飞行器结构参数设计方法技术

本发明专利技术提供了一种飞行器结构参数设计方法，该方法包括：确定总体初步论证参数，根据正交试验方法，在总体初步论证参数的临近区间设计一组结构总体参数以形成正交试验表格；建立飞行器的简化有限元模型并向简化有限元模型上施加载荷，建立与正交试验表格相匹配的多个拓扑优化试验模型；对多个拓扑优化试验模型进行拓扑优化计算并保证数值试验算例的结果收敛；对数值试验算例的结果进行数据分析以获得优水平和优组合；根据所获取的优组合参数对飞行器进行参数化模型重构，对重构后的飞行器的参数化模型开展参数优化以获得方案论证阶段的结构模型。应用本发明专利技术的技术方案，以解决现有技术中飞行器结构指标指标设计周期长、人力成本高的技术问题。

【技术实现步骤摘要】
飞行器结构参数设计方法
本专利技术涉及航空、航天等军工领域先进轻量化飞行器总体结构参数设计
，尤其涉及一种飞行器结构参数设计方法。
技术介绍
高速飞行器是航空、航天发展的重要方向，具有重大战略意义和重要经济社会价值。随着飞行速度和飞行时间的大幅提升，一方面结构系统各个指标之间耦合交联，提出合理的设计指标工作变得困难，另一方面对各个指标提出更高的要求，同时伴随着持续的竞争态势，设计与论证周期大大压缩，如何在方案论证阶段，短期内高效获得一组经过优化且可实现的结构系统设计指标，变得至关重要。目前，飞行器总体结构指标主要参考以往亚声速以及超音速飞行器设计指标，先大致确定一组指标，结构设计人员结合以往设计开展一轮结构建模，开展强度、刚度、稳定性等仿真分析计算，不满足指标的话调整一轮指标，再开展一轮结构设计，如此反复几轮确定总体结构设计指标，往往周期较长，且要投入较多的人力。
技术实现思路
本专利技术提供了一种飞行器结构参数设计方法，能够解决现有技术中飞行器结构指标设计周期长、人力成本高的技术问题。本专利技术提供了一种飞行器结构参数设计方法，飞行器结构参数设计方法包括：步骤一，确定飞行器的总体初步论证参数，根据正交试验方法，在总体初步论证参数的临近区间设计一组结构总体参数以形成正交试验表格；步骤二，建立飞行器的简化有限元模型并向简化有限元模型上施加载荷，在施加载荷后的简化有限元模型的基础上，根据正交试验表格中的试验因素和评价指标建立与正交试验表格相匹配的多个拓扑优化试验模型；步骤三，根据正交试验设计出的数值试验算例，对多个拓扑优化试验模型进行拓扑优化计算并保证数值试验算例的结果收敛；步骤四，对正交试验的数值试验算例的结果进行数据分析以获得正交试验的优水平和优组合；步骤五，根据所获取的优组合参数对飞行器进行参数化模型重构，对重构后的飞行器的参数化模型开展参数优化以获得方案论证阶段的结构模型。进一步地，步骤一具体包括：参考已有类似飞行器结构系统已达到指标，确定飞行器的总体初步论证参数，根据正交试验方法，在初步论证参数的临近区间设计一组结构总体参数以形成正交试验表格。进一步地，步骤二具体包括：从飞行器的气动外形中提取出承载结构空间以建立飞行器的简化有限元模型，向简化有限元模型上施加载荷，在施加载荷后的简化有限元模型的基础上，以正交试验表格中的试验因素的取值作为约束以及以正交试验表格中的评价指标为目标，建立与正交试验表格相匹配的多个拓扑优化试验模型。进一步地，飞行器的试验因素包括关键位置最大位移、结构质量、系统频率或质心，飞行器的评价指标包括系统应变能、最大变形或结构质量。进一步地，在步骤二中，向简化有限元模型上施加的载荷为飞行器在地面阶段、运输吊挂阶段以及飞行阶段中的最大载荷。进一步地，步骤三具体包括：根据正交试验设计出的数值试验算例，利用求解器对多个拓扑优化试验模型进行拓扑优化计算工作，如果某一数值试验算例的结果不收敛，通过调整正交试验表格中试验因素的取值区间，以保证数值试验算例的结果收敛。进一步地，在步骤四中，对正交试验的数值试验算例的结果进行数据分析的分析方法包括单因素分析方法、交互分析方法和极差分析方法。进一步地，步骤五具体包括：以优组合参数所获得的拓扑优化结果为基准，设定合理的密度阈值，重构飞行器的CAD模型并建立飞行器的参数化有限元模型；以优组合参数作为约束，以正交试验的评价指标作为目标，使用求解器对飞行器的参数化有限元模型进行参数优化以获得各个参数的优选值；根据各个参数的优选值对飞行器的CAD模型进行调整以获得方案论证阶段的结构模型。进一步地，密度阈值的范围为0.2至0.4。进一步地，求解器包括OptiStruct求解器或Isight求解器。应用本专利技术的技术方案，提供了一种飞行器结构参数设计方法，该方法结合正交试验设计和拓扑优化算法的优势，对飞行器结构系统系列指标进行匹配，通过有限数值算例的分析，能够获得指标之间的优组合，以实现指标之间的优化匹配并提高论证效率。本专利技术的参数设计方法与现有技术相比，能够有效解决传统方法设计周期长、开发费用高的问题，能够满足未来高指标航空航天飞行器结构方案快速迭代闭合的需求，在实际工程领域具有较好的实用价值。