CN108629090B

CN108629090B - 一种用于设计返回舱气动外形的方法

Info

Publication number: CN108629090B
Application number: CN201810346963.5A
Authority: CN
Inventors: 左光; 郭斌; 张柏楠; 杨雷; 吴文瑞; 侯砚泽
Original assignee: Beijing Space Technology Research and Test Center
Current assignee: Beijing Space Technology Research and Test Center
Priority date: 2018-04-18
Filing date: 2018-04-18
Publication date: 2021-09-17
Anticipated expiration: 2038-04-18
Also published as: CN108629090A

Abstract

本发明涉及种用于设计返回舱气动外形的方法，包括：S1.制定至少两种返回舱气动外形的方案，根据选取条件选出其中的最优方案；S2.根据约束参数对选取的最优方案进行优化，确定出返回舱气动外形；S3.建立返回舱实体，并对所述返回舱实体进行飞行验证。通过采用多种不同的返回舱气动外形方案，并结合选取条件进行对比分析，从而能够进行全面对比不同方案之间的特点，有效的选取出更加适合现阶段飞行任务需求的方案，避免了返回舱的气动外形在后续设计过程中的反复修改，提高了本发明的设计效率。同时，根据选取条件更加有效的选取出成本低，安全性高的方案，从而保证了飞行任务的有效进行。

Description

一种用于设计返回舱气动外形的方法

技术领域

本发明涉及一种用于设计返回舱气动外形的方法，尤其涉及一种用于设计载人返回舱气动外形的方法。

背景技术

返回舱是一种将航天员从外太空安全送回地球表面的航天器。返回舱返回地面时，要穿越高马赫数、低雷诺数的非连续流区，然后进入高超声速、超声速、跨超声速、低超声速的连续流区，其空气动力学问题复杂。因此，返回舱气动外形的设计对返回舱的研制起着先导的制约作用，并贯穿于返回舱研制和发展的全过程。

同时，不同再入速度对返回舱气动外形带来的约束及需求不同，对于以第二宇宙速度再入返回而言，需要更大的升阻比以适应返回舱以第二宇宙速度再入地球大气，会遇到与近地轨道返回再入更严峻的的气动力热环境。飞船返回舱以第二宇宙速度再入地球大气，会遇到与近地轨道返回再入更严峻的的气动力/热环境。尤其是对于大尺寸再入飞行器而言，辐射加热更为剧烈。目前技术中，具有能够满足近地返回任务需求的返回舱，但其无法满足更高速度的再入返回要求，导致缺乏适用于载人的第二宇宙速度再入返回的返回舱。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于设计返回舱气动外形的方法，使返回舱能够满足以第二宇宙速度再入地球大气的要求。

为实现上述发明目的，本发明提供一种用于设计返回舱气动外形的方法，包括：

S1.制定至少两种返回舱气动外形的方案，根据选取条件选出其中的最优方案；

S2.根据约束参数对选取的最优方案进行优化，确定出返回舱气动外形；

S3.建立返回舱实体，并对所述返回舱实体进行飞行验证。

根据本发明的一个方面，步骤S1中，所述选取条件包括研制成本、技术成熟度、有效容积率、力热载荷峰值以及气动稳定性。

根据本发明的一个方面，步骤S2包括：

S21.以满足载人第二宇宙速度再入返回的所述约束参数对选取的最优方案进行优化；

S22.分别通过建立仿真模型和实物模型的风洞试验进行返回舱气动特性分析，确定出所述返回舱的气动外形。

根据本发明的一个方面，所述约束参数包括升阻比、几何尺寸、质心位置、过载以及气动热环境；其中，针对第二宇宙速度再入情况首先对升阻比进行优化，并且结合所述气动热环境、所述质心位置和所述过载对所述几何尺寸进行优化。

