CN107103114A - 一种复合材料舱门优化方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种复合材料舱门优化方法，属于飞机结构强度设计领域。首先根据复合材料舱门的有限元模型，按基础铺层格式铺层，以铺层数量为优化变量，以舱门结构重量最轻为目标函数进行第一次优化，之后，进行铺层方式修改，以是否具有某一层铺层为优化变量，同样以上述舱门结构重量最轻为目标函数进行第二次优化，最终获得满足所述约束条件的最小重量舱门的复合材料铺层方式。通过本发明上述优化设计复合材料舱门结构在满足刚度、强度等性能指标的前提下，相对于金属舱门方案，大幅度降低了舱门重量，满足了舱门轻量化设计要求。

Description

一种复合材料舱门优化方法
技术领域
本发明属于飞机结构强度设计领域，尤其涉及一种复合材料舱门优化方法。
背景技术
随着航空器的不断的发展，对轻量化要求也日益严格，而复合材料以其优异的减重特点备受关注，近年来复合材料在国内军民用飞机中的应用比例大幅度提升，几乎所有在研飞机都将复合材料应用比例作为一项重要的设计指标。目前，国外已有关于复合材料气密舱门的工程应用，资料显示复合材料舱门比金属舱门减重约30％，如A350XWB登机门。国内复合材料主要用于起落架舱门等非气密舱门，近年来也陆续开展了复合材料气密舱门的研究工作。
民用飞机在飞行过程中，为了保证飞机座舱内的舒适环境，必须对飞机进行气密增压，气密货舱门，和其它气密舱门一样要承受很大的压差载荷。因此在舱门结构设计中，除满足强度要求外还必须满足刚度要求。
以往的舱门分析大都是基于强度约束条件和铺层约束条件，对刚度约束条件定义比较笼统，通常只有最大变形量这一个指标。因此在复合材料舱门设计中，完善多种刚度约束条件，并研究其在舱门优化中的实施方法具有实际工程应用价值与需求。
发明内容
本发明完善了舱门刚度约束条件，在此基础上按照强度及铺层比例等要求，提供了一种考虑最大变形量、波纹度、阶差、间隙等多种刚度约束的复合材料舱门优化方法，得到了适应工程需要的复合材料舱门铺层形式。
本发明复合材料舱门优化方法，主要包括以下步骤:
S1、建立所述复合材料舱门的有限元模型，所述有限元模型包括的复合材料初始铺层属性为，根据金属舱门的等刚度原则设计复合材料舱门初始铺层厚度，且基础铺层格式为[45N1/0N2/-45N3/90N4]S，其中，N1、N2、N3及N4为对应角度铺层数量；
S2、以N1、N2、N3及N4为优化变量，以舱门结构重量最轻为目标函数建立第一次优化模型；
S3、进行第一次优化，并对优化结果进行约束条件的符合性检查，若不满足约束条件，则返回步骤S2修改优化变量，或者修改约束条件，直至获得基础铺层格式下满足约束条件的最优铺层数量及铺层比例；
S4、根据步骤S3的铺层优化结果更改铺层方式，修改后的铺层方式包括对称铺层、连续相同角度铺层不超过三层以及相邻铺层角度不超过60°；
S5、根据步骤S4的铺层方式，以是否具有某一层铺层为优化变量，以所述舱门结构重量最轻为目标函数建立第二次优化模型；
S6、进行第二次优化，获得满足所述约束条件的最小重量舱门的复合材料铺层方式。
优选的是，所述步骤S2中舱门结构重量为其中，ρi为构件i所用材料的密度，Li为构件i的板件面积，Ai为构件i的板件厚度，N为构件数量。
上述方案中优选的是，所述步骤S3中的约束条件包括刚度约束条件、强度约束条件及铺层比例约束条件。
上述方案中优选的是，所述刚度约束包括对舱门的波纹度、阶差、间隙以及止动接触点进行约束。
上述方案中优选的是，所述强度约束包括对舱门的许用应变、复合应变以及单层失效进行约束。
上述方案中优选的是，所述铺层比例约束为0°铺层占比35％～55％，±45°铺层占比35％～60％，其余为90°铺层。
本发明的优点和效果包括：
1)通过优化设计复合材料舱门结构在满足刚度、强度等性能指标的前提下，相对于金属舱门方案，大幅度降低了舱门重量，满足了舱门轻量化设计要求。
2)对复合材料舱门进行了两次优化分析，在满足结构重量最轻的情况下，最大限度地发挥了复合材料的铺层优势；
