CN109614747A

CN109614747A - 大展弦比机翼中管道布局设计方法

Info

Publication number: CN109614747A
Application number: CN201811622852.9A
Authority: CN
Inventors: 刘伟; 张显涛; 岳珠峰
Original assignee: Northwestern Polytechnical University
Current assignee: Northwestern Polytechnical University
Priority date: 2018-12-28
Filing date: 2018-12-28
Publication date: 2019-04-12
Anticipated expiration: 2038-12-28
Also published as: CN109614747B

Abstract

本公开提供了一种大展弦比机翼中管道布局设计方法，属于飞行器管道系统布局设计技术领域。该大展弦比机翼中管道布局设计方法包括：建立带有约束条件的管道布局模型；对所述管道布局模型施加变形约束，建立静力学分析模型；基于所述静力学分析模型，对管道布局参数进行优化，获得目标管道布局参数。本公开提供的大展弦比机翼中管道布局设计方法能够实现大展弦比机翼中管道的布局设计。

Description

大展弦比机翼中管道布局设计方法

技术领域

本公开涉及飞行器管道系统布局设计技术领域，尤其涉及一种大展弦比机翼中管道布局设计方法。

背景技术

大展弦比机翼具有高升阻比特性，广泛应用于高空、长滞空、远航程的飞行器。但是飞行过程中该机翼产生较大的变形量，机翼变形量最大可以达到总机翼长度的20％。随着机翼的大变形(一般指达到机翼总长度的10％)，机翼内部的管道系统会随之变形而产生额外的应力，不仅削弱了管道结构的寿命，而且卡箍容易在管道轴向上产生相对移位，严重时会引发卡箍或者管道结构的断裂故障，直接影响飞行安全。

目前，工程上针对机翼上管道的布局设计仅有一些经验性基本原则，缺乏具体的设计手段。现有的研究多集中在通过管线的走向布局实现避障设计，或者通过对管道卡箍支撑位置的优化设计来降低振动应力。这些研究中还未涉及大变形机翼中管道的布局优化设计，而且其研究方法也难以解决大展弦比机翼上管道由于大变形产生的各类问题。

因此，有必要研究一种大展弦比机翼中管道布局设计方法。

所述背景技术部分公开的上述信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本公开的目的在于提供一种大展弦比机翼中管道布局设计方法，用于实现大展弦比机翼中管道的布局设计。

为实现上述发明目的，本公开采用如下技术方案：

根据本公开的第一个方面，提供一种大展弦比机翼中管道布局设计方法，包括：

建立带有约束条件的管道布局模型；

对所述管道布局模型施加变形约束，建立静力学分析模型；

基于所述静力学分析模型，对管道布局参数进行优化，获得目标管道布局参数。

在本公开的一种示例性实施例中，建立带有约束条件的管道布局模型包括：

建立管道布局模型，所述管道布局模型包括相互配合的机翼的模型、卡箍的模型和管道的模型，且所述管道的伸展方向与所述机翼的伸展方向一致；所述卡箍的数量为两个，且所述管道的两端分别通过一个卡箍连接于所述机翼；

对所述管道布局模型设置约束条件；

对所述管道布局模型进行网格划分。

在本公开的一种示例性实施例中，所述管道包括沿所述机翼伸展方向延伸的第一直管段和第二直管段，以及垂直于所述机翼伸展方向的第三直管段，所述第三直管段的一端通过一弯头与所述第一直管段连接，另一端通过另一弯头与所述第二直管段连接。

