CN102128570B - 一种基于粒子系统的运载火箭尾焰仿真方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于粒子系统的运载火箭尾焰仿真方法，其特征在于，包括如下步骤：S1.对运载火箭尾焰粒子进行定义和初始化；S2.依据运载火箭飞行轨迹和规律，确定尾焰喷管的运动轨迹；S3.分析运载火箭整个飞行时段中尾焰粒子受力情况，确定其力学模型；S4.确定运载火箭在飞行状态稳定时的尾焰粒子计算模型；S5.确定运载火箭飞行姿态调整过程中的尾焰粒子计算模型。S6.组合步骤S4和S5的计算模型，获得运载火箭整个飞行时段的尾焰计算模型，对运载火箭进行尾焰更新。本发明的有益效果是：对“间隙”现象进行粒子填补，根据“间隙”上下临界面上粒子的特点和粒子对应关系，估算出填充粒子的参数值，获得更具逼真性的仿真尾焰。

Description

一种基于粒子系统的运载火箭尾焰仿真方法

技术领域

本发明属于虚拟现实技术领域，特别涉及一种运载火箭的尾焰仿真技术。

背景技术

虚拟现实(Virtual Reality，简称VR)是近年来出现的高新技术，也称灵境技术或人工环境。虚拟现实是利用电脑模拟产生一个三维空间的虚拟世界，提供使用者关于视觉、听觉、触觉等感官的模拟，让使用者如同身历其境一般，可以及时、没有限制地观察三度空间内的事物。

运载火箭发射和飞行过程中的尾焰属于不规则的模糊物体，这类物体的三维模型构建对增强视景仿真的逼真度具有重要作用。目前，针对这类不规则物体的建模和仿真有傅立叶(Fournier)的分形算法和Reeves W.T.的粒子系统理论算法。Fournier的分形算法需要进行大量的迭代计算，对计算机的系统要求很高，因此在一定程度上限制了该方法的应用，同时也很难满足实时性的要求；而粒子系统理论算法则是将模拟的对象分解为大量微小粒子的组合，每一个粒子都具有各自的生命周期、形状、位置、运动速度和运动方向等，因此该方法被认为是迄今为止模拟不规则模糊物体最为成功的算法，特别适合用来仿真火箭火焰动态过程。

在基于粒子系统理论算法的运载火箭尾焰仿真中，尾焰模型被定义成由一定数量的不规则的、随机分布的粒子所组成。每个粒子都有其形状、颜色、位置、速度等属性信息，而且都有各自的生命周期，它们不断运动、颜色不断变化，充分体现了尾焰的静态和动态特性。粒子系统是一个复杂动态系统，系统中的粒子随时间不断地改变位置、颜色、运动速度等属性，而且其过程中不断有新粒子生成和旧粒子消亡。粒子的每个相关控制参数都有一定的规律或是规则进行控制，同时也有一些随机过程的影响，因此它能够较为真实的模拟出火箭尾焰的动态过程。

现有的粒子系统理论仿真算法在仿真火箭稳定飞行状态下的尾焰状况时，表现很好。但是，在用于处理火箭飞行姿态调整时，由于运载火箭发动机喷管角度的旋转突变，因而造成尾焰存在一定的“间隙”现象，如图2所示。而在真实的飞行姿态调整过程中是不会出现这样的现象。因此，现有的基于粒子系统尾焰仿真算法不能真实地仿真出运载火箭飞行姿势变换时的尾焰状况。

发明内容

本发明的目的是为了克服现有的粒子系统尾焰仿真算法在处理运载火箭在飞行姿态调整时，出现的尾焰“间隙”现象，提出了一种基于粒子系统的运载火箭尾焰仿真方法。

为了实现上述目的，本发明的技术方案：一种基于粒子系统的运载火箭尾焰仿真方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1.对运载火箭尾焰粒子进行定义和初始化；

