CN112346359B - 基于cfd和rbd耦合的直接力气动力复合控制数值仿真方法 - Google Patents

基于cfd和rbd耦合的直接力气动力复合控制数值仿真方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于CFD和RBD耦合的直接力气动力复合控制数值仿真方法。该方法通过耦合求解流动控制方程和刚体运动方程，并根据飞行控制律闭环反馈来实时改变气动舵偏角和横向喷流出口条件，实现直接力气动力复合控制过程的数值仿真。该数值仿真方法能够较充分地考虑非线性气动和运动以及横向喷流之间的复杂非线性耦合特性，从而较准确地模拟直接力气动力复合控制过程，具有模拟可靠性高、计算效率高的优点。

Description

基于CFD和RBD耦合的直接力气动力复合控制数值仿真方法
技术领域
本发明属于导弹机动飞行控制及仿真领域，具体涉及一种基于CFD和RBD耦合的直接力气动力复合控制数值仿真方法。
背景技术
由于现代空战战术水平的不断提升，面对快速性好、机动性高的控制目标，能否实现快速占位、先敌发射和有效规避，一定程度上决定着战局的胜负。可以预见，未来的作战环境将越来越强调战术导弹的机动性能和快速反应能力。
通常来说，战术导弹的机动能力取决于两个方面：一是对控制指令响应的快速性，二是响应结果的准确性。导弹常用的控制方法有气动舵控制、推力矢量控制和横向喷流控制等。气动舵控制通过改变舵偏角，使舵面绕流发生变化，产生作用于舵面的气动力，形成操纵力矩，从而使飞行姿态发生改变。这种控制方式能够提供的控制力矩大小有限，加上控制效率受飞行速度、大气密度、舵面失速特性等因素的影响很大，因此其响应时间相对较长，在高空、低速或大迎角情况下控制效果有限。推力矢量控制方式通过燃气舵、导流片等装置来改变发动机喷流方向，从而获取改变飞行姿态的控制力。相较于气动舵控制，这一方式结构简单，响应速度快，能大幅提高导弹机动过载能力，且不受飞行高度影响，但存在舵面烧蚀、发动机推力损失、作用时间受限、横航向不利气动干扰明显、隐身效果变差等问题。
以上控制方法的局限性，促进了基于直接力和气动力复合控制(即直接力气动力复合控制)的导弹制导控制技术的诞生。其中的直接力技术由横向喷流控制实现，横向喷流一般由微型脉冲发动机、燃气发生器或主发动机引流产生，相较于传统的控制方式，横向喷流控制方法具有使用飞行范围广、操纵响应快、有利于简化气动外形、对主发动机推力影响小等优势，能够大幅提高飞行器全飞行包线范围的快速机动能力，具有很大的发展前景。
直接力气动力复合控制涉及导弹大迎角、大侧滑和大舵偏角条件下的高机动飞行，此时复杂非定常流动产生的非线性气动力与快速变化的姿态角和角速度相互耦合、横向喷流与其上下游附近的外流场相互干扰、气动力控制到直接力气动力复合控制的切换、姿控脉冲发动机点火方式和点火逻辑、直接力气动力的耦合控制和相互配合等复杂问题，对导弹气动布局优化设计、直接力气动力耦合建模、复合控制设计提出了巨大的技术挑战。目前，工业部门通常采用基于静态气动力数据库的动力学模型来开展试飞前的仿真工作，由于模型不确定度较大，这一方法对潜在的非线性气动和运动耦合特性考虑不足，增大了试飞风险，可能会导致设计周期延长、设计经费增加。因此，需要一种能够充分考虑飞行器非线性气动和运动耦合特性的直接力气动力复合控制仿真方法。
当前，亟需发展一种基于CFD和RBD耦合的直接力气动力复合控制数值仿真方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种基于CFD和RBD耦合的直接力气动力复合控制数值仿真方法。
本发明的基于CFD和RBD耦合的直接力气动力复合控制数值仿真方法包括以下步骤：
第一步、针对导弹弹身和各气动舵单独划分非结构化网格，并将弹身网格作为背景网格，气动舵网格作为部件网格；同时，对气动舵和横向喷流出口附近区域进行加密；
第二步、按照能否在背景网格中找到贡献单元的原则，确定部件网格的插值边界，并根据部件网格的插值边界对背景网格进行挖洞，生成嵌套网格；
第三步、针对第二步生成的嵌套网格，将三维定常粘性Navier-Stokes方程作为流动控制方程，采用k-ωSST模型对湍流进行模化，根据来流的速度、压力和密度给出相应的远场边界条件，对壁面给出无滑移壁面边界条件，采用有限体积法进行数值求解，流场收敛后，对导弹表面进行积分获取气动力和气动力系数；
第四步、根据当前时刻导弹的气动力和气动力矩，采用三阶Adams预测格式求解刚体动力学方程，预测得到下一时刻导弹的姿态角和角速度；
