火星進(jìn)入器高空稀薄氣動(dòng)特性

黃飛， 呂俊明,*， 程曉麗， 李齊

1.中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院， 北京 100074 2.中國(guó)空間技術(shù)研究院 總體部， 北京 100094

火星進(jìn)入器高空稀薄氣動(dòng)特性

黃飛1， 呂俊明1,*， 程曉麗1， 李齊2

1.中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院， 北京 100074 2.中國(guó)空間技術(shù)研究院 總體部， 北京 100094

針對(duì)火星稀薄大氣環(huán)境進(jìn)入器氣動(dòng)特性問(wèn)題，以類(lèi)火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室外形為例，計(jì)算分析火星稀薄大氣真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)特性的影響，給出火星高空稀薄環(huán)境下的氣動(dòng)特性規(guī)律。研究發(fā)現(xiàn)，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(qiáng)度減弱，明顯的激波結(jié)構(gòu)逐漸消失，流場(chǎng)等值線更趨于圓弧狀分布；真實(shí)氣體效應(yīng)使得迎風(fēng)面壓縮及背風(fēng)面膨脹增強(qiáng)，軸向力、法向力及頂點(diǎn)力矩系數(shù)等預(yù)測(cè)結(jié)果與完全氣體模型預(yù)測(cè)結(jié)果相比絕對(duì)值偏大；隨著稀薄度增大，軸向力、法向力及頂點(diǎn)力矩系數(shù)等絕對(duì)值增大，在同樣的迎角下，隨稀薄度的增加，縱向壓心前移，進(jìn)入器的靜穩(wěn)定性變差。

火星； 進(jìn)入器； 稀?。?直接模擬蒙特卡羅； 氣動(dòng)特性

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

人類(lèi)使用空間探測(cè)器對(duì)火星進(jìn)行了大量的探測(cè)研究，50多年來(lái)，蘇聯(lián)、美國(guó)、日本、俄羅斯和歐洲共相繼開(kāi)展了40多次火星探測(cè)計(jì)劃，其中美國(guó)的海盜號(hào)(Viking)進(jìn)入器，于1976年首次成功進(jìn)入火星軌道，傳回了大量的火星圖片及數(shù)據(jù)[1]，之后幾十年美國(guó)先后發(fā)射了火星探路者號(hào)(Mars Pathfinder)、鳳凰號(hào)(Phoenix)[2]、火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室(Mars Science Laboratory)[3]等多個(gè)火星進(jìn)入器。然而，諸如美國(guó)的Mariner8、DeepSpace2、蘇聯(lián)的Mars6、歐空局的Mars Express等大量火星進(jìn)入失敗的教訓(xùn)[4]，對(duì)準(zhǔn)確預(yù)測(cè)進(jìn)入器在火星環(huán)境中的氣動(dòng)特性提出了更為嚴(yán)格的要求[5-6]，火星探測(cè)任務(wù)逐漸受到各航天大國(guó)的重視。

與地球大氣相比較，火星大氣存在以下特點(diǎn)：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?。虎?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(huán)境變化復(fù)雜，氣候也并不完全隨季節(jié)變化，這些復(fù)雜環(huán)境使得未來(lái)飛行器在飛行中遇到的大氣環(huán)境參數(shù)與已有數(shù)據(jù)存在嚴(yán)重偏差，亦即未來(lái)飛行中的大氣參數(shù)存在嚴(yán)重的不確定性。這些復(fù)雜的大氣環(huán)境特征對(duì)進(jìn)入器氣動(dòng)特性的預(yù)測(cè)帶來(lái)了極大的挑戰(zhàn)。

