 1 Free stream parameters

2 柔性氣動(dòng)面變形特征

2.1 流-固耦合模型建立

圖3為根據(jù)圖2的簡(jiǎn)化幾何模型建立的棱臺(tái)式柔性外形流-固耦合分析模型，其中柔性氣動(dòng)面選用殼單元、厚度取3 mm、彈性模量25 GPa、泊松比0.33，剛性防熱頭錐和剛性輻條做剛化處理，攻角選取0°。要求與氣動(dòng)面接觸的流場(chǎng)網(wǎng)格劃分得較細(xì)些（網(wǎng)格數(shù)量約160萬(wàn)），遠(yuǎn)離氣動(dòng)面的流場(chǎng)網(wǎng)格劃分得可相對(duì)粗些。

為了使研究結(jié)果具有一般性價(jià)值，本文選取表1中來(lái)流動(dòng)壓最大的部分進(jìn)行分析，以獲取柔性氣動(dòng)面最大變形量特征。

2.2 變形特征分析

棱臺(tái)式柔性外形的每扇臺(tái)面幾何尺寸一致，考慮攻角為 0°的情形，則每扇臺(tái)面的變形特征相同，因此本文選取其中某一扇臺(tái)面進(jìn)行變形分析。如圖4(a)所示，圖中青色為剛性防熱頭錐，黃色為柔性氣動(dòng)面，變形分析區(qū)內(nèi)的紅色L1為兩剛性輻條中間的徑向特征區(qū)，綠色L2為柔性氣動(dòng)面中部的周向特征區(qū)。

通過(guò)流-固耦合分析可知：隨著徑向距離及周向角度的增加，柔性氣動(dòng)面變形量呈類似線性增加；當(dāng)徑向距離及周向角度擴(kuò)大到柔性氣動(dòng)面中部區(qū)域時(shí)，變形量達(dá)到最大且該區(qū)域變形趨于平緩；當(dāng)徑向距離增加到柔性氣動(dòng)面肩部附近區(qū)域時(shí)，變形量相對(duì)減小，如圖4(b)、(c)所示。即：機(jī)械可展開(kāi)式再入/進(jìn)入航天器在返回過(guò)程中，其棱臺(tái)式柔性外形在氣動(dòng)作用下每扇臺(tái)面表現(xiàn)出明顯的中部“下凹”變形特征，并非文獻(xiàn)[9]假設(shè)的帶明顯折痕的褶皺變形特征。

3 考慮變形影響的氣動(dòng)力/熱環(huán)境

3.1 CFD模型建立

根據(jù)2.2節(jié)的柔性氣動(dòng)面變形特征分析結(jié)果，建立最大來(lái)流動(dòng)壓時(shí)刻下考慮變形影響的CFD模型，其中攻角仍選取0°，流場(chǎng)采用邊界直徑大于氣動(dòng)面直徑20倍的球形模型，其中氣動(dòng)面附近的流場(chǎng)網(wǎng)格數(shù)量約為160萬(wàn)，如圖5所示。

3.2 氣動(dòng)力環(huán)境分析

圖6是在來(lái)流動(dòng)壓最大時(shí)刻下，棱臺(tái)式柔性外形面的氣動(dòng)壓力環(huán)境。

通過(guò)分析可知：剛性防熱頭錐的氣動(dòng)壓力整體上大于柔性氣動(dòng)面的，最大氣動(dòng)壓力點(diǎn)（駐點(diǎn)）位于整個(gè)氣動(dòng)面中心。對(duì)于柔性氣動(dòng)面而言，剛性輻條附近的氣動(dòng)壓力大于其他區(qū)域且出現(xiàn)壓力集中現(xiàn)象；剛?cè)峤唤缂凹绮扛浇臍鈩?dòng)壓力明顯小于其他區(qū)域的，如圖6(a)所示。由圖6(b)的比較發(fā)現(xiàn)：隨著徑向距離的增大，剛性防熱頭錐區(qū)域氣動(dòng)壓力顯著下降；而對(duì)于柔性氣動(dòng)面，其兩剛性輻條之間區(qū)域（L2）的氣動(dòng)壓力先增大后減小，剛性輻條附近區(qū)域（L1）的氣動(dòng)壓力變化相對(duì)平緩；而在柔性氣動(dòng)面肩部邊緣處，氣動(dòng)壓力出現(xiàn)明顯的陡增現(xiàn)象，是由來(lái)流在氣動(dòng)面肩部形成的高速湍流層沖刷所致[19]。

