CN118013893B - 用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定方法及系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定方法及系统，包括步骤：S1：确定变体抛离初始时刻碰撞风险点关键几何参数；S2：计算变体抛离初始时刻由于力矩引起的碰撞风险点的相对运动加速度；S3：计算变体抛离初始时刻由于力引起的碰撞风险点的相对运动加速度；S4：基于上述步骤S3与S4的计算结果，建立变体抛离安全分离判定模型；S5：对所述变体抛离安全分离判定模型进行工程适用化处理；S6：构建不同分离条件下的初始分离流场，并通过模拟仿真获得满足安全分离判定模型的初始分离条件。本发明减少非定常CFD计算过程，提高变体飞行器变体抛离的安全分离条件判定效率。解决了变体飞行器变体抛离的安全分离条件判定计算成本高的问题。

Description

用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定方法及系统
技术领域
本发明涉及物体轨迹数值预测技术领域，具体而言，涉及一种用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定方法及系统。
背景技术
目前的一些变体飞行器的变形方案会要求在特定条件下抛离机翼等分离体实现飞行性能最优。变体抛离过程分离体与飞行器间缝隙小，在干扰气动力作用下两体姿态变化剧烈，不管是翘尾还是抬头都容易导致变体过程碰撞，但变体过程分离的安全性极为重要，直接决定飞行成败。除了风洞试验，目前常采用CFD数值模拟方法对变体分离过程开展全过程数值模拟研究，通过模拟大量不同来流条件下的分离轨迹数值结果，来寻找安全初始分离条件。但这种方法用于变体飞行器变体抛离过程的安全分离条件判定存在计算成本偏高的问题。因为分离轨迹数值预测需要进行非定常CFD求解，非定常轨迹预测的非定常步数一般都是几十上百步，且计算状态多，计算规模大，对超级计算机资源消耗较多，计算周期长，不利于分离方案的快速迭代设计。因此为了提高变体飞行器变体抛离过程的安全分离条件判定效率，降低计算成本，需要探索一种高效的用于变体飞行器变体抛离过程的安全分离条件判定方法。
发明内容
有鉴于此，本发明提供一种用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定方法及系统，本发明构建变体抛离安全分离判定模型，直接利用适量的初始分离流场结果判定碰撞风险，再对判定的安全分离条件进行非定常全过程校核计算，大大减少非定常CFD计算过程，提高变体飞行器变体抛离的安全分离条件判定效率。解决了变体飞行器变体抛离的安全分离条件判定计算成本高的问题。
为解决以上技术问题，本发明提供了一种用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定方法，包括步骤：
S1：确定变体抛离初始时刻碰撞风险点关键几何参数；
S2：计算变体抛离初始时刻由于力矩引起的碰撞风险点的相对运动加速度；
S3：计算变体抛离初始时刻由于力引起的碰撞风险点的相对运动加速度；
S4：基于上述步骤S3与S4的计算结果，建立变体抛离安全分离判定模型；
S5：对变体抛离安全分离判定模型进行工程适用化处理；
S6：构建不同分离条件下的初始分离流场，并通过模拟仿真获得满足安全分离判定模型的初始分离条件；
S7：基于上述步骤S6的结果，通过数值模拟进行校核，获得安全分离条件。
作为一种可选方式，关键几何参数包括：
分离体的第一端点与第二端点，第一端点为分离体靠近飞行器机头一侧的端点，第二端点为分离体靠近飞行器机尾一侧的端点；
飞行器距离第一端点最近的第三端点以及飞行器距离第二端点最近的第四端点；
第一端点与第三端点互为碰撞风险点，第二端点与第四端点互为碰撞风险点。
作为一种可选方式，计算变体抛离初始时刻由于力矩引起的碰撞风险点的相对运动加速度之前，还包括：
分别获取分离体与飞行器的转动惯量与初始角速度，计算由于力矩引起的碰撞风险点的运动加速度；其中，计算由于力矩引起的碰撞风险点的运动加速度分别为力矩引起的第一端点、第二端点、第三端点与第四端点的运动加速度。
作为一种可选方式，计算变体抛离初始时刻由于力引起的碰撞风险点的相对运动加速度之前，还包括：
