考慮變形影響的棱臺式柔性外形氣動力/熱環境研究

侯向陽，張 鵬，包 軍，董 鑫，尚明友

（1. 中國空間技術研究院 載人航天總體部，北京 100094；

2. 南京航空航天大學 飛行器先進設計技術國防重點學科實驗室，南京 210016）

考慮變形影響的棱臺式柔性外形氣動力/熱環境研究

侯向陽1,2，張 鵬1，包 軍2，董 鑫2，尚明友1,2

（1. 中國空間技術研究院 載人航天總體部，北京 100094；

2. 南京航空航天大學 飛行器先進設計技術國防重點學科實驗室，南京 210016）

文章首先根據機械可展開式再入/進入技術的結構形式建立了棱臺式柔性外形簡化模型；然后通過流-固耦合分析研究了該外形在氣動力作用下的變形規律，獲取其迎風面具有“下凹”的變形特征；并根據該變形特征修正了氣動面模型，應用修正后的模型再分析，得出了氣動力和氣動熱沿徑向分布及氣動熱隨時間變化的規律。研究發現：考慮變形影響的棱臺式柔性外形在棱邊附近處出現了氣動力/熱集中現象，全流域氣動熱環境變化趨勢與剛性回轉體外形基本一致。此研究結果不僅可為機械可展開式再入/進入技術的氣動力/熱特性研究奠定基礎，還能為其他柔性外形的氣動研究提供借鑒。

機械可展開式；棱臺式柔性外形；變形特征；氣動壓力；氣動剪力；熱流密度；總加熱量

0 引言

隨著航天技術的不斷發展，傳統的（半）彈道式再入/進入技術因為其系統復雜、成本高、適應性差等缺點，已經難以滿足未來的發展需求。一種新型可展開的再入/進入技術因其具備受火箭包絡約束弱、運輸效率高、減速效果好、過載及熱流密度低、功能拓展性強及易模塊化、成本低等優勢，已經越來越受到高度的重視[1-2]。

可展開式再入/進入技術按照氣動面展開形式分為充氣式和機械式2種[3]，NASA提出的用于金星和火星探測的自適應、可展開式進入及定位技術（adaptive deployable entry and placement technology,ADEPT）為機械式[4-12]。這種可展開的機械式再入/進入技術的氣動外形與充氣式及傳統的（半）彈道式返回器相比主要不同在于：其氣動面展開后呈棱臺式非回轉體外形，且棱臺的各面由柔性熱防護結構組成，在再入/進入過程中，氣動面隨來流作用而發生變形；而后者的氣動外形為剛性回轉體，在再入/進入過程中氣動面形不發生變化。與剛性回轉體氣動外形相比，棱臺式外形特別是柔性面的變形將直接導致作用其上的氣動力/熱環境發生變化，從而影響熱防護效果，嚴重時將導致航天器燒穿甚至任務失敗[1,9]。因此，開展棱臺式外形，尤其是含變形的柔性面氣動力/熱環境研究是進行機械可展開式再入/進入航天器研制的重要研究內容之一。

目前，國內可展開再入/進入技術的研究主要聚焦在氣動面為剛性回轉體的充氣式結構上[13-18]，而對機械式特別是棱臺式柔性外形研究較少；美國雖然開展了相關研究，但是建立在假設“柔性面發生了帶有明顯折痕的褶皺變形”的基礎上[9]，而這種假設往往導致分析得出的氣動力/熱環境過于惡劣，從而給柔性熱防護材料研制帶來難度。

本文以美國ADEPT裝置為例，首先根據其結構形式建立棱臺式外形簡化模型；然后建立基于LS-DYNA的流-固耦合模型，開展棱臺式柔性外形在氣動作用下流-固耦合分析，確定柔性面變形特征；最后根據變形特征修正氣動面模型，利用修正后的模型再進行棱臺式柔性外形氣動力（氣動壓力、氣動剪力）和氣動熱（熱流密度、總加熱量）特性研究。

1 結構組成與模型簡化

ADEPT裝置主要由主體、連接桿、剛性防熱頭錐、剛性輻條及附著在剛性輻條上的柔性氣動面組成，其中柔性氣動面的材質是具有抗拉和防熱功能的三維碳纖維織物，它和剛性輻條、剛性防熱頭錐共同組成機械式可展開再入/進入技術的氣動面[1-4,11-12]。由于剛性輻條數目有限，所以 ADEPT裝置展開后的氣動面呈典型的棱臺式柔性外形，如圖1所示。

