面向降落伞高空开伞的充气式钝锥阻力体气动构型仿真研究

王广兴，曹 旭，李 健，房冠辉，何青松，贾 贺

（1. 北京空间机电研究所； 2. 中国航天科技集团有限公司 航天进入、减速与着陆技术实验室：北京 100094）

0 引言

对于涉及进入、减速以及着陆的飞行任务，常用到降落伞作航天器气动减速。因此，降落伞系统工作的可靠性对于整个飞行任务具有重要意义。某些航天任务如火星探测及小天体取样返回等需要在超声速、低动压工况开伞，对降落伞研制提出了严峻挑战：在超声速飞行过程中，降落伞会出现“呼吸”和高频颤振现象，易引起缝合部的剥离及伞衣的损伤；在低动压条件下，伞衣内外压差建立困难，对顺利开伞造成阻碍。为验证减速系统工作程序以及降落伞的工作特性，确保降落伞系统正常工作，需要开展相应的试验。地面风洞试验虽然可以进行缩比的舱/伞气动干扰研究，但无法同时实现超声速和低动压的条件，且降落伞存在缩比效应的问题，因此有必要进行全尺寸高空超声速开伞试验。美国在“海盗号”火星探测器飞行任务前，开展了10 余次降落伞高空开伞试验，模拟火星开伞条件，对降落伞进行充分验证，积累了丰富的试验数据，支撑了美国后续各项火星着陆探测任务的成功实施。我国在“天问一号”火星探测器研制过程中，利用探空火箭进行高空开伞试验获得了丰富的数据，验证了降落伞系统的性能。

降落伞高空开伞试验所需的大直径、轻质钝锥阻力体给火箭平台研制带来很大挑战：小型火箭平台难以满足返回舱外形尺寸需求，不能准确模拟降落伞的开伞环境，尤其是开伞尾流环境；而大型火箭平台成本较高，会造成资源浪费。考虑到柔性充气可展开结构包装体积小、重量轻，且近年来在航天领域应用越来越多，为兼顾成本和资源的合理利用，小型火箭+充气可展开变构型结构方案不失为一种可行的技术途径。

本文提出在某型低成本小火箭构型上分别增加充气环和充气裙锥两种变构型方案，采用三维雷诺时均Navier-Stokes 方程方法分析这两种变构型的流场特征，并与返回舱和火箭尾流场进行对比分析，以期为高空开伞试验方案提供设计依据。

1 数值模拟方法

1.1 流动控制方程

本文模拟的开伞高度约为32 km，环境工况仍处于连续流流域，因此流动控制方程采用Navier-Stokes（N-S）方程，其守恒形式在直角坐标系中为

式中：

Q

为守恒变量向量；

F

、

G

和

H

为

x

、

y

和

z

方向的无黏通量；

F

、

G

和

H

为对应方向的黏性通量，具体表达式可参考文献[9]。

1.2 SST 湍流模型

本文所研究的飞行器尾流包含大范围分离的回流区以及有显著非定常特征的尾迹流动，具有典型的湍流特征。因此，本文选用了鲁棒性好、工程中应用十分广泛的SST 湍流模型。

SST 湍流模型是依赖于切换函数

F

的分区模型——在靠近壁面的边界层内为

k

-

ω

模型，而在远离壁面的主流区则切换为

k

-

ε

模型。SST 模型克服了

k

-

ω

模型对来流湍流度过于敏感以及

k

-

ε

模型在前缘滞止点湍动能过大的问题，其输运方程为

式中：

ρ

为流体密度；

k

为湍动能；

u

为流体速度；

μ

为分子黏性系数；

σ

和

σ

均为常系数；

μ

为涡黏系数；

Re

为远场雷诺数；

P

为湍动能

k

的生成项；

D

为湍动能的破坏项；

P

为耗散率生成项；

D

为耗散率破坏项；

F

为混合函数；CD为交叉项常数；各项具体形式可参考文献[10]。

2 数值模拟方案

2.1 气动构型方案

高空开伞试验的目的是验证减速系统工作程序及降落伞的工作特性，因此准确模拟开伞流场环境至关重要。低成本小型火箭受到自身外形尺寸限制，无法携带全尺寸返回舱模型开展试验，因此本研究设计了在小型火箭结构尾部加装充气环（以下简称充气环火箭）和充气裙锥（以下简称充气裙锥火箭）2 种变构型结构来模拟返回舱开伞时的真实外形包络，为降落伞提供更为真实的开伞环境。图1分别给出了返回舱、小型火箭、充气环火箭以及充气裙锥火箭的几何尺寸。

