一種可重復使用飛行器前艙熱防護系統多目標可靠性優化設計方法
【專利摘要】本發明公開了一種可重復使用飛行器前艙熱防護系統多目標可靠性優化設計方法，其步驟如下：(1)根據飛行器前艙熱防護系統分區隔熱原理，實現熱防護系統從幾何建模到有限元建模的全參數化建模流程；(2)考慮材料分散性，基于不確定傳播分析理論，對溫度場進行不確定評估；(3)基于紅外輻射的基本原理，建立了紅外輻射的計算方法。考慮材料分散性，實現紅外輻射強度分散性評估；(4)以熱防護系統尺寸為設計變量，溫度可靠性為約束，結構質量和表面熱防護紅外輻射強度為目標，實現了前艙熱防護系統的多目標可靠性優化設計。本發明在保證前艙熱防護系統溫度高可靠性的前提下降低了熱防護系統的質量，提升了熱防護系統的使用性能。
【專利說明】
-種可重復使用飛行器前艙熱防護系統多目標可靠性優化設 計方法
技術領域
[0001] 本發明設及可重復使用飛行器前艙熱防護系統優化設計領域，特別設及一種可重 復使用飛行器前艙熱防護系統多目標可靠性優化設計方法。
【背景技術】
[0002] 可重復使用飛行器再入返回飛行時間長，飛行空域跨度大，馬赫數范圍大，再入返 回過程中要經歷嚴酷的氣動加熱。特別是機頭錐、機翼前緣等部位受到的氣動加熱更為嚴 重。為了保證飛行員的安全和機載設備的正常運轉，在高超音速飛行器上鋪設熱防護系統 是必不可少的，熱防護結構的質量不僅關系到制造成本還影響飛行器的整體性能。因此，熱 防護系統設計是決定可重復使用飛行器成敗的關鍵技術之一，意義重大。
[0003] 可重復使用飛行器前艙熱防護系統的熱分析設及嚴酷瞬態熱環境下復雜的熱傳 輸機理。飛行器完整彈道過程中，熱傳導、熱福射和熱對流=種傳熱機制同時存在，=者相 互影響、相互禪合在一起，傳熱方程表現為強非線性。同時材料性能，包括導熱系數、發射率 等，隨著壓力和溫度的變化呈非線性變化。因此為了設計隔熱性能好、成本低的熱防護系 統，必須深入研究熱防護系統的傳熱機理、非線性傳熱方程求解和傳熱過程先進數值模擬 技術。
[0004] 另一方面，可重復使用飛行器的高空高速特點能夠在一定范圍內有效規避雷達和 紅外探測，因此長時期內高超聲速飛行器隱身性能并不作為考慮重點。然而，隨著反隱身技 術的發展，可重復使用飛行器隱身技術逐漸納入各大研究機構的研究框架內。相比于雷達 隱身，可重復使用飛行器飛行馬赫數大，表面氣動加熱引起的紅外熱福射是其主要的福射 源之一。因此，如何降低可重復使用飛行器表面可探測的紅外福射強度是熱防護系統設計 中需要重點考慮的問題之一。
[0005] 在常規高超聲速熱防護系統設計優化過程中，結構所處的載荷環境、結構參數及 設計要求等均被處理為確定性形式，運在一定程度上簡化了結構的設計過程，降低了計算 工作量。然而，不確定性廣泛存在于實際的工程應用中，包括材料參數不確定性、載荷不確 定性、幾何尺寸不確定性、初始條件和邊界條件不確定性、計算模型不確定性等，運些不確 定的參數會影響結構性能，對飛行器的正常使用帶來影響，甚至在某些條件下出現意料之 外的結構破壞和失效。因此，為了降低高超聲速飛行器熱防護系統發生損壞的風險和損失， 需要在熱防護系統總體設計階段充分考慮不確定性的影響。隨著不確定性結構分析和優化 方法的發展，能夠充分考慮各類不確定性因素影響的可靠性優化的設計理念逐漸代替傳統 確定性優化設計，成為未來工程設計的必然趨勢。
