柔性整流罩地面展開(kāi)試驗(yàn)仿真分析與飛行狀態(tài)分離預(yù)測(cè)

程修妍， 范博超， 榮吉利， 張濤， 項(xiàng)大林

(1.北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院， 北京 100081；2.北京宇航系統(tǒng)工程研究所， 北京 100076)

0　引言

運(yùn)載火箭在飛行過(guò)程中處于氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱、噪聲等惡劣環(huán)境中，整流罩作為火箭的重要組成部分，可以保護(hù)衛(wèi)星及有效載荷免受外界環(huán)境的影響[1]。當(dāng)運(yùn)載火箭飛出大氣層后，整流罩在分離系統(tǒng)的作用下旋轉(zhuǎn)拋離。隨著運(yùn)載火箭尺寸的不斷增大，整流罩分離過(guò)程中的呼吸運(yùn)動(dòng)也相應(yīng)增大，從而影響罩內(nèi)的有效包絡(luò)空間，對(duì)安全分離造成威脅。對(duì)此，馬忠輝[2]、張大鵬等[3]、雷勇軍等[4]基于柔性多體動(dòng)力學(xué)采用商業(yè)軟件系統(tǒng)地研究了柔性整流罩的分離特性，并分析了主要因素對(duì)分離運(yùn)動(dòng)與包絡(luò)空間的影響，但并未考慮空氣與結(jié)構(gòu)的耦合效應(yīng)。

受?chē)?guó)內(nèi)現(xiàn)有真空試驗(yàn)設(shè)施的規(guī)模限制，難以開(kāi)展真空條件下的整流罩地面分離試驗(yàn)?，F(xiàn)有的試驗(yàn)無(wú)法避免空氣阻力影響，需要同時(shí)考慮剛性與柔性(簡(jiǎn)稱剛?cè)?耦合和流體與固體(簡(jiǎn)稱流固)耦合問(wèn)題，通過(guò)計(jì)算空氣阻力作用下的柔性整流罩展開(kāi)過(guò)程，與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比修正，得到準(zhǔn)確的整流罩有限元模型，以進(jìn)行真空環(huán)境下的分離預(yù)測(cè)。張小偉等[5]采用侵入式邊界方法求解了非定常氣動(dòng)載荷，并轉(zhuǎn)化為節(jié)點(diǎn)壓力作用于柔性整流罩上求解柔性體的動(dòng)態(tài)響應(yīng)。朱學(xué)昌等[6]通過(guò)計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)方法計(jì)算不同角度下氣動(dòng)網(wǎng)格點(diǎn)上的氣動(dòng)力，并轉(zhuǎn)化到結(jié)構(gòu)網(wǎng)格上進(jìn)行加載，利用有限元軟件進(jìn)行了剛?cè)狁詈嫌?jì)算。落壽[7]利用動(dòng)網(wǎng)格法計(jì)算了氣動(dòng)阻力，通過(guò)逐步耦合的方式獲得了分離特性和呼吸變形。顧名坤等[8]提出了多因素計(jì)算方法，建立了動(dòng)力學(xué)方程對(duì)分離試驗(yàn)進(jìn)行仿真計(jì)算。以上方法均未能實(shí)時(shí)考慮結(jié)構(gòu)變形對(duì)流場(chǎng)的影響，對(duì)分離特性的預(yù)測(cè)也有所偏差。

耦合歐拉- 拉格朗日 (CEL) 算法結(jié)合了歐拉網(wǎng)格和拉格朗日網(wǎng)格的優(yōu)點(diǎn)，能夠有效地解決帶有較大變形的流固耦合問(wèn)題。目前，CEL方法已成功應(yīng)用于水下爆炸[9]、兩相流動(dòng)[10]、材料成型[11-12]、巖土工程[13-14]等方面。李剛等[15]基于CEL算法對(duì)整流罩的地面分離試驗(yàn)進(jìn)行了仿真，通過(guò)彈簧效能系數(shù)折減法將整流罩簡(jiǎn)化為剛體，但并未關(guān)注整流罩的彈性變形。Liu等[16]利用非線性瞬態(tài)動(dòng)力分析MSC/Dytran軟件建立了整流罩的動(dòng)力學(xué)流固耦合模型，采用通用耦合算法分析了氣動(dòng)力對(duì)振動(dòng)頻率和質(zhì)心速度的影響，但計(jì)算結(jié)果未能與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。

