CN111159812B - 一种吸气式高超声速无人机损伤特性分析方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种吸气式高超声速无人机损伤特性分析方法，步骤：建立考虑弹性因素的无人机全机身受力模型，并分析非定常气动力；根据得到的应力信息，建立无人机全身损伤动力学模型；建立无人机纵向弹性模型，分析无人机纵向弹性模型与纵向刚体模型的关键区别，论证在研究吸气式高超声速无人机损伤特性时考虑气动弹性的必要性；针对不同飞行状态，对无人机各表面损伤特性进行分析，确定影响损伤演化的关键变量。本发明以无人机全机身为研究对象，充分考虑无人机在飞行过程中发生弹性振动带来的影响，将损伤模型和无人机飞行动态结合，分别分析了无人机迎角、飞行速度、高度、舵偏角对机身损伤累积的影响，找出了影响机身损伤的关键变量。

Description

一种吸气式高超声速无人机损伤特性分析方法

技术领域

本发明属于高超声速无人机领域，特别涉及了一种高超声速无人机损伤特性分析方法。

背景技术

吸气式高超声速无人机因其极高的军事应用价值，成为各国技术发展的重点。同时，由于无人机在高超声速飞行时，复杂的气动特性使机身极易产生疲劳损伤，并在飞行过程中不断累积，危害飞行安全。因此，若没有对机身疲劳损伤进行及时、准确地分析，且没有采取合适的措施减缓损伤的演化，则可能会出现无人机结构失效，甚至导致飞机坠毁。因此，开展高超声速无人机损伤特性的研究，对保证飞行安全具有重要的意义。

近年来，关于高超声速无人机损伤特性分析和减损控制方面的研究越来越多。在损伤特性分析方面，SHAO Peng等利用裂纹损伤模型，分析了影响机翼损伤累积的关键变量；ZHANG Xiao-hui等基于应力-寿命模型，提出了一种估计机翼颤振损伤的方法。在减损控制方面，Walke等提出了“g-限制器”控制方法，通过限制翼梁受到的载荷峰值控制损伤的累积；Matsuzaki等提出利用加速度反馈驱动特殊控制面以减小产生损伤额外载荷的控制方法；Junyu Ying等设计了一种预设性能控制器，在实现减损控制的同时，保障了飞行性能。

可见，针对高超声速无人机损伤特性分析和减损控制方面的研究成果显著，这都为后续的研究提供了重要依据。然而，这些研究成果都存在着一定的缺陷，首先，他们研究的高超声速无人机模型均为刚体模型；其次，他们均以无人机机翼作为研究对象，但越来越多的研究表明，在无人机飞行过程中，由于机身表面会发生弹性形变，使无人机周围形成非定常气压，进而使机身受到非定常气动力。为了得到更加精确地结果，从而更准确地分析无人机疲劳损伤特性，上述由气动弹性因素引起的非定常气动力必须加以考虑。同时研究对象不应局限于机翼，而应该考虑整个机身的损伤，这对评估无人机疲劳损伤以及研究无人机结构可靠性具有重要的意义。

发明内容

为了解决上述背景技术提到的技术问题，本发明提出了一种吸气式高超声速无人机损伤特性分析方法。

为了实现上述技术目的，本发明的技术方案为：

一种吸气式高超声速无人机损伤特性分析方法，包括以下步骤：

(1)建立考虑弹性因素的无人机全机身受力模型，并分析非定常气动力；

(2)根据步骤(1)得到的应力信息，建立无人机全身损伤动力学模型；

(3)建立无人机纵向弹性模型，分析无人机纵向弹性模型与纵向刚体模型的关键区别，论证在研究吸气式高超声速无人机损伤特性时考虑气动弹性的必要性；

(4)针对不同飞行状态，对无人机各表面损伤特性进行分析，确定影响损伤演化的关键变量。

进一步地，步骤(1)的具体过程如下：

(1-1)确定吸气式高超声速无人机机体表面的五个面，分别为无人机上表面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；

