专利名称：高速飞行器升力面气动热结构多学科优化设计平台的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种高速飞行器升力面气动热结构多学科优化设计平台，属于现代高 速飞行器设计技术领域。
背景技术：
高超声速(Hypersonic)这一术语由我国著名空气动力学家钱学森于1946年首先 提出。所谓高超声速飞行器，一般指飞行马赫数大于5，可在大气层和跨大气层实现高超声 速飞行的飞行器。高超声速飞行器是人类新世纪不懈的追求，其应用前景非常广泛。商业 方面，高超声速运输客机可以在几个小时内，实现环球旅行的早出晚归，跨太平洋的客运量 将会大幅度增加。军事方面，出于太空资源开发和国防安全的考虑，高超声速军用飞机和导 弹，将使空中作战平台提高到一个新水平。高超声速飞行器具有“超级作战”的能力，是当 今世界军事强国都在关注的武器发展方向。高超声速飞行器研究项目推动了相关学科的发展。例如，为了实现长距巡航飞行 或是实现跨大气层飞行，高超声速飞行器要求尽可能提高其燃油质量系数，相应的就必须 降低结构质量系数，并增强其升阻特性，就需要考虑气动结构一体化设计；考虑到高超声速 飞行器的结构弹性问题，势必要求在上述一体化设计中考虑气动弹性特性的影响。而高超 声速飞行引起的气动加热现象则进一步恶化了飞行器的飞行环境，即随着飞行器速度的提 高，气动加热趋于严重，热弹性和热气动弹性耦合效应也受到高度重视。因此高超声速飞行 器的气动热结构多学科设计优化问题得到了广泛关注，其主要研究方向包括气动加热、热 结构、气动结构耦合、气动弹性、热气动弹性及多学科优化算法研究等。目前多学科设计优化的研究只考虑单一学科或者两学科，并且大多为气动学科和 结构学科，如Manoj (1998)对气动结构两学科进行研究，处理学科之间的数据插值和耦合 问题。近年来，杨超(2003)等国内一些研究者对气动弹性优化也有一定深入研究。但在考 虑气动加热作用的情况下对气动热结构三个学科进行多学科设计优化的研究尚无。
发明内容
本发明的目的是为解决高速飞行器中尚无考虑气动加热对结构的影响进行多学 科设计优化的问题，提出一种高速飞行器升力面气动热结构多学科优化设计平台。本发明的平台的设计原理是以最小的代价来调整结构的刚度分布和质量分布，以 提高热环境下的振动特性，进一步提高热颤振速度，达到约束条件和优化目标。本发明主要 涉及典型弹道下高速飞行器升力面的气动加热问题、升力面结构传热问题、热结构耦合问 题、气动结构耦合问题、气动弹性问题、热气动弹性问题以及相关的多学科设计优化问题， 并建立了高超声速飞行器气动热结构多学科优化设计平台，尤其适用于现代高速飞行器设 计领域。本发明的平台具体包括优化模块、结构几何模块、气动加热模块、瞬态热传导模 块、热应力模块、热模态模块和颤振模块。其中，优化模块、结构几何模块、气动加热模块、瞬
5态热传导模块、热应力模块、热模态模块、颤振模块顺次相连，前一个模块的输出作为下一 个模块的输入；并将颤振模块的输出作为优化模块的输入，以驱动整个系统平台不断的进 行计算寻优。1、所述的优化模块对飞行器升力面系统进行优化，得到给定设计空间、设计目标 和约束条件下的最优解，从而得到使设计目标最优的设计变量。在该模块中的采用的具体优化模型为设计目标结构模型质量f (X)最小；约束条件热颤振速度g(x)。其中设计变量集合χ表示为升力面结构蒙皮、翼梁、 翼肋厚度、尺寸、材料属性等参数组成的向量，X e D,D为设计空间。通过优化模块自动给定包含了升力面结构蒙皮、翼梁、翼肋厚度、尺寸、材料等数 据的设计变量集合X中各变量的初值，并输出到结构几何模块以驱动系统模块进行优化。优化模块根据整个优化设计平台一次优化过程得到设计目标f(x)及约束条件 g(x)的响应值，采用自动收敛准则以判断整个优化平台是否停止工作，若停止则输出当前 最优设计目标和对应约束条件的响应值，否则根据优化模块自身的优化准则自动调整设计 变量集合X中各变量的值，反馈到结构几何模块，重新驱动优化设计平台中各系统模块进 行一步寻优。自动收敛准则为优化设计平台连续两次优化迭代所得的前后两个可能最优
