吸气式高超声速飞行器多学科动力学建模

华如豪， 叶正寅

西北工业大学 翼型叶栅空气动力学国家重点实验室， 西安 710072

吸气式高超声速飞行器多学科动力学建模

华如豪， 叶正寅*

西北工业大学 翼型叶栅空气动力学国家重点实验室， 西安 710072

高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互耦合的问题，首先根据飞行器的机体/发动机一体化设计思想构造了二维高超声速飞行器模型，并基于激波/膨胀波原理和动量定理建立了气动力模型，采用Chavez和Schmidt建立的超燃冲压发动机推进系统模型；在飞行器结构方面，引入变截面和变质量分布的自由梁结构模型，并采用Eckert参考焓方法分析的气动加热过程中承力梁不同轴向位置温度随时间变化特征，在此基础上运用模态法计算了燃料消耗和气动加热条件下结构的固有频率和振型特征，获得结构弹性变形的模型；最后建立了考虑热气动弹性和推进系统作用的飞行动力学方程。研究结果表明：质量变化对结构弹性特性影响比较显著，而气动加热的影响主要表现在振动频率方面，且会随着加热过程的持续而逐渐增强；结构变形会改变飞行器静配平状态，特别是在机体质量较大的最初飞行阶段，气动加热会强化结构变形对配平特征的影响；线性化系统的动力学特征分析表明，质量减小和结构变形均会增加短周期模态和振荡模态的不稳定特性，而对高度特性的影响不大，气动加热效应会进一步增加飞行力学和气动弹性的耦合特征，并导致弹性模态的稳定性降低。

高超声速飞行器； 气动加热； 燃料消耗； 热气动弹性； 飞行动力学建模； 动力学特征

高超声速飞行器是目前国内外十分重视的发展方向，它不仅具有很重要的国防威慑能力，而且在将来的民用航空领域有着诱人的潜力。在学术和高技术层面上，它的发展引领着一个国家航空航天的科学发展方向，标志着一个航空航天大国的水平，为此，世界各个航空航天大国都在高超声速飞行器研究方面投入大量的人力和物力。

早在1950—1960年，X-15技术验证机的探索性研究和试验成果为后续高超声速飞行器的发展奠定了基础[1]，而以吸气式超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器已经成为未来高速飞行器的发展趋势。20世纪80～90年代美国提出并实施了NASP(National Aero-Space Plane)计划[2]，90年代末期Hyper-X[3]、Falcon[4]等项目相继的开展，标志着高超声速飞行器的研究工作逐渐进入到工程预发展阶段，进入21世纪，HyFly计划和HTV-2飞行器的飞行试验对超燃发动机的点火等关键技术进行了研究。

与传统飞行器主要依赖机翼(弹翼)上下表面的压差产生升力不同，吸气式高超声速飞行器一般为升力体构型，翼面(包括平尾和垂尾)主要作为操纵面控制飞行器的飞行姿态。同时，吸气式高超声速飞行器往往采用机体/发动机一体化设计方法，飞行器前体作为发动机的压缩部件，机身后体则成为发动机喷管的膨胀段，这种设计理念使得飞行器前后体的设计参数以及来流迎角等飞行参数对发动机的燃烧效率有很大影响，而发动机出口处的流动状况又会决定后体膨胀区的压力分布。因此，高超声速飞行器设计中的多学科综合问题越来越紧密，结构的微小变形，会引发其他学科的一系列问题。

随着高超声速飞行器研究工作的逐渐深入，人们发现真正具有实用价值的吸气式高超声速飞行器必须极大减轻飞行器的结构重量。由于结构多采用轻质材料、多层防热结构和大型薄壁结构，结构变形呈现出越来越复杂的形式，由此又会导致气动弹性问题更加突出[5]，燃料质量设计系数的增大也使得高超声速飞行器结构固有振动频率降低，导致刚体运动频率与结构振动频率趋于接近，给飞行器控制系统的设计带来了巨大挑战。另一方面，由于高超声速热环境的影响，结构刚度会进一步降低，这又增加了气动弹性的危险性。

