半刚性机械展开式再入飞行器气动特性研究

包军 张鹏 尚明友 张红英 童明波



半刚性机械展开式再入飞行器气动特性研究

包军1张鹏2尚明友2张红英1童明波1

（1 南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，南京 210016）（2 中国空间技术研究院载人航天总体部，北京 100094）

半刚性机械展开式再入飞行器具有受整流罩包络约束小、运载效率高、减速效果好等优点，具有广泛的应用前景。文章基于计算流体力学方法进行了不同马赫数及迎角下飞行器的流场数值计算，分析其流场特性及气动力、气动力矩，结果表明：由于粘性作用，飞行器背部有较明显的涡产生。随着马赫数的增大，气流压缩性效应更加显著，涡的范围变小，超声速情况下弓形激波离物面距离减小；迎角增大导致飞行器前端面驻点位置变化，为保证驻点位置位于刚性头锥上，飞行器再入时的迎角范围应在±20°范围内。迎角为0°和180°时，阻力系数大，迎角在90°附近时，阻力系数最小；飞行器质心在对称轴上时，在0°~180°范围内存在3个俯仰力矩系数为0的点，其中0°和180°为静稳定点，另一个为静不稳定点。文章的研究结果对半刚性机械展开式再入飞行器的设计及分析有一定参考意义。

机械式展开 计算流体力学 气动特性 航天返回

0 引言

传统的再入飞行器自身质量和外形尺寸都较大，带来了工程的局限性[1-2]；加之运载火箭运载能力的约束，这样就极大地限制了它的有效载荷运输能力。针对未来载人深空探测等大载荷任务的提出，传统的再入方式已难以满足发展要求。半刚性机械展开式再入飞行器能够实现气动面发射时收拢、再入时展开等功能，具有受整流罩包络约束小、运载效率高、减速效果好等优点，可以弥补传统再入方式的不足[3-4]。

美国NASA首先提出用于金星和火星探测的适应性展开进入及定位技术，对典型的半刚性机械展开式气动减速技术，开展了大量研究，内容涵盖再入方案设计[5-9]、飞行器减速及防热能力分析[10-14]、着陆方式分析[15-17]、变质心控制[5,16]等方面。国内也有学者和研究人员对半刚性机械展开式再入飞行器的构成及技术特点做了总结，并对其机构特性和控制方式做了相应研究[18-19]。目前国外在对半刚性机械展开式再入飞行器的研究中，在气动方面主要分析了飞行器在特定弹道条件下的减速性能，但对其升阻特性、静稳定性未见有详细的论证研究；国内的学者在半刚性机械展开式再入飞行器的机构组成及控制方式上做了大量工作，对其气动特性的研究还未见公开文献发表。

由于半刚性机械展开式再入飞行器的外形相比于传统的再入飞行器有较大区别，故有必要对其气动力特性展开分析，以了解其在再入过程中的减速能力及受力特性。本文分析了半刚性机械展开式再入飞行器在不同马赫数及迎角的情况下的流场情况及受力特性，为其在未来的设计及应用提供参考。

1 数值模型

半刚性机械展开式再入飞行器主要由刚性防热头锥、柔性面、辐条及连杆、主体等部分组成，可在发射时收拢、在轨时展开后进行再入减速，其主要组成部分如图1所示。

本文研究的半刚性机械展开式再入飞行器，其主体为一圆柱形载荷舱，共有8根辐条。由于半刚性机械展开式再入飞行器先在轨展开，然后进行再入减速，因此在研究其气动特性时，将其完全展开的外形作为研究对象。由于研究对象组成机构复杂，飞行器背部的连杆机构对其气动特性影响不大，在计算中对原模型进行简化以节省计算资源，经简化后的模型如图2所示。在再入过程中，本文研究飞行器的柔性面会因气动压力及剪力作用发生一定变形，但为维持其自身气动面稳定性，柔性织物完全展开后会有一定的预拉力，且辐条数目也会经优选以尽可能减小气动面变形量，在本文针对气动力的研究中，假设柔性面不发生变形，将飞行器前端面当作刚性面处理。

