CN106815393B - 空间框架构造套件和空间框架 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及空间框架构造套件和空间框架。所述空间框架构造套件包括多个增材制造的空间框架杆和多个连接器，所述空间框架基于通过以下步骤所产生的桁架模型：以几何边界表示法构造载荷应力图；在设计空间中定义多个附接点和载荷施加点；在设计空间中创建附接点与载荷施加之间的互连线的起始网络；将载荷施加因素分配给互连线的起始网络的每条线；产生多个潜在空间框架设计；评价多个潜在空间框架设计中的每个关于多个预先确定的优化参数的性能得分；将性能得分高于预先确定的性能阈值的潜在空间框架设计的选择参数组合起来；以及基于组合的选择参数重复产生潜在空间框架设计和评价潜在空间框架设计的步骤。
Description
技术领域
本发明涉及空间框架构造套件和用计算机实现方法设计的空间框架构造套件构造的空间框架。
背景技术
工程施工(例如，在航空、土木工程或建筑中)的梁、桁条和框架被设计成承受垂直于各个梁的延伸方向作用的弯曲力。传统梁可以作为与边缘的凸缘以及跨在凸缘之间的腹板作为整体部件实现。或者，可在平行延伸的纵向支撑条之间实现刀具滚花的支柱(cuttermilled struts)，而不是腹板，由此导致梁重量下降，因为形成梁所用的材料更少了。
为了减轻飞机上的重量，已经做了若干尝试来优化飞机结构组件的设计。例如，文献WO 2014/111707 A1公开了一种设计物体的方法，包括对与该物体对应的数字模型就已经确定在使用该物体的过程中经受相对较高的应力的部分进行分析。使用这些高应力区域来确定物体的哪部分要采用增材制造(AM)工艺生产以及物体的哪部分要采用不同的合适工艺例如加工工艺生产。文献DE 10 2010 064 100 A1公开了用于分隔飞机的机舱区域的隔断壁，其具有夹心状表面结构。
根据预定的设计标准设计结构物体的结构拓扑优化法例如已经公开在了文献WO2007/076357 A2中。
文献US 2009/0224103 A1公开了飞机上的隔断壁，其包括由单独形成的系统组件构成的支撑元件和由该支撑元件支撑的用于形成区域成形的隔断壁的张力安装材料。
然而，需要在保持机械稳定性和有效承载应力引起的载荷的能力的同时具有更小的整体重量的飞机结构组件。
发明内容
因此，本发明的一个目是提供用于优化飞机结构组件的结构拓扑的方案，以减小建造所述组件所需的材料的量。
该目的是通过本发明提供的空间框架构造套件、空间框架和飞机结构组件实现的。
本发明公开的第一方面涉及用于空间框架设计的计算机实现方法，该方法包括以下步骤：以设计空间的几何边界表示法构造载荷应力图；在设计空间中定义多个附接点和载荷施加点；在设计空间中创建多个附接点和载荷施加点中的每两个之间的互连线的起始网络；基于载荷应力图的值将载荷施加因素分配给互连线的起始网络的每条线；通过根据可变选择参数选择性地挑选每个潜在空间框架设计的互连线的起始网络的不同线子集产生多个潜在空间框架设计；评价多个潜在空间框架设计中的每个相对于多个预先确定的优化参数的性能得分；将性能得分高于预先确定的性能阈值的潜在空间框架设计的选择参数组合起来；以及基于组合的选择参数重复产生潜在空间框架设计和评价潜在空间框架设计的步骤。
根据本发明公开的第二方面，空间框架构造套件包括：根据本发明公开的第一方面设计的多个空间框架杆和用于将多个空间框架杆连接到空间框架上的多个连接器。
根据本发明公开的第三方面，空间框架包括根据本发明公开的第一方面设计的多个空间框架杆。
根据本发明公开的第四方面，飞机结构组件包括：具有承重的空间框架杆的空间框架结构的基本为平面的芯板，其中每个空间框架杆是根据本发明公开的第一方面设计的。
根据本发明公开的第五方面，计算机可读存储介质包括计算机可执行指令，当在数据处理装置上执行时，该计算机可执行指令使该数据处理装置执行根据本发明公开的第一方面的计算机实现方法。
起初，对于空间框架设计，使用两阶段进化寻路算法(two-staged evolutionaryroute finding algorithm)来构造朝高机械稳定性和高效载荷传递和分布优化的重量轻的空间框架结构。在第一阶段，采用用于启发式确定遵循最显著的载荷路径的宏观空间框架模型的自适应动力学方案。该第一阶段的自适应动力学方案源自变形虫生物体多头绒泡菌(Physarum polycephalum)的运输网络的自适应动力学。优化引擎改变预定参数模型的输入值，产生各种空间框架设计选择，并在用简化并因此快速运行的有限元(FE)模型进行性能评价后删除表现最差的设计选择。将幸存设计的初始参数用作表现更好的设计的进化的起始点，从而靠近作为算法的停止准则的帕累托边界。
然后，在第二阶段，在第一阶段中确定的每个空间框架构件的微结构利用迭代地在每个空间框架构件中在主应力方向上增加构件材料的生长算法进化。该算法模仿哺乳动物体内的骨和组织生长的方式。最大应变失效可在此用作迭代优化循环的停止准则。
将再生设计的空间框架结构整合到周围托架中，该周围托架构成结构组件的外观并使其适应飞机上的周围结构。再生的设计方法有利地评价大量为低重量和小结构变形二者优化的设计选择。因此，与传统蜂窝芯夹心结构相比，该方法在保持相同结构性能的同时能够达到减重高达45％。
