航天返回与遥感第34卷第3期
雅思辅导42SPACECRAFT RECOVERY & REMOTE SENSING2013年6月
飞船返回舱再入稀薄流域配平特性研究
梁杰1李志辉1,2杜波强1
（1 中国空气动力研究与发展中心超高速所，绵阳 621000）
（2 国家计算流体力学实验室，北京 100191）
idt
摘要飞船返回舱一般采用横偏质心位置的方法来提供再入配平攻角和实现飞行轨迹机动控制所需的配平升阻比，准确预测配平攻角随再入高度的变化对控制系统以及返回舱落点精度都非常重要。中国载人飞船返回舱再入稀薄流域配平攻角地面试验、理论计算和实际飞行中有较大差异，如何分析评估将直接影响到其它深空探测返回器的气动设计。文章采用工程和数值方法，在对原有风洞试验数据和理论计算数据整理分析的基础上，结合“阿波罗”返回舱的部分试验结果和计算研究结果以及“联盟号”飞船返回舱的计算结果，给出了配平攻角沿再入轨道变化的基本规律，分析了质心位置、壁面反射模型、马赫数、高温真实气体效应等影响返回舱再入配平特性的主要因素，可以对未来近似外形的试验和计算研究提供参考。世界理工大学排名
关键词再入稀薄流域配平攻角飞船返回舱
中图分类号: V211.3文献标志码: A 文章编号: 1009-8518(2013)03-0042-07
DOI: 10.3969/j.issn.1009-8518.2013.03.006
Rearch on Trim Features of Reentry Capsule in Hypersonic Rarefied
Flow Regime
LIANG Jie1 LI Zhihui1,2 DU Boqiang1
(1 Hypervelocity Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Rearch & Development Center, Mianyang 621000，China)
(2 National Laboratory for Computational Fluid Dynamics, Beijing 100191,China)
Abstract A center-of-gravity vertical offt is generally adopted for reentry capsules to provide trim an-gle of attack and lift-to-drag ratio required for manoeuvrable control of flight trajectory. It is extremely impor-tant for control system and capsule landing precision to accurately predict the variat
ion of trim angle with alti-tude. For manned reentry capsules of our nation, the trim angles of attack in hypersonic rarefied flow regime differ significantly among ground experiments, theoretical computations and flight activities. How to analyze and asss tho results will directly impact on the aerodynamic design of other return capsules for deep space explorations. This paper gives the fundamental rules for the variation of trim angle along reentry trajectories, analyzes the main factors of trim feature, such as the barycenter position, surface reflection model, Mach num-ber and high temperature real gas effect, and provides references for future ground experiment and computation of trim features for similar shapes. The analysis us both engineering and numerical methods, bad on the original wind tunnel experimental data and theoretical computation results, and combines with partial test data and com-putation results of Apollo Command Module as well as the computation results of Soyuz reentry capsule.
