一種高超聲速飛行器氣動(dòng)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(dòng)彈性剪裁方法，高超聲速飛行器熱環(huán)境下氣動(dòng)彈性力學(xué)特性改善方法。選擇需要優(yōu)化的設(shè)計(jì)變量為蒙皮鋪層角度，約束條件為保持翼面結(jié)構(gòu)重量不變，優(yōu)化目標(biāo)為飛機(jī)顫振臨界速度最大。進(jìn)行熱環(huán)境下翼面的氣動(dòng)彈性力學(xué)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(biāo)，若滿足，退出循環(huán)，若不滿足，通過FD?ISIGHT優(yōu)化組件中設(shè)置的優(yōu)化算法更新設(shè)計(jì)變量鋪層角度的取值，再進(jìn)行熱環(huán)境下翼面的氣動(dòng)彈性力學(xué)特性分析。本發(fā)明提供了一種氣動(dòng)熱環(huán)境下超聲速飛行器氣動(dòng)彈性剪裁的方法，通過對(duì)復(fù)合材料蒙皮的剪裁設(shè)計(jì)提高翼面顫振速度值，從而改善高超聲速飛行器氣動(dòng)彈性性能。
【專利說明】一種高超聲速飛行器氣動(dòng)彈性剪裁方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種航空航天領(lǐng)域的氣動(dòng)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(dòng)彈性力學(xué)特性改善方法。
【背景技術(shù)】
[0002]復(fù)合材料氣動(dòng)彈性剪裁設(shè)計(jì)這種優(yōu)化設(shè)計(jì)方法通過對(duì)復(fù)合材料層合板的設(shè)計(jì)剪裁從而控制其剛度特性和動(dòng)態(tài)特性，最終得到優(yōu)越的氣動(dòng)彈性性能。在具體飛機(jī)設(shè)計(jì)工程實(shí)踐中，通?？梢愿纳频臍鈩?dòng)彈性性能有氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性、操縱穩(wěn)定性、升阻比和機(jī)動(dòng)載荷等。其優(yōu)化思路已經(jīng)在實(shí)踐應(yīng)用中獲得了巨大的成功，例如1984年美國(guó)的X-29前掠翼飛機(jī)和俄羅斯的S-37典型的實(shí)例。
[0003]氣動(dòng)彈性剪裁設(shè)計(jì)是一個(gè)設(shè)計(jì)多方面相關(guān)理論的多學(xué)科問題，其涉及到的主要理論包括復(fù)合材料力學(xué)、氣動(dòng)彈性分析方法和優(yōu)化算法理論。從本質(zhì)上講，復(fù)合材料氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)仍然屬于結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，通過對(duì)復(fù)合材料層合板的合理鋪層設(shè)計(jì)，獲得合乎配置的結(jié)構(gòu)剛度，在利用材料本身的耦合作用效應(yīng)的基礎(chǔ)上，設(shè)置滿足設(shè)計(jì)實(shí)際的結(jié)構(gòu)和工藝約束條件，在空氣動(dòng)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(zhì)量不變的同時(shí)以提高氣動(dòng)彈性特性。高超聲速飛行器復(fù)合材料氣動(dòng)彈性剪裁優(yōu)化在結(jié)構(gòu)和材料具有鮮明的特點(diǎn)，如何利用符合材料的基本特性，考慮高超聲速條件下，氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱的綜合作用，探討出一種提高高超聲速飛行器綜合氣動(dòng)彈性性能的優(yōu)化剪裁方法是一項(xiàng)非常有挑戰(zhàn)性的多學(xué)科問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)狀況而設(shè)計(jì)提供了一種高超聲速飛行器氣動(dòng)彈性剪裁方法，其目的是解決在氣動(dòng)熱環(huán)境下，通過對(duì)復(fù)合材料蒙皮的剪裁設(shè)計(jì)提高翼面顫振速度值，從而高超聲速飛行器氣動(dòng)彈性性能。
[0005]本發(fā)明所采用的技術(shù)方案包括以下步驟:
