CN110188468B - 曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法及系统 - Google Patents

曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法及系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法及系统。在第一层优化搜索中以直线纤维铺层为设计对象，以最小重量为设计目标，以各区域铺层厚度为设计变量，在满足相关气弹、结构、屈曲等约束的情况下，得出对应相关分析工况的最优解；在第二层优化搜索中，以第一层的最优解为基线，以上蒙皮各长桁截面积总和最小为设计目标，以铺层路径为设计变量，得出满足相关约束时的最优铺层纤维路径。采用本发明能够实现对真实三维机翼等翼面结构中复材铺层的路径优化设计。

Description

曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法及系统
技术领域
本发明涉及曲线纤维优化领域，特别是涉及一种曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法及系统。
背景技术
复合材料层合板具有明显的重量优势，已经为现代飞行器结构广泛使用。传统直线纤维复合材料层合板承受面内压缩和剪切载荷时易发生失稳破坏，性能优势无法充分发挥。曲线纤维复合材料层合板是近年来新兴的一种复合材料形式，相比于传统直线纤维复合材料，其纤维铺设角不受限制，剪裁设计空间大、减重优势明显，且受面内剪切时屈曲失稳特性具有较大优势。但该结构的分析难度大、设计变量多、设计约束多，国内外对此研究多限于简单模型，尚未应用于实际航空器结构中。同时，与简单模型相比，复杂的翼面结构在气动力作用下产生变形，导致气动力的重新分布，弹性结构与气动力高度耦合；考虑到有限元建模的复杂程度，在引入曲线纤维的铺层形式后，需要采用高效可靠的方法进行曲线纤维复合材料翼面的气动弹性分析、实现气动弹性剪裁，即对曲线纤维复合材料铺层纤维路径进行优化设计。
目前国内外曲线纤维优化技术的研究，具有以下不足：
大多只针对简单平板、圆桶等模型的静、动力学性能进行曲线纤维路径优化，极少数针对气动弹性的优化研究也只是采用复合材料平板模型等简单二维模型，不能反映曲线纤维铺层在真实三维翼面结构中的受力情况。
发明内容
本发明的目的是提供一种曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法及系统，能够实现对真实三维机翼等翼面结构中复材铺层的路径优化设计。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法，包括：
获取当代群体信息，所述当代群体包含多个个体，所述当代群体信息包括所有所述个体的厚度信息；
根据所述当代群体信息，建立直线纤维复材机翼模型；
根据所述直线纤维复材机翼模型采用气动弹性分析法和插值法，得到第一分析后的参数和第一等效气动力；
对各所述个体进行屈曲分析，得到各所述个体的第一屈曲信息，所述第一屈曲信息包括第一屈曲模态和第一屈曲因子；
根据各所述第一分析后的参数和对应个体的第一屈曲信息，得到对应个体的第一适应度；
根据各所述第一适应度，选择最优个体；
获取当前铺层路径和分层信息；
根据所述最优个体、所述当前铺层路径和所述分层信息，得到曲线纤维铺层信息，所述曲线纤维铺层信息包含多个子路径信息；
对各所述子路径信息采用气动弹性分析法和插值法，得到第二分析后的参数和第二等效气动力；
对各所述子路径信息进行屈曲分析，得到各所述子路径信息的第二屈曲信息，所述第二屈曲信息包括第二屈曲模态和第二屈曲因子；
根据各所述第二分析后的参数和对应子路径信息的第二屈曲信息，得到对应子路径信息的第二适应度；
根据各所述第二适应度，确定最优路径。
可选的，所述根据所述直线纤维复材机翼模型采用气动弹性分析法和插值法，得到第一分析后的参数和第一等效气动力，具体包括：
根据所述直线纤维复材机翼模型，得到所有个体的有限元分析输入文件；
对各所述有限元分析输入元件进行气动弹性分析，得到第一分析后的参数，所述第一分析后的参数包括各所述个体的第一关键结点位移、第一翼尖扭转角、第一副翼效率及第一气动力分布信息；
将各所述第一气动力分布信息采用插值方法，得到第一等效气动力。
可选的，所述根据各所述第一适应度，选择最优个体，具体包括：
根据各所述第一适应度判断所述当代群体是否收敛，得到第一判断结果；
若所述第一判断结果表示收敛，则判断所述收敛的当代群体是否满足设计要求，得到第二判断结果；
若所述第二判断结果表示满足设计要求，则将对应的个体存入个体数据库；
若所述第二判断结果表示不满足设计要求，则修正参数，并获取下一代群体信息，返回“根据所述当代群体信息采用建模法和气动弹性分析法，得到第一分析后的参数和第一等效气动力”步骤；
若所述第一判断结果表示不收敛，则获取下一代群体信息，并返回“根据所述当代群体信息采用建模法和气动弹性分析法，得到第一分析后的参数和第一等效气动力”步骤。
可选的，所述对各所述子路径信息采用气动弹性分析法和插值法，得到第二分析后的参数和第二等效气动力，具体包括：
对各所述子路径信息进行气动弹性分析，得到第二分析后的参数，所述第二分析后的参数包括各所述子路径信息的关键结点位移、翼尖扭转角、副翼效率及第二气动力分布信息；
将各所述第二气动力分布信息采用插值方法，得到第二等效气动力。
可选的，所述根据各所述第二适应度，确定最优路径，具体包括：
根据各所述第二适应度判断所述当代群体是否收敛，得到第三判断结果；
若所述第三判断结果表示收敛，则判断所述收敛的当代群体是否满足设计要求，得到第四判断结果；
若所述第四判断结果表示满足设计要求，则输出对应的子路径信息，当前的子路径信息为最优路径；
若所述第四判断结果表示不满足设计要求，则将对应的子路径信息标记为不满足要求，更新个体数据库，返回“将对应的个体存入个体数据库”步骤；
若所述第三判断结果表示不收敛，则获取下一代群体信息，并返回“根据所述最优个体、所述初始铺层路径和所述分层信息，得到曲线纤维铺层信息，所述曲线纤维铺层信息包含多个子路径信息”步骤。
一种曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化系统，包括：
第一获取模块，用于获取当代群体信息，所述当代群体包含多个个体，所述当代群体信息包括所有所述个体的厚度信息；
第一模型建立模块，用于根据所述当代群体信息，建立直线纤维复材机翼模型；
第一弹性分析及插值模块，用于根据所述直线纤维复材机翼模型采用气动弹性分析法和插值法，得到第一分析后的参数和第一等效气动力；
第一屈曲分析模块，用于对各所述个体进行屈曲分析，得到各所述个体的第一屈曲信息，所述第一屈曲信息包括第一屈曲模态和第一屈曲因子；
第一适应度计算模块，用于根据各所述第一分析后的参数和对应个体的第一屈曲信息，得到对应个体的第一适应度；
最优个体选择模块，用于根据各所述第一适应度，选择最优个体；
第二获取模块，用于获取当前铺层路径和分层信息；
曲线纤维铺层信息确定模块，用于根据所述最优个体、所述当前铺层路径和所述分层信息，得到曲线纤维铺层信息，所述曲线纤维铺层信息包含多个子路径信息；
第二弹性分析及插值模块，用于对各所述子路径信息采用气动弹性分析法和插值法，得到第二分析后的参数和第二等效气动力；
第二屈曲分析模块，用于对各所述子路径信息进行屈曲分析，得到各所述子路径信息的第二屈曲信息，所述第二屈曲信息包括第二屈曲模态和第二屈曲因子；
第二适应度计算模块，用于根据各所述第二分析后的参数和对应子路径信息的第二屈曲信息，得到对应子路径信息的第二适应度；
最优路径确定模块，用于根据各所述第二适应度，确定最优路径。
可选的，所述第一弹性分析及插值模块，具体包括：
输入文件确定单元，用于根据所述直线纤维复材机翼模型，得到所有个体的有限元分析输入文件；
第一弹性分析单元，用于对各所述有限元分析输入元件进行气动弹性分析，得到第一分析后的参数，所述第一分析后的参数包括各所述个体的第一关键结点位移、第一翼尖扭转角、第一副翼效率及第一气动力分布信息；
第二插值单元，用于将各所述第一气动力分布信息采用插值方法，得到第一等效气动力。
可选的，所述最优个体选择模块，具体包括：
第一判断单元，用于根据各所述第一适应度判断所述当代群体是否收敛，得到第一判断结果；
第二判断单元，用于当所述第一判断结果表示收敛时，判断所述收敛的当代群体是否满足设计要求，得到第二判断结果；
个体存入单元，用于当所述第二判断结果表示满足设计要求时，将对应的个体存入个体数据库；
修正单元，用于当所述第二判断结果表示不满足设计要求时，修正参数，并获取下一代群体信息，返回所述第一弹性分析及插值模块；
下一代群体信息获取单元，用于若所述第一判断结果表示不收敛时，获取下一代群体信息，返回第一弹性分析及插值模块。
可选的，所述第二弹性分析及插值模块，具体包括：
第二弹性分析单元，用于对各所述子路径信息进行气动弹性分析，得到第二分析后的参数，所述第二分析后的参数包括各所述子路径信息的关键结点位移、翼尖扭转角、副翼效率及第二气动力分布信息；
第二插值单元，用于将各所述第二气动力分布信息采用插值方法，得到第二等效气动力。
可选的，所述最优路径确定模块，具体包括：
第三判断单元，用于根据各所述第二适应度判断所述当代群体是否收敛，得到第三判断结果；
第四判断单元，用于当所述第三判断结果表示收敛时，判断所述收敛的当代群体是否满足设计要求，得到第四判断结果；
最优路径确定单元，用于当所述第四判断结果表示满足设计要求时，输出对应的子路径信息，当前的子路径信息为最优路径；
个体数据库更新单元，用于当所述第四判断结果表示不满足设计要求时，将对应的子路径信息标记为不满足要求，更新个体数据库，返回所述个体存入单元；
返回单元，用于当所述第三判断结果表示不收敛时，获取下一代群体信息，返回所述曲线纤维铺层信息确定模块。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本发明提供的一种曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法能够实现自动对机翼模型进行曲线纤维设计；能够自动满足铺层区域连续、曲率等工艺约束；能够对厚度和路径分层优化，优化效率高，易于分析不同参数对结果的影响。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法流程图；
图2为本发明曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化系统结构图。
具体实施方式
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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
本发明的目的是提供一种曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法及系统，能够实现对真实三维机翼等翼面结构中复材铺层的路径优化设计。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
实施例1：
图1为本发明曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法流程图。如图1所示，一种曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法包括：
步骤101:获取当代群体信息，所述当代群体包含多个个体，所述当代群体信息包括所有所述个体的厚度信息。
步骤102：根据所述当代群体信息，建立直线纤维复材机翼模型。
步骤103：根据所述直线纤维复材机翼模型采用气动弹性分析法和插值法，得到第一分析后的参数和第一等效气动力，具体包括：
根据所述直线纤维复材机翼模型，得到所有个体的有限元分析输入文件；
对各所述有限元分析输入元件进行气动弹性分析，得到第一分析后的参数，所述第一分析后的参数包括各所述个体的第一关键结点位移、第一翼尖扭转角、第一副翼效率及第一气动力分布信息；
将各所述第一气动力分布信息采用插值方法，得到第一等效气动力。
步骤104：对各所述个体进行屈曲分析，得到各所述个体的第一屈曲信息，所述第一屈曲信息包括第一屈曲模态和第一屈曲因子。
步骤105：根据各所述第一分析后的参数和对应个体的第一屈曲信息，得到对应个体的第一适应度。
步骤106：根据各所述第一适应度，选择最优个体，具体包括：
根据各所述第一适应度判断所述当代群体是否收敛，得到第一判断结果；
若所述第一判断结果表示收敛，则判断所述收敛的当代群体是否满足设计要求，得到第二判断结果；
若所述第二判断结果表示满足设计要求，则将对应的个体存入个体数据库；
若所述第二判断结果表示不满足设计要求，则修正参数，并获取下一代群体信息，返回“根据所述当代群体信息采用建模法和气动弹性分析法，得到第一分析后的参数和第一等效气动力”步骤；修正的参数是指遗传算法中生成当代群体相关的参数，如设计变量的变化范围(定义域)、设计变量的变化分辨率等。
若所述第一判断结果表示不收敛，则获取下一代群体信息，并返回“根据所述当代群体信息采用建模法和气动弹性分析法，得到第一分析后的参数和第一等效气动力”步骤。
步骤107：获取当前铺层路径和分层信息。
步骤108：根据所述最优个体、所述当前铺层路径和所述分层信息，得到曲线纤维铺层信息，所述曲线纤维铺层信息包含多个子路径信息。
步骤109：对各所述子路径信息采用气动弹性分析法和插值法，得到第二分析后的参数和第二等效气动力，具体包括：
对各所述子路径信息进行气动弹性分析，得到第二分析后的参数，所述第二分析后的参数包括各所述子路径信息的关键结点位移、翼尖扭转角、副翼效率及第二气动力分布信息；
将各所述第二气动力分布信息采用插值方法，得到第二等效气动力。
步骤110：对各所述子路径信息进行屈曲分析，得到各所述子路径信息的第二屈曲信息，所述第二屈曲信息包括第二屈曲模态和第二屈曲因子。
步骤111：根据各所述第二分析后的参数和对应子路径信息的第二屈曲信息，得到对应子路径信息的第二适应度。
步骤112：根据各所述第二适应度，确定最优路径，具体包括：
根据各所述第二适应度判断所述当代群体是否收敛，得到第三判断结果；
若所述第三判断结果表示收敛，则判断所述收敛的当代群体是否满足设计要求，得到第四判断结果；
若所述第四判断结果表示满足设计要求，则输出对应的子路径信息，当前的子路径信息为最优路径；
若所述第四判断结果表示不满足设计要求，则将对应的子路径信息标记为不满足要求，更新个体数据库，返回“将对应的个体存入个体数据库”步骤；
若所述第三判断结果表示不收敛，则获取下一代群体信息，并返回“根据所述最优个体、所述初始铺层路径和所述分层信息，得到曲线纤维铺层信息，所述曲线纤维铺层信息包含多个子路径信息”步骤。
本发明的优点在于：
1)可以实现自动对机翼模型进行曲线纤维设计；
2)可以自动满足铺层区域连续、曲率等工艺约束；
3)对厚度和路径分层优化，优化效率高，易于分析不同参数对结果的影响。
实施例2：
图2为本发明曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化系统结构图。如图2所示，一种曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化系统包括：
第一获取模块201，用于获取当代群体信息，所述当代群体包含多个个体，所述当代群体信息包括所有所述个体的厚度信息；
第一模型建立模块202，用于根据所述当代群体信息，建立直线纤维复材机翼模型；
第一弹性分析及插值模块203，用于根据所述直线纤维复材机翼模型采用气动弹性分析法和插值法，得到第一分析后的参数和第一等效气动力；
第一屈曲分析模块204，用于对各所述个体进行屈曲分析，得到各所述个体的第一屈曲信息，所述第一屈曲信息包括第一屈曲模态和第一屈曲因子；
第一适应度计算模块205，用于根据各所述第一分析后的参数和对应个体的第一屈曲信息，得到对应个体的第一适应度；
最优个体选择模块206，用于根据各所述第一适应度，选择最优个体；
第二获取模块207，用于获取当前铺层路径和分层信息；
曲线纤维铺层信息确定模块208，用于根据所述最优个体、所述当前铺层路径和所述分层信息，得到曲线纤维铺层信息，所述曲线纤维铺层信息包含多个子路径信息；
第二弹性分析及插值模块209，用于对各所述子路径信息采用气动弹性分析法和插值法，得到第二分析后的参数和第二等效气动力；
第二屈曲分析模块210，用于对各所述子路径信息进行屈曲分析，得到各所述子路径信息的第二屈曲信息，所述第二屈曲信息包括第二屈曲模态和第二屈曲因子；
第二适应度计算模块211，用于根据各所述第二分析后的参数和对应子路径信息的第二屈曲信息，得到对应子路径信息的第二适应度；
最优路径确定模块212，用于根据各所述第二适应度，确定最优路径。