[0006] 在工程實際中，相對精確統計數據，不確定性信息的不確定界限更容易確定，此時 采用非概率可靠性模型將更加適用。非概率可靠性方法僅僅通過獲取不確定參數界限而不 需要深究不確定性內涵，便可完成結構安全性能的評判，對于未來不確定性結構分析與設 計理念的更新，具有重要的促進作用。基于體積法的非概率可靠性模型如圖所示，其利用結 構安全域的體積Vsafe和基本區間變量域的總體積Vsum之比作為結構非概率可靠性的度量， 該指標物理意義明確，而且具有與概率可靠性模型完全相容的優點。
【發明內容】
[0007] 本發明要解決的技術問題為:克服現有技術的不足，提供一種可重復使用飛行器 前艙熱防護系統多目標可靠性優化設計方法，可W在保證前艙熱防護系統溫度高可靠性的 前提下降低了熱防護系統的質量，提升了熱防護系統的使用性能。
[0008] 本發明解決上述技術問題采用的技術方案為:一種可重復使用飛行器前艙熱防護 系統多目標可靠性優化設計方法，實現步驟如下：
[0009] 步驟（1)、根據可重復使用飛行器前艙熱防護系統溫度分布和構型需求，將前艙熱 防護系統分為m個區域；
[0010] 步驟（2)、選取步驟（1)中的各個區域熱防護系統厚度作為設計變量，記為X，X = (X1，X2,…，Xn)，n為步驟（1)中所設及厚度數目之和；各厚度被限定在給定范圍內，即XiG [Ximin , Ximax]，i - 1,2,*..,11， 其中Xi_min為給定Xi范圍的最小值，Xi_max為給定Xi范圍的最大 值，一般依靠工程經驗W及工程造價條件給定；
[0011] 步驟(3)、飛行器前艙熱防護系統有限元模型參數化建立:在幾何建模時，提取各 設計變量作為控制=維模型的特征參數，當各設計變量在給定范圍內任意改變時，能夠實 現幾何自動建模，從而完成基于所選設計變量的幾何參數化建模；
[0012] 步驟(4)、采用W幾何模型為驅動的有限元模型參數化建模方法，實現飛行器前艙 熱防護系統有限元模型參數化建立；
[0013] 步驟(5)、基于再入過程彈道數據，采用禪合傳熱方法，考慮氣動熱與結構傳熱之 間的相互影響，實現全彈道過程中前艙熱防護系統瞬態溫度場分析；
[0014] 步驟(6)、考慮材料分散性，W材料導熱系數和發射率為區間不確定輸入參數，通 過不確定分析方法實現全彈道過程中前艙熱防護系統瞬態溫度場不確定分析，得到熱防護 系統內表面最高溫度的邊界時間歷程，記為?1、（0 ;
[001引步驟(7)、給定熱防護系統內表面最高溫度許用范圍rloT,引入非概率可靠性指 標，計算實際彈道過程中各時刻熱防護系統內表面溫度小于許用最高溫度的可靠度
[0016] 步驟(8)、基于步驟(4)得到的有限元模型，提取表面網格信息，面網格數目為N，每 個網格可當成是一個紅外福射面源。根據紅外福射強度理論，可得到任一福射源的福射亮 度，記為Lk，k=l，2,…，N，表達式為：
[0017]
[001引式中，Tk為第k各福射源的溫度，通過步驟(5)中瞬態熱分析得到；（Al,A2)為紅外波 段;e (A)為材料的光譜發射率;Cl和C2分別為第一和第二福射常數；
[0019] 基于紅外福射強度和福射亮度之間的關系，觀測目標的實際紅外福射強度可W通 過式計算得到：
[0020]
[0021] 巧中，Ak是第k個涵射源的面積，0k是第k個福射源與紅外探測系統之間的夾角；
[0022] 步驟(9)、考慮材料分散性和大氣參數擾動，選取材料發射率和溫度為不確定輸入 參數;采用區間不確分析方法實現福射強度分散性分析，得到福射強度輸出響應區間，記為 Ii，福射強度輸出響應區間的中屯、值為r;