根据本发明的一个方面，步骤S22包括：

S221.通过所述几何尺寸建立第一仿真模型，根据所述第一仿真模型生成优化函数，运用优化算法获取第一优化结果；

S222.基于所述第一优化结果、所述升阻比、所述质心位置、所述过载以及所述气动热环境建立第二仿真模型，根据所述第二仿真模型生成目标函数，并获取第二优化结果；

S223.基于所述第二优化结果建立实物模型，并进行CFD仿真结果、风洞试验及飞行试验完成所述返回舱气动特性分析，确定出所述返回舱的气动外形。

根据本发明的一个方面，步骤S221中，当获取所述第一优化结果后，采用另外计算的两组返回舱参数化建模数据对所述第一仿真模型进行复核。

根据本发明的一个方面，所述目标函数满足：

其中，r_CL/CD为升阻比，q为再入飞行过程中返回舱肩部最大外热流。

根据本发明的一个方面，所述目标函数中的升阻比r_CL/CD的范围根据所述质心位置选取的极限值Xcp确定，且所述升阻比r_CL/CD满足r_CL/CD＞0.33。

根据本发明的一个方面，所述目标函数采用序列二次规划算法进行求解，获取所述第二优化结果。

根据本发明的一个方面，步骤S223中，将所述第二优化结果圆整处理，并基于圆整处理后的所述第二优化结果建立所述实物模型。

根据本发明的一种方案，通过采用多种不同的返回舱气动外形方案，并结合选取条件进行对比分析，从而能够进行全面对比不同方案之间的特点，有效的选取出更加适合现阶段飞行任务需求的方案，避免了返回舱的气动外形在后续设计过程中的反复修改，提高了本发明的设计效率。同时，根据选取条件更加有效的选取出成本低，安全性高的方案，从而保证了飞行任务的有效进行。

根据本发明的一种方案，针对最优的方案，通过以满足载人第二宇宙速度再入返回的约束参数进行优化，从而有效保证了该方案能够满足载人第二宇宙速度再入返回的要求，保证了返回舱在实际飞行过程中能够以第二宇宙速度再入时拓宽再入走廊，并且提升返回舱远航程条件的落点精度以及安全性。在进行设计的过程中通过大量CFD仿真计算分析和飞行试验进一步保证了采用本发明的方法设计出的返回舱的气动外形的有效，提高了设计效率，节约了时间，并且通过建立仿真模型和风洞试验还能够及时在设计过程中对方案的进行验证和优化，使返回舱的气动外形更加完善，从而进一步满足载人第二宇宙速度再入返回的要求。

根据本发明的一种方案，采用第一仿真模型进行优化设计，并对根据第一仿真模型的第一优化结果进行复核后，建立第二仿真模型进一步进行优化。通过上述设置，在设计过程中通过建立第一仿真模型进行初始设计并复核合格后进行后续优化设计，保证了初始优化设计阶段结果的正确性，从而保证了后续优化设计的有效，避免了整个优化设计过程的反复修改，提高了优化设计的效率。同时，第一仿真模型和第二仿真模型均为近似模型，从而简化了优化设计过程中的复杂的计算过程，提高了设计效率。

根据本发明的一种方案，通过根据优化结果建立返回舱实体进行飞行验证，从而有效验证了优化结果的有效性，进一步保证基于优化后的方案建造的返回舱能够满足以载人第二宇宙速度再入返回的要求，有效验证了优化结果的有效性，可保证返回舱中航天员的安全。

附图说明

图1示意性表示根据本发明的一种实施方式的方法的流程框图；

图2示意性表示返回舱有翼升力体方案的结构图；

图3示意性表示返回舱无翼升力体方案的结构图；

图4示意性表示返回舱钝头体方案的结构图；

图5示意性表示按照指标对比三种分案的得分图；

图6示意性表示无翼升力体方案的曲线图；

图7为表示无翼升力体方案中返回舱的质心位置的示意图；

图8示意性表示钝头体方案的曲线图；

图9为表示钝头体方案中返回舱的质心位置的示意图；

图10示意性表示根据本发明的钝头体方案中返回舱的结构图；

图11示意性表示以大底球冠半径为单因素变化量获取的变化曲线图；

图12示意性表示以肩部倒角半径为单因素变化量获取的变化曲线图；

图13示意性表示以倒锥角为单因素变化量获取的变化曲线图；

图14示意性表示根据本发明的钝头体方案中返回舱的几何尺寸关系图；

图15示意性表示根据本发明的一种实施方式的返回舱实体结构图；

图16示意性表示根据本发明的一种实施方式的返回舱实体经过飞行验证获取的气动特性图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

