CN112131656A - 一种飞机结构方案快速设计的优化方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提出了一种飞机结构方案快速设计的优化方法，包括以下步骤：步骤1：进行结构布置：在飞机总体布局和外形的基础上，确定主承力构件的位置，形成结构布局定义，最终生成骨架模型；步骤2：定义结构参数：在骨架模型的基础上进行结构参数定义，生成骨架模型的主承力结构的几何线框模型的主要截面参数；步骤3：进行有限元分析，生成飞机的有限元分析模型；步骤4：对有限元分析模型进行设计评估；步骤5：根据设计评估结构进行结构参数优化；步骤6：进行结构布置参数的调整，得到飞机结构设计方案。本发明通过上述操作实现了成体系、全面、快速且高质量的飞机结构方案快速设计及优化。

Description

一种飞机结构方案快速设计的优化方法
技术领域
本发明属于飞机结构设计技术领域，具体地说，设计一种飞机结构方案快速设计的优化方法。
背景技术
现飞机结构方案设计是飞机设计过程中非常重要的一环，在很大程度上决定了飞机的安全性、重量、性能、寿命、制造成本和使用成本。在结构方案设计中，不仅需要满足总体、强度、系统、电气等其他专业的协调要求和约束条件，并且涉及到结构布局、结构、机构、强度、刚度、气动弹性、疲劳、损伤容限等多个学科，同时还涉及到设计、制造、售后服务等多个部门。在飞机结构设计不同阶段，需要根据各系统、各学科、各部门之间相互联系、相互制约的关系，考虑成百上千个设计变量、目标、工程约束条件，进行大量的设计方案对比、设计更改和优化，不断地进行设计协调和循环，以最终获得有竞争力的飞机结构设计方案。飞机结构方案设计是一项高度复杂的系统工程，在这一过程中，目前的设计方式还是离散的、孤立的、不系统的，设计过程不规范，工具软件没有集成，数据流没有打通，数据体系分散林立，而且没有设计规则和方法库引导各个设计环节的工作，造成设计过程的人工重复性劳动较多、设计工作量大，严重依赖设计员的经验进行设计决策，设计周期长、人员素质要求高，设计质量难保证。存在的种种瓶颈使得无法有效应对迫在眉睫的型号研制任务，也很难保证飞机结构设计专业的长远发展。
发明内容
本发明针对现有技术的上述问题，提出了一种飞机结构方案快速设计的优化方法，通过依次进行结构布置、定义结构参数、有限元分析、设计评估、结构参数优化、结构布置参数调整等，实现了成体系、全面、快速且高质量的飞机结构方案快速设计及优化。
本发明的具体实现方法如下：
本发明提出了一种飞机结构方案快速设计的优化方法，包括以下步骤：
步骤1：进行结构布置：在飞机总体布局和外形的基础上，确定主承力构件的位置，形成结构布局定义，最终生成骨架模型；
步骤2：定义结构参数：在骨架模型的基础上进行结构参数定义，生成骨架模型的主承力结构的几何线框模型的主要截面参数；
步骤3：基于主要截面参数，进行有限元分析，生成飞机的有限元分析模型；
步骤4：对有限元分析模型进行设计评估；
步骤5：根据设计评估结构进行结构参数优化；
步骤6：进行结构参数的调整，得到飞机结构设计方案。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤4具体包括以下步骤：
步骤4.1：静强度评估；
步骤4.2：耳片接头强度评估；所述耳片接头强度分为耳片拉伸强度、耳片剪切/挤压强度、耳片拉弯组合受力强度三种情况；
步骤4.3：钉载评估。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤4.1包括以下步骤：
步骤4.1.1：根据网格模型，获取所要评估的网格单元对象，以及所要评估的网格单元所用的金属材料，从而获取金属材料许用应力；
步骤4.1.2：根据有限元模型和计算分析结果，获取每个网格单元所对应的单元和节点，获取计算分析结果中所在区域的最大应力；
步骤4.1.3：进行强度评估，计算实际应力与许用应力的比值即复合材料为实际应变与许用应变比值，输出超标的网格计算值、许用值以及安全系数。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤4.2包括以下步骤：
