一種減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法與流程
1.本發(fā)明一種減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，屬于流動(dòng)控制技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
2.噴流控制技術(shù)是通過噴流反作用力直接改變飛行器飛行軌跡或姿態(tài)的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，具有響應(yīng)速度快、不受空域和速域限制、控制精度高等優(yōu)點(diǎn)。未來發(fā)展的高超聲速飛行器，其飛行范圍涉及低空到高空，覆蓋稠密大氣一直到稀薄大氣環(huán)境。不同環(huán)境下氣動(dòng)力變化范圍大，需使用大流量軌控發(fā)動(dòng)機(jī)提供的直接力進(jìn)行機(jī)動(dòng)變軌，達(dá)到高精度與快響應(yīng)的能力。
3.大流量軌控噴流干擾會(huì)產(chǎn)生很大的干擾力矩，國(guó)內(nèi)外往往采用姿控發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行控制。但在某些條件下(如低空、高馬赫數(shù)的飛行條件)軌控噴流干擾會(huì)產(chǎn)生很大的干擾力矩，姿控發(fā)動(dòng)機(jī)控制能力很難進(jìn)行飛行器的穩(wěn)定控制，因此需要額外采用控制方法，進(jìn)一步對(duì)干擾力矩進(jìn)行控制。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
4.本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的上述缺陷，提供一種減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，通過在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面的合適位置布置凸起物，凸起物在尾裙上誘導(dǎo)的局部高壓提供俯仰力矩，能夠減小軌控干擾影響，提高攔截導(dǎo)彈穩(wěn)定性。
5.本發(fā)明的上述目的主要是通過如下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)的：
6.一種減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，包括，
7.建立飛行器模型，
8.在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面位置布置凸起物，或，
9.首先采用姿控發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行姿控噴流干擾控制，然后在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面位置布置凸起物。
10.在上述減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法中，所述凸起物布置在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面的表面流動(dòng)再附線位置處。
11.在上述減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法中，所述凸起物布置位置的確定包括：
12.采用數(shù)值模擬方法獲得飛行器模型的噴流干擾流場(chǎng)的空間速度，根據(jù)所述空間速度得到噴流干擾流場(chǎng)的流線，并從所述流線中提取出飛行器模型表面極限流線；
13.利用所述飛行器模型表面極限流線獲得飛行器模型尾裙迎風(fēng)面的表面流動(dòng)再附線位置，即凸起物的布置位置。
14.在上述減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法中，采用數(shù)值模擬方法獲得飛行器模型的噴流干擾流場(chǎng)的空間速度包括：
15.所述飛行器模型為錐柱裙軌控噴流模型，通過對(duì)三維可壓縮navier-stokes方程求解，獲得飛行器模型的噴流干擾流場(chǎng)的空間速度。
16.在上述減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法中，通過對(duì)三維可壓縮navier-stokes方程求解，獲得飛行器模型的噴流干擾流場(chǎng)的的空間速度的方法包括：
17.(1)三維可壓縮navier-stokes方程為：
[0018][0019]
其中，為守恒變量，分別為坐標(biāo)系x，y，z三個(gè)方向上的無(wú)粘通量矢量，分別為坐標(biāo)系x，y，z三個(gè)方向上的粘性通量矢量；t為時(shí)間，x為坐標(biāo)系流向，y為坐標(biāo)系法向，z為坐標(biāo)系周向；
[0020]
其中坐標(biāo)系的定義為：采用三維笛卡爾直角坐標(biāo)系，x軸沿模型流向，y軸沿法向，z軸沿周向，坐標(biāo)原點(diǎn)o選取為飛行器模型前緣中點(diǎn)；
[0021]
(2)求解所述三維可壓縮navier-stokes方程，得到守恒變量獲得噴流干擾流場(chǎng)的的空間速度u、v、w；其中u為流向速度，v為法向速度，w為周向速度。
[0022]
在上述減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法中，所述凸起物沿周向環(huán)繞飛行器模型尾裙表面部分區(qū)域，環(huán)繞區(qū)域的弧心角為30
°
～60
°
。
[0023]
在上述減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法中，所述凸起物的高度h滿足：
[0024]
