CN113609600A - 一种适用于飞行器多体分离相容性度量与表征方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种适用于飞行器多体分离相容性度量与表征方法，可以同时考虑飞行器多体分离过程中的多个因素的影响，分离相容性评估的度量与表征方法依靠代理模型来实现，基于数值仿真获得的有限数量的飞行器多体分离过程运动轨迹数据，提出了从采样设计、样本构建、模型建立、敏感性研究、反问题求解验证全流程的分析方法，实现了航空航天领域多体分离问题分析中多变量影响趋势的快速度量，同时可根据分离后飞行器姿态要求反推获得最佳可行的分离条件，利用本发明提出的多体分离相容性度量与表征方法开展多体分离问题安全性研究，可以有效解决多个因素对多体分离影响研究的计算量大、周期长的问题。

Description

一种适用于飞行器多体分离相容性度量与表征方法

技术领域

本发明涉及飞行器气动设计技术领域，尤其是一种适用于飞行器多体分离相容性评估的度量与表征方法。

背景技术

多体分离相容性问题是各类航空、航天飞行器研制中必须解决的关键技术之一，多体分离相容性研究的主要任务是验证多体间的分离安全性，分离后的飞行器具有良好的飞行姿态，完成后续飞行任务，从而确定多体分离安全包线。

多体分离相容性问题涉及到流动、气动、运动的相互耦合、相互影响，需要准确获得不同分离体上的非定常空气动力，从而准确评估和预测多体分离过程的运动轨迹和飞行姿态。针对多体分离相容性问题的研究，目前采用的主要手段包括理论分析、数值仿真和风洞试验三种，理论分析方法主要是通过简化的能够表征分离过程主要特征的理论模型对问题进行分析；数值仿真方法主要是采用非定常CFD仿真的方法，通过将流体控制方程求解和六自由度方程求解相耦合，从而获得分离过程中的受力和运动情况；风洞试验方法主要包括模型自由飞行试验、CTS捕获轨迹试验等手段。无论是数值仿真还是风洞试验，在获取多体分离轨迹方面均存在研究周期长、多因素耦合无法清晰表征问题，不适合全包线、全因素条件下的多体分离相容性研究。

航天航天领域多体分离过程中影响因素和参数众多，包括来流方向、发射形式、分离弹射初始角度/角速度/速度、分离体安装形式、气动/流动控制措施等。在这些因素中，哪些因素是对分离相容性设计起主导作用的，不同因素间是否存在耦合影响，多因素影响下多体过程对分离体运动的影响趋势如何。在以往的研究中，为了有效支撑分离安全包线的确定，需要不同影响因素和参数开展大量的仿真和试验工作，从而确定安全分离包线，存在周期长、试验量大的问题。所以，如何高效的开展多体分离相容性研究，是本专利着重需要解决的问题，基于有限的数值仿真获得的多体分离运动轨迹，从数理建模及不确定性量化的角度，提出一种适用于飞行器多体分离相容性评估的度量与表征方法，获得多体分离过程主要影响因素，结合飞行器多体安全分离包线设计需求，快速确定可行的多体分离条件。

发明内容

本发明的主要目的是基于数值仿真手段获得的有限数量的多体分离运动轨迹数据，解决航空航天飞行器多体分离问题在多个因素影响下分离时如何快速识别主因、量化不同因素对分离轨迹及安全性影响的问题，为多体分离安全包线确定及分离方案设计提供手段支撑。

为实现上述目的，本发明采用如下的技术方案：

步骤一：针对航空航天领域多体分离问题具体案例，梳理影响多体分离安全性的主要参数，确定不同参数的取值范围，主要影响参数包括质量惯量、飞行马赫数、飞行攻角、飞行侧滑角、弹射初速度、初始安装角、是否有折叠部件等。

