CN111630953B

CN111630953B - 一种子弹超声速抛撒安全性分析方法

Info

Publication number: CN111630953B
Application number: CN201218001548.XA
Authority: CN
Inventors: 潘静; 李国兰; 唐俊
Original assignee: Hubei Institute Of Aerospacecraft
Current assignee: Hubei Institute Of Aerospacecraft
Priority date: 2012-05-29
Filing date: 2012-05-29
Publication date: 2015-03-11
Anticipated expiration: 2032-05-29

Abstract

本发明属于航天空气动力学技术领域，为一种子弹超声速抛撒安全性分析方法，本发明以子弹所处的母弹头部激波波后流场特定位置的局部流动参数作为自由来流条件，结合单独子弹的气动参数矩阵与子弹的运动参数，计算子弹实际所受气动力和力矩，代入六自由度刚体运动方程，并优选采用双欧法，积分求取子弹弹道参数，然后进入下一时间步，循环直到确认子弹满足安全分离条件或发生碰撞。本发明在保证精度的同时具有很高的计算效率。计算效率显著高于CFD方法，能方便的用于方案筛选、抛撒参数优化分析。且经计算验证，能较好的反应通常采用CFD计算才能得到的子弹与母弹的气动干扰作用，满足工程使用精度要求；该方法具有高效率、高精度且成本低的特点。

Description

一种子弹超声速抛撒安全性分析方法

技术领域

本发明属于航天空气动力学技术领域，涉及子母弹抛撒技术，具体为一种子弹超声速抛撒安全性分析方法，它尤其适用于小子弹，“小子弹”是指特征尺寸(子弹弹径和长度)相对母弹特征尺寸小一个量级以上的子弹。

背景技术

在地地导弹、空地导弹子母弹头的研制中，子母战斗部抛撒过程的有效性是关系整个导弹总体方案成败的关键环节和技术难点所在。

影响子母弹头抛撒效果的因素有很多，除抛撒环境(抛撒点高度、速度、来流攻角)、分离参数(抛撒速度、角速度、姿态、延时等)之外，还存在复杂的气动干扰，如超声速扰流的子弹与母弹、壳片与母弹，以及子弹与子弹之间的激波-激波干扰，激波-边界层干扰。这些因素均对抛撒过程子弹(及壳片)的运动姿态与轨迹产生重要影响，直接决定子弹是否能正常安全分离，及为后续正常工作提供必要条件。

目前，研究子母弹抛撒过程的方法主要有CFD(计算流体力学)数值仿真与风洞试验，但两者在人力资源与时间上的耗费都非常大。采用准定常CFD数值方法计算一个抛撒状态，在8核CPU上所需时间约3～5天，不但需有专人跟踪处理数据，且存在方法上的固有缺陷；采用非定常CFD方法的计算时间大约是10～20天，方法稳定性较低，且技术不成熟；采用风洞网格测力或自由飞试验的周期和经费开销更是庞大，且技术上亦存在固有缺陷。以上方法在方案筛选、分离参数优化及抛撒状态偏多的情况下，难以满足工程研制使用需求。

发明内容

本发明的目的在于提供一种子弹超声速抛撒安全性分析方法，该方法具有高效率、高精度且成本低的特点。

本发明提供的一种子弹超声速抛撒安全性分析方法，其特征在于，该方法包括下述步骤：

第1步根据子母弹抛撒状态，选取动压最大的抛撒点，计算该抛撒点处的最大总攻角，以此抛撒点作为抛撒危险状态点；

第2步获取母弹流场参数和子弹气动参数，母弹流场参数包括对应来流条件的当地流速(u，v，w)、空气密度ρ和压强p，并存储为一个8×N的矩阵；子弹气动参数包括轴向力系数CA，法向力系数CN，俯仰力矩系数Cm，子弹所用参考面积Sr，以及参考长度Lr；

第3步根据抛撒危险状态点，对子弹的初始位置(x₀，y₀，z₀)、姿态角(γ₀，φ₀，θ₀)、速度(u₀，v₀，w₀)和角速度(w_x0，w_y0，w_z0)信息进行初始化；

第4步根据当前时刻t_i子弹头部顶点的坐标位置(x_i，y_i，z_i)在对应来流条件的母弹流场参数8×N矩阵中，采用拉格朗日三维线性插值方法计算对应点的流动参数u_i ^* _，v_i ^*，w_i ^*，ρ_i ^*，p_i ^*，同时利用子弹在t_i时刻的速度(u_i，v_i，w_i)，计算得到子弹实际攻角α_i，子弹实际侧滑角β_i，子弹实际马赫数Ma_i，以及实际动压q_i；

第5步根据子弹当地实际来流条件计算子弹气动力和力矩；

第6步将子弹气动力和力矩进行坐标系转换，由子弹弹体坐标系，转换为相对弹道计算所用坐标；

第7步进行子弹动力学参数计算，得到下一时刻的子弹位置(x_i+1，y_i+1，z_i+1)，速度(u_i+1，v_i+1，w_i+1)，角速度(w_x(i+1)，w_y(i+1)，w_z(i+1))，和姿态角(γ_i+1，φ_{i+1 i+1}，θ_i+1)；

第8步重复第4步至第7步，直到子弹与母弹轴向相对位移达到1.5～2.0倍母弹总长，之后进入第9步；

第9步安全性判断：

根据上述计算获得的子弹运动轨迹和姿态，判断子弹与母弹是否发生碰撞，若发生碰撞则无法安全分离；反之则根据子弹的弹道特性进行分析：若子弹分离过程中，轴向相对位移小于母弹全长时，径向相对位移即开始减小，则说明子弹有与母弹发生碰撞的趋势，分离安全性不高；反之，若子弹轴向相对位移大于母弹全长后，径向相对位移才开始减小或一直保持增大趋势，则表明分离安全性较高，能够安全分离。

本发明的适用范围是，特征尺寸(子弹弹径和长度)相对母弹特征尺寸小一个量级以上的“小子弹”，以及超声速抛撒环境。其优点在于：

a)在保证精度的同时具有很高的计算效率。该方法的计算效率显著高于CFD方法，能方便的用于方案筛选、抛撒参数优化分析。且经计算验证，能较好的反应通常采用CFD计算才能得到的子弹与母弹的气动干扰作用，满足工程使用精度要求；

b)方法灵活，操作简单。在满足前提使用条件的情况下，适用于各种复杂外形的母弹、子弹，以及气动外形可变形的情况，且参数设置、操作使用过程简单。

c)考虑了子弹的非定常运动特性。将子弹自身的速度、角速度等运动学参数考虑在内，是定常、准定常CFD计算，以及风洞网格测力方法所无法考虑的。

d)便于拓展与集成。该方法的灵活性使其可方便的进行内容拓展、学科集成和优化集成。

e)本发明优选采用双欧法计算子弹运动姿态，能应对子弹大姿态角运动的姿态角求解问题；

附图说明

图1为本发明方法的流程图。

具体实施方式

本发明以子弹所处的母弹头部激波波后流场特定位置的局部流动参数作为自由来流条件，结合单独子弹的气动参数矩阵与子弹的运动参数，计算子弹实际所受气动力和力矩，代入六自由度刚体运动方程，并优选采用双欧法，积分求取子弹弹道参数，然后进入下一时间步，循环直到确认子弹满足安全分离条件或发生碰撞。

下面通过借助实施例更加详细地说明本发明，但以下实施例仅是说明性的，本发明的保护范围并不受这些实施例的限制。

如图1所示，本发明实例具体包括下述过程：

1.确定抛撒危险状态点；

根据子母弹抛撒状态，选取动压最大的抛撒点，计算该抛撒点处的最大总攻角，以此抛撒点作为抛撒危险状态点；

2.获取母弹流场参数

根据母弹气动外形，生成外流CFD计算所需三维网格，将所关注的流动区域进行空间离散，在激波区域与边界层附近进行网格加密。

求解N-S(Navier-Stokes)方程，计算不同来流条件下母弹各网格点上的流动参数，其中，来流条件包括：马赫数Ma、雷诺数Re(或由飞行高度H推算)、攻角α、侧滑角β，网格点坐标为x，y，z，计算所得对应每个网格点的流动参数，即母弹流场参数，参数包括当地流速(u，v，w)、空气密度ρ、压强p。计算结果存储为一个8×N的母弹流场参数矩阵，N为网格单元总个数，通常为几十万。

3.获取子弹气动参数

根据子弹气动外形，采用常规方法(定常CFD方法或工程估算方法)计算不同来流条件下子弹气动参数矩阵。其中，子弹来流条件Ma’、α’、β’取值范围应包含并大于母弹来流条件，通常，Ma’＝Ma±1，α’∈[-30°，30°]，β’∈[-30°，30°]。计算结果为子弹气动参数，包括轴向力系数CA，法向力系数CN，俯仰力矩系数Cm等，子弹所用参考面积为Sr，参考长度为Lr。

步骤3和步骤2的执行顺序可以互换或者同时进行。

4.参数初始化；

根据抛撒危险状态点，对子弹的初始位置(x₀，y₀，z₀)、姿态角(γ₀，φ₀，θ₀)、速度(u₀，v₀，w₀)和角速度(w_x0，w_y0，w_z0)等信息进行初始化。初始化的数值由抛撒方案决定，本发明方法对此无特殊要求。

若存在多个子弹同时抛撒的情况，则首先分析迎风面子弹的安全性，以迎风面子弹的抛撒参数进行初始化。

5.子弹当地实际来流条件获取；

根据当前时刻t_i子弹头部顶点的坐标位置(x_i，y_i，z_i)在对应来流条件的母弹流场参数8xN矩阵中，采用拉格朗日三维线性插值方法计算对应点的流动参数u_i ^*，v_i ^*，w_i ^*，ρ_i ^*，p_i ^*，同时利用子弹在t_i时刻的速度(u_i，v_i，w_i)，可计算得：

子弹实际攻角为α_i＝tan^-1[(v_i-v_i ^*)/(u_i-u_i ^*)]；

子弹实际侧滑角

子弹实际马赫数

实际动压q_i＝0.5ρ_i(u_i ^*2+v_i ^*2+w_i ^*2)。

其中，u_i ^*，v_i ^*，w_i ^*，ρ_i ^*，p_i ^*分别表示插值得到的速度、流场密度和压强，γ表示空气热力学常数。

6.计算当前时刻子弹气动力和力矩；

根据子弹当地实际来流条件计算子弹气动力和力矩。首先由Ma_i，α_i，β_i通过拉格朗日三维线性插值，从子弹气动参数矩阵中插值得到子弹无量纲气动力系数和气动力矩系数。然后，根据实际动压q_i求得子弹有量纲气动力和气动力矩。

如，轴向力FA＝CA×q_i×Sr，法向力FN＝CN×q_i×Sr，俯仰力矩Mz＝Cm×q_i×Sr×Lr；

7.子弹气动力坐标系转换；

将子弹气动力和力矩进行坐标系转换，由子弹弹体坐标系，转换为相对弹道计算所用坐标，通常取分离初始时刻母弹的体轴系。

8.子弹动力学参数计算

首先，将上述计算所得子弹气动力参数带入六自由度刚体运动方程，计算得子弹运动学参数和动力学参数对时间的导数，包括子弹位置对时间的导数

速度对时间的导数

角速度对时间的导数

姿态角随时间的导数

其中在计算姿态角随时间导数时，采用双欧拉法进行求解。

然后，在时间步长dt(通常取0.001s～0.005s)内，采用四阶龙格库塔法对上述导数项进行积分，获取t_i+1＝t_i+dt时刻的子弹位置(x_i+1，y_i+1，z_i+1)，速度(u_i+1，v_i+1，w_i+1)，角速度(w_x(i+1)，w_y(i+1)，w_z(i+1))，和姿态角(γ_i+1，φ_i+1，θ_i+1)。

9.重复步骤5至步骤8，直到子弹与母弹轴向相对位移达到1.5～2.0倍母弹总长，之后进入步骤10；

10.安全性判断；

根据上述计算获得的子弹运动轨迹和姿态，判断子弹与母弹是否发生碰撞。若发生碰撞则无法安全分离；反之则根据子弹的弹道特性进行分析若子弹分离过程中，轴向(X方向)相对位移小于母弹全长时，径向(Y方向)相对位移即开始减小，则说明子弹有与母弹发生碰撞的趋势，分离安全性不高；反之，若子弹轴向相对位移大于母弹全长后，径向相对位移才开始减小或一直保持增大趋势，则表明分离安全性较高，可安全分离。

以上所述为本发明的较佳实施例而已，但本发明不应该局限于该实施例和附图所公开的内容。所以凡是不脱离本发明所公开的精神下完成的等效或修改，都落入本发明保护的范围。

Claims

1.一种子弹超声速抛撒安全性分析方法，其特征在于，该方法包括下述步骤：

第4步根据当前时刻t_i子弹头部顶点的坐标位置(x_i，y_i，z_i)在对应来流条件的母弹流场参数8×N矩阵中，采用拉格朗日三维线性插值方法计算对应点的流动参数u_i ^*，v_i ^*，w_i ^*，ρ_i ^*，p_i ^*，同时利用子弹在t_i时刻的速度(u_i，v_i，w_i)，计算得到子弹实际攻角α_i，子弹实际侧滑角β_i，子弹实际马赫数Ma_i，以及实际动压q_i；

其中，u_i ^*，v_i ^*，w_i ^*，ρ_i ^*，p_i ^*分别表示插值得到的速度、流场密度和压强；

第5步根据子弹当地实际来流条件计算子弹气动力和力矩；

第7步进行子弹动力学参数计算，得到下一时刻的子弹位置(x_i+1，y_i+1，z_i+1)，速度(u_i+1，v_i+1，w_i+1)，角速度(w_x(i+1)，w_y(i+1)，w_z(i+1))，和姿态角(γ_i+1，φ_i+1，θ_i+1)；

第9步安全性判断：

2.根据权利要求1所述的子弹超声速抛撒安全性分析方法，其特征在于，第5步中，首先由Ma_i，α_i，β_i通过拉格朗日三维线性插值，从子弹气动参数矩阵中插值得到子弹无量纲气动力系数和气动力矩系数，然后，根据实际动压q_i求得子弹有量纲气动力和气动力矩。

3.根据权利要求1或2所述的子弹超声速抛撒安全性分析方法，其特征在于，第3步中，如果存在多个子弹同时抛撒的情况，则首先分析迎风面子弹的安全性，以迎风面子弹的抛撒参数进行初始化。

4.根据权利要求3所述的子弹超声速抛撒安全性分析方法，其特征在于，第4步中，

子弹实际攻角为α_i＝tan^-1[(v_i-v_i ^*)/(u_i-u_i ^*)]；

子弹实际侧滑角

子弹实际马赫数

实际动压q_i＝0.5ρ_i(u_i ^*2+v_i ^*2+w_i ^*2)；

5.根据权利要求4所述的子弹超声速抛撒安全性分析方法，其特征在于，第7步具体包括下述过程：

速度对时间的导数

角速度对时间的导数

姿态角随时间的导数

其中在计算姿态角随时间导数时，采用双欧拉法进行求解；

然后，在设定的时间步长dt内，采用四阶龙格库塔法对上述导数项进行积分，获取t_i+1＝t_i+dt时刻的子弹位置(x_i+1，y_i+1，z_i+1)，速度(u_i+1，v_i+1，w_i+1)，角速度(w_x(i+1)，w_y(i+1)，w_z(i+1))，和姿态角(γ_i+1，φ_i+1，θ_i+1)。