[发明专利]一种高超声速飞行器气动弹性剪裁方法

摘要

本发明涉及一种高超声速飞行器气动弹性剪裁方法，高超声速飞行器热环境下气动弹性力学特性改善方法。选择需要优化的设计变量为蒙皮铺层角度，约束条件为保持翼面结构重量不变，优化目标为飞机颤振临界速度最大。进行热环境下翼面的气动弹性力学特性分析求得在热环境下翼面的临界颤振速度值，并判断其是否满足优化目标，若满足，退出循环，若不满足，通过FD ISIGHT优化组件中设置的优化算法更新设计变量铺层角度的取值，再进行热环境下翼面的气动弹性力学特性分析。本发明提供了一种气动热环境下超声速飞行器气动弹性剪裁的方法，通过对复合材料蒙皮的剪裁设计提高翼面颤振速度值，从而高超声速飞行器气动弹性性能。

主权项

一种高超声速飞行器气动弹性剪裁方法，其特征在于：提供了一种通过对复合材料蒙皮的剪裁设计提高翼面颤振速度值的优化方法，该方法的步骤是：(1)选择需要优化的设计变量为蒙皮铺层角度α，约束条件为保持翼面结构重量不变，优化目标为飞机颤振临界速度最大，本优化问题的数学模型可以表述为：max FlutterVelocityΔMass＝0s.t. x∈S式中，FluterVelocity表示临界颤振马赫数，Mass表示全机模型质量，x表示设计变量，S表示设计变量集合，根据实际制造工艺的制约，取值为一系列离散数值：‑45°，0°，45°，90°；(2)建立高超声速飞行器翼面几何模型和有限元模型，包括以下内容：(a)在三维造型软件中建立高超声速飞行器全动平尾几何模型，采用了双楔形薄翼型，与机身由转轴相连；(b)在将几何模型读入MSC.Patran之后，建立有限元模型并对模型进行有限元网格划分，平尾表面蒙皮结构部分选择壳单元建模，并采用MSC.Patran中的四边形单元进行自动划分，平尾内部采用梁结构，并赋予梁单元属性，平尾前缘部分采用实体单元并使用MSC.Patran中的四面体单元进行自动划分；(c)在材料的选用上，全动平尾部分的蒙皮选用碳纤维复合材料层合板(T300/5222)，设蒙皮为八层对称均衡铺设，选择各对称单层的四个铺层角度作为设计变量，分别设定为[angle1，angle2，angle3，angle4]，初始铺层顺序为[0/0/0/0]s；(3)进行热环境下翼面的气动弹性力学特性分析，其特征在于，包括以下步骤：(a)计算模型表面受到的热流密度场分布：机翼前缘部分受到的气动加热现象最为明显，高超声速飞行器薄型机翼机身的前缘部分和翼面部分可以忽略厚度因素，看做平板来进行计算：参考粘性系数μ*通过萨特兰表达式求解得出：μ*=(T*288.15)1.5398.55T*+110.4×1.7894×10-5]]>参考密度ρ*通过状态方程表达式求解得出：ρ*=p∞RT*]]>同时可以得到参考雷诺数，如下：Rex*=ρ*V∞xμ*]]>斯坦顿数通过雷诺比拟式求解得出：St*=cf*21(Pr)2/3]]>最终高超声速飞行器表面热流通过以下公式求得：Qaero＝St*ρ*V∞cρ(Tr‑Tω)沿着机身x方向将机身分成若干等份，假设每份所处的热流密度一定，则热流场为若干个不相互连续的离散温度值构成，在初始环境温度一定时，计算得到的热流场分布；(b)将热流密度场加载到有限元模型上，计算其有限元模型的稳态温度场分布：考虑流经飞行器表面的气流，飞行器表面任一点的τω等价与相应的可压流的τω，不可压缩气流的温度升高至一个给定的参考温度值T*：T*＝0.5Tω+0.22Tr+0.28T∞其中：T*表示飞行器表面温度，表示边界层外缘温度，由气动力计算部分参数可以得到，Tr为恢复温度，根据算出的热流密度场，在MSC.Patran中将其加载在有限元模型表面，同时加上适当的辐射值加以平衡，通过MSC.Nastran求解序列SOL153对其进行温度分布计算，得到其有限元模型的稳态温度场分布；(c)根据稳态温度场分布情况得到稳态热应力变形后的结构参数：令结构初始单元线性刚度矩阵为K0，为热应力作用生成的多余刚度为Kσ，则结构受热效应作用后的总的应力刚度矩阵等效为K＝K0+Kσ则在热效应作用下的结构振动表达式为式中，M表示质量矩阵，表示振型，ω为振频，此时的动力学方程即描述了为结构在热载荷作用下结构振动特性，即简化为求上式的广义特征值问题，根据得到的温度分布情况，进一步的通过MSC.Nastran求解序列SOL153对对结构进行静态分析，得到稳态热应力变形后的结构参数，包括刚度矩阵，此时的刚度矩阵即为考虑热效应下的等效刚度矩阵，将此时的结构热应力参数文件输出作为气动力计算的输入文件；(d)建立气动网格模型：应用MSC Flightloads中的气动弹性模块，将模型划分成数目适合的气动分区，每个气动分区又会分成数目适合的气动片，获得气动网格参数，从MSC Patran中导出结构的刚度矩阵等结构参数和划分的气动网格参数，使用三阶活塞理论进行线性的频域非定常气动力计算；(e)根据(c)得到的稳态热应力变形后的结构参数和(d)得到的频域非定常气动力，使用p‑k法进行颤振计算，得到颤振速度：(4)进入优化流程，在FD ISIGHT中实现优化集成，根据颤振计算的结果判定是否满足优化目标，若满足，则结束优化流程，若不满足，则通过FD ISIGHT优化组件中设置的优化算法更新设计变量铺层角度的取值，再重复步骤(3)进行热环境下翼面的气动弹性力学特性分析。