【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于多孔结构设计领域和计算机辅助设计领域，特别涉及轻质航天器热防护陶瓷结构的仿生设计方法。
技术介绍
1、航天飞行器的大气层再入、超高音速飞行等极端服役环境要求设计并制造出具有轻质、高强度、耐高温等优点的翼前缘、鼻锥等高温陶瓷热防护结构，剧烈气动生热、高温及大温度梯度的服役环境成为该类结构所必须面对的挑战。轻质高温陶瓷结构兼具高温陶瓷的耐高温、抗烧蚀优点和多孔结构轻质、高强的优势，有望成为解决上述问题的候选结构。
2、表面材料梯度分布的仿生多孔陶瓷结构模仿生物骨骼致密表层及内部连续开孔特征，具有良好的力学、抗热冲击性能和开孔结构可设计、孔壁结构可再次功能化等潜力，能够满足上述极端服役环境要求，因而在航天领域热防护结构中具有广泛的应用前景。
3、传统多孔结构主要为蜂窝结构、随机泡沫结构和规则点阵结构。蜂窝结构本质为二维直管在垂直于轴向的平面内的阵列排布，性能严重依赖承载方向，在复杂工程环境中应用受到极大限制；随机泡沫结构的孔洞分布和构型具有高度不确定性，结构可设计性差，其微观结构的高度随机性导致结构抗热冲击性能不稳定，难以准确控制；规则点阵结构是一种大量杆件在空间中有序排布形成的周期性多孔结构，具有高比强度、高比刚度、良好的缓冲性能等优势，但承载时杆件连接位置存在严重的应力集中问题，此外，该结构比表面积小，形貌结构存在尺寸畸变问题，在热冲击边界条件下结构内部的高热应力无法快速释放，因而无法应用于上述极端服役环境。
4、基于极小曲面的周期性多孔结构能够有效避免传统多孔结构存在的应力集中、
5、三周期极小曲面结构可分为壳状结构与杆状结构，其中壳状结构具有更高的力学承载性能和传热性能，但其薄壁开孔特征导致无法直接承受翼前缘、鼻锥服役过程中的高气动力和剧烈气动摩擦，因而必须在结构外部添加致密表层解决气动摩擦生热问题。然而目前极小曲面结构设计方案多针对常温下力学承载，不考虑外部致密表层与内部结构连接位置的梯度设计，导致热冲击边界条件下高热应力积聚于连接位置附近，致使致密表层脱落，加剧气动摩擦力与产生的热量(图2)。因此传统方法设计的极小曲面结构无法满足航天飞行器热防护结构的气动生热、高温及大温度梯度的加载需求，不能用于鼻锥、翼前缘等高超音速飞行器热防护结构。
技术实现思路
1、针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本专利技术提出轻质航天器热防护陶瓷结构的仿生设计方法，在内部极小曲面结构与外部致密层的连接位置设计质量梯度热冲击防护结构，克服了传统方法极小曲面结构和致密表层连接位置出现的应力集中问题，能够有效满足航天飞行器表面热防护结构轻质高强度、高热冲击可靠性的要求。
2、本专利技术的技术方案为：轻质航天器热防护陶瓷结构的仿生设计方法，包括以下步骤：
3、步骤1：设计高温多孔陶瓷结构：定义该结构分为三部分，为内部极小曲面结构、中部质量梯度结构和外部致密层结构；其中定义内部极小曲面结构和中部质量梯度结构的连接界面曲面函数为g1(x,y,z)＝0，外部致密层与中部质量梯度结构的连接界面曲面函数为g2(x,y,z)＝0，外部致密层的外表面曲面函数为g3(x,y,z)＝0；g1、g2、g3三个曲面彼此平行；
4、步骤2：建立带厚度的多孔陶瓷结构内部极小曲面结构表达式：f(x,y,z)<t；
5、其中x，y，z代表笛卡尔坐标系的空间坐标，t为模型密度控制参数；
6、步骤3：求相对密度ρ*与模型密度控制参数t的关系：
7、ρ*＝a+b*t
8、其中a,b为待定系数，通过线性拟合，得到待定系数a，b；通过得到待定系数a，b，进一步计算设定的相对密度ρ*1对应的内部极小曲面结构的密度控制参数t1，同时计算设定的相对密度ρ*2对应的外部致密表层的密度控制参数t2；
9、步骤4：设计中部质量梯度结构和外部致密层结构，包括以下子步骤：
10、步骤4.1：求模型密度控制参数t在中部质量梯度连接结构中与笛卡尔坐标系的空间坐标x、y、z的对应关系，曲面函数g1上t＝t1，曲面函数g2上t＝t2，函数g1、g2之间t沿曲面法线线性变化，从而求得中部质量梯度结构内t随空间坐标变化的表达式t1-2(x,y,z)；
