CN111597641A - 一种适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料‑结构‑制造一体化优化设计方法，包括：根据纤维体分比、纤维和基体性能参数，利用细观力学方法预测纤维增强复合材料的等效宏观弹性模量；进行复合材料标准拉伸实验测试，基于弹性常数和泊松比修正预测的等效宏观弹性模量；建立复合材料结构件的有限模型并对结构件外形尺寸和厚度进行参数化；构建优化模型，采用高效的自适应加点代理模型优化方法进行结构件的优化设计，直至优化结果收敛，得到构件的最优设计；结合成型工艺修改优化的构件构型，模压成型制备结构件。本发明优化设计效率高，缩短复合材料结构的设计周期，减少结构设计成本，为复合材料优化设计提供一种快速有效的方法。

Description

一种适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构- 制造一体化优化设计方法

技术领域

本发明涉及热塑性复合材料构件优化设计领域，尤其涉及一种适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法。

背景技术

纤维增强复合材料具有优异的比强度、刚度、材料的各向异性、耐腐蚀性、抗疲劳、减震、吸能等特性，使其在现代航空航天、汽车领域的应用迅速增加。纤维增强复合材料表现出来的突出特性不仅被用来减轻结构的重量，也被用来提高结构的整体性能。在纤维复合材料之中，编织复合材料被认为比单向复合材料更有竞争力，因为它们在单层内具有良好的四面八方的控制力。而热塑性纤维增强复合材料与热固性复合材料相比密度小、比强度大、抗冲击性能优异、耐腐蚀、湿热性能好，热塑性复合材料储存方便、成型效率高、可熔融焊接和减少制造周期，可以多次加热熔融，重复使用，节约成本，些特性使热塑性机织物复合材料对许多结构应用具有吸引力。为适应当前社会各种领域对轻量化和整体性能的要求，并且随着热塑性纤维编织复合材料成型技术的不断发展，纤维编织复合材料将会在主承力结构中有更为广泛的应用。

由于热塑性纤维增强复合材料结构设计的灵活性，设计者可以根据不同的载荷工况建立优化模型来优化结构以达到更高的性能。然而现有的大多数轻量化研究中只是根据工程经验调整纤维分布、纤维含量、层合板铺层来对金属结构进行替换。但这种优化方式轻量化效果不明显，没有充分发挥复合材料灵活的可设计性。热塑性编织复合材料结构件优化设计不仅要实现对金属材料的简单替换，而且要针对具体工况建立优化模型，实现材料和结构件外形的优化设计。同时复合材料构件显式动力学仿真计算时间较长，启发式优化算法需要计算大量样本导致设计周期过长，高效的梯度类优化算法难以获得全局最优化解，都不适用于工程需求。在此应用背景下，本发明提出一种适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化快速高效的优化设计方法。

发明内容

根据上述提出的现有结构优化技术存在的热塑性复合材料轻量化不明显和结构计算优化效率较低的问题，而提供一种适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法。本发明采用的技术手段如下：

一种适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法，包括如下步骤：

步骤一：根据纤维体分比、纤维和基体性能参数，利用细观力学方法预测纤维增强复合材料的等效宏观弹性模量；

步骤二：进行复合材料标准拉伸实验测试，基于实验得到弹性常数和泊松比修正预测的等效宏观弹性模量；

步骤三：建立复合材料结构件的有限模型并对结构件外形尺寸和厚度进行参数化，实现结构件自动化建模分析和结果提取；

步骤四：构建优化模型，采用高效的自适应加点代理模型优化方法进行结构件的优化设计，直至优化结果收敛，得到结构件的最佳设计。

进一步地，所述步骤一中，预测的宏观弹性模量是通过将缎纹复合材料简化为正交层合板，先根据三维桥联模型公式，计算单向板的等效宏观弹性模量，根据层合板理论计算纤维增强复合材料的等效宏观弹性模量。

进一步地，所述步骤三中，自动化建模分析和结果提取是基于ABAQUS二次开发结构件的参数化程序。

进一步地，所述步骤四中，优化模型基于工程实际工况中的载荷条件进行设计，其中优化目标和约束包括结构件的强度、刚度及质量。

进一步地，所述的步骤四中自适应加点代理模型优化方法包括如下步骤：

通过拉丁超立方抽样方法生成预设量的初始样本点，选用克里金代理模型拟合设计变量-目标和设计变量-约束的数学关系；

采用综合目标最优和代理模型误差最大的期望最大加点准则确定新样本点，并计算目标响应值和约束值，添加到样本集中并更新代理模型；

重复优化过程直至满足收敛准则之一，所述收敛准则包括：新样本点与已有样本点距离达到阈值、最优解与上一代最优解的差达到阈值、迭代次数达到最大次数。

进一步地，所述步骤四还设有如下步骤：

步骤五：结合成型工艺修改优化的构件构型，模压成型制备结构件。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：