吸气式高超声速飞行器的上述多学科高度耦合的特点，导致其飞行动力学特性和气动/推进/弹性变形等相互影响，也使得应用到传统飞行器上的动力学稳定性分析方法不再适用[6-9]。20世纪90年代Chavez和Schmidt基于牛顿撞击理论气动力计算方法[7-9]，以X-30飞行器二维构型为对象建立了高超声速飞行器纵向动力学解析模型，证明所建立模型在气动弹性、飞行力学和发动机的响应特征上都存在机体/发动机/结构弹性的强烈耦合效应。Bolender和Doman[10-11]利用激波/膨胀波理论的气动力计算方法并根据拉格朗日方程推导了高超声速飞行器耦合推进系统、结构动力学和空气动力学模型的非线性运动方程，分析结果表明飞行器的短周期模态与一阶弯曲模态之间存在强耦合特征。国内的李建林等[12]利用Fiorentini[13]构造的气动力拟合模型，建立了耦合气动/推进作用的变截面自由梁高超声速飞行器结构动力学模型，结果表明更接近真实飞行器承力结构的变截面梁在平衡状态下附加迎角更大，系统在平衡点处开环不稳定性更明显。在以往结构热气动弹性问题研究的基础上，人们已经意识到高超声速飞行器的热气动弹性问题与其他学科之间的耦合作用更加紧密[14-18]。Williams和Bolender[19]基于不变截面自由梁承力结构的高超声速飞行器模型，直接给定温度分布研究了气动加热和燃料消耗造成的质量变化对结构固有模态的影响。

尽管在高超声速热气动弹性问题研究方面开展了大量的研究工作，取得了很大的进展，但目前国际上有关热气动弹性问题的研究成果远没有达到满足高超声速飞行器研制的技术水平[18]，特别是近些年来，美国开展的大多数高超声速飞行器的飞行试验都没有完全成功，失败原因虽然各有不同，但技术跨度巨大，学科综合性强是研究人员达成的一个共识。本文研究目的是在充分借鉴国内外公开发表的文献资料基础上，建立更切合实际的气动/热/推进/结构弹性多学科耦合的吸气式高超声速飞行器动力学模型，以便为未来针对该类型飞行器的多学科耦合仿真试验及制导控制系统的设计提供参考。

1 气动力模型

1.1 几何模型设计

结合高超声速飞行器气动/推进一体化设计的思想，经典的气动外形要求飞行器前体作为发动机的压缩部件，在设计状态下前体下方的斜激波交于发动机下表面外罩的唇口处，同时经外罩偏转形成的激波与机体交于压缩段的入口处，如图1所示(图中：机体总长Lt=30.48 m；前段长L1=0.47Lt；中段长L2=0.20Lt；后段长L3=0.33Lt；前缘下表面偏角τ1,low=6.2°；上表面偏角τ1,up=3.0°；后体偏角τ2=14.3°；发动机高度H=1.0 m；前缘点相对质心Cg为(16.764 m, 0 m);操纵面相对质心Cg为(-9.136 m, 0 m);面积为5.18 m2;机体宽度取为1 m。此外，图1中Ma∞为来流马赫数;α∞为来流迎角;δcs为操纵面偏角;x和z为体轴系坐标轴)，满足此条件时通过发动机的空气质量流率可以达到最大，还可避免燃烧室内出现激波，提高推进性能和升阻比。在实际飞行过程中，高超声速飞行器的飞行速度和姿态角等都严格限制在较小的变化范围内，发动机唇口外罩根据飞行速度和迎角的变化能够上下或左右移动，以满足上述设计要求，捕获最多的质量流。为此在本文的分析过程中，设定在偏离巡航飞行条件时能够通过唇口前罩的移动保证理想的来流条件。

