張 兵，吳萬同，沈 治，尹宇輝，陳澤棟，高 波

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

0 引 言

2022年12月9日,由中國運載火箭技術(shù)研究院抓總研制的捷龍三號(SD-3)商業(yè)運載火箭在黃海海域成功發(fā)射,將14顆衛(wèi)星準確送入預(yù)定軌道,圓滿完成了首次飛行任務(wù)。

捷龍三號火箭立足于當前與未來的衛(wèi)星發(fā)射市場,以成本為第一約條件,從立項研制到飛行試驗成功僅用時20個月。在剛性商業(yè)化需求下,通過全面數(shù)字化轉(zhuǎn)型推動了型號研制,實現(xiàn)了“高質(zhì)量、高效率、高效益”的三高發(fā)展目標。

通過仿真試驗替代實物試驗是火箭研制數(shù)字化轉(zhuǎn)型的有力抓手,型號隊伍結(jié)合捷龍三號火箭特點與北京宇航系統(tǒng)工程研究所在自主可控工業(yè)軟件方面的技術(shù)積淀,取消全箭氣動試驗、全箭模態(tài)試驗、部分分離試驗和部分靜力靜熱試驗,縮短研制周期近一年,解決了成本、效率、品質(zhì)之間的矛盾[1]。

本文聚焦捷龍三號火箭工程研制中替代全箭風洞試驗的仿真技術(shù),描述仿真方法及其具體工程應(yīng)用。首先簡述了中國運載火箭技術(shù)研究院自主可控氣動仿真軟件的主要算法,之后分別闡述了氣動特性仿真、對流換熱仿真和大頭頸比整流罩的脈動壓力仿真的工程應(yīng)用,最后給出總結(jié)。

1 自主可控仿真軟件主要算法

本節(jié)先闡述可壓縮湍流模擬的控制方程,介紹仿真所用的雷諾平均模擬與大渦模擬的湍流模型,隨后闡述多剛體運動流場仿真方法,包括任意拉格朗日-歐拉框架和剛體動力學(xué)方程耦合求解方法,最后闡述邊界的高保真度格式,以及面向未來應(yīng)用需求的數(shù)據(jù)驅(qū)動增強模型。

1.1 控制方程

本文的流體仿真使用了兩種方法:雷諾平均模擬與大渦模擬,根據(jù)流體力學(xué)研究的習(xí)慣,兩者可沿用同一套變量和上下標符號。其控制方程為

(1)

(2)

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(5)

式中:等效黏性系數(shù)滿足μe=μ+μt,湍流黏性系數(shù)μt通過湍流模型封閉,湍流擴散系數(shù)Dt通過梯度擴散假設(shè)封閉。

1.2 湍流模型

在雷諾平均模擬中,湍流黏性系數(shù)通過剪切應(yīng)力輸運(Shear stress transport, SST)模型封閉[2]:

(6)

式中:α*為參數(shù);F為混合函數(shù);|S|為流動拉伸率張量的模。湍動能控制方程考慮可壓縮性修正:

(7)

式中:α1和α2為膨脹可壓縮性修正系數(shù);β*為結(jié)構(gòu)可壓縮性修正系數(shù)[3-4]。

大渦模擬的湍流黏性通過壁面自適應(yīng)局部渦黏(Wall-adapting local eddy-viscosity, WALE)模型封閉[5]:

(8)

式中:Δs代表網(wǎng)格尺度;Sd滿足

(9)

(10)

1.3 任意拉格朗日-歐拉求解框架

在任意拉格朗日-歐拉框架下,有限體積網(wǎng)格單元的中心與界面均隨時間移動,將網(wǎng)格單元移動速度記為uc,則網(wǎng)格單元熱物理量的控制方程[6]為

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(12)

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上述控制方程的符號和變量與1.1節(jié)一致。若網(wǎng)格靜止,任意拉格朗日-歐拉框架的方程回歸1.1節(jié)的湍流控制方程形式。

1.4 剛體動力學(xué)方程的耦合求解

通過質(zhì)心位移與繞質(zhì)心旋轉(zhuǎn)獲得剛體運動規(guī)律,慣性系的剛體質(zhì)心動力學(xué)方程為

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式中:ar為加速度;ur為速度;fr為受力;mr為質(zhì)量。慣性系的剛體質(zhì)心旋轉(zhuǎn)角速度方程為