第五步、根据当前时刻的姿态角指令，以及导弹的姿态角和角速度，采用预设的飞行控制律计算得到下一时刻导弹的气动舵的舵偏角和直接力启动情况；
第六步、根据第四步得到的导弹姿态角和第五步得到的导弹舵偏角，对包含弹身的背景网格和包含气动舵的部件网格进行平移和旋转处理，并重复第二步来生成相应的嵌套网格；
第七步、根据第五步得到的直接力启动情况，确定横向喷流出口的总压和总温，并设置相应的喷流边界条件；
第八步、采用三阶Adams校正格式，在双时间步的内迭代步中同步求解三维非定常粘性Navier-Stokes方程和刚体动力学方程达到收敛并进行表面积分，得到下一时刻的非定常绕流流场和导弹气动力、气动力矩；
第九步、重复第四步至第八步，直至达到预设的仿真时间，即可得到整个直接力气动力复合控制过程的导弹气动参数、运动参数和非定常绕流随时间的变化历程。
进一步地，所述的第三步中的k-ωSST模型替换为S-A模型或者k-ε模型。
本发明的基于CFD和RBD耦合的直接力气动力复合控制数值仿真方法能够较充分地考虑非线性气动和运动以及横向喷流之间的复杂非线性耦合特性，从而较准确地模拟直接力气动力复合控制过程，具有模拟可靠性高、计算效率高的优点。
附图说明
图1为实施例1的基于CFD和RBD耦合的直接力气动力复合控制数值仿真方法流程图；
图2为实施例1获得的导弹尾舵附近的嵌套网格挖洞及插值边界构造图；
图3为实施例1获得的数值仿真与风洞试验结果对比曲线；
图4为实施例1获得的某时刻尾舵及横向喷流出口附近流动图。
图3中，
Figure BDA0002759511060000041
表示迎角指令；----·表示风洞试验俯仰角；-----表示风洞试验俯仰通道舵偏角；
Figure BDA0002759511060000042
表示数值仿真俯仰角；
Figure BDA0002759511060000043
表示数值仿真俯仰通道舵偏角。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
本发明的基于CFD和RBD耦合的直接力或气动力复合控制数值仿真方法包括以下步骤：
第一步、针对导弹弹身和各气动舵单独划分非结构化网格，并将弹身网格作为背景网格，气动舵网格作为部件网格；同时，对气动舵和横向喷流出口附近区域进行加密；
第二步、按照能否在背景网格中找到贡献单元的原则，确定部件网格的插值边界，并根据部件网格的插值边界对背景网格进行挖洞，生成嵌套网格；
第三步、针对第二步生成的嵌套网格，将三维定常粘性Navier-Stokes方程作为流动控制方程，采用k-ωSST模型对湍流进行模化，根据来流的速度、压力和密度给出相应的远场边界条件，对壁面给出无滑移壁面边界条件，采用有限体积法进行数值求解，流场收敛后，对导弹表面进行积分获取气动力和气动力系数；
第四步、根据当前时刻导弹的气动力和气动力矩，采用三阶Adams预测格式求解刚体动力学方程，预测得到下一时刻导弹的姿态角和角速度；
第五步、根据当前时刻的姿态角指令，以及导弹的姿态角和角速度，采用预设的飞行控制律计算得到下一时刻导弹的气动舵的舵偏角和直接力启动情况；
第六步、根据第四步得到的导弹姿态角和第五步得到的导弹舵偏角，对包含弹身的背景网格和包含气动舵的部件网格进行平移和旋转处理，并重复第二步来生成相应的嵌套网格；
第七步、根据第五步得到的直接力启动情况，确定横向喷流出口的总压和总温，并设置相应的喷流边界条件；
第八步、采用三阶Adams校正格式，在双时间步的内迭代步中同步求解三维非定常粘性Navier-Stokes方程和刚体动力学方程达到收敛并进行表面积分，得到下一时刻的非定常绕流流场和导弹气动力、气动力矩；
第九步、重复第四步至第八步，直至达到预设的仿真时间，即可得到整个直接力气动力复合控制过程的导弹气动参数、运动参数和非定常绕流随时间的变化历程。
进一步地，所述的第三步中的k-ωSST模型替换为S-A模型或者k-ε模型。
实施例1
本实施例针对某典型高机动导弹在M＝4.0飞行状态下的直接力或气动力复合控制俯仰拉起过程开展仿真。本实施例的流程见图1。
首先根据弹身外形生成背景网格，根据每一片尾舵外形单独生成部件网格，考虑到模型外形和流动的复杂性，这里采用了六面体和四面体混合的非结构化网格，具体来说，采用大长细比六面体网格来模拟边界层流动，采用笛卡尔形式的六面体网格来捕捉边界层外复杂流动，在二者交界处采用一至三层的四面体网格进行过渡。导弹尾部附近区域包含气动舵和横向喷流出口，将该区域网格按导弹弹身直径2.7％的尺度进行统一加密。