所述第一弹性分析及插值模块203，具体包括：
输入文件确定单元，用于根据所述直线纤维复材机翼模型，得到所有个体的有限元分析输入文件；
第一弹性分析单元，用于对各所述有限元分析输入元件进行气动弹性分析，得到第一分析后的参数，所述第一分析后的参数包括各所述个体的第一关键结点位移、第一翼尖扭转角、第一副翼效率及第一气动力分布信息；
第二插值单元，用于将各所述第一气动力分布信息采用插值方法，得到第一等效气动力。
所述最优个体选择模块206，具体包括：
第一判断单元，用于根据各所述第一适应度判断所述当代群体是否收敛，得到第一判断结果；
第二判断单元，用于当所述第一判断结果表示收敛时，判断所述收敛的当代群体是否满足设计要求，得到第二判断结果；
个体存入单元，用于当所述第二判断结果表示满足设计要求时，将对应的个体存入个体数据库；
修正单元，用于当所述第二判断结果表示不满足设计要求时，修正参数，并获取下一代群体信息，返回所述第一弹性分析及插值模块；
下一代群体信息获取单元，用于若所述第一判断结果表示不收敛时，获取下一代群体信息，返回第一弹性分析及插值模块。
所述第二弹性分析及插值模块209，具体包括：
第二弹性分析单元，用于对各所述子路径信息进行气动弹性分析，得到第二分析后的参数，所述第二分析后的参数包括各所述子路径信息的关键结点位移、翼尖扭转角、副翼效率及第二气动力分布信息；
第二插值单元，用于将各所述第二气动力分布信息采用插值方法，得到第二等效气动力。
所述最优路径确定模块212，具体包括：
第三判断单元，用于根据各所述第二适应度判断所述当代群体是否收敛，得到第三判断结果；
第四判断单元，用于当所述第三判断结果表示收敛时，判断所述收敛的当代群体是否满足设计要求，得到第四判断结果；
最优路径确定单元，用于当所述第四判断结果表示满足设计要求时，输出对应的子路径信息，当前的子路径信息为最优路径；
个体数据库更新单元，用于当所述第四判断结果表示不满足设计要求时，将对应的子路径信息标记为不满足要求，更新个体数据库，返回所述个体存入单元；
返回单元，用于当所述第三判断结果表示不收敛时，获取下一代群体信息，返回所述曲线纤维铺层信息确定模块。
实施例3：
一种曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法，步骤如下：
步骤1：获取当代群体信息，所述当代群体包含多个个体，所述当代群体信息包括所有所述个体的厚度信息；
步骤2：根据所述当代群体信息，建立直线纤维复材机翼模型；
步骤3：根据所述直线纤维复材机翼模型，得到所有个体的有限元分析输入文件；
步骤4：对各所述有限元分析输入元件进行气动弹性分析，得到第一分析后的参数，所述第一分析后的参数包括各所述个体的第一关键结点位移、第一翼尖扭转角、第一副翼效率及第一气动力分布信息；
步骤5：将各所述第一气动力分布信息采用插值方法，得到第一等效气动力；
步骤6：对各所述个体进行屈曲分析，得到各所述个体的第一屈曲信息，所述第一屈曲信息包括第一屈曲模态和第一屈曲因子；
步骤7：根据各所述第一分析后的参数和对应个体的第一屈曲信息，得到对应个体的第一适应度；
步骤8：根据各所述第一适应度判断所述当代群体是否收敛，得到第一判断结果；
步骤9：若所述第一判断结果表示收敛，则判断所述收敛的当代群体是否满足设计要求，得到第二判断结果；
步骤10：若所述第二判断结果表示满足设计要求，则将对应的个体存入个体数据库；
步骤11：若所述第二判断结果表示不满足设计要求，则修正所述分析后的参数和所述屈曲信息，并获取下一代群体信息，返回“根据所述当前代群体信息，建立直线纤维复材机翼模型”步骤；
步骤12：若所述第一判断结果表示不收敛，则获取下一代群体信息，并返回“根据所述当前代群体信息，建立直线纤维复材机翼模型”步骤；
步骤13：从所述个体数据库中选取最优个体；
步骤14：获取当前铺层路径和分层信息；
步骤15：根据所述最优个体、所述当前铺层路径和所述分层信息，得到曲线纤维铺层信息，所述曲线纤维铺层信息包含多个子路径信息；
步骤16：对各所述子路径信息进行气动弹性分析，得到第二分析后的参数，所述第二分析后的参数包括各所述子路径信息的关键结点位移、翼尖扭转角、副翼效率及第二气动力分布信息；
步骤17：将各所述第二气动力分布信息采用插值方法，得到第二等效气动力；
步骤18：对各所述子路径信息进行屈曲分析，得到各所述子路径信息的第二屈曲信息，所述第二屈曲信息包括第二屈曲模态和第二屈曲因子；
步骤19：根据各所述第二分析后的参数和对应子路径信息的第二屈曲信息，得到对应子路径信息的第二适应度；
步骤20：根据各所述第二适应度判断所述当代群体是否收敛，得到第三判断结果；
步骤21：若所述第三判断结果表示收敛，则判断所述收敛的当代群体是否满足设计要求，得到第四判断结果；
步骤22：若所述第四判断结果表示满足设计要求，则输出对应的子路径信息，当前的子路径信息为最优路径；
步骤23：若所述第四判断结果表示不满足设计要求，则将对应的子路径信息标记为不满足要求，更新个体数据库，返回“将对应的个体存入个体数据库”步骤；
步骤24：若所述第三判断结果表示不收敛，则获取下一代群体信息，并返回“根据所述最优个体、所述初始铺层路径和所述分层信息，得到曲线纤维铺层信息，所述曲线纤维铺层信息包含多个子路径信息”步骤。
实施例4：
本发明提出了一种适合于曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁的双层优化算法，在第一层优化搜索中以直线纤维铺层为设计对象，以最小重量为设计目标，以各区域铺层厚度为设计变量，在满足相关气弹、结构、屈曲等约束的情况下，得出对应相关分析工况的最优解；在第二层优化搜索中，以第一层的最优解为基线，以上蒙皮各长桁截面积总和最小为设计目标，以铺层路径为设计变量，得出满足相关约束时的最优铺层纤维路径。
