大型整流罩地面試驗分離過程負壓特性研究

黃 兵，欒 宇，柳海龍，李 東，楊虎軍

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

0 引 言

運載火箭在大氣層中飛行時，整流罩的主要功能是給有效載荷提供良好的環境，避免受到大氣層各種干擾因素的影響；當火箭飛出大氣層后，將整流罩拋掉。整流罩分離系統的設計須使整流罩按要求的過頂角速度或平拋速度完全脫離箭體，且不與整流罩內有效載荷和箭體發生碰撞[1]。

在整流罩分離系統的研制中，在整流罩分離仿真分析的基礎上，組織整流罩地面分離試驗是設計驗證的重要環節。

在整流罩分離過程中，研究發現，在不考慮氣動阻力的飛行環境下，分離過程中的彈性變形和其他能量耗散占分離能源的10%以內。因此，在工程實踐中，對于飛行條件下的整流罩分離特性，可以采用折合彈性系數的剛體假設，按多體動力學問題進行求解[2]。然而，相對于飛行狀態，地面大氣環境中的分離試驗中，整流罩內壓力與外界大氣壓力之差所形成的負壓以及氣動阻力帶來了較大的影響。以過頂角速度為例，相比飛行狀態，地面大氣環境中的整流罩過頂角速度降低達50%以上，說明負壓和空氣阻力導致的能量損耗卻顯著高于結構變形對能量的耗散作用，這對整流罩分離的地面驗證帶來了巨大的挑戰[3]。

中國新一代大型運載火箭長征五號（后簡稱CZ-5）整流罩尺寸直徑達到5.2 m、長度超過12 m，結構尺寸較中國傳統長征系列運載火箭顯著增大[4,5]。對于大型整流罩的地面分離驗證，為了避免大氣影響，Airane IV[6]大型運載火箭在研制期間在大真空罐中開展了整流罩分離試驗，但是，由于缺少地面真空環境、裝置的成本較高，導致CZ-5火箭難以采用該試驗方案。

這就需要對負壓對整流罩地面大氣環境中的分離試驗的影響作用進行研究和量化分析，確定試驗與飛行狀態的差別，從而通過地面試驗評估整流罩分離設計的正確性。李剛等[7]對采用耦合歐拉-拉格朗日算法對大型整流罩的地面分離預示方法進行了研究，并未對負壓產生的機理進行研究。為此，本文首先提出了簡化物理模型，對影響分離中負壓形成的主要因素進行了分析，并采用AMESim所提供的平面運動庫、信號庫和氣動庫建立了集總參數的地面整流罩分離剛體模型，對整流罩分離試驗中的負壓產生機理和趨勢進行了分析。同時，考慮到實際分離過程和氣體流動的耦合性，引入于流體仿真軟件Flow3D，以2013年開展的CZ-5整流罩分離試驗結果為對象，對整流罩分離過程進行了仿真與研究。

鑒于中國運載火箭普遍采用旋轉分離方案、以彈簧作為分離能源，本文主要對此類整流罩分離過程開展研究工作。

1 地面大氣環境中整流罩分離過程分析

1.1 整流罩分離過程

在整流罩旋轉分離過程中，分離能量（沖量）主要來源于分離彈簧壓縮所儲存的彈性勢能，圖1給出的是整流罩旋轉分離典型的示意。從能量守恒角度，地面整流罩打開到分離的完整過程實際上是分離彈簧的彈性勢能逐漸轉化為其他能量的過程：

圖1 整流罩分離示意Fig.1 Payload Fairing Separation

式中Π為分離彈簧的彈性勢能；T為整流罩動能；U為重力勢能；1E為氣動阻力和負壓所做負功；E2為結構的彈性變形與振動；3E為旋轉阻力所作負功。

從式（1）中可以看出，相對于飛行狀態，地面試驗在耗散能量上增加了氣動阻力和負壓所做負功1E。由于整流罩分離速度較低，試驗和理論均已分析表明，氣動阻力影響較小，因此，本文主要對負壓的影響作用進行分析。

