CN105528481B - 一种飞机机翼结构的优化方法和装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机机翼结构的优化方法和装置，该方法根据预设循环次数进行循环，每次循环包括：根据全局优化算法确定获取前肋腹板厚度；如果所述前肋腹板厚度大于预设厚度，则根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第一飞机机翼有限元模型包括前肋腹板厚度和至少一个其他飞机机翼部件表达式；如果所述前肋腹板厚度小于等于所述预设厚度，则进入第二飞机机翼有限元模型，经过预设循环次数循环，得到预设循环次数的飞机机翼重量；获取预设循环次数的飞机机翼重量中的较轻飞机机翼重量对应的至少一个飞机机翼部件表达式。

Description

一种飞机机翼结构的优化方法和装置

技术领域

本发明实施例涉及飞机结构设计技术，尤其涉及一种飞机机翼结构的优化方法和装置。

背景技术

飞机机翼结构包括：上、下蒙皮、梁腹板、肋腹板、梁缘条、蒙皮加强筋等。其中在求得最优的飞机机翼有限元模型时，会将飞机机翼结构中的上、下蒙皮厚度、梁腹板厚度、肋腹板厚度、梁缘条面积、蒙皮加强筋面积分割成为一定形状和数量通过节点连接的有限元单元，创建飞机机翼有限元模型。

具体的，如图1所示对飞机机翼上蒙皮划分成3个区域，其中每个区域中包括9个有限元单元，每个区域中的飞机机翼上蒙皮厚度是相同的。在满足飞机机翼有限元模型的结构优化约束条件下求解飞机机翼上蒙皮各个区域的厚度，用同样的方法求得飞机机翼其他结构的面积或者厚度，根据求得飞机机翼结构的面积或者厚度，从而得到飞机机翼有限元模型的重量，选取重量最轻的飞机机翼有限元模型用于后续加工飞机机翼。

采用上述方法得到的飞机机翼有限元模型中结构的不同区域存在不同的厚度，产生同一结构中的相邻区域的厚度为离散值的情况，然而，实际加工时飞机机翼结构采用连续加工成型，因此，上述方法得到的飞机机翼有限元模型不利于实际连续加工成型飞机机翼。

发明内容

本发明提供一种飞机机翼结构的优化方法和装置，减少了得到飞机机翼有限元模型过程中的需要求解的量，可以加快优化进程，同时用该方法得到的飞机机翼有限元模型更逼近实际飞机机翼连续加工成型的特点，有利于根据飞机机翼有限元模型加工连续成型的飞机机翼。

第一方面，本发明实施例提供了一种飞机机翼结构的优化方法，根据预设循环次数进行循环，每次循环包括：

根据全局优化算法确定前肋腹板厚度；

如果所述前肋腹板厚度大于预设厚度，则根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第一飞机机翼有限元模型包括所述前肋腹板厚度和所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；

如果所述前肋腹板厚度小于等于所述预设厚度，则根据所述全局优化算法确定的第二飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第二飞机机翼有限元模型包括所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；

经过所述预设循环次数循环，得到数量为所述预设循环次数飞机机翼重量；

获取所述预设循环次数的飞机机翼重量中的，符合预设条件的最轻飞机机翼重量对应的至少一个飞机机翼部件表达式。

第二方面，本发明实施例还提供了一种飞机机翼结构的优化装置，包括：

循环模块，根据预设循环次数进行循环，每次循环包括：

根据全局优化算法确定获取前肋腹板厚度；

如果所述前肋腹板厚度大于预设厚度，则根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第一飞机机翼有限元模型包括所述前肋腹板厚度和所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；

如果所述前肋腹板厚度小于等于所述预设厚度，则根据所述全局优化算法确定的第二飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第二飞机机翼有限元模型包括所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；

经过所述预设循环次数循环，得到数量为所述预设循环次数飞机机翼重量；

飞机机翼部件表达式获取模块，获取所述预设循环次数的飞机机翼重量中，符合预设条件的最轻飞机机翼重量对应的至少一个飞机机翼部件表达式。

本发明通过提供了一种飞机机翼结构的优化方法，该方法根据预设循环次数进行循环，每次循环包括：根据全局优化算法确定前肋腹板厚度，当前肋腹板厚度大于预设厚度，则根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，其中第一飞机机翼有限元模型包括前肋腹板厚度和至少一个其他飞机机翼部件表达式；当前肋腹板厚度小于等于预设厚度，根据全局优化算法确定的第二飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，第二飞机机翼有限元模型包括至少一个其他飞机机翼部件表达式；经过预设循环次数循环，得到所述预设循环次数中每次的飞机机翼重量；获取所述预设循环次数的飞机机翼重量中的较轻飞机机翼重量对应的至少一个飞机机翼部件表达式。通过用表达式表示飞机机翼部件的厚度、面积等，得到的飞机机翼部件与目前飞机加工采用的连续加工成型更为吻合，同时通过优化表达式中的参数得到飞机机翼部件表达式，可以减少优化变量，加快飞机机翼结构的优化进程。