Key words reentry；rarefied flow regime；trim angle of attack；spaceship reentry capsule
收稿日期：2012-10-06
基金项目：国家自然科学基金(91016027)和国防基础科研基金项目(51313030104)资助
第3期 梁杰 等: 飞船返回舱再入稀薄流域配平特性研究 43 1 引言
飞船返回舱在与轨道舱分离后，将根据预装的配平攻角进行调姿配平。如果地面预测的高超声速再入段的配平攻角不准确，将会引起反作用控制系统（Reaction Control System, RCS ）脉冲发动机的多次点火。这将会浪费过多的燃料，从而影响RCS 发动机在跨声速流域的稳定控制[1]。因此准确预测配平攻角随再入高度的变化对控制系统以及返回舱落点精度都是非常重要的。在返回舱的设计中，一般采用横偏质心位置的方法，来提供返回舱的再入配平攻角和实现飞行轨迹机动控制所需的配平升阻比。所谓飞行器的气动配平状态，就是指绕飞行器质心的俯仰力矩等于零，也就是说，作用在飞行器上的总气动力矢量通过飞行器的质心。由于俯仰力矩系数本身是一个小量，又受外界因素的影响较大，对准确预测配平攻角造成一定的困难。其它深空探测返回器与飞船返回舱有相似的钝体外形，以近第二宇宙速度、半弹道跳跃式再入大气层[2]，由于是两次再入，高空稀薄段飞行时间显著增加，对返回器在稀薄流区域配平特性的准确预测对于落点控制至关重要。
“神舟号”飞船返回舱历次飞行辨识后的配平攻角随马赫数的变化曲线表明[3]，在再入飞行的高超声速区域配平攻角只是在19°～20°附近波动，并没有出现像低密度风洞试验和理论计算结果所反映出的随着高度的降低，配平攻角不断减小的变化趋势。在90km 的稀薄区域，低密度风洞试验和理论计算的配平攻角都要比飞行测量结果高5°～7°。从理论上如何解释和评估返回舱再入稀薄区域配平攻角地面试验、理论计算和实际飞行中的较大差异，将直接影响到其它深空探测返回器的气动设计。
文献调研表明，质心横偏位置、高马赫数、低雷诺数、真实气体效应等都会对配平攻角产生影响。美
国“阿波罗”飞船、苏联“联盟号”飞船在研制阶段都曾出现过飞行试验的配平攻角与地面试验以及理论预测结果产生较大差异的现象。本文通过工程方法和数值模拟，在对原有风洞试验数据和理论计算数据整理分析的基础上，结合国外“阿波罗”返回舱的部分试验结果和计算研究结果以及“联盟号”飞船返回舱的计算结果，通过分析配平攻角沿再入轨道的变化规律，找出影响返回舱再入配平特性的主要因素，为今后的试验和计算研究提供参考。
2 工程计算方法
工程计算方法因比较直观、简便，有一定精度并可进行大量重复计算等优点，在进行气动设计的初级阶段多被采用。过渡区气动力系数的计算因没有完善的理论基础，通常采用的是在连续流和自由分子流之间搭接的桥函数法。过渡区每个面元上的压力与摩擦力系数可以表示为：
,Cont ,,FM ,Cont ,,FM ()
p p b p p p f b f C C F C C C F C τ=+⋅-=⋅
式中 C p 为压力系数；
C f 为摩檫力系数；,b p F 为非对称的压力系数桥函数；,b F τ为摩擦力系数桥函数 [4]；下标Cont 和FM 分别代表连续流和自由分子流。
对所有面元的力系数求和就得到整个飞行器的气动力系数。
3 DSMC 数值模拟方法
直接模拟蒙特卡洛方法（Direct Simulation Monte Carlo ，DSMC ）是用若干个模拟分子代替真实气体的分子，并存贮模拟分子的位置坐标、速度分量以及内能，这些量随模拟分子的运动、与边界的碰撞以及分子之间的碰撞而改变，最后通过统计网格内模拟分子的运动状态实现对真实气体流动问题的模拟。
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直角坐标网格以其较高的计算效率在DSMC方法中得到了最广泛的应用，本文结合可以精确描述物体表面的三角形非结构网格，建立了基于多级直角网格和表面非结构网格混合结构的DSMC网格策略。在背景网格的基础上，碰撞网格和流场取样网格根据当地的流动性质（如当地网格内的分子数密度或密度梯度）分别进行自适应[5]。