然后，将设计的模型作为以增材制造工艺制造空间框架构件的基础。为了更大的灵活性，可以将空间框架构件划分为具有适当接头机构的子组件。特别有利的是，在设计空间框架的组件(特别是空间框架杆和/或伴随的连接物)时随着采用任何种类的层制造技术可以同时额外地降低成本、重量、产品设计至实际投产间的时间、部件数量以及制造复杂性。
选择参数可以选自总体线密度、局部线密度和线长度的组。
计算机实现方法还可以包括：在设计空间中在一条互连线上的节点与多个附接点和载荷施加点中的一个之间或在相邻的互连线上的两个节点之间在互连线的起始网络中加增强线。在某些实施例中，选择参数然后可以额外地选自互连线上的节点位置与增强线的长度的组。
评价多个潜在空间框架设计中的每个的性能得分可以使用有限元分析进行。
可以使潜在空间框架设计聚集在多变量优化参数图中，以找出接近帕累托边界的空间框架设计。
重复产生潜在空间框架设计和评价潜在空间框架设计的步骤可以在随后产生的潜在空间框架设计的性能得分的增量降至低于终止阈值时终止。
计算机实现方法可以进一步包括：基于载荷应力图的对应值针对潜在空间框架设计中所选择的潜在空间框架设计的线网络中的每条线产生具有微观结构构架的桁架模型。在某些具体的实施例中，该桁架模型然后可以用作增材制造AM工艺的输入几何结构，用于制造多个空间框架杆。在某些实施例中，可将将多个空间框架杆细分成多个具有预先确定的最大长度的部分空间框架杆。
根据空间框架构造套件的实施方式，空间框架杆中的至少第一空间框架杆包括与成角度的销(angled pin)在第一空间框架杆的端部处一体形成的成角度的销连接器，所述成角度的销与第一空间框架杆的端面间隔开并且平行于其突出，并且其中空间框架杆中的至少第二空间框架杆包括与作为第一空间框架杆的成角度的销的插座的成角度的管(angled tube)在第二空间框架杆的端部处一体形成的成角度的插座连接器，所述成角度的管与第二空间框架杆的端面间隔开并且平行于其突出。
附图说明
将参照附图中描绘的示例性实施方式更详细地说明本发明。
包括用于提供对本发明进一步理解的附图，这些附图并入本说明书并构成本说明书的一部分。附图举例说明了本发明的实施方式，并与附图说明一起用于说明本发明的原理。本发明的其他实施方式和本发明的预期优点将容易理解，因为通过参照下面更详细的说明它们变得更好理解。附图的元件不一定相对于彼此成比例。相同的附图标记表示对应的类似部件。
图1示意性举例说明了根据本发明的实施方式的飞机的隔断件的组件的分解视图。
图2示意性举例说明了根据本发明的另一实施方式的图1中的隔断件的芯板的主视图。
图3示意性举例说明了根据本发明的另一实施方式的图2的芯板的数字模拟模型的运算阶段。
图4示意性举例说明了根据本发明的另一实施方式的图2的芯板的数字模拟模型的另外的运算阶段。
图5示意性举例说明了根据本发明的另一实施方式的图2的芯板中空间框架杆的连接点的详细视图。
图6示意性举例说明了根据本发明的另一实施方式的图2的芯板的各部件的透视照片。
图7示意性举例说明了根据本发明的另一实施方式的图2的芯板的空间框架杆的连接类型的详细视图。
图8示意性举例说明了根据本发明的另一实施方式的用于空间框架设计的计算机实现方法的各阶段。
附图标记说明：
1 孔 E 详细视图
2 剪裁窗口 F 托架
3 保护罩 G 扳手轮廓
4 座位 H1 柱状螺栓螺纹部
5 CAS凳 H2 柱状螺栓螺纹部
6 保护罩前面 K 锚固点
7 织物板 L 载荷施加点
8 边沿保护装置 M 方法
10 附接板 M1-M8 方法步骤
20 盖板 R 铲架杆
30 芯板 RJ1 销连接器
100 飞机结构组件 RJ2 插座连接器
A 附接点 RH 杆连接器导管
C 连接器柱状螺栓 RM 模型化的空间框架杆
C1 连接器 S 铰链式接头
C2 连接器 SF 担架闸门
D1 旋转运动 T1 空间框架结构
D2 插入运动 T2 微观构架
具体实施方式
在附图中，除非另有说明，相同的附图标记表示相同或功能相同的组件。任何方向术语如“顶”、“底”、“左”、“右”、“上”、“下”、“水平”、“竖直”、“后”、“前”及类似术语仅出于说明性目的，并不意图将实施方式界定为附图中所示的具体布置。
尽管本文举例说明和描述了具体的实施方式，但是本领域普通技术人员将理解的是，各种替代和/或等同的实施方式可以在不背离本发明的范围的情况下替代所示和所描述的具体的实施方式。通常，本申请意图覆盖本文讨论的具体的实施方式的任何修改或变化。
本文所公开的组件、元件和组合件中的一些可以使用自由形态制造(FFF)、直接制造(DM)、熔融沉积制造(FDM)、粉末床打印(PBP)、分层实体制造(LOM)、立体平板打印(SL)、选择性激光烧结(SLS)、选择性激光熔融(SLM)、选择性热烧结(SHS)、电子束熔炼(EBM)、直写成型技术(DIW)、数字光处理(DLP)和/或叠加层制造(AM)。这些技术属于一般层次的增材制造(AM)工艺。常称为3D打印的那些系统用于通过创建待形成的物体的剖面图案来产生三维物体，以及通过按顺序堆积材料层来形成三维实体物体。任何这样的程序将在以下描述中称为AM或3D打印，而不丧失普遍性。AM或3D打印技术通常包括选择性逐层沉积材料、选择性融化或固化材料以及(如果需要)除去过量的材料。
