贾贺 姜璐璐 薛晓鹏 荣伟 王奇

超声速透气降落伞系统的气动干扰数值模拟研究

贾贺1,2姜璐璐3薛晓鹏3荣伟1,4王奇1

（1 北京空间机电研究所，北京 100094） （2 南京航空航天大学航空学院，南京 210016）（3中南大学航空航天学院，长沙 410083）（4 中国空间技术研究院航天器无损着陆技术核心专业实验室，北京 100094）

盘–缝–带伞是目前主流的火星用超声速降落伞，然而由于其阻力性能的限制，新一代的火星探测任务已经开始考虑采用环帆伞来获得足够的阻力性能。同时，在超声速条件下，由于稳定性的需要，透气性对降落伞系统减速性能的影响研究日益受到重视。文章基于计算流体力学方法对不同孔隙率的降落伞系统模型进行数值模拟，旨在分析开缝位置及孔隙率对环帆伞气动性能的影响机理。结果表明：在马赫数为2的大拖拽距离比条件下，无缝环帆伞系统流场与盘–缝–带伞有较大区别，主要表现在伞前激波的形成过程及前体尾流和伞前激波的作用阶段上。此外，开缝产生的孔隙率对环帆伞的减速性能有较大影响。开缝伞形的阻力性能劣于无缝伞形，但稳定性能显著高于无缝伞形。而前缝伞形的稳定性能及阻力性能均优于后缝伞形。该结果对超声速降落伞的伞型结构透气性参数设计有一定的参考价值。

超声速降落伞 环帆伞 透气性 气动干扰 数值模拟 深空探测

0 引言

至今，成功的火星探测任务中，超声速降落伞是必需的气动减速装置，其主要作用就是将探测器从超声速减至亚声速，为探测器实现软着陆创造有利条件[1-2]。用于火星大气层减速阶段的降落伞减速技术可追溯至美国NASA的“海盗号”计划，其所采用的盘–缝–带伞便一直沿用至今，并在2012年成功使“火星科学实验室任务”(Mars Science Laboratory，MSL)在火星表面实现软着陆。但随着航天任务的升级，着陆载荷质量进一步增加，单级的盘–缝–带伞减速性能已无法满足需求。因此，美国NASA在经过多次试验后，决定采用超声速环帆伞[3]。然而，由于伞衣均为织物织成，织物间不可避免的存在孔隙，形成织物的透气性，近年来NASA已开展了针对缩比尺寸的MSL降落伞和超声速环帆伞的风洞试验，发现织物透气性对降落伞的气动特性影响显著[4]。然而，超声速条件下织物透气性的数值模拟研究难度极大，至今鲜有报道。并且，由于织物透气性随着伞衣内外压差的变化会出现动态变化[5-7]，这给织物透气性的影响机理研究带来了挑战，所以，有学者将织物透气性等效为有效孔隙率[8]，使其与结构透气性所形成的孔隙率综合考虑为总孔隙率[8-9]。由此可知，降落伞的透气性影响是由织物透气性及结构透气性共同作用导致，而总孔隙率严重影响超声速降落伞系统的阻力和稳定性能[8-9]。

为了研究织物透气性和结构透气性对于超声速降落伞气动性能的影响，本文拟假设织物透气性已等效为有效孔隙率，研究总孔隙率对于超声速环帆伞周围的气动干扰及其性能表现的影响机理。已有研究表明降落伞的阻力性能与开缝方式及结构透气量密切相关[10]。因此，本研究将通过对超声速环帆伞的不同位置开缝，开展总孔隙率的大小与开缝位置对于超声速降落伞系统周围流场结构的影响机理，分析该影响下超声速环帆伞阻力与稳定性能的变化规律。

1 二维降落伞模型

本研究以二维降落伞系统为研究对象，其简化模型包括前体太空舱及降落伞，如图1所示。前体是简化为底角为=70°的梯形，环帆伞尺寸取自文献[11]中使用的超声速环帆伞，并简化为半圆形伞盘，具体的设计参数见表1。另外，研究中首先以盘–缝–带伞为计算模型，验证数值模拟方法。盘–缝–带伞简化为圆弧形伞盘与长方形伞带，尺寸采用文献[12]中相同的伞型数据，该盘–缝–带伞为简化的MSL降落伞伞型，具体参数设计见表2。图中，为前体底面到伞体入口处的距离；/为拖拽距离比；为盘径；为前体直径；D为伞盘深度；V为顶孔宽度；G为缝宽；B为带宽；λ为开缝位置；为伞衣厚度，尺寸取伞盘直径的5%。

