[發明專利]兩相流場作用下高超聲速飛行器分離過程預示與控制方法

有效

• 申請號: 201811014136.2
• 申請日: 2018-08-31
• 公開（公告）號: CN110874055B
• 公開（公告）日: 2023-04-14
• 發明（設計）人: 祝學軍;趙長見;趙俊鋒;陳軼迪;方平;宋志國;涂建秋;羅波;蔡強;何佳;馬奧家;王晨曦;楊鴻俊
• 申請（專利權）人: 中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: G05B11/42
• 分類號: G05B11/42
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 龐靜

1.兩相流場作用下高超聲速飛行器分離過程預示方法，其特征在于通過下述方式實現：

采用重疊網格方法對高超聲速飛行器的流場進行離散；

將反推火箭內流體等效為空氣，對流體的動能和動量開展等效修正，建立等效后流場的N-S方程；

根據上述建立的等效后流場的N-S方程進行流場CFD計算，得到分離過程中分離體受到的氣動力及力矩；

利用上述得到的分離體受到的氣動力及力矩，求解不同工況下的分離運動，得到分離體的質心運動及姿態運動參數；

所述的分離體包括前體和后體；

建立等效后流場的N-S方程通過下述方式實現：

第一步，采用多組分N-S方程模擬噴管內部的流場，獲得噴管出口處多組分流體的動量及動能；

第二步，根據流體動量動能表達式及第一步中獲得的噴管出口處多組分流體的動量及動能，采用空氣的物理屬性，獲得噴管出口處的空氣流動參數；

第三步，根據一維等熵關系式，獲得簡化后的噴管喉部外形及喉部的流動參數；

第四步，根據普朗特邁耶爾膨脹關系式進行喉部擴張角修型，使簡化后的氣體膨脹角與多組分流動一致；

第五步，采用簡化后的喉部外形及修型后的噴管擴張角及喉部的流動參數，建立等效后流場的N-S方程。

2.根據權利要求1所述的方法，其特征在于：求解不同工況下的分離運動，得到分離體的質心運動及姿態運動參數，通過采用流場CFD與六自由度運動耦合計算的方法進行分離仿真預示。

3.根據權利要求2所述的方法，其特征在于：所述的耦合計算將整個分離過程離散成若干的時間步，具體步驟如下：

(1)在當前時間步上利用等效后流場的N-S方程求解流場，得到作用在前體和后體上的氣動力和力矩；

(2)將當前時間步得到的前體和后體上的氣動力和力矩連同其它外力一齊代入六自由度剛體運動方程，求得時間步長Δt內前體和后體的位移和姿態變化，得到下一個時間步前體和后體的位置和姿態；

(3)針對上述得到前體和后體的新位置、姿態，利用重疊網格得到新的流場離散，并轉步驟(1)，如此循環，直到分離結束。

4.根據權利要求3所述的方法，其特征在于：在步驟(2)計算得到前體和后體的位置和姿態后，進行是否安全分離判斷，若前體和后體發生碰撞或者干涉，則結束當前仿真；否則執行步驟(3)。

5.根據權利要求2所述的方法，其特征在于：所述的時間步長Δt＜5ms。

6.兩相流場作用下高超聲速飛行器分離過程控制方法，其特征在于：在分離過程中，根據實時計算的分離體的質心運動及姿態運動參數對俯仰角、偏航角和滾轉角分別采用比例反饋控制律進行分離過程主動控制。

7.根據權利要求6所述的方法，其特征在于：采用比例反饋控制律確定的控制舵偏角為：

其中：D_ψ、D_γ分別為俯仰、偏航和滾轉控制舵偏角；為當前俯仰角和角速度，為期望的俯仰角和角速度，為俯仰角反饋系數和角速度反饋系數；ψ_u，為當前偏航角和角速度，ψ_q，為期望的偏航角和角速度，K_ψ，C_ψ為偏航角反饋系數和角速度反饋系數；γ_u，為當前滾轉角和角速度，γ_q，為期望的滾轉角和角速度，K_γ，C_γ為滾轉角反饋系數和角速度反饋系數。

8.根據權利要求7所述的方法，其特征在于：K_ψ、K_γ的取值范圍為2～4。

9.根據權利要求7所述的方法，其特征在于：C_ψ、C_γ的取值范圍為0.2～0.5。