本文基于CEL算法，利用有限元Abaqus軟件對(duì)整流罩地面展開(kāi)試驗(yàn)進(jìn)行仿真，并通過(guò)與現(xiàn)有試驗(yàn)獲得的運(yùn)動(dòng)特性數(shù)據(jù)和變形數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證流固耦合模型的正確性；利用驗(yàn)證的模型對(duì)實(shí)際飛行狀態(tài)下的分離進(jìn)行仿真預(yù)示，獲得了整流罩內(nèi)的有效包絡(luò)空間，重點(diǎn)分析了空氣阻力和軸向過(guò)載對(duì)運(yùn)動(dòng)特性和呼吸變形的影響。

1　計(jì)算方法及模型建立

1.1　流固耦合CEL算法

Noh[17]為解決帶有移動(dòng)流體邊界的二維歐拉流體動(dòng)力學(xué)問(wèn)題首次提出了CEL算法，結(jié)合了拉格朗日算法中能夠精確追蹤物質(zhì)界面的優(yōu)點(diǎn)和歐拉算法在處理大變形問(wèn)題上的優(yōu)勢(shì)，適用于計(jì)算含有大變形和流體流動(dòng)的情況。

利用CEL算法時(shí)，在第n個(gè)時(shí)間步tn中，假設(shè)已知拉格朗日域的位置和所有材料的狀態(tài)，并已知二者的邊界，為求第n+1個(gè)時(shí)間步tn+1的狀態(tài)，通常分為如下3個(gè)步驟進(jìn)行：1)通過(guò)當(dāng)前狀態(tài)下歐拉材料中的壓力求解作用于拉格朗日區(qū)域表面的作用力，進(jìn)而求解拉格朗日網(wǎng)格的運(yùn)動(dòng)情況；2)為控制歐拉節(jié)點(diǎn)周?chē)牟牧象w積，應(yīng)用高斯理論，根據(jù)拉格朗日網(wǎng)格的位置構(gòu)建歐拉- 拉格朗日交界面上不規(guī)則形狀網(wǎng)格的離散歐拉方程，確定拉格朗日區(qū)域外部的歐拉域部分；3)求解離散的歐拉方程，以得到歐拉材料中的壓力，進(jìn)而得到在下一時(shí)間步中作用于拉格朗日網(wǎng)格上的作用力。在上述計(jì)算過(guò)程中，拉格朗日網(wǎng)格邊界的速度為歐拉區(qū)域提供了動(dòng)力學(xué)約束，同時(shí)歐拉材料的壓力提供了作用于拉格朗日區(qū)域的作用力，并以此實(shí)現(xiàn)了耦合。

在有限元分析軟件Abaqus/Explicit中，利用中心差分格式對(duì)非線性系統(tǒng)的微分方程進(jìn)行求解。在每個(gè)時(shí)間步中，利用基于罰函數(shù)法的通用接觸算法實(shí)現(xiàn)歐拉材料和拉格朗日材料間的耦合作用。罰函數(shù)方法本質(zhì)上是在耦合問(wèn)題中將兩種網(wǎng)格的相互作用關(guān)系看作是彈簧- 質(zhì)量系統(tǒng)，如圖1所示，歐拉物質(zhì)界面上錨定點(diǎn)和拉格朗日單元邊界上節(jié)點(diǎn)的相互作用力[18]表示為

Fp=kpdp，

(1)

式中：kp為罰剛度系數(shù)，與時(shí)間步長(zhǎng)、材料屬性相關(guān)；dp為相對(duì)位移矢量。僅當(dāng)拉格朗日節(jié)點(diǎn)在歐拉材料中發(fā)生貫穿時(shí)，才考慮相對(duì)作用力，即

d·n>0,

(2)

