低空高速飛行器整流罩分離技術(shù)研究現(xiàn)狀和展望①

朱學(xué)昌，李浩遠(yuǎn)，喻天翔，宋筆鋒

(1．西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072;2．北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

當(dāng)運(yùn)載火箭/導(dǎo)彈在大氣中飛行時，整流罩用于保護(hù)衛(wèi)星、彈體及其他有效載荷，以防止衛(wèi)星受到氣動力、氣動加熱及聲振等有害環(huán)境的影響，是運(yùn)載火箭的重要組成部分。當(dāng)火箭或?qū)楋w行到一定高度時，必須及時將整流罩分離并拋棄，以便有效載荷正常工作和減輕飛行器的后續(xù)質(zhì)量，使飛行器的作用得到有效發(fā)揮。整流罩分離能否成功，直接影響飛行任務(wù)的成敗，航天發(fā)展史上因整流罩分離失敗導(dǎo)致飛行失敗的案例不少，最近的一次在2011年3月4日，美國軌道科學(xué)公司用金牛火箭發(fā)射氣象衛(wèi)星就是因?yàn)檎髡址蛛x失敗而導(dǎo)致發(fā)射失?。?］，這是繼2009年同樣原因的第二次失?。?］。

整流罩分離技術(shù)可分為分離方案和分離過程計(jì)算。分離方案是針對不同環(huán)境、不同任務(wù)的運(yùn)載器設(shè)計(jì)適合的整流罩構(gòu)型和分離方式;分離過程計(jì)算是通過地面試驗(yàn)或仿真，獲得整流罩分離軌跡、彈性變形及分離參數(shù)等，以保證分離運(yùn)動的安全。

長期以來，隨著航天技術(shù)和彈道導(dǎo)彈技術(shù)的成熟，各國對太空的探索活動日益頻繁。另外，隨著導(dǎo)彈對機(jī)動、突防等功能的要求，特殊彈道的研究日益活躍，尤其是低彈道導(dǎo)彈能夠?qū)崿F(xiàn)一些常規(guī)彈道難以實(shí)現(xiàn)的目標(biāo)，其優(yōu)勢逐漸顯現(xiàn)出來。隨著任務(wù)要求的提高，火箭或?qū)椀恼髡忠残枰顚哟蔚难芯颗c突破。整流罩分離技術(shù)作為運(yùn)載器能否完成任務(wù)的關(guān)鍵點(diǎn)，因此引起了廣泛關(guān)注。

本文對目前整流罩各種分離方式的優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行分析，找出適合低空高速下分離的方式，并分析低空高速整流罩分離技術(shù)的特點(diǎn)以及技術(shù)涉及的研究內(nèi)容。

1 整流罩類型及分離方式分析

1．1 整流罩結(jié)構(gòu)類型

根據(jù)運(yùn)載器的任務(wù)不同，整流罩的類型及分離方式各異。導(dǎo)彈、火箭高速飛行器整流罩，根據(jù)結(jié)構(gòu)外形主要分為圓錐形、圓錐－圓柱形和圓錐－圓柱－倒錐形，如圖1所示。

圖1 整流罩的結(jié)構(gòu)外形Fig．1 Fairing structural shape

在火箭(或?qū)?直徑相同的情況下，3種整流罩的對比情況如下:

(1)圓錐形整流罩一般比較短小，整流罩內(nèi)有效載荷小、儀器設(shè)備少，整流罩下端直徑與火箭和導(dǎo)彈的直徑相同，氣動特性好。

(2)圓錐－圓柱形整流罩比圓錐形整流罩大，其內(nèi)的有效載荷和儀器設(shè)備較多，用于火箭(或?qū)?直徑與整流罩直徑相同的情況，氣動特性較好。

(3)圓錐－圓柱－倒錐形整流罩大，整流罩內(nèi)有效載荷大、儀器設(shè)備多，整流罩外徑比火箭(或?qū)?直徑大，這種整流罩由于有倒錐，氣動特性復(fù)雜。

隨著生產(chǎn)技術(shù)水平的提高，錐－柱的過渡方式可由漸變的方式取代，如母線漸變的卡門頭部、西爾斯－哈克旋成體前半部［3］等，這樣的整流罩阻力更小，能提高運(yùn)載能力。