获取分离体与飞行器的质量和抛离初始时刻分别所受的气动力，计算由于力引起的碰撞风险点的运动加速度；其中，由于力引起的碰撞风险点的运动加速度分别为力引起的第一端点、第二端点、第三端点与第四端点的运动加速度。
作为一种可选方式，建立变体抛离安全分离判定模型包括：
获取分离体姿态变化引起的位移增量与分离体的质心位移增量，建立包括飞行器与分离体分别受到的气动力矩与气动力的关系模型。
作为一种可选方式，对变体抛离安全分离判定模型进行工程适用化处理包括：
获取第一端点到分离体质心的第一位置矢量，获取第二端点到分离体质心的第二位置矢量；
获取抛离初始时刻时第一端点到第三端点的第一相对矢量，第二端点到第四端点的第二相对矢量；
分别构建第一位置矢量、第二位置矢量、第一相对矢量、第二相对矢量与分离体受到的力矩、分离体受到的力的方向的角度关系，得到用于表征分离体上气动力作用点到质心的第一距离，第一距离用于表示分离体气动稳定程度。
作为一种可选方式，构建不同分离条件下的初始分离流场，并通过模拟仿真获得满足安全分离判定模型的分离初始条件包括：
通过CFD定常数值模拟仿真计算不同分离条件下的初始分离流场，分别得到分离体的第一距离，并判断符合变体抛离安全分离判定模型的初始分离条件。
作为一种可选方式，通过数值模拟进行校核，获得安全分离条件包括：
通过预设数量的分离体抛离全过程CFD数值模拟校核安全分离条件的边界，得到校核后的安全分离条件。
另一方面，本发明还提供了一种用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定系统，包括：存储器和处理器，存储器存储有用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定程序，处理器用于在运行程序时执行上述方法的步骤。
本发明的有益效果为：
本发明不需要开展大规模非定常抛离全过程CFD数值模拟，只需要适量的定常计算和少量的非定常CFD校核计算，能够得到变体飞行器变体抛离的安全分离条件，提高了变体飞行器变体抛离的安全分离条件判定效率。同时分离方案设计过程只需要重点关注分离体气动稳定度物理量范围值即可，工程适用性强。
附图说明
图1为本发明实施例1提供的变体抛离安全分离条件判定方法流程示意图；
图2为本发明实施例1提供的抛离前变体飞行器和分离体示意图；
图3为本发明实施例1提供的点a和点c碰撞风险示意图；
图4为本发明实施例1提供的点b和点d碰撞风险示意图；
图5为本发明实施例2提供的一种状态下分离体俯仰姿态角随时间变化图；
图6为本发明实施例2提供的一种状态下分离体X位移随时间变化图；
图7为本发明实施例2提供的一种状态下分离体Z向位移随时间变化图。
具体实施方式
为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。
实施例1
请参阅图1-图4，本实施例通过如下步骤来实现变体抛离安全分离条件判定：
S1：确定变体抛离初始时刻碰撞风险点关键几何参数。测定分离体A前后两端最远点为第一端点点和第二端点/>点，飞行器B距离/>点最近的点为第三端点/>点，距离/>点最近的点为第四端点/>点。/>点和/>点互为碰撞风险点，/>点和/>点互为碰撞风险点。点/>到分离体A质心的位置矢量为第一位置矢量/>，点/>到分离体A质心的位置矢量为第二位置矢量，点/>到飞行器B质心的位置矢量为第三位置矢量/>，点/>到飞行器B质心的位置矢量为第四位置矢量/>。
S2：求解变体抛离初始时刻由于力矩引起的碰撞风险点的相对运动加速度。设分离体A和飞行器B的转动惯量为和/>，初始角速度为/>和/>。由于尚未求解抛离时刻分离体和飞行器所受到的气动力矩，不妨假设抛离初始时刻分离体A和飞行器B所受的气动力矩为：/>和/>，则由于力矩引起的碰撞风险点的运动加速度为：
（1）
（2）
（3）
（4）
其中、/>、/>和/>分别为力矩引起的碰撞风险点/>点、/>点、/>点和/>点的运动加速度。
则由于力矩引起的碰撞风险点的相对运动加速度为：
（5）
（6）
其中和/>分别为力矩引起的碰撞风险点/>相对于/>点、/>点相对于/>点的加速度。
S3：求解变体抛离初始时刻由于力引起的碰撞风险点的相对运动加速度。设分离体A和飞行器B的质量为和/>。由于尚未求解抛离时刻分离体和飞行器所受到的气动力，不妨假设抛离初始时刻分离体A和飞行器B所受的气动力为：/>和/>，则由于力引起的碰撞风险点的运动加速度为：
