技术领域
[0001] 本
发明涉及航天领域，具体地涉及单侧提拉发射系统流固耦合动力学仿真方法。
背景技术
[0002] 单侧提拉发射技术具有反应快，发射率高，结构紧凑，占用空间小，载弹量大等优点，因此正逐渐应用到国内外战术导弹型号中。单侧提拉发射系统，通过在
活塞筒和
导轨上开设排气孔来对弹射所产生的燃气进行排导。导弹单侧提拉发射过程中，燃气会通过活塞筒排气孔、导轨排气孔以及导轨与活塞筒之间的间隙直接流入发射筒中，省去了专
门的燃气排导结构。但采用这种燃气排导方式时，燃气通过导轨上的排气孔直接作用到所弹射导弹弹体上，所产生的
俯仰力矩对弹体的出筒
姿态具有较大的影响，作用在导弹尾部的燃气力会对
发动机喷口产生不利影响。为了摸清燃气射流对弹体姿态的影响，需要通过流固耦合发射动力学来对单侧提拉发射系统的工作过程进行研究，以便为发射系统设计提供依据。
[0003] 单侧提拉发射系统流固耦合发射动力学是指将计算
流体力学和多体动力学应用于单侧提拉发射过程的研究，探讨单侧提拉发射过程中弹体在燃气流场作用下的动态响应以及弹体姿态对周围燃气流场影响这二者的耦合作用，解决单侧提拉发射过程中的技术问题。单侧提拉发射系统流固耦合动力学模型包括发射
气体动力学模型和刚柔耦合发射动力学模型。刚柔耦合发射动力学模型是多体系统动力学的一个分支；发射气体动力学是计算流体力学的研究范畴。
[0004] 单侧提拉发射气体动力学与刚柔耦合发射动力学是发射
稳定性动力学研究中不可分割的两大组成部分，两者是相互耦合、相互影响的。当弹体前滑
块脱离导轨后，在燃气力作用下弹体的运动姿态必然会发生改变，运动姿态的改变又必然会影响弹体周围的流场，进一步影响作用在弹体上的燃气力，弹体运动姿态与燃气流场的相互反馈作用将使单侧提拉发射系统的燃气和导弹处于特定的流固耦合振动形态。
[0005] 目前流固耦合的研究方法主要有两种，一种是计算流体力学耦合弹体六
自由度方程来进行计算，该方法不能考虑导弹滑块与导轨间的碰撞力对弹体姿态的影响；另一种是把计算流体力学的计算结果导入多体动力学模型中实现弱流固耦合仿真，该方法不能考虑弹体姿态变化对燃气力的影响。单侧提拉发射过程中，
接触力和燃气力对筒弹分离过程中弹体的出筒姿态都具有重要影响，因此上述两种方法的仿真
精度都不能满足要求。
[0006] 为了更准确地研究单侧提拉发射系统在复杂接触力和燃气力条件下筒弹的动态分离规律，为外弹道设计提供依据，有必要引入新的方法来模拟强流固耦合行为，以提高仿真精度。
发明内容
[0007] 针对
现有技术中的
缺陷，本发明的目的是提供一种单侧提拉发射系统流固耦合动力学仿真方法。
[0008] 根据本发明提供的一种单侧提拉发射系统流固耦合动力学仿真方法，包括如下步骤：
[0009] 步骤1：构建单侧提拉发射系统的发射气体动力学模型；
[0010] 步骤2：构建单侧提拉发射系统的多体动力学模型；
[0011] 步骤3：基于所述发射气体动力学模型、多体动力学模型，构建单侧提拉发射系统的流固耦合仿真模型；
[0012] 步骤4：调用所述发射气体动力学模型、多体动力学模型，基于所述流固耦合仿真模型进行流固耦合仿真，并获得仿真计算结果；
[0013] 其中，步骤1、步骤2、步骤3、步骤4依次执行，或者，步骤2、步骤1、步骤3、步骤4依次执行。
[0014] 优选地，所述发射气体动力学模型具体为：单侧提拉发射系统发射气体周围的燃气流场为三维粘性非定常的
湍流流场，湍流模型采用k-ε二方程湍流模型，湍流模型的控制方程的通用形式如下：
[0015]
[0016] 其中，ρ表示空气
密度，表示流场通量，t表示时间， 表示对 求散度，u表示燃气速度矢量， 表示对 求散度，Γ表示扩散系数， 表示对 求梯度，S表示源项。
