本发明涉及飞行器柔性防热结构，尤其是涉及基于物理仿真的飞行器柔性防热结构形状设计方法和系统。
背景技术：
1、飞行器柔性防热结构是发动机附近防热结构的重要组成部分。以飞行器柔性防热结构之一的火箭防热裙为例，安装在发动机尾段与支臂防热板之间，并随着支臂的摆动而摆动。在摆动过程中，防热裙容易出现局部紧绷和拉扯的现象，使防热裙无法满足发动机的摆动要求。
2、现有的防热裙结构设计方案是将包络空间的实际不可展开“灯笼状”曲面近似为截锥面，并考虑宽幅放大系数λ补偿近似造成的偏差，λ的具体数值需要多次反复试验和修改，精确度也较低，导致设计方案反复迭代，整体设计效率偏低。同时，由于现行设计方案仅考虑连接部位两侧对应点的直线距离按照惯例的λ系数放大，造成摇摆过程防热裙余度不足，会出现局部绷紧拉扯现象，限制发动机的摆动，一些部位也会出现材料堆积现象，面积大重量高，增大了柔性结构损坏的风险。随着飞行器新型号的快速发展，防热结构包覆外形极不规则，飞行器型号不同、发动机摆动方式、幅度等不同，所需要的柔性防热结构也不同，会出现截然不同的柔性防热结构设计，现有的防热裙结构设计方案也不具备通用性。
技术实现思路
1、本发明的目的就是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供一种基于物理仿真的飞行器柔性防热结构形状设计方法和系统，考虑到飞行器发动机型号的多样性，并且能够精确快速设计飞行器柔性防热结构的样板最优形状，适应复杂的发动机空间摆动轨迹，优化防热结构的图形的面积，减少面料紧绷拉扯或面料堆积的现象，提高防热结构的整体可靠性，缩短防热结构的开发周期。
2、本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：
3、一种基于物理仿真的飞行器柔性防热结构形状设计方法，包括以下步骤：
4、根据飞行器柔性防热结构安装接口的特征参数，进行上下边界的曲线拟合，构建柔性防热结构包络空间三维模型；
5、在所述柔性防热结构包络空间三维模型中的上下两个曲线上分别采样若干等间距的采样点，将两个曲线上距离最近的采样点构成采样点对，并相互连接，构成若干个相连的条状四边曲面；
6、将各个所述条状四边曲面相互拼接到同一平面上，得到二维展开图形，作为包络空间曲面的几何展开初始形状；
7、根据发动机摆动需求，对所述柔性防热结构包络空间三维模型进行摆动模拟，并在摆动模拟过程中记录对应的二维展开图形中每个采样点的位置坐标，得到所有点对之间的距离变化范围；
8、将各个采样点视为质点，在具有相互作用的两个采样点之间设置无质量、自然长度不为零且连接两个采样点的弹簧，构建弹簧质点系统；在同一曲线上连接相邻两个采样点之间的弹簧为较大弹性系数的结构弹簧，连接不同曲线的两个采样点之间的弹簧为剪切弹簧，该剪切弹簧的最小长度为摆动模拟过程中对应点对的距离最大值加上额外的设计松量；
9、计算弹簧质点系统中各个质点的受力并更新位置状态，直至各质点所受合力为零，处于平衡状态不再运动；根据此时各质点的位置，得到最优的包络空间曲面加松量后的几何展开形状。
10、进一步地，对于弹簧质点系统中的每个最小四边形abcd，质点a和质点b之间的弹簧以及质点c和质点d之间的弹簧为结构弹簧；质点a和质点c之间的弹簧、质点b和质点c之间的弹簧、以及质点b和质点d之间的弹簧为剪切弹簧。
11、进一步地，所述弹簧质点系统中各个质点的受力和位置状态更新过程具体为：计算各个质点受到的所有方向的弹性力，形成各质点的合力；根据质点受到的合力计算对应的加速度和位置变化；在每个时间步长下，持续更新各个质点的受力和位置状态。
12、进一步地，所述弹簧质点系统中通过剪切弹簧相连的质点i和质点j之间的弹性力的计算表达式为：
