考虑变形影响的棱台式柔性外形气动力/热环境研究

侯向阳，张 鹏，包 军，董 鑫，尚明友

（1. 中国空间技术研究院 载人航天总体部，北京 100094；

2. 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）

考虑变形影响的棱台式柔性外形气动力/热环境研究

侯向阳1,2，张 鹏1，包 军2，董 鑫2，尚明友1,2

（1. 中国空间技术研究院 载人航天总体部，北京 100094；

2. 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）

文章首先根据机械可展开式再入/进入技术的结构形式建立了棱台式柔性外形简化模型；然后通过流-固耦合分析研究了该外形在气动力作用下的变形规律，获取其迎风面具有“下凹”的变形特征；并根据该变形特征修正了气动面模型，应用修正后的模型再分析，得出了气动力和气动热沿径向分布及气动热随时间变化的规律。研究发现：考虑变形影响的棱台式柔性外形在棱边附近处出现了气动力/热集中现象，全流域气动热环境变化趋势与刚性回转体外形基本一致。此研究结果不仅可为机械可展开式再入/进入技术的气动力/热特性研究奠定基础，还能为其他柔性外形的气动研究提供借鉴。

机械可展开式；棱台式柔性外形；变形特征；气动压力；气动剪力；热流密度；总加热量

0 引言

随着航天技术的不断发展，传统的（半）弹道式再入/进入技术因为其系统复杂、成本高、适应性差等缺点，已经难以满足未来的发展需求。一种新型可展开的再入/进入技术因其具备受火箭包络约束弱、运输效率高、减速效果好、过载及热流密度低、功能拓展性强及易模块化、成本低等优势，已经越来越受到高度的重视[1-2]。

可展开式再入/进入技术按照气动面展开形式分为充气式和机械式2种[3]，NASA提出的用于金星和火星探测的自适应、可展开式进入及定位技术（adaptive deployable entry and placement technology,ADEPT）为机械式[4-12]。这种可展开的机械式再入/进入技术的气动外形与充气式及传统的（半）弹道式返回器相比主要不同在于：其气动面展开后呈棱台式非回转体外形，且棱台的各面由柔性热防护结构组成，在再入/进入过程中，气动面随来流作用而发生变形；而后者的气动外形为刚性回转体，在再入/进入过程中气动面形不发生变化。与刚性回转体气动外形相比，棱台式外形特别是柔性面的变形将直接导致作用其上的气动力/热环境发生变化，从而影响热防护效果，严重时将导致航天器烧穿甚至任务失败[1,9]。因此，开展棱台式外形，尤其是含变形的柔性面气动力/热环境研究是进行机械可展开式再入/进入航天器研制的重要研究内容之一。

目前，国内可展开再入/进入技术的研究主要聚焦在气动面为刚性回转体的充气式结构上[13-18]，而对机械式特别是棱台式柔性外形研究较少；美国虽然开展了相关研究，但是建立在假设“柔性面发生了带有明显折痕的褶皱变形”的基础上[9]，而这种假设往往导致分析得出的气动力/热环境过于恶劣，从而给柔性热防护材料研制带来难度。

本文以美国ADEPT装置为例，首先根据其结构形式建立棱台式外形简化模型；然后建立基于LS-DYNA的流-固耦合模型，开展棱台式柔性外形在气动作用下流-固耦合分析，确定柔性面变形特征；最后根据变形特征修正气动面模型，利用修正后的模型再进行棱台式柔性外形气动力（气动压力、气动剪力）和气动热（热流密度、总加热量）特性研究。

1 结构组成与模型简化

ADEPT装置主要由主体、连接杆、刚性防热头锥、刚性辐条及附着在刚性辐条上的柔性气动面组成，其中柔性气动面的材质是具有抗拉和防热功能的三维碳纤维织物，它和刚性辐条、刚性防热头锥共同组成机械式可展开再入/进入技术的气动面[1-4,11-12]。由于刚性辐条数目有限，所以 ADEPT装置展开后的气动面呈典型的棱台式柔性外形，如图1所示。

本文以8根刚性辐条所形成的八棱台为例，开展柔性面变形特征及气动力/热环境研究，其气动面简化模型如图2所示，并选取某100 km以下的结构弹道式再入地球大气的来流参数作为研究条件，如表1所示。

表1 来流参数Table 1 Free stream parameters

2 柔性气动面变形特征

2.1 流-固耦合模型建立

图3为根据图2的简化几何模型建立的棱台式柔性外形流-固耦合分析模型，其中柔性气动面选用壳单元、厚度取3 mm、弹性模量25 GPa、泊松比0.33，刚性防热头锥和刚性辐条做刚化处理，攻角选取0°。要求与气动面接触的流场网格划分得较细些（网格数量约160万），远离气动面的流场网格划分得可相对粗些。

