返回舱动稳定特性风洞试验的影响参数

胡静 宋玉辉 陈农 李潜

（中国航天空气动力技术研究院，北京 100074）

1 引言

探月返回舱在再入阶段，主要依靠自身的气动阻力减速[1]，因此这类飞行器多采用短钝体气动外形，它与常规大升阻比、细长体飞行器的动稳定特性显著不同，一般在 Ma=0.8～1.4区域动不稳定，尤其在Ma=1.1的配平攻角附近最不稳定[2-3]。

目前国内外通常采用风洞试验来研究返回舱的动稳定特性。但是，雷诺数、质心位置、尾迹干扰、极限环运动、减缩频率等参数对精确测量返回舱动稳定特性带来了很大影响，具体表现在以下几个方面：

1）质心位置对配平攻角和动导数试验结果影响很大，因此在模型加工和设计时必须保证质心位置与真实质心尽可能一致[4-6]；

2）返回舱尾部会产生分离流动，形成回流区，尾部迎风面与背风面造成压差而形成附加后体力[7]，加大试验支撑系统的干扰，有可能改变阻尼性质；

3）短钝外形在亚跨超声速区域可能出现极限环运动，从而影响返回舱的动稳定特性试验结果。

本文基于风洞小振幅自由振动试验与大振幅自由振动试验技术，采用返回舱模型来研究上述关键参数对亚跨超声速区域动稳定特性的影响。

2 参数影响分析

2.1 质心位置影响

返回舱的短钝体外形特征，质心位置是影响运动稳定性的主要偏差因素之一，它会直接影响配平攻角值和动导数值[8]。

返回舱的气动配平状态,是指绕返回舱质心的俯仰力矩系数为0时的状态，这时所对应的俯仰角度定义为配平攻角αt。为了便于再入姿态控制，返回舱的质心一般适当地偏离几何轴，以提供配平攻角并产生升力，改变阻力，提高机动性能。

表1列出在AEDC风洞中“阿波罗”返回舱质心位置对配平攻角的影响。从表1[7,9]可见，质心纵向偏量XCG变化百分比ΔXCG=±5%时，配平攻角改变了±1.5°，而横向偏量YCG对配平攻角影响更为显著，横向偏量百分比ΔYCG=±1%时，配平攻角改变了±5°。一般认为，质心纵移量主要调节稳定性，而质心横向偏量主要调节配平特性[2-3]。

表1 质心位置对配平攻角影响Tab.1 C.G effects on trim ang1e of attack

因此，在动导数试验中，要得到正确的配平角及动稳定特性，必须完全正确模拟质心位置，使得飞行器真实质心与模型理论质心、弹性铰链中心（振动中心）重合。其中模型理论质心由三维设计保证，加工后通过调整微量配重使得模型质心与飞行器质心重合。风洞试验时，通过一系列偏心衬套，将模型与弹性铰链相连。通过更换偏心不同的偏心衬套，由三坐标仪实时测量弹性铰链中心（振动中心）与模型的质心偏差，直至二者完全重合。

对精确标定质心的模型进行风洞试验，静动态风洞试验获得的配平攻角值如图1所示。其中静态试验结果为直接测量量，动态试验结果为间接计算获得。从图1可知，尽管动态试验中获得的配平角只是间接计算获得，方法上不如静态试验测量精确，但是由于精确控制了模型的质心，最终二者结果趋势相同，数值也基本相同，只在跨声速区域稍有偏差。

地面风洞试验时，质心位置不但对配平角影响很大，也会直接影响试验结果。图2为配平角附近，模型前后两质心相差 3.4mm（为模型总长的 4%）时，返回舱动导数试验结果。从表中清晰地看出，动导数对纵向质心变化十分敏感，质心稍向后移动，试验结果不但出现了量的变化，其性质也完全改变了。

由上可见，对返回舱外形的飞行器进行地面风洞试验时，为避免对配平角、动导数等试验结果偏差造成偏差，需要严格精确质心位置，尽量避免由于模型质心位置、弹性铰链中心（振动中心）与飞行器实际质心位置之间的误差。

图1 配平攻角静动态试验结果Fig.1 The results of trim angle of attack in static and dynamic tests

图2 不同质心下偏航阻尼系数（Ma=2.0）Fig.2 C.G effect on yaw damping derivatives

2.2 尾流干扰影响

返回舱在跨声速段，容易发生气体分离，由分离引起的附加载荷对静、动稳定性往往产生相反效应[4]，使得静稳定性增加，但动稳定性降低。并且这种分离流往往会在尾端再附，产生后体气流再附效应，进一步加剧动稳定性降低。

而在地面风洞试验中，为避免激波干扰，多采取尾支撑的方式将模型支撑在风洞中。由于返回舱尾流对动稳定性影响较大，支杆的存在往往会改变尾流，从而改变试验结果，在大攻角下支杆对返回舱动稳定性的影响更加明显。

图 3为试验采取尾支撑方式时，CFD计算的流线图（横向水平剖面）。图 3(a)是直支杆支撑返回舱时0°攻角下的流线图，尾部基本为对称涡；图3(b)依旧是用该支杆支撑返回舱时25°攻角下的流线图。从俯视方向明显可以看到，由于支杆与返回舱尾流的相互作用，在模型尾部形成较为严重的非对称绕流，作用到模型上，形成外加的强迫振动源，有可能使得大攻角试验时偏航数据结果异常。因此在进行短钝体大攻角试验时，必须保证支杆在模型尾迹流场中。