解产H)和产k)的相对误差小于预设值ε，即<e。本发明中ε取区间中的值。2、所述的结构几何模块实现结构参数化建模。通过将升力面结构蒙皮、翼梁、翼肋 厚度、尺寸、材料等数据进行参数化，实现优化过程中结构模型的自动建立，以及参数化后 外形尺寸数据和设计目标f(x)包含的质量数据自动输出的过程。在该模块中的采用的具体实现方法为根据优化模块指派的设计变量集合，即升 力面结构蒙皮、翼梁、翼肋厚度、尺寸、材料等数据，确定出升力面结构模型的参数，并进行 升力面结构模型的自动建立，最后输出升力面外形尺寸数据和质量数据文件。3、所述的气动加热模块获得升力面飞行过程中的表面温度。根据结构几何模块输 出的升力面外形尺寸数据文件，采用气动加热计算方法，得到升力面飞行过程中的表面温 度，并将表面温度结果输出。在该模块中采用的具体实现方法为根据结构几何模块输出的升力面外形尺寸数 据，并采用片条理论将升力面表面沿气流方向划分为若干个平行的片条，每个片条上的热 流密度运用Eckert平板参考焓公式求得，公式如下 式中Rex = ρ e υ el/ μ e为Reynolds数，Rete为转捩Reynolds数，1为每个片条上 离升力面前缘的弦向距离A =忍为恢复洽，hw = CpTw为壁洽，Cp为定压比热，Tw为 升力面壁温，Pr = 0.72为Prandtl数，μ e为气体粘性系数，P *、μ *分别为参考焓下气体 密度及粘性系数，P。、分别为升力面边界层外缘气流密度及速度，可由激波和膨胀波理论确定。因此，在给定飞行弹道(飞行高度、速度随时间变化)的情况下，升力面各片条沿 弦向的温度即可求得。最后将整个升力面不同飞行时刻的表面温度串行输出。4、所述的瞬态热传导模块对升力面结构进行瞬态热传导计算。根据气动加热模块 输出的升力面表面温度数据作为温度边界条件，对升力面结构进行传热计算，实现升力面 结构瞬态热传导分析，得到升力面结构随时间变化的空间温度场，并将此温度场并行输出。在该模块中的采用的具体实现方法为根据气动加热模块得到的升力面随时间变 化的表面温度作为温度边界条件，采用有限元离散的方法，将温度场离散为有限个单元体， 对升力面进行瞬态热传导方程进行求解。三维瞬态温度场T (u，v，w，t)所满足的热传导方 程为
^SfT1----V2T = O
Ot cp式中λ为随温度变化的导热系数；c为随温度变化的比热容；P为材料密度。满 足的边界条件为物体表面随空间位置和时间变化Ts = Ts (u, ν, w, t)，初始条件为初始温度 Tref = T(u,ν,w,0)o单元内各点温度可由单元节点温度插值得到。最终得到升力面结构随 时间变化的空间温度场，并将各时刻温度场同时并行输出。5、所述的热应力模块对升力面结构进行热应力分析得到应力场。将瞬态热传导模 块输出的温度场作为热载荷，同时对升力面结构对应的各个温度场进行热应力分析，并将 得到的各个应力场并行输出。在该模块中的采用的具体实现方法为将瞬态热传导模块输出的升力面所有时刻 空间温度场分别作为热载荷，同时考虑各温度场的温度对结构材料属性的影响，即升温使 得材料的弹性模量E发生变化，导致结构的初始刚度矩阵发生相应的变化。记升温后的单 元刚度矩阵[夂丨]为[KeT]= \[B]T[DT][BW
