黃 兵，欒 宇，柳海龍，李 東，楊虎軍

（1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；2. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

0 引 言

運(yùn)載火箭在大氣層中飛行時(shí)，整流罩的主要功能是給有效載荷提供良好的環(huán)境，避免受到大氣層各種干擾因素的影響；當(dāng)火箭飛出大氣層后，將整流罩拋掉。整流罩分離系統(tǒng)的設(shè)計(jì)須使整流罩按要求的過頂角速度或平拋速度完全脫離箭體，且不與整流罩內(nèi)有效載荷和箭體發(fā)生碰撞[1]。

在整流罩分離系統(tǒng)的研制中，在整流罩分離仿真分析的基礎(chǔ)上，組織整流罩地面分離試驗(yàn)是設(shè)計(jì)驗(yàn)證的重要環(huán)節(jié)。

在整流罩分離過程中，研究發(fā)現(xiàn)，在不考慮氣動(dòng)阻力的飛行環(huán)境下，分離過程中的彈性變形和其他能量耗散占分離能源的10%以內(nèi)。因此，在工程實(shí)踐中，對(duì)于飛行條件下的整流罩分離特性，可以采用折合彈性系數(shù)的剛體假設(shè)，按多體動(dòng)力學(xué)問題進(jìn)行求解[2]。然而，相對(duì)于飛行狀態(tài)，地面大氣環(huán)境中的分離試驗(yàn)中，整流罩內(nèi)壓力與外界大氣壓力之差所形成的負(fù)壓以及氣動(dòng)阻力帶來了較大的影響。以過頂角速度為例，相比飛行狀態(tài)，地面大氣環(huán)境中的整流罩過頂角速度降低達(dá)50%以上，說明負(fù)壓和空氣阻力導(dǎo)致的能量損耗卻顯著高于結(jié)構(gòu)變形對(duì)能量的耗散作用，這對(duì)整流罩分離的地面驗(yàn)證帶來了巨大的挑戰(zhàn)[3]。

中國(guó)新一代大型運(yùn)載火箭長(zhǎng)征五號(hào)（后簡(jiǎn)稱CZ-5）整流罩尺寸直徑達(dá)到5.2 m、長(zhǎng)度超過12 m，結(jié)構(gòu)尺寸較中國(guó)傳統(tǒng)長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭顯著增大[4,5]。對(duì)于大型整流罩的地面分離驗(yàn)證，為了避免大氣影響，Airane IV[6]大型運(yùn)載火箭在研制期間在大真空罐中開展了整流罩分離試驗(yàn)，但是，由于缺少地面真空環(huán)境、裝置的成本較高，導(dǎo)致CZ-5火箭難以采用該試驗(yàn)方案。

這就需要對(duì)負(fù)壓對(duì)整流罩地面大氣環(huán)境中的分離試驗(yàn)的影響作用進(jìn)行研究和量化分析，確定試驗(yàn)與飛行狀態(tài)的差別，從而通過地面試驗(yàn)評(píng)估整流罩分離設(shè)計(jì)的正確性。李剛等[7]對(duì)采用耦合歐拉-拉格朗日算法對(duì)大型整流罩的地面分離預(yù)示方法進(jìn)行了研究，并未對(duì)負(fù)壓產(chǎn)生的機(jī)理進(jìn)行研究。為此，本文首先提出了簡(jiǎn)化物理模型，對(duì)影響分離中負(fù)壓形成的主要因素進(jìn)行了分析，并采用AMESim所提供的平面運(yùn)動(dòng)庫、信號(hào)庫和氣動(dòng)庫建立了集總參數(shù)的地面整流罩分離剛體模型，對(duì)整流罩分離試驗(yàn)中的負(fù)壓產(chǎn)生機(jī)理和趨勢(shì)進(jìn)行了分析。同時(shí)，考慮到實(shí)際分離過程和氣體流動(dòng)的耦合性，引入于流體仿真軟件Flow3D，以2013年開展的CZ-5整流罩分離試驗(yàn)結(jié)果為對(duì)象，對(duì)整流罩分離過程進(jìn)行了仿真與研究。

