火箭助推器從芯級飛行器動態分離過程的數值模擬

火箭助推器從芯級飛行器動態分離過程的數值模擬

利用彈簧近似和網格重構相結合的非結構動網格技術,耦合求解Euler方程及彈道方程,時間方向采用四步Runge-Kutta方法,空間方向采用改進Barth和Jespersen限制器的通量分裂方法,數值模擬火箭助推器從芯級飛行器動態分離動力學過程.首先,計算單獨芯級飛行器流場,與實驗數據相比,符合較好;其次,計算火箭助推器和芯級飛行器組合體流場,得到分離前狀態和氣動力特性;在此基礎上,比較采用彈簧和火箭作為控制力的兩種分離方案,研究兩側火箭助推器分離不同步、攻角、側滑角等因素的影響.研究表明,彈簧分離初期火箭助推器位移和姿態主要取決于彈簧控制力,彈簧全部斷裂后氣動力的影響加快姿態發散,在給定的設計參數條件下,可以實現安全分離;火箭分離存在復雜的噴流干擾,噴流對助推器的包裹作用使得分離初期自由來流影響較小;另外,分離過程對芯級飛行器的氣動干擾不容忽視.

作 者： 王巍 劉君 劉冰 郭正 WANG Wei LIU Jun LIU Bing GUO Zheng   作者單位： 國防科技大學航天與材料工程學院,長沙,410073  刊 名： 宇航學報  ISTIC PKU 英文刊名： JOURNAL OF ASTRONAUTICS  年，卷(期)： 2006 27(4)  分類號： V430  關鍵詞： 非結構動網格   多體干擾   助推器分離動態特性   數值模擬  

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