式中：d為拉格朗日節(jié)點(diǎn)的實(shí)際位移；n為拉格朗日網(wǎng)格外表面法向量。

根據(jù)上述罰函數(shù)方法得到的相互作用力，可進(jìn)一步利用歐拉單元基本方程求解第i節(jié)點(diǎn)上的歐拉節(jié)點(diǎn)力FE,i，以及拉格朗日節(jié)點(diǎn)所受的反作用力：

(3)

1.2　柔性整流罩的有限元模型

以直徑4.2 m的對(duì)稱分瓣式整流罩為研究對(duì)象，每半罩由端頭、錐段、柱段、倒錐段和分離鉸鏈組成，如圖2所示，并規(guī)定整流罩的軸向?yàn)閤方向，分離方向?yàn)閥方向。分離時(shí)，半罩在預(yù)壓縮彈簧的作用下旋轉(zhuǎn)至一定角度，鉸鏈與鉸座脫離，完成整流罩的拋罩過(guò)程。

為了準(zhǔn)確地捕捉整流罩各主要部位的變形情況，對(duì)整流罩進(jìn)行了精細(xì)建模，包括各部段間的連接框、加強(qiáng)筋、倒錐段的內(nèi)外桁條等。其中：錐段、柱段由蜂窩鋁夾層板構(gòu)成，其夾層為正交各向異性材料；其他部分均由各項(xiàng)同性材料構(gòu)成；鉸鏈處的剛度相對(duì)較大，尺寸相對(duì)較小，且結(jié)構(gòu)復(fù)雜，為保證計(jì)算效率，將其簡(jiǎn)化為剛體。夾層板的鋁蜂窩部分劃分為實(shí)體單元，上下面板為殼體；分離鉸鏈劃分為實(shí)體單元；其他部分均為殼單元。半罩模型中共劃分65 190個(gè)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格單元，半罩的有限元模型如圖3所示。

1.3　分離裝置的處理

半罩由預(yù)壓縮彈簧提供分離動(dòng)力，使用連接器對(duì)分離裝置進(jìn)行建模。分別選取彈簧兩端安裝位置的對(duì)應(yīng)節(jié)點(diǎn)作為參考點(diǎn)，設(shè)置兩參考點(diǎn)間的作用力方向?yàn)檫B線軸向，作用力大小與兩點(diǎn)間的相對(duì)位置耦合。預(yù)壓縮彈簧在壓縮時(shí)產(chǎn)生兩點(diǎn)連線的軸向作用力，為整流罩提供分離推力，恢復(fù)原長(zhǎng)后無(wú)相互作用力。假設(shè)彈簧原長(zhǎng)為l0，剛度系數(shù)為k，彈簧的預(yù)壓縮量為Δl，則彈簧兩端點(diǎn)的初始安裝位置距離l為

l=l0-Δl.

(4)

兩參考點(diǎn)距離x與彈簧作用力F的關(guān)系為

(5)

1.4　流體域的建立

為準(zhǔn)確模擬地面大氣環(huán)境，空氣環(huán)境采用理想氣體狀態(tài)方程描述[15]如下：

p+pa=ρR(θ-θz)，

(6)

式中：p為氣體壓強(qiáng)；pa為環(huán)境壓強(qiáng)，取1.013×105Pa；ρ為氣體密度，取1.17 kg/m3；R為氣體常數(shù)，取283.0 J/(kg·℃)；θ為氣體溫度，取室溫25 ℃；θz為絕對(duì)溫度-273 ℃. 此外，設(shè)定流體的比熱γ為717.0 J/(kg·℃)，黏性系數(shù)μ為17.9×10-6Pa·s.