本文針對(duì)火星環(huán)境下進(jìn)入器存在的稀薄氣動(dòng)特性問(wèn)題，以火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室的類(lèi)似外形為例，采用稀薄流區(qū)相對(duì)較為成熟的直接模擬蒙特卡羅(DSMC)方法對(duì)火星高空稀薄環(huán)境下的氣動(dòng)特性規(guī)律及火星大氣高空真實(shí)氣體的影響規(guī)律進(jìn)行了計(jì)算分析，給出此類(lèi)似外形在火星環(huán)境下的氣動(dòng)特性規(guī)律，為進(jìn)入器稀薄流區(qū)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供技術(shù)支撐。

1 計(jì)算方法

2 高空稀薄氣動(dòng)特性

文獻(xiàn)[11]中火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室進(jìn)入器縮比模型

如圖1所示，物面網(wǎng)格分布見(jiàn)圖2，計(jì)算中對(duì)激波及物面位置處的網(wǎng)格進(jìn)行了加密，為節(jié)省計(jì)算量，計(jì)算采用半模，80 km高度模擬的仿真粒子數(shù)約為8 000萬(wàn)，其他高度的模擬仿真粒子數(shù)約為5 000萬(wàn)。計(jì)算中進(jìn)入器的氣動(dòng)特性參考面積為9.079 2 m2，參考長(zhǎng)度L為3.4 m，力矩參考點(diǎn)為坐標(biāo)原點(diǎn)即頭部頂點(diǎn)(0,0,0)，質(zhì)心力矩參考點(diǎn)為(0.27L，0.009L，0)，壁溫取5T∞，T∞為來(lái)流溫度。主要的計(jì)算工況如表1所示，其中努森數(shù)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(lái)流速度，ρ∞為來(lái)流密度，α為迎角。

圖1 計(jì)算模型 Fig.1 Model in simulation

圖2 物面網(wǎng)格 Fig.2 Grid on surface

表1 計(jì)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(jìn)入器流場(chǎng)分布特性

圖3給出了H=80 km下的熱非平衡流場(chǎng)溫度分布，可以發(fā)現(xiàn)，平動(dòng)溫度Tt、轉(zhuǎn)動(dòng)溫度Tr及振動(dòng)溫度Tv等分布規(guī)律完全不同，平動(dòng)溫度最先激發(fā)，溫度升高的起始位置距大底駐點(diǎn)最遠(yuǎn)，轉(zhuǎn)動(dòng)溫度次之，而振動(dòng)溫度激發(fā)最為滯后，其溫度升高的起始位置距大底駐點(diǎn)最近；平動(dòng)溫度在大底駐點(diǎn)前的激波后區(qū)域形成了明顯的高溫帶，而振動(dòng)溫度的高溫分布帶與平動(dòng)及轉(zhuǎn)動(dòng)有所不同，其主要位于兩端肩部區(qū)域，這主要是由于平動(dòng)溫度的交換速度最快，轉(zhuǎn)動(dòng)溫度的交換速度次之，而振動(dòng)溫度的交換速度最慢，振動(dòng)溫度需要更長(zhǎng)的歷程進(jìn)行能量交換。

圖4給出了不同稀薄度下的流場(chǎng)壓力p分布，可以發(fā)現(xiàn)，在H=80 km處，飛行高度相對(duì)較低，流場(chǎng)壓縮性相對(duì)較強(qiáng)，在頭部大底區(qū)域形成了明顯的波后高壓區(qū)，在底部由于膨脹波的作用流場(chǎng)壓力相對(duì)較低，形成了明顯的底部低壓區(qū)。從圖中還可發(fā)現(xiàn)，隨著飛行高度的增加，流場(chǎng)出現(xiàn)了明顯的稀薄氣體效應(yīng)，即在稀薄效應(yīng)的影響下，流場(chǎng)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(qiáng)度減弱，明顯的激波結(jié)構(gòu)逐漸消失，流場(chǎng)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(yīng)(H=80 km,α=0°) Fig.3 Thermal non-equilibrium effect of Mars rarefied atmosphere (H=80 km,α=0°)

圖4 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)隨稀薄度的變化 Fig.4 Evolvement of flow structures with rarefaction intensity