S2.依据运载火箭飞行轨迹和规律，确定尾焰喷管的运动轨迹；

S3.分析运载火箭整个飞行时段中尾焰粒子受力情况，确定其力学模型；

S4.确定运载火箭在飞行状态稳定时的尾焰粒子计算模型；

S5.确定运载火箭飞行姿态调整过程中的尾焰粒子计算模型。

S6.组合步骤S4和S5的计算模型，获得运载火箭整个飞行时段的尾焰计算模型，对运载火箭进行尾焰更新。

上述步骤5包括如下分步骤：

S51.计算第一个转换帧时，喷管转换的角度；

S52.确定“间隙”上下两平面SA、SB上粒子对应关系；

S53.通过模拟方法对“间隙”处进行粒子填充；

S54.确定“间隙”内部所填充粒子的对应关系；

S55.确定所填充粒子的参数。

上述步骤S55中所填充粒子的参数和其在SA、SB平面上对应粒子的参数是相近的，因此它们的主要变量参数估算方法如下：

V(i)′_间隙＝V(j)′_SA+rand()_v＝V(k)′_SB+rand()_v

Color(i){R、G、B}_间隙＝Color(j){R、G、B}_SA+rand()_color

                     ＝Color(k){R、G、B}_SB+rand()_color

Brightness(i)_间隙＝Brightness(j)_SA+rand()_B＝Brightness(k)_SB+rand()_B

其中，V(i)′_间隙表示“间隙”处填充的第i个粒子的速度，V(j)_SA表示在SA平面上第j个粒子的速度，V(k)′_SB表示在SB平面上第k个粒子的速度；“间隙”处填充的第i个粒子、SA平面上第j个粒子和SB平面上第k个粒子具有对应关系；rand()_B表示亮度的随机函数。

本发明的有益效果是：针对现有粒子系统仿真算法在处理火箭飞行姿态调整时，由于运载火箭发动机喷管角度的变化，造成按照变化前角度飞行的运载火箭尾焰并未完全消失，因而与在转换后角度下产生的尾焰形成一定的“间隙”现象。本发明对“间隙”现象进行粒子填补，并根据“间隙”上下临界面上粒子的特点和粒子对应关系，估算出填充粒子的参数值，获得更具逼真性的仿真尾焰。

附图说明

图1为本发明提出的基于粒子系统的运载火箭尾焰仿真方法流程图。

图2为采用现有的粒子系统仿真算法在处理运载火箭飞行姿态调整过程中某时刻的仿真结果图。

图3为采用传统粒子系统算法的运载火箭飞行姿态转换过程的尾焰“间隙”产生原理图。

图4为尾焰粒子受力情况示意图。

图5为尾焰“间隙”上下界面对应关系图。

图6为“间隙”处粒子填补原理图。

图7为“间隙”处填充粒子的对应关系图。

图8为采用本方法的运载火箭姿态转换过程尾焰仿真图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步的说明。再对具体实施例做详细说明前，先对本发明所依据的理论做简要的介绍。

本发明的基本思路是：在运载火箭尾焰仿真过程中，将其飞行阶段区分为飞行角度固定的稳定飞行阶段和飞行姿态调整的不稳定飞行阶段；现有的粒子系统可以在稳定飞行阶段能很好地仿真出尾焰状况。但在处理飞行姿态调整阶段，由于其粒子速度的突变，造成按照变化前角度飞行的运载火箭尾焰并未完全消失，因而会与在转换后角度下产生的尾焰形成一定的“间隙”现象。而在真实的尾焰则不存在这样的“间隙”，为消除此现象，在现有粒子系统算法的基础上提出了一种基于粒子运动规律的粒子填充方法，以及基于粒子对应关系的“间隙”填充粒子参数估算方法，从而获得完整、连续的尾焰仿真模型。

如图1所示，本发明所述的运载火箭尾焰仿真方法的具体实施方案如下：

S1.对运载火箭尾焰粒子进行定义和初始化；

该步骤对进行运载火箭尾焰粒子进行定义和初始化，在本实施例中，定义了运载火箭初始状态的粒子数目、粒子初始位置、粒子初始速度、生存期、粒子初始颜色、亮度、形状和大小。