h/d＝0.01～0.1，
[0025]
其中：d代表飛行器模型尾裙直徑。
[0026]
在上述減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法中，所述凸起物的寬度w滿足：
[0027]
w/d＝0.01～0.1，
[0028]
其中：d代表飛行器模型尾裙直徑。
[0029]
在上述減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法中，當(dāng)凸起物產(chǎn)生的控制力矩大于或等于軌控發(fā)動(dòng)機(jī)干擾力矩時(shí)，在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面位置布置凸起物進(jìn)行干擾力矩的控制；
[0030]
當(dāng)凸起物產(chǎn)生的控制力矩小于軌控發(fā)動(dòng)機(jī)干擾力矩情況下，首先采用姿控發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行姿控噴流干擾控制，然后在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面位置布置凸起物。
[0031]
在上述減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法中，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軌控噴流引起的俯仰干擾力矩，δmz代表無(wú)凸起物模型軌控噴流引起的俯仰干擾力矩，
[0034]
η＝0代表凸起物無(wú)任何控制作用；
[0035]
η》0代表凸起物產(chǎn)生了不利控制；
[0036]-1《η《0代表凸起物產(chǎn)生了有利控制，且η越小凸起物產(chǎn)生的控制效率越高；
[0037]
η＝-1代表凸起物產(chǎn)生的俯仰干擾力矩完全抵消了噴流干擾流場(chǎng)的不利影響。
[0038]
本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下有益效果：
[0039]
(1)、本發(fā)明提供一種減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，通過在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面的合適位置布置凸起物，凸起物在尾裙上誘導(dǎo)的局部高壓提供俯仰力矩，能
夠減小軌控干擾影響，提高攔截導(dǎo)彈穩(wěn)定性。
[0040]
(2)、本發(fā)明通過優(yōu)化設(shè)計(jì)及大量試驗(yàn)驗(yàn)證確定凸起物的布置在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面的表面流動(dòng)再附線位置處，使得凸起物產(chǎn)生有利控制。
[0041]
(3)、本發(fā)明通過優(yōu)化設(shè)計(jì)確定凸起物沿周向環(huán)繞飛行器模型尾裙部分的角度以及凸起物的高度和寬度，使得凸起物控制效率顯著提高。
[0042]
(4)、本發(fā)明可以根據(jù)需要直接在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面位置布置凸起物進(jìn)行干擾力矩控制，或者首先采用姿控發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行姿控噴流干擾控制，然后在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面位置布置凸起物，可以根具不同情況進(jìn)行選擇，實(shí)現(xiàn)軌控干擾力矩影響的有效控制。
[0043]
(5)、本發(fā)明與姿控發(fā)動(dòng)機(jī)控制方法相比，不需要額外的能量輸入，并且結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，更容易實(shí)現(xiàn)，也可作為姿控發(fā)動(dòng)機(jī)控制方法的一種補(bǔ)充。
附圖說明：
[0044]
圖1為本發(fā)明提供的減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法流程圖；
[0045]
圖2為本發(fā)明提供的噴流干擾流場(chǎng)表面極限流線及凸起物布置位置示意圖；
[0046]
圖3為本發(fā)明提供的隨凸起物高度增加俯仰力矩控制效率變化示意圖。
具體實(shí)施方式
[0047]
下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的描述：
[0048]
如圖1為本發(fā)明提供的減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法流程圖，本發(fā)明減弱大流量軌控噴流干擾力矩的凸起物流動(dòng)控制方法包括如下步驟：
[0049]
(1)建立飛行器模型，例如可以采catia等三維實(shí)體建模建立模型。一可選實(shí)施例中，建立的飛行器模型為錐柱裙軌控噴流模型。
[0050]
(2)采用數(shù)值模擬方法獲得飛行器模型的噴流干擾流場(chǎng)的空間速度，根據(jù)所述空間速度得到噴流干擾流場(chǎng)的流線，并從所述流線中提取出飛行器模型表面極限流線。
[0051]
一可選實(shí)施例中，通過對(duì)三維可壓縮navier-stokes方程求解，獲得飛行器模型的噴流干擾流場(chǎng)。
[0052]
三維可壓縮navier-stokes方程為
[0053][0054]
其中，為守恒變量，分別為坐標(biāo)系x，y，z三個(gè)方向上的無(wú)粘通量矢量，分別為坐標(biāo)系x，y，z三個(gè)方向上的粘性通量矢量；t為時(shí)間，x為坐標(biāo)系流向，y為坐標(biāo)系法向，z為坐標(biāo)系周向；
[0055]
