CN102514709A - 一种采用格栅结构的飞行器机翼盒段及设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器机翼部件，尤其涉及一种采用格栅结构的飞行器机翼盒段及其设计方法。包括格栅肋，蒙皮面板；所述格栅肋外侧包裹蒙皮面板形成机翼盒段，其特征在于：所述格栅肋由若干根加强肋相互交叉形成格栅构形，格栅肋和蒙皮面板均由若干层纤维增强复合材料层合板制成，蒙皮面板固定于格栅肋的外侧；所述格栅肋铺设八层不同角度的纤维增强复合材料。该技术方案采用等边三角形的格式肋和蒙皮面板，相比较传统的机翼盒段结构，能够在外部载荷作用下获得更优的应力分布，更高的比强度、比刚度和结构效率，减少局部应力集中现象，降低结构重量，并减小容易导致复合材料失效的危险点应力，提高了结构的承载能力与疲劳寿命。

Description

一种采用格栅结构的飞行器机翼盒段及设计方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器机翼部件，尤其涉及一种采用格栅结构的飞行器机翼盒段及其设计方法。

背景技术

格栅增强结构的概念是20世纪70年代由美国麦道公司首先提出，与传统结构相比，格栅结构的截面惯性矩大，抗弯、抗屈曲性能良好，结构效率高，此外，格栅结构的加强肋相对独立，产生裂纹后不易传播，整体性能好。传统机翼盒段结构采用的是蒙皮、桁条、翼梁、支撑板等结构，通常由硬质铝合金制成。蒙皮与骨架一起作为主要受力部件，用于传递扭矩载荷，桁条用于提高蒙皮的刚度，随着气动载荷的增加，蒙皮和骨架的厚度就须要进一步增加。现代航空器设计提出了大结构尺度和结构超轻型化问题，传统的机翼盒段结构主要采用复合材料来满足减重、高承载和对结构刚度等力学性能的要求，然而其在结构载荷分配上仍有较明显的缺陷，无法实现减重、承载的高效结合。先进复合材料格栅结构作为一种新型高效结构形式，在航空、航天结构中有着良好的应用前景，目前为止尚未在航空飞行器主要承载件中得到应用。

MSC Nastran是美国航空航天局制定用来进行航空航天器工程模拟的有限元软件，广泛应用于各个行业的工程仿真分析，包括国防、航空航天、机械制造、汽车、船舶、兵器、土木、水利、电子、铁道、石化、能源、材料工程等，用户编辑100多个国家和地区的主要设计制造工业公司和研究机构，其中覆盖了全球92％的机械设计制造部门、97％的汽车制造商和零部件供应商、95％的航空航天公司和98％的国防及军事研发部门。

MD Nastran支持多个关键工程学科和相应的高性能分析，包括线性和非线性静力、振动特性、线性和非线性动力学、稳态和瞬态热力学、线性和非线性屈曲、设计优化和灵敏度、拓扑优化、转子动力学、气动弹性、声学、并行能力(SMP和DMP)、动力设计分析方法(DDAM)、包含接触的隐式非线性、显式非线性的跌落和碰撞、直接矩阵提取编程(DMAP)、高级连接和装配。

MD Nastran能够有效地处理各种不同自由度大小的优化问题，具有可靠的收敛特性。并且，MD Nastran具有灵活的用户界面，用户能够灵活地使用自定义或者其他的响应函数。

发明内容

本发明提供了一种采用格栅结构的飞行器机翼盒段，克服了以上技术缺陷。

本发明采用如下技术方案：

本发明提供了一种采用格栅结构的飞行器机翼盒段，包括格栅肋，蒙皮面板；所述格栅肋外侧包裹蒙皮面板形成机翼盒段，所述格栅肋由若干根加强肋相互交叉形成格栅构形，格栅肋和蒙皮面板均由若干层纤维增强复合材料层合板制成，蒙皮面板固定于格栅肋的外侧；所述格栅肋铺设八层不同角度的纤维增强复合材料，前四层与后四层纤维增强复合材料对称铺设，其中第一层纤维增强复合材料角度为-151.2°至-166.7°，第二层纤维增强复合材料层角度为7.9°至11.1°，第三层纤维增强复合材料层角度为1.9°至2.1°，第四层纤维增强复合材料层角度为0.025°至0.03°；蒙皮面板铺设十六层不同角度的纤维增强复合材料，前八层与后八层纤维增强复合材料对称铺设，其中第一层纤维增强复合材料层角度为-66.7°至-78.2°，第二层纤维增强复合材料层角度为80.1°至106.5°，第三层纤维增强复合材料层角度为72.1°至74.5°，第四层纤维增强复合材料层角度为0.11°至0.14°，第五层纤维增强复合材料层角度为-51.9°至-53.7°，第六层纤维增强复合材料层角度为44.5°至52.1°，第七层纤维增强复合材料层角度为47.3°至51.9°，第八层纤维增强复合材料层角度为0.05°至0.08°。

