一种高超声速飞行器结构的多学科多约束序贯优化方法技术

本发明专利技术公开了一种高超声速飞行器结构的多学科多约束序贯优化方法，该优化方法将多学科多约束耦合问题中的多约束条件进行解耦循环，首先进行结构强度约束下的优化，根据结构强度优化的结果，将其作为气动弹性约束优化的初始设计点，进行气动弹性子优化。其次根据每个周期内的气动弹性优化结果进行结构强度优化中强度约束条件的平移修正。最后在新的强度约束条件下，重新进行结构强度约束下的优化和设计点到可行域距离的求解。重复进行上述过程直至收敛，可以得到同时满足结构强度约束和气动弹性约束的最终设计点。本方法在保证优化结果可靠性的前提下，减少了飞行器结构优化过程中气动弹性的迭代分析次数，降低了计算成本，提高了优化效率。

【技术实现步骤摘要】
一种高超声速飞行器结构的多学科多约束序贯优化方法
本专利技术涉及结构强度优化设计的
，具体涉及一种基于热环境下高超声速飞行器结构的多学科多约束序贯优化方法。
技术介绍
高超声速飞行器在设计过程中必须要考虑力热耦合造成的结构影响。多场耦合的复杂服役环境一方面造成了多学科计算时求解上的困难，同时也影响着结构优化设计过程，如优化过程耗时且难以找到最优解等。传统的多学科多约束优化求解过程中往往出现优化过程中由于多个约束存在造成难以收敛或过早收敛的情况，同时优化过程耗时较长。因此为了获得足够优异的结构性能，高超声速飞行器在进行结构设计优化时必须要考虑多场耦合情况下的多学科优化的精细化设计手段。由于多学科优化问题的目的在于满足多个学科的目标或者约束，因此往往存在多个学科间互相耦合情况，且随着优化的进行，会出现一个变量同时影响多个学科，进行计算分析就会出现计效率降低的情况，WuY等人提出了一种基于近似等价确定性约束的优化求解策略，将这一概念从单约束问题扩展到基于安全因子的多约束可靠性分析问题。其中，序贯优化与可靠性分析方法(Sequential本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种高超声速飞行器结构的多学科多约束序贯优化方法，应用于基于热环境的高超声速战斗机，其特征在于：/n在进行结构设计优化时，以结构减重为设计目标，以结构热模态约束、热强度约束及热颤振约束为优化模型约束，其优化模型如下：/n

【技术特征摘要】
1.一种高超声速飞行器结构的多学科多约束序贯优化方法，应用于基于热环境的高超声速战斗机，其特征在于：
在进行结构设计优化时，以结构减重为设计目标，以结构热模态约束、热强度约束及热颤振约束为优化模型约束，其优化模型如下：



式中X为设计变量，M(Xk)为结构质量，作为设计目标；σmax(X)≤[σ]表示结构内最大应力小于强度设计值，[σ]为结构应力的许用值，表示结构颤振发散速度大于设计值，f1(Xk)≥f0表示结构一阶模态大于最小容许值；XL≤X≤XU为设计变量在设计上下限内，具体包括如下步骤：
第一步：构建随设计变量X变化而自动更新的飞行器结构参数化模型；将强度约束条件的初始平移距离D0设置为0；考虑飞行器结构的弹性变形，计算作用在飞行器结构上的气动载荷Q；根据k-1次循环后得到的强度约束条件总平移距离Dk-1，得到等效强度约束条件：
σmax(Xk)+Dk-1≤[σ]，
其中Dk-1为第k-1次循环后得到的强度约束条件平移距离，Xk为第k次循环中飞行器结构强度优化的最优设计点，σmax(Xk)代表强度优化最优设计点Xk处的飞行器结构中最大应力，[σ]为结构应力的许用值；
第二步：对飞行器结构进行强度子优化，优化模型如下：



其中M(Xk)代表最优设计点Xk处的飞行器结构总重量，XL和XU分别为优化变量的下界和上界；进行当前最优设计点处的灵敏度分析，求解当设计点在Xk处时最大应力及最大位移对设计变量的偏导数：



i＝1,2,…,n



n为自然数，根据灵敏度分析结果，确定强度约束函数曲线的单位法向量计算公式如下：



第三步：进行飞行器结构热颤振及热模态子优化，求解第k次循环中强度优化最优设计点Xk沿强度约束函数曲线法向的热模态最小平移距离和热颤振最小平移距离取dk为和的最大正值作为沿强度约束函数曲线法向的最小平移距离，平移后的设计点为
热模态子优化：

【专利技术属性】
技术研发人员：王晓军，许宇声，王磊，
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