3D或AM技术可以用在基于数字模型数据建立三维实体物体的程序中。3D/AM采用各材料层按顺序堆积成不同形状的叠加工艺。3D/AM目前用于原型设计和分布式制造，在工程、建设、工业设计、汽车工业和航空工业中有多种用途。
空间框架在本公开的含义内可以包括由在空间中组织成几何装配件的多个构造元件构成的任何桁架状结构。构造元件以施加到装配件上的力基本上只作用于构造元件的两点上的方式成形。构造元件本身可以具有任何期望的形状或形式，与其他构造元件在装配件的接头或节点处相互连接。
图1表示示意图中的飞机的隔断件100的组件的分解视图。该隔断件100例如可以是客机机舱的不同区域之间的分隔物壁。隔断件100在图1中被示例性地描绘为例如可以安装在客机的尾部区域的全高型隔断物。隔断件100例如可以用作尾部厨房和乘客舱之间的分隔壁。隔断件100可以作为利用与其它或传统隔断件相同的机架接口的线性且翻新的方案(line-and retrofit solution)实现。当然，隔断件100仅作为实例，用于描述和说明本发明的某些特征和方面，而其它飞机结构组件也可以按照如结合图1的隔断件100给出的完全相同的原理实现。
隔断件100在某些实施方式中通常可以包括：在隔断件100后部的具有承重的空间框架杆RM的空间框架结构T1的基本为平面的芯板30、安装在芯板30的前面的盖板20以及构造成将功能元件附接到隔断件100上的附接板10。附接板10例如可以适于将具有枢转座4的壁安装式机舱服务员坐凳5(CAS凳)安装到隔断件100上。隔断件100可以特别地设计成符合FAA试航性标准，例如16g动力测试。
盖板20可以包括带有前面6的基本为刚性的保护罩3和从保护罩3的背面安装到保护罩3上的至少一个织物板7，使得盖板20附接到芯板30上时织物板7夹在芯板30和保护罩3之间。如图1所示，保护罩3通常可以具有与芯板30的外部形状对应的外部形状。可以从保护罩3的材料上剪裁出一个或多个形状不同的窗口2。保护罩3例如可以由纤维增强聚合物材料制成，纤维增强聚合物材料例如为玻璃纤维增强聚合物(GFRP)材料、天然纤维增强聚合物(NFRP)材料以及碳纤维增强聚合物(CFRP)材料。
剪裁窗口2可以以如下方式与芯板30的空间框架结构T1的形状相匹配：空间框架杆RM被盖板3从前面覆盖且可穿过盖板20的剪裁窗口2看见相邻空间框架杆RM之间的至少部分空间。
将织物板7安装到保护罩3上，并优选从盖板20的背面覆盖部分或全部剪裁窗口2。织物板7例如可以用钩-绒扣件(hook-and-pile fastener)固定到保护罩3上，并且自身可以在其背面包括钩-绒扣件以将织物板7附接到芯板30上。可能有利的是，在织物板7的外部形状与剪裁窗口2的外部形状一致的意义上使织物板7的外部形状与各个剪裁窗口2的外部形状相匹配。织物板7的尺寸可以特别地大于相应的剪裁窗口2的尺寸，使得紧固凸缘部到达在保护罩3后面的剪裁窗口2的外缘。这些紧固凸缘部然后可以沿边缘固定到保护罩3上，例如通过前述钩-绒扣件。
如果有必要，可以在保护罩3及保护罩3后面的织物材料上钻或以其它方式形成多个孔或孔洞1。孔1可用作可以将整个盖板20连接到芯板30上的紧固构件用的孔洞，芯板30也可以在空间构架杆RM和/或托架部中对应地包括定位孔。
为了避免沿剪裁窗口2的内沿的锋利边缘，可以在这些边沿周围形成边沿保护装置8。边沿保护装置8例如可以包括U形细长轮廓构件。这样的轮廓构件可以以增材制造AM工艺制造。
盖板20为航空公司提供新的定制可能性，因为隔断物的盖独立于其所附接的芯板30。客户可以选择不同的盖概念，例如“封闭”平盖、织物的灵活集成或光与其它特征(如屏幕或显示器)的集成。而且，装饰性框架或板元件可以容易地和可更换地布置在保护罩的平滑前面上，从而给航空公司独特的品牌化和任何期望的公司设计的产生提供巨大机遇。
如图1中所描绘的芯板30在图2中从前面更详细地示出。芯板30和盖板20均可以在担架闸门(stretcher flap)SF的位置处具有隐藏式内框架。担架闸门SF可以构造为提供通向担架(例如，作为飞机上担架患者的运输担架)的装载区域的通道。芯板30的外部形状通常与芯板30可附接的机身部分的内部形状相匹配，例如，借助附接于机身结构的铰链式接口S的拉杆(tie rod)将芯板30附接于机身部分。在机舱的地板部，芯板30例如可以通过机舱锚固点K处的螺栓固定到机舱上。锚固点K以及铰链式接口S的拉杆的附接点可以进行增强并局部加厚，以保证通往周围机身结构的载荷传递路径平滑且可靠。
图2的芯板30通常用多个部分交叉的空间框架杆R的宏观空间框架结构T1构成。空间框架杆模型RM的具体布置例如可以通过计算机实现的设计程序确定，该计算机实现的设计程序采用通过空间框架杆R的桁架优化载荷路径的元启发式优化算法。芯板30通常可以包括在芯板30的外部形状的边缘延伸的托架F以及在托架F跨越的平面内延伸的空间框架结构T1。芯板30的整个厚度可以特别地小于3cm。