本发明提出了一种适用于编织热塑性复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化设计方法，基于理论公式进行等效弹性模量的预测并根据实验修正；针对具体工况建立优化模型，实现材料和结构件外形的优化设计，对复合材料结构件外形进行全体尺寸参数化，极大的提高了轻量化设计的自由度；同时使用的自适应加点代理模型优化方法采用样本点进行动态更新，减少了优化过程所需要的样本个数，极大的提高了计算效率。本发明为热塑性复合材料工程制造提供了一种高效的优化设计方法，更加符合实际工程制造实际要求，极大的缩短了预研周期，产生更高的经济效益。

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，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图做以简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图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为本发明一体化优化设计方法流程图。

图2为本发明实施例中桁条加固筒壳整体模型示意图。

图3为本发明实施例中3种复合材料桁条截面参数示意图，其中(a)为T型、(b)为L型和(c)为Ω型。

图4为本发明实施例中自适应加点代理模型优化方法优化框架示意图。

图5为本发明实施例中3种桁条最优的截面尺寸示意图，其中(a)为T型、(b)为L型和(c)为Ω型。

图6为本发明实施例中Ω型桁条考虑模压制备工艺修饰的截面示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、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清楚、完整地描述，显然，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。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。

如图1所示，本发明公开了一种适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法，包括如下步骤：

步骤一：根据纤维体分比、纤维和基体性能参数，利用细观力学方法预测纤维增强复合材料的等效宏观弹性模量；

步骤二：进行复合材料标准拉伸实验测试，基于实验得到弹性常数和泊松比修正预测的等效宏观弹性模量；

步骤三：建立复合材料结构件的有限模型并对结构件外形尺寸和厚度进行参数化，实现结构件自动化建模分析和结果提取；

步骤四：构建优化模型，采用高效的自适应加点代理模型优化方法进行结构件的优化设计，直至优化结果收敛，得到结构件的最佳设计。

步骤五：结合成型工艺修改优化的构件构型，模压成型制备结构件。

所述步骤一中，本方法所预测的宏观弹性模量是通过将缎纹复合材料简化为正交层合板，先根据三维桥联模型公式，计算单向板的等效宏观弹性模量(如吕毅,吕国志,吕胜利.细观力学方法预测单向复合材料的宏观弹性模量[J].西北工业大学学报(6):787-790)；再根据层合板理论，计算正交层合板面内柔度系数；根据工程常数的定义式1.11和1.12计算纤维增强复合材料的等效宏观弹性模量。

桥联矩阵C_ij和单向板的等效宏观弹性模量如下：

c₂₃＝0(0.4)

对称层合板的面内应力和面内里的关系为

根据工程常数的定义，层合板用工程弹性常数表示的应变-面内力关系为：

式中

—层合板x,y方向的等效弹性拉压弹性模量；

—层合板面内等效剪切弹性弹性模量；

—层合板的等效泊松比。

所述步骤三中，自动化建模分析和结果提取是基于ABAQUS二次开发结构件的参数化程序。

所述步骤四中，优化模型基于工程实际工况中的载荷条件进行设计，其中优化目标和约束包括结构件的强度、刚度及质量。

所述的步骤四中自适应加点代理模型优化方法包括如下步骤：

通过拉丁超立方抽样方法生成预设量的初始样本点，选用克里金代理模型拟合设计变量-目标和设计变量-约束的数学关系；

采用综合目标最优和代理模型误差最大的期望最大加点准则确定新样本点，并计算目标响应值和约束值，添加到样本集中并更新代理模型；

重复优化过程直至满足收敛准则之一，所述收敛准则包括：新样本点与已有样本点距离达到阈值、最优解与上一代最优解的差达到阈值、迭代次数达到最大次数，动态代理模型可以达到减少优化过程所需要的样本个数，增加优化效率的目的。

实施例1

本实施例以为热塑性缎纹复合材料桁条金属筒壳的桁条结构设计，步骤如下：

1)根据预设的50％纤维体分比和表1的T300碳纤维和聚醚醚酮(PEEK)性能参数，利用式1.1到1.12预测纤维增强复合材料的等效宏观弹性模量，结果为拉伸模量E₁₁＝62.74GPa，E₂₂＝62.74GPa，剪切模量G₁₂＝3.46GPa，G₂₃＝3.3GPa，G₁₃＝3.3GPa，泊松比μ₁₂＝0.0419。

