低空大動壓整體式整流罩高速分離流固耦合仿真方法技術(shù)

本發(fā)明專利技術(shù)公開了一種低空大動壓整體式整流罩高速分離流固耦合仿真方法，包括如下步驟：S1、應(yīng)用計算流體力學(xué)軟件計算整流罩分離各個特征點的氣動力系數(shù)；S2、基于計算獲得的氣動力系數(shù)應(yīng)用雙線性插值方法構(gòu)造整流罩分離氣動力系數(shù)插值模型；S3、應(yīng)用多體動力學(xué)軟件構(gòu)建整流罩分離多體動力學(xué)模型；S4、基于整流罩分離氣動力系數(shù)插值模型和多體動力學(xué)模型構(gòu)建整流罩分離流固耦合仿真模型；S5、調(diào)用氣動力系數(shù)插值模型和整流罩分離多體動力學(xué)模型進行流固耦合仿真計算，并獲得仿真計算結(jié)果。本發(fā)明專利技術(shù)實現(xiàn)了氣動力與整流罩姿態(tài)的強耦合，實現(xiàn)了強流固耦合仿真，極大地提高了整流罩分離仿真的精度。

Simulation method of fluid solid coupling for high speed and low pressure dynamic integral fairing

The invention discloses a low pressure integral fairing high-speed separation FSI simulation method, which comprises the following steps: S1, the application of CFD software to calculate the aerodynamic coefficients of fairing separation of each feature point; S2, aerodynamic coefficients obtained should be separated from the aerodynamic coefficient interpolation model with bilinear interpolation method to construct the fairing based on multi-body dynamics software, S3; application of multi-body dynamics model, fairing separation; S4 construction of fairing separation of fluid solid coupling simulation model of aerodynamic coefficient interpolation model and multi-body dynamics model based on Fairing separation; coupled simulation S5, called aerodynamic coefficient interpolation model and fairing separation multi-body dynamics model, calculation the results and simulation. The invention realizes the strong coupling of the aerodynamic force and the fairing attitude, realizes the strong fluid solid coupling simulation, and greatly improves the accuracy of the fairing separation simulation.

