一種針對高超聲速舵面的非概率熱氣動彈性可靠性設計方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種針對高超聲速舵面的非概率熱氣動彈性可靠性設計方法，本方法考慮了高超聲速舵面熱氣動彈性設計中的不確定因素，根據頂點法來建立不確定輸入參數的樣本空間?？紤]氣動加熱產生的熱應力對舵面固有屬性產生的影響，實現雙向流固耦合方法來準確模擬舵面在陣風載荷作用下的動響應歷程。在此基礎上，引入可靠性指標，根據分析結果的上下界，對舵面結構進行可靠性分析?；谏鲜鲞^程，可以以舵面結構重量為優(yōu)化目標，以舵面最大位移及根部最大約束力、約束力矩的可靠性為約束條件，實現高超聲速舵面的非概率氣動彈性可靠性優(yōu)化設計。本方法在保證高超聲速舵面結構高可靠性的前提下，降低結構質量，為高超聲速舵面的熱氣動彈性設計提供了一種新思路。
【專利說明】
一種針對高超聲速舵面的非概率熱氣動彈性可靠性設計方法
技術領域
[0001] 本發(fā)明涉及高超聲速舵面結構優(yōu)化設計方法領域，特別涉及一種高保真度雙向流 固耦合分析與非概率可靠性分析相結合的高超聲速舵面結構優(yōu)化設計方法。
【背景技術】
[0002] 高超聲速舵面作為一種彈性結構，其在陣風載荷作用下表現出的動態(tài)響應特性是 在氣動力、慣性力和彈性力的相互影響下產生的，這種耦合效應在舵面結構的熱氣動彈性 響應分析中不可忽視。針對這種氣動彈性動力學問題的數值求解算法可分為兩種:單向流 固耦合方法和雙向流固耦合方法。單向流固耦合分析是指先求解出整個分析過程中氣動力 的變化情況，然后將氣動力加載到結構上計算結構的動態(tài)響應歷程。這種方法忽略了結構 變形對流場產生的影響。而雙向流固耦合分析不僅要考慮氣動力對結構產生的影響，同時 還要考慮結構變形反過來對氣動力產生的影響。雙向流固耦合分析方法還可進一步分為兩 類:強耦合分析方法和弱耦合分析方法。其中，強耦合氣動彈性計算將計算結構力學和計算 流體力學的控制方程分別寫到獨立模塊中，但兩類方程在一個可執(zhí)行程序中進行求解，實 現氣動/結構耦合的精確數值分析。但是該方法自由度大，對氣動結構理論要求較高，且在 計算效率、應用條件等方面存在較大的局限。弱耦合氣動彈性計算則是將計算結構力學和 計算流體力學作為單學科可執(zhí)行程序相互獨立，通過編制結構軟件技術實現跨學科的交互 分析。該方法實現簡便、計算高效，在工程實際中具有較大的優(yōu)勢。
[0003] 另一方面，在常規(guī)的優(yōu)化設計過程中，通常結構使用環(huán)境、材料屬性參數以及設計 要求等均被視為確定性的。這樣雖然在一定程度上簡化了結構的設計過程，降低了工作量， 然而忽略了不確定性因素所產生的影響，因此通過確定性設計方法得到的結果在實際使用 過程中可能出現許多問題。隨著不確定性結構分析技術的成熟，可靠性優(yōu)化設計的概念逐 漸替代了傳統的確定性優(yōu)化設計，成為未來工程設計的必然趨勢。
[0004] 長期以來，概率可靠性模型和模糊可靠性模型在工程中處理不確定因素方面得到 廣泛應用，這兩種模型分別采用概率論和模糊理論來描述不確定性。這兩種可靠性模型的 優(yōu)勢在工程應用中得到了體現，然而它們所表現出來的缺陷也是不同忽視的：兩種模型都 需要通過實驗獲得大量的實驗數據以確定模型的概率分布和隸屬函數;兩種模型的計算量 都很大;對概率可靠性模型而言，對參數很敏感，分布函數選取的小誤差可能導致可靠性分 析出現大偏差;對模糊可靠性模型，主觀性較強且理論不完善，導致計算結果不可靠，一定 程度上限制了其在實際工程中的應用。由于工程結構系統中廣泛存在隨機、模糊、未知然而 有界等多種不確定性信息，同時結構樣本實驗數據常常比較缺，因此以上兩種模型往往不 能很好地從概率的角度描述不確定性并度量系統的可靠程度。
