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(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

運(yùn)載火箭飛行力學(xué)環(huán)境虛擬試驗(yàn)及可視化系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

完顏振海，梁磊，孟超，楊亮，徐嘉

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京100076)

運(yùn)載火箭的飛行力學(xué)環(huán)境隨著飛行過程不斷發(fā)生變化，而當(dāng)前無論是基于實(shí)物試驗(yàn)還是基于數(shù)值分析，環(huán)境分析大多針對(duì)特定飛行狀態(tài)和工況而無法給出動(dòng)態(tài)變化信息，因此開展了飛行過程動(dòng)態(tài)力學(xué)環(huán)境虛擬試驗(yàn)及可視化技術(shù)研究;基于特征代理模型采用Fortran語言設(shè)計(jì)了場數(shù)據(jù)快速預(yù)測算法，在采樣數(shù)值仿真的基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)了火箭在大氣飛行過程中的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力與氣動(dòng)熱環(huán)境虛擬試驗(yàn)；采用C++開發(fā)了實(shí)時(shí)分站載荷算法，實(shí)現(xiàn)了火箭飛行期間的載荷環(huán)境虛擬試驗(yàn);開發(fā)了與運(yùn)載火箭飛行仿真配合的總線通信接口，并基于EnSight開發(fā)了動(dòng)態(tài)圖形顯示模塊，通過共享內(nèi)存的進(jìn)程間通信方式實(shí)現(xiàn)了試驗(yàn)結(jié)果的動(dòng)態(tài)顯示;結(jié)果表明，該系統(tǒng)可以給出火箭飛行過程中力學(xué)環(huán)境的全局和關(guān)注點(diǎn)信息的動(dòng)態(tài)變化，環(huán)境精細(xì)化分析和直觀可視化研究提供了手段。

虛擬試驗(yàn)；飛行仿真；力學(xué)環(huán)境；可視化技術(shù)；運(yùn)載火箭

0 引言

運(yùn)載火箭在執(zhí)行發(fā)射任務(wù)時(shí)一般會(huì)經(jīng)歷從地面到外層空間的環(huán)境變化，包括低速、亞聲速、跨聲速、超聲速和高超聲速等不同的飛行速度階段[1]。隨著飛行高度、速度和姿態(tài)的變化，火箭的氣動(dòng)特性也在不斷發(fā)生變化。對(duì)于運(yùn)載火箭氣動(dòng)設(shè)計(jì)而言，需要預(yù)測不同條件下的氣動(dòng)特性，為總體、彈(軌)道、姿控和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供輸入。目前火箭氣動(dòng)特性的獲取主要依靠風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值仿真，對(duì)于復(fù)雜外形箭體而言，無論哪一種方式都需要耗費(fèi)大量的時(shí)間和成本，因此只能選取特定的飛行狀態(tài)和工況，其他狀態(tài)和工況則主要通過參數(shù)的擬合及插值等方式獲得。在熱環(huán)境方面，火箭在飛行過程中除了會(huì)受氣動(dòng)加熱外，還受到發(fā)動(dòng)機(jī)的影響，飛行過程中箭體外流場與發(fā)動(dòng)機(jī)噴流場相互耦合[2]，而帶復(fù)雜多發(fā)動(dòng)機(jī)熱噴流的氣動(dòng)地面試驗(yàn)難以開展。除氣動(dòng)外運(yùn)載火箭還經(jīng)歷其他復(fù)雜和嚴(yán)酷的力學(xué)環(huán)境，包括由發(fā)動(dòng)機(jī)推力產(chǎn)生的加速度環(huán)境、POGO效應(yīng)引起的低頻振動(dòng)環(huán)境等[3]，對(duì)這些環(huán)境的分析可以用飛行載荷來計(jì)算和表示，包括軸向載荷、橫向載荷等。傳統(tǒng)箭體飛行過程中載荷分析同樣集中在一些特定的飛行狀態(tài)和工況，或者針對(duì)跨音速等特定飛行階段[4]。

