内埋武器舱折叠舱门气动弹性动力响应数值计算方法技术

一种基于Newmark方法的内埋武器舱舱门气动弹性动力响应数值计算方法，将内埋武器舱打开和关闭过程中折叠舱门的动态响应视为两部分的叠加：一部分为电机驱动舱门机构运动所带来的刚体位移；另一部分为舱门结构在气动力作用下产生的弹性变形。在本方法中，将活塞理论作为气动弹性分析中的气动力模型，利用气动刚度矩阵和气动阻尼矩阵对气动力进行描述，借鉴四连杆机构的运动原理来分析舱门机构的运动规律，然后通过修正气动刚度矩阵和气动阻尼矩阵的方法来计及舱门的刚体运动对气动力产生的影响，根据Newmark方法进行舱门结构气动弹性动力学方程的数值求解。本方法考虑了武器舱打开和关闭动态过程中舱门的刚体运动对气动力产生的影响，提高了折叠舱门气动弹性动力响应分析的精确性，为折叠舱门气动弹性动力响应的数值计算提供了新思路。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及内埋武器舱舱门气动弹性动力响应分析领域，特别涉及一种基于Newmark方法的内埋武器舱折叠舱门气动弹性动力响应数值计算方法。
技术介绍
气动弹性如今在航空航天领域有着重要的应用，特别是在一些刚度小、速度高的飞行器设计过程中更需要对气动弹性问题进行分析和计算。气动弹性动力响应问题是分析结构在惯性力、弹性力和气动力三者作用下的动态响应历程。气动弹性动力响应问题的分析方法可分为频域方法和时域方法两类。频域方法应用频域气动力模型，求解动力学方程的频域形式，得到结构响应的功率谱；时域方法则采用时域非定常或准定常气动力理论，在时域内求解动力学方程，得到随时间变化的结构动力学响应历程。活塞理论是一种常用的时域准定常气动力理论，适用于翼剖面厚度较薄且飞行马赫数较高的情况，因此在壁板类结构的气动弹性问题中得到了广泛的应用。活塞理论认为翼面上某一点的扰动对其他点产生的影响十分微弱，故可以忽略这种影响，认为翼型上某一点的压力只与该点处的下洗速度有关，如同活塞在一圆管道运动，活塞上作用的压力只与活塞的运动速度有关。在来流马赫数在的范围内时，适用一阶活塞理论： Δ p = - 2 q Ma 2 - 1 ( ∂ w ∂ x + Ma 2 - 2 Ma 2 - 1 1 V ∂ w ∂ t ) - - - ( 16 ) ]]>当翼型厚度对气动力产生的影响不可忽略时，应当采用二阶活塞理论进行气动力计算；当来流马赫数达到Ma>5的高超声速范围时，应该采用非定常的高阶活塞理论来计算气动力。Newmark法属于积分类型的动力数值分析方法，是一种时域分析方法。其核心思想是对时间步距内加速度的分布做出适当的假设，然后通过积分获得速度反应和位移反应的表达式，进而求得步距末点的反应值。最常用的两种Newmark法为平均常加速度法和线性加速度法：平均常加速度法相当于假定在各步距内加速度为常数，且取值为时间步始、末两点加速度的平均值；线性加速度法则假设步距内加速度服从线性分布。针对如下单自由度体系的运动方程： m u ·· ( t ) + c u · ( t ) + k u = p ( t ) - - - ( 17 ) ]]>其中m、c和k分别为体系的质量、阻尼和刚度特性，t为时间，和u(t)分别为体系的加速度、速度和位移，p(t)为外载荷。将时间计算域[0,tend]离散化得到各离散点t0,t1,t2,…,tn，并记时间步距△ti＝ti+1-ti。