[发明专利]一种考虑非线性影响的充气式再入飞行器结构动力学分析方法和系统

说明书

本发明涉及一种考虑非线性影响的充气式再入飞行器结构动力学分析方法和系统，属于航天器再入与返回领域，能够准确描述不同充气压力、薄膜厚度、高超声速流场压力、温度这些非线性因素影响下的充气式再入飞行器静力学特性与模态、热模态特性。结合充气式再入飞行器的实际飞行弹道，在非线性结构动力学仿真模型中成功引入流固单向耦合与热固单向耦合的计算方法，真实表述了内充压气体参数变化对充气式再入飞行器静力学特性和模态、热模态特征的影响规律。本专利的研究成果有望解决充气式再入飞行器结构动力学现有研究对流场非线性、材料非线性考虑不足的问题，能够为充气式再入飞行器的保形设计和结构安全性设计提供有价值的参考。

技术领域

本发明涉及一种考虑非线性影响的充气式再入飞行器结构动力学分析方法和系统，属于航天器再入与返回领域。

背景技术

充气式再入飞行器具备有效载荷比大、发射体积小、返回时灵活机动等优点，能够提高航天器再入返回能力并有可能成为新型的空间天地往返运输方式。充气式再入飞行器在发射、在轨时处于折叠状态，再入返回时通过充气展开实现气动减速与热防护功能。空间充气式再入飞行器进入大气层后需承受超高声速的气流冲击和巨大的气动热载荷，流场非线性、材料非线性对充气式再入飞行器的影响不能忽略。目前针对柔性充气飞行器的结构动力学数值研究多以飞艇、充气机翼等低速飞行器作为研究对象，仿真分析方法以线性方法为主。对于充气式再入飞行器这类高超声速飞行器，现有研究尚未深入探讨气动加热与热传导、内充压气体状态参数变化、高超声速流场压力分布这些非线性因素对充气式再入飞行器静力学特性与模态、热模态振动特征的影响规律。

发明内容

本发明解决的技术问题为：克服现有技术中充气式再入飞行器现有结构动力学数值研究对流场非线性、材料非线性的影响考虑不足的问题，提出一种考虑非线性影响的充气式再入飞行器结构动力学分析方法和系统，结合充气式再入飞行器实际飞行弹道，通过在结构动力学模型中引入流固单向耦合与热固单向耦合的计算方法，实现了对充气压力、薄膜厚度、高超声速流场压力、温度这些非线性因素影响下的充气式再入飞行器静力学特性与模态、热模态特性的准确描述，提高了仿真精确度，能够为充气式再入飞行器的保形设计和结构安全性设计提供有价值的参考。

本发明的技术方案为：一种考虑非线性影响的充气式再入飞行器结构动力学分析方法，步骤如下：

(1)构建考虑非线性影响的结构动力学数值模型，然后对环形气囊、蒙皮、隔层进行有限元网格划分，在薄膜有限元单元上施加预紧力完成加载后，开展静力学计算求解预应力；

(2)对充气式再入飞行器开展高超声速气动力和气动热计算，根据计算结果，对充气式再入飞行器外表面的压力分布、温度分布进行插值，并加载至步骤(1)的薄膜有限元单元上；

(3)根据步骤(2)插值结果和薄膜静力学方程，计算得到充气式再入飞行器的应力、应变与热应力分布，修正内充压气体参数变化；然后开展充气式再入飞行器的模态、热模态分析，确定高超声速流场非线性、材料非线性参数对充气式再入飞行器的静力学特性和模态、热模态振动特征的影响；

(4)改变步骤(3)中高超声速流场非线性、材料非线性参数，重新进行加载，返回步骤(1)，得到高超声速流场非线性、材料非线性因素对充气式再入飞行器结构动力学特性的影响。

步骤(1)构建考虑非线性影响的结构动力学数值模型，然后对环形气囊、蒙皮、隔层进行有限元网格划分，在薄膜有限元单元上施加预紧力后，开展静力学计算求解预应力完成加载,具体步骤如下：

(1.1)根据充气式再入飞行器的真实特征构建考虑非线性影响的结构动力学数值模型，在构建的考虑非线性影响的结构动力学数值模型基础上，对环形气囊、蒙皮、隔层进行有限元网格划分，划分为多个薄膜有限元单元。

(1.2)根据环形气囊内充压气体压力，在划分后得到的薄膜有限元单元上施加预紧力，完成内充压气体压力加载。