本文计算研究中来流条件马赫数范围跨度较大，值从0.2至23。同时在各速度情况下，分析了不同迎角（0°、5°、10°、20°、50°、100°、150°、180°）下飞行器的受力特性。由于大迎角的情况不是设计工况，因此本文在大迎角区域段选取的迎角数相对较少。计算所采用的部分来流条件如表1所示。

表1 部分仿真计算来流条件

Tab.1 Part of free stream conditions employed in this study

选用CFD-FASTRAN仿真软件对研究对象的气动力进行仿真计算，计算中采用结构网格的网格划分方式。由于本文仿真计算的工况马赫数范围跨度大、迎角范围变化区间大，故将流场网格边界划分为球形以适应大迎角范围的工况，网格边界划分有足够距离以满足分析亚声速工况的要求，经网格无关性校验，所划分的网格计算收敛性好，能够满足计算要求，飞行器局部网格及流场全局网格如图3所示。

（a）飞行器局部网格

（a）Local computation grid of the reentry vehicle

2 流场特性分析

2.1 不同来流速度

图4给出了部分马赫数工况下来流迎角为0°情况下的流场马赫数云图，图5给出了=0.8、1.0、3.0工况中来流迎角为0°情况下的飞行器背部流线图。

来流为亚声速时，在飞行器前端有一个低速区，前端点即驻点处速度最小；在飞行器肩部存在局部气流加速段，结合图5，这主要是因为亚声速情况下飞行器背部气流在粘性力作用下形成了较宽大的涡，且涡的大小发展超过飞行器肩部，故亚声速水平来流经过飞行器肩部时会经历收缩加速的过程。

来流为声速时，可以看出在飞行器肩部有激波产生，此时由于马赫数增加，气流压缩性效应更加显著，跨过飞行器肩部的气流对飞行器背部的涡形成了一定“挤压”作用，可以看出=1.0情况下飞行器背部涡的大小相比于=0.8情况较小。

来流为超声速时，如图4中的=1.5~23所示，由于飞行器前端面为钝头体外形，可以看出在飞行器前端有宽大的弓形激波产生，且随着马赫数的增大，弓形激波离物面的距离也越来越近，这是气流压缩性的体现，当马赫数大于等于5之后，由于气流压缩已十分明显，弓形激波离物面的距离相差不大；沿飞行器前部物面方向的超声速气流在跨过肩部时，会发生扩张膨胀加速，这在=1.5的工况中体现得较为明显，可以看出=1.5时飞行器肩部附近出现气流马赫数较高的区域；在超声速情况下跨过肩部的膨胀气流对背部的涡的“挤压”作用更加明显，结合图5中的=3来看，飞行器背部的涡要小得多。

2.2 不同迎角

图6给出了=0.8和=5情况下迎角为0°、5°、10°、20°情况下飞行器流场马赫数云图，限于篇幅，仅在亚声速和超声速段各挑选了一个马赫数的部分迎角工况，用以说明不同迎角下飞行器周围的流场特性。

在亚声速情况下，对比不同迎角下飞行器周围流场马赫数云图，区别主要在于：迎角的增大导致前端面驻点位置向轴负方向移动，飞行器前端的低速区位置也跟着向轴负方向移动；同时随着迎角的增大，飞行器背部尾涡向轴正方向偏转。在超声速情况下，由于飞行器前端有弓形激波产生，在不同迎角下，弓形激波形状发生变化，0°迎角下弓形激波形状对称，随着迎角的增大，弓形激波不再对称，而是随着迎角的增大而发生偏转；此外，迎角的增大同样导致前端面上的驻点位置向轴负方向移动，故在飞行器前端面正对来流一侧附近流场马赫数较低。

不同迎角下，驻点位置发生变化将会导致飞行器前端面所受到的压力及剪力分布显著变化。在所仿真的马赫数工况中，=13情况下来流动压最大，图7给出了=13工况迎角为0°、5°、10°、20°情况下飞行器前端面气动压力和气动剪力。