3)利用本发明的优化方法，考虑了多个刚度约束条件，包括最大变形量、波纹度、阶差、间隙等刚度要求，改变了传统的舱门分析仅考虑了最大变形量单一的约束条件，优化得到的铺层方式为实际工程应用提供参考。
附图说明
图1为本发明复合材料舱门优化方法的一优选实施例的流程图。
图2为本发明图1所示实施例的舱门波纹度示意图。
图3为本发明图1所示实施例的舱门阶差示意图。
图4为本发明图1所示实施例的止动接触点最大变形示意图。
图5为本发明图1所示实施例的两次优化重量迭代过程图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
下面通过实施例对本发明做进一步详细说明。
本发明提供了一种复合材料舱门优化方法，完善了舱门刚度约束条件，在此基础上按照强度及铺层比例等要求，提供了一种考虑最大变形量、波纹度、阶差、间隙等多种刚度约束的复合材料舱门优化方法，得到了适应工程需要的复合材料舱门铺层形式，最终获得了满足强度、刚度等约束条件下的最小重量舱门及该舱门的复合材料铺层方式。
本发明复合材料舱门优化方法，如图1所示，主要包括以下步骤：
S1、建立所述复合材料舱门的有限元模型，所述有限元模型包括的复合材料初始铺层属性为，根据金属舱门的等刚度原则设计复合材料舱门初始铺层厚度，且基础铺层格式为[45N1/0N2/-45N3/90N4]S，其中，N1、N2、N3及N4为对应角度铺层数量；
S2、以N1、N2、N3及N4为优化变量，以舱门结构重量最轻为目标函数建立第一次优化模型；
S3、进行第一次优化，并对优化结果进行约束条件的符合性检查，若不满足约束条件，则返回步骤S2修改优化变量，或者修改约束条件，直至获得基础铺层格式下满足约束条件的最优铺层数量及铺层比例；
S4、根据步骤S3的铺层优化结果更改铺层方式，修改后的铺层方式包括对称铺层、连续相同角度铺层不超过三层以及相邻铺层角度不超过60°；
S5、根据步骤S4的铺层方式，以是否具有某一层铺层为优化变量，以所述舱门结构重量最轻为目标函数建立第二次优化模型；
S6、进行第二次优化，获得满足所述约束条件的最小重量舱门的复合材料铺层方式。
步骤S1为建立所述复合材料舱门的有限元模型，单元简化和节点网格划分应能真实模拟舱门结构刚度，并且至少在蒙皮区域(相邻的纵梁、横梁之间的蒙皮)的中点、梁平面与密封线的交点布置模型节点，具体包括以下几个方面：
单元简化：蒙皮简化为板壳单元，密封带挡条简化为板壳单元，外缘条简化为杆单元，内缘条简化为梁单元，腹板简化为板壳单元，止动接头简化为刚体单元，与机身连接采用弹簧单元。
节点网格：以纵梁平面、横梁平面与舱门理论外形交点为基本节点。每个蒙皮区域内网格尺寸约为30mm×30mm，舱门周边及拐角处蒙皮网格根据内部蒙皮网格数量协调划分，内缘条与外缘条之间的梁腹板网格尺寸约为30mm×24mm。
复合材料舱门有限元模型初始铺层属性：根据金属舱门按等刚度原则设计复合材料舱门初始铺层厚度，基础铺层格式为[45N1/0N2/-45N3/90N4]S，其中，N1、N2、N3及N4为对应角度铺层数量，S为一次循环。本实施例下表1给出了某次具体复合材料舱门初始铺层参数。
表1、复合材料舱门初始铺层顺序
结构部位 铺层
蒙皮 [452/02/-452/902]S
加强蒙皮 [452/04/-452/902]S
横梁 [452/02/-452/902]S
普通纵梁 [45/03/-45/90]S
加强纵梁 [452/02/-452/902]S
步骤S2为建立优化模型，在该步骤之前，进一步包括输出模型数据。例如，在完成铺层赋值后提交NASTRAN输出有限元模型数据文件，数据文件中应包含节点、单元、材料属性、单元属性、载荷和模型边界约束。
打开复合材料舱门有限元模型数据文件(BDF)，求解序列更改为SOL200，按顺序完成优化模型文件的编辑：定义优化变量→定义目标函数→定义约束条件，具体如下：
设置优化变量：根据基础铺层格式[45N1/0N2/-45N3/90N4]S，以各角度铺层数量N1、N2、N3及N4为优化变量，可以理解的是，N1、N2、N3及N4为对应角度铺层数量，因此这些变量定义为离散变量，即均为大于等于1的正整数(N1/N2/N3/N4＝1，2，3，……)，优化变量由DESVAR卡定义，变量离散值由DDVAL卡控制。通过DVPREL2卡定义，将优化指标变量与铺层厚度联系起来，即Tj＝Njt0，其中Tj为第j层铺层厚度，t0为单层厚度，Nj为第j铺层指标变量。