为了使研究结果具有一般性价值，本文选取表1中来流动压最大的部分进行分析，以获取柔性气动面最大变形量特征。

2.2 变形特征分析

棱台式柔性外形的每扇台面几何尺寸一致，考虑攻角为 0°的情形，则每扇台面的变形特征相同，因此本文选取其中某一扇台面进行变形分析。如图4(a)所示，图中青色为刚性防热头锥，黄色为柔性气动面，变形分析区内的红色L1为两刚性辐条中间的径向特征区，绿色L2为柔性气动面中部的周向特征区。

通过流-固耦合分析可知：随着径向距离及周向角度的增加，柔性气动面变形量呈类似线性增加；当径向距离及周向角度扩大到柔性气动面中部区域时，变形量达到最大且该区域变形趋于平缓；当径向距离增加到柔性气动面肩部附近区域时，变形量相对减小，如图4(b)、(c)所示。即：机械可展开式再入/进入航天器在返回过程中，其棱台式柔性外形在气动作用下每扇台面表现出明显的中部“下凹”变形特征，并非文献[9]假设的带明显折痕的褶皱变形特征。

3 考虑变形影响的气动力/热环境

3.1 CFD模型建立

根据2.2节的柔性气动面变形特征分析结果，建立最大来流动压时刻下考虑变形影响的CFD模型，其中攻角仍选取0°，流场采用边界直径大于气动面直径20倍的球形模型，其中气动面附近的流场网格数量约为160万，如图5所示。

3.2 气动力环境分析

图6是在来流动压最大时刻下，棱台式柔性外形面的气动压力环境。

通过分析可知：刚性防热头锥的气动压力整体上大于柔性气动面的，最大气动压力点（驻点）位于整个气动面中心。对于柔性气动面而言，刚性辐条附近的气动压力大于其他区域且出现压力集中现象；刚柔交界及肩部附近的气动压力明显小于其他区域的，如图6(a)所示。由图6(b)的比较发现：随着径向距离的增大，刚性防热头锥区域气动压力显著下降；而对于柔性气动面，其两刚性辐条之间区域（L2）的气动压力先增大后减小，刚性辐条附近区域（L1）的气动压力变化相对平缓；而在柔性气动面肩部边缘处，气动压力出现明显的陡增现象，是由来流在气动面肩部形成的高速湍流层冲刷所致[19]。

图7是在同一时刻下，棱台式柔性外形面的气动剪力环境。

通过分析可知：最小气动剪力点（驻点）位于整个气动面中心。柔性气动面刚性辐条附近的气动剪力明显大于其他区域且出现剪力集中现象，如图7(a)所示。由图7(b)的比较发现：随着径向距离的增大，刚性防热头锥区域气动剪力显著上升；而柔性气动面刚性辐条附近区域（L1）的气动剪力缓慢增加，两刚性辐条之间区域（L2）的气动剪力先明显减小而后趋于平稳；在柔性气动面肩部边缘处，同样因为高速湍流层冲刷作用而出现气动剪力陡增现象。

3.3 气动热环境分析

图8是在来流动压最大时刻下，棱台式柔性外形面的热流密度环境。

通过分析可知：刚性防热头锥的热流密度整体上大于柔性气动面，驻点处的热流密度最大。柔性气动面刚性辐条附近的热流密度大于其他区域且出现热流集中现象，如图8(a)所示。由图8(b)的比较发现：随着径向距离的增大，刚性防热头锥区域热流密度迅速下降；而柔性气动面区域两刚性辐条之间区域（L2）的热流密度缓慢减小，刚性辐条附近区域（L1）的热流密度变化相对平缓；同样在柔性气动面肩部边缘处，热流密度出现陡增现象。

为进一步研究棱台式柔性外形气动热环境，本文还开展了气动面在全流域范围内热流密度及总加热量的变化研究，其中对于100 km以上的大气稀薄区域，气动面按棱台式刚性外形处理；100 km以下区域，气动面按照本文的研究方法处理，即：先根据表1所列参数计算出不同来流动压条件下的变形特征，然后建立一系列对应的考虑变形影响的CFD修正模型。图9为3个特征点（驻点A、两刚性辐条之间柔性区域中点B、刚性辐条中点C）的热流密度及总加热量在全流域范围内随返回时间的变化。