2.2 真實(shí)氣體效應(yīng)的影響

圖5給出了完全氣體模型與真實(shí)氣體模型所預(yù)測(cè)結(jié)果的對(duì)比，從H=80 km的流場(chǎng)對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，真實(shí)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(qū)域更大，而在背風(fēng)面區(qū)域，真實(shí)氣體模型所預(yù)測(cè)結(jié)果偏小，即真實(shí)氣體模型使得迎風(fēng)面的壓縮或背風(fēng)面的膨脹效應(yīng)都將增強(qiáng)，這些規(guī)律與連續(xù)流區(qū)的認(rèn)識(shí)一致。

從氣動(dòng)力的結(jié)果對(duì)比可看出，在低空H=80 km 飛行高度，真實(shí)氣體模型所預(yù)測(cè)的軸向力系數(shù)CA、法向力系數(shù)CN以及頂點(diǎn)力矩系數(shù)Cmz等結(jié)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(yù)測(cè)結(jié)果較為接近。此外，還可發(fā)現(xiàn)，隨著迎角的增大，兩種模型所預(yù)測(cè)的軸向力結(jié)果偏差減小，法向力及力矩系數(shù)偏差增大。

圖6給出了不同氣體模型對(duì)升阻特性的預(yù)測(cè)結(jié)果，同樣可以發(fā)現(xiàn)，在中低空H=80 km,真實(shí)氣體模型對(duì)升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)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(shí)氣體模型的影響降低；真實(shí)氣體模型使得升力系數(shù)及升阻比預(yù)測(cè)結(jié)果偏小，阻力系數(shù)預(yù)測(cè)結(jié)果偏大。

為進(jìn)一步對(duì)真實(shí)氣體效應(yīng)的影響機(jī)理進(jìn)行分析，圖7給出了H=80 km，-10° 迎角下對(duì)稱(chēng)面位置處表面壓力及摩阻分量的分布規(guī)律，可以發(fā)現(xiàn)，真實(shí)氣體效應(yīng)使得大底壓力增大，摩擦系數(shù)的x向分量Cfx在大底位置處增大，在尾部區(qū)域減小，然而對(duì)于軸向力而言，大底位置處的壓力貢獻(xiàn)占主導(dǎo)地位，因此，真實(shí)氣體效應(yīng)使得積分后的軸向力系數(shù)增大；由于迎角為負(fù)值，因此，真實(shí)氣體效應(yīng)使得法向力絕對(duì)值的壓力分量增大，同時(shí)從摩擦系數(shù)的y向分量Cfy還可發(fā)現(xiàn)，真實(shí)氣體效應(yīng)使得該值的絕對(duì)值亦增大，因此，真實(shí)氣體效應(yīng)導(dǎo)致積分后的法向力系數(shù)絕對(duì)值增大；在負(fù)迎角下，軸向力及法向力對(duì)縱向頂點(diǎn)力矩的貢獻(xiàn)方向一致，都將產(chǎn)生正的縱向頂點(diǎn)力矩，因此，真實(shí)氣體效應(yīng)使得縱向頂點(diǎn)力矩增大。

圖5 不同氣體模型的氣動(dòng)特性預(yù)測(cè)結(jié)果對(duì)比 Fig.5 Comparison of aerodynamics results predicted by different gas models

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

圖7 對(duì)稱(chēng)面處的表面參數(shù)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(jìn)入器高空氣動(dòng)特性變化規(guī)律

圖8給出了氣動(dòng)特性隨稀薄度的變化規(guī)律，可以發(fā)現(xiàn)，隨著稀薄度增大，軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù)的絕對(duì)值都增大，這主要是由于高度的增加導(dǎo)致動(dòng)壓迅速降低，無(wú)量綱力系數(shù)相應(yīng)增大。從中還可發(fā)現(xiàn)，在小迎角下，軸向力系數(shù)隨迎角的變化相對(duì)較??；在低空較低克努森數(shù)下，法向力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化幅度都較高空大克努森數(shù)下的幅度小。