步骤4.2.1：结合接头几何形式及尺寸，根据有限元分析获取耳片受拉载荷；
步骤4.2.2：对比耳片拉伸应力，屈服应力与拉伸载荷效率系数，计算安全系数。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤4.3包括以下步骤：
步骤4.3.1：布置铆钉，选择铆钉布置方式，设置铆钉直径、钉孔边距、钉孔间距，然后根据组合构件的几何模型、属性参数、以及载荷进行分析；
步骤4.3.2：根据有限元分析结果，分析铆钉单元的剪力、相对变形是否满足设计要求。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤5包括以下步骤：
步骤5.1：完成结构设计变量定义；
步骤5.2：完成目标函数的定义，定义为结构最小重量；
步骤5.3：完成约束条件的定义，约束是在优化分析中对响应进行一定范围的限制，定义为应力约束和应变约束；
步骤5.4：分析得出优化计算结果，获得结构最佳结构参数。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤6包括以下步骤：
步骤6.1：进行飞机横向结构布置参数调整；
步骤6.2：进行飞机纵向结构布置参数调整。
为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤3的具体操作为：将各主承力结构的几何线框模型导入到CAE软件中，离散真实结构数模建立有限元网格，根据飞机实际受飞行、起降、发动机、油箱等载荷工况加载，根据各工况的分布载荷及集中载荷类型，将各类载荷加载至结构有限元模型指定的节点上，同时建立约束条件，并以结构相应刚度支持建立边界条件进行了数值仿真分析，从而生成结构的有限元分析模型，调用CAE软件的求解器进行静力分析和稳定性分析，输出有限元分析结果。
为了更好地实现本发明，进一步地，重复步骤2-步骤6的操作，得到最佳结构布置下的最优结构参数。
本发明与现有技术相比具有以下优点及有益效果：
本方法围绕飞机结构布置、结构参数定义、有限元分析、设计评估和结构参数优化等设计过程，进行工具、数据、方法体系的整合，以实现结构方案的快速设计与优化迭代，建立一种高度集成、高度灵活和多层次的飞机结构方案快速设计的优化方法，对于当前的飞机型号研制任务以及长远的结构专业发展来说都具有重要意义。
附图说明
图1为本发明具体飞机结构方案快速设计优化的工作流程示意图；
图2为本发明飞机结构方案快速设计的优化方法体系架构图；
图3为实施例中工型梁示意例图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，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，应当理解，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，因此不应被看作是对保护范围的限定。基于本发明中的实施例，本领域普通技术工作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。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
实施例1：
本实施例提出了一种飞机结构方案快速设计的优化方法，如图1、图2、图3所示，包括以下步骤：
步骤1：结构布置：
在飞机总体布局和外形的基础上，确定主承力构件的位置，形成结构布局定义。初步确定框(站位面、外缘、内缘、腹板、筋条)、桁梁(缘线)、长桁(缘线)、撑杆(缘线)、壁板、接头、翼梁、翼肋、集中力连接点、集中力矩轴线、腹板梁、地板/隔板、短梁、油箱结构的位置。此阶段会产生结构布置的理论图，也称为骨架模型。在骨架模型的基础上产生出表征传力路线的特征线、特征面，即几何线框模型。
步骤2：结构参数定义
