[发明专利]一种飞行器折叠舵瞬态同步展开的仿真计算方法及系统

说明书

本发明提供了一种飞行器折叠舵瞬态同步展开的仿真计算方法及系统，包括以下步骤：应用流体力学软件及有限元软件计算飞行器在实际飞行过程中折叠舵面展开初始时刻所受到的气动等效载荷；应用流体动力学及有限元软件计算飞行器在实际飞行过程中折叠舵面展开过程中受到的气动等效载荷；采用状态方程描述炸药爆炸后所产生的高温高压气体并通过任意欧拉拉格朗日方法实时模拟流固耦合相互作用；阻尼耳片初始构型及初始方位选择布置；基于简单模型计算结果选取折叠舵初始密闭容器体积及炸药当量。本发明依靠炸药爆炸产生高温高压气体作为展开能源，采用简单模型验证试验及流固耦合计算方法，有效提高设计效率，降低设计过程中的反复迭代。

技术领域

本发明涉及航天领域的设计计算方法，具体地，涉及一种飞行器折叠舵瞬态同步展开的仿真计算方法及系统。

背景技术

随着航空技术及制导武器的不断革新发展，要求机载制导武器尽量减小挂机时所占用的载机空间，特别是在军用飞机隐身性能提高的要求下，普遍要求机载制导 武器采用内埋式的挂装方式。另一方面制导武器为获得更高的控制机动性能往往需 要较大的气动控制面，以获得足够的气动控制力矩。而舵面的折叠技术就成为解决 制导武器控制舵面与载机挂装空间矛盾的关键技术。

在公开号为CN106156444A的中国发明专利申请文件中，公开了一种飞机气动 载荷处理方法及飞机强度计算方法。所述飞机气动载荷处理方法包括如下步骤：步 骤1：构建待分析结构的有限元模型，并获取单元信息；步骤2：为有限元模型施 加气动载荷，并获取气动载荷信息，根据气动载荷信息通过插值法将将气动载荷信 息插值至所述节点信息中，从而得到节点载荷信息；步骤3：将单元信息中的各个 单元的节点编号替换成节点载荷信息中的各个节点所对应的气动载荷值，从而获得 气动载荷信息，并将气动载荷信息带入所述步骤1中的有限元模型。本发明提供的 气动载荷处理方法适用性强，对于复杂外形的结构件以及气动载荷节点稀疏的情况 下都可运用，并能取得较好计算结果。

传统的用于小型导弹及厢式发射制导武器舵面折叠方式舵采用扭簧结构，在折叠后需要依靠发射筒壁约束，发射后脱离约束自动展开，此种展开形式需要有筒壁， 无法应用于无发射筒的机载制导武器上。在役使用的制导武器折叠方式多采用横向 折叠，在制导武器本身弹体直径较小，且控制舵面展长较大的情况下，舵面横向折 叠后很难满足小直径型号弹体的载机外包络空间要求。此外，由于制导武器一般同 时具有多个控制舵面，传统使用的舵面折叠往往针对各个控制舵面设置独立的折叠 展开机构。发射后，舵面在展开机构的作用下迅速展开到设计位置并锁紧。在展开 时要保证折叠舵满足设计的展开时间、展开角度和展开的同步性等要求，展开到位 后要能够可靠锁死并符合全弹气动外形设计，折叠舵的展开状态是否正确决定了导 弹飞行的成败。随着飞机飞行速度越来越快，机载武器在发射瞬间所承受的气动载 荷将更加复杂，作用在舵面上的气动载荷将成为影响折叠舵能否正常展开的关键因 素，因此舵面的气动载荷是结构设计和部件选型的重要指标，确定折叠舵展开过程 中的气动载荷对折叠舵的设计来说具有重要的意义。

高马赫飞行状态下折叠舵展开同步性及瞬时性要求将更加严苛。因此，传统机 械形式折叠技术已经无法满足在复杂环境下折叠舵的同步性及瞬时性设计技术要 求。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种飞行器折叠舵瞬态同步展开的仿真计算方法及系统。

根据本发明提供的一种飞行器折叠舵瞬态同步展开的仿真计算方法，包括以下步骤：

步骤S1：应用流体力学软件XFOLW及有限元软件计算飞行器在实际飞行过程中折叠 舵面展开初始时刻所受到的气动等效载荷；

步骤S2：应用流体动力学及有限元软件计算飞行器在实际飞行过程中折叠舵面展开 过程中受到的气动等效载荷；

步骤S3：采用状态方程描述炸药爆炸后所产生的高温高压气体并通过任意欧拉拉格 朗日方法实时模拟流固耦合相互作用；

步骤S4：阻尼耳片初始构型及初始方位选择布置；