鑒于中國(guó)運(yùn)載火箭普遍采用旋轉(zhuǎn)分離方案、以彈簧作為分離能源，本文主要對(duì)此類整流罩分離過程開展研究工作。

1 地面大氣環(huán)境中整流罩分離過程分析

1.1 整流罩分離過程

在整流罩旋轉(zhuǎn)分離過程中，分離能量（沖量）主要來源于分離彈簧壓縮所儲(chǔ)存的彈性勢(shì)能，圖1給出的是整流罩旋轉(zhuǎn)分離典型的示意。從能量守恒角度，地面整流罩打開到分離的完整過程實(shí)際上是分離彈簧的彈性勢(shì)能逐漸轉(zhuǎn)化為其他能量的過程：

圖1 整流罩分離示意Fig.1 Payload Fairing Separation

式中Π為分離彈簧的彈性勢(shì)能；T為整流罩動(dòng)能；U為重力勢(shì)能；1E為氣動(dòng)阻力和負(fù)壓所做負(fù)功；E2為結(jié)構(gòu)的彈性變形與振動(dòng)；3E為旋轉(zhuǎn)阻力所作負(fù)功。

從式（1）中可以看出，相對(duì)于飛行狀態(tài)，地面試驗(yàn)在耗散能量上增加了氣動(dòng)阻力和負(fù)壓所做負(fù)功1E。由于整流罩分離速度較低，試驗(yàn)和理論均已分析表明，氣動(dòng)阻力影響較小，因此，本文主要對(duì)負(fù)壓的影響作用進(jìn)行分析。

1.2 國(guó)內(nèi)外整流罩地面試驗(yàn)分離試驗(yàn)

1.2.1 日本H-2運(yùn)載火箭

日本H-2運(yùn)載火箭衛(wèi)星整流罩長(zhǎng)12 m、直徑為4.07 m，質(zhì)量約1400 kg，有效載荷可用空間Φ3.7 m，采用兩瓣式旋轉(zhuǎn)分離方式；采用8根分離彈簧作為分離能源，彈簧初始力約為7.2 kN，行程320 mm，為了減輕質(zhì)量，彈簧采用鈦合金材料。整流罩分離試驗(yàn)中實(shí)測(cè)的整流罩內(nèi)負(fù)壓最大約627 Pa[8]。

1.2.2 印度北極星運(yùn)載火箭

印度北極星火箭整流罩采用兩瓣式平拋分離，橫向連接解鎖裝置采用包帶，縱向連接解鎖裝置采用分離導(dǎo)爆索。整流罩分離過程為：包帶解鎖，整流罩與芯級(jí)分開；縱向?qū)П髌鸨?，氣囊膨脹，推?dòng)解鎖后的兩半罩向兩側(cè)運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)整流罩分離。

最初分析認(rèn)為，罩內(nèi)氣壓下降對(duì)整流罩分離影響不大。但試驗(yàn)表明，整流罩分離速度達(dá)最大值后，并非保持穩(wěn)定而是下降很快，與用簡(jiǎn)單體積膨脹方法計(jì)算的值相比，試驗(yàn)壓力下降幅度更大、持續(xù)時(shí)間更長(zhǎng)[9]。

1.2.3 中國(guó)長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭

長(zhǎng)征系列典型整流罩長(zhǎng)度超過10 m，柱段直徑為4.2 m，整流罩由端頭帽、馮·卡門錐、柱段及倒錐段組成。整流罩分離采用兩瓣式旋轉(zhuǎn)分離，橫向分離面用爆炸螺栓連接，縱向分離面采用“導(dǎo)爆索＋凹口螺栓”和爆炸螺栓連接，分離能源采用彈簧。整流罩橫向分離裝置首先解鎖；然后，縱向分離裝置解鎖；半罩在分離彈簧的作用下分離。整流罩分離試驗(yàn)采用有效載荷模擬器／整流罩組合體通過儀器艙與試驗(yàn)臺(tái)連接，靠軟防護(hù)網(wǎng)接收，見圖2。