S11.对初始状态的粒子数目进行定义和初始化；

在给定屏幕显示区域内产生一定数量的火焰粒子，初始状态的粒子数目的定义很关键，它决定了火焰的密度和规模，数目过小，则容易出现失真现象，无法满足真实感要求；数目过大则要占用系统大量的时间，实时性受到影响。此外，初始状态的粒子数目还与粒子的大小相关。本步骤中，分析运载火箭尾焰的特点，定义运载火箭尾焰的静态特征；根据运载火箭尾焰的特点，定义尾焰粒子的模型；根据运载火箭初始尾焰的特点，尾焰粒子参数信息的初始化。

本步骤对各个参数进行定义和初始化的具体过程如下：

S12.对初始状态的粒子数目进行定义和初始化；

初始状态的粒子数目Num₀＝[Meannumber+rand()_num×Varnumber]×Area/Size；

式中：Num₀为初始状态的粒子数目，Meannumber为屏幕上单位区域内产生单位大小的粒子数目的平均值，Varnumber为屏幕上单位区域内产生单位大小的粒子数目的方差，Area为显示区域的面积，Size为粒子大小，rand()_num是一个在-1到+1之间的随机数。

本实施例所设计的粒子系统中初始状态的粒子数目可根据要模拟的火焰规模也可由用户指定。在本例中，通过上式估算出运载火箭尾焰粒子的初始粒子数目为5900个。

S13.对粒子初始位置进行定义和初始化；

粒子初始位置由粒子的产生区域决定，同时，产生区域也决定粒子的初始运动方向。由于运载火箭的尾焰是由发动机尾部喷管喷出，故而设定其喷管内径的圆形截面为尾焰粒子的产生区域，所产生的粒子以一定的喷射角α离开所在的其截面所在的平面向外运动，成锥形扩散，并呈正态分布。

则燃点平面位置为：

初始粒子位置定义为：

i(T₀).Position＝{x_i(T₀)，y_i(T₀)，z_i(T₀)}，1≤i≤Number()

式中，i(T₀).Position表示T₀时刻第i个粒子的位置参数，x_i(T₀)表示第i个粒子在T₀时刻的X坐标，y_i(T₀)表示第i个粒子在T₀时刻的Y坐标，z_i(T₀)表示第i个粒子在T₀时刻的Z坐标。

尾焰粒子的密度分布为：

其中，

按照上述的尾焰粒子分布规律，其初始形状为类似于一个火团。燃烧平面位于一平行于XOY平面的平面上，火焰从该面上向下燃烧(即-Z方向)，则尾焰粒子的分布可用如下式计算：

S14.对粒子初始速度进行定义和初始化；

尾焰粒子的速度是具有大小和方向的矢量，随时间随机变化，因此只能通过确定其均值和随机变化率。在初始状态时，不考虑外力的作用下，它与火箭飞行速度成相反方向。尾焰的中心位置的粒子速度最大，边界位置的粒子速度最小。在本例中，设置尾焰粒子的平均速度为：

V_a＝{V_x0，V_y0，V_z0}

速度变化定义为：

Var_V＝{Var_V_x，Var_v_y，Var_z_z}

则尾焰粒子的粒子初始速度可按下式进行计算：

V(i)＝{V(i)_x，V(i)_y，V(i)_z}

V(i)_x＝V_x0+rand()×Var_V_x

V(i)_y＝V_y0+rand()×Var_V_y

V(i)_z＝V_z0+rand()×Var_V_z

S15.对粒子的生存期进行定义和初始化；

尾焰粒子的生存期代表的是其在屏幕上停留的时间，在速度稳定的情况下，它决定了粒子下降的最大高度。设定尾焰的平均高度为Var_Height，粒子的生存期为Meanlife＝Var_Height/Speedy。则粒子的生存期由下式确定：

Life(i)＝Meanlife+rand()_life*Var_life

S16.对粒子的初始颜色和亮度进行定义和初始化；

尾焰粒子的颜色采用RGB_Brightness模型来设置，R、G、B分别表示颜色的红绿蓝三个分量。通过现实录像中采样获得基本颜色及其变化范围。则粒子的初始颜色由下式确定：

Color(i){R，G，B}＝Color0{R，G，B}+rand()_color×ΔColor{R，G，B}

其中，Color0{R，G，B}为基本色，rand()_color为随机函数，ΔColor{R，G，B}为颜色变化范围。

粒子的亮度定义为Brightness(t)，定义为0～1之间的参数，1为最亮，0为最暗。由于初始状态下粒子是最亮的，因此将其定义为1。

S17.对粒子的初始形状和大小进行定义和初始化；

每一个尾焰粒子产生时即被设为具有一定的形状和大小。在本实施例的系统中，设置为交互式模式可供用户选择，其中包含了圆点、矩形、梅花形，大小也可由用户交互设定。在本例中，尾焰粒子的初始形状为最简单的圆点，大小根据屏幕显示情况具体设置为10um。

S2.依据运载火箭飞行轨迹和规律，确定尾焰喷管的运动轨迹；

在本实施例中，选取出如图3所示的三个时段稳定飞行时段(T1-T2)、姿态转换时段(T2-T3)、稳定飞行阶段(T3-T4)进行分析说明，为了便于计算，定义火箭在这三个时段中都在XOZ平面上。其具体步骤如下：

S21.稳定飞行时段(T1-T2)和(T3-T4)期间，喷管动作和火箭保持相对一致和稳定，尾焰喷管的运动轨迹即为运载火箭的位置函数。

${\mathrm{Position}}_t(x,y,z)=\left\{\begin{array}{c}{x}_t=x_{T1}\\ y_t=y_{T1}\\ z_t=z_{T1}+v_t\×(t-T1)\end{array}\right.T1\≤t\≤T2$

${\mathrm{Position}}_t(x,y,z)=\left\{\begin{array}{c}{x}_t=x_{T3}+v_t\cos \mathrm{\&theta;}\&times;(t-T3)\&times;\cos \mathrm{\&theta;}\\ y_t=y_{T3}\\ z_t=z_{T3}+v_t\sin \mathrm{\&theta;}\&times;(t-T3)\&times;\sin \mathrm{\&theta;}\end{array}\right.T3\&le;t<T4$

式中，v_t为t时刻运载火箭的飞行速度。

S22.飞行姿态转换时段(T2-T3)期间，喷管相对于箭体有个连续转动的过程，旋转角速度为β度/秒，则喷管的运动轨迹为：

${\mathrm{Position}}_t(x,y,z)=\left\{\begin{array}{c}{x}_t=x_{T2}+v_t^x\&times;\cos [\mathrm{\&beta;}\&times;(t-T2)]\&times;(t-T3)\&times;\cos [\mathrm{\&beta;}\&times;(t-T2)]\\ y_t=y_{T2}\\ z_t=z_{T2}+v_t^z\&times;\sin [\mathrm{\&beta;}\&times;(t-t2)]\&times;(t-T3)\&times;\sin [\mathrm{\&beta;}\&times;(t-T2)]\end{array}\right.T2\&le;t<T3$

其中，

表示运载火箭在t时候x方向的速度分量；

表示运载火箭在t时候z方向的速度分量；x_T2、y_T2、z_T2为在运载火箭喷管在T2时刻的x、y、z上位置分量。

S3.分析运载火箭整个飞行时段中尾焰粒子受力情况，确定其力学模型；

首先建立或运载火箭尾焰粒子所处的空间坐标系；然后确定在运载火箭不同的飞行阶段中尾焰粒子的受力情况。本例以行姿态转换时段(T2-T3)为例，尾焰粒子的受力情况为例，其受力主要考虑重力G和风力F，其力学模型如图4所示，在以原点O为中心的XYZ坐标系中，粒子i受到了重力G和风力F的作用。

S4.确定运载火箭在飞行状态稳定时的尾焰粒子计算模型；

在本例中，以稳定飞行时段(T1-T2)为例，说明运载火箭在飞行稳定状态时，尾焰粒子的参数计算模型。

S41.确定粒子位置，具体计算公式如下：

i(t).Position＝{x_i(t)，y_i(t)，z_i(t)}，      1≤i≤Number()

${\mathrm{Position}}_t(x,y,z)=\left\{\begin{array}{c}{x}_t=x_{T1}\\ y_t=y_{T1}\\ z_t=z_{T1}+v_t^{\&prime;z}\&times;(t-T1)\end{array},\right.T1\&le;t\&le;T2$

其中，

表示粒子在t时刻Z方向上的速度。

S42.确定粒子的速度；

在此阶段中，考虑了粒子受重力和风力的影响，粒子的速度存在一定的变化。引入风力加速度W(t)和重力加速度G(t)，而且在运载火箭不同的飞行高度上重力加速度G(t)是变化的，同样的风力加速度W(t)也是个随机变化的量。

则粒子速度可描述为：

V′＝V′_o+∫[W(t)+G(t)]dt

其中，V′_o表示粒子的初始速度。

S43.确定粒子的颜色和亮度；

粒子的颜色由下式确定：

其中，Color0{R，G，B}为基本色，rand()_color为颜色随机函数，ΔColor{R，G，B}为颜色变化范围。

粒子的亮度随粒子生命周期相关，它的计算方法如下：

$\mathrm{Brightness}\left(t\right)=1-\frac{t-t_0}{\mathrm{\&Delta;T}}$

其中，t₀为粒子产生的时刻，ΔT为平均粒子存在时间。

S5.确定运载火箭飞行姿态调整过程中的尾焰粒子计算模型。确定火箭飞行姿态调整的时间，以及调整前后尾焰粒子状态参数；计算运载火箭姿态调整前后，因粒子速度和方向的变化而造成的尾焰“间隙”位置和大小；根据“间隙”两个临界平面上粒子参数属性特点，确定所填充粒子与两个临界平面上粒子的对应关系；根据粒子运动规律，对“间隙”进行粒子填补；根据粒子的对应关系和临界面上粒子的参数，估算出填充粒子的参数值。

本例以运载火箭飞行中的姿态转换时段(T2-T3)为例，计算粒子系统的参数。计算方法如下：

S51.计算第一个转换帧时，喷管转换的角度α；

计算方法如下：

α＝φ*Δt

其中，φ为姿态调整时候的喷管旋转角速度。

S52.确定“间隙”上下两平面SA、SB上粒子对应关系；

根据粒子系统理论，在飞行姿态转换过程中“间隙”将粒子尾焰分割成两个部分，上部分为粒子系统在转换前的尾焰粒子部分A和在转换后产生的粒子部分B，如图5所示。平面SA上粒子为喷管在偏转α角度后稳定飞行Δt时间内的产生的尾焰状况，即喷管产生的粒子经过Δt时间到达的位置和参数情况；而平面SB上粒子为尾焰在姿态调整前的角度上喷出的粒子经过Δt时间内达到的位置和参数情况。而这两部分通过旋转α角度后，即可组合而成一个完成尾焰。因此，SA和SB上粒子具有完整的一一对应关系。故而，根据粒子运动规律容易确定出SA和SB平面上粒子的对应关系。

${P\left(i\right)}_{\mathrm{SA}}\&LeftRightArrow;{P\left(j\right)}_{\mathrm{SB}}$

S53.通过模拟方法对“间隙”处进行粒子填充；

根据粒子系统理论和尾焰粒子的运动规律，假设A部分粒子在该时刻的稳定飞行状态下经过T时间后，可以演变为尾焰C；而B部分粒子在姿态转变前的稳定姿态下向后推演其T时候前，即可获得尾焰D。这两个步骤同时运行，直至完全覆盖“间隙”为止，原理如图6所示。

S54.确定“间隙”内部所填充粒子的对应关系；

根据步骤2)和步骤3)的思想对填充的粒子进行确定对应关系，获得如图7所示的粒子对{S_1，i，|i∈[1，n]}……{S_m，i，|i∈[1，k]}。

S55.确定所填充粒子的参数；

根据步骤S52和S54的分析，确定出的“间隙”处粒子对应关系，它们的粒子参数和其在SA、SB平面上对应粒子的参数是相近的，因此它们的主要变量参数估算方法如下：

V(i)′_间隙＝V(j)′S_A+rand()_v＝V(k)′_SB+rand()_v

Color(i){R、G、B}_间隙＝Color(j){R、G、B}_SA+rand()_color

                     ＝Color(k){R、G、B}_SB+rand()_color

Brightness(i)_间隙＝Brightness(j)_SA+rand()_B＝Brightness(k)_SB+rand()_B

其中，V(i)′_间隙表示“间隙”处填充的第i个粒子的速度，V(j)_SA表示在SA平面上第j个粒子的速度，V(k)′_SB表示在SB平面上第k个粒子的速度；“间隙”处填充的第i个粒子、SA平面上第j个粒子和SB平面上第k个粒子具有对应关系；rand()_B表示亮度的随机函数。

S6.组合步骤S4和S5的计算模型，获得运载火箭整个飞行时段的尾焰计算模型，对运载火箭进行尾焰更新；根据上述计算模型计算获得如图8所示的在飞行姿态转换过程中某帧的仿真结果，有效的消除了尾焰存在的“间隙”现象。

本领域的普通技术人员将会意识到，这里所述的实施例是为了帮助读者理解本发明的原理，应被理解为本发明的保护范围并不局限于这样的特别陈述和实施例。本领域的普通技术人员可以根据本发明公开的这些技术启示做出各种不脱离本发明实质的其它各种具体变形和组合，这些变形和组合仍然在本发明的保护范围内。

Claims (2)

1.一种基于粒子系统的运载火箭尾焰仿真方法,其特征在于，包括如下步骤：S1.对运载火箭尾焰粒子进行定义和初始化；

S2.依据运载火箭飞行轨迹和规律，确定尾焰喷管的运动轨迹；

S3.分析运载火箭整个飞行时段中尾焰粒子受力情况，确定其力学模型；

S4.确定运载火箭在飞行状态稳定时的尾焰粒子计算模型；

S5.确定运载火箭飞行姿态调整过程中的尾焰粒子计算模型；该步骤具体包括如下分步骤：

S51.计算第一个转换帧时，喷管转换的角度；

S52.确定“间隙”上下两平面SA、SB上粒子对应关系；

S53.通过模拟方法对“间隙”处进行粒子填充；

S54.确定“间隙”内部所填充粒子的对应关系；

S55.确定所填充粒子的参数；

S6.组合步骤S4和S5的计算模型，获得运载火箭整个飞行时段的尾焰计算模型，对运载火箭进行尾焰更新。

2.根据权利要求1所述的一种基于粒子系统的运载火箭尾焰仿真方法,其特征在于，上述步骤S55中所填充粒子的参数和其在SA、SB平面上对应粒子的参数是相近的，因此它们的主要变量参数估算方法如下：

V(i)′_间隙=V(j)′_SA+rand()_v=V(k)′_SB+rand()_v

Color(i){R、G、B}_间隙=Color(j){R、G、B}_SA+rand()_color

=Color(k){R、G、B}_SB+rand()_color

Brightness(i)_间隙=Brightness(j)_SA+rand()_B=Brightness(k)_SB+rand()_B

其中，V(i)′_间隙表示“间隙”处填充的第i个粒子的速度，V(j)′_SA表示在SA平面上第j个粒子的速度，V(k)′_SB表示在SB平面上第k个粒子的速度；“间隙”处填充的第i个粒子、SA平面上第j个粒子和SB平面上第k个粒子具有对应关系；rand()_B表示亮度的随机函数。

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