(1-2)分别计算五个表面的单位面积压力：

无人机上表面cf的单位面积压力p′_cf：

p′_cf＝p_cf+ρ_cfa_cfv_cf

上式中，p_cf为上表面的当地压力，ρ_cf为上表面的当地密度，a_cf为上表面的当地声速，v_cf为上表面的下洗速度；

前体下表面cd的单位面积压力p′_cd：

p′_cd＝p_cd+ρ_cda_cdv_cd

上式中，p_cd为前体下表面的当地压力，ρ_cd为前体下表面的当地密度，a_cd为前体下表面的当地声速，v_cd为前体下表面的下洗速度；

发动机下表面gh的单位面积压力p′_gh：

p′_gh＝p_gh+ρ_gha_ghv_gh

其中，p_gh为发动机下表面的当地压力，ρ_gh为发动机下表面的当地密度，a_gh为发动机下表面的当地声速，v_gh为发动机下表面的下洗速度；

后体下表面ef的单位面积压力p′_ef：

上式中，p_e是发动机喷口气压，s_e是后体下表面端点e到后体下表面上某一点的距离，

为质心到无人机后端的距离，τ_1,u为无人机前体上倾角，τ₂为无人机后倾角，p_∞为无穷远处的未扰动气流；

控制面cs的单位面积压力p′_cs：

p′_cs＝(p_kx+ρ_kxa_kxv_kx)-(p_ks+ρ_ksa_ksv_ks)

上式中，p_kx为控制面下表面的当地压力，ρ_kx为控制面下表面的当地密度，a_kx为控制面下表面的当地声速，v_kx为控制面下表面的下洗速度，p_ks为控制面下表面的当地压力，ρ_ks为控制面下表面的当地密度，a_ks为控制面下表面的当地声速，v_ks为控制面上表面的下洗速度；

(1-3)分别计算五个表面的单位面积的受力：

无人机上表面cf的单位面积受力dF_cf：

上式中，v_ax和v_az为上表面振动速度在机体坐标系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，

为质心到无人机前端的距离，q为俯仰角速率，x₁表示上表面单位长度；

前体下表面cd的单位面积受力dF_cd：

上式中，v_bx和v_bz为前体下表面振动速度在机体坐标轴X_b轴和Z_b轴上的分量，x₂表示前体下表面单位长度，τ_1,l为前体下倾角；

发动机下表面gh的单位面积受力dF_gh：

dF_gh＝[-p_gh-ρ_gha_gh(v_gz-qx)]jdx₃

其中，v_gz为发动机下表面振动速度在机体坐标轴Z_b轴上的分量，x₃表示前体下表面单位长度；

后体下表面ef的单位面积受力dF_ef：

控制面cs的单位面积受力dF_cs：

dF_cs＝[(p_ks+ρ_ksa_ksv_ks)-(p_kx+ρ_kxa_kxv_kx)](sinδ_eicosδ_ej)secδ_edx₄

上式中，p_ks为控制面上表面当地压力，p_kx为控制面下表面当地压力，ρ_ks为控制面上表面当地密度，ρ_kx为控制下表面当地密度，a_ks为控制面上表面的当地声速，a_kx为控制面下表面的当地声速，δ_e为舵面偏转角，x₄表示控制面单位长度；

(1-4)分别计算五个表面的受力：

无人机上表面cf的受力F_cf：

上式中，

为无人机质心到无人机后端的距离；

前体下表面cd的受力F_cd：

上式中，L_f为前体长度；

发动机下表面gh的受力F_gh：

上式中，L_n为发动机长度；

后体下表面ef的受力F_ef：

控制面cs的受力F_cs：

上式中，L_s为舵面长度，x_s为控制面与无人机铰链的端点到控制面上一点的距离；

(1-5)计算无人机受到的总非定常气动力F_total：

F_total＝F_cf+F_cd+F_gh+F_ef+F_cs。

进一步地：在步骤(2)中，所述无人机全身损伤动力学模型如下：

上式中，η为非线性累积损伤，η_l为线性累积损伤，

t_k、t_k+1为同一升程两个连续的时间点，t表示时间，w为权函数，U(*)表示符号函数，η_p和η_e分别为高超声速无人机机翼关键部件的塑性损伤和弹性损伤，σ为机翼关键部件的当前应力。

进一步地：

上式中，σ_m为机翼关键部件的平均应力，σ_r为机翼关键部件的参考应力，ε′_f为疲劳延性系数，σ′_f为疲劳强度系数，c为疲劳延性指数，b为疲劳强度指数，K′为循环强度系数，n′为循环应变硬化指数。

进一步地，步骤(3)的具体过程如下：

(3-1)建立建立吸气式高超声速无人机纵向弹性模型：

上式中，V为飞行速度，T为发动机推力，m为无人机质量，α为迎角，D为阻力，L为升力，H为飞行高度，θ为迎角和航迹角的和，q为俯仰角速度，且q为θ的求导量，M为力矩，I_yy为转动惯量，g为重力加速度，ω₁，ω₂为无人机前、后体弹性模态无阻尼自然频率，N₁，N₂为无人机前、后体一阶广义力，ζ为无人机弹性阻尼系数，K₁，K₁为力矩耦合系数，