由图7可以看到0°迎角下气动面上压力及剪力对称分布，最大压力处即驻点位于前部端点，驻点处剪力为零；最大剪力处位于飞行器前端面肩部边缘，这是因为此处气流发生膨胀加速，沿物面法向速度梯度大，在物面上形成的摩擦阻力大。随着迎角的增大，前端面上的驻点位置发生变化，考虑到飞行器展开后前端面由刚性防热头锥和柔性织物组成，刚性防热头锥防热能力强，而柔性材料虽然也有防热层，但防热能力相对有限。因此，驻点位置应尽量落在刚性防热头锥上，避免因驻点处热流太大导致柔性材料烧蚀破坏。由仿真结果看，迎角为20°时，驻点位置仍落在刚性头锥范围内，但离刚柔性材料交界处比较近，故在飞行器再入返回轨道设计时，应尽量将飞行器迎角限制在±20°以内。

3 气动特性分析

3.1 升阻特性

图8和图9分别为不同马赫数下阻力系数及升阻比随迎角的变化。从图8可以看出在不同马赫数下迎角为0°和180°为阻力系数较大的两个状态，且180°迎角下的阻力系数更大。这主要是由于飞行器背部是类似“开口”形状，相比于0°迎角情况，气流从背部吹向飞行器时，由于“开口”形状更难逸出，故180°情况下其阻力大于0°。在90°附近阻力系数出现最小值，这主要是因为90°情况下飞行器沿来流方向的投影面积最小。由图线还可看出马赫数较小时各工况阻力系数随迎角的变化区别更明显些，=1.0时，阻力特征最大；当>3后，由于流场随着马赫数的变化改变相对较小，各工况阻力系数随迎角的变化趋同。而飞行器升阻比随迎角的变化趋势为先减小，后增大，再减小的过程，各马赫数下升阻比的变化趋势类似，其中亚跨声速相对来说升阻比范围跨度更大；>3后，各马赫数飞行器升阻比随迎角的变化情况在趋势和大小上都较为接近。

（a）亚跨声速

（a）Subsonic velocity

（a）亚跨声速

（a）Subsonic velocity

3.2 俯仰力矩特性

由于在初步设计分析中尚未确定飞行器质心位置，而在分析稳定性时，力矩和力矩系数的计算分析需指定质心位置。考虑到研究对象的载舱尾部距离前部端点长为1m，而刚性头锥、辐条连杆等质量较大的部件在飞行器展开后均位于相对靠前的位置，故拟将质心位置取在距离飞行器前端点0.4m、位于飞行器后部圆柱形载荷舱的旋转轴上。图10给出了飞行器俯仰力矩系数随迎角的变化。

（a）亚跨声速

（a）Subsonic velocity

由图10可看出，在0°~180°范围内存在三个俯仰力矩系数为0的点，其中0°和180°为静稳定点，另一个为静不稳定点（范围大致在120°~140°）。这是因为在0°时，飞行器质心与压心均在飞行器对称轴上，且质心在前、压心在后，此时飞行器所受的过压心气动力对质心的矩为0，处于平衡状态；当飞行器受到一瞬时扰动，使其产生一非零迎角，此时过压心气动力对质心产生一反向力矩，使飞行器产生恢复到0°的平衡状态的趋势，故0°为静稳定点，在图10中曲线上表现为0°处俯仰力矩系数对迎角的导数为负值。同理180°也为静稳定点。

当飞行器迎角大致在120°~140°时，此时压心与质心基本重合，过质心的力矩为0。当此状态受一瞬时扰动时，若此扰动使迎角减小，则压心向远离气动面方向移动，产生一使其恢复到0°状态的力矩；若此扰动使迎角增大，则压心向靠近气动面方向移动，同时产生一使其恢复到180°状态的力矩；故此点为静不稳定点，在图10中曲线上表现为此处俯仰力矩系数对迎角的导数为正值。

在静稳定性方面，本处的研究对象与传统的飞船返回舱有一定区别：返回舱一般只有一个静稳定配平点。造成区别的主要原因：一是本文研究对象将质心位置设定于对称轴上，而一般飞船返回舱等再入飞行器质心不在对称轴上；二是本文研究的机械展开飞行器外形与传统返回舱有较大区别，由于本文的研究对象背部开口，气流以180°迎角吹向飞行器时，此种情况类似于开口的减速伞情形，当质心在对称轴上时，在小角度范围（即180°附近）应当是静稳定的。