如图1所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种用于设计返回舱气动外形的方法，包括：

S3.建立返回舱实体，并对返回舱实体进行飞行验证。

根据本发明的一种实施方式，步骤S1中，选取条件包括研制成本、技术成熟度、有效容积率、力热载荷峰值以及气动稳定性。在本实施方式中，通过对载人飞船任务需求分析可知，在具备执行近地轨道能力的同时还要兼顾深空探测任务。因此载人飞船返回舱需具备以第二宇宙速度再入返回的能力。在本实施方式中，制定三种返回舱气动外形的方案，其分别为有翼升力体方案(参见图2)、无翼升力体方案(参见图3)和钝头体方案(参见图4)。

根据本发明的一种实施方式，通过采用工程研制中最关心的研制成本、运载火箭包络条件下可实现的容积利用率、力热载荷峰值三个参数为主要指标对前述的三种返回舱气动外形的方案进行对比分析，其中。在本实施方式中，通过分别对研制成本、容积利用率、力热载荷峰值设置相应的权重，从而对前述三个方案分别进行打分，最终根据得分对前述三种方案进行选取。在本实施方式中，根据第二宇宙速度再入任务的需求和工程经验，将研制成本的权重设置为0.5，将容积利用率的权重设置为0.3，将力热载荷峰值的权重设置为0.2。通过对前述三种可选的返回舱气动外形的方案进行在该参数的优劣对比两两打分对比，打分结果见下表1。

表1

根据本发明的一种实施方式，表1为前述三种返回舱气动外形的方案的对比分析的最后得分汇总表。由表1可知，钝头体方案的得分最高，为0.8；其次是无翼升力体方案，得分0.6；由于有翼升力体方案在质量系数、再入控制难度、工程研制经验等研制方面以及容积利用率存在较大缺陷，不适宜执行载人深空探测任务，得分为-1.2(参见图5所示)。综上所述，不宜选有翼升力体方案。因此，需要对钝头体方案和无翼升力体方案在气动稳定性两方面进一步深入分析，确定出其中的最优方案。

结合图6和图7所示，根据无翼升力体方案获得的曲线图中，可直观的获取俯仰力矩随攻角变化范围及相对应的质心位置，其中第一曲线A为满足单点稳定的俯仰力矩—攻角曲线。因此根据第一曲线A相对应地将无翼升力体方案中返回舱的质心位置以第一标识a标记。结合图8和图9所示，根据钝头体方案获得的曲线图中，可直观的获取俯仰力矩随攻角变化范围及相对应的质心位置，其中第二曲线B为满足单点稳定的俯仰力矩—攻角曲线。因此根据第二曲线B相对应地将钝头体方案中返回舱的质心位置以第二标识b标记。对比图7和图9所示，钝头体方案中返回舱质心位置配平线和中心线很接近，具有更好的单点稳定特性。对于无翼升力体方案中的典型细长体状返回舱，质心位置需非常靠近飞行器前部才可以满足单点稳定性要求，但这样的质心位置对于近似于细长体的无翼升力体在工程难以是难以实现的，因为返回舱后部要配置大量的设备，重心必然不可能非常靠前。综上所述，选取的最优方案为钝头体方案。

根据本发明的一种实施方式，步骤S2中，包括：

S21.以满足载人第二宇宙速度再入返回的约束参数对选取的最优方案进行优化。在本实施方式中，约束参数包括升阻比、几何尺寸、质心位置、过载以及气动热环境。因此在本步骤中，以满足载人第二宇宙速度再入返回的升阻比、几何尺寸、质心位置(保证静稳定性)、过载以及气动热环境(力热峰值过载)五大约束为目标，其中，针对第二宇宙速度再入情况首先对升阻比进行优化，满足第二宇宙速度再入情况拓宽再入走廊及提升远航程条件的落点精度，并且结合气动热环境、质心位置和过载对几何尺寸进行优化，使返回舱的防热结构满足肩部最大气动加热限制的条件。通过仿真分析、飞行试验开展气动特性分析，确定返回舱气动外形的几何特征尺寸。

