[发明专利]一种导弹分布机载载荷确定方法及系统

摘要

本发明公开了一种导弹分布机载载荷确定方法，该方法首先建立所需坐标系，再建立导弹载荷计算模型，确定计算原始参数数值，确定导弹各截面位置，再确定导弹各截面附加过载，确定导弹各截面在全机坐标系下的过载，再确定导弹各截面在导弹坐标系下的过载，确定导弹与悬挂装置间力的作用位置，最后首先由静力平衡原理求出导弹与悬挂装置间的作用力，再由导弹内力确定方法确定导弹各截面载荷。本发明还实现了上述方法的系统，本发明一种导弹分布机载载荷确定方法提供机载导弹更完备的载荷工况，从而提高机载导弹结构设计的可靠性和对载荷环境的适应性，该方法简单、可靠，能够应用于工程实际。

主权项

1.一种导弹分布机载载荷确定方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：(1)建立所需坐标系：建立机身坐标系：按照飞机研制单位的定义执行，坐标原点位于飞机尖点，x轴沿机身轴线，向后为正；y轴在飞机对称面内，向上为正；z轴与x、y轴遵守右手定则；建立全机坐标系：原点位于飞机重心，x轴沿机身轴线，向前为正；y轴在飞机对称面内，向上为正；z轴与x、y轴遵守右手定则，飞机的过载系数与坐标轴正向一致，飞机的角速度和角加速度符合右手法则；建立导弹坐标系：原点位于导弹尖点，x轴沿弹身轴线，向后为正；y轴在导弹对称面内，向上为正；z轴与x、y轴遵守右手定则；(2)建立导弹分布载荷计算模型：将导弹整个结构沿x轴方向分成s个计算截面，包括各对接面、主要受力面,分布到各截面的质量分别记为mi,i＝1,2,3,...,s，对应的轴向坐标为xi,i＝1,2,3,...,s；(3)确定计算原始参数数值：相对机身坐标系，全机重心位置为x0,y0,z0；相对机身坐标系，弹头定位尺寸为xi0,yi0,zi0；相对全机坐标系，全机飞行过载为nx,ny,nz；相对全机坐标系，绕全机的角速度为wx,wy,wz；相对全机坐标系，绕全机的角加速度为wxd,wyd,wzd；导弹安装角度θ；(4)确定导弹各截面位置：在机身坐标系内，导弹第i截面位置为xii＝xi0+xi*cos(‑θ)，yii＝yi0+xi*sin(‑θ)，zii＝zi0；(5)确定导弹各截面附加过载：相对全机坐标系，导弹第i截面在全机坐标系下附加过载为Δnxi＝(‑(yii‑y0)*wzd+(xii‑x0)*wz2‑(zii‑z0)*wyd+(xii‑x0)*wy2)/g0，Δnyi＝(‑(xii‑x0)*wzd‑(yii‑y0)*wz2+(zii‑z0)*wxd‑(yii‑y0)*wx2)/g0，Δnzi＝((xii‑x0)*wyd+(zii‑z0)*wy2+(yii‑y0)*wx2+(zii‑z0)*wx2)/g0，其中，g0为重力加速度；(6)确定导弹各截面在全机坐标系下的过载：相对全机坐标系，导弹上第i截面过载值(nxi',nyi',nzi')为：nxi'＝nx+Δnxi，nyi'＝ny+Δnyi，nzi'＝nz+Δnzi；(7)确定导弹各截面在导弹坐标系下的过载：相对导弹坐标系，导弹第i截面的过载为nxi＝‑(nxi'×cos(‑θ)‑nyi'×sin(‑θ))，nyi＝nxi'×sin(‑θ)+nyi'×cos(‑θ)，nzi＝‑nzi'；(8)确定导弹与悬挂装置间支反力的作用位置：xx为在导弹坐标系下导弹x向支反力点的坐标,xyj,xzj为在导弹坐标系下导弹y向和z向第j个承受支反力点的坐标；(9)确定导弹各截面载荷：首先由静力平衡原理求出导弹与悬挂装置间的作用力Ry1,Ry2,Rz1,Rz2,Rx，再由导弹内力确定方法确定导弹XY平面内剪力为导弹XZ平面内剪力为导弹轴力为导弹XY平面内弯矩为导弹XZ平面内弯矩为其中，My1＝Mz1＝0，Xi,Yi,Zi为在导弹坐标系下导弹第i截面x向、y向和z向气动力，Rx为在导弹坐标系下导弹x向支反力，Ryj,Rzj为在导弹坐标系下导弹y向和z向第j个支反力，Δ(xn‑xx),Δ(xn‑xyj)，Δ(xn‑xzj)为单位阶跃函数，当xn≥xyj时，Δ(xn‑xyj)＝1，当xn≥xzj时，Δ(xn‑xzj)＝1，当xn≥xx时，Δ(xn‑xx)＝1，当xn＜xyj时，Δ(xn‑xyj)＝0，当xn＜xzj时，Δ(xn‑xzj)＝0，当xn＜xx时，Δ(xn‑xx)＝0。