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(shí)，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(dòng)力、氣動(dòng)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(shí)，必須及時(shí)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(guó)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(duì)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(dòng)的安全。

長(zhǎng)期以來，隨著航天技術(shù)和彈道導(dǎo)彈技術(shù)的成熟，各國(guó)對(duì)太空的探索活動(dòng)日益頻繁。另外，隨著導(dǎo)彈對(duì)機(jī)動(dòng)、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(shì)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(duì)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?jī)?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(duì)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(dòng)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(dòng)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(dòng)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(guó)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(dòng)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(duì)運(yùn)動(dòng)距離長(zhǎng)，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(duì)于錐－柱－錐形整流罩不適用。在低空高速下分離時(shí)，整流罩受到的氣動(dòng)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(gè)半罩，在推力(如彈簧力)作用下，每個(gè)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(dòng)，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(huì)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(shí)，氣動(dòng)力可作為分離的部分動(dòng)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(gè)半罩，之后兩半罩在推力作用下平動(dòng)，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(duì)簡(jiǎn)單;缺點(diǎn)是分離過程中2個(gè)半罩運(yùn)動(dòng)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(dòng)力可忽略的情況。例如長(zhǎng)征二號(hào)E火箭，其整流罩分離采用“平移－翻轉(zhuǎn)”方式，2個(gè)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(dòng)限位機(jī)構(gòu)，且氣動(dòng)力可作為部分分離動(dòng)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?jī)?nèi)容

低空高速整流罩分離運(yùn)動(dòng)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(dòng)［14－16］最大的區(qū)別在于面臨來流空氣的高動(dòng)壓，氣動(dòng)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(dòng)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(chǎng)計(jì)算。相對(duì)于高空整流罩分離運(yùn)動(dòng)，低空分離中空氣動(dòng)力與現(xiàn)在推力裝置提供的確定推力不同，它與分離時(shí)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(dòng)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(huì)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(chǎng)－運(yùn)動(dòng)－變形一體化耦合分析。整流罩分離高度降低后，空氣動(dòng)力成為主要的分離推動(dòng)力。流場(chǎng)－運(yùn)動(dòng)－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(shì)。

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(chǎng)計(jì)算問題

整流罩拋罩屬于流體與剛體運(yùn)動(dòng)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(jí)間分離、飛機(jī)彈射救生等。這類主要由氣動(dòng)力決定的分離過程，具有馬赫數(shù)高、動(dòng)壓大、迎風(fēng)面積大、質(zhì)量輕等特點(diǎn)，流動(dòng)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(dòng)都有一定難度，給空氣動(dòng)力學(xué)研究帶來新的難題。

針對(duì)此類運(yùn)動(dòng)的流場(chǎng)分析求解，目前國(guó)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(dòng)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(dòng)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(guó)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(dòng)確定模型運(yùn)動(dòng)特性的自由飛實(shí)驗(yàn)以及定常流動(dòng)確定模型運(yùn)動(dòng)特性的可控軌跡系統(tǒng)(Captive Trajectory Support，CTS)實(shí)驗(yàn)，而相對(duì)運(yùn)動(dòng)的多體動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)流動(dòng)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(dòng)特性的計(jì)算方法。1997年，美國(guó)對(duì)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(dòng)力預(yù)測(cè)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(dòng)非定常特性?；谶@種認(rèn)識(shí)，美國(guó)很重視發(fā)展數(shù)值模擬和飛行試驗(yàn)技術(shù)。

國(guó)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(guó)外探討分離過程主流是發(fā)展動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)。動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)有非結(jié)構(gòu)動(dòng)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(duì)運(yùn)動(dòng)的子塊網(wǎng)格來實(shí)現(xiàn)飛行物體之間相對(duì)運(yùn)動(dòng)，每一個(gè)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(duì)靜止;CGM計(jì)算效率稍高，但是每一步需要處理相對(duì)運(yùn)動(dòng)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(duì)于包含激波的流動(dòng)，線性插值限制了計(jì)算精度的提高。國(guó)內(nèi)楊愛明等模擬直升機(jī)前飛旋翼［19］、劉鑫等對(duì)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(dòng)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(guó)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(duì)運(yùn)動(dòng)，近幾年南京航空大學(xué)的伍貽兆［24］和氣動(dòng)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(guó)防科大的郭正［29］對(duì)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(shí)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(jiǎn)單，流場(chǎng)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(jiǎn)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(chǎng)計(jì)算分析方法，以獲得較為準(zhǔn)確的氣動(dòng)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(dòng)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(dòng)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(dòng)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(duì)整體式整流罩采用最小二乘法擬合罩體運(yùn)動(dòng)軌跡，利用蒙特卡羅法計(jì)算罩體運(yùn)動(dòng)的可靠度。整流罩分離運(yùn)動(dòng)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(shí)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(dòng)力的不確定性，給整流罩分離運(yùn)動(dòng)的可靠性研究提供了方法。

