李曉軒，楊依峰，張利嵩，秦緒國(guó)，戈慶明

（北京航天長(zhǎng)征飛行器研究所，北京，100076）

0 引 言

近年來(lái)，隨著飛行器任務(wù)模式和功能的多樣化，在飛行器方案論證過(guò)程中，高速飛行條件下的多體分離問(wèn)題越來(lái)越多。對(duì)于多體分離過(guò)程，避免分離過(guò)程中發(fā)生碰撞是需要重點(diǎn)關(guān)注的問(wèn)題[1~4]。本文針對(duì)在高超聲速底流區(qū)分離時(shí)可能遇到的回追碰撞現(xiàn)象進(jìn)行分析，并通過(guò)非定常數(shù)值仿真，驗(yàn)證了一種解決方案的有效性。

1 回追碰撞現(xiàn)象及分離方案

1.1 回追碰撞現(xiàn)象

高超聲速底流區(qū)是由膨脹波、回流區(qū)、分離激波、尾流激波等流動(dòng)結(jié)構(gòu)組成的復(fù)雜流動(dòng)區(qū)域。馬赫數(shù)為15條件下，在飛行器底部，以近似底部直徑為分界面，其內(nèi)部的流動(dòng)密度和速度極低，若物體處于該區(qū)域內(nèi)，僅會(huì)受到微弱的氣動(dòng)力作用，如圖1所示。

圖1 底流區(qū)馬赫數(shù)與密度分布Fig.1 Mach Number and Density Distribution in Base Flow Region

回追碰撞過(guò)程如圖2所示，當(dāng)以初始相對(duì)速度V0從飛行器底部向后拋出分離體后，分離體將處于動(dòng)壓極低的底流區(qū)區(qū)域中，不受明顯的氣動(dòng)力作用，其相對(duì)來(lái)流的運(yùn)動(dòng)速度近似保持不變。而質(zhì)量為m的飛行器在氣動(dòng)阻力Fx作用下，以加速度a=Fx/m做近似勻減速運(yùn)動(dòng)，因此飛行器與分離體間的相對(duì)速度持續(xù)減小，在t=V0/a時(shí)減小至Vt=0。之后兩者間的距離將逐漸接近，直至在t=2×V0/a時(shí)刻以近似V0的相對(duì)速度發(fā)生回追碰撞。

圖2 回追碰撞過(guò)程示意Fig.2 Schematic Diagram of Backtracking Collision Process

針對(duì)該現(xiàn)象，本文提出后拋+側(cè)拋的分離方案，并通過(guò)數(shù)值仿真對(duì)該方案進(jìn)行了分析。

1.2 分離方案

后拋+側(cè)拋方案的大致流程，是將分離體分為左右兩半，首先將其一同向后拋出，在尚未發(fā)生回追的時(shí)間窗口內(nèi)，將分離體的左右兩半向兩側(cè)進(jìn)行二次分離，使其飛出低動(dòng)壓底流區(qū)范圍，從而在來(lái)流氣動(dòng)力作用下，向遠(yuǎn)離飛行器的方向飛行，避免回追碰撞問(wèn)題。

2 數(shù)值仿真方法

分離過(guò)程中飛行器和分離體的位置姿態(tài)時(shí)刻發(fā)生變化，因此根據(jù)位置和姿態(tài)實(shí)時(shí)、高效和魯棒的調(diào)整網(wǎng)格成為分離過(guò)程模擬的關(guān)鍵。重疊網(wǎng)格技術(shù)中各個(gè)獨(dú)立網(wǎng)格的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)不會(huì)隨著物體的相對(duì)運(yùn)動(dòng)而改變，因此基于重疊網(wǎng)格技術(shù)的數(shù)值模擬方法適于處理剛性物體之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)。此外還有變形網(wǎng)格技術(shù)[5]，也適用于多體分離問(wèn)題的分析。

根據(jù)飛行器和分離體的外形特點(diǎn)，采用結(jié)構(gòu)與非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格混合的方式，進(jìn)行了計(jì)算網(wǎng)格的劃分。圖3給出了采用重疊網(wǎng)格技術(shù)對(duì)多體動(dòng)態(tài)問(wèn)題的仿真流程。

