CN103761378B

CN103761378B - 一种导弹舱段径向连接结构轻质化设计系统

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Publication number: CN103761378B
Application number: CN201410015884.8A
Authority: CN
Inventors: 王晓慧; 樊思思
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University
Priority date: 2014-01-14
Filing date: 2014-01-14
Publication date: 2016-08-17
Anticipated expiration: 2034-01-14
Also published as: CN103761378A

Abstract

一种导弹舱段径向连接结构轻质化设计系统，它包括优化定义模块L1、全局搜索模块L2、局部锁定模块L3和结构分析模块L4四部分；优化定义模块L1为整个优化系统的初始设定，贯穿整个系统的工作过程；全局搜索模块L2和局部锁定模块L3为系统优化工作的两个阶段，全局搜索模块L2实现在大范围广域上的一个粗略搜索；局部锁定模块L3是在全局搜索L2模块的基础上进一步沿梯度方向优化得到最优设计方案；结构分析模块L4为系统优化过程中对于设计方案获取结构分析反馈的手段；该四个模块相互独立，通过模块间信息的交互实现每一模块相应的功能，最终快速地实现对导弹舱段径向连接结构的优化设计。

Description

一种导弹舱段径向连接结构轻质化设计系统

技术领域：

本发明涉及一种导弹舱段径向连接结构轻质化设计系统，该优化系统可以快速地完成导弹舱段径向连接结构的轻质化设计，属于航空航天技术领域。

技术背景：

随着现代高新技术的发展、战争的需求、固体发动机的广泛使用，以及制导设备逐步小型化的发展，导弹技术正向小型化、轻质化、高机动性要求、远射程、高精度、强突防、大威力、系统化、多用途、低成本和高可靠等方向发展。

同时为了满足导弹携带设备的要求，总体设计时要从结构设计的角度来减轻弹体的质量，从而提高导弹性能。从结构设计角度来讲，应当在满足结构强度、刚度的前提下尽可能地减少结构材料或选用新型轻质材料来实现弹体质量的减少。但弹体壁厚优化这一领域已发展相当成熟，导弹各舱段的壁厚可缩减余地有限，故在这一方面着手可以得到的提升空间并不是很大。因此选用相对轻便的舱段连接方式会使弹体减重得到更大的提升，对实现导弹结构的轻质化有较大的作用。

因此采用连接结构较为轻便的径向连接方式获得轴向连接效果从而代替传统的轴向连接方式，可以降低连接结构的质量，从而可以提高导弹的各项性能，如减少对导弹动力系统的要求，增大工作射程，缩小弹体体积，提高导弹装置的装卸性能等，还可增加导弹携带弹药的总量，提高其战斗破坏力。

发明内容：

1.目的：本发明的目的是为了提供一种导弹舱段径向连接结构轻质化设计系统,它可以快速地完成导弹舱段径向连接结构的轻质化设计。

2.技术方案：为了实现上述发明的目的，本发明采用以下技术方案：

本发明一种导弹舱段径向连接结构轻质化设计系统，包括以下4个部分：优化定义模块L1，全局搜索模块L2，局部锁定模块L3，结构分析模块L4。该4个模块相互之间的关系是：优化定义模块L1为整个优化系统的初始设定，贯穿整个系统的工作过程；全局搜索模块L2和局部锁定模块L3为系统优化工作的两个阶段，全局搜索模块L2实现在大范围广域上的一个粗略搜索；局部锁定模块L3是在L2模块的基础上进一步沿梯度方向优化得到最优设计方案；结构分析模块L4为系统优化过程中对于设计方案获取结构分析反馈的手段。该四个模块相互独立，通过模块间信息的交互实现每一模块相应的功能，最终实现对导弹舱段径向连接结构的优化设计。

下面详细说明各部分的结构与功能：

所述优化定义模块L1是对导弹舱段径向连接结构优化设计问题的定义，包括以下三部分：设计变量定义模块L11，优化目标定义模块L12和约束条件定义模块L13。它们之间的相互关系是：设计变量定义模块L11，优化目标定义模块L12和约束条件定义模块L13是并列的。

