一種高超聲速飛行器氣動彈性剪裁方法
【專利摘要】本發(fā)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(huán)境下氣動彈性力學特性改善方法。選擇需要優(yōu)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(yōu)化目標為飛機顫振臨界速度最大。進行熱環(huán)境下翼面的氣動彈性力學特性分析求得在熱環(huán)境下翼面的臨界顫振速度值，并判斷其是否滿足優(yōu)化目標，若滿足，退出循環(huán)，若不滿足，通過FD?ISIGHT優(yōu)化組件中設置的優(yōu)化算法更新設計變量鋪層角度的取值，再進行熱環(huán)境下翼面的氣動彈性力學特性分析。本發(fā)明提供了一種氣動熱環(huán)境下超聲速飛行器氣動彈性剪裁的方法，通過對復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(fā)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(huán)境下氣動彈性力學特性改善方法。
【背景技術】
[0002]復合材料氣動彈性剪裁設計這種優(yōu)化設計方法通過對復合材料層合板的設計剪裁從而控制其剛度特性和動態(tài)特性，最終得到優(yōu)越的氣動彈性性能。在具體飛機設計工程實踐中，通?？梢愿纳频臍鈩訌椥孕阅苡袣鈩訌椥苑€(wěn)定性、操縱穩(wěn)定性、升阻比和機動載荷等。其優(yōu)化思路已經(jīng)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復合材料力學、氣動彈性分析方法和優(yōu)化算法理論。從本質上講，復合材料氣動彈性優(yōu)化設計仍然屬于結構優(yōu)化設計方法，通過對復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(chǎn)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。高超聲速飛行器復合材料氣動彈性剪裁優(yōu)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(yōu)化剪裁方法是一項非常有挑戰(zhàn)性的多學科問題。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0004]本發(fā)明針對上述現(xiàn)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(huán)境下，通過對復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(fā)明所采用的技術方案包括以下步驟:
[0006](I)選擇需要優(yōu)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(yōu)化目標為飛機顫振臨界速度最大，本優(yōu)化問題的數(shù)學模型可以表述為:
[0007]max FlutterVelocity
[0008]Δ Mass=O
[0009]s.t.X e S
[0010]式中，F(xiàn)luterVelocity表示臨界顫振馬赫數(shù)，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(jù)實際制造工藝的制約，取值為一系列離散數(shù)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(nèi)容:
[0012](a)在三維造型軟件中建立高超聲速飛行器全動平尾幾何模型，采用了雙楔形薄翼型，與機身由轉軸相連；[0013](b)在將幾何模型讀入MSC.Patran之后，建立有限元模型并對模型進行有限元網(wǎng)格劃分，平尾表面蒙皮結構部分選擇殼單元建模，并采用MSC.Patran中的四邊形單元進行自動劃分，平尾內(nèi)部采用梁結構，并賦予梁單元屬性，平尾前緣部分采用實體單元并使用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復合材料層合板(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(huán)境下翼面的氣動彈性力學特性分析，其特征在于，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(xiàn)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]參考粘性系數(shù)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，其特征在于:該方法的步驟是: (1)選擇需要優(yōu)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(yōu)化目標為飛機顫振臨界速度最大，本優(yōu)化問題的數(shù)學模型可以表述為:
max FlutterVelocity
ΔMass=O
s.t.X e S 式中，F(xiàn)luterVelocity表示臨界顫振馬赫數(shù)，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(jù)實際制造工藝的制約，取值為一系列離散數(shù)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(nèi)容: (a)在三維造型軟件中建立高超聲速飛行器全動平尾幾何模型，采用了雙楔形薄翼型，與機身由轉軸相連； (b)在將幾何模型讀入MSC.Patran之后，建立有限元模型并對模型進行有限元網(wǎng)格劃分，平尾表面蒙皮結構部分選擇殼單元建模，并采用MSC.Patran中的四邊形單元進行自動劃分，平尾內(nèi)部采用梁結構，并賦予梁單元屬性，平尾前緣部分采用實體單元并使用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復合材料層合板(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(huán)境下翼面的氣動彈性力學特性分析，其特征在于，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(xiàn)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: 參考粘性系數(shù)μ*通過薩特蘭表達式求解得出:
2.根據(jù)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，其特征在于:上述步驟(4)中所述的FD ISIGHT優(yōu)化組件中設置的優(yōu)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(yōu)先權日:2014年3月12日
【發(fā)明者】馬金玉, 余勝東 申請人:溫州職業(yè)技術學院