賈賀 姜璐璐 薛曉鵬 榮偉 王奇

超聲速透氣降落傘系統(tǒng)的氣動(dòng)干擾數(shù)值模擬研究

賈賀1,2姜璐璐3薛曉鵬3榮偉1,4王奇1

（1 北京空間機(jī)電研究所，北京 100094） （2 南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院，南京 210016）（3中南大學(xué)航空航天學(xué)院，長沙 410083）（4 中國空間技術(shù)研究院航天器無損著陸技術(shù)核心專業(yè)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094）

盤–縫–帶傘是目前主流的火星用超聲速降落傘，然而由于其阻力性能的限制，新一代的火星探測(cè)任務(wù)已經(jīng)開始考慮采用環(huán)帆傘來獲得足夠的阻力性能。同時(shí)，在超聲速條件下，由于穩(wěn)定性的需要，透氣性對(duì)降落傘系統(tǒng)減速性能的影響研究日益受到重視。文章基于計(jì)算流體力學(xué)方法對(duì)不同孔隙率的降落傘系統(tǒng)模型進(jìn)行數(shù)值模擬，旨在分析開縫位置及孔隙率對(duì)環(huán)帆傘氣動(dòng)性能的影響機(jī)理。結(jié)果表明：在馬赫數(shù)為2的大拖拽距離比條件下，無縫環(huán)帆傘系統(tǒng)流場與盤–縫–帶傘有較大區(qū)別，主要表現(xiàn)在傘前激波的形成過程及前體尾流和傘前激波的作用階段上。此外，開縫產(chǎn)生的孔隙率對(duì)環(huán)帆傘的減速性能有較大影響。開縫傘形的阻力性能劣于無縫傘形，但穩(wěn)定性能顯著高于無縫傘形。而前縫傘形的穩(wěn)定性能及阻力性能均優(yōu)于后縫傘形。該結(jié)果對(duì)超聲速降落傘的傘型結(jié)構(gòu)透氣性參數(shù)設(shè)計(jì)有一定的參考價(jià)值。

超聲速降落傘 環(huán)帆傘 透氣性 氣動(dòng)干擾 數(shù)值模擬 深空探測(cè)

0 引言

至今，成功的火星探測(cè)任務(wù)中，超聲速降落傘是必需的氣動(dòng)減速裝置，其主要作用就是將探測(cè)器從超聲速減至亞聲速，為探測(cè)器實(shí)現(xiàn)軟著陸創(chuàng)造有利條件[1-2]。用于火星大氣層減速階段的降落傘減速技術(shù)可追溯至美國NASA的“海盜號(hào)”計(jì)劃，其所采用的盤–縫–帶傘便一直沿用至今，并在2012年成功使“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室任務(wù)”(Mars Science Laboratory，MSL)在火星表面實(shí)現(xiàn)軟著陸。但隨著航天任務(wù)的升級(jí)，著陸載荷質(zhì)量進(jìn)一步增加，單級(jí)的盤–縫–帶傘減速性能已無法滿足需求。因此，美國NASA在經(jīng)過多次試驗(yàn)后，決定采用超聲速環(huán)帆傘[3]。然而，由于傘衣均為織物織成，織物間不可避免的存在孔隙，形成織物的透氣性，近年來NASA已開展了針對(duì)縮比尺寸的MSL降落傘和超聲速環(huán)帆傘的風(fēng)洞試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)織物透氣性對(duì)降落傘的氣動(dòng)特性影響顯著[4]。然而，超聲速條件下織物透氣性的數(shù)值模擬研究難度極大，至今鮮有報(bào)道。并且，由于織物透氣性隨著傘衣內(nèi)外壓差的變化會(huì)出現(xiàn)動(dòng)態(tài)變化[5-7]，這給織物透氣性的影響機(jī)理研究帶來了挑戰(zhàn)，所以，有學(xué)者將織物透氣性等效為有效孔隙率[8]，使其與結(jié)構(gòu)透氣性所形成的孔隙率綜合考慮為總孔隙率[8-9]。由此可知，降落傘的透氣性影響是由織物透氣性及結(jié)構(gòu)透氣性共同作用導(dǎo)致，而總孔隙率嚴(yán)重影響超聲速降落傘系統(tǒng)的阻力和穩(wěn)定性能[8-9]。

