胡曉軍，完顏振海，梁 磊，李 妍，楊 亮

運(yùn)載火箭熱分離仿真參數(shù)化建模及動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)研究

胡曉軍，完顏振海，梁 磊，李 妍，楊 亮

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

針對(duì)多級(jí)火箭級(jí)間熱分離過(guò)程的特點(diǎn)，提出了三維模型參數(shù)化建模及分離仿真過(guò)程中的動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)。通過(guò)提取級(jí)間分離模型的主要設(shè)計(jì)參數(shù)變量，在此基礎(chǔ)上構(gòu)建參數(shù)化網(wǎng)格模型，使得仿真模型能夠適應(yīng)設(shè)計(jì)變量變化，從而實(shí)現(xiàn)自動(dòng)化快速建模，同時(shí)在仿真過(guò)程中采用彈簧近似光滑法和局部重新劃分法的動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了動(dòng)態(tài)分離過(guò)程仿真并對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行了分析。

熱分離仿真；參數(shù)化建模；非定常計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)；動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)

0 引 言

在運(yùn)載火箭研制過(guò)程中分離技術(shù)十分重要，分離技術(shù)涉及到火箭外形選擇與布局、總體參數(shù)選擇、動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)、彈道設(shè)計(jì)、姿態(tài)控制設(shè)計(jì)和彈體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等方面，是現(xiàn)代火箭總體設(shè)計(jì)和發(fā)射的關(guān)鍵技術(shù)之一。根據(jù)運(yùn)載火箭各級(jí)之間的分離動(dòng)力不同，可分為2種方式：a）冷分離，也叫自由分離，指依靠分離彈簧等輔助動(dòng)力或自身的重力和氣動(dòng)力實(shí)現(xiàn)分離；b）熱分離，指分離動(dòng)力來(lái)自于火箭繼續(xù)飛行上面級(jí)的發(fā)動(dòng)機(jī)?；鸺?jí)間分離的研究表明，級(jí)間熱分離具有改善和提高繼續(xù)飛行級(jí)的穩(wěn)定性、可操作性等特點(diǎn)而被廣泛應(yīng)用于運(yùn)載火箭上。熱分離過(guò)程可以分為發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火建壓、連接螺栓剪斷或爆炸、下面級(jí)分離 3個(gè)階段，雖然整個(gè)過(guò)程時(shí)間短，但物理現(xiàn)象極為復(fù)雜。

由于級(jí)間熱分離主要分離沖量是級(jí)間壓力和飛行級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流力，而且分離過(guò)程中上面級(jí)箭體姿態(tài)控制系統(tǒng)參與控制，所以將氣動(dòng)、姿態(tài)控制與分離等專(zhuān)業(yè)耦合對(duì)分離運(yùn)動(dòng)過(guò)程進(jìn)行仿真模擬是型號(hào)進(jìn)一步發(fā)展和設(shè)計(jì)優(yōu)化的必然趨勢(shì)。

1 熱分離仿真架構(gòu)

級(jí)間熱分離仿真旨在自動(dòng)化完成級(jí)間分離在流體力學(xué)數(shù)值模擬中前處理幾何造型、網(wǎng)格劃分、Fluent軟件求解器設(shè)定、初邊條件設(shè)定和數(shù)值求解，后處理中計(jì)算結(jié)果的可視化輸出過(guò)程，最終實(shí)現(xiàn)級(jí)間區(qū)的時(shí)變壓力場(chǎng)、溫度場(chǎng)分布、二級(jí)結(jié)構(gòu)特征點(diǎn)壓力、溫度特征及分離過(guò)程中動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)規(guī)律等分析研究。在級(jí)間分離仿真中，參數(shù)化建模和動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)是熱分離仿真的關(guān)鍵，模型及網(wǎng)格的好壞決定了仿真結(jié)果的優(yōu)劣。

火箭熱分離仿真架構(gòu)如圖1所示。

圖1 火箭熱分離仿真架構(gòu)

2 參數(shù)化建模

2.1 結(jié)構(gòu)建模參數(shù)化

結(jié)構(gòu)參數(shù)化模型是指通過(guò)參數(shù)（變量）而不是固定的值建立的仿真分析模型，通過(guò)簡(jiǎn)單地改變模型中的參數(shù)值就能建立新的仿真分析模型。對(duì)于目前大多數(shù)三維幾何設(shè)計(jì)軟件而言，例如Pro/Engineer、CATΙA，都具備參數(shù)化建模功能，但其參數(shù)變量的作用域無(wú)法延伸到網(wǎng)格模型中，因此也無(wú)法實(shí)現(xiàn)后續(xù)的參數(shù)化仿真計(jì)算。本文將變量設(shè)置在仿真前處理過(guò)程中，從而實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格建模的參數(shù)化。具體方法為在流體仿真前處理軟件ΙCEM CFD中，通過(guò)將參數(shù)化幾何特征形成的格式化數(shù)據(jù)點(diǎn)轉(zhuǎn)化成擬合曲線或曲面來(lái)實(shí)現(xiàn)建模的參數(shù)化。