1.2 國內外整流罩地面試驗分離試驗

1.2.1 日本H-2運載火箭

日本H-2運載火箭衛星整流罩長12 m、直徑為4.07 m，質量約1400 kg，有效載荷可用空間Φ3.7 m，采用兩瓣式旋轉分離方式；采用8根分離彈簧作為分離能源，彈簧初始力約為7.2 kN，行程320 mm，為了減輕質量，彈簧采用鈦合金材料。整流罩分離試驗中實測的整流罩內負壓最大約627 Pa[8]。

1.2.2 印度北極星運載火箭

印度北極星火箭整流罩采用兩瓣式平拋分離，橫向連接解鎖裝置采用包帶，縱向連接解鎖裝置采用分離導爆索。整流罩分離過程為：包帶解鎖，整流罩與芯級分開；縱向導爆索起爆，氣囊膨脹，推動解鎖后的兩半罩向兩側運動，實現整流罩分離。

最初分析認為，罩內氣壓下降對整流罩分離影響不大。但試驗表明，整流罩分離速度達最大值后，并非保持穩定而是下降很快，與用簡單體積膨脹方法計算的值相比，試驗壓力下降幅度更大、持續時間更長[9]。

1.2.3 中國長征系列運載火箭

長征系列典型整流罩長度超過10 m，柱段直徑為4.2 m，整流罩由端頭帽、馮·卡門錐、柱段及倒錐段組成。整流罩分離采用兩瓣式旋轉分離，橫向分離面用爆炸螺栓連接，縱向分離面采用“導爆索＋凹口螺栓”和爆炸螺栓連接，分離能源采用彈簧。整流罩橫向分離裝置首先解鎖；然后，縱向分離裝置解鎖；半罩在分離彈簧的作用下分離。整流罩分離試驗采用有效載荷模擬器／整流罩組合體通過儀器艙與試驗臺連接，靠軟防護網接收，見圖2。

圖2 整流罩分離試驗示意Fig.2 Payload Fairing Separation Experiment

試驗中，試驗臺和有效載荷模擬器為封閉實體結構，整流罩內空氣與外界空氣僅能從整流罩分離過程中形成的邊界流動。為了獲取整流罩分離過程中罩內壓力大小，在有效載荷模擬件上安裝了壓力傳感器。圖3給出的是試驗過程中獲取的典型負壓歷程，在整流罩分離的初期，負壓最大值超過了1.4 kPa。

圖3 整流罩分離試驗負壓曲線Fig.3 Negative Pressure of Fairing Separation Experiment

2 影響負壓特性的主要因素

由于地面試驗中負壓的存在導致試驗和飛行存在顯著差異，而對于分離過程而言，負壓對能量具有耗散作用，在極限情況下，整流罩甚至可能無法從箭體有效分離，而停滯在分離彈簧釋放的靜止狀態。

2.1 負壓形成的機理分析

地面整流罩分離負壓的形成使得氣體與整流罩運動之間的相互耦合作用較為復雜，其形成的機理可描述為：在外界氣體補充不及的情況下，帶壓容腔突然體積變化而形成。極限情況為無外界氣體補充時導致最大的平均壓降（等溫變化），即：

式中0P為整流罩內初始壓力；ΔP為整流罩內壓力變化；0V為整流罩內初始容積；ΔV為整流罩內容積變化。

忽略式（2）中小量ΔP?ΔV，則有：

由國內外試驗所獲取的最大負壓，數值在200～2000 Pa之間，相對于標準大氣壓力（101 325 Pa）約為2‰～2%。按式（3），其折合為體積變化率也同樣是2‰～2%，即開罩過程中只要外界大氣補充不及時情況下體積變化率達此量級，壓差也就與之對應。

上述描述是負壓形成基本機理。但實際過程中，外界氣體在內外壓差的驅使下會源源不斷地進行補充，負壓能夠得到一定程度的緩解；但補充流量與開罩的速度又密切相關，因此，負壓的形成和分離過程相互耦合、相互作用。隨著分離角度的增加、整流罩打開角度變大，外界氣體將更為通暢和迅速地補充到罩內空間，負壓也將逐漸減弱、消失。

