考慮尾流影響的降落傘彈射拉直過程研究

王海濤 程文科

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考慮尾流影響的降落傘彈射拉直過程研究

王海濤 程文科

（國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院，長沙410073）

降落傘的彈射拉直是其工作的第一個(gè)也是至關(guān)重要的一個(gè)環(huán)節(jié)。航天器在超聲速狀態(tài)下的尾流性質(zhì)也非常復(fù)雜，因此，如何考慮前體航天器尾流對降落傘彈射拉直過程的影響是一個(gè)值得研究的問題。文章首先采用CFD方法計(jì)算出航天器的超聲速尾流數(shù)據(jù)，然后建立降落傘彈射拉直過程的動(dòng)力學(xué)模型。由于降落傘的拉直過程持續(xù)時(shí)間很短，故在研究過程中將連續(xù)尾流離散化為不同時(shí)刻的尾流，僅考慮尾流氣動(dòng)力對降落傘彈射拉直過程的影響。具體方法是將彈射拉直時(shí)刻計(jì)算的航天器尾流區(qū)速度場疊加于彈射分離降落傘傘包的空速上，計(jì)算考慮航天器尾流影響的傘包氣動(dòng)力，然后通過動(dòng)力學(xué)仿真研究航天器尾流對降落傘彈射拉直過程的影響，重點(diǎn)研究了對傘包運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性的影響。利用該方法對典型工況超聲速尾流影響下的降落傘彈射分離過程進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)分析，重點(diǎn)分析了尾流對傘包的運(yùn)動(dòng)軌跡和姿態(tài)的影響，研究方法和結(jié)論對穩(wěn)定傘彈射拉直過程的驗(yàn)證評(píng)估具有重要的參考價(jià)值。

尾流影響 彈射拉直 降落傘 航天器回收

0 引言

降落傘是飛行器回收的重要?dú)鈩?dòng)減速裝置，它利用產(chǎn)生的氣動(dòng)阻力使飛行器的全部或局部減速到規(guī)定的速度并安全著陸于地球或其他星球表面，其工作一般是整個(gè)飛行任務(wù)的最后步驟，是確保飛行器能否安全回收或減速著陸的關(guān)鍵，也是飛行任務(wù)成敗的最終標(biāo)志[1-2]。

在航天器返回過程中，一旦外部條件滿足回收系統(tǒng)啟動(dòng)要求，控制裝置將發(fā)出指令，通過彈射方式拉出降落傘傘包，并利用傘包和航天器之間的相對運(yùn)動(dòng)拉出降落傘。降落傘彈射拉直過程持續(xù)時(shí)間很短（通常1s左右），其整個(gè)過程一般位于飛行器的尾流區(qū)，具有比較復(fù)雜的力學(xué)特性。目前，針對降落傘彈射拉直過程的研究基本上都沒有考慮前體尾流的影響。

國內(nèi)外針對降落傘的拉直過程的研究中，LAMONT、MOOG、曹義華等[3-6]建立了一維波動(dòng)方程研究了張力傳播；張青斌等[7-8]建立了二維質(zhì)量阻尼彈簧模型和多剛體模型研究了繩帆現(xiàn)象；余莉等[9]采用有限元方法建立多質(zhì)點(diǎn)動(dòng)力學(xué)模型研究了繩帆現(xiàn)象和牽頂傘的作用；宋旭民、王海濤等[10-12]建立了三維質(zhì)量阻尼彈簧模型研究了繩帆現(xiàn)象、抽打現(xiàn)象和牽頂傘的作用?？紤]飛行器尾流影響的研究中，高樹義等[13-14]利用流體-剛體耦合計(jì)算的方法對考慮尾流影響的傘艙蓋彈射分離過程進(jìn)行了研究；WOLF等[15]研究了前體尾流對降落傘“塌陷”現(xiàn)象的影響；POTVIN等[16]研究了前體尾流對降落傘氣動(dòng)性能的影響。