圖2 整流罩分離試驗(yàn)示意Fig.2 Payload Fairing Separation Experiment

試驗(yàn)中，試驗(yàn)臺(tái)和有效載荷模擬器為封閉實(shí)體結(jié)構(gòu)，整流罩內(nèi)空氣與外界空氣僅能從整流罩分離過程中形成的邊界流動(dòng)。為了獲取整流罩分離過程中罩內(nèi)壓力大小，在有效載荷模擬件上安裝了壓力傳感器。圖3給出的是試驗(yàn)過程中獲取的典型負(fù)壓歷程，在整流罩分離的初期，負(fù)壓最大值超過了1.4 kPa。

圖3 整流罩分離試驗(yàn)負(fù)壓曲線Fig.3 Negative Pressure of Fairing Separation Experiment

2 影響負(fù)壓特性的主要因素

由于地面試驗(yàn)中負(fù)壓的存在導(dǎo)致試驗(yàn)和飛行存在顯著差異，而對(duì)于分離過程而言，負(fù)壓對(duì)能量具有耗散作用，在極限情況下，整流罩甚至可能無法從箭體有效分離，而停滯在分離彈簧釋放的靜止?fàn)顟B(tài)。

2.1 負(fù)壓形成的機(jī)理分析

地面整流罩分離負(fù)壓的形成使得氣體與整流罩運(yùn)動(dòng)之間的相互耦合作用較為復(fù)雜，其形成的機(jī)理可描述為：在外界氣體補(bǔ)充不及的情況下，帶壓容腔突然體積變化而形成。極限情況為無外界氣體補(bǔ)充時(shí)導(dǎo)致最大的平均壓降（等溫變化），即：

式中0P為整流罩內(nèi)初始?jí)毫?；ΔP為整流罩內(nèi)壓力變化；0V為整流罩內(nèi)初始容積；ΔV為整流罩內(nèi)容積變化。

忽略式（2）中小量ΔP?ΔV，則有：

由國(guó)內(nèi)外試驗(yàn)所獲取的最大負(fù)壓，數(shù)值在200～2000 Pa之間，相對(duì)于標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力（101 325 Pa）約為2‰～2%。按式（3），其折合為體積變化率也同樣是2‰～2%，即開罩過程中只要外界大氣補(bǔ)充不及時(shí)情況下體積變化率達(dá)此量級(jí)，壓差也就與之對(duì)應(yīng)。

上述描述是負(fù)壓形成基本機(jī)理。但實(shí)際過程中，外界氣體在內(nèi)外壓差的驅(qū)使下會(huì)源源不斷地進(jìn)行補(bǔ)充，負(fù)壓能夠得到一定程度的緩解；但補(bǔ)充流量與開罩的速度又密切相關(guān)，因此，負(fù)壓的形成和分離過程相互耦合、相互作用。隨著分離角度的增加、整流罩打開角度變大，外界氣體將更為通暢和迅速地補(bǔ)充到罩內(nèi)空間，負(fù)壓也將逐漸減弱、消失。

2.2 整流罩內(nèi)壓力分析簡(jiǎn)化模型

在分離過程中，半罩繞鉸鏈轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，可近似將此過程視為一體積在膨脹的容腔，而分離界面輪廓所掃過的側(cè)面積則為氣體進(jìn)入容腔的通道。由此，該過程可描述為：一方面，隨著旋轉(zhuǎn)分離，容腔容積在增加，若外界此時(shí)無氣體進(jìn)入，由氣體等溫變?nèi)葑兓P(guān)系，氣體壓力將隨之而減??；而另一方面，隨著容腔內(nèi)壓力的降低，在大氣壓差的驅(qū)動(dòng)下，外界的氣體將進(jìn)行補(bǔ)充，且隨著分離的進(jìn)行，氣體的通路面積也在不斷增加，從而也大幅減小內(nèi)外壓差。

