胡曉軍，完顏振海，梁 磊，李 妍，楊 亮

運(yùn)載火箭熱分離仿真參數(shù)化建模及動網(wǎng)格技術(shù)研究

胡曉軍，完顏振海，梁 磊，李 妍，楊 亮

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

針對多級火箭級間熱分離過程的特點(diǎn)，提出了三維模型參數(shù)化建模及分離仿真過程中的動網(wǎng)格技術(shù)。通過提取級間分離模型的主要設(shè)計參數(shù)變量，在此基礎(chǔ)上構(gòu)建參數(shù)化網(wǎng)格模型，使得仿真模型能夠適應(yīng)設(shè)計變量變化，從而實(shí)現(xiàn)自動化快速建模，同時在仿真過程中采用彈簧近似光滑法和局部重新劃分法的動網(wǎng)格技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了動態(tài)分離過程仿真并對仿真結(jié)果進(jìn)行了分析。

熱分離仿真；參數(shù)化建模；非定常計算流體動力學(xué)；動網(wǎng)格技術(shù)

0 引 言

在運(yùn)載火箭研制過程中分離技術(shù)十分重要，分離技術(shù)涉及到火箭外形選擇與布局、總體參數(shù)選擇、動力系統(tǒng)設(shè)計、彈道設(shè)計、姿態(tài)控制設(shè)計和彈體結(jié)構(gòu)設(shè)計等方面，是現(xiàn)代火箭總體設(shè)計和發(fā)射的關(guān)鍵技術(shù)之一。根據(jù)運(yùn)載火箭各級之間的分離動力不同，可分為2種方式：a）冷分離，也叫自由分離，指依靠分離彈簧等輔助動力或自身的重力和氣動力實(shí)現(xiàn)分離；b）熱分離，指分離動力來自于火箭繼續(xù)飛行上面級的發(fā)動機(jī)?；鸺夐g分離的研究表明，級間熱分離具有改善和提高繼續(xù)飛行級的穩(wěn)定性、可操作性等特點(diǎn)而被廣泛應(yīng)用于運(yùn)載火箭上。熱分離過程可以分為發(fā)動機(jī)點(diǎn)火建壓、連接螺栓剪斷或爆炸、下面級分離 3個階段，雖然整個過程時間短，但物理現(xiàn)象極為復(fù)雜。

由于級間熱分離主要分離沖量是級間壓力和飛行級發(fā)動機(jī)噴流力，而且分離過程中上面級箭體姿態(tài)控制系統(tǒng)參與控制，所以將氣動、姿態(tài)控制與分離等專業(yè)耦合對分離運(yùn)動過程進(jìn)行仿真模擬是型號進(jìn)一步發(fā)展和設(shè)計優(yōu)化的必然趨勢。

1 熱分離仿真架構(gòu)

級間熱分離仿真旨在自動化完成級間分離在流體力學(xué)數(shù)值模擬中前處理幾何造型、網(wǎng)格劃分、Fluent軟件求解器設(shè)定、初邊條件設(shè)定和數(shù)值求解，后處理中計算結(jié)果的可視化輸出過程，最終實(shí)現(xiàn)級間區(qū)的時變壓力場、溫度場分布、二級結(jié)構(gòu)特征點(diǎn)壓力、溫度特征及分離過程中動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)規(guī)律等分析研究。在級間分離仿真中，參數(shù)化建模和動網(wǎng)格技術(shù)是熱分離仿真的關(guān)鍵，模型及網(wǎng)格的好壞決定了仿真結(jié)果的優(yōu)劣。

火箭熱分離仿真架構(gòu)如圖1所示。

圖1 火箭熱分離仿真架構(gòu)