图1 吸气式高超声速飞行器几何模型Fig.1 Geometry of hypersonic air-breathing vehicle

给定设计来流马赫数和迎角时，结合图1可将飞行器周围流动分为7个区域，分别为自由来流区0、前体下表面区域Ⅰ、发动机内流区域Ⅱ(不含燃烧室)、后体膨胀区Ⅲ、机体上表面背风区Ⅳ、发动机外壁下方区域Ⅴ以及操纵面所在区域Ⅵ，满足设计条件时区域Ⅰ和区域Ⅱ的流动满足斜激波关系式(1)和式(2)，从而可以确定出发动机唇口前罩的位置，进一步根据流动通过斜激波后的流场特性关系式(3)，可以获得相应区域的流动参数。

(1)

(2)

(3)

式中:θ1为气流通过斜激波或膨胀波的转折角；β为激波角；γ为气体的比热比；Ma、p和T分别为气流的马赫数、静压和静温；下标x和y分别表示斜激波或膨胀波的波前和波后。

1.2 气动力计算

飞行动力学的建模仿真以及控制系统的设计需要快速求解气动力，而目前比较精确的计算流体力学(CFD)技术在多学科耦合建模时求解效率有较大的限制，因此多用无黏假设的工程方法计算。正如1.1节中设计的模型，吸气式高超声速飞行器的外形在多数区域都比较平坦，适合采用Bolender和Doman[11]提出的二维斜激波-膨胀波气动力模型计算方法，针对1.1节的6个流动区域(区域Ⅰ～区域Ⅵ)，根据来流情况分别采用斜激波关系式(1)～式(3)或膨胀波关系式(4)和式(5)，确定不同区域的压力、速度和温度等流场参数[20]，分块进行气动力的计算。

(4)

(5)

式中：υ(Ma)为Prandtl-Meyer函数。

1) 前体压缩区：实际飞行中来流为正迎角的巡航状态时，前体下表面为斜激波压缩形成的高压区，利用式(1)～式(3)可以得到斜激波后的流动参数，进一步得到体轴系的气动力和俯仰力矩为

(6)

2) 发动机内壁：对于机体中段和发动机内壁构成的系统，来流经过前缘唇口斜激波的压缩作用进入进气道，此部分的气动力和俯仰力矩为

(7)

式中：Leig为发动机下壁面的总长。

3) 上表面背风区：对于机体上表面的背风区，根据来流迎角和上表面倾斜角的综合效果，采用斜激波关系式(1)～式(3)或膨胀波关系式(4)和式(5)计算流场特性以及气动力和俯仰力矩，即

(8)

4) 发动机外壁：正迎角条件下，来流经发动机下表面斜激波的压缩作用形成了高压区，此部分气动力和俯仰力矩分别为

(9)

5) 发动机推力：发动机进出口的气流条件和燃烧室的超声速流动状态是吸气式高超声速飞行器的一大特征，由于壁面摩擦造成的总压损失、燃料喷注及汽化的程度、燃料和空气的混合程度、火焰稳定和热壅塞等诸多实际情况，超燃冲压发动机的实际工况非常复杂。从动力学建模的角度考虑选用包含发动机基本性能的解析模型比完全考虑实际情况的复杂模型更有意义，可以灵活快速地研究多学科耦合问题。这里采用Chavez和Schmidt[7]建立的一个超燃冲压发动机推进系统模型，如图2所示，分为收缩段、等截面燃烧室和扩张段三部分。忽略壁面摩擦等造成的总压损失，收缩段和扩张段内的气流可看做是一维等熵流动[20]，满足关系式(10)，同时等截面无摩擦的燃烧室内流动满足式(11)和式(12)所示的绝热条件下的瑞利流原理，进一步利用动量定理可得到发动机模型提供的推力和相对质心的力矩，满足关系式(13)。假设燃料为液态氢，可根据式(14)，获得所需推力条件下的燃料质量和对应的燃料当量比。