[0023] 步驟（10)、綜合W上分析，W厚度尺寸X為優化設計變量，小 于預定可靠度Go為約束條件，W熱防護系統質量m和表面熱福射強度中屯、值r為優化目標函 數，實現可重復使用飛行器熱防護系統多目標可靠性優化設計。
[0024] 其中，所述步驟(1)中，m的值為4,即，前艙熱防護系統分為4個區域:機頭錐區域定 義為"區域r，鋪設碳/碳防熱材料，由單層材料構成;迎風面區域定義為"區域ir，鋪設碳/ 碳防熱材料，由單層材料構成；背風面區域定義為"區域Iir，鋪設隔熱拉，由單層材料構 成;前艙側面區域定義為"區域IV"，鋪設陶瓷隔熱瓦，由單層材料構成。
[0025] 其中，所述步驟(2)中，n的值為4。
[0026] 其中，所述步驟（3)中，飛行器前艙熱防護系統有限元模型參數化建立，包括劃分 有限元網格、設置熱分析單元類型、定義材料參數、施加邊界條件、添加福射效應單元等。
[0027] 其中，所述步驟(7)中，非概率可靠性指標的定義為安全域的體積和基本區間變量 域的總體積之比。
[002引其中，所述步驟（10)中，優化目標函數為針對m(X)和I。的權重目標函數，記為F = f (m(X),r)0
[0029] 其中，所述步驟(10)中，多目標優化模型如下式所示：
[0030]
[0031] 本發明的原理主要為：（1)根據飛行器前艙熱防護系統分區隔熱原理，實現熱防護 系統從幾何建模到有限元建模的全參數化建模流程；（2)考慮材料分散性，基于不確定傳播 分析理論，對溫度場進行不確定評估；（3)基于紅外福射的基本原理，建立了紅外福射的計 算方法。考慮材料分散性，實現紅外福射強度分散性評估。（4) W熱防護系統尺寸為設計變 量，溫度可靠性為約束，結構質量和表面熱防護紅外福射強度為目標，實現了前艙熱防護系 統的多目標可靠性優化設計。本發明在保證前艙熱防護系統溫度高可靠性的前提下降低了 熱防護系統的質量，提升了熱防護系統的使用性能。
[0032] 本發明與現有技術相比的優點在于:本發明提供了可重復使用飛行器前艙熱防護 系統優化設計的新思路，充分考慮實際工程加工誤差、材料分散性、載荷不確定性對熱防護 系統分析的影響，實現了前艙熱防護系統彈道過程溫度場不確定性分析和表面紅外福射強 度分散性評估。在此基礎上，引入非概率可靠性理念，實現了可重復使用飛行器前艙熱防護 系統在高可靠性前提下的精細化設計，大大提高熱防護系統的防熱性能和安全性，并有效 降低了熱防護系統的質量。
【附圖說明】
[0033] 圖1為本發明所針對的基于體積法的非概率可靠性指標示意圖；
[0034] 圖2為本發明的方法實現流程圖；
[0035] 圖3為本發明所針對的前艙熱防護系統布局及幾何示意圖，其中，1為區域1，2為區 域II，3為區域III，4為區域IV;
[0036] 圖4為本發明所針對的可重復使用飛行器前艙熱防護系統多目標可靠性優化設計 迭代歷程曲線。
【具體實施方式】
[0037] 下面結合附圖W及【具體實施方式】進一步說明本發明。
[0038] 本發明提出了一種可重復使用飛行器前艙熱防護系統多目標可靠性優化設計方 法，為了更充分地了解該發明的特點及其對工程實際的適用性，依據如圖2所示方案流程， 實現了對可重復使用飛行器熱防護系統的優化設計，包括W下步驟：
