在航天工程中，火箭的級間分離是決定發射成敗的關鍵環節之一，一旦分離失敗，整個任務可能前功盡棄。近年來，隨著數值仿真技術的發展，工程師們已經能夠在計算機中“預演”分離過程，提前發現潛在風險。

本文將帶你深入某型火箭一二級熱分離的仿真全過程，從建模、網格、邊界條件到運動耦合，一步步揭示火箭如何在高速飛行中“安全分手”

01 案例背景：多級火箭的技術優勢與分離挑戰

單級火箭的大速度不超過7公里/秒，難以將目標航天器送入預定軌道，為提高火箭的運載能力，目前多采用兩級或多級聯結的方式。與單級火箭相比，多級火箭針對不同工況分別設定各級發動機參數，可使得火箭在飛行過程中更加貼近佳工作狀態。在整個多級火箭的設計研發過程中，分離技術是每個型號的核心技術之一。有數據表明，在2006-2009年這3年間，全球出現的13次運載火箭發射事故中，有3次來源于級間分離故障。

火箭的級間熱分離是一個流場與運動相互耦合的物理過程，單獨拆分其中之一進行研究難免顧此失彼，本文利用網格重構技術，通過六自由度下流場與運動耦合的數值計算方法，對多級火箭的級間熱分離過程進行了仿真計算研究。

采用INTESIM-CFD2流體分析軟件對火箭一二級級間熱分離過程進行瞬態分析，查看從點火分離開始的整個過程流場細節的變化，探究其全程運動規律，進而預測分離過程的安全性，為未來的設計與試驗提供理論參考。

02 案例功能特點

所屬物理場：流體場INTESIM-CFD2

案例功能：網格重構、六自由度運動

分析類型：瞬態分析

03 案例分析：從幾何模型到運動設置

幾何模型

幾何模型如圖1所示，模型中包含一級箭體、二級箭體以及一二級的級間區三部分。

圖1 幾何模型

網格劃分

Z=0m截面網格如圖2所示，全域采用四面體網格，網格總數3041449。對級間區進行網格加密處理。

（a）計算域網格

（b）級間區網格

圖2 剖面網格

材料參數

材料設置為空氣，屬性設置如表1所示。

表1 材料屬性

邊界條件設置

設定飛行高度為28km，環境壓力為1586.3Pa，溫度為224.65K，來流馬赫數為4，來流攻角為2°。0s發動機點火，開始級間分離，設定級間區靜壓為100000Pa，并且噴管以一定的角速度偏轉。

噴管入口采用壓力入口，箭體（包含一級與二級）表面均設置為絕熱壁面；空氣域外邊界設置為遠場邊界。具體參數設置如下表所示。

表2 邊界條件參數設置

仿真邊界條件如下圖所示。

圖3 仿真邊界條件示意圖

動網格設置

指定網格光順區域為全域，凍結邊界為外流域邊界及一級箭體表面，給定線性求解器、大迭代次數及目標殘差/小單元體積。具體參數設置如下圖所示。

圖4 網格光順設置

指定網格重構區域為全域，勾選局部網格重構后，軟件自動選定需要重構的網格范圍。給定舊網格重構策略與新網格生成控制。具體參數設置如下圖所示。

圖5 網格重構設置

六自由度運動設置

指定二級箭體為運動邊界，給定箭體質量、重力加速度、慣性張量、重心位置。具體參數設置如下圖所示。

圖6 六自由度運動設置

運動邊界設置

設置噴管以0.872665rad/s的角速度繞+Z軸方向旋轉，旋轉中心為（0，-10.098，0）m。具體參數設置如下圖所示。

圖7 運動參數設置

圖8 運動邊界設置

04 仿真結果：揭示分離全過程流動特性

網格運動結果

查看不同時刻噴口運動姿態、級間分離及網格重構效果，如圖9所示。

圖9 級間區剖面網格

馬赫數分布

級間區附近Z=0m剖面馬赫數云圖如圖10所示，隨著一級箭體與二級箭體的分離，分離區內部的高溫高壓氣體逐漸排出，從0.08s馬赫數云圖上可以看到分離間隙附近出現了明顯的速度擴張區，隨著分離間隙的加大，速度擴張區消失，噴管內形成穩定的尾焰。

圖10 級間區剖面馬赫數分布云圖

靜壓分布

級間區附近Z=0m剖面靜壓云圖如圖11所示，發動機點火后，二級箭體后封頭中心位置受到氣流的沖擊，隨著時間的發展，二級箭體在重力與氣動力的作用下持續下落，后封頭中心位置的靜壓變化趨勢為先增大后減小。

圖11 級間區剖面靜壓分布云圖

監測點靜壓歷程曲線

發動機點火后，高溫高壓燃氣在級間區域內傳播，會對壁面產生不良影響，為更好的了解級間區壁面及前、后封頭的壓力分布狀況，在數值仿真過程中對該區域的靜壓進行了監測。監測點分布在各處壁面的特征位置，以便于較全面的反映級間區內各處的參數變化，包括前封頭上部分弧線中點，一級箭體壁面中點，二級箭體壁面中點、后封頭中心位置以及噴管擴張段外壁面后半段中點，監測點位置分布示意圖如圖12所示，監測點坐標如表3所示。

圖12 監測點位置分布示意圖

表3 監測點坐標

監測點靜壓歷程曲線如圖13所示。在級間分離初始階段，級間間隙較小，大量燃氣被儲存在級間區無法順利排出；隨著級間間隙的增加，級間區內儲存的燃氣逐漸排出，點1、2、5的靜壓歷程表征為先增加后減小。點3、4位于二級箭體，受到發動機尾焰的直接沖擊，因此起始階段會有靜壓的陡增；由于噴管尾焰產生的沖擊不是穩定沖擊，壓力陡增之后會存在壓力的陡降；由于憋壓過程，靜壓再次增大；終隨著分離距離的增加，靜壓表征為穩定下降。處于穩定分離階段之后，點3、4仍舊會受到尾焰的沖擊作用，因此終階段點3、4的靜壓會高于點1、2、5靜壓。

圖13 監測點靜壓歷程曲線

二級箭體重心歷程曲線

二級箭體重心歷程曲線如圖14所示。

圖14 二級箭體重心歷程曲線

INTESIM-CFD2（密度基流體軟件）軟件基于有限體積密度基算法開發，主要用于可壓流體的高馬赫數、高超聲速流場仿真計算，為航空、航天、武器裝備、軌道交通等領域的相關問題提供解決方案。

從上述案例可以看出，INTESIM-CFD2對于超高溫超高壓分析以及網格重構問題具備仿真能力。通過對流場和運動的分析，可以為火箭級間熱分離過程的安全性提供理論依據。

火箭級間熱分離，不僅是力與美的結合，更是計算科學與工程實踐的完美交融。通過高精度仿真，我們不僅“看見”了分離的瞬間，更預見了安全飛行的每一步。未來，隨著仿真技術的不斷突破，火箭分離將更加精準、可靠，為中國航天邁向更深宇宙奠定堅實基礎。