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式中:ωr為轉(zhuǎn)動角速度;J為剛體慣性矩陣;M為外力對質(zhì)心的力矩。

1.5 邊界的高保真格式

運用中國運載火箭技術(shù)研究院自主可控仿真團隊于2020年提出的邊界隱式約重構(gòu)方法,將網(wǎng)格邊界處的物理量和物理量梯度同時作為未知數(shù),通過隱式迭代方法求解,在滿足邊界條件的同時,保障邊界的變量重構(gòu)精度與計算域的內(nèi)部相同,反映邊界各向異性流動特征[7]。

與傳統(tǒng)格心型有限體積法直接構(gòu)造單元中心處的物理量梯度不同,本方法首先構(gòu)造格點的物理量梯度,然后利用格點梯度通過加權(quán)平均組合出單元梯度。格點梯度的構(gòu)造方法基于最小二乘思想,計算模板是與該格點相鄰的所有單元格心,構(gòu)造目標是模板內(nèi)所有數(shù)據(jù)點上的線性重構(gòu)值誤差的平方和最小。從而獲得一個以格點物理量值和格點物理量梯度值為未知量的線性方程組,并且對應(yīng)的系數(shù)矩陣是對稱矩陣,具有很高的求解效率。

在構(gòu)造邊界格點的物理量梯度時,開創(chuàng)性地將邊界面心處的物理量值也作為未知量納入梯度模板中,該線性系統(tǒng)在邊界處是隱式的。通過迭代法對該隱式問題進行求解,并且在求解過程中需要考慮各類邊界條件的約形式,最終可以同時獲得滿足邊界約的邊界格點梯度值和邊界面心值。格心對流項梯度和面心黏性項梯度通過周圍格點梯度的線性或非線性凸組合獲得[8]。

該方法的優(yōu)勢包括:1)在重構(gòu)近邊界區(qū)域梯度時考慮邊界約,重構(gòu)的物理量充分體現(xiàn)了近邊界區(qū)域的流動特征;2)對流項和黏性項的梯度構(gòu)造方式統(tǒng)一,具有更好的數(shù)值魯棒性;3)在模擬高超聲速流動時獲得比梯度限制器更好的非物理振蕩抑制效果。

1.6 基于機器學(xué)習(xí)的數(shù)據(jù)驅(qū)動增強模型

對運載火箭飛行中面臨的復(fù)雜流動現(xiàn)象,雷諾平均模擬具有工程設(shè)計階段可接受的效率,但基準湍流模式的誤差使得預(yù)測結(jié)果精確性較低;求解大渦模擬方程能夠給出較高的預(yù)測精度,但計算效率較低無法支持研制階段的迭代需求。因此對雷諾平均方程的湍流模型進行增強和修正,保證原有計算效率的基礎(chǔ)上提升精度成為一種可行的手段。

中國運載火箭技術(shù)研究院自主可控仿真軟件團隊在機器學(xué)習(xí)湍流模型方面進行了詳細研究和探索,在2020年提出了在基準湍流模式預(yù)測結(jié)果上疊加雷諾應(yīng)力張量的方式湍流修正算法[9],并將算法應(yīng)用于流動大分離問題中,以雷諾平均模擬的數(shù)值開銷獲得了與直接數(shù)值模擬相近的流動預(yù)測精度;在2022年進一步優(yōu)化機器學(xué)習(xí)湍流建?？蚣?將雷諾應(yīng)力張量表示定理嵌入預(yù)測框架之中,提升了機器學(xué)習(xí)湍流模型預(yù)測結(jié)果的光滑性、魯棒性和在不同問題中的泛化能力[10]。

數(shù)據(jù)驅(qū)動模型增強研究需要大量的真實數(shù)據(jù)以支持模型訓(xùn)練,中國運載火箭技術(shù)研究院作為運載火箭的抓總研制單位已經(jīng)積累了許多型號風洞試驗和飛行試驗遙測數(shù)據(jù),利用這些真值數(shù)據(jù)開展數(shù)據(jù)驅(qū)動模型研究具有優(yōu)勢,通過已有結(jié)果修正得到的增強模型能夠有效地應(yīng)用于新型號的研制之中,提升預(yù)測精度、釋放設(shè)計余量。