2.2 整流罩內壓力分析簡化模型

在分離過程中，半罩繞鉸鏈轉軸旋轉，可近似將此過程視為一體積在膨脹的容腔，而分離界面輪廓所掃過的側面積則為氣體進入容腔的通道。由此，該過程可描述為：一方面，隨著旋轉分離，容腔容積在增加，若外界此時無氣體進入，由氣體等溫變容變化關系，氣體壓力將隨之而減小；而另一方面，隨著容腔內壓力的降低，在大氣壓差的驅動下，外界的氣體將進行補充，且隨著分離的進行，氣體的通路面積也在不斷增加，從而也大幅減小內外壓差。

嚴格來講，整流罩在分離過程中，由于尺度效應和流動區域的差異等因素，內部壓力將呈現出一定的空間分布。這里為了更清晰化負壓形成過程，首先采用簡化的模型來進行初步研究，研究對象為分離中整流罩輪廓掃過路徑形成的變化容腔，見圖4。

圖4 整流罩分離示意Fig.4 Payload Fairing Separation

分析中，作如下假設：

a）外界大氣壓力始終保持恒定常壓；

b）氣體遵從理想氣體狀態方程；

c）變化容腔中壓力瞬間處處均勻；

d）分離過程中變化容腔內氣體溫度保持不變。

根據理想氣體狀態方程：

式中uV為整流罩內容積；um為整流罩內氣體質量；mR為摩爾氣體常數。

式（4）兩端對時間求導，可得：

式中 氣體通過開口進入到容腔中的質量流量um˙可按下式計算：

式中qC為流量系數，與開口結構及流動特性相關；nΓ取決于流動中壓比狀態；Aθ為進入罩內的氣體流通面積；Tair為外界大氣溫度。

根據式（5），分離過程中整流罩內的壓力變化主要取決于：

a）分離過程中進入整流罩內的氣體質量流量um˙，主要和整流罩分離中初始流通面積及流量系數相關；

c）整流罩內的有效初始容腔體積Vu0，主要取決于模擬邊界和整流罩形成的初始封閉容腔容積。

2.3 主要影響因素分析

結合整流罩分離過程及其上述建立的簡化模型，使用AMESim平面運動庫、信號庫和氣動庫聯合建立如圖5所示以彈簧作為分離能源的剛體旋轉整流罩分離計算模型。分析中采用的半罩質量為1200 kg，直徑約5 m，分別以表1中的總計13種工況針對上述討論的3個方面影響因素進行了實例仿真分析。

圖5 基于AMEsim的整流罩分離模型Fig.5 Modeling for Payload Fairing based on AMEsim

表1 計算工況Tab.1 Analysis Conditions

續表1

2.3.1 整流罩內初始有效容腔變化

在整流罩分離試驗中，為了驗證整流罩分離過程中劃過輪廓和有效載荷的協調情況，需要采用模擬有效載荷作為試驗邊界。若有效載荷采用帶封閉段，則分離過程中參與整流罩壓力平衡的有效容腔實際就會降低。

圖6、圖7給出在底部常通流通面積為0的情況下（相當于上述印度北極星第1次試驗和中國長征火箭試驗情況），初始有效容腔體積變化對分離過程中角速度和罩內平均壓力的影響情況，對應表1中的工況1～5。

圖6 工況1～5分離角速度Fig.6 Rotational Velocity of Condition 1～5

圖7 工況1～5壓力曲線Fig.7 Pressure of Condition 1～5

從圖6可看出，隨著初始有效容腔的減小，整流罩過頂時間逐漸延后，但其過頂角速度基本保持不變，這主要是因為分離彈簧力雖然為主動力，但負壓作為被動力，在抑制分離的過程中，會壓縮彈簧，使得這部分能量實際仍以勢能形式再次貯回彈簧中，而隨著整流罩緩慢打開，內外流通面積也隨之增加，這就使得負壓效應趨于平緩，此后，彈簧勢能逐漸轉化為分離速度。從圖7可看出，整流罩容腔壓力隨著初始容腔減小而作用時間增長，其最低壓力也更低，且振蕩趨勢也更趨明顯。