在本公开的一种示例性实施例中，所述第一直管段和所述第二直管段长度相同。

在本公开的一种示例性实施例中，对所述管道布局模型设置约束条件包括：

设置所述机翼、所述卡箍和所述管道的材料参数；

设置所述机翼一端为固定约束，另一端为自由端；

设置所述机翼与所述卡箍之间为绑定约束；

设置所述卡箍和所述管道之间为摩擦约束。

在本公开的一种示例性实施例中，所述摩擦约束的摩擦系数为0.2。

在本公开的一种示例性实施例中，对所述管道布局模型施加变形约束包括：

对所述机翼的自由端施加设定位移约束，所述设定位移不小于所述机翼伸展长度的10％，所述设定位移的方向垂直于所述机翼模型的伸展平面。

在本公开的一种示例性实施例中，基于所述静力学分析模型，对管道布局参数进行优化包括：

利用遗传算法对所述管道布局参数进行优化；其中，优化目标为利用所述静力学分析模型所求解的所述管道的最大应力最小。

在本公开的一种示例性实施例中，所述管道包括沿所述机翼伸展方向延伸的第一直管段和第二直管段，以及垂直于所述机翼伸展方向的第三直管段，所述第三直管段的一端通过一弯头与所述第一直管段连接，另一端通过另一弯头与所述第二直管段连接；所述第一直管段和所述第二直管段长度相同；对所述管道布局参数进行优化包括：

利用遗传算法对第三直管段的长度、所述弯头的弯曲角度和所述弯头的弯曲半径进行优化，直至达到收敛。

在本公开的一种示例性实施例中，对所述管道布局参数进行优化还包括：

设置所述第三直管段的长度的优化范围；

设置所述弯头的弯曲角度的优化范围；

设置所述弯头的弯曲半径的优化范围。

本公开提供的大展弦比机翼中管道布局设计方法，可以先建立管道布局模型且该管道布局模型带有约束条件；然后对管道布局模型施加变形约束，模拟大展弦比机翼的变形，并建立静力学分析模型，以便对管道的应力和应变进行分析。基于上述静力学分析模型，可以分析不同管道布局参数下的管道的应力和应变情况，进而实现对管道布局参数进行优化，获得满足要求的管道布局参数为目标管道布局参数。如此，该管道布局设计方法可以获得大展弦比机翼的目标管道布局参数，实现管道布局设计。

附图说明

通过参照附图详细描述其示例实施方式，本公开的上述和其它特征及优点将变得更加明显。

图1是本公开实施方式的大展弦比机翼中管道布局设计方法流程示意图。

图2是本公开实施方式的管道布局模型的结构示意图。

图3是对管道布局模型施加变形约束的结构示意图。

图4是Z形管道的结构示意图。

图5是各个管道的根部应力图。

图6是90°-2D-120和90°-4D-120两类管道的根部应力图。

图7是120°-2D-120和120°-4D-120两类管道的根部应力图。

图8是90°-2D-60和90°-2D-120两类管道的根部应力图。

图9是120°-2D-60和120°-2D-120两类管道的根部应力图。

图10是90°-2D-120和120°-2D-120两类管道的根部应力图。

图11是90°-4D-120和120°-4D-120两类管道的根部应力图。

图12是直管的应力分布图。

图13是Z形管道的应力分布图。

图14是各个管道的最大应力图。

图15是90°-2D-60和90°-2D-120两类管道的最大应力图。

图16是120°-2D-60和120°-2D-120两类管道的最大应力图。

图17是90°-2D-120和90°-4D-120两类管道的最大应力图。

图18是120°-2D-120和120°-4D-120两类管道的最大应力图。

图19是90°-2D-120和120°-2D-120两类管道的最大应力图。

图20是90°-4D-120和120°-4D-120两类管道的最大应力图。

图21是各个管道在z方向的位移图。

图22是各个管道在x方向的位移图。

图23是各个管道在y方向的位移图。

图24为优化过程中最大应力变化图。

图25为优化后的管道的结构图。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施例使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施例的充分理解。用语“第一”和“第二”等仅作为标记使用，不是对其对象的数量限制。

