氣動載荷對整流罩分離特性影響的仿真計算研究

張 剛，劉陸廣，趙卓茂，蔡邵佳，張建華

（北京強(qiáng)度環(huán)境研究所，北京100076）

氣動載荷對整流罩分離特性影響的仿真計算研究

張 剛，劉陸廣，趙卓茂，蔡邵佳，張建華

（北京強(qiáng)度環(huán)境研究所，北京100076）

文章利用有限元軟件Abaqus中的流-固耦合分析模塊CEL仿真計算了整流罩平拋分離過程，對比研究了氣動載荷對整流罩分離過程的影響，并與試驗進(jìn)行了對比。結(jié)果表明，計算與試驗結(jié)果吻合較好，分離初始時刻罩內(nèi)負(fù)壓所產(chǎn)生的氣動載荷嚴(yán)重阻礙整流罩的正常分離，造成整流罩與內(nèi)部有效載荷的碰撞干涉。仿真計算可為今后整流罩地面分離試驗驗證提供新的途徑。

整流罩分離；分離試驗；CEL算法；氣動載荷；負(fù)壓

0 引言

整流罩作為運(yùn)載火箭及有效載荷的保護(hù)組件，可在發(fā)射飛行階段防止有效載荷受氣動力、氣動熱及聲振等環(huán)境因素影響，為其提供良好環(huán)境。運(yùn)載火箭飛出大氣層、完成使命后，需要按指令完成整流罩分離、拋罩。整流罩分離裝置是運(yùn)載火箭中一個非常關(guān)鍵的系統(tǒng)，分離前要確保整流罩與箭體的整體連接；分離時，要確保可靠分離，不能出現(xiàn)干涉或碰撞。國內(nèi)整流罩分離通常采用整體拔罩、旋拋及平拋3種方式。其中整體拔罩分離的優(yōu)點(diǎn)為整體性好，剛度好，變形小；缺點(diǎn)為相對運(yùn)動距離長，需要導(dǎo)向以及小火箭提供分離力。旋拋分離的優(yōu)點(diǎn)為分離距離小，有鉸鏈限位，一般不會與火箭發(fā)生碰撞，適用范圍廣；缺點(diǎn)是需要兩次解鎖，需設(shè)置鉸鏈和較多彈簧，結(jié)構(gòu)復(fù)雜。平拋分離的優(yōu)點(diǎn)為不需要鉸鏈和小火箭，結(jié)構(gòu)簡單；缺點(diǎn)為兩個半罩不受控，姿態(tài)變化大，可能與火箭發(fā)生碰撞，須以一定平拋速度或過頂角速度完全脫離箭體，并與箭體保持足夠分離距離[1-2]。

為此，在整流罩研制中須開展地面分離驗證試驗，考核整流罩設(shè)計方案的可行性。然而，由于地面大氣氣動載荷作用，使整流罩在地面分離試驗中的運(yùn)動參數(shù)與其在真實大氣層外的運(yùn)動參數(shù)不一致。為此，需要在真空罐中進(jìn)行分離試驗，然而對于大型整流罩需要大尺寸的真空罐，且罐內(nèi)回收難度大，對測控系統(tǒng)等試驗設(shè)備要求嚴(yán)格，成本較高。因此，整流罩分離方案驗證一般通過地面分離試驗和分離動力學(xué)仿真相結(jié)合的方法。

1 計算方法

1.1 耦合歐拉-拉格朗日算法

耦合歐拉-拉格朗日（Coupled Eulerian-Lagrangian, CEL）算法在處理流體-結(jié)構(gòu)之間相互耦合問題時相對于CFD方法具有強(qiáng)大的優(yōu)勢，目前已有了廣泛的應(yīng)用[4-6]。

在CEL算法中，網(wǎng)格點(diǎn)可以隨物質(zhì)點(diǎn)同步移動，也可以在空間中固定不動。因此，CEL 算法在解決物體的大位移，如碰撞、流體動力學(xué)及流體與固體之間的相互作用時，具有明顯優(yōu)勢。