该设计变量定义模块L11是对导弹舱段径向连接结构优化过程中设计变量的定义，定义径向螺栓的直径和个数、两个舱段连接部分的各宽度和厚度等共9个变量为设计变量。数学表达如下：

X={n,d,t,h1,h2,a1,a2,a3,a4};

其中，X为设计变量组，由9个变量组成：n为螺栓个数，整型变量；d为螺栓直径，整型变量，单位为mm，由螺栓直径可确定选用的螺栓规格，即可确定螺栓的各个具体尺寸；t为舱段连接框A、B薄壁区域的厚度，浮点型变量，单位为mm；h1为舱段连接框A连接区域的厚度，浮点型变量，单位为mm；h2为舱段连接框B连接区域的厚度，浮点型变量，单位为mm；a1为舱段连接框A连接区域的宽度，浮点型变量，单位为mm；a2为舱段连接框A阶梯过渡段宽度，浮点型变量，单位为mm；a3为舱段连接框B局部加厚区域的宽度，浮点型变量，单位为mm；a4为舱段连接框B端面到螺栓孔中心线的轴向距离，浮点型变量，单位为mm。各变量取值范围与导弹舱段直径、材料和承载情况有关。根据要优化的导弹舱段径向连接结构进行各变量取值范围的设定。

该优化目标定义模块L12是对导弹舱段径向连接结构优化过程中优化目标的定义，定义导弹舱段径向连接结构整体质量最小为优化目标。数学表达式如下：

Min(W);

其中，W为导弹舱段径向连接结构整体质量，单位为kg。

该约束条件定义模块L13是对导弹舱段径向连接结构优化过程中约束条件的定义，从结构强度和刚度的角度出发，强度满足结构材料的性能，刚度满足两个舱段不发生脱节。分别定义结构最大应力小于结构材料的许用应力，舱段连接框A和舱段连接框B沿轴向的错位位移小于特定值。数学表达式如下：

S=(s1,s2,s3,dis)

其中，S为约束条件，由2部分组成：s1,s2,s3为强度约束，分别对应舱段连接框A、舱段连接框B、螺栓的最大应力小于对应结构材料的许用应力；dis为刚度约束，对应舱段连接框A和舱段连接框B在连接处沿轴向发生的错位小于特定值。各约束具体取值与结构材料和承载情况有关。

所述全局搜索模块L2由优化工具构成。其中，优化工具的工作过程为：将初始设计方案提交到结构分析模块L4进行结构分析，读取分析结果判断是否满足优化终止条件，如满足则优化结束，否则根据系统设定的更新方法给出新的设计方案，再次进行结构分析，不断重复以上过程，直到满足优化终止条件，其中更新方法和优化终止条件在不同模块中不同。全局搜索模块中的更新方法是依据试验方案表的编排，优化终止条件是试验方案是否完成。其中，试验方案表是根据拉丁超立方试验设计方法针对9个设计变量在取值范围内制定的，实现对全局区域的样本点均布。样本点的个数一般为10～200个，样本点越多，优化效果越好，但相应的计算效率也会越低。其中，拉丁超立方试验设计是一种快速高效的试验设计方法，是数理统计学科中的一门成熟技术。所以全局搜索模块L2的工作过程如下：以试验方案表为参考，依次将每个样本点方案提交到结构分析模块L4，L4处理结束后将相应方案反馈返回；完成试验方案表中所有样本点的结构分析后，则试验方案完成，优化工具对所有样本点结果进行对比，选择可行域内优化目标最小的样本点作为最优局部区域标志，将其提交到局部锁定模块L3。

所述局部锁定模块L3同样由优化工具构成，只是更新方法和优化终止条件和全局搜索模块L2不同。局部锁定过程中更新方法是依据SQP序列二次规划梯度优化算法，其中，SQP序列二次规划梯度优化算法是一种针对非线性问题的数学求解方法。优化终止条件是满足收敛条件，其中，收敛条件是指两组设计方案的目标值差异在精度范围内，精度一般选用0.1%～10%，精度越高，优化效果越好，但相应地会延长系统工作时间。所以局部锁定模块L3的工作过程如下：首先将全局搜索模块L2确定的最优局部区域标志提交到结构分析模块L4，结构分析模块L4处理结束后将相应方案反馈返回；优化工具根据SQP序列二次规划梯度优化算法对反馈进行分析给出新一组设计方案，再次提交到结构分析模块L4处理，结构分析模块L4处理结束后再将相应方案反馈返回；重复以上过程，直到该过程满足收敛条件，则优化系统完成工作，确定最终一组设计方案为最优设计方案。