V式中[B]为应变矩阵，e为单元上标、T为温度下标，[DT]为材料弹性模量E和泊 松比υ相关的弹性矩阵，温度变化时矩阵[DT]也相应发生变化。用不同温度下的单元刚 度矩阵对升力面结构进行热应力计算，最终得到不同时刻温度场对应的热应力，并将所有 应力场并行输出。6、所述的热模态模块对升力面结构进行热模态分析。将热应力模块输出的应力场 作为预应力，分别对升力面结构进行模态分析，得到不同应力场对应的升力面结构模态的 振型和振动频率结果，并行输出。在该模块中的采用的具体实现方法为将热应力模块输出的应力场作为预应力， 即结构升温后内部存在的温度梯度引起了热应力，需要在结构的刚度矩阵中附加初始应力 刚度矩阵。记单元初始应力刚度矩阵为[^]= \[G]T[S][GW
V式中[G]为形函数矩阵对坐标的偏导，[S]为应力矩阵，同时考虑不同时刻各温度 场的温度对结构材料属性的影响，即单元热刚度矩阵最终为[夂 = [夂]。将单元热刚 度矩阵用于结构自由振动的特征方程
[K]为由各单元热刚度矩阵[Γ]组装的总刚度矩阵，[Μ]为总质量矩阵。对升力面 结构进行考虑预应力的模态分析，最终得到不同时刻温度场对应热应力情况下的热模态， 即各温度场下的升力面结构振型和振动频率，并行输出。7、所述的颤振模块对升力面结构进行颤振分析，得到升力面的最危险热颤振速度 及其对应的结构质量，一并输入优化模块。在该模块中采用的具体实现方法为由Lagrange方程可得升力面的颤振运动方 程 式中{q}为广义坐标，[▽]、[K],[巧分别为系统对应于{q}的广义质量矩阵、广 义热刚度矩阵和广义非定常气动力系数矩阵。为了降低系统求解的复杂度，采用模态叠加 法进行动力学自由度缩减令{q} = [Φ]{ξ}，式中{ξ}为模态坐标，[Φ]为缩减后的 振型矩阵，即热模态模块输出的各温度场下的结构振型，则可得模态坐标下的颤振运动方 程 式中[似=为模态质量矩阵，[Κ·] = [Φ;Γ[无][Φ]为模态刚度矩阵，
=为模态坐标下的广义气动系数矩阵。方程的求解一般可采用p-k法，求解
时预先给定一系列速度V，通过反复迭代得到结果。最终求得各温度场下的热颤振速度，并 将所有热颤振速度中的最小值作为最危险热颤振速度输出作为约束条件g(X)的响应值， 以及该热颤振速度最小值对应的结构质量作为设计目标f(x)，一并输入优化模块。本发明所述优化设计平台的优化功能实现过程为每次优化过程中，根据优化模 块输入到几何模块的设计变量，确定升力面结构的几何尺寸；将几何尺寸输入到气动加热 模块，通过气动加热计算得到的随飞行时间变化的升力面表面温度分布；并将此温度分布 作为热边界条件输入到瞬态热传导模块，对升力面内部结构进行瞬态热传导分析，得到升 力面内部结构随飞行时间变化的空间温度场；将各时刻各温度场输入到热应力模块，通过 热应力计算得到各温度场下的应力场；再将这些温度场输入到热模态分析模块，进行热模 态分析，得到相应的各热模态；最后将各时刻温度场对应的热模态输入到颤振分析模块，分 别计算得到各时刻温度场对应的热颤振速度。取各温度场下颤振速度的最小值作为此次分 析的最危险热颤振速度。最终得到此次优化设计变量对应的质量和最危险热颤振速度，并 将该质量和最危险热颤振速度代入优化模块，根据优化模块自身的优化准则决定是否停止 循环计算。从而达到满足最危险热颤振速度的同时，使结构质量最小的目的。有益效果本发明的优化设计平台针对高速飞行器升力面设计时对气动加热环境下升力面 热颤振分析的需求，考虑气动热结构之间的正向关系，对气动加热计算、瞬态热传导分析、 结构热模态分析、非定常气动力以及热颤振分析在内的气动热结构一体化分析方法进行研 究，并对以最危险热颤振速度为约束，升力面结构质量为设计目标的气动热结构多学科优 化设计进行研究。达到对高速飞行器升力面优化设计的目的。本发明突破了现有高速飞行器设计中尚无结合气动热对结构的影响进行多学科设计优化的问题，提出了一套高速飞行 器气动热结构优化设计方法和途径，且所提出的方案简单，效率高。
图1为本发明的高速飞行器升力面气动热结构多学科优化设计平台的优化设计 流程图；图2为本发明的高速飞行器升力面气动热结构多学科优化设计平台中的多温度 场并行计算示意图；图3为具体实施方式
中升力面模型的外形结构示意图；图4为具体实施方式