目前，虛擬試驗(yàn)技術(shù)已經(jīng)越來越廣泛地應(yīng)用到復(fù)雜軍工產(chǎn)品研制上，其中飛行試驗(yàn)環(huán)境模擬技術(shù)日益成熟，并形成了典型的環(huán)境模擬系統(tǒng)[5-7]。全面準(zhǔn)確的環(huán)境分析對(duì)于航天飛行器的安全性而言非常重要[7-8]，目前面向新一代運(yùn)載火箭和未來先進(jìn)航天運(yùn)輸系統(tǒng)的研制需求，全飛行過程的精細(xì)化環(huán)境分析與預(yù)示越來越必要，因此需要開展運(yùn)載火箭飛行力學(xué)環(huán)境虛擬試驗(yàn)研究。本文對(duì)運(yùn)載火箭飛行力學(xué)環(huán)境虛擬試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行深入研究，包括氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱及載荷3個(gè)方面，設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)了針對(duì)火箭動(dòng)態(tài)飛行過程的3種力學(xué)環(huán)境預(yù)測程序并開發(fā)了相應(yīng)的實(shí)時(shí)可視化系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了運(yùn)載火箭在飛行過程仿真中的虛擬力學(xué)環(huán)境的動(dòng)態(tài)顯示，從而為相關(guān)專業(yè)設(shè)計(jì)師提供了直觀的可視化研究手段。

1 系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 系統(tǒng)設(shè)計(jì)思路

與傳統(tǒng)力學(xué)環(huán)境分析只針對(duì)特定飛行狀態(tài)和工況不同，火箭飛行過程動(dòng)態(tài)力學(xué)環(huán)境虛擬試驗(yàn)要實(shí)現(xiàn)火箭飛行全過程的環(huán)境模擬與展示，需要不同時(shí)刻的飛行信息作為試驗(yàn)輸入條件，以氣動(dòng)力環(huán)境虛擬試驗(yàn)為例，試驗(yàn)條件包含馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、攻角等信息，這些都可以由飛行參數(shù)計(jì)算得到。因此，要開展飛行動(dòng)態(tài)環(huán)境虛擬試驗(yàn)，需要有支撐的仿真平臺(tái)和箭體六自由度仿真模型來解算不同時(shí)刻的飛行參數(shù)，本文基于模塊化的分布式飛行仿真平臺(tái)[9-10]開展系統(tǒng)設(shè)計(jì)。包括仿真平臺(tái)在內(nèi)的系統(tǒng)運(yùn)行環(huán)境如圖1，系統(tǒng)部署在3個(gè)計(jì)算機(jī)節(jié)點(diǎn)上，分別用于氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱和載荷虛擬試驗(yàn)與結(jié)果展示。

圖1 系統(tǒng)運(yùn)行環(huán)境

1.2 系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)

基于層次化和模塊化的設(shè)計(jì)思想，系統(tǒng)的架構(gòu)共分為三層，分別是用戶界面層、功能邏輯層和數(shù)據(jù)系統(tǒng)層，如圖2所示。用戶界面層包含系統(tǒng)配置和圖形顯示兩個(gè)模塊，系統(tǒng)配置用于可視化環(huán)境配置、通信接口配置、數(shù)據(jù)位置設(shè)置、啟動(dòng)連接及啟動(dòng)圖形顯示窗口。功能邏輯層包含以下模塊，用于實(shí)現(xiàn)與飛行仿真平臺(tái)的總線通信接口模塊、用于氣動(dòng)力環(huán)境虛擬試驗(yàn)的快速預(yù)測模塊、氣動(dòng)熱環(huán)境虛擬試驗(yàn)的快速預(yù)測模塊以及載荷環(huán)境虛擬試驗(yàn)的快速計(jì)算模塊。數(shù)據(jù)系統(tǒng)層包含系統(tǒng)API、離線的氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱數(shù)值仿真采樣數(shù)據(jù)以及可視模塊庫，系統(tǒng)API用于對(duì)操作系統(tǒng)的調(diào)用，主要完成網(wǎng)絡(luò)通信、圖形顯示與刷新、進(jìn)程間通信等功能，離線的采樣流場和氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)用于流場快速預(yù)測，可視化模板庫則用于不同顯示效果的定義。