所述结构分析模块L4是对设计方案进行结构仿真并分析，从分析结果中提取出优化所需的信息作为方案反馈返回，主要由以下6个部分组成：几何外形L41，外载条件L42，结构材料L43，单元属性L44，分析求解L45，结果处理L46。它们之间的相互关系是彼此并列的。

该几何外形L41主要实现对结构外形的仿真，建立导弹几何结构模型。主要包括：舱段连接框A的具体尺寸、舱段连接框B的具体尺寸、螺栓的具体尺寸、托板螺母的具体尺寸及彼此间的相对位置。其中，舱段连接框A、舱段连接框B的外径为0.6m～1.4m，长度与外径相关，数值上表现为比外径小0.2m，分为薄壁区域和连接区域，连接区域的厚度为t，宽度为总长与薄壁区域的差，舱段连接框A连接区域的厚度为h1，宽度为a1，与薄壁部分阶梯过渡段宽度为a2，舱段连接框B连接区域的厚度为h2，宽度为a3，螺栓位于距离舱段连接框B端面a4的位置上，螺栓个数为n，螺栓直径为d，根据螺栓直径选定相应规格的螺栓和托板螺母，确定螺栓和托板螺母的细节尺寸。以上仿真建模过程中部分尺寸为设计变量，故我们将建模过程中设计变量以如下形式定义：

n=[n],d=[d],t=[t],h1=[h1],h2=[h2],a1=[a1],a2=[a2],a3=[a3],a4=[a4];

新的设计方案会将各变量新的数值赋值于[*]，从而实现结构几何模型的自动化更改过程。

该外载条件L42主要实现结构承受载荷的定义。主要包括：位移限制和载荷施加。位移限制是将舱段连接框A薄壁区域远端固定；载荷施加主要包括轴向的拉压，径向的剪切，垂直于轴向的弯矩以及其他形式的载荷。根据要优化导弹舱段径向连接结构进行载荷数值的设定。

该结构材料L43主要实现对结构材料属性的定义。主要包括舱段连接框A的材料定义、舱段连接框B的材料定义、螺栓的材料定义、托板螺母的材料定义。其中材料定义是指定结构材料的弹性模量，泊松比，密度等参数。舱段连接框A、B可以选用同种材料，也可选用不同种材料，可选材料有铝合金，镁合金以及复合材料等；螺栓和托板螺母可选用45号钢或其他合金钢。

该单元属性L44主要实现对仿真结构模型单元的定义。主要包括舱段连接框A的单元定义、舱段连接框B的单元定义、螺栓的单元定义、托板螺母的单元定义。舱段连接框A、B薄壁区域选用四节点壳单元，连接区域选用四节点体单元，螺栓和托板螺母选用六面体单元，并将所有体单元定义为接触体，考虑彼此间接触作用。

该分析求解L45主要实现结构在定义环境下响应的求解。我们选用求解器对整体结构进行非线性接触分析。其中，求解器选用现有成熟软件。

该结果处理L46主要实现对分析结果进行处理，选取优化过程中关心的响应。在结构分析完毕后，求解器会输出结构每个单元的质量信息，应力信息与位移信息等信息，从中组合得到结构整体质量，结构各部分最大应力，两个舱段连接框在连接处沿轴向发生的错位位移。具体数学表达如下：

W=∑w_i；

s1=max(s1_i)，s2=max(s2_i)，s3=max(s3_i)；

dis=max(dis2_i-dis1_i);

其中，w_i为结构各单元质量，s1_i,s2_i,s3_i分别为舱段连接框A、舱段连接框B、螺栓和托板螺母每个单元的应力值，dis1_i,dis2_i分别为位于舱段连接框A、舱段连接框B通孔中心线上的单元的位移信息。