1．2 整流罩分離方式

目前，國內(nèi)外火箭、導(dǎo)彈等飛行器分離整流罩分離方式有整體拔罩分離、兩瓣旋轉(zhuǎn)分離、兩瓣平推分離、多瓣旋轉(zhuǎn)分離和多瓣平推分離等方式。

(1)整體拔罩分離。整流罩與運(yùn)載器橫向解鎖后，將整流罩向前推，使整流罩拔出，然后再使整流罩側(cè)向運(yùn)動偏離火箭飛行軌道［4］。這種分離方式的優(yōu)點(diǎn)是分離過程中整流罩為一整體，剛度好，變形小;缺點(diǎn)是分離相對運(yùn)動距離長，需要導(dǎo)向，而且需要在整流罩上安裝固體小火箭以提供分離力。對于錐－柱－錐形整流罩不適用。在低空高速下分離時，整流罩受到的氣動阻力和干擾力較大，應(yīng)用受到一定的限制。

(2)兩瓣旋轉(zhuǎn)分離。整流罩先沿橫向與運(yùn)載器解鎖，然后縱向解鎖成2個半罩，在推力(如彈簧力)作用下，每個半罩繞其與箭體的連接鉸鏈旋轉(zhuǎn)到一定角度后，整流罩與鉸鏈脫鉤，并向外運(yùn)動，完成與運(yùn)載器的分離［5－10］。該分離方式的優(yōu)點(diǎn)是需要的分離推力比較小，整流罩與運(yùn)載器的分離距離小，分離過程中有鉸鏈限位，一般不會與運(yùn)載器碰撞，適用的范圍比較廣;缺點(diǎn)是需要進(jìn)行橫向和縱向2次解鎖，需要設(shè)置鉸鏈，而且需要比較多的彈簧提供分離力，機(jī)械結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜?，F(xiàn)大型火箭多采用此類分離方式。在低空高速下分離時，氣動力可作為分離的部分動力。

(3)兩瓣平推分離。該方式也是將整流罩先沿橫向與運(yùn)載器解鎖，然后縱向解鎖成2個半罩，之后兩半罩在推力作用下平動，遠(yuǎn)離運(yùn)載器，實(shí)現(xiàn)整流罩分離［11］。該方式的優(yōu)點(diǎn)是無需鉸鏈和固體小火箭，結(jié)構(gòu)相對簡單;缺點(diǎn)是分離過程中2個半罩運(yùn)動不受控，半罩姿態(tài)變化大，可能與運(yùn)載器碰撞，一般只適用于高空、氣動力可忽略的情況。例如長征二號E火箭，其整流罩分離采用“平移－翻轉(zhuǎn)”方式，2個半罩分離后先向外平移15 mm，然后繞鉸鏈旋轉(zhuǎn)分離，兩半罩的分離解鎖用導(dǎo)爆索線性分離裝置，彈簧提供分離初始旋轉(zhuǎn)力矩，用限位銷控制平移距離，分離外界為真空。

(4)多瓣旋轉(zhuǎn)分離與兩瓣旋轉(zhuǎn)分離類似，只是整流罩解鎖后分解成多瓣而不是兩瓣;多瓣平推分離也與兩瓣平推分離類似［12－13］。

綜上所述，旋轉(zhuǎn)分離方式由于在分離初期有運(yùn)動限位機(jī)構(gòu)，且氣動力可作為部分分離動力，比較適合用于低空高速下的整流罩分離。

1．3 低空高速整流罩分離技術(shù)特點(diǎn)和研究內(nèi)容

低空高速整流罩分離運(yùn)動相比于目前運(yùn)載火箭、導(dǎo)彈等高空高速或低空低速分離運(yùn)動［14－16］最大的區(qū)別在于面臨來流空氣的高動壓，氣動力的影響占主導(dǎo)地位。故低空高速飛行器整流罩的分離過程涉及空氣動力學(xué)及流固耦合等問題，更加復(fù)雜。目前，低空高速整流罩分離技術(shù)研究主要分三方面:

(1)稠密大氣層內(nèi)高馬赫數(shù)的整流罩分離流場計(jì)算。相對于高空整流罩分離運(yùn)動，低空分離中空氣動力與現(xiàn)在推力裝置提供的確定推力不同，它與分離時火箭攻角、飛行速度、整流罩內(nèi)有效載荷形狀等因素密切相關(guān)，變化范圍大，且試驗(yàn)條件難以模擬，數(shù)值計(jì)算困難。

