[发明专利]再入气动环境致结构热力响应有限元求解优化方法

说明书

本发明公开了一种再入气动环境致结构热力响应有限元求解优化方法，包括：通过有限元方法对基于热传导与材料热弹性动力学耦合控制方程进行离散并给出相应的算法流程；其中，在算法流程中，对于依赖于时间的偏微分方程，有限元方法先对空间区域进行离散，并得到求解区域的网格剖分，然后对时间项进行差分离散，按照迭代耦合松弛计算原理，逐步推进以捕捉服役期满大型航天器离轨再入强气动力热环境致结构材料在空间的振动以及热力响应变形非线性行为。本发明提供一种基于有限元方法的热力耦合响应求解的优化方法，有利于分析与研究材料结构在承受强气动力/热环境下的热力耦合响应，有利于开展对飞行器以及航天器结构性能预测与模拟。

技术领域

本发明属于飞行器空气动力技术领域，主要涉及力学、热学和材料科学问题，特别是涉及一种基于有限元方法对服役期满航天器离轨再入气动力热环境致结构变形热力耦合响应求解的优化方法。

背景技术

近地轨道运行的大型航天器服役期满或寿命末期，往往采用离轨控制，使其脱离当前运行轨道而自然陨落，属于无控飞行状态。该类大型航天器在轨任务完成后，将面临再入坠毁、安全评估预示、陨落飞行航迹确定问题。这类航天器再入大气层时所遇强气动力/热环境，使航天器本身承受严重的热流与过载，再入稠密大气环境超高速致高温热化学非平衡气流对航天器复合材料热解烧蚀累积效应、金属桁架结构热力耦合响应、变形软化熔融，会使航天器结构失效解体。因此需要发展适于航天器再入气动力热环境导致的结构热力耦合响应、变形软化熔融与热解烧蚀问题预测分析计算方法。

气动力是指大气压力和表面摩擦力，分别对飞行器产生升力和阻力等力/矩，而气动热直接为结构所感受成为热载荷。气动热使结构材料的力学性能降低，伴随应力作用以致发生蠕变，而结构部件之间的相互约束，在热载荷作用下，又将在结构中产生位移变形，从而使变形加剧并造成翘曲和蠕变特性的变化，同时温度的交替变化也会激起结构的热振动以至颤振。这些情况表明，热结构不仅关系到力学问题，也关系到热学和材料科学问题。金属材料的传热计算通过固体热传导方程进行求解，而结构的力学响应则需要利用计算固体力学等方法进行分析与模拟，外部的高超声速气动力/热通过边界条件传入结构内部，对于高温导致的材料热解烧蚀与金属桁架结构变形软化熔融失效问题，则需要分析材料的相变以及结构响应的非线性行为。

发明内容

本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。

为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种再入气动环境致结构热力响应有限元求解优化方法，包括：

通过有限元方法对热力耦合控制方程进行离散并给出相应的算法流程；

其中，在算法流程中，对于依赖于时间的偏微分方程，有限元方法先对空间区域进行离散，并得到求解区域的网格剖分，然后对时间项进行差分离散，按照迭代耦合松弛计算原理，逐步推进以得到材料内部的瞬态热传导参数，材料外表面位移膨胀量以及温度变化参数，进而捕捉材料在空间的振动以及热力响应非线性行为。

优选的是，所述算法流程被配置为包括：

S1、基于材料的相应参数、参考温度T₀、Newmark方法参数η、ω，以在确定求解区域后实现网格剖分，进而形成对应的有限元空间；

S2、设置时间积分区间以及时间积分步N_t，以得到对应的时间步长

S3、设置初始迭代步n从0开始；

S4、分别对3N_v×3N_v整体弹性质量M_u与刚度矩阵K_u，N_v×N_v经修正的整体热质量矩阵M_θ与刚度矩阵K_θ，以及3N_v×N_v耦合矩阵L分别进行组装，以得到相应的整体矩阵；