附图说明所包括的附图用来提供对本专利技术实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本专利技术的实施例，并与文字描述一起来阐释本专利技术的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1示出了根据本专利技术的具体实施例提供的飞行器结构参数设计方法的流程图；图2示出了根据本专利技术的具体实施例提供的飞行器的简化结构示意图；图3示出了图2中提供的飞行器的正视图；图4示出了图2中提供的飞行器的俯视图；图5示出了图2中提供的飞行器的左视图；图6示出了根据本专利技术的具体实施例提供的飞行器的有限元模型的示意图；图7示出了根据本专利技术的具体实施例提供的飞行器优组合拓扑优化结果的示意图；图8示出了根据本专利技术的具体实施例提供的飞行器优化后模型刚度分析结果的示意图。具体实施方式需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术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专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本专利技术及其应用或使用的任何限制。基于本专利技术中的实施例，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，都属于本专利技术保护的范围。需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本专利技术的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。如图1至图8所示，根据本专利技术的具体实施例，提供了一种飞行器结构参数设计方法，该飞行器结构参数设计方法包括：步骤一，确定飞行器的总体初步论证参数，根据正交试验方法，在总体初步论证参数的临近区间设计一组结构总体参数以形成正交试验表格；步骤二，建立飞行器的简化有限元模型并向简化有限元模型上施加载荷，在施加载荷后的简化有限元模型的基础上，根据正交试验表格中的试验因素和评价指标建立与正交试验表格相匹配的多个拓扑优化试验模型；步骤三，根据正交试验设计出的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器结构参数设计方法，其特征在于，所述飞行器结构参数设计方法包括：步骤一，确定飞行器的总体初步论证参数，根据正交试验方法，在总体初步论证参数的临近区间设计一组结构总体参数以形成正交试验表格；步骤二，建立飞行器的简化有限元模型并向所述简化有限元模型上施加载荷，在施加载荷后的简化有限元模型的基础上，根据所述正交试验表格中的试验因素和评价指标建立与所述正交试验表格相匹配的多个拓扑优化试验模型；步骤三，根据正交试验设计出的数值试验算例，对多个拓扑优化试验模型进行拓扑优化计算并保证数值试验算例的结果收敛；步骤四，对正交试验的数值试验算例的结果进行数据分析以获得正交试验的优水平和优组合；步骤五，根据所获取的优组合参数对所述飞行器进行参数化模型重构，对重构后的所述飞行器的参数化模型开展参数优化以获得方案论证阶段的结构模型。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器结构参数设计方法，其特征在于，所述飞行器结构参数设计方法包括：步骤一，确定飞行器的总体初步论证参数，根据正交试验方法，在总体初步论证参数的临近区间设计一组结构总体参数以形成正交试验表格；步骤二，建立飞行器的简化有限元模型并向所述简化有限元模型上施加载荷，在施加载荷后的简化有限元模型的基础上，根据所述正交试验表格中的试验因素和评价指标建立与所述正交试验表格相匹配的多个拓扑优化试验模型；步骤三，根据正交试验设计出的数值试验算例，对多个拓扑优化试验模型进行拓扑优化计算并保证数值试验算例的结果收敛；步骤四，对正交试验的数值试验算例的结果进行数据分析以获得正交试验的优水平和优组合；步骤五，根据所获取的优组合参数对所述飞行器进行参数化模型重构，对重构后的所述飞行器的参数化模型开展参数优化以获得方案论证阶段的结构模型。2.根据权利要求1所述的飞行器结构参数设计方法，其特征在于，所述步骤一具体包括：参考已有类似飞行器结构系统已达到指标，确定飞行器的总体初步论证参数，根据正交试验方法，在初步论证参数的临近区间设计一组结构总体参数以形成正交试验表格。3.根据权利要求1所述的飞行器结构参数设计方法，其特征在于，所述步骤二具体包括：从飞行器的气动外形中提取出承载结构空间以建立飞行器的简化有限元模型，向所述简化有限元模型上施加载荷，在施加载荷后的简化有限元模型的基础上，以所述正交试验表格中的试验因素的取值作为约束以及以所述正交试验表格中的评价指标为目标，建立与所述正交试验表格相匹配的多个拓扑优化试验模型。4.根据权利要求3所述的飞行器结构参数设计方法，其特征在于，所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：时光辉，全栋梁，关成启，汤龙生，王庆伟，王晶，张珊，张宇鹏，李奥，
申请(专利权)人：北京空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11