CN114528775A - 针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法、装置及设备 - Google Patents

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CN114528775A CN202111632302.7A CN202111632302A CN114528775A CN 114528775 A CN114528775 A CN 114528775A CN 202111632302 A CN202111632302 A CN 202111632302A CN 114528775 A CN114528775 A CN 114528775A
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Abstract

本发明公开了针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法、装置及设备，该方法包括：设置进行流体力学计算需要的初始参数；基于初始参数，进行流体动力学计算，获得火箭级间段内憋压预设时间的流场参数；通过线性插值方法将级间段内憋压预设时间的流场参数赋值到级间分离的初始流场上；将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合，获得流体力学‑刚体动力学方程，基于插值后的级间分离的流场，求解流体力学‑刚体动力学方程，获得级间分离气动特性。本发明的针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法对憋压过程和级间分离运动过程进行了分解，避免了求解级间段保护罩抛开的过程，大大简化了计算量。

Description

针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法、装置及设备
技术领域
本发明属于数据处理技术领域，具体涉及一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法、装置、介质及电子设备。
背景技术
多级火箭级间分离方式可分为冷分离和热分离，其中冷分离是指仅依靠气动力或机构力将两体推开实现分离，热分离则是利用前体发动机喷流，依靠高压喷流将两体分开的分离形式。其中热分离稳定性较高，多级火箭在低空分离时多采用级间热分离方式。热分离是上、下两级壳体结构未分离前，上面级发动机点火，在上、下两体在分离面处断开后，依靠上面级火箭发动机工作产生的高压燃气使下面级远离上面级，完成分离。
火箭级间热分离一般为封闭式分离方式。封闭式分离先进行上面级发动机点火，待级间段内压强达到一定程度后发出分离信号，利用爆炸导索使保护罩抛开并实现分离。该方式对级间段壳体承压要求较高，分离过程中两体受级间段憋压作用，分离速度更快。
憋压过程在级间段形成了复杂的干扰流场，对一、二级箭体气动特性影响严重，关系到两级能否可靠分离、甚至飞行成败。弄清楚级间分离过程的流场结构、两级的气动力特性，获得准确的气动力参数，不仅可以进行相关机理性的研究和探索，还可以为火箭级间分离方案及控制系统设计提供重要依据。
但是现有技术的级间分离憋压过程模拟均比较复杂。
因此，需要一种简化的级间分离憋压过程模拟方法。
发明内容
本发明的目的是提出一种简化的级间分离憋压过程模拟方法。
第一方面，本发明提供一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法，包括：设置进行流体力学计算需要的初始参数；基于所述初始参数，进行流体动力学计算，获得火箭级间段内憋压预设时间的流场参数；通过线性插值方法将级间段内憋压预设时间的流场参数赋值到级间分离的初始流场上；将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合，获得流体力学-刚体动力学方程，基于插值后的级间分离的流场，求解流体力学-刚体动力学方程，获得级间分离气动特性和运动轨迹。
可选的，将地面试车试验时的发动机燃烧室流场参数作为流体力学计算时的喷管入口边界条件，将当地大气环境参数作为流体力学计算时的喷管内流场初始条件。
可选的，所述发动机燃烧室流场参数包括：温度、压力和燃气物性参数。
可选的，流体力学计算方程的积分形式为：
Figure BDA0003440605810000021
其中，Ω是任意形状的控制体，Q是守恒变量，dV是控制体的体积，
Figure BDA0003440605810000022
是无粘通量，
Figure BDA0003440605810000023
是粘性通量，dS是控制体上的微元面的面积，
Figure BDA0003440605810000024
是微元面的外法向单位矢量。
可选的，采用紧耦合的方式将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合。
第二方面，本发明还提供一种电子设备，所述电子设备包括：存储器，存储有可执行指令；处理器，所述处理器运行所述存储器中的所述可执行指令，以实现上述针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法。
第三方面，本发明还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法。