[0005] 在工程實際中，相對精確統計數據，不確定性信息的不確定界限更容易確定，此時 采用非概率可靠性模型將更加適用。非概率可靠性方法僅僅通過獲取不確定參數界限而不 需要深究不確定性內涵，便可完成結構安全性能的評判，對于未來不確定性結構分析與設 計理念的更新，具有重要的促進作用。

【發(fā)明內容】

[0006] 本發(fā)明要解決的技術問題為:克服現有技術的不足，提供一種針對高超聲速舵面 的非概率熱氣動彈性可靠性優(yōu)化設計方法，該方法考慮了氣動加熱對結構屬性產生的影響 以及流場與舵面結構之間的耦合作用，同時考慮了材料參數的不確定性對舵面結構設計的 影響，在保證高可靠性的前提下得到了舵面的最優(yōu)設計方案。
[0007] 本發(fā)明解決上述技術問題采用技術方案為:一種針對高超聲速舵面的非概率熱氣 動彈性可靠性設計方法，包括以下步驟：
[0008] (1)選取舵面結構梁、框尺寸為優(yōu)化設計變量，記為X=(X1， X2, ···，&)。一般而言， 梁、框的尺寸被限定在一定范圍內，即Xi e [Ximin ,Ximax]，i = l，…，n，Ximin為第i個設計變量 所能取到的最小值，Xlmax為第i個設計變量所能取到的最大值，一般依靠工程經驗以及工程 造價條件給定。設置初始設計變量，每一組設計變量對應一種設計方案。
[0009] (2)考慮結構尺寸和材料屬性的不確定性，結構尺寸Xl(i = l，…，η)、彈性模量E、 密度P和泊松比υ相對中心值均存在一定的偏差，中心值分別記為<(〖=1，:…λΕ'ρΙΡ#， 最大倌和最小倌可表示為：
[0010
(夕
[0011] 其中，$為Xi的區(qū)間上下限、f為E的上下限，的上下限，為υ的上 下限，_Κ.、..&、βρ、Pu分別為Xi、E、P、υ的偏差。
[0012] 通過區(qū)間不確定分析方法中的頂點法獲取不確定區(qū)間輸入參數的樣本空間，樣本 點為各輸入參數上、下限的組合，樣本點數為2η+3次。
[0013] (3)將所選設計變量作為幾何建模時的特征參數，當設計變量在給定范圍內變化 時，針對每個樣本點均能實現舵面幾何模型的參數化建立，蒙皮采用面建模，梁框采用實體 建模?；趲缀螀祷Ｐ停瑢崿F舵面有限元模型的自動建立，自動更新有限元網格劃分、 材料屬性賦值和邊界條件設置;同時根據舵面氣動外形的變化，實現流場網格的自動劃分。
[0014] (4)根據熱流數據進行高超聲速舵面結構的熱傳導分析。
[0015] (5)基于分析得到的舵面溫度場進行舵面結構的熱應力分析。
[0016] (6)根據輸入的陣風模型參數，編寫Fluent軟件的UDF文件。
[0017] (7)利用Fluent軟件對進行流場分析，并提取出流場與舵面結構交界面上的壓強 分布。
[0018] (8)將流場與舵面結構交界面上的壓強分布插值到舵面有限元模型蒙皮的結點上 作為氣動力輸入，將步驟(5)所得到的熱應力視為預應力，進行結構有限元分析，得到舵面 結構在當前時刻下結構的變形情況，提取結構中最大位移d(t)、根部約束力F(t)和根部約 束力矩M(t)。
[0019] (9)判斷當前時刻是否已經達到結束時間，即是否滿足：
[0020] t > tend (4)
[0021] 若不滿足，則根據當前時刻下舵面的變形情況，基于彈簧光順法和局部網格重構 法更新流場網格，然后時間步加1，轉到步驟(7)進行下一時刻的流場分析;若滿足，則認為 本次熱氣動彈性分析已經結束，輸出結構中最大位移d(t)、根部約束力F(t)和根部約束力 矩M( t)的響應歷程，并確定各響應歷程中的最大值dmax，Fmax，Mmax。
[0022] (10)重復步驟(4)~(9)，完成樣本空間中所有樣本點的熱氣動彈性分析，根據每 個樣本點對應的結構最大位移d(t)、根部約束力F(t)和根部約束力矩M(t)的響應歷程，確 定最大位移d max、最大約束力FmjP最大約束力矩Mmax的區(qū)間范圍，i5丄，Mi ax。
