整流罩頭部鈍度比對(duì)運(yùn)載火箭氣動(dòng)性能影響研究

閆指江，吳彥森，宮宇昆，張?jiān)怕?，?曈

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引 言

近些年，中國(guó)的火箭設(shè)計(jì)及制造技術(shù)飛速發(fā)展，特別是以CZ-6、CZ-7和CZ-5為代表的新型運(yùn)載火箭相繼成功首飛和應(yīng)用發(fā)射，使中國(guó)運(yùn)載火箭綜合能力進(jìn)入國(guó)際先進(jìn)行列[1]。而火箭的外形設(shè)計(jì)是其中的重要組成部分，直接影響了火箭的彈道特性、結(jié)構(gòu)靜動(dòng)力特性以及火箭的飛行穩(wěn)定性等[2]。而外形設(shè)計(jì)中整流罩的外形設(shè)計(jì)是其中的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，不但直接影響了內(nèi)部的有效載荷尺寸，而且還決定了全箭的氣動(dòng)特性及相應(yīng)的氣動(dòng)熱環(huán)境等。需要優(yōu)化其幾何參數(shù)，設(shè)計(jì)出具有良好氣動(dòng)性能和外形包絡(luò)的整流罩外形。

根據(jù)模線設(shè)計(jì)理論，飛行器的氣動(dòng)外形主要由縱向母線線型和各控制站位橫截面形狀確定[3]，整流罩的外形一般由“斜錐+柱段+倒錐”的組成，而柱段和倒錐對(duì)氣動(dòng)特性的影響相對(duì)較小，因此火箭整流罩前錐母線的線型不僅直接決定了整流罩局部的氣動(dòng)性能，而且也會(huì)對(duì)全箭的氣動(dòng)性能產(chǎn)生較大的影響。

本文在前期火箭外形設(shè)計(jì)及優(yōu)化工作的基礎(chǔ)上只改變整流罩前錐曲線的外形，對(duì)5種鈍度比的馮·卡門(mén)整流罩母線線型的運(yùn)載火箭全箭氣動(dòng)特性、局部氣動(dòng)載荷和氣動(dòng)加熱性能進(jìn)行對(duì)比分析。

1 母線線型

在坐標(biāo)R-X下，X軸沿箭體對(duì)稱軸且指向箭體底部，馮·卡門(mén)曲線的線型方程可以寫(xiě)為

由于鈍度比不同，曲線的長(zhǎng)度也不相同，為了使得母線線型的對(duì)運(yùn)載火箭氣動(dòng)性能的影響更具有可比性，選取 5種馮卡門(mén)曲線線型具有相同的最大半徑，且采用相同半徑的球頭對(duì)5條曲線進(jìn)行前緣的鈍化處理。圖1給出了前緣鈍化后的5條曲線。

圖1 5種馮·卡門(mén)曲線對(duì)比Fig.1 Comрarison of Five Kinds of Van Karman Line

2 全箭氣動(dòng)特性影響分析

開(kāi)展捆綁4個(gè)助推器火箭的全箭氣動(dòng)特性計(jì)算，整流罩鈍度比k=1的實(shí)體模型如圖2所示。

圖2 k=1的實(shí)體模型Fig.2 The Solid Model of k=1

本文采用了精度較高的數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行全箭氣動(dòng)特性的計(jì)算，計(jì)算網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，為了保證計(jì)算結(jié)果對(duì)比更為準(zhǔn)確，只改變整流罩前錐的網(wǎng)格點(diǎn)，全箭其余位置的網(wǎng)格點(diǎn)位置不變，k=1的馮·卡門(mén)曲線線型的整流罩網(wǎng)格模型如圖3所示。

圖3 k=1的整流罩網(wǎng)格模型Fig.3 The Grid Model of Fairing of k=1

采用有限體積方法求解三維坐標(biāo)系下的Navier-Stokes方程進(jìn)行計(jì)算，采用RANS計(jì)算方法[4]。選用基于密度的耦合求解器進(jìn)行計(jì)算，湍流模型選用S-A模型，選用Roe-FDS算法進(jìn)行計(jì)算[5]。

全箭軸向力系數(shù)對(duì)比如圖4所示。由圖4可知，不同的整流罩馮卡門(mén)斜錐對(duì)全箭的氣動(dòng)特性產(chǎn)生一定的影響，但未改變隨Ma數(shù)變化的整體氣動(dòng)特性規(guī)律。