本发明所述采用格栅结构的飞行器机翼盒段的设计方法，方法如下：

1)、初始设计，根据飞机的整体参数设定飞机机翼的固有频率；

2)、设定原始机翼盒段的格栅肋和蒙皮面板的纤维增强复合材料层的铺层角度，采用有限元分析软件对步骤1的固有频率进行基频响应分析；

3)、将步骤2中原始机翼盒段格栅肋和蒙皮面板的纤维增强复合材料层的铺层角度数据从有限元分析软件导出，得到bdf片段文档；

4)、采用计算机中记事本程序打开步骤3导出的bdf片段文档进行关联设计变量，bdf片段文档如下表：

1	2	3	4	5	6	7	8
								DESVAR	ID	LABEL	XINT	XLB	XUB	DELXV	DDVAL
DESVAR	1	com_o1	-45	-90	90	0.5
								DESVAR	1	com_leiban_O1	-45	-180	180	0.5
DESVAR	2	com_leiban_O2	90	-180	180	0.5
								DESVAR	3	com_leiban_O3	45	-180	180	0.5
DESVAR	4	com_leiban_O4	0	-180	180	0.5
								DESVAR	5	com_mengpi_O1	-45	-180	180	0.5
DESVAR	6	com_mengpi_O2	90	-180	180	0.5
								DESVAR	7	com_mengpi_O3	45	-180	180	0.5
DESVAR	8	com_mengpi_O4	0	-180	180	0.5
								DESVAR	9	com_mengpi_O5	-45	-180	180	0.5
DESVAR	10	com_mengpi_O6	90	-180	180	0.5
								DESVAR	11	com_mengpi_O7	45	-180	180	0.5
DESVAR	12	com_mengpi_O8	0	-180	180	0.5

表中：ID为设计变量编号，LABEL为用户指定的设计变量名称，XINT为设计变量的初始值，XLB和XUB分别为设计变量的上下限，DELXV为优化过程中设计变量的改变量与设计变量变化区间长度的最大值，DDVAL用于定义离散变量；

5、)将根据步骤4中设计完成的变量数据输入有限元分析软件中，对输入数据进行多次迭代计算，将两次相邻迭代后的数值进行对比，如果两次相邻迭代数值差小于0.001则视为结果收敛，如果两次相邻迭代数值差大于0.001，视为未收敛；迭代计算次数大于或等于15次，其迭代结果未收敛，则迭代15次计算后依然输出数据；迭代计算完成后得到机翼盒段的纤维增强复合材料层角度。

有益效果

该技术方案采用等边三角形的格式肋和蒙皮面板，相比较传统的机翼盒段结构，能够在外部载荷作用下获得更优的应力分布，更高的比强度、比刚度和结构效率，减少局部应力集中现象，降低结构重量，并减小容易导致复合材料失效的危险点应力，提高了结构的承载能力与疲劳寿命。

通过纤维铺层角度的优化设计，可以显著提高结构的固有频率，改善机翼盒段的动力学性能，提高其刚度和抵抗变形的能力。

附图说明

图1为格栅结构的部分机翼盒段结构示意图；

图2为格栅结构的部分机翼盒段侧视结构示意图；

图3为格栅结构层合板铺层角度优化过程图；

图4为优化过程中格栅结构一阶固有频率变化图；

图5格栅肋机翼盒段纤维铺层优化设计方法流程图。

具体实施方式

下面集合附图对本发明进一步详细说明：

如图1、图2所示

复合材料格栅结构部分盒段，在四边固支边界条件下，其第一阶固有频率为187.8Hz，为了提高其刚度和抵抗变形的能力，对格栅结构蒙皮和格栅的各层纤维铺层角度进行优化。以部分盒段的第一阶固有频率为目标函数，以格栅结构蒙皮的16个单层和格栅部分的8个单层的铺层角度为设计变量，进行优化设计。