图1 返回舱以及试验结构外形Fig. 1 Configurations of the capsule model and the experimental structures

2.2 计算工况

根据返回舱弹道数据，本文计算包含3 种开伞工况，除攻角

α

分别为0°、10°和20°外，其余参数相同，均为：开伞高度

H

=32 km，该高度对应的空气密度

ρ

=0.013 5 kg/m；来流马赫数

Ma

=1.6；单位长度雷诺数

Re

=4.4×10m。

2.3 计算条件设置

商业软件CFD++以其鲁棒性强及计算效率高的优势，被广泛应用于高速流动仿真模拟。因此，本文模拟仿真均基于CFD++软件完成，其中采用的湍流模式为SST 模型；空间离散格式为二阶精度的对称TVD 格式；外边界条件为远场；物面为物滑移边界条件。

2.4 网格无关性验证

为了研究网格尺度对仿真结果的影响，本文以返回舱为例进行了网格无关性模拟验证。该模拟采用稀、中及密3 套非结构网格，中等网格的对称面网格如图2 所示。为了更好地捕捉流场结构，3 套网格均在物面附近以及尾迹方向对网格进行了加密，并且第一层网格高度保证物面

y

＜1.0，尾迹区域内网格尺度分别约为0.06

D

、0.09

D

及0.12

D

。

图2 返回舱对称面网格（中网格）及其局部放大Fig. 2 The grid on the symmetrical plane and the partial enlarged detail

图3 为采用3 套网格计算得到的返回舱对称面在尾迹流向以及

L

/

D

=10 处的动压分布，其中

L

为尾流中心线上点与返回舱底部的距离。从图中可以看出，稀网格的流向动压分布略高于中网格和密网格，中网格和密网格动压分布基本一致；在

L

/

D

=10 处，3 套网格的动压分布基本相同，只是在

y

=0 附近稀网格的最小值略大。因此，本文采用中网格进行仿真研究，其余3 种外形（小型火箭、充气环火箭、充气裙锥火箭）的网格须保证与返回舱中网格边界层与尾迹区相同的网格尺度。

图3 不同网格密度下返回舱对称面在流向和L/D=10 处的动压分布Fig. 3 The dynamic pressure distributions in the streamline direction and on the L/D=10 plane for three kinds of grids

3 仿真结果分析与讨论

图4 给出了在0°攻角下返回舱、火箭、充气环火箭以及充气裙锥火箭4 种外形对称面的马赫数云图。从图中可以看出流动在返回舱前体形成一道强烈的弓形激波，波后马赫数明显降低；流动在返回舱肩部形成膨胀波，波后马赫数升高；流动在返回舱后体开始出现分离，直到返回舱底部形成大范围的回流区；流动继续向下游运动，形成很长的尾迹区，马赫数逐渐恢复。相比于大钝头的返回舱，其余3 种箭体的头部激波明显减弱；由于小火箭箭体直径较小，其尾迹宽度明显较窄；采用充气变构型的火箭在充气环和充气裙锥附近均形成了较强激波，尾迹宽度变宽，接近于返回舱的尾迹宽度。

图4 不同外形对称面的马赫数云图（α=0°）Fig. 4 Mach contours on the symmetrical plane of the four configurations (α=0°)

为了进一步比较各试验方案的尾流特征，本文提取了沿尾流中心线以及

L

/

D

=10 处的动压分布，如图5 所示。从图中可以看出：

图5 不同外形沿尾流中心线以及L/D=10 处的动压分布（α=0°）Fig. 5 The dynamic pressure distributions on the streamline center and the L/D=10 plane of the four configurations (α=0°)

