姜璐璐 林明月 薛曉鵬 賈賀 榮偉 王奇

不同大氣條件下超聲速降落傘系統(tǒng)氣動特性分析

姜璐璐1林明月2薛曉鵬1賈賀3榮偉3王奇3

（1 中南大學航空航天學院，長沙 410083）（2 中國科學院力學研究所 高溫氣體動力學國家重點實驗室，北京 100190）（3 北京空間機電研究所，北京 100094）

火星探測任務中，超聲速降落傘對于火星探測器的減速過程起著至關重要的作用。然而，火星探測器與超聲速降落傘系統(tǒng)的數(shù)值模擬和風洞試驗大多在地球環(huán)境中進行，不能完全復現(xiàn)火星用降落傘真實的工作環(huán)境，所得氣動特性也與真實環(huán)境下火星降落傘氣動特性存在誤差。針對這一問題，文章開展了地球和火星大氣環(huán)境下超聲速降落傘系統(tǒng)的數(shù)值模擬研究，并分析不同大氣環(huán)境、來流條件對降落傘系統(tǒng)氣動性能的影響機理，以及不同探測器構型對降落傘系統(tǒng)阻力性能的影響。研究發(fā)現(xiàn)：相比于地球大氣，在火星大氣條件下探測器單體尾流頸部點更加靠近探測器，火星大氣環(huán)境下傘體阻力略低于地球大氣環(huán)境；隨著截錐數(shù)量的增加，器前激波脫體距離、激波角度及頸部點至探測器間距均縮短，阻力系數(shù)增加；后截錐導致傘體阻力波動幅度增加，流動周期延長。隨著來流馬赫數(shù)的增大，傘體內(nèi)壓力波動增加，以致流場需要更長時間進入穩(wěn)定的周期性變化；當來流迎角增大時，傘體內(nèi)表面壓力波動和流場周期性均減弱。此外，三維降落傘模型流場變化模式與二維模型一致，在周期內(nèi)器前激波角度及脫體距離變化程度更為明顯。

火星大氣 超聲速降落傘 氣動干擾 數(shù)值模擬 火星探測器

0 引言

隨著火星探測任務的深入推進，探測器將面臨更大質量的載荷需求，這給其進入、減速與著陸（Entry、Descent、Landing，EDL）過程帶來更大的挑戰(zhàn)[1]。其中，超聲速減速階段的氣動減速裝置——降落傘仍發(fā)揮著極其重要的作用。然而，一直以來火星探測器與超聲速降落傘系統(tǒng)的數(shù)值模擬和風洞試驗研究大多在地球環(huán)境中進行，這極不利于更精確的氣動預測與火星降落傘設計。近年來，已有學者研究了真實火星大氣模型對進入火星大氣時的“火星科學實驗室”（Mars Science Laboratory，MSL）探測器氣動性能的影響[2]，發(fā)現(xiàn)大氣模型對于探測器阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)影響較大，密度增加和溫度升高導致激波脫體距離減小。文獻[3-5]針對火星大氣環(huán)境對簡化探測器–超聲速降落傘系統(tǒng)周圍流場結構及傘衣性能的影響展開了初步研究，發(fā)現(xiàn)火星大氣環(huán)境下探測器尾流/傘前激波作用模式和傘衣變形程度均與地球大氣環(huán)境下的氣動特性表現(xiàn)出極大的不同，且同樣的傘衣材料在不同的大氣環(huán)境中的流固耦合表現(xiàn)差異巨大，可見火星大氣環(huán)境對超聲速降落傘系統(tǒng)的氣動性能影響較大。

此外，自“海盜號”（Viking）火星探測器成功軟著陸以來，目前成功的火星探測器基本都沿用其70°半錐角鈍頭體外形[1]，且根據(jù)每次任務載荷量對尺寸等進行修改優(yōu)化。然而對于火星大氣環(huán)境下探測器–超聲速降落傘系統(tǒng)的研究多用梯形臺作為探測器簡化模型，未考慮真實探測器外形對降落傘系統(tǒng)氣動性能的影響。此外，針對不同大氣環(huán)境中降落傘系統(tǒng)的特殊脈動機理研究較少，因此，研究真實環(huán)境下探測器–降落傘系統(tǒng)減速階段的氣動特性對火星探測任務的成敗至關重要。