[0006](I)選擇需要優(yōu)化的設(shè)計(jì)變量為蒙皮鋪層角度α，約束條件為保持翼面結(jié)構(gòu)重量不變，優(yōu)化目標(biāo)為飛機(jī)顫振臨界速度最大，本優(yōu)化問題的數(shù)學(xué)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(jī)模型質(zhì)量，x表示設(shè)計(jì)變量，S表示設(shè)計(jì)變量集合，根據(jù)實(shí)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(dòng)平尾幾何模型，采用了雙楔形薄翼型，與機(jī)身由轉(zhuǎn)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(duì)模型進(jìn)行有限元網(wǎng)格劃分，平尾表面蒙皮結(jié)構(gòu)部分選擇殼單元建模，并采用MSC.Patran中的四邊形單元進(jìn)行自動(dòng)劃分，平尾內(nèi)部采用梁結(jié)構(gòu)，并賦予梁?jiǎn)卧獙傩?，平尾前緣部分采用?shí)體單元并使用MSC.Patran中的四面體單元進(jìn)行自動(dòng)劃分；
[0014](c)在材料的選用上，全動(dòng)平尾部分的蒙皮選用碳纖維復(fù)合材料層合板(T300/5222)，設(shè)蒙皮為八層對(duì)稱均衡鋪設(shè)，選擇各對(duì)稱單層的四個(gè)鋪層角度作為設(shè)計(jì)變量，分別設(shè)定為 Iiangle1, angle2, angle3, anglej ,初始鋪層順序?yàn)閇0/0/0/0]s ；
[0015](3)進(jìn)行熱環(huán)境下翼面的氣動(dòng)彈性力學(xué)特性分析，其特征在于，包括以下步驟:
[0016](a)計(jì)算模型表面受到的熱流密度場(chǎng)分布:
[0017]機(jī)翼前緣部分受到的氣動(dòng)加熱現(xiàn)象最為明顯，高超聲速飛行器薄型機(jī)翼機(jī)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(jìn)行計(jì)算:
[0018]參考粘性系數(shù)μ *通過薩特蘭表達(dá)式求解得出:
【權(quán)利要求】
1.一種高超聲速飛行器氣動(dòng)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(shè)計(jì)變量為蒙皮鋪層角度α，約束條件為保持翼面結(jié)構(gòu)重量不變，優(yōu)化目標(biāo)為飛機(jī)顫振臨界速度最大，本優(yōu)化問題的數(shù)學(xué)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(jī)模型質(zhì)量，x表示設(shè)計(jì)變量，S表示設(shè)計(jì)變量集合，根據(jù)實(shí)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(dòng)平尾幾何模型，采用了雙楔形薄翼型，與機(jī)身由轉(zhuǎn)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(duì)模型進(jìn)行有限元網(wǎng)格劃分，平尾表面蒙皮結(jié)構(gòu)部分選擇殼單元建模，并采用MSC.Patran中的四邊形單元進(jìn)行自動(dòng)劃分，平尾內(nèi)部采用梁結(jié)構(gòu)，并賦予梁?jiǎn)卧獙傩?，平尾前緣部分采用?shí)體單元并使用MSC.Patran中的四面體單元進(jìn)行自動(dòng)劃分； (c)在材料的選用上，全動(dòng)平尾部分的蒙皮選用碳纖維復(fù)合材料層合板(T300/5222)，設(shè)蒙皮為八層對(duì)稱均衡鋪設(shè)，選擇各對(duì)稱單層的四個(gè)鋪層角度作為設(shè)計(jì)變量，分別設(shè)定為[angle” angle2, angle3, anglej ,初始鋪層順序?yàn)閇0/0/0/0]s ； (3)進(jìn)行熱環(huán)境下翼面的氣動(dòng)彈性力學(xué)特性分析，其特征在于，包括以下步驟: (a)計(jì)算模型表面受到的熱流密度場(chǎng)分布: 機(jī)翼前緣部分受到的氣動(dòng)加熱現(xiàn)象最為明顯，高超聲速飛行器薄型機(jī)翼機(jī)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(jìn)行計(jì)算: 參考粘性系數(shù)μ*通過薩特蘭表達(dá)式求解得出:
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超聲速飛行器氣動(dòng)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(shè)置的優(yōu)化算法可以選擇為多島遺傳算法。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK103853890SQ201410103173
【公開日】2014年6月11日 申請(qǐng)日期:2014年3月12日 優(yōu)先權(quán)日:2014年3月12日
【發(fā)明者】馬金玉, 余勝東 申請(qǐng)人:溫州職業(yè)技術(shù)學(xué)院