（7）
（8）
其中、/>、/>和/>分别为力引起的碰撞风险点/>点、/>点、/>点和/>点的运动加速度。
则由于力引起的碰撞风险点的相对运动加速度为：
（9）
其中和/>分别为力引起的碰撞风险点/>相对于/>点、/>点相对于/>点的加速度。
S4：建立变体抛离安全分离判定模型。变体飞行器变体抛离过程中，碰撞的主要原因是分离体姿态变化引起的位移增量大于分离体质心位移增量，姿态是由力矩产生角加速度时间积分而来，位移是由力产生加速度积分而来。不妨设抛离初始时刻分离体点相对于点/>点的矢量为第一相对矢量/>，分离体点/>相对于点/>的矢量为第二相对矢量/>。对于飞行器向下分离，则无碰撞分离的条件为：
（10）
（11）
其中为时间间隔，因为分离体与飞行器间缝隙小，若要碰撞/>也极小，可近似认为/>和/>，/>和/>的大小和方向不发生变化，则式（10）和（11）可简化为：
（12）
（13）
式（12）和式（13）联立式（1）~（9），可以整理得到关于，/>，/>和/>4个初始时刻气动力和力矩矢量的不等关系式，满足该不等关系式，变体飞行器变体抛离过程是安全的。
S5：变体抛离安全分离判定模型工程适用化处理。该不等式较为复杂，能够满足大多数复杂分离过程的安全性评估，但对于大多数变体抛离工程设计而言，该不等式是可以简化的。在一种可选的方式中，将整个分离过程近似为二维平面运动，且飞行器质量和转动惯量远大于分离体质量和转动惯量，飞行器运动量可忽略，则该不等式可以进一步简化，得到式（14）和式（15）：
（14）
（15）
式中，为分离体过质心垂直运动平面方向的转动惯量。不妨设向量/>与向量的夹角为/>，向量/>与向量/>的夹角为/>，向量/>与向量/>的夹角为/>，矢向量与向量/>的夹角为/>，向量/>与向量/>的夹角为/>，向量/>与向量/>的夹角为/>，则可以进一步整理得到：
（16）
（17）
式中表示分离体所受气动力矩的大小，/>表示分离体所受气动力的大小，和/>表示a点和b点到分离体质心的距离。/>表征气动力作用点到质心的距离（第一距离），是表征分离体气动稳定度的物理量，该物理量与飞行马赫数和分离攻角等相关。可通过CFD数值计算得到。数值积分后，其它所有参数均为已知量，则可以得到关于/>的简单不等式。那么在分离方案设计过程中只需要关注主要的物理量/>即可，工程适用性强。
S6：通过适量的CFD定常数值模拟仿真计算不同分离条件下初始分离流场，积分得到分离体的/>，找到满足安全分离不等式的初始分离条件/>。式中/>表示初始分离条件，/>、/>和/>分别表示变体抛离的飞行马赫数、攻角和海拔高度。/>表示符合安全分离模型的初始分离条件范围，/>、/>和/>分别表示能够安全分离的行马赫数范围、攻角范围和海拔高度范围。
S7：通过少量的分离体抛离全过程CFD数值模拟校核安全分离条件的边界，得到校核后的安全分离条件/>。
另一方面，本实施例还提供了一种用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定系统，包括：存储器和处理器，存储器存储有用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定程序，处理器用于在运行程序时执行上述方法的步骤。
本实施例所述的方法不需要开展大规模非定常抛离全过程CFD数值模拟，只需要适量的定常计算和少量的非定常CFD校核计算，能够得到变体飞行器变体抛离的安全分离条件，提高了变体飞行器变体抛离的安全分离条件判定效率。同时分离方案设计过程只需要重点关注分离体气动稳定度物理量范围值即可，工程适用性强。
实施例2
本实施例基于上述实施例1所述的方法，在一种可选的实时场景下对变体飞行器变体抛离过程的安全分离条件判定过程进行说明。
S1：确定变体抛离初始时刻碰撞风险点关键几何参数。具体实施过程以图2所示的简单模型举例说明，分离体A前后两端最远点为点和/>点，飞行器B上的/>点和/>点如图2所示。/>点和/>点互为碰撞风险点，/>点和/>点互为碰撞风险点。碰撞风险点示意图如图3所示。点/>到分离体A质心的位置矢量为/>，点/>到分离体A质心的位置矢量为，点/>到飞行器B质心的位置矢量为/>，点/>到飞行器B质心的位置矢量为/>。坐标系方向定义：X向后为正，Z向上为正，Y向正方向满足右手定则。