为刚弹耦合系数，η₁，η₂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；

(3-2)通过对比无人机纵向弹性模型与无人机纵向刚体模型中俯仰角速度q的不同，得出两种模型的区别在于无人机纵向弹性模型中包含了弹性模态，进而论证在研究吸气式高超声速无人机损伤特性时考虑气动弹性的必要性；

(3-3)选取某一飞行状态，分析在该状态下无人机的受力情况，对比考虑弹性因素前后无人机受力的区别，进而论证在研究吸气式高超声速无人机损伤特性时考虑气动弹性的必要性。

进一步地，步骤(4)的具体过程如下：

(4-1)选定无人机某一初始状态，将初始值输入步骤(3)所述无人机纵向弹性模型中，获得无人机实时飞行状态，将无人机实时飞行状态输入步骤(1)建立的无人机全机身受力模型中，获得无人机机身的实时受力，将受力信息输入步骤(2)建立的无人机全身损伤动力学模型中，获得无人机实时损伤信息；基于该过程，仅改变迎角而保持其他量不变，分析无人机各表面损伤与迎角的关系；

(4-2)选定无人机某一初始状态，且仅改变飞行高度而保持其他量不变，分析无人机各表面损伤与飞行高度的关系；

(4-3)选定无人机某一初始状态，且仅改变飞行速度而保持其他量不变，分析无人机各表面损伤与飞行速度的关系；

(4-4)选定无人机某一初始状态，且仅改变舵面偏转角而保持其他量不变，分析无人机各表面损伤与舵面偏转角的关系；

(4-5)选定无人机某一初始状态，且仅改变油门开度而保持其他量不变，分析无人机各表面损伤与油门开度的关系；

(4-6)结合步骤(4-1)至(4-5)的分析结果，分析确定影响无人机各表面损伤的关键变量。

采用上述技术方案带来的有益效果：

(1)本发明所建立的受力模型、损伤动力学模型均以无人机全机身为研究对象，比以往以机翼为研究对象建立的力学模型和损伤模型更具有实际应用价值；

(2)本发明通过建立考虑弹性振动的力学模型，精确计算出考虑弹性的非定常气动力，弥补了以往研究中仅以刚体模型受力为基础，模拟考虑弹性因素受力的缺陷；

(3)本发明以弹性无人机动力学模型为研究对象，使损伤特性分析结果更加精确，更加具有参考性；

(4)本发明所研究的无人机结构，为国际上最为经典的乘波体构型，因此研究结果更加符合实际应用，具有良好的前景。

附图说明

图1是乘波体构型的吸气式高超声速无人机几何结构图；

图2是本发明吸气式高超声速无人机损伤特性分析流程图；

图3中的(a)为仅改变迎角，保持其他量不变时，无人机所有表面受到的定常力对比图，图3中的(b)为仅改变迎角，保持其他量不变时，无人机所有表面损伤量对比图；

图4中的(a)为仅改变高度，保持其他量不变时，无人机所有表面受到的定常力对比图；图4中的(b)为仅改变高度，保持其他量不变时，无人机所有表面损伤量对比图；

图5中的(a)为仅改变飞行速度即马赫数，保持其他量不变时，无人机所有表面受到的定常力对比图；图5中的(b)为仅改变马赫数，保持其他量不变时，无人机所有表面损伤量对比图；

图6中的(a)为仅改变舵偏角，保持其他量不变时，无人机所有表面受到的定常力对比图；图6中的(b)为仅改变舵偏角，保持其他量不变时，无人机所有表面损伤量对比图；

图7中的(a)为仅改变油门开度，保持其他量不变时，无人机所有表面受到的定常力对比图；图7中的(b)为仅改变油门开度，保持其他量不变时，无人机所有表面损伤量对比图。

具体实施方式

以下将结合附图，对本发明的技术方案进行详细说明。

本发明设计了一种吸气式高超声速无人机损伤特性分析方法，包括以下步骤：

步骤1：建立考虑弹性因素的无人机全机身受力模型，并分析非定常气动力；

步骤2：根据步骤1得到的应力信息，建立无人机全身损伤动力学模型；

步骤3：建立无人机纵向弹性模型，分析无人机纵向弹性模型与纵向刚体模型的关键区别，论证在研究吸气式高超声速无人机损伤特性时考虑气动弹性的必要性；

步骤4：针对不同飞行状态，对无人机各表面损伤特性进行分析，确定影响损伤演化的关键变量。

在本实施例中，上述步骤1的优选实施方案如下：

步骤1-1)，吸气式高超声速无人机机体表面由五个面组成，分别为无人机上表面(定义为cf)、前体下表面(定义为cd)、发动机下表面(定义为gh)、后体下表面(定义为ef)、控制面(定义为cs)。因此，需要分别对上述五个面进行受力分析，最终得到的合力即为整个无人机的受力。图1为乘波体构型的吸气式高超声速无人机几何结构图。

