[发明专利]一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器气动特性分析领域。更具体地，涉及一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法。

背景技术

细长体导弹在低空高速飞行时，其弹体结构受到气动力、质量力等外载荷的作用会发生明显的变形。这种变形会使导弹的压心前移，降低导弹的稳定性。因此，导弹设计时必须获取由弹性变形引起的压心变化量，提供给导弹总体和控制系统作为设计输入使用。工程上将该问题归类为静气动弹性问题。

目前工程界以及学术界获得该压心变化量的分析方法主要有两类：一是基于线性势流理论的静气动弹性分析方法，二是基于流固耦合的数值模拟分析方法。

第一类方法主要通过线性化方法确定导弹的气动特性，再结合求解线性化的广义结构运动方程给出导弹的弹性变形，最后再利用线性化方法计算变形后导弹的气动特性。这类方法主要缺点是线性化方法确定导弹的气动特性精度低。尤其是导弹在超/高超声速大攻角下飞行时出现的激波、分离等现象致使流场表现高度非线性，线性化假设不再适用。

第二类方法将计算流体动力学方法(CFD)与计算结构动力学(CSD)方法耦合迭代计算。首先利用高精度的CFD方法获得准确的气动力，再将气动力作为输入利用高精度的CSD方法获得结构变形，然后对变形后的导弹再利用CFD方法获得气动力。该过程将往复迭代直至满足收敛准则。这类方法气动与结构耦合方法技术要求高，且计算量大，不易用于实际工程设计。

因此，需要提供一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法，在降低计算误差的同时减少计算量，提高计算速度，降低工程应用难度。

发明内容

本发明的目的在于提供一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法，在降低计算误差的同时减少计算量，提高计算速度，降低工程应用难度。

为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

本发明公开了一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法，所述方法包括：

S1：统计导弹全空域弹道参数，得到计算状态集；

S2：通过流体力学分析方法获得刚体导弹在计算状态集各状态下的全弹压心系数；

S3：求解导弹在各状态下受到的弯矩；

S4：基于静力刚度试验计算导弹在各状态下的弹体静弹性变形位移，使用挠度多项式进行拟合，确定拟合系数；

S5：通过三维建模软件获取各状态下弹体弹性变形后的三维模型；

S6：通过流体力学分析方法计算弹体弹性变形后导弹的压心系数，确定导弹压心的变化量。

优选地，所述S1中的计算状态集包括各状态的高度、导弹速度和攻角。

优选地，所述S3将导弹简化为一维梁，求解导弹在各状态下受到的弯矩。

优选地，所述S4包括：

S41：根据导弹静力刚度试验结果，建立导弹静力刚度模型。

S42：将所述弯矩加载到导弹上，通过平衡公式计算弹体弹性变形位移。

S43：通过弹体弹性变形位移拟合弹体挠度多项式。

优选地，以弹体为x轴，以弹尖为原点，所述平衡公式为

Ku(x)＝M(x)

其中，K为导弹静力刚度模型，u(x)为弹体静弹性变形位移，M(x)为弯矩。

优选地，以弹体为x轴，弹体静弹性变形位移方向为y轴，所述弹体挠度多项式为

y＝a₁x⁵+a₂x⁴+a₃x³+a₄x²+a₅x+a₆

其中，a₁、a₂、a₃、a₄、a₅和a₆为待定参数。

优选地，所述S5通过三维建模软件基于所述弹体挠度多项式实现弹体的变形，获得弹性变形后的弹体三维几何模型。

优选地，所述导弹压心的变化量为

ΔX_cp＝X_cpe-X_cpr

其中，X_cpe为弹性变形后导弹压心系数，X_cpr为弹性变形前导弹压心系数。

本发明的有益效果如下：