火星進入器高空稀薄氣動特性

黃飛， 呂俊明,*， 程曉麗， 李齊

1.中國航天空氣動力技術研究院， 北京 100074 2.中國空間技術研究院 總體部， 北京 100094

火星進入器高空稀薄氣動特性

黃飛1， 呂俊明1,*， 程曉麗1， 李齊2

1.中國航天空氣動力技術研究院， 北京 100074 2.中國空間技術研究院 總體部， 北京 100094

針對火星稀薄大氣環境進入器氣動特性問題，以類火星科學實驗室外形為例，計算分析火星稀薄大氣真實氣體效應對氣動特性的影響，給出火星高空稀薄環境下的氣動特性規律。研究發現，隨著飛行高度的增加，稀薄度增加，激波脫體距離、激波厚度增大，激波強度減弱，明顯的激波結構逐漸消失，流場等值線更趨于圓弧狀分布；真實氣體效應使得迎風面壓縮及背風面膨脹增強，軸向力、法向力及頂點力矩系數等預測結果與完全氣體模型預測結果相比絕對值偏大；隨著稀薄度增大，軸向力、法向力及頂點力矩系數等絕對值增大，在同樣的迎角下，隨稀薄度的增加，縱向壓心前移，進入器的靜穩定性變差。

火星； 進入器； 稀薄； 直接模擬蒙特卡羅； 氣動特性

火星是目前科學家勘探到的自然環境最接近地球的星球，是太陽系中除金星之外離地球最近的行星，也是人類最感興趣的行星之一。

人類使用空間探測器對火星進行了大量的探測研究，50多年來，蘇聯、美國、日本、俄羅斯和歐洲共相繼開展了40多次火星探測計劃，其中美國的海盜號(Viking)進入器，于1976年首次成功進入火星軌道，傳回了大量的火星圖片及數據[1]，之后幾十年美國先后發射了火星探路者號(Mars Pathfinder)、鳳凰號(Phoenix)[2]、火星科學實驗室(Mars Science Laboratory)[3]等多個火星進入器。然而，諸如美國的Mariner8、DeepSpace2、蘇聯的Mars6、歐空局的Mars Express等大量火星進入失敗的教訓[4]，對準確預測進入器在火星環境中的氣動特性提出了更為嚴格的要求[5-6]，火星探測任務逐漸受到各航天大國的重視。

與地球大氣相比較，火星大氣存在以下特點：① 大氣組分主要為95.32%的CO2氣體，2.7%的N2、1.6%的Ar及少量的其他氣體；② 密度僅為地球大氣的1%，大氣極為稀薄；③ 火星大氣溫度比地球大氣低50～70 K左右，且晝夜溫差極大；④ 氣候環境變化復雜，氣候也并不完全隨季節變化，這些復雜環境使得未來飛行器在飛行中遇到的大氣環境參數與已有數據存在嚴重偏差，亦即未來飛行中的大氣參數存在嚴重的不確定性。這些復雜的大氣環境特征對進入器氣動特性的預測帶來了極大的挑戰。

本文針對火星環境下進入器存在的稀薄氣動特性問題，以火星科學實驗室的類似外形為例，采用稀薄流區相對較為成熟的直接模擬蒙特卡羅(DSMC)方法對火星高空稀薄環境下的氣動特性規律及火星大氣高空真實氣體的影響規律進行了計算分析，給出此類似外形在火星環境下的氣動特性規律，為進入器稀薄流區的氣動設計提供技術支撐。

1 計算方法

2 高空稀薄氣動特性

文獻[11]中火星科學實驗室進入器縮比模型

如圖1所示，物面網格分布見圖2，計算中對激波及物面位置處的網格進行了加密，為節省計算量，計算采用半模，80 km高度模擬的仿真粒子數約為8 000萬，其他高度的模擬仿真粒子數約為5 000萬。計算中進入器的氣動特性參考面積為9.079 2 m2，參考長度L為3.4 m，力矩參考點為坐標原點即頭部頂點(0,0,0)，質心力矩參考點為(0.27L，0.009L，0)，壁溫取5T∞，T∞為來流溫度。主要的計算工況如表1所示，其中努森數KnL采用大底直徑基于硬球模型(HS)近似求解，H為飛行高度，U為來流速度，ρ∞為來流密度，α為迎角。

