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龙图腾网获悉上海航天控制技术研究所申请的专利一种飞行器热气动伺服弹性耦合分析方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN119416681B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-10-28发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202411249579.5，技术领域涉及：G06F30/28；该发明授权一种飞行器热气动伺服弹性耦合分析方法是由徐志伟;唐德佳;陆豪;蒋政;顾建军;黄嘉玥;陶涛设计研发完成，并于2024-09-06向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种飞行器热气动伺服弹性耦合分析方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种飞行器热气动伺服弹性耦合分析方法，以非定常气动力的时间推进步长为时间步长，在当前时间步采用气动热降阶模型计算各离散时刻飞行器完整结构的温度场，得到飞行器热模态；采用非定常气动力降阶模型求解气动力，计算气动加热后飞行器热模态的气动弹性响应分析，将飞行器气动弹性响应信息传递到伺服控制系统舵机动力学模型，输出下一时间步的控制力，之后求解下一时间步分别对应的气动力和控制力同时作用下的气动伺服弹性响应，直至完成全飞行弹道的热气动伺服弹性计算。本发明考虑了飞行器伺服控制系统的摩擦和间隙对气动弹性计算的影响，采用降阶模型计算气动力和气动热，在保证求解精度的同时提高了计算效率。

本发明授权一种飞行器热气动伺服弹性耦合分析方法在权利要求书中公布了：1.一种飞行器热气动伺服弹性耦合分析方法，其特征在于，包括： 步骤1、建立飞行器热力学模型、气动模型、含舵面的结构弹性模型和伺服控制系统模型； 步骤2、采用本征正交分解和代理模型相结合的模型降阶方法构造气动热降阶模型，用于计算给定弹道飞行条件下静气动热弹性配平后结构的温度场； 步骤3、采用本征正交分解和代理模型相结合的模型降阶方法构造气动力降阶模型，进行非定常CFD计算求解气动载荷训练数据，基于训练数据对样本进行降维，获得非定常气动力降阶模型； 步骤4、建立伺服控制系统舵机动力学模型； 步骤5、采用气动热降阶模型计算给定弹道飞行条件下飞行器表面每个离散时刻的温度分布，将随时间变化的飞行器表面温度分布在结构弹性模型表面节点处插值，得到计算瞬态热传导的有限元边界条件，采用CFD方法计算各离散时刻飞行器完整结构的温度场； 步骤6、基于飞行器完整结构温度场，计算飞行器热模态； 步骤7、采用非定常气动力降阶模型求解气动力，计算气动加热后飞行器热模态的气动弹性响应分析，将结构变形通过动网格方法更新构造气动力降阶模型的气动网格； 步骤8、将飞行器气动弹性响应信息传递到伺服控制系统舵机动力学模型，根据控制需求，输出控制力； 步骤9、以非定常气动力的时间推进步长ΔTaero为时间步长，基于步骤7求解当前时间步分别对应的气动力和控制力同时作用下的气动伺服弹性响应，再基于步骤8计算下一时间步的控制力，之后返回步骤7求解下一时间步分别对应的气动力和控制力同时作用下的气动伺服弹性响应；其中，伺服系统输出控制力的时间推进步长ΔTservo与非定常气动力的时间推进步长ΔTaero相同； 步骤10、若步骤9的计算时长达到设定时间时，重新返回步骤5，直至完成全飞行弹道的热气动伺服弹性计算； 步骤1中，在建立飞行器结构弹性模型时，加入舵面与舵轴之间间隙和摩擦的因素，用接触对模拟结构的非线性；舵缝垫片与舵轴构成一组接触对，舵缝垫片与舵面构成一组接触对，丝杆与轴承构成一组接触对；针对接触区域的网格进行加密处理；其中，接触对结合面法相接触刚度Kn和切向接触刚度Kt分别为： 式中，D为分形维数；G为特征尺度系数；δmax为结合面微凸体最大变形量；δc为结合面微凸体临界变形量，当δ＜δc微凸体发生弹性变形，当δ＞δc微凸体发生塑性变形；E、v和μ为结合面当量弹性模量、剪切模量、泊松比和摩擦因数；ac为临界接触面积；al为最大接触点的面积，Tm为结合面上的切向载荷，Pm为结合面上的法向载荷。

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