一种导弹飞行全程颤振计算方法与流程

本申请涉及气动弹性，特别涉及一种导弹飞行全程颤振计算方法。

背景技术：

1、颤振现象指的是飞行器飞行过程中弹性结构在气动力、弹性力和惯性力耦合作用下的不稳定现象。当飞行器的飞行速度达到某一临界值时，就可能产生颤振现象，导致弹性结构破坏。近年来导弹颤振问题日益突出，颤振分析已成为型号设计、研制过程中不可缺少的环节。

2、关于导弹颤振计算方法的相关研究中，多数是仅对导弹某一飞行工况，即导弹固有振动特性、气动条件确定的情况下进行颤振计算。然而导弹实际飞行过程中，一方面其飞行马赫数、飞行高度等气动条件与弹道设计相关，其气动参数随时间不断变化；另一方面随着燃料的消耗，导弹质量不断降低，同时空气舵固有振动特性也随着气动载荷的变化而改变，因此弹体、空气舵系统固有振动特性也随着时间不断变化。

3、若完全通过气动参数拉偏和频率拉偏来覆盖上述两种变化，可能导致计算时设置的工况与真实飞行情况相比过于严酷，计算得到的颤振边界结果过于保守，无法得到相对真实的颤振边界，影响导弹飞行全程的安全性。

技术实现思路

1、本申请实施例提供一种导弹飞行全程颤振计算方法，以解决相关技术不考虑导弹飞行过程中气动条件变化和弹体、空气舵系统固有振动特性变化导致计算得到的颤振边界结果过于保守、影响导弹飞行全程安全的技术问题。

2、本申请实施例提供了一种导弹飞行全程颤振计算方法，其包括以下步骤：

3、基于弹道参数和马赫数-动压包络曲线确定特征时刻点；

4、根据所述弹道参数和特征时刻点确定计算参数，所述计算参数包括气动运行参数、质量运行参数、空气舵动力载荷；

5、根据全弹几何模型建立弹体变质量有限元模型和空气舵有限元模型，连接所述弹体变质量有限元模型和空气舵有限元模型，以得到全弹变质量有限元模型；

6、确定空气舵固有频率修正值；

7、基于所述全弹变质量有限元模型进行固有振动特性计算，并根据所述空气舵固有频率修正值，确定各个特征时刻点的全弹固有振动特性修正参数；

8、基于所述气动运行参数和各个特征时刻点的全弹固有振动特性修正参数进行颤振计算，确定颤振边界包络曲线。

9、在一些实施例中，所述基于弹道参数和马赫数-动压包络曲线确定特征时刻点包括：

10、根据导弹设计飞行弹道，确定所述弹道参数和马赫数-动压包络曲线；

11、根据所述马赫数-动压包络曲线，确定一系列马赫数和与所述马赫数对应的一系列最大动压，一系列最大动压对应的时刻确定为最大动压特征时刻点；

12、根据所述弹道参数，确定最大的空气舵载荷，所述最大的空气舵载荷对应的时刻确定为最大空气舵载荷特征时刻点。

13、在一些实施例中，所述弹道参数包括所有弹道的马赫数、动压、速度、高度、攻角、舵偏角、质量、质心参数。

14、在一些实施例中，所述气动运行参数包括各个特征时刻点的密度和、马赫数、动压、速度；

15、所述质量运行参数包括各个特征时刻点的质量、质心参数；

16、所述空气舵动力载荷包括各个特征时刻点加载在空气舵的气动力分布。

17、在一些实施例中，所述根据全弹几何模型建立弹体变质量有限元模型和空气舵有限元模型，连接所述弹体变质量有限元模型和空气舵有限元模型，以得到全弹变质量有限元模型包括：

18、根据全弹几何模型建立第一弹体有限元模型和第一空气舵有限元模型；

19、对所述第一弹体有限元模型进行修正，以得到弹体变质量有限元模型；

20、对所述第一空气舵有限元模型进行修正，以得到空气舵有限元模型；

21、连接所述弹体变质量有限元模型和所述空气舵有限元模型，以得到所述全弹变质量有限元模型。

22、在一些实施例中，所述对第一弹体有限元模型进行修正，以得到弹体变质量有限元模型包括：

23、进行弹体模态试验，以得到弹体模态试验结果；

24、根据所述弹体模态试验结果，对第一弹体有限元模型进行修正；

25、根据质量运行参数和修正后的第一弹体有限元模型，以得到所述弹体变质量有限元模型，所述弹体变质量有限元模型包括各个特征时刻点对应的不同质量状态的第一弹体有限元模型。

