CN117521272B - 一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法，属于飞行器结构设计领域，包括：对典型防护结构进行抗冲击试验，总结典型防护结构各组分抗冲击机理，设计有抗冲击潜力的新防护结构。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，基于仿真数据库建立防护结构抗冲击防护性能的代理模型；基于所建立的代理模型和合适的优化算法开展防护结构抗冲击防护性能的优化设计，并通过融合抗冲击试验数值仿真数据实现代理模型的自适应更新以提升优化精度。本发明在不降低陶瓷/金属复合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。

Description

一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法

技术领域

本发明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。

背景技术

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。

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。

发明内容

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，本发明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。本发明适用于采用陶瓷面板的复合防护结构单元。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

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：

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；

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；

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；

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

本发明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。

有益效果：

本发明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。

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。本发明适应性强、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。

附图说明

图1为本发明的一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法的流程图；

图2为本发明步骤1）中抗冲击试验设置示意图；其中，图（a）为抗冲击试验所用大口径子弹示意图；图（b）为大口径子弹的剖面结构；图（c）为典型防护结构侧视图；图（d）为支架结构示意图；

图3为本发明步骤1）中抗冲击试验结果；其中，图（a）为收集到的粉末状陶瓷碎片和块状陶瓷碎片示意图；图（b）为均质背板的受冲击面上出现凹坑示意图；图（c）为均质背板上出现的裂纹示意图；图（d）为抗冲击试验后均质背板的侧视图；

图4为本发明步骤2）中建立的抗冲击试验数值仿真模型。

图5为本发明所述步骤2）中数值仿真结果图；

图6为本发明实施例中所述陶瓷/格栅夹芯背板复合防护结构示意图及其剖视图；其中，（a）为格栅结构的B-B截面剖视图，（b）为格栅结构的主视图，（c）为格栅结构的侧视图，（d）为格栅结构的A-A截面剖视图；

图7为基于人工神经网络方法构造代理模型的示意图；

图8为本发明实施例中格栅结构的详细尺寸图；

图9为本发明实施例中对比结构示意图；

图10为本发明实施例中两种防护结构的背板凸起挠度时间曲线。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

如图1所示，本发明的一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法包含如下步骤：

步骤1）对典型复合防护结构进行抗冲击试验获得抗冲击试验结果，总结典型防护结构各组分在抗冲击作用过程中的失效模式，为抗冲击试验数值仿真模型的建立提供参考。各组分包括均质背板、陶瓷面板。

实施例中的典型复合防护结构为以碳化硼陶瓷为面板，以均质B603钢为背板，面板、背板依次层叠构成的层合复合防护结构。抗冲击试验中通过发射装置以规定速度发射制式大口径子弹并使其垂直冲击被固定于支架上的典型复合防护结构。抗冲击试验的具体设置如图2所示，图2的（a）为抗冲击试验所用的制式大口径子弹11，其发射初速约为1100m/s，制式大口径子弹11的剖面结构如图2的（b）所示，包含铝合金风帽13和钨合金弹体12，其中铝合金风帽13包裹住钨合金弹体12的尖端，在制式大口径子弹11的飞行过程中铝合金风帽13位于钨合金弹体12的前方以降低空气阻力，其中钨合金弹体12的直径16mm，长度约65mm；图2的（c）为抗冲击试验中使用的典型复合防护结构的侧视图，典型复合防护结构包含均质背板14和陶瓷面板15，其中陶瓷面板15平行放置于均质背板14的前方，两者接触面之间均匀涂抹环氧树脂，制式大口径子弹11撞击典型复合防护结构时，首先与陶瓷面板15接触，之后接触压力传递至均质背板14，其中均质背板14的材料为603钢，尺寸为，陶瓷面板15的材料为碳化硅陶瓷，尺寸为；图2的（d）为支架结构示意图，钢槽16布置于典型复合防护结构的上下边缘并将其夹紧。