芯板30的所有结构构件都可以特别地使用增材制造AM工艺制造。芯板30的结构构件例如可以通过AM工艺由可得到的合适材料(例如ScalmalloyTM)制成。ScalmalloyTM是针对高强度和极高强度挤压制品开发的铝-镁-钪合金(AlMgSc)，得到异常高的疲劳性能以及与AlMgSc片材相同的积极制造倾向。在一些实施方式中，芯板30可以分几部分制造，使得可以使用更小的AM机器和系统。例如，有可能将空间框架结构T1的拓扑结构分解成多个子组件R(其中两个在图2中出于示例性目的用附图标记示例性地表示出来)，例如，20～150个可以在不同ALM系统上单独3D打印的子组件R。每个子组件R可以含有具有不同连接器类型C1和C2的标准化连接器(其中各有两个在图2中出于示例性目的用附图标记示例性地表示出来)，所述连接器允许待接合的各个子组件R之间正确连接并且允许调整相邻子组件R之间的容隙。在破坏的情况下，受影响的子组件R可容易地以低成本更换。两种不同连接器类型C1和C2的连接器将在下面结合图7进行说明和描述。
图6描绘了芯板30的各部件的透视照片，以更好地举例说明芯板30的空间框架装配件的形状和拓扑结构。可以看出，在底部的托架包括加厚的锚固点K，用于将芯板30连接到周围机身结构。示出了空间框架杆R的若干下端与托架以及彼此一体制造。每个空间框架杆R自身形成为微观构架，包括许多可以在局部节点处彼此之间相互连接的在侧面对角延伸的支柱。
结合图5描绘微观构架T2。在图5中，示例性地说明了相邻空间框架杆之间的三种不同相互连接节点类型(A)、(B)和(C)。微观构架T2可以根据局部载荷分布设计，该局部载荷分布可得自在预定边界条件下的载荷分布模型。在交叉空间框架杆之间的节点区域N中，每个空间框架杆的微观构架T2的在侧面对角延伸的支柱可以适当地彼此结合。对于每个杆R，杆的芯部可以形成为桁架结构，即由组装成三维结构并以节点形式连接的双力构件构成的结构。通常，这样的桁架结构可以包括由直构件构造的多边形，其中直构件的端部并且有时是中间部连接在桁架节点处。在图5和图6的示例性情况下，微观构架T2呈现的是具有沿空间框架杆R的延伸方向延伸的4个基本平行的梁和在这四个基本平行的梁之间由对角堆叠的交叉梁形成的画有交叉影线的构架搭板的框架的形状。
空间构架杆R自身的拓扑结构形成宏观构架T1，其可以具有大致二维布局，即空间框架杆R基本上卧在一个延伸平面上(附图举例说明的实施例中的竖直延伸的平面)。空间框架杆R中的部分或全部可以在它们各自的杆端部配备有连接器C1或C2，所述连接器的类型在图7中更详细地示出。
连接器类型C1可以是形成在空间框架杆的端部的杆连接器导管RH，其具有起到用于阳螺旋连接器柱状螺栓C的阴连接器部分的内螺纹。连接器柱状螺栓C用增材制造AM工艺例如由ScalmalloyTM一体形成。在连接器柱状螺栓C的第一螺栓体H1处，形成左旋外螺纹部，而位于连接器柱状螺栓C的相对侧的第二螺栓体H2形成有右旋外螺纹部。如果连接器柱状螺栓C插在都在端部配备有类似的杆连接器导管RH的两个相邻杆R之间，则旋转运动D1会产生使第一和第二螺栓体H1和H2上的两个螺纹部同时被驱动进入它们各自的阴螺纹杆连接器导管RH中的力矩。以这种方式，待通过连接器类型C1接合的杆可以彼此拉扯，杆之间的距离根据施加到连接器柱状螺栓C上的转动次数而变化。为了帮助将力矩施加到连接器柱状螺栓C上，连接器柱状螺栓包括扳手轮廓G，其在第一和第二螺栓体H1和H2之间与这两个螺栓体一体形成。在第一和第二螺栓体H1和H2处形成的螺纹可以特别地具有类似的螺距。然而，在某些变型中，第一和第二螺栓体H1和H2的螺纹可以具有不同的螺距，例如，在要将防错机构(poka-yoke mechanism)置于适当位置来防止杆不正确地安装在空间框架中的情况下。在第一和第二螺栓体H1和H2处的螺纹线可以是单线螺纹，然而，在某些变型中，可以提供双线螺纹以给组装提供更大容隙。
连接器类型C2可以是半互搭接头类型，其中第一连接器部RJ1(如图6和图7所示)形成有与空间构架杆的端面间隔开并且平行于其突出的成角度的销。第二连接器部RJ2(未在图6中明确中示出，而仅在图7中示出)形成有相应成角度的管，作为与空间构架杆的端面间隔开并且平行于其突出的成角度的销的插座。可以通过待连接的空间框架杆的两个对应端部的滑动或插入运动D2使成角度的销与成角度的插座彼此互锁对准。例如可以有两个或更多个成角度的销与对应成角度的插座彼此平行延伸。如果存在至少两个销和插座，则连接C1对扭矩在机械上更稳定。
销与插座在空间框架杆的延伸方向上形成底切，其提供对抗被拉开的空间框架杆之间的接头的机械阻力。为了在销与插座的内壁之间提供更大握固力，成角度的销可以设置有滚花的外表面，如可以在图7中用附图标记“E”表示的细节中示例性地看出。滚花的外表面例如可以包括一系列槽纹、隆起物或棱形图案，它们在销表面形成大量轻微压痕。这就扩大了成角度的销的外表面与成角度的插座的内壁之间的有效接触表面。
连接器类型C1和C2均被设计成迫使待接合的空间框架杆相对于彼此仅有极小的移动。这就便于在小的侧面移动的情况下连接相邻空间框架杆R。特别是在芯板30的复杂结构拓扑中，就组装而言，空间框架杆R相对于彼此的偏移通常存在小的可允许的误差。因此，连接器类型C1和C2在组装复杂的飞机结构组件时是有利的连接器类型。
空间框架T1可以具有大致三维布局，即对于由空间框架杆R的子集所限定的每个第一延伸平面，杆R的另一个子集以定义至少一个另外的第二延伸平面的方式连接到前面的子集的节点上，所述至少一个另外的第二延伸平面相对于第一延伸平面为非零角度布置。空间框架杆R的数量通常不限于任何特定数量，而是它们的数量将最终取决于用于找出空间框架T1的最佳设计的优化算法的结果。而且，在邻接的空间框架杆R的相互连接处的连接器的数量、种类、类型以及具体设计可以根据单个空间框架R的特定优化设计和/或期望的最大长度而不同。
