专利名称：高超声速导弹多场耦合动力学一体化仿真分析方法
技术领域：
本发明涉及导弹总体技术，具体属于一种高超声速导弹考虑气动加热影响的气动弹性和气动伺服弹性稳定性分析方法，实现对复杂外形导弹进行气动加热、三维温度场、热模态、非定常气动力、热颤振和气动伺服弹性稳定性一体化仿真分析。
背景技术：
导弹在高速和高机动飞行时，会带来严重的气动加热与气动弹性耦合作用，以及伺服控制系统与弹体弹性变形耦合作用，严重影响导弹的气动伺服弹性稳定性，导致突发性和灾难性的弹体断裂事故，是高速导弹一体化设计中存在的、必须加予解决的问题。气动弹性和气动伺服弹性稳定性的设计分析主要采用数值仿真方法。传统的分析方法中，一般只进行部件或组合体单纯的气动弹性或气动伺服弹性气动-结构的耦合作用分析，考虑气动加热的热气动弹性分析也只是分别进行气动加热、热模态和热颤振分析。虽然有些方法和软件可以完成若干因素耦合分析，如气动加热和结构温度场、热应力、热强度耦合分析，温度场和热模态、热颤振耦合分析等，但未能解决综合考虑高超声速和复杂外形条件下气动加热、结构温度场、热应力、热模态、气动弹性和以及考虑伺服控制系统耦合的多场多因素耦合一体化仿真分析问题。
发明内容
本发明的目的在于提供高超声速导弹多场耦合动力学一体化仿真分析方法，综合解决气动弹性和气动伺服弹性稳定性问题。达到上述目的，本发明是通过以下的技术方案实现的。高超声速导弹多场耦合动力学一体化仿真分析方法，包括如下步骤I)建立耦合的结构运动方程利用模态叠加法或分枝模态法建立全弹组合体的质量阵和刚度阵解耦或准解耦的运动微分方程，使用状态空间法将控制系统的传递函数转化成时域空间的状态空间方程，在时域上积分并按闭合回路的流程进行仿真分析。2)改进气动加热计算方法从解决翼-身-尾组合体复杂外形气动加热计算的需求出发，开发了 CFD数值仿真与工程计算相结合的方法，对外部的无粘流场数值求解Euler方程确定边界层外缘参数，然后在粘性起主导作用的边界层内部采用参考焓法计算表面热流，既克服了工程算法难以求解复杂外形边界层外缘参数的困难，又避免了数值求解Navier-Stokes方程需要巨大计算量和计算资源的问题。3)改进非定常气动力计算方法采用CFD数值仿真与当地流活塞理论相结合的技术解决非定常力计算难题。针对任意三维物体，假设气流沿物面切面的任一方向，在切面上建立垂直于物面振动引起的下洗表达式，利用实际结构振动方向与物面外法线方向之间的几何关系，建立当地流活塞理论计算任意外形非定常气动力的表达式，而复杂外形的当地流通过求解Euler方程的CFD方法获得，大攻角、组合体流场干扰、下洗等都在当地流中求解获得。4)建立一体化仿真分析技术流程为了集成高超声速气动弹性数学模型和各单项技术，形成多场耦合动力学一体化仿真分析系统的技术分析流程，从集成多场耦合动力学仿真分析的角度给出了各单项功能模块和整体一体化分析平台的实现思路和相互关系，包括颤振计算(结构气动弹性稳定性分析)、热颤振、气动伺服弹性分析和热气动伺服弹性分析四部分内容。5)设计一体化仿真分析作业模型和数据关系为了具体实现步骤4)所示的四个功能，设计了一体化仿真分析系统的作业模型和数据关系，包含模态计算作业模块，非定常气动力计算作业模块，当地流场计算作业模块，气动加热计算作业模块，温度场、热应力和热模态计算作业模块，防热层烧蚀计算作业模块，控制力计算作业模块以及耦合动力学仿真和临界参数辨识作业模块，并说明各作业的主要功能和数据关系。6)实现一体化仿真分析系统根据步骤4)设计的技术流程和步骤5)设计的作业模块，建立仿真分析系统的数据结构图和数据库结构图；集成整个一体化方法所需的商用软件技术和自编程序，完成单独部件或全弹组合体在不同马赫数和不同攻角条件下的颤振、热颤振分析、气动伺服弹性动力学仿真和热气动伺服弹性动力学仿真。本发明方法与现有技术相比，其优点和有益效果是改进气动加热和非定常气动力计算方法，集成颤振分析、热颤振分析、气动伺服弹性分析和热气动伺服弹性分析各项技术，提供了一体化求解并优化设计高速有翼导弹全弹组合体的耦合动力学问题的有效集成方法。与风洞实验相比计算结果正确可靠。与纯CFD数值方法相比，在满足精度要求的情况下，计算效率提高100倍以上。