[0017] 优选地，所述多体动力学模型的多体动力学方程如下：
[0018]
[0019] 其中，M(q,t)表示多体系统的广义
质量矩阵，q表示多体系统的广义坐标，表示多体系统的广义坐标对时间的二阶导数，ΦqT(q,t)表示Φq(q,t)的转置矩阵，Φq(q,t)表示多体系统的约束函数向量对广义坐标q的雅克比矩阵，λ表示约束的拉格朗日乘子，表示广义外力向量，包含法向接触力FN、切向接触力FT和燃气力 这些广义力，表示多体系统的广义坐标对时间的一阶导数，Φ(q,t)表示多体系统的约束函数向量。
[0020] 优选地，所述流固耦合仿真模型采用MATLAB/Simulink
软件构建，包括如下步骤：
[0021] 步骤3.1：通过ADAMS/Control将所述多体动力学模型导入到MATLAB/Simulink中；
[0022] 步骤3.2：通过S-Function将所述发射气体动力学模型导入到MATLAB/Simulink中；
[0023] 步骤3.3：在MATLAB/Simulink环境中定义发射气体动力学模型与多体动力学模型间的输入输出关系，从而构建所述流固耦合仿真模型；
[0024] 其中，步骤3.1、步骤3.2、步骤3.3依次执行，或者，步骤3.2、步骤3.1、步骤3.3依次执行。
[0025] 优选地，所述流固耦合仿真，是指MATLAB/Simulink调用发射气体动力学模型和多体动力学模型，采用任意拉格朗日-欧拉方法来处理导弹弹体与燃气流场之间的相互运动，结合动网格技术，实现发射气体动力学与多体动力学之间的流固耦合仿真，包括如下步骤：
[0026] 步骤4.1：将第n时刻的燃气力 加载到单侧提拉发射系统多体动力学模型并求解单侧提拉发射系统的动力学响应，利用HHT-I3方法离散多体动力学方程(2)：
[0027]
[0028] 其中，λn+1表示第n+1时刻的拉格朗日乘子，qn+1表示第n+1时刻多体系统的广义坐标，tn+1表示第n+1时刻， 表示第n+1时刻多体系统的广义坐标对时间的二阶导数， 表示第n+1时刻多体系统的广义坐标对时间的一阶导数，γ表示数值阻尼参数，qn表示第n时刻多体系统的广义坐标，tn表示第n时刻，λn表示第n时刻的拉格朗日乘子， 表示第n时刻多体系统的广义坐标对时间的一阶导数，α表示权重因子，Δt表示时间步长；
[0029] 通过第n时刻的弹体振动情况qn和 计算得到第n+1时刻弹体振动速度 即公式(5)
迭代所需变量；
[0030] 步骤4.2：采用任意拉格朗日-欧拉方法对单侧提拉发射气体动力学控制方程(1)的描述如下：
[0031]
[0032] 其中，V表示控制体积，A表示该控制体积的表面积，n表示时刻点，表示该控制体积的外表面A的运动速度，即弹体振动速度；
[0033] 采用控制体积法离散单侧提拉发射系统发射气体动力学控制方程(4)，第i个控制
节点的第n+1时刻的燃气流场通量 表示为第n时刻燃气流场通量 i＝1，2，3…N的函数G，即：
[0034]
[0035] 其中， 表示第N个控制节点在第n时刻的燃气流场通量， 表示第n时刻弹体振动速度；
[0036] 将公式(3)计算得到的第n+1时刻弹体振动速度 代入公式(5)即可得到第n+2时刻的燃气流场通量 即第公式(3)迭代所需变量；
[0037] 步骤4.3：对公式(3)、公式(5)进行循环迭代。
[0038] 与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
[0039] 1、本发明实现了单侧提拉发射系统燃气力与弹体姿态的强耦合，实现了强流固耦合仿真，极大地提高了单侧提拉发射系统筒弹分离仿真的精度。
[0040] 2、本发明可以获得时域范围内任何时刻弹体的