本公开实施方式中提供一种大展弦比机翼中管道布局设计方法，如图1所示，该大展弦比机翼中管道布局设计方法包括：

步骤S110，建立带有约束条件的管道布局模型；

步骤S120，对管道布局模型施加变形约束，建立静力学分析模型；

步骤S130，基于静力学分析模型，对管道布局参数进行优化，获得目标管道布局参数。

下面结合附图对本公开实施方式提供的大展弦比机翼中管道布局设计方法的各步骤进行详细说明：

在步骤S110中，可以模拟大展弦比机翼与管道的连接，建立带有约束条件的管道布局模型，管道布局模型如图2所示。可以通过如下步骤实现管道布局模型的建立：

步骤S111，建立管道布局模型。其中，管道布局模型中可以包括管道1的模型、机翼2的模型和连接管道1与机翼2的卡箍3的模型。

大展弦比机翼2可以简化为矩形平板模型，主要用于约束管道1并提供大变形。矩形平板模型的长A、宽B和厚C等尺寸可以根据需要模拟的大展弦比机翼2的实际尺寸等进行确定，本公开对此不做特殊的限定。如图3所示，可以对机翼2的一端固定，即将机翼2的一端设置为固定约束；机翼2的另一端为自由端，该自由端可以用于施加设定位移Δ约束，以便模拟机翼2的变形。

举例而言，在一实施方式中，机翼2模型的长A、宽B、厚C尺寸为1000*400*5mm。用于模拟机翼2变形的设定位移Δ可以为机翼2长度的10％，即0.1米。

管道1的伸展方向可以与机翼2的伸展方向一致。可以理解的是，管道1并不必然为直管(直线管道1)，其也可以为弯管(弯曲管道1)，例如可以为Z形管道1。Z形管道1的伸展方向为其整体上的伸展方向，不能视为管道1两端的连线方向。

管道1的模型还包括管道1的尺寸，例如包括其沿伸展方向的长度L、管道外径D和管道内径等，这些参数可以根据待模拟的大展弦比机翼2中的管道1的具体参数进行设置，并用于作为管道1布局参数的一部分。

举例而言，在一实施方式中，管道1沿伸展方向的长度为700mm，管道外径为8mm，壁厚为0.8mm。

在一实施方式中，管道1设置于机翼2的中心，即管道1沿伸展方向的中心与机翼2沿伸展方向的中心相同。

卡箍3用于连接管道1和机翼2。在一实施方式中，卡箍3的数量为两个，可以分别设置于管道1的两端，用于将管道1固定在机翼2上。

步骤S112，对管道布局模型设置约束条件，以便模拟管道1与机翼2的连接特性。可以设置机翼2、卡箍3和管道1的材料参数，材料参数可以包括密度、弹性模量和泊松比等。可以设置机翼2一端为固定约束，另一端为自由端；可以设置机翼2与卡箍3之间为绑定约束；由于机翼2发生变形时卡箍3与管道1之间会存在相对位移，因此可以设置卡箍3和管道1之间为摩擦约束。

还可以根据材料参数等，设置摩擦约束的摩擦系数。举例而言，摩擦系数为0.2～0.25。

在一实施方式中，机翼2的材料可以为钢材，管道1和卡箍3的材料可以为铝合金，其各自具体的材料参数展示在表1中。

表1管道、卡箍3和机翼2的材料参数

在一实施方式中，管道1可以为Z形管道1。举例而言，如图4所示，管道1包括沿机翼2伸展方向延伸的第一直管段11和第二直管段12，以及垂直于机翼2伸展方向的第三直管段13，第三直管段13的一端通过一弯头14与第一直管段11连接，另一端通过另一弯头14与第二直管段12连接。两个弯头14的弯曲角度θ和弯曲半径R可以完全相同。需要清楚的是，根据图4可知，本公开中的弯曲角度θ为弯头所对应的圆心角的补角。