优化过程。

在优化分析之前，首先要在bdf文件中填写分析工况类型，对于模态优化，应在bdf语句中声明使用SOL 103求解器进行分析，bdf片段为ANALYSIS＝MODES。

1.关联设计变量

Nastran卡片是按照固定格式写在bdf文件里的语句，以8个或16个字符为一个字符块，每张卡片类似一个函数，实现各自的功能，其中，设计变量卡片格式如下表：

1	2	3	4	5	6	7	8
								DESVAR	ID	LABEL	XINT	XLB	XUB	DELXV	DDVAL

其中：ID为设计变量编号，LABEL为用户指定的设计变量名称，XINT为设计变量的初始值，XLB和XUB分别为设计变量的上下限，DELXV为优化过程中，设计变量的改变量与初始值比值的最大值，DDVAL用于定义离散变量(当设计变量不是在区间内连续变化，而是只有一些离散的点的集合时，需要用此卡片定义)。例如定义名称为com_o1的原始铺层角度-45°层的铺层角度在-90°至90°之间变化的设计变量卡片为：

DESVAR

1

com_o1

-45

-90

90

0.5

对于本优化中的格栅蒙皮部分，总共有蒙皮的16铺层角度和格栅肋板的8层铺层角度24个设计变量，因为整个蒙皮结构铺层的对称性，取对称位置的12个铺层角度作为设计变量，这些设计变量在bdf文件中的片段为：

DESVAR	1	com_leiban_O1	-45	-180	180	0.5
								DESVAR	2	com_leiban_O2	90	-180	180	0.5
DESVAR	3	com_leiban_O3	45	-180	180	0.5
								DESVAR	4	com_leiban_O4	0	-180	180	0.5
DESVAR	5	com_mengpi_O1	-45	-180	180	0.5
								DESVAR	6	com_mengpi_O2	90	-180	180	0.5
DESVAR	7	com_mengpi_O3	45	-180	180	0.5
								DESVAR	8	com_mengpi_O4	0	-180	180	0.5
DESVAR	9	com_mengpi_O5	-45	-180	180	0.5
								DESVAR	10	com_mengpi_O6	90	-180	180	0.5
DESVAR	11	com_mengpi_O7	45	-180	180	0.5

DESVAR

12

com_mengpi_O8

0

-180

180

0.5

上述卡片限定了12个单层设计变量的名称，铺层角度的初始值，设计变量上下限变化区间以及最大优化移动步长。

2.关联基于设计响应确定的目标函数和约束条件

接下来需要对优化的目标函数进行卡片定义，但是定义目标函数必须结合设计卡片的设计响应同时定义。设计响应是改变设计变量之后，设计变量对结构的状态和分析结果的影响，因为在优化过程中，约束条件与目标函数均为设计响应，因此在对二者定义之前，需要定义结构的响应，将其认定为目标函数或者约束条件。例如：

DESOBJ(MAX)＝1

Bulk Date：

DRESP1    1    SUBOBJ   FREQ  1

指的就是将第一个设计相应(结构的第一阶固有频率)作为目标函数，并且目标函数取最大值对结构进行优化。

设计响应卡片的格式为：

RTYPE表示设计响应的类型，PTYPE表示单元的属性名称，ATTA，ATTB和ATTi分别表示设计响应的各个属性，如上述bdf卡片片段里面的FREQ1代表设计响应为标准模态响应，1为模态代码。

约束条件卡片格式

其中DCID为设计约束的ID编号。RID为设计响应卡片的编号。LALLOW响应的约束下限，UALLOW响应的约束上限，LOWFQ和HIGHFQ为频率范围的上下限，只针对频率响应，一般不需要用到。

如果优化过程还需要对局部应力，位移，速度，加速度等变量进行限制，那么还需要对整个优化过程进行约束条件的限制，由于本优化问题只针对结构基频，因此不需要添加约束条件，因此定义约束的过程就不加以赘述。

3.输出参数和优化迭代过程的控制。

最后，由于优化过程是个反复迭代的过程，每次迭代分析都会产生很多数据，用户需要根据需要取舍输出相应数据，并需要控制优化过程中的迭代参数，以选取响应的变量容差和收敛准则，其中优化过程参数控制卡片的格式为：