通常，一组空间框架杆R与托架F可以形成空间框架构造套件，其可用于构造所期望的结构组件，例如，芯板30。本文所公开的空间框架构造套件可用在许多应用中，包括但不限于飞机、室内设计、桥梁建造、车辆车厢、土木工程、儿童玩具的应用等中的结构组件的构造。具体应用是关于飞机结构组件中的芯板的构造。这样的芯板可以包括空间框架杆，用于限定飞机结构组件的整体外部形状，例如，在由刚性外部托架预先确定的组件边界内。
将结合图3至图5来示例性地说明和描述用于设计芯板30的空间框架结构T1的空间框架拓扑结构的计算机实现方法。该方法可以特别地采用通过空间框架杆R的桁架优化载荷路径的元启发式优化算法。
首先，将现有的几何数据导入建模软件中。可使用几何数据创建潜在设计空间的边界表示法，例如，飞机上客舱的隔断壁的托架模型F。利用实体有限元分析模型，可以计算映射到潜在设计空间的边界表示法中的每个点的载荷应力图。可以在模拟中施加代表性载荷以研究内部载荷路径和应力。
如图3所示，模型化的托架F可以设置有多个位于设计空间的边界处的附接点A以及多个载荷施加点L，其中多个附接点A限定空间框架上的载荷和应力转移到周围结构的位置，多个载荷施加点L是主要载荷预期施加处，例如，图1中所示的附接板10的安装位置。此外，还可以在设计空间中标记在托架上的锚固点K。此定义创建定制的几何结构，作为以下再生的网络优化算法的起始设置。
作为起始网络，在设计空间中创建多个附接点A和载荷施加点L中的每两个之间的多个互连线。另外，有可能在互连线的起始网络中加增强线。这些增强线例如可以在设计空间中在一条互连线上的节点N与多个附接点A和载荷施加点L中的一个之间延伸。另一方面或另外，其他增强线可以在相邻的互连线上的两个节点N之间延伸。起始网络因此包括的互连线和增强线的数量比最终空间框架设计所期望的多得多。然后，需要挑选线的起始网络(通常称为图3和图4中的模型化空间框架杆线RM)以获得沿预期的载荷路径延伸的更少量的互连线和增强线。因此，多目标优化循环涉及至少朝最小重量(对应于线的数量)和在预先确定的应力下最小偏移的优化。
多目标优化循环可以经过与由真黏菌的自适应生长已知的仿生路径探索模型类似的考虑。例如，Tero,A.；Kobyashi,R.；Nakagaki,T.；“Amathematical model foradaptive transport network in path finding by true slime mold(自适应传输网络在通过真黏菌的路径探索中的数学模型)”,Journal of theoretical biologyNo.244vol.4,pp.553-564,2007年2月21，和Tero,A.；Takagi,S.；Saigusa,T.；Ito,K.；Bebber,D.P.；Fricker,M.D.；Yumiki,K.；Kobayashi,R.；Nakagaki,T.:“Rules forBiologically Inspired Adaptive Network Design(生物启发的自适应网络设计的规则)”,Science No.327vol.5964,pp.439-442,2010年1月22，二者公开了在生物启发的数学模型中所捕获到的真黏菌的自适应网络形成的核心机制和算法。
互连线和/或增强线中的每条用载荷施加因素参数化。载荷施加因素源自于前面计算的载荷应力图的值。然后，挑选互连线和/或增强线的起始网络。每个挑选程序可以用限定挑选过程的不同参数不同地运行，使得产生多个不同的潜在空间框架设计用于进一步分析。选择参数例如可以包括总体线密度、局部线密度和线长度，或者，在增强线的情况下，包括互连线上的节点位置和增强线的长度。
所述分析例如可以涉及使用改变参数模型的输入值的优化引擎。所获得的潜在空间框架设计中的每个用可以使用有限元分析得到的性能得分来评价。性能得分例如可以考虑多个预先确定的优化参数，例如根据建议的空间框架设计制造的空间框架杆的预期重量以及根据建议的空间框架设计制造的空间框架杆在外部应力的作用下的变形/偏移。
例如可以使潜在空间框架设计聚集在多变量优化参数图中，以找出接近帕累托边界的空间框架设计，使得只有每个创建阶段具有最佳性能得分的潜在空间框架设计被选择用于进一步分析。最好的潜在空间框架设计的选择参数，即具有最佳性能得分的空间框架设计被选择用于再生确定一组新的组合的选择参数。根据期望的收敛速度，只有性能得分高于预定性能阈值的那些空间框架设计可以被选择进行该进化程序。
然后，使用该新的组合的选择参数组产生第二代潜在空间框架设计，该第二代潜在空间框架设计可再次经历性能评价。以这种方式，可以基于前几代的最好性质“进化出”越来越多代的潜在空间框架设计。该迭代过程可以在随后产生的潜在空间框架设计的性能得分的增量降至低于终止阈值时特别地被终止。