第一层设计：
第一步：由程序内的遗传算法根据用户提供的参数信息随机生成初代群体P(0)的厚度等信息。
Figure BDA0002078556030000131
其中，I表示个体，I的上标表示群体的代数，I的下标表示该代群体的个体编号，N为每代群体的个体数目。对于每个个体可表示为：
Figure BDA0002078556030000132
其中，v表示设计变量，v的下标表示设计变量编号，M为设计变量个数。该设计变量可以是铺层的厚度，也可以是对应控制点处复合材料纤维的方向角。
第二步：通过直线纤维复材机翼建模模块读取初代群体1中每个个体的信息和主控文件中对于分析工况的描述情况，根据用户提供的结点编号、结点坐标、有限元映射和拓扑关系、分区信息、材料属性等必要建模信息，自动生成Msc.Nastran等有限元分析软件所需的分析卡片，即包含气动面、有限元模型、边界条件、分析工况等全部分析内容在内的有限元分析输入文件。
第三步：通过气动弹性分析模块求解气动弹性分析方程，对该个体对应的输入文件进行气动弹性分析，气动弹性分析方程的一般形式如下：
Figure BDA0002078556030000133
其中，
Figure BDA0002078556030000134
为来流动压，Qaa为AIC(气动力影响系数)矩阵，ux为额外给定自由度向量，用以定义气动力控制面偏转和全机刚体运动，包括攻角、侧向加速度和俯仰角速率等；下标x表示额外空气动力点自由度。此时，
Figure BDA0002078556030000135
表示由于结构弹性变形引起的气动力增量，
Figure BDA0002078556030000136
表示由控制面偏转和攻角等刚体运动引起的气动力增量。
通过求解该方程，得出该个体的关键结点位移ux、翼尖扭转角θ、副翼效率η及气动力分布情况
Figure BDA0002078556030000141
其中
Figure BDA0002078556030000142
是第i个气动网格结点上的气动力矢量，下标a表示气动力。
第四步：通过插值程序求解径向基函数RBF插值方程，将气动力插值到结构结点，得到用户给定的一组结构结点上的等效气动力
Figure BDA0002078556030000143
其中
Figure BDA0002078556030000144
是第i个结构结点上的等效结构力矢量，下标s表示结构力，G为根据结构、气动结点的坐标关系求得的RBF插值矩阵。具体求解形式如下：
Figure BDA0002078556030000145
这样，将气动弹性问题转化成了等效的静力学问题，从而可以对该结构进行屈曲分析。
第五步：通过屈曲分析模块求解屈曲分析方程，获得该个体在当前飞行状况下的壁板屈曲模态和屈曲因子，从而判断该个体是否发生了屈曲。屈曲方程的一般表示形式如下：
Figure BDA0002078556030000146
其中Kaa是全局线性刚度矩阵，
Figure BDA0002078556030000147
是由于结构变形导致的几何刚度矩阵，λi和φi分别是对应的第i阶屈曲因子和屈曲模态。
第六步：结合第三步中的关键结点位移ux、翼尖扭转角θ、副翼效率η和第五步中的屈曲因子λi及屈曲模态φi，以及该模型的重量信息，与用户设定的约束值相比较，得出该个体的适应度。
该个体适应度由相应函数和用户提供的权重进行分析，相关计算公式如下：
Figure BDA0002078556030000148
其中，F(v)为个体适应度；ai为第i个目标函数对应的权重系数；Fi o(v)为第i个目标函数提供的适应度；bi为第i个约束函数对应的权重系数；Fi r(v)为第i个约束条件提供的适应度。对于目标函数，其适应度计算方法为：
Figure BDA0002078556030000151
式中wi为对应的响应值，如重量、刚度等信息；
对于约束，其适应度计算方法为：
Figure BDA0002078556030000152
其中，fi r(v)为第i个约束条件所对应的响应值(如结点位移ux、翼尖扭转角θ、副翼效率η、屈曲因子λi及屈曲模态φi等)；
Figure BDA0002078556030000153
和
Figure BDA0002078556030000154
分别为第i个约束条件的下界和上界。式中的罚函数R(v)有多种形式，本步骤所采用的形式如下：
Figure BDA0002078556030000155
每个响应值(如位移、扭转角、副翼效率等)和对应的约束上下边界均可代入此罚函数中进行计算，求解得到对应约束的适应度。该约束是用户提供的，比如位移约束为2000-2100，那么根据计算结果，位移在2000-2100间适应度为1*权重(满足约束)；如果超出该范围，则适应度相应减少，偏离越远则适应度越低。此外，还包括材料的应力约束σ、应变约束ε、复合材料失效约束F12等。
第七步：综合每一代群体中的全部个体信息，判断该代群体是否收敛，即该代的平均适应度和上一代个体的平均适应度变化量是否小于用户指定的收敛阈值，如小于等于该阈值则认为该代群体收敛，如大于该阈值则认为仍未收敛。
对于收敛的群体，将会进行设计要求判断，满足后存入个体数据库，否则将修改相关参数进行下一代群体的分析。
第八步：第二层设计以第一层中的个体数据库为基础，读取最优个体的厚度等结构属性，以此为基础生成铺层曲线纤维路径信息
Figure BDA0002078556030000161
(其中
Figure BDA0002078556030000162