位置、运动信息，可以更精确地确定导弹发射分离的动态包络范围，实现精细化设计。
[0041] 3、本发明不仅考虑了弹体滑块与导轨之间的接触碰撞对弹体姿态的影响，而且实现了燃气力与弹体姿态的直接流固耦合仿真，极大地提高了单侧提拉发射仿真的精度。
附图说明
[0042] 通过阅读参照以下附图对非限制性
实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0043] 图1为本发明原理图。
[0044] 图2为本发明发射气体动力学模型与多体动力学模型间的输入输出关系图。
[0045] 图3为本发明Fluent和ADAMS流固耦合协同仿真
流程图。
[0046] 图4为本发明发射气体动力学和多体动力学间实时耦合计算过程。
[0047] 图5为本发明实施例中的某时刻弹体上的压力分布
云图。
[0048] 图6为本发明实施例中的单侧提拉发射系统筒弹分离过程中弹体俯仰
角速度、
偏航角速度和
滚转角
速度曲线。
具体实施方式
[0049] 下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0050] 根据本发明提供的一种单侧提拉发射系统流固耦合动力学仿真方法，如图1所示，包括如下步骤：
[0051] 步骤1：构建单侧提拉发射系统发射气体动力学模型。利用计算流体力学前处理软件构建单侧提拉发射系统的非结构动态
网格模型，并进行相关定义和设置，包括流体材料塑性定义、壁面条件定义、差分格式定义、松弛因子设置和收敛准则设置等。单侧提拉发射系统筒弹分离时，弹体周围的流场为三维粘性非定常的湍流流场，湍流模型采用k-ε双方程模型，该模型的控制方程的运输方程形式为：
[0052]
[0053] 其中，ρ表示空气密度，表示流场通量，t表示时间， 表示对 求散度，u表示燃气速度矢量， 表示对 求散度，Γ表示扩散系数， 表示对 求梯度，S表示源项。
[0054] 步骤2：构建单侧提拉发射系统的多体动力学模型。单侧提拉发射系统多体动力学模型采用多体动力学软件ADAMS来构建，包括刚体定义、特殊力定义、状态变量定义和输入输出
接口定义。刚体定义包括活塞定义、托架定义、导轨定义和发射筒定义；弹性体定义包括提拉杆定义和弹体定义；特殊力定义包括导轨与导弹弹体之间的接触力定义、弹射提拉力定义和弹体质心处六个方向的
气动力定义；状态变量定义包括弹体质心处六个方向的气动力状态变量、弹体的运动参数和姿态参数状态变量；输入输出接口定义指通过ADAMS/Control接口定义气动与结构相互间的输入输出关系。单侧提拉发射系统多体动力学方程为：
[0055]
[0056] 其中，M(q,t)表示多体系统的广义质量矩阵，q表示多体系统的广义坐标，表示多体系统的广义坐标对时间的二阶导数，ΦqT(q,t)表示Φq(q,t)的转置矩阵，Φq(q,t)表示多体系统的约束函数向量对广义坐标q的雅克比矩阵，λ表示约束的拉格朗日乘子，表示广义外力向量，包含法向接触力FN、切向接触力FT和燃气力 这些广义力，表示多体系统的广义坐标对时间的一阶导数，Φ(q,t)表示多体系统的约束函数向量。
[0057] 步骤3：基于所述发射气体动力学模型、多体动力学模型，构建单侧提拉发射系统的流固耦合仿真模型。单侧提拉发射系统流固耦合仿真模型采用MATLAB/Simulink软件来构建，通过ADAMS/Control将单侧提拉发射系统多体动力学模型导入到MATLAB/Simulink中，通过S-Function将单侧提拉发射系统发射气体动力学模型导入到MATLAB/Simulink中，定义输入输出关系在MATLAB/Simulink环境中构建单侧提拉发射系统流固耦合仿真模型。单侧提拉发射系统流固耦合仿真模型的输入输出关系如图2所示。
