一种吸气式高超声速无人机动态可靠性分析方法技术

本发明专利技术公开了一种吸气式高超声速无人机动态可靠性分析方法，包括如下步骤：建立无人机纵向弹性模型，建立考虑弹性因素的无人机整体的受力模型，采用区间数表示无人机材料的不确定信息，建立含区间参数的时变的结构极限状态方程，构造概率

【技术实现步骤摘要】
一种吸气式高超声速无人机动态可靠性分析方法


[0001]本专利技术属于高超声速无人机的
，具体的为：一种吸气式高超声速无人机动态可靠性分析方法。

技术介绍

[0002]高超声速无人机有极高的应用价值，是各国技术发展的重点。无人机在高超声速飞行时，复杂的气动特性以及机身的应力导致其累积失效概率的增加，以致其可靠度降低，危害飞行安全。因此，若没有对无人机失效概率进行及时、准确地分析，且没有采取合适的措施减缓失效概率的演化，则可能会出现无人机的结构失效，甚至坠毁。因此，开展高超声速无人机可靠性的研究，对保证飞行安全具有重要的意义。
[0003]结构可靠性分析是航天工程领域的热点和难点，结构可靠性是评价航天器结构安全性和飞行安全的重要指标。近年来，关于可靠性分析和控制方面的研究越来越多，在可靠性建模方面，主要分为静态可靠性和动态可靠性建模两方面。静态可靠性中，刘楼采用应力
‑
强度干涉模型，对在阵风作用下飞机机翼可靠度进行了理论计算。考虑时变不确定性的动态可靠性研究相对较少，理论发展还不够完善。当机械结构的动态响应(位移、本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种吸气式高超声速无人机动态可靠性分析方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1)建立高超声速无人机的纵向弹性模型；步骤2)建立考虑弹性因素的高超声速无人机的表面受力模型；步骤3)采用区间数表示高超声速无人机材料的不确定信息，建立含区间数的时变的结构极限状态方程，构造概率
‑
区间混合的高超声速无人机结构动态可靠性模型，分析高超声速无人机的可靠性随时间变化的关系；步骤4)针对高超声速无人机的不同飞行状态，对高超声速无人机的机身进行可靠性分析，寻找影响累积失效概率增加的关键变量。2.根据权利要求1所述的一种吸气式高超声速无人机动态可靠性分析方法，其特征在于，步骤1)中：所述高超声速无人机的纵向弹性模型通过式(1)表示：其中，V为飞行速度，上标“·”为其导数，T为发动机推力，D为阻力，L为升力，m为高超声速无人机质量，g为重力加速度，α为迎角，H为飞行高度，M为力矩，I
yy
为转动惯量，θ为俯仰角，q为俯仰角速度，η
1f
，η
1a
为前、后体一阶广义坐标，为前后体一阶广义坐标导数，为前后体二阶广义坐标导数，且均表征弹性模量，ω
1f
，ω
1a
为高超声速无人机前、后体弹性模态无阻尼自然频率，N
1f
，N
1a
为前、后体一阶广义力，K
1f
，K
1a
为力矩耦合系数，为刚弹耦合系数，ζ为高超声速无人机弹性阻尼系数。3.根据权利要求2所述的一种吸气式高超声速无人机动态可靠性分析方法，其特征在于，所述步骤2)中：高超声速无人机包括五个表面：上表面cf、前体下表面cd、发动机下表面gh、后体下表面ef和控制面cs；分别对五个表面进行受力分析，获取高超声速无人机五个表面的受力模型：对上表面cf，通过式(2)获取高超声速无人机上表面单位面积受力：
其中，F
cf
为高超声速无人机的上表面受力，P
cf
，ρ
cf
和a
cf
分别为当地压力，当地密度和当地声速，V
bx
和V
bz
为上表面稳定气流的法线速度V
n
在机体坐标轴X
b
轴和Z
b
轴上的分量，i和j为沿X
b
轴和Z
b
轴的单位向量，和分别为质心到高超声速无人机前端和后端的距离，τ
1,u
为高超声速无人机前体的上倾角，dA
cf
表示cf表面的单位面积，q由式(1)决定；x1表示上表面单位长度，是积分变量；将上表面单位面积的受力在上表面的长度上进行积分获取高超声速无人机的上表面受力F
cf
，并且上表面受力F
cf
包括刚体模态力F
cfc
和弹性模态力F
cft
；为了下一步进行可靠性分析，将上表面受力F
cf
分为前体和后体两部分力，cff为前体上表面，cfa为后体上表面；其中，F
cff
和F
cfa
为高超声速无人机前体和后体的上表面受力，X
cff
和Z
cff
为前体上表面受力在机体坐标轴X
b
轴和Z
b
轴上的分量，X
cfa
和Z
cfa
为后体上表面受力在机体坐标轴X
b
轴和Z
b
轴上的分量，x为积分变量；同样地，高超声速无人机前体下表面、发动机下表面、后体下表面和控制面的受力F
cd
，F
gh
，F
ef
，F
rs
如下：如下：如下：如下：如下：其中L
f
为无人机前体的长度，L
n
为无人机前体的长度，L
s
为控制舵面的长度，τ
1,l
为前体的下倾角，τ2为后倾角，F
rsl
为控制面下表面的受力，F
rsu
为控制面上表面的受力，x
s
为质心到控制面中心点在机体坐标轴X
b
轴方向上的距离；对于P
i
，ρ
i
和a
i
，i＝cff,cfa,cd,gh,ef,rsl,rsu均为当地压力，当地密度和当地声速，p
e
为发动机喷嘴的压力，p
∞
为未受干扰的气体压力，V
rsl
和V
rsu
分别为控制下表面和上表面的气体流速，δ
e
是升降舵的偏转角度，x2和x3是积分变量；式中，X
i
,Z
i
i＝cff,cfa,cd,gh,ef,rsl,rsu(8)是高超声速无人机每个表面上的分力。4.根据权利要求3所述的一种吸气式高超声速无人机动态可靠性分析方法，其特征在于，步骤3)的具体过程为：步骤3
‑
1)将高超声速无人机等效为悬臂梁结构，根据悬臂梁结构强度破坏准则，建立时变结构极限状态方程Z：
其中，g(
·
)为时变结构的功能函数，又称为失效函数；X(t)是一个三维随机向量，三维随机向量分别为S(t)、b(t)和h(t)，S(t)为在t时刻的极限屈服强度，b(t)和h(t)分别为在t时刻的等效宽度和高度，M
x
(t)和M
z
(t)为悬臂梁结构受到的两个方向上的力矩，有由M
x
(t)和M
z
(t)的表达式可知，要确定每个受力相对质心的力矩，就要确定每个受力的等效作用点的位置(x
i
,z
i
)(i＝cff,cfa,cd,gh,ef,rsl,rsu)；对于高超声速无人机前体的上表面受力F
cff
，上表面受力F
cff
的施加点位于高超声速无人机前体上表面的中心点：高超声速无人机后体的上表面受力F
cfa
施加于：前体下表面受力F
cd
、发动机下表面受力F
gh
和后体下表面受力F
ef
分别施加于：分别施加于：分别施加于：其中，h
i
为发动机高度，s
e
为从机体的末端e到后体下表面某一点的距离：通过文献获取高超声速无人机在控制面上受力F
rs
的作用点(...

【专利技术属性】
技术研发人员：王玉惠，郭钟格，何佳乐，陈谋，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：