图2 超燃冲压发动机截面模型Fig.2 Model of scramjet cross-section

图2中：Ma1和Mae分别为发动机进口和出口处气流的马赫数；A1、A2、A3和Ae分别为发动机进口、燃烧室前后和发动机出口处的面积。

(10)

(11)

(12)

(13)

(14)

6) 后体膨胀区：高超声速飞行器的气动推进一体化设计特征使得后体下表面的发动机尾气通过剪切层过渡到自由来流区域，并作为发动机尾喷管的外膨胀段，提供了一部分的升力和低头力矩，为此采用Chavez和Schmidt[7]建立的后体膨胀区压力近似公式:

(15)

可得到后体区域的气动力和俯仰力矩:

(16)

7)操纵面：根据舵偏角的正负，对上下表面分别采用斜激波关系式或膨胀波关系式，可以得到作用在其上的气动力和操纵力矩分别为

(17)

式中:Scs为操纵面面积。综合1)～7)，作用在机体上的气动力和力矩总和分别为

(18)

从而可得升力L和阻力D分别为

(19)

式(6)～式(19)中：X和Z为体轴系的气动力；M为俯仰力矩；x、z分别为气动力作用点相对质心的坐标；s3为机身后体各点与发动机出口的距离；上标R代表外力或力矩的求和量；下标Ⅰ～Ⅵ代表1.1节中的不同分区；cs表示操纵面；up和low分别表示机体或操纵面的上下表面。

2 弹性结构模型

2.1 变截面自由梁结构模型

图3 自由梁单位宽度梁截面惯性矩沿轴向的变化Fig.3 Unit width cross-section inertial moment variation of the beam along axial direction

吸气式高超声速飞行器一体化设计时压缩前体压缩段和后体膨胀段较为“扁平”，而具有一定装载空间的机体中段截面积较大，因此机体截面惯性矩沿轴向变化很大，如图3所示(图中：Iyy为y方向的截面惯性矩)，这使得贡献大部分升力的前体和后体刚度较弱，弹性变形也会更加突出；同时，机体中段集中了燃料和助燃剂等主要载荷，如图4所示。因此截面惯性矩、质量分布和材料属性沿轴向保持不变的假设模型会给结构变形分析带来较大的误差[12]。此外，在飞行过程中，占机体总重很大比例的燃料的消耗会使机体质量分布发生较大的变化。为了更真实地计入弹性变形的影响，这里建立变截面自由梁的高超声速飞行器结构模型，将变截面惯性矩的影响考虑到结构模型中。

图4 内部载荷分布概念图[19]Fig.4 Notional internal volume layout[19]

2.2 气动热计算

为了考虑气动热的影响，进行结构模态分析时需要获得对应状态的温度场，计入热应力与材料特性随温度变化的关系。一般来说，流场的收敛和结构变形达到稳定的时间尺度相对于飞行器结构内部的热传递过程要短得多，因此可以忽略结构变形对热环境的影响，采用单向耦合方法求解气动热对结构动力学特性的影响。

工程实际中高超声速飞行器的热防护系统比较复杂[21-22]，不便于多学科耦合建模，这里采用文献[19]简化的三层防热模型分析传热过程，从内到外依次为耐高温的PM2000、热导率很低的SiO2隔热层和钛合金主承力梁。此外，高超声速飞行器表面大部分区域都比较平坦，为此本文基于高速气流通过平板的流动模型，采用Eckert参考焓方法[23]求解气动加热作用下的物面热流，求解过程如下：

步骤1 给定来流条件，基于高速气流通过平板的假设利用Eckert参考焓法获得飞行器表面的热流分布。

步骤2 将热载荷加载到结构上，根据热流边界条件式(20) 和热辐射公式(21)，求解基于式(22)，得到结构的瞬态温度场。

步骤3 将步骤2中得到的物面温度和温度场作为步骤1的初始条件，继续求解下一时间步的物面热流分布。

热流边界条件满足

(20)