步骤S113，对管道布局模型进行网格划分。在一实施方式中，网格划分的方式为自由网格划分，网格大小可以为10mm。

在步骤S120中，可以对管道布局模型施加变形约束，建立静力学分析模型。

在一实施方式中，如图3所示，可以对机翼2的自由端施加设定位移Δ约束，设定位移Δ不小于机翼2伸展长度的10％，设定位移Δ的方向垂直于机翼2模型的伸展平面。如此，机翼2的模型在该设定位移Δ约束下发生相应的形变，该变形约束可以模拟机翼2的大变形。机翼2的变形将带动管道1的变形，据此可以通过静力学分析模型分析管道1变形后的变形量和应力情况。

在一实施方式中，可以在分析软件中对管道布局模型进行变形分析，并求解出管道1的变形量和应力状态，如评估位置的变形量和管道1的最大应力等。

管道布局参数包括多个不同的参数。其中一些参数可以根据实际需要应用的管道1或者机翼2地参数进行确定，例如管道1在机翼2伸展方向的长度L、管道1的直径D和壁厚、管道1的材料等；这类参数在步骤S130中可以设置为定值，在各个优化过程中可以固定不变。管道1的形状等可以作为管道布局优化过程中的可变部分，其可以通过多个不同的参数进行表征。如果管道1的形状方面的每个参数进作为变化量在步骤S130中进行优化，将使得步骤S130的计算量非常大，优化过程比较长。基于此，在一实施方式中，步骤S130之前还可以包括预优化步骤，通过预优化步骤确定至少一个关键参数，并将该关键参数的取值固定；在通过遗传算法进行优化时，使得预优化步骤确定的关键参数的取值不变，以减少通过遗传算法进行优化时的变化量数量，减小计算量并加快收敛。

在一实施方式中，预优化步骤可以包括：

步骤S210，确定管道布局种类。为了研究管道1不同布局形式的抗大变形能力的差异，保持所有管道1沿机翼2的伸展方向的长度不变，并与直管(直线管道1)布局进行对比。可以取几种具有不同管道布局参数的Z形管道1，其中，任一Z形管道1包括沿机翼2伸展方向延伸的第一直管段11和第二直管段12，以及垂直于机翼2伸展方向的第三直管段13，第三直管段13的一端通过一弯头14与第一直管段11连接，另一端通过另一弯头14与第二直管段12连接；第一直管段11远离弯头14的一端靠近机翼2的固定端，第二直管段12远离弯头14的一端靠近机翼2的自由端。可以理解的是，在没有对机翼2施加变形约束的情况下，管道1与机翼2的伸展平面平行。

如图4所示，所选取的Z形管道1的可变化的主要管道布局参数包括如下几种类型：

(1)弯曲位置，其中，弯曲位置为第一直管段11与弯头14连接处的位置，可以以第一直管段11的长度L1与管道1在伸展方向的长度L的比值来表示。其中，第一直管段11的一端为管道1的根部，即靠近机翼2的固定端，第一直管段11的另一端通过弯头14连接第三直管段13。

弯曲位置可以分别为1/5，1/4，1/3，1/2，2/3，3/4，4/5。

(2)弯曲半径R，即弯头14的弯曲半径R。可以根据航空管道1的设计习惯，分别取弯曲半径R为2D和4D。其中，D可以为管道1外直径。

(3)横向位移差H，即第一直管段11轴线与第二直管段12轴线之间的距离。可以选取两种横向位移差H作对比分析。在一实施方式中，所选取的横向位移差H可以分别为60mm、120mm。

可以理解的是，在任一管道中，横向位移差H与第三直管段13的长度之间存在确定的关系。当确定管道的弯曲半径R、弯曲角度θ和第三直管段13的长度时，则可以确定出管道的横向位移差H。因此，在预优化步骤和步骤S130中，既可以以横向位移差H为变量，也可以以第三直管段13的长度为变量，两者可以达成相同的效果。

