一种可重复使用飞行器前舱热防护系统多目标可靠性优化设计方法技术方案

本发明专利技术公开了一种可重复使用飞行器前舱热防护系统多目标可靠性优化设计方法，其步骤如下：(1)根据飞行器前舱热防护系统分区隔热原理，实现热防护系统从几何建模到有限元建模的全参数化建模流程；(2)考虑材料分散性，基于不确定传播分析理论，对温度场进行不确定评估；(3)基于红外辐射的基本原理，建立了红外辐射的计算方法。考虑材料分散性，实现红外辐射强度分散性评估；(4)以热防护系统尺寸为设计变量，温度可靠性为约束，结构质量和表面热防护红外辐射强度为目标，实现了前舱热防护系统的多目标可靠性优化设计。本发明专利技术在保证前舱热防护系统温度高可靠性的前提下降低了热防护系统的质量，提升了热防护系统的使用性能。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及可重复使用飞行器前舱热防护系统优化设计领域，特别涉及一种可重复使用飞行器前舱热防护系统多目标可靠性优化设计方法。
技术介绍
可重复使用飞行器再入返回飞行时间长，飞行空域跨度大，马赫数范围大，再入返回过程中要经历严酷的气动加热。特别是机头锥、机翼前缘等部位受到的气动加热更为严重。为了保证飞行员的安全和机载设备的正常运转，在高超音速飞行器上铺设热防护系统是必不可少的，热防护结构的质量不仅关系到制造成本还影响飞行器的整体性能。因此，热防护系统设计是决定可重复使用飞行器成败的关键技术之一，意义重大。可重复使用飞行器前舱热防护系统的热分析涉及严酷瞬态热环境下复杂的热传输机理。飞行器完整弹道过程中，热传导、热辐射和热对流三种传热机制同时存在，三者相互影响、相互耦合在一起，传热方程表现为强非线性。同时材料性能，包括导热系数、发射率等，随着压力和温度的变化呈非线性变化。因此为了设计隔热性能好、成本低的热防护系统，必须深入研究热防护系统的传热机理、非线性传热方程求解和传热过程先进数值模拟技术。另一方面，可重复使用飞行器的高空高速特点能够在一定范围内有效规避雷达和红外探测，因此长时期内高超声速飞行器隐身性能并不作为考虑重点。然而，随着反隐身技术的发展，可重复使用飞行器隐身技术逐渐纳入各大研究机构的研究框架内。相比于雷达隐身，可重复使用飞行器飞行马赫数大，表面气动加热引起的红外热辐射是其主要的辐射源之一。因此，如何降低可重复使用飞行器表面可探测的红外辐射强度是热防护系统设计中需要重点考虑的问题之一。在常规高超声速热防护系统设计优化过程中，结构所处的载荷环境、结构参数及设计要求等均被处理为确定性形式，这在一定程度上简化了结构的设计过程，降低了计算工作量。然而，不确定性广泛存在于实际的工程应用中，包括材料参数不确定性、载荷不确定性、几何尺寸不确定性、初始条件和边界条件不确定性、计算模型不确定性等，这些不确定的参数会影响结构性能，对飞行器的正常使用带来影响，甚至在某些条件下出现意料之外的结构破坏和失效。因此，为了降低高超声速飞行器热防护系统发生损坏的风险和损失，需要在热防护系统总体设计阶段充分考虑不确定性的影响。随着不确定性结构分析和优化方法的发展，能够充分考虑各类不确定性因素影响的可靠性优化的设计理念逐渐代替传统确定性优化设计，成为未来工程设计的必然趋势。在工程实际中，相对精确统计数据，不确定性信息的不确定界限更容易确定，此时采用非概率可靠性模型将更加适用。非概率可靠性方法仅仅通过获取不确定参数界限而不需要深究不确定性内涵，便可完成结构安全性能的评判，对于未来不确定性结构分析与设计理念的更新，具有重要的促进作用。基于体积法的非概率可靠性模型如图所示，其利用结构安全域的体积Vsafe和基本区间变量域的总体积Vsum之比作为结构非概率可靠性的度量，该指标物理意义明确，而且具有与概率可靠性模型完全相容的优点。