从图9可知：在整个返回过程中，驻点A的热流密度及总加热量始终最大、刚性辐条次之、柔性气动面最小。棱台式柔性外形的气动热环境随时间变化趋势与刚性回转体外形基本一致，即：在返回初期（100 km以上的大气稀薄区域，即过渡流区），热流密度及总加热量变化很小；在连续流高超声速区（即100 km以下、Ma数在1.2以上），随时间的增加，热流密度显著增大而后减小，总加热量明显增大；在亚/跨声速区（即Ma数在1.2以下），随时间的增加，热流密度继续减小并最终趋近于0，总加热量趋于平稳。这是因为无论是棱台式柔性外形还是刚性回转体外形，在过渡流区马赫数虽大、但大气密度小，在亚/跨声速区大气密度虽大、但马赫数小，所以这2个阶段动压都较小，气动加热效果不明显；而在连续流高超声速区，马赫数和大气密度都相对较大，气动加热效果显著[19]。

4 结论

本文针对机械可展开式再入/进入航天器的棱台式柔性外形，在0°攻角状态下开展了气动面流-固耦合分析，确定了柔性面变形特征；并利用修正后的CFD模型进行了考虑变形影响的气动压力、气动剪力、热流密度及总加热量特征研究，得出以下结论：

1）棱台式柔性外形的每扇台面表现出明显的中部“下凹”变形特征。

2）柔性气动面刚性辐条区域附近的气动力/热环境比其他区域恶劣且出现了力/热集中现象，肩部边缘处的气动力/热环境出现明显陡增现象。

3）刚性防热头锥的气动压力整体上大于柔性气动面，随着径向距离的增大，其气动压力显著下降；两刚性辐条之间的柔性气动面气动压力先增大后减小；刚性辐条附近的柔性气动面气动压力变化相对平缓。

4）随着径向距离的增大，刚性防热头锥气动剪力显著上升；两刚性辐条之间的柔性气动面气动剪力先减小而后趋于平稳；刚性辐条附近的柔性气动面气动剪力缓慢增加。

5）刚性防热头锥的热流密度整体上大于柔性气动面，随着径向距离的增大，其热流密度迅速下降；两刚性辐条之间的柔性气动面热流密度缓慢减小；刚性辐条附近的柔性气动面热流密度变化平缓。热流密度及总加热量随再入/进入时间变化趋势与刚性回转体外形基本一致。

（References）

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（编辑：张艳艳）

Aerodynamic force and heat environment of prismatic flexible aeroshell with consideration of its deformation

HOU Xiangyang1,2, ZHANG Peng1, BAO Jun2, DONG Xin2, SHANG Mingyou1,2
(1. Institute of Manned Space System Engineering, China Academy of Space Technology, Beijing 100094, China;2. Ministerial Key Discipline Laboratory of Advanced Design Technology of Aircraft,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)

Firstly, this paper establishes a simplified model of the prismatic flexible aeroshell according to the requirements of the mechanical deployable reentry and entry technology. Secondly, based on the fluid-solid coupling analysis, the deformation of the flexible aeroshell under the aerodynamic action is obtained, as well as the deformation characteristics of the central depression. Lastly, the aeroshell model is modified according to the deformation characteristics, and the radial distribution of the aerodynamic force and heat and the variation of the aerodynamic heat against the reentry and entry time are analyzed again using the modified model. It is shown that the aerodynamic force and heat concentrations occur at the edge of the prismatic flexible aeroshell, and the variations of the aerodynamic heat environment in the whole reentry and entry process is basically consistent with those of a rigid rotary aeroshell. This research not only provides a basis for understanding the aerodynamic characteristics of the mechanical deployable reentry and entry technology, but also provides a reference for aerodynamic studies of other flexible aeroshells.

mechanical deployable; prismatic flexible aeroshell; deformation characteristics; aerodynamic pressure; aerodynamic shear; heat flux; gross heating value

V423.6

：A

：1673-1379(2017)03-0229-06

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.03.001

侯向阳（1976—），男，硕士学位，研究方向为航天器气动设计及总装集成设计；E-mail: 13683344423@163.com。

张 鹏（1982—），男，博士学位，研究方向为航天器系统设计、气动设计及总装集成设计；E-mail:zhangpeng01061014@163.com。

2017-02-08；

2017-05-12

侯向阳, 张鹏, 包军, 等. 考虑变形影响的棱台式柔性外形气动力/热环境研究[J]. 航天器环境工程, 2017, 34(3)：229-234

HOU X Y, ZHANG P, BAO J, et al. Aerodynamic force and heat environment of prismatic flexible aeroshell with consideration of its deformation[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2017, 34(3)： 229-234