(4)弯曲角度θ，即弯头14的弯曲角度。弯曲角度θ可以分别取直角(90°)和斜角(120°)。

可以以“弯曲角度θ-弯曲半径R-横向位移差H”的形式表示具有该弯曲角度θ、弯曲半径R和横向位移差H的一类Z形管道1。例如，“90°-2D-60”表示弯曲角度θ为90°、弯曲半径R为2D、横向位移差H为60mm的一类Z形管道1。

可以根据设计需要确定所选择的Z形管道1的类型或者具体的Z形管道1，用于后续的计算。在一实施方式中，可以选择7类典型管道1，进行后续的计算。所选择的7类典型管道1包括：1)、直管；2)、90°-2D-60；3)、90°-2D-120；4)、90°-4D-120；5)、120°-2D-60；6)、120°-2D-120；7)、120°-4D-120。

步骤S220，基于静力学分析模型，评估不同的管道1在形变时的结构应力。可以基于静力学分析模型，评估各个管道1在设定位移约束下的根部应力，根部应力指的是靠近机翼2固定端的管道1一端的应力。可以理解的是，对任一管道1的结构应力分析，均是将相应的管道按照步骤S110和步骤S120建立静力学分析模型后通过求解获得的。

在一实施方式中，对7类典型管道1的结构应力进行分析，该7类典型管道1包括：1)、直管；2)、90°-2D-60；3)、90°-2D-120；4)、90°-4D-120；5)、120°-2D-60；6)、120°-2D-120；7)、120°-4D-120。分析结果见图5，其中，除了直管外，任一类典型管道1均包括弯曲位置分别为1/5、1/4、1/3、1/2、2/3、3/4和4/5的7个不同的Z形管道1。

图5展示了各个管道1的根部应力，从图5中可以看出，在沿机翼2伸展方向长度相同的所有管道1中，直管根部附近的应力均大于所有6类Z形管道1的根部应力。6类Z形管道1中，均呈现出随着弯曲位置的增加(向变形端移动)，管道1根部应力逐步增大的趋势。

图6展示了90°-2D-120和90°-4D-120两类管道1的根部应力；图7展示了120°-2D-120和120°-4D-120两类管道1的根部应力。根据图6和图7可以看出，在弯曲位置到达1/2之前，随着弯曲半径R的增加，管道1的根部应力会有小幅度增加(应力增加最大的管道1布局方式为弯曲角度θ为90°，弯曲位置为1/5，增加幅度约为10％)。若弯曲位置大于1/2时，随着弯曲半径R的增加，管道1的根部应力会有小幅度降低，最大减低幅度约为6％。

图8展示了90°-2D-60和90°-2D-120两类管道1的根部应力；图9展示了120°-2D-60和120°-2D-120两类管道1的根部应力。根据图8和图9可以看出，对于弯曲角度θ相同的管道1，横向位移差增加后，根部应力会有小幅下降，并且在弯曲位置为1/2位置之后时，横向位移差对管道1根部应力的影响减小。

图10展示了90°-2D-120和120°-2D-120两类管道1的根部应力；

图11展示了90°-4D-120和120°-4D-120两类管道1的根部应力。根据图10和图11可以看出，弯曲角度θ对管道1的根部应力的影响并不明显，变化值在8％以内，并且随着弯曲位置变化趋势保持一致。

步骤S230，基于静力学分析模型，评估不同的管道1在形变时的最大应力。可以基于静力学分析模型，评估各个管道1在设定位移约束下的最大应力。可以理解的是，对任一管道1的最大应力，均是将相应的管道1按照步骤S110和步骤S120建立静力学分析模型后通过求解获得的。

图12是直管的应力分布图，可以看到，直管布局的最大应力出现在管道1根部附近。图13是Z形管道1的应力分布图，可以看到其与直管不同。因此，若管道1走向发生改变，管道1的最大应力分布及其位置也会发生变化。