步骤2），以步骤1）获得的失效模式为指导进行分区建模，建立抗冲击试验数值仿真模型进行数值仿真，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各组分的抗冲击机理。

抗冲击试验获得的失效模式如图3所示，制式大口径子弹11冲击典型复合防护结构后，陶瓷面板15被击碎，收集到的粉末状陶瓷碎片21和块状陶瓷碎片22如图3的（a）所示。如图3的（b）所示，均质背板14的受冲击面上出现凹坑23，其深度为15.32mm，周围分布有因陶瓷碎片径向飞溅导致的放射状划痕；如图3的（c）所示，均质背板14在远离冲击的一侧出现裂纹24；如图3的（d）所示，从测试方向（即制式大口径子弹11的入射方向）看，均质背板14出现一定程度的弯曲，在冲击区域出现明显的凸起25，在拉伸作用下导致了裂纹24的形成。

根据抗冲击试验的结果获得制式大口径子弹11、均质背板14以及陶瓷面板15各自的失效模式。可以看出制式大口径子弹11的铝合金风帽13和钨合金弹体12在冲击过程中均受到了严重的侵蚀，陶瓷面板15因冲击出现严重破碎，均质背板14的受冲击面存在明显的压缩变形。

最终依据失效模式建立的抗冲击试验数值仿真模型如图4所示，各部分依次为：仿真钨合金弹体31、仿真铝合金风帽32、仿真碳化硅陶瓷面板33、仿真均质603钢背板的受冲击面34、仿真均质603钢背板的非冲击面35，仿真碳化硅陶瓷面板33设置在仿真均质603钢背板的受冲击面34上方。其中，仿真钨合金弹体31、仿真铝合金风帽32、仿真碳化硅陶瓷面板33以及仿真均质603钢背板的受冲击面34均采用SPH（光滑粒子流体动力学）法，仿真均质603钢背板的非冲击面35采用FEM（有限元）法。

抗冲击试验数值仿真模型采用空间直角坐标系，以制式大口径子弹11的入射方向的反方向为坐标系的Z轴正方向，坐标系原点位于仿真碳化硅陶瓷面板33的受冲击面的几何中心，以水平向右作为X轴正方向，则仿真钨合金弹体31、仿真铝合金风帽32的体旋转轴与Z轴重合，仿真碳化硅陶瓷面板33、仿真均质603钢背板的受冲击面34、仿真均质603钢背板的非冲击面35的长度方向的棱边与X轴平行，宽度方向的棱边与Y轴平行，厚度方向的棱边方向与Z轴平行。沿Z轴负方向依次为仿真钨合金弹体31、仿真铝合金风帽32、仿真碳化硅陶瓷面板33、仿真均质603钢背板的受冲击面34、仿真均质603钢背板的非冲击面35，仿真铝合金风帽32的几何模型Z坐标最小值与仿真碳化硅陶瓷面板33的几何模型Z坐标最大值在数值仿真初始时刻的差值为10mm，仿真碳化硅陶瓷面板33、仿真均质603钢背板的受冲击面34与仿真均质603装甲钢背板的非冲击面35依次层叠，接触面间无间距。