定义目标函数：舱门结构重量最轻为目标函数，其重量可表示为其中，ρi为构件i所用材料的密度，Li为构件i的板件面积，Ai为构件i的板件厚度，N为构件数量。
约束条件：包括刚度约束条件、强度约束条件及铺层比例约束，通过DCONSTR卡定义上述约束响应，具体如下。
1)舱门的刚度约束条件具体包括最大变形量、波纹度、阶差、间隙等多种刚度要求，表2给出了舱门的多种刚度约束条件。
表2、舱门多种刚度约束条件
最大变形量表示为舱门结构任意部位最大变形量，其响应由NASTRAN软件中的DRESP2卡定义。
波纹度用来表示平坦或连续弯曲外形表面的均匀变化的不平度，由最大振幅b与波长L之比值确定，如图2所示，给出了舱门与机身位置关系以及波纹形舱门结构示意，本实施例中波纹度响应由NASTRAN软件中的DRESP2卡定义。
阶差为舱门与机身蒙皮之间的高度差，舱门相对机身向内变形为负阶差，反之为正阶差，图3给出了形成负阶差时的示意图，本实施例中，其响应由DRESP1卡定义。
间隙为舱门与机身蒙皮之间的距离，其响应由DRESP1卡定义。
止动接触点变形，定义为在增压极限载荷作用下止动接触点处的弹性变形，如图4所示，止动接触点由图4中左图的变化前状态经极限载荷后变形，变形后示意图为图4右图，其中，最外圈为机身承力挡块，其半径为Rp，内圈为舱门止动销，其半径为Rs，变形前，机身承力挡块与舱门止动销同轴，圆心为止动销初始接触点，变形后，该接触点发生变化，如图4右侧的止动销变形接触点，两个接触点距离即为最大变形半径Rm，由上表2给出的优化边界条件可知，该最大变形半径Rm应小于或等于机身承力挡块半径Rp的75％。本实施例中，其响应由DRESP2定义。
含最大安装误差的止动接触点变形，定义为存在最大安装误差时，在增压限制载荷作用下止动接触点处的弹性变形，其响应由DRESP2卡定义。
2)舱门的强度约束主要考虑复合材料的失效准则和许用应变限制，表3给出了前货舱门的强度约束条件。
表3、前货舱门的强度约束条件
复合材料许用应变限制由DRESP1卡定义，表达式为：εt≤[εt]，εc≤[εc]，γ≤[γ]；
复合应变因子按下式计算：
其中，当εa>0时，εa＝εt；当εa<0时，εa＝εc。
本实施例中，由DRESP2卡定义响应，计算公式通过DEQATN卡来实现。
Tsai-Wu失效准则，Tsai-Wu失效因子按以下公式计算：
其中，F11＝1/(XtXc)，F1＝1/Xt-1/Xc，F22＝1/(YtYc)，F2＝1/Yt-1/Yc F66＝1/S2，σ6＝τ12，
本实施例中，通过DRESP1卡定义失效响应，将失效指标小于1.0作为约束条件。
3)铺层比例约束，0°铺层35％～55％，±45°铺层35％～60％，其余为90°铺层，由DRESP2设置铺层比例响应，其比例关系通过方程卡DEQATN定义：
％±45°＝(N1+N3)/(N1+N2+N3+N4)；
％0°＝N2/(N1+N2+N3+N4)；
％90°＝N4/(N1+N2+N3+N4)。
按上述优化变量、目标函数以进行第一次优化后，编辑完成优化模型文件后，提交NASTRAN计算。
步骤S3为优化结果符合性检查，对照约束条件对优化计算结果进行符合性检查，如果计算结果不满足约束条件，应对设计变量定义进行修改，重新返回第二步进行计算；如果满足约束条件，则进行下一个步骤。通过第一次优化分析，得到了基础铺层格式下满足约束条件的最优铺层数量及铺层比例。
第一次优化分析的前6步迭代如图5所示(较短的线)，经过6步迭代计算后开始收敛，随着迭代次数的增加，舱门的质量不断增加，且增加的幅度越来越小，这是因为复合材料初始铺层不满足约束条件，所以结构质量先有所增加；在满足所有约束条件后，再呈逐步减小的趋势，这是对设计变量进行改进的结果。迭代最后一步舱门质量有一个突变，这是因为优化变量定义为离散变量，在完成优化设计时，优化变量要进行圆整。优化结束后舱门质量比初始铺层模型增加了17.33％。