嚴(yán)格來講，整流罩在分離過程中，由于尺度效應(yīng)和流動(dòng)區(qū)域的差異等因素，內(nèi)部壓力將呈現(xiàn)出一定的空間分布。這里為了更清晰化負(fù)壓形成過程，首先采用簡(jiǎn)化的模型來進(jìn)行初步研究，研究對(duì)象為分離中整流罩輪廓掃過路徑形成的變化容腔，見圖4。

圖4 整流罩分離示意Fig.4 Payload Fairing Separation

分析中，作如下假設(shè)：

a）外界大氣壓力始終保持恒定常壓；

b）氣體遵從理想氣體狀態(tài)方程；

c）變化容腔中壓力瞬間處處均勻；

d）分離過程中變化容腔內(nèi)氣體溫度保持不變。

根據(jù)理想氣體狀態(tài)方程：

式中uV為整流罩內(nèi)容積；um為整流罩內(nèi)氣體質(zhì)量；mR為摩爾氣體常數(shù)。

式（4）兩端對(duì)時(shí)間求導(dǎo)，可得：

式中 氣體通過開口進(jìn)入到容腔中的質(zhì)量流量um˙可按下式計(jì)算：

式中qC為流量系數(shù)，與開口結(jié)構(gòu)及流動(dòng)特性相關(guān)；nΓ取決于流動(dòng)中壓比狀態(tài)；Aθ為進(jìn)入罩內(nèi)的氣體流通面積；Tair為外界大氣溫度。

根據(jù)式（5），分離過程中整流罩內(nèi)的壓力變化主要取決于：

a）分離過程中進(jìn)入整流罩內(nèi)的氣體質(zhì)量流量um˙，主要和整流罩分離中初始流通面積及流量系數(shù)相關(guān)；

c）整流罩內(nèi)的有效初始容腔體積Vu0，主要取決于模擬邊界和整流罩形成的初始封閉容腔容積。

2.3 主要影響因素分析

結(jié)合整流罩分離過程及其上述建立的簡(jiǎn)化模型，使用AMESim平面運(yùn)動(dòng)庫、信號(hào)庫和氣動(dòng)庫聯(lián)合建立如圖5所示以彈簧作為分離能源的剛體旋轉(zhuǎn)整流罩分離計(jì)算模型。分析中采用的半罩質(zhì)量為1200 kg，直徑約5 m，分別以表1中的總計(jì)13種工況針對(duì)上述討論的3個(gè)方面影響因素進(jìn)行了實(shí)例仿真分析。

圖5 基于AMEsim的整流罩分離模型Fig.5 Modeling for Payload Fairing based on AMEsim

表1 計(jì)算工況Tab.1 Analysis Conditions

續(xù)表1

2.3.1 整流罩內(nèi)初始有效容腔變化

在整流罩分離試驗(yàn)中，為了驗(yàn)證整流罩分離過程中劃過輪廓和有效載荷的協(xié)調(diào)情況，需要采用模擬有效載荷作為試驗(yàn)邊界。若有效載荷采用帶封閉段，則分離過程中參與整流罩壓力平衡的有效容腔實(shí)際就會(huì)降低。

圖6、圖7給出在底部常通流通面積為0的情況下（相當(dāng)于上述印度北極星第1次試驗(yàn)和中國(guó)長(zhǎng)征火箭試驗(yàn)情況），初始有效容腔體積變化對(duì)分離過程中角速度和罩內(nèi)平均壓力的影響情況，對(duì)應(yīng)表1中的工況1～5。

