[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

说明书

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。

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)。