再入返回飞行器舱内压力动态变化的预测技术研究

解 静，张 莽，周正阳，李小艳

（中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京，100076）

再入返回飞行器舱内压力动态变化的预测技术研究

解 静，张 莽，周正阳，李小艳

（中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京，100076）

对于采用封闭舱室布局的再入返回飞行器，短时间内飞行高度的变化会导致舱室结构承受较大的内外气压差。为了减小这种压差载荷，通常会在表面合适位置设计合理的通气孔，使舱内压力随外界压力的变化而变化。提出的准一维等熵流法和非定常CFD相结合的方法，有效地解决了飞行器表面气流高速流动与进排气过程强烈耦合的非定常流动难题，实现了飞行过程中舱内压力动态变化的精确预测，并结合某飞行试验对亚声速状态进行了验证，具有较强的工程借鉴意义。

再入返回飞行器；舱内压力；动态变化

0 引 言

再入返回飞行器一般采用封闭的舱室结构布局，在上升或返回过程中，外界环境压力将在短时间内急剧减小或增大，当舱内压力来不及变化时，在飞行器自然缝隙无法预知的情况下，通过在飞行器表面合适的位置设计合理的通气孔，使舱内压力能够随外界环境压力实现同步变化，是减小飞行器内外压差载荷的有效途径。美国在航天飞机、X-37B及战神一号运载火箭等航天飞行器的设计过程中，均考虑了通气系统的相关设计。

航天飞机的通气系统被设计在未加压舱室结构的两侧，如图1所示，与清洗、排水等系统一起组成环境控制系统。

图1 航天飞机通气孔示意

X-37B作为新型航天器，在研制初期同样考虑了通气系统的设计，吸取了航天飞机的设计经验，将通气孔设计在飞行器的底部，如图2所示，有效地避开了严酷的热流环境。而在战神一号运载火箭的研制过程中，通气孔也被设计在整流罩的侧面，使整流罩内部的压力随外界环境压力的降低而降低，研究人员针对约1000条弹道下的舱内压力开展了详细的分析研究工作[1]。中国的通气孔设计及舱内压力的预测研究主要集中在运载火箭整流罩的设计上，通气孔被设计在整流罩的侧面。

图2 X-37B底部的通气孔

事实上，带有此类通气孔的飞行器在再入返回过程中，舱内压力随外界环境压力实现同步动态变化，属于飞行器表面气流高速流动和进排气过程强烈耦合的非定常流动问题，理论上可以通过非定常CFD方法进行模拟。尽管近些年CFD技术随着计算机技术的发展得到了空前的繁荣，但要实现整个飞行过程的耦合流动模拟，再加上因高度变化而导致的密度、静压等环境条件的变化，对于CFD来讲依然是非常庞大的计算量，不具备工程实用性。

本文从工程设计的角度，对飞行器表面气流高速流动与进气过程强烈耦合的非定常流动问题进行解耦研究，建立满足工程实际需求的舱内压力快速预测技术方法，实现舱内压力动态变化的精确预测。

1 方法研究

一般情况下，此类通气孔被设计在飞行器的侧面或者底部，一方面可避免高温气流直接冲进舱内破坏仪器设备；另一方面攻角及侧滑角的变化不会对通气孔当地的压强产生较大影响，从而影响到进排气效率，同时也不会产生强烈的压力脉动。因此，通气孔处是进气流动还是排气流动，主要取决于舱内压力与通气孔处静压之间的大小关系。飞行器在再入返回的任何瞬态过程中，舱内气体的温度和压强可以认为基本不变。

为了便于技术方法的使用，对飞行瞬态进行如下假设：

a）每个舱段内温度和气压恒定不变；

b）舱内气体流速为零；

c）进气的过程为准一维等熵无粘流；

d）计算中所选取的流量系数取决于穿过通气孔的横向气流马赫数的经验数据（通气系数）。

飞行器表面高速气流和进气过程的耦合非定常流动可以分解为2个过程：a）飞行器高速飞行条件下表面气流的流动，主要影响通气孔处的静压；b）因通气孔处舱室内外压力差导致的进气流动或者排气流动。飞行条件下通气孔处的静压可以通过风洞试验或CFD方法计算压力系数，再与实际动压条件和环境压力结合作为舱内压力预测的输入条件之一。

通气孔进气或排气的流动可以采用准一维等熵流法[2～5]进行模拟，进而获得舱内的压力，计算流程如图3所示。

图3 舱内压力的计算流程

由图3可知计算中需要给定飞行器飞行轨迹或弹道参数、通气孔压力系数、通气孔通气系数，采用准一维等熵流量公式确定该时刻质量、流量系数，进而可以确定该时刻的舱内压力，然后以此类推按照飞行轨迹或弹道参数进行时间迭代，获得整个飞行过程中舱内压力随外部环境压力的动态变化情况。