在一实施方式中，对7种典型管道1的最大应力进行分析，该7种典型管道1包括：1)、直管；2)、90°-2D-60；3)、90°-2D-120；4)、90°-4D-120；5)、120°-2D-60；6)、120°-2D-120；7)、120°-4D-120。分析结果见图14，其中，除了直管外，任一种典型管道1均包括弯曲位置分别为1/5、1/4、1/3、1/2、2/3、3/4和4/5的7个不同的Z形管道1。

图14展示了各个管道1的最大应力。从图14可以看出，在沿机翼2伸展方向长度相同的所有管道1中，直管的最大应力均大于所有6种Z形管道1的最大应力。6种Z形管道1中，均呈现出随着弯曲位置的增加(向变形端移动)，管道1最大应力逐步减小的趋势。

图15展示了90°-2D-60和90°-2D-120两类管道1的最大应力；图16展示了120°-2D-60和120°-2D-120两类管道1的最大应力。根据图15和图16可以看出，在弯曲位置到达1/2之前，随着横向位移差增加，管道1的最大应力会有明显的降低趋势(最大应力降低程度最大的情形为弯曲角度θ为120°，弯曲位置为1/1，降低幅度可以达到28.5％)。若弯曲位置大于1/2时，随着横向位移差增加，管道1的最大应力降低趋势减弱，在4/5位置处达到最小影响，最大应力下降幅度为4.3％。

图17展示了90°-2D-120和90°-4D-120两类管道1的最大应力；图18展示了120°-2D-120和120°-4D-120两类管道1的最大应力。根据图17和图18可以看出，随着弯曲半径R增加，最大应力会出现下降。下降幅度在8％以内；并且随着弯曲位置向变形处靠近，弯曲半径R对最大应力的影响程度降低。

图19展示了90°-2D-120和120°-2D-120两类管道1的最大应力；

图20展示了90°-4D-120和120°-4D-120两类管道1的最大应力。根据图19和图20可以看出，随着弯曲角度θ增加，最大应力会小幅度下降，最大变化幅度为10％。

步骤S240，基于静力学分析模型，评估不同的管道1在形变时的管道1中部的变形情况。可以基于静力学分析模型，可以评估在设定位移约束下各个管道1的评估位置处的位移情况。可以理解的是，任一管道1的评估位置处的位移情况，均是将相应的管道1按照步骤S110和步骤S120建立静力学分析模型后通过求解获得的。

在实际应用中，卡箍3用于将管道1固定到机翼2结构上，当机翼2发生变形时，管道1与机翼2的变形并不完全协调一致，卡箍3处是两个变形的连接点。因此，卡箍3处管道1的变形量会受到限制，从而导致卡箍3处的应力集中，以及卡箍3沿管道1发生相对移动的现象。为了研究在机翼2大变形下不同管道布局下管道1的变形量变化规律，可以在管道1上选取一位置评估其变形量。评估位置可以在管道1轴向中点处附近，以便表征若在该位置施加第三个卡箍3时第三卡箍3可能需要承受的形变。例如管道1沿机翼2伸展方向的长度为700mm，则评估位置可以在沿机翼2伸展方向上距离管道1根部端(远离机翼2自由端的管道1一端)380mm。可以计算在相同的机翼2大变形条件下，不同的管道布局的管道1在评估位置处的变形量(δ_x，δ_y，δ_z)，其中x方向表示机翼2的伸展方向，y方向是管道1的横向位移差方向，即第三直管段13的轴向方向，z方向是机翼2变形方向，即设定位移方向。

在一实施方式中，对7种典型管道1的评估位置的位移情况进行分析，该7种典型管道1包括：1)、直管；2)、90°-2D-60；3)、90°-2D-120；4)、90°-4D-120；5)、120°-2D-60；6)、120°-2D-120；7)、120°-4D-120。其中，除了直管外，任一种典型管道1均包括弯曲位置分别为1/5、1/4、1/3、1/2、2/3、3/4和4/5的7个不同的Z形管道1。