圖2 系統(tǒng)架構(gòu)圖

1.3 功能流程設(shè)計(jì)

根據(jù)上述運(yùn)行環(huán)境和系統(tǒng)架構(gòu)開展功能流程設(shè)計(jì)，如圖3所示。系統(tǒng)與飛行仿真平臺(tái)的連接及匹配通過總線通信接口模塊來實(shí)現(xiàn)，通過接收來自平臺(tái)的信息后將其解析轉(zhuǎn)換為各力學(xué)環(huán)境預(yù)測及計(jì)算模塊的輸入?yún)?shù)。氣動(dòng)力快速預(yù)測、氣動(dòng)熱快速預(yù)測及載荷實(shí)時(shí)計(jì)算采用獨(dú)立的計(jì)算模塊程序，并將預(yù)測結(jié)果傳遞給動(dòng)態(tài)圖形顯示模塊。火箭不同飛行階段的顯示效果，例如顯示比例、觀察視角、加載模型等，則通過圖形顯示窗口調(diào)用可視化模板庫來實(shí)現(xiàn)?？梢暬０鍘焱瑯咏邮諄碜钥偩€通信接口的消息，用于飛行時(shí)序的解析與模板匹配。

圖3 系統(tǒng)模塊功能流程圖

2 關(guān)鍵模塊分析與設(shè)計(jì)

2.1 總線通信接口模塊

實(shí)現(xiàn)與分布式飛行仿真平臺(tái)的良好通信是系統(tǒng)的關(guān)鍵因素，系統(tǒng)不僅要及時(shí)獲取平臺(tái)運(yùn)行狀態(tài)、飛行時(shí)序等控制消息，還要按照仿真步長準(zhǔn)確收取不同時(shí)刻的飛行高度、速度、姿態(tài)、過載、推力、控制力等數(shù)據(jù)信息。飛行時(shí)序決定了力學(xué)環(huán)境虛擬試驗(yàn)?zāi)Ｐ停缛Ｐ?、不帶助推模型、芯一?jí)模型、芯二級(jí)模型等。飛行數(shù)據(jù)消息則用于確定相應(yīng)飛行條件下的虛擬試驗(yàn)條件。為了保證系統(tǒng)的分布式運(yùn)行和傳輸數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，總線通信接口基于TCP/IP協(xié)議的高速局域網(wǎng)，并通過Socket編程接口開發(fā)，模塊設(shè)計(jì)如圖4所示。

圖4 模塊設(shè)計(jì)圖

2.2 氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱快速預(yù)測模塊

氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱環(huán)境的虛擬試驗(yàn)分析同樣是系統(tǒng)關(guān)鍵，傳統(tǒng)的針對(duì)實(shí)物試驗(yàn)特定工況的虛擬試驗(yàn)可以依賴長時(shí)間的數(shù)值計(jì)算，但是針對(duì)飛行全過程的在線分析難以開展。因此，本文提出一種基于離線大量采樣數(shù)值仿真分析和在線代理計(jì)算的方式來解決這一矛盾。離線采樣仿真數(shù)據(jù)作為氣動(dòng)環(huán)境虛擬試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫，而氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱快速預(yù)測模塊則主要包含特征信息場的獲取、多維變量插值和場數(shù)據(jù)預(yù)測3部分，如圖5所示，其中多維變量插值的輸入向量為來自仿真的飛行數(shù)據(jù)消息。

