李 盾，何躍龍，劉 帥，喻海川，孟旭飛，李志輝

(1. 中國航天空氣動力技術(shù)研究院， 北京100074；2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所， 綿陽621000)

1 引言

航天發(fā)射活動在把航天器送入預(yù)定軌道的過程中，會生成大量尺寸較大的殘骸及碎片，如燃料箱、整流罩、分離裝置、航天器部件及助推器等。同樣，服役期滿大型航天器離軌隕落再入大氣層過程，先后經(jīng)歷自由分子流區(qū)、過渡流區(qū)、滑移流區(qū)和連續(xù)流區(qū)，高速高溫再入與空氣發(fā)生振動、離解、復(fù)合等化學(xué)物理反應(yīng)的真實氣體力熱效應(yīng)，會致金屬桁架結(jié)構(gòu)響應(yīng)變形軟化熔融與復(fù)合材料熱解燒蝕毀壞，進(jìn)而發(fā)生解體產(chǎn)生大量碎片。 航天器解體過程所產(chǎn)生碎片，一部分會被繼續(xù)熔融、燒蝕，剩余部分會撞擊地面。 這些殘骸碎片隕落區(qū)域可達(dá)橫縱數(shù)十、數(shù)百或數(shù)千公里區(qū)域，并對地面人員、建筑及環(huán)境等造成巨大的威脅[1]。 準(zhǔn)確預(yù)測航天器殘骸碎片的再入飛行走廊，可有效避免或減輕這種危害。

服役期滿大型航天器離軌再入-解體-隕落過程十分復(fù)雜，隨著高度的降低，大氣密度不斷升高，航天器經(jīng)較長時間的氣動力/熱作用，致結(jié)構(gòu)響應(yīng)燒蝕毀壞解體；解體分離階段殘骸碎片會存在顯著的相互干擾；碎片脫離干擾區(qū)后，將各自自由隕落。 不是所有的隕落過程都包含以上各個階段，如大氣層內(nèi)的發(fā)射活動將不存在再入解體過程；如果沒有顯著的氣動力/熱效應(yīng)作用在航天器殘骸上，也不會出現(xiàn)航天器毀壞、殘骸燒蝕解體過程；對于超高速再入，殘骸碎片在氣動熱積累作用下發(fā)生多次熔融、燒蝕解體的幾率很高，存活碎片較少，殘骸對地面造成的危險性也較低。

國內(nèi)外關(guān)于航天器隕落再入分析預(yù)測及地面風(fēng)險評估研究的方法，根據(jù)碎片再入預(yù)測模型可以分為2 類:面向物體法(研究對象為幾種典型參數(shù)模型)和面向航天器法(研究對象為真實飛行器外形)[2]。

面向物體法中，將再入體復(fù)雜的幾何結(jié)構(gòu)簡化為諸如球體、圓柱體、方形殼體等基本幾何形狀及其組合體[3]，并且這些基本幾何形狀的信息都可通過相關(guān)的特征參數(shù)描述，典型的應(yīng)用實例如NASA 的DAS[4]和ORSAT 軟件，國內(nèi)由清華大學(xué)和中國空間技術(shù)研究院共同開發(fā)的DRAPS[5-6]等。 面向航天器法中，作為研究對象的外形將會盡量真實地再現(xiàn)航天器原有的細(xì)節(jié)和結(jié)構(gòu)，可以對航天器的氣動特性等進(jìn)行分析。 ESA 的SCARAB[7-8]是較為著名的面向航天器法工程軟件。