附图说明

图1为现有技术提供的飞机机翼上蒙皮的分区结构示意图；

图2A是本发明实施例一提供的飞机机翼结构的优化方法的流程图；

图2B为本发明实施例一提供的上蒙皮、下蒙皮和蒙皮加强筋的结构示意图；

图2C为本发明实施例一提供的前肋腹板和肋腹板的结构示意图；

图2D为本发明实施例一提供的梁缘条和梁腹板的结构示意图；

图3为本发明实施例二提供的飞机机翼结构的优化方法的流程图；

图4为本发明实施例三提供的飞机机翼结构的优化方法的流程图；

图5为本发明实施例五提供的飞机机翼结构的优化装置的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。

实施例一

图2A为本发明实施例一提供的飞机机翼结构的优化方法的流程图，本实施例可适用于对飞机机翼进行优化的情况，该方法可以用程序执行，具体包括如下步骤：

步骤110、根据预设循环次数进行循环，每次循环包括：根据全局优化算法确定前肋腹板厚度；

具体的，在优化软件的用户界面设定预设循环次数，例如可以设定为1000次，每次循环执行时，首先要确定前肋腹板厚度，以便根据该厚度找到指定的飞机机翼有限元模型，并对飞机机翼结构进行优化，得到满足要求的飞机机翼有限元模型。其中应用MSC.Patran的PCL代码建立飞机机翼有限元模型。

MSC.Patran是集几何访问、有限元建模、分析求解及数据可视化于一体的框架式软件系统。

PCL(MSC.Patran Command Language)语言是MSC.Patran的一种高级的、模块化结构的编程语言和用户自定义工具。

步骤120、如果所述前肋腹板厚度大于预设厚度，则根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第一飞机机翼有限元模型包括所述前肋腹板厚度和所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；

初始时，在MSC.Patran的用户界面建立三维坐标系，第一飞机机翼有限元模型的飞机机翼部件的坐标都可以表示出来。全局优化算法可以使用iSIGHT软件的全局优化算法。

其中计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量时：运用前肋腹板厚度和用表达式表示的其他飞机机翼部件中的至少一个参数将飞机机翼重量表示出来，然后计算第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，其中至少一个参数表示飞机机翼部件表达式中的参数中的至少一个(具体的可以是多项式中的一个参数或者不止一个参数，可以包括前肋腹板厚度)。

在步骤110之后，判断前肋腹板厚度是否大于预设厚度，其中预设厚度可以设置为0.01mm，如果前肋腹板厚度大于0.01mm，则进入第一飞机机翼有限元模型。

具体的，在根据全局优化算法确定前肋腹板厚度之后，还包括：

根据确定的前肋腹板厚度以及下述至少一个其他飞机机翼部件构造所述第一飞机机翼有限元模型：

上蒙皮厚度的二次多项式、下蒙皮厚度的二次多项式、梁腹板厚度的一次多项式、肋腹板厚度的一次多项式、梁缘条面积的一次多项式或蒙皮加强筋面积的一次多项式。

其中，前肋腹板厚度为常值函数整个优化过程前肋腹板厚度总是常值函数，但是前肋腹板厚度可以变化。

上蒙皮厚度可以根据不同的飞机机翼结构也可以设置成不同的多项式，例如一次多项式，其他飞机机翼部件的表达式也可以根据需要设置，优选的采用上述描述的多项式。

其中其他飞机机翼部件可以不限于上述描述的部件，也可以是上述部件中的一部分，可以根据实际需要进行选择，本实施例给出了第一飞机机翼有限元模型中各个飞机机翼部件的结构示意图，如图2B为本实施例一提供的上蒙皮、下蒙皮和蒙皮加强筋的结构示意图；

图2C为本实施例一提供的前肋腹板和肋腹板的结构示意图；

图2D为本实施例一提供的梁缘条和梁腹板的结构示意图。

其中前肋腹板厚度为常值函数，其他飞机机翼部件表达式都采用多项式表示，且表达式都是连续函数。具体的当表达式是二次多项式时，可以为：

A0+A1*X+A2*Y+A3*Z+A4*X*Y+A5*X*Z+A6*Y*Z+A7*X*X+A8*Y*Y+A9*Z*Z，其中包括A0到A9十个参数并且可以将这十个参数作为优化变量；

当表达式是一次多项式时，可以为：

B0+B1*X+B2*Y+B3*Z，其中包括B0到B3四个参数并且可以将这四个参数作为优化变量。

根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量具体过程为：建立好第一飞机机翼有限元模型后，可以在三维坐标系中表示第一飞机机翼有限元模型的飞机机翼部件的坐标，可以将第一飞机机翼有限元模型中各个飞机机翼部件表达式中的参数和前肋腹板厚度全部作为优化变量并可以将所有优化变量赋予一定的初始值，当每一次进入该第一飞机机翼有限元模型后，会自动将优化变量全部赋予给定的初始值，根据这些优化变量的初始值计算第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量(第一飞机机翼有限元模型的初始重量)；然后对每个优化变量设定预设增量，然后，计算按照优化变量的预设增量修改优化变量后对应的第一飞机机翼有限元模型的飞机机翼重量，如此用全局优化算法对每个优化变量根据预设增量，按照随机的方向(对于每一个优化变量这个方向可以是对该优化变量增加预设增量，也可以是对该优化变量减小预设增量)改变各个优化变量(对于每个优化变量在改变的过程中，可以是有一部分优化变量增加预设增量，另一部分优化变量减少预设增量)，并计算每一组优化变量对应的飞机机翼重量，选择飞机机翼重量最轻时对应的优化变量，根据这些优化变量确定第一飞机机翼有限元模型，每个优化变量的预设增量可以是用户在进行优化之前设定的，各个优化变量的预设增量可以不同。