本发明的优点在于：

一、可以高效、快速地实现导弹舱段径向连接结构优化设计；

二、各模块之间在软件结构上相互独立，具有较强的灵活性。

附图说明

图1本发明针对对象导弹舱段径向连接结构的示意图（局部剖视图）。

图2本发明导弹舱段径向连接结构轻质化设计系统的分块结构示意图。

图3本发明优化工具结构示意图

图4本发明所涉及的软件流程图。

图中具体标号说明如下：

1——舱段连接框A2——螺栓

3——舱段连接框B4——托板螺母

L1——优化定义模块；L2——全局搜索模块；L3——局部锁定模块；L4——结构分析模块。

具体实施方式

参见图2，为本发明导弹舱段径向连接结构轻质化设计系统的分块结构示意图。本发明包括4个部分：优化定义模块L1，全局搜索模块L2，局部锁定模块L3，结构分析模块L4。该4个模块相互之间的关系是：优化定义模块L1为整个优化系统的初始设定，贯穿整个系统的工作过程；全局搜索模块L2和局部锁定模块L3为系统优化工作的两个阶段，全局搜索模块L2实现在大范围广域上的一个粗略搜索；局部锁定模块L3是在L2模块的基础上进一步沿梯度方向优化得到最优设计方案；结构分析模块L4为系统优化过程中对于设计方案获取结构分析反馈的手段。该四个模块相互独立，通过模块间信息的交互实现每一模块相应的功能，最终实现对导弹舱段径向连接结构的优化设计。

下面详细说明各部分的结构与功能：

所述优化定义模块L1是对导弹舱段径向连接结构优化设计问题的定义，主要包括以下三部分：设计变量定义模块L11，优化目标定义模块L12和约束条件定义模块L13。它们之间的相互关系是：设计变量定义模块L11，优化目标定义模块L12和约束条件定义模块L13是并列的。

设计变量定义模块L11是对导弹舱段径向连接结构优化过程中设计变量的定义，定义径向螺栓的直径和个数、两个舱段连接部分的各宽度和厚度等共9个变量为设计变量。数学表达如下：

X={n,d,t,h1,h2,a1,a2,a3,a4};

其中，X为设计变量组，由9个变量组成：参见图1，n为螺栓个数，整型变量，取值范围为8～50个；d为螺栓2直径，整型变量，单位为mm，，取值域为{5,6,8}，由螺栓2直径可确定选用的螺栓规格，即可确定螺栓的各个具体尺寸；t为舱段连接框A1、B3薄壁区域的厚度，浮点型变量，单位为mm，取值范围为2～4；h1为舱段连接框A1连接区域的厚度，浮点型变量，单位为mm，取值范围为6～11；h2为舱段连接框B3连接区域的厚度，浮点型变量，单位为mm，取值范围为6～11；a1为舱段连接框A1连接区域的宽度，浮点型变量，单位为mm，取值范围为70～120；a2为舱段连接框A1阶梯过渡段宽度，浮点型变量，单位为mm，取值范围为5～15；a3为舱段连接框B3局部加厚区域的宽度，浮点型变量，单位为mm，取值范围为70～120；a4为舱段连接框B3端面到螺栓孔中心线的轴向距离，浮点型变量，单位为mm，取值范围为35～60。

优化目标定义模块L12是对导弹舱段径向连接结构优化过程中优化目标的定义，定义导弹舱段径向连接结构整体质量最小为优化目标。数学表达式如下：

Min(W);

其中，W为导弹舱段径向连接结构整体质量，单位为kg。

约束条件定义模块L13是对导弹舱段径向连接结构优化过程中约束条件的定义，从结构强度和刚度的角度出发，强度满足结构材料的性能，刚度满足两个舱段不发生脱节。分别定义结构最大应力小于结构材料的许用应力，舱段连接框A1和舱段连接框B3沿轴向的错位位移小于特定值。数学表达式如下：

S=(s1,s2,s3,dis)