表示第j层复合材料铺层第i个控制点处纤维的方向角)和各铺层的排序信息。由曲线纤维建模模块根据相关信息自动生成曲线纤维翼面结构的Msc.Nastran有限元分析输入文件，除与第一层设计相同的部分外，还包括各个单元的复合材料铺层信息卡片。之后将全部输入文件调用Msc.Nastran求解气动弹性方程，进行气动弹性分析，其具体原理与第一层设计的气动弹性分析相同。得出气动弹性分析结果和气动力分布后，调用插值程序将得出的气动力通过RBF插值程序插值到结构结点上得到等效结构力，具体原理与第一层设计的插值过程相同。通过进行屈曲分析，求解屈曲方程可以得出翼面结构的屈曲模态和屈曲因子，具体原理与第一层设计的屈曲分析相同。
如果最终达到用户指定的代数或收敛后仍无法满足设计要求，则将参考个体的厚度信息标记为不符合要求，并自动选取下一个参考个体重复进行优化计算。该优化框架最终能够自动优化曲线纤维翼面结构厚度和复合材料纤维曲线路径、排序设计方案，并最终给出曲线纤维翼面结构复合材料铺层中最优的纤维路径和排序信息。
本发明的有限元分析部分采用商业软件实现，所需准备的输入文件包括有限元结点编号、坐标结点信息、单元的编号、属性和对应结点等信息。用户只需按照一定格式提供初始的有限元模型所对应的结点、单元信息，在之后的计算中，能够自动读取原始模型并生成各个体所对应的有限元模型输入文件。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (10)

1.一种曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法，其特征在于，包括：
获取当代群体信息，所述当代群体包含多个个体，所述当代群体信息包括所有所述个体的厚度信息；
根据所述当代群体信息，建立直线纤维复材机翼模型；
根据所述直线纤维复材机翼模型采用气动弹性分析法和插值法，得到第一分析后的参数和第一等效气动力；
对各所述个体进行屈曲分析，得到各所述个体的第一屈曲信息，所述第一屈曲信息包括第一屈曲模态和第一屈曲因子；
根据各所述第一分析后的参数和对应个体的第一屈曲信息，得到对应个体的第一适应度；
根据各所述第一适应度，选择最优个体；
获取当前铺层路径和分层信息；
根据所述最优个体、所述当前铺层路径和所述分层信息，得到曲线纤维铺层信息，所述曲线纤维铺层信息包含多个子路径信息；
对各所述子路径信息采用气动弹性分析法和插值法，得到第二分析后的参数和第二等效气动力；
对各所述子路径信息进行屈曲分析，得到各所述子路径信息的第二屈曲信息，所述第二屈曲信息包括第二屈曲模态和第二屈曲因子；
根据各所述第二分析后的参数和对应子路径信息的第二屈曲信息，得到对应子路径信息的第二适应度；
根据各所述第二适应度，确定最优路径。
2.根据权利要求1所述的曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法，其特征在于，所述根据所述直线纤维复材机翼模型采用气动弹性分析法和插值法，得到第一分析后的参数和第一等效气动力，具体包括：
根据所述直线纤维复材机翼模型，得到所有个体的有限元分析输入文件；
对各所述有限元分析输入元件进行气动弹性分析，得到第一分析后的参数，所述第一分析后的参数包括各所述个体的第一关键结点位移、第一翼尖扭转角、第一副翼效率及第一气动力分布信息；
将各所述第一气动力分布信息采用插值方法，得到第一等效气动力。
3.根据权利要求2所述的曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法，其特征在于，所述根据各所述第一适应度，选择最优个体，具体包括：
根据各所述第一适应度判断所述当代群体是否收敛，得到第一判断结果；
若所述第一判断结果表示收敛，则判断所述收敛的当代群体是否满足设计要求，得到第二判断结果；
若所述第二判断结果表示满足设计要求，则将对应的个体存入个体数据库；
若所述第二判断结果表示不满足设计要求，则修正参数，并获取下一代群体信息，返回“根据所述直线纤维复材机翼模型采用气动弹性分析法和插值法，得到第一分析后的参数和第一等效气动力”步骤；
若所述第一判断结果表示不收敛，则获取下一代群体信息，并返回“根据所述直线纤维复材机翼模型采用气动弹性分析法和插值法，得到第一分析后的参数和第一等效气动力”步骤。
4.根据权利要求3所述的曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法，其特征在于，所述对各所述子路径信息采用气动弹性分析法和插值法，得到第二分析后的参数和第二等效气动力，具体包括：
对各所述子路径信息进行气动弹性分析，得到第二分析后的参数，所述第二分析后的参数包括各所述子路径信息的关键结点位移、翼尖扭转角、副翼效率及第二气动力分布信息；
将各所述第二气动力分布信息采用插值方法，得到第二等效气动力。
5.根据权利要求4所述的曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化方法，其特征在于，所述根据各所述第二适应度，确定最优路径，具体包括：
根据各所述第二适应度判断所述当代群体是否收敛，得到第三判断结果；
若所述第三判断结果表示收敛，则判断所述收敛的当代群体是否满足设计要求，得到第四判断结果；
若所述第四判断结果表示满足设计要求，则输出对应的子路径信息，当前的子路径信息为最优路径；
若所述第四判断结果表示不满足设计要求，则将对应的子路径信息标记为不满足要求，更新个体数据库，返回“将对应的个体存入个体数据库”步骤；
若所述第三判断结果表示不收敛，则获取下一代群体信息，并返回“根据所述最优个体、所述当前铺层路径和所述分层信息，得到曲线纤维铺层信息，所述曲线纤维铺层信息包含多个子路径信息”步骤。