图3 不同攻角下尾支撑流线图Fig.3 The flow chart of sting

为实现上述目的，可采取两种方法，一种是加工多个模型，每个模型预偏角相差10°～15°左右，这时可使用同一支杆支撑，但最后数据结果需进行转换计算；另一种方式是加工多种支杆，每个支杆的预偏角在15°～20°左右。这种装置在试验时，弯支杆全部在返回舱尾迹流中，相比直支杆，对流场的干扰更小。

图4为2种支撑方式下，动导数试验结果。很明显地看出，试验结果无论是数值还是符号，都有本质的差异。而实际情况中，在Ma=2.0情况下，返回舱应该是动稳定的，偏航导数应该为负值，即用20°支杆支撑模型进行的试验数据具有更高的可信性。

图4 不同尾支杆偏航动导数试验结果（Ma=2.0）Fig.4 Sting effect on yaw damping derivatives

2.3 极限环运动影响

自由振动动稳定试验，可以直接获取失稳边界。在大部分稳定区域，返回舱受到小扰动后，其振幅会逐渐减小直至趋向平衡状态，这时可以获取飞行器动稳定导数。动稳定导数绝对值越大，其阻尼值越大，越稳定；但在部分马赫数和攻角下，尤其是在配平攻角下，返回舱出现了失稳，出现两种运动形式发散振动极和极限环振动。发散失稳状态下，通过控制系统可能已经不能达到增稳的目的，应该尽量避免在该状态下飞行，而小角度极限环振动，即当返回舱受到一个小扰动时，会逐渐发展成为以某个角度θ为幅值的正弦等幅振动，当扰动引起的角位移大于θ时，会自动收敛到θ角，当扰动的角位移小于θ时，会很快发散到θ角并等幅振动。返回舱属于载人返回器，考虑到人的承受能力，在出现极限环振动情况时，需引入控制系统，抑制振动。这时需详细研究其极限环振幅大小和振动频率。

由于动稳定导数不是直接测量得到的参数，而是测出模型角位移运动随时间变化的曲线，然后经数据处理提取其指数衰减率而得到阻尼值。为使数据处理的精确度较高，要求曲线的干扰量小，且具有足够的周期数，即要求初始的角位移有足够大，初始振幅较大。但若实际振动方式为极限环运动，而初始振幅较大，这是振动会收敛至某一个振幅θ角，最终获得动导数为负值、返回舱是稳定的错误结论。针对这种稳定模态，试验的初始振幅应当较小，再进行数据处理才能正确模拟实际的稳定模态，得到有意义的阻尼值。因此在出现极限环运动时，需引进大振幅自由振动试验技术，获取正确的动导数。

返回舱再入过程中大部分运动状态都是稳定的振动模态，多采用图 5（a）天平–拨杆的自由振动试验方法。在高亚声速时，在配平角附近出现动不稳定情况。振幅发散较小时，可在图5（a）装置上稍加改动成图5（b）进行试验，模型尾部的拨块改成了滑块，由尾部的汽缸推动推杆从而带动滑块运动，试验时，推杆将滑块向前推动，锁定模型，然后推杆再将滑块向后拉动，释放模型，这时模型将小角度开始自由振动。模型的振幅角位移-时间历程曲线由弹性铰链上的应变片记录。试验结束后由可获得模型振幅变化的时间历程极限环振幅及阻尼参数等。

但当振幅发散大于5°时，超出天平元件弹性变形范围，无法用天平元件测量阻尼导数。这时需采用图5（c）轴承支撑的大振幅自由振动试验方法。该方法与前两种方法类似，也是模拟返回舱，受到扰动而产生角运动时，测量角位移变化历程。但试验模型通过轴承支撑在支杆上，模型绕支杆振动幅度可大于±10°。试验时，依旧有滑块触发模型小角度开始自由振动，模型的振幅角位移–时间历程曲线由风洞外的相机或者模型内非接触光栅尺记录。试验结束后经数据处理也可获得模型极限环振幅、振动频率及阻尼等参数等。

图5 振动试验方法Fig.5 The equipment of the free oscillation test

图6 （a）为Ma=0.6情况下，在配平角附近的极限环振动相位图，其振动幅值随时间历程如图6（b）所示，通过对图6（b）的峰值进行拟合，可以求得其负阻尼值，有利于给飞行控制提供正确的参数。

图6 返回舱典型极限环振动曲线Fig.6 Lim ited cycle oscillation curve

综上所述，在自由振动试验中，根据马赫数、攻角、及返回舱稳定特性的不同，尤其在出现极限环运动时，应采取不同的试验方法来预示受到小扰动干扰后的运动趋势，获取正确的动导数。

3 结束语

本文分析了短钝体外形的返回舱动导数试验中，质心位置和尾支杆对试验结果的影响：

1）质心位置对配平攻角和动导数试验结果影响显著，在试验中应精确保证模型质心位置、弹性铰链中心（振动中心）与返回舱真实质心位置一致；

2）在大攻角状态下，尾迹流场与尾支杆相互作用，有可能会引起非对称涡，从而导致动导数试验结果异常，因此在试验中应将尾支杆置于返回舱尾流场中。

此外，返回舱在不稳定区域的运动形式有发散和极限环振动两种，针对其中的极限环运动形式，提出了一种轴承支撑大振幅自由振动试验方法，来测量返回舱极限环振动的振幅大小和振动频率，获取正确的动稳定导数，以供控制系统参考。

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