CN108182308B - 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 - Google Patents

Abstract

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。

Description

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。

(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、热模态分析具体方法如下：

(1)根据薄膜振动方程，结合流固单向耦合与热固单向耦合的计算结果开展不考虑热效应的模态计算和考虑热效应的热模态计算，得到模态振动频率、模态振型、热模态振动频率、热模态振型。

(2)根据静力学分析与热应力求解结果，通过模态分析确定内充压气体压力、薄膜厚度这些材料非线性因素对充气式再入飞行器静力学特性和模态振动特征的影响。

(3)根据静力学分析与热应力求解结果，通过模态、热模态分析确定高超声速流场压力分布、气动加热与热传导这两项高超声速流场非线性因素导致的充气式再入飞行器模态、热模态频率和振型的变化。

本发明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系统，包括：预应力求解模块、气动力和气动热计算加载模块、修正和确定模块、参数改变模块；

预应力求解模块，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；

气动力和气动热计算加载模块，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；

修正和确定模块，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；

参数改变模块，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。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明提出了充气式再入飞行器非线性结构动力学建模方法，能够准确体现充气式再入飞行器的环形气囊、隔层、蒙皮、内充压气体这些真实特征；

(2)本发明通过流固单向耦合和热固单向耦合的计算方法，实现了高超声速流场非线性因素对充气式再入飞行器静力学特性和模态、热模态振动特性影响的准确表征，解决了现有充气式再入飞行器结构动力学研究中对高超声速流场非线性的影响考虑不足的问题；

(3)本发明实现了内充压气体状态变化、气囊薄膜材料厚度、气囊薄膜材料温度分布这三个材料非线性因素对充气式再入飞行器静力学特性和模态、热模态特征影响的合理表征，解决了现有充气式再入飞行器结构动力学研究中对材料非线性的影响考虑不足的问题；

(4)本发明改进了充气式再入飞行器现有的结构动力学分析方法，提高了仿真精确度，可以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。

附图说明

图1技术方案流程图；

图2充气式再入飞行器结构动力学模型的有限元网格划分示意图；

图3高超声速气动力、气动热计算模型示意图；

图4的(a)为充气式再入飞行器迎风面表面压力分布加载示意图，(b)为充气式再入飞行器背风面表面压力分布加载示意图；

图5的(a)为充气式再入飞行器迎风面表面温度分布加载示意图，(b)为充气式再入飞行器背风面表面温度分布加载示意图；

图6的(a)为充气式再入飞行器第一阶热模态振型的分析示意图，(b)为充气式再入飞行器第二阶热模态振型的分析示意图，(c)为充气式再入飞行器第三阶热模态振型的分析示意图，(d)为充气式再入飞行器第四阶热模态振型的分析示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施步骤对本发明做进一步详细描述。

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，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。

充气式再入飞行器集成了回收着陆过程中的气动减速、热防护、着陆缓冲等功能，有能力突破空间往返运输过程中航天发射与返回一一对应的传统模式，在行星探测、空间制品货运下载、目标飞行器的回收着陆以及航天员应急返回这些领域应用广阔。充气式再入飞行器的功能是充气展开并保持一定的结构形式与气动外形，其充气结构用于承受气动力载荷与气动热载荷。充气式再入飞行器的充气结构由环形气囊、隔层、蒙皮、内充压气体组成，其中环形气囊、隔层、蒙皮均为柔性薄膜材料制成。蒙皮是充气式再入飞行器充气结构的外部壳体，它包裹着环形气囊和隔层。隔层位于蒙皮与环形气囊之间，主要由绝热层、结构层、防热层、密封层这些多层织物材料复合而成。环形气囊位于隔层内部，环形气囊内部充有内充压气体，内充压气体为氮气。

本发明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系统，包括：预应力求解模块、气动力和气动热计算加载模块、修正和确定模块、参数改变模块；

预应力求解模块，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；

气动力和气动热计算加载模块，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；

修正和确定模块，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；

参数改变模块，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。

如图1所示，本发明构建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，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，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，所述的结构动力学数值模型涵盖了环形气囊、隔层、蒙皮、内充压气体这些充气式再入飞行器的真实特征，并将环形气囊、蒙皮、隔层划分为多个薄膜有限元单元，充气式再入飞行器结构动力学模型的有限元网格划分如图2所示。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。

(1.2)根据环形气囊内充压气体压力，在结构动力学模型中薄膜有限元单元上施加预紧力来模拟充气后充气式再入飞行器的系统刚度，实现内充压气体压力的加载。

(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。薄膜静力学方程可以表示如下形式，其中：h为薄膜厚度，p为充气压力，E为弹性模量，z为横向位移，z是x，y的函数。

(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。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。再入轨迹运动方程可以表示为如下形式，其中：