其中，图21展示了各个管道1在Z方向的位移。其中，图22展示了各个管道1在x方向的位移。其中，图23展示了各个管道1在y方向的位移。根据图21、图22和图23可以看出，仅弯曲位置改变时，弯曲位置在管道1的中部时(即1/2处)，评估位置处三个方向的变形量均为最小。弯曲位置不在中部(即1/2处)时，z形管道1在评估位置处产生的横向位移可能会大于直管。当仅改变管道1的弯曲角度θ时，管道1在评估位置处的变形量变化不大，变形量的最大变化值仅为8％。

因此，在实际应用中，弯曲位置-弯曲半径R-弯曲角度θ-横向位移差的合理配合使用，能够实现降低弯曲管道1在卡箍3处的位移量，防止卡箍3处产生过大额外应力和轴向滑移。

根据预优化步骤可知：

机翼2上大变形时，若将管道1走向由直管改为Z形管道1，可以有效降低管道1根部应力和最大应力。当管道布局采用弯曲管道1(Z形管道1)时，管道1的弯曲位置与横向位移差为主要影响因素。弯曲位置靠近机翼2根部(机翼2固定端)可以降低管道1根部应力；横向位移差的增加可以降低根部应力。弯曲位置会显著影响管道1的弯曲变形，弯曲位置在1/2处时评估位置的三个方向变形达到最小。

因此，根据预优化步骤，可以限定管道1的弯曲位置为1/2处，即第一直管段11和第二直管段12长度相同，且确定利用遗传算法优化的变量为横向位移差、弯头14的弯曲角度θ和弯头14的弯曲半径R。

步骤S130中，可以利用遗传算法对管道布局参数进行优化；其中，优化目标为利用静力学分析模型所求解的管道1的最大应力最小。

由于遗传算法可以直接对结构对象进行操作，不会存在求导和函数连续性的限定，因此具有更好的全局寻优能力。通过计算将上一级的优化结果直接作为下一级的初始值，进行再次计算，经过预先设定求解步数，最终可以得到最优化的值。

在一实施方式中，可以预先给予1000个初始样本进行优化，每次迭代样本点的个数设置为100个，直到达到收敛则停止优化历程。其中，每个初始样本均包括一种管道布局设计方案，该管道布局设计方案可以以管道参数的形式进行表征。其中，管道参数包括但不限于横向位移差H、弯头14的弯曲角度θ、弯头14的弯曲半径R、弯曲位置等。

在一实施方式中，可以利用上述预优化操作中所获得的参数为遗传算法提供最初样本，并根据最初样本通过变异、遗传等获得1000个初始样本。

本公开提供的大展弦比机翼2中管道布局设计方法中，优化的目标为利用静力学分析模型所求解的管道1的最大应力σ_m最小，即提高管道1在机翼2大变形下的抗疲劳性能。因此，在通过遗传算法进行优化时，目标函数模型可以表示为：

σ_m为管道的最大应力；σ_r为管道的根部应力；σ_rs为直管的根部应力；δ_x为管道评估位置在x方向的位移；δ_xs为直管评估位置在x方向的位移；δ_z为管道评估位置在z方向的位移；δ_zs为直管评估位置在z方向的位移。

在优化过程中，还需要设置相应的约束条件，包括：

设置第三直管段的长度h的优化范围；

设置弯头14的弯曲角度θ的优化范围；

设置弯头14的弯曲半径R的优化范围。

对各个参数的约束条件，可以根据实际应用的条件进行设定，也可以参考相关的设计手册。举例而言，在一实施方式中，沿机翼2伸展方向长度为700mm的管道1的3个参数(弯曲角度θ、弯曲半径R、第三直管段的长度h的约束条件可以为：

图24展示了按照本公开提供的大展弦比机翼2中管道布局设计方法对管道布局参数进行优化时，管道1的最大应力变化情况。可以看出，在给定样本范围内管道最大应力最终稳定在84.5Mpa附近，相对于直管的计算结果，最大应力有较大程度的下降。优化分析程序从候选点中寻优找出的候选的管道布局参数及相应评估指标如表2所示，相应的结构如图25所示。

