一种考虑推杆弹性影响的级间分离过程安全边界判断方法技术

一种考虑推杆弹性影响的级间分离过程安全边界判断方法，包括以下步骤：根据飞行器总体方案确定分析的目标参数；根据目标参数特性确定分析方案极限条件；根据极限条件建立推杆弹性影响分析模型；将分析模型与常规级间分离模拟手段结合分析极限条件下的分离过程；从分离过程模拟结果中判读级间分离过程安全边界。

【技术实现步骤摘要】
一种考虑推杆弹性影响的级间分离过程安全边界判断方法
本专利技术涉及一种飞行器级间分离过程安全边界的判断方法。
技术介绍
飞行器的级间分离是指为了实现飞行任务剖面中最终目标而设计的飞行器与助推断开、分离过程，如航天飞机与其助推器之间、火箭上面级与下面级之间、导弹弹头与助推之间的分离过程皆为典型的级间分离问题，级间分离问题在采用多级布局的飞行器中广泛存在。级间分离方案设计时需要针对各种因素影响下的分离过程开展仿真模拟，以评估分离过程的安全性、分离方案的可行性以及分离后飞行器的可控性等。根据分离的动力不同一般的级间分离过程可分为热分离和冷分离两种形式，热分离过程一般依靠上面级发动机推力和燃气压力促使两体间距离不断增大从而实现安全分离的方式；而冷分离是指依靠除发动机之外的其他分离冲量装置实现分离的方式。冷分离中一般借助分离弹簧、作动筒、分离活塞等装置提供分离冲量，并利用可以自由活动的推杆将分离中的各部件推开，实现顺利分离；因此推杆装置是冷分离方案中较为常见的设备。推杆装置在分离过程中实际是典型的悬臂结构，在推杆两端分离部件的作用下极易出现弹性变形，进而影响分离过程中各部件的分离轨迹、姿态等，甚至危及分离安全。级间分离方案设计时，首先需要关注分离的安全性和可行性，即分析分离过程中会不会出现两体碰撞或者两体间距离太近可能威胁飞行安全的情况；此外，对分离过程可能对飞行器后续飞行的影响也会非常重视。由于分离过程中往往存在复杂的流动干扰，在此过程中飞行器的绕流特性与无干扰状态时迥异，因此在分离过程中以及分离后两体距离较近时往往采用无控的方式以降低控制的难度；但飞行器在无控段飞行时极易受到流动冲击、复杂流动干扰等因素影响而导致各通道角速度迅速增长，当飞行器控制能力无法满足较大姿态角速率控制需求时，飞行器从无控转为主动控制时则可能出现失控的情况。当飞行器总体方案初步确定后，其在相应飞行条件下的控制能力也可以初步确定，对应的满足其控制能力的飞行器姿态角速率边界也可基本确定。因此通过分析不同来流条件、分离条件下飞行器各通道角速率的变化情况，尤其是分离后无控段飞行器的姿态变化情况，可以确定能确保分离后飞行器仍安全可控的来流条件和分离条件范围。在一般的工程实际中，安全分离条件范围分析方法通常是借助基于静态数据库的仿真方法(如蒙特卡洛法等)，即先建立级间分离前/后体不同相对位置、相对姿态条件下的静态气动数据库，然后利用六自由度仿真技术分析在不同分离条件下前/后体的分离轨迹和姿态变化过程。这种方法有其优势，在总体方案、外形基本确定后，可以用较小的代价建立相关静态数据库，之后基于该数据库可以快速仿真，分析随着各种输入条件的变化，前/后体的飞行轨迹、姿态、角速率等的变化规律。但相应的这类方法也有其不足，首先这种方法采用的是静态数据，只能近似模拟两体间的气动干扰；而在分离初期两体距离很小时两体间的干扰特性十分复杂，具有强烈的非定常性和非线性，是简单的静态气动数据无法准确模拟的。其次，如果总体方案、气动外形有一定的改变，则相关的气动数据库也需要做相应的调整，每次数据库的修改都需要一定的周期开展大量的计算，因此综合而言其总的效率并不高，相关费用也较高。另一类分离评估方法是基于计算流体力学(ComputationalFluidDynamics,CFD)与六自由度刚体运动方程(RigidBodyDynamics,RBD)耦合的动态数值模拟方法，通过这种CFD-RBD方式可以更为真实地反映分离过程中非定常、非线性特性的影响。但这种动态数值方法相对于静态计算时间更长、成本更高，通常单个动态状态计算时长约为静态计算时长的数百倍。考虑到时间成本，通常的动态数值方法主要用于基准状态的评估。从当前的研究现状看，动态数值方法难以大规模应用于分离安全边界的评估；而基于静态数据库的仿真方法又难以反映分离过程中的强非定常性和非线性干扰。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：提出了一种考虑分离推杆机构弹性影响的级间分离过程评估方法，实现了基于动态数值模拟方法的分离安全边界的分析和评估，可以以较小的计算规模对安全边界进行高效、可靠分析。本专利技术的技术方案是：一种考虑推杆弹性影响的级间分离过程安全边界判断方法，包括以下步骤：考虑影响飞行器的分离安全性、影响飞行器可控性、与推杆弹性变形的依赖性，确定待分析的目标参数；根据所述的目标参数确定级间分离过程模拟时的极限条件；根据极限条件建立推杆弹性影响分析模型；将推杆弹性影响分析模型参与级间分离过程模拟，分析极限条件下的分离过程，根据分离过程模拟结果确定待分析目标参数级间分离过程的安全边界。优选的，所述的目标参数包括分离距离、飞行姿态、姿态角速率。优选的，所述的极限条件为对目标参数影响最为极端的情况，分析推杆弹性影响时采用完全刚性假设和完全弹性假设两个相互对立的极限条件。优选的，极限条件为完全刚性假设时，推杆弹性影响分析模型包括刚体运动方程和考虑推杆作用的各部件质心位置、质心运动速度修正方程；所述的刚体运动方程为完全刚性假设条件下飞行器整体运动方程。优选的，所述的考虑推杆作用的各部件质心位置、质心运动速度修正方程如下：v'A＝vA+ΔvA；v'B＝vB+ΔvB；l'＝l-ΔlmAΔvA+mBΔvB＝0(v'A-v'B+vA-vB)Δt＝2Δl下标A、B表示弹簧推杆作用的不同部件、无上标的为当前时间步的物理量、上标'表示下一时间步的物理量、带Δ标志的量为在一个时间步内对应物理量的改变量；m表示部件质量、v表示部件质心速度、k为弹簧的弹性系数、l为弹簧的压缩行程。优选的，极限条件为完全弹性假设时，推杆弹性影响分析模型通过下述步骤建立：第一步，将待分离的飞行器及其后端助推器分别假设为一个整体，将推杆弹性影响假设为完全弹性，建立受力模型；第二步，根据受力模型推导受力方程。优选的，将推杆弹性影响分析模型与级间分离过程耦合模拟，具体为联立求解推杆弹性影响分析模型、流动控制方程、刚体运动方程，实现对考虑极限条件的级间分离过程的模拟。优选的，根据分离过程模拟结果确定待分析目标参数级间分离过程的安全边界具体为：通过同一目标参数在不同极限条件下的模拟结果，确定真实条件下目标参数可能的变化范围，将该可能的变化范围作为目标参数在推杆弹性影响下的分离过程安全边界。本专利技术与现有技术相比有益效果为：(1)该方法基于动态数值方法，可以准确模拟分离过程中(特别是分离初期各部件距离较近时)各部件间存在的显著非定常、非线性流动干扰；(2)该方法考虑到分离推杆弹性影响，并给出了在弹性变形影响下各分离部件姿态变化的边界值，为总体设计阶段分离方案的设计与评估、控制律设计等提供了边界条件；(3)该方法给出了不同条件下分离过程视图、流场细节以及边界条件下各分离部件的姿态变化历程，为深入分析相关因素影响、剖析流动机理、确定方案优化方向等提供了支撑。附图说明...