為避免流場(chǎng)邊界對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響，首先需要尋求合適的流場(chǎng)尺寸。以整流罩對(duì)稱軸為基準(zhǔn)，固定整流罩在流場(chǎng)中的相對(duì)位置，成比例擴(kuò)大流體域，得到結(jié)構(gòu)- 流場(chǎng)裝配效果如圖4所示。邊界條件為歐拉域外表面法向速度等于0，并在-x軸方向施加重力(取地面重力加速度為9.8 m/s2)。為提高計(jì)算效率，選擇僅包含整流罩外形尺寸的簡(jiǎn)化剛體模型進(jìn)行計(jì)算，設(shè)定簡(jiǎn)化剛體殼單元尺寸為150 mm；使用8節(jié)點(diǎn)線性歐拉單元對(duì)流體域網(wǎng)格進(jìn)行劃分，歐拉單元邊長(zhǎng)設(shè)置為180 mm，計(jì)算得到整流罩在1.5 s內(nèi)頭部頂點(diǎn)的x方向位移如圖5所示。從圖5中可以看出，當(dāng)流體域尺寸為30 m×30 m×30 m和33 m×33 m×33 m時(shí)計(jì)算結(jié)果差別很小，可忽略流體邊界對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響。為保證計(jì)算效率，選取30 m×30 m×30 m流體域尺寸進(jìn)行柔性整流罩的流固耦合計(jì)算。

為選取合適的歐拉網(wǎng)格尺寸，對(duì)6種不同歐拉網(wǎng)格情況進(jìn)行計(jì)算，歐拉單元邊長(zhǎng)分別為150 mm、180 mm、200 mm、300 mm、400 mm、500 mm；將流場(chǎng)域設(shè)定為30 m×30 m×30 m，其他條件不變，得到整流罩在1.5 s內(nèi)頭部頂點(diǎn)的x方向位移如圖6所示。由圖6可見(jiàn)，歐拉網(wǎng)格尺寸在150 mm和180 mm時(shí)，所得x方向位移的差別很小，此時(shí)加密網(wǎng)格對(duì)于求解結(jié)果的精度并沒(méi)有顯著提升，可忽略網(wǎng)格的依賴性[16]。

2　地面試驗(yàn)與仿真

2.1　地面分離試驗(yàn)

基于雙目立體視覺(jué)原理，采用高速相機(jī)、數(shù)據(jù)處理計(jì)算機(jī)、光源及其他輔助設(shè)備構(gòu)成的測(cè)量系統(tǒng)，對(duì)整流罩的整體運(yùn)動(dòng)軌跡和局部呼吸運(yùn)動(dòng)進(jìn)行測(cè)量,測(cè)量系統(tǒng)布局及4個(gè)測(cè)點(diǎn)A、B、C、D的位置如圖7所示。試驗(yàn)中通過(guò)追蹤整流罩表面具有高反光特性的測(cè)量靶標(biāo)，并進(jìn)行圖像處理和數(shù)據(jù)解算，成功獲取了整流罩分離過(guò)程中的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)、測(cè)點(diǎn)呼吸運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)。

2.2　地面試驗(yàn)仿真計(jì)算

綜合考慮計(jì)算效率和精度，在彈性整流罩的流固耦合計(jì)算中，歐拉域尺寸選為30 m×30 m×30 m，劃分歐拉單元尺寸為180 mm，歐拉域網(wǎng)格數(shù)量為465萬(wàn)。由于計(jì)算時(shí)間較長(zhǎng)，時(shí)間步較多，為減小數(shù)值耗散導(dǎo)致的誤差，采用雙精度進(jìn)行計(jì)算，計(jì)算時(shí)間為3 s.