数值仿真结果如图5所示，可以看出制式大口径子弹11冲击典型复合防护结构的过程，在时，在铝合金风帽13与陶瓷面板15的接触区域出现向陶瓷面板15厚度方向扩展的损伤；在/>时，由于陶瓷面板15的抗压强度明显高于铝合金风帽13所使用的铝合金材料，铝合金风帽13被压缩破坏并沿着陶瓷面板15的表面飞散；在/>时，钨合金弹体12接触陶瓷面板15，并使得陶瓷面板15的损伤进一步向厚度方向扩张并到达均质背板14的表面；在/>时，钨合金弹体12进入陶瓷面板15内部，钨合金弹体12自身发生墩粗，长度因陶瓷面板15的侵蚀而缩短；在/>时，钨合金弹体12的冲击深度进一步增加，陶瓷面板15的破碎程度明显增大；在/>时，钨合金弹体12到达均质背板14的表面，陶瓷面板15基本上完全破碎；在/>时，钨合金弹体12冲击均质背板14，并造成均质背板14的局部凹陷；在/>时，钨合金弹体12受到均质背板14的阻碍而停止，均质背板14发生了一定程度的弯曲变形。可以判断典型复合防护结构的抗冲击机理为：陶瓷面板15板粉碎吸能机制和匀质背板14的支撑约束机制的共同作用消耗制式大口径子弹11的动能，抵抗制式大口径子弹11的冲击。其中，以铝合金风帽13接触陶瓷面板15的时刻为0时刻，以微秒（/>）为单位作为时间标识。

步骤3），根据步骤2）获得的抗冲击机理，设计复合防护结构各组分的结构形式。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，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，为复合防护结构的优化设计提供降阶工具。

基于典型复合防护结构的抗冲击机理可以看出，陶瓷材料对制式大口径子弹的抗冲击效果较好，匀质背板在支撑约束陶瓷面板的基础上仍需发挥一定的抗冲击作用，故应选用陶瓷面板/金属背板的复合防护结构作为基础构型，将均质金属背板更换为格栅夹芯背板，以在相同面密度下进一步增强背板的支撑约束效果，由此形成一种陶瓷面板/格栅夹芯背板的复合防护结构的单元，从而实现在不降低陶瓷/金属复合防护能力的前提下实现整体复合防护结构的减重。

抗大口径子弹的复合防护结构的单元为陶瓷面板/格栅夹芯背板的复合结构，如图6所示，从制式大口径子弹的入射方向可依次分为两层：上层陶瓷面板42作为面板，格栅夹芯背板41作为背板。所述格栅夹芯背板41中的格栅层43如图6的（a）所示。图6的（b）为复合防护结构的单元的主视图，图6的（c）为复合防护结构的单元的侧视图，图6的（d）为复合防护结构的单元的剖面视图。

确定上层陶瓷面板42的厚度、上层陶瓷面板42的长度以及宽度、格栅夹芯背板41的受冲击面壁板厚度、格栅夹芯背板41的非冲击面壁板厚度、格栅层43的厚度、格栅层43的格栅肋板间距、格栅层43的格栅肋板厚度作为显著影响复合防护结构的抗冲击防护性能的结构参数，控制结构参数的取值范围为：上层陶瓷面板42的厚度35mm-60mm、上层陶瓷面板42的长度和宽度50mm-300mm、格栅夹芯背板41的受冲击面壁板的厚度5mm-20mm、格栅夹芯背板41的非冲击面壁板的厚度2mm-5mm，格栅层43的格栅肋板间距5mm-30mm、格栅层43的格栅肋板厚度0.5mm-2mm。其中，格栅夹芯背板41由格栅夹芯背板41的受冲击面壁板、格栅层43以及格栅夹芯背板41的非冲击面壁板组成。

在明确了结构参数及其取值范围后，将结构参数作为设计变量，建立训练代理模型所需要的数据集。数据集的质量会对代理模型的准确性产生明显影响，为了得到一个较好的代理模型，通常要求数据集中的试验点尽量填充满整个变量空间并且满足均匀分布。拉丁超立方设计（Latin Hypercube Design）具有优秀的空间填充能力和最佳的一维均匀性，即变量空间中的试验点在每一个维度上的投影都能够填充满每个试验区间并且是均匀分布的。故数据集的构建采用拉丁超立方采样方法。