S2：求解变体抛离初始时刻由于力矩引起的碰撞风险点的相对运动加速度。分离体A和飞行器B的转动惯量为和/>，初始角速度为和/>。转动惯量单位为国际单位/>，后续转动惯量单位均为国际单位制。由于尚未求解抛离时刻分离体和飞行器所受到的气动力矩，不妨假设抛离初始时刻分离体A和飞行器B所受的气动力矩为：/>和/>，则由于力矩引起的碰撞风险点的运动加速度/>和/>可以按照式（1）~（6）求出，由于后面还可以进一步化简，这里暂时先不求解。
S3：求解变体抛离初始时刻由于力引起的碰撞风险点的相对运动加速度。设分离体A和飞行器B的质量为和/>。质量单位为国际单位/>，后续质量单位均为国际单位制。由于尚未求解抛离时刻分离体和飞行器所受到的气动力，不妨假设抛离初始时刻分离体A和飞行器B所受的气动力为：/>和/>，则由于力引起的碰撞风险点的运动加速度/>和/>可按照式（7）~（9）求出，由于后面还可以进一步化简，这里暂时先不求解。
S4：建立变体抛离安全分离判定模型。变体飞行器变体抛离过程中，碰撞的主要原因是分离体姿态变化引起的位移增量大于分离体质心位移增量，姿态是由力矩产生角加速度时间积分而来，位移是由力产生加速度积分而来。抛离初始时刻分离体点相对于点/>点的矢量为/>，分离体点/>相对于点/>的矢量为/>对于飞行器向下分离，则无碰撞分离的条件可按照式（12）~（13）求出，可以整理得到关于/>，/>，/>和/>4个初始时刻气动力和力矩矢量的不等关系式，满足该不等关系式，变体飞行器变体抛离过程是安全的。由于后面还可以进一步化简，这里暂时先不求解。
S5：变体抛离安全分离判定模型工程适用化处理。整个分离过程近似为X-Z平面做二维平面运动，角速度忽略，转动惯量可简化为垂直于运动平面方向的转动惯量；且飞行器质量和转动惯量/>远大于分离体质量和转动惯量/>,/>，进一步整理得到：
（18）
（19）
S6：通过适量的CFD定常数值模拟仿真计算不同分离条件下初始分离流场，积分得到分离体的/>，找到满足安全分离不等式的初始分离条件/>。
在一种情况中，当，分离体初始时刻力和力矩通过CFD定常数值模拟可得：/>，/>；气动力单位为国际单位制N，气动力矩单位为国际单位制N.m，后续力和力矩单位均为国际单位制。由于近似为二维运动，进一步近似为：/>，/>；向量/>与向量/>的夹角/>，向量/>与向量/>的夹角为/>，向量/>与向量/>的夹角为/>，矢向量/>与向量/>的夹角为/>，向量/>与向量/>的夹角为/>，向量/>与向量/>的夹角为/>，则可以进一步整理得到：
（20）
（21）
将和/>带入式中可得/>不小于1.10m，因此该工况不能安全分离。
在另一种情况中，当，分离体初始时刻力和力矩通过CFD定常数值模拟可得：/>，/>；由于近似为二维运动，进一步近似为：/>，/>；向量/>与向量/>的夹角，向量/>与向量/>的夹角为/>，向量/>与向量/>的夹角为/>，矢向量/>与向量/>的夹角为/>，向量/>与向量/>的夹角为/>，向量/>与向量的夹角为/>，则可以进一步整理得到：
（22）
（23）
将和/>带入式中可得/>小于1.10m，恒大于-1.057m，因此该工况能安全分离。
通过适量的诸如上述两种情况的例子，通过CFD定常数值模拟仿真计算不同分离条件下初始分离流场，积分得到分离体的/>，找到满足安全分离不等式的初始分离条件/>。/>，/>，/>
S7：由于存在简化近似，通过少量的分离体抛离全过程CFD数值模拟校核安全分离条件的边界，/>，/>，/>，得到校核后的安全分离条件/>，校核后，/>，/>，/>。请参阅图5-图7，其为基于本实施例所述的场景下，全过程CFD模拟分离体的姿态位移随时间变化示意图。
以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出的是，上述优选实施方式不应视为对本发明的限制，本发明的保护范围应当以权利要求所限定的范围为准。对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明的精神和范围内，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定方法，其特征在于，包括步骤：
S1：确定变体抛离初始时刻碰撞风险点关键几何参数；所述关键几何参数包括：
分离体的第一端点与第二端点，所述第一端点为所述分离体靠近飞行器机头一侧的端点，所述第二端点为所述分离体靠近所述飞行器机尾一侧的端点；
