基于CFD动网格的内装式空射分离研究

郭旭, 唐硕, 刘芸, 许志

(西北工业大学 航天学院, 陕西 西安 710072)

基于CFD动网格的内装式空射分离研究

郭旭, 唐硕, 刘芸, 许志

(西北工业大学 航天学院, 陕西 西安 710072)

研究了使用飞机发射运载火箭时的机箭分离过程。提出了一种可以解决内装式空射分离问题的整体解决方案,主要基于CAD三维实体建模方法、多体动力学方法和结合六自由度运动的计算流体力学(CFD)动网格方法。以CFD动网格计算为核心,进行了空射分离过程关键问题的研究,得到了火箭在载机气动干扰环境下的运动特性,为轨道卫星和弹道导弹的快速、廉价发射打下了研究基础。

内装式空射; 分离过程; 多体动力学; CFD动网格

0 引言

内装式空射是指使用飞机将运载火箭装载在机舱内,携带到高空后释放、分离,火箭达到发射条件后发动机点火把有效载荷送入轨道的过程。这种空中发射运载火箭的方式以其机动性和廉价性深受关注,文献[1-2]中AirLaunch公司首先提出了内装式重力空射的概念,并对该技术进行了实物模型测试。到目前为止,相关研究已经确立了载机内装、轮胎传送、阻力伞稳定、重力出舱的前向发射方式为首选发射方案[3],开始使用CFD技术研究火箭的下落过程[4],并在此基础上进一步研究,如考虑分离过程中的多体运动,建立了基于凯恩方法的箭伞多体动力学模型[5]等。之后的研究还建立了无控的载机与火箭分离的多体动力学模型[6]。这些研究一般仅对空射过程某一具体问题进行分析,很少将空中发射过程作为一个整体来研究,没有考虑载机、火箭模型可以修改或更换的需求,更重要的是无法研究运载火箭在下落过程中受到载机气动干扰的问题。因此,这种粗略的研究方法在进行定性分析时比较实用,但是进行整体定量的研究就不适合了。

为了在统一环节下研究这些问题,本文提出了以下解决方法:首先建立三维实体模型,然后以该三维实体模型为基础,分别使用多体动力学方法和CFD动网格方法计算火箭的出舱过程和下落过程。可以使用同一组基本模型、在一次仿真计算中研究火箭出舱时的载机、火箭、稳定伞和伞绳的多体运动和出舱后火箭在载机气动干扰下的下落过程。

1 空射过程及问题描述

1.1 内装式空中发射分离过程

内装式空射前向发射方案的分离过程如图1所示。将火箭头部向前置于载机机舱内,发射前调整载机姿态,打开机舱门,释放稳定伞。稳定伞姿态稳定后解除对火箭的约束,使火箭在稳定伞拉力和重力的作用下沿着传送轮胎滑出。火箭在滑动的同时也会沿着机舱尾部转动使得箭身逐渐竖起,而稳定伞则会抑制箭身的俯仰运动,达到发射条件(俯仰角接近90°,俯仰角速度接近零)后发动机点火并切断伞绳起飞。

图1 空中发射分离过程Fig.1 Air launching separation process

1.2 空射分离过程中需要解决的问题

空射火箭的体积、质量非常大,长15 m以上,质量为30 000 kg左右,因此出舱过程中火箭和载机的姿态变化很大，涉及到的问题比较复杂。空射过程中包括但不限于以下需要解决的问题:载机、运载火箭、阻力伞的选取、设计和改装;载机的重心和姿态控制;机、箭、伞、绳的多体运动;稳定伞和伞绳的柔体运动;载机对火箭的气动干扰;分离过程中的风干扰;分离过程中运载火箭的液体晃动等问题。

2 计算方法及数学模型

2.1 空射分离过程的计算方法

根据空射分离过程的特点将其分为相连续的两个阶段:第一阶段是火箭在自身重力、稳定伞拉力和载机作用力下在机舱内沿传动轮胎的运动,持续到火箭刚好离开载机为止。该过程是机、箭、伞、绳相互作用的阶段,适于多体动力学方法解算;第二阶段是火箭和载机分离后在大气环境中下落的运动,持续到点火时刻为止,涉及到在气动干扰条件下的六自由度运动问题,适合采用CFD动网格方法进行计算。整个空射计算流程如图2所示。

具体的研究方法描述如下:

(1)首先使用CAD三维实体建模软件建立精确的载机、火箭、导轨、稳定伞、伞绳模型;

(2)在三维建模软件中根据空射的初始状态调整各模型之间的相对位置,然后导入多体动力学仿真软件中,设置必要的约束关系、测量状态变量、传感器和驱动后进行多体动力学仿真研究运载火箭的出舱过程;

