CN103970957A - 一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，包括以下步骤：考虑气动加热和变截面惯性矩的影响，建立高超声速飞行器自由梁结构弹性模型；利用“模态叠加法”求解弹性振动方程，求得每个模态的固有频率、阻尼比和固有振型，在此基础上得到乘波体飞行器的弹性振动广义坐标方程；根据给出的乘波体飞行器结构参数，用计算流体学的方法得到飞行器的气动力和发动机推力；在推力、气动力、气动弹性分析的基础上，建立高超声速飞行器刚体-弹性耦合模型。该发明适合对于乘波体飞行器进行建模和仿真。在此基础上建立的乘波体高超声速飞行器模型更加精确，进行模型仿真时更加能够反映出飞行器气动/推进/弹性耦合特性。

Description

一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法

技术领域

本发明属于飞行器建模领域，具体涉及一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，其为一种在考虑弹性振动、变截面惯性矩以及气动加热效应的情况下对乘波体高超声速飞行器建模与仿真方法。

背景技术

吸气式高超声速飞行器具有直接从大气中吸取氧气而不需携带氧化剂的特点，它可以降低空中运输的费用、提高有效载荷量。此外，它具有远程快速响应、大机动性、大生存概率和自由进入空间的潜在优势，目前已有美国等国家进行过吸气式高超声速飞行器的地面试验或飞行试验。从九十年代开始，乘波体外形成为吸气式高超声速飞行器的研究热点。

众所周知，飞机的主要升力来源于机翼上表面低压区产生的吸力。吸气式高超声速飞行器则不同，它的机翼用于控制飞行器俯仰和滚转姿态，而不是用来产生升力。吸气式高超声速飞行器的主要升力来源于机身下表面的分布高压作用。这个高压区是自由流受到飞行器前端产生的激波压缩而产生的。乘波体高超声速飞行器采用一体化计的方法使得整个飞行器就像一台飞行中的发动机，即飞行器机身前体作为发动机的压缩部件，机身后体作为发动机的喷管。为减小高超声速飞行阻力而采用的细长机身容易产生弯曲变形和振动，吸气式高超声速飞行器的结构弹性变形不容忽视。

吸气式高超声速飞行器的上述特点导致它的飞行动力学具有显著的气动/推进/弹性耦合特性。这个新动力学特性对吸气式高超声速飞行器的总体设计和控制系统设计都非常关键。然而，在经典的飞行动力学模型中，这些新特性不能得到正确的处理。因此，为吸气式高超声速飞行器建立恰当的动力学模型十分重要。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：如何在考虑飞行器质量分布不均匀以及气动加热效应的情况下，准确求解飞行器弹性振动的偏微分方程，并在此基础上建立反映出飞行器气动/推进/弹性耦合特性的乘波体高超声速飞行器模型。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案为：一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，该方法适合对于乘波体飞行器进行建模和仿真，其特征在于：包括以下几个步骤：

(1)考虑气动加热和变截面惯性矩的影响，建立高超声速飞行器自由梁结构弹性模型；

(2)利用“模态叠加法”求解弹性振动方程，求得每个模态的固有频率、阻尼比和固有振型，在此基础上得到乘波体飞行器的弹性振动广义坐标方程；

(3)根据给出的乘波体飞行器结构参数，用计算流体学的方法得到飞行器的气动力和发动机推力；

(4)在推力、气动力、气动弹性分析的基础上，建立高超声速飞行器刚体-弹性耦合模型，然后进行乘波体飞行器仿真。

进一步的，所述的步骤(1)中，根据给定的乘波体飞行器结构尺寸和质量分布，考虑到机体中间粗、两段细，容积和大部分质量集中于质心周围，将飞行器等效为质心固定的变截面悬臂梁，由此可得飞行器弹性振动的偏微分方程：

$\frac{{\∂}^2}{{\∂x}^2}\left(E(x,t)I\left(x\right)\frac{{\∂}^{2}y(x,t)}{{\∂x}^2}\right)+m\left(x\right)\frac{{\∂}^{2}y(x,t)}{{\∂t}^2}=W_y(x,t)---\left(1\right)$

