CN110362888A - 一种机翼结构优化设计方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种机翼结构优化设计方法。本申请的机翼结构优化设计方法，首先将机翼分成多个模块化结构，再针对模块化可重构机翼结构的优化设计问题，提供了一种可考虑不同机翼重构方案及其载荷相关性的模块化结构分步补偿式优化设计方法，能够较好的解决模块化可重构结构的优化设计问题，优化后各模块满足强度刚度等设计约束。本申请的机翼结构优化设计方法，设计、加工和后期维护更加方便，经济性更好，对促进模块化可重构结构的工程应用有较好的推进作用。
Description
技术领域
本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种机翼结构优化设计方法。
背景技术
随着航空结构设计与制造水平的不断提高，现代飞机尤其是军用飞机的任务剖面越来越复杂，模块化飞机设计作为一种可同时兼顾多任务需求和经济性约束的飞机设计思想而得到了国内外学者的广泛关注。模块化飞机是指将飞机主要结构划分成相对独立的模块进行设计、制造和使用的设计理念。对于机翼，一种常见方法是将机翼沿展向切成若干个模块，通过不同个数模块的重构来实现不同翼展，不同翼展可以实现不同的飞行包线。模块化结构相比于传统结构有诸多优势，比如结构总体成本低、维护和存储方便等，但其设计需要满足多种任务需求和考虑不同模块接口的包容性，传统人工迭代和单方案优化的方法很难给出最优设计方案，目前工程可用的结构设计方法以传统单机型为主，对模块化飞机设计方法的研究基本处于实验室阶段。由于对模块化机翼没有较为成熟的优化方法和工具，仅有的几个进入工程验证阶段的模块化机翼设计计划最终得到的模块化机翼普遍存在超重现象，严重限制了其进入工程使用阶段。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种机翼结构优化设计方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种机翼结构优化设计方法，包括：
步骤一：将机翼从翼根到翼稍依次分解为三个翼段模块，分别为第一模块、第二模块和第三模块；
步骤二：将所述第一模块、所述第二模块、所述第三模块组合形成第一机翼构型，对所述第一机翼构型中的所述第一模块、所述第二模块、所述第三模块进行优化设计；
步骤三：将所述第一模块、所述第二模块组合形成第二机翼构型，对所述第二机翼构型中的所述第一模块、所述第二模块进行优化设计；
步骤四：将所述第一模块形成第三机翼构型，对所述第三机翼构型中的所述第一模块进行优化设计；
步骤五：对所述第二机翼构型中的所述第二模块进行优化设计；
步骤六：对所述第一机翼构型中的所述第三模块进行优化设计。
可选地，所述第一模块包括3m半翼展，所述第二模块包括1m半翼展，所述第三模块包括1.5m半翼展。
可选地，步骤二中，对所述第一机翼构型中的所述第一模块、所述第二模块、所述第三模块进行优化设计包括：
S21：对所述第一机翼构型进行加载；
S22：调节所述第一模块、所述第二模块、所述第三模块的设计变量，获取在第一约束条件下，使得所述第一机翼构型重量最小的第一优化值；
所述第一约束条件包括：强度约束分别为所述第一模块、所述第二模块、所述第三模块的单元应力值，刚度约束为所述第三模块端肋与前后梁交点的升力方向位移。
可选地，步骤三中，对所述第二机翼构型中的所述第一模块、所述第二模块进行优化设计包括：
S31：对所述第二机翼构型进行加载；
S32：调节所述第一模块、所述第二模块的设计变量，获取在第二约束条件下，使得所述第二机翼构型重量最小的第二优化值；
所述第二约束条件包括：强度约束分别为所述第一模块、所述第二模块的单元应力值，刚度约束为所述第二模块端肋与前后梁交点的升力方向位移；
S32中的设计变量下限为S22中的第一优化值。
可选地，步骤四中，对所述第三机翼构型中的所述第一模块进行优化设计包括：
S41：对所述第三机翼构型进行加载；
S42：调节所述第一模块的设计变量，获取在第三约束条件下，使得所述第三机翼构型重量最小的第三优化值；
所述第三约束条件包括：强度约束为所述第一模块的单元应力值，刚度约束为所述第一模块端肋与前后梁交点的升力方向位移；
S42中的设计变量下限为S32中的第二优化值。