[0039] 步驟（1)、根據可重復使用飛行器前艙熱防護系統溫度分布和構型需求，將前艙熱 防護系統分為3個區域，如圖3所示。機頭錐區域定義為"區域I"，鋪設碳/碳防熱材料，由單 層材料構成，厚度為XI;迎風面區域定義為"區域11"，鋪設碳/碳防熱材料，由單層材料構 成，厚度為X2;背風面區域定義為"區域Iir，鋪設隔熱拉，由單層材料構成，厚度為X3;前艙 側面區域定義為"區域IV"，鋪設陶瓷隔熱瓦，由單層材料構成，厚度為X4。
[0040] 步驟(2)、本實施例中選取步驟（1)中的各厚度作為設計變量，記為X，X=(xi，X2, X3，X4)，各厚度被限定在給定范圍內，即XiG [Xi_min, Xi-max]，i - I , 2,3,4 ,其中 Xi_min為給走Xi 范圍的最小值，Xi_max為給定Xi范圍的最大值，一般依靠工程經驗W及工程造價條件給定；
[0041] 步驟(3)、在幾何建模時，提取各設計變量作為控制=維模型的特征參數，當各設 計變量在給定范圍內任意改變時，能夠實現幾何自動建模，從而完成基于所選設計變量的 幾何參數化建模；
[0042] 步驟(4)、采用W幾何模型為驅動的有限元模型參數化建模方法，通過大型有限元 分析軟件ANSYS的二次開發功能，將步驟(3)得到的幾何模型轉化為有限元模型，實現了飛 行器前艙熱防護系統有限元模型參數化建立，包括劃分有限元網格、設置熱分析單元類型、 定義材料參數、施加邊界條件、添加福射效應單元等；
[0043] 步驟(5)、基于再入過程彈道數據，采用禪合傳熱方法，考慮氣動熱與結構傳熱之 間的相互影響，實現全彈道過程中前艙熱防護系統瞬態溫度場分析；
[0044] 步驟(6)、考慮材料分散性，W材料導熱系數和發射率為區間不確定輸入參數，通 過區間頂點分析方法實現全彈道過程中前艙熱防護系統瞬態溫度場不確定分析，得到熱防 護系統內表面最高溫度界限的時間歷程，記為駕。其中最高溫度上界時間歷程為 最高溫度下界時間歷程為Tmax(t)，最高溫度中屯、值時間歷程為，最高溫度上 界、下界偏差時間歷程為ATmax(t)，滿足：
[0045]
[0046]
[0047] 步驟(7)、給定熱防護系統內表面最高溫度許用范圍這，引入基于體積比思想 的非概率可靠性指標，計算實際彈道過程中各時刻熱防護系統內表面溫度小于許用最高溫 度的可靠 B
;
[0048] 步驟(8)、基于步驟(4)得到的有限元模型，提取表面網格信息，面網格數目為N，每 個網格可當成是一個紅外福射面源。根據紅外福射強度理論，可得到任一福射源的福射亮 度，記為Lk，k=l，2,…，N，表達式為：
[0049]
[0050] 式中，Tk為第k個福射源的溫度，通過步驟(5)中瞬態熱分析得到；（、，A2)為紅外波 段，一般選為(0.5]im,3皿），（3]im,5皿），（祉m, 14皿），本實施例中選擇為(8皿,14皿）；e (A)為 材料的光譜發射率;Cl和C2分別為第一和第二福射常數，數值為3.743 X IO-I6W ? m哺1.4387 Xl〇-2m ? K;
[0051 ] 基于紅外福射強度和福射亮度之間的關系，觀測目標的實際紅外福射強度可W通 過式計算得到：
[0化2]
[0053] 式中，Ak是第k個福射源的面積，0k是第k個福射源與紅外探測系統之間的夾角；
[0054] 步驟(9)、考慮材料分散性和大氣參數擾動的影響，選取材料發射率和溫度為不確 定輸入參數；由于福射強度對于溫度和發射率而言都是單調的，因此采用區間頂點法來進 行福射強度的不確定分析，得到福射強度的輸出響應區間，記為II，其中福射強度的上界為 ?，福射強度的下界為I，福射強度的中屯、值為r，福射強度上界、下界偏差為Al,滿足：
