一种基于投放通道的内装后向多体分离仿真方法与流程

本发明涉及航空航天飞行器多体分离，尤其涉及一种基于投放通道的内装后向多体分离仿真方法。

背景技术：

1、投放物从飞行器分离（也称机弹分离）是一种典型的非定常多体分离问题，常见的机弹分离分为外挂分离、内埋分离和内装分离，其中外挂分离将投放物外挂在机翼或飞行器腹部，投放物从飞行器向下弹射；内埋分离是指投放物装载于飞行器的内埋弹舱中，从弹舱向下投放；内装分离是指投放物装载于飞行器内部，从飞行器尾部向后弹射分离，内装分离的载体通常为大容量运输机，其内部可以装载大量投放物。

2、机弹分离在进行飞行试验之前往往需通过数值仿真方法评估分离的安全性。这三种机弹分离方式中，外挂分离和内埋分离相对比较常见，其特点是投放物向下弹射分离，投放物可以迅速摆脱载机干扰，快速进入均匀流区域，数值仿真方法也相对成熟。然而，内装多体分离具有特殊性，其特点是：①投放物从飞行器的尾部向后弹射分离，投放分离时间较长，且投放物长时间处于载机尾流的干扰之中；②投放物的分离轨迹与抛物线类似，既受到后向弹射速度影响，又受到重力加速度影响，分离轨迹具有典型的抛物特性；③投放物的分离轨迹具有不确定性，由于弹射机构的弹射速度不能保证每一次的弹射速度都恒定，且飞行器在实际飞行过程中，也面临空中突风、抖动、气流不稳定等多种不确定性因素，因此投放物的分离轨迹也具有不确定性。④飞行器的尾流呈现强剪切特性，在尾流剪切区域气流速度较低且存在较强的分离涡，在尾流剪切区外为高速的载机扰流。⑤飞行器尾流通常为非定常气流，流场特性随时间变化较为剧烈，整体表现为强时变特征，投放物在这种情况下分离时受到强时变尾流干扰较大。

3、由于内装后向投放分离的特殊性，长期以来缺乏较好的数值仿真方法，导致内装后向投放分离数值仿真的精度较低。但是内装后向分离的应用场景及需求越来越多，急需发展一种高保真度的内装后向分离的数值仿真方法。

技术实现思路

1、为了解决上述问题，本发明针对内装后向分离的特点，提出一种基于投放通道的内装后向多体分离仿真方法，构建了考虑不确定性抛物投放通道的混合网格，采用低速预处理技术提高尾流强剪切区域的仿真精度，采用强时变流场预算方法和变时间步长技术提高尾流强时变流场后向分离模拟精度，可解决内装后向投放分离数值仿真精度较低的问题。

2、本发明采用的技术方案如下：

3、一种基于投放通道的内装后向多体分离仿真方法，包括：

4、网格生成：构建飞行器内装后向多体分离的基本抛物投放通道，根据所述基本抛物投放通道构建考虑不确定性的抛物投放通道，并生成多尺度渐变混合重叠网格；

5、强剪切、强时变流动仿真：根据所述多尺度渐变混合重叠网格，基于自适应低速预处理方法对飞行器内装分离尾流区域中强剪切的流动特征进行仿真处理，并基于强时变流场预算方法和变时间步长方法对飞行器内装分离尾流区域中强时变的流动特征进行仿真处理；所述强剪切的流动特征包括剪切特性高于第一阈值的流动特征，所述强时变的流动特征包括流场特性随时间变化高于第二阈值的流动特征。

6、进一步地，所述构建飞行器内装后向多体分离的基本抛物投放通道，包括：根据投放物轴向、侧向及纵向的初始分离位置，基于后向弹射速度、抛物公式及侧向包络构建飞行器内装后向多体分离的基本抛物投放通道。

7、进一步地，根据所述基本抛物投放通道构建考虑不确定性的抛物投放通道，包括：根据轴向、侧向和纵向的分离条件不确定性及空气动力条件不确定性，在所述基本抛物投放通道的基础上放大不确定性倍数，得到考虑不确定性的抛物投放通道。

8、进一步地，基于强时变流场预算方法对飞行器内装分离尾流区域中强时变的流动特征进行仿真处理，包括：在投放物内装分离运动之前预先计算非定常物理时间步数，得到规律震荡的强时变尾流场。

9、进一步地，基于变时间步长方法对飞行器内装分离尾流区域中强时变的流动特征进行仿真处理，包括：在进行飞行器强时变流场预算时，采用小于预设值的时间步长获取强时变流场；在投放物开始内装分离运动后，采用大于预设值的时间步长获取投放物的投放分离特性。

10、进一步地，所述构建飞行器内装后向多体分离的基本抛物投放通道，包括：

11、基于投放物的最小后向弹射速度vmin、最大弹射速度vmax、重力加速度g以及分离时间t，计算最小抛物曲线轨迹smin(xmin, zmin)和最大抛物曲线轨迹smax(xmax, zmax)，其中xmin=vmint，zmin=0.5gt2；xmax=vmaxt，zmax=0.5gt2；