表2目标管道布局参数及评估指标

按照本公开提供的大展弦比机翼2中管道布局设计方法对管道布局参数进行优化后，获得目标管道布局参数。当利用该目标管道布局参数进行管道布局设计时，管道1的最大应力可以降低至84.5Mpa，相较于直管的172Mpa的最大应力，其降低幅度达到51％。

需要说明的是，尽管在附图中以特定顺序描述了本公开中方法的各个步骤，但是，这并非要求或者暗示必须按照该特定顺序来执行这些步骤，或是必须执行全部所示的步骤才能实现期望的结果。附加的或备选的，可以省略某些步骤，将多个步骤合并为一个步骤执行，以及/或者将一个步骤分解为多个步骤执行等，均应视为本公开的一部分。

应可理解的是，本公开不将其应用限制到本说明书提出的部件的详细结构和布置方式。本公开能够具有其他实施方式，并且能够以多种方式实现并且执行。前述变形形式和修改形式落在本公开的范围内。应可理解的是，本说明书公开和限定的本公开延伸到文中和/或附图中提到或明显的两个或两个以上单独特征的所有可替代组合。所有这些不同的组合构成本公开的多个可替代方面。本说明书所述的实施方式说明了已知用于实现本公开的最佳方式，并且将使本领域技术人员能够利用本公开。

Claims

1.一种大展弦比机翼中管道布局设计方法，其特征在于，包括：

建立带有约束条件的管道布局模型；

对所述管道布局模型施加变形约束，建立静力学分析模型；

2.根据权利要求1所述的大展弦比机翼中管道布局设计方法，其特征在于，建立带有约束条件的管道布局模型包括：

对所述管道布局模型设置约束条件；

对所述管道布局模型进行网格划分。

3.根据权利要求2所述的大展弦比机翼中管道布局设计方法，其特征在于，所述管道包括沿所述机翼伸展方向延伸的第一直管段和第二直管段，以及垂直于所述机翼伸展方向的第三直管段，所述第三直管段的一端通过一弯头与所述第一直管段连接，另一端通过另一弯头与所述第二直管段连接。

4.根据权利要求3所述的大展弦比机翼中管道布局设计方法，其特征在于，所述第一直管段和所述第二直管段长度相同。

5.根据权利要求2所述的大展弦比机翼中管道布局设计方法，其特征在于，对所述管道布局模型设置约束条件包括：

设置所述机翼、所述卡箍和所述管道的材料参数；

设置所述机翼一端为固定约束，另一端为自由端；

设置所述机翼与所述卡箍之间为绑定约束；

设置所述卡箍和所述管道之间为摩擦约束。

6.根据权利要求5所述的大展弦比机翼中管道布局设计方法，其特征在于，

所述摩擦约束的摩擦系数为0.2。

7.根据权利要求5所述的大展弦比机翼中管道布局设计方法，其特征在于，对所述管道布局模型施加变形约束包括：

8.根据权利要求1所述的大展弦比机翼中管道布局设计方法，其特征在于，基于所述静力学分析模型，对管道布局参数进行优化包括：

9.根据权利要求8所述的大展弦比机翼中管道布局设计方法，其特征在于，所述管道包括沿所述机翼伸展方向延伸的第一直管段和第二直管段，以及垂直于所述机翼伸展方向的第三直管段，所述第三直管段的一端通过一弯头与所述第一直管段连接，另一端通过另一弯头与所述第二直管段连接；所述第一直管段和所述第二直管段长度相同；对所述管道布局参数进行优化包括：

10.根据权利要求9所述的大展弦比机翼中管道布局设计方法，其特征在于，对所述管道布局参数进行优化还包括：

设置所述第三直管段的长度的优化范围；

设置所述弯头的弯曲角度的优化范围；

设置所述弯头的弯曲半径的优化范围。