【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及飞行器结构设计领域，具体涉及一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法。
技术介绍
1、飞行器的防护结构是指飞行器上用来保护机身、引擎和其他重要部件免受外部环境和意外损害的设计和材料。飞行器在飞行过程中会受到各种外界因素的影响，如气流、颠簸、气压变化、高温和低温等，因此需要有可靠的防护结构来保证飞行器的安全性和可靠性。
2、飞行器的防护结构通常包括冲击吸收材料、耐热材料、防腐蚀涂层、防弹材料等。这些材料和结构设计需要考虑到飞行器所面临的各种环境和风险，例如在极端温度下保证飞行器的材料不会受到损坏，以及在可能受到撞击或者恶劣天气情况下保证机身结构的完整性和稳定性。
3、飞行器防护结构的设计和研发需要结合材料科学、结构设计、机械工程等多个学科领域的知识，并且需要遵循航空航天工程的相关标准和规范。随着科技的发展，飞行器的防护结构也在不断地进行创新和改进，以适应不断变化的飞行环境和需求。
4、目前飞行器防护结构向着高防护、轻量化设计方向发展，需要建立防护设计与结构设计循环迭代的设计思想，得到新一代防护-结构功能一体化的轻量化陶瓷防护结构。然而目前缺少防护结构功能一体化的研究，未形成体系化的设计思想和设计方案，因此防护-结构功能一体化的研究迫在眉睫，这符合飞行器的未来需求。
技术实现思路
1、为解决上述技术问题，本专利技术提供一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，将仿真与试验相结合，针对飞行器防护结构防护-承载一体化验证分析与优
2、为达到上述目的，本专利技术采用如下技术方案：
3、一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，包括如下步骤：
4、步骤1、针对给定的飞行器防护结构，选取防护单元；
5、步骤2、针对步骤1所选取的防护单元开展冲击试验，建立冲击数值仿真模型并结合冲击试验结果验证冲击数值仿真模型的准确性，基于冲击试验结果与冲击数值仿真模型的仿真结果验证防护单元的防护性能；
6、步骤3、根据步骤1选取的防护单元建立基于隐式静力学方法的隐式静力学数值仿真模型，通过隐式静力学数值仿真模型的数值仿真结果验证静载荷承载性能；
7、步骤4、根据步骤1选取的防护单元建立基于显示动力学的显示动力学数值仿真模型，通过显示动力学数值仿真模型的数值仿真结果验证动载荷承载性能；
8、步骤5、根据步骤1选取的防护单元建立基于显式动力学-隐式静力学联合的显-隐式数值仿真模型，通过显-隐式数值仿真模型的数值仿真结果验证冲击后静载荷承载性能；
9、步骤6、根据步骤1中选取的防护单元，选取关键结构参数作为设计变量，根据在设计变量构成的设计空间内获取的采样点、步骤2中的冲击数值仿真模型、步骤3中的隐式静力学数值仿真模型、步骤4中的显示动力学数值仿真模型和步骤5中的显-隐式数值仿真模型建立防护单元的防护性能和承载性能的仿真数据库，基于仿真数据库建立代理模型，选取优化算法开展防护单元的防护-承载一体化优化设计，并通过引入额外的冲击试验数值仿真数据提高全局精度，实现自适应更新；所述关键结构参数包括陶瓷面板厚度、陶瓷面板的长和宽、复合材料背板厚度、复合材料背板的材料组合方式。
10、进一步地，所述步骤1中，所述防护单元为反映给定的飞行器防护结构的结构形式且具有同等防护性能的小尺寸防护结构，所述小尺寸防护结构为长和宽均为100mm的平板状防护结构。
11、进一步地，所述步骤2中，所述冲击试验通过发射装置以规定速度发射制式小口径子弹，垂直入射防护单元；所述步骤2中，通过冲击试验结果验证防护性能包括对受冲击后的防护单元进行煤油渗透检查，若无渗透为防护性能合格，若发生渗透为防护性能不合格。
12、进一步地，所述步骤2中，所述冲击数值仿真模型为反映小口径弹的几何尺寸、小口径弹的入射速度、接触部位、典型防护结构几何尺寸、材料性能、安装方式的数值仿真模型；通过受小口径弹冲击后陶瓷的粉碎、崩落以及背板的弯曲、凹陷、开裂、脱粘、分层试验与所述冲击数值仿真模型的仿真结果比较，确认冲击试验仿真模型的合理性；所述仿真结果包括等效应力云图和承载方向位移云图。
13、进一步地，所述步骤3中的隐式静力学数值仿真模型为建立一个地板结构的仿真模型，然后通过对该仿真模型的指定部位施加一均匀表面压力进行仿真，获得地板结构对该均匀表面压力的响应结果，通过隐式静力学方法计算求解，对隐式静力学数值仿真模型受到的均匀表面压力进行分析；所述步骤3中，所述隐式静力学方法构建与时间无关的弱形式平衡方程并根据牛顿-拉夫逊方法迭代求解。