针对初始布置得到的是各主承力结构的几何线框模型的主要截面参数进行初步设计。只有定义了设计参数，才能构成有限元分析的基础，此阶段会产生主要承力构件的材料和几何数据的结构参数表。
如梁结构，有工型、T型、L型、Z型、C型等截面形式，以工型梁举例，结构参数见图3和表1所示：
尺寸参数 参数定义
H 梁高
D<sub>1</sub> 上缘条宽度
D<sub>2</sub> 下缘条宽度
L<sub>1</sub> 上缘条厚度
L<sub>2</sub> 下缘条厚度
L<sub>3</sub> 梁腹板厚度
表1
工字形截面面积A、水平方向的截面形心zc、竖直方向的截面形心yc、水平方向的截面形心zc的惯性距IZc及竖直方向的截面形心yc的惯性矩Iyc计算公式：如图3所示，Y轴为水平方向，Z轴为竖直方向：
A＝D1L1+D2L2+(H-L1-L2)L3；
zc＝0；
Figure BDA0002644930830000041
Figure BDA0002644930830000042
Figure BDA0002644930830000051
步骤3：有限元分析。
将各主承力结构的几何线框模型导入到CAE软件中，离散真实结构数模建立有限元网格，根据飞机实际受飞行、起降、发动机、油箱等载荷工况加载，根据各工况的载荷类型(分布载荷、集中载荷)，将各类载荷加载至结构有限元模型指定的节点上，同时建立约束条件，并以结构相应刚度支持建立边界条件进行了数值仿真分析，从而生成结构的有限元分析模型，调用CAE软件的求解器进行静力分析和稳定性分析，输出有限元分析结果。各个CAE软件名称及功能如下表2所示
Figure BDA0002644930830000052
表2
步骤4：设计评估
针对结构有限元分析结果和构件内力结果，采用工程方法进行结构的静强度评估、钉载以及耳片接头强度评估，验证设计的合理性：
步骤4.1：静强度评估
步骤4.1.1：根据网格模型，获取所要评估的网格单元对象，以及该网格单元所用金属材料，从而获取金属材料许用应力(复材为许用应变)；
步骤4.1.2：根据有限元模型和计算分析结果，获取每个网格单元所对应的单元和节点，获取结果中所在区域的最大应力(复材为最大应变)；
步骤4.1.3：进行强度评估，计算实际应力与许用应力的比值(复合材料为实际应变与许用应变比值)，输出超标的网格计算值、许用值以及安全系数。
步骤4.2：耳片接头强度评估，耳片接头强度分为耳片拉伸强度、耳片剪切/挤压强度、耳片拉弯组合受力强度三种工况，其中耳片拉伸强度又分为垂直耳片轴线载荷下强度和受斜向拉伸载荷的耳片强度，下面以垂直耳片轴线载荷下强度工况展开分析。
步骤4.2.1：结合接头几何形式及尺寸，根据有限元分析获取耳片受拉载荷，根据飞机设计手册第9册(32.4)工程算法计算耳片应力；
1)垂直耳片轴线载荷下，有材料效率系数垂直耳片轴线的净面积设计(极限)拉伸应力：
Figure BDA0002644930830000061
2)垂直耳片轴线载荷下，缺少对应的材料效率系数，那么可以用下面的方法计算。垂直于耳片轴线的净面积设计(极限)拉伸应力：
Figure BDA0002644930830000062
式中：
P：耳片的轴向拉伸设计(极限)载荷；
F：沿孔中心的净面积，单耳F＝(b–d)t，双耳F＝2(b–d)t；
b：耳片宽度；
d：耳孔直径；
t：耳片厚度；
K0：耳片受轴向拉伸载荷时的效率系数；
K'0：耳片受轴向拉伸载荷时的形状系数；
m0：受轴向拉伸载荷时的耳片材料系数，由下表查得；
σb：屈服应力。
3)缺少对应的材料效率系数，形状系数计算方法为：
Figure BDA0002644930830000063
当K'0＞1时，取K'0＝1。
步骤4.2.2：对比耳片拉伸应力，屈服应力与拉伸载荷效率系数，计算安全系数；
垂直耳片轴线载荷下静强度计算
可查到材料系数情况下：
Figure BDA0002644930830000064
缺少材料系数情况下：
Figure BDA0002644930830000071
步骤4.3：钉载评估