第四方面，本发明还提供一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟装置，包括：设置模块，设置进行流体力学计算需要的初始参数；第一获得模块，基于所述初始参数，进行流体动力学计算，获得火箭级间段内憋压预设时间的流场参数；赋值模块，通过线性插值方法将级间段内憋压预设时间的流场参数赋值到级间分离的初始流场上；第二获得模块，将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合，获得流体力学-刚体动力学方程，基于插值后的级间分离的流场，求解流体力学-刚体动力学方程，获得级间分离气动特性和运动轨迹。
可选的，将地面试车试验时的发动机燃烧室流场参数作为流体力学计算时的喷管入口边界条件，将当地大气环境参数作为流体力学计算时的喷管内流场初始条件。
可选的，所述发动机燃烧室流场参数包括：温度、压力和燃气物性参数。
可选的，流体力学计算方程的积分形式为：
Figure BDA0003440605810000031
其中，Ω是任意形状的控制体，Q是守恒变量，dV是控制体的体积，
Figure BDA0003440605810000032
是无粘通量，
Figure BDA0003440605810000033
是粘性通量，dS是控制体上的微元面的面积，
Figure BDA0003440605810000034
是微元面的外法向单位矢量。
可选的，采用紧耦合的方式将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合。
本发明的有益效果在于：本发明的针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法对憋压过程和级间分离运动过程进行了分解，避免了求解级间段保护罩抛开的过程，大大简化了计算量，同时对传统的流体力学计算方法改动较少，很容易推广。
本发明具有其它的特性和优点，这些特性和优点从并入本文中的附图和随后的具体实施例中将是显而易见的，或者将在并入本文中的附图和随后的具体实施例中进行详细陈述，这些附图和具体实施例共同用于解释本发明的特定原理。
附图说明
通过结合附图对本发明示例性实施方式进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
图1示出了根据本发明的一个实施例的一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法的流程图。
图2示出了根据本发明的一个实施例的一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法的级间分离过程示意图。
图3示出了根据本发明的一个实施例的一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法的级间分离插值示意图。
图4a-图4e示出了根据本发明的一个实施例的一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法的级间分离前、后两体的运动位移和姿态图。
图5示出了根据本发明的一个实施例的一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟装置的结构框图。
附图标记说明
102、设定模块；104、第一获得模块；106、赋值模块；108、第二获得模块。
具体实施方式
下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。
本发明提供一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法，包括：设置进行流体力学计算需要的初始参数；基于初始参数，进行流体动力学计算，获得火箭级间段内憋压预设时间的流场参数；通过线性插值方法将级间段内憋压预设时间的流场参数赋值到级间分离的初始流场上；将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合，获得流体力学-刚体动力学方程，基于插值后的级间分离的流场，求解流体力学-刚体动力学方程，获得级间分离气动特性。
具体的，首先设置进行流体力学计算需要的初始参数；再基于设置的初始参数，通过求解非定常流体力学计算方程，得到火箭级间段内憋压预设时间的流场参数；然后通过线性插值的方法将级间段内憋压预设时间的流场参数赋值到级间分离的初始流场上；将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合，耦合推进求解计算流体力学-刚体动力学(CFD-RBD)方程，得到级间分离气动特性和运动轨迹。
根据示例性的实施方式，针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法对憋压过程和级间分离运动过程进行了分解，避免了求解级间段保护罩抛开的过程，大大简化了计算量，同时对传统的流体力学计算方法改动较少，很容易推广。
作为可选方案，将地面试车试验时的发动机燃烧室流场参数作为流体力学计算时的喷管入口边界条件，将当地大气环境参数作为流体力学计算时的喷管内流场初始条件。
具体的，流场计算域网格划分和初始化，将地面试车试验时的发动机燃烧室流场参数(温度，压力，燃气物性参数)作为CFD计算(计算流体力学)时的喷管入口边界条件，将当地大气环境参数作为计算时的喷管内流场初始条件。
作为可选方案，发动机燃烧室流场参数包括：温度、压力和燃气物性参数。
作为可选方案，流体力学计算方程的积分形式为：
Figure BDA0003440605810000061
其中，Ω是任意形状的控制体，Q是守恒变量，dV是控制体的体积，
Figure BDA0003440605810000062