為此，本文在前期研究的基礎上，對真實火星探測器外形及其與超聲速降落傘的組成系統(tǒng)開展火星大氣環(huán)境及地球大氣環(huán)境中的氣動特性模擬研究，對比分析不同大氣環(huán)境對探測器–降落傘系統(tǒng)氣動性能影響機理。

1 探測器及降落傘系統(tǒng)模型

針對探測器外形對降落傘系統(tǒng)氣動性能影響研究，設置五種不同外形的探測器模型。模型如圖1（a）所示，其中A模型與日本航空航天局風洞試驗模型一致，為70°半錐角梯形臺模型，作為驗證模型以驗證數(shù)值算法的正確性；D、E型探測器模型分別參考Viking、MSL外形，減少截錐和防熱罩結構得到C、B模型。E型探測器模型為目前常用的火星探測器模型，本文以其為主要研究對象。降落傘系統(tǒng)模型如圖1（b）所示，傘體取直徑為的半圓盤模型。超聲速降落傘的兩個關鍵設計參數(shù)為器體與傘體直徑比（/，為探測器最寬處直徑）和拖拽距離比（/，為器體傘體間距），其數(shù)值大小會影響探測器/降落傘相互作用模式。為了研究探測器復雜尾流對于傘體內(nèi)表面壓力的影響以及雙體結構之間流場的相互作用規(guī)律，本文中所采用的拖拽距離比為5，器體與傘體直徑比為0.2，在此條件下流場為脈動模式[6]。傘衣厚度取5mm。

（a）探測器模型　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　?。╝）Capsule model

2 數(shù)值模擬方法

2.1 計算條件

本文研究地球和火星兩種大氣環(huán)境下火星探測器系統(tǒng)的氣動性能表現(xiàn)?；鹦谴髿猸h(huán)境與地球有著明顯的區(qū)別，具體體現(xiàn)在火星大氣密度小、動壓低，因此，火星的進入—減速—著陸（EDL）過程將與地球有著明顯差異。數(shù)值模擬使用的來流條件如表1所示。地球大氣環(huán)境下的來流條件來源于文獻[6-7]的風洞試驗條件；火星大氣環(huán)境下的來流條件仍然滿足流體連續(xù)介質假設[8]，來流參數(shù)基于美國航空航天局給出的火星大氣環(huán)境參數(shù)的經(jīng)驗公式計算[9]，選用距離地面高度1km處的環(huán)境參數(shù)，具體擬合公式為

表1 本文研究計算所用來流條件

Tab.1 Freestream flow conditions used in this study

其中，T為靜溫，單位為℃；P∞為來流靜壓，單位為kPa；ρ為大氣密度；H為高度，單位為m。

為了提高計算效率，僅主要研究對象E型探測器–降落傘系統(tǒng)模型采用了三維網(wǎng)格，如圖2所示。其他探測器及降落傘模型均采用了二維結構化網(wǎng)格，模型邊界附近加密處理，所設計的網(wǎng)格密度與文獻[10]中結構相似，已進行網(wǎng)格無關性檢驗。

2.2 數(shù)值方法及其驗證

本研究采用有限體積公式求解可壓縮理想氣體N-S方程，以獲得模型周圍超聲速非定常流場。在空間離散化方面，使用HLLC（Harten-Lax-van Leer-Contact）格式計算二階無粘通量項[11]，同時為了避免計算流場中出現(xiàn)虛假的數(shù)值振蕩，采用了帶有連續(xù)限制器框架的二階TVD多項式插值方案。時間推進采用較穩(wěn)定的隱式backward Euler格式[12]，以捕捉流場結構瞬態(tài)變化，其時間步長設定為1.0×10-5s。另外，本文研究中采用Improved Delayed-DES（IDDES）湍流模型來計算模擬探測器的湍流尾流。在邊界條件的設置中，入口參數(shù)設置為遠場來流，出口參數(shù)通過中心差分獲得。考慮到降落傘在穩(wěn)定下降階段織物透氣性對系統(tǒng)流場變化影響較小，傘衣及探測器均設置為無滑移剛性壁面。