使用一阶活塞理论计算无人机各个表面的受力，首先，无人机各表面的单位面积压力可表示为：

p′_i＝p_i+ρ_ia_iv_i i＝cf,cd,gh,ef,cs

其中，p′_i为无人机i面的压力，p_i为i面的当地压力，ρ_i为i面的当地密度，a_i为i面的当地声速，v_i为i面上的下洗速度。

同时，假设无人机i面单位面积为dA_i，则各表面的受力为：

dF_i＝-p′_idA_in_i

其中，F_i为i面受到的力，dF_i为i面的单位面积受力，n_i为垂直于i面向外的法向量。

步骤1-2)，结合步骤1-1)，具体计算各个表面的压力，首先，上表面的单位面积压力可表示为：

p′_cf＝p_cf+ρ_cfa_cfv_cf

其中，p′_cf为上表面单位面积的压力，p_cf为上表面的当地压力，a_cf为上表面的当地声速，v_cf为上表面的下洗速度。同理，前体下表面单位面积压力可分别表示为：

p′_{c d}＝p_cd+ρ_cda_cdv_cd

其中，p′_cd为前体下表面单位面积的压力，p_cd为前体下表面的当地压力，a_cd为前体下表面的当地声速，v_cd为前体下表面的下洗速度。

发动机下表面单位面积压力为：

p′_gh＝p_gh+ρ_gha_ghv_gh

其中，p′_gh为发动机下表面单位面积的压力，p_gh为发动机下表面的当地压力，a_gh为发动机下表面的当地声速，v_gh为发动机下表面的下洗速度。

后体下表面的单位面积压力为：

其中，其中p′_ef是后体下表面单位面积的压力，p_e是发动机喷口气压，s_e是后体下表面端点e到后体下表面上某一点的距离，

为质心到无人机后端的距离，τ_1,u为无人机前体上倾角，τ₂为无人机后倾角，p_∞为无穷远处的未扰动气流。

控制面单位面积压力为：

p′_cs＝(p_kx+ρ_kxa_kxv_kx)-(p_ks+ρ_ksa_ksv_ks)

其中，p′_cs为控制面面单位面积的压力，p_kx为控制面下表面的当地压力，p_ks为控制面上表面的当地压力，a_ks为控制面下表面的当地声速，a_ks为控制面下表面的当地声速，v_ks为控制面上表面的下洗速度，v_kx为控制面下表面的下洗速度。

步骤1-3)，结合步骤1-1)和步骤1-2)，计算无人机各个表面单位面积的受力。则上表面单位面积受力为：

其中，v_ax和v_az为上表面振动速度在机体坐标轴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，

为质心到无人机前端的距离，q为俯仰角速率。x₁表示上表面单位长度，也可称之为积分自变量。

前体下表面单位面积受力为：

其中，τ_1,l为前体下倾角，v_ax和v_az为前体下表面振动速度在机体坐标轴X_b轴和Z_b轴上的分量，x₂表示前体下表面单位长度，也可称之为积分自变量。

发动机下表面单位面积受力为：

dF_gh＝[-p_gh-ρ_gha_gh(v_gz-qx)]jdx₃

其中，v_gz为发动机下表面振动速度在机体坐标轴Z_b轴上的分量，x₃表示前体下表面单位长度，也可称之为积分自变量。

后体下表面单位面积受力为：

控制面单位面积受力为：

dF_cs＝[(p_ks+ρ_ksa_ksv_ks)-(p_kx+ρ_kxa_kxv_kx)](sinδ_eicosδ_ej)secδ_edx₄

其中，p_ks为控制面上表面当地压力，p_kx为控制面下表面当地压力，ρ_ks为控制面上表面当地密度，ρ_kx为控制下表面当地密度，a_ks为控制面上表面的当地声速，a_kx为控制面下表面的当地声速，δ_e为舵面偏转角。x₄表示控制面单位长度，也可称之为积分自变量。