在已知t＝ti及其以前时刻的全部响应的情况下，为了得到t＝ti+1时刻的动力响应，Newmark法假设： u · ( t i + 1 ) = u · ( t i ) + ( 1 - γ ) Δt i u ·· ( t i ) + γΔt i u ·· ( t i + 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于Newmark方法的内埋武器舱舱门气动弹性动力响应数值计算方法，其特征在于实现步骤如下：(1)根据内埋武器舱折叠舱门的结构特点，在商业软件中建立折叠舱门的几何模型，折叠舱门的两部分分别称为大舱门和小舱门，大舱门一边与机身铰接，另一边与小舱门铰接，小舱门再通过两根支撑杆连接到机身上，为方便进行步骤(7)和步骤(8)中的插值，舱门主体用面进行建模；(2)将折叠舱门等效为一个四连杆机构，大、小舱门分别视为四连杆机构中的连杆，根据四连杆机构的运动原理分析舱门机构的运动规律，由给出的大舱门转动角速度的变化历程得到小舱门转动角速度和平动速度的变化历程；(3)在商业软件中对步骤(1)中建立折叠舱门的几何模型进行网格划分，舱门主体由壳单元构成，并赋予相应的材料属性，然后利用商业软件的功能提取出舱门有限元模型的总体刚度矩阵和总体质量矩阵以及结点坐标；(4)为适应气动力计算，建立舱门的升力面模型，升力面与舱门所在平面重合，并对升力面进行网格划分，并提取升力面结点坐标；(5)根据步骤(4)得到的升力面结点坐标，并结合大气密度、马赫数飞行参数生成初始总体气动刚度矩阵K0q和初始总体气动阻尼矩阵C0q，为步骤(7)中的结构动力学分析做准备，初始状态下总体气动刚度矩阵和总体气动阻尼矩阵的具体形式可根据气动力模型，结合Hamilton原理进行推导得到；(6)根据当前时刻舱门做刚体运动的平动速度和转动角速度，分析舱门与来流之间的相对速度，进而得到舱门的攻角α和气流偏角并对步骤(5)中的初始总体气动刚度矩阵K0q和初始总体气动阻尼矩阵C0q进行修正，得到当前时刻下的总体气动刚度矩阵Kq和总体气动阻尼矩阵Cq；(7)根据步骤(3)中的舱门结点坐标和步骤(4)中的升力面结点坐标，将步骤(9)得到的舱门结构当前时刻的结点位移向量w和结点速度向量通过样条插值方法插值到升力面上，得到升力面的结点位移向量wq和结点速度向量并根据下式计算气动力：Fq=Kqwq+Cqw·q---(1)]]>式中Fq为作用于升力面结点的气动载荷列向量；(8)根据步骤(3)中的舱门结点坐标和步骤(4)中的升力面结点坐标，通过样条插值方法将步骤(7)中的气动载荷列向量插值到舱门有限元模型上，结合步骤(3)得到的结构总体刚度矩阵、总体质量矩阵和步骤(6)得到的总体气动刚度矩阵和总体气动阻尼矩阵，并根据Newmark方法进行舱门气动弹性动力学方程的求解，得到舱门结构下一时刻的响应，包括结点的位移向量w、速度向量和加速度向量(9)判断当前时刻是否达到设置的结束时间tend，即是否满足：t≥tend    (2)若不满足，则转到步骤(6)，时间步增加1，继续进行下一时间步的舱门气动弹性响应分析；若满足，则认为已完成0～tend时间段内舱门的气动弹性响应计算，根据步骤(8)得到的舱门结构各时刻的气动弹性响应，输出舱门在0～tend时间段内的气动弹性动力响应历程，实现内埋武器舱舱门气动弹性动力响应数值计算。...

【技术特征摘要】
1.一种基于Newmark方法的内埋武器舱舱门气动弹性动力响应数值计算方法，其特征在于实现步骤如下：(1)根据内埋武器舱折叠舱门的结构特点，在商业软件中建立折叠舱门的几何模型，折叠舱门的两部分分别称为大舱门和小舱门，大舱门一边与机身铰接，另一边与小舱门铰接，小舱门再通过两根支撑杆连接到机身上，为方便进行步骤(7)和步骤(8)中的插值，舱门主体用面进行建模；(2)将折叠舱门等效为一个四连杆机构，大、小舱门分别视为四连杆机构中的连杆，根据四连杆机构的运动原理分析舱门机构的运动规律，由给出的大舱门转动角速度的变化历程得到小舱门转动角速度和平动速度的变化历程；(3)在商业软件中对步骤(1)中建立折叠舱门的几何模型进行网格划分，舱门主体由壳单元构成，并赋予相应的材料属性，然后利用商业软件的功能提取出舱门有限元模型的总体刚度矩阵和总体质量矩阵以及结点坐标；(4)为适应气动力计算，建立舱门的升力面模型，升力面与舱门所在平面重合，并对升力面进行网格划分，并提取升力面结点坐标；(5)根据步骤(4)得到的升力面结点坐标，并结合大气密度、马赫数飞行参数生成初始总体气动刚度矩阵K0q和初始总体气动阻尼矩阵C0q，为步骤(7)中的结构动力学分析做准备，初始状态下总体气动刚度矩阵和总体气动阻尼矩阵的具体形式可根据气动力模型，结合Hamilton原理进行推导得到；(6)根据当前时刻舱门做刚体运动的平动速度和转动角速度，分析舱门与来流之间的相对速度，进而得到舱门的攻角α和气流偏角并对步骤(5)中的初始总体气动刚度矩阵K0q和初始总体气动阻尼矩阵C0q进行修正，得到当前时刻下的总体气动刚度矩阵Kq和总体气动阻尼矩阵Cq；(7)根据步骤(3)中的舱门结点坐标和步骤(4)中的升力面结点坐标，将步骤(9)得到的舱门结构当前时刻的结点位移向量w和结点速度向量通过样条插值方法插值到升力面上，得到升力面的结点位移向量wq和结点速度向量并根据下式计算气动力： F q = K q w q + C q w · q - - - ( 1 ) ]]>式中Fq为作用于升力面结点的气动载荷列向量；(8)根据步骤(3)中的舱门结点坐标和步骤(4)中的升力面结点坐标，通过样条插值方法将步骤(7)中的气动载荷列向量插值到舱门有限元模型上，结合步骤(3)得到的结构总体刚度矩阵、总体质量矩阵和步骤(6)得到的总体气动刚度矩阵和总体气动阻尼矩阵，并根据Newmark方法进行舱门气动弹性动力学方程的求解，得到舱门结构下一时刻的响应，包括结点的位移向量w、速度向量和加速度向量(9)判断当前时刻是否达到设置的结束时间tend，即是否满足：t≥tend (2)若不满足，则转到步骤(6)，时间步增加1，继续进行下一时间步的舱门气动弹性响应分析；若满足，则认为已完成0～tend时间段内舱门的气动弹性响应计算，根据步骤(8)得到的舱门结构各时刻的气动弹性响应，输出舱门在0～tend时间段内的气动弹性动力响应历程，实现内埋武器舱舱门气动弹性动力响应数值计算。2.根据权利要求1所述的一种基于Newmark方法的内埋武器舱折叠舱门气动弹性动力响应数值计算方法，其特征在于：所述步骤(2)中，将舱门机构等效为一个四连杆机构的过程为，根据四连杆机构的运动原理计算舱门机构的运动规律，将支撑杆与机身的铰接点视为坐标原点，x方向水平向右，电机驱动大舱门转动，若任意时刻大舱门与水平方向的夹角θ2及其转动角速度已知，支撑杆的运动规律由下面两式计算： x D c o s θ - 2 l 1 y D s i n θ - 2 l 1 l 3 cosθcosθ 2 - 2 l 1 l 3 sinθsinθ 2 = l 2 2 - l 4 2 - l 3 2 - l 1 2 - - - ( 3 ) ]]> - 2 l 3 x D sinθ 2 θ · 2 + 2 l 3 y D cosθ 2 θ · 2 + 2 l 1 x D sin θ θ · - 2 l 1 y D cos θ θ · + 2 l 1 l 3 sinθcosθ 2 θ · + 2 l 1 l 3 cosθsinθ 2 θ · 2 - 2 l 1 l 3 cosθsinθ 2 θ · - 2 l 1 l 3 sinθcosθ 2 θ · 2 = 0 - - - ( 4 ) ]]>其中l1为支撑杆长度，l2为小舱门宽度，l3为大舱门宽度，(xD,yD)为大舱门与机身铰接点的坐标，θ为支撑杆与水平方向的夹角，为支撑杆的转动角速度；根据下式求解小舱门与水平方向的夹角θ1： θ 1 = arctan l 1 s i n θ - y D - l 3 sinθ 2 l 1 c o s θ - x D - l 3 cosθ 2 - - - ( 5 ) ]]>θ1对时间求导即可得到小舱门的转动角速度小舱门的平动速度可以由大舱门的转动角速度来确定： v x ...

【专利技术属性】
技术研发人员：邱志平，张泽晟，王晓军，耿新宇，蔡逸如，郑宇宁，姜南，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11