每個民族大體上屬于各自的國家，這個國家的政治體制、經(jīng)濟(jì)狀態(tài)、軍事軍情、民俗風(fēng)情、生活習(xí)慣都會在語言中有所表現(xiàn)。這種表現(xiàn)無不被民族文化所包含，形成各種類別的文化現(xiàn)象，比如政治文化、宗教文化、民俗文化、飲食文化等等。而當(dāng)這些文化用語言進(jìn)行表達(dá)時，經(jīng)過翻譯這一工具來置換，就出現(xiàn)了跨文化交際中詞匯的盲區(qū)、多義、誤解，甚至是由于延伸詞意的不同帶來麻煩。所以說，商務(wù)英語僅僅是專業(yè)英語的范疇，也不是掌握了專門的詞匯和技巧就可以得心應(yīng)手的，必須要和社會文化大環(huán)境的影響通盤考量。否則，不但影響了翻譯內(nèi)容的偏差，而且失去了作為商務(wù)英語的獨(dú)特作用。

按照前面的分析，該線路的串聯(lián)補(bǔ)償裝置安裝位置應(yīng)在整條線路電壓降的中間位置，即電壓為9.6 kV處，串入電容器的補(bǔ)償度為1.25，此時，加入串補(bǔ)裝置后，風(fēng)孟線全線電壓分布情況如圖8所示。

本文仿真過程通過分別建立碎片靜態(tài)氣動數(shù)據(jù)庫和動態(tài)特性數(shù)據(jù)庫，實現(xiàn)對碎片大空域、寬速域隕落過程的仿真。 其中，靜態(tài)氣動數(shù)據(jù)庫包含碎片在不同高度、馬赫數(shù)、迎角、側(cè)滑角等條件下的六分量氣動力/力矩數(shù)據(jù)；動態(tài)特性數(shù)據(jù)庫包含在對應(yīng)條件下采用工程方法估算得到的碎片動穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)。 在碎片隕落過程仿真中，根據(jù)碎片實時的彈道軌跡、當(dāng)?shù)仫L(fēng)場條件等計算得到實時的高度、迎角、側(cè)滑角等參數(shù)，并從2 個數(shù)據(jù)庫中分別插值獲得實時氣動力及動穩(wěn)定性數(shù)據(jù)，進(jìn)而求解六自由度運(yùn)動方程，可獲得新的位置、姿態(tài)；重復(fù)該過程可仿真獲得單個碎片隕落軌跡。 本文以整流罩的隕落模擬為例，簡要介紹殘骸碎片經(jīng)過解體分離后彼此間不再有干擾，其運(yùn)行軌跡可當(dāng)作單體墜落進(jìn)行處理，該殘骸碎片落點(diǎn)預(yù)報仿真途徑:

自來水出水樁采用水泥結(jié)構(gòu)件進(jìn)行組裝，重量約280kg，占地面積0.3m2，出水樁由5部分組成：蓋帽、支撐板、底座、水池座和水池。除水池用水磨石混凝土外，其他結(jié)構(gòu)件均采用砂石混凝土內(nèi)帶冷拔鋼絲網(wǎng)（結(jié)構(gòu)如圖1所示）。每部分都進(jìn)行連接或配合，形成了一個完整結(jié)構(gòu)。

本文利用CFD 中多體分離數(shù)值模擬技術(shù)求解殘骸碎片解體過程，并在自由隕落過程綜合靜態(tài)氣動數(shù)據(jù)庫與動穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)庫實現(xiàn)對該階段高效高精度模擬。 利用該方法對飛行試驗中助推器的隕落過程進(jìn)行仿真并與試驗結(jié)果做對比，以驗證方法的準(zhǔn)確性和可行性。

2 數(shù)值方法

2.1 殘骸碎片解體分離模擬方法

航天器隕落解體，殘骸在近空間飛行環(huán)境高速隕落過程由于受到氣動力/熱作用，可能繼續(xù)熔融、燒蝕、解體。 本文不考慮殘骸的解體模型毀壞機(jī)理，僅將基于國家重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展計劃項目“航天飛行器跨流域空氣動力學(xué)與飛行控制關(guān)鍵基礎(chǔ)問題研究”形成的大型航天器跨流域氣動力熱/變形失效/熱解燒蝕/解體飛行航跡數(shù)值預(yù)報平臺生成的解體結(jié)果[13-14]作為輸入，分析解體后的殘骸碎片在氣動力作用下的相互干擾分離過程。

對各處理中2017年全年茶青產(chǎn)量進(jìn)行分析（圖3），結(jié)果表明，隨著施肥量的減少，F(xiàn)1、F2處理中茶青產(chǎn)量降低，CK處理中全年茶青產(chǎn)量為9082.28 kg·hm-2，F(xiàn)1處理中茶葉產(chǎn)量較CK降低4.6%，未達(dá)到顯著性差異（P>0.05），F(xiàn)2處理中茶青產(chǎn)量顯著降低（P<0.05）。配施有機(jī)肥處理中茶葉產(chǎn)量表現(xiàn)為 OF1>OF2>CK>OF3，OF1、OF2處理中，施氮量相等的情況下，OF1、OF2處理中茶青產(chǎn)量較CK分別升高13.28%、2.5%，處理間未達(dá)到顯著性差異。

殘骸的進(jìn)一步毀壞解體分離計算，采用中國航天空氣動力技術(shù)研究院自主研發(fā)的基于計算流體力學(xué)(CFD) 的多體分離過程數(shù)值模擬平臺[15-16]。 計算網(wǎng)格采用非結(jié)構(gòu)直角網(wǎng)格，針對近空間連續(xù)流區(qū)解體物繞流出現(xiàn)激波、剪切層等劇烈變化區(qū)域，采用自適應(yīng)網(wǎng)格技術(shù)，以提升網(wǎng)格對流場結(jié)構(gòu)的分辨率。 通過對流場結(jié)構(gòu)的分析，使網(wǎng)格點(diǎn)分布與流場結(jié)構(gòu)有效耦合，以較低的網(wǎng)格量實現(xiàn)對流場信息的準(zhǔn)確描述，確保多體分離數(shù)值模擬的計算精度和流場分辨率。 物體運(yùn)動過程由彈性動網(wǎng)格捕捉，隨著時間推移若累積產(chǎn)生較大的相對位移，會造成計算網(wǎng)格質(zhì)量下降，則通過網(wǎng)格的自動重構(gòu)和流場插值，更新計算網(wǎng)格，如圖1 所示。

流動對多體運(yùn)動過程的影響通過求解ALE(Arbitrary Lagrange-Euler)形式的流動控制方程獲得，為簡單起見，式(1)列舉考慮體積力的二維積分形式可壓縮N-S 方程。

式中，

圖1 網(wǎng)格彈性變形-重構(gòu)過程示意圖Fig.1 Illustration of the grid elastic deformation-reconstruction process

式中，變量ρ，p，e，T 和k 分別表示流體密度、靜壓、內(nèi)能、溫度和熱傳導(dǎo)系數(shù)； u，v 分別為速度矢量V 在直角坐標(biāo)系下的速度分量；而根據(jù)Stokes 假設(shè)， λ ＝- 2μ/3；粘性系數(shù)μ 由Surtherland 公式給出。

1)首先采用CFD 方法獲得整流罩在不同高度、馬赫數(shù)、迎角(0°～360°)、側(cè)滑角(0°～360°)下的完整氣動參數(shù)數(shù)據(jù)庫；

2.2 殘骸隕落落區(qū)預(yù)報方法

2.1 節(jié)介紹的解體分離過程模擬方法適用于航天器解體殘骸近空間飛行環(huán)境多次解體過程的模擬，解體一段時間后，各碎片間距離將逐步增大，之間干擾將逐步減弱直至消失，此時可以對各解體殘骸碎片各自的隕落軌跡進(jìn)行計算分析。 由于殘骸碎片作為單體的隕落時間較長，進(jìn)行完全的數(shù)值模擬將極為困難，本文通過蒙特卡羅仿真方法[12]分析多種因素影響下的隕落軌跡，進(jìn)而獲得碎片隕落區(qū)的預(yù)報結(jié)果。