热辐射公式为

(21)

Fourier定律的二维热传导方程为

(22)

式中：Ts和Tenv分别为结构温度和环境温度；t为热传导时间；λs、cs和ρs分别为结构热传导系数、比热和密度；qin为热传导效应的热流率；qrad为热辐射效应的热流率；σ为斯特潘-玻尔兹曼常量；ε为发射率。给定初始温度300K，利用有限差分法求得结构瞬态温度场，如图5所示，并作为温度载荷加载到结构上进行热模态分析。

图5 不同时刻承力梁沿轴向的温度分布Fig.5 Temperature distribution of supporting beam at different time instants along axial direction

2.3 结构模态分析

恒温条件下，忽略结构阻尼的自由梁振动模型为

(23)

满足边界条件

(24)

式中：E(x)为结构材料的弹性模量；Iyy(x)为图3所示的截面惯性矩；m(x)为机体沿轴向的质量分布。基于假设模态法，结构变形满足

(25)

式中：ηi(t)和φi(x)分别为广义位移和振型。

考虑温度效应后自由振动方程可表示为

(26)

式中：M为质量矩阵；Ks(T)为不考虑热应力的刚度矩阵，考虑到结构材料属性随温度变化，此项为温度T的函数；Kσ(T)为热应力引起的附加几何刚度矩阵。通过求解上述特征方程，分别得到不同条件下结构模型的前三阶固有频率fi和振型φi(x)。

2.3.1 不同燃料消耗率对结构模态特性的影响

图6和图7的结果表明，由于燃料在飞行器总质量中占有很大比重，随着飞行过程中燃料的消耗，飞行器的固有频率和振型都发生了很大变化。因此，在实际飞行过程中，考虑到结构传热过程的缓慢变化必然伴随着燃料的大量消耗，机体的质量要发生较大的变化，基于模态叠加法研究热气动弹性对飞行器动力特性的影响时，建立温度场和质量分布时变的模型，分析不同时刻对应不同质量分布和温度分布的结构模型更有意义。

图6 不考虑气动加热时不同燃料消耗率的频率特性Fig.6 Effect of consumed rate of fuel on natural frequencies (without aerodynamic heating)

图7 不考虑气动加热时不同燃料消耗量的前三阶模态Fig. 7 Frequencies of the first three modes of various rates of fuel consumption (without aerodynamic heating)

2.3.2 气动加热对结构模态特性的影响

结合2.2节中的结构传热过程，同时计入燃料消耗造成的质量变化，在飞行弹道条件下设定燃料消耗率和飞行时刻存在如下对应关系：50%的燃料消耗率对应1h的飞行状态；100%的燃料消耗率对应2h的飞行状态，分别计算不同时刻考虑气动加热影响的结构固有频率f和模态特性。图8和表1的结果表明，气动加热对结构固有频率的影响随着飞行过程的进行逐渐加大，相比之下，气动加热对振型的影响在整个飞行过程中很小，基本可以忽略，特别是图8(a)中的飞行状态。结合图5的计算结果可知，这是由于气动加热作用下承力梁的温度增加缓慢，对材料属性的影响要到一定时刻才能显现。

图8 不同燃料消耗量时气动加热对结构振型的影响Fig.8 Effect of aerodynamic heat on the first three modes of various rates of fuel consumption

表1 不同燃料消耗量时气动加热对结构固有频率影响

Table 1 Effect of aerodynamic heat on frequencies of various rates of fuel consumption

Rateoffuelconsumption/%Aerodynamicheatf1/(rad·s-1)f2/(rad·s-1)f3/(rad·s-1)50100Noheat247754979582Withheat244154149444Noheat2882715712598Withheat2699667911731

