CN112800533B - 一种基于数字样机的高速飞行器结构强度设计方法和流程 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于数字样机的高速飞行器结构强度设计方法和流程。该方法和流程基于多物理场高效建模技术、多物理场数据转换及耦合分析技术，结合多学科的结构强度综合优化策略、多学科代理模型及误差评定方法，以及多学科优化求解技术，根据高速飞行器结构强度设计的工程实践要求，构建面向高速飞行器的工具集成和数据集成的结构强度综合优化设计流程。本发明在高速飞行器设计过程中，实现了参数化驱动条件下的高速飞行器结构强度高效并行协同优化，可实现结构有效减重和研制效率提高，确保设计过程的安全性和经济性。

Description

一种基于数字样机的高速飞行器结构强度设计方法和流程
技术领域
本发明涉及高速飞行器结构强度设计技术领域，特别涉及采用基于数字样机的仿真设计方法和流程。该方法和流程通过搭建面向商业软件的仿真环境，实现多物理场高效建模和耦合分析，基于高速飞行器结构强度综合优化设计流程，采用多学科优化求解技术，可实现结构有效减重和研制效率提高，确保设计过程的安全性和经济性。
背景技术
与传统飞行器基于单独子系统级建模仿真不同，高速飞行器的飞行轨迹从曲线转变为空间，是涉及到力、热、磁等多种物理现象的复杂大系统，飞行试验过程普遍具有多学科强耦合、强非线性、不确定性等综合复杂性。考虑多物理场耦合因素的功能数字样机的仿真实现，涉及全系统的控制、飞行包线设计、飞行器运动学、气动流场(力、热环境)、热载荷、结构强度应力场、电磁场等学科和物理场的耦合动态特性仿真。
基于数字样机的高速飞行器结构强度设计方法和流程对推动新一代高速飞行器的发展具有特别重要的现实意义。在高速飞行器设计阶段采用数字化样机技术，在飞机设计流程上实现气动热仿真、热强度仿真分析、热气弹分析、电磁场分析等多个物理场的耦合仿真，可在系统层级对结构进行全面的强度设计，并明确地指导各项研发性和验证性试验，能够有效地减少试验数量并缩短试验周期。基于多功能数字样机的结构强度设计及仿真环境的应用，亦为实现快速多学科、多目标的优化奠定基础，能够高效地提出满足总体及系统需求的结构设计方案，在总体、系统及结构的综合优化设计过程中减少迭代周期。同时，以数据库管理的方式对数字样机进行状态管理和控制，通过仿真、试验、试飞数据下的数据综合，能够全方位保证飞行安全和电磁特性。
随着高速飞行器在使用包线和结构系数上的更高要求，需要仿真分析在设计方法和设计流程上进行面向工程的整合和集成，在全设计流程中进行优化设计，以期取得最优解。在这种设计需求下，为适用工程应用需要，采用适当的物理场解耦方法，依托商业软件构成底层能力，通过数字样机和映射协议等方式驱动多物理场下仿真模型的联系与联动，实现高速飞行器结构强度综合优化。目前，对于仅采用商业软件缺乏实现高速飞机全机级和部件级多物理场耦合分析及优化的手段，采用人工方式实现多学科优化效率低下且难以控制流程质量，在面向复杂大系统的仿真环境上的工程实际应用还是空白。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：利用现有仿真分析工具，构建一种基于数字样机的高速飞行器结构强度设计方法和流程。通过多物理场高效建模技术、多物理场数据转换及耦合分析技术，结合多学科的结构强度综合优化策略、多学科代理模型及误差评定方法，以及多学科优化求解技术，根据高速飞行器结构强度设计的工程实践要求，构建面向高速飞行器的工具集成和数据集成的结构强度综合优化设计流程，实现结构有效减重和研制效率提高。
本发明采用的技术方案为：一种基于数字样机的高速飞行器结构强度设计方法和流程，实现步骤如下：
步骤一：根据高速飞行器强度设计多物理场分析需求，建立面向工程实现的高速飞行器结构强度设计流程，根据总体设计要求，基于不同阶段仿真模块的运行，实现不同物理场的输入输出交互，实现面向总体设计指标的飞行器运动学、气动流场、结构强度应力场、热载荷以及动力学学科和物理场的耦合动态特性仿真，具体包括：