本文以某型號(hào)航天器回收過程中穩(wěn)定傘的彈射拉直過程為對象，研究考慮航天器尾流影響的穩(wěn)定傘彈射拉直過程的動(dòng)力學(xué)特性，研究方法和結(jié)論對穩(wěn)定傘彈射拉直過程的驗(yàn)證評(píng)估具有重要的參考價(jià)值。

1 模型建立

1.1 研究方法

該型號(hào)航天器采用彈傘筒對穩(wěn)定傘進(jìn)行拉直開傘，穩(wěn)定傘傘包安裝在彈傘筒內(nèi)，傘包與彈傘筒相連。彈傘筒工作后，筒蓋首先分離，隨后內(nèi)筒和傘包組合體以一定的初始速度與航天器分離。由于彈傘筒的安裝位置位于航天器的尾部，故內(nèi)筒和傘包組合體的彈射拉直過程基本位于航天器的尾流區(qū)，必須對尾流的影響進(jìn)行評(píng)估分析。

（a）亞聲速尾流 （b）超聲速尾流

考慮尾流影響的分離問題一般采用CFD軟件的嵌套網(wǎng)格技術(shù)進(jìn)行流體-剛體耦合計(jì)算研究，但是本文研究的穩(wěn)定傘傘包在彈射拉直過程中隨著傘繩和傘衣的逐漸拉出，傘包的體積和質(zhì)量在不斷的減小，應(yīng)該建立變體積和變質(zhì)量剛體模型。因此為了考慮內(nèi)筒和傘包組合體在彈射拉直過程中體積和質(zhì)量的不斷變化，本文研究考慮將計(jì)算的航天器尾流區(qū)的速度場疊加于內(nèi)筒和傘包組合體的空速上，計(jì)算考慮航天器尾流影響的內(nèi)筒和傘包組合體的氣動(dòng)力，然后通過動(dòng)力學(xué)仿真研究航天器尾流對穩(wěn)定傘彈射拉直過程的影響。

考慮尾流時(shí)，設(shè)航天器大底直徑為，以航天器小頭面為起始截面，取10×10×12的區(qū)域?yàn)槲擦鲾?shù)據(jù)采點(diǎn)區(qū)，區(qū)域以外的尾流已經(jīng)比較小可以不予考慮。在區(qū)域內(nèi)，根據(jù)傘包相對航天器的位置可以插值求出傘包所在位置的尾流速度，將此尾流速度矢量疊加于傘包速度上即可認(rèn)為是考慮尾流影響的傘包空速，并以此空速計(jì)算傘包的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩。

1.2 氣動(dòng)計(jì)算

設(shè)計(jì)中穩(wěn)定傘傘包在超聲速條件下彈射分離，因此，本文選取=3.0和=1.5兩種典型工況進(jìn)行研究。首先，采用CFD軟件計(jì)算出航天器的尾流數(shù)據(jù)，尾流速度云圖如圖2所示。

圖2 航天器的尾流速度云圖

由于航天器的尾流是非定常的，因此需要計(jì)算彈射起始時(shí)刻到傘包拉直結(jié)束時(shí)刻的尾流數(shù)據(jù)。穩(wěn)定傘包彈射拉直時(shí)間很短（通常1s左右），故可間隔0.2s取航天器的尾流數(shù)據(jù)。若不考慮航天器尾流的非定常性，則可直接選取彈射分離起始時(shí)刻的尾流數(shù)據(jù)，將航天器的尾流視為近似定常。

在彈射拉直過程中，內(nèi)筒和傘包組合體為圓柱體，其體積在不斷的減小，為了計(jì)算組合體的氣動(dòng)力，需要利用CFD軟件計(jì)算出組合體在彈射拉直初始時(shí)刻和結(jié)束時(shí)刻的氣動(dòng)參數(shù)，氣動(dòng)參數(shù)考慮、攻角、高度三個(gè)狀態(tài)因素的變化。

1.3 動(dòng)力學(xué)建模

降落傘的彈射拉直過程中，隨著彈射內(nèi)筒和傘包組合體與航天器之間的相對運(yùn)動(dòng)，疊放于傘包內(nèi)的傘繩和傘衣逐漸拉出。在動(dòng)力學(xué)建模過程中，航天器視為剛體模型，內(nèi)筒和傘包組合體視為變質(zhì)量剛體模型，本文僅列出傘包的動(dòng)力學(xué)模型。傘包的拉直模型示意圖，如圖3所示。圖中，傘包質(zhì)量為，正在拉出部分的質(zhì)量為d，受到摩擦力re和拉力的作用。

