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技术方案

本发明专利技术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。本发明专利技术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。

A method and system for structural dynamic analysis of inflatable reentry vehicle considering nonlinear effects

The invention relates to a dynamic analysis method and system of aerated reentry vehicle considering nonlinear effects. It belongs to the field of spacecraft reentry and return. It can accurately describe the static force of inflatable reentry vehicle under the influence of different gas pressure, film thickness, hypersonic flow pressure, temperature and other nonlinear factors. The characteristics of the learning and modal and thermal mode. Combined with the actual flight trajectory of a inflatable reentry vehicle, a single unidirectional coupling and thermosetting unidirectional coupling is successfully introduced in the nonlinear structural dynamics simulation model. The effect of the change of the parameters of the internal pressure gas on the static characteristics, the mode state and the thermal mode characteristics of the inflatable reentry vehicle is truly expressed. The research results of this invention can be used to solve the problem of insufficient nonlinear consideration of convection field and material nonlinearity in the structure dynamics of inflatable reentry vehicle. It can provide valuable reference for the shape preserving design and structural safety design of inflatable reentry vehicle.

【技术实现步骤摘要】
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
本专利技术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。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题为：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。本专利技术的技术方案为：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。(1.3)根据薄膜应力刚化理论及薄膜静力学方程，开展静力学计算求解预应力。步骤(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，根据计算结构，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，具体步骤如下：(2.1)结合充气式再入飞行器真实飞行弹道，开展高超声速气动力和气动热计算。(2.2)根据高超声速气动力和气动热计算结果，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，并加载至薄膜有限元单元上，得到薄膜有限元单元压力分布、温度分布的插值结果。步骤(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，具体步骤如下；(3.1)根据薄膜有限元单元压力分布、温度分布的插值结果和薄膜静力学方程，通过流固单向耦合计算、热固单向耦合计算，得到应力、应变与热应力分布，并采用理想气体状态方程修正内充压气体参数变化。(3.2)根据薄膜振动方程，结合流固单向耦合和热固单向耦合的计算结果开展充气式再入飞行器的模态、热模态分析，确定材料非线性参数，包括：内充压气体压力、薄膜厚度，对充气式再入飞行器的静力学特性和模态振动特征的影响，确定高超声速流场非线性参数，包括：高超声速流场压力分布、温度分布作用下，充气式再入飞行器模态、热模态频率和振型的变化。步骤(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，具体步骤如下：改变内充压气体压力、薄膜厚度、高超声速流场压力分布、温度分布这些非线性参数重新进行加载并重复上述步骤，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规律。结构动力学数值模型，包括：环形气囊、隔层、蒙皮、内充压气体这些充气式再入飞行器的真实特征。所述的有限元网格划分经过网格无关性验证，所述的薄膜有限元单元包含约束条件和载荷类型。在薄膜有限元单元上施加预紧力完成加载具体为：在结构动力学模型中薄膜有限元单元上进行内充压气体压力加载，用来模拟充气式再入飞行器充气后的充气式再入飞行器刚度。在薄膜有限元单元上施加的预紧力，根据薄膜应力刚化理论及薄膜静力学方程进行计算。高超声速流场的压力分布通过高超声速气动力计算确定，高超声速流场的温度分布通过气动热计算确定，高超声速气动力和气动热计算具体步骤如下：(1)先开展充气式再入飞行器的飞行弹道仿真，根据国际标准大气表以及再入轨迹运动方程计算真实飞行弹道，并将弹道计算结果作为高超声速气动力和气动热计算的边界条件输入。(2)根据步骤(1)飞行弹道计算结果，高超声速气动力和气动热计算采用基于有限体积法的雷诺平均N-S方程进行求解，雷诺平均N-S方程中的湍流模型采用SST模型，空间离散采用迎风格式，时间离散采用二阶欧拉后差格式，保证时间方向上的守恒。对薄膜有限元单元压力分布、温度分布的插值确定方式为：以高超声速气动力和气动热计算结果为输入，对充气式再入飞行器表面压力和温度分布进行插值并加载到有限元结构模型各薄膜有限元单元上。根据薄膜有限元单元压力分布、温度分布的插值结果、薄膜静力学方程和热传导微分方程，结合流固单向耦合和热固单向耦合的计算结果开展充气式再入飞行器的静力学分析与热应力求解，具体如下：(1)根据充气式再入飞行器迎风面、背风面压力分布和薄膜静力学方程开展流固单向耦合计算，得到稳态应力、应变分布，完成静力学分析。(2)根据充气式再入飞行器迎风面、背风面温度分布和热传导微分方程开展传热计算，并采用理想气体状态方程修正内充压气体参数变化。在传热计算与内充压气体参数修正的基础上进行热固单向耦合计算求解热应力，热应力计算由热变形方程和胡克定律求解得到。模态、热模态分析本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一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，其特征在于步骤如下：(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。

【技术特征摘要】
1.一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，其特征在于步骤如下：(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。2.根据权利要求1所述的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，其特征在于：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；(1.3)根据薄膜应力刚化理论及薄膜静力学方程，开展静力学计算求解预应力。3.根据权利要求1所述的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，其特征在于：步骤(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，根据计算结构，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，具体步骤如下：(2.1)结合充气式再入飞行器真实飞行弹道，开展高超声速气动力和气动热计算；(2.2)根据高超声速气动力和气动热计算结果，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，并加载至薄膜有限元单元上，得到薄膜有限元单元压力分布、温度分布的插值结果。4.根据权利要求1所述的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，其特征在于：步骤(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，具体步骤如下：(3.1)根据薄膜有限元单元压力分布、温度分布的插值结果和薄膜静力学方程，通过流固单向耦合计算、热固单向耦合计算，得到应力、应变与热应力分布，并采用理想气体状态方程修正内充压气体参数变化；(3.2)根据薄膜振动方程，结合流固单向耦合和热固单向耦合的计算结果开展充气式再入飞行器的模态、热模态分析，确定材料非线性参数，包括：内充压气体压力、薄膜厚度，对充气式再入飞行器的静力学特性和模态振动特征的影响，确定高超声速流场非线性参数，包括：高超声速流场压力分布、温度分布作用下，充气式再入飞行器模态、热模态频率和振型的变化。5.根据权利要求1所述的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，其特征在于：步骤(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，具体步骤如下：改变内充压气体压力、薄膜厚度、高超声速流场压力分布、温度分布这些非线性参数重新进行加载并重复上述步骤，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规律。6.根据权利要求1所述的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，其特征在于：所述的结构动力学数值模型，包括：环形气囊、隔层、蒙皮、内充压气体这些充气式再入飞行器的真实特征，所述的有限元网格划分经过网格无关性验...

【专利技术属性】
技术研发人员：张章，王立武，吕智慧，曹旭，刘涛，王奇，武士轻，黄明星，黄雪姣，李博，
申请(专利权)人：北京空间机电研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11