太空飞行器空气动力学CFD研究

在过去的几十年中，随着火箭技术和太空探索变得越来越普遍，知识和专业知识逐渐从少数政府官僚机构手中的单一公共企业转向私人公司和学术界。在学术界，这种范式的转变和可访问性的提高刺激了各种学生团队和研究小组聚集在一起，设计、模拟、制造和发射自己的火箭。多年来，一些努力取得了成功的太空发射，包括民用火箭CSXT，或者最近的USCRPL大学团队Traveller IV使用学生设计和制造的固体推进剂。

跟随他们的脚步，澳大利亚国立大学（ANU）火箭队的学生正在积极努力开发一种能够通过外层空间边界并在返回时通过降落伞安全回收的火箭。ANU Rocketry成立于2018年，旨在参加澳大利亚大学火箭竞赛（AURC），其成员仅发射了商用固体燃料推进火箭。

固体火箭发动机由于其相对易于操作、储存和降低的复杂性，通常用于业余和大学校际级别。尽管有这些优点，最大的商用固体发动机O8000仍然远远低于火箭运载火箭到达太空所需的最小推力。正是出于这个原因，ANU Rocketry团队承担了开发我们内部设计和3D制造的双组元液体燃料发动机的挑战，该发动机使用液氧（LOX）和生物乙醇用于我们的太空火箭项目。

这篇博文将简要介绍ANU Rocketry的气热分析，以预测高超音速上升阶段太空火箭前缘的热通量。气热分析由三个主要目标指导：

1.   研究火箭鼻锥周围的关键流动特性。
2.  通过气热分析确定车辆可能遇到的最大热通量。这应通过双管齐下的方法实现：首先使用工程方法根据实验数据和简化公式推导气动热负荷，然后进行计算流体动力学（CFD）模拟以进一步验证工程预测。
3.    使用空气动力加热输出来告知车辆设计注意事项。

作为起点，飞行器的轨迹和感兴趣高度的关键大气参数被输入到分析模型中。值得注意的是，Fay&Riddell公式在20世纪50年代后期开发的开创性停滞点传热公式，该公式已通过经验风洞数据进行了广泛验证。该模型预测火箭鼻锥尖端的驻点热通量约为550kWm^（-2）。

然后使用Ansys CFD作为验证分析预测的方法。考虑到鼻锥几何结构的对称性，选择了二维轴对称方法，以减少计算要求，同时仍保持模拟逼真度。感兴趣几何体周围的边界条件和流动域如下所示：

网格划分方案经过精心选择，是宝贵的计算资源和模拟逼真度之间的平衡。靠近鼻锥壁的元件必须具有足够的网格分辨率，以捕捉尖锐的热梯度和速度梯度。下面显示了大约157k个元素的粗网格示例，显示了不同网格大小的不同区域。

以下解算器设置用于模拟：

Solver	Density-Based
Formulation	Implicit
RANS Model	𝑘−𝜔 SST
Discretisation scheme	Least Squares cell-based, second order upwind
Convergence acceleration	Convergence acceleration for stretched meshes (CASM)
Initialisation controls	FMG initialisation

作为网格独立性研究的一部分，进行了5组模拟，以验证CFD分析。网格元素顺序增加，从大约150k个元素的粗网格开始。在每一组模拟之后，网格都会被细化，以更准确地捕捉热梯度和速度梯度。下图显示了具有清晰可见速度剖面的精细网格。

在5次迭代之后，该解决方案在层流集合的最终网格上稳定，该网格最多包含700k个元素。利用网格独立性研究的最终解决方案，CFD分析验证了563.42kWm^（-2）至5%的分析结果。

Ansys CFD分析为ANU Rocketry团队提供了一个关键工具，以完善我们的设计，为验证我们的分析计算提供了一种准确的方法。接下来，该团队将使用模拟输出来告知在感兴趣的停滞点处的鼻锥尖端的设计选择。这包括进一步细化尖端的几何形状以及材料选择，以承受预期的高温和热通量。此外，模拟将向下游延伸，以研究翅片前缘的流动，并评估那里的空气热因素。

注：上述内容译自“https://www.computationalfluiddynamics.com.au/guest-blog-by-anu-rocketry-democratisation-of-space-starts-with-university-student-teams/”

文章来源：CFD读书笔记