其中，E(x,t)表示结构弹性模量，由于高超声速带来的气动加热效应，E(x,t)不是常数，而是随着飞行时间和轴向位置x变化的函数，I(x)为飞行器横截面的惯性矩，表示截面惯性矩沿飞机纵轴的变化，根据乘波体外形的高超声速飞行器结构布局得到，m(x)为单位体积的质量，W(x,t)为飞行器受到的法向分布力，y(x,t)为飞行器的横向弹性变形位移函数。

进一步的，所述的步骤(2)中，采用如下方式利用“模态叠加法”求解弹性振动方程，在此基础上得到乘波体飞行器的弹性振动广义坐标方程：

根据“模态叠加法”，横向弹性变形位移函数y(x,t)可表示为：

$y(x,t)=\underset{i=1}{\overset{\∞}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\φ}}_i\left(x\right){\mathrm{\η}}_i\left(t\right)---\left(2\right)$

其中，φ_i(x)为第i阶自由振动模态函数；η_i(x)为第i阶模态的广义坐标，将式(2)代入式(1)，可得：

${\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_i\left(t\right)+{2\mathrm{\ξ}}_i{w}_i{\stackrel{\·}{\mathrm{\η}}}_i\left(t\right)+w_i^2{\mathrm{\η}}_i\left(t\right)=\frac{Q_i\left(t\right)}{M_i}$

其中，称为第i阶模态的广义弹性力，w_i和ξ_i为第i阶模态所固有的固有频率和阻尼比，称为第i阶模态的广义弹性力，M_i为乘波体飞行器第i阶振动模态的广义质量.

进一步的，所述的步骤(3)中，采用如下方式根据给出的乘波体飞行器结构参数，计算流体学的方法得到飞行所受气动力和发动机推力：

为保证发动机正常工作，要求攻角α＞-τ_1,l，此时作用于飞行器的自由流相当于进入凹形通道，在飞行器头部产生激波，飞行器前体下表面的自由来流经过激波面，方向变为沿表面向下；由于高超声速飞行器的马赫数一般大于5，可以利用牛顿流模型得出其上表面近似为真空状态，气压为0；

对超燃冲压发动机建模时，将其分为进气道、燃烧室和尾喷管三部分；在进气道和尾喷管，利用质量守恒确定两个端口气流的马赫数的关系，然后利用“等熵原理”求得出口处气体其他参数：温度、压强和密度；在燃烧室，假设燃烧过程气流是无摩擦等截面定长加热管流，可求得两端口处的气流的参数关系式。最后，根据飞行器各表面处的压强，可求得飞行器受到的合力和合力矩。

进一步的，所述的步骤(4)中，采用如下方式建立高超声速飞行器刚体-弹性耦合模型：

假设飞行器轴对称，并且质心始终在质心上，忽略地球自转和风速影响，在高超声速飞行器对称飞行时，将六自由度动力学方程进行简化，可得刚体飞行器动力学模型：

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{V}=\frac{T\cos \mathrm{\α}-D}{m}-g\sin \mathrm{\γ}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}=\frac{T\sin \mathrm{\α}+L}{\mathrm{mV}}-\frac{g}{V}\cos \mathrm{\γ}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\α}}=q-\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}\\ \stackrel{\·}{q}=\frac{M}{\mathrm{Iyy}}\\ \stackrel{\·}{h}=V\sin \mathrm{\γ}\end{array}\right.$

其中，V表示飞行器速度，m表示飞行器质量，α表示攻角，γ表示俯仰角，g表示重力加速度，Iyy表示飞行器沿y轴的转动惯量，h表示高度，T,M,L,D分别表示飞行器受到的推力、力矩、升力和阻力；

由于飞行器是弹性的，需要将飞行器弹性振动的偏微分方程加入上述的动力学模型中。因为飞行器的弹性振动使飞行器发生形变，改变了飞行器头部下表面的气流偏转角，继而影响T,M,L,D的计算，因此，超高声速飞行器的飞行动力学具有显著的气动/推进/弹性耦合特性。

本发明与现有技术相比的优点在于：乘波体高超声速飞行器机身细长，在高速飞行中容易产生弯曲变形和振动，所以吸气式高超声速飞行器的结构弹性变形不容忽视。但是在经典的飞行动力学模型中，这些新特性不能得到正确的处理。本方法不仅在建模时考虑了飞行器的弹性振动，而且在建立弹性振动的偏微分方程的过程中，不再假设飞行器惯性矩为常数，而是根据乘波体飞行器的外形特点和质量分布求出飞行器惯性矩沿纵轴的变化，同时考虑温度对飞行器结构弹性模量的影响。在此基础上建立的乘波体高超声速飞行器模型更加精确，进行模型仿真时更加能够反映出飞行器气动/推进/弹性耦合特性。