剔除部件网格中位于背景网格区域之外的单元，将此时部件网格边界作为插值边界，确保插值边界在背景网格中都能找到相对应的贡献单元，并以背景网格贡献单元为边界进行挖洞，最终生成嵌套网格，如图2所示。
针对上一步生成的嵌套网格，将三维定常粘性Navier-Stokes方程作为流动控制方程，采用k-ωSST模型对湍流进行模化，根据来流的速度、压力和密度给出相应的远场边界条件，对壁面给出无滑移壁面边界条件，采用有限体积法进行数值求解，流场收敛后，得到仿真前导弹的初始流场，并对表面进行积分得到初始气动力及气动力系数。
根据初始时刻导弹的气动力和气动力矩，采用三阶Adams预测格式求解刚体动力学方程，预测得到下一时刻导弹的姿态角和角速度。同时根据当前时刻的姿态角指令，以及导弹的姿态角和角速度，采用预设的飞行控制律计算得到下一时刻导弹的气动舵的舵偏角和直接力启动情况。在此基础上对背景网格和部件网格进行更新处理，并重新确定各部分网格的插值边界，构造嵌套网格。随后根据直接力启动情况确定当前时刻喷流总压和总温，设定正确的边界条件。
采用三阶Adams校正格式，在双时间步的内迭代步中同步求解三维非定常粘性Navier-Stokes方程和刚体动力学方程达到收敛并进行表面积分，得到下一时刻的非定常绕流流场和导弹气动力、气动力矩。
重复上述过程直至达到预设的仿真时间，即可得到整个直接力气动力复合控制过程的导弹运动历程，如图3所示。从图3可以看到，采用直接力气动力复合控制可以使导弹在前期获得较大的拉起速度，从而起到快速改变导弹姿态的作用。总体来看，仿真结果与风洞虚拟飞行试验结果吻合较好。图4给出了某时刻尾舵及横向喷流出口附近的流动情况，可以看到横向喷流典型流场结构以及对导弹物面压力分布的影响。因此，本发明的基于CFD和RBD耦合的直接力气动力复合控制数值仿真方法能够较充分地考虑非线性气动/运动以及横向喷流之间的复杂非线性耦合特性，从而较准确地模拟直接力气动力复合控制过程。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，本发明公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (2)

1.基于CFD和RBD耦合的直接力气动力复合控制数值仿真方法，其特征在于，所述的数值仿真方法包括以下步骤：
第一步、针对导弹弹身和各气动舵单独划分非结构化网格，并将弹身网格作为背景网格，气动舵网格作为部件网格；同时，对气动舵和横向喷流出口附近区域进行加密；
第二步、按照能否在背景网格中找到贡献单元的原则，确定部件网格的插值边界，并根据部件网格的插值边界对背景网格进行挖洞，生成嵌套网格；
第三步、针对第二步生成的嵌套网格，将三维定常粘性Navier-Stokes方程作为流动控制方程，采用k-ωSST模型对湍流进行模化，根据来流的速度、压力和密度给出相应的远场边界条件，对壁面给出无滑移壁面边界条件，采用有限体积法进行数值求解，流场收敛后，对导弹表面进行积分获取气动力和气动力系数；
第四步、根据当前时刻导弹的气动力和气动力矩，采用三阶Adams预测格式求解刚体动力学方程，预测得到下一时刻导弹的姿态角和角速度；
第五步、根据当前时刻的姿态角指令，以及导弹的姿态角和角速度，采用预设的飞行控制律计算得到下一时刻导弹的气动舵的舵偏角和直接力启动情况；
第六步、根据第四步得到的导弹姿态角和第五步得到的导弹舵偏角，对包含弹身的背景网格和包含气动舵的部件网格进行平移和旋转处理，并重复第二步来生成相应的嵌套网格；
第七步、根据第五步得到的直接力启动情况，确定横向喷流出口的总压和总温，并设置相应的喷流边界条件；
第八步、采用三阶Adams校正格式，在双时间步的内迭代步中同步求解三维非定常粘性Navier-Stokes方程和刚体动力学方程达到收敛并进行表面积分，得到下一时刻的非定常绕流流场和导弹气动力、气动力矩；
第九步、重复第四步至第八步，直至达到预设的仿真时间，即可得到整个直接力气动力复合控制过程的导弹气动参数、运动参数和非定常绕流随时间的变化历程。
2.根据权利要求1所述的基于CFD和RBD耦合的直接力气动力复合控制数值仿真方法，其特征在于，所述的第三步中的k-ωSST模型替换为S-A模型或者k-ε模型。
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