[发明专利]一种利用喷流进行高空飞行器姿态控制的方法

说明书

本发明公开了一种利用喷流进行高空飞行器姿态控制的方法，涉及飞行器高空姿态控制领域，本方法采用在速度空间进行局部加密以模拟喷流与高超声速稀薄来流干扰效应，采用本方法能够高效准确获得喷流放大因子，进而能够高效准确的控制飞行器飞行姿态。

技术领域

本发明涉及飞行器高空姿态控制领域，具体地，涉及一种利用喷流进行高空飞行器姿态控制的方法。

背景技术

有翼飞行器飞行过程中，姿态控制常通过副翼、立尾、体襟翼等舵面偏转来实现。然而在高空条件下，来流稀薄，动压较低，舵面控制效率不足。通常需要借助于喷流反作用控制系统（RCS）进行姿态控制。

在真空条件下，喷流反作用力/力矩可以根据喷流条件直接确定。飞行器在大气中飞行，来流与喷流之间不可避免地会产生干扰效应，使得喷流打开前后飞行器表面的压力、摩阻等变量的分布发生改变。所以喷流打开条件下飞行器所受总的力和力矩一般并不等于无喷气动力/力矩与喷流反作用力/力矩之和。通常把有喷和无喷条件下飞行器力/力矩之间的差量称为喷流干扰力/力矩。喷流干扰力/力矩与喷流反作用力/力矩方向相同，意味干扰效应对喷流的反作用力/力矩有一个增加的作用。反之，干扰效应对喷流的反作用力/力矩是一个减弱的作用。衡量喷流控制效率的一个重要参数为喷流放大因子。该因子定义为喷流反作用力/力矩与喷流干扰力/力矩之和再除以喷流反作用力/力矩。精确的放大因子可以帮助飞行器控制系统保持飞行器姿态，确保飞行安全。

高空稀薄条件下的RCS干扰流场是一种典型的跨流域流动现象。高速飞行器处于稀薄大气环境中，在高压气室和接近喷口喉道的地方是连续流，喷口附近为过渡流，远离喷口位置为高度稀薄流。此时局部区域内连续性假设已经失效，飞行器表面出现滑移效应，喷流与边界层相互作用更引起的流动分离和流场结构均出现了变化，所以传统的流场预测手段（地面风洞试验和NS方程计算）无法精确捕捉到这种流动特征。统一气体动理学算法（Unified Gas Kinetic Scheme，UGKS）则是现阶段比较成熟的一种跨流域多尺度方法，该方法可以实现连续流、过渡流与稀薄流的统一模拟，其物理空间网格不受分子自由程的限制，推进时间步长不受碰撞时间约束，没有概率论方法所固有的统计涨落的缺点，不需要对流场中的每个粒子的踪迹进行追踪，且在求解跨流域跨尺度问题时不存在分区或者方法之间的耦合，对模拟上述问题尤为适用。但是UGKS方法需要在三维物理空间和三维速度空间同时进行离散以求解六维空间内的分布函数，所以需要的计算代价较大。

喷流与稀薄来流之间相互干扰产生的流场中，通常喷流与来流的压力比非常大（几百甚至上千）。喷流从喷口喷出之后，会迅速膨胀，导致速度增加，温度降低。从分布函数的角度来看，温度越低，分布函数在速度空间的分布就越集中。为了确保统一气体动理学方法能够顺利进行，需要确保低温区域对应的速度空间网格间距足够小，而现有的统一气体动理学方法在速度空间采用的是均匀网格。部分速度空间网格间距变小意味着整个速度空间间距都需要变小（即对网格进行加密处理），会带来巨大的计算量，也造成了不必要的浪费。

发明内容

为了解决均匀加密速度空间网格带来的不必要的计算量的问题，本方法采用在速度空间进行局部加密以模拟喷流与高超声速稀薄来流干扰效应，采用本方法能够高效地获得喷流放大因子，进而控制飞行器的飞行姿态。

为实现上述目的，本发明提供了一种利用喷流进行高空飞行器姿态控制的方法，所述方法包括：

步骤1：基于第一飞行器的外形形状参数和尺寸参数以及喷口位置生成第一飞行器表面网格，根据第一来流参数确定物理空间网格的外边界，在飞行器表面网格和外边界之间填充结构化网格，得到第一物理空间网格，可以采用通用的网格生成软件如Gridgen、ICEM等；

步骤2：基于所述第一物理空间网格、所述第一来流参数和所述第一喷流参数，模拟得到所述第一飞行器周围的流场变量分布信息；