為了對文中使用的數(shù)值方法進行驗證，采用了二維A型探測器模型分別在不同大氣環(huán)境中進行模擬，該二維模型尺寸與日本航空航天局風洞試驗及文獻[8]所使用的三維模型截面尺寸一致。結果表明地球大氣環(huán)境下探測器前表面的數(shù)值模擬壓力分布結果與風洞試驗結果高度吻合（見圖3）[6-7]，火星環(huán)境下降落傘系統(tǒng)平均阻力數(shù)值模擬結果與文獻[8]中結果存在誤差（見圖4）[4-5]。這是因為文獻[8]中采用的降落傘系統(tǒng)模型中探測器和傘腔中間有軸連接，另外就是文獻[8]與本文研究使用的數(shù)值模擬方法不同，所以兩個結果存在一定誤差，但這一誤差在允許范圍內(nèi)，對工程實用性影響較小。因此，本研究可采用二維模型進行數(shù)值模擬分析。為提高計算效率，研究過程中首先采用二維模型仿真結果進行分析，再采用三維模型仿真結果進行流場對比驗證。

圖3 地球大氣環(huán)境下數(shù)值模擬結果與風洞試驗結果對比

圖4 火星大氣環(huán)境下數(shù)值模擬結果與參考文獻結果對比

3 結果分析

3.1 不同大氣環(huán)境中探測器單體氣動特性研究

超聲速來流條件下，可明確觀察到探測器在超聲速流場中典型的流動特征。圖5為E型探測器的流場示意圖，B、C、D型探測器的流場情況與E型探測器大致相同。超聲速來流在器體迎風面處產(chǎn)生弓形激波，波后氣體被壓縮，流線穿過激波改變方向，繞過肩部時由于外形的變化出現(xiàn)很大的外折角，產(chǎn)生一系列膨脹波，在膨脹波的作用下緩慢改變方向。氣流繞過肩部并逐漸膨脹加速，在肩部到外流區(qū)的部分形成剪切層，將尾流區(qū)劃分為回流區(qū)和尾跡區(qū)，尾跡發(fā)展到后駐點（也稱為頸部點）處形成二次壓縮波，頸部點的前部區(qū)域通常被稱為近尾，后部區(qū)域被稱為遠尾，頸部點到探測器背部的距離稱為回流區(qū)長度或近尾長度。超聲速來流在經(jīng)過激波后發(fā)生偏轉，流速下降，壓力升高，流經(jīng)器肩后流速增快，壓力驟降，在膨脹波的作用下流動緩慢偏轉回來流方向，后經(jīng)二次壓縮波后偏轉回到來流方向和速度[13-14]。

圖5 二維E型探測器馬赫云圖，

回流區(qū)存在著復雜的流場現(xiàn)象，低壓回流在探測器背面產(chǎn)生了一對方向相反的再循環(huán)氣泡，誘導尾流近乎垂直的撞向器體背面，使器體背面形成了一個半圓形的高壓區(qū)，氣流在沿著器體背面流向側面時，由于器體外形拐角的存在，流動分離，產(chǎn)生了不同數(shù)量的小尺度分離渦。分離渦的數(shù)量和大小受探測器外形和尾跡寬度的影響，器肩側面分離渦上側由于流動速度較低，誘導肩側的高壓區(qū)向器體側面延伸。后體流場復雜的流動現(xiàn)象使得不同探測器呈現(xiàn)的氣動特性有所不同。

火星大氣環(huán)境下B、C、D、E四種探測器外型的氣動力參數(shù)數(shù)值模擬結果隨迎角變化如圖6所示，升力系數(shù)L和升阻比（L/d）的變化趨勢一致，均表現(xiàn)為C型>D型>E型>B型。B型探測器的阻力系數(shù)d在迎角研究范圍內(nèi)均遠大于其他三種探測器，可見防熱罩的加入會降低阻力系數(shù)，但考慮熱防護的需求，B型探測器外形不適于實際應用。四種類型的探測器阻力系數(shù)隨迎角的增加均呈下降趨勢，E型探測器的阻力系數(shù)波動最小。質心俯仰力矩系數(shù)m的變化中，四種探測器均呈現(xiàn)隨迎角增加而增加的趨勢，其中B型探測器在有迎角的來流下質心俯仰力矩系數(shù)變化較小，隨著截錐數(shù)量的增加，質心俯仰力矩系數(shù)降低，表明截錐數(shù)量的增加影響質心在探測器的分布點位置靠后，在實際應用中增加截錐數(shù)量時也應考慮質心位置變動對整個探測器氣動性能的影響。