本研究目的为分析不同透气性对超声速降落伞的减速性能和稳定性能的影响机理。

图1 本文所使用的模型

Fig.1 Model used in this study

表1 环帆伞外形参数

Tab.1 Model size for ringsail parachute

表2 盘–缝–带伞模型尺寸

Tab.2 Model size for DGB parachute

图2 不同透气性环帆伞伞盘

Fig.2 Different ringsail canopy models

2 计算条件和数值方法

本研究计算中的来流条件如表3所示，据取自文献[12]，以验证数值模拟方法的有效性和正确性。需要注意的是，文献[12]中，来流条件中采用单位长度的雷诺数，本文也参照此参数，单位长度的雷诺数为9.9×106。

表3 本研究计算所用的来流条件

Tab.3 Freestream conditions used in this study

本团队的前期研究在已发表在文献[13]中，盘–缝–带伞模型通过网格无关性检验，采用网格数为 162 650，近壁面最小网格间距为0.04的中等网格。本研究中采用的网格密度与盘–缝–带伞模型一致，无缝伞形采用网格数为186 634，前缝伞形采用网格数为248 578，后缝伞形采用网格数为248 606。

本研究基于密度求解器，计算方程选用可压缩理想气体N-S方程，控制方程采用有限体积法进行离散，时间格式采用非定常瞬态格式，时间推进采用隐式推进。数值模拟采用Improved Delayed-DES（IDDES）湍流模型，在边界设置上，降落伞伞衣均设置为无滑移的绝热壁面，入口为来流参数，出口参数通过中心差分计算。本数值方法通过时间无关性检验，选择计算时间步长为10–7s、10–5s和10–4s，由于本研究中伞形流场周期时长较长，流场结构变化复杂，选择更小步长对流场结构差异较小，而更大的步长会导致流场结构不能完全展示，因此选用10–5s。计算超过15个流场周期，取计算步数为20 000步。

3 计算结果分析

3.1 计算方法验证

为了保证计算结果的准确性，本研究的仿真分为两部分。首先针对盘–缝–带伞系统进行仿真，将仿真结果与文献[12]数据进行对比，以验证计算方法的可行性。然后在此基础上用相同的计算方法对环帆伞系统进行仿真并对计算结果进行对比，分析不同透气性对降落伞系统减速性能的影响。

文献[13]中具体分析了盘–缝–带伞系统流场结构的周期性变化规律，发现盘–缝–带伞系统周围的流场结构及其驱动模式与文献[12]一致，同时，本研究仍然采用相同的数值方法模拟相同的盘–缝–带伞系统求得的平均阻力值2 627.64N与文献[12]数据2 860N的误差8.1%在允许范围内，说明本研究采用的数值方法是有效的，计算结果是可靠性的。

另外，需要说明的是，本研究中采用的二维模型尺寸均来自于真实降落伞，其尺寸与三维模型截面尺寸一致。但由于本研究中采用的前体模型是简化为底角为=70°的梯形模型，与文献[12]中采用的MSL探测器前体模型不同，且文献[12]为三维的数值模拟研究，因此，在本研究中获得的平均阻力结果会存在一定的误差，然而，其在可允许范围之内，即误差对工程实用性影响较小，证明本研究可采用二维模型进行数值模拟分析。

3.2 无缝伞形流场结构分析

在本研究中，开缝伞形是在无缝伞形的基础上进行设计的伞形，首先针对无缝伞形进行分析。

从仿真结果来看，无缝伞形的流场结构呈周期性变化。图3为一个周期（）内不同时刻的流场结构变化。首先，伞内激波在伞盘对称轴位置产生（图3（a））。由于伞内激波前后存在压差，激波后高压区向前扩散，推动伞内激波向前推进。伞内激波推进至伞体端口处，与两侧端口产生的激波相融合形成伞前激波（图3（b））。伞前激波与前体产生的亚声速尾流相互作用，伞内高压区不断向前体方向推进，伞内压力逐渐降低。当高压区扩散至前体时，伞前激波沿远离对称轴的方向向两侧扩散（图3（c）），并逐渐与前体激波相融合，前体激波角度增加，前体周围压力增加。此时流场流动模式为宽尾流作用阶段（过渡阶段）。同时，伞内气体因失去伞前激波的约束不断向伞外两侧散逸，伞内压力进一步降低（图3（d）），但伞前激波与前体激波完成融合，前体压力值达到最大。此时，前体位置压力高而伞内压力低，前体激波后高压区在顺压力梯度驱动下向伞内扩散，前体激波角度逐渐减小，前体周围压力降低，伞内对称轴位置重新出现高压区，整个降落伞系统的流场结构变化进入下一个周期。

图3 无缝伞形系统的周期流场（左侧为压力云图，右侧为马赫数云图）

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

无缝伞形系统流场的周期结构与盘–缝–带伞有较大不同。最大的区别在于盘–缝–带伞系统流场中伞前激波与前体亚声速尾流的作用阶段同时存在窄尾流/伞前激波作用阶段及宽尾流过渡阶段，而无缝伞形系统流场只存在宽尾流过渡阶段。此外无缝伞形系统流场中伞前激波为伞内激波与端口激波相融合而形成的，而盘–缝–带伞系统流场中伞前激波是尾流产生的多道压缩波在伞前叠加的结果。