步骤130、如果所述前肋腹板厚度小于等于所述预设厚度，则根据所述全局优化算法确定的第二飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第二飞机机翼有限元模型包括所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；

其中计算所述第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量时：运用表达式表示的其他飞机机翼部件中的至少一个参数将飞机机翼重量表示出来，然后计算第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，其中至少一个参数表示飞机机翼部件表达式中的参数中的至少一个(具体的可以是多项式中的一个参数或者不止一个参数)。

当在步骤110之后，判断前肋腹板厚度小于等于预设厚度，其中预设厚度可以设置为0.01mm，如果前肋腹板厚度小于等于0.01mm，则进入第二飞机机翼有限元模型。其中第二有限元模型中前肋腹板厚度很小，在实际模型中不存在前肋腹板这个结构。

具体的，在根据全局优化算法确定前肋腹板厚度之后，还包括：

根据下述至少一个其他飞机机翼部件构造所述第二飞机机翼有限元模型：

上蒙皮厚度的二次多项式、下蒙皮厚度的二次多项式、梁腹板厚度的一次多项式、肋腹板厚度的一次多项式、梁缘条面积的一次多项式或蒙皮加强筋面积的一次多项式。

其中，肋腹板优选的为8个；上蒙皮厚度可以根据不同的飞机机翼结构也可以设置成不同的多项式，例如一次多项式，其他飞机机翼部件表达式也可以根据需要设置，优选的采用上述描述的多项式。

其中其他飞机机翼部件可以不限于上述描述的部件，也可以是上述部件中的一部分，可以根据实际需要进行选择。

其中除前肋腹板外的其他机翼部件表达式都采用多项式表示，且表达式都是连续函数。具体的当表达式是二次多项式时，可以为：

A0+A1*X+A2*Y+A3*Z+A4*X*Y+A5*X*Z+A6*Y*Z+A7*X*X+A8*Y*Y+A9*Z*Z，其中包括A0到A9十个参数并且可以将这十个参数作为优化变量；

当表达式是一次多项式时，可以为：

B0+B1*X+B2*Y+B3*Z，其中包括B0到B3四个参数并且可以将这四个参数作为优化变量；

具体的，可以将第二飞机机翼有限元模型中各个飞机机翼部件表达式中的参数全部作为优化变量，以飞机机翼重量最轻为目标运用全局优化算法将第二飞机机翼有限元模型进行优化，得到优化后的优化变量，根据这些优化变量计算此时对应的飞机机翼重量。其中本方案用到的全局优化算法包括：线性序列二次规划法，下山法和遗传算法的综合。

步骤140、经过所述预设循环次数循环，得到所述预设循环次数的飞机机翼重量；

在优化软件的用户界面设定预设循环次数，例如可以设定为1000次，在判断了前肋腹板厚度之后，选择进入不同的飞机机翼有限元模型中采用全局优化算法优化各个飞机机翼部件表达式中的参数及前肋腹板厚度，根据各个飞机机翼部件表达式中的参数和前肋腹板厚度计算每一组表达式中的参数和前肋腹板厚度对应的飞机机翼重量。在整个循环过程中首先获取前肋腹板厚度，当前肋腹板厚度大于预设厚度时，选择第一飞机机翼有限元模型进行优化，当获得前肋腹板厚度小于等于预设厚度时，根据第二飞机机翼有限元模型进行优化，当判断出第二飞机机翼有限元模型不满足优化约束条件则根据第一飞机机翼有限元模型进行优化。

步骤150、获取所述预设循环次数的飞机机翼重量中的较轻飞机机翼重量对应的至少一个飞机机翼部件表达式。

在设定循环次数计算完成后，每一次循环得到一个飞机机翼重量，从中选取最轻的飞机机翼重量对应的飞机机翼部件表达式，得到飞机机翼有限元模型，用于后续加工飞机机翼，理论上是选择最轻的飞机机翼重量对应的飞机机翼部件表达式，但是实际上是在满足一定条件下，取最轻的飞机机翼重量对应的飞机机翼部件表达式，因此此处用较轻来表示该层含义。得到飞机机翼部件表达式便可以确定飞机机翼的结构布局。

本实施例的技术方案，通过将飞机机翼部件用表达式表示，建立第一飞机机翼有限元模型和第二飞机机翼有限元模型，其中第一飞机机翼有限元模型包括前肋腹板厚度，根据预设循环次数进行循环，包括：根据全局优化算法确定前肋腹板厚度；根据前肋腹板厚度判断采用那个飞机机翼有限元模型进行计算，采用全局优化算法优化各个飞机机翼部件表达式中的参数，根据各个飞机机翼部件表达式中的参数(或前肋腹板厚度)计算每一组参数对应的飞机机翼重量，获取预设循环次数的飞机机翼重量中的较轻飞机机翼重量对应的至少一个飞机机翼部件表达式。通过用表达式表示飞机机翼部件的厚度、面积等，得到的飞机机翼部件与目前飞机加工采用的连续加工成型更为吻合，同时通过优化表达式中的参数(或前肋腹板厚度)得到飞机机翼部件表达式，可以减少优化变量，加快飞机机翼结构的优化进程。

