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火星进入器高空稀薄气动特性

2017-11-20黄飞吕俊明程晓丽李齐

航空学报 2017年5期
关键词:迎角激波流场

黄飞, 吕俊明,*, 程晓丽, 李齐

1.中国航天空气动力技术研究院, 北京 100074 2.中国空间技术研究院 总体部, 北京 100094

火星进入器高空稀薄气动特性

黄飞1, 吕俊明1,*, 程晓丽1, 李齐2

1.中国航天空气动力技术研究院, 北京 100074 2.中国空间技术研究院 总体部, 北京 100094

针对火星稀薄大气环境进入器气动特性问题,以类火星科学实验室外形为例,计算分析火星稀薄大气真实气体效应对气动特性的影响,给出火星高空稀薄环境下的气动特性规律。研究发现,随着飞行高度的增加,稀薄度增加,激波脱体距离、激波厚度增大,激波强度减弱,明显的激波结构逐渐消失,流场等值线更趋于圆弧状分布;真实气体效应使得迎风面压缩及背风面膨胀增强,轴向力、法向力及顶点力矩系数等预测结果与完全气体模型预测结果相比绝对值偏大;随着稀薄度增大,轴向力、法向力及顶点力矩系数等绝对值增大,在同样的迎角下,随稀薄度的增加,纵向压心前移,进入器的静稳定性变差。

火星; 进入器; 稀薄; 直接模拟蒙特卡罗; 气动特性

火星是目前科学家勘探到的自然环境最接近地球的星球,是太阳系中除金星之外离地球最近的行星,也是人类最感兴趣的行星之一。

人类使用空间探测器对火星进行了大量的探测研究,50多年来,苏联、美国、日本、俄罗斯和欧洲共相继开展了40多次火星探测计划,其中美国的海盗号(Viking)进入器,于1976年首次成功进入火星轨道,传回了大量的火星图片及数据[1],之后几十年美国先后发射了火星探路者号(Mars Pathfinder)、凤凰号(Phoenix)[2]、火星科学实验室(Mars Science Laboratory)[3]等多个火星进入器。然而,诸如美国的Mariner8、DeepSpace2、苏联的Mars6、欧空局的Mars Express等大量火星进入失败的教训[4],对准确预测进入器在火星环境中的气动特性提出了更为严格的要求[5-6],火星探测任务逐渐受到各航天大国的重视。

与地球大气相比较,火星大气存在以下特点:① 大气组分主要为95.32%的CO2气体,2.7%的N2、1.6%的Ar及少量的其他气体;② 密度仅为地球大气的1%,大气极为稀薄;③ 火星大气温度比地球大气低50~70 K左右,且昼夜温差极大;④ 气候环境变化复杂,气候也并不完全随季节变化,这些复杂环境使得未来飞行器在飞行中遇到的大气环境参数与已有数据存在严重偏差,亦即未来飞行中的大气参数存在严重的不确定性。这些复杂的大气环境特征对进入器气动特性的预测带来了极大的挑战。

本文针对火星环境下进入器存在的稀薄气动特性问题,以火星科学实验室的类似外形为例,采用稀薄流区相对较为成熟的直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法对火星高空稀薄环境下的气动特性规律及火星大气高空真实气体的影响规律进行了计算分析,给出此类似外形在火星环境下的气动特性规律,为进入器稀薄流区的气动设计提供技术支撑。

1 计算方法

2 高空稀薄气动特性

文献[11]中火星科学实验室进入器缩比模型

如图1所示,物面网格分布见图2,计算中对激波及物面位置处的网格进行了加密,为节省计算量,计算采用半模,80 km高度模拟的仿真粒子数约为8 000万,其他高度的模拟仿真粒子数约为5 000万。计算中进入器的气动特性参考面积为9.079 2 m2,参考长度L为3.4 m,力矩参考点为坐标原点即头部顶点(0,0,0),质心力矩参考点为(0.27L,0.009L,0),壁温取5T∞,T∞为来流温度。主要的计算工况如表1所示,其中努森数KnL采用大底直径基于硬球模型(HS)近似求解,H为飞行高度,U为来流速度,ρ∞为来流密度,α为迎角。

图1 计算模型 Fig.1 Model in simulation

图2 物面网格 Fig.2 Grid on surface

表1 计算条件Table 1 Computational conditions

H/kmU/(m·s-1)T∞/Kρ∞/(10-9kg·m-3)KnLα/(°)804800132.424310.0090,-5,-10,-15,-20,-25,-30,-35,-40904800113.5458.60.0480,-5,-10,-15,-20,-25,-30,-35,-40100480098.378.960.2800,-5,-10,-15,-20,-25,-30,-35,-401104800105.612.681.7420,-5,-10,-15,-20,-25,-30,-35,-401204800136.81.86011.8750,-5,-10,-15,-20,-25,-30,-35,-40