圖7是在同一時(shí)刻下，棱臺(tái)式柔性外形面的氣動(dòng)剪力環(huán)境。

通過(guò)分析可知：最小氣動(dòng)剪力點(diǎn)（駐點(diǎn)）位于整個(gè)氣動(dòng)面中心。柔性氣動(dòng)面剛性輻條附近的氣動(dòng)剪力明顯大于其他區(qū)域且出現(xiàn)剪力集中現(xiàn)象，如圖7(a)所示。由圖7(b)的比較發(fā)現(xiàn)：隨著徑向距離的增大，剛性防熱頭錐區(qū)域氣動(dòng)剪力顯著上升；而柔性氣動(dòng)面剛性輻條附近區(qū)域（L1）的氣動(dòng)剪力緩慢增加，兩剛性輻條之間區(qū)域（L2）的氣動(dòng)剪力先明顯減小而后趨于平穩(wěn)；在柔性氣動(dòng)面肩部邊緣處，同樣因?yàn)楦咚偻牧鲗記_刷作用而出現(xiàn)氣動(dòng)剪力陡增現(xiàn)象。

3.3 氣動(dòng)熱環(huán)境分析

圖8是在來(lái)流動(dòng)壓最大時(shí)刻下，棱臺(tái)式柔性外形面的熱流密度環(huán)境。

通過(guò)分析可知：剛性防熱頭錐的熱流密度整體上大于柔性氣動(dòng)面，駐點(diǎn)處的熱流密度最大。柔性氣動(dòng)面剛性輻條附近的熱流密度大于其他區(qū)域且出現(xiàn)熱流集中現(xiàn)象，如圖8(a)所示。由圖8(b)的比較發(fā)現(xiàn)：隨著徑向距離的增大，剛性防熱頭錐區(qū)域熱流密度迅速下降；而柔性氣動(dòng)面區(qū)域兩剛性輻條之間區(qū)域（L2）的熱流密度緩慢減小，剛性輻條附近區(qū)域（L1）的熱流密度變化相對(duì)平緩；同樣在柔性氣動(dòng)面肩部邊緣處，熱流密度出現(xiàn)陡增現(xiàn)象。

為進(jìn)一步研究棱臺(tái)式柔性外形氣動(dòng)熱環(huán)境，本文還開(kāi)展了氣動(dòng)面在全流域范圍內(nèi)熱流密度及總加熱量的變化研究，其中對(duì)于100 km以上的大氣稀薄區(qū)域，氣動(dòng)面按棱臺(tái)式剛性外形處理；100 km以下區(qū)域，氣動(dòng)面按照本文的研究方法處理，即：先根據(jù)表1所列參數(shù)計(jì)算出不同來(lái)流動(dòng)壓條件下的變形特征，然后建立一系列對(duì)應(yīng)的考慮變形影響的CFD修正模型。圖9為3個(gè)特征點(diǎn)（駐點(diǎn)A、兩剛性輻條之間柔性區(qū)域中點(diǎn)B、剛性輻條中點(diǎn)C）的熱流密度及總加熱量在全流域范圍內(nèi)隨返回時(shí)間的變化。

從圖9可知：在整個(gè)返回過(guò)程中，駐點(diǎn)A的熱流密度及總加熱量始終最大、剛性輻條次之、柔性氣動(dòng)面最小。棱臺(tái)式柔性外形的氣動(dòng)熱環(huán)境隨時(shí)間變化趨勢(shì)與剛性回轉(zhuǎn)體外形基本一致，即：在返回初期（100 km以上的大氣稀薄區(qū)域，即過(guò)渡流區(qū)），熱流密度及總加熱量變化很??；在連續(xù)流高超聲速區(qū)（即100 km以下、Ma數(shù)在1.2以上），隨時(shí)間的增加，熱流密度顯著增大而后減小，總加熱量明顯增大；在亞/跨聲速區(qū)（即Ma數(shù)在1.2以下），隨時(shí)間的增加，熱流密度繼續(xù)減小并最終趨近于0，總加熱量趨于平穩(wěn)。這是因?yàn)闊o(wú)論是棱臺(tái)式柔性外形還是剛性回轉(zhuǎn)體外形，在過(guò)渡流區(qū)馬赫數(shù)雖大、但大氣密度小，在亞/跨聲速區(qū)大氣密度雖大、但馬赫數(shù)小，所以這2個(gè)階段動(dòng)壓都較小，氣動(dòng)加熱效果不明顯；而在連續(xù)流高超聲速區(qū)，馬赫數(shù)和大氣密度都相對(duì)較大，氣動(dòng)加熱效果顯著[19]。