实施例二

图3为本发明实施例二提供的飞机机翼结构的优化方法的流程图，本实施例以实施例一为基础，在计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量之前，还包括如下步骤：

步骤210、将所述至少一种工况载荷施加到根部固支约束的飞机机翼蒙皮节点上。

根据强度校核的多工况载荷，分别施加到飞机机翼蒙皮节点上，形成模型的载荷边界条件；其中工况载荷施加时，可以施加一种工况载荷，也可以施加多于一种工况载荷。

同时将飞机机翼的根部固支约束，形成约束边界条件，用于对后续飞机机翼有限元模型进行静力和屈曲分析增加边界条件。通过该方法得到的第一飞机机翼有限元模型可以在保证飞机飞行承载安全的情况下，求得最轻的飞机机翼重量。

步骤220、对被施加所述至少一种工况的第一飞机机翼有限元模型进行静力分析，得到第一应力和第一翼稍转角。

具体的，对被施加所述至少一种工况的第一飞机机翼有限元模型进行静力分析，得到在该种工况载荷下的第一应力和第一翼稍转角。

步骤230、对被施加所述至少一种工况的第一飞机机翼有限元模型进行屈曲分析，得到第一临界屈曲因子。

具体的，对被施加所述至少一种工况的第一飞机机翼有限元模型进行屈曲分析，得到在该种工况载荷下的第一临界屈曲因子。

步骤240、相应的，所述计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，包括：如果所述第一应力小于等于预设应力、所述第一翼稍转角小于等于预设翼稍转角且所述第一临界屈曲因子大于等于预设临界屈曲因子，则根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数和前肋腹板厚度，计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量。

具体的，步骤240所述的条件是飞机机翼应该满足的刚度、强度和稳定性的约束条件，该条件的公式表达如下：

σ≤σ_b

γ≤5⁰

f≥1.0

其中，σ_b为预设应力；γ为翼稍扭转角；f为临界屈曲因子；σ为第一应力(或第二应力)；5⁰为预设翼稍扭转角；1.0为预设临界屈曲因子。

I₁，I₂，I₁₂为蒙皮加强筋截面的惯性矩；J为蒙皮加强筋截面的扭转常数，I₁，I₂，I₁₂和J可为蒙皮加强筋面积A的函数。

其中第一应力(第二应力)、第一翼稍扭转角(第二翼稍扭转角)和第一临界屈曲因子(第二临界屈曲因子)为I₁，I₂，I₁₂和J的函数，通常求得蒙皮加强筋面积的表达式(一次多项式)中的参数便可以知道I₁，I₂，I₁₂和J的表达式，由此可知第一应力(第二应力)、第一翼稍扭转角(第二翼稍扭转角)和第一临界屈曲因子(第二临界屈曲因子)。

上述的取值范围如下：

A：100-300mm²

I₁:1*10⁴-3*10⁵mm⁴

I₂:1*10⁴-1*10⁵mm⁴

I₁₂:1*10⁴-7*10⁴mm⁴

J:1*10²-1*10³mm⁴

具体的，在计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量时，需要判断步骤220和步骤230中计算得到的第一应力、第一翼稍转角和第一临界屈曲因子是否满足第一应力小于等于预设应力、所述第一翼稍转角小于等于预设翼稍转角且所述第一临界屈曲因子大于等于预设临界屈曲因子的条件。如果满足上述条件然后可以根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数(其中这里的参数可以是所有表达式中的一个参数，也可以是所有表达式中的多个参数，参数的数量可以根据需要确定，但是参数的数量不可能多于所有表达式中的所有参数)和前肋腹板厚度作为优化变量，以飞机机翼重量最轻为目标运用全局优化算法对第一飞机机翼有限元模型进行优化，得到优化后的优化变量，根据这些优化变量计算此时对应的飞机机翼重量。

在上述判断条件之后，包括：步骤250、如果所述第一应力大于预设应力、所述第一翼稍转角大于预设翼稍转角或所述第一临界屈曲因子小于预设临界屈曲因子，则根据全局优化算法调整所述第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的至少一个参数和/或所述前肋腹板厚度，得到改进的第一飞机机翼有限元模型。

此时进行调整时，可以调整一个参数也可以调整多个参数，参数调整的方向是随机的，但是每个参数设有预设增量，每次调整时，可以是有一部分参数增加预设增量，另一部分参数减少预设增量，前肋腹板厚度也是有预设增量，每次调整时，前肋腹板厚度可以增加预设增量也可以减少预设增量。