步骤1-4)，计算无人机各个面的受力及无人机全机身非定常受力。而各个面的受力为其表面单位受力在长度上的积分，则无人机上表面受力为：

其中，

为无人机质心到无人机后端的距离。

前体下表面受力为：

其中，L_f为无人机前体长度，发动机下表面受力为：

其中，L_n为发动机长度，后体下表面受力为：

控制面受力为：

其中，L_s为舵面长度，x_s为控制面与无人机铰链的端点到控制面上一点的距离。则无人机受到的总气动力力为：

F_total＝F_cf+F_cd+F_gh+F_ef+F_cs

＝F_tx+F_tz

其中，F_total为无人机受到的总气动力，F_tx为F_total在X_b轴方向上的分量，F_tz为F_total在Z_b方向上的分量。

本发明主要是针对基于气动弹性的吸气式高超声速无人机损伤特性进行分析。而在某些情况下，由于各表面受力沿坐标轴相反方向的分力会相互抵消，导致无人机所有表面受到的合力减小。因此，为了精确研究无人机的损伤特性，应以各个表面的受力作为无人机的损伤模型的输入信息，而无人机受到的合力更多适用于调节无人机平衡状态，使无人机具有良好的稳定性。

在本实施例中，上述步骤2的优选实施方案如下：

步骤2-1)，无人机机身在飞行过程中产生的损伤主要包括弹性损伤和塑性损伤，根据损伤通常发生在循环升程(加载)的物理现象，则基于材料循环应力-应变曲线、应变寿命法以及Miner疲劳损伤理论，可将无人机机身表面的弹性损伤和塑性损伤分别表示为：

其中，η_p和η_e分别为高超声速无人机机翼关键部件的塑性损伤和弹性损伤，σ_m为机翼关键部件的平均应力，σ_r为机翼关键部件的参考应力，σ为机翼关键部件的当前应力，它的值等于上文中求得的各表面受力矢量的模，ε′_f为疲劳延性系数，σ′_f为疲劳强度系数，c为疲劳延性指数，b为疲劳强度指数，K′为循环强度系数，n′为循环应变硬化指数。

步骤2-2)，可以得到总线性损伤的变化率可表示为：

其中，U(dσ/dt)为符号函数，可表示为：

其中，权函数w和1-w表示为：

其中，ε_e为相应于当前应力σ的弹性应变，ε_re＝σ_r/E是相应于参考应力σ_r的弹性应变，ε_p为相应于当前应力的塑性应变，ε_rp＝ε_r-ε_re是相应于参考应力σ_r的塑性应变，ε_r为相应于参考应力σ_r的应变，ε为相应于当前应力的总应变，为ε_e和ε_p之和。

步骤2-3)，在同一升程的两个连续点之间的线性损伤增量通过对dη积分可得，则这个区间的线性损伤可表示为：

步骤2-4)，考虑到线性损伤累积将对损伤变化率产生影响，将线性累积损伤模型改进为非线性损伤模型，表示为：

其中，η为非线性累积损伤(实际损伤)，η_l为线性累积损伤，γ(η_l)是关于η的函数，表示为：

损伤量是一个介于0-1的数值，当损伤达到上限值1时可认为结构被完全破坏。

在本实施例中，上述步骤3的优选实施方案如下：

首先建立吸气式高超声速无人机纵向弹性模型：

其中，V为飞行速度，T为发动机推力，m为无人机质量，α为迎角，D为阻力，L为升力，H为飞行高度，q为俯仰角速度，且为θ的求导量，M为力矩，I_yy为转动惯量，g为重力加速度，ω₁，ω₂为无人机前、后体弹性模态无阻尼自然频率，N₁，N₂为无人机前、后体一阶广义力，ζ为无人机弹性阻尼系数，K₁，K₁为力矩耦合系数，

为刚弹耦合系数，η₁，η₂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。

分析上述模型，可以看出，无人机纵向弹性模型和刚体模型的主要区别体现在俯仰角速率q上，因为q的公式中不仅包括刚体模态，还包括弹性模态。弹性模态通过影响俯仰角速率的大小，进而影响了迎角和飞行速度的大小，而迎角和飞行速度的改变将影响无人机各表面受力的大小，因此，弹性模态间最终将会影响受力大小，受力的大小与无人机表面损伤成正比，最终可得出弹性模态的不同将会引起无人机损伤的变化。

同时，可以得出步骤1、步骤2和步骤3所建立模型之间的关系。如图2所示，步骤3的模型给出不同的飞行状态和弹性模态的大小，并将其作为步骤1所建立的受力模型的输入，到在不同飞行状态下的实时受力，将受力信息输入到步骤2建立的损伤模型中，即可获得不同飞行状态即受力下的损伤演化信息，实现了对无人机损伤特性实时分析。根据无人机损伤特性，可以进一步开发减损控制策略以及分析无人机可靠性。

