[发明专利]一种针对后体反向喷流的级间分离气动特性获取方法

说明书

本发明一种针对后体反向喷流的级间分离气动特性获取方法，首先将喷流发动机的地面试车产生的推力特性数据拟合为曲线作为直接力和力矩添加进刚体动力学方程中，然后求解典型时刻的喷流发动机燃烧室和喷管流动特性，并将喷管入口处的流动参数拟合成曲线作为计算流体力学方程求解时的喷管入口边界条件，最后耦合推进求解计算流体力学‑刚体动力学方程，得到级间分离气动特性。本发明采用两项修正方法来解决反向喷流干扰情况下的级间分离气动特性预测问题，其原理是把内流和外流进行了分解，先提前得到燃烧室和喷管的流动特征，然后只保留反喷喷管，再耦合外流进行求解。

技术领域

本发明涉及一种飞行器的级间热分离气动特性获取方法，用于模拟和解决后体带反向喷流的飞行器级间分离气动设计和气动特性评估。

背景技术

级间分离根据分离动力的不同，可分为冷分离和热分离，其中冷分离是指仅依靠气动力或机构力将两体推开实现分离，热分离则是利用前体或后体发动机喷流，依靠高温高压喷流将两体分开的分离形式。

当前的数值模拟技术、数值仿真技术以及风洞试验技术可以较好的解决飞行器的级间冷分离问题，典型的工作有贾如岩等数值模拟了低空超音速条件下轴对称弹体级间冷分离流场，得到了前、后两体阻力特性的变化规律(贾如岩,江振宇,胡凡,张为华.轴对称弹体级间冷分离流场数值模拟与阻力特性[J],固体火箭技术,2014,37(5):606-610)；吕艳等人采用6自由度仿真分析软件研究了复杂受力条件下的分离体相对运动(吕艳，钟杰华,尹世明.基于不确定性分析的级间分离建模与仿真[J]，飞行力学,2019,37(2):72-76)；宋威等人用分离解锁机构和弹簧套作为驱动装置，提出了一种模拟发动机剩余推力的多体分离风洞试验方法(发明人：宋威,蒋增辉,贾区耀.公开号:CN104483088A.专利名称：模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法)。

飞行器的级间热分离对地面试验提出了严苛的要求，一是高温高压的燃气无法由气泵直接提供，采用化学反应生成的方式也无法按规定流量平稳的输送到风洞中，并且燃气流对风洞喷管壁面的冲蚀非常严重，因此热喷分离的地面风洞试验还难以开展，相关的发明专利也未能查询到。热喷分离的研究工作集中在数值模拟和数值仿真方面，代表性的有：贾如岩等采用耦合求解轴对称非定常Navier-Strokes方程与一维分离动力学方程的方法，研究了低空前体尾部热喷分离的干扰流场特性(贾如岩,江振宇,张为华.火箭低空级间热分离初期流场特性数值模拟[J],宇航学报,2015,36(11):1310-1315)；武玉玉采用数值仿真手段，分析了前体尾部热喷分离时后端框处的压力变化和瞬间压力峰值现象(武玉玉,蒋平,高波,任一鹏.级间热分离瞬间高压力峰值研究[J],导弹与航天运载技术,2017,5:22-25)。通过大量的调研发现，热喷分离的研究集中在运载火箭的两级分离，这种分离采用前体尾部喷出的高温高压燃气直接作用于后体头部，来实现两级分离，后体头部需要承受很高的热载荷和冲击载荷。

后体反喷形式的热分离，其优点是两体皆无需承受极高热载荷和冲击载荷，而且可以有效利用后体发动机的剩余推力，节省前体发动机的燃料消耗，具有良好的应用前景。相较于传统的级间分离求解方法，带反向喷流的级间分离多了两部分干扰影响，一是反向喷流发动机会对后体产生额外的推力和力矩，二是反向喷流会对前、后体外流场产生新的干扰。因此传统的非定常雷诺时均Navier-Stokes方程(RANS)与6自由度刚体运动方程(6DOF-RBD)耦合来求解(CFD-RBD)级间分离的方法已不再适用，需要考虑发动机燃烧室的内流影响，需要在传统的求解方法中再添加燃烧室的化学反应方程，三种方程的耦合求解难度非常大，而且真实的飞行器外形往往非常复杂，因此采用反向喷流级间分离的飞行器气动设计和气动特性预测采用这种完全的耦合求解方法是不现实的。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种热喷流级间分离情况下气动特性获取技术，解决利用燃气反向喷流进行飞行器级间分离时气动特性计算和评估的要求。

本发明的技术解决方案是：一种针对后体反向喷流的级间分离气动特性获取方法，步骤如下：