2 參數(shù)化建模

2.1 結(jié)構(gòu)建模參數(shù)化

結(jié)構(gòu)參數(shù)化模型是指通過參數(shù)（變量）而不是固定的值建立的仿真分析模型，通過簡單地改變模型中的參數(shù)值就能建立新的仿真分析模型。對于目前大多數(shù)三維幾何設(shè)計軟件而言，例如Pro/Engineer、CATΙA，都具備參數(shù)化建模功能，但其參數(shù)變量的作用域無法延伸到網(wǎng)格模型中，因此也無法實(shí)現(xiàn)后續(xù)的參數(shù)化仿真計算。本文將變量設(shè)置在仿真前處理過程中，從而實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格建模的參數(shù)化。具體方法為在流體仿真前處理軟件ΙCEM CFD中，通過將參數(shù)化幾何特征形成的格式化數(shù)據(jù)點(diǎn)轉(zhuǎn)化成擬合曲線或曲面來實(shí)現(xiàn)建模的參數(shù)化。

在多級火箭熱分離仿真中，為實(shí)現(xiàn)建模參數(shù)化，必須將用戶輸入的參數(shù)轉(zhuǎn)變成ΙCEM CFD可以識別的格式化數(shù)據(jù)點(diǎn)。圖2為數(shù)據(jù)點(diǎn)格式化后的參數(shù)化模型結(jié)構(gòu)示意。

圖2 參數(shù)化建模結(jié)構(gòu)示意

2.2 網(wǎng)格建模參數(shù)化

網(wǎng)格建模的參數(shù)化是通過ΙCEM CFD軟件中的命令流記錄文件（即RPL腳本語言）來實(shí)現(xiàn)的，RPL語言由軟件生成并進(jìn)行修改，通過程序重新讀入自動運(yùn)行操作命令。在執(zhí)行網(wǎng)格建模參數(shù)化時，可以針對某一標(biāo)準(zhǔn)的模型進(jìn)行建模，并記錄建模過程，將需要變化的模型尺寸設(shè)置為變量，通過修改變量值，重新運(yùn)行腳本生成新的仿真模型，從而可以節(jié)約大量的仿真建模時間。對于火箭級間熱分離仿真而言，箭體上面級和下面級的結(jié)構(gòu)尺寸，例如長度、半徑等，都可以方便地實(shí)現(xiàn)參數(shù)化，按照參數(shù)設(shè)計空間建立仿真模型并開展仿真分析，得到熱分離仿真結(jié)果隨設(shè)計參數(shù)變化的規(guī)律，進(jìn)行多變量約束優(yōu)化，得到更佳的級間分離設(shè)計方案。

網(wǎng)格的自動劃分可以分為以下步驟：

a）生成原始RPL；

b）根據(jù)幾何數(shù)據(jù)修改RPL并設(shè)置參數(shù)變量；

c）打開ΙCEM CFD軟件運(yùn)行RPL；

d）讀入基于變量的格式化幾何數(shù)據(jù)文件；

e）輸出格式化的網(wǎng)格文件。

圖3為應(yīng)用網(wǎng)格生成參數(shù)化技術(shù)生成的火箭級間段參數(shù)化網(wǎng)格。

圖3 火箭級間段參數(shù)化網(wǎng)格

3 動網(wǎng)格技術(shù)

在火箭級間熱分離仿真中，需要使用動網(wǎng)格技術(shù)模擬火箭一、二級分離的動態(tài)過程和噴管擺動的過程。涉及流場的動網(wǎng)格可以分為2類：a）預(yù)定義邊界運(yùn)動，例如級間分離過程中的噴管運(yùn)動為有控運(yùn)動，需要對其運(yùn)動規(guī)律進(jìn)行定義；b）流動驅(qū)動運(yùn)動，這類運(yùn)動由流場的壓力分布來確定，需要對前一步仿真結(jié)果進(jìn)行積分運(yùn)算。無論是哪種運(yùn)動，都需要網(wǎng)格變化進(jìn)行支撐，在使用Fluent等軟件開展仿真分析時，需要根據(jù)單個或幾個迭代步對網(wǎng)格進(jìn)行更新。邊界的運(yùn)動方式既可以采用型函數(shù)來表示，也可以采用用戶自定義函數(shù)（User-Defined Function，UDF）來實(shí)現(xiàn)。在仿真建模中，可以對網(wǎng)格的不同區(qū)域進(jìn)行劃分，各部分網(wǎng)格邊界不一定連續(xù)，可以通過交界面來連接。