[0化5]
[0化6]
[0057]步驟（10)、綜合W上分析，W厚度尺寸X為優化設計變量，W
小 于預定可靠度Go為約束條件，W熱防護系統質量m和表面熱福射強度中屯、值r為優化目標函 數，建立如下式所示的多目標優化模型：
[0化引
[0059] 實施例
[0060] 為更充分地了解該發明的特點及其對工程實際的適用性，本發明針對如圖3所示 的類似于美國X-37B空天飛機外形的可重復使用飛行器前艙熱防護系統進行多目標可靠性 優化。本實施例W熱防護系統各區域厚度尺寸為設計變量，W熱防護系統最內層溫度小于 預定溫度的可靠性為約束，W結構質量和表面熱防護紅外福射強度的區間中屯、值為目標， 建立多目標優化設計數學模型，實現了前艙熱防護系統的多目標可靠性優化設計。其中，設 計變量的初始值和范圍如表1所示;不確定變量的取值范圍如表2所示;預定可靠度Go取為 0.9;目標權重函數中m(X)和r權重取為0.5,此時的優化曲線如圖4所示，優化結果如表1所 /J、- O
[0061]表 1 「AAilO 1
[0067] 綜上所述，本發明提出了一種可重復使用飛行器前艙熱防護系統多目標可靠性優 化設計方法，該方法W熱防護系統厚度尺寸為優化設計變量，溫度可靠度為約束條件，熱防 護系統質量和表面熱福射強度中屯、值為優化目標函數，在保證溫度可靠性的基礎上實現了 結構質量和表面紅外福射強度的最小化。考慮到工程實際中試驗數據往往比較缺乏，相較 于概率密度分布函數和模糊隸屬函數，不確定性信息的不確定界限更容易確定，因此本發 明引入非概率區間理論，考慮材料分散性和大氣參數擾動，利用區間不確定分析方法實現 了前艙熱防護系統瞬態溫度場不確定分析和表面紅外福射強度分散性分析。另外，本發明 中的非概率可靠性指標是基于體積法思想得到的，相較于其它非概率可靠性指標，該非概 率可靠性模型與概率可靠性模型具有相容性，物理意義更加明確，后續基于該可靠性指標 得到的優化結果更加具有可信度。
[0068] W上僅是本發明的具體步驟，對本發明的保護范圍不構成任何限制；其可擴展應 用于高超聲速機翼優化設計領域，凡采用等同變換或者等效替換而形成的技術方案，均落 在本發明權利保護范圍之內。
【主權項】
1.一種可重復使用飛行器前艙熱防護系統多目標可靠性優化設計方法，其特征在于實 現步驟如下： 步驟（1)、根據可重復使用飛行器前艙熱防護系統溫度分布和構型需求，將前艙熱防護 系統分為m個區域； 步驟（2)、選取步驟（1)中的各個區域熱防護系統厚度作為設計變量，記為X，X=(xl， X2,…，Xn)，n為步驟(1)中所涉及厚度數目之和;各厚度被限定在給定范圍內，即XiG [Xijnin， Xi-max]，i = l，2，···，η，其中Xi-min為給定Xi范圍的最小值，Xi-max為給定Xi范圍的最大值，一般 依靠工程經驗以及工程造價條件給定； 步驟(3)、飛行器前艙熱防護系統有限元模型參數化建立:在幾何建模時，提取各設計 變量作為控制三維模型的特征參數，當各設計變量在給定范圍內任意改變時，能夠實現幾 何自動建模，從而完成基于所選設計變量的幾何參數化建模； 步驟(4)、采用以幾何模型為驅動的有限元模型參數化建模方法，實現飛行器前艙熱防 護系統有限元模型參數化建立； 步驟(5)、基于再入過程彈道數據，采用耦合傳熱方法，考慮氣動熱與結構傳熱之間的 