是无粘通量，
Figure BDA0003440605810000063
是粘性通量，dS是控制体上的微元面的面积，
Figure BDA0003440605810000064
是微元面的外法向单位矢量。
具体的，非定常流体力学计算采用ALE形式的多组分N-S方程作为控制方程，非结构有限体积法离散计算域，Roe格式求解无粘通量，中心差分获得粘性通量。非定常求解采用双时间步法，其中物理时间推进采用二阶向后差分，伪时间推进采用隐式LU-SGS方法。湍流模型采用SST两方程湍流模型。积分形式的流体力学计算方程如下：
Figure BDA0003440605810000065
Ω是任意形状的控制体，dS是控制体上的微元面的面积，
Figure BDA0003440605810000066
是微元面的外法向单位矢量。
通过上述数值方法和步骤一的初始条件，计算求解可以得到火箭级间段内憋压一定时间的流场参数。
作为可选方案，采用紧耦合的方式将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合。
具体的，非定常非定常N-S方程和飞行力学刚体运动方程(RBD)的耦合求解采用紧耦合的方式，同步进行刚体动力学方程的求解和非定常N-S方程的求解；流动控制方程为刚体运动方程提供气动力(矩)，刚体运动方程提供飞行器姿态与网格速度，这些信息在每一物理时间步内子系统间进行交换。
第二方面，本发明还提供一种电子设备，电子设备包括：存储器，存储有可执行指令；处理器，处理器运行存储器中的可执行指令，以实现上述针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法。
第三方面，本发明还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法。
第四方面，本发明还提供一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟装置，包括：设置模块，设置进行流体力学计算需要的初始参数；第一获得模块，基于初始参数，进行流体动力学计算，获得火箭级间段内憋压预设时间的流场参数；赋值模块，通过线性插值方法将级间段内憋压预设时间的流场参数赋值到级间分离的初始流场上；第二获得模块，将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合，获得流体力学-刚体动力学方程，基于插值后的级间分离的流场，求解流体力学-刚体动力学方程，获得级间分离气动特性和运动轨迹。
具体的，首先设置进行流体力学计算需要的初始参数；再基于设置的初始参数，通过求解非定常流体力学计算方程，得到火箭级间段内憋压预设时间的流场参数；然后通过线性插值的方法将级间段内憋压预设时间的流场参数赋值到级间分离的初始流场上；将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合，耦合推进求解计算流体力学-刚体动力学(CFD-RBD)方程，得到级间分离气动特性和运动轨迹。
根据示例性的实施方式，针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法对憋压过程和级间分离运动过程进行了分解，避免了求解级间段保护罩抛开的过程，大大简化了计算量，同时对传统的流体力学计算方法改动较少，很容易推广。
作为可选方案，将地面试车试验时的发动机燃烧室流场参数作为流体力学计算时的喷管入口边界条件，将当地大气环境参数作为流体力学计算时的喷管内流场初始条件。
具体的，流场计算域网格划分和初始化，将地面试车试验时的发动机燃烧室流场参数(温度，压力，燃气物性参数)作为CFD计算(计算流体力学)时的喷管入口边界条件，将当地大气环境参数作为计算时的喷管内流场初始条件。
作为可选方案，发动机燃烧室流场参数包括：温度、压力和燃气物性参数。
作为可选方案，流体力学计算方程的积分形式为：
Figure BDA0003440605810000081
其中，Ω是任意形状的控制体，Q是守恒变量，dV是控制体的体积，
Figure BDA0003440605810000082
是无粘通量，
Figure BDA0003440605810000083
是粘性通量，dS是控制体上的微元面的面积，
Figure BDA0003440605810000084
是微元面的外法向单位矢量。
具体的，非定常流体力学计算采用ALE形式的多组分N-S方程作为控制方程，非结构有限体积法离散计算域，Roe格式求解无粘通量，中心差分获得粘性通量。非定常求解采用双时间步法，其中物理时间推进采用二阶向后差分，伪时间推进采用隐式LU-SGS方法。湍流模型采用SST两方程湍流模型。积分形式的流体力学计算方程如下：
Figure BDA0003440605810000085
Ω是任意形状的控制体，dS是控制体上的微元面的面积，
Figure BDA0003440605810000086
是微元面的外法向单位矢量。
通过上述数值方法和步骤一的初始条件，计算求解可以得到火箭级间段内憋压一定时间的流场参数。
作为可选方案，采用紧耦合的方式将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合。
具体的，非定常非定常N-S方程和飞行力学刚体运动方程(RBD)的耦合求解采用紧耦合的方式，同步进行刚体动力学方程的求解和非定常N-S方程的求解；流动控制方程为刚体运动方程提供气动力(矩)，刚体运动方程提供飞行器姿态与网格速度，这些信息在每一物理时间步内子系统间进行交换。
实施例一