中升力面有限元模型；图5为具体实施方式
中优化过程中设计目标变化曲线；图6为具体实施方式
中优化过程中约束条件变化曲线；图7为具体实施方式
中t = 7. 04s时热颤振计算V-2 γ和V_f图；图8为具体实施方式
中t = 16. 64s时热颤振计算V_2 γ和V_f图；图9为具体实施方式
中t = 26. 64s时热颤振计算V_2 γ和V_f图；图10为具体实施方式
中t = 35. 84s时热颤振计算V_2 γ和V_f图；图11为具体实施方式
中t = 45. 44s时热颤振计算V_2 γ和V_f图。
具体实施例方式为了进一步说明本发明的目的和优点，下面结合附图和具体实施例对本发明作进 一步的说明。本发明针对典型弹道情况下的高超声速飞行器升力面的气动热结构多学科设计 优化问题进行研究。主要包括给定飞行弹道下高速飞行器升力面的气动加热问题、升力面 结构传热问题、热结构耦合问题、气动结构耦合问题、气动弹性问题、热气动弹性问题以及 相关的多学科设计优化问题，并建立了高超声速飞行器气动热结构多学科设计优化平台， 适用于现代高速飞行器设计领域。本实施例中的升力面模型外形尺寸如图3所示，有限元模型如图4所示。结构材 料选用Ti55，其相关特性如导热系数λ、比热容c、线膨胀系数α、弹性模量E等随温度变 化的规律参考金属材料手册。任务描述飞行器在给定弹道下高速飞行，已知飞行高度和飞行速度随时间变化 的关系，在升力面气动外形确定的情况下，通过对升力面内部结构参数进行优化设计，保证 升力面在气动加热时的最危险颤振速度大于设计值，使结构质量最优。步骤1，在优化模块中定义优化模型设计目标结构质量m最小；约束条件热颤振速度Vf大于1500m/s ；设计变量升力面结构蒙皮、翼梁、翼肋厚度参数。步骤2，根据优化模块输入到几何模块的设计变量，确定升力面结构的几何尺寸，
如厚度参数等。步骤3，将步骤2中的几何尺寸输入到气动加热模块，通过气动加热计算得到的随飞行时间变化的升力面表面温度分布。将各时刻下升力面表面温度分布分别存入到一个数 据文件中，此数据文件包括飞行时间以及相应的表面温度值。步骤4，将步骤3中获得的温度分布作为热边界条件输入到瞬态热传导模块，对升 力面内部结构进行瞬态热传导分析，得到升力面内部结构随飞行时间变化的空间温度场。 即通过读取步骤3所得的数据文件，得到结构有限元表面各节点对应的随时间变化的温 度，作为热传导分析的边界条件，进行瞬态热传导分析；并将瞬态热传导分析结果在不同时 刻下的空间温度场输出到以时间命名的温度数据文件中。本步骤得到很多温度数据文件， 每个温度数据文件包括对应文件名时刻下的结构有限元模型所有节点的温度值。步骤5，将步骤4得到的各时刻各温度场并行输入到热应力模块，通过热应力计算 得到各温度场下的应力场。即将步骤4得到的各时刻下的多个温度数据文件，分别作为热 应力计算的载荷条件，并行计算各时刻温度下的热应力。步骤6，将步骤5中这些温度场并行输入到热模态分析模块，进行热模态分析，得 到相应的各热模态。在步骤5计算完某时刻热应力后，将某时刻热应力直接作为预应力并 行完成热模态分析；并将各时刻对应温度场下的热模态输出到以时间命名的模态数据文件 中。本步骤得到很多模态数据文件，每个模态数据文件包括对应文件名时刻下的结构有限 元模型的热模态。步骤7，将步骤6的各时刻温度场对应的热模态数据文件分别输入到颤振分析模 块，并行计算得到各时刻温度场对应的热颤振速度。取各温度场下颤振速度的最小值作为 此次分析的最危险热颤振速度。最终得到此次优化设计变量对应的质量和最危险热颤振速 度，并将该质量和最危险热颤振速度代入优化模块。步骤8，优化模块根据自身的收敛准则决定是否停止循环计算根据收敛准则判 断结构质量m是否收敛，若不收敛，则重复步骤2-步骤7 ；若满足收敛准则，输出最小质量m 及其相应最危险热颤振速度。本实施例的设计目标-结构质量m的优化历程如图5所示，约束条件-最危险热 颤振速度Vf优化历程如图6所示。满足约束条件Vf并保证设计目标m最小的设计变量如 表1所示。表1优化前后设计变量取值 设计变量取表1所示最终迭代结果时有满意解，质量由原来的509. 59kg优化为 435. 18kg，最危险颤振速度Vf在容差范围内，满足设计要求，优化结果前后对比如表2所示。表2约束条件和质量优化结果前后对比
