CN107844643A - 一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开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,本发明通过简单方法分析导弹弹体弹性变形对导弹压心的影响，在降低计算误差的同时减少了计算量，提高了计算速度，降低了工程应用难度。

Description

一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法

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***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：

1、本发明通过流体力学分析方法获得弹体弹性变形前后的气动力，计算精度高、适用范围广，该方法得到的压心系数的预测误差约2％，同时该方法适用于激波、分离等非线性严重的工况，具有适用范围广的特点。

2、本发明给出的是解耦计算方法，相比流体动力学方法与计算结构动力学耦合计算方法，具有计算量小的优点。

3、本发明计算过程简单、分工明确，易于工程实现。

4、本发明通过结合挠度多项式和三维建模软件完成弹性变形后弹体三维几何建模，该处理方法简单、高效。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1示出根据本发明一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法的流程图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

如图1所示，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。在统计导弹全空域弹道参数时，可形成由高度H、导弹速度M_a和攻角α组成的计算状态表，本发明方法的目的就是计算在这些状态下导弹弹性变形引起的压心变化量ΔX_cp。其中，计算状态表中各状态记为P(H,M_a,α)。

S2：通过流体力学分析(CFD)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X_cpr。刚体导弹指没有弹性变形的导弹。通常可使用地面风洞试验方法或理论计算方法获得导弹压心。但是这两种方法获得的结果存在差别，本发明后续步骤中将使用CFD方法获得弹性变形后的导弹压心，在此优选地使用CFD方法，以得到更为合理的压心变化量。

CFD方法主要步骤可包括：首先完成导弹外形建模，获取刚体导弹三维几何模型；然后针对该模型完成网格建模；导出网格输入到CFD求解器迭代求解获得导弹绕流流场参数；最后通过后处理就可获得导弹压心等气动特性。其中外形建模可使用UG、ProE等CAD软件，网格建模可使用ICEM-CFD、Gridgen等网格生成软件，迭代求解可使用Fluent、CFD++等通用商业流体分析软件。

作为一种优选的实施方式，可利用UG NX4.0软件完成弹体几何外形建模(要求弹体水平放置)，几何外形输入到ICEM-CFD软件中完成网格建模，导出网格输入到CFD++中获得刚体导弹在状态P(H,M_a,α)下全弹压心系数X_cpr。由于刚体导弹外形不随状态P(H,M_a,α)变化，因此该步骤生成的网格可供不同计算状态使用。另外，保留该步骤产生的几何外形文件(假定命名为gangti.prt)和网格建模时产生的块文件(假定命名为gangti.blk)，供后面步骤中弹体变形后造型和网格生成使用。

S3：求解导弹在各状态下受到的弯矩。在计算弯矩时，优选地将导弹简化为一维梁，求解出处于机动平衡态的导弹在状态P(H,M_a,α)下受到的弯矩矢量M(x)，其中x为弹体轴向坐标，以弹尖为原点。具体计算方法可参考《火箭与导弹的静动力载荷设计》(宇航出版社，1994.06)。

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。所述S4进一步可包括：

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。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。

S43：通过弹体弹性变形位移拟合弹体挠度多项式。以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。本发明使用5阶多项式拟合由大量点构成的挠度曲线，简化了三维建模软件输入工作，只要录入6个多项式系数就可以获得控制曲线。

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。可利用CAD软件的曲面“整体造型”功能，以基于弹体挠度多项式生成的规律曲线为控制曲线实现弹体面的变形，获得变形后弹体三维几何模型，输出该模型供下步CFD计算使用。

本发明通过结合挠度多项式和三维建模软件完成弹性变形后弹体三维几何建模，该处理方法简单、高效。在三维建模软件中通过基于挠度多项式的控制曲线实现弹体面的变形，改变6个多项式系数就可很方便的获得不同变形的弹体三维几何模型。该方法只要求工程师掌握简单的CAD曲面整体造型方法，巧妙的回避了使用复杂的CAE软件。

作为一种优选的实施方式，可在UG软件中打开前面步骤中生成的刚体外形文件gangti.prt；在弹体对称面上***从弹尖起始到弹体尾部结束的水平线段，并向两侧水平拉伸，拉伸宽度要求大于弹体宽度，形成的面称为基础面；在弹体对称面上***从弹尖起始到弹体尾部结束的以挠度多项式为规律的规律曲线(Law Curve)，向两侧水平拉伸，拉伸宽度与基础面一致，形成的面为弹体变形控制面；使用曲面“整体造型(Global Shaping)”功能对刚体导弹三维外形进行编辑，在“Overcrown by Surface”界面中“Base”和“Control”依次选取上述的基础面和控制面。刚体导弹外形经过上述挠度多项式控制的“整体造型”后就得到弹性变形后弹体几何外形。在创建规律曲线时，注意使用6个多项式系数对曲线进行参数化。对于不同的状态，只需要更改6个多项式系数，就可自动更新获得变形弹体。

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。采用CFD方法获得弹性变形后导弹压心系数X_cpe，确定状态P(H,M_a,α)时弹体弹性变形下压心的变化量ΔX_cp为

ΔX_cp＝X_cpe-X_cpr

作为一种优选的实施方式，可将上步获得变形弹体导入ICEM-CFD，再导入块文件(gangti.blk)，少量编辑后就可生成计算网格；导出网格，采用CFD++计算获得弹性变形后导弹压心系数X_cpe。

对不同状态分别进行上述S2～S6的分析计算，可得到计算状态表中所有状态下的弹体弹性变形引起的压心变化量ΔX_cp，供总体以及控制***作为设计输入使用。

气动力计算方法精度高、适用范围广。本发明采用CFD方法获得弹体弹性变形前后的气动力。该方法压心系数预测误差约2％，具有精度高的特点；同时该方法适用于激波、分离等非线性严重的工况，具有适用范围广的特点。传统的线性化气动力计算方法精度偏低，压心系数预测误差达5％，对于非线性影响严重的情况误差更大。此外，本发明给出了一种解耦计算方法，相比CFD与CSD耦合计算方法，具有计算量小的优点。本发明涉及的载荷计算和弹性变形计算都将三维结构的导弹简化为一维梁式结构，其计算量很小。耦合方法则要求CFD与CSD都按照三维进行处理，计算量偏大。为了控制计算量，本发明只考虑气动与结构间一阶影响量，忽略二阶及更高阶的影响量。耦合计算方法需通过多次迭代才能满足收敛标准，计算量很大。本发明技术门槛低、分工明确，易于工程实现。静气动弹性问题是气动与结构的耦合，涉及气动力、载荷、结构等学科方向。采用耦合计算方法不仅要求工程师掌握所有相关专业知识与方法，还要求工程单位各部门间的紧密配合，技术要求高，工程实现难度大。本发明将问题解耦后，各个环节工作可明确的分配给气动、载荷和结构工程师，依靠他们各自的专业特长完成工作。这种模式对设计师要求低，同时与现在多数工程单位的部门分工管理现状相匹配。因此，本发明易于在工程单位实现。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (8)

1.一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法，其特征在于，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。

2.根据权利要求1所述的一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法，其特征在于，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。

3.根据权利要求1所述的一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法，其特征在于，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。

4.根据权利要求1所述的一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法，其特征在于，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。

5.根据权利要求4所述的一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法，其特征在于，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。

6.根据权利要求4所述的一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法，其特征在于，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。

7.根据权利要求4所述的一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法，其特征在于，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。

8.根据权利要求1所述的一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法，其特征在于，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。