一種高超聲速飛行器氣動彈性剪裁方法
2023-06-13 04:41:21
一種高超聲速飛行器氣動彈性剪裁方法
【專利摘要】本發明涉及一種高超聲速飛行器氣動彈性剪裁方法，高超聲速飛行器熱環境下氣動彈性力學特性改善方法。選擇需要優化的設計變量為蒙皮鋪層角度，約束條件為保持翼面結構重量不變，優化目標為飛機顫振臨界速度最大。進行熱環境下翼面的氣動彈性力學特性分析求得在熱環境下翼面的臨界顫振速度值，並判斷其是否滿足優化目標，若滿足，退出循環，若不滿足，通過FD?ISIGHT優化組件中設置的優化算法更新設計變量鋪層角度的取值，再進行熱環境下翼面的氣動彈性力學特性分析。本發明提供了一種氣動熱環境下超聲速飛行器氣動彈性剪裁的方法，通過對複合材料蒙皮的剪裁設計提高翼面顫振速度值，從而改善高超聲速飛行器氣動彈性性能。
【專利說明】一種高超聲速飛行器氣動彈性剪裁方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種航空航天領域的氣動彈性剪裁方法，具體地說，是一種高超聲速飛行器熱環境下氣動彈性力學特性改善方法。
【背景技術】
[0002]複合材料氣動彈性剪裁設計這種優化設計方法通過對複合材料層合板的設計剪裁從而控制其剛度特性和動態特性，最終得到優越的氣動彈性性能。在具體飛機設計工程實踐中，通常可以改善的氣動彈性性能有氣動彈性穩定性、操縱穩定性、升阻比和機動載荷等。其優化思路已經在實踐應用中獲得了巨大的成功，例如1984年美國的X-29前掠翼飛機和俄羅斯的S-37典型的實例。
[0003]氣動彈性剪裁設計是一個設計多方面相關理論的多學科問題，其涉及到的主要理論包括複合材料力學、氣動彈性分析方法和優化算法理論。從本質上講，複合材料氣動彈性優化設計仍然屬於結構優化設計方法，通過對複合材料層合板的合理鋪層設計，獲得合乎配置的結構剛度，在利用材料本身的耦合作用效應的基礎上，設置滿足設計實際的結構和工藝約束條件，在空氣動力的作用下飛行器產生有利的彈性變形最終在保持飛行器質量不變的同時以提高氣動彈性特性。高超聲速飛行器複合材料氣動彈性剪裁優化在結構和材料具有鮮明的特點，如何利用符合材料的基本特性，考慮高超聲速條件下，氣動力、氣動熱的綜合作用，探討出一種提高高超聲速飛行器綜合氣動彈性性能的優化剪裁方法是一項非常有挑戰性的多學科問題。
【發明內容】
[0004]本發明針對上述現有技術狀況而設計提供了一種高超聲速飛行器氣動彈性剪裁方法，其目的是解決在氣動熱環境下，通過對複合材料蒙皮的剪裁設計提高翼面顫振速度值，從而高超聲速飛行器氣動彈性性能。
[0005]本發明所採用的技術方案包括以下步驟:
[0006](I)選擇需要優化的設計變量為蒙皮鋪層角度α，約束條件為保持翼面結構重量不變，優化目標為飛機顫振臨界速度最大，本優化問題的數學模型可以表述為:
[0007]max FlutterVelocity
[0008]Δ Mass=O
[0009]s.t.X e S
[0010]式中，FluterVelocity表示臨界顫振馬赫數，Mass表示全機模型質量，x表示設計變量，S表示設計變量集合，根據實際製造工藝的制約，取值為一系列離散數值:-45°，
O。,45° ,90° ；
[0011](2)建立高超聲速飛行器翼面幾何模型和有限元模型，包括以下內容:
[0012](a)在三維造型軟體中建立高超聲速飛行器全動平尾幾何模型，採用了雙楔形薄翼型，與機身由轉軸相連；[0013](b)在將幾何模型讀入MSC.Patran之後，建立有限元模型並對模型進行有限元網格劃分，平尾表面蒙皮結構部分選擇殼單元建模，並採用MSC.Patran中的四邊形單元進行自動劃分，平尾內部採用梁結構，並賦予梁單元屬性，平尾前緣部分採用實體單元並使用MSC.Patran中的四面體單元進行自動劃分；
[0014](c)在材料的選用上，全動平尾部分的蒙皮選用碳纖維複合材料層合板(T300/5222)，設蒙皮為八層對稱均衡鋪設，選擇各對稱單層的四個鋪層角度作為設計變量，分別設定為 Iiangle1, angle2, angle3, anglej ,初始鋪層順序為[0/0/0/0]s ；
[0015](3)進行熱環境下翼面的氣動彈性力學特性分析，其特徵在於，包括以下步驟:
[0016](a)計算模型表面受到的熱流密度場分布:
[0017]機翼前緣部分受到的氣動加熱現象最為明顯，高超聲速飛行器薄型機翼機身的前緣部分和翼面部分可以忽略厚度因素，看做平板來進行計算:
[0018]參考粘性係數μ *通過薩特蘭表達式求解得出:
【權利要求】
1.一種高超聲速飛行器氣動彈性剪裁方法，其特徵在於:該方法的步驟是: (1)選擇需要優化的設計變量為蒙皮鋪層角度α，約束條件為保持翼面結構重量不變，優化目標為飛機顫振臨界速度最大，本優化問題的數學模型可以表述為:
max FlutterVelocity
ΔMass=O
s.t.X e S 式中，FluterVelocity表示臨界顫振馬赫數，Mass表示全機模型質量，x表示設計變量，S表示設計變量集合，根據實際製造工藝的制約，取值為一系列離散數值:-45°，0°，45。 ,90° ； (2)建立高超聲速飛行器翼面幾何模型和有限元模型，包括以下內容: (a)在三維造型軟體中建立高超聲速飛行器全動平尾幾何模型，採用了雙楔形薄翼型，與機身由轉軸相連； (b)在將幾何模型讀入MSC.Patran之後，建立有限元模型並對模型進行有限元網格劃分，平尾表面蒙皮結構部分選擇殼單元建模，並採用MSC.Patran中的四邊形單元進行自動劃分，平尾內部採用梁結構，並賦予梁單元屬性，平尾前緣部分採用實體單元並使用MSC.Patran中的四面體單元進行自動劃分； (c)在材料的選用上，全動平尾部分的蒙皮選用碳纖維複合材料層合板(T300/5222)，設蒙皮為八層對稱均衡鋪設，選擇各對稱單層的四個鋪層角度作為設計變量，分別設定為[angle」 angle2, angle3, anglej ,初始鋪層順序為[0/0/0/0]s ； (3)進行熱環境下翼面的氣動彈性力學特性分析，其特徵在於，包括以下步驟: (a)計算模型表面受到的熱流密度場分布: 機翼前緣部分受到的氣動加熱現象最為明顯，高超聲速飛行器薄型機翼機身的前緣部分和翼面部分可以忽略厚度因素，看做平板來進行計算: 參考粘性係數μ*通過薩特蘭表達式求解得出:
2.根據權利要求1所述的一種高超聲速飛行器氣動彈性剪裁方法，其特徵在於:上述步驟(4)中所述的FD ISIGHT優化組件中設置的優化算法可以選擇為多島遺傳算法。
【文檔編號】G06F17/50GK103853890SQ201410103173
【公開日】2014年6月11日 申請日期:2014年3月12日 優先權日:2014年3月12日
【發明者】馬金玉, 餘勝東 申請人:溫州職業技術學院