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申请/专利权人：湖南大学

摘要：本发明属于飞行器结构设计技术领域，公开了一种飞行器耐撞性可靠性优化设计方法，根据设计需求确定可靠性优化设计变量、约束条件和优化目标，建立相关数值模型并进行验证，用于后续优化工作；根据优化设计变量进行采样点的选取，并通过数值模型来获得相应的性能指标；进行变量筛选，确定变量相对重要性，以减少参数集提高优化效率以及优化精度；建立代理模型，并通过选取交叉验证采样点来评估代理模型是否满足预测精度要求，应用代理模型进行飞行器耐撞性可靠性优化设计。本发明的有益效果：能够准确预测飞行器耐撞性响应，避免了数值模拟巨大的计算时间成本，有效地获得了飞行器耐撞性设计的优化方案。

主权项：1.一种飞行器耐撞性可靠性优化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、根据设计需求确定设计变量、约束条件和优化目标，所述优化目标为机身框架的最大能量吸收Ea，约束条件为峰值荷载Fp和质量M的水平保持在允许的范围内；S2、根据步骤S1所确定的设计变量，构建相关飞行器数值模型，所述飞行器数值模型是基于连续介质力学与材料力学理论工具，通过简化以及等效方法来模拟具有复杂型面、复杂力学性能的结构以及材料，并从弹性本构、损伤起裂和损伤演化三个方面详细描述材料和界面的损伤行为；首先是复合材料层内损伤模型，在承载的初始阶段，材料处于线弹性阶段，可表示如下： 2 3式中，和为应力矢量和应变矢量，11，22，12分别为纤维1、2方向与剪切方向；和为纤维1、2方向上的杨氏模量；和为平面内泊松比；为面内剪切模量；和为材料的损伤变量；当材料超过弹性极限进入损伤阶段时，其力学性能通过非线性损伤演化而退化，如下式所示： （4） （5）式中，ij（1t，1c，2t，2c）分别表示纤维1方向拉伸、压缩和2方向的拉伸、压缩；rij为损伤阈值；表示不同损伤模式对应的单位体积弹性能，与材料特性有关；Lc为元素特征长度；为单位面积对应方向的断裂能；结合最大应力准则判断材料是否满足起裂条件，包括纤维拉伸断裂、纤维压缩断裂、基体拉伸开裂、基体压缩破碎、面内剪切损伤，可表达为：1方向损伤判定：（6）2方向损伤判定：（7）剪切方向损伤判定：（8）式中，分别代表纵向张拉、纵向压缩、横向张拉、横向压缩和剪切破坏准则；、、分别表示纵向、横向和剪切方向的有效应力；、、、、分别为纵向拉伸、纵向压缩、横向拉伸、横向压缩、面内抗剪强度；其次是复合材料层间损伤模型，在满足损伤起裂准则之前，认为界面的分层行为为线弹性，如式所示： （9）式中，为牵引应力；表示投影点在对应方向上的分离位移；为界面刚度矩阵；采用二次标称应力准则作为初始分层破坏的判断依据，如式所示： （10）式中，、、分别为法向和两个剪切方向的牵引应力；、、表示相应方向上的强度;一旦满足式10所述的应力准则，则界面性能持续退化，具体退化过程用线性损伤演化表示，如式11； （11） （12）式中，为分层损伤变量；为损伤开始时的有效位移，为完全损伤时的有效位移；为混合模态位移的最大值；和分别表示法向和剪切方向的临界断裂能；和是相应的牵引应力所做的功；为内聚功率系数；S3、采用拉丁超立方采样方法对设计变量进行采样点的选取，并通过数值模型计算出各个采样点所对应的耐撞性指标；S4、根据步骤S3所得到采样点以及所对应的耐撞性指标数值进行变量筛选，确定所有设计变量的相对重要性，使用Sobol方法识别整个域上单个输入参数的相对重要性，基于方差分解理论的定量敏感性分析方法，提供可靠的输入变量的定量敏感性信息，从而确定设计变量的相对重要性；S5、根据步骤S4所确定的设计变量，基于采样点所对应的耐撞性指标构建Kriging代理模型；S6、应用代理模型进行飞行器耐撞性可靠性优化设计。

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