火星探測降落傘模型高速風(fēng)洞變迎角試驗(yàn)技術(shù)

楊賢文，郝 東，易國慶，師建元，郭 鵬

(中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000)

0 引 言

深空探測對帶動(dòng)國民經(jīng)濟(jì)和促進(jìn)科技發(fā)展及人類發(fā)展具有重大意義，火星是太陽系中與地球最為相似的行星，美國航空航天局(NASA)、歐洲的太空局(ESA)、日本的航空航天探索局(JAXA)、俄羅斯和印度等都有關(guān)于火星探索的科研項(xiàng)目[1]，火星探測研究在我國也受到高度重視，發(fā)展并掌握火星探測技術(shù)是國內(nèi)面臨的一項(xiàng)重要科研任務(wù)。

火星探測進(jìn)入、下降與著陸(EDL)技術(shù)是火星探測的關(guān)鍵技術(shù)之一。盡管火星表面的大氣壓力不及地球表面的1%，但降落傘仍是火星探測著陸過程中最有效的一種減速工具[2]。降落傘在超聲速條件下開傘使著陸器減速，當(dāng)著陸器減速至低亞聲速，降落傘與著陸器分離。迄今為止，美國是火星探測最成功的國家，其向火星成功發(fā)射的登陸探測器有：海盜號(Viking)[3]、火星探路者(MPF)[4-5]、火星探測漫游者(MER)[6-7]、鳳凰號(PHX)[8-9]、火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室(MSL)[10-12]、洞察號(InSight)，其采用的降落傘均為盤縫帶傘。盤縫帶傘的結(jié)構(gòu)如圖1所示，它的頂幅如平面圓形傘，中間開有頂孔，側(cè)邊是一個(gè)近似于圓柱形的圍幅，在頂幅與側(cè)幅之間留有較寬的縫隙，此傘穩(wěn)定性較好，偏擺角一般在±5°～10°之間。盤縫帶傘的阻力系數(shù)與結(jié)構(gòu)透氣量和下降速度等有關(guān)，約為0.4～0.7。

圖1 盤縫帶傘Fig.1 Disk-gap-band parachute

國內(nèi)對火星探測器降落傘動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行了相關(guān)研究，高興龍等[13]開展了火星探測器開傘過程動(dòng)力學(xué)特性數(shù)值仿真研究；張青斌等[14]采用降落傘減速階段的九自由度動(dòng)力學(xué)模型，仿真分析了降落傘減速階段火星探測器物傘系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性，仿真過程中使用的降落傘軸向力、法向力和俯仰力矩系數(shù)采用Fluent軟件計(jì)算獲得，未進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證。為了獲得火星探測器物傘系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)仿真中需要使用的降落傘軸向力、法向力和俯仰力矩系數(shù)，美國航空航天局蘭利研究中心在TDT風(fēng)洞進(jìn)行了火星探測降落傘模型軸向力、法向力、俯仰力矩系數(shù)測量研究，獲得了火星探測降落傘模型在馬赫數(shù)范圍0.1～0.3、迎角α小于15°時(shí)的軸向力、法向力和俯仰力矩系數(shù)[15]。國內(nèi)以前未在高速風(fēng)洞開展降落傘模型軸向力、法向力和俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化特性的試驗(yàn)研究，為了滿足我國火星探測任務(wù)需求，中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心在2.4 m跨聲速風(fēng)洞(FL-26)開展了火星探測降落傘模型變迎角試驗(yàn)技術(shù)研究，進(jìn)行了火星探測降落傘模型高速風(fēng)洞變迎角試驗(yàn)，獲得了火星探測降落傘模型在馬赫數(shù)范圍0.4～0.8、迎角范圍0°～25°時(shí)的軸向力、法向力和俯仰力矩系數(shù)。本文簡要介紹了研制的試驗(yàn)裝置、數(shù)據(jù)處理與修正方法及典型試驗(yàn)結(jié)果。

1 模型與試驗(yàn)設(shè)備

1.1 模型

試驗(yàn)的火星探測降落傘模型為盤縫帶傘，傘型結(jié)構(gòu)見圖1。根據(jù)透氣量的不同，降落傘模型分為常規(guī)透氣傘及低透氣傘。降落傘模型投影面積為0.288 m2，名義面積為0.588 m2，名義直徑為0.865 m，傘衣頂孔安裝了一個(gè)金屬圓環(huán)。