以上是无人机纵向弹性模型和纵向刚体模型在模型上的区别。选择无人机飞行状态为α＝1.5°，H＝25908m，V＝2348m/s，Ma＝8Ma以及弹性模态为η₁＝0.2606，η₂＝0.0692，

不考虑弹性因素时，飞行器各表面的受力为定常力，在这种情形下，飞行器表面受到的合力也为定常力。

考虑弹性因素后，飞行器由受定常气动力转化为受循环变化的非定常气动力。这是由于弹性力由弹性模态和振型函数得到，其中，振型函数决定了弹性力的大小，而弹性模态的形式决定了飞行器最终受力表现为循环非定常形式。而在以往的研究中，大多数是将飞行器看成刚体，同时为了模拟飞行器在飞行过程中的实际受力情况，在仿真中，于飞行器气动参数中加入频率为f＝2Hz，幅度为10％的时变不确定正弦信号。然而，从上述分析可知，尽管忽略了俯仰角速率变化对弹性力的影响，弹性力大小依然与飞行速度、当地密度和当地声速有关，随着飞行速度、当地密度和当地声速的增加，弹性力也必然增大，主要表现为振动幅度增加，且飞行器实际受力并不是严格意义上的正弦变化力。

同时，考虑弹性因素后，飞行器所有表面的受力与不考虑弹性因素时受力相差较小，即合力中的弹性力部分的大小远小于定常力，在合力中占比很小，但正因为弹性力的存在，使最终合力为循环加载模式，从而在真正意义上，使后续研究飞行器损伤特性并进行减损控制成为可能。

接着，为了研究无人机的损伤特性以及影响损伤的主要变量，本实施例选取机翼材料为TA15，则相应的材料固有常数也已确定，假设无人机初始损伤为10^-4，初始状态为α＝1.5°，H＝25908m，V＝2348m/s，Ma＝8Ma以及弹性模态为η₁＝0.2606，η₂＝0.0692，

由于弹性模态对无人机受力的影响远不如飞行状态，因此本实施例只分析弹性无人机在不同飞行状态下的损伤特性。具体的仿真结果如图3-7所示：

(1)由图3中的(a)可以看出，随着飞行器迎角增大，飞行器上表面和后体下表面受力逐渐降低；前体下表面、发动机下表面和控制面受力逐渐增加。由图3中的(b)可知，随着迎角增大，飞行器上表面损伤量迅速增大，后因为受力变小而逐渐变缓，飞行器下表面因为受力增大而逐渐加剧，发动机下表面、后体下表面和飞行和控制面损伤基本不变。图3中的(b)中发动机下表面、后体下表面和控制面曲线近似重合。

(2)由图4中的(a)可知，随着飞行高度增加，飞行器各表面受力也迅速减小，这是由于高度增加导致大气密度和声速减小，引起各表面当地压强下降，即各表面受力下降。由图4中的(b)可知，随着飞行器高度增加，各表面损伤起初迅速加剧，后随着受力减小而逐渐减缓；同时，由于前体下表面初始状态受力很大，导致其最终的损伤量也远大于其余各个面，很显然，这一情况下的，飞行器的损伤主要发生在飞行器上表面、前体下表面和后体下表面。控制面和发动机下表面损伤几乎没有增加。图4中的(b)中发动机下表面和控制面曲线与X轴近似重合。

(3)由图5中的(a)可知，随着飞行速度增加，飞行器各表面受力也逐渐增加，这是由于飞行速度增加引起各表面当地压强增加，即各表面受力下降。由图5中的(b)可知，飞行器速度增加将引起飞行器各个面损伤累积加剧，但同时，前体下表面的损伤量远大于其他四个面。图5中的(b)中控制面曲线与X轴近似重合。

(4)由图6中的(a)可知，随着舵偏角增加，除控制面受力先减少后增加以外，其余各表面的受力基本不变，这是因为除了控制面以外，飞行器其他表面的受力不受舵偏角的影响；在图6中的(b)中，虽然各表面的损伤逐渐加剧，但这些损伤其实是由初始状态引起的，而不是由舵偏角的变化引起，这也体现了飞行器投入使用即发生损伤的原则，更符合实际情况。图6中的(b)中控制面曲线与X轴近似重合。