响应函数初始值优化后 一般来说，高速飞行器采用小展弦比升力面，颤振主要由升力面的前几阶模态耦 合引起，典型的是弯扭耦合颤振。因而参与耦合的这些模态的频率受热环境影响的变化趋 势就应受到重视。优化最终迭代步的热模态分析中，对应最优设计变量(几何模块)，弯曲频率与扭 转频率(热模态模块并行计算)随时间变化如表3所示(t = Os时刻对应冷模态，即不考 虑气动加热影响情况下的模态)。温度随时间逐渐增高，导致结构材料热刚度下降，弯曲频 率和扭转频率也逐渐降低，加速了弯曲频率和扭转频率的耦合，即颤振速度降低。各时刻下温度场对应的升力面颤振计算(热颤振模块并行计算)V_2 Y图和V_f 图如图7至图11所示，其中V表示飞行速度、γ表示阻尼、f表示振动频率。颤振速度随时 间变化如表3所示(t = Os时刻对应冷模型情况下的颤振速度)。分析结果可以看出，颤振 速度比不考虑气动加热影响下的颤振速度有较大降低。t = 45. 44s时刻的温度场对应热环 境中最危险的颤振速度Vf = 1499. 4m/s，因为此时刻温度使材料热刚度降低最大，颤振速度 最低。表3弯扭频率与颤振速度随飞行时间变化
时间 弯曲频率/Hz扭转频率/Hz颤振速度/m/s
为了防止高速飞行器升力面在飞行范围内发生热颤振失稳，需要考虑气动加热对 结构的影响。本实施例考虑气动热结构之间的正向关系，对气动加热计算、瞬态热传导分 析、结构热模态分析、非定常气动力以及热颤振分析在内的气动热结构一体化分析方法进 行研究。优化设计平台实现以最小的代价来调整结构的刚度分布和质量分布，以提高热环 境下的振动特性，进一步提高热颤振速度，达到约束条件和优化目标，符合高速飞行器的飞 行性能指标。以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说 明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范 围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明 的保护范围之内。
权利要求
高速飞行器升力面气动热结构多学科优化设计平台，其特征在于包括优化模块、结构几何模块、气动加热模块、瞬态热传导模块、热应力模块、热模态模块和颤振模块；其中，优化模块对飞行器升力面系统进行优化，结构几何模块实现结构参数化建模，气动加热模块获得升力面飞行过程中的表面温度，瞬态热传导模块对升力面结构进行瞬态热传导计算，热应力模块对升力面结构进行热应力分析得到应力场，热模态模块对升力面结构进行热模态分析，颤振模块对升力面结构进行颤振分析；上述各模块顺次相连，前一个模块的输出作为下一个模块的输入；并将颤振模块的输出作为优化模块的输入，以驱动整个系统平台不断的进行计算寻优，直到满足自动收敛准则，则优化模块输出当前最小质量和对应的热颤振速度。
2.根据权利要求1所述的高速飞行器升力面气动热结构多学科优化设计平台，其特征 在于所述的优化模块，得到给定设计空间、设计目标和约束条件下的最优解，从而得到使 设计目标最优的设计变量；在该模块中的采用的具体优化模型为设计目标结构模型质量f(x)最小；约束条件热颤振速度g(x)；其中设计变量集合χ表示为升力面结构蒙皮、翼梁、翼肋 厚度、尺寸、材料属性等参数组成的向量，χ e D，D为设计空间；通过优化模块自动给定包含了升力面结构蒙皮、翼梁、翼肋厚度、尺寸、材料等数据的 设计变量集合χ中各变量的初值，并输出到结构几何模块以驱动系统模块进行优化；优化模块根据整个优化设计平台一次优化过程得到设计目标f(x)及约束条件g(x)的 响应值，采用自动收敛准则以判断整个优化平台是否停止工作，若停止则输出当前最优设 计目标和对应约束条件的响应值，否则根据优化模块自身的优化准则自动调整设计变量集 合χ中各变量的值，反馈到结构几何模块，重新驱动优化设计平台中各系统模块进行一步 寻优。
3.根据权利要求1所述的高速飞行器升力面气动热结构多学科优化设计平台，其特 征在于所述的结构几何模块通过将升力面结构蒙皮、翼梁、翼肋厚度、尺寸、材料等数据进 行参数化，实现优化过程中结构模型的自动建立，以及参数化后外形尺寸数据和设计目标 f(x)包含的质量数据自动输出的过程；在该模块中的采用的具体实现方法为根据优化模块指派的设计变量集合，即升力面 结构蒙皮、翼梁、翼肋厚度、尺寸、材料等数据，确定出升力面结构模型的参数，并进行升力 面结构模型的自动建立，最后输出升力面外形尺寸数据和质量数据文件。
4.根据权利要求1所述的高速飞行器升力面气动热结构多学科优化设计平台，其特征 在于所述的气动加热模块根据结构几何模块输出的升力面结构外形尺寸数据文件，采用 气动加热计算方法，得到升力面飞行过程中的表面温度，并将表面温度结果输出；在该模块中采用的具体实现方法为根据结构几何模块输出的升力面结构外形尺寸数 据，并采用片条理论将升力面表面沿气流方向划分为若干个平行的片条，每个片条上的热 流密度运用Eckert平板参考焓公式求得，公式如下 式中Rex = P e υ el/ μ e为Reynolds数，Retr为转捩Reynolds数，1为每个片条上离升 力面前缘的弦向距离Λ=、+0.5<为恢复洽，r为恢复因子，hw = CpTw为壁焓，Cp为定压 比热，Tw为升力面壁温，Pr = 0.72为Prandtl数，μ e为气体粘性系数，P μ *分别为参考 焓下气体密度及粘性系数，P。、分别为升力面边界层外缘气流密度及速度，可由激波和 膨胀波理论确定；因此，在给定飞行弹道的情况下，升力面各片条沿弦向的温度即可求得； 最后将整个升力面不同飞行时刻的表面温度串行输出。
5.根据权利要求1所述的高速飞行器升力面气动热结构多学科优化设计平台，其特征 在于所述的瞬态热传导模块根据气动加热模块输出的升力面表面温度数据作为温度边界 条件，对升力面结构进行传热计算，实现升力面结构瞬态热传导分析，得到升力面结构随时 间变化的空间温度场，并将此温度场并行输出；在该模块中的采用的具体实现方法为根据气动加热模块得到的升力面随时间变化的 表面温度作为温度边界条件，采用有限元离散的方法，将温度场离散为有限个单元体，对升 力面结构进行瞬态热传导方程进行求解；三维瞬态温度场T (u，ν, w, t)所满足的热传导方 程为dt cp式中λ为随温度变化的导热系数；C为随温度变化的比热容；P为材料密度；满足的 边界条件为物体表面随空间位置和时间变化Ts = Ts (u, V, W, t)，初始条件为初始温度Tref =T(u, ν, w,0)；单元内各点温度可由单元节点温度插值得到；最终得到升力面结构随时间 变化的空间温度场，并将各时刻温度场同时并行输出。
6.根据权利要求1所述的高速飞行器升力面气动热结构多学科优化设计平台，其特征 在于所述的热应力模块将瞬态热传导模块输出的多个温度场作为热载荷，同时对升力面 对应的各个温度场进行热应力计算，并将得到的多个应力场并行输出；在该模块中的采用的具体实现方法为将瞬态热传导模块输出的升力面所有时刻空间 温度场分别作为热载荷，同时考虑各温度场的温度对结构材料属性的影响，即升温使得材 料的弹性模量E发生变化，导致结构的初始刚度矩阵发生相应的变化；记升温后的单元刚 度矩阵[<]为[K；]= \[Bf[DT][BWV式中[B]为应变矩阵，e为单元上标、T为温度下标，[DT]为材料弹性模量E和泊松比 υ相关的弹性矩阵，温度变化时矩阵[DT]也相应发生变化；用不同温度下的单元刚度矩阵 对升力面结构进行热应力计算，最终得到不同时刻温度场对应的热应力，并将所有应力场 并行输出。
7.根据权利要求1所述的高速飞行器升力面气动热结构多学科优化设计平台，其特 征在于所述的热模态模块将热应力模块输出的多个应力场作为预应力，分别对升力面结 构进行模态分析，得到不同应力场对应的升力面结构模态的振型和振动频率结果，并行输 出；在该模块中的采用的具体实现方法为将热应力模块输出的多个应力场作为预应力， 即结构升温后内部存在的温度梯度引起了热应力，需要在结构的刚度矩阵中附加初始应力刚度矩阵；记单元初始应力刚度矩阵为 [K]= \[G]T[S][G]dV式中[G]为形函数矩阵对坐标的偏导，[S]为应力矩阵，同时考虑不同时刻各温度场的 温度对结构材料属性的影响，即单元热刚度矩阵最终为[夂 =；将单元热刚度矩阵用于结构自由振动的特征方程([Κ]-ω2[Μ]) {Φ} = 0[K]为由各单元热刚度矩阵[Γ]组装的总刚度矩阵，[Μ]为总质量矩阵；对升力面结构 进行考虑预应力的模态分析，最终得到不同时刻温度场对应热应力情况下的热模态，即各 温度场下的升力面结构振型和振动频率，并行输出。
8.根据权利要求1所述的高速飞行器升力面气动热结构多学科优化设计平台，其特征 在于所述的颤振模块得到升力面的最危险热颤振速度及其对应的结构质量，一并输入优 化模块；在该模块中采用的具体实现方法为由Lagrange方程可得升力面的颤振运动方程 m^+VKm^pv^m式中{q}为广义坐标，[▽]、[K], 分别为系统对应于{q}的广义质量矩阵、广义热 刚度矩阵和广义非定常气动力系数矩阵；为了降低系统求解的复杂度，采用模态叠加法进 行动力学自由度缩减令{q} = [Φ]{ξ}，式中{ξ}为模态坐标，[Φ]为缩减后的振型矩 阵，即热模态模块输出的各温度场下的结构振型，则可得模态坐标下的颤振运动方程[Μ']{ξ} + [Κ']{ξ}Λρν2[Α"}{ξ}式中[Μ‘] = [Φ]Γ[Μ][Φ]为模态质量矩阵，[欠‘]=[Φ]Γ[^][Φ]为模态刚度矩阵， μ4] = [Φ『Ρ][Φ]为模态坐标下的广义气动系数矩阵；方程的求解一般可采用p-k法，求解 时预先给定一系列速度V，通过反复迭代得到结果；最终求得各温度场下的热颤振速度，并 将所有热颤振速度中的最小值作为最危险热颤振速度输出作为约束函数g(x)的响应值， 以及该热颤振速度最小值对应的结构质量作为目标函数f(x)，一并输入优化模块。
9.根据权利要求2所述的高速飞行器升力面气动热结构多学科优化设计平台，其特征 在于所述的优化模块中包含的自动收敛准则为优化设计平台连续两次优化迭代所得的前 后两个可能最优解f--1)和f*(k)的相对误差小于预设值ε，<ε . ζ可取
区间中的值。
全文摘要
本发明涉及一种高速飞行器升力面气动热结构多学科优化设计平台，属于现代高速飞行器设计技术领域。本发明针对高速飞行器升力面设计时对气动热环境下升力面热颤振分析的需求，考虑气动热结构之间的正向关系，对气动加热计算、瞬态热传导分析、结构热模态分析、非定常气动力以及热颤振分析在内的气动热结构一体化分析方法进行研究，并对以最危险热颤振速度为约束，升力面结构质量为目标函数的气动热结构多学科优化设计进行研究，达到对高速飞行器升力面优化设计的目的。本发明突破了现有高速飞行器设计中尚无结合气动热三方面对结构的影响进行多学科设计优化的问题，提出了一套高速飞行器气动热结构优化设计方法和途径，且方案简单，效率高。
文档编号G06F17/50GK101916314SQ20101025392
公开日2010年12月15日 申请日期2010年8月16日 优先权日2010年8月16日
发明者刘莉, 朱华光, 李昱霖, 王正平, 龙腾 申请人:北京理工大学