2 自主可控氣動仿真軟件工程應(yīng)用

本節(jié)闡述自主可控仿真軟件在運載火箭研制中的氣動仿真工程應(yīng)用,包含氣動力仿真、滾轉(zhuǎn)干擾氣動優(yōu)化和級間分離壓力仿真。

2.1 典型狀態(tài)氣動力仿真

氣動特性設(shè)計主要任務(wù)是根據(jù)給定的外形和飛行剖面,預(yù)測火箭六分量氣動力、力矩以及動阻尼系數(shù)等氣動特性,從而為彈道設(shè)計、載荷計算和控制系統(tǒng)設(shè)計提供依據(jù),設(shè)計方法包括工程計算、風洞試驗和數(shù)值仿真等。新一代固體火箭全面采用數(shù)值仿真方法進行全箭氣動特性設(shè)計,其中基于自主研發(fā)的高保真可壓縮湍流仿真方法完成了全飛行剖面的氣動特性設(shè)計。

邊界條件方面,箭體是絕熱無滑移邊界,計算域輪廓是壓力遠場,遠場來流條件取為一級飛行階段部分典型狀態(tài)參數(shù),見表1。

表1 捷龍三號火箭典型狀態(tài)來流參數(shù)Table 1 Typical inflow parameters for the SD-3 rocket

求解方法采用雷諾平均模擬,典型狀態(tài)的壓力系數(shù)分布如圖1所示。

圖1 典型狀態(tài)仿真結(jié)果的壓力系數(shù)分布云圖Fig.1 Pressure coefficient contours of typical simulation results

跨聲速氣流在整流罩的表面形成了λ激波,激波的位置隨馬赫數(shù)提高而向下游移動。通過湍流仿真結(jié)果修正了常規(guī)氣動力設(shè)計參數(shù)?；谧灾餮邪l(fā)軟件和某商業(yè)軟件的典型工況氣動特性仿真結(jié)果的對比如圖2所示。經(jīng)比較,一級飛行段軸向力系數(shù)CA偏差不超過3%,法向力系數(shù)CN偏差不超過4%,壓心系數(shù)XCP偏差不超過±0.01。

圖2 一級飛行段典型工況的自研軟件與商業(yè)軟件氣動設(shè)計仿真結(jié)果對比Fig.2 Comparison of aerodynamic design simulation results between the self-developed software and commercial software for typical operating conditions in the first stage flight

2.2 滾轉(zhuǎn)干擾氣動仿真

預(yù)示火箭表面凸起物誘導(dǎo)的滾轉(zhuǎn)氣動干擾是姿控系統(tǒng)設(shè)計的關(guān)鍵環(huán)節(jié)[11]。由于滾轉(zhuǎn)力矩數(shù)值比一般測量天平的量程小,并且風洞試驗中難以同時復(fù)現(xiàn)飛行試驗的馬赫數(shù)與雷諾數(shù),因此,相比縱向力矩測量結(jié)果,常規(guī)風洞測力試驗獲取的滾轉(zhuǎn)力矩準確度較低?；诟呔葦?shù)值仿真方法,通過采用真實的氣動外形進行流動仿真,獲得包括滾轉(zhuǎn)力矩在內(nèi)的氣動特性,開展相應(yīng)布局的氣動外形優(yōu)化。

通過仿真獲得滾轉(zhuǎn)氣動干擾,優(yōu)化了電纜罩布局方案?；鸺骷壈l(fā)動機需要布置四排電纜罩。在初始方案中,方位角0和180°各布置兩排,在優(yōu)化方案中,方位角0°、90°、180°和270°各布置一排。邊界條件方面,箭體和包含爆炸螺栓盒與電纜罩在內(nèi)的凸起物均采用絕熱無滑移壁面,計算域的外輪廓是壓力遠場,遠場邊界條件取如表2所示來流參數(shù)。