14、进一步地，所述步骤4中，所述显示动力学方法构建与时间相关的仅储存质量矩阵的动态平衡方程，并根据前一个时间步的物理量直接计算后一个时间步的物理量；所述显示动力学数值仿真模型包括90kg的箱子以2.7m/s的速度撞击一个所述防护单元，所述防护单元的两个边缘受到非刚性约束，以防止其在碰撞过程中移动；验证动载荷承载性能合格的条件包括：当箱子撞击所述防护单元时，所述防护单元的结构没有明显塌陷，所述防护单元的永久局部变形不超过7.62mm，所述防护单元的受箱子撞击的表面不产生凹痕，若所述防护单元含有陶瓷层，则陶瓷层不出现目视可见的裂纹。
15、进一步地，所述步骤5中，所述显-隐式数值仿真模型包含两个部分，第一部分为通过显式动力学方法计算，对小口径弹冲击地板结构进行显式动力学仿真，第二部分是针对冲击后的地板结构进行隐式静力学仿真；选取的防护单元反映飞行器防护结构以及与飞行器防护结构相连接的机体承载构件，包括受冲击区域周边600mm×600mm的飞行器防护结构、安装飞行器防护结构的工字梁以及紧固飞行器防护结构的螺栓；所述显式动力学-隐式静力学联合的方法首先通过显示动力学方法计算冲击过程中防护结构与冲击物的相互作用，获得因冲击而损伤的防护单元，然后通过隐式静力学方法计算施加给定载荷后因冲击而损伤的防护单元的力学响应；所述验证冲击后静载荷承载性能包括在施加均匀表面压力后因冲击而损伤的防护单元的最大应力与最大位移是否不超过设计要求。
16、进一步地，所述步骤6中，以所述关键结构参数作为设计参数，采用拉丁超立方采样法制定采样点的获取方式；所述防护单元的防护性能和承载性能的仿真数据库的构建基于选取的设计参数的采样点，通过步骤2中的冲击数值仿真模型、步骤3中的隐式静力学数值仿真模型、步骤4中的显示动力学数值仿真模型和步骤5中的显-隐式数值仿真模型在每个设计参数的采样点处建立防护单元的模型，进行防护性能和承载性能的仿真，所得的防护单元的设计参数的采样点和仿真结果构成仿真数据库；所述步骤6中采用克里金代理模型拟合设计参数与防护单元的防护性能和承载性能的关系；对于所选的防护单元，以防护性能和承载性能为约束条件，以重量为目标函数，选取粒子群算法作为优化算法，实现基于代理模型的一体化优化设计。
17、有益效果：
1本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤1中，所述防护单元为反映给定的飞行器防护结构的结构形式且具有同等防护性能的小尺寸防护结构，所述小尺寸防护结构为长和宽均为100mm的平板状防护结构。
3.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤2中，所述冲击试验通过发射装置以规定速度发射制式小口径子弹，垂直入射防护单元；所述步骤2中，通过冲击试验结果验证防护性能包括对受冲击后的防护单元进行煤油渗透检查，若无渗透为防护性能合格，若发生渗透为防护性能不合格。
4.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤2中，所述冲击数值仿真模型为反映小口径弹的几何尺寸、小口径弹的入射速度、接触部位、典型防护结构几何尺寸、材料性能、安装方式的数值仿真模型；通过受小口径弹冲击后陶瓷的粉碎、崩落以及背板的弯曲、凹陷、开裂、脱粘、分层试验与所述冲击数值仿真模
5.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤3中的隐式静力学数值仿真模型为建立一个地板结构的仿真模型，然后通过对该仿真模型的指定部位施加一均匀表面压力进行仿真，获得地板结构对该均匀表面压力的响应结果，通过隐式静力学方法计算求解，对隐式静力学数值仿真模型受到的均匀表面压力进行分析；所述步骤3中，所述隐式静力学方法构建与时间无关的弱形式平衡方程并根据牛顿-拉夫逊方法迭代求解。
6.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤4中，所述显示动力学方法构建与时间相关的仅储存质量矩阵的动态平衡方程，并根据前一个时间步的物理量直接计算后一个时间步的物理量；所述显示动力学数值仿真模型包括90kg的箱子以2.7m/s的速度撞击一个所述防护单元，所述防护单元的两个边缘受到非刚性约束，以防止其在碰撞过程中移动；验证动载荷承载性能合格的条件包括：当箱子撞击所述防护单元时，所述防护单元的结构没有明显塌陷，所述防护单元的永久局部变形不超过7.62mm，所述防护单元的受箱子撞击的表面不产生凹痕，若所述防护单元含有陶瓷层，则陶瓷层不出现目视可见的裂纹。
