[发明专利]一种高超声速飞行器结构的多学科多约束序贯优化方法

权利要求书

1.一种高超声速飞行器结构的多学科多约束序贯优化方法，应用于基于热环境的高超声速战斗机，其特征在于：

在进行结构设计优化时，以结构减重为设计目标，以结构热模态约束、热强度约束及热颤振约束为优化模型约束，其优化模型如下：

式中X为设计变量，M(X_k)为结构质量，作为设计目标；σ_max(X)≤[σ]表示结构内最大应力小于强度设计值，[σ]为结构应力的许用值，表示结构颤振发散速度大于设计值，f₁(X_k)≥f₀表示结构一阶模态大于最小容许值；X^L≤X≤X^U为设计变量在设计上下限内，具体包括如下步骤：

第一步：构建随设计变量X变化而自动更新的飞行器结构参数化模型；将强度约束条件的初始平移距离D₀设置为0；考虑飞行器结构的弹性变形，计算作用在飞行器结构上的气动载荷Q；根据k-1次循环后得到的强度约束条件总平移距离D_k-1，得到等效强度约束条件：

σ_max(X_k)+D_k-1≤[σ]，

其中D_k-1为第k-1次循环后得到的强度约束条件平移距离，X_k为第k次循环中飞行器结构强度优化的最优设计点，σ_max(X_k)代表强度优化最优设计点X_k处的飞行器结构中最大应力，[σ]为结构应力的许用值；

第二步：对飞行器结构进行强度子优化，优化模型如下：

其中M(X_k)代表最优设计点X_k处的飞行器结构总重量，X^L和X^U分别为优化变量的下界和上界；进行当前最优设计点处的灵敏度分析，求解当设计点在X_k处时最大应力及最大位移对设计变量的偏导数：

i＝1,2,…,n

n为自然数，根据灵敏度分析结果，确定强度约束函数曲线的单位法向量计算公式如下：

第三步：进行飞行器结构热颤振及热模态子优化，求解第k次循环中强度优化最优设计点X_k沿强度约束函数曲线法向的热模态最小平移距离和热颤振最小平移距离取d_k为和的最大正值作为沿强度约束函数曲线法向的最小平移距离，平移后的设计点为

热模态子优化：

热颤振子优化：

设计点满足静发散速度要求和一阶模态要求：

其中为飞行器结构在设计点处的静发散速度，V_{cr_0}为静气动弹性要求的最小静发散速度；f₀表示初始设计的一阶模态要求；

根据d_k，折算第k次循环得到的强度约束条件的平移距离ΔD_k，然后计算k次循环后强度约束条件的总平移距离D_k，计算公式如下：

D_k＝D_k-1+ΔD_k

强度约束平移距离的计算方法如下：分别针对第k次循环得到的两个最优设计点X_k和开展飞行器结构的应力分析，计算这两个最优点在气动载荷Q作用下的结构应力的最大值σ_max(X_k)和并利用如下公式计算第k循环得到的强度约束条件平移距离：

判断是否成立，其中ε为设置的收敛阈值；若成立，则认为优化结果收敛，优化完成，输出优化结果；若不成立，则说明优化结果还未收敛，循环次数k增加1，继续进行下一个循环。

2.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器结构的多学科多约束序贯优化方法，其特征在于：

所述的步骤一中，根据实际工程情况确定设计变量、设计变量的取值区间、容差和结构的约束条件，再求得结构响应函数。