為了研究織物透氣性和結(jié)構(gòu)透氣性對(duì)于超聲速降落傘氣動(dòng)性能的影響，本文擬假設(shè)織物透氣性已等效為有效孔隙率，研究總孔隙率對(duì)于超聲速環(huán)帆傘周圍的氣動(dòng)干擾及其性能表現(xiàn)的影響機(jī)理。已有研究表明降落傘的阻力性能與開縫方式及結(jié)構(gòu)透氣量密切相關(guān)[10]。因此，本研究將通過對(duì)超聲速環(huán)帆傘的不同位置開縫，開展總孔隙率的大小與開縫位置對(duì)于超聲速降落傘系統(tǒng)周圍流場結(jié)構(gòu)的影響機(jī)理，分析該影響下超聲速環(huán)帆傘阻力與穩(wěn)定性能的變化規(guī)律。

1 二維降落傘模型

本研究以二維降落傘系統(tǒng)為研究對(duì)象，其簡化模型包括前體太空艙及降落傘，如圖1所示。前體是簡化為底角為=70°的梯形，環(huán)帆傘尺寸取自文獻(xiàn)[11]中使用的超聲速環(huán)帆傘，并簡化為半圓形傘盤，具體的設(shè)計(jì)參數(shù)見表1。另外，研究中首先以盤–縫–帶傘為計(jì)算模型，驗(yàn)證數(shù)值模擬方法。盤–縫–帶傘簡化為圓弧形傘盤與長方形傘帶，尺寸采用文獻(xiàn)[12]中相同的傘型數(shù)據(jù)，該盤–縫–帶傘為簡化的MSL降落傘傘型，具體參數(shù)設(shè)計(jì)見表2。圖中，為前體底面到傘體入口處的距離；/為拖拽距離比；為盤徑；為前體直徑；D為傘盤深度；V為頂孔寬度；G為縫寬；B為帶寬；λ為開縫位置；為傘衣厚度，尺寸取傘盤直徑的5%。

本研究目的為分析不同透氣性對(duì)超聲速降落傘的減速性能和穩(wěn)定性能的影響機(jī)理。

圖1 本文所使用的模型

Fig.1 Model used in this study

表1 環(huán)帆傘外形參數(shù)

Tab.1 Model size for ringsail parachute

表2 盤–縫–帶傘模型尺寸

Tab.2 Model size for DGB parachute

圖2 不同透氣性環(huán)帆傘傘盤

Fig.2 Different ringsail canopy models

2 計(jì)算條件和數(shù)值方法

本研究計(jì)算中的來流條件如表3所示，據(jù)取自文獻(xiàn)[12]，以驗(yàn)證數(shù)值模擬方法的有效性和正確性。需要注意的是，文獻(xiàn)[12]中，來流條件中采用單位長度的雷諾數(shù)，本文也參照此參數(shù)，單位長度的雷諾數(shù)為9.9×106。

表3 本研究計(jì)算所用的來流條件

Tab.3 Freestream conditions used in this study

本團(tuán)隊(duì)的前期研究在已發(fā)表在文獻(xiàn)[13]中，盤–縫–帶傘模型通過網(wǎng)格無關(guān)性檢驗(yàn)，采用網(wǎng)格數(shù)為 162 650，近壁面最小網(wǎng)格間距為0.04的中等網(wǎng)格。本研究中采用的網(wǎng)格密度與盤–縫–帶傘模型一致，無縫傘形采用網(wǎng)格數(shù)為186 634，前縫傘形采用網(wǎng)格數(shù)為248 578，后縫傘形采用網(wǎng)格數(shù)為248 606。

