楊依峰，周人歌，吳 喬，張衷之，陳 浩

北京航天長征飛行器研究所，北京 100076

火箭橇試驗是采用小型火箭推動，由火箭橇車體搭載試驗件，在專用軌道上運(yùn)行，獲得一系列飛行狀態(tài)參數(shù)的動態(tài)試驗過程[1]?；鸺嗽囼炇呛娇蘸教旄咚亠w行器試驗過程中的一種重要的地面模擬試驗手段，是介于常規(guī)風(fēng)洞試驗和真實飛行試驗之間的試驗方法，其最大特點是可以模擬試驗?zāi)Ｐ退璧乃俣群图铀俣?。利用這一試驗方法，不僅能考核航空航天飛行器整機(jī)、部件的性能，也能考核其對高速飛行環(huán)境的適應(yīng)性和可靠性。該試驗方法基本涵蓋飛行試驗，能夠考核全尺寸模型，并且可以在軌無損回收模型，以供進(jìn)一步的分析。此外，火箭撬試驗可以通過在地面模擬飛行過程來獲得大量數(shù)據(jù)，并且試驗的重復(fù)性、操控性和維護(hù)性均優(yōu)于風(fēng)洞試驗。國外發(fā)達(dá)國家十分重視高速地面火箭撬試驗，在20世紀(jì)60年代開展了高速火箭撬試驗，如美國建立了長達(dá)15km的火箭撬試驗軌道，開展了高速飛行器試驗、高速火箭發(fā)動機(jī)試驗和高雷諾數(shù)氣動力試驗，以及相關(guān)的火箭撬專項試驗?；鸺嗽囼炄鐖D1所示。

圖 1 火箭撬試驗

火箭撬技術(shù)的優(yōu)點在于能夠模擬較高飛行的動壓，能夠測試全尺寸飛行器模型；而缺點在于對飛行器流場的模擬存在復(fù)雜的地面效應(yīng)和橇體干擾。國內(nèi)外對火箭橇復(fù)雜流場開展了大量的研究，如國外Praharaj等[2]對火箭橇的穩(wěn)態(tài)流場進(jìn)行了模擬；Lofthouse等[3]利用數(shù)值手段對超聲速單軌火箭橇流場進(jìn)行了研究；Hegedus等[4]對有、無鴨翼的火箭橇結(jié)構(gòu)進(jìn)行了氣動特性計算，得到了火箭橇表面壓力分布。國內(nèi)鄒偉紅[5]、張傳俠等[6]、肖紅等[7]采用數(shù)值仿真方法對火箭橇復(fù)雜流場進(jìn)行了研究。這些研究主要針對亞聲速和超聲速火箭橇試驗進(jìn)行流場研究，對跨聲速火箭橇復(fù)雜流場研究較少。

為此，文章采用CFD方法對跨聲速火箭橇試驗進(jìn)行數(shù)值仿真，研究試驗地面及橇體對火箭橇試驗流場的干擾影響。

1 數(shù)值方法

采用Navier-Stokes方程作為流動控制方程，其積分形式為

式中：V為控制體體積；為守恒變量矢量；?為控制體表面；為通過表面?的凈通量矢量，包含黏性項和無黏性項；為表面的?單位外法向矢量。

控制方程中通量項的離散采用Van-Leer格式，時間離散采用LU-SGS隱式時間推進(jìn)格式，湍流模型采用SST湍流模型。該方法已經(jīng)在航空航天飛行器氣動設(shè)計中得到了廣泛應(yīng)用。

與傳統(tǒng)飛行環(huán)境流場仿真相比，火箭橇試驗流場仿真存在復(fù)雜的相對運(yùn)動關(guān)系。火箭橇在地面高速移動時，氣流相對橇車存在一定的速度，而相對地面又是靜止的，火箭橇試驗相對運(yùn)動關(guān)系如圖2所示。

圖 2 火箭橇試驗相對運(yùn)動關(guān)系

解決該問題比較直接的方法是采用重疊網(wǎng)格技術(shù)，地面網(wǎng)格不移動而橇車移動，這需要大量的網(wǎng)格，導(dǎo)致仿真過程相當(dāng)復(fù)雜和耗時。為此，文章基于氣流相對條件分析，從物理模型著手，通過邊界條件實現(xiàn)對整個運(yùn)動過程流場的仿真。具體來講，在假定空氣運(yùn)動的前提下，橇車支架相對空氣是運(yùn)動的，對橇車支架的物面邊界信息設(shè)定為無滑移邊界條件：

u=v=w=0

式中：u、v、w分別為X、Y、Z三個方向的速度；T為溫度；n為物面法線方向；w為物面。

試驗地面相對空氣是靜止的，對試驗地面的邊界信息設(shè)定為滑移邊界條件：

由此，可以真實地反映火箭橇試驗時橇車支架、試驗地面與空氣之間的相對運(yùn)動關(guān)系，從而能夠更加準(zhǔn)確地模擬火箭橇跨聲速試驗時的復(fù)雜流動情況。

2 計算模型及網(wǎng)格

文章以某單軌火箭橇為研究對象，試驗?zāi)Ｐ蜑檩S對稱球柱外形。單軌火箭橇試驗幾何模型如圖3所示。

圖3 單軌火箭橇試驗幾何模型

采用非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格對空間流場進(jìn)行離散，對模型前緣、激波位置、流動分離區(qū)進(jìn)行網(wǎng)格加密。模型表面網(wǎng)格如圖4所示。

圖4 模型表面網(wǎng)格

3 結(jié)果分析

采用上述方法對火箭橇跨聲速流場進(jìn)行仿真，計算狀態(tài)為V∞=400m/s。

火箭橇繞流空間壓強(qiáng)系數(shù)分布云圖如圖5所示，縱向?qū)ΨQ平面壓強(qiáng)系數(shù)分布云圖如圖6所示。從圖5、圖6可以看出，火箭橇前部形成了兩處較強(qiáng)的弓形激波，一處位于試驗?zāi)Ｐ颓安?，另一處位于橇體前部。兩道弓形激波在靠近試驗地面附近與地面形成了較強(qiáng)的耦合干擾。試驗件模型上下的激波形狀不同，其激波后的流動存在非對稱性，對試驗?zāi)Ｐ偷臍鈩犹匦源嬖谝欢ㄓ绊憽?/p>

圖5 空間壓強(qiáng)系數(shù)分布云圖

圖6 縱向?qū)ΨQ面壓強(qiáng)系數(shù)分布云圖

火箭橇速度從300m/s至500m/s（間隔50m/s）的縱向?qū)ΨQ面壓強(qiáng)系數(shù)云圖如圖7所示。從圖7可以看出，在速度較低時，試驗地面及橇體對試驗流場有較大干擾影響；隨著速度的增大，橇體前部的弓形激波后移，橇體與試驗地面對模型的干擾影響逐漸減小。

圖7 火箭橇不同速度縱向?qū)ΨQ面壓強(qiáng)系數(shù)云圖

4 結(jié)論

文章采用CFD方法對跨聲速單軌火箭橇試驗流場進(jìn)行了研究，主要得出了以下結(jié)論：

（1）試驗?zāi)Ｐ颓安抗渭げㄅc橇體激波在試驗地面附近形成復(fù)雜的激波干擾，使試驗?zāi)Ｐ蜕舷铝鲌龇菍ΨQ，對模型氣動特性造成干擾影響；

（2）隨著橇車速度的增大，橇體前部的弓形激波后移，對模型的干擾影響逐漸減小。