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在航天工程中，火箭的級間分離是決定發(fā)射成敗的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一，一旦分離失敗，整個任務(wù)可能前功盡棄。近年來，隨著數(shù)值仿真技術(shù)的發(fā)展，工程師們已經(jīng)能夠在計算機(jī)中“預(yù)演”分離過程，提前發(fā)現(xiàn)潛在風(fēng)險。

本文將帶你深入某型火箭一二級熱分離的仿真全過程，從建模、網(wǎng)格、邊界條件到運(yùn)動耦合，一步步揭示火箭如何在高速飛行中“安全分手”

01 案例背景：多級火箭的技術(shù)優(yōu)勢與分離挑戰(zhàn)

單級火箭的大速度不超過7公里/秒，難以將目標(biāo)航天器送入預(yù)定軌道，為提高火箭的運(yùn)載能力，目前多采用兩級或多級聯(lián)結(jié)的方式。與單級火箭相比，多級火箭針對不同工況分別設(shè)定各級發(fā)動機(jī)參數(shù)，可使得火箭在飛行過程中更加貼近佳工作狀態(tài)。在整個多級火箭的設(shè)計研發(fā)過程中，分離技術(shù)是每個型號的核心技術(shù)之一。有數(shù)據(jù)表明，在2006-2009年這3年間，全球出現(xiàn)的13次運(yùn)載火箭發(fā)射事故中，有3次來源于級間分離故障。

火箭的級間熱分離是一個流場與運(yùn)動相互耦合的物理過程，單獨(dú)拆分其中之一進(jìn)行研究難免顧此失彼，本文利用網(wǎng)格重構(gòu)技術(shù)，通過六自由度下流場與運(yùn)動耦合的數(shù)值計算方法，對多級火箭的級間熱分離過程進(jìn)行了仿真計算研究。

采用INTESIM-CFD2流體分析軟件對火箭一二級級間熱分離過程進(jìn)行瞬態(tài)分析，查看從點(diǎn)火分離開始的整個過程流場細(xì)節(jié)的變化，探究其全程運(yùn)動規(guī)律，進(jìn)而預(yù)測分離過程的安全性，為未來的設(shè)計與試驗提供理論參考。

02 案例功能特點(diǎn)

所屬物理場：流體場INTESIM-CFD2

案例功能：網(wǎng)格重構(gòu)、六自由度運(yùn)動

分析類型：瞬態(tài)分析

03 案例分析：從幾何模型到運(yùn)動設(shè)置

幾何模型

幾何模型如圖1所示，模型中包含一級箭體、二級箭體以及一二級的級間區(qū)三部分。

圖1 幾何模型

網(wǎng)格劃分

Z=0m截面網(wǎng)格如圖2所示，全域采用四面體網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)3041449。對級間區(qū)進(jìn)行網(wǎng)格加密處理。

（a）計算域網(wǎng)格

（b）級間區(qū)網(wǎng)格

圖2 剖面網(wǎng)格

材料參數(shù)

材料設(shè)置為空氣，屬性設(shè)置如表1所示。

表1 材料屬性

邊界條件設(shè)置

設(shè)定飛行高度為28km，環(huán)境壓力為1586.3Pa，溫度為224.65K，來流馬赫數(shù)為4，來流攻角為2°。0s發(fā)動機(jī)點(diǎn)火，開始級間分離，設(shè)定級間區(qū)靜壓為100000Pa，并且噴管以一定的角速度偏轉(zhuǎn)。

噴管入口采用壓力入口，箭體（包含一級與二級）表面均設(shè)置為絕熱壁面；空氣域外邊界設(shè)置為遠(yuǎn)場邊界。具體參數(shù)設(shè)置如下表所示。

表2 邊界條件參數(shù)設(shè)置

仿真邊界條件如下圖所示。

圖3 仿真邊界條件示意圖

動網(wǎng)格設(shè)置

指定網(wǎng)格光順區(qū)域為全域，凍結(jié)邊界為外流域邊界及一級箭體表面，給定線性求解器、大迭代次數(shù)及目標(biāo)殘差/小單元體積。具體參數(shù)設(shè)置如下圖所示。

圖4 網(wǎng)格光順設(shè)置

指定網(wǎng)格重構(gòu)區(qū)域為全域，勾選局部網(wǎng)格重構(gòu)后，軟件自動選定需要重構(gòu)的網(wǎng)格范圍。給定舊網(wǎng)格重構(gòu)策略與新網(wǎng)格生成控制。具體參數(shù)設(shè)置如下圖所示。

圖5 網(wǎng)格重構(gòu)設(shè)置

六自由度運(yùn)動設(shè)置

指定二級箭體為運(yùn)動邊界，給定箭體質(zhì)量、重力加速度、慣性張量、重心位置。具體參數(shù)設(shè)置如下圖所示。

圖6 六自由度運(yùn)動設(shè)置

運(yùn)動邊界設(shè)置

設(shè)置噴管以0.872665rad/s的角速度繞+Z軸方向旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)中心為（0，-10.098，0）m。具體參數(shù)設(shè)置如下圖所示。

