一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法
【专利摘要】本发明提供一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，包括以下步骤：考虑气动加热和变截面惯性矩的影响，建立高超声速飞行器自由梁结构弹性模型；利用“模态叠加法”求解弹性振动方程，求得每个模态的固有频率、阻尼比和固有振型，在此基础上得到乘波体飞行器的弹性振动广义坐标方程；根据给出的乘波体飞行器结构参数，用计算流体学的方法得到飞行器的气动力和发动机推力；在推力、气动力、气动弹性分析的基础上，建立高超声速飞行器刚体-弹性耦合模型。该发明适合对于乘波体飞行器进行建模和仿真。在此基础上建立的乘波体高超声速飞行器模型更加精确，进行模型仿真时更加能够反映出飞行器气动/推进/弹性耦合特性。
【专利说明】一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法
【技术领域】
[0001]本发明属于飞行器建模领域，具体涉及一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，其为一种在考虑弹性振动、变截面惯性矩以及气动加热效应的情况下对乘波体高超声速飞行器建模与仿真方法。
【背景技术】
[0002]吸气式高超声速飞行器具有直接从大气中吸取氧气而不需携带氧化剂的特点，它可以降低空中运输的费用、提高有效载荷量。此外，它具有远程快速响应、大机动性、大生存概率和自由进入空间的潜在优势，目前已有美国等国家进行过吸气式高超声速飞行器的地面试验或飞行试验。从九十年代开始，乘波体外形成为吸气式高超声速飞行器的研究热点。
[0003]众所周知，飞机的主要升力来源于机翼上表面低压区产生的吸力。吸气式高超声速飞行器则不同，它的机翼用于控制飞行器俯仰和滚转姿态，而不是用来产生升力。吸气式高超声速飞行器的主要升力来源于机身下表面的分布高压作用。这个高压区是自由流受到飞行器前端产生的激波压缩而产生的。乘波体高超声速飞行器采用一体化计的方法使得整个飞行器就像一台飞行中的发动机，即飞行器机身前体作为发动机的压缩部件，机身后体作为发动机的喷管。为减小高超声速飞行阻力而采用的细长机身容易产生弯曲变形和振动，吸气式高超声速飞行器的结构弹性变形不容忽视。
[0004]吸气式高超声速飞行器的上述特点导致它的飞行动力学具有显著的气动/推进/弹性耦合特性。这个新动力学特性对吸气式高超声速飞行器的总体设计和控制系统设计都非常关键。然而，在经典的飞行动力学模型中，这些新特性不能得到正确的处理。因此，为吸气式高超声速飞行器建立恰当的动力学模型十分重要。
【发明内容】
[0005]本发明要解决的技术问题是:如何在考虑飞行器质量分布不均匀以及气动加热效应的情况下，准确求解飞行器弹性振动的偏微分方程，并在此基础上建立反映出飞行器气动/推进/弹性耦合特性的乘波体高超声速飞行器模型。
[0006]本发明解决其技术问题所采用的技术方案为:一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，该方法适合对于乘波体飞行器进行建模和仿真，其特征在于:包括以下几个步骤:
[0007](I)考虑气动加热和变截面惯性矩的影响，建立高超声速飞行器自由梁结构弹性模型；
[0008](2)利用“模态叠加法”求解弹性振动方程，求得每个模态的固有频率、阻尼比和固有振型，在此基础上得到乘波体飞行器的弹性振动广义坐标方程；
[0009](3)根据给出的乘波体飞行器结构参数，用计算流体学的方法得到飞行器的气动力和发动机推力；
[0010](4)在推力、气动力、气动弹性分析的基础上,建立高超声速飞行器刚体-弹性耦合模型，然后进行乘波体飞行器仿真。[0011]进一步的，所述的步骤(1)中，根据给定的乘波体飞行器结构尺寸和质量分布，考虑到机体中间粗、两段细，容积和大部分质量集中于质心周围，将飞行器等效为质心固定的变截面悬臂梁，由此可得飞行器弹性振动的偏微分方程:
[0012]
【权利要求】
1.一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，该方法适合对于乘波体飞行器进行建模和仿真，其特征在于:包括以下几个步骤: (1)考虑气动加热和变截面惯性矩的影响，建立高超声速飞行器自由梁结构弹性模型； (2)利用“模态叠加法”求解弹性振动方程，求得每个模态的固有频率、阻尼比和固有振型，在此基础上得到乘波体飞行器的弹性振动广义坐标方程； (3)根据给出的乘波体飞行器结构参数，用计算流体学的方法得到飞行器的气动力和发动机推力； (4)在推力、气动力、气动弹性分析的基础上，建立高超声速飞行器刚体-弹性耦合模型，然后进行乘波体飞行器仿真。
2.根据权利要求1所述的一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，其特征在于:所述的步骤(1)中，根据给定的乘波体飞行器结构尺寸和质量分布，考虑到机体中间粗、两段细，容积和大部分质量集中于质心周围，将飞行器等效为质心固定的变截面悬臂梁，由此可得飞行器弹性振动的偏微分方程:
3.根据权利要求1所述的一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，其特征在于:所述的步骤⑵中，采用如下方式利用“模态叠加法”求解弹性振动方程，在此基础上得到乘波体飞行器的弹性振动广义坐标方程: 根据“模态叠加法”，横向弹性变形位移函数y(x，t)可表示为:
4.根据权利要求1所述的一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，其特征在于:所述的步骤(3)中，采用如下方式根据给出的乘波体飞行器结构参数，计算流体学的方法得到飞行所受气动力和发动机推力: 为保证发动机正常工作，要求攻角α >-τ u，此时作用于飞行器的自由流相当于进入凹形通道，在飞行器头部产生激波，飞行器前体下表面的自由来流经过激波面，方向变为沿表面向下；由于高超声速飞行器的马赫数一般大于5，可以利用牛顿流模型得出其上表面近似为真空状态，气压为O; 对超燃冲压发动机建模时，将其分为进气道、燃烧室和尾喷管三部分；在进气道和尾喷管，利用质量守恒确定两个端口气流的马赫数的关系，然后利用“等熵原理”求得出口处气体其他参数:温度、压强和密度；在燃烧室，假设燃烧过程气流是无摩擦等截面定长加热管流，可求得两端口处的气流的参数关系式；最后，根据飞行器各表面处的压强，可求得飞行器受到的合力和合力矩。
5.根据权利要求1所述的一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，其特征在于:所述的步骤(4)中，采用如下方式建立高超声速飞行器刚体-弹性耦合模型: 假设飞行器轴对称，并且质心始终在质心上，忽略地球自转和风速影响，在高超声速飞行器对称飞行时，将六自由度动力学方程进行简化，可得刚体飞行器动力学模型:
【文档编号】G06F17/50GK103970957SQ201410213884
【公开日】2014年8月6日 申请日期:2014年5月20日 优先权日:2014年5月20日
【发明者】傅成城, 高飞, 马飞, 王俊, 孙进平 申请人:北京航空航天大学