圖3 多體動(dòng)態(tài)問(wèn)題仿真流程Fig.3 Simulation Flow of Multi-body Dynamic Problem

3 仿真分析

選取飛行器與分離體相對(duì)距離最遠(yuǎn)、相對(duì)速度為零的時(shí)刻作為分離體開(kāi)始側(cè)向分離動(dòng)作的時(shí)刻。單個(gè)分離體的質(zhì)量為50 kg，兩分離體各自中心平面間的初始間距為160 mm，初始側(cè)向分離速度為25 m/s。

首先依據(jù)初始條件進(jìn)行定常計(jì)算，并將其結(jié)果作為非定常計(jì)算的初場(chǎng)。計(jì)算得到的流向截面壓力等值線如圖4所示，對(duì)稱面壓力云圖和流線如圖5所示，對(duì)稱面馬赫數(shù)云圖如圖6所示。

圖4 起始時(shí)刻流向截面壓力等值線Fig.4 Pressure Isopleth of Flow Direction Section at the Starting Time

圖5 起始時(shí)刻對(duì)稱面壓力云圖和流線Fig.5 Pressure Cloud Chart and Streamline of Symmetrical Plane at the Starting Time

圖6 起始時(shí)刻對(duì)稱面馬赫數(shù)云圖Fig.6 Mach Number Cloud Chart of Symmetrical Plane at The Starting Time

由圖4~6可以看出，在分離體附近存在著復(fù)雜的干涉結(jié)構(gòu)，等壓線密集。從對(duì)稱面壓力云圖和流線分布可以看到清晰的激波干涉結(jié)構(gòu)，回流區(qū)可見(jiàn)兩個(gè)較大分離渦。除此之外，在兩個(gè)分離體中間區(qū)域還存在著若干小分離結(jié)構(gòu)?？芍跏紩r(shí)刻分離體完全處在飛行器的底流區(qū)中，未脫離底流區(qū)干擾。

在定常流場(chǎng)基礎(chǔ)上，開(kāi)展了非定常分離計(jì)算，計(jì)算得到的各部件速度和位移曲線分別見(jiàn)圖7、圖8。

圖7 各部件速度曲線Fig.7 Calculated Variation Curve of Component Centroid Velocity

圖8 計(jì)算的部件質(zhì)心位移變化曲線Fig.8 Calculated Variation Curve of Component Centroid Displacement

續(xù)圖8

由圖8、圖9可以看出，飛行器在氣動(dòng)力作用下，沿軸向始終呈勻加速運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。左右分離體在0.02 s之前速度幾乎不變，表明其在底流區(qū)中受氣動(dòng)力影響較小，此時(shí)段內(nèi)分離體和飛行器呈相互接近的趨勢(shì)。當(dāng)分離體隨著z向運(yùn)動(dòng)接觸到底流區(qū)邊界后，開(kāi)始具有明顯的軸向加速度，在該加速度作用下，其軸向速度開(kāi)始逐漸增加并超過(guò)飛行器的軸向速度，實(shí)現(xiàn)了兩者逐漸遠(yuǎn)離。計(jì)算得到的不同時(shí)刻部件相對(duì)位置關(guān)系見(jiàn)圖9。

圖9 不同時(shí)刻部件相對(duì)位置Fig.9 Relative Position of Components at Different Times

由圖9可知，分離體沿側(cè)向飛出底流區(qū)后，與飛行器在流向上相互遠(yuǎn)離，沒(méi)有發(fā)生回追碰撞。

4 結(jié)束語(yǔ)

非定常數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明，高超聲速條件下，飛行器底部流場(chǎng)的低動(dòng)壓環(huán)境不利于多體分離方案的實(shí)現(xiàn)，通過(guò)側(cè)拋+后拋的解決方案，可以使分離體沿側(cè)向迅速脫離底流區(qū)，在較大的來(lái)流動(dòng)壓條件下與飛行器拉開(kāi)距離，有效避免回追碰撞。