此外，由于拖拽距离长，该无缝伞形系统流场结构变化的周期性较小拖拽距离比模型不明显，伞内高压区的中心位置在流场结构变化的某些周期内存在偏离对称轴线的现象。当伞内高压区的中心位置不在轴线上时，在伞前激波产生时，伞内高压区中存在更多的涡结构，导致高压区推动伞前激波向前扩散时伞前激波不稳定，前体尾流与伞前激波的相互作用过程更加复杂，且不稳定的伞前激波开始向两侧扩散时的初始位置距伞体端口位置更近，缩短周期时长，影响降落伞系统流场结构的周期性（见图4）。

图4 无缝伞形的周期阻力变化

Fig 4. Time variations of drag for no seam canopy

3.3 不同开缝位置结构透气性影响

降落伞的阻力性能及稳定性能与伞形设计是密切相关的。开缝伞形的流场结构变化与无缝伞形类似，但由于伞体开缝的影响，周期性较无缝伞形弱。图5为不同透气性对伞体阻力性能的影响。由于伞体增加了开缝导致的透气性，伞内气体会通过伞体开缝位置向外散逸，致使伞内压力降低，因此开缝伞形伞内较无缝伞形伞内的阻力值更低。此外，由于后缝伞形的开缝位置距离伞内高压区的产生位置更近，即在伞内高压区产生伊始，刚产生的高压气体便会通过开缝位置向外散逸，不利于伞内高压区的进一步积累。并且，在此时散逸的气体压力值略高于高压区扩散至前缝位置散逸的气体压力值（见图6），因此，当伞前激波形成时，后缝伞形伞内的阻力值低于前缝伞形伞内的阻力值。

图5 不同透气性伞形阻力对比

图6 不同开缝伞形局部压力图

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

图7展示了伞体开缝对伞体侧向力的影响。伞体的侧向力变化规律与其稳定性能是紧密联系的。从图7中可看出，无缝伞形的侧向力变化周期性更为明显且波动范围更大。产生这种结果的原因来自两方面：一是来自伞体内外压差的影响。无缝伞形伞体内外压差更大，所以伞体的稳定性更差；二是来自伞体内部流场的影响。无缝伞形伞体内部流场内的涡分布不对称且大小不一（见图8（a）），导致伞体两侧压力分布不均匀，所以伞体的侧向力变化更剧烈。此外，对于不同开缝位置的伞形，前缝伞形伞体内的涡分布于开缝位置与伞体顶部之间（见图8（b）），此处伞体与对称轴线之间的夹角大，伞内气体对伞体的压力中，侧向分力占比较少，压力更多的表现为平行于对称轴线的阻力。而后缝伞形伞内流场的涡位于开缝位置至伞体端口之间（见图8（c）），此间伞体与轴线之间的夹角小，伞内气体对伞体的压力更多的表现为侧向分力。并且，前缝伞形伞内流场的涡分布较对称，大小相近。因此前缝伞形的侧向力变化更小，稳定性较后缝伞形更好。

图7 不同透气性伞形的侧向力对比

图8 不同透气性伞形伞内流线图对比

Fig.8 Comparison of streamline diagrams in canopy

4 结束语

本文主要针对不同孔隙率及开缝位置对环帆伞阻力和稳定性能的影响机理开展了初步研究。结果表明，在=2的大拖拽距离比条件下，无缝伞形流场结构与盘–缝–带伞有较大区别。盘–缝–带伞系统中伞前激波与前体亚声速尾流的作用阶段同时存在窄尾流/伞前激波作用阶段及宽尾流过渡阶段，而无缝伞形只存在宽尾流过渡阶段，且无缝伞形伞前激波的形成方式与盘–缝–带伞有较大区别。另外，在伞体的不同位置开缝，其形成的总孔隙率对伞体的气动性能有明显影响。开缝伞形（高总孔隙率）的阻力性能劣于无缝伞形，但稳定性能显著高于无缝伞形（低总孔隙率）；而前缝伞形的稳定性能及阻力性能则均优于后缝伞形。

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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

贾贺，男，1983年生，2009年获中国空间技术研究院飞行器设计专业硕士学位。研究方向为航天器进入减速着陆技术。E-mail：chinajiah@163.com。

姜璐璐，女，1996年生，2017年获中南大学探测制导与控制技术学士学位，现于中南大学航空航天学院航空宇航科学与技术专业攻读硕士学位，研究方向为高速空气动力学和气动减速技术。E-mail：397477033@qq.com。

2019-08-12

国家自然科学基金（11702332）；湖南省自然科学基金（2018JJ3627）；北京空间机电研究所开放基金

贾贺, 姜璐璐, 薛晓鹏, 等. 超声速透气降落伞系统的气动干扰数值模拟研究[J]. 航天返回与遥感, 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)

（编辑：陈艳霞）