[发明专利]一种高超声速飞行器气动弹性剪裁方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种航空航天领域的气动弹性剪裁方法，具体地说，是一种高超声速飞行器热环境下气动弹性力学特性改善方法。

背景技术

复合材料气动弹性剪裁设计这种优化设计方法通过对复合材料层合板的设计剪裁从而控制其刚度特性和动态特性，最终得到优越的气动弹性性能。在具体飞机设计工程实践中，通常可以改善的气动弹性性能有气动弹性稳定性、操纵稳定性、升阻比和机动载荷等。其优化思路已经在实践应用中获得了巨大的成功，例如1984年美国的X-29前掠翼飞机和俄罗斯的S-37典型的实例。

气动弹性剪裁设计是一个设计多方面相关理论的多学科问题，其涉及到的主要理论包括复合材料力学、气动弹性分析方法和优化算法理论。从本质上讲，复合材料气动弹性优化设计仍然属于结构优化设计方法，通过对复合材料层合板的合理铺层设计，获得合乎配置的结构刚度，在利用材料本身的耦合作用效应的基础上，设置满足设计实际的结构和工艺约束条件，在空气动力的作用下飞行器产生有利的弹性变形最终在保持飞行器质量不变的同时以提高气动弹性特性。高超声速飞行器复合材料气动弹性剪裁优化在结构和材料具有鲜明的特点，如何利用符合材料的基本特性，考虑高超声速条件下，气动力、气动热的综合作用，探讨出一种提高高超声速飞行器综合气动弹性性能的优化剪裁方法是一项非常有挑战性的多学科问题。

发明内容

本发明针对上述现有技术状况而设计提供了一种高超声速飞行器气动弹性剪裁方法，其目的是解决在气动热环境下，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。

本发明所采用的技术方案包括以下步骤：

(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 FlutterVelocity

ΔMass=0

s.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：

参考密度ρ^*通过状态方程表达式求解得出：

同时可以得到参考雷诺数，如下：

斯坦顿数通过雷诺比拟式求解得出：

最终高超声速飞行器表面热流通过以下公式求得：

Q_aero=St^*ρ^*V_∞c_ρ(T_r-T_ω)

沿着x方向将平尾分成若干等份，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；