CN115994409A - 再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层及其设计方法，由五层梯度变化的体心四方晶格点阵层连接而成的梯度点阵层，每个体心四方晶格点阵层由数个体心四方晶格单胞平铺而成；每个体心四方晶格单胞为由横截面呈圆形，直径连续变化的四根杆件按体心立体晶格连接构成；一个体心四方晶格单胞一个中心八个顶角；所述梯度点阵层上下各覆均质薄板；梯度结构层位于栅格舵面位置。采用了具备轻质、高比强度、高比刚度、减震吸能的点阵结构并通过连续改变单胞直径和高度的梯度设计方式使承载和隔热功能得到提升和优化。

Description

再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层及其设计方法

技术领域

本发明涉及一种结构一体化设计技术，特别涉及一种再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层及其设计方法。

背景技术

再入飞行器是在逃逸地球引力飞出大气层后，根据任务安排，再次进入大气层内的飞行器，如神舟、航天飞机等。在飞行器尾翼部位，用栅格舵面取代传统的空气动力控制舵面，可以减轻再入飞行器尾翼质量、减少大攻角机动飞行时的气流分离、减小舵面气动铰链力矩，从而减小舵机功率，降低舵机能源，增大气动升力和控制力矩，提高低速飞行时的稳定性和高速飞行时的机动性。航天器超高速飞行时，栅格舵不仅承受巨大的气动力，也面临发射台和飞行过程的高温环境，例如来自于航天器尾部发动机火焰温度等。此外，再入飞行器的返航仓着陆过程时，内部金属结构件会受到非均匀或局部集中载荷以及冲击能量的作用。因此结构轻量化-承载-耐高温一体化设计已经成为再入飞行器设计的关键问题。

梯度点阵结构具备轻质、高比强度、高比刚度、可设计性强和减震吸能等特点。通过激光增材制造而成的复杂金属梯度点阵结构，更为航空航天等领域轻量化金属构件的性能提升及功能复合开辟新途径。因此面向高速飞行航天器金属结构件的轻量化、高负载和隔热需求，针对再入飞行器调姿栅格舵的复杂服役环境，对周期性点阵单胞构成的均匀结构进行承载/隔热功能兼顾的梯度设计具有重要的研究意义。

发明内容

针对再入飞行器设计结构的关键问题，提出了一种再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层及其设计方法。

本发明的技术方案为：一种再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层，包括由n层梯度变化的体心四方晶格点阵层连接而成的梯度点阵层，n≥2的正整数，每个体心四方晶格点阵层由数个体心四方晶格单胞平铺而成；每个体心四方晶格单胞为由横截面呈圆形，直径连续变化的四根杆件按体心立体晶格连接构成；一个体心四方晶格单胞一个中心八个顶角；所述梯度点阵层上下各覆均质薄板；梯度结构层位于栅格舵面位置。

优选的，所述梯度点阵层和均质薄板材料为航天飞行器所用钛合金、镁合金、镍基高温合金和不锈钢材料中的任意一种。

优选的，所述梯度点阵层结构中填充提高梯度点阵层隔热辐射的气凝胶或玻璃棉物质。

优选的，所述均质薄板上远离梯度点阵层的一面附有隔热材料涂层。

一种再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层设计方法，具体包括如下步骤：

1)选定梯度结构层材料，采用金属选区熔化增材制造工艺制备梯度结构层，设定导热系数，设定梯度结构层中结构参数；通过正交试验设计方法，构建层间高度梯度变化率，杆件直径尺寸范围；

2)开展步骤1)设计得到多层梯度结构的准静态压缩性能有限元分析，得到梯度结构压缩模量的限定关系；

3)基于机器学习算法建立梯度结构层中杆件中心直径(d₁,d₂,...,d_i,...,d_n)和梯度结构压缩模量E的映射关系,具体方法为：根据步骤1)限定的结构输入不同杆件直径参数条件下梯度点阵结构，经步骤2)准静态压缩有限元分析，通过机器学习算法训练学习，得到杆件中心直径与梯度结构压缩模量E的映射关系E＝f(d₁,d₂,...,d_i,...,d_n)；

4)通过多层平板传热分析，计算得到综合考虑上/下均质薄板、体心四方晶格热传导和热辐射的等效导热系数λ，等效热导系数λ的计算公式为：

其中h为上、下均质薄板厚度；H为梯度点阵层高度；λ₀为均质薄板材料的等效导热系数；λ_con和λ_rad分别为杆件导热和面板热辐射的导热系数；

6)以结构压缩模量E最大且等效导热系数最小为优化目标，通过NSGA-Ⅱ多目标遗传算法建立满足设计及工艺边界的多目标优化模型，

多目标为：Find X＝(d₁,d₂,...,d_i,...d_n)、

d_min≤d_i≤d_max、E＝f(d₁,d₂,...,d_i,...,d_n)、

式中，ρ为材料密度；l为单胞杆件长度；H为结构总长度；

为第i层的热阻；M为结构的总质量；

6)对计算得到的Pareto非劣解集进行筛选，得到承载和隔热性能均优的杆件直径设计参数值。

本发明的有益效果在于：本发明再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层及其设计方法，采用了具备轻质、高比强度、高比刚度、减震吸能的点阵结构并通过连续改变单胞直径和高度的梯度设计方式使承载/隔热功能得到提升和优化。