根据其飞行包线和外形设计，仿真分析获得热载荷及气动载荷，进行气动热分析，获取的热载荷和气动载荷是后续热防护系统设计与分析、热结构完整性评估的基础输入条件；
根据气动热分析结果和热防护知识库开展热防护设计，并与气动热分析构成迭代流程；
基于气动热分析输出和热防护系统设计，开展热结构/结构仿真分析评估，根据热结构强度知识库开展热结构强度仿真分析，该仿真分析与热防护分析构成迭代分析流程；
最后通过电磁仿真分析，判断相关设计是否满足电磁环境设计要求；
步骤二：建立仿真环境，以仿真类型进行模块功能划分，构成参数驱动的模块化仿真环境。
步骤三：采用基于知识重用的快速建模技术，构建基于CAD技术的数字样机，建立适用于不同仿真模块的以有限元模型为基础的数字样机，满足各阶段仿真设计需求；
步骤四：根据仿真模块输入输出特性，建立不同功能模块间的数据传输及映射协议，以数字样机驱动设计流程；
步骤五：以数字样机为基础，开展基于设计流程的结构强度优化设计。
所述步骤一中的仿真分析流程根据高速飞行器设计流程，对飞行器运动学、气动流场、结构强度应力场、热载荷、动力学综合进行物理场解耦，形成基于数字样机仿真分析的飞机结构迭代设计流程；解耦为不同阶段的分析，通过各阶段的数据交互构成完整的高速飞行器结构强度设计流程。
所述步骤二，建立成熟商业软件为基础的仿真环境，以仿真类型进行模块功能划分，构成参数驱动的模块化仿真环境：
面向飞机研发所采用的商业软件，形成开放式架构环境，该仿真环境具备以下功能：
(1)独立调用各功能模块开展分析、设计与优化功能；
(2)综合调用相关功能模块相互迭代优化分析功能；
(3)开放用户自定义子程序接口功能；
(4)基于数字样机的快速建模功能；
(5)分析模型的前处理功能；
(6)设计与分析结果的图形化显示功能。
进一步的，所述步骤二中的仿真环境，通过基于快速建模的数字样机和自定义接口实现不同功能的耦合仿真，构成参数化驱动的模块化仿真环境，形成开放式架构环境，仿真环境应用框架体系结构分别为运行环境层、基础构建层、通用组件层、功能应用层，基础构件层是支撑集成应用框架运行的基础操作环境，包括自定义组件、第三方组件、仿真工具集成应用框架，具备跨平台特征，面向及工程开发的单机或者集群环境，通用组件层为多专业综合仿真流程管理、数据共享提供通用的支撑组件或模块。
进一步的，所述步骤三中的以参数化CAD技术数字样机为基础，调用材料、构件知识库，根据仿真模块的建模要求，通过参数化手段，建立气动分析、气动热分析、传热分析、强度分析等数字仿真分析的数字样机，具体包括：
获取沿飞行包线时间历程的高速飞行器全机大面积及局部气动热环境，通过既有气动布局及飞行包线，完成气动热大面积区域快速计算，完成气动热数值计算、风洞试验结果相关性分析，建立气动热数据库；
根据热载荷、热环境条件和热防护系统的热防护效果，建立机体结构的热载荷条件，对机体结构进行温度选材及热环境下的结构刚度分析，并提取刚度矩阵；利用结构在不同温度载荷环境下的刚度矩阵，通过计算分析获得结构刚度随温度的变化趋势及规律，另一方面对结构进行热模态分析；在热模态分析的基础上，与不同的载荷条件耦合进行包括热气弹、热致振动在内的相关动力学设计与分析；基于热模态分析的结果，与气动力相结合，对飞行器部件或全机进行气动弹性分析，即热气弹分析。
进一步的，所述步骤四中的制定满足仿真环境输入格式的映射协议，建立仿真模块输入输出等效、等量传递，驱动数字样机按设计流程进行仿真；基于数字样机的高速飞行器结构强度设计及仿真环境以功能模块为基础，以工作流程为驱动，建立功能模块间的通讯协议，实现功能模块的耦合，完成多物理场和多环境条件下的综合分析，建立模块间逻辑关系和数据流关系，在平台的总体架构下，对数据接口进行分析设计，实现功能模块的相互耦合，从而驱动热一体化仿真流程。
进一步的，所述步骤五中的面向参数化数字样机的优化设计方法，还应用于多物理场耦合的仿真设计流程，基于建立的参数驱动的模块化仿真环境，对降维后的热防护系统设计参数和结构设计参数及多目标函数响应值构建高精度代理模型，采用序贯优化方法对设计变量进行更新，提高优化求解效率。
进一步的，所述步骤五优化目标是高速飞行器典型部件或全机的总体设计指标，优化变量是热防护系统设计参数和结构设计参数，约束条件为结构完整性大纲和结构强度设计要求中给出的静-动力学指标；首先根据传热、静力、模态、气弹学科分目标函数的权重系数和优先次序的分析结果，通过分量加权等方法建立适用于高速飞行器热静-动力多目标综合优化的评价指标；在此基础上利用所建立的参数驱动的模块化仿真环境，以传热、静力、模态、气弹学科设计变量为综合优化模型设计变量的样本空间，分别计算对应目标函数的响应空间，利用响应面方法建立描述设计变量值与目标函数响应值关系的静态代理模型；
针对优化的重点关注区域，利用局部区域样本点加密技术、模型更新和重构算法，建立与各模块功能相协同的具有自适应性的动态代理模型；基于序贯优化思想，以热静力约束作为主约束，热模态、热气弹等动力学约束为子约束，减少其计算迭代的次数来达到更快的优化求解提高优化求解的效率，同时能满足多个约束的要求，从而实现对基于数字样机设计流程的高速飞行器多目标/多约束优化问题的高效稳定求解。
有益效果：
本发明与现有技术相比的优点在于：本发明提供了一种基于数字样机的高速飞行器结构强度设计方法和流程，解决传统设计过程中无法自动实现多物理场高效耦合分析的问题，面向工程全机级的实际应用，并可实现全机的布局和参数优化。所构建的仿真环境基于商业软件，可实现跨域集成，能有效控制环境开发和维护成本。基于数字样机的驱动模式，通过接口协议的制定能够有效实现多物理场模型的数据保真传递，并实现整个设计流程的参数化驱动。在参数化建模的基础上集成知识重用技术，实现快速建模并在使用过程中更迭建模和评估知识，形成知识沉淀。针对该流程采用相应的优化策略，能大大提高设计效率，降低飞机结构重量，获取设计和制造的双重经济效益。
附图说明
图1是基于数字样机的高速飞行器结构强度多场耦合流程及关系；
图2是仿真环境应用框架体系结构；
图3是基于数字样机的热力联合分析实施流程；
图4是基于数字样机的热气弹设计流程；
图5是面向结构强度仿真环境的接口设计。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅为本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在不付出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。
本发明提出了一种基于数字样机的高速飞行器结构强度设计方法，包括以下步骤：
(1)根据高速飞行器强度设计多物理场分析需求，建立面向工程实现的高速飞行器结构强度设计流程如图1所示：
以总体设计要求为牵引，基于不同阶段仿真模块的运行，实现不同物理场的输入输出交互，实现面向总体设计指标的飞行器运动学、气动流场(力、热环境)、结构强度应力场、热载荷、动力学、电磁学等学科和物理场的耦合动态特性仿真。
根据其飞行包线和外形设计，仿真分析获得热载荷及气动载荷。获取的热载荷和气动载荷是后续热防护系统设计与分析、热结构完整性评估的基础输入条件。根据气动热分析结果和热防护知识库开展热防护设计，并与气动热分析构成迭代流程。基于气动热分析输出和热防护系统设计，开展热结构/结构仿真分析评估，根据热结构强度知识库开展热结构强度仿真分析，并开展热气弹仿真分析，根据仿真结果对结构完整性开展评估，该评估与热防护分析构成迭代分析流程。最后通过电磁仿真分析，判断相关设计是否满足电磁环境设计要求，该仿真分析与外形设计构成迭代分析流程。
(2)建立成熟商业软件为基础的仿真环境，以仿真类型进行模块功能划分，构成参数驱动的模块化仿真环境如图2所示：
仿真环境应用框架体系结构分别为运行环境层、基础构建层、通用组件层、功能应用层。基础构件层是支撑集成应用框架运行的基础操作环境，包括自定义组件、第三方组件(库)、仿真工具集成应用框架具备跨平台特征，面向主流操作系统以及工程开发的单机或者集群环境。通用组件层为多专业综合仿真流程管理、数据共享提供通用的支撑组件或模块，如：组件封装模块能够将仿真工具软件以及自有算法软件进行的封装与集成，形成集成应用框架能够加载、管理的标准模板组件，可基于该模板组件构建仿真流程节点；流程控制组件支持多学科综合化的仿真过程控制，控制各业务节点的执行顺序，控制各业务节点之间的数据交换，实现全自动或半自动优化参数控制。
(3)采用基于知识重用的快速建模技术，构建基于CAD技术的数字样机，建立适用于不同仿真模块的以有限元模型为基础的数字样机，满足各阶段仿真设计需求：
基于数字样机的热力联合分析实施流程如图3所示。气动热是基于数字样机的结构强度设计及仿真环境的重要输入参数，通过该学科主要获取沿飞行包线时间历程的高速飞行器全机大面积及局部气动热环境。通过既有气动布局及飞行包线，完成气动热大面积区域快速计算，完成气动热数值计算、风洞试验结果相关性分析，建立气动热数据库。根据按照技战术性能指标设计的飞行剖面以及飞行器总体布局，可以借助工程计算、仿真分析、风洞试验以及同类飞行器的飞行实测数据预测和估算飞行器全包线热载荷和热环境条件，从而获得飞行器表面的瞬态热流分布和全机热流分布。根据热流分布和瞬态热流计算结果，可以形成工程适用的全机热流数据库。基于估算的瞬态热流，利用理论计算或仿真分析的方法可以获得机体表面的辐射平衡温度，包括翼面(舵面)平衡温度、机身平衡温度，从而形成机体结构表面的温度条件，供热防护系统使用和机体结构设计选材参考。
基于气动热分析评估流程获得机体结构表面的选材温度条件和机体辐射平衡温度后，可开展热防护系统的初步设计型式和设计方案筛选，进行热防护的初步设计。在热防护系统初步设计基础上，建立瞬态热分析模型，并用该瞬态热分析模型评估热防护系统的瞬态温度及热防护效果。基于热防护效果的初步评估，结合机体结构的力、热载荷条件综合权衡热防护系统设计方案是否满足机体设计要求。当热防护系统设计方案的热防护效果不能满足热防护设计要求时，通过对热防护系统关键设计参数的优化和调整进行迭代分析，直到满足热防护要求为止，形成热防护系统的温度分布及让隔热系统结构设计参数和设计型式。
由于结构材料的刚度强度性能参数受温度尤其是高温的影响变化明显，因此，需要根据热载荷、热环境条件和热防护系统的热防护效果，建立机体结构的热载荷条件，对机体结构进行温度选材及热环境下的结构刚度分析，并提取刚度矩阵。利用结构在不同温度载荷环境下的刚度矩阵，一方面通过计算分析获得结构刚度随温度的变化趋势及规律，另一方面可对结构进行热模态分析。在热模态分析的基础上，与不同的载荷条件耦合可进行包括热气弹、热致振动等在内的相关动力学设计与分析。基于热模态分析的结果，与气动力(定常气动力和非定常气动力)相结合，对飞行器部件或全机进行气动弹性分析，即热气弹分析。基于数字样机的热气弹设计流程如图4所示。
根据上述的分析结果，按照结构完整性大纲和结构强度设计要求评价结构是否满足静强度设计要求、动力学设计要求以及疲劳强度设计要求。当不满足其中任意一条设计要求时，都应进一步优化和调整结构设计参数甚至结构设计形式，直到满足结构完整性要求为止。最终形成热防护系统设计参数设计和结构参数设计方案。
(4)根据仿真模块输入输出特性，建立不同功能模块间的数据传输及映射协议，以数字样机驱动设计流程：
基于数字样机的高速飞行器结构强度设计及仿真环境以功能模块为基础，以工作流程为驱动，建立功能模块间的通讯协议，实现功能模块的耦合，完成多物理场和多环境条件下的综合分析。建立模块间逻辑关系和数据流关系，在平台的总体架构下，对数据接口进行分析设计，实现功能模块的相互耦合，从而驱动热一体化仿真流程。并行计算框架的数据流管理中，平台在底层数据结构方面对于网格及附着在网格之上的数据将进行统一规范的定义，提供网格及变量的存储、通讯及自适应与动态负载平衡等功能；在中间层平台主进程管理器将负责驱动数据库模块、用户输入输出模块、计算参数解析模块、求解器求解模块，以完成不同的功能。其中数据库模块负责响应网格及变量等数据请求；输入输出模块负责支持各种不同类型的网格等文件输入格式，并且负责以何种形式输出数据；计算参数解析模块对用户层面设定的设计求解变量和活时间等参数负责，装配形成不同计算控制指令；求解器服务则提供针对不同类型应用的快速求解算法，完成计算，提供结果数据。