可选地，步骤五中，对所述第二机翼构型中的所述第二模块进行优化设计包括：
S51：对所述第二机翼构型进行加载；
S52：调节所述第二模块的设计变量，获取在第二约束条件下，使得所述第二机翼构型重量最小的第四优化值；
S52中的设计变量下限为S42中的第三优化值的一半。
可选地，步骤六中，对所述第一机翼构型中的所述第三模块进行优化设计包括：
S61：对所述第一机翼构型进行加载；
S62：调节所述第三模块的设计变量，获取在第一约束条件下，使得所述第一机翼构型重量最小的第五优化值；
S62中的设计变量下限为S52中的第四优化值的一半。
可选地，所述设计变量包括：前梁的厚度、后梁的厚度、上蒙皮的厚度、下蒙皮的厚度、前梁上缘条的截面面积、前梁下缘条的截面面积、后梁上缘条的截面面积以及后梁下缘条的截面面积。
可选地，还包括步骤七：判断优化结果是否收敛，若是，则优化结束，输出第五优化值；否则，返回步骤二。
可选地，所述优化结果收敛包括：两轮迭代的机翼重量差占初始机翼重量百分比≤5‰，或者达到最大迭代次数。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的机翼结构优化设计方法，采用分步补偿的思想，逐步考虑不同翼展方案的飞行载荷对机翼各结构参数的要求，代替人为反复迭代过程，避免传统单方案优化不能得到全局最优的弊端，快速自动给出多种飞行载荷下模块化可重构机翼的最优设计方案。本申请设计、加工和后期维护更加方便，经济性更好，对促进模块化可重构结构的工程应用有较好的推进作用。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的模块化可重构机翼的模块分解图；
图2是本申请一个实施方式的机翼结构优化设计方法流程图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，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，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种机翼结构优化设计方法，具体包括：
步骤一：将机翼从翼根到翼稍依次分解为三个翼段模块，分别为第一模块、第二模块和第三模块；
步骤二：将所述第一模块、所述第二模块、所述第三模块组合形成第一机翼构型，对所述第一机翼构型中的所述第一模块、所述第二模块、所述第三模块进行优化设计；
步骤三：将所述第一模块、所述第二模块组合形成第二机翼构型，对所述第二机翼构型中的所述第一模块、所述第二模块进行优化设计；
步骤四：将所述第一模块形成第三机翼构型，对所述第三机翼构型中的所述第一模块进行优化设计；
步骤五：对所述第二机翼构型中的所述第二模块进行优化设计；
步骤六：对所述第一机翼构型中的所述第三模块进行优化设计。
参见图1，将机翼从翼根到翼稍依次分为三个翼段模块，分别为第一模块、第二模块和第三模块，在本申请的一个实施方式中，第一模块包括3m半翼展，第二模块包括1m半翼展，第三模块包括1.5m半翼展。将第一模块、第二模块和第三模块组合，可形成半翼展5.5m的第一机翼构型，将第一模块和第二模块组合可形成半翼展4m的第二机翼构型，单独将第一模块形成半翼展3m的第三机翼构型。
如图2所示，本申请一个实施方式的机翼结构优化设计方法流程图，其中包括的符号定义有：V1表示第一模块的设计变量，V1表示只允许增加的第一模块的设计变量，V2表示第二模块的设计变量，V2表示只允许增加的第二模块的设计变量，V3表示第三模块的设计变量，CON1表示第一机翼构型的约束条件，CON2表示第二机翼构型的约束条件，CON3表示第三机翼构型的约束条件，W1表示第一模块的重量，W2表示第二模块的重量，W3表示第三模块的重量，LC1表示第一机翼构型对应的工况，LC2表示第二机翼构型对应的工况，LC3表示第三机翼构型对应的工况。
本申请首先将机翼分成三个翼段模块，通过不同模块的组合来实现不同翼展，再针对模块化机翼进行优化设计。
本申请一个实施方式中，对模块化机翼进行优化设计的流程包括：
步骤二：将第一模块、第二模块、第三模块组合形成第一机翼构型，在半翼展5.5m的第一机翼构型对应工况下，对第一模块、第二模块、第三模块进行优化设计，优化设计的过程包括：
S21：对第一机翼构型进行加载；
