本發(fā)明提供了一種高速飛行器概念設(shè)計階段結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性快速計算方法，屬于飛行器設(shè)計領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

1、高超聲速飛行器是指飛行速度超過5ma的飛行器，既可大大減少人員與貨物跨洲運輸時間，又可作為高超聲速武器快速打擊遠距離目標，是航空航天領(lǐng)域當下和未來的研究熱點。高超聲速飛行器幾何、氣動、結(jié)構(gòu)質(zhì)量等專業(yè)之間相互緊耦合，存在復(fù)雜的非線性關(guān)系，傳統(tǒng)航空航天飛行器的線性設(shè)計方法很難滿足設(shè)計要求，因此，飛行器多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計方法被提出，在高超聲速飛行器概念設(shè)計階段就盡可能綜合考慮飛行器幾何、氣動、結(jié)構(gòu)質(zhì)量等諸多專業(yè)的整體性能。

2、高速飛行器的結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性是飛行器起飛總質(zhì)量的重要組成部分，高速飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性計算依賴于幾何布局，需要在幾何布局設(shè)計之初就加以考慮。

3、當前計算高速飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性時，首先要確定基準幾何布局，然后結(jié)構(gòu)質(zhì)量估算采用部件法，分別根據(jù)經(jīng)驗公式，輸入機身、機翼、尾翼等幾何外形參數(shù)來計算飛行器機身、機翼、尾翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量，從而獲得高速飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性。但在飛行器設(shè)計過程中，飛行器結(jié)構(gòu)材料密度、結(jié)構(gòu)厚度等參數(shù)會對飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性產(chǎn)生影響，當前的飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性計算方法并不能反映飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性與結(jié)構(gòu)材料密度與結(jié)構(gòu)厚度之間的關(guān)系，將對飛行器優(yōu)化設(shè)計帶來不利影響。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明技術(shù)解決的問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種高速飛行器概念設(shè)計階段結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性快速計算方法，可以定量分析結(jié)構(gòu)材料密度、厚度等參數(shù)對飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量的影響，同時可以減少高速飛行器概念設(shè)計階段多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計時間成本，提高計算效率。

2、本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：

3、一種高速飛行器概念設(shè)計階段結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性快速計算方法，包括：

4、明確高速飛行器結(jié)構(gòu)基本構(gòu)成，所述高速飛行器包括機身、機翼、尾翼，其中機身包括隔熱層、蒙皮、隔框、桁梁；機翼和尾翼均包括隔熱層、蒙皮、翼肋、翼梁；

5、給定高速飛行器幾何外形；

6、生成高速飛行器表面網(wǎng)格；

7、導(dǎo)入網(wǎng)格并識別出機身、機翼、尾翼網(wǎng)格；

8、分別計算機身、機翼、尾翼各個構(gòu)件質(zhì)量、質(zhì)心、轉(zhuǎn)動慣量；

9、分別計算機身、機翼、尾翼質(zhì)量、質(zhì)心、轉(zhuǎn)動慣量；

10、計算高速飛行器結(jié)構(gòu)總質(zhì)量、質(zhì)心、轉(zhuǎn)動慣量。

11、優(yōu)選的，生成的高速飛行器表面網(wǎng)格為四邊形結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，且該表面網(wǎng)格能夠用于飛行器氣動性能計算。

12、優(yōu)選的，導(dǎo)入網(wǎng)格是指導(dǎo)入飛行器表面網(wǎng)格所有網(wǎng)格點。

13、優(yōu)選的，識別出機身、機翼、尾翼網(wǎng)格的方法如下：

14、飛行器參考點設(shè)為頭部頂點，x軸在飛行器縱向?qū)ΨQ面內(nèi)，指向尾部，y軸與飛行器縱向?qū)ΨQ面垂直，指向右側(cè)，z軸滿足右手定則，指向上方；

15、機翼展向尺寸最大，機翼塊網(wǎng)格點y坐標平均值最大，尾翼靠近機身尾部，尾翼塊網(wǎng)格點x坐標平均值最大；通過對比各網(wǎng)格塊網(wǎng)格點坐標平均值即可識別出機身、機翼、尾翼網(wǎng)格。

16、優(yōu)選的，機身構(gòu)件包括機身隔熱層、機身蒙皮、機身隔框、機身桁梁；

17、機身隔熱層質(zhì)量由構(gòu)成機身表面的網(wǎng)格單元面積之和與機身隔熱層厚度、機身隔熱層材料密度乘積得到；機身隔熱層質(zhì)心由機身隔熱層網(wǎng)格單元質(zhì)量與網(wǎng)格單元中心點坐標乘積之和除以機身隔熱層質(zhì)量得到；；機身隔熱層轉(zhuǎn)動慣量是所有機身隔熱層網(wǎng)格單元相對于機身隔熱層質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量之和，任一機身隔熱層網(wǎng)格單元相對于機身隔熱層質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量由機身隔熱層網(wǎng)格單元中心點與機身隔熱層質(zhì)心對應(yīng)轉(zhuǎn)軸的垂直距離平方乘以機身隔熱層網(wǎng)格單元質(zhì)量得到；