根据一维等熵流理论，通气孔处马赫数可以通过下式计算得到[6，7]：

式中 γ 为比热比；PU和PD分别为上、下游压强。由式（1）可计算通过通气孔的气体流量Qg为

式中 S为通气孔面积；R为气体常数；TU为上游温度。飞行器上升过程中，PU为舱内压强，PD为舱外压强；飞行器再入返回过程中，PU为舱外压强，PD为舱内压强。

实际上，由于通气孔的位置、形状及切向马赫数等多项因素将对流量产生影响，因此引入通气系数K对影响进行量化分析。K在物理意义上可表示为通气孔进气或排气效率的无量纲化系数，即：

式中 Qgact为实际测量得到的质量流量；Qgth为采用一维等熵流方法得到的理论解析解。

通气系数K一般通过实验方法获得，但仅限于比较单一的通气孔形状，且需要简化流场条件、舱内结构及设备等。本文提出采用非定常CFD方法获得的通气系数，可以考虑实际飞行环境中各种因素的影响，使其更符合实际。

在采用非定常CFD方法计算K值的过程中，首先完成该计算状态下外流场定常状态模拟，再以此为初始条件将舱内压力设置为一个较低的值，然后打开通气孔进行内外压平衡的非定常流动模拟，监测并获得不同内外压力比（PD/PU）条件下的流量参数。

针对不同内外压力比条件，采用准一维等熵流法获得理论条件下的流量，通过式（3）获得通气系数K。实际上，为了采用准一维等熵流方法开展舱内压力的预测研究，通常会建立一个以马赫数和内外压力比为变量的二维通气系数数据库。在沿弹道计算舱内压力时，根据该时刻下的马赫数和内外压力比通过插值的方法获得实际的通气系数。

为了验证非定常CFD方法计算通气系数K的可行性和准确性，本文针对文献[5]中带有试验数据的通气系数测量试验，进行物理建模及网格的划分，如图4所示。

图4 试验物理模型及计算网格

图4 中左侧舱为高压区（即上游压强PU），右侧舱为低压区（即下游压强PD），然后采用非定常CFD的方法分析孔的通气系数。

图5为非定常CFD方法计算不同内外压力比条件下通气孔处的马赫数云图。图6为通气系数计算值与试验值的对比。

由图6可以看出，通气系数的计算值与试验值随内外压力比的变化符合的很好，说明非定常CFD方法计算通气系数K准确可行。

图6 通气系数计算值与试验值对比

2 计算结果与分析

为了验证非定常CFD方法与准一维等熵流方法相结合的舱内压力动态变化预示方法的效验性，选取了某型飞行器亚声速飞行试验进行对比分析，验证亚声速范围内上述方法的合理性和正确性。

2.1 通气系数计算

结合该型飞行器的通气孔技术方案，根据飞行弹道选取典型马赫数分别为0.1、0.2、0.3、0.4、0.5和0.6，采用非定常CFD方法开展通气系数的计算研究，计算结果如图7所示。

图7 不同马赫数通气系数PC—舱内压力；PL—通气孔处压力

由图7可以看出，不同马赫数、内外压力比条件下的通气系数差异比较明显。

2.2 舱内压力沿飞行轨迹动态变化的精确计算

采用准一维等熵流方法对飞行器舱内压力沿飞行轨迹的动态变化开展计算分析，计算结果与飞行遥测数据的对比情况如图8所示。另外，研究所需通气孔处压力系数通过测压风洞试验获得。

图8 舱内压力计算数据与遥测数据对比

为了确保飞行试验遥测获得的数据准确、可靠，在飞行器舱内分别设计了3个遥测点。

由图8可以看出，随着飞行高度的快速降低，由于通气孔的存在，舱内压力呈现出逐渐升高的趋势，3个遥测点的压力数据变化规律和量值完全一致。计算数据与遥测数据沿飞行轨迹变化规律的一致性较好，在量值上二者也非常接近，最大相差约3%，可满足工程研制需求。飞行器中存在的自然缝隙、测压风洞试验误差等因素是导致二者在量值上存在差异的主要原因。

3 结束语

通过上述分析，对于带有此类通气孔的再入返回飞行器，准一维等熵流方法和非定常CFD方法相结合的技术方法，可以快速、有效地实现飞行器飞行过程中舱内压力动态变化的准确预测，具备较强的工程借鉴意义。

需要说明是本文仅结合某型飞行器的亚声速飞行试验对亚声速状态进行了验证，后续将结合再入返回飞行试验对高超声速状态开展进一步的研究工作。

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

[2] 万音, 倪嘉敏, 刘志珩. 气动设计: 总体设计[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] 唐硕, 张栋, 祝强军. 吸气式高超声速飞行器推进系统耦合建模与分析[J]. 飞行力学, 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

国防基础科研计划基金（JCKY2013601B）

解 静（1982-），男，工程师，主要从事飞行器气动总体设计工作