為了更好地對比不同類型探測器的氣動性能差異，結果發(fā)現(xiàn)，10°迎角下，四種二維探測器模型的流線圖如圖7所示，B型探測器的平板前表面使得器前激波角度較大，且B型探測器頸部點前近尾區(qū)域略寬于C、D、E三種探測器。四種探測器器肩部均存在兩組較小的渦，無后截錐的B、C兩種探測器尾流內(nèi)兩個大渦渦心連線傾角較小，且靠下的渦較大。隨著后截錐數(shù)量增加，渦心連線傾角增加，靠上部的渦逐漸增大。探測器器后近尾長度隨截錐數(shù)量的增加而縮短。

圖6 火星大氣下不同類型探測器氣動力系數(shù)對比

圖7 火星大氣環(huán)境下Ma=2，時不同探測器馬赫云圖及流線圖

不同大氣環(huán)境對二維E型探測器的氣動力參數(shù)影響情況如圖8所示，再入迎角較大時，除質心俯仰力矩系數(shù)外，火星大氣環(huán)境下其他氣動力系數(shù)均低于地球大氣環(huán)境下的相應值。

如圖9~10所示，在兩種大氣環(huán)境下，隨著來流速度的增加，探測器器前激波脫體距離均縮短，激波角度顯著減小，頸部點距探測器距離縮短。地球大氣環(huán)境下器后尾流近尾長度較短，頸部點兩側速度較高，器后尾流寬度較窄，探測器器前激波脫體距離較大，激波角度較大。

圖8 E型探測器在不同大氣環(huán)境下氣動力系數(shù)對比

圖9 E型探測器在不同來流條件下流場結構對比

圖10 E型探測器在不同來流條件下參數(shù)對比

3.2 火星大氣環(huán)境中的二維探測器–降落傘系統(tǒng)氣動特性研究

與單體探測器的穩(wěn)態(tài)流場不同，探測器–降落傘雙體系統(tǒng)產(chǎn)生了明顯的時變特性，并可觀察出流場的周期變化。通過對探測器單體結構超聲速流場的分析，探測器流場結構包括脫體激波、膨脹波、剪切層、渦這些典型的流動結構，而加入了傘體后，雙體的流動結構之間相互發(fā)生干擾，產(chǎn)生了新的次生結構[8]，如激波反射、激波/尾流相互作用、激波/激波相互作用，這使得流場結構更加復雜。分析圖11所示的探測器及傘體隨時間變化關系可知，各部分壓力均呈現(xiàn)周期變化規(guī)律。已有研究[8]指出，不同的拖拽距離比對應著雙體系統(tǒng)的流場結構將呈現(xiàn)完全不同的類型，根據(jù)拖拽距離比的增加依次分為脈動模式、震蕩模式和尾流/激波相互作用模式，本研究中設計的拖拽距離比為5，根據(jù)文獻[6]中的劃分標準均屬于脈動模式。