在隕落過程中，碎片/殘骸受到的氣動力是影響落區(qū)散布的最重要也是最難模擬的因素。 在面向物體法中，氣動力模型基于簡化的物形給出，在考慮偏差、概率等因素影響后仍能獲得較為合理的結(jié)果[9]。 應(yīng)用面向航天器法時，通常是利用近似經(jīng)驗公式或CFD(Computational Fluid Dynamics)方法建立氣動數(shù)據(jù)庫[10-11]，通過耦合六自由度動力學(xué)模型預(yù)測再入物體每一時刻的位置和姿態(tài)[12]，這類方法預(yù)測精度高，但建模更復(fù)雜、需要消耗的計算資源也更多。

為了方便開展三維復(fù)雜外形動邊界繞流計算，本文采用基于格心的有限體積法對控制方程式(1)進(jìn)行離散。 使用線性MUSCL 格式對網(wǎng)格單元內(nèi)流動變量進(jìn)行重構(gòu)，而單元面通量使用AUSM 系列格式或Roe 格式空間離散，時間離散采用隱式LU-SGS 迭代法。

2)在長時間仿真過程中，整流罩旋轉(zhuǎn)的角速率可能出現(xiàn)非物理的增長導(dǎo)致姿態(tài)發(fā)散，在仿真過程中引入飛行器動導(dǎo)數(shù)可有效抑制角速率的非物理增長，保證仿真結(jié)果的穩(wěn)定。 為了提高仿真效率，仿真前采用基于牛頓法的動導(dǎo)數(shù)工程算法對不同姿態(tài)、馬赫數(shù)時整流罩動導(dǎo)數(shù)進(jìn)行估算，得到動導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)庫；

3)整流罩在墜落過程中會發(fā)生復(fù)雜的姿態(tài)變化，進(jìn)而導(dǎo)致其受到的氣動力劇烈變化，根據(jù)地軸系下整流罩質(zhì)心的運(yùn)動速度、當(dāng)?shù)仫L(fēng)場條件、整流罩的姿態(tài)可獲得整流罩的實時迎角、側(cè)滑角數(shù)據(jù)，進(jìn)而從動導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)庫插值對應(yīng)姿態(tài)的動導(dǎo)數(shù)、從氣動參數(shù)數(shù)據(jù)庫中插值得到整流罩的實時氣動力數(shù)據(jù)；

綜上所述，利用落錘、霍普金森桿實驗平臺和液壓介質(zhì)產(chǎn)生的動態(tài)脈沖載荷，峰值較高。但脈寬缺少10～102μs量級。本文設(shè)計了一種半正弦波脈沖載荷發(fā)生裝置，可產(chǎn)生壓力載荷峰值達(dá)50 MPa，脈寬為10～102 μs，可應(yīng)用于實驗室內(nèi)進(jìn)行沖擊動力學(xué)加載實驗。

閥板式進(jìn)水口優(yōu)點(diǎn)：相比傳統(tǒng)轉(zhuǎn)盤水閥，閥板式進(jìn)水口通過打磨平順沉箱進(jìn)水口位置，在沉箱下潛時由于沉箱內(nèi)外水頭差，外水壓通過橡膠墊板壓緊沉箱進(jìn)水口，密封性能好。在沉箱出駁安裝施工時，以往傳統(tǒng)水閥進(jìn)水控制全靠潛水員進(jìn)行控制，需要配備數(shù)個潛水員下水?dāng)Q緊或擰松轉(zhuǎn)盤進(jìn)行開關(guān)控制進(jìn)水，程序較為復(fù)雜，且容易導(dǎo)致每個格倉水量不一致。而閥板式進(jìn)水口，只需要在進(jìn)水口相應(yīng)的位置沉箱頂上安排人員進(jìn)行拉繩或松繩操作，在技術(shù)人員的控制口令下，立即能進(jìn)行沉箱進(jìn)水量控制，操作簡單便捷，控制壓載水速度快，沉箱格倉壓載水量平衡，沉箱調(diào)平效果好，且不需要潛水員進(jìn)行潛水作業(yè)。

1.2.3 培訓(xùn)內(nèi)容 針對問卷調(diào)查的結(jié)果，確定相應(yīng)的培訓(xùn)內(nèi)容。主要為:①腰背痛產(chǎn)生的原因、預(yù)防、鍛煉。②力學(xué)的原理，節(jié)力原則及運(yùn)用。③正確的各種預(yù)防腰背痛發(fā)生的姿勢、各項正確的護(hù)理操作。

4)根據(jù)整流罩所受氣動力、氣動力矩以及整流罩質(zhì)心運(yùn)動速度、旋轉(zhuǎn)角速度等參數(shù)，通過數(shù)值方式求解剛體六自由度運(yùn)動方程可獲得新的質(zhì)心位置、整流罩姿態(tài)以及整流罩運(yùn)動的速度和旋轉(zhuǎn)角速度；

圖2 落點(diǎn)預(yù)報流程圖Fig.2 Flowchart of the falling point forecast

基于上述過程，根據(jù)初始參數(shù)的不同，考慮參數(shù)拉偏、初始條件的隨機(jī)分布等影響，可仿真獲得最終的殘骸碎片隕落區(qū)預(yù)報結(jié)果。

3 隕落過程仿真及結(jié)果

首先以近空間助推器自30 km 高空以不同迎角、側(cè)滑角和馬赫數(shù)為初始條件、隕落過程仿真模擬結(jié)果與飛行試驗數(shù)據(jù)比較驗證基礎(chǔ)上，采用上述方法分別對整流罩左、右兩部分隕落及航天器再入解體、進(jìn)入近空間飛行環(huán)境多次解體分離隕落過程進(jìn)行仿真分析，以示意整個隕落區(qū)預(yù)報過程。

在進(jìn)行農(nóng)機(jī)推廣過程中，很多的企業(yè)都將機(jī)械設(shè)備的重點(diǎn)放在糧食的生產(chǎn)過程中，而對于這方面農(nóng)業(yè)機(jī)械設(shè)備的技術(shù)也在不斷的創(chuàng)新研究。但是在實際的應(yīng)用中，對于農(nóng)副產(chǎn)品的加工等問題也需要先進(jìn)的農(nóng)業(yè)機(jī)械設(shè)備進(jìn)行完成的，并且一些地方特色的農(nóng)產(chǎn)品對機(jī)械設(shè)備的要求更加嚴(yán)格。因此針對這種情況，導(dǎo)致農(nóng)業(yè)機(jī)械設(shè)備的推廣體系必須要加強(qiáng)完善，要讓農(nóng)民能夠及時的了解各種特殊機(jī)械設(shè)備的性能，從而使農(nóng)機(jī)推廣水平得到有效的提高。

3.1 近空間飛行環(huán)境助推器隕落模擬與驗證

助推器部件級在大氣層內(nèi)的隕落過程是高空殘骸隕落的重要研究對象。 對某飛行試驗中助推器部件級的落區(qū)散布問題進(jìn)行模擬分析。 圖3 所示為仿真分析的助推器模型，隕落初始條件為高度30 km，速度約1700 m/s，彈道傾角0°。

圖3 助推器部件級隕落仿真模型Fig.3 The simulation model for the booster falling forecast

開展這類近空間連續(xù)流區(qū)的單體無控隕落落區(qū)預(yù)報時，首先建立助推器靜態(tài)數(shù)據(jù)庫和動穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)庫，數(shù)據(jù)庫主體參數(shù)范圍為:迎角0°～360°，間隔2°；側(cè)滑角0°～360°，間隔1.5°；馬赫數(shù)取0.4、0.9、1.2、2.5、4 和6 共6 個樣本；氣動導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)庫迎角、側(cè)滑角和馬赫數(shù)樣本選取與靜態(tài)氣動數(shù)據(jù)庫相同。 仿真時考慮了馬赫數(shù)、高度、迎角、側(cè)滑角、彈道傾角等參數(shù)的初始偏差和2 組數(shù)據(jù)庫的精度偏差。 迎角、側(cè)滑角對助推器以不同馬赫數(shù)隕落的落點(diǎn)散布。

圖4 繪出了不同迎角、側(cè)滑角設(shè)置下助推器以不同馬赫數(shù)隕落的落點(diǎn)散布情況，可看出落點(diǎn)位置沿射向分布與初始迎角有一定相關(guān)性。 在其他初始條件相同的情況下，隨著迎角的增大，初始階段殘骸受到的阻力越大，減速越明顯，導(dǎo)致殘骸沿射向距離越小。 初始側(cè)滑角對落點(diǎn)沿側(cè)向的分布影響明顯，模擬結(jié)果發(fā)現(xiàn):不同側(cè)滑角條件下仿真獲得的落點(diǎn)具有明顯的分塊集聚特性。

5)重復(fù)步驟3、4，直至整流罩落到地面，獲得隕落過程的整流罩軌跡參數(shù)，完成單條整流罩落點(diǎn)預(yù)報(圖2)。

圖4 助推器隕落的落點(diǎn)散布結(jié)果Fig.4 The forecasted booster falling spot distribution

為驗證本文提出的模擬策略，在上述仿真預(yù)報基礎(chǔ)上，進(jìn)行該助推器自30 km 的隕落飛行試驗，通過雷達(dá)圖像跟蹤測量，獲得了助推器部件級的隕落飛行空間位置速度數(shù)據(jù)，圖5 繪出了采用本文方法仿真得到的基準(zhǔn)態(tài)助推隕落過程沿射向速度和射程數(shù)據(jù)(綠色-三角符號曲線)與飛行試驗結(jié)果(紅色圓點(diǎn)符號曲線)對比情況。 由圖5對比分析可以看出，本文仿真預(yù)報結(jié)果與最終飛行試驗結(jié)果吻合較好，證實本文基于氣動力數(shù)據(jù)庫支撐的彈道飛行航跡落區(qū)計算模型高精度可靠性。

產(chǎn)品外觀設(shè)計的內(nèi)容會直接影響到產(chǎn)品外觀設(shè)計的質(zhì)量，因此，應(yīng)嚴(yán)格規(guī)劃產(chǎn)品外觀設(shè)計的具體內(nèi)容。將傳統(tǒng)圖案應(yīng)用在產(chǎn)品外觀設(shè)計中是體現(xiàn)中華民族文化和弘揚(yáng)傳統(tǒng)文化精神的重要表現(xiàn)形式。在多元化的市場環(huán)境下，重視產(chǎn)品外觀的文化特色并與傳統(tǒng)圖案中的民族元素進(jìn)行有效融合，可使產(chǎn)品在激烈的市場競爭中繼續(xù)保持競爭優(yōu)勢。

《方案》進(jìn)一步明確，堅持幼兒為本，堅決糾正幼兒園“小學(xué)化”的違規(guī)辦園行為。禁止幼兒園提前教授漢語拼音、識字、計算、英語等小學(xué)課程內(nèi)容。幼兒園不得布置幼兒完成小學(xué)課程內(nèi)容家庭作業(yè)，不得組織小學(xué)課程內(nèi)容的有關(guān)考試測驗。堅決糾正幼兒園以課堂集中授課方式為主組織安排一日活動；或以機(jī)械背誦、記憶、抄寫、計算等方式進(jìn)行知識技能性強(qiáng)化訓(xùn)練的行為。整治“小學(xué)化”教育環(huán)境，解決教師資質(zhì)能力不合格問題。

圖5 助推器隕落預(yù)報結(jié)果與飛行試驗數(shù)據(jù)對比Fig.5 Comparison of the booster falling forecast and flight test data

3.2 整流罩隕落模擬分析

對典型的整流罩隕落軌跡進(jìn)行分析，圖6 所示為整流罩外形圖，圖中2 片半罩前端外形有一定差別，圖6(a)所示左罩有一個鼻錐，圖6(b)所示右罩為開口形態(tài)，兩罩組合可形成完整的整流罩結(jié)構(gòu)。 兩半罩從30 km 高度隕落，初始時刻兩者存在一定的側(cè)向分離速度和角速度。

圖6 整流罩外形圖Fig.6 The configuration of the fairings

建立氣動數(shù)據(jù)庫時迎角在0°～360°范圍變化，間隔30°；側(cè)滑角0°～360°，間隔15°；馬赫數(shù)取0.4、0.8、1.5、2.5、4 和6 共6 個樣本。 氣動導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)庫迎角、側(cè)滑角和馬赫數(shù)樣本選取與靜態(tài)氣動數(shù)據(jù)庫相同。

圖7 為兩半罩典型隕落軌跡示意圖，圖中給出的軌跡考慮了風(fēng)場、氣動阻尼等因素影響，但沒有考慮氣動偏差的影響。 兩罩分離后沿x 方向飛行30～40 km，在隕落末段出現(xiàn)了明顯的拐點(diǎn)，半罩飛行速度偏離初始隕落階段速度，甚至出現(xiàn)了向相反方向飛行(掉頭)情況。 主要是由于在隕落末端，整流罩飛行速度主要是沿豎直方向，其在橫側(cè)向的分量較小，因此可能在側(cè)風(fēng)影響下出現(xiàn)這種偏離現(xiàn)象。

圖8 繪出了兩罩隕落過程中飛行馬赫數(shù)、海拔高度等參數(shù)變化過程。 在隕落初期，整流罩飛行速度在氣動力作用下急劇降低，在幾十秒時間內(nèi)即降到亞聲速飛行。 在隕落末段以低于0.3 馬赫的速度飛行近200 s 的時間，最終落地。 在從超聲速段向亞聲速段過渡后，整流罩隕落飛行高度隨飛行時間變化曲線也出現(xiàn)明顯的拐點(diǎn)，隕落體在近空間高速隕落時空氣動力作用顯著，導(dǎo)致隕落體在極短時間就從高超聲速減速到亞聲速，其后因速度、能量進(jìn)一步降低，在稠密大氣層出現(xiàn)飄落飛行過程，致馬赫數(shù)、高度隨時間變化曲線出現(xiàn)類似拐點(diǎn)緩慢飛行下降的過程。

為了模擬隕落體的落區(qū)散布范圍，采用蒙特卡羅方法進(jìn)行仿真分析，通過對相關(guān)參數(shù)拉偏獲得偏差量，來跟蹤模擬可能對最終落點(diǎn)影響情況。本文選取的偏差量按照標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布隨機(jī)選取獲得的隨機(jī)數(shù)作為隨機(jī)偏差系數(shù)，與常系數(shù)ε(10%、20%或30%)相乘作為最終的偏差系數(shù)。

每個半罩分別仿真了5 種不同的初始狀態(tài)、設(shè)置3 種不同的氣動偏差，共計15 組狀態(tài)，每一組仿真了600 個樣本點(diǎn)，以統(tǒng)計各種拉偏對落點(diǎn)的影響規(guī)律。 圖9 所示為考慮偏差時左/右罩落點(diǎn)分布，每個半罩都仿真了9000 個樣本點(diǎn)。 圖中不同顏色標(biāo)識的是采用不同拉偏幅度時仿真得到的落點(diǎn)位置，黑色圓點(diǎn)表示不同初始條件下不考慮偏差影響時的落點(diǎn)位置。 從圖中落點(diǎn)分布可以看出，考慮偏差時各樣本點(diǎn)位置基本分散在不拉偏時各落點(diǎn)附近，大部分落點(diǎn)位置相對集中；采用不同拉偏幅度仿真的落點(diǎn)分布基本一致，沒有出現(xiàn)明顯的因為拉偏幅度增大而落點(diǎn)范圍變大的情況，證實所發(fā)展殘骸落區(qū)預(yù)報方法的強(qiáng)收斂可靠性。 圖9 中紅色框線給出了仿真結(jié)果主要積聚區(qū)域(包含了仿真結(jié)果中99%以上的落點(diǎn))，左罩預(yù)測落區(qū)沿射向為32 ～42 km，側(cè)向-9 ～1 km；右罩預(yù)測落區(qū)沿射向為25～40 km，側(cè)向-8～3 km。

