超声速稳定伞气动热数值仿真研究

左光陈冲陈鑫屈峰石泳张红英

（1 北京空间技术研制试验中心，北京 100094）

（2 南京航天航空大学，南京 210016）

超声速稳定伞气动热数值仿真研究

左光1陈冲1陈鑫1屈峰1石泳1张红英2

（1 北京空间技术研制试验中心，北京 100094）

（2 南京航天航空大学，南京 210016）

超声速稳定伞能有效避免飞船返回舱姿态不确定性引起的主降落伞系统开伞故障，在多用途飞船缩比返回舱的再入过程中得到了应用。相比于亚声速开伞过程，稳定伞超声速开伞时会遇到强烈的气动加热问题。文章采用流固耦合方法模拟稳定伞超声速时充气的动态过程，利用气动热数值仿真方法对稳定伞在超声速段的气动加热情况开展研究，确定典型弹道下的伞船系统的流场环境以及稳定伞面热流、温度分布。该数值研究方法可为中国返回式航天器再入返回过程中的超声速稳定伞设计提供参考。

超声速 稳定伞 流固耦合 气动加热 航天返回

0 引言

2016年6月，多用途飞船缩比返回舱作为CZ-7运载火箭的搭载载荷之一成功进行了轨道再入飞行试验，本次飞行试验的主要目的是完成气动参数测量、验证我国新一代飞船的返回舱气动外形[1]。作为中国空间技术研究院自主研发的新型钝头体外形返回舱，其再入过程中可能在跨声速飞行段存在第二配平点，并且本次飞行试验为获取不受喷流影响的气动测量数据而没有配置姿态控制系统（RCS），受上述条件影响返回舱可能出现姿态翻滚的情况。因此，为避免返回舱姿态的不确定引起主降落伞系统的开伞故障，多用途飞船缩比返回舱配备了一个稳定伞，力争在返回舱进入亚跨段之前稳定返回舱的姿态。多用途飞船缩比返回舱的成功返回验证了超声速稳定伞的有效性。稳定伞在超音速、跨音速段工作数十秒，因此稳定伞不可避免的会遇到气动加热问题。

目前，国内尚无相关技术手段可通过地面试验完全模拟伞在超声速条件下的气动加热现象，采用计算流体动力学（CFD）气动仿真，减速伞外形复杂、建模难度大[2-6]。本文采用数值仿真方法模拟开伞动态过程和气动加热情况。尽管国内外对于亚声速开伞过程研究已经较为成熟，但专门针对伞船系统、降落伞的气动加热的仿真技术研究很少，同时模拟超声速高动压下开伞的仿真研究受到仿真技术的限制[7-9]。郭锐[10]利用参考焓和工程经验公式建立了气动加热模型，针对末敏子弹的降落伞系统开展气动加热研究，该工程经验方法还不足够研究整个伞船系统下降落伞气动加热的过程。中科院王发民等[11]对类似于高超声X-33飞行器进行了气动热数值模拟计算，研究表明采用数值研究气动加热是可行的方法。

开伞动态过程分析是分析稳定伞气动加热的前提。通过开伞动态过程研究获得伞拉直、充气后的状态，为气动加热数值分析提供外形等参数。BENNEY和 STEIN[12-13]将简化的任意拉格朗日—欧拉方法与结构动力学耦合，对亚声速平面圆形伞开启过程中流体—结构耦合问题进行了研究。余莉等[14]建立了平面圆形伞主充气过程中的计算流体力学与结构动力学的弹簧阻尼指点之间的耦合模型，获得了主充气过程中伞衣形状和流场之间的动态关系。张红英[15-16]根据亚声速降落伞的结构和充气过程中的受力特性，建立了某平面圆伞伞衣充气过程中的流体力学和结构动力学耦合模型，并对整个开伞过程中的伞衣外形的变化进行了研究。然而，上述研究仅对亚声速伞充气过程开展了研究，但目前针对超声速开伞的研究很少。

本文以多用途飞船缩比返回舱配备的超声速稳定伞为研究对象，利用流固耦合方法模拟稳定伞开伞过程，获得稳定伞充气外形，并研究了典型工况下的稳定伞稳定流场特性，得到稳定伞伞面热流分布，进一步获得稳定伞典型弹道气动加热下的温度环境，为超声速稳定伞的温度评估和设计提供参考，具有一定的工程应用价值。