然后，选择具有优化的宏观结构T1的一个或数个空间框架设计，用于创建具有优化的微观结构T2的自定义再生几何结构。为此，针对所选的潜在空间框架设计中所建议的宏观线中的每条产生具有微观结构构架T2的桁架模型。图4示例性示出了具有左边的宏观结构T1的最终选择的空间框架设计之一。右边的详细视图示例性示出了针对模型化的空间框架杆RM之一所产生的桁架模型的微观结构T2。再者，基于预先计算的载荷应力图的对应值进行桁架模型的产生。然后将产生的桁架模型用作增材制造AM工艺的输入几何结构。利用AM工艺，可以制造在结合到空间框架时满足低重量、低材料消耗和高机械稳定性的预期目标的定制空间框架杆。
根据可用或期望使用的AM系统，部分或全部空间构架杆可以细分成多个部分空间框架杆。这些部分空间框架杆可特别地限于可以对应于预先确定的最大长度，该预先确定的最大长度可以对应于用可用的AM系统制造的最大长度。该细分的部分空间框架杆然后可以配备有如结合图7所示的连接器类型C1和C2中之一。例如，部分空间框架杆可以具有形成为用于连接至阳连接器柱状螺栓C的阴螺纹杆连接器导管的端部。或者，该部分空间框架杆可以与位于相应端部处的成角度的销连接器RJ1和成角度的插座连接器RJ2中之一一体形成。
图8示意性举例说明了用于空间框架设计的计算机实现方法M的各阶段。计算机实现方法M例如可以用于设计飞机的结构组件100的空间框架，该结构组件100的芯板30可以用计算机实现方法M得到的空间框架设计以增材制造工艺制造，所述空间框架设计被用作增材制造工艺的基础数据。
在第一步M1中，以设计空间的几何边界表示法产生载荷应力图。第二步M2涉及在设计空间中定义多个附接点A和载荷施加点L。在第三步M3中，可以在多个附接点A和载荷施加点L中的每两个之间创建互连线的起始网络。
任选地，有可能在该起始网络中加多个增强线，该增强线在设计空间中在一条互连线上的节点N与多个附接点A和载荷施加点L中的一个之间延伸，或在相邻的互连线上的两个节点N之间延伸。
在第四步M中，基于载荷应力图的值将载荷施加因素映射到互连线的起始网络中的每条线，使得在第五步M5中可以通过根据可变选择参数选择性地挑选每个潜在空间框架设计的起始网络的不同线子集产生多个潜在空间框架设计。
在第六步M6中，用性能得分评价多个潜在空间框架设计中的每个。该评价取决于多个预先确定的优化参数。在步骤M7中，可以将潜在空间框架设计的选择参数组合起来，具体是性能得分高于预先确定的性能阈值的那些空间框架设计的选择参数。在进化算法中，基于组合的选择参数重复产生潜在空间框架设计的步骤M5和评价空间框架设计的步骤M6。
如上面说明所描述的空间框架构造套件为一个廉价、极轻且灵活的系统，其允许对具有不同外部轮廓的多个结构快速构造和解构。该空间框架构造套件例如可以用于构建飞机结构组件的芯板，例如，飞机机舱隔断壁。用这样的空间框架构造套件构建的飞机结构组件容易修理，因此维护成本低，因为单个破坏的构架元件容易被更换。而且，由于飞机结构组件的标准形式设计的构造，整个组件的几何容隙(tolerance)可以通过调节空间框架的各标准形式设计的部件之间的连接器来补偿。
可以提供根据本发明的某些示例性实施方式的包括一个或多个处理装置的系统，例如，可以在个人计算机或计算机工作站中找到。这样的系统还可以包括能够配置处理装置以进行本文描述的示例性计算机实现方法的一组指令，用于设计、构建、分析和优化空间框架模型和空间框架组件的模型。该指令可以设置在计算机可访问介质如存储介质上。本领域技术人员会认识到，本发明公开可以作为由一个或多个处理器和/或一个或多个软件应用可执行的一个或多个软件过程实现。另外，本发明没有参照任何特定的编程语言描述。应当理解，可以使用各种编程语言来实现本文描述的发明的教导。还要理解的是，所述方法可以体现在任何形式的存储器设备或存储介质上，包括各种形式的顺序、伪随机和随机存取存储设备。如本领域已知的存储介质包括所有形式的随机存取存储器、磁带和光带、磁盘和光盘，以及各种其他形式的固态大容量存储设备，例如硬盘驱动器、CD-ROM或DVD-ROM、磁带或软盘、闪存驱动器或任何其它固态存储器存储介质。
在前面的详细描述中，出于简化本发明公开的目的，各种特征组合在一个或多个实施例中。要理解的是，上面的描述意图是说明性的，并非限制性的。其意图覆盖所有替代物、修改和等同物。在阅读上述说明书后，许多其他实施例对于本领域技术人员而言将是显而易见的。
选择和描述实施方式是为了更好地说明本发明的原理及其实际应用，从而使本领域其他技术人员能更好地利用本发明以及适合预期特定用途的带有各种修改的各种实施方式。在所附的权利要求书和整个说明书中，术语“包括(including)”和“其中(in which)”分别用作相应术语“包括(comprising)”和“其中(wherein)”的简单英文等同物。此外，“一个/一种(a)”和“一个/一种(one)”在本案中不排除多个/多种的情况。
Claims (5)
1.空间框架构造套件，包括：
多个增材制造的空间框架杆(R)，用于构造空间框架(T1)；和
多个连接器，用于将多个空间框架杆(R)连接到空间框架(T1)上，
所述空间框架(T1)基于通过以下步骤所产生的桁架模型：
利用实体有限元分析模型以设计空间的几何边界表示法构造载荷应力图(M1)；
在设计空间中定义多个附接点(A)和载荷施加点(L)(M2)；
在设计空间中创建(M3)多个附接点(A)和载荷施加点(L)中的每两个之间的互连线的起始网络；
