李 易

(西北工业大学陕西省空天飞行器设计重点实验室，西安 710072)

0 引言

级间分离是运载火箭发射任务中的关键环节。对于串联式多级火箭，常用的级间分离方式可分为热分离和冷分离两种。热分离是在下一级火箭燃料耗尽时利用上一级火箭发动机点火后产生的喷流冲击力完成级间分离。采用热分离技术的火箭可以在一级火箭燃尽后迅速获得二级火箭发动机产生的推力以约束火箭飞行姿态，而无须安装专用的辅助发动机，这有利于降低火箭整体复杂度。本文主要针对固体运载火箭的大气层内级间热分离模拟问题开展研究。

由于热分离过程中发动机燃气的存在和分离时较高的飞行马赫数，火箭面临极其严苛的气动力、热环境。二子级火箭发动机的燃气会冲击一子级火箭顶部，在排出级间段后与高速来流交互作用，形成复杂的化学非平衡高温流场。在设计火箭的级间热分离机构和分离程序时，分离动力学特性是重要输入条件，因此详细的分离动力学研究是十分必要的。然而，火箭级间热分离的风洞实验昂贵而且实施难度高，目前在实验模型尺度和可重复性方面仍有较大困难，数值仿真便是目前研究火箭级间分离动力学的主要途径。传统的火箭级间分离仿真方法有定常弹道仿真和计算流体力学(CFD)-飞行力学耦合仿真方法。定常弹道仿真沿用传统的弹道仿真方法解算刚体运动学和动力学方程，但需要大量的气动数据，数据可通过大量的风洞实验和定常CFD计算获得。……