在過去的幾十年中，隨著火箭技術和太空探索變得越來越普遍，知識和專業知識逐漸從少數政府官僚機構手中的單一公共企業轉向私人公司和學術界。在學術界，這種范式的轉變和可訪問性的提高刺激了各種學生團隊和研究小組聚集在一起，設計、模擬、制造和發射自己的火箭。多年來，一些努力取得了成功的太空發射，包括民用火箭CSXT，或者最近的USCRPL大學團隊Traveller IV使用學生設計和制造的固體推進劑。

跟隨他們的腳步，澳大利亞國立大學（ANU）火箭隊的學生正在積極努力開發一種能夠通過外層空間邊界并在返回時通過降落傘安全回收的火箭。ANU Rocketry成立于2018年，旨在參加澳大利亞大學火箭競賽（AURC），其成員僅發射了商用固體燃料推進火箭。

固體火箭發動機由于其相對易于操作、儲存和降低的復雜性，通常用于業余和大學校際級別。盡管有這些優點，最大的商用固體發動機O8000仍然遠遠低于火箭運載火箭到達太空所需的最小推力。正是出于這個原因，ANU Rocketry團隊承擔了開發我們內部設計和3D制造的雙組元液體燃料發動機的挑戰，該發動機使用液氧（LOX）和生物乙醇用于我們的太空火箭項目。

這篇博文將簡要介紹ANU Rocketry的氣熱分析，以預測高超音速上升階段太空火箭前緣的熱通量。氣熱分析由三個主要目標指導：

1.   研究火箭鼻錐周圍的關鍵流動特性。
2.  通過氣熱分析確定車輛可能遇到的最大熱通量。這應通過雙管齊下的方法實現：首先使用工程方法根據實驗數據和簡化公式推導氣動熱負荷，然后進行計算流體動力學（CFD）模擬以進一步驗證工程預測。
3.    使用空氣動力加熱輸出來告知車輛設計注意事項。

作為起點，飛行器的軌跡和感興趣高度的關鍵大氣參數被輸入到分析模型中。值得注意的是，Fay&Riddell公式在20世紀50年代后期開發的開創性停滯點傳熱公式，該公式已通過經驗風洞數據進行了廣泛驗證。該模型預測火箭鼻錐尖端的駐點熱通量約為550kWm^（-2）。

然后使用Ansys CFD作為驗證分析預測的方法。考慮到鼻錐幾何結構的對稱性，選擇了二維軸對稱方法，以減少計算要求，同時仍保持模擬逼真度。感興趣幾何體周圍的邊界條件和流動域如下所示：

網格劃分方案經過精心選擇，是寶貴的計算資源和模擬逼真度之間的平衡。靠近鼻錐壁的元件必須具有足夠的網格分辨率，以捕捉尖銳的熱梯度和速度梯度。下面顯示了大約157k個元素的粗網格示例，顯示了不同網格大小的不同區域。

以下解算器設置用于模擬：

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

作為網格獨立性研究的一部分，進行了5組模擬，以驗證CFD分析。網格元素順序增加，從大約150k個元素的粗網格開始。在每一組模擬之后，網格都會被細化，以更準確地捕捉熱梯度和速度梯度。下圖顯示了具有清晰可見速度剖面的精細網格。

在5次迭代之后，該解決方案在層流集合的最終網格上穩定，該網格最多包含700k個元素。利用網格獨立性研究的最終解決方案，CFD分析驗證了563.42kWm^（-2）至5%的分析結果。

Ansys CFD分析為ANU Rocketry團隊提供了一個關鍵工具，以完善我們的設計，為驗證我們的分析計算提供了一種準確的方法。接下來，該團隊將使用模擬輸出來告知在感興趣的停滯點處的鼻錐尖端的設計選擇。這包括進一步細化尖端的幾何形狀以及材料選擇，以承受預期的高溫和熱通量。此外，模擬將向下游延伸，以研究翅片前緣的流動，并評估那里的空氣熱因素。

注：上述內容譯自“https://www.computationalfluiddynamics.com.au/guest-blog-by-anu-rocketry-democratisation-of-space-starts-with-university-student-teams/”

文章來源：CFD藝癡必精