航天器无控陨落再入解体分析中的热解烧蚀模拟计算方法

1.本发明涉及卫星及应用产品领域。更具体地说，本发明涉及一种用在航天器测控地面站预测模拟无控航天器再入大气层解体过程中使用的航天器无控陨落再入解体分析中的热解烧蚀模拟计算方法。


背景技术：

2.复杂结构航天器再入解体分析需要首先明确材料损毁的判据，即材料在何种情况下毁坏。对于金属材料，本专利采用熔点温度控制模型，假定金属材料表面温度达到熔点，材料表面即熔融，并在气动剪切力作用下流失；对于碳基复合材料，采用热解/烧蚀控制模型，假定结构全部热解或烧蚀即损毁。对航天器沿小再入角无控弹道进行气动力热/软化/熔融或气动热/热解/烧蚀计算分析，应用弹簧片拉伸法变形非结构动网格技术进行烧蚀外形求解，气动热计算使用四面体网格外边界节点，烧蚀外形求解中保持网格单元和节点编号信息不变，只改变节点坐标，实现非结构网格不同计算模块数据信息传递，对烧蚀外形动网格、三维有限元传热与气动热进行耦合分析，给出整器及其部件解体情况的理论预测。
3.现有的模拟方法步骤主要分为三个步骤：
4.步骤一，在航天器无控陨落再入解体分析中，建立与碳基复合材料相配合的再入气动热烧蚀与内部温度分布快速算法；
5.步骤二，对航天器及其解体外形内部的热传导进行求解；
6.步骤三，根据步骤三中的热传导求解结构，判断材料的失效顺序，进而得到碳基复合材料热解/烧蚀的计算方法，其存在的缺陷就在于求解三维温度场过程时的计算量磁太大，计算时间太长。