其中，S为约束条件，由两部分组成：s1,s2,s3为强度约束，分别对应舱段连接框A1、舱段连接框B3、螺栓2的最大应力小于对应结构材料的许用应力，舱段连接框A1、B2均使用编号2219的铝合金材料，对应许用应力为390MPa，螺栓选用30CrMnSiA合金钢，对应许用应力为1080MPa；dis为刚度约束，对应舱段连接框A1和舱段连接框B3在连接处沿轴向发生的错位小于1mm。

所述全局搜索模块L2由优化工具构成。参见图3，为本发明优化工具结构示意图，优化工具的工作过程为：将初始设计方案提交到结构分析模块L4进行结构分析，读取分析结果判断是否满足优化终止条件，如满足则优化结束，否则根据系统设定的更新方法给出新的设计方案，再次进行结构分析，不断重复以上过程，直到满足优化终止条件，其中更新方法和优化终止条件在不同模块中不同。

全局搜索模块L2中的更新方法是依据试验方案表的编排，优化终止条件是试验方案是否完成。其中，试验方案表是根据拉丁超立方试验设计方法针对9个设计变量在取值范围内制定的，实现对全局区域的样本点均布。样本点的个数为108个。其中，拉丁超立方试验设计是一种快速高效的试验设计方法，是数理统计学科中的一门成熟技术。所以全局搜索模块L2的工作过程如下：以试验方案表为参考，依次将每个样本点方案提交到结构分析模块L4，L4处理结束后将相应方案反馈返回；完成试验方案表中所有样本点的结构分析后，则试验方案完成，优化工具对所有样本点结果进行对比，选择可行域内优化目标最小的样本点作为最优局部区域标志，将其提交到局部锁定模块L3。

所述局部锁定模块L3同样由优化工具构成，只是更新方法和优化终止条件和全局搜索模块L2不同。局部锁定过程中更新方法是依据SQP序列二次规划梯度优化算法，其中，SQP序列二次规划梯度优化算法是一种针对非线性问题的数学求解方法。优化终止条件是满足收敛条件，其中，收敛条件是指两组设计方案的目标值差异在精度范围内，精度选用5%，精度越高，优化效果越好，但相应地会延长系统工作时间。所以局部锁定模块L3的工作过程如下：首先将全局搜索模块L2确定的最优局部区域标志提交到结构分析模块L4，L4处理结束后将相应方案反馈返回；优化工具根据SQP序列二次规划梯度优化算法对反馈进行分析给出新一组设计方案，再次提交到结构分析模块L4处理，L4处理结束后再将相应方案反馈返回；重复以上过程，直到该过程满足收敛条件，则优化系统完成工作，确定最终一组设计方案为最优设计方案。

几何外形L41主要实现对结构外形的仿真，建立导弹几何结构模型。参见图1，主要包括：舱段连接框A1的具体尺寸、舱段连接框B3的具体尺寸、螺栓2的具体尺寸、托板螺母4的具体尺寸及彼此间的相对位置。其中，舱段连接框A1、舱段连接框B3的外径为0.6m，长度为0.4m，分为薄壁区域和连接区域，连接区域的厚度为t，宽度为总长与薄壁区域的差，舱段连接框A1连接区域的厚度为h1，宽度为a1，与薄壁部分阶梯过渡段宽度为a2，舱段连接框B3连接区域的厚度为h2，宽度为a3，螺栓2位于距离舱段连接框B3端面a4的位置上，螺栓2个数为n，螺栓2直径为d，根据螺栓2直径选定相应规格的螺栓2和托板螺母4，确定螺栓2和托板螺母4的细节尺寸。以上仿真建模过程中部分尺寸为设计变量，故我们将建模过程中设计变量以如下形式定义：

n=[n],d=[d],t=[t],h1=[h1],h2=[h2],a1=[a1],a2=[a2],a3=[a3],a4=[a4];

外载条件L42主要实现结构承受载荷的定义。主要包括：位移限制和载荷施加。位移限制是将舱段连接框A薄壁区域远端固定；载荷施加主要包括轴向的拉压，径向的剪切，垂直于轴向的弯矩以及其他形式的载荷。在舱段连接框B3远端中心施加大小为30kN的轴向拉力，大小为60kN的径向剪切及与剪切力共面的120kN·m弯矩。