13、
14、fj＝-fi
15、式中，fi为质点i受到的弹性力，fj为质点j受到的弹性力，xi为质点i的位置，|xij|＝|xj-xi|，为质点i和质点j之间的距离；为质点i指向质点j的单位方向矢量；l0为弹簧的自然长度，ks为弹簧的弹性系数。
16、进一步地，所述质点的位置、速度和加速度的更新表达式为：
17、
18、式中，xt+1为t+1时刻质点的位置，xt为t时刻质点的位置，xt-1为t-1时刻质点的位置，at为t时刻质点的加速度，δt为时间步长，ft为t时刻质点的合力，m为质点的质量，vt为t时刻质点的速度，vt+1为t+1时刻质点的速度，ft+1为t+1时刻质点的合力，at+1为t+1时刻质点的加速度。
19、进一步地，所述方法采用数值积分计算方法对质点的受力和位置状态进行求解。
20、进一步地，将各个所述条状四边曲面相互拼接到同一平面上，具体为：
21、将各个条状四边曲面逼近为直纹面，将各个直纹面依次拼接到同一平面上，得到二维展开图形；
22、或者，将各个条状四边曲面按对角线进行三角剖分，转化为2个三角形面，选取出第一个三角片，依次调整各个三角片的位置和角度，并拼接到前一个三角片的一边，使得所有三角片均落在同一平面上，得到二维展开图形。
23、进一步地，所述采样点的采样过程包括：
24、在两条曲线上分别采样相同数量的采样点；采样方法为两条曲线分别进行等距离采样，然后根据两条曲线上的采样点对间的距离和最小，匹配点对的对应关系；
25、或者先对其中一条曲线进行等距离采样，然后分别取各采样点在另一条曲线上的最近点作为另一条曲线上的采样点。
26、进一步地，所述摆动模拟过程是通过模拟一个或多个摆动轴的旋转组合，进行任意轨迹的模拟摆动，对应的摆动形式包括摆圆、摆方和/或单摆。
27、本发明还提供一种基于如上所述的一种基于物理仿真的飞行器柔性防热结构形状设计方法的设计系统，包括：
28、输入单元，用于输入飞行器柔性防热结构安装接口的特征参数；
29、构建单元，用于根据飞行器柔性防热结构的特征参数，构建柔性防热结构包络空间三维模型；
30、采样单元，用于在构建的柔性防热结构包络空间三维模型的接口曲线上采样所需的采样点；
31、连接单元，用于依次将每条曲线上的采样点连接成一条首尾相连的封闭折线段，将两条曲线上距离最近的采样点连接形成条状四边曲面；
32、曲面展开单元，用于将条状四边曲面剖分为三角曲面，并依次展平拼接到同一平面上，得到二维展开图形，作为包络空间曲面的几何展开初始形状；
33、摆动模拟单元，用于根据发动机摆动需求，对所述柔性防热结构包络空间三维模型进行摆动模拟，并在摆动模拟过程中记录对应的二维展开图形中每个采样点的位置坐标，得到所有点对之间的距离变化范围；
34、添加单元，用于增添额外的设计松量；
35、仿真变形单元，用于将各个采样点视为质点，在相邻的两个采样点之间设置无质量、自然长度不为零且连接两个采样点的弹簧，构建弹簧质点系统；在同一曲线上连接相邻两个采样点之间的弹簧为较大弹性系数的结构弹簧，连接不同曲线的两个采样点之间的弹簧为剪切弹簧，该剪切弹簧的最小长度为摆动模拟过程中对应点对的距离最大值加上额外的设计松量；计算弹簧质点系统中各个质点的受力并更新位置状态，直至各质点所受合力为零，处于平衡状态不再运动；根据此时各质点的位置，得到最优的包络空间曲面加松量后的几何展开形状；
36、显示单元，用于输出和显示仿真变形单元得到的最优的包络空间曲面几何展开形状。
37、与现有技术相比，本发明具有以下优点：
