一种高超声速飞行器机翼的热输运和承载结构联合设计方法技术

本发明专利技术提出一种高超声速飞行器机翼的热输运和承载结构联合设计方法，基于热

【技术实现步骤摘要】
一种高超声速飞行器机翼的热输运和承载结构联合设计方法


[0001]本专利技术涉及飞行器热防护系统设计领域，特别是涉及一种高超声速飞行器机翼的热输运和承载结构联合设计方法。

技术介绍

[0002]对于以一定攻角飞行的高超声速空天飞行器而言，当处于高马赫数返回段时，飞行器迎风面将承受较为严峻的气动加热，而传统热防护系统采用的防/隔热措施一方面进一步增加了飞行器结构质量，另一方面越来越难以满足可重复使用的要求。以机翼迎风面为代表的大面积区域为例，在6Ma，4
°
攻角飞行条件下，计算得到的热流数据可知，其迎风面前缘最大热流密度为22kW/m2，垂直尾翼迎风面前缘最大热流密度为20kW/m2，相比于翼前缘的90kW/m2较小，若采用传统热防护系统设计则将造成较大的防/隔热材料质量冗余，不利于结构轻质化设计目标的实现，而机翼后缘及翼根部为低温区域，若采用以高导热材料或高温热管为代表的热输运技术将高温区热量输运至低温区将在很大程度上缓解高温区的热负载，同时可在一定程度上实现高导热固体介质或高温热管与承载结构的联合设计。