2.2.1位移

由于質(zhì)心不在結(jié)構(gòu)上，可提取整流罩鉸鏈中心點(diǎn)位移數(shù)據(jù)和頭部頂點(diǎn)位移數(shù)據(jù)，通過(guò)坐標(biāo)轉(zhuǎn)換得到整流罩半罩質(zhì)心的x、y、z方向的位移與時(shí)間曲線，如圖8～圖10所示。過(guò)頂表示整流罩質(zhì)心達(dá)到了最高點(diǎn)，接下來(lái)整流罩將依靠自身重力和鉸鏈約束實(shí)現(xiàn)分離，而成功過(guò)頂說(shuō)明了分離彈簧推力設(shè)計(jì)的合理性，因此需要對(duì)過(guò)頂時(shí)刻進(jìn)行詳細(xì)分析。通過(guò)提取圖8中x方向的位移最大值x=55 mm，可得整流罩的過(guò)頂時(shí)刻為0.81 s，試驗(yàn)所得過(guò)頂時(shí)刻為0.91 s，相對(duì)誤差為10.99%. 圖10表明，整流罩在z方向也存在著一定程度的側(cè)向晃動(dòng)，范圍在3.5 cm以內(nèi)。從圖8、圖9中仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比可以看出，仿真計(jì)算中整流罩的運(yùn)動(dòng)稍快，這是由于網(wǎng)格密度不足導(dǎo)致了計(jì)算過(guò)程中難以捕捉更精密的空氣流動(dòng)細(xì)節(jié)，造成了誤差。

2.2.2轉(zhuǎn)角

通過(guò)坐標(biāo)轉(zhuǎn)換和幾何關(guān)系，可得整流罩半罩繞鉸鏈轉(zhuǎn)動(dòng)的轉(zhuǎn)角與時(shí)間曲線(見(jiàn)圖11)。由圖11可見(jiàn)，在0.5 s內(nèi)整流罩轉(zhuǎn)動(dòng)較為平緩，在重力作用下轉(zhuǎn)動(dòng)逐漸加快。

2.2.3角速度

根據(jù)轉(zhuǎn)角數(shù)據(jù)，可確定整流罩半罩繞鉸鏈旋轉(zhuǎn)的角速度如下：

(7)

式中：ω為角速度；θn為第n步的轉(zhuǎn)角；Δt為時(shí)間步長(zhǎng)。由轉(zhuǎn)角與時(shí)間曲線和(7)式得到半罩旋轉(zhuǎn)角速度與時(shí)間曲線，如圖12所示。由圖12可見(jiàn)：初始階段在預(yù)壓縮彈簧作用下，半罩的角速度增大；行至整流罩過(guò)頂時(shí)，角速度趨于平緩；隨后在重力作用下角速度持續(xù)增大；過(guò)頂時(shí)刻0.81 s對(duì)應(yīng)的整流罩半罩的過(guò)頂角速度為16.78 °/s，試驗(yàn)中過(guò)頂時(shí)刻0.91 s所對(duì)應(yīng)的過(guò)頂角速度為16.52 °/s，相對(duì)誤差為1.57%.

2.3　呼吸運(yùn)動(dòng)

提取與試驗(yàn)中4個(gè)呼吸運(yùn)動(dòng)測(cè)點(diǎn)相對(duì)應(yīng)的有限元模型節(jié)點(diǎn)的z方向位移數(shù)據(jù)，排除整流罩在z方向的剛性位移部分，得到整流罩的呼吸變形如圖13所示。由圖13可以看出：在運(yùn)動(dòng)初始時(shí)刻，由于彈簧預(yù)應(yīng)力的存在和氣動(dòng)阻力影響，倒錐段的變形較大；隨著整流罩的轉(zhuǎn)動(dòng)，呼吸變形幅度逐漸減??；半罩倒錐段下端振幅較大。

將流固耦合仿真得到的測(cè)點(diǎn)呼吸變形最大值與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，得到相對(duì)誤差如表1所示。由表1可知，試驗(yàn)與仿真的誤差在15%以內(nèi)，說(shuō)明該有限元模型能夠較好地刻畫(huà)整流罩半罩的實(shí)際變形情況和變形特點(diǎn)，在真空分離預(yù)測(cè)中具有一定的通用性。

3　真空狀態(tài)下分離預(yù)測(cè)

在實(shí)際飛行的分離過(guò)程中，整流罩近似處于真

表1　測(cè)點(diǎn)的呼吸運(yùn)動(dòng)最大值對(duì)比Tab.1　Comparison on maximum breathing deformations of 4 measuring points