1.2 風(fēng)洞

本項(xiàng)試驗(yàn)研究在FL-26跨聲速風(fēng)洞半模試驗(yàn)段中進(jìn)行。FL-26風(fēng)洞系試驗(yàn)段橫截面為2.4 m×2.4 m的半回流、暫沖引射式跨聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.3～1.2。迎氣流左側(cè)為轉(zhuǎn)窗機(jī)構(gòu)壁，轉(zhuǎn)窗直徑為1 m。試驗(yàn)的火星探測降落傘模型零迎角時(shí)在風(fēng)洞試驗(yàn)段中的堵塞度為5%。

1.3 模型支撐裝置

模型支撐裝置主要由前支架、后支架、風(fēng)洞側(cè)壁轉(zhuǎn)盤等部件組成(見圖2)。前支架主要包括主桿、上輔桿、下輔桿、前天平保護(hù)罩、前天平連接頭和轉(zhuǎn)子等。后支架主要包括主桿、上輔桿、下輔桿、后天平移動(dòng)臺、后天平連接頭和載荷測量桿等。風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，降落傘模型與轉(zhuǎn)子連接，轉(zhuǎn)子與固定在前支架上的前測力天平相連。后天平固定在后支架上，后天平前端安裝了載荷測量桿，載荷測量桿沿著降落傘模型軸線穿過傘頂孔的金屬圓環(huán)，降落傘模型通過頂孔的金屬圓環(huán)可以在載荷測量桿上滑動(dòng)。前、后支架均固定在風(fēng)洞試驗(yàn)段的側(cè)壁轉(zhuǎn)盤上，通過轉(zhuǎn)盤轉(zhuǎn)動(dòng)改變載荷測量桿的迎角，即改變降落傘模型的試驗(yàn)迎角。

圖2 模型支撐裝置示意圖Fig.2 Schematic of the model test fixture

1.4 天平

測量降落傘模型氣動(dòng)力和力矩的前、后天平為六分量電阻應(yīng)變天平。

2 數(shù)據(jù)處理與修正

試驗(yàn)過程中，對天平測力結(jié)果及流場參數(shù)進(jìn)行連續(xù)采集，采樣頻率300 Hz，本文給出的氣動(dòng)力系數(shù)測值為流場穩(wěn)定階段氣動(dòng)力系數(shù)連續(xù)采集結(jié)果取平均獲得，并對暴露在氣流中的轉(zhuǎn)子等部件的附加氣動(dòng)力、支撐干擾及洞壁干擾進(jìn)行了扣除修正。通過不安裝降落傘模型的風(fēng)洞試驗(yàn)可以直接獲得暴露在氣流中的轉(zhuǎn)子等部件的附加氣動(dòng)力。

2.1 支撐干擾修正

支撐阻力干擾因子Kαs表示如下[15]：

Kαs=1+KαKs

(1)

式中：Kα為支撐裝置迎角對阻力的影響系數(shù)，Ks為0°迎角時(shí)支撐阻力干擾因子。

Kα為不同迎角時(shí)支撐裝置前支架沿氣流方向在降落傘模型上投影面積與0°迎角時(shí)前支架投影面積的比值[15]。本項(xiàng)試驗(yàn)研究中，根據(jù)支架外形及降落傘模型幾何外形可得：α=0°，Kα=1.0；α=2.5°，Kα=0.96；α=5°，Kα=0.8；α=7.5°，Kα=0.48；α=10°～25°，Kα=0。

選用標(biāo)準(zhǔn)κ-ε湍流模型，采用有限體積法求解N-S方程，分別計(jì)算0°迎角降落傘模型前方有、無支撐裝置時(shí)的阻力系數(shù)，通過式(2)獲得0°迎角時(shí)支撐阻力干擾因子Ks，圖3、圖4分別給出了有、無支撐裝置的降落傘模型阻力特性計(jì)算網(wǎng)格圖，計(jì)算結(jié)果見表1。

(2)

圖3 有前支架的計(jì)算網(wǎng)格圖Fig.3 Computational grid of parachute model with front truss