在实现数字样机功能化后，在设计流程的定义下，需要通过功能模块数据交互的方式，驱动结构强度仿真设计环境的多学科物理场耦合，面向结构强度仿真环境的接口设计如图5所示。气动热设计分析结果，主要表现为机体表面的温度分布，形成机体结构表面选材温度条件。而气动热分析输出的表面选材温度条件是热防护系统设计的基础输入。热防护系统设计与分析的输出为热防护系统的设计形式及热防护系统结构参数。热防护系统结构参数和机体表面的温度分布，都是机体结构完整性评估的重要输入。机体结构完整性分析与评价，其输出为满足材料温度使用条件和结构温度使用条件的结构参数。
(5)以数字样机为基础，开展基于设计流程的结构强度优化设计：
本发明涉及的优化设计问题是高速飞行器给定气动外形下的多目标/多约束优化设计问题，其中电磁学科指标(如雷达反射截面积RCS)不参与优化迭代，仅用作最终优化结果的校核。优化目标是高速飞行器典型部件或全机的总体设计指标，优化变量是热防护系统设计参数和结构设计参数，约束条件为结构完整性大纲和结构强度设计要求中给出的静-动力学等指标。首先根据传热、静力、模态、气弹等学科分目标函数的权重系数和优先次序的分析结果，通过分量加权等方法建立适用于高速飞行器热静-动力多目标综合优化的评价指标。针对可能出现的大规模设计变量，在保留数据集主要特征的基础上降低数据的维度，使设计问题得到简化。遵循强耦合学科嵌套优化、弱耦合学科分层优化的原则，结合热力联合分析实施流程(图3)和热气弹设计流程(图4)，形成多学科多目标优化设计计算构架。在此基础上利用所建立的参数驱动的模块化仿真环境，以传热、静力、模态、气弹等学科设计变量为综合优化模型设计变量的样本空间，分别计算对应目标函数的响应空间，利用响应面方法建立描述设计变量值(多输入)与目标函数响应值(多输出)关系的静态代理模型。针对优化的重点关注区域，利用局部区域样本点加密技术、模型更新和重构算法，建立与各模块功能相协同的具有自适应性的高效高精度动态代理模型。基于序贯优化思想，以计算速度较快的热静力约束作为主约束，较为耗时的热模态、热气弹等动力学约束为子约束，减少其计算迭代的次数来达到更快的优化求解提高优化求解的效率，同时能满足多个约束的要求，从而实现对基于数字样机设计流程的高速飞行器多目标/多约束优化问题的高效稳定求解。
以上仅是本发明的具体步骤，对本发明的保护范围不构成任何限制；其可扩展应用于含缺陷结构的优化设计领域，凡采用等同变换或者等效替换而形成的技术方案，均落在本发明权利保护范围之内。
本发明未详细阐述部分属于本领域技术人员的公知技术。

Claims (6)

1.一种基于数字样机的高速飞行器结构强度设计方法和流程，其特征在于，实现步骤如下：
步骤一：根据高速飞行器强度设计多物理场分析需求，建立面向工程实现的高速飞行器结构强度设计流程，根据总体设计要求，基于不同阶段仿真模块的运行，实现不同物理场的输入输出交互，实现面向总体设计指标的飞行器运动学、气动流场、结构强度应力场、热载荷以及动力学学科和物理场的耦合动态特性仿真，具体包括：
根据其飞行包线和外形设计，仿真分析获得热载荷及气动载荷，进行气动热分析，获取的热载荷和气动载荷是后续热防护系统设计与分析、热结构完整性评估的基础输入条件；
根据气动热分析结果和热防护知识库开展热防护设计，并与气动热分析构成迭代流程；
基于气动热分析输出和热防护系统设计，开展热结构/结构仿真分析评估，根据热结构强度知识库开展热结构强度仿真分析，该仿真分析与热防护分析构成迭代分析流程；
最后通过电磁仿真分析，判断相关设计是否满足电磁环境设计要求；
步骤二：建立仿真环境，以仿真类型进行模块功能划分，构成参数驱动的模块化仿真环境；
步骤三：采用基于知识重用的快速建模技术，构建基于CAD技术的数字样机，建立适用于不同仿真模块的以有限元模型为基础的数字样机，满足各阶段仿真设计需求；所述步骤三中的以参数化CAD技术数字样机为基础，调用材料、构件知识库，根据仿真模块的建模要求，通过参数化手段，建立数字仿真分析的数字样机，具体包括：
获取沿飞行包线时间历程的高速飞行器全机大面积及局部气动热环境，通过既有气动布局及飞行包线，完成气动热大面积区域快速计算，完成气动热数值计算、风洞试验结果相关性分析，建立气动热数据库；