图1示出了根据本发明的一个实施例的一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法的流程图。图2示出了根据本发明的一个实施例的一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法的级间分离过程示意图。图3示出了根据本发明的一个实施例的一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法的级间分离插值示意图。图4a-图4e示出了根据本发明的一个实施例的一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法的级间分离前、后两体的运动位移和姿态图。
结合图1、图2、图3和图4a-图4b所示，该针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法，包括：
步骤1：设置进行流体力学计算需要的初始参数；
步骤2：基于初始参数，进行流体动力学计算，获得火箭级间段内憋压预设时间的流场参数；
步骤3：通过线性插值方法将级间段内憋压预设时间的流场参数赋值到级间分离的初始流场上；
步骤4：将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合，获得流体力学-刚体动力学方程，基于插值后的级间分离的流场，求解流体力学-刚体动力学方程，获得级间分离气动特性和运动轨迹。
其中，将地面试车试验时的发动机燃烧室流场参数作为流体力学计算时的喷管入口边界条件，将当地大气环境参数作为流体力学计算时的喷管内流场初始条件。
其中，发动机燃烧室流场参数包括：温度、压力和燃气物性参数。
其中，流体力学计算方程的积分形式为：
Figure BDA0003440605810000101
其中，Ω是任意形状的控制体，Q是守恒变量，dV是控制体的体积，
Figure BDA0003440605810000102
是无粘通量，
Figure BDA0003440605810000103
是粘性通量，dS是控制体上的微元面的面积，
Figure BDA0003440605810000104
是微元面的外法向单位矢量。
其中，采用紧耦合的方式将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合。
以某一实际级间分离憋压过程的数值模拟方法为例，通过以下步骤实现：
1、将地面试车试验时的发动机燃烧室流场参数(表1)作为CFD(计算流体力学)计算时的喷管入口边界条件；
表1发动机燃烧室流场参数
Figure BDA0003440605810000105
2、通过求解非定常CFD(计算流体力学)方程，得到火箭级间段内憋压一定时间的流场参数；
3、通过线性插值的方法将级间段憋压流场赋值到级间分离的初始流场上；
4、根据前后两体质量特性(表2)，耦合推进求解计算流体力学-刚体动力学(CFD-RBD)方程，得到级间分离气动特性，见图4。
表2级间分离时前、后体质量特性
Figure BDA0003440605810000111
实施例二
图5示出了根据本发明的一个实施例的一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟装置的结构框图。
如图5所示，该针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟装置，包括：
设置模块102，设置进行流体力学计算需要的初始参数；
第一获得模块104，基于初始参数，进行流体动力学计算，获得火箭级间段内憋压预设时间的流场参数；
赋值模块106，通过线性插值方法将级间段内憋压预设时间的流场参数赋值到级间分离的初始流场上；
第二获得模块108，将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合，获得流体力学-刚体动力学方程，基于插值后的级间分离的流场，求解流体力学-刚体动力学方程，获得级间分离气动特性和运动轨迹。
其中，将地面试车试验时的发动机燃烧室流场参数作为流体力学计算时的喷管入口边界条件，将当地大气环境参数作为流体力学计算时的喷管内流场初始条件。
其中，发动机燃烧室流场参数包括：温度、压力和燃气物性参数。
其中，流体力学计算方程的积分形式为：
Figure BDA0003440605810000112
其中，Ω是任意形状的控制体，Q是守恒变量，dV是控制体的体积，
Figure BDA0003440605810000121
是无粘通量，
Figure BDA0003440605810000122
是粘性通量，dS是控制体上的微元面的面积，
Figure BDA0003440605810000123
是微元面的外法向单位矢量。
其中，采用紧耦合的方式将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合。
实施例三
本公开提供一种电子设备包括，该电子设备包括：存储器，存储有可执行指令；处理器，处理器运行存储器中的可执行指令，以实现上述针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法。
根据本公开实施例的电子设备包括存储器和处理器。
该存储器用于存储非暂时性计算机可读指令。具体地，存储器可以包括一个或多个计算机程序产品，该计算机程序产品可以包括各种形式的计算机可读存储介质，例如易失性存储器和/或非易失性存储器。该易失性存储器例如可以包括随机存取存储器(RAM)和/或高速缓冲存储器(cache)等。该非易失性存储器例如可以包括只读存储器(ROM)、硬盘、闪存等。