圖7 兩半罩自30 km 高度典型狀態(tài)隕落軌跡Fig.7 Typical falling trajectory of the fairings from 30 km

圖8 典型狀態(tài)整流罩隕落過程Fig.8 Typical fairing falling process

圖9 左右兩半罩落區(qū)分布預(yù)報結(jié)果Fig.9 Forecast of falling area of left and right fairings

3.3 航天器解體分離

大型航天器再入解體進(jìn)入近空間飛行環(huán)境以及航天器自高空高速隕落，都可能在極端的氣動力熱條件下產(chǎn)生毀壞解體情況，解體后碎片在氣動力作用下發(fā)生相對運(yùn)動，并逐漸分離，呈現(xiàn)各自的隕落飛行。 本節(jié)對典型的航天器解體分離過程進(jìn)行模擬分析。

目標(biāo)飛行器如圖10 所示，設(shè)定飛行器解體后分解為8 個部件，各自以一定初始速度、角速度做解體分離運(yùn)動。 圖11 所示為計算過程中某時刻對稱面網(wǎng)格劃分示意圖。

圖10 航天器模擬解體分離計算模型Fig.10 Calculation model for spacecraft disintegration and separation simulation

圖11 某時刻對稱面網(wǎng)格示意圖Fig.11 Diagram of symmetrical plane grid at an instant

圖12 繪出該目標(biāo)航天器解體分離過程圖像。在數(shù)值模擬中，由于考慮的部件數(shù)目較少，且根據(jù)初始分離力給出初始速度、初始角速度較大，因此沒有出現(xiàn)相互碰撞等情況，分離過程中各部件以各自的速度向外飛行。 當(dāng)解體分離過程持續(xù)一段時間后，各部件間相互干擾將逐步減弱，各碎片的運(yùn)動可以看成各自獨(dú)立的隕落過程。 此時，可以將脫離干擾區(qū)的碎片位置、姿態(tài)、運(yùn)動速度、角速度等作為初始條件(或輸入條件)，進(jìn)行后續(xù)碎片隕落散布區(qū)域預(yù)報仿真。

圖12 航天器解體分離過程模擬結(jié)果Fig.12 Simulation of spacecraft disintegration and separation process

4 結(jié)論

本文基于非結(jié)構(gòu)直角網(wǎng)格系統(tǒng)，采用彈性變形-重構(gòu)耦合的動網(wǎng)格技術(shù)捕捉復(fù)雜運(yùn)動過程，結(jié)合自主研發(fā)的非定常CFD 數(shù)值方法，實現(xiàn)了有氣動干擾的多體碎片動態(tài)分離過程的數(shù)值模擬。針對無干擾情況下殘骸碎片自由隕落過程，發(fā)展了基于靜態(tài)氣動數(shù)據(jù)庫和動態(tài)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)庫仿真技術(shù)，建立了近空間飛行環(huán)境航天器殘骸解體分離過程數(shù)值模擬方法。

采用文中方法對近空間飛行環(huán)境航天器解體分離、助推器及整流罩自30 km 高度隕落預(yù)報開展仿真，通過其中助推級射向速度、射程數(shù)據(jù)與飛行試驗數(shù)據(jù)對比驗證，證實了本文所建立仿真方法正確可行。