结构材料L43主要实现对结构材料属性的定义。主要包括舱段连接框A1的材料定义、舱段连接框B3的材料定义、螺栓2的材料定义、托板螺母4的材料定义。其中材料定义是指定结构材料的弹性模量，泊松比，密度等参数。舱段连接框A1、B3选用编号为2219的铝合金，弹性模量为71GPa，泊松比为0.3，密度为2.84g/cm³；螺栓2和托板螺母选用30CrMnSiA高强度合金钢，其弹性模量为210GPa，泊松比为0.3，密度为7.93g/cm³。

单元属性L44主要实现对仿真结构模型单元的定义。主要包括舱段连接框A的单元定义、舱段连接框B的单元定义、螺栓的单元定义、托板螺母的单元定义。舱段连接框A、B薄壁区域选用四节点壳单元，连接区域选用四节点体单元，螺栓和托板螺母选用六面体单元，并将所有体单元定义为接触体，考虑彼此间接触作用。

分析求解L45主要实现结构在定义环境下响应的求解。我们选用求解器对整体结构进行非线性接触分析。其中，求解器选用现有成熟软件。

结果处理L46主要实现对分析结果进行处理，选取优化过程中关心的响应。在结构分析完毕后，求解器会输出结构每个单元的质量信息，应力信息与位移信息等信息，从中组合得到结构整体质量，结构各部分最大应力，两个舱段连接框在连接处沿轴向发生的错位位移。具体数学表达如下：

W=∑w_i；

s1=max(s1_i)，s2=max(s2_i)，s3=max(s3_i)；

dis=max(dis2_i-dis1_i);

其中，w_i为结构各单元质量，s1_i,s2_i,s3_i分别为舱段连接框A1、舱段连接框B3、螺栓2和托板螺母4每个单元的应力值，dis1_i,dis2_i分别为位于舱段连接框A、舱段连接框B通孔中心线上的单元的位移信息。

参见图4，为本发明所涉及的软件流程图：

1.根据系统优化对象——导弹舱段径向连接结构定义优化问题。

2.优化系统根据拉丁超立方试验设计制定试验方案表。

3.根据试验方案表对每一组样本点方案进行结构分析。

4.每一次结构分析后判断试验方案是否完成，如已完成，则提取可行域内目标值最小的样本点方案，作为最优局部区域标志，否则执行下一组设计方案。

5.在最优局部区域中使用SQP序列二次规划法梯度优化算法，对最优局部区域标志进行结构分析，并根据梯度信息来确定新的设计方案。

6.对新的设计方案进行结构分析后对比前后两次结果响应，如满足收敛条件则SQP优化结束，否则给出新的设计方案，重复以上过程直到满足收敛条件。

7.以收敛时的设计方案作为最优设计方案，导弹舱段径向连接结构轻质化设计系统工作结束。

综上所述，本发明所提供的系统，包括4个模块：优化定义模块，全局搜索模块，局部锁定模块，结构分析模块。四个模块相互独立，通过模块间信息的交互实现每一模块相应的功能，最终实现对导弹舱段径向连接结构的优化设计。

Claims

1.一种导弹舱段径向连接结构轻质化设计系统，其特征在于：它包括优化定义模块L1、全局搜索模块L2、局部锁定模块L3和结构分析模块L4四部分；优化定义模块L1为整个优化系统的初始设定，贯穿整个系统的工作过程；全局搜索模块L2和局部锁定模块L3为系统优化工作的两个阶段，全局搜索模块L2实现在大范围广域上的一个粗略搜索；局部锁定模块L3是在全局搜索L2模块的基础上进一步沿梯度方向优化得到最优设计方案；结构分析模块L4为系统优化过程中对于设计方案获取结构分析反馈的手段；该四个模块相互独立，通过模块间信息的交互实现每一模块相应的功能，最终实现对导弹舱段径向连接结构的优化设计；

所述优化定义模块L1是对导弹舱段径向连接结构优化设计问题的定义，包括设计变量定义模块L11、优化目标定义模块L12和约束条件定义模块L13三部分；它们彼此之间是相互并列的关系；该设计变量定义模块L11是对导弹舱段径向连接结构优化过程中设计变量的定义，定义径向螺栓的直径和个数、两个舱段连接部分的各宽度和厚度共9个变量为设计变量，数学表达如下：