18、機身蒙皮質(zhì)量由構(gòu)成機身表面的網(wǎng)格單元面積之和與機身蒙皮厚度、機身蒙皮材料密度乘積得到；機身蒙皮質(zhì)心由機身蒙皮網(wǎng)格單元質(zhì)量與網(wǎng)格單元中心點坐標乘積之和除以機身蒙皮質(zhì)量得到；機身蒙皮轉(zhuǎn)動慣量是所有機身蒙皮網(wǎng)格單元相對于機身蒙皮質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量之和，任一機身蒙皮網(wǎng)格單元相對于機身蒙皮質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量由機身蒙皮網(wǎng)格單元中心點與機身蒙皮質(zhì)心對應(yīng)轉(zhuǎn)軸的垂直距離平方乘以機身蒙皮網(wǎng)格單元質(zhì)量得到；

19、機身隔框質(zhì)量由機身隔框網(wǎng)格單元長度之和與機身隔框橫截面積、機身隔框材料密度乘積得到；機身隔框質(zhì)心由機身隔框網(wǎng)格單元質(zhì)量與機身隔框長度單元中心點坐標乘積之和除以機身隔框質(zhì)量得到；機身隔框轉(zhuǎn)動慣量是所有機身隔框網(wǎng)格單元相對于機身隔框質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量之和，任一機身隔框網(wǎng)格單元相對于機身隔框質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量由機身隔框網(wǎng)格單元中心點與機身隔框質(zhì)心對應(yīng)轉(zhuǎn)軸的垂直距離平方乘以機身隔框網(wǎng)格單元質(zhì)量得到；

20、機身桁梁質(zhì)量由機身桁梁網(wǎng)格單元長度之和與機身桁梁橫截面積、機身桁梁材料密度乘積得到；機身桁梁質(zhì)心由機身桁梁網(wǎng)格單元質(zhì)量與機身桁梁長度單元中心點坐標乘積之和除以機身桁梁質(zhì)量得到；機身桁梁轉(zhuǎn)動慣量是所有機身桁梁網(wǎng)格單元相對于機身桁梁質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量之和，任一機身桁梁網(wǎng)格單元相對于機身桁梁質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量由機身桁梁網(wǎng)格單元中心點與機身桁梁質(zhì)心對應(yīng)轉(zhuǎn)軸的垂直距離平方乘以機身桁梁網(wǎng)格單元質(zhì)量得到。

21、優(yōu)選的，機翼構(gòu)件包括機翼隔熱層、機翼蒙皮、機翼翼肋、機翼翼梁；

22、機翼隔熱層質(zhì)量由構(gòu)成機翼表面的網(wǎng)格單元面積之和與機翼隔熱層厚度、機翼隔熱層材料密度乘積得到；機翼隔熱層質(zhì)心由機翼隔熱層網(wǎng)格單元質(zhì)量與網(wǎng)格單元中心點坐標乘積之和除以機翼隔熱層質(zhì)量得到；機翼隔熱層轉(zhuǎn)動慣量是所有機翼隔熱層網(wǎng)格單元相對于機翼隔熱層質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量之和，任一機翼隔熱層網(wǎng)格單元相對于機翼隔熱層質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量由機翼隔熱層網(wǎng)格單元中心點與機翼隔熱層質(zhì)心對應(yīng)轉(zhuǎn)軸的垂直距離平方乘以機翼隔熱層網(wǎng)格單元質(zhì)量得到；

23、機翼蒙皮質(zhì)量由構(gòu)成機翼表面的網(wǎng)格單元面積之和與機翼蒙皮厚度、機翼蒙皮材料密度乘積得到；機翼蒙皮質(zhì)心由機翼蒙皮網(wǎng)格單元質(zhì)量與網(wǎng)格單元中心點坐標乘積之和除以機翼蒙皮質(zhì)量得到；機翼蒙皮轉(zhuǎn)動慣量是所有機翼蒙皮網(wǎng)格單元相對于機翼蒙皮質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量之和，任一機翼蒙皮網(wǎng)格單元相對于機翼蒙皮質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量由機翼蒙皮網(wǎng)格單元中心點與機翼蒙皮質(zhì)心對應(yīng)轉(zhuǎn)軸的垂直距離平方乘以機翼蒙皮網(wǎng)格單元質(zhì)量得到；

