[发明专利]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

权利要求书

1.两相流场作用下高超声速飞行器分离过程预示方法，其特征在于通过下述方式实现：

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；

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。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：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。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：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。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：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)。

5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：所述的时间步长Δt＜5ms。

6.两相流场作用下高超声速飞行器分离过程控制方法，其特征在于：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。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于：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。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于：K_ψ、K_γ的取值范围为2～4。

9.根据权利要求7所述的方法，其特征在于：C_ψ、C_γ的取值范围为0.2～0.5。