向锦武 曾开春 聂 璐

(北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京100191)

乘波体构型近空间高超声速飞行器(乘波体飞行器)可用于天地往返运输系统和高速导弹，在军事和民用领域都具有广阔的应用前景.与常规飞行器相比，乘波体飞行器采用机体/发动机一体化设计，造成气动/推进的强烈耦合［1］.同时，由于其细长体外形的机体结构中使用了大量轻质材料，机体结构柔性大、振动频率低，在气动载荷激励下，可能发生显著的弹性变形和弹性振动.机体结构的大幅度弹性变形不仅改变了全机的气动特性，还引起推进系统空气流量以及入流参数的变化，形成乘波体飞行器特有的气动/弹性/推进耦合现象［2－3］.而机体的低频弹性振动则可能激发刚体动力学短周期模态，形成刚柔耦合现象.因此，结构弹性加剧了乘波体飞行动力学的耦合性，并使其呈现出多尺度、强非线性的特点，进而对总体设计和控制系统设计提出了严峻挑战.由于结构弹性参数会因设计更改而改变，并受到气动加热等因素的影响，其值可能在较大范围变化.因此，有必要研究结构弹性参数对乘波体飞行器多耦合飞行动力学特性的影响规律.

乘波体飞行器动力学特性分析的关键是建立多耦合动力学模型.目前，主要的建模方法包括基于FEM(Finite Elenent Melthod)结构模态计算的动力学建模［4］、基于 CFD(Computationd Fluid Dynamics)数值拟合的动力学建模［5］、基于近似理论方法的耦合动力学建模等［6－7］.前2种方法主要面……