X＝{n,d,t,h1,h2,a1,a2,a3,a4}；

其中，X为设计变量组，由9个变量组成：n为螺栓个数，整型变量；d为螺栓直径，整型变量，单位为mm，由螺栓直径确定选用的螺栓规格，即确定螺栓的各个具体尺寸；t为舱段连接框A、B薄壁区域的厚度，浮点型变量，单位为mm；h1为舱段连接框A连接区域的厚度，浮点型变量，单位为mm；h2为舱段连接框B连接区域的厚度，浮点型变量，单位为mm；a1为舱段连接框A连接区域的宽度，浮点型变量，单位为mm；a2为舱段连接框A阶梯过渡段宽度，浮点型变量，单位为mm；a3为舱段连接框B局部加厚区域的宽度，浮点型变量，单位为mm；a4为舱段连接框B端面到螺栓孔中心线的轴向距离，浮点型变量，单位为mm；各变量取值范围与导弹舱段直径、材料和承载情况有关，根据要优化的导弹舱段径向连接结构进行各变量取值范围的设定；该优化目标定义模块L12是对导弹舱段径向连接结构优化过程中优化目标的定义，定义导弹舱段径向连接结构整体质量最小为优化目标；

数学表达式如下：Min(W)；

其中，W为导弹舱段径向连接结构整体质量，单位为kg；

该约束条件定义模块L13是对导弹舱段径向连接结构优化过程中约束条件的定义，从结构强度和刚度的角度出发，强度满足结构材料的性能，刚度满足两个舱段不发生脱节；分别定义结构最大应力小于结构材料的许用应力，舱段连接框A和舱段连接框B沿轴向的错位位移小于特定值；数学表达式如下：S＝(s1,s2,s3,dis)

其中，S为约束条件，由两部分组成：s1,s2,s3为强度约束，分别对应舱段连接框A、舱段连接框B、螺栓的最大应力小于对应结构材料的许用应力；dis为刚度约束，对应舱段连接框A和舱段连接框B在连接处沿轴向发生的错位小于特定值，各约束具体取值与结构材料和承载情况有关；

所述全局搜索模块L2由优化工具构成；其中，优化工具的工作过程为：将初始设计方案提交到结构分析模块L4进行结构分析，读取分析结果判断是否满足优化终止条件，如满足则优化结束，否则根据系统设定的更新方法给出新的设计方案，再次进行结构分析，不断重复以上过程，直到满足优化终止条件，其中更新方法和优化终止条件在不同模块中不同；全局搜索模块中的更新方法是依据试验方案表的编排，优化终止条件是试验方案是否完成；其中，试验方案表是根据拉丁超立方试验设计方法针对9个设计变量在取值范围内制定的，实现对全局区域的样本点均布；样本点的个数为10～200个，样本点越多，优化效果越好，但相应的计算效率也会越低；所以全局搜索模块L2的工作过程如下：以试验方案表为参考，依次将每个样本点方案提交到结构分析模块L4，L4处理结束后将相应方案反馈返回；完成试验方案表中所有样本点的结构分析后，则试验方案完成，优化工具对所有样本点结果进行对比，选择可行域内优化目标最小的样本点作为最优局部区域标志，将其提交到局部锁定模块L3；

所述局部锁定模块L3同样由优化工具构成，只是更新方法和优化终止条件和全局搜索模块L2不同；局部锁定过程中更新方法是依据SQP序列二次规划梯度优化算法，其中，SQP序列二次规划梯度优化算法是一种针对非线性问题的数学求解方法，优化终止条件是满足收敛条件，其中，收敛条件是指两组设计方案的目标值差异在精度范围内，精度选用0.1％～10％，精度越高，优化效果越好，但相应地会延长系统工作时间；所以局部锁定模块L3的工作过程如下：首先将全局搜索模块L2确定的最优局部区域标志提交到结构分析模块L4，结构分析模块L4处理结束后将相应方案反馈返回；优化工具根据SQP序列二次规划梯度优化算法对反馈进行分析给出新一组设计方案，再次提交到结构分析模块L4处理，结构分析模块L4处理结束后再将相应方案反馈返回；重复以上过程，直到该过程满足收敛条件，则优化系统完成工作，确定最终一组设计方案为最优设计方案；