空狀態(tài)，無(wú)空氣阻力影響，地面試驗(yàn)很難預(yù)測(cè)其分離特性。采用經(jīng)CEL算法驗(yàn)證過(guò)的有限元模型對(duì)真空狀態(tài)下的分離情況進(jìn)行預(yù)測(cè)，可獲取可靠的分離特性，并對(duì)整流罩分離的天地差異進(jìn)行分析。

3.1　模態(tài)分析

為分析整流罩半罩的整體振動(dòng)特性，對(duì)自由狀態(tài)下半罩模型的固有頻率和振型進(jìn)行分析(見(jiàn)表2)。其中，1階振型為扭轉(zhuǎn)振動(dòng)，2階振型為整體呼吸振動(dòng)，3階振型為上半部分、下半部分交錯(cuò)的呼吸振動(dòng)，4階振型為扭轉(zhuǎn)、呼吸振動(dòng)的疊加。

表2半罩前4階模態(tài)

Tab.2First 4 rank vibration modes of half-fairing

3.2　分離特性對(duì)比

計(jì)算軸向過(guò)載為1g時(shí)真空狀態(tài)下的分離轉(zhuǎn)角與時(shí)間曲線、角速度與時(shí)間曲線(見(jiàn)圖14、圖15)，與流固耦合仿真結(jié)果對(duì)比可知：在空氣阻力影響下，過(guò)頂時(shí)刻由0.60 s減緩至0.81 s，推遲了0.21 s；過(guò)頂角速度由27.20 °/s減緩至16.78 °/s，降低了38.31%；在2.13 s時(shí)，半罩的角速度曲線出現(xiàn)拐點(diǎn)，角加速度發(fā)生突變，說(shuō)明該時(shí)刻為整流罩半罩的脫鉤時(shí)刻。

3.3　呼吸運(yùn)動(dòng)對(duì)比

由于脫鉤后整流罩倒錐段的呼吸變形對(duì)包絡(luò)空間影響不大，故對(duì)2.0 s內(nèi)有無(wú)空氣情況下的呼吸運(yùn)動(dòng)進(jìn)行對(duì)比分析，如圖16所示。由圖16可以看出，4個(gè)測(cè)點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)特征一致，都在剛體運(yùn)動(dòng)的平衡位置進(jìn)行內(nèi)外往復(fù)的呼吸運(yùn)動(dòng)。真空狀態(tài)下，整流罩倒錐段運(yùn)動(dòng)周期(圖中記為T(mén)v)為0.30 s，頻率為3.33 Hz，與1階固有頻率較為接近，說(shuō)明整流罩的低階振型對(duì)呼吸運(yùn)動(dòng)起主導(dǎo)作用；在流固耦合狀態(tài)下，倒錐段運(yùn)動(dòng)周期(圖中記為T(mén)CEL)為0.42 s，頻率為2.38 Hz，呼吸運(yùn)動(dòng)頻率降低了28.50%. 這是由于在計(jì)算流固耦合問(wèn)題時(shí)，空氣作為附加質(zhì)量計(jì)入了系統(tǒng)振動(dòng)方程中的慣性項(xiàng)，對(duì)系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)頻率造成了影響。這也間接地體現(xiàn)了流固耦合系統(tǒng)的濕模態(tài)特性。

由圖16可知，空氣阻力的存在增加了呼吸運(yùn)動(dòng)的振幅。提取測(cè)點(diǎn)的呼吸變形最大值進(jìn)行對(duì)比，并計(jì)算最大值的差值百分比，結(jié)果如表3所示。由表3可知，4個(gè)測(cè)點(diǎn)對(duì)應(yīng)的有限元節(jié)點(diǎn)呼吸運(yùn)動(dòng)幅度均有所增大，最低增幅為46.44%. 因此，在計(jì)算大型結(jié)構(gòu)的振動(dòng)時(shí)，需要考慮空氣耦合對(duì)振動(dòng)特性的影響。