[0058] 步骤4：调用所述发射气体动力学模型、多体动力学模型，基于所述流固耦合仿真模型进行流固耦合仿真，并获得仿真计算结果。在MATLAB/Simulink中调用单侧提拉发射系统发射气体动力学模型和多体动力学模型，采用发射气体动力学直接耦合多体动力学的方法进行流固耦合仿真，并获得仿真计算结果。仿真过程中采用任意拉格朗日-欧拉方法(ALE)来处理导弹弹体与燃气流场之间的相互运动，结合动网格技术，实现单侧提拉发射系统发射气体动力学与多体动力学之间的流固耦合仿真。将第n时刻的燃气力 加载到单侧提拉发射系统多体动力学模型并求解单侧提拉发射系统的动力学响应，利用HHT-I3方法离散多体动力学方程(2)：
[0059]
[0060] 其中，λn+1表示第n+1时刻的拉格朗日乘子，qn+1表示第n+1时刻多体系统的广义坐标，tn+1表示第n+1时刻， 表示第n+1时刻多体系统的广义坐标对时间的二阶导数， 表示第n+1时刻多体系统的广义坐标对时间的一阶导数，γ表示数值阻尼参数，qn表示第n时刻多体系统的广义坐标，tn表示第n时刻，λn表示第n时刻的拉格朗日乘子， 表示第n时刻多体系统的广义坐标对时间的一阶导数，α表示权重因子，Δt表示时间步长；
[0061] 通过第n时刻的弹体振动情况qn和 计算得到第n+1时刻弹体振动速度 即公式(5)迭代所需变量；
[0062] 采用任意拉格朗日-欧拉方法对单侧提拉发射气体动力学控制方程(1)的描述如下所示：
[0063]
[0064] 其中，V表示控制体积，A表示该控制体积的表面积，n表示时刻点，表示该控制体积的外表面A的运动速度，即弹体振动速度；
[0065] 采用控制体积法离散单侧提拉发射系统发射气体动力学控制方程(4)，第i个控制节点的第n+1时刻的燃气流场通量 表示为第n时刻燃气流场通量 i＝1，2，3…N的函数G，即：
[0066]
[0067] 其中， 表示第N个控制节点在第n时刻的燃气流场通量， 表示第n时刻弹体振动速度；
[0068] 将公式(3)计算得到的第n+1时刻弹体振动速度 代入公式(5)即可得到第n+2时刻的燃气流场通量 即第公式(3)迭代所需变量；其中弹体振动速度 是随时间变化的，这是与弱耦合仿真方法的最根本区别。
[0069] 对公式(3)、公式(5)进行循环迭代。在每一时间步迭代过程中，既考虑了燃气力作用下弹体运动姿态的变化，又考虑了弹体运动姿态对燃气流场的影响。对公式(3)、公式(5)进行循环迭代，就实现了单侧提拉发射系统发射气体动力学直接耦合多体动力学的流固耦合仿真。
[0070] 其中，步骤1、步骤2、步骤3、步骤4依次执行，或者，步骤2、步骤1、步骤3、步骤4依次执行。
[0071] 图3给出了Fluent和ADAMS流固耦合协同仿真流程图，其中，Fflag表示燃气力是否成功写入的标志，Fdata表示弹体燃气力参数，Aflag表示弹体速度和姿态是否成功写入的标志，Adata表示弹体速度和姿态参数。图4给出了单侧提拉发射系统发射气体动力学模型和多体动力学模型间实时耦合计算过程图，图中i表示发射气体动力学与多体动力学间的流固耦合计算的迭代次数。图5给出了某时刻弹体上的压力分布云图。图6给出了单侧提拉发射系统筒弹分离过程弹体俯仰角速度、偏航角速度和滚转角速度曲线。
[0072] 以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在
权利要求的范围内做出各种变化或
修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本
申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