本研究基于密度求解器，計(jì)算方程選用可壓縮理想氣體N-S方程，控制方程采用有限體積法進(jìn)行離散，時(shí)間格式采用非定常瞬態(tài)格式，時(shí)間推進(jìn)采用隱式推進(jìn)。數(shù)值模擬采用Improved Delayed-DES（IDDES）湍流模型，在邊界設(shè)置上，降落傘傘衣均設(shè)置為無滑移的絕熱壁面，入口為來流參數(shù)，出口參數(shù)通過中心差分計(jì)算。本數(shù)值方法通過時(shí)間無關(guān)性檢驗(yàn)，選擇計(jì)算時(shí)間步長為10–7s、10–5s和10–4s，由于本研究中傘形流場周期時(shí)長較長，流場結(jié)構(gòu)變化復(fù)雜，選擇更小步長對(duì)流場結(jié)構(gòu)差異較小，而更大的步長會(huì)導(dǎo)致流場結(jié)構(gòu)不能完全展示，因此選用10–5s。計(jì)算超過15個(gè)流場周期，取計(jì)算步數(shù)為20 000步。

3 計(jì)算結(jié)果分析

3.1 計(jì)算方法驗(yàn)證

為了保證計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性，本研究的仿真分為兩部分。首先針對(duì)盤–縫–帶傘系統(tǒng)進(jìn)行仿真，將仿真結(jié)果與文獻(xiàn)[12]數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，以驗(yàn)證計(jì)算方法的可行性。然后在此基礎(chǔ)上用相同的計(jì)算方法對(duì)環(huán)帆傘系統(tǒng)進(jìn)行仿真并對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，分析不同透氣性對(duì)降落傘系統(tǒng)減速性能的影響。

文獻(xiàn)[13]中具體分析了盤–縫–帶傘系統(tǒng)流場結(jié)構(gòu)的周期性變化規(guī)律，發(fā)現(xiàn)盤–縫–帶傘系統(tǒng)周圍的流場結(jié)構(gòu)及其驅(qū)動(dòng)模式與文獻(xiàn)[12]一致，同時(shí)，本研究仍然采用相同的數(shù)值方法模擬相同的盤–縫–帶傘系統(tǒng)求得的平均阻力值2 627.64N與文獻(xiàn)[12]數(shù)據(jù)2 860N的誤差8.1%在允許范圍內(nèi)，說明本研究采用的數(shù)值方法是有效的，計(jì)算結(jié)果是可靠性的。

另外，需要說明的是，本研究中采用的二維模型尺寸均來自于真實(shí)降落傘，其尺寸與三維模型截面尺寸一致。但由于本研究中采用的前體模型是簡化為底角為=70°的梯形模型，與文獻(xiàn)[12]中采用的MSL探測(cè)器前體模型不同，且文獻(xiàn)[12]為三維的數(shù)值模擬研究，因此，在本研究中獲得的平均阻力結(jié)果會(huì)存在一定的誤差，然而，其在可允許范圍之內(nèi)，即誤差對(duì)工程實(shí)用性影響較小，證明本研究可采用二維模型進(jìn)行數(shù)值模擬分析。