其中坐標(biāo)系的定義為：采用三維笛卡爾直角坐標(biāo)系，x軸沿模型流向，y軸沿法向，z軸沿周向，坐標(biāo)原點(diǎn)o選取為飛行器模型前緣中點(diǎn)。
[0056]
求解所述三維可壓縮navier-stokes方程，得到守恒變量進(jìn)而獲得噴流干擾流場(chǎng)的的空間速度u、v、w。
[0057][0058]
其中：ρ表示密度，u、v、w分別表示流向速度、法向速度和周向速度，e表示單位質(zhì)量流體能量。
[0059]
一可選實(shí)施例中，可以通過商用流體仿真軟件求解，時(shí)間離散格式可以采用lu-sgs，空間離散格式可以采用roe格式，湍流模型可以選用s-a模型。
[0060]
(3)如圖2所示為本發(fā)明提供的噴流干擾流場(chǎng)表面極限流線及凸起物布置位置示意圖；利用步驟(2)得到的飛行器模型表面極限流線獲得飛行器模型尾裙迎風(fēng)面的表面流動(dòng)再附線位置，即凸起物的布置位置。
[0061]
(4)進(jìn)一步可以對(duì)凸起物的結(jié)構(gòu)形式和尺寸進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，使得對(duì)干擾力矩的控制方法達(dá)到最優(yōu)。其中對(duì)凸起物的結(jié)構(gòu)形式和尺寸進(jìn)行的優(yōu)化設(shè)計(jì)也可以通過數(shù)值模擬方法進(jìn)行驗(yàn)證或設(shè)計(jì)。
[0062]
一可選實(shí)施例中，凸起物沿周向環(huán)繞飛行器模型尾裙表面部分區(qū)域，環(huán)繞區(qū)域的弧心角為30
°
～60
°
。
[0063]
一可選實(shí)施例中，凸起物的高度h滿足：
[0064]
h/d＝0.01～0.1，
[0065]
其中：d代表飛行器模型尾裙直徑。
[0066]
一可選實(shí)施例中，凸起物的寬度w滿足：
[0067]
w/d＝0.01～0.1，
[0068]
其中：d代表飛行器模型尾裙直徑。
[0069]
以上為當(dāng)凸起物產(chǎn)生的控制力矩大于或等于軌控發(fā)動(dòng)機(jī)干擾力矩的情況下，在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面位置布置凸起物進(jìn)行干擾力矩的控制方法。
[0070]
當(dāng)凸起物產(chǎn)生的控制力矩小于軌控發(fā)動(dòng)機(jī)干擾力矩的情況下，本發(fā)明提供了另外一種減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，具體包括：
[0071]
(1)首先采用姿控發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行姿控噴流干擾控制，
[0072]
(2)在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面位置布置凸起物，具體方法同上面對(duì)第一種情況的描述，包括：
[0073]
(2.1)建立飛行器模型，例如可以采catia等三維實(shí)體建模建立模型。一可選實(shí)施例中，建立的飛行器模型為錐柱裙軌控噴流模型。
[0074]
(2.2)采用數(shù)值模擬方法獲得飛行器模型的噴流干擾流場(chǎng)，并從噴流干擾流場(chǎng)中提取飛行器模型表面極限流線。
[0075]
(2.3)利用步驟(2.2)得到的飛行器模型表面極限流線獲得凸起物的布置位置，即凸起物的布置位置為飛行器模型尾裙迎風(fēng)面的表面流動(dòng)再附線位置.
[0076]
(2.4)進(jìn)一步可以對(duì)凸起物的結(jié)構(gòu)形式和尺寸進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，使得對(duì)干擾力矩的控制方法達(dá)到最優(yōu)。
[0077]
進(jìn)一步，表征凸起物控制效果的俯仰力矩控制效率η表示如下：
[0078][0079]
其中：δmz
凸起物
代表施加凸起物模型軌控噴流引起的俯仰干擾力矩，δmz代表無(wú)凸起物模型軌控噴流引起的俯仰干擾力矩，
[0080]
η＝0代表凸起物無(wú)任何控制作用；
[0081]
η》0代表凸起物產(chǎn)生了不利控制；
[0082]-1《η《0代表凸起物產(chǎn)生了有利控制，且η越小凸起物產(chǎn)生的控制效率越高；
[0083]
η＝-1代表凸起物產(chǎn)生的俯仰干擾力矩完全抵消了噴流干擾流場(chǎng)的不利影響。
[0084]
實(shí)施例1
[0085]
本實(shí)施例中針對(duì)一種典型錐柱裙軌控噴流模型進(jìn)行控制，飛行馬赫數(shù)8.0，飛行高度20km，攻角-4
°
，軌控噴流推力為6600n，控制目標(biāo)為軌控噴流產(chǎn)生的俯仰干擾力矩減小20％，經(jīng)多輪優(yōu)化計(jì)算，如圖3所示為本發(fā)明實(shí)施例提供的隨凸起物高度增加俯仰力矩控制效率變化示意圖，，最終滿足設(shè)計(jì)要求的凸起物為：h/d＝0.05，w/d＝0.03，周向范圍弧心角角度為30
°
，在此種情況下，軌控噴流引起的干擾力矩減小了23.16％。
[0086]
其中h代表凸起物高度，w代表凸起物寬度，d代表彈體裙尾直徑。
[0087]
以上所述，僅為本發(fā)明最佳的具體實(shí)施方式，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。
[0088]
本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。
技術(shù)特征：