不同马赫数工况下俯仰力矩系数随迎角的变化主要差别有：在<1.5时，各工况俯仰力矩系数随迎角的变化趋势一致，但大小有较大区别（即俯仰静稳定导数大小有差别），而对于≥3的各工况，俯仰力矩系数随迎角的变化各工况差别不大。

4 结束语

本文通过计算流体力学方法进行了不同马赫数及迎角下半刚性机械展开式再入飞行器的流场数值计算，分析了不同马赫数及迎角的流场特性及气动力、气动力矩，得出以下结论：

1）亚声速情况下飞行器背部气流在粘性力作用下形成了较宽大的涡，涡的大小发展超过飞行器肩部；随着马赫数增加，气流压缩性效应更加显著，跨过飞行器肩部的气流对飞行器背部的涡形成了一定“挤压”作用，涡的范围变小，这在超声速情况下表现尤为明显。

2）迎角的增大会导致前端面驻点位置向轴负方向移动，亚声速情况下表现为飞行器前端的低速区位置也跟着向轴负方向移动，飞行器背部尾涡向轴正方向偏转；超声速情况下表现为弓形激波不再对称，而是随着迎角的增大而发生偏转。飞行器前端面压力及剪力分布表明：驻点处压力最大，飞行器肩部和辐条周围剪力较大，在设计中可以考虑在这些部位对柔性织物做加强，提高其承力能力；若让驻点位置落在刚性头锥范围内，应尽量将飞行器迎角限制在±20°以内。

3）不同马赫数下迎角为0°和180°为阻力系数较大的两个状态，在90°附近阻力系数出现最小值，飞行器升阻特性在亚跨声速段有较明显区别，在马赫数超过3以后区别不大；飞行器质心在对称轴上时，在0°~180°范围内存在三个俯仰力矩系数为0的点，其中0°和180°为静稳定点，另一个为静不稳定点。

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（编辑：庞冰）

Study on Aerodynamic Characteristic of Semi-rigid Mechanical Deployable Reentry Vehicle

BAO Jun1ZHANG Peng2SHANG Mingyou2ZHANG Hongying1TONG Mingbo1

（1 Ministerial Key Discipline Laboratory of Advanced Design Technology of Aircraft, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China）（2 Institute of Manned Space System Engineering, China Academy of Space Technology, Beijing 100094, China）

Semi-rigid mechanical deployable reentry vehicle has broad application prospect for its advantages of less dimension restriction by rocket fairing envelope, higher efficiency in payload carrying, and better effect in aerodynamic deceleration. The flow field of different Mach numbers and attack angles are simulated and aerodynamic forces are analyzed by using computational fluid dynamics method in this paper. The results show that large vortexes can be found on the back of the main body of the vehicle due to viscosity. As Mach number grows, compressibility effect of airflow becomes more significant, which results in reduced vortexes range and decreased distance between bow shock and wall in supersonic situations. The stagnation point moves lower along the wall as the attack angle increases, so the attack angle of the vehicle should be limited within ±20°during its reentry to ensure that the stagnation point is in the range of rigid nose of the vehicle. The drag coefficient is maximum with 0° and 180° attack angle and minimum with around 90° attack angle. When the center of mass is on the axis of symmetry, there are three attack angles under which the moment coefficient equals to zero within the range of 0° to 180°. 0° and 180° situation are static stable and the other one is static unstable. The results of this paper have some reference value for design and analysis of semi-rigid mechanical deployable reentry vehicles.

mechanical deployment; CFD; aerodynamic characteristic; spacecraft recovery

V411.3

A

1009-8518(2017)02-0001-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2017.02.001

2017-01-11

航空科学基金（2016ZC52031），江苏高校优势学科建设工程资助项目

包军，男，1992年生，现在南京航空航天大学航空宇航学院飞行器设计专业攻读硕士学位。研究方向为飞行器设计。E-mail：june_bao@163.com。