圖6 工況1～5分離角速度Fig.6 Rotational Velocity of Condition 1～5

圖7 工況1～5壓力曲線Fig.7 Pressure of Condition 1～5

從圖6可看出，隨著初始有效容腔的減小，整流罩過頂時(shí)間逐漸延后，但其過頂角速度基本保持不變，這主要是因?yàn)榉蛛x彈簧力雖然為主動(dòng)力，但負(fù)壓作為被動(dòng)力，在抑制分離的過程中，會(huì)壓縮彈簧，使得這部分能量實(shí)際仍以勢(shì)能形式再次貯回彈簧中，而隨著整流罩緩慢打開，內(nèi)外流通面積也隨之增加，這就使得負(fù)壓效應(yīng)趨于平緩，此后，彈簧勢(shì)能逐漸轉(zhuǎn)化為分離速度。從圖7可看出，整流罩容腔壓力隨著初始容腔減小而作用時(shí)間增長(zhǎng)，其最低壓力也更低，且振蕩趨勢(shì)也更趨明顯。

通過對(duì)整流罩內(nèi)初始有效容腔變化的影響分析表明，為了削弱地面大氣環(huán)境試驗(yàn)相對(duì)飛行真空環(huán)境分離試驗(yàn)中負(fù)壓影響，在考慮模擬有效載荷邊界的同時(shí)，盡可能增加初始容腔有效容積，應(yīng)將模擬有效載荷設(shè)計(jì)為通氣性較好的結(jié)構(gòu)，建議為桁架或桿系結(jié)構(gòu)。

2.3.2 整流罩初始常通面積變化

飛行火箭中，處于安全性或者熱環(huán)境原因，有時(shí)會(huì)在整流罩和其下方基礎(chǔ)級(jí)箭體結(jié)構(gòu)之間設(shè)置隔膜；有時(shí)也會(huì)出于結(jié)構(gòu)協(xié)調(diào)考慮，整流罩型為紡錘體，使得和箭體對(duì)接采用倒錐結(jié)構(gòu)，這些型式對(duì)于飛行中整流罩分離都不會(huì)有影響，但對(duì)于地面試驗(yàn)，則由于減小了分離中外界氣體有效流通面積而影響到整流罩內(nèi)壓力變化歷程。

圖8和圖9給出的是初始有效容腔體積為100 m3情況下，初始常通流通面積變化對(duì)分離過程中角速度和罩內(nèi)平均壓力的影響情況，對(duì)應(yīng)于表1中的工況4和工況6～9。從圖8中可以看出，在初始常通流通面積增加的初期，整流罩分離時(shí)間和分離速度變化并不明顯，這主要是因?yàn)樵摿魍娣e下進(jìn)入整流罩內(nèi)的氣體量相對(duì)還是較小，之后隨著流通面積的進(jìn)一步增加，分離時(shí)間顯著減小，而分離速度也隨之整體提高。從圖9中可以看出，在初始常通流通面積增加的初期，由于外界氣體流量偏小，整流罩內(nèi)容腔壓力實(shí)際變化不大，隨著初始常通流通面積進(jìn)一步增加，整流罩內(nèi)容腔壓力開始顯著降低。

圖8 工況4、工況6～9分離角速度Fig.8 Rotational Velocity of Condition 4 and Condition 6-9

圖9 工況4、工況6～9壓力曲線Fig.9 Pressure of Condition 4 and Condition 6-9

通過對(duì)初始常通流通面積變化的影響分析表明，在地面試驗(yàn)中，為了能夠減小與飛行的差別，應(yīng)盡量保證外界與整流罩的通暢性，或者增加常通流通面積，如試驗(yàn)中不設(shè)置隔膜，或者整流罩上增加鏤空區(qū)等。

2.3.3 分離能量變化

分離能量的變化是通過提高分離速度而影響試驗(yàn)中整流罩內(nèi)壓力歷程的。

圖10和圖11給出的是分離能量變化對(duì)分離速度和整流罩內(nèi)壓力的影響情況。分析中采用的初始有效容腔體積為100 m3，初始常通流通面積10 m2，對(duì)應(yīng)于表1中工況9～13。