【技术保护点】
1.一种考虑推杆弹性影响的级间分离过程安全边界判断方法，其特征在于包括以下步骤：/n考虑影响飞行器的分离安全性、影响飞行器可控性、与推杆弹性变形的依赖性，确定待分析的目标参数；/n根据所述的目标参数确定级间分离过程模拟时的极限条件；/n根据极限条件建立推杆弹性影响分析模型；/n将推杆弹性影响分析模型参与级间分离过程模拟，分析极限条件下的分离过程，根据分离过程模拟结果确定待分析目标参数级间分离过程的安全边界。/n

【技术特征摘要】
1.一种考虑推杆弹性影响的级间分离过程安全边界判断方法，其特征在于包括以下步骤：
考虑影响飞行器的分离安全性、影响飞行器可控性、与推杆弹性变形的依赖性，确定待分析的目标参数；
根据所述的目标参数确定级间分离过程模拟时的极限条件；
根据极限条件建立推杆弹性影响分析模型；
将推杆弹性影响分析模型参与级间分离过程模拟，分析极限条件下的分离过程，根据分离过程模拟结果确定待分析目标参数级间分离过程的安全边界。


2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述的目标参数包括分离距离、飞行姿态、姿态角速率。


3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于：所述的极限条件为对目标参数影响最为极端的情况，分析推杆弹性影响时采用完全刚性假设和完全弹性假设两个相互对立的极限条件。


4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：极限条件为完全刚性假设时，推杆弹性影响分析模型包括刚体运动方程和考虑推杆作用的各部件质心位置、质心运动速度修正方程；所述的刚体运动方程为完全刚性假设条件下飞行器整体运动方程。


5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：所述的考虑推杆作用的各部件质心位置、质心运动速度修正方程如下：



v'A＝vA+Δ...

【专利技术属性】
技术研发人员：何跃龙，喻海川，孟旭飞，李盾，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11