24、機翼翼肋質(zhì)量由機翼翼肋網(wǎng)格單元面積之和與機翼翼肋厚度、機翼翼肋材料密度乘積得到；機翼翼肋質(zhì)心由機翼翼肋網(wǎng)格單元質(zhì)量與機翼翼肋網(wǎng)格單元中心點坐標乘積之和除以機翼翼肋質(zhì)量得到；機翼翼肋轉(zhuǎn)動慣量是所有機翼翼肋網(wǎng)格單元相對于機翼翼肋質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量之和，任一機翼翼肋網(wǎng)格單元相對于機翼翼肋質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量由機翼翼肋網(wǎng)格單元中心點與機翼翼肋質(zhì)心對應(yīng)轉(zhuǎn)軸的垂直距離平方乘以機翼翼肋網(wǎng)格單元質(zhì)量得到；

25、機翼翼梁質(zhì)量由機翼翼梁網(wǎng)格單元長度之和與機翼翼梁橫截面積、機翼翼梁材料密度乘積得到；機翼翼梁質(zhì)心由機翼翼梁網(wǎng)格單元質(zhì)量與機翼翼梁網(wǎng)格單元中心點坐標乘積之和除以機翼翼梁總質(zhì)量得到；機翼翼梁轉(zhuǎn)動慣量是所有機翼翼梁網(wǎng)格單元相對于機翼翼梁質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量之和，任一機翼翼梁網(wǎng)格單元相對于機翼翼梁質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量由機翼翼梁網(wǎng)格單元中心點與機翼翼梁質(zhì)心對應(yīng)轉(zhuǎn)軸的垂直距離平方乘以機翼翼梁網(wǎng)格單元質(zhì)量得到。

26、優(yōu)選的，尾翼構(gòu)件包括尾翼隔熱層、尾翼蒙皮、尾翼翼肋、尾翼翼梁；

27、尾翼隔熱層質(zhì)量由構(gòu)成尾翼表面的網(wǎng)格單元面積之和與尾翼隔熱層厚度、尾翼隔熱層材料密度乘積得到；尾翼隔熱層質(zhì)心由尾翼隔熱層網(wǎng)格單元質(zhì)量與網(wǎng)格單元中心點坐標乘積之和除以尾翼隔熱層質(zhì)量得到；尾翼隔熱層轉(zhuǎn)動慣量是所有尾翼隔熱層網(wǎng)格單元相對于尾翼隔熱層質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量之和，任一尾翼隔熱層網(wǎng)格單元相對于尾翼隔熱層質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量由尾翼隔熱層網(wǎng)格單元中心點與尾翼隔熱層質(zhì)心對應(yīng)轉(zhuǎn)軸的垂直距離平方乘以尾翼隔熱層網(wǎng)格單元質(zhì)量得到；

28、尾翼蒙皮質(zhì)量由構(gòu)成尾翼表面的網(wǎng)格單元面積之和與尾翼蒙皮厚度、尾翼蒙皮材料密度乘積得到；尾翼蒙皮質(zhì)心由尾翼蒙皮網(wǎng)格單元質(zhì)量與網(wǎng)格單元中心點坐標乘積之和除以尾翼蒙皮質(zhì)量得到；尾翼蒙皮轉(zhuǎn)動慣量是所有尾翼蒙皮網(wǎng)格單元相對于尾翼蒙皮質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量之和，任一尾翼蒙皮網(wǎng)格單元相對于尾翼蒙皮質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量由尾翼蒙皮網(wǎng)格單元中心點與尾翼蒙皮質(zhì)心對應(yīng)轉(zhuǎn)軸的垂直距離平方乘以尾翼蒙皮網(wǎng)格單元質(zhì)量得到；

29、尾翼翼肋質(zhì)量由尾翼翼肋網(wǎng)格單元面積之和與尾翼翼肋厚度、尾翼翼肋材料密度乘積得到；尾翼翼肋質(zhì)心由尾翼翼肋網(wǎng)格單元質(zhì)量與尾翼翼肋網(wǎng)格單元中心點坐標乘積之和除以尾翼翼肋總質(zhì)量得到；尾翼翼肋轉(zhuǎn)動慣量是所有尾翼翼肋網(wǎng)格單元相對于尾翼翼肋質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量之和，任一尾翼翼肋網(wǎng)格單元相對于尾翼翼肋質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量由尾翼翼肋網(wǎng)格單元中心點與尾翼翼肋質(zhì)心對應(yīng)轉(zhuǎn)軸的垂直距離平方乘以尾翼翼肋網(wǎng)格單元質(zhì)量得到；