多級火箭級間熱分離仿真的動網(wǎng)格基于非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格區(qū)域，采用彈簧近似光滑技術(shù)和局部重劃技術(shù)相結(jié)合的方法來實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格變化。在仿真計算中，通過設(shè)置網(wǎng)格質(zhì)量控制參數(shù)，對由于網(wǎng)格運(yùn)動而導(dǎo)致質(zhì)量變差的單元進(jìn)行重新剖分。對于Fluent軟件而言，網(wǎng)格質(zhì)量控制參數(shù)主要為網(wǎng)格畸變率和網(wǎng)格尺寸。在仿真計算中，變形區(qū)域的網(wǎng)格如果大于最大約束尺寸或者大于最小約束尺寸或者畸變率過大，則對其進(jìn)行標(biāo)記，并在下一步仿真計算中對標(biāo)記的網(wǎng)格進(jìn)行重新剖分。圖4為火箭級間段動網(wǎng)格的截面。由圖4可以看出隨著級間距離的增加，區(qū)域的動網(wǎng)格不斷重剖分。

圖4 火箭級間區(qū)域動網(wǎng)格

4 仿真結(jié)果分析

應(yīng)用第2、3節(jié)所述的方法建模及劃分網(wǎng)格，并與姿態(tài)控制、分離等專業(yè)耦合，根據(jù)分離時的火箭飛行高度、馬赫數(shù)、大氣參數(shù)等，對分離運(yùn)動過程進(jìn)行仿真，某時刻的仿真結(jié)果如圖5所示。

圖5 某時刻級間仿真結(jié)果

續(xù)圖5

由圖5可以看出，利用參數(shù)化建模及動網(wǎng)格技術(shù)的火箭熱分離仿真，能夠較好地模擬級間分離流場的級間段內(nèi)流場參數(shù)變化、彈體在流體動力下運(yùn)動軌跡變化、級間段溫度和流場隨時間變化等非定常變化過程。

5 結(jié) 論

參數(shù)化建模及動網(wǎng)格生成技術(shù)在多級火箭熱分離仿真中起到關(guān)鍵作用，在對某火箭級間熱分離過程的仿真結(jié)果分析中應(yīng)用了相關(guān)技術(shù)，結(jié)論如下：

a）利用三維參數(shù)化建模及網(wǎng)格生成技術(shù)，通過ΙCEM CFD進(jìn)行參數(shù)化幾何建模及網(wǎng)格劃分，并根據(jù)級間分離運(yùn)動特點(diǎn)劃分計算控制區(qū)域，研究網(wǎng)格劃分策略，保證了計算控制區(qū)域的網(wǎng)格質(zhì)量和網(wǎng)格數(shù)量；

b）采用多層包裹域的網(wǎng)格劃分方法，結(jié)合動網(wǎng)格處理技術(shù)，可以精確計算分離過程的非定常氣動力，能解決傳統(tǒng)分離仿真中采用插值擬合工程估算帶來氣動力誤差大的問題。

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Research on Parametric Modeling and Dynamic Meshing Technology of the Hot Stage Separation of A Multi-stage Rocket

Hu Xiao-jun, Wanyan Zhen-hai, Liang Lei, Li Yan, Yang Liang
(Beijing Ιnstitute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076)

According to the characteristics of the stage separation of a multi-stage rocket, a parametric modeling and dynamic meshing technology is introduced to simulate the separation process. Main design parametric variables are extracted, and based on which parametric meshing model is constructed. The model can adapt to design variables, and automatically modeling is realized. During the simulation, dynamic meshing technology is adopted, including smoothing and remeshing methods. Dynamic simulation is conducted and the result of which is analyzed.

Hot-separation simulation; Parametric modeling; Transient Computational Fluid Dynamics; Dynamic meshing

V421

A

1004-7182(2017)04-0010-03 DOΙ：10.7654/j.issn.1004-7182.20170403

2016-01-15；

2016-07-01

胡曉軍（1975-），男，高級工程師，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭總體設(shè)計