(2)低空環(huán)境巨大的氣動力使罩體結(jié)構(gòu)變形。大型整流罩為薄壁殼結(jié)構(gòu)，整流罩分離過程中彈性變形大，整流罩與其內(nèi)有效載荷間的間隙小，彈性變形會減小此間隙，從而影響分離，因此分離過程必須考慮整流罩在各種載荷作用下的彈性變形。

(3)流場－運(yùn)動－變形一體化耦合分析。整流罩分離高度降低后，空氣動力成為主要的分離推動力。流場－運(yùn)動－變形一體化耦合分析將是后續(xù)整流罩分離必須解決的問題，是分析研究的趨勢。

2 整流罩分離關(guān)鍵技術(shù)及其發(fā)展

2．1 整流罩拋罩流場計(jì)算問題

整流罩拋罩屬于流體與剛體運(yùn)動及二者互相耦合的復(fù)雜問題，同類的問題還有飛機(jī)外掛物的投放，飛機(jī)座艙蓋的拋離，火箭級間分離、飛機(jī)彈射救生等。這類主要由氣動力決定的分離過程，具有馬赫數(shù)高、動壓大、迎風(fēng)面積大、質(zhì)量輕等特點(diǎn)，流動呈現(xiàn)高度非定常和非線性復(fù)雜特征并伴隨著多體間強(qiáng)相互干擾，無論是理論分析、風(fēng)洞試驗(yàn)或數(shù)值計(jì)算，準(zhǔn)確預(yù)計(jì)整流罩分離運(yùn)動都有一定難度，給空氣動力學(xué)研究帶來新的難題。

針對此類運(yùn)動的流場分析求解，目前國內(nèi)外一般采用以風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)為主的試驗(yàn)方法和數(shù)值計(jì)算方法。在此類問題的實(shí)驗(yàn)研究中除了馬赫數(shù)、幾何外形等空氣動力學(xué)相似條件外，還需要滿足Froude相似律、重定律或輕定律等運(yùn)動特性相似條件，因此試驗(yàn)條件和模型設(shè)計(jì)非?？量蹋?7］，這使得國內(nèi)外把目光投在計(jì)算流體力學(xué)，開展研究此類問題。

地面風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)主要有非定常流動確定模型運(yùn)動特性的自由飛實(shí)驗(yàn)以及定常流動確定模型運(yùn)動特性的可控軌跡系統(tǒng)(Captive Trajectory Support，CTS)實(shí)驗(yàn)，而相對運(yùn)動的多體動力學(xué)系統(tǒng)流動數(shù)值模擬常用的方法有類似于CTS試驗(yàn)的準(zhǔn)定常計(jì)算方法和直接模擬非定常流動特性的計(jì)算方法。1997年，美國對飛機(jī)投放外掛物研究發(fā)現(xiàn)［18］，計(jì)算模擬得到的氣動力預(yù)測飛行軌跡，比CTS試驗(yàn)更接近飛行試驗(yàn)彈道，主要原因是采用準(zhǔn)定常假設(shè)的CTS試驗(yàn)未能反映流動非定常特性?；谶@種認(rèn)識，美國很重視發(fā)展數(shù)值模擬和飛行試驗(yàn)技術(shù)。

國內(nèi)從20世紀(jì)90年代后期開始，大部分研究采用基于重疊網(wǎng)格技術(shù)的準(zhǔn)定常計(jì)算方法，近幾年國外探討分離過程主流是發(fā)展動網(wǎng)格技術(shù)。動網(wǎng)格技術(shù)有非結(jié)構(gòu)動網(wǎng)格技術(shù)(Dynamic Unstructured Method，DUM)和雜交重疊網(wǎng)格(Chimera Grid Method，CGM)。CGM通過相對運(yùn)動的子塊網(wǎng)格來實(shí)現(xiàn)飛行物體之間相對運(yùn)動，每一個塊內(nèi)網(wǎng)格可以采用較為成熟的網(wǎng)格技術(shù)，生成以后網(wǎng)格點(diǎn)之間相對靜止;CGM計(jì)算效率稍高，但是每一步需要處理相對運(yùn)動引起的塊與塊之間的信息交換，頻繁的插值將帶來誤差傳遞和累積;另外對于包含激波的流動，線性插值限制了計(jì)算精度的提高。國內(nèi)楊愛明等模擬直升機(jī)前飛旋翼［19］、劉鑫等對重疊網(wǎng)格預(yù)處理的研究［20］、李孝偉等數(shù)值模擬飛機(jī)外掛物投放［21］，另外還有北京空氣動力研究所紀(jì)楚群、張玉東等［22］、南京航天航空大學(xué)招啟軍、徐國華等［23］都采用CGM取得了較好成果。DUM采用網(wǎng)格變形來描述物體的相對運(yùn)動，近幾年南京航空大學(xué)的伍貽兆［24］和氣動中心張來平［25］采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格/非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格相結(jié)合的研究路線，該方法在仿真計(jì)算中應(yīng)用很多［26－28］。常用的網(wǎng)格變形模型有彈簧近似(Spring Analogy)模型、彈性體(Elasticity Method)模型和代數(shù)模型。國防科大的郭正［29］對標(biāo)準(zhǔn)彈簧近似模型進(jìn)行改進(jìn)，加入表示扭轉(zhuǎn)彈簧效應(yīng)的修正因子，使網(wǎng)格邊扭轉(zhuǎn)受到約束，克服了標(biāo)準(zhǔn)彈簧近似方法在二維或三維扭曲最嚴(yán)重時出現(xiàn)的網(wǎng)格邊互相交叉，避免了頻繁的局部重構(gòu)，取得了很好效果。

結(jié)構(gòu)網(wǎng)格優(yōu)點(diǎn)是技術(shù)成熟，網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)簡單，流場計(jì)算精度高，邊界處理能力強(qiáng);其缺點(diǎn)是幾何形狀復(fù)雜的計(jì)算區(qū)與網(wǎng)格劃分不夠靈活。非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格最大的優(yōu)點(diǎn)是劃分簡單，網(wǎng)格劃分周期短。在整流罩分離計(jì)算中，應(yīng)根據(jù)整流罩尺寸、罩內(nèi)有效載荷的幾何外形、所處工況以及分離方式和分離載荷來確定流場計(jì)算分析方法，以獲得較為準(zhǔn)確的氣動載荷條件。

2．2 整流罩分離安全問題

整流罩分離后罩體分散開來，罩體運(yùn)動軌跡可能與運(yùn)載器的飛行軌跡產(chǎn)生干涉，影響任務(wù)安全。在目前的研究中，整流罩分離的可靠性是研究的熱點(diǎn)。Anandhanarayanan K等［30］在導(dǎo)彈分離動力學(xué)研究中提到拋罩等研究首要任務(wù)就是保證安全，并提出分離運(yùn)動的類比性研究方法和初步的分離可靠性研究進(jìn)展。張永杰等［31］針對整體式整流罩采用最小二乘法擬合罩體運(yùn)動軌跡，利用蒙特卡羅法計(jì)算罩體運(yùn)動的可靠度。整流罩分離運(yùn)動涉及流體力學(xué)、固體力學(xué)等多學(xué)科，Melike Nikbay等［32］在研究氣彈系統(tǒng)時提出基于可靠性的多領(lǐng)域結(jié)合設(shè)計(jì)優(yōu)化方法，解決結(jié)構(gòu)和氣動力的不確定性，給整流罩分離運(yùn)動的可靠性研究提供了方法。

此外，在低空高速下氣動力較大，薄壁結(jié)構(gòu)的整流罩會發(fā)生較大的彈性變形，由此將減小整流罩與罩內(nèi)有效載荷的安全間隙，嚴(yán)重時會導(dǎo)致毀傷有效載荷。整流罩在復(fù)雜氣動力作用下的彈性變形涉及到氣動特性和結(jié)構(gòu)動特性，分析計(jì)算復(fù)雜，目前開展大氣動力與結(jié)構(gòu)彈性變形研究的還不多。

2．3 分離過程動力學(xué)問題及仿真技術(shù)

早期研究認(rèn)為，拋罩運(yùn)動為剛體的平動與轉(zhuǎn)動，以及罩體的彈性變形，但彈性變形和剛體運(yùn)動是不耦合的。因此，在阿里安－Ⅳ火箭和大力神－Ⅳ火箭整流罩分析［33－34］時，將剛體運(yùn)動和彈性運(yùn)動分別建模分析，最后進(jìn)行疊加。