在Abaqus軟件中，每個歐拉單元指定一個歐拉體積分?jǐn)?shù)（Eulerian volume fraction, EVF），代表該單元被流體充滿的比例。如果一個歐拉單元被流體全部充滿，那么 EVF=1；如果在單元中沒有流體，則EVF=0。流體可以在歐拉單元內(nèi)自由流動，并且和EVF≠0的歐拉單元耦合。

CEL通過罰函數(shù)法計算流體與固體之間相互作用載荷。計算過程中，檢查每一個固體節(jié)點(diǎn)流體的貫穿深度，因為固體與流體材料之間的相互作用載荷與貫穿深度成正比[4]。采用通用的硬接觸方式計算運(yùn)動過程中固體結(jié)構(gòu)與流體結(jié)構(gòu)之間的實時傳遞作用載荷，又采用EVF方法實時計算流體場在系統(tǒng)內(nèi)及每個歐拉單元內(nèi)的分布。為了精確模擬流體與固體之間的相互傳遞載荷，固體單元厚度通常為流體單元厚度的4倍以上。

1.2 控制方程

在CEL算法中，控制方程由質(zhì)量守恒、動力守恒、能量守恒以及連續(xù)方程組成，控制方程需要在歐拉坐標(biāo)下進(jìn)行時間積分。歐拉材料可以描述為黏性可壓縮牛頓流體[7]，即

其中：σ為Cauchy 應(yīng)力張量；p為壓力；η為剪切黏度；為應(yīng)變率。

由式(1)可知，對歐拉材料的處理，需要同時使用本構(gòu)模型和狀態(tài)方程描述一種材料的特性。本文通過應(yīng)用理想空氣模型并引入黏性系數(shù)計算氣體運(yùn)動，氣體模型為

其中：p為氣體壓力；pA為外部環(huán)境壓力；ρ為初始空氣密度；R為氣體常數(shù)；θ為初始?xì)怏w溫度；θZ為絕對零度。普通大氣環(huán)境下，空氣域初始溫度為295 K，密度為1.205 kg/m3，氣體常數(shù)為287 J/(kg?K)，則外界空氣壓力pA為102 021 Pa。

2 計算模型

2.1 固體域模型

整流罩由2個半罩組成，直徑約1.66 m，長度約4.8 m，每半罩質(zhì)量約175 kg。采用沿縱向分離面上的高壓氣體作為分離能源的平拋分離方式。分離過程中整流罩呼吸變形量相對罩體尺寸可以忽略不計[7]。因此，為了減小計算成本，本文采用簡化剛體模型重點(diǎn)對比研究氣動載荷對整流罩分離運(yùn)動參數(shù)的影響。

計算中，根據(jù)整流罩外形尺寸建立有限元模型，通過采用耦合分布質(zhì)量及轉(zhuǎn)動慣量方法保證計算模型質(zhì)量、質(zhì)心位置及分離方向轉(zhuǎn)動慣量與真實整流罩一致。計算中，整流罩沿x坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)平拋分離，整流罩及有效載荷模型如圖1所示。本文計算使用工作站，其CPU為32核，內(nèi)存16 GByte，計算時間約1 h。

2.2 歐拉域模型

由于問題具有對稱性，選用半罩模型進(jìn)行計算。整個歐拉域為長、寬、高分別為2.2 m×2.2 m×6.3 m的長方體區(qū)域，靠近整流罩端采用對稱邊界條件，其他5個面采用無反射邊界條件，歐拉尺寸根據(jù)固體材料厚度（整流罩的厚度）確定，采用標(biāo)準(zhǔn)六面體網(wǎng)格（EC3D8R）。由于CEL歐拉網(wǎng)格尺寸對流-固耦合計算結(jié)果影響較大，初始整流罩位置網(wǎng)格尺寸較小，距離整流罩遠(yuǎn)端網(wǎng)格尺寸較大；計算中，靠近歐拉區(qū)域網(wǎng)格邊長為0.04 m，最遠(yuǎn)端網(wǎng)格邊長為0.18 m，整個歐拉區(qū)域共劃分298 928個網(wǎng)格，如圖2所示。

3 計算結(jié)果

3.1 分離特性分析

整流罩地面分離試驗設(shè)計過程中，往往先將氣動載荷進(jìn)行簡化處理，設(shè)定分離過程中整流罩的迎風(fēng)面氣動載荷與其線速度的平方成正比；再將氣動載荷等效加載至壓心位置計算整流罩的地面分離特性，分析計算氣動載荷對分離特性的影響。

然而，由于整流罩線速度是一個逐漸增大的過程，對應(yīng)氣動載荷也是一個增加的過程。此外，對于本文討論的平拋分離方式，無法對其氣動載荷進(jìn)行精確計算。因而，采用流-固耦合模型實時計算出的氣動載荷結(jié)果將更為精確。

3.2 分離過程流體域氣體流動

分離過程中整流罩周圍氣場分布如圖3所示。從圖中可以看出：分離初始時刻，整流罩前段迎風(fēng)面氣體受到整流罩作用壓力瞬間升高，沿著整流罩形成一個正壓力場，整流罩內(nèi)部包絡(luò)區(qū)域則形成一個負(fù)壓場，如圖3(a)所示；隨著整流罩的繼續(xù)分離運(yùn)動，罩內(nèi)負(fù)壓值逐漸增大，而外部正壓區(qū)域則由于氣體均衡流動而逐漸下降，如圖3(b)、(c)所示；隨著整流罩持續(xù)運(yùn)動，外部正壓氣體將迅速流入罩內(nèi)負(fù)壓區(qū)域，造成外部正壓及內(nèi)部負(fù)壓值同時降低，形成內(nèi)外部壓力均衡的狀態(tài)，如圖3(d)所示。

3.3 罩內(nèi)壓力結(jié)果對比分布

地面分離過程中通過壓力傳感器獲取了整流罩內(nèi)部沿軸線不同高度位置的壓力時間歷程，結(jié)果如圖4所示。從圖中可以看出：分離過程中，罩內(nèi)瞬間產(chǎn)生一個負(fù)壓，且其頂端處負(fù)壓峰值大于底端處的。分析可知，由于整流罩頂端沿分離方向水平速度較底端偏大，所以頂端體積變化速率快于底端。隨著整流罩繼續(xù)分離運(yùn)動，外部氣體將瞬間流入罩內(nèi)，造成整流罩內(nèi)負(fù)壓瞬間減??；由于氣體流動慣性影響，罩內(nèi)將出現(xiàn)一個短暫正壓場，然后來回往復(fù)，并最終達(dá)到壓力平衡且趨于0。

整流罩分離過程中，罩內(nèi)頂端壓力時間歷程的計算和試驗結(jié)果對比如圖 5所示。從圖中可以看出：計算結(jié)果相對試驗結(jié)果偏小，罩內(nèi)頂端壓力最大峰值約8000 Pa，脈寬約28 ms。雖然計算結(jié)果和試驗結(jié)果的峰值相差不大，但峰值發(fā)生的時刻和周期數(shù)有較大差別，這是由于試驗中整流罩是線彈性結(jié)構(gòu)，而計算中采用剛體模型，且計算中整流罩運(yùn)動邊界條件（角速度）是通過試驗中高速攝影測量并對數(shù)據(jù)進(jìn)行處理后而得，與實際試驗中線彈性結(jié)構(gòu)分離的運(yùn)動軌跡存在一定偏差。

3.4 分離過程中氣動載荷結(jié)果對比

計算提取了分離過程中整個罩體所受到的沿3個坐標(biāo)軸方向上的氣動載荷，結(jié)果如圖6所示。由于結(jié)構(gòu)的對稱性，分離過程中x方向應(yīng)無氣動載荷作用，這與圖6中x方向氣動載荷基本為0吻合。分離方向z向氣動載荷峰值最大，y向次之，均表現(xiàn)為分離初始時刻載荷瞬間增大，而后又快速減小，并出現(xiàn)一個反方向載荷。分析可知，初始瞬間由于罩內(nèi)外壓差瞬間建立，造成整流罩所受載荷瞬間增大，且該載荷將阻礙整流罩的分離。而隨著整流罩的進(jìn)一步分離運(yùn)動，外部正壓氣體流入罩內(nèi)負(fù)壓區(qū)域，造成整流罩所受載荷又迅速減小，且由于氣體流動慣性因素的影響，將短暫出現(xiàn)罩內(nèi)壓力超過罩外壓力的現(xiàn)象，造成一個反方向載荷；隨著時間的推移，該現(xiàn)象將往復(fù)出現(xiàn)，且幅值逐漸減小。計算中分離方向最大氣動載荷約為50 000 N。

分離方向整流罩所受氣動載荷時間歷程的計算和試驗結(jié)果對比如圖7所示。從圖中可以看出，計算與試驗結(jié)果基本一致，試驗的最大載荷結(jié)果超過50 000 N，計算結(jié)果合理。

3.5 氣動載荷對分離姿態(tài)影響

考慮氣動載荷計算中，不同時刻整流罩分離姿態(tài)如圖8所示。從圖中可以看出，分離過程中整流罩與內(nèi)部有效載荷發(fā)生了明顯干涉，這在試驗過程中得到了證實，造成了分離試驗失敗。而無氣動載荷情況下，不同時刻整流罩分離姿態(tài)計算結(jié)果見圖9，從圖中可以看出，整流罩與內(nèi)部結(jié)構(gòu)沒有干涉發(fā)生，表明在真空狀態(tài)下分離試驗獲得了成功。2種狀態(tài)下整流罩水平方向位移時間歷程曲線如圖 10所示，無氣動載荷時，整流罩在分離能源作用下水平位移迅速增加，避免了與內(nèi)部有效載荷發(fā)生干涉的危險。

4 結(jié)論

整流罩地面平拋分離試驗時必須考慮氣動載荷對其分離運(yùn)動參數(shù)的影響，通過對簡化整流罩剛體模型進(jìn)行計算分析并與試驗結(jié)果對比得出如下結(jié)論：

1）平拋分離初始時刻，整流罩內(nèi)部將瞬間產(chǎn)生一個負(fù)壓場，隨著整流罩繼續(xù)平拋打開，負(fù)壓場將迅速減小，且由于流體慣性，罩內(nèi)將出現(xiàn)一個短暫的正壓場；

2）整流罩地面平拋分離時，氣動載荷將嚴(yán)重阻礙整流罩正常分離，平拋方向氣動載荷表現(xiàn)為瞬間增大然后又快速減小，真空環(huán)境下可以正常分離的設(shè)計條件在地面大氣情況下有可能無法正常分離；

3）相比較簡化等效氣動載荷模型，Abaqus CEL流-固耦合模型可以較好地模擬氣動載荷對整流罩分離過程的影響，為設(shè)計提供前期技術(shù)指導(dǎo)。

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（編輯：肖福根）

Simulation of the influence of aerodynamic load on fairing separation

ZHANG Gang, LIU Luguang, ZHAO Zhuomao, CAI Shaojia, ZHANG Jianhua
(Beijing Institute of Structure and Environment Engineering, Beijing 100076, China)

In this paper, the horizontal falling of the fairing is simulated by the large-scale finite element software Abaqus with its CEL module. The influences of the aerodynamic load characteristics on the fairing separation are studied. Compared with the corresponding test, it is indicated that the calculated results are in good agreement with the measuredresults, and that the initial aerodynamic load because of the negative pressure seriously hinders the separation of the fairing, causing interference between the fairing and the payload. This simulation study provides a technical support for the ground test validation of future fairing separation research.

fairing separation; separation test; CEL algorithm; aerodynamic load; negative pressure

V411; O241.8

：A

：1673-1379(2017)03-0235-06

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.03.002

張 剛（1985—），男，碩士學(xué)位，主要從事結(jié)構(gòu)動力學(xué)、沖擊、分離力學(xué)環(huán)境試驗等相關(guān)領(lǐng)域研究。E-mail:zg215@126.com。

2017-01-19；

2017-05-18

張剛, 劉陸廣, 趙卓茂, 等. 氣動載荷對整流罩分離特性影響的仿真計算研究[J]. 航天器環(huán)境工程, 2017, 34(3)：235-240

ZHANG G, LIU L G, ZHAO Z M, et al. Simulation of the influence of aerodynamic load on fairing separation[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2017, 34(3)： 235-240