3.2 無縫傘形流場結(jié)構(gòu)分析

在本研究中，開縫傘形是在無縫傘形的基礎(chǔ)上進(jìn)行設(shè)計(jì)的傘形，首先針對(duì)無縫傘形進(jìn)行分析。

從仿真結(jié)果來看，無縫傘形的流場結(jié)構(gòu)呈周期性變化。圖3為一個(gè)周期（）內(nèi)不同時(shí)刻的流場結(jié)構(gòu)變化。首先，傘內(nèi)激波在傘盤對(duì)稱軸位置產(chǎn)生（圖3（a））。由于傘內(nèi)激波前后存在壓差，激波后高壓區(qū)向前擴(kuò)散，推動(dòng)傘內(nèi)激波向前推進(jìn)。傘內(nèi)激波推進(jìn)至傘體端口處，與兩側(cè)端口產(chǎn)生的激波相融合形成傘前激波（圖3（b））。傘前激波與前體產(chǎn)生的亞聲速尾流相互作用，傘內(nèi)高壓區(qū)不斷向前體方向推進(jìn)，傘內(nèi)壓力逐漸降低。當(dāng)高壓區(qū)擴(kuò)散至前體時(shí)，傘前激波沿遠(yuǎn)離對(duì)稱軸的方向向兩側(cè)擴(kuò)散（圖3（c）），并逐漸與前體激波相融合，前體激波角度增加，前體周圍壓力增加。此時(shí)流場流動(dòng)模式為寬尾流作用階段（過渡階段）。同時(shí)，傘內(nèi)氣體因失去傘前激波的約束不斷向傘外兩側(cè)散逸，傘內(nèi)壓力進(jìn)一步降低（圖3（d）），但傘前激波與前體激波完成融合，前體壓力值達(dá)到最大。此時(shí)，前體位置壓力高而傘內(nèi)壓力低，前體激波后高壓區(qū)在順壓力梯度驅(qū)動(dòng)下向傘內(nèi)擴(kuò)散，前體激波角度逐漸減小，前體周圍壓力降低，傘內(nèi)對(duì)稱軸位置重新出現(xiàn)高壓區(qū)，整個(gè)降落傘系統(tǒng)的流場結(jié)構(gòu)變化進(jìn)入下一個(gè)周期。

圖3 無縫傘形系統(tǒng)的周期流場（左側(cè)為壓力云圖，右側(cè)為馬赫數(shù)云圖）

Fig.3 Periodic flow fields around no seam canopy model（pressure contours（left）and Mach number contours（right））

無縫傘形系統(tǒng)流場的周期結(jié)構(gòu)與盤–縫–帶傘有較大不同。最大的區(qū)別在于盤–縫–帶傘系統(tǒng)流場中傘前激波與前體亞聲速尾流的作用階段同時(shí)存在窄尾流/傘前激波作用階段及寬尾流過渡階段，而無縫傘形系統(tǒng)流場只存在寬尾流過渡階段。此外無縫傘形系統(tǒng)流場中傘前激波為傘內(nèi)激波與端口激波相融合而形成的，而盤–縫–帶傘系統(tǒng)流場中傘前激波是尾流產(chǎn)生的多道壓縮波在傘前疊加的結(jié)果。

此外，由于拖拽距離長，該無縫傘形系統(tǒng)流場結(jié)構(gòu)變化的周期性較小拖拽距離比模型不明顯，傘內(nèi)高壓區(qū)的中心位置在流場結(jié)構(gòu)變化的某些周期內(nèi)存在偏離對(duì)稱軸線的現(xiàn)象。當(dāng)傘內(nèi)高壓區(qū)的中心位置不在軸線上時(shí)，在傘前激波產(chǎn)生時(shí)，傘內(nèi)高壓區(qū)中存在更多的渦結(jié)構(gòu)，導(dǎo)致高壓區(qū)推動(dòng)傘前激波向前擴(kuò)散時(shí)傘前激波不穩(wěn)定，前體尾流與傘前激波的相互作用過程更加復(fù)雜，且不穩(wěn)定的傘前激波開始向兩側(cè)擴(kuò)散時(shí)的初始位置距傘體端口位置更近，縮短周期時(shí)長，影響降落傘系統(tǒng)流場結(jié)構(gòu)的周期性（見圖4）。