4 結(jié)論

本文針對(duì)機(jī)械可展開(kāi)式再入/進(jìn)入航天器的棱臺(tái)式柔性外形，在0°攻角狀態(tài)下開(kāi)展了氣動(dòng)面流-固耦合分析，確定了柔性面變形特征；并利用修正后的CFD模型進(jìn)行了考慮變形影響的氣動(dòng)壓力、氣動(dòng)剪力、熱流密度及總加熱量特征研究，得出以下結(jié)論：

1）棱臺(tái)式柔性外形的每扇臺(tái)面表現(xiàn)出明顯的中部“下凹”變形特征。

2）柔性氣動(dòng)面剛性輻條區(qū)域附近的氣動(dòng)力/熱環(huán)境比其他區(qū)域惡劣且出現(xiàn)了力/熱集中現(xiàn)象，肩部邊緣處的氣動(dòng)力/熱環(huán)境出現(xiàn)明顯陡增現(xiàn)象。

3）剛性防熱頭錐的氣動(dòng)壓力整體上大于柔性氣動(dòng)面，隨著徑向距離的增大，其氣動(dòng)壓力顯著下降；兩剛性輻條之間的柔性氣動(dòng)面氣動(dòng)壓力先增大后減??；剛性輻條附近的柔性氣動(dòng)面氣動(dòng)壓力變化相對(duì)平緩。

4）隨著徑向距離的增大，剛性防熱頭錐氣動(dòng)剪力顯著上升；兩剛性輻條之間的柔性氣動(dòng)面氣動(dòng)剪力先減小而后趨于平穩(wěn)；剛性輻條附近的柔性氣動(dòng)面氣動(dòng)剪力緩慢增加。

5）剛性防熱頭錐的熱流密度整體上大于柔性氣動(dòng)面，隨著徑向距離的增大，其熱流密度迅速下降；兩剛性輻條之間的柔性氣動(dòng)面熱流密度緩慢減?。粍傂暂棗l附近的柔性氣動(dòng)面熱流密度變化平緩。熱流密度及總加熱量隨再入/進(jìn)入時(shí)間變化趨勢(shì)與剛性回轉(zhuǎn)體外形基本一致。

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（編輯：張艷艷）

Aerodynamic force and heat environment of prismatic flexible aeroshell with consideration of its deformation

HOU Xiangyang1,2, ZHANG Peng1, BAO Jun2, DONG Xin2, SHANG Mingyou1,2
(1. Institute of Manned Space System Engineering, China Academy of Space Technology, Beijing 100094, China;2. Ministerial Key Discipline Laboratory of Advanced Design Technology of Aircraft,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)

Firstly, this paper establishes a simplified model of the prismatic flexible aeroshell according to the requirements of the mechanical deployable reentry and entry technology. Secondly, based on the fluid-solid coupling analysis, the deformation of the flexible aeroshell under the aerodynamic action is obtained, as well as the deformation characteristics of the central depression. Lastly, the aeroshell model is modified according to the deformation characteristics, and the radial distribution of the aerodynamic force and heat and the variation of the aerodynamic heat against the reentry and entry time are analyzed again using the modified model. It is shown that the aerodynamic force and heat concentrations occur at the edge of the prismatic flexible aeroshell, and the variations of the aerodynamic heat environment in the whole reentry and entry process is basically consistent with those of a rigid rotary aeroshell. This research not only provides a basis for understanding the aerodynamic characteristics of the mechanical deployable reentry and entry technology, but also provides a reference for aerodynamic studies of other flexible aeroshells.

mechanical deployable; prismatic flexible aeroshell; deformation characteristics; aerodynamic pressure; aerodynamic shear; heat flux; gross heating value

V423.6

：A

：1673-1379(2017)03-0229-06

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.03.001

侯向陽(yáng)（1976—），男，碩士學(xué)位，研究方向?yàn)楹教炱鳉鈩?dòng)設(shè)計(jì)及總裝集成設(shè)計(jì)；E-mail: 13683344423@163.com。

張 鵬（1982—），男，博士學(xué)位，研究方向?yàn)楹教炱飨到y(tǒng)設(shè)計(jì)、氣動(dòng)設(shè)計(jì)及總裝集成設(shè)計(jì)；E-mail:zhangpeng01061014@163.com。

2017-02-08；

2017-05-12

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