根據(jù)國內(nèi)外研究經(jīng)驗(yàn)，整流罩分離運(yùn)動的研究可分為是否考慮氣動力對整流罩分離運(yùn)動的影響和是否考慮罩體彈性變形和剛體運(yùn)動的偶合作用兩個層面。在低空高速飛行器整流罩分離運(yùn)動中，進(jìn)行整流罩分離的動力學(xué)分析，按照多體動力學(xué)的方法［35］，既要考慮氣動力對整流罩分離運(yùn)動的影響，又要考慮彈性變形和剛體運(yùn)動的耦合。

隨著運(yùn)載的需求，整流罩結(jié)構(gòu)越來越向大型發(fā)展，而大型整流罩結(jié)構(gòu)的柔性相對增加，在整流罩分離時極易發(fā)生扭轉(zhuǎn)和彎曲等各種形式的振動，“呼吸運(yùn)動”尤為明顯;而且低空環(huán)境分離的要求更是給整流罩分離提供難題。因此，當(dāng)前對整流罩分離動力學(xué)問題的研究，是為了解決整流罩分離過程的流固耦合和剛?cè)狁詈蠁栴}，計(jì)算整流罩在特定工況下分離時的安全包羅區(qū)域和脫離后整流罩在氣動力主導(dǎo)作用下運(yùn)動軌跡。

當(dāng)今，剛?cè)岫囿w動力學(xué)和計(jì)算機(jī)輔助工程的發(fā)展使得拋罩類問題得以求解，仿真技術(shù)在整流罩分離運(yùn)動中的應(yīng)用很多，也解決了諸多工程問題。在解決整流罩剛?cè)狁詈蠁栴}中，北京宇航工程研究所馬忠輝［15］采用柔性動力學(xué)方法對整流罩分離進(jìn)行分析，獲得了分離運(yùn)動參數(shù);西北工業(yè)大學(xué)李哲等［36］采用ADAMS/Flex對大型整流罩結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元分析，并仿真獲得分離過程中“呼吸運(yùn)動”規(guī)律，給后續(xù)整流罩建模和研究提供了可用方法;上海交通大學(xué)的徐永成等［37］針對衛(wèi)星整流罩建模分析，獲得分離鉸鏈構(gòu)型和彈射筒等分離機(jī)構(gòu)對分離運(yùn)動的影響。在解決整流罩流固耦合問題中，北京航空航天大學(xué)張小偉等［38］采用流固耦合的動力學(xué)數(shù)值仿真方法，運(yùn)用ANSYS和ADAMS聯(lián)合求解柔性整流罩在氣動力作用下的變形與軌跡，指出發(fā)展流固耦合動力學(xué)仿真的可行性。

3 低空高速整流罩分離技術(shù)研究思路及應(yīng)用案例

總結(jié)國內(nèi)外對低空高速整流罩分離研究現(xiàn)狀，筆者根據(jù)工程實(shí)踐與經(jīng)驗(yàn)提出低空高速工況下大型整流罩分離技術(shù)的研究思路，旨在獲取整流罩分離過程中整流罩在氣動力、分離裝置分離力和過載共同作用下殼體的分離運(yùn)動過程、彈性變形及結(jié)構(gòu)應(yīng)力應(yīng)變、分離過程中氣動特性，為低空氣動干擾下整流罩分離技術(shù)奠定基礎(chǔ)，并依據(jù)此法對某型整流罩分離運(yùn)動進(jìn)行了仿真計(jì)算。

選取在稠密大氣層內(nèi)大型分瓣式整流罩為研究對象，考慮其氣動力和彈性變形對整流罩分離運(yùn)動的影響。采用CFD方法求解N－S方程得到分離過程氣動力，多體系統(tǒng)動力學(xué)求解運(yùn)動方程，并通過編程加載至動力學(xué)仿真模型;基于多體動力建模軟件建立整流罩分離模型，最后使用CFD－6DOF方式計(jì)算整流罩運(yùn)動軌跡。流場計(jì)算及動力學(xué)方程:

整流罩分離運(yùn)動分析實(shí)施包含工況分析、數(shù)字樣機(jī)建模和聯(lián)合迭代仿真分析3部分，其分析流程見圖2。

整流罩拋罩運(yùn)動耦合計(jì)算流程:

(1)脫鉤前，整流罩繞鉸鏈定軸旋轉(zhuǎn)運(yùn)動，使用CFD計(jì)算固定張開角度下作用在整流罩面上的氣動力;