该处理器可以是中央处理单元(CPU)或者具有数据处理能力和/或指令执行能力的其它形式的处理单元，并且可以控制电子设备中的其它组件以执行期望的功能。在本公开的一个实施例中，该处理器用于运行该存储器中存储的该计算机可读指令。
本领域技术人员应能理解，为了解决如何获取良好用户体验效果的技术问题，本实施例中也可以包括诸如通信总线、接口等公知的结构，这些公知的结构也应包含在本公开的保护范围之内。
有关本实施例的详细说明可以参考前述各实施例中的相应说明，在此不再赘述。
实施例四
本公开提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法。
根据本公开实施例的计算机可读存储介质，其上存储有非暂时性计算机可读指令。当该非暂时性计算机可读指令由处理器运行时，执行前述的本公开各实施例方法的全部或部分步骤。
上述计算机可读存储介质包括但不限于：光存储介质(例如：CD－ROM和DVD)、磁光存储介质(例如：MO)、磁存储介质(例如：磁带或移动硬盘)、具有内置的可重写非易失性存储器的媒体(例如：存储卡)和具有内置ROM的媒体(例如：ROM盒)。
以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。

Claims (10)

1.一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法，其特征在于，包括：
设置进行流体力学计算需要的初始参数；
基于所述初始参数，进行流体动力学计算，获得火箭级间段内憋压预设时间的流场参数；
通过线性插值方法将级间段内憋压预设时间的流场参数赋值到级间分离的初始流场上；
将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合，获得流体力学-刚体动力学方程，基于插值后的级间分离的流场，求解流体力学-刚体动力学方程，获得级间分离气动特性和运动轨迹。
2.根据权利要求1所述的针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法，其特征在于，将地面试车试验时的发动机燃烧室流场参数作为流体力学计算时的喷管入口边界条件，将当地大气环境参数作为流体力学计算时的喷管内流场初始条件。
3.根据权利要求2所述的针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法，其特征在于，所述发动机燃烧室流场参数包括：温度、压力和燃气物性参数。
4.根据权利要求1所述的针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法，其特征在于，流体力学计算方程的积分形式为：
Figure FDA0003440605800000011
其中，Ω是任意形状的控制体，Q是守恒变量，dV是控制体的体积，
Figure FDA0003440605800000012
是无粘通量，
Figure FDA0003440605800000021
是粘性通量，dS是控制体上的微元面的面积，
Figure FDA0003440605800000022
是微元面的外法向单位矢量。
5.根据权利要求1所述的针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法，其特征在于，采用紧耦合的方式将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合。
6.一种电子设备，其特征在于，所述电子设备包括：
存储器，存储有可执行指令；
处理器，所述处理器运行所述存储器中的所述可执行指令，以实现根据权利要求1-5中任一项所述的针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法。
7.一种计算机可读存储介质，其特征在于，该计算机可读存储介质存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现权利要求1-5中任一项所述的针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法。
8.一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟装置，其特征在于，包括：
设置模块，设置进行流体力学计算需要的初始参数；
第一获得模块，基于所述初始参数，进行流体动力学计算，获得火箭级间段内憋压预设时间的流场参数；
赋值模块，通过线性插值方法将级间段内憋压预设时间的流场参数赋值到级间分离的初始流场上；
第二获得模块，将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合，获得流体力学-刚体动力学方程，基于插值后的级间分离的流场，求解流体力学-刚体动力学方程，获得级间分离气动特性和运动轨迹。
9.根据权利要求8所述的针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟装置，其特征在于，将地面试车试验时的发动机燃烧室流场参数作为流体力学计算时的喷管入口边界条件，将当地大气环境参数作为流体力学计算时的喷管内流场初始条件。
10.根据权利要求8所述的针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟装置，其特征在于，所述发动机燃烧室流场参数包括：温度、压力和燃气物性参数。
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