【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于飞行器热防护系统设计，尤其涉及一种飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法及系统。
技术介绍
1、对于宽速域(马赫数0至25)、大空域(地面至太空轨道)的飞行器，其飞行包线复杂，结构承受的力、热载荷具有复杂性、时变性等特征。其热防护系统设计需考虑重复使用及耐久性。传统的飞行器热防护系统包覆在结构表面，因此造成较大的防/隔热材料质量冗余，针对被动热防护系统存在的质量冗余等问题，目前研究采取主动冷却系统结合被动热防护概念的主/被动热防护方案较为显著地实现热防护系统质量降低的目标。但由此带来的主动冷却网络管道排布等问题还需要进一步研究，主动冷却管道的排布需基于飞行器的蒙皮骨架结构，传统的飞行器骨架结构由桁架、肋骨、加强筋等构成，难以实现主动冷却管道排布。因此实现承载/热输运多功能的力热一体化结构设计显得更为关键。且运载器需要尽可能多地执行发射任务，其结构本身的疲劳耐久性与可靠性是结构设计的考虑因素。特别是在返回过程中火箭前缘驻点以及迎风面承受的峰值热流密度极高，由此带来的严峻的气动加热以及热应力问题，结构的抗疲劳设计是至关重要的。
技术实现思路
1、本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法及系统，开展了力热一体化结构的抗疲劳设计，达到了满足其安全重复使用的要求。
2、本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：一种飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法，包括：以结构柔度最小为目标函数、以给定的第一设计域体积分数为约束，根据结
3、上述飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法中，结构拓扑优化模型通过如下公式得到：
4、find x＝[x1,x2…xn]t
5、
6、
7、ku＝f
8、0＜xmin≤xe≤xmax≤1,e＝1,2,…,n；
9、其中，x为第一单元密度集合，x1为第1个第一单元密度，x2为第2个第一单元密度，xn为第n个第一单元密度，c为结构柔度，xep为有关第一惩罚因子的单元密度，p为第一惩罚因子，f为施加在结构上的载荷，k为结构全局刚度矩阵，u为结构的全局位移矩阵，xe为第一单元密度，ve为第一单元体积，ke为单元刚度矩阵，ue为单元位移；v为优化后材料的体积，f为第一设计域体积分数，v0为实体模型的体积，xe为第一单元密度，xmin为第一单元密度最小值，xmax为第一单元密度最大值，e为单元密度的序号，n为单元密度的总数。
10、上述飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法中，传热拓扑优化模型通过如下公式得到：
11、find y＝[y1,y2…yn]t
12、
13、
14、ht＝q
15、0＜ymin≤yi≤ymax≤1,i＝1,2,…,n；
16、其中，y为第二单元密度集合，y1为第1个第二单元密度，y2为第2个第二单元密度，yn为第n个第二单元密度，d为热柔度；q为热载荷列阵；h为热传导矩阵；yiq为有关第二惩罚因子的单元密度，q为第二惩罚因子，t为节点温度列阵；hi为单元热传导矩阵；ti为单元温度；vd为优化后材料的体积；fd为第二设计域体积分数；v0为实体模型的体积；ymin为第二单元密度的最小值；ymax为第二单元密度的最大值，yi为第二单元密度，i为第二单元密度的序号，n为单元密度的总数，第一单元密度总数和第二单元密度总数相等。
17、上述飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法中，折衷规划法通过如下公式得到：
18、
19、其中，z为最优单元密度集合，z1为第1个最优单元密度，z2为第1个最优单元密度，zn为第1个最优单元密度，c为结构柔度，zem为有关第三惩罚因子的单元密度，m为第三惩罚因子，k为结构全局刚度矩阵，u为结构的全局位移矩阵，ke为单元刚度矩阵，ue为单元位移；h为热传导矩阵；t为节点温度列阵；hi为单元热传导矩阵；ti为单元温度；ze为最优单元密度，zmin为最优单元密度的最小值；zmax为最优单元密度的最大值；cmin、cmax分别是力学工况下结构柔度的最小值和最大值；dmin、dmax分别是传热工况下热柔度的最小值和最大值；α1、α2分别是力学工况下、传热工况下的权重；v为整体结构的体积；为给定材料的体积分数；xe为承载热输运一体化单元相对密度，xmin为相对密度最小值，xmax为相对密度最大值。
20、上述飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法中，结构柔度为刚度的倒数，用于表征结构的承载能力，结构柔度越小，承载能力越强；热柔度是用来表征结构的热输运能力，热柔度越小，结构的传热能力越强。
