CN106570242B - 低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法，包括如下步骤：S1、应用计算流体力学软件计算整流罩分离各个特征点的气动力系数；S2、基于计算获得的气动力系数应用双线性插值方法构造整流罩分离气动力系数插值模型；S3、应用多体动力学软件构建整流罩分离多体动力学模型；S4、基于整流罩分离气动力系数插值模型和多体动力学模型构建整流罩分离流固耦合仿真模型；S5、调用气动力系数插值模型和整流罩分离多体动力学模型进行流固耦合仿真计算，并获得仿真计算结果。本发明实现了气动力与整流罩姿态的强耦合，实现了强流固耦合仿真，极大地提高了整流罩分离仿真的精度。

Description

低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法
技术领域
本发明涉及一种航天领域的设计方法，具体涉及一种低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法。
背景技术
当导弹在大气中飞行时，整流罩用于防止弹体头部重要设备受到气动力、气动加热及声振等有害环境的影响，是弹体结构的重要组成部分。当导弹飞行到一定高度时，必须及时将整流罩分离并抛弃，以便弹体头部设备正常工作和减轻导弹的后续质量，使导弹的作用得到有效发挥。整体式整流罩工作过程中刚度好、变形小，因此在高超声速导弹中应用广泛。但整体式整流罩分离相对运动距离长，需要导向，而且需要在整流罩上安装固体小火箭以提供分离力。特别是在低空高速下分离时，整体式整流罩受到的气动阻力和干扰力特别大，整流罩分离能否成功，直接影响飞行任务的成败，航天发展史上因整流罩分离失败导致飞行失败的案例不少，最近的一次在2011年3月4日，美国轨道科学公司用金牛火箭发射气象卫星就是因为整流罩分离失败而导致发射失败。因此，在高超声速导弹整流罩的设计中必须进行分离设计，摸清其分离规律，以保证分离可靠性。
目前有两种方法来对整流罩分离过程进行研究，一种是计算流体力学耦合六自由度方程来进行分离计算，该方法不能考虑整体式整流罩分离初始段与弹体结构的碰撞力；另一种是把计算流体力学的计算结果导入多体动力学模型中实现弱流固耦合仿真，该方法不能考虑整流罩分离过程中姿态变化对气动力系数的影响。整流罩实际分离过程中，接触力和气动力系数对分离过程都具有重要影响，因此上述两种方法的仿真精度都不太高。
为了更准确地研究低空大动压整体式整流罩在复杂气动力和接触力条件下的动态分离规律，为整流罩安全性设计提供依据，有必要引入新的方法来模拟强流固耦合行为，提高仿真精度。计算流体力学直接耦合多体动力学提供了解决方案，但是计算流体力学直接耦合多体动力学的方法求解效率非常低。
发明内容
为了解决上述流固耦合仿真中问题，本发明提出了一种新的低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法。
本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法，包括如下步骤：
S1、应用计算流体力学软件计算整流罩分离各个特征点的气动力系数；
S2、基于计算获得的气动力系数应用双线性插值方法构造整流罩分离气动力系数插值模型；
S3、应用多体动力学软件构建整流罩分离多体动力学模型；
S4、基于整流罩分离气动力系数插值模型和多体动力学模型构建整流罩分离流固耦合仿真模型；
S5、调用气动力系数插值模型和整流罩分离多体动力学模型进行流固耦合仿真计算，并获得仿真计算结果。
进一步，所述的整流罩分离过程中各个特征点气动力系数采用计算流体力学软件Fluent来计算获得。
进一步，所述的整流罩高速分离时，其周围的流场为三维粘性非定常的湍流流程，其控制方程的运输方程形式为：
其中，t为时间，ρ为空气密度，u为速度矢量，为流场通量，Γ为扩散系数，S为源项。
进一步，所述的整流罩分离气动力系数插值模型采用双线性插值方法实现，具体的，
在已知四个点Q11(x1,y1)，Q12(x1,y2)，Q21(x2,y1)，Q22(x2,y2)气动力系数的前提下，通过下式求四个点中间的一个点P＝(x,y)的气动力系数值，X轴方向线性插值插入R1，R2；
其中，R1＝(x,y1)，R2＝(x,y2)；
通过下式求Y方向线性插值计算P点的气动力系数：
式中，x1,y1,x2,y2为已知点Q11，Q12，Q21，Q22的坐标值，x,y为插值点P的的坐标值，f1(Q11)，f1(Q12)，f2(Q21)，f2(Q22)为已知点Q11，Q12，Q21，Q22的气动力系数值，f1(R1)，f2(R2)，f(P)为插值点R1，R2，P的气动力系数值。
进一步，所述的整流罩分离多体动力学模型采用多体动力学软件MSC.ADAMS来构建，其多体动力学方程为：
其中，M、C和K分别为整流罩分离系统的质量、阻尼和刚度矩阵，X为
系统的广义位移矢量，为系统的广义速度矢量，为系统的广义加速度矢量，F为系统的广义载荷矢量，包括整流罩壳体与导弹弹体之间的接触力、前抛与侧抛发动机推力和整流罩与弹体质心处六个方向的气动力。
进一步，所述的整流罩分离流固耦合仿真模型采用Simulink软件构建；具体的，
通过ADAMS/Control将整流罩分离多体动力学模型导入到Simulink中，并通过S-Function将气动力系数插值模型导入到Simulink中，在Simulink环境中定义气动力系数插值模型与多体动力学模型间的输入输出关系从而构建整流罩分离流固耦合仿真模型。
进一步，所述的整流罩分离仿真是指Simulink调用气动力系数插值模型和整流罩分离多体动力学模型进行流固耦合仿真计算并获得仿真计算结果。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
1、该方法考虑了整流罩与弹体之间的接触力，以便考察接触碰撞对整流罩姿态的影响；2、该方法实现了气动力与整流罩姿态的强耦合，实现了强流固耦合仿真，极大地提高了整流罩分离仿真的精度；3、该方法采用插值模型与多体动力学耦合，与计算流体力学直接耦合多体动力学相比加快了仿真速度；4、该方法可以获得时域范围内任何时刻整流罩与弹体的位置、运动信息，可以更精确地确定整流罩分离的动态包络范围，实现精细化设计。
附图说明
图1为本发明实施例低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法的原理图。
图2为本发明实施例中的双线性插值算法图示。
图3为本发明实施例中的整流罩流固耦合仿真模型的输入输出关系。
图4为本发明实施例中的气动力系数插值模型和整流罩分离多体动力学模型间实时耦合计算过程图。
图5为本发明实施例中的整流罩分离过程图示。
图6为本发明实施例中的整流罩分离过程俯仰、偏航和滚转角曲线。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1所示，本发明实施例提供了一种低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法，包括如下步骤：
步骤1、应用计算流体力学软件计算整流罩分离各个特征点的气动力参数。利用计算流体力学前处理软件构建整流罩分离的非结构动态网格模型，并进行相关定义和设置，包括流体材料塑性定义、壁面条件定义、差分格式定义、松弛因子设置和收敛准则设置等，采用计算流体力学软件Fluent在高性能计算平台上对整流罩分离的各个特征点进行计算，从而获得各个特征点的气动力参数。低空大动压整流罩高速分离时，其周围的流场为三维粘性非定常的湍流流场，湍流模型采用k-ε双方程模型，其控制方程的运输方程形式为：
其中，t为时间，ρ为空气密度，u为速度矢量，为流场通量，Γ为扩散系数，S为源项。
步骤2、采用双线性插值方法构建整流罩分离气动力系数插值模型。如图2所示，在已知四个点Q11(x1,y1)，Q12(x1,y2)，Q21(x2,y1)，Q22(x2,y2)气动力系数的前提下，通过下式求四个点中间的一个点P＝(x,y)的气动力系数值，X轴方向线性插值插入R1，R2，即：
其中，R1＝(x,y1)，R2＝(x,y2)。
通过下式计算Y方向线性插值计算P点的气动力系数：
式中，x1,y1,x2,y2为已知点Q11，Q12，Q21，Q22的坐标值，x,y为插值点P的的坐标值，f1(Q11)，f1(Q12)，f2(Q21)，f2(Q22)为已知点Q11，Q12，Q21，Q22的气动力系数值，f1(R1)，f2(R2)，f(P)为插值点R1，R2，P的气动力系数值。
采用双线性插值方法构建的气动力系数插值模型在VC++程序设计软件中生成*.dll文件，便于Simulink的S-Function调用。
步骤3、构建整流罩分离多体动力学模型。整流罩分离多体动力学模型采用多体动力学软件MSC.ADAMS来构建，包括刚体定义、特殊力定义、状态变量定义和输入输出接口定义。刚体定义包括整流罩壳体定义和导弹弹体定义；特殊力定义包括整流罩壳体与导弹弹体之间的接触力定义、前抛与侧抛发动机推力定义和整流罩与弹体质心处六个方向的气动力定义；状态变量定义包括整流罩与弹体质心处六个方向的气动力状态变量、整流罩与弹体的运动参数和姿态参数状态变量；输入输出接口定义指通过ADAMS/Control接口定义气动与结构相互间的输入输出关系。整流罩分离的多体动力学方程为：
其中，M、C和K分别为整流罩分离系统的质量、阻尼和刚度矩阵，X为系统的广义位移矢量，为系统的广义速度矢量，为系统的广义加速度矢量，F为系统的广义载荷矢量，包括整流罩壳体与导弹弹体之间的接触力、前抛与侧抛发动机推力和整流罩与弹体质心处六个方向的气动力。
步骤4、整流罩分离流固耦合仿真模型采用Simulink软件来构建，通过ADAMS/Control将整流罩分离多体动力学模型导入到Simulink中，通过S-Function将气动力系数插值模型导入到Simulink中，定义输入输出关系在Simulink环境中构建整流罩分离流固耦合仿真模型。整流罩流固耦合仿真模型的输入输出关系如图3所示。
步骤5、在Simulink中调用气动力系数插值模型和整流罩分离多体动力学模型进行流固耦合仿真计算并获得仿真计算结果。图4给出了气动力系数插值模型和整流罩分离多体动力学模型间实时耦合计算过程图，图5给出了整流罩分离过程图，图6给出了整流罩分离过程俯仰、偏航和滚转角曲线。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (6)

1.一种低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、应用计算流体力学软件计算整流罩分离各个特征点的气动力系数；
S2、基于计算获得的气动力系数应用双线性插值方法构造整流罩分离气动力系数插值模型；
S3、应用多体动力学软件构建整流罩分离多体动力学模型；
S4、基于整流罩分离气动力系数插值模型和多体动力学模型构建整流罩分离流固耦合仿真模型；
S5、调用气动力系数插值模型和整流罩分离多体动力学模型进行流固耦合仿真计算，并获得仿真计算结果；
所述的整流罩分离气动力系数插值模型采用双线性插值方法实现，具体的，
在已知四个点Q11(x1,y1)，Q12(x1,y2)，Q21(x2,y1)，Q22(x2,y2)气动力系数的前提下，通过下式求四个点中间的一个点P＝(x,y)的气动力系数值，X轴方向线性插值插入R1，R2；
其中，R1＝(x,y1)，R2＝(x,y2)；
通过下式求Y方向线性插值计算P点的气动力系数：
式中，x1,y1,x2,y2为已知点Q11，Q12，Q21，Q22的坐标值，x,y为插值点P的的坐标值，f1(Q11)，f1(Q12)，f2(Q21)，f2(Q22)为已知点Q11，Q12，Q21，Q22的气动力系数值，f1(R1)，f2(R2)，f(P)为插值点R1，R2，P的气动力系数值。
2.如权利要求1所述的低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法，其特征在于，所述的整流罩分离过程中各个特征点气动力系数采用计算流体力学软件Fluent来计算获得。
3.如权利要求2所述的低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法，其特征在于，所述的整流罩高速分离时，其周围的流场为三维粘性非定常的湍流流程，其控制方程的运输方程形式为：
其中，t为时间，ρ为空气密度，u为速度矢量，为流场通量，Γ为扩散系数，S为源项。
4.如权利要求1所述的低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法，其特征在于，所述的整流罩分离多体动力学模型采用多体动力学软件MSC.ADAMS来构建，其多体动力学方程为：
其中，M、C和K分别为整流罩分离系统的质量、阻尼和刚度矩阵，X为系统的广义位移矢量，为系统的广义速度矢量，为系统的广义加速度矢量，F为系统的广义载荷矢量，包括整流罩壳体与导弹弹体之间的接触力、前抛与侧抛发动机推力和整流罩与弹体质心处六个方向的气动力。
5.如权利要求1所述的低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法，其特征在于，所述的整流罩分离流固耦合仿真模型采用Simulink软件构建；具体的，
通过ADAMS/Control将整流罩分离多体动力学模型导入到Simulink中，并通过S-Function将气动力系数插值模型导入到Simulink中，在Simulink环境中定义气动力系数插值模型与多体动力学模型间的输入输出关系从而构建整流罩分离流固耦合仿真模型。
6.如权利要求1所述的低空大动压整体式整流罩高速分离流固耦合仿真方法，其特征在于，所述的整流罩分离仿真是指Simulink调用气动力系数插值模型和整流罩分离多体动力学模型进行流固耦合仿真计算并获得仿真计算结果。
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