楊依峰，周人歌，吳 喬，張衷之，陳 浩

北京航天長(zhǎng)征飛行器研究所，北京 100076

火箭橇試驗(yàn)是采用小型火箭推動(dòng)，由火箭橇車體搭載試驗(yàn)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(dòng)態(tài)試驗(yàn)過程[1]?；鸺嗽囼?yàn)是航空航天高速飛行器試驗(yàn)過程中的一種重要的地面模擬試驗(yàn)手段，是介于常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)和真實(shí)飛行試驗(yàn)之間的試驗(yàn)方法，其最大特點(diǎn)是可以模擬試驗(yàn)?zāi)Ｐ退璧乃俣群图铀俣取＠眠@一試驗(yàn)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(duì)高速飛行環(huán)境的適應(yīng)性和可靠性。該試驗(yàn)方法基本涵蓋飛行試驗(yàn)，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(yàn)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(yàn)的重復(fù)性、操控性和維護(hù)性均優(yōu)于風(fēng)洞試驗(yàn)。國(guó)外發(fā)達(dá)國(guó)家十分重視高速地面火箭撬試驗(yàn)，在20世紀(jì)60年代開展了高速火箭撬試驗(yàn)，如美國(guó)建立了長(zhǎng)達(dá)15km的火箭撬試驗(yàn)軌道，開展了高速飛行器試驗(yàn)、高速火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)和高雷諾數(shù)氣動(dòng)力試驗(yàn)，以及相關(guān)的火箭撬專項(xiàng)試驗(yàn)?；鸺嗽囼?yàn)如圖1所示。

圖 1 火箭撬試驗(yàn)

火箭撬技術(shù)的優(yōu)點(diǎn)在于能夠模擬較高飛行的動(dòng)壓，能夠測(cè)試全尺寸飛行器模型；而缺點(diǎn)在于對(duì)飛行器流場(chǎng)的模擬存在復(fù)雜的地面效應(yīng)和橇體干擾。國(guó)內(nèi)外對(duì)火箭橇復(fù)雜流場(chǎng)開展了大量的研究，如國(guó)外Praharaj等[2]對(duì)火箭橇的穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)進(jìn)行了模擬；Lofthouse等[3]利用數(shù)值手段對(duì)超聲速單軌火箭橇流場(chǎng)進(jìn)行了研究；Hegedus等[4]對(duì)有、無鴨翼的火箭橇結(jié)構(gòu)進(jìn)行了氣動(dòng)特性計(jì)算，得到了火箭橇表面壓力分布。國(guó)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(duì)火箭橇復(fù)雜流場(chǎng)進(jìn)行了研究。這些研究主要針對(duì)亞聲速和超聲速火箭橇試驗(yàn)進(jìn)行流場(chǎng)研究，對(duì)跨聲速火箭橇復(fù)雜流場(chǎng)研究較少。

為此，文章采用CFD方法對(duì)跨聲速火箭橇試驗(yàn)進(jìn)行數(shù)值仿真，研究試驗(yàn)地面及橇體對(duì)火箭橇試驗(yàn)流場(chǎng)的干擾影響。

1 數(shù)值方法

采用Navier-Stokes方程作為流動(dòng)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(xiàng)和無黏性項(xiàng)；為表面的?單位外法向矢量。

控制方程中通量項(xiàng)的離散采用Van-Leer格式，時(shí)間離散采用LU-SGS隱式時(shí)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(dòng)設(shè)計(jì)中得到了廣泛應(yīng)用。

與傳統(tǒng)飛行環(huán)境流場(chǎng)仿真相比，火箭橇試驗(yàn)流場(chǎng)仿真存在復(fù)雜的相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系?；鸺猎诘孛娓咚僖苿?dòng)時(shí)，氣流相對(duì)橇車存在一定的速度，而相對(duì)地面又是靜止的，火箭橇試驗(yàn)相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系如圖2所示。

圖 2 火箭橇試驗(yàn)相對(duì)運(yùn)動(dòng)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(dòng)而橇車移動(dòng)，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(shí)。為此，文章基于氣流相對(duì)條件分析，從物理模型著手，通過邊界條件實(shí)現(xiàn)對(duì)整個(gè)運(yùn)動(dòng)過程流場(chǎng)的仿真。具體來講，在假定空氣運(yùn)動(dòng)的前提下，橇車支架相對(duì)空氣是運(yùn)動(dòng)的，對(duì)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(gè)方向的速度；T為溫度；n為物面法線方向；w為物面。

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

由此，可以真實(shí)地反映火箭橇試驗(yàn)時(shí)橇車支架、試驗(yàn)地面與空氣之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系，從而能夠更加準(zhǔn)確地模擬火箭橇跨聲速試驗(yàn)時(shí)的復(fù)雜流動(dòng)情況。

2 計(jì)算模型及網(wǎng)格

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

圖3 單軌火箭橇試驗(yàn)幾何模型

采用非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格對(duì)空間流場(chǎng)進(jìn)行離散，對(duì)模型前緣、激波位置、流動(dòng)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(duì)火箭橇跨聲速流場(chǎng)進(jìn)行仿真，計(jì)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(yàn)?zāi)Ｐ颓安浚硪惶幬挥谇馏w前部。兩道弓形激波在靠近試驗(yàn)地面附近與地面形成了較強(qiáng)的耦合干擾。試驗(yàn)件模型上下的激波形狀不同，其激波后的流動(dòng)存在非對(duì)稱性，對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩?dòng)特性存在一定影響。

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(shí)，試驗(yàn)地面及橇體對(duì)試驗(yàn)流場(chǎng)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(yàn)地面對(duì)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(duì)跨聲速單軌火箭橇試驗(yàn)流場(chǎng)進(jìn)行了研究，主要得出了以下結(jié)論：

（1）試驗(yàn)?zāi)Ｐ颓安抗渭げㄅc橇體激波在試驗(yàn)地面附近形成復(fù)雜的激波干擾，使試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕舷铝鲌?chǎng)非對(duì)稱，對(duì)模型氣動(dòng)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(duì)模型的干擾影響逐漸減小。