步骤一中所述的航空航天领域多体分离具体案例包括飞行器外挂物分离、内埋挂在分离、飞行器与助推器分离、航天器级间分离、保护头罩分离等。

步骤二：采用拉丁超立方抽样方法，开展试验设计，获得多体分离运动仿真轨迹在不同影响因素及参数范围内的采样点。

步骤二中试验设计时要求覆盖步骤一中分析出的所有影响因素，并在设计空间取值范围内生成采样样本点，采样样本点的生成需考虑空间和投影的均匀性。

在步骤二中，每个设计变量需要通过均一化变换到[-1,1]的区间范围内。

步骤三：基于步骤二设计的采样点，通过CFD仿真和六自由度方程求解，获得每个参数集对应的关注输出，即采样点条件下的多体分离运动轨迹。

在步骤三中，为实现多体分离运动轨迹的预测，可采用基于重叠网格的非定常数值仿真方法或基于离线数据库的多体分离轨迹预测方法来实现。

基于重叠网格的方法是将步骤二中的样本点作为输入参数传递给非定常CFD求解器，通过求解多体干扰下的流场，从而获得两体相对运动时所受气动力，并将其作为参数传递给六自由度方程，获得多体分离过程不同物体的位移变化和姿态角变化。

基于离线数据库的多体分离预测是结合步骤一中梳理的各影响因素范围，通过定常CFD求解，获得分离体在不同占位、不同姿态下的定常气动力数据，并以此为基础，构建多体干扰流场气动力数据库，以步骤二中的采样样本点为六自由度方程求解的输入条件，通过在干扰流场气动力数据库中进行气动力插值，从而获得多体分离过程中的位移和姿态角变化。

步骤四：基于步骤三获得的采样点下的多体分离运动轨迹数据，通过代理模型来合理表征输入到输出的映射关系，获得目标变量随设计因素的变化规律。

在步骤四中，代理模型的主要目的是通过有限的轨迹样本数据，实现相容性设计中对多因素的综合考虑，达到减小计算资源的目的，一般多采用Kriging代理模型或混沌多项式（PC方法）代理模型。

在步骤四中，输入参数为步骤一中梳理的多体分离安全影响因素，输出参数为多体分离时的相对位移、相对姿态角、加速度、角加速度等。

在步骤四中，对于多体分离，目标变量为分离体相距一定距离时的姿态角，设计因素为步骤一中梳理的多体分离安全影响因素。

步骤五：基于方差分解的参数敏感性分析方法，利用Sobol指标分解，量化设计因素对目标变量方差的贡献大小来评价设计变量的重要性，快速识别出影响多体分离安全性的主要因素，剔除对设计目标不敏感的设计因素，将整个的输入设计空间参数进行降维。

在步骤五中，为了获得步骤一中N个设计因素的Sobol指标，采用步骤四中的代理模型来获得目标变量与设计参数的关系，从而提高计算效率。

步骤六：采用基于贝叶斯理论的模型反问题求解方法，获得目标变量对设计参数的后验分布情况，根据多体分离安全性及分离过程姿态目标需求，即可快速确定最可行的多体分离条件。

在步骤六中，参数后验估计以概率分布的情况给出，包括每个因素的对应的均值和标准差，不同参数组合即为最可行的多体分离条件。

本发明采用上述技术方案，与现有技术相比具有如下优点：

1、本发明同时考虑了航空航天多体分离过程中多个因素的影响，相比单一因素分析方法与实际物理过程更接近。

2、本发明提出的多体分离快速度量方法依靠代理模型来实现，表征方法通过敏感性分析方法和模型反问题求解来实现，通过提出的度量与表征方法，可以实现分离相容性问题研究的降维处理。

3、现有技术针对该问题的研究主要依靠大量的数值仿真和风洞试验完成，本发明基于数值仿真获得的有限数量的分离运动轨迹数据，提出了从采样设计、样本构建、模型建立、敏感性研究、反问题求解验证全流程分析方法，实现了航空航天领域多体分离问题研究多变量作用下的影响趋势的快速度量，可根据分离后姿态要求直接获得最佳可行的分离条件。

4、利用本发明提出的多体分离相容性度量与表征方法开展分离安全性研究，可以有效解决多因素对分离过程影响研究存在的计算量大、周期长的问题。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是载机与武器分离相容性度量与表征方法流程图；