技术实现要素：

7.本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。
8.为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种航天器无控陨落再入解体分析中的热解烧蚀模拟计算方法，包括：
9.步骤一，在航天器无控陨落再入解体分析中，建立与碳基复合材料相配合的再入气动热烧蚀与内部温度分布快速算法；
10.步骤二，对航天器及其解体外形内部的热传导进行求解；
11.步骤三，根据步骤二中的热传导求解结构，判断材料的失效顺序，进而得到碳基复合材料热解/烧蚀的计算方法。
12.优选的是，在步骤一中，再入气动热烧蚀与内部温度分布快速算法被配置为包括：
13.s10，建立适于气动热环境结构响应瞬态温度场的有限元算法，进而形成初步的航天器解体判据模型；
14.s11，对于碳基复合材料，采用热解—烧蚀控制模型，假定结构全部热解或烧蚀，采
用建立的航天器解体判据模型，将气动热与结构热响应进行耦合求解。
15.优选的是，在s10中，所述有限元算法的建立被配置为包括：
16.s101，基于三维瞬态热传导方程，采用四面体四节点有限单元法求解航天器表面结构温度场，使用泛函变分导出有限单元法结构热响应平衡方程；
17.s102，基于有限单元法总体合成使刚度矩阵具有对称正定、高度稀疏、非零元素分布的规则性，发展一维变宽带存贮技术，构造三维有限元传热计算模型数值求解策略；
18.s103，基于集中变温矩阵系数的方法，有构造求解三维瞬态温度场的两点向后差分格式、crank-nicolson格式和galerkin格式，进而得到适于气动热环境结构响应瞬态温度场有限元算法。
19.优选的是，在步骤二中，根据步骤一得到的烧蚀情况，基于三维热传导方程，采用四面体四节点单元求解三维温度场问题，从而模拟航天器再入过程中的热传导情况；
20.其中，在三维温度场的求解过程中，采用kriging空间插值算法，以利用部分三维数据取得全局的三维数据。
21.优选的是，在步骤三中，所述材料的失效顺序为：
22.对于金属材料，采用熔点温度控制模型，假定金属材料表面温度达到熔点，并在气动剪切力作用下流失；
23.对于碳基复合材料，采用热解/烧蚀控制模型，假定结构全部热解或烧蚀。
24.本发明至少包括以下有益效果：本发明在模拟的求解过程中，本步骤引入了kriging空间插值算法，其作为一种用于空间插值的统计方法，可以利用部分三维数据取得全局的三维数据，从而减少求解三维温度场过程的计算量，减少计算时间。
25.本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
附图说明
26.图1为气瓶再入弹道的曲线示意图；
27.图2为气瓶在85km高度的烧蚀及温度分布图；
28.图3为气瓶在83.3km高度的烧蚀及温度分布图。
具体实施方式
29.下面对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。
30.根据本发明的一种航天器无控陨落再入解体分析中的热解烧蚀模拟计算方法的实现形式，其中包括：
31.步骤一，在航天器无控陨落再入解体分析中，建立与碳基复合材料相配合的再入气动热烧蚀与内部温度分布快速算法；
32.步骤二，对航天器及其解体外形内部的热传导进行求解；
33.步骤三，根据步骤二中的热传导求解结构，判断材料的失效顺序，进而得到碳基复合材料热解/烧蚀的计算方法。
34.在步骤一的碳基复合材料再入气动热烧蚀与内部温度分布快速算法中，再入气动
热烧蚀与内部温度分布快速算法被配置为包括：
35.本步骤主要模拟碳基复合材料在航天器再入过程中，由于气动作用导致的内部温度变化，继而模拟材料的热烧蚀情况。
36.从三维瞬态热传导方程出发，提出四面体四节点有限单元法求解航天器表面结构温度场，使用泛函变分导出有限单元法结构热响应平衡方程。构造三维有限元传热计算模型数值求解策略，利用有限单元法总体合成使刚度矩阵具有对称正定、高度稀疏、非零元素分布的规则性，发展一维变宽带存贮技术，解决大型稀疏矩阵的数据存贮问题；应用集中变温矩阵系数的方法，有效抑制求解过程中温度振荡现象，构造求解三维瞬态温度场的两点向后差分格式、crank-nicolson格式和galerkin格式，建立一套适于气动热环境结构响应瞬态温度场有限元算法。初步形成了复杂结构航天器解体判据模型，对碳基复合材料，采用热解/烧蚀控制模型，假定结构全部热解或烧蚀即损毁。应用建立的模型，将气动热与结构热响应耦合求解，对类天舟一号货运飞船、薄壳结构两舱体沿小再入角陨落再入120km～90km瞬态气动热环境和材料解体损毁计算分析，将结果与有限元软件计算结果吻合较好，对传热模型的可靠性进行验证。
37.研究表明，碳基材料的烧蚀过程可以用分层模型来描述，材料内部靠近加热面的部分为炭化层，它是原始材料在完全热解后形成的多孔材料。炭化层和原始材料层之间的为正在发生热解反应的热解区，热解反应会吸收热量，而反应产生的热解气体会在炭化层中流动，起到阻塞传热的作用。热解区以下是尚未发生热解的原始材料。
38.在另一种实例中，在步骤二中，根据步骤一得到的烧蚀情况，利用三维热传导方程，采用四面体四节点单元求解三维温度场问题，从而模拟航天器再入过程中的热传导情况。
39.在求解过程中，本步骤引入了kriging空间插值算法，其作为一种用于空间插值的统计方法，可以利用部分三维数据取得全局的三维数据，从而减少求解三维温度场过程的计算量，减少计算时间。
40.为验证航天器复杂结构烧蚀外形求解技术和移动边界气动热/烧蚀与内部热传导耦合求解技术，这里以气瓶部件作为算例，计算多次解体部件气瓶以20
°
攻角再入典型高度烧蚀及表面温度分布，为观察网格变形的效果，将气瓶部件材料设定为易烧蚀的铝合金材料。图1为气瓶再入弹道曲线，初始弹道高度90km，初始再入速度7.48km/s，假定气瓶飞行攻角为20
°
，图2-3为气瓶沿弹道烧蚀及温度分布计算结果，气瓶在迎风面温度较高，烧蚀比较明显。在有攻角飞行情况下，飞行器将被烧蚀成非对称外形，解体最先发生在迎风端面区。
41.通过上述测试，加入kriging空间插值算法的本专利方法与原方法得出误差在1％以内的结果，但是由于kriging空间插值算法的引入，本专利方法的步骤二减少了80％的计算量，缩短了近30％的计算时间，因此本专利方法相比较原方法在计算效率方面具有明显的优势。
42.在步骤三的碳基复合材料热解/烧蚀计算方法中，对复杂结构航天器再入损毁分析需要首先明确材料损毁的判据，即材料在何种情况下失效。本步骤根据上步骤的热传导模拟结果，来判断材料的失效顺序。
43.对于金属(合金)材料，采用熔点温度控制模型，假定金属材料表面温度达到熔点，材料表面即熔融，并在气动剪切力作用下流失；对于碳基复合材料，采用热解/烧蚀控制模
型，假定结构全部热解或烧蚀即损毁。基于服役期满低轨航天器在120km～90km高度的表面气动热数据，通过对低轨航天器薄壳结构及其部件沿小再入角无控弹道进行气动热/熔融或气动热/热解/烧蚀计算分析，给出了其解体情况的理论预测，为残骸的落点分析提供数据支持。
44.对于金属材料，本专利采用熔点温度控制模型，假定金属材料表面温度达到熔点，材料表面即熔融，并在气动剪切力作用下流失；对于碳基复合材料，采用热解/烧蚀控制模型，假定结构全部热解或烧蚀即损毁。对航天器沿小再入角无控弹道进行气动力热/软化/熔融或气动热/热解/烧蚀计算分析，应用弹簧片拉伸法变形非结构动网格技术进行烧蚀外形求解，气动热计算使用四面体网格外边界节点，烧蚀外形求解中保持网格单元和节点编号信息不变，只改变节点坐标，实现非结构网格不同计算模块数据信息传递，对烧蚀外形动网格、三维有限元传热与气动热进行耦合分析，给出整器及其部件解体情况的理论预测。
45.以上方案只是一种较佳实例的说明，但并不局限于此。在实施本发明时，可以根据使用者需求进行适当的替换和/或修改。
46.这里说明的设备数量和处理规模是用来简化本发明的说明的。对本发明的应用、修改和变化对本领域的技术人员来说是显而易见的。
47.尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用。它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改。因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节。