26、在一些实施例中，所述进行弹体模态试验，以得到弹体模态试验结果包括：

27、进行满载状态弹体模态试验，以得到满载状态下弹体模态试验结果；所述满载状态下弹体模态试验结果包括满载状态下弹体的模态振型和固有频率；

28、进行空载状态弹体模态试验，以得到空载状态下弹体模态试验结果；所述空载状态下弹体模态试验结果包括空载状态下弹体的模态振型和固有频率。

29、在一些实施例中，所述对第一空气舵有限元模型进行修正，以得到空气舵有限元模型包括：

30、进行无负载空气舵模态试验，以得到无负载空气舵模态试验结果；所述无负载空气舵模态试验结果包括无负载空气舵模态振型和无负载空气舵固有频率；

31、根据所述无负载空气舵模态试验结果，对第一空气舵有限元模型进行修正，以得到空气舵有限元模型。

32、在一些实施例中，所述确定空气舵固有频率修正值包括：

33、根据空气舵气动力载荷确定空气舵加载方案，以模拟各个特征时刻点加载在空气舵的气动力分布；

34、开展空气舵变载荷模态试验，以得到空气舵变载荷模态试验结果；所述空气舵变载荷模态试验结果包括各个特征时刻点考虑气动力加载情况下的空气舵固有频率和振型；

35、根据所述空气舵变载荷模态试验结果对空气舵模态计算结果进行拉偏，以得到所述空气舵固有频率修正值。

36、在一些实施例中，所述基于所述气动运行参数和各个特征时刻点的全弹固有振动特性修正参数进行颤振计算，确定颤振边界包络曲线包括：

37、建立颤振计算模型；

38、根据所述气动运行参数、各个特征时刻点的全弹固有振动特性修正参数进行颤振计算，确定各个特征时刻点的颤振特性；所述各个特征时刻点的颤振特性包括各个特征时刻点下全弹的颤振速度和颤振频率；

39、根据所述气动运行参数中各个特征时刻点的密度、所述颤振特性中各个特征时刻点下全弹的颤振速度，得到各个特征时刻点的颤振动压；

40、根据所述各个特征时刻点的颤振动压和所述气动运行参数中的马赫数得到颤振边界包络曲线。

41、本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：

42、本申请提供一种导弹飞行全程颤振计算方法，考虑了导弹飞行过程中气动载荷的变化对空气舵系统固有振动特性的影响、以及弹体质量的变化对弹体固有振动特性的影响，对模型进行修正、引入了各个特征时刻点的全弹固有振动特性修正参数，计算导弹飞行全程的颤振特性，确定颤振边界包络曲线，从而得到更加真实的颤振边界，计算工况更接近真实飞行工况，提高了导弹飞行全程的安全性，为导弹设计方案的迭代提供更加准确的依据。

技术特征：

1.一种导弹飞行全程颤振计算方法，其特征在于，其包括以下步骤：

2.如权利要求1所述的一种导弹飞行全程颤振计算方法，其特征在于，所述基于弹道参数和马赫数-动压包络曲线确定特征时刻点包括：

3.如权利要求1所述的一种导弹飞行全程颤振计算方法，其特征在于，所述弹道参数包括所有弹道的马赫数、动压、速度、高度、攻角、舵偏角、质量、质心参数。

4.如权利要求3所述的一种导弹飞行全程颤振计算方法，其特征在于，所述气动运行参数包括各个特征时刻点的密度、马赫数、动压、速度；

5.如权利要求1所述的一种导弹飞行全程颤振计算方法，其特征在于，所述根据全弹几何模型建立弹体变质量有限元模型和空气舵有限元模型，连接所述弹体变质量有限元模型和空气舵有限元模型，以得到全弹变质量有限元模型包括：

6.如权利要求5所述的一种导弹飞行全程颤振计算方法，其特征在于，所述对第一弹体有限元模型进行修正，以得到弹体变质量有限元模型包括：

7.如权利要求6所述的一种导弹飞行全程颤振计算方法，其特征在于，所述进行弹体模态试验，以得到弹体模态试验结果包括：

8.如权利要求5所述的一种导弹飞行全程颤振计算方法，其特征在于，所述对第一空气舵有限元模型进行修正，以得到空气舵有限元模型包括：

9.如权利要求1所述的一种导弹飞行全程颤振计算方法，其特征在于，所述确定空气舵固有频率修正值包括：

10.如权利要求1至9任一项所述的一种导弹飞行全程颤振计算方法，其特征在于，所述基于所述气动运行参数和各个特征时刻点的全弹固有振动特性修正参数进行颤振计算，确定颤振边界包络曲线包括：

技术总结
本申请涉及一种导弹飞行全程颤振计算方法，包括：基于弹道参数和马赫数‑动压包络曲线确定特征时刻点；根据弹道参数和特征时刻点确定计算参数；根据全弹几何模型建立弹体变质量有限元模型和空气舵有限元模型，连接以得到全弹变质量有限元模型；确定空气舵固有频率修正值；进行固有振动特性计算，并根据空气舵固有频率修正值，确定各个特征时刻点的全弹固有振动特性修正参数；进行颤振计算，确定颤振边界包络曲线。本发明提供一种导弹飞行全程颤振计算方法，考虑了导弹飞行过程中气动载荷的变化对空气舵系统固有振动特性的影响、以及弹体质量的变化对弹体固有振动特性的影响，引入了修正参数，计算确定颤振边界包络曲线，得到更加真实的颤振边界。

技术研发人员：容浩然,杨俊斌,刘凯,冯南鹏,付密果,曾庆伟,赵全,黄彪,吴芳广,周杰,杨文静,贾云龙,柯亚汉
受保护的技术使用者：湖北航天技术研究院总体设计所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15