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题为：克服现有技术的不足，提供一种可重复使用飞行器前舱热防护系统多目标可靠性优化设计方法，可以在保证前舱热防护系统温度高可靠性的前提下降低了热防护系统的质量，提升了热防护系统的使用性能。本专利技术解决上述技术问题采用的技术方案为：一种可重复使用飞行器前舱热防护系统多目标可靠性优化设计方法，实现步骤如下：步骤(1)、根据可重复使用飞行器前舱热防护系统温度分布和构型需求，将前舱热防护系统分为m个区域；步骤(2)、选取步骤(1)中的各个区域热防护系统厚度作为设计变量，记为X，X＝(x1,x2,…,xn)，n为步骤(1)中所涉及厚度数目之和；各厚度被限定在给定范围内，即xi∈[xi_min,xi_max]，i＝1,2,…,n，其中xi_min为给定xi范围的最小值，xi_max为给定xi范围的最大值，一般依靠工程经验以及工程造价条件给定；步骤(3)、飞行器前舱热防护系统有限元模型参数化建立：在几何建模时，提取各设计变量作为控制三维模型的特征参数，当各设计变量在给定范围内任意改变时，能够实现几何自动建模，从而完成基于所选设计变量的几何参数化建模；步骤(4)、采用以几何模型为驱动的有限元模型参数化建模方法，实现飞行器前舱热防护系统有限元模型参数化建立；步骤(5)、基于再入过程弹道数据，采用耦合传热方法，考虑气动热与结构传热之间的相互影响，实现全弹道过程中前舱热防护系统瞬态温度场分析；步骤(6)、考虑材料分散性，以材料导热系数和发射率为区间不确定输入参数，通过不确定分析方法实现全弹道过程中前舱热防护系统瞬态温度场不确定分析，得到热防护系统内表面最高温度的边界时间历程，记为步骤(7)、给定热防护系统内表面最高温度许用范围引入非概率可靠性指标，计算实际弹道过程中各时刻热防护系统内表面温度小于许用最高温度的可靠度步骤(8)、基于步骤(4)得到的有限元模型，提取表面网格信息，面网格数目为N，每个网格可当成是一个红外辐射面源。根据红外辐射强度理论，可得到任一辐射源的辐射亮度，记为Lk,k＝1,2,…,N，表达式为： L k = ∫ λ 2 λ 1 ϵ ( λ ) C 1 πλ 5 ( 1 e ( C 2 / λT k ) ) d λ ]]>式中，Tk为第k各辐射源的温度，通过步骤(5)中瞬态热分析得到；(λ1,λ2)为红外波段；ε(λ)为材料的光谱发射率；C1和C2分别为第一和第二辐射常数；基于红外辐射强度和辐射亮度之间的关系，观测目标的实际红外辐射强度可以通过式计算得到： I = Σ k = 1 N L k A k cosθ k ]]>式中，Ak是第k个辐射源的面积，θk是第k个辐射源与红外探测系统之间的夹角；步骤(9)本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种可重复使用飞行器前舱热防护系统多目标可靠性优化设计方法，其特征在于实现步骤如下：步骤(1)、根据可重复使用飞行器前舱热防护系统温度分布和构型需求，将前舱热防护系统分为m个区域；步骤(2)、选取步骤(1)中的各个区域热防护系统厚度作为设计变量，记为X，X＝(x1,x2,…,xn)，n为步骤(1)中所涉及厚度数目之和；各厚度被限定在给定范围内，即xi∈[xi_min,xi_max]，i＝1,2,…,n，其中xi_min为给定xi范围的最小值，xi_max为给定xi范围的最大值，一般依靠工程经验以及工程造价条件给定；步骤(3)、飞行器前舱热防护系统有限元模型参数化建立：在几何建模时，提取各设计变量作为控制三维模型的特征参数，当各设计变量在给定范围内任意改变时，能够实现几何自动建模，从而完成基于所选设计变量的几何参数化建模；步骤(4)、采用以几何模型为驱动的有限元模型参数化建模方法，实现飞行器前舱热防护系统有限元模型参数化建立；步骤(5)、基于再入过程弹道数据，采用耦合传热