附图说明

图1为本发明带有承载和隔热功能梯度结构层的再入飞行器调姿栅格舵局部点阵剖面图；

图2为本发明带有承载和隔热功能梯度结构层的再入飞行器调姿栅格舵侧视图；

图3为本发明体心四方晶格梯度点阵结构示意图；

图4为本发明体心四方晶格梯度点阵结构侧视图；

图5为本发明再入飞行器调姿栅格舵承载和隔热功能梯度结构层设计方法的流程示意图；

图6为NSGA-Ⅱ算法下的Pareto前沿图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。本实施例以本发明技术方案为前提进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

如图1、2为本发明实施例提供的带有承载和隔热功能梯度结构层的再入飞行器调姿栅格舵局部点阵剖面、侧视图，再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层位于栅格舵面位置，用于承受舵面承受的巨大气动力，发射台和飞行过程中的高温环境。

如图3所示本发明实施例提供的体心四方晶格梯度点阵结构示意图及侧视图，再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层包括梯度点阵层3、均质薄板2、隔热材料涂层1，梯度点阵层3上下各覆均质薄板，远离梯度点阵层3的均质薄板一面上附有隔热材料涂层1。如图4所示本发明实施例提供的体心四方晶格梯度点阵结构侧视图，梯度点阵层3由五层梯度变化的体心四方晶格点阵层连接而成，结合图3、4所示，每个体心四方晶格点阵层由数个体心四方晶格单胞平铺而成，每个体心四方晶格单胞为由横截面呈圆形，直径连续变化的四根杆件按体心立体晶格连接构成，一个体心四方晶格单胞一个中心八个顶角。金属梯度点阵层结构成形后进一步填充气凝胶、玻璃棉等物质可以进一步提高梯度点阵层的隔热辐射功能。梯度点阵层3材料主要为钛合金、镁合金、镍基高温合金和不锈钢等航天飞行器常用材料，均质薄板材质2与梯度点阵层3一致。

再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层位于栅格舵面，从栅格舵面开始向外，梯度点阵层3的梯度变化是杆件直径从大到小，利于隔热，梯度变化方向对于承压效果不影响。梯度点阵层3的梯度变化层数根据设计要求定，不限于5层。

图5为本发明实施例提供的再入飞行器调姿栅格舵承载和隔热功能梯度结构层设计方法的流程示意图。参考图1，再入飞行器调姿栅格舵承载和隔热功能梯度结构层设计方法，包括步骤如下：

步骤1、选定304不锈钢材料作为功能梯度结构层材料，采用金属选区熔化增材制造工艺制备功能梯度结构层，300℃下其导热系数为18.34W/(m·K)。实施例为简化的功能梯度结构层，每个体心四方晶格单胞长度、宽度均为8mm，每层为3*3个，高度分别为6mm、7mm、8mm、9mm、10mm的5层体心四方晶格点阵层。通过正交试验设计方法，构建层间高度梯度变化率(相邻两层单胞高度差与单胞宽度比值)为0.125，杆件直径尺寸为1～3mm，每层不同直径尺寸变化的体心四方晶格单胞组成的33种五层梯度点阵结构。

步骤2、开展步骤1设计得到的304不锈钢多层梯度结构的准静态压缩性能有限元分析，得到梯度结构压缩模量的限定关系，为其在承载吸能需求工况下的应用奠定基础。

步骤3、基于反向传播神经网络算法等机器学习算法建立五层点阵杆件中心直径(d₁、d₂、d₃、d₄、d₅)和梯度结构压缩模量(E)的映射关系。其中输入层即为输入的设计参数直径d_i，输出层为定义的预测参数压缩模量E。1-30组作为神经网络的训练样本，31-33组作为测试样本，如表1所示设计变量和压缩模量表：

表1

首先把训练样本数据输入进行数据标准化的处理，用如下公式：

隐藏层中对激活函数和权重系数和阀值进行初始化设定，计算输入输出层的误差值。当实际输出的结果和期望输出结果误差不满足时，进行调整权值或阈值后将误差值进行反向传播后再次训练，数据通过不断训练学习，最终输出值达到误差范围之内或者达到最大迭代次数时完成训练，最大迭代次数为10000次。