從圖10中可以看出，隨著分離能量的增加，整流罩的分離速度也整體增加，從在對(duì)整流罩內(nèi)容腔壓力的影響來看，隨著分離能量的增加，罩內(nèi)壓力也顯著增加，如圖11所示。

圖10 工況9～13分離角速度Fig.10 Rotational Velocity of Condition 9-13

圖11 工況9～13壓力曲線Fig.11 Pressure of Condition 9-13

3 基于CFD的整流罩地面分離負(fù)壓分析

基于分離過程簡(jiǎn)化模型的分析，本文對(duì)影響整流罩分離的負(fù)壓形成的主要因素進(jìn)行了討論。實(shí)際地面試驗(yàn)過程中，一方面，整流罩分離和周圍大氣流體相互耦合作用，整流罩分離速度影響著整流罩內(nèi)的負(fù)壓大小及其大氣摩擦阻力，而這些力又反過來作用在整流罩上，影響著整流罩的分離速度；而另一方面，整流罩結(jié)構(gòu)尺寸較大，且外界氣體通道布局各異，對(duì)于氣體流動(dòng)狀態(tài)和整流罩內(nèi)壓力歷程影響較大，因此為了能夠更為準(zhǔn)確的了解該過程，需要采用能夠捕捉流體流動(dòng)細(xì)節(jié)的計(jì)算流體力學(xué)方法將整流罩運(yùn)動(dòng)過程與負(fù)壓形成過程耦合關(guān)聯(lián)分析。

3.1 CZ-5火箭整流罩地面分離試驗(yàn)

CZ-5的整流罩如圖12所示，采用兩瓣式結(jié)構(gòu)和旋轉(zhuǎn)分離方式。

圖12 CZ-5基本型整流罩Fig.12 Payload Fairing of LM-5 (standard model)

如圖12所示，其前錐段采用馮·卡門曲線外形，柱段采用鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，半罩質(zhì)量達(dá)1.1 t以上。相比傳統(tǒng)長(zhǎng)征火箭整流罩，由于CZ-5火箭整流罩直徑較大，且沒有倒錐段，頂角接近17°，超過所有在飛長(zhǎng)征火箭整流罩。該整流罩截面積約為52 m2，遠(yuǎn)超出目前中國(guó)運(yùn)載火箭。綜上可知，CZ-5火箭Φ5.2 m整流罩存在質(zhì)量大、過頂角大、迎風(fēng)面積大3個(gè)主要特性，由此導(dǎo)致分離能源需求大幅增加、地面試驗(yàn)中氣動(dòng)力效應(yīng)更為顯著。

2013年6月，完成了CZ-5火箭整流罩分離試驗(yàn)，試驗(yàn)過程正常，整流罩順利打開。試驗(yàn)中，整流罩底部無隔膜；且模擬有效載荷除靠近底部位置處（載荷支架）側(cè)壁為封閉狀態(tài)外，其余均為桁架結(jié)構(gòu)。圖13為試驗(yàn)中獲得整流罩內(nèi)典型負(fù)壓歷程，負(fù)壓峰值約為500 Pa，作用時(shí)間約0.5 s[9]。

圖13 分離試驗(yàn)內(nèi)壓曲線Fig.13 Internal Pressure of Separation Experiment

3.2 模型及驗(yàn)證

基于Flow-3D平臺(tái)（V10.0），采用彈簧、重力、移動(dòng)變形物體及粘性湍流模型建立仿真系統(tǒng)，見圖14。參數(shù)設(shè)置按照試驗(yàn)中實(shí)際數(shù)值，分別使用200 000、300 000、500 000、1 000 000網(wǎng)格進(jìn)行了分析，同時(shí)考慮到計(jì)算資源，僅對(duì)半罩進(jìn)行了分析；結(jié)合地面分離試驗(yàn)結(jié)果（見圖13），試驗(yàn)過程中負(fù)壓實(shí)際作用時(shí)間不超過0.5 s，因此，將仿真時(shí)間設(shè)定為0.7 s。

