CN104229155A - 考虑屈曲约束与铺层顺序的复合材料机翼壁板铺层确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明的优点包括：1）使得各项性能指标靠近约束边界，提高了结构材料利用效率；2）以屈曲临界载荷因子最大为目标，同时满足多种约束条件，并得到层合板铺层优化顺序，为实际工程应用提供初步参考。本发明的复合材料机翼壁板铺层确定方法，包括：A）建立结构模型和气动模型；B）明确优化设计的对象；C）确定机翼结构中的目标函数；D)在所述步骤C）之后，施加约束条件（步骤103）；E）进行约束调节的分析（步骤104）；F）以步骤D)和E）这两个步骤的结果作为输入，执行混合优化处理（步骤105）。

Description

考虑屈曲约束与铺层顺序的复合材料机翼壁板铺层确定方法

技术领域

本发明涉及一种考虑屈曲约束与铺层顺序的复合材料机翼壁板铺层确定方法,属于航空飞行器的结构设计算法领域。

背景技术

当前，新一代大型民用飞机大量应用复合材料已成为设计趋势。为了充分利用复合材料的优异性能，气动弹性剪裁成为必不可少的设计手段。在民用大展弦比复合材料机翼的结构设计中，由于复合材料各项异性的特性，设计参数对复合材料层合板结构的力学性能的影响更加显著，受到广泛关注。

在复合材料机翼结构设计中，复合材料壁板的各铺设角度的铺层厚度是重要的设计参数，通过对其进行调节，可以达到对机翼气动弹性性能进行优化的效果。在飞行过程中机翼为飞机提供向上的升力以克服重力，分析机翼结构各个构件的承载特点可知，为平衡气动载荷引起的弯曲力矩，机翼上翼面壁板承受压力载荷，下壁板承受拉力载荷；从结构发生屈曲失稳的机理出发可知，壁板结构在承受压力（剪切）载荷情况下可能发生失稳现象，所以，在飞行包线范围内，机翼上壁板是发生失稳的危险区域。

以往的分析大都是基于对复合材料层合板已有铺层的调整分析，并没有将优化设计引入其中。在大展弦比复合材料机翼的优化设计中，多数的气动弹性优化技术综合考虑了变形，颤振和强度等方面的约束条件。但是在机翼这样的大型复杂结构中，目前的关于复合材料机翼壁板稳定性方面的研究大多数以壁板屈曲分析为主，只能作为分析校核手段，无法在结构优化设计阶段对稳定性进行约束，后续的校验可能导致设计工作反复，所以在结构优化中引入稳定性约束条件具有实际工程应用价值与需求，发展一种同时考虑气动弹性约束和稳定性约束的优化方法非常有必要。

发明内容

根据本发明的一个方面，提供了一种复合材料机翼壁板铺层确定方法，其特征在于包括：

A）建立结构模型和气动模型；

B）明确优化设计的对象；

C）确定机翼结构中的目标函数；

D)在所述步骤C）之后，施加约束条件；

E）进行约束调节的分析；

F）以步骤D)和E）这两个步骤的结果作为输入，执行混合优化处理。

附图说明

图1是根据本发明的一个实施例的多约束气动弹性优化方法的流程图。

图2是图1所示的流程中按照遗传算法的规律更新屈曲分析载荷后获取稳定性约束条件的流程。

图3是图1所示的流程中读取铺层信息时生成壁板铺层序列的子程序分析流程。

图4在一民机复合材料机翼模型上进行多约束条件下气动弹性剪裁优化的示意图。

图5显示了的铺层顺序优化中的铺层序列变化历程。

具体实施方式

本发明提供了一种考虑结构屈曲稳定性和铺层顺序的复合材料机翼壁板铺层设计技术，用于为初步设计阶段的壁板铺层设计提供基础。

在飞机翼面结构设计中，需要考虑一些薄壁结构和杆元结构的稳定性问题，例如机翼蒙皮壁板和连杆结构等。而在机翼结构初步设计阶段，主要开展针对机翼翼盒的设计，这时只需考虑翼面壁板的稳定性即可。

图1所示的，是根据本发明的一个实施例的考虑屈曲约束与铺层顺序的复合材料机翼壁板铺层确定方法，其中，在确定机翼的初始结构参数的方案（步骤101）以后，首先，在步骤102：

－建立结构模型和气动模型；

－明确优化设计的对象，在一般机翼结构中，主要是是蒙皮、梁、桁条；

－确定目标函数，即：机翼结构中，对应的目标函数主要有结构重量、频率等。

随后，按照遗传算法的规律更新屈曲分析载荷或读取铺层信息（步骤103），并施加稳定性约束条件，和/或展开气动弹性约束、结构强度约束、制造工艺约束的分析（步骤104）。以步骤103和104这两个步骤的结果为混合优化处理（步骤105）的输入。反复迭代执行运算（步骤106），最终确定出优化机翼结构（步骤107）。