是充气式再入飞行器相对地心的位置矢量，

为气动力矢量，m为质量，

是引力矢量。

根据飞行弹道计算结果，开展高超声速气动力和气动热计算。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。高超声速气动力、气动热计算模型如图3所示。雷诺平均N-S方程可以表示为如下形式，其中ρ为空气密度，u_i和u_j为空气速度,p为空气压力，τ_ij为雷诺应力，e为动能，q_i为热传导率。

(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。薄膜有限元单元的压力和温度插值确定方式为：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。充气式再入飞行器迎风面表面压力分布加载示意图如图4(a)所示，背风面表面压力分布加载示意图如图4(b)所示。充气式再入飞行器迎风面表面温度分布加载示意图如图5(a)所示，背风面表面温度分布加载示意图如图5(b)所示。上述充气式再入飞行器外表面压力分布、温度分布的插值与加载真实体现了高超声速流场非线性的特点。

(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、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：

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。充气式再入飞行器迎风面表面压力分布加载示意图如图4(a)所示，背风面表面压力分布加载示意图如图4(b)所示。薄膜静力学方程可以写为如下形式，其中：h为薄膜厚度，p为充气压力，E为弹性模量，z为横向位移，z是x，y的函数。

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。热传导微分方程可以表示为如下形式。其中T为温度，c为比热容，λ为导热系数，φ为内热源项。

理想气体状态方程可以表示为如下形式。其中p为充气压力，M为充压气体摩尔质量，R为8.314J/(mol·K)，T是传热计算后得到的内充压气体温度。

pM＝ρRT

热变形方程和胡克定律可以表示为如下形式。其中α为热膨胀系数，E为弹性模量，σ为应力，ε为应变。

(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。具体方法如下：

根据薄膜振动方程，结合所述的流固单向耦合与热固单向耦合的计算结果开展不考虑热效应的模态计算和考虑热效应的热模态计算，得到模态振动频率、模态振型、热模态振动频率、热模态振型。微分形式的薄膜自由振动方程可以表示为如下形式，其中m_s为单位面积上的质量，p为充气压力，T_x和T_y为由变形引起的内部张力，z为横向位移，z是x，y的函数。

结合所述的静力学分析与热应力求解，通过模态分析确定内充压气体压力、薄膜厚度、内充压气体压力这些材料非线性因素对充气式再入飞行器静力学特性和模态振动特征的影响。

结合所述的静力学分析与热应力求解，通过模态、热模态分析确定高超声速流场压力分布、气动加热与热传导这两项高超声速流场非线性因素导致的充气式再入飞行器模态、热模态频率和振型的变化。充气式再入飞行器第一阶热模态振型的分析示意图如图6(a)所示，第二阶热模态振型的分析示意图如图6(b)所示、第三阶热模态振型的分析示意图如图6(c)所示、第四阶热模态振型的分析示意图如图6(d)所示。

(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。

本发明提出了充气式再入飞行器非线性结构动力学建模方法，能够准确体现充气式再入飞行器的环形气囊、隔层、蒙皮、内充压气体这些真实特征；通过流固单向耦合和热固单向耦合的计算方法，实现了高超声速流场非线性因素对充气式再入飞行器静力学特性和模态、热模态振动特性影响的准确表征，解决了现有充气式再入飞行器结构动力学研究中对高超声速流场非线性的影响考虑不足的问题；实现了内充压气体状态变化、气囊薄膜材料厚度、气囊薄膜材料温度分布这三个材料非线性因素对充气式再入飞行器静力学特性和模态、热模态特征影响的合理表征，解决了现有充气式再入飞行器结构动力学研究中对材料非线性的影响考虑不足的问题；改进了充气式再入飞行器现有的结构动力学分析方法，提高了仿真精确度，可以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。

Claims (12)

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，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；

(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(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。

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：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证，所述的薄膜有限元单元包含约束条件和载荷类型。

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：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。

7.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：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。

8.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：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。

9.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：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。

10.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：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。

11.根据权利要求10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：所述的模态、热模态分析具体方法如下：

(1)根据薄膜振动方程，结合流固单向耦合与热固单向耦合的计算结果开展不考虑热效应的模态计算和考虑热效应的热模态计算，得到模态振动频率、模态振型、热模态振动频率、热模态振型；

(2)根据静力学分析与热应力求解结果，通过模态分析确定内充压气体压力、薄膜厚度这些材料非线性因素对充气式再入飞行器静力学特性和模态振动特征的影响；

(3)根据静力学分析与热应力求解结果，通过模态、热模态分析确定高超声速流场压力分布、气动加热与热传导这两项高超声速流场非线性因素导致的充气式再入飞行器模态、热模态频率和振型的变化。

12.一种考虑非线性影响的充气式再入飞行器结构动力学分析系统，其特征在于包括：预应力求解模块、气动力和气动热计算加载模块、修正和确定模块、参数改变模块；

预应力求解模块，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；

气动力和气动热计算加载模块，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，并加载至薄膜有限元单元上；

修正和确定模块，根据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，具体如下：

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；

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；

参数改变模块，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。

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