表2 捷龍三號滾轉(zhuǎn)氣動干擾仿真來流參數(shù)Table 2 Inflow parameters for simulations evaluating the aerodynamic inference on rolling moment of the SD-3 rocket

求解方面,Ma≥7.00時采用歐拉方程求解,其余狀態(tài)采用雷諾平均模擬,可壓縮修正在Ma≥2.00時運用。在固定馬赫數(shù)和攻角下,取各方位角最大的滾轉(zhuǎn)力矩作為對比依據(jù),兩種方案的最大滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)如圖3所示。

圖3 最大滾轉(zhuǎn)干擾力矩優(yōu)化前后對比Fig.3 Comparison of maximum rolling moments before and after optimization

工況1和工況2分別代表原始兩排電纜罩方案和優(yōu)化后四排電纜罩方案。由圖3可見,采用優(yōu)化后的四排電纜罩方案后,一級和二級飛行段的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)顯著下降,更有利于開展控制系統(tǒng)設(shè)計。

2.3 級間分離非定常壓力仿真

固體火箭級間熱分離設(shè)計的關(guān)鍵任務(wù)之一在于根據(jù)發(fā)動機性能和級間段殼體的布局,正確預(yù)示級間段內(nèi)非定常高壓環(huán)境,以及分離過程上面級發(fā)動機噴流作用于級間段內(nèi)部的作用力,以便進行級間分離動力學(xué)仿真設(shè)計以及級間段殼體與內(nèi)部分插支架等結(jié)構(gòu)部件的設(shè)計[12]。

通過仿真進行捷龍三號火箭的級間壓力環(huán)境精細化分析,一二級級間段的幾何構(gòu)型如圖4所示。

圖4 一二級級間段的幾何構(gòu)型示意圖Fig.4 Geometry of the interstage section between the first and second stages

邊界條件方面,箭體采用絕熱無滑移壁面,噴管喉道狀態(tài)根據(jù)內(nèi)彈道給定,計算域的外輪廓是出口邊界,地面和飛行狀態(tài)的初始條件見表3。

表3 級間分離的仿真初始條件Table 3 Initial conditions of stage separation simulation

求解采用雷諾平均模擬,在柔性導(dǎo)爆索切割后運用任意拉格朗日-歐拉框架進行求解。在飛行狀態(tài)下,以發(fā)動機堵片打開時刻為時間零點,級間段的壓力系數(shù)變化規(guī)律如圖5所示。發(fā)動機堵片打開后,噴管形成弓形激波,并在下面級前封頭形成高壓脫體激波,隨后波系在上面級和下面級間反復(fù)傳播,高壓區(qū)域逐漸向整個級間段擴散。根據(jù)級間段內(nèi)非定常高溫高壓環(huán)境的仿真結(jié)果,獲得了下面級前裙和上面級后封頭邊緣的沖擊載荷,評估了級間憋壓分離的力學(xué)環(huán)境。

圖5 級間分離過程壓力系數(shù)演化規(guī)律Fig.5 The evolution of pressure coefficient during the stage separation

在地面狀態(tài)的級間分離試驗中,在級間段內(nèi)多處位置布置了壓力傳感器,獲取了各部位測點非定常壓力變化過程。在上述地面狀態(tài)仿真算例中,對照地面試驗提取了相應(yīng)測點位置的壓力數(shù)據(jù),其變化規(guī)律以及與試驗結(jié)果的對比如圖6所示。第一道沖擊波作用于前封頭產(chǎn)生了瞬時高壓,隨著時間變化測點壓力逐漸降低,在二級后端框附近,流動存在滯止高壓區(qū),仿真結(jié)果與地面試驗數(shù)據(jù)符合良好。

圖6 地面狀態(tài)級間段內(nèi)分離過程非定常壓力仿真與試驗結(jié)果Fig.6 Simulation and test results of the unsteady pressure during the stage separation in ground state

