[發明專利]一種高超聲速飛行器結構的多學科多約束序貫優化方法

在審

• 申請號: 202010629973.7
• 申請日: 2020-07-03
• 公開（公告）號: CN111950075A
• 公開（公告）日: 2020-11-17
• 發明（設計）人: 王曉軍;許宇聲;王磊
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/20;G06F119/08;G06F119/14
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責任公司 11251
• 代理人: 張乾楨;賈玉忠

1.一種高超聲速飛行器結構的多學科多約束序貫優化方法，應用于基于熱環境的高超聲速戰斗機，其特征在于：

在進行結構設計優化時，以結構減重為設計目標，以結構熱模態約束、熱強度約束及熱顫振約束為優化模型約束，其優化模型如下：

式中X為設計變量，M(X_k)為結構質量，作為設計目標；σ_max(X)≤[σ]表示結構內最大應力小于強度設計值，[σ]為結構應力的許用值，表示結構顫振發散速度大于設計值，f₁(X_k)≥f₀表示結構一階模態大于最小容許值；X^L≤X≤X^U為設計變量在設計上下限內，具體包括如下步驟：

第一步：構建隨設計變量X變化而自動更新的飛行器結構參數化模型；將強度約束條件的初始平移距離D₀設置為0；考慮飛行器結構的彈性變形，計算作用在飛行器結構上的氣動載荷Q；根據k-1次循環后得到的強度約束條件總平移距離D_k-1，得到等效強度約束條件：

σ_max(X_k)+D_k-1≤[σ]，

其中D_k-1為第k-1次循環后得到的強度約束條件平移距離，X_k為第k次循環中飛行器結構強度優化的最優設計點，σ_max(X_k)代表強度優化最優設計點X_k處的飛行器結構中最大應力，[σ]為結構應力的許用值；

第二步：對飛行器結構進行強度子優化，優化模型如下：

其中M(X_k)代表最優設計點X_k處的飛行器結構總重量，X^L和X^U分別為優化變量的下界和上界；進行當前最優設計點處的靈敏度分析，求解當設計點在X_k處時最大應力及最大位移對設計變量的偏導數：

i＝1,2,…,n

n為自然數，根據靈敏度分析結果，確定強度約束函數曲線的單位法向量計算公式如下：

第三步：進行飛行器結構熱顫振及熱模態子優化，求解第k次循環中強度優化最優設計點X_k沿強度約束函數曲線法向的熱模態最小平移距離和熱顫振最小平移距離取d_k為和的最大正值作為沿強度約束函數曲線法向的最小平移距離，平移后的設計點為

熱模態子優化：

熱顫振子優化：

設計點滿足靜發散速度要求和一階模態要求：

其中為飛行器結構在設計點處的靜發散速度，V_{cr_0}為靜氣動彈性要求的最小靜發散速度；f₀表示初始設計的一階模態要求；

根據d_k，折算第k次循環得到的強度約束條件的平移距離ΔD_k，然后計算k次循環后強度約束條件的總平移距離D_k，計算公式如下：

D_k＝D_k-1+ΔD_k

強度約束平移距離的計算方法如下：分別針對第k次循環得到的兩個最優設計點X_k和開展飛行器結構的應力分析，計算這兩個最優點在氣動載荷Q作用下的結構應力的最大值σ_max(X_k)和并利用如下公式計算第k循環得到的強度約束條件平移距離：

判斷是否成立，其中ε為設置的收斂閾值；若成立，則認為優化結果收斂，優化完成，輸出優化結果；若不成立，則說明優化結果還未收斂，循環次數k增加1，繼續進行下一個循環。

2.根據權利要求1所述的一種高超聲速飛行器結構的多學科多約束序貫優化方法，其特征在于：

所述的步驟一中，根據實際工程情況確定設計變量、設計變量的取值區間、容差和結構的約束條件，再求得結構響應函數。