圖7 運(yùn)動參數(shù)設(shè)置

圖8 運(yùn)動邊界設(shè)置

04 仿真結(jié)果：揭示分離全過程流動特性

網(wǎng)格運(yùn)動結(jié)果

查看不同時刻噴口運(yùn)動姿態(tài)、級間分離及網(wǎng)格重構(gòu)效果，如圖9所示。

圖9 級間區(qū)剖面網(wǎng)格

馬赫數(shù)分布

級間區(qū)附近Z=0m剖面馬赫數(shù)云圖如圖10所示，隨著一級箭體與二級箭體的分離，分離區(qū)內(nèi)部的高溫高壓氣體逐漸排出，從0.08s馬赫數(shù)云圖上可以看到分離間隙附近出現(xiàn)了明顯的速度擴(kuò)張區(qū)，隨著分離間隙的加大，速度擴(kuò)張區(qū)消失，噴管內(nèi)形成穩(wěn)定的尾焰。

圖10 級間區(qū)剖面馬赫數(shù)分布云圖

靜壓分布

級間區(qū)附近Z=0m剖面靜壓云圖如圖11所示，發(fā)動機(jī)點(diǎn)火后，二級箭體后封頭中心位置受到氣流的沖擊，隨著時間的發(fā)展，二級箭體在重力與氣動力的作用下持續(xù)下落，后封頭中心位置的靜壓變化趨勢為先增大后減小。

圖11 級間區(qū)剖面靜壓分布云圖

監(jiān)測點(diǎn)靜壓歷程曲線

發(fā)動機(jī)點(diǎn)火后，高溫高壓燃?xì)庠诩夐g區(qū)域內(nèi)傳播，會對壁面產(chǎn)生不良影響，為更好的了解級間區(qū)壁面及前、后封頭的壓力分布狀況，在數(shù)值仿真過程中對該區(qū)域的靜壓進(jìn)行了監(jiān)測。監(jiān)測點(diǎn)分布在各處壁面的特征位置，以便于較全面的反映級間區(qū)內(nèi)各處的參數(shù)變化，包括前封頭上部分弧線中點(diǎn)，一級箭體壁面中點(diǎn)，二級箭體壁面中點(diǎn)、后封頭中心位置以及噴管擴(kuò)張段外壁面后半段中點(diǎn)，監(jiān)測點(diǎn)位置分布示意圖如圖12所示，監(jiān)測點(diǎn)坐標(biāo)如表3所示。

圖12 監(jiān)測點(diǎn)位置分布示意圖

表3 監(jiān)測點(diǎn)坐標(biāo)

監(jiān)測點(diǎn)靜壓歷程曲線如圖13所示。在級間分離初始階段，級間間隙較小，大量燃?xì)獗粌Υ嬖诩夐g區(qū)無法順利排出；隨著級間間隙的增加，級間區(qū)內(nèi)儲存的燃?xì)庵饾u排出，點(diǎn)1、2、5的靜壓歷程表征為先增加后減小。點(diǎn)3、4位于二級箭體，受到發(fā)動機(jī)尾焰的直接沖擊，因此起始階段會有靜壓的陡增；由于噴管尾焰產(chǎn)生的沖擊不是穩(wěn)定沖擊，壓力陡增之后會存在壓力的陡降；由于憋壓過程，靜壓再次增大；終隨著分離距離的增加，靜壓表征為穩(wěn)定下降。處于穩(wěn)定分離階段之后，點(diǎn)3、4仍舊會受到尾焰的沖擊作用，因此終階段點(diǎn)3、4的靜壓會高于點(diǎn)1、2、5靜壓。

圖13 監(jiān)測點(diǎn)靜壓歷程曲線

二級箭體重心歷程曲線

二級箭體重心歷程曲線如圖14所示。

圖14 二級箭體重心歷程曲線

INTESIM-CFD2（密度基流體軟件）軟件基于有限體積密度基算法開發(fā)，主要用于可壓流體的高馬赫數(shù)、高超聲速流場仿真計算，為航空、航天、武器裝備、軌道交通等領(lǐng)域的相關(guān)問題提供解決方案。

從上述案例可以看出，INTESIM-CFD2對于超高溫超高壓分析以及網(wǎng)格重構(gòu)問題具備仿真能力。通過對流場和運(yùn)動的分析，可以為火箭級間熱分離過程的安全性提供理論依據(jù)。

火箭級間熱分離，不僅是力與美的結(jié)合，更是計算科學(xué)與工程實(shí)踐的完美交融。通過高精度仿真，我們不僅“看見”了分離的瞬間，更預(yù)見了安全飛行的每一步。未來，隨著仿真技術(shù)的不斷突破，火箭分離將更加精準(zhǔn)、可靠，為中國航天邁向更深宇宙奠定堅實(shí)基礎(chǔ)。