(5)由图7中的(a)可知，随着油门开度增加，除后体下表面逐渐受力增加外，其余各表面受力不变。这是由于油门开度增加主要通过增加发动机推力，进行增加飞行速度，影响受力，但在此分析下，其他状态被限定不变，导致油门开度只能影响发动机燃烧室温度变化，进而导致后体下表面受力增加。由图7中的(b)可知，后体下表面受力虽然逐渐增加，但由于初始受力较小，导致最终的损伤累积几乎没有增加，同时，其余各表面的损伤量较初始状态也基本不变，因此，油门开度变化对损伤累积影响可忽略不计。图7中的(b)中控制面曲线与X轴近似重合。

综上所述，仅改变某一状态而保持其他状态不变时，受力增加将明显引起损伤加剧；受力下降将减缓损伤累积，且初始状态的受力越大，损伤加剧或减缓的趋势也越大；舵偏角和油门开度的变化对损伤累积影响忽略不计。

除此之外，无论仅改变哪个量，前体下表面的损伤量都大于其他各表面，这主要因为前体下表面的初始损伤较其他表面大，且在后续的减损控制中应主要控制迎角、飞行高度和飞行速度的大小。

同时，上述分析有力地证明了，以飞行器全机身为研究对象以及考虑弹性因素时，得到的飞行器受力信息远比只以机翼为研究对象，且将飞行器视为刚体时得到的受力复杂，且损伤演化也更加复杂。

实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

Claims (4)

1.一种吸气式高超声速无人机损伤特性分析方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)建立考虑弹性因素的无人机全机身受力模型，并分析非定常气动力；

(2)根据步骤(1)得到的应力信息，建立无人机全身损伤动力学模型；

(3)建立无人机纵向弹性模型，分析无人机纵向弹性模型与纵向刚体模型的关键区别，论证在研究吸气式高超声速无人机损伤特性时考虑气动弹性的必要性；该步骤的具体过程如下：

(3-1)建立建立吸气式高超声速无人机纵向弹性模型：

上式中，V为飞行速度，T为发动机推力，m为无人机质量，α为迎角，D为阻力，L为升力，θ为迎角和航迹角的和，q为俯仰角速度，且q为θ的求导量，M为力矩，I_yy为转动惯量，g为重力加速度，ω₁，ω₂为无人机前、后体弹性模态无阻尼自然频率，N₁，N₂为无人机前、后体一阶广义力，ζ为无人机弹性阻尼系数，K₁，K₁为力矩耦合系数，

为刚弹耦合系数，η₁，η₂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；

(3-2)通过对比无人机纵向弹性模型与无人机纵向刚体模型中俯仰角速度q的不同，得出两种模型的区别在于无人机纵向弹性模型中包含了弹性模态，进而论证在研究吸气式高超声速无人机损伤特性时考虑气动弹性的必要性；

(3-3)选取某一飞行状态，分析在该状态下无人机的受力情况，对比考虑弹性因素前后无人机受力的区别，进而论证在研究吸气式高超声速无人机损伤特性时考虑气动弹性的必要性；

(4)针对不同飞行状态，对无人机各表面损伤特性进行分析，确定影响损伤演化的关键变量；该步骤的具体过程如下：

(4-1)选定无人机某一初始状态，将初始值输入步骤(3)所述无人机纵向弹性模型中，获得无人机实时飞行状态，将无人机实时飞行状态输入步骤(1)建立的无人机全机身受力模型中，获得无人机机身的实时受力，将受力信息输入步骤(2)建立的无人机全身损伤动力学模型中，获得无人机实时损伤信息；基于该过程，仅改变迎角而保持其他量不变，分析无人机各表面损伤与迎角的关系；

(4-2)选定无人机某一初始状态，且仅改变飞行高度而保持其他量不变，分析无人机各表面损伤与飞行高度的关系；

(4-3)选定无人机某一初始状态，且仅改变飞行速度而保持其他量不变，分析无人机各表面损伤与飞行速度的关系；

(4-4)选定无人机某一初始状态，且仅改变舵面偏转角而保持其他量不变，分析无人机各表面损伤与舵面偏转角的关系；

(4-5)选定无人机某一初始状态，且仅改变油门开度而保持其他量不变，分析无人机各表面损伤与油门开度的关系；

(4-6)结合步骤(4-1)至(4-5)的分析结果，分析确定影响无人机各表面损伤的关键变量。

2.根据权利要求1所述吸气式高超声速无人机损伤特性分析方法，其特征在于，步骤(1)的具体过程如下：

(1-1)确定吸气式高超声速无人机机体表面的五个面，分别为无人机上表面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；