在多級(jí)火箭熱分離仿真中，為實(shí)現(xiàn)建模參數(shù)化，必須將用戶(hù)輸入的參數(shù)轉(zhuǎn)變成ΙCEM CFD可以識(shí)別的格式化數(shù)據(jù)點(diǎn)。圖2為數(shù)據(jù)點(diǎn)格式化后的參數(shù)化模型結(jié)構(gòu)示意。

圖2 參數(shù)化建模結(jié)構(gòu)示意

2.2 網(wǎng)格建模參數(shù)化

網(wǎng)格建模的參數(shù)化是通過(guò)ΙCEM CFD軟件中的命令流記錄文件（即RPL腳本語(yǔ)言）來(lái)實(shí)現(xiàn)的，RPL語(yǔ)言由軟件生成并進(jìn)行修改，通過(guò)程序重新讀入自動(dòng)運(yùn)行操作命令。在執(zhí)行網(wǎng)格建模參數(shù)化時(shí)，可以針對(duì)某一標(biāo)準(zhǔn)的模型進(jìn)行建模，并記錄建模過(guò)程，將需要變化的模型尺寸設(shè)置為變量，通過(guò)修改變量值，重新運(yùn)行腳本生成新的仿真模型，從而可以節(jié)約大量的仿真建模時(shí)間。對(duì)于火箭級(jí)間熱分離仿真而言，箭體上面級(jí)和下面級(jí)的結(jié)構(gòu)尺寸，例如長(zhǎng)度、半徑等，都可以方便地實(shí)現(xiàn)參數(shù)化，按照參數(shù)設(shè)計(jì)空間建立仿真模型并開(kāi)展仿真分析，得到熱分離仿真結(jié)果隨設(shè)計(jì)參數(shù)變化的規(guī)律，進(jìn)行多變量約束優(yōu)化，得到更佳的級(jí)間分離設(shè)計(jì)方案。

網(wǎng)格的自動(dòng)劃分可以分為以下步驟：

a）生成原始RPL；

b）根據(jù)幾何數(shù)據(jù)修改RPL并設(shè)置參數(shù)變量；

c）打開(kāi)ΙCEM CFD軟件運(yùn)行RPL；

d）讀入基于變量的格式化幾何數(shù)據(jù)文件；

e）輸出格式化的網(wǎng)格文件。

圖3為應(yīng)用網(wǎng)格生成參數(shù)化技術(shù)生成的火箭級(jí)間段參數(shù)化網(wǎng)格。

圖3 火箭級(jí)間段參數(shù)化網(wǎng)格

3 動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)

在火箭級(jí)間熱分離仿真中，需要使用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)模擬火箭一、二級(jí)分離的動(dòng)態(tài)過(guò)程和噴管擺動(dòng)的過(guò)程。涉及流場(chǎng)的動(dòng)網(wǎng)格可以分為2類(lèi)：a）預(yù)定義邊界運(yùn)動(dòng)，例如級(jí)間分離過(guò)程中的噴管運(yùn)動(dòng)為有控運(yùn)動(dòng)，需要對(duì)其運(yùn)動(dòng)規(guī)律進(jìn)行定義；b）流動(dòng)驅(qū)動(dòng)運(yùn)動(dòng)，這類(lèi)運(yùn)動(dòng)由流場(chǎng)的壓力分布來(lái)確定，需要對(duì)前一步仿真結(jié)果進(jìn)行積分運(yùn)算。無(wú)論是哪種運(yùn)動(dòng)，都需要網(wǎng)格變化進(jìn)行支撐，在使用Fluent等軟件開(kāi)展仿真分析時(shí)，需要根據(jù)單個(gè)或幾個(gè)迭代步對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行更新。邊界的運(yùn)動(dòng)方式既可以采用型函數(shù)來(lái)表示，也可以采用用戶(hù)自定義函數(shù)（User-Defined Function，UDF）來(lái)實(shí)現(xiàn)。在仿真建模中，可以對(duì)網(wǎng)格的不同區(qū)域進(jìn)行劃分，各部分網(wǎng)格邊界不一定連續(xù)，可以通過(guò)交界面來(lái)連接。

多級(jí)火箭級(jí)間熱分離仿真的動(dòng)網(wǎng)格基于非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格區(qū)域，采用彈簧近似光滑技術(shù)和局部重劃技術(shù)相結(jié)合的方法來(lái)實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格變化。在仿真計(jì)算中，通過(guò)設(shè)置網(wǎng)格質(zhì)量控制參數(shù)，對(duì)由于網(wǎng)格運(yùn)動(dòng)而導(dǎo)致質(zhì)量變差的單元進(jìn)行重新剖分。對(duì)于Fluent軟件而言，網(wǎng)格質(zhì)量控制參數(shù)主要為網(wǎng)格畸變率和網(wǎng)格尺寸。在仿真計(jì)算中，變形區(qū)域的網(wǎng)格如果大于最大約束尺寸或者大于最小約束尺寸或者畸變率過(guò)大，則對(duì)其進(jìn)行標(biāo)記，并在下一步仿真計(jì)算中對(duì)標(biāo)記的網(wǎng)格進(jìn)行重新剖分。圖4為火箭級(jí)間段動(dòng)網(wǎng)格的截面。由圖4可以看出隨著級(jí)間距離的增加，區(qū)域的動(dòng)網(wǎng)格不斷重剖分。

圖4 火箭級(jí)間區(qū)域動(dòng)網(wǎng)格

4 仿真結(jié)果分析

應(yīng)用第2、3節(jié)所述的方法建模及劃分網(wǎng)格，并與姿態(tài)控制、分離等專(zhuān)業(yè)耦合，根據(jù)分離時(shí)的火箭飛行高度、馬赫數(shù)、大氣參數(shù)等，對(duì)分離運(yùn)動(dòng)過(guò)程進(jìn)行仿真，某時(shí)刻的仿真結(jié)果如圖5所示。

圖5 某時(shí)刻級(jí)間仿真結(jié)果

續(xù)圖5

由圖5可以看出，利用參數(shù)化建模及動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)的火箭熱分離仿真，能夠較好地模擬級(jí)間分離流場(chǎng)的級(jí)間段內(nèi)流場(chǎng)參數(shù)變化、彈體在流體動(dòng)力下運(yùn)動(dòng)軌跡變化、級(jí)間段溫度和流場(chǎng)隨時(shí)間變化等非定常變化過(guò)程。

5 結(jié) 論

參數(shù)化建模及動(dòng)網(wǎng)格生成技術(shù)在多級(jí)火箭熱分離仿真中起到關(guān)鍵作用，在對(duì)某火箭級(jí)間熱分離過(guò)程的仿真結(jié)果分析中應(yīng)用了相關(guān)技術(shù)，結(jié)論如下：

a）利用三維參數(shù)化建模及網(wǎng)格生成技術(shù)，通過(guò)ΙCEM CFD進(jìn)行參數(shù)化幾何建模及網(wǎng)格劃分，并根據(jù)級(jí)間分離運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)劃分計(jì)算控制區(qū)域，研究網(wǎng)格劃分策略，保證了計(jì)算控制區(qū)域的網(wǎng)格質(zhì)量和網(wǎng)格數(shù)量；

b）采用多層包裹域的網(wǎng)格劃分方法，結(jié)合動(dòng)網(wǎng)格處理技術(shù)，可以精確計(jì)算分離過(guò)程的非定常氣動(dòng)力，能解決傳統(tǒng)分離仿真中采用插值擬合工程估算帶來(lái)氣動(dòng)力誤差大的問(wèn)題。

[1] 任懷宇, 張鐸. 導(dǎo)彈級(jí)間熱分離動(dòng)態(tài)特性仿真研究[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2005, 26(4): 509-513.

[2] 許蕾，羅會(huì)信. 基于ANSYS ΙCEM CFD和CFX數(shù)值仿真技術(shù)[J]. 機(jī)械工程師, 2008, (12): 65-66.

[3] 林敬周, 王志堅(jiān), 曹程. 級(jí)間分離過(guò)程中一、二級(jí)氣動(dòng)特性試驗(yàn)研究[C].北京: 中國(guó)航空學(xué)會(huì)學(xué)術(shù)年會(huì)論文集, 2007.

[4] 王志堅(jiān), 伍貽兆, 林敬周. 火箭級(jí)間分離噴流干擾數(shù)值模擬與風(fēng)洞試驗(yàn)研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2010, 28(2): 149-154.

[5] 袁先旭，楊明智，陳堅(jiān)強(qiáng). 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾罩熱分離流場(chǎng)的數(shù)值模擬[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2007, 25(1): 60-63.

[6] 高立華, 張兵, 權(quán)曉波, 等. 火箭級(jí)間熱分離過(guò)程耦合數(shù)值模擬[J]. 清華大學(xué)學(xué)報(bào), 2011, 51(4): 462-466.

[7] 齊學(xué)義, 邵元忠, 李鳳成, 等. ANSYS ΙCEM網(wǎng)格劃分中有洞問(wèn)題的分析[J]. 蘭州理工大學(xué)學(xué)報(bào), 2011, 37(1): 41-44.

Research on Parametric Modeling and Dynamic Meshing Technology of the Hot Stage Separation of A Multi-stage Rocket

Hu Xiao-jun, Wanyan Zhen-hai, Liang Lei, Li Yan, Yang Liang
(Beijing Ιnstitute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076)

According to the characteristics of the stage separation of a multi-stage rocket, a parametric modeling and dynamic meshing technology is introduced to simulate the separation process. Main design parametric variables are extracted, and based on which parametric meshing model is constructed. The model can adapt to design variables, and automatically modeling is realized. During the simulation, dynamic meshing technology is adopted, including smoothing and remeshing methods. Dynamic simulation is conducted and the result of which is analyzed.

Hot-separation simulation; Parametric modeling; Transient Computational Fluid Dynamics; Dynamic meshing

V421

A

1004-7182(2017)04-0010-03 DOΙ：10.7654/j.issn.1004-7182.20170403

2016-01-15；

2016-07-01

胡曉軍（1975-），男，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)