【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】

本專利技術(shù)涉及一種航天領(lǐng)域的設(shè)計方法，具體涉及一種低空大動壓整體式整流罩高速分離流固耦合仿真方法。
技術(shù)介紹
當(dāng)導(dǎo)彈在大氣中飛行時，整流罩用于防止彈體頭部重要設(shè)備受到氣動力、氣動加熱及聲振等有害環(huán)境的影響，是彈體結(jié)構(gòu)的重要組成部分。當(dāng)導(dǎo)彈飛行到一定高度時，必須及時將整流罩分離并拋棄，以便彈體頭部設(shè)備正常工作和減輕導(dǎo)彈的后續(xù)質(zhì)量，使導(dǎo)彈的作用得到有效發(fā)揮。整體式整流罩工作過程中剛度好、變形小，因此在高超聲速導(dǎo)彈中應(yīng)用廣泛。但整體式整流罩分離相對運動距離長，需要導(dǎo)向，而且需要在整流罩上安裝固體小火箭以提供分離力。特別是在低空高速下分離時，整體式整流罩受到的氣動阻力和干擾力特別大，整流罩分離能否成功，直接影響飛行任務(wù)的成敗，航天發(fā)展史上因整流罩分離失敗導(dǎo)致飛行失敗的案例不少，最近的一次在2011年3月4日，美國軌道科學(xué)公司用金牛火箭發(fā)射氣象衛(wèi)星就是因為整流罩分離失敗而導(dǎo)致發(fā)射失敗。因此，在高超聲速導(dǎo)彈整流罩的設(shè)計中必須進行分離設(shè)計，摸清其分離規(guī)律，以保證分離可靠性。目前有兩種方法來對整流罩分離過程進行研究，一種是計算流體力學(xué)耦合六自由度方程來進行分離計算，該方法不能考慮整體式整流罩分離初始段與彈體結(jié)構(gòu)的碰撞力；另一種是把計算流體力學(xué)的計算結(jié)果導(dǎo)入多體動力學(xué)模型中實現(xiàn)弱流固耦合仿真，該方法不能考慮整流罩分離過程中姿態(tài)變化對氣動力系數(shù)的影響。整流罩實際分離過程中，接觸力和氣動力系數(shù)對分離過程都具有重要影響，因此上述兩種方法的仿真精度都不太高。為了更準(zhǔn)確地研究低空大動壓整體式整流罩在復(fù)雜氣動力和接觸力條件下的動態(tài)分離規(guī)律，為整流罩安全性設(shè)計提供依據(jù)，有必要引入新的方法來模擬強流固耦合行為，提高仿真精度。計算流體力學(xué)直接耦合多體動力學(xué)提供了解決方案，但是計算流體力學(xué)直接耦合多體動力學(xué)的方法求解效率非常低。
技術(shù)實現(xiàn)思路
為了解決上述流固耦合仿真中問題，本專利技術(shù)提出了一種新的低空大動壓整體式整流罩高速分離流固耦合仿真方法。本專利技術(shù)的目的通過以下技術(shù)方案來實現(xiàn)：一種低空大動壓整體式整流罩高速分離流固耦合仿真方法，包括如下步驟：S1、應(yīng)用計算流體力學(xué)軟件計算整流罩分離各個特征點的氣動力系數(shù)；S2、基于計算獲得的氣動力系數(shù)應(yīng)用雙線性插值方法構(gòu)造整流罩分離氣動力系數(shù)插值模型；S3、應(yīng)用多體動力學(xué)軟件構(gòu)建整流罩分離多體動力學(xué)模型；S4、基于整流罩分離氣動力系數(shù)插值模型和多體動力學(xué)模型構(gòu)建整流罩分離流固耦合仿真模型；S5、調(diào)用氣動力系數(shù)插值模型和整流罩分離多體動力學(xué)模型進行流固耦合仿真計算，并獲得仿真計算結(jié)果。進一步，所述的整流罩分離過程中各個特征點氣動力系數(shù)采用計算流體力學(xué)軟件Fluent來計算獲得。進一步，所述的整流罩高速分離時，其周圍的流場為三維粘性非定常的湍流流程，其控制方程的運輸方程形式為：其中，t為時間，ρ為空氣密度，u為速度矢量，為流場通量，Γ為擴散系數(shù)，S為源項。進一步，所述的整流罩分離氣動力系數(shù)插值模型采用雙線性插值方法實現(xiàn)，具體的，在已知四個點Q11(x1,y1)，Q12(x1,y2)，Q21(x2,y1)，Q22(x2,y2)氣動力系數(shù)的前提下，通過下式求四個點中間的一個點P＝(x,y)的氣動力系數(shù)值，X軸方向線性插值插入R1，R2；其中，R1＝(x,y1)，R2＝(x,y2)；通過下式求Y方向線性插值計算P點的氣動力系數(shù)：式中，x1,y1,x2,y2為已知點Q11，Q12，Q21，Q22的坐標(biāo)值，x,y為插值點P的的坐標(biāo)值，f1(Q11)，f1(Q12)，f2(Q21)，f2(Q22)為已知點Q11，Q12，Q21，Q22的氣動力系數(shù)值，f1(R1)，f2(R2)，f(P)為插值點R1，R2，P的氣動力系數(shù)值。