38、(1)本发明根据飞行器柔性防热结构安装接口的特征参数，构建包络空间三维模型，并通过设置采样点进行曲面均匀离散的方法，对模型外侧曲面进行二维展开；根据发动机摆动需求对包络空间三维模型进行摆动模拟，并在摆动模拟过程中记录对应二维展开图形中每个采样点对的距离变化范围，该方式能得到飞行器柔性防热结构包络空间曲面中各个采样点对上的最低长度要求；
39、基于上述最低长度要求，将飞行器柔性防热结构包络空间曲面展平的平面图形上的各个采样点视为质点，并根据采样点之间的相互作用设置弹簧；对于同一曲线上的相邻的两个采样点，采用较大弹性系数的结构弹簧，使其在运动过程中长度相对固定；对于不同曲线的两个采样点，采用可随质点运动拉伸或压缩的剪切弹簧，且设置剪切弹簧的最小长度为摆动模拟过程中对应点对的距离最大值加上额外的设计松量，使其满足摆动模拟过程中各个采样点对的距离变化需求；最后采用数值积分方法实现计算求解，得到稳定和面积最优的平面裁剪图形。
40、(2)精确：本发明通过摆动模拟过程获取了各个采样点对在平面上的距离变化范围，从而作为弹簧质点系统中剪切弹簧的最小长度约束，使得最终得到的最优的平面裁剪图形能防止局部紧绷和斜向拉扯现象出现，减少了防热软裙的面积和重量，具有较好的随动适应性和较低的附加阻尼，保证了飞行器飞行姿态调整的精准性和稳定性。
41、(3)通用：本发明通用的柔性防热结构设计方法，对飞行器柔性防热结构安装接口的形状没有要求，能适应不同型号，有效节约设计成本和提高设计效率，减少材料消耗和成本支出，缩短防热结构的研发周期，响应了降本增效政策。
42、(4)快速：本方案可以开发软件实现，通过输入相关参数，短时间内得到防热结构最优展开图形，设计简便。
1.一种基于物理仿真的飞行器柔性防热结构形状设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种基于物理仿真的飞行器柔性防热结构形状设计方法，其特征在于，对于弹簧质点系统中的每个最小四边形abcd，质点a和质点b之间的弹簧以及质点c和质点d之间的弹簧为结构弹簧；质点a和质点c之间的弹簧、质点a和质点d之间的弹簧、质点b和质点c之间的弹簧、以及质点b和质点d之间的弹簧为剪切弹簧。
3.根据权利要求1所述的一种基于物理仿真的飞行器柔性防热结构形状设计方法，其特征在于，所述弹簧质点系统中各个质点的受力和位置状态更新过程具体为：计算各个质点受到的所有方向的弹性力，形成各质点的合力；根据质点受到的合力计算对应的加速度、速度和位移量；在每个时间步长下，持续更新各个质点的受力和位置状态。
4.根据权利要求3所述的一种基于物理仿真的飞行器柔性防热结构形状设计方法，其特征在于，所述弹簧质点系统中通过剪切弹簧相连的质点i和质点j之间的弹性力的计算表达式为：
5.根据权利要求3所述的一种基于物理仿真的飞行器柔性防热结构形状设计方法，其特征在于，所述质点的位置、速度和加速度的更新表达式为：
6.根据权利要求1所述的一种基于物理仿真的飞行器柔性防热结构形状设计方法，其特征在于，所述方法采用数值积分计算方法对质点的受力和位置状态进行求解。
7.根据权利要求1所述的一种基于物理仿真的飞行器柔性防热结构形状设计方法，其特征在于，将各个所述条状四边曲面展平并相互拼接到同一平面上，具体为：
8.根据权利要求1所述的一种基于物理仿真的飞行器柔性防热结构形状设计方法，其特征在于，所述采样点的采样过程包括：
9.根据权利要求1所述的一种基于物理仿真的飞行器柔性防热结构形状设计方法，其特征在于，所述摆动模拟过程是通过模拟一个或多个摆动轴的旋转组合，进行任意轨迹的模拟摆动，对应的摆动形式包括摆圆、摆方和/或单摆。
10.一种基于如权利要求1-9任一所述的一种基于物理仿真的飞行器柔性防热结构形状设计方法的设计系统，其特征在于，包括：