1.一種減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，其特征在于包括，建立飛行器模型，在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面位置布置凸起物，或，首先采用姿控發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行姿控噴流干擾控制，然后在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面位置布置凸起物。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，其特征在于，所述凸起物布置在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面的表面流動(dòng)再附線位置處。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，其特征在于，所述凸起物布置位置的確定包括：采用數(shù)值模擬方法獲得飛行器模型的噴流干擾流場(chǎng)的空間速度，根據(jù)所述空間速度得到噴流干擾流場(chǎng)的流線，并從所述流線中提取出飛行器模型表面極限流線；利用所述飛行器模型表面極限流線獲得飛行器模型尾裙迎風(fēng)面的表面流動(dòng)再附線位置，即凸起物的布置位置。4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，其特征在于，采用數(shù)值模擬方法獲得飛行器模型的噴流干擾流場(chǎng)的空間速度包括：所述飛行器模型為錐柱裙軌控噴流模型，通過對(duì)三維可壓縮navier-stokes方程求解，獲得飛行器模型的噴流干擾流場(chǎng)的空間速度。5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，其特征在于，通過對(duì)三維可壓縮navier-stokes方程求解，獲得飛行器模型的噴流干擾流場(chǎng)的的空間速度的方法包括：(1)三維可壓縮navier-stokes方程為：其中，為守恒變量，分別為坐標(biāo)系x，y，z三個(gè)方向上的無(wú)粘通量矢量，分別為坐標(biāo)系x，y，z三個(gè)方向上的粘性通量矢量；t為時(shí)間，x為坐標(biāo)系流向，y為坐標(biāo)系法向，z為坐標(biāo)系周向；其中坐標(biāo)系的定義為：采用三維笛卡爾直角坐標(biāo)系，x軸沿模型流向，y軸沿法向，z軸沿周向，坐標(biāo)原點(diǎn)o選取為飛行器模型前緣中點(diǎn)；(2)求解所述三維可壓縮navier-stokes方程，得到守恒變量獲得噴流干擾流場(chǎng)的的空間速度u、v、w；其中u為流向速度，v為法向速度，w為周向速度。6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，其特征在于，所述凸起物沿周向環(huán)繞飛行器模型尾裙表面部分區(qū)域，環(huán)繞區(qū)域的弧心角為30
°
～60
°
。7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，其特征在于，所述凸起物的高度h滿足：h/d＝0.01～0.1，其中：d代表飛行器模型尾裙直徑。8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，其特征在于，所述
凸起物的寬度w滿足：w/d＝0.01～0.1，其中：d代表飛行器模型尾裙直徑。9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，其特征在于：當(dāng)凸起物產(chǎn)生的控制力矩大于或等于軌控發(fā)動(dòng)機(jī)干擾力矩時(shí)，在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面位置布置凸起物進(jìn)行干擾力矩的控制；當(dāng)凸起物產(chǎn)生的控制力矩小于軌控發(fā)動(dòng)機(jī)干擾力矩情況下，首先采用姿控發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行姿控噴流干擾控制，然后在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面位置布置凸起物。10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，其特征在于，表征凸起物控制效果的俯仰力矩控制效率η表示如下：其中：δmz
凸起物
代表施加凸起物模型軌控噴流引起的俯仰干擾力矩，δmz代表無(wú)凸起物模型軌控噴流引起的俯仰干擾力矩，η＝0代表凸起物無(wú)任何控制作用；η＞0代表凸起物產(chǎn)生了不利控制；-1＜η＜0代表凸起物產(chǎn)生了有利控制，且η越小凸起物產(chǎn)生的控制效率越高；η＝-1代表凸起物產(chǎn)生的俯仰干擾力矩完全抵消了噴流干擾流場(chǎng)的不利影響。
技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明涉及一種減弱大流量軌控噴流干擾力矩的控制方法，通過在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面的合適位置布置凸起物，凸起物在尾裙上誘導(dǎo)的局部高壓提供俯仰力矩，能夠減小軌控干擾影響，提高攔截導(dǎo)彈穩(wěn)定性；進(jìn)一步本發(fā)明通過優(yōu)化設(shè)計(jì)確定凸起物的布置位置在飛行器模型尾裙迎風(fēng)面的表面流動(dòng)再附線位置處，并通過優(yōu)化設(shè)計(jì)確定凸起物沿周向環(huán)繞飛行器模型尾裙部分的角度以及凸起物的高度和寬度，使得干擾力矩的控制方法達(dá)到最優(yōu)，本發(fā)明與姿控發(fā)動(dòng)機(jī)控制方法相比，不需要額外的能量輸入，并且結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，更容易實(shí)現(xiàn)，也可作為姿控發(fā)動(dòng)機(jī)控制方法的一種補(bǔ)充。法的一種補(bǔ)充。法的一種補(bǔ)充。