据上一步铺层优化结果，按下述铺层准则进行铺层：复合材料构件尽量为对称铺层，表面层为±45°，连续相同角度铺层不超过三层，相邻铺层角度差不超过60°。
在第一次优化模型的基础上构建第二次优化模型，更改了复合材料的铺层方式，表4列出了经过第一次优化后，按铺层准则给出的复合材料舱门铺层顺序。
表4、按铺层准则给出的复合材料舱门铺层顺序
之后，建立第二次优化模型文件，其优化变量及目标函数如下：
设置优化变量：对每一层铺层定义一个离散优化变量Lj(j＝1，2)，当j＝1表示该层删除，j＝2表示该层保留；优化变量由DESVAR卡定义，变量离散值由DDVAL卡控制。通过DVPREL2卡定义，将优化变量与铺层厚度联系起来，即Tj＝(Lj-1)t0，其中Tj为第j层铺层厚度，t0为单层厚度，Nj为第j铺层指标变量。
定义目标函数：舱门结构重量最轻为目标函数，与第一次优化的目标函数一致，不再赘述。
约束条件：与第一次优化模型相比，复合材料舱门的刚度、强度及铺层比例约束条件保持不变。
编辑完成优化模型文件后，提交NASTRAN计算。进行第二次优化分析，得到了对满足铺层准则要求的铺层方式的“丢层”设计，可得到一个满足上述约束条件的最小重量舱门，优化设计结束。
由图5，第二次优化分析经过13步迭代计算后收敛，随着迭代次数的增加，舱门的质量逐步减小，各设计变量也趋于稳定，迭代最后一步质量有一个突变，这是因为优化变量定义为离散变量，在完成优化设计时，优化变量要进行圆整。第二优化结束后舱门质量比第一优化结果降低了6.75％，说明进行第二次优化是非常有意义的。表5列出了经过第二次优化后得到的复合材料舱门铺层顺序。
表5、第二次优化后复合材料舱门铺层顺序
为体现本发明效果，在优化完结束后，如图1所示，还包括以下两个步骤：
对优化结束后的复合材料舱门进行静力分析，得到了优化设计完成后的应力、应变及变形的计算结果。
输出静力计算结果，表6列出了本发明实例金属舱门与复合材料舱门的重量对比分析结果，其中变化率表示为复合材料舱门最终模型与金属舱门模型的计算结果对比。
表6、金属舱门与复合材料舱门的重量比对分析结果
通过表6可以看出，本发明的优点和效果包括：
1)通过优化设计复合材料舱门结构在满足刚度、强度等性能指标的前提下，相对于金属舱门方案，大幅度降低了舱门重量，满足了舱门轻量化设计要求。
2)对复合材料舱门进行了两次优化分析，在满足结构重量最轻的情况下，最大限度地发挥了复合材料的铺层优势；
3)利用本发明的优化方法，考虑了多个刚度约束条件，包括最大变形量、波纹度、阶差、间隙等刚度要求，改变了传统的舱门分析仅考虑了最大变形量单一的约束条件，优化得到的铺层方式为实际工程应用提供参考。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (6)

1.一种复合材料舱门优化方法，其特征在于,包括:
S1、建立所述复合材料舱门的有限元模型，所述有限元模型包括的复合材料初始铺层属性为，根据金属舱门的等刚度原则设计复合材料舱门初始铺层厚度，且基础铺层格式为[45N1/0N2/-45N3/90N4]S，其中，N1、N2、N3及N4为对应角度铺层数量；
S2、以N1、N2、N3及N4为优化变量，以舱门结构重量最轻为目标函数建立第一次优化模型；
S3、进行第一次优化，并对优化结果进行约束条件的符合性检查，若不满足约束条件，则返回步骤S2修改优化变量，或者修改约束条件，直至获得基础铺层格式下满足约束条件的最优铺层数量及铺层比例；
S4、根据步骤S3的铺层优化结果更改铺层方式，修改后的铺层方式包括对称铺层、连续相同角度铺层不超过三层以及相邻铺层角度不超过60°；
S5、根据步骤S4的铺层方式，以是否具有某一层铺层为优化变量，以所述舱门结构重量最轻为目标函数建立第二次优化模型；
S6、进行第二次优化，获得满足所述约束条件的最小重量舱门的复合材料铺层方式。
2.如权利要求1所述的复合材料舱门优化方法，其特征在于：所述步骤S2中舱门结构重量为其中，ρi为构件i所用材料的密度，Li为构件i的板件面积，Ai为构件i的板件厚度，N为构件数量。
