火箭助推器从芯级飞行器动态分离过程的数值模拟

火箭助推器从芯级飞行器动态分离过程的数值模拟

利用弹簧近似和网格重构相结合的非结构动网格技术,耦合求解Euler方程及弹道方程,时间方向采用四步Runge-Kutta方法,空间方向采用改进Barth和Jespersen限制器的通量分裂方法,数值模拟火箭助推器从芯级飞行器动态分离动力学过程.首先,计算单独芯级飞行器流场,与实验数据相比,符合较好;其次,计算火箭助推器和芯级飞行器组合体流场,得到分离前状态和气动力特性;在此基础上,比较采用弹簧和火箭作为控制力的两种分离方案,研究两侧火箭助推器分离不同步、攻角、侧滑角等因素的影响.研究表明,弹簧分离初期火箭助推器位移和姿态主要取决于弹簧控制力,弹簧全部断裂后气动力的影响加快姿态发散,在给定的设计参数条件下,可以实现安全分离;火箭分离存在复杂的喷流干扰,喷流对助推器的包裹作用使得分离初期自由来流影响较小;另外,分离过程对芯级飞行器的气动干扰不容忽视.

作 者： 王巍 刘君 刘冰 郭正 WANG Wei LIU Jun LIU Bing GUO Zheng   作者单位： 国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073  刊 名： 宇航学报  ISTIC PKU 英文刊名： JOURNAL OF ASTRONAUTICS  年，卷(期)： 2006 27(4)  分类号： V430  关键词： 非结构动网格   多体干扰   助推器分离动态特性   数值模拟  

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