6.一种曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化系统，其特征在于，包括：
第一获取模块，用于获取当代群体信息，所述当代群体包含多个个体，所述当代群体信息包括所有所述个体的厚度信息；
第一模型建立模块，用于根据所述当代群体信息，建立直线纤维复材机翼模型；
第一弹性分析及插值模块，用于根据所述直线纤维复材机翼模型采用气动弹性分析法和插值法，得到第一分析后的参数和第一等效气动力；
第一屈曲分析模块，用于对各所述个体进行屈曲分析，得到各所述个体的第一屈曲信息，所述第一屈曲信息包括第一屈曲模态和第一屈曲因子；
第一适应度计算模块，用于根据各所述第一分析后的参数和对应个体的第一屈曲信息，得到对应个体的第一适应度；
最优个体选择模块，用于根据各所述第一适应度，选择最优个体；
第二获取模块，用于获取当前铺层路径和分层信息；
曲线纤维铺层信息确定模块，用于根据所述最优个体、所述当前铺层路径和所述分层信息，得到曲线纤维铺层信息，所述曲线纤维铺层信息包含多个子路径信息；
第二弹性分析及插值模块，用于对各所述子路径信息采用气动弹性分析法和插值法，得到第二分析后的参数和第二等效气动力；
第二屈曲分析模块，用于对各所述子路径信息进行屈曲分析，得到各所述子路径信息的第二屈曲信息，所述第二屈曲信息包括第二屈曲模态和第二屈曲因子；
第二适应度计算模块，用于根据各所述第二分析后的参数和对应子路径信息的第二屈曲信息，得到对应子路径信息的第二适应度；
最优路径确定模块，用于根据各所述第二适应度，确定最优路径。
7.根据权利要求6所述的曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化系统，其特征在于，所述第一弹性分析及插值模块，具体包括：
输入文件确定单元，用于根据所述直线纤维复材机翼模型，得到所有个体的有限元分析输入文件；
第一弹性分析单元，用于对各所述有限元分析输入元件进行气动弹性分析，得到第一分析后的参数，所述第一分析后的参数包括各所述个体的第一关键结点位移、第一翼尖扭转角、第一副翼效率及第一气动力分布信息；
第二插值单元，用于将各所述第一气动力分布信息采用插值方法，得到第一等效气动力。
8.根据权利要求7所述的曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化系统，其特征在于，所述最优个体选择模块，具体包括：
第一判断单元，用于根据各所述第一适应度判断所述当代群体是否收敛，得到第一判断结果；
第二判断单元，用于当所述第一判断结果表示收敛时，判断所述收敛的当代群体是否满足设计要求，得到第二判断结果；
个体存入单元，用于当所述第二判断结果表示满足设计要求时，将对应的个体存入个体数据库；
修正单元，用于当所述第二判断结果表示不满足设计要求时，修正参数，并获取下一代群体信息，返回所述第一弹性分析及插值模块；
下一代群体信息获取单元，用于若所述第一判断结果表示不收敛时，获取下一代群体信息，返回第一弹性分析及插值模块。
9.根据权利要求8所述的曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化系统，其特征在于，所述第二弹性分析及插值模块，具体包括：
第二弹性分析单元，用于对各所述子路径信息进行气动弹性分析，得到第二分析后的参数，所述第二分析后的参数包括各所述子路径信息的关键结点位移、翼尖扭转角、副翼效率及第二气动力分布信息；
第二插值单元，用于将各所述第二气动力分布信息采用插值方法，得到第二等效气动力。
10.根据权利要求9所述的曲线纤维复合材料翼面结构气动弹性剪裁优化系统，其特征在于，所述最优路径确定模块，具体包括：
第三判断单元，用于根据各所述第二适应度判断所述当代群体是否收敛，得到第三判断结果；
第四判断单元，用于当所述第三判断结果表示收敛时，判断所述收敛的当代群体是否满足设计要求，得到第四判断结果；
最优路径确定单元，用于当所述第四判断结果表示满足设计要求时，输出对应的子路径信息，当前的子路径信息为最优路径；
个体数据库更新单元，用于当所述第四判断结果表示不满足设计要求时，将对应的子路径信息标记为不满足要求，更新个体数据库，返回所述个体存入单元；
返回单元，用于当所述第三判断结果表示不收敛时，获取下一代群体信息，返回所述曲线纤维铺层信息确定模块。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112861304B (zh) * 2020-12-04 2022-06-28 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种面向压缩稳定性的变刚度复合材料结构设计方法
CN112591133B (zh) * 2020-12-24 2023-03-14 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种跨昼夜飞行太阳能无人机总体参数设计方法
CN112765731B (zh) * 2021-01-19 2022-09-09 北京航空航天大学 一种考虑局部屈曲的曲线纤维复材结构气动弹性优化方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102262692A (zh) * 2011-06-24 2011-11-30 中国航空工业集团公司科学技术委员会 飞机翼面蒙皮亚音速颤振优化方法
KR20140140279A (ko) * 2013-05-29 2014-12-09 한국항공우주산업 주식회사 회전익 항공기 미부 공력진동 예측시스템 및 그 제어방법