步骤260、相应的，将所述至少一种工况载荷施加到根部固支约束的飞机机翼蒙皮节点上，包括：

将所述至少一种工况载荷施加到所述改进的所述第一飞机机翼有限元模型根部固支约束的飞机机翼蒙皮节点上。

具体的，当第一应力、第一翼稍转角和第一临界屈曲因子不满足第一应力小于等于预设应力、所述第一翼稍转角小于等于预设翼稍转角且所述第一临界屈曲因子大于等于预设临界屈曲因子的条件时，可以调整所述第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的至少一个参数和/或所述前肋腹板厚度，具体的，例如可以是前肋腹板厚度可以增加预设增量的厚度，形成改进的第一飞机机翼有限元模型。其中所有表达式中的参数的预设增量以及前肋腹板的预设增量可以是在优化软件的用户界面通过程序设定的。

需要注意的是，以上判断条件可以是第一应力、第一翼稍转角和第一临界屈曲因子是否满足第一应力小于预设应力、所述第一翼稍转角小于预设翼稍转角且所述第一临界屈曲因子大于预设临界屈曲因子。不会影响后续过程。

本实施例的技术方案通过在计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量之前，将所述至少一种工况载荷施加到根部固支约束的飞机机翼蒙皮节点上；然后计算对第一飞机机翼有限元模型进行静力分析和屈曲分析，分别得到第一应力、第一翼稍转角和第一临界屈曲因子，并判断求得的第一应力、第一翼稍转角和第一临界屈曲因子是否满足一定条件，计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量。不满足一定条件则调整所述第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的至少一个参数和/或所述前肋腹板厚度，然后计算改进的第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，该方案以第一飞机机翼有限元模型的重量最轻为优化目标，前肋腹板厚度和飞机机翼部件表达式中的参数作为优化变量，强度、刚度和稳定性作为约束，该方案在保证飞机飞行承载安全的情况下，求得该第一飞机机翼有限元模型对应的最轻的飞机机翼重量及对应的飞机机翼部件表达式，更加符合实际飞行特点。

实施例三

图4为本发明实施例三提供的飞机机翼结构的优化方法的流程图，本实施例以实施例一为基础，在计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量之前还包括如下步骤：

步骤310、将所述至少一种工况载荷施加到根部固支约束的飞机机翼蒙皮节点上。

根据强度校核的多工况载荷，分别施加到飞机机翼蒙皮节点上，形成模型的载荷边界条件；其中工况载荷施加时，可以施加一种工况载荷，也可以施加多于一种工况载荷。

同时将飞机机翼的根部固支约束，形成约束边界条件，用于对后续飞机机翼有限元模型进行静力和屈曲分析增加边界条件。

通过该方法得到的第二飞机机翼有限元模型可以在保证飞机飞行承载安全的情况下，求得最轻的飞机机翼重量。

步骤320、对被施加所述至少一种工况的第二飞机机翼有限元模型进行静力分析，得到第二应力和第二翼稍转角。

具体的，对被施加所述至少一种工况的第二飞机机翼有限元模型进行静力分析，得到在该种工况载荷下的第二应力和第二翼稍转角。

步骤330、对被施加所述至少一种工况的第二飞机机翼有限元模型进行屈曲分析，得到二临界屈曲因子。

具体的，对被施加所述至少一种工况的第二飞机机翼有限元模型进行屈曲分析，得到在该种工况载荷下的第二临界屈曲因子。

步骤340、相应的，所述计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，包括：如果所述第二应力小于等于预设应力、所述第二翼稍转角小于等于预设翼稍转角且所述第二临界屈曲因子大于等于预设临界屈曲因子，则根据所述全局优化算法确定的第二飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量。

具体的，在计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量时，需要判断步骤320和步骤330中计算得到的第二应力、第二翼稍转角和第二临界屈曲因子是否满足第二应力小于等于预设应力、所述第二翼稍转角小于等于预设翼稍转角且所述第二临界屈曲因子大于等于预设临界屈曲因子的条件。如果满足上述条件然后可以根据第二飞机机翼有限元模型中各个飞机机翼部件的表达式中的参数全部作为优化变量，以飞机机翼重量最轻为目标，运用全局优化算法将第二飞机机翼有限元模型进行优化，得到优化后的优化变量，根据这些优化变量计算此时对应的飞机机翼重量。

在上述判断条件之后，包括：步骤350、如果所述第二应力大于预设应力、所述第二翼稍转角大于预设翼稍转角或所述第二临界屈曲因子小于预设临界屈曲因子，则根据第一飞机机翼有限元模型，计算第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量。

具体的，当第二飞机机翼有限元模型不满足上述的条件时，则根据第一飞机机翼有限元模型计算，并将前肋腹板厚度赋予一定值，该值可以是第一飞机机翼有限元模型中前肋腹板厚度的初始值，也可以是随机的值，也可以根据实际需要进行赋值。并对第一飞机机翼有限元模型进行优化。

本实施例的技术方案通过计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量之前，将所述至少一种工况载荷施加到根部固支约束的飞机机翼蒙皮节点上；然后计算对第二飞机机翼有限元模型进行静力分析和屈曲分析，分别得到第二应力、第二翼稍转角和第二临界屈曲因子，并判断求得的第二应力、第二翼稍转角和第二临界屈曲因子是否满足一定条件，计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量。不满足一定条件则根据第一飞机机翼有限元模型计算，并将前肋腹板厚度赋予一定值，根据全局优化算法在第一飞机机翼有限元模型中进行优化。该方案以第二飞机机翼有限元模型的重量最轻为优化目标，飞机机翼部件表达式中的参数作为优化变量，强度、刚度和稳定性作为约束，该方案在保证飞机飞行承载安全的情况下，求得该第二飞机机翼有限元模型对应的最轻的飞机机翼重量及对应的飞机机翼部件表达式，更加符合实际飞行特点。

实施例四

本实施四提供了本发明的一个优选实施例，具体包括如下：

根据确定的前肋腹板厚度以及下述至少一个其他飞机机翼部件表达式构造所述第一飞机机翼有限元模型：

上蒙皮厚度的二次多项式、下蒙皮厚度的二次多项式、梁腹板厚度的一次多项式、肋腹板厚度的一次多项式、梁缘条面积的一次多项式或蒙皮加强筋面积的一次多项式。

根据下述至少一个其他飞机机翼部件构造所述第二飞机机翼有限元模型：

上蒙皮厚度的二次多项式、下蒙皮厚度的二次多项式、梁腹板厚度的一次多项式、肋腹板厚度的一次多项式、梁缘条面积的一次多项式或蒙皮加强筋面积的一次多项式。

建立空间坐标系，将上述所有飞机机翼部件表达式中的参数以及前肋腹板厚度作为优化变量，赋予一定的初始值，在两个有限元模型中初始值是相同的，但是第一飞机机翼有限元模型中有前肋腹板厚度的初始值，并可得到两个有限元模型的初始重量；

1.将所述至少一种工况载荷施加到根部固支约束的第一飞机机翼有限元模型的飞机机翼蒙皮节点上；

2.对被施加所述至少一种工况的第一飞机机翼有限元模型进行静力分析，得到第一应力和第一翼稍转角；

3.对被施加所述至少一种工况的第一飞机机翼有限元模型进行屈曲分析，得到第一临界屈曲因子；

4.如果所述第一应力小于等于预设应力、所述第一翼稍转角小于等于预设翼稍转角且所述第一临界屈曲因子大于等于预设临界屈曲因子，根据全局优化算法，按照优化变量的预设增量修改优化变量，得到此轮循环的第一飞机机翼有限元模型重量。重复1-3步。在优化变量修改过程中，当前肋腹板厚度小于等于预设厚度时，且第一应力小于等于预设应力、所述第一翼稍转角小于等于预设翼稍转角且所述第一临界屈曲因子大于等于预设临界屈曲因子，则根据第二飞机机翼有限元模型进行优化，即第6步；

5.如果所述第一应力大于预设应力、所述第一翼稍转角大于预设翼稍转角或所述第一临界屈曲因子小于预设临界屈曲因子，根据全局优化算法，按照优化变量的预设增量修改优化变量，得到此轮循环的第一飞机机翼有限元模型重量。重复1-4步或1,2,3,5步，不断循环迭代，形成改进的第一飞机机翼有限元模型；

6.当前肋腹板厚度小于等于预设厚度，根据第二飞机机翼有限元模型进行优化；

7.将所述至少一种工况载荷施加到根部固支约束的第二飞机机翼有限元模型的飞机机翼蒙皮节点上；

8.对被施加所述至少一种工况的第二飞机机翼有限元模型进行静力分析，得到第二应力和第二翼稍转角；

9.对被施加所述至少一种工况的第二飞机机翼有限元模型进行屈曲分析，得到第二临界屈曲因子；

10.如果所述第二应力小于等于预设应力、所述第二翼稍转角小于等于预设翼稍转角且所述第二临界屈曲因子大于等于预设临界屈曲因子，根据全局优化算法，按照优化变量的预设增量修改优化变量，得到此轮循环的第二飞机机翼有限元模型重量。重复7-9步。；

11.如果所述第二应力大于预设应力、所述第二翼稍转角大于预设翼稍转角或所述第二临界屈曲因子小于预设临界屈曲因子，则根据第一飞机机翼有限元模型计算，并根据第一飞机机翼有限元模型中的所有优化变量的初始值根据全局优化算法进行优化，即重复1-4步或1,2,3,5步；

当优化次数达到设定值后，获取所述预设循环次数的飞机机翼重量中的较轻飞机机翼重量对应的至少一个飞机机翼部件表达式作为飞机机翼有限元模型，用于后续加工飞机机翼。

本实施例的技术方案中用多项式构造第一飞机机翼有限元模型和第二飞机机翼有限元模型，并根据前肋腹板厚度判断选择其中一个有限元模型，将飞机机翼部件表达式中的参数以及前肋腹板厚度作为优化变量，在保证飞机飞行承载安全的情况下，以飞机机翼重量最轻为目的，用全局优化算法对上述优化变量进行优化，并根据飞机机翼重量最轻得到一组优化变量，用该组优化变量得到飞机机翼的结构布局用于后续加工飞机。采用本方案得到的一组优化变量可以用于实际加工飞机，与实际连续采用的加工成型更加吻合，并且优化变量比较少可以加快飞机机翼结构优化进程。

实施例五

图5为本发明实施例五提供的一种飞机机翼结构的优化装置的结构示意图，该装置包括循环模块501和飞机机翼部件表达式获取模块502；

其中，循环模块501，用于根据预设循环次数进行循环，每次循环包括：

根据全局优化算法确定获取前肋腹板厚度；

如果所述前肋腹板厚度大于预设厚度，则根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第一飞机机翼有限元模型包括所述前肋腹板厚度和所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；

如果所述前肋腹板厚度小于等于所述预设厚度，则根据所述全局优化算法确定的第二飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第二飞机机翼有限元模型包括所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；

经过所述预设循环次数循环，得到所述预设循环次数的飞机机翼重量；

飞机机翼部件表达式获取模块502，用于获取所述预设循环次数的飞机机翼重量中的较轻飞机机翼重量对应的至少一个飞机机翼部件表达式。

该飞机机翼结构优化装置还包括：第一飞机机翼有限元模型构造模块503，用于根据全局优化算法确定前肋腹板厚度之后，根据确定的前肋腹板厚度以及下述至少一个其他飞机机翼部件表达式构造所述第一飞机机翼有限元模型：

上蒙皮厚度的二次多项式、下蒙皮厚度的二次多项式、梁腹板厚度的一次多项式、肋腹板厚度的一次多项式、梁缘条面积的一次多项式或蒙皮加强筋面积的一次多项式。

该飞机机翼结构优化装置还包括：第二飞机机翼有限元模型构造模块504，用于在根据全局优化算法确定前肋腹板厚度之后，根据下述至少一个其他飞机机翼部件构造所述第二飞机机翼有限元模型：

上蒙皮厚度的二次多项式、下蒙皮厚度的二次多项式、梁腹板厚度的一次多项式、肋腹板厚度的一次多项式、梁缘条面积的一次多项式或蒙皮加强筋面积的一次多项式。

该飞机机翼结构优化装置还包括：第一飞机机翼有限元模型分析模块，用于在计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量之前，还包括：

将所述至少一种工况载荷施加到根部固支约束的飞机机翼蒙皮节点上；

对被施加所述至少一种工况的第一飞机机翼有限元模型进行静力分析，得到第一应力和第一翼稍转角；

对被施加所述至少一种工况的第一飞机机翼有限元模型进行屈曲分析，得到第一临界屈曲因子。

该飞机机翼结构优化装置还包括：第一飞机机翼有限元模型优化条件判定模块，用于如果所述第一应力小于等于预设应力、所述第一翼稍转角小于等于预设翼稍转角且所述第一临界屈曲因子大于等于预设临界屈曲因子，则根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数和前肋腹板厚度，计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量；如果所述第一应力大于预设应力、所述第一翼稍转角大于预设翼稍转角或所述第一临界屈曲因子小于预设临界屈曲因子，则根据全局优化算法调整所述第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的至少一个参数和/或所述前肋腹板厚度，得到改进的第一飞机机翼有限元模型。

该飞机机翼结构优化装置还包括：第一飞机机翼有限元模型前肋腹板厚度改变模块，用于将所述至少一种工况载荷施加到所述改进的所述第一飞机机翼有限元模型根部固支约束的飞机机翼蒙皮节点上。

该飞机机翼结构优化装置还包括：第二飞机机翼有限元模型分析模块，用于在所述计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量之前，还包括：

将所述至少一种工况载荷施加到根部固支约束的飞机机翼蒙皮节点上；

对施加所述至少一种工况的第二飞机机翼有限元模型进行静力分析，得到第二应力和第二翼稍转角；

对施加所述至少一种工况的第二飞机机翼有限元模型进行屈曲分析，得到第二临界屈曲因子。

该飞机机翼结构优化装置还包括：第二飞机机翼有限元模型优化条件判定模块，用于如果所述第二应力小于等于预设应力、所述第二翼稍转角小于等于预设翼稍转角且所述第二临界屈曲因子大于等于预设临界屈曲因子，则根据所述全局优化算法确定的第二飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量；如果所述第二应力大于预设应力、所述第二翼稍转角大于预设翼稍转角或所述第二临界屈曲因子小于预设临界屈曲因子，则根据第一飞机机翼有限元模型，计算第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量。

上述装置可执行本发明任意实施例所提供的方法，具备执行方法相应的功能模块和有益效果。

注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。

Claims (10)

1.一种飞机机翼结构的优化方法，其特征在于，根据预设循环次数进行循环，每次循环包括：

根据全局优化算法确定前肋腹板厚度；

如果所述前肋腹板厚度大于预设厚度，则根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第一飞机机翼有限元模型包括所述前肋腹板厚度和所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；

如果所述前肋腹板厚度小于等于所述预设厚度，则根据所述全局优化算法确定的第二飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第二飞机机翼有限元模型包括所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；