拉丁超立方采样方法的核心思想是对变量空间进行分层。对于试验点个数为s，决策变量个数为p的抽样，将每个决策变量作为变量空间的一个维度，则形成了一个p维的超立方体。之后将每一个维度等分为s个区间，进一步将变量空间划分为个子空间，随机选择s个子空间，使得任意一个维度上的每个试验区间内都只对应一个子空间。最后在选中的子空间中随机产生一个试验点。经过拉丁超立方采样后获得的数据集，可以用一个/>阶的矩阵D表示：

，

，

其中，、/>为第/>个决策变量的下界和上界，/>是随机排列的第/>个元素，/>是独立同分布的随机变量。/>为矩阵D的元素，/>表示0-1的区间。将由拉丁超立方采样获得的设计变量的组合进行建模中，构建对应的复合防护结构抗大口径子弹侵彻数值仿真模型并获得响应信息。

基于所述步骤3）中的复合防护结构抗大口径子弹冲击的数值仿真模型构造仿真数据库，并采用人工神经网络方法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，实现用简单逼近函数近似代替复杂高精度有限元仿真和抗冲击试验，利用已知试验点的响应信息来预测未知点的响应值，以快速评估设计变量组合下的复合防护结构的抗冲击防护性能，为复合防护结构优化设计提供降阶工具。

基于所述步骤2）选取设计变量和仿真数据库，以基于拉丁超立方采样方法选取的试验点的坐标值为输入层，以响应信息即复合防护结构的抗冲击防护性能为输出层，构建BP神经网络模型，所述BP神经网络模型示意图如图7所示，包括输入层、隐藏层和输出层。

在0-1范围内采用均匀分布生成随机数来初始化连接权重和偏置，在此基础上神经元在接收信号时的计算方式如下：

，

其中，为来自第i个神经元的输入，/>为第i个神经元的连接权重，y为神经元输出，/>为神经元的阈值，f为激活函数，m为连接到神经元输入的总个数。激活函数f采用Relu函数，其表达式为：

，

其中，max()含义为取括号中数字的最大值，x为激活函数f(x)的自变量；

首先信号正向传播，由输入层经过隐藏层到达输出层。信号即基于拉丁超立方采样方法选取的试验点的坐标值进入输入层，在设置好神经元的连接权重和阈值的网络与神经元的处理下，经过每一层计算得到最终的输出层的结果，即当前神经网络对复合防护结构的抗冲击防护性能的预测值。具体过程如下：

从输入层到隐藏层：

，

其中，为第h个隐藏层的神经元输入，/>为输入层第i个节点与隐藏层第h个节点之间的连接权重，/>为输入层第i个节点的输入变量，/>为隐藏层第h个节点的阈值，d为输入层神经元个数。

从隐藏层到输出层：

，

其中，为第j个输出层的神经元输入，/>为隐藏层第h个节点与输出层第j个节点之间的连接权重，/>为隐藏层第h个节点的输入变量，/>为输出层第j个节点的阈值。q为隐藏层神经元个数。

然后误差反向传播，由输出层经过隐藏层到达输入层。计算神经网络的预测值与实际期望值之间的误差，并构造损失函数进行反向传播，损失函数的计算公式为：

，

其中，E为误差，为输出层的神经元个数，/>为神经网络第k个神经网络输出神经元预测值，/>第k个输出神经元的期望值。k为神经网络第k个输出神经元的标号。

逐层求出损失函数对连接权重和阈值的梯度，按照学习率更新连接权重和阈值，更新过程如下：

从输出层到隐藏层的连接权重的修正量/>：

，

其中，E(n)为神经网络第n次更新后的误差值；

，

阈值的修正量/>为：

，

，

其中，是神经网络的学习率，n为网络的迭代次数；

从隐藏层到输入层的连接权重的修正量/>为：

，

，

阈值的修正量/>为：

，

，

神经网络更新连接权重和阈值后，包含试验点的坐标值的输入信号重新进入神经网络，重复信号正向传播和误差反向传播过程，当神经网络的输出值和真实期望值间的损失函数值满足要求时，神经网络的代理模型训练结束。