步骤4.3.1：布置铆钉，选择铆钉布置方式，包括单排、双排、多排等，设置铆钉直径、钉孔边距、钉孔间距，然后根据组合构件的几何模型、属性参数、以及载荷进行分析。
步骤4.3.2：根据有限元分析结果，分析铆钉单元的剪力、相对变形是否满足设计要求。
步骤5：结构参数优化。
主承力结构初步设计的参数一般根据经验给出，使结构在强度、重量等方面的性能并不理想，尚存在调整潜力。为了得到满足各专业设计的结构要求，要对结构参数进行优化，反复调整结构，直至满足设计要求；
步骤5.1：完成结构设计变量定义，如步骤2内工字梁尺寸参数，定义为为工字梁设计变量；
步骤5.2：完成目标函数的定义，定义为结构最小重量；
步骤5.3：完成约束条件的定义，约束是在优化分析中对响应进行一定范围的限制，定义为应力约束和应变约束；
步骤5.4：分析得出优化计算结果，获得结构最佳结构参数。
步骤6：结构布置参数调整。
结构方案设计流程中主承力结构设计、分析、优化以及评估都是在结构布置参数一定的前提下进行的，得到的是在特定布置形式下、满足要求的结构参数。结构布置参数的调整也会引起结构性能和参数的改变，为了得到结构布局设计阶段的最佳结构布置形式和结构参数，一般还需要进行布置参数的反复调整，然后反复地进行结构参数定义、有限元分析、优化和工程设计，最终得到合理的结构布置。
步骤6.1：飞机横向结构布置参数调整，如更改框站位、增减框、飞机蒙皮上增加横向筋条；
步骤6.2：飞机横向结构布置参数调整，如更改梁站位、增减梁、飞机蒙皮上增加纵向筋条。
步骤7：重复上述步骤2-6，最终得到最佳结构布置下的最优结构参数，即最终飞机结构方案。
实施例2：
本实施例在上述实施例1的基础上，以某型无人机前机身为例，所述的步骤1具体为：
步骤1.1：机身结构骨架模型布置。通过总体要求和载荷输入初步确定结构基本布局；
步骤1.2：几何线框模型。线框模型是在结构骨架模型的基础上，按照结构元素布置生成特征线、特征面，线框模型包括以下要素：
蒙皮以特征面表达；梁/墙/肋/框、腹板以特征面表达，凸缘以特征线表达；长桁以特征线表达。
步骤2：结构参数定义。
结构参数定义包含构件截面尺寸定义、金属材料定义、复合材料铺层设计等，具体见下
表3：
Figure BDA0002644930830000081
表3
步骤3：有限元分析
针对飞机多部件结构，在CATIA数模进行有限元模型转换后，有限元模型中单元的属性数据根据实际CATIA数模属性填写，依据各工况的载荷类型(分布载荷、集中载荷)，将各类载荷加载至结构有限元模型指定的节点上，同时建立约束条件，定义工况，从而生成结构的有限元模型，调用Nastran求解器进行静强度、稳定性计算，输出结果文件并进行结果查看。
步骤4：设计评估
在本实施例中，所述的步骤4具体为：
步骤4.1：静强度评估。根据有限元分析结果，对结构网格单元每个区域进行静强度评估，计算其安全系数；
步骤4.2：钉载评估。包括对框、梁和蒙皮与框、梁连接等结构的钉载进行工程评估，判断计算剪力和相对变形是否满足设计要求。
步骤5：结构参数优化。在已设置载荷、约束和优化变量的有限元模型基础上，集成Nastran进行有限元求解和参数优化。在进行参数优化时，有限元网格并不改变，只通过调整结构截面属性寻求最优解，根据不同的优化目标与约束条件，优化模板对结构参数进一步优化改进。
步骤6：结构布置参数调整。在得到某特定结构布置形式下的结构参数最优解后，可以进行结构布置参数的更改，如更改框、梁间距、取消框梁改为加强横、纵筋等。选取几组典型合理的结构布置参数，反复地进行结构参数设计、分析、优化和工程设计，最终分别得到结构参数最优解。全盘考虑传力路径分析、结构重量、工艺性、维护性等要素，最终得到最佳的结构布局。
步骤6.1：根据步骤2前机身结构现有结构基础上，通过调整结构布置参数，做若干个横向方案，如下表4所示：
Figure BDA0002644930830000091
表4
步骤6.2：根据步骤2前机身结构现有结构基础上，通过调整结构布置参数，做若干个横向方案，如下表5所示；
Figure BDA0002644930830000101
表5