圖4 無縫傘形的周期阻力變化

Fig 4. Time variations of drag for no seam canopy

3.3 不同開縫位置結(jié)構(gòu)透氣性影響

降落傘的阻力性能及穩(wěn)定性能與傘形設(shè)計(jì)是密切相關(guān)的。開縫傘形的流場結(jié)構(gòu)變化與無縫傘形類似，但由于傘體開縫的影響，周期性較無縫傘形弱。圖5為不同透氣性對(duì)傘體阻力性能的影響。由于傘體增加了開縫導(dǎo)致的透氣性，傘內(nèi)氣體會(huì)通過傘體開縫位置向外散逸，致使傘內(nèi)壓力降低，因此開縫傘形傘內(nèi)較無縫傘形傘內(nèi)的阻力值更低。此外，由于后縫傘形的開縫位置距離傘內(nèi)高壓區(qū)的產(chǎn)生位置更近，即在傘內(nèi)高壓區(qū)產(chǎn)生伊始，剛產(chǎn)生的高壓氣體便會(huì)通過開縫位置向外散逸，不利于傘內(nèi)高壓區(qū)的進(jìn)一步積累。并且，在此時(shí)散逸的氣體壓力值略高于高壓區(qū)擴(kuò)散至前縫位置散逸的氣體壓力值（見圖6），因此，當(dāng)傘前激波形成時(shí)，后縫傘形傘內(nèi)的阻力值低于前縫傘形傘內(nèi)的阻力值。

圖5 不同透氣性傘形阻力對(duì)比

圖6 不同開縫傘形局部壓力圖

Fig.6 Contours of pressure around the parts of canopies with different seam location

圖7展示了傘體開縫對(duì)傘體側(cè)向力的影響。傘體的側(cè)向力變化規(guī)律與其穩(wěn)定性能是緊密聯(lián)系的。從圖7中可看出，無縫傘形的側(cè)向力變化周期性更為明顯且波動(dòng)范圍更大。產(chǎn)生這種結(jié)果的原因來自兩方面：一是來自傘體內(nèi)外壓差的影響。無縫傘形傘體內(nèi)外壓差更大，所以傘體的穩(wěn)定性更差；二是來自傘體內(nèi)部流場的影響。無縫傘形傘體內(nèi)部流場內(nèi)的渦分布不對(duì)稱且大小不一（見圖8（a）），導(dǎo)致傘體兩側(cè)壓力分布不均勻，所以傘體的側(cè)向力變化更劇烈。此外，對(duì)于不同開縫位置的傘形，前縫傘形傘體內(nèi)的渦分布于開縫位置與傘體頂部之間（見圖8（b）），此處傘體與對(duì)稱軸線之間的夾角大，傘內(nèi)氣體對(duì)傘體的壓力中，側(cè)向分力占比較少，壓力更多的表現(xiàn)為平行于對(duì)稱軸線的阻力。而后縫傘形傘內(nèi)流場的渦位于開縫位置至傘體端口之間（見圖8（c）），此間傘體與軸線之間的夾角小，傘內(nèi)氣體對(duì)傘體的壓力更多的表現(xiàn)為側(cè)向分力。并且，前縫傘形傘內(nèi)流場的渦分布較對(duì)稱，大小相近。因此前縫傘形的側(cè)向力變化更小，穩(wěn)定性較后縫傘形更好。

圖7 不同透氣性傘形的側(cè)向力對(duì)比

圖8 不同透氣性傘形傘內(nèi)流線圖對(duì)比

Fig.8 Comparison of streamline diagrams in canopy

4 結(jié)束語

本文主要針對(duì)不同孔隙率及開縫位置對(duì)環(huán)帆傘阻力和穩(wěn)定性能的影響機(jī)理開展了初步研究。結(jié)果表明，在=2的大拖拽距離比條件下，無縫傘形流場結(jié)構(gòu)與盤–縫–帶傘有較大區(qū)別。盤–縫–帶傘系統(tǒng)中傘前激波與前體亞聲速尾流的作用階段同時(shí)存在窄尾流/傘前激波作用階段及寬尾流過渡階段，而無縫傘形只存在寬尾流過渡階段，且無縫傘形傘前激波的形成方式與盤–縫–帶傘有較大區(qū)別。另外，在傘體的不同位置開縫，其形成的總孔隙率對(duì)傘體的氣動(dòng)性能有明顯影響。開縫傘形（高總孔隙率）的阻力性能劣于無縫傘形，但穩(wěn)定性能顯著高于無縫傘形（低總孔隙率）；而前縫傘形的穩(wěn)定性能及阻力性能則均優(yōu)于后縫傘形。