圖3 穩(wěn)定傘拉直模型示意

傘包所受的外力有重力、氣動(dòng)力和約束力，傘包所受氣動(dòng)力a采用式（1）計(jì)算：

式中為動(dòng)壓；為傘包的特征面積；F1、F1、F1分別為傘包氣動(dòng)力在其體坐標(biāo)系中的分量；C1、C1、C1分別為傘包的軸向力系數(shù)、側(cè)向力系數(shù)和法向力系數(shù)。

傘包所受的氣動(dòng)力力矩采用下式計(jì)算：

式中M1、M1、M1分別為傘包氣動(dòng)力矩在其體坐標(biāo)系中的分量；Mx1、CMy1、Mz1分別為傘包的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、偏航力矩系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)；為傘包的特征長度。

拉直過程中傘包的高度也是隨時(shí)間變化的，可由下式確定：

式中0和0分別為傘包的初始高度和質(zhì)量；和分別為傘包的高度和質(zhì)量在某一時(shí)刻的瞬時(shí)值。

拉直過程中傘包和航天器之間存在約束力，建模時(shí)認(rèn)為吊帶約束力的作用點(diǎn)在傘包下底面中心，記拉直過程中某一時(shí)刻的傘包和航天器的位置和速度矢量為1、2和1、2，則傘繩和傘衣從傘包中拉出的速度為

正在拉直部分的傘繩和傘衣作用在傘包上的約束力為

至此，即可對考慮尾流影響的穩(wěn)定傘傘包的彈射拉直過程進(jìn)行動(dòng)力學(xué)分析。

2 仿真分析

2.1 仿真條件設(shè)置

本文針對為3.0和1.5的兩種典型工況對考慮尾流影響的穩(wěn)定傘彈射拉直過程進(jìn)行動(dòng)力學(xué)分析。工況一設(shè)置初始計(jì)算高度26 050m，初始速度1 020m/s，≈3.0；工況二設(shè)置初始計(jì)算高度21 050m，初始速度475m/s，≈1.5。為了分析不同的初始彈射速度的影響，選取25m/s、30m/s和35m/s三種初始彈射速度進(jìn)行仿真分析。仿真初始時(shí)刻即為彈射分離時(shí)刻，穩(wěn)定傘拉直結(jié)束時(shí)刻仿真結(jié)束。

圖4 工況一傘包相對航天器位移變化

2.2 典型工況分析

圖4比較了工況一條件下不考慮尾流影響時(shí)傘包以30m/s的速度的彈射分離，考慮尾流影響時(shí)傘包分別以25m/s、30m/s和35m/s的速度彈射分離時(shí)相對前體航天器位移隨時(shí)間的變化情況。

計(jì)算結(jié)果表明：考慮尾流影響時(shí)傘包的彈射分離過程持續(xù)時(shí)間更長，以30m/s的彈射速度為例，不考慮尾流影響時(shí)約0.6s即完成穩(wěn)定傘的彈射拉直，而考慮尾流影響時(shí)則需要約0.8s才能完成，反映了尾流對穩(wěn)定傘包的彈射拉直時(shí)間存在明顯的影響?？紤]尾流影響時(shí)，以25m/s、30m/s和35m/s的初始彈射速度分離時(shí)，從初始彈射分離到穩(wěn)定傘拉直結(jié)束的持續(xù)時(shí)間為0.97s、0.82s和0.72s，反映初始彈射分離速度越大，整個(gè)穩(wěn)定傘彈射拉直的過程持續(xù)時(shí)間就越短。

圖5是工況一條件下整個(gè)彈射分離過程中剛體傘包的姿態(tài)隨時(shí)間的變化，計(jì)算結(jié)果表明：剛體傘包在彈射分離過程中存在圍繞一定平衡位置的姿態(tài)擺動(dòng)?？紤]尾流影響時(shí)擺動(dòng)的幅度比不考慮尾流影響時(shí)要小。