圖1 計算模型 Fig.1 Model in simulation

圖2 物面網格 Fig.2 Grid on surface

表1 計算條件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 進入器流場分布特性

圖3給出了H=80 km下的熱非平衡流場溫度分布，可以發現，平動溫度Tt、轉動溫度Tr及振動溫度Tv等分布規律完全不同，平動溫度最先激發，溫度升高的起始位置距大底駐點最遠，轉動溫度次之，而振動溫度激發最為滯后，其溫度升高的起始位置距大底駐點最近；平動溫度在大底駐點前的激波后區域形成了明顯的高溫帶，而振動溫度的高溫分布帶與平動及轉動有所不同，其主要位于兩端肩部區域，這主要是由于平動溫度的交換速度最快，轉動溫度的交換速度次之，而振動溫度的交換速度最慢，振動溫度需要更長的歷程進行能量交換。

圖4給出了不同稀薄度下的流場壓力p分布，可以發現，在H=80 km處，飛行高度相對較低，流場壓縮性相對較強，在頭部大底區域形成了明顯的波后高壓區，在底部由于膨脹波的作用流場壓力相對較低，形成了明顯的底部低壓區。從圖中還可發現，隨著飛行高度的增加，流場出現了明顯的稀薄氣體效應，即在稀薄效應的影響下，流場激波厚度逐漸增大，激波脫體距離增大，壓縮性逐漸減弱，激波強度減弱，明顯的激波結構逐漸消失，流場等值線更趨于圓弧狀分布。

圖3 火星稀薄大氣熱非平衡效應(H=80 km,α=0°) Fig.3 Thermal non-equilibrium effect of Mars rarefied atmosphere (H=80 km,α=0°)

圖4 流場結構隨稀薄度的變化 Fig.4 Evolvement of flow structures with rarefaction intensity

2.2 真實氣體效應的影響

圖5給出了完全氣體模型與真實氣體模型所預測結果的對比，從H=80 km的流場對比可以發現，真實氣體模型所得激波脫體距離明顯偏小，激波更為貼體，大底物面附近的高壓區域更大，而在背風面區域，真實氣體模型所預測結果偏小，即真實氣體模型使得迎風面的壓縮或背風面的膨脹效應都將增強，這些規律與連續流區的認識一致。

從氣動力的結果對比可看出，在低空H=80 km 飛行高度，真實氣體模型所預測的軸向力系數CA、法向力系數CN以及頂點力矩系數Cmz等結果偏大，而隨著飛行高度增加至H=90 km，稀薄度增大，2種模型的預測結果較為接近。此外，還可發現，隨著迎角的增大，兩種模型所預測的軸向力結果偏差減小，法向力及力矩系數偏差增大。

圖6給出了不同氣體模型對升阻特性的預測結果，同樣可以發現，在中低空H=80 km,真實氣體模型對升力系數CL、阻力系數CD及升阻比CL/CD影響較大，隨著飛行高度的增加，稀薄度增大，真實氣體模型的影響降低；真實氣體模型使得升力系數及升阻比預測結果偏小，阻力系數預測結果偏大。

為進一步對真實氣體效應的影響機理進行分析，圖7給出了H=80 km，-10° 迎角下對稱面位置處表面壓力及摩阻分量的分布規律，可以發現，真實氣體效應使得大底壓力增大，摩擦系數的x向分量Cfx在大底位置處增大，在尾部區域減小，然而對于軸向力而言，大底位置處的壓力貢獻占主導地位，因此，真實氣體效應使得積分后的軸向力系數增大；由于迎角為負值，因此，真實氣體效應使得法向力絕對值的壓力分量增大，同時從摩擦系數的y向分量Cfy還可發現，真實氣體效應使得該值的絕對值亦增大，因此，真實氣體效應導致積分后的法向力系數絕對值增大；在負迎角下，軸向力及法向力對縱向頂點力矩的貢獻方向一致，都將產生正的縱向頂點力矩，因此，真實氣體效應使得縱向頂點力矩增大。