3.如权利要求1所述的复合材料舱门优化方法，其特征在于：所述步骤S3中的约束条件包括刚度约束条件、强度约束条件及铺层比例约束条件。
4.如权利要求3所述的复合材料舱门优化方法，其特征在于：所述刚度约束包括对舱门的波纹度、阶差、间隙以及止动接触点进行约束。
5.如权利要求3所述的复合材料舱门优化方法，其特征在于：所述强度约束包括对舱门的许用应变、复合应变以及单层失效进行约束。
6.如权利要求3所述的复合材料舱门优化方法，其特征在于：所述铺层比例约束为0°铺层占比35％～55％，±45°铺层占比35％～60％，其余为90°铺层。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107016182A (zh) * 2017-03-30 2017-08-04 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种复合材料舱门优化方法
CN109583090A (zh) * 2018-11-30 2019-04-05 中国运载火箭技术研究院 一种复合材料结构的铺层优化方法
CN110356541A (zh) * 2019-06-11 2019-10-22 江西昌河航空工业有限公司 一种轻质高强度直升机尾门结构
CN114818444A (zh) * 2022-06-24 2022-07-29 之江实验室 一种复合材料滑撬式起落架适坠性优化设计方法和装置

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7866119B2 (en) * 2003-07-23 2011-01-11 Masonite Corporation Method of making a multi-ply door core, multi-ply door core, and door manufactured therewith
CN105760619A (zh) * 2016-03-10 2016-07-13 北京航空航天大学 一种考虑疲劳可靠性的复合材料铺层优化设计方法

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7866119B2 (en) * 2003-07-23 2011-01-11 Masonite Corporation Method of making a multi-ply door core, multi-ply door core, and door manufactured therewith
CN105760619A (zh) * 2016-03-10 2016-07-13 北京航空航天大学 一种考虑疲劳可靠性的复合材料铺层优化设计方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
徐子澎: "起落架舱门结构优化设计和抗冲击性能研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107016182A (zh) * 2017-03-30 2017-08-04 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种复合材料舱门优化方法
CN109583090A (zh) * 2018-11-30 2019-04-05 中国运载火箭技术研究院 一种复合材料结构的铺层优化方法
CN109583090B (zh) * 2018-11-30 2023-10-03 中国运载火箭技术研究院 一种复合材料结构的铺层优化方法
CN110356541A (zh) * 2019-06-11 2019-10-22 江西昌河航空工业有限公司 一种轻质高强度直升机尾门结构
CN114818444A (zh) * 2022-06-24 2022-07-29 之江实验室 一种复合材料滑撬式起落架适坠性优化设计方法和装置

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