圖11 二維E型降落傘系統(tǒng)傘體內(nèi)表面的壓力隨時間變化關系

通過降落傘體壓力變化（見圖11，圖中為傘體壓力，∞為來流靜壓）和降落傘系統(tǒng)周圍脈動模式下的流場結構演變可發(fā)現(xiàn)，在流場的周期脈動模式形成之前，傘腔內(nèi)的壓力為整個雙體動力學相互作用過程的峰值，當傘腔內(nèi)壓力下降時，探測器背風面的壓力上升，當傘腔內(nèi)壓力降至極小值時，探測器背風面的壓力達到峰值，此階段為探測器–降落傘系統(tǒng)流場脈動周期開始形成的過程，將其定義為周期前。根據(jù)高壓區(qū)域的位置以及降落傘系統(tǒng)流場的流動特征，將整個脈動周期分為14幀四個階段，取其中7幀典型流場結構（見圖12）進行分析：第一階段為高壓區(qū)域由傘體向探測器移動的激波反射/匯聚階段（圖12（a）~（b））；第二階段為傘前激波/尾流相互作用階段（圖12（c）~（d）），在此階段中存在傘前激波/尾流相互作用區(qū)域的流向擴張；第三階段為傘前激波/尾流相互作用區(qū)域的側向發(fā)展以及傘前激波/器前激波的相互作用階段（圖12（e）~（f））；第四階段為高壓區(qū)域由探測器返回傘體（圖12（g））。不同周期之間的流場情況有所不同：隨著時間的推進，流場及傘內(nèi)壓力變得上下很不對稱，呈現(xiàn)高度的非定常特征，傘內(nèi)和器體對稱點處的壓力分布不再同步變化，將造成很大的傘體擺動。在實際應用中，傘衣為柔性結構，將對系統(tǒng)的穩(wěn)定性產(chǎn)生更大的影響，因此在實際應用中多采用開縫和開頂孔的方式來改善傘體的穩(wěn)定性。

（a）第1幀：高壓區(qū)域向傘體擴散（a）Frame 1: the high pressure region diffuses to the canopy（b）第3幀：傘內(nèi)激波反射（b）Frame 3: the reflection of the canopy shock （c）第5幀：傘體激波前推，傘前激波/探測器尾流相互作用（c）Frame 5: the canopy shock wave front push, the interaction between the canopy shock and the capsule wake（d）第7幀：傘體激波擴散至探測器（d）Frame 7: the canopy shock diffuses to the capsule （e）第9幀：傘體激波展向擴散（e）Frame 9: the canopy shock diffuses away from the symmetry axis（f）第11幀：傘體激波/器前激波相互作用（f）Frame 11: the interaction between the canopy shock and the capsule shock （g）第13幀：高壓區(qū)域重新向傘體擴散（g）Frame 13: the high pressure region diffuses to the canopy again

為了探究探測器防熱罩及截錐對探測器-降落傘雙體系統(tǒng)氣動性能的影響，選取無防熱罩及后截錐結構的B型梯形臺探測器系統(tǒng)及無后截錐的C型探測器系統(tǒng)進行對比，分析=2，以及0°、5°、10°三種迎角來流下降落傘系統(tǒng)B、C、E型探測器前體的氣動性能，圖13是探測器系統(tǒng)氣動力參數(shù)隨迎角變化的情況。使用標準差結果分析力系數(shù)的波動，結果表明：由于傘體的加入，導致在0°迎角的條件下探測器前體也存在升力波動及俯仰方向的力變化；在5°迎角來流下，三種探測器均具有較低的俯仰力矩系數(shù)和阻力系數(shù)。來流迎角的變化對E型探測器的俯仰力矩系數(shù)均值影響較小，但若存在來流迎角，E型探測器的俯仰力矩系數(shù)及升力系數(shù)的波動都比較明顯，尤其是迎角的增加導致探測器的升力系數(shù)均顯著降低；小迎角情況下迎風面為平板的B型探測器阻力系數(shù)較高，但由于B型探測器缺少防熱罩結構，較大迎角的來流導致探測器阻力系數(shù)降低，而多截錐結構則會導致E型探測器阻力系數(shù)在較大迎角來流下增加。

圖13 不同類型探測器氣動力系數(shù)對比

圖14為改變探測器–降落傘系統(tǒng)構型和來流條件對降落傘系統(tǒng)阻力性能影響示意。探究發(fā)現(xiàn)：B、C、E三種探測器系統(tǒng)傘體壓力變化較一致；防熱罩的加入對降落傘傘體壓力變化影響較??；隨著后截錐的加入，傘體內(nèi)表面壓力波動較大，E型探測器系統(tǒng)降落傘傘體內(nèi)表面壓力變化周期略長于B、C型探測器系統(tǒng)。大氣環(huán)境對探測器–降落傘系統(tǒng)的研究結果顯示，火星大氣環(huán)境中傘體阻力略低于地球大氣環(huán)境下的結果。隨著來流馬赫數(shù)的增大，傘體壓力及波動幅度增加，以致流場需要更長時間進入穩(wěn)定的周期性變化。另外，隨來流迎角的增加，傘體內(nèi)表面壓力波動降低，流場周期性減弱，但不同來流迎角下傘體壓力幅值較為接近。5°來流迎角下系統(tǒng)流場在周期形成前傘體壓力存在較大波動，且進入穩(wěn)定周期性變化耗時較短。其余來流迎角周期形成前傘內(nèi)壓力值較為接近，隨迎角增加進入穩(wěn)定周期耗時縮短。