技术实现思路

[0003]要解决的技术问题
[0004]目前高超声速空天飞行器处于高马赫数返回段时，飞行器迎风面承受较为严峻的气动加热，传统热防护系统造成较大的防/隔热材料质量冗余，不利于结构轻质化设计目标的实现，且热防护效率较低，无法满足高超声速飞行器大空域、宽速域的实际工作需要。
[0005]技术方案
[0006]针对上述技术问题，本专利技术提出了一种高超声速飞行器机翼的热输运和承载结构联合设计方法，该设计方法基于气动力作用下的承载结构轻质化设计和热输运路径拓扑优化结果，能够达到更好的承载/热输运能力以及获得更低的质量成本。
[0007]本专利技术的技术方案为：
[0008]所述一种高超声速飞行器机翼的热输运和承载结构联合设计方法，包括以下步骤：
[0009]步骤1：基于气动力作用下的机翼承载结构拓扑优化设计：
[0010]针对机翼承载结构，首先采用CFD方法计算获得机翼表面在不同攻角、马赫数条件下的气动力分布，并且根据机翼几何构型确定优化设计空间；然后在极限气动载荷条件下进行拓扑优化，其中以体积分数作为设计变量，结合位移约束和刚度约束，构建创建单元相对密度连续变化的拓扑优化模型，优化求解后得到仅考虑气动力载荷条件下的拓扑优化传力路径；
[0011]步骤2：基于高导热材料的机翼热输运路径拓扑设计：
[0012]针对机翼承载结构，首先通过机翼气动热计算得到严苛工况下机翼表面热流密度；然后以机翼几何平均温度为优化目标，基于热输运路径拓扑优化模型进行多冷源、不同
材料体积分数约束的拓扑优化，得到较好的热输运路径；其中热输运路径拓扑优化模型中，根据机翼几何构型、采用的高导热材料属性以及根据机翼表面热流密度、端面冷源和温度边界确定的多物理场构建了机翼有限元模型；接着采用基于变密度法的拓扑优化设计方案开展表面非均布热流密度工况下三维机翼热输运路径的拓扑设计，优化过程中考虑热输运路径的清晰程度，结合每次优化结果调节冷端个数以及位置，从而得到最优的机翼热输运路径分布；
[0013]步骤3：机翼承载/热输运结构联合设计：
[0014]首先以步骤1得到的拓扑优化传力路径和第二步得到的机翼热输运路径为基础，对传力路径和热输运路径开展相似性分析；如果不满足相似度要求，则返回步骤2调整材料的热传导系数；如果满足相似度要求，则对拓扑优化传力路径和机翼热输运路径采用图像处理中的图形骨架提取方法，对路径结果进行骨架提取，读取传力、传热路径，并设计带有分支导热路径的承载/热输运结构，完成机翼三维物理模型重构及后处理；
[0015]基于带有分支导热路径的承载/热输运结构，以机翼整体结构质量最小为目标函数，以机翼承载梁截面尺寸参数和蒙皮及翼肋厚度为设计变量，并设定强度约束和刚度约束条件，构建尺寸优化模型，通过优化求解，得到最终的机翼承载/热输运结构轻质化设计方案。
[0016]进一步的，步骤1中，以机翼承载结构柔度最小为优化目标，以设计域节点最大位移和材料许用应力为优化约束，施加设计空间体积分数约束，构建优化数学模型为：
[0017][0018]s.t.K
T
T＝P
[0019]KU＝F＝F
m
+F
th
[0020][0021][0022]σ
e
≤[σ][0023]0＜x
min
≤x
e
≤x
max
≤1,e＝1,2,
…
,N
[0024]上式中，C为结构的柔度，K为全局刚度矩阵，U为结构的全局位移矩阵；K
T
为热传导矩阵，T为温度列阵，P为热载荷列阵；V(x)为优化后机翼保留的实体材料的体积，f为设计域的体积分数，V0为充满实体材料单元的体积；u
i
为在优化过程中结构因材料分布的变化而产生的位移，u
i*
为设计域出现的最大位移；σ为设计域在优化过程中产生的全局应力，[σ]为结构所用材料的许用应力。
[0025]进一步的，步骤1中，采用全局收敛的二阶算法方法求解拓扑优化问题。
[0026]进一步的，步骤2中，以机翼几何平均温度为优化目标，构建的优化模型为：
[0027]find X＝(x1,x2,
…
,x
Ne
)
[0028][0029][0030]P＝kT
[0031]∫
Ω
kdΩ＝const
[0032]T
max
≤T
lim
[0033]x
min
≤x
e
≤x
max
[0034]上式中，V为优化后得到的导热域体积；n为单元总数；v
e
为第e个单元的体积；q为体积约束因子；V0为设计域初始体积；x
max
、x
min
为设计变量上下限。
[0035]进一步的，步骤3中，构建的尺寸优化模型为：
[0036][0037][0038]其中，ρ为材料密度，A0为蒙皮的表面积，T0为蒙皮的厚度，L
j
为承力梁构件的长度，A
k
为第k个翼肋的表面积，H
k
为第k个翼肋的厚度，m0为前缘和后缘区域的总质量；g
σ
和g
u
分别为结构的强度和刚度约束条件，[σ]和[u]分别为材料许用应力和结构变形允许产生的最大位移。
[0039]有益效果
[0040]基于热
‑
力耦合条件下进行的高超声速飞行器承载结构拓扑优化设计以及基于高导热材料的机翼热输运路径拓扑设计分别在承载和热输运结构上提供不同的参考方案，本专利技术进一步将两种方案进行联合设计，得到了承载/热输运结构联合设计方案。该方本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种高超声速飞行器机翼的热输运和承载结构联合设计方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：基于气动力作用下的机翼承载结构拓扑优化设计：针对机翼承载结构，首先采用CFD方法计算获得机翼表面在不同攻角、马赫数条件下的气动力分布，并且根据机翼几何构型确定优化设计空间；然后在极限气动载荷条件下进行拓扑优化，其中以体积分数作为设计变量，结合位移约束和刚度约束，构建创建单元相对密度连续变化的拓扑优化模型，优化求解后得到仅考虑气动力载荷条件下的拓扑优化传力路径；步骤2：基于高导热材料的机翼热输运路径拓扑设计：针对机翼承载结构，首先通过机翼气动热计算得到严苛工况下机翼表面热流密度；然后以机翼几何平均温度为优化目标，基于热输运路径拓扑优化模型进行多冷源、不同材料体积分数约束的拓扑优化，得到较好的热输运路径；其中热输运路径拓扑优化模型中，根据机翼几何构型、采用的高导热材料属性以及根据机翼表面热流密度、端面冷源和温度边界确定的多物理场构建了机翼有限元模型；接着采用基于变密度法的拓扑优化设计方案开展表面非均布热流密度工况下三维机翼热输运路径的拓扑设计，优化过程中考虑热输运路径的清晰程度，结合每次优化结果调节冷端个数以及位置，从而得到最优的机翼热输运路径分布；步骤3：机翼承载/热输运结构联合设计：首先以步骤1得到的拓扑优化传力路径和第二步得到的机翼热输运路径为基础，对传力路径和热输运路径开展相似性分析；如果不满足相似度要求，则返回步骤2调整材料的热传导系数；如果满足相似度要求，则对拓扑优化传力路径和机翼热输运路径采用图像处理中的图形骨架提取方法，对路径结果进行骨架提取，读取传力、传热路径，并设计带有分支导热路径的承载/热输运结构，完成机翼三维物理模型重构及后处理；基于带有分支导热路径的承载/热输运结构，以机翼整体结构质量最小为目标函数，以机翼承载梁截面尺寸参数和蒙皮及翼肋厚度为设计变量，并设定强度约束和刚度约束条件，构建尺寸优化模型，通过优化求解，得到最终的机翼承载/热输运结构轻质化设计方案。2.根据权利要求1所述一种高超声速飞行器机翼的热输运和承载结构联合设计方法，其特征在于：步骤1中，以机翼承载结构柔度最小为优化目标，以设计域节点最大位移和材料许用应力为优化约束，施加设计空间体积分数约束，构建优化数学模型为：s.t.K
T
T＝PKU＝F＝F
m
+F
thth
σ
e
≤[σ]0＜...

【专利技术属性】
技术研发人员：苟建军，赵航，龚春林，王健磊，吴蔚楠，卜学雨，贾书榛，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：