此外，在低空高速下氣動(dòng)力較大，薄壁結(jié)構(gòu)的整流罩會(huì)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(shí)會(huì)導(dǎo)致毀傷有效載荷。整流罩在復(fù)雜氣動(dòng)力作用下的彈性變形涉及到氣動(dòng)特性和結(jié)構(gòu)動(dòng)特性，分析計(jì)算復(fù)雜，目前開展大氣動(dòng)力與結(jié)構(gòu)彈性變形研究的還不多。

2．3 分離過程動(dòng)力學(xué)問題及仿真技術(shù)

早期研究認(rèn)為，拋罩運(yùn)動(dòng)為剛體的平動(dòng)與轉(zhuǎn)動(dòng)，以及罩體的彈性變形，但彈性變形和剛體運(yùn)動(dòng)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(shí)，將剛體運(yùn)動(dòng)和彈性運(yùn)動(dòng)分別建模分析，最后進(jìn)行疊加。

根據(jù)國(guó)內(nèi)外研究經(jīng)驗(yàn)，整流罩分離運(yùn)動(dòng)的研究可分為是否考慮氣動(dòng)力對(duì)整流罩分離運(yùn)動(dòng)的影響和是否考慮罩體彈性變形和剛體運(yùn)動(dòng)的偶合作用兩個(gè)層面。在低空高速飛行器整流罩分離運(yùn)動(dòng)中，進(jìn)行整流罩分離的動(dòng)力學(xué)分析，按照多體動(dòng)力學(xué)的方法［35］，既要考慮氣動(dòng)力對(duì)整流罩分離運(yùn)動(dòng)的影響，又要考慮彈性變形和剛體運(yùn)動(dòng)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(duì)增加，在整流罩分離時(shí)極易發(fā)生扭轉(zhuǎn)和彎曲等各種形式的振動(dòng)，“呼吸運(yùn)動(dòng)”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(duì)整流罩分離動(dòng)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(shí)的安全包羅區(qū)域和脫離后整流罩在氣動(dòng)力主導(dǎo)作用下運(yùn)動(dòng)軌跡。

當(dāng)今，剛?cè)岫囿w動(dòng)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(dòng)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(dòng)力學(xué)方法對(duì)整流罩分離進(jìn)行分析，獲得了分離運(yùn)動(dòng)參數(shù);西北工業(yè)大學(xué)李哲等［36］采用ADAMS/Flex對(duì)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(dòng)”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(duì)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(duì)分離運(yùn)動(dòng)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(dòng)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(dòng)力作用下的變形與軌跡，指出發(fā)展流固耦合動(dòng)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(guó)內(nèi)外對(duì)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(dòng)力、分離裝置分離力和過載共同作用下殼體的分離運(yùn)動(dòng)過程、彈性變形及結(jié)構(gòu)應(yīng)力應(yīng)變、分離過程中氣動(dòng)特性，為低空氣動(dòng)干擾下整流罩分離技術(shù)奠定基礎(chǔ)，并依據(jù)此法對(duì)某型整流罩分離運(yùn)動(dòng)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(duì)象，考慮其氣動(dòng)力和彈性變形對(duì)整流罩分離運(yùn)動(dòng)的影響。采用CFD方法求解N－S方程得到分離過程氣動(dòng)力，多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)求解運(yùn)動(dòng)方程，并通過編程加載至動(dòng)力學(xué)仿真模型;基于多體動(dòng)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(dòng)軌跡。流場(chǎng)計(jì)算及動(dòng)力學(xué)方程:

整流罩分離運(yùn)動(dòng)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(dòng)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(dòng)，使用CFD計(jì)算固定張開角度下作用在整流罩面上的氣動(dòng)力;

