一种减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法技术

本发明专利技术涉及一种减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法，通过在飞行器模型尾裙迎风面的合适位置布置凸起物，凸起物在尾裙上诱导的局部高压提供俯仰力矩，能够减小轨控干扰影响，提高拦截导弹稳定性；进一步本发明专利技术通过优化设计确定凸起物的布置位置在飞行器模型尾裙迎风面的表面流动再附线位置处，并通过优化设计确定凸起物沿周向环绕飞行器模型尾裙部分的角度以及凸起物的高度和宽度，使得干扰力矩的控制方法达到最优，本发明专利技术与姿控发动机控制方法相比，不需要额外的能量输入，并且结构简单，更容易实现，也可作为姿控发动机控制方法的一种补充。法的一种补充。法的一种补充。

【技术实现步骤摘要】
一种减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法


[0001]本专利技术一种减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法，属于流动控制


技术介绍

[0002]喷流控制技术是通过喷流反作用力直接改变飞行器飞行轨迹或姿态的主动流动控制技术，具有响应速度快、不受空域和速域限制、控制精度高等优点。未来发展的高超声速飞行器，其飞行范围涉及低空到高空，覆盖稠密大气一直到稀薄大气环境。不同环境下气动力变化范围大，需使用大流量轨控发动机提供的直接力进行机动变轨，达到高精度与快响应的能力。
[0003]大流量轨控喷流干扰会产生很大的干扰力矩，国内外往往采用姿控发动机进行控制。但在某些条件下(如低空、高马赫数的飞行条件)轨控喷流干扰会产生很大的干扰力矩，姿控发动机控制能力很难进行飞行器的稳定控制，因此需要额外采用控制方法，进一步对干扰力矩进行控制。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的在于克服现有技术的上述缺陷，提供一种减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法，通过在飞行器模型尾裙迎风面的合适位置布置凸起物，凸起物在尾裙上诱导的局部高压提供俯仰力矩，能够减小轨控干扰影响，提高拦截导弹稳定性。
[0005]本专利技术的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
[0006]一种减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法，包括，
[0007]建立飞行器模型，
[0008]在飞行器模型尾裙迎风面位置布置凸起物，或，
[0009]首先采用姿控发动机进行姿控喷流干扰控制，然后在飞行器模型尾裙迎风面位置布置凸起物。
[0010]在上述减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法中，所述凸起物布置在飞行器模型尾裙迎风面的表面流动再附线位置处。
[0011]在上述减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法中，所述凸起物布置位置的确定包括：
[0012]采用数值模拟方法获得飞行器模型的喷流干扰流场的空间速度，根据所述空间速度得到喷流干扰流场的流线，并从所述流线中提取出飞行器模型表面极限流线；
[0013]利用所述飞行器模型表面极限流线获得飞行器模型尾裙迎风面的表面流动再附线位置，即凸起物的布置位置。
[0014]在上述减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法中，采用数值模拟方法获得飞行器模型的喷流干扰流场的空间速度包括：
[0015]所述飞行器模型为锥柱裙轨控喷流模型，通过对三维可压缩Navier
‑
Stokes方程求解，获得飞行器模型的喷流干扰流场的空间速度。
[0016]在上述减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法中，通过对三维可压缩Navier
‑
Stokes方程求解，获得飞行器模型的喷流干扰流场的的空间速度的方法包括：
[0017](1)三维可压缩Navier
‑
Stokes方程为：
[0018][0019]其中，为守恒变量，分别为坐标系x，y，z三个方向上的无粘通量矢量，分别为坐标系x，y，z三个方向上的粘性通量矢量；t为时间，x为坐标系流向，y为坐标系法向，z为坐标系周向；
[0020]其中坐标系的定义为：采用三维笛卡尔直角坐标系，x轴沿模型流向，y轴沿法向，z轴沿周向，坐标原点O选取为飞行器模型前缘中点；
[0021](2)求解所述三维可压缩Navier
‑
Stokes方程，得到守恒变量获得喷流干扰流场的的空间速度u、v、w；其中u为流向速度，v为法向速度，w为周向速度。
[0022]在上述减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法中，所述凸起物沿周向环绕飞行器模型尾裙表面部分区域，环绕区域的弧心角为30
°
～60
°
。
[0023]在上述减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法中，所述凸起物的高度h满足：
[0024]h/D＝0.01～0.1，
[0025]其中：D代表飞行器模型尾裙直径。