圖5 不同氣體模型的氣動特性預測結果對比 Fig.5 Comparison of aerodynamics results predicted by different gas models

圖6 氣體模型對升阻特性的影響 Fig.6 Effect of gas model on lift-drag characteristics

圖7 對稱面處的表面參數分布曲線(H=80 km,α=-10°) Fig.7 Distribution of surface parameter curves at symmetry plane (H=80 km,α=-10°)

2.3 火星進入器高空氣動特性變化規律

圖8給出了氣動特性隨稀薄度的變化規律，可以發現，隨著稀薄度增大，軸向力系數、法向力系數及俯仰力矩系數的絕對值都增大，這主要是由于高度的增加導致動壓迅速降低，無量綱力系數相應增大。從中還可發現，在小迎角下，軸向力系數隨迎角的變化相對較小；在低空較低克努森數下，法向力系數及俯仰力矩系數隨迎角的變化幅度都較高空大克努森數下的幅度小。

圖9給出了不同高度下進入器隨迎角的變化規律，可以發現，隨著迎角絕對值的增大，升力系數增大，阻力系數降低，升阻比增大；同一迎角下，飛行高度增大，稀薄度增加，升力系數降低，阻力系數增大，升阻比降低；在小迎角下，升力系數對迎角的變化較為敏感，阻力系數敏感性較低，而在30° 以上的大迎角下，升力系數對迎角的敏感性降低，阻力系數的敏感性增大，相比較而言，升阻比在所研究的范圍內對迎角都較敏感。

圖10給出了不同高度下質心俯仰力矩系數Cmcg及壓心xcp隨迎角的變化規律，從力矩曲線中可以發現，靜穩定性受稀薄度的影響較大，隨著飛行高度的增加，稀薄度增大，俯仰力矩曲線的斜率從負值變為正值，靜穩定性逐漸變差；所研究的高度范圍內，在迎角絕對值為0°～20° 時，100 km以上的飛行高度進入器出現了靜不穩定區域；從壓心曲線圖中可以發現，隨著飛行高度的增加，縱向壓心前移；在低空下壓心變化對迎角變化影響較為劇烈，飛行高度增加，壓心隨迎角的變化較為緩和。

圖8 不同迎角下進入器氣動特性隨克努森數的變化規律 Fig.8 Variation of entry vehicle aerodynamics with Kn at different angles of attack

圖9 不同高度下進入器氣動特性隨迎角的變化規律 Fig.9 Variation of entry vehicle aerodynamics with different angles of attack at different altitudes

圖10 不同高度下質心俯仰力矩系數及壓心隨迎角的變化 Fig.10 Variation of pitching moment coefficients of center of mass and pressure center with different angles of attack at different altitudes

3 結 論

1) 隨著稀薄度增大，流場激波厚度逐漸增大，激波脫體距離增大，壓縮性減弱，激波強度減弱，明顯的激波結構逐漸消失，流場等值線逐漸趨于圓弧狀分布；與平動、轉動溫度相比，振動溫度的松弛時間較長，其高溫帶分布于進入器兩端肩部區域。

2) 真實氣體效應使得迎風面壓縮及背風面膨脹增強，軸向力系數、法向力系數以及頂點力矩系數等預測結果與完全氣體模型預測結果相比絕對值偏大，升力系數及升阻比偏小，且隨著稀薄度增大，真實氣體效應的影響減弱，完全氣體與真實氣體模型的預測結果逐漸接近；隨著迎角的增大，兩種模型所預測的軸向力結果偏差減小，法向力及力矩系數偏差增大。

3) 隨著稀薄度增大，軸向力系數、法向力系數絕對值及力矩系數的絕對值增大；在低空較低的努森數下，法向力系數及俯仰力矩系數隨迎角的變化幅度都較高空大努森數下的幅度小；隨著飛行高度增加，稀薄度增大，縱向壓心前移，進入器的靜穩定性變差。

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(責任編輯： 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；錄用日期2016-09-27； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-10-181001

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

國家自然科學基金 (11402251)

.E-mailjunminglyu@foxmail.com

黃飛， 呂俊明， 程曉麗， 等． 火星進入器高空稀薄氣動特性J． 航空學報,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