3 對流換熱仿真

本節(jié)闡述軟件在運載火箭研制的對流換熱方面的工程應(yīng)用案例,包含凸起物氣動加熱仿真和尾艙對流換熱仿真。

3.1 凸起物氣動加熱計算

火箭在飛行過程中,來流在凸起物局部形成干擾流場,從而引起局部高壓高熱環(huán)境,其熱環(huán)境條件相較于其周圍部段存在較大差異,按照傳統(tǒng)方式進行大面積包絡(luò)式防熱會造成過度防熱,增加產(chǎn)品重量。針對箭體表面凸起物開展氣動加熱環(huán)境精細化仿真設(shè)計工作有助于控制產(chǎn)品重量,并降低生產(chǎn)成本。

根據(jù)火箭表面熱環(huán)境評估結(jié)果,獲得熱環(huán)境惡劣的典型狀態(tài),針對火箭表面的凸起物,開展氣動加熱精細化仿真分析工作。邊界條件方面,箭體和凸起物均采用絕熱無滑移壁面,計算域外輪廓的壓力遠場依據(jù)熱環(huán)境惡劣的典型狀態(tài)確定,邊界條件如表4所示。

表4 捷龍三號凸起物氣動加熱計算的遠場邊界條件Table 4 Far field conditions for the SD-3 bump aerodynamic heating simulation

求解方法運用雷諾平均模擬,考慮湍流的可壓縮性修正。壓力系數(shù)的仿真結(jié)果如圖7所示。仿真結(jié)果預(yù)示了高速氣流在凸起物附近形成的干擾流場,仿真獲得的凸起物熱流密度相比包絡(luò)設(shè)計結(jié)果顯著下降。

圖7 凸起物氣動仿真的壓力系數(shù)分布云圖Fig.7 Pressure coefficient distribution contour of the bump aerodynamic simulation

以二級電纜罩的前封頭為例,采用不同設(shè)計方法的熱環(huán)境精細化設(shè)計結(jié)果對比如圖8所示。采用基于仿真設(shè)計方法后,峰值熱流降低超16%。借助以往風洞測熱試驗結(jié)果及其他商業(yè)仿真軟件的校核,可以使上述仿真設(shè)計方法對凸起物的氣動熱環(huán)境預(yù)示更加準確,有利于提升火箭總體性能。

圖8 電纜罩前封頭氣動加熱仿真結(jié)果對比Fig.8 Comparison of simulation results of pneumatic heating of cable forward dome

3.2 尾艙熱環(huán)境計算

在火箭飛行階段,發(fā)動機噴流向大氣膨脹并產(chǎn)生流向箭體底部的高溫燃氣回流,對底部產(chǎn)生對流加熱,為此需要對底部結(jié)構(gòu)和儀器設(shè)備進行熱環(huán)境和熱防護設(shè)計[13]?；诜抡婵梢阅M不同飛行狀態(tài)下底部燃氣噴流與外流耦合作用,進而獲得空間各處對流熱環(huán)境,可用于進行底部結(jié)構(gòu)與儀器設(shè)備的熱環(huán)境條件制定。

針對一級發(fā)動機的尾艙開展熱環(huán)境精細化仿真分析,考慮防熱裙的真實構(gòu)型。邊界條件方面,忽略噴管壁面?zhèn)鳠?箭體采用絕熱無滑移壁面,噴管喉道狀態(tài)根據(jù)內(nèi)彈道給定,計算域外輪廓是壓力遠場,典型狀態(tài)根據(jù)彈道的動壓和攻角確定,噴管姿態(tài)考慮0°擺角和最大擺角,典型狀態(tài)見表5。

表5 捷龍三號尾艙對流環(huán)境仿真Table 5 Convection environment simulation conditions of the aft compartment of SD-3

在一級發(fā)動機尾艙,攻角平面的溫度分布如圖9所示。

由圖9可見,發(fā)動機尾艙、噴管和外部流動形成封閉流動區(qū)域,內(nèi)部為空腔渦流。渦流將噴管的高溫氣流卷入空腔,對內(nèi)部結(jié)構(gòu)造成顯著的對流加熱。

圖9 一級發(fā)動機尾部的攻角對稱面的溫度分布云圖與局部流線Fig.9 Temperature contours and local streamlines of the first-stage engine symmetry plane

在尾艙的熱流密度測點位置處,仿真數(shù)據(jù)與遙測結(jié)果的對比如圖10所示。

圖10 尾艙對流熱流仿真數(shù)據(jù)與飛行遙測結(jié)果對比Fig.10 Comparison of the aft compartment convection heat flux between the simulation and the telemetry data