图1是本发明的多场耦合动力学一体化仿真分析步骤流程图；图2是本发明的全弹多场耦合动力学一体化仿真分析技术流程图；图3是本发明的全弹多场耦合动力学一体化仿真分析系统作业模块和数据关系图；图4是本发明的全弹多场耦合动力学一体化仿真系统数据结构图；图5是本发明的全弹多场耦合动力学一体化仿真数据库结构图；图6(a)是本发明的全弹组合体在a = 0°条件下颤振临界动压结果比较图；图6(b)是本发明的全弹组合体在Ma = 4条件下颤振临界动压结果比较图；图7(a)是本发明的全弹组合体颤振的弹身位移响应图；图7(b)是本发明的全弹组合体颤振的为弹翼位移响应图；图7(c)是本发明的全弹组合体颤振的尾翼位移响应图；图8(a)是本发明的全弹组合体铝材结构热颤振结果图；图8(b)是本发明的全弹组合体钛合金结构的热颤振结果图。
具体实施例方式以下将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。如图1所示，本发明的多场耦合动力学一体化仿真分析步骤如下:I)建立耦合的结构运动方程受限考虑由弹身、弹翼和尾翼组成的高速有翼导弹物理模型，进行结构动力学分析或仿真时，通常利用模态叠加法或分枝模态法可得对质量阵和刚度阵解耦或准解耦的运动微分方程
权利要求
1.高超声速导弹多场耦合动力学一体化仿真分析方法，其特征在于包括如下步骤: 1)建立耦合的结构运动方程； 2)改进气动加热计算方法； 3)改进非定常气动力计算方法； 4)建立一体化仿真分析技术流程； 5)设计一体化仿真分析作业模型和数据关系； 6)实现一体化仿真分析系统。
2.根据权利要求1所述的高超声速导弹多场耦合动力学一体化仿真分析方法，其特征在于:所述的步骤1-4)中，建立一体化仿真分析技术流程，包括颤振分析技术流程、热颤振分析技术流程、气动伺服弹性分析技术流程和热气动伺服弹性分析技术流程。
3.根据权利要求1所述的高超声速导弹多场耦合动力学一体化仿真分析方法，其特征在于:所述的步骤1-5)中，建立一体化仿真分析作业模型和数据关系，包括模态计算作业模块，非定常气动力计算作业模块，当地流场计算作业模块，气动加热计算作业模块，温度场、热应力和热模态计算作业模块，防热层烧蚀计算作业模块，控制力计算作业模块以及耦合动力学仿真和临界参数 辨识作业模块。
全文摘要
本发明提供高超声速导弹多场耦合动力学一体化仿真分析方法，包括如下步骤建立耦合的结构运动方程；改进气动加热计算方法；改进非定常气动力计算方法；建立一体化仿真分析技术流程；设计一体化仿真分析作业模型和数据关系；实现一体化仿真分析系统。与现有技术相比，其改进了气动加热和非定常气动力计算方法，集成颤振分析、热颤振分析、气动伺服弹性分析和热气动伺服弹性分析各项技术，提供了一体化求解并优化设计高速有翼导弹全弹组合体的耦合动力学问题的有效集成方法。
文档编号G06F17/50GK103077259SQ20111033189
公开日2013年5月1日 申请日期2011年10月26日 优先权日2011年10月26日
发明者刘超峰, 杨炳渊, 史晓鸣, 许斌, 李海东, 唐晓峰 申请人:上海机电工程研究所