将载荷应力图的载荷施加因素分配给互连线的起始网络的每条线(M4)；
通过根据可变选择参数组选择性地挑选每个潜在空间框架设计的互连线的起始网络的不同线子集产生多个潜在空间框架设计(M5)；
评价多个潜在空间框架设计中的每个的性能得分(M6)；
将性能得分高于预先确定的性能阈值的潜在空间框架设计的选择参数组合成为选择参数组(M7)；
基于组合的选择参数组重复产生潜在空间框架设计(M5)和评价潜在空间框架设计(M6)的步骤；以及
基于载荷应力图的对应值，针对潜在空间框架设计中所选择的一个潜在空间框架设计的线网络中的每条线产生具有微观结构构架(T2)的桁架模型(M8)。
2.根据权利要求1所述的空间框架构造套件，其中，空间框架杆(R)中的至少第一空间框架杆(R)包括与成角度的销在第一空间框架杆(R)的端部处一体形成的成角度的销连接器(RJ1)，所述成角度的销与第一空间框架杆(R)的端面间隔开并且平行于其突出，并且其中空间框架杆(R)中的至少第二空间框架杆(R)包括与作为第一空间框架杆(R)的成角度的销的插座的成角度的管在第二空间框架杆(R)的端部处一体形成的成角度的插座连接器(RJ2)，所述成角度的管与第二空间框架杆(R)的端面间隔开并且平行于其突出。
3.空间框架(T1)，包括：
多个增材制造的空间框架杆(R)，所述空间框架(T1)基于通过以下步骤所产生的桁架模型：
利用实体有限元分析模型以设计空间的几何边界表示法构造载荷应力图(M1)；
在设计空间中定义多个附接点(A)和载荷施加点(L)(M2)；
在设计空间中创建多个附接点(A)和载荷施加点(L)中的每两个之间的互连线的起始网络(M3)；
将载荷应力图的载荷施加因素分配给互连线的起始网络的每条线(M4)；
通过根据可变选择参数组选择性地挑选每个潜在空间框架设计的互连线的起始网络的不同线子集产生多个潜在空间框架设计(M5)；
评价多个潜在空间框架设计中的每个的性能得分(M6)；
将性能得分高于预先确定的性能阈值的潜在空间框架设计的选择参数组合成为选择参数组(M7)；
基于组合的选择参数组重复产生潜在空间框架设计(M5)和评价潜在空间框架设计(M6)的步骤；以及
基于载荷应力图的对应值针对潜在空间框架设计中所选择的一个潜在空间框架设计的线网络中的每条线产生具有微观结构构架(T2)的桁架模型(M8)。
4.飞机结构组件(100)，包括：
基本为平面的芯板(30)，其具有用于承重的空间框架杆(R)的空间框架结构(T1)，所述空间框架结构(T1)基于通过以下步骤所产生的桁架模型：
利用实体有限元分析模型以设计空间的几何边界表示法构造载荷应力图(M1)；
在设计空间中定义多个附接点(A)和载荷施加点(L)(M2)；
在设计空间中创建多个附接点(A)和载荷施加点(L)中的每两个之间的互连线的起始网络(M3)；
将载荷应力图的载荷施加因素分配给互连线的起始网络的每条线(M4)；
通过根据可变选择参数组选择性地挑选每个潜在空间框架设计的互连线的起始网络的不同线子集产生多个潜在空间框架设计(M5)；
评价多个潜在空间框架设计中的每个的性能得分(M6)；
将性能得分高于预先确定的性能阈值的潜在空间框架设计的选择参数组合(M7)成为选择参数组；
基于组合的选择参数组重复产生潜在空间框架设计(M5)和评价潜在空间框架设计(M6)的步骤；以及
基于载荷应力图的对应值针对潜在空间框架设计中所选择的一个潜在空间框架设计的线网络中的每条线产生具有微观结构构架(T2)的桁架模型(M8)。
5.根据权利要求4所述的飞机结构组件(100)，所述飞机结构组件是飞机机舱隔断壁。
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Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107368642B (zh) * | 2017-07-13 | 2019-12-24 | 武汉大学 | 金属增材制造多尺度多物理场耦合仿真方法 |
| JP7133189B2 (ja) * | 2018-02-02 | 2022-09-08 | 慶應義塾 | 最適化計算装置、最適化計算方法及びプログラム |
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| JP7344029B2 (ja) * | 2019-07-19 | 2023-09-13 | 株式会社Subaru | 移動体の構造体、および移動体の構造体の製造方法 |
| CN112580249A (zh) * | 2019-09-11 | 2021-03-30 | 广东博智林机器人有限公司 | 平面设计的优化方法、装置、电子设备及存储介质 |
| CN111931266A (zh) * | 2020-06-28 | 2020-11-13 | 上海市建筑装饰工程集团有限公司 | 基于复杂空间造型的不规则端部切面龙骨数字化加工方法 |
| CN116119023B (zh) * | 2023-04-17 | 2023-07-18 | 成都沃飞天驭科技有限公司 | 飞行器测试平台及其主框架、主框架的设计方法 |