表1热塑性复合材料组分性能参数

2)进行标准拉伸实验进行复合材料基本力学性能测试得到弹性常数和泊松比，复合材料的拉伸强度为674.27MPa，拉伸弹性模量61.80GPa，泊松比为0.037；基于实验数据修正等效宏观弹性模量，结果为E₁₁＝61.8GPa，E₂₂＝61.8GPa，G₁₂＝3.46GPa，G₂₃＝3.3GPa，G₁₃＝3.3GPa，μ₁₂＝0.0375。

3)建立热塑性复合材料蒙皮桁条筒壳有限元模型，筒壳蒙皮材料为铝合金，桁条为碳纤维增强聚醚醚酮复合材料，如图2。

基于ABAQUS二次开发结构件的参数化分析程序，对L型、T型、Ω型3种桁条外形尺寸进行参数化，采用显式动力学对筒壳结构进行非线性屈曲分析，计算桁条筒壳结构的轴压极限承载力，实现结构件自动化建模、分析和后处理。如图3所示，复合材料T型(a)、L型(b)和Ω型(b)截面参数化示意图，保证三种桁条的初始质量一样，为1.925kg。

4)针对3种蒙皮桁条结构类型，以桁条高度、桁条宽度、桁条厚度、桁条数目为设计变量，整体桁条质量不超过初始质量为约束条件，开展金属蒙皮复合材料桁条筒壳结构轴压承载力最大的优化设计。并建立优化列式(13)，设计变量为桁条高度H、桁条宽度L、桁条厚度t、桁条数目N，桁条总质量1.925kg为质量上限约束条件。

采用高效的自适应加点代理模型优化方法进行结构件的优化设计，优化框架如图4所示，直至优化结果收敛，得到3种桁条截面的最佳设计，如图5(a)(b)(c)。T型桁条的最优极限承载力为1503.59kN，L型桁条的最优极限承载力为1466.86kN，Ω型桁条的最优承载力为1563.28kN，三种型式的桁条承载力：Ω型桁条>T型桁条>L型桁条。在三种截面的桁条中，Ω型桁条筒壳的承载力最大，Ω型桁条的抗弯刚度最大，使得蒙皮桁条筒壳的整体刚度最大。

5)结合成型工艺修改优化的构件构型如图6所示，最后模压成型制备结构件。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各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，或者对其中部分或者全部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范围。

Claims (6)

1.一种适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一：根据纤维体分比、纤维和基体性能参数，利用细观力学方法预测纤维增强复合材料的等效宏观弹性模量；

步骤二：进行复合材料标准拉伸实验测试，基于实验得到弹性常数和泊松比修正预测的等效宏观弹性模量；

步骤三：建立复合材料结构件的有限模型并对结构件外形尺寸和厚度进行参数化，实现结构件自动化建模分析和结果提取；

步骤四：构建优化模型，采用高效的自适应加点代理模型优化方法进行结构件的优化设计，直至优化结果收敛，得到结构件的最佳设计。

2.根据权利要求1所述的适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法，其特征在于，所述步骤一中，预测的宏观弹性模量是通过将缎纹复合材料简化为正交层合板，先根据三维桥联模型公式，计算单向板的等效宏观弹性模量，根据层合板理论计算纤维增强复合材料的等效宏观弹性模量。

3.根据权利要求1所述的适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法，其特征在于，所述步骤三中，自动化建模分析和结果提取是基于ABAQUS二次开发结构件的参数化程序。

4.根据权利要求1所述的适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法，其特征在于，所述步骤四中，优化模型基于工程实际工况中的载荷条件进行设计，其中优化目标和约束包括结构件的强度、刚度及质量。

5.根据权利要求1或4所述的适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法，其特征在于，所述的步骤四中自适应加点代理模型优化方法包括如下步骤：

通过拉丁超立方抽样方法生成预设量的初始样本点，选用克里金代理模型拟合设计变量-目标和设计变量-约束的数学关系；

采用综合目标最优和代理模型误差最大的期望最大加点准则确定新样本点，并计算目标响应值和约束值，添加到样本集中并更新代理模型；

重复优化过程直至满足收敛准则之一，所述收敛准则包括：新样本点与已有样本点距离达到阈值、最优解与上一代最优解的差达到阈值、迭代次数达到最大次数。

6.根据权利要求1所述的适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法，其特征在于，所述步骤四还设有如下步骤：

步骤五：结合成型工艺修改优化的构件构型，模压成型制备结构件。

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