步骤6.3：在前机身现有必要结构基础上，分别用上述横向方案与纵向方案相互组合进行分析，重复步骤3-5，以得出前机身最优的横向与纵向传力形式，如下表6所示：
Figure BDA0002644930830000102
表6
本实施例的其他部分与上述实施例1相同，故不再赘述。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种飞机结构方案快速设计的优化方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：进行结构布置：在飞机总体布局和外形的基础上，确定主承力构件的位置，形成结构布局定义，最终生成骨架模型；
步骤2：定义结构参数：在骨架模型的基础上进行结构参数定义，生成骨架模型的主承力结构的几何线框模型的主要截面参数；
步骤3：基于主要截面参数，进行有限元分析，生成飞机的有限元分析模型；
步骤4：对有限元分析模型进行设计评估；
步骤5：根据设计评估结构进行结构参数优化；
步骤6：进行结构参数的调整，得到飞机结构设计方案。
2.如权利要求1所述的一种飞机结构方案快速设计的优化方法，其特征在于，所述步骤4具体包括以下步骤：
步骤4.1：静强度评估；
步骤4.2：耳片接头强度评估；所述耳片接头强度分为耳片拉伸强度、耳片剪切/挤压强度、耳片拉弯组合受力强度三种情况；
步骤4.3：钉载评估。
3.如权利要求2所述的一种飞机结构方案快速设计的优化方法，其特征在于，所述步骤4.1包括以下步骤：
步骤4.1.1：根据网格模型，获取所要评估的网格单元对象，以及所要评估的网格单元所用的金属材料，从而获取金属材料许用应力；
步骤4.1.2：根据有限元模型和计算分析结果，获取每个网格单元所对应的单元和节点，获取结果中所在区域的最大应力；
步骤4.1.3：进行强度评估，计算实际应力与许用应力的比值即复合材料为实际应变与许用应变比值，输出超标的网格计算值、许用值以及安全系数。
4.如权利要求2所述的一种飞机结构方案快速设计的优化方法，其特征在于，所述步骤4.2包括以下步骤：
步骤4.2.1：结合接头几何形式及尺寸，根据有限元分析获取耳片受拉载荷；
步骤4.2.2：对比耳片拉伸应力，屈服应力与拉伸载荷效率系数，计算安全系数。
5.如权利要求2所述的一种飞机结构方案快速设计的优化方法，其特征在于，所述步骤4.3包括以下步骤：
步骤4.3.1：布置铆钉，选择铆钉布置方式，设置铆钉直径、钉孔边距、钉孔间距，然后根据组合构件的几何模型、属性参数、以及载荷进行分析；
步骤4.3.2：根据有限元分析结果，分析铆钉单元的剪力、相对变形是否满足设计要求。
6.如权利要求1所述的一种飞机结构方案快速设计的优化方法，其特征在于，所述步骤5包括以下步骤：
步骤5.1：完成结构设计变量定义；
步骤5.2：完成目标函数的定义，定义为结构最小重量；
步骤5.3：完成约束条件的定义，约束是在优化分析中对响应进行一定范围的限制，定义为应力约束和应变约束；
步骤5.4：分析得出优化计算结果，获得结构最佳结构参数。
7.如权利要求1所述的一种飞机结构方案快速设计的优化方法，其特征在于，所述步骤6包括以下步骤：
步骤6.1：进行飞机横向结构布置参数调整；
步骤6.2：进行飞机纵向结构布置参数调整。
8.如权利要求1所述的一种飞机结构方案快速设计的优化方法，其特征在于，所述步骤3的具体操作为：将各主承力结构的几何线框模型导入到CAE软件中，离散真实结构数模建立有限元网格，根据飞机实际受飞行、起降、发动机、油箱等载荷工况加载，根据各工况的分布载荷及集中载荷类型，将各类载荷加载至结构有限元模型指定的节点上，同时建立约束条件，并以结构相应刚度支持建立边界条件进行了数值仿真分析，从而生成结构的有限元分析模型，调用CAE软件的求解器进行静力分析和稳定性分析，输出有限元分析结果。
9.如权利要求1-8任一项所述的一种飞机结构方案快速设计的优化方法，其特征在于，重复步骤2-步骤6的操作，得到最佳结构布置下的最优结构参数。
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