US9625913B2 (en) * 2014-12-09 2017-04-18 Embry-Riddle Aeronautical University, Inc. System and method for robust nonlinear regulation control of unmanned aerial vehicles synthetic jet actuators
US9746392B2 (en) * 2012-08-07 2017-08-29 The Boeing Company Systems and methods to determine navigation states of a platform
US9977848B1 (en) * 2014-07-10 2018-05-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method and system for predicting rocket nozzle deformation during engine start-up and shut-down transients
CN108491576A (zh) * 2018-02-12 2018-09-04 北京航空航天大学 一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法
CN109145416A (zh) * 2018-08-06 2019-01-04 同济大学 一种碳纤维复合材料地铁司机室头罩铺层设计方法
CN109795716A (zh) * 2019-02-28 2019-05-24 北京航空航天大学 一种通用小型舵机扫频测试设备和方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102262692A (zh) * 2011-06-24 2011-11-30 中国航空工业集团公司科学技术委员会 飞机翼面蒙皮亚音速颤振优化方法
US9746392B2 (en) * 2012-08-07 2017-08-29 The Boeing Company Systems and methods to determine navigation states of a platform
KR20140140279A (ko) * 2013-05-29 2014-12-09 한국항공우주산업 주식회사 회전익 항공기 미부 공력진동 예측시스템 및 그 제어방법
US9977848B1 (en) * 2014-07-10 2018-05-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method and system for predicting rocket nozzle deformation during engine start-up and shut-down transients
US9625913B2 (en) * 2014-12-09 2017-04-18 Embry-Riddle Aeronautical University, Inc. System and method for robust nonlinear regulation control of unmanned aerial vehicles synthetic jet actuators
CN108491576A (zh) * 2018-02-12 2018-09-04 北京航空航天大学 一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法
CN109145416A (zh) * 2018-08-06 2019-01-04 同济大学 一种碳纤维复合材料地铁司机室头罩铺层设计方法
CN109795716A (zh) * 2019-02-28 2019-05-24 北京航空航天大学 一种通用小型舵机扫频测试设备和方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
《 Wing aerostructural optimization using the individual discipline feasible architecture》;Hoogervorst JEK等;《Aerosp Sci Technol》;20171231;90-99 *
《Integrated optimization on aerodynamics-structure coupling and flight stability of a large airplane in preliminary design》;Xiaozhe WANG等;《Chinese Journal of Aeronautics》;20181231;第31卷(第6期);1258–1272 *
《基于三维气动力的静气动弹性响应分析》;张波成 等;《工程力学》;20110731;第28卷(第7期);217-222 *

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SE01 Entry into force of request for substantive examination
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GR01 Patent grant
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