圖9給出了不同高度下進(jìn)入器隨迎角的變化規(guī)律，可以發(fā)現(xiàn)，隨著迎角絕對(duì)值的增大，升力系數(shù)增大，阻力系數(shù)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(shù)降低，阻力系數(shù)增大，升阻比降低；在小迎角下，升力系數(shù)對(duì)迎角的變化較為敏感，阻力系數(shù)敏感性較低，而在30° 以上的大迎角下，升力系數(shù)對(duì)迎角的敏感性降低，阻力系數(shù)的敏感性增大，相比較而言，升阻比在所研究的范圍內(nèi)對(duì)迎角都較敏感。

圖10給出了不同高度下質(zhì)心俯仰力矩系數(shù)Cmcg及壓心xcp隨迎角的變化規(guī)律，從力矩曲線中可以發(fā)現(xiàn)，靜穩(wěn)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(fù)值變?yōu)檎担o穩(wěn)定性逐漸變差；所研究的高度范圍內(nèi)，在迎角絕對(duì)值為0°～20° 時(shí)，100 km以上的飛行高度進(jìn)入器出現(xiàn)了靜不穩(wěn)定區(qū)域；從壓心曲線圖中可以發(fā)現(xiàn)，隨著飛行高度的增加，縱向壓心前移；在低空下壓心變化對(duì)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(jìn)入器氣動(dòng)特性隨克努森數(shù)的變化規(guī)律 Fig.8 Variation of entry vehicle aerodynamics with Kn at different angles of attack

圖9 不同高度下進(jìn)入器氣動(dòng)特性隨迎角的變化規(guī)律 Fig.9 Variation of entry vehicle aerodynamics with different angles of attack at different altitudes

圖10 不同高度下質(zhì)心俯仰力矩系數(shù)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(jié) 論

1) 隨著稀薄度增大，流場(chǎng)激波厚度逐漸增大，激波脫體距離增大，壓縮性減弱，激波強(qiáng)度減弱，明顯的激波結(jié)構(gòu)逐漸消失，流場(chǎng)等值線逐漸趨于圓弧狀分布；與平動(dòng)、轉(zhuǎn)動(dòng)溫度相比，振動(dòng)溫度的松弛時(shí)間較長(zhǎng)，其高溫帶分布于進(jìn)入器兩端肩部區(qū)域。

2) 真實(shí)氣體效應(yīng)使得迎風(fēng)面壓縮及背風(fēng)面膨脹增強(qiáng)，軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)以及頂點(diǎn)力矩系數(shù)等預(yù)測(cè)結(jié)果與完全氣體模型預(yù)測(cè)結(jié)果相比絕對(duì)值偏大，升力系數(shù)及升阻比偏小，且隨著稀薄度增大，真實(shí)氣體效應(yīng)的影響減弱，完全氣體與真實(shí)氣體模型的預(yù)測(cè)結(jié)果逐漸接近；隨著迎角的增大，兩種模型所預(yù)測(cè)的軸向力結(jié)果偏差減小，法向力及力矩系數(shù)偏差增大。

3) 隨著稀薄度增大，軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)絕對(duì)值及力矩系數(shù)的絕對(duì)值增大；在低空較低的努森數(shù)下，法向力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化幅度都較高空大努森數(shù)下的幅度??；隨著飛行高度增加，稀薄度增大，縱向壓心前移，進(jìn)入器的靜穩(wěn)定性變差。

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(責(zé)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)

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2016-05-20；退修日期2016-07-22；錄用日期2016-09-27； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

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國(guó)家自然科學(xué)基金 (11402251)

.E-mailjunminglyu@foxmail.com

黃飛， 呂俊明， 程曉麗， 等． 火星進(jìn)入器高空稀薄氣動(dòng)特性J． 航空學(xué)報(bào),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