附图说明

图1一种弹性乘波体高超声速飞行器建模方法的流程图；

图2弹性乘波体飞行器结构尺寸；

图3弹性乘波体飞行器质量分布；其中1为前部设备子系统，2为氢气储箱，3为有效载荷，4为推进系统，5为后部设备子系统；

图4截面惯性矩沿纵轴变化对比；

图5飞行器平均截面温度随时间变化；

图6结构弹性模量随温度变化曲线。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施方式详细介绍本发明。

如图1所示，本发明一种弹性乘波体高超声速飞行器建模方法的具体实施步骤如下：

(1)根据给定的乘波体飞行器结构尺寸和质量分布特点，如图2和图3所示，将飞行器等效为质心固定的变截面悬臂梁。由此可得飞行器弹性振动的偏微分方程：

$\frac{{\∂}^2}{{\∂x}^2}\left(E(x,t)I\left(x\right)\frac{{\∂}^{2}y(x,t)}{{\∂x}^2}\right)+m\left(x\right)\frac{{\∂}^{2}y(x,t)}{{\∂t}^2}=W_y(x,t)---\left(1\right)$

其边界条件为：

$E(x,t)I\left(x\right)\frac{{\∂}^{2}y(x,t)}{{\∂x}^2}{|}_{x=0}=0$

$E(x,t)I\left(x\right)\frac{{\∂}^{2}y(x,t)}{{\∂x}^2}{|}_{x=L}=0$

$E(x,t)I\left(x\right)\frac{{\∂}^{3}y(x,t)}{{\∂x}^3}{|}_{x=0}=0$

$E(x,t)I\left(x\right)\frac{{\∂}^{3}y(x,t)}{{\∂x}^3}{|}_{x=L}=0$

其中，L是飞行器在弹性坐标系中轴O_ox_o上的长度坐标。

为提高建模的准确性，需要考虑到飞行器质量分布不均匀以及气动加热效应。由图3所示，飞行器质量分布不均匀，故其惯性矩是沿着纵轴变化的，如图4为恒截面惯性矩自由梁模型和变截面惯性矩自由梁模型对应的截面惯性矩沿纵轴的变化图。飞行器在做超高声速飞行时，考虑到气动加热，飞行器不同位置的温度不断升高，如图5所示。温度的变化引起飞行器弹性模量变化，其变化曲线如图6。由此，可得飞行器不同位置的结构弹性模量E(x,t)随着飞行时间变化。

(2)利用“模态叠加法”求解弹性振动方程，在此基础上得到乘波体飞行器的弹性振动广义坐标方程：

根据“模态叠加法”，横向弹性变形位移函数y(x,t)可表示为：

$y(x,t)=\underset{i=1}{\overset{\∞}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\φ}}_i\left(x\right){\mathrm{\η}}_i\left(t\right)---\left(2\right)$

其中，φ_i(x)为第i阶自由振动模态函数；η_i(x)为第i阶模态的广义坐标。将式(2)代入式(1)，可得：

${\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_i\left(t\right)+{2\mathrm{\ξ}}_i{w}_i{\stackrel{\·}{\mathrm{\η}}}_i\left(t\right)+w_i^2{\mathrm{\η}}_i\left(t\right)=\frac{Q_i\left(t\right)}{M_i}---\left(3\right)$

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\φ}}_i=a_i(\sinh k_{i}x+\sin k_{i}x)+(\cosh k_{i}x+\cos k_{i}x)\\ k_i=\frac{(i+0.5)}{L},a_i=\frac{-\cosh k_{i}L+\cos k_{i}x}{\sinh k_{i}L-\sin k_{i}L}\\ w_i=\frac{{(i+0.5)}^2{\mathrm{\π}}^2}{L^2}\sqrt{\frac{E(x,t)I\left(x\right)}{m}},i=\mathrm{1,2,3}...\end{array}\right.---\left(4\right)$

其中，称为第i阶模态的广义弹性力，w_i和ξ_i为第i阶模态所固有的固有频率和阻尼比，ξ_i一般取0.2。称为第i阶模态的广义弹性力。M_i为乘波体飞行器第i阶振动模态的广义质量，可通过下式求解。

$M_i={\∫}_0^{L}m\left(x\right){\mathrm{\φ}}_i^2\left(x\right)\mathrm{dx}---\left(5\right)$

(3)首先，根据下式求出飞行器头部的气流偏转角θ：

θ＝α+τ_1,l+Δτ_f

其中，α表示攻角，τ_1,l如图2中所示，表示飞行器下表面与参考线的夹角，Δτ_f表示机体弹性振动引起的前体弹性角位移，可通过下式求解：

${\mathrm{\Δ\τ}}_f=\frac{\underset{i}{\overset{N}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\φ}}_i{\mathrm{\η}}_i}{\stackrel{\‾}{x}}$

根据气流偏转角θ和激波角β的关系，可求得激波角。

$\mathrm{tg\θ}=\frac{{\mathrm{Ma}}_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}-1}{[{\mathrm{Ma}}_1^2(\frac{k+1}{2}-{\sin }^2\mathrm{\β})+1]\mathrm{tg\β}}$

已知激波角后，可用下面的公式求得其激波前后气流参数的变化：

$\frac{p_2}{p_1}=\frac{2k}{k+1}{\mathrm{Ma}}_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}-\frac{k-1}{k+1}$

$\frac{{\mathrm{\ρ}}_2}{{\mathrm{\ρ}}_1}=\frac{\frac{k+1}{k-1}{\mathrm{Ma}}_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}}{\frac{2}{k-1}+{\mathrm{Ma}}_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}}$

$\frac{T_2}{T_1}=\left[\frac{2k{\mathrm{Ma}}_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}-(k-1)}{k+1}\right]\left[\frac{2+(k-1){\mathrm{Ma}}_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}}{(k+1){\mathrm{Ma}}_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}}\right]$

$\frac{{\mathrm{Ma}}_2}{{\mathrm{Ma}}_1}=\frac{{\mathrm{Ma}}_1^2+\frac{2}{k-1}}{\frac{2k}{k-1}{\mathrm{Ma}}_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}-1}+\frac{{\mathrm{Ma}}_1^2{\cos }^2\mathrm{\β}}{\frac{k-1}{2}{\mathrm{Ma}}_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}+1}$

式中，T₁,T₂,p₁,p₂,ρ₁,ρ₂Mα₁,Mα₂分别是激波前后气体的温度、压强、密度和马赫数，k表示比热容比，一般取1.39。

发动机的内部结构如图6所示，分为进气道、燃烧室和尾喷管。在进气道和尾喷管，两端口处的气流参数都满足如下“等熵关系式”关系式：

$\frac{{[1+\frac{k-1}{2}{\mathrm{Ma}}_2^2]}^{\frac{k+1}{k-1}}}{{\mathrm{Ma}}_2^2}=\frac{A_2}{A_1}\frac{{[1+\frac{k-1}{2}{\mathrm{Ma}}_1^2]}^{\frac{k+1}{k-1}}}{{\mathrm{Ma}}_1^2}$

$\frac{T_2}{T_1}=\frac{1+\frac{k-1}{2}{\mathrm{Ma}}_1^2}{1+\frac{k-1}{2}{\mathrm{Ma}}_2^2}$

$\frac{p_2}{p_1}={\left(\frac{T_2}{T_1}\right)}^{\frac{k}{k-1}}$

其中，T₁,T₂,p₁,p₂,Mα₁,Mα₂分别表示通道入口和出口处的气体的温度、压强、密度和马赫数，A₁,A₂分别指入口和出口的面积。

在燃烧室，将内部气流等效为无摩擦等截面定长加热管流，其入口和出口处气流参数可通过下式求出：

$\frac{(1+\frac{k-1}{2}{\mathrm{Ma}}_1^2){\mathrm{Ma}}_1^2}{{({\mathrm{kMa}}_1^2+1)}^2}+\frac{{\mathrm{Ma}}_1^2}{{({\mathrm{kMa}}_1^2+1)}^2}\frac{\mathrm{\ΔT}}{T_1}=\frac{(1+\frac{k-1}{2}{\mathrm{Ma}}_2^2){\mathrm{Ma}}_2^2}{{({\mathrm{kMa}}_2^2+1)}^2}$