圖4 無前支架的計(jì)算網(wǎng)格圖Fig.4 Computational grid of parachute model without front truss

表1 支撐阻力干擾因子KαsTable 1 Strut drag interference factor Kαs

2.2 洞壁干擾修正

2.2.1實(shí)壁洞壁

降落傘在大氣中工作是無洞壁約束的，風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，風(fēng)洞洞壁的存在使繞降落傘模型的流場發(fā)生改變。采用有限體積法求解N-S方程，分別計(jì)算有、無風(fēng)洞實(shí)壁洞壁約束時(shí)降落傘模型的阻力系數(shù)，通過式(3)獲得風(fēng)洞實(shí)壁洞壁干擾引起的速壓修正因子Kq實(shí)壁，圖5給出了無風(fēng)洞實(shí)壁洞壁狀態(tài)的計(jì)算網(wǎng)格圖，去掉風(fēng)洞實(shí)壁洞壁外的計(jì)算網(wǎng)格可以獲得風(fēng)洞實(shí)壁洞壁狀態(tài)的計(jì)算網(wǎng)格，這樣做可以抵消掉有、無風(fēng)洞實(shí)壁洞壁約束計(jì)算時(shí)由于網(wǎng)格生成的差異引起的誤差。

(3)

圖5 無風(fēng)洞實(shí)壁洞壁時(shí)的計(jì)算網(wǎng)格圖Fig.5 Computational grid of parachute model in a freE-air boundary condition

2.2.2透氣壁洞壁

參考文獻(xiàn)[16]給出了速壓修正因子隨模型堵塞度及洞壁開閉比變化的規(guī)律(見圖6)，參考文獻(xiàn)[17]給出了透氣壁速壓修正隨Ma變化較小的研究結(jié)果。FL-26跨聲速風(fēng)洞半模試驗(yàn)段洞壁為綜合開孔率4.8%的透氣壁，本項(xiàng)試驗(yàn)研究中，依據(jù)上述求解N-S方程獲得的實(shí)壁洞壁干擾引起的速壓修正因子Kq實(shí)壁及圖6給出的開閉比對洞壁干擾影響規(guī)律進(jìn)行插值計(jì)算，計(jì)算得到FL-26跨聲速風(fēng)洞半模試驗(yàn)段洞壁干擾引起的速壓修正因子Kq：Ma=0.4和Ma=0.6時(shí)，Kq=1.04；Ma=0.8時(shí)，Kq=1.05。

圖6 模型堵塞度及洞壁開閉比對速壓修正因子的影響Fig.6 Model blockage correction as a function of geometric blockage ratio and wall open area ratio

此外，若在模型測力的同時(shí)，測出透氣壁洞壁附近的壓力分布，作為透氣壁洞壁的邊界條件，采用有限體積法求解N-S方程，可以獲得風(fēng)洞透氣壁洞壁約束條件下的模型阻力系數(shù)，再以遠(yuǎn)場邊界條件計(jì)算無風(fēng)洞洞壁約束條件下的模型阻力系數(shù)，二者之比即是透氣壁洞壁干擾引起的速壓修正因子Kq。本項(xiàng)試驗(yàn)研究中，未進(jìn)行壁壓測量，故未采用上述壁壓信息法計(jì)算風(fēng)洞透氣壁洞壁干擾引起的速壓修正因子Kq。

2.3 氣動(dòng)力系數(shù)計(jì)算

對風(fēng)洞試驗(yàn)中的降落傘模型氣動(dòng)力進(jìn)行分析[15]，如圖7所示，N1，N2分別為前、后天平測得的法向力，T1，T2分別為前、后天平測得的軸向力，MZ2為后天平測得的俯仰力矩。

圖7 前、后天平測力示意圖Fig.7 Schematic of force and moment components measured by front and rear wind tunnel balances

降落傘模型軸向力系數(shù)為:

(4)

式中：Kαs為支撐阻力干擾因子，Kq為洞壁干擾引起的速壓修正因子，q為來流速壓，A0為降落傘模型名義面積。

降落傘模型法向力系數(shù)為

(5)

如圖8所示，A，E分別為前、后天平的校心，B為傘繩匯結(jié)點(diǎn)，D為降落傘對載荷測量桿施力的作用點(diǎn)，C為降落傘的壓力中心。

圖8 氣動(dòng)力系數(shù)測量示意圖Fig.8 Schematic of aerodynamic coefficient measurement

(6)

