在過去的幾十年中，隨著火箭技術(shù)和太空探索變得越來越普遍，知識和專業(yè)知識逐漸從少數(shù)政府官僚機(jī)構(gòu)手中的單一公共企業(yè)轉(zhuǎn)向私人公司和學(xué)術(shù)界。在學(xué)術(shù)界，這種范式的轉(zhuǎn)變和可訪問性的提高刺激了各種學(xué)生團(tuán)隊(duì)和研究小組聚集在一起，設(shè)計(jì)、模擬、制造和發(fā)射自己的火箭。多年來，一些努力取得了成功的太空發(fā)射，包括民用火箭CSXT，或者最近的USCRPL大學(xué)團(tuán)隊(duì)Traveller IV使用學(xué)生設(shè)計(jì)和制造的固體推進(jìn)劑。

跟隨他們的腳步，澳大利亞國立大學(xué)（ANU）火箭隊(duì)的學(xué)生正在積極努力開發(fā)一種能夠通過外層空間邊界并在返回時(shí)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(xué)火箭競賽（AURC），其成員僅發(fā)射了商用固體燃料推進(jìn)火箭。

固體火箭發(fā)動機(jī)由于其相對易于操作、儲存和降低的復(fù)雜性，通常用于業(yè)余和大學(xué)校際級別。盡管有這些優(yōu)點(diǎn)，最大的商用固體發(fā)動機(jī)O8000仍然遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于火箭運(yùn)載火箭到達(dá)太空所需的最小推力。正是出于這個(gè)原因，ANU Rocketry團(tuán)隊(duì)承擔(dān)了開發(fā)我們內(nèi)部設(shè)計(jì)和3D制造的雙組元液體燃料發(fā)動機(jī)的挑戰(zhàn)，該發(fā)動機(jī)使用液氧（LOX）和生物乙醇用于我們的太空火箭項(xiàng)目。

這篇博文將簡要介紹ANU Rocketry的氣熱分析，以預(yù)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(gè)主要目標(biāo)指導(dǎo)：

1.   研究火箭鼻錐周圍的關(guān)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(yīng)通過雙管齊下的方法實(shí)現(xiàn)：首先使用工程方法根據(jù)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和簡化公式推導(dǎo)氣動熱負(fù)荷，然后進(jìn)行計(jì)算流體動力學(xué)（CFD）模擬以進(jìn)一步驗(yàn)證工程預(yù)測。
3.    使用空氣動力加熱輸出來告知車輛設(shè)計(jì)注意事項(xiàng)。

作為起點(diǎn)，飛行器的軌跡和感興趣高度的關(guān)鍵大氣參數(shù)被輸入到分析模型中。值得注意的是，F(xiàn)ay&Riddell公式在20世紀(jì)50年代后期開發(fā)的開創(chuàng)性停滯點(diǎn)傳熱公式，該公式已通過經(jīng)驗(yàn)風(fēng)洞數(shù)據(jù)進(jìn)行了廣泛驗(yàn)證。該模型預(yù)測火箭鼻錐尖端的駐點(diǎn)熱通量約為550kWm^（-2）。

然后使用Ansys CFD作為驗(yàn)證分析預(yù)測的方法。考慮到鼻錐幾何結(jié)構(gòu)的對稱性，選擇了二維軸對稱方法，以減少計(jì)算要求，同時(shí)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(wǎng)格劃分方案經(jīng)過精心選擇，是寶貴的計(jì)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(wǎng)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(gè)元素的粗網(wǎng)格示例，顯示了不同網(wǎng)格大小的不同區(qū)域。

以下解算器設(shè)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(wǎng)格獨(dú)立性研究的一部分，進(jìn)行了5組模擬，以驗(yàn)證CFD分析。網(wǎng)格元素順序增加，從大約150k個(gè)元素的粗網(wǎng)格開始。在每一組模擬之后，網(wǎng)格都會被細(xì)化，以更準(zhǔn)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(xì)網(wǎng)格。

在5次迭代之后，該解決方案在層流集合的最終網(wǎng)格上穩(wěn)定，該網(wǎng)格最多包含700k個(gè)元素。利用網(wǎng)格獨(dú)立性研究的最終解決方案，CFD分析驗(yàn)證了563.42kWm^（-2）至5%的分析結(jié)果。

Ansys CFD分析為ANU Rocketry團(tuán)隊(duì)提供了一個(gè)關(guān)鍵工具，以完善我們的設(shè)計(jì)，為驗(yàn)證我們的分析計(jì)算提供了一種準(zhǔn)確的方法。接下來，該團(tuán)隊(duì)將使用模擬輸出來告知在感興趣的停滯點(diǎn)處的鼻錐尖端的設(shè)計(jì)選擇。這包括進(jìn)一步細(xì)化尖端的幾何形狀以及材料選擇，以承受預(yù)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(nèi)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讀書筆記