S22：调节第一模块、第二模块、第三模块的设计变量，获取在第一约束条件下，使得第一机翼构型重量最小的第一优化值；
其中，第一约束条件包括：强度约束分别为第一模块、第二模块、第三模块的单元应力值，刚度约束为第三模块端肋与前后梁交点的升力方向位移。本实施例中，刚度约束为第三模块端肋与前后梁交点的升力方向位移不超过其半翼展长的5％。
步骤三：将第一模块、第二模块组合形成第二机翼构型，在半翼展4m的第二机翼构型对应工况下，对第一模块和第二模块进行优化设计，优化设计的过程包括：
S31：对第二机翼构型进行加载；
S32：调节第一模块、第二模块的设计变量，获取在第二约束条件下，使得第二机翼构型重量最小的第二优化值；
第二约束条件包括：强度约束分别为第一模块、第二模块的单元应力值，刚度约束为第二模块端肋与前后梁交点的升力方向位移。本实施例中，刚度约束为第二模块端肋与前后梁交点的升力方向位移不超过其半翼展长的5％。
有利的是，本实施例中，S32中的设计变量下限为S22中的第一优化值，该步骤的优化是设计变量值只能增加不能减少的补偿优化过程。
步骤四：将单独的第一模块作为第三机翼构型，在半翼展3m的第三机翼构型对应工况下，对第一模块进行优化设计，优化设计的过程包括：
S41：对第三机翼构型进行加载；
S42：调节第一模块的设计变量，获取在第三约束条件下，使得第三机翼构型重量最小的第三优化值；
第三约束条件包括：强度约束为第一模块的单元应力值，刚度约束为第一模块端肋与前后梁交点的升力方向位移。本实施例中，刚度约束为第一模块端肋与前后梁交点的升力方向位移不超过其半翼展长的5％。
有利的是，本实施例中，S42中的设计变量下限为S32中的第二优化值，该步骤的优化同样是设计变量值只能增加不能减少的补偿优化过程。
步骤五：在半翼展4m的第二机翼构型对应工况下，对第二模块进行优化设计，优化设计的过程包括：
S51：对所述第二机翼构型进行加载；
S52：调节所述第二模块的设计变量，获取在第二约束条件下，使得所述第二机翼构型重量最小的第四优化值；
与步骤三中相同，第二约束条件包括：强度约束分别为第一模块、第二模块的单元应力值，刚度约束为第二模块端肋与前后梁交点的升力方向位移。本实施例中，刚度约束为第二模块端肋与前后梁交点的升力方向位移不超过其半翼展长的5％。
有利的是，本实施例中，S52中的设计变量下限为S42中的第三优化值的一半。
步骤六：在半翼展5.5m的第一机翼构型对应工况下，对第三模块进行优化设计，优化设计的过程包括：
S61：对第一机翼构型进行加载；
S62：调节第三模块的设计变量，获取在第一约束条件下，使得第一机翼构型重量最小的第五优化值；
与步骤二中相同，第一约束条件包括：强度约束分别为第一模块、第二模块、第三模块的单元应力值，刚度约束为第三模块端肋与前后梁交点的升力方向位移。本实施例中，刚度约束为第三模块端肋与前后梁交点的升力方向位移不超过其半翼展长的5％。
有利的是，本实施例中，S62中的设计变量下限为S52中的第四优化值的一半。
在本申请的机翼结构优化设计方法中，上述设计变量包括：前梁的厚度、后梁的厚度、上蒙皮的厚度、下蒙皮的厚度、前梁上缘条的截面面积、前梁下缘条的截面面积、后梁上缘条的截面面积以及后梁下缘条的截面面积。
在本申请的机翼结构优化设计方法还包括：
步骤七：判断优化结果是否收敛，若是，则优化结束，输出第五优化值；否则，返回步骤二，重新开始优化过程。本实施例中，优化结果收敛包括：两轮迭代的机翼重量差占初始机翼重量百分比≤5‰，或者达到最大迭代次数。
本申请的机翼结构优化设计方法，将机翼分成多个模块化结构，针对模块化可重构机翼结构的优化设计问题，提供了一种可考虑不同机翼重构方案及其载荷相关性的模块化结构分步补偿式优化设计方法，能够较好的解决模块化可重构结构的优化设计问题，优化后各模块满足强度刚度等设计约束。本申请设计、加工和后期维护更加方便，经济性更好，对促进模块化可重构结构的工程应用有较好的推进作用。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种机翼结构优化设计方法，其特征在于，包括：
步骤一：将机翼从翼根到翼稍依次分解为三个翼段模块，分别为第一模块、第二模块和第三模块；
步骤二：将所述第一模块、所述第二模块、所述第三模块组合形成第一机翼构型，对所述第一机翼构型中的所述第一模块、所述第二模块、所述第三模块进行优化设计；