(3)根据火箭出舱时的位置和俯仰角,重新调整三维模型关系,并以该状态作为CFD计算的初始状态,将模型导入网格划分软件中,划分出各模型的表面网格和流场网格;

(4)将生成的网格文件导入CFD计算软件中进行稳态计算,稳态问题计算收敛后作为瞬态计算的初场进行在载机气动干扰下火箭的六自由度运动CFD动网格的计算。

以上步骤完成后即得到空射分离过程全程的结果,若对当前结果不满意还可返回基本模型进行修改重新计算。

图2 空射分离过程计算流程图Fig.2 Calculation flow chart of air launching separation process

2.2 数学模型

多体动力学的数学模型见文献[5-6],这里不再赘述,而着重介绍动网格的更新方法。动网格的更新方法主要采用弹簧光顺及网格重构方法[7]。弹簧光顺方法的原理为:流场中任意两个网格节点之间的边缘都被视为互相连接的弹簧,每次边界移动之前的初始形状作为网格的平衡状态,给定边界节点的位移产生正比于此节点相连的弹簧的位移。应用虎克定律将作用于网格节点上的力表示为:

在平衡状态下节点与其相连节点之间的合力应该为零,由此可导出如下公式:

边界节点位置更新后边界位移可知,通过对内部节点的Jacobi扫描求解方程。方程收敛时可按下式进行节点位置更新:

式中,n和n+1为处于当前时刻和下一时刻的节点位置。

3 仿真应用与分析

3.1 仿真过程

本文采取了以下假设条件:(1)将载机、火箭和稳定伞视为刚体;(2)阻力伞拉力采用工程方法估算;(3)分离过程中载机保持固定不动。此外,空射过程发生在10 km的高空,下文均使用该高度的大气参数。

使用CATIA建立模型[8]如图3所示。其中载机选用伊尔-76型飞机,初始俯仰角为6°,翼型由Profili数据库导入。火箭长15 m,质量为28 850 kg,用导轨代替传送轮胎,阻力伞参考面积为3.0 m2。

图3 三维基本模型Fig.3 Basic 3D model

按照空射初始条件调整模型后，导入多体动力学计算软件ADAMS并设定相关约束及参数[9]，如图4所示,其中载机为剖视图。

图4 ADAMS模型Fig.4 ADAMS model

图中坐标原点设在火箭头部,x方向沿飞行方向水平向后,y方向竖直向上。不考虑出舱过程中火箭所受气动力,设定步长为0.001进行多体动力学仿真,设定当火箭正好出舱时停止仿真。

根据火箭出舱时的姿态再次调整模型，然后导入网格划分软件ICEM CFD中,使用三角形四面体非结构网格生成外流域和机箭表面网格[10]，如图5所示。为了精确计算载机尤其是机翼的下洗影响,机翼的表面网格分布比机身更加细密。本次计算共生成网格总数为1.5×106。

图5 载机和火箭网格模型Fig.5 Mesh model of carrier and launch vehicle

为了精确计算火箭所受气动力，还在火箭外面添加了总高度3 mm的10层棱柱层来模拟附面层,以及包裹附面层和火箭的圆柱形网格区域,在动网格中将跟随火箭运动。剖面如图6所示。

图6 棱柱层网格和跟随网格Fig.6 Prism mesh and following mesh

将生成的网格导入CFD计算软件FLUENT中,定义外流场的边界条件为压力远场,使用三维、Spalart-Allmaras湍流模型进行稳态计算[11]。稳态计算收敛后进行非定常动网格计算。火箭及跟随区域的运动规律以及火箭的质量、转动惯量和工程估算的稳定伞的气动力、气动力矩等参数都在用户自定义函数(UDF)六自由度运动模块中指定。

设定步长为0.001进行CFD动网格六自由度运动仿真,以俯仰角速度接近零作为结束条件。为了研究载机对火箭下落的气动干扰,另外建立了去除载机的模型进行对比仿真。

3.2 仿真结果及分析

通过ADAMS多体动力学仿真得到运载火箭在出舱时刻的参数如表1所示。表中参数分别为时间、x和y方向的位移、速度、俯仰角和角速度。

火箭六自由度运动CFD动网格计算结束时部分网格剖面如图7所示。可见火箭由初始姿态运动到基本垂直的状态,流场网格也因网格光顺的原因产生了较大的变化,其中较密的部分即火箭周围的跟随网格。

