【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于飞行器结构设计领域，具体涉及一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法。
技术介绍
1、陶瓷复合防护结构涉及到多种材料体系、多个变量，如何系统开展试验和仿真，快速完成陶瓷复合防护结构设计和改进，目前相关设计方法较为欠缺。基于神经网络的代理模型，可以对由多个设计变量影响的目标函数给出较为准确的预测，进而结合适当的优化设计方法，可以在满足轻量化设计的要求下给出最优的设计变量组合。
2、面对高速冲击物对飞行器防护性能的考验，当前通常采用陶瓷面板/均质金属背板的复合防护结构，陶瓷面板厚度一般在40mm以上。该防护结构抗冲击防护性能的提高存在瓶颈，为了满足抗冲击要求需要增加防护结构的厚度，进而导致结构重量增加，对飞行器的机动性产生不利影响。且防护结构设计过程存在反复试错，设计周期长、成本高的问题。现有中国专利申请“一种抗30mm脱壳穿甲弹的防护结构单元”仅给出了一种特定的结构，并未涉及相关的结构设计方法，限制了该结构设计方案应用的灵活性。
技术实现思路
1、为解决上述技术问题，考虑到传统设计方法中因缺少复合防护结构抗冲击机理作为设计指导，采用陶瓷面板/均质金属背板的典型复合防护结构抗冲击效率难以进一步提高，且复合防护结构各组分几何尺寸的确定需要反复试错，本专利技术提出了一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法，在不降低陶瓷/金属复合防护结构防护能力的前提下实现整体防护结构的减重，满足兼顾防护力和轻量化的设计需求，并显著提升优化设计效率。本专利技术适用于采用陶瓷面板的复
2、为达到上述目的，本专利技术采用如下技术方案：
3、一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法，包括如下步骤：
4、步骤1）对典型复合防护结构进行抗冲击试验，总结典型复合防护结构的各组分在抗冲击过程中的失效模式；所述典型复合防护结构为以抗冲击陶瓷材料为面板、以金属或纤维增强复合材料为背板，面板、背板依次层叠构成的层合复合防护结构；所述典型复合防护结构的各组分为面板和背板；
5、步骤2）根据步骤1）获得的失效模式建立抗冲击试验数值仿真模型，并获得数值仿真结果，结合数值仿真结果分析典型复合防护结构的各组分的抗冲击机理；
6、步骤3）根据步骤2）获得的抗冲击机理，设计复合防护结构的各组分的结构形式；选取对抗冲击防护性能影响显著的结构参数作为设计变量，根据设计变量建立复合防护结构抗大口径子弹冲击的数值仿真模型并形成仿真数据库，基于仿真数据库建立复合防护结构的抗冲击防护性能的代理模型；
7、步骤4）基于步骤3）建立的代理模型和梯度下降优化算法进行复合防护结构的抗冲击防护性能的优化设计，并融合仿真数据库中的复合防护结构抗大口径子弹冲击的数值仿真模型的数值仿真结果，实现代理模型的自适应更新以提升优化精度。
8、进一步地，所述步骤1）中，所述典型复合防护结构的抗冲击陶瓷材料为氧化铝、碳化硼或碳化硅；所述抗冲击试验为通过发射装置以规定速度发射大口径子弹，使大口径子弹垂直冲击被固定于支架上的典型复合防护结构；所述失效模式指面板发生碎裂，背板发生断裂、弯曲以及凹陷。
9、进一步地，所述步骤2）中建立的抗冲击试验数值仿真模型准确反映大口径子弹的几何尺寸、入射速度、冲击接触位置以及典型复合防护结构的几何尺寸、材料性能和安装方式；通过抗冲击试验获得的失效模式与抗冲击试验数值仿真模型的数值仿真结果进行比较确认抗冲击试验数值仿真模型的合理性，并证实抗冲击机理为：抗冲击陶瓷材料的面板中的陶瓷的粉碎吸能作用和背板的支撑作用共同消耗大口径子弹的动能，抵抗大口径子弹的冲击。
10、进一步地，所述步骤3）中，设计的复合防护结构包括陶瓷面板结合格栅夹芯背板构成的复合防护结构单元，并确定陶瓷面板的厚度、陶瓷面板的长度、陶瓷面板的宽度、格栅夹芯背板的壁板厚度、格栅夹芯背板的格栅层厚度、格栅层的格栅肋板间距、格栅层的格栅肋板厚度作为对抗冲击防护性能影响显著的结构参数。
11、进一步地，采用拉丁超立方采样方法构建训练所述代理模型所需的数据集，实现试验点在变量空间的均匀分布，保证复合防护结构抗大口径子弹冲击的数值仿真模型的全局精度；采用人工神经网络建立设计变量与复合防护结构的抗冲击防护性能的代理模型。
12、进一步地，所述步骤4）包括：以抗冲击防护性能为约束条件，以复合防护结构的重量为目标函数，采用梯度下降优化算法，实现基于所述步骤3）中的代理模型的复合防护结构的抗冲击防护性能的优化设计。
13、进一步地，所述抗冲击防护性能为复合防护结构的背板的凸起挠度。
14、本专利技术通过对复合防护结构各组分的结构形式（包括但不限于以下方面：陶瓷面板的陶瓷材料种类、几何形状、几何尺寸，背板整体结构和子结构的材料种类、几何形状、几何尺寸，陶瓷面板与背板之间的固定方式）进行设计，新设计的复合防护结构的抗冲击防护性能的一个或多个特征优于经典防护结构，包括但不限于新设计的复合防护结构在给定的工况下，结构重量更小、大口径子弹侵彻深度更小、陶瓷面板损伤程度更低、背板变形程度更低。