圖5 模塊設(shè)計(jì)圖

2.3 動(dòng)態(tài)圖形顯示模塊

無論是哪種力學(xué)環(huán)境虛擬試驗(yàn)結(jié)果的展示都包含大量的模型和場數(shù)據(jù)信息，實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)的刷新與顯示存在較大的困難。采用模板化的方式是解決復(fù)雜模型轉(zhuǎn)換與大量信息匹配的思路，為此動(dòng)態(tài)圖形顯示模塊包含了模板解析與數(shù)據(jù)融合的設(shè)計(jì)。同時(shí)為了保證與力學(xué)環(huán)境大量數(shù)據(jù)的快速實(shí)時(shí)交互，采用基于共享內(nèi)存的進(jìn)程間通信方式實(shí)現(xiàn)二者之間的數(shù)據(jù)傳遞。模塊設(shè)計(jì)如圖6所示。

圖6 模塊設(shè)計(jì)圖

3 系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)與應(yīng)用

3.1 系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)

總線通信接口基于以太網(wǎng)Socket鏈路TCP消息收發(fā)機(jī)制來實(shí)現(xiàn)，系統(tǒng)啟動(dòng)后自動(dòng)讀取本地存儲(chǔ)的XML接口配置文件，解析本節(jié)點(diǎn)的網(wǎng)絡(luò)通信地址(IP地址和Socket端口號(hào))和傳遞數(shù)據(jù)的數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)。試驗(yàn)準(zhǔn)備階段，系統(tǒng)按照解析的通信地址向平臺(tái)進(jìn)行注冊。仿真試驗(yàn)開始后，仿真平臺(tái)則按照約定格式不斷發(fā)送數(shù)據(jù)包。仿真試驗(yàn)結(jié)束時(shí)，接收平臺(tái)發(fā)送的結(jié)束指令信息。

氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱環(huán)境快速預(yù)測程序?qū)崿F(xiàn)使用Fortran語言開發(fā)，采用基于本征正交分解和多維變量插值的特征代理模型方法[11]，場特征信息的提取采用本征正交分解獲得基態(tài)流場，多維變量插值則通過徑向基函數(shù)方法實(shí)現(xiàn)。為了分析發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)于火箭氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱特性的影響，在離線的場數(shù)據(jù)采樣過程中采用基于Navier-Stokes方程的多組分氣體模擬火箭的內(nèi)外流場分布。

載荷快速計(jì)算程序使用C++語言開發(fā)，采用分站統(tǒng)計(jì)法，在箭體站點(diǎn)質(zhì)量分布的基礎(chǔ)上，根據(jù)總線獲得的箭體整體和部段的受力進(jìn)行計(jì)算并將載荷信息映射到各個(gè)分站上。

動(dòng)態(tài)圖形顯示模塊則基于科學(xué)計(jì)算可視化軟件EnSight集成式二次開發(fā)，采用腳本語言實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)與模板的解析、數(shù)據(jù)的匹配與融合及顯示結(jié)果的輸出?？梢暬０鍎t通過采用XML文件實(shí)現(xiàn)，文件中包含環(huán)境類型的定義、飛行階段的定義及相應(yīng)的顯示樣式庫。

動(dòng)態(tài)圖形顯示模塊與環(huán)境虛擬試驗(yàn)?zāi)K之間的數(shù)據(jù)交互采用基于共享內(nèi)存的進(jìn)程間通信方式來實(shí)現(xiàn)，開發(fā)了通信代理程序，用于協(xié)調(diào)程序間消息和數(shù)據(jù)傳遞，保證數(shù)據(jù)寫通道和讀通道的邏輯關(guān)系與交互順序。

圖7 基于共享內(nèi)存的進(jìn)程間通信圖

3.2 系統(tǒng)應(yīng)用效果

經(jīng)過系統(tǒng)開發(fā)、集成與測試，完成的火箭飛行過程中氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱和載荷環(huán)境虛擬試驗(yàn)節(jié)點(diǎn)系統(tǒng)界面分別如圖8、圖9、圖10所示。氣動(dòng)力環(huán)境虛擬試驗(yàn)節(jié)點(diǎn)可以給出不同飛行時(shí)刻箭體表面的壓力分布和周圍的馬赫數(shù)流場分布，同時(shí)也可以通過虛擬探針測試獲得箭體某一位置和最大壓力變化情況。