（a）偏航角隨時(shí)間變化 （b）滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化 （c）俯仰角隨時(shí)間變化

圖6是工況二條件下以不同初始速度彈射分離時(shí)穩(wěn)定傘傘包相對前體航天器的位移歲時(shí)間的變化情況。本計(jì)算條件下，不考慮尾流影響時(shí)以30m/s的初始速度彈射分離時(shí)，約0.7s完成穩(wěn)定傘的彈射拉直，考慮尾流影響時(shí)則需要約0.9s才能完成?？紤]尾流影響時(shí)，以25m/s、30m/s和35m/s的初始彈射速度分離時(shí)，從初始彈射分離到穩(wěn)定傘拉直結(jié)束的持續(xù)時(shí)間為1.05s、0.90s和0.82s。

圖6 工況二傘包相對航天器位移變化

圖7是工況二條件下整個(gè)彈射分離過程中剛體傘包的姿態(tài)隨時(shí)間的變化，仿真結(jié)果表明剛體傘包在彈射分離過程中存在圍繞一定平衡位置的姿態(tài)擺動(dòng)。但是與工況一不同的是，工況二下考慮尾流影響時(shí)擺動(dòng)的幅度比不考慮尾流影響時(shí)要大。

（a）偏航角隨時(shí)間變化 （b）滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化 （c）俯仰角隨時(shí)間變化

3 結(jié)論

本文針對考慮尾流影響的降落傘彈射拉直過程進(jìn)行動(dòng)力學(xué)研究，通過建模和典型工況的仿真分析，得出的主要結(jié)論如下：

1）不考慮尾流影響時(shí)傘包的彈射分離過程要快于考慮尾流的情況，考慮尾流時(shí)，彈射分離速度越大，彈射分離過程越快；

2）無論是否考慮尾流影響，剛體傘包在彈射分離過程中都是圍繞一定的平衡位置擺動(dòng)，尾流對傘包擺動(dòng)幅度的影響和具體的流場分布有關(guān)。

由于航天器的尾流尤其是超聲速尾流比較復(fù)雜，研究難度較大，故本文結(jié)合尾流的CFD計(jì)算結(jié)果對降落傘的彈射拉直過程進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真研究是一種嘗試，研究方法和結(jié)論可應(yīng)用于降落傘彈射拉直過程的設(shè)計(jì)和驗(yàn)證評(píng)估。

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（編輯：劉穎）

Research on Ejecting and Deploying Process of Parachute Considering Wake Flow Effects

WANG Haitao CHENG Wenke

（College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China）

The ejecting and deploying process is the first and important phase of a parachute, and the wake flow of the spacecraft in supersonic speed is also complicated, So how to consider wake effects of spacecraft is a problem worth researching. This paper computes supersonic wake data of spacecraft using CFD methods firstly, then builds a dynamic model of ejecting and deploying process of a parachute. The continuous wake can be discreted by times because the deploying process lasts short, and just the aerodynamic force effect on the wake flow is considered. The detailed method is as follows, when calculating the aerodynamic force of parachute bag, take the wake velocity of spacecraft additive to the velocity of parachute bag, then analyze the dynamic character of ejecting and deploying process through numerical simulation, especially the motion stability of the parachute bag. This paper researches on ejecting and deploying process of parachute considering supersonic wake of spacecraft under typical conditions, especially analyzes the trajectory of motion and attitude of the parachute bag. The analysis method and conclusion can provide important reference value for validation and evaluation of ejecting and deploying process of parachute.

wake flow effects; ejecting and deploying; parachute; spacecraft recovery

V448.15

A

1009-8518(2017)05-0003-07

10.3969/j.issn.1009-8518.2017.05.001

王海濤，男，1982年生，2011年獲國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航空宇航科學(xué)與技術(shù)專業(yè)博士學(xué)位，講師。研究方向?yàn)楹教旎厥罩懠夹g(shù)。E-mail: htw2000@163.com。

2016-04-19

國家重大科技專項(xiàng)工程