[0023] (11)給定最大位移的許用范圍、最大約束力的許用范圍校笛和最大約束力矩 的許用范圍、，引入新型非概率可靠性指標，計算得到最大位移可靠度Spix &?^^和 最大約束力的可靠度^和最大約束力矩的可靠度MMiax ，實現約束條 件的非概率可靠性分析。
[0024] (12)以機翼結構重量〃，· · V<)為優(yōu)化目標，結構最大位移和最大約束力、約 束力矩的可靠性為約束條件，通過常規(guī)單學科優(yōu)化方法實現高超聲速舵面的非概率熱氣動 彈性可靠性優(yōu)化設計。
[0025] 本發(fā)明的有益效果是：
[0026] 本發(fā)明提供了高超聲速舵面熱氣動彈性可靠性優(yōu)化設計的新思路，在氣動彈性響 應分析中考慮了高馬赫數帶來的氣動加熱對結構產生的影響；同時考慮了流場與結構之間 的相互作用，實現雙向流固耦合分析來精確地模擬舵面在陣風作用下的響應歷程;另外引 入了非概率不確定性，考慮了結構尺寸和材料參數固有不確定性對優(yōu)化結果的影響，從而 實現了尚超聲速航面在尚可靠性如提下的精細化設計，大大提尚航面性能和安全性。
【附圖說明】
[0027]圖1為舵面幾何模型示意圖；
[0028]圖2為雙向流固耦合示意圖；
[0029] 圖3為"Ι-cos"陣風模型垂直風速變化曲線；
[0030] 圖4為本發(fā)明中引入的非概率可靠性指標示意圖；
[0031] 圖5為本發(fā)明方法實現流程圖。
【具體實施方式】
[0032] 如圖4所示，本發(fā)明提出了一種針對高超聲速舵面的非概率熱氣動彈性可靠性設 計方法，包括以下步驟：
[0033] (1)選取舵面結構梁、框尺寸為優(yōu)化設計變量，記為1=(幻，^，"_，&)。一般而言， 梁、框的尺寸被限定在一定范圍內，即XiG [Ximin,Ximax]，i = l，···，n，一般依靠工程經驗以及 工程造價條件給定。設置初始設計變量，每一組設計變量對應一種設計方案。
[0034] (2)本實例中考慮材料彈性模量、密度和泊松比的不確定性，其中值分別為= 118000MPa，Pc = 4450kg/m3，υc = 0·3，它們所屬區(qū)間分別為Ee[106200，129800]MPa，pe [4005,4895]1^/1113,〇三[0.27,0.33]。因此，樣本空間中的樣本點如下所示：
[0035]表1所設計樣本點
[0038] (3)利用CATIA的參數化建模功能，將所選設計變量作為特征參數，建立舵面的幾 何參數化模型，蒙皮采用平面建模，梁框采用實體建模。采用以幾何模型驅動為主的有限元 模型參數化建模方法，其充分發(fā)揮既成的CAD參數化設計功能方面的優(yōu)勢，將CAD中的幾何 模型與CAE模型中的前處理模型完全關聯起來，實現舵面有限元模型的參數化;設置流場網 格的劃分方式，實現流場網格隨舵面氣動外形變化的自動更新。
[0039] (4)根據熱流數據進行高超聲速舵面結構的熱傳導分析。
[0040] (5)基于分析得到的舵面溫度場進行舵面結構的熱應力分析。
[0041] (6)根據輸入的陣風模型參數，編寫Fluent軟件的UDF文件。這里采用"Ι-cos"陣風 模型來進行分析，其垂直風速的公式如下：
[0042]
(5)
[0043] 其中Wg代表陣風的峰值，Tg代表陣風作用時間。在本實例中陣風峰值設置為60m/s， 陣風作用時間設置為〇. 〇5s，陣風垂直風速變化如圖2所示。
[0044] (7)利用Fluent軟件對進行流場分析，并提取出流場與舵面結構交界面上的壓強 分布。
[0045] (8)將流場與舵面結構交界面上的壓強分布插值到舵面有限元模型蒙皮的結點上 作為氣動力輸入，將步驟(5)所得到的熱應力視為預應力，進行結構有限元分析，得到舵面 結構在當前時刻下結構的變形情況，提取結構中最大位移d(t)、根部約束力F(t)和根部約 束力矩M(t)。