1 稳定伞充气展开仿真分析

稳定伞由16副伞衣组成，开伞后利用伞绳拖拽展开，稳定伞相关参数如表1所示。

表1 稳定伞参数Tab.1 Parameters of stabilizing parachute

根据减速稳定伞具体的结构、几何外形和材料参数建立有限元模型，并进行减速稳定伞充气过程的流固耦合计算，以分析超声速开伞的可靠性和稳定性，并获得该伞在充气过程中各气动力随充气时间的变化情况。伞衣表面压力分布情况和减速稳定伞准确可靠的伞衣充满外形，可为超声速条件下减速稳定伞的气动热计算提供分析参数。

使用LS-DYNA进行CE/SE流固耦合仿真，以网格重叠的方式获得整体流固耦合仿真模型如图1所示。伞衣定义为Belytschko-Tsay膜元，伞绳定义为离散梁单元。高度26km，Ma=3.3开伞初始时刻，整个稳定伞充气过程流固耦合动态仿真过程共 0.2s。计算得到伞充气过程中伞衣外形和应力分布分别如图2和图3所示。

通过流固耦合计算得到稳定伞在超声速的充满外形、伞衣应力云图，由开伞后稳定伞伞衣充满外形结果显示伞衣充气后的投影直径为1m左右，投影直径与名义直径之比为0.626 6，该结果与文献[17]中的结果（比值为0.62）一致，验证了本文通过流固耦合分析伞充气过程是可信的。

由于伞衣的轴对称性，故充气时伞衣应力分布的变化是对称的，如图3所示。充气过程中顶孔周围，上方的几根水平带、径向带以及伞绳与伞衣连接处应力比较集中，顶孔处的加强带是整个伞衣应力最大的区域。

通过对伞衣充气过程的流固耦合分析，获得伞衣在超声速流场中的稳定外形，为进一步开展稳定伞气动加热提供外形数据。

2 气动热CFD仿真

2.1 伞船系统CFD分析模型

由于稳定伞面积不大，充气时间短，因此可以不考虑降落伞充气过程的气动热问题，只考虑充满后下降过程中降落伞伞衣表面的气动热。因此基于LS-DYNA求解器对稳定伞充气过程进行流固耦合数值计算得到伞充气后的外形，在此基础上采用结构网格，返回舱与稳定伞的嵌套关系流场网格如图4所示。

选用CFD-FASTRAN求解器采用对称处理的半模方式建模，一个区域里采用的是六面体结构网格，完成网格无关性验证后，结构网格数量约为1.4×106，如图4所示。

2.2 伞船系统弹道特性

稳定伞开伞时段的伞船系统飞行弹道的高度、速度数据如图5所示。伞船系统在工作下落过程中速度逐渐降低，而攻角的变化趋势呈“波浪状”，并且攻角的变化幅值来越大。

2.3 伞船系统随弹道动态流场温度分析

伞船系统随弹道不同时刻（t=0～10s）的动态流场温度分布云图如图6所示。

返回舱迎风面气动加热严重，图6中可看出大致趋势，在返回舱头部凸起的部分产生了比较明显的膨胀波。而头部激波作用下的向外偏转的气流则会通过膨胀波向返回舱表面偏移，最后流至尾流区并对稳定伞的气动加热产生较大的影响。同时由于稳定伞对尾流区的影响，伞内流场环境是高温区，显示为“红色”，说明降落伞内表面流场温度更高，气动加热更加严重。随着时间的推进，伞船系统的流场温度降低，尾流区的热环境也不那么恶劣。流场最高温度值处于伞船系统刚刚开始工作的时候，即速度最快的时候。伞船系统温度仿真结果如图7所示。

图6和图7所示的伞船系统温度仿真结果表明：1）前方干扰流场使得稳定伞所处的流场的温度升高，稳定伞使得尾流区的温度分布有区域性的变化；2）流场最高温度值处于伞船系统速度最快的时刻。

2.4 稳定伞在典型弹道下的热流分布

气动加热数值模拟采用一体化结构网格技术对伞面的气动加热情况进行数值仿真。为了提高仿真效率，考虑流场对称性，采用半模方式建模，每一个区域采用六面体结构网格。为了满足湍流模拟以及气动热仿真的精度要求，壁面网格精度保证将Y-Plus值接近1[18-19]，以网格雷诺数值取8来选取壁面法向第一层网格高度，结构网格量约为3×106，三维计算网格和局部放大网格如图8所示。