在DSMC数值计算中，碰撞模拟采用可变硬球分子模型、Larn-Bergnakke碰撞模型模拟分子平动、转动、振动自由度间的能量交换，总碰撞能量（Total Collision Energy，TCE）模型模拟五组元空气的化学反应，气–面作用模型是完全漫反射模型。
4返回舱在高空稀薄流域的配平特性研究
配平攻角和升阻比直接影响返回器的轨道、再入走廊、气动热环境、最大过载、最大热流以及总加热量，同时，对这个问题的研究也为返回器的外形优化提供重要依据。因此是设计部门比较关注的问题，下面针对配平攻角问题进行一些研究分析。
4.1返回舱配平攻角沿再入轨道的变化规律
求解N-S方程或常规高超声速风洞试验给出的连续流域飞船返回舱的配平攻角在19°左右，而根据自由分子流理论或无碰撞流DSMC方法获得的自由分子流区域的配平攻角接近于50°。尽管壁面反射模型的不同会对自由分子流的结果有影响，但其配平攻角也不会低于30°。因此，在自由分子流与连续流之间的过渡流区域，返回舱在高超声速飞行中配平攻角的变化肯定是随着稀薄度的降低，配平攻角由大到小不断减小，直至连续流域基本保持不变，这是气体动力学的基本规律。从文献[6]对“联盟号”在20°攻角时稀薄过渡流区气动特性的计算结果来看，随着稀薄度的增加，表面摩阻对俯仰力矩系数的贡献越来越大（图1中钻石符号），而压力的贡献基本保持不变(图1中方形符号)。从而引起配平攻角从高空到低空的渐进变化。为了说明数值计算的可靠性，该文献还将计算的85km气动力系数与飞行试验数据进行了对比，两者的一致性非常好，见图2。因此，从理论计算上来说返回舱的配平攻角是随着飞行高度的下降由大变小的一个过程。
图1 “联盟号”俯仰力矩系数随高度变化Fig.1
Pitching moment as a function of altitude
图2 “联盟号”俯仰力矩系数计算与试验比较Fig.2 Comparison of pitching moment between computa-
tion and test
返回舱的再入轨道表明，马赫数Ma=25时，对应的飞行高度约为70km，飞行辨识结果表明，从马赫数约27至25时(对应着飞行高度100～70km)，配平攻角略有减小，但幅度远没有低密度风洞试验和理论计算随高度变化的明显。一方面如果这种微弱的变化趋势就是反映了配平攻角在该区域的变化规律，那么实际飞行的配平攻角就要比地面试验和理论预测的低得多。尽管造成配平攻角大小差异的因素可以
第3期梁杰等: 飞船返回舱再入稀薄流域配平特性研究 45
有许多，但其随高度的变化特征是不变的。另一方面也不排除配平攻角这种小的变化可能是攻角振荡引起的，返回舱配平攻角随高度的变化规律无法就此得出。
与“神舟号”飞船返回舱同属大钝体外形的美国“阿波罗”飞船由于公开发表的文献比较多，可以将它的配平特性作一简要对比分析[7-9]。图3是“阿波罗”飞船返回舱配平攻角随马赫数的变化曲线[7]。马赫数越高对应的飞行高度也越高，图中配平攻角的变化规律也无法体现出随着飞行高度的降低配平攻角不断
减小的趋势，反而出现了高马赫数效应。但图4给出的“阿波罗”配平攻角随飞行时间的变化曲线[8]，则可明显看出，在4 400s到4 500s之间的配平攻角由高到低变化达7°之多（对应的飞行高度在104km～76km之间），与前面给出的配平攻角的变化规律是一致的。这说明对于大钝体返回舱外形，高空稀薄区域不能单纯地把马赫数作为关联参数。图3的配平攻角随马赫数的变化曲线，不能完全反映返回舱再入过程配平特性的变化规律，尤其是在稀薄过渡流域。从美国研制“阿波罗”飞船返回舱的经验来看，利用激波后雷诺数和马赫数整理的配平特性曲线是合理的。也就是说在高度约60km以上利用激波后的雷诺数整理风洞试验数据，而飞船返回舱到达马赫数为14以下的高度，用马赫数整理风洞试验数据。低密度风洞是根据试验条件下的克努森数按缩比换算出飞行状态下的分子平均自由程，然后对应返回舱稀薄过渡飞行段标准返回轨道插值计算出相应的模拟高度值。另外，计算、试验和飞行测量所采用的大气参数有所不同。应该指出，地球实际大气的温度、压力和密度等参数并不像标准大气那样只随高度变化，还随地球纬度、经度、季节、昼夜和随机因素的变化而变化[7]。有时实际大气参数的变化对地面预测的气动特性的影响是非常严重的。采用不同的对应关系对配平攻角变化特征的描述也就不同。