[0046] (9)判斷當前時刻是否已經達到結束時間，即是否滿足：
[0047] t > tend (6)
[0048] 若不滿足，則根據當前時刻下舵面的變形情況，基于彈簧光順法和局部網格重構 法更新流場網格，然后時間步加1，轉到步驟(7)進行下一時刻的流場分析;若滿足，則認為 本次熱氣動彈性分析已經結束，輸出結構中最大位移d(t)、根部約束力F(t)和根部約束力 矩M(t)的響應歷程，并確定各響應歷程中的最大值d max，Fmax，Mmax。在本實例中主要分析約束 力在z方向上的分量以及約束力矩在X和y方向上的分量，X沿舵面弦向，y沿舵面展向，z向垂 直舵面向上。每次熱氣動彈性分析輸出dmax，Fz, max，Mx,max，My, max。
[0049] (10)重復步驟(4)~(9)，完成樣本空間中所有樣本點的熱氣動彈性分析，根據每 個樣本點對應的結構最大位移d(t)、根部約束力Fz(t)和根部約束力矩Mx(t)，M y(t)的響應 歷程，約束力和約束力矩均取其絕對值，確定最大位移dmax、最大約束力Fz,max和最大約束力 矩Mx,max，My,max如下所： 「00501 豐9夂垤*占公訴姑里
[0054] (11)給出最大位移的許用范圍< ?1 = [0.0028,0.()03]、最大約束力的許用范圍 和最大約束力矩的許用范圍 <糊=[250,280]，Μ;湘=[二 圖4所示可靠性計算方法，可靠性定義為安全域和總面積之比：
[0055]
(8)
[0056] 計算最大位移可靠度、最大約束力的可靠度和最大約束力矩的可靠度如下所示：
[0057]
(9)
[0058] (12)以機翼結構重量為優(yōu)化目標，結構最大位移和最大約束力、約 束力矩的可靠性不小于〇. 95為約束條件，通過常規(guī)單學科優(yōu)化方法實現高超聲速舵面的非 概率熱氣動彈性可靠性優(yōu)化設計。優(yōu)化模型如下：
[0059]
(10)
[0060] 綜上所述，本發(fā)明提出了一種針對高超聲速舵面的非概率熱氣動彈性可靠性設計 方法，在本發(fā)明中考慮了飛行器高超聲速飛行時帶來的氣動加熱問題，符合工程實際。此 外，為了準確體現出大氣和舵面結構之間的相互作用，基于現有的流場和結構分析程序，實 現了雙向流固耦合分析技術，精確模擬舵面在陣風作用下的響應歷程。相對于常規(guī)方法而 言，這種方法模擬出來的結果更加符合實際情況。在工程實際中試驗數據往往比較缺乏，相 較于概率密度分布函數和模糊隸屬函數，不確定性信息的不確定界限更容易確定。因此本 發(fā)明引入非概率區(qū)間理論，將結構尺寸和材料屬性中存在的不確定因素用區(qū)間數來界定， 同時結合非概率不確定分析方法(頂點法)和前述流固耦合分析方法來實現不確定因素的 傳播分析。另外，本發(fā)明中的非概率可靠性模型與概率可靠性模型具有相容性，物理意義更 加明確，后續(xù)基于該可靠性指標得到的優(yōu)化結果更加具有可信度。
[0061] 以上僅是本發(fā)明的具體步驟，對本發(fā)明的保護范圍不構成任何限制；其可擴展應 用于高超聲速機翼優(yōu)化設計領域，凡采用等同變換或者等效替換而形成的技術方案，均落 在本發(fā)明權利保護范圍之內。
【主權項】