12、根据投放物在飞行器侧向的最小初始分离位置包络ymin与最大初始分离位置包络ymax，划定基本抛物投放通道的侧向区间为[ymin，ymax]；

13、将最小抛物曲线轨迹smin的起点设为轴向最靠近飞行器且纵向最靠下的初始分离位置，将最大抛物曲线轨迹smax的起点设为轴向最远离飞行器且纵向最靠上的初始分离位置；

14、将最小抛物曲线轨迹smin与最大抛物曲线轨迹smax组成的平面侧向拉伸至ymin与ymax，形成的空间包络区域作为基本抛物投放通道。

15、进一步地，根据所述基本抛物投放通道构建考虑不确定性的抛物投放通道，包括：

16、采用误差分析方法及先验知识评估投放物后向弹射速度的不确定性uv、攻角不确定性ua、侧滑角不确定性ub、气动影响偏差uf以及突风不确定性ut；

17、将所述基本抛物投放通道的包络范围进行不确定性放大，得到考虑不确定性的抛物投放通道，各个方向的放大倍数包括：

18、轴向放大倍数：(1+uv)×(1+uf)×(1+ut)；

19、纵向放大倍数：(1+ua)×(1+uf)×(1+ut)；

20、侧向放大倍数：(1+ub)×(1+uf)×(1+ut)。

21、进一步地，所述生成多尺度渐变混合重叠网格，包括：

22、生成飞行器及投放物的表面网格，所述表面网格采用四边形结构网格；

23、飞行器的空间网格采用球形远场，若飞行器的尺度为lf，则远场边界的直径需超过20lf；

24、投放物的空间网格采用圆柱体远场，若投放物的长度为lt，径向最大半径包络为rt，则远场边界的长度应为1.2lt～1.5lt，径向半径应为2rt～4rt；投放物远场边界的网格尺度dt不超过表面网格尺度的3倍；

25、飞行器的空间网格生成时，抛物投放通道内部的空间网格尺度为渐变，渐变规律包括：初始投放区域的网格尺度与投放物远场尺度相同，随着抛物距离增大，网格尺度渐变为1.2dt～1.5dt；抛物投放通道外部的网格空间网格尺度渐变至其远场网格尺度。

26、进一步地，所述基于自适应低速预处理方法对飞行器内装分离尾流区域中强剪切的流动特征进行仿真处理，包括：在仿真计算时改变navier-stokes方程的时间导数项，使方程的特征速度在强剪切的低速区域与高速区域保持同一数量级。

27、进一步地，基于强时变流场预算方法对飞行器内装分离尾流区域中强时变的流动特征进行仿真处理，包括：采用流体解算软件与非定常方法开展内装后向多体分离仿真，将投放物置于初始分离位置，在计算初期保持投放物与飞行器的相对位置固定，预先计算预设非定常步数，监测飞行器尾流场压力及速度分布，直至得到监测点的稳定震荡周期；得到稳定震荡流场之后，解除对投放物分离位置及姿态的限制，继续计算得到投放物的分离轨迹。

28、本发明的有益效果在于：

29、1、由于内装分离时投放物从飞行器的尾部向后弹射分离，投放分离时间较长，且投放物长时间处于载机尾流的干扰之中，对网格的质量要求很高。本发明针对内装分离时投放物的轨迹呈现类似于抛物线的特点，提出“飞行器抛物投放通道”的概念，在抛物通道内部采用优质多尺度渐变空间网格，提高整个抛物通道内部投放物分离轨迹的模拟精度。同时在天上真实飞行过程中，受到突风、飞行器抖动、气流不稳定等不确定性因素影响，投放物的分离轨迹也具有不确定性，本发明提出考虑不确定性的飞行器抛物投放通道构造方法，在网格生成时就考虑充分考虑分离的不确定性，进一步保障数值仿真的模拟精度。

30、2、由于飞行器的尾流呈现强剪切特性，在尾流剪切区域气流速度较低且存在较强的分离涡，在尾流剪切区外为高速的载机扰流，且飞行器尾流通常为非定常气流，流场特性随时间变化较为剧烈，整体表现为强时变特征，常规的数值仿真方法难以满足高精准度模拟需求。本发明针对内装分离尾流区域强剪切、强时变的流动特征，采用自适应低速预处理技术提高强剪切尾流的仿真精度，同时在投放物运动之前预先计算一定非定常步数，预先建立规律震荡的强时变尾流场，让投放物开始分离时处于高保真度的流场。同时，由于飞行器尾流震荡频率较高，高保真度尾流场预算需较小的时间步长，而投放分离需要较大的时间步长，因此本发明采用变时间步长技术提高数值仿真的精度及鲁棒性。本发明可有效提高飞行器内装后向多体分离的预测精度，解决内装后向投放分离数值仿真精度较低的问题。