由圖10可見,仿真數(shù)據(jù)與實測結(jié)果一致。

4 脈動壓力仿真

在跨聲速段,箭體表面的壓力脈動顯著影響飛行器動態(tài)載荷,造成火箭整體彎曲振動、局部結(jié)構(gòu)擺動等現(xiàn)象,沖擊載荷在火箭內(nèi)部形成噪聲環(huán)境,量化跨聲速段脈動壓力是火箭總體設(shè)計的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。本節(jié)闡述脈動壓力數(shù)值風洞仿真的定解條件、求解方法與仿真結(jié)果。

4.1 大頭頸比構(gòu)型分析

整流罩直徑與三級發(fā)動機直徑比超過1.60,根據(jù)工程方法判斷是否需要開展脈動壓力與氣動阻尼的精細化仿真分析。工程方法的判據(jù)為

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式中:x和ξ為軸向坐標;r為ξ處半徑;q為動壓;積分的下限ξ0和上限ξ1分別是整流罩的球頭后緣和箭體尾部的軸向坐標。判據(jù)C的意義是壓強梯度,判據(jù)滿足0.2≤C<1.8時控制艙的壁面易形成流動分離,需要開展脈動壓力和氣動阻尼的數(shù)值風洞仿真,判據(jù)沿箭體軸線的分布見圖11。

圖11 工程方法的判據(jù)結(jié)果Fig.11 Criterion distribution of the engineering method

由圖11可見,判據(jù)滿足0.2≤C<1.8,需要開展脈動壓力仿真工作。

4.2 流場特性分析

針對跨聲速飛行狀態(tài)開展脈動壓力數(shù)值風洞仿真,綜合考慮脈動壓力特性和箭體振型,給出制定動態(tài)載荷與噪聲環(huán)境的跨聲速工況。數(shù)值風洞的捷龍三號模型采用1∶25縮比,邊界條件方面,模型表面采用絕熱無滑移壁面,計算域外輪廓采用壓力遠場,遠場邊界條件見表6。

表6 捷龍三號跨聲速工況遠場邊界條件Table 6 Far field parameters of the SD-3 under transonic conditions

求解采用大渦模擬,貼體網(wǎng)格的最大壁面距離不超過20 μm,空間離散與時間積分均為二階精度。仿真結(jié)果的瞬態(tài)壓力系數(shù)和渦判據(jù)等值面如圖12所示。

圖12 脈動壓力典型狀態(tài)仿真結(jié)果的壓力系數(shù)云圖和渦等值面Fig.12 Pressure coefficient contours and vortex iso-surface of typical conditions with pressure fluctuation

由圖12可見,在Ma=0.80的亞聲速算例中,整流罩外表面存在顯著壓力脈動;在Ma=1.10的算例中,整流罩的壓力脈動被向下游延伸的膨脹波抑制,由于全箭一階振型節(jié)點在三級發(fā)動機后緣,壓力脈動顯著影響動態(tài)載荷的狀態(tài)在亞聲速段。

4.3 脈動壓力分析

針對動態(tài)載荷較為嚴酷的速度范圍,開展細化的脈動壓力系數(shù)分布和功率譜密度分析。細化的脈動壓力數(shù)值風洞仿真的狀態(tài),遠場邊界條件見表7。

表7 細化捷龍三號脈動壓力數(shù)值風洞仿真的遠場邊界條件Table 7 Far field conditions of the refined SD-3 pressure fluctuation simulation

在箭體的迎風和背風母線上,均方根脈動壓力系數(shù)(cprms)分布如圖13所示。

由圖13可見,Ma=0.80,α=0°算例的脈動壓力系數(shù)最大,約17%。根據(jù)遙測數(shù)據(jù),整流罩正錐的脈動壓力測點位置處的最大脈動壓力系數(shù)約18%,與仿真預(yù)示結(jié)果一致。根據(jù)飛行工況的速度和動壓與地面狀態(tài)的比擬關(guān)系,對脈動壓力數(shù)值風洞仿真的脈動壓力功率譜密度數(shù)據(jù)做轉(zhuǎn)化,并將結(jié)果與遙測數(shù)據(jù)對比,對比結(jié)果如圖14所示。在高頻段,受限于傳感器的采樣頻率,無法進行數(shù)據(jù)的有效對比,在100 Hz以下仿真與遙測的脈動壓力功率譜密度較為一致。