(1-2)分别计算五个表面的单位面积压力：

无人机上表面cf的单位面积压力p′_cf：

p′_cf＝p_cf+ρ_cfa_cfv_cf

上式中，p_cf为上表面的当地压力，ρ_cf为上表面的当地密度，a_cf为上表面的当地声速，v_cf为上表面的下洗速度；

前体下表面cd的单位面积压力p′_cd：

p′_cd＝p_cd+ρ_cda_cdv_cd

上式中，p_cd为前体下表面的当地压力，ρ_cd为前体下表面的当地密度，a_cd为前体下表面的当地声速，v_cd为前体下表面的下洗速度；

发动机下表面gh的单位面积压力p′_gh：

p′_gh＝p_gh+ρ_gha_ghv_gh

其中，p_gh为发动机下表面的当地压力，ρ_gh为发动机下表面的当地密度，a_gh为发动机下表面的当地声速，v_gh为发动机下表面的下洗速度；

后体下表面ef的单位面积压力p′_ef：

上式中，p_e是发动机喷口气压，s_e是后体下表面端点e到后体下表面上某一点的距离，

为质心到无人机后端的距离，τ_1,u为无人机前体上倾角，τ₂为无人机后倾角，p_∞为无穷远处的未扰动气流；

控制面cs的单位面积压力p′_cs：

p′_cs＝(p_kx+ρ_kxa_kxv_kx)-(p_ks+ρ_ksa_ksv_ks)

上式中，p_kx为控制面下表面的当地压力，ρ_kx为控制面下表面的当地密度，a_kx为控制面下表面的当地声速，v_kx为控制面下表面的下洗速度，p_ks为控制面上表面的当地压力，ρ_ks为控制面上表面的当地密度，a_ks为控制面上表面的当地声速，v_ks为控制面上表面的下洗速度；

(1-3)分别计算五个表面的单位面积的受力：

无人机上表面cf的单位面积受力dF_cf：

上式中，v_ax和v_az为上表面振动速度在机体坐标系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，

为质心到无人机前端的距离，q为俯仰角速率，x₁表示上表面单位长度；

前体下表面cd的单位面积受力dF_cd：

上式中，v_bx和v_bz为前体下表面振动速度在机体坐标轴X_b轴和Z_b轴上的分量，x₂表示前体下表面单位长度，τ_1,l为前体下倾角；

发动机下表面gh的单位面积受力dF_gh：

dF_gh＝[-p_gh-ρ_gha_gh(v_gz-qx)]jdx₃

其中，v_gz为发动机下表面振动速度在机体坐标轴Z_b轴上的分量，x₃表示前体下表面单位长度；

后体下表面ef的单位面积受力dF_ef：

控制面cs的单位面积受力dF_cs：

dF_cs＝[(p_ks+ρ_ksa_ksv_ks)-(p_kx+ρ_kxa_kxv_kx)](sinδ_eicosδ_ej)secδ_edx₄

上式中，p_ks为控制面上表面当地压力，p_kx为控制面下表面当地压力，ρ_ks为控制面上表面当地密度，ρ_kx为控制下表面当地密度，a_ks为控制面上表面的当地声速，a_kx为控制面下表面的当地声速，δ_e为舵面偏转角，x₄表示控制面单位长度；

(1-4)分别计算五个表面的受力：

无人机上表面cf的受力F_cf：

上式中，

为无人机质心到无人机后端的距离；

前体下表面cd的受力F_cd：

上式中，L_f为前体长度；

发动机下表面gh的受力F_gh：

上式中，L_n为发动机长度；

后体下表面ef的受力F_ef：

控制面cs的受力F_cs：

上式中，L_s为舵面长度，x_s为控制面与无人机铰链的端点到控制面上一点的距离；

(1-5)计算无人机受到的总非定常气动力F_total：

F_total＝F_cf+F_cd+F_gh+F_ef+F_cs。

3.根据权利要求1所述吸气式高超声速无人机损伤特性分析方法，其特征在于：在步骤(2)中，所述无人机全身损伤动力学模型如下：

上式中，η为非线性累积损伤，η_l为线性累积损伤，

t_k、t_k+1为同一升程两个连续的时间点，t表示时间，w为权函数，U(*)表示符号函数，η_p和η_e分别为高超声速无人机机翼关键部件的塑性损伤和弹性损伤，σ为机翼关键部件的当前应力。

4.根据权利要求3所述吸气式高超声速无人机损伤特性分析方法，其特征在于：

上式中，σ_m为机翼关键部件的平均应力，σ_r为机翼关键部件的参考应力，ε′_f为疲劳延性系数，σ′_f为疲劳强度系数，c为疲劳延性指数，b为疲劳强度指数，K′为循环强度系数，n′为循环应变硬化指数。

Images