表1 运载火箭在出舱时刻的参数Table 1 Parameters of launch vehicle when leaves the carrier

图7 动网格计算结束时网格剖面Fig.7 Mesh profile after dynamic mesh calculation

将两个阶段计算出的运动轨迹组合到一起,即火箭从分离开始时刻到分离结束点火时刻的全程运动轨迹如图8所示。

图8 火箭全程轨迹Fig.8 Complete trajectory of carrier rocket

在有、无载机气动干扰下的火箭下落状态结果对比如表2所示。

表2 火箭在有、无载机气动干扰下的结果对比Table 2 Comparison of the results between with and without aerodynamic interference

由表2可知,在湍流条件下即使没有外部风的干扰,火箭也会存在一定的偏航和滚转方向的运动,尤其是产生的滚转角比较大。此外还产生了较大的偏航角速度,这对以后的火箭姿控提出了一定要求。这些现象的产生与大迎角情况下火箭表面的附面层分离产生不对称的漩涡有关,迎角越大,分离点越前移,后面的漩涡面也越大,这对火箭表面的压强分布产生了很大影响,因而对作用于火箭上的法向力和纵向力矩都有很大影响;在有、无载机气动干扰条件下火箭的点火状态有较大差别,尤其是竖直方向的位移产生了较大差别,这主要是由载机的下洗干扰引起的。图9为升力系数对比图。

图9 升力系数对比图Fig.9 Comparison of lift coefficients

由图9可以看到,在火箭下落过程中前0.2 s左右载机对火箭的气动干扰最为剧烈,升力系数和无载机干扰相比产生了较大的波动,之后随着机箭距离的增加干扰现象才逐渐消失。

4 结束语

本文研究了空中发射运载火箭的分离过程,提出了一种基于三维模型建立、多体动力学仿真和CFD动网格计算的整体解决方法,并用该方法进行了仿真,得到了载机气动干扰作用下的火箭运动轨迹。该方法可以方便地进行空射过程中的一些关键问题的研究,尤其是基于CFD动网格的方法可以针对气动干扰问题进行分析,这是其他方法无法达到的。此外,很多文中提到的比如载机的姿态控制、稳定伞的柔体模型等问题对火箭的最终点火状态都有很大影响,这些都是今后的研究方向。

[1] Marti Sarigul-Klijn,Nesrin Sarigul-Klijn.Trade studies for air launching a small launch vehicle from a cargo aircraft[R].AIAA-2005-0621,2005.

[2]Marti Sarigul-Klijn, Nesrin Sarigul-Klijn.Gravity air launching of earth-to-orbit space vehicles [R].AIAA-2006-7256,2006.

[3] 张妙婵,刘芸,唐硕,等.内置式空中发射运载火箭发射方向研究[J].飞行力学,2008,26(4):51-54.

[4] 李易.内装式空中发射运载火箭箭机分离动力学研究[D].西安:西北工业大学,2009.

[5] 何民,唐硕,许志.基于凯恩方法的箭伞系统动力学建模与分析[J].飞行力学,2010,28(5):39-42.

[6] 郑晓龙,唐硕.运载火箭空中发射系统的约束建模与仿真[J].飞行力学,2010,28(4):64-67.

[7] ANSYS Inc.ANSYS Fluent 12.0 Documentation[EB/OL].(2009)[2013].http://www.ansys.com.

[8] 赵云波,鲁君尚,侯洪生,等.CATIA V5基础教程[M].北京:人民邮电出版社,2007:30-87.

[9] 李军.ADAMS实例教程[M].北京:北京理工大学出版社,2007:5-55.

[10] 纪兵兵,陈金瓶.ANSYS ICEM CFD网格划分技术实例详解[M].北京:中国水利水电出版社,2011:3-57.

[11] 于勇.FLUENT入门与进阶教程[M].北京:北京理工大学出版社,2008:56-108.

(编辑：方春玲)

ResearchofinternalairlaunchingseparationbasedonCFDdynamicmeshmethod

GUO Xu, TANG Shuo, LIU Yun, XU Zhi

(College of Astronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

The separating process of launching carrier rockets on an airplane is studied. The whole solution which can solve the internal air launching separation issue is put forward, mainly based on CAD solid modelinmg method, multi-body dynamics and CFD dynamic mesh method combined with 6-DOF function. A key issue in separating stage is studied with the use of CFD dynamic mesh, thus obtaining the motion characteristics of the carrier rocket under the aerodynamic interference of the carrier.

internal air launching; separation process; multi-body dynamics; CFD dynamic mesh

V412.1

A

1002-0853(2013)04-0336-05

2012-11-02;

2013-04-01; < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间:2013-06-06 11:29

郭旭(1986-)，男，山东临沂人，硕士研究生，研究方向为飞行力学与轨迹仿真。