3.3 火星大氣環(huán)境中的三維探測器–降落傘系統(tǒng)氣動特性研究

針對火星大氣環(huán)境下三維E型探測器–降落傘系統(tǒng)氣動特性的研究表明，三維降落傘系統(tǒng)流場仍表現(xiàn)出明顯的周期特性（圖15），整個流場變化機理與二維降落傘系統(tǒng)（如圖11）一致。三維效應使得探測器器前激波脫體距離縮短，激波的錐度明顯提高（如圖15（a）所示），與二維模型流場結果相比，三維模型在周期內(nèi)器前激波角度及脫體距離變化程度明顯，探測器前表面壓力增加，器后尾流較窄。三維模型的器前激波/傘前激波相互作用產(chǎn)生的時間提前，傘體內(nèi)部壓力更高。實際應用中采用開頂孔的方式來改善傘體的穩(wěn)定性，對比有無頂孔傘型系統(tǒng)流場發(fā)現(xiàn)，頂孔對于降落傘/探測器流場相互作用模式無明顯影響。無頂孔時傘內(nèi)駐點處的高壓無法耗散，趨使高壓區(qū)域呈一定的錐度向上游擴散，頂孔使傘內(nèi)駐點高壓部分耗散，流場開放程度提高，器后尾流/傘前激波作用區(qū)域的寬度增加，尾流呈開放狀態(tài)，降落傘系統(tǒng)的阻力降低，但穩(wěn)定性提高。

（a）不同探測器類型（火星大氣環(huán)境，Ma=2）(a) Different capsule type (Martian atmosphere, Ma=2)（b）不同大氣環(huán)境（E型探測器系統(tǒng)，Ma=2）(b) Different atmospheric conditions (type E capsule system, Ma=2) （c）不同來流速度（火星大氣環(huán)境，E型探測器系統(tǒng)）(c) Different freestream velocity (Martian atmosphere, type E capsule system)（d）不同來流迎角（火星大氣環(huán)境，E型探測器系統(tǒng)Ma=2）(d) Different angle of attack (Martian atmosphere, type E capsule system, Ma=2)

圖15 三維E型降落傘系統(tǒng)周圍流場結構（Ma=2.1；左為壓力云圖，右為馬赫數(shù)云圖）

4 結束語

本文主要分析了地球和火星大氣環(huán)境中鈍頭體火星探測器不同外形在超聲速條件下的氣動特征，以及加入半圓形降落傘后降落傘系統(tǒng)的流場周期變化規(guī)律，探究了不同來流環(huán)境和探測器構型對火星探測器–降落傘系統(tǒng)性能的影響。結果表明，探測器單體的超聲速流場為定常場，隨著來流速度的增加，激波脫體距離、激波角度及頸部點距離減小，阻力系數(shù)增加。隨著截錐數(shù)量的增加，超聲速來流將在截錐側面發(fā)生多次流動分離與再附，截錐帶來的側向力在水平方向的分量將使探測器阻力系數(shù)下降；火星大氣條件下探測器尾流頸部點位置減小。再入迎角是影響探測器氣動性能的重要因素，隨著迎角的增加，探測器升力系數(shù)和升阻比均降低。