1	2	3	4	5	6	7	8	9	10
										DOPTPRM	IPRINT	VAL1	DESMAX	VAL2	DELP	VAL3	P1	VAL4
	P2	VAL5

其中DESMAX控制优化过程中的最大迭代步数，P1，P2对优化结果的输出项进行控制，DELP为相邻两次迭代单元特性容差，一般取0.02，DELX为相邻两次迭代设计变量容差，CONV2定义收敛准则，当相邻两次迭代的设计响应差值小于该值时，则认为优化过程收敛，优化迭代结束。IPRINT控制输出内容，其值为0时候，不做输出，为2时，输出迭代结果以及查询方向，为5时则输出全部迭代过程设计响应和设计变量的迭代值。对于本优化，DOPTPRM卡片为：

上述卡片主要表示表示控制本优化流程最大迭代步数为15次迭代，最大满应力方法计算循环次数为15，每个循环对数据进行一次打印，当两次循环的设计响应差别小于e^-3时，视为循环结束，结果收敛。

4.优化近似模型显示函数的建立：

在对目标函数优化之前，Nastran对结构响应目标函数的隐函数生成高度近似的显示表达式作为目标函数的近似模型，用一阶Taylor(泰勒展开)级数对设计变量展开目标函数有：

$F\left(X\right)\≈F\left(X^0\right)+\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}\left(\frac{\∂F}{{\∂X}_i}\right)X^0(X_i-X_i^0)$

上述公式用于屈服载荷，内力，体积，重量等响应的模型近似。

F(X)是目标函数，X⁰设计变量初始值，X_i设计变量泰勒展开第i项，n为泰勒展开总项数。

对于应力，应变，位移，固有频率等响应，可使用关于设计变量倒数的泰勒展开，以得到更高的近似精度。设

那么

带入上式得：

$F\left(X\right)\≈F\left(X^0\right)+\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}\left(\frac{\∂f}{\∂Y_i}\right)X^0[Y_i\left(X_i\right)-Y_i\left(X_i^0\right)]$

整理得到：

$F\left(X\right)\≈F\left(X^0\right)-\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}\left(\frac{\∂f}{\∂X_i}\right)\frac{X^0}{X_i}(X_i^0-X_i)$

通过上述两种近似优化模型的建立，得到目标函数的显示展开表达式，这样的响应函数至少能在设计变量10％-20％的该变量的情况下依然保持相当高的计算精度，这样在近似模型中的每次优化迭代就无需费时的有限元分析了。

5.优化算法部分：

将提交到Nastran中优化的Bdf文件完善之后，可以从Nastran中手动调入该bdf文件进行优化分析，优化算法采用二级多点逼近结构优化算法。

1.优化问题的数学描述：

首先用一组等式和不等式来表达优化问题的数学形式：

设计变量X：

Find{X}＝(X₁，X₂，...，X_n)

X是在整个优化过程中相对独立的自变量几何，可以是一个区间集合，也可以是一组离散变量。

取最大值或者最小值的目标函数F{X}：MinimizeF{X}或者MaximizeF{X}；Minimize为目标函数取最小值，Maximize为目标函数取最大值。

目标函数F{X}的取值随设计变量的变化而改变，一般情况下，我们需要使目标函数取最大值或者最小值以满足优化要求。

同目标函数的效果类似，在一个完整的优化计算中，还需要定义各种约束条件最为限制因素，约束条件一般有不等式约束条件，等式约束条件和边界约束条件三种：

G_j(X)≤0        j＝1，2，…，n_G

H_k(X)＝0        k＝1，2，…，n_H

$X_i^L\≤X_i\≤X_i^U$ i＝1，2，…，n

X_i，

和

分别为第i步迭代中设计变量的变量值，设计变量在

该次迭代中的上下限。G_j(X)和H_k(X)分别为不等式与等式约束条件，n_G和n_H为不等式与等式约束条件的个数，n为迭代步数。

2.优化算法介绍：

优化算法是基于梯度基础理论的一种优化算法，在优化中，使用目标函数值的梯度变化来甄别优化结果，控制优化过程。

数值搜寻过程：在整个设计区间中给定一个起始点，程序首先确定目标函数和约束条件的梯度，根据这个梯度，去确定最优解的搜索方向，然后向该搜索方向尽可能的求解，通过迭代比较，观察该解是否为目标函数的最优解，如果该解不是最优解，那么继续重复上述过程，在不违反约束条件的前提下，直至目标函数值无法再改进为止。

首先要先确定优化过程的搜索方向，如果设计变量只有一个，那么当设计变量发生一个微小变化ΔX时，目标函数F(X)相对于该设计变量X的变化率为：

$\frac{\mathrm{dF}\left(X\right)}{\mathrm{dX}}\widetilde{=}\frac{F(X+\mathrm{\ΔX})-F\left(X\right)}{\mathrm{\ΔX}}$