15、有益效果：
16、本专利技术与现有典型陶瓷复合防护结构设计方法相比，给出了成体系的飞行器复合防护结构优化设计方法，具体为，开展必要的抗冲击试验，以获得典型复合防护结构各组分在抗冲击作用过程中的失效模式；以该失效模式作为数值建模仿真的指导，并分析复合防护结构抗冲击机理；之后选取关键参数作为设计变量，构造防护结构抗冲击防护性能的代理模型，提供优化设计降阶工具；实现代理模型的自适应更新，并提供新的防护结构设计方案，在提升防护结构抗冲击防护性能的同时，显著提升优化设计效率。
17、这种“试验-数值仿真-代理模型-迭代优化”的过程通过少量试验加大量数值仿真的方式构建数据库，提高了优化设计的可靠性；并且采用代理模型代替复杂抗冲击试验和有限元分析，能够在实现防护结构的优化设计的同时，显著提升迭代速度和优化效率。新设计的防护结构相比于典型防护结构，抗冲击防护性能更加优异、结构重量更轻。本专利技术适应性强、应用灵活，有利于新型抗冲击结构的提出，对于提高飞行器防护结构设计与验证效率、大幅缩短研制周期、节约设计成本、提高轻量化设计水平具有重要意义。
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1.一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法，其特征在于：所述步骤1）中，所述典型复合防护结构的抗冲击陶瓷材料为氧化铝、碳化硼或碳化硅；所述抗冲击试验为通过发射装置以规定速度发射大口径子弹，使大口径子弹垂直入射典型复合防护结构；所述失效模式指面板发生碎裂，背板发生断裂、弯曲以及凹陷。
3.根据权利要求2所述的一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法，其特征在于：所述步骤2）中建立的抗冲击试验数值仿真模型准确反映大口径子弹的几何尺寸、入射速度、接触部位以及典型复合防护结构的几何尺寸、材料性能和安装方式；通过抗冲击试验获得的失效模式与抗冲击试验数值仿真模型的数值仿真结果进行比较确认抗冲击试验数值仿真模型的合理性，并证实抗冲击机理为：抗冲击陶瓷材料的面板中的陶瓷的粉碎吸能作用和背板的支撑作用共同消耗大口径子弹的动能，抵抗大口径子弹的侵蚀。
4.根据权利要求3所述的一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法，其特征在于：所述步骤3）中，设计的复合防护结构包括陶瓷
5.根据权利要求4所述的一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法，其特征在于：采用拉丁超立方采样方法构建训练所述代理模型所需的数据集，实现试验点在变量空间的均匀分布，保证复合防护结构抗大口径子弹侵彻的数值仿真模型的全局精度；采用人工神经网络建立设计变量与复合防护结构的抗冲击防护性能的代理模型。
6.根据权利要求4或5所述的一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法，其特征在于：所述步骤4）包括：以抗冲击防护性能为约束条件，以复合防护结构的重量为目标函数，采用梯度下降优化算法，实现基于所述步骤3）中的代理模型的复合防护结构的抗冲击防护性能的优化设计。
7.根据权利要求6所述的一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法，其特征在于：所述抗冲击防护性能为复合防护结构的背板的凸起挠度。
...【技术特征摘要】
1.一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法，其特征在于：所述步骤1）中，所述典型复合防护结构的抗冲击陶瓷材料为氧化铝、碳化硼或碳化硅；所述抗冲击试验为通过发射装置以规定速度发射大口径子弹，使大口径子弹垂直入射典型复合防护结构；所述失效模式指面板发生碎裂，背板发生断裂、弯曲以及凹陷。
3.根据权利要求2所述的一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法，其特征在于：所述步骤2）中建立的抗冲击试验数值仿真模型准确反映大口径子弹的几何尺寸、入射速度、接触部位以及典型复合防护结构的几何尺寸、材料性能和安装方式；通过抗冲击试验获得的失效模式与抗冲击试验数值仿真模型的数值仿真结果进行比较确认抗冲击试验数值仿真模型的合理性，并证实抗冲击机理为：抗冲击陶瓷材料的面板中的陶瓷的粉碎吸能作用和背板的支撑作用共同消耗大口径子弹的动能，抵抗大口径子弹的侵蚀。
4.根据权利要求3所述的一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法，其特征在于：所述步骤3）中，设计...
【专利技术属性】
技术研发人员：李明净，王克鸿，秦岭南，黄业增，董雷霆，李书，贺天鹏，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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