圖14 基于Flow-3D的分離試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.14 Model of Separation Experiment based on Flow-3D

圖15給出了使用不同網(wǎng)格數(shù)量計(jì)算得到的角分離速度與試驗(yàn)數(shù)據(jù)比較情況。從圖15中可以看出，網(wǎng)格數(shù)量的增加對(duì)于計(jì)算結(jié)果無顯著影響，且計(jì)算值與實(shí)測(cè)值吻合性好，能夠較為準(zhǔn)確地反映該時(shí)段內(nèi)角速度歷程。此外，由于計(jì)算中Flow3D平臺(tái)上整流罩采用剛體模型，因此該計(jì)算同時(shí)也表明，相對(duì)于負(fù)壓對(duì)整流罩分離過程的影響，結(jié)構(gòu)彈性變形可近似忽略，這也印證了試驗(yàn)中所測(cè)得呼吸變形較小的實(shí)際情況。

圖15 不同網(wǎng)格密度下的分離速度Fig.15 Rotational Velocity by Different Mesh Density

圖16給出的是分離過程中，約0.28 s時(shí)刻整流罩內(nèi)的氣體壓力分布情況，從圖16中可以看出，整流罩內(nèi)的壓力存在顯著空間分布。圖17給出的是與圖13中對(duì)應(yīng)測(cè)點(diǎn)位置處的計(jì)算負(fù)壓歷程，從計(jì)算結(jié)果來看，計(jì)算得到的峰值負(fù)壓約450 Pa，呈現(xiàn)出振蕩過程，作用時(shí)間約0.45 s，和實(shí)測(cè)值較為接近。

圖16 分離過程中壓力分布計(jì)算結(jié)果Fig.16 Pressure Result during Separation by Simulation

圖17 分離試驗(yàn)內(nèi)壓仿真結(jié)果Fig.17 Internal Pressure of Separation by Simulation

圖18為從計(jì)算結(jié)果中提取的負(fù)壓作用在整流罩上的3個(gè)正交方向上的作用力歷程。在重力方向Z向，其峰值約5000 N，但在其分離方向X向，其峰值達(dá)到了約25 000 N，該兩方向上，作用力隨時(shí)間而衰減，Y軸為對(duì)稱軸，在不考慮偏差、干擾情況下，無作用力。

圖18 整流罩內(nèi)外壓差作用Fig.18 Effects of Internal and External Pressure

圖19給出的是飛行狀態(tài)和試驗(yàn)狀態(tài)分離角速度比較情況?；诮Y(jié)構(gòu)彈性對(duì)整流罩實(shí)際分離速度影響較小的認(rèn)識(shí)，飛行狀態(tài)角速度為采用剛體模型進(jìn)行分析計(jì)算而得。從圖19中可以再次看出，盡管采用了多種措施來減小分離中可能存在的負(fù)壓，但在地面試驗(yàn)中負(fù)壓的存在仍對(duì)分離過程產(chǎn)生了重大影響。

圖19 飛行和地面試驗(yàn)工況分離速度仿真結(jié)果Fig.19 Rotational Velocity of Fairing Separation by Simulation:Flight vs. Experiment

4 結(jié)束語

本文對(duì)整流罩分離試驗(yàn)中負(fù)壓對(duì)分離過程的影響進(jìn)行了研究，基于簡(jiǎn)化模型，識(shí)別了主要影響因素，并通過所建立的AMESim仿真模型，對(duì)這些因素進(jìn)行了趨勢(shì)分析，提出了相應(yīng)的緩解措施。為了進(jìn)一步提高對(duì)該過程的認(rèn)識(shí)，采用計(jì)算流體力學(xué)Flow3D平臺(tái)，對(duì)整流罩分離過程進(jìn)行了分析，并與中國(guó)新一代運(yùn)載火箭CZ-5整流罩分離試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了比較，驗(yàn)證了分析的正確性，為后續(xù)更多的整流罩分離分析提供基礎(chǔ)。