本发明涉及战斗部防护，尤其涉及一种基于高超声速气动加热的战斗部点火响应预测与防护方法。
背景技术：
1、高超声速武器因具有响应速度快、突防能力强、破坏能力大等优点，已成为各国武器的重点研究对象之一。其中，高速飞行器因飞行速度过快所面临的极端气动热环境是一项需妥善解决的重要技术难题。战斗部以高超声速飞行时，周围空气受到强烈压缩后形成弓形激波，粘性效应使得流动中巨大的动能转换为气体内能，空气温度急剧升高，而高温气体的热能以对流传热的方式对战斗部壳体表面进行气动加热，对飞行安全带来极大隐患，并且气动加热现象导致战斗部外壳温度急剧升高，热量向战斗部内部进行热传导，使得内部的装药也承受极端热环境，极易造成飞行过程中就发生点火的问题。
2、因此，目前的战斗部亟需一种能够准确预测战斗部内部装药是否发生提前点火现象的方法，以及，针对发生提前点火的战斗部的防护方法，以保障战斗部外壳的强度和内部装药的安定。
技术实现思路
1、鉴于上述的分析，本发明实施例旨在提供一种基于高超声速气动加热的战斗部点火响应预测与防护方法，用以解决现有技术不能模拟高超声速战斗部内部装药的点火响应，难以对战斗部的提前点火的进行预测和防护的问题。
2、本发明提供了一种基于高超声速气动加热的战斗部点火响应预测与防护方法，包括以下步骤：
3、基于待测战斗部建立流体域和固体域的几何模型，并进行共节点网格划分；其中，固体域包括壳体和装药；
4、设置所述流体域和固体域的材料，再根据设置的边界条件和计算条件，得到待测战斗部的点火响应特性预测结果；其中，流体域材料采用空气，固体域中壳体材料采用金属，装药材料采用建立的反映装药材料化学反应过程的化学反应动力学模型；
5、基于所述点火响应特性预测结果，判断待测战斗部是否需要添加热防护结构，若是，则对待测战斗部添加热防护结构。
6、进一步地，所述热防护结构为从内至外依次设置的气凝胶和超高温陶瓷；其中，气凝胶紧贴于战斗部的壳体外侧，气凝胶厚度为5mm，超高温陶瓷为4mm。
7、进一步地，所述点火响应特性为不同飞行速度下待测战斗部在点火位置的温度时间曲线；所述基于点火响应时间特性预测结果，判断待测战斗部是否需要添加热防护结构，具体为：
8、获取所述点火响应特性预测结果中不同飞行速度下的温度时间曲线出现拐点的时刻和对应的待测战斗部开始飞行时刻，并将各拐点时刻与对应的待测战斗部开始飞行时刻的差值作为相应飞行速度下战斗部装药的点火时间；
9、若在待测战斗部每一设定的飞行速度下，均满足在该飞行速度下，相应的点火时间小于待测战斗部在该飞行速度下的飞行时间，则判断待测战斗部无需添加热防护结构；否则判断待测战斗部需要添加热防护结构。
10、进一步地，通过以下方式得到待测战斗部的点火响应特性预测结果：
11、根据待测战斗部装药组分的体积分数，对所述化学反应动力学模型进行设置，并将所述化学反应动力学模型载入仿真软件；
12、在仿真软件上载入流体域和固体域的几何模型，并将所述流体域设置为空气，固体域中壳体材料设置为金属，装药材料设置为反映装药材料化学反应过程的化学反应动力学模型；
13、在仿真软件上设置边界条件，之后输入待测战斗部计算条件进行仿真，得到待测战斗部的点火响应特性预测结果；其中，待测战斗部计算条件包括飞行速度、大气温度、大气压力。
14、进一步地，仿真软件通过执行以下步骤得到待测战斗部的点火响应特性预测结果：
15、通过仿真软件的第一次仿真，得到待测战斗部的温度分布云图，进而获取战斗部装药中温度最高的位置，将该位置作为点火位置；
16、之后在仿真软件中将所述点火位置设置为监测点，进行第二次模拟，得到不同飞行速度下待测战斗部在点火位置的温度时间曲线，得到待测战斗部的点火响应特性预测结果。
17、进一步地，所述待测战斗部装药包括含有hmx、nto颗粒的dnan基熔铸炸药；所述化学反应动力学模型包括总自热反应生热速率、总热导率和总比热容，表示为：
18、，
19、其中，、和分别为待测战斗部装药的总自热反应热速率、总热导率和总比热容，、、、和分别为待测战斗部装药中dnan、hmx、nto、al和binder的体积分数，、、、分别为dnan、hmx、nto、binder的自热反应生热速率，为dnan熔化过程吸热项；、、、、分别为dnan、hmx、nto、al、binder的热导率，、、、、分别为dnan、hmx、nto、al、binder的比热容。
20、进一步地，所述dnan、hmx、nto、binder的自热反应生热速率、、、分别表示为：