步骤4），基于步骤3）建立的代理模型和合适的优化算法开展复合防护结构的抗冲击防护性能的优化设计，并通过融合抗冲击试验数值仿真数据实现代理模型的自适应更新以提升优化精度。最终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。

将复合防护结构的背板的凸起挠度作为衡量指标以表征复合防护结构对制式大口径子弹的防护能力，以此抗冲击防护性能作为优化设计的约束条件，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）中的代理模型的优化设计，并通过引入额外的抗冲击试验数值仿真数据提高全局精度，实现模型的自适应更新。

梯度下降优化算法首先在步骤3）建立的结构参数的变量空间内选取初始点，计算目标函数在该初始点处的梯度，即目标函数变化最快的方向，选取学习率，按照梯度方向搜索目标函数极小值，当梯度小于规定值/>时停止搜索。梯度下降优化算法的核心公式如下：

，

其中，为当前所处位置，/>为/>的函数，/>为学习率，/>为梯度下降后的位置。为梯度算子。

通过基于步骤4）的优化设计，本实施例中新设计的陶瓷/格栅夹芯背板的复合结构的上层陶瓷面板42采用碳化硅材料，结构形式为均质整体结构，其密度为3.2g/cm3，通过等离子烧结热压工艺制作，材料力学性能稳定，生产工艺成熟。格栅夹芯背板41选用TC4钛合金材料，为防止格栅层43在制式大口径子弹的弹体碎片以及陶瓷碎片的局部冲击下发生失稳或严重破坏，格栅层43在厚度方向的位置被设置于格栅夹芯背板41的靠后方且格栅层的格栅肋板间距（即格栅层43的格栅肋板间距）小于制式大口径子弹的弹体直径。最终确定复合防护结构参数为：上层陶瓷面板42的厚度45mm、上层陶瓷面板42的面内长度和宽度均为100mm、格栅夹芯背板41的受冲击面壁板厚度11.5mm、格栅夹芯背板41的非冲击面壁板厚度4mm、格栅层43的格栅肋板间距10mm×10mm、格栅层43的格栅肋板厚度2mm。

以本发明实施例的陶瓷/格栅夹芯背板复合防护结构与典型复合防护结构作对比，前者在下文简称为“夹芯结构”，后者在下文简称为“对比结构”。夹芯结构的格栅结构43的详细尺寸图如图8所示，长和宽均为302mm，格栅肋板厚度为2mm，格栅肋板间距10mm×10mm。对比结构示意图如图9所示，对比陶瓷面板51采用碳化硅陶瓷，均质金属背板52采用TC4钛合金。以单位面积的质量，即面密度（kg/m²）表征夹芯结构和对比结构的重量，夹芯结构的面密度为327.4 kg/m²，对比结构的面密度为357.95kg/m²。

夹芯结构与对比结构对应的背板凸起挠度时间曲线如图10所示，可以看出两条曲线的形状相似且差值较小，故可认为夹芯结构与对比结构对制式大口径子弹的防护能力相当。同时数值仿真结果表明，夹芯结构的格栅夹芯背板42的弯曲刚度为1.374×10⁶N·m，而对比结构的均质金属背板52弯曲刚度为1.171×10⁶N·m，夹芯结构的弯曲刚度较对比结构增加了17%，即夹芯结构在重量较小的情况下弯曲刚度反而有所提升，这是夹芯结构在保证防护性能的前提下减重的重要原因。

经数值仿真验证，相比于典型防护结构，采用本发明提出的设计方法设计的防护结构对制式大口径子弹具有同等防护能力，但整体重量降低8.5%，实现了防护结构的优化目标。这种“试验-数值仿真-代理模型-迭代优化”的过程通过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。本发明适应性强、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。

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

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：

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作用过程中的失效模式；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结构；所述典型复合防护结构的各组分为面板和背板；

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；

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侵彻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；

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侵彻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。

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。

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。