2.1 进入器流场分布特性

图3给出了H=80 km下的热非平衡流场温度分布,可以发现,平动温度Tt、转动温度Tr及振动温度Tv等分布规律完全不同,平动温度最先激发,温度升高的起始位置距大底驻点最远,转动温度次之,而振动温度激发最为滞后,其温度升高的起始位置距大底驻点最近;平动温度在大底驻点前的激波后区域形成了明显的高温带,而振动温度的高温分布带与平动及转动有所不同,其主要位于两端肩部区域,这主要是由于平动温度的交换速度最快,转动温度的交换速度次之,而振动温度的交换速度最慢,振动温度需要更长的历程进行能量交换。

图4给出了不同稀薄度下的流场压力p分布,可以发现,在H=80 km处,飞行高度相对较低,流场压缩性相对较强,在头部大底区域形成了明显的波后高压区,在底部由于膨胀波的作用流场压力相对较低,形成了明显的底部低压区。从图中还可发现,随着飞行高度的增加,流场出现了明显的稀薄气体效应,即在稀薄效应的影响下,流场激波厚度逐渐增大,激波脱体距离增大,压缩性逐渐减弱,激波强度减弱,明显的激波结构逐渐消失,流场等值线更趋于圆弧状分布。

图3 火星稀薄大气热非平衡效应(H=80 km,α=0°) Fig.3 Thermal non-equilibrium effect of Mars rarefied atmosphere (H=80 km,α=0°)

图4 流场结构随稀薄度的变化 Fig.4 Evolvement of flow structures with rarefaction intensity

2.2 真实气体效应的影响

图5给出了完全气体模型与真实气体模型所预测结果的对比,从H=80 km的流场对比可以发现,真实气体模型所得激波脱体距离明显偏小,激波更为贴体,大底物面附近的高压区域更大,而在背风面区域,真实气体模型所预测结果偏小,即真实气体模型使得迎风面的压缩或背风面的膨胀效应都将增强,这些规律与连续流区的认识一致。

从气动力的结果对比可看出,在低空H=80 km 飞行高度,真实气体模型所预测的轴向力系数CA、法向力系数CN以及顶点力矩系数Cmz等结果偏大,而随着飞行高度增加至H=90 km,稀薄度增大,2种模型的预测结果较为接近。此外,还可发现,随着迎角的增大,两种模型所预测的轴向力结果偏差减小,法向力及力矩系数偏差增大。

图6给出了不同气体模型对升阻特性的预测结果,同样可以发现,在中低空H=80 km,真实气体模型对升力系数CL、阻力系数CD及升阻比CL/CD影响较大,随着飞行高度的增加,稀薄度增大,真实气体模型的影响降低;真实气体模型使得升力系数及升阻比预测结果偏小,阻力系数预测结果偏大。

为进一步对真实气体效应的影响机理进行分析,图7给出了H=80 km,-10° 迎角下对称面位置处表面压力及摩阻分量的分布规律,可以发现,真实气体效应使得大底压力增大,摩擦系数的x向分量Cfx在大底位置处增大,在尾部区域减小,然而对于轴向力而言,大底位置处的压力贡献占主导地位,因此,真实气体效应使得积分后的轴向力系数增大;由于迎角为负值,因此,真实气体效应使得法向力绝对值的压力分量增大,同时从摩擦系数的y向分量Cfy还可发现,真实气体效应使得该值的绝对值亦增大,因此,真实气体效应导致积分后的法向力系数绝对值增大;在负迎角下,轴向力及法向力对纵向顶点力矩的贡献方向一致,都将产生正的纵向顶点力矩,因此,真实气体效应使得纵向顶点力矩增大。

图5 不同气体模型的气动特性预测结果对比 Fig.5 Comparison of aerodynamics results predicted by different gas models

图6 气体模型对升阻特性的影响 Fig.6 Effect of gas model on lift-drag characteristics

图7 对称面处的表面参数分布曲线(H=80 km,α=-10°) Fig.7 Distribution of surface parameter curves at symmetry plane (H=80 km,α=-10°)

2.3 火星进入器高空气动特性变化规律

图8给出了气动特性随稀薄度的变化规律,可以发现,随着稀薄度增大,轴向力系数、法向力系数及俯仰力矩系数的绝对值都增大,这主要是由于高度的增加导致动压迅速降低,无量纲力系数相应增大。从中还可发现,在小迎角下,轴向力系数随迎角的变化相对较小;在低空较低克努森数下,法向力系数及俯仰力矩系数随迎角的变化幅度都较高空大克努森数下的幅度小。

图9给出了不同高度下进入器随迎角的变化规律,可以发现,随着迎角绝对值的增大,升力系数增大,阻力系数降低,升阻比增大;同一迎角下,飞行高度增大,稀薄度增加,升力系数降低,阻力系数增大,升阻比降低;在小迎角下,升力系数对迎角的变化较为敏感,阻力系数敏感性较低,而在30° 以上的大迎角下,升力系数对迎角的敏感性降低,阻力系数的敏感性增大,相比较而言,升阻比在所研究的范围内对迎角都较敏感。

图10给出了不同高度下质心俯仰力矩系数Cmcg及压心xcp随迎角的变化规律,从力矩曲线中可以发现,静稳定性受稀薄度的影响较大,随着飞行高度的增加,稀薄度增大,俯仰力矩曲线的斜率从负值变为正值,静稳定性逐渐变差;所研究的高度范围内,在迎角绝对值为0°~20° 时,100 km以上的飞行高度进入器出现了静不稳定区域;从压心曲线图中可以发现,随着飞行高度的增加,纵向压心前移;在低空下压心变化对迎角变化影响较为剧烈,飞行高度增加,压心随迎角的变化较为缓和。

图8 不同迎角下进入器气动特性随克努森数的变化规律 Fig.8 Variation of entry vehicle aerodynamics with Kn at different angles of attack

图9 不同高度下进入器气动特性随迎角的变化规律 Fig.9 Variation of entry vehicle aerodynamics with different angles of attack at different altitudes

图10 不同高度下质心俯仰力矩系数及压心随迎角的变化 Fig.10 Variation of pitching moment coefficients of center of mass and pressure center with different angles of attack at different altitudes

3 结 论

1) 随着稀薄度增大,流场激波厚度逐渐增大,激波脱体距离增大,压缩性减弱,激波强度减弱,明显的激波结构逐渐消失,流场等值线逐渐趋于圆弧状分布;与平动、转动温度相比,振动温度的松弛时间较长,其高温带分布于进入器两端肩部区域。

2) 真实气体效应使得迎风面压缩及背风面膨胀增强,轴向力系数、法向力系数以及顶点力矩系数等预测结果与完全气体模型预测结果相比绝对值偏大,升力系数及升阻比偏小,且随着稀薄度增大,真实气体效应的影响减弱,完全气体与真实气体模型的预测结果逐渐接近;随着迎角的增大,两种模型所预测的轴向力结果偏差减小,法向力及力矩系数偏差增大。

3) 随着稀薄度增大,轴向力系数、法向力系数绝对值及力矩系数的绝对值增大;在低空较低的努森数下,法向力系数及俯仰力矩系数随迎角的变化幅度都较高空大努森数下的幅度小;随着飞行高度增加,稀薄度增大,纵向压心前移,进入器的静稳定性变差。

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(责任编辑: 李明敏)

URL:www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161018.1001.004.html

AerodynamicsofMarsentryvehiclesunderhypersonicrarefiedcondition

HUANGFei1,LYUJunming1,*,CHENGXiaoli1,LIQi2

1.ChinaAcademyofAerospaceAerodynamics,Beijing100074,China2.InstituteofSpacecraftSystemEngineering,ChinaAcademyofSpaceTechnology,Beijing100094,China

AttempthasbeenmadetoanalyzetheaerodynamicsofMarsentryvehiclesunderhypersonicrarefiedconditionsbysimulatingtheflowsaroundtheMarsScienceLaboratory.Theeffectofrealgasmodelonhypersonicrarefiedaerodynamicsisinvestigatedtoobtaintheaerodynamiccharacteristicsoftheentrycapsule.Theresultsshowthatastheflightaltitudeincreases,rarefaction,shockstandoffdistanceandshockthicknessincreases,shockintensityisweakenedatthesametime,andflowcontourstendtobemoreofarcshape.Realgaseffectresultsincompressibilityofthewindwardandexpansionoftheleeward,andalsoincreaseofaxialforcecoefficient,normalforcecoefficientandpitchmomentcoefficient.Ontheotherhand,asrarefactionenhances,theaxialforcecoefficient,normalforcecoefficientandpitchmomentcoefficientalsoincreases.Atthesameangleofattack,thepressurecentermovesforwardandstaticstabilitydecreasesastheflightaltitudeincreases.

Mars;entryvehicle;rarefied;directsimulationMonteCarlo;aerodynamics

2016-05-20;Revised2016-07-22;Accepted2016-09-27;Publishedonline2016-10-181001

NationalNaturalScienceFoundationofChina(11402251)

.E-mailjunminglyu@foxmail.com

2016-05-20;退修日期2016-07-22;录用日期2016-09-27; < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间:2016-10-181001

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161018.1001.004.html

国家自然科学基金 (11402251)

.E-mailjunminglyu@foxmail.com

黄飞, 吕俊明, 程晓丽, 等. 火星进入器高空稀薄气动特性J. 航空学报,2017,38(5):120457.HUANGF,LYUJM,CHENGXL,etal.AerodynamicsofMarsentryvehiclesunderhypersonicrarefiedconditionJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(5):120457.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0264

V211.3

A

1000-6893(2017)05-120457-07

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