所述结构分析模块L4是对设计方案进行结构仿真并分析，从分析结果中提取出优化所需的信息作为方案反馈返回，它由以下6个部分组成：几何外形L41，外载条件L42，结构材料L43，单元属性L44，分析求解L45，结果处理L46；它们彼此之间是相互并列的关系；该几何外形L41实现对结构外形的仿真，建立导弹几何结构模型；几何外形L41实现对结构外形的仿真内容包括：舱段连接框A的具体尺寸、舱段连接框B的具体尺寸、螺栓的具体尺寸、托板螺母的具体尺寸及彼此间的相对位置；其中，舱段连接框A、舱段连接框B的外径为0.6m～1.4m，长度与外径相关，数值上表现为比外径小0.2m，分为薄壁区域和连接区域，连接区域的厚度为t，宽度为总长与薄壁区域的差，舱段连接框A连接区域的厚度为h1，宽度为a1，与薄壁部分阶梯过渡段宽度为a2，舱段连接框B连接区域的厚度为h2，舱段连接框B局部加厚区域的宽度为a3，螺栓位于距离舱段连接框B端面a4的位置上，螺栓个数为n，螺栓直径为d，根据螺栓直径选定相应规格的螺栓和托板螺母，确定螺栓和托板螺母的细节尺寸；以上仿真建模过程中部分尺寸为设计变量，故将建模过程中设计变量以如下形式定义：

n＝[n],d＝[d],t＝[t],h1＝[h1],h2＝[h2],a1＝[a1],a2＝[a2],a3＝[a3],a4＝[a4]；

新的设计方案会将各变量新的数值赋值于[*]，从而实现结构几何模型的自动化更改过程；该外载条件L42实现结构承受载荷的定义，外载条件L42实现结构承受载荷的定义内容包括：位移限制和载荷施加；位移限制是将舱段连接框A薄壁区域远端固定；载荷施加包括轴向的拉压，径向的剪切，垂直于轴向的弯矩以及其他形式的载荷；根据要优化导弹舱段径向连接结构进行载荷数值的设定；该结构材料L43实现对结构材料属性的定义；结构材料L43实现对结构材料属性的定义内容包括舱段连接框A的材料定义、舱段连接框B的材料定义、螺栓的材料定义和托板螺母的材料定义；其中材料定义是指定结构材料的弹性模量，泊松比，密度参数；舱段连接框A、B选用材料有铝合金，镁合金以及复合材料；螺栓和托板螺母选用45号钢或其他合金钢；该单元属性L44实现对仿真结构模型单元的定义；单元属性L44实现对仿真结构模型单元的定义内容包括舱段连接框A的单元定义、舱段连接框B的单元定义、螺栓的单元定义和托板螺母的单元定义；舱段连接框A、B薄壁区域选用四节点壳单元，连接区域选用四节点体单元，螺栓和托板螺母选用六面体单元，并将所有体单元定义为接触体，考虑彼此间接触作用；该分析求解L45实现结构在定义环境下响应的求解；选用求解器对整体结构进行非线性接触分析；其中，求解器选用现有成熟软件；该结果处理L46实现对分析结果进行处理，选取优化过程中关心的响应；在结构分析完毕后，求解器会输出结构每个单元的质量信息，应力信息与位移信息，从中组合得到结构整体质量，结构各部分最大应力，两个舱段连接框在连接处沿轴向发生的错位位移；具体数学表达如下：W＝∑w_i；s1＝max(s1_i)，s2＝max(s2_i)，s3＝max(s3_i)；dis＝max(dis2_i-dis1_i)；

其中，w_i为结构各单元质量，s1_i为舱段连接框A每个单元的应力值,s2_i为舱段连接框B每个单元的应力值,s3_i为螺栓单元的应力值，dis1_i为位于舱段连接框A通孔中心线上的单元的位移信息,dis2_i为舱段连接框B通孔中心线上的单元的位移信息。