步骤三：将所述第一模块、所述第二模块组合形成第二机翼构型，对所述第二机翼构型中的所述第一模块、所述第二模块进行优化设计；
步骤四：将所述第一模块形成第三机翼构型，对所述第三机翼构型中的所述第一模块进行优化设计；
步骤五：对所述第二机翼构型中的所述第二模块进行优化设计；
步骤六：对所述第一机翼构型中的所述第三模块进行优化设计。
2.根据权利要求1所述的机翼结构优化设计方法，其特征在于，所述第一模块包括3m半翼展，所述第二模块包括1m半翼展，所述第三模块包括1.5m半翼展。
3.根据权利要求2所述的机翼结构优化设计方法，其特征在于，步骤二中，对所述第一机翼构型中的所述第一模块、所述第二模块、所述第三模块进行优化设计包括：
S21：对所述第一机翼构型进行加载；
S22：调节所述第一模块、所述第二模块、所述第三模块的设计变量，获取在第一约束条件下，使得所述第一机翼构型重量最小的第一优化值；
所述第一约束条件包括：强度约束分别为所述第一模块、所述第二模块、所述第三模块的单元应力值，刚度约束为所述第三模块端肋与前后梁交点的升力方向位移。
4.根据权利要求3所述的机翼结构优化设计方法，其特征在于，步骤三中，对所述第二机翼构型中的所述第一模块、所述第二模块进行优化设计包括：
S31：对所述第二机翼构型进行加载；
S32：调节所述第一模块、所述第二模块的设计变量，获取在第二约束条件下，使得所述第二机翼构型重量最小的第二优化值；
所述第二约束条件包括：强度约束分别为所述第一模块、所述第二模块的单元应力值，刚度约束为所述第二模块端肋与前后梁交点的升力方向位移；
S32中的设计变量下限为S22中的第一优化值。
5.根据权利要求4所述的机翼结构优化设计方法，其特征在于，步骤四中，对所述第三机翼构型中的所述第一模块进行优化设计包括：
S41：对所述第三机翼构型进行加载；
S42：调节所述第一模块的设计变量，获取在第三约束条件下，使得所述第三机翼构型重量最小的第三优化值；
所述第三约束条件包括：强度约束为所述第一模块的单元应力值，刚度约束为所述第一模块端肋与前后梁交点的升力方向位移；
S42中的设计变量下限为S32中的第二优化值。
6.根据权利要求5所述的机翼结构优化设计方法，其特征在于，步骤五中，对所述第二机翼构型中的所述第二模块进行优化设计包括：
S51：对所述第二机翼构型进行加载；
S52：调节所述第二模块的设计变量，获取在第二约束条件下，使得所述第二机翼构型重量最小的第四优化值；
S52中的设计变量下限为S42中的第三优化值的一半。
7.根据权利要求6所述的机翼结构优化设计方法，其特征在于，步骤六中，对所述第一机翼构型中的所述第三模块进行优化设计包括：
S61：对所述第一机翼构型进行加载；
S62：调节所述第三模块的设计变量，获取在第一约束条件下，使得所述第一机翼构型重量最小的第五优化值；
S62中的设计变量下限为S52中的第四优化值的一半。
8.根据权利要求3至权利要求7任意一项所述的机翼结构优化设计方法，其特征在于，所述设计变量包括：前梁的厚度、后梁的厚度、上蒙皮的厚度、下蒙皮的厚度、前梁上缘条的截面面积、前梁下缘条的截面面积、后梁上缘条的截面面积以及后梁下缘条的截面面积。
9.根据权利要求1所述的机翼结构优化设计方法，其特征在于，还包括步骤七：判断优化结果是否收敛，若是，则优化结束，输出第五优化值；否则，返回步骤二。
10.根据权利要求9所述的机翼结构优化设计方法，其特征在于，所述优化结果收敛包括：两轮迭代的机翼重量差占初始机翼重量百分比≤5‰，或者达到最大迭代次数。
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| CN111143944A (zh) * | 2019-12-25 | 2020-05-12 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种双梁机翼的机翼梁刚度配置方法 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20191022 |
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| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |