CN112270037B - 高马赫数下内埋弹舱扰流板高度建模及流动控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种高马赫数下内埋弹舱流动控制方法，基于流场仿真获得载机不同飞行速度下扰流板高度对应的激波面位置和弹体俯仰力矩；构建扰流板高度d与俯仰力矩My和马赫数Ma的模型；载机根据飞行速度、俯仰力矩的大小控制扰流板高度，实现高马赫数下内埋弹舱流动控制。本发明能够精确获取临近空间载机平台在一定速度范围内内埋武器投放的最优扰流板高度，从而改善临近空间载机平台在实际飞行与作战过程中的内埋武器投放流场。
Description
技术领域
本发明涉及高速飞行器技术领域，具体涉及一种应用于临近空间载机平台的内埋弹舱扰流板高度建模及流动控制方法。
背景技术
临近空间载机平台的发展趋势表明，隐身化、无人化、高速化将是飞行器发展的重要目标。同时，临近空间载机平台的作战任务将逐步由侦察拓展至打击任务，以发挥其高空高速飞行特性带来的突防优势与打击增能优势。在此背景下，采用内埋式武器投放方案可降低气动阻力与飞行器RCS，同时避免长时间气动加热对机载武器的影响，是临近空间载机平台实现侦察/打击多任务一体化的必然途径。高速内埋武器投放虽然具备上述优点，但也引发了大量气动、结构与控制问题。对于内埋武器而言，载机需在尽可能宽的包线范围内实现内埋武器的可靠、安全分离。然而内埋武器在高速分离过程中，机头与舱门等部位产生的激波相互干扰、弹舱内扰流与弹舱开口剪切层的相互作用以及内埋武器机器挂架对弹舱内流动的干扰等因素使得舱内流场情况十分复杂，从而导致内埋武器在分离过程当中产生俯仰、滚转等不利姿态，影响武器出舱过程稳定与出舱后的可控特性。同时，在窄小弹舱内部的不利位移可能导致接触弹舱侧壁或舱门,从而危及载机安全，导致分离失败。
传统流动控制方法仅针对固定的内埋武器投放状态开展研究，对应结果仅适用于特定投放状态。然而临近空间载机平台在实际飞行过程中往往处于一定速域范围内，对应的内埋武器投放状态并不是固定状态而呈现一定随机性。尤其是在机动作战过程中，上述内埋武器投放状态的随机性更加突出，传统流动控制方法难以适用。
发明内容
本发明需解决的技术问题是提供一种适用于随机投放状态下的高马赫数下内埋弹舱扰流板高度建模及流动控制方法。
为解决上述技术问题，本发明提供的一种高马赫数下内埋弹舱扰流板高度建模方法，采取技术方案如下：
基于流场仿真获得载机不同飞行速度下扰流板高度对应的激波面位置和弹体俯仰力矩；基于获得的仿真数据，构建扰流板高度d与俯仰力矩系数My和马赫数Ma的多项式函数关系式如下：
式中的系数，根据不同速度范围确定。
当载机飞行速度范围为Ma3.3-Ma3.7时，所述扰流板高度d与俯仰力矩系数My和马赫数Ma的多项式函数关系式中的系数如下表所示。
扰流板高度与俯仰力矩系数和马赫数的多项式函数关系式系数
| P0 | P10 | P01 | P20 | P11 | P02 |
| 1993.291 | -517.659 | -1170.624 | 25.434 | 332.720 | 159.574 |
| P30 | P21 | P12 | P40 | P31 | P22 |
| 2.144 | -26.096 | -43.601 | -0.102 | 0.187 | 3.139 |
进一步地，所述流场仿真采取方法如下：流场仿真过程中采用自由流边界条件，使用切割体网格的网格形式来对流场域进行空间离散，采用两方程模型k-ωSST进行求解，获得不同飞行速度下不同扰流板高度d对应的激波面位置和弹体俯仰力矩。
根据本发明的又一方面，基于所述高马赫数下内埋弹舱扰流板高度建模的流动控制方法，采取技术方案如下：
当载机平台需投放导弹时，载机的综合控制单元根据载机飞行速度的大小，根据所述高马赫数下内埋弹舱扰流板高度建模方法控制扰流板凸出机体表面的高度d，实现高马赫数下内埋弹舱流动控制。
与现有技术对比，本发明有益效果如下：
本发明所涉及的是一种高马赫数下内埋弹舱扰流板高度建模及流动控制方法，提出了载机飞行速度、扰流板高度与导弹俯仰力矩之间的关系公式，实现了扰流板高度的泛化建模。在此基础上，提出了一定速度范围内的关系公式系数取值并通过，实现了扰流板高度的量化建模并通过了仿真校验。通过将上述建模成果运用于流场控制，解决了扰流板高度无法根据实时飞行状态解算的问题。与传统流动控制方法仅限用于特定状态流场改善相比，本方法能够精确获取临近空间高速平台在一定速度范围内内埋武器投放的最优扰流板高度，从而改善临近空间高速平台在实际飞行与作战过程中的内埋武器投放流场。因此，本发明对临近空间载机平台在宽域内完成内埋武器投放、提升作战效能具有重要应用价值。
附图说明
图1示出了本发明实施例中生成最优扰流板高度的方法原理示意图；
图2示出了本发明实施例中的生成最优扰流板高度的扰流板示意图；
图3示出了本发明实施例中俯仰力矩关于马赫数和扰流板高度的变化曲面示意图；
图4示出了本发明实施例生成的最优扰流板高度与仿真结果的一致性示意图；
图5示出了根据本发明的应用实例加最优高度扰流板后流场仿真示意图；
图6示出了图5的扰流板流场局部示意图。
图7示出了根据本发明的应用实例提供的不同飞行状态引入最优高度扰流板前后结果对比分析。
其中，图7(a)Ma3.3条件下弹体俯仰角引入最优高度扰流板前后结果对比图；图7(b)Ma3.5条件下弹体俯仰角引入最优高度扰流板前后结果对比图；图7(c)Ma3.7条件下弹体俯仰角引入最优高度扰流板前后结果对比图。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1所示，作为本发明的实施例，提供的一种高马赫数下内埋弹舱扰流板高度建模方法，具体如下：
步骤1、基于流程仿真获得载机不同飞行速度下扰流板高度对应的激波面位置和弹体俯仰力矩；
基于临近空间载机平台典型数模，通过开展加装不同高度扰流板的弹舱流场仿真。假设扰流板的高度从10mm到16mm不等，载机飞行速度从Ma3.3-Ma3.7。流程仿真过程中采用自由流边界条件，使用切割体网格的网格形式来对流场域进行空间离散，采用两方程模型k-ωSST进行求解，流场仿真结果如下。
表1 Ma3.3条件下不同扰流板高度对应的激波面位置和弹体俯仰力矩
| 激波面斜率 | 弹体所受俯仰力矩(N·m) | |
| Ma3.3_扰流板高10mm | -1.028 | 10.8 |
| Ma3.3_扰流板高11mm | -1.076 | 7.41 |
| Ma3.3_扰流板高12mm | -1.159 | 5.44 |
| Ma3.3_扰流板高13mm | -1.166 | 5.42 |
| Ma3.3_扰流板高14mm | -1.178 | 5.41 |
| Ma3.3_扰流板高15mm | -1.233 | 4.98 |
| Ma3.3_扰流板高16mm | -1.327 | 4.33 |
表2 Ma3.5条件下不同扰流板高度对应的激波面位置和弹体俯仰力矩
| 激波面斜率 | 弹体所受俯仰力矩(N·m) | |
| Ma3.5_扰流板高10mm | -1.028 | 10.57 |
| Ma3.5_扰流板高11mm | -1.081 | 7.33 |
| Ma3.5_扰流板高12mm | -1.121 | 5.55 |
| Ma3.5_扰流板高13mm | -1.144 | 5.45 |
| Ma3.5_扰流板高14mm | -1.178 | 5.34 |
| Ma3.5_扰流板高15mm | -1.226 | 4.81 |
| Ma3.5_扰流板高16mm | -1.308 | 4.15 |
表3 Ma3.7条件下不同扰流板高度对应的激波面位置和弹体俯仰力矩
| 激波面斜率 | 弹体所受俯仰力矩(N·m) | |
| Ma3.7_扰流板高10mm | -1.028 | 10.72 |
| Ma3.7_扰流板高11mm | -1.079 | 7.52 |
| Ma3.7_扰流板高12mm | -1.152 | 6.08 |
| Ma3.7_扰流板高13mm | -1.172 | 5.93 |
| Ma3.7_扰流板高14mm | -1.178 | 5.78 |
| Ma3.7_扰流板高15mm | -1.223 | 5.45 |
| Ma3.7_扰流板高16mm | -1.313 | 4.91 |
已有样本点规模为3×7的二维数组，经过贝塞尔拟合与RBF插值过后可以形成41×61的二维数组，绘制可以得到如图2所示的俯仰力矩关于马赫数和扰流板高度变化的三维曲面。
步骤2、构建扰流板高度d与俯仰力矩My和马赫数Ma的模型
基于步骤1获得的仿真数据，构建满足精度要求的扰流板高度与俯仰力矩系数和马赫数的多项式函数关系式如下。
其中俯仰力矩系数My使用了四次函数，马赫数Ma使用了二次函数。
式中的系数根据不同的载机飞行速度范围确定。
优选地，当载机飞行速度范围为Ma3.3-Ma3.7时，公式1中的系数采用表4所示数据。
表4扰流板高度与俯仰力矩系数和马赫数的多项式函数关系式系数
| P0 | P10 | P01 | P20 | P11 | P02 |
| 1993.291 | -517.659 | -1170.624 | 25.434 | 332.720 | 159.574 |
| P30 | P21 | P12 | P40 | P31 | P22 |
| 2.144 | -26.096 | -43.601 | -0.102 | 0.187 | 3.139 |
步骤3、模型一致性校验
图4示出了本发明生成最优扰流板高度与仿真结果的一致性示意图，其中图4(a)为原CFD计算结果，图4(b)为函数关系式计算结果，具体数据对比如表5所示。
表5函数关系式计算的数据与原CFD计算结果的对比
根据表5函数关系式计算的数据与原CFD计算结果的对比，当载机典型飞行速域为Ma3.3-Ma3.7，采用公式(1)及表4中的系数取值，获得载机不同飞行速度下满足不同俯仰力矩要求的最优扰流板高度d与原CFD计算结果基本一致。
根据本发明的又一方面，在本发明的一个实施例中，高马赫数下内埋弹舱流动控制方法，具体如下：
当载机平台需投放导弹时，载机的综合控制单元根据载机飞行速度的大小，根据所述高马赫数下内埋弹舱扰流板高度建模方法(即公式1)控制扰流板凸出机体表面的高度d，实现高马赫数下内埋弹舱流动控制。
优选地，当载机飞行速域为Ma3.3-Ma3.7时，公式1中的系数采用表4所示数据。
应用实例：
基于上述高马赫数下内埋弹舱流动控制方法，为了将导弹俯仰力矩控制在5Nm以下，根据公式1计算可知在Ma3.3、Ma3.5、Ma3.7状态下扰流板凸出高度分别约14.7mm、15mm与15.9mm。
基于上述扰流板高度设计结果开展流场仿真，在不同飞行状态下武器分离过程中弹体姿态与位移流场见图5、图6所示。导弹俯仰角量化分析结果见图7所示(图例中bar代表有扰流板的情况，drop代表无无扰流板的情况)，其中，图7(a)Ma3.3条件下弹体俯仰角引入最优高度扰流板前后结果对比图；图7(b)Ma3.5条件下弹体俯仰角引入最优高度扰流板前后结果对比图；图7(c)Ma3.7条件下弹体俯仰角引入最优高度扰流板前后结果对比图。
由图6可知，由于舱段前方加装了扰流板，高速气冲击时产生的压会改变方向撞击弹体前部，从而在头位置产生局高压达到抑制抬的效果。
由图7可知，在Ma3.3～3.7速域内，无扰流板条件下弹体投放初段均存在明显的抬头趋势，而引入扰流板后弹体在下落过程中均未明显抬头。由此可见，基于本发明方法设计的扰流板在Ma3.3～3.7速域内，对弹体投放后的抬头趋势有明显抑制作用，显著改善了内埋武器投放的流场品质，提升了投放安全性，促进临近空间载机平台作战效能的提升。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (4)
1.一种高马赫数下内埋弹舱扰流板高度建模方法，其特征在于，基于流场仿真获得载机不同飞行速度下扰流板高度对应的激波面位置和弹体俯仰力矩；基于仿真数据，构建扰流板高度d与俯仰力矩My和马赫数Ma的多项式函数关系式如下：
式中的系数，根据不同速度范围确定。
2.如权利要求1所述的一种高马赫数下内埋弹舱扰流板高度建模方法，其特征在于，当载机飞行速度范围为Ma3.3-Ma3.7时，所述扰流板高度d与俯仰力矩系数My和马赫数Ma的多项式函数关系式中的系数如下表所示。
扰流板高度与俯仰力矩系数和马赫数的多项式函数关系式系数
3.如权利要求1或2所述的一种高马赫数下内埋弹舱扰流板高度建模方法，其特征在于，所述流场仿真采取方法如下：流场仿真过程中采用自由流边界条件，使用切割体网格的网格形式来对流场域进行空间离散，采用两方程模型k-ωSST进行求解，获得不同飞行速度下不同扰流板高度d对应的激波面位置和弹体俯仰力矩。
4.基于权利要求3所述的一种高马赫数下内埋弹舱扰流板高度建模方法的流动控制方法，其特征在于，当载机平台需投放导弹时，载机的综合控制单元根据载机飞行速度、俯仰力矩的大小，及所述高马赫数下内埋弹舱扰流板高度建模方法控制扰流板凸出机体表面的高度d，实现高马赫数下内埋弹舱流动控制。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| CB03 | Change of inventor or designer information | ||
| CB03 | Change of inventor or designer information |
Inventor after: Wang Quanping Inventor after: Chu Xianying Inventor after: Zhao Chengze Inventor after: Zhang Hongli Inventor before: Wang Quanping Inventor before: Zhao Chengze Inventor before: Zhang Hongli |
|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |