一种防热结构优化方法
【专利摘要】本发明涉及飞行器防热结构设计领域，特别是涉及一种防热结构优化方法。防热结构优化方法包括如下步骤：选取防热结构中绝热材料层总厚度尺寸L为设计变量；选取防热结构的内壁面温度的预定变化范围建立约束条件；以防热结构的总质量作为优化目标，建立目标函数；采用有限元计算防热结构内壁面的当前温度，把内壁面的当前温度与约束条件进行比较；如果不满足要求，则返回步骤一，对所述设计变量进行优化，并重复步骤一至步骤四，直到满足要求。本发明的防热结构优化方法能够对防热结构进行热分析优化设计，能够进一步降低防热结构厚度对飞行器总体性能的影响。
【专利说明】
一种防热结构优化方法
技术领域
[0001]本发明涉及飞行器防热结构设计领域，特别是涉及一种防热结构优化方法。
【背景技术】
[0002]随着科学技术的发展，飞行器飞行速度越来越高，飞行器表面因气动加热温度也随之上升；国内外解决的方法主要是在飞行器外表面安装防热结构，其中，防热结构可以包括上下面板以及位于上下面板之间的陶瓷材料层、隔热材料层、粘合材料层等，并且上下面板之间的隔热材料层的设置位置可以根据需要进行适合的选择。防热结构需要满足热防护、隔热和结构承载的需求，是高超声速飞行器设计与制造的关键技术之一，它关系到飞行器的安全，其技术水平直接决定超声速飞行器或导弹等武器装备的水平。
[0003]防热结构通常是隔热材料层厚度越大，热防护能力越好;但是，厚度增加带来的结构质量增加大大降低了飞行器的总体性能；而目前在采用商用程序(ANSYS、NASTAN、ABAQUS、HAJIF)结构分析防热结构设计过程中，对防热结构进行尺寸没有进行热分析优化设计，无法降低防热结构厚度对飞行器总体性能的影响。
【发明内容】
[0004]本发明的目的是提供了一种防热结构优化方法，以解决现有防热结构会影响飞行器总体性能的问题。
[0005]本发明的技术方案是:
[0006]—种防热结构优化方法，包括如下步骤:
[0007]步骤一、选取防热结构中绝热材料层总厚度尺寸L为设计变量；
[0008]步骤二、选取所述防热结构的内壁面温度的预定变化范围作为约束，建立约束条件；
[0009]步骤三、以所述防热结构的总质量作为优化目标，建立如下目标函数:
[0010]W(l)=ffo+pSL；
[0011]其中，W(I)为所述防热结构的结构总质量;Wo为不变质量，指所述防热结构中不参与优化部分质量;P为绝热材料层的材料密度;S为防热结构表面积;L为设计变量，即所述防热结构中需要进行优化的部分；
[0012]步骤四、采用有限元计算所述防热结构内壁面的当前温度，把所述内壁面的当前温度与约束条件进行比较;如果不满足要求，则返回步骤一，对所述设计变量进行优化，并重复步骤一至步骤四，直到满足要求。
[0013]优选的，在所述步骤二中，所述防热结构的内壁面温度的预定变化范围是:
[0014]Tlowlim < Ts < Tuplim；
[0015]其中，Tlciwlim和Tuplim分别为使用温度的下限及上限；Ts为通过有限元计算得到的防热结构内壁面的当前温度。
[0016]优选的，在所述步骤四中，是采用差分法对所述设计变量进行优化。
[0017]优选的，采用差分法对所述设计变量进行优化，主要是对有限元模型的节点坐标进行修改，之后建立新的有限元模型进行再次计算。
[0018]本发明的优点在于:
[0019]本发明的防热结构优化方法中，以绝热材料层总厚度尺寸L为设计变量，以防热结构的内壁面温度的预定变化范围作为约束条件，再以防热结构的总质量作为优化目标，建立目标函数，进行热分析优化设计，能够进一步降低防热结构厚度对飞行器总体性能的影响。
【附图说明】
[0020]图1是本发明防热结构优化方法流程图；
[0021]图2是本发明防热结构优化方法中一个优选实施例的防热结构的结构示意图；
[0022]图3是本发明防热结构优化方法中防热结构热物理参数输入流程简图；
[0023]图4是本发明防热结构优化方法中防热结构热载荷参数输入流程简图；
[0024]图5是本发明防热结构优化方法中防热结构重量优化结果曲线。
【具体实施方式】
[0025]为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0026]在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
[0027]下面结合附图1至图5对本发明的一种防热结构优化方法做进一步详细说明。
[0028]本发明提供了一种防热结构优化方法，包括如下步骤:
[0029]步骤一、选取防热结构中绝热材料层总厚度尺寸L为设计变量。
[0030]在最优化问题的数学模型中，设计变量是一组待定的未知数，它对应于实际工程问题的一组特征主参数，它的任意一组确定的数值代表该工程问题的一个特定的设计方案。因此，在建立工程问题的数学模型时，应该首先选取那些能够代表设计方案的主参数作为设计变量。本发明的方法中，是以防热结构的绝热材料层总厚度尺寸L为设计变量L。
[0031 ]步骤二、选取防热结构的内壁面温度的预定变化范围作为约束，建立约束条件。
[0032]任何设计问题都附带大量的设计要求和限制条件，将这样的要求和限制表示成设计变量X的函数hv(X)和gu(X)，进而构成如下的数学不等式或等式:
[0033]gu(X) < 0(u=l ,2,...,p)；
[0034]hv(X)=0(v=l,2,---,m)；
[0035]则这样的一组表达式就称为该设计问题的约束条件。
[0036]约束条件除有等式约束和不等式约束之分外，还可分为边界约束和性能约束等。
[0037]边界约束是对设计变量本身所加的直接限制，如下面的约束:
[0038]a1-Xi < O ；
[0039]X1-bi<0；
[0040]就限定了设计变量Xl的取值范围为闭区间[mA]，因此属于边界约束。
[0041 ]在本发明的防热结构优化方法的一个优选实施例中，防热结构的内壁面温度的预定变化范围是:
[0042]Tlowlim < Ts < Tuplim；
[0043]其中，Tlciwlim和Tuplim分别为使用温度的下限及上限；Ts为通过有限元计算得到的防热结构内壁面的当前温度。
[0044]步骤三、以防热结构的总质量作为优化目标，建立如下目标函数:
[0045]ff(l)=ff0+pSL；
[0046]其中，W(I)为所述防热结构的结构总质量;Wo为不变质量，指所述防热结构中不参与优化部分质量(例如外部涂层及胶层等)；P为绝热材料层的材料密度;S为防热结构表面积;L为设计变量，即所述防热结构中需要进行优化的部分。
[0047]要寻求某一问题的最优解，首先要有评判问题好坏的标准。在最优化设计的数学模型中，目标函数就是衡量设计方案优劣的定量标准。对于极小化问题，目标函数的值越小对应的设计方案越好。
[0048]本发明的防热结构优化方法的一个优选实施例中，防热结构的总质量占飞行器总结构质量的相当一部份比例，对飞行器的总体性能有明显影响，因此，如上述步骤三所述的，本发明是以防热结构的总质量作为优化的目标函数。
[0049]步骤四、由于目标函数与设计变量没有明显的数学关系式，所以，采用有限元计算防热结构内壁面的当前温度，把内壁面的当前温度与约束条件进行比较;如果不满足要求(即内壁面的当前温度不在约束条件范围内)，则返回步骤一，对所述设计变量进行优化(修改)，并重复步骤一至步骤四，直到满足要求。
[0050]进一步，在本发明的防热结构优化方法的一个优选实施例中，是采用差分法对设计变量进行优化；当前工况的参数输入已经完全确定了有限元模型，所谓优化就是根据前一步计算结果进行温度判别，如果计算的温度(当前温度)超出约束条件，则采用差分法修改设计变量;对于有限元模型来说，是修改节点坐标，之后建立新的有限元模型进行再次计笪并ο
[0051]具体地，本发明的防热结构优化方法的步骤四又可以包括如下子步骤:
[0052]I)基本参数输:
[0053]输入防热结构面积S(mm2)、防热结构内壁面最低温度限制Ti?iim(K)、防热结构内壁面最高温度限制TupIim(K)、计算总时间长度(S)以及初始温度Ts(K)。
[0054]2)参数化有限元模型的建立:
[0055]防热结构等效为一维传热，在单位面积意义下建立有限元模型要求，各层厚度参数化。
[0056]常见防热结构结构最多为六层，最少为三层。所以，有限元模型为三到六层可以自动选择。同时隔热材料层可根据需求设置在防热结构除上、下面板之外的任一位置;其中，如图2所示，是隔热材料层处于陶瓷材料层与粘合材料层之间的一个实施例。
[0057]3)热物性参数:
[0058]由于防热结构为受热结构，其热物性参数随温度变化，所以要求包含随温度变化的参数输入方法;如图3所示，参数包括传导率、比热、密度、各材料层厚度、相变温度等等。
[0059]4)热载荷:
[0060]热载荷包含温度载荷与热流载荷两种，每一种又包含固定数值与随温度变化的曲线形式;如图4所示，示出了防热结构热载荷参数输入流程。
[0061 ] 5)边界条件:
[0062]受热面选择空间热辐射边界条件，内壁面选择自然对流边界条件。
[0063]6)进行首次有限元分析。
[0064]7)内壁面温度Ts的分析结果与约束条件进行比较:
[0005]如果Ti?iim<Ts<Tupiim，则令L = L-A L，转到I)重新自动建立有限元模型进行再次计算;如此反复，知道满足约束条件为止。
[0066]8)计算每一步的结构重量，并绘制曲线(如图5所示)。
[0067]需要说明的是，在优化实施过程中仅考虑热传导而不考虑内部热应力，忽略内部的紧固件对结构的影响，简化后的结构模型成为二维层合模型。由于飞行器防热结构主要考虑其厚度方向的热传导，因此可进一步将二维层合模型简化为一维传热模型，因此，防热结构的优化是在一维传热模型下进行的。
[0068]本发明的防热结构优化方法中，以绝热材料层总厚度尺寸L为设计变量，以防热结构的内壁面温度的预定变化范围作为约束条件，再以防热结构的总质量作为优化目标，建立目标函数，进行热分析优化设计，能够进一步降低防热结构厚度对飞行器总体性能的影响。
[0069]以上所述，仅为本发明的【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
【主权项】
1.一种防热结构优化方法，其特征在于，包括如下步骤: 步骤一、选取防热结构中绝热材料层总厚度尺寸L为设计变量； 步骤二、选取所述防热结构的内壁面温度的预定变化范围作为约束，建立约束条件； 步骤三、以所述防热结构的总质量作为优化目标，建立如下目标函数:ff(l)=ffo+PSL； 其中，W(I)为所述防热结构的结构总质量;Wo为不变质量，指所述防热结构中不参与优化部分质量;P为绝热材料层的材料密度;S为防热结构表面积;L为设计变量，即所述防热结构中需要进行优化的部分； 步骤四、采用有限元计算所述防热结构内壁面的当前温度，把所述内壁面的当前温度与约束条件进行比较;如果不满足要求，则返回步骤一，对所述设计变量进行优化，并重复步骤一至步骤四，直到满足要求。2.根据权利要求1所述的防热结构优化方法，其特征在于，在所述步骤二中，所述防热结构的内壁面温度的预定变化范围是: Tlowlim < Ts < Tuplim ； 其中，Tlciwlim和Tuplim分别为使用温度的下限及上限;Ts为通过有限元计算得到的防热结构内壁面的当前温度。3.根据权利要求2所述的防热结构优化方法，其特征在于，在所述步骤四中，是采用差分法对所述设计变量进行优化。4.根据权利要求3所述的防热结构优化方法，其特征在于，采用差分法对所述设计变量进行优化，主要是对有限元模型的节点坐标进行修改，之后建立新的有限元模型进行再次计算。
【文档编号】G06F17/50GK105843996SQ201610156563
【公开日】2016年8月10日
【申请日】2016年3月18日
【发明人】杨志斌, 秦强, 邢灵格, 谢亮, 张肖肖
【申请人】中国飞机强度研究所