7.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤5中，所述显-隐式数值仿真模型包含两个部分，第一部分为通过显式动力学方法计算，对小口径弹冲击地板结构进行显式动力学仿真，第二部分是针对冲击后的地板结构进行隐式静力学仿真；选取的防护单元反映飞行器防护结构以及与飞行器防护结构相连接的机体承载构件，包括受冲击区域周边600mm×600mm的飞行器防护结构、安装飞行器防护结构的工字梁以及紧固飞行器防护结构的螺栓；所述显式动力学-隐式静力学联合的方法首先通过显示动力学方法计算冲击过程中防护结构与冲击物的相互作用，获得因冲击而损伤的防护单元，然后通过隐式静力学方法计算施加给定载荷后因冲击而损伤的防护单元的力学响应；所述验证冲击后静载荷承载性能包括在施加均匀表面压力后因冲击而损伤的防护单元的最大应力与最大位移是否不超过设计要求。
8.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤6中，以所述关键结构参数作为设计参数，采用拉丁超立方采样法制定采样点的获取方式；所述防护单元的防护性能和承载性能的仿真数据库的构建基于选取的设计参数的采样点，通过步骤2中的冲击数值仿真模型、步骤3中的隐式静力学数值仿真模型、步骤4中的显示动力学数值仿真模型和步骤5中的显-隐式数值仿真模型在每个设计参数的采样点处建立防护单元的模型，进行防护性能和承载性能的仿真，所得的防护单元的设计参数的采样点和仿真结果构成仿真数据库；所述步骤6中采用克里金代理模型拟合设计参数与防护单元的防护性能和承载性能的关系；对于所选的防护单元，以防护性能和承载性能为约束条件，以重量为目标函数，选取粒子群算法作为优化算法，实现基于代理模型的一体化优化设计。
...【技术特征摘要】
1.一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤1中，所述防护单元为反映给定的飞行器防护结构的结构形式且具有同等防护性能的小尺寸防护结构，所述小尺寸防护结构为长和宽均为100mm的平板状防护结构。
3.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤2中，所述冲击试验通过发射装置以规定速度发射制式小口径子弹，垂直入射防护单元；所述步骤2中，通过冲击试验结果验证防护性能包括对受冲击后的防护单元进行煤油渗透检查，若无渗透为防护性能合格，若发生渗透为防护性能不合格。
4.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤2中，所述冲击数值仿真模型为反映小口径弹的几何尺寸、小口径弹的入射速度、接触部位、典型防护结构几何尺寸、材料性能、安装方式的数值仿真模型；通过受小口径弹冲击后陶瓷的粉碎、崩落以及背板的弯曲、凹陷、开裂、脱粘、分层试验与所述冲击数值仿真模型的仿真结果比较，确认冲击试验仿真模型的合理性；所述仿真结果包括等效应力云图和承载方向位移云图。
5.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤3中的隐式静力学数值仿真模型为建立一个地板结构的仿真模型，然后通过对该仿真模型的指定部位施加一均匀表面压力进行仿真，获得地板结构对该均匀表面压力的响应结果，通过隐式静力学方法计算求解，对隐式静力学数值仿真模型受到的均匀表面压力进行分析；所述步骤3中，所述隐式静力学方法构建与时间无关的弱形式平衡方程并根据牛顿-拉夫逊方法迭代求解。
6.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤4中，所述显示动力学方法构建与时间相关的仅储存质量矩阵的动态平衡方程，并根据前一个时间步的物理量直接计算后一个时间步的物理量；所述显示动力学数值仿真模型包括90kg的箱子以2.7m/s的速度撞击一个所...
【专利技术属性】
技术研发人员：李明净，王克鸿，李春华，马德沛，黄业增，董雷霆，李书，贺天鹏，
申请(专利权)人：天目山实验室，
类型：发明
国别省市：
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