经过所述预设循环次数循环，得到数量为所述预设循环次数的飞机机翼重量；

获取所述预设循环次数的飞机机翼重量中，符合预设条件的最轻飞机机翼重量对应的至少一个飞机机翼部件表达式。

2.根据权利要求1所述的飞机机翼结构的优化方法，其特征在于，在根据全局优化算法确定前肋腹板厚度之后，还包括：

根据确定的前肋腹板厚度以及下述至少一个其他飞机机翼部件表达式构造所述第一飞机机翼有限元模型：

上蒙皮厚度的二次多项式、下蒙皮厚度的二次多项式、梁腹板厚度的一次多项式、肋腹板厚度的一次多项式、梁缘条面积的一次多项式或蒙皮加强筋面积的一次多项式。

3.根据权利要求1所述的飞机机翼结构的优化方法，其特征在于，在根据全局优化算法确定前肋腹板厚度之后，还包括：

根据下述至少一个其他飞机机翼部件构造所述第二飞机机翼有限元模型：

上蒙皮厚度的二次多项式、下蒙皮厚度的二次多项式、梁腹板厚度的一次多项式、肋腹板厚度的一次多项式、梁缘条面积的一次多项式或蒙皮加强筋面积的一次多项式。

4.根据权利要求1所述的飞机机翼结构的优化方法，其特征在于，在所述计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量之前，还包括：

将所述至少一种工况载荷施加到根部固支约束的飞机机翼蒙皮节点上；

对被施加所述至少一种工况的第一飞机机翼有限元模型进行静力分析，得到第一应力和第一翼稍转角；

对被施加所述至少一种工况的第一飞机机翼有限元模型进行屈曲分析，得到第一临界屈曲因子；

相应的，所述计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，包括：

如果所述第一应力小于等于预设应力、所述第一翼稍转角小于等于预设翼稍转角且所述第一临界屈曲因子大于等于预设临界屈曲因子，则根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数和前肋腹板厚度，计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量。

5.根据权利要求4所述的飞机机翼结构的优化方法，其特征在于，如果所述第一应力大于预设应力、所述第一翼稍转角大于预设翼稍转角或所述第一临界屈曲因子小于预设临界屈曲因子，则根据全局优化算法调整所述第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的至少一个参数和/或所述前肋腹板厚度，得到改进的第一飞机机翼有限元模型；

相应的，将所述至少一种工况载荷施加到根部固支约束的飞机机翼蒙皮节点上，包括：

将所述至少一种工况载荷施加到所述改进的第一飞机机翼有限元模型根部固支约束的飞机机翼蒙皮节点上。

6.根据权利要求1所述的飞机机翼结构的优化方法，其特征在于，在所述计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量之前，还包括：

将所述至少一种工况载荷施加到根部固支约束的飞机机翼蒙皮节点上；

对被施加所述至少一种工况的第二飞机机翼有限元模型进行静力分析，得到第二应力和第二翼稍转角；

对被施加所述至少一种工况的第二飞机机翼有限元模型进行屈曲分析，得到第二临界屈曲因子；

相应的，所述计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，包括：

如果所述第二应力小于等于预设应力、所述第二翼稍转角小于等于预设翼稍转角且所述第二临界屈曲因子大于等于预设临界屈曲因子，则根据所述全局优化算法确定的第二飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量。

7.根据权利要求6所述的飞机机翼结构的优化方法，其特征在于，如果所述第二应力大于预设应力、所述第二翼稍转角大于预设翼稍转角或所述第二临界屈曲因子小于预设临界屈曲因子，则根据第一飞机机翼有限元模型，计算第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量。

8.一种飞机机翼结构的优化装置，其特征在于，包括：

循环模块，根据预设循环次数进行循环，每次循环包括：

根据全局优化算法确定前肋腹板厚度；

如果所述前肋腹板厚度大于预设厚度，则根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第一飞机机翼有限元模型包括所述前肋腹板厚度和所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；

如果所述前肋腹板厚度小于等于所述预设厚度，则根据所述全局优化算法确定的第二飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第二飞机机翼有限元模型包括所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；

经过所述预设循环次数循环，得到数量为所述预设循环次数的飞机机翼重量；

飞机机翼部件表达式获取模块，获取所述预设循环次数的飞机机翼重量中，符合预设条件的最轻飞机机翼重量对应的至少一个飞机机翼部件表达式。

9.根据权利要求8所述的飞机机翼结构的优化装置，其特征在于，还包括：第一飞机机翼有限元模型构造模块，用于在根据全局优化算法确定前肋腹板厚度之后，根据确定的前肋腹板厚度以及下述至少一个其他飞机机翼部件表达式构造所述第一飞机机翼有限元模型：

上蒙皮厚度的二次多项式、下蒙皮厚度的二次多项式、梁腹板厚度的一次多项式、肋腹板厚度的一次多项式、梁缘条面积的一次多项式或蒙皮加强筋面积的一次多项式。

10.根据权利要求8所述的飞机机翼结构的优化装置，其特征在于，还包括：

第二飞机机翼有限元模型构造模块，用于在根据全局优化算法确定前肋腹板厚度之后，根据下述至少一个其他飞机机翼部件构造所述第二飞机机翼有限元模型：

上蒙皮厚度的二次多项式、下蒙皮厚度的二次多项式、梁腹板厚度的一次多项式、肋腹板厚度的一次多项式、梁缘条面积的一次多项式或蒙皮加强筋面积的一次多项式。