圖8 運(yùn)載火箭某飛行時(shí)刻氣動(dòng)力分布圖

氣動(dòng)熱環(huán)境虛擬試驗(yàn)節(jié)點(diǎn)可以給出不同飛行時(shí)刻箭體表面的熱流和溫度變化，同時(shí)也可以通過虛擬探針測試獲得某一位置和最大溫度變化情況。

圖9 運(yùn)載火箭某飛行時(shí)刻氣動(dòng)熱分布圖

載荷環(huán)境虛擬試驗(yàn)節(jié)點(diǎn)可以給出不同飛行時(shí)刻箭體不同站點(diǎn)位置的軸向力、剪向力、扭矩、彎矩等，對(duì)該飛行時(shí)刻最大的載荷站點(diǎn)值進(jìn)行標(biāo)亮提示，同時(shí)可以對(duì)某一類載荷最大值隨飛行時(shí)間的變化進(jìn)行監(jiān)視。

圖10 運(yùn)載火箭某飛行時(shí)刻載荷分布圖

4 結(jié)論

本文提出了一種運(yùn)載火箭飛行力學(xué)環(huán)境動(dòng)態(tài)虛擬試驗(yàn)方法，實(shí)現(xiàn)了對(duì)飛行中火箭的氣動(dòng)力環(huán)境、氣動(dòng)熱環(huán)境和載荷環(huán)境動(dòng)態(tài)虛擬試驗(yàn)。對(duì)試驗(yàn)及可視化系統(tǒng)進(jìn)行了設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)，包括系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)、功能流程設(shè)計(jì)和關(guān)鍵模塊設(shè)計(jì)，并給出了系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)方法和應(yīng)用效果。結(jié)果表明，該方法及相應(yīng)的系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)飛行器飛行力學(xué)環(huán)境的實(shí)時(shí)預(yù)測及動(dòng)態(tài)顯示，并可以同時(shí)給出全局和關(guān)注位置的環(huán)境信息，從而為飛行力學(xué)環(huán)境的精細(xì)化分析與直觀可視化研究提供了手段。

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DesignandImplementationofVirtualTestandVisualizationSystemforLaunchVehicles’FlightMechanicalEnvironments

Wanyan Zhenhai, Liang Lei, Meng Chao, Yang Liang, Xu Jia

(Beijing Institute of Astronautical System Engineering, Beijing 100076, China)

The flight mechanical environments always change, accompanied by the flight process of the launch vehicles. The environmental analyses are usually carried out for specific situations and cannot depict dynamic information, whether by experiments or by numerical simulations. Therefore, technical research on dynamically virtual test and visualization is given for the flight environments. Based on characteristic surrogate model method, field data depiction algorithm is developed using Fortran. Virtual tests of dynamically aerodynamic and aerothermal environment then are implemented using this algorithm on the basis of sampling numerical simulations. Real-time load computations are developed by C++, and virtual tests of dynamic load are realized. Bus interface is developed for the communication to flight simulation platform, and dynamic display module is developed based on EnSight. Inter-process Communication is selected to qualify the dynamic display of flight environment. The results show that, the system can give overall and detailed information, which can provide means for refined analyses of flight environments and intuitively visual research.

virtual test; flight simulation; mechanical environment; visualization technology; launch vehicle

2017-03-25；

2017-05-15。

完顏振海(1985-)，男，河南商丘人，工學(xué)博士，高級(jí)工程師，主要從事彈箭數(shù)字化系統(tǒng)設(shè)計(jì)和多物理場數(shù)值仿真方向的研究。

1671-4598(2017)11-0291-04

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.11.074

TP311.1

A