1. 一種針對高超聲速艙面的非概率熱氣動彈性可靠性設計方法，其特征在于實現步驟 如下： (1) 選取艙面結構梁、框尺寸為優(yōu)化設計變量，記為^=^1，^2，-，，^)，梁、框的尺寸被 限定在一定范圍內，即XiE [Ximin，Ximax]，i = l，…，n，Ximin為第i個設計變量所能取到的最小 值，Ximax為第i個設計變量所能取到的最大值，設置初始設計變量，每一組設計變量對應一 種設計方案； (2) 通過區(qū)間不確定分析方法中的頂點法獲取不確定區(qū)間輸入參數的樣本空間，該輸 入參數包括材料彈性模量、密度和泊松比； (3) 針對樣本空間中的樣本點，實現艙面結構的幾何參數化建模，并分別實現結構有限 元網格和流場網格的自動劃分； (4) 根據熱流數據進行高超聲速艙面結構的熱傳導分析； (5) 基于分析得到的艙面溫度場進行艙面結構的熱應力分析； (6) 根據輸入的陣風模型參數，編寫Fluent軟件的UDF文件； (7) 利用Fluent軟件對進行流場分析，并提取出流場與艙面結構交界面上的壓強分布； (8) 將流場與艙面結構交界面上的壓強分布插值到艙面有限元模型蒙皮的結點上作為 氣動力輸入，將步驟(5)所得到的熱應力視為預應力，進行結構有限元分析，得到艙面結構 在當前時刻下結構的變形情況，提取結構中最大位移d(t)、根部約束力F(t)和根部約束力 矩M(t); (9) 判斷當前時刻是否已經達到結束時間，即是否滿足： t > tend(l) 若不滿足，則根據當前時刻下艙面的變形情況，基于彈黃光順法和局部網格重構法更 新流場網格，然后時間步加1，轉到步驟(7)進行下一時刻的流場分析;若滿足，則認為本次 熱氣動彈性分析已經結束，輸出結構中最大位移d(t)、根部約束力F(t)和根部約束力矩Μ (t )的響應歷程，并確定各響應歷程中的最大值dmax，Fmax，Mmax ; (10) 重復步驟(4)~(9)，完成樣本空間中所有樣本點的熱氣動彈性分析，根據每個樣 本點對應的結構最大位移d(t)、根部約束力F(t)和根部約束力矩M(t)的響應歷程，確定最 大位移cUax、最大約束力Fmax和最大約束力矩Mmax的區(qū)間范圍端巧 (11) 給定最大位移的許用范圍式最大約束力的許用范圍巧is和最大約束力矩的許 用范圍，引入新型非概率可靠性指標，計算得到最大位移可靠度和最大 約束力的可靠度G{巧和最大約束力矩的可靠度實現約束條件的 非概率可靠性分析； (12似機翼結構重量"!(.片，也…，為)為優(yōu)化目標，結構最大位移和最大約束力、約束力 矩的可靠性為約束條件，通過常規(guī)單學科優(yōu)化方法實現高超聲速艙面的非概率熱氣動彈性 可靠性優(yōu)化設計。2. 根據權利要求1所述的一種針對高超聲速艙面的非概率熱氣動彈性可靠性設計方 法，其特征在于:所述步驟（2)中，考慮結構尺寸和材料屬性的不確定性，結構尺寸xi(i = 1，…，η)、彈性模量E、密度P和泊松比U相對中屯、值均存在一定的偏差，中屯、值分別記為 .V; (/二I.'··./7)、Ε\ρΚ和υ%最大值和最小值可表示為；其中，兩、互1為XI的區(qū)間上下限、玄、g為Ε的上下限，ρ·、晝?yōu)棣钡纳舷孪?，為U的上下限， |·^;、陸、私、011分別為xi、E、p、u的偏差； 通過區(qū)間不確定分析方法中的頂點法獲取不確定區(qū)間輸入參數的樣本空間，樣本點為 各輸入參數上、下限的組合，樣本點數為次。3. 根據權利要求1所述的一種針對高超聲速艙面的非概率熱氣動彈性可靠性設計方 法，其特征在于:所述步驟(6巧lj(9)中，采用雙向流固禪合的高保真度方法來模擬艙面結構 的熱氣動彈性響應，氣動加熱產生的熱應力作為預應力來考慮，編寫UDF文件來實現陣風模 型的輸入。4. 根據權利要求1所述的一種針對高超聲速艙面的非概率熱氣動彈性可靠性設計方 法，其特征在于:所述步驟（11)中，通過引入體積法思想，定義艙面結構熱氣動彈性非概率 可靠性指標，即，利用結構安全域的體積和基本區(qū)間變量域的總體積之比作為結構非概率 可靠性的度量，實現約束條件的非概率可靠性分析。
【文檔編號】G06F17/50GK105844025SQ201610178820
【公開日】2016年8月10日
【申請日】2016年3月25日
【發(fā)明人】張澤晟, 邱志平, 王曉軍, 陳賢佳, 王沖, 許孟輝, 李云龍, 胡永明, 仇翯辰
【申請人】北京航空航天大學