(2)編寫載荷轉(zhuǎn)換程序，將氣動結(jié)點(diǎn)力轉(zhuǎn)化為有限元結(jié)點(diǎn)力，線性插值獲得每個有限元結(jié)點(diǎn)氣動載荷隨張開角度的曲線，氣動力轉(zhuǎn)換如圖3所示;

(3)依據(jù)整流罩剛?cè)狁詈夏Ｐ陀?jì)算至整流罩脫鉤時刻，如圖4所示，外插至?xí)r間步長的下一位置點(diǎn)，選取時間步長數(shù)值積分，求得整流罩下一位置點(diǎn)的運(yùn)動參數(shù);

(4)將位置點(diǎn)坐標(biāo)傳遞至CFD計(jì)算此時刻流場，繼續(xù)向后插值，直至整流罩安全脫離。

圖2 整流罩分離運(yùn)動分析流程Fig．2 Fairing separation analysis process

圖3 氣動力轉(zhuǎn)換示意圖Fig．3 View of fairing aerodynamic conversion

圖4 剛?cè)狁詈夏Ｐ虵ig．4 Rigid-flexible coupling model

在諸多工況中選取高度60 km、攻角5°工況，使用上述方法計(jì)算低空高速整流罩分離運(yùn)動特性和變形特性，對比計(jì)算忽略氣動情況下的分離角速度與考慮氣動情況下的分離角速度如圖5所示，下錐段危險(xiǎn)點(diǎn)的變形量如圖6所示。

由圖5可知，低空(60 km高度)高速狀態(tài)(考慮氣動力)與現(xiàn)在通常的高空高速狀態(tài)(不考慮氣動力)相比，整流罩分離運(yùn)動過頂時間由 0．353 s縮短到0．272 s，脫鉤角速度由21．616 r/min 提高到48 r/min，氣動力的影響很大。

由圖6可知，整流罩下錐段主要變形為分離面的徑向變形，“呼吸運(yùn)動”明顯，最大變形量達(dá)到72．6 mm，在整流罩與有效載荷間安全分離間隙較小的情況下，變形量會影響分離安全性。

圖5 整流罩角速度Fig．5 Fairing angular velocity

圖6 整流罩危險(xiǎn)點(diǎn)變形量Fig．6 Deformation of fairing＇s danger node

4 結(jié)束語

整流罩分離是典型的多體分離動力學(xué)問題，流場計(jì)算、剛體的大范圍位移和結(jié)構(gòu)變形相互耦合才能準(zhǔn)確計(jì)算分離運(yùn)動，較之高空整流罩分離，低空高速整流罩分離技術(shù)發(fā)展的較晚，經(jīng)過飛行試驗(yàn)驗(yàn)證的很少，低空高速下的整流罩分離技術(shù)還需在以下方面進(jìn)一步研究:

(1)復(fù)雜外形有效載荷與整流罩間的流場分析。整流罩分離運(yùn)動中流場計(jì)算和有效載荷的形狀尺寸有著很大關(guān)聯(lián)，復(fù)雜外形的有效載荷會產(chǎn)生復(fù)雜的激波系，對整流罩的受力分布影響明顯。

(2)流場、彈性變形與運(yùn)動間的緊耦合分析技術(shù)。當(dāng)前針對整個分離運(yùn)動過程，為分離運(yùn)動提出解決方法的不多。筆者在文中采用流場和位移場線性迭代的方法，可解決此類問題，但是計(jì)算量較大，自動程度不高，急需更緊密的耦合分析技術(shù)。

(3)準(zhǔn)確的地面模擬驗(yàn)證技術(shù)。目前的風(fēng)洞試驗(yàn)還難以驗(yàn)證低空高速下的整流罩分離運(yùn)動，探索出合適的地面模擬技術(shù)，是提高低空高速整流罩分離技術(shù)的途徑之一。

綜上表明，低空高速飛行器整流罩分離技術(shù)還存在具有挑戰(zhàn)性的問題亟需解決，只有把流體力學(xué)、多體動力學(xué)和彈性力學(xué)結(jié)合起來，并結(jié)合地面模擬驗(yàn)證技術(shù)，才能更好地解決低空高速整流罩分離問題。

［1］ 劉豪．2011年國外航天故障綜述［J］．國際太空，2011(2):48－55．

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