30、尾翼翼梁質(zhì)量由尾翼翼梁網(wǎng)格單元長度之和與尾翼翼梁橫截面積、尾翼翼梁材料密度乘積得到；尾翼翼梁質(zhì)心由尾翼翼梁網(wǎng)格單元質(zhì)量與尾翼翼梁網(wǎng)格單元中心點坐標乘積之和除以尾翼翼梁質(zhì)量得到；尾翼翼梁轉(zhuǎn)動慣量是所有尾翼翼梁網(wǎng)格單元相對于尾翼翼梁質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量之和，任一尾翼翼梁網(wǎng)格單元相對于尾翼翼梁質(zhì)心轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量由尾翼翼梁網(wǎng)格單元中心點與尾翼翼梁質(zhì)心對應(yīng)轉(zhuǎn)軸的垂直距離平方乘以尾翼翼梁網(wǎng)格單元質(zhì)量得到。

31、優(yōu)選的，機身質(zhì)量為機身隔熱層、機身蒙皮、機身隔框、機身桁梁質(zhì)量之和；機身質(zhì)心為機身隔熱層、機身蒙皮、機身隔框、機身桁梁質(zhì)量與其各自質(zhì)心乘積之和除以機身質(zhì)量；機身轉(zhuǎn)動慣量為機身隔熱層、機身蒙皮、機身隔框、機身桁梁質(zhì)量與其各自質(zhì)心與機身質(zhì)心坐標軸垂直距離的平方的乘積之和，此處機身質(zhì)心坐標軸為機身轉(zhuǎn)動慣量轉(zhuǎn)軸。

32、優(yōu)選的，機翼質(zhì)量為機翼隔熱層、機翼蒙皮、機翼翼肋、機翼翼梁質(zhì)量之和；機翼質(zhì)心為機翼隔熱層、機翼蒙皮、機翼翼肋、機翼翼梁質(zhì)量與其各自質(zhì)心乘積之和除以機翼質(zhì)量；機翼轉(zhuǎn)動慣量為機翼隔熱層、機翼蒙皮、機翼翼肋、機翼翼梁質(zhì)量與其各自質(zhì)心與機翼質(zhì)心坐標軸垂直距離的平方的乘積之和，此處機翼質(zhì)心坐標軸為機翼轉(zhuǎn)動慣量轉(zhuǎn)軸。

33、優(yōu)選的，尾翼質(zhì)量為尾翼隔熱層、尾翼蒙皮、尾翼翼肋、尾翼翼梁質(zhì)量之和；尾翼質(zhì)心為尾翼隔熱層、尾翼蒙皮、尾翼翼肋、尾翼翼梁質(zhì)量與其各自質(zhì)心乘積之和除以尾翼質(zhì)量；尾翼轉(zhuǎn)動慣量為尾翼隔熱層、尾翼蒙皮、尾翼翼肋、尾翼翼梁質(zhì)量與其各自質(zhì)心與尾翼質(zhì)心坐標軸垂直距離的平方的乘積之和，此處尾翼質(zhì)心坐標軸為尾翼轉(zhuǎn)動慣量轉(zhuǎn)軸。

34、優(yōu)選的，高速飛行器結(jié)構(gòu)總質(zhì)量為機身、機翼、尾翼之和；高速飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)心為機身、機翼、尾翼質(zhì)量與其各自質(zhì)心乘積之和除以飛行器結(jié)構(gòu)總質(zhì)量；高速飛行器結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)動慣量為機身、機翼、尾翼質(zhì)量與其各自質(zhì)心與飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)心坐標軸垂直距離的平方的乘積之和，此處飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)心坐標軸為飛行器結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)動慣量轉(zhuǎn)軸。

35、本發(fā)明有益技術(shù)效果如下：

36、(1)利用本發(fā)明方法進行高速飛行器概念設(shè)計時，可以將飛行器蒙皮、隔熱層等結(jié)構(gòu)密度、厚度等參數(shù)作為設(shè)計變量，計算得到與結(jié)構(gòu)密度、厚度參數(shù)相關(guān)的飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性，更加符合設(shè)計實際。

37、(2)在本發(fā)明的基礎(chǔ)上，給定設(shè)備質(zhì)量特性、燃料質(zhì)量特性及推進系統(tǒng)質(zhì)量特性后，可快速計算出飛行器全機質(zhì)量特性；

38、(3)本發(fā)明方法使飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性計算、飛行器氣動性能計算共用一套表面網(wǎng)格，實現(xiàn)了“一網(wǎng)兩用”，計算飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性的同時還能進行飛行器氣動性能計算，提高概念設(shè)計階段多學(xué)科優(yōu)化計算效率，降低時間成本。

39、(4)本發(fā)明飛行器概念設(shè)計階段結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性快速計算方法，飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性計算方法簡單，易編程實現(xiàn)，方便集成到多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計中。