21、，
22、式中，、、、分别为待测战斗部装药中dnan、hmx、nto、binder的密度，、、、、、、分别为待测战斗部装药反应1~7的反应热，、、、、、、分别为待测战斗部装药反应1~7的反应速率；其中，反应1为dnan的1阶放热反应，反应2~5为hmx的第一步1阶放热反应、第二步双分子吸热反应、第三步1阶放热反应、第四步双分子吸热反应，反应6为nto的1阶放热反应，反应7为binder的1阶放热反应。
23、进一步地，所述待测战斗部装药反应1~7的反应速率、、、、、、分别表示为：
24、，
25、式中，为反应的指前因子，表示反应的活化能，为反应正反应的活化能，为反应逆反应的活化能，、和分别为hmx反应中、和最终气体产物的质量分数，为玻尔兹曼常数，为普朗克常数，为反应正反应的活化熵，为反应逆反应的活化熵，表示温度，为空气的气体常数；其中，。
26、进一步地，所述dnan熔化过程吸热项表示为：
27、，
28、其中，
29、，
30、，
31、式中，表示时间，为待测战斗部装药的炸药总焓，为待测战斗部装药中dnan的密度，为熔化潜热，为液相分数，为dnan熔化起始温度，为dnan熔化结束温度。
32、进一步地，所述热防护结构中气凝胶为气凝胶，超高温陶瓷为超高温陶瓷。
33、与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：
34、本发明提供的一种基于高超声速气动加热的战斗部点火响应预测与防护方法，基于待测战斗部建立流体域和固体域的几何模型，并进行共节点网格划分，然后设置所述流体域和固体域的材料，固体域装药材料采用建立的反映装药材料化学反应过程的化学反应动力学模型，再根据设置的边界条件和计算条件，得到待测战斗部的点火响应特性预测结果，最后基于所述点火响应特性预测结果，判断待测战斗部是否需要添加热防护结构，若是，则对待测战斗部添加热防护结构，能够准确对战斗部内部装药的点火时间进行预测，进而判断是否发生提前点火现象，并针对发生提前点火的战斗部添加了热防护，能够保障战斗部外壳的强度和内部装药的安定；并且流体域和固体域共节点网格划分方法，解决了目前气动加热只能计算飞行器表面驻点热流的问题，将温度成功传导至固体域即战斗部壳体及其装药部分，进一步提高了预测结果的准确性。
35、本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。
1.一种基于高超声速气动加热的战斗部点火响应预测与防护方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的基于高超声速气动加热的战斗部点火响应预测与防护方法，其特征在于，所述热防护结构为从内至外依次设置的气凝胶和超高温陶瓷；其中，气凝胶紧贴于战斗部的壳体外侧，气凝胶厚度为5mm，超高温陶瓷为4mm。
3.根据权利要求1所述的基于高超声速气动加热的战斗部点火响应预测与防护方法，其特征在于，所述点火响应特性为不同飞行速度下待测战斗部在点火位置的温度时间曲线；所述基于点火响应特性预测结果，判断待测战斗部是否需要添加热防护结构，具体为：
4.根据权利要求3所述的基于高超声速气动加热的战斗部点火响应预测与防护方法，其特征在于，通过以下方式得到待测战斗部的点火响应特性预测结果：
5.根据权利要求4所述的基于高超声速气动加热的战斗部点火响应预测与防护方法，其特征在于，仿真软件通过执行以下步骤得到待测战斗部的点火响应特性预测结果：
6.根据权利要求1所述的基于高超声速气动加热的战斗部点火响应预测与防护方法，其特征在于，所述待测战斗部装药包括含有hmx、nto颗粒的dnan基熔铸炸药；所述化学反应动力学模型包括总自热反应生热速率、总热导率和总比热容，表示为：
7.根据权利要求6所述的基于高超声速气动加热的战斗部点火响应预测与防护方法，其特征在于，所述dnan、hmx、nto、binder的自热反应生热速率、、、分别表示为：
8.根据权利要求7所述的基于高超声速气动加热的战斗部点火响应预测与防护方法，其特征在于，所述待测战斗部装药反应1~7的反应速率、、、、、、分别表示为：
9.根据权利要求6所述的基于高超声速气动加热的战斗部点火响应预测与防护方法，其特征在于，所述dnan熔化过程吸热项表示为：
10.根据权利要求2所述的基于高超声速气动加热的战斗部点火响应预测与防护方法，其特征在于，所述热防护结构中气凝胶为气凝胶，超高温陶瓷为超高温陶瓷。