(7)

取傘繩匯結(jié)點(diǎn)B為力矩參考點(diǎn)，則降落傘模型的俯仰力矩系數(shù)按式(8)計(jì)算，其中，D0為降落傘模型的名義直徑。

(8)

3 典型試驗(yàn)結(jié)果

3.1 軸向力特性

圖9給出了火星探測降落傘模型的軸向力系數(shù)隨迎角的變化曲線。降落傘模型的軸向力系數(shù)隨迎角變化較小，在Ma=0.4和Ma=0.6時(shí)，低透氣傘軸向力系數(shù)較常規(guī)透氣傘增大，在Ma=0.8時(shí)，低透氣傘軸向力系數(shù)較常規(guī)透氣傘減小。

圖9 降落傘模型軸向力系數(shù)隨迎角的變化曲線Fig.9 Axial force coefficient versus angles of attack for model parachute

3.2 法向力特性

圖10為火星探測降落傘模型的法向力系數(shù)隨迎角的變化曲線。常規(guī)透氣傘的法向力系數(shù)隨迎角增大而增大，在Ma=0.4和Ma=0.6時(shí)，低透氣傘的法向力系數(shù)在小迎角時(shí)隨迎角增大而減小；低透氣傘的法向力系數(shù)較常規(guī)透氣傘減小，這可能是由于低透氣傘上半部分傘衣外表面繞流較常規(guī)透氣傘更易發(fā)生流動(dòng)分離所致。

圖10 降落傘模型法向力系數(shù)隨迎角的變化曲線Fig.10 Normal force coefficient versus angles of attack for model parachute

3.3 靜穩(wěn)定特性

圖11為火星探測降落傘模型的俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線。在Ma=0.4～0.8時(shí)，常規(guī)透氣傘靜穩(wěn)定，在Ma=0.4和Ma=0.6時(shí)，低透氣傘在零迎角時(shí)靜不穩(wěn)定，出現(xiàn)了非零配平迎角(降落傘模型Cm=0且dCm/dα<0對應(yīng)的迎角為配平迎角，見參考文獻(xiàn)[15])。低透氣傘的靜穩(wěn)定性較常規(guī)透氣傘減小，這是由于低透氣傘的法向力系數(shù)較常規(guī)透氣傘減小所致。

圖11 降落傘模型俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線Fig.11 Pitching moment coefficient versus angles of attack for model parachute

3.4 傘衣塌陷迎角

常規(guī)透氣傘下半部分傘衣在Ma=0.4～0.6、α=20°及Ma=0.8、α=15°時(shí)出現(xiàn)塌陷，低透氣傘下半部分傘衣在Ma=0.4～0.6、α=25°及Ma=0.8、α=20°時(shí)出現(xiàn)塌陷，這是由于迎角較大時(shí)，下半部分傘衣的內(nèi)表面壓力低于其外表面壓力所致。

4 結(jié) 論

通過本項(xiàng)研究，得出以下結(jié)論：

1)建立的火星探測降落傘模型高速風(fēng)洞變迎角試驗(yàn)技術(shù)已成功應(yīng)用于火星探測降落傘模型軸向力、法向力和俯仰力矩系數(shù)測量，該技術(shù)也適用于其它類型降落傘模型。

2)火星探測降落傘模型的軸向力系數(shù)隨迎角變化較小。

3)常規(guī)透氣傘的法向力系數(shù)隨迎角增大而增大，在Ma=0.4和Ma=0.6時(shí)，低透氣傘的法向力系數(shù)在小迎角時(shí)隨迎角增大而減小，低透氣傘的法向力系數(shù)較常規(guī)透氣傘減小。

4)在Ma=0.4～0.8時(shí)，常規(guī)透氣傘靜穩(wěn)定，低透氣傘的靜穩(wěn)定性較常規(guī)透氣傘減小，在Ma=0.4和Ma=0.6時(shí)，低透氣傘在零迎角時(shí)靜不穩(wěn)定，出現(xiàn)了非零配平迎角。

5)在較大迎角時(shí)，火星探測降落傘模型下半部分傘衣出現(xiàn)塌陷。