進一步，所述的整流罩分離多體動力學(xué)模型采用多體動力學(xué)軟件MSC.ADAMS來構(gòu)建，其多體動力學(xué)方程為：其中，M、C和K分別為整流罩分離系統(tǒng)的質(zhì)量、阻尼和剛度矩陣，X為系統(tǒng)的廣義位移矢量，為系統(tǒng)的廣義速度矢量，為系統(tǒng)的廣義加速度矢量，F(xiàn)為系統(tǒng)的廣義載荷矢量，包括整流罩殼體與導(dǎo)彈彈體之間的接觸力、前拋與側(cè)拋發(fā)動機推力和整流罩與彈體質(zhì)心處六個方向的氣動力。進一步，所述的整流罩分離流固耦合仿真模型采用Simulink軟件構(gòu)建；具體的，通過ADAMS/Control將整流罩分離多體動力學(xué)模型導(dǎo)入到Simulink中，并通過S-Function將氣動力系數(shù)插值模型導(dǎo)入到Simulink中，在Simulink環(huán)境中定義氣動力系數(shù)插值模型與多體動力學(xué)模型間的輸入輸出關(guān)系從而構(gòu)建整流罩分離流固耦合仿真模型。進一步，所述的整流罩分離仿真是指Simulink調(diào)用氣動力系數(shù)插值模型和整流罩分離多體動力學(xué)模型進行流固耦合仿真計算并獲得仿真計算結(jié)果。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本專利技術(shù)具有以下有益效果：1、該方法考慮了整流罩與彈體之間的接觸力，以便考察接觸碰撞對整流罩姿態(tài)的影響；2、該方法實現(xiàn)了氣動力與整流罩姿態(tài)的強耦合，實現(xiàn)了強流固耦合仿真，極大地提高了整流罩分離仿真的精度；3、該方法采用插值模型與多體動力學(xué)耦合，與計算流體力學(xué)直接耦合多體動力學(xué)相比加快了仿真速度；4、該方法可以獲得時域范圍內(nèi)任何時刻整流罩與彈體的位置、運動信息，可以更精確地確定整流罩分離的動態(tài)包絡(luò)范圍，實現(xiàn)精細化設(shè)計。附圖說明圖1為本專利技術(shù)實施例低空大動壓整體式整流罩高速分離流固耦合仿真方法的原理圖。圖2為本專利技術(shù)實施例中的雙線性插值算法圖示。圖3為本專利技術(shù)實施例中的整流罩流固耦合仿真模型的輸入輸出關(guān)系。圖4為本專利技術(shù)實施例中的氣動力系數(shù)插值模型和整流罩分離多體動力學(xué)模型間實時耦合計算過程圖。圖5為本專利技術(shù)實施例中的整流罩分離過程圖示。圖6為本專利技術(shù)實施例中的整流罩分離過程俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)角曲線。具體實施方式下面結(jié)合具體實施例對本專利技術(shù)進行詳細說明。以下實施例將有助于本領(lǐng)域的技術(shù)人員進一步理解本專利技術(shù)，但不以任何形式限制本專利技術(shù)。應(yīng)當(dāng)指出的是，對本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本專利技術(shù)構(gòu)思的前提下，還可以做出若干變形和改進。這些都屬于本專利技術(shù)的保護范圍。如圖1所示，本專利技術(shù)實施例提供了一種低空大動壓整體式整流罩高速分離流固耦合仿真方法，包括如下步驟：步驟1、應(yīng)用計算流體力學(xué)軟件計算整流罩分離各個特征點的氣動力參數(shù)。利用計算流體力學(xué)前處理軟件構(gòu)建整流罩分離的非結(jié)構(gòu)動態(tài)網(wǎng)格模型，并進行相關(guān)定義和設(shè)置，包括流體材料塑性定義、壁面條件定義、差分格式定義、松弛因子設(shè)置和收斂準(zhǔn)則設(shè)置等，采用計算流體力學(xué)軟件Fluent在高性能計算平臺上對整流罩分離的各個特征點進行計算，從而獲得各個特征點的氣動力參數(shù)。低空大動壓整流罩高速分離時，其周圍的流場為三維粘性非定常的湍流流場，湍流模型采用k-ε雙方程模型，其控制方程的運輸方程形式為：其中，t為時間，ρ為空氣密度，u為速度矢量，為流場通量，Γ為擴散系數(shù)，S為源項。步驟2、采用雙線性插值方法構(gòu)建整流罩分離氣動力系數(shù)插值模型。如圖2所示，在已知四個點Q11(x1,y1)，Q12(x1,y2)，Q21(x2,y1)，Q22(x2,y2)氣動力系數(shù)的前提下，通過下式求四個點中間的一個點P＝(x,y)的氣動力系數(shù)值，X軸方向線性插值插入R1，R2，即：其中，R1＝(x,y1)，R2＝(x,y2)。通過下式計算Y方向線性插值計算P點的氣動力系數(shù)：式中，x1,y1,x2,本文檔來自技高網(wǎng)...