S22.分别通过建立仿真模型和实物模型的风洞试验进行返回舱气动特性分析，确定出返回舱的气动外形。在本步骤中包括：

S221.通过几何尺寸建立第一仿真模型，根据第一仿真模型生成优化函数，运用优化算法获取第一优化结果。在本实施方式中，从依据CFD仿真结果得到的气动热和升阻比数值进行参数影响分析结果可以看出，保证升阻比提高和降低返回舱最大外热流是两个相互矛盾的设计方向，难以直接通过影响分析确定最优结果。在本实施方式中，采用Isight软件进行气动外形参数的多目标优化。为降低分析过程的复杂程度以及提高分析效率，在本实施方式中，利用Isight软件使用影响分析时的几何尺寸建立第一仿真模型暨返回舱参数化几何模型，第一仿真模型为近似模型，其中，几何尺寸包括大底球冠半径R、肩部倒角半径Rn以及倒锥角θ。因此，然后以近似模型为分析手段，建立优化问题，运用优化算法进行优化求解。

如图10所示，根据本发明的一种实施方式，根据前述对比可知，选取钝头体方案为最优方案，因此以钝头体方案为例说明，在本步骤中，影响返回舱气动特性分析的几何尺寸分别为大底球冠半径R、肩部倒角半径Rn以及倒锥角θ。因此分别建立关于大底球冠半径R、肩部倒角半径Rn以及倒锥角θ的分析问题进行优化求解。如图11所示，通过以大底球冠半径R为单因素变化量进行第一仿真模型的分析，分别计算出升阻比、质心位置和最大外热流的变化曲线。通过图中可知，升阻比、质心位置和最大外热流的CFD仿真结果基本落在变化曲线上。如图12所示，通过以肩部倒角半径Rn为单因素变化量进行第一仿真模型的分析，分别计算出升阻比、质心位置和最大外热流的变化曲线。通过图中可知，升阻比、质心位置和最大外热流的原始数据基本落在变化曲线上。如图13所示，通过以倒锥角θ为单因素变化量进行第一仿真模型的分析，分别计算出升阻比、质心位置和最大外热流的变化曲线。通过图中可知，升阻比、质心位置和最大外热流的原始数据基本落在变化曲线上。

在本实施方式中，当获取所述第一优化结果后，为确定近似模型是否可以正确反映原问题，采用另外计算的两组返回舱参数化建模数据对第一仿真模型进行复核。在本实施方式中，选取两组几何尺寸数据，首先将两组数据分别进行仿真分析和用前述步骤中得到的优化代理模型近似函数计算，然后对结果进行对比，对比如下表2所示。

表2

由表2中的对比可见，通过采用第一仿真模型的计算结果与仿真分析计算结果(原始数据)基本吻合，因此第一仿真模型具有较高的可信度，可用于进一步优化计算。

S222.基于第一优化结果、升阻比、质心位置、过载以及气动热环境建立第二仿真模型，根据所述第二仿真模型生成目标函数，并获取第二优化结果。在本实施方式中，通过目标函数实现的优化目标为使升阻比最大化，使最大外热流最小化，通过加权法将两个优化目标进行合并，从而获取目标函数。在本实施方式中，目标函数满足：

在本实施方式中，对目标函数进行求解的过程中，分别根据大底球冠半径R、肩部倒角半径Rn以及倒锥角θ的变化范围进行求解，其中倒锥角θ∈[7,22]，大底球冠半径R∈[3500,5000]，肩部圆倒角半径Rn∈[120,240]，通过这三个变量来够构建返回舱的基本参数化模型，然后在此基础上利用CFD仿真结果来修正对目标函数的求解。在本实施方式中，还需要对目标函数设置约束条件，为保证飞行的大底朝前的静稳定性，质心位置选取的极限值Xcp参考神舟飞船质心配置相对位置和上述仿真数据确定的静稳定特性生成；同时，目标函数中的升阻比r_CL/CD的范围根据质心位置选取的极限值Xcp确定，在本实施方式中，升阻比r_CL/CD＞0.33，由于上述求解过程以及使用的第二模型在大底球冠半径R、肩部倒角半径Rn以及倒锥角θ的变化范围内的取值均为光滑的、单调的显式函数模型，因此选用成熟的梯度优化算法——NLPQL(序列二次规划)方法对该目标函数进行求解，得到第二优化结果，如下表3所示。