图3 “阿波罗”飞船配平攻角随马赫数变化Fig.3
finalists
Trim angle as a function of Mach number 图4 “阿波罗”飞船配平攻角沿再入轨道变化Fig.4 Trim angle as a function of reentry trajectory
4.2影响配平攻角大小的主要因素
由于影响配平攻角大小的因素非常多，下面就几个主要影响因素加以分析。
4.2.1 质心位置影响
因为返回舱外形是采用横偏质心的方法提供再入飞行轨道机动控制所需的配平攻角和配平升阻比，因
台风 英语此，在“阿波罗”飞船研制过程中，美国开展了大量的地面试验和飞行试验来研究飞船质心位置的变化对配平特性的影响。
表1给出了质心位置对“阿波罗”返回舱配平特性的影响[7-8]，表中，cg x为质心纵向位置；cg y为质
心横向位置；αT为配平攻角；（L/D）T为配平升阻比。试验是在阿诺德中心的热射风洞（AEDC-H）和康奈尔航空实验室1.22m激波风洞（CAL-48ST）中进行的，试验中Ma=15.8，攻角范围0°～180°，参考质心位置cg x=0.272m，cg y=0.035m。由表1可见，随质心横偏量
cg
dullness
y的增大，配平攻角和配平升阻比呈
线性增加较大；随质心纵移量
cg
x的增大，配平攻角和配平升阻比呈线性增加较小。所以，质心横偏量主要是调节配平特性用的，而质心纵移量主要是调节静稳定性用的。
46 航天返回与遥感2013年第34卷
表1“阿波罗”返回舱质心位置与配平特性关系
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图5是采用工程方法计算的飞船返回舱质心位置的变化对配平攻角的影响，若以参考质心位置时的配平攻角为参考值，那么质心横偏增量±1%时，配平攻角在80km高度的增量为±5°，在120km高度的增量为±3°。相应的配平升阻比也有不同程度的变化如图6所示。文献[9]采用国际上著名的DSMC
计算软件MONACO计算分析了质心横偏位置对“阿波罗”返回舱配平攻角的影响，计算结果表明质心横偏量改变1%时，配平攻角的改变约为10°左右，见图7（图中Re2d表示波后雷诺数，M表示计算，TL表示风洞试验，横坐标中的e是质心偏离中心轴线的距离，d是底部最大直径），同时配平升阻比也发生显著变化，另外稀薄气体效应会使这种改变加大。这说明质心横偏位置的微小变化，都会对配平特性造成较大的影响。但是我国在“神舟号”飞船返回舱的研制过程中，却没有对质心位置变化对配平特
性影响开展多少研究。利用地面试验数据计算配平攻角时采用的是理论质心位置，这也可能是造成试验与飞行辨识偏差的原因之一。
图5 质心位置变化对返回器配平攻角的影响
popcFig.5 Effects of barycenter positions on trim angle
图6 质心位置变化对返回器配平升阻比的影响
Fig.6 Effects of barycenter positions on trim lift-to-drag ratio 4.2.2 壁面反射模型的影响
计算中采用不同的壁面反射模型也会对稀薄区
域的气动力系数产生影响。以工程计算为例，自由
分子流压力和摩擦力系数计算公式中的法向动量调
节系数n f和切向动量调节系数t f的改变对配平攻
角的影响，图8给出了几种反射系数下返回器配平
攻角沿高度的变化。计算中取n f=1和t f=1相当于
壁面是完全漫反射模型，这种情况是壁面粘性最大
的一种极限。当选取n f=0.5和t f=0.5时相当于壁面
牛津中小学英语网有50%的镜面反射和50%的漫反射，由于壁面粘性
减弱，配平攻角在120km时减少近10°，但是这样
高比例的镜面反射在实际飞行中存在的可能性较图7 质心位置对“阿波罗”飞船配平攻角的影响
英语故事短文Fig. 7 Effects of barycenter positions on Apollo trim angle