方法，考虑气动热与结构传热之间的相互影响，实现全弹道过程中前舱热防护系统瞬态温度场分析；步骤(6)、考虑材料分散性，以材料导热系数和发射率为区间不确定输入参数，通过不确定分析方法实现全弹道过程中前舱热防护系统瞬态温度场不确定分析，得到热防护系统内表面最高温度界限的时间历程，记为步骤(7)、给定热防护系统内表面最高温度许用范围引入非概率可靠性指标，计算实际弹道过程中各时刻热防护系统内表面温度小于许用最高温度的可靠度步骤(8)、基于步骤(4)得到的有限元模型，提取表面网格信息，面网格数目为N，每个网格可当成是一个红外辐射面源，根据红外辐射强度理论，可得到任一辐射源的辐射亮度，记为Lk,k＝1,2,…,N，表达式为：Lk=∫λ2λ1ϵ(λ)C1πλ5(1e(C2/λTk))dλ]]>式中，Tk为第k各辐射源的温度，通过步骤(5)中瞬态热分析得到；(λ1,λ2)为红外波段；ε(λ)为材料的光谱发射率；C1和C2分别为第一和第二辐射常数；基于红外辐射强度和辐射亮度之间的关系，观测目标的实际红外辐射强度可以通过式计算得到：I=Σk=1NLkAkcosθk]]>式中，Ak是第k个辐射源的面积，θk是第k个辐射源与红外探测系统之间的夹角；步骤(9)、考虑材料分散性和大气参数扰动，选取材料发射率和温度为不确定输入参数；采用区间不确分析方法实现辐射强度分散性分析，得到辐射强度输出响应区间，记为II，辐射强度输出响应区间的中心值为Ic；步骤(10)、综合以上分析，以厚度尺寸X为优化设计变量，以小于预定可靠度G0为约束条件，以热防护系统质量m和表面热辐射强度中心值Ic为优化目标函数，实现可重复使用飞行器热防护系统多目标可靠性优化设计。...

【技术特征摘要】
1.一种可重复使用飞行器前舱热防护系统多目标可靠性优化设计方法，其特征在于实现步骤如下：步骤(1)、根据可重复使用飞行器前舱热防护系统温度分布和构型需求，将前舱热防护系统分为m个区域；步骤(2)、选取步骤(1)中的各个区域热防护系统厚度作为设计变量，记为X，X＝(x1,x2,…,xn)，n为步骤(1)中所涉及厚度数目之和；各厚度被限定在给定范围内，即xi∈[xi_min,xi_max]，i＝1,2,…,n，其中xi_min为给定xi范围的最小值，xi_max为给定xi范围的最大值，一般依靠工程经验以及工程造价条件给定；步骤(3)、飞行器前舱热防护系统有限元模型参数化建立：在几何建模时，提取各设计变量作为控制三维模型的特征参数，当各设计变量在给定范围内任意改变时，能够实现几何自动建模，从而完成基于所选设计变量的几何参数化建模；步骤(4)、采用以几何模型为驱动的有限元模型参数化建模方法，实现飞行器前舱热防护系统有限元模型参数化建立；步骤(5)、基于再入过程弹道数据，采用耦合传热方法，考虑气动热与结构传热之间的相互影响，实现全弹道过程中前舱热防护系统瞬态温度场分析；步骤(6)、考虑材料分散性，以材料导热系数和发射率为区间不确定输入参数，通过不确定分析方法实现全弹道过程中前舱热防护系统瞬态温度场不确定分析，得到热防护系统内表面最高温度界限的时间历程，记为步骤(7)、给定热防护系统内表面最高温度许用范围引入非概率可靠性指标，计算实际弹道过程中各时刻热防护系统内表面温度小于许用最高温度的可靠度步骤(8)、基于步骤(4)得到的有限元模型，提取表面网格信息，面网格数目为N，每个网格可当成是一个红外辐射面源，根据红外辐射强度理论，可得到任一辐射源的辐射亮度，记为Lk,k＝1,2,…,N，表达式为： L k = ∫ λ 2 λ 1 ϵ ( λ ) C 1 πλ 5 ( 1 e ( C 2 / λT ...

【专利技术属性】
技术研发人员：王晓军，王睿星，王磊，陈贤佳，樊维超，耿新宇，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11