θ/°	R	Rn	r<sub>CL/CD</sub>	Xcp	q/MW
						18.038	4358.9	150.28	0.34091	0.32185	4.1181

表3

S223.基于第二优化结果建立实物模型，并进行CFD仿真结果、风洞试验完成返回舱气动特性分析，确定出返回舱的气动外形。在本实施方式中，为使得第二优化结果可以用于工程实施，需要对第二优化结果进行圆整处理。优化结果圆整时以大底球冠半径R作为各个主要参数计算参考长度的方式，以及结构设计工程实施需求，考虑在后继飞船方案论证中外形包络变化的可能性，在气动力相似准则的基础上，以返回舱大底球冠半径R为参考长度D，其他特征尺寸取D的固定倍数。上述优化结果圆整后倒锥角θ为18°，大底球冠半径R为1.15D，肩部圆倒角半径Rn为0.04D，参见图14所示。

根据本发明的一种实施方式，步骤S3中，根据圆整后的第二优化结果建立返回舱实体(参见图15)，并对返回舱实体进行飞行验证。通过采用运载工具将返回舱实体运送到相应高度，使返回舱实体进行返回过程的飞行验证。在验证过程中获取返回舱气动参数，从而实现返回舱气动外形的验证。如图16所示，经过飞行验证返回舱实体再入飞行全程理论计算弹道与外测弹道基本一致，同一时刻高度最大偏差约为2km，因此返回舱的气动外形的气动特性(升阻比、俯仰力矩等)与设计结果一致(如图16所示)，证明了返回舱的气动外形设计准确。在本实施方式中，还可以以等比例缩小的方式建立返回舱实体，验证过程中能够保证返回舱实体以第二宇宙速度返回即可。

上述内容仅为本发明的具体方案的例举，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。

以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种用于设计返回舱气动外形的方法，包括：

S2.以满足载人第二宇宙速度再入返回的约束参数对选取的最优方案进行优化；其中，所述约束参数包括升阻比、几何尺寸、质心位置、过载以及气动热环境；

S3.通过所述几何尺寸建立第一仿真模型，根据所述第一仿真模型生成优化函数，运用优化算法获取第一优化结果；

S4.基于所述第一优化结果、所述升阻比、所述质心位置、所述过载以及所述气动热环境建立第二仿真模型，根据所述第二仿真模型生成目标函数，并获取第二优化结果；

S5.基于所述第二优化结果建立实物模型，并进行CFD仿真结果、风洞试验及飞行试验完成所述返回舱气动特性分析，确定出所述返回舱的气动外形；

S6.建立返回舱实体，并对所述返回舱实体进行飞行验证。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤S1中，所述选取条件包括研制成本、技术成熟度、有效容积率、力热载荷峰值以及气动稳定性。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述约束参数中，针对第二宇宙速度再入情况首先对升阻比进行优化，并且结合所述气动热环境、所述质心位置和所述过载对所述几何尺寸进行优化。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，步骤S3中，当获取所述第一优化结果后，采用另外计算的两组返回舱参数化建模数据对所述第一仿真模型进行复核。

5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述目标函数满足：

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述目标函数中的升阻比r_CL/CD的范围根据所述质心位置选取的极限值Xcp确定，且所述升阻比r_CL/CD满足r_CL/CD＞0.33。

7.根据权利要求5或6所述的方法，其特征在于，所述目标函数采用序列二次规划算法进行求解，获取所述第二优化结果。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，步骤S223中，将所述第二优化结果圆整处理，并基于圆整处理后的所述第二优化结果建立所述实物模型。