[發(fā)明專利]一種吸氣式高超聲速無人機損傷特性分析方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201911279863.6
• 申請日: 2019-12-13
• 公開（公告）號: CN111159812B
• 公開（公告）日: 2022-03-15
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 王玉惠;李云鑫;陳謀;陳天培;周澤宇;沈藝;馮星凱
• 申請（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F119/14
• 代理公司: 南京經(jīng)緯專利商標(biāo)代理有限公司 32200
• 代理人: 施昊

1.一種吸氣式高超聲速無人機損傷特性分析方法，其特征在于，包括以下步驟：

(1)建立考慮彈性因素的無人機全機身受力模型，并分析非定常氣動力；

(2)根據(jù)步驟(1)得到的應(yīng)力信息，建立無人機全身損傷動力學(xué)模型；

(3)建立無人機縱向彈性模型，分析無人機縱向彈性模型與縱向剛體模型的關(guān)鍵區(qū)別，論證在研究吸氣式高超聲速無人機損傷特性時考慮氣動彈性的必要性；該步驟的具體過程如下：

(3-1)建立建立吸氣式高超聲速無人機縱向彈性模型：

上式中，V為飛行速度，T為發(fā)動機推力，m為無人機質(zhì)量，α為迎角，D為阻力，L為升力，θ為迎角和航跡角的和，q為俯仰角速度，且q為θ的求導(dǎo)量，M為力矩，I_yy為轉(zhuǎn)動慣量，g為重力加速度，ω₁，ω₂為無人機前、后體彈性模態(tài)無阻尼自然頻率，N₁，N₂為無人機前、后體一階廣義力，ζ為無人機彈性阻尼系數(shù)，K₁，K₁為力矩耦合系數(shù)，為剛彈耦合系數(shù)，η₁，η₂為前、后體一階廣義坐標(biāo)，為前、后體一階廣義坐標(biāo)導(dǎo)數(shù)，為前、后體二階廣義坐標(biāo)導(dǎo)數(shù)；

(3-2)通過對比無人機縱向彈性模型與無人機縱向剛體模型中俯仰角速度q的不同，得出兩種模型的區(qū)別在于無人機縱向彈性模型中包含了彈性模態(tài)，進而論證在研究吸氣式高超聲速無人機損傷特性時考慮氣動彈性的必要性；

(3-3)選取某一飛行狀態(tài)，分析在該狀態(tài)下無人機的受力情況，對比考慮彈性因素前后無人機受力的區(qū)別，進而論證在研究吸氣式高超聲速無人機損傷特性時考慮氣動彈性的必要性；

(4)針對不同飛行狀態(tài)，對無人機各表面損傷特性進行分析，確定影響損傷演化的關(guān)鍵變量；該步驟的具體過程如下：

(4-1)選定無人機某一初始狀態(tài)，將初始值輸入步驟(3)所述無人機縱向彈性模型中，獲得無人機實時飛行狀態(tài)，將無人機實時飛行狀態(tài)輸入步驟(1)建立的無人機全機身受力模型中，獲得無人機機身的實時受力，將受力信息輸入步驟(2)建立的無人機全身損傷動力學(xué)模型中，獲得無人機實時損傷信息；基于該過程，僅改變迎角而保持其他量不變，分析無人機各表面損傷與迎角的關(guān)系；

(4-2)選定無人機某一初始狀態(tài)，且僅改變飛行高度而保持其他量不變，分析無人機各表面損傷與飛行高度的關(guān)系；

(4-3)選定無人機某一初始狀態(tài)，且僅改變飛行速度而保持其他量不變，分析無人機各表面損傷與飛行速度的關(guān)系；

(4-4)選定無人機某一初始狀態(tài)，且僅改變舵面偏轉(zhuǎn)角而保持其他量不變，分析無人機各表面損傷與舵面偏轉(zhuǎn)角的關(guān)系；

(4-5)選定無人機某一初始狀態(tài)，且僅改變油門開度而保持其他量不變，分析無人機各表面損傷與油門開度的關(guān)系；

(4-6)結(jié)合步驟(4-1)至(4-5)的分析結(jié)果，分析確定影響無人機各表面損傷的關(guān)鍵變量。