所述飞行器距离所述第一端点最近的第三端点以及所述飞行器距离所述第二端点最近的第四端点；其中，
所述第一端点与第三端点互为碰撞风险点，所述第二端点与第四端点互为碰撞风险点；
S2：分别获取所述分离体与飞行器的转动惯量与初始角速度，计算由于力矩引起的碰撞风险点的运动加速度；其中，所述计算由于力矩引起的碰撞风险点的运动加速度分别为力矩引起的第一端点、第二端点、第三端点与第四端点的运动加速度；
S3：获取所述分离体与飞行器的质量和抛离初始时刻分别所受的气动力，计算由于力引起的碰撞风险点的运动加速度；其中，所述由于力引起的碰撞风险点的运动加速度分别为力引起的第一端点、第二端点、第三端点与第四端点的运动加速度；
S4：基于上述步骤S3与S4的计算结果，获取所述分离体姿态变化引起的位移增量与所述分离体的质心位移增量，建立包括所述飞行器与分离体分别受到的气动力矩与气动力的关系模型；
S5：获取所述第一端点到所述分离体质心的第一位置矢量，获取第二端点到所述分离体质心的第二位置矢量；
获取抛离初始时刻时所述第一端点到第三端点的第一相对矢量，第二端点到第四端点的第二相对矢量；
分别构建所述第一位置矢量、第二位置矢量、第一相对矢量、第二相对矢量与所述分离体受到的力矩、所述分离体受到的力的方向的角度关系，得到用于表征所述分离体上气动力作用点到质心的第一距离，所述第一距离用于表示所述分离体气动稳定程度；
S6：构建不同分离条件下的初始分离流场，并通过模拟仿真获得满足安全分离判定模型的初始分离条件；
S7：基于上述步骤S6的结果，通过数值模拟进行校核，获得安全分离条件。
2.根据权利要求1所述的一种用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定方法，其特征在于，所述构建不同分离条件下的初始分离流场，并通过模拟仿真获得满足安全分离判定模型的分离初始条件包括：
通过CFD定常数值模拟仿真计算不同分离条件下的初始分离流场，分别得到所述分离体的第一距离，并判断符合所述变体抛离安全分离判定模型的初始分离条件。
3.根据权利要求1所述的一种用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定方法，其特征在于，所述通过数值模拟进行校核，获得安全分离条件包括：
通过预设数量的分离体抛离全过程CFD数值模拟校核安全分离条件的边界，得到校核后的安全分离条件。
4.一种用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定系统，其特征在于，包括：存储器和处理器，所述存储器存储有用于变体飞行器的变体抛离安全分离条件判定程序，所述处理器用于在运行所述程序时执行所述权利要求1-3任一项方法所述的步骤。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SE9902882L (sv) * 1999-08-12 2001-02-13 Saab Transponder Tech Ab Metod och anordning vid flygdon
CN110610065B (zh) * 2019-10-31 2023-04-18 中电工业互联网有限公司 基于混合动网格技术的飞行器多体分离cfd仿真方法及系统
CN112364432B (zh) * 2020-10-20 2023-12-12 中国运载火箭技术研究院 一种载机挂飞投放分离过程控制方法
CN117094243B (zh) * 2023-07-24 2024-08-09 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种内埋武器投放安全性判定方法、系统、设备及介质

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
基于快速终端滑模的吸气式导弹级间分离控制;沙建科 等;《推进技术》;20170524;第38卷(第7期);1625-1633 *
炸弹投放模型的建立与数值模拟;陈少君;刘占辰;封普文;崔志光;;电光与控制;20120701(第07期);41-44 *

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