(2)編寫載荷轉(zhuǎn)換程序，將氣動(dòng)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(gè)有限元結(jié)點(diǎn)氣動(dòng)載荷隨張開角度的曲線，氣動(dòng)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(shí)刻，如圖4所示，外插至?xí)r間步長(zhǎng)的下一位置點(diǎn)，選取時(shí)間步長(zhǎng)數(shù)值積分，求得整流罩下一位置點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)參數(shù);

(4)將位置點(diǎn)坐標(biāo)傳遞至CFD計(jì)算此時(shí)刻流場(chǎng)，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(dòng)分析流程Fig．2 Fairing separation analysis process

圖3 氣動(dòng)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(dòng)特性和變形特性，對(duì)比計(jì)算忽略氣動(dòng)情況下的分離角速度與考慮氣動(dòng)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(dòng)力)與現(xiàn)在通常的高空高速狀態(tài)(不考慮氣動(dòng)力)相比，整流罩分離運(yùn)動(dòng)過頂時(shí)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(dòng)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(dòng)”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(huì)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(dòng)力學(xué)問題，流場(chǎng)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(dòng)，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(chǎng)分析。整流罩分離運(yùn)動(dòng)中流場(chǎng)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(huì)產(chǎn)生復(fù)雜的激波系，對(duì)整流罩的受力分布影響明顯。

(2)流場(chǎng)、彈性變形與運(yùn)動(dòng)間的緊耦合分析技術(shù)。當(dāng)前針對(duì)整個(gè)分離運(yùn)動(dòng)過程，為分離運(yùn)動(dòng)提出解決方法的不多。筆者在文中采用流場(chǎng)和位移場(chǎng)線性迭代的方法，可解決此類問題，但是計(jì)算量較大，自動(dòng)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(dòng)，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(dòng)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(guó)外航天故障綜述［J］．國(guó)際太空，2011(2):48－55．

［2］ 文清．美國(guó)“軌道碳觀測(cè)衛(wèi)星”發(fā)射失敗［J］．國(guó)際太空，2009(4):32－33．

［3］ 唐偉，江定武，桂業(yè)偉，等．旋成體導(dǎo)彈頭部母線線型的選擇問題研究［J］．空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2010，28(2):218－221．

［4］ 趙曉慧．巡航導(dǎo)彈錐形頭罩分離仿真分析［D］．長(zhǎng)沙:國(guó)防科學(xué)科技大學(xué)，2009．

［5］ 逄華．日本H－2火箭衛(wèi)星整流罩分離與拋罩試驗(yàn)［J］．世界導(dǎo)彈與航天，1991(6):29－33．

［6］ Cheng S C．Payload fairing separation dynamics［C］//The 35th AIAA(American Institute of Aeronautics and Astronautics)/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics，and Materials Conference pt．4，1994．

［7］ 汪順亮，董文源．長(zhǎng)征四號(hào)衛(wèi)星整流罩分離動(dòng)力學(xué)研究［J］．中國(guó)航天，1993(8):36－38．

［8］ 周鏡昆．ZN－3探空火箭頭罩分離的分歧及彈射分離器的設(shè)計(jì)［J］．宇航學(xué)報(bào)，1994，15(3):1－10．

［9］ 雷勇軍，卓曙君，鄭榮躍，等．衛(wèi)星整流罩結(jié)構(gòu)動(dòng)力特性與分離運(yùn)動(dòng)分析［J］．國(guó)防科技大學(xué)學(xué)報(bào)，1997，19(4):23－27．

［10］ 趙麗琴．整流罩模擬假?gòu)楊^空間運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)分析［D］．西安:西安電子科技大學(xué)，2006．

［11］ 李長(zhǎng)純．長(zhǎng)征二號(hào)E火箭有效載荷整流罩分離技術(shù)［J］．中國(guó)航天，1992(9):11－15．

［12］ 王志剛，李偉．一種新型彈體結(jié)構(gòu)的導(dǎo)彈分離動(dòng)力學(xué)建模與仿真［J］．科學(xué)技術(shù)與工程，2010，10(14):3403－3407．

［13］ 范慶志，孫秦．飛行器頭罩分離技術(shù)及設(shè)計(jì)方案分析研究［J］．機(jī)械設(shè)計(jì)與制造，2008(9):8－10．

［14］ 李大耀．中國(guó)探空火箭40年［M］．北京:宇航出版社，1998:65－70．

［15］ 馬忠輝．大型彈性整流罩分離特點(diǎn)分析［J］．中國(guó)科學(xué)E輯，2009，39(3):482－489．

［16］ 紀(jì)學(xué)，孫秦，高揚(yáng)．大型薄壁殼體結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)特性的數(shù)值模擬［J］．機(jī)械強(qiáng)度，2011，33(5):782－785．

［17］ 劉君，王巍，郭正，等．稠密大氣層內(nèi)火箭頭罩動(dòng)態(tài)分離過程數(shù)值模擬［J］．彈道學(xué)報(bào)，2006，18(3):34－38．

［18］ Baum J D，Luo Hong，Lêhner R．Application of unstructured adaptive moving body methodology to the simulation of fuel tank separation from an F－16C/D fighter［R］．AIAA 9720166．

［19］ 楊愛明，喬志德．基于運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格的前飛旋翼繞流N－S方程數(shù)值計(jì)算［J］．航空學(xué)報(bào)，2001，22(5):434－436．

［20］ 劉鑫，陸林生．重疊網(wǎng)格預(yù)處理技術(shù)研究［J］．計(jì)算機(jī)工程與應(yīng)用，2006，42(1):23－26．

［21］ 唐志同，李彬，鄭鳴，等．飛行器外掛投放數(shù)值模擬［J］．空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2009，27(5):592－596．

［22］ 張玉東，紀(jì)楚群．子母彈分離過程的數(shù)值模擬方法［J］．空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2003，21(1):47－52．

［23］ 招啟軍，徐國(guó)華．計(jì)入槳葉運(yùn)動(dòng)的旋翼CFD網(wǎng)格設(shè)計(jì)技術(shù)［J］．南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2004，36(3):288－293．

［24］ 田書玲，伍貽兆，夏健．用動(dòng)態(tài)非結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格法模擬三維多體相對(duì)運(yùn)動(dòng)繞流［J］．航空學(xué)報(bào)，2007，28(1):46－51．

［25］ 張來平，張涵信，高樹椿．矩形/非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格技術(shù)及在二維/三維復(fù)雜無粘流場(chǎng)數(shù)值模擬中的應(yīng)用［J］．空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，1998，16(1):79－88．

［26］ Seungsoo Lee，Minwoo Park，Kum Won Cho，Jang Hyuk Kwon．A new automated chimera method for the prediction of store trajectory［R］．AlAA 99－3131．

［27］ Zhang S J，Zhao X．Computational studies of stage separation with an unstructured chimera grid method［R］．AIAA 2007－5409．

［28］ Zhang S J，Liu J，Chen Y S，Zhao X．Numerical simulation of stage separation with an unstructured chimera grid method［R］．AIAA 2004－4723．

［29］ 郭正．包含運(yùn)動(dòng)邊界的多體非定常流場(chǎng)數(shù)值模擬方法研究［D］．長(zhǎng)沙:國(guó)防科技大學(xué)，2002．

［30］ Anandhanarayanan K，Konark Arora，Vaibhav Shah，et al．Separation dynamic of air－to－air missile using a grid－free euler solver［J］．2013，50(3):725－731．

［31］ 張永杰，孫秦．整體式頭罩分離運(yùn)動(dòng)軌跡可靠性分析［J］．箭彈與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2011，31(1):19－22．

［32］ Melike Nikbay，Muhammet N Kuru．Reliability based multidisciplinary optimization of aeroelastic systems with structural and aerodynamic uncertainties［J］．Journal of Aircraft，2013，50(3):708－715．

［33］ Villalaz P A．阿里安4衛(wèi)星整流罩的分離特性預(yù)示［J］．國(guó)外導(dǎo)彈與航天運(yùn)載器，1989(2):22－29．

［34］ Cheng S C．Payload fairing separation dynamics［R］．AIAA 94－1543－CP．

［35］ 洪嘉振．計(jì)算多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)［M］．北京:高等教育出版社，1997．

［36］ 李哲．大型整流罩分離動(dòng)力學(xué)簡(jiǎn)化建模及仿真分析［J］．固體火箭技術(shù)，2012，35(5):583－587．

［37］ 徐永成，茍永杰，王石剛．某衛(wèi)星整流罩分離仿真分析［J］．上海航天，2009，26(1):53－56．

［38］ 張小偉，王延榮，謝勝百，等．彈性整流罩分離的流固耦合仿真方法［J］．北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2009，35(8):976－979．