二維探測器–超聲速降落傘系統(tǒng)在火星大氣條件下超聲速來流中流場呈周期性變化，器后尾流與傘前激波的相互作用會導致傘前激波徑向膨脹并向遠離對稱軸方向運動，進而導致傘前激波與器前激波的相互作用?；鹦谴髿猸h(huán)境下傘體阻力幅值及波動均低于地球大氣環(huán)境。不同探測器–降落傘系統(tǒng)傘體壓力變化較一致，防熱罩對降落傘傘體壓力變化影響較小，后截錐導致傘體阻力波動幅度增加、周期延長。隨著來流馬赫數(shù)的增大，傘體壓力及波動幅度增加，流場進入穩(wěn)定的周期性變化所需時間延長。來流攻角增加時，傘體內(nèi)表面壓力波動降低，流場周期性減弱。三維模型流場變化模式與二維模型相似，但探測器前表面壓力增加明顯，器后尾流較窄，在周期內(nèi)器前激波角度及脫體距離變化較二維明顯。三維模型器前激波/傘前激波作用的三重點距離傘體更近，降落傘內(nèi)壓力更高。傘體頂孔使傘內(nèi)駐點處高壓部分耗散，傘內(nèi)高壓區(qū)域圍繞傘端口呈現(xiàn)“凹”字形，同時器前壓力降低，器前激波錐度增加，器后尾流呈開放狀態(tài)。

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Numerical Study on Aerodynamic Characteristic of Supersonic Parachute System under Different Atmospheric Conditions

JIANG Lulu1LIN Mingyue2XUE Xiaopeng1JIA He3RONG Wei3WANG Qi3

（1 School of Aeronautics and Astronautics, Central South University, Changsha 410083, China）（2 State Key Laboratory of High Temperature Gas Dynamics, Institute of Mechanics, Chinese Academy of Sciences, Beijing, 100190, China）（3 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

In the Mars exploration missions, supersonic parachute is always used for the aerodynamic deceleration during the decent and landing of Mars probe. However, most recent numerical and experimental studies are performed in the Earth atmosphere, which can not completely provide the real working environment and Martian atmosphere for aerodynamic characteristics of supersonic parachute. In this study, the numerical simulations of capsule-canopy system are conducted in Earth and Martian atmospheres, to investigate the effect of different atmosphere on aerodynamic performance of various capsule-canopy systems. As a result,compared with the results of Earth atmosphere, the neck point of wake comes closer to the capsule in Martian atmosphere, and the canopy drag in Martian atmosphere is slightly lower than that in Earth atmosphere.With the number increment of truncated cones, the stand-off distance of capsule shock, the capsule shock angle, and the distance of wake neck point from the capsule become smaller, and the canopy drag coefficient increases.The adding of truncated cones results in an increase in the fluctuation of canopy pressure and a prolonged period.With increasing the freestream Mach number, the pressure fluctuation inside the canopy increases, subsequently, it takes a longer time for the flow field around the parachute system to develop into a pulsation flow mode. As the freestream angle of attack (α) is increased, the pressure fluctuation on the inner surface of the canopy decreases, and the periodic change of the flow field decreases.In addition, the flow mode of the three-dimensional (3D) capsule-canopy system is identical to that of the two-dimensional (2D) model, however, the angle and stand-off distance of capsule shock fluctuate more obviously within a period.

Martian atmosphere; supersonic parachute; aerodynamic interaction; numerical simulation; Mars capsule

V445

A

1009-8518(2020)06-0077-13

10.3969/j.issn.1009-8518.2020.06.008

2020-08-28

國家自然科學基金（11702332）；湖南省自然科學基金（2018JJ3627）；湖南省研究生科研創(chuàng)新項目（CX20200298）；中南大學中央高校基本科研業(yè)務費專項資金（2020zzts759）

姜璐璐, 林明月, 薛曉鵬, 等. 不同大氣條件下超聲速降落傘系統(tǒng)氣動特性分析[J]. 航天返回與遙感, 2020, 41(6): 77-89.

JIANG Lulu, LIN Mingyue, XUE Xiaopeng, et al. Numerical Study on Aerodynamic Characteristic of Supersonic Parachute System under Different Atmospheric Conditions[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2020, 41(6): 77-89. (in Chinese)

姜璐璐，女，1996年生，現(xiàn)在中南大學航空航天學院航空宇航科學與技術專業(yè)攻讀碩士學位，研究方向為空氣動力學。E-mail：397477033@qq.com。

薛曉鵬，男，1982年生，2013年獲名古屋大學航空航天工程專業(yè)博士學位，現(xiàn)為中南大學航空航天學院副教授。研究方向為高速空氣動力學，超聲速流固耦合數(shù)值方法研究。E-mail：xuexiaopeng@csu.edu.cn。

（編輯：夏淑密）