1）由于回流区及尾迹的影响，沿尾流中心线动压分布呈现出先升高后降低再升高的变化趋势，在

L

/

D=

10 处尾流沿

y

=0 中心线对称分布；2）小火箭流向动压明显高于其他外形，在

L

/

D=

10 处动压值比返回舱高约35%，但是尾迹宽度明显较窄，约为返回舱的45%；3）返回舱与充气裙锥火箭沿尾流中心线的动压分布十分接近，在

L

/

D=

10 处充气裙锥动压值比返回舱高约2%，尾迹宽度约为返回舱的95%。

图6 给出了10°攻角下4 种外形对称面的马赫数云图。由于攻角效应，激波中心向迎风面发生了偏转，后尾流均明显偏离中心轴线；火箭、充气环火箭及充气裙锥火箭的尾迹宽度与0°攻角时类似。

图6 不同外形对称面的马赫数云图（α=10°）Fig. 6 Mach contours on the symmetrical plane of the four configurations (α=10°)

图7 为10°攻角下4 种外形沿尾流中心线以及

L

/

D

=10 处的动压分布曲线，可以看出：

图7 不同外形沿尾流中心线以及L/D=10 处的动压分布（α=10°）Fig. 7 The dynamic pressure distributions on the streamline center and the L/D=10 plane of the four configurations (α=10°)

1）与0°攻角类似，4 种外形沿尾流中心线的动压分布呈现先升高后降低再升高的趋势，但尾迹在

L

/

D

=10 处的对称中心线明显偏离

y

=0 中心线；2）小火箭流向动压最高，在

L

/

D

=10 处动压值比返回舱高约33%，尾迹宽度约为返回舱的50%；3）充气裙锥火箭与返回舱沿尾流中心线的动压分布较接近，在

L

/

D

=10 处动压值比返回舱高约11%，尾迹宽度约为返回舱的95%。

图8 给出了20°攻角下4 种外形对称面的马赫数云图。可以看到，由于攻角效应，激波明显向迎风面偏移，尾迹偏离中心线的程度进一步增大。

图8 不同外形对称面的马赫数云图（α=20°）Fig. 8 Mach contours on the symmetrical plane of the four configurations (α=20°)

图9 为20°攻角下4 种外形沿尾流中心线以及

L

/

D

=10 处的动压分布曲线，可以看出：

图9 不同外形沿尾流中心线以及L/D=10 处的动压分布（α=20°）Fig. 9 The dynamic pressure distributions on the streamline center and the L/D=10 plane of the four configurations (α=20°)

1）当

L

/

D

＜4 时，返回舱与充气环火箭的动压分布较为接近，略高于充气裙锥火箭；2）当

L/D

＞4 时，返回舱、充气环火箭以及充气裙锥火箭三者的动压分布吻合较好；3）在

L

/

D

=10 处，火箭动压比返回舱高约13%，尾迹宽度约为返回舱的58%；4）在

L

/

D

=10 处，充气环火箭和充气裙锥火箭的动压分布较为接近，与返回舱的动压偏差均在3%以内，尾迹宽度分别约为返回舱的59%和94%。

4 结论

本文针对钝锥体外形航天器的降落伞高空开伞试验，对返回舱、某型小火箭及其充气环、充气裙锥两种变构型外形进行了气动环境仿真，获得了它们的尾流气动特征，并进行对比分析得到以下结论：

1）在攻角

α

=0°、10°和20°工况下，由于回流区和尾迹的影响，返回舱、小火箭、充气环火箭以及充气裙锥火箭在尾流中心线上的动压分布均呈现出先升高后降低再升高的趋势；2）在

L

/

D=

10 处，小火箭动压最高，在3 种攻角下分别比返回舱高约35%、33%以及13%，而尾迹最窄，分别为返回舱的45%、50%和58%；3）小火箭箭体上采取安装充气环和充气裙锥的变构型方案均可以改变小箭体尾流流场，3 种攻角下在

L

/

D=

10 处充气裙锥火箭的动压与返回舱动压之间的偏差分别为2%、11%及3%，尾迹宽度分别为返回舱的95%、95%及94%，充气环火箭在

L

/

D=

10 处与返回舱的动压与尾迹宽度偏差介于小火箭与充气裙锥火箭之间。

综合来看，充气裙锥火箭的尾流特征更接近返回舱，可以更好地模拟开伞工况。