太空飞行器空气动力学CFD研究

ANU Rocketry：面向太空边界挑战的双组元液体燃料促动器与气热分析

在火箭技术与太空探索日益普及的背后，知识的规模化与分发趋势从少数政府机构转向更广泛的企业与学术机构。这样的转变激发了学生团队与科研小组的涌现，紧密围绕着火箭设计、模拟、制造以及发射的各个关键环节。

ANU Rocketry的背景与愿景

成立于2018年的澳大利亚国立大学(Australian National University, ANU)火箭队，旨在参加澳大利亚大学火箭竞赛(Australian Universities Rocket Competition, AURC)，其主要目标在于研发能够超越大气层、返回地球并安全着陆的火箭。尽管初期侧重于发射搭载商用固体燃料推进的火箭，但团队攻坚了一个更复杂的领域：在太空火箭项目中集成自定义设计与3D打印的双组元液体燃料发动机制选项。

双组元液体燃料发动机的挑战

为达到所需推力，实现太空任务，团队专注于开发使用液氧（LOX）与生物乙醇作为推进剂的双组元液体燃料火箭发动机。这类发动机以其操作简易性、便于储存和低复杂性著称，使得它们成为业余与大学间领域的理想选择。然而，追求太空飞行巨大推力的需求促使团队着手设计一款专门用于泰国的发动机。

气热分析关键性

气热分析贯穿ANU Rocketry的设计决策流程，旨在精确预测太空火箭在高超音速上升阶段前缘处的热通量负担。该分析聚焦于围绕火箭鼻锥的主要流动特性、量化最可能遇到的最大热通量，并指导车辆设计以适应预期的高温条件与热冲击。




初始预测与验证模型

利用Fay&Riddell在20世纪50年代所创建的远端传热公式，结合经验风洞测试数据，分析模型预测火箭鼻锥尖端的特定过热部位热通量约为550 kHz/m^(2)。为了验证这一工程理论预测，采用了Ansys CFD模拟方法，确保分析的准确性。

CFD模拟策略与验证

考虑到鼻锥几何的对称性，使用二维轴对称CFD模拟以优化计算效率与模拟精确度。网格划分精细至157,000个元素，并基于网格独立性研究进行的多次迭代验证，最终确保在最多700,000个节点的网格上作出了稳定准确的CFD分析结果，将理论热通量预测误差控制在5%之内。