稳定伞在典型弹道下不同飞行时刻（t=0,2,4,6,8,10s）等温壁（等温壁温条件取值为300K）热流值如图9（a）～（f）所示。

图9中，伞衣内表面热流值明显要大于伞衣外表面热流，说明伞衣内表面的气动加热比外表面的气动加热更加严重。伞内热空气被大量积攒，相互干扰，因此伞衣内表面热流大于外表面热流。

由图9可知，最高热流值始终处于第一条水平伞带内表面上，伞船系统速度最快的时刻也是气动加热最为严重的时刻，随着时间的推进，由于速度降低，气动加热越来越不明显，热流随着时间减小；热流峰值均位于稳定伞带边缘处，需要进行钝化等处理。

2.5 稳定伞衣瞬态热传导分析

由图10中热流分布可知，最大热流密度在伞衣顶部，最接近伞顶孔一环，因此，选取稳定伞热流密度最大的顶部伞衣环为计算模型，考虑到伞衣边缘热流较大，后续需进一步钝化等处理，本文选取伞衣中间处热流进行热传导分析，这样选取便于评估伞衣大部分温度情况，进一步指导稳定伞选材设计。典型弹道下的热流密度随时间变化曲线如图10所示。

由CFD仿真得到沿弹道的等温壁（T=300K）条件下的热流密度和恢复焓hr，则沿弹道任一时刻的冷壁热流为：

则进入伞衣结构的净热流为

式中 qor为冷壁热流；hw为壁面焓；ε为表面辐射系数；σ为波尔兹曼常数，σ=5.67×10–8W/（m2K4）；qn为净热流；Tw为壁面温度。

最顶部伞衣下表面温度变化情况如图11所示，伞衣表面辐射系数ε取0.8。

由图11可看出顶部伞衣逐渐升高，在飞行初始阶段温度升高较快，后续温度上升较缓慢，在6.83s时热流修正后伞衣最高温度达441.1K。

3 结论

本文以超声速稳定伞为研究对象，通过流固耦合计算，模拟稳定伞在超声速情况下的充气过程，获得充气过程中伞衣外形，进一步研究了典型弹道下的伞体热流分布，针对最大热流位于伞衣顶部的伞衣环开展热传导分析，为进行伞衣的温度评估奠定了一定的基础。主要研究结论如下：

1）通过流固耦合仿真分析能够模拟稳定伞的开伞过程，获得伞充气后的稳定形态；2）返回舱尾流使得稳定伞的流场来流温度升高，稳定伞使得尾流区的温度分布有区域性的变化，流场最高温度值处于伞船系统速度最快的时刻；3）伞面内表面气动加热比外表面更加严重，最严重的区域处于第一条水平伞带的内表面；4）伞带边缘产生较高的峰值热流，建议在工艺处理上进行钝化处理。

稳定伞气动加热及流固热耦合分析结果成功支撑了超音速开伞减速伞的工程研制，在返回飞行试验中，保证了返回舱在亚跨段的姿态稳定，也开了国内返回式航天器超音速伞成功试验的先河。

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Research on Aerodynamic Heating Numerical Simulation of Supersonic Stabilizing Parachute

ZUO Guang1CHEN Chong1CHEN Xin1QU Feng1SHI Yong1ZHANG Hongying2

（1 Beijing Manufacture and Experiments Center of Space Technology, Beijing 100094, China）（2 Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China）

In order to avoid the failure of the main parachute caused by the uncertainty of space capsule’s attitude, the supsonic stabilizing parachute is applied efficiently during the reentry phase. Comparing with the inflation during the subsonic process, the aerodynamic heating should be paid more attention on the inflation during the supersonic process. The inflation process of a supersonic stabilizing parachute was studied by using the fluid-structure coupling method. The aerodynamic heating of the stabilizing parachute is researched through the numerical simulation method and heat flux and temperature field are calculated on a typical reentry trajectory. The inflation process and the aerodynamic heating simulation of the stabilizing parachute in this paper can provide reference for design of the stabilizing parachute during the space capsule’s reentry phase.

supersonic; stabilizing parachute; fluid-structure coupling; aerodynamic heating; spacecraft recovery

V411

: A

: 1009-8518(2017)01-0016-07

10.3969/j.issn.1009-8518.2017.01.003

左光，男，1971年生，毕业于天津大学及莫斯科航空学院，研究员，中国航天科技集团学术技术带头人。研究方向为新型飞船返回舱气动设计、不同升阻比飞行器EDL技术。E-mail: lunar_cast@126.com。

（编辑：夏淑密）

2016-11-24

国家自然科学基金（61403028）