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[23] XUE Xiaopeng, DAI Gang. Effect of Martian Atmosphere on Aerodynamic Interaction of Parachute System[C]//The 9th Across Strait Symposium on Shock Waves/Complex Flows, April 14-18, 2018, Yanzhou.

Numerical Simulation of Aerodynamic Interaction of Supersonic Porosity Parachutes

JIA He1,2JIANG Lulu3XUE Xiaopeng3RONG Wei1,4WANG Qi1

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）（2 College of Aerospace Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China）（3 School of Aeronautics and Astronautics, Central South University, Changsha 410083, China）（4 Key Laboratory for Nondestructive Spacecraft Landing Technology of CAST, Beijing 100094, China）

Disk-Gap-Band parachute is mainly applied in the rescent Mars explorations. However, due to limitation of its drag performance, in the future Mars mission, ringsail parachute has already been considered to provide a high enough drag coefficient. Furthermore, in order to improve the parachute stability in supersonic speeds, the research on the influence of porosity on the aerodynamic performance of parachute system has been paid more and more attention.Based on the computational fluid dynamics (CFD) method, the parachute system models with different porosities are simulated to analyze the effect of the porosity and its position on the aerodynamic performance of the ringsail parachute system with a large trailing distance at Mach number 2. The result demonstrated that although the flow field mode seems similar between the ringsail and the disk-gap-band parachute system, there are contrasts in the formation process of the canopy shock, the interaction between the capsule wake and the canopy shock. In addition, the geometric porosity generated by the gap has a great influence on the performance of the ringsail parachute, the gap causes the drag become smaller and the stability become better. Moreover, the drag and stability performance of ringsail parachute with the front gap are better than that of the ringsail parachute with rear gap. The results can be applied as a reference for the design of geometric porosity for the future supersonic parachute system.

supersonic parachute; ringsail parachute; porosity; aerodynamic interaction; numerical simulation; deep space exploration

V445

A

1009-8518(2019)06-0026-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2019.06.004

賈賀，男，1983年生，2009年獲中國空間技術(shù)研究院飛行器設(shè)計(jì)專業(yè)碩士學(xué)位。研究方向?yàn)楹教炱鬟M(jìn)入減速著陸技術(shù)。E-mail：chinajiah@163.com。

姜璐璐，女，1996年生，2017年獲中南大學(xué)探測(cè)制導(dǎo)與控制技術(shù)學(xué)士學(xué)位，現(xiàn)于中南大學(xué)航空航天學(xué)院航空宇航科學(xué)與技術(shù)專業(yè)攻讀碩士學(xué)位，研究方向?yàn)楦咚倏諝鈩?dòng)力學(xué)和氣動(dòng)減速技術(shù)。E-mail：397477033@qq.com。

2019-08-12

國家自然科學(xué)基金（11702332）；湖南省自然科學(xué)基金（2018JJ3627）；北京空間機(jī)電研究所開放基金

賈賀, 姜璐璐, 薛曉鵬, 等. 超聲速透氣降落傘系統(tǒng)的氣動(dòng)干擾數(shù)值模擬研究[J]. 航天返回與遙感, 2019, 40(6): 26-34.

JIA He, JIANG Lulu, XUE Xiaopeng, et al. Numerical Simulation of Aerodynamic Interaction of Supersonic Porosity Parachutes[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2019, 40(6): 26-34. (in Chinese)

（編輯：陳艷霞）