通过对比训练样本中最大预测误差，确定输入层、隐藏层和输出层神经元个数比为5：8：1。测试组压缩模量的预测精度如表2所示测试样本预测值和仿真值计算结果：

表2

步骤4、通过多层平板传热分析，计算得到综合考虑上/下均质薄板、体心四方晶格热传导和热辐射的等效导热系数λ。等效热导系数λ的计算公式为：

其中h为上、下均质薄板厚度；H为梯度点阵层高度；λ₀为均质薄板材料的等效导热系数；λ_con和λ_rad分别为杆件导热和面板热辐射的导热系数；

步骤5、以结构压缩模量E最大且等效导热系数最小为优化目标，通过NSGA-Ⅱ多目标遗传算法建立满足设计及工艺边界的多目标优化模型如下：

Find X＝(d₁,d₂,d₃,d₄,d₅)

1≤d₁≤3

1≤d₂≤3

1≤d₃≤3

1≤d₄≤3

1≤d₅≤3

E＝f(d₁,d₂,d₃,d₄,d₅)

式中，ρ为材料密度；l为单胞杆件长度；H为结构总长度；

为第i层的热阻；M为结构的总质量；NSGA-Ⅱ算法主要参数如表3所示：

表3

步骤6、对计算得到的Pareto非劣解集进行筛选，得到承载和隔热性能均优的杆件直径设计参数值。本实施例中NSGA-Ⅱ算法下的Pareto前沿如图6所示。选取Pareto前沿中三组非劣解，优化效果如表4所示：

表4

A组设计参数降低了结构等效导热系数，结构的隔热性能提升，但结构压缩模量变化率下降了50.06％，结构承载能力差。相反，B组设计参数将结构压缩模量提升了49.02％，同时等效导热系数相应提高了21.24％，结构的承载能力提升但隔热性能下降。C组优化的设计参数使结构压缩模量提升2.09％，结构等效导热系数下降1.40％，其两个优化目标分别得到了正向的优化，是一组合理的杆件直径参数优化组。

以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (5)

1.一种再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层，其特征在于，包括由n层梯度变化的体心四方晶格点阵层连接而成的梯度点阵层，n≥2的正整数，每个体心四方晶格点阵层由数个体心四方晶格单胞平铺而成；每个体心四方晶格单胞为由横截面呈圆形，直径连续变化的四根杆件按体心立体晶格连接构成；一个体心四方晶格单胞一个中心八个顶角；所述梯度点阵层上下各覆均质薄板；梯度结构层位于栅格舵面位置。

2.根据权利要求1所述再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层，其特征在于，所述梯度点阵层和均质薄板材料为航天飞行器所用钛合金、镁合金、镍基高温合金和不锈钢材料中的任意一种。

3.根据权利要求2所述再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层，其特征在于，所述梯度点阵层结构中填充提高梯度点阵层隔热辐射的气凝胶或玻璃棉物质。

4.根据权利要求1所述再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层，其特征在于，所述均质薄板上远离梯度点阵层的一面附有隔热材料涂层。

5.一种再入飞行器调姿栅格舵承载隔热梯度结构层设计方法，其特征在于，具体包括如下步骤：

1)选定梯度结构层材料，采用金属选区熔化增材制造工艺制备梯度结构层，设定导热系数，设定梯度结构层中结构参数；通过正交试验设计方法，构建层间高度梯度变化率，杆件直径尺寸范围；

2)开展步骤1)设计得到多层梯度结构的准静态压缩性能有限元分析，得到梯度结构压缩模量的限定关系；

3)基于机器学习算法建立梯度结构层中杆件中心直径(d₁,d₂,...,d_i,...,d_n)和梯度结构压缩模量E的映射关系,具体方法为：根据步骤1)限定的结构输入不同杆件直径参数条件下梯度点阵结构，经步骤2)准静态压缩有限元分析，通过机器学习算法训练学习，得到杆件中心直径与梯度结构压缩模量E的映射关系E＝f(d₁,d₂,...,d_i,...,d_n)；

4)通过多层平板传热分析，计算得到综合考虑上/下均质薄板、体心四方晶格热传导和热辐射的等效导热系数λ，等效热导系数λ的计算公式为：

其中h为上、下均质薄板厚度；H为梯度点阵层高度；λ₀为均质薄板材料的等效导热系数；λ_con和λ_rad分别为杆件导热和面板热辐射的导热系数；

5)以结构压缩模量E最大且等效导热系数最小为优化目标，通过NSGA-Ⅱ多目标遗传算法建立满足设计及工艺边界的多目标优化模型，

多目标为：Find X＝(d₁,d₂,...,d_i,...d_n)、

d_min≤d_i≤d_max、E＝f(d₁,d₂,...,d_i,...,d_n)、

式中，ρ为材料密度；l为单胞杆件长度；H为结构总长度；

为第i层的热阻；M为结构的总质量；

6)对计算得到的Pareto非劣解集进行筛选，得到承载和隔热性能均优的杆件直径设计参数值。

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