21、一种飞行器力热一体化抗疲劳结构设计系统，包括：第一模块，用于以结构柔度最小为目标函数、以给定的第一设计域体积分数为约束，根据结构拓扑优化模型得到第一单元密度；第二模块，用于以热柔度最小为目标函数、以给定的第二设计域体积分数为约束，根据传热拓扑优化模型得到第二单元密度；第三模块，用于根据第一单元密度和第二单元密度通过折衷规划法得到最优单元密度；第四模块，用于根据最优单元密度对飞行器的结构进行设计。
22、上述飞行器力热一体化抗疲劳结构设计系统中，结构拓扑优化模型通过如下公式得到：
23、find x＝[x1,x2…xn]t
24、
25、
26、ku＝f
27、0＜xmin≤xe≤xmax≤1,e＝1,2,…,n；
28、其中，x为第一单元密度集合，x1为第1个第一单元密度，x2为第2个第一单元密度，xn为第n个第一单元密度，c为结构柔度，xep为有关第一惩罚因子的单元密度，p为第一惩罚因子，f为施加在结构上的载荷，k为结构全局刚度矩阵，u为结构的全局位移矩阵，xe为第一单元密度，ve为第一单元体积，ke为单元刚度矩阵，ue为单元位移；v为优化后材料的体积，f为第一设计域体积分数，v0为实体模型的体积，xe为第一单元密度，xmin为第一单元密度最小值，xmax为第一单元密度最大值，e为第一单元密度的序号，n为第一单元密度的总数。
29、上述飞行器力热一体化抗疲劳结构设计系统中，传热拓扑优化模型通过如下公式得到：
30、find y＝[y1,y2…yn]t
31、
32、
33、ht＝q
34、0＜ymin≤yi≤ymax≤1,i＝1,2,…,n；
35、其中，y为第二单元密度集合，y1为第1个第二单元密度，y2为第2个第二单元密度，yn为第n个第二单元密度，d为热柔度；q为热载荷列阵；h为热传导矩阵；yiq为有关第二惩罚因子的单本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法，其特征在于包括：
2.根据权利要求1所述的飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法，其特征在于：结构拓扑优化模型通过如下公式得到：
3.根据权利要求1所述的飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法，其特征在于：传热拓扑优化模型通过如下公式得到：
4.根据权利要求1所述的飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法，其特征在于：折衷规划法通过如下公式得到：
5.根据权利要求1所述的飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法，其特征在于：结构柔度为刚度的倒数，用于表征结构的承载能力，结构柔度越小，承载能力越强；热柔度是用来表征结构的热输运能力，热柔度越小，结构的传热能力越强。
6.一种飞行器力热一体化抗疲劳结构设计系统，其特征在于包括：
7.根据权利要求6所述的飞行器力热一体化抗疲劳结构设计系统，其特征在于：结构拓扑优化模型通过如下公式得到：
8.根据权利要求6所述的飞行器力热一体化抗疲劳结构设计系统，其特征在于：传热拓扑优化模型通过如下公式得到：
9.根据权利要求6所述的飞
10.根据权利要求6所述的飞行器力热一体化抗疲劳结构设计系统，其特征在于：结构柔度为刚度的倒数，用于表征结构的承载能力，结构柔度越小，承载能力越强；热柔度是用来表征结构的热输运能力，热柔度越小，结构的传热能力越强。
...【技术特征摘要】
1.一种飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法，其特征在于包括：
2.根据权利要求1所述的飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法，其特征在于：结构拓扑优化模型通过如下公式得到：
3.根据权利要求1所述的飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法，其特征在于：传热拓扑优化模型通过如下公式得到：
4.根据权利要求1所述的飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法，其特征在于：折衷规划法通过如下公式得到：
5.根据权利要求1所述的飞行器力热一体化抗疲劳结构设计方法，其特征在于：结构柔度为刚度的倒数，用于表征结构的承载能力，结构柔度越小，承载能力越强；热柔度是用来表征结构的热输运能力，热柔度越小，结构的传热能力越强。
...【专利技术属性】
技术研发人员：汪小卫，艾立强，徐振亮，陈蓉，孔令超，邓思超，庄方方，张展智，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：
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