【技術(shù)保護點】
一種低空大動壓整體式整流罩高速分離流固耦合仿真方法，其特征在于，包括如下步驟：S1、應(yīng)用計算流體力學(xué)軟件計算整流罩分離各個特征點的氣動力系數(shù)；S2、基于計算獲得的氣動力系數(shù)應(yīng)用雙線性插值方法構(gòu)造整流罩分離氣動力系數(shù)插值模型；S3、應(yīng)用多體動力學(xué)軟件構(gòu)建整流罩分離多體動力學(xué)模型；S4、基于整流罩分離氣動力系數(shù)插值模型和多體動力學(xué)模型構(gòu)建整流罩分離流固耦合仿真模型；S5、調(diào)用氣動力系數(shù)插值模型和整流罩分離多體動力學(xué)模型進行流固耦合仿真計算，并獲得仿真計算結(jié)果。

【技術(shù)特征摘要】
1.一種低空大動壓整體式整流罩高速分離流固耦合仿真方法，其特征在于，包括如下步驟：S1、應(yīng)用計算流體力學(xué)軟件計算整流罩分離各個特征點的氣動力系數(shù)；S2、基于計算獲得的氣動力系數(shù)應(yīng)用雙線性插值方法構(gòu)造整流罩分離氣動力系數(shù)插值模型；S3、應(yīng)用多體動力學(xué)軟件構(gòu)建整流罩分離多體動力學(xué)模型；S4、基于整流罩分離氣動力系數(shù)插值模型和多體動力學(xué)模型構(gòu)建整流罩分離流固耦合仿真模型；S5、調(diào)用氣動力系數(shù)插值模型和整流罩分離多體動力學(xué)模型進行流固耦合仿真計算，并獲得仿真計算結(jié)果。2.如權(quán)利要求1所述的低空大動壓整體式整流罩高速分離流固耦合仿真方法，其特征在于，所述的整流罩分離過程中各個特征點氣動力系數(shù)采用計算流體力學(xué)軟件Fluent來計算獲得。3.如權(quán)利要求2所述的低空大動壓整體式整流罩高速分離流固耦合仿真方法，其特征在于，所述的整流罩高速分離時，其周圍的流場為三維粘性非定常的湍流流程，其控制方程的運輸方程形式為：其中，t為時間，ρ為空氣密度，u為速度矢量，為流場通量，Γ為擴散系數(shù)，S為源項。4.如權(quán)利要求1所述的低空大動壓整體式整流罩高速分離流固耦合仿真方法，其特征在于，所述的整流罩分離氣動力系數(shù)插值模型采用雙線性插值方法實現(xiàn)，具體的，在已知四個點Q11(x1,y1)，Q12(x1,y2)，Q21(x2,y1)，Q22(x2,y2)氣動力系數(shù)的前提下，通過下式求四個點中間的一個點P＝(x,y)的氣動力系數(shù)值，X軸方向線性插值插入R1，R2；f1(R1)≈x2-xx2-x1f1(Q11)+x-x1x2-x1f1(Q21)]]>f2(R2)≈x2-xx2-x1f2(Q12)+x-x1x2-x1f2(Q22)]]>其中，R1＝(x,y1)，R2＝(x,y2)；通過下式求Y方向線性插值計算P點的氣動力系數(shù)：f(P...

【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：劉廣，武秋生，許泉，江玉剛，許自然，任智毅，苗曉婷，梅星磊，張鳳崗，張宏程，劉國剛，
申請(專利權(quán))人：上海機電工程研究所，
類型：發(fā)明
國別省市：上海;31