本文以8根剛性輻條所形成的八棱臺為例，開展柔性面變形特征及氣動力/熱環境研究，其氣動面簡化模型如圖2所示，并選取某100 km以下的結構彈道式再入地球大氣的來流參數作為研究條件，如表1所示。

表1 來流參數Table 1 Free stream parameters

2 柔性氣動面變形特征

2.1 流-固耦合模型建立

圖3為根據圖2的簡化幾何模型建立的棱臺式柔性外形流-固耦合分析模型，其中柔性氣動面選用殼單元、厚度取3 mm、彈性模量25 GPa、泊松比0.33，剛性防熱頭錐和剛性輻條做剛化處理，攻角選取0°。要求與氣動面接觸的流場網格劃分得較細些（網格數量約160萬），遠離氣動面的流場網格劃分得可相對粗些。

為了使研究結果具有一般性價值，本文選取表1中來流動壓最大的部分進行分析，以獲取柔性氣動面最大變形量特征。

2.2 變形特征分析

棱臺式柔性外形的每扇臺面幾何尺寸一致，考慮攻角為 0°的情形，則每扇臺面的變形特征相同，因此本文選取其中某一扇臺面進行變形分析。如圖4(a)所示，圖中青色為剛性防熱頭錐，黃色為柔性氣動面，變形分析區內的紅色L1為兩剛性輻條中間的徑向特征區，綠色L2為柔性氣動面中部的周向特征區。

通過流-固耦合分析可知：隨著徑向距離及周向角度的增加，柔性氣動面變形量呈類似線性增加；當徑向距離及周向角度擴大到柔性氣動面中部區域時，變形量達到最大且該區域變形趨于平緩；當徑向距離增加到柔性氣動面肩部附近區域時，變形量相對減小，如圖4(b)、(c)所示。即：機械可展開式再入/進入航天器在返回過程中，其棱臺式柔性外形在氣動作用下每扇臺面表現出明顯的中部“下凹”變形特征，并非文獻[9]假設的帶明顯折痕的褶皺變形特征。

3 考慮變形影響的氣動力/熱環境

3.1 CFD模型建立

根據2.2節的柔性氣動面變形特征分析結果，建立最大來流動壓時刻下考慮變形影響的CFD模型，其中攻角仍選取0°，流場采用邊界直徑大于氣動面直徑20倍的球形模型，其中氣動面附近的流場網格數量約為160萬，如圖5所示。

3.2 氣動力環境分析

圖6是在來流動壓最大時刻下，棱臺式柔性外形面的氣動壓力環境。

通過分析可知：剛性防熱頭錐的氣動壓力整體上大于柔性氣動面的，最大氣動壓力點（駐點）位于整個氣動面中心。對于柔性氣動面而言，剛性輻條附近的氣動壓力大于其他區域且出現壓力集中現象；剛柔交界及肩部附近的氣動壓力明顯小于其他區域的，如圖6(a)所示。由圖6(b)的比較發現：隨著徑向距離的增大，剛性防熱頭錐區域氣動壓力顯著下降；而對于柔性氣動面，其兩剛性輻條之間區域（L2）的氣動壓力先增大后減小，剛性輻條附近區域（L1）的氣動壓力變化相對平緩；而在柔性氣動面肩部邊緣處，氣動壓力出現明顯的陡增現象，是由來流在氣動面肩部形成的高速湍流層沖刷所致[19]。

圖7是在同一時刻下，棱臺式柔性外形面的氣動剪力環境。

通過分析可知：最小氣動剪力點（駐點）位于整個氣動面中心。柔性氣動面剛性輻條附近的氣動剪力明顯大于其他區域且出現剪力集中現象，如圖7(a)所示。由圖7(b)的比較發現：隨著徑向距離的增大，剛性防熱頭錐區域氣動剪力顯著上升；而柔性氣動面剛性輻條附近區域（L1）的氣動剪力緩慢增加，兩剛性輻條之間區域（L2）的氣動剪力先明顯減小而后趨于平穩；在柔性氣動面肩部邊緣處，同樣因為高速湍流層沖刷作用而出現氣動剪力陡增現象。

3.3 氣動熱環境分析

圖8是在來流動壓最大時刻下，棱臺式柔性外形面的熱流密度環境。

通過分析可知：剛性防熱頭錐的熱流密度整體上大于柔性氣動面，駐點處的熱流密度最大。柔性氣動面剛性輻條附近的熱流密度大于其他區域且出現熱流集中現象，如圖8(a)所示。由圖8(b)的比較發現：隨著徑向距離的增大，剛性防熱頭錐區域熱流密度迅速下降；而柔性氣動面區域兩剛性輻條之間區域（L2）的熱流密度緩慢減小，剛性輻條附近區域（L1）的熱流密度變化相對平緩；同樣在柔性氣動面肩部邊緣處，熱流密度出現陡增現象。

為進一步研究棱臺式柔性外形氣動熱環境，本文還開展了氣動面在全流域范圍內熱流密度及總加熱量的變化研究，其中對于100 km以上的大氣稀薄區域，氣動面按棱臺式剛性外形處理；100 km以下區域，氣動面按照本文的研究方法處理，即：先根據表1所列參數計算出不同來流動壓條件下的變形特征，然后建立一系列對應的考慮變形影響的CFD修正模型。圖9為3個特征點（駐點A、兩剛性輻條之間柔性區域中點B、剛性輻條中點C）的熱流密度及總加熱量在全流域范圍內隨返回時間的變化。

從圖9可知：在整個返回過程中，駐點A的熱流密度及總加熱量始終最大、剛性輻條次之、柔性氣動面最小。棱臺式柔性外形的氣動熱環境隨時間變化趨勢與剛性回轉體外形基本一致，即：在返回初期（100 km以上的大氣稀薄區域，即過渡流區），熱流密度及總加熱量變化很小；在連續流高超聲速區（即100 km以下、Ma數在1.2以上），隨時間的增加，熱流密度顯著增大而后減小，總加熱量明顯增大；在亞/跨聲速區（即Ma數在1.2以下），隨時間的增加，熱流密度繼續減小并最終趨近于0，總加熱量趨于平穩。這是因為無論是棱臺式柔性外形還是剛性回轉體外形，在過渡流區馬赫數雖大、但大氣密度小，在亞/跨聲速區大氣密度雖大、但馬赫數小，所以這2個階段動壓都較小，氣動加熱效果不明顯；而在連續流高超聲速區，馬赫數和大氣密度都相對較大，氣動加熱效果顯著[19]。

4 結論

本文針對機械可展開式再入/進入航天器的棱臺式柔性外形，在0°攻角狀態下開展了氣動面流-固耦合分析，確定了柔性面變形特征；并利用修正后的CFD模型進行了考慮變形影響的氣動壓力、氣動剪力、熱流密度及總加熱量特征研究，得出以下結論：

1）棱臺式柔性外形的每扇臺面表現出明顯的中部“下凹”變形特征。

2）柔性氣動面剛性輻條區域附近的氣動力/熱環境比其他區域惡劣且出現了力/熱集中現象，肩部邊緣處的氣動力/熱環境出現明顯陡增現象。

3）剛性防熱頭錐的氣動壓力整體上大于柔性氣動面，隨著徑向距離的增大，其氣動壓力顯著下降；兩剛性輻條之間的柔性氣動面氣動壓力先增大后減小；剛性輻條附近的柔性氣動面氣動壓力變化相對平緩。

4）隨著徑向距離的增大，剛性防熱頭錐氣動剪力顯著上升；兩剛性輻條之間的柔性氣動面氣動剪力先減小而后趨于平穩；剛性輻條附近的柔性氣動面氣動剪力緩慢增加。

5）剛性防熱頭錐的熱流密度整體上大于柔性氣動面，隨著徑向距離的增大，其熱流密度迅速下降；兩剛性輻條之間的柔性氣動面熱流密度緩慢減小；剛性輻條附近的柔性氣動面熱流密度變化平緩。熱流密度及總加熱量隨再入/進入時間變化趨勢與剛性回轉體外形基本一致。

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（編輯：張艷艷）

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

侯向陽（1976—），男，碩士學位，研究方向為航天器氣動設計及總裝集成設計；E-mail: 13683344423@163.com。

張 鵬（1982—），男，博士學位，研究方向為航天器系統設計、氣動設計及總裝集成設計；E-mail:zhangpeng01061014@163.com。

2017-02-08；

2017-05-12

侯向陽, 張鵬, 包軍, 等. 考慮變形影響的棱臺式柔性外形氣動力/熱環境研究[J]. 航天器環境工程, 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