相互影響，實現全彈道過程中前艙熱防護系統瞬態溫度場分析； 步驟(6)、考慮材料分散性，以材料導熱系數和發射率為區間不確定輸入參數，通過不 確定分析方法實現全彈道過程中前艙熱防護系統瞬態溫度場不確定分析，得到熱防護系統 內表面最高溫度界限的時間歷程，記為; 步驟(7)、給定熱防護系統內表面最高溫度許用范圍Ilx _，引入非概率可靠性指標， 計算實際彈道過程中各時刻熱防護系統內表面溫度小于許用最高溫度的可靠度步驟(8)、基十步驟(4)得到的有限元模型，提取表面網格信息，面網格數目為N，每個網 格可當成是一個紅外輻射面源，根據紅外輻射強度理論，可得到任一輻射源的輻射亮度，記 為Lk，k=l，2，···，N，表達式為：式中，Tk為第k各輻射源的溫度，通過步驟(5)中瞬態熱分析得到；（A1J2)為紅外波段； ε (λ)為材料的光譜發射率;&和&分別為第一和第二輻射常數； 基于紅外輻射強度和輻射亮度之間的關系，觀測目標的實際紅外輻射強度可以通過式 計算得到：式中，Ak是第k個輻射源的面枳，Hk是弟k個描射源與紅外探測系統之間的夾角； 步驟（9)、考慮材料分散性和大氣參數擾動，選取材料發射率和溫度為不確定輸入參 數;采用區間不確分析方法實現輻射強度分散性分析，得到輻射強度輸出響應區間，記為 I1，福射強度輸出響應區間的中心值為P; 步驟（10)、綜合以上分析，以厚度尺寸X為優化設計變量，以小于預 定可靠度Go為約束條件，以熱防護系統質量m和表面熱輻射強度中心值Γ為優化目標函數， 實現可重復使用飛行器熱防護系統多目標可靠性優化設計。2. 根據權利要求1所述的可重復使用飛行器前艙熱防護系統多目標可靠性優化設計方 法，其特征在于:所述步驟（1)中，m的值為4,即，前艙熱防護系統可分為4個區域:機頭錐區 域定義為"區域I"，鋪設碳/碳防熱材料，由單層材料構成;迎風面區域定義為"區域II"，鋪 設碳/碳防熱材料，由單層材料構成;背風面區域定義為"區域III"，鋪設隔熱氈，由單層材 料構成;前艙側面區域定義為"區域IV"，鋪設陶瓷隔熱瓦，由單層材料構成。3. 根據權利要求1所述的可重復使用飛行器前艙熱防護系統多目標可靠性優化設計方 法，其特征在于:所述步驟(2)中，η的值為4。4. 根據權利要求1所述的可重復使用飛行器前艙熱防護系統多目標可靠性優化設計方 法，其特征在于:所述步驟(3)中，飛行器前艙熱防護系統有限元模型參數化建立，包括劃分 有限元網格、設置熱分析單元類型、定義材料參數、施加邊界條件、添加輻射效應單元等。5. 根據權利要求1所述的可重復使用飛行器前艙熱防護系統多目標可靠性優化設計方 法，其特征在于:所述步驟(7)中，非概率可靠性指標的定義為安全域的體積和基本區間變 量域的總體積之比。6. 根據權利要求1所述的可重復使用飛行器前艙熱防護系統多目標可靠性優化設計方 法，其特征在于:所述步驟(10)中，優化目標函數為針對m(X)和11勺權重目標函數，記為F = f(m(X),Ic)〇7. 根據權利要求1所述的可重復使用飛行器前艙熱防護系統多目標可靠性優化設計方 法，其特征在于:所述步驟(10)中，多目標優化模型如下式所示：
【文檔編號】G06F17/50GK106021734SQ201610344357
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年5月23日
【發明人】王曉軍, 王睿星, 王磊, 陳賢佳, 樊維超, 耿新宇
【申請人】北京航空航天大學