3 飞行动力学模型和结果分析

由于弹性变形会造成机体表面局部流动迎角的摄动，除引起机体表面压力分布变化外，更主要的是会对发动机的工作性能造成负面影响，此处按最严重情况考虑，将整个机体变形诱发的迎角按机体最前端处理，那么实际迎角是非变形机体飞行迎角与机体弹性变形诱发迎角之和。此外，机体的弹性变形也会造成操纵面处流动迎角的摄动和后体膨胀段的偏角变化, 造成舵面效率和膨胀区流动状态的改变，这里以舵面中心位置的变形量作为弹性变形对舵偏角的影响，机体尾端处的变形量作为后体膨胀段的偏角变化，从而考虑弹性变形影响的实际迎角、迎角变化率、舵偏角和后体偏角，其表达式分别为

(27)

式中:α0为不考虑弹性变形的来流迎角;q为俯仰角速度;χ为航迹角;δcs 0和τ2,0分别为不考虑弹性变形的舵偏角和机身后体偏角。

对高超声速飞行器结构自由梁模型进行模态分析时，刚体模态和弹性模态可以自然解耦，二者的相互影响可以通过各自对气动力的影响体现，忽略地球曲率和高度变化对重力的影响，从而建立考虑气动弹性影响的飞行动力学方程组：

(28)

φi(xⅥ)ZⅥ(t) (i=1,2,3)

(29)

为此，考虑弹性变形条件下方程组式(28)包含11个状态变量，即

(30)

3.1 静配平状态结果分析

为了研究弹性变形对高超声速飞行器飞行动力学特性的影响，在飞行高度h=26 km，飞行马赫数Ma0=8.0条件下，针对燃料消耗率分别为0% 、50%和100%的3个飞行状态，分别计算了刚体模型、忽略气动热影响和考虑气动热影响的弹性模型满足配平条件的迎角、舵偏角和燃料当量比，弹性模型的前三阶广义位移，以及头部和尾部的弹性变形角Δτ1和Δτ2。

表2的结果表明随着燃料质量的不断减少，所需配平量α和φ均不断减小，考虑到飞行器自身纵向的不稳定性，俯仰力矩的下降也带来了所需配平舵偏角的减小；在考虑弹性变形时，飞行器的平衡迎角依次变小，舵偏角和燃料当量比依次变大， 这是由于飞行器的弹性变形使头部增加了几何变形角Δτ1，减小了对来流迎角的需求，力矩也随之减小，但来流迎角和变形角的叠加导致阻力增大，因此需要增大推力平衡阻力；考虑气动加热效应后，结构变形的影响进一步加剧。此外，机体的弹性变形主要是由机体的第一阶弯曲导致，相比之下第二阶和第三阶模态的影响要小得多。

3.2 动力学特征结果分析

根据3.1节的飞行高度和速度条件，在满足配平条件的飞行状态下，将动力学方程式(28)线化处理，分别分析不同模型的动力学特性。表3的结果表明，所计算的各类模型均具有一个不稳定的短周期模态，且随着质量减小不断增加，这主要是由于飞行器自身纵向是静不稳定的。沉浮模态表现为长周期的弱不稳定，高度特性稳定，但衰减非常缓慢，与文献[24]的试验结果比较一致。

考虑气动弹性的影响后，短周期模态的不稳定性均有所增加且变化最为敏感，高度特性的稳定性增强，沉浮模态的不稳定性增强，但振荡周期变化不大，弹性模态均是稳定的，均与表1中的结构固有频率接近，但由于弹性模态和刚体模态耦合，第一阶弹性模态较固有频率变化较大，特别是在变形最明显的初始飞行状态。

进一步计入气动热效应后，相比忽略气动热影响的模型，短周期模态变化非常小，而弹性变形对高度特性和沉浮模态的影响进一步增强，特别是在经历较长时间的飞行和气动加热之后，弹性模态仍旧是稳定的，但气动加热的效果使得各阶弹性模态的稳定性减弱。