根据热载荷、热环境条件和热防护系统的热防护效果，建立机体结构的热载荷条件，对机体结构进行温度选材及热环境下的结构刚度分析，并提取刚度矩阵；利用结构在不同温度载荷环境下的刚度矩阵，通过计算分析获得结构刚度随温度的变化趋势及规律，另一方面对结构进行热模态分析；在热模态分析的基础上，与不同的载荷条件耦合进行包括热气弹、热致振动在内的相关动力学设计与分析；基于热模态分析的结果，与气动力相结合，对飞行器部件或全机进行气动弹性分析，即热气弹性分析；
步骤四：根据仿真模块输入输出特性，建立不同功能模块间的数据传输及映射协议，以数字样机驱动设计流程；
步骤五：以数字样机为基础，开展基于设计流程的结构强度优化设计。
2.根据权利要求1所述的一种基于数字样机的高速飞行器结构强度设计方法和流程，其特征在于：所述步骤一中的仿真分析流程根据高速飞行器设计流程，对飞行器运动学、气动流场、结构强度应力场、热载荷、动力学综合进行物理场解耦，形成基于数字样机仿真分析的飞机结构迭代设计流程；解耦为不同阶段的分析，通过各阶段的数据交互构成完整的高速飞行器结构强度设计流程。
3.根据权利要求1所述的一种基于数字样机的高速飞行器结构强度设计方法和流程，其特征在于：所述步骤二中的仿真环境，通过基于快速建模的数字样机和自定义接口实现不同功能的耦合仿真，构成参数化驱动的模块化仿真环境，形成开放式架构环境，仿真环境应用框架体系结构分别为运行环境层、基础构建层、通用组件层、功能应用层，基础构件层是支撑集成应用框架运行的基础操作环境，包括自定义组件、第三方组件、仿真工具集成应用框架，具备跨平台特征，面向及工程开发的单机或者集群环境，通用组件层为多专业综合仿真流程管理、数据共享提供通用的支撑组件或模块。
4.根据权利要求1所述的一种基于数字样机的高速飞行器结构强度设计方法和流程，其特征在于：所述步骤四中的制定满足仿真环境输入格式的映射协议，建立仿真模块输入输出等效、等量传递，驱动数字样机按设计流程进行仿真；基于数字样机的高速飞行器结构强度设计及仿真环境，以功能模块为基础，以工作流程为驱动，建立功能模块间的通讯协议，实现功能模块的耦合，完成多物理场和多环境条件下的综合分析，建立模块间逻辑关系和数据流关系，在平台的总体架构下，对数据接口进行分析设计，实现功能模块的相互耦合，从而驱动热一体化仿真流程。
5.根据权利要求1所述的一种基于数字样机的高速飞行器结构强度设计方法和流程，其特征在于：所述步骤五中的面向参数化数字样机的优化设计方法，还应用于多物理场耦合的仿真设计流程，基于建立的参数驱动的模块化仿真环境，对降维后的热防护系统设计参数和结构设计参数及多目标函数响应值构建高精度代理模型，采用序贯优化方法对设计变量进行更新，提高优化求解效率。
6.根据权利要求1所述的一种基于数字样机的高速飞行器结构强度设计方法和流程，其特征在于：所述步骤五优化目标是高速飞行器典型部件或全机的总体设计指标，优化变量是热防护系统设计参数和结构设计参数，约束条件为结构完整性大纲和结构强度设计要求中给出的静-动力学指标；首先根据传热、静力、模态、气弹学科分目标函数的权重系数和优先次序的分析结果，通过分量加权方法建立适用于高速飞行器热静-动力多目标综合优化的评价指标；在此基础上利用所建立的参数驱动的模块化仿真环境，以传热、静力、模态、气弹学科设计变量为综合优化模型设计变量的样本空间，分别计算对应目标函数的响应空间，利用响应面方法建立描述设计变量值与目标函数响应值关系的静态代理模型；
针对优化的重点关注区域，利用局部区域样本点加密技术、模型更新和重构算法，建立与各模块功能相协同的具有自适应性的动态代理模型；基于序贯优化思想，以热静力约束作为主约束，热模态、热气弹动力学约束为子约束，减少其计算迭代的次数来达到更快的优化求解提高优化求解的效率，同时能满足多个约束的要求，从而实现对基于数字样机设计流程的高速飞行器多目标以及多约束优化问题的高效稳定求解。
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