$\frac{T_2}{T_1}={\left(\frac{p_2}{p_1}\frac{{\mathrm{Ma}}_2}{{\mathrm{Ma}}_1}\right)}^2$

$\frac{p_2}{p_1}=\frac{{\mathrm{kMa}}_1^2+1}{{\mathrm{kMa}}_2^2+1}$

其中，ΔT表示燃料燃烧后气流温度的变化。发动机推力通过下面的公式求得：

$T=\stackrel{\·}{m}a(V_e-V_{\∞})+(P_e-P_{\∞})\frac{A_e}{b}-(P_1-P_{\∞})\frac{A_1{A}_3}{b{A}_2}$

式中，表示燃料消耗率，单位是kg/s；V_e,P_e表示飞行器发动机出口处气流速度和压强；P_∞,V_∞表示自由来流的压强和速度(等于飞行器的速度和风速的矢量和)；A_e表示发动机出口处的面积；b表示飞行器的宽度。

飞行器后体的压强通过下式进行计算：

$P_f=\frac{P_e}{1+(l/\mathrm{La})(P_e/P_{\∞}-1)}$

式中，l表示沿后体下表面的长度，La表示后体下表面的总长度。控制面的气动力分析与机体前端的气动力原理相同，不再赘述。知道了飞行器各处的气压，便可以求得飞行器受到的力矩M、升力L和阻力D。

(4)假设飞行器轴对称，并且质心始终在质心上，忽略地球自转和风速影响，高超声速飞行器在对称飞行时，将六自由度动力学方程进行简化，同时考虑飞行器的弹性振动，得到弹性飞行器动力学模型如下：

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{V}=\frac{T\cos \mathrm{\α}-D}{m}-g\sin \mathrm{\γ}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}=\frac{T\sin \mathrm{\α}+L}{\mathrm{mV}}-\frac{g}{V}\cos \mathrm{\γ}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\α}}=q-\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}\\ \stackrel{\·}{q}=\frac{M}{\mathrm{Iyy}}\\ \stackrel{\·}{h}=V\sin \mathrm{\γ}\\ {\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_i\left(t\right)+2{\mathrm{\ξ}}_i{w}_i{\stackrel{\·}{\mathrm{\η}}}_i\left(t\right)+w_i^2{\mathrm{\η}}_i\left(t\right)=N_i\left(t\right)\end{array}\right.$

其中，V表示飞行器速度，m表示飞行器质量，α表示攻角，γ表示俯仰角，g表示重力加速度，Iyy表示飞行器沿y轴的转动惯量，h表示高度，T,M,L,D分别表示飞行器受到的推力、力矩、升力和阻力。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

尽管为说明目的公开了本发明的最佳实施例和附图，但是本领域的技术人员可以理解：在不脱离本发明及所附的权利要求的精神和范围内，各种替换、变化和修改都是可能的。因此，本发明所保护的技术方案不应局限于最佳实施例和附图所公开的内容。

Claims (5)

1.一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，该方法适合对于乘波体飞行器进行建模和仿真，其特征在于：包括以下几个步骤：

(1)考虑气动加热和变截面惯性矩的影响，建立高超声速飞行器自由梁结构弹性模型；

(2)利用“模态叠加法”求解弹性振动方程，求得每个模态的固有频率、阻尼比和固有振型，在此基础上得到乘波体飞行器的弹性振动广义坐标方程；

(3)根据给出的乘波体飞行器结构参数，用计算流体学的方法得到飞行器的气动力和发动机推力；

(4)在推力、气动力、气动弹性分析的基础上，建立高超声速飞行器刚体-弹性耦合模型，然后进行乘波体飞行器仿真。

2.根据权利要求1所述的一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，其特征在于：所述的步骤(1)中，根据给定的乘波体飞行器结构尺寸和质量分布，考虑到机体中间粗、两段细，容积和大部分质量集中于质心周围，将飞行器等效为质心固定的变截面悬臂梁，由此可得飞行器弹性振动的偏微分方程：

$\frac{{\∂}^2}{{\∂x}^2}\left(E(x,t)I\left(x\right)\frac{{\∂}^{2}y(x,t)}{{\∂x}^2}\right)+m\left(x\right)\frac{{\∂}^{2}y(x,t)}{{\∂t}^2}=W_y(x,t)---\left(1\right)$

