阅读说明：本技术 两相流场作用下高超声速飞行器分离过程预示与控制方法 (Prediction and control method for hypersonic aircraft separation process under action of two-phase flow field ) 是由 祝学军 赵长见 赵俊锋 陈轶迪 方平 宋志国 涂建秋 罗波 蔡强 何佳 马奥家 于 2018-08-31 设计创作，主要内容包括：两相流场作用下高超声速飞行器分离过程预示与控制方法,其中预示方法通过下述方式实现：采用重叠网格方法对高超声速飞行器的流场进行离散；将反推火箭内流体等效为空气,对流体的动能和动量开展等效修正,建立等效后流场的N-S方程；根据上述建立的等效后流场的N-S方程进行流场CFD计算,得到分离过程中分离体受到的气动力及力矩；利用上述得到的分离体受到的气动力及力矩,求解不同工况下的分离运动,得到分离体的质心运动及姿态运动参数；所述的分离体包括前体和后体。(The method for predicting and controlling the separation process of the hypersonic aircraft under the action of the two-phase flow field is realized by the following steps: dispersing a flow field of the hypersonic aircraft by adopting an overlapping grid method; the fluid in the reverse rocket is equivalent to air, equivalent correction is carried out on the kinetic energy and momentum of the fluid, and an N-S equation of the equivalent flow field is established; performing CFD calculation of the flow field according to the established N-S equation of the equivalent flow field to obtain aerodynamic force and moment applied to the separation body in the separation process; solving the separation motion under different working conditions by using the obtained aerodynamic force and moment applied to the separation body to obtain the mass center motion and the attitude motion parameters of the separation body; the separation body comprises a precursor and a rear body.)

两相流场作用下高超声速飞行器分离过程预示与控制方法

技术领域

本发明属于飞行器分离设计领域，是大气层内高超声速飞行器分离过程的一种高精度仿真分析方法。

背景技术

高超声速飞行器凭借其独特的优势正逐渐成为航天运输、军事攻防博弈等领域的研究热点。由于其在大气层内高超声速飞行，其分离过程面临着极其严酷的环境，大动压及喷流干扰等因素影响，使其分离流场极为复杂，且与分离运动相耦合，分离过程预示困难。传统分离设计方法，采用定常气动数据插值表作为分离仿真计算的依据，已经不能满足该类飞行其分离可靠设计的需求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：本发明提出了两相流场作用下高超声速静不稳定飞行器分离过程精确预示与主动控制方法，目的在于解决大气层内高超声速飞行器复杂气动干扰作用下的分离设计难题。

本发明的技术解决方案是：两相流场作用下高超声速飞行器分离过程预示方法，通过下述方式实现：

采用重叠网格方法对高超声速飞行器的流场进行离散；

将反推火箭内流体等效为空气，对流体的动能和动量开展等效修正，建立等效后流场的N-S方程；

根据上述建立的等效后流场的N-S方程进行流场CFD计算，得到分离过程中分离体受到的气动力及力矩；

利用上述得到的分离体受到的气动力及力矩，求解不同工况下的分离运动，得到分离体的质心运动及姿态运动参数；

所述的分离体包括前体和后体。

进一步的，建立等效后流场的N-S方程通过下述方式实现：

第一步，采用多组分N-S方程模拟喷管内部的流场，获得喷管出口处多组分流体的动量及动能；

第二步，根据流体动量动能表达式及第一步中获得的喷管出口处多组分流体的动量及动能，采用空气的物理属性，获得喷管出口处的空气流动参数；

第三步，根据一维等熵关系式，获得简化后的喷管喉部外形及喉部的流动参数；

第四步，根据普朗特迈耶尔膨胀关系式进行喉部扩张角修型，使简化后的气体膨胀角与多组分流动一致；

第五步，采用简化后的喉部外形及修型后的喷管扩张角及喉部的流动参数，建立等效后流场的N-S方程。

进一步的，求解不同工况下的分离运动，得到分离体的质心运动及姿态运动参数，通过采用流场CFD与六自由度运动耦合计算的方法进行分离仿真预示。

进一步的，所述的耦合计算将整个分离过程离散成若干的时间步，具体步骤如下：

(1)在当前时间步上利用等效后流场的N-S方程求解流场，得到作用在前体和后体上的气动力和力矩；

(2)将当前时间步得到的前体和后体上的气动力和力矩连同其它外力一齐代入六自由度刚体运动方程，求得时间步长Δt内前体和后体的位移和姿态变化，得到下一个时间步前体和后体的位置和姿态；

(3)针对上述得到前体和后体的新位置、姿态，利用重叠网格得到新的流场离散，并转步骤(1)，如此循环，直到分离结束。

进一步的，在步骤(2)计算得到前体和后体的位置和姿态后，进行是否安全分离判断，若前体和后体发生碰撞或者干涉，则结束当前仿真；否则执行步骤(3)。

进一步的，所述的时间步长Δt＜5ms。

两相流场作用下高超声速飞行器分离过程控制方法，在分离过程中，根据实时计算的分离体的质心运动及姿态运动参数对俯仰角、偏航角和滚转角分别采用比例反馈控制律进行分离过程主动控制。

进一步的，采用比例反馈控制律确定的控制舵偏角为：

其中：

D_ψ、D_γ分别为俯仰、偏航和滚转控制舵偏角；

为当前俯仰角和角速度，

为期望的俯仰角和角速度，

为俯仰角反馈系数和角速度反馈系数；ψ_u，

为当前偏航角和角速度，ψ_q，为期望的偏航角和角速度，K_ψ，C_ψ为偏航角反馈系数和角速度反馈系数；γ_u，

为当前滚转角和角速度，γ_q，

为期望的滚转角和角速度，K_γ，C_γ为滚转角反馈系数和角速度反馈系数。

进一步的，

K_ψ、K_γ的取值范围为2～4。

进一步的，

C_ψ、C_γ的取值范围为0.2～0.5。

本发明与现有技术相比有益效果为：

高超声速飞行器在大气层内进行分离时，面临着极其严酷的环境，大动压及喷流干扰等因素影响，使其分离流场极为复杂，一方面，复杂的流场造成作用在飞行器上的气动力和力矩变化规律复杂，采用传统的定常状态气动数据插值表不能很精确地得到作用在飞行器上真实气动力和力矩；另一方面，飞行器受到分离过程中气动力和力矩影响，姿态变化剧烈，而姿态的变化又会引起作用在飞行器上力和力矩的变化，分离过程中飞行器的姿态运动与流场之间存在强耦合关系，传统计算方法不能精确预示出分离运动过程。为此，本发明提出两相流场等效方法，解决了分离过程中气动力和力矩精确预示问题，提出了基于重叠网格的流场CFD与六自由度运动耦合计算方法，解决了分离过程中飞行器的姿态运动与流场之间强耦合问题，计算精度较传统设计方法大幅提高，同时针对该类飞行器分离过程中姿态变化剧烈的特点，基于前述方法得到的结果，提出基于比例反馈控制律的分离过程主动控制方法，解决了该类飞行器可靠分离设计难题。

本发明已成功应用于我国第一型全程飞行的1：1面对称助推滑翔导弹方案验证飞行试验，飞行试验取得了圆满成功，有效验证了方法准确性。

附图说明

图1为本发明重叠网格示例示意图；

图2为本发明等效后流场的N-S方程流程；

图3为本发明整个分离求解的推进过程与传统计算方法对比示意图；

图4为本发明方法框架示意图。

具体实施方式

下面结合附图及实例对本发明作详细说明。

1、网格建立

根据飞行器及分离体几何信息建立分离气动CFD计算所需的分区重叠网格。

分区重叠网格方法是一种结构空间的离散方法。它将复杂的流动区域分成几何边界比较简单的子区域，各子区域中的计算网格独立生成，彼此存在着重叠或嵌套关系，流场信息通过插值在重叠区边界进行匹配和耦合。重叠网格方法能很方便的处理各种复杂的流场结构，特别适合于复杂外形绕流和物体存在相对运动的流场计算，各子网格生成完毕后，网格随着物体一起运动，不再需要人工干预。

本发明采用重叠网格方法，作为高超声速飞行器分离体气动特性CFD计算的流场离散方法，重叠网格示例如图1所示。

2、两相流场等效

分离过程中飞行器受到的气动力及力矩，可以通过求解N-S方程得到。而N-S方程具有强非线性，目前尚无解析解，利用计算机则可以通过数值计算的方法来解出N-S方程在初始条件和边界条件下的数值解。即通过用有限差分来近似代替微分，从而使N-S方程转化为代数方程，编制程序进行数值求解。

流场计算采用高精度数值离散格式和湍流模型，求解了的三维NS控制方程组。其守恒形式的方程组如下:

其中U为守恒变量，E、F和G分别为x、y和z方向上的对流项，E_v、F_v和G_v分别为x、y和z方向上的粘性项。

由于高超声速飞行器在分离过程中通常会借助分离火箭来产生所需的分离主动冲量，而分离火箭喷流通常为高温两相流，且喷流方向一般与飞行器来流方向相反，这就导致了飞行器流场极为复杂。而反推喷管的流场仿真的精确度是保证整个分离仿真的关键，我们有必要对其进行模拟。为简化计算的复杂程度，屏蔽因两相流计算偏差带来气动特性仿真更大的误差，本发明将反推火箭内流体等效为空气，对流体的动能和动量开展等效修正，实现单一组分的CFD仿真计算，具体方法如下：

喷管喉道处赋予发动机喉部参数，通过全流场赋反推火箭出口的γ，以此γ数计算得到的结果作为标准值，计算得到了喷管的喷口参数(有量纲量，同时进行了面积加权平均)，并与实际入口条件计算得到的喉道参数进行比较。通过三方面对此喷管进行修正：扩张角修形、喉道修形、喉道入口条件变换，得到一种合理的喷流模拟方案。计算流程如图2所示，具体可以概括为如下步骤：

第一步，采用多组分N-S方程模拟喷管内部的流场，获得喷管出口处多组分流体的动量及动能；

第二步，根据流体动量动能表达式及第一步中获得的喷管出口处多组分流体的动量及动能，采用空气的物理属性，获得喷管出口处的空气流动参数；

第三步，根据一维等熵关系式，获得简化后的喷管喉部外形及喉部的流动参数；

第四步，根据普朗特迈耶尔膨胀关系式进行喉部扩张角修型，使简化后的气体膨胀角与多组分流动一致；

第五步，采用简化后的喉部外形及修型后的喷管扩张角及喉部的流动参数，建立等效后流场的N-S方程。

3、流场CFD与六自由度运动耦合计算

a、分离运动刚体动力学计算

(1)分离体质心的运动

分离坐标系下分离体质心动力学方程可表示为

其中，Ω，V分别表示分离坐标系相对分离体的位移运动速度矢量和转动角速度矢量。

(2)分离体绕质心的转动

在分离坐标系下描述分离体绕质心的转动运动动力学方程可表示为：

其中，I_ij，i，j＝x，y，z分别表示分离体绕其弹体坐标系各轴的转动惯量；ωx，ωy，ωz分别表示分离体绕其弹体坐标系各轴的转动角速度分量。

(3)分离体姿态角的确定

分离体姿态角

γ与分离体在其弹体坐标系下的转动角速度存在如下关系：

其中，

是俯仰角，

是偏航角，γ是滚转角。

根据以上动力学模型，可以求解不同工况下的分离运动，得到分离体的质心运动及姿态运动参数。

b、流场CFD与六自由度运动耦合计算的分离仿真方法

对于高超声速飞行器分离而言，流场与飞行器运动状态(分离距离、速度等)相关，而飞行器运动状态又与流程的气动力和力矩相关，两者是紧密耦合的，因此本发明采用流场CFD与六自由度运动耦合计算的方法进行分离仿真分析，提高预示精度。

整个分离求解的推进过程与传统计算方法对比如图3所示。

本发明求解中，将整个分离过程划分成若干个时间段，首先在每个时间步上精细求解流场，得到作用在前体和后体上的气动力和力矩；进一步，连同其它外力一齐代入六自由度刚体运动方程，求得时间步长Δt(一般小于5ms)内前体和后体的位移和姿态变化，得到下一个时刻的位置和姿态；然后针对新位置、新姿态下的前体和后体外形生成新网格进行流场计算；如此循环，直到分离结束。该方法考虑了喷流、分离流场及两体运动的耦合关系，可以更精确地预示起控姿态边界。

当然为了提高方法的可靠性，在计算得到前体和后体的位置和姿态后，进行是否安全分离判断，若前体和后体发生碰撞或者干涉，则结束当前仿真，否则继续执行。

4、分离干扰主动控制

高超声速飞行器在大气层内分离通常由于高动压及喷流干扰影响，气动干扰对飞行器姿态影响较大，对分离后飞行器的起控不利，为此，本发明进一步提出了一种分离干扰主动控制方法。

对俯仰角、偏航角和滚转角分别采用比例反馈控制律，即控制舵偏角为：

其中：

D_ψ、D_γ分别为俯仰、偏航和滚转控制舵偏角；为当前俯仰角和角速度，

为期望的俯仰角和角速度，为俯仰角反馈系数和角速度反馈系数；ψ_u，为当前偏航角和角速度，ψ_q，

为期望的偏航角和角速度，K_ψ，C_ψ为偏航角反馈系数和角速度反馈系数；γ_u，

为当前滚转角和角速度，γ_q，为期望的滚转角和角速度，K_γ，C_γ为滚转角反馈系数和角速度反馈系数。

K_ψ、K_γ的取值范围为2～4，

C_ψ、C_γ的取值范围为0.2～0.5。

根据分离过程姿态干扰计算结果，进行起控舵偏的反馈控制，如无法满足设计要求，调整分离设计参数(如时序、判据等)重新进行上述过程，直到满足设计要求。

上述过程在工程实现在可以采用图4所示的框架进行实现，飞行器外形模块和喷流等效模块为原始输入；网格文件标准控制接口和求解器接口为接口模块，用于将上述输入信息处理为求解器可以识别的标准接口格式文件；CFD求解器和六自由度计算模块为求解器模块，进行CFD求解和六自由度计算；分离***置及姿态结果模块为输出和后处理模块，输出计算结果以及进行干涉、碰撞检查等工作；其余为前处理模块，用于将原始输入的物理条件转化为相应的计算输入条件。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。