F(X+ΔX)为设计变量发生变化之后的目标函数值。

如果用ΔX_i表示第i个设计变量在该迭代步发生的微小变化，那么目标函数在i个变量上的梯度的矢量合成可以表示为：目标函数关于每个变量的偏导均为梯度矢量的一个分量。

具体如下式：

定义矢量S为目标函数的最速上升方向，那么有：

$S=\▿F$

程序确定了对最优解的一个搜寻方向S，并且给定设计变量的合矢量X₀，那么在优化搜索方向的新的设计点X¹可以表示为：

X¹＝X⁰+αS¹

这样一来整个优化的过程就从n个设计变量的改变，变成了在搜索方向S¹上，控制搜索步长的参数α的改变，这种搜索方法被称为一维搜寻方法。当在当前方向上，参数α的改变不能使优化结果进一步提高时，这时的参数α^*称为该搜索方向的最优参数。此时的目标函数和约束条件可以表示为：

F¹＝F(X⁰+α^*S¹)

$G_j^1=G_j(X^0+{\mathrm{\α}}^{*}{S}^1)$ j＝1，...，n_g

F¹为在搜索方向上设计变量发生变化时的目标函数值；

为设计变量发生改变时，约束条件的函数值。

在这个新的设计点X¹上，程序重新根据新的约束条件和目标函数条件对搜索方向的梯度进行估计和计算，在确定了新的搜索方向后，再次重复上述搜索，直至搜索进程不能再改进目标函数值为止。当在某一个设计点时，经过计算不能得到一个使目标函数改进的梯度方向的时候，程序会将该点记录下来，作为最优解备选，并通过kuhn-tucker(kuhn-tucker为非线性规划的最优线性条件)条件的满足与否，来确定该点是否为最优解。

kuhn-tucker条件规定，对于没有约束条件的目标函数优化，当某一搜索点目标函数延搜索方向的梯度为0时，该点即为最优解；如果有约束条件的存在，就需要引入拉格朗日方程来进行。拉格朗日方程L(X，λ)数学表达为：

$L(X,\mathrm{\λ})=F\left(X\right)+\underset{j=1}{\overset{n_g}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\λ}}_j{G}_j\left(X\right)$

λ_j≥0

n_g为不等式约束条件个数。λ_j≥0为拉格朗日方程差值项。

kuhn-tucker条件规定，当拉格朗日方程L(X，λ)为0时，X即为最优解。同时由于限定条件和

的存在，可以推导出kuhn-tucker用于优化的必要条件：

$\▿G_j{\left(X^{*}\right)}^{T}S\≤0$ λ_jG_j(X^*)＝0

$\▿L(X^{*},\mathrm{\λ})=\▿F\left(X^{*}\right)+\underset{j=1}{\overset{n_G}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\λ}}_j\▿G_j\left(X^{*}\right)$

λ_j≥0    j＝1，2，...，n_g

n_g为不等式约束条件个数。X^*为最优解，

为约束条件梯度的转置，

为拉格朗日方程在最优解点的梯度。

如果在一个有g₁(X)和g₂(X)两个约束条件，有x₁和x₂两个设计变量的优化空间中使用kuhn-tucker条件搜索得到的目标函数的最优解下表为迭代过程中第八步，第十一步，第十四步的固有频率(目标函数)和铺层角度(设计变量)的值。

	第8步(°)	第11步(°)	第14步(°)	|14-8|(°)
					COM_Grid1	-151.2	-157.5	-166.69	15.49
COM_Grid2	11.1	9.53	7.8595	3.24
					COM_Grid3	2.1	2.29	1.8947	0.21
COM_Grid4	0.025	0.037	0.02956	0.005
					COM_Skin1	-66.7	-73.9	-78.224	11.5
COM_Skin2	80.1	114	106.49	26.3
					COM_Skin3	72.1	79.8	74.543	2.44
COM_Skin4	0.14	0.12	0.11271	0.03
					COM_Skin5	-51.9	-57.4	-53.683	1.8
COM_Skin6	44.5	49.2	52.149	7.65

COM_Skin7	51.9	44.7	47.321	4.68
					COM_Skin8	0.05	0.084	0.07813	0.028
频率	205.9	206.4	207.8

针对两个采用不同结构的机翼盒段，对二者在0.0005MPa的均布压强下的应力和位移进行了分析和比较。边界条件为四边均固支。先从宏观上观察其应力分布情况，对比2种结构45°层的应力分布情况：使用格栅结构的机翼盒段，在受到垂直于蒙皮的均布载荷时，格栅结构的各层应力分布情况明显优于传统机翼结构，应力集中现象只集中在少数几何尖点，而传统的蒙皮结构的应力集中区域较多而且面积较大，整个结构应力分布不均匀。

Claims (2)

1.一种采用格栅结构的飞行器机翼盒段，包括格栅肋，蒙皮面板；所述格栅肋外侧包裹蒙皮面板形成机翼盒段，其特征在于：所述格栅肋由若干根加强肋相互交叉形成格栅构形，格栅肋和蒙皮面板均由若干层纤维增强复合材料层合板制成，蒙皮面板固定于格栅肋的外侧；所述格栅肋铺设八层不同角度的纤维增强复合材料，前四层与后四层纤维增强复合材料对称铺设，其中第一层纤维增强复合材料角度为-151.2°至-166.7°，第二层纤维增强复合材料层角度为7.9°至11.1°，第三层纤维增强复合材料层角度为1.9°至2.1°，第四层纤维增强复合材料层角度为0.025°至0.03°；蒙皮面板铺设十六层不同角度的纤维增强复合材料，前八层与后八层纤维增强复合材料对称铺设，其中第一层纤维增强复合材料层角度为-66.7°至-78.2°，第二层纤维增强复合材料层角度为80.1°至106.5°，第三层纤维增强复合材料层角度为72.1°至74.5°，第四层纤维增强复合材料层角度为0.11°至0.14°，第五层纤维增强复合材料层角度为-51.9°至-53.7°，第六层纤维增强复合材料层角度为44.5°至52.1°，第七层纤维增强复合材料层角度为47.3°至51.9°，第八层纤维增强复合材料层角度为0.05°至0.08°。

2.如权利要求1所述采用格栅结构的飞行器机翼盒段的设计方法，其特征在于：方法如下：

1)、初始设计，根据飞机的整体参数设定飞机机翼的固有频率；

2)、设定原始机翼盒段的格栅肋和蒙皮面板的纤维增强复合材料层的铺层角度，采用有限元分析软件对步骤1的固有频率进行基频响应分析；

3)、将步骤2中原始机翼盒段格栅肋和蒙皮面板的纤维增强复合材料层的铺层角度数据从有限元分析软件导出，得到bdf片段文档；

4)、采用计算机中记事本程序打开步骤3导出的bdf片段文档进行关联设计变量，bdf片段文档如下表：

  1   2   3   4   5   6   7   8   DESVAR   ID   LABEL   XINT   XLB   XUB   DELXV   DDVAL   DESVAR   1   com_o1   -45   -90   90   0.5

  DESVAR   1   com_leiban_O1   -45   -180   180   0.5   DESVAR   2   com_leiban_O2   90   -180   180   0.5   DESVAR   3   com_leiban_O3   45   -180   180   0.5   DESVAR   4   com_leiban_O4   0   -180   180   0.5   DESVAR   5   com_mengpi_O1   -45   -180   180   0.5   DESVAR   6   com_mengpi_O2   90   -180   180   0.5   DESVAR   7   com_mengpi_O3   45   -180   180   0.5   DESVAR   8   com_mengpi_O4   0   -180   180   0.5   DESVAR   9   com_mengpi_O5   -45   -180   180   0.5   DESVAR   10   com_mengpi_O6   90   -180   180   0.5   DESVAR   11   com_mengpi_O7   45   -180   180   0.5   DESVAR   12   com_mengpi_O8   0   -180   180   0.5

表中：ID为设计变量编号，LABEL为用户指定的设计变量名称，XINT为设计变量的初始值，XLB和XUB分别为设计变量的上下限，DELXV为优化过程中设计变量的改变量与设计变量变化区间长度的最大值，DDVAL用于定义离散变量；

5、)将根据步骤4中设计完成的变量数据输入有限元分析软件中，对输入数据进行多次迭代计算，将两次相邻迭代后的数值进行对比，如果两次相邻迭代数值差小于0.001则视为结果收敛，如果两次相邻迭代数值差大于0.001，视为未收敛；迭代计算次数大于或等于15次，其迭代结果未收敛，则迭代15次计算后依然输出数据；迭代计算完成后得到机翼盒段的纤维增强复合材料层角度。

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