圖13 箭體均方根脈動壓力系數(shù)分布Fig.13 Root-mean-square pressure coefficient distribution on the rocket surface

5 結(jié) 論

本文針對新一代固體運載火箭捷龍三號的研制特點,結(jié)合中國運載火箭技術(shù)研究院在仿真設(shè)計經(jīng)驗和自主可控工業(yè)仿真軟件研發(fā)方面的技術(shù)積累,闡述了捷龍三號火箭全面取消全箭風洞試驗后開展的氣動仿真分析與設(shè)計工作。

中國運載火箭技術(shù)研究院工業(yè)仿真軟件團隊運用并發(fā)展了多項行業(yè)先進的仿真技術(shù),包括針對高速流動進行可壓縮性修正的湍流模型,保持邊界重構(gòu)精度與各向異性流動特征的邊界格式以及能夠基于機器學(xué)習(xí)提高湍流模擬精度與效率的數(shù)據(jù)驅(qū)動增強型湍流模型,形成了具有較高模型保真度和數(shù)值精度的自主可控仿真工具,并在型號研制中的多個環(huán)節(jié)開展了仿真試驗與分析,發(fā)揮了重要的支撐作用。

在氣動力仿真方面:1)參考典型狀態(tài)開展了全箭湍流模擬,獲得的氣動力和氣動力矩系數(shù)結(jié)果被用于驗證并優(yōu)化常規(guī)氣動力設(shè)計參數(shù);2)面向凸起物進行精細化仿真設(shè)計,分析由電纜罩布局方案造成的滾轉(zhuǎn)干擾,通過優(yōu)化電纜罩布局方案顯著減小了一級和二級飛行段的滾轉(zhuǎn)力矩;3)面向一二級熱分離開展仿真工作,獲得級間憋壓環(huán)境下二級發(fā)動機尾噴管弓形激波與相關(guān)波系的演化規(guī)律,仿真結(jié)果被用于級間段靜力分析與沖擊載荷精細化設(shè)計。

在對流換熱精細化仿真方面:1)選取典型工況開展凸起物的熱環(huán)境精細化仿真,基于熱流密度比擬關(guān)系,獲得凸起物隨彈道的氣動加熱規(guī)律;2)參考彈道,選取大動壓工況開展發(fā)動機尾艙對流換熱的精細化仿真設(shè)計,根據(jù)空腔渦流造成的對流加熱制定發(fā)動機尾艙熱防護條件。

在脈動壓力仿真方面:1)采用工程算法,給出火箭輪廓屬于不穩(wěn)定分離構(gòu)型的結(jié)論,指導(dǎo)脈動壓力與氣動阻尼仿真工作;2)依據(jù)典型工況,開展脈動壓力數(shù)值風洞仿真,結(jié)合全箭一階振型,辨識動態(tài)載荷的設(shè)計工況,并獲得控制艙儀器噪聲環(huán)境的設(shè)計工況;3)基于整流罩和控制艙的脈動壓力仿真結(jié)果獲得相應(yīng)的無量綱脈動壓力功率譜密度,制定動態(tài)載荷設(shè)計的輸入條件。

捷龍三號火箭的工程研制首次確立了“將仿真試驗當成實物試驗來對待”的創(chuàng)新研制路線。對于傳統(tǒng)設(shè)計存在差異化的項目,加大仿真比重;對于成本巨大或無法進行地面試驗的項目,應(yīng)用仿真技術(shù)管控風險。仿真試驗大幅替代了實物試驗,同時彌補了傳統(tǒng)地面試驗中無法有效模擬真實尺寸和飛行環(huán)境等方面的局限性,充分體現(xiàn)了自主可控仿真軟件在未來運載火箭研制中的價值與優(yōu)勢,為今后商業(yè)火箭研發(fā)模式沉淀了成功經(jīng)驗。