[0026]在上述减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法中，所述凸起物的宽度w满足：
[0027]w/D＝0.01～0.1，
[0028]其中：D代表飞行器模型尾裙直径。
[0029]在上述减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法中，当凸起物产生的控制力矩大于或等于轨控发动机干扰力矩时，在飞行器模型尾裙迎风面位置布置凸起物进行干扰力矩的控制；
[0030]当凸起物产生的控制力矩小于轨控发动机干扰力矩情况下，首先采用姿控发动机进行姿控喷流干扰控制，然后在飞行器模型尾裙迎风面位置布置凸起物。
[0031]在上述减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法中，表征凸起物控制效果的俯仰力矩控制效率η表示如下：
[0032][0033]其中：ΔMz
凸起物
代表施加凸起物模型轨控喷流引起的俯仰干扰力矩，ΔMz代表无凸起物模型轨控喷流引起的俯仰干扰力矩，
[0034]η＝0代表凸起物无任何控制作用；
[0035]η>0代表凸起物产生了不利控制；
[0036]‑
1<η<0代表凸起物产生了有利控制，且η越小凸起物产生的控制效率越高；
[0037]η＝
‑
1代表凸起物产生的俯仰干扰力矩完全抵消了喷流干扰流场的不利影响。
[0038]本专利技术与现有技术相比具有如下有益效果：
[0039](1)、本专利技术提供一种减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法，通过在飞行器模型尾裙迎风面的合适位置布置凸起物，凸起物在尾裙上诱导的局部高压提供俯仰力矩，能
够减小轨控干扰影响，提高拦截导弹稳定性。
[0040](2)、本专利技术通过优化设计及大量试验验证确定凸起物的布置在飞行器模型尾裙迎风面的表面流动再附线位置处，使得凸起物产生有利控制。
[0041](3)、本专利技术通过优化设计确定凸起物沿周向环绕飞行器模型尾裙部分的角度以及凸起物的高度和宽度，使得凸起物控制效率显著提高。
[0042](4)、本专利技术可以根据需要直接在飞行器模型尾裙迎风面位置布置凸起物进行干扰力矩控制，或者首先采用姿控发动机进行姿控喷流干扰控制，然后在飞行器模型尾裙迎风面位置布置凸起物，可以根具不同情况进行选择，实现轨控干扰力矩影响的有效控制。
[0043](5)、本专利技术与姿控发动机控制方法相比，不需要额外的能量输入，并且结构简单，更容易实现，也可作为姿控发动机控制方法的一种补充。
附图说明：
[0044]图1为本专利技术提供的减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法流程图；
[0045]图2为本专利技术提供的喷流干扰流场表面极限流线及凸起物布置位置示意图；
[0046]图3为本专利技术提供的随凸起物高度增加俯仰力矩控制效率变化示意图。
具体实施方式
[0047]下面结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步详细的描述：
[0048]如图1为本专利技术提供的减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法，其特征在于包括，建立飞行器模型，在飞行器模型尾裙迎风面位置布置凸起物，或，首先采用姿控发动机进行姿控喷流干扰控制，然后在飞行器模型尾裙迎风面位置布置凸起物。2.根据权利要求1所述的减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法，其特征在于，所述凸起物布置在飞行器模型尾裙迎风面的表面流动再附线位置处。3.根据权利要求2所述的减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法，其特征在于，所述凸起物布置位置的确定包括：采用数值模拟方法获得飞行器模型的喷流干扰流场的空间速度，根据所述空间速度得到喷流干扰流场的流线，并从所述流线中提取出飞行器模型表面极限流线；利用所述飞行器模型表面极限流线获得飞行器模型尾裙迎风面的表面流动再附线位置，即凸起物的布置位置。4.根据权利要求3所述的减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法，其特征在于，采用数值模拟方法获得飞行器模型的喷流干扰流场的空间速度包括：所述飞行器模型为锥柱裙轨控喷流模型，通过对三维可压缩Navier
‑
Stokes方程求解，获得飞行器模型的喷流干扰流场的空间速度。5.根据权利要求4所述的减弱大流量轨控喷流干扰力矩的控制方法，其特征在于，通过对三维可压缩Navier
‑
Stokes方程求解，获得飞行器模型的喷流干扰流场的的空间速度的方法包括：(1)三维可压缩Navier
‑
Stokes方程为：其中，为守恒变量，分别为坐标系x，y，z三个方向上的无粘通量矢量，分别为坐标系x，y，z三个方向上的粘性通量矢量；t为时间，x为坐标系流向，y为坐标系法向，z为坐标系周向；其中坐标系的定义为：采用三维笛卡尔直角坐标系，x轴沿模型流向，y轴沿法向，z轴沿周向，坐标原点O选取为飞行器模型前缘中点；(2)求解所述三维...

【专利技术属性】
技术研发人员：马继魁，黄育群，张佳悦，曹宁，刘耀峰，
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：