圖4 全箭軸向力系數(shù)對(duì)比Fig.4 Comрarison of Axial Force Coefficients of the Whole Launch Vehicle

從圖4可以看出隨著鈍度比k值的減小，全箭軸向力系數(shù)在超聲速段逐漸增加，相比k=1構(gòu)型的軸向力系數(shù)，k=0.5構(gòu)型的軸向力系數(shù)增加約25%。在亞跨聲速段全箭軸向力系數(shù)變化較小。

圖5為全箭法向力系數(shù)對(duì)比。從圖5可以看出隨著鈍度比k值的減小，全箭的長(zhǎng)度在逐漸減小，因此全箭法向力系數(shù)也略有減小。在亞跨聲速段，相比k=1構(gòu)型的軸向力系數(shù)，k=0.5構(gòu)型的法向力系數(shù)減小約1%，在超聲速段，減小約4%。

圖5 全箭法向力系數(shù)對(duì)比Fig.5 Comрarison of Vertical Force Coefficients of the Whole Launch Vehicle

圖6為全箭壓心系數(shù)對(duì)比。從圖6可以看出隨著鈍度比k值的減小，在亞跨聲速段壓心系數(shù)逐漸減小，在Ma＞2時(shí)，隨著k值的減小，壓心系數(shù)逐漸增加。

圖6 全箭壓心系數(shù)對(duì)比Fig.6 Comрarison of the Centre of Pressure Coefficients of the Whole Launch Vehicle

3 整流罩氣動(dòng)載荷影響分析

3.1 整流罩整體受力影響分析

提取 5種不同馮·卡門(mén)前錐的運(yùn)載火箭整流罩受到的軸向力系數(shù)和法向力系數(shù)對(duì)比，見(jiàn)圖7和圖8。

圖7 整流罩軸向力系數(shù)對(duì)比Fig.7 Comрarison of Axial Force Coefficients of the Fairing

圖8 整流罩法向力系數(shù)對(duì)比Fig.8 Comрarison of Vertical Force Coefficients of the Fairing

從圖7可以看出隨著鈍度比k值的逐漸減小，整流罩所受到的軸向力逐漸增加，鈍度比由k=1減小到k=0.5時(shí)，軸向力系數(shù)將增加約1倍。

從圖8可以看出隨著鈍度比k值的逐漸減小，法向力系數(shù)逐漸減小，且鈍度比由k=1減小到k=0.5時(shí)，法向力系數(shù)在亞跨聲速段減小約 10%，在超聲速段減小約20%。

鈍度比的變化會(huì)顯著改變整流罩局部的受力情況，這樣的變化將會(huì)影響全箭的載荷設(shè)計(jì)。

3.2 整流罩局部靜氣動(dòng)載荷影響分析

對(duì)全箭數(shù)值計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分站積分，提取整流罩的軸向分布載荷和法向分布載荷，如圖9、圖10所示。

由圖9可知，隨著整流罩鈍度比k值的逐漸減小，整流罩前錐的軸向分布載荷峰值顯著增大，但前錐的軸向分布載荷的變化對(duì)柱段和倒錐段的影響較小。

圖9 整流罩軸向分布載荷對(duì)比Fig.9 Comрarison of Axial Distribution of Load of Fairing

由圖10可知，隨著整流罩鈍度比k值的逐漸減小，整流罩前錐單位長(zhǎng)度剖面的法向力系數(shù)變化不大，但整流罩柱段的單位長(zhǎng)度剖面的法向力系數(shù)逐漸增加。

圖10 整流罩法向分布載荷對(duì)比Fig.10 Comрarison of Vertical Distribution of Load of Fairing

若整流罩鈍度比由1減小為0.75，將會(huì)導(dǎo)致整流罩前錐局部軸向分布載荷峰值增加約15%，且整流罩柱段的單位長(zhǎng)度剖面的法向力系數(shù)最大值將增加20%，由此產(chǎn)生的影響是整流罩在設(shè)計(jì)中需要局部加強(qiáng)。

3.3 整流罩局部動(dòng)載荷影響分析

整流罩局部動(dòng)載荷的影響通過(guò)肩部脈動(dòng)壓力變化來(lái)評(píng)估[6]，即采用肩部脈動(dòng)壓力峰值與影響區(qū)域面積的乘積來(lái)判斷。若模型直徑相同，則脈動(dòng)壓力強(qiáng)度等于脈動(dòng)壓力峰值和在模型上的影響距離的乘積[7]。

兩型整流罩鈍度比分別為1.2和1.0的火箭，其中鈍度比小的火箭α=6°狀態(tài)下，整流罩錐柱交界面 A剖面（如圖11所示）合成脈動(dòng)壓力系數(shù)為1，其脈動(dòng)壓力作用范圍為9；鈍度比大的火箭α=6°狀態(tài)下，整流罩錐柱交界面A剖面合成脈動(dòng)壓力系數(shù)為0.9697，其脈動(dòng)壓力作用范圍為8，若假設(shè)兩型火箭開(kāi)展脈動(dòng)壓力風(fēng)洞試驗(yàn)采用同樣整流罩直徑的模型，則脈動(dòng)壓力強(qiáng)度比為1.0773。

圖11 整流罩錐柱交界面A剖面Fig.11 Section A of the Interface Вetween the Cone and Column of the Fairing

若兩個(gè)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼髡种睆较嗤?，則鈍度比小的火箭脈動(dòng)壓力強(qiáng)度增加 7.73%，考慮小范圍內(nèi)脈動(dòng)壓力強(qiáng)度線型增加的原則，若整流罩鈍度比由 1.0減小為0.75，則肩部脈動(dòng)壓力增加約10%。

4 整流罩氣動(dòng)加熱影響分析

對(duì)于整流罩端頭的駐點(diǎn)熱流，采用層流的后掠圓柱理論計(jì)算[8]；斜錐的典型位置熱流采用層流錐面熱流工程計(jì)算方法進(jìn)行計(jì)算[9]。

初始溫度為303 K，計(jì)算時(shí)不考慮截面間的橫向傳熱，略去太陽(yáng)對(duì)殼體輻射加熱及艙內(nèi)空氣自然對(duì)流傳熱。分別針對(duì)駐點(diǎn)、球頭和前錐切點(diǎn)、切點(diǎn)和駐點(diǎn)的中間點(diǎn)等典型位置展開(kāi)計(jì)算，典型計(jì)算位置如圖12所示。

圖12 氣動(dòng)加熱計(jì)算典型位置示意Fig.12 Schematic Diagram of Tyрical Positions for Aerodynamic Heating Calculation

圖13和圖14分別為第3計(jì)算點(diǎn)和第4計(jì)算點(diǎn)的冷壁熱流值，可以看出隨著鈍度比k值的不斷減小，前錐段不同位置處由氣動(dòng)加熱所產(chǎn)生的冷壁熱流均逐漸增加，當(dāng)鈍度比小于 0.75，峰值熱流變化較小。鈍度比若由1減小為0.75，則前錐段的冷壁熱流峰值增加約10%，總加熱量增加約10%。

圖13 第3計(jì)算點(diǎn)的冷壁熱流曲線Fig.13 The Cold Wall Heating Flux Diagram of the Third Calculated Point

圖14 第4計(jì)算點(diǎn)的冷壁熱流曲線Fig.14 The Cold Wall Heating Flux Diagram of the Fourth Calculated Point

5 結(jié) 論

本文開(kāi)展了整流罩鈍度比對(duì)運(yùn)載火箭性能影響研究，對(duì)5種馮·卡門(mén)曲線線型的運(yùn)載火箭全箭氣動(dòng)特性、氣動(dòng)載荷和整流罩氣動(dòng)加熱進(jìn)行了影響分析，從分析結(jié)果可以看出：

a）整流罩鈍度比k=1對(duì)全箭氣動(dòng)特性、整流罩局部氣動(dòng)載荷以及氣動(dòng)加熱均有利。不但全箭的阻力最小，而且整流罩受到的氣動(dòng)載荷和氣動(dòng)加熱也最小。

b）隨著鈍度比減小，全箭軸向力系數(shù)逐漸增加并且增速變快，這將導(dǎo)致全箭阻力大幅增加，而全箭法向力系數(shù)和壓心系數(shù)變化不大。

c）隨著鈍度比減小，整流罩的局部靜載荷和動(dòng)載荷均有所增加，若鈍度比減小為 0.75，則軸向分布載荷峰值增加約15%，法向分布載荷峰值增加20%，肩部脈動(dòng)壓力強(qiáng)度增加 10%，這樣的變化會(huì)對(duì)全箭的載荷設(shè)計(jì)產(chǎn)生一定的影響。

d）隨著鈍度比減小，整流罩前錐段的冷壁熱流和總加熱量均會(huì)增加，若鈍度比減小為 0.75，則冷壁熱流峰值和總加熱量均增加約10%，需考慮加強(qiáng)防熱。