表3 不同燃料消耗条件下热气动弹性对线性化系统特征值的影响

4 结 论

1) 本文的耦合气动/气动热/推进/结构弹性的吸气式高超声速飞行器动力学模型，比较全面地涵盖了影响高超声速飞行器飞行过程中动力学特性的主要因素。

2) 燃料质量消耗会显著改变结构的固有频率和振型，气动加热对结构振型的影响可以忽略，对固有频率的影响会随着加热过程的持续而增强。

3) 结构变形会对静配平状态产生较大影响，考虑气动加热的影响后，弹性变形对静配平状态的影响也进一步增强。

4) 燃料质量消耗会增强短周期的不稳定特性，而对长周期模态和振荡模态影响不大。热环境变化会改变高超声速飞行器在飞行过程中的动力学特性，特别是随着飞行过程和加热时间的持续，气动加热会不断增加结构变形和飞行力学的耦合效应。

5) 在设计控制系统时，建议建立质量分布和温度场时变的多场耦合模型以及与之相适应的分析与控制方法。

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E-mail: yezy@nwpu.edu.cn

*Corresponding author. Tel.： 029-88491374 E-mail: yezy@nwpu.edu.cn

Multidisciplinary dynamics modeling and analysis of a generic hypersonic vehicle

HUA Ruhao, YE Zhengyin*

NationalKeyLaboratoryofAerodynamicDesignandResearch,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China

Fluid-thermal-propulsive-structural coupling exists during the design of generic hypersonic vehicles. A two-dimensional air-breathing generic hypersonic flight vehicle model has been developed according to the design concept of hypersonic vehicle’s integrated airframe/scramjet configuration, and aerodynamic model is derived from oblique-shock/Prandtl-Meyer theory and momentum theorem. A free beam model of variant cross-section and mass distribution is introduced as the structure of the vehicle, and the approach of Eckert’s reference enthalpy is used to obtain temperature distribution as a function of time along the axial direction of the beam, above which the assumed modes method is used to obtain the natural frequencies and mode shapes of the structure during the consumption of fuel and aerodynamic heating. Flight dynamics equations coupled with aerothermoelasticity are finally presented. The results indicate that the structural characteristic is dominated by the mass variation over the aerodynamic heating, the effect of which is enhanced as the aerodynamic heating progresses. Results also indicate that trimmed states are changed by the effect of the flexible deflection especially at the beginning of flight process, and the aerodynamic heating enhances the effect of flexible deflection. The dynamic eigenvalues of linearized system show that both structural deflection and mass decrease adversely increase the instability of the short period and phugoid modes, while the altitude mode is slightly affected. Moreover, aerodynamic heating enhances the coupling between flight dynamics and aeroelasticity and decreases the stability of flexible modes.

hypersonic vehicle; aerodynamic heating; fuel consumption; aerothermoelasticity; modeling of flight dynamics; dynamic characteristic

2014-08-28； Revised： 2014-09-12； Accepted： 2014-09-26； Published online： 2014-09-29 17:00

s： National Natural Science Foundation of China (11272262， 91216202)

2014-08-28; 退修日期： 2014-09-12; 录用日期： 2014-09-26; 网络出版时间： 2014-09-29 17：00

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0243.html

国家自然科学基金 (11272262， 91216202)

Hua R H, Ye Z Y. Multidisciplinary dynamics modeling and analysis of a generic hypersonic vehicle[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 346-356. 华如豪， 叶正寅. 吸气式高超声速飞行器多学科动力学建模[J]. 航空学报, 2015, 36(1): 346-356.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2014.0243

V211； V231.1

A

1000-6893(2015)01-0346-11

华如豪 男， 博士研究生。主要研究方向：高超声速飞行器多场耦合建模和研究。

E-mail: huaruhao@126.com

叶正寅 男， 博士， 教授， 博士生导师。主要研究方向：空气动力学和气动弹性力学。

*通讯作者.Tel.： 029-88491374 E-mail: yezy@nwpu.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0243.html