11、步骤4.2：将步骤4.1得到的函数tall(x,y,z)代入步骤2中的极小曲面结构表达式f(x,y,z)中，之后利用软件建立包含内部极小曲面结构、中部质量梯度结构和外部致密层结构的一体化多孔陶瓷结构。
12、进一步的，所述步骤1中，g1、g2、g3三个曲面均依次由圆柱面、圆弧面和平面连接构成，且三个曲面对应的圆弧面的弧度相同，对应的圆柱面内径相同，对应的平面相互平行。
13、进一步的，所述步骤2中，内部极小曲面结构f(x,y,z)选择gyroid结构或primitive结构。
14、进一步的，当选择gyroid极小曲面结构时，表达式为：
15、
16、式中，x，y，z代表笛卡尔坐标系的空间坐标，cx，cy，cz分别代表x，y，z方向的单胞尺寸。
17、进一步的，当选择primitive极小曲面结构时，表达式为：
18、
19、式中，x，y，z代表笛卡尔坐标系的空间坐标，cx，cy，cz分别代表x，y，z方向的单胞尺寸。
20、进一步的，所述步骤3中，待定系数a，b的求解方法包括以下步骤：
21、步骤3.1：在模型空间中生成均匀分布的数据点，推荐每个单胞所在模型空间内x，y，z各轴方向数据点数量均不少于400；
22、步骤3.2：将数据点总量记为n，统计坐标满足不等式f(x,y,z)<t的数据点数量n*，则相对密度ρ*＝n*/n·100％；
23、步骤3.3：求解不同的t对应的ρ*值，线性拟合得到待定系数a，b；
24、步骤3.4：计算相对密度ρ*1对应的内部极小曲面结构的密度控制参数t1，同时计算相对密度ρ*2对应的外部致密表层的密度控制参数t2。
25、进一步的，所述步骤4.1中，进一步获得模型密度控制参数t在整个模型空间中随空间坐标x、y、z变化的表达式：
26、
27、专利技术效果
28、通过本专利技术所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：
29、1、本专利技术设计的轻质航天器热防护陶瓷结构同时考虑了内部极小曲面结构和连接外部致密层的质量梯度结构，既保证了整体结构的力学承载能力本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.轻质航天器热防护陶瓷结构的仿生设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.如权利要求1所述的轻质航天器热防护陶瓷结构的仿生设计方法，其特征在于，所述步骤1中，G1、G2、G3三个曲面均依次由圆柱面、圆弧面和平面连接构成，且三个曲面对应的圆弧面的弧度相同，对应的圆柱面内径相同，对应的平面相互平行。
3.如权利要求1所述的轻质航天器热防护陶瓷结构的仿生设计方法，其特征在于，所述步骤2中，内部极小曲面结构F(x,y,z)选择Gyroid结构或Primitive结构。
4.如权利要求2所述的轻质航天器热防护陶瓷结构的仿生设计方法，其特征在于，当选择Gyroid极小曲面结构时，表达式为：
5.如权利要求2所述的轻质航天器热防护陶瓷结构的仿生设计方法，其特征在于，当选择Primitive极小曲面结构时，表达式为：
6.如权利要求1所述的轻质航天器热防护陶瓷结构的仿生设计方法，其特征在于，所述步骤3中，待定系数a，b的求解方法包括以下步骤：
7.如权利要求1所述的轻质航天器热防护陶瓷结构的仿生设计方法，其特征在于，所述步
...【技术特征摘要】
1.轻质航天器热防护陶瓷结构的仿生设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.如权利要求1所述的轻质航天器热防护陶瓷结构的仿生设计方法，其特征在于，所述步骤1中，g1、g2、g3三个曲面均依次由圆柱面、圆弧面和平面连接构成，且三个曲面对应的圆弧面的弧度相同，对应的圆柱面内径相同，对应的平面相互平行。
3.如权利要求1所述的轻质航天器热防护陶瓷结构的仿生设计方法，其特征在于，所述步骤2中，内部极小曲面结构f(x,y,z)选择gyroid结构或primitive结构。
4.如权利要求2所述的轻质航天器热防护...
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