图2a是武器分离过程轴向位移随时间变化轨迹图；

图2b是武器分离过程法向位移随时间变化轨迹图；

图2c是武器分离过程俯仰角随时间变化轨迹图；

图2d是武器分离过程偏航角随时间变化轨迹图；

图3a是载机与武器分离来流攻角后验分布图；

图3b是载机与武器分离弹射初角速度后验分布图；

图3c是载机与武器分离来飞行高度后验分布图；

图3d是载机与武器分离来俯仰安装角后验分布图。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，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。

本说明书（包括任何附加权利要求、摘要和附图）中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

本实施例中的一种适用于飞行器相容性评估的度量与表征方法流程如图1所示，包括多体分离影响因素分析、设计空间采样、多体分离运动轨迹分析、基于代理模型的快速度量方法、基于敏感性分析的分离安全主因识别和分离相容性多因素影响表征等过程。

根据步骤一，首先梳理了影响机翼外挂物分离安全性的主要参数，对多体分离过程影响参数进行了数学表征，结合工程实际，确定了不同参数的范围。

在本实施例中，梳理出的主要设计参数包括外挂物质心位置、分离过程弹射初速度、弹射初角速度、折叠翼面展开的初始时刻、折叠翼面展开时间、来流侧滑角、来流攻角、俯仰安装角和飞行高度共9个变量，对应每个变量的编号x1～x9，其取值如表1所示。

表1 主要设计参数表

。

根据步骤二，采用拉丁超立方抽样方法进行采样设计，在上述输入参数范围内，生成了50个供后续开展采样的样本点。

将50个样本点的设计变量取值进行均一化处理，将其变换到[-1,1]的区间范围内，给出50个采样设计点的二维空间投影分布，在二维投影空间下，采样点具有较好的均匀性，其范围涵盖了整个设计空间。

根据步骤三，针对采样设计的50个样本点，通过数值求解非定常NS方程，获得多体相对运动条件下的干扰流场气动力，并耦合六自由度运动方程，从而获得采样点条件下的多体分离运动轨迹。如图2a、2b、2c、2d给出典型样本点在不同弹射速度及角速度条件下数值仿真模拟得到的分离体质心运动位移及分离体俯仰、偏航姿态角随时间变化的规律曲线，并将此数据作为后续代理模型构建的依据。

根据步骤四，以外挂物距离机翼两倍外挂物距离处的偏航姿态角和俯仰姿态为目标变量，分别标记为y1和y2，并以步骤一中梳理出来的9个设计因素（x1～x9）为输入量，采用Kriging代理模型，获得目标变量随设计因素的变化规律。

根据步骤五，采用基于方差分解的敏感性分析方法，对影响分离安全性的主因进行识别。采用Sobol指标计算各个输入参数对输出的敏感性大小，具体如表2所示，可以看出，对分离过程外挂物偏航角y1影响比较大的参数为弹射初角速度x3、来流攻角x7和飞行高度x9，对分离过程外挂物俯仰角y2影响比较大的参数弹射初速度x2、弹射初角速度x3、侧滑角x6、俯仰安装角x8和飞行高度x9，综合来看参数弹质心位置x1、翼面展开初始时刻x4和翼面展开总时间x5对两个输出影响均可忽略。通过敏感性分析，本文对不确定输入维度进行降减，将原有的9个不确定输入参数减少为6个，即弹射初速度x2、弹射初角速度x3、侧滑角x6、来流攻角x7、俯仰安装角x8和飞行高度x9。

表2基于方差分解的敏感性分析表

。

根据步骤六，采用基于贝叶斯理论的模型反问题求解方法，给出外挂物与机翼分离相容性多因素影响的表征。以外挂物分离中距机翼2倍外挂物长度时，俯仰角为-3°，偏航角为0°为设计目标，反演得到可行的外挂物分离条件，关键设计参数的后验概率分布如图3a、图3b、图3c、图3d所示，关键设计因素后验统计信息如表3所示，可以看出，若想得到满足要求的外挂物分离运动姿态，可采用3.557m/s弹射初速度、12.5822des/s弹射初角速度、2.7438°侧滑角、3.7802°来流攻角、-1.7666°俯仰安装角、25.5739km飞行高度的条件进行外挂物分离投放。