结合图1的实施例所描述的本发明中，通过调用屈曲分析结果，来实现稳定性约束，，再将稳定性约束条件添加到气动弹性综合优化中。图2的内容为图1中104步骤的具体实施方案。根据本发明的该稳定性约束条件的获取方法的一个实施例如图2所示。图2的实施例中，分析状态是一直更新的（步骤201），在确定原有的机翼有限元模型（步骤202）的基础上，先对结构施加外载荷，进行静力分析（步骤203），求解内力，读取静力分析的结果（步骤204），在所求得的内应力的基础上求解刚度矩阵，确定屈曲分析的工况（步骤205），进一步得到屈曲分析的控制参数（步骤206），将以上以上步骤202－206迭代进行，最后开展稳定性分析，计算屈曲因子（步骤207），得到稳定性约束条件（208）。

当在如图1所示实施例所表示的优化过程中处理铺层顺序问题的处理的一个实施例如图3所示。首先，读取复合材料层合板属性卡片信息（步骤301），获得最大铺层厚度、层合板铺设比例、以及其余复合材料纤维属性参数信息（步骤302）。然后折算出各个铺设角度的铺设层数，并按指定方式编码生成原始铺层序列。利用FORTRAN函数库RANDOM_NUMBER（）函数生成随机数，通过调节原始序列生成最大厚度随机铺层序列（步骤303）。为保证铺层纤维的连续性，其余各厚度的铺层顺序序列由最大厚度序列中抽取一部分得到（步骤304），同时要保证铺层各铺设角度的比例。在生成铺层序列后通过判断其是否满足层合板铺层原则（步骤305，主要考量铺层中是否包含每一种铺设角度铺层，同一角度连续铺设层数是否超过预定层数（如四层）），如不满足“否”，则返回（步骤306）迭代直至生成满足要求的铺层序列。

基于运算程序生成的机翼壁板初始铺层作为输入，调用随机铺层子程序生成新铺层序列提交Nastran分析，读取分析结果并获得设计响应值，如果不满足终止条件，则返回机翼壁板初始铺层迭代运算直至生成遗传敏度混合算法优化条件下机翼壁板铺层序列（步骤307）。

以一民机复合材料机翼模型为例，如图4，进行多约束条件下气动弹性剪裁优化设计。优化问题可描述为：

目标函数：机翼结构质量最小。

设计变量：机翼上下蒙皮各铺层厚度，前后梁凸缘/腹板各铺层厚度，桁条筋条厚度。

约束条件：本例重点考虑了机翼蒙皮壁板的稳定性约束。具体的静气动弹性响应约束主要考虑机翼的垂直变形和扭转；动气动弹性响应为颤振；而强度约束则包含了复合材料失效，许用强度和许用应变等；稳定性约束为机翼上蒙皮壁板在极限载荷状况下不发生失稳现象。具体载荷工况及约束条件选取如下所示：

1)2.5g纵向对称拉起：飞行高度11200m，马赫数0.785，约束条件为u≤l×12%，其中为翼尖扭角（对于本文分析后掠翼，该值为负），u为翼尖垂直位移，l为机翼半展长；

2)滚转机动：飞行高度11200m，马赫数0.785，副翼效率η≥60%；

3)颤振速度：在海平面高度，根部固支情况下，机翼的颤振速度不低于320m/s。选用机翼前10阶弹性模态进行颤振分析，其中已经包含了机翼参与颤振的主要弯曲和扭转模态；

4)稳定性：在2.5g纵向对称拉起情况的等效载荷条件下，机翼上壁板不出现失稳，即在该载荷条件下，正向一阶屈曲载荷因子大于1（考虑到复杂机翼屈曲求解时，特征根差值很小，为保证安全裕度，同时约束正向二阶屈曲载荷因子大于1）。表1列出了四种优化分析状态的条件：

表1 分析状态定义

在满足各种气动弹性约束的情况下，四者刚度水平总体变化趋势一致。由于屈曲约束条件的影响，结构质量较大，位移较小，各剖面垂直弯曲刚度值较不考虑稳定性约束情况要大，而扭转刚度则差异不大。仅考虑优化桁条截面的优化结果的目标质量最小，但由于未在优化设计过程中添加稳定性约束条件，所以其上壁板屈曲因子小于1，即在该载荷工况下，上壁板发生屈曲；结构设计中对桁条截面进行优化设计也很有必要，能够减轻部分结构重量；在优化设计中若不考虑稳定性约束条件，优化结构往往不满足稳定性设计要求；综合对比各优化结果可以得出，在复合材料机翼结构优化设计中，为了取得结构效率更高的设计方案，应当考虑桁条截面的参数优化，但是须引入稳定性约束条件。

以上分析结果表明，对于大展弦比复合材料机翼的气动弹性综合优化问题，除了传统的强度/应变、颤振、变形和操作效率等约束条件外，稳定性约束条件亦不可或缺。

优化后的铺层顺序如图5所示，对比每一代可行铺层顺序方案可以发现：在不增加结构重量的前提下，设计中将0°铺层靠近表层，对结构稳定性有利。因此通过遗传/敏度混合优化手段可以实现对复合材料机翼的剪裁设计，同时使结构布置和刚度分布更加高效合理。

本发明的优点和有益效果包括：

1）经过气动弹性综合优化设计得到的复合材料机翼结构在全面满足强度、气动弹性总体性能指标的前提下，相对原始结构方案，有效减轻了轻结构重量，为初步结构设计提供有效参考；通过优化设计，使得各项性能指标靠近约束边界，提高了结构材料利用效率。

2）利用本发明开发的优化方法，考虑壁板的屈曲稳定性问题，以屈曲临界载荷因子最大为目标，同时满足多种约束条件，以优化设计的方式得到层合板铺层顺序，为实际工程应用提供初步参考。

3）本发明针对气动弹性优化设计后的机翼典型结构部件，开展了复合材料层合板铺层顺序优化设计，给出结构件符合层合板设计准则的铺层序列，提升实际工程参考价值。

Claims (10)

1.复合材料机翼壁板铺层确定方法，其特征在于包括：

A）建立结构模型和气动模型；

B）明确优化设计的对象；

C）确定机翼结构中的目标函数。

2.根据权利要求1的复合材料机翼壁板铺层确定方法，其特征在于进一步包括：

D)在所述步骤C）之后，施加约束条件（步骤103），

E）进行约束调节的分析（步骤104），

F）以步骤D)和E）这两个步骤的结果作为输入，执行混合优化处理（步骤105）。

3.根据权利要求2的复合材料机翼壁板铺层确定方法，其特征在于进一步包括：

反复迭代执行运算（步骤106），最终确定出优化机翼结构（步骤107）。

4.根据权利要求2的复合材料机翼壁板铺层确定方法，其特征在于所述步骤D）包括：

按照遗传算法的规律更新屈曲分析载荷。

5.根据权利要求4的复合材料机翼壁板铺层确定方法，其特征在于所述步骤F）包括：

F1）分析状态（步骤201），

F2）把状态参数施加到原有的机翼有限元模型（步骤202），

F3）对结构施加外载荷，进行静力分析（步骤203），

F4）求解内应力并读取静力分析的结果（步骤204），

F5）在所求得的内应力的基础上求解刚度矩阵，确定屈曲分析的工况（步骤205），

F6）得到屈曲分析的控制参数（步骤206），

F7）将以上以上步骤D2）－D6）迭代进行，之后开展稳定性分析，计算屈曲因子（步骤207），

F8）得到稳定性约束条件（208）。

6.根据权利要求2的复合材料机翼壁板铺层确定方法，其特征在于所述步骤D）包括：

读取铺层信息。

7.根据权利要求6的复合材料机翼壁板铺层确定方法，其特征在于所述步骤F）包括：

F1’）读取复合材料层合板属性卡片信息（步骤301），

F2’）获得最大铺层厚度、层合板铺设比例、以及其余复合材料纤维属性参数信息（步骤302），然后折算出各个铺设角度的铺设层数，并按指定方式编码生成原始铺层序列，

F3’）生成随机数，通过调节原始序列生成最大厚度随机铺层序列（步骤303），

F4’）由最大厚度序列中抽取一部分铺层序列得到其余各厚度的铺层顺序序列（步骤304），并保证铺层纤维的连续性和铺层铺设角度的比例，

F5’）在生成铺层序列后，判断铺层序列是否满足层合板铺层要求（步骤305），包括判定铺层中是否包含每一种铺设角度铺层，同一角度连续铺设层数是否超过预定层数，如“否”，则返回（步骤306）迭代直至生成满足层合板铺层要求的铺层序列，

F6’）以基于运算程序生成的机翼壁板初始铺层作为输入，调用随机铺层子程序生成新铺层序列提交Nastran分析，读取分析结果并获得设计响应值，如果不满足终止条件则返回机翼壁板初始铺层迭代运算，直至生成遗传敏度混合算法优化条件下机翼壁板铺层序列（步骤307）。

8.根据权利要求1－7之一的复合材料机翼壁板铺层确定方法，其特征在于包括：

在所述步骤A）之前，确定机翼的初始结构参数的方案（步骤101）。

9.根据权利要求1－7之一的复合材料机翼壁板铺层确定方法，其特征在于：

所述步骤B）中的所述对象，包括蒙皮、梁、桁条，

所述步骤C）中的所述目标函数包括结构重量、频率。

10.根据权利要求2－7之一的复合材料机翼壁板铺层确定方法，其特征在于：

所述约束调节包括气动弹性约束、结构强度约束、制造工艺约束。