| CN117993223A (zh) * | 2024-04-02 | 2024-05-07 | 陕西建工第十二建设集团有限公司 | 一种基于数字孪生的大跨度桁架吊装拆分系统及方法 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5746035A (en) * | 1994-12-30 | 1998-05-05 | Steelcase Inc. | Partition system |
| WO2007076357A2 (en) * | 2005-12-19 | 2007-07-05 | The Board Of Governors For Higher Education, State Of Rhode Island And Providence Plantations | System and method for finite element based topology optimization |
| CN103261023A (zh) * | 2010-12-23 | 2013-08-21 | 空中客车德国运营有限责任公司 | 用于飞机舱的隔断壁和飞机 |
| CN103412997A (zh) * | 2013-08-14 | 2013-11-27 | 北京航空航天大学 | 一种不确定载荷下的桁架结构稳健设计方法 |
| CN103914596A (zh) * | 2014-04-02 | 2014-07-09 | 长安大学 | 一种确定起重运输机械中桁架结构薄弱杆件的方法 |
| CN105015459A (zh) * | 2014-04-25 | 2015-11-04 | 通用汽车环球科技运作有限责任公司 | 使用预制微桁架插入件来增强和/或强化结构构件 |
| CN105095542A (zh) * | 2014-05-13 | 2015-11-25 | 广州汽车集团股份有限公司 | 一种汽车悬架关键结构件优化设计方法 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6915988B2 (en) * | 2003-01-27 | 2005-07-12 | Msa Aircraft Products, Ltd. | Matrix window |
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Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5746035A (en) * | 1994-12-30 | 1998-05-05 | Steelcase Inc. | Partition system |
| US5746035B1 (en) * | 1994-12-30 | 2000-11-14 | Steelcase Inc | Partition system |
| WO2007076357A2 (en) * | 2005-12-19 | 2007-07-05 | The Board Of Governors For Higher Education, State Of Rhode Island And Providence Plantations | System and method for finite element based topology optimization |
| CN103261023A (zh) * | 2010-12-23 | 2013-08-21 | 空中客车德国运营有限责任公司 | 用于飞机舱的隔断壁和飞机 |
| CN103412997A (zh) * | 2013-08-14 | 2013-11-27 | 北京航空航天大学 | 一种不确定载荷下的桁架结构稳健设计方法 |
| CN103914596A (zh) * | 2014-04-02 | 2014-07-09 | 长安大学 | 一种确定起重运输机械中桁架结构薄弱杆件的方法 |
| CN105015459A (zh) * | 2014-04-25 | 2015-11-04 | 通用汽车环球科技运作有限责任公司 | 使用预制微桁架插入件来增强和/或强化结构构件 |
| CN105095542A (zh) * | 2014-05-13 | 2015-11-25 | 广州汽车集团股份有限公司 | 一种汽车悬架关键结构件优化设计方法 |
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| CB02 | Change of applicant information |
Address after: hamburg Applicant after: AIRBUS OPERATIONS GmbH Address before: hamburg Applicant before: AIRBUS OPERATIONS GmbH |
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| GR01 | Patent grant | ||
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