表3　有無(wú)空氣情況下測(cè)點(diǎn)的呼吸運(yùn)動(dòng)最大值對(duì)比Tab.3　Comparison of maximum breathing deformations of 4 measuring points with and without air resistance

4　軸向過(guò)載的影響

整流罩拋罩時(shí)的過(guò)載取決于運(yùn)載火箭的總體設(shè)計(jì)。下面通過(guò)計(jì)算不同軸向過(guò)載下的整流罩分離特性和呼吸運(yùn)動(dòng)情況，對(duì)影響規(guī)律進(jìn)行研究。

4.1　軸向過(guò)載對(duì)分離特性的影響

采用相同的整流罩半罩模型，分別計(jì)算軸向過(guò)載為1.0g、1.2g、1.4g、1.6g、1.8g時(shí)的分離特性，得到轉(zhuǎn)角與時(shí)間曲線(見(jiàn)圖17)和角速度與時(shí)間曲線(見(jiàn)圖18)。由圖17和圖18可見(jiàn)：軸向過(guò)載越大，過(guò)頂角速度越小，過(guò)頂時(shí)刻逐漸延遲；過(guò)頂之后，軸向過(guò)載越大，轉(zhuǎn)動(dòng)速度越快，脫鉤時(shí)間逐漸提前。

4.2　軸向過(guò)載對(duì)呼吸運(yùn)動(dòng)的影響

圖19為上述5個(gè)工況整流罩半罩測(cè)點(diǎn)的呼吸變形情況。由圖19可見(jiàn)，4個(gè)測(cè)點(diǎn)所體現(xiàn)的運(yùn)動(dòng)頻率均為3.3 Hz，并未發(fā)生改變。4個(gè)測(cè)點(diǎn)呼吸變形最大值與軸向過(guò)載的關(guān)系如圖20所示。從圖20可見(jiàn)，隨著軸向過(guò)載的增大，呼吸變形幅度逐漸增大，且最大值均發(fā)生在分離后的第1個(gè)振動(dòng)周期內(nèi)。在1.0g～1.8g的較小范圍內(nèi)，呼吸變形最大值近似呈線性增加。其中，靠近底端的C、D兩點(diǎn)與A、B兩點(diǎn)相比，幅值變化更為明顯，這與整流罩半罩的1階振型較為相似。

5　結(jié)論

本文采用Abaqus軟件對(duì)大型柔性整流罩進(jìn)行了分離動(dòng)力學(xué)建模，并基于CEL算法對(duì)地面展開(kāi)試驗(yàn)進(jìn)行了流固耦合仿真計(jì)算，通過(guò)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比驗(yàn)證了模型的正確性。利用驗(yàn)證的模型對(duì)飛行(真空)狀態(tài)下的展開(kāi)情況進(jìn)行預(yù)測(cè)，并分析了空氣阻力和軸向過(guò)載對(duì)整流罩分離的影響。本文的技術(shù)方案綜合考慮了運(yùn)動(dòng)、變形和流固耦合作用，得到的模型更具通用性。所得結(jié)論如下：

1)采用CEL算法能求解空氣和整流罩的耦合運(yùn)動(dòng)問(wèn)題，可用于驗(yàn)證整流罩分離方案的正確性。

2)在空氣阻力的作用下，整流罩的過(guò)頂角速度降低38.31%，過(guò)頂時(shí)刻和脫鉤時(shí)刻均有所延遲；由于耦合時(shí)空氣的附加質(zhì)量效應(yīng)，整流罩呼吸運(yùn)動(dòng)頻率降低、幅值增大；在真空狀態(tài)下，整流罩的呼吸運(yùn)動(dòng)頻率與1階固有頻率近似。

3)隨著軸向過(guò)載的增加，脫鉤時(shí)刻提前，呼吸運(yùn)動(dòng)幅值明顯增大。因此，在飛行器的總體設(shè)計(jì)階段，為避免整流罩與罩內(nèi)的有效載荷產(chǎn)生碰撞，需要綜合考慮振型和過(guò)載對(duì)可用包絡(luò)空間的影響。

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