表3关键设计因素后验统计信息表

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本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (10)

1.一种适用于飞行器多体分离相容性度量与表征方法，其特征在于包括以下步骤：

步骤一：梳理影响飞行器多体分离安全性的主要影响参数，确定不同参数的取值范围，影响参数包括质量惯量、飞行马赫数、飞行攻角、飞行侧滑角、弹射初速度、初始安装角、是否有折叠部件展开；

步骤二：采用拉丁超立方抽样方法，开展试验设计，获得飞行器多体分离运动仿真轨迹在不同影响因素及参数范围内的采样点；

步骤三：基于步骤二中的采样点，通过CFD仿真和六自由度方程求解，获得每个输入参数集对应的关注输出，从而得到采样点条件下的多体分离运动轨迹；

步骤四：基于步骤三获得的采样点下的多体分离运动轨迹数据，通过代理模型来合理表征输入到输出的映射关系，获得目标变量随设计因素的变化规律；

步骤五：基于方差分解的参数敏感性分析方法，利用Sobol指标分解，量化设计因素对目标变量方差的贡献大小来评价设计变量的重要性，快速识别出影响多体分离安全性的因素，剔除对设计目标不敏感的设计因素，将整个的输入设计空间参数进行降维；

步骤六：采用基于贝叶斯理论的模型反问题求解方法，获得目标变量对设计参数的后验分布情况，根据多体分离安全性及分离过程中不同部件分离姿态目标需求，确定多体分离条件。

2.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器多体分离相容性度量与表征方法，其特征在于所述多体分离包括飞行器外挂物分离、内埋物体分离、飞行器与助推器分离、航天器级间分离、保护头罩分离。

3.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器多体分离相容性度量与表征方法，其特征在于所述步骤二中开展试验设计时，满足步骤一中的所有影响参数在设计空间取值范围内生成采样样本点，所述采样样本点的生成满足空间和投影的均匀性。

4.根据权利要求3所述的一种适用于飞行器多体分离相容性度量与表征方法，其特征在于设计过程中的，每个设计变量取值通过均一化变换到[-1，1]的区间范围内。

5.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器多体分离相容性度量与表征方法，其特征在于所述步骤三中，采用基于重叠网格的非定常数值仿真方法、或基于离线数据库的多体分离轨迹预测方法，实现多体分离运动轨迹的预测。

6.根据权利要求5所述的一种适用于飞行器多体分离相容性度量与表征方法，其特征在于所述基于重叠网格的非定常数值仿真方法是将步骤二中的样本点作为输入参数传递给非定常CFD求解器，通过求解多体干扰下的流场，从而获得两体相对运动时所受气动力，并将其作为参数传递给六自由度方程，获得多体分离运动过程中的位移变化和姿态角变化。

7.根据权利要求5所述的一种适用于飞行器多体分离相容性度量与表征方法，其特征在于所述基于离线数据库的多体分离轨迹预测方法是结合步骤一中梳理的各影响因素范围，通过定常CFD求解，获得相对运动物体在不同位置、不同姿态下的定常气动力数据，并以此为基础，构建多体分离干扰流场气动力数据库，以步骤二中的采样样本点为六自由度方程求解的输入条件，通过在干扰流场气动力数据库中进行气动力插值，从而获得多体分离过程中的位移和姿态角变化。

8.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器多体分离相容性度量与表征方法，其特征在于所述步骤四中，所述代理模型为Kriging代理模型或混沌多项式，输入参数为步骤一中的分离安全影响因素，输出参数为多体分离运动时的相对位移、相对姿态角、加速度、角加速度，目标变量为安全距离下的姿态角。

9.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器多体分离相容性度量与表征方法，其特征在于采用步骤四中的代理模型获取步骤一中设计因素的Sobol指标，获得目标变量与设计参数的关系。

10.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器多体分离相容性度量与表征方法，其特征在于参数后验估计包括每个因素的对应的均值和标准差，以概率分布的情况给出，不同参数组合即为最优多体分离条件。

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