其中，E(x,t)表示结构弹性模量，由于高超声速带来的气动加热效应，E(x,t)不是常数，而是随着飞行时间和轴向位置x变化的函数，I(x)为飞行器横截面的惯性矩，表示截面惯性矩沿飞机纵轴的变化，根据乘波体外形的高超声速飞行器结构布局得到，m(x)为单位体积的质量，W(x,t)为飞行器受到的法向分布力，y(x,t)为飞行器的横向弹性变形位移函数。

3.根据权利要求1所述的一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，其特征在于：所述的步骤(2)中，采用如下方式利用“模态叠加法”求解弹性振动方程，在此基础上得到乘波体飞行器的弹性振动广义坐标方程：

根据“模态叠加法”，横向弹性变形位移函数y(x,t)可表示为：

$y(x,t)=\underset{i=1}{\overset{\∞}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\φ}}_i\left(x\right){\mathrm{\η}}_i\left(t\right)---\left(2\right)$

其中，φ_i(x)为第i阶自由振动模态函数；η_i(x)为第i阶模态的广义坐标，将式(2)代入式(1)，可得：

${\stackrel{\·\·}{\mathrm{\η}}}_i\left(t\right)+{2\mathrm{\ξ}}_i{w}_i{\stackrel{\·}{\mathrm{\η}}}_i\left(t\right)+w_i^2{\mathrm{\η}}_i\left(t\right)=\frac{Q_i\left(t\right)}{M_i}$

其中，称为第i阶模态的广义弹性力，w_i和ξ_i为第i阶模态所固有的固有频率和阻尼比，称为第i阶模态的广义弹性力，M_i为乘波体飞行器第i阶振动模态的广义质量。

4.根据权利要求1所述的一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，其特征在于：所述的步骤(3)中，采用如下方式根据给出的乘波体飞行器结构参数，计算流体学的方法得到飞行所受气动力和发动机推力：

为保证发动机正常工作，要求攻角α＞-τ_1,l，此时作用于飞行器的自由流相当于进入凹形通道，在飞行器头部产生激波，飞行器前体下表面的自由来流经过激波面，方向变为沿表面向下；由于高超声速飞行器的马赫数一般大于5，可以利用牛顿流模型得出其上表面近似为真空状态，气压为0；

对超燃冲压发动机建模时，将其分为进气道、燃烧室和尾喷管三部分；在进气道和尾喷管，利用质量守恒确定两个端口气流的马赫数的关系，然后利用“等熵原理”求得出口处气体其他参数：温度、压强和密度；在燃烧室，假设燃烧过程气流是无摩擦等截面定长加热管流，可求得两端口处的气流的参数关系式；最后，根据飞行器各表面处的压强，可求得飞行器受到的合力和合力矩。

5.根据权利要求1所述的一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法，其特征在于：所述的步骤(4)中，采用如下方式建立高超声速飞行器刚体-弹性耦合模型：

假设飞行器轴对称，并且质心始终在质心上，忽略地球自转和风速影响，在高超声速飞行器对称飞行时，将六自由度动力学方程进行简化，可得刚体飞行器动力学模型：

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{V}=\frac{T\cos \mathrm{\α}-D}{m}-g\sin \mathrm{\γ}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}=\frac{T\sin \mathrm{\α}+L}{\mathrm{mV}}-\frac{g}{V}\cos \mathrm{\γ}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\α}}=q-\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}\\ \stackrel{\·}{q}=\frac{M}{\mathrm{Iyy}}\\ \stackrel{\·}{h}=V\sin \mathrm{\γ}\end{array}\right.$

其中，V表示飞行器速度，m表示飞行器质量，α表示攻角，γ表示俯仰角，g表示重力加速度，Iyy表示飞行器沿y轴的转动惯量，h表示高度，T,M,L,D分别表示飞行器受到的推力、力矩、升力和阻力；

由于飞行器是弹性的，需要将飞行器弹性振动的偏微分方程加入上述的动力学模型中；因为飞行器的弹性振动使飞行器发生形变，改变了飞行器头部下表面的气流偏转角，继而影响T,M,L,D的计算，因此，超高声速飞行器的飞行动力学具有显著的气动/推进/弹性耦合特性。