通過對整流罩內初始有效容腔變化的影響分析表明，為了削弱地面大氣環境試驗相對飛行真空環境分離試驗中負壓影響，在考慮模擬有效載荷邊界的同時，盡可能增加初始容腔有效容積，應將模擬有效載荷設計為通氣性較好的結構，建議為桁架或桿系結構。

2.3.2 整流罩初始常通面積變化

飛行火箭中，處于安全性或者熱環境原因，有時會在整流罩和其下方基礎級箭體結構之間設置隔膜；有時也會出于結構協調考慮，整流罩型為紡錘體，使得和箭體對接采用倒錐結構，這些型式對于飛行中整流罩分離都不會有影響，但對于地面試驗，則由于減小了分離中外界氣體有效流通面積而影響到整流罩內壓力變化歷程。

圖8和圖9給出的是初始有效容腔體積為100 m3情況下，初始常通流通面積變化對分離過程中角速度和罩內平均壓力的影響情況，對應于表1中的工況4和工況6～9。從圖8中可以看出，在初始常通流通面積增加的初期，整流罩分離時間和分離速度變化并不明顯，這主要是因為該流通面積下進入整流罩內的氣體量相對還是較小，之后隨著流通面積的進一步增加，分離時間顯著減小，而分離速度也隨之整體提高。從圖9中可以看出，在初始常通流通面積增加的初期，由于外界氣體流量偏小，整流罩內容腔壓力實際變化不大，隨著初始常通流通面積進一步增加，整流罩內容腔壓力開始顯著降低。

圖8 工況4、工況6～9分離角速度Fig.8 Rotational Velocity of Condition 4 and Condition 6-9

圖9 工況4、工況6～9壓力曲線Fig.9 Pressure of Condition 4 and Condition 6-9

通過對初始常通流通面積變化的影響分析表明，在地面試驗中，為了能夠減小與飛行的差別，應盡量保證外界與整流罩的通暢性，或者增加常通流通面積，如試驗中不設置隔膜，或者整流罩上增加鏤空區等。

2.3.3 分離能量變化

分離能量的變化是通過提高分離速度而影響試驗中整流罩內壓力歷程的。

圖10和圖11給出的是分離能量變化對分離速度和整流罩內壓力的影響情況。分析中采用的初始有效容腔體積為100 m3，初始常通流通面積10 m2，對應于表1中工況9～13。

從圖10中可以看出，隨著分離能量的增加，整流罩的分離速度也整體增加，從在對整流罩內容腔壓力的影響來看，隨著分離能量的增加，罩內壓力也顯著增加，如圖11所示。

圖10 工況9～13分離角速度Fig.10 Rotational Velocity of Condition 9-13

圖11 工況9～13壓力曲線Fig.11 Pressure of Condition 9-13

3 基于CFD的整流罩地面分離負壓分析

基于分離過程簡化模型的分析，本文對影響整流罩分離的負壓形成的主要因素進行了討論。實際地面試驗過程中，一方面，整流罩分離和周圍大氣流體相互耦合作用，整流罩分離速度影響著整流罩內的負壓大小及其大氣摩擦阻力，而這些力又反過來作用在整流罩上，影響著整流罩的分離速度；而另一方面，整流罩結構尺寸較大，且外界氣體通道布局各異，對于氣體流動狀態和整流罩內壓力歷程影響較大，因此為了能夠更為準確的了解該過程，需要采用能夠捕捉流體流動細節的計算流體力學方法將整流罩運動過程與負壓形成過程耦合關聯分析。

3.1 CZ-5火箭整流罩地面分離試驗

CZ-5的整流罩如圖12所示，采用兩瓣式結構和旋轉分離方式。

圖12 CZ-5基本型整流罩Fig.12 Payload Fairing of LM-5 (standard model)

如圖12所示，其前錐段采用馮·卡門曲線外形，柱段采用鋁蜂窩夾層結構，半罩質量達1.1 t以上。相比傳統長征火箭整流罩，由于CZ-5火箭整流罩直徑較大，且沒有倒錐段，頂角接近17°，超過所有在飛長征火箭整流罩。該整流罩截面積約為52 m2，遠超出目前中國運載火箭。綜上可知，CZ-5火箭Φ5.2 m整流罩存在質量大、過頂角大、迎風面積大3個主要特性，由此導致分離能源需求大幅增加、地面試驗中氣動力效應更為顯著。

2013年6月，完成了CZ-5火箭整流罩分離試驗，試驗過程正常，整流罩順利打開。試驗中，整流罩底部無隔膜；且模擬有效載荷除靠近底部位置處（載荷支架）側壁為封閉狀態外，其余均為桁架結構。圖13為試驗中獲得整流罩內典型負壓歷程，負壓峰值約為500 Pa，作用時間約0.5 s[9]。

圖13 分離試驗內壓曲線Fig.13 Internal Pressure of Separation Experiment

3.2 模型及驗證

基于Flow-3D平臺（V10.0），采用彈簧、重力、移動變形物體及粘性湍流模型建立仿真系統，見圖14。參數設置按照試驗中實際數值，分別使用200 000、300 000、500 000、1 000 000網格進行了分析，同時考慮到計算資源，僅對半罩進行了分析；結合地面分離試驗結果（見圖13），試驗過程中負壓實際作用時間不超過0.5 s，因此，將仿真時間設定為0.7 s。

圖14 基于Flow-3D的分離試驗模型Fig.14 Model of Separation Experiment based on Flow-3D

圖15給出了使用不同網格數量計算得到的角分離速度與試驗數據比較情況。從圖15中可以看出，網格數量的增加對于計算結果無顯著影響，且計算值與實測值吻合性好，能夠較為準確地反映該時段內角速度歷程。此外，由于計算中Flow3D平臺上整流罩采用剛體模型，因此該計算同時也表明，相對于負壓對整流罩分離過程的影響，結構彈性變形可近似忽略，這也印證了試驗中所測得呼吸變形較小的實際情況。

圖15 不同網格密度下的分離速度Fig.15 Rotational Velocity by Different Mesh Density

圖16給出的是分離過程中，約0.28 s時刻整流罩內的氣體壓力分布情況，從圖16中可以看出，整流罩內的壓力存在顯著空間分布。圖17給出的是與圖13中對應測點位置處的計算負壓歷程，從計算結果來看，計算得到的峰值負壓約450 Pa，呈現出振蕩過程，作用時間約0.45 s，和實測值較為接近。

圖16 分離過程中壓力分布計算結果Fig.16 Pressure Result during Separation by Simulation

圖17 分離試驗內壓仿真結果Fig.17 Internal Pressure of Separation by Simulation

圖18為從計算結果中提取的負壓作用在整流罩上的3個正交方向上的作用力歷程。在重力方向Z向，其峰值約5000 N，但在其分離方向X向，其峰值達到了約25 000 N，該兩方向上，作用力隨時間而衰減，Y軸為對稱軸，在不考慮偏差、干擾情況下，無作用力。

圖18 整流罩內外壓差作用Fig.18 Effects of Internal and External Pressure

圖19給出的是飛行狀態和試驗狀態分離角速度比較情況?；诮Y構彈性對整流罩實際分離速度影響較小的認識，飛行狀態角速度為采用剛體模型進行分析計算而得。從圖19中可以再次看出，盡管采用了多種措施來減小分離中可能存在的負壓，但在地面試驗中負壓的存在仍對分離過程產生了重大影響。

圖19 飛行和地面試驗工況分離速度仿真結果Fig.19 Rotational Velocity of Fairing Separation by Simulation:Flight vs. Experiment

4 結束語

本文對整流罩分離試驗中負壓對分離過程的影響進行了研究，基于簡化模型，識別了主要影響因素，并通過所建立的AMESim仿真模型，對這些因素進行了趨勢分析，提出了相應的緩解措施。為了進一步提高對該過程的認識，采用計算流體力